Navigatiekunde III

Mt 611

NAVIGATIEKUNDE III

Prof.ir.J.A. Spaans

Rapportnr. 736-K-2

Februari 1988

D&ft University of Technology Ship Hydromechanics Laboratory

Mekelweg 2 2628 CD Deift The Netherlands Phone 015 - 78 68 82

Inhoudsopgave

Oceaannavigatie

1.1 Inleiding 1.2 _{Satellietnavigatie} 1.2.1 Inleiding 7

1.2.2 Berekening van satellietbanen

11

1.2.3 Het Transit systeem

16

1.2.4 Het GPS systeem

28

1.2.5 Het Starfix systeem ₅₈

1.3 Astronavigatie

62 1.4 _{Hyperbolische navigatiesystemen}

1.4.1 _{Eigenschappen van hyperbolische systemen}

75

1.4.2 Het Omega systeem

78

1.4.3 _{Het Decca-navigator systeem}

82

1.4.4 Het Loran-C systeem ₉₀

1.4.5 De Radio-richtingzoeker ₉₃

1.4.6 Besloten systemen ₉₄

1.4.7 Vergelijking van systemen ₉₅

Kustnavigatie

2.1 Inleiding 97 2.2 _{Azimutale LOP's} 99 2.3 Circulaire LOP's 102 2.4 Hyperbolisch LOP's 102 2.5 Bathymetrische LOP's 102 2.6 Nauw vaarwater navigatie

102

2.7 _Betonning

106

Conimunicatie

3.1 _{Inmarsat, Navigational warnings, Global Maritime}

Distress

and Safety System

108 3.2 Inmarsat Standard-C 113 blz.

Veiligheid op zee

4.1 _{Algemene omschrijving}

4.2 De mens in het navigatie-regeiproces

4.3 _{Adviserend en controlerende organisaties}

met betrekking

tot de veiligheid op zee

4.3.1 De IMO

4.3.2 DGSM

4.3.3 Port State Control

4.4 _{Bepalingen ter voorkoming van aanvaring op zee}

Hoofdstuk 3 uit rapport ARGUS-90

Verkeersbegeleiding Zeevaart

129 131 131 132 141

Hoofdstuk 4 uit rapport ARGUS-90

Toepassing verkeersbegeleidingssytemen

_{op binnenvaarwegen}

163

Ninisim -

a mini vessel inanoeuvring simulator

7.1 _Introduction

178

7.2 Mathematical model ₁₇₈

7.3 _{Computer program, validity and results}

180

121 125

8.

_{Computation of optimum routes for ship weather routing}

8.1

Definition of the problem

184

8.2 Historical review

186

8.3 _{The modified isochrone method for least time}

190

8.4 _{The modified isochrone method for least fuel}

193 8.5 _{Prediction of speed, driftangle, rudder angle}

and engine power

193 8.6 _{Estimation of Standard deviation of}

passage time and fuel

consumption

194

8.7 _{Probability of shipping green water}

198

8.8 _{Object function for the stochastic modified isochrone}

method

200 8.9 _{Integration of route advice in Ship Management System}

1. OCEAANNAVIGATIE

1.1. Inleiding

Men spreek in het algemeen over oceaannavigatie _{als het vaartuig zich}

verder dan 50 n.m. van het dichtstbijzijnde (niet _{drijvende) obstakel}

bevindt. De taktiek van de navigatie is er dan in hoofdzaak op gericht om op een zo economisch mogelijke wijze de bestemniing te bereiken. Koers en vaart worden zo gekozen, dat met een minimum _{aan schade en een minimum}

aan brandstofverbruik een geplande aankomsttijd wordt gehaald. Routekeuze vindt plaats aan de hand van de daarvoor bestemde kaarten, boekwerken en atlassen, de eigenschappen van het schip en het tijdschema van de dienst. In gebieden waar veel depressies en/of tropische _{orkanen voorkomen is het}

aan te raden om een weerkundig bureau in te schakelen voor route-adviezen die gebaseerd zijn op het actuele _{en voorspelde weer.}

Plaatsbepaling tijdens de reis is noodzakelijk _{voor o.a.:}

Algemeen navigatiebeleid, _{zoals uitzetten van koersen naar een aan} te lopen punt, bepalen van de grondvaart, _{ontwijken van obstakels en}

ondiepten etc.

Het doorgeven van de eigen positie _{indien het schip in nood komt te}

verkeren ( de "München" in 1979), of _{anderszins bijstand nodig heeft.}

Het doorgeven van de eigen positie aan een hulpcoardinerend vaartuig of waistation (Global Maritime Distress and Safety System GMDSS).

Voor het ontwijken van hoge _{golfvelden van tropische orkanen of}

depressies.

Voor het optimaal benutten _{van zeestromen.}

Positie doorgeven aan reder.

Plaatsbepalingssystemen die bij oceaannavigatie in aannierking komen, zijn: satellietplaatsbepaling (TRANSIT en CPS) astroplaatsbepal ing Loran-C Omega Decca radiopeil ingen

hybride systemen zoals Transit/Omega

DR-systemen (dead reckoning)

geintegreerde navigatiesystemen

De _{positie wordt nooit direct gemeten,}

maar wordt berekend uit een

aantal onafhankelijke metingen, _{die een wiskundige relatie hebben}

met de

positiecoardinaten: de meetvergeliking.

De positie wordt _{opgegeven in (breedte, lengte)}

op een gedefinieerde

ellipsoide, in UTM coärdinaten, _{in RD coärdinaten, relatief}

t.o.v. een gegeven punt als _{(Lix, ty) in n.m. of cables (1 cable}

0.1 n.m.) of als peiling en afstand t.o.v. _{een gegeven punt.}

De volgende externe metingen worden in de _{praktijk gebruikt voor}

positiebepaling:

Afstandmeting

Voor _{navigatietoepassing komen in}

aanmerking electronische

afstandmeting (EDM), optische afstandmeting en _akoestische

afstandmeting. De electronische

en akoestische afstandmeting berust in

feite op _{looptijdmeting van een signaal}

bij bekende voorplantingssnelheid. Het signaal kan bestaan uit een of meer pulsen

(LORAN-C) of uit PRN code (GPS).

Optische afstandmeting berust _{op parallaxmeting; laser-afstandmeting}

wordt bij navigatie niet _toegepast.

Meting van afstandverschil

Omdat het tijdstip _{van vertrek van een signaal in}

een "multi-user" systeem niet bekend is wordt het afstandsverschil tot 2 bakens gemeten

Fasemeting

De fase van een door een baken uitgezonden _{radiogolf wordt gemeten, als}

de fase bij de zender bekend is _{en tevens het geheel aantal golven}

(integer) tussen zender en ontvanger, dan kan uit de fase en de golflengte de afstand zender-ontvanger _{worden herleid. (GPS)}

Faseverschilmeting

Omdat de fase bij de zender veelal niet bekend is wordt i.p.v. de fase het faseverschil t.o.v. twee gesynchroniseerde _{bakens gemeten (Decca).}

Bij een akoestisch Ultra Short Baseline _{(USBL) systeem zijn onder het}

viak van het schip drie ontvangers _{in de scheepsassen geplaatst}

op

enkele cm afstand.

Uit het gemeten faseverschil van een signaal dat door een baken _{op de} zeebodem wordt uitgezonden volgt de oriëntatie van het baken t.o.v. de langsscheepse en dwarsscheepse as.

Geintegreerde dopplerfrequentie _{(dopplercount)}

Over een bepaald tijdsinterval wordt het verschil gemeten van het aantal trillingen van een ontvangen radiogoif en het aantal _trillingen dat door een interne (constante) _{oscillator wordt opgewekt (TRANSIT).}

Hoekmeting

Hoekmeting tussen een hemellichaam en de kim wordt uitgevoerd met de

sextant op tienden van boogminuten.

Een peiling van een hemellichaam _{of aards voorwerp is}

een hoekmeting in het horiontale viak in tienden van graden (op z'n best) t.o.v. het

kompasnoorden.

Ook hoekmeting tussen aardse voorwerpen met de sextant kan bij de navigatie gebruikt worden, evenals vertikale hoekmeting van een voorwerp met bekende hoogte.

Afstandmetingen, horizontale _{en vertikale hoekmetingen en astronomische}

hoogtemetingen geven aanleiding _{tot circulaire positielijnen (LOP's),}

bij 3D navigatie zijn dit bollen.

Nabij de gis wordt de meetvergelijking _{gelineariseerd voor de}

Zichtpeilingen, radiopeilingen en radarpeilingen geven aanleiding tot azimutale positielijnen. Voor afstanden groter dan 50 n.m. tot het

baken is de LOP geen rechte lijn meer. Door linearisering _{nabij de gis}

wordt weer een plaatselijke rechte LOP verkregen.

Faseverschil- en afstandverschilmetingen leveren _{hyperbolische LOP's}

op die plaatselijk weer gelineariseerd worden voor automatische

verwerking. Dopplertellingen geven aanleiding tot een meetvergelijking

waarin een afstandsverschil voorkomt. Deze metingen worden uitsluitend automatisch verwerkt na linearisering.

De belangrijkste kenmerken van een plaatsbepalingssysteem/methode _zijn

(in willekeurige volgorde): - de precisie

- de nauwkeurigheid

- de betrouwbaarheid

- de beschikbaarheid

- tijdsinterval tussen opvolgende waarnemingen

- waarnemings- en verwerkingstijd

Metingen (waarnemingen) zijn verontreinigd met fouten die

onderscheiden worden in

- _{toevallige fouten (random errors)} - _{systematische fouten}

- blunders

De precisie van een meting wordt _{uitgedrukt in de standaardafwijking}

(la) van de toevallige fouten (meetruis). _{De meting kan echter ook nog}

door een _{systematische fout verontreinigd zijn die}

niet

weggecalibreerd is of niet weggecalibreerd kan worden _{(kimduiking bij} astronomische hoogtemeting). Systematische en toevallige fouten

tezamen worden gekwantificeerd door de 95 _{% waarde, d.w.z. de waarde} waarbinnen de absolute waarden van de som van toevallige en

systematische fouten in 95 % van de gevallen zal _liggen.

De IMO schrijft deze waarde _{voor als aanduiding van de nauwkeurigheid}

(accuracy) van een navigatiegrootheid.

Onder de betrouwbaarheid _{van een meting wordt verstaan de mate waarin}

een blunder in een meting kan worden opgespoord. _{Ter illustratie} worden in figuur 1.1 drie LOP's _{gegeven van onafhankelijke metingen,}

waarbij twee LOP's afkomstig zijn van afstandsmetingen van twee bakens die recht tegenover elkaar liggen voor de waarnemer.

Een gemeten positie is betrouwbaar als de mogelijkheid _{om blunders op}

te sporen aanwezig is, door aantal en geometrie van de LOP's.

LOP 3

//

_{LOP I}

/

LO? 2

fig. 1.1 LOP 3 kan niet op blunders worden gecontroleerd _{en is dus}

onbetrouwbaar.

Hoewel de drie LOP's dezelfde precisie _{en nauwkeurigheid kunnen hebben,}

is de betrouwbaarheid van LOP 3 gelijk aan nul omdat deze niet door de

beide andere gecontroleerd wordt. De _{kwantificering van de}

betrouwbaarheid wordt verder behandeld in college MT 612.

De precisie van de 2D positie wordt aangeduid door een 2 x 2

covarantie-matrix.

2

P=

J

De nauwkeurigheid van een gemeten positie wordt aangegeven met een 95 %

cirkel (aanbevolen door IMO).

De nauwkeurigheid (accuracy) wordt gedefinieerd _{als de mate waarin de} verkregen uitkomst overeenkomt met de werkelijkheid.

6

Het tijdsinterval tussen opvolgende positiewaarnemingen is een

belangrijke parameter voor positioneringssystemen. Het belangrijkste

nadeel van het huidige satellietsysteem Transit is met _{name het grote}

tijdsinterval tussen de satellietpassages die een betrouwbare _positie

opleveren. Gemiddeld is dat op onze breedte circa 50 mm., _{maar nabij de}

equator is dit 1.5 uur met uitschieters naar 12 uur. Dit systeem is dan ook ongeschikt om als primair systeem voor kustnavigatie _{te worden}

gebruikt.

Decca en Loran-C zijn wel continu beschikbaar, maar de dekking

(coverage) van deze systemen is beperkt. Omega is continu beschikbaar

maar heeft een lage nauwkeurigheid en is daardoor ongeschikt voor kustnavigatie.

De waarnemings- _{en verwerkingstijd van Omega, Decca of Loran-C bij}

ontvangers die de tijd- of faseverschillen geven en waarbij de

navigator de metingen in de kaart moet verwerken is enkele minuten.

Bij ontvangers die de metingen zeif tot positie verwerken is de

verwerkingstijd naar de kaart uiteraard geringer. Integratie met een "electronische kaart" beeldt de "real time" positie continu af op het

beeldscherm waarop tevens de (electronische) zeekaart wordt afgebeeld.

Er zijn ook systemen waar de "real time" positie als een lichtvlek op de papieren zeekaart wordt geprojecteerd.

De waarnemings- _{en verwerkingstijd van astro-observaties is relatief} hoog. Een stersbestek van 4 sterren, die gedurende _{de schemering worden}

"geschoten", kost een ervaren waarnemer/verwerker circa _{een half uur.}

Bij _{gebruik van geprogrammeerde calculators kan dit gereduceerd worden}

tot minimaal 15 mm. Zonswaarnemingen overdag leveren enkelvoudige LOP's

op _{die door "verzeiling" gecombineerd kunnen worden tot een gemeten}

positie. Het grote nadeel is dan uiteraard weer het grote tijdsinterval tussen twee betrouwbare posities.

Het systeem dat (bijna) alle nadelen van de huidige systemen opheft is

het Global Positioning System (GPS) dat naar verwachting eind 1990

volledig operationeel zal zijn. Dit systeem zal continu, wereldwijd en

onder alle omstandigheden een positienauwkeurigheid leveren van beter

dan 100 m (95 %).

In de "Subcommittee on Safety of Navigation" van de IMO zijn voorstellen uitgewerkt voor de nauwkeurigheid van navigatiesystemen. De volgende

Example for use of the table:

To fleet the navigational requirement of ships which are not expected to navigate less than 31) ii. in. from dangcr 1.2 n.m. would be the accuracy required, arid could he achieved bya sysccnrs which: gives an accuracy of I n.m. with fixes not separated by more than 27 minutes or one that gives an accuracy of 0.5 n.m. with Iixcs not separated by itrore than 44 minutes or one that gives an accuracy of 0.25 n.m. with fixes not separated byfi more than 47 minutes or one that gives an accuracy of 0.1 n.m. with fixes not separated by inure than 48 minutes

tabel 1 IMO aanbevelingen voor navigatie nauwkeurigheid

Zoals blijkt heeft men een vereiste R95 vastgesteld die kleiner moet

zijn dan 4% van de afstand tot het dichtstbijzijnde _{gevaar, met een}

maximum van 4 n.m. Bij afstanden kleiner dan 10 n.m. tot het

dichtstbijzijnde _{gevaar worden geen aanbevelingen gegeven, de lokale} omstandigheden van vaarweggeometrie, scheepskarakteristieken en

hydro-meteo gegevens zijn dan mede bepalend voor de vereiste navigatie

nauwkeurigheid.

De beschikbaarheid (availability) _{van een systeem wordt uitgedrukt in} het percentage van de tijd dat het systeem bruikbaar is en heeft dus te maken met periodes "downtime" voor onderhoud _{en door uitvallen.}

1.2. SATELLIETNAVICATIE

1.2.1. Inleiding

Met het lanceren van de eerste kunstmatige satelliet "Sputnik" op 4

oktober 1957 werd de "space age" ingezet. Door medewerkers van het

Applied Physics Laboratory in de VS werd de dopplerverschuiving gemeten

in het door de "Sputnik" uitgezonden signaal. Door Dr. Kershner ₍ de

"father" of TRANSIT) werd het idee geopperd om uit de

Minimum Distance from danger (n.m.) Accuracy required (n.m.)

Accuracy ofpositiort fixing system (n.m.)

0 0.1 0.25 0.5 1 2

Maximum allowable mime since last fix (mm

10 (1.4 12 12 9

-

- -2() 0.8 28 28 27 22 - -3)) 1.2 48 48 47 44 27 -40 1.6 72 72 71 68 56 -50 2.0 100 100 99 97 87 (1 60 2.4 132 132 131 129 12(1 73 70 2.8 168 168 67 165 157 118 80 3.2 208 2(18 2(17 206 98 162 90 3.6 252 252 251 250 242 21(1 100 4.0 300 300 3(t 298 291 26))

dopplerverschuiving de positie van de waarnemer te berekenen.

Dit idee werd verder uitgewerkt en resulteerde in 1964 tot het lanceren

van de eerste Transit satellieten met het doel om Amerikaanse

onderzeeboten wereldwijd van positie informatie _{te kunnen voorzien. (Het}

systeem wordt daarom ook wel Navy Navigation Satellite _{System genoemd,}

NNSS).

Vanwege het grote belang voor de _{commerciele scheepvaart werd het}

systeem in 1967 kosteloos vrijgegeven voor civiel gebruik; _{de kosten van}

het systeem worden nog steeds door de VS gedragen.

Het ttFederal _{Navigation Plan't van de VS vermeldt,}

dat Transit niet

verder door de VS zal worden bekostigd nadat GPS volledig operationeel en geimplementeerd is; _{men verwacht dit rond 1994. Wat de meer dan}

100.000 gebruikers dan met hun ontvangers _{moeten doen is nog niet}

duidelijk. Het is niet uitgesloten dat _{een andere (civiele) organisatie}

het systeem zal overnemen, maar daar bestaat op dit moment volstrekt nog geen duidelijkheid over.

Het "space segment" van het Transit _{systeem bestaat thans (1987) uit}

vier OSCAR satellieten (waarvan er twee operationeel zijn sinds 1967) en twee recentere NOVA satellieten die in polaire banen op een hoogte van circa 1075 km cirkelen met een omloopstijd van circa 107 mm. Eind 1987 zullen nog twee satellieten, de nrs. 30270 en 30290 worden toegevoegd.

Een satelliet is _{voor een waarnemer ongeveer een kwartier boven de}

horizon (athankelijk van de maximum _{elevatie); in die per iode moe ten de}

metingen worden verricht waarna de positie _{op het moment van maximum}

elevatie (transit!) wordt berekend.

0

S. SATCOM (F-5) VS-ALaom AURORA s. SATCON I VS-RCA (F.l) SATCOM 311 VS-RCA (F38) CONSTAM 4 VS-COMSAT General WESTAR 5 vs Western CD _Union SATCOM 2 VS-RCA (F-2(

CD _{RIlE C3 (El Canada}

0 IFLESAT ANtE 3 Canada rt )A-3) TELISAT ANIK.C2 Canada tt IELESAT ANtE 81(4) Canada 2 TE(ESAT CD N CD rt rf (-a. ANtE Mt Canada TEL ESAT (0 = OosterIertle) AMIGO 2 Meoico./ SATCOM tO VS RCA

/

Airrericorn Communications '1 AMIC-O I Meriko --/ _{WESTAR-V VS-Werlemn} Union

ILMUICAHIJA-? lAeorco S?ACEH(TI VS-Southern I'cilrc Sal. Co. ILHUICAHUA-i Meaii.oj 501(02 Canada-Telrsat (STARI VSGtE -Satellite (STAR 2 VS-GTE Slellile USASAT MC VS -T(LSTAR 3* VS-AT 6 T IL TELSTATI-38 VS (05 1 VS-Sateltite_----usmness Systems

j

WESTAR 4 VS-Westemn Union SOS 2 VS-Salellmler" Business Systems CONSTAR I CONSTAR 2 VS -CON SAT General SOS 3 VS-Satellite Business Systems WESTAR 3 VS-Western Union CUNSTAR 3 VS-COMSAT Gemieiit SATCOM 4 VS-RCA

WESTAA I WESTAR 2 VS Western Union

INTILSAT IV A INTELSAT

(F -6) NARISAT 3 VS-COMSAT

(F-?) General

INTELSAT IA-A INTEISAT

LOUTCHP4 USSR VOLNA 1 USSR

/

-STATSIONAR-lO USSR

-

AUSSAT Ill AuslratiA AUSSAT I AustratrO

POTOE-3 USSR---raa (UTC) (OTC)

,

,

27O 0

SAKURA IC-S.) Jaian-NTT NASDA

STATSIURAN-7 USSR

_,_..CzZa Japan AUSSAT It AustraliA _{LOUTCH-4 USSR}

lOIC)

VOLNA-8 USSR

\

,/C/5-20 Japair TCSJ C5( Japan (KATSURA)

-. ----

STATSIONARIS USSR

SAT CDL I Colombia-SmTC0L 2 Colombia

GALAXY? VS-' (MIS A-IBnazmlmA7 $

P010K-I USSR

USASAT BA VS

-i- STATSIOMAN-I I USSR

SBTS A-? BrazrtiA VOLMA 2 IJSSR\ IUSSR (JSASAT U Vs

-

-;,-=____

-USASATOCVS

-

-VOLNA-1 USSR

STAISIONAR.8 USSR 1-SAT ISA

NELVISAT-I Zwmtserlaimd1 LUXSAT Luuembura' INTELSAT IV INIELSAT (F-i) INTELS.AT IV (NIELSAT (P.7) INTELSAT IV INTELSAT INTELSAT V INIELSAT (F-?) INTELSAT V INTELSAT (P.4)

MARECS A IPIMARSAI IRTELUT IA-A ITITELSAT INTILSAT V INTELSAT (F-I)

(F-3( INTELSAT IRA UNTIES-ST (F -4)

Bezetting van de geostationaire baan.

STW-I China

PALAPA-R2 IndonesiA

/

(ERAS 3 USSR IS-? Japan TCSJ GORtZOMT S USSR

[(RAN 5 USSR

180e 0 PAUPA-BI liones

/

(0011001 2 USSR

[(RAM TUSSR

STATSIONAR 14 USSR

'_INSAT-IIlndia 600110013 USSR

,VOLkA IUSSR- -_-- RADUGA ID USSII

-LOUICH-3USSR __-- PALAPA A-I )nilurmes,

_____-- OVOLNA-5 USSR _,,-PALAPA A-? tnrJunesi

-

o 5LOUTCHP3USSR

/

-[(RAN 3 USSR P010(2 USSR MAVISAT 2 VS-cuMS-SIATSIONAR-I3 USSR * Germem. 51W-? Ghuna

IFS) STW-I China

INTELSAT V tNttLSAi

MARICS C IPRMARSAT - (F-I) GB VlZ[NI-5 USSR

RAOUCA B USSR

It tanceren

- recds 9etaiiceerd

IEL[COLRUUNICATI(

DIlmECT BRCADCASTING SATELLITE

o APAD[RE DIJELEINDEN. BIJV NAVIGAIIE PALAPA-83 IndonesiA _[ERAS

In figuur 1.4 is de bezetting van de geostationaire baan getoond, waarin

een groot aantal aanwezige en geplande communicatie- en

navigatiesatellieten voor maritiem gebruik is te zien; o.a. Inmarsat,

Marisat, Gstar en Volna. _{Systemen als Starfix huren een "beam" van}

standaard communicatiesatellieten en gebruiken de draaggolf _{voor de}

codering van het navigatiesignaal.

Systemen die nog in de ontwerpfase zijn, zijn o.a.

GEOSTAR: _{Een commercieel systeem dat gebruik maakt van geostationaire}

satellieten en zich voornamelijk richt op landtoepassingen in de VS (truck-navigation). Behalve positiebepaling levert _het

systeem ook de mogelijkheid van het overzenden van korte

berichten van basis naar ontvanger en omgekeerd.

LOCSTAR: Als Geostar, maar gericht op de Europese markt. _{De Franse}

spoorwegen ondersteunen o.a. het project.

NAVSAT : Een ontwerp van de ESA sinds kort _in

samenwerking met Standard Elektrik Lorenz AG (GRANAS concept)

INMARSAT: Er zijn plaanen om m.b.v. deze _{communicatiesatellieten}

navigatie signalen uit te zenden, _{zie het artikel aan het} eind van dit hoofdstuk.

1.2.2. Berekening van satellietbanen

Benaderingsformules voor de berekening van de kerunerken van een

satellietbaan kunnen als volgt worden afgeleid.

Als we uitgaan van een circulaire baan _{dan blijft de satelliet in z'n}

baan als de gravitatiekracht juist de centripetale kracht opbrengt:

GA m my2 (R+h)2 R+h m = massa satelliet R = aardstraal h = hoogte satelliet A = massa aarde

De constante GA wordt vervolgens als _{p aangeduid.}

Op bet aardoppervlak geldt

IJit (1) en (2) volgt de sneiheid van een satelliet op hoogte h

g

½

V = R

R+h

Voor de omloopstijd T volgt dan:

(R-+-h)3/2

2ir 2ir (R+h)

= 2ir

T=-=

_Rf

Controleer zeif voor R = 6378 km en g = 9.81 m/s2:

Voor de berekening van de "real time" positie _{van een satelliet in haar}

baan zijn bovengenoemde formules ongeschikt. Daartoe warden de wetten

van Keppler gebruikt die worden afgeleid uit de

differentiaalvergelijking van een massa eenheid onder invloed van een

omgekeerd kwadratisch krachtenveld door bet centrale lichaam:

p f. (5)

-

r - 12 -(3) (4) h T v TRANSIT 1075 km 107 mm 7.3 km/s GPS _{20184 km 11 h 57 m 3.9 km/s} CEOSTAR 36000 km 23 h 56 m 3.1 km/s p (2) g

Voor de afleidingen wordt verwezen naar leerboeken betreffende

"Celestial Mechanics".

le wet van Keppler:

Satellietbanen zijn kegeisneden (ellips, parabool of hyperbool) _{met het}

centrale lichaam in het brandpunt. Voor navigatietoepassingen _{die hier}

beschouwd worden komen alleen ellipsbanen in aanmerking. De

poolbaanvergelijking van de ellipsbaan luidt:

r

- 1 + e cos U

a (l-e2)

(5)

waar: (zie ook figuur 1.5)

r = voerstraal aarde-satelliet FS,

u = ware anomalie; _{dit is de hoek tussen de voerstraal en de richting}

van het dichtstbijzijnde punt van de baan (het perigeum) gezien

vanuit het brandpunt F

a _{halve lange as van de ellips} e = excentriciteit van de ellips

e = c = afstand OF

a

Voorts is:

b = _{de halve korte as van de ellips met b = (a2-c2)}

E = _{excentrische anomalie; dit is de hoek tussen de richting van het}

perigeum en het aan de satelliet S toegevoegde punt Q op de

omgeschreven cirkel, gezien vanuit 0, zie fig. 1.5.

Brengen we in het viak van de satellietbaan _{een assenstelsel aan met}

middelpunt F en x'as in de richting van het perigeum dan geldt

= r cos u = a cos E -ae

y' = r sin u = . a sin E = b sin E

fig. 1.5 De satellietbaan Uit (6), (7) en (8) volgen: cos E - e cos

U

-1 - e cos E

I

l-e sin E sin u - ₍₁₀₎ l-e cos E

2e wet van Kepler (perkenwet)

In gelijke tijden worden door de voerstraal gelijke oppervlakken

afgelegd; m.a.w. = constant.

lit de 2e wet wordt de 3e wet van Keppler afgeleid:

De verhouding van de kwadraten _{van de omloopstij den en de derde machten}

van de halve assen is constant

a3 _p

Of p = a3n2 (11)

T2

42

waar n de gemiddelde hoeksnelheid is gezien vanuit 0.

(9)

-De momentele snelheid van een satelliet wordt bepaald door de relatie

2 2

v =ji

-en is dus uitsluitend afhankelijk van r; als r afneemt (mi bij

perigeum) neemt v toe.

Voor de baanberekeningen zijn voorts de volgende begrippen nog van

belang;

- de middelbare anomalie M gedefinieerd door

M = n(t-t) ₍₁₃₎

met to tijd bij perigeumdoorgang.

- de inclinatie 1; _{dit is de hoek tussen equatorviak en baanvlak, zie} figuur 1.6

de klimmende knoop; dit is het punt waar de satellietbaan de equator snijdt in noordwaartse richting

de hoek tussen klimmende knoop _{en perigeum gezien vanuit m.p. aarde}

(w).

- de hoek tussen klimmende knoop

en richting Ram.

In het masssamiddelpunt van de aarde wordt _{een assenstelsel aangebracht} met het XOY viak in het equatorvlak waar de X-as naar de meridiaan van Greenwich wijst en de Y-as naar 90 _{E. Omdat de coördinaatassen met de}

aarde meedraaien wordt dit stelsel "Earth centred, _{earth fixed" (ECEF)}

genoemd.

De _{richting van punt Ram}

(-y) is een ruimtelijk nagenoeg vast punt (snij punt equator en aardbaanvlak). De hoek _{tussen de richtingen van Ram}

en de Xas van het ECEF stelsel wordt GAST genoemd (Greenwich Apparent

Siderial Time); De GAST kan worden gevonden m.b.v.

fig. 1.6 Baanvlak satelliet t.o.v. ECEF assen

Uit de 2e wet van Keppler kan voorts een relatie worden afgeleid

tussen de middelbare en excentrische anomalie:

M = E - e sin E (formule van Keppler) ₍₁₄₎

1.2.3. Het Transit systeem

Nadat het systeem in 1967 voor civiel gebruik werd vrijgegeven werd het

aanvankelijk nagenoeg uitsluitend door (seismische) onderzoekvaartuigen

gebruikt. De toen nog benodigde omvangrijke en kostbare

computerapparatuur was een beletsel voor invoering op de handelsvaart.

Door het kleiner en goedkoper worden van de processoren zijn nu al

handzame ontvangers in de handel voor circa f 3.000,-- zodat het syteem

zelfs voor de pleziervaart aantrekkelijk is.

Het Transit systeem is thans het belangrijkste systeem voor

oceaannavigatie en heeft de kiassieke astro-navigatie naar het 2e of 3e

plan verwezen. Het aantal gebruikers wereldwijd nadert al de 100.000. De

duurdere ontvangers blijven de positie na een "update" als DR-positie

bijhouden. Op het beeldscherm wordt de "DR-time" aangegeven, wat een

aanduiding is van de kwaliteit van de positie. Enkele strandingen zijn

al voor de Raad voor de Scheepvaart behandeld waarbij de oorzaak gelegen

was in bet toekennen van een te hoge nauwkeurigheid aan de op het scherm

aangegeven DR-positie.

- 16

Behalve voor maritieme navigatie wordt het systeem ook gebruikt voor het

positioneren van vaste punten. Hierbij worden twee ontvangers gebruikt:

een op de "site" en één op een bekende locatie. Men spreekt dan van

"translocatie". Na verwerking van de meetgegevens van de

satellietpassages van enkele dagen wordt zo een nauwkeurigheid van ongeveer 0.5 m (95 %) gehaald. Op deze wijze zijn alle boorplatforms offshore ingemeten. De laatste tijd gebeurt dit overigens met behuip van

GPs.

De satelliet is afgebeeld in figuur 1.7. De nieuwe NOVA satellieten wegen 168 kg en zijn uitgevoerd met regelmechanismen voor 3-assenstand

controle en "drag" compensatie waardoor baanafwijkingen verkleind

worden. De "lampekap antenne" is naar de aarde gericht en zendt

draaggolven uit op 150 MHz-12 1KHz en 400 MHz-32 1KHz. Beide draaggolven

zijn Tt 60e _{fase gemoduleerd met binaire informatie, zie figuur 1.8.}

De totale "boodschap" duurt precies 2 mm. en wordt gestart bij het begin van elke even minuut UTC. De boodschap bevat totaal 156 woorden

van 39 bits en een "timing word" van 19 bits, zie figuur 1.9. Alléén kolom 6 kan door de civiele ontvanger ontcijferd worden en bevat de

"orbit parameters" die nodig zijn voor de berekening van de cartesische

coördinaten (x,y,z) voor de begintijdstippen van de even minuten UTC. In

paragraaf 1.2.4 zal worden aangegeven hoe deze berekening in de GPS

ontvanger plaats vindt.

fig. 1.7 De Transit satelliet

Lampshade transmitting antenna Solar panels Stabilization boom Receiving antenna

Fn se

I

o

a

-

bc

Binary one_ Binary zero

period 20 ms I

fig. 1.8 Binaire representatie in Transit satellietboodschap

De eerste 8 rijen van kolom 6 bevatten de variabele parameters, die de

afwijking van de baan vastleggen t.o.v. de Keppleriaanse baan waarvan de

parameters vastliggen in de rijen 9 t/m 22. De parameters in de eerste 8

rijen schuiven na elke 2 mm periode door naar een volgende nj.

Gedurende de satellietpassage wordt maximaal 7 keer een 2 mm periode

data-blok ontvangen. Fouten in de data worden geelimmneerd door

zogenaamde "majority vote".

De baangegevens in het geheugen van de satelliet worden twee maal daags

ververst door een "upload station". Positieberekening vindt bij

navigatietoepassingen dus altijd plaats aan de hand van voorspelde

baangegevens (broadcast ephemeris). Voor nauwkeurige geodetische

toepassingen is het mogelijk om de "post-processed" baangegevens ("precise ephemeris")op te vragen bij het "operation centre".

In de ontvanger wordt over de 2 mm. periode het aantal trillingen geteld (dopplercount) van de verschil frequentie tussen de ontvangen draaggolf en een intern opgewekte trilling. Elke meting levert een

vergelijking op waarin de posities aan het begin en eind van de

meetperiode als onbekenden zitten. Modernere ontvangers meten de

dopplercount over kortere periodes (short-dopplercount) binnen de 2 mm

periode. De kortste periode is circa 4.7 sec. , dit is de tijdsduur van

een nj in de boodschap, zie fig. 1.9; dit is met name het geval bij

geodetische ontvangers. Een veel gebruikte periode in moderne

TYPICAL SATULITE MESSAGE FIXED PARAMETERS ICDOS3 CODE 0011 1 0700 1001 0102 1010 1 0110 3 1011 CIII 4 1100 14.111001407 11447

iWOMINUTE MESSAGE ORGANIZATI ON

4101 IllS IN 70044101111.6 00111 PAN.IJIE1OIX "-I II., 0(0 1*1 .o lOOM (1.7IPIICM. 00111 'II Al IIEICAIIII4OMS 11.2 'II ".4 710001 P111001 AtM 1001104 *44001(2 7(110(0 77(010040004 PIIICU (CCUI?liC 477 010l4*A40I ('IS (440.4.1 ASCIIIOI4IG 4000 PI(C(SSI00(2 4001 C011IE (2 IAt(lItAlI014 CIIIIIWICII 1(24(111401 SATIUIII 101441(4 0051*01 10*0 1104 5114(2 114(110*1100 Il(14144400 7710(1 10101100 I(J.G 10101104 II.AG lIi*C1104 hAG

fig. 1.9 Format van 2 mm Transit data blok

TYPICAL SATILLITE VARIABLE PARAMETERS 20051 7904 26036 20 tO 77027274$ 200062604 000072400 400112134 410261733 470321004 4)0341164 440330034 000 290534 010220234 0701)0034 730020044

MEANING OF FIRST DIGIT

0...0 S..-I 7.0.0 2..'O )..-1

3...9

I..

4 9

fig.1.1O Decodering van de Transit boodschap

Als alleen op de 400 MHz de dopplercount wordt gemeten dan spreekt men

van een 1-kanaals ontvanger; wordt zowel op de 400 MHz gemeten als op de

150 MHz dan spreekt men van 2-kanaals ontvangers. Het voordeel van de

duurdere 2 kanaalsontvanger is, dat de fout in de dopplercount

tengevolge van signaalvertraging in de ionosfeer berekend kan worden. In

de 1-kanaal ontvanger wordt deze Lout geschat aan de hand van een

gemiddeld ionosfeermodel. Het verschijnsel kan aldus verklaard worden.

INtERPREtATION

21010214$

PERIGEE

ANGII OF PERIGEE

APPLIES TO PREVIOUS TIME MARE *HER( TIME IS I

AN INTEGER MULTIPLE OF 4 MINUTES I

FIRST DIGIT OF -27 I0I._.. 020 274 _ Q7 L02Ø OEG L .214 EM -01 "0' NUMBER .S( .A4

0.-C 5.0

I.-4

7.3 7..?

3..? $.t3

4..$

049160940[ TIME Of Pt BIG(E'49I 6004 MINUTES UBS.40260[MIAN MOTION 3 3604026 0(01174 SI000I170[ ARGUMENT Of PERIGEE . ISO OIl? 0(6 100191.330 ('TThF CHANGE OF ABOVE 00198.33 D(G'MiN 000022690 [ICC NTRICITY 0002269

107464070[j(MI.M*JOR AXIS 14640? kM

1O3673600bjGHT ASCENSION OF ASCENOING NIJOE 36 7360 OIGI 600007140 [RAT( 01 CHANGE OF ABOVE .001)020.4 OEG'MT"'1 000067000 [TE OF INClINATION .0006700

$14050900 [RIGHT ASCENSION 01 GRE (6271CM III 5596 OEG

ni

-2 3

NOSPH(RE

LOG10Ne(cm-3)

fig. 1.11 Gemiddelde dichtheid van de vrije electronen als functie van

de hoogte PROTOP4OSPH(RE IEIjOSPI(R( F2 AcI ..._-F'

C

0 I I I 4 5 6

Door inwerking van de zonnestralen, met name door 1JV en röntgen stralen,

zal op hoogtes groter dan circa 50 km (daaronder is de intensiteit van

de straling door absorptie verminderd) een deel van de aanwezige

gasmoleculen worden geioniseerd d.w.z. gesplitst in ionen en vrije

electronen.

In figuur 1.11 is de gemiddelde dichtheid van de vrije electronen te

zien als functie van de hoogte. De voile lijn is de situatie overdag, de

gestreepte iijn geeft de situatie 's nachts aan. Onderscheid wordt gemaakt tussen de D, E en F laag. Door zonsactiviteiten (zonnevlekken

etc.) kan de werkelijke situatie aanzieniijk verschillen van de

gemiddeide situatie.

Het e.m. veld van de radiogoif verliest energie in de ionosfeer waardoor

de groepssnelheid Cg afneemt. De fasesneiheid C neemt daardoor toe

i.v.m. de relatie C C = c 2

waar C de lichtsnelheid in vacuum is.

gp

0 0

C

Voor de fasesneiheid C geldt dat C = , waar n de brekingsindex in

p p n

het medium is. Voor de ionosfeer geldt voor het betrokken frekwentiegebied in goede benadering:

- 20

-40N

e f2

40 N

d(A)

_d

(1-

e ) dx

dt

C

dt

j

°

A 40 d

Cf

(TEC) 0 0

waar TEC de titotal electron contenttt is in een kolom met 1 m2 doorsnede

( 1018 op

gematigde

breedten).

Doordat

de TEC

in plaats

en tijd

varieert,

wordt

_{de gemeten dopplerfrekwentie verontreinigd door de}

2e

term (voor

(TEC) = 10's is de extra

d

1 Hz op het 150 MHz signaal).

Door op het 400 MHz en 150 Mhz signaal f' te meten, kan de

(TEC) uit

de

_{twee vergelijkingen worden opgelost, waarna het}

_{400 MHz signaal}

gecorrigeerd

wordt

voor

de

ionosfeer

effecten.

Overigens

wordt

in

nauwkeurige geodetische ontvangers nog gecorrigeerd voor de brekingsindex

in de troposfeer die groter is dan 1, en afhankelijk is

van temperatuur,

luchtdruk en (water) dampdruk.

Voor de uitwerking van de meetvergelijking definiëren we de volgende

begrippen:

Nk

= dopplercount in

ke

periode

= uitgezonden frekwentie (transmitted)

ontvangen frekwentie (received)

fg

= in de ontvanger opgewekte frekwentie (ground) = 400 MHz

RK

= afstand ontvangstantenne

tot

satelliet aan het begin van de ke

zendperiode tk

Atk = looptijd van tttiming mark't van het begin van de

ke

_periode

At

_{= zendperiode = tk+1}

_-

_tk

f

_d

=f -f

g

r

B

waar N

het aantal vrije electronen per m3 is.

B

De "optische'T weglengte van A naar B is per definitie R =

n(x)dx.

De faseverschuiving over AB wordt dan gegeven door

A

B R

f

I

tx(t) = 2?r

= 27r

n(x)dx

0)

A

De dopplerverschuiving

De dopplercount in de ke periode is dan, zie ook fig. 1.12: t

+At

k+1 k+1

Nk=

J

fd(t) dt (16) tk + Atk t t +At k+1 + At k+1 k+1 k+1 £ dt - £ (t) dt ofwel g r tk +Atk tk+Atk N = £ At + £ (At - At ) - £ At t k g g k+1 k

De overgang van de laatste term volgt uit het feit dat evenveel

trillingen uitgezonden worden als ontvangen in een meetperiode (de

ontvangst-meetperiode is ongelijk aan de zend-meetperiode!).

Hiermede wordt de meetvergelijking:

f g

N =(f -f) (t

_{-t)+--- (+lRk)}

k g t k+1 k C

0

Voor een stationaire ontvanger geldt, dat in elke meetvergelijking

dezelfde drie onbekenden zitten t.w. : de positiecoördinaten van bet

fasemiddelpunt van de antenne en de oscillatiefrekwentie van de

ontvanger £ . De zendfrekwentie f wordt door een atoomoscillator

g ₁₁ t

opgewekt en is zeer stabiel (10 ); bovendien staat de correctie op de

nominale zendfrekwentie (frequency offset) in regel 22 van de boodschap.

Het stelsel meetvergelijkingen wordt gelineariseerd rond de aangenomen

(gis)

_{positie (, X) en de aangenomen frekwentie f}

_{volgens een le}

orde Taylor ontwikkeling. Het stelsel lineaire vergelijkingen wordt vervolgens opgelost d.m.v. de kleinste kwadratenmethode (zie college MT

612); de oplossing geeft na enkele iteraties L, L1A en Af die worden

opgeteld bij q0, en f. RECEIVED P REOUENCY 1*3 ORBIT GRQ)NDREERENC( FREQUENCY N1 _{f 1R)1I -(IG.IT)(t2.II). *(R2-Rl)} R,/C N4 N5 SATELLITE 400 MHz * TRANSMITTED FREQUENCY 399 968 MHz DOPPLER SHIFT

fig. 1.12 Dopplertellingen in de meetverge1iking van de transit

ontvanger

Voor een bewegende ontvanger, zoals bij navigatie altijd het geval is,

wordt de positie op één tildstip (tijdstip van doorgang) als onbekende

aangenomen. De posities op de andere tijdstippen worden bepaald d.m.v.

de DR informatie.

Fouten in de opgegeven koers en vaart hebben een sterke invloed op de

berekende positie op het tijdstip van doorgang. Uit simulaties is

gebleken dat 1 kn vaartfout gemiddeld een positiefout van 0.2 n.m.

geeft. Figuur 1.13 geeft de fout in positie aan ten gevolge van 1 kn

noordwaartse vaartfout als functie van de maximum elevatie.

De navigatieontvanger geeft en zogenaamde 2D-oplossing, dit betekent

dat de hoogte van de antenne boven de WGS-72 ellipsoide bekend moet

zijn. De hoogte van de geolde (gemiddeld zeeoppervlak) boven de

ellipsoide is bekend, zie figuur 1.14; deze gegevens zijn in de computer

opgeslagen. De antennehoogte boven gemiddeld zeeniveau moet in de

ontvanger worden ingevoerd.

Een fout in hoogte zal zich in de oplossing uiten in een fout in lengte.

De afstanden R uitgezet vanuit de satelliet verschuiven immers in E-W richting als overgegaan wordt op een ander hoogtevlak, zie figuur 1.15.

Bij satellieten met grote maximum elevatie werkt deze fout het sterkst

'2 '3

*4

'5

>.. -WL) -4 i.5O

<45

-Q

I.-. .40-

-MAXIMUM SATELLITE ELEVATION ANGLE (DEGREES)

fig. 1.13 Positiefout door 1 kn noordwaartse vaartfout

15O 18O 15O 12O 90b 6O 3O O 3O 6O 9O

fig. 1.14 Ceolde hoogte boven WGS-72 ellipsoide

z.30

.I0 .25 LONGITUDE ERROR .20 -c.15 -.05 LATITUDE ERROR U- 0 - __i______i_____ - -9 I Q 80 70 60 50 45 40 35 30 25 20 15 rn 6 .90 i i r r -- -r .8O .70

Antenna height Earth Longitudinal lI II II

XI

error 100 90 80 70 60 50 40 30 20 10 0 5 SATELLITES 6 SATELLITES MID-1978 CONDITIONS I53OAYSOFALERTS

PASSES ACCEPTED FROM 8°

TO 70° ELEVATION ANGLES

Rx = Rx1

-

Ax

.-Longitude

displacement

-.

fig. 1.15 Invloed van fout in antenne hoogte boven ellipsoide

Het tijdsinterval tussen twee opvolgende bestekken hangt af van de

breedte. In figuur 1.16 is de gemiddelde tijd tussen twee bestekken

aangegeven als functie van de breedte (voor 1978)

Ifi 20 30 40 50 60

LATITUDE IDEGREES)

70

sv

-q

fig. 1.16 Cemiddelde tijd tussen twee satelliet bestekken als functie

Het werkelijke tijdsinterval tussen twee fixen hangt af van de

onderlinge hoekafstand van de satellietbanen. In figuur 1.17 is de

situatie per 1 augustus 1984 aangegeven met de precessiesneiheid in

graden per jaar erbij.

Als twee satellietbanen te dicht bij elkaar komen treedt interferentie

op van de

uitgezonden signalen en wordt één van beide satellieten

tij delij k uitgeschakeld.

Overigens is nog een groot aantal NOVA transit satellieten in voorraad.

Het ligt in de bedoeling daar eerstdaags een aantal van te lanceren

zodat de tijdsintervallen tussen fixes zal verkleinen.

Earth rotation 5.4 No.48 No.13 Nova - 27' 20 _{-3 2}

Orbital precession shown in degrees per annum

Line of Aries No. 11 No. 20 No. 14 - 13.6 No. 19 Satellite numbers

are all pre-fixed 30. ie; No. 19 = 30190

North polar view

fig. 1.17 Transit satellietbanen per 1 augustus 1984

Zolang de satelliet onder de 7 elevatie is wordt geen signaal gevolgd,

omdat de fouten ten gevolge van straalbreking in de troposfeer dan te

groot zijn.

Satellietpassages met een maximum elevatie van minder dan 10' zullen in

het algemeen te weinig dopplercounts opleveren voor een betrouwbare

oplossing. Overigens hangt dit van de meetperiode af en van de verdere

Satellietpassages met een max. elevatie groter dan 80' worden ook niet

gebruikt. De LOP's van de metingen lopen dan immers alle nagenoeg E-W

zodat geen betrouwbare lengte bepaling mogelijk is.

De 95 % nauwkeurigheid van een één kanaalsontvanger is onder dynamische

omstandigheden en bij goed bekende koers en vaart over de grond beter

dan 0.5 n.m. Voor een twee kanaalsontvanger is dit 0.1 n.m. Voor

geodetische ontvangers in de translocatie mode is de nauwkeurigheid beter dan 1 m na integratie van meerdere satellietpassages.

1.2.4. Het "Global Positioning System", G.P.S.

In 1973 werd in de VS de projectgroep NAVSTAR-GPS opgericht met

ver-tegenwoordigers van de US Air Force, Army, Navy, Marines en Defence

Mapping Agency.

De betekenis van de afkorting NAVSTAR is "Navigation by satellite timing

and ranging"; afstandmeting dus door zorgvuldige tijdsynchronisatie in

het gehele systeem van zenders en gebruikers.

De doelstelling van het systeem is "weapons delivery system"; het is

daarom primair een militair systeem dat ontwikkeld en betaald wordt door

de VS, hoewel ook andere NATO vertegenwoordigers in het project team

deelnemen. De totale kosten van het project helopen circa 30 miljard ITS

dollar.

Vanwege het grote belang van GPS voor civiele navigatie en geodetische

toepassingen is door de Amerikaanse Overheid besloten om GPS ook

toe-gankelijk te maken voor civiele gebruikers.

Aanvankelijk heeft men nog overwogen om "user charges" te innen, maar

daar is (voorlopig) van afgezien.

De belangen van de civiele gebruikers worden in het projectteam

behar-tigd door een vertegenwoordiger van het US Ministry of Transport. Eind

1987 is in de VS het Civil GPS information Center (CGIC) geopend, die informatie betreffende GPS aan civiele gebruikers beschikbaar stelt.

Het systeem levert aan een "properly equiped user" wereldwijd, continu

en onafhankelijk van weersomstandigheden:

- 3 D positie of 2 D positie bij bekende hoogte

- 3 D (of 2 D) snelheidsvector

- tijd (GPS time UTC)

Het systeem is bedoeld voor navigatie van zee- en luchtvaartuigen

aismede voor voertuigen te land en zelfs voor personen ("manpack-receiver").

Doordat GPS primair een militair systeem is, zal het nooit het enige

wereldwijde navigatiesysteem voor civiel gebruik kunnen worden.

Toegankelijkheid van het systeem in tijden van internationale spanningen

wordt door vele deskundigen in twijfel getrokken. Dit is mede de reden

waarom de ESA (European Space Agency) een eigen civiel

-gatie-systeem NAVSAT ontwikkelt.

Er kunnen in het GPS systeem drie systeemonderdelen worden

onder-scheiden:

- Control segment (grondstations) - Space segment (satellieten)

- User segment (ontvangers/gebruikers)

PLANNED CONSTELLATION: 6 PLANES. 550 INCLINATION 1$ SATELLITES PLUS 3 SPARES

DOWNLIHK DATA CODED RANGING SIGNALS POS1TION INFORMATION ALMANAC USER SEGMENT SPACE SEGMENT UPLINK DATA SATELLITE EPHEMERIS (position) CONSTANTS CLOCKCORRECTIQN FACTORS ALMANAC

fig. 1.18 De drie seginenten van GPS

Ret Control Segment bestaat uit, zie fig. 1.18:

Master Control Station (MCS) in VandenBerg Cal. waar alle

baanbe-rekeningen, berekeningen voor klokcorrecties en

ionosfeerbereke-ningen worden uitgevoerd.

Upload Station (US) na elke satellietomloop (circa 12 uur) worden

vanaf hier de nieuwe baangegevens, klokcorrecties en

ionosfeerge-gevens uitgezonden en in het computergeheugen van de satelliet

geInj ectee rd. MONITOR STATIONS

/

L SEGMENT :ONTR0 MASTER CONTROL GROUND ANTENNA STATfON

(iii) Monitor Stations (MS); er zi:in vier stations met voldoende

geogra-fische spreiding (Hawaii, Guam, vandenBerg en Alaska) om de banen

van de satellieten nauwkeurig te kunnen berekenen uit de

meetge-gevens van de MS. De meetgegevens van de MS worden doorgestuurd

naar MCS voor verwerking.

MONITOR STATIONS

CONTROL SEGMENT

L LIOP4ITOR XJ $TATION GROUND ANTENNA

,/ASTEn

CONTROL STATIOKI 1COLLECT

7

PSEUDORANDOM RANGE 'ACCUMULATED RANGE

\

'ENVIRONMENT DATA 30

-/

\

GROUND ANTENNAS TRANSMIT 'NAVIGATION DATA COMMANDS COLLECT 'TEL EM El R V MASTER CONTROL STATION NAVIGATION CONTROL 'EPHEMERIS & CLOCK SATELLITE CONTROL SV

'COMMAND/STATUS

OPERATIONS CONTROL

'NETWORK CONTROL 'MISSION SCHEDULER 'CONTROL & DISPLAY

fig. 1.19

ITet control segment van GPS

SPACE SEGMENT

Met Space Segment zal in de uiteindelijke configuratie bestaan uit 18

satellieten plus drie actieve reserve satellieten, zie figuur 1.3. De

satellieten worden verdeeld over 6 banen met elk een inclinatie van 550

t.o.v. de equator. In elke baan is het hoekverschil van de drie

De klimmende knopen van de banen verschillen 600 _{in lengte. De hoogte}

van de satellieten is circa 20.000 km boven het aardoppervlak; de

omloopstijd is circa 11h57m _{Recentelijk is gepubliceerd, dat overwogen}

wordt om na 1992 3 extra satellieten te lanceren i.v.m. reduridantie.

Op dit moment (1987) zijn 10 experimentele GPS satellieten gelanceerd,

waarvan er nog 6 operationeel bruikbaar zijn, zie figuur 1.20 en 1.21.

Door de ramp met de space shuttle "Challenger" is het

lanceringsprogram-ma aanzienlijk vertraagd. Recentelijk is een nieuw lanceringsprogramlanceringsprogram-ma

gepubliceerd, zie tabel 1.2.

15-20 1 Dec 90 - 1 Jul 91

2 D navigatie zal midden 1990 mogelijk zijn (12 satellieten), terwiji midden 1991 het systeem volledig operationeel zal zijn. Figuur 1.22a

geeft de elevatie van de GPS satellieten als functie van de tijd voor

Delta II Shuttle

Launch Date Vehicle Launch Date Vehicle

1

15Oct88

_{1 21 Jun89} 2 15 Jan 89 2 21 Jun 89 3

1Apr89

3

21Sep89

4

1Jun89

4

21Sep89

5

_15Jul89

5

4May90

6

1Sep89

6

26Jul90

7

15Oct89

7

25Oct90

8-14

15Dec89-lDec9O

8 14 Feb 91

TAIBEL 1.2 _{SCHEDULE FOR}

GPS LAIJNCILES

14 April 1987

Amsterdam op 20 juni 1986, terwiji figuur 1.22b het aantal satellieten

boven de horizon geeft op een lokatie in de Noordzee op 10 september

1983.

NA VST AR

SATELLITE CONSTELLATION STATUS

21e Pt.ANC

NAVSTAR GPS

CONS TELLII TION

'5

/210

DES. LIFE 5 YRS 14H0 - 4 YRS N A V S YEAR

'A

78 80 NA 4

1 77IXXXXXXXXI

72

£ 3 9 4

AVG ACT LIFE - 5.0 YRS

NOW 82 84 6 B LPJfJ'd'J LTfZZZ/7ZZZZZJL FYZJf1TZI

+N/A+ X s/X

X

N/A+

+ + X

XH/A +

H/A ./

+ +'

EXLEDS NONTS ETS FO{TS $ARGINAL NOT L5ABLE NOT At.iCA8LL

fig. 1.20

GPS satellieten per aug.

1987

a

120 PU1NC

AS O( 20 MAR 6

Fig. 1.21

GPS configuratie op 28 maart

1986

32

-AS OE: 28 AUG 87

3$,,

114/

A.iiti

I I I V

Fig. 1.22a Zichtbaarheid GPS satellieten in Amsterdam op 20 juni 1986

55°N 4°E NORTH SEA

NAVSTARSVNR 3 4 6 8 9 10 11 PRNNR 6 8 9 11 13 12 3 90 80 -z 70 0 < 50 > 'U -J 40 30 20 10 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 TIME (CMI)

Fig. 1.22b Satellietzichtbaarheid in de Noordzee op 10 september 1983

)'

VISIBILITY NAVSTAR SATELLITES _{LOC.:NLR AMSTERDAM}

(SUBTRACT 4 3.4' PER DAY LATER) _{LAT: 52.35} LOU: 4.64

PARAMETER: PRN NUMBER DATE: 20 JUNI 1986

12 15 18 21 24

34

-Een gerichte antenne verzorgt de uitzending naar de aarde _{en directe}

omgeving, zodat ook lage satellieten CPS voor navigatie kunnen

ge-bruiken. Er wordt uigezonden op twee draaggolven _{waarvan de frekwenties}

afgeleid worden van een uiterst stabiele cesium kiok _{met een stahiliteit}

van circa io-13 _{sec/sec. De basisfrekwentie f0 is 10.23 MHz.}

De draag-golffrekwenties zijn:

L1 = 154 f0 1575.42 MHz

L2 = 120 f0 = 1227.60 MHz

De draaggolf L1 is ± 90° bifase gemoduleerd met een zogenaamde P-code

(precision-code) met een frekwentie van 10.23 MHz en een CA-code ("clear

access", ook wel "coarse acquisition") met een frekwentie van 1.023 MHz.

De draaggolf L2 is alléén met de P-code gemoduleerd.

Om toegang te krijgen tot het signaal is het noodzakelijk om de genoemde

code(s) in de ontvanger eveneens _{op te wekken. Voor civiel gebruik mag}

alleen van de CA-code gebruik worden gemaakt.

Voor militaire doeleinden wordt de P-code gebruikt (authorized users).

De hogere nauwkeurigheid van de P-code ontvangers ligt niet _{zozeer aan}

de hogere resolutie van de P-code, maar _{aan het feit dat op twee}

fre-quenties (L1 en L2) ontvangen wordt waardoor de ionosfeer vertraging "on

line" wordt berekend.

Aanvankelijk is men er wel van uitgegaan dat een CA-code ontvanger een

factor 10 onnauwkeuriger zou zijn dan de P-code ontvanger. Door de hoge

meetresolutie van de moderne electronica is dit niet meer het geval.

Hierdoor is de positienauwkeurigheid van een CA-code navigatie ontvanger

slechts een factor 2 onnauwkeuriger dan de P-code ontvanger. Dit heeft de defensie deskundigen in de VS dermate verontrust, dat men besloten

heeft de nieuwe generatie GPS satellieten uit te rusten met een

"veront-reiniger" die aan het CA signaal een "random" ruis toevoegt waardoor de

positienauwkeurigheid afneemt tot een gegarandeerde 100 m (95%). Men

spreekt dan van "selective availability".

Aan de CA-code ontvangers wordt op deze wijze de "Standard Positioning

Service" aangeboden(SPS) met een 2 D nauwkeurigheid van 100 m 2 drms,

terwiji aan de P-code ontvangers de "Precise Positioning Service" (PPS)

wordt aangeboden met een 2 D nauwkeurigheid van 18 m 2 drms. De verti-kale nauwkeurigheid is 174 m en 32 m 2 drms respectievelijk voor SPS en

Door de PSK-modulatie (phase shift keying) wordt energie in het

uit-gezonden signaal uitgesmeerd over een breed frekwentiegebied, zie figuur

1.23; men spreekt daarom van een "spread spectrum signal". Het maximale

energieniveau ligt nog onder het gemiddelde ruisniveau.

Alleen als het signaal "despread" wordt, kan het ontvangen worden; dit

gebeurt door correlatie van de ontvangen code met de identieke code

zoals die in de ontvanger wordt opgewekt.

-10.23 MHz

Ce-c ode (sine phase)

1575L MM

/

Fig. 1.23 Spread spectrum L1 signaal

In figuur 1.24 is aangegeven hoe op het moment van nuldoorgang van de

draaggolf de code verspringt. Doordat in de satelliet draaggolf en code

van dezelfde oscillator worden afgeleid is steeds een vast aantal

draaggolven binnen een +1 of -1 van de code (L1 = 154

f0

en CA = 0.1

f0). Een +1 of -1 van de code wordt "chip" genoemd.

Vermenigvuldigen van PSK gecodeerde signalen is te vergelijken met

binair optellen, zie figuur 1.24.

.10

P-code (cosine phase)

23 MHz

154 f

_{1575,42 IHz} L2

_{120 f}

1227.60 MHz 0 AF SIGNAL. LEVEL (minimum valuu ricaivsd)

FREQUENCY PRN SIGNALS C/A NORMAL MODE Id SW) (deW) -163 -163 12

-Il

o -166 TRANSMISSION BANGS

DATA LINK FREQUENCY

(MHz).

L (downiink) 1575.42 12 (downlink) 1227.5

0101 TAL

Fig. 1.24 PSK-signaal (± 900)

Als ontvangen code en ontvanger-code in de correlator van de ontvanger

met elkaar verrnenigvuldigd worden, zal het product van de signalen

ge-middeld nul opleveren als de codes méér dan 1 chip uit elkaar liggen

(pseudo random noise PRN).

De code en de frekwentie worden om beurten tijdens de "lockprocedure"

zolarig verschoven tot er correlatie ongelijk nul optreedt. Daarna wordt

met een fijnregeling de eigen code zodanig verschoven, tot de correlatie

maximaal is en blijft: de codes lopen synchroon.

Omdat de code in de ontvanger met de eigen oscillator (=klok) wordt

opgewekt is de aankomsttijd (T0A = time of arrival) van elke chip in de

ontvanger bekend (in ontvangertijd!)

Omdat ook het tijdstip van vertrek uit de satelliet van elke chip

vastligt, is de looptijd van het signaal bepaald.

ANALOG A B _A®8 0 0 1 0 1 0 1

1_i

0

Cu)

Cit -0.5 1)

Cit-I)

N 2' .1

Fig. 1.26 _{Correlatiefunctie van twee identieke digitale signalen}

We komen nog even terug op de vertrektijd van een chip.

De zogenaamde GPS-tijd (nagenoeg UTC) begint steeds te tellen vanaf nul in de nacht van zaterdag op zondag te 0000 uur; GPS tijd is dus altijd

modulo (604800 sec.).

Vanaf GPS tijd nul wordt iedere miliseconde _{een volledige CA-code van}

1023 chips uitgezonden, met 1540 draaggolven per chip.

De P-code is veel gecompliceerder en duurt 38 weken waarvan alleen de

eerste week gebruikt wordt.

In figuur 1.27 is aangegeven hoe de CA-code wordt opgewekt.

De code op de draaggolf dient dus alléén om nauwkeurig de TOA van een

spread spectrum signaal te meten.

correlation 8/8

correlation £/8 0.5

correlation 0/8.0

Clock

I073WHI

L

s-code generacor

Fig. 1.27 CA-code generator

Behalve met de code is de draaggolf _{tevens gemoduleerd met de binaire}

informatie van de zogenaamde "boodschap".

Deze boodschap is 30 sec. _{lang en bevat 1500 bits aan gegevens, waarvan}

vier blokken van 300 bits voor navigatiegegevens _{zijn bestemd, zie}

figuur 1.28.

Blok 1 bevat 8 parameters cs. t/m , zie figuur 1.29, voor de

bereke-fling van de _{ionosfeervertraging. Ret 8-parametermodel is nogal}

gecompliceerd, daarom wordt voor wat eenvoudiger _{ontvangers een}

gemid-delde vertraging voor de hele aarde _{gegeven door de parameter TCD.}

Ontvangers die zowel op L1 als L2 ontvangen (authorized users!), bere-kenen zeif de ionosfeervertragirig. _{De looptijd van het signaal wordt}

bepaald door de groepsnelheid Cg = nCO3 waar n in de ionosfeer gegeven wordt door formule (14). De looptijd t' is daarom

R R

4OTEC

fRd+

2 0

waar t = looptijd in vacuum

R = afstand

= vertraging door ionosfeer op frekwentie f ( 50 ns).

38

-ID

0

.-

cocLe

WE

.5 300 BITS

I

I

2

300 8113

±

.3 300 BITS

I

MESSAGE UL.00K AND DATA BLOCK DATA CLOCK U MS U N 10(8) 16) 1T8) $1116) 11(16) 1EAL1H

iT

A. U. A, IA,! P p p p P p P P P

TLM, HOW, B OTHERS MARKEDTM USE

S WORE BITS IN PARITY CHECK.

Fig. 1.28

Configuratie van GPS data blokken

1

300 BITS

PS SIGNAL DATA FRAME CONTENT DATA BLOCX I EACH WVRO IS A

RD-6 P-BITS ARE J$(O IN PARIT'? CHCCXS MS? LSB 0 P TLM (22) HOW (22)

-

P SPARE(24) P _SPARE(24)

j) .(0)

(8) P .(8)..,(8)..,(8) ,(Q)/?,(B) $,(0)] .,(8),ft,(8),p(8) p,(81 /7,(R1 1NC P _{.8,(BL$,(8).TGD(8)} AODC T0C(I6) AODC(8),TOC(16)

A,(8),A,(16) s*.(22) TM P '.122) oP S BIT COUNT IN PARENTHESES (N) TLM(22) 110W (22) AOOE(B). Co, ((6) AN(16) I 1M.(32) CUCO6) I jE(32) CUS(I6r 1/1(32) TOE (I6).SPARE(6) TLM(22) HOW(223 A CIC(I6) I BLOCK U

jn.

(32) C1s(l6) I 1. !.(32) CRC (16) 1 1 .(32) 11 (24) AOO(8), SRREO4!_L_ BIT COUNT IN PARENTHESES (N) %f SSAGE S-MESSAiLOC)( TLM (22) HOW (22) ID(8), (116) TDA(8), $I(I6) 11(16). HEALTH(8) ,/(24T DATA A. (241 BLOCK (24) (ROTATES) M.(24) ALMANAC A,(8), A,(8), SPARE (6) BIT COUNT IN f'*RENTHESES (N)

T

DATA BLOCK I MS8 1-SB 300 BiTS

Trekken we de looptijden van L1 _{en L2 van elkaar af, dan} t' - t' 2 1

f2

40 TEC

-

_Cf

2

L2

f

ol

2 we rking.

De parameter AODC geeft de "age of data" met _{een maximale "range" van}

219

6

ongeveer sec., wat overeenkomt met ruim dagen. Onder normale

omstandigheden worden de gegeveris echter elke 12 _{uur ververst door het}

ULS.

Parameter No. of bits _{Scale factor Range Units}

spare ₂₄

-

-spare ₂₄

_-

-8

231

_{±2_24}

_sec 8

2-31

±2_24 sec 8

229

±2_22 sec 8

2-28

±2_21 sec 8 28 _{±215 sec} 8 2 ±216 sec 8 210 ±217 sec 8 212 ±219 sec TGD 8

231

±2-24

sec AODC ₈ 211

219_24

sec 16 2 220_24 sec a2 ₈

_{±2_48}

sec/sec2 a1 _{16 ±2_28} sec/sec a0 ₁₂

_2-32

sec

Fig. 1.29 _{Gegevens in blok 1 van de GPS boodschap}

zodat de vertraging op L1 volgt uit:

= 1.5457

(t _-

t)

(19)

ver-De laatste vier parameters van blok 1 _{hebben betrekking op de klokfout}

van de betreffende sateiliet ten opzichte van GPS-tijd.

Voor tijdstip t geldt een klokfout

Lltg die gelijk is aan:

Lit

=a+a (t-t )+a (tt

)2

SV o 1 oc 2

Deze correctie wordt in de ontvanger berekend om de TOD (time of

depar-ture) van een zekere code chip te corrigeren.

De looptijdmeting met de diverse tijdschalen is uitgezet _{in figuur 1.30}

waar op tijdstip to (SV-tijd) een "event" wordt uitgezonden; In _{GPS tijd}

is het dan ti.

De TOA wordt gemeten op de ontvangerklok; in GPS-tijd is dit _t3.

De looptijd is dus:

t -t

₃₁

= (t t ) + (t t ) - (t t )

₃₂

_2o

₁₀

= gemeten looptijd op ontvangerklok

= tijdfout van ontvangerklok

ti-to = tijdfout van satelietklok (zie formule 20).

Ltu

it

it,(sv,

:3

Fig. 1.30 Tijdschalen bij GPS looptijdmeting

De gemeten looptijd t3t1 wordt vervolgens gecorrigeerd voor

ionosfeer-vertraging waarna vermenigvuldiging met _{de voortplantingssnelheid in}

vacuum de volgende uitdrukking geeft:

R = co((t3_t2_TGD) - Litsv) + C (t2-t) of

USER TIME

SV TIME

*

R = R +b

(22)

R = range

= pseudo range

b = klokfout in meters van de ontvangerklok

Dit is de niet lineaire meetvergelijking _{van de GPS waarneming met als}

onbekenden (x, y, z, b) voor 3 D navigatie en (x, _{y, b) voor 2 D}

navi-gatie.

Voor 3 1) navigatie zijn daarom minimaal 4 zichthare _{satellieten vereist}

en voor 2 D navigatie (bekende hoogte) minimaal _{drie. Met de huidige}

beperkte beschikbaarheid, zie figuur 1.22, _{kan de bruikbare periode}

ver-lengd wordei, door gebruik van een Cs-klok in de _{periode dat slechts}

twee satellieten boven de horizon zijn. De _{omgevingsfactoren aan boord}

van een schip zijn echter niet zo vriendelijk _{voor Cs klokken; de}

stabi-liteit onder laboratorium omstandigheden wordt _{aan boord bij lange niet}

gehaald.

Tijdens experimenten door Intersite _{Surveys in Haarlem bleek een Cs-klok}

aan boord gemiddeld 4.5 m per uur te verlopen. Met daarop een ruis van

enkele meters per uur.

De blokken (sub-frames) 2 en 3 bevatten de _{baanparameters van de}

sate-liet op tijdstip toe (time of ephemeris). Hiermee worden de "earth

centered, earth fixed" (ECEF) coordinaten _{van de satelliet op het}

tijds-tip t van meting berekend (=TOD _{van meetchip).}

De volgorde van berekening _{is hieronder aangegeven, waarhij}

verwezen

wordt naar de baanformules zoals eerder _{afgeleid; zie ook de figuren 1.5}

en 1.6.

halve lange as 3e wet van Keppler;

3.986008x10'4

is tijdverschil met "time of

epheme ris"

geeft gecorrigeerde gemiddelde hoeksnelheid

middelbare anomalie op tijdstip t (GPS tijd)

geeft na iteratie de excentrische anomalie

ware anomalie volgens formule (9)

M = N0 + fl _tK

M =

E -

e sin E

cos u

Parameter bits Scale (LSB) Range Units

AODE 8 211 219_2h1 _sec Crs 16 2 ±210 An 16 ±2_28 semic/sec M0 32

231

±1 semic Cuc 16

229

±2_14 rad e 32 0.5 scalar 16 2-29 ±2_14 rad , A ₃₂

219

13 toe 16 2 220_24 sec spare 6 - - -Cic 16 2-29 ±2_14 rad 0 32 2-31 _{±1 semic} C 16 2-29 ±2-14 rad io 32 2-31 _{±1 semic} Crc 16 2 ±210 32 2-31 _{±1 semic} 24 ±2_20 semic/sec idot 14 ±2_30

Fig. 1.31

Gegevens in blok 2 en 3 van de GPS boodschap

1.

a =

(IA)

2

2. no a

3. tK = ttoe

9. = u + w _{baanlengte vanaf klimmende knoop} (Su = C sin 24) + C cos 24) correctie op ware amonalie

us uc

(Sr = C sin 24) + C cos 24) correctie op voerstraal

rs rc

(Si = C. sin 24) + C. cos 24) correctie op inclinatie

is ic 4) = 4) + (Su r = a (1 - e cos E) + (Sr forrnule (8) i = i + t . idot + (Si 0 K X = r cos ₄₎ y' = r sin ₄₎ = Q + C t - t 0 K e

fx\

(x' (cos ç -sin ç

o\fi

0 0

\fx'

19. y )= R3 (-Q) R1 (-i)

t'

_{= Lsin}

cos Q

₀₁₁₀

cos I _{-sin lilY'}

zJ

t,0

' 0 0

iI\0

sin i cos

x = cos ç - y' sin cos i

y = x' sin 1 + y' cos Cos i (23)

z = y' sin i

In het laatste blok van de "data", in subframe 5, worden de grove

baan-parameters en klokfouten gegeven van het satelietnummer dat gegeven is

in ID, voor het tijdstip toA (time of almanac).

Om beurten worden de gegevens van alle overige satellieten door elke

satelliet uitgezonden, zodat het 20 x 30 seconden duurt voordat alle

grove gegevens van de overige satellieten bekend zijn nadat

op én

satelliet is gelockt. Hierdoor kan versneld op de andere satellieten

worden gelockt.

positie t.o.v. assenstelsel in baanvlak met x' as in klimmende

knoop

waar = lengte klimmende knoop

op tijdstip t, de

rotatiesnel-heid van de aarde is en ç de stand

0

van Q op toe.

44

-8. sin u _{ware anomalie volgens formule (10)}

Nabij 0° of 180° is 8 het gevoeligst, terwijl nabij 90° of 270° 7

Al met al kan het L1 signaal zoals _{is weergegeven in figuur 1.23}

ge-schreven worden als

S(t) = A D(t) {c(t) cos 2ir ft + cCA(t) sin 2rr ft} (24)

waar A de amplitude van de draaggolf is; D(t), C _{en CCA zijn de}

respec-tievelijk fasemodulaties van data, P-code en CA-code en hebben waarden

van +1 of -1.

In een civiele ontvanger wordt dus alleen ontvangen:

S( t) = A D( t) CCA( t) sin 2ir ft ₍₂₅₎

In figuur 1.33 is e.e.a. nog eens op een tijdsschaal aangegeven. De

Z-count is het aantal periodes van 1.5 sec. vanaf GPS-tijd nul. De Z-Z-count

van het begin van elk volgend subframe wordt gegeven in het begin van elk subframe in het zogenaamde "Hand _{over word" (HOW), zie figuur 1.28.}

Parameter Bits Scale Range Units

ID 8 1 255 e 16 2-21 2 -tOa 8 2-21 601,112 sec 16 2-19 ±2 semic Health 8 1 255 -16 2-38 ±2_23 _semic/sec A 24

2h1

213 24 2-23 ±1 semic 24 2-23 ±1 M0 24

223

±1 a0 8

217

±2_lU -a1 8 ±2-28 -Spare 8

P-code cA code DATA Z-count s(t) - A.D(t) _{(t) coc 2 ft + C(t) 3110 2} where A _{- amplitudo} D (t) - d*ta C (t) -. code f 1575.42 ?*lz

The digital/analog correapondenc. _is:

digital zero - analog one

digital one _{analog minus one}

aodulo 2 addition _{analog multiplication}

Fig. 1.33 Code en data synchromisatie

USER SEGMENT

In figuur 1.34 is nog eens aangegeven welke potentie het GPS systeem heeft voor gebruikers. _{Het systeem is geschikt voor navigatie in elk}

vervoerssysteem. Het nadeel blijft echter, dat het systeem heheerd wordt vanuit de militaire optiek van één land; _{de noodzakelijkheid van}

ten-minste êén back-up systeem is daarom _{een vereiste voor de meeste}

na-vigatietoepassingen.

De antenne moet altijd een vrij uitzicht hebben, wat _{voor toepassingen}

bij landnavigatie bezwaren kan opleveren ("shading" door gebouwen etc.).

20L.600 chips /dotabit

20.L60 chips/dotobit

75 bits Izcc 50 bits/sec

zeconds(X1epoche)

OPS time in seconds

10.23 14o OPS TOOL vo. n.S

TOO OPS 100006 CSOAI%

1.023 *0:

10.23 III,

t0

0.9120 vi

0.0 kO:

C/A CodeClock

CIA(ncod,r

C/A Cod,Clock

0023 0.0 .s GO 20 SO N: Dot.Clock 62 (p 20 s

(.300j

Sukftus CIOcD SEt. Clock ' c 1.5 £.5

PLANNED CONSTELLATION: S PLANES. 550 INCLINATION IS SATELLITES PLUS 3 SPARES

Fig. 1.34 Het GPS "User segment"

SPACE SEGMENT DOWNLIHK DATA CODED RANGING SIGNALS POSITION INFORMATION ALMANAC USER SEGMENT _;41

41

Een ander nadeel t.o.v. _{recent ontwikkelde en geplande}

satellietnavi-gatie-systemen is het ontbreken van mogelijkheden voor communicatie.

Het in par. 1.2.5 beschreven STARFiX systeem heeft bijvoorbeeld de

mogelijkheid om via de draaggolf berichten (data) over te zenden.

Het internationale maritieme satellietcommunicatie systeem INMARSAT

heeft onderzoek- en ontwikkelingsprogramma's gestart om de draaggolven van haar satellieten tevens voor navigatiedoeleinden te gebruiken, zie

het artikel aan het slot van dit hoofdstuk.

Het nadeel van de STARFIX en INMARSAT satellieten is overigens, dat de

geostationaire satellieten niet zichtbaar zijn op breedtes groter dan

circa 65° (ga dit na!) en dat de geometrie op lage breedten slecht is.

De LOP's van afstandmetingen zijn immers kleincirkels op aarde waarvan

het middelpunt onder de satelliet ligt; nabij de equator zullen alle gemeten LOP's daarom N-Z lopen, waardoor breedtebepaling niet mogelijk