RU2537818C1 - Method for spacecraft flight path correction and device for its implementation - Google Patents

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: method for spacecraft flight path correction and device for its implementation relate to space engineering, specifically to satellite systems navigation. Reconfiguring sequence is used: single-sideband signal reception and single-sideband reception with compensation of parasitic phase signal displacement from doppler displacement.

EFFECT: improving navigation accuracy by complexing errors of determined origin in counts of diagonal matrix used in optimisation of modified dynamic filter of Kalman in control loop during path integration.

3 cl, 22 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, в частности к навигации спутниковых систем.The invention relates to space technology, in particular to navigation of satellite systems.

Уровень техникиState of the art

Принцип построения и конструкция устройств навигации спутниковых систем изложен в патентно-ассоциированной литературе, в частности в монографиях:The principle of construction and design of satellite navigation systems is described in the patent-associated literature, in particular in the monographs:

Е.П. Молотов «Наземные радиотехнические системы управления космическими аппаратами» [1], Москва, ФИЗМАТЛИТ, 2004. Труды ФГУП «РНИИ КП»;E.P. Molotov “Terrestrial radio-technical systems for controlling spacecraft” [1], Moscow, FIZMATLIT, 2004. Proceedings of FSUE “RNII KP”;

А.В. Васильев, доклад «Использование метода глубокого комплексирования программного приемника радионавигационных сигналов ГЛОНАСС и микромеханических ИНС с целью повышения точности и надежности навигационных определений перспективных образцов малых КА» [2], IV НПК «МИКРОТЕХНОЛОГИИ В АВИАЦИИ И КОСМОНАВТИКЕ», РАН, Москва, 2006;A.V. Vasiliev, report “Using the method of deep integration of the GLONASS radio navigation software receiver and micromechanical ANNs to improve the accuracy and reliability of navigation definitions of promising small spacecraft samples” [2], IV NPK “MICROTECHNOLOGIES IN AVIATION AND COSMONAUTICS”, RAS, Moscow, 2006;

В.Д. Дишель, доклад «Методы высокоточной навигации и ориентации, их летная отработка и применение в терминальных инерциально-спутниковых системах управления средствами выведения и спуска с орбит» [3], ИКИ РАН Сборник трудов, Россия, Таруса, н.т.к., 22-25 сентября 2008 г С.157-190;V.D. Dishel, report “High-precision navigation and orientation methods, their flight testing and application in terminal inertial-satellite control systems for launch and launching and descent means” [3], IKI RAS Collected Works, Russia, Tarusa, ntk, 22 September 25, 2008 p. 157-190;

Liu; Gang Kevin; et al. «Устройство блока навигации, включающее гибридные системы глобального позиционирования (GPS) и инерциальной навигационной системы» [10], United States Patent Application №2008011454, May 15, 2008, Class at Publication 701/480;Liu; Gang Kevin; et al. “A navigation unit device including hybrid global positioning systems (GPS) and an inertial navigation system” [10], United States Patent Application No. 2008011454, May 15, 2008, Class at Publication 701/480;

Mizuochi; Shunichi; et al. «Способ отслеживания сигнала спутника и приемник сигнала» [11], United States Patent Application №20120038508, August 15, 2011, Class at Publication 342/357.23;Mizuochi; Shunichi; et al. “Satellite Signal Tracking Method and Signal Receiver” [11], United States Patent Application No.20120038508, August 15, 2011, Class at Publication 342 / 357.23;

«Устройство радиоприема высокоскоростной информации космической радиолинии» [4], описание полезной модели, патент RU116293, приоритет от 20.12.2011;“Radio reception device for high-speed information of a space radio line” [4], description of a utility model, patent RU116293, priority dated 12/20/2011;

«Радиоприемник цифровой информации» [5], изобретение, патент RU 2371845 опубликован в 2008 году;"Radio receiver of digital information" [5], invention, patent RU 2371845 published in 2008;

«Устройство сдвига полосы частот» [6], изобретение, а.с. СССР №824401, опубликовано в 1979 году."The device shifting the frequency band" [6], the invention, and.with. USSR No. 824401, published in 1979.

В способах высокоточной навигации систем разного целевого назначения находят применение спутниковые навигационные системы ГЛОНАССС и GPS. Система «ГЛОНАСС» предназначена для массового обслуживания систем различного технического построения и различного целевого назначения, потребители (НАП) используют сигналы «ГЛОНАСС», по которым определяют свои координаты и вырабатывают, в случае необходимости, управляющие воздействия для изменения траектории полета. Центр управления полетом наземного сектора анализирует вырабатываемые управляющие воздействия, подтверждает их выполнение или выполнят траекторные измерения, уточняет управляющие воздействия, выдает команду выполнения на борт КА.In the methods of high-precision navigation of systems for various purposes, satellite navigation systems GLONASS and GPS are used. The GLONASS system is intended for mass servicing of systems of various technical construction and various purpose, consumers (NAP) use GLONASS signals, which determine their coordinates and generate, if necessary, control actions to change the flight path. The ground-based sector's flight control center analyzes the generated control actions, confirms their implementation or performs trajectory measurements, clarifies the control actions, issues a performance command on board the spacecraft.

Ориентация космических аппаратов (КА) и других подвижных средств, коррекция траектории их движения требует достижения все возрастающих точностей.Orientation of spacecraft (SC) and other mobile vehicles, correction of the trajectory of their movement requires the achievement of ever-increasing accuracy.

Потребители системы ГЛОНАСС - навигационные космические аппараты (НКА) [1, стр.221] обеспечиваются информацией на несущих в диапазонах 1600 и 1250 МГц. В цифровой информации потребителю передаются данные: альманах и оперативная информация. Структура радионавигационного сигнала содержит псевдослучайную последовательность дальномерного кода скорости 5,11 Мбит/с и цифровую информацию (навигационные сообщения) со скоростью 50 бит/с.The consumers of the GLONASS system - navigation spacecraft (NKA) [1, p. 221] are provided with information on carriers in the bands 1600 and 1250 MHz. In digital information, data is transmitted to the consumer: almanac and operational information. The structure of the radio navigation signal contains a pseudo-random sequence of a 5.11 Mbps range-finding speed code and digital information (navigation messages) at a speed of 50 bits / s.

Координаты потребителя с помощью НАП определяются посредством расчета по измеренным дальностям от потребителей до НКА. Из измерений значений переданных данных (ПД) вычитаются ошибки от влияния тропосферы и ионосферы на распространяющийся радиосигнал. Для определения ионосферных ошибок использует когерентные частоты f₁ и f₂, отношение частот γ=(f₁/f₂)² [1, стр.230]. Измерение дальности производится по запаздыванию двоичного периодического сигнала PN-последовательности на трассе, радиальная скорость определяется по доплеровскому смещению частоты несущей, восстанавливаемой после «свертки» PN-модуляции. Погрешности ПД:The coordinates of the consumer using NAP are determined by calculating the measured distances from consumers to the NCA. Errors from the influence of the troposphere and ionosphere on the propagating radio signal are subtracted from measurements of the values of transmitted data (PD). To determine ionospheric errors, it uses coherent frequencies f ₁ and f ₂ , the ratio of frequencies γ = (f ₁ / f ₂ ) ² [1, p. 230]. The range is measured by the delay of the binary periodic signal of the PN sequence on the path, the radial speed is determined by the Doppler shift of the carrier frequency, restored after the “convolution” of the PN modulation. PD errors:

- погрешности эфемеридной информации и частотно-временных поправок;- errors of ephemeris information and time-frequency corrections;

- ошибки за счет шумов приемника и внешних помех;- errors due to receiver noise and external interference;

- особенности распространения радиоволн в тропосфере и ионосфере.- Features of the propagation of radio waves in the troposphere and ionosphere.

Высокоорбитальную спутниковую систему «ГЛОНАСС» для навигации космических низкоорбитальных подвижных средств образует орбитальная группировка из 24 навигационных космических аппаратов (НКА), расположенных в 3 плоскостях по 8 НКА в каждой плоскости. В состав системы ГЛОНАСС входит сегмент навигационной аппаратуры пользователей. Высота круговой орбиты группировки - 19,1·10³ км над поверхностью Земли.The GLONASS high-orbit satellite system for navigating low-orbit space vehicles is formed by an orbital constellation of 24 navigation spacecraft (NSCs) located in 3 planes with 8 NSCs in each plane. The GLONASS system includes a segment of user navigation equipment. The height of the group’s circular orbit is 19.1 · 10 ³ km above the Earth’s surface.

Потребитель в любой точке до высот - 2·10³ км над поверхностью Земли принимает сигналы не менее четырех НКА. При высотах более 2·10³ км радионавигационное поле становится дискретным в пространстве. Выведение КА на рабочую орбиту показано на Фиг.1. При полете КА по орбите спутника или полет к планете траекторию полета делят на несколько участков: выведения, приземный, перелета, подлета, формирования рабочей орбиты. Коррекции траектории полета КА показаны на Фиг.2.A consumer at any point up to heights of 2 · 10 ³ km above the Earth's surface receives signals from at least four spacecraft. At altitudes of more than 2 · 10 ³ km, the radionavigation field becomes discrete in space. The launch of the spacecraft into the working orbit is shown in figure 1. When a spacecraft is flying in the satellite’s orbit or flight to the planet, the flight path is divided into several sections: launch, surface, flight, approach, formation of the working orbit. Corrections of the spacecraft flight path are shown in FIG. 2.

Развитие средств навигацииNavigation Tools

В докладе А.В. Васильева [2] рассматривался способ комплексирования аппаратуры потребителя системы ГЛОНАСС и инерциальных навигационных систем на устройстве Фиг.4. Рассмотрены действия способа: выработка управляющих воздействий автономно для изменения траектории полета; показано повышение точности навигационных определений от глубокого комплексирования программного приемника радионавигационных сигналов ГЛОНАСС, микромеханических инерциальных систем (ИНС). На основании выработанных процессором значений проекций вектора ускорения и скорости движения в навигационном вычислителе вычисляют составляющие линейной скорости и координаты местоположения подвижного средства в пространстве, используют информацию для управления центром масс непосредственно на борту подвижного средства.In the report of A.V. Vasiliev [2] considered a method of combining the consumer equipment of the GLONASS system and inertial navigation systems on the device of Figure 4. The actions of the method are considered: generating control actions autonomously to change the flight path; Improving the accuracy of navigation definitions from deep integration of the GLONASS radio navigation signals software receiver, micromechanical inertial systems (INS) is shown. Based on the projection values of the projections of the acceleration vector and the velocity of motion developed by the processor, the components of the linear velocity and coordinates of the location of the vehicle in space are calculated in the navigation computer, and information is used to control the center of mass directly on board the vehicle.

Схема сигнального процессора содержит: многомерный коррелятор, схему слежения за задержкой радионавигационных сигналов, блок оценки частоты радионавигационных сигналов, схему выделения символов информации, схему поиска сигналов НКА, генератор опорной ПСП. Навигационный процессор выполняет вторичную обработку фильтром Калмана и хранения эфемеридной информации. Блок инерциальной навигационной системы (БИНС) содержит: блок акселерометров, блок гироскопов, навигационный вычислитель БИНС.The signal processor circuit contains: a multidimensional correlator, a delay tracking scheme for radio navigation signals, a unit for estimating the frequency of radio navigation signals, a circuit for extracting information symbols, a signal search circuit for a satellite, and a reference reference frequency generator. The navigation processor performs secondary processing with a Kalman filter and storage of ephemeris information. The inertial navigation system unit (SINS) contains: a block of accelerometers, a block of gyroscopes, a SINS navigation computer.

К основным блокам радиоприемного устройства отнесены: коррелятор, генератор опорной ПСП, блок поиска сигналов НКА, схемы слежения за задержкой (следящий измеритель дальности) и за доплеровским сдвигом частоты принимаемых радионавигационных сигналов (РСН), схемы выделения символов информации, блок хранения эфемеридной информации, фильтр Калмана, уточненные значения задержки $$\hat{\tau }$$

и доплеровского сдвига частоты $${\hat{f}}_{dop}$$

.The main blocks of the radio receiving device are: correlator, reference baseband generator, satellite signal search unit, delay tracking schemes (tracking range meter) and Doppler frequency shift of received radio navigation signals (RSN), information symbol extraction circuits, ephemeris information storage unit, filter Kalman, specified delay values $$\hat{\tau }$$

and Doppler frequency shift $${\hat{f}}_{dop}$$

.

Рассчитанные значения (исходные значения) задержки $$\hat{\tau }$$

и доплеровского сдвига частоты $${\hat{f}}_{\partial on}$$

используются в схеме поиска сигналов НКА, схемах слежения за задержкой и доплеровским сдвигом частоты радионавигационных сигналов от каждого НКА системы ГЛОНАСС до борта НАП.The calculated values (initial values) of the delay $$\hat{\tau }$$

and Doppler frequency shift $${\hat{f}}_{\partial on}$$

They are used in the search circuit for signals from the spacecraft, tracking schemes for the delay and Doppler frequency shift of radio navigation signals from each spacecraft of the GLONASS system to the board of the NAP.

В докладе отмечено, что метод комплексирования при обработке информации позволяет достичь требуемого качества навигационных определений в случае работоспособности измерителей параметров движения. Срывы сопровождения в схемах слежения за задержкой и несущей частотой являлись довольно распространенными, предполагаемая причина - низкий уровень помехоустойчивости аппаратуры потребителя.The report noted that the method of integration in the processing of information allows to achieve the required quality of navigation definitions in the case of operability of the motion parameters meters. Tracking failures in the tracking schemes for the delay and carrier frequency were quite common, the alleged reason is the low noise immunity of the consumer equipment.

В докладе В.Д. Дишель [3] «Методы высокоточной навигации и ориентации, их летная отработка и применение в терминальных инерциально-спутниковых системах управления средствами выведения и спуска с орбит» изложена информационно-страховочная технология интеграции инерциальной и спутниковой навигационных систем, содержащая две фазы полета.In the report of V.D. Dishel [3] “Methods of high-precision navigation and orientation, their flight testing and application in terminal inertial-satellite control systems for launch and launching and descent means”, an information-safety technology for integrating inertial and satellite navigation systems containing two phases of flight is described.

Первая фаза накопления измерительной информации (фаза накопления):The first phase of the accumulation of measurement information (accumulation phase):

а) прием сигналов (разовые «сырые» измерения АСН) от m различных навигационных космических аппаратов (НКА), в текущем времени t;a) receiving signals (single “raw” ASN measurements) from m different navigation spacecraft (NSC), at the current time t;

б) повторение п. а) периодически на интервалах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения, текущего времени t участка уточнений;b) repetition of a. a) periodically at averaging intervals $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, where µ are the steps of determinations, at increasing intervals of averaging, of the current time t of the refinement section;

в) определяют обобщенные (сглаженные) измерения в шагах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, в цифровом исполнении бортовым процессором, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения;c) determine the generalized (smoothed) measurements in the averaging steps $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, digitally performed by the on-board processor, where µ are the determination steps, at increasing averaging intervals;

г) определяют, в шагах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, параметры оценок:g) determine, in steps of averaging $${<figure-callout\; id="0"\; label="\lfloor \; t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">\lfloor \; </figure-callout>t_{}{}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, evaluation parameters:

- дальности $$h_{D_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

;- range $$h_{D_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

;

- скорости $$h_{{\dot{D}}_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

;- speeds $$h_{{\dot{D}}_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

;

- вектора состояния x_H(t);- state vectors x _H (t);

i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔT_изм; t_k=t_f;i = 0, 1, 2, ..., k, t _{i + 1} = t _i + ΔT _meas ; t _k = t _f ;

д) формируют вектор разовых измерений размерности 2m h(x, t_i);d) form a vector of one-time measurements of dimension 2m h (x, t _i );

е) получают оценки вектора обобщенных измерений δJ размерности 2m,f) obtain estimates of the vector of generalized measurements δJ of dimension 2m,

ж) уточняют «интегрируемую траекторию» оценками вектора состояния обобщенных измерений δJ;g) refine the “integrable trajectory” by estimating the state vector of the generalized measurements δJ;

з) минимизируют погрешности оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - модифицированный фильтр Калмана.h) minimize the errors of estimation of navigation accuracy using the vector of multidimensional space, linear filtering, the optimal filter is a modified Kalman filter.

Вторая фаза точной навигации, операции фазы:Second phase of accurate navigation, phase operations:

определяют сходимость интегрируемой траектории и вспомогательной интегрируемой траектории;determine the convergence of the integrable trajectory and the auxiliary integrable trajectory;

формируют и передают в НКУ (для контроля) навигационные определения динамического маневра;form and transmit to the NKU (for control) navigation definitions of dynamic maneuver;

определяют управляющие воздействия исполнительных технических устройств;determine the control actions of executive technical devices;

принимают команду подтверждения реализации навигационных определений;accept a command to confirm the implementation of the navigation definitions;

устраняют отклонения и корректируют траекторию для достижения конечного результата этапа штатной навигации;eliminate deviations and adjust the trajectory to achieve the final result of the standard navigation stage;

выполняют динамический маневр.perform a dynamic maneuver.

Получены положительные результаты информационно-страховочной технологии при летно-конструкторских испытаниях с использованием аппаратуры спутниковой навигации ГЛОНАСС/GPS и наземный комплекс управления (НКУ), при пусках РКК в составе ракеты-носителя «Союз» с разгонным блоком «Фрегат» пусков 2003-2006 гг.[3, стр.180].The positive results of information and safety technology were obtained during flight design tests using the GLONASS / GPS satellite navigation equipment and the ground control complex (NKU), during the launches of the RKK as part of the Soyuz launch vehicle with the Frigate booster from the launches of 2003-2006 . [3, p. 180].

В описании заявки на выдачу патента США №20080114544 [10] «Оценка относительного положения между навигационными единицами» приведено гибридное устройство блока навигации. Первый навигационный блок включает в себя гибрид глобальной системы позиционирования (GPS) и инерциальной навигационной системы (INS). Гибридный GPS/INS компонент предоставляет первичную информацию от модуля GPS и от первого блока навигации. Первый навигационный блок выполнен с возможностью приема второй информации GPS и второй информации INS от второго навигационного блока и включает в себя фильтр Калмана.In the description of the application for the grant of US patent No. 20080114544 [10] "Assessment of the relative position between the navigation units" is a hybrid device of the navigation unit. The first navigation unit includes a hybrid of global positioning system (GPS) and inertial navigation system (INS). The hybrid GPS / INS component provides primary information from the GPS module and from the first navigation unit. The first navigation unit is configured to receive second GPS information and second INS information from the second navigation unit and includes a Kalman filter.

Показано на примерах применение блока навигации для автономной дозаправки в воздухе беспилотного летательного аппарата (первое транспортное средство) танкером (второе транспортное средство) для быстрого и точного соединения заправки стрелы Фиг.20. Другой рассматриваемый пример приложений, точный заход на посадку и посадка самолета (вертолета) на корабль. Важная проблема, которая решается, это автоматическое, надежное, точное взаимное расположение двух движущихся средств.The examples show the use of a navigation unit for autonomous refueling in the air of an unmanned aerial vehicle (first vehicle) with a tanker (second vehicle) for quick and accurate connection of the boom refueling Fig.20. Another example of applications under consideration is the exact approach and landing of an airplane (helicopter) on a ship. An important problem that is being solved is the automatic, reliable, accurate relative positioning of two moving vehicles.

Компьютерная программа системы позиционирования содержит набор инструкций для получения первой глобальной системы позиционирования: информации НАП, информации инерциальной навигационной системы (INS) для первого транспортного средства, передаваемой на второе летательное средство; информации GPS и INS для второго транспортного средства, определение двойных разностей измерений фазы несущей на основе первой и второй информации GPS; оценки относительной скорости между первым транспортным средством и вторым транспортным средством на основе первого и второго средств INS информации.The computer program for the positioning system contains a set of instructions for obtaining the first global positioning system: NAP information, information of the inertial navigation system (INS) for the first vehicle transmitted to the second aircraft; GPS and INS information for the second vehicle, determining double carrier phase difference measurements based on the first and second GPS information; estimating the relative speed between the first vehicle and the second vehicle based on the first and second means of INS information.

Навигационный блок содержит фильтра Калмана, настроенный на обновление оценки INS, который устраняет ошибки оценки относительного положения между первой и второй единицами навигации на основе двойных разностей GPS измерения фазы несущей и первой и второй INS информации.The navigation block contains a Kalman filter configured to update the INS estimate, which eliminates errors in the estimation of the relative position between the first and second navigation units based on double GPS differences of carrier phase measurement and the first and second INS information.

В рассмотренном устройстве блока навигации, содержащем гибридные системы GPS/INS, выявлены следующие основные отличительные признаки устройства:In the considered device of the navigation unit containing hybrid GPS / INS systems, the following main distinguishing features of the device are revealed:

КА спутниковой навигационной системы (204 - обозначения на схеме),Spaceship of satellite navigation system (204 - designations on the diagram),

первое транспортное средство - беспилотный летательный аппарат (БПЛА) (102), содержащий аппаратуру потребителя НАП, систему позиционирования своего пространственного положения, с навигационным блоком;the first vehicle is an unmanned aerial vehicle (UAV) (102), containing NAP consumer equipment, a positioning system for its spatial position, with a navigation unit;

второе транспортное средство - танкер (104), содержащий аппаратуру потребителя НАП, систему позиционирования своего пространственного положения, с навигационным блоком;the second vehicle is a tanker (104), containing NAP consumer equipment, a positioning system for its spatial position, with a navigation unit;

компьютерная программа позиционирования пространственного положения БПЛА 102 по отношению к танкеру 104 для быстрого точного соединения заправки стрелы 106, как показано на Фиг.20, использующая определение двойных разностей измерений фазы несущей на основе первой и второй информации GPS.a computer program for positioning the spatial position of the UAV 102 relative to the tanker 104 for quickly accurately connecting the refueling boom 106, as shown in Fig. 20, using the determination of the double differences of the carrier phase measurements based on the first and second GPS information.

В заявке на выдачу патента США №20120038508 [11] заявлен способ отслеживания сигнала спутника и приемник сигнала. Приемник принимает спутниковый сигнал позиционирования и осуществляет следующие операции: вычисление первой доплеровской частоты использования принимаемого сигнала, полученной посредством приема спутникового сигнала, вычисление второй доплеровской частоты с использованием первой доплеровской частоты, и сигнала от блока датчиков, включающего, по крайней мере, датчик ускорения, и полученный сигнал со спутника с учетом частоты Доплера. Для автомобиля выполнен расчет параметров его движения с использованием индивидуальной инерциальной навигационной системы и космической навигационной системы.U.S. Patent Application No. 201,038,058 [11] discloses a method for tracking a satellite signal and a signal receiver. The receiver receives a satellite positioning signal and performs the following operations: calculating a first Doppler frequency of use of a received signal obtained by receiving a satellite signal, calculating a second Doppler frequency using a first Doppler frequency, and a signal from a sensor unit including at least an acceleration sensor, and received satellite signal taking into account the Doppler frequency. For the car, its motion parameters were calculated using an individual inertial navigation system and a space navigation system.

На Фиг.21 представлена блок-схема навигационного устройства автомобиля, содержащего GPS антенну (50), приемник GPS (100), блок инерциальной навигационной системы, главный процессор, устройство клавишного ввода данных, дисплей, блок звукового сообщения, часы и запоминающее устройство, радиочастотный блок, схему приемника (ПО), схему обработки основной полосы частот (120), INS блок (200), главный процессор (400), аппарат для управления (500), дисплей (600), звук (700), часы блок (800), запоминающее устройство (900), которое представляет собой запоминающее устройство для хранения различных видов программ или данных для реализации системной программы или функций навигации.On Fig presents a block diagram of a navigation device of a car containing a GPS antenna (50), a GPS receiver (100), an inertial navigation system unit, a main processor, a key input device, a display, an audio message unit, a clock and a storage device, radio frequency block, receiver circuit (SW), baseband processing circuit (120), INS block (200), main processor (400), control unit (500), display (600), sound (700), clock block (800 ), a storage device (900), which is a storage device for x injuring various types of programs or data to implement a system program or navigation functions.

Сенсорный блок (300), известный как инерционное измерительное устройство, включает датчик ускорения как один из видов инерциальных датчиков. Результаты, полученные сенсорным блоком (300), выводятся в INS блок (200), когда это необходимо.The sensor unit (300), known as an inertial measuring device, includes an acceleration sensor as one of the types of inertial sensors. The results obtained by the sensor unit (300) are output to the INS unit (200) when necessary.

Главный процессор (400) [0119] представляет собой устройство для управления каждым блоком машины, передает временные GPS данные, выводимые из блока GPS-приемника (100), выполняет процесс отображения на карте, указывает текущее положение транспортного средства. На дисплейном блоке (600) на основании выходного сигнала GPS данных звук служит для навигации голосом (700).The main processor (400) [0119] is a device for controlling each unit of the machine, transmits temporary GPS data output from the GPS receiver unit (100), performs a display process on the map, indicates the current position of the vehicle. On the display unit (600), based on the output of the GPS data, the sound is used for voice navigation (700).

Манипулятор (500) [0120] включает сенсорную панель, переключатель, клавиши, кнопки сигнал, используемые в блоке (400) обработки хоста.The manipulator (500) [0120] includes a touch panel, switch, keys, signal buttons used in the host processing unit (400).

Дисплейный блок (600) [0121], в том числе жидкокристаллический дисплей, - это устройство отображения различной информации на основе входного сигнала.A display unit (600) [0121], including a liquid crystal display, is a device for displaying various information based on an input signal.

Экспериментальный результат получения траектории и расчетные значения транспортного средства иллюстрированы результатом: в сильном электрическом поле окружающей среды; под слабым электрическим полем окружающей среды; в условиях многолучевого распространения. Результат под слабым электрическим полем показан схеме Фиг.22. Слабое электрическое поле - точность вычисления сильно падает, истинная траектория не отслеживается (аномальное измерение). Сильное электрическое поле - "превышение" означает явление, при котором вычисление не включается.The experimental result of obtaining the trajectory and the calculated values of the vehicle are illustrated by the result: in a strong electric field of the environment; under a weak electric field of the environment; in multipath conditions. The result under a weak electric field is shown in FIG. 22. Weak electric field - the accuracy of the calculation drops dramatically, the true trajectory is not tracked (anomalous measurement). Strong electric field - “excess” means a phenomenon in which the calculation does not turn on.

В техническом решении применялись следующие признаки операций: цифровая обработка сигналов НКА и инерциальной системы INS процессором с помощью программного обеспечения [0193 - обозначение места в описании заявки на выдачу патента №20120038508]; прием сигналов от НКА [0022]; измерение отношения сигнал/шум несущей частоты в радиоприемном устройстве подвижного средства [0181]; получение измерительной информации с использованием корреляции данных сигналов [0056]; вычисление доплеровских частот от принимаемых сигналов навигационных космических аппаратов (НКА) [0011]; расчет прогнозируемой доплеровской частоты с использованием сигнала от датчиков скорости и ускорения ИНС транспортного средства [0011]; использование петлевых фильтров для выделения сигналов [0022, 0023]; применение запоминания расчетных данных цепи обработки сигналов [0038, 0040]; вычисления псевдорасстояния от аппарата НКА [0057]; вычисления местоположения транспортного средства [0051]; предварительная обработка сглаживанием процесса [0182]; исключение приема «слабых» сигналов в процессе предварительной обработки сигнала (пропуск спутников, дающих слабый сигнал, а также сильный сигнал) [0185], обработка с переходом на следующий НКА [0189]; корректировка совокупной доплеровской частоты и направления движения, получение вектора движения [0193]; повторение процесса прогнозирования с использованием фильтра Калмана, обновление и коррекция процесса состояния системы, уточнение вектора скорости [0083]; вычисления текущего положения транспортного средства, завершение операций вычислительного процесса [0194]; хранение программных блоков навигатора [0124]; отображение карты дисплеем с указанием текущего положения транспортного средства [0119]; формирование звукового сообщения, воспроизведения звука навигатором [0122].The following features of the operations were used in the technical solution: digital processing of the signals of the NCA and the inertial INS system by the processor using software [0193 - designation of the place in the description of the application for the grant of patent No.20120038508]; receiving signals from the NKA [0022]; measuring the signal-to-noise ratio of the carrier frequency in the radio receiving device of the mobile vehicle [0181]; obtaining measurement information using signal data correlation [0056]; calculation of Doppler frequencies from received signals of navigation spacecraft (NSC) [0011]; calculation of the predicted Doppler frequency using the signal from the sensors of speed and acceleration of the ANN of the vehicle [0011]; the use of loop filters to isolate signals [0022, 0023]; the use of storing the calculated data of the signal processing circuit [0038, 0040]; calculation of pseudo-distance from the spacecraft [0057]; calculating the location of the vehicle [0051]; preprocessing by smoothing the process [0182]; the exclusion of the reception of "weak" signals in the process of signal pre-processing (skipping satellites giving a weak signal, as well as a strong signal) [0185], processing with the transition to the next satellite [0189]; correction of the total Doppler frequency and direction of motion, obtaining a motion vector [0193]; repeating the forecasting process using the Kalman filter, updating and correcting the process of the state of the system, updating the velocity vector [0083]; calculating the current position of the vehicle, completing the operations of the computing process [0194]; storage of program blocks of the navigator [0124]; displaying a map with a display indicating the current position of the vehicle [0119]; formation of an audio message, sound reproduction by the navigator [0122].

Рассмотренные средства используют в траекторных измерениях обработку информации с использованием динамического фильтра Калмана (of Kalman).The considered tools use in trajectory measurements information processing using a dynamic Kalman filter (of Kalman).

На основе анализа патентно-ассоциированной литературы и патентной документации выявлено значительное количество технических решений, содержащих комбинированные системы управления движением (GNSS/INS) как отдельных транспортных средств: автомобилей, морских и речных судов, самолетов, космических аппаратов, а также использования этих средств комплексно в самолетах (вертолетах) и авианосцах (вертолетоносцах); самолетах-заправщиках и самолетах дальней авиации; космических аппаратах и международной космической станции и т.д.Based on the analysis of patent-associated literature and patent documentation, a significant number of technical solutions have been identified containing combined motion control systems (GNSS / INS) as separate vehicles: cars, sea and river vessels, airplanes, spacecraft, as well as the use of these tools comprehensively in airplanes (helicopters) and aircraft carriers (helicopter carriers); refueling and long-range aircraft; spacecraft and the international space station, etc.

Поскольку космический аппарат движется с первой космической скоростью (около 6 км/сек), что во много раз больше скорости самолета, автомобиля или морского (речного) судна, возможен значительный сдвиг по частоте радиосигнала из-за эффекта Доплера и замираний. Для транспортных средств, движущихся с различной скоростью, эффект Доплера проявляется по-разному. Для космических аппаратов возможен значительный сдвиг по частоте радиосигнала из-за эффекта Доплера и замираний.Since the spacecraft moves at the first space speed (about 6 km / s), which is many times higher than the speed of an airplane, car or sea (river) ship, a significant shift in the frequency of the radio signal is possible due to the Doppler effect and fading. For vehicles moving at different speeds, the Doppler effect manifests itself in different ways. For spacecraft, a significant shift in the frequency of the radio signal is possible due to the Doppler effect and fading.

Характеристика прототиповPrototype Characterization

СпособWay

Из рассмотренных аналогов прототипом заявляемого способа коррекции траектории космического аппарата выбран способ, изложенный в докладе В.Д. Дишель «Методы высокоточной навигации и ориентации, их летная отработка и применение в терминальных инерционно-спутниковых системах управления средствами выведения и спуска с орбит» [3], а прототипом устройства коррекции траектории космического аппарата выбрано устройство, приведенное в докладе А.В. Васильева «Использование метода глубокого комплексирования программного приемника радионавигационных сигналов ГЛОНАСС и микромеханических ИНС с целью повышения точности и надежности навигационных определений перспективных образцов малых КА» [2].Of the considered analogues of the prototype of the proposed method for correcting the trajectory of the spacecraft, the method selected in the report of V.D. Dichel “Methods of high-precision navigation and orientation, their flight testing and application in terminal inertial-satellite control systems for launch and launching and descent means” [3], and the device described in the report by A.V. Vasilieva “Using the method of deep integration of the GLONASS radio navigation software receiver and micromechanical ANNs to improve the accuracy and reliability of navigation definitions of promising small spacecraft samples” [2].

В информационно-страховочной технологии интегрированной инерциальной и спутниковой навигационной системе содержатся две фазы полета: накопления измерительной информации и точной навигации:The information and safety technology of the integrated inertial and satellite navigation system contains two phases of flight: accumulation of measurement information and accurate navigation:

Первая фаза накопления измерительной информации (фаза накопления) содержит:The first phase of the accumulation of measurement information (accumulation phase) contains:

а) прием сигналов (разовые «сырые» измерения АСН) от m различных навигационных космических аппаратов (НКА), в текущем времени t;a) receiving signals (single “raw” ASN measurements) from m different navigation spacecraft (NSC), at the current time t;

б) повторяют п. а) периодически на интервалах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения, текущего времени t участка уточнений;b) repeat step a) periodically at averaging intervals $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, where µ are the steps of determinations, at increasing intervals of averaging, of the current time t of the refinement section;

в) определяют обобщенные (сглаженные) измерения в шагах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, в цифровом исполнении бортовым процессором, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения;c) determine the generalized (smoothed) measurements in the averaging steps $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, digitally performed by the on-board processor, where µ are the determination steps, at increasing averaging intervals;

г) определяют, в шагах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, параметры оценок:g) determine, in steps of averaging $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, evaluation parameters:

- дальности $$h_{D_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

;- range $$h_{D_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

;

- скорости $$h_{{\dot{D}}_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

;- speeds $$h_{{\dot{D}}_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

;

- вектора состояния x_H(t);- state vectors x _H (t);

i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔТ_изм; t_k=t_f;i = 0, 1, 2, ..., k, t _{i + 1} = t _i + ΔT _meas ; t _k = t _f ;

д) формируют вектор разовых измерений размерности 2m h(x, t_i);d) form a vector of one-time measurements of dimension 2m h (x, t _i );

е) получают оценки вектора обобщенных измерений δJ размерности 2m;f) obtain estimates of the vector of generalized measurements δJ of dimension 2m;

ж) уточняют «интегрируемую траекторию» оценками вектора состояния обобщенных измерений δJ;g) refine the “integrable trajectory” by estimating the state vector of the generalized measurements δJ;

з) минимизируют погрешности оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - модифицированный фильтр Калмана.h) minimize the errors of estimation of navigation accuracy using the vector of multidimensional space, linear filtering, the optimal filter is a modified Kalman filter.

Вторая фаза точной навигации, операции фазы:Second phase of accurate navigation, phase operations:

определяют сходимость интегрируемой траектории и вспомогательной интегрируемой траектории;determine the convergence of the integrable trajectory and the auxiliary integrable trajectory;

формируют и передают в НКУ (для контроля) навигационные определения динамического маневра;form and transmit to the NKU (for control) navigation definitions of dynamic maneuver;

определяют управляющие воздействия исполнительных технических устройств;determine the control actions of executive technical devices;

принимают команду подтверждения реализации навигационных определений;accept a command to confirm the implementation of the navigation definitions;

устраняют отклонения и корректируют траекторию для достижения конечного результата этапа штатной навигации;eliminate deviations and adjust the trajectory to achieve the final result of the standard navigation stage;

выполняют динамический маневр.perform a dynamic maneuver.

В процессе обработки информации применяют фильтр Калмана, матрица которого учитывает закон распределения случайной величины, разброса измерений.In the process of information processing, a Kalman filter is used, the matrix of which takes into account the law of distribution of a random variable, the scatter of measurements.

Получены положительные результаты информационно-страховочной технологии при летно-конструкторских испытаниях с использованием аппаратуры спутниковой навигации ГЛОНАСС/GPS и наземного комплекса управления (НКУ), при пусках РКК в составе ракеты-носителя «Союз» с разгонным блоком «Фрегат» пусков 2003-2006 [3, стр.180].The positive results of information and safety technology were obtained during flight design tests using the GLONASS / GPS satellite navigation equipment and the ground control complex (NKU), during the launches of the RKK as part of the Soyuz launch vehicle with the Fregat booster unit of launches 2003-2006 [ 3, p. 180].

УстройствоDevice

Прототип заявляемого устройства осуществляет прием радиосигнала с одной боковой для устранения глубоких замираний от эффекта Доплера [2], приведен на Фиг.4, и содержит: последовательное соединение антенного блока 1, радиочастотного блока 2 с приемом радиосигналов одной боковой полосы в фазе накопления, аналого-цифрового преобразователя (АЦП) 3 фазомодулированных сигналов, процессоров сигнального 4 и навигационного 5, инерциальную навигационную систему 6 и блок вычисления ожидаемых значений задержки РНС и доплеровского сдвига частоты 7.The prototype of the claimed device receives a radio signal from one side to eliminate deep fading from the Doppler effect [2], is shown in Figure 4, and contains: serial connection of the antenna unit 1, the radio frequency unit 2 with the reception of radio signals of one side band in the accumulation phase, analog digital converter (ADC) 3 phase-modulated signals, signal processors 4 and navigation 5, inertial navigation system 6 and the unit for calculating the expected values of the delay of the RNS and Doppler frequency shift 7.

Сигнальный процессор 4 содержит: многомерный коррелятор 14, первый выход которого соединен с первым входом схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов (I_E, Q_E; I_L, Q_L) 10, второй выход многомерного коррелятора 14 соединен со вторым входом блока оценки частоты $${\hat{f}}_{dop}$$

радионавигационных сигналов (I_P, Q_P) 11, выход $${\hat{f}}_{dop}$$

которого соединен с первым входом схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10, входом схемы выделения символов информации 12 и выходом схемы выделения символов информации 12; схему поиска сигналов НКА 13, третий вход которой соединен с третьим входом сигнального процессора и вторым входом схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10; генератор опорной ПСП 15, выход которого соединен со входом многомерного коррелятора 14, а вход соединен с выходом схемы поиска сигналов навигационного космического аппарата 13.The signal processor 4 contains: a multidimensional correlator 14, the first output of which is connected to the first input of the delay tracking radio navigation signals (I _E , Q _E ; I _L , Q _L ) 10, the second output of the multidimensional correlator 14 is connected to the second input of the frequency estimation unit $${\hat{f}}_{dop}$$

radio navigation signals (I _P , Q _P ) 11, output $${\hat{f}}_{dop}$$

which is connected to the first input of the delay tracking circuit of the radio navigation signals 10, the input of the information symbol extraction circuit 12 and the output of the information symbol extraction circuit 12; a signal search circuit NKA 13, the third input of which is connected to the third input of the signal processor and the second input of the delay tracking circuit of the radio navigation signals 10; the reference reference generator 15, the output of which is connected to the input of the multidimensional correlator 14, and the input is connected to the output of the signal search circuit of the navigation spacecraft 13.

Навигационный процессор 5 содержит блок алгоритмов вторичной обработки (фильтр Калмана) 8 и блок хранения эфемеридной информации 9. Вход блока хранения эфемеридной информации 9 подключен к третьему входу процессора навигационного, соединенного с третьим выходом процессора сигнального 4, который соединен с выходом ϑ_inf(t) схемы выделения символов информации 12. Первый и второй входы блока алгоритмов вторичной обработки (модифицированный фильтр Калмана) подключены соответственно к первому и второму входам процессора навигационного, соединенному с соответствующими первым и вторым входами процессора сигнального, которые соответственно соединены с выходом $$\hat{\tau }$$

схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10 и с выходом $${\hat{f}}_{dop}$$

блока оценки частоты радионавигационных сигналов 11.The navigation processor 5 contains a block of secondary processing algorithms (Kalman filter) 8 and an ephemeris information storage unit 9. The input of the ephemeris information storage unit 9 is connected to the third input of the navigation processor connected to the third output of the signal processor 4, which is connected to the output ϑ _inf (t) information symbol extraction schemes 12. The first and second inputs of the secondary processing algorithm block (modified Kalman filter) are connected respectively to the first and second inputs of the navigation processor, with the corresponding first and second inputs of the signal processor, which are respectively connected to the output $$\hat{\tau }$$

delay tracking radionavigation signals 10 and with output $${\hat{f}}_{dop}$$

unit for estimating the frequency of radio navigation signals 11.

После выведения на орбиту для изменения траектории полета используют спутниковые навигационные системы и командно-измерительные системы, дающие большие точности, чем инерциальная навигационная система 6, содержащая блок акселерометров 17, блок гироскопов 18, соединенные с навигационным вычислителем 16, который соединен с блоком вычисления ожидаемых значений задержки радионавигационных сигналов и доплеровского сдвига частоты 7, выход которого содержит прогнозируемую частоту Доплера $${\tilde{f}}_{dop}$$

.After putting into orbit, satellite navigation systems and command-measuring systems are used to change the flight path, which give greater accuracy than the inertial navigation system 6, which contains the accelerometer block 17, the gyroscope block 18, connected to the navigation calculator 16, which is connected to the expected value calculation unit delays of radio navigation signals and Doppler frequency shift 7, the output of which contains the predicted Doppler frequency $${\tilde{f}}_{dop}$$

.

В обработках информации применяют фильтр Калмана, матрица которого учитывает закон распределения случайной величины, разброс измерений.In information processing, a Kalman filter is used, the matrix of which takes into account the distribution law of a random variable, the scatter of measurements.

Основной недостаток прототипов способа и устройства заключается в том, что комплексирование не учитывает, что в разбросах всех измерений есть составляющие разброса от эффекта Доплера детерминированного происхождения в виде глубоких замираний, дающие отношения сигнал/шум ниже порогового, и искажения.The main disadvantage of the prototypes of the method and device is that the integration does not take into account that in the scatter of all measurements there are scatter components from the Doppler effect of deterministic origin in the form of deep fading, giving signal-to-noise ratios below the threshold, and distortion.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

СпособWay

Технический результат заявляемого способа коррекции траектории полета КА заключается в компенсации детерминированных искажений, вызываемых эффектом Доплера, (устранение глубоких замираний и искажения сигнала) с целью уменьшения разбросов «сырых» измерений и потерь сигнала.The technical result of the proposed method for correcting the spacecraft flight path is to compensate for the deterministic distortions caused by the Doppler effect (eliminating deep fading and signal distortion) in order to reduce the spread of raw measurements and signal loss.

Технический результат достигается тем, что радиоприем сигналов НКА выполняют после вхождения в связь.The technical result is achieved by the fact that the radio reception of the NCA signals is performed after entering into communication.

1. Способ коррекции траектории полета космического аппарата, содержащий фазу накопления и фазу коррекции траектории полета, характеризующийся тем, что:1. A method for correcting a flight path of a spacecraft, comprising an accumulation phase and a correction phase of a flight path, characterized in that:

в фазе накопления выполняют прием (с одной боковой) сигналов и выполняют действия:in the accumulation phase, they receive (from one side) signals and perform actions:

и) определяют спектр быстрого преобразования Фурье (БПФ) начальной установки контрольной частоты F₁ образцовых частот;i) determine the spectrum of the fast Fourier transform (FFT) of the initial installation of the control frequency F ₁ reference frequencies;

к) осуществляют прием сигналов от m различных навигационных космических аппаратов (НКА), в текущем времени t, выполнение операций:j) receive signals from m different navigation spacecraft (NSC), at current time t, perform operations:

выделяют образцовый сигнал (когерентные частоты f₁ и f₂), формируют блок фазовых отсчетов контрольной частоты, заносят в память;emit an exemplary signal (coherent frequencies f ₁ and f ₂ ), form a block of phase samples of the control frequency, enter into memory;

выделяют фазовые отсчеты радионавигационного сигнала (дальномерного) сигнала («сырых» измерений дальномерного сигнала), заносят в память;phase readings of the radio navigation signal (rangefinder) signal (“raw” measurements of the rangefinder signal) are isolated, stored;

переводят в частотную область быстрого преобразования Фурье (БПФ) фазовые отсчеты контрольной частоты, получают расхождения спектральных составляющих в частотной области;phase readings of the control frequency are transferred to the frequency domain of the fast Fourier transform (FFT), the discrepancies of the spectral components in the frequency domain are obtained;

переводят в частотную область быстрого преобразования Фурье (БПФ) фазовые отсчеты радионавигационного сигнала («сырые» измерения дальномерного сигнала), заносят в память;transferred to the frequency domain of the fast Fourier transform (FFT) phase readings of the radio navigation signal ("raw" measurements of the rangefinder signal), stored in the memory;

устраняют расхождение спектральных составляющих от эффекта Доплера в спектральных составляющих «сырых» измерений радионавигационного сигнала, получают спектр фаз принятого радионавигационного сигнала;eliminate the discrepancy of the spectral components from the Doppler effect in the spectral components of the "raw" measurements of the radio navigation signal, obtain a phase spectrum of the received radio navigation signal;

получают фазовые отсчеты радионавигационного сигнала обратным преобразованием Фурье (ОПФ);receive phase readings of the radio navigation signal by the inverse Fourier transform (OPF);

б) повторяют п. к) периодически, на интервалах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения, текущего времени t участка уточнений;b) repeat step k) periodically, at averaging intervals $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, where µ are the steps of determinations, at increasing intervals of averaging, of the current time t of the refinement section;

в) определяют обобщенные (сглаженные) измерения в шагах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, в цифровом исполнении бортовым процессором, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения;c) determine the generalized (smoothed) measurements in the averaging steps $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, digitally performed by the on-board processor, where µ are the determination steps, at increasing averaging intervals;

г) определяют, в шагах осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, параметры оценок:g) determine, in steps of averaging $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, evaluation parameters:

- дальности $$h_{D_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

;- range $$h_{D_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

;

- скорости $$h_{{\dot{D}}_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

;- speeds $$h_{{\dot{D}}_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

;

- вектора состояния x_H(t);- state vectors x _H (t);

_i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔТ_изм; t_k=t_f; _i = 0, 1, 2, ..., k, t _{i + 1} = t _i + ΔT _meas ; t _k = t _f ;

д) формируют вектор разовых измерений размерности 2m h(x, t_i);d) form a vector of one-time measurements of dimension 2m h (x, t _i );

е) получают оценки вектора обобщенных измерений δJ размерности 2m,f) obtain estimates of the vector of generalized measurements δJ of dimension 2m,

уточняют «интегрируемую траекторию» оценками вектора состояния обобщенных измерений δJ;refine the “integrable trajectory” by estimating the state vector of the generalized measurements δJ;

минимизируют погрешности оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - фильтр Калмана;minimize errors of estimation of navigation accuracy using a vector of multidimensional space, linear filtering, optimal filter - Kalman filter;

в фазе коррекции траектории полета космического аппарата выполняют следующие операции:In the phase correction phase of the spacecraft’s flight path, the following operations are performed:

формируют и передают в НКУ навигационные определения динамического маневра, рассчитанные на борту;form and transmit to the NKU navigation definitions of dynamic maneuver, calculated on board;

определяют управляющие воздействия исполнительных технических устройств;determine the control actions of executive technical devices;

принимают команду подтверждения реализации навигационных определений с уточнениями или без уточнений НКУ;accept a command confirming the implementation of navigation definitions with or without refinements to the TCU;

устраняют отклонения для достижения конечного результата этапа штатной навигации, выполняют динамический маневр.eliminate deviations to achieve the final result of the full-time navigation stage, perform a dynamic maneuver.

УстройствоDevice

Технический результат заявляемого устройства коррекции траектории полета космического аппарата направлен на устранение глубоких замираний и компенсацию детерминированных искажений от эффекта Доплера.The technical result of the claimed device for correcting the flight path of a spacecraft is aimed at eliminating deep fading and compensating for deterministic distortions from the Doppler effect.

Устройство для коррекции траектории полета космического аппарата содержит: антенный блок, радиочастотный блок, сигнальный процессор, навигационный процессор, блок инерциальной навигационной системы (БИНС), блок вычисления ожидаемых значений задержки радионавигационных сигналов (РНС) и доплеровского сдвига частоты, устройство компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС).A device for correcting the flight path of a spacecraft contains: an antenna unit, a radio frequency unit, a signal processor, a navigation processor, a unit of an inertial navigation system (SINS), a unit for calculating the expected delay values of radio navigation signals (RNS) and Doppler frequency shift, a device for compensating for stray phase shift spectral components (CC SSS).

Устройство компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) содержит: демодулятор образцового сигнала (ДМ_ОС), вычислитель искажений образцового сигнала (ВИС), блок компенсации искажений (БКИ), блок отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС), решающий блок символьный (РБС), блок памяти фазовых отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П), блок памяти отсчетов образцового сигнала (ПАМ_ОС), подключенный к выходу демодулятора образцового сигнала, процессор компенсации расхождений.The device for compensating the stray phase shift of the spectral components (CC SSS) contains: a sample signal demodulator (DM _OS ), a model signal distortion calculator (VIS), a distortion compensation unit (BKI), a corrected phase signal (SFC) sample block, a symbol solving unit (RBS) ), the memory block of the phase samples of the recipient signal (PAM _P ), the memory block of samples of the reference signal (PAM _OS ) connected to the output of the demodulator of the reference signal, the difference compensation processor.

Описание чертежей и детализация устройстваDescription of drawings and detail of the device

Признаки и сущность заявленного изобретения поясняются в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежами (см. Фиг.1-Фиг.19), где показано следующее.The features and essence of the claimed invention are explained in the following detailed description, illustrated by drawings (see Fig.1-Fig.19), which shows the following.

Фиг.1. Выведение КА на рабочую орбиту;Figure 1. Launch of the spacecraft into the working orbit;

Фиг.2. Коррекция траектории полета КА;Figure 2. Correction of the spacecraft flight path;

Фиг.3. Графическое изображение последовательности операций в фазе точной навигации;Figure 3. A graphical representation of the sequence of operations in the phase of accurate navigation;

Фиг.4. Блок-схема устройства навигации спутниковых система, прототип;Figure 4. Block diagram of a satellite navigation system device, prototype;

Фиг.5. Экспериментальные данные пуска КА Globalstar-1, выходные параметры системы навигации и ориентации, разброс «сырых» измерений сигнального процессора бортовой аппаратуры;Figure 5. Globalstar-1 spacecraft launch launch experimental data, navigation and orientation system output parameters, scatter of raw measurements of the onboard equipment signal processor;

Фиг.6. Пояснения к процессам отбраковки и сглаживания измерений, интегрирования двух навигационных траекторий (штатной и вспомогательной), ввода фаз накопления информации и точной навигации;6. Explanations for the processes of rejection and smoothing of measurements, integration of two navigation paths (standard and auxiliary), input phases of information accumulation and accurate navigation;

Фиг.7. Блок-схема устройства коррекции траектории полета космического аппарата;7. Block diagram of a device for correcting the flight path of a spacecraft;

Фиг.8. Схема устройства компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) 19;Fig. 8. The scheme of the device for compensation of the parasitic phase shift of the spectral components (CC SSS) 19;

Фиг.9. Спектральное представление модулирующей синусоиды;Fig.9. Spectral representation of a modulating sinusoid;

Фиг.10. Векторное представление составляющих быстрого преобразования Фурье;Figure 10. Vector representation of the components of the fast Fourier transform;

Фиг.11. Векторное изображение образцового сигнала;11. Vector image of a reference signal;

Фиг.12. Замирание от эффекта Доплера;Fig. 12. Fading from the Doppler effect;

Фиг.13. Сигнал составляющих векторов, где φ_r=0;Fig.13. The signal of the component vectors, where φ _r = 0;

Фиг.14. Сдвиг фаз составляющих, замирание сигнала;Fig.14. Component phase shift, signal fading;

Фиг.15. Сигнал модуляции меандром;Fig.15. Signal modulation meander;

Фиг.16. Искажение меандра от сдвига фаз колебаний;Fig.16. Square wave distortion from phase shift;

Фиг.17. Искажение меандра;Fig.17. Distortion of the meander;

Фиг.18. Область ошибочных решений решающего блока символьного;Fig. 18. The area of erroneous decisions of the decisive character block;

Фиг.19. Графическое изображение последовательности операций в фазе накопления;Fig.19. A graphical representation of the sequence of operations in the accumulation phase;

Фиг.20. Реализация устройства в беспилотном летательном аппарате (БПЛА) и самолете-танкере;Fig.20. Implementation of the device in an unmanned aerial vehicle (UAV) and tanker aircraft;

Фиг.21. Схема функциональной конфигурации навигационного устройства автомобиля;Fig.21. Functional configuration diagram of a car navigation device;

Фиг.22. Вариант спутникового позиционирования наземного потребителя под слабым электрическим полем.Fig.22. A variant of satellite positioning of a terrestrial consumer under a weak electric field.

Заявляемое устройство коррекции траектории полета космического аппарата характеризуется на Фиг.7 следующими взаимосвязанными элементами:The inventive device for correcting the flight path of a spacecraft is characterized in FIG. 7 by the following interconnected elements:

1 - антенный блок;1 - antenna unit;

2 - радиочастотный блок приема радиосигналов;2 - radio frequency block receiving radio signals;

4 - процессор сигнальный;4 - signal processor;

5 - процессор навигационный;5 - navigation processor;

6 - блок инерциальной навигационной системы (БИНС);6 - block inertial navigation system (SINS);

7 - блок вычисления ожидаемых значений задержки радионавигационных сигналов и доплеровского сдвига частоты;7 is a block for calculating the expected delay values of radio navigation signals and Doppler frequency shift;

8 - блок алгоритмов вторичной обработки (фильтр Калмана);8 - block of secondary processing algorithms (Kalman filter);

9 - блок хранения эфемеридной информации;9 - block storage of ephemeris information;

10 - схема слежения за задержкой радионавигационных сигналов;10 is a diagram of tracking the delay of radio navigation signals;

11 - блок оценки частоты радионавигационных сигналов;11 is a block for estimating the frequency of radio navigation signals;

12 - схема выделения символов информации;12 is a diagram for allocating information symbols;

13 - схема поиска сигналов навигационного космического аппарата;13 is a signal search diagram of a navigation spacecraft;

14 - многомерный коррелятор;14 - multidimensional correlator;

15 - генератор опорной псевдослучайной последовательности;15 - generator reference pseudo-random sequence;

16 - навигационный вычислитель блока инерциальной навигационной системы;16 - navigation computer unit inertial navigation system;

17 - блок акселерометров;17 - block accelerometers;

18 - блок гироскопов;18 - block gyroscopes;

19 - устройство компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих принятых сигналов НАЛ.19 is a device for compensating the stray shift of the spectral components of the received NAL signals.

Устройство компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих принятых сигналов НАП 19 характеризуется Фиг.8, на которой приведены:The compensation device for the stray shift of the spectral components of the received signals NAP 19 is characterized by Fig, which shows:

20 - вычислитель искажений образцового сигнала (ВИС);20 - calculator distortion reference signal (VIS);

21 - блок компенсации искажений (БКИ);21 - block distortion compensation (BKI);

22 - блок отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС);22 is a block of samples of the corrected phase signal (BFS);

23 - второй решающий блок символьный (РБС);23 - the second decisive block character (RBS);

24 - блок памяти фазовых отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П);24 - memory block phase samples of the recipient signal (PAM _P );

25 - бок памяти отсчетов образцового сигнала (ПАМ_ОС),25 - memory side samples of a reference signal (PAM _OS ),

26 - процессор компенсации расхождений;26 — discrepancy compensation processor;

27 - демодулятор образцового сигнала (ДМ_ОС).27 - sample signal demodulator (DM _OS ).

Устройство коррекции траектории полета космического аппарата, содержащее: антенный блок 1, выход которого соединен со входом радиочастотного блока приема радиосигналов 2; процессор сигнальный 4, содержащий: схему слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10, блок оценки частоты радионавигационных сигналов 11, схему выделения символов информации 12, схему поиска сигналов навигационных космических аппаратов 13, многомерный коррелятор 14, генератор опорной псевдослучайной последовательности 15; процессор навигационный, содержащий блок алгоритмов вторичной обработки (фильтр Калмана) 8 и блок хранения эфемеридной информации 9; блок инерциальной навигационной системы 6, содержащий: блок акселерометров 17, блок гироскопов 18, навигационный вычислитель 16, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами блока акселерометров 17 и блока гироскопов 18, а первый и второй выходы соответственно соединены с первым и вторым входами блока вычисления значений задержки радионавигационного сигнала и доплеровского сдвига частоты 7; устройство компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих принятых сигналов НАП 19, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами радиочастотного блока приема радиосигналов 2, а третий вход - с четвертым выходом процессора сигнального 4, первый вход процессора сигнального 4 соединен с выходом устройство компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих принятых сигналов НАП 19, второй и третий входы процессора сигнального 4 соединены соответственно с первым и вторым выходами блока вычисления значений задержки радионавигационного сигнала и доплеровского сдвига частоты 7, третий вход которого соединен со вторым выходом процессора навигационного 5 и четвертым входом процессора сигнального 4, первый, второй, третий выходы которого соответственно соединены с первым, вторым и третьим выходами процессора навигационного 5, причем первый и второй входы процессора навигационного 5 соединены соответственно с первым и вторым входами блока алгоритмов вторичной обработки (фильтр Калмана) 8, выход которого соединен с первым выходом процессора навигационного 5; первый выход процессора сигнального 4 соединен с выходом схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10, первый вход схемы слежения за задержкой радионавигационного сигнала 10 соединен с первым выходом многомерного коррелятора 14, второй вход схемы слежения за задержкой радионавигационного сигнала 10 соединен с выходом блока оценки частоты радионавигационных сигналов 11, входом схемы выделения символов информации 12, со вторым выходом процессора сигнального 4, третий вход схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10 соединен с третьими входами схемы поиска сигналов навигационного космического аппарата 13 и процессора сигнального 4, третий выход которого соединен с выходом схемы выделения символов информации 12; четвертый вход процессора сигнального 4 соединен с первым входом схемы поиска сигналов навигационного космического аппарата 13; второй вход процессора сигнального 4 соединен со вторым входом схемы поиска сигналов навигационного космического аппарата 13, выход которой соединен с первым входом генератора опорной псевдослучайной последовательности 15, первый выход которого соединен с четвертым выходом процессора сигнального 4, а второй выход - со вторым входом многомерного коррелятора 14, первый вход которого соединен с первым входом процессора сигнального 4, а второй выход - с вторым входом блока оценки частоты радионавигационных сигналов 11.A device for correcting the flight path of a spacecraft, comprising: an antenna unit 1, the output of which is connected to the input of the radio-frequency unit for receiving radio signals 2; signal processor 4, comprising: a tracking circuit for delaying radio navigation signals 10, a frequency estimation unit for radio navigation signals 11, an information symbol extraction circuit 12, a signal search circuit for navigation spacecraft 13, a multidimensional correlator 14, a pseudo-random sequence generator 15; a navigation processor containing a block of secondary processing algorithms (Kalman filter) 8 and an ephemeris information storage unit 9; an inertial navigation system unit 6, comprising: an accelerometer block 17, a gyroscope block 18, a navigation calculator 16, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the accelerometer block 17 and the gyroscope block 18, and the first and second outputs are respectively connected to the first and second inputs of the block calculating delay values of the radio navigation signal and Doppler frequency shift 7; a parasitic shift compensation device for the spectral components of the received signals of NAP 19, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the radio frequency signal receiving unit 2, and the third input is connected to the fourth output of the signal processor 4, the first input of the signal processor 4 is connected to the output of the compensation device the stray shift of the spectral components of the received signals NAP 19, the second and third inputs of the signal processor 4 are connected respectively to the first and second outputs of the block calculating the delay values of the radio navigation signal and the Doppler frequency shift 7, the third input of which is connected to the second output of the navigation processor 5 and the fourth input of the signal processor 4, the first, second, third outputs of which are respectively connected to the first, second and third outputs of the navigation processor 5, the first and the second inputs of the navigation processor 5 are connected respectively to the first and second inputs of the secondary processing algorithm block (Kalman filter) 8, the output of which is connected to the first output ohm navigation processor 5; the first output of the signal processor 4 is connected to the output of the delay tracking circuit of the radio navigation signals 10, the first input of the delay tracking circuit of the radio navigation signal 10 is connected to the first output of the multidimensional correlator 14, the second input of the delay tracking circuit of the radio navigation signal 10 is connected to the output of the radio navigation signal frequency estimation unit 11, the input of the information symbol extraction circuit 12, with the second output of the signal processor 4, the third input of the delay tracking radio navigation signal 10 is connected to a third input signal search pattern navigation of the spacecraft 13 and the signal processor 4, a third output coupled to an output circuit 12 allocation information symbols; the fourth input of the signal processor 4 is connected to the first input of the signal search circuit of the navigation spacecraft 13; the second input of the signal processor 4 is connected to the second input of the signal search circuit of the navigation spacecraft 13, the output of which is connected to the first input of the reference pseudo-random sequence generator 15, the first output of which is connected to the fourth output of the signal processor 4, and the second output to the second input of the multidimensional correlator 14 the first input of which is connected to the first input of the signal processor 4, and the second output to the second input of the frequency estimation unit of the radio navigation signals 11.

Устройство компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) 19, содержит: демодулятор образцового сигнала (ДМ_ОС) 27, вычислитель искажений образцового сигнала (ВИС) 20, блок компенсации искажений (БКИ) 21, блок отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС) 22, второй решающий блок символьный (РБС) 23, блок памяти отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П) 24, блок памяти отсчетов образцового сигнала ПАМ_ОС 25, процессор компенсации расхождений 26, причем: первый вход устройства компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) 19 соединен с входом демодулятора образцового сигнала (ДМ_ОС) 27, выход которого соединен с первым входом блока памяти отсчетов образцового сигнала (ПАМ_ОС) 25, второй вход которого соединен с первым выходом процессора компенсации расхождений 26, первый вход процессора компенсации расхождений 26 соединен с третьим входом устройства компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих (УК ССС) 19, второй вход которого соединен с первым входом блока памяти отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П) 24, второй вход блока памяти отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П) 24 соединен с вторым выходом процессора компенсации расхождений 16, вход-выход которого соединен с входами-выходами блока компенсации искажений (БКИ) 21 и блока отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС) 22, выход которого соединен со входом второго решающего блока символьного (РБС) 23, выход которого соединен с выходом устройства компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) 19; вход блока отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС) 22 соединен с выходом блока компенсации искажений (БКИ) 21, второй вход которого соединен с выходом блока памяти отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П) 24, а первый вход соединен с выходом вычислителя искажений образцового сигнала (ВИС) 20, вход-выход которого соединен с входом-выходом блока памяти отсчетов образцового сигнала (ПАМ_ОС) 25.The device for compensating the stray phase shift of the spectral components (CC SSS) 19, contains: a sample signal demodulator (DM _OS ) 27, a sample signal distortion calculator (VIS) 20, a distortion compensation unit (BKI) 21, a corrected phase signal (BFS) sample block 22 second symbol decider (RBS) 23, memory block counts signal recipient _(P AMP) 24, a memory block of signal samples exemplary PAM _OS 25, compensation discrepancies processor 26, wherein: the first device input compensation of the parasitic phase shift spectral components their (CC CCC) 19 is connected to the input of the demodulator reference signal (DM _OS) 27, whose output is connected to the first input of the storage unit samples an exemplary signal (AMP _OS) 25, a second input coupled to a first output compensation processor discrepancies 26, the first processor input discrepancy compensation 26 is connected to the third input of the device for compensation of parasitic shift of spectral components (CC CCC) 19, the second input of which is connected to the first input of the receiver of the receiver signal samples (PAM _P ) 24, the second input of the block of samples the recipient’s drive (PAM _P ) 24 is connected to the second output of the discrepancy compensation processor 16, the input-output of which is connected to the inputs / outputs of the distortion compensation unit (BKI) 21 and the sampled block of the corrected phase signal (BFS) 22, the output of which is connected to the input of the second critical symbol block (RBS) 23, the output of which is connected to the output of the device for compensation of the parasitic phase shift of the spectral components (CC CCC) 19; the input of the corrected phase signal sampling block (BFS) 22 is connected to the output of the distortion compensation block (BKI) 21, the second input of which is connected to the output of the receiver signal sampling memory block (PAM _P ) 24, and the first input is connected to the output of the distortion calculator of the reference signal (VIS) ) 20, the input-output of which is connected to the input-output of the memory block of samples of the reference signal (PAM _OS ) 25.

Этапы полета КА, на которых выполняют коррекцию траектории движения с использованием высокоточной навигации спутниковых систем, приведены на Фиг.1-2, а графическое изображение последовательности операций в фазе точной навигации приведено на Фиг.3.The stages of the flight of the spacecraft, which perform the correction of the trajectory using high-precision navigation of satellite systems, are shown in Fig.1-2, and a graphical representation of the sequence of operations in the phase of accurate navigation is shown in Fig.3.

Сопоставительный анализ схемных решений, приведенных на Фиг.4 и Фиг.7, позволяет сделать вывод, что заявляемое изобретение обладает конструктивными отличиями, обеспечивающими достижение заявленного технического результата по сравнению с прототипом:A comparative analysis of the circuit solutions shown in Fig.4 and Fig.7, allows us to conclude that the claimed invention has structural differences that achieve the claimed technical result in comparison with the prototype:

радиочастотный блок приема радиосигналов (Фиг.4) имеет один вход и один выход, а радиочастотный блок приема радиосигналов 2 (Фиг.7) имеет один вход и два выхода;the radio-frequency block for receiving radio signals (Figure 4) has one input and one output, and the radio-frequency block for receiving radio signals 2 (Figure 7) has one input and two outputs;

аналого-цифровой преобразователь (АЦП) сигнала потребителя 3 (Фиг.4) имеет один вход и один выход, а устройство компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих принятых сигналов НАП (УК ССС) 19 имеет три входа: первый и второй входы устройства УК ССС 19 подключены соответственно к первому и второму выходам радиочастотного бока приема радиосигналов 2, третий вход устройства УК ССС 19 подключен к третьему выходу сигнального процессора 4, который подключен к первому выходу генератора опорной ПСП 15, а выход устройства УК ССС 8 подключен к четвертому входу сигнального процессора 4, соединенного с первым выходом генератора опорной ПСП.analog-to-digital Converter (ADC) of the consumer signal 3 (Figure 4) has one input and one output, and the device for compensating the stray phase shift of the spectral components of the received signals NAP (CC SSS) 19 has three inputs: the first and second inputs of the device CC SSS 19 connected respectively to the first and second outputs of the radio frequency side of receiving the radio signals 2, the third input of the CC CCC 19 device is connected to the third output of the signal processor 4, which is connected to the first output of the reference reference generator 15, and the CCC 8 CC output device is connected to the fourth input of the signal processor 4, connected to the first output of the reference reference memory generator.

На Фиг.5 приведены результаты данных запуска КА Globalstar-1 по способу выведения на орбиту [3].Figure 5 shows the results of the launch data of the Globalstar-1 spacecraft according to the method of launching into orbit [3].

На Фиг.6 показано накопление информации в двух фазах прогнозирования коррекции траекторий (штатной и вспомогательной) для точной навигации.Figure 6 shows the accumulation of information in two phases of predicting the correction of trajectories (standard and auxiliary) for accurate navigation.

На Фиг.9 приведено спектральное представление модулирующей синусоиды.Figure 9 shows a spectral representation of a modulating sinusoid.

На Фиг.10 показано векторное представление составляющих быстрого преобразования Фурье.Figure 10 shows a vector representation of the components of the fast Fourier transform.

На Фиг.11-17 в картинах искажения и замирания использованы схемы преобразований сигналов в приемных устройствах на векторных диаграммах комплексных сигналов [4, стр.27, 31].11-17 in the patterns of distortion and fading used signal conversion schemes in the receiving devices on the vector diagrams of complex signals [4, p.27, 31].

На Фиг.11 показано векторное изображение образцового сигнала. В тексте приняты обозначения:11 shows a vector image of an exemplary signal. The following notation is used in the text:

ССПД - средства связи и передачи данных;SSPD - means of communication and data transmission;

«сообщение» - высокочастотный или низкочастотный сигнал приемного устройства во временной форме или спектральном виде, несущий информацию, передаваемую потребителю (ПО);"Message" - a high-frequency or low-frequency signal of the receiving device in a temporary form or spectral form, carrying information transmitted to the consumer (software);

«образцовый сигнал» - образцовый сигнал s_обр[λ,t], высокочастотный или низкочастотный сигнал приемного устройства во временной форме или спектральном виде, используемый для определения расхождения составляющих спектра от эффекта Доплера, передается в радиолинии в сумме с радиосигналом сообщения s[λ,φ(t),t] и сигналом синхронизации s₁[λ,t];“Reference signal” - reference signal s _arr [λ, t], a high-frequency or low-frequency signal of the receiving device in a temporary form or spectral form, used to determine the discrepancy of the spectrum components from the Doppler effect, transmitted in the radio link in total with the radio signal of the message s [λ, φ (t), t] and the synchronization signal s ₁ [λ, t];

s_фс[λ,t] - характеристики передаваемого сообщения - сигнала в блоке (начальное смещение φ_г и параметр Ω_г линейного закона изменения смещения во времени);s _fs [λ, t] - characteristics of the transmitted message — signal in the block (initial displacement φ _g and parameter Ω _{g of the} linear law of the change in time displacement);

е_с(t_i) - отсчеты фазового сигнала в передаваемом блоке данных.f _s (t _i ) - samples of the phase signal in the transmitted data block.

На Фиг.12 показано замирание от эффекта Доплера, прием двух боковых («а» и «б»), суммарный сигнал боковых («в»), замирание («г»).On Fig shows the fading from the Doppler effect, the reception of two side ("a" and "b"), the total signal side ("c"), fading ("g").

На Фиг.13 изображен сигнал составляющих векторов, где: φ_r=0.In Fig.13 shows the signal of the component vectors, where: φ _r = 0.

На Фиг.14 показано замирание сигнала на выходе демодулятора, сдвиг фаз составляющих равен π, φ_r=π.On Fig shows the fading of the signal at the output of the demodulator, the phase shift of the components is equal to π, φ _r = π.

На Фиг.15 приведен сигнал модуляции меандром. Если сдвига фаз нет, то φ_r=0 (Фиг.15 «б»).On Fig shows the modulation signal meander. If there is no phase shift, then φ _r = 0 (Fig.15 "b").

На Фиг.16 изображено искажение меандра Доплером, сдвиг фаз составляющих векторов. Сдвига фаз нет (Фиг.9 «а»): φ_r=0.In Fig.16 shows the distortion of the meander by Doppler, the phase shift of the component vectors. There is no phase shift (Fig. 9 “a”): φ _r = 0.

На Фиг.17 показано искажение меандра расхождением фаз составляющих частот.On Fig shows the distortion of the meander by the phase difference of the component frequencies.

На Фиг.18 показано возникновение области ошибочных решений решающего блока символьного.On Fig shows the occurrence of the area of erroneous decisions of the decision block of the character.

На Фиг.19 приведено графическое изображение последовательности операций в фазе накопления.On Fig shows a graphical representation of the sequence of operations in the accumulation phase.

На Фиг.20-22 приведены варианты реализации устройств, включающих: беспилотный летательный аппарат (БПЛА) и танкер (Фиг.20); конфигурацию навигационного устройства автомобиля (Фиг.21); вариант спутникового позиционирования наземного потребителя под слабым электрическим полем (Фиг.22).In Fig.20-22 shows embodiments of devices including: unmanned aerial vehicle (UAV) and a tanker (Fig.20); configuration of the navigation device of the car (Fig.21); option satellite positioning of a terrestrial consumer under a weak electric field (Fig.22).

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Прототип устройства реализации высокоточной навигации при выведении и спуске содержит основные элементы интегрированной системы: средства инерциальной системы управления, сигнальный процессор, навигационный процессор, аппаратура потребителя космической навигационной системы, блоки вычисления ожидаемых значений задержки и доплеровского сдвига частоты. В фазе накопления информации сигнальным процессором 4 выполняют операции одновременного отслеживания поведения двух инерциальных траекторий, отличающиеся содержанием операции приема сигнала одной боковой полосы. Операции отслеживания инерциальных траекторий на Фиг.6 изображены пунктирными линиями. Помимо них сплошной линией условно показана и фактическая траектория, которая считается, разумеется, известной. Вокруг нее в виде хаотических колебаний процесса группируются «сырые» измерения автономной системы навигации (АСН). В одной из интегрируемых траекторий (вспомогательной) уточнения по измерениям АСН осуществляются относительно часто. В другой - штатной - в 3…5 раз реже, причем уточнения выполняют параметрами вектора состояния вспомогательной траектории. До первого уточнения вспомогательной траектории штатная и вспомогательная траектория совпадают, а далее, до фазы точной навигации, - расходятся. В вспомогательной траектории отслеживают изохронные разности между параметрами вектора состояния интегрируемой инерциальной траектории объекта и преобразованными в тот же формат данными АСН (невязки) в темпе полета. Невязки создают случайные ошибки автономной инерциальной системы и добавляемые к ним ошибки разовых измерений. В ошибках измерений используют законы плотности распределения, устанавливают величину допустимой невязки измерений. С наступлением фазы точной навигации начинается постепенное приближение штатной к вспомогательной траектории. В конце участка они сливаются [3, стр.160].The prototype of the device for implementing high-precision navigation during launching and descent contains the main elements of an integrated system: inertial control system, signal processor, navigation processor, consumer equipment of the space navigation system, blocks for calculating the expected values of delay and Doppler frequency shift. In the phase of information accumulation by the signal processor 4, operations are performed for simultaneously monitoring the behavior of two inertial trajectories, which differ in the content of the operation of receiving a signal of one side band. The tracking operations of inertial trajectories in Fig.6 are shown in dashed lines. In addition to them, the solid line conditionally shows the actual trajectory, which is considered, of course, known. Around it in the form of chaotic oscillations of the process are grouped the "raw" measurements of the autonomous navigation system (ASN). In one of the integrable trajectories (auxiliary), refinements on ASN measurements are carried out relatively often. In the other - the standard one - 3 ... 5 times less often, and refinements are performed by the parameters of the state vector of the auxiliary trajectory. Prior to the first refinement of the auxiliary trajectory, the standard and auxiliary trajectories coincide, and then, until the phase of accurate navigation, they diverge. In the auxiliary trajectory, isochronous differences between the parameters of the state vector of the integrable inertial trajectory of the object and the ASN (residual) data converted to the same format at the flight rate are monitored. The discrepancies create random errors of the autonomous inertial system and the errors of single measurements added to them. In measurement errors, the laws of distribution density are used, and the size of the permissible residual of measurements is established. With the onset of the accurate navigation phase, the standard approach to the auxiliary trajectory gradually begins. At the end of the plot they merge [3, p. 160].

Принцип работы устройства для коррекции траектории полета космического аппарата раскрыт в описании чертежей. Прием одной боковой обеспечивает уменьшение числа аномальных измерений глубоких замираний от эффекта Доплера.The principle of operation of the device for correcting the flight path of a spacecraft is disclosed in the description of the drawings. The reception of one side provides a decrease in the number of anomalous measurements of deep fading from the Doppler effect.

Образцовый сигнал образуют из сигналов навигационной аппаратуры потребителя, предназначенных для устранения ионосферных ошибок, сигналов когерентных частот. Используется устройство компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих принятых сигналов (УК ССС).An exemplary signal is formed from the signals of the navigation equipment of the consumer, designed to eliminate ionospheric errors, signals of coherent frequencies. A device is used to compensate for the stray shift of the spectral components of the received signals (CC SSS).

Шаги фазы накопления. Фазы накопления информации и точной навигации обозначены: [τ_нq, τ_kq] - активный участок полета, [τ_нq] - начало уточнений, [τ_kq] - конец уточнений; [t_н, t_к] - интервал осреднения; $$\left[t_y^{об}\right]$$

- момент обобщенного уточнения вспомогательной траектории; $$\left[t_{у}^{к}\right]$$

- начало коррекции штатной траектории.Steps of the accumulation phase. The phases of information accumulation and accurate navigation are indicated: [τ _nq , τ _kq ] - active portion of the flight, [τ _nq ] - beginning of refinements, [τ _kq ] - end of refinements; [t _n , t _to ] is the averaging interval; $$\left[t_y^{\mathrm{about}b}\right]$$

- the moment of generalized refinement of the auxiliary trajectory; $$\left[t_{\mathrm{at}}^{\mathrm{to}}\right]$$

- the beginning of the correction of the standard trajectory.

Определяют единичные траекторные измерения параметров движения КА, в виде функции времени [3, стр.161], n интервалов осреднения длительностью Δt, оценки сообщения получателем по смеси, которая наблюдается, и оценки обобщенных (сглаженных) измерений x(t_i), t_i=iΔt, i=0, 1, …, n.The single trajectory measurements of the spacecraft motion parameters are determined as a function of time [3, p. 161], n averaging intervals of duration Δt, messages received by the recipient from the mixture that is observed, and estimates of generalized (smoothed) measurements x (t _i ), t _i = iΔt, i = 0, 1, ..., n.

Рассматривают помехи как случайные процессы, характеризуемые плотностью распределения случайных величин. В обработке x(t_i) используют аппроксимацию, линейную фильтрацию с учетом нелинейностей многоальтернативного характера, устанавливают величину аномальных измерений, «аномальные измерения первого типа» и «аномальные измерения второго типа».Interferences are considered as random processes characterized by the distribution density of random variables. The processing x (t _i ) uses approximation, linear filtering taking into account non-linearities of a multi-alternative nature, sets the value of anomalous measurements, “anomalous measurements of the first type” and “anomalous measurements of the second type”.

Первый тип аномальных измерений выходит за границы допустимых ошибок, второй тип лежит в пределах этих границ, но выходит за границы плотности распределения фазового шума, иллюстрации Фиг.6.The first type of abnormal measurements goes beyond the limits of permissible errors, the second type lies within these boundaries, but goes beyond the boundaries of the phase noise distribution density, Fig. 6.

Аномальные измерения первого типа отбраковывают. Определяют разности (невязки) априорно рассчитанных значений параметров вектора состояния и оценок значений полученных обработкой оценок АСН. В конце фазы накопления проверяют свойство сходимости оценок от времени обработки.Abnormal measurements of the first type are rejected. The differences (residuals) of the a priori calculated values of the state vector parameters and the estimates of the values obtained by processing the ASN estimates are determined. At the end of the accumulation phase, the property of convergence of estimates from processing time is checked.

На Фиг.8 приведен вариант блок-схемы устройства компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) 19.On Fig shows a variant of a block diagram of a device for compensating for stray phase shift of spectral components (CC CCC) 19.

Согласованные фильтры приема радиосигнала разделяют радиосигнал образцовых частот и двоичного периодического сигнала PN-последовательности. Сигнал образцовых частот поступает на демодулятор образцового сигнала (ДМ_ОС) 27 устройства компенсации (УК ССС) 8.Consistent radio reception filters separate the radio signal of the reference frequencies and the binary periodic signal of the PN sequence. The reference frequency signal is supplied to the demodulator of the reference signal (DM _OS ) 27 compensation device (CC SSS) 8.

На выходе ДМ_ОС 27 образуются фазовые отсчеты контрольной частоты, которые блочно заносят в память образцового сигнала (ПАМ_ОС) 25. Цифровые отсчеты фазового сигнала PN-последовательности из радиочастотного блока 2 поступают в память дальномерного сигнала (ПАМ_П) 24.At the output of the DM _OS 27, phase readings of the control frequency are formed, which are block-wise stored in the memory of the reference signal (PAM _OS ) 25. Digital samples of the phase signal of the PN sequence from the radio-frequency unit 2 enter the memory of the ranging signal (PAM _P ) 24.

Отсчеты фазового сигнала в цифровой форме синхронизируются тактовой частотой отсчетов, период отсчетов зависит от величины бита τ. Пусть интервал содержит k бит, отсчеты фазового сигнала i=1, 2, 3, …, mk, где m число отсчетов на символ информации по теореме Котельникова.The phase signal samples are digitally synchronized by the clock frequency of the samples, the period of samples depends on the bit value τ. Let the interval contain k bits, samples of the phase signal i = 1, 2, 3, ..., mk, where m is the number of samples per symbol of information according to the Kotelnikov theorem.

УК ССС 19 по команде процессора компенсации расхождений 26 вычисляет паразитный сдвиг спектральных составляющих в быстром преобразовании Фурье (БПФ) принимаемого сигнала, компенсирует их в спектре и преобразованием во временную область получает отсчеты фазового сигнала блока отсчетов PN-последовательности. Для определения искажений используется образцовый сигнал.CCC CC 19, at the command of the discrepancy compensation processor 26, calculates the stray shift of the spectral components in the fast Fourier transform (FFT) of the received signal, compensates them in the spectrum and, by converting it to the time domain, obtains phase signal samples of the PN sequence sample block. To determine the distortion, a reference signal is used.

В вычислениях паразитных искажений используются данные ПАМ_ОС 25 и ПАМ_П 24. По разнице спектральных составляющих, полученных БПФ, принятого s_обр[λ,t] и излученного (неискаженного эффектом Доплера) образцового сигнала, определяют паразитные искажения фаз спектральных составляющих. В спектре сигнала s[λ,φ(t),t] компенсируют паразитные искажения фаз спектральных составляющих и обратным преобразованием БПФ получают вектор отсчетов PN-последовательности временной области. Отсчеты исправленного сигнала поступают во второй решающий блок символьный (РБС) (23), который формирует последовательность бит блока данных (символы «0» и «1»).Parasitic distortion calculations use the PAM _OS 25 and PAM _P 24 data. The parasitic phase distortions of the spectral components are determined by the difference in the spectral components obtained by the FFT, the received s _sample [λ, t] and the emitted (undistorted by the Doppler effect) signal. In the signal spectrum, s [λ, φ (t), t] compensate for spurious phase distortion of the spectral components and the inverse FFT transform produces a vector of PN-sequence samples of the time domain. The readout of the corrected signal arrives at the second decisive symbol block (RBS) (23), which forms a sequence of bits of the data block (characters "0" and "1").

В устройствах ВИС (20), БКИ (21) и БФС (22) применено быстрое преобразование Фурье (БПФ) для компенсации искажений. БПФ в частотной области имеет сетку частот. Сетка N частот образуется частотами ω₀+ω(i), где ω₀=2π·f₀, ω(i)=i·Ω, i - номер частоты в сетке, i=0, 1, 2, … N-1. Шаг частот сетки Ω неизменен. Разность соседних частот одинакова, доплеровское смещение разности соседних частот одинаково, обозначим его Ω_D. При эффекте Доплера на частотной оси образуются сетка разностных частот i·Ω_D и сетка расхождений i·-(Ω_D-Ω) при i=0, 1, 2 … N-1.In the VIS (20), BKI (21) and BFS (22) devices, the fast Fourier transform (FFT) is applied to compensate for distortions. The FFT in the frequency domain has a frequency grid. A grid of N frequencies is formed by frequencies ω ₀ + ω (i), where ω ₀ = 2π · f ₀ , ω (i) = i · Ω, i is the frequency number in the grid, i = 0, 1, 2, ... N-1 . The grid frequency step Ω is unchanged. The difference in neighboring frequencies is the same, the Doppler shift of the difference in neighboring frequencies is the same, we denote it by Ω _D. With the Doppler effect, a grid of difference frequencies i · Ω _D and a grid of discrepancies i · - (Ω _D -Ω) are formed on the frequency axis for i = 0, 1, 2 ... N-1.

Эффект Доплера констатирует линейность доплеровского сдвига частоты от составляющей скорости спутника или космического корабля, направленной в точке его расположения вдоль касательной к траектории волны, искривленной в случае неоднородности среды распространения.The Doppler effect ascertains the linearity of the Doppler frequency shift from the velocity component of a satellite or spacecraft, directed at the point of its location along the tangent to the wave path, curved in the case of inhomogeneous propagation medium.

Свойство линейности проявляется в изменении расстояния между частотами сетки и изменении каждой частоты сетки с коэффициентом a _Д от эффекта Доплера. Возьмем две частоты сетки f₁=k₁·Ω, f₂=k₂·Ω, k₁, k₂ - целые числа, разностная частота F₁=f₂-f₁, когда нет эффекта Доплера. Частоты при эффекте Доплера f_1D, f_2D, разностная частота F_1D=f_2D-f_1D лежит на частотной оси, где коэффициент линейного изменения частоты от эффекта Доплера a _Д, эффект Доплера для точек частотной оси позволяет записать 2πf_1D=а _Д2πf₁, 2πf_2D=а _Д2πf₂, расхождение частот вращения Ω_rO=2π(F_2D-F_1D)=2π(f_2D-f_1D-f₂+f₁) образует расхождение векторов колебаний.The linearity property is manifested in a change in the distance between the grid frequencies and a change in each grid frequency with a coefficient a _D from the Doppler effect. We take two grid frequencies f ₁ = k ₁ · Ω, f ₂ = k ₂ · Ω, k ₁ , k ₂ are integers, the difference frequency F ₁ = f ₂ -f ₁ , when there is no Doppler effect. The frequencies with the Doppler effect f _1D , f _2D , the difference frequency F _1D = f _2D -f _1D lies on the frequency axis, where the coefficient of linear frequency change from the Doppler effect a _D , the Doppler effect for the points of the frequency axis allows you to write 2πf _1D = a _D 2πf ₁ , 2πf _2D = a _D 2πf ₂ , the discrepancy in the rotational frequencies Ω _rO = 2π (F _2D -F _1D ) = 2π (f _2D -f _1D -f ₂ + f ₁ ) forms a discrepancy in the vibration vectors.

В устройстве применен образцовый сигнал с частотами из сетки частот.The device uses an exemplary signal with frequencies from a frequency grid.

Гармонические частоты образцового сигнала (ОС) назовем «подстраиваемая» f₁ и «контрольная» f₂. ОС передается по радиолинии, выделяется из входного сигнала с выхода первого балансного модулятора и поступает на вход демодулятора и на вход блока памяти отсчетов образцового сигнала ПАМ_ОС 24. Частоты ОС не выходят за границы спектра информационного сигнала. Разностная частота F₁=f₂-f₁, когда нет эффекта Доплера.The harmonic frequencies of the reference signal (OS) are called “adjustable” f ₁ and “control” f ₂ . The OS is transmitted via a radio link, is extracted from the input signal from the output of the first balanced modulator and is fed to the input of the demodulator and to the input of the memory block of samples of the standard signal PAM _OS 24. The frequencies of the OS do not go beyond the spectrum of the information signal. The difference frequency F ₁ = f ₂ -f ₁ when there is no Doppler effect.

Разностная частота F_1D=f_2D-f_1D при эффекте Доплера.The difference frequency F _1D = f _2D -f _1D with the Doppler effect.

Расхождение Ω_КП=2π(f_2D-f_1D-f₂+f₁).The discrepancy Ω _KP = 2π (f _2D -f _1D -f ₂ + f ₁ ).

Расхождение дает паразитный фазовый сдвиг частот, порождающий искажение сигнала, зависящее от времени t_S.The discrepancy gives a parasitic phase shift of frequencies, causing signal distortion, depending on the time t _S.

Образцовый сигнал с выхода балансного демодулятора ДМос 27 переносится амплитудным фазовым демодулятором в область низких частот. В устройстве частота гетеродина взята сумме частот ω₀+2πf₁. В области нулевых частот достигается совмещение частоты и фазы «подстраиваемой» частоты с гетеродином системой автоподстройки, образуется сигнал разности частот ОС - колебание частоты F₁ - «контрольной частоты».An exemplary signal from the output of the balanced DMos 27 demodulator is transferred by the amplitude phase demodulator to the low-frequency region. In the device, the local oscillator frequency is taken to the sum of the frequencies ω ₀ + 2πf ₁ . In the region of zero frequencies, a combination of the frequency and phase of the “tuned” frequency with the local oscillator is achieved by the self-tuning system, an OS frequency difference signal is generated - the frequency fluctuation F ₁ is the “control frequency”.

Первое БПФ - преобразование контрольной частоты для свободного пространства при отсутствии доплеровского смещения, когда задержки приема нет, t_S≈0, (спектр начальной установки контрольной частоты F₁). Второе преобразование выполняются в сеансе связи, где от эффекта Доплера, образует спектр колебание частоты F_1D. Цифровые отсчеты фаз колебания частот F₁ и F_1D сохраняются в блоке памяти отсчетов образцового сигнала ПАМ_ОС 25.The first FFT is the conversion of the control frequency for free space in the absence of Doppler shift, when there is no reception delay, t _S ≈ 0, (spectrum of the initial setting of the control frequency F ₁ ). The second conversion is performed in a communication session, where the frequency fluctuation F _1D forms from the Doppler effect. Digital samples of the phases of the oscillations of the frequencies F ₁ and F _1D are stored in the memory block of samples of the standard signal PAM _OS 25.

В вычислителе искажений образцового сигнала ВИС 20 определяет паразитные фазовые сдвиги спектральных составляющих ОС за время от излучения до приема t_S.In the distortion calculator of the reference signal, the VIS 20 determines the stray phase shifts of the spectral components of the OS for the time from radiation to reception t _S.

ВИС 20 переводит быстрым преобразованием Фурье (БПФ) в частотную область колебания частот f₁ и f_1D, по которым определяется расхождение контрольной частоты.VIS 20 translates the fast Fourier transform (FFT) into the frequency domain of the frequency fluctuation f ₁ and f _1D , which determines the discrepancy of the control frequency.

Операторы преобразований БПФ известны, прямое и обратное преобразования: cfft(Y), icfft(F), векторы преобразований Y, F. F:=cfft(Y) по аргументам xi:=i·Δ, i:=0…N -1, $$\Delta :=\frac{T}{N}$$

.FFT transform operators are known, direct and inverse transforms: cfft (Y), icfft (F), transformation vectors Y, F. F: = cfft (Y) with respect to the arguments xi: = i · Δ, i: = 0 ... N -1 , $$\Delta :=\frac{T}{N}$$

.

Вектор Y образуют: модули M_i:=|Y_i| и фазы Ф_i:=arg(Y_i). Модули - значения отсчетов амплитуд в блоке данных фазового детектора, фазы - отсчеты фаз фазового детектора в блоке данных. Принимаются к обработке векторы отсчетов с числом элементов N=2′′, недостающие элементы дополняются нулями, отсчеты через равные промежутки. В результате прямого преобразования из вектора Y получается вектор Фурье спектра F. Составляющие вектора F: фазы ФF_i:=arg(F_i) и модули MF_i:=|F_i|. Обратное преобразование БПФ выполняет оператор Y:=icfft(F), F - вектор Фурье спектра. В частотной области разложение по частотам $$F_i=(i+1)\cdot \frac{1}{T}$$

, где i:=0…N-1. Числа комплексной формы:The vector Y is formed by: modules M _i : = | Y _i | and phase Φ _i : = arg (Y _i ). Modules are the values of the samples of the amplitudes in the data block of the phase detector, the phases are the samples of the phases of the phase detector in the data block. Sample vectors with the number of elements N = 2 ′ ′ are accepted for processing, missing elements are supplemented with zeros, samples at equal intervals. As a result of the direct transformation, the Fourier vector of the spectrum F is obtained from the vector Y. The components of the vector F: phases ΦF _i : = arg (F _i ) and the modules MF _i : = | F _i |. The inverse FFT transform is performed by the operator Y: = icfft (F), F is the Fourier vector of the spectrum. In the frequency domain, frequency decomposition $$F_i=(i+\mathrm{one})\cdot \frac{\mathrm{one}}{T}$$

where i: = 0 ... N-1. Complex numbers:

Y:=19,785j+0.15;Y: = 19.785j + 0.15;

Im(Y)=19.785;Im (Y) = 19.785;

Re(7)=0.1Re (7) = 0.1

|Z|=23;| Z | = 23;

arg(Z)=0.1;arg (Z) = 0.1;

J - комплексная единица.J is a complex unit.

Расхождение фазы контрольной частоты φ_П=(Ω_iD·t_S) за время t_S в спектральном разложении радианной меры находим по выражению:The phase difference of the control frequency φ _П = (Ω _iD · t _S ) for the time t _S in the spectral decomposition of the radian measure is found by the expression:

φ_П=n_C·2π+φ_K, где n_C - число целых колебаний (2π), φ_K - фаза расхождения частоты во время сеанса.φ _П = n _C · 2π + φ _K , where n _C is the number of integer vibrations (2π), φ _K is the phase of frequency discrepancy during the session.

Расхождение n_C=N_MPA-N_MP, N_MP - номер максимума модуля в спектре излученного сигнала, N_MPA - номер максимума модуля в сеансе.The discrepancy n _C = N _MPA -N _MP , N _MP is the maximum number of the module in the spectrum of the emitted signal, N _MPA is the maximum number of the module in the session.

По модулям и фазам спектрального разложения N_MP и N_MPA в трех вариантах «а», «б», «в» на Фиг.9 определяется полное расхождение фаз за время t_S контрольной частоты. В варианте «А» на Фиг.9 показан модуль результирующего вектора и его фаза составляющих.The modules and phases of the spectral decomposition of N _MP and N _MPA in the three variants “a”, “b”, “c” in FIG. 9 determine the total phase difference for the time t _{S of the} control frequency. In the variant “A” in Fig. 9, the module of the resulting vector and its phase of components are shown.

В варианте «Б» на Фиг.10 показан спектр разложения БПФ, показаны векторы спектральных составляющих. Число составляющих спектрального разложения быстрым преобразованием Фурье i:=0…N-1.In the embodiment “B” in FIG. 10, the FFT decomposition spectrum is shown, and the vectors of spectral components are shown. The number of components of the spectral decomposition by the fast Fourier transform i: = 0 ... N-1.

Результирующий вектор представляется суммой N-1 векторов частотного разложения, на Фиг.10 изображены модули векторов разложения. Для определения фазы результирующего вектора будем суммировать часть составляющих векторов, достаточно полно отражающих длину результирующего вектора, например, брать сумму чисел «комплексной формы», образующих экстремум.The resulting vector is represented by the sum of N-1 frequency decomposition vectors, Fig. 10 shows the decomposition vector modules. To determine the phase of the resulting vector, we will summarize a part of the component vectors that sufficiently fully reflect the length of the resulting vector, for example, take the sum of the numbers of the “complex form” that form the extremum.

Вариант «а» - период колебания содержит целое число периодов колебаний спектрального разложения, т.е. частота колебания совпадает с частотой сетки i частотного разложения БПФ, модуль MF_i:=|F_i| максимален, берется N_MPA=i, фаза φ_K=ФF_i:=arg(F_i), модули остальных составляющих равны нулю.Option "a" - the oscillation period contains an integer number of oscillation periods of the spectral decomposition, ie the oscillation frequency coincides with the frequency of the grid i of the frequency decomposition of the FFT, the module MF _i : = | F _i | maximum, N _MPA = i is taken, phase φ _K = ФF _i : = arg (F _i ), the modules of the remaining components are equal to zero.

Вариант «б» - частота колебания отличается от частот сетки менее чем 0,5 шага, например на 0,25 шага, модуль MF_i:=|F_i| максимален, берется N_MPA=i. Образуются модули соседних составляющих, убывающие по дальности расположения, фазы составляющих ФF_i:=arg(F_i). Определение фазы φ_K делается по сумме группы составляющих «контрольной» частоты, образующих экстремум, числами «комплексной формы».Option “b” - the oscillation frequency differs from the grid frequencies in less than 0.5 steps, for example, by 0.25 steps, the module MF _i : = | F _i | maximum, N _MPA = i is taken. Modules of neighboring components are formed, decreasing in their range, phases of the components ФF _i : = arg (F _i ). The determination of the phase φ _K is made by the sum of the group of components of the "control" frequency, forming the extremum, by the numbers of the "complex form".

Вариант «в» - частота колебания отличается от частот сетки на 0,5 шага. Модуль MF_i:=0. Образуются равные модули соседних составляющих, остальные модули убывают по дальности расположения, фазы составляющих ФF₁:=arg(F_i).Option “c” - the oscillation frequency differs from the grid frequencies by 0.5 steps. Module MF _i : = 0. Equal modules of neighboring components are formed, the remaining modules decrease in terms of location, the phases of the components ФF ₁ : = arg (F _i ).

Результирующий вектор на грани перескока, либо влево либо вправо на 0,5 шага, считаем, что он не перескочил, остался в середине N_MPA=i, где максимум модуля равен нулю. Определение фазы φ_ПК делается по сумме группы составляющих «контрольной» частоты, образующих экстремум, числами «комплексной формы».The resulting vector is on the verge of jumping, either left or right by 0.5 steps, we believe that it did not jump, remained in the middle of N _MPA = i, where the maximum modulus is zero. Determination of the phase φ of the _PC is made by the sum of the group of components of the "control" frequency, forming the extremum, by the numbers of the "complex form".

Полное расхождение фаз контрольной частоты за время t_S равно φ_ПК=n_C·2π+φ_K.The total phase difference of the control frequency during time t _S is equal to φ _PC = n _C · 2π + φ _K.

Запишем расхождение частоты, вызывающее расхождение фазы Δφ за время Δt в виде частоты $$\Omega =\frac{\Delta \varphi }{\Delta t}$$

. При Δφ=φ_ПК, Δt=t_S получим $$\Omega =\frac{{\varphi }_{ПК}}{T_S}$$

.We write the frequency discrepancy causing the phase discrepancy Δφ over time Δt as a frequency $$\Omega =\frac{\Delta \varphi }{\Delta t}$$

. When Δφ = φ _PC , Δt = t _S we get $$\Omega =\frac{{\varphi }_{P\mathrm{TO}}}{T_S}$$

.

Подставляя φ_ПК, определим расхождение на шаг сетки $${\Omega }_r=\frac{n_C\cdot 2\pi +{\varphi }_K}{t_S\cdot (N_K-N_0)}$$

.Substituting φ _PC , we determine the discrepancy by the grid step $${\Omega }_r=\frac{n_C\cdot 2\pi +{\varphi }_K}{t_S\cdot (N_K-N_0)}$$

.

Сетка расхождений частот Ω_1D=i·Ω_r, i:=0…N-1.The grid of frequency discrepancies Ω _1D = i · Ω _r , i: = 0 ... N-1.

Полное расхождение фаз φ_Пi (паразитные смещения) за время t_S спектральных составляющих Ω_iD определим с использованием формулы для сетки расхождений частотThe total phase difference φ _Пi (spurious displacements) during the time t _{S of the} spectral components Ω _{iD is} determined using the formula for the grid of frequency differences

$${\varphi }_{Пi}=({\Omega }_{iD}\cdot t_S)=i\cdot \frac{n_C\cdot 2\pi +{\varphi }_K}{(N_K-N_0)}$$

, i:=0…N-1 $${\varphi }_{Pi}=({\Omega }_{iD}\cdot t_S)=i\cdot \frac{n_C\cdot 2\pi +{\varphi }_K}{(N_K-N_0)}$$

, i: = 0 ... N-1

Блок компенсации искажений БКИ 21 использует вектор φ_Пi паразитного смещения фаз вычислителя искажений образцового сигнала ВИС 20, переводит по команде процессора компенсации расхождений 26, оператором F:=cfft(Y) вектор Y с составляющими: фазы Ф_i:=arg(Y_i), модули М_i:=|Y_i|, i:=0…N-1.The distortion compensation unit BKI 21 uses the vector φ _{Pi of the} stray phase shift of the distortion calculator of the VIS 20 model signal, translates the vector Y with the components F: = cfft (Y) with the components: phase Ф _i : = arg (Y _i ) , the modules M _i : = | Y _i |, i: = 0 ... N-1.

Фазы - отсчеты фазового сигнала блока памяти фазовых отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П) 24 отсчетов PN-последовательности. Получаем вектор F с составляющими: фазы Ф_Fi:=arg(F_i) и модули M_Fi:=|F_i|, i:=0…N-1.Phases - samples of the phase signal of the memory block of the phase samples of the recipient signal (PAM _P ) 24 samples of the PN sequence. We get the vector F with the components: phases Ф _Fi : = arg (F _i ) and modules M _Fi : = | F _i |, i: = 0 ... N-1.

От эффекта Доплера в момент приема меняется только частота, модули сигналов от относительной скорости движения приемника и передатчика не изменяются, поэтому модули векторов M_Fi частотного разложения при эффекте Доплера считаем неизменными. Изменения частоты за время t_S учитываем полным расхождением фаз φ_Пi составляющих частот разложения.From the Doppler effect at the time of reception, only the frequency changes, the signal modules from the relative speed of the receiver and transmitter do not change, therefore, the modules of the vectors M _{Fi of the} frequency decomposition under the Doppler effect are assumed to be unchanged. Frequency changes over time t _{S are} taken into account by the complete phase difference φ _{Пi of the} components of the decomposition frequencies.

Компенсацию искажений выполняем изменением фаз составляющих частотного разложения. Оператор компенсации искажений:Distortion compensation is performed by changing the phases of the components of the frequency decomposition. Distortion Compensation Operator:

Ф_i:=mod_2π(arg(Y_i)-φ_Пi), для i:=0…N-1.Ф _i : = mod _2π (arg (Y _i ) -φ _Пi ), for i: = 0 ... N-1.

Фазы Ф_Fi содержат искажения.Phase _Fi contains distortion.

На выходе блока компенсации искажений (БКИ) 21 появляется вектор фаз Ф_Fi и вектор модулей M_Fi i:=0…N-1.At the output of the distortion compensation unit (CCI) 21, a phase vector Φ _Fi and a module vector M _Fi i: = 0 ... N-1 appear.

Блок отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС) 22 использует векторы Ф_i, M_Fi, i:=0…N-1, полученные в (БКИ) 21 по второму входу, преобразует сигнал частотной области во временную область оператором обратного преобразования Y:=icfft(F), где:The sampled block of the corrected phase signal (BFS) 22 uses the vectors Ф _i , M _Fi , i: = 0 ... N-1 obtained in (BKI) 21 at the second input, converts the frequency domain signal into the time domain by the inverse transformation operator Y: = icfft (F) where:

вектор F - вектор данных Фурье спектра с составляющими;vector F - vector of Fourier spectrum data with components;

Ф_i - вектора фаз;F _i - phase vector;

M_Fi - вектор модулей.M _Fi is the vector of modules.

Выходом блока отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС) 22 является вектор отсчетов фаз Ф_i:=arg(Y_i), i:=0…N-1.The output of the block of samples of the corrected phase signal (BFS) 22 is the vector of phase samples Φ _i : = arg (Y _i ), i: = 0 ... N-1.

В операторах преобразования сигналов приемного устройства число отсчетов N не меняется, нормировка базисной системы не нарушается, что соответствует требованиям преобразований в БПФ.In the signal conversion operators of the receiving device, the number of samples N does not change, the normalization of the base system is not violated, which corresponds to the requirements of transforms in the FFT.

В процессоре компенсации расхождений 26, процессоре сигнальном 4, процессоре навигационном 5 хранятся схемы электрические на ПЛИС, ОЗУ, ПЗУ, микропроцессорах, выполненные в виде загрузочных модулей под сигналы КА с априорно известной структурой. Процессоры выполняют выбор загрузочных модулей из программного обеспечения и включают конфигурации приема в сеансе связи.In the discrepancy compensation processor 26, signal processor 4, navigation processor 5, electrical circuits for FPGA, RAM, ROM, microprocessors are stored in the form of boot modules for spacecraft signals with an a priori known structure. Processors select boot modules from software and include receive configurations in a communication session.

Устройство компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих (УК ССС, 19), по команде процессора компенсации расхождений (26), вычисляет и устраняет паразитный сдвиг спектральных составляющих. Для определения искажений используется образцовый сигнал. В вычислениях паразитных искажений используются данные ПАМ_ОС (25) и ПАМ_П (24). По разнице спектральных составляющих, полученных БПФ, принятого s_обр[λ,t] и излученного (неискаженного эффектом Доплера) образцового сигнала, определяют паразитные искажения фаз спектральных составляющих.The device for compensating the stray shift of the spectral components (CC SSS, 19), on the command of the processor for compensating discrepancies (26), calculates and eliminates the stray shift of the spectral components. To determine the distortion, a reference signal is used. In the calculation of spurious distortions, the data of the PAM _OS (25) and PAM _P (24) are used. The spurious distortion of the phases of the spectral components is determined by the difference in the spectral components obtained by the FFT, the received s _sample [λ, t] and the emitted (undistorted by the Doppler effect) reference signal.

В спектре сигнала s[λ,φ(t),t] компенсируют паразитные искажения фаз спектральных составляющих и обратным преобразованием БПФ получают вектор отсчетов сигнала временной области. Отсчеты исправленного сигнала поступают во второй решающий блок символьный (РБС) 23, который формирует последовательность бит блока данных (символы «0» и «1»).In the signal spectrum, s [λ, φ (t), t] compensate for spurious phase distortion of the spectral components and the inverse FFT transform produces a vector of time-domain signal samples. Counts of the corrected signal are received in the second decisive block character (RBS) 23, which forms a sequence of bits of the data block (characters "0" and "1").

В зависимости от частоты Доплера период образования глубоких интерференционных замираний и искажений сигнала от паразитного детерминированного сдвига спектральных составляющих различен. При эффекте Доплера на разных дальностях образуются зоны: замирания сигнала, зоны искажения сигнала от эффекта Доплера и зоны, где влияние эффекта Доплера не проявляется. В случае приема сигнала с одной боковой исключается замирание сигнала от эффекта Доплера.Depending on the Doppler frequency, the period of formation of deep interference fading and signal distortion from a parasitic deterministic shift of the spectral components is different. With the Doppler effect at different ranges, zones are formed: signal fading, signal distortion zones from the Doppler effect and zones where the influence of the Doppler effect is not manifested. In the case of receiving a signal from one side, the signal fading from the Doppler effect is excluded.

На Фиг.12 приведены картины замирания сигнала, которые на разной дальности приема от эффекта Доплера носят периодический характер, на «а» и «б» показаны составляющие радиосигнала, на Фиг.12 «в» - суммарный сигнал боковых, на Фиг.12 «г» - замирание, паразитное уменьшение амплитуды до нуля в момент приема.Figure 12 shows the patterns of fading of the signal, which are periodic in different reception ranges from the Doppler effect, components "A" and "b" show the radio signal, Figure 12 "c" shows the total side signal, Figure 12 " g "- fading, spurious decrease in amplitude to zero at the time of reception.

На Фиг.13-16 в картинах искажения и замирания использованы схемы преобразований сигналов в приемных устройствах на векторных диаграммах комплексных сигналов [9, стр.27, 31].On Fig-16 in the patterns of distortion and fading used signal conversion schemes in the receiving devices on the vector diagrams of complex signals [9, p. 27, 31].

На Фиг.13 изображен сигнал составляющих векторов, где: φ_r=0. Сигнал модуляции меандром.In Fig.13 shows the signal of the component vectors, where: φ _r = 0. Signal modulation meander.

На Фиг.14 показано замирание сигнала, сдвиг фаз составляющих равен π, φ_r=π.On Fig shows the fading of the signal, the phase shift of the components is equal to π, φ _r = π.

На Фиг.15 приведен сигнал модуляции меандром. Если сдвига фаз нет, то φ_r=0 (Фиг.15 «б»).On Fig shows the modulation signal meander. If there is no phase shift, then φ _r = 0 (Fig.15 "b").

На Фиг.16 изображено искажение меандра Доплером, сдвиг фаз составляющих векторов. Сдвига фаз нет (Фиг.9 «а»): φ_r=0.In Fig.16 shows the distortion of the meander by Doppler, the phase shift of the component vectors. There is no phase shift (Fig. 9 “a”): φ _r = 0.

На Фиг.17 показано искажение меандра расхождением фаз составляющих частот.On Fig shows the distortion of the meander by the phase difference of the component frequencies.

На Фиг.18 показан пример возникновения области ошибочных решений решающего блока символьного от искажения сигнала паразитным сдвигом фаз составляющих частот.On Fig shows an example of the occurrence of the region of erroneous decisions of the decisive block symbolic from signal distortion by a parasitic phase shift of the component frequencies.

В заявленном устройстве присутствуют операции технического уровня общепринятые:The claimed device contains operations of a technical level generally accepted:

- прием одной боковой полосы не отображен на схеме, но предполагается в наличии, формирование приема сигнала одной боковой известно, например [7, стр.233],- the reception of one sideband is not displayed on the diagram, but it is assumed to be available, the formation of the reception of the signal of one sideband is known, for example [7, p.233],

- усиления, фильтрации и преобразования на промежуточную частоту, которые не показаны на фигурах, но предполагаются в наличии,- amplification, filtering and conversion to an intermediate frequency, which are not shown in the figures, but are assumed to be available,

- действия способа передачи и приема сигналов реализуют по необходимости не только в аппаратном, но и программном виде,- the actions of the method of transmitting and receiving signals are implemented, if necessary, not only in hardware but also in software,

- выделение тактовых частот из принимаемых сигналов с использованием фазовой автоподстройки частоты,- the selection of clock frequencies from the received signals using phase-locked loop,

- использование прямого преобразования Фурье,- use of direct Fourier transform,

- использование обратного преобразования Фурье,- use of the inverse Fourier transform,

- аналого-цифровые преобразования, преобразующие компоненты принимаемого сигнала (фазовый сигнал фазовой модуляции) в цифровые отсчеты,- analog-to-digital conversions that convert the components of the received signal (phase signal phase modulation) into digital samples,

- локализации отдельных видов помех и их спектрально-временная фильтрация,- localization of certain types of interference and their spectral-temporal filtering,

- переход в частотную область сигнала для цифровой фильтрации радиопомех,- transition to the frequency domain of the signal for digital filtering of radio interference,

- слежение за доплеровским сдвигом частоты принимаемых радионавигационных сигналов,- tracking the Doppler frequency shift of the received radio navigation signals,

- применение фильтра Калмана, для получения навигационного решения, в котором текущее решение формируется на основе предыдущего решения и его ковариационной матрицы, содержащей в себе информацию о точности, в случае, когда радионавигационное поле оказывается дискретным в пространстве, предотвращение ухудшения точности достигается применением информации НАП и КИС,- the use of the Kalman filter to obtain a navigation solution in which the current solution is formed on the basis of the previous solution and its covariance matrix containing information about the accuracy, in the case when the radio navigation field is discrete in space, prevention of accuracy deterioration is achieved by using NAP information and CIS

- слежение за задержкой принимаемых радионавигационных сигналов,- tracking the delay of received radio navigation signals,

- поиск сигналов НКА,- search for NKA signals,

- выделение символов информации,- selection of information symbols,

- расчет значения задержки $$\tilde{\tau }$$

,- calculation of the delay value $$\tilde{\tau }$$

,

- расчет доплеровского сдвига частоты $${\tilde{f}}_{\partial on}$$

,- calculation of the Doppler frequency shift $${\tilde{f}}_{\partial on}$$

,

- введение вторичной обработки информации,- the introduction of secondary information processing,

- формируют и передают в НКУ (для контроля) навигационные определения динамического маневра;- form and transmit to the NKU (for control) navigation definitions of dynamic maneuver;

- определяют управляющие воздействия исполнительных технических устройств;- determine the control effects of executive technical devices;

- принимают команду подтверждения реализации навигационных определений;- accept a command confirming the implementation of navigation definitions;

- хранение информации,- data storage,

- использование высокоскоростных процессоров для БПФ, например, суперкомпьютер Мини Тера, с процессором - Р11/300 MHz, 1 триллион опер/сек, оперативная память 128 Мб, дисковая память - до 40 Гб (данные Ассоциации «Информатика Мобильного общества», для цифровой обработки).- the use of high-speed processors for FFTs, for example, the Mini Tera supercomputer, with a processor - P11 / 300 MHz, 1 trillion opera / s, RAM 128 MB, disk memory - up to 40 GB (data from the Association of Mobile Society Informatics, for digital processing )

В ходе каждого стандартного интервала осреднения $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

с заданной периодичностью формируют вектор разовых измерений [3, стр.164-175] h(х, t_i) размерности 2m, i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔТ_изм; t_k=t_f,During each standard averaging interval $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

with a given periodicity form a vector of one-time measurements [3, pp. 164-175] h (x, t _i ) of dimension 2m, i = 0, 1, 2, ..., k, t _{i + 1} = t _i + ΔT _meas ; t _k = t _f ,

где в m число различных навигационных космических аппаратов (НКА), получают оценки дальности $$h_{D_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

и оценки скорости $$h_{{\dot{D}}_j}(j=1,2,\dots ,m)$$

.where in m the number of different navigation spacecraft (NSC), get range estimates $$h_{D_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

and speed estimates $$h_{{\dot{D}}_j}(j=\mathrm{one},2,...,m)$$

.

Из совокупности (2m×k) разовых измерений образуют вектор обобщенных измерений, который включает операции сглаживания и сжатия совокупности измерений. Полученную оценку привязывают к середине интервала $${\lfloor t_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, момент этот обозначают $$t_{{}_{\mu }}^{нор}$$

. Сглаживание невязок измерений со сжатием их совокупности выполняют до одного так называемого обобщенного измерения. Случайные разбросы обобщенных измерений (они изображены отдельными черными точками) оказываются существенно ниже исходных ежесекундных «сырых» измерений. Сформированные осреднения вновь подвергаются сравнительному анализу.From the set (2m × k) of one-time measurements, a vector of generalized measurements is formed, which includes the operations of smoothing and compression of the set of measurements. The resulting estimate is tied to the middle of the interval $${\lfloor {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="t"\; filenames="00000038.png,00000039.png"\; state="\{\{state\}\}">t</figure-callout>}}_0,t_f\rfloor }_{\mu }$$

, this moment is designated $$t_{{}_{\mu }}^{n\mathrm{about}R}$$

. Smoothing the residuals of measurements with compression of their totality is performed up to one so-called generalized measurement. Random scatter of generalized measurements (they are shown by separate black dots) are significantly lower than the initial every second "raw" measurements. The generated averagings are again subjected to comparative analysis.

Применяют вторичную обработку - установление связи измеряемых параметров с оценкой траектории - вектора состояния x(t)=(ν(t),r(t))^T, используют нелинейные преобразования, применяют фильтр Калмана. Получают навигационный аналог вектора состояния x_H(t), который состоит из компонент вектора ошибок измерений ν(t) и координат радиус-вектора r(t), [3, стр.164].Secondary processing is used - establishing a relationship between the measured parameters and the trajectory estimation - the state vector x (t) = (ν (t), r (t)) ^T , using nonlinear transformations, and applying the Kalman filter. Get the navigation analogue of the state vector x _H (t), which consists of the components of the measurement error vector ν (t) and the coordinates of the radius vector r (t), [3, p.164].

Колебания процесса (от измерений АСН) относят к виду шумовых составляющих. В обработке используют диагональную матрицу размера (2m×2m) интенсивности шумов измерений, которые по предположению являются белыми и имеют плотность со значениями параметров H(0,σ²) [3, стр.166].Fluctuations in the process (from ASN measurements) are referred to as noise components. The processing uses a diagonal matrix of size (2m × 2m) of the measurement noise intensity, which, by assumption, is white and has a density with parameter values H (0, σ ² ) [3, p. 166].

Шаги в фазе точной навигации в контуре наведения и управления на участке выведения и спуска. По принятым единичным измерениям получают осредненные интервальные оценки параметров движения, получают группы интервальных оценок периодически с периодом Δt; оптимизируют передачу сообщения. По групповым оценкам с возрастанием i получают оценки обобщенных (сглаженных) измерений x(t_i), t_i=i Δt, i=0, 1, …, n. Одновременное с учетом поступающих инерциальных измерений ведут интегрирование двух инерциальных траекторий:Steps in the phase of accurate navigation in the guidance and control circuit at the launch and launch site. According to the accepted unit measurements, averaged interval estimates of the motion parameters are obtained, groups of interval estimates are obtained periodically with a period Δt; optimize message transmission. According to group estimates, with increasing i, we obtain estimates of generalized (smoothed) measurements x (t _i ), t _i = i Δt, i = 0, 1, ..., n. At the same time, taking into account the incoming inertial measurements, two inertial trajectories are integrated:

- интегрируемая траектория;- integrable trajectory;

- вспомогательная интегрируемая траектория.- auxiliary integrable trajectory.

На активном участке полета получают оценки вектора состояния, каждая последующая оценка уточняется, предполагают, что по мере обработки очередного измеряемого параметра оценка будет все более приближаться и истинному значению [3, стр.174]. Последняя оценка дальности учитывает все прежние оценки, оценка зависит от всех компонент навигационного вектора состояния.On the active part of the flight, state vector estimates are obtained, each subsequent estimate is refined, it is assumed that as the processing of the next measured parameter, the estimate will increasingly come closer to the true value [3, p. 174]. The last range estimate takes into account all previous estimates, the estimate depends on all components of the navigation state vector.

Шаги в фазе изменения траектории полета. Используя данные НКА и данные КИС, бортовую шкалу времени, систему координат многомерного пространства, БКУ минимизирует оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - фильтр Калмана. По навигационной информации бортовой комплекс управления выполняет управляющие воздействия устранения отклонений и коррекции траектории для достижения конечного результата этапа штатной навигации. Формирует и передают для контроля навигационные определения динамического маневра на Землю в ЦУП.Steps in the phase of changing the flight path. Using NKA data and CIS data, the on-board time scale, and the coordinate system of multidimensional space, the control unit minimizes navigation accuracy estimates using the multidimensional space vector, linear filtering, and the optimal filter is the Kalman filter. According to the navigation information, the onboard control complex performs the control actions of eliminating deviations and correcting the trajectory to achieve the final result of the standard navigation stage. Generates and passes for control navigation definitions of dynamic maneuver to Earth in the MCC.

На Фиг.19, Фиг.3 приведено графическое изображение последовательности операций заявляемого технического решения.In Fig.19, Fig.3 shows a graphical representation of the sequence of operations of the claimed technical solution.

Использованием способа можно реализовать реконфигурацию приема сигнала с двумя боковыми и двух вариантов одной боковой одновременным началом работы. Если первый результат навигационных определений динамического маневра при этом не удовлетворяет заданным требованиям, то выполнение второго и третьего способа не прерывают. Каждый последующий вариант отличается возрастанием объема вычислений и разработкой алгоритма анализа и сравнения результатов навигационных определений.Using the method, it is possible to realize a reconfiguration of signal reception with two lateral and two variants of one lateral simultaneous start of work. If the first result of the navigation definitions of the dynamic maneuver does not satisfy the specified requirements, then the second and third methods are not interrupted. Each subsequent option is characterized by an increase in the volume of calculations and the development of an algorithm for analyzing and comparing the results of navigation definitions.

Оценка эффективностиEfficiency mark

Метод высокоточной навигации в терминальных системах при выведении и спуске, прототип. Информационно-страховочные технологии наведения и управления обеспечивают выведение и спуск с орбиты с заданной точностью. Фазу накопления минимизируют применением частоты посекундных отсчетов, что обеспечивается радионавигационным полем.The method of high-precision navigation in terminal systems during launch and launch, prototype. Information and safety guidance and control technologies provide launching and descent from orbit with a given accuracy. The accumulation phase is minimized by using the frequency of second-second readings, which is ensured by the radio navigation field.

Изменения траектории полета КА могут происходить в условиях, совпадающих и отличных от условий выведения и спуска с орбиты. Практически может быть радионавигационное поле НКА дискретного пространства; уменьшение дальности НКА до потребителя НАП, что резко увеличивает мощность принимаемого сигнала; образование затенений на трассе приема; выход из зоны видимости антенны, неожиданное изменение доступа НКА провайдером услуг.Changes in the spacecraft flight path can occur under conditions that coincide and differ from the conditions of launch and descent from orbit. In practice, there may be a radio navigation field of a spacecraft in a discrete space; reduction of the NKA range to the NAP consumer, which sharply increases the power of the received signal; formation of shading on the reception path; exit from the antenna visibility range, unexpected change in access by the service provider.

Длина фазы накопления может увеличиваться от сокращения рассчитываемого числа космических аппаратов (НКА) орбитальных группировок. В результате длина фазы накопления и набор необходимой статистики не бракуемых измерений увеличивается. Снижение бракуемых измерений становится актуально. Предложенный способ становится полезным в решении практических задач.The length of the accumulation phase can increase from a reduction in the calculated number of spacecraft (NSC) of orbital constellations. As a result, the length of the accumulation phase and the set of necessary statistics of non-defective measurements increases. Reducing defective measurements becomes relevant. The proposed method becomes useful in solving practical problems.

Рассмотрим расхождения фаз колебаний принимаемых когерентных эталонных частот.Consider the phase difference of the oscillations of the received coherent reference frequencies.

Искажения от ионосферы. Ионосфера влияет на расхождение фаз колебаний, расхождения определяют ошибки измерения координат. Составляющие ошибок зависят от времени года, времени суток и солнечной активности, наилучшие результаты получают выбором времени коррекции. Формула изменения разности фаз принятых колебаний f₁, f₂ от прохождения участка ионосферы Δh со средней электронной плотностью N_э.ср известна $$\Delta \varphi =N_{э.ср}\cdot \Delta h\cdot \frac{81\pi f_2}{c}\cdot \frac{f_2^2-f_1^2}{f_1^2{f}_2^2}$$

[8, стр.187]. Получим расхождение колебаний когерентных частот (кГц), f₁=124400С, f₂=1600000 от прохождения ионосферы, разностная частота f₂-f₁=356·10³, N_э.ср=10⁵ эл/см³ [2 стр.130], Δh=600·10³ м, с=3*10⁸ м/с.Distortion from the ionosphere. The ionosphere affects the discrepancy of the phases of the oscillations, the discrepancies determine the errors of coordinate measurement. The components of errors depend on the time of the year, time of day, and solar activity; the best results are obtained by choosing the correction time. The formula for changing the phase difference of the received oscillations f ₁ , f ₂ from the passage of the ionosphere Δh with an average electron density of N _e.s. $$\Delta \varphi =N_{\mathrm{uh}.\mathrm{from}R}\cdot \Delta h\cdot \frac{81\pi f_2}{c}\cdot \frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="f"\; filenames="00000037.png,00000040.png"\; state="\{\{state\}\}">f</figure-callout>}}_2^2-f_{\mathrm{one}}^2}{f_{\mathrm{one}}^2{\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="f"\; filenames="00000037.png,00000040.png"\; state="\{\{state\}\}">f</figure-callout>}}_2^2}$$

[8, p. 187]. We obtain the discrepancy in the oscillations of the coherent frequencies (kHz), f ₁ = 124400С, f ₂ = 1600000 from the passage of the ionosphere, the difference frequency f ₂ -f ₁ = 356 · 10 ³ , N _e.s. = 10 ⁵ el / cm ³ [2 pp. 130], Δh = 600 · 10 ³ m, s = 3 * 10 ⁸ m / s.

$$f_1^2\approx 1,54\cdot {10}^{12}$$

; $$f_2^2=2,56\cdot {10}^{12}$$

; $$f_2^2-f_1^2\approx 1,01\cdot {10}^{12}$$

; $$f_1^2{f}_2^2\approx 3,96\cdot {10}^{24}$$

. Результат Δφ=0,00662·π. $$f_{\mathrm{one}}^2\approx \mathrm{one},54\cdot {10}^{12}$$

; $${\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="f"\; filenames="00000037.png,00000040.png"\; state="\{\{state\}\}">f</figure-callout>}}_2^2=2,56\cdot {10}^{12}$$

; $${\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="f"\; filenames="00000037.png,00000040.png"\; state="\{\{state\}\}">f</figure-callout>}}_2^2-f_{\mathrm{one}}^2\approx \mathrm{one},01\cdot {10}^{12}$$

; $$f_{\mathrm{one}}^2{\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="f"\; filenames="00000037.png,00000040.png"\; state="\{\{state\}\}">f</figure-callout>}}_2^2\approx 3,96\cdot {10}^{24}$$

. The result is Δφ = 0.00662 · π.

Изменения состояния ионосферы, параметров N_э.ср, Δh, дает разброс ионосферных ошибок, в худшем 21-42 м по координатам и 64-102 м по высоте, в лучшем случае (минимальная солнечная активность, ночь) 5-7 м по координатам и 6-10 м по высоте [1 стр.232].Changes in the state of the ionosphere, parameters N _e.s. , Δh, gives a spread of ionospheric errors, at worst 21-42 m in coordinates and 64-102 m in height, in the best case (minimum solar activity, night) 5-7 m in coordinates and 6-10 m in height [1 p. 232].

Искажения от эффекта ДоплераDoppler distortion

Получим расхождение колебаний волн от эффекта Доплера частот, рассмотренных выше. Размерность значений частот далее «Гц». Пример расхождения и искажения формы сигнала на модуляции несущей частоты меандром, Фиг17. Случай приема одной боковой полосы частот, частоты ω₀+Ω=2π·f_H, ω₀+kΩ=2π·f_B, k=3. При приеме сигнала в отсутствие доплеровских смещений форма принятого сигнала показана на фиг.17 «а». Несущая частота f₀=1066×10⁶, составляющие, f_H=1066×1⁶+178×10⁶, f_B=1066×10⁶+534×10⁶, разностная частота Δf=f_B-f_H=356·10⁶. Для доплеровского смещения несущей частоты 50×10³, f_0Д=1066×10⁶+50×10³ We obtain the discrepancy between the wave oscillations from the Doppler effect of the frequencies discussed above. The dimension of frequency values is further “Hz”. An example of the divergence and distortion of the waveform on the modulation of the carrier frequency by the meander, Fig.17. The case of receiving one side frequency band, frequency ω ₀ + Ω = 2π · f _H , ω ₀ + kΩ = 2π · f _B , k = 3. When receiving a signal in the absence of Doppler shifts, the shape of the received signal is shown in Fig. 17 "a". Carrier frequency f ₀ = 1066 × 10 ⁶ , components, f _H = 1066 × 1 ⁶ + 178 × 10 ⁶ , f _B = 1066 × 10 ⁶ + 534 × 10 ⁶ , difference frequency Δf = f _B -f _H = 356 10 ⁶ . For the Doppler shift of the carrier frequency 50 × 10 ³ , f _0Д = 1066 × 10 ⁶ + 50 × 10 ³

f_НД=1066×10⁶+50×10³+178×10⁶+8,35f _ND = 1066 × 10 ⁶ + 50 × 10 ³ + 178 × 10 ⁶ + 8.35

f_ВД=1066×10⁶+50×10³+534×10⁶+25,05f _ID = 1066 × 10 ⁶ + 50 × 10 ³ + 534 × 10 ⁶ +25.05

Разностная частота Δf_Д=f_ВД-f_НД=356×10⁶+16,7The difference frequency Δf _D = f _VD -f _ND = 356 × 10 ⁶ +16.7

Расхождение f_r=Δf_Д-Δf=16,7.The discrepancy f _r = Δf _D -Δf = 16.7.

Расхождение когерентно излученных частот приводит к образованию сдвига фазы φ_r, φ_r=mod_2π[2πf_rt_S5]. Сдвиг фаз φ_r=π достигается за время t_S=30 мс, волна проходит путь 9 тыс.км. Форма меандра изменилась, рисунок фиг.17 «в», изменение относительно «а». На меньшем расстоянии НАП созвездия от НКА расхождение уменьшается, уменьшение показано на Фиг 17 «в».The difference in coherently radiated frequencies leads to the formation of a phase shift φ _r , φ _r = mod _2π [2πf _r t _S 5]. The phase shift φ _r = π is achieved in time t _S = 30 ms, the wave travels a path of 9 thousand km The shape of the meander has changed, Fig. 17 "c", a change with respect to "a". At a shorter distance of the NAP of the constellation from the satellite, the discrepancy decreases, the decrease is shown in Fig 17 "c".

Из сравнения расхождений от ионосферы и эффекта Доплера, приведенного на Фиг.17 «в», следует, что расхождения от эффекта Доплера (18-20·10³ км НАП от созвездия от НКА) могут быть существенно больше, следовательно, ошибки по координатам от доплеровских смещений в измерениях более существенны.From a comparison of the discrepancies from the ionosphere and the Doppler effect shown in Fig. 17 “c”, it follows that the discrepancies from the Doppler effect (18-20 · 10 ³ km of NAP from the constellation from the satellite) can be significantly larger, therefore, the errors in the coordinates of Doppler biases in measurements are more significant.

В заявленном техническом решении:In the claimed technical solution:

учтено преимущественное влияние доплеровского смещения на расхождение когерентных частот по сравнению с ионосферой на дальности 18-20·10³ км;the predominant effect of the Doppler shift on the divergence of coherent frequencies compared with the ionosphere at a distance of 18-20 · 10 ³ km was taken into account;

получен способ увеличения числа предельно допустимых значений сырых отсчетов уточнением навигационного вектора состояния x_H(t) за счет исключения аномальных ошибок, детерминированного происхождения от эффекта Доплера из диагональной матрицы интенсивности шумов измерений σ², используемой во вторичной обработке ОФК в оптимизации динамического фильтра Калмана в контуре управления;a method is obtained for increasing the number of maximum permissible values of raw samples by refining the navigation state vector x _H (t) by eliminating anomalous errors determined from the Doppler effect from the diagonal measurement noise intensity matrix σ ² used in secondary processing of OFC in optimizing the Kalman dynamic filter in the loop management;

получен способ уменьшения фазы накопления информации путем увеличения числа предельно допустимых значений сырых отсчетов и предложено устройство, реализующее указанный способ.a method is obtained for reducing the phase of information accumulation by increasing the number of maximum permissible values of raw samples and a device is proposed that implements this method.

Список литературыBibliography

1. Е.П. Молотов. Наземные радиотехнические системы управления космическими аппаратами. Москва, ФИЗМАТЛИТ, 2004. Труды ФГУП «РНИИ КП».1. E.P. Molotov. Terrestrial radio control systems for spacecraft. Moscow, FIZMATLIT, 2004. Proceedings of FSUE RNII KP.

2. А.В. Васильев «Использование метода глубокого комплексирования программного приемника радионавигационных сигналов ГЛОНАСС и микромеханических ИНС с целью повышения точности и надежности навигационных определений перспективных образцов малых КА», IV НПК «Микротехнологии в авиации и космонавтике», РАН, Москва, 2006.2. A.V. Vasiliev “Using the method of deep integration of the GLONASS radio navigation software receiver and micromechanical ANNs to improve the accuracy and reliability of navigation definitions of promising small spacecraft samples”, IV NPK “Microtechnologies in Aviation and Cosmonautics”, Russian Academy of Sciences, Moscow, 2006.

3. В.Д. Дишель «Методы высокоточной навигации и ориентации, их летная отработка и применение в терминальных инерциально-спутниковых системах управления средствами выведения и спуска с орбит», ИКИ РАН Сборник трудов, Россия, Таруса, НТК, 22-25 сентября 2008 г С.157-190.3. V.D. Dischel “Methods of high-precision navigation and orientation, their flight testing and application in terminal inertial-satellite control systems for launch and launching and descent means", IKI RAS Proceedings, Russia, Tarusa, NTK, September 22-25, 2008 P.157-190 .

4. Описание полезной модели «Устройство радиоприема высокоскоростной информации космической радиолинии». Патент РФ 116293, приоритет 20.12. 2011.4. Description of the utility model “Radio reception device for high-speed information of a space radio line”. RF patent 116293, priority 20.12. 2011.

5. Радиоприемник цифровой информации. Описание изобретения к патенту №2371845, 30.06.2008, МПК H04B 1/06.5. Radio receiver of digital information. Description of the invention to patent No. 2371845, 06/30/2008, IPC H04B 1/06.

6. Устройство сдвига полосы частот. Описание изобретения, а.с. СССР №824401, 1979.6. The device shift the frequency band. Description of the invention, and.with. USSR No. 824401, 1979.

7. И.И. Калашников. Системы связи через искусственные спутники Земли. Издательство «Связь», 1969.7. I.I. Kalashnikov. Communication systems via artificial Earth satellites. Svyaz Publishing House, 1969.

8. Грудинская Г.П. Распространение радиоволн. Москва «Высшая школа», 1975.8. Grudinskaya G.P. Propagation of radio waves. Moscow "Higher School", 1975.

9. Трахтман A.M. Введение в обобщенную спектральную теорию сигналов. Москва «Советское радио», 1972.9. Trakhtman A.M. Introduction to the generalized spectral theory of signals. Moscow "Soviet Radio", 1972.

10. Liu; Gang Kevin; (Simi Valley, CA); Buchler; Robert John; (Calabasas, CA); Bruner; Charles P.; (Calabasas, CA) «Оценка относительного положения между навигационными единицами», United States Patent Application 20080114544 May 15, 2008, Class at Publication 701/480.10. Liu; Gang Kevin; (Simi Valley, CA); Buchler; Robert John; (Calabasas, CA); Bruner; Charles P .; (Calabasas, CA) “Estimating the Relative Position Between Navigational Units,” United States Patent Application 20080114544 May 15, 2008, Class at Publication 701/480.

11. Mizuochi; Shunichi; (Matsumoto-shi, JP); Matsumoto; Kazumi; (Shiojiri-shi, JP); Kumar; Anand; (Shiojiri-shi, JP) «Способ отслеживания сигнала спутника и приемник сигнала», United States Patent Application 20120038508 August 15, 2011, Class at Publication 342/357.23.11. Mizuochi; Shunichi; (Matsumoto-shi, JP); Matsumoto; Kazumi; (Shiojiri-shi, JP); Kumar; Anand; (Shiojiri-shi, JP) “Satellite Signal Tracking Method and Signal Receiver”, United States Patent Application 20120038508 August 15, 2011, Class at Publication 342 / 357.23.

Claims (3)

1. Способ коррекции траектории полета космического аппарата, содержащий фазу накопления измерительной информации и фазу точной навигации траектории полета, в котором на фазе накопления:
а) выполняют прием (с одной боковой) сигналов автономной системы навигации (АСН) от m различных навигационных космических аппаратов (НКА) в текущем времени t;
б) повторяют выполнение п. а) периодически, на интервалах осреднения

, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения, текущего времени t участка уточнений;
в) определяют обобщенные (сглаженные) измерения в шагах осреднения

, в цифровом исполнении бортовым процессором;
г) определяют, в шагах осреднения

, параметры оценок:
- дальности

;
- скорости

;
- вектора состояния x_H(t);
i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔT_изм; t_k=t_f;
д) формируют вектор разовых измерений размерности 2m h(x, t_i);
е) получают оценки вектора обобщенных измерений δJ размерности 2m;
уточняют «интегрируемую траекторию» оценками вектора состояния обобщенных измерений δJ;
минимизируют погрешности оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - фильтр Калмана, отличающийся тем, что при приеме сигналов:
- определяют спектр быстрого преобразования Фурье (БПФ) начальной установки контрольной частоты F₁ образцовых частот;
- выделяют образцовый сигнал (когерентные частоты f₁ и f₂), формируют блок фазовых отсчетов контрольной частоты, запоминают их значения;
- выделяют фазовые отсчеты радионавигационного сигнала (дальномерного) сигнала («сырых» измерений дальномерного сигнала), заносят в память;
- переводят в частотную область БПФ фазовые отсчеты контрольной частоты, получают расхождения спектральных составляющих в частотной области;
- переводят в частотную область БПФ фазовые отсчеты радионавигационного сигнала («сырые» измерения дальномерного сигнала), заносят в память;
- устраняют расхождение спектральных составляющих от эффекта Доплера в спектральных составляющих «сырых» измерений радионавигационного сигнала, получают спектр фаз принятого радионавигационного сигнала;
- получают фазовые отсчеты радионавигационного сигнала обратным преобразованием Фурье (ОПФ).1. A method for correcting a flight path of a spacecraft, comprising a phase of accumulation of measurement information and a phase of accurate navigation of the flight path, in which at the accumulation phase:
a) receive (from one side) the signals of the autonomous navigation system (ASN) from m different navigation spacecraft (NSC) in the current time t;
b) repeat step a) periodically, at averaging intervals

, where µ are the steps of determinations, at increasing intervals of averaging, of the current time t of the refinement section;
c) determine the generalized (smoothed) measurements in the averaging steps

, digitally implemented on-board processor;
g) determine, in steps of averaging

, evaluation parameters:
- range

;
- speeds

;
- state vectors x _H (t);
i = 0, 1, 2, ..., k, t _{i + 1} = t _i + ΔT _meas ; t _k = t _f ;
d) form a vector of one-time measurements of dimension 2m h (x, t _i );
f) obtain estimates of the vector of generalized measurements δJ of dimension 2m;
refine the “integrable trajectory” by estimating the state vector of the generalized measurements δJ;
minimize the error in assessing navigation accuracy using a vector of multidimensional space, linear filtering, the optimal filter is a Kalman filter, characterized in that when receiving signals:
- determine the spectrum of the fast Fourier transform (FFT) of the initial installation of the control frequency F ₁ reference frequencies;
- emit a reference signal (coherent frequencies f ₁ and f ₂ ), form a block of phase samples of the control frequency, remember their values;
- allocate phase readings of the radio navigation signal (rangefinder) signal ("raw" measurements of the rangefinder signal), enter into memory;
- phase readings of the control frequency are transferred to the FFT frequency domain, and spectral component differences in the frequency domain are obtained;
- phase readings of the radio navigation signal (“raw” measurements of the rangefinder signal) are transferred to the frequency domain of the FFT, stored in the memory;
- eliminate the discrepancy of the spectral components from the Doppler effect in the spectral components of the "raw" measurements of the radio navigation signal, get the phase spectrum of the received radio navigation signal;
- receive phase readings of the radio navigation signal by the inverse Fourier transform (OPF). 2. Устройство коррекции траектории полета космического аппарата, содержащее антенный блок, выход которого соединен со входом радиочастотного блока приема радиосигналов, процессор сигнальный, процессор навигационный, блок инерциальной навигационной системы, блок вычисления значений задержки радионавигационного сигнала и доплеровского сдвига частоты, отличающееся тем, что оно снабжено устройством компенсации паразитного сдвига спектральных составляющих (УКССС) принятых сигналов навигационной аппаратуры потребителей (НАП), имеющим три входа и один выход, причем первый и второй входы соединены соответственно с первым и вторым выходами радиочастотного блока приема радиосигналов, третий вход - с четвертым выходом процессора сигнального, а выход соединен с первым входом процессора сигнального.2. A device for correcting the flight path of a spacecraft containing an antenna unit, the output of which is connected to the input of a radio-frequency unit for receiving radio signals, a signal processor, a navigation processor, an inertial navigation system unit, a unit for calculating delay values of a radio navigation signal and Doppler frequency shift, characterized in that it equipped with a device to compensate for the stray shift of the spectral components (UKSSS) of the received signals of the navigation equipment of consumers (NAP), having t and inputs and one output, the first and second inputs connected respectively to outputs of the first and second radio frequency unit receiving radio signals, the third input - to the fourth output of the signal processor, and an output coupled to the first input of the signal processor. 3. Устройство коррекции траектории полета космического аппарата по п.2, отличающееся тем, что УКССС содержит демодулятор образцового сигнала (ДМ_ОС), вычислитель искажений образцового сигнала (ВИС), блок компенсации искажений (БКИ), блок отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС), решающий блок символьный (РБС), блок памяти отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П), блок памяти отсчетов образцового сигнала (ПАМ_ОС), процессор компенсации расхождений, причем первый вход УК ССС соединен с входом ДМ_ОС, выход которого соединен с первым входом ПАМ_ОС, второй вход которого соединен с первым выходом процессора компенсации расхождений, первый вход процессора компенсации расхождений соединен с третьим входом УКССС, второй выход которого соединен с первым входом блока ПАМ_П, второй вход блока ПАМ_П соединен со вторым выходом процессора компенсации расхождений, вход-выход которого соединен с входами-выходами блоков БКИ и БФС, выход БФС соединен со входом блока РБС, выход которого соединен с выходом УК ССС, при этом вход БФС соединен с выходом БКИ, второй вход которого соединен с выходом ПАМ_П, а первый вход соединен с выходом ВИС, вход-выход которого соединен с входом-выходом блока ПАМ_ОС. 3. The device for correcting the flight path of a spacecraft according to claim 2, characterized in that the UKSSS comprises a model signal demodulator (DM _OS ), a model signal distortion calculator (VIS), a distortion compensation unit (BKI), a corrected phase signal (BFS) sample block , a decisive character block (RBS), a receiver signal sample memory block (PAM _P ), a reference signal sample memory block (PAM _OS ), a discrepancy compensation processor, the first input of the CC CC being connected to the input of the DM _OS , the output of which is connected to the first PAM input _ABOUT A second input coupled to the first output terminal of the discrepancies compensate first discrepancy compensation processor input coupled to the third input UKSSS, the second output of which is connected to a first input of AMP _P unit, a second input PAM _P unit connected to the second output terminal of the discrepancy compensation input-output which is connected to the inputs and outputs of the BKI and BFS blocks, the BFS output is connected to the input of the RBC block, the output of which is connected to the output of the CCC CC, while the BFS input is connected to the BKI output, the second input of which is connected to the PA output M _P , and the first input is connected to the output of the VIS, the input-output of which is connected to the input-output of the PAM _OS block.

Images