I chciałbym wnieść swój wkład w tę sprawę. Jeden z komentarzy do ww. artykułu pokrótce nawiązuje do dyskusji na temat teorii efemeryd, takich jak DE i inne. Takich teorii jest jednak wiele i my przeanalizujemy kilka, moim zdaniem, najistotniejszych.

Co to jest?
Aby dokładnie obliczyć położenie ciał niebieskich, należy wziąć pod uwagę jak najwięcej czynników zakłócających. Nie ma rozwiązania analitycznego dla układu więcej niż dwóch (z wyjątkiem szczególnych rozwiązań Lagrange'a), więc równania ruchu ciał rozwiązuje się numerycznie, ale nawet biorąc pod uwagę stosunkowo nowe metody całkowania numerycznego (takie jak metoda Everharta ), ta procedura jest bardzo kosztowna i jeśli jest wystarczająco dokładnym rozwiązaniem dla małego komputera. O ile przeciętny komputer PC jest w stanie obsłużyć pewien okres czasu, integracja w globalnych zakresach czasu jest zadaniem złożonym i czasochłonnym. Dlatego problem rozwiązano w następujący sposób: znaleźć położenia ciał niebieskich za pomocą całkowania i aproksymować te pozycje jakąś funkcją, a na wyjściu otrzymać współczynniki tej funkcji. To zbiór tych współczynników nazywany jest zwykle teorią efemeryd.

DE

Są to prawdopodobnie najpopularniejsze teorie ruchu ciał niebieskich. Pojawienie się tej teorii wiąże się z rozwojem technologii kosmicznej i koniecznością dokładnego obliczania pozycji planet na potrzeby misji statków kosmicznych. Obecnie istnieje ogromna lista wersji tej teorii. Najpopularniejszym z nich jest DE405. Możesz przeczytać o tej teorii tutaj: http://ssd.jpl.nasa.gov/?planet_eph_export
Kursy podzielone są na bloki czasowe, tj. dla konkretnej epoki - osobne współczynniki.
Wzór na te współczynniki to wielomian Czebyszewa. Nawiasem mówiąc, to wielomian Czebyszewa jest jednym z najbardziej odpowiednich do stworzenia teorii efemeryd. Zasada pracy z takimi wielomianami została opisana w książce O. Montebroucka - „Astronomia na komputerze osobistym” (Rutracker.org)
Gdzie to zdobyć?
Wszystko to jest na stronie ftp NASA. W formacie tekstowym ASCII: ftp://ssd.jpl.nasa.gov/pub/eph/planets/ascii/
Chyba warto coś tutaj skomentować. Wchodząc np. do tego folderu zobaczymy plik wyglądający mniej więcej tak: ascp1600.403, łatwo zrozumieć, że są to współczynniki dla epoki 1600, i wersja teorii DE403.
Takie pliki mają trzy kolumny - każda z nich odpowiada współrzędnej w przestrzeni.
Jednak patrząc na rozmiar tych plików staje się jasne, że używanie ich w pracy nie jest wygodne. Dlatego istnieją ich wersje binarne: ftp://ssd.jpl.nasa.gov/pub/eph/planets/bsp/
Jak aplikować?
Teraz mamy potrzebny plik binarny, ale pytanie brzmi: co z nim zrobić? Na szczęście na ftp znajdują się przykłady implementacji programów w różnych językach: ftp://ssd.jpl.nasa.gov/pub/eph/planets/

VSOP 87

Teoria ta oczywiście nie jest tak popularna jak poprzednia, jednak tę właśnie mogę polecić początkującym. Istnieje główna wada tej teorii - opisuje ona położenie jedynie planet i Słońca. Rodzaj wzoru w tej teorii to szereg trygonometryczny.
Gdzie to zdobyć?
To tak proste, jak obieranie gruszek, wystarczy wejść na stronę internetową i w ustawieniach wybrać żądany język i format danych.
Główną zaletą tych efemeryd jest łatwość ich uzyskania.
Mając gotowy kod, myślę, że wielu z nas może już coś z nim zrobić. Jeśli jednak nadal potrzebujesz pomocy, możesz udać się tutaj

EPM

Niewiele jest wzmianek o tej teorii efemeryd. Powstał w Instytucie Astronomii Stosowanej Rosyjskiej Akademii Nauk. Istnieją 3 wersje tej teorii, odpowiednio EPM 2004, EPM 2008, EPM 2011.
Gdzie to zdobyć?
Źródła znajdują się na ftp IPA RAS: ftp://quasar.ipa.nw.ru/incoming/EPM/Data/. Nazwa folderu odpowiada wersji teorii. Każda teoria ma odpowiedni plik binarny i plik tekstowy, tak jak zaimplementowano w DE. I tutaj też pliki tekstowe ważą dość dużo, dlatego warto zastosować binarki
Jak aplikować?
To właśnie ta teoria wydaje się jedną z najtrudniejszych do wdrożenia. Niemniej jednak jego twórcy zaopiekowali się nami i udostępnili kilka przykładów w różnych językach: ftp://quasar.ipa.nw.ru/incoming/EPM/.
Sama teoria opiera się na wielomianach Czebyszewa, są one również dość dobrze opisane.

Uwagi dotyczące dokładności

Warto zaznaczyć, że nie wszystkie teorie są najtrafniejsze. Najmniej dokładny ze wszystkich wymienionych powyżej jest VSOP87. DE i EPM są dość dokładne, warto zaznaczyć, że ten drugi uwzględnia efekty relatywistyczne. Jednak do prawie wszystkich stosowanych problemów, które do tej pory rozwiązałem, wykorzystano VSOP 87, faktem jest, że choć jego dokładność jest marna, to jednak nie jest to zauważalne w porównaniu z elementarnymi obserwacjami (mogą występować odchylenia o dziesiąte, setne sekundy łukowe).

Wreszcie

Powiem jeszcze trochę o teorii EPM. O tej teorii dowiedziałem się z osobistej rozmowy, jest ona znana w dość wąskich kręgach i niewielu użytkowników z niej korzysta, najwyraźniej ma to związek z brakiem zainteresowania instytutu upowszechnianiem tej teorii w szerokich kręgach, żadne inne wyjaśnienie nie przychodzi mi do głowy, ponieważ jest dość konkurencyjna w stosunku do innych teorii.

Dokładność lokalizacji systemu nawigacji jest ograniczona ze względu na wpływ różnych czynników. Można je podzielić na dwie grupy. Błędy w obliczeniach lokalizacji satelitów a wpływ atmosfery (troposfery i jonosfery) na prędkość sygnału radiowego.

Jak już wspomniano, satelity nawigacyjne pełnią rolę radiolatarni, przekazując sygnały o dokładnym czasie i ich współrzędnych. Warto zaznaczyć, że satelity nie wiedzą nic o swoim położeniu. Ich współrzędne są określane przez sektor kontrolny, w wyniku czego obliczane są charakterystyki orbitalne - efemerydy. Te efemerydy (zestaw współczynników liczbowych) są pobierane do satelity, który przesyła je wraz z resztą informacji nawigacyjnych. Odbiornik GPS odbiera sygnał z satelity i oblicza jego współrzędne na podstawie otrzymanego zestawu współczynników orbity. Współczynniki te (efemerydy) są aktualizowane przez stację wiodącą kilka razy dziennie w miarę potrzeb. Niemniej jednak obliczone współrzędne są niedokładne. Lokalizacja satelity jest określana z błędem. Dlaczego?

Gdyby Ziemia miała kształt kuli o jednakowej gęstości w głębokości i na satelitę nie wpływałyby żadne inne oddziaływania, to poruszałaby się ściśle po tej samej elipsie, zgodnie z Pierwszym Prawem Keplera. Ale kształt Ziemi różni się od kuli, ponadto na satelitę działają Słońce i Księżyc, a także czynniki niegrawitacyjne. Dlatego parametry elipsy stale się zmieniają. Prowadzi to do błędów w obliczeniach. Oto tabela różnych wpływów na satelitę w kolejności malejącej (A.L. Genike, G.G. Pobedinsky „Global Satellite Systems ...”, 2004):

Tabela 1. Wpływ różnych zakłóceń na ruch satelity nawigacyjnego

Pierwsze na liście to centralne pole Ziemi. Dzięki niemu satelita porusza się po elipsie z przyspieszeniem 0,565 m/s 2 . Jest to przyspieszenie swobodnego spadania na wysokości 20,2 tys. Km. Grawitacja jest zawsze przyciąganiem, więc pole grawitacyjne nie ma pierwszej (dipolowej) korekty. Druga harmoniczna strefowa pojawia się natychmiast. Wprowadza zaburzenie 10 tysięcy razy mniejsze: 5,3×10 – 5 m/s 2 . W rezultacie w ciągu 1 godziny satelita może odchylić się o 300 metrów od obliczonej trajektorii. A za 3 godziny - już 2 km, ponieważ błąd rośnie nieliniowo.

Wpływ grawitacyjny Księżyca jest o rząd wielkości mniejszy, Słońca nawet 2 razy mniejszy. Spośród wpływów niegrawitacyjnych na pierwszym miejscu znajduje się promieniowanie słoneczne (wiatr słoneczny). Anomalie grawitacyjne spowodowane są nierównomiernym rozkładem masy wewnątrz Ziemi (patrz zdjęcie powyżej). Odchylają satelitę o 6 cm w ciągu godziny.Pływy księżycowe i słoneczne również przyczyniają się do redystrybucji mas na powierzchni Ziemi. Pomimo swojej względnej wielkości, w ciągu dwóch dni mogą odchylić satelitę od obliczonej orbity o 2 metry.

Sektor zarządzania koncentruje się na tych danych, ale nie wykorzystuje ich w swoich obliczeniach. Wszystkie efemerydy są obliczane wyłącznie na podstawie obserwacji. Przy obliczaniu ruchu orbitalnego ogólnie przyjmuje się, że satelita porusza się ściśle po elipsie, tak jakby nie było żadnych zakłóceń. Orbita ta nazywa się oscylacją. Po krótkim czasie parametry orbity ulegają zmianie i satelita porusza się po innej elipsie. I tak dalej. Zatem cały efekt zaburzeń sprowadza się wyłącznie do ciągłej zmiany parametrów elipsy oscylacyjnej.

Dzięki licznym obserwacjom ruchu satelitów stacja wiodąca wybiera model matematyczny, który jest w stanie obliczyć ten ruch z najmniejszymi błędami. Współczynniki liczbowe modelu (efemerydy) są regularnie aktualizowane i przesyłane do satelitów trzy razy dziennie. Ponadto efemerydy są aktualizowane co godzinę.

Należy pamiętać, że system nawigacji stale się rozwija. Współrzędne stacji referencyjnych są w trakcie wyjaśniania. Używając stacji referencyjnych o dokładniejszych współrzędnych, można dokładniej określić efemerydy satelity i tak dalej.

Jednak współczesne błędy w wyznaczaniu efemeryd satelitarnych prowadzą do błędów w obliczaniu ich współrzędnych na poziomie 10-20 metrów. Na pierwszy rzut oka wydaje się to dużo. Dzieje się tak, jeśli współrzędne lokalizacji zostaną określone w sposób bezwzględny (bezpośredni). Jednak system nawigacji wykorzystuje różnicową (względną) metodę określania lokalizacji (patrz tutaj). Dzięki tej metodzie możliwe jest zwiększenie dokładności wyznaczania współrzędnych stukrotnie lub więcej.

Dokładność ta jest już wystarczająca nawet przy większości prac geodezyjnych. Ale, powiedzmy, do badania ruchu skorupy ziemskiej wymagana jest jeszcze większa dokładność. W tych przypadkach nie wykorzystuje się efemeryd transmitowanych za pomocą satelitarnego kanału radiowego, ale ich znacząco dopracowane wartości, uzyskane w wyniku kolejnych obserwacji. Długoterminowe obserwacje orbit satelitów pozwalają wyjaśnić wartości efemeryd w przeszłości. Te zaktualizowane wartości gromadzone są w specjalnym banku działającym w USA w ramach Narodowej Służby Geodezyjnej (NGS).

GOST R 56410-2015

NORMA KRAJOWA FEDERACJI ROSYJSKIEJ

Globalny system nawigacji satelitarnej

METODY I TECHNOLOGIE WYKONYWANIA PRAC GEODEZYJNYCH

Ogólne wymagania dotyczące precyzyjnych centrów efemeryd

Globalny system nawigacji satelitarnej. Metody i technologie prac geodezyjnych. Ogólne wymagania dotyczące precyzyjnych centrów efemeryd


OKS 07.040

Data wprowadzenia 2016-01-01

Przedmowa

1 OPRACOWANE przez Spółkę Akcyjną „Centrum Naukowo-Techniczne Nowoczesnych Technologii Nawigacyjnych „Internawigacja” (JSC „STC „Internavigation”), Federalną Państwową Instytucję Budżetową Wyższego Szkolnictwa Zawodowego „Moskiewski Państwowy Uniwersytet Geodezji i Kartografii” (MIIGAiK) oraz Federalna Państwowa Instytucja Budżetowa „Federalne Centrum Naukowo-Techniczne Geodezji, Kartografii i Infrastruktury Informacji Przestrzennej”

2 WPROWADZONY przez Techniczny Komitet Normalizacyjny TC 363 „Nawigacja radiowa”

3 ZATWIERDZONE I WEJŚCIE W ŻYCIE zarządzeniem Federalnej Agencji Regulacji Technicznych i Metrologii z dnia 28 maja 2015 r. N 456-st

4 WPROWADZONE PO RAZ PIERWSZY


Zasady stosowania tego standardu zostały określone w GOST R 1.0-2012 (Sekcja 8). Informacje o zmianach w tym standardzie publikowane są w corocznym (od 1 stycznia bieżącego roku) indeksie informacyjnym „Normy Krajowe” oraz w oficjalnym tekście zmian i poprawek - w miesięcznym indeksie informacyjnym „Normy Krajowe”. W przypadku rewizji (wymiany) lub unieważnienia niniejszej normy odpowiednia informacja zostanie opublikowana w następnym numerze miesięcznego indeksu informacyjnego „Normy Krajowe”. Istotne informacje, zawiadomienia i teksty zamieszczane są także w serwisie System informacyjny powszechne zastosowanie - na oficjalnej stronie Federalnej Agencji Regulacji Technicznych i Metrologii w Internecie (www.gost.ru)

1 obszar zastosowania

1 obszar zastosowania

Niniejsza norma dotyczy metod i technologii wykonywania prac geodezyjnych z wykorzystaniem globalnych systemów nawigacji satelitarnej i ustanawia Ogólne wymagania do centrów precyzyjnych efemeryd.

2 Odniesienia normatywne

W niniejszej normie zastosowano odniesienia normatywne do następujących norm:

GOST 22268-76 Geodezja. Warunki i definicje

GOST R 52928-2010 Globalny system nawigacji satelitarnej. Warunki i definicje

GOST R 53864-2010 Globalny system nawigacji satelitarnej. Geodezyjne sieci satelitarne. Warunki i definicje

Uwaga - przy korzystaniu z tej normy zaleca się sprawdzenie ważności norm referencyjnych w publicznym systemie informacyjnym - na oficjalnej stronie internetowej Federalnej Agencji Regulacji Technicznych i Metrologii w Internecie lub za pomocą rocznego indeksu informacyjnego „Normy krajowe” , który ukazał się z dniem 1 stycznia bieżącego roku, oraz w sprawie emisji miesięcznego indeksu informacyjnego „Normy Krajowe” za rok bieżący. W przypadku zastąpienia niedatowanej normy referencyjnej zaleca się użycie aktualnej wersji tej normy, biorąc pod uwagę wszelkie zmiany wprowadzone w tej wersji. W przypadku wymiany przestarzałej normy odniesienia zaleca się stosowanie wersji tej normy z rokiem zatwierdzenia (przyjęcia) wskazanym powyżej. Jeżeli po zatwierdzeniu niniejszego standardu w powołanej normie, do której następuje odniesienie datowane, nastąpi zmiana mająca wpływ na przywoływany przepis, zaleca się stosowanie tego przepisu bez względu na tę zmianę. Jeżeli norma odniesienia zostanie unieważniona bez zastąpienia, zaleca się stosowanie przepisu, w którym znajduje się odniesienie do niej, w części niemającej wpływu na to odniesienie.

3 Terminy, symbole i skróty

3.1 W niniejszej normie zastosowano terminy zgodne z GOST 22268, GOST R 53864, GOST R 52928.

3.2 W niniejszej normie stosowane są następujące symbole i skróty:

VGS - precyzyjna sieć geodezyjna Federacji Rosyjskiej;

GLONASS – globalny system nawigacji satelitarnej Federacji Rosyjskiej;

GNSS – globalny system nawigacji satelitarnej;

SGS-1 - satelitarna sieć geodezyjna klasy 1;

SKP – błąd średniokwadratowy;

FAGS to podstawowa sieć astronomiczna i geodezyjna Federacji Rosyjskiej;

CTE - środek dokładnych efemeryd;

Efemerydy końcowe - efemerydy końcowe obliczone w IGS;

GPS – globalny system nawigacji satelitarnej Stanów Zjednoczonych Ameryki;

IERS – Międzynarodowa usługa rotacji Ziemi i systemów skierowań;

IGS – międzynarodowa usługa GNSS;

PPP – precyzyjne określanie lokalizacji;

Efemerydy szybkie – efemerydy pilne obliczane w IGS;

RINEX to format wymiany plików danych odbiorników nawigacji satelitarnej, niezależny od typu odbiornika;

SP3 - standardowy format informacji orbitalnej;

Efemerydy ultraszybkie - efemerydy ultrapilne obliczane w IGS.

4 Postanowienia ogólne

4.1 Dokładne efemerydy satelitów GNSS zawierają informacje o położeniu satelity na orbicie, uzyskane po pomiarach trajektorii i opisujące jego rzeczywisty ruch.

4.2 Dokładne efemerydy satelitów GNSS powinny zapewniać:

- budowa państwowych satelitarnych sieci geodezyjnych (FAGS, VGS, SGS-1) oraz konsolidacja, upowszechnianie i doprecyzowanie przyjętych układów współrzędnych;

- wyznaczanie położenia przestrzennego obiektów w układach współrzędnych stanu z dużą dokładnością (kilka milimetrów SKP) przy rozwiązywaniu problemów geodezyjnych na duże odległości (do kilku tysięcy kilometrów);

- efektywne wykorzystanie systemów różnicowych opartych na względnym (różnicowym) wyznaczaniu współrzędnych na potrzeby precyzyjnej nawigacji, gdy dopuszczalny błąd wyznaczania nawigacji w czasie rzeczywistym nie powinien przekraczać 1 m lub nawet mniejszych wartości;

- wdrożenie nowoczesnych metod wyznaczania współrzędnych z obserwacji satelitów GNSS z wykorzystaniem technologii RRR, pozwalających na wyznaczanie lokalizacji w czasie rzeczywistym z SCP od 0,1 do 0,2 m.

4.3 Udostępnianie Konsumentowi dokładnych efemeryd realizowane jest przez centra dokładnych efemeryd.

Przybliżony schemat typowego CTE pokazano na rysunku 1.

Rysunek 1 - Schemat środka precyzyjnych efemeryd

5 Wymagania dotyczące spotkania

5.1 Centrum Dokładnych Efemeryd ma na celu obliczanie i dostarczanie konsumentowi dokładnych efemeryd satelitów GLONASS GNSS, w tym szybko aktualizowanych (bardzo pilnych), aktualizowanych (pilnych) i dokładnych (ostatecznych) efemeryd, a także gromadzenie i udostępnianie pomiary satelitarne punktów FAGS w formacie RINEX.

Do wyznaczania efemeryd wykorzystuje się pomiary fazowe, wykonywane przez dwuczęstotliwościowy sprzęt satelitarny geodezyjny w stałych punktach obserwacyjnych GNSS (punktach FAGS).

5.2 Główne zadania CTE:

- szybkie otrzymywanie informacji pomiarowych drogą elektroniczną z punktów FAGS i międzynarodowych punktów obserwacyjnych GLONASS/GPS (w tym punktów IGS);

- przetwarzanie i dekodowanie informacji pomiarowych w celu kontroli jakości przychodzących pomiarów, identyfikacji rażących błędów oraz konwersji plików pomiarowych do wspólnego formatu niezbędnego do późniejszego obliczenia wyznaczanych parametrów;

- gromadzenie wyników obserwacji w formie oryginalnej lub głównie przetworzonej (prowadzenie archiwum danych);

- analiza i obróbka matematyczna codziennych plików pomiarowych ze wszystkich stacji sieciowych w celu obliczenia parametrów orbitalnych satelitów GNSS i parametrów rotacji Ziemi z rozdzielczością od kilku godzin do dwóch dni;

- wyjaśnienie efemeryd unoszących się w powietrzu;

- wspólne przetwarzanie otrzymanych danych i obliczanie dokładnych efemeryd satelitów GLONASS;

- rejestracja i dostarczanie konsumentom danych wraz z dokładnymi efemerydami kanałami komunikacji;

- obliczanie współrzędnych i prędkości ruchu punktów FAGS i IGS z rozdzielczością (1-3) miesięcy;

- interakcja informacyjna z ośrodki międzynarodowe analizy zawarte w IGS, IERS itp. w celu wymiany danych w celu kontroli i ewentualnej współpracy przy ustalaniu dokładnych efemeryd GLONASS;

- prowadzenie działalności naukowo-analitycznej, w tym opracowywanie i koordynacja formatów prezentacji oraz metod przetwarzania informacji satelitarnej.

6 Wymagania sprzętowe i programowe

6.1 Sprzęt CTE obejmuje:

- serwer o odpowiednio dużej wydajności, dużej ilości pamięci RAM i dysku oraz możliwościach dostępu do sieci zewnętrznych poprzez Internet;

- stanowiska do automatycznego przetwarzania danych oparte na komputery osobiste, połączone lokalną siecią komputerową;

- środki archiwizacji i długotrwałego przechowywania danych;

- sposoby wyświetlania danych wyjściowych i przygotowywania ewentualnych biuletynów dla konsumentów;

- urządzenia redundantne zapewniające nieprzerwaną pracę instalacji centralnego ogrzewania.

6.2 Oprogramowanie i obliczenia CTE obejmują następujące elementy:

- programy zarządzania siecią lokalną, które zapewniają skoordynowaną pracę wszystkich obiektów DTE;

- zestaw programów do sterowania sprzętem wymiany danych za pośrednictwem kanałów zewnętrznych;

- programy do obsługi baz danych;

- programy do przetwarzania wyników obserwacji i obliczania efemeryd satelitarnych;

- oprogramowanie do matematycznego przetwarzania wyników obserwacji i obliczeń parametrów obrotu Ziemi;

- programy do przygotowywania danych wyjściowych dla konsumentów;

- programy zapewniające funkcjonowanie serwisu CTE.

7 Wymagania wyjściowe

7.1 Dane wyjściowe DTE obejmują efemerydy następujących typów satelitów GNSS:

- natychmiastowo aktualizowane (analog efemeryd Ultra-Rapid);

- zaktualizowano (analog efemeryd Rapid);

- dokładne (analog efemeryd końcowych).

7.2 Efemerydy wydawane przez TsTE obliczane są na podstawie pomiarów dokonanych w stale działających punktach obserwacyjnych GNSS sieci globalnej oraz punktach FAGS. Rozmieszczenie punktów obserwacyjnych na całym świecie powinno w miarę możliwości być jednolite. Stałe punkty obserwacyjne (punkty FAGS) muszą posiadać dokładne współrzędne w układzie współrzędnych geocentrycznych, wartość błędu średniokwadratowego względnych położeń punktów wynosi około (0,01-0,03) m.

7.3 Opóźnienie w terminie wydania wynosi:

- w przypadku efemeryd szybko aktualizowanych (niezwykle pilnych) - od 3 do 9 godzin;

- dla zaktualizowanych (pilnych) efemeryd - od 17 do 41 godzin;

- dla dokładnych (końcowych) efemeryd - od 12 do 18 dni.

7.4 Dokładne efemerydy powinny umożliwiać wyznaczenie współrzędnych satelitów GNSS z dokładnością rzędu (0,05-0,10) m.

7.5 Wyniki obliczeń efemeryd prezentowane są w formie plików w formacie SP3, akceptowanych w międzynarodowych i krajowych centrach danych satelitarnych.

7.6 Pliki pomiarowe punktów FAGS przechowywane są w bazie danych i udostępniane konsumentowi w jednej z wersji formatu RINEX.

7.7 Obliczone efemerydy publikowane są na stronie internetowej TsTE, a także udostępniane konsumentowi za pośrednictwem adresu internetowego lub na żądanie.

Bibliografia

Standardowy rozszerzony format informacji orbitalnej SP3-c (wersja 3)

RINEX: Niezależny sprzętowo format wymiany danych (wersja 2.11)

RINEX: Niezależny sprzętowo format wymiany danych (wersja 3.02)

UDC 629.783::006.354

Słowa kluczowe: globalny system nawigacji satelitarnej, centrum dokładnych efemeryd, wymagania ogólne, punkt stały, satelitarna sieć geodezyjna

Tekst dokumentu elektronicznego
przygotowane przez Kodeks JSC i zweryfikowane względem:
oficjalna publikacja

M.: Standartinform, 2015

W 1973 roku programy te połączono w jeden, a do kierowania rozwojem systemu wyznaczono Siły Powietrzne Stanów Zjednoczonych. To był początek historii budowy systemu NAVSTAR (Navigation Satellite Timing and Ranging) – globalnego systemu pozycjonowania (Global Positioning System). Od 1983 roku, po uzyskaniu dostępu do informacji cywilnych, a w 1991 roku zniesiono ograniczenia w sprzedaży sprzętu GPS do krajów byłego ZSRR, powszechnie znany skrót GPS stał się powszechny.

Pierwotnie planowano, że system będzie służył do precyzyjnego naprowadzania rakiet bojowych, a funkcje nawigacyjne systemu zepchnięto na dalszy plan.

Pierwszy satelita systemu został wystrzelony w 1978 roku, a główna część satelitów systemu została wystrzelona na orbitę w połowie lat 80-tych. W 1994 roku na orbitę umieszczono satelitę, co pozwoliło na zakończenie budowy systemu 24 satelitów.

Okres przebywania satelity na orbicie wynosi około 10 lat. Satelity, które zakończyły swój okres użytkowania, są systematycznie usuwane z systemu i utylizowane.

Obowiązuje w Rosji podobny system nawigacja satelitarna GLONASS (Globalny System Nawigacji Satelitarnej), której zasada działania jest pod wieloma względami podobna do GPS, której dokładność określania współrzędnych jest jednak zauważalnie mniejsza.

Satelitarne systemy nawigacji radiowej to systemy działające w przestrzeni kosmicznej w każdych warunkach pogodowych. Pozwalają określić aktualne położenie poruszających się obiektów i ich prędkość, a także przeprowadzić precyzyjną koordynację czasową.

System zawiera:

  • konstelacja satelitów (segment kosmiczny);
  • sieć naziemnych stacji śledzenia i kontroli (segment kontrolny);
  • Odbiorniki GPS (sprzęt konsumencki).

Segment kosmiczny (konstelacja orbitalna) systemu GPS zawiera obecnie 24 satelity. Każdy satelita posiada numer seryjny (PRN), łącznie zarezerwowanych jest 32 numerów. Według stanu na dzień 27 grudnia 2005 r. na orbicie znajdowało się 29 działających satelitów, z czego 5 albo zakończyło już swój okres użytkowania, albo było przygotowywanych do wejścia na orbitę. system wymiany zużytych. Okres obiegu jednego satelity wynosi 11 godzin 56,9 minut. Waga każdego satelity wynosi około 835 kg, rozmiar liniowy przekracza 5 m (z rozłożonymi panelami słonecznymi). Na pokładzie każdego satelity znajduje się zegar atomowy zapewniający dokładność 10 9 (0,000000001) s, urządzenie szyfrujące i nadajnik o mocy 50 W. Satelity rozmieszczone są na 6 płaszczyznach orbitalnych. Wysokość orbity wynosi około 20 200 km, kąt nachylenia orbity wynosi 55 stopni (ryc. 1).

Urządzenie nadawcze emituje sygnały sinusoidalne na dwóch częstotliwościach: L1 = 1575,42 MHz i L2 = 1227,60 MHz. Wcześniej sygnały są modulowane pseudolosowymi sekwencjami cyfrowymi (procedura ta nazywana jest kluczowaniem z przesunięciem fazowym). Ponadto częstotliwość L1 jest modulowana za pomocą dwóch rodzajów kodów: kodu C/A (kod Darmowy dostęp) i kod P (autoryzowany kod dostępu), a częstotliwość L2 - tylko kod P. Dodatkowo obie częstotliwości nośne są dodatkowo kodowane komunikatem nawigacyjnym, który zawiera dane o orbitach satelitów, informacje o parametrach atmosferycznych oraz systemowe poprawki czasu. Częstotliwość L1 przeznaczona jest dla szerokiego grona odbiorców cywilnych, natomiast dostęp do sygnałów częstotliwości L2 uzyskują głównie służby wojskowe i federalne USA. Dokładność autonomicznego wyznaczania odległości przy użyciu kodu P jest w przybliżeniu o rząd wielkości większa niż przy użyciu kodu C/A.

Te parametry lokalizacji grupy statków kosmicznych nie zostały wybrane przypadkowo. W dowolnym momencie, w dowolnym miejscu na świecie można odbierać sygnały z co najmniej 3 satelitów, co jest warunkiem koniecznym do ustalenia współrzędnych. Aby dokładniej określić lokalizację, wymagany jest sygnał z czwartego satelity.

Naziemny segment systemu stanowią stacje kontrolno-pomiarowe do monitorowania satelitów. Znajdują się one na Kwajalein, Wyspie Wniebowstąpienia, Hawajach, Diego Garcia i Colorado Springs. System obsługuje także trzy anteny naziemne (Wyspa Wniebowstąpienia, Diego Garcia i Kwajalein). Kontrola odbywa się na stacji centralnej zlokalizowanej w bazie sił powietrznych Schriever w Kolorado.

Urządzenia odbiorcze - nawigatory GPS - współpracują z satelitami. Nawigator GPS odbiera z satelitów następujące informacje: „kod pseudolosowy” (PRN - kod pseudolosowy), „efemerydy” (efimerydy) i „almanach”. Na podstawie obecności tych danych w nawigatorach GPS określany jest rodzaj startu, czyli inaczej inicjalizacji (przez start rozumiemy początek procesu odbioru danych z co najmniej 3 satelitów, co jest wystarczające do nawigacji 2D) . Każdy satelita transmituje tylko swoje efemerydy, podczas gdy każdy satelita transmituje almanach o wszystkich satelitach jednocześnie. Odbiornik może uruchamiać się w różnych trybach. „Zimny ​​start” ma miejsce, gdy informacje o almanachu i efemerydach są bardzo nieaktualne. Dane mogą zostać utracone w przypadku przeniesienia odbiornika GPS na duże odległości lub w przypadku utraty zegara odbiornika. Z reguły „zimny start” trwa od kilku do 45 minut. „Ciepły start” - almanach został zachowany, ale efemerydy zostały już utracone, a zegar odbiornika nadal „zna” dokładny czas. Rozpoczęcie trwa krócej, od 30 sekund do 10–15 minut, w zależności od warunków odbioru. W tym przypadku odbiornik GPS potrzebuje jedynie odbierać dane efemerydalne. I wreszcie najszybszy start jest „gorący”. Trwa od kilku sekund do 5 minut. „Gorący start” można przeprowadzić, gdy nawigator ma zarówno almanach, jak i efemerydy.

Zatem w większości czas między włączeniem a rozpoczęciem wydawania współrzędnych zależy od tego, jak dawno urządzenie było wyłączone, a także od czułości urządzenia; Model odbiornika w mniejszym stopniu wpływa na szybkość pozyskiwania satelitów.

Funkcjonowanie sprzętu konsumenckiego można zrozumieć na podstawie uogólnionego schematu (ryc. 2).

Główny komunikat przesyłany z każdego satelity nawigacji GPS ma postać ramki. Strumień danych nawigacyjnych przesyłany jest z szybkością 50 bitów/s. Czas trwania symbolu informacyjnego „0” lub „1” wynosi 20 ms. Ramka składa się z pięciu podramek, przy czym czwarta i piąta podramka są podzielone na 25 stron każda. Ramki pomocnicze od pierwszej do trzeciej, a także każda strona czwartej i piątej ramki pomocniczej zawierają 300 znaków podzielonych na 10 słów po 30 znaków w słowie.

Tabela 1 przedstawia informacje przesyłane z satelity nawigacyjnego.

Tabela 1.

Tabela 2.

Czas zerowy GPS został określony o północy z 5 stycznia na 6 stycznia 1980 roku. Tydzień to największa jednostka czasu w systemie GPS. Tydzień definiuje się jako 604 800 sekund.

Efemerydy reprezentują wyrafinowane parametry ruchu satelity. Na podstawie danych almanachu odbiornik GPS „skanuje” niebo i po otrzymaniu danych z satelity udoskonala jego efemerydy.

Ryż. 3.

Aby zrozumieć, w jaki sposób nawigator GPS określa współrzędne, musisz mieć pojęcie o układzie współrzędnych, w którym poruszają się satelity, i określać współrzędne użytkowników końcowych.

Obserwator na Ziemi może sobie wyobrazić sferę niebieską rzuconą na płaszczyznę w taki sposób, że jej środek pokrywa się z położeniem obserwatora.

To właśnie w tej projekcji użytkownikowi nawigatora GPS pokazana jest przybliżona lokalizacja satelitów (ryc. 3).

Jak widać na rysunku (zrzut ekranu z nawigatora GPS) w zasięgu widoczności znajduje się dziewięć satelitów (zdjęcie zostało wykonane przy włączonym trybie symulacji, czyli gdy nawigator nie odbiera sygnałów z satelitów, ale symuluje możliwych sytuacji). W rzeczywistości na rzucie kuli widocznych jest nie więcej niż osiem satelitów, a sygnały odbierane są maksymalnie od czterech do sześciu. Wypełniony pasek nad numerem satelity oznacza stabilny odbiór sygnału, a wysokość paska pozwala ocenić jakość odbioru. W momencie, gdy nawigator GPS zaczyna odbierać informacje z satelity, nad jego numerem pojawia się otwarty prostokąt. Jest zamalowywany w momencie wyjaśnienia parametrów orbity satelity i odbioru danych, na podstawie których bezpośrednio obliczane są współrzędne użytkownika.

Dane z systemów satelitarnych oraz parametry orbit satelitów obliczane są względem środka masy Ziemi. Domowe nawigatory GPS wykorzystują jeden układ współrzędnych, najpopularniejszy w systemach lotnictwa cywilnego WGS-84.

Globalny układ współrzędnych WGS–84 definiuje się w następujący sposób.

Początek współrzędnych 0 znajduje się w środku masy Ziemi;

  • Oś 0X jest przecięciem płaszczyzny pierwotnego południka WGS–84 z płaszczyzną równikową;
  • Oś 0Z - skierowana na biegun północny Ziemi;
  • oś 0У - uzupełnia układ do odpowiedniego układu współrzędnych.

Południk odniesienia WGS–84 pokrywa się z południkiem zerowym zdefiniowanym przez Międzynarodowe Biuro Czasu (BIN).

Biorąc pod uwagę obecność sygnału z jednego satelity (nr 1), znaną prędkość propagacji sygnału elektromagnetycznego w przestrzeni (300 000 km/s) oraz czas, w jakim sygnał dotarł z satelity do odbiornika GPS, można stało się możliwe obliczenie geometrycznego położenia punktów odbiornika sygnału (pojawią się one jako kula o promieniu równym odległości od satelity do odbiornika, w środku którego satelita się znajduje).

Jeśli nawigator GPS zacznie odbierać sygnały z drugiego satelity, wówczas podobnie jak w pierwszym przypadku wokół satelity nr 2 zbudowana zostanie kula. Ponieważ odbiornik GPS musi znajdować się jednocześnie na obu kulach, konstruujemy teraz przecięcie obu kul. Każdy punkt powstałego okręgu może być lokalizacją odbiornika w przestrzeni.

Wreszcie, gdy odbiornik odbierze sygnał z satelity nr 3, powstaje kolejna kula, która po przecięciu się z okręgiem daje nam dwa punkty. Jeden z tych punktów z reguły ma dość nieprawdopodobne położenie i podczas obliczeń algorytmu jest odrzucany. W ten sposób otrzymujemy wynik: szerokość i długość geograficzna.

Jeśli jednak weźmiemy pod uwagę ogromną prędkość rozchodzenia się fali elektromagnetycznej, błąd w obliczeniach rzędu tysięcznych sekundy może prowadzić do dość poważnych błędów w obliczaniu odległości do satelity, a następnie w konstruowaniu kul i wyznaczaniu współrzędnych. W ten sposób doszliśmy do jednego ważnego niuansu - do prawidłowego określenia współrzędnych potrzebny jest czwarty satelita.

Po zbudowaniu trzech kul odbiornik zaczyna manipulować z opóźnieniem czasowym. Z każdym nowym przesunięciem czasowym odbiornika budowane są nowe kule, których punkt przecięcia „rozmywa się” w trójkąt. Oznacza to, że kule przestają się przecinać, a lokalizacja odbiornika GPS może z pewnym prawdopodobieństwem znajdować się w dowolnym punkcie obszaru trójkątnego. Przesunięcia czasowe są następnie kontynuowane, aż wszystkie trzy kule ponownie przetną się w jednym punkcie. Otrzymujemy dość dokładne współrzędne. Im więcej satelitów „widzi” nawigator, tym dokładniej możemy ustawić czas, co przekłada się na wzrost dokładności pozycjonowania. Wraz z obecnością czwartego satelity zaczyna działać tzw. nawigacja 3D, dzięki której jesteśmy w stanie określić wysokość nad poziomem morza, prędkość poruszania się po powierzchni oraz prędkość ruchu pionowego.

Trochę o dokładności. Podczas tworzenia systemu specjalnie wprowadzono do niego tzw. tryb S/A (ang. Selective Availability – ograniczony dostęp). Tryb ten ma na celu uniemożliwienie potencjalnemu wrogowi uzyskania przewagi taktycznej w zakresie pozycjonowania GPS. Zasada działania tego trybu polega na sztucznym niedopasowaniu zegarów satelity i odbiornika. Dlatego nawet przy dobrym odbiorze sygnałów z kilku satelitów dokładność nie przekraczała 100 metrów. Jednak w 2000 roku reżim ten został zniesiony, i to oficjalnie systemu GPS zaczął umożliwiać dokładniejsze określenie współrzędnych. Z reguły wskazywana jest dokładność 20...30 metrów. Jeśli zastosujesz specjalne algorytmy post-processingu, dokładność można zwiększyć nawet do kilku milimetrów, ale systemy geodezyjne mogą to zrobić. Do pracy z takimi systemami potrzebny jest certyfikat i pozwolenie, a ich koszt kilkadziesiąt razy przewyższa koszt domowych nawigatorów.

Na dokładność wyznaczenia współrzędnych istotny wpływ mają błędy występujące podczas procedury pomiarowej. Charakter tych błędów jest inny.

  1. Niedokładny czas. Wprowadza błąd około 1 metra.
  2. Błędy w obliczaniu orbit satelitów (udoskonalenie efemeryd). Wprowadzają błąd około 1 metra.
  3. Opóźnienia sygnału jonosferycznego. Wprowadzają błąd do 10 metrów.
  4. Odbicie wielościeżkowe od wysokich budynków i innych obiektów. Wprowadza błąd do 2 metrów.
  5. Geometryczne położenie satelitów.
  6. Opóźnienia sygnału troposferycznego.

Literatura

  1. Wykłady doktora nauk technicznych Walerija Wiktorowicza Konina. http://www.kvantn.com.ua/resourse/All/lections/lect_cont.html /link utracony/
  2. Informacje ze strony http://www.datalogger.ru/gps/ /link utracony/
  3. Informacje ze strony http://www.ixbt.com/mobile/gps.html
  4. Informacje na forum witryny http://www.gpsinfo.ru/ /link utracony/
  5. Informacje ze strony

Satelity nawigacyjne przesyłają dwa rodzaje danych – almanach i efemerydy.

Almanach - jest to zbiór informacji o aktualnym stanie całego systemu nawigacyjnego, w tym o utraconych efemerydach, służący do wyszukiwania widocznych satelitów i wyboru optymalnej konstelacji zawierającej informacje. Almanach zawiera parametry orbitalne wszystkich satelitów. Każdy satelita transmituje almanach dla wszystkich satelitów. Dane almanachu nie są zbyt dokładne i są ważne przez kilka miesięcy.

Dane efemerydy zawierają bardzo precyzyjne korekty parametrów orbity i zegarów każdego satelity, co jest wymagane do dokładnego określenia współrzędnych. Każdy satelita nawigacyjny przesyła dane wyłącznie ze swoich efemeryd.

Wiadomości nawigacyjne- Są to dane pakietowe przesyłane przez satelitę zawierające efemerydy ze znacznikami czasu i almanachem.

Sygnał nadawany przez satelity nawigacyjne można podzielić na dwa główne elementy: sygnał nawigacyjny (pseudolosowy kod dalmierza) oraz komunikat nawigacyjny (zawierający dużą ilość informacji o parametrach satelitów nawigacyjnych). Z kolei komunikat nawigacyjny zawiera dane efemeryd i almanach (ryc. 3.24). Od razu podkreślamy, że kod dalmierza przekazywany jest także w ramach komunikatu nawigacyjnego, co stanie się jasne w dalszej prezentacji.

Informacje operacyjne

(Efemerydy)

Długa forma kodu pseudolosowego

Informacje nieoperacyjne

(Almanach)

Ryż. 3.24.Struktura sygnału nawigacji satelitarnej

Można powiedzieć, że sygnał z satelitów nawigacyjnych składa się z trzech głównych elementów:

  • 1) kod pseudolosowy (dalmierz);
  • 2) almanach;
  • 3) dane efemeryd.

Odbiorniki nawigacyjne pozyskują informacje o położeniu satelitów właśnie z danych zawartych w almanachach i efemerydach satelitarnych. Wyjaśnijmy znaczenie terminu „efemerydy” (starożytna greka?(ргш?р1? - dziennie, codziennie). W astronomii jest to tabela niebiańskich współrzędnych Słońca, Księżyca, planet i innych obiektów astronomicznych, obliczona w regularnych odstępach czasu, na przykład codziennie o północy.

Efemerydy to także współrzędne sztucznych satelitów Ziemi wykorzystywane do nawigacji w systemach NAVSTAR (GPS), GLONASS, Galileo itp. Efemerydy to aktualizowana informacja o orbicie danego satelity transmitującego sygnał, gdyż rzeczywista orbita satelity może różnią się od obliczonych. To właśnie dokładne dane o aktualnej pozycji satelitów pozwalają odbiornikowi nawigacyjnemu obliczyć dokładne położenie satelity i na tej podstawie wyliczyć własne położenie. Dane efemeryd z konstelacji nawigacyjnej GLONASS publikowane są na stronie internetowej Rosyjskiej Agencji Kosmicznej (Roscosmos). Skład efemeryd satelitów GLONASS obejmuje w szczególności następujące parametry orbitalne satelitów:

  • NS - numer satelitarny;
  • data - data bazowa (UTC+3 h), GG.MM.RR;
  • TO. - czas przejścia węzła wstępującego (liczba sekund od 00 godz. 00 min 00 od daty bazowej), s;
  • Ta6 - okres obiegu, s;
  • e- ekscentryczność;
  • / - nachylenie orbity, °;
  • BO - długość geograficzna węzła wstępującego GLONASS, °;
  • argument współperygeum, °;
  • 5/, - korekta pokładowej skali czasu, s;
  • P,- numer częstotliwości liter;
  • NA - tempo zmian okresu drakońskiego. Okres drakoński - odstęp czasu pomiędzy dwoma kolejnymi przejściami ciała niebieskiego przez ten sam (wznoszący się lub zstępujący) węzeł orbitalny.

Pojęcie mimośrodu elipsy orbitalnej pokazano na ryc. 3,25:

  • A
  • główna półoś elipsy orbitalnej - B _
  • mimośród elipsy orbity: mi =

Dane efemeryd stanowią integralną część almanachu. Po otrzymaniu z almanachu podstawowych przybliżonych parametrów orbit wszystkich satelitów nawigator otrzymuje od każdego satelity własne efemerydy. Na podstawie tych dokładnych danych,

Ryż. 3,25.

parametry orbitalne, tj. dane almanachu. Efemerydy to swego rodzaju „nadbudowa” nad almanachem, która zamienia podstawowe parametry na konkretne parametry. Dane efemeryd zawierają bardzo precyzyjne korekty parametrów orbity i zegarów każdego satelity, co jest wymagane do dokładnego określenia współrzędnych.

W przeciwieństwie do almanachu, każdy satelita przesyła dane tylko z własnych efemeryd, a za ich pomocą odbiornik nawigacyjny może z dużą dokładnością określić lokalizację satelitów.

Efemerydy, które zawierają dokładniejsze dane, dość szybko stają się nieaktualne. Dane te są ważne tylko przez 30 minut. Satelity przesyłają swoje efemerydy co 30 sekund. Aktualizacje efemeryd przeprowadzane są przez stacje naziemne. Jeśli odbiornik był wyłączony na dłużej niż 30 minut i następnie włączony, to zaczyna szukać satelitów na podstawie znanego mu almanachu. Za jego pomocą wybiera satelity, do których rozpoczyna poszukiwania.

Kiedy odbiornik nawigacyjny wykryje satelitę, rozpoczyna się proces zbierania danych efemerycznych. Po odebraniu efemeryd każdego satelity dane otrzymane z satelity uznaje się za nadające się do nawigacji.

Jeśli odbiornik zostanie wyłączony i ponownie włączony w ciągu 30 minut, bardzo szybko „wyłapie” satelity, gdyż nie będzie już potrzeby ponownego gromadzenia ulotnych danych. To „gorący” początek.

Jeżeli od wyłączenia minęło więcej niż 30 minut, nastąpi „ciepły” start i odbiornik ponownie rozpocznie zbieranie danych efemeryd.

Jeżeli odbiornik został przetransportowany (wyłączony) kilkaset kilometrów lub zegar wewnętrzny zaczął pokazywać niedokładny czas, wówczas dane w istniejącym almanachu są nieprawidłowe. W takim przypadku nawigator musi pobrać nowy almanach i efemerydy. To będzie już „zimny” start.

Zaopatrywanie satelitów w efemerydy realizowane jest przez naziemny segment systemu, tj. na Ziemi wyznaczane są parametry ruchu satelitów i prognozowane są wartości tych parametrów na zadany okres czasu. Pomiar i predykcja parametrów ruchu satelity odbywa się w centrum balistycznym układu w oparciu o wyniki pomiarów trajektorii odległości do satelity i jego prędkości radialnej. Parametry i ich prognoza zawarte są w komunikacie nawigacyjnym przesyłanym przez satelitę wraz z transmisją sygnału nawigacyjnego.

W GPS almanach w połączeniu z innymi polami danych przesyłany jest co 12,5 minuty, w GLONASS co 2,5 minuty. W tabeli Na rysunku 3.3 przedstawiono dla porównania dwa parametry czasowe almanachu i efemeryd GPS. Oczywiście okres aktualizacji danych i moment ich przydatności dla almanachu i efemeryd są znacząco różne.

Tabela 3.3

Okresy aktualizacji danych orbity satelitów nawigacyjnych