1. Poda zalety satelitarnych systemów nawigacyjnych.
Satelitarne systemy radionawigacyjne charakteryzuj si nast puj cymi zaletami w
porównaniu z klasycznymi systemami radionawigacyjnymi:
- globalno ci systemów (systemy klasyczne, z wyj tkiem systemu Omega nie maj
tej cechy),
- du i prawie jednakow dok adno ci okre lania pozycji na ca ym obszarze
stosowalno ci,
- niezawodno ci od warunków meteorologicznych,
- niezawodno ci od pory roku i doby,
- mo liwo ci przekazywania dodatkowych informacji, nie zwi zanych z nawigacj .
2. Opisa zasad dzia ania odleg o ciowego systemu nawigacyjnego.
Powierzchnia pozycyjna ma posta sfery ze rodkiem w punkcie, w którym znajduje si
satelita w momencie dokonywania pomiaru odleg o ci i promieniu równym odleg o ci
mi dzy obiektem i satelit . Do okre lenia pozycji obiektu w uk adzie trójwymiarowym nale y
wyznaczy co najmniej trzy powierzchnie pozycyjne (rys. 3.2). Mo na tego dokona b d
mierz c w tym samym czasie odleg o ci od trzech ró nych satelitów, b d mierz c trzy
odleg o ci do tego samego satelity w ró nych momentach.
Pomiar odleg o ci do jednego satelity wyznacza powierzchni pozycyjn w postaci sfery.
Pomiar odleg o ci do drugiego satelity wyznacza drug powierzchni pozycyjn , równie w
postaci sfery. Przeci cie tych powierzchni pozycyjnych wyznacza lini pozycyjn w postaci
okr gu. Przeci cie si tej linii pozycyjnej z trzeci powierzchni pozycyjn , uzyskan w
wyniku pomiaru odleg o ci do trzeciego satelity, wyznacza dwa mo liwe po o enia pojazdu.
Zwykle nie ma k opotu ze stwierdzeniem, które z tych po o e jest w a ciwe.
3. Jakie czynniki wp ywaj na parametry orbit satelitów nawigacyjnych.
Po o enie orbity w przestrzeni, jej rozmiary oraz po o enie satelity na orbicie, okre la sze
parametrów, zwanych elementami orbity. W ogólnym przypadku p aszczyzna orbity przecina
si z p aszczyzn równika ziemskiego (rys. 5.3), przy czym lad przeci cia nosi nazw linii
w z ów. Punkt, w którym satelita przechodzi przez p aszczyzn równikow poruszaj c si z
po udnia na pó noc, nazywamy w z em wst puj cym; diametralnie przeciwny punkt - w z em
zst puj cym. Po o enie w z a wst puj cego okre lone przez k t mierzony od prostej
cz cej rodek ci ko ci Ziemi z punktem równonocy wiosennej w kierunku przeciwnym do
ruchu wskazówek zegara, patrz c z bieguna pó nocnego, jest pierwszym elementem orbity.
Punkt równonocy wiosennej jest punktem przeci cia si ekliptyki z równikiem niebieskim,
odpowiadaj cy przej ciu S o ca przez punkt Barana (oko o 21 marca). K t nazywamy
rektascencj w z a wst puj cego; mo e on przyjmowa warto ci z przedzia u < 0°, 360° > .
Drugim elementem orbity jest inklinacja, tzn. k t i mi dzy p aszczyzn równika ziemskiego i
p aszczyzn orbity, mierzony od p aszczyzny równikowej w kierunku przeciwnym do ruchu
wskazówek zegara, przez obserwatora patrz cego od strony w z a wst puj cego. K t ten
mo e zawiera si w przedziale < 0°, 180°>. W zale no ci od warto ci inklinacji, orbity
dzielimy na równikowe (i = 0), biegunowe (i = 90°) i nachylone. Orbity nachylone mog by
proste (0°< i < 90°), gdy kierunek ruchu satelity jest zgodny z kierunkiem obrotu Ziemi, i
przeciwne (90° < i < 180°), gdy kierunek ruchu satelity jest przeciwny wzgl dem kierunku
obrotu Ziemi.
Kolejnym elementem orbity jest argument perigeum, tzn. k t mierzony w p aszczy nie
orbity w kierunku ruchu satelity od w z a wst puj cego do perigeum. Argument perigeum
mo e zmienia si w granicach od 0° do 360°. Satelity z apogeum na pó kuli pó nocnej maj
argument w przedziale 180° 360°.
Rektascencja w z a wst puj cego , inklinacja i oraz argument perigeum okre laj
po o enie orbity w przestrzeni. Kszta t i rozmiary orbity okre laj : du a pó o orbity a i
mimo ród e.
Szóstym elementem orbity jest czas tp przej cia satelity przez perigeum, cz cy po o enie
orbity w przestrzeni z po o eniem satelity na orbicie.
Linia w z ów
W ze
zst puj cy
Perigeum
W ze
wst puj cy
P aszczyzna
równika
P aszczyzna orbity
Rys. 5.3. Elementy orbity sztucznego satelity Ziemi
Rektascencja w z a wst puj cego , inklinacja i, argument perigeum , du a pó o orbity a,
mimo ród e i czas przej cia satelity przez perigeum tp s keplerowskimi elementami orbity.
4. Opisa sposób pomiaru odleg o ci w systemie GPS.
System GPS jest systemem odleg o ciowym. Okre lenie pozycji u ytkownika polega na
pomiarze odleg o ci do wybranych satelitów nawigacyjnych i wyznaczenie powierzchni
nawigacyjnych w postaci sfer, których przeci cie si jest poszukiwan pozycj . Pomiar
odleg o ci od odbiornika nawigacyjnego (u ytkownika) do satelity nawigacyjnego odbywa si
poprzez pomiar czasu propagacji fali elektromagnetycznej na trasie satelita - odbiornik
nawigacyjny.
Rys. 6.8. Wektor pozycyjny u ytkownika u, wektor pozycyjny satelity nawigacyjnego s w
uk adzie wspó rz dnych ECEF oraz wektor odleg o ci r mi dzy u ytkownikiem i satelit
Mi dzy wektorami r, s, i u zachodzi zwi zek
r = s u (6.1)
Modu wektora odleg o ci
r = r = s u (6.2)
jest znany na podstawie pomiaru czasu propagacji fali elektromagnetycznej.
Charakterystyczny element sygna u pseudolosowego zostaje wypromieniowany z satelity w
momencie t1. Element ten dociera do odbiornika nawigacyjnego w momencie t2, po up ywie
t sekund potrzebnych na przebycie przez fal elektromagnetyczn odleg o ci r. W
odbiorniku nawigacyjnym wyznacza si maksimum funkcji korelacji wzajemnej ci gu
pseudolosowego nadawanego przez satelit i repliki tego ci gu odtworzonej w odbiorniku.
Po o enie tego maksimum wyznacza czas propagacji fali t. Gdyby zegar satelity i zegar
odbiornika by y zsynchronizowane z czasem systemowym, to - po pomno eniu t przez
pr dko rozchodzenia si fal elektromagnetycznych c - otrzymaliby my odleg o
geometryczn odbiornika nawigacyjnego od satelity
Odleg o geometryczna = r = c(Tu Ts ) = c t, (6.3)
przy czym:
Ts - czas systemowy, w którym sygna nawigacyjny zosta wypromieniowany z satelity;
Tu - czas systemowy, w którym sygna nawigacyjny dotar do odbiornika nawigacyjnego.
t
Dt
Czas propagacji odpowiadaj cy
odleg o ci geometrycznej
tu
t
Czas
tu
Tu Tu
+
Ts Ts
+ t
Czas propagacji odpowiadaj cy
pseudoodleg o ci
Rys. 6.9. Zale no ci czasowe przy pomiarze odleg o ci do satelity GPS:
Ts - czas systemowy, w którym sygna nawigacyjny zosta wypromieniowany z satelity;
Tu - czas systemowy, w którym sygna nawigacyjny dotar do odbiornika u ytkownika;
t - przesuni cie czasu zegara na satelicie wzgl dem czasu systemowego;
tu - przesuni cie czasu zegara w odbiorniku u ytkownika wzgl dem czasu systemowego;
Ts + t - odczyt zegara satelitowego w momencie, w którym sygna nawigacyjny zosta
wypromieniowany z satelity;
Tu + tu - odczyt zegara w odbiorniku u ytkownika w momencie, w którym dotar do niego
sygna nawigacyjny
W rzeczywisto ci satelity s wyposa one w bardzo stabilne zegary atomowe, które jednak nie
s zsynchronizowane z czasem systemowym. Zegary satelitowe wykazuj wi c pewne
przesuni cie
t w stosunku do czasu systemowego (przy pieszenie jest dodatnie, opó nienie - ujemne).
Zegar w odbiorniku nawigacyjnym nie jest równie zsynchronizowany z czasem
systemowym; wyst puje przesuni cie tu czasu u ytkownika wzgl dem czasu systemowego.
Zale no ci czasowe wyst puj ce podczas pomiaru czasu propagacji fali elektromagnetycznej
w systemie GPS ilustruje rysunek 6.9.
W rzeczywisto ci w wyniku okre lenia maksimum funkcji korelacji wzajemnej nie mierzymy
czasu t, odpowiadaj cego odleg o ci geometrycznej mi dzy satelit i odbiornikiem
nawigacyjnym, lecz czas (Tu + tu ) (Ts + t) = (Tu Ts ) + (tu t) = t + (tu t).
Przesuni cie czasu zegara na satelicie wzgl dem czasu systemowego t jest mierzone przez
OCS i wprowadzane do informacji nawigacyjnej. Odbiornik nawigacyjny mo e wi c dokona
odpowiedniej korekty. Pozostaje jednak przesuni cie czasu zegara w odbiorniku u ytkownika
wzgl dem czasu systemowego. Odbiornik nawigacyjny mierzy wi c nie czas t, lecz czas
t' = t + tu. Je li ten czas pomno ymy przez pr dko rozchodzenia si fali
elektromagnetycznej, to nie otrzymamy odleg o ci geometrycznej mi dzy satelit i
odbiornikiem nawigacyjnym, lecz tzw. pseudoodleg o
'
Pseudoodleg o = c t = c( t + tu.) = r + ctu. (6.5)
Okre lenie pozycji u ytkownika w uk adzie ECEF wymaga wi c wyznaczenia trzech
sk adowych wektora pozycyjnego u ytkownika (xu , yu , zu ) oraz ró nicy tu. mi dzy czasem
lokalnym u ytkownika i czasem systemowym. Rozwi zanie tak postawionego zadania
nawigacyjnego wymaga pomiaru pseudoodleg o ci co najmniej do czterech satelitów
nawigacyjnych i rozwi zania nast puj cego uk adu równa
= s u + ctu ,
j j
(6.6)
j = 1,2,3,4.
Rozwi zania uk adu nieliniowych równa (6.7) mo na dokona w trojaki sposób: (1) znale
rozwi zanie w formie zamkni tej, (2) zastosowa technik iteracyjn po wcze niejszej
linearyzacji uk adu, (3) zastosowa filtracj Kalmana.
W metodzie iteracyjnej zak adamy, e znane jest wst pne oszacowanie po o enia
' ' ' '
u ytkownika (xu , yu , zu ) i przesuni cia czasu tu . Rozwijamy wyra enia na pseudoodleg o ci
w szereg Taylora w otoczeniu przybli onego po o enia u ytkownika i zachowujemy tylko
cz ony liniowe; otrzymujemy wówczas uk ad czterech równa liniowych
Wspó czesne odbiorniki nawigacyjne s odbiornikami wielokana owymi (nawet do dwunastu
kana ów). Odbiorniki te umo liwiaj ledzenie wi kszej liczby ni czterech satelitów (je li s
widoczne). Prowadzi to do nadokre longo uk adu równa dla pseudoodleg o ci, który
rozwi zuje si metod najmniejszych kwadratów. W ten sposób mo na zwi kszy dok adno
okre lenia pozycji u ytkownika.
5. Opisa sposób pomiaru pr dko ci w systemie GPS.
6. Opisa efekty relatywistyczne w systemie GPS.
Zegary pok adowe satelitów nawigacyjnych s pod wp ywem dwóch efektów
relatywistycznych wynikaj cych ze szczególnej i ogólnej i teorii wzgl dno ci Einsteina.
Pierwszy efekt jest zwi zany ze zmian chodu zegara znajduj cego si w ruchu -  szybkie
zegary chodz wolno - wynikaj c ze szczególnej teorii wzgl dno ci. Generator
umieszczony na satelicie generuje wi c mniejsz cz stotliwo ni ta, na któr zosta
ustawiony.
Drugi efekt jest zwi zany z zasad równowa no ci, zgodnie z któr chód zegara ulega
zwolnieniu przy zbli aniu si do rodka pola grawitacyjnego. W odniesieniu do generatora
umieszczonego na satelicie te dwa efekty dzia aj w przeciwnych kierunkach. W przypadku
satelity poruszaj cego si po orbicie o promieniu równym pó tora promienia Ziemi oba efekty
wzajemnie kompensuj si . Satelity systemu GPS poruszaj si jednak po orbitach o
promieniach równych oko o 4,2 promienia Ziemi. Zegary umieszczone na tych satelitach
chodz wi c szybciej ni zegary znajduj ce si na powierzchni Ziemi. Ca kowity b d z tego
tytu u wynosi 38,4 µs w ci gu doby, co odpowiada 11,5 km b du w okre leniu odleg o ci.
Wymienione efekty relatywistyczne s kompensowane przez ustawienie cz stotliwo ci
zegarów satelitowych nieco poni ej cz stotliwo ci nominalnej - 10,22999999545 MHz.
Cz stotliwo
widziana przez obserwatora na powierzchni morza jest natomiast równa 10,23 MHz, co
oznacza, e u ytkownik nie musi wprowadza korekcji na omawiane efekty relatywistyczne.
U ytkownik musi natomiast wprowadza korekcj ze wzgl du na inny periodyczny efekt
relatywistyczny, wynikaj cy z niewielkiej ekscentryczno ci orbit satelitów nawigacyjnych.
Po owa tego efektu jest zwi zana z okresow zmian pr dko ci satelity wzgl dem uk adu
wspó rz dnych ECI, druga po owa jest zwi zana ze zmian po o enia satelity w ziemskim
polu grawitacyjnym.
W zwi zku z obrotem Ziemi w czasie transmisji sygna u z satelity do odbiornika
nawigacyjnego powstaje kolejny efekt relatywistyczny, zwany efektem Sagnaca, polegaj cy
na zmianie pseudoodleg o ci zwi zanej z szybkim ruchem u ytkownika wzgl dem Ziemi
(rys. X.25).
7. Od czego zale y dok adno okre lania pozycji w odleg o ciowych satelitarnych systemach
nawigacyjnych? Porówna dok adno okre lania pozycji w systemach GPS i GLONASS.
Pomiar pseudoodleg o ci jest obarczony ró nymi b dami: niestabilno ci zegara satelity,
perturbacjami w ruchu satelity, b dami w prognozowaniu efemeryd, opó nieniem fali
elektromagnetycznej w jonosferze i troposferze, propagacj wielodrogow , szumem
termicznym odbiornika. Szczególnym rodzajem b du jest tzw. wybiórcza dost pno SA
(ang. Selective Availability). Jest to wprowadzany wiadomie przez DOD b d w
prognozowaniu efemeryd satelitów oraz b d w okre leniu czasu systemowego. Selektywn
dost pno stosowano od 25 marca 1990 r. do 30 kwietnia 2000 r. tylko w standardowej
s u bie okre lania pozycji (kod C/A). Warto ci ró nych b dów podano w tabeli 6.3. Jest to
jednosigmowy b d okre lenia pseudoodleg o ci wyra ony w metrach. Pierwiastek
kwadratowy z sumy kwadratów b dów cz stkowych okre la ca kowity b d systemowy
okre lenia pseudoodleg o ci UERE (ang. User Equivalent Range Error).
Tabela 6.3.
Bud et b du okre lania pseudoodleg osci w systemie GPS
B d jednosigmowy [m]
Segment ród o b du PPS SPS SPS
z SA bez S.A.
Kosmiczny Niestabilno zegara satelity 3,0 3,0 3,0
Perturbacje ruchu satelity 1,0 1,0 1,0
Dost p selektywny - 32,3 -
Inne 0,5 0,5 0,5
Sterowanie B d predykcji efemeryd 4,2 4,2 4,2
Inne 0,9 0,9 0,9
U ytkownik Opó nienie jonosferyczne 2,3 5,0 5,0
Opó nienie troposferyczne 2,0 1,5 1,5
Szum termiczny i rozdzielczo odbiornika 1,5 1,5 1,5
Propagacja wielodrogowa 1,2 2,5 2,5
Inne 0,5 0,5 0,5
B d ca kowity UERE 6,5 33,3 8,0
B d UERE mówi tylko o dok adno ci pomiaru pseudoodleg o ci. B d okre lenia pozycji
u ytkownika zale y jeszcze od rozmieszczenia satelitów nawigacyjnych na firmamencie w
stosunku do u ytkownika. Wp yw rozmieszczenia satelitów na dok adno okre lenia pozycji
dla przypadku dwuwymiarowego ilustruje rys. 6.10. Gdy satelity znajduj si blisko siebie,
wówczas b d okre lenia pozycji jest du y.
B d okre lenia pozycji u ytkownika w systemie GPS mo na scharakteryzowa nast puj cym
wyra eniem
(B d okre lenia pozycji) =
= (B d pomiaru pseudoodleg o ci) × (Wspó czynnik geometryczny) (6.16)
Za b d pomiaru pseudoodleg o ci mo na przyj UERE, który jest gaussowsk zmienn
losow o warto ci rednie równej 0 i o odchyleniu standardowym (tab. 6.3).
UERE
Wspó czynnik okre la wzrost b du okre lenia pozycji ze wzgl du uk ad satelitów
nawigacyjnych wzgl dem u ytkownika (rys. 6.10). Zwykle mówi si o geometrycznym
zmniejszeniu dok adno ci okre lenia pozycji u ytkownika GDOP (ang. Geometric Diulution
of Precision). Z najlepszym rozmieszczeniem satelitów mamy do czynienia wówczas, gdy
jeden z satelitów znajduje si w zenicie nad u ytkownikiem, a pozosta e trzy mo liwie nisko
nad horyzontem rozmieszczone równomiernie co 120°.
Rys. 6.10. Wyja nienie wp ywu rozmieszczenia satelitów na dok adno okre lenia pozycji
u ytkownika (przypadek dwuwymiarowy)
Na ogó rozró nia si b d okre lenia pozycji w p aszczy nie pionowej i poziomej. B d
okre lenia pozycji w p aszczy nie pionowej dz ma rozk ad N(0, VDOP ), tzn. rozk ad
UERE
normalny z zerow warto ci redni i odchyleniem standardowym VDOP , przy czym
UERE
VDOP (ang. Vertical Dilution of Precision) jest geometrycznym zmniejszeniem dok adno ci
w p aszczy nie pionowej.
Statystycznie b d okre lenia pozycji w p aszczy nie pionowej wyra a si zale no ci
dz = VDOP × UERE, (6.17)
w której UERE jest zmienn losow o rozk adzie N(0, ). Odchylenie standardowe
UERE
zmiennej losowej dz
= VDOP . (6.18)
dz UERE
Rozk ad gaussowski charakteryzuje si tym, e w przedziale o sszeroko ci Ä…1 wzgl dem
warto ci redniej znajduje si 68% wyników pomiarów. W przybli eniu 95% wyników
pomiarów mie ci si w przedziale o szeroko ci ą2 wzgl dem warto ci redniej; mo na wi c
zapisa równanie
dz95 = 2 = 2 × VDOP × . (6.19)
dz UERE
Przypu my, e w pewnym momencie dla okre lonego uk adu u ytkownika wzgl dem
satelitów nawigacyjnych VDOP = 2. Dla kodu C/A z w czon selektywn dost pno ci
= 33,3 m (patrz tab. 6.3 ), wi c
UERE
dz95 = 2 × VDOP × = 2 × 2 × 33,3 = 133,2 m.
UERE
Oznacza to, e prawdopodobie stwo, i b d okre lenia pozycji b dzie wi kszy ni 113,2
metra nie przekracza 5%.
Do kre lenia b du okre lenia pozycji w p aszczy nie poziomej wprowadza si cz sto poj cie
prawdopodobnego b du ko owego CEP (ang. Circular Error Probable). Jest to promie ko a
ze rodkiem w prawdziwej (bezb dnej) pozycji u ytkownika obejmuj cego 50%
wykonanych pomiarów. Innymi s owy prawdopodobie stwo tego, e b d pomiaru jest
mniejszy ni warto CEP wynosi dok adnie 1/2. CEP wyra a si nast puj c zale no ci
przybli on
CEP 0,75× HDOP × . (20)
UERE
Przez CEPxx rozumiemy promie ko a ze rodkiem w prawdziwej pozycji u ytkownika, które
obejmuje xx% wyników pomiarów obarczonych b dami. Oczywi cie CEP50 = CEP.
Obowi zuj nast puj ce zale no ci przybli one:
CEP80 1,3× HDOP × ; (6.21a)
UERE
CEP90 1,6 × HDOP × ; (6.21b)
UERE
CEP95 = 2,0 × HDOP × . (6.21c)
UERE
Powiedzmy, e w pewnym momencie i w pewnej konfiguracji satelitów wzgl dem
u ytkownika HDOP = 1,5. Je li u ytkownik korzysta z kodu C/A i jest w czona wybiórcza
dost pno , to
CEP95 = 2,0 × HDOP × = 2,0 ×1,5× 33,3 = 99,9 m.
UERE
Oznacza to, e w 95% przypadków wynik okre lenia pozycji znajdzie si kole o rednicy
oko o 100 metrów, którego rodek pokrywa si z pozycj rzeczywist . Zwró my uwag , e
dominuj cym ród em b du jest wybiórcza dost pno . Przy wy czonej SA mieliby my
CEP95 = 2,0 × HDOP × = 2,0 ×1,5× 8,0 = 24 m,
UERE
co jest bardzo atrakcyjnym rezultatem.
Pomi dzy wieloma, ró norodnymi systemami pozwalaj cymi cz owiekowi lub maszynie okre li swoje
po o enie na powierzchni Ziemi i w otaczaj cej przestrzeni kosmicznej, ameryka ski GPS i rosyjski GLONASS
wyró niaj si globalnym zasi giem i powszechn dost pno ci .
GPS - Globalny System Lokalizacyjny i GLONASS - Globalny System Nawigacyjny s systemami satelitarnymi
przeznaczonymi do szybkiego i dok adnego wyznaczania wspó rz dnych okre laj cych pozycj anteny
odbiornika w globalnym systemie odniesienia. Sygna y odbierane mog by przez powszechnie dost pne
odbiorniki w dowolnym momencie, bez ponoszenia bezpo rednich op at. Warunki atmosferyczne nie maj
wi kszego wp ywu na funkcjonowanie urz dze i dok adno wyznaczonej pozycji. Liczba u ytkowników jest
nieograniczona. Odbiorniki korzystaj zazwyczaj z miniaturowych anten p askich o charakterystyce
umo liwiaj cej jednoczesny odbiór z ca ego obszaru sfery niebieskiej. Wykonuj c pomiar musimy zapewni
dostateczn widoczno sfery niebieskiej z punktu obserwacji. Przeszkody terenowe - drzewa, budynki i
konstrukcje znajduj ce si na drodze sygna u uniemo liwiaj mu dotarcie w linii prostej do odbiornika. Jest to
jedyne wyst puj ce w praktyce ograniczenie mo liwo ci korzystania z systemów.
Oba systemy zosta y utworzone i s zarz dzane przez wojskowych. Oba wykorzystuj technologi
rozproszonego widma. Oba posiadaj ró ne poziomy dost pu - Standardowy i Precyzyjny Serwis Pozycyjny,
przeznaczone odpowiednio dla u ytkowników cywilnych i militarnych. W przypadku GPS dok adno
Standardowego Serwisu Pozycyjnego jest ograniczona poprzez intencjonalne pogorszenie jako ci sygna u.
Nale y podkre li , i o ile liczba u ytkowników cywilnych odbiorników GPS wyra a si w milionach,
odbiorniki systemu GLONASS nie s jeszcze powszechnie stosowane. Systemowi temu daleko jeszcze do
niezawodno ci i pewno ci jak daje GPS. W najbli szym czasie, z uwagi na mo liwo zag uszania sygna ów
GLONASS przez umieszczane obecnie na orbicie satelity systemów IRIDIUM i GLOBSTAR, niezb dne b dzie
przesuni cie pasma cz stotliwo ci u ytkowanego przez ten system.
Aktualn polityk mocarstw wobec cywilnych u ytkowników systemów okre laj : dyrektywa Prezydenta
Stanów Zjednoczonych z 26 marca 1996 roku oraz dekret Premiera Rz du Rosyjskiego z 7 marca 1995 roku.
Dokument ameryka ski deklaruje wol kontynuacji Standardowego Serwisu Pozycyjnego dla potrzeb
pokojowych, cywilnych, naukowych i komercyjnych w sposób ci g y, w skali ca ego globu i bez pobierania
bezpo rednich op at. Zapowiada równie odst pienie w przysz o ci od intencjonalnego pogarszania jako ci
sygna u. Dokument rosyjski deklaruje zamiar pe nego uruchomienia globalnego systemu nawigacyjnego
GLONASS dla potrzeb wojskowych i cywilnych u ytkowników krajowych oraz cywilnych u ytkowników
zagranicznych. Zapowiada równie zamiar zawarcia porozumie w ramach ICAO - International Civil Aviation
Organization oraz IMO - International Maritime Organization, dotycz cych u ytkowania systemu GLONASS
jako elementu mi dzynarodowego globalnego systemu nawigacyjnego dla u ytkowników cywilnych.
10.1 Klasyfikacja b dów i poprawek GPS.
10.1.1 B dy orbit satelitarnych (perturbacje satelitarne):
- pole grawitacyjne Ziemi,
- opór atmosfery,
- grawitacyjne oddzia ywanie S o ca i Ksi yca oraz innych cia niebieskich,
- ci nienie promieniowania s onecznego,
- p ywy skorupy ziemskiej i p ywy oceaniczne,
- oddzia ywanie si elektromagnetycznych,
- efekty relatywistyczne.
10.1.2 Zak ócenia propagacyjne:
- refrakcja jonosferyczna i troposferyczna,
- szumy atmosfery i kosmiczne,
- interferencja fal wtórnych,
10.1.3 Aparatura odbiorcza:
- niestabilno wzorców cz stotliwo ci,
- szumy w asne odbiornika,
- wariacje centrum fazowego anten GPS.
10.1.4 B dy i nieznajomo modeli zjawisk geofizycznych krótko i d ugookresowych:
- p ywy skorupy ziemskiej,
- p ywy oceaniczne,
- p ywy atmosferyczne,
- model ruchu p yt kontynentalnych.
10.1.5 Intencjonalne ograniczenia dok adno ci i dost pu:
AS, Anti-Spoofing, system zapobiegania intencjonalnym próbom zak ócenia pracy systemu, SA, Selective
Availability, system ograniczania dost pu.
10.1.6 B dy systematyczne obserwacji fazowych:
- nieoznaczono fazy,
- nieci g o ci fazy.
8. Na czym polegaj ró nicowe systemy nawigacji satelitarnej?
B d okre lenia pozycji u ytkownika stosuj cego kod C/A jest do du y. Nawet przy
wy czonej selektywnej dost pno ci b d okre lenia pozycji wynosi oko o 25 m (95%) w
p aszczy nie poziomej i oko o 45 m (95%) w p aszczy nie pionowej, co w wielu
zastosowaniach niedopuszczalne. Popraw dok adno ci okre lenia pozycji mo na uzyska
wprowadzaj c ró nicowy system okre lania pozycji DGPS (ang. Differential GPS).
Opracowano wiele ró nicowych systemów okre lania pozycji, które bardzo ogólnie mo na
podzieli na systemy lokalne LADGPS (ang. Local Area DGPS) i systemy wielko obszarowe
WADGPS (ang. Wide
Pierwsze z nich polegaj na zastosowaniu naziemnej stacji odniesienia, której po o enie jest
dobrze znane . Stacja ta okre la swoj pozycj na podstawie odbioru sygna ów nadawanych
przez satelity nawigacyjne GPS, porównuje j z pozycj rzeczywist , oblicza poprawki i
nadaje je za pomoc nadajnika naziemnego pracuj cego w ró nych zakresach cz stotliwo ci.
Na przyk ad do obs ugi samolotów stosuje nadajniki VHF, statków nadajniki MF. Koncepcja
LADGPS opiera si na za o eniu, e wiele czynników powoduj cych b d okre lenia pozycji
s silnie skorelowane. Wobec tego u ytkownik po okre leniu swojej pozycji za pomoc
sytemu GPS mo e j skorygowa wprowadzaj c poprawki pozycji nadawane przez stacj
odniesienia. Ten sposób mo na stosowa tylko w niewielkiej odleg o ci od stacji odniesienia.
Lepszym rozwi zaniem jest okre lenie przez stacj odniesienia poprawek do
pseudoodleg osci i przesy anie ich do u ytkowników.
Tak dobre rezultaty uzyskuje si tylko w bezpo rednim s siedztwie stacji odniesienia. W
miar oddalania si u ytkownika od tej stacji nast puje stopniowa dekorelacja b dów
okre lenia pseudoodleg o ci, co powoduje wzrost ca kowitego b du okre lenia pozycji.
Stwierdzono jednak znaczne zmniejszenie nawet w odleg o ci 400 km od stacji
UERE
odniesienia. Wydaje si wi c, e warto zastosowa system LADGPS w systemie
monitorowania ruchu pojazdów w Polsce. Sygna y ró nicowe mog aby nadawa budowana
obecnie w Solcu Kujawskim d ugofalowa stacja Polskiego Radia. Stacja ta b dzie dobrze
odbierana na obszarze ca ego kraju. System ró nicowy jest skuteczny tylko wówczas, gdy
stacja odniesienia i u ytkownik odbieraj sygna y z tych samych satelitów nawigacyjnych.
Przy du ych odleg o ciach od stacji odniesienia mo e si zdarzy , e odbiornik u ytkownika
wybierze inny uk ad odniesienia ni odbiornik stacji odniesienia. Stacja odniesienia oprócz
sygna ów ró nicowych powinna wi c nadawa równie informacj o numerach satelitów
nawigacyjnych, z których korzysta. Sprawa ta wymaga szczegó owego opracowania.
Wielkoobszarowe systemy ró nicowe mog obs ugiwa ca e kontynenty, a nawet ca y glob.
Wymagaj one stosowanie wielu wspó pracuj cych ze sob stacji odniesienia. Systemy
WADGPS nie maj znaczenia dla opracowywanego w Polsce sytemu monitorowania ruchu
pojazdów, nie b d wi c szczegó owo omawiane.