Đồ án Nghiên cứu và khai thác hệ thống dẫn đường bằng vệ tinh GPS - Trần Văn Việt

91 trang huongle 80

Download

Bạn đang xem 20 trang mẫu của tài liệu "Đồ án Nghiên cứu và khai thác hệ thống dẫn đường bằng vệ tinh GPS - Trần Văn Việt", để tải tài liệu gốc về máy bạn click vào nút DOWNLOAD ở trên

Tài liệu đính kèm:

do_an_nghien_cuu_va_khai_thac_he_thong_dan_duong_bang_ve_tin.pdf

Nội dung text: Đồ án Nghiên cứu và khai thác hệ thống dẫn đường bằng vệ tinh GPS - Trần Văn Việt

MỤC LỤC LỜI NÓI ĐẦU 1 CÁC TỪ VIẾT TẮT 3 CHƢƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ CÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƢỜNG VỆ TINH 5 1.1 Sơ lƣợc lịch sử phát triển 5 1.2 Các hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh trên thế giới 7 1.2.1 Hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh NAVSTAR -GPS 7 1.2.2 Hệ thống Glonass 15 1.2.3 Hệ thống vệ tinh dẫn đƣờng dân dụng bao phủ INMARSAT 18 1.3 Các hệ tọa độ sử dụng trong dẫn đƣờng vệ tinh 20 1.3.1 Hệ tọa độ địa lý OzXdYdZd 20 1.3.2 Hệ tọa độ chuẩn địa tâm 21 1.3.3 Hệ tọa độ GPS 22 1.3.4 Hệ toạ độ địa lý cục bộ ENU 24 1.4 Hệ thời gian sử dụng trong dẫn đƣờng vệ tinh 24 1.3.1 Giờ GPS 24 1.3.2 Giờ UTC 25 1.5 Lịch vệ tinh 27 CHƢƠNG 2: NGUYÊN LÝ ĐỊNH VỊ CỦA HỆ THỐNG DẪN ĐƢỜNG VỆ TINH NAVSTAR -GPS 28 2.1 Nguyên lý dẫn đƣờng của hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh NAVSTAR - GPS 28 2.2 Xác định khoảng cách giả để định vị trong phƣơng pháp dẫn đƣờng 29 2.2.1 Định nghĩa khoảng cách giả 29 2.2.2 Xác định vị trí từ các khoảng cách giả 31 2.3 Định vị tƣơng đối thời gian thực GPS 34 2.4 Tín hiệu dẫn đƣờng từ vệ tinh trong hệ thống GPS 35
2.4.1 Cấu trúc tín hiệu 35 2.4.2 Tính chất và thành phần của tín hiệu GPS 39 2.5 Cấu trúc máy thu GPS 47 2.5.1 Lọc và khuếch đại tín hiệu cao tần 47 2.5.2 Đổi tần và khuếch đại trung tần 48 2.5.3 Số hoá tín hiệu GPS 49 2.5.4 Xử lý tín hiệu băng cơ sở 50 2.6 Độ chính xác của hệ thống GPS và các nguyên nhân gây sai số 52 2.6.1 Độ chính xác của GPS 52 2.6.2 Các nguyên nhân gây sai số 53 CHƢƠNG 3 : ỨNG DỤNNG HỆ THỐNG ĐỊNH VỊ VỆ TINH TRONG NGÀNH HÀNG KHÔNG 55 3.1. Hạn chế của hệ thống dẫn đƣờng truyền thống 55 3.2. Cấu trúc hệ thống Testbed 56 3.3. Các hệ thống tăng cƣờng dẫn đƣờng 56 3.3.1. Hệ thống SBAS ( Satellite Based Augmentation System ) 57 3.3.2. Hệ thống GBAS ( Ground-Based Augmentation System ) 60 3.3.3. Các yếu tố ảnh hƣởng đến hệ thống tăng cƣờng 63 CHƢƠNG 4: KHAI THÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƢỜNG VỆ TINH TRÊN MÁY BAY BOEING 777 64 4.1 Giới thiệu hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh trên máy bay Boeing 777 64 4.2 Máy thu tín hiệu vệ tinh GPS trên máy bay Boeing 777 65 4.2.1 Sơ đồ khối máy thu GPS trên Boeing 777 65 4.2.2 Nguyên lý làm việc của hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 67 4.3 Chức năng các khối trong hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 70 4.3.1 Chức năng khối thu nhận đa phƣơng thức MMR 70 4.3.2 Hệ thống dẫn đƣờng quán tính ADIRS 75 4.3.3 Khối nguồn và anten GPS 78
4.3.4 Hệ thống hiển thị 79 4.3.5 Khối dữ liệu không khí và dẫn đƣờng quán tính ADIRU 82 4.3.6 Hệ thống cảnh báo gần mặt đất GPWC (ground proximity warning computer) 84 4.3.7 Hệ thống tính toán và quản lý chuyến bay FMCF (flight management computing function) 84 4.4 Công tác kiểm tra mặt đất 85 4.5 Công tác bảo dƣỡng cho hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 85 KẾT LUẬN 86 TÀI LIỆU THAM KHẢO 88
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 LỜI NÓI ĐẦU Ngày nay, thế giới thông tin ngày càng phát triển một cách đa dạng và phong phú. Nhu cầu về thông tin liên lạc trong cuộc sống càng tăng cả về số lƣợng và chất lƣợng, đòi hỏi các dịch vụ của ngành viễn thông càng mở rộng. Trong những năm gần đây thông tin vệ tinh trên thế giới đã có những bƣớc tiến vƣợt bậc đáp ứng nhu cầu đời sống, đƣa con ngƣời nhanh chóng tiếp cận với các tiến bộ khoa học kỹ thuật. Nhằm đáp ứng cho các mục đích dẫn đƣờng cũng nhƣ xác định vị trí một cách chính xác, nhanh chóng và thuận tiện, một số quốc gia và tổ chức quốc tế trên thế giới đã xây dựng nên các hệ thống định vị dẫn đƣờng có độ chính xác cao để thay thế cho các phƣơng pháp định vị dẫn đƣờng truyền thống nhƣ: NAVSTAR - GPS, GLONASS, INMARSAT, GALILEO Công nghệ định vị toàn cầu NAVSTAR - GPS (Navigation Satellities Time and Ranging - Global Positioning System) là hệ thống định vị toàn cầu đƣợc Bộ Quốc Phòng Mỹ xây dựng và phát triển vào năm 1973 và đƣợc hoàn thiện vào năm 1994. Công nghệ GPS bắt đầu đƣợc giới thiệu và ứng dụng vào Việt Nam từ giữa những năm 1990 nhƣng chủ yếu để phục vụ cho công việc quan trắc bản đồ. Những năm gần đây hệ thống GPS đã đƣợc Việt Nam áp dụng vào quản lý, giám sát các phƣơng tiện giao thông, đặc biệt ứng dụng công nghệ GPS vào các phƣơng tiện kĩ thuật cao nhƣ: máy bay và tàu thủy Tạo bƣớc tiến vƣợt bậc cho việc phát triển ứng dụng GPS cho hệ thống dẫn đƣờng tự động. Để hiểu rõ hơn về hệ thống GPS em chọn đề tài “Nghiên cứu và khai thác hệ thống dẫn đường bằng vệ tinh GPS” làm đồ án tốt nghiệp của mình. Đồ án sẽ đi sâu vào khai thác dựa trên cơ sở hệ thống NAVSTAR - GPS của Mỹ. Page 1
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Nội dung của đồ án bao gồm 4 chƣơng : Chương 1: Tổng quan về các hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh quốc tế Chương 2: Nguyên lý định vị của hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh NAVSTAR – GPS Chương 3: Ứng dụng hệ thống định vị vệ tinh trong ngành hàng không Chương 4: Khai thác hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh trên máy bay BOEING 777 Với thời gian có hạn cũng nhƣ là hạn chế về tài liệu, vì tài liệu về lĩnh vực hàng không rất khó tiếp cận, do tính bảo mật và độc quyền của các hãng máy bay. Vì vậy việc khai thác hệ thống gặp rất nhiều khó khăn và không thể đề cập đƣợc đầy đủ. Tuy nhiên, bằng nỗ lực bản thân, em đã đáp ứng đƣợc yêu cầu của đồ án đề ra, mặc dù không thể không có những thiếu sót. Rất mong đƣợc sự đóng góp ý kiến của các thầy cô và các bạn để đồ án đƣợc hoàn thiện hơn. Hải Phòng, ngày tháng năm 2013 Sinh viên thƣc hiện Trần Văn Việt Page 2
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 CÁC TỪ VIẾT TẮT  Air Data Inertial Reference System ADIRS Hệ thống tham chiếu quán tính và dữ liệu không khí  Air Data Inertial Reference Unit ADIRU Khối tham chiếu quán tính và dữ liệu không khí  Autopilot Flight Director System AFDS Hệ thống điều khiển dẫn đƣờng tự động  Airplane Information Management System AIMS Hệ thống quản lý thông tin máy bay  Aeronautical Radio Inc. ARINC Viện vô tuyến hàng không  Control Display Unit CDU  Khối hiển thị điều khiển  Central Maintenance Computing Function CMCF  Hàm (chức năng) tính toán bảo dƣỡng trung tâm  Fault Containment Area FCA  Vùng có hỏng hóc  Fault Containment Module FCM  Khối bị hỏng hóc  Faul Isolation Manual FIM  Hƣớng dẫn xử lý hỏng hóc  Flight Management Computing Function FMCF  Hàm (chức năng) tính toán quản lý chuyến bay  Global Positioning System GPS  Hệ thống định vị toàn cầu  Inertial Navigation System INS  Hệ thống dẫn đƣờng quán tính MAT  Maintenance Access Terminal Page 3
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Máy tính truy xuất thông tin phục vụ bảo dƣỡng  Main Equipment Center MEC  Khoang thiết bị chính  No Computed Data NCD  Dữ liệu không đƣợc tính toán  Navigation Display ND  Màn hình dẫn đƣờng   Non-Volatile Memory NVM  Bộ nhớ cố định (không bị mất dữ liệu khi mất nguồn)  Primary Flight Computer PFC  Máy tính điều khiển chuyến bay chính Page 4
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 CH¦¥NG 1: TỔNG QUAN VỀ CÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG VỆ TINH 1.1 Sơ lược lịch sử phát triển Bắt đầu vào những thập niên 1960, hệ thống vệ tinh đƣợc thiết lập có ý nghĩa quan trọng của việc dẫn đƣờng trên trái đất. Hệ thống đƣợc thiết kế chủ yếu cho việc xác định vị trí hàng ngày cho tàu bè. Nhƣng đã bắt đầu đặt nền móng cho việc sử dụng trong quá trình dẫn đƣờng cho các phƣơng tiện trên không. Bắt đầu vào những năm 1970, hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh đối với máy bay đƣợc phát triển nhanh. Chúng đƣợc đầu tƣ sử dụng công nghệ cao và mang lại hiệu quả kinh tế cao. Trong những năm tiếp theo hệ thống đƣợc sử dụng một cách rộng rãi, và cho đến năm 1996 hệ thống đƣợc ứng dụng trong việc dẫn đƣờng đối với các máy bay trên toàn thế giới. Hiện nay, trên thế giới đồng thời triển khai các hệ thống dẫn đƣờng nhƣ:  Navigation Satellities Time and Ranging Global Positioning System (NAVSTAR-GPS) hay GPS: Là một hệ thống định vị dẫn đƣờng toàn cầu. Đƣợc phát triển vào năm 1973 và đƣợc hoàn thiện vào năm 1994 bởi “Bộ Quốc Phòng Mỹ”.  Global Navigation Satellities System (GLONASS): Là một hệ thống định vị dẫn đƣờng toàn cầu do 3 cơ quan của Nga: Scientific/Production Group on Applied Mechanics Kranoyarsk, Scientific/Production Group on Space Device Engineering Moscow và Russian Institute of Radio Navigation and Time cùng xây dựng và phát triển.  INMARSAT Civil Navigation Satellite Overlay: là hệ thống cung cấp phần không gian (Space segment). Tổ chức INMARSAT đã thực hiện những nghiên cứu và thử nghiệm dẫn đến việc phát triển vùng phủ sóng vệ tinh địa tĩnh dân dụng cho GPS và GLONASS, nhằm cung cấp Page 5
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 dữ liệu cho phép các hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh đáp ứng đƣợc các yêu cầu liên quan đến độ tin cậy và tích hợp thông tin của các nhà chức trách hàng không và hàng hải. Các hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh dùng để cung cấp thông tin về vị trí, tốc độ và thời gian cho các máy thu ở mọi thời điểm trên trái đất, trong mọi điều kiện thời tiết. Hệ thống có thể xác định vị trí với sai số từ vài trăm mét đến vài mét và có thể giảm xuống chỉ còn vài centimet. Tất nhiên, độ chính xác càng cao thì máy thu GPS càng phức tạp hơn và giá thành vì thế cũng tăng theo. Hình 1.1: Các thành phần của hệ thống dẫn đường vệ tinh Nhìn chung các hệ thống bao gồm 3 phần chính nhƣ sau:  Phần không gian (Space Segment) bao gồm: các vệ tinh không gian. Có nhiệm vụ thu nhận tín hiệu từ trạm điều khiển mặt đất, tín hiệu này dùng để điều khiển sai lệch quỹ đạo vệ tinh trong khi bay, hiệu chỉnh đồng hồ vệ tinh. Sau đó phát tín hiệu mang thông tin về vị trí vệ tinh, thời gian chuẩn tới các thuê bao.  Phần điều khiển (Control Segment) bao gồm: 1 trạm mặt đất điều khiển trung tâm, một số trạm theo dõi và trạm hiệu chỉnh số liệu. Nhiệm vụ phát và thu tín hiệu dùng trong việc tính toán và dự báo thời Page 6
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 điểm vệ tinh xuất hiện tại từng thời điểm một cách chính xác và hiệu chỉnh.  Phần sử dụng (User Segment): là các thuê bao (máy thu và xử lý tín hiệu). Nhiệm vụ thu nhận tín hiệu mang thông tin vị trí và thời gian chuẩn của vệ tinh, tính toán và đƣa ra vị trí chính xác của các thuê bao. 1.2 Các hệ thống dẫn đường vệ tinh trên thế giới 1.2.1 Hệ thống dẫn đường vệ tinh NAVSTAR a) Giới thiệu Thuật ngữ GPS (Global Positioning System) đƣợc sử dụng để mô tả các hệ thống vệ tinh định vị toàn cầu. Các hệ thống này đều dựa trên cơ sở ứng dụng các khả năng của vệ tinh nhân tạo để định vị toạ độ ngƣời sử dụng trong không gian 3 chiều với độ chính xác cao. Các hệ thống này có vùng bao phủ toàn cầu và hoạt động tin cậy trong mọi điều kiện thời tiết với thời gian liên tục suốt 24 giờ trong ngày. Navigation Satellities Time and Ranging Global Positioning System (NAVSTAR-GPS) hay GPS: Là một hệ thống định vị dẫn đƣờng toàn cầu đƣợc phát triển vào năm 1973 và đƣợc hoàn thiện vào năm 1994 bởi “Bộ Quốc Phòng Mỹ”. Hệ thống cho phép ngƣời sử dụng xác định vị trí, thời gian và vận tốc một cách chính xác ở bất kỳ lúc nào, ở bất kỳ đâu và trong bất kỳ điều kiện thời tiết nào trên thế giới. Lúc đầu hệ thống này đƣợc phát triển chỉ dành cho mục đích quân sự, tuy nhiên, sau đó cơ quan hàng không liên bang của Mỹ cũng đã chấp nhận trong việc sử dụng hệ thống này cho các mục đích dân sự. Hệ thống NAVSTAR bao gồm các hệ thống truyền và nhận tín hiệu về vị trí và thời gian sử dụng sóng vô tuyến và các trạm không gian. Page 7
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 b) Cấu trúc hệ thống NAVSTAR - GPS  Phần vệ tinh không gian Các vệ tinh đƣợc sắp xếp trên 6 mặt phẳng quỹ đạo tròn và nghiêng so với mặt phẳng xích đạo một góc bằng 550. Trên mỗi mặt phẳng quỹ đạo có từ 3 đến 4 vệ tinh cùng hoạt động và các vệ tinh này lệch pha nhau 900. Các quỹ đạo này nằm ở độ cao 20.200km. Các vệ tinh đƣợc sắp xếp trong không gian sao cho hầu hết các vùng trên mặt đất luôn nhìn thấy đƣợc ít nhất 4 vệ tinh trong suốt 24 giờ một ngày. Thời gian đi hết một vòng quỹ đạo của vệ tinh là 11 giờ 58 phút. Bao gồm một chùm 24 vệ tinh, trong đó 21 vệ tinh ở trạng thái hoạt động, 3 vệ tinh còn lại đƣợc sử dụng để dự phòng cho hệ thống. Hình 1.2: Các quỹ đạo của vệ tinh trong hệ thống GPS Mỗi vệ tinh liên tục truyền tín hiệu trên hai tần số trong dải băng tần L: L1 = 1575,42 MHz và L2 = 1227,6 MHz. Tần số L1 mang cả mã C/A (Coarse/Acquisition) và mã P (Precision), trong khi đó tần số L2 chỉ mang mỗi mã P. Ngoài ra, cả hai tần số này còn mang theo các dữ liệu thông tin dẫn đƣờng nhƣ: thời gian đồng hồ vệ tinh, các thông số về thiên văn, các thông tin về tình trạng của tín hiệu vệ tinh, thời Page 8
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 gian chuẩn của hệ thống (UTC) và thông tin về đồng bộ. Mã P đƣợc dành riêng cho các ứng dụng đòi hỏi độ chính xác cao và những ngƣời sử dụng mã này cần phải đƣợc phép của “Bộ Quốc Phòng Mỹ”, trong khi đó mã C/A đƣợc sử dụng miễn phí cho mọi mục đích. Mỗi vệ tinh đƣợc gắn cho một mã C/A và mã P riêng. Các mã này đƣợc dùng để nhận biết vệ tinh gọi là mã vàng (Gold Code).  Phần điều khiển hệ thống Phần điều khiển bao gồm: 1 trạm điều khiển trung tâm (Master Control Station) và 5 trạm theo dõi vệ tinh (Monitor Station), 3 trong số đó là trạm hiệu chỉnh số liệu (Upload Station) đặt trên mặt đất, liên tục giám sát đƣờng đi của các vệ tinh trong không gian . Hình 1.3: Vị trí đặt trạm điều khiển GPS trên mặt đất Các trạm trong phần điều khiển có nhiệm vụ: +Giám sát và hiệu chỉnh quỹ đạo và đồng hồ vệ tinh. +Tính toán và gửi các bản tin dẫn đƣờng vệ tinh. Bản tin này đƣợc cập nhật hàng ngày mô tả về vị trí vệ tinh trong tƣơng lai và thu nhận dữ liệu từ tất cả các vệ tinh gửi về. Page 9
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 +Cập nhật các bản tin dẫn đƣờng vệ tinh một cách thƣờng xuyên. Hình 1.4: Phần điều khiển vệ tinh trong hệ thống GPS Trạm điều khiển trung tâm đặt ở Colarado Spring, Colorado USA. Trạm trung tâm điều phối mọi hoạt động trong phần điều khiển. Trạm điều khiển trung tâm có 1 đồng hồ nguyên tử, thời gian của đồng hồ này đƣợc dùng để truyền đến cho vệ tinh, là thời gian chuẩn để hiệu chỉnh đồng hồ nguyên tử của vệ tinh. Các trạm giám sát theo dõi vệ tinh 24h trên 1 ngày. Trạm điều khiển trung tâm sẽ điều khiển các trạm giám sát thông qua các đƣờng nối. Các điểm đặt trạm giám sát của hệ thống trên trái đất: +Ascension island +Colorado Spring, Colorado USA +Diego Garcia island +Hawaii +Kawajalein island Trạm theo dõi thông tin gửi xuống từ vệ tinh: +Báo cáo chính xác thời gian của đồng hồ vệ tinh. +Tậm hợp chuyển cho trạm điều khiển mọi thông tin về dữ liệu khí tƣợng bao gồm: áp suất khí áp, nhiệt độ, điểm sƣơng. Trạm điều khiển trung tâm sử dụng những dữ liệu này để tính toán và đƣa ra dự báo về quỹ đạo vệ tinh trong tƣơng lai. Page 10
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Trạm điều khiển trung tâm sử dụng các trạm hiệu chỉnh số liệu để gửi thông tin cho vệ tinh bao gồm: +Mệnh lệnh hiệu chỉnh quỹ vệ tinh. Vệ tinh sử dụng tín hiệu này để khởi động các tên lửa điều khiển đƣa vệ tinh về quỹ đạo đúng. +Bản tin dẫn đƣờng đến vệ tinh. Các trạm hiệu chỉnh số liệu là các trạm đƣợc đặt ở Ascension island, Diego Garcia island và Kawajalein island. Phần sử dụng Bao gồm các thiết bị thu tín hiệu GPS sử dụng cho nhiều mục đích khác nhau. Kiểu loại thiết bị thu hết sức đa dạng, từ các thiết bị xách tay không đắt tiền đến các hệ thống phức tạp đòi hỏi phải đƣợc cấp chứng chỉ chất lƣợng kỹ thuật để trang bị cho các trung tâm dẫn đƣờng, điều hành bay. Hình 1.5: Phần thiết bị sử dụng dẫn đường GPS Thiết bị máy thu tín hiệu GPS chủ yếu gồm anten thu, bộ phận giải mã, bộ phận xử lý các mã của tín hiệu vệ tinh GPS, riêng đối với ngành hàng không nó còn xử lý các thông tin dẫn đƣờng và truyền hiển thị các thông tin cho tổ lái và một số thiết bị cần sử dụng dữ liệu GPS trong quá trình bay. Khi bật công tắc nguồn của thiết bị máy thu GPS lên, máy thu sẽ tự động cung cấp các giải pháp dẫn đƣờng chính xác mà không cần phải nạp các dữ liệu từ bên ngoài. Điều đó chỉ có thể thực hiện đƣợc khi máy thu nhận Page 11
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 đƣợc tín hiệu từ số vệ tinh sao đảm bảo cung cấp đủ dữ liệu cho bài toán xác định vị trí. Đối với các giải pháp dẫn đƣờng 2 chiều, tức là khi đã xác định đƣợc độ cao chỉ cần xác định kinh độ và vĩ độ, khi đó cần phải có ít nhất tín hiệu từ 3 vệ tinh, còn đối với các giải pháp dẫn đƣờng 3 chiều thì cần phải có ít nhất tín hiệu từ 4 vệ tinh nằm ở trong vùng bao phủ mà máy thu có thể nhìn thấy. Việc xử lý tín hiệu từ 3 hoặc 4 vệ tinh có thể tiến hành đồng thời hoặc tuần tự. - Các thiết bị thu thƣờng gồm 3 thành phần chính: +Anten và các thiết bị điện tử đi kèm. +Bộ phận nhận và xử lý tín hiệu. +Màn hình điều khiển. c) Các thông số kỹ thuật của hệ thống NAVSTAR  Vệ tinh: 24 vệ tinh Quỹ đạo tròn: 12 giờ (bán kính 26.000km). Với 6 mặt phẳng quỹ đạo Độ nghiêng so với đƣờng kính xích đạo : 550  Trạm kiểm tra mặt đất: 01 Trạm điều khiển chính. 05 Trạm kiểm tra phân bố rải rác.03 Anten mặt đất phân bố rải rác.  Số thuê bao sử dụng: Không hạn chế.  Giải tần số: L1: 1575,42 MHz Mã C/A 1,023 Mbits/s Mã P 10,23 Mbits/s Thông tin dẫn đƣờng 50 bits/s Page 12
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 L2: 1227,6 MHz Mã P 10,23 Mbits/s Thông tin dẫn đƣờng 50 bits/s  Các hệ thống sử dụng và độ chính xác: PPS SPS Định vị ngang 18m (95%) 100m (95%) Định vị đứng 28m (95%) 157m (95%) Tốc độ 0,2m/s (95%) Thời gian 180ns (95%)385ns (95%) Trong đó, PPS là hệ thống định vị chính xác, SPS là dịch vụ định vị chuẩn.  Thời gian đặt: Khi lịch đã nạp trƣớc : 1 5 phút (tuỳ thiết bị của ngƣời sử dụng) Khởi động nguội: 20 phút.  Tầm bao phủ: Toàn cầu.  Độ toàn vẹn: Hệ thống kiểm tra và phát hiện sai số ở trong vệ tinh, thời gian tác dụng thƣờng nhỏ hơn 90 phút (một số vệ tinh có thể nằm ngoài tầm nhìn thấy của các trạm kiểm soát đến 2 giờ).  Tƣơng thích với thời gian: UTC giờ quy ƣớc chung.  Phƣơng pháp định vị: Kiểu thụ động, đo khoảng cách 1 chiều.  Thời gian triển khai thực hiện Block II: 3 chiều toàn cầu năm 1992.  Khả năng sử dụng cho mục đích thông tin: Không.  Mốc trắc địa: WGS-83.  Nâng cấp hệ thống: Độ chính xác và độ toàn vẹn có thể cải thiện bằng cách sử dụng ở dạng vi sai, tức là dùng các trạm kiểm tra mặt đất giám sát vệ tinh và truyền các hiệu chỉnh khoảng cách. Page 13
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 d) Vệ tinh NAVSTAR - GPS Mẫu đầu tiên của dạng vệ tinh Block I đƣợc phóng vào năm 1978 tại Vandenberf Air Force - California. Hiện nay, tất cả các vệ tinh Block I không còn hoạt động, mặc dù vẫn còn một vệ tinh phát không liên tục. Các vệ tinh này đƣợc thiết kế với tuổi thọ 4,5 năm. Sự khác nhau chủ yếu giữa các vệ tinh này và các thế hệ sau là nó không có khả năng làm suy giảm tín hiệu phát, cho nên nó làm giảm độ chính xác của ngƣời sử dụng đối với hệ thống GPS. Thế hệ thứ 2 đƣợc phóng lần đầu tiên vào năm 1985, những vệ tinh này có khả năng làm suy giảm tín hiệu và đƣợc thiết kế với tuổi thọ là 7,5 năm. Sau đây là một số thông số kỹ thuật của các vệ tinh Block IIA:  Trọng lƣợng : 930kg (trên quỹ đạo)  Kích thƣớc : 5,1ms  Tốc độ di chuyển : 4km/s  Phát tín hiệu trên dải tần L1 = 1575,42MHz và L2 = 1227,60MHz.  Thu tín hiệu tần số 1738,74MHz.  02 Đồng hồ nguyên tử Cesium và 02 đồng hồ nguyên tử Rubidium.  Tuổi thọ thiết kế : 7 năm  Đƣợc phóng bằng tên lửa Delta. Vệ tinh của Block IIR đƣợc thiết kế với tuổi thọ dài hơn là 10 năm và có khả năng liên lạc vệ tinh với vệ tinh, đƣợc phóng vào năm 1996 để duy trì chòm vệ tinh. Thế hệ tiếp theo là các vệ tinh Block IIF, sau khi kiểm nghiệm đƣợc công bố là hoạt động với đầy đủ chức năng vào ngày 17/7/1995. Các vệ tinh NAVSTAR có 2 chỉ số phân biệt. Chỉ số đầu tiên dựa trên thứ tự phóng gọi là số NAVSTAR, hay số vệ tinh SVN (Space Vehicle Numbers). Đây là hệ đƣợc sử dụng theo quy định của cơ quan chƣơng trình chung của Mỹ. Tuy nhiên, chỉ số thứ 2 đƣợc ngƣời sử dụng chính thức công nhận. Nó dựa trên cơ sở sự sắp xếp quỹ đạo của vệ tinh trực tiếp phát tín hiệu, đó là số giả ngẫu nhiên PRN (Psuedo Random Number) hoặc số nhận dạng Page 14
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 của vệ tinh SVID (Space Vehicle Identity). Đây là những thông số đƣợc hiển thị trên máy thu. Hình 1.6: Các thế hệ vệ tinh trong hệ thống GPS Ưu điểm  Về phƣơng thức truyền tín hiệu, GPS sử dụng kỹ thuật số (điều xung), do đó máy phát không cần công suất lớn. Đòi hỏi về tỷ lệ tín/tạp (S/N) không cần lớn mà máy thu vẫn có thể tách sóng đƣợc, nhƣ vậy yếu tố ảnh hƣởng của thời tiết và địa hình là không đáng ngại.  Mốc trắc địa của hệ thống toạ độ GPS là hệ thống toạ độ WGS-83. Đây là hệ thống đo đạc chuẩn đƣợc ICAO phê chuẩn.  Xét về khía cạnh kinh tế - xã hội, ta thấy, với đà phát triển kinh tế của Mỹ cũng nhƣ các ảnh hƣởng về chính trị - quân sự, đặc biệt là khả năng tiếp cận thị trƣờng nhanh trong việc sản xuất hàng loạt các chủng loại máy thu GPS, trong đó có cả máy cầm tay rất gọn và rẻ, nên trong thực tế GPS chiếm đƣợc ƣu thế hơn trên thị trƣờng quốc tế. 1.2.2 Hệ thống Glonass a) Giới thiệu Global Navigation Satellities System (GLONASS): Là một hệ thống định vị dẫn đƣờng toàn cầu do 3 cơ quan của Nga là Scientific/Production Group on Applied Mechanics Kranoyarsk, Scientific/Production Group on Space Device Engineering Moscow và Russian Institute of Radio Navigation Page 15
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 and Time xây dựng và phát triển. Hệ thống này cũng có chức năng và mục đích tƣơng tự hệ thống GPS của Mỹ. b) Cấu trúc hệ thống GLONASS  Phần không gian Ở hệ thống này, sự bố trí quỹ đạo của các vệ tinh khác với hệ thống GPS. Các mặt phẳng quỹ đạo có độ cao nhỏ hơn một chút và bằng 19.100km, nhƣng với góc nghiêng là 650 so với mặt phẳng xích đạo và các mặt phẳng quỹ đạo lệch nhau một góc là 1200. Các vệ tinh trên mỗi mặt phẳng quỹ đạo lệch nhau 450 và lệch 150 so với các vệ tinh ở các quỹ đạo khác. Hệ thống GLONASS có chòm vệ tinh bao gồm 24 vệ tinh (trong đó có 3 vệ tinh ở trạng thái dự phòng), nhƣng chỉ bố trí trên 3 mặt phẳng quỹ đạo, mỗi mặt phẳng có 7 đến 8 vệ tinh hoạt động. Các vệ tinh GLONASS hiện nay có chu kỳ quỹ đạo là 676 phút và lặp lại sau khoảng thời gian gần 8 ngày (7 ngày 23 giờ 27 phút). Do đó, không giống nhƣ NAVISTAR, các vệ tinh GLONASS không xuất hiện đồng thời tại cùng một điểm trong vũ trụ hàng ngày. Tuy nhiên, vì các vệ tinh lệch pha nhau 450 trong cùng một mặt phẳng sẽ đảm bảo tính hình học và khả năng định vị tƣơng tự nhƣ NAVISTAR. Các thiết bị sử dụng hệ thống GLONASS hoạt động trong chế độ thụ động và tiến hành đo đến 4 thông số dẫn đƣờng vệ tinh. Các thông tin dẫn đƣờng truyền từ một vệ tinh bao gồm các thông tin về vị trí thiên văn của vệ tinh và những hiệu chỉnh tƣơng đối của hệ thống GLONASS, cũng nhƣ các thông tin có liên quan đến trạng thái của vệ tinh. Hệ thống GLONASS phát các tín hiệu dẫn đƣờng trong dải tần từ 1602,5625MHz đến 1615,5MHz với khoảng cách tần số từ vệ tinh này đến vệ tinh khác là 0,5625MHz. Việc nhận dạng vệ tinh dựa trên các tần số sóng mang mà chúng sử dụng. Page 16
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Phần điều khiển Gồm các trạm điều khiển và theo dõi phân bố trên lãnh thổ nƣớc Nga, trong đó trạm điều khiển chính đặt tại Moscow.  Phần sử dụng Bao gồm các thiết bị thu sử dụng cho nhiều mục đích khác nhau. Kiểu loại thiết bị thu hết sức đa dạng, từ các thiết bị xách tay không đắt tiền đến các hệ thống phức tạp đòi hỏi phải đƣợc cấp chứng chỉ chất lƣợng kỹ thuật để trang bị cho các trung tâm dẫn đƣờng, điều hành bay. c) Thông số kỹ thuật của hệ thống GLONASS  Vệ tinh: 24 vệ tinh (trong đó có 3 vệ tinh dự phòng), quỹ đạo tròn, chu kỳ quay là 11 giờ 45 phút.  Độ cao : 19.100km  Độ nghiêng so với đƣờng xích đạo : 64,80  Số thuê bao sử dụng: Không hạn chế.  Giải tần số: (1602,5625 1615,5) 0,5 MHz.  Phƣơng pháp định vị: Kiểu thụ động, đo khoảng cách và tốc độ  Độ chính xác: Định vị ngang : 100m (95%) Định vị đứng : 150m (95%)  Tốc độ : 15cm/s (95%)  Thời gian : 1 s  Thời gian phát tín hiệu: Thời gian phát tín hiệu tuỳ thuộc nhiều vào thông số thiết bị cụ thể của ngƣời sử dụng. Vệ tinh truyền thông tin cho mục đích dẫn đƣờng trong 30 giây và thông tin về trạng thái của vệ tinh trong 2,5 phút.  Tầm bao phủ: Toàn cầu. Page 17
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Độ toàn vẹn: Các thông tin truyền từ mỗi vệ tinh đến ngƣời sử dụng có chứa các dữ liệu về các hỏng hóc có liên quan đến vệ tinh ngay có hỏng hóc xảy ra. Các thông tin hỏng xuất hiện trong nội dung của các thông tin dẫn đƣờng của tất cả các vệ tinh không muộn hơn 16 giờ từ khi có hỏng hóc.  Tiến độ triển khai: 1989 - 1990 : 10 12 Vệ tinh hoạt động 1991 - 1995 : 24 Vệ tinh hoạt động  Khả năng sử dụng cho mục đích thông tin: Hệ thống không sử dụng để truyền lại bất kỳ một thông tin nào khác.  Nâng cấp hệ thống: Độ chính xác của hệ thống có thể nâng cao một cách đáng kể khi ngƣời sử dụng vận hành ở phƣơng pháp vi sai.  Năng lƣợng phát đẳng hƣớng ảnh hƣởng tín hiệu vệ tinh: - Dọc theo trục anten truyền : 25dBW - Trong khoảng 150 : 27dBW Công suất tín hiệu nhận đƣợc (Ps) : -(156 161)dBW  Động năng : (39 44)dBW  Tốc độ truyền dữ liệu thông tin : 50 bits/s  Tỷ lệ S/N : (22 27)dB 1.2.3 Hệ thống vệ tinh dẫn đường dân dụng bao phủ INMARSAT Chức năng của vệ tinh dẫn đƣờng dân dụng bao phủ INMARSAT là mở rộng khả năng và kết hợp hệ thống vệ tinh GPS và GLONASS. Tín hiệu dẫn đƣờng bao phủ đƣợc phát từ các đài mặt đất và truyền lên Các vệ tinh trong hệ thống INMARSAT - 3. Các vệ tinh này có chứa các kênh đặc biệt để phát lại tín hiệu dẫn đƣờng cho các thuê bao. Kỹ thuật phát tín hiệu dẫn đƣờng của các kênh lặp lại này khác với kỹ thuật phát trong hệ thống GPS và Page 18
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 GLONASS. Các vệ tinh GLONASS và GPS mang các thông tin dẫn đƣờng thông, còn vệ tinh INMARSAT mang tín hiệu phát dẫn đƣờng tƣơng ứng. Tổ chức INMARSAT đã thực hiện những nghiên cứu và thử nghiệm dẫn đến việc phát triển vùng phủ sóng vệ tinh địa tĩnh dân dụng cho hệ thống GPS và GLONASS nhằm cung cấp dữ liệu cho phép các hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh đáp ứng đƣợc các yêu cầu liên quan đến độ tin cậy và tích hợp thông tin của các nhà chức trách hàng không và hàng hải. INMARSAT là tổ chức cung cấp Space segment. Trong khi đó các nhà cung cấp dịch vụ sẽ cung cấp các dịch vụ sau: Truyền thông tin tích hợp và tình trạng của mỗi vệ tinh GLONASS và GPS theo thời gian thực để đảm bảo cho các thuê bao không sử dụng nhầm các vệ tinh trong việc dẫn đƣờng. Tính năng này đƣợc gọi là kênh tích hợp GNSS (GIC: GNSS integrity channel) Hình 1.7: Cấu trúc hệ thống INMARSAT Thêm vào dịch vụ GIC, các nhà cung cấp dịch vụ còn truyền các tín hiệu cự ly bổ sung nhằm hỗ trợ hệ thống GPS, làm tăng khả năng phục vụ của tín Page 19
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 hiệu từ GPS. Việc tăng đƣợc khả năng phục vụ của tín hiệu GPS dẫn đến tăng khả năng của RAIM. Tính năng này đƣợc gọi là đo cự ly GIC (Ranging GIC). Truyền các thông tin hiệu chỉnh sai lệch vung rộng của GPS và GLONASS, làm tăng độ chính xác của tín hiệu GPS và GLONASS. Dịch vụ này đƣợc gọi là WADGNSS (Wide area differntial GNSS). Việc kết hợp các tính năng trên thành 1 hệ thống nhƣ hình vẽ đƣợc gọi là hệ thống bổ trợ mở rộng vùng (WASS). 1.3 Các hệ toạ độ sử dụng trong dẫn đường vệ tinh Trong thực tế một vị trí có thể đƣợc xác định trên bản đồ bằng tay, hoặc bằng điện tử, nhƣng vấn đề quan trọng ở đây là cả vị trí cần xác định và bản đồ phải cùng chung một hệ toạ độ (có nghĩa là chúng sử dụng cùng các thông số để mô tả hình dáng và kích thƣớc của trái đất). Việc này đòi hỏi phải biết chính xác trƣờng hấp dẫn của trái đất, vì trƣờng hấp dẫn quyết định việc xác định tâm của trái đất. Cho nên, việc tìm hiểu về bất kỳ hệ toạ độ địa lý (kinh độ, vĩ độ, độ cao) hoặc hệ toạ độ Decac có gốc toạ độ tại tâm trái đất (hệ toạ độ địa tâm) có ý nghĩa vô cùng quan trọng trong việc nâng cao độ chính xác định vị GPS và trong công tác dẫn đƣờng. 1.3.1 Hệ toạ độ địa lý OzXdYdZd Hệ toạ độ địa lý (Hình 1.8) là hệ toạ độ gắn với trái đất xem trái đất là một quả cầu đứng yên trong hệ quy chiếu đang xét. Mặt phẳng xích đạo là mặt phẳng vuông góc với trục quay quả đất, chia trái đất thành hai bán cầu: Bắc cầu và Nam cầu. Các mặt phẳng chứa trục quay quả đất cắt quả đất theo các đƣờng tròn gọi là kinh tuyến gốc (kinh tuyến 0) đi qua Greenwich – Luân Đôn chia trái đất thành hai bán cầu Đông, Tây. Các mặt phẳng vuông góc trục quay cắt trái đất theo các vòng tròn gọi là vĩ tuyến. Nhƣ vậy, trái đất đƣợc chia làm 180 độ kinh tuyến Đông (mang dấu +), 180 độ kinh tuyến Tây (mang dấu -). Từ xích đạo đến hai cực sẽ chia thành vĩ Page 20
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 tuyến Bắc (mang dấu +) và vĩ tuyến Nam ( mang dấu -). Hệ toạ độ này cho phép xác định vị trí máy bay so với trái đất (kinh độ, vĩ độ, độ cao). Hình 1.8 : Hệ toạ độ địa lý  Tâm Oz trùng với tâm trái đất.  Trục OzXd đi qua giao điểm của xích đạo và kinh tuyến 0.  Trục OzZd là trục quay của trái đất hƣớng lên cực Bắc.  Trục OzYd tạo với hai trục kia thành tam diện thuận. 1.3.2 Hệ toạ độ chuẩn địa tâm Hệ toạ độ chuẩn địa tâm (ECEF) là hệ toạ độ có tâm trùng với tâm trái đất, gắn chặt với trái đất và quay cùng trái đất nó (Hình 1.9). Hình 1.9: hệ toạ độ chuẩn địa tâm Page 21
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Hƣớng các trục của ECEF đƣợc xác định nhƣ sau:  Gốc toạ độ trùng với tâm của trái đất.  Trục Ox là trục nối tâm O và giao điểm giữa kinh tuyến gốc và đƣờng xích đạo, còn gọi là trục địa lý.  Trục Oz là trục quay của trái đất và hƣớng theo phƣơng bắc. Trục Oy là trục vuông góc với hai trục Ox và Oz và hợp thành một tam diện thuận Oxyz. Hệ toạ độ chuẩn địa tâm là hệ toạ độ trung gian cho các tính toán dẫn đƣờng của hệ thống định vị toàn cầu GPS. Khi biết toạ độ của một điểm M (x,y,z) trong hệ toạ độ chuẩn địa tâm ta có thể chuyển đổi đƣợc sang hệ toạ độ địa lý M( , , r) nhƣ sau :  Chuyển từ hệ toạ độ địa lý sang hệ toạ độ chuẩn địa tâm theo hệ phƣơng trình: X = r . Cos . Cos Y = r . Sin . Cos Z = r . Sin  Chuyển từ hệ toạ độ địa tâm sang hệ toạ độ địa lý theo hệ phƣơng trình: 2 r = x2 y z 2 z 1 1 = arcsin x 2 2 y = arctg x 1.3.3 Hệ toạ độ GPS Hệ tạo độ GPS là hệ toạ độ cực không chuẩn hay là hệ toạ độ hình elip, còn đƣợc biết đến là hệ toạ độ đo đạc toàn cầu WGS – 84 (World Geodetic System), đƣợc phát triển bởi bộ quốc phòng Mỹ vào năm 1984 (hình 1.10). Page 22
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  OX là trục xuân phân (vernal equinox). Đƣờng xuân phân là đƣờng thẳng nối giữa tâm trái đất và mặt trời ở thời điểm xuân phân (lúc này, mặt trời nằm trên mặt phẳng xích đạo). Sau thời điểm này, đƣờng xuân phân đi theo cung song ngƣ (Constellation Pisces).  Trục cực là trục đi qua tâm trái đất và Bắc cực.  Trục còn lại tạo với hai trục kia thành tam diện thuận. Trục cực Mặt Mặt phẳng phẳng quỹ xích đạo đạo vệ tinh X Trục xuân Hình 1.10: Hệ tọa độ GPS phân Trong thiết kế góc nghiêng quỹ đạo vệ tinh GPS 550 và khoảng cách từ tâm trái đất đến vệ tinh R = 26.560 km. Nhƣ vậy, quỹ đạo vệ tinh sẽ đƣợc xác định bởi góc nghiêng quỹ đạo và góc xuân phân . Ngoài ra, trái đất luôn quay nên góc xuân phân luôn thay đổi với tốc độ 0,7292.10 4 rad/s với chu kỳ một ngày thiên văn (86.164 s = 23,934h) nên ta có: (t)00 (t t )360/86164 [độ] Thời gian vệ tinh bay một vòng trong nữa ngày thiên văn (43.082s), vậy góc xác định vệ tinh ở thời điểm t là: (t)00 (t t )360/43.802 [độ] Nhƣ vậy, nhờ toạ độ (,) ta có thể xác định vị trí của vệ tinh vì góc nghiêng quỹ đạo và bán kính R hoàn toàn có thể xác định đƣợc. Page 23
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Hệ phƣơng trình chuyển đổi hệ toạ độ GPS sang hệ toạ độ chuẩn địa tâm: x R(cos .cos sin .sin cos ) y R(cos sim sin cos cos ) Z R sin sin 1.3.4 Hệ toạ độ địa lý cục bộ ENU (East North Up Coordinate) Hệ toạ độ địa lý cục bộ ENU là hệ toạ độ không gian có gốc toạ độ O đƣợc gắn với một điểm cố định trên mặt đất, thƣờng là với sân bay cất cánh.  Trục Ox là trục hƣớng theo phƣơng Bắc.  Trục Oy vuông góc với trục Ox  Trục Oz vuông góc với hai trục Ox, Oy và hợp thành một tam diên thuận. Đây là hệ toạ độ thƣờng đƣợc sử dụng trong dẫn đƣờng hàng không. Ta có thể chuyển đổi vị trí một điểm trong hệ toạ độ địa lý cục bộ ENU sang hệ toạ độ chuẩn địa tâm ECEF theo phƣơng trình sau: X = ECEF . X + S ENU cENU ECEF Trong đó : XENU , XECEF tƣơng ứng là toạ độ của phƣơng tiện bay trong hai hệ toạ độ địa lý cục bộ ENU và hệ toạ độ chuẩn địa tâm ECEF. là ma trận chuyển từ hệ toạ độ chuẩn địa tâm ECEF sang hệ toạ độ Địa lý cục bộ ENU. 1.4 Hệ thời gian sử dụng trong dẫn đường vệ tinh 1.4.1 Giờ GPS Giờ GPS do phần điều khiển thiết lập và đƣợc dùng nhƣ là thời gian chủ yếu cho việc điều hành GPS. Giờ GPS dựa vào giờ UTC, điểm 0 của thời gian vào giữa đêm 05/1/1980 và sáng 06/1/1980. Đơn vị lớn nhất sử dụng là tuần và đƣợc định nghĩa là 604800 giây. Giờ GPS có thể khác với UTC, vì giờ GPS là một thang giờ liên tục, trong khi UTC đƣợc hiệu chỉnh theo chu kỳ Page 24
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 với phần nguyên của giây dôi ra. Thang giờ GPS đƣợc duy trì trong vòng vài mili giây của UTC (với modul là 1s). Các dữ liệu dẫn đƣờng chứa các dữ liệu đòi hỏi liên quan giữa giờ GPS và UTC. Trong mỗi vệ tinh, các điểm chia 1,5s là đơn vị thuận tiện cho việc tính và liên lạc thời gian chính xác. Thời gian đƣợc công bố theo cách thức này gọi là số đếm Z (Z-Count). 1.4.2 Giờ UTC Các tham số cần thiết để tính toán thời gian UTC từ thời gian GPS đƣợc cho trong khung phụ thứ 4 của bản tin dữ liệu dẫn đƣờng (đƣợc biết thêm ở phần bản tin dẫn đƣờng trong chƣơng 2). Dữ liệu này bao gồm một thông báo cho ngƣời sử dụng đang quan tâm đến các thông số vừa qua hoặc sắp tới của gia số thời gian là do các giây dôi ra fLSF cùng với số tuần WNLSF và số ngày DN tại điểm cuối của giây dôi ra trở nên có hiệu lực. Hai lƣợng tử sau đó đƣợc biết nhƣ là thời gian có hiệu lực của giây dôi ra. Ngày một đƣợc định nghĩa là ngày thứ nhất liên quan đến điểm kết thúc hay khởi đầu của một tuần và giá trị WNLSF gồm 8 bit có giá trị bé nhất của số tuần. Có 3 khác biệt tồn tại giữa mối quan hệ giữa thời gian UTC và thời gian GPS. Sự khác nhau này phụ thuộc vào mối quan hệ của thời gian có hiệu lực đối với thời gian GPS hiện tại của máy thu. Trường hợp thứ nhất: Bất kỳ lúc nào thì thời gian có hiệu lực đƣợc thể hiện bằng giá trị WNLSF và WN là không âm so với thời gian hiện tại của ngƣời sử dụng và thời gian hiện tại của ngƣời sử dụng thì không rơi vào khoảng thời gian bắt đầu tại DN+3/4 và kết thúc tại DN+5/4, thời gian UTC đƣợc tính nhƣ sau: TUTC = (tE - tUTC) (s) Với: tUTC = tLS + A0 + A1[tE - t0t + 604800(WN - WNt)] (s); TE - thời gian GPS của ngƣời sử dụng từ thời điểm bắt đầu của tuần; TLS - gia số thời gian của các giây dôi ra; A0 - hằng số của đa thức từ bản tin dữ liệu tạm thời; Page 25
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 A1 - thành phần bậc nhất của đa thức từ bản tin dữ liệu tạm thời; T0t - thời gian chuẩn cho dữ liệu UTC; WN - hằng số tuần hiện tại lấy từ khung phụ 1; WNt - số tuần chuẩn UTC. Thời gian GPS của ngƣời sử dụng tE đƣợc tính theo giây có liên quan tới điểm khởi đầu hay kết thúc của tuần, và thời gian chuẩn t0t cho dữ liệu UTC đƣợc tính từ điểm bắt đầu của tuần đó mà số tuần WNt đƣợc cho trong từ thứ 8 của khung phụ thứ 3. Giá trị của WNt gồm 8 bit có giá trị nhỏ nhất của số tuần đầy đủ. Vì vậy, ngƣời sử dụng phải tính tới đặc điểm làm tròn của thông số này cũng nhƣ các thông số WN, WNt và WNLSF do kết thúc số tuần đầy đủ. Các thông số này đƣợc quản lý bởi phần điều khiển để mà giá trị tuyệt đối của sự sai lệch giữa WN chƣa làm tròn và WNt không vƣợt quá 127. a) Trường hợp thứ hai: Bất cứ khi nào thời gian GPS của ngƣời sử dụng rơi vào khoảng thời gian từ DN+3/4 đến DN+5/4 có thể xuất hiện các giây dôi ra do sự thay đổi số tuần thì UTC tính nhƣ sau: TUTC = W[86400 + tLSF - tLS] (s) Với: W = (tE - tUTC - 43200) + 43200 (s) (thành phần trong ngoặc lặp lại sau 86.400s). Việc xác định tUTC áp dụng thông qua khoảng thời gian chuyển tiếp. b) Trường hợp thứ ba: Bất cứ khi nào thời gian có hiệu lực của các giây dôi ra đƣợc chỉ ra bởi giá trị của WNLSF và DN là âm so với thời gian GPS hiện tại của ngƣời sử dụng thì quan hệ trƣớc đây của tUTC ở trƣờng hợp thứ nhất sẽ có hiệu lực trừ phi tLSF đƣợc thay thế cho tLS. Phần điều khiển phối hợp cập nhật các thông số UTC ở các bản tin phát lên vệ tinh để duy trì sự liên lạc của khung thời gian UTC. Page 26
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 1.5 Lịch vệ tinh Để đảm bảo dẫn đƣờng cho máy bay đƣợc chính xác ta cần biết chính xác toạ độ và tốc độ của vệ tinh, các tham số về toạ độ và tốc độ của vệ tinh đƣợc tập hợp lại gọi là lịch sao. Các tham số đó đƣợc truyền lại cho vệ tinh và đƣợc lƣu lại trong bộ nhớ rồi đƣợc truyền xuống cho máy thu theo tín hiệu hỏi hoặc theo chu kỳ, lịch sao đƣợc các đài quan sát ở mặt đất theo dõi và truyền thông tin này cho trung tâm điều khiển, trung tâm này có nhiệm vụ xử lý các thông tin do đài quan sát truyền tới để đƣa ra những dự báo tiếp theo về toạ độ và tốc độ của vệ tinh trên quỹ đạo trong tƣơng lai. Dữ liệu dự báo của lịch sao đƣợc truyền lên lại cho vệ tinh, đƣợc lƣu vào bộ nhớ và phát lại trong quá trình phát tín hiệu dẫn đƣờng. Ngoài ra, các vệ tinh còn truyền các thông tin khác về quỹ đạo của các vệ tinh trong hệ thống. Toàn bộ các thông tin về tất cả các vệ tinh có trong mạng đƣợc gọi là lịch thƣ. Những thông tin trong lịch thƣ cho phép máy thu chọn những vệ tinh nào thuận lợi nhất trong chế độ dẫn đƣờng, định vị và rút ngắn thời gian tìm kiếm Page 27
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 CH¦¥NG 2: NGUYÊN LÝ ĐỊNH VỊ CỦA HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG VỆ TINH NAVSTAR 2.1 Nguyên lý dẫn đường của hệ thống dẫn đường vệ tinh NAVSTAR Nguyên lý dẫn đƣờng trong hệ thống NAVSTAR theo nguyên lý tính khoảng cách: Nếu biết đƣợc khoảng cách và toạ độ của ít nhất 4 điểm đến 1 điểm bất kỳ thì vị trí của điểm đó có thể xác định một cách chính xác. Giả sử rằng (nhƣ hình 2.1), khoảng cách từ máy thu đến vệ tinh thứ nhất là d1, điều đó có nghĩa rằng vị trí máy thu nằm trên mặt cầu có tâm là vệ tinh đó và bán kính là d1. Nếu biết khoảng cách từ máy thu đến vệ tinh thứ hai là d2 thì vị trí máy thu đƣợc xác định trên đƣờng tròn giao tiếp của hai mặt cầu d1 và d2. Khi biết đƣợc khoảng cách d3 đến vệ tinh thứ ba thì có thể xác định đƣợc vị trí máy thu ở một trong hai giao điểm của đƣờng tròn trên với mặt cầu thứ ba. Trong hai giao điểm đó có một điểm là vị trí ảo, sử dụng những phƣơng trình tính toán sẵn có thể xác định đƣợc vị trí thật của máy thu. Tuy nhiên, nếu đo đƣợc khoảng cách d4 đến vệ tinh thứ tƣ thì vị trí máy thu có thể xác định đƣợc một cách hoàn toàn chính xác. Hình 2.1: Nguyên lý dẫn đường bằng khoảng cách Để xác định khoảng cách từ máy thu ta sử dụng công thức sau: Page 28
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 D = v. t Trong đó: v - tốc độ lan truyền của sóng điện = 299792458m/s t - thời gian sóng điện từ đi từ máy phát đến máy thu. Tuy nhiên, qua cách tính trên ta chỉ mới xác định đƣợc vị trí của máy thu trong không gian. Để biết đƣợc vị trí máy thu so với mặt đất, chúng ta cần phải sử dụng thêm các thông tin khác. Các vệ tinh GPS đƣợc đặt trên các quỹ đạo cực kỳ chính xác, các vệ tinh bay quanh quỹ đạo với thời gian là 11 giờ 58 phút và chúng đi qua các trạm kiểm soát mỗi ngày 2 lần. Các trạm kiểm soát đó đƣợc trang bị các thiết bị để thu nhận tín hiệu, tính toán chính xác vị trí, độ cao và tốc độ của các vệ tinh và truyền trở lại vệ tinh các thông tin đó. Khi một vệ tinh đi qua các trạm kiểm soát thì bất kỳ một sự sai lệch nào trên quỹ đạo cũng có thể xác định đƣợc. Những nguyên nhân chính gây nên sai lệch quỹ đạo là sức hút của mặt trời, mặt trăng, áp suất của các bức xạ mặt trời Vệ tinh sẽ truyền các thông tin về vị trí so với tâm trái đất và nó đến các máy thu (cùng với các tín hiệu thời gian). Các máy thu sau đó sẽ sử dụng các thông tin (vị trí và thời gian chuẩn) vào trong bài toán mô hình trái đất để xác định kinh độ, vĩ độ, cũng nhƣ khoảng cách của chúng. Mô hình toán học trái đất đƣợc sử dụng trong hệ thống GPS đƣợc gọi là hệ trắc địa toàn cầu WGS-84 (World Geodetic System). 2.2 Xác định khoảng cách giả để định vị trong phương pháp dẫn đường 2.2.1 Định nghĩa khoảng cách giả Khoảng cách giả là khoảng cách đo đƣợc từ máy thu đến vệ tinh, thƣờng đƣợc tính bằng mét. Trong phần này khoảng cách giả và thời gian là đồng nghĩa với nhau. Bởi vì, thời gian cần thiết để tín hiệu lan truyền từ vệ tinh đến máy thu (thời gian lan truyền vô tuyến điện), đồng nghĩa với khoảng cách theo công thức d = v. t. Vấn đề là phải xác định thời gian lan truyền chính xác. Page 29
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Thuật ngữ giả đƣợc sử dụng bởi vì khoảng cách có sai số. Để xác định thời gian đƣợc chính xác giữa hai vị trí, các đồng hồ phải đƣợc đồng bộ với nhau. Các đồng hồ giữa các vệ tinh đƣợc đồng bộ nên khoảng cách giữa chúng là khoảng cách thật, nhƣng đồng hồ của máy thu không đƣợc đồng bộ với đồng hồ của vệ tinh. Điều này gây ra sai số ( thời gian máy thu bắt đƣợc tín hiệu không trùng với thời gian phát tín hiệu của vệ tinh), để khắc phục chỉ có thể giải quyết đƣợc bằng toán học. Vệ tinh Máy thu Khoảng cách thật Khoảng cách giả Sai lệch đồng hồ máy thu Saisố đồng hồ vệ và các sai số truyền lan tinh Hình 2.2: Khoảng cách giả Cơ sở việc đo khoảng cách là máy thu tạo ra một bản sao mã để so sánh với bản mã gốc của vệ tinh (hình 2.3). Nhƣ vậy,vấn đề đặt ra là xác định sự chênh lệch thời gian giữa hai mã trên. Tuy vậy, từ khoảng cách giả đó không thể tính ra đƣợc khoảng cách thật nếu không có các thông tin khác. Thông thƣờng máy thu GPS phải xác định khoảng cách tới ba vệ tinh khác nhau và biết chính xác vị trí của tất cả các vệ tinh trong không gian của hệ thống. Tất cả những điều này đƣợc sử dụng để loại trừ thời gian sai lệch giữa hai đồng hồ và phƣơng pháp giải để tìm toạ độ vị trí. Page 30
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Chuỗi tín hiệu thu đƣợc từ vệ tinh Bản sao tín hiệu bắt đầu tại Tu = 0 không cùng pha với chuỗi tín hiệu thu đƣợc Bản sao tín hiệu đã đƣợc dịch chuyển để Tu = 0 đồng pha với tín hiệu thu đƣợc từ vệ tinh Hình 2.3: Sự dịch chuyển bản sao để đồng bộ với tín hiệu thu 2.2.2 Xác định vị trí từ các khoảng cách giả Giả sử rằng, đồng hồ máy thu đƣợc đồng bộ với đồng hồ trên vệ tinh và không có độ trễ tín hiệu ở tầng điện ly, tầng đối lƣu làm trễ thời gian tới của tín hiệu, đồng thời không có sai số trong đo đạc thì việc xác định khoảng cách từ máy thu tới vệ tinh sẽ rất đơn giản. Nhƣ vậy, chúng ta có thể xác định đƣợc vị trí máy thu, nó phải nằm trên mặt cầu có tâm là vệ tinh và có bán kính là khoảng cách đo đƣợc, gọi đó là d1. Ta đồng thời đo khoảng cách tới vệ tinh thứ hai thì máy thu cũng phải nằm trên một mặt cầu với bán kính d2 và có tâm là vệ tinh vệ tinh thứ hai. Hai mặt cầu này sẽ giao nhau với quỹ tích của các điểm giao nhau là một vòng tròn đƣợc gọi là đƣờng vị trí, máy thu phải nằm trên đƣờng vị trí này. Tiếp tục đo khoảng cách tới vệ tinh thứ ba ta có mặt cầu thứ ba có bán kính d3, mặt cầu này giao với hai mặt cầu kia chỉ tại hai điểm. Một trong hai điểm sẽ bị loại trừ ngay lập tức, vì nó nằm ở rất xa trong vũ trụ và sẽ không phải là vị trí của máy thu. Vì vậy, việc đo khoảng cách tới ba vệ Page 31
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 tinh đủ cung cấp thông tin để xác định vị trí toạ độ ba chiều của máy thu theo nguyên lý tối thiểu. Với sai số thời gian là 1ms sẽ gây ra sai số khoảng cách khoảng 300km, đây là sai số không thể chấp nhận đƣợc. Do đó, ngƣời khai thác hệ thống phải có nhiệm vụ đồng bộ các đồng hồ vệ tinh bằng cách thƣờng xuyên hiệu chỉnh từ mặt đất. Máy thu GPS sử dụng các giá trị hiệu chỉnh đồng hồ vệ tinh để hiệu chỉnh khoảng cách giả đo đƣợc. Ngoài ra, trong quá trình đo khoảng cách còn xuất hiện sai số đồng hồ. Khi đó, với ba mặt cầu với bán kính là khoảng cách giả đã đo đƣợc sẽ không cắt nhau tại một điểm. Tuy nhiên, nếu có thể xác định đƣợc sai số của đồng hồ máy thu (dT) thì khoảng cách giả có thể đƣợc hiệu chỉnh và vị trí của máy thu đƣợc xác định. Chính vì thế, trên thực tế có 4 ẩn số hay 4 thông số chƣa biết cần phải xác định là: kinh độ, vĩ độ, độ cao và giá trị hiệu chỉnh đồng hồ của máy thu. Về mặt toán học, chúng ta không thể xác định đƣợc 4 thông số nếu chỉ có 3 giá trị đo đƣợc. Để giải quyết vấn đề này là phải tiến hành đồng thời đo một khoảng cách giả tới vệ tinh thứ tƣ. Đối với mỗi giá trị đo đạc khoảng cách giả ta có một phƣơng trình biểu thị mối quan hệ giữa giá trị đo đạc và các thông số chƣa biết nhƣ sau: 2 2 2 p1 = X x1 Y y1 Z z1 -c.DT 2 2 2 p2 = X x2 Y y2 Z z2 -c.DT 2 2 2 p3 = X x3 Y y3 Z z3 -c.DT 2 2 2 p4 = X x4 Y y 4 Z z 4 -c.DT Giá trị đo đạc khoảng cách giả đƣợc thực hiện ở máy thu (tính bằng đơn vị quãng đƣờng) nằm ở vế trái của mỗi phƣơng trình, biểu thức dƣới dấu căn là khoảng cách thật tới vệ tinh; xi, yi, zi là toạ độ vị trí của vệ tinh thứ i; các Page 32
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 toạ độ vệ tinh đƣợc lấy từ bản tin dữ liệu tạm thời; X, Y, Z là toạ độ của máy thu, thành phần c.DT là giá trị hiệu chỉnh khoảng cách giả từ số hiệu chỉnh đồng hồ của máy thu. Giải hệ 4 phƣơng trình này cho ta các giá trị X, Y, Z cùng số hiệu chỉnh đồng hồ dT. Mặc dù các phƣơng trình đƣợc thiết lập theo hệ toạ độ Decác với gốc toạ độ là tâm trái đất (hệ toạ độ địa tâm), các giá trị kết quả X, Y, Z có thể dễ dàng chuyển đổi sang kinh độ, vĩ độ và độ cao. a) Tuyến tính hoá phƣơng trình khoảng cách giả Do có căn bậc hai và bình phƣơng trong phƣơng trình nên giá trị khoảng cách giả đo đƣợc phụ thuộc vào toạ độ của máy thu là không tuyến tính. Các phƣơng trình này không thể giải đƣợc bằng thuật toán bình thƣờng mà phải sử dụng nguyên lý lặp lại của Newton-Raphson. Trong nguyên lý này, mỗi phƣơng trình đƣợc kéo dài thành một chuỗi vô tận dựa vào một nhóm các giá trị thử nghiệm hoặc dự đoán X, Y, Z và dT. Các chuỗi này đƣợc loại bỏ các thành phần bậc cao chỉ giữ lại thành phần bậc nhất, khi đó các phƣơng trình thành phƣơng trình tuyến tính của gia số. Bốn phƣơng trình đƣợc thuần nhất có thể đƣợc giải đồng thời để xác định giá trị của các số giả cùng với các giá trị thử nghiệm đƣợc điều chỉnh sao cho phù hợp. b) Hệ phƣơng trình không tƣơng thích Vấn đề gì sẽ xảy ra khi có nhiều hơn 4 vệ tinh ở trong vùng quan sát của ngƣời sử dụng trong hệ thống GPS. Nếu máy thu của ngƣời sử dụng chỉ có thể theo dõi 4 vệ tinh vào một thời điểm thì máy thu sẽ chọn 4 vệ tinh để theo dõi. Nhƣng nếu máy thu có thể theo dõi 5 hoặc nhiều vệ tinh đồng thời thì ta có thể gặp phải tình huống là giá trị xác định lớn hơn ẩn số, tức là ta có 5 hoặc nhiều phƣơng trình hơn nhƣng vẫn chỉ phải đi tìm 4 ẩn chƣa biết. Chúng ta không thể giải hệ phƣơng trình nhƣ vậy theo cách nhƣ ta đã làm trong trƣờng hợp có 4 phƣơng trình. Hơn nữa, chúng ta không chú ý đến Page 33
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 việc có những sai số khác trong đo đạc ngoài sai số ở vệ tinh và sai số đồng hồ máy thu. Sự tồn tại những sai số này có nghĩa rằng, bất kỳ hệ nhỏ nào đƣợc lấy ra từ hệ đầy đủ sẽ có những cách giải khác nhau. Trong trƣờng hợp nhƣ vậy ta nói rằng hệ phƣơng trình không tƣơng thích. Ta có thể bỏ bớt những quan sát phụ, không thiết thực và dƣờng nhƣ có vẽ lãng phí dữ liệu. Cách giải quyết tốt nhất là sử dụng phƣơng pháp bình phƣơng tối thiểu đã đƣợc xây dựng từ đầu năm 1980 của nhà toán học Đức là Kar Friedrich Gauss. 2.3 Định vị tương đối thời gian thực GPS (DGPS Differential GPS) DGPS là một kỹ thuật định vị tƣơng đối dựa trên mã, trong đó sử dụng 2 hay nhiều hơn máy thu đồng thời để theo dõi cùng một vệ tinh (Hình 2.4). Phƣơng pháp này sử dụng có thể đạt đƣợc độ chính xác cấp m trong chế độ thời gian thực. Thực tế phƣơng pháp này dựa trên cơ sở là sai số GPS trong khoảng cách không chính xác đã đo đƣợc cần thiết phải giống nhau đối với cả máy thu từ xa và máy thu gốc, miễn là độ dài dây gốc nằm trong khoảng vài trăm kilomet. Độ chính xác của phƣơng pháp DGPS phụ thuộc vào khoảng cách giữa trạm chuẩn và vị trí máy thu GPS cần xác định vị trí. Trong hệ thống DGPS, máy thu tham chiếu chuẩn đƣợc giữ cố định tại vị trí toạ độ đã biết trƣớc. Phần mềm đƣợc hỗ trợ trong máy thu gốc sử dụng toạ độ gốc để xác định chính xác toạ độ của vệ tinh, nhận đƣợc theo đƣờng thông tin vô tuyến, để tính toán khoảng cách tới mỗi vệ tinh trong tầm nhìn. Phần mềm này có nhiều sự khác biệt giữa khoảng cách tính toán đƣợc và khoảng cách không chính xác đã đo đƣợc, nên gây ra những sai số xác định khoảng cách (hay độ chính xác DGPS). Độ chính xác này đƣợc truyền đi theo dạng chuẩn gọi là RTCM tới máy thu từ xa thông qua kết nối truyền thông. Tại thiết bị ở xa sẽ sử dụng độ chính xác DGPS để làm bù sai số đo đƣợc tại máy thu từ xa này. Độ chính xác thu đƣợc từ phƣơng pháp này biến đổi trong khoảng từ 1m đến 5m. Độ chính xác này phụ thuộc vào khoảng cách giữa máy thu từ xa và máy thu chuẩn đặt ở vị trí đã biết, tốc độ truyền của độ chính Page 34
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 xác RTCM DGPS, và sự thực hiện của thiết bị nhận mã C/A. Độ chính xác sẽ cao hơn nếu khoảng cách giữa máy thu gốc và máy thu từ xa ngắn và tốc độ truyền cao. Hình 2.4 : Hoạt động DGPS trong thời gian thực 2.4 Tín hiệu dẫn đường từ vệ tinh trong hệ thống GPS 2.4.1 Cấu trúc tín hiệu Mỗi vệ tinh GPS đồng thời truyền phát trên hai băng tần L1 = 1575,42 MHz và L2 = 1227,60 MHz. Sóng mang của tín hiệu L1 gồm 2 tín hiệu thành phần:  Thành phần đồng pha đƣợc điều chế nhị pha bởi chuỗi dữ liệu 50bps và một mã giả ngẫu nhiên gọi là mã C/A, mã này gồm 1023 chip liên tục có chu kỳ là 1ms và tần số chip là 1023MHz.  Thành phần pha vuông góc cũng đƣợc điều chế nhị pha bởi chuỗi dữ liệu 50bps nhƣng với một mã giả ngẫu nhiên khác đƣợc gọi là mã P, mã này có chu kỳ là 1 tuần và có tần số chip là 10,23MHz. Page 35
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Hình 2.5: Tín hiệu vệ tinh GPS Ngƣợc lại với tín hiệu L1, tín hiệu L2 đƣợc điều chế chỉ với mỗi chuỗi dữ liệu 50bps và mã P, mặc dù không có chức năng truyền chuỗi dữ liệu 50bps. L1 (hoặc L2) đƣợc sử dụng cho các mục đích sau:  Để tăng độ chính xác trong đo lƣờng cự ly đối với các ứng dụng chính xác bằng việc sử dụng pha sóng mang.  Cung cấp độ chính xác trong đo lƣờng bằng hiệu ứng Doppler.  Tần số Doppler đƣợc tích phân bằng cách đếm số chu kỳ của sóng mang thu đƣợc. Việc sử dụng cả hai tần số L1 và L2 mang lại các lợi ích là cung cấp khả năng đo lƣờng chính xác thời gian trễ truyền của tín hiệu khi qua tầng điện ly. Việc thay đổi cả vận tốc pha và vận tốc nhóm của tín hiệu khi xuyên qua các tầng điện ly là nguyên nhân chính gây ra sai cự ly. Các lỗi cự ly từ 10 20m là bình thƣờng và thỉnh thoảng còn lớn hơn nhiều, bởi vì sự trễ truyền của tín hiệu do tầng điện ly gây ra thì không tỷ lệ với tần số. Lỗi cự ly do tầng điện ly có thể đƣợc đánh giá một cách chính xác bằng cách so sánh thời gian đến của tín hiệu L1 và L2. Page 36
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 X 120 BPSK Modulator - 6dB L2 1227.6 MHz - 3dB BPSK Modulator X 154 L1 900 BPSK Modulator 1575.42 P(Y) code + data MHz limiter FO clock P(Y) code P(Y) code + data generator P(Y) code Switch X X 1 F /10 clock C/A code + data +10 0 C/Acode generator 1000Hz +20 X 50 bps data 50Hz F0= 10.22999999543 MHz Data generator Other information Hình 2.6: Sơ đồ cấu trúc tạo tín hiệu vệ tinh GPS Page 37
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 2.4.2 Tính chất và thành phần của tín hiệu GPS a) Chuỗi dữ liệu 50bps  Dữ liệu hành trình quỹ đạo của vệ tinh hay niên lịch Mỗi vệ tinh truyền phát ra dữ liệu về hành trình quỹ đạo của nó đƣợc gọi là Almanac, dựa vào đó ngƣời sử dụng tính toán vị trí của mọi vệ tinh trong hệ thống vệ tinh GPS tại mọi thời điểm. Dữ liệu về hành trình quỹ đạo thì không đủ chính xác để xác định vị trí nhƣng nó có thể đƣợc lƣu giữ trong máy thu trong nhiều tháng. Đó là cơ sở để xác định vệ tinh nào nhìn thấy đƣợc vị trí máy thu, để máy thu có thể xác định những vệ tinh đó ngay khi mở máy. Dữ liệu về hành trình quỹ đạo còn sử dụng để xác định gần đúng độ dịch tần Doppler của tín hiệu để trợ giúp quá trình thu tín hiệu nhanh chóng từ vệ tinh.  Dữ liệu tạm thời Dữ liệu tạm thời tƣơng tự nhƣ dữ liệu hành trình quỹ đạo, nhƣng nó xác định một cách chính xác hơn nhiều vị trí của vệ tinh để chuyển đổi thời gian trễ của tín hiệu từ đó ƣớc lƣợng vị trí của ngƣời sử dụng. Ngƣợc với dữ liệu hành trình quỹ đạo, dữ liệu tạm thời cho vị trí thực tế của vệ tinh và chỉ đƣợc truyền bởi vệ tinh đó và dữ liệu này chỉ tồn tại trong vài giờ.  Dữ liệu về thời gian Chuỗi dữ liệu 50bps gồm cả tín hiệu mốc thời gian. Việc đánh mốc thời gian đƣợc sử dụng để thiết lập thời gian truyền của những điểm cụ thể trong tín hiệu GPS. Thông tin này là rất cần thiết để xác định thời gian trễ truyền lan của tín hiệu từ vệ tinh đến nay thu để đo cự ly.  Dữ liệu về trễ truyền do tầng điện ly Những lỗi xảy ra khi đo cự ly do ảnh hƣởng của tầng điện ly một phần có thể loại bỏ bằng cách đánh giá sự trễ trong truyền sóng của tầng điện ly khi truyền chuỗi dữ liệu. Page 38
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Thông tin về tình trạng vệ tinh Chuỗi dữ liệu cũng chứa đựng thông tin liên quan về tình trạng hiện tại của vệ tinh để máy thu có thể bỏ qua vệ tinh đó nếu nó không hoạt động tốt b) Cấu trúc của bản tin dẫn đƣờng Một bản tin hoàn chỉnh gồm 25 khung, mỗi khung chứa 1500 bit, mỗi khung lại đƣợc chia thành 5 khung phụ, mỗi khung phụ chứa 300 bit, mỗi khung phụ gồm 10 từ, mỗi từ 30 bit, các bit nhận dạng của mỗi từ đƣợc phát đi đầu tiên. Vì thế, với tốc độ 50bps cần phải mất 6s để truyền một khung phụ và 30 giây để truyền hết 1 khung. Việc truyền hoàn tất 25 khung thông tin dẫn đƣờng đòi hỏi mất 750 giây hay 12,5 phút. Ngoại trừ thỉnh thoảng thông tin đƣợc cập nhật thì các khung phụ 1, 2 và 3 là không đổi và tốc độ truyền lặp lại với mỗi khung là 30 giây, còn khung phụ 4 và 5 thì lần lƣợt thay nhau 25 lần. 25 phiên bản của khung phụ 4 và 5 đƣợc xem nhƣ 25 trang từ 1 đến 25. Do đó, ngoại trừ việc thỉnh thoảng cập nhật thì mỗi trang của 25 trang này đƣợc lặp lại sau 750 giây hay 12,5 phút Hình 2.6: Cấu trúc khung bản tin dẫn đường Page 39
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Mỗi khung phụ bắt đầu với một từ điều khiển xa TLM, 8 bit đầu tiên của TLM là phần mở đầu để cho máy thu có thể xác định đƣợc khung phụ bắt đầu khi nào, phần còn lại của TLM chứa các bit chẵn lẻ và thông tin về đo xa, nó chỉ có tác dụng đối với ngƣời sử dụng đƣợc cho phép và không phải là thành phần cơ bản. Từ thứ 2 của mỗi khung phụ đƣợc gọi là từ chuyển giao HOW.  Số đếm Z Z-Count Thông tin chứa HOW đƣợc truyền từ 29 bit gọi là số đếm Z (Z-Count). Z-Count thì không đƣợc truyền nhƣ là 1 từ đơn, nhƣng một phần của nó thì đƣợc truyền trong HOW. Các điểm đầu của các Z-Count đƣợc phát ra bởi thanh ghi XL của máy phát mã P trong vệ tinh sau mỗi 1,5 giây. 19 bit thấp của Z-Count đƣợc gọi là thời gian của 1 tuần (TOW), nó cho biết số lƣợng các XL đầu đã xảy ra từ khi bắt đầu của tuần hiện hành. Khởi đầu của 1 tuần xảy ra tại XL đầu tiên vào giữa đêm của ngày thứ 7 và sáng chủ nhật. TOW tăng từ 0 tại thời điểm bắt đầu của tuần đến 403.199, sau đó trở lại 0 vào thời điểm bắt đầu của tuần kế tiếp. TOW 0 thì luôn xảy ra tại điểm bắt đầu khung phụ 1 của khung thứ nhất. Một phiên bản của TOW đƣợc rút gọn chứa 17 bit cao, tức là gồm 17 bit của HOW. END/ST ART 0 1 2 3 4 5 6 7 X 40 40 40 epochsL 3,196 3,199 3,192 6 H 0 1 2 Hình 2.7: Mối quan hệ giữa HOW và TOW OW Page 40
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Từ đó máy thu có thể sử dụng phần đầu của TLM để xác định một cách chính xác thời điểm bắt đầu của khung phụ, do đó xác định đƣợc phƣơng pháp xác định thời gian truyền của các phần tín hiệu GPS  Số tuần GPS (WN) 10 Bit cao của Z-Count chứa số tuần GPS, nó là modulo của 1024 tuần. Trạng thái của 0 đƣợc định nghĩa rằng, tuần đó đƣợc bắt đầu với XL đầu xảy ra gần đúng vào giữa đêm ngày 05/1/1980 hay sáng ngày 06/1/1980. Bởi vì WN là modulo của 1024 xảy ra cứ mỗi 1024 tuần và máy thu GPS phải đƣợc thiết kế để thích nghi với nó. WN không phải là một phần của HOW nhƣng nó là 10 bit đầu tiên của từ thứ 3 trong khung phụ 1.  Xác định khung và khung phụ 3 Bit đầu của HOW đƣợc sử dụng để xác định khung phụ nào trong 5 khung phụ đang đƣợc truyền phát. Khung đang đƣợc phát có thể đƣợc xác định từ TOW đƣợc tính từ HOW của khung phụ thứ 5. TOW này là TOW tại điểm bắt đầu của khung kế tiếp.  Thông tin bằng khung phụ Ngoài TLM và HOW xuất hiện trong các khung phụ thì những thông tin sau đƣợc chứa trong 8 bit còn lại của khung phụ từ 1 đến 5. c) Mã C/A và đặc tính của mã C/A  Khái quát Cho phép đo cự ly chính xác và hạn chế lỗi do đa đƣờng truyền: Để thiết lập vị trí của ngƣời sử dụng trong khoảng 10 100m, việc đánh giá chính xác cự ly từ ngƣời sử dụng đến vệ tinh là cần thiết. Việc sử dụng mã C/A để tăng độ rộng dải tần cũng làm giảm lỗi trong việc đo thời gian trễ truyền của tín hiệu do đa đƣờng truyền gây nên. Page 41
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Hình 2.8: Tổng quan về mã C/A - Cho phép đồng thời đo cự ly từ một vài vệ tinh: - Cho phép bảo vệ khỏi các tín hiệu can nhiễu: Mã C/A cho phép chống các tín hiệu can nhiễu vào tín hiệu thu đƣợc một cách cố ý hay vô ý từ các tín hiệu nhân tạo khác. Mã C/A làm tăng khả năng cản trở các tín hiệu can nhiễu vào từ các tín hiệu dải tần hẹp.  Đặc tính của mã C/A - Cấu trúc thời gian Mỗi vệ tinh có một mã C/A duy nhất, nhƣng tất cả các mã đều có sự lặp lại tuần tự 1023 chip với tốc độ 1023MHz, với chu kỳ lặp lại là 1ms. Mỗi chip hoặc là dƣơng, hoặc là âm, với cùng một giá trị. Cực của 1023 chip xuất hiện đƣợc phân phối một cách ngẫu nhiên, nhƣng thật ra đƣợc tạo bởi thuật toán xác định đƣợc thực hiện bởi thanh ghi dịch. - Hàm tương quan tự động Hàm tự động tƣơng quan hiệp phƣơng sai của mã C/A là: Page 42
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 1 T c t .c t dt T 0 Trong đó: c(t) - dạng sóng lý tƣởng hoá của mã C/A; - Trễ truyền, đƣợc đo bằng giây; T - chu kỳ mã. Hàm tƣơng quan tự động là tuần hoàn với , với chu kỳ 1ms. Một chu kỳ đơn (nhƣ hình 2.9). Nó cơ bản là 1 xung tam giác với đỉnh xung tại = 0. 1 chu kỳ mã C/A = 1023 chip 12 = 1ms1 chu kỳ mã P ~ 6,187x10 chip = 1 tuần Biên độ đỉnh chuẩn hóa Ảnh hƣởng do sự hạn chế dải tần 0,9775 schom·C / A c = 1 chip = 0,09775 schom· P c Hình 2.9: Hàm tương quan tự động của mã C/A và mã P Trong thực tế, máy thu liên tục tính toán giá trị của hàm này để c(t) trong tích phân ở trên là dạng sóng của mã tín hiệu và c(t - ) là một dạng sóng đồng nhất với nhiễu (ngoại trừ thời gian trễ truyền ) đƣợc phát ở trong máy thu. - Phổ công suất Phổ công suất (f) của mã C/A mô tả công suất của mã phân bố trong miền tần số nhƣ thế nào. Nó có thể đƣợc định nghĩa bằng các số hạng trong Page 43
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 chuỗi Fourier mở rộng của dạng sóng mã hoặc các số hạng tƣơng đƣơng của hàm tƣơng quan tự động. 1 T Đồ thị của (f): (f) = lim e j2 / T d T 2T T Mật độ phổ công suất nhiễu f c -4f -3f -2f -f 2f 3f 4f c c c 1c, 023MHzchom·C / Ac c c f = c 10,23MHzchom· P Hình 2.10: : Phổ công suất của mã C/A và mã P Tuy nhiên, trong thực tế (f) gồm các đƣờng phổ với khoảng cách 1KHz, bởi vì cấu trúc tuần hoàn 1ms của (f). Công suất phổ của ( ) có đặc tính dạng sin2(x)/x2, với vị trí 0 đầu tiên tại 1,023MHz từ đỉnh trung tâm. Gần 90% của công suất tín hiệu nằm giữa các vị trí 0, nhƣng phần nhỏ hơn nằm ngoài các vị trí 0 là rất quan trọng để tính toán cự ly. - Đặc tính của sự đa truy nhập phân chia theo mã Các mã C/A từ các vệ tinh khác nhau là trực giao, có nghĩa là với bất cứ 2 mã c1(t) và c2(t) từ 2 vệ tinh khác nhau có sự hiệp phƣơng sai chéo: 1 T c1 t .c2 t dt 0 đối với mọi T 0 Page 44
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Nhƣ vậy, khi tín hiệu từ vệ tinh đƣợc chọn để nén phổ bằng cách sử dụng bản sao mã của nó thì tín hiệu từ các vệ tinh khác coi nhƣ là tín hiệu nhiễu có dải tần rộng, chúng sẽ ở dƣới mức nhiễu. Điều này cho phép một máy thu GPS tạo ra đƣợc nhiều dạng khác nhau của các tín hiệu vệ tinh riêng lẻ và xử lý chúng một cách riêng rẽ, mặc dù mọi tín hiệu đều đƣợc phát ở cùng một tần số. Quá trình này đƣợc gọi là đa truy nhập phân chia theo mã. d) Mã P và các đặc tính của mã P  Khái quát Mã P chủ yếu đƣợc sử dụng cho những ứng dụng trong quân sự, có các chức năng sau: Tăng khả năng chống các tín hiệu can nhiễu. Vì dải thông của mã P lớn hơn gấp 10 lần dải thông của mã C/A, nó cho phép tăng khả năng chống nhiễu dải tần hẹp xấp xỉ 10dB. Tăng độ chính xác đo cự ly: Độ chính xác trong đo lƣờng cự ly đƣợc cải thiện khi mà dải thông tín hiệu tăng. Nhƣ vậy, mã P làm cho độ chính xác đo lƣờng cự ly tăng. Do mã P làm tăng dải thông tín hiệu nên nó cũng hạn chế đƣợc nhiều hơn các lỗi do đa đƣờng truyền gây ra.  Các đặc tính của mã P Không giống nhƣ mã C/A, mã P điều chế cả hai sóng mang L1 và L2. Tần số chip của mã P là 10,23MHz, nó chính xác gấp 10 lần tần số chip của mã C/A và nó có chu kỳ là 1 tuần. Nó đƣợc phát một cách đồng bộ với mã C/A và việc truyền mỗi chip mã C/A luôn tƣơng ứng với việc truyền mỗi chip mã P. Mỗi vệ tinh chỉ phát một mã P duy nhất, kỹ thuật đƣợc sử dụng để phát thì tƣơng tự nhƣ kỹ thuật phát mã C/A. e) Mã Y và các đặc tính Page 45
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Mã Y đƣợc mã hoá từ mã P để chống lại sự bắt chƣớc và sự từ chối của mã P đối với những ngƣời sử dụng không đƣợc chấp thuận. 2.5 Cấu trúc máy thu GPS Trong thực tế hiện nay ngƣời ta sử dụng nhiều loại máy thu để thu và xử lý tín hiệu GPS phục vụ dẫn đƣờng cho phù hợp với nhiều loại thiết bị khác nhau trong nhiều lĩnh vực. Nhƣng nhìn chung để đáp ứng việc thu đƣợc tín hiệu GPS thì các máy thu đều có sơ đồ khối sau:  Lọc và khuếch đại tín hiệu cao tần  Đổi tần và khuếch đại trung tần  Số hoá tín hiệu GPS  Xử lý tín hiệu băng cơ sở 2.5.1 Lọc và khuếch đại tín hiệu cao tần Trong máy thu GPS tầng đầu tiên của máy thu là tầng cao tần có nhiệm vụ lọc và khuếch đại tín hiệu GPS thu đƣợc từ Anten máy thu. Do năng lƣợng tín hiệu ở của vào máy thu GPS (sau Anten) rất thấp và dễ bị các tín hiệu có băng thông kế cận có năng lƣợng lớn hơn “che khuất” nên ngƣời ta phải khuếch đại tín hiệu cao tần thêm lên từ 35dB đến 55dB để có thể xử lý tín hiệu một cách hiệu quả ở các tầng sau. Mặt khác, tầng cao tần còn có bộ lọc thông dải (BPF - Band Pass Fiter) để triệt nhiễu ngoại băng mà vẫn không ảnh hƣởng gì đến đặc tuyến tín hiệu GPS. Băng thông danh định của tín hiệu GPS cả hai băng tần là 20 MHz (+- 10 MHZ cho mỗi phía sóng mang) và ngƣời ta mong muốn sử dụng một bộ lọc thông dải có băng thông 20MHz để loại bỏ hoàn toàn nhiễu ngoại băng. Tuy nhiên, xét trên phƣơng diện kỹ thuật thì khó có thể xây dựng đƣợc bộ lọc có tỉ lệ băng thông trên tần số sóng mang thấp nhƣ thế. Nên trên thực tế ngƣời ta sử dụng nhiều bộ lọc có băng thông rộng để loại ảnh hƣởng gây nên nhiễu cao tần. Còn bộ lọc băng thông hẹp (băng thông Page 46
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 đúng 20MHz) có đặc tuyến dốc đó là bộ lọc SCF (Sharp Cutoff Filter) sẽ đƣợc sử dụng sau này khi đã đƣợc đƣa xuống tần số trung tần. 2.5.2 Đổi tần và khuếch đại trung tần Sau khi đƣợc khuếch đại ở tầng cao tần, tín hiệu GPS đƣợc đƣa xuống tần số thấp hơn gọi là tần số trung tần để tiếp tục lọc và khuếch đại, đƣợc gọi là quá trình đổi tần. Đổi tấn tín hiệu GPS nhằm đạt đƣợc các mục tiêu sau: - Nâng cao hệ số khuếch đại tổng vƣợt quá ngƣỡng khuếch đại đã đạt đƣợc ở tầng cao tần. - Sau khi đổi tần, tỉ lệ băng thông tín hiệu trên tần số trung tâm sẽ tăng lên, cho phép xây dựng những bộ lọc băng thông hẹp SCF. - Đổi tần sẽ đƣa tín hiệu GPS xuống tần số thấp hơn làm cho việc lấy mẫu tín hiệu trở nên đơn giản hơn. Quá trình đổi tần đƣợc thực hiện bằng cách nhân tín hiệu GPS với tín hiệu dạng Sin lấy từ bộ dao động nội (LO- Local Oscillator) ở trong bộ trộn (Mix –Mixer). Tần số tín hiệu ở bộ dao động có thể lớn hơn hoặc nhỏ hơn tần số sóng mang GPS và hiệu hai tần số trung tần (IF - Intermediate Frequency). Sau bộ trộn sẽ có hai tín hiệu trung tần (một tín hiệu sinh ra do lấy tần số sóng mang trừ đi tần số bộ dao động nội và tín hiệu còn lại là do lấy tần số bộ dao động nội trừ đi tần số sóng mang thu đƣợc), nhƣng ngƣời ta chỉ dùng một tín hiệu, còn tín hiệu không sử dụng kia đƣợc gọi là “tín hiệu ảnh”. Chúng ta có thể lọc bỏ tín hiệu ảnh nhƣng việc thực hiện lọc bỏ khá khó khăn vì khoảng cách giữa hai tín hiệu chỉ là hai lần tần số trung tần. Chính vì lý do đó, chúng ta cần phải đổi tần nhiều lần để dễ dàng loại bỏ tín hiệu ảnh không mong muốn. Thông thƣờng, ngƣời ta hay thực hiện hai lần đổi tần đƣa tín hiệu GPS xuống trung tần từ 4 đến 20MHz để có thể thực hiện lấy mẫu ở tốc độ hợp lý. Năng lƣợng tạp âm ở băng thông trung tần đƣợc tính nhƣ sau: Page 47
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 N= k*TC*B 23 Trong đó: k = 1,3806*10 J/K B : là băng thông tín hiệu (Hz) TC : là hệ số tạp nhiệt hiệu dụng( K) Hệ số tạp nhiệt hiệu dụng TC phụ thuộc rất nhiều yếu tố nhƣ tạp âm khí quyển, tạp âm nhiệt anten, suy hao theo cự ly, tạp nhiệt máy thu và nhiệt độ môi trƣờng. Ngƣời ta thƣờng lấy TC = 513 K và do đó, tạp âm ở băng thông 2MHz sẽ là - 138,5 dBW, còn tạp âm ở băng thông 20MHz là - 128,5 dBW. Lấy mức năng lƣợng tín hiệu thu đƣợc là - 154,6 dBW. Nhƣ vậy tỉ lệ SNR ở băng thông 20MHz sẽ là: -154,6 –ố-128,5) = -26,6 (dB) Tỉ lệ tín trên tạp SNR của tín hiệu băng thông 2MHZ sẽ là: (-154,6 –ố0.5) – (-138,5) = -16,6 (dB) 2.5.3 Số hoá tín hiệu GPS Trong máy thu GPS hiện đại, quá trình xử lý tín hiệu số đƣợc vận dụng để bám tín hiệu vệ tinh, đo tựa cự ly, tần số Doppler và giải điều chế dữ liệu tốc độ 50 bit/s. Chính vì những ƣu điểm của tín hiệu số nên ngƣời ta phải lấy mẫu và số hoá tín hiệu GPS bằng bộ chuyển đổi tƣơng tự - số (ADC - Analog to Digital Converter). Hầu hết các máy thu đều sử dụng phƣơng thức lƣợng tử hoá 1 bit khi lấy mẫu bởi không những đây là phƣơng thức lấy mẫu đơn giản nhất mà nó còn ít chịu ảnh hƣởng bởi sự thay đổi mức điện áp. Chính vì thế, máy thu loại này không cần sử dụng bộ tự động điều chỉnh hệ số khuếch đại AGC ( Automatic Gain Control). Tuy vậy, khi xuất hiện tạp trắng có mức năng lƣợng cao hơn mức năng lƣợng tín hiệu thì việc lấy mẫu (chọn lựa bit 0 hay 1) sẽ rất khó khăn. Thêm vào đó, lƣợng tử hoá 1 bit cũng gây ra suy giảm tỉ lệ tín trên tạp Page 48
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 khoảng 2dB và “hiệu ứng giữ chỗ” đối với nhiễu năng lƣợng cao làm tín hiệu dễ bị ảnh hƣởng bởi nhiễu. 2.5.4 Xử lý tín hiệu băng cơ sở Xử lý tín hiệu là quá trình thực hiện các thuật toán trong thời gian thực, sử dụng các phần cứng và các phần mềm của máy thu nhằm cung cấp, tìm và bám tín hiệu tín hiệu GPS, sau đó tiến hành giải mã bản tin dẫn đƣờng để đo đạc tựa cự ly theo mã hoặc pha sóng mang và tính toán tần số Doppler. Từ đó, xác định chính xác vị trí máy bay trong không gian. Để làm rõ hơn ta lần lƣợt tìm hiểu về quá trình tìm và bám tín hiệu tín hiệu GPS trong máy thu. Ta có thể chia nhỏ quy trình hai phần:  Bám tần số và pha sóng mang  Bám mã và giải trải phổ tín hiệu Page 49
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Anten Tầng cao tần Tầng trung tần thứ nhất Tầng trung tần thứ hai Amp BPF BPF Mix.1 BPF Amp Mix.2 Amp LO LO Dao động Tổng hợp tần số ADC chuẩn Định thời Điều khiển ngắt Tín hiệu trung tần đã đƣợc số hoá Dữ liệu phụ trợ ( hệ thống dẫn Truy cập và bám mã tín hiệu GPS đƣờng quán tính, đồng hồ đo Truy cập và bám sang mang Xử lý thông tin dẫn cao, LORAN C Đồng bộ bit dữ liệu đƣờng (có thể có chứa bọ Giải điều chế bản tin dẫn đƣờng lọc Kalman) Thông tin dẫn đƣờng Đo tựa cụ ly theo mã hoặc theo sóng mang ( vị trí, tốc độ, thời gian, tần Hình 2.12: Sơ đồ khối nguyên lý của 1 máy thu GPS số) Page 50
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 2.6 Độ chính xác của hệ thống GPS và các nguyên nhân gây sai số 2.6.1 Độ chính xác của GPS Trƣớc khi có bất kỳ một sự so sánh nào giữa GPS với các hệ thống khác, chúng ta cần hiểu về GPS. Nguyên lý hoạt động của GPS rất đơn giản, biết khoảng cách tới 3 điểm đã biết sẽ cho ta một vị trí chính xác, trong GPS những điểm đã biết là các vệ tinh. Mỗi vệ tinh phát một bộ mã duy nhất trên dải tần L ở hai tần số là L1 và L2. Các thông số quỹ đạo và đồng hồ chính xác đƣợc các trạm mặt đất của khâu điều khiển đo đạc và điều khiển. Lịch vệ tinh chính xác và thông tin hiệu chỉnh đồng hồ là dữ liệu đƣợc phát cho từng vệ tinh, vì nó đƣợc phát từ trạm điều khiển chủ để mỗi vệ tinh biết thời gian và lịch vệ tinh cho chính xác. Do vậy, dữ liệu này liên tục đƣợc chuyển tới từng vệ tinh. Đối với ngƣời sử dụng hệ thống thì muốn có đƣợc vị trí chính xác cần phải xác định khoảng cách tới ít nhất 3 vệ tinh. Kỹ thuật đƣợc sử dụng để đo khoảng cách này là tạo ra các bản sao mã nhận dạng vệ tinh trong máy thu rồi dịch chuyển nó theo thời gian cho đến khi thu đƣợc tƣơng quan với tín hiệu vệ tinh. Giá trị đo đạc này đƣợc gọi là khoảng cách giả, đo từ 4 vệ tinh phải đƣợc thực hiện để giải 4 ẩn chƣa biết trong các phƣơng trình, đó là toạ độ X, Y, Z của vị trí và T là thời gian chính xác. Sai số trong việc xác định vị trí phụ thuộc vị trí của 4 vệ tinh đƣợc biết nhƣ thế nào, đặc tính hình học của vệ tinh và độ chính xác khoảng cách giả đó đƣợc ra sao? Nhƣ vậy, thực sự có 4 nguồn sai số chính ảnh hƣởng đến độ chính xác của việc xác định vị trí của hệ thống GPS. Đó là sai số trong phần vệ tinh và phần điều khiển, sai số do thời gian phát truyền, sai số đo đạc của máy thu, sai số của ngƣời sử dụng UERE. Page 51
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 2.6.2 Các nguyên nhân gây sai số  Sai số do bầu khí quyển a) Tầng điện ly và tầng đối lưu Bất kỳ tín hiệu điện từ nào truyền qua môi trƣờng ion hoá cũng chịu ảnh hƣởng của tính chất khuyếch tán. Làm các tín hiệu GPS chịu ảnh hƣởng của tính chất khuyết tán phi tuyến của môi trƣờng này Tầng đối lƣu là một tầng khí quyển trung tính, ảnh hƣởng của nó lên tín hiệu định vị không phụ thuộc vào tầng số tín hiệu và do vậy sai số do nó gây ra không thể xác định đƣợc khi dùng các giá trị đo ở hai tầng số. Ảnh hƣởng của tầng đối lƣu với tín hiệu định vị có thể đƣợc liệt kê nhƣ sau: - Kéo dài thời gian truyền tính hiệu (range delay). - Tạo ra các hiện tƣợng khúc xạ khi tín hiệu truyền qua. - Làm yếu tín hiệu truyền qua - Dao động tín hiệu ở tầng số cao gây ra do những biến đổi có biên độ thấp xảy ra ở một số chổ trong tầng đối lƣu. b) Sai số do quỹ đạo vệ tinh Để xác định đƣợc vị trí và tốc độ của máy thu tín hiệu GPS ngƣời sử dụng phải biết phải biết đƣợc vị trí của vệ tinh tại thời điểm phát tín hiệu. Sai số do quỹ đạo vệ tinh là rất quan trọng, có ảnh hƣởng trực tiếp đến tới độ chính xác của kết quả định vị vị trí tốt độ và thời gian của máy thu. Chuyển động của vệ tinh trên quỹ đạo do có nhiều tác động nhƣ: Tính không đồng nhất giữa Trọng Trƣờng Trái Đất, ảnh hƣởng của sức hút mặt trăng, mặt trời và các thiên thể khác, sức cản của bầu khí quyển, áp lực của bức xạ mặt trời làm cho vệ tinh chuyển động lệch quỹ đạo của nó. Vị trí tức thời của vệ tinh chỉ có thể xác định theo mô hình chuyển động đƣợc xây dựng trên cơ sở các số liệu quan sát từ các trạm. Page 52
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Sai số do vệ tinh, máy thu a) Sai số đồng hồ Tƣợng tự nhƣ thông số quỹ đạo, thông số thời gian của vệ tinh bao gồm cả giá trị thời gian hiện tại và giá trị tiên đoán, cũng đƣợc xác định tại các trạm điều khiển tại mặt đất và truyền ngƣợc lên vệ tinh để đƣợc mã hoá vào dữ liệu vệ tinh và truyền đi. Quá trình xác định thời gian vệ tinh theo hệ chuẩn GPST và quá trình tiên đoán thời gian đều chứa đựng sai số, đƣợc gọi là sai số do đồng hồ vệ tinh. b) Sai số do nhiễu tín hiệu Các phép đo mã và đo pha của tín hiệu GPS điều bị ảnh hƣởng bởi nhiễu ngẫu nhiên (random noise), thƣờng đƣợc gọi là nhiễu tại máy thu, bao gồm rất nhiều nguồn khác nhau: nhiễu gây ra do anten, do các bộ khuếch đại, do các dây dẫn, do máy thu, do các nguồn khác nhau. Anten của máy thu không chỉ thu tín hiệu đi thẳng từ vệ tinh tới mà còn nhận cả các tín hiệu phản xạ từ mặt đất và môi trƣờng xung quanh. Sai số do hiện tƣợng này gây ra đƣợc gọi là sai số do nhiễu xạ của tín hiệu vệ tinh.  Sai số do người sử dụng Là lỗi của ngƣời sử dụng, sai số trong quá trình đo và ghi nhận số liệu không chính xác hoặc khi nhập sai số liệu vào máy tính cũng là những nguyên nhân gây ra sai số, nhƣng sai số này có thể sửa chữa đƣợc nếu phát hiện kịp thời. Page 53
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 CH¦¥NG 3: ỨNG DỤNG HỆ THỐNG ĐỊNH VỊ VỆ TINH TRONG NGÀNH HÀNG KHÔNG 3.1. Hạn chế của hệ thống dẫn đường truyền thống Bảng 3.1: Các hạn chế của hệ thống dẫn đường hiện tại NDB VOR/DME ILS /DME Hạn chế về tầm phủ sóng X X X Khó khăn lắp đặt tại các vùng sâu xa và cao vì thiếu X X các chỉ dẫn về dẫn đƣờng Khó khăn lắp đặt tại một số X cảng hàng không Thiết bị cũ, tính năng kém X X X Đƣờng bay đặt dọc theo các hệ thống nên kéo dài hành X X trình bay Page 54
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 3.2. Cấu trúc hệ thống Testbed Nhằm khắc phục một phần nào của những hạn chế trên, chúng ta xét hệ thống mới đó là hệ thống sử dụng thông tin vệ tinh để dẫn đƣờng. GPS Constellation L L L VTUP Comm Comm TRS TMS TV HF L L S Testbed User ink ink Testbed Ref. Stn Testbed Master Station Testbed VHF Stn Platform • Collects GPS • Processes TRS data • Receives SBAS • Receives meas. & data messages from TMS GPS • Determines GPS & SBAS data • Formats/sends corrections & integrity • Re-broadcasts data to TMS status SBAS • Computes messages at VHF MOPS-based • Generates SBAS nav solution messages Satellite Operations Center • Monitors & displays status of GPS & testbed elements SOC Hình 3.1: Cấu trúc hệ thống 3.3. Các hệ thống tăng cường dẫn đường Do các hạn chế nội tại cuả từng hệ thống (GPS,GLONASS), đó là khả năng không đáp ứng đƣợc độ chính xác (accuracy) , tính toàn vẹn (integrity), mức độ tin cậy (reliability) cho yêu cầu dẫn đƣờng hàng không trong mọi giai đoạn của chuyến bay, đặc biệt là hoạt động tiệp cận chính xác và hạ cánh, cho nên các hệ thống tăng cƣờng dẫn đƣờng vệ tinh đƣợc thiết lập để thoả mãn các hạn chế cuả các hệ thống đó. Các hệ thống tăng cƣờng dẫn đƣờng vệ tinh đó là: Hệ thống tăng cƣờng diện rộng SBAS và hệ thống tăng cƣờng cục bộ GBAS. Hệ thống tăng cƣờng trên máy bay ABAS là một hệ thống độc lập hoặc là chức năng tích hợp trong máy thu GPS trên máy bay để cung cấp khả năng báo động về tình trạng các vệ tinh dẫn đƣờng, đồng thời kết hợp số liệu dẫn đƣờng từ các Page 55
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 nguồn khác trên máy bay để tăng cƣờng mức độ sãn sàng và độ chính xác định vị trong mọi giai đoạn cuả chuyến bay. 3.3.1. Hệ thống SBAS ( Satellite Based Augmentation System ) G Dữ liệu tải EO GPS/GLONASS lên GEO Quảng bá và Ranging (L1) ranging (L1) - Xử lý dữ Thu tín Uplink tín liệu hiệu hiệu SBAS - Giám sát GNSS G G hệ thống M - Cung cấp E S G E S M CSMạng ISDN tín hiệu MS SBAS CS mặt đất G GMS MS Hình 3.2: Cấu trúc hệ thống SBAS Hình 3.3: Hệ thống SBAS  Cấu trúc và nguyên lý hoạt động SBAS Là những hệ thống hỗ trợ cho vệ tinh về tăng độ rộng vùng phủ sóng, truyền gửi tín hiệu cho các thiết bị thu. Hệ thống bao gồm nhiều trạm dƣới mặt đất, những trạm này lấy tín hiệu từ 1 hay nhiều vệ tinh, hoặc là những thông tin về môi trƣờng có thể làm ảnh hƣởng đến tín hiệu của ngƣời Page 56
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 dùng. Sau khi lấy những thông tin trên thì các trạm sẽ thực hiện 1 phép tính toán ra những sai số rồi sẽ gửi trả lại cho vệ tinh, truyền đến ngƣời sử dụng.Tuy SBAS đƣợc thiết kế và thực hiện với 1 quy mô lớn nhƣng nó lại bị giới hạn bởi những quy tắc của Tổ chức Hàng không Dân dụng Quốc Tế ICAO, và nó chỉ đƣợc truyền theo 1 dạng thông báo đặc biệt và tần số phải phù hợp với Hoa Kỳ - Wide Area Augmentation System. Các dữ liệu này đƣợc chuyển đến các trạm điều khiển chính MCS (Master Control Station) qua mạng số liệu ISDN trên mặt đất , các trạm này sẽ xử lý dữ liệu để xác định mức độ vẹn toàn, hiệu chỉnh vi sai, các thông tin lỗi thặng dƣ , thông tin tầng điện ly cho mỗi vệ tinh đƣợc giám sát và thiết lập các tham số dẫn đƣờng cho vệ tinh quỹ đạo địa tĩnh (GEO).Thông tin này đƣợc gửi đến trạm vệ tinh mặt đất (GES) và đƣợc tải lên cùng với thông điệp dẫn đƣờng GEO đến các vệ tinh GEO. Các vệ tinh GEO này sẽ quảng bá dữ liệu này trên tần số L1 đƣợc điều chế tƣơng tự nhƣ tín hiệu GPS/GLONASS. Để cung cấp mức độ vẹn toàn cho toàn bộ hệ thống , SBAS sẽ xác minh tính vẹn toàn nội tại trong hệ thống và đƣa ra một số xử lý cần thiết để đảm bảo các yêu cầu hoạt động SBAS. Máy thu SBAS của máy bay sẽ xử lý : (1) Dữ liệu mức độ vẹn toàn để đảm bảo vệ tinh đƣợc sử dụng đang cung cấp các dữ liệu dẫn đƣờng hợp lệ, (2) các hiệu chỉnh vi sai và dữ liệu thông tin tầng điện li để tăng cƣờng độ chính xác phép giải nghiệm vị trí máy bay , (3) các dữ liệu đo cự ly từ 1 hoặc nhiều vệ tinh GEO để xác định vị trí.  Đánh giá hệ thống a. Ưu điểm - Cung cấp thông tin vị trí 3 chiều chính xác , liên tục cho mọi giai đoạn của chuyến bay từ hoạt động đƣờng dài trên đại dƣơng đến tiếp cận chính xác cấp 1. Page 57
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 - Cung cấp chức năng dẫn đƣờng nhất quán tại mọi nơi trên trái đất cho phép giảm thiểu tai nạn do việc sử dụng nhiều hệ thống dẫn đƣờng khác nhau. - Đơn giản hoá thiết bị trên máy bay. - Tăng dung lƣợng vùng trời, giảm phân cách giữa các máy bay nhờ tăng độ chính xác dẫn đƣờng . b. Nhược điểm - Do tính chất phân bố của hệ thống SBAS, yêu cầu sự phối hợp, hợp tác quốc tế chặt chẽ , gia tăng mức độ phức tạp trong việc quản lý mạng . - Chất lƣợng dịch vụ của mạng tại 1 khu vực phụ thuộc vào số lƣợng các trạm theo dõi ở trong và lên cận khu vực đó. -Vấn đề xử lý thời gian thực trong mạng diện rộng yêu cầu gia tăng số lƣợng các trạm điều khiển và GES . - Thời gian chuyển giao giữa các mạng SBAS khá lớn (trên 10 phút) . - Thuật toán hiệu chỉnh tầng Iôn cung cấp dịch vụ dẫn đƣờng tiếp cận chính xác cấp 1 có mức độ sẵn sàng thấp dù cấu hình mạng SBAS đầy đủ . Yếu tố rủi ro có thể xuất hiện nếu thuật toán không đáp ứng đƣợc mong muốn , điều này dẫn đến việc chỉ thực hiện NPA tại một số khu vực trong vùng dịch vụ.  Một số SBAS khác - The Wide Area Augmentation System (WAAS) - The Wide Area GPS Enhancement (WAGE) - The Multi-functional Satellite Augmentation System (MSAS) - The GPS and GEO Augmented Navigation (GAGAN) Page 58
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 3.3.2. Hệ thống GBAS ( Ground-Based Augmentation System ) Các thuật ngữ Ground Based Augmentation System (GBAS) and Ground-based Regional Augmentation System (GRAS) đều dùng để chỉ đến Hệ thống hỗ trợ những tín hiệu ở măt đất. Các trạm dƣới mặt đất không những xử lý những tín hiệu rùi rùi gửi về vệ tinh – phần SBAS, mà còn lấy những Phép đo GNSS và tín hiệu của 1 hoặc nhiều vệ tinh rồi gữi tới ngƣời dung cuối. Hình 3.3: GBAS comfonents  Chức năng Dịch vụ định vị cung cấp bởi GPS/GLONASS không thoả mãn đầy đủ các yêu cầu về mức độ vẹn toàn, liên tục, chính xác, sẵn sàng của dẫn đƣờng tiếp cận và hạ cánh chính xác. Hệ thống GBAS vận dụng khái niệm GPS vi sai, sẽ tăng cƣờng GPS. SPS /GLONASS để thoả mãn các yêu cầu này. Các dịch vụ dẫn đƣờng của GBAS đƣợc thể hiện trong hình 3.1 . Page 59
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Cấu trúc và nguyên lý hoạt động GBAS là một hệ thống tích hợp bao gồm 2 thành phần riêng biệt: Hệ thống trên mặt đất GS (Ground System) và hệ thống trên máy bay AS (aircraft system) đƣợc trình bày trong hình 3.3. Hình 3.5: Hệ thống GBAS GS cung cấp các hiệu chỉnh vi sai, các tham số vẹn toàn hệ thống, dữ liệu lộ điểm của các phƣơng thức tiếp cận chính xác và quảng bá trên tần số VHF đến hệ thống AS trên máy bay. Thành phần không gian cung cấp cho GS và hệ thống trên máy bay tín hiệu đo cự ly ( GPS/GLONASS/SBAS ) và các tham số quỹ đạo . Các giả vệ tinh đặt tại sân bay APL đƣợc thiết lập để tăng cƣờng cấu hình vệ tinh cục bộ . Hệ thống trên máy bay sử dụng các hiệu chỉnh của GS đối với tín hiệu đo cự ly GPS/GLONASS và SBAS để xác định vị trí với mức độ chính xác, vẹn toàn, liên tục, sẵn sàng theo yêu cầu. Page 60
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Các thông tin vị trí đã hiệu chỉnh sai số sẽ đƣợc sử dụng cùng với dữ liệu lộ điểm để điều khiển các hệ thống chấp hành tƣơng ứng trên máy bay thƣc hiện tiếp cận chính xác. Hình 3.6: Cấu trúc hệ thống GBAS  Đánh giá hệ thống GBAS a. Ưu điểm - Một hệ thống mặt đất GBAS phục vụ nhiều đƣờng băng trong sân bay cho phép giảm thiểu chi phí thiết bị . - Cung cấp dịch vụ dẫn đƣờng đa phƣơng thức, linh hoạt, cho phép thực hiện tiếp cận cong. b. Nhược điểm - Vùng cung cấp dịch vụ giới hạn trong khu vực gần sân bay (dƣới 30 NM) và tín hiệu GBAS chịu ảnh hƣởng của yếu tố địa hình. - Hiện nay các thuật toán xác định khoảng tin cậy của các lỗi định vị cho các cấp dịch vụ IIIa và IIIb vẫn chƣa hoàn thiện . Khả năng vệ tinh phát Page 61
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 đi các tín hiệu nguy hại , và các dị thƣờng của vệ tinh hay của tín hiệu vệ tinh gây nên các lỗi về mức độ vẹn toàn (Integrity) . 3.3.3. Các yếu tố ảnh hưởng đến hệ thống tăng cường  Ảnh hưởng bởi nhiễu - Nhiễu truyền hình, các hệ thống VHF trên mặt đất , Rada - Tăng cƣờng các tần số vệ tinh dẫn đƣờng (phân tập tần số) để giảm thiểu ảnh hƣởng của nhiễu .  Ảnh hưởng do khúc xạ của tầng ion  Ảnh hưởng của bão từ (Scintillation) - Bão từ xảy ra do chu kỳ hoạt động cực đại của mặt trời và ảnh hƣởng nhiều nhất tại các vùng xích đạo và vùng cực quang (vĩ độ 65o N - 72oN , 15o ± 10o N đến 15o ± 10o S) . - Bão từ tạo bởi phân bố điện tử không đồng nhất và sự dịch chuyển của từ trƣờng trái đất gây nên các hiệu ứng truyền sóng đa đƣờng của tín hiệu . - Tại các thời điểm và vị trí nào đó trong khí quyển trái đất , mật độ điện tử đủ lớn làm suy giảm tín hiệu của một hoặc nhiều vệ tinh GNSS đến 20 dB hoặc lớn hơn trong khoảng thời gian đến vài phút Page 62
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 CH¦¥NG 4: ĐẶC ĐIỂM KHAI THÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG VỆ TINH TRÊN MÁY BAY BOEING 777 4.1 Giới thiệu hệ thống dẫn đường vệ tinh trên máy bay Boeing 777 Hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 hoạt động dựa trên nguyên lý dẫn đƣờng hệ thống dẫn đƣờng vệ tinh NAVSTAR, ở đây “ngƣời sử dụng” (user segment) chính là hệ thống thu tín hiệu dẫn đƣờng đƣợc đặt trên máy bay, đó cũng chính là khối thu nhận đa phƣơng thức MMR (multi-mode receiver). Vệ tinh 2 Vệ tinh 3 Vệ tinh 1 Vệ tinh 4 Máy bay Hình 4.1: Mô hình hệ thống sử dụng vệ tinh dẫn đường Hệ thống định vị toàn cầu (GPS) trên máy bay Boeing 777 sử dụng vệ tinh dẫn đƣờng với mục đích:  Xác định chính xác vị trí của máy bay  Cung cấp dữ liệu cho các hệ thống trên máy bay  Cung cấp thông tin cho tổ lái. Sau khi thu nhận những thông tin về vị trí từ 4 vệ tinh trong vùng quan sát hệ thống GPS sẽ tính toán và đƣa ra chính xác những thông số sau: Page 63
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Kinh độ  Vĩ độ  Độ cao  Thời gian chính xác  Vận tốc địa hình 4.2 Máy thu tín hiệu vệ tinh GPS trên máy bay Boeing 777 4.2.1 Sơ đồ khối máy thu GPS trên Boeing 777 Hệ thống thu nhận tín hiệu GPS trên máy bay bao gồm:  2 Anten GPS: anten GPS bên trái và anten GPS bên phải;  2 Bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR trái và phải;  Khối máy tính cảnh báo gần mặt đất GPWC;  2 Tủ hệ thống quản lý thông tin máy bay AIMS;  Khối tham chiếu quán tính dữ liệu không khí ADIRU;  2 Đồng hồ hiển thị;  Bus dữ liệu theo chuẩn ARINC 629. Hệ thống bao gồm 2 anten GPS. Khối MMR cấp nguồn đến mạch khuếch đại anten. Anten bên trái thu nhận tín hiệu vệ tinh và gửi thông tin đến bộ thu nhận đa phƣơng thức (MMR) bên trái. Anten GPS bên phải sẽ đƣợc kết nối với bộ thu nhận đa phƣơng thức bên phải. Các bộ thu nhận đa phƣơng thức tính toán đƣa ra vị trí của máy bay và thời gian chính xác. Dữ liệu đó đi đến các tủ của hệ thống quản lý thông tin máy bay AIMS (airplane information management system) và máy tính cảnh báo trạng thái gần mặt đất GPWC (ground proximity warning computer). Hàm FMCF (flight management computer function) trong AIMS sử dụng dữ liệu GPS để tính vị trí máy bay. Page 64
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Các tủ AIMS gửi dữ liệu GPS đến khối ADIRU. Khối ADIRU sử dụng dữ liệu GPS để hiệu chỉnh lại các cảm biến bên trong. Điều đó làm giảm bớt độ trôi của các cảm biến. Thời gian GPS đƣa đến hàm tính toán thời gian UTCF (universal time coordinated function) trong hệ thống AIMS. Thời gian GPS đƣa đến đồng hồ trong buồng lái thông qua các tử AIMS. Các đồng hồ sẽ hiển thị thời gian GPS. Hình 4.2: Sơ đồ khối hệ thống máy thu GPS trên Boeing 777 Page 65
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 4.2.2 Nguyên lý làm việc hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 a) Sơ đồ nguyên lý hệ thống Các thành phần truyền dữ liệu trong hệ thống: Mỗi MMR có một máy cắt. Nguồn 115 Vac đƣợc đƣa đến các MMR thông qua các 115 VAC standby bus và transfer bus. Nó cấp nguồn 12Vdc cho từng anten tƣơng ứng thông qua cáp đồng trục. Các bộ khuếch đại trong anten dùng nguồn này để khuếch đại tín hiệu thu đƣợc từ vệ tinh. Anten GPS thu các tín hiệu băng tần L với trở kháng sóng là 50 ohm. Hình 4.3: Giao tiếp giữa các khối trong hệ thống GPS  Bus dữ liệu IDS: Các bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR nhận dữ liệu tham chiếu quán tính từ khối chức năng quản lý chuyến bay FMCF trong mỗi tủ của hệ thống AIMS thông qua bus dữ liệu IDS. Các bộ thu Page 66
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 nhận đa phƣơng thức sử dụng chính dữ liệu này để khởi động hệ thống và duy trì hoạt động của hệ thống trong vùng tín hiệu vệ tinh kém.  Dữ liệu bảo dưỡng trung tâm: Các khối MMR trái và phải nhận dữ liệu từ hệ thống máy tính phục vụ bảo dƣỡng trung tâm CMCS thông qua các tủ của hệ thống AIMS. Dữ liệu từ CMCS cung cấp ID máy bay và thông tin của chuyến bay.  Bus dữ liệu đầu ra GPS: Khối MMR trái và phải gửi dữ liệu GPS đến cả hai tủ của hệ thống AIMS. Những dữ liệu đó dùng để: - Báo cáo vị trí GPS - Báo cáo tổng quát dữ liệu GPS - Báo cáo thông tin về lỗi hệ thống Cả hai bộ thu nhận đa phƣơng thức trái và phải gửi dữ liệu về vị trí đến máy tính cảnh báo gần mặt đất GPWC. Máy tính GPWC sử dụng dữ liệu này để nhận biết địa hình và chức năng quan sát bề mặt địa hình.  Đánh dấu thời gian: Khối MMR trái và phải cung cấp xung thời gian chuẩn đến mỗi tủ của hệ thống AIMS. Xung thời gian chuẩn xuất hiện 1 lần trong 1 giây và có biên độ khoảng 4V. Các xung này cũng chính xác giống nhƣ thời gian chuẩn UTC. b) Nguyên lý hoạt động hệ thống GPS trên Boeing 777 Các khối MMR sử dụng nguyên lý đo khoảng cách để xác định khoảng cách giữa MMR trên máy bay và vệ tinh. Trong bộ nhớ của MMR có lƣu các thông tin về vị trí của vệ tinh tại bất kỳ thời điểm nào ứng với quỹ đạo của vệ tinh đó. MMR có thể biết đƣợc vị trí của các vệ tinh vì chúng chuyển động theo một quỹ đạo đã đƣợc biết trƣớc. Khối MMR đo thời gian kể từ khi tín hiệu vô tuyến phát từ vệ tinh đến đƣợc máy bay. Bởi vì MMR đã biết vị trí của vệ tinh và quá trình truyền tín hiệu radio với tốc độ ánh sáng, nên nó có thể tính đƣợc khoảng cách. Page 67
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Tuy nhiên, vì đây là phép đo khoảng cách theo phƣơng pháp thụ động, nên khối MMR cần phải biết chính xác tại thời điểm nào vệ tinh gửi tín hiệu. MMR so sánh tín hiệu vệ tinh và tín hiệu do MMR tạo ra cùng lúc với vệ tinh phát tín hiệu. Sự khác biệt giữa 2 tín hiệu (gọi là thời gian trôi) chính là thời gian cần thiết để tín hiệu từ vệ tinh đến đƣợc MMR. Vệ tinh 1 Vệ tinh 2 Vệ tinh 4 Vệ tinh 3 Hình 4.4: Sơ đồ nguyên lý hoạt động của GPS Mỗi vệ tinh đều có đồng hồ nguyên tử dùng để giữ cho thời gian đƣợc chính xác. Tất cả các vệ tinh cùng độ chính xác về thời gian. Bên trong khối MMR cũng có một đồng hồ, nhƣng không phải là đồng hồ nguyên tử nên có độ chính xác không bằng các đồng hồ nguyên tử trên vệ tinh. Do đó, khối MMR không thể có cùng độ chính xác về thời gian nhƣ của vệ tinh. Khối MMR cho rằng đồng hồ của mình bị hỏng do độ trôi đồng hồ. Độ trôi này là một đại lƣợng không biết trƣớc mà MMR phải xác định. Độ trôi đồng hồ chính là sự khác biệt giữa thời gian của MMR và thời gian GPS. Nhƣ vậy để tính toán vị trí của máy bay (kinh độ, vĩ độ, và độ cao) và độ trôi đồng hồ thì MMR cần phải biết vị trí của ít nhất 4 vệ tinh. Khi đó MMR sẽ tính khoảng cách đến tất cả các vệ tinh tại cùng một thời điểm và giải 4 Page 68
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 phƣơng trình cự ly tƣơng ứng để có đƣợc 4 nghiệm là giá trị: Kinh độ; Vĩ độ; Độ cao; Độ trôi đồng hồ. Tất cả các vệ tinh đều đƣợc đồng bộ theo thời gian chuẩn UTC. Các vệ tinh gửi thời gian chuẩn này đến MMR. Độ chính xác của thời gian chuẩn UTC khoảng 100 ns. MMR sẽ truyền tín hiệu UTC theo chuẩn ARINC 429 và cứ mỗi giây MMR lại truyền một xung mốc có độ chính xác thời gian cao 4.3 Chức năng các khối trong hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 4.3.1 Chức năng khối thu nhận đa phương thức MMR a) Vị trí đặt MMR (Multi- Mode Receiver) Vị trí khối MMR trái ở trên kệ E1-2, khối MMR trung tâm ở trên kệ E1- 3 và khối MMR phải là ở trên kệ E2-3 Hình 4.5: Vị trí đặt MMR trên khoang thiết bị chính b) Sơ đồ chức năng của khối MMR Bộ cung cấp nguồn tạo ra các điện áp một chiều thay đổi từ đầu vào 28 VDC đƣa đến khối MMR. MMR đƣa điện áp 12VDC đến dây chính giữa của cáp đồng trục anten để cấp nguồn cho bộ khuếch đại trong anten GPS. Bộ khuếch đại nhiễu thấp LNA (low noise amplifier) nhận và khuếch đại tín hiệu vệ tinh thu đƣợc từ anten GPS. Máy thu tiếp tục tách sóng tín hiệu vệ tinh và đƣa đến bộ chuyển đổi chuyển đổi tƣơng tự - số A/D. Qua bộ chuyển Page 69
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 đổi A/D tín hiệu số đƣợc đƣa đến bộ vi xử lý. Tại đây, bộ vi xử lý sẽ tính toán vị trí của máy bay và các dữ liệu GPS khác. Dữ liệu GPS đi tới hàm tính toán thông số quản lý chuyến bay FMCF nằm trong tủ của hệ thống AIMS bên trái và bên phải. Bộ cung cấp nguồn tạo ra các điện áp một chiều thay đổi từ đầu vào 28 VDC đƣa đến khối MMR. MMR đƣa điện áp 12VDC đến dây chính giữa của cáp đồng trục anten để cấp nguồn cho bộ khuếch đại trong anten GPS. Bộ khuếch đại nhiễu thấp LNA (low noise amplifier) nhận và khuếch đại tín hiệu vệ tinh thu đƣợc từ anten GPS. Máy thu tiếp tục tách sóng tín hiệu vệ tinh và đƣa đến bộ chuyển đổi chuyển đổi tƣơng tự - số A/D. Qua bộ chuyển đổi A/D tín hiệu số đƣợc đƣa đến bộ vi xử lý. Tại đây, bộ vi xử lý sẽ tính toán vị trí của máy bay và các dữ liệu GPS khác. Dữ liệu GPS đi tới hàm tính toán thông số quản lý chuyến bay FMCF nằm trong tủ của hệ thống AIMS bên trái và bên phải. Khối MMR tạo ra 1 xung mốc trong 1 giây và đƣa đến các tủ của AIMS. Các tủ của AIMS sử dụng dữ liệu tham chiếu quán tính từ FMFC trong các tủ AIMS bên trái và bên phải để khởi động. Khối MMR dùng các dữ liệu này trong chế độ trợ giúp (aided mode) và chế độ trợ giúp độ cao (altitude aided mode) Khối MMR trái thu nhận những tín hiệu yêu cầu kiểm tra và báo cáo lỗi của hệ thống trên bus CMCS (hệ thống máy tính phục vụ bảo dƣỡng trung tâm) từ khối AIMS bên trái tới. Mạch tự kiểm tra gắn trong hệ thống sẽ kiểm tra và gửi báo cáo lỗi đến khối AIMS . Đầu ra của khối MMR bên trái và bên phải gửi dữ liệu về vị trí và tín hiệu thời gian chuẩn đến các tủ của khối AIMS trái và phải. Page 70
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Khối cảm biến GPSSU cũng gửi dữ liệu vị trí đến máy tính cảnh báo gần mặt đất GPWC. Máy tính GPWC sử dụng chính dữ liệu này để nhận biết địa hình và chức năng quan sát bề mặt địa hình. Hình 4.6: Sơ đồ chức năng khối MMR c) Các chế độ làm việc của MMR Bộ thu nhận đa phƣơng thức hoạt động ở các chế độ sau: - Chế độ thu (Acquisition mode) - Chế độ dẫn đƣờng (Navigation mode) - Chế độ trợ giúp độ cao (Altitude aided mode) - Chế độ trợ giúp (Aided mode) Page 71
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Chế độ thu (Acquisition mode) Bô thu nhận đa phƣơng thức MMR tìm kiếm và chốt tín hiệu vệ tinh. Bộ MMR phải tìm thấy tối thiểu ít nhất 4 vệ tinh trƣớc khi bắt đầu công việc tính toán dữ liệu GPS. Bộ MMR nhận các dữ liệu sau đây từ hàm FMCF bên trong hệ thống AIMS khi bộ MMR ở chế độ thu: - Vị trí; - Vận tốc; - Thời gian; - Ngày tháng. Bộ MMR sử dụng dữ liệu từ FMCF để tính toán vệ tinh nào có thể sử dụng ngay ở vị trí hiện tại của máy bay. Điều này giúp cho khối MMR nhận đƣợc tín hiệu từ những vệ tinh thích hợp. Nếu không có dữ liệu từ hệ thống AIMS, khối MMR vẫn có thể dò tìm ra tín hiệu vệ tinh. Tuy nhiên, việc dò tìm tín hiệu sẽ mất nhiều thời gian hơn vì khối MMR phải tìm tất cả các vệ tinh. Khi bộ MMR tìm thấy các vệ tinh, nó sẽ tính toán xem có thể dùng vệ tinh nào. Bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR mất khoảng 75s để thu đƣợc các tín hiệu vệ tinh khi có sự hỗ trợ từ dữ liệu của AIMS. Bộ MMR phải mất khoảng 4 phút (tối đa là 10 phút) để tìm kiếm vệ tinh khi không có dữ liệu từ AIMS.  Chế độ dẫn đường (Navigation mode) Bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR chuyển sang chế độ dẫn đƣờng sau khi nó tìm thấy và chốt ít nhất 4 vệ tinh. Trong chế độ này, MMR tính toán dữ liệu GPS. Đầu ra bộ MMR trở thành “dữ liệu thô” (no computed data) khi độ chính xác vƣợt quá 16 nm so với vị trí hiện tại. Page 72
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13  Chế độ trợ giúp độ cao (Altitude aided mode) Với 4 vệ tinh đƣợc sử dụng, bộ MMR lƣu lại sự khác biệt về độ cao do khối phân tích dữ liệu không khí và dẫn đƣờng quán tính ADIRU và độ cao theo GPS tính đƣợc. Mục đích của việc lƣu sự khác biệt nào là giúp cho MMR có thể ƣớc tính độ cao GPS khi chỉ tín hiệu từ 3 vệ tinh. Trong chế độ này, bộ MMR sử dụng độ cao của máy bay từ khối ADIRU và chiều dài bán kính trái đất thay cho “thông tin cự ly” từ vệ tinh thứ 4. Bộ MMR chỉ chuyển sang làm việc ở chế độ trợ giúp độ cao khi xảy ra đồng thời 3 điều kiện sau đây: - Bộ thu nhận đa phƣơng thức đang ở chế độ dẫn đƣờng; - Hệ thống chỉ sử dụng đƣợc 3 vệ tinh có vị trí hình học tốt để xác định hiệu chỉnh vị trí; - Bộ nhớ của MMR đã lƣu sự khác biệt giữa độ cao quán tính và độ cao GPS. - Bộ MMR bắt đầu trở lại chế độ làm việc bình thƣờng khi vệ tinh thứ tƣ “xuất hiện”.  Chế độ trợ giúp (Aided mode) Bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR chuyển sang chế độ trợ giúp trong suốt những khoảng thời gian ngắn (< 30s) mà máy bay nằm trong vùng phủ sóng kém chất lƣợng. Vệ tinh có vị trí hình học kém là một ví dụ về vùng phủ sóng kém chất lƣợng, nghĩa là dù MMR “thấy” đƣợc ít nhất 4 vệ tinh, nhƣng tín hiệu từ vệ tinh không đi xa đủ để MMR thực hiện hiệu chỉnh vị trí. Trong chế độ này, bộ MMR nhận độ cao, hƣớng và tốc độ từ hàm FMCF của hệ thống AIMS. Bộ MMR sử dụng dữ liệu FMCF để nhanh chóng trở về chế độ dẫn đƣờng khi máy bay bay vào vùng phủ sóng tốt. Đầu ra của MMR trong chế độ này ở dạng NCD. Page 73
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR có hàm giám sát toàn bộ tín hiệu thu RAIM. Khối RAIM sẽ giám sát trạng thái các của vệ tinh đang đƣợc MMR sử dụng để tính toán. Đầu ra của bộ hàm RAIM là giá trị ƣớc tính sai số vị trí GPS. Giá trị này đƣợc đƣa đến hàm FMCF của hệ thống AIMS. Hàm FMFC sử dụng giá trị ƣớc tính này để quyết định xem nó có thể sử dụng dữ liệu GPS cho việc dẫn đƣờng hay không.  Dưới đây là các giá trị mà khối MMR có thể xác định -Vĩ độ - Kinh độ - Độ cao - Thời gian chuẩn UTC - Ngày - Vận tốc theo hƣớng Đông/Tây - Vận tốc thẳng đứng - Track angle - Sai số vị trí GPS ƣớc tính (autonomous integity limit) - Vị trí vệ tinh - Trạng thái của MMR 4.3.2 HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH ADIRS a) Các thành phần hệ thống ADIRS tổng Hệ thống ADIRS có các thành phần sau: - Các ống không tốc - Ông thu tĩnh áp - Các khối dữ liệu không khí - Khối ADIRU - Ông thu nhận TAT Page 74
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 - Cảm biến góc tần - Khối SAARU - Đồng hồ chỉ thị tƣ thế bay thứ cấp. Các khối ADM lấy áp suất từ ống không tốc và ống thu tĩnh áp rồi chuyển các dữ liệu này thành dạng phù hợp với tiêu chuẩn giao tiếp ARINC 629. Sau đó ADM chuyển chúng đến ADIRU và SAARU Các tủ của hệ thống AIMS nhận tín hiệu TAT (nhiệt độ không khí toàn phần) và tín hiệu góc tấn dƣới dạng analog. Các tủ của hệ thống AIMS chuyển các tín hiệu thu thành dạng số và gửi đến ADIRU và SAARU. Các tủ này cũng nhận dữ liệu từ ADIRS và AIMS và hiển thị chúng lên các màn hình PFD và ND ADIRU sử dụng các dữ liệu sau đây để tính toán và cung cấp dữ liệu đến các hệ thống của ngƣời dùng: - Áp suất tổng; - Áp suất tĩnh; - Nhiệt độ tổng; - Góc tấn. ADIRU sử dụng 6 con quay laser và 6 gia tốc kế để tính và cung cấp dữ liệu tham chiếu quán tính và dữ liệu dẫn đƣờng đến các hệ thống ngƣời dùng. SAARU là một nguồn dự phòng để cung cấp thông tin về tƣ thế bay, hƣớng và dữ liệu không khí. Khối này cũng cần 4 thông tin đầu vào nhƣ ADIRU để tính toán và đƣa thông tin đến các hộ tiêu thụ. Nó sử dụng 4 con quay sợi quang và 4 gia tốc kế để tính toán và cấp thông tin đến các hệ thống cần thiết. Đồng hồ dự phòng chỉ thế bay lấy dữ liệu theo chuẩn ARINC 429 từ SAARU đƣa đến. Page 75
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Hình 4.7 : Tổng Quát Hệ Thống ADIRS b) Vị trí các thành phần trong hệ thống ADIRS Các thành phần của hệ thống đƣợc bố trí chủ yếu trong buồng lái, trong khoang thiết bị chính (main equipment center) và ngoài thân máy bay. Trong buồng lái có công-tắc ADIRU, đèn báo ADIRU sử dụng ắc-qui, đồng hồ chỉ tƣ thế dự phòng. Các thành phần giao tiếp trong buồng lái giao tiếp với ADIRU là: các khối hiển thị điều khiển trái, phải; công tắc nguồn tƣ thế bay/dữ liệu khí Page 76
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 khoang thiết bị chính có ADIRU; SAARU; các CB cắt nguồn ắc- qui và nguồn sơ cấp cho ADIRU trái,giữa, phải Hình 4.8 Vị trí các thành phần của ADIRS - Buồng lái Trong Các thành phần liên quan: Khối (assembly) cấp nguồn bên trái, giữa và phải. Mỗi khối đều có liên quan đến khối static ADM, pitot ADM, STANDBY IND và SAARU 4.3.3 Khối nguồn và anten GPS Mỗi bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR đều có 1 máy cắt. Điện áp 115VAC nguồn của máy bay sử dụng biến đổi cung cấp 28VDC cho MMR, vừa là nguồn điện chính vừa làm dự phòng Nguồn 12VDC cung cấp cho 2 khối anten GPS đƣợc MMR cung cấp thông qua cáp đồng trục đƣa đến. Bộ khuếch đại trong anten GPS sử dụng Page 77
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 nguồn này để khuếch đại tín hiệu GPS thu đƣợc từ vệ tinh trƣớc khi đƣa đến MMR. Hình 4.9: Vị trí lắp đặt anten trên máy bay Boeing 777 Vị trí lắp đặt anten GPS nằm trên phần thân của máy bay. Nhiệm vụ anten GPS dùng để thu tín hiệu tần số băng tần L và gửi chúng đến bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR Trở kháng của anten GPS là 50 ohms 4.3.4 Hệ thống hiển thị c) Hiển thị 1 Hình 4.10: định vị trí GPS Page 78
ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG – K13 Hàm FMCF của hệ thống AIMS hiển thị trang tham chiếu vị trí và khởi động vị trí trên khối điều khiển hiển thị CDU (the control display unit). Các bộ thu nhận đa phƣơng thức MMR gửi dữ liệu GPS đến AIMS. Dữ liệu GPS đƣợc hiển thị trên khối điều khiển hiển thị CDU. Trang khởi động vị trí đƣa ra vị trí của GPS và thời gian GPS. Tổ bay có thể sử dụng vị trí của GPS để nhập các giá trị khởi động cho khối ADIRU. Thời gian chuẩn UTC hiển thị lên CDU khi thời gian GPS là hợp lý. a) Hiển thị 2 Hình 4.11: tham chiếu vị trí Trang tham chiếu vị trí thứ 2 hiển thị vị trí máy bay theo hàm FMCF. Hàm FMCF dùng dữ liệu vị trí GPS để tính toán ra vị trí của máy bay. Ngoài ra hàm này còn dùng các dữ liệu từ các hệ thống hỗ trợ khác sau đây để xác định vị trí máy bay:  Khối tham chiếu quán tính dữ liệu khí (ADIRU)  Hệ thống đo cự ly (DME) Page 79