Проведем оценку точности определения координат наземного подвижного объекта при глобальной оперативной навигации с помощью многоканальной НАП, использующей узкополосные навигационные радиосигналы с частотой 1600 МГц в системе ГЛОНАСС с полной ОГ штатных НКА.
Погрешность определения координат подвижного объекта зависит от геометрических факторов используемого в сеансе навигации созвездия радиовидимых НКА и обусловлены погрешностями ЭИ и ЧВП в кадрах ЦИ, принимаемых от НКА, и погрешностями измерений в НАП псевдодальностей до НКА.
При оценке точности координат подвижного объекта погрешности ЭИ и ЧВП можно пересчитать в эквивалентные погрешности псевдодальностей до НКА.
Погрешности координат НКА, пересчитанные в эквивалентные погрешности псевдодальности, есть проекции погрешностей координат НКА на направление от НКА до объекта. Обозначим: d H, d M ¾ погрешности координат НКА в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Из простых геометрических построений можно получить следующие формулы для пересчета погрешностей координат НКА в эквивалентные погрешности псевдодальностей (дальностей) от объекта до НКА:
- для околозенитных НКА
S1 = d H1 при b 1 = 9 0 °;
S1 = d H1 +0,15d M1 при b 1 = 45°;
- для пригоризонтного НКА
d S2 = d H2 +0,25d M2 при b 2 = 0.
Погрешности ЭИ при прогнозе на сутки для НКА первой модификации (см. выше) в среднем составляют s (H) = 4 м, s (L) = 15 м, и, следовательно, эквивалентные погрешности псевдодальностей составят:
s (S1) = 4,0...4,6 м и s (S2) = 5,5 м.
Погрешность ЧВП при прогнозе на 12 ч для НКА первой модификации составляет s (t Б) = 14 нс и, соответственно, эквивалентная погрешность псевдодальности равна s (S) = 4,2 м.
При использовании узкополосных навигационных радиосигналов погрешности измерений псевдодальности для околозенитного s (S1) и пригоризонтного s (S2) НКА приведены выше.
Составим суммарный бюджет погрешностей псевдодальностей без ионосферы (который будем называть инструментальной погрешностью псевдодальности) для многоканальной НАП, использующей узкополосные однодиапазонные (1600 МГц) навигационные радиосигналы (T0 = 1 с):
| s (S1) , м | s (S2) , м | |
| погрешности ЭИ | 4,0...4,6 | 5,5 |
| погрешности ЧВП | 4,2 | 4,2 |
| шумы (T0=1c) | 2,0 | 3,0...6,0 |
| тропосфера | 0,3 | 1,5...3,0 |
| многолучевость | - | 0...3,0 |
| Итого | 6,2...6,6 | 7,7...9,6 |
В шестиканальной НАП на наземном подвижном объекте максимальные (0,95) инструментальные погрешности определения местоположения объекта в горизонтальной p и вертикальной z плоскостях связаны с инструментальными погрешностями псевдодальности до “высокого” (околозенитного) НКА s (S1) и до “низкого” (пригоризонтного) НКА s (S2) следующим образом (см. выше):
в лучших ситуациях d p = 2,0 s (S2); d z = 2,0 s (a);
в худших ситуациях d p = 2,2 s (S2); d z = 2,2 s (a),
где
s (a) = [4s 2(S1)+2s 2(S2)]1/2.
Используя эти формулы и полученные выше значения инструментальных погрешностей псевдодальностей, найдем оценки максимальных инструментальных погрешностей определения местоположения наземных динамичных (T0=1 с) объектов при использовании узкополосных навигационных радиосигналов в однодиапазонной шестиканальной НАП (1600 МГц):
- в лучших ситуациях s (S1) = 6,2 м; s (S1) = 7,7 м и соответственно d p = 15,4 м; d z = 34 м;
- в худших ситуациях s (S1) = 6,6 м; s (S1) = 9,6 м и соответственно d p = 21 м; d z = 42 м.
Строгая оценка вклада ионосферных погрешностей определения координат наземного объекта при применении однодиапазонной НАП является достаточно сложной задачей, дадим приблизительный анализ.
В предыдущем разделе были оценены ионосферные погрешности измерения псевдодальностей в однодиапазонной НАП. Было показано, что ионосферная погрешность псевдодальности (дальности) до пригоризонтного НКА (b =5°... 10°) равна d R2=3d R1, где d R1 ¾ ионосферная погрешность дальности при вертикальном радиолуче. Ионосферные погрешности псевдодальностей в сеансе зависят от времени проведения сеанса: минимальны ночью, максимальны днем.
Пусть наземный объект находится под пересечением двух орбитальных колец, и в сеансе навигации используются шесть НКА: два околозенитных и четыре пригоризонтных. Очевидно, что если сеанс навигации проводится в околополуденное время, то ионосферные погрешности псевдодальностей для пригоризонтных НКА будут мало отличаться друг от друга и соответственно четыре разности между псевдодальностью до пригоризонтного и до зенитного НКА будут приблизительно одинаковы d D = d R2-d R1=2d R1. В этой ситуации ионосферные погрешности определения координат наземного объекта в сеансе навигации в околополуденное время можно оценить как
d z=2d D=4d R1; d x,d y=± 0,5d D=± d R1.
Если сеанс навигации проводится в утреннее или вечернее время, то ионосферные погрешности псевдодальностей до пригоризонтных НКА будут сильно отличаться, и для таких сеансов навигации ионосферные погрешности определения координат можно приблизительно оценить как: d x,d y,d z = ± 2d R1, где d R1 ¾ ионосферная погрешность псевдодальности до зенитного НКА в дневное время.
Если наземный объект равноудален от трех орбитальных колец, то в сеансе навигации нет околозенитного НКА, и “высокие” НКА имеют углы возвышения b 1 = 41°... 45°. Ионосферные погрешности определения координат наземного объекта в таком сеансе навигации будут не больше, чем в сеансе, в котором имеется околозенитный НКА.
Таким образом, в сеансах навигации наземных объектов при использовании шестиканальной однодиапазонной НАП максимальные ионосферные погрешности определения координат объекта можно оценить следующим образом:
d x,d y = (1...2) d R1; d z = (2...4) d R1,
где d R1 ¾ ионосферная погрешность при вертикальном радиолуче в дневное время.
В худший сезон (зимний день) в годы максимальной солнечной активности d R1 = 15 м. Следовательно, максимальные ионосферные погрешности определения местоположения наземного объекта составят
d p = [(d x)2+(d y)2]1/2 = 21...42 м; d z = 30...60 м.
Приведем полученные оценки максимальных суммарных (инструментальных и ионосферных) погрешностей глобальной навигации в СРНС ГЛОНАСС при использовании узкополосных навигационных радиосигналов 1600 МГц в шестиканальной НАП на динамичных (T0 = 1с) наземных объектах в годы максимальной солнечной активности:
| d p, м | d z, м | |
| инструментальные (0,95) | 15...21 | 34...42 |
| ионосферные в худший сезон | 21...42 | 30...60 |
| Итого | 36...63 | 64...102 |
В годы минимальной солнечной активности ионосферные погрешности будут в 5...6 раз меньше, и соответственно максимальные суммарные погрешности глобальной навигации наземных подвижных объектов составят:
| d p, м | d z, м | |
| инструментальные (0,95) | 15...21 | 34...42 |
| ионосферные в худший сезон | 5...7 | 6...10 |
| Итого | 20...28 | 40...52 |
Спутник ГЛОНАСС
Спутник ГЛОНАСС конструктивно состоит из цилиндрического гермоконтейнера с приборным блоком, рамы антенно-фидерных устройств, приборов системы ориентации, панелей солнечных батарей с приводами, блока двигательной установки и жалюзи системы терморегулирования с приводами. На спутнике также установлены оптические уголковые отражатели, предназначенные для калибровки радиосигналов измерительной системы с помощью измерений дальности до спутника в оптическом диапазоне, а также для уточнения геодинамических параметров модели движения спутника. Конструктивно уголковые отражатели формируются в виде блока, постоянно отслеживающего направление на центр Земли. Площадь уголковых
отражателей-0,25м2.
В состав бортовой аппаратуры входят:
- навигационный комплекс;
- комплекс управления;
- система ориентации и стабилизации;
- система коррекции;
- система терморегулирования;
- система электроснабжения.
Навигационный комплекс обеспечивает функционирование спутника как элемента системы ГЛОНАСС. В состав комплекса входят: синхронизатор, формирователь навигационных радиосигналов, бортовой компьютер, приемник навигационной информации и передатчик навигационных радиосигналов.
Синхронизатор обеспечивает выдачу высокостабильных синхрочастот на бортовую аппаратуру, формирование, хранение, коррекцию и выдачу бортовой шкалы времени.
Формирователь навигационных радиосигналов обеспечивает формирование псевдослучайных фазоманипулированных навигационных радиосигналов содержащих дальномерный код и навигационное сообщение.
Комплекс управления обеспечивает управление системами спутника и контролирует правильность их функционирования. В состав комплекса входят: командно-измерительная система, блок управления бортовой аппаратурой и система телеметрического контроля.
Командно-измерительная система обеспечивает измерение дальности в запросном режиме, контроль бортовой шкалы времени, управление системой по разовым командам и временным программам, запись навигационной информации в бортовой навигационный комплекс и передачу телеметрии.
Блок управления обеспечивает распределение питания на системы и приборы спутника, логическую обработку, размножение и усиление разовых команд.
Система ориентации и стабилизации обеспечивает успокоение спутника после отделения от ракеты-носителя, начальную ориентацию солнечных батарей на Солнце и продольной оси спутника на Землю, затем ориентацию продольной оси спутника на центр Земли и нацеливание солнечных батарей на Солнце, а также стабилизацию спутника в процессе коррекции орбиты. В системе используются прибор на основе инфракрасного построения местной вертикали (для ориентации на центр Земли) и прибор для ориентации на Солнце. Погрешность ориентации на центр Земли не хуже 3град., а отклонение нормали к поверхности солнечной батареи от направления на Солнце - не более 5град. Для минимизации возмущений на движение центра масс спутника разгрузка двигателей маховиков производится с помощью магнитопровода. В качестве исполнительного органа при осуществлении успокоения и стабилизации спутника во время выдачи импульса коррекции используется двигательная установка.
Режим успокоения, в результате которого происходит гашение угловых скоростей, включается в зоне радиовидимости.
В режиме начальной ориентации на Солнце осуществляется разворот спутника относительно продольной оси с помощью управляющих двигателей-маховиков до появления Солнца в поле зрения прибора ориентации на Солнце, который установлен на панели солнечных батарей.
Режим ориентации на Землю начинается из положения ориентации на Солнце путем разворота спутника с помощью двигателей-маховиков вдоль оси, ориентированной на Солнце, до появления Земли в поле зрения прибора ориентации на центр Земли. В штатном режиме обеспечивается ориентация оси спутника вместе с антеннами на центр Земли с помощью управляющих двигателей-маховиков по сигналам с приборов ориентации на центр Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце путем разворота спутника вместе солнечными батареями с помощью управляющего двигателя-маховика по одному каналу и разворотов панелей батарей относительно корпуса спутника с помощью привода вращения солнечных батарей по другому каналу по сигналам приборов ориентации на Солнце.
В режиме ориентации перед проведением коррекции и стабилизации спутника во время выдачи импульса коррекции отслеживание ориентации на Солнце не производится.
Система коррекции обеспечивает приведение спутника в заданное положение в плоскости орбиты и его удержание в данных пределах по аргументу широты. Система включает двигательную установку и блок управления ей. Двигательная установка состоит из 24 двигателей ориентации с тягой 10 г и двух двигателей коррекции с тягой 500 г.
Система терморегулирования обеспечивает необходимый тепловой режим спутника. Регулирование тепла, отводимого из гермоконтейнера, осуществляется жалюзи, которые открывают или закрывают радиационную поверхность в зависимости от температуры газа. Отвод тепла от приборов осуществляется циркулирующим газом с помощью вентилятора.
Система электроснабжения включает солнечные батареи, аккумуляторные батареи, блок автоматики и стабилизации напряжения. Начальная мощность солнечных батарей - 1600 Вт, площадь - 17,5 м2.
При прохождении спутником теневых участков Земли и Луны питание бортовых систем осуществляется за счет аккумуляторных батарей. Их разрядная емкость составляет 70 ампер-часов.
Для обеспечения надежности на спутнике устанавливаются по два или по три комплекта основных бортовых систем.
Таким образом, на спутник ГЛОНАСС возложено выполнение следующих функций:
- излучение высокостабильных радионавигационных сигналов;
- прием, хранение и передача цифровой навигационной информации;
- формирование, оцифровка и передача сигналов точного времени;
- ретрансляция или излучение сигналов для проведения траекторных измерений для контроля орбиты и определения поправок к бортовой шкале времени;
- прием и обработка разовых команд;
- прием, запоминание и выполнение временных программ управления режимами функционирования спутника на орбите;
- формирование телеметрической информации о состоянии бортовой аппаратуры и передача ее для обработки и анализа наземному комплексу управления;
- прием и выполнение кодов/команд коррекции и фазирования бортовой шкалы времени;
- формирование и передача "признака неисправности" при выходе выжных контролируемых параметров за пределы нормы.
Управление спутниками ГЛОНАСС осуществляется в автоматизированном режиме.
Выведение спутников ГЛОНАСС на орбиту осуществляется носителем тяжелого класса "ПРОТОН" с разгонным блоком с космодрома Байконур. Носитель одновременно выводит три спутника ГЛОНАСС.
Схема выведения включает:
- выведение космической головной части на промежуточную круговую орбиту с высотой ~200 км;
- переход на эллиптическую орбиту с перигеем ~200 км, апогеем ~19100 км и наклонением 64,3град.
Перевод каждого спутника в заданную точку орбитальной плоскости проводится с помощью спутниковой двигательной установки.
Точность приведения в рабочую точку орбиты:
- по периоду обращения - 0,5 с;
- по аргументу широты - 1град.;
- по эксцентриситету - ~0,01;
- по наклонению орбиты - ~0,3град.
