Способ идентификации параметров навигационных спутников с компенсацией погрешностей навигационного приемника

Авторы патента:

Крамаров Сергей Олегович (RU)

Соколов Сергей Викторович (RU)

Лукасевич Виктор Иванович (RU)

Акперов Имран Гурру оглы (RU)

Каменский Владислав Валерьевич (RU)

G01S19/03 - Радиопеленгация; радионавигация; измерение расстояния или скорости с использованием радиоволн; определение местоположения или обнаружение объектов с использованием отражения или переизлучения радиоволн; аналогичные системы с использованием других видов волн (обнаружение масс или объектов способами, не использующими отражение или переизлучение радиоволн, звуковых или других волн G01V)

Владельцы патента RU 2638411:

Частное образовательное учреждение высшего образования "ЮЖНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ (ИУБиП)" (RU)

Изобретение относится к способам навигации по спутниковым радионавигационным системам (СРНС) и может быть использовано для определения параметров навигационных спутников и повышения точности определения координат навигационного приемника. Достигаемый технический результат - повышение точности определения местоположения навигационного приемника за счет коррекции и учета погрешности взаимной синхронизации часов навигационных спутников, а также инструментальных погрешностей передатчиков спутников. 1 ил.

Изобретение относится к способам навигации по Спутниковым Радионавигационным Системам (СРНС) и может быть использовано для идентификации параметров навигационных спутников и повышения точности определения координат навигационного приемника.

Технический результат заключается в повышении точности определения координат навигационного приемника и навигационных спутников за счет исключения погрешностей взаимной синхронизации часов навигационного приемника и навигационных спутников, инструментальных погрешностей передатчиков и приемников спутников, а также за счет определения расстояний между спутниками.

Известны различные способы повышения точности определения координат навигационного приемника. В [патент США № 7535414] изложен способ, который предполагает, что перед вычислением координат навигационного приемника производится разрешение неопределенностей, вызванных в т.ч. ошибками часов навигационных спутников, в неполных псевдодальностях. В [патент США № 6417801] предлагается разрешение неопределенностей в неполных псевдодальностях путем добавления в вектор оцениваемых параметров поправки ко времени измерения с последующим перебором всех допустимых целочисленных комбинаций неоднозначностей и выбором нужной из них по критерию минимума остаточных невязок.

Также для повышения точности определения координат навигационного приемника используются различные алгоритмы компенсации погрешностей часов [Интерфейсный контрольный документ ГЛОНАСС (5.1 редакция). - М.: РНИИ КП, 2008. - 57 с.], а также применяется дифференциальный режим измерений по кодовым дальностям, реализуемый с помощью контрольного навигационного приемника с известными географическими координатами - т.н. базовой станции [Bar-Sever, Y. A new Massachusetts model for GPS yaw attitude // Journal of Geodesy, 70, 714723, 1996]. Недостатками данных способов являются сложность их реализации и невозможность точного определения текущих значений ошибок взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника, а также инструментальных погрешностей передатчиков и приемников спутников, для их последующей компенсации.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ, описанный в [патент РФ №2432584. Способ определения координат навигационного приемника спутниковой радионавигационной системы / Васильев М.В., Михайлов Н.В., Поспелов С.С., Джалали Биджан], состоящий в том, что вычисление поправок к координатам приемника производится после измерения псевдодальностей и псевдоскоростей по невязкам псевдодальностей.

Недостатком данного способа является также сложность аппаратной и вычислительной реализации и невозможность точного определения текущих значений ошибок взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника, а также инструментальных погрешностей передатчиков и приемников спутников, для их последующей компенсации.

Заявленное изобретение направлено на решение задачи повышения точности определения местоположения навигационного приемника за счет коррекции и учета погрешности взаимной синхронизации часов навигационных спутников, а также инструментальных погрешностей передатчиков спутников.

Поставленная задача возникает при разработке систем контроля и управления навигационными спутниками, а также использования их измерений для решения навигационной задачи объекта.

Для обеспечения определения параметров навигационных спутников с компенсацией погрешностей навигационного приемника и упрощения аппаратной и вычислительной реализации данной процедуры предлагается способ, состоящий в том, что в группе из семи навигационных спутников, число которых определено из условия равенства числа измеренных межспутниковых дальностей при обоюдном измерении расстояний между двумя спутниками числу неизвестных параметров спутников: истинных дальностей между спутниками, погрешностей взаимной синхронизации часов спутников, инструментальных погрешностей передатчиков и приемников спутников, реализуются одновременные передача навигационных сообщений от каждого спутника к каждому и их прием каждым спутником от каждого, определение межспутниковых псевдодальностей и их передача на все спутники группировки с последующим решением на каждом спутнике сорока одного линейного алгебраического уравнения, число которых определяется числом неизвестных определяемых параметров: двадцатью одной истинной межспутниковой дальностью, шестью погрешностями взаимной синхронизации часов семи спутников, семью инструментальными погрешностями передатчиков и семью инструментальными погрешностями приемников семи спутников, и каждое из которых представляет собой линейную зависимость псевдодальности между соответствующими двумя спутниками от истинной дальности между ними, погрешности взаимной синхронизации их часов и инструментальных погрешностей их передатчиков и приемников; в результате решения данных линейных уравнений на каждом спутнике определяются истинные дальности между спутниками, погрешности взаимной синхронизации часов спутников, инструментальные погрешности передатчиков и приемников спутников, после чего погрешности взаимной синхронизации часов спутников и инструментальные погрешности их передатчиков передаются в навигационных сообщениях и компенсируются в навигационном приемнике объекта при определении его координат, осуществляемом на основе решения итеративными методами системы не менее трех нелинейных уравнений, каждое из которых сформировано по разности измеренных псевдодальностей между объектом и двумя спутниками группировки и представляет собой радикально-квадратичную зависимость разности истинных дальностей между объектом и двумя спутниками группировки от координат объекта в гринвичской системе координат.

Точность решения навигационной задачи с использованием средств спутниковой навигации в значительной мере зависит от степени подавления помех, возникающих при приеме-передаче спутниковых сообщений. В общем случае информационная структура спутникового измерения псевдодальности Z_R, используемого в качестве основного сигнала при позиционировании объектов, с учетом помех, в наибольшей степени влияющих на точность позиционирования, имеет вид:

где ξ_c, η_c, ζ_c - текущие координаты спутника в гринвичской системе координат (ГрСК),

ξ, η, ζ - текущие координаты объекта в ГрСК,

С - номинальное значение скорости света в вакууме,

Δτ - погрешность часов навигационного приемника,

ΔT - погрешность часов спутника,

W_ИТ - погрешности, обусловленные прохождением радиосигнала через ионосферу и тропосферу,

W_П - инструментальные погрешности навигационного приемника объекта,

W_S - инструментальные погрешности передатчика спутника.

Среди перечисленных погрешностей наиболее значительный удельный вес имеют инструментальные погрешности передатчика спутника и ошибки часов спутника и приемника. Так, например, несмотря на установку атомных часов на навигационных спутниках, среднеквадратическое значение ошибки взаимной синхронизации бортовых шкал времени может достигать 20 и более нс [ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ / Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2 с открытым доступом и частотным разделением (Редакция 5.1). 2008. - 74 с.].

В настоящее время для компенсации погрешности часов применяются различные алгоритмы, построенные на основе ее аппроксимации временными полиномами. Например, в СНС ГЛОНАСС ошибка часов спутника ΔT аппроксимируется линейной зависимостью от времени с заданными параметрами (в GPS применяется квадратичная зависимость):

где t^* - время расчета погрешности на момент поступления спутниковой информации,

α₀, α₁ - известные параметры модели ошибки часов спутника,

Т_Г - время задержки спутникового сигнала,

Т_Р - релятивистская поправка, определяемая в процессе вычисления координат спутника.

Как видно из (2), компенсационная модель содержит 4(!) параметра, требующих дополнительного непростого их определения с различной периодичностью, снижающего общую эффективность применения модели (2). При этом алгоритмы компенсации инструментальных погрешностей передатчика спутника в настоящее время вообще отсутствуют.

Существующие навигационные системы ГЛОНАСС и GPS с целью повышения точности решения навигационной задачи проходят в настоящий момент усиленную модернизацию, позволяющую, в частности, определять с помощью бортовых измерительных средств расстояния между спутниками, находящимися в зоне прямой видимости.

Так, например, навигационные спутники ГЛОНАСС-М оснащаются бортовой аппаратурой межспутниковых измерений [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005. - 688 с.], а навигационные спутники ГЛОНАСС-К - приемоформирующим устройством межспутниковой радиолинии [Ступак Г.Г., Ревнивых С.Г., Игнатович Е.И., Куршин В.В., Бетанов В.В., Панов С.С., Бондарев Н.З., Чеботарев В.Е., Решетнева М.Ф., Балашова Н.Н., Сердюков А.И., Синцова Л.Н. // Выбор структуры орбитальной группировки перспективной системы ГЛОНАС // Космонавтика №3-4 (6) 2013, С. 4-11.]. Формирующая часть устройства межспутниковой радиолинии осуществляет формирование и излучение информационно-измерительных радиосигналов, структура которых аналогична структуре навигационного сигнала ГЛОНАСС. В приемной части осуществляется усиление радиосигналов и измерение псевдоскорости и псевдодальности между навигационными спутниками системы ГЛОНАСС и выделение цифровой информации из принимаемого информационно-измерительного сигнала.

Повышение точности определения положения навигационных спутников возможно также при использовании лазерных дальномеров [Чубыкин А.А., Рой Ю.А., Корнишев О.М., Падун П.П. Использование бортовых лазерных измерительно-связных средств для повышения точности и оперативности ЭВО спутников системы ГЛОНАСС // ЭВ & ЭС. Т. 12. 2007. С. 25-30, Шаргородский В.Д., Чубыкин А.А., Сумерин В.В. Межспутниковая лазерная навигационно-связная система // Аэрокосмический курьер. 2007. №1 (49). С. 88-89], в основе которого лежит принцип измерения времени распространения лазерных импульсов.

При этом очевидно, что сигналы измерения псевдодальностей между i-м и j-м спутниками будут свободны от погрешностей, обусловленных прохождением сигнала через ионосферу и тропосферу как в (1), и будут иметь вид:

где Z_ij - псевдодальность, измеренная на j-м спутнике,

R_ij - истинная дальность между i-м и j-м спутниками,

ΔT_j - погрешность часов j-го спутника,

ΔT_i - погрешность часов i-го спутника,

W_Si - погрешность передатчика i-го спутника,

W_Пj - погрешность приемника j-го спутника,

ΔT_ji=с(ΔT_j-ΔT_i) - ошибка взаимной синхронизации часов i-го и j-го спутников.

Предварительно определим число спутников N, необходимое и достаточное для полного определения пространственно-временных параметров спутников. Число всех возможных расстояний между N спутниками (равное числу ребер графа с N вершинами) определяется известным выражением: N(N-1)/2. При обоюдном измерении расстояний между двумя спутниками число измеренных межспутниковых дальностей будет равно, соответственно, N(N-1). В полученных измерениях содержатся следующие неизвестные переменные: N(N-1)/2 истинных расстояний между N спутниками, (N-1) линейно независимых ошибок взаимной синхронизации часов N спутников (остальные (N-1)(N/2-1) определяются их линейными комбинациями), N инструментальных погрешностей передатчиков N спутников и N инструментальных погрешностей приемников N спутников, т.е. общее число неизвестных переменных составляет N(N-1)/2+N-1+N+N. Приравнивая общее число измерений к числу неизвестных переменных, имеем следующее уравнение:

N(N-1)/2=3N-1

или

N²-7N+2=0,

откуда легко определяется число спутников, необходимое и достаточное для решения поставленной задачи:

N=7.

(Если истинные расстояния между спутниками известны - например, измерены с высокой точностью лазерными дальномерами, то число неизвестных переменных сокращается до 3N-1 и уравнение, определяющее число спутников, принимает вид;

N²-4N+1=0,

откуда N=4.)

В принятых обозначениях измеренные расстояния (псевдодальности) Z_ij между семью навигационными спутниками 1₁, 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇ (фиг. 1) могут быть представлены следующим образом:

где ΔT₁₂, ΔT₁₃, ΔT₅₃, ΔT₂₃, …, ΔT₃₄, ΔT₅₄, ΔT₂₄ - погрешности взаимной синхронизации часов спутников 1₁, 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇,

R₁₃, R₂₃, R₁₂, …, R₅₃, R₂₄, R₅₄ - истинные дальности между спутниками,

W_П1, W_П2, W_П3, W_П4, W_П5, W_П6, W_П7 - инструментальные погрешности приемников спутников 1₁, 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇,

W_S1, W_S2, W_S3, W_S4, W_S5, W_S6, W_S7 - инструментальные погрешности передатчиков спутников 1₁, 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇, соответственно.

Учитывая очевидные соотношения:

ΔT_ji=-ΔT_ij, ΔT_jk=ΔT_ik-ΔT_ij=ΔT_k-ΔT_k-ΔT_j, i, j, k=1, 2 … 5,

система (4) из 42-х уравнений с 77-ю неизвестными может быть сведена к системе 42-х уравнений с 41-м неизвестным - 21-й истинной дальностью R₁₃, R₂₃, R₁₂, …, R₅₃, R₂₄, R₅₄, 6-ю независимыми погрешностями взаимной синхронизации часов спутников (выбор определяемых погрешностей принципиального значения не имеет, поэтому выберем далее в качестве независимых переменных погрешности ΔT₁₂, ΔT₁₃, ΔT₁₄, ΔT₁₅, ΔT₁₇, ΔT₁₆), 7-ю инструментальными погрешностями передатчиков W_S1, W_S2, W_S3, W_S4, W_S5, W_S6, W_S7 и 7-ю инструментальными погрешностями приемников W_П1, W_П2, W_П3, W_П4, W_П5, W_П6, W_П7:

и легко решается любым из известных способов решения линейных алгебраических уравнений непосредственно на борту каждого из спутников 1₁, 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇. (Т.к. при этом одно избыточное уравнение может быть исключено, возникает возможность дополнительного формирования еще систем уравнений, аналогичных (5), для их параллельного решения с целью повышения точности - за счет, например, усреднения полученных результатов.)

В данном случае решается не только задача текущего определения погрешностей взаимной синхронизации часов всех спутников и инструментальных погрешностей их передатчиков и приемников, используемых, как показано далее, для компенсации помех в сигнале навигационного приемника объекта, но и расстояний между спутниками, используемых, в свою очередь, в качестве дополнительной информации для определения их текущих координат. Рассмотрим способ такого определения подробно.

В гринвичской системе координат (ГрСК) истинное расстояние Rij между двумя спутниками - i-м и j-м, может быть представлено следующим образом [ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ / Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2 с открытым доступом и частотным разделением (Редакция 5.1). 2008. - 74 с.], [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. 3-е изд. / под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова, М.: Радиотехника, 2005. 688 с.]:

где ξ_i, η_i, ζ_i - текущие координаты i-го спутника в ГрСК,

ξ_j, η_j, ζ_j - текущие координаты j-го спутника в ГрСК.

Т.к. число истинных дальностей между N спутниками определяется как N(N-1)/2, а число неизвестных координат N спутников равно 3N, то число спутников, необходимое и достаточное для решения задачи определения их текущих координат, удовлетворяет уравнению:

N(N-1)/2=3N, откуда N=7.

Т.е. найденное выше число спутников, необходимое и достаточное для решения задачи определения их параметров, позволяет еще дополнительно решать задачу определения их текущих координат непосредственно на борту спутника путем решения системы нелинейных уравнений (6) известными численными методами [ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ / Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2 с открытым доступом и частотным разделением (Редакция 5.1). 2008. - 74 с.], [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. 3-е изд. / под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. М.: Радиотехника, 2005. 688 с.].

Алгоритм технической реализации предложенного способа рассмотрим по шагам на примере спутника 1 (фиг. 1).

1. Передача навигационных сообщений к спутникам 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇.

2. Прием навигационных сообщений от спутников 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇ (выполняется одновременно с п. 1).

3. Определение псевдодальностей Z₂₁, Z₃₁, Z₄₁, Z₅₁, Z₆₁, Z₇₁ до спутников 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇.

4. Параллельная передача полученных значений псевдодальностей Z₂₁, Z₃₁, Z₄₁, Z₅₁, Z₆₁, Z₇₁ на спутники 1₂, 1₃, 1₄, 1₅, 1₆ и 1₇.

5. Прием значений псевдодальностей Z₁₂, Z₃₂, Z₄₂, Z₅₂, Z₆₂, Z₇₂ от спутника 2 (выполняется одновременно с п. 4).

6. Прием значений псевдодальностей Z₁₃, Z₂₃, Z₄₃, Z₅₃, Z₆₃, Z₇₃ от спутника 3 (выполняется одновременно с п. 4).

7. Прием значений псевдодальностей Z₁₄, Z₂₄, Z₃₄, Z₅₄, Z₆₄, Z₇₄ от спутника 4 (выполняется одновременно с п. 4).

8. Прием значений псевдодальностей Z₁₅, Z₂₅, Z₄₅, Z₃₅, Z₆₅, Z₇₅ от спутника 5 (выполняется одновременно с п. 4).

9. Прием значений псевдодальностей Z₁₆, Z₂₆, Z₄₆, Z₃₆, Z₅₆, Z₇₆ от спутника 6 (выполняется одновременно с п. 4).

10. Прием значений псевдодальностей Z₁₇, Z₂₇, Z₄₇, Z₃₇, Z₆₇, Z₅₇ от спутника 7 (выполняется одновременно с п. 4).

11. Решение системы уравнений (5) и вычисление истинных дальностей R₁₃, R₂₃, R₁₂, …, R₅₃, R₂₄, R₅₄, погрешностей взаимной синхронизации часов спутников ΔT₁₂, ΔT₁₃, ΔT₁₄, ΔT₁₅, ΔT₁₆, ΔT₁₇, инструментальных погрешностей передатчиков спутников W_S1, W_S2, W_S3, W_S4, W_S5, W_S6, W_S7 и инструментальных погрешностей приемников спутников W_П1, W_П2, W_П3, W_П4, W_П5, W_П6, W_П7.

12. Решение системы уравнений (6) и вычисление текущих координат всех спутников.

13. Передача в спутниковом сообщении текущих координат всех спутников, погрешностей взаимной синхронизации часов и значений инструментальных погрешностей передатчиков спутников для последующей корректировки спутниковых измерений (1).

14. Комплексная компенсация погрешностей спутникового сообщения в навигационном приемнике.

Детализируем реализацию п. 14, которая осуществляется следующим образом.

Для решения навигационной задачи спутниковые сообщения принимаются, как правило, не менее, чем от четырех спутников [ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ / Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2 с открытым доступом и частотным разделением (Редакция 5.1). 2008. - 74 с.], [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. 3-е изд. / под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. М.: Радиотехника, 2005. 688 с.], что позволяет формировать различные линейные комбинации сигналов, принимаемых от разных спутников. Так, разность сигналов псевдодальностей, принятых от двух спутников - i-го и j-го, с учетом (1) имеет вид:

где принято вытекающее из практики спутниковой навигации допущение об идентичности помех, обусловленных прохождением через ионосферу и тропосферу радиосигналов спутников, находящихся в зоне видимости одного и того же объекта.

Как видно из (7), разность сигналов Z_Ri-Z_Rj=ΔZ_ij любых двух спутников содержит помеховые составляющие ΔT_ij, W_si, W_sj, которые уже известны из принятого спутникового сообщения и могут быть скомпенсированы (и не содержит остальных помех, приведенных в (1): ошибок часов приемника, его инструментальных погрешностей и др.). В результате, обработке-применению стандартной итеративной процедуры решения системы нелинейных уравнений [ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ / Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2 с открытым доступом и частотным разделением (Редакция 5.1). 2008. - 74 с.], [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. 3-е изд. / под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. М.: Радиотехника, 2005. 688 с.] подлежат сигналы (в данном случае не менее трех), содержащие только истинную информацию о координатах объекта:

что позволяет существенно повысить общую точность решения навигационной задачи.

Предложенный способ определения параметров навигационных спутников с компенсацией погрешностей навигационного приемника позволяет, используя простые методы радио- и лазерных измерений, во-первых, существенно повысить точность синхронизации хода часов на всех навигационных спутниках группировки (что особенно важно для системы ГЛОНАСС, наземные станции синхронизации времени которой расположены только на территории РФ), во-вторых, определять текущие координаты непосредственно на борту спутника, снижая, тем самым, вычислительную нагрузку на приемники потребителей и телеметрических станций слежения, и в-третьих, повысить общую точность решения навигационной задачи за счет компенсации основных помех в принятом навигационном сообщении. При этом также неизбежно увеличение точности определения рассмотренных пространственно-временных параметров в силу большей точности межспутниковых измерений, осуществляемых в космосе, по сравнению с телеметрическими, подверженными влиянию атмосферных возмущений.

Способ определения параметров навигационных спутников с компенсацией погрешностей навигационного приемника, заключающийся в том, что в группе из семи навигационных спутников, число которых определено из условия равенства числа измеренных межспутниковых дальностей при обоюдном измерении расстояний между двумя спутниками числу неизвестных параметров спутников: истинных дальностей между спутниками, погрешностей взаимной синхронизации часов спутников, инструментальных погрешностей передатчиков и приемников спутников, реализуются одновременные передача навигационных сообщений от каждого спутника к каждому и их прием каждым спутником от каждого, определение межспутниковых псевдодальностей и их передача на все спутники группировки с последующим решением на каждом спутнике сорока одного линейного алгебраического уравнения, число которых определяется числом неизвестных определяемых параметров: двадцатью одной истинной межспутниковой дальностью, шестью погрешностями взаимной синхронизации часов семи спутников, семью инструментальными погрешностями передатчиков и семью инструментальными погрешностями приемников семи спутников, и каждое из которых представляет собой линейную зависимость псевдодальности между соответствующими двумя спутниками от истинной дальности между ними, погрешности взаимной синхронизации их часов и инструментальных погрешностей их передатчиков и приемников; в результате решения данных линейных уравнений на каждом спутнике определяются истинные дальности между спутниками, погрешности взаимной синхронизации часов спутников, инструментальные погрешности передатчиков и приемников спутников, после чего погрешности взаимной синхронизации часов спутников и инструментальные погрешности их передатчиков передаются в навигационных сообщениях и компенсируются в навигационном приемнике объекта при определении его координат, осуществляемом на основе решения итеративными методами системы не менее трех нелинейных уравнений, каждое из которых сформировано по разности измеренных псевдодальностей между объектом и двумя спутниками группировки и представляет собой радикально-квадратичную зависимость разности истинных дальностей между объектом и двумя спутниками группировки от координат объекта в гринвичской системе координат.

Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться в навигационной аппаратуре потребителя. Технический результат состоит в повышении надежности автономного контроля целостности поля системы навигационных космических аппаратов (НКА).

Спутниковые радионавигационные сигналы с цифровой подписью // 2635368

Изобретение относится к технике связи и может использоваться для установление подлинности навигационного сообщения. Технический результат состоит в повышении точности определения сообщения.

Способ контроля достоверности и устройство объединения/консолидации с множеством модулей обработки // 2634693

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является повышение точности измерений.

Способ определения взаимного местоположения подвижных объектов в полносвязной радиосети // 2634305

Изобретение относится к радиотехнике и предназначено для определения взаимного местоположения подвижных объектов и позволяет повысить помехоустойчивость, точность в полносвязных радиосетях за счет систем вычисления взаимных скоростей и ускорений.

Интегрированная инерциально-спутниковая система ориентации и навигации // 2633703

Изобретение относится к области навигационного приборостроения летательных аппаратов и морских судов. Технический результат состоит в повышении точности выработки параметров ориентации объекта при сокращении длины антенной базы до уровня длины волны несущей частоты спутникового сигнала, расширении возможностей по калибровке на подвижном объекте смещений нулей акселерометров и гироскопа.

Способ и система повышения точности определения местоположения пользователей глобальных спутниковых навигационных систем с использованием цифровой разметки участков улично-дорожной сети // 2633093

В данном изобретении описаны способы для определения местоположения потребителей спутниковых навигационных систем и использующие их системы. Способы основаны на том факте, что в локальной области пространства потребители, определяющие свое местоположение по рабочему созвездию навигационной системы, будут иметь одинаковые погрешности, связанные с движением спутников и распространением радиосигналов.

Компенсация задержки // 2633034

Группа изобретений относится к способу и автоматизированной системе для компенсации задержки в динамической системе. Для компенсации задержки вычислительной системой принимают два массива параметрических данных от двух датчиков, вырабатывают первый параметр регулировки компенсации задержки, связанный со вторым массивом, на основе дополнительного массива параметрических данных от дополнительного датчика, вырабатывают отфильтрованные параметры на основе первого и второго массивов и параметра регулировки компенсации задержки, вырабатывают выходные данные для автоматизированной системы управления самолета на основе отфильтрованных параметров.

Инициированное точкой доступа позиционирование по времени распространения // 2632475

Изобретение относится к беспроводной связи. Технический результат заключается в точности навигации позиционирования ToF внутри помещения, которыми может управлять сетевая точка доступа (АР) и для которых не требуется инициирование со стороны клиента, прерывания, вмешательства и которые не требуют передачи ответов.

Способ и система определения погрешности оценки времени прохождения ионосферы // 2630783

Изобретение относится к технике радиосвязи и может использоваться для определения погрешности оценки времени прохождения ионосферы сигналом вдоль вертикальной оси видимости.

Устройство автоматической активации оповещения о ситуации "человек за бортом" // 2628026

Изобретение относится к спасательным средствам и может быть использовано для обнаружения человека, терпящего бедствие на воде. Устройство автоматической активации оповещения о ситуации «человек за бортом» содержит спасательный жилет и устройство оповещения о ситуации «человек за бортом».

Способ определения местоположения земной станции спутниковой связи // 2640395

Изобретение относится к области спутникового радиоконтроля и может быть использовано при поиске и локализации позиций земных станций (ЗС) спутниковой связи - источников помех стволам с прямой ретрансляцией спутников-ретрансляторов (СР) на геостационарной орбите. Достигаемый технический результат - упрощение реализации способа и устранение ограничения функциональности на территории с низкой плотностью размещения ЗС. Указанный результат достигается за счет того, что одновременно регистрируют последовательности дискретных отсчетов уровней ретранслируемого сигнала искомой ЗС, принимаемого стационарной станцией спутникового радиоконтроля и сигнала радиомаяка СР, через который ретранслируется сигнал искомой ЗС, принимаемого мобильной станцией спутникового радиоконтроля. В результате обработки принятых последовательностей программными средствами получают группы детализирующих вейвлет-коэффициентов, которые сохраняют или изменяют свои значения вследствие динамики уровней сигналов искомой ЗС и сигнала радиомаяка CP, обусловленной прохождением их трасс через области объемно распределенных гидрометеоров. В качестве признака сходства динамики принятых последовательностей рассматривают увеличение, снижение или сохранение неизменными значений вейвлет-коэффициентов с одинаковыми индексами. Для оценки сходства динамики принятых последовательностей по результатам сравнения соседних вейвлет-коэффициенты в группах коэффициентов формируют одномерные массивы Aq и Bq, где q – 1, 2 …Q – нумерация позиций. В случае совпадения элементов массивов Aq и Bq с одинаковыми индексами вырабатывают признак 1, в случае несовпадения - признак 0. Сходство динамики принятых последовательностей оценивают по удельному весу количества совпадений, полученных на основе суммирования результатов сравнений элементов массивов Aq и Bq с одинаковыми индексами. 3 ил.

Способ бесспутниковой навигации // 2642507

Изобретение относится к области радионавигации и может быть использовано в системах определения местоположения и слежения за траекторией перемещающихся в надземном пространстве объектов по сигналам навигационных бесспутниковых систем, использующих RFID-технологию. Достигаемый технический результат – обеспечение навигационного обслуживания в зоне, содержащей радиочастотные метки при произвольных траекториях движения пользователя. Указанный результат достигается за счет того, что радиочастотные метки устанавливаются на дорожных знаках, светофорах, столбах, деревьях, зданиях и сооружениях, а также других искусственных объектах и подходящих для этого объектах неживой природы, при этом их информационные данные, характеризующие уникальность расположения каждой метки, противопоставляются аналогичным данным, нанесенным на электронную карту местности и/или хранящимся ее в базе данных. Координаты меток назначаются относительно установленных границ города или другого населенного объекта, района, региона, области, административной единицы или государства путем построения координатной сетки, где самая южная точка границы имеет нулевое значения численного индекса (числа) при позиции, обозначенной одной буквой алфавита, западная - при позиции, обозначенной другой буквой алфавита. Координаты остальных меток, следующих за меткой (метками) с нулевым индексом при любой из двух буквенных позиций, получаются добавлением, например, единицы к индексам позиций меток. Координаты меток учитывают запрещающие и предписывающие знаки дорожного движения, располагающиеся на перекрестках, ответвлениях и разветвлениях дороги, непосредственно там, где они установлены, а также на соседних перекрестках, ответвлениях и разветвлениях. Прокладывание маршрута движения объекта осуществляется соединением ближайших меток (метки) от исходного пункта, в котором находится пользователь, до ближайшей к искомому пункту метки (меток) через все лежащие между ними метки с последующим выбором минимального расстояния. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ определения целостности высокоточных навигационных определений в реальном времени // 2644450

Изобретение относится к области спутниковой навигации и может быть использовано в качестве оценки достоверности высокоточного навигационного определения в реальном времени. Для определения целостности высокоточного навигационного определения пользователя вычисляются уровни защиты по горизонтали и вертикали, сравниваемые с соответствующими им аварийными пределами. Вычисление уровней защиты производится с учетом неточности формирования коррекций спутниковых часов и коррекций орбиты в корректирующей информации от широкозонного функционального дополнения, величин дисперсий ошибок первичных измерений, вносимых ионосферной и тропосферной рефракциями при распространении сигнала от навигационных космических аппаратов (НКА), шумами приемника и многолучевостью. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение достоверности высокоточных навигационных определений в реальном времени и уменьшение времени оповещения потребителя о нарушении целостности навигации. 5 ил.

Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем летательного аппарата // 2646020

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летательного аппарата (ЛА) включает измерение давления и температуры воздуха на входе в ВРД, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу (4) обмена информацией к вычислителю (8), обработку полученной информации в вычислителе (8) по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ВРД. Способ также включает в себя обеспечение самоконтроля блоков, датчиков и клапанов агрегатов ВРД. При получении сигнала об отказе датчиков (3) давления и/или датчиков (11) температуры выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ВРД, заключающегося в расчете давления и температуры воздуха на входе в ВРД по измеряемым с помощью аппаратуры (5) спутниковой навигации параметрам скорости и высоты летательного аппарата. Изобретение обеспечивает возможность корректировки работы ВРД в штатном режиме и формирования резервной системы для управления ВРД во внештатной ситуации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ формирования сигнала спутниковой навигационной системы // 2646315

Изобретение относится к области радионавигации. Технический результат заключается в расширении арсенала средств для формирования сигналов спутниковой навигационной системы. Указанный сигнал спутниковой навигационной системы формируют в квадратурном модуляторе из синфазной и квадратурной составляющих сигнала. Синфазную и квадратурную составляющие формируют по управляющим сигналам от микроконтроллера мультиплексного канала обмена и микроконтроллера управления и обработки информации в программируемой логической интегральной схеме путем цифрового синтеза частоты из сигналов стандартной и высокой точности с частотным и кодовым разделением.1 ил.

Способ обзора пространства радиолокационными станциями с фазированными антенными решетками // 2646847

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано при обзоре пространства в радиолокационных станциях (РЛС) с фазированными антенными решетками (ФАР). Достигаемый технический результат - сохранение дальности действия РЛС с ФАР в условиях воздействия активных шумовых помех (АШП) при ограниченных энергетических затратах на обзор зоны пространства. Указанный технический результат достигается тем, что обзор пространства основан на взаимодействии разнесенных в пространстве РЛС с ФАР, при этом в процессе обзора РЛС обмениваются информацией о помеховой обстановке, измеренной в каждом угловом направлении зоны обзора. В угловых направлениях, в которых обеспечивается обнаружение целей на требуемой дальности, обзор пространства осуществляется однопозиционной РЛС с ФАР с учетом обеспечения минимума энергетических затрат. Угловые направления, в которых действует постановщик активных помех (ПАП), обзор пространства осуществляется разнесенными РЛС с ФАР в пассивном режиме работы, при этом уточняются и выдаются координаты ПАП в общую информационную систему. В угловых направлениях с "непреодолимой" по мощности помехой, в которых плотность потока мощности ПАП не обеспечивает обнаружение цели на требуемой дальности, обзор пространства осуществляется разнесенными РЛС. Активная РЛС производит обнаружение воздушного объекта на максимальной дальности в условиях воздействия АШП. Область пространства, где обнаружение воздушных объектов в условиях воздействия активных шумовых помех однопозиционной РЛС невозможно, сканируется РЛС, работающей в пассивном режиме. При этом выбирается одна бистатическая РЛС, осуществляющая обзор максимального количества элементов разрешения с заданным качеством обнаружения, но не превышающая выделенный энергетический ресурс. 2 ил.

Комплексный способ навигации летательных аппаратов // 2646957

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, а также относится к области навигационных приборов для контроля и управления летательными аппаратами. Комплексный способ навигации летательных аппаратов, функционально объединяющий инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации с использованием магнитометрических датчиков, при этом дополнительно осуществляют начальную выставку по курсу в процессе руления и разбега до момента отрыва летательного аппарата (ЛА) от ВПП, определение и списание девиации магнитометрических датчиков после набора высоты путем совершения полета по кругу, осуществляют процесс навигации в трех режимах: основной режим навигации, где инерциальную систему и систему воздушных сигналов (СВС) корректируют по сигналам спутниковой системы навигации (СНС), осуществляют двухуровневый контроль достоверности сигналов от приемника СНС и определяют погрешности измерения воздушной скорости и скорости ветра, используя сигналы СНС, альтернативный режим навигации, где инерциальную систему корректируют по сигналам СВС, которого включают при отсутствии сигналов от приемников СНС или достоверности сигналов от приемника СНС и резервный режим навигации, которого включают в случае отказа системы СНС и СВС, где используют адаптированную к возмущениям резервную систему определения углов пространственной ориентации, корректируемую по сигналам акселерометров и магнитометрических датчиков со списанной девиацией в полете, осуществляют оптимизацию коэффициентов адаптивной коррекции углов по сигналам акселерометров, в зависимости от режима полета ЛА. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей, повышение надежности работы и эффективности навигации, а также повышение точности определения навигационных параметров в случае пропадания сигналов от приемника спутниковой навигационной системы (СНС).