УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОНТРОЛЯ ЦЕЛОСТНОСТИ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИОННЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Российский патент 2015 года по МПК G01S19/00 

Изобретение относится к радионавигации и может быть использовано для решения задачи контроля целостности (КЦ) системы навигационных космических аппаратов (НКА). Целостность навигационной системы является составной и главной частью достоверности навигационных измерений.

Целостность использования спутниковой радионавигационной системы (СРНС) означает способность системы исключить неверную спутниковую информацию из последующей обработки, то есть изолировать отказавший спутник. Под отказом спутника здесь понимают такое его состояние, при котором использование его радионавигационных параметров, определяемых по сигналу этого НКА, ухудшает точность определения координат и времени потребителя, превышающих заданный порог. Закладка оперативной информации в НКА СРНС ГЛОНАСС осуществляется один раз в 12 часов. В промежутке между закладкой информации наземный контрольный сегмент выполняет оперативный контроль за функционированием НКА. Однако такой контроль не может осуществляться из-за ограниченного времени видимости НКА наземным контрольным сегментом. Поэтому КЦ целесообразно проводить всеми доступными способами: автономно на борту НКА; наземным контрольным сегментом СРНС; геостационарными спутниками; аппаратурой контрольных станций и других радионавигационных систем с последующей передачей информации о целостности НКА потребителем собственно в АП.

Контроль целостности радионавигационного поля СРНС (прототип) заключается в контроле качества излучаемых НС навигационных радиосигналов и качества передаваемой ими навигационной информации с целью поддержания высокой достоверности навигационных измерений и/или предупреждения потребителей о состоянии системы. Недостатки этого контроля заключаются в его неполноте. Например, средства самоконтроля рассчитаны на обнаружение не всех возможных нарушений в работе каждой бортовой системы НС; неисправности самих средств контроля не обнаруживаются и не сопровождаются передачей соответствующего сообщения потребителям; искажение эфемерид не может быть обнаружено на самом НС и т.д. Заметим, что иногда с грубыми ошибками в дальномерных измерениях, вызванными соответствующими отказами НС, целесообразно бороться не исключением сигнала отказавшего спутника, а использованием избыточных навигационных определений.

Предлагается для КЦ СРНС использовать свойство самой системы НКА: спутники орбиты одной плоскости размещаются равномерно и расстояние между ними не меняется. НКА имеет в своем составе бортовой управляющий комплекс, бортовой навигационный передатчик, бортовой хронизатор [1]. Непосредственно в состав бортового управляющего комплекса НКА входят бортовая аппаратура (БА) командной системы, бортовой вычислительный комплекс, блок управления и бортовая телеметрическая система [1].

Цель изобретения: создание устройства, расширяющего функции НКА в известном устройстве, определение координат НКА относительно соседнего НКА на орбите. Это позволит контролировать положение НКА относительно соседних НКА для формирования признака достоверности навигационной информации НКА.

Указанная цель достигается тем, что в устройство для контроля целостности системы навигационных космических аппаратов дополнительно устанавливается усилитель мощности (УМ) навигационного сигнала, антенна, навигационная аппаратура потребителя (НАП) и решающее устройство (РУ), причем для первого НКА на данной орбите вход УМ подключен к бортовой аппаратуре первого НКА, а выход УМ подключен к антенне, сигнал от которой поступает на вход НАП второго НКА, выход которой подключен к входу РУ второго НКА, выход которого подключен к входу бортовой аппаратуры второго НКА, для второго НКА вход УМ подключен к бортовой аппаратуре второго НКА, а выход УМ подключен к антенне, сигнал от которой поступает на вход НАП третьего РЖА, выход которой подключен к входу РУ третьего НКА, выход которого подключен к входу бортовой аппаратуры третьего НКА, и так далее, выход НАП первого НКА, получая сигнал от последнего НКА данной орбиты, подключен к входу РУ первого НКА, выход которого подключен к входу бортовой аппаратуры этого НКА, в решающих устройствах НКА принимается решение о превышении порогового значения величины изменения расстояния до соседнего НКА и выдачи сигнала об отказе НКА в бортовой управляющий комплекс НКА.

Получение измерительной информации непосредственно на борту НКА от соседнего НКА позволяют существенно повысить достоверность формирования признака достоверности навигационной информации НКА. Это, а также реализуемость блоков предлагаемого устройства на стандартных, выпускаемых промышленностью элементах, позволяет сделать вывод о соответствии технического решения критерию «промышленная применимость».

На фиг.1 представлена структурная схема устройства для эфемеридного обеспечения НКА.

Устройство содержит блоки 1, 2 в качестве первого и второго НКА одной орбиты соответственно, а также блок 3 восьмого (последнего) НКА этой орбиты, включающие соответственно блоки 4, 9, 14 бортовой аппаратуры НКА, блоки 5, 10, 15 РУ, блоки 6, 11, 16 НАП, блоки 7, 12, 17 УМ, блоки 8, 13, 18 антенн этих НКА.

Выходы блоков 6, 11, 16 НАП КА подключены соответственно к входам блоков 5, 10, 15 РУ, выходы блоков 5, 10, 15 подключены соответственно к входам блоков 4, 9, 14 бортовой аппаратуры НКА, выходы блоков 4, 9, 14 подключены соответственно к входам блоков 7, 12, 17 УМ, выходы которых подключены соответственно к входам блоков 8, 13, 18 антенн НКА, выходы блоков 8 и 18 антенн первого и восьмого НКА подключены ко входам блоков 11 и 6 НАП второго и первого НКА, выход блока 13 антенны второго НКА подключен ко входу НАП соседнего по орбите, третьего, НКА, а выход антенны седьмого НКА подключен ко входу блока 16 НАП восьмого НКА.

Устройство для контроля целостности системы навигационных космических аппаратов работает следующим образом.

Радионавигационные сигналы, формируемые бортовой аппаратурой первого НКА, усиливаемые усилителем мощности, поступают на антенну и передаются второму НКА, где они принимаются НАП и передаются в РУ, выдающему признак достоверности навигационной информации НКА в бортовую аппаратуру второго НКА. Радионавигационные сигналы, формируемые бортовой аппаратурой второго НКА, усиливаемые усилителем мощности, поступают на антенну и передаются третьему НКА, где они принимаются НАП и передаются в РУ, выдающему признак достоверности навигационной информации НКА в бортовую аппаратуру третьего НКА и так далее. Радионавигационные сигналы, формируемые бортовой аппаратурой последнего, восьмого НКА, усиливаемые усилителем мощности, поступают на антенну и передаются первому НКА, где они принимаются НАП и передаются в РУ, выдающему признак достоверности навигационной информации НКА в бортовую аппаратуру первого НКА.

В РУ проводится определение расстояния между соседними НКА, сравнение этой величины с заданным значением и при превышении разницы в значениях порогового значения выдает признак отказа НКА в бортовую аппаратуру НКА, закладывающую эти данные в состав оперативной информации в качестве признака достоверности в навигационном кадре.

ИСТОЧНИКИ, ПРИНЯТЫЕ ВО ВНИМАНИЕ

1. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС/ Под ред. В.Н. Харисова, А.И. Перова, В.А. Балдина - 2-е изд. испр. М.: ИПРЖР, 1999 (прототип).

Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться в навигационной аппаратуре потребителя. Технический результат состоит в повышении эффективности решения задачи автономного контроля целостности системы навигационных космических аппаратов(НКА). Для этого устройство содержит 8 НКА одной орбиты, включающие бортовую аппаратуру НКА, усилитель мощности навигационного сигнала, антенну, навигационную аппаратуру потребителя, решающее устройство. 1 ил.

Устройство для контроля целостности поля системы навигационных космических аппаратов (НКА), состоящее из восьми НКА одной орбиты, в каждом из которых имеется бортовая аппаратура, усилитель мощности (УМ), антенна и навигационная аппаратура потребителя (НАП), отличающееся тем, что в каждом из НКА дополнительно устанавливается усилитель мощности (УМ) навигационного сигнала, антенна, навигационная аппаратура потребителя (НАП) и решающее устройство (РУ), причем для первого НКА на данной орбите выход бортовой аппаратуры первого НКА подключен к входу УМ, а выход УМ подключен к антенне, которая подает сигнал на вход НАП второго НКА, а выход НАП второго НКА подключен к входу бортовой аппаратуры второго НКА, для второго НКА выход бортовой аппаратуры НКА подключен к входу УМ, а выход УМ подключен к антенне, которая подает сигнал на вход НАП третьего НКА, выход которой подключен к входу бортовой аппаратуры третьего НКА и так далее, для восьмого НКА выход бортовой аппаратуры НКА подключен к входу УМ, а выход УМ подключен к антенне, которая подает сигнал на вход НАП первого НКА, выход которой подключен к входу бортовой аппаратуры первого НКА.