1. Podaj definicję praw Keplera oraz praw dynamiki Newtona.

Prawa Keplera

I. Każda planeta porusza się po orbicie eliptycznej, w jednym z ognisk elipsy znajduje się Słońce,

II. Promień wodzący planety (linia łącząca środek masy Słońca i środek masy planety) zakreśla w równych interwałach czasu równe pola,

III. Sześciany półosi wielkich orbit planet są wprost proporcjonalne do kwadratów okresów obiegu tych planet wokół Słońca.

Prawa dynamiki Newtona

I prawo: każde ciało pozostaje w spoczynku lub porusza się ruchem jednostajnym prostoliniowym jeżeli nie działa na niego żadna siła lub działające siły równoważą się.

II prawo: zmiana momentu pędu ciała jest proporcjonalna do działającej siły, a kierunek tej zmiany jest zgodny z kierunkiem y. działającej sił

III prawo: Jeżeli na ciało działa siła to odpowiada ono siłą równa lecz przeciwnie skierowaną.

1. Podaj definicje I i II prędkości kosmicznej.

Pierwszą prędkością kosmiczną względem ciała niebieskiego nazywamy prędkość kołową satelity po powierzchni tego ciała

Drugą prędkością kosmiczną względem ciała niebieskiego nazywamy minimalną prędkość jaką należy nadać satelicie na powierzchni tego ciała aby mógł opuścić strefę jego przyciągania grawitacyjnego.

Trzecią prędkością kosmiczną nazywamy minimalną prędkość jaką należy nadać satelicie na powierzchni Ziemi aby mógł opuścić Układ Słoneczny.

1. Jakie są główne problemy do rozwiązania dla geodezji satelitarnej?

1. Wyznaczenie precyzyjnych współrzędnych stacji obserwacyjnych w globalnym, regionalnym lub lokalnym układzie współrzędnych,

2. Wyznaczenie modelu pola grawitacyjnego Ziemi (geoidy),

3. Pomiar i modelowanie procesów geodynamicznych takich jak np. rotacja Ziemi lub ruchy płyt tektonicznych.

1. Jakie są główne zalety pomiarów geodezji satelitarnej w stosunku do klasycznych pomiarów naziemnych?

1. Zaletą techniki satelitarnej jest przede wszystkim dobra widoczność satelity ze stacji nawet bardzo od siebie odległych, co pozwala na tworzenie globalnych trójwymiarowych sieci geodezyjnych i pomiar współrzędnych w globalnym układzie odniesienia. Te rozważania prowadzą do rozwoju tzw. metod geometrycznych geodezji satelitarnej.

2. Satelity mogą być również rozważane jako sensory zmiennego pola grawitacyjnego Ziemi. Wszelkie odchylenia orbit satelitów od orbity keplerowskiej służą do wyznaczenia modelu grawitacyjnego pola Ziemi (modelu geoidy). Te rozważania prowadzą do rozwoju tzw. dynamicznych metod geodezji satelitarnej. Pierwsze opracowania obserwacji satelitarnych pozwoliły wyznaczyć z dużą dokładnością spłaszczenie Ziemi jak również niesymetryczność Ziemi względem jej równika.

3. Jednoczesne wyznaczanie globalnych współrzędnych stacji oraz pola grawitacyjnego Ziemi pozwala śledzić zmiany procesów geodynamicznych takich jak: zmiany rotacji Ziemi, ruchy płyt tektonicznych oraz lokalne ruchy stacji obserwacyjnych spowodowane pływami, trzęsieniami Ziemi lub innymi deformacjami skorupy ziemskiej.

4. Gdy orbity rozpatrywane są w geocentrycznym układzie współrzędnych wówczas poprzez obserwacje satelitów na tych orbitach możemy wyznaczać współrzędne geocentryczne stacji w globalnym Ziemskim układzie odniesienia. W geodezji satelitarnej w zależności od rozpatrywania różnej długości łuków orbitalnych rozróżnia się: techniki krótkich łuków< 30 dni oraz techniki długich łuków > 30 dni.

1. Na czym polega ograniczone zadanie n-ciał?

Jednym z zagadnień, którymi zajmuje się mechanika nieba jest „zadanie n-ciał”, które posiada jednoznaczne rozwiązanie tylko dla n=2.

W zagadnieniach ruchu sztucznych satelitów Ziemi mamy do czynienia ze szczególnym przypadkiem „zadania n-ciał”, gdzie n=4 (Słońce, Ziemia, Księżyc i satelita). Należy jednak założyć, że ciała o małej masie (tzw. ciała pasywne) nie wpływają na ruch ciał o dużych ciałach aktywnych). „Ograniczone zadanie n-ciał” polega na badaniu ruchu ciała pasywnego pod wpływem grawitacyjnego oddziałania (n-1) ciał aktywnych.

W szczególnym przypadku gdy mamy jedno duże ciało centralne (aktywne), a wpływ sił grawitacyjnych innych ciał jest mały to można założyć, że mamy do czynienia z „zadaniem 2-ciał”. Jeżeli rozmiar satelity jest mały w stosunku do jego odległości od ciała centralnego możemy przyjąć, że cała masa satelity skupiona jest w jego środku ciężkości. „Zadanie 2-ciał”polega więc na badaniu ruchu punktu materialnego (satelity) w polu grawitacyjnym wytworzonym przez masę ciała centralnego skupioną w jego środku ciężkości.

1. Jakimi elementami orbity opisywany jest ruch sztucznych satelitów Ziemi? Które z nich odpowiadają za położenie płaszczyzny orbity w przestrzeni, a które za kształt orbity?

2. Wymień perturbacje w ruchu sztucznego satelity Ziemi. Opisz wpływ tych perturbacji na orbitach typu LEO, ME0 i GEO.

Gdyby Ziemia była kulą odizolowaną od innych ciał niebieskich i pozbawioną atmosfery oraz na poruszającego się satelitę nie działały żadne siły zewnętrzne to jego orbita byłaby elipsą o stałym kształcie i rozmiarach zaś jej płaszczyzna przechodziłaby przez środek ciężkości Ziemi.

W rzeczywistości wszystkie te warunki nie są spełnione, a czynniki, które powodują zmiany elementów orbity nazywamy perturbacjami(zakłóceniami).

Zmiany elementów orbit mogą mieć charakter wiekowy i okresowy. Perturbacje wiekowe to takie dla których zmiany elementów orbity są proporcjonalne do czasu. Wśród perturbacji okresowych rozróżniamy krótkookresowe tzn. takie gdzie okres jest równy okresowi obiegu satelity wokół Ziemi oraz długookresowe tzn. takie których okres jest równy okresowi czasu przemieszczenia pericentrum orbity o kąt 2π.

Największe perturbacje orbit powoduje spłaszczenie Ziemi oraz opór atmosfery.

Wszystkie siły perturbujące ruch satelity spowodowane są:

• przyspieszeniem ze względu na niekulisty kształt Ziemi oraz nierównomiernym rozmieszczeniem mas w jej wnętrzu,

• Przyspieszeniem grawitacyjnym pochodzącym od innych ciał niebieskich (Słońce, Księżyc, planety)

• Przyspieszeniem ze względu na pływy skorupy ziemskiej oraz pływy oceaniczne

• Przyspieszeniem ze względu na opór atmosfery

• Przyspieszenie wywołane ciśnieniem światła słonecznego oraz światła odbitego od Ziemi.

.

1. Jakie znamy definicje okresu obiegu satelity?

1) Drakoniczny–okres czasu pomiędzy dwoma przejściami przez równik Ziemski,

2) Anomalistyczny–okres czasu pomiędzy dwoma przejściami przez perigeum,

3) Syderyczny–okres czasu jaki potrzebuje satelita na przejście od pewnego punktu początkowego orbity do punktu, który leży w płaszczyźnie przechodzącej przez promieńwodzący punktu początkowego i prostopadłej do płaszczyzny orbity oskulacyjnejw punkcie początkowym,

4) Oskulacyjny–okres czasu obiegu satelity po orbicie keplerowskiej, po której satelita poruszałby sięgdyby w pewnym momencie przestały działaćwszystkie siły zakłócające.

1. W jaki sposób przebiega proces gwałtownego spalenia satelity w atmosferze ziemskiej?

Ze względu na opór atmosfery satelita porusza się po spirali w taki sposób, że traci swoją wysokość-wówczas zgodnie z III prawem Keplera porusza się coraz szybciej, ale zbyt wolno by utrzymać wysokość, w wyniku czego dalej spada zwiększając przy tym swoją prędkość. Podczas zbliżania się satelity do powierzchni Ziemi gęstość atmosfery rośnie co powoduje większe hamowanie satelity. Dla okresu obiegu ok. 87min i wysokości 150km nad Ziemią następuje gwałtowne spalanie satelity.

1. Przedstaw klasyfikację satelitarnych metod obserwacyjnych.

Earth to spac emethods

-Obserwacje kierunków do satelity

• Satelitarne pomiary odległości (SLR, LLR)

• Obserwacje dopplerowskie (TRANSIT, DORIS)

• Globalny nawigacyjny system pozycyjny GNSS (GPS i GLONASS, w przyszłości GALILEO i COMPASS)

Space to Earth methods:

- Altymetria satelitarna

- spaceborn laser

- radiometria satelitarna

Space to Space methods:

- Satelliteto satellitetracking(SST)

1. Jaka jest różnica pomiędzy systemem a układem odniesienia?

- System odniesienia(reference system) stanowi zbiór zaleceń i ustaleń wraz z opisem modeli niezbędnych do zdefiniowania początku, skali i orientacji osi oraz ich zmienności w czasie.

- Układ odniesienia(reference frame) stanowi praktyczną realizacje systemu odniesienia. Są to wyznaczone z obserwacji parametry opisujące początek, skalę i orientacje osi oraz ich zmienność w czasie

- Np. niebieski system odniesienia definiowany był na epokę poprzez płaszczyznę równika oraz kierunek do punktu równonocy wiosennej. Realizacją niebieskiego systemu odniesienia był niebieski układ odniesienia w postaci zbioru pozycji gwiazd na epokę, Współrzędne gwiazd (rektazcenzja i deklinacja) definiowały niebieski układ odniesienia.

1. Jak nazywa się obecnie obowiązujący niebieski system odniesienia, jak jest zdefiniowany oraz co jest jego realizacją?

Od 1991 roku zgodnie z rezolucją Generalnego Zgromadzenia IUGG w Wiedniu obowiązującym systemem odniesienia stał się Conventional Terrestrial Reference System(CTRS). Początkiem CTRS jest środek masy Ziemi z uwzględnieniem oceanów i atmosfery. Jest to system geocentryczny, którego jednostką jest m (SI), a orientacja osi zgodna z orientacją osi systemu BTS84 (BIH Terrestrial System84), zaś zmienność tej orientacji w czasie jest określona przez zastosowanie warunku, że suma ruchów poziomych płyt tektonicznych nie zawiera składowej obrotu. Systemowi nadano później nazwę(International Terrestrial Reference System(ITRS). Realizacją systemu ITRS jest układ odniesienia International Terrestrial Reference Frame(ITRF): Układy ITRF88, ITRF89, …, ITRF96, ITRF97, ITRF2000, ITRF2005 i ITRF2008, zostały wyznaczone z obserwacji technik VLBI, SLR, LLR, GPS i DORIS.

15. Wymień zadania Międzynarodowej Służby Ruchu Obrotowego Ziemi i Układów Odniesienia (IERS).

Do zadań IERS należą:

• Definicja systemu ICRF i jego realizacji ICRF.

• Definicja systemu ITRS i jego realizacji ITRF.

• Archiwizacja parametrów orientacji Ziemi (EOP –Earth Orientation Parameters) wyznaczanych różnymi technikami geodezji kosmicznej i satelitarnej.

• Analiza danych geofizycznych do interpretacji zmian EOP, ICRF oraz ITRF

• Określenie standardów stałych i modeli.

• Koordynacja działań służb IVS, ILRS, IGS, IDS odpowiednio dla różnych technik pomiarowych: VLBI, SLR, GNSS i DORIS.

16. W jaki sposób realizowana jest światowa skala czasu atomowego?

Międzynarodowy czas atomowy TAI(Temps Atomique International) posiada jednostajną skalę czasu. Definicja sekundy tego czasu została podana na 13-tej Międzynarodowej Konferencji Komitetu Miar i Wag w Paryżu w 1967 roku:

Skala czasu atomowego jest wyznaczana przez BIPM (Bureau International des Poids et Mesures) w Meudon pod Paryżem na podstawie uśredniania obserwacji wielu zegarów atomowych znajdujących się w różnych laboratoriach na świecie. W 2002 roku na świecie było około 250 zegarów atomowych. 1 stycznia 1958 roku epoka TAI była równa epoce czasu UT1. Ze względu na spowolnienie prędkości obrotowej Ziemi różnica ta zwiększa się, a 1 stycznia 2003 roku wynosiła 32.3s

17. Z których technik geodezji kosmicznej i satelitarnej wyznaczane są parametry ruchu obrotowego Ziemi oraz do czego są one wykorzystywane?

1.radiointerferometria długich baz VLBI(VeryLongBaselineInterferometry)

–realizuje podstawowy układ współrzędnych niebieskich ICRF

–jedyna technika wyznaczająca parametry nutacyjne oraz czas UT1-UTC

2.laserowe obserwacje satelitów SLR(SatelliteLaser Ranging)

–brak długookresowej stabilności wyznaczeńUT1-UTC

–wyznacza współczynniki pola grawitacyjnego oraz ruchy geocentrum

3.globalny system lokalizacyjny GPS(GlobalPositioningSystem)

–łatwe wyznaczanie EOP z wysoka rozdzielczościączasową,

4.laserowe obserwacje Księżyca LLR(LunarLaser Ranging),

5.DORIS(Doppler Orbitographyand Radiopositioning Integratedby Satellites).

18. Jaka są zależność pomiędzy czasem UT1-UTC, zmianą długości doby ziemskiej a szybkością obrotową Ziemi?

Czas uniwersalny UT1Czas UT1--UTC lub zmiana dUTC dłługougośści ci doby ziemskie jdoby ziemskiej

Na początku XX wieku główny wysiłek badawczy skierowany zostałna odniesienie pomiarów czasu uniwersalnego do wspólnego zegara. Pomiarów tych dokonywano wówczas przy pomocy zegarów wahadłowych. Koordynacją odpowiednich działań zajęło się powołane specjalnie do tego celu w roku 1919 Międzynarodowe Biuro Czasu (BureauInternationalde l’Heure–BIH). Wykrycie zmian sezonowych w ruchu obrotowym Ziemi w roku 1937 przez Stoyko zaowocowało wprowadzeniem w roku 1956 trzech nowych skal czasu uniwersalnego: czasu uniwersalnego prawdziwego UT0, czasu uniwersalnego średniego UT1 oraz czasu uniwersalnego quasi-jednostajnego UT2. W roku 1955 powstał pierwszy cezowy zegar atomowy, a w roku 1967 sekunda atomowa stała się wzorcem sekundy w układzie SI. Dwa lata później Międzynarodowy Doradczy Komitet Radiotelekomunikacji (InternationalRadio ConsultativeCommittee–CCIR) wprowadziłpo raz pierwszy oficjalnąnazwęUniwersalnego Czasu Koordynowanego (UniversalTimeCoordianted–UTC). W roku 1969 CCIR podjął decyzję, że do UTC należy co jakiś czas wprowadzać skoki jednosekundowe, tak aby różnica pomiędzy tym czasem a czasem uniwersalnym UT1 nie przekraczała 0.9s.

Rozwój techniki radiowej pozwolił na dystrybucję sygnałów czasu. W roku 1919 powołana została służba BIH, której główną rolą miała być koordynacja działań, mających na celu odniesienie pomiarów czasu uniwersalnego do wspólnego zegara. Do pomiarów tych stosowano wówczas zegary wahadłowe. W roku 1929 dokonano pierwszej globalnej syntezy czasu UT, która wykazała, że dla stacji obserwacyjnych o rożnych szerokościach geograficznych wyznaczone wartości czasu UT są rożne. Przyczyną tych niezgodności były zmiany kierunku osi obrotowej Ziemi. Czas uniwersalny prawdziwy UT0 jest to czas UT bazujący na obserwacjach przejść gwiazd przez południki miejscowe pojedynczych stacji obserwacyjnych.

Czas uniwersalny średni UT1 jest to czas wyznaczony z czasu UT0 przez wprowadzenie poprawki ze względu na chwilowe położenie bieguna ziemskiego. Czas uniwersalny quasi-jednostajny UT2 jest otrzymywany z czasu UT1 przez zastosowanie wzoru empirycznego w celu usunięcia efektów wywołanych przez sezonowe zmiany w ruchu obrotowym Ziemi. W roku 2003 wprowadzono całkowicie nową efinicję czasu UT1 (zgodnie z odpowiednią rezolucją z roku 2000), opartą na teorii Non-RotatingOrigin(NRO) na ruchomym równiku. W chwili obecnej czas UT1 zależy w sposób liniowy od tzw. Kąta Obrotu Ziemi (EarthRotationAngle–ERA)

18. Na czym polega „initial value problem”, a na czym „ephemeries computation”?

Podstawowym problemem przy wyznaczaniu orbit jest wyznaczenie elementów orbity z obserwacji do satelity lub na podstawie informacji a-priori o pozycji i prędkości satelity.

Initialvalu problem–elementy orbity wyznaczane są na podstawie wektora pozycji i prędkości satelity r i v

Ephemeries computation-Na podstawie elementów orbity mogą być wyznaczone wektory pozycji i prędkości satelity

18. Jak zdefiniowane są globalne astronomiczny i elipsoidalny systemy odniesienia?

Oś Z' globalnego elipsoidalnego systemu odniesienia skierowana jest od środka elipsoidy do bieguna północnego. Oś X' globalnego elipsoidalnego systemu odniesienia jest skierowana do zerowego południka elipsoidalnego a oś Y' jest prostopadła do pozostałych dwóch i skierowana na wschód. Geograficzne elipsoidalne współrzędne punktu P to elipsoidalna szerokość φ, elipsoidalna długość λ, oraz elipsoidalna wysokość h. Położenie punktu Pi w lokalnym elipsoidalnym systemie odniesienia określone jest przez azymut elipsoidalny α, elipsoidalną odległość zenitalną ζ oraz odległość s. Oś ze elipsoidalnego systemu odniesienia zachowuje kierunek normalnej do elipsoidy, a oś xe leży na południku elipsoidalnym.

18. Jakie znamy techniki pomiarowe geodezji kosmicznej i satelitarnej oraz jakie są ich wady i zalety?

Kosmiczna:

• SLR - Satellite Laser Ranging

• GPS – Global Positioning System

• GLONASS - Globalnaja Nawigacionnaja Sputnikowaja Sistiema

• GALILEO

• COMPASS

Satelitarna:

• DORIS - Doppler Orbitography by Radiopositioning Integrated on Satellite

• SST - Satellite to Satellite Tracking

• EGNOS - European Geostationary Navigation Overlay

• Service (Europejski System Wspomagania Satelitarnego)

• Altimetria Satelitarna

• VLBI - Very Long Baseline Interferometry

18. Jakie znamy rodzaje orbit ze względu na ich wysokość oraz jakie są ich zalety i wady?

LEO (Low Earth Orbit) < 2000km

zalety: niski koszt misji, duża siła sygnału wysyłanych fal z satelitów, szybko zmienne przesunięcie dopplerowskie,

wady: duży wpływ pola grawitacyjnego i atmosfery na perturbacje orbit, satelity widoczne na niebie tylko 15-20min, dla celów komunikacyjnych wymagana jest duża liczba satelitów.

MEO (Medium Earth Orbit): 5000-20000km

zalety: satelity widoczne kilka godzin, orbity nie są perturtbowane oporem atmosfery oraz anomalnym polem grawitacyjnym Ziemi,

wady: wolno zmieniające sięprzesunięcie dopplerowskie, wysoki koszt misji.

GEO (Geostationary Orbit): 36000km

zalety: satelity na stabilnych orbitach, kilka satelitów wystarczy do zapewnienia globalnego pokrycia w małych szerokościach geograficznych.

wady: wysoki koszt misji, ograniczone miejsce na orbicie, brak pokrycia pomiarami dla obszarów polarnych.

IGSO (InclinedGeo-SynchronousOrbit): T=24h, i≠0

HEO (HighlyEllipticalOrbit): 500-50000km

18. Co to jest orbita zsynchronizowana ze Słońcem?

Orbity synchroniczne ze Słońcem projektowane są dla satelitów, które muszą być oświetlone cały czas przez Słońce. Jest to zapewnione jeżeli:

Ω=3600/365days=0.99863o/days

Jeżeli powodem zmiany dΩ/dt jest spłaszczeniem Ziemi c20 wówczas:

Nachylenie orbity powinno wówczas wynosić i=99,47^o

18. Co oznaczają konfiguracje „low-high” oraz „low-low” w technice SST?

Obserwacje odległości i zmian odległości (SST –Satellite to Satellite Tracking)Metoda ta znalazła zastosowanie do badania zmian pola grawitacyjnego Ziemi. Obserwacjami w tej metodzie są odległość oraz jej zmiany (tzn. względna prędkość jednego satelity względem drugiego).

Low-high configuration– satelita na niskiej orbicie (100-) jest śledzony przez satelitę znajdującego na orbicie MEO lub GEO. Przykładem mogą być satelity CHAMP i GOCE (z odbiornikami GPS na pokładzie) śledzone przez satelity GPS, w celu badania wysokich harmonik ziemskiego pola grawitacyjnego.

Low-low configuration– satelita na niskiej orbicie jest śledzony przez drugiego satelitę również na niskiej orbicie. Przykładem jest satelita GRACE

18. Na czym polega technika laserowych pomiarów odległości do satelitów (SLR) oraz jakie są podstawowe zalety i wady tej techniki?

Technika pomiaru dalmierzem laserowym opiera się na pomiarze czasu propagacji fali elektromagnetycznej pomiędzy stacją a satelitą. Ze stacji naziemnej wysyłany jest do satelity impuls laserowy, który odbija się od odbłyśników laserowych znajdujących się na jego powierzchni, a następnie powraca do stacji. Mierzony jest interwał czasu od momentu wysłania do momentu odbioru sygnału. Odległość stacja - satelita obliczana jest ze wzoru

r = cΔt/2

gdzie:

r –odległość stacja – satelita,

c – prędkość światła

Dokładność1cm lub wyższa pozwala na wyznaczenie układów odniesienia, precyzyjnych orbit satelitów, a także modelowania pola grawitacyjnego Ziemi. Laserowe pomiary odległości do satelitów są najbardziej precyzyjnymi pomiarami w geodezji satelitarnej.

Korzyści stosowania techniki laserowej:

− wyznaczenie współrzędnych stacji, a w szczególności ich

wysokości,

− niezależna kontrola innych technik geodezji satelitarnej takich jak:

PRARE, DORIS i GPS.

Wady techniki laserowej:

− duża zależność od zmian pogodowych,

− wysokie koszty budowy oraz utrzymania,

− nierównomierne rozmieszczenie stacji laserowych na powierzchni

Ziemi w odróżnieniu od GPS i DORIS.

− brak możliwości przestawiania urządzenia pomiarowego.

18. Co wchodzi w skład systemu naziemnego w technice SLR?

Podstawowymi składnikami systemu naziemnego są:

−generator i transmiter impulsów laserowych wraz z systemem optycznym i mechanicznym,

−detektor do analizowania światła powracającego wraz z teleskopem odbierającym sygnał.

−urządzenie do pomiaru czasu pomiędzy wysłanym i odebranym impulsem laserowym.

Dodatkowo system posiada wiele urządzeń kontrolnych do rejestracji czasu pomiaru w momentach czasu uniwersalnego UT1-UTC.

18. Jak dzielimy systemy obserwacji laserowych w zależności od dokładności pomiaru?

Systemy laserowe w zależności od dokładności pomiaru dzieląsięna następujące grupy:

First generation,-długość impulsu laserowego 10 -40 ns co odpowiada precyzji pomiaru rzędu 1 .

Second generation, długość impulsu laserowego 2 -5 ns co odpowiada precyzji pomiaru rzędu do .

Third generation, długość impulsu laserowego 0.1 -0.2 ns co odpowiada precyzji pomiaru rzędu 1 do , z możliwością detekcji nawet jednego fotonu.

Nowa generacja systemu jest w fazie rozwoju. Grupy pierwszej i drugiej generacji praktycznie zostały wycofane z użycia.

18. Jakie są korzyści oraz wady stosowania techniki laserowych pomiarów odległości do satelitów?

Dokładność 1cm lub wyższa pozwala na wyznaczenie układów odniesienia, precyzyjnych orbit satelitów, a także modelowania pola grawitacyjnego Ziemi. Laserowe pomiary odległości do satelitów są najbardziej precyzyjnymi pomiarami w geodezji satelitarnej.

Korzyści stosowania techniki laserowej:

− wyznaczenie współrzędnych stacji, a w szczególności ich

wysokości,

− niezależna kontrola innych technik geodezji satelitarnej takich jak:

PRARE, DORIS i GPS.

Wady techniki laserowej:

− duża zależność od zmian pogodowych,

− wysokie koszty budowy oraz utrzymania,

− nierównomierne rozmieszczenie stacji laserowych na powierzchni

Ziemi w odróżnieniu od GPS i DORIS.

− brak możliwości przestawiania urządzenia pomiarowego.

18. Wymień znane satelity pasywne oraz kilka satelitów aktywnych stosowanych w technice laserowych pomiarów odległości do satelitów

Pasywne: STARLETTE, STELLA,LAGEOS-1/2, AJISAI, ETALON-1/2, GFZ-1 oraz WESTPAC.

Aktywne: Jason, Envisat, ERS, GRACE A/B, CHAMP, GOCE, T/P

18. Co wyznaczane jest z laserowych pomiarów odległości do satelitów?

− modele pływów oceanicznych i skorupy Ziemskiej,

− model pola grawitacyjnego Ziemi,

− współrzędne stacji w układzie geocentrycznym,

− ruch bieguna Ziemskiego oraz zmiany prędkości obrotowej Ziemi,

− tarcie pływowe.

- model sił niegrawitacyjnych

− pomiary dla wyznaczenia precyzyjnego ziemskiego układu odniesienia,

− wyznaczenie ruchu płyt tektonicznych,

− wyznaczenie parametrów ruchu obrotowego Ziemi,

− wyznaczenie długofalowych składowych geopotencjału.

18. Co należałoby obliczyć aby z elementów orbit dwóch satelitów wyznaczyć różnicę ich wysokości nad elipsoidą

Obliczamy z elementów orbit osobno dla każdej satelity ich współrzędne w układzie geocentrycznym X, Y, Z oraz wektor prędkości w układzie geocentrycznym x, y, z. Mając obliczone współrzędne kartezjańskie możemy zastosować transformację tych współrzędnych na współrzędne geograficzne (np. metodą iteracyjną). Policzymy w ten sposób φ λ oraz h-wysokość satelity nad elipsoidą, każdej z satelit. Ostatnim etapem jest obliczenie róznic wysokości.

18. Na czym polega technika pomiaru DORIS i do czego wykorzystywane jest wykorzystywana?

DORIS (Doppler Orbitography and Radio Positioning Integrated by Satellite) – jest systemem podobnym do systemu TRANSIT, który używał dopplerowskiej koncepcji pomiaru. W tym systemie dwie stałe i stabilne częstotliwości radiowe 2036.25 MHz i 401.25 MHz emitowane są przez stacje naziemne i odbierane przez satelitę. System DORIS został zaprojektowany przez 3 francuskie instytuty. Celem tego systemu jest zapewnienie wysokiej dokładności orbit niskich satelitów Ziemi. Pierwszy odbiornik tego systemu został zainstalowany w 1990 roku na satelicie SPOT-2.

Odbiornik na pokładzie satelity odbiera sygnał i mierzy przesunięcie dopplerowskie na przedziale czasowym 10 sek. Pomiar częstotliwości dopplerowskiej mierzony jest za pomocą anteny wielokierunkowej z częstotliwością próbkowania 2GHz i porównywany ze stabilnym zegarem atomowym o dokładności 5·10-13 na pokładzie satelity. Dwie częstotliwości nadawane przez stacje naziemne pozwala na eliminację efektów związanych z refrakcją jonosferyczną. Stacje naziemne wyposażone są w instrumenty do pomiaru warunków meteorologicznych. Średnia precyzja pomiaru zmian odległości „range rate” przez odbiornik systemu DORIS na satelicie wynosi 0.3 – 0.5 mm/s.

18. Jakie dokładności orbit przewiduje oferta systemu DORIS?

Oferta systemu DORIS przewiduje następujące dokładności orbit:

−Real-time (w czasie rzeczywistym) z dokładnością od metra do kilku metrów,

−Operational (operacyjna) z dokładnością submetrową po 48 godzinach zbierania danych i wyrównaniu orbit (w tym w kierunku radialnym),

−Precise, (precyzyjna) z dokładnością sub-decymetrową po miesiącu zbierania danych i wyrównaniu orbit (1cm w kierunku radialnym).

18. Jakie są różnice pomiędzy technikami obserwacyjnymi PRARE i DORIS, oraz do czego są one wykorzystywane?

RÓŻNICE:

- system PRARE wykonuje pomiar dwudrogowy

- system PRARE wyznacza w sposób ciągły dwudrogową odległość od satelity do stacji naziemnej z pomiarów kodowych z dokładnością sub-decymetrową, a system DORIS wyznacza odległość od satelity do stacji z dokładnością rzędu milimetrów (na sek.)

- w systemie DORIS każda ze stacji transmituje sygnały tylko wtedy gdy satelita znajduje się w jej polu widzenia, z kolei system PRARE pracuje nieprzerwanie na satelicie ERS-2

- odbiornik PRARE pozwala na jednoczesne śledzenie 4 stacji naziemnych (dane przechowywane w pamięci odbiornika na satelicie)

- system PRARE oprócz odbiornika na pokładzie satelity i stacji naziemnych jak w systemie DORIS składa się z segmentu kontroli, który z kolei składa się z stacji monitorującej i naziemnej, stacji głównej oraz stacji kalibracyjnej).

DORIS – wykorzystywanie w pkt 32.

Technika pomiaru PRARE jest wykorzystywana do wyznaczania:

- precyzyjnych orbit niskich satelitów (z dokładnością 10cm w kierunku radialnym)

- współrzędnych stacji naziemnych

- absolutnych lub względnych współrzędnych stacji naziemnych w globalnym ziemskim układzie odniesienia

- precyzyjnej transmisji czasu pomiędzy stacją naziemną, a satelitą dzięki atomowym zegarom rubidowym, cezowym oraz maserom wodorowym na stacji naziemnej oraz satelicie

- modeli pola grawitacyjnego Ziemi

- modeli sił działających na satelitę

- topografii zmian poziomu oceanu oraz pokryw lodowych

- modeli całkowitej zawartości elektronów w jonosferze

- modeli parametrów troposfery (szczególnie zawartości pary wodnej)

18. Z jakich segmentów składa się technika obserwacyjna PRARE?

System PRARE składa sięz następujących segmentów:

1)segment kosmiczny (odbiornik na pokładzie satelity, 40*20*10cm, 17kg)

2)segment kontroli

-stacja monitorująca i kontrolna znajdująca sięw INS (Stuttgart)

-stacja główna(master) Oberpfaffenhofen(GFZ)

-stacja kalibracyjna (Potsdam)

3) segment naziemny w skład którego wchodzą stacje naziemne.

18. Jakie parametry wyznaczone są z laserowych obserwacji Księżyca?

−współrzędne stacji obserwacyjnej i współrzędne środka masy Ziemi,

−współrzędne luster na Księżycu,

−elementy keplerowskie orbity Księżyca

,−libracje Księżyca,

−współczynniki rozwinięcia pola grawitacyjnego Księżyca,

−suma masy Ziemi i Księżyca,

−tarcie pływowe (wymiana momentów pędu pomiędzy Ziemią a Księżycem),

−liczby Love’a dla Księżyca,

−precesję i nutację Ziemi,

−długookresowe zmiany UT1 lub długości doby LOD,

−ruch bieguna ziemskiego,

−kontrola praw powszechnej grawitacji i teorii relatywistycznej.

18. Przedstaw i porównaj segmenty kosmiczne GLONASS, GPS, Galileo oraz COMPASS

Segment kosmiczny GPS

Satelity znajdują się na 6 orbitach o małym mimośrodzie nachylonych względem

płaszczyzny równika pod kątem 55°, na wysokości około nad

powierzchnią Ziemi. Na każdej orbicie znajdują się przynajmniej 4 satelity. Ich

okres obiegu wynosi 11 godzin 58 minut (połowa doby gwiazdowej).

Interwał czasu, w którym satelita jest widoczny na wysokości > 15° nad

horyzontem wynosi około 5 godzin. W każdym miejscu na powierzchni Ziemi w

dowolnym czasie widoczne są przynajmniej 4 satelity. Satelity emitują dwie

wysoko stabilne częstotliwości:

L1 = 1575,42 MHz

L2 = 1227,6 MHz.

GLONASS

jest rosyjskim systemem podobnym do systemu GPS. System docelowo ma składać się z konstelacji 24 satelitów znajdujących się w trzech płaszczyznach orbit (po 8 satelitów w każdej płaszczyźnie) z różnicą długości węzła wstępującego 120 stopni. 3 dodatkowe satelity, które nie wysyłają sygnałów znajdują się na zapasowych orbitach w razie awarii systemu. Satelity znajdują się na wysokości na prawie kołowych orbitach. Okres obiegu satelity wynosi 11h 15min 44s, nachylenie orbit wynosi 64.8o. Konstelacja taka zapewnia, że przynajmniej 5 satelitów widocznych jest przez cały czas z każdego miejsca na powierzchni Ziemi, a maksymalnie 8 może być widocznych.

Obecnie (rok 2010) segment kosmiczny składa się z 21 sprawnie działających satelitów. Docelowo system ma się składać z 30 satelitów.

COMPASS

System chiński będzie konstelacją35 satelitów, z czego 5 na orbitach geostacjonarnych, a 30 na kołowych orbitach typu MEO (MediumEarth Orbit) na wysokości i nachyleniu 55.5^o.

GALILEO

Segment kosmiczny będzie składałsięz 27 satelitów operacyjnych i 3 zapasowych, równomiernie rozmieszczonych na orbitach w 3 płaszczyznach. Wysokośćorbity: , nachylenie: 56°.

18. Na czym polega działanie segmentu kontroli GPS?

Do 2005 roku w skład segmentu kontroli wchodziło 5 stacji śledzących wykonujące pomiary do satelitów GPS: 1) SchrieverAirForceBaseinColorado Springs, 2) Hawaii, 3) AscensionIsland, 4) DiegoGarcia5) Kwajalein. W okresie od sierpnia do września 2005 roku 6 nowych stacji NGA (NationalGeospatial-IntelligenceAgency): w Washington DC, England, Argentina, Bahrain, Equador, Australia, zostało dołączonych, w wyniku czego każdy satelita widoczny mógłbyćz przynajmniej dwóch stacji śledzących. Współrzędne geocentryczne stacji śledzących zostały wyznaczone wcześniej przy pomocy innych technik obserwacyjnych: SLR, VLBI.

W przyszłości większa liczba stacji śledzących zostanie dołączona by zapewnićwidocznośćkażdego satelity GPS przez co najmniej 3 stacje. Stacje śledzące wykonująpomiary odległości do satelitów co 1.5 sek, które następnie sąwygładzane w interwałach 15 min i przesyłane do stacji Colorado Springs, gdzie obliczane sąefemerydy satelitów oraz poprawki pozwalające na wyznaczenie pozycji satelity w chwili obserwacji. Przewidywane elementy orbity oraz poprawki do zegara satelity stanowiągłównączęśćdepeszy nawigacyjnej zapisywanej w pamięci komputera pokładowego satelity. Sąone następnie transmitowanej przez 3 stacje Uplink: AscensionIsland, DiegoGarcia, Kwajaleindo satelitów GPS.

18. Z czego składa się i jakie podstawowe funkcje powinien wykonywać odbiornik GPS?

Podstawowe funkcje jakie powinien wykonywać odbiornik GPS:

1)Odbiór sygnałów wysyłanych przez satelity GPS,

2)Oddzielanie innych dochodzących sygnałów,

3)Pomiar czasu oraz przesunięcia dopplerowskiego,

4)Odkodowanie depeszy nawigacyjnej w celu wyznaczenia pozycji, prędkości oraz parametrów zegara.

Typowy odbiornik GPS składa sięz następujących elementów:

1)antena+ preamplifier (wzmacniacz) sygnałów do konwersji fal elektromagnetycznych na sygnał elektryczny,

2)„A front end” do konwersji sygnałów RF (radio-frequency) na IF (intermediatefrequency),

3)Signal tracker/correlation section w celu oddzielania sygnałów dochodzących od różnych satelitów i skierowania ich do różnych kanałów,

4)Mikroprocesor do wyznaczania współrzędnych anteny,

5)Bateria,

6)Pamięć do przechowywania danych i programów.

18. Jakie typy usług oferowane są dla użytkowników GPS

Typy usług oferowanych dla użytkowników systemu GPS:

SPS -Standard Positioning Service– dokładność pozycji uzyskiwana z pomiaru na częstotliwości L1 = 1575.42MHz z dostępnym kodem C/A.

PPS -Precise Positioning Service– najwyższy poziom wyznaczenia pozycji dynamicznej z pomiaru na dwóch częstotliwościach L1=1575.42 MHz, L2 =1227.60MHz z dostępnym kodem P.

18. Jakie informacje niezbędne są przy przenoszeniu wysokości metodą niwelacji satelitarnej.

19. Jakie czynniki wpływają na błąd wyznaczenia pozycji techniką GPS?

􀁺Błędy zegara (SatelliteClocks)

􀁺Opóźnienie jonosferyczne (jonosphericdelay)

􀁺Opóźnienie troposferyczne (trposphericdelay)

􀁺Wielodrogowość(Multipath)

􀁺Błąd efemeryd (ephemerieserrors)

􀁺Szum odbiornika (receivernoise)

􀁺Geometria satelitów (Orbitsofsatellites)

􀁺SelectiveAvailability

18. Jakie informacje zawiera depesza nawigacyjna w GPS?

Depesza nawigacyjna zawiera informacje:

1) dane korekcji czasu,

2,3) efemeryd satelity,

4) poprawka jonosferyczna,

5) przybliżone informacje o orbitach (tzw. almanach).

Informacja zawarta jest w ramce 30 sek. złożonej z 1500 bitów, która składa sięz 5-ciu podramek6 sek. po 300 bitów, każda.

18. Co to jest PDOP i jaka jest jego geometryczna interpretacja?

PDOP(PositionDilutionofPrecision) jest interpretowane jako objętość tetrahedronu(bryły powstałej w wyniku połączenia punktów: 4 satelity + obserwator). Im większa objętość bryły tym lepsze warunki geometryczne satelitów i mniejsza wartość PDOP. Niektóre odbiorniki GPS potrafią zanalizować pozycje satelitów i wybraćczas pomiaru w momentach, w których wartość PDOP jest najmniejsza oraz odrzucićpomiar gdy wartość PDOP jest niedopuszczalna.

GEOMETRIA satelitów GPS

LowPDOP < 4 -mały błąd wyznaczenia pozycji.

High PDOP > 10 -duży błąd wyznaczenia pozycji.

Gdy PDOP> 10 obserwacje są odrzucane.

Większość odbiorników ma możliwość wyboru czasu obserwacji kiedy PDOP<4. Błąd wyznaczenia wysokości jest 2-5 razy większy niżbłąd wyznaczenia współrzędnych horyzontalnych. VDOP(Vertical Dilution of Precision) jest duże kiedy satelity znajdują się w pobliżu zenitu lub nad horyzontem.

18. Co to są refrakcja astronomiczna i satelitarna i od czego zależą

Przy obserwacji kierunków z powierzchni Ziemi występuje ugięcie światła przechodzącego przez różne ośrodki „refrakcja astronomiczna” zależy od :

P − cisnienie[HPa],t − temperatura [^oC], z − odległość zenitalna

Refrakcja satelitarna jest częścią refrakcji astronomicznej. Zależy od: p – odległości geocentrycznej stacji d- odległości stacja – satelita , z- odległości zenitalnej

18. Na czym polegała dopplerowska technika pomiarowa zastosowana w systemie TRANSIT?

Efekt przesunięcia dopplerowskiego jest dobrze znany. W przypadku fali akustycznej wysyłanej przez poruszający się pojazd można zauważyć zmianę częstotliwości tej fali w zależności od tego czy pojazd ten zbliża się czy oddala.

Obserwacje wykorzystujące efekt Dopplera są obecnie stosowane w astronomii gdzie z przesunięcia ku czerwieni fal elektromagnetycznych emitowanych przez gwiazdy wnioskujemy o ich szybkości ucieczki.

W geodezji satelitarnej obserwacje dopplerowskie satelitów wysyłających stałe częstotliwości pozwalają wyznaczyć zmiany ich współrzędnych. Efekt dopplerowski został po raz pierwszy zastosowany w systemie Navy Navigation Satellite System (NNSS) TRANSIT. Metoda ta znalazła również zastosowanie w pomiarze SST (Satellite to Satellite Tracking).Przesunięcie częstotliwości spowodowane efektem Dopplera jest zależne od czasu.

Satelita wysyła sygnał o stałej częstotliwości, który odbierany jest przez odbiornik na powierzchni Ziemi. Względna prędkość satelity względem obserwatora będzie powodowała zmianę odbieranej częstotliwości w czasie

18. Jakie czynniki wpływały na dokładność wyznaczenia pozycji w systemie TRANSIT?

Dokładność wyznaczenia pozycji stacji zależała od wielu czynników:

• Precyzji wyznaczenia efemeryd

- wynikających z niedokładności modelu pola grawitacyjnego Ziemi,

- ograniczonej dokładności modelowania orbit,

• Błędów propagacji fal elektromagnetycznych przechodzących przez różne

ośrodki atmosfery

- refrakcja jonosferyczna,

- refrakcja troposferyczna

• Niestabilności układu elektronicznego odbiorników TRANSIT

- zmiany centrum fazowego anteny,

- zmienność opóźnienia w propagacji sygnału,

- niestabilność oscylatora,

• Błędów modelowania efektu aberracji, który spowodowany jest tym, że w

czasie Δt = r /c przejścia sygnału od satelity do stacji naziemnej Ziemia obraca

się i zmienia się długość r.

18. Na czym polega metoda pomiaru pseudoodległości (kodowa) w technice GPS?

Metoda pseudoodległości (kodowa) polega na dokładnym pomiarze czasu odbioru kodów C/A i P na jednej lub dwóch częstotliwościach. Pomiar różnicy czasu Δt pomiędzy momentem odbioru sygnału przez odbiornik, a momentem wysłania tego sygnału przez satelitę GPS pozwala wyznaczyć pseudoodległość: d = c · Δt Dokładność tej metody jest rzędu pojedynczych metrów. Duży wpływ na błędy pomiaru ma niedokładność wzorca czasu w odbiorniku. Do rozwiązania problemu 4 niewiadomych (x, y, z i Δt) konieczny jest pomiar 4 pseudoodległości do satelitów. Pomiar różnic czasu na częstotliwościach L1 i L2 pozwala wyznaczyć poprawkę jonosferyczną. W odbiornikach jednoczęstotliwościowych, które nie uwzględniają informacji o częstotliwości L2 możliwe jest wprowadzenie tej samej poprawki przy wykorzystaniu systemu DGPS.

Aby określić czas propagacji sygnału od satelity do odbiornika, odbiornik dysponuje kopią(repliką) kodu jaki nadaje satelita. Sygnał kodowy wysyłany z satelity i dochodzący do odbiornika jest porównywany z sygnałem kodowym odbiornika. Sygnałem jest fala elektromagnetyczna z nałożoną na nią kodem zero-jedynkowym C/A lub P. Pomiar polega na zsynchronizowaniu fali wytworzonej przez odbiornik z falą odebraną od satelity. Interwał czasu przesunięcia sygnałów kodowych T-Ts daje informację o czasie propagacji sygnału od satelity do odbiornika.

18. W jaki sposób wyznaczana jest pseudoodległość w technice GPS?

WYZNACZENIE RÓŻNICY CZASÓW METODĄ KORELACYJNĄ

Czas przejścia sygnału z satelity do odbiornika wyznaczany jest metodą korelacyjną, która polega na, wyznaczeniu estymatora funkcji korelacji sygnału wysłanego z satelity z repliką sygnału wytworzonym w odbiorniku. Funkcja korelacji zależna jest od przesunięcia czasowego i w okolicach przesunięcia czasowego 0.07s (co odpowiada czasowi przejścia światła od satelity do powierzchni Ziemi) powinna wynosić1. Jeżeli wartość estymatora funkcji korelacji osiągnie wartość1 wówczas przesunięcie czasowe będzie odpowiadało odległości od satelity do odbiornika, natomiast gdy jest bliska zero wówczas nie. Maksimum funkcji korelacji określa więc czas przejścia sygnału od satelity do odbiornika, z którego następnie wyznaczana jest pseudoodległość. Pomiar odległości metodą przesunięcia sygnałów kodowych daje błąd pozycji ok. 3m dla kodu C/A oraz 0.3m dla kodu P.

Sposób pomiaru metodą pseudo odległości nazywany jest również metodą kodową. Dlaczego właśnie taka nazwa ?Rozważmy podobieństwa i różnice pomiędzy satelitarnym pomiarem kodowym pseudoodległości, a pomiarem naziemnym za pomocą dalmierza laserowego. W technice pomiaru dalmierzem laserowym na jednym punkcie ustawiamy dalmierz, a na drugim lustro. Podczas pomiaru wysyłany z dalmierza sygnał odbija się od lustra i po powrocie zostaje zarejestrowany w momencie czasu tego samego zegara w dalmierzu. W ten sposób mierzymy podwójną odległość. W przypadku pomiaru odległości satelita -odbiornik GPS, sygnał kodowy jest wysyłany przez satelitę i odbierany przez odbiornik a następnie porównywany z repliką sygnału w odbiorniku. Przyjęto, że taki jednostronny pomiar obarczony wpływem błędu niesynchronizacji zegarów na satelicie i w odbiorniku nazywany jest pomiarem pseudoodległości.

18. Na czym polega metoda fazowa pomiaru odległości w technice GPS i jaki główny problem występuje w przypadku tej metody?

Metoda fazowa stosowana jest dla uzyskania wysokiej dokładności wzajemnego położenia punktów. W metodzie tej wykonuje się jednoczesny pomiar odległości do satelitów z wykorzystaniem dwóch odbiorników ustawionych na punktach. Metoda ta daje możliwość uwolnienia się od wielu błędów systematycznych, wspólnych dla obserwacji na dwóch stanowiskach takich jak: refrakcja jonosferyczna, refrakcja troposferyczna, błędów wskazań zegarów na satelitach oraz błędów efemeryd satelitów.

Polega na pomiarze różnicowym fazy sygnału przychodzącego φ na jednej lub dwóch częstotliwościach L1 i L2:d = Nλ+ λφ gdzie: d -pseudoodległość, N -całkowita liczba pełnych długości fal(lub cykli), λ- długość fali.

Metoda fazowa jest dokładniejsza niż metoda pseudoodległości, ale posiada pewne wady, takie jak konieczność wyznaczenia całkowitej liczby długości fal N. Dopiero przy pomiarze do 4 satelitów w 3 różnych momentach czasu możliwe jest wyznaczenie pozycji obserwatora. W wyniku takiego pomiaru dostajemy 12=4·3 pomierzonych pseudoodległości 10 niewiadomych. Pomiar przesunięcia fazy fali nośnej daje przy częstotliwości L1 dokładność rzędu . Jeżeli zostanie utracona łączność z satelitą GPS to na nowo musimy inicjalizować instrument (tzn. wyznaczać N). Znane są szybkie metody inicjalizacji (np. On-The-Fly).

18. Na czym polega umyślne wprowadzanie sztucznych błędów w technice GPS?

Departament Obrony USA wprowadziłd egradację dokładności dla użytkowników cywilnych w postaci błędów pod nazwą Selective Availability(SA)

SA polega na wprowadzeniu sztucznych błędów do częstotliwości zegara (tzw. Dithererrors) lub efemeryd (tzw. Epsilon errors) satelitów w sygnale dla użytkowników SPS (standard positioning service)

Typowe błędy pozycji po wprowadzeniu tych błędów wynoszą100m dla współrzędnych horyzontalnych oraz 300m dla wysokości. Od maja 2000r SA jest wyłączone na czas nieokreślony, a ponowne włączenie ma byćogłoszone 24 godziny wcześniej. SA zostało wyłączone w czasie wojny w Zatoce Perskiej.

Ponadto może być włączony także anti-spoofing (AS), który polega na zwiększeniu poziomu szumu dla pomiarów kodowych na częstotliwości L2 co uniemożliwia odbiór kodu P w serwisie PPS (precise postioning service). Technika ta zmienia kod P, szyfrując go w kod Y. Nie ma to pływu na odbiór kodu C/A. Możliwość usunięcia wpływów błędów SA i AS jest dostępna tylko autoryzowanym użytkownikom.

Sztucznie wprowadzone błędy SA i AS oraz niektóre naturalne ograniczenia dokładności mogą być w dużym stopniu wyeliminowane poprzez zastosowanie technik różnicowych.

18. Jakie błędy eliminowane są przy pomiarze pojedynczych, podwójnych i potrójnych różnic przy fazowym pomiarze odległości techniką GPS?

Pomiar pojedynczych różnic eliminuje: błąd zegara satelity, błąd efemeryd satelitów oraz lokalne efekty atmosferyczne.

Pomiar podwójnych różnic eliminuje: błąd zegara satelity, błąd efemeryd satelitów, lokalne efekty atmosferyczne oraz błąd zegara odbiornika. (W stosunku do pojedynczych różnic dodatkowo eliminuje siębłąd zegara odbiornika).

Pomiar potrójnych różnic eliminuje: błąd zegara satelity, błąd efemeryd satelitów, lokalne efekty atmosferyczne, błąd zegara odbiornika, a także „integerambiguity”(czyli całkowitąliczbęcykli N). Jest to zróżnicowanie dwóch podwójnych różnic. Pomiar taki może byćużywany do detekcji „cycleslips”.

18. Jakie są podstawowe źródła błędów przy pomiarach techniką GPS i które z tych błędów eliminują się w pomiarach różnicowych?

Źródła błędów GPS:

• błędy zegara

• opóźnienie jonosferyczne

• opóźnienie troposferyczne

• wielodrogowość

• błąd efemeryd

• szum odbiornika

• geometria satelitów

• Selective Availability (SA)

18. W których technikach geodezji satelitarnej wykorzystywany jest/był efekt Dopplera?

Efekt dopplerowski został po raz pierwszy zastosowany w systemie Navy Navigation Satellite System (NNSS) TRANSIT. Metoda ta znalazła również zastosowanie w pomiarze SST (Satelliteto Satellite Tracking).

18. Na czym polega bezwzględny pomiar w technice GPS?

Pomiar bezwzględny-Jeden odbiornik GPSwyznacza współrzędne anteny w układzie geocentrycznym WGS84. Pomiary bezwzględne są wykonywane głównie w nawigacji morskiej i lotniczej, ze względu na niskądokładnośćrzędu 1-15m. Metody geodezji klasycznej pozwalały wyznaczyćwspółrzędne bezwzględne (odniesionych do środka masy Ziemi) z dokładnościąco najwyżej kilkuset metrów.

18. Na czym polega względny pomiar w technice GPS?

W pomiarach względnych potrzebne są przynajmniej dwa odbiorniki GPS. W metodzie tej nie wyznacza się współrzędnych stanowiska obserwacyjnego X, Y, Z, a różnice współrzędnych ΔX, ΔY, ΔZ pomiędzy punktami. Dokładność pomiaru jest znacznie wyższa niż w pomiarze bezwzględnym ze względu na to, że wiele błędów systematycznych, którymi są obarczone pomiary bezwzględne eliminują się przy wyznaczaniu różnic. W metodach względnych można wyróżnić następujące technologie pomiarów: statyczne, pseudo-statyczne, szybkie statyczne i kinematyczne.

57. Opisz technikę pomiaru statycznego oraz wytyczne, które obowiązują w tym pomiarze.

Technika pomiarów statycznych

Polega na obserwacji minimum 4 satelitów przez co najmniej 2 odbiorniki ustawione na punktach obserwacyjnych. Odbiorniki uczestniczące w pomiarze pozostają stacjonarne w ciągu całej sesji obserwacyjnej. Możliwe jest zbieranie obserwacji z wielu sesji obserwacyjnych (np. po kilka godzin dziennie, minimum przez 30 min), zaś zebrany materiał jest poddawany opracowaniu po zakończeniu całej sesji obserwacyjnej. Długość sesji obserwacyjnej zależy głównie od żądanej dokładności sieci, jej przeznaczenia oraz odległości między punktami sieci. Metoda ta pozwala na uzyskanie dokładności horyzontalnej i może być stosowana do tworzenia geodezyjnych osnów pomiarowych i szczegółowych.

Długości sesji obserwacyjnych wynoszą:

1) 30-90 min. dla sieci lokalnych,

2) 1-2 dni dla punktów sieci krajowych lub geodynamicznych o charakterze lokalnym i państwowym,

3) 4-6 dni dla sieci kontynentalnych oraz podstawowych sieci geodynamicznych regionalnych.

Ogólne wytyczne dla obserwacji statycznych są następujące:

- minimalna liczba satelitów obserwowanych przez jeden odbiornik -4,

- minimalna wysokość każdego z satelitów nad horyzontem -15°,

- maksymalna wartość parametru PDOP, charakteryzującego rozkład satelitów w przestrzeni względem stacji obserwacyjnej -15,

- minimalny czas synchronicznych obserwacji dla wyznaczenia wektora lub kilku wektorów -30 min

- gdy dysponujemy odbiornikiem o jednej częstotliwości L1, to odległości pomiędzy stacjami nie powinny przekraczać30 km, głównie ze względu na wpływ refrakcji jonosferycznej.

Średnie błędy wyznaczeń w pomiarach statycznych:

±0.01 ÷0.002m-dla długości wektora

,±1”÷5”-dla azymutu geodezyjnego,

±0.02 ÷0.002mdla wysokości elipsoidalnej.

58. Opisz technikę pomiaru RTK oraz wytyczne, które obowiązują w tym pomiarze.

Jest to pomiar kinematyczny (czyli w ruchu) i bezpośredni dający wynik już w czasie pomiaru z opóźnieniem najwyżej kilkosekundowym. Pomiar ten jest możliwy dzięki współpracy dwóch odbiorników: jeden nieruchomy, a drugi przemieszczający się z punktu na punkt. Współpraca jest możliwa dzięki stałej komunikacji radiowej, która polega na przesyłaniu poprawek ze stacji bazowej do stacji ruchomej. Ponadto na bieżąco wykonywana jest transformacja współrzędnych geocentrycznych do dowolnego układu lokalnego. Komplet pomiarowy składa się więc ze stacji bazowej, stacji ruchomej (jednej lub kilku) oraz łącza radiowego z modemem.

Ustawiona na punkcie odniesienia o znanych współrzędnych stacja bazowa wykonuje przez cały czas pomiary. Podczas pomiaru w sposób ciągły, wyznaczana jest poprawka korygującą obserwacje fazowe. Stacja ruchoma prowadzi również ciągłe obserwacje fazowe tych samych satelitów. Na podstawie tych pomiarów oraz odebranych drogą radiową danych ze stacji bazowej, dotyczących obserwacji fazy fali nośnej oraz wspomnianej poprawki, wyznaczana jest pozycja stacji ruchomej względem stacji bazowej. Wykorzystanie RTK jest ograniczone nie tylko poprzez zakłócenia w obiorze sygnałów satelitarnych, ale też przez zakłócenia radiowej łączności pomiędzy stacją bazową i stacją ruchomą.

Ogólne wytyczne dla pomiarów RTK:

1- wymagane są dwuczęstotliwościowe odbiorniki GPS ,

- zaleca się stosowanie interwału w przedziale 5 –15 sekund,

- minimalna liczba satelitów obserwowanych przez te same stacje -4,

- minimalna wysokość każdego z satelitów nad horyzontem -20°,

- minimalny czas pomiaru -3 sekundy,

- długość mierzonego wektora nie większa niż10 km.

W wyniku pomiarów RTK błędy średnie wynoszą:

±0.01 + dla współrzędnych horyzontalnych

±0.02 + 0.002 mdla wysokości geometrycznej

58. Jakie znamy i na czym polegają sposoby obserwacji pseudo-statycznych?

Technika pomiarów pseudo-statycznych należy do grupy metod pośrednich pomiędzy pomiarami statycznymi a kinematycznymi. Metoda polega na pomiarze dwukrotnym na każdym punkcie, lecz nie wymagają ciągłej nieprzerwanej łączności z satelitami podczas przemieszczania odbiornika z punktu na punkt. W pomiarze biorą udział przynajmniej dwa odbiorniki: jeden ustawiony na punkcie odniesienia, drugi przemieszczający się z punktu na punkt. Pomiar wykonywany na kolejnych punktach sieci trwa około 10-15 minut, na ostatnim wyznaczanym punkcie czekamy 1-2 godzin na zmianę konfiguracji satelitów i ponownie wykonujemy ten sam pomiar na kolejnych punktach.

Sposoby obserwacji pseudo-statycznych:1) radialny, 2) wektorowy, 3) poligonowy (trawersowy).

1) Sposób radialny polega na tym, że podczas, gdy jeden odbiornik pozostaje na stacji Ao, mierząc przez cały czas, drugi przemierza dwukrotnie pozostałe punkty sieci B1, B2, B3, B4wykonując za każdym postojem obserwacje trwające do 10 minut.

2) Sposób wektorowy Po wykonaniu obserwacji około 10 minutowych na punktach A1, B1, obydwa odbiorniki włączone, lecz nie prowadzające rejestracji, przenosi się na następne punkty A2, B2i dokonuje pomiar, itd. Po upływie około godziny obydwa odbiorniki odwiedzają ponownie wcześniej zajmowane punkty w celu ponownego pomiaru.

3) Sposób poligonowy (trawersowy): Jeden z odbiorników ustawiamy na stacji A1, drugi na stacje B1, i obydwa wykonują pomiar przez 2-10 minut. Następnie odbiornik ze stacji A1 przemieszczany jest na stacjęA2, i obydwa wykonują pomiar. Następnie odbiornik ze stacji B1 przemieszczany jest na stacjęB2, i obydwa wykonują pomiar. W czasie przemieszczeń odbiorniki pozostają włączone, lecz nie prowadzą rejestracji. Po upływie godziny obydwa odbiorniki ‘przemierzają’ raz jeszcze wszystkie stacje, z zachowaniem ustalonej poprzednio kolejności.

58. Jakie są sposoby inicjalizacji pomiaru metodą statyczną przed przystąpieniem do pomiaru kinematycznego?

Przed przystąpieniem do pomiaru kinematycznego inicjalizację metodą statyczną można wykonać jednym z trzech sposobów:

- za pomocą krótkiego pomiaru statycznego, wykonywanego przy pomocy dwóch odbiorników, przy czym jeden ustawiony jest na punkcje odniesienia, natomiast drugi w odległości 5-10m od pierwszego. Pomiar statyczny powinien trwać co najmniej 25 minut. Po zakończeniu pomiaru odbiornik referencyjny pozostaje na punkcje odniesienia, a ruchomy ustawia się na ruchomym obiekcie pilnując aby się stracił łączności z satelitami.

- za pomocą pomiaru na znanej bazie, tzn. na punktach o znanych przyrostach współrzędnych, odległych od siebie o 5–10m. Na jednym z nich, który jest punktem odniesienia, ustawiamy odbiornik stacjonarny a na drugim ustawiamy odbiornik ruchomy. Pomiar statyczny wykonujemy przez około 5–10 minut.

- metodą zamiany anten (antena swap) na krótkiej, kilkumetrowej, nieznanej bazie. Oba odbiorniki wykonują pomiar statyczny przez około 5 min, a następnie zamienia się w odbiornikach anteny i nadal obserwuje się około 5 min.

Kinematyczna metoda inicjalizacji „On-the-fly” pozwala na wyznaczenie liczby N z obserwacji odbiornikiem ruchomym. Nie wymagane są tu pomiary statyczne przed rozpoczęciem pomiaru kinematycznego. Metoda ta polega na łącznym wykorzystaniu pomiarów kodowych i fazowych. Tylko nowsze typy odbiorników GPS mają zainstalowane wewnętrzne oprogramowanie pozwalające stosować tę metodę inicjalizacji.

58. W jaki sposób jonosfera wpływa na błąd pomiaru odległości w technice GPS, oraz w jaki sposób jak wyeliminować jej wpływ na błąd pomiaru?

Jonosfera jest górną warstwą atmosfery od wysokości50 to . Składa się z naładowanych cząstek. Gęstość jonosfery zależy od aktywności Słońca zatem jej oddziaływanie na błąd pomiaru GPS zmniejsza sięw ciągu nocy. Własności jonosfery zmieniają się również z 11 letnim cyklem aktywności Słońca. Jej efekt był maksymalny w 1998r. natomiast minimalny w 2004r.

Cząstki naładowane w jonosferze spowalniają prędkość fal elektromagnetycznych w sposób odwrotnie proporcjonalny do kwadratu częstotliwości fali (1/freq)2(niższe częstotliwości mają mniejszą prędkość). Po porównaniu czasów przyjścia fali na częstotliwościach L1 i L2 można wyznaczyć zmianę prędkości fali w jonosferze, a tym samym dokładniejszą odległość do satelity i współrzędne miejsca obserwacji.

W celu zmniejszenia błędów opóźnienia jonosferycznego i troposferycznego należy obserwować satelity znajdujące się powyżej 15onad horyzontem, gdyż przy mniejszych kątach fale elektromagnetyczne od satelity przechodzą przez grubsze warstwy jonosfery i troposfery.

58. W jaki sposób troposfera wpływa na błąd pomiaru w technice GPS?

Troposfera to dolna warstwa atmosfery (do kilkunastu kilometrów od powierzchni Ziemi), gdzie na propagację fal radiowych główny wpływ mają temperatura oraz zawartość pary wodnej. Troposfera zagina fale radiowe (refrakcja), oraz zmniejsza prędkość tych fal w stosunku do prędkości w próżni. Prędkość fali przechodzącej przez parę wodną nie zależy od częstotliwości fali. Opóźnienie troposferyczne można podzielić na część suchą (hydrostatyczną) oraz mokrą.

Odległość S, jaką pokonuje fala elektromagnetyczna pomiędzy satelitą a odbiornikiem w neutralnej atmosferze (troposferze) wzdłuż drogi s(ang. raypath), przedstawia zależność:

s– droga fali elektromagnetycznej od satelity do odbiornika [m],

c– prędkość światła w próżni [m/s],

v– prędkość propagacji [m/s],

n = c/v –współczynnik załamania troposfery.

W celu zmniejszenia błędów opóźnienia jonosferycznego i troposferycznego należy obserwować satelity znajdujące się powyżej 15onad horyzontem, gdyż przy mniejszych kątach fale elektromagnetyczne od satelity przechodzą przez grubsze warstwy jonosfery i troposfery.

58. Opisz strukturę organizacyjną systemu ASG-EUPOS oraz serwisy, którymi dysponuje.

Usługi oferowane przez ASG-EUPOS można podzielić na 6 podstawowych serwisów. 5 jest ściśle związanych z pomiarami satelitarnymi i obróbką danych (3 serwisy czasu rzeczywistego: NAWGEO KODGIS NAWGIS i 2 postprocessingu: POZGEO i POZGEO D), natomiast szósty jest serwisem wsparcia technicznego.

Wszystkie serwisy czasu rzeczywistego dostępne są w Internecie przy wykorzystaniu transmisji danych poprzez sieć GSM (HSDPA, EDGE, GPRS).W systemie ASG-EUPOS zostały uruchomione trzy serwisy udostępniania poprawek różnicowych w czasie rzeczywistym: NAWGEO(dokładność pozycji: do 3-), KODGIS(do ) NAWGIS(do ),

58. Co to jest EGNOS i z jakich segmentów się składa?

EGNOS(European Geostationary Navigation Overlay Service) -zbudowany został w 2006r przez Europejską Agencję Kosmiczną, Komisję Europejską i EUROCONTROL. Jest to europejski system satelitarny wspomagający GPS i GLONASS, a w przyszłości Galileo). EGNOS transmituje poprawki różnicowe i informuje o awariach systemu GPS. System poprawia dokładność(z do 2m) oraz wiarygodność pozycji. Ma to szczególne znaczenie dla lotnictwa, pogotowia ratunkowego, straży pożarnej i policji.

Segment kosmiczny składa się z trzech satelitów geostacjonarnych

-Inmarsat IIIAOR-E(15,5ºW),

-Inmarsat IIIIOR (64,5ºE),

-Artemis (21,5ºE),

które transmitują do użytkowników systemu EGNOS dane dostarczone z segmentu naziemnego za pomocą stacji NLES (Navigation Land Earth Station).

Segment naziemny EGNOS składa się z:

-34 stacje obserwacyjnych RIMS (Rangingand Integrity Monitoring Stations) (jedna z tych stacji znajduje się w Warszawie w Centrum Badań Kosmicznych PAN),

-4 stacji kontrolnych MCC (Mission Control Center) przetwarzających dane i obliczające poprawki różnicowe,

-6 stacji transmitujących NLES (Navigation Land Earth Station)wysyłających poprawki do satelitów, które następnie przekazywane sądo użytkowników.

-Sieci EWAN (EGNOS Wide Area Network)-Narzędzi wspomagających (Suport Facilities)

58. Jakie zadania wykonuje stacja RIMS w systemie EGNOS?

Stacje RIMS składają się:

-Elementu odbiorczego (antena + odbiornik do odbioru sygnałów GPS i GLONASS oraz sygnałów wysyłanych przez satelity geostacjonarne),

-Zegara atomowego (w celu uniezależnienia się od czasu podawanego w depeszy nawigacyjnej GPS),

-Komputera głównego,

-Sieci FEE (Frond End Equipment), w celu podłączenia się do wszystkich stacji EGNOS.

Dane uzyskane przez stacje RIMS służą do:

-Obliczenia poprawek różnicowych oraz ich błędów,

-Obliczenia aktualnych błędów pozycji użytkowników po zastosowaniu poprawek różnicowych,

-Dokonania okresowej wiarygodności informacji przeznaczonych dla użytkowników systemu EGNOS.

Dokładność poprawek różnicowych przekazywana przez stacje RIMS zależy od precyzji wyznaczenia współrzędnych tych stacji oraz dokładności wzorców czasu na tych stacjach.

58. W których technikach pomiarowych geodezji satelitarnej występuje jednodrogowy, a w których dwudrogowy pomiar odległości?

Pomiar odległości może być dwudrogowy (np. SLR, PRARE) lub jednodrogowy(np. GPS, DORIS).

58. Na czym polega technika pomiaru radio-interferometrii długich baz (VLBI)?

Technika VLBI (Very Long Baseline Interferomery) pozwala na precyzyjne wyznaczenie orientacji Ziemi w przestrzeni inercyjnej. Zewnętrzny układ inercyjny zdefiniowany jest przez współrzędne radioźródeł(kwazarów) oddalonych od Ziemi o miliardy lat świetlnych. Kwazary te obserwowane są przez anteny VLBI (tzw. radioteleskopy).

VLBI służy do wyznaczenia niebieskiego i ziemskiego układu odniesienia, parametrów ruchu obrotowego Ziemi, oraz parametrów troposferycznych. W technice tej wykorzystywane są sygnały od bardzo odległych radioźródeł, co sprawia, że przyjmujemy je jako równoległe. W pomiarze biorą udział stacje z radioteleskopami tworzące sieć globalną, oddalone od siebie o kilka tysięcy kilometrów.

Radioźródło emituje fale o częstotliwości szerokopasmowej. Czoło tej fali osiągnie stacjęP1, a następnie stacje P2 z opóźnieniem t, które jest mierzone. Z pomiarów tych wyznaczana jest następnie rzut długości bazy P1-P2 na kierunek wektora p2-radioźródło z dokładnością kilku milimetrów.

Szerokopasmowe sygnały (długości fali: 3.5 -13cm) odbierane są przez anteny VLBI rejestrowane w czasie atomowym (hydrogenmaser atomicclock są następnie wzmacniane i zapisywane na dyskach magnetycznych o szybkości 1024Mbps. Następnie wysyłane są do korelatorów, które wyznaczają opóźnienia czasowe w funkcji czasu. W centrach analizujących wyznaczane są współrzędne stacji w układzie ITRF, kwazarów w układzie ICRF oraz dane EOP.

Obserwacje VLBI wykonywane są codziennie. W ciągu doby obserwowanych jest około 50 radioźródeł.

58. Przedstaw zalety VLBI2010 w stosunku do VLBI.

VLBI 2010

Obecny system VLBI jest bardzo kosztowny, anteny są duże i mało odporne na chaotyczne powiewy wiatrów oraz odkształcanie spowodowane ogrzewaniem Słońca. Ze względu na to trudno jest uzyskać wysoką dokładność pomiaru oraz dużą sprawność działania systemu. Rozwój technologii w ostatnich latach sprawił, że możliwe stało się konstruowanie anten o mniejszej średnicy zapewniających wysoką dokładność i szybkość wykonania pomiaru.

Cele VLBI2010:

- Dokładność1 mm dla wyznaczenia współrzędnych stacji oraz 1mm/rok dla wyznaczenia ich prędkości(TRF).

- Ciągłe wyznaczanie parametrów ruchu obrotowego Ziemi.

- Szybkie wyznaczanie i dystrybucja produktów IVS.

Cechy VLBI2010:

- małe anteny,

- duża szybkość wykonywania pomiarów oraz ich przesyłania,

- zautomatyzowana praca systemu.

58. Na czym polegały obserwacje kierunków do satelitów i co można było wyznaczyć dzięki tym obserwacjom?

Obserwacje kierunków miały głównie zastosowanie w przypadku fotografowania satelitów na tle gwiazd. Były one możliwe jeżeli satelita był oświetlony przez Słońce, a obserwacje prowadzone były w nocy.

Metoda obserwacji kierunków dawała możliwość wyznaczenia geocentrycznych współrzędnych satelitów poprzez transformacje współrzędnych tych satelitów pomierzonych w układzie niebieskim określonych z interpolacji względem współrzędnych gwiazd.

Dzięki obserwacjom kierunków wyznaczono po raz pierwszy parametry orbit satelitów, pierwszą światową globalną sieć punktów stacji obserwacyjnych, a także pierwsze modele pola grawitacyjnego Ziemi. Jednakże same obserwacje kierunków nie zapewniają wyznaczenia skali światowej sieci.

Obserwacje kierunków są również stosowane w przypadku techniki VLBI (Very Long Baseline radio Interferometry).

58. Na czym polega pomiar altimetrii satelitarnej?

Altymetria satelitarna jest technika radarową, w której krótkie impulsy fal radarowych emitowanych wzdłuż linii pionu odbijają się od powierzchni oceanu i odbierane są przez antenę odbiorczą znajdującą się na pokładzie satelity altimetrycznego.

58. Co można wyznaczyć z pomiarów altimetrii satelitarnej i jakie są jej główne zastosowania?

Altymetria satelitarna pozwala na wyznaczenie geoidy nad obszarami oceanów. Wysokości Ĥ średniego poziomu oceanu nad geoidą są dla geodetów odchyłkami w metodzie najmniejszych kwadratów do wyznaczenia modelu geoidy, natomiast niosą ze sobą wiele informacji geofizycznych wykorzystywanych w studiach dynamiki oceanu.

Analiza pomiar pomiarów w altimetrycznych pozwala na wyznaczenie:

􀁺odległości od satelity do chwilowej powierzchni oceanu,

􀁺wysokości fal,

􀁺prędkość wiatrów (z szorstkości powierzchni oceanu).

Zastosowania altymetrii satelitarnej:

􀁺zmiany poziomu oceanów, mórz, rzek i jezior,

􀁺El Niño,LaNiña,

􀁺prądy morskie i cyrkulacje oceanu,

􀁺pływy,

􀁺model geoidy,

􀁺wiatry,

􀁺modele meteorologiczne,

􀁺topografia pokrywy lodowej oraz jej zmiany.

58. Dlaczego altimetria satelitarna pozwala na badanie globalnego wzrostu poziomu oceanu?

Analiza pomiarów pozwala na w wyznaczenie odległości od satelity ci do chwilowej powierzchni oceanu. Pomiar wysokości altimetrycznej wraz z precyzyjnie wyznaczoną orbitą dostarczaą wysokości ci oceanu w geocentrycznym układzie współrzędnych odniesienia co pozwala na badanie globalnych i regionalnych cyrkulacji oceanu, a także wyznaczenie geoidy oraz modeli pływowych na obszarach oceanu.

58. Na czym polega technika altimetrii GNSS?

Koncepcja zakłada jednoczesny odbiór sygnałów GNSS docierających bezpośrednio oraz odbitych od powierzchni oceany przez satelitę na niskiej orbicie (400-500 km). Analiza sygnałów pozwala na wyznaczenie SSH ( Sea surfach height).

System taki może pracować prawidłowo jeżeli kąty padania odbicia nie przekraczają 10 stopni. Sygnał odbity przy większych katach jest słaby ze względu na szerokości powierzchni oceanu. Obecnie dokładność pomiaru wysokości oceanu jest rzędu kilku metrów.

58. Na czym polegała fotograficzna metoda obserwacji kierunków do satelitów przy pomocy kamer BC-4?

Metoda fotograficzna – Sztuczny satelita odbija promieniowanie słoneczne i jest fotografowany na tle gwiazd. Znając współrzędne gwiazd w układzie niebieskim oraz położenie satelity względem nich można wyznaczyć współrzędne topocentryczne satelity.

W przeszłości obserwacje kierunków wykonywane były do satelitów (balonów) ECHO-1, ECHO-2 i PAGEOS, które znajdowały się na wysokości 3000-5000km (przez około 6 lat) za pomocą kamer BC-4.