Тема 14. Общие принципы построение спутниковых
радионавигационных систем. Этапы
развития и структура спутниковых радионавигационных
систем. Методы решения навигационных
задач в СРНС.
14. 1. Цель лекции: дать студентам основные сведения о
спутниковых навигационных системах.
14. 2. Основные
вопросы, краткое содержание и
ключевые слова.
14.2.1. История возникновения
спутниковых навигационных систем
На заре своей истории человек
всегда задавался вопросом, как
определить свое местоположение на Земле или найти
дорогу. Изучая звездное небо, люди пришли
к выводу, что можно ориентироваться по
звездам, указывающим направление. Зная
среднюю скорость и время в пути, древние
мореплаватели научились ориентироваться
в пространстве и определять расстояние
до конечного пункта назначения. Однако
погодные условия не позволяли путешественникам
постоянно определять свое местонахождение,
и это приводило к тому, что они постоянно
сбивались с пути.
Эра
радио открыла для человека
много новых точных систем, основанных на распространении
радиоволн. С появлением радиолокационных
станций, когда стало возможным измерять
параметры движения и относительное местоположение
объекта по отраженному от его поверхности
лучу радиолокатора, встал вопрос о возможности
измерения параметров движения объектов
по излучаемому сигналу.
В
1957 году в СССР группа ученых
под руководством В.А. Котельникова
экспериментально подтвердила возможность
определения параметров движения
искусственного спутника Земли
(ИСЗ) по результатам измерений доплеровского
сдвига частоты сигнала, излучаемого этим
спутником. Но, что самое главное, была
установлена возможность решений обратной
задачи – нахождение координат приемника
по измеренному доплеровскому сдвигу
сигнала, излучаемого с ИСЗ, если параметры
движения и координаты этого спутника
известны. При движении по орбите спутник
излучает сигнал определенной частоты,
номинал которой известен на приемной
стороне (потребитель). Положение ИСЗ в
каждый момент времени известно, точнее
его можно вычислить по основной информации,
заложенной в сигнале спутника. Пользователь,
измеряя частоту пришедшего к нему сигнала,
сравнивает ее с эталонной и, таким образом,
вычисляет сдвиг частоты, обусловленный
движением спутника. Измерения производятся
непрерывно, что позволяет составить своего
рода функцию измерения частоты Доплера.
В определенный момент времени частота
становится равна нулю, а затем меняет
знак. В момент равенства нулю частоты
Доплера потребитель находится на линии,
которая является нормалью к вектору движения
спутника. Используя зависимость крутизны
кривой доплеровской частоты от расстояния
между потребителем и ИСЗ, и, измерив, момент
времени, когда частота Доплера равна
нулю, можно вычислить координаты потребителя.
Таким
образом, ИСЗ становится радионавигационной
опорной станцией, координаты которой
измеряются во времени вследствие движения
спутника по орбите, но заранее могут быть
вычислены для любого момента времени,
благодаря элементарной информации, заложенной
в навигационном сигнале спутника.
В
1958-1959 годах в Ленинградской военно-воздушной
инженерной академии (ЛВВИА) им. А.Ф.
Можайского, институте теоретической
астрономии АН СССР, институте
электромеханики АН СССР двух
морских НИИ и Горьковском
НИ РФИ проводились исследования по теме «Спутник», ставшие
впоследствии основой для построения
первой отечественной низкоорбитальной
навигационной системы «Цикада». И в 1963
году начались работы по построению этой
системы.
В
1967 году на орбиту был выведен
первый отечественный навигационный спутник «Космос
– 192». Характерной чертой радионавигационных
спутниковых систем первого поколения
является применение низкоорбитальных
искусственных спутников Земли (ИСЗ) и
использование для измерения навигационных
параметров объекта сигнала одного видимого
в данный момент спутника. В дальнейшем
спутники системы «Цикада» были оборудованы
приемной аппаратурой обнаружения терпящих
бедствия объектов.
В
декабре 1976 года было принято
Постановление ЦК КПСС и Совета
Министров СССР «О развертывании Единой космической навигационной
системы ГЛОНАСС» (ГЛОбальная НАвигационная
Спутниковая Система). Это постановление
по сути лишь узаконило уже начавшиеся
работы по созданию новой системы и определило
порядок ее разработки и испытаний.
Технические
предложения по системе ГЛОНАСС
в составе космического аппарата КА 11Ф654
«Ураган» были разработаны в Красноярском
НПО прикладной механики (НПО ПМ) в начале
1976 года и рассмотрены межведомственной
комиссией в августе того же года. Система
ГЛОНАСС стала представлять второе поколение
отечественных спутниковых навигационных
систем.
Создание
этой навигационной системы было
предопределено потребностями новых
потенциальных потребителей, нуждавшихся
в высокоточной привязке своего
положения во времени и пространстве.
В
качестве таких потребителей
выступили авиация, флот, наземные
транспортные средства, космические
аппараты, а также специальные
боевые комплексы, в частности,
мобильные боевые расчеты ракет
средней и большой дальности.
Широкое внимание к спутниковой навигации привлекли
успешная эксплуатация низкоорбитальных
навигационных систем морским потребителям,
в частности атомным подводным лодкам.
В
1976 году на вооружение Советской
Армии была принята навигационно-связная
система «Циклон - Б» в составе шести космических аппаратов
«Парус», обращающихся на околополярных
орбитах высотой 1000 км. Через три года
была сдана в эксплуатацию спутниковая
радионавигационная система (СРИС) «Цикада»
в составе четырех спутников на орбитах
того же класса, что и у КА «Парус». И если
первая система использовалась исключительно
в интересах МО СССР, то вторая предназначалась,
главным образом, для навигации гражданских
морских судов. Оснащение спутниковой
навигационной аппаратурой торгового
флота оказалось очень выгодным, поскольку
благодаря повышению точности судовождения
удавалось настолько сэкономить время
плавания и топливо, что бортовая аппаратура
потребителя окупала себя после первого
года эксплуатации.
В
ходе испытаний этих и предшествовавшей
им системы «Циклон» было установлено, что погрешность
местоопределения движущегося судна по
навигационным сигналам этих спутников
составляет 250-300 метров.
Выяснилось
также, что основной вклад в
погрешность навигационных определений
вносят погрешности передаваемых
спутником собственных эфемерид
(орбит), которые рассчитываются и закладываются
на борт КА средствами наземного комплекса
управления (НКУ). С целью точности определения
и прогнозирования параметров орбит навигационных
спутников была отработана специальная
схема проведения и измерений параметров
орбит средствами НКУ, разработаны более
точные источники прогнозирования. Так
как гравитационное поле Земли сильно
воздействовало на эфемериды (орбиты)
КА, то для выявления локальных особенностей
гравитационного поля Земли на такие же
орбиты были запущены специальные геодезические
спутники «Космос – 842» и «Космос – 911».
Комплекс
принятых мер позволил уточнить
координаты измеренных средств
и вычислить параметры согласующей
модели гравитационного поля, предназначенной специально для определения
и прогнозирования параметров движения
КА. В результате точность передаваемых
в составе навигационного сигнала собственных
эфемерид была повышена практически на
порядок, так что их погрешность на интервале
суточного прогноза не превышала 70-80 метров.
Как следствие, погрешность в определении
своего местоположения уменьшилась до
80-100 метров.
Однако
выполнить требование всех потенциальных
классов новых потребителей низкоорбитальные
системы не могли в силу
принципов, заложенных в основу их построения.
Так, если для неподвижных потребителей,
имеющих двухканальную приемную аппаратуру,
погрешность определения местоположения
удалось снизить до 32 метров, то при движении
погрешности сразу же начинают возрастать
из-за неточности счисления пути – низкоорбитальные
СНС не позволяли определять скорость
движения. Более того, по полученным измерениям
можно было получить только две пространственные
координаты (широту и долготу). Вторым
недостатком низкоорбитальных систем
было отсутствие глобального покрытия
всего земного шара, поскольку, например,
на экваторе спутники проходили через
зону видимости потребителя в среднем
через 1,5 часа, что допускает проведение
только дискретных навигационных сеансов.
Наконец, ввиду использования в сеансе
лишь одного КА продолжительность измерений
могла доходить до 10-16 минут. Большая продолжительность
сеансов и значительные интервалы между
ними делали неизбежным применение специальных
мероприятий по счислению пути, при этом
ошибки счисления ограничивают точность
местоопределения. При испытаниях самолетной
аппаратуры подтвердилось, что погрешность
определения местоположения слабо зависит
от маневров самолета и действительно
определяется преимущественно погрешностями
знания путевой скорости, не выходя за
пределы 1,8 км.
СНС
второго поколения изначально
проектировались как системы,
которым все перечисленные недостатки
не свойственны. Главным требованием
при проектировании было обеспечение
потребителю в любой момент
времени возможности определения
трех пространственных координат (φ,
λ, Η), вектора путевой скорости и точного
времени, что достигается путем одновременного
приема сигнала от, как минимум, четырех
КА. В конечном итоге, это привело к реализации
важной технической идеи – координации
пространственного положения КА на орбитах
и координации по времени излучаемых спутниками
сигналов. Координация движения всех КА
придает системе сетевые свойства, которых
она лишается при отсутствии коррекции
положения КА.
В
качестве орбит для новой системы
третьего поколения первоначально были
выбраны средневысокие (20000 км) полусуточные
орбиты, которые обеспечивали оптимальные
соотношения между количеством КА в системе
и величиной зоны радиообзора. Однако
впоследствии высота рабочей орбиты была
уменьшена до 19100 км. Это было сделано исходя
из того, что для КА, имеющих период обращения
равный половине суток, проявляется резонансный
эффект влияния определенных гармоний
геопотенциала, приводящий к достаточно
быстрому «разрушению» заданного относительного
положения КА и конфигурации системы в
целом. Очевидно, что в этом случае для
поддержания системы пришлось бы чаще
проводить коррекцию орбиты каждого КА.
При
выбранной высоте орбиты для
гарантированной видимости потребителем
не менее четырех спутников
их количество в системе должно составлять
18, однако оно было увеличено до 24-х с целью
повышения точности определения собственных
координат и скорости потребителя путем
предоставления ему возможности выбора
из числа видимых спутников четверки,
обеспечивающей наивысшую точность. Но
в настоящее время это требование потеряло
актуальность, поскольку современная
стандартная аппаратура потребителя имеет
возможность принимать сигналы от 8 до
12 КА в зоне радиовидимости одновременно,
что позволяет не заботиться о выборе
оптимальной четверки, а просто обрабатывать
все принимаемые измерения.
Одной
из главных проблем создания
СНС, обеспечивающей беззапросные
навигационные определения одновременно
по нескольким спутникам, является
проблема взаимной синхронизации
спутниковых шкал времени с точностью до миллиардных
долей секунды (наносекунд), поскольку
рассинхронизация излучаемых спутниками
навигационных сигналов всего в 10 наносекунд
вызывает дополнительную погрешность
в определении местоположения потребителя
до 10-15 метров. Для решения задачи высокоточной
синхронизации бортовых шкал времени
потребовалась установка на спутниках
высокостабильных цезиевых стандартов
частоты (атомных часов) и наземного водородного
стандарта (на порядок более стабильного),
а так же создание наземных средств сличения
шкал с погрешностью 3-5 наносекунд для
коррекции бортовых атомных часов.
В 1977-1978 годах
в НПО ПМ проводилось эскизное
проектирование системы, материалы
которого были одобрены в сентябре
1978 года межведомственной комиссией.
Летные испытания
системы ГЛОНАСС были начаты 12 сентября
1982 года запуском первого КА 11Ф654 «Ураган»
N 11л и двух габаритно-весовых макетов
11Ф654 ГВМ. Всего для летных испытаний было
выделено 22 КА.
К 4 апреля 1991
году в составе ГЛОНАСС оказалось
одновременно 12 работоспособных КА.
24 сентября 1993
года первая очередь системы
ГЛОНАСС была принята на вооружение.
С этого момента стали проводиться
запуски КА в третью орбитальную
плоскость.
14 декабря 1995
года после 27-го запуска «Протока-К»
с «Ураганами» развертывание штатной
конфигурации системы ГЛОНАСС было завершено.
Рис. 14.1.
Параллельно
с созданием ГЛОНАСС, после
успешного запуска СССР первого
искусственного спутника Земли,
в США в Лаборатории прикладной
физики Университета Джона Гопкинса проводятся работы,
связанные с возможностью измерения параметров
сигнала, излучаемого спутником. По измерениям
вычисляются параметры движения спутника
относительно наземного пункта наблюдения.
На основе
этих исследований в 1964 году
в США создается доплеровская спутниковая
радионавигационная система первого поколения
«TRANSIT». Основное ее назначение – навигационное
обеспечение пуска с подводных лодок баллистических
ракет «Поларис». Отцом системы считается
директор Лаборатории прикладной физики
Р. Кершнер.
Для коммерческого
использования система становится
доступной в 1967 году. Так же
как и в системе «Цикада», в
системе «TRANSIT» координаты источника
вычисляются по доплеровскому сдвигу
частоты сигнала одного из семи видимых
спутников. ИСЗ системы имеют круговые
полярные орбиты с высотой над поверхностью
Земли ≈ 500 метров. Для неподвижного объекта
эта величина уменьшается до 50 метров.
Кроме того,
в этих системах невозможен
непрерывный режим работы по
определению пространственных координат.
Ввиду того, что системы низкоорбитны,
время, в течении которого спутник находится
в поле видимости потребителя, не превышает
одного часа. Кроме того, время между прохождением
различных спутников зоны видимости потребителя
зависит от географической широты, на
которой он находится и может ставить
величину от 35 до 90 минут. Уменьшение этого
интервала путем наращивания числа КА
невозможно, потому что все спутники излучают
сигналы на одной и той же частоте.