Nghiên cứu hệ thống dẫn đường vệ tinh NAVSTAR

hiệu chỉnh sự thay đổi của thời gian. Thời gian được xác định bằng các đồng hồ bên trong vệ tinh gọi là SV time. Thời gian sau khi hiệu chỉnh được gọi là GPS time. Như vậy, mặc dù các vệ tinh riêng lẻ có thể không có SV time đồng bộ hoá một cách tuyệt đối nhưng chúng có chung GPS time. Ngoài ra, các thông tin trong khung phụ 1 còn bao gồm: + TOC là thời gian đồng hồ chuẩn. Nó được dùng như là thời gian gốc để tính toán sai số đồng hồ vệ tinh. + TGD là thời gian trễ do các tầng điện ly. Nó được dùng để hiệu chỉnh lỗi do trễ truyền lan của tín hiệu qua tầng điện ly. IODC (Issue Of Date, Clock) cho biết số phát ra của dữ liệu đồng hồ để cảnh báo máy thu thay đổi các thông số đồng hồ. Khung phụ 2 và 3: Thành phần của dữ liệu tạm thời được cho trong bảng M0 Độ bất thường tại thời điểm tham khảo 1/2 Chu kỳ DN Độ lệch chuyển động trung bình so với tính toán 1/2 Chu kỳ/giây E Độ lệch tâm Không thứ nguyên Căn bậc 2 của bán trục chính quỹ đạo M1/2 W0 Kinh độ điểm mốc trên quỹ đạo tại điểm đầu tuần 1/2 Chu kỳ I0 Góc nghiêng quỹ đạo tại thời điểm tham khảo 1/2 Chu kỳ w Đối số của điểm cận địa 1/2 Chu kỳ *** Tốc độ thay đổi hướng lên 1/2 Chu kỳ/giây IDOT Tốc độ thay đổi góc nghiêng 1/2 Chu kỳ/giây CUC Biên độ thành phần hiệu chỉnh cosin của đối số vĩ độ Rad CUS Biên độ thành phần hiệu chỉnh sin của đối số vĩ độ Rad CRC Biên độ thành phần hiệu chỉnh cosin của bán kính quỹ đạo M CRS Biên độ thành phần hiệu chỉnh sin của bán kính quỹ đạo M CIC Biên độ thành phần hiệu chỉnh cosin của góc nghiêng Rad CIS Biên độ thành phần hiệu chỉnh sin của góc nghiêng Rad toe Thời gian chuẩn của dữ liệu tạm thời Giây IODE Chỉ số của dữ liệu tạm thời Không thứ nguyên Các khung phụ này chứa dữ liệu tạm thời, dữ liệu này để sử dụng xác định chính xác vị trí vệ tinh và tốc độ theo yêu cầu bằng giải pháp dẫn đường. Không giống như dữ liệu hành trình quỹ đạo, dữ liệu này rất chính xác và nó chỉ ổn định trong một vài giờ và chỉ tương ứng với vệ tinh đang phát ra nó. - Khung phụ 4: 25 Trang của khung phụ này chứa dữ liệu quỹ đạo hành trình của vệ tinh với số mã giả ngẫu nhiên PRN bằng 25 hoặc lớn hơn, các thông tin đặc biệt, thuật ngữ hiệu chỉnh tầng điện ly và các hệ số để chuyển đổi thời gian GPS thành giờ quy ước chung UTC. Khung phụ này cũng có các từ dự phòng cho các ứng dụng có thể có trong tương lai. Các thành phần của dữ liệu quỹ đạo hành trình thì rất giống dữ liệu tạm thời và việc tính toán vị trí của vệ tinh được thực hiện bằng cách tương tự. - Khung phụ 5: 25 Trang của khung phụ này chứa dữ liệu quỹ đạo hành trình các vệ tinh. Chú ý rằng, khi mỗi vệ tinh truyền phát toàn bộ 25 trang, dữ liệu quỹ đạo hành trình cho tất cả các vệ tinh thì được phát bởi mọi vệ tinh. Không giống như dữ liệu tạm thời, dữ liệu quỹ đạo hành trình là ổn định trong nhiều tháng, nhưng nó lại ít chính xác hơn. 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 đường truyền: Để thiết lập vị trí của người sử dụng trong khoảng 10¸100m, việc đánh giá chính xác cự ly từ người sử dụng đến vệ tinh là cần thiết. Việc đánh giá được thực hiện dựa trên việc đo thời gian trễ truyền của tín hiệu từ vệ tinh đến người sử dụng. Để đạt được độ chính xác yêu cầu trong việc đo thời gian trễ truyền tín hiệu thì sóng mang GPS phải được điều chế bởi dạng sóng có dải tần rộng. Dải tần rộng cần thiết đó thì được tạo bởi điều chế mã C/A. Nó cho phép máy thu sử dụng bộ xử lý tương quan để loại bỏ các lỗi do nhiễu nhiệt. Bởi vì, mã C/A tạo ra dải tần của tín hiệu rộng hơn mức cần thiết để truyền dữ liệu 50bps, do đó tín hiệu đạt được gọi là tín hiệu trải phổ. 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 đường truyền gây nên. Hình 2.8: Tổng quan về mã C/A - Cho phép đồng thời đo cự ly từ một vài vệ tinh: Sử dụng mã C/A riêng cho mỗi vệ tinh cho phép mọi vệ tinh có thể sử dụng cùng tần số L1 và L2 mà không bị nhiễu lẫn nhau. Điều này là có thể được, bởi vì tín hiệu từ các vệ tinh riêng biệt có thể được cách ly bởi mối tương quan giữa nó với một bản sao của mã C/A ở trong máy thu. Điều này làm cho sự điều chế mã C/A từ vệ tinh bị loại bỏ, vì thế tín hiệu chỉ còn chứa dữ liệu 50bps và là dải tần hẹp. Quá trình xử lý này gọi là quá trình nén phổ của tín hiệu. Tuy nhiên, xử lý tương quan không làm cho dải tần của tín hiệu từ các vệ tinh khác thành dải hẹp, bởi vì các mã từ các vệ tinh khác là trực giao, vì thế các tín hiệu nhiễu có thể được loại bỏ để đạt được tín hiệu nén phổ thông qua bộ lọc dải tần hẹp. - 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 được một cách cố ý hay vô ý từ các tín hiệu nhân tạo khác. Bộ xử lý tương quan làm giảm phổ của tín hiệu yêu cầu và trải phổ mọi tín hiệu khác. Vì vậy, công suất của mọi tín hiệu nhiễu nếu nó ở dải tần hẹp sẽ được trải ra dải tần rộng hơn và chỉ có một phần nằm trong bộ lọc dải tần hẹp sẽ cạnh tranh với tín hiệu mong muốn. 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, nhưng tất cả các mã đều có sự lặp lại tuần tự 1023 chip với tốc độ 1023MHz, với chu kỳ lặp lại là 1ms. Cạnh đầu tiên của 1 chip trong chuỗi tuần tự gọi là điểm khởi đầu mã C/A định nghĩa sự bắt đầu của một chu kỳ mới. Mỗi chip hoặc là dương, hoặc là âm, với cùng một giá trị. Cực của 1023 chip xuất hiện được phân phối một cách ngẫu nhiên, nhưng thật ra được tạo bởi thuật toán xác định được thực hiện bởi thanh ghi dịch. - Hàm tương quan tự động Hàm tự động tương quan hiệp phương sai của mã C/A là: Trong đó: c(t) - dạng sóng lý tưởng hoá của mã C/A; t - Trễ truyền, được đo bằng giây; T - chu kỳ mã. Hàm tương quan tự động là tuần hoàn với t, với chu kỳ 1ms. Một chu kỳ đơn (như hình 2.9). Nó cơ bản là 1 xung tam giác với đỉnh xung tại t = 0. tc tc = 1 chip = 1 chu kỳ mã C/A = 1023 chip = 1ms 1 chu kỳ mã P ~ 6,187x1012 chip = 1 tuần Biên độ đỉnh chuẩn hóa Ảnh hưởng do sự hạn chế dải tần t Hình 2.9: Hàm tương quan tự động của mã C/A và mã P Hàm tự động tương quan mã C/A thực hiện một vai trò cốt yếu trong máy thu GPS. Các dạng tương quan của nó cơ bản cho mã bám và đo cự ly chính xác từ người sử dụng đến vệ tinh. 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 - t) là một dạng sóng đồng nhất với nhiễu (ngoại trừ thời gian trễ truyền t) được phát ở trong máy thu. Các phần cứng và phần mềm đặc biệt cho phép máy thu hiệu chỉnh độ trễ của dạng sóng chuẩn để đưa gía trị của t về 0, vì thế cho phép xác định được thời gian đến của tín hiệu thu được. - Phổ công suất Phổ công suất y(f) của mã C/A mô tả công suất của mã phân bố trong miền tần số như thế nào. Nó có thể được định nghĩa bằng các số hạng trong chuỗi Fourier mở rộng của dạng sóng mã hoặc các số hạng tương đương của hàm tương quan tự động. Đồ thị của y(f): y(f) = -4fc -3fc -2fc -fc fc 2fc 3fc 4fc fc = Mật độ phổ công suất nhiễu Hình 2.10: : Phổ công suất của mã C/A và mã P Tuy nhiên, trong thực tế y(f) gồm các đường phổ với khoảng cách 1KHz, bởi vì cấu trúc tuần hoàn 1ms của y(f). Công suất phổ của y(t) 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, nhưng phần nhỏ hơn nằm ngoài các vị trí 0 là rất quan trọng để tính toán cự ly. Cùng thể hiện trên hình là mật độ phổ công suất của tín hiệu nhiễu tiêu biểu được tìm ra trong máy thu GPS sau khi chuyển đổi tần số về dải tần cơ sở (là dải tần mà sóng mang đã được loại bỏ). Nó cho thấy rằng, sự có mặt của mã C/A làm cho toàn bộ tín hiệu nằm dưới mức nhiễu, bởi vì công suất tín hiệu đã được trải ra ở dải tần rộng. - Nén phổ tín hiệu Từ biểu thức toán học của tín hiệu được điều chế bởi mã C/A là: s(t) = d(t).C(t).Cos(wt + q) Khi tín hiệu này được dịch tần đến dải tần cơ sở và duy trì bởi vòng khoá pha thì sóng mang bị loại bỏ chỉ còn lại dữ liệu điều chế và mã điều chế C/A. Tín hiệu cuối cùng được chuẩn hoá có dạng s(t) = d(t).C(t) có công suất phổ tương tự như phổ công suất của mã C/A (hình 2.10). Như đã đề cập ở trước, tín hiệu ở dạng này có phổ công suất nằm dưới mức nhiễu của máy thu làm cho nó không thể thâm nhập được. Tuy nhiên, nếu tín hiệu được nhận với một bản sao của c(t) trong mối liên hệ chính xác với nó thì kết quả là: S(t).C(t) = d(t).C(t).C(t) = d(t).C2(t) = d(t) Trong đó, đẳng thức cuối là do giá trị thực tế lý tưởng của dạng sóng mã C/A là ±1 (trong thực tế thì dạng sóng mã C/A thu được không lý tưởng do sự giới hạn dải tần ở máy thu, tuy nhiên ảnh hưởng thường là không quan trọng). Phương thức này được gọi là sự nén phổ Kết quả tín hiệu có độ rộng phổ giữa hai biên là xấp xỉ 100Hz là do sự điều chế chuỗi dữ liệu 50bps. Tín hiệu được phục hồi qua bộ lọc Đặc tính phổ công suất nhiễu Phổ công suất tín hiệu sau khi nén Phổ công suất tín hiệu trước khi nén Hình 2.11: Sự nén phổ của mã C/A Từ phương trình trên ta thấy rằng, tổng công suất tín hiệu không bị thay đổi trong quá trình này, nhưng bây giờ nó lại nằm trong dải tần hẹp hơn nhiều. Như vậy, giá trị của phổ công suất được tăng đáng kể (hình 2.11). Thực tế lúc này phổ công suất tín hiệu lớn hơn công suất của nhiễu và tín hiệu có thể được phục hồi bằng cách cho tín hiệu qua một bộ lọc dải thông hẹp để loại bỏ tín hiệu nhiễu có dải thông rộng. - Vai trò của việc nén phổ tín hiệu trong việc khử nhiễu Tại cùng một thời điểm mà phổ của tín hiệu GPS yêu cầu bị nén lại bởi quá trình nén phổ, mọi tín hiệu nhiễu mà không được điều chế bởi mã C/A sẽ bị trải phổ tới độ rộng ít nhất 2MHz, như vậy có thể chỉ có một phần nhỏ của công suất tín hiệu nhiễu không qua bộ lọc phục hồi tín hiệu. Số lượng/mức nhiễu khử được bằng cách sử dụng mã C/A phụ thuộc vào độ rộng dải thông của bộ lọc khôi phục, dải thông của tín hiệu nhiễu và dải thông của mã C/A. Đối với các tín hiệu nhiễu có dải tần hẹp thì các tín hiệu này có thể được điều chế bởi dạng sóng gần sin và một bộ lọc khôi phục tín hiệu có độ rộng dải thông 1000Hz hoặc lớn hơn, lượng khử nhiễu theo dB được cho xấp xỉ bởi: h = 10. (DB) Với Wc và Wf là độ rộng dải thông mã C/A và bộ lọc phục hồi tín hiệu. Nếu Wf = 2000Hz thì khả năng khử nhiễu có thể đạt được 30dB đối với các tín hiệu nhiễu có dải thông hẹp. Khi bộ lọc khôi phục có dải thông nhỏ hơn 1000Hz thì trường hợp này sẽ phức tạp hơn. Khi đó, việc nén phổ tín hiệu nhiễu có dạng sin sẽ có các thành phần phổ rời rạc với khoảng cách 1000Hz. Khi dải thông của tín hiệu nhiễu tăng thì quá trình nén phổ mã C/A làm giảm lượng khử nhiễu. Đối với các nhiễu có dải thông lớn hơn dải thông của bộ lọc khôi phục tín hiệu thì lượng nhiễu khử được theo dB được tạo bởi mã C/A là xấp xỉ: h = 10. (DB) Với WI là dải thông của nhiễu. Khi WI >> WC thì mã không thể khử được một chút nhiễu nào. - 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 phương sai chéo: đối với mọi t Như vậy, khi tín hiệu từ vệ tinh được chọn để nén phổ bằng cách sử dụng bản sao mã của nó thì tín hiệu từ các vệ tinh khác coi như là tín hiệu nhiễu có dải tần rộng, chúng sẽ ở dưới mức nhiễu. Điều này cho phép một máy thu GPS tạo ra được 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 được phát ở cùng một tần số. Quá trình này được gọi là đa truy nhập phân chia theo mã. Mã P và các đặc tính của mã P Khái quát Mã P chủ yếu được 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. Trong các ứng dụng quân sự thì nhiễu được sử dụng như là lợi điểm: Cung cấp khả năng chống lại sự bắt chước tín hiệu. Ngoài các tín hiệu can nhiễu, một chiến thuật quân sự khác là kẻ thù có thể tận dụng nó để phát ra một tín hiệu mà tín hiệu đó như là một tín hiệu GPS, nhưng trong thực tế nó được thiết kế để làm nhiễu máy thu GPS. Điều này có thể được ngăn chặn bằng việc mã hoá tín hiệu bởi mã P. Kẻ giả mạo sẽ không thể biết được tiến trình giải mã và không thể tạo một tín hiệu cạnh tranh giống như là một tín hiệu đã được giải mã thích hợp. Vì vậy, máy thu có thể loại bỏ tín hiệu sai và giải mã tín hiệu yêu cầu. Tăng độ chính xác đo cự ly: Độ chính xác trong đo lường cự ly được cải thiện khi mà dải thông tín hiệu tăng. Như vậy, mã P làm cho độ chính xác đo lường cự ly tăng. Do mã P làm tăng dải thông tín hiệu nên nó cũng hạn chế được nhiều hơn các lỗi do đa đường truyền gây ra. Các đặc tính của mã P Không giống như 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 được phát một cách đồng bộ với mã C/A và việc truyền mỗi chip mã C/A luôn tương ứng với việc truyền mỗi chip mã P. Giống như mã C/A, chức năng tự động tương quan của mã P có đỉnh ở giữa tam giác, tại t = 0, nhưng với 1/10 độ rộng gốc. Công suất phổ cũng có đặc tính sin2x/x2, nhưng với dải thông rộng hơn 10 lần. Vì chu kỳ của mã P thì quá dài, do đó phổ công suất có thể coi như là liên tục cho các mục đích thực tế. Mỗi vệ tinh chỉ phát một mã P duy nhất, kỹ thuật được sử dụng để phát thì tương tự như kỹ thuật phát mã C/A. Mã Y và các đặc tính Mã Y được mã hoá từ mã P để chống lại sự bắt chước và sự từ chối của mã P đối với những người sử dụng không được chấp thuận. Mã Y được tạo ra bằng cách đa hợp mã P với một mã khác gọi là mã W. Mã W là một chuỗi các chip tuần tự có vẻ ngẫu nhiên xuất hiện với tần số 511,5KHz. Như vậy có 20 chip mã P cho mỗi chip mã W. Khi mà giá trị chip của cả hai mã Y và P là ±1 thì kết quả là mã Y có dạng giống với mã P, đó là nó cũng có tần số chip là 10,23MHz. Tuy nhiên, mã Y không thể nén phổ bởi một bản sao của mã P ở máy thu trừ phi nó được giải mã. Việc giải mã bao gồm việc đa hợp mã Y với bản sao của mã W do máy thu tạo ra mà chỉ những máy thu được cho phép mới tạo ra được. Cấu trúc máy thu GPS Trong thực tế hiện nay người ta sử dụng nhiều loại máy thu để thu và xử lý tín hiệu GPS phục vụ dẫn đường cho phù hợp với nhiều loại thiết bị khác nhau trong nhiều lĩnh vực. Nhưng nhìn chung để đáp ứng việc thu được 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 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 được từ Anten máy thu. Do năng lượng 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 lượng lớn hơn “che khuất” nên người 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 hưởng 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 người 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 phương diện kỹ thuật thì khó có thể xây dựng được bộ lọc có tỉ lệ băng thông trên tần số sóng mang thấp như thế. Nên trên thực tế người ta sử dụng nhiều bộ lọc có băng thông rộng để loại ảnh hưởng gây nên nhiễu cao tần. Còn bộ lọc băng thông hẹp (băng thông đúng 20MHz) có đặc tuyến dốc đó là bộ lọc SCF (Sharp Cutoff Filter) sẽ được sử dụng sau này khi đã được đưa xuống tần số trung tần. Đổi tần và khuếch đại trung tần Sau khi được khuếch đại ở tầng cao tần, tín hiệu GPS được đưa xuống tần số thấp hơn gọi là tần số trung tần để tiếp tục lọc và khuếch đại. Quá trình đưa từ tín hiệu tần số cao xuống một tần số thấp hơn (tần số trung tần) được gọi là quá trình đổi tần. Đổi tấn tín hiệu GPS nhằm đạt được các mục tiêu sau : Nâng cao hệ số khuếch đại tổng vượt quá ngưỡng khuếch đại đã đạt được ở tầng cao tần. Nếu chúng ta nâng hệ số khuếch đại ở tầng cao tần lên quá cao thì sẽ xuất hiện dao động ký sinh gây khó khăn cho việc điều khiển. Mặt khác, vì bọ lọc băng thông hẹp SCF không thể sử dụng được ở tần số cao tần nên khi hệ số khuếch đại cao tần quá cao sẽ làm cho tầng trung tần cuối chịu ảnh hưởng nặng nề bởi nhiễu cận băng. Để khắc phục nhược điểm này, người ta thiết kế nhiều bộ khuếch đại ở các tầng trung tần nhằm nâng cao hệ số khuếch đại tổng mà không hề gây ảnh hưởng xấu đối với tín hiệu GPS. 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. Những bộ lọc này thường được đặt trước các bộ khuếch đại trung tần nhằm tránh bị xuyên nhiễu bởi những tín hiệu ngoại băng. Các bộ lọc ở đây thường là các bộ lọc song mặt SAW ( Surface Acoustic Wave). Đổi tần sẽ đưa tín hiệu GPS xuống tần số thấp hơn làm cho việc lấy mẫu tín hiệu trở nên đơn giản hơn. Quá trình đổi tần được 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) như ở sơ đồ (hình 2.12). 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 được), nhưng người ta chỉ dùng một tín hiệu, còn tín hiệu không sử dụng kia được gọi là “tín hiệu ảnh”. Chúng ta có thể lọc bỏ tín hiệu ảnh nhưng 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 thường, người ta hay thực hiện hai lần đổi tần đưa tín hiệu GPS xuống trung tần từ 4 đến 20MHz để có thể thực hiện lấy mẫu ở tốc độ hợp lý. Tuy nhiên, đối với máy thu đặc chủng, trung tần lại được giữ ở mức khá cao (từ 30 đến 100MHz) với một lần đổi tần bởi vì công nghệ hiện đại cho phép lấy mẫu và số hoá tín hiệu ở mức tần số này. Tỷ lệ tín hiệu trên tạp âm: Một thông số có ý nghĩa rất quan trọng đối với việc đánh giá chất lượng tín hiệu là tỉ lệ tín trên tạp (SNR - Signal to Noise ratio). Băng thông tín hiệu trung tần có thể là 2MHz đối với tín hiệu loại thường (tín hiệu chỉ chứa mã C/A ), hoặc là 20MHz đối với máy thu hai kênh (máy thu cả hai tín hiệu mã C/A và mã P). Tạp âm chính ở máy thu GPS xuất hiện là tạp nhiệt trong bộ khuếch đại cao tần hoặc trong bộ tần khuếch đại anten. Năng lượng tạp âm ở băng thông trung tần được tính như sau: N= k*TC*B Trong đó: k = 1,3806* 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 như tạp âm khí quyển, tạp âm nhiệt anten, suy hao theo cự ly, tạp nhiệt máy thu và nhiệt độ môi trường. Người ta thường 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 lượng tín hiệu thu được là - 154,6 dBW. Như 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) Số hoá tín hiệu GPS Trong máy thu GPS hiện đại, quá trình xử lý tín hiệu số được 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 ưu điểm của tín hiệu số nên người ta phải lấy mẫu và số hoá tín hiệu GPS bằng bộ chuyển đổi tương tự - số (ADC - Analog to Digital Converter). Việc lấy mẫu tín hiệu thường được thực hiện ở trung tần cuối. Tuy nhiên, trong một số trường hợp , tín hiệu này còn được đổi tần một lần nữa xuống băng cơ sở (base hand) rồi mới thực hiện lấy mẫu. Tốc độ lấy mẫu phải tuân theo định luật Nyquist, nghĩa là phải lớn hơn ít nhất hai lần tần số tín hiệu trung tần. Hầu hết các máy thu đều sử dụng phương thức lượng tử hoá 1 bit khi lấy mẫu bởi không những đây là phương thức lấy mẫu đơn giản nhất mà nó còn ít chịu ảnh hưởng 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 lượng cao hơn mức năng lượng tín hiệu thì việc lấy mẫu (chọn lựa bit 0 hay 1) sẽ rất khó khăn. Thêm vào đó, lượng tử hoá 1 bit cũng gây ra suy giảm tỉ lệ tín trên tạp khoảng 2dB và “hiệu ứng giữ chỗ” đối với nhiễu năng lượng cao làm tín hiệu dễ bị ảnh hưởng bởi nhiễu. Máy thu đặc chủng thường sử dụng phép lượng tử hoá 1,5 bit (3 mức) cho đến 3 bit(8 mức). Lượng tử hoá 3 bit có khả năng chống nhiễu rất tốt hơn lượng tử hoá 1 bit rất nhiều. Tuy nhiên, để tối ưu hoá quá trình lượng tử hoá đa bit thì mức tín hiệu tối đa đưa vào bộ chuyển đổi ADC phải đúng bằng khoảng cho phép của bộ chuyển đổi. Do đó, máy thu GPS phải có bộ tự động điều chỉnh hệ số khuếch đại AGC để giữ mức tín hiệu đầu vào bộ ADC không vượt quá ngưỡng cho phép. 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 đường 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 lượt 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 Amp Mix.1 BPF Amp Mix.2 BPF BPF Amp ADC Tổng hợp tần số Dao động chuẩn Thông tin dẫn đường ( vị trí, tốc độ, thời gian, tần số) Truy cập và bám mã tín hiệu GPS Truy cập và bám sang mang Đồng bộ bit dữ liệu Giải điều chế bản tin dẫn đường Đo tựa cụ ly theo mã hoặc theo sóng mang Xử lý thông tin dẫn đường (có thể có chứa bọ lọc Kalman) Dữ liệu phụ trợ ( hệ thống dẫn đường quán tính, đồng hồ đo cao, LORAN C Tín hiệu trung tần đã được số hoá LO LO Điều khiển ngắt Định thời Tầng cao tần Anten Tầng trung tần thứ hai Tầng trung tần thứ nhất Hình 2.12: Sơ đồ khối nguyên lý của 1 máy thu GPS Độ chính xác của hệ thống GPS và các lỗi đường truyền Độ chính xác của GPS Trước 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 được 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 được phát cho từng vệ tinh, vì nó được 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 được chuyển tới từng vệ tinh. Đối với người sử dụng hệ thống thì muốn có được vị trí chính xác cần phải xác định khoảng cách tới ít nhất 3 vệ tinh. Kỹ thuật được 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 được tương quan với tín hiệu vệ tinh. Giá trị đo đạc này được gọi là khoảng cách giả, đo từ 4 vệ tinh phải được thực hiện để giải 4 ẩn chưa biết trong các phương 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 được biết như thế nào, đặc tính hình học của vệ tinh và độ chính xác khoảng cách giả đó được ra sao? Như vậy, thực sự có 4 nguồn sai số chính ảnh hưởng 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 người sử dụng UERE. UERE gây ảnh hưởng đến sai số vị trí người sử dụng thông qua đặc tính hình học của chòm vệ tinh và được gọi là sự suy giảm hình học của độ chính xác GDOP. GDOP là một giá trị xác định xem tính hình học của vệ tinh ảnh hưởng đến độ chính xác như thế nào và ảnh hưởng nhiều hay ít đến sai số đo khoảng cách giả trong sai số vị trí người sử dụng. Chú ý quan trọng nhất trong việc thiết kế hệ thống GPS là giảm những ảnh hưởng của các sai số đó và có được sự suy giảm hình học của độ chính xác nhỏ nhất để các sai số không còn mở rộng quá trong việc dự đoán vị trí của vệ tinh. Sau đây là từng nguồn sai số và các phương pháp làm giảm ảnh hưởng của chúng. Sai số phần vệ tinh và phần điều khiển Phần vệ tinh và phần điều khiển gây ra một phần quan trọng trong toàn bộ sai số khoảng cách tương đương người sử dụng UERE. Sai số phần vệ tinh và phần điều khiển bao gồm sai số của đồng hồ vệ tinh và sai số của lịch vệ tinh. Sai số vệ tinh có thể dự đoán trong 10ns, tương đương khoảng 3m. Tất cả các vệ tinh đều được trang bị đồng hồ nguyên tử, chúng rất ổn định và chỉ sai lệch với thời gian của hệ thống định vị toàn cầu khoảng 1ms. Đồng hồ nguyên tử là tần số chuẩn điều khiển toàn bộ hoạt động của vệ tinh. Do vậy nên sự chênh lệch giữa đồng hồ nguyên tử với thời gian của hệ thống là không được dự đoán chính xác gây nên sai số đồng hồ vệ tinh. Trên cơ sở quan sát vệ tinh, trạm điều khiển chủ dự đoán vị trí quỹ đạo trong tương lai. Sai số lịch vệ tinh cũng gây trở ngại trong việc dự đoán số hiệu chỉnh quỹ đạo, quỹ đạo vệ tinh cũng chịu ảnh hưởng của trường hấp dẫn trái đất, gió mặt trời, sai số của các đồng hồ trên vệ tinh, sai số của các đồng hồ ở trạm điều khiển và một vài yếu tố khác. Tất cả các yếu tố trên gây ra sai số quỹ đạo khoảng 5m hoặc hơn so với vị trí quy định. GPS vi phân được sử dụng để hiệu chỉnh sai số đồng hồ vệ tinh và sai số lịch vệ tinh. Sai số thời gian phát truyền ( Sai số do độ trễ tầng điện ly) Trong tầng điện ly, các chất khí bị ion hoá bởi sự bức xạ của mắt trời tạo các đám mây điện tích tự do có ảnh hưởng rất mạnh tới bất kỳ tín hiệu điện từ trường nào trong dải tần số của GPS. Tốc độ truyền lan là một hàm của tần số. Một vị trí nào đó trong tầng điện ly được luân phiên bị chiếu sáng bởi mặt trời và sự che khuất của trái đất theo chu kỳ hàng ngày, một cách tuần tự. Các đặc tính của tầng điện ly thay đổi theo ngày, trong đó sự ion hoá thông thường đạt cực đại vào giữa trưa và cực tiểu vào lúc nửa đêm. Ngoài ra còn có sự thay đổi do sự hoạt động của mặt trời. ẢNH hưởng chủ yếu của tầng điện ly đến tín hiệu GPS là làm thay đổi tốc độ truyền lan. ẢNH hưởng của tầng điện ly tỷ lệ với tổng số lượng các điện tử dọc theo đường truyền tín hiệu và do đó phụ thuộc vào cường độ bức xạ của mặt trời, vị trí máy thu, hướng quan sát và thời gian trong ngày; độ trễ tầng điện ly có thể đạt tới 5¸15m vào ban ngày và khoảng 1m vào ban đêm. Tại góc ngẩng bé thì đường truyền qua tầng điện ly dài hơn, vì vậy độ trễ có thể tăng lên đến vài mét vào ban đêm và đến 50m vào ban ngày. Sai số tầng điện ly tại góc ngẩng bé có thể làm giảm được bằng cách không thu tín hiệu từ các vệ tinh nằm dưới góc ngẩng được đánh dấu. Tuy nhiên, trong một số trường hợp thì người sử dụng buộc phải sử dụng góc ngẩng bé. Vì vậy, để thoả mãn yêu cầu thì người ta thường chọn góc dấu từ 50¸7,50. ĐẶC ĐIỂM KHAI THÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG VỆ TINH TRÊN MÁY BAY BOEING 777 Giới thiệu hệ thống dẫn đường vệ tinh trên máy bay Boeing 777 Vệ tinh 2 Hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 hoạt động dựa trên nguyên lý dẫn đường hệ thống dẫn đường vệ tinh NAVSTAR, ở đây “người sử dụng” (user segment) chính là hệ thống thu tín hiệu dẫn đường được đặt trên máy bay, đó cũng chính là khối thu nhận đa phương thức MMR (multi-mode receiver). Vệ tinh 3 Vệ tinh 4 Vệ tinh 1 Máy bay Hình 3.1: 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 đường 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 đưa ra chính xác những thông số sau: Kinh độ Vĩ độ Độ cao Thời gian chính xác Vận tốc địa hình Máy thu tín hiệu vệ tinh GPS trên máy bay Boeing 777 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 phương 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 gởi thông tin đến bộ thu nhận đa phương thức (MMR) bên trái. Anten GPS bên phải sẽ được kết nối với bộ thu nhận đa phương thức bên phải. Các bộ thu nhận đa phương thức tính toán đưa 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. Các tủ AIMS gởi 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 đưa đến hàm tính toán thời gian UTCF (universal time coordinated function) trong hệ thống AIMS. Thời gian GPS đưa đến đồng hồ trong buồng lái thông qua các tử AIMS. Các đồng hồ sẽ hiển thị thời gian GPS. Hình 3.2: Sơ đồ khối hệ thống máy thu GPS trên Boeing 777 Nguyên lý làm việc hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 Sơ đồ nguyên lý hệ thống Các thành phần truyền dữ liệu trong hệ thống: Mỗi MMR có một máy cắt. Nguồn 115 Vac được đưa đến các MMR thông qua các 115 VAC standby bus và transfer bus. Nó cấp nguồn 12Vdc cho từng anten tương ứng thông qua cáp đồng trục. Các bộ khuếch đại trong anten dùng nguồn này để khuếch đại tín hiệu thu được từ vệ tinh. Anten GPS thu các tín hiệu băng tần L với trở kháng sóng là 50 ohm. Hình 3.3: Giao tiếp giữa các khối trong hệ thống GPS Bus dữ liệu IDS: Các bộ thu nhận đa phương 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 nhận đa phương 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 dưỡng 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 gởi 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 phương thức trái và phải gởi 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 như thời gian chuẩn UTC. 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 lưu 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 được vị trí của các vệ tinh vì chúng chuyển động theo một quỹ đạo đã được biết trước. Vệ tinh Khối MMR đo thời gian kể từ khi tín hiệu vô tuyến phát từ vệ tinh đến được 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 được khoảng cách. Vệ tinh 4 Vệ tinh 1 Vệ tinh 3 Vệ tinh 2 Hình 3.4: Sơ đồ nguyên lý hoạt động của GPS Tuy nhiên, vì đây là phép đo khoảng cách theo phương pháp thụ động, nên khối MMR cần phải biết chính xác tại thời điểm nào vệ tinh gởi 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 được MMR. Mỗi vệ tinh đều có đồng hồ nguyên tử dùng để giữ cho thời gian được chính xác. Tất cả các vệ tinh cùng độ chính xác về thời gian. Bên trong khối MMR cũng có một đồng hồ, nhưng 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 như của vệ tinh. Khối MMR cho rằng đồng hồ của mình bị hỏng do độ trôi đồng hồ. Độ trôi này là một đại lượng không biết trước mà MMR phải xác định. Độ trôi đồng hồ chính là sự khác biệt giữa thời gian của MMR và thời gian GPS. Như 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 phương trình cự ly tương ứng để có được 4 nghiệm là giá trị: Kinh độ; Vĩ độ; Độ cao; Độ trôi đồng hồ. Tất cả các vệ tinh đều được 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 Chức năng các khối trong hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 Chức năng khối thu nhận đa phương thức MMR 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 3.5: Vị trí đặt MMR trên khoang thiết bị chính 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 đưa đến khối MMR. MMR đưa 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 được từ anten GPS. Máy thu tiếp tục tách sóng tín hiệu vệ tinh và đưa đến bộ chuyển đổi chuyển đổi tương tự - số A/D. Qua bộ chuyển đổi A/D tín hiệu số được đưa 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 đưa đến khối MMR. MMR đưa 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 được từ anten GPS. Máy thu tiếp tục tách sóng tín hiệu vệ tinh và đưa đến bộ chuyển đổi chuyển đổi tương tự - số A/D. Qua bộ chuyển đổi A/D tín hiệu số được đưa 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 đưa 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 dưỡng trung tâm) từ khối AIMS bên trái tới. Mạch tự kiểm tra gắn trong hệ thống sẽ kiểm tra và gởi báo cáo lỗi đến khối AIMS . Đầu ra của khối MMR bên trái và bên phải gởi dữ liệu về vị trí và tín hiệu thời gian chuẩn đến các tủ của khối AIMS trái và phải. 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 3.6: Sơ đồ chức năng khối MMR Các chế độ làm việc của MMR Bộ thu nhận đa phương thức hoạt động ở các chế độ sau: - Chế độ thu (Acquisition mode) - Chế độ dẫn đường (Navigation mode) - Chế độ trợ giúp độ cao (Altitude aided mode) - Chế độ trợ giúp (Aided mode) Chế độ thu (Acquisition mode) Bô thu nhận đa phương thức MMR tìm kiếm và chốt tín hiệu vệ tinh. Bộ MMR phải tìm thấy tối thiểu ít nhất 4 vệ tinh trước 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 được 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 phương thức MMR mất khoảng 75s để thu được 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 phương thức MMR chuyển sang chế độ dẫn đường 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 vượt quá 16 nm so với vị trí hiện tại. Chế độ trợ giúp độ cao (Altitude aided mode) Với 4 vệ tinh được sử dụng, bộ MMR lưu lại sự khác biệt về độ cao do khối phân tích dữ liệu không khí và dẫn đường quán tính ADIRU và độ cao theo GPS tính được. Mục đích của việc lưu sự khác biệt nào là giúp cho MMR có thể ước 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 phương thức đang ở chế độ dẫn đường; - Hệ thống chỉ sử dụng được 3 vệ tinh có vị trí hình học tốt để xác định hiệu chỉnh vị trí; - Bộ nhớ của MMR đã lưu sự khác biệt giữa độ cao quán tính và độ cao GPS. - Bộ MMR bắt đầu trở lại chế độ làm việc bình thường khi vệ tinh thứ tư “xuất hiện”. Chế độ trợ giúp (Aided mode) Bộ thu nhận đa phương 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 lượng. Vệ tinh có vị trí hình học kém là một ví dụ về vùng phủ sóng kém chất lượng, nghĩa là dù MMR “thấy” được ít nhất 4 vệ tinh, nhưng 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, hướng 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 đường khi máy bay bay vào vùng phủ sóng tốt. Đầu ra của MMR trong chế độ này ở dạng NCD. Bộ thu nhận đa phương thức MMR có hàm giám sát toàn bộ tín hiệu thu RAIM. Khối RAIM sẽ giám sát trạng thái các của vệ tinh đang được MMR sử dụng để tính toán. Đầu ra của bộ hàm RAIM là giá trị ước tính sai số vị trí GPS. Giá trị này được đưa đến hàm FMCF của hệ thống AIMS. Hàm FMFC sử dụng giá trị ước tính này để quyết định xem nó có thể sử dụng dữ liệu GPS cho việc dẫn đường 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 hướng Đông/Tây - Vận tốc thẳng đứng - Track angle - Sai số vị trí GPS ước tính (autonomous integity limit) - Vị trí vệ tinh - Trạng thái của MMR Khối nguồn và anten GPS Mỗi bộ thu nhận đa phương 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 được MMR cung cấp thông qua cáp đồng trục đưa đến. Bộ khuếch đại trong anten GPS sử dụng nguồn này để khuếch đại tín hiệu GPS thu được từ vệ tinh trước khi đưa đến MMR. Hình 3.7: 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 gởi chúng đến bộ thu nhận đa phương thức MMR Trở kháng của anten GPS là 50 ohms Hệ thống hiển thị Hiển thị 1 Hình 3.9: Trang định vị trí GPS 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 phương thức MMR gởi dữ liệu GPS đến AIMS. Dữ liệu GPS được hiển thị trên khối điều khiển hiển thị CDU. Trang khởi động vị trí đưa 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. Hiển thị 2 Hình 3.10: Trang – 2 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) Hệ thống dẫn đường gần VOR Đài chuẩn hướng (LOC) Hàm FMFC tính toán độ chính xác của dữ liệu dẫn đường ứng với từng hệ thống. Giá trị tính toán này được hiển thị trên màn hình là chữ ACTUAL, phía trước là chữ xác định loại hệ thống dữ liệu (quán tính, vô tuyến hay GPS). Trên trang POS REF 2/3. Độ chính xác biểu diễn bằng nautical miles Sử dụng các phím chọn dòng 2R- 4R để yêu cầu hàm FMCF tích cực sử dụng dữ liệu lựa chọn để cập nhật vị trí cho FMCF. FMCF bên trái sử dụng MMR bên trái và FMCF bên phải sử dụng MMR bên phải. Nếu MMR một bên bị hỏng thì các FMCF có thể sử dụng MMR bên kia. Sử dụng phím chọn dòng 6R để xem định dạng về hướng/khoảng cách hoặc định dạng kinh độ/vĩ độ. Hiển thị 3 Hình 3.11: Trang – 3 tham chiếu vị trí Trang tham chiếu vị trí thứ 3 hiển thị những thông tin sau: Vị trí GPS; Hướng và khoảng cách từ vị trí GPS đến vị trí máy bay theo FMCF. Ta có thể không đưa dữ liệu GPS vào hàm FMCF: Khi trên màn hình hiển thị ON, chọn phím 5R để loại dữ liệu GPS ra khỏi hàm FMCF; Khi trên màn hình hiển thị OFF, chọn phím 5R để đưa dữ liệu GPS vào hàm FMCF; Nhấn phím 6R để xem vị trí máy bay theo kết quả của hàm FMCF dưới dạng hướng/ khoảng cách hoặc kinh độ/vĩ độ . Khối dữ liệu không khí và dẫn đường quán tính ADIRU Giới thiệu khối ADIRU (Air Data Inertial Reference Unit) Trên máy bay có 3 Khối ADIRU, chúng có 2 chức năng (hàm) dùng để cung cấp: dữ liệu không khí và dữ liệu tham chiếu quán tính. ADIRU có thiết bị dự phòng bên trong và tự động được kích hoạt khi có hỏng hóc xảy ra sao cho vẫn giữ được tính năng của cả khối. Hình 3.12: Miêu tả hình dáng bên ngoài ADIRU ADIRU có thể được nạp phần mềm điều khiển từ các tủ AIMS thông qua các bus ARINC 629. Nó sử dụng dữ liệu từ các truyền cảm không khí để tính các tham số khí động và sử dụng dữ liệu từ gia tốc kế và con quay để tính các tham số dẫn đường quán tính. Thanh khoá dùng để ngăn việc tháo khối ADIRU khi chưa tháo các đầu nối dữ liệu chuẩn ARINC 629 và ngăn việc lắp các cổng giao tiếp khi chưa lắp và siết chặt ADIRU. Khi lắp đặt không đúng, khối ADIRU sẽ không hoạt động. Thông số dữ liệu tham chiếu quán tính của ADIRU Hàm tính toán dữ liệu tham chiếu quán tính ADIRU sử dụng dữ liệu từ hàm tính toán quản lý chuyến bay FMCF trong các tủ AIMS để thực hiện các hàm (tính năng) sau: Tính toán vị trí khởi động của máy bay; Cân chỉnh con quay và gia tốc kế. Hàm FMCF gửi các dữ liệu sau đây đến hàm tham chiếu quán tính trong khối ADIRU: Vị trí khởi động: Khi tổ bay nhập vị trí ban đầu từ khối CDU thì giá trị này đi đến hàm FMCF của khối AIMS. Khối AIMS gửi dữ liệu nhập đến ADIRU. Mạch đánh giá vị trí ban đầu của ADIRU thực hiện: Xác định lại tính hợp lý của vị trí ban đầu được nhập; So sánh giá trị nhập với giá trị từ GPS hoặc so với giá trị vị trí cuối cùng đã được lưu trong ADIRU nếu dữ liệu GPS không có; Nếu giá trị nhập vào là tốt thì ADIRU sử dụng nó để cân chỉnh. Cân chỉnh con quay và gia tốc kế: Vị trí và vận tốc từ GPS được đưa đến mạch logic để cân chỉnh các cảm biến. Mạch logic này đưa ra dữ liệu cân chỉnh cho con quay và gia tốc kế. Việc cân chỉnh này không hiệu chỉnh được sai số của khối ADIRU, mà chỉ làm giảm sai số dạt khi máy bay bay. Nếu không có thông tin về vị trí từ GPS thì không có dữ liệu nào để cân chỉnh con quay và gia tốc kế. Con quay gửi tốc độ quay và gia tốc kế gửi các giá trị gia tốc thẳng đến mạch tính toán tham chiếu quán tính (hình 3.13). Hình 3.13 Hàm tính toán dữ liệu tham chiếu quán tính Hệ thống cảnh báo gần mặt đất GPWC (ground proximity warning computer) Hệ thống này cung cấp cho tổ lái các cảnh báo bằng âm thanh hoặc hình ảnh về cự ly của máy bay so với địa hình bên dưới. Nó cũng tính toán các thành phần gió theo phương ngang và phương thẳng đứng để cảnh báo về sự hiện diện của gió lốc cho tổ bay dưới dạng âm thanh hoặc hình ảnh. Hệ thống tính toán và quản lý chuyến bay FMCF (flight management computing function) Hệ thống này cung cấp các thông tin để quản lý các thông số, hướng dẫn và dẫn đường tới hệ thống tự động lái và các đồng hồ hiển thị. Máy tính quản lý bay chứa tất cả các thông số của máy bay và các dữ liệu liên quan đến dẫn đường. Công tác kiểm tra mặt đất Chỉ có thể tiến hành các kiểm tra liên quan đến khối GPS tại mặt đất, bao gồm việc kiểm tra: Hệ thống định vị toàn cầu bên trái Hệ thống định vị toàn cầu bên phải Việc tiến hành kiểm tra 2 hệ thống này cho phép ta xác định lại tính năng của các bộ thu nhận đa phương thức MMR.Các bộ thu nhận đa phương thức MMR luôn luôn báo cáo tất cả tình trạng hoạt động của chúng đến hệ thống máy tính phục vụ bảo dưỡng trung tâm CMCS kể từ khi được cấp nguồn. Các bộ thu nhận đa phương thức MMR không thực hiện thêm bất kỳ việc kiểm tra nào khi ta tiến hành kiểm tra máy tính bảo dưỡng MAT. Trong thời gian cấp nguồn, các bộ thu nhận đa phương thức MMR thực hiện kiểm tra anten. Khi đó, các bộ thu nhận đa phương thức MMR sẽ kiểm tra sự liền mạch ở các đầu nối anten. Các bộ thu nhận đa phương thức không thực hiện kiểm tra anten sau khi đã khởi động cấp nguồn xong. Hình 3.13: Kiểm tra hệ thống ở mặt đất Công tác bảo dưỡng cho hệ thống GPS trên máy bay Boeing 777 Kiểm tra và hiệu chỉnh hệ thống GPS trên Boeing 777 Việc kiểm tra và hiệu chỉnh hệ thống GPS bao gồm 2 quy trình: Kiểm tra hoạt động của hệ thống GPS: TASK 34-58-00-710-801 Kiểm tra hệ thống GPS: TASK 34-58-00-730-801 Chú ý: Máy bay cần được chuyển tới vị trí mà anten có tầm quan sát vệ tinh là tốt nhất. Điều đó rất cần thiết khi thực hiện kiểm tra. Tháo lắp anten GPS Tháo anten trái và phải đều sử dụng chung một quy trình: Thực hiện TASK 34-58-02-400-801 Lắp anten trái và phải đều sử dụng chung một quy trình: Thực hiện TASK 34-58-02-000-801. Chú ý: Khi thực hiện thao tác lắp phải cần chú ý không để 1 người cùng lắp 2 anten. Nhằm tránh xảy ra những lỗi (nếu có) đã mắc ở lần thao tác lắp anten thứ nhất. KẾT LUẬN Mặc dù hệ thống dẫn đường định vị toàn cầu GPS là một hệ thống có nhiều ưu điểm trong việc dẫn đường và định vị, nhưng nó cũng không thể loại trừ hết các sai số, vì vậy, để giảm bớt các sai số này một hệ thống mới được phát triển dựa trên cơ sở là hệ thống GPS, đó chính là hệ thống GPS vi phân hay còn gọi là DGPS. Vì thời gian hạn chế nên học viên chưa thể đề đề cập tới việc dẫn đường bằng hệ thống DGPS, đây cũng chính là các thiếu sót mà học viên chưa thực hiện được và mong rằng các học viên sau này nếu có làm đề tài về lĩnh vực này sẽ đề cập được đầy đủ hơn, cũng như chỉ ra được những ưu điểm của hệ thống DGPS so với hệ thống GPS. Tôi xin chân thành cảm ơn các thầy trong học viện đã truyền dạy cho những kiến thức rất cần thiết trong lĩnh vực hàng không để phục vụ cho công tác sau này. Tôi cũng xin được cảm ơn thầy Bùi Xuân Hải là người đã trực tiếp là người đã trực tiếp hướng dẫn tôi trong suốt quá trình làm đồ án. Và giúp tìm một số tài liệu về hệ thống định vị toàn cầu GPS, cũng như đã mở hướng cho học viên tiếp cận đến một hệ thống hiện đại, cần thiết cho lĩnh vực hàng không và đang được áp dụng ngày càng phổ biến ở Việt Nam cũng như trên toàn thế giới. Tuy đã cố gắng hết sức nhưng đồ án không thể không có những thiếu sót, vì vậy, tôi rất mong được sự chỉ bảo thêm của các thầy để đồ án được hoàn thiện hơn. TÀI LIỆU THAM KHẢO TS. Võ Yên Chương: Bài giảng Vô tuyến điện dẫn đường. PGS.PTS. Trần Đắc Sửu: Nghiên cứu ứng dụng định vị toàn cầu trong ngành hàng hải Việt Nam. Nghiên cứu triển khai ứng dụng hệ thống thông tin dẫn đường giám sát bằng vệ tinh trong ngành hàng không Việt Nam, Cục Hàng không dân dụng - Viện KHHK. Tài liệu hướng dẫn sử dụng AMM, CMM của máy bay Boeing 777. Công nghệ thông tin vệ tinh, Tổng cục Bưu điện. Global Positioning System, International Navigation and Intergration. Mohinder S. Grewal, Lawwrence R. Well and Angus P. Andrews. CNS/ATM. International Aviation Centre. Www.garmin.Com/manuals/gps4beg.Pdf. www.Aero.org/publications/gpsprimer/index.Html. www.Nasm.si.Edu/galleries/gps/. Www.mercat.Com/quest/gpstutor.Html. www.Topconps/gpstutorial/toc.Html. www.Redword.com/gps/apps/operation/summary.Html. www.Colorado.edu/geography/craft/notes/gps/gps ftoc.html.