6. Собода С.А. Разработка навигационного алгоритма, использующего формируемые ОЕМ-платой радионавигационные параметры

>> К списку публикаций >> К содержанию сборника

УДК 629.78

Собода С.А.

Научный руководитель – профессор Белоконов И.В.

Быстрое развитие и расширяющееся использование спутниковых радионавигационных систем (СРНС) обусловлены достоинствами, вытекающими из особенностей их структуры. Последние определяются прежде всего орбитальным расположением и высокой скоростью движения радионавигационных точек (РНТ) относительно потребителя(П), что позволяет применить радиальный и скоростной методы навигационных определений, использовать статистические методы обработки измерений и достигнуть высокого уровня быстродействия при решении навигационной задачи.

Несомненными достоинствами СРНС являются: глобальность действия в приземном слое пространства; высокая точность определения координат и составляющих скорости во всей пространственной рабочей области; однозначность навигационных определений, выдаваемых в единой для всех П системе координат; независимость точности от времени суток, сезонов года и гидрометеоусловий; высокая помехоустойчивость; неограниченность числа обслуживаемых подвижных объектов; возможность при одном и том же радионавигационном поле применять приемоизмерительную аппаратуру различных классов точности и оперативности с различным составом определяемых параметров.

К современной бортовой радионавигационной аппаратуре предъявляются высокие требования по оперативности выдачи навигационных решений – потребитель должен получать высокоточное навигационно-временное обеспечение непрерывно, обработка измерений должна выполняться в реальном масштабе времени. Возрастающие требования к точности приводят к усложнению навигационных алгоритмов.

В настоящее время существует большое многообразие навигационных приемников, как правило, адаптированных под конкретный класс потребителей (авиационные, морские, автомобильные, пешеходные и т.п.). Также существует специализированное навигационное оборудование для космических аппаратов (КА). Однако, стоимость последних очень высока, так как это оборудование выпускается в единичных экземплярах и предназначено для установки на борт конкретного КА. Перспективным является создание подобного навигационного оборудования на базе стандартных ОЕМ-плат (Original electronic module) приемников навигационных сигналов. Совмещая блок первичной обработки навигационной информации ОЕМ-платы со специализированными алгоритмами вторичной обработки, можно создать недорогое навигационное оборудование, адаптированное к конструктивным особенностям и целевой программе любого космического аппарата.

Одним из возможных направлений модернизации КА “Фотон” является совершенствование бортовых систем для улучшения условий проведения научных и технологических экспериментов, в том числе и управления ими в процессе полета. Это предъявляет повышенные требования по оперативности и точности координатно-временной привязки КА “Фотон-М”. Кроме того, желательно знание динамики движения КА и его пространственной ориентации, что позволит парировать колебания вокруг центра масс, возникающие в процессе неуправляемого полета. Целью настоящей работы является демонстрация возможности построения вспомогательной системы для оперативного навигационного обеспечения бортовых экспериментов с использованием ОЕМ-плат.

В качестве навигационного приемника выбрана ОЕМ-плата “Jupiter” фирмы Rockwell, как наиболее отвечающая требованиям, предъявляемым к навигационному оборудованию космических потребителей по надежности и точности получения РНП.

GPS приемник “Jupiter” включает приемные процессоры, выполненные на одной плате и имеющие 12 параллельных каналов. Навигационный приемник позволяет получать не только РНП до 12 видимых одномоментно навигационных спутников, но и выдает решение навигационной задачи при условии, что скорость движения потребителя не превышает 950 м/с и высота полета меньше 18000 м. Поскольку предполагается построение навигационной системы для КА “Фотон”, то решением навигационной задачи от штатного алгоритма GPS-приемника воспользоваться невозможно, и необходима разработка собственного алгоритмического обеспечения. Технические характеристики ОЕМ платы “Jupiter” приведены в таблице 1. Возможное размещение антенны навигационного приемника представлено на рисунке 1.

Математическое обеспечение спутниковой радионавигации распадается на первичную и вторичную обработки информации.

Таблица 1–Технические характеристики приемника Jupiter

Рисунок 1–Расположение антенны навигационного приемника

Первичная обработка решает задачи поиска и обнаружения сигналов, слежения за ними, измерения РНП, приема и декодирования служебной информации. Получаемые на выходе РНП лишь функционально связаны с вектором состояния потребителя , компонентами которого являются координаты и составляющие вектора скорости потребителя в гринвичской системе координат.

Вторичная обработка преобразовывает РНП в вектор на основе навигационных алгоритмов и обеспечивает решение сервисных задач, состав которых зависит от требований потребителя.

В качестве основы разработанного навигационного алгоритма использовался метод наименьших квадратов для обработки избыточного объема статистической информации.

Предполагается, что известно априорное положение потребителя: q_o=[x_o,y_o,z_o]^T. Оно может быть получено предварительно, например, в результате решения задачи навигации по измерениям до трех навигационных спутников (НС).

Уравнение РНП до i-го НС имеет вид

где x_ci, y_ci, z_ci – координаты i-го НС; - систематическая погрешность, обусловленная нестабильностью бортового эталона частоты; - случайная составляющая ошибки измерения; - погрешность, связанная с рефракцией сигналов СРНС в ионосфере.

В результате линеаризации уравнения (1) формируется система условных уравнений вида:

где ; .

Из этой системы линейных уравнений находятся поправки к априорным координатам потребителя и смещения шкалы времени ф.

Тогда координаты потребителя определятся как

Уточненные координаты (3) используются в качестве начальных для второго приближения. Итерационная процедура вычисления заканчивается, когда выполняются условия

где d _x, d _y, d _z, d t – заданные погрешности определения координат и времени.

В связи с большой частотой проведения измерений и решения навигационной задачи для прогнозирования параметров движения центра масс КА на момент следующего навигационного определения использовалась модель движения КА в центральном поле притяжения Земли без учета возмущений.

Верификация разработанного алгоритмического обеспечения проводилась для случая неподвижного потребителя и состояла из двух этапов:

- определение эталонного значения координат антенны навигационного приемника;

- сравнение определения координат с помощью штатного навигационного алгоритма навигационного приемника “Jupiter” и разработанного алгоритмического обеспечения.

Для определения эталонного значения координат антенны на большом интервале времени была сформирована выборка некоррелированных между собой реализаций определения координат антенны из предположения, что корреляция между решениями (с использованием штатного алгоритма) затухает после того, как полностью сменится опрашиваемое созвездие НС. Экспериментально определено, что созвездие НС полностью меняется с периодичностью ~7 часов. Была получена выборка из 80 элементов. Каждое решение включало в себя долготу, широту и высоту точки расположения антенны навигационного приемника. При обработке использовались методы математической статистики. Результаты обработки сведены в таблицу 2.

Таблица 2

На рисунке 2 показаны отклонения реализаций определения координат в горизонтальной плоскости от математического ожидания. Законы распределения близки к нормальному.

Апробация разработанного алгоритмического обеспечения для случая наземного неподвижного потребителя подтвердила высокую точность определения координат в горизонтальной плоскости (40-50 м). На рисунке 3 показано отклонение долготы от эталонного значения, полученного с помощью штатного и разработанного алгоритмического обеспечения.

В целом подтверждена эффективность подхода создания навигационных устройств самим конечным потребителем и возможность их реализации с использованием ОЕМ-плат.

Рисунок 2–Отклонение координат от эталонных в плане

Рисунок 3–Отклонение долготы от эталонного значения

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ (третья редакция).–М.: КНИЦ ВКС, 1995.–54 с.
2. Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС / под ред. В.Н. Харисова, А.И. Перова, В.А. Болдина. – М.: ИПРЖР, 1998.–400 с.
3. Global Positioning System. Standart positioning servise. Signal specification. 2nd Editions. June 2, 1995.
4. Сетевые спутниковые радионавигационные системы /под ред. В.С. Шабшаевича.–М.: Радио и связь, 1993.-408 с.