عنوان پایان‌نامه
تعیین مدار به روش کینماتیک بر اساس مشا هدات کد و فاز موج حامل GPS
- رشته تحصیلی
- مهندسی عمران - نقشه برداری- ژئودزی
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه پردیس 2 فنی شماره ثبت: 1990;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 50085
- تاریخ دفاع
- ۰۹ مهر ۱۳۹۰
- دانشجو
- مسعود عباس هادی
- استاد راهنما
- محمدعلی شریفی
- چکیده
- تعیین مدار، در مکانیک سماوی دارای پیشینه ای تاریخی می باشد و از دیرباز دغدغه دانشمندان بوده است. امروزه تعیین مدار ماهواره ها به عنوان یکی از بخش های اولیه هر ماموریت فضایی شناخته می شود. در سال های اخیر، بخش اعظم ماموریت های فضایی پرتاب شده، در محدوده پایین جو زمین بوده است که ماهواره های زمین مدار ارتفاع پایین نامیده می شوند و تعیین مدار این ماهواره ها توسط موسسات، دانشگاه ها و مراکز بین المللی مرتبط، پیگیری می شود. در گذشته به علت محدودیت سیستم های مشاهداتی، اساس تعیین مدار، بر مبنای مدل های نیرو و تحت عنوان مدار دینامیک ارائه می شد. امروزه پس از ورود سیستم های ناوبری ماهواره ای جهانی مشاهدات از منظر کمی و کیفی ارتقا یافته اند و محدودیت های گذشته در کمیت های قابل مشاهده در زمان و مکان، به حداقل ممکن کاهش یافته است. پیروی این تغییرات بنیادی در ابزار مشاهده و محاسبه، تعیین مدار بر پایه مشاهدات (در لحظه دریافت مشاهده) با عنوان روش های کینماتیک در تعیین مدار، یک گام دیگر به جلو پیش رفت. ماموریت LANDSAT-4 در شانزدهم جولای 1982 به عنوان اولین ماموریت علمی ارتفاع پایین حامل گیرنده GPS، به منظور پیاده¬سازی عملی تعیین مدار کینماتیک به کمک مشاهدات ماهواره به ماهواره معرفی شد. اما بلوغ این روش را می توان در ماموریت TOPEX/Poseidon در دهم اوت سال 1992 دانست. در این ماموریت امکان محاسبه بردار موقعیت با دقت زیر دسیمتر میسر شد. در این ماموریت معادله حرکت ماهواره این امکان را فراهم آورد تا به عنوان یک قید، مدار کینماتیک را از نظر کمی و کیفی بهبود بخشد و به مداری یکنواخت و پیوسته با سطح نویز پایین، ارتقا دهد. مدار دقیق بدست آمده که مداری ترکیبی یا هیبریدی بود، پتانسیل بالای روش های هیبریدی تعیین مدار توسط مشاهدات سیستم ناوبری ماهواره ای را به نمایش گذاشت. تعیین مدار ماهواره های ارتفاع پایین توسط مشاهدات GPS در دو سطح مدار آنی و مدار دقیق حاصل از پردازش پسین، ساختار اصلی این تحقیق را تشکیل می دهد. در بحث مدار آنی، تئوری مدار هیبریدی پایدار در حالت کلی با نوتاسیون جدید بوسیله فیلتر بسط یافته کالمن و پایدارسازی توسط برآوردگرهای بیشینه همانندی پایدار (RMLE) ارائه می گردد. جهت افزایش پایداری مدار آنی، تابع مقیاس تعدیل یافته ای به منظور بهبود نتایج پیشنهاد می شود. در ادامه مدار دقیق ابتدا توسط مدار کینماتیک حاصل از مشاهده تفاضل مرتبه صفر موج حامل ترکیب خطی عاری از یونسفر در مورد ماهواره GRACE (A) پیاده سازی می شود. همچنین ترکیب خطی عاری از یونسفر و کاهش خطای یونسفر توسط آن در بیشینه و کمینه فعالیت خورشیدی (که در مدت زمان ماموریت GRACE اتفاق افتاده است) مورد بررسی قرار می گیرد. در ادامه به منظور کاهش سطح خطاها و همچنین بررسی وضعیت برآورد عدد صحیح پارامتر ابهام فاز و اثر آن بر روی دقت مطلق (و دقت نسبی در ماموریت های چند ماهواره ای)، مشاهده تفاضل مرتبه دوم بین ایستگاه زمینی IGS و ماهواره هدف (و همچنین طول باز بین ماهواره ها در ماموریت های چند ماهواره ای نظیر GRACE) مورد بررسی قرار می گیرد. در این بررسی پاسخی منطقی به عدم موفقیت مشاهده تفاضل مرتبه دوم بین ایستگاه های زمینی IGS و ماهواره LEO نسبت به مشاهده مشابه در شبکه های ژئودتیکی ارائه می شود. در پایان مدار دینامیک تعدیل یافته (یکی از انواع مدار هیبریدی) از مدارهای کینماتیک ارائه شده محاسبه و به عنوان مدار دقیق (از نظر سطح نویز پایین و یکنواختی دقت و پیوستگی)، بحث نهایی این تحقیق را تشکیل می دهد. به منظور بررسی صحت و دقت نتایج، از نتایج ارائه شده توسط موسسه های متولی ماموریت های مورد بررسی (که ارائه دهنده مدار دقیق آن ها می باشند) استفاده شده است. مشاهده SLR (بررسی دقت مطلق) و KBR (بررسی دقت نسبی ماموریت GRACE) نیز به عنوان مشاهدات مستقل جهت برآورد صحت نتایج بکار برده می شوند. باقیمانده خطاهای مشاهدات حاصل از سرشکنی نیز به عنوان معیار سوم در بررسی کیفیت مدل ارائه شده در فرآیند تعدیل و پارامتر های برآورد شده با توجه به دقت مشاهدات اولیه نشان داده شده است. همچنین در این پژوهش جهت پردازش داده های GPS، از نرم افزار دانشگاه برن سوئیس (Bernese) استفاده می شود. در فصل اول تاریخچه تعیین مدار و روند توسعه آن در مورد ماهواره های ارتفاع پایین با ذکر چند نمونه مورد بررسی قرار می گیرد. در فصل دوم تعیین مدار کینماتیک توسط مشاهدات GPS از منظر روابط و مدل های تعدیل و مشاهدات بیان می شود. در فصل بعد تعیین مدار کینماتیک از منظر الگوریتم و روش های پالایش مشاهدات (بکار رفته در نرم افزار) تشریح می شود. فصل چهارم تئوری تعیین مدار دینامیکی و روش های هیبریدی در تعیین مدار ماهواره های ارتفاع پایین را بیان می کند. در فصل پنجم نتایج عددی و پیاده سازی عددی روش های پیشنهادی و مورد بررسی در این تحقیق بیان می شود و سرانجام نتیجه گیری به همراه چند پیشنهاد جهت توسعه نتایج و روش های مورد بحث فصل ششم را تشکیل می دهد.
- Abstract
- Due to the improvement of the space geodetic observation techniques, orbit determination of the Earth satellites forwarded to the new stage. LANDSAT4 was successfully lunched on July 16, 1982 was the first civil satellite mission which had been equipped with GPS receiver. It showed the high potential of geometrical (Kinematic) orbit determination using the new space geodetic techniques. On August 10, 1992 TOPEX/Poseidon forwarded the orbit determination to the next step with hybrid generation of orbit determination methods using the so called Reduced Dynamic (RD) orbit method. In the RD method, GPS observations improve the force model parameters. Afterward the dynamic orbit will be computed from the modified equation of motion governing the satellite orbital motion. Another generation of orbit determination methods is Reduced Kinematic method. A smoothed version of the RK method is used in the real time orbit determination and satellite attitude controller. The low quality observation conditions, high frequency noise, robustness and precise transition matrix with proper noise participation are the most challenging characteristics of dynamic filtering with RK method. Herein, a robust reduced kinematic method is properly developed. The developed hybrid method can fix the low quality observation condition and reduces the effects of high frequency noises and systematic errors. From the other side, because of low redundancy number of observations in real-time kinematic method, internal reliability will be decreased, and consequently the classical analysis of residuals will be failed. Therefore, reduction of the outlying observational effects on the estimated parameters should be done in a prudent manner. For implementation of the robust estimation idea in orbit determination problem, a new scale function is introduced which is similar to those of Huber and exponential M-estimators. The new scale function is considered to be optimistic within the confidence interval whereas the function behaves in an average manner out of the interval. The low redundancy of the observation number is the rationale behind this specific definition of the scale function for the orbit determination applications. Though the new method confirms Huber and exponential robust methods, it generally proves to be more trustworthy among them. Comparison of the results with some well known scale functions shows significant improvement. In particular, in cases where the redundancy of the data is low, the proposed method works relatively fine. For numerical comparison, P-code observations of CHAMP, GRACE A and B satellites have been chosen. Rapid Science Orbits of CHAMP and GRACE twin satellites released by Geo Forschungs Zentrum Helmholtz center Potsdam is used as a reference for cross validation. Numerical results show that the results obtained from the robust estimator with the proposed scale function is more accurate than those of the unscaled, Huber and exponential based rescaled estimations. In the sense of post processed precise orbit, phase zero- and double-difference observations of GRACE onboard receiver are extensively used to compute RD orbit using the BERNESE software. To this end, the impact of the sun ultra violation radiation pressure, phase ambiguity parameter success rate and calibrated parameters are investigated. In particular, logical answer is found toward potentiality millimeter accuracy orbit determination using GPS. For validation of precise orbit results, Satellite Laser Ranging observations side by side of the other precise orbit, released by JPL and GFZ, are used and validated the produced orbit. At last but not least, the adjusted residuals of observations were applied as internal validation to shows the consistency of results.
