Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ДИСТАНЦИОННОГО МОНИТОРИНГА ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ ТРАНСПОРТНЫХ СРЕДСТВ

Изобретение относится к способам измерения расстояний с использованием радиоволн и может быть использовано для дистанционного мониторинга местоположения транспортных средств, движущихся по известным траекториям.

Известны способы позиционирования транспортных средств на основе приема спутниковых навигационных сигналов, использующие передачу дифференциальных поправок к значениям псевдодальности, вычисляемых на базовой станции, в навигационный вычислитель транспортного средства [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. 3-е изд., перераб. М.: Радиотехника, 2005. 688 с]. Недостатками данного способа являются невозможность его реализации при отсутствии вычислителя на транспортном средстве (ТС), невозможность дистанционного оповещения абонента - удаленного владельца транспортного средства, о текущих координатах ТС и невозможность реализации при уменьшении числа видимых навигационных спутников до двух. Наиболее близким к предложенному способу является способ дистанционного мониторинга позиционирования ТС на основе приема спутниковых навигационных сигналов, использующий передачу координат ТС, вычисленных в навигационном вычислителе транспортного средства, абоненту - удаленному владельцу ТС. [https://navis.ru/ru/uslugi/bezopasnye-sistemy-monitoringa, http://www.ckpt.ru/povidam?id=29]. Недостатками данного способа являются невозможность его реализации при отсутствии вычислителя на транспортном средстве, невозможность уменьшения ошибки определения координат ТС, вычисленных с использованием стандартных способов обработки спутниковых навигационных сигналов, и невозможность реализации при уменьшении числа видимых навигационных спутников до двух.

Заявленный способ направлен на повышение точности определения текущих координат (позиционирования) транспортных средств и возможность реализации дистанционного мониторинга их позиционирования при отсутствии на борту транспортного средства навигационного вычислителя, в т.ч. при уменьшении числа видимых навигационных спутников до двух.

Поставленная задача возникает при необходимости дистанционного мониторинга позиционирования различных транспортных средств - автопоездов, железнодорожных вагонов и др., движущихся по известным траекториям (автострадам, железным дорогам и т.п.), при уменьшении числа видимых навигационных спутников до двух.

Сущность заявленного способа состоит в том, что до начала движения транспортного средства (ТС) на основании картографической информации известная траектория движения ТС разбивается на участки, аппроксимируемые с заданной точностью ортодромическими отрезками, на которых существует функциональная связь между геоцентрическими координатами, позволяющая выразить две координаты через третью, при движении ТС по известной траектории спутниковые навигационные сообщения от N (N≥2) навигационных спутников передаются одновременно на первый приемник базовой станции, на выходе которого формируются кодовые измерения псевдодальности базовой станции от каждого спутника, и приемник ТС, на выходе которого формируются кодовые измерения псевдодальности ТС от каждого спутника, которые передаются из приемника ТС в передатчик ТС, на выходе которого формируется сообщение, включающее кодовые измерения псевдодальностей ТС, идентификационный код ТС и метку времени передачи, которое передается по радиоканалу и принимается на базовой станции вторым приемником, с выхода которого принятые идентификационный код ТС и кодовые измерения псевдодальностей ТС, а также сформированные в нем кодовые измерения псевдодальности ТС до базовой станции вместе с выходными сигналами первого приемника базовой станции поступают на вход вычислителя базовой станции, где для каждого спутника формируется сумма кодовых измерений псевдодальностей ТС и ТС до базовой станции, из которой вычитаются кодовые измерения псевдодальности базовой станции и формируется уравнение невязки между полученной разностью и ее аналитическим выражением в геоцентрической системе координат с учетом функциональной связи геоцентрических координат на ортодромии, после чего из решения системы уравнений невязок для двух спутников, выбранных из расчета геометрического фактора базовой станции, итеративными методами определяются текущая помеха измерения и одна текущая координата ТС в геоцентрической системе координат, остальные две текущие координаты ТС вычисляются с использованием функциональной связи геоцентрических координат на ортодромии, после чего текущие координаты ТС вместе с идентификационным кодом ТС поступают в передатчик базовой станции, с выхода которого с меткой времени поступают абоненту. Реализация предложенного способа состоит в следующем (фиг. 1). На основании картографической информации (например, электронной карты) известная траектория движения ТС разбивается до начала движения на участки, аппроксимируемые с заданной точностью кратчайшими отрезками траектории между точками разбиения (т.н. ортодромическими отрезками). На данных ортодромических отрезках существует следующая связь между геоцентрическими (гринвичскими) координатами на ортодромической траектории, позволяющая выразить две координаты ξ, ξ через третью координату η [Соколов С.В. Синтез аналитических моделей пространственных траекторий и их применение для решения задач спутниковой навигации // Прикладная физика и математика, Т.1. вып. 2. 2013. С. 3-12]:

где , r - радиус Земли,

, , - геоцентрические координаты начальной точки ортодромического отрезка,

, , - геоцентрические координаты конечной точки ортодромического отрезка.

Это позволяет представить расстояние R_i, между i-м спутником 1 и ТС 2:

где , , - известные координаты i-го спутника 1 в геоцентрической системе координат,

ξ, η, ζ - координаты ТС 2 в геоцентрической системе координат,

функцией только координаты η:

где

с использованием которой задача дистанционного мониторинга ТС решается следующим образом.

Спутниковые сообщения от N(N≥2) навигационных спутников 1 передаются одновременно на приемник 2₁ транспортного средства 2 и первый приемник 3₁ базовой станции 3. После получения навигационного сообщения от i-го спутника 1 (i=1,…, N) и его первичной обработки на выходе приемника 2₁ ТС 2 формируются кодовые измерения псевдодальности Z_RiTC 2:

где с - скорость света,

Δτ - погрешность часов ТС 2,

ΔT_i - погрешность часов i-го спутника 1,

W_И, W_T - погрешности, обусловленные прохождением радиосигнала через ионосферу и тропосферу,

W_Ri - погрешности, включающие аппаратурные погрешности приемника 2₁ ТС 2 и передатчика i-го спутника 1, погрешности многолучевости и случайные погрешности измерения;

а на выходе первого приемника 3₁ базовой станции 3 - кодовые измерения псевдодальности Z_RБi базовой станции 3:

ξ_Б, η_Б, ζ_Б - известные координаты базовой станции 3 в геоцентрической системе координат,

Δτ_Б - погрешность часов базовой станции 3,

ΔT_i - погрешность часов i-го спутника 1,

W_И, W_T - погрешности, обусловленные прохождением радиосигнала через ионосферу и тропосферу,

W_RБi - погрешности, включающие аппаратурные погрешности первого приемника 31 базовой станции 3 и передатчика i-го спутника 1, погрешности многолучевости и случайные погрешности измерения.

Далее кодовые измерения псевдодальности ТС 2 передаются из приемника 2₁ в передатчик 2₂ ТС 2, на выходе которого формируется сообщение, включающее кодовые измерения псевдодальности, идентификационный код ТС 2 и метку времени передачи. Данные сообщения передаются по выделенному радиоканалу и принимаются на базовой станции 3 вторым приемником 3₂, функционально ориентированным только на прием сигналов от ТС 2. При этом на выходе приемника 3₂ помимо принятых кодовых измерений псевдодальности ТС 2 от i-го спутника формируются кодовые измерения псевдодальности Z_RT ТС 2 до базовой станции 3:

где

Δτ - погрешность часов ТС 2,

Δτ_Б - погрешность часов базовой станции 3,

W_RT - погрешности, включающие аппаратурные погрешности приемника 3₂ базовой станции 3 и передатчика 2₂ ТС 2, погрешности многолучевости и случайные погрешности измерения.

Выходные сигналы приемников 3₁ 3₂ поступают на вход вычислителя 4 базовой станции 3, где с целью определения текущих параметров движения ТС 2 вторичной обработке подвергается следующая комбинация сигналов Z_R*: кодовых измерений псевдодальности Z_Ri ТС 2, кодовых измерений псевдодальности Z_RБi и кодовых измерений псевдодальности Z_RT ТС 2 до базовой станции 3:

Сформированный таким образом сигнал Z_R*i свободен от погрешностей, в наибольшей степени влияющих на точность спутниковой навигации: погрешностей часов ТС 2, базовой станции 3 и спутника 1, а также погрешностей, обусловленных прохождением радиосигнала через ионосферу и тропосферу. Более того, линейная комбинация погрешностей W_R*i=W_Ri - W_RБi+W_RT не зависит от помех, также существенно влияющих на общую точность решения навигационной задачи: аппаратурных погрешностей передатчика спутника 1 и погрешностей многолучевости при передаче навигационных сообщений от /-го спутника 1. В целом, это резко снижает уровень помех в сигнале Z_R*i что повышает точность оценки параметров движения ТС 2 при вторичной обработке в вычислителе 4, которая состоит в определении параметров движения ТС 2 из решения системы уравнений невязок, полученных по измерениям двух спутников, выбранных из расчета геометрического фактора базовой станции 3 (или при сокращении состава спутниковой группировки до двух спутников - по измерениям оставшихся):

где W_R*=W_R*i=const в текущий момент времени.

Решением данной нелинейной системы уравнений является вектор который определяется для каждого момента времени известными итеративными методами (например, методом Ньютона или его модификациями). На основании полученного значения координаты η рассчитываются две другие координаты ξ, ζ по соотношениям (1).

Полученные текущие координаты ТС 2 и его идентификационный код поступают в передатчик 5 базовой станции 3, с выхода которого с меткой времени поступают абоненту.

Предложенный способ обработки навигационных сигналов позволяет, во-первых, существенно снизить уровень помех, обусловленных погрешностями часов ТС и спутника, прохождением радиосигнала через ионосферу и тропосферу, аппаратурными погрешностями передатчика спутника и погрешностями многолучевости при передаче навигационных сообщений от спутника, а во-вторых, осуществлять решение задачи спутниковой навигации ТС при сокращении состава спутниковой группировки до двух спутников, и, тем самым, существенно повысить точность определения текущих координат ТС и его устойчивость к пропаданию спутниковых сигналов.