WO2010117303A1 - Method for providing ephemeris support to the process of controlling the spacecraft of the global navigation satellite system - Google Patents

Method for providing ephemeris support to the process of controlling the spacecraft of the global navigation satellite system Download PDF

Info

Publication number
WO2010117303A1
WO2010117303A1 PCT/RU2010/000146 RU2010000146W WO2010117303A1 WO 2010117303 A1 WO2010117303 A1 WO 2010117303A1 RU 2010000146 W RU2010000146 W RU 2010000146W WO 2010117303 A1 WO2010117303 A1 WO 2010117303A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
orbit
spacecraft
parameters
low
board
Prior art date
Application number
PCT/RU2010/000146
Other languages
French (fr)
Russian (ru)
Inventor
Сергей Васильевич СТРЕЛЬНИКОВ
Original Assignee
Strelnikov Sergey Vasilevich
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Strelnikov Sergey Vasilevich filed Critical Strelnikov Sergey Vasilevich
Publication of WO2010117303A1 publication Critical patent/WO2010117303A1/en

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/02—Details of the space or ground control segments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/03—Cooperating elements; Interaction or communication between different cooperating elements or between cooperating elements and receivers

Definitions

  • the invention relates to methods for controlling spacecraft of a global navigation satellite system.
  • the motion parameters KA of GNSS transmitted in the navigation message are called ephemeris information [1, p.14].
  • KA GNSS with the ground-based GNSS control complex therefore updating (clarification) of the ephemeris information on board the KA GNSS is carried out periodically.
  • the technology of ephemeris support is used, in which the ephemeris information is updated once or twice a day, and the duration of the predicted flight interval is about two turns, i.e. about one day [1, s.ZOZ].
  • the initial information for calculating the ephemeris information is the values of the current navigation parameters of motion KA, measured by ground control stations and transmitted to the GNSS coordination and computing center, in which 5 orbits are determined and ephemeris information is calculated.
  • the determination, prediction of the orbit parameters of each GNA KA and the calculation of the ephemeris information are performed in the coordination and computing center.
  • the duration of the forecast interval for ephemeris is about one day [l, c.
  • the closest technical solution to the claimed invention is a method of ephemeris support, which allows to increase the accuracy of the ephemeris, in which to measure the parameters of mutual motion KA GNSS, determine (clarify) the parameters of their orbits
  • BAMI inter-satellite measurements
  • the on-board inter-satellite measurement equipment installed onboard the GNSS KA should be used to perform the following actions [1, p. 488]:
  • the on-board time scale of each GNA KA is synchronized with the system time scale supported by the ground standard [1, p. 36-37].
  • the known method allows to reduce the error of the ephemeris, arising due to the long duration of the forecast interval, due to the frequent refinement of the parameters of the orbits using BAMI and the subsequent 15 calculation of the ephemeris by the onboard control system of each ICA GNSS.
  • the known method provides high-precision determination of the parameters of the mutual position KA of the GNSS orbital group in inertial space.
  • it is necessary to determine the KA orbit parameters in the coordinate system associated with the rotating Earth, in other words, to bind the GNSS orbital grouping parameters to the coordinate system of the navigation information consumer. Binding is achieved by determining the orbit of one or more KAs using ground control measurement stations. After transmitting 25 onboard some KA ephemeris information calculated from measurements of ground stations, the method allows you to refine the parameters of the orbits and ephemeris of all KA of the GNSS orbital group relative to this KA.
  • Such a KA can essentially be regarded as a KA reference, with respect to which the GNS KA orbits are directly refined.
  • a KA reference with respect to which the GNS KA orbits are directly refined.
  • the disadvantage of this method is the need to measure current navigation parameters of the KA GNSS using an extensive network of ground-based monitoring measuring stations. This dictates the need for resource expenditures, firstly, for the Earth complex to measure current navigation parameters, calculate the ephemeris and transfer them on board the KA, and secondly, to maintain an extensive network of ground-based monitoring measuring stations in the operational state. Since measuring stations are expensive technical systems, the cost of resources is significant.
  • the problem to which the claimed invention is directed consists in increasing the accuracy of the ephemeris and reducing the cost of resources for ex the operation of the GNSS KA group by reducing the resource consumption for calculating the ephemeris information necessary for the formation of GNSS KA navigation messages.
  • the main technical result achieved by the claimed invention is to provide the required high accuracy of calculating the ephemeris information when controlling the functioning of GNSS KA without measuring the parameters of their motion by ground monitoring stations and there is no need to carry out calculations of ephemeris information in the ground control complex, which allows reduce the cost of resources for the operation of GNSS.
  • the low-orbit spacecraft is launched into orbit, and during orbital flight, it is determined
  • terrestrial radio beacons 15 orbit using on-board equipment with high accuracy according to the signals of some terrestrial radio stations, which are hereinafter called terrestrial radio beacons.
  • the essence of the invention lies in the fact that for the ephemeris support of the process of controlling spacecraft of global navigation
  • the equipment for synchronizing the onboard timeline with the system timeline of the global navigation satellite system the equipment for measuring the current navigation parameters of motion from the signals of ground beacons and determining the orbital parameters of the low-orbit spacecraft, the onboard equipment for inter-satellite measurements, are placed at orbital In summer, the onboard time scale of a low-orbit spacecraft is synchronized with the system time scale of the global navigation satellite system, the orbit parameters of the low-orbit spacecraft are determined from the signals of ground-based radio beacons, inter-satellite measurements of the motion parameters of the spacecraft of the navigation system relative to the low-orbit spacecraft are carried out, on board the low-orbit spacecraft form a navigation message containing its orbit parameters measured by signals from ground-based radio beacons, which are transmitted and received on board the spacecraft of the navigation system, the on-board control systems of the spacecraft of the navigation system determine the parameters of their orbits and ephemeris from inter-satellite measurements and the orbit parameters of the
  • the basis of the invention is the possibility of high-precision determination of the orbit of the low-orbit KA by its on-board equipment based on signals from ground-based radio beacons.
  • radio beacons radio stations are used, the characteristics of the radio signals of which determine the orbit of the low-orbit KA with the necessary high accuracy.
  • Radio beacons are, for example, stationary terrestrial television radio broadcasting stations.
  • the orbit of the low-orbit KA is determined by the radial velocity V R of the motion KA relative to the television radio stations measured by the on-board equipment.
  • the possibility of using television signals for measuring the radial velocity V R with the required high accuracy is due to the high stability of the carrier frequencies of the image of television signals.
  • Radio broadcasting stations have a high radiation power, and an extensive network of radio stations with known emitter coordinates has been created in the territory of the Russian Federation, which currently includes about 350 radio stations with a power of 5 to 50 kW [2].
  • the error in measuring the radial velocity V R from the television broadcast signals with a non-request method of measuring the radial speed of movement relative to the television radio station is estimated by the formula [3, p.155] where C, ⁇ C is the speed of light and the error of its determination; f 0KA , ⁇ f 0KA - frequency and frequency deviation of the reference generator KA from the nominal value;
  • ⁇ c is the variance of the error in measuring the speed of light
  • ⁇ f 2 the variance of the deviation of the frequency of the reference generators from the nominal value
  • ⁇ d 2 the variance of the instrumental error in measuring the Doppler frequency shift.
  • the first terms in (1), (2) are caused by inaccuracy of information about the propagation velocity of radio waves.
  • the relative error of the speed of light is estimated by the expression
  • the relative error of the speed of light in vacuum is AC 0 IC «3 • 10 ⁇ 9 . Therefore, the contribution of AC 0 to the estimate of the error in measuring the radial velocity is negligible.
  • the error in the tropospheric measurement of radial velocity is small [4]; to solve the navigation problems KA, it can be neglected. Since television signals are broadcast in different frequency ranges, to eliminate the error in determining the radial velocity due to the influence of the ionosphere, in accordance with the proposed method, the Doppler shift of the carrier frequencies of the image of two television channels is measured and the two-frequency method of accounting for the ionospheric error is applied. Therefore, the error of the first term in expressions (1), (2) can be neglected.
  • the second term (1), (2) is due to the instability of the reference frequency generators.
  • Frequency instability is characterized by the ratio of its deviation from the nominal value to the nominal frequency and consists of short-term and long-term frequency instability.
  • ⁇ 2 ⁇ d 2 ol + ⁇ to 2 p , where ⁇ d 2 op is the variance of long-term instability; ⁇ 2 p is the variance of short-term instability.
  • the pseudo-Doppler navigation method is used.
  • the carrier frequency of the television channel may deviate from the nominal value on the daily time interval of ⁇ 1 Hz, and within one month ⁇ 100 Hz [5, p. 8].
  • the instrumental error in measuring the Doppler frequency shift Af d is the sum of the error caused by noise interference and the error of the digital signal frequency meter.
  • the error of the digital signal frequency meter is estimated by the formula [3, p. 159-160] where f d is the measured value of the Doppler frequency shift; At 1 ⁇ 1 is the duration of the measurement interval.
  • the potential measurement error of the Doppler frequency shift of the received signal, due to the action of noise, is estimated by the dispersion according to the expression [7, p. 103] q -potent K + ⁇ - ⁇ O '
  • T W equivalent noise temperature (Kelvin); Af 01 - Doppler frequency shift in the interval At n ⁇ ;
  • S p is a coefficient characterizing the radiation power of a television radio station in free space
  • P is the power of a television radio station.
  • the Doppler shift of the carrier frequency 12 of the television will be Af dt ⁇ 50 Hz.
  • the measurement error of real equipment is higher than potential.
  • the increase in the error is due to the properties of the equipment of the receiving and measuring tract.
  • on-board equipment allows measurements to be made with an error that is not more than 10 times higher than the potential, and random measurement errors are distributed according to the normal law.
  • This error value corresponds to the error of ground-based measuring tools used to measure GNA orbit parameters KA.
  • the orbital parameters are determined from the measured values of the radial velocity by the methods described in [8, pp. 145–185].
  • the error in measuring the current navigation parameters of low-orbit KA from broadcast signals corresponds to the error in standard tools designed to measure the parameters of the GNA KA orbit
  • the error in determining the orbit of the KA reference corresponds to the error in determining the GNA KA orbit parameters.
  • the low-orbit KA is essentially a KA standard, relative to which inter-satellite measurements are performed, the orbit and ephemeris parameters of the GNA KA are determined (specified).
  • the orbit parameters of the KA standard are determined and then continuously maintain the required high accuracy of their determination by measuring the current navigation parameters of its motion using signals from ground-based radio beacons. Continuity in maintaining high accuracy is achieved by measuring the current navigation parameters of the low-orbit KA using signals from a large number of ground-based radio beacons, for example, television radio stations located on the earth's surface along its flight path.
  • the KA-standard is recommended to be placed in a near-circular orbit with an altitude of about 1000 km.
  • the recommendation is due to the fact that the methods of high-precision determination of orbits and prediction of the motion of KA located in near-circular orbits with a flight altitude of about 1000 km, developed for ephemeris support the control process of the KA satellite navigation systems of the first generation (space systems "Cicada” [1, p. 7-8], "Transit").
  • the claimed method allows to provide a low error in the calculation of GNA ephemeris KA, caused by the difference between the predicted physical state of the space environment from the actual state in the flight interval during which the KA ephemeris is predicted due to more frequent updating of the ephemeris according to the onboard measurements.
  • this is achieved by conducting inter-satellite measurements with respect to the low-orbit KA standard, the high accuracy of determining the orbit of which is maintained 25 continuously.
  • the prototype method for high-precision calculation of the ephemeris of the CA-standard in the coordinate system associated with the Earth it is not necessary to measure its motion parameters by ground control measuring stations.
  • the use of one low the orbital spacecraft reference provides the possibility of finding each GNA KA in the radio-visibility zone of the low-orbit spacecraft reference and performing inter-satellite measurements between it and each GNA KA during one period of the low-orbit spacecraft reference.
  • On the daily 5th flight interval of the low-orbit KA several time intervals are formed during which the low-orbit KA and any GNA KA are in direct line of sight, and inter-satellite measurements can be made between them.
  • a low-orbit KA standard when it is in a circumcircular orbit with an altitude of about 1000 km, makes 15 orbits around the Earth in the daily flight interval, and KA GNSS - 2 orbits. Moreover, within one day, with the direct inclination of the orbit of the low-orbit KA standard, 13 time intervals are formed during which any GNA KS and low-orbit KA are in direct visibility, and 17 such intervals and time with the reverse inclination of the orbit of the CA standard.
  • the energy of the inter-satellite radio link is calculated so that it is possible to receive the measurement signals emitted by YOU of some GNA KA, all visible KA of the GNSS orbital constellation, while the maximum range for inter-satellite measurements is 52600 km [1, p. 452] .
  • the maximum range for inter-satellite measurements is 52600 km [1, p. 452] .
  • the maximum range between the low-orbit SCA KA and GNA KA will not exceed 28,000km.
  • the maximum distance between the KA-standard and the GNA KA is almost 2 times less than the maximum distance between the GNSS emitting and receiving KA corresponding to the prototype method. This allows 5 to reduce the power at the transmitter output of the on-board equipment for inter-satellite measurements and to reduce energy costs during inter-satellite measurements.
  • Reducing the calculation error of the ephemeris of all GNA KAs allows to increase the accuracy of navigation definitions of consumers of navigation information, in the claimed invention high accuracy of determination of parameters the orbits of the KA-standard are constantly supported, which allows using BAMI to constantly maintain high accuracy in the determination of KA GNSS ephemeris.
  • FIG. 1 A block diagram of a device intended for installation on board a low-orbit spacecraft and the implementation of the proposed method is presented in figure 1.
  • the device comprises an antenna 1 directed toward the center of the Earth, a transmitter / receiver 2, an on-board digital computer (BCM) 3, equipment for synchronizing the on-board time scale with the system time scale of the global navigation satellite system 4,
  • BCM on-board digital computer
  • the first input of the transceiver 2 is connected to the output of the antenna 1, and the second input is connected to the first output of the BCM 3, the third input of the device 2 is connected to the output of the antenna 8, the first output of the transceiver 2 is connected to the input of the antenna 1, the second the output is connected to the first input of the digital computer 3, the third output of the device 2 is
  • the device operates as follows.
  • the equipment 4 synchronizes the on-board time scale with the system time scale.
  • the signals corresponding to the time values of the on-board scale necessary for calculating the corrections of the on-board 5 scale to the system time scale are received from the output of the equipment 4 to the second input of the digital computer 3, which generates a radio signal, which then comes from the first output of the digital computer 3 to the second input of the transceiver device 2, then from the first output of device 2 to the input of the antenna 1, which broadcasts a radio signal in the direction of the ground control station, which performs synchronization.
  • Antenna 1 receives signals of the corrections of the on-board scale to the system time scale, calculated and transmitted by the ground control station, which are received from the output of the antenna 1 to the first input of the transceiver 2, then from the second output of the device 2 to the first input of the digital computer 3, and then from second output of the computer 3
  • the equipment 5 determines the orbit parameters of the low-orbit spacecraft from the signals of ground-based radio beacons.
  • the antenna 1 receives signals from terrestrial beacons, which from the output of the antenna 1 go to the first input of the transceiver 2, then from the second
  • the apparatus 6 generates measuring signals for
  • the signals of the on-board time scale necessary for measuring the pseudorange and pseudo-speed go from the output of the equipment 4 to the second input of the digital computer 3, then from the fourth the output of the digital computer 3 to the input of the equipment 6, which forms the measuring signals that are received from the output of the equipment 6 to the second input of the antenna 7, which transmits signals for reception at all GNA KA located in the radio visibility zone of the low-orbit KA.
  • the orbit parameters of the low-orbit spacecraft, relative to which the inter-satellite measurements were carried out, are required for the digital computer 3 to form a navigation message, in accordance with the standard structure of the GNSS navigation message [1, p.325-336].
  • the generated navigation message consists of two sections - operational information ”and“ non-operational information)), and in the operational information section)) contains the orbit parameters of the low-orbit spacecraft, measured
  • antenna 7 receives the signal of the navigation message from one of the GNSS KA which is from the antenna output
  • the antenna 8 transmits the signal of the navigation message to receive it on all GNSS KA, where inter-satellite measurements of the orbit parameters with respect to the low-orbit KA were performed.
  • the digital computer 3 controls the operation and interaction of all subsystems of the device. Measurements of the pseudorange, pseudo-velocity and determination (refinement) of the orbital parameters KA GNSS in the onboard complexes KA GNSS are carried out in accordance with the prototype method, while on board the KA GNSS, the well-known BAMI is used, described in the description of the prototype method [1, p. 448-458].
  • the claimed invention can be used for ephemeris support of the GNSS functioning control process, the task of which is to determine and forecast the ephemeris of GNSS spacecraft.
  • the main technical effect of the claimed method which consists in
  • the claimed method can be used in satellite navigation and repeatedly reproduced.
  • Kenshin M.O The method of accounting for tropospheric refraction in phase measurements of GPS satellites in the absence of meteorological data.-SPb .: Publ. Institute of Theoretical Astronomy, 1997.
  • GOST 7845-92 Broadcast Television System. Key parameters, measurement methods.

Abstract

The invention relates to satellite navigation and can be used for providing ephemeris support to the process for controlling the spacecraft of the global navigation satellite system. The technical result is an increase in measurement accuracy. The essence of the invention is that a low-orbiting spacecraft is placed in orbit, said spacecraft containing facilities for synchronising its on-board time scale with the system time scale, facilities for determining orbit parameters according to the signals of ground beacons, and on-board facilities for inter-satellite measurements. During the orbital flight of the spacecraft, its on-board time scale is synchronized with the system time scale of the global navigation satellite system. The orbit parameters of the spacecraft are determined according to the signals of the beacons. A navigation message containing the orbit parameters of the spacecraft is transmitted and inter-satellite measurements, including the trajectory parameters of the spacecraft of the navigation system with respect to the low-orbiting spacecraft, are carried out. The orbit parameters and ephemeris of the navigation system spacecraft are determined in the on-board control systems thereof according to the inter-satellite measurements and the orbit parameters of the low-orbiting spacecraft.

Description

СПОСОБ ЭФЕМЕРИДНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПРОЦЕССА METHOD OF EPHEMERIDIC PROCESS OF THE PROCESS
УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ ГЛОБАЛЬНОЙMANAGEMENT OF SPACE VEHICLES GLOBAL
НАВИГАЦИОННОЙ СПУТНИКОВОЙ СИСТЕМЫNAVIGATION SATELLITE SYSTEM
ю Область техники, к которой относится изобретениеThe technical field to which the invention relates
Изобретение относится к способам управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы.The invention relates to methods for controlling spacecraft of a global navigation satellite system.
Предшествующий уровень техникиState of the art
15 Известен способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС), при котором параметры орбит и эфемериды каждого космического аппарата (KA) определяют с помощью разветвленной сети наземных контрольных измерительных станций [1, с.16- 17]. Под эфемеридным обеспече-15 There is a known method of ephemeris support for the process of controlling spacecraft of the global navigation satellite system (GNSS), in which the orbits and ephemeris of each spacecraft (KA) are determined using an extensive network of ground-based monitoring measuring stations [1, p.16-17]. Under the ephemeris
20 нием понимают определение и прогноз параметров движения всех KA ГНСС с целью последующей передачи этой информации космическими аппаратами в навигационном сообщении потребителям [1, с.15]. Параметры движения KA ГНСС, передаваемые в навигационном сообщении, называют эфемеридной информацией [1, с.14].20 understand the definition and prediction of the motion parameters of all GNA KAs for the purpose of subsequent transmission of this information by spacecraft in a navigation message to consumers [1, p.15]. The motion parameters KA of GNSS transmitted in the navigation message are called ephemeris information [1, p.14].
25 Сеть наземных станций не обеспечивает непрерывное взаимодействие25 A network of ground stations does not provide continuous interaction
KA ГНСС с наземным комплексом управления ГНСС, поэтому обновление (уточнение) эфемеридной информации на борту KA ГНСС выполняют периодически. Так в ГНСС ГЛОНАСС используется технология эфемеридного обеспечения, при которой обновление эфемеридной информации осуществ- зо ляют один или два раза в сутки, а продолжительность прогнозируемого интервала полета составляет около двух витков, т.е. около одних суток [1, с.ЗОЗ]. Исходной информацией для расчета эфемеридной информации служат значения текущих навигационных параметров движения KA, измеренные наземными контрольными станциями и переданные в координационно- вычислительный центр управления ГНСС, в котором осуществляют опреде- 5 ление орбит и расчет эфемеридной информации. При этом для высокоточных расчетов эфемеридной информации ежесуточно осуществляют 10...12 сеансов измерений по каждому KA ГНСС [1, c.302]. Для эфемеридного обеспечения процесса управления функционированием каждого KA ГНСС ежесуточно выполняют следующие действия [1, c.301-307]: ιо - измерение текущих навигационных параметров движения KA с помощью наземных контрольных измерительных станций;KA GNSS with the ground-based GNSS control complex, therefore updating (clarification) of the ephemeris information on board the KA GNSS is carried out periodically. So, in GNSS GLONASS, the technology of ephemeris support is used, in which the ephemeris information is updated once or twice a day, and the duration of the predicted flight interval is about two turns, i.e. about one day [1, s.ZOZ]. The initial information for calculating the ephemeris information is the values of the current navigation parameters of motion KA, measured by ground control stations and transmitted to the GNSS coordination and computing center, in which 5 orbits are determined and ephemeris information is calculated. Moreover, for high-precision calculations of ephemeris information, 10 ... 12 measurement sessions are carried out daily for each GNSS KA [1, p.302]. For the ephemeris support of the process of controlling the functioning of each GNA KA, the following actions are performed daily [1, p. 301-307]: ιо - measuring the current navigation parameters of the KA motion using ground control measuring stations;
- передачу результатов измерений для обработки в координационно- вычислительный центр;- transfer of measurement results for processing to the coordination and computing center;
- определение параметров орбиты KA по результатам измерений; 15 - прогнозирование параметров орбиты KA;- determination of the parameters of the KA orbit according to the measurement results; 15 - prediction of the parameters of the orbit KA;
- расчет эфемеридной информации;- calculation of ephemeris information;
- передачу эфемеридной информации на наземные загрузочные станции;- transfer of ephemeris information to ground loading stations;
- передачу эфемеридной информации на борт KA с помощью назем- 20 ных загрузочных станций.- Transmission of ephemeris information on board the KA using ground-based loading stations.
Определение, прогнозирование параметров орбиты каждого KA ГНСС и расчет эфемеридной информации выполняют в координационно- вычислительном центре.The determination, prediction of the orbit parameters of each GNA KA and the calculation of the ephemeris information are performed in the coordination and computing center.
Недостатками описанного способа эфемеридного обеспечения явля- 25 ются:The disadvantages of the described method of ephemeris support are 25:
- большое количество ежесуточных измерений текущих навигационных параметров, выполняемых наземными контрольными измерительными станциями и необходимых для расчета эфемеридной информации с требуемой точностью (для 24 KA ГНСС требуется проведение около 240 сеансов зо измерений текущих навигационных параметров); - появление погрешности эфемерид KA ГНСС, возникающей вследствие отличия прогнозируемого физического состояния космической среды от действительного состояния на интервале полета, на котором осуществляется прогнозирование движения KA и расчет эфемерид, в связи с тем, что про-- a large number of daily measurements of current navigation parameters performed by ground monitoring measuring stations and necessary for calculating ephemeris information with the required accuracy (for 24 KA GNSS, about 240 sessions are required to measure current navigation parameters); - the appearance of an error in the GNSS ephemeris KA arising due to the difference in the predicted physical state of the space environment from the actual state in the flight interval, during which the KA motion is predicted and the ephemeris is calculated, due to the fact that
5 должительность интервала прогноза эфемерид составляет около одних суток [l, c.ЗOЗ].5, the duration of the forecast interval for ephemeris is about one day [l, c.
Следствием большого количества измерений являются значительные затраты ресурсов наземного комплекса управления для эфемеридного обеспечения процесса управления KA ГНСС. При использовании описанного ю способа, в котором применяются измерения наземных станций, погрешность эфемерид может быть уменьшена за счет более частого обновления эфемеридной информации на борту и таким образом уменьшения продолжительности интервала прогнозирования. Однако практическая реализация такой возможности затруднительна в связи с большой загрузкой и ограни-The consequence of a large number of measurements is the significant resource costs of the ground-based control complex for the ephemeris support of the GNSS KA control process. Using the method described above, in which measurements of ground stations are used, the error of the ephemeris can be reduced by more frequently updating the ephemeris information on board and thus reducing the duration of the prediction interval. However, the practical implementation of this feature is difficult due to the large load and limitation
15 ченными ресурсами наземного комплекса управления ГНСС.15 resources of the GNSS ground-based control complex.
Наиболее близким техническим решением к заявленному изобретению является способ эфемеридного обеспечения, позволяющий повысить точность эфемерид, при котором для измерения параметров взаимного движения KA ГНСС, определения (уточнения) параметров их орбит применяет-The closest technical solution to the claimed invention is a method of ephemeris support, which allows to increase the accuracy of the ephemeris, in which to measure the parameters of mutual motion KA GNSS, determine (clarify) the parameters of their orbits
20 ся бортовая аппаратура межспутниковых измерений (БАМИ) [1, c.448-458], предназначенная для решения следующих задач: измерения параметров взаимного движения KA ГНСС; передачи эфемерид и частотно-временных поправок в сети KA ГНСС. Измерение параметров взаимного движения осуществляется путем измерения псевдодальностей и псевдоскоростей движе-20 on-board equipment for inter-satellite measurements (BAMI) [1, p.448-458], designed to solve the following problems: measurement of mutual motion parameters KA GNSS; transmitting ephemeris and time-frequency corrections to the GNSS KA network. The mutual motion parameters are measured by measuring the pseudo-ranges and pseudo-velocities of motion
25 ния одних KA ГНСС относительно других. В соответствии со способом- прототипом бортовая аппаратура межспутниковых измерений, установленная на борту KA ГНСС, должна применяться для выполнения следующих действий [1, c.448]:25 some KA GNSS relative to others. In accordance with the prototype method, the on-board inter-satellite measurement equipment installed onboard the GNSS KA should be used to perform the following actions [1, p. 488]:
— формирование и передача измерительных сигналов для приема их на зо всех KA ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости излучающего KA; - прием измерительных сигналов от всех излучающих KA, находящихся в зоне радиовидимости KA, принимающего измерительные сигналы;- the formation and transmission of measuring signals for reception at all GNA KAs located in the radio-visibility zone of the radiating KA; - receiving measuring signals from all radiating KA located in the radio visibility zone of KA receiving the measuring signals;
- измерение временного сдвига принимаемых измерительных сигналов относительно местной шкалы времени и измерение псевдодальностей и 5 псевдоскоростей;- measuring the time shift of the received measuring signals relative to the local time scale and measuring pseudorange and 5 pseudo-speeds;
- передача и прием измерительной, эфемеридной и временной информации.- transmission and reception of measuring, ephemeris and time information.
Для обеспечения возможности измерения псевдодальностей и псевдоскоростей с помощью наземных станций осуществляют синхронизацию ю бортовой шкалы времени каждого KA ГНСС с системной шкалой времени, поддерживаемой наземным эталоном [1, c.36-37].To ensure the possibility of measuring pseudorange and pseudo-velocities using ground stations, the on-board time scale of each GNA KA is synchronized with the system time scale supported by the ground standard [1, p. 36-37].
Известный способ позволяет снизить погрешность эфемерид, возникающую ввиду большой продолжительности интервала прогноза, за счет частого уточнения параметров орбит с помощью БАМИ и последующего 15 расчета эфемерид бортовым комплексом управления каждого ICA ГНСС.The known method allows to reduce the error of the ephemeris, arising due to the long duration of the forecast interval, due to the frequent refinement of the parameters of the orbits using BAMI and the subsequent 15 calculation of the ephemeris by the onboard control system of each ICA GNSS.
Известный способ обеспечивает высокоточное определение параметров взаимного положения KA орбитальной группировки ГНСС в инерци- альном пространстве. Однако для высокоточных навигационных определений потребителей навигационной информации ГНСС необходимо опреде- 20 лить параметры орбит KA в системе координат, связанной с вращающейся Землей, иначе говоря, выполнить привязку параметров орбитальной группировки ГНСС к системе координат потребителя навигационной информации. Привязка достигается определением орбиты одного или нескольких KA с помощью наземных контрольных измерительных станций. После передачи 25 на борт некоторого KA эфемеридной информации, рассчитанной по измерениям наземных станций, способ позволяет уточнить параметры орбит и эфемериды всех KA орбитальной группировки ГНСС относительно этого KA. Такой KA по существу может рассматриваться как КА-эталон, относительно которого непосредственно осуществляют уточнение орбит KA ГНСС. зо Для обеспечения непрерывного поддержания высокой точности эфемерид KA ГНСС относительно систем координат, связанных с Землей, необходимо поддерживать высокую точность эфемерид одного или нескольких KA- эталонов, что диктует необходимость проведения измерений текущих навигационных параметров их орбит с помощью наземных контрольных измери- 5 тельных станций.The known method provides high-precision determination of the parameters of the mutual position KA of the GNSS orbital group in inertial space. However, for high-precision navigation definitions of GNSS navigation information consumers, it is necessary to determine the KA orbit parameters in the coordinate system associated with the rotating Earth, in other words, to bind the GNSS orbital grouping parameters to the coordinate system of the navigation information consumer. Binding is achieved by determining the orbit of one or more KAs using ground control measurement stations. After transmitting 25 onboard some KA ephemeris information calculated from measurements of ground stations, the method allows you to refine the parameters of the orbits and ephemeris of all KA of the GNSS orbital group relative to this KA. Such a KA can essentially be regarded as a KA reference, with respect to which the GNS KA orbits are directly refined. To ensure the continuous maintenance of high accuracy ephemeris GNSS KA with respect to coordinate systems connected with the Earth, it is necessary to maintain high accuracy of the ephemeris of one or several KA standards, which dictates the need to measure the current navigation parameters of their orbits using ground-based monitoring measuring stations.
Недостатком известного способа является необходимость проведения измерений текущих навигационных параметров движения KA ГНСС с помощью разветвленной сети наземных контрольных измерительных станций. Это диктует необходимость затрат ресурсов, во-первых, для проведения на- ю земным комплексом измерений текущих навигационных параметров, расчета эфемерид и передачи их на борт KA, во-вторых, для поддержания разветвленной сети контрольных измерительных станций наземного комплекса в работоспособном состоянии. Так как измерительные станции являются дорогостоящими техническими системами, затраты ресурсов являются зна-The disadvantage of this method is the need to measure current navigation parameters of the KA GNSS using an extensive network of ground-based monitoring measuring stations. This dictates the need for resource expenditures, firstly, for the Earth complex to measure current navigation parameters, calculate the ephemeris and transfer them on board the KA, and secondly, to maintain an extensive network of ground-based monitoring measuring stations in the operational state. Since measuring stations are expensive technical systems, the cost of resources is significant.
15 чительными. Кроме того, не все KA орбитальной группировки ГНСС могут быть видимы одновременно одним КА-эталоном. Так при обзоре с любого KA орбитальной группировки ГНСС часть из них закрыта Землей, поэтому рассчитать эфемериды всех KA орбитальной группировки ГНСС непосредственно относительно одного КА-эталона невозможно. Это вызывает:15 respectable. In addition, not all KAs of the GNSS orbital group can be visible simultaneously with a single CA standard. So, when reviewing from any KA of the GNSS orbital group some of them are covered by the Earth, therefore, it is impossible to calculate the ephemeris of all KA of the GNSS orbital group directly relative to one CA reference. It causes:
20 - или необходимость уточнения эфемерид тех KA ГНСС, которые невидимы КА-эталоном, путем межспутниковых измерений относительно других KA, эфемериды которых рассчитаны непосредственно относительно КА-эталона, что приводит к накоплению погрешности расчета эфемерид, неизбежно возникающей в процессе проведения таких межспутниковых из-20 - or the need to clarify the ephemeris of those GNA KAs that are invisible to the KA standard by inter-satellite measurements with respect to other KA whose ephemeris are calculated directly relative to the KA standard, which leads to the accumulation of the error in the calculation of the ephemeris, which inevitably arises in the process of conducting such inter-satellite
25 мерений;25 measurements;
- или необходимость использования нескольких КА-эталонов, что приводит к увеличению затрат ресурсов наземного комплекса управления ГНСС для расчета эфемерид нескольких КА-эталонов.- or the need to use several spacecraft standards, which leads to an increase in the cost of resources of the GNSS ground-based control complex for calculating the ephemeris of several spacecraft-standards.
Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, со- зо стоит в повышении точности эфемерид и снижении затрат ресурсов на экс- плуатацию группировки KA ГНСС за счет снижения расхода ресурсов на расчет эфемеридной информации, необходимой для формирования навигационных сообщений KA ГНСС.The problem to which the claimed invention is directed, consists in increasing the accuracy of the ephemeris and reducing the cost of resources for ex the operation of the GNSS KA group by reducing the resource consumption for calculating the ephemeris information necessary for the formation of GNSS KA navigation messages.
5 Раскрытие изобретения5 Disclosure of invention
Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается, в обеспечении требуемой высокой точности расчета эфемеридной информации при управлении функционированием KA ГНСС без проведения измерений параметров их движения наземными контроль- ю ными измерительными станциями и отсутствии необходимости проводить расчеты эфемеридной информации в наземном комплексе управления, что позволяет снизить расходы ресурсов на эксплуатацию ГНСС.The main technical result achieved by the claimed invention is to provide the required high accuracy of calculating the ephemeris information when controlling the functioning of GNSS KA without measuring the parameters of their motion by ground monitoring stations and there is no need to carry out calculations of ephemeris information in the ground control complex, which allows reduce the cost of resources for the operation of GNSS.
В заявленном способе осуществляют выведение на орбиту низкоорбитального космического аппарата и при орбитальном полете определяют егоIn the inventive method, the low-orbit spacecraft is launched into orbit, and during orbital flight, it is determined
15 орбиту с помощью бортовой аппаратуры с высокой точностью по сигналам некоторых наземных радиостанций, которые названы в дальнейшем наземными радиомаяками.15 orbit using on-board equipment with high accuracy according to the signals of some terrestrial radio stations, which are hereinafter called terrestrial radio beacons.
Сущность изобретения состоит в том, что для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навига-The essence of the invention lies in the fact that for the ephemeris support of the process of controlling spacecraft of global navigation
20 ционной спутниковой системы осуществляют синхронизацию бортовой шкалы времени каждого космического аппарата с системной шкалой времени, измеряют псевдодальности и псевдоскорости движения KA с помощью бортовой аппаратуры межспутниковых измерений, согласно изобретению, на орбиту с прямым или обратным наклонением выводят низкоорбитальный20 satellite systems synchronize the onboard timeline of each spacecraft with the system timeline, measure the pseudorange and pseudo speed KA using the onboard inter-satellite measurement equipment according to the invention, low-orbit orbit with forward or reverse inclination
25 космический аппарат, на котором размещают аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, аппаратуру измерения текущих навигационных параметров движения по сигналам наземных радиомаяков и определения по ним параметров орбиты низкоорбитального космического аппара- зо та, бортовую аппаратуру межспутниковых измерений, при орбитальном по- лете синхронизируют бортовую шкалу времени низкоорбитального космического аппарата с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, определяют параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата по сигналам наземных радиомаяков, проводят меж- 5 спутниковые измерения параметров движения космических аппаратов навигационной системы относительно низкоорбитального космического аппарата, на борту низкоорбитального космического аппарата формируют навигационное сообщение, содержащее параметры его орбиты, измеренные по сигналам наземных радиомаяков, которое транслируют и принимают на ю борту космических аппаратов навигационной системы, в бортовых комплексах управления космических аппаратов навигационной системы определяют параметры их орбит и эфемериды по межспутниковым измерениям и параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата.25 a spacecraft on which the equipment for synchronizing the onboard timeline with the system timeline of the global navigation satellite system, the equipment for measuring the current navigation parameters of motion from the signals of ground beacons and determining the orbital parameters of the low-orbit spacecraft, the onboard equipment for inter-satellite measurements, are placed at orbital In summer, the onboard time scale of a low-orbit spacecraft is synchronized with the system time scale of the global navigation satellite system, the orbit parameters of the low-orbit spacecraft are determined from the signals of ground-based radio beacons, inter-satellite measurements of the motion parameters of the spacecraft of the navigation system relative to the low-orbit spacecraft are carried out, on board the low-orbit spacecraft form a navigation message containing its orbit parameters measured by signals from ground-based radio beacons, which are transmitted and received on board the spacecraft of the navigation system, the on-board control systems of the spacecraft of the navigation system determine the parameters of their orbits and ephemeris from inter-satellite measurements and the orbit parameters of the low-orbit spacecraft.
Существенные признаки, характеризующие изобретение.The essential features characterizing the invention.
15 Выведение на орбиту низкоорбитального космического аппарата, на борту которого размещена аппаратура (совокупность аппаратных средств), позволяющая проводить:15 Launching into orbit of a low-orbit spacecraft on board which the equipment is located (a set of hardware), allowing to carry out:
- синхронизацию бортовой шкалы времени с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы с помощью штатных- synchronization of the on-board timeline with the system timeline of the global navigation satellite system using standard
20 наземных станций, используемых для синхронизации бортовых шкал времени KA ГНСС с системной шкалой времени;20 ground stations used to synchronize the GNSS KA on-board timelines with the system timeline;
- высокоточное определение параметров орбиты низкоорбитального космического аппарата по сигналам наземных радиомаяков;- high-precision determination of the orbit parameters of a low-orbit spacecraft based on signals from ground-based radio beacons;
- межспутниковые измерения параметров движения KA ГНСС отно- 25 сительно низкоорбитального космического аппарата.- inter-satellite measurements of the motion parameters KA of the GNSS relative to the low-orbit spacecraft.
Выполнение следующей совокупности последовательных действий для расчета эфемерид KA ГНСС:Perform the following set of sequential steps to calculate the GNA KA ephemeris:
- синхронизация бортовой шкалы времени низкоорбитального KA с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой систе- зо мы путем применения штатных наземных станций, используемых для син- хронизации бортовых шкал времени KA ГНСС с системной шкалой времени;- synchronization of the onboard time scale of the low-orbit KA with the system time scale of the global navigation satellite system through the use of standard ground stations used for sync GNSS airborne timeline timing KA with system timeline;
- определение параметров орбиты низкоорбитального KA по текущим навигационным параметрам, измеренным по сигналам наземных радиомая-- determination of the orbit parameters of the low-orbit KA from the current navigation parameters measured by signals from ground-based radio beacons -
5 ков;5 kov;
- проведение межспутниковых измерений параметров движения KA ГНСС относительно низкоорбитального KA путем применения бортовой аппаратуры межспутниковых измерений, описанной в изложении способа- прототипа [1, c.448-458] и устанавливаемой на низкоорбитальном KA и KA ю ГНСС;- conducting inter-satellite measurements of the GNA KA motion parameters relative to the low-orbit KA by using the on-board inter-satellite measurement equipment described in the prototype method [1, p. 488-458] and installed on the low-orbit KA and KA th GNSS;
- формирование на борту низкоорбитального KA, относительно которого космическими аппаратами ГНСС проводились межспутниковые измерения, навигационного сообщения, содержащего параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата, измеренные по сигналам наземных- the formation on board of the low-orbit KA, relative to which GNSS spacecraft carried out inter-satellite measurements, of a navigation message containing the orbit parameters of the low-orbit spacecraft, measured from ground-based signals
15 радиомаяков;15 beacons;
- трансляция сформированного навигационного сообщения бортовой аппаратурой низкоорбитального KA и прием его бортовой аппаратурой KA ГНСС;- broadcasting the generated navigation message by the onboard low-orbit KA equipment and receiving it by the GNSS on-board equipment KA;
- определение (уточнение) параметров орбиты KA ГНСС бортовыми 20 комплексами управления по межспутниковым измерениям, выполненными бортовой аппаратурой KA ГНСС относительно низкоорбитального KA, и параметрам орбиты низкоорбитального KA, содержащимся в навигационном сообщении, переданном низкоорбитальным KA;- determination (refinement) of the GNA KA orbit parameters by the onboard 20 inter-satellite measurement control systems performed by the GNSS KA onboard equipment with respect to the low-orbit KA, and the parameters of the low-orbit KA orbit contained in the navigation message transmitted by the low-orbit KA;
- расчет эфемерид KA орбитальной группировки ГНСС бортовыми 25 комплексами управления KA ГНСС.- Calculation of the KA ephemeris of the GNSS orbital group onboard 25 GNSS KA control systems.
Признаки, отличающие заявленный способ от прототипа: выведение на орбиту низкоорбитального KA, на борту которого установлена указанная выше совокупность аппаратных средств; проведение KA ГНСС межспутниковых измерений относительно низ- зо коорбитального KA для высокоточного определения орбит KA ГНСС; отсутствие необходимости проведения измерений параметров орбит KA ГНСС с помощью наземных контрольных измерительных станций.Signs that distinguish the claimed method from the prototype: putting into orbit a low-orbit KA, on board which the above set of hardware is installed; GNSS KA inter-satellite measurements relative to the low co-orbital KA for highly accurate determination of GNSS KA orbits; no need for measurements of GNS KA orbits using ground-based monitoring measuring stations.
В основу изобретения положена возможность высокоточного определения орбиты низкоорбитального KA его бортовой аппаратурой по сигналам наземных радиомаяков. В качестве радиомаяков применяют радиостанции, характеристики радиосигналов которых позволяют определить орбиту низкоорбитального KA с необходимой высокой точностью. Радиомаяками являются, например, стационарные наземные телевизионные радиостанции эфирного телевидения. В заявленном способе при использовании радиостанций эфирного телевидения в качестве наземных радиомаяков, орбиту низкоорбитального KA определяют по значениям радиальной скорости VR движения KA относительно телевизионных радиостанций, измеренным бортовой аппаратурой. Возможность использования телевизионных сигналов для измерения ради- альной скорости VR с необходимой высокой точностью обусловлена высокой стабильностью несущих частот изображения телевизионных сигналов.The basis of the invention is the possibility of high-precision determination of the orbit of the low-orbit KA by its on-board equipment based on signals from ground-based radio beacons. As radio beacons, radio stations are used, the characteristics of the radio signals of which determine the orbit of the low-orbit KA with the necessary high accuracy. Radio beacons are, for example, stationary terrestrial television radio broadcasting stations. In the claimed method, when using radio stations of terrestrial television as terrestrial beacons, the orbit of the low-orbit KA is determined by the radial velocity V R of the motion KA relative to the television radio stations measured by the on-board equipment. The possibility of using television signals for measuring the radial velocity V R with the required high accuracy is due to the high stability of the carrier frequencies of the image of television signals.
Радиостанции эфирного телевидения имеют высокую мощность излучения, и на территории РФ создана разветвленная сеть радиостанций с известными координатами излучателей, включающая в настоящее время около 350 радиостанций мощностью от 5 до 50 кВт [2]. Погрешность измерения радиальной скорости VR по сигналам телевизионного вещания при беззапросном методе измерения радиальной скорости движения относительно телевизионной радиостанции оценивается формулой [3, с.155]
Figure imgf000010_0001
где С, ΔС - скорость света и погрешность ее определения; f0KA , Δf0KA - частота и отклонение частоты эталонного генератора KA от номинального значения;Radio broadcasting stations have a high radiation power, and an extensive network of radio stations with known emitter coordinates has been created in the territory of the Russian Federation, which currently includes about 350 radio stations with a power of 5 to 50 kW [2]. The error in measuring the radial velocity V R from the television broadcast signals with a non-request method of measuring the radial speed of movement relative to the television radio station is estimated by the formula [3, p.155]
Figure imgf000010_0001
where C, ΔC is the speed of light and the error of its determination; f 0KA , Δf 0KA - frequency and frequency deviation of the reference generator KA from the nominal value;
/0, Af0 - частота и отклонение частоты эталонного генератора теле- визионной радиостанции от номинального значения;/ 0 , Af 0 - frequency and frequency deviation of the reference generator Vision radio station from the nominal value;
Af д - инструментальная погрешность измерения доплеровского смещения частоты.Af d - instrumental error in measuring the Doppler frequency shift.
Предположим, что на телевизионной радиостанции и KA установлены генераторы эталонной частоты, у которых характеристики относительной нестабильности эталонных генераторов частоты близки: А/о / /о ∞ ^f ОКА I fокл • Такое предположение не нарушает строгости анализа, но позволяет сократить изложение результатов анализа. Учитывая, что VR « С , а также неопределенность знаков отклонения частоты от номи- нального значения (Af0 Zf0 = ±|Δ/0 //0 1) И инструментальной погрешности измерения (Af0 = ±|Δ/д| ), уравнение для оценки ошибки измерения радиальной скорости представим в видеAssume that reference frequency generators are installed on a television radio station and KA, for which the relative instability characteristics of the reference frequency generators are close: A / o / / o ∞ ^ f OKA I f ok • This assumption does not violate the severity of the analysis, but reduces the analysis results . Given that V R «C, as well as the uncertainty of the signs of the frequency deviation from the nominal value (Af 0 Zf 0 = ± | Δ / 0 // 0 1) And the instrumental measurement error (Af 0 = ± | Δ / d |) , the equation for estimating the measurement error of the radial velocity is presented in the form
AVR = ^AC + 2^Af0 + ^Afд . (1)AV R = ^ AC + 2 ^ Af 0 + ^ Af d . (one)
С /о Λ C / o Λ
Оценку дисперсии измерения радиальной скорости запишем в виде
Figure imgf000011_0001
где σc — дисперсия погрешности измерения скорости света; σf 2 - дисперсия отклонения частоты эталонных генераторов от номинального значения; σд 2 - дисперсия инструментальной погрешности измерения доплеров- ского смещения частоты.We write the estimate of the variance of the radial velocity measurement in the form
Figure imgf000011_0001
where σ c is the variance of the error in measuring the speed of light; σ f 2 - the variance of the deviation of the frequency of the reference generators from the nominal value; σ d 2 - the variance of the instrumental error in measuring the Doppler frequency shift.
Первые слагаемые в (1), (2) вызваны неточностью сведений о скорости распространения радиоволн. Относительная погрешность скорости света оценивается выражениемThe first terms in (1), (2) are caused by inaccuracy of information about the propagation velocity of radio waves. The relative error of the speed of light is estimated by the expression
ΔС _ AC0 AC mp ACuoи ΔС _ AC 0 AC mp AC uoи
C C C С ' где AC0 — погрешность определения скорости света в вакууме; ACmp, ΔCuoи - отклонения скорости света от номинального значения, обусловленные действием тропосферы и ионосферы, соответственно.CCC C 'where AC 0 is the error in determining the speed of light in vacuum; AC mp , ΔC uo and - deviations of the speed of light from the nominal value, due to the action of the troposphere and ionosphere, respectively.
Относительная погрешность скорости света в вакууме составляет AC0 IC « 3 • 10~9. Поэтому вклад величины AC0 в оценку погрешности изме- рения радиальной скорости пренебрежимо мал. Погрешность тропосферного измерения радиальной скорости невелика [4], для решения задач навигации KA ею можно пренебречь. Так как телевизионные сигналы транслируются в различных частотных диапазонах, для исключения ошибки определения радиальной скорости, обусловленной влиянием ионосферы, в соот- ветствии с предложенным способом, измеряют доплеровское смещение несущих частот изображения двух телевизионных каналов и применяют двух- частотный метод учета ионосферной погрешности. Поэтому погрешностью первого слагаемого выражений (1), (2) можно пренебречь.The relative error of the speed of light in vacuum is AC 0 IC «3 • 10 ~ 9 . Therefore, the contribution of AC 0 to the estimate of the error in measuring the radial velocity is negligible. The error in the tropospheric measurement of radial velocity is small [4]; to solve the navigation problems KA, it can be neglected. Since television signals are broadcast in different frequency ranges, to eliminate the error in determining the radial velocity due to the influence of the ionosphere, in accordance with the proposed method, the Doppler shift of the carrier frequencies of the image of two television channels is measured and the two-frequency method of accounting for the ionospheric error is applied. Therefore, the error of the first term in expressions (1), (2) can be neglected.
Второе слагаемое (1), (2) обусловлено нестабильностью эталонных ге- нераторов частоты. Нестабильность частоты характеризуется отношением её отклонения от номинального значения к номинальной частоте и складывается из кратковременной и долговременной нестабильности частоты. Дисперсию частоты представим в виде σ2 = σд 2 oл + σк 2 p , где σд 2 oп - дисперсия долговременной нестабильности; σ2 p — дисперсия кратковременной неста- бильности. Для исключения ошибки, обусловленной долговременной нестабильностью эталона частоты, в соответствии с предложенным способом, применяют псевдодоплеровский метод навигации.The second term (1), (2) is due to the instability of the reference frequency generators. Frequency instability is characterized by the ratio of its deviation from the nominal value to the nominal frequency and consists of short-term and long-term frequency instability. We represent the frequency dispersion in the form σ 2 = σ d 2 ol + σ to 2 p , where σ d 2 op is the variance of long-term instability; σ 2 p is the variance of short-term instability. To eliminate errors caused by long-term instability of the frequency standard, in accordance with the proposed method, the pseudo-Doppler navigation method is used.
В соответствии с требованиями к телевизионным передатчикам, установленным ГОСТ 20532-83, при работе телевизионных передатчиков в ре- жиме точного смещения несущих частот допускается отклонение несущей частоты телевизионного канала от номинального значения на суточном временном интервале ± 1 Гц, а в течении одного месяца ± 100 Гц [5, с.8].In accordance with the requirements for television transmitters established by GOST 20532-83, when the television transmitters operate in the mode of exact offset of the carrier frequencies, the carrier frequency of the television channel may deviate from the nominal value on the daily time interval of ± 1 Hz, and within one month ± 100 Hz [5, p. 8].
Для определения параметров орбиты достаточным является проведение сеансов измерения радиальной скорости KA продолжительностью одна минута. На таких интервалах при режиме точного смещения несущих частот относительная кратковременная нестабильность эталонов частоты телевизионных передатчиков, транслирующих радиоволны дециметрового диапазона, составит 10" ÷ КГ12 . Обеспечение относительной стабильности частоты бортового эталонаTo determine the parameters of the orbit, it is sufficient to conduct sessions of measuring the radial velocity KA with a duration of one minute. At such intervals, under the regime of the exact offset of the carrier frequencies, the relative short-term instability of the frequency standards of television transmitters broadcasting decimeter-wave radio waves will be 10 "÷ KG 12. Ensuring the relative frequency stability of the on-board standard
10~u ÷ 10"12 на интервале нескольких минут достигается при использовании современных стандартов частоты, выпускаемых серийно [6, c.6].10 ~ u ÷ 10 "12 over an interval of several minutes is achieved using modern frequency standards that are produced commercially [6, p.6].
Таким образом, погрешность измерения радиальной скорости, вызываемая вторым слагаемым выражений (1), (2) зависит от кратковременной нестабильности наземного и бортового эталонов частоты, и при Δ/о //о = Ю"и составит 0,006 м/с, а при Af0 / f0 = 10"12 - 0,0006 м/с.Thus, the error in measuring the radial velocity caused by the second term of expressions (1), (2) depends on the short-term instability of the ground and airborne frequency standards, and at Δ / о // о = Ю "it will be 0.006 m / s, and with Af 0 / f 0 = 10 "12 - 0.0006 m / s.
Инструментальная погрешность измерения доплеровского смещения частоты Af д складывается из погрешности, вызванной действием шумовых помех, и погрешности цифрового измерителя частоты сигнала. Погрешность цифрового измерителя частоты сигнала оценивается формулой [3, c.159- 160]
Figure imgf000013_0001
где fд - измеряемое значение доплеровского смещения частоты; At1^1 - длительность интервала измерения. При измерении параметров движения низкоорбитального KA относительно телевизионной радиостанции по сигналам 12-ого частотного телевизионного канала fд е [- 5, 5] кГц. Так как частота современных стандартов частоты составляет 5 МГц [6, c.6], очевидно, погрешность цифрового измерителя Afд_uзм частоты невелика и при оценке инструментальной погрешно- сти измерения доплеровского смещения частоты ею можно пренебречь.The instrumental error in measuring the Doppler frequency shift Af d is the sum of the error caused by noise interference and the error of the digital signal frequency meter. The error of the digital signal frequency meter is estimated by the formula [3, p. 159-160]
Figure imgf000013_0001
where f d is the measured value of the Doppler frequency shift; At 1 ^ 1 is the duration of the measurement interval. When measuring the motion parameters of a low-orbit KA relative to a television radio station using the signals of the 12th frequency television channel f de [- 5, 5] kHz. Since the frequency of modern frequency standards is 5 MHz [6, p.6], it is obvious that the error of the digital meter Af d _ u frequency is small and can be neglected when evaluating the instrumental error in measuring the Doppler frequency shift.
Потенциальная погрешность измерения доплеровского смещения частоты принимаемого сигнала, обусловленная действием шумов, оценивается дисперсией по выражению [7, с.103] д -потен K +^- Л O 'The potential measurement error of the Doppler frequency shift of the received signal, due to the action of noise, is estimated by the dispersion according to the expression [7, p. 103] q -potent K + ^ - Λ O '
где d - расстояние между телевизионной радиостанцией и KA; к = 1,37 • 10 23 Вт/Гц - постоянная Больцмана;where d is the distance between the television radio station and KA; k = 1.37 • 10 23 W / Hz - Boltzmann constant;
Tш — эквивалентная шумовая температура (по Кельвину); Af01 - доплеровский сдвиг частоты на интервале Atn^ ;T W - equivalent noise temperature (Kelvin); Af 01 - Doppler frequency shift in the interval At n ^ ;
Sp — коэффициент, характеризующий мощность излучения телевизионной радиостанции в свободное пространство;S p is a coefficient characterizing the radiation power of a television radio station in free space;
P - мощность телевизионной радиостанции.P is the power of a television radio station.
В методике оценки потенциальной погрешности измерения, опубли- кованной в работе [7, с. 103], длительность интервала измерения составляет Atuзм = 1 с. Для низкоорбитальных KA при таком интервале измерения доп- леровское смещение несущей частоты 12 телевизионного составит Af дt < 50Гц. Погрешность измерений реальной аппаратуры выше потенциальной. Увеличение погрешности обусловлено свойствами аппаратуры при- емно-измерительного тракта. Предположим, что бортовая аппаратура позволяет проводить измерения с погрешностью, которая выше потенциальной не более чем в 10 раз, а случайные ошибки измерения распределены по нормальному закону. Тогда с вероятностью 0,95 погрешность измерения радиальной скорости, обусловленная действием шумовых помех σд_шyм , не превысит значений σд_шyм < 20σд_пomeи .In the methodology for assessing the potential measurement error, published in [7, p. 103], the duration of the measurement interval is At uzm = 1 s. For low-orbit KA with such a measurement interval, the Doppler shift of the carrier frequency 12 of the television will be Af dt <50 Hz. The measurement error of real equipment is higher than potential. The increase in the error is due to the properties of the equipment of the receiving and measuring tract. Suppose that on-board equipment allows measurements to be made with an error that is not more than 10 times higher than the potential, and random measurement errors are distributed according to the normal law. Then, with a probability of 0.95, the error in measuring the radial velocity, due to the action of noise interference σ d _ shym , does not exceed the values of σ d _ shym <20σ d _ pomei .
Из диаграмм направленности телевизионных антенн следует, что около 10% мощности телевизионных радиостанций излучается в свободное пространство [2, стр. 273], поэтому в выражении (3) примем ^=0,1.From the radiation patterns of television antennas, it follows that about 10% of the power of television radio stations is radiated into free space [2, p. 273], so we take ^ = 0.1 in expression (3).
Таким образом, инструментальная погрешность измерения радиаль- ной скорости KA на расстоянии d <2000 км от телевизионной радиостанции по сигналу 12 телевизионного канала при эквивалентной шумовой температуре Tш =300 К, δp=0,l, P = 25 кВт составит 0,0001 м/с. Оценку погрешности измерения радиальной скорости, получим, суммируя слагаемые выражения (1), и при Af0 If0 = 10~12 , d = 2000 км, Гш =300 K, δp=Q,\, P = 25 кВт она не превысит 0,001 м/с. Такое значение погрешности соответствует погрешности наземных измерительных средств, применяемых для измерения параметров орбиты KA ГНСС.Thus, the instrumental error in measuring the radial velocity KA at a distance d <2000 km from a television radio station using a signal of 12 television channels at an equivalent noise temperature T w = 300 K, δ p = 0, l, P = 25 kW will be 0.0001 m / s We obtain an estimate of the error in measuring the radial velocity by summing up the terms of expression (1), and for Af 0 If 0 = 10 ~ 12 , d = 2000 km, Г ш = 300 K, δ p = Q, \, P = 25 kW, it does not will exceed 0.001 m / s. This error value corresponds to the error of ground-based measuring tools used to measure GNA orbit parameters KA.
Определение параметров орбиты по измеренным значениям радиальной скорости осуществляется методами, изложенными в работе [8, с.145- 185]. При этом, так как погрешность измерения текущих навигационных параметров низкоорбитальных KA по сигналам телевещания соответствует погрешности штатных средств, предназначенных для измерения параметров орбиты KA ГНСС, погрешность определения орбиты КА-эталона соответствует погрешности определения параметров орбиты KA ГНСС.The orbital parameters are determined from the measured values of the radial velocity by the methods described in [8, pp. 145–185]. At the same time, since the error in measuring the current navigation parameters of low-orbit KA from broadcast signals corresponds to the error in standard tools designed to measure the parameters of the GNA KA orbit, the error in determining the orbit of the KA reference corresponds to the error in determining the GNA KA orbit parameters.
В заявленном способе низкоорбитальный KA, параметры орбиты которого определяют по сигналам наземных радиомаяков, является по суще- ству КА-эталоном, относительно которого выполняют межспутниковые измерения, определяют (уточняют) параметры орбиты и эфемериды KA ГНСС. Параметры орбиты КА-эталона определяют и затем непрерывно поддерживают требуемую высокую точность их определения за счет измерения текущих навигационных параметров его движения по сигналам на- земных радиомаяков. Непрерывность поддержания высокой точности достигается за счет проведения измерений текущих навигационных параметров низкоорбитального KA по сигналам большого количества наземных радиомаяков, в качестве которых применяются, например, телевизионные радиостанции, расположенные на земной поверхности вдоль трассы его полета. При этом KA- эталон рекомендуется выводить на околокруговую орбиту высотой около 1000 км. Рекомендация обусловлена тем, что созданы и эффективно применяются методы высокоточного определения орбит и прогнозирования движения KA, находящихся на околокруговых орбитах с высотой полета около 1000 км, разработанные для эфемеридного обеспечения процесса управления KA спутниковых навигационных систем первого поколения (космические системы «Цикaдa» [1, c.7-8], «Tpaнзит»).In the inventive method, the low-orbit KA, the orbit parameters of which are determined by the signals of ground-based radio beacons, is essentially a KA standard, relative to which inter-satellite measurements are performed, the orbit and ephemeris parameters of the GNA KA are determined (specified). The orbit parameters of the KA standard are determined and then continuously maintain the required high accuracy of their determination by measuring the current navigation parameters of its motion using signals from ground-based radio beacons. Continuity in maintaining high accuracy is achieved by measuring the current navigation parameters of the low-orbit KA using signals from a large number of ground-based radio beacons, for example, television radio stations located on the earth's surface along its flight path. In this case, the KA-standard is recommended to be placed in a near-circular orbit with an altitude of about 1000 km. The recommendation is due to the fact that the methods of high-precision determination of orbits and prediction of the motion of KA located in near-circular orbits with a flight altitude of about 1000 km, developed for ephemeris support the control process of the KA satellite navigation systems of the first generation (space systems "Cicada" [1, p. 7-8], "Transit").
В заявленном способе для высокоточного расчета эфемерид KA ГНСС не требуется применения разветвленной сети наземных контрольных изме- 5 рительных станций, что позволяет существенно уменьшить требования к количественному составу необходимых наземных контрольных измерительных станций, и в итоге уменьшить затраты ресурсов наземного комплекса управления на эксплуатацию ГНСС. Для синхронизации бортовых шкал времени всех KA ГНСС и бортовой шкалы времени низкоорбитально- ю го KA, относительно которого бортовая аппаратура межспутниковых измерений KA ГНСС измеряет псевдодальности и псевдоскорости, с системной шкалой времени, достаточно применения одной наземной станции. При использовании одной станции обеспечивается возможность синхронизации бортовых шкал времени KA ГНСС и низкоорбитального KA 2 раза в сутки, 15 также как в рассмотренных выше известных способах эфемеридного обеспечения.In the claimed method for high-precision calculation of KA GNSS ephemeris, it is not necessary to use an extensive network of ground-based monitoring measuring stations, which significantly reduces the requirements for the quantitative composition of the required ground-based monitoring measuring stations, and ultimately reduces the resource costs of the ground-based control complex for GNSS operation. To synchronize the onboard time scales of all GNA KAs and the low-orbit KA onboard timeline, relative to which the GNSS on-board inter-satellite measurement equipment measures pseudorange and pseudo-velocities, with a system time scale, a single ground station is sufficient. When using one station, it is possible to synchronize the onboard time scales KA GNSS and low-orbit KA 2 times a day, 15 as well as in the above-described known methods of ephemeris support.
Заявленный способ, так же как прототип, позволяет обеспечить низкую погрешность расчета эфемерид KA ГНСС, вызываемую отличием прогнозируемого физического состояния космической среды от действительного го состояния на интервале полета, на котором осуществляется прогнозирование эфемерид KA, за счет более частого обновления эфемерид по результатам бортовых измерений. В заявленном способе это достигается проведением межспутниковых измерений относительно низкоорбитального KA- эталона, высокую точность определения орбиты которого поддерживают 25 непрерывно. Однако в отличии от способа-прототипа для высокоточного расчета эфемерид КА-эталона в системе координат связанной с Землей не требуется проведения измерений параметров его движения наземными контрольными измерительными станциями.The claimed method, as well as a prototype, allows to provide a low error in the calculation of GNA ephemeris KA, caused by the difference between the predicted physical state of the space environment from the actual state in the flight interval during which the KA ephemeris is predicted due to more frequent updating of the ephemeris according to the onboard measurements. In the inventive method, this is achieved by conducting inter-satellite measurements with respect to the low-orbit KA standard, the high accuracy of determining the orbit of which is maintained 25 continuously. However, in contrast to the prototype method for high-precision calculation of the ephemeris of the CA-standard in the coordinate system associated with the Earth, it is not necessary to measure its motion parameters by ground control measuring stations.
При этом в связи с существенным отличием периодов обращения во- зо круг Земли низкоорбитального KA и KA ГНСС, применение одного низко- орбитального КА-эталона обеспечивает возможность нахождения каждого KA ГНСС в зоне радиовидимости низкоорбитального КА-эталона и проведения межспутниковых измерений между ним и каждым KA ГНСС в течении одного периода обращения низкоорбитального КА-эталона. На суточ- 5 ном интервале полета низкоорбитального KA образуется несколько интервалов времени в течении которых низкоорбитальный KA и любой KA ГНСС находятся в прямой видимости, и между ними могут быть проведены межспутниковые измерения.Moreover, due to the significant difference in the periods of revolution of the low-orbit KA and KA GNSS around the Earth, the use of one low the orbital spacecraft reference provides the possibility of finding each GNA KA in the radio-visibility zone of the low-orbit spacecraft reference and performing inter-satellite measurements between it and each GNA KA during one period of the low-orbit spacecraft reference. On the daily 5th flight interval of the low-orbit KA, several time intervals are formed during which the low-orbit KA and any GNA KA are in direct line of sight, and inter-satellite measurements can be made between them.
Так низкоорбитальный КА-эталон при нахождении на околокруговой ю орбите высотой около 1000 км совершает 15 витков вокруг Земли на суточном интервале полета, а KA ГНСС - 2 витка. При этом в течении одних суток при прямом наклонении орбиты низкоорбитального КА-эталона образуется 13 интервалов времени в течении которых любой KA ГНСС и низкоорбитальный KA находятся в прямой видимости, и 17 подобных интервалов и времени при обратном наклонении орбиты КА-эталона. Таким образом, обеспечивается возможность проведения межспутниковых измерений между низкоорбитальным КА-эталоном и любым KA ГНСС 13 раз (в сутки) при прямом наклонением орбиты КА-эталона, и 17 раз (в сутки) при обратном наклонении орбиты КА-эталона.Thus, a low-orbit KA standard, when it is in a circumcircular orbit with an altitude of about 1000 km, makes 15 orbits around the Earth in the daily flight interval, and KA GNSS - 2 orbits. Moreover, within one day, with the direct inclination of the orbit of the low-orbit KA standard, 13 time intervals are formed during which any GNA KS and low-orbit KA are in direct visibility, and 17 such intervals and time with the reverse inclination of the orbit of the CA standard. Thus, it is possible to carry out inter-satellite measurements between a low-orbit spacecraft reference and any GNA KA 13 times (per day) with a direct inclination of the orbit of a reference satellite, and 17 times (per day) with a reverse inclination of the reference orbit.
20 В способе-прототипе энергетику межспутниковой радиолинии рассчитывают так, чтобы обеспечить возможность приема измерительных сигналов, излучаемых ВАМИ некоторого KA ГНСС, всеми видимыми KA орбитальной группировки ГНСС, при этом максимальная дальность при меж- спутниковых измерениях составляет 52600 км [1, c.452]. В заявленном спо-20 In the prototype method, the energy of the inter-satellite radio link is calculated so that it is possible to receive the measurement signals emitted by YOU of some GNA KA, all visible KA of the GNSS orbital constellation, while the maximum range for inter-satellite measurements is 52600 km [1, p. 452] . In the declared
25 собе при условии, что высота орбиты КА-эталона не превышает 2000 км, его орбитальное движение проходит в зоне излучения радионавигационных сигналов KA ГНСС, которая охватывает диск Земли и приземный слой космического пространства, простирающийся от земной поверхности до высоты 2000 км. При этом максимальная дальность между низкоорбитальным зо KA и KA ГНСС не превысит 28000км. В заявленном изобретении при проведении межспутниковых измерений максимальное расстояние между КА-эталоном и KA ГНСС почти в 2 раза меньше максимального расстояния между излучающим и принимаемым KA ГНСС, соответствующим способу-прототипу. Это позволяет 5 уменьшить мощность на выходе передатчика бортовой аппаратуры межспутниковых измерений и снизить энергетические затраты при проведении межспутниковых измерений.On the other hand, provided that the height of the orbit of the KA standard does not exceed 2000 km, its orbital motion takes place in the radiation zone of the KA GNSS radio navigation signals, which covers the Earth’s disk and the surface layer of outer space, extending from the earth's surface to an altitude of 2000 km. At the same time, the maximum range between the low-orbit SCA KA and GNA KA will not exceed 28,000km. In the claimed invention, when conducting inter-satellite measurements, the maximum distance between the KA-standard and the GNA KA is almost 2 times less than the maximum distance between the GNSS emitting and receiving KA corresponding to the prototype method. This allows 5 to reduce the power at the transmitter output of the on-board equipment for inter-satellite measurements and to reduce energy costs during inter-satellite measurements.
Таким образом, из представленного анализа следует, что заявленный способ обеспечивает получение нескольких технических результатов. Дос- ю тоинствами способа являются следующие технические возможности (результаты):Thus, from the presented analysis it follows that the claimed method provides several technical results. One of the advantages of the method are the following technical capabilities (results):
- высокоточного эфемеридного обеспечения процесса управления KA ГНСС при использовании одной наземной станции, применяемой для синхронизации бортовых шкал времени KA ГНСС и низкоорбитального KA с- high-precision ephemeris support for the GNSS KA control process using a single ground station used to synchronize the GNSS on-board time scales and low-orbit KA with
15 системной шкалой времени ГНСС, при этом не требуется использование разветвленной сети наземных контрольных измерительных станций для измерения параметров движения KA ГНСС;15 by the GNSS system timeline, and it does not require the use of an extensive network of ground-based monitoring measuring stations for measuring the GNSS motion parameters KA;
- снижения погрешности расчета эфемерид всех KA орбитальной группировки ГНСС при использовании низкоорбитального KA в качестве- reducing the calculation error of the ephemeris of all KA of the GNSS orbital group when using low-orbital KA as
20 КА-эталона, относительно которого проводят определение (уточнение) параметров орбиты KA ГНСС, так применение только одного КА-эталона с высотой орбиты равной 1000км обеспечивает возможность уточнения параметров орбиты всех KA ГНСС не менее чем 13 раз в сутки;20 KA-standard, relative to which the determination (refinement) of the GNA KA orbit parameters is carried out, so the use of only one KA-standard with an orbit height of 1000 km provides the ability to refine the orbit parameters of all GNA KA at least 13 times a day;
— снижения требуемой мощности передатчика бортовой аппаратуры 25 межспутниковых измерений при проведении межспутниковых измерений параметров орбит KA ГНСС относительно низкоорбитального КА-эталона.- reducing the required transmitter power of the onboard equipment 25 inter-satellite measurements when conducting inter-satellite measurements of GNS KA orbit parameters relative to the low-orbit KA standard.
Снижение погрешности расчета эфемерид всех KA ГНСС позволяет повысить точность навигационных определений потребителей навигационной информации, зо В заявленном изобретении высокую точность определения параметров орбиты КА-эталона поддерживают постоянно, что позволяет при использовании БАМИ постоянно поддерживать высокую точность определения эфемерид KA ГНСС.Reducing the calculation error of the ephemeris of all GNA KAs allows to increase the accuracy of navigation definitions of consumers of navigation information, in the claimed invention high accuracy of determination of parameters the orbits of the KA-standard are constantly supported, which allows using BAMI to constantly maintain high accuracy in the determination of KA GNSS ephemeris.
5 Краткое описание чертежа5 Brief description of the drawing
Блок-схема устройства, предназначенного для установки на борту низкоорбитального космического аппарата и осуществления предлагаемого способа, представлена на фиг.1.A block diagram of a device intended for installation on board a low-orbit spacecraft and the implementation of the proposed method is presented in figure 1.
ιо Лучший вариант осуществления изобретенияιо The best embodiment of the invention
Устройство содержит антенну 1, направленную к центру Земли, прие- мо-передающее устройство 2, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 3, аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы 4,The device comprises an antenna 1 directed toward the center of the Earth, a transmitter / receiver 2, an on-board digital computer (BCM) 3, equipment for synchronizing the on-board time scale with the system time scale of the global navigation satellite system 4,
15 аппаратуру измерения текущих навигационных параметров движения по сигналам наземных радиомаяков и определения по ним параметров орбиты низкоорбитального космического аппарата 5, аппаратуру межспутниковых измерений 6, передающую антенну 7 и приемную антенну 8, обе направленные в космическое пространство противоположно центру Земли.15 equipment for measuring current navigational parameters of motion from signals from ground-level radio beacons and determining the orbital parameters of a low-orbit spacecraft 5 from them, inter-satellite measurement equipment 6, transmitting antenna 7 and receiving antenna 8, both directed into outer space opposite the center of the Earth.
20 При этом первый вход приемо-передающего устройства 2 соединен с выходом антенны 1, а второй вход соединен с первым выходом БЦВМ 3, третий вход устройства 2 соединен с выходом антенны 8, первый выход приемо-передающего устройства 2 соединен со входом антенны 1, второй выход соединен с первым входом БЦВМ 3, третий выход устройства 2 со-20 In this case, the first input of the transceiver 2 is connected to the output of the antenna 1, and the second input is connected to the first output of the BCM 3, the third input of the device 2 is connected to the output of the antenna 8, the first output of the transceiver 2 is connected to the input of the antenna 1, the second the output is connected to the first input of the digital computer 3, the third output of the device 2 is
25 единен с первым входом антенны 7, второй вход БЦВМ 3 соединен с выходом аппаратуры 4, третий вход БЦВМ 3 соединен с выходом аппаратуры 5, второй выход БЦВМ 3 соединен со входом аппаратуры 4, третий выход БЦВМ 3 соединен со входом аппаратуры 5, четвертый выход БЦВМ 3 соединен со входом аппаратуры 6, выход аппаратуры 6 соединен со вторым зо входом антенны 7. Устройство работает следующим образом.25 is single with the first input of antenna 7, the second input of the computer 3 is connected to the output of the equipment 4, the third input of the computer 3 is connected to the output of the equipment 5, the second output of the computer 3 is connected to the input of the equipment 4, the third output of the computer 3 is connected to the input of the equipment 5, fourth output The computer 3 is connected to the input of the equipment 6, the output of the equipment 6 is connected to the second input of the antenna 7. The device operates as follows.
Аппаратура 4 осуществляет синхронизацию бортовой шкалы времени с системной шкалой времени. При этом сигналы, соответствующие значениям времени бортовой шкалы, необходимые для расчета поправок бортовой 5 шкалы к системной шкале времени, поступают с выхода аппаратуры 4 на второй вход БЦВМ 3, формирующей радиосигнал, который затем поступает с первого выхода БЦВМ 3 на второй вход приемо-передающего устройства 2, затем с первого выхода устройства 2 на вход антенны 1, которая транслирует радиосигнал в направлении наземной контрольной станции, осуществ- ю ляющей синхронизацию. Антенна 1 принимает сигналы значений поправок бортовой шкалы к системной шкале времени, рассчитанных и переданных наземной контрольной станцией, которые поступают с выхода антенны 1 на первый вход приемо-передающего устройства 2, потом со второго выхода устройства 2 на первый вход БЦВМ 3, и затем со второго выхода БЦВМ 3The equipment 4 synchronizes the on-board time scale with the system time scale. In this case, the signals corresponding to the time values of the on-board scale necessary for calculating the corrections of the on-board 5 scale to the system time scale are received from the output of the equipment 4 to the second input of the digital computer 3, which generates a radio signal, which then comes from the first output of the digital computer 3 to the second input of the transceiver device 2, then from the first output of device 2 to the input of the antenna 1, which broadcasts a radio signal in the direction of the ground control station, which performs synchronization. Antenna 1 receives signals of the corrections of the on-board scale to the system time scale, calculated and transmitted by the ground control station, which are received from the output of the antenna 1 to the first input of the transceiver 2, then from the second output of the device 2 to the first input of the digital computer 3, and then from second output of the computer 3
15 на вход аппаратуры 4.15 to the input of the equipment 4.
Аппаратура 5 определяет параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата по сигналам наземных радиомаяков. При этом антенна 1 принимает сигналы наземных радиомаяков, которые с выхода антенны 1 поступают на первый вход приемо-передающего устройства 2, затем со вто-The equipment 5 determines the orbit parameters of the low-orbit spacecraft from the signals of ground-based radio beacons. In this case, the antenna 1 receives signals from terrestrial beacons, which from the output of the antenna 1 go to the first input of the transceiver 2, then from the second
20 рого выхода устройства 2 на первый вход БЦВМ 3, затем с третьего выхода БЦВМ 3 на вход аппаратуры 5, которая измеряет значения текущих навигационных параметров по телевизионным сигналам и определяет параметры орбиты.20th output of the device 2 to the first input of the digital computer 3, then from the third output of the digital computer 3 to the input of the equipment 5, which measures the current navigation parameters from television signals and determines the parameters of the orbit.
Аппаратура 6 формирует измерительные сигналы для проведенияThe apparatus 6 generates measuring signals for
25 космическими аппаратами глобальной навигационной системы измерений параметров их орбиты относительно низкоорбитального KA в соответствии со способом проведения межспутниковых измерений, соответствующим способу-прототипу [1, c.448-458]. При этом сигналы бортовой шкалы времени, необходимые для измерения псевдодальности и псевдоскорости, по- зо ступают с выхода аппаратуры 4 на второй вход БЦВМ 3, затем с четвертого выхода БЦВМ 3 на вход аппаратуры 6, формирующей измерительные сигналы, которые поступают с выхода аппаратуры 6 на второй вход антенны 7, которая транслирует сигналы для приема их на всех KA ГНСС, расположенных в зоне радиовидимости низкоорбитального KA.25 spacecraft of the global navigation system for measuring the parameters of their orbit relative to the low-orbit KA in accordance with the method of conducting inter-satellite measurements corresponding to the prototype method [1, p.448-458]. In this case, the signals of the on-board time scale necessary for measuring the pseudorange and pseudo-speed go from the output of the equipment 4 to the second input of the digital computer 3, then from the fourth the output of the digital computer 3 to the input of the equipment 6, which forms the measuring signals that are received from the output of the equipment 6 to the second input of the antenna 7, which transmits signals for reception at all GNA KA located in the radio visibility zone of the low-orbit KA.
5 Так как для определения параметров орбит KA ГНСС в их бортовых комплексах по измерениям псевдодальности и псевдоскорости, выполненным бортовой аппаратурой межспутниковых измерений, необходимы параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата, относительно которого проводились межспутниковые измерения, БЦВМ 3 формирует нави- ю гационное сообщение, в соответствии со штатной структурой навигационного сообщения ГНСС [1, c.325-336]. Сформированное навигационное сообщение, состоит из двух разделов - оперативная инфopмaция» и «нeoпe- ративная информация)), и в разделе оперативная информация)) содержит параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата, измеренные5 Since in order to determine the KA GNSS orbits in their airborne complexes using pseudorange and pseudo velocity measurements made by the onboard inter-satellite measurement equipment, the orbit parameters of the low-orbit spacecraft, relative to which the inter-satellite measurements were carried out, are required for the digital computer 3 to form a navigation message, in accordance with the standard structure of the GNSS navigation message [1, p.325-336]. The generated navigation message consists of two sections - operational information ”and“ non-operational information)), and in the operational information section)) contains the orbit parameters of the low-orbit spacecraft, measured
15 по сигналам наземных радиомаяков, и значения бортовой шкалы времени, а в разделе «нeoпepaтивнaя информация)) - данные о состоянии всех KA ГНСС, параметрах их орбит и другие данные, предусмотренные штатной структурой навигационного сообщения KA ГНСС.15 according to the signals of ground-based radio beacons, and the values of the onboard time scale, and in the section “non-operational information)) - data on the state of all GNSS KAs, their orbit parameters, and other data provided by the standard structure of the GNSS KA navigation message.
Для формирования раздела оперативная информация)) параметры ор-To form the operational information section)), the parameters are
20 биты низкоорбитального KA поступают с выхода аппаратуры 5 на третий вход БЦВМ 3, значения бортовой шкалы времени поступают с выхода аппаратуры 4 на второй вход БЦВМ 3. Для формирования раздела навигационного сообщения «нeoпepaтивнaя информация)) антенна 7 принимает сигнал навигационного сообщения одного из KA ГНСС, который с выхода антенны20 bits of low-orbit KA come from the output of equipment 5 to the third input of the digital computer 3, the values of the on-board time scale go from the output of equipment 4 to the second input of the digital computer 3. To form the section of the navigation message “non-operational information)) antenna 7 receives the signal of the navigation message from one of the GNSS KA which is from the antenna output
25 8 поступает на третий вход приемо-передающего устройства 2, затем со второго выхода устройства 2 на первый вход БЦВМ 3. Сигнал навигационного сообщения, сформированного БЦВМ 3, поступает с первого выхода БЦВМ 3 на второй вход приемо-передающего устройства 2, и затем с третьего выхода устройства 2 на первый вход антенны 8. Антенна 8 транс- зо лирует сигнал навигационного сообщения для приема его на всех KA ГНСС, на которых проведены межспутниковые измерения параметров орбиты относительно низкоорбитального KA.25 8 enters the third input of the transceiver 2, then from the second output of the device 2 to the first input of the digital computer 3. The signal of the navigation message generated by the digital computer 3 comes from the first output of the digital computer 3 to the second input of the transceiver 2, and then the third output of the device 2 to the first input of the antenna 8. The antenna 8 transmits the signal of the navigation message to receive it on all GNSS KA, where inter-satellite measurements of the orbit parameters with respect to the low-orbit KA were performed.
БЦВМ 3 управляет функционированием и взаимодействием всех подсистем устройства. Измерения псевдодальности, псевдоскорости и опреде- 5 ление (уточнение) параметров орбит KA ГНСС в бортовых комплексах KA ГНСС выполняются в соответствии со способом-прототипом, при этом на борту KA ГНСС применяется известная БАМИ, описанная в изложении способа-прототипа [1, c.448-458].The digital computer 3 controls the operation and interaction of all subsystems of the device. Measurements of the pseudorange, pseudo-velocity and determination (refinement) of the orbital parameters KA GNSS in the onboard complexes KA GNSS are carried out in accordance with the prototype method, while on board the KA GNSS, the well-known BAMI is used, described in the description of the prototype method [1, p. 448-458].
ю Промышленная применимостьIndustrial Applicability
Заявленное изобретение может быть использовано для эфемеридного обеспечения процесса управления функционированием ГНСС, задачей которого является определение и прогноз эфемерид космических аппаратов ГНСС. Основной технических эффект заявленного способа, заключающийсяThe claimed invention can be used for ephemeris support of the GNSS functioning control process, the task of which is to determine and forecast the ephemeris of GNSS spacecraft. The main technical effect of the claimed method, which consists in
15 в обеспечении высокой точности расчета эфемерид без проведения измерений параметров движения KA наземными контрольными измерительными станциями, достигается за счет применения низкоорбитального KA в качестве эталона, относительно которого выполняют измерение параметров движения KA ГНСС. При этом параметры орбиты KA- эталона определяют15 in ensuring high accuracy in calculating ephemeris without measuring KA motion parameters by ground monitoring stations, this is achieved by using a low-orbit KA as a reference against which GNSS KA motion parameters are measured. In this case, the parameters of the orbit of the KA standard determine
20 по сигналам наземных радиомаяков, таких как, например, наземные телевизионные радиостанции, а для измерения параметров движения KA ГНСС используют аппаратуру межспутниковых измерений.20 based on signals from terrestrial beacons, such as, for example, terrestrial television stations, and to measure the motion parameters KA GNSS use inter-satellite measurement equipment.
Таким образом, заявленный способ может быть использован в спутниковой навигации и многократно воспроизведен.Thus, the claimed method can be used in satellite navigation and repeatedly reproduced.
2525
Литература: l. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования./Под ред. А.И. Петрова, В. H. Xapиcoвa.-M: Радиотехника, 2005.References: l. GLONASS. The principles of construction and operation. / Ed. A.I. Petrova, V. H. Xapikova.-M: Radio Engineering, 2005.
2. Телевизионная техника: Справочник./Под ред. Ю.Б. Зубарева и Г.Л. зо Глориозова-М.: Радио и связь, 1994.2. Television technology: Handbook. / Ed. Yu.B. Zubareva and G.L. Zo Gloriozova-M .: Radio and communications, 1994.
3. Основы радиоуправления./П.А. Агаджалов, В. А. Вейцель, CA. Вол- ковский и др. Под ред. В. А. Вейцеля-М.: Радио и связь, 1995.3. The basics of radio control / P.A. Agadzhalov, V.A. Weitzel, CA. Volkovsky et al. Ed. V.A. Weitzel-M.: Radio and Communications, 1995.
4. Кеншин М.О. Метод учета тропосферной рефракции в фазовых из- мерениях спутников GPS в случае отсутствия метеоданных.-СПб.: Изд. Института теоретической астрономии, 1997.4. Kenshin M.O. The method of accounting for tropospheric refraction in phase measurements of GPS satellites in the absence of meteorological data.-SPb .: Publ. Institute of Theoretical Astronomy, 1997.
5. ГОСТ 7845-92. Система вещательного телевидения. Основные параметры, методы измерений.5. GOST 7845-92. Broadcast Television System. Key parameters, measurement methods.
5 6. Семенов B.B., Смирнова Г.M., Хуторщиков В.И. Квантовая радиофизика. Квантовые стандарты частоты с оптической накачкой.-СПб: Изд. СПбГТУ, 1999.5 6. Semenov B.B., Smirnova G.M., Farmers V.I. Quantum Radiophysics. Quantum frequency standards with optical pumping.-SPb: Publ. SPbSTU, 1999.
7. Судовые комплексы спутниковой навигации./П.С. Волосов, Ю.С. Дубинко, Б.Г Мордвинов, В.Д. Шинков-Л.: Судостроение, 1983. ю 8. Иванов H.M., Лысенко Л. H. Баллистика и навигация космических аппаратов.-М.: Дрофа, 2004. 7. Ship complexes of satellite navigation. / P.S. Volosov, Yu.S. Dubinko, B.G. Mordvinov, V.D. Shinkov-L.: Shipbuilding, 1983.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯCLAIM
Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космически- ми аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы, в котором осуществляют синхронизацию бортовой шкалы времени каждого космического аппарата с системной шкалой времени, измеряют псевдодальности и псевдоскорости движения KA с помощью бортовой аппаратуры межспутниковых измерений, отличающийся тем, что на орбиту с прямым или обрат- ным наклонением выводят низкоорбитальный космический аппарат, на котором размещают аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, аппаратуру измерения текущих навигационных параметров движения по сигналам наземных радиомаяков и определения по ним параметров орби- ты низкоорбитального космического аппарата, бортовую аппаратуру межспутниковых измерений, при орбитальном полете синхронизируют бортовую шкалу времени низкоорбитального космического аппарата с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, определяют параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата по сиг- налам наземных радиомаяков, проводят межспутниковые измерения параметров движения космических аппаратов навигационной системы относительно низкоорбитального космического аппарата, на борту низкоорбитального космического аппарата формируют навигационное сообщение, содержащее параметры его орбиты, измеренные по сигналам наземных радиомая- ков, которое транслируют и принимают на борту космических аппаратов навигационной системы, в бортовых комплексах управления космических аппаратов навигационной системы определяют параметры их орбит и эфемериды по межспутниковым измерениям и параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата.The method of ephemeris support of the spacecraft control process of the global navigation satellite system, in which the on-board time scale of each spacecraft is synchronized with the system time scale, pseudorange and pseudo-speed KA are measured using on-board inter-satellite measurement equipment, characterized in that it is in direct orbit or by reverse inclination they bring out a low-orbit spacecraft on which the equipment for synchronizing the onboard time scale is placed with the system time scale of the global navigation satellite system, equipment for measuring current navigation parameters of motion from signals from ground-level radio beacons and determining the orbital parameters of the low-orbit spacecraft, on-board equipment for inter-satellite measurements, during orbital flight, the on-board time scale of the low-orbit spacecraft is synchronized with the system time scale global navigation satellite system, determine the parameters of the low-orbit space orbit signals from ground-based radio beacons, carry out inter-satellite measurements of the motion parameters of the navigation system’s spacecraft relative to the low-orbit spacecraft, form a navigation message on board the low-orbit spacecraft containing its orbit parameters, measured from the signals of ground-based radio beacons, which are transmitted and received on board spacecraft navigation system, in the onboard control systems of spacecraft navigation system defined are the parameters of their orbits and ephemeris for intersatellite measurements and parameters of LEO spacecraft orbit.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) SUBSTITUTE SHEET (RULE 26)
PCT/RU2010/000146 2009-04-06 2010-03-31 Method for providing ephemeris support to the process of controlling the spacecraft of the global navigation satellite system WO2010117303A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009112509 2009-04-06
RU2009112509/28A RU2390730C1 (en) 2009-04-06 2009-04-06 Method for ephemeral control of spacecraft global navigation satellite system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010117303A1 true WO2010117303A1 (en) 2010-10-14

Family

ID=42680521

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2010/000146 WO2010117303A1 (en) 2009-04-06 2010-03-31 Method for providing ephemeris support to the process of controlling the spacecraft of the global navigation satellite system

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2390730C1 (en)
WO (1) WO2010117303A1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103852082A (en) * 2012-11-30 2014-06-11 上海航天控制工程研究所 Inter-satellite measurement and gyro attitude orbit integrated smoothing estimation method
CN105737847A (en) * 2014-12-09 2016-07-06 上海新跃仪表厂 Test system of closed-loop autonomous navigation under non-cooperative target conditions
CN110940333A (en) * 2019-12-12 2020-03-31 中南大学 Deep space probe angle measurement and time delay combined navigation method based on online estimation
CN112578418A (en) * 2020-11-24 2021-03-30 中国西安卫星测控中心 Heaven and earth joint orbit calculation method for navigation constellation measurement and control management

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2460970C1 (en) * 2011-04-04 2012-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Method of determining ephemeral information in user equipment and apparatus for realising said method
US8989652B2 (en) * 2011-09-09 2015-03-24 The Boeing Company Advanced timing and time transfer for satellite constellations using crosslink ranging and an accurate time source
RU2477835C1 (en) * 2011-10-17 2013-03-20 Сергей Васильевич Стрельников Method of monitoring continuity of navigation field of global navigation satellite system
RU2477836C1 (en) * 2011-12-02 2013-03-20 Сергей Васильевич Стрельников Method for ephemeral provisioning of process for controlling global navigation satellite system spacecraft
RU2504079C1 (en) * 2012-07-19 2014-01-10 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Onboard equipment for inter-satellite measurements
RU2527923C2 (en) * 2012-12-21 2014-09-10 Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро навигационных систем" (ЗАО "КБ НАВИС") Method of creating spatial navigation field with distributed navigation signal sources
RU2526401C1 (en) * 2013-05-07 2014-08-20 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Method for radar doppler angular measurements of spacecraft and system for realising said method
RU2601617C2 (en) * 2013-05-14 2016-11-10 Сергей Вадимович Кузнецов Method for controlling integrity of gnss coordinate information for air traffic control
RU2525343C1 (en) * 2013-05-27 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Method for simultaneous determination of six motion parameters of spacecraft when making trajectory measurements and system for realising said method
RU2669042C2 (en) * 2015-06-09 2018-10-05 Борис Павлович Калинин Application of triangular methods of measurements in the glonass system
CN111102981B (en) * 2019-12-09 2022-03-04 北京空间机电研究所 High-precision satellite relative navigation method based on UKF

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2181927C1 (en) * 2001-02-12 2002-04-27 Военная академия Ракетных войск стратегического назначения им. Петра Великого Satellite radio navigation system
RU2187127C2 (en) * 1996-03-12 2002-08-10 Сантр Насьональ Д'Этюд Спасьаль Procedure of autonomous reduction of thresholds of detection and following of carrier signals received in orbit

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2187127C2 (en) * 1996-03-12 2002-08-10 Сантр Насьональ Д'Этюд Спасьаль Procedure of autonomous reduction of thresholds of detection and following of carrier signals received in orbit
RU2181927C1 (en) * 2001-02-12 2002-04-27 Военная академия Ракетных войск стратегического назначения им. Петра Великого Satellite radio navigation system

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
POD PED. A.I. PEROVA ET AL., GLONASS. PRINTSIPY POSTROENIYA I FUNKTSIONIROVANIYA. M. RADIOTEKHNIKA, 2005, pages 448 - 458 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103852082A (en) * 2012-11-30 2014-06-11 上海航天控制工程研究所 Inter-satellite measurement and gyro attitude orbit integrated smoothing estimation method
CN105737847A (en) * 2014-12-09 2016-07-06 上海新跃仪表厂 Test system of closed-loop autonomous navigation under non-cooperative target conditions
CN110940333A (en) * 2019-12-12 2020-03-31 中南大学 Deep space probe angle measurement and time delay combined navigation method based on online estimation
CN112578418A (en) * 2020-11-24 2021-03-30 中国西安卫星测控中心 Heaven and earth joint orbit calculation method for navigation constellation measurement and control management
CN112578418B (en) * 2020-11-24 2022-12-27 中国西安卫星测控中心 Heaven and earth joint orbit calculation method for navigation constellation measurement and control management

Also Published As

Publication number Publication date
RU2390730C1 (en) 2010-05-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2390730C1 (en) Method for ephemeral control of spacecraft global navigation satellite system
RU2565386C2 (en) Method, apparatus and system for determining position of object, having global navigation satellite system receiver, by processing non-differential data, similar to carrier phase measurements, and external data similar to ionospheric data
US8299961B2 (en) Method and system for selecting optimal satellites in view
US6781542B2 (en) Method and system for estimating ionospheric delay using a single frequency or dual frequency GPS signal
US7098846B2 (en) All-weather precision guidance and navigation system
US11125886B2 (en) Method and apparatus for multipath mitigation in GNSS
WO2007030384A2 (en) Spot locator
US20220082707A1 (en) Techniques for Determining Geolocations
US7423585B2 (en) Navigation signal group delay calibration
EP2699934A1 (en) Process and system to determine temporal changes in retransmission and propagation of signals used to measure distances, syncronize actuators and georeference applications
AU2012245010A1 (en) Process and system to determine temporal changes in retransmission and propagation of signals used to measure distances, syncronize actuators and georeference applications
US6888498B2 (en) Method and system for compensating satellite signals
RU2367910C1 (en) Method for building of orbit-based functional addition to global navigation system
RU2510518C1 (en) Compound method for aircraft navigation
KR102031838B1 (en) Method and apparatus for processing differential information of global navigation satellite system
US6172638B1 (en) Satellite signal receiver with detector of incoherence between code phase and carrier frequency measurements
RU2477836C1 (en) Method for ephemeral provisioning of process for controlling global navigation satellite system spacecraft
Akmaykin et al. Pseudo-ranging radio navigation systems
Abyshev METHODS FOR LOCATING UAVs AND RADIO CONTROL SYSTEM DEVICES.
Preston GPS multipath detection and mitigation timing bias techniques
US20190113628A1 (en) Method and system for satellite signal processing
Buslaev et al. Algorithm for Improving of Geo-Location Accuracy in Distributed Monitoring Mobile Systems of Traffic Flow Characteristics
Gupta Application of GPS and infrared for car navigation in foggy condition to avoid accident
Hobiger et al. Dissemination of UTC (NICT) by means of QZSS
Du et al. The FY-3 GNOS II instrument configuration and performance

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 10761923

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 10761923

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1