RU2379700C1 - Method of object angular orientation by satellite radionavigation system signals - Google Patents

Abstract

FIELD: instrument making.

SUBSTANCE: invention can be used to reduce time required to determine spatial orientation of objects with the help of interferometry. Proposed method allows determining angular orientation from the results of one or several measurements of n-spacecraft signal phase shifts, differing in time, and can be realized via selection of integer ambiguities of measured values, ruling out excess values of angular orientation by checking said values for compliance with a priori data on the distance between antennas and angular orientation, and testing with the use of signals from additional spacecraft. Unknown angular orientation value sought for is determined using the maximum likelihood criterion.

EFFECT: fast determination of angular position from results of one measurement of phase shifts of several space apparatuses.

2 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области спутниковой навигации и может быть использовано для определения углового положения объектов в пространстве или на плоскости.The present invention relates to the field of satellite navigation and can be used to determine the angular position of objects in space or on a plane.

Известен способ угловой ориентации по сигналам космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем, основанный на приеме сигналов на разнесенные две или более антенны, расположенные параллельно одной или двум осям измеряемого объекта, измерении фазового сдвига между принятыми сигналами на разнесенные антенны от каждого космического аппарата и определении углового положения осей измеряемого объекта путем решения системы уравнений [1].A known method of angular orientation according to the signals of the spacecraft of global navigation satellite systems, based on the reception of signals on spaced two or more antennas located parallel to one or two axes of the measured object, measuring the phase shift between the received signals on the separated antennas from each spacecraft and determining the angular position the axes of the measured object by solving the system of equations [1].

Недостатком способа является низкая точность измерения углов, обусловленная тем, что антенны требуется располагать на малом расстоянии, меньшем длины волны принимаемых сигналов. При увеличении расстояния между фазовыми центрами разнесенных антенн погрешность измерения углов уменьшается, но появляется неоднозначность фазовых измерений, что приводит к неоднозначному определению углового положения объекта. Для устранения неоднозначности применяется более сложная обработка сигналов, заключающаяся в проведении измерений по различным космическим аппаратам и обработке результатов измерений фазовых сдвигов с помощью фильтра Калмана, позволяющего отбраковать ложные гипотезы. При этом существенное значение имеет время сходимости решения задачи. Время сходимости, т.е. время, требуемое для определения угловой ориентации, может быть достаточно велико. Так при четырех космических аппаратах и геометрическом факторе 5.5 и 3.7 время сходимости системы уравнений составляет соответственно 1600 и 400 с, т.е. является очень большим. Определение угловой ориентации объекта в условиях наличия систематических погрешностей приводит к еще большему увеличению времени, требуемого на решение системы уравнений [1].The disadvantage of this method is the low accuracy of measuring angles, due to the fact that the antenna must be located at a small distance less than the wavelength of the received signals. As the distance between the phase centers of the spaced antennas increases, the error in measuring the angles decreases, but the ambiguity of the phase measurements appears, which leads to an ambiguous determination of the angular position of the object. To eliminate the ambiguity, more complex signal processing is used, which consists in taking measurements on various spacecraft and processing the results of phase shift measurements using the Kalman filter, which allows rejecting false hypotheses. Moreover, the convergence time of the solution of the problem is essential. Convergence time, i.e. the time required to determine the angular orientation can be quite large. So with four spacecraft and a geometric factor 5.5 and 3.7, the time of convergence of the system of equations is 1600 and 400 s, respectively, i.e. is very big. Determination of the angular orientation of the object in the presence of systematic errors leads to an even greater increase in the time required to solve the system of equations [1].

Известен способ угловой ориентации объекта по радионавигационным сигналам космических аппаратов [2], в котором по варианту 1, основанному на приеме сигналов от n космических аппаратов двумя или более антенно-приемными устройствами, расположенными параллельно одной или двум осям объекта, выделении сигнала с частотой Доплера, определении набега фаз за интервал времени измерения и определении углового положения объекта, в течение интервала времени измерения производят m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, а угловое положение объекта определяют путем решения следующей системы уравнений:There is a method of angular orientation of an object according to the radio navigation signals of spacecraft [2], in which according to option 1, based on the reception of signals from n spacecraft by two or more antenna-receiving devices located parallel to one or two axes of the object, signal extraction with Doppler frequency, determining the phase incursion during the measurement time interval and determining the angular position of the object, during the measurement time interval, m phase shifts are measured between pairs of antenna receivers, and Glowe position of the object is determined by solving the following system of equations:

,

,

где i=1, …, n - текущий номер космического аппарата;where i = 1, ..., n is the current number of the spacecraft;

j=1, …, m - текущий номер измерения фазовых сдвигов сигналов n космических аппаратов;j = 1, ..., m - current measurement number of phase shifts of signals n of spacecraft;

n - общее число принимаемых космических аппаратов;n is the total number of received spacecraft;

m - общее число измерений фазовых сдвигов сигналов n космических аппаратов;m is the total number of measurements of phase shifts of signals n of spacecraft;

cos*β_xyz=B·cosβ_xyz - произведение неизвестной базы В (расстояния между антенно-приемными устройствами) на ее направляющие косинусы cosβ_xyz, подлежащие определению;cos * β _xyz = B · cosβ _xyz - the product of the unknown base B (distance between the antenna-receiving devices) and its directing cosines cosβ _xyz to be determined;

k_xij, k_yij, k_zij - направляющие косинусы направлений потребитель - i-й космический аппарат (КА);k _xij , k _yij , k _zij - directional cosines of the directions of the consumer - i-th spacecraft (SC);

λ_i- длина волны сигнала i-го КА;λ _i is the wavelength of the signal of the i-th spacecraft;

φ_ij - измеренные значения фазовых сдвигов сигналов i-го КА, принятых антеннами потребителя в j-m измерении;φ _ij are the measured values of the phase shifts of the signals of the i-th spacecraft received by the consumer antennas in the jm measurement;

ΔФ_i - неизвестная систематическая погрешность измеренной разности фаз, обусловленная разным временем прохождения сигналов в каналах приемоиндикатора и неоднозначностью, вызванной тем, что расстояние между антеннами превышает длины волн принимаемых сигналов.ΔФ _i is the unknown systematic error of the measured phase difference, due to the different propagation times of the signals in the channels of the receiver-receiver and the ambiguity caused by the fact that the distance between the antennas exceeds the wavelengths of the received signals.

Недостатком способа и его вариантов является необходимость обеспечения неподвижности объекта во время проведения измерений, поскольку значения направляющих косинусов cosβ_xyz, оцениваемых в системе уравнений, не зависят от времени.The disadvantage of the method and its variants is the need to ensure the immobility of the object during the measurement, since the values of the guiding cosines cosβ _xyz , estimated in the system of equations, are independent of time.

Наиболее близким к заявляемому является способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем [3], основанный на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные две или более антенны, расположенные параллельно одной или двум осям измеряемого объекта, измерении фазового сдвига между принятыми сигналами от каждого космического аппарата, в котором в течение интервала времени измерения проводят m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, а текущее угловое положение объекта определяют путем решения следующей системы уравнений:Closest to the claimed is a method of angular orientation of the object according to the signals of satellite radio navigation systems [3], based on the reception of signals from spacecraft global navigation satellite systems on spaced two or more antennas located parallel to one or two axes of the measured object, measuring the phase shift between the received signals from each spacecraft, in which m measurements of phase shifts between pairs of antenna-receiving devices are carried out during the measurement time interval properties, and the current angular position of the object is determined by solving the following system of equations:

,

,

где i=1, …, n - текущий номер космического аппарата;where i = 1, ..., n is the current number of the spacecraft;

j=1, …, m - текущий номер измерения фазовых сдвигов сигналов n космических аппаратов;j = 1, ..., m - current measurement number of phase shifts of signals n of spacecraft;

n - общее число принимаемых космических аппаратов;n is the total number of received spacecraft;

m - общее число измерений фазовых сдвигов сигналов n космических аппаратов;m is the total number of measurements of phase shifts of signals n of spacecraft;

k_xij, k_yij, k_zij - направляющие косинусы векторов-направлений от объекта до i-го космического аппарата в j-й момент времени;k _xij , k _yij , k _zij are the direction cosines of the direction vectors from the object to the i-th spacecraft at the j-th moment of time;

φ_ij - значение фазового сдвига сигнала i-го космического аппарата в j-й момент времени;φ _ij is the value of the phase shift of the signal of the i-th spacecraft at the j-th moment of time;

X_j, Y_j, Z_j - значения направляющих косинусов в j-й момент времени;X _j , Y _j , Z _j - values of the guiding cosines at the j-th moment of time;

λ_i - длина волны i-го космического аппарата;λ _i - wavelength of the i-th spacecraft;

ΔS_i - систематическая погрешность измерения фазового сдвига сигнала i-го космического аппарата, складывающаяся из целочисленной неоднозначности и аппаратурной составляющей систематической погрешности.ΔS _i is the systematic error of the measurement of the phase shift of the signal of the i-th spacecraft, consisting of integer ambiguity and the hardware component of the systematic error.

Недостатком этого способа является необходимость проведения m разновременных измерений фазовых сдвигов между разнесенными антеннами объекта, что увеличивает время, требуемое для нахождения угловой ориентации. Кроме того, точность определения угловой ориентации объекта зависит от величины поворота антенной системы объекта и величины изменения углового положения принимаемых космических аппаратов относительно вектора-базы, образованного разнесенными антеннами объекта. При этом в случае, если антенная система объекта будет малоподвижной в течение времени измерения, время, необходимое для получения заданной точности оценки углового положения, может составлять единицы-десятки минут.The disadvantage of this method is the need for m multi-time measurements of phase shifts between the spaced apart antennas of the object, which increases the time required to find the angular orientation. In addition, the accuracy of determining the angular orientation of the object depends on the magnitude of the rotation of the antenna system of the object and the magnitude of the change in the angular position of the received spacecraft relative to the base vector formed by the spaced antennas of the object. In this case, if the antenna system of the object is inactive during the measurement time, the time required to obtain the specified accuracy of the estimate of the angular position can be several tens of minutes.

В основу изобретения положена задача уменьшения времени, требуемого для определения угловой ориентации объекта вплоть до выдачи оценки угловой ориентации по результатам одномоментных измерений фазовых сдвигов сигналов n космических аппаратов, принятых антенно-приемными устройствами.The basis of the invention is the task of reducing the time required to determine the angular orientation of the object up to issuing an estimate of the angular orientation according to the results of simultaneous measurements of the phase shifts of the signals of n spacecraft received by the antenna-receiving devices.

Поставленная задача решается тем, что в способе угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем, основанном на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные две или более антенны, расположенные параллельно одной или двум осям измеряемого объекта, измерении фазового сдвига между принятыми сигналами от каждого космического аппарата, проведении в течение интервала времени измерения m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, согласно изобретению осуществляют подбор значений целочисленных неоднозначностей измерений фазовых сдвигов для минимального созвездия космических аппаратов, позволяющий определить возможные значения угловой ориентации, исключение возможных значений угловой ориентации, не соответствующих заранее известным значениям ориентации антенной системы и расстояния между разнесенными антеннами, проверку оставшихся значений угловой ориентации расчетом значений неоднозначности N_i для измеренных фазовых сдвигов дополнительных космических аппаратов, не вошедших в минимальное созвездие, определение угловой ориентации по фазовым сдвигам сигналов космических аппаратов для полного их созвездия, при этом значение, соответствующее искомой угловой ориентации объекта определяется из условия максимума функции правдоподобия, а значения угловой ориентации для минимального и полного созвездий космических аппаратов определяются путем решения системы уравнений, имеющей вид:The problem is solved in that in the method of angular orientation of the object according to the signals of satellite radio navigation systems, based on the reception of signals from spacecraft of global navigation satellite systems to spaced two or more antennas located parallel to one or two axes of the measured object, measuring the phase shift between the received signals from each spacecraft, during the measurement time interval, conducting measurements of m phase shifts between pairs of antenna receivers, with According to the invention, the selection of integer-valued ambiguities of the phase shift measurements for the minimum constellation of spacecraft is carried out, which allows determining possible angular orientation values, eliminating possible angular orientation values that do not correspond to previously known antenna system orientation values and the distance between spaced antennas, checking the remaining angular orientation values by calculating the values ambiguity N _i for measuring the phase shift and the extra space parathas not included in the minimum constellation, determination of the angular orientation by the phase shifts of the signals of the spacecraft for their full constellation, while the value corresponding to the desired angular orientation of the object is determined from the condition of the maximum likelihood function, and the values of the angular orientation for the minimum and full constellations of the spacecraft by solving a system of equations of the form:

,

,

где i=1, …, n - текущий номер космического аппарата;where i = 1, ..., n is the current number of the spacecraft;

n - число КА, используемых для определения угловой ориентации;n is the number of spacecraft used to determine the angular orientation;

k_xi, k_yi, k_zi - направляющие косинусы векторов-направлений от объекта до i-го космического аппарата в текущий момент времени измерений;k _xi , k _yi , k _zi are the direction cosines of the direction vectors from the object to the ith spacecraft at the current measurement time;

φ_i - измеренное и скорректированное с учетом систематической погрешности значение фазового сдвига сигнала i-го космического аппарата;φ _i - measured and corrected taking into account the systematic error, the value of the phase shift of the signal of the i-th spacecraft;

λ_i - длина волны сигнала i-го космического аппарата;λ _i is the wavelength of the signal of the i-th spacecraft;

N_i - значение целочисленной неоднозначности сигнала i-го космического аппарата, удовлетворяющее условию: |N_i|≤int(B/λ+0.5);N _i is the value of the integer ambiguity of the signal of the i-th spacecraft, satisfying the condition: | N _i | ≤int (B / λ + 0.5);

В - расстояние между антеннами при n≤2 - известное с высокой точностью, при n>2 - подлежащее уточнению в процессе решения системы уравнений;B is the distance between the antennas for n≤2 - known with high accuracy, for n> 2 - to be clarified in the process of solving the system of equations;

X, Y, Z - неизвестные значения относительных координат фазового центра второй антенны относительно первой.X, Y, Z - unknown values of the relative coordinates of the phase center of the second antenna relative to the first.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена структурная схема устройства для определения угловой ориентации; на фиг.2 изображена блок-схема алгоритма работы вычислительного блока, реализующего алгоритм определения угловой ориентации в соответствии с предлагаемым способом.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a structural diagram of a device for determining the angular orientation; figure 2 shows a block diagram of the algorithm of the computing unit that implements the algorithm for determining the angular orientation in accordance with the proposed method.

Сущность предлагаемого способа можно пояснить следующим образом. При определении угловой ориентации объектов по сигналам спутниковых радионавигационных систем (СРНС) используют результаты измерений косинусов углов α_i между вектором-базой и вектором-направлением на i-й космический аппарат (КА) СРНС.The essence of the proposed method can be explained as follows. When determining the angular orientation of objects using signals from satellite radio navigation systems (SRNS), the results of measurements of the cosines of the angles α _i between the base vector and the direction vector to the i-th spacecraft (SC) of the SRNS are used.

Фазовый сдвиг (ФС) сигнала i-го КА, принимаемого двумя пространственно разнесенными антеннами, и косинус угла между вектором-базой и вектором-направлением на i-й КА α_i связаны между собой выражением:The phase shift (PS) of the signal of the i-th spacecraft received by two spatially separated antennas, and the cosine of the angle between the base vector and the direction vector to the i-th spacecraft α _i are related by the expression:

где i=1, …, n;where i = 1, ..., n;

n - число КА, используемых для определения угловой ориентации объекта;n is the number of spacecraft used to determine the angular orientation of the object;

λ_i - длина волны сигнала i-го КА;λ _i is the wavelength of the signal of the i-th spacecraft;

Ф_i - фазовый сдвиг сигналов, принятых разнесенными антеннами;F _i - phase shift of signals received by diversity antennas;

В - расстояние между антеннами.B is the distance between the antennas.

Вычисление направляющих косинусов вектора-базы осуществляют на основе уравнения, полученного исходя из свойства скалярного произведения векторов в декартовой системе координат:The calculation of the direction cosines of the vector base is carried out on the basis of an equation obtained on the basis of the property of the scalar product of vectors in the Cartesian coordinate system:

где x, y, z - известные координаты объекта в геоцентрической системе координат (ГЦСК);where x, y, z are the known coordinates of the object in the geocentric coordinate system (GSCC);

x_ci, y_сi, z_ci - координаты i-го КА в ГЦСК, полученные из решения задачи размножения эфемерид КА;x _ci , y _сi , z _ci - coordinates of the i-th spacecraft in the HCC obtained from the solution of the problem of reproduction of the ephemeris of the spacecraft;

- расстояния между объектом и i-м КА, полученные на основе известных координат КА и объекта, cosβ_x, cosβ_y, cosβ_z - неизвестные направляющие косинусы вектора-базы объекта.

are the distances between the object and the ith spacecraft, obtained on the basis of the known coordinates of the spacecraft and the object, cosβ _x , cosβ _y , cosβ _z are the unknown direction cosines of the object’s base vector.

Введем обозначения:We introduce the following notation:

С учетом принятых обозначений система уравнений (2) запишется следующим образом:Given the accepted notation, the system of equations (2) is written as follows:

Систему уравнений (4) можно дополнить нелинейным уравнением связи между направляющими косинусами вектора-базы:The system of equations (4) can be supplemented by a nonlinear equation of coupling between the guiding cosines of the base vector:

При определении углового положения объекта часто неизвестными являются не только направляющие косинусы вектора-базы, но и сама величина базы В. В связи с этим выражения (4) и (5) запишутся следующим образом:When determining the angular position of an object, it is often unknown not only the direction cosines of the base vector, but also the value of base B. In connection with this, expressions (4) and (5) are written as follows:

где X=B·cosβ_x, Y=B·cosβ_y, Z=B·cosβ_z.where X = B cos β _x , Y = B cos β _y , Z = B cos β _z .

Величины X, Y, Z являются геоцентрическими координатами фазового центра второй антенны относительно фазового центра первой антенны, взятой в качестве опорной.The values X, Y, Z are the geocentric coordinates of the phase center of the second antenna relative to the phase center of the first antenna, taken as a reference.

Как правило, при определении углового положения вектора-базы в целях повышения точности используется расположение антенн на расстоянии В, существенно превышающем длину волны принимаемых сигналов. Кроме того, при измерениях ФС возникают аппаратурные систематические погрешности, обусловленные разным временем прохождения принятых сигналов в антенно-приемных устройствах. В связи с этим выражение для полного ФС сигнала i-ro KA, принятого разнесенными антеннами объекта Ф_i, можно записать в виде:As a rule, when determining the angular position of the vector base, in order to increase accuracy, the location of the antennas at a distance B substantially exceeding the wavelength of the received signals is used. In addition, when measuring FS, hardware systematic errors arise due to different transit times of the received signals in the antenna-receiving devices. In this regard, the expression for the full FS signal i-ro KA received by the diversity antennas of the object Ф _i can be written in the form:

где i=1, …, n -текущий номер измерения ФС i-го KA,where i = 1, ..., n is the current measurement number of the FS of the i-th KA,

N_i - число целых циклов неоднозначности 360° в ФС сигнала i-го KA;N _i is the number of entire 360 ° ambiguity cycles in the FS of the signal of the i-th KA;

Δφ_ci - не зависящая от времени аппаратурная систематическая погрешность измерения ФС сигнала i-го KA;Δφ _ci - time-independent hardware systematic error in measuring the FS signal of the i-th KA;

φ_измi - измеренное значение ФС сигнала i-го KA, принятого двумя антеннами объекта.φ _meas - the measured value of the FS signal of the i-th KA, received by two antennas of the object.

С учетом наличия систематической погрешности и неоднозначности система уравнений (6) примет вид:Given the presence of systematic error and ambiguity, the system of equations (6) will take the form:

Значения систематических погрешностей измеренных значений ФС Δφ_ci можно определить путем калибровки аппаратуры, например, при помощи имитаторов сигналов СРНС, либо при расположении разнесенных антенн объекта на линии с известной ориентацией.The values of the systematic errors of the measured FS values Δφ _ci can be determined by calibrating the equipment, for example, using SRNS signal simulators, or when the spaced object antennas are located on a line with a known orientation.

После определения систематических погрешностей измеренных значений ФС Δφ_ci измеренные значения ФС φ_измi принимаемых КА могут быть скорректированы, в результате чего система уравнений для определения угловой ориентации примет вид:After determining the systematic errors of the measured values of Δφ _ci FS measured values φ FS _izmi received SC may be adjusted, causing the system of equations to determine the angular orientation becomes:

где φ_i=Δφ_ci+φ_измi - измеренное значение ФС с учетом систематической погрешности.where φ _i = Δφ _ci + φ _meas - the measured value of the FS taking into account the systematic error.

Система уравнений (10) содержит n уравнений (n - число принимаемых сигналов КА) с n+3 неизвестными. Неизвестными в системе (10) являются относительные координаты X, Y, Z второй антенны по отношению к первой, а также целочисленные неоднозначности N_i(i=1, …, n). Поскольку число неизвестных превышает число уравнений, система (10) является вырожденной и на практике не может быть решена.System of equations (10) contains n equations (n is the number of received spacecraft signals) with n + 3 unknowns. The unknowns in system (10) are the relative coordinates X, Y, Z of the second antenna with respect to the first, as well as the integer ambiguities N _i (i = 1, ..., n). Since the number of unknowns exceeds the number of equations, system (10) is degenerate and cannot be solved in practice.

Для обеспечения решения системы уравнений (10) используют свойство целочисленности неоднозначностей измерения ФС N₁, …, N_n. Диапазон изменения целочисленных неоднозначностей определяется максимально возможным числом длин волн принимаемых сигналов, укладывающихся на расстоянии В между антеннами объекта, что соответствует случаю совпадения направления вектора-базы с направлением на данный КА. Таким образом, для нахождения угловой ориентации с использованием уравнения (10) требуется осуществить перебор значений целочисленной неоднозначности N_i для каждого из принимаемых КА в диапазоне:To ensure the solution of the system of equations (10), the property of integer-valued ambiguity of the FS measurement N ₁ , ..., N _{n is used} . The range of variation of integer ambiguities is determined by the maximum possible number of wavelengths of received signals that fit at a distance B between the antennas of the object, which corresponds to the case of coincidence of the direction of the vector base with the direction to the given spacecraft. Thus, to find the angular orientation using equation (10), it is necessary to sort through the values of integer ambiguity N _i for each of the received spacecraft in the range:

где int() - означает операцию выделения целой части числа, заключенного в скобки;where int () - means the operation of selecting the integer part of the number enclosed in brackets;

В - расстояние между антеннами;B is the distance between the antennas;

λ_i - длина волны сигнала i-го КА.λ _i is the wavelength of the signal of the i-th spacecraft.

Например, при расстоянии между антеннами В=0.7 м диапазон перебираемых неоднозначностей N_i находится в пределах -4≤N_i≤4, т.е. неоднозначность N_i по каждому из космических аппаратов может принять 9 возможных значений, равных -4, -3, -2, -1, 0, 1, 2, 3, 4.For example, when the distance between the antennas is B = 0.7 m, the range of ambiguities N _i searched is within the range of -4≤N _i ≤4, i.e. the ambiguity of N _i for each of the spacecraft can take 9 possible values equal to -4, -3, -2, -1, 0, 1, 2, 3, 4.

Значения неоднозначностей N_i ФС принимаемых КА могут наблюдаться во всех возможных сочетаниях. Число возможных сочетаний неоднозначностей N_max для работы по сигналам n КА составляет:The ambiguity values N _{i of the} FS of the received spacecraft can be observed in all possible combinations. The number of possible combinations of ambiguities N _max for operation on n spacecraft signals is:

где n - число принимаемых сигналов КА;where n is the number of received spacecraft signals;

λ - среднее значение длины волны КА, принятое для расчетов, равным 0.19 м.λ is the average value of the spacecraft wavelength, adopted for calculations, equal to 0.19 m.

Таким образом, для определения угловой ориентации требуется многократное решение системы уравнений (10) при заданных в каждом случае значениях вектора неоднозначностей NN=(N₁, N₂, …, N_n)^T, в котором каждый из элементов N_i вектора NN определяется в соответствии с условием (11).Thus, to determine the angular orientation, a multiple solution of the system of equations (10) is required for the values of the ambiguity vector NN = (N ₁ , N ₂ , ..., N _n ) ^T given in each case, in which each of the elements N _{i of the} vector NN is determined in in accordance with condition (11).

Поскольку значения вектора NN подвергаются перебору, они полагаются известными при решении системы уравнений (10). Поэтому, если число принимаемых КА n оказывается больше или равно 3 (n≥3), система уравнений (10) не будет вырожденной и позволит определить неизвестные относительные координаты второй антенны объекта X, Y, Z.Since the values of the vector NN are enumerated, they are assumed to be known when solving the system of equations (10). Therefore, if the number of received spacecraft n is greater than or equal to 3 (n≥3), the system of equations (10) will not be degenerate and will allow you to determine the unknown relative coordinates of the second antenna of the object X, Y, Z.

Так как число возможных состояний вектора неоднозначности NN равно N_max (12), то в результате решения системы (10) будет получено N_max различных значений X, Y, Z, которые в дальнейшем тексте заявки будем называть возможными значениями угловой ориентации.Since the number of possible states of the ambiguity vector NN is N _max (12), as a result of solving system (10), N _{max of} different values of X, Y, Z will be obtained, which in the further text of the application will be called possible values of angular orientation.

При одновременном приеме сигналов СРНС ГЛОНАСС и GPS общее число КА n может достигать 16 и более. Исходя из этого, например, в рассмотренном примере при расстоянии между антеннами интерферометра В=0.7 м общее число возможных значений угловой ориентации N_max составляет 9¹⁶≈1.8·10¹⁵.With the simultaneous reception of signals from the SRNS GLONASS and GPS, the total number of spacecraft n can reach 16 or more. Based on this, for example, in the considered example, with the distance between the antennas of the interferometer B = 0.7 m, the total number of possible values of the angular orientation N _max is 9 ¹⁶ ≈1.8 · 10 ¹⁵ .

В связи с этим прямое решение системы (10) путем перебора всех возможных значений вектора неоднозначностей NN=(N₁, N₂, …, N_n)^T при большом числе принимаемых сигналов КА n требует очень больших вычислительных и временных затрат, и не может быть реализовано в реальных устройствах измерения угловой ориентации по сигналам СРНС.In this regard, the direct solution of system (10) by enumerating all possible values of the ambiguity vector NN = (N ₁ , N ₂ , ..., N _n ) ^T with a large number of received signals of the spacecraft n requires very large computational and time costs, and cannot be implemented in real devices for measuring angular orientation by SRNS signals.

Число возможных значений угловой ориентации N_max может быть уменьшено при переходе к неизбыточной системе уравнений (10), в которой число неизвестных равно числу уравнений и составляет 3.The number of possible values of the angular orientation N _max can be reduced by going over to a redundant system of equations (10), in which the number of unknowns is equal to the number of equations and is 3.

Для решения неизбыточной системы уравнений (10) достаточно принять на разнесенные антенны и измерить ФС сигналов 3-х КА, а определение неизвестных параметров будет базироваться на решении системы уравнений вида:To solve a non-redundant system of equations (10), it is enough to take on the spaced antennas and measure the FS of the signals of 3 SCs, and the determination of unknown parameters will be based on solving a system of equations of the form:

где i=1, …, 3 - текущий номер принимаемого КА.where i = 1, ..., 3 is the current number of the received spacecraft.

В данной системе уравнений имеется 4 уравнения, три из которых линейны и составлены для измерений ФС 3-х КА, четвертое уравнение нелинейно и не зависит от ФС сигналов КА. Число неизвестных в данной системе также равно четырем (неизвестны значения X, Y, Z и B), т.е. система может быть решена однозначно.In this system of equations, there are 4 equations, three of which are linear and compiled for measurements of the FS of 3 SCs, the fourth equation is non-linear and independent of the FS of the SC signals. The number of unknowns in this system is also equal to four (the values of X, Y, Z, and B are unknown), i.e. the system can be solved unambiguously.

Решение системы (13) может осуществляться в два этапа: вначале определяют неизвестные значения X, Y, Z из линейных уравнений, а затем, используя нелинейное уравнение, определяют неизвестное расстояние между антеннами В.The solution of system (13) can be carried out in two stages: first, unknown values of X, Y, Z are determined from linear equations, and then, using a nonlinear equation, an unknown distance between antennas B is determined.

Для рассмотренного выше примера определения угловой ориентации при расстоянии между антеннами 5=0.7 м число перебираемых неоднозначностей составляет 9³=729.For the above example of determining the angular orientation at a distance between antennas of 5 = 0.7 m, the number of sorted ambiguities is 9 ³ = 729.

В случае, когда при определении угловой ориентации расстояние между антеннами В является известной величиной, число КА в минимальном созвездии может быть уменьшено до двух, т.е. система (13) запишется в виде:In the case when, when determining the angular orientation, the distance between antennas B is a known quantity, the number of spacecraft in the minimum constellation can be reduced to two, i.e. system (13) can be written as:

где i=1, 2 - текущий номер КА, входящего в начальное созвездие.where i = 1, 2 is the current number of the spacecraft included in the initial constellation.

В полученной системе неизвестными являются значения X, Y, Z, и для ее решения достаточно провести измерения всего по двум КА. При этом число перебираемых неоднозначностей составит 9²=81 значение при расстоянии между антеннами B=0.7 м.In the resulting system, the unknowns are the values of X, Y, Z, and for its solution it is sufficient to measure only two spacecraft. The number of ambiguities being sorted will be 9 ² = 81 with a distance between antennas of B = 0.7 m.

Число КА в минимальном созвездии может быть равно 1, если помимо того, что расстояние между антеннами В является известной величиной, известно, что антенны находятся, например, в горизонтальной плоскости. В этом случае, систему уравнений (14) удобно записать в топоцентрической системе координат (ТЦСК), причем в данном случае вертикальная топоцентрическая координата Y_T=0. Система уравнений для определения угловой ориентации по сигналам одного космического аппарата имеет вид:The number of spacecraft in the minimum constellation can be equal to 1 if, in addition to the fact that the distance between antennas B is a known quantity, it is known that the antennas are, for example, in a horizontal plane. In this case, the system of equations (14) is conveniently written in a topocentric coordinate system (TSCC), and in this case, the vertical topocentric coordinate Y _T = 0. The system of equations for determining the angular orientation by the signals of one spacecraft has the form:

где k_xт1, k_zт1 - направляющие косинусы направления от потребителя на КА, выраженные в ТЦСК;where k _xt1 , k _zt1 are the direction cosines of the direction from the consumer to the spacecraft, expressed in TCSC;

Х_Т, Z_T - координаты второй антенны относительно первой, выраженные в ТЦСК.X _T , Z _T - coordinates of the second antenna relative to the first, expressed in TCSC.

Полученные значения направляющих косинусов в ТЦСК позволяют перейти к значению азимута антенной системы объекта ψ_a, значение угла места при расположении объекта в горизонтальной плоскости является равным нулю.The obtained values of the guiding cosines in the center of transport allow you to go to the azimuth value of the antenna system of the object ψ _a , the elevation angle when the object is located in the horizontal plane is zero.

Таким образом, определение места по сигналам одного КА возможно, когда одна из составляющих угловой ориентации объекта (азимут ψ_a или угол места ψ_ум) известна, а также известно расстояние между антеннами В. Система уравнений для простейшего случая расположения объекта в горизонтальной плоскости имеет вид (15), в противном случае учитываются соотношения между направляющими косинусами X_T, Y_T, Z_T с использованием известных значений азимута ψ_a или угла места ψ_ум. Число возможных значений угловой ориентации при работе по минимальному созвездию из одного КА, для B=0.7 м составляет 9.Thus, the determination of the location by the signals of one spacecraft is possible when one of the components of the angular orientation of the object (azimuth ψ _a or elevation angle ψ _mind ) is known, and the distance between the antennas B is also known. The system of equations for the simplest case of positioning an object in a horizontal plane (15), otherwise, the relations between the guiding cosines X _T , Y _T , Z _T are taken into account using the known azimuth values ψ _a or elevation angle ψ _mind . The number of possible angular orientation values when operating on the minimum constellation from one spacecraft, for B = 0.7 m, is 9.

Также минимальное созвездие может быть составлено из четырех и более КА, однако в этом случае число возможных значений угловой ориентации возрастет, например при n=4 для B=0.7 м число возможных значений составит 9⁴=6561, что потребует значительного времени для решения задачи. В рассмотренном случае определение возможных значений угловой ориентации базируется на решении системы уравнений (13) при n=4.Also, the minimum constellation can be composed of four or more spacecraft, however, in this case, the number of possible values of the angular orientation will increase, for example, for n = 4 for B = 0.7 m, the number of possible values will be 9 ⁴ = 6561, which will require considerable time to solve the problem. In the considered case, the determination of the possible values of the angular orientation is based on the solution of the system of equations (13) with n = 4.

Независимо от используемой для определения угловой ориентации системы уравнений, после нахождения начального набора возможных значений угловой ориентации по минимальному созвездию из n КА образуется набор из

возможных значений угловой ориентации, каждое из которых характеризует возможное угловое положение объекта.Regardless of the system of equations used to determine the angular orientation, after finding the initial set of possible angular orientation values for the minimum constellation from n SC, a set of

possible angular orientation values, each of which characterizes the possible angular position of the object.

В данных возможных значениях угловой ориентации содержатся:These possible angular orientation values contain:

- неоднозначности, соответствующие каждой угловой ориентации - N₁, …, N_n, где n - число КА, находящихся в минимальном созвездии;- ambiguities corresponding to each angular orientation - N ₁ , ..., N _n , where n is the number of spacecraft in the minimum constellation;

- относительные координаты второй антенны - X, Y, Z, найденных в результате решения соответствующей системы уравнений;- the relative coordinates of the second antenna - X, Y, Z, found as a result of solving the corresponding system of equations;

- уточненное расстояние между антеннами В (при n>2).- the specified distance between antennas B (for n> 2).

Из полученного набора возможных значений угловой ориентации требуется выбрать одно значение с максимальной вероятностью соответствующее искомому угловому положению объекта.From the obtained set of possible values of the angular orientation, it is required to choose one value with a maximum probability corresponding to the desired angular position of the object.

Для исключения избыточных возможных значений угловой ориентации могут быть использованы следующие методы.To eliminate the excess possible values of the angular orientation, the following methods can be used.

В системе уравнений (13), где происходит определение расстояния между антеннами (n>2) организуется проверка полученных возможных значений угловой ориентации объекта по значению расстояния между антеннами

In the system of equations (13), where the distance between the antennas is determined (n> 2), a check of the obtained possible values of the angular orientation of the object by the distance between the antennas is organized

Условием исключения возможных значений угловой ориентации является превышение некоторого заданного порогового значения ΔВ_доп между полученным значением В и априорно известным расстоянием В_апр. Следовательно, возможные значения угловой ориентации, удовлетворяющие условию

исключаются из числа возможных значений угловой ориентации.The condition for the exclusion of possible values of the angular orientation is the excess of a certain predetermined threshold value ΔB _extra between the obtained value B and the a priori known distance B _apr . Consequently, possible angular orientation values satisfying the condition

are excluded from the possible angular orientation values.

Следующим критерием проверки является соответствие полученной ориентации максимально допустимому для данного объекта углу места вектора-базы. По известным формулам пересчета относительные координаты второй антенны X, Y, Z переводятся в направляющие косинусы вектора - базы объекта cosβ_x, cosβ_y, cosβ_z, заданные в геоцентрической системе координат. Из полученных значений cosβ_x, cosβ_y, cosβ_z используя известные формулы пересчета можно перейти к направляющим косинусам в ТЦСК cosβ_хт, cosβ_ут, cosβ_zт, а от них - к угловой ориентации вектора-базы в местной системе координат, заданной азимутом ψ_а и углом места ψ_ум.The next verification criterion is the correspondence of the obtained orientation to the maximum angle of the vector-base location for the given object. According to well-known recalculation formulas, the relative coordinates of the second antenna X, Y, Z are translated into the direction cosines of the vector — the base of the object cosβ _x , cosβ _y , cosβ _z specified in the geocentric coordinate system. From the obtained values of cosβ _x , cosβ _y , cosβ _z using the well-known recalculation formulas, we can go to the direction cosines in the center of transport cosβ _xt , cosβ _ut , cosβ _zt , and from them to the angular orientation of the base vector in the local coordinate system defined by the azimuth ψ _a and elevation ψ _mind .

По результатам сравнения полученного угла места ψ_ум с его допустимым значением ψ_ум.доп производится исключение возможных значений, не удовлетворяющих условию:Based on the results of comparing the obtained elevation angle ψ _mind with its permissible value ψ _mind.add exclude possible values that do not satisfy the condition:

По результатам сравнения полученного азимута ψ_а и значения азимута, полученного от датчика курса ψ_ад, при его наличии производится исключение возможных значений угловой ориентации, удовлетворяющих условию:Based on the results of comparing the obtained azimuth ψ _a and the azimuth value obtained from the heading sensor ψ _ad , if it is available, the possible values of the angular orientation are satisfied that satisfy the condition:

где Δψ_а - максимально допустимое значение погрешности оценки азимута, определяющееся как сумма максимально допускаемой погрешности определения азимута по сигналам СРНС и предельной погрешности оценки азимута, полученной от датчика курса.where Δψ _а is the maximum permissible error of the azimuth estimation, defined as the sum of the maximum permissible error of determining the azimuth from the SRNS signals and the maximum error of the azimuth estimation received from the heading sensor.

Оставшиеся после исключения возможные значения угловой ориентации подвергаются проверке с использованием не вошедших в начальное созвездие дополнительных КА, в следующей последовательности:The possible values of the angular orientation remaining after the exclusion are checked using additional spacecraft not included in the initial constellation, in the following sequence:

1. Для каждого из оставшихся значений угловой ориентации объекта, в соответствии с используемой системой уравнений для определения углового положения вычисляют значения неоднозначностей дополнительных КА, которые не были использованы в начальном созвездии КА:1. For each of the remaining values of the angular orientation of the object, in accordance with the system of equations used to determine the angular position, the values of the ambiguities of the additional spacecraft that were not used in the initial spacecraft constellation are calculated:

где i - текущий номер дополнительного КА, для которого осуществляется определение неоднозначности.where i is the current number of the additional spacecraft for which ambiguity is determined.

2. После определения неоднозначностей для всех дополнительных КА осуществляется повторное решение системы уравнений для определения угловой ориентации с привлечением всех доступных измерений ФС по КА. Т.е. в системах уравнений (13) и (14) значение числа КА n, используемых для определения угловой ориентации будет равным общему числу принимаемых КА. Решение систем уравнений для определения угловой ориентации осуществляется, например, по методу наименьших квадратов, позволяющему решать избыточные системы уравнений.2. After determining the ambiguities for all additional spacecraft, a repeated solution of the system of equations is carried out to determine the angular orientation using all available FS measurements on the spacecraft. Those. in systems of equations (13) and (14), the value of the number of spacecraft n used to determine the angular orientation will be equal to the total number of spacecraft received. The solution of systems of equations for determining the angular orientation is carried out, for example, by the method of least squares, which allows to solve redundant systems of equations.

3. После решения системы уравнений для n КА и нахождения уточненных значений неизвестных происходит определение значения функции правдоподобия для полученных значений направляющих косинусов. Функция правдоподобия для нормального распределения погрешностей измерения ФС определяется выражением:3. After solving the system of equations for n KA and finding the updated values of the unknowns, the value of the likelihood function for the obtained values of the directing cosines is determined. The likelihood function for the normal distribution of FS measurement errors is determined by the expression:

где σ_i - среднеквадратическая погрешность измерения ФС сигнала i-го КА.where σ _i is the standard error of measuring the FS of the signal of the i-th spacecraft.

Шаги 1-3 выполняются для всех оставшихся возможных значений угловой ориентации. Из полученных возможных значений угловой ориентации выбирается одно, имеющее максимальное значение функции правдоподобия W. Значение угловой ориентации, соответствующее максимуму W, является значением, с максимальной вероятностью, соответствующей искомой ориентации объекта.Steps 1-3 are performed for all remaining possible angular orientation values. From the obtained possible values of the angular orientation, one is selected that has the maximum value of the likelihood function W. The value of the angular orientation corresponding to the maximum of W is the value with the maximum probability corresponding to the desired orientation of the object.

Следует отметить, что согласно [4] для равноточных измерений при нормальном распределении погрешностей, оценка, оптимальная по критерию максимального правдоподобия соответствует оценке, полученной по методу наименьших квадратов.It should be noted that according to [4] for uniform measurements with a normal distribution of errors, the estimate optimal by the maximum likelihood criterion corresponds to the estimate obtained by the least squares method.

В связи с этим, для упрощения вычислений для равноточных измерениях ФС и распределении их погрешностей по нормальному закону, критерий выбора оптимального решения может быть сведен к виду:In this regard, to simplify the calculations for uniformly measured FS and the distribution of their errors according to the normal law, the criterion for choosing the optimal solution can be reduced to:

В данном случае максимизация функции правдоподобия (19) сводится к минимизации показателя экспоненты, входящей в ее формулу, представляющего собой квадратичную форму Q.In this case, the maximization of the likelihood function (19) is reduced to minimizing the exponent included in its formula, which is a quadratic form of Q.

Действительно, квадратичная форма Q при правильно разрешенной неоднозначности будет иметь значения, определяемые только случайной погрешностью измерения ФС принятых сигналов. В условиях нормального функционирования СРНС значения случайных погрешностей измерения ФС принятых сигналов, переведенные в расстояния, оказываются существенно меньше длины волны принимаемых сигналов, равной 19 см. Экспериментальные исследования показывают, что значения случайных погрешностей измерения ФС, выраженные в единицах длины, не превышают 1-2 см. Следовательно, величина

также будет составлять единицы сантиметров. При наличии неправильно разрешенной неоднозначности, когда один или несколько элементов вектора неоднозначности NN найдены неверно, соответствующий элемент суммы, образующей Q станет приблизительно равен длине волны по расстоянию, что приведет к возрастанию Q.Indeed, the quadratic form Q with correctly resolved ambiguity will have values determined only by the random measurement error of the FS of the received signals. Under the normal functioning of the SRNS, the values of random errors in the measurement of FS of the received signals translated into distances turn out to be significantly less than the wavelength of the received signals, equal to 19 cm. Experimental studies show that the values of random errors in the measurement of FS expressed in units of length do not exceed 1-2 see Therefore, the value

will also be units of centimeters. If there is an incorrectly resolved ambiguity, when one or several elements of the NN ambiguity vector are found incorrectly, the corresponding element of the sum generating Q will become approximately equal to the wavelength over distance, which will lead to an increase in Q.

В связи с этим, значение угловой ориентации, соответствующее минимуму Q с высокой вероятностью соответствует искомой угловой ориентации объекта. Вероятность соответствия оказывается тем выше, чем больше КА используется для оценки угловой ориентации. Данный факт объясняется тем, что при накоплении суммы квадратов невязок Q происходит усреднение случайных отклонений суммируемых величин, обусловленных погрешностями измерения ФС сигналов КА.In this regard, the value of the angular orientation corresponding to the minimum Q with a high probability corresponds to the desired angular orientation of the object. The probability of correspondence turns out to be the higher, the more spacecraft is used to estimate the angular orientation. This fact is explained by the fact that upon accumulation of the sum of squared residuals Q, the random deviations of the summed quantities are averaged due to measurement errors of the FS signals of the spacecraft.

Критерий поиска решения, соответствующего максимуму функции правдоподобия может быть использован при распределении погрешностей измеренных значений ФС по закону, не соответствующему нормальному. В этом случае изменяется вид функции правдоподобия W (19), однако поиск наиболее вероятного решения по-прежнему основан на поиске максимума функции правдоподобия.The criterion for finding a solution corresponding to the maximum likelihood function can be used to distribute the errors of the measured FS values according to a law that does not correspond to the normal one. In this case, the form of the likelihood function W (19) changes; however, the search for the most probable solution is still based on the search for the maximum likelihood function.

С целью дальнейшего повышения достоверности полученной оценки угловой ориентации может быть организовано накопление значений W или Q по результатам m разновременных измерений для проверяемых возможных значений угловой ориентации, в результате чего обеспечивается уменьшение влияния случайных отклонений, вызванных погрешностями измерения ФС.In order to further increase the reliability of the obtained estimate of the angular orientation, the accumulation of W or Q values according to the results of m measurements of different times for verified possible values of the angular orientation can be organized, as a result of which the influence of random deviations caused by FS measurement errors is reduced.

На фиг.1 приведена структурная схема устройства, реализующего предложенный способ.Figure 1 shows the structural diagram of a device that implements the proposed method.

Устройство содержит два идентичных приемных канала, каждый из которых включает последовательно соединенные приемную антенну 1₁ (1₂), малошумящий усилитель (МШУ) 2₁ (2₂), радиотракт 3₁ (3₂) и блок цифровой обработки сигналов 4₁ (4₂). При этом блоки цифровой обработки сигналов 4₁ и 4₂ и радиотракты 3₁ и 3₂ своими вторыми входами подключены к формирователю опорных сигналов 5, входом соединенного с одним из выходов опорного генератора 6, который другим выходом подключен к входу синхронизации вычислительного блока 7, а информационные входы вычислительного блока 7 соединены соответственно с выходами блоков цифровой обработки сигналов 4₁ и 4₂.The device contains two identical receiving channels, each of which includes a receiving antenna 1 ₁ (1 ₂ ) in series, a low noise amplifier (LNA) 2 ₁ (2 ₂ ), a radio path 3 ₁ (3 ₂ ) and a digital signal processing unit 4 ₁ (4 ₂ ). In this case, the digital signal processing units 4 ₁ and 4 ₂ and the radio paths 3 ₁ and 3 _{2 are} connected by their second inputs to the reference signal generator 5, an input connected to one of the outputs of the reference generator 6, which is connected to the synchronization input of the computing unit 7 by the other output, and the information inputs of the computing unit 7 are connected respectively to the outputs of the digital signal processing units 4 ₁ and 4 ₂ .

Сигналы n космических аппаратов принимаются двумя разнесенными антеннами 1₁ и 1₂, усиливаются малошумящими усилителями 1₁ и 2₂, преобразуются в сигналы промежуточной частоты и усиливаются радиотрактами 3₁ и 3₂ и затем поступают в блоки цифровой обработки сигналов 4₁ и 4₂, где происходит разделение сигналов каждого из космических аппаратов. Блоки цифровой обработки сигналов 4₁ и 4₂ реализованы по схеме оптимального корреляционного приемника, на выходе которого формируются отсчеты корреляционных интегралов I и Q для сигналов каждого из КА, которые соответствуют результатам корреляционного перемножения принимаемых сигналов на синфазную и ортогональную составляющие опорного сигнала, выдаваемого формирователем опорных сигналов 5 для каждого из космических аппаратов. На вычислительный блок 7 возложены функции управления режимами работы приемника, включающими в себя поиск, захват сигналов по частоте и задержке, частотную и фазовую автоподстройку, синхронизацию по метке времени и границе бита служебной информации, прием и декодирование служебной информации, измерение радионавигационных параметров сигнала. К радионавигационным параметрам сигнала относятся его задержка, частота и фаза. Кроме управления режимами работы и измерения радионавигационных параметров вычислительный блок 7 решает задачи вторичной обработки измеренных параметров, заключающиеся в определении координат КА на момент проведения измерений (задача размножения эфемерид) на основе принятой служебной информации, вычисления координат места объекта и определения угловой ориентации антенной платформы. Также на вычислительный блок 7 возложена задача прогноза сеансов навигационных определений и управления режимами работы блоков 4₁ и 4₂ для КА, появляющихся или покидающих зону радиовидимости.The signals n of the spacecraft are received by two spaced apart antennas 1 ₁ and 1 ₂ , amplified by low-noise amplifiers 1 ₁ and 2 ₂ , converted into intermediate frequency signals and amplified by radio paths 3 ₁ and 3 ₂ and then fed to digital signal processing units 4 ₁ and 4 ₂ , where the separation of the signals of each of the spacecraft occurs. The digital signal processing blocks 4 ₁ and 4 _{2 are} implemented according to the optimal correlation receiver scheme, the output of which is formed by the readings of the correlation integrals I and Q for the signals of each of the spacecraft, which correspond to the results of the correlation multiplication of the received signals by the in-phase and orthogonal components of the reference signal produced by the reference driver 5 signals for each of the spacecraft. The computing unit 7 is entrusted with the functions of controlling the operating modes of the receiver, including searching, capturing signals by frequency and delay, frequency and phase auto-tuning, synchronization by time stamp and bit boundary of service information, reception and decoding of service information, measurement of radio navigation parameters of the signal. Radio navigation parameters of a signal include its delay, frequency, and phase. In addition to controlling the operating modes and measuring the radio navigation parameters, the computing unit 7 solves the problems of secondary processing of the measured parameters, which consist in determining the coordinates of the spacecraft at the time of measurement (the task of multiplying ephemeris) based on the received service information, calculating the coordinates of the object’s location and determining the angular orientation of the antenna platform. Also, computing unit 7 is entrusted with the task of forecasting navigation determination sessions and controlling the operating modes of blocks 4 ₁ and 4 ₂ for spacecraft appearing or leaving the radio visibility zone.

Координаты объекта определяются на основе измерений задержек сигналов, принятых от каждого КА. Для проведения таких измерений сигналы каждого КА модулируются псевдослучайными последовательностями (ПСП), называемыми дальномерным кодом. Путем сравнения ПСП сигнала, сформированного блоком 5, с ПСП принятого сигнала происходит определение времени задержки принятого сигнала. Дальность до КА, излучившего сигнал, получают путем умножения времени задержки на скорость распространения радиосигналов. Следует отметить, что вследствие несовпадения бортового времени объекта с опорным временем спутниковой радионавигационной системы, эта дальность не равна геометрической и в связи с этим получила название псевдодальности. Координаты объекта на основе измеренных значений псевдодальностей получают путем решения системы уравнений вида:The coordinates of the object are determined on the basis of measurements of the delay of signals received from each spacecraft. To carry out such measurements, the signals of each spacecraft are modulated by pseudo-random sequences (PSP), called the rangefinder code. By comparing the SRP signal generated by block 5, the SRT of the received signal determines the delay time of the received signal. The range to the spacecraft emitting the signal is obtained by multiplying the delay time by the propagation speed of the radio signals. It should be noted that due to the mismatch between the flight time of the object and the reference time of the satellite radio navigation system, this range is not equal to the geometrical one and in this connection is called the pseudorange. The coordinates of the object based on the measured values of the pseudorange are obtained by solving a system of equations of the form:

где i=1, …, n - текущий номер сигнала, принимаемого КА;where i = 1, ..., n is the current signal number received by the spacecraft;

n - число КА, по которым выполняются измерения псевдодальностей;n is the number of spacecraft by which pseudorange measurements are performed;

x_ci, у_сi, z_ci - координаты i-го КА в геоцентрической системе координат, вычисленные на момент проведения измерений путем решения задачи размножения эфемерид;x _ci , for _ci , z _ci - coordinates of the i-th spacecraft in the geocentric coordinate system, calculated at the time of measurement by solving the problem of ephemeris reproduction;

x, y, z - неизвестные координаты объекта в геоцентрической системе координат;x, y, z - unknown coordinates of the object in the geocentric coordinate system;

R_i - измеренные величины псевдодальностей;R _i - the measured values of the pseudorange;

с - скорость распространения радиосигналов в вакууме, принятая равной 299792.5 км/с;s is the speed of propagation of radio signals in vacuum, taken equal to 299792.5 km / s;

τ₀ - неизвестное расхождение шкалы времени объекта с системным временем СРНС.τ ₀ - unknown discrepancy of the object’s time scale with the system time of the SRNS.

Система уравнений (21) содержит 4 неизвестных и для ее однозначного решения необходимо принять сигналы не менее 4-х КА. Способы решения таких систем рассмотрены, например, в [5, с.230-231].The system of equations (21) contains 4 unknowns and for its unambiguous solution, it is necessary to receive signals of at least 4 KA. Methods for solving such systems are considered, for example, in [5, pp. 230-231].

Для определения угловой ориентации объекта вычислительный блок 7 производит оптимальную оценку начальных фаз сигналов, принятых антенно-приемными устройствами, на основе значений корреляционных интегралов I и Q, накопленных на измерительном интервале по формуле:To determine the angular orientation of the object, the computing unit 7 makes an optimal assessment of the initial phases of the signals received by the antenna-receiving devices based on the values of the correlation integrals I and Q accumulated on the measuring interval by the formula:

Ф - начальная фаза принятого сигнала в диапазоне однозначных измерений (-π, +π).Ф is the initial phase of the received signal in the range of unambiguous measurements (-π, + π).

После оценки начальных фаз сигналов, принятых каждой из антенн, вычисляют значения фазовых сдвигов сигналов, принятых двумя пространственно разнесенными антеннами φ_i по каждому из КА, которые вAfter evaluating the initial phases of the signals received by each of the antennas, the phase shifts of the signals received by two spatially separated antennas φ _i for each of the spacecraft, which are

дальнейшем используются для определения углового положения осей измеряемого объекта путем решения вышеприведенных систем уравнений и поиска оптимального решения из всех перебираемых значений решений.they are further used to determine the angular position of the axes of the measured object by solving the above systems of equations and finding the optimal solution from all the selected values of the solutions.

Блок-схема алгоритма работы вычислительного блока при определении угловой ориентации объекта в соответствии с предложенным способом и его вариантами приведена на фиг.2.The block diagram of the algorithm of the computing unit when determining the angular orientation of the object in accordance with the proposed method and its variants is shown in figure 2.

Данный алгоритм приведен для одного шага обработки результатов измерений ФС, в аппаратуре предусмотрено циклическое повторение алгоритма по мере поступления измеренных данных.This algorithm is given for one step of processing FS measurement results; the equipment provides for cyclic repetition of the algorithm as measured data arrives.

В соответствии с предложенным алгоритмом обработка начинается с ввода измеренных и исходных данных. Эти данные поступают с блоков цифровой обработки 4₁ и 4₂, на основе измерений которых осуществляется вычисление измеренных значений ФС φ₁, …, φ₂ для сигналов n принимаемых КА в соответствии с (22), а также вводятся значения координат объекта и КА на момент измерений, по которым вычисляются значения направляющих косинусов k_xi, k_yi, k_zi (i=1, …, n) на момент измерений в соответствии с (3).In accordance with the proposed algorithm, processing begins with the input of measured and initial data. These data come from digital processing units 4 ₁ and 4 ₂ , based on the measurements of which the measured FS values φ ₁ , ..., φ ₂ are calculated for the signals n received by the spacecraft in accordance with (22), and the values of the coordinates of the object and the spacecraft are entered on the measurement moment, according to which the values of the guide cosines k _xi , k _yi , k _zi (i = 1, ..., n) are calculated at the time of measurement in accordance with (3).

Кроме того, в памяти вычислительного блока хранятся точные значения систематических погрешностей измерения ФС для несущих частот КА, из которых выбираются значения систематических погрешностей φ_ci для сигналов принимаемых КА с известными значениями несущих частот, а также известные значения расстояния между антеннами В_апр, допустимое значение угла места антенной системы ψ_ум.доп и азимута ψ_ад, а также предельно допустимые погрешности значений базы и азимута ΔВ_доп и Δψ_а.In addition, the exact values of the FS systematic errors for the SC carrier frequencies are stored in the memory of the computing unit, from which the systematic errors φ _ci are selected for the signals of the received SC with the known carrier frequencies, as well as the known values of the distance between antennas In _April , the permissible angle places of the antenna system ψ _dm.add and azimuth ψ _hell , as well as the maximum permissible errors in the values of the base and azimuth ΔB _add and Δψ _a .

После ввода измеренных значений и исходных данных в память вычислительного блока 7 осуществляется коррекция измеренных значений ФС с учетом известных систематических погрешностей измерений для каждого из КА, выбор числа КА в минимальном созвездии в зависимости от полноты имеющейся априорной информации. При неизвестном расстоянии между антеннами В начальное созвездие состоит из n=3 КА. При наличии данных о расстоянии между антеннами В число КА в начальном созвездии составляет n=2.After entering the measured values and the source data into the memory of the computing unit 7, the measured FS values are corrected taking into account the known systematic measurement errors for each of the spacecraft, the number of spacecraft in the minimum constellation is selected depending on the completeness of the available a priori information. With an unknown distance between antennas B, the initial constellation consists of n = 3 KA. If there is data on the distance between antennas B, the number of spacecraft in the initial constellation is n = 2.

На следующем шаге алгоритма осуществляется поиск возможных значений угловой ориентации путем перебора неоднозначностей и решения систем уравнений (13), (14) или (15) для n≥3, n=2 или n=1 соответственно. После нахождения набора возможных значений угловой ориентации осуществляется их проверка на соответствие значений расстояния между антеннами, азимута и угла места своим априорным значениям с учетом погрешностей измерения и задания априорных значений. Оставшиеся после проверки и исключения значения угловой ориентации используются для вычисления целочисленных неоднозначностей для дополнительных КА в соответствии с (18), после чего осуществляется решение системы уравнений, например, по методу наименьших квадратов для всех принимаемых n КА и вычисление значения функции правдоподобия W для полученных решений.At the next step of the algorithm, the possible values of the angular orientation are searched by sorting the ambiguities and solving systems of equations (13), (14) or (15) for n≥3, n = 2 or n = 1, respectively. After finding the set of possible values of the angular orientation, they are checked for compliance with the distance between the antennas, azimuth and elevation angle to their a priori values, taking into account measurement errors and a priori values. The angular orientation values remaining after verification and exclusion are used to calculate integer ambiguities for additional spacecraft in accordance with (18), after which a system of equations is solved, for example, by the least squares method for all received n spacecraft and the calculation of the likelihood function W for the obtained solutions .

Решение, соответствующее максимуму функции правдоподобия W, является искомым значением угловой ориентации объекта. Длительность цикла работы вычислительного блока выбирают таким образом, чтобы за время цикла успевали выполняться операции измерения ФС и других параметров, а также вычисления значений угловой ориентации. Вычислительный блок 7 в связи с большим объемом вычислений и сложностью управляющих алгоритмов и программ необходимо реализовать, например, на основе микропроцессора Intel 80386 или его современных быстродействующих аналогов (Intel Pentium и выше) по типовой структуре, описанной, например в [6, стр.13].The solution corresponding to the maximum likelihood function W is the desired value of the angular orientation of the object. The duration of the work cycle of the computing unit is chosen so that during the cycle the operations of measuring the FS and other parameters, as well as calculating the values of the angular orientation, have time to be completed. Computing unit 7, due to the large volume of calculations and the complexity of control algorithms and programs, must be implemented, for example, based on the Intel 80386 microprocessor or its modern high-speed analogs (Intel Pentium and higher) according to the standard structure described, for example, in [6, p. 13 ].

Предложенный способ подвергался моделированию с целью оценки погрешностей определения угловой ориентации и вероятности правильного разрешения неоднозначности. В результате моделирования получено, что при работе по начальному созвездию из трех КА (n=3), при расстоянии между антеннами B=0.5 м и среднеквадратической погрешности измерения ФС сигналов КА, равной 3.6° вероятность правильного разрешения фазовой неоднозначности при приеме сигналов n=12 КА превышает 0.99. Обработка экспериментальных данных, измеренных аппаратурой приема сигналов СРНС ГЛОНАСС и GPS, с расстоянием между антеннами β=0.7 м показала, что погрешность определения угловой ориентации объекта составляет 0.2°-0.5°, а погрешность расстояния между антеннами не превышает 2 см. Вероятность правильного разрешения неоднозначности по проведенным экспериментальным исследованиям составила 0.9-0.95 в зависимости от используемого созвездия КА, числа принимаемых сигналов КА n и среднеквадратической погрешности измеренных значений ФС. При этом найденные значения вероятности соответствуют случаю m=1, т.е. оценка ориентации проводилась в момент получения измерения ФС сигналов n КА без использования результатов измерений, полученных в другие моменты времени.The proposed method was simulated in order to assess the errors in determining the angular orientation and the probability of the correct resolution of the ambiguity. As a result of modeling, it was found that when working on an initial constellation of three spacecraft (n = 3), with a distance between antennas B = 0.5 m and a mean square error of measurement of the FS of spacecraft signals equal to 3.6 °, the probability of correct resolution of phase ambiguity when receiving signals n = 12 KA exceeds 0.99. Processing of experimental data measured by the GLONASS and GPS SRNS signal reception equipment with the distance between the antennas β = 0.7 m showed that the error in determining the angular orientation of the object is 0.2 ° -0.5 °, and the error in the distance between the antennas does not exceed 2 cm. The probability of the correct resolution of the ambiguity according to experimental studies, it was 0.9-0.95 depending on the used constellation of the spacecraft, the number of received signals of the spacecraft n and the standard error of the measured FS values. Moreover, the found probability values correspond to the case m = 1, i.e. orientation was assessed at the time of obtaining the FS measurement of n SC signals without using the measurement results obtained at other points in time.

Таким образом, предлагаемый способ в отличие от известного способа определения угловой ориентации является более быстродействующим, поскольку обеспечивает выдачу оценки угловой ориентации объекта по результатам одномоментных измерений ФС сигналов КА, которые могут выполняться с дискретностью 1 раз в секунду и чаще.Thus, the proposed method, in contrast to the known method for determining the angular orientation, is faster because it provides an estimate of the angular orientation of the object based on the results of simultaneous measurements of the FS signals of the spacecraft, which can be performed with a resolution of 1 time per second or more.

ЛитератураLiterature

1. Лукин В.Н., Мищенко И.Н., Новиков И.А. Использование системы NAVSTAR для определения угловой ориентации объектов./ Зарубежная радиоэлектроника. 1991, №1.1. Lukin V.N., Mishchenko I.N., Novikov I.A. Using the NAVSTAR system to determine the angular orientation of objects. / Foreign electronics. 1991, No. 1.

2. Патент РФ №2122217. Опубл. 1998. Бюл. №32.2. RF patent №2122217. Publ. 1998. Bull. Number 32.

3. Патент РФ №2185637. Опубл. 2002. Бюл. №20.3. RF patent No. 2185637. Publ. 2002. Bull. No. 20.

4. Сосулин Ю.Г. Теоретические основы радиолокации и радионавигации: Учеб. пособие для вузов. - М.: Радио и связь, 1992. - 304 с.: ил.4. Sosulin Yu.G. Theoretical Foundations of Radar and Radio Navigation: Textbook. manual for universities. - M .: Radio and communications, 1992 .-- 304 p .: ill.

5. B.C.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. / Под ред. B.C.Шебшаевича. М.: Радио и связь. 1993.5. B.C. Shebshaevich, P. P. Dmitriev, N. V. Ivantsevich and others. Network satellite radio navigation systems. / Ed. B.C. Shebshaevich. M .: Radio and communication. 1993.

6. Брамм П., Брамм Д. Микропроцессор 80386 и его программирование: Пер. с англ. - М.: Мир, 1990, - 448 с., ил.6. Bramm P., Bramm D. Microprocessor 80386 and its programming: Per. from English - M .: Mir, 1990, - 448 p., Ill.

Claims (1)

Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем, основанный на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные две или более антенн, расположенных параллельно одной или двум осям измеряемого объекта, измерении фазового сдвига между принятыми сигналами от каждого космического аппарата, проведении в течение интервала времени измерения m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, отличающийся тем, что осуществляют подбор значений целочисленных неоднозначностей измерений фазовых сдвигов для минимального созвездия космических аппаратов, позволяющий определить возможные значения угловой ориентации, исключение возможных значений угловой ориентации, не соответствующих заранее известным значениям ориентации антенной системы и расстояния между разнесенными антеннами, проверку оставшихся значений угловой ориентации расчетом значений неоднозначности N_i, для измеренных фазовых сдвигов дополнительных космических аппаратов, не вошедших в минимальное созвездие, определение угловой ориентации по фазовым сдвигам сигналов космических аппаратов для полного их созвездия, при этом значение, соответствующее искомой угловой ориентации объекта, определяется из условия максимума функции правдоподобия, а значения угловой ориентации для минимального и полного созвездий космических аппаратов определяется путем решения системы уравнений, имеющей вид:

где i=1, …, n - текущий номер космического аппарата,
n - число космических аппаратов, используемых для определения угловой ориентации,
k_xi, k_yi, k_zi - направляющие косинусы векторов-направлений от объекта до i-го космического аппарата в текущий момент времени измерений,
φ_i - измеренное и скорректированное с учетом систематической погрешности значение фазового сдвига сигнала i-го космического аппарата,
λ_i - длина волны сигнала i-го космического аппарата,
N_i - значение целочисленной неоднозначности сигнала i-го космического аппарата, удовлетворяющее условию |N_i|≤int(В/λ+0,5),
В - расстояние между антеннами при n≤2 - известное с высокой точностью, при n>2 - подлежащее уточнению в процессе решения системы уравнений,
X, Y, Z - неизвестные значения относительных координат фазового центра второй антенны относительно первой. A method of angular orientation of an object according to the signals of satellite radio navigation systems, based on the reception of signals from spacecraft of global navigation satellite systems to spaced two or more antennas located parallel to one or two axes of the measured object, measuring the phase shift between the received signals from each spacecraft, during the measurement time interval m phase shift measurements between pairs of antenna receivers, characterized in that they select Achen integer ambiguities measurements of phase shifts for minimum constellation of spacecraft, allowing to determine the possible values for the angular orientation, with the exception of possible values of the angular orientation of not satisfying predetermined known values of orientation of the antenna system and the distance between the spaced antennas by the remaining values of the angular orientation calculation ambiguity N _i values, for the measured phase shifts of additional spacecraft not included in the minimum constellation idiom, determining the angular orientation by the phase shifts of the signals of the spacecraft for their full constellation, the value corresponding to the desired angular orientation of the object is determined from the condition of the maximum likelihood function, and the angular orientation for the minimum and full constellations of the spacecraft is determined by solving a system of equations, having the form:

where i = 1, ..., n is the current number of the spacecraft,
n is the number of spacecraft used to determine the angular orientation,
k _xi , k _yi , k _zi are the direction cosines of the direction vectors from the object to the i-th spacecraft at the current measurement time,
φ _i - measured and corrected taking into account the systematic error, the value of the phase shift of the signal of the i-th spacecraft,
λ _i - wavelength of the signal of the i-th spacecraft,
N _i - the value of the integer ambiguity of the signal of the i-th spacecraft, satisfying the condition | N _i | ≤int (V / λ + 0.5),
B is the distance between the antennas for n≤2 - known with high accuracy, for n> 2 - to be clarified in the process of solving the system of equations,
X, Y, Z - unknown values of the relative coordinates of the phase center of the second antenna relative to the first.

Images