A. De Simone, "Posizionamento Doppler con osservabili GPS
A. De Simone, "Posizionamento Doppler con osservabili GPS
A. De Simone, "Posizionamento Doppler con osservabili GPS
Create successful ePaper yourself
Turn your PDF publications into a flip-book with our unique Google optimized e-Paper software.
UNIVERSITA' DEGLI STUDI DI NAPOLI<br />
“PARTHENOPE”<br />
Facoltà di Scienze e Tecnologie<br />
Corso di Laurea Magistrale in<br />
Scienze e Tecnologie della Navigazione<br />
Indirizzo Navigazione<br />
POSIZIONAMENTO DOPPLER CON<br />
OSSERVABILI <strong>GPS</strong>:<br />
UNA METODOLOGIA ALTERNATIVA<br />
Relatori Candidato<br />
Prof. Salvatore Gaglione Antonio <strong>De</strong> <strong>Simone</strong><br />
Dott. Antonio Angrisano matr. 0121/018<br />
Anno Accademico 2010/2011
Copyright © 2011 Antonio <strong>De</strong> <strong>Simone</strong>. All right reserved.<br />
Questo documento può essere riprodotto e distribuito in tutto o in parte, <strong>con</strong> ogni mezzo fisico<br />
o elettronico, purché questo avviso di copyright sia mantenuto su tutte le copie. La<br />
ridistribuzione commerciale non è permessa. Ogni traduzione, lavoro derivato o<br />
comprendente questo documento deve <strong>con</strong>tenere questo stesso avviso di copyright: per<br />
esempio, non si possono produrre lavori derivati da questo documento ed imporre restrizioni<br />
aggiuntive sulla sua distribuzione. Per ulteriori informazioni si prega di <strong>con</strong>tattare l‟autore<br />
all‟indirizzo desimoneantonio@gmail.com.<br />
Napoli, 2011<br />
2
Abstract<br />
Il sistema <strong>GPS</strong> fornisce informazioni di posizione, velocità e sincronizzazione temporale su<br />
scala globale <strong>con</strong> <strong>con</strong>tinuità e accuratezza solo in caso di buone <strong>con</strong>dizioni di intervisibilità<br />
ricevitore-satelliti.<br />
In scenari urbani o indoor la navigazione satellitare risulta particolarmente critica per la<br />
carenza o il degrado dei segnali <strong>GPS</strong>, dovuta alla presenza di ostacoli che bloccano o<br />
disturbano i segnali elettromagnetici. In ambienti particolarmente ostili risulta difficile la<br />
demodulazione del messaggio di navigazione e dei ranging code rendendo il posizionamento<br />
assoluto <strong>con</strong> misure di pseudorange (single point positioning) poco accurato o dis<strong>con</strong>tinuo; in<br />
tali <strong>con</strong>dizioni la misura della frequenza del segnale (e dunque lo shift <strong>Doppler</strong>) e<br />
l‟individuazione del satellite di provenienza potrebbero essere le sole informazioni<br />
disponibili.<br />
I sistemi Assisted-GNSS sono in grado di ottenere le effemeridi dei satelliti della<br />
costellazione attraverso la rete cellulare; <strong>con</strong> tali informazioni ed elaborando opportunamente<br />
l‟osservabile <strong>Doppler</strong> è possibile una stima della posizione del mobile.<br />
Lo scopo principale di questo lavoro è testare algoritmi innovativi per il posizionamento<br />
<strong>Doppler</strong> in modalità single point, sia in modalità statica che cinematica. Tali algoritmi<br />
necessitano la <strong>con</strong>oscenza della velocità del ricevitore <strong>GPS</strong>. Nel caso statico la velocità è<br />
nota, mentre nel caso cinematico è stimata adottando una tecnica di calcolo basata<br />
sull‟utilizzo delle stesse misure <strong>Doppler</strong>.<br />
3
Ringraziamenti<br />
Questa tesi di Laurea Magistrale è il risultato del mio lavoro di ricerca sul posizionamento<br />
<strong>Doppler</strong> <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> <strong>GPS</strong>, reso possibile dalla fattiva collaborazione dei ricercatori e<br />
dottorandi del Laboratorio di Navigazione del Dipartimento di Scienze Applicate<br />
dell‟Università Parthenope di Napoli.<br />
<strong>De</strong>sidero quindi ringraziare innanzitutto il Dott. Salvatore Gaglione e il Dott. Antonio<br />
Angrisano per la <strong>con</strong>tinua disponibilità manifestata durante questi mesi di intenso lavoro di<br />
ricerca, e per avermi trasmesso idee e <strong>con</strong>ocenze preziose. <strong>De</strong>sidero inoltre ringraziarli per la<br />
fiducia che hanno deposto in me affidandomi un progetto di tesi tanto ambizioso.<br />
Ringrazio anche gli amici di corso e gli amici di sempre per il loro incoraggiamento, per il<br />
tempo trascorso insieme nelle brevi pause dallo studio e per la loro bella amicizia.<br />
E un grazie speciale a Valeria, per tutto quanto è stato e quello che deve ancora essere.<br />
Infine, ho in cuore di ringraziare i miei genitori per il sostegno, la stima e l‟affetto che non mi<br />
hanno mai fatto mancare.<br />
4
…se a pruavia alcun segnale avverta,<br />
ferma, poi avanza adagio stando allerta<br />
tu dagli eventi prenderai <strong>con</strong>siglio,<br />
lesto e sicuro in subito periglio…<br />
5
Indice<br />
Abstract ................................................................................................................................................ 3<br />
Ringraziamenti .................................................................................................................................... 4<br />
Indice ................................................................................................................................................... 6<br />
Indice delle Tabelle ............................................................................................................................. 9<br />
Indice delle Figure ............................................................................................................................. 10<br />
Elenco degli Acronimi ....................................................................................................................... 12<br />
1 Introduzione .................................................................................................................................... 14<br />
2 Il Sistema <strong>GPS</strong> ................................................................................................................................ 16<br />
2.1 Architettura del Sistema ........................................................................................................... 16<br />
2.2 Principio di Funzionamento ..................................................................................................... 19<br />
2.3 Struttura del Segnale ................................................................................................................. 21<br />
2.4 Osservabili ................................................................................................................................ 25<br />
2.5 Errori delle Osservabili ............................................................................................................. 30<br />
2.5.1 Errori Accidentali ............................................................................................................. 31<br />
2.5.2 Errori Sistematici .............................................................................................................. 32<br />
2.5.3 Errori Grossolani .............................................................................................................. 35<br />
2.6 Sistemi di Riferimento .............................................................................................................. 37<br />
6
2.7 Tecniche di <strong>Posizionamento</strong> ..................................................................................................... 39<br />
3 Algoritmi per il Calcolo di Posizione e Velocità del Ricevitore .................................................... 42<br />
3.1 Calcolo di Posizione e Velocità dei Satelliti ............................................................................ 42<br />
3.2 <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> Osservabili Pseudorange......................................................................... 46<br />
3.2.1 Equazione di Misura di Pseudorange ............................................................................... 46<br />
3.2.2 Stima della Soluzione ....................................................................................................... 48<br />
3.2.3 <strong>De</strong>scrizione <strong>De</strong>ttagliata dell‟Algoritmo............................................................................ 53<br />
3.2.4 Algoritmi di Correzione ................................................................................................... 55<br />
3.2.5 Limiti del <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> Pseudorange ................................................................... 57<br />
3.3 <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> Osservabili <strong>Doppler</strong>................................................................................. 58<br />
3.3.1 Utilità del <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> ................................................................................. 58<br />
3.3.2 Comparazione tra <strong>Doppler</strong> <strong>GPS</strong> e Transit ........................................................................ 60<br />
3.3.3 Equazione di Misura <strong>Doppler</strong> ........................................................................................... 63<br />
3.3.4 L‟errore di <strong>De</strong>riva dell‟Orologio ...................................................................................... 66<br />
3.3.5 Formulazione Matematica del Problema di <strong>Posizionamento</strong> ........................................... 67<br />
3.3.6 Soluzione <strong>Doppler</strong> ............................................................................................................ 71<br />
3.3.7 <strong>De</strong>scrizione <strong>De</strong>ttagliata dell‟Algoritmo <strong>Doppler</strong> ............................................................. 75<br />
3.4 Calcolo della Velocità del Ricevitore ....................................................................................... 77<br />
4 Test e Risultati ................................................................................................................................ 80<br />
4.1 Caratteristiche della Stazione ................................................................................................... 80<br />
4.2 <strong>Posizionamento</strong> Statico ............................................................................................................ 83<br />
7
4.2.1 Accuratezza della Posizione ............................................................................................. 84<br />
4.2.2 Dipendenza del <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> dalla Posizione Stimata .................................. 90<br />
4.2.3 Dipendenza del <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> dalla Velocità Stimata .................................... 92<br />
4.2.4 Considerazioni sul <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> Statico ....................................................... 94<br />
4.3 <strong>Posizionamento</strong> Cinematico ..................................................................................................... 94<br />
4.3.1 Dipendenza della Velocità <strong>Doppler</strong> dalla Posizione Stimata ........................................... 95<br />
4.3.2 Accuratezza della Posizione ............................................................................................. 97<br />
4.3.3 Considerazioni sul <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> Cinematico .............................................. 105<br />
5 Conclusioni ................................................................................................................................... 109<br />
5.1 Sviluppi futuri ......................................................................................................................... 111<br />
Bibliografia ...................................................................................................................................... 112<br />
Appendice: l‟Effetto <strong>Doppler</strong> .......................................................................................................... 115<br />
8
Indice delle Tabelle<br />
TABELLA 3.1 – EFFEMERIDI <strong>GPS</strong> TRASMESSE (BROADCAST EPHEMERIS).............................................................. 43<br />
TABELLA 3.2 – CALCOLO DI POSIZIONE E VELOCITÀ DEI SATELLITI <strong>GPS</strong> [DA (IS-<strong>GPS</strong>-200, 2004) E (REMONDI,<br />
2004)] ........................................................................................................................................................... 44<br />
TABELLA 4.1 – COORDINATE DELLA STAZIONE DI RIFERIMENTO ........................................................................... 81<br />
TABELLA 4.2 – CONFRONTO TRA POSIZIONAMENTO CON PR E DOPPLER IN TERMINI DI ERRORI RMS .................. 89<br />
TABELLA 4.3 – CONFRONTO TRA POSIZIONAMENTO CON PR E DOPPLER IN TERMINI DI ERRORI MASSIMI ............ 89<br />
TABELLA 4.4 – ERRORI RMS NEL POSIZIONAMENTO DOPPLER STATICO CON INCERTEZZA SULLA POSIZIONE ...... 91<br />
TABELLA 4.5 – ERRORI MASSIMI NEL POSIZIONAMENTO DOPPLER STATICO CON INCERTEZZA SULLA POSIZIONE 91<br />
TABELLA 4.6 – ERRORE RMS SULLA POSIZIONE DOPPLER CON POSIZIONE ESATTA E VELOCITÀ INCERTA ........... 93<br />
TABELLA 4.7 –ERRORE RMS SULLA VELOCITÀ AL VARIARE DELL‟APPROSSIMAZIONE SULLA POSIZIONE STIMATA<br />
...................................................................................................................................................................... 96<br />
TABELLA 4.8 – CONFRONTO TRA POSIZIONAMENTO CON PR E DOPPLER STATICO E CINEMATICO MODE 1 IN<br />
TERMINI DI ERRORE RMS ........................................................................................................................... 100<br />
TABELLA 4.9 – CONFRONTO TRA POSIZIONAMENTO CON PR E DOPPLER STATICO E CINEMATICO MODE 1 IN<br />
TERMINI DI ERRORE MASSIMO .................................................................................................................... 100<br />
TABELLA 4.10 – CONFRONTO TRA POSIZIONAMENTO DOPPLER CINEMATICO MODE 2 E GLI ALTRI APPROCCI<br />
CONSIDERATI IN TERMINI DI ERRORE RMS ................................................................................................. 104<br />
TABELLA 4.11 – CONFRONTO TRA POSIZIONAMENTO CON PR E DOPPLER CINEMATICO MODE 2 IN TERMINI DI<br />
ERRORE MASSIMO ...................................................................................................................................... 105<br />
9
Indice delle Figure<br />
FIGURA 2.1 – ARCHITETTURA DEL SISTEMA <strong>GPS</strong> .................................................................................................. 17<br />
FIGURA 2.2 – RAPPRESENTAZIONE PIANA DELLA COSTELLAZIONE DI SATELLITI <strong>GPS</strong> (KAPLAN,2006)................. 18<br />
FIGURA 2.3 – PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO DEL POSIZIONAMENTO <strong>GPS</strong> CON PSEUDORANGE (LEHTINEN,2001) 20<br />
FIGURA 2.4 – MODULAZIONE DEL SEGNALE <strong>GPS</strong> (DA KAPLAN 2006) ................................................................... 23<br />
FIGURA 2.5 – ERRORI DELLE OSSERVABILI <strong>GPS</strong> (VULTAGGIO, 2010) .................................................................... 37<br />
FIGURA 2.6 – SISTEMI DI RIFERIMENTO ECI, ECEF E ENU (DA ANGRISANO 2010) .............................................. 39<br />
FIGURA 2.7 – SCHEMA COMPONENTI SISTEMA D<strong>GPS</strong> (KAPLAN, 2006) ................................................................. 40<br />
FIGURA 3.1 – ALGORITMO DI CALCOLO DELLA POSIZIONE CON OSSERVABILI PSEUDORANGE .............................. 53<br />
FIGURA 3.2 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO DI POSIZIONAMENTO CON PSEUDORANGE .......................... 54<br />
FIGURA 3.3 – SCHEMA DEI COMPONENTI DI UN SISTEMA A-<strong>GPS</strong> ........................................................................... 59<br />
FIGURA 3.4 –COSTELLAZIONE BIRDCAGE TRANSIT (VULTAGGIO, 2010) ............................................................. 61<br />
FIGURA 3.5 – COSTELLAZIONE <strong>GPS</strong> (KAPLAN, 2006) ............................................................................................ 62<br />
FIGURA 3.6 – LUOGO DI POSIZIONE CONICO (LEHTINEN,2001) .............................................................................. 65<br />
FIGURA 3.7 – ALGORITMO DI CALCOLO DELLA POSIZIONE CON OSSERVABILI DOPPLER ....................................... 75<br />
FIGURA 3.8 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO DI POSIZIONAMENTO DOPPLER .......................................... 76<br />
FIGURA 3.9 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO PER IL CALCOLO DELLA VELOCITÀ CON OSSERVABILI<br />
DOPPLER. ...................................................................................................................................................... 79<br />
FIGURA 4.1 – RICEVITORE <strong>GPS</strong> E ANTENNA CON GROUND PLANE E RADOME DELLA STAZIONE UAAG<br />
(TRIMBLE.COM) ............................................................................................................................................ 82<br />
FIGURA 4.2 – DETTAGLIO DEL GROUND PLANE DELL‟ANTENNA ZEPHYR – DISSIPAZIONE DEL MULTIPATH<br />
(TRIMBLE.COM) ............................................................................................................................................ 83<br />
FIGURA 4.3 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO DI POSIZIONAMENTO DOPPLER PER IL CASO STATICO ........ 84<br />
FIGURA 4.4 – POSIZIONI ORIZZONTALI CALCOLATE CON OSSERVABILI PSEUDORANGE, DOPPLER ........................ 85<br />
FIGURA 4.5 – ERRORE ORIZZONTALE, ERRORE VERTICALE E DOPPLER PDOP (POSIZIONAMENTO DOPPLER) ...... 86<br />
FIGURA 4.6 – ERRORE ORIZZONTALE, ERRORE VERTICALE E PDOP (POSIZIONAMENTO PSEUDORANGE) ............. 87<br />
FIGURA 4.7 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO DI POSIZIONAMENTO DOPPLER CON POSIZIONE ESATTA E<br />
VELOCITÀ INCERTA ...................................................................................................................................... 92<br />
10
FIGURA 4.8 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO DI POSIZIONAMENTO DOPPLER PER IL CASO CINEMATICO . 95<br />
FIGURA 4.9 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO DI POSIZIONAMENTO DOPPLER PER IL CASO CINEMATICO<br />
(MODE 1) ...................................................................................................................................................... 97<br />
FIGURA 4.10 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO DI POSIZIONAMENTO DOPPLER PER IL CASO CINEMATICO<br />
(MODE 2) ...................................................................................................................................................... 98<br />
FIGURA 4.11 – POSIZIONI ORIZZONTALI CALCOLATE CON OSSERVABILI PSEUDORANGE E DOPPLER (STATICO E<br />
CINEMATICO MODE 1) .................................................................................................................................. 99<br />
FIGURA 4.12 – ERRORE ORIZZONTALE, ERRORE VERTICALE E DPDOP (DOPPLER CINEMATICO MODE 1) ......... 101<br />
FIGURA 4.13 – POSIZIONI ORIZZONTALI CALCOLATE CON PR E DOPPLER (STATICO, CINEMATICO MODE 1 E 2) 102<br />
FIGURA 4.14 – ERRORE ORIZZONTALE, ERRORE VERTICALE E DOPPLER PDOP (DOPPLER STATICO, CINEMATICO<br />
MODE 1 E 2) ................................................................................................................................................ 103<br />
FIGURA 4.15 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO CINEMATICO CON FONTE ESTERNA PER LA VELOCITÀ ... 107<br />
FIGURA 4.16 – SCHEMA A BLOCCHI DELL‟ALGORITMO CINEMATICO CON FONTE ESTERNA PER LA POSIZIONE .. 108<br />
FIGURA 0.1 – CURVE DOPPLER E RISPETTIVE POSIZIONI RILEVATORE (VULTAGGIO,2010) ................................. 117<br />
11
Elenco degli Acronimi<br />
BMCS Backup Master Control Station<br />
BPSK Binary Phase Shift Keying<br />
C/A Code Coarse Acquisition Code<br />
CDMA Code Division Multiple Access<br />
D<strong>GPS</strong> Differential <strong>GPS</strong><br />
DoD U.S. <strong>De</strong>partment of <strong>De</strong>fence<br />
DOP Diluition Of Precision<br />
DPDOP <strong>Doppler</strong> Precise DOP<br />
ECEF Earth Centered Earth Fixed<br />
ECI Earth Centered Inertial<br />
ENU East North Up<br />
FOC Full Of Capability<br />
GA Ground Antennas<br />
GDOP Geometric Diluition Of Position<br />
GNSS Global Navigation Satellite System<br />
<strong>GPS</strong> Global Positioning System<br />
IGS International GNSS Service<br />
MCS Master Control Station<br />
12
MEO Medium Earth Orbit<br />
MS Monitor Stations<br />
OCS Operational Control System<br />
P Code Precision Code<br />
PDOP Precise Diluition Of Precision<br />
PPS Precise Positioning Service<br />
PR Pseudorange<br />
PRN Pseudo-Random Noise<br />
RMS Root Mean Square<br />
SA Select Aviability<br />
SPS Standard Positioning Service<br />
SSM Spread Spectrum Modulation<br />
SV Space Vehicle<br />
TEC Total Electron Content<br />
UTC Universal Time Cordinate<br />
UTM Universal Transverse Mercator<br />
WGS84 World Geodetic System 1984<br />
13
1 Introduzione<br />
Dalle sue origini fino ai primi anni „80 la navigazione satellitare è stata una tecnologia<br />
esclusivamente militare. Da allora la situazione è molto cambiata e le potenzialità<br />
commerciali delle applicazioni di posizionamento satellitare hanno fatto si che si creassero<br />
infrastutture e tecnologie destinate anche ad uso civile.<br />
L‟obiettivo principale di questo lavoro è di sviluppare nuove applicazioni per il<br />
posizionamento in single point di ricevitori SPS (Standard Positioning Service).<br />
Dopo una breve panoramica sul sistema <strong>GPS</strong>, sono introdotte le caratteristiche principali del<br />
segnale <strong>GPS</strong> e delle misure che i ricevitori satellitari sono in grado di effettuare (<strong>osservabili</strong>).<br />
Ampio spazio è dedicato all‟analisi delle principali fonti di errore che caratterizzano le<br />
<strong>osservabili</strong>, degradando le prestazioni del sistema, e di come sono state affrontate al fine di<br />
mitigarne l‟effetto.<br />
Successivamente è stata affrontata una panoramica sulle principali tecniche di posizionamento<br />
satellitare e sono stati definiti i sistemi di riferimento utilizzati nel lavoro.<br />
È poi descitta la teoria alla base del posizionamento <strong>con</strong> misure di pseudorange e <strong>con</strong> misure<br />
di <strong>Doppler</strong> sui segnali <strong>GPS</strong>.<br />
In seguito è evidenziata la possibilità di realizzare un posizionamento <strong>GPS</strong> <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong><br />
<strong>Doppler</strong> in ambiente ostile, intendendo <strong>con</strong> tale termine un luogo in cui la misura di<br />
pseudorange è affetta da errori troppo grandi o addirittura impossibile da effettuare.<br />
14
L‟osservabile shift-<strong>Doppler</strong> viene acquisita dai ricevitori senza la necessità di demodulare i<br />
ranging-code dalle portanti ed è una misura effettuata intrinsecamente da tutti i ricevitori<br />
<strong>GPS</strong>, anche quelli low-cost. Non tutti i ricevitori però rendono disponibile questa misura in<br />
uscita, poiché la ricerca riguardante la tecnologia <strong>Doppler</strong> <strong>GPS</strong> ha subito un forte impulso<br />
solo negli ultimi anni. Infatti, la diffusione di smartphone <strong>con</strong> ricevitori <strong>GPS</strong> integrati ed altri<br />
analoghi dispositivi di uso comune, come i navigatori satellitari per automobili, ha portato alla<br />
ribalta nuove problematiche di posizionamento satellitare risolvibili anche mediante l‟impiego<br />
di <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>. La possibilità di accedere alla rete internet via cellulare ha poi<br />
definitivamente aperto la strada allo sviluppo di nuove tecniche di posizionamento <strong>GPS</strong>,<br />
denominate tecniche Assisted-<strong>GPS</strong>.<br />
La metodologia di posizionamento <strong>Doppler</strong> sviluppata in questo lavoro è una tipica tecnica<br />
basata sull‟utilizzo di dati A-<strong>GPS</strong>, in quanto le <strong>osservabili</strong> shift-<strong>Doppler</strong> sono acquisite dal<br />
ricevitore, mentre le effemeridi dei satelliti possono essere fornite da appositi servizi internet.<br />
In questo lavoro sono proposti algoritmi innovativi per il posizionamento <strong>GPS</strong> <strong>con</strong><br />
osservabile <strong>Doppler</strong> sia in modalità statica che cinematica; la modalità cinematica richiede la<br />
<strong>con</strong>oscenza della velocità del ricevitore <strong>GPS</strong>. Nel caso statico la velocità è nota, poiché la<br />
stazione non è in movimento, mentre nel caso cinematico essa è stimata mediante una tecnica<br />
di calcolo basata sull‟utilizzo delle stesse misure <strong>Doppler</strong>, le cui prestazioni sono analizzate.<br />
Lo studio delle prestazioni dell‟algoritmo proposto fa uso di dati di una stazione fissa, la cui<br />
posizione è nota <strong>con</strong> precisione millimetrica.<br />
Il lavoro si <strong>con</strong>clude <strong>con</strong> la descizione delle possibili applicazioni di questa ricerca e <strong>con</strong> i<br />
suoi possibili sviluppi.<br />
15
2 Il Sistema <strong>GPS</strong><br />
Il sistema NAVSTAR <strong>GPS</strong> (NAVigation Satellite Timing And Ranging Global Positioning<br />
System) è un sistema satellitare per il posizionamento e la sincronizzazione temporale. Il suo<br />
funzionamento è basato sulla ricezione di segnali radio emessi da una costellazione di satelliti<br />
artificiali in orbita attorno alla Terra. La tecnica impiegata è nota come one way ranging, che,<br />
descritta al paragrafo 2.2, non prevede emissione di segnali da parte del ricevitore <strong>GPS</strong>.<br />
Questa caratteristica fa si che il luogo in cui si trova l‟utilizzatore dei servizi <strong>GPS</strong> non sia<br />
individuabile da terzi soggetti e costituisce un fattore di importanza strategica per l‟utilizzo<br />
militare dei servizi <strong>GPS</strong>.<br />
Il sistema <strong>GPS</strong> è un sistema duale, cioè fornisce servizi sia per applicazioni militari che civili.<br />
È progettato per fornire una copertura globale e permette il posizionamento tridimensionale di<br />
oggetti, anche in movimento, ed in ogni <strong>con</strong>dizione meteorologica; gestito dal DoD<br />
(Dipartimento della Difesa degli Stati Uniti), il lancio del primo satellite è avvenuto nel 1978<br />
(<strong>GPS</strong> Standard Positioning Service Performance Standard, 2008) e ha raggiunto la piena<br />
capacità operativa (Full Of Capability) nel 1995 (Kaplan, 2006).<br />
2.1 Architettura del Sistema<br />
Il sistema <strong>GPS</strong> si compone di tre segmenti:<br />
il segmento spaziale,<br />
il segmento di <strong>con</strong>trollo,<br />
il segmento utente.<br />
16
Figura 2.1 – Architettura del Sistema <strong>GPS</strong><br />
Il segmento spaziale è costituito da una costellazione di satelliti artificiali il cui numero è<br />
variabile nel tempo. La costellazione <strong>GPS</strong> è definita a “24 slot espandibile” (<strong>GPS</strong> Standard<br />
Positioning Service Performance Standard, 2008), definendo slot una delimitata posizione<br />
dello spazio atta ad accogliere un satellite; dei 24 slot, 3 sono denominati “espandibili”,<br />
poiché è previsto che possano accogliere due satelliti in posizione avanzata ed arretrata<br />
rispetto alla posizione teorica.<br />
Il numero attuale di satelliti operativi che costituis<strong>con</strong>o la costellazione <strong>GPS</strong> è 31 satelliti, di<br />
cui 28 operativi alla data del 1 giugno 2011 (ftp://tycho.usno.navy.mil/pub/gps/gpstd.txt); essi<br />
sono in numero superiore ai 24 previsti poiché alcuni satelliti rimangono funzionanti per un<br />
tempo superiore a quello stimato in fase di progettazione. I satelliti eccedenti sono i nuovi<br />
satelliti che andranno a sostituire quelli in via di dismissione o proprio i satelliti negli ultimi<br />
mesi del loro periodo operativo.<br />
17
Figura 2.2 – Rappresentazione Piana della Costellazione di Satelliti <strong>GPS</strong> (Kaplan,2006)<br />
Gli slot sono distribuiti in sei piani orbitali MEO 1 (Medium Earth Orbit), inclinati di circa<br />
55°, i cui nodi ascendenti adiacenti sono separati da un angolo di 60°. I satelliti sono dunque<br />
disposti in orbite ellittiche poco eccentriche e ad un‟altitudine di circa 20200 km dalla Terra.<br />
Il loro periodo di rivoluzione è di 12 ore sideree 2 , e risultano a traccia ripetitiva. La visibilità<br />
di satelliti prevista per una generica località della superficie terrestre è di almeno 4 satelliti,<br />
fino a un massimo di 10 <strong>con</strong> un mask angle 3 di 10° (Vultaggio, 2010).<br />
Dal punto di vista delle caratteristiche tecniche, i satelliti <strong>GPS</strong> sono abilitati a ricevere segnali<br />
dal segmento di <strong>con</strong>trollo, demodulare e processare i dati ricevuti, generare e infine modulare<br />
le portanti da trasmettere <strong>con</strong> i dati elaborati. Essi inoltre sono dotati di razzi a reazione che<br />
<strong>con</strong>sentono di effettuare piccoli spostamenti e variazioni di assetto, gestite dal segmento di<br />
<strong>con</strong>trollo.<br />
1 Le orbite MEO sono limitate inferiormente delle fasce di Van Hallen, il cui ambiente radioattivo può<br />
pregiudicare il corretto funzionamento degli apparati elettronici, e si estendono da 20000 Km fino a 36000 Km<br />
dalla superficie della Terra, distanza alla quale le orbite diventano geosincrone.<br />
2 12 ore sideree equivalgono a un intervallo di tempo di 11 ore e 58 minuti.<br />
3 Le <strong>osservabili</strong> relative a satelliti bassi sull‟orizzonte sono spesso affette da grossi errori atmosferici (cfr.<br />
paragrafo 2.5.2); quando è possibile è preferibile non utilizzare le misure relative a satelliti <strong>con</strong> distanza zenitale<br />
maggiore di 10 gradi.<br />
18
Il segmento di <strong>con</strong>trollo, noto anche come Operational Control System (OCS), è costituito<br />
da (Global Positioning System Standard Positioning Service Performance Standard, 2008):<br />
una Master Control Station (MCS),<br />
una Backup Master Control Station (BMCS),<br />
quattro Ground Antennas (GA) e<br />
numerose Monitor Stations (MS) distribuite globalmente<br />
Le MS svolgono molteplici attività, tra cui quelle di effettuare misure di pseudorange e di fase<br />
sui segnali <strong>GPS</strong> e raccogliere informazioni sullo stato dell‟atmosfera. Tali dati vengono<br />
elaborati dalla MCS al fine di produrre le effemeridi dei satelliti ed i parametri correttivi degli<br />
orologi di bordo, da includere nel messaggio di navigazione.<br />
La funzione delle GA è quella di trasmettere i dati elaborati ai satelliti, come il messaggio di<br />
navigazione e le istruzioni di manovra.<br />
Il segmento di <strong>con</strong>trollo ha inoltre il compito di mantenere il tempo di sistema <strong>GPS</strong> e la sua<br />
sincronizzazione <strong>con</strong> il tempo UTC (Universal Time Coordinated).<br />
Con segmento utente, infine, si intendono i destinatari dei servizi di pozizionamento cioè gli<br />
utenti civili, che muniti di apposito ricevitore acquisis<strong>con</strong>o il segnale in chiaro del servizio<br />
SPS (Standard Positioning Service), e gli utenti militari (o autorizzati dal DoD), abilitati a<br />
decodificare il segnale criptato a maggiore precisione del servizio PPS (Precise Positioning<br />
Service).<br />
2.2 Principio di Funzionamento<br />
Il principio di funzionamento del sistema <strong>GPS</strong> si basa sulla tecnica del one way ranging: la<br />
distanza tra satellite e ricevitore è stimata misurando il tempo impiegato dal segnale<br />
19
proveniente dal satellite a raggiungere il ricevitore e moltiplicandolo per la velocità di<br />
propagazione del segnale (pari alla velocità della luce).<br />
Teoricamente, <strong>con</strong>oscendo la velocità di propagazione dei segnali elettromagnetici e la<br />
posizione di almeno tre satelliti al momento della trasmissione, sarebbe possibile calcolare la<br />
posizione dell‟antenna ricevente <strong>con</strong> sole tre misure di distanza ricevitore-satellite. In tal caso,<br />
infatti, non <strong>con</strong>siderando le fonti di errore descritte in seguito, la posizione del ricevitore<br />
corrisponderebbe all‟intersezione di tre luoghi di posizione sferici centrati nei satelliti al<br />
momento della trasmisisone, i cui raggi sono le rispettive distanze misurate tra satelliti e<br />
ricevitore.<br />
Figura 2.3 – Principio di Funzionamento del <strong>Posizionamento</strong> <strong>GPS</strong> <strong>con</strong> Pseudorange<br />
(Lehtinen,2001)<br />
Tuttavia solo teoricamente il posizionamento è possibile <strong>con</strong> tre satelliti, poiché la scarsa<br />
precisione del clock del ricevitore non permette una sincronizzazione precisa tra il tempo del<br />
ricevitore ed il tempo <strong>GPS</strong>. Pertanto l‟asincronismo o offset tra il tempo <strong>GPS</strong> e quello del<br />
ricevitore sono <strong>con</strong>siderati come ulteriore incognita del problema da risolvere. Ne segue che<br />
20
per il calcolo della posizione tridimensionale <strong>GPS</strong> sono necessarie almeno quattro misure<br />
<strong>con</strong>temporanee da satelliti diversi.<br />
Per migliorare la precisione nella posizione calcolata dal ricevitore è necessario <strong>con</strong>siderare<br />
gli effetti di una serie di fenomeni pertubativi, che, in proporzioni diverse, peggiorano<br />
l‟accuratezza della posizione calcolata:<br />
offset tra gli orologi dei satelliti e il tempo <strong>GPS</strong>,<br />
rifrazione ionosferica e troposferica,<br />
incertezza <strong>con</strong> cui si <strong>con</strong>os<strong>con</strong>o le effemeridi dei satelliti,<br />
multipath 4 ,<br />
rumore del ricevitore.<br />
Si riporta nel paragrafo 2.5 un‟analisi dettagliata degli effetti generati dai fenomeni elencati e<br />
di come possono essere trattati.<br />
2.3 Struttura del Segnale<br />
I satelliti <strong>GPS</strong> trasmettono <strong>con</strong> <strong>con</strong>tinuità dei segnali elettromagnetici opportunamente<br />
modulati. Questi segnali vengono ricevuti da appositi ricevitori <strong>GPS</strong>, quali fruitori dei servizi<br />
<strong>GPS</strong>, e dalle stazioni del segmento di <strong>con</strong>trollo, impegnate nella gestione del sistema. La<br />
generazione dei segnali <strong>GPS</strong> è basata sull‟utilizzo di oscillatori atomici ad alta precisione<br />
imbarcati sui satelliti, caratterizzati da una stabilità dell‟ordine di (Parkinson-Spilker,<br />
1996).<br />
L‟accuratezza nel posizionamento raggiungibile dal sistema <strong>GPS</strong> è legata alla qualità del<br />
clock dei satelliti, il quale è tenuto costantemente sotto <strong>con</strong>trollo dalle stazioni del segmento<br />
4 Il multipath introduce un ritardo temporale non modellabile dovuto alle riflessioni multiple del segnale su<br />
ostacoli o superfici in<strong>con</strong>trate durante il suo percorso dal satellite all‟antenna del ricevitore.<br />
21
terrestre. La frequenza fondamentale del clock dei satelliti è di 10.23 MHz e viene<br />
impiegata per generare le tre componenti principali del segnale <strong>GPS</strong>: le portanti, i codici ed il<br />
messaggio di navigazione.<br />
Le portanti del segnale, ottenute moltiplicando la frequenza fondamentale per opportuni<br />
coefficienti, sono due:<br />
<strong>con</strong> lunghezza d‟onda<br />
<strong>con</strong> lunghezza d‟onda<br />
L‟uso combinato delle due frequenze permette ai ricevitori a doppia frequenza di eliminare il<br />
ritardo del segnale dovuto alla rifrazione ionosferica.<br />
La misura del tempo di propagazione del segnale, dal satellite al ricevitore, viene ricavata a<br />
partire dai codici binari, detti ranging code, che modulano le portanti <strong>con</strong> la tecnica BPSK 5 .<br />
In particolare la tecnica di modulazione BPSK adottata dal <strong>GPS</strong> prende il nome di DSSS<br />
(Direct Sequence Spread Spectrum). I codici, pur avendo natura deterministica, hanno un<br />
aspetto pseudo-casuale, da cui il nome di pseudo-random noise (PRN); essi, sono generati<br />
mediante la tecnica SSM 6 e dimostrano buone caratteristiche di resistenza alle interferenze<br />
ambientali e buona robustezza rispetto alla decodifica da parte di ricevitori non autorizzati<br />
(Cina, 2000).<br />
La figura seguente illustra il processo di modulazione della portante (RF carrier), modulata<br />
dai dati del messaggio di navigazione (Data waveform) e dai codici pseudo-casuali (spreading<br />
waveform). Il segnale modulato è individuato dalla dicitura DSSS signal.<br />
5 La modulazione BPSK (Binary Phase-Shift Keying) è basata sul cambio di fase di 180° della portante in<br />
corrispondenza di un cambio di valore nel segnale modulante; non è prevista invece alcuna variazione di fase se<br />
il segnale modulante resta costante.<br />
6 La tecnica SSM (Spread Spectrum Modulation) <strong>con</strong>siste nell‟impiegare una banda di frequenza molto più larga<br />
di quella necessaria per il segnale.<br />
22
Figura 2.4 – Modulazione del Segnale <strong>GPS</strong> (da Kaplan 2006)<br />
I ranging codes, quali codici modulanti utilizzati per stimare la distanza satellite ricevitore,<br />
sono due:<br />
il codice C/A ed<br />
il codice P.<br />
Il codice C/A (Coarse Acquisition) ha una frequenza pari a ed è diverso per ogni<br />
satellite; tale codice, destinato al servizio SPS, modula solo la portante L1 e <strong>con</strong>sente un<br />
posizionamento meno preciso del codice P.<br />
Il codice P (Precision o Protect,) ha una frequenza e, come nel caso del codice C/A, è<br />
diverso da satellite a satellite; destinato al serivzio PPS, modula entrambe le portanti ed è<br />
decodificabile dai soli ricevitori autorizzati dal DoD.<br />
Un terzo codice modulante, <strong>con</strong> una frequenza di 50 Hz, costituisce il messaggio di<br />
navigazione. Indicato generalmente <strong>con</strong> la lettera D, esso modula entrambe le portanti e<br />
23
fornisce una serie di informazioni indispensabili per il calcolo della posizione del ricevitore<br />
tra cui:<br />
le effemeridi del satellite o broadcast ephemeris, ovvero le informazioni per il calcolo<br />
della sua posizione,<br />
l‟almanacco dei satelliti di tutta la costellazione <strong>GPS</strong>, ovvero le effemeridi<br />
approssimate di tutti i satelliti <strong>GPS</strong> utilizzate per il calcolo della visibilità dei satelliti,<br />
le informazioni sul funzionamento di tutti i satelliti della costellazione,<br />
i parametri correttivi del clock del satellite ed<br />
il tempo di riferimento delle effemeridi.<br />
Tutti i satelliti <strong>GPS</strong> trasmettono segnali alla stessa frequenza portante ma <strong>con</strong> diverso<br />
messaggio di navigazione e <strong>con</strong> diverso ranging code, affinchè il ricevitore possa distinguere<br />
tra i segnali ricevuti. Tale tecnica è definita CDMA (Code Division Multiple Access). I codici<br />
adottati sono stati progettati per avere la minima correlazione per tutti gli sfasamenti<br />
temporali (Kaplan, 2006).<br />
Dal 31 gennaio 1994 è stata attivata in maniera permanente la tecnica dell‟Anti-spoofing e da<br />
quel momento il codice P è disponibile ai soli utenti autorizzati mediante ricezione del codice<br />
Y, dato dalla somma del codice P e di un codice di crittografia W(t) (Cina, 2000).<br />
Il programma di modernizzazione del sistema <strong>GPS</strong> prevede la trasmissione di nuovi segnali:<br />
il segnale in chiaro L2C, che in combinazione <strong>con</strong> il segnale L1 <strong>con</strong>sente anche agli<br />
utenti non autorizzati ad adoperare il codice P di limitare l‟errore ionosferico,<br />
il segnale L5, modulato su una ulteriore portante a 1176.45 MHz e destinato ad<br />
applicazioni definite di sicurezza,<br />
il segnale L1C, progettato per l‟interoperabilità <strong>con</strong> il sistema Galileo e <strong>con</strong> gli altri<br />
sistemi di navigazione satellitare e<br />
24
destinato all‟uso militare è invece prevista l‟implementazione del codice M,<br />
modulante entrambe le portanti L1 e L2 (Angrisano, 2010).<br />
2.4 Osservabili<br />
Le <strong>osservabili</strong> <strong>GPS</strong> sono i tipi di misure realizzabili <strong>con</strong> i ricevitori <strong>GPS</strong> elaborando i segnali<br />
ricevuti e sono:<br />
Misure di pseudorange (su codice C/A o su codice P),<br />
Misure di fase (sulla portante L1 o su L2) e<br />
Misure di shift <strong>Doppler</strong> (sulla portante L1 o su L2)<br />
Le unità di misura per le grandezze appena definete sono rispettivamente metri, numero di<br />
cicli ed hertz.<br />
La misura di pseudorange si ottiene mediante un‟operazione di matching tra il codice C/A (o<br />
P) ricevuto dal satellite e una sua replica generata internamente al ricevitore stesso, al fine di<br />
determinare l‟intervallo corrispondente al ritardo tra il tempo di trasmissione e il tempo di<br />
ricezione. In realtà, gli orologi del satellite e del ricevitore non sono sincronizzati, per cui<br />
l‟intervallo temporale è pari alla differenza tra il tempo di ricezione misurato <strong>con</strong> l‟orologio<br />
del ricevitore e il tempo di trasmissione misurato <strong>con</strong> l‟orologio del satellite :<br />
2.1<br />
25
L‟equazione 2.1 può essere opportunamente manipolata aggiungendo e sottraendo la quantità<br />
, differenza tra le epoche di ricezione e trasmissione nella scala <strong>GPS</strong> 7 (scala<br />
temporale di riferimento del sistema):<br />
<strong>con</strong><br />
=<br />
=<br />
offset dell‟orologio del satellite rispetto al tempo <strong>GPS</strong> e<br />
offset dell‟orologio del ricevitore rispetto al tempo <strong>GPS</strong>.<br />
Moltiplicando ambo i membri per la velocità della luce si ha:<br />
<strong>con</strong><br />
pseudorange e<br />
distanza geometrica satellite-ricevitore.<br />
La distanza è definita come:<br />
7 La scala del tempo <strong>GPS</strong> è collegata alla scala UTC; la scala UTC ha una componente atomica, che definisce la<br />
lunghezza del se<strong>con</strong>do ed una astronomica, legata al tempo UT1. Il giorno nella scala UT1 è definito come<br />
intervallo tra due passaggi <strong>con</strong>secutivi del Sole al meridiano di Greenwich, <strong>con</strong>siderando le correzioni dovute al<br />
moto polare ed alla polodia. Nel caso in cui la differenza tra UT1 e UTC sia maggiore di 0.9 se<strong>con</strong>di, il tempo<br />
UTC viene aggiornato inserendo in quest‟ultimo dei salti di 1 se<strong>con</strong>do (leap se<strong>con</strong>ds). Il tempo <strong>GPS</strong> per<br />
definizione non <strong>con</strong>templa salti temporali, per cui la differenza <strong>con</strong> il tempo UTC, coincidenti all‟istante zero<br />
<strong>GPS</strong>, è pari al numero di leap se<strong>con</strong>d.<br />
2.2<br />
2.3<br />
26
dove<br />
, sono le coordinate del ricevitore e<br />
sono le coordinate dell‟ -esimo satellite.<br />
La misura di pseudorange è però affetta, oltre che dagli errori dovuti agli offset degli orologi,<br />
anche dal <strong>con</strong>tributo di errore , causato dai fenomeni introdotti al paragrafo 2.2.<br />
L‟equazione di pseudorange si può dunque scrivere come segue:<br />
dove il termine include errori di varia natura come mostrato di seguito:<br />
in cui<br />
è l‟errore introdotto dalla rifrazione ionosferica,<br />
è l‟errore introdotto dalla rifrazione troposferica,<br />
è l‟errore orbitale,<br />
è l‟errore di multipath e<br />
è l‟errore dovuto al rumore del ricevitore.<br />
2.4<br />
2.5<br />
2.6<br />
27
L‟accuratezza sulla precisione raggiungibile in modalità single point 8 , <strong>con</strong> una buona<br />
<strong>con</strong>figurazione geometrica dei satelliti <strong>GPS</strong> in vista, è di circa 10 metri (Angrisano, 2010).<br />
La misura di fase si ottiene dal <strong>con</strong>fronto tra la fase della portante ricevuta e la fase del<br />
segnale replica generato dal ricevitore.<br />
L‟utilizzo cinematico delle misure di fase è possibile solo risolvendo l‟ambiguità di fase per<br />
ogni equazione di misura (Cina, 2000), cioè determinado il numero intero di lunghezze<br />
d‟onda che coprono la distanza dal ricevitore all‟i-esimo satellite. La risoluzione<br />
dell‟ambiguità di fase è necessaria ogni qual volta si aggancia un segnale e siccome la misura<br />
di fase è molto sensibile al cycle slip 9 , questa tecnica non si presta agevolmente all‟utilizzo<br />
cinematico (Vultaggio, 2010) e non è oggetto di questo lavoro.<br />
Infine, l‟osservabile <strong>Doppler</strong> è la misura della differenza (shift <strong>Doppler</strong>) tra la frequenza della<br />
portante <strong>GPS</strong> ricevuta e la frequenza nominale della stessa. La frequenza ricevuta differisce<br />
da quella trasmessa a causa del moto relativo tra satellite e ricevitore.<br />
Il prodotto tra lo shift <strong>Doppler</strong> e la lunghezza d‟onda della portante corrisponde alla derivata<br />
della distanza tra il satellite e il ricevitore, a cui si da il nome di deltarange, anche detto<br />
pseudorange rate (Parkinson-Spilker, 1996). Conoscendo la posizione e la velocità dei<br />
satelliti si può utilizzare l‟osservabile deltarange per calcolare la velocità del ricevitore<br />
(Kaplan, 2006) (<strong>con</strong>siderando però nota la posizione del ricevitore).<br />
Per il satellite i-esimo, l‟equazione che descrive l‟osservabile pseudorange rate, legata alla<br />
misura <strong>Doppler</strong>, è la seguente:<br />
8 In questo lavoro, il posizionamento è stato studiato nella modalità single point, cioè per una data epoca di<br />
osservazione sono state elaborate le sole <strong>osservabili</strong> relative a quell‟epoca. Inoltre, non si è fatto ricorso a<br />
correzioni differenziali o alcuna tecnica relativa per aumentare l‟accuratezza del calcolo.<br />
9 Cicle slip: perdita momentanea della visibilità del satellite che introduce un‟incertezza sul numero intero di<br />
cicli del segnale tra il centro di fase dell‟antenna trasmittente del satellite e il centro di fase dell‟antenna del<br />
ricevitore.<br />
28
dove<br />
i simboli “ ” e “ ” indicano rispettivamenteil prodotto scalare tra due vettori ed il modulo<br />
di un vettore,<br />
è la velocità 10 dell‟i-esimo satellite,<br />
è la velocità dell‟utente,<br />
rappresenta la velocità relativa satellite ricevitore,<br />
è il vettore posizione dell‟i-esimo satellite,<br />
è il versore della <strong>con</strong>giungente satellite ricevitore,<br />
è la velocità della luce nel vuoto,<br />
è il clock drift dell‟orologio del satellite rispetto al tempo <strong>GPS</strong>,<br />
è il clock drift dell‟orologio del ricevitore rispetto al tempo <strong>GPS</strong>,<br />
rappresenta i <strong>con</strong>tributi di errore causati dai fenomeni introdotti al paragrafo 2.2, esplicitati<br />
nella formula 2.8.<br />
Gli errori dell‟osservabile pseudorange rate (tranne gli errori legati agli orologi) sono<br />
riassunti nella seguente espressione:<br />
in cui<br />
10 Tutte le velocità, se non indicato diversamente, si intendono espresse nel sistema di coordinate ECEF.<br />
2.7<br />
2.8<br />
29
è l‟errore in velocità dovuto all‟errore ionosferico (m/s),<br />
è l‟errore in velocità dovuto all‟errore troposferico (m/s),<br />
è l‟errore in velocità dovuto all‟errore orbitale (m/s),<br />
è l‟errore in velocità dovuto all‟errore di multipath (m/s) e<br />
è l‟errore in velocità legato al rumore del ricevitore (m/s).<br />
L‟accuratezza nel calcolo della velocità raggiungibile mediante <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> è<br />
dell‟ordine di qualche centimetro per se<strong>con</strong>do (Hoffmann-Wellenhof, 1992). La notevole<br />
precisione intrinseca della osservabile pseudorange rate è dovuta al fatto che le componenti di<br />
errore che intervengono nella 2.7 risultano le derivate dei corrispettivi termini relativi<br />
all‟osservabile fase.<br />
Si riporta in appendice al lavoro una breve descrizione del modello fisico dell‟effetto <strong>Doppler</strong>.<br />
2.5 Errori delle Osservabili<br />
Come illustrato nel lavoro di (Cina, 2000), la precisione delle posizioni calcolate da un<br />
ricevitore <strong>GPS</strong> dipende dalla precisione <strong>con</strong> cui possono essere determinate le distanze<br />
satellite-ricevitore.<br />
In generale gli errori delle misure possono essere classificate in tre categorie:<br />
errori accidentali di misura, definiti come errori di entità variabile dovuti alla<br />
inevitabile e imprevedibile imprecisione degli strumenti usati;<br />
errori sistematici dovuti all‟accuratezza <strong>con</strong> cui è stata svolta l‟operazione di misura e<br />
dall‟idoneità o meno degli struenti utilizzati. Gli errori sistematici influis<strong>con</strong>o sulle<br />
misurazioni sempre nello stesso verso e spesso <strong>con</strong> la stessa entità;<br />
30
errori grossolani, errori non prevedibili e di entità variabile, dovuti a fattori esterni che<br />
possono intervenire durante la misurazione.<br />
Nelle seguenti sezioni i vari errori delle <strong>osservabili</strong> <strong>GPS</strong> sono classificati nelle diverse<br />
tipologie di errore.<br />
2.5.1 Errori Accidentali<br />
Rientra nella categoria degli errori accidentali di misura l‟errore nel calcolo<br />
dell‟autocorrelazione tra il codice trasmesso dal satellite e la sua replica generata localmente<br />
nel ricevitore; in maniera empirica si può asserire che le attuali tecniche di processamento dei<br />
segnali digitali <strong>con</strong>sentono una precisione dell‟ordine dell‟1% della durata del bit del ranging<br />
code (Angrisano, 2006). Pertanto la precisione delle misure di pseudorange è strettamente<br />
dipendente dalla durata temporale del bit trasmesso; <strong>con</strong>siderando la durata del bit per i<br />
ranging code, per il codice C/A si ha una precisione sulla misura di ±3 metri, mentre per il<br />
codice P la precisione è di ±30 cm. Analogamente, la precisione teorica sulla misura di fase è<br />
dell‟1% della lunghezza d‟onda, quindi ±2mm per la portante L1 (Vultaggio, 2010).<br />
Infine, essendo la misura <strong>Doppler</strong> definita come derivata della misura di fase della portante<br />
(Angrisano, 2010), si può asserire che la precisione sulla misura <strong>Doppler</strong> dipende dalla<br />
precisione <strong>con</strong> cui si misura la fase.<br />
La Selective Availability (SA) può essere <strong>con</strong>siderata un ulteriore <strong>con</strong>tributo all‟errore sulle<br />
misure di tipo accidentale. La SA è una tecnica per degradare le prestazioni <strong>GPS</strong> voluta dal<br />
DoD e non più attiva dall‟anno 2000; i satelliti costruiti a partire dal 2007 non prevedono più<br />
la possibilità di attivare tale funzione (<strong>GPS</strong> Standard Positioning Service Performance<br />
Standard, 2008). Il degradamento della precisione era realizzato sia introducendo errori nelle<br />
effemeridi trasmesse che riducendo la precisione degli orologi atomici. Con SA attivata la<br />
precisione di posizionamento dichiarata dal DoD era di 300 metri in planimetria al 99.9% di<br />
31
probabilità e 100 metri al 95% (Cina, 2000). L‟errore introdotto dalla SA era comunque<br />
riducibile fortemente mediante tecniche di misura differenziali.<br />
2.5.2 Errori Sistematici<br />
Gli errori sistematici ris<strong>con</strong>trabili nel sistema <strong>GPS</strong> sono l‟offset degli orologi del satellite e del<br />
ricevitore, i ritardi dovuti alle rifrazioni atmosferiche e gli errori delle effemeridi.<br />
L‟errore degli orologi dei satelliti e dei ricevitori si può suddividere in due aliquote:<br />
- l‟errore di offset o asincronismo, definito come traslazione temporale dell‟origine dei<br />
tempi rispetto al tempo <strong>GPS</strong> ed<br />
- il drift o deriva dell‟orologio, legato all‟accelerazione del ritmo di scansione del tempo<br />
(Cina, 2000).<br />
Gli errori degli orologi dei satelliti sono tenuti sotto osservazione dalle stazioni del segmento<br />
di <strong>con</strong>trollo <strong>GPS</strong>, le quali, tramite il messaggio di navigazione, fornis<strong>con</strong>o i parametri per il<br />
calcolo dell‟errore da rimuovere.<br />
L‟errore del clock del ricevitore, è anch‟esso legato dall‟asincronismo rispetto al tempo <strong>GPS</strong> e<br />
alla stabilità dell‟orologio locale, di solito al quarzo. Come già detto, a causa della limitata<br />
stabilità del clock locale e dell‟impossibilità fisica di sincronizzarlo <strong>con</strong> il tempo <strong>GPS</strong><br />
(Vultaggio, 2010), tale errore è <strong>con</strong>siderato come ulteriore incognita da calcolare.<br />
Gli errori di rifrazione atmosferica derivano dal <strong>con</strong>siderare costante la velocità di<br />
propagazione delle onde elettromagnetiche in atmosfera. La velocità di propagazione della<br />
luce, infatti, dipende dalle caratteristiche fisico-chimiche del mezzo che attraversa (Parkinson-<br />
Spilker, 1996); generalmente due strati dell‟atmosfera risultano di interesse per il sistema<br />
<strong>GPS</strong>: troposfera e ionosfera.<br />
32
La troposfera si estende dal suolo fino a circa 50 Km di quota (Parkinson-Spilker, 1996) e si<br />
può <strong>con</strong>siderare a sua volta costituita da due parti:<br />
una parte umida, <strong>con</strong> estensione dal suolo fino a circa 11 km di quota, a cui è dovuto il<br />
90% dell‟errore troposferico e<br />
una parte secca, <strong>con</strong> estensione dal limite superiore della parte umida fino a 50 Km di<br />
quota, alla quale si deve il restante 10% di errore.<br />
La velocità di propagazione della luce nella troposfera è influenzata prevalentemente dalle<br />
grandezze fisiche, quali la temperatura, l‟umidità e la pressione atmosferica. Fortunatamente,<br />
questi parametri non variano velocemente in valore assoluto e l‟errore sulla distanza misurata<br />
generalmente non varia di più del ±10%, tranne che su lunghi periodi di osservazione<br />
(Parkinson-Spilker, 1996). L‟errore legato alla troposfera di un satellite situato allo zenith<br />
dell‟osservatore è di 2-3 metri circa; generalmente l‟entità di tale errore per un generico<br />
satellite dipende direttamente dall‟angolo zenitale del satellite (di solito l‟errore cresce <strong>con</strong><br />
l‟angolo zenitale). Tali caratteristiche rendono il suo <strong>con</strong>tributo modellabile e quindi<br />
fortemente riducibile. Resta comunque valida la procedura di mascheramento dei satelliti <strong>con</strong><br />
angolo zenitale maggiore di 75° al fine di limitare l‟errore della rifrazione troposferica sulla<br />
misura di distanza alla decina di metri. In questo lavoro è stato utilizzato il modello di<br />
Hopfield descritto in dettaglio in (Parkinson-Spilker, 1996).<br />
L‟effetto rifrattivo della troposfera è invariante <strong>con</strong> la frequenza fino a 15 GHz e pertanto non<br />
è eliminabile dai ricevitori a doppia frequenza.<br />
L‟effetto troposferico sulle misure di deltarange comporta un errore molto ridotto, in quanto,<br />
<strong>con</strong>siderata la lenta velocità di variazione dei parametri fisici dell‟atmosfera e la <strong>con</strong>seguente<br />
33
piccola velocità di variazione dell‟indice di rifrazione, la derivata dell‟errore sulla misura<br />
pseudorange è anch‟essa molto piccola (Parkinson-Spilker, 1996).<br />
La ionosfera si estende dal limite della troposfera fino a circa 1000 Km di quota. In questa<br />
regione la velocità di trasmissione delle onde elettro-magnetiche è fortemente dipendente dal<br />
<strong>con</strong>tenuto totale di elettroni in<strong>con</strong>trato dal segnale durante la sua propagazione (TEC – Total<br />
Electron Content).<br />
Dal punto di vista della misura di pseudorange, la rifrazione ionosferica apporta un ritardo del<br />
segnale, per cui la misura risulta sistematicamente maggiore di quella vera. Al <strong>con</strong>trario, la<br />
misura di fase della portante subisce un anticipo temporale di pari entità (Hoffmann-<br />
Wellenhof et al. 1992).<br />
Le caratteristiche fisiche della ionosfera variano molto rapidamente nel tempo, per cui l‟errore<br />
allo zenith sulla misura di distanza dovuto alla rifrazione ionosferica può variare da pochi<br />
metri ad alcune decine di metri e non è facilmente modellabile (Parkinson-Spilker, 1996). In<br />
caso di posizionamento <strong>con</strong> pseudorange <strong>con</strong> singola frequenza è possibile ridurre gli effetti<br />
del ritardo atmosferico attraverso opportuni modelli (IS-<strong>GPS</strong>-200, 2004); il più diffuso<br />
modello ionosferico è il modello di Kloubuchar, adottato in questo lavoro, i cui parametri<br />
correttivi sono inclusi nel messaggio di navigazione trasmesso dai satelliti.<br />
La ionosfera è un mezzo di trasmissione dispersivo in frequenza, pertanto risulta possibile<br />
eliminare il ritardo introdotto sul segnale mediante un modello matematico (detto “iono-free”)<br />
che combina le misure sulle due portanti.<br />
L‟errore ionosferico sulle misure deltarange è proporzionale alla velocità di variazione del<br />
TEC nell‟atmosfera; <strong>con</strong>siderata la variabilità di questo parametro si può <strong>con</strong> buona<br />
approssimazione affermare che la ionosfera può apportare uno shift massimo in frequenza di<br />
0.085 Hz su L1, corrispondente a un errore deltarange di 1.6 cm al se<strong>con</strong>do (Parkinson-<br />
Spilker, 1996).<br />
34
Gli errori d‟orbita incidono significativamente sulla precisione del calcolo della posizione,<br />
soprattutto per le applicazioni di posizionamento di precisione, a mezzo di misure di fase o di<br />
pseudorange. Essi sono legate all‟incertezza <strong>con</strong> cui si <strong>con</strong>os<strong>con</strong>o le coordinate vere<br />
istantanee dei satelliti. In particolare, le effemeridi trasmesse o broadcast individuano una<br />
traiettoria del satellite predetta, la cui accuratezza è circa 2-3 metri (Warren, 2002); le<br />
effemeridi “precise” sono calcolate e diffuse a posteriori da appositi istituti ed hanno<br />
accuratezza di 3-5 centimetri (Héroux, 1998). Inoltre, per le applicazioni in tempo reale, l‟IGS<br />
(International GNSS Service) è in grado di fornire le orbite dei satelliti GNSS <strong>con</strong> precisione<br />
sub-metrica. Gli errori d‟orbita, infine, così come tutti gli errori sistematici, sono comunque<br />
riducibili mediante tecniche di posizionamento relativo o differenziale (Vultaggio, 2010).<br />
2.5.3 Errori Grossolani<br />
Gli errori grossolani influis<strong>con</strong>o notevolmente sulle misure. In particolare le misure effettuate<br />
in ambiente “ostile”, ad esempio in ambiente cittadino o indoor, sono spesso affette da questo<br />
genere di errore.<br />
Appartengono alla categoria degli errori grossolani i seguenti errori ris<strong>con</strong>trabili nel sistema<br />
<strong>GPS</strong>:<br />
- il multipath,<br />
- il rumore del ricevitore,<br />
- le interferenze elettromagnetiche,<br />
- la posizione del centro di fase dell‟antenna.<br />
Il multipath si ha quando parte del segnale trasmesso arriva all‟antenna ricevente in maniera<br />
indiretta, riflessa da superfici in<strong>con</strong>trate durante il percorso di propagazione, e dunque la<br />
misura tra il centro di fase dell‟antenna del ricevitore e quello del satellite non avviene<br />
se<strong>con</strong>do un percorso rettilineo. In generale solo una piccola parte del segnale arriva riflesso al<br />
35
icevitore, ma questo fenomeno causa comunque dei disturbi alle misure (Cina, 2000). Le<br />
riflessioni multiple possono causare errori importanti sulle misure di pseudorange e fase,<br />
poiché allungano il tempo di percorrenza del segnale e quindi la distanza misurata.<br />
Sulle misure <strong>Doppler</strong>, invece, il multipath interviene in maniera trascurabile (Godha, 2006).<br />
Le interferenze elettromagnetiche possono causare elevata rumorosità del segnale, per cui<br />
risulta difficile effettuare una buona autocorrelazione all‟interno del ricevitore. La<br />
<strong>con</strong>seguenza diretta è la presenza di errori nelle misure e nel caso peggiore la perdita del<br />
segnale (Cina, 2000).<br />
Nei riguardi delle interferenze elettromagnetiche le misure <strong>Doppler</strong> sono molto meno sensibili<br />
delle misure di codice, proprio per la particolare architettura del segnale (A.Lehtinen, 2001).<br />
Questo si traduce nella possibilità di effettuare misure di frequenza <strong>Doppler</strong> su segnali <strong>GPS</strong> di<br />
cui non si riesce ad estrarre la componente modulante, rendendo possibile <strong>con</strong> opportuni<br />
algoritmi il calcolo della posizione del ricevitore anche in presenza di segnali molto disturbati<br />
come si vedrà nel seguito di questo lavoro.<br />
L‟errore introdotto nel <strong>con</strong>siderare fissa la posizione del centro di fase dell‟antenna al variare<br />
della frequenza ricevuta si può <strong>con</strong>siderare trascurabile per gli scopi di navigazione, in quanto<br />
è dell‟ordine del centimetro (Cina, 2000).<br />
I principali errori che caratterizzano le <strong>osservabili</strong> <strong>GPS</strong> sono mostrate in Figura 2.5.<br />
36
2.6 Sistemi di Riferimento<br />
Figura 2.5 – Errori delle Osservabili <strong>GPS</strong> (Vultaggio, 2010)<br />
Alcuni sistemi di riferimento maggiormente usati in navigazione ed in questo lavoro sono di<br />
seguito definiti.<br />
37
Il sistema di coordinate ECI (Earth-Centred Inertial) è un sistema inerziale 11 definito nella<br />
maniera seguente:<br />
Origine nel centro di massa della Terra,<br />
Asse X diretto verso il punto vernale,<br />
Asse Y diretto in modo che la terna risulti ortogonale e levogira ed<br />
Asse Z coincidente <strong>con</strong> l‟asse di rotazione terrestre.<br />
In realtà, essendo il centro della Terra in moto di rivoluzione intorno al Sole e l‟asse di<br />
rotazione sottoposto a moti di precessione e nutazione, il sistema di coordinate ECI non è<br />
inerziale; tuttavia per gli scopi navigazionali lo si <strong>con</strong>sidera tale (Nastro, 2004).<br />
Il sistema di coordinate ECEF (Earth-Centred Earth-Fixed) è solidale alla Terra ed è definito<br />
come segue:<br />
Origine nel centro di massa della Terra,<br />
Asse X diretto verso il piede del meridiano di Greenwich,<br />
Asse Y diretto in modo che la terna risulti ortogonale e levogira ed<br />
Asse Z coincidente <strong>con</strong> l‟asse di rotazione terrestre.<br />
Il sistema di coordinate ENU (East North Up) è un sistema locale, definito come segue:<br />
Origine nel centro del sistema di navigazione,<br />
Asse X diretto verso il punto cardinale Est,<br />
Asse Y diretto verso il punto cardinale Nord ed<br />
Asse Z diretto verso l‟alto lungo la normale ellissoidica<br />
11 Assenza si rotazioni e accelerazioni rispetto alle stelle fisse.<br />
38
Per <strong>con</strong>venienza di calcolo, in generale si usa riportare le posizioni dei satelliti e dell‟antenna<br />
ricevente nel sistema di coordinate ECEF, solidale alla Terra. Le orbite dei satelliti sono<br />
fornite in forma Kepleriana legate al riferimento ECI e poi <strong>con</strong>vertite, a livello del ricevitore e<br />
tramite opportuni algoritmi (descritti nella sezione 3.1) in un riferimento ECEF. In questo<br />
lavoro, se non diversamente specificato, tutte le coordinate saranno espresse nel sistema<br />
ECEF.<br />
Per quanto riguarda il sistema di riferimento geodetico, generalmente i ricevitori <strong>GPS</strong><br />
fornis<strong>con</strong>o di default le coordinate rispetto all‟ellissoide geocentrico WGS84 (World Geodetic<br />
System 1984).<br />
Le terne ECEF, ECI e ENU sono riportate in Figura 2.6.<br />
Figura 2.6 – Sistemi di Riferimento ECI, ECEF e ENU (da Angrisano 2010)<br />
2.7 Tecniche di <strong>Posizionamento</strong><br />
Il posizionamento <strong>GPS</strong> può essere eseguito se<strong>con</strong>do diverse modalità (Cina, 2000), di seguito<br />
elencate:<br />
39
<strong>Posizionamento</strong> assoluto o single point positioning, in cui le coordinate di un vertice<br />
sono determinate rispetto al sistema di riferimento globale WGS84;<br />
<strong>Posizionamento</strong> relativo, in cui vengono calcolate le componenti del vettore base-line<br />
che unisce due vertici, riducendo notevolmente gli errori sistematici sulle misure<br />
effettuate dalle due stazioni;<br />
<strong>Posizionamento</strong> differenziale, posizionamento di un rover (ricevitore <strong>GPS</strong> solitamente<br />
mobile) <strong>con</strong> pseudorange corrette o correzioni sulla posizione calcolata. Le correzioni<br />
sono calcolate da una stazione di riferimento di cui è nota la posizione e trasmesse<br />
mediante varie tecniche (HF, GPRS, da satellite, ecc). Vengono ridotti gli errori<br />
sistematici come nel caso di posizionamento relativo.<br />
Per quanto riguarda le misure <strong>GPS</strong>, queste possono essere:<br />
Statiche, se la stazione è fissa;<br />
Figura 2.7 – Schema Componenti sistema D<strong>GPS</strong> (Kaplan, 2006)<br />
Cinematiche, se il ricevitore è in <strong>con</strong>tinuo movimento<br />
40
Le <strong>osservabili</strong> <strong>GPS</strong> possono essere elaborate:<br />
In tempo reale, la posizione è calcolata dal ricevitore epoca per epoca;<br />
In post-elaborazione, i dati sono elaborati dopo l‟acquisizione, <strong>con</strong> la possibilità di<br />
utilizzare effemeridi precise in luogo delle effemeridi trasmesse.<br />
In generale, le modalità di misura più diffusamente impiegate sono:<br />
Misure di codice, sul codice C/A o P<br />
Misure di fase sulle portanti del segnale<br />
Una terza modalità di misura, non utilizzata per posizionamenti di precisione, è la misura di<br />
shift <strong>Doppler</strong> dei segnali <strong>GPS</strong> che è alla base degli algoritmi sviluppati in questo lavoro e<br />
mostrati nei capitoli successivi.<br />
41
3 Algoritmi per il Calcolo di Posizione e Velocità del<br />
Ricevitore<br />
Nel presente capitolo è affrontato lo studio teorico alla base degli algoritmi implementati in<br />
questo lavoro. Sono esaminate le tecniche per il calcolo di posizione e velocità di un<br />
ricevitore <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange e <strong>Doppler</strong>; in particolare sono descritte: una tecnica<br />
iterativa per il posizionamento <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange, una tecnica innovativa di<br />
posizionamento <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> ed una tecnica per il calcolo della velocità <strong>con</strong><br />
<strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>.<br />
Gli algoritmi di posizionamento basati su <strong>osservabili</strong> pseudorange, come sarà chiarito in<br />
seguito, richiedono in input la posizione dei satelliti all‟epoca di trasmissione; gli algoritmi<br />
che fanno uso delle <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>, necessitano inoltre della velocità dei satelliti allo<br />
stesso istante. Per questa ragione l‟algoritmo per il calcolo di posizione e velocità dei satelliti<br />
<strong>con</strong> effemeridi trasmesse è riportato di seguito.<br />
3.1 Calcolo di Posizione e Velocità dei Satelliti<br />
Un satellite <strong>GPS</strong> ruota intorno alla Terra descrivendo orbite ellittiche. A causa di fenomeni<br />
perturbativi, però, come la non sfericità della Terra, l‟orbita percorsa dal satellite non è mai<br />
perfettamente ellittica. Pertanto, oltre ai sei parametri Kepleriani che individuano per ogni<br />
istante l‟orbita teorica e la posizione del satellite su di essa, le effemeridi trasmesse includono<br />
altri nove parametri che tengono <strong>con</strong>to delle perturbazioni, definiti appunto parametri<br />
perturbativi. Nella seguente tabella sono elencati tutti gli elementi che compongono le<br />
effemeridi trasmesse dai singoli satelliti (informazioni <strong>con</strong>tenute nel messaggio di<br />
42
navigazione), <strong>con</strong> relativa descrizione, unità di misura e natura (parametro Kepleriano o<br />
perturbativo).<br />
Tabella 3.1 – Effemeridi <strong>GPS</strong> Trasmesse (Broadcast Ephemeris)<br />
Parametri <strong>De</strong>scrizione Commenti<br />
M 0<br />
n<br />
Anomalia Media al Tempo di Riferimento<br />
Correzione del Moto Medio<br />
e Eccentricità<br />
A<br />
0<br />
i 0<br />
Radice Quadrata del Semi-Asse Maggiore<br />
Longitudine del Nodo Ascendente<br />
Angolo di Inclinazione al Tempo di Riferimento<br />
Argomento del Perigeo<br />
<br />
Velocità Angolare dell‟Ascensione Retta<br />
IDOT Velocità Angolare dell‟Inclinazione<br />
C uc<br />
C us<br />
C rc<br />
C rs<br />
C ic<br />
C is<br />
toe<br />
Ampiezza dell‟Armonica Coseno del Termine di<br />
Correzione dell‟Argomento di Latitudine<br />
Ampiezza dell‟Armonica Seno del Termine di<br />
Correzione dell‟Argomento di Latitudine<br />
Ampiezza dell‟Armonica Coseno del Termine di<br />
Correzione del Raggio dell‟Orbita<br />
Ampiezza dell‟Armonica Seno del Termine di<br />
Correzione del Raggio dell‟Orbita<br />
Ampiezza dell‟Armonica Coseno del Termine di<br />
Correzione dell‟Angolo di Inclinazione<br />
Ampiezza dell‟Armonica Seno del Termine di<br />
Correzione dell‟Angolo di Inclinazione<br />
Tempo di Riferimento delle Effemeridi (s)<br />
Parametro Kepleriano<br />
(rad)<br />
Parametro di<br />
Correzione<br />
(rad/s)<br />
Parametro Kepleriano<br />
(adimensionale)<br />
Parametro Kepleriano<br />
(m 1/2 )<br />
Parametro Kepleriano<br />
(rad)<br />
Parametro Kepleriano<br />
(rad)<br />
Parametro Kepleriano<br />
(rad)<br />
Parametro di<br />
Correzione (rad/s)<br />
Parametro di<br />
Correzione (rad/s)<br />
Parametro di<br />
Correzione (rad)<br />
Parametro di<br />
Correzione (rad)<br />
Parametro di<br />
Correzione (m)<br />
Parametro di<br />
Correzione (m)<br />
Parametro di<br />
Correzione (rad)<br />
Parametro di<br />
Correzione (rad)<br />
43
L‟ultima riga della Tabella 3.1 riporta il tempo di riferimento delle effemeridi, definito come<br />
l‟istante di tempo in cui sono riferiti i parametri delle effemeridi. Il calcolo diretto della<br />
posizione dei satelliti è dunque possibile solo per l‟istante (o epoca) di riferimento.<br />
In generale, occorre <strong>con</strong>oscere <strong>con</strong> la massima precisione possibile la posizione dei satelliti<br />
all‟epoca di trasmissione dei segnali che si è ricevuti, non necessariamente coincidente <strong>con</strong><br />
l‟epoca . A tale scopo sono stati sviluppati degli algoritmi di propagazione orbitale.<br />
L‟algoritmo di propagazione orbitale implementato in questo lavoro è tratto da (IS-<strong>GPS</strong>-200,<br />
2004). L‟algoritmo per il calcolo della velocità dei satelliti, adottato nel presente lavoro, è<br />
descritto in dettaglio in (Remondi, 2004).<br />
La tabella successiva riporta l‟algoritmo completo per il calcolo della posizione dei satelliti e<br />
della loro velocità, espressi in coordinate ECEF.<br />
Tabella 3.2 – Calcolo di Posizione e Velocità dei Satelliti <strong>GPS</strong> [da (IS-<strong>GPS</strong>-200, 2004) e<br />
14<br />
3.986005 10 (m 3 /s 2 )<br />
5<br />
e 7.2921151467 10 (rad/s)<br />
(Remondi, 2004)]<br />
Costante Gravitazionale<br />
Terrestre WGS84<br />
Velocità Angolare<br />
Terrestre WGS84<br />
2<br />
A A<br />
Semi-Asse Maggiore<br />
n<br />
<br />
Moto Medio Calcolato<br />
A<br />
0 3<br />
t t toe<br />
Intervallo di Tempo dal<br />
t<br />
n n0 n<br />
Moto Medio Corretto<br />
M M0 n t<br />
Anomalia Media<br />
M E esin E <br />
oe<br />
Equazione di Keplero<br />
(si ricava E in maniera<br />
iterativa)<br />
44
M n<br />
M<br />
E <br />
1 ecosE <br />
Velocità Angolare<br />
dell‟Anomalia Media<br />
Velocità Angolare<br />
dell‟Anomalia<br />
Eccentrica<br />
1<br />
e E v 2arctan tan <br />
1e 2 <br />
<br />
Anomalia Vera<br />
<br />
E E e v 1 e cos E sin<br />
v sin 1 cos<br />
v <br />
v <br />
<br />
u C sin 2 C cos 2<br />
us uc<br />
u v 2Cuscos2Cucsin2 v<br />
1 cos <br />
rs sin 2rccos2 Velocità Angolare<br />
dell‟Anomalia Vera<br />
Argomento di<br />
Latitudine<br />
Argomento di<br />
Latitudine Corretto<br />
Velocità Angolare<br />
dell‟Argomento di<br />
Latitudine<br />
r A e E C C<br />
Raggio Corretto<br />
r Aesin E E 2Crscos2Crcsin2 v<br />
Velocità di Variazione<br />
del Raggio<br />
i i0 IDOT t Cis sin 2 Cic<br />
cos 2<br />
Inclinazione Corretta<br />
i IDOT 2Ciscos2Cicsin2 v<br />
<br />
t t<br />
0 e e oe<br />
e <br />
<br />
<br />
<br />
x r cos u<br />
orb<br />
y r sin u<br />
z<br />
orb<br />
orb<br />
0<br />
<br />
<br />
x rcosu y u<br />
y rsin u xu<br />
z<br />
orb orb<br />
orb orb<br />
orb<br />
0<br />
Velocità Angolare<br />
dell‟Inclinazione<br />
Longitudine Corretta<br />
del Nodo Ascendente<br />
Velocità Angolare<br />
del Nodo Ascendente<br />
Posizione nel Piano<br />
Orbitale<br />
Velocità nel Piano<br />
Orbitale<br />
45
x x cos y cos i sin <br />
orb orb<br />
y x sin y cos i cos <br />
orb orb<br />
z y sin i<br />
orb orb<br />
<br />
<br />
<br />
x x cos y cos i sin y sin i sin i y<br />
orb orb orb<br />
y x sin y cos i cos y sin i cos i x<br />
orb orb orb<br />
z y sin i y cos i i<br />
orb orb<br />
3.2 <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> Osservabili Pseudorange<br />
Posizione<br />
in coordinate ECEF<br />
Velocità<br />
in coordinate ECEF<br />
Il posizionamento <strong>con</strong> misure di pseudorange è la tecnica di posizionamento principale per<br />
cui è stato progettato il sistema <strong>GPS</strong>. In questa sezione si riporta un‟analisi dettagliata del suo<br />
modello matematico e dell‟algoritmo implementato.<br />
3.2.1 Equazione di Misura di Pseudorange<br />
La misura di pseudorange, definita al paragrafo 2.4, può essere espressa come somma della<br />
pseudorange vera e del <strong>con</strong>tributo degli errori descritti al paragrafo 2.2:<br />
<strong>con</strong> pseudorange vera definita come<br />
dove<br />
3.1<br />
3.2<br />
46
sono le coordinate del ricevitore,<br />
sono le coordinate dell‟ -esimo satellite,<br />
è la velocità della luce,<br />
è l’offset tra l‟orologio del ricevitore e il tempo <strong>GPS</strong> e<br />
è un termine che include i vari errori di misura.<br />
La 3.1 può essere riscritta esplicitando tutti i termini:<br />
dove i termini d‟errore sono già stati definti in precedenza.<br />
L‟offset dell‟orologio del satellite rispetto al tempo <strong>GPS</strong>, può essere determinato<br />
usando i parametri inclusi nel messaggio di navigazione e può essere omessa dall‟equazione<br />
della pseudorange, così come i vari termini d‟errore possono essere corretti o fortemente<br />
ridotti mediante l‟uso di opportuni modelli. L‟equazione di pseudorange può quindi essere<br />
espressa come segue:<br />
Tale equazione rappresenta la relazione tra l‟osservabile pseudorange, riportata al primo<br />
membro e le incognite del problema di posizionamento, costituite dalle coordinate e<br />
dall‟offset del clock del ricevitore.<br />
3.3<br />
3.4<br />
47
Per ricavare le quattro incognite sono necessarie almeno quattro misure simultanee di<br />
pseudorange, cioè devono essere effettuate misure di codice da almeno quattro satelliti<br />
<strong>con</strong>temporaneamente.<br />
Il sistema da risolvere è quindi costituito da un insieme di equazioni del tipo 3.4 ed assume<br />
quindi la seguente forma:<br />
<strong>con</strong> numero di misure effettuate nell‟epoca <strong>con</strong>siderata.<br />
Ricavando anche l‟offset del ricevitore, il sistema di equazioni può essere utilizzato anche per<br />
fornire <strong>con</strong> buona precisione il tempo <strong>GPS</strong>, utile per applicazioni che richiedono la<br />
sincronizzazione <strong>con</strong> il tempo UTC.<br />
3.2.2 Stima della Soluzione<br />
Il sistema di equazioni di pseudorange 3.5, non è lineare nelle incognite e e può<br />
essere risolto mediante tecniche di linearizzazione intorno ad una posizione stimata.<br />
Per ogni satellite, si definisce definisce pertanto una pseudorange stimata in cui le coordinate<br />
e l‟offset dell‟orologio del ricevitore assumono dei valori stimati:<br />
dove<br />
3.5<br />
3.6<br />
48
è la pseudorange stimata relativa all‟i-esimo satellite,<br />
e sono le coordinate stimate del ricevitore,<br />
e sono le coordinate dell‟i-esimo satellite,<br />
è la stima dell‟offset del ricevitore.<br />
L‟equazione di pseudorange linearizzata è ottenuta sviluppando in serie di Taylor l‟equazione<br />
3.4 intorno alle stime a priori di posizione e offset dell‟orologio del ricevitore; la misura di<br />
pseudorange risulta uguale alla pseudorange stimata sommata alle derivate parziali<br />
dell‟equazione di pseudorange rispetto alle incognite (valutate nella posizione stimata),<br />
moltiplicate per le differenze tra parametri veri e stimati:<br />
in cui le derivate parziali possono essere sviluppate come segue<br />
3.7<br />
3.8<br />
49
e dove<br />
ricevitore esatta e quella stimata scelta per la linearizzazione e<br />
sono la differenze tra la posizione del<br />
è differenza tra l‟offset vero e quello stimato.<br />
Il sistema linearizzato (costituito da equazioni del tipo 3.7 può essere posto nella seguente<br />
forma matriciale (Vultaggio, 2010):<br />
dove<br />
<strong>con</strong> differenza tra misura di pseudorange e pseudorange stimata,<br />
matrice di misura (o matrice disegno) i cui elementi rappresentano i coseni direttori dei vettori<br />
rispetto alla terna di riferimento ECEF e<br />
3.9<br />
3.10<br />
3.11<br />
50
Il vettore <strong>con</strong>tiene le nuove incognite da stimare.<br />
In caso di quattro misure di pseudorange simultaneee, dalla 3.9 è possibile calcolare il vettore<br />
delle correzioni come segue (ipotizzando che la matrice disegno sia invertibile):<br />
Le correzioni vengono aggiunte alle coordinate della posizione stimata e all‟offset stimato<br />
al fine di ottenere la posizione aggiornata<strong>con</strong> misure di pseudorange:<br />
<strong>con</strong> vettore delle incognite che include le tre coordinate e l‟offset del ricevitore<br />
e vettore delle stime delle incognite<br />
3.12<br />
3.13<br />
3.14<br />
51
Generalmente i satelliti osservati sono in numero maggiore di quattro, per cui il sistema 3.9<br />
risulta sovradeterminato ed incompatibile, cioè non ammette soluzione esatta. Assumendo gli<br />
errori nelle misure di pseudorange non correlati e a media nulla, il sistema 3.9 viene risolto<br />
se<strong>con</strong>do la tecnica dei minimi quadrati ed assume la seguente forma (Angrisano, 2006):<br />
La ricerca della soluzione del sistema 3.9 ai minimi quadrati è un processo iterativo e si<br />
compone dei seguenti passi:<br />
Inizializzazione del vettore delle incognite <strong>con</strong> posizione e offset dell‟orologio stimati,<br />
Calcolo della matrice disegno ,<br />
Calcolo della soluzione del sistema 3.9, tramite l‟espressione 3.15,<br />
Aggiornamento della posizione e offset stimati tramite l‟equazione 3.14,<br />
Nuova inizializzazione del vettore delle incognite <strong>con</strong> la posizione stimata e offset<br />
aggiornati,<br />
Nuovo ciclo<br />
Il criterio di arresto è legato alla differenza tra le posizioni stimate in due cicli <strong>con</strong>secutivi:<br />
quando è inferiore ad una soglia predefinita il processo si arresta.<br />
Affinchè il metodo <strong>con</strong>verga è sufficiente fornire una stima della posizione iniziale anche non<br />
accurata. Per quanto riguarda l‟asincronismo del ricevitore, non è possibile effettuare una<br />
stima iniziale, per cui si pone questo parametro uguale a zero.<br />
3.15<br />
52
La precisione o accuratezza nel calcolo della posizione in modalità single point è di circa 10<br />
metri (Angrisano, 2010).<br />
A seguire è riportato lo schema a blocchi dell‟algoritmo di posizionamento <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong><br />
pseudorange, in cui gli input sono le <strong>osservabili</strong> pseudorange, e la posizione stimata del<br />
ricevitore.<br />
Figura 3.1 – Algoritmo di Calcolo della Posizione <strong>con</strong> Osservabili Pseudorange<br />
3.2.3 <strong>De</strong>scrizione <strong>De</strong>ttagliata dell’Algoritmo<br />
Si riporta di seguito lo schema a blocchi dell‟algoritmo di posizionamento <strong>con</strong> pseudorange<br />
in cui sono evidenziati i sottoprogrammi sviluppati per effettuare le correzioni all‟osservabile<br />
pseudorange. Nel paragrafo seguente tali algoritmi saranno illustrati in dettaglio.<br />
53
Figura 3.2 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo di <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> Pseudorange<br />
Le <strong>osservabili</strong> utilizzate sono state acquisite da una stazione fissa, pertanto è stato sviluppato<br />
un apposito algoritmo per la lettura dei file RINEX di <strong>osservabili</strong>. Il blocco OBS <strong>GPS</strong><br />
rappresenta l‟osservabile pseudorange acquisita dal ricevitore in una determinata epoca di<br />
misura. L‟osservabile è definita “RAW PSEUDORANGE” in quanto affetta dagli errori<br />
descritti al Paragrafo 2.5. La correzione per l‟offset dell‟orologio del satellite e la correzione<br />
54
elativistica sono ricavate dalle informazioni <strong>con</strong>tenute nel messaggio di navigazione. Per la<br />
lettura delle effemeridi è stato sviluppato un algoritmo di lettura dei file RINEX di<br />
navigazione e le effemeridi sono indicate come “<strong>GPS</strong> EPH”. Gli errori dovuti alla<br />
propagazione atmosferica dipendono dalla posizione stimata dal ricevitore e dalla posizione<br />
dei satelliti all‟istante di misura; inoltre dipendono dal giorno dell‟anno, poiché hanno una<br />
variabilità stagionale, e dall‟ora del giorno. Per l‟errore di propagazione ionosferica vengono<br />
inoltre forniti dal sistema <strong>GPS</strong> dei parametri di correzione. Le correzioni per l‟errore<br />
troposferico e ionosferico vengono calcolate mediante appositi algoritmi e sono incluse<br />
blocco “ATMOSPHERIC MODEL”. Il calcolo della posizione del ricevitore richiede oltre<br />
alle <strong>osservabili</strong> anche la posizione dei satelliti all‟istante di trasmissione. La posizione dei<br />
satellti viene calcolata da un algoritmo di propagazione orbitale, individuato nel grafico dal<br />
blocco ”ORBITAL PROPAGATOR <strong>GPS</strong>”, e tratto da (IS-<strong>GPS</strong>-200, 2004); tale algoritmo è<br />
stato mostrato in dettaglio al paragrafo 3.1. Successivamente la posizione dei satelliti viene<br />
ulteriormente corretta per la rotazione terrestre intervenuta durante la propagazione dei<br />
segnali dai satelliti al ricevitore. Il calcolo della posizione è infine risolto mediante uno<br />
stimatore ai minimi quadrati, rappresentato nel grafico <strong>con</strong> la dicitura LEAST SQUARE<br />
ESTIMATOR.<br />
3.2.4 Algoritmi di Correzione<br />
Correzione per l’offset orologio del satellite<br />
Come già accennato il messaggio di navigazione <strong>con</strong>tiene dei parametri correttivi atti ad<br />
eliminare l‟asincronismo tra l‟orologio del satellite ed il tempo <strong>GPS</strong>. Il polinomio utilizzato<br />
per modellare tale effetto è il seguente:<br />
+ 3.16<br />
55
<strong>con</strong><br />
tempo di riferimento delle correzioni del clock,<br />
epoca per cui si vuole calcolare la correzione,<br />
e parametri correttivi <strong>con</strong>tenuti nel messaggio di navigazione,<br />
la correzione relativistica che tiene <strong>con</strong>to della piccola eccentricità delle orbite dei<br />
satelliti <strong>GPS</strong> che causa una variazione <strong>con</strong>tinua e periodica della velocità dei satelliti<br />
(Vultaggio, 2010).<br />
La correzione relativistica viene calcolata mediante la seguente espressione(IS-<strong>GPS</strong>-200,<br />
2004):<br />
<strong>con</strong><br />
eccentricità dell‟orbita,<br />
radice del semiasse maggiore dell‟orbita e<br />
anomalia eccentrica del satellite.<br />
,<br />
L‟errore residuo dell‟offset dell‟orologio del satellite dopo la correzione introdotta, può<br />
variare tra 0.4 e 4 metri RMS, a se<strong>con</strong>da di quanto siano recenti le correzioni (Kaplan, 2006).<br />
Correzione per la rifrazione ionosferica e troposferica<br />
Per la correzione del ritardo introdotto dalla rifrazione ionosferica esistono vari modelli (ad<br />
es. il modello di Klobuchar) che sulla base dei parametri forniti nel messaggio di navigazione<br />
3.17<br />
56
permettono di ridurre questo errore. L‟errore residuo sulla posizione dopo l‟applicazione del<br />
modello di Klobuchar è di circa 7 metri RMS (Kaplan, 2006).<br />
Le misure di pseudorange possono essere anche corrette per il ritardo troposferico, mediante<br />
appositi modelli matematici del fenomeno. Il modello utilizzato in questo lavoro è il modello<br />
di Hopfield.<br />
Correzione per la rotazione terrestre<br />
La posizione dei satelliti viene calcolata nel sistema di coordinate ECEF, solidale alla Terra.<br />
L‟algoritmo di posizionamento deve tenere <strong>con</strong>to della variazione di coordinate ECEF dei<br />
satelliti avvenuta durante il tempo che occorre affinché il segnale <strong>GPS</strong> dal satellite raggiunga<br />
il ricevitore.<br />
3.2.5 Limiti del <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> Pseudorange<br />
Il sistema <strong>GPS</strong> è stato progettato per operare mediante misure di pseudorange e per<br />
posizionamento in open sky, ad esempio in mare aperto, garantendo in queste circostanze<br />
delle ottime prestazioni. Il numero garantito di satelliti visibili in ogni istante è di almeno 4,<br />
anche se in buone <strong>con</strong>dizioni di visibilità varia da 6 a 12 (Vultaggio, 2010).<br />
L‟integrazione del <strong>GPS</strong> <strong>con</strong> altri sistemi satellitari come il Russo GLONASS o il nascente<br />
sistema Europeo Galileo porterà ad avere un numero di satelliti visibili sensibilmente<br />
incrementato. Per un utilizzo in ambiente cittadino, invece, caratterizzato dalla presenza di<br />
ostacoli di varia natura, oppure in ambiente indoor, cioè all‟interno di edifici, si osserva un<br />
netto decadimento delle prestazioni di posizionamento, in termini di errore sulla posizione o<br />
di impossibilità a calcolarla.<br />
Gli ostacoli possono essere una fonte di errore nel posizionamento da diversi punti di vista:<br />
limitano la visibilità del cielo e quindi il numero di satelliti intervisibili <strong>con</strong> l‟antenna;<br />
57
possono generare fenomeni di riflessione del segnale o multipath, il quale arriva al<br />
ricevitore percorrendo una distanza maggiore della traiettoria diretta, errore che si<br />
propaga sul calcolo del posizione degradandola sensibilmente.<br />
Può capitare, soprattutto in ambiente disturbato, che il segnale ricevuto da uno o più satelliti<br />
visibili, sia talmente disturbato da non riuscirne a estrapolare il messaggio di navigazione e/o<br />
il ranging code. In tal caso la misura di pseudo-distanza dal satellite risulta inutilizzabile per il<br />
calcolo della posizione ed è necessario attuare un approccio differente. Ad esempio il<br />
messaggio di navigazione può essere reso disponibile al ricevitore attraverso altri canali<br />
(Assisted <strong>GPS</strong>) e, nonostante la difficoltà a demodulare il ranging code, può essere possibile<br />
ri<strong>con</strong>oscere la frequenza del segnale ricevuto ed il satellite di provenienza. In queste<br />
circostanze sarebbe possibile fare uso delle informazioni disponibili per ottenere una<br />
informazione di navigazione come sarà mostrato in seguito.<br />
3.3 <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> Osservabili <strong>Doppler</strong><br />
In questa sezione la trattazione matematica del posizionamento <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> è<br />
preceduta da una breve introduzione sull‟effettiva utilità di tale tecnica e da un <strong>con</strong>fronto <strong>con</strong><br />
il più noto sistema satellitare che fa uso di misure <strong>Doppler</strong>, il Transit.<br />
In seguito è trattata l‟implementazione dell‟algoritmo e un‟analisi numerica della sua<br />
<strong>con</strong>vergenza.<br />
3.3.1 Utilità del <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong><br />
Nel paragrafo 3.2.5 è stato illustrato il caso in cui il segnale ricevuto risulta molto disturbato e<br />
se ne riesce a misurare solo la frequenza della portante, ma non i codici modulanti. È possibile<br />
58
utilizzare questa informazione ai fini del calcolo della posizione realizzando un<br />
posizionamento <strong>Doppler</strong>. La frequenza ricevuta dall‟antenna è uguale alla frequenza<br />
trasmessa più una variazione, che può arrivare a ±4 KHz in caso di ricevitore stazionario<br />
(Kaplan, 2006) dovuta all‟effetto <strong>Doppler</strong>, generato dal moto relativo tra satellite e ricevitore.<br />
L‟osservabile <strong>Doppler</strong> garantisce una buona robustezza rispetto al fenomeno del multipath<br />
(dominante in aree urbane), poiché la sua equazione di misura è la derivata dell‟equazione di<br />
misure dell‟osservabile fase e quindi l‟errore di multipath è la derivata dell‟omologo errore<br />
nel caso della fase. Così come per il posizionamento <strong>con</strong> pseudorange, anche per il<br />
posizionamento <strong>Doppler</strong> <strong>GPS</strong> è necessario <strong>con</strong>oscere le posizioni dei satelliti all‟istante di<br />
trasmissione. È inoltre richiesta la <strong>con</strong>oscenza delle velocità degli stessi. Non potendo<br />
ricorrere al messaggio di navigazione trasmesso, poiché illeggibile nel caso teorizzato, una<br />
soluzione possibile è la tecnica dell‟assisted-<strong>GPS</strong>. Tale tecnica prevede che il ricevitore sia<br />
<strong>con</strong>nesso <strong>con</strong> una rete internet, mediante wi-fi, GPRS o 3G ad esempio, dalla quale ricevere le<br />
effemeridi dei satelliti e la sincronizzazione <strong>con</strong> il tempo <strong>GPS</strong>.<br />
Figura 3.3 – Schema dei Componenti di un Sistema A-<strong>GPS</strong><br />
59
L‟ipotesi di <strong>con</strong>nettività <strong>con</strong> una rete internet non rende l‟applicazione della tecnica <strong>Doppler</strong><br />
<strong>GPS</strong> poco praticabile, poiché bisogna <strong>con</strong>siderare che sempre più i moderni smartphone<br />
integrano ricevitori <strong>GPS</strong> e <strong>con</strong>nettività internet.<br />
In ultima analisi, si deve <strong>con</strong>siderare che per effettuare misure di frequenza non è richiesto<br />
hardware specifico, ma è solo necessario che il ricevitore utilizzi l‟informazione <strong>Doppler</strong><br />
come ingresso di un opportuno algoritmo.<br />
3.3.2 Comparazione tra <strong>Doppler</strong> <strong>GPS</strong> e Transit<br />
Il sistema Transit è stato il primo sistema di navigazione satellitare globale e faceva uso della<br />
misura <strong>Doppler</strong>. Il Transit è stato sviluppato negli anni ‟60 ed il suo segmento spaziale è<br />
costituito da satelliti posti in orbita circolare a circa 1075 km di quota. Il ricevitore per<br />
calcolare la sua posizione necessitava delle misurazioni di un solo satellite inseguito per<br />
diversi minuti. Ogni satellite trasmetteva due portanti a 150 MHz e 400 MHz modulate in fase<br />
<strong>con</strong> le effemeridi, <strong>con</strong>tenenti dati di velocità e posizione del satellite stesso.<br />
Il sistema <strong>GPS</strong> è stato ampiamente descritto nella prima parte del presente lavoro ed il<br />
posizionamento <strong>con</strong> pseudorange <strong>con</strong>sente prestazioni in single point positioning dell‟ordine<br />
della decina di metri; l‟accuratezza del posizionamento <strong>con</strong> il sistema Transit è invece<br />
dell‟ordine di 500 m (Lehetinen 2001).<br />
Per meglio comprendere le specificità delle tecniche di posizionamento <strong>Doppler</strong>, può essere<br />
interessante comparare le caratteristiche tecniche e le prestazioni del Transit e del <strong>GPS</strong>.<br />
Per quanto riguarda la visibilità dei satelliti, la costellazione <strong>GPS</strong> <strong>con</strong>sente un posizionamento<br />
<strong>con</strong>tinuo e <strong>con</strong> misure da più satelliti, mentre il sistema Transit <strong>con</strong>sentiva unicamente un<br />
posizionamento dis<strong>con</strong>tinuo e <strong>con</strong> un solo satellite per volta, visibile ad intervalli 12 di alcune<br />
ore.<br />
12 Assenza di satelliti in vista per massimo 8 ore al 95% dei casi, e intervallo massimo di assenza satelliti minore<br />
di 24 ore (Danchik, 1998).<br />
60
In riferimento agli errori dovuti alla rifrazione atmosferica, il segnale <strong>GPS</strong> garantisce<br />
prestazioni migliori del Transit, in quanto ha una frequenza almeno tre volte più grande del<br />
segnale Transit, di <strong>con</strong>seguenza l‟errore relativo sulla misura di frequenza risulta minore<br />
(A.Lehtinen, 2001); d‟altra parte però, il servizio di posizionamento SPS <strong>GPS</strong> offre una sola<br />
portante in chiaro, mentre le due portanti del Transit <strong>con</strong>sentivano anche agli utenti civili di<br />
eliminare l‟errore ionosferico. Con i nuovi segnali trasmessi dai satelliti <strong>GPS</strong> di ultima<br />
generazione anche gli utenti civili potranno utilizzare ricevitori a doppio canale e potranno<br />
quindi eliminare l‟errore ionosferico. I satelliti <strong>GPS</strong>, posti a più di 20000 Km di quota, sono<br />
caratterizzati da velocità minori rispetto ai satelliti Transit, che invece descrivono orbite più<br />
basse (intorno ai 1000 Km); tutto ciò comporta un maggiore range di variazione<br />
dell‟osservabile <strong>Doppler</strong> per il sistema Transit.<br />
Figura 3.4 –Costellazione Birdcage TRANSIT (Vultaggio, 2010)<br />
La grande differenza nella velocità di variazione dello shift <strong>Doppler</strong> è uno dei motivi per cui i<br />
modelli che impiegano <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> <strong>GPS</strong> siano decisamente diversi da quelli per le<br />
61
<strong>osservabili</strong> Transit. Tale diversità è imputabile principalmente sia alle difficoltà di effettuare<br />
una misura sufficientemente precisa della frequenza, sia alla possibilità di utilizzare più<br />
satelliti <strong>GPS</strong> per calcolare la posizione del ricevitore <strong>con</strong> una sola epoca di misura.<br />
Figura 3.5 – Costellazione <strong>GPS</strong> (Kaplan, 2006)<br />
Al paragrafo successivo è illustrato il modello matematico ideale del posizionamento <strong>con</strong><br />
<strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>, ipotizzando cioè di avere una precisione sulla misura di frequenza<br />
ottimale.<br />
La precisione sul calcolo della posizione effettuata <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> <strong>GPS</strong> è dell‟ordine<br />
del centinaio di metri, mentre quella raggiungibile <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> Transit è, come<br />
precedentemente indicato, di circa 500 metri.<br />
Appare evidente come il solo utilizzo delle <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> del sistema <strong>GPS</strong> possa<br />
ovviare in maniera soddisfacente alla dismissione del Transit.<br />
62
3.3.3 Equazione di Misura <strong>Doppler</strong><br />
La frequenza del segnale <strong>GPS</strong> ricevuto differisce dalla frequenza trasmessa dal satellite a<br />
causa dell‟effetto <strong>Doppler</strong>. Questo shift in frequenza è causato dal moto relativo tra il satellite<br />
e il ricevitore. L‟equazione che modella l‟effetto <strong>Doppler</strong> può essere espressa nella seguente<br />
forma (A.Lehtinen, 2001), dove i simboli “ ” e “ ” indicano rispettivamenteil prodotto<br />
scalare e il modulo di un vettore:<br />
dove<br />
è lo shift <strong>Doppler</strong>,<br />
è la frequenza ricevuta dall‟i-esimo satellite, al netto degli errori dovuti ai clock drift,<br />
è la frequenza della portante <strong>GPS</strong>,<br />
è la velocità 13 del satellite,<br />
è la velocità dell‟utente,<br />
è la velocità della luce,<br />
è il vettore delle coordinate del satellite,<br />
è il vettore delle coordinate del ricevitore, e<br />
è la frequenza trasmessa dal satellite.<br />
L‟osservabile <strong>Doppler</strong> può essere <strong>con</strong>vertita in termini di deltarange o derivata della distanza<br />
ricevitore-satellite mediante la seguente equazione:<br />
13 Tutte le velocità, se non indicato diversamente, si intendono espresse nel sistema di coordinate ECEF.<br />
3.18<br />
63
Si fa notare che il primo membro della 3.19 è la velocità di avvicinamento del satellite al<br />
ricevitore, per cui si può scrivere:<br />
Assumendo nulli gli errori dei clock di ricevitore e satelliti e note la velocità del ricevitore, le<br />
posizioni e le velocità dei satelliti, la velocità della luce e la frequenza trasmessa ,<br />
mediante tre misure della frequenza ricevuta dallo stesso satellite in istanti successivi, sarebbe<br />
possibile ricavare le tre componenti incognite del vettore posizione del ricevitore .<br />
Risolvendo, infatti, la 3.19 rispetto all‟angolo , misurato tra la velocità relativa e<br />
la <strong>con</strong>giungente ( ), si ottiene:<br />
Allora le possibili posizioni del ricevitore individuano un <strong>con</strong>o (Figura 3.6) centrato nella<br />
posizione del satellite , di semi-apertura e <strong>con</strong> semiasse rivolto nella direzione della<br />
velocità del satellite se lo shift-<strong>Doppler</strong> è positivo e viceversa. Un caso particolare è quello in<br />
cui lo shift-<strong>Doppler</strong> è nullo e allora la posizione del ricevitore apparterrà ad un piano passante<br />
per la posizione del satellite e ortogonale alla velocità relativa .<br />
3.19<br />
3.20<br />
3.21<br />
64
Figura 3.6 – Luogo di Posizione Conico (Lehtinen,2001)<br />
Considerando un osservatore fermo, <strong>con</strong> tre misure di frequenza successive dallo stesso<br />
satellite è possibile identificare tre luoghi di posizione <strong>con</strong>ici, definiti dalla 3.19, i cui vertici<br />
sono situati nella posizione del satellite all‟epoca delle misure. L‟interesezione dei tre luoghi<br />
di posizione individua la posizione del ricevitore <strong>GPS</strong> nello spazio.<br />
Tuttavia, il moto di un satellite <strong>GPS</strong> lungo la sua orbita e la rotazione della Terra causano una<br />
variazione di frequenza compresa tra 0.5 e 1 Hz al se<strong>con</strong>do, mentre il moto del ricevitore<br />
influisce <strong>con</strong> variazioni di frequenza nell‟intervallo tra 1 e 10 Hz al se<strong>con</strong>do (Chan-Woo Park,<br />
2008). Pertanto per utilizzare il modello teorico suddetto sarebbe necessaria una precisione<br />
sulla misura di shift-<strong>Doppler</strong> difficilmente raggiungibile <strong>con</strong> gli attuali ricevitori <strong>GPS</strong><br />
(A.Lehtinen, 2001). Un piccolo errore nella misura della frequenza, infatti, si propaga come<br />
errore sull‟angolo di semiapertura del luogo di posizione <strong>con</strong>ico. Considerata la grande<br />
distanza a cui si trova il vertice del <strong>con</strong>o, cioè nella posizione del satellite, un piccolo errore<br />
nell‟angolo di semiapertura comporta un errore in distanza di grandezza non accettabile.<br />
Un‟altra possibile applicazione potrebbe prevedere l‟impiego di misure simultanee da più<br />
satelliti. In via teorica, <strong>con</strong> tre ossevabili collezionate alla stessa epoca sarebbe possibile<br />
65
calcolare la posizione del ricevitore come intersezione di tre luoghi di posizione <strong>con</strong>ici.<br />
Tuttavia, anche in questa applicazione appare evidente come la notevole debolezza<br />
geometrica del luogo di posizione <strong>con</strong>ico <strong>con</strong>duca ad un‟incertezza sulla posizione<br />
inaccettabile. Infatti, <strong>con</strong>siderate le grandi distanze che separano i satelliti dal ricevitore, un<br />
piccolo errore sulla misura indiretta dell‟angolo di semiapertura del <strong>con</strong>o genererebbe un<br />
<strong>con</strong>siderevole errore in termini di posizione. È peraltro importante notare che bontà della<br />
misura di frequenza dipende dalla precisione dell‟oscillatore del ricevitore, generalmente al<br />
quarzo, tecnologia che non garantisce prestazioni assolute molto elevate (Kaplan, 2006).<br />
Come sarà mostrato nei paragrafi successivi, si ricorre pertanto a una formulazione del<br />
problema nella quale compare una quarta incognita, il clock drift error , e all‟osservabile<br />
<strong>Doppler</strong> si preferisce l‟osservabile pseudorange rate, in quanto misura della velocità di<br />
variazione della distanza satellite-ricevitore.<br />
3.3.4 L’errore di <strong>De</strong>riva dell’Orologio<br />
La frequenza trasmessa dei satelliti ha eccellenti caratteristiche di stabilità nel tempo, poiché<br />
viene generata da orologi atomici (Kaplan, 2006). In generale, esiste una differenza tra la<br />
frequenza nominale della portante L1 o L2 e la frequenza realmente generata dal satellite, ma<br />
dal punto di vista numerico, nei calcoli di posizione introduce una variazione tanto piccola da<br />
poter essere trascurata (Kaplan, 2006).Una misura accurata della frequenza della portante<br />
<strong>GPS</strong> è possibile solo utilizzando oscillatori ad altissima precisione e, <strong>con</strong>siderata la tecnologia<br />
attuale dei ricevitori, tutto ciò raramente avviene.<br />
Diviene pertanto necessario introdurre nei modelli matematici che fanno uso di <strong>osservabili</strong><br />
<strong>Doppler</strong> una nuova incognita: la deriva dell‟orologio del ricevitore o clock drift, indicato <strong>con</strong><br />
.<br />
66
Se è positivo l‟orologio del ricevitore scandisce il tempo a una velocità maggiore di quella<br />
del tempo UTC e viceversa. L‟errore nella misura di frequenza può essere modellato come<br />
segue:<br />
Si fa notare come l‟errore nella frequenza sia indipendente dalla frequenza ricevuta e<br />
risulti costante per segnali misurati <strong>con</strong>temporaneamente. In generale, il clock drift non è<br />
costante nel tempo.<br />
3.3.5 Formulazione Matematica del Problema di <strong>Posizionamento</strong><br />
Indichiamo <strong>con</strong> la misura della frequenza del segnale dell‟ -esimo satellite. La necessità di<br />
<strong>con</strong>siderare l‟incidenza dell‟errore dovuto al clock drift del ricevitore nella misurra di<br />
<strong>con</strong>duce a un nuovo modello della variazione di frequenza, che si ottiene dall‟unione<br />
dell‟equazione 3.18 dello shift-<strong>Doppler</strong> <strong>con</strong> l‟equazione 3.22 dell‟errore :<br />
dove<br />
è la frequenza ricevuta dall‟i-esimo satellite,<br />
è il rumore non modellabile nella misura di frequenza e gli altri termini dell‟equazione<br />
sono già stati definiti in precedenza.<br />
Moltiplicando l‟equazione 3.23 per<br />
si ottiene:<br />
3.22<br />
3.23<br />
67
Le parentesi quadre racchiudono la definizione di un nuovo parametro: il deltarange vero.<br />
Tale parametro si può ricavare anche derivando rispetto al tempo l‟equazione della<br />
pseudorange vera 3.2, qui riscritta per comodità senza la presenza dell‟offset del clock del<br />
satellite, che derivato dà luogo ad un termine generalmente trascurabile (Kaplan, 2006):<br />
da cui:<br />
Ponendo<br />
la 3.24 può essere quindi riscritta come segue:<br />
L‟osservabile deltarange è uguale al deltarange vero più gli errori della misura:<br />
3.24<br />
3.25<br />
3.26<br />
3.27<br />
3.28<br />
68
Combinando le ultime due equazioni si ottiene la misura di deltarange in funzione della<br />
misura <strong>Doppler</strong>, :<br />
Dalla combinazione della 3.28 <strong>con</strong> la 3.26 si ottiene l‟equazione completa di misura<br />
dell‟osservabile deltarange:<br />
Ponendo<br />
la 3.26 si può scrivere come:<br />
Approssimando il deltarange vero <strong>con</strong> il deltarange misurato , dunque <strong>con</strong>siderando<br />
trascurabili gli errori , si ottiene:<br />
equivalente a:<br />
3.29<br />
3.30<br />
3.31<br />
3.32<br />
69
L‟equazione 3.33 rappresenta l‟equazione operativa della misura di pseudorange rate, da<br />
adoperare per la stima della posizione e/o della velocità del mobile.<br />
Per ogni satellite da cui è possibile effettuare una misura <strong>Doppler</strong> è possibile scrivere<br />
un‟equazione simile alla 3.33. Da n misure simultanee si ottiene dunque il seguente sistema di<br />
equazioni:<br />
dove<br />
sono i vettori velocità relativa ricevitore-satelliti, <strong>con</strong>siderati noti,<br />
sono i vettori posizione di ogni satellite, <strong>con</strong>siderati noti,<br />
sono le <strong>osservabili</strong> deltarange e sono quantità misurate,<br />
è il vettore posizione del ricevitore, <strong>con</strong>sidearato incognito e<br />
è l‟errore introdotto sull‟osservabile deltarange dal clock drift, <strong>con</strong>siderato incognito.<br />
Il sistema ora esposto presenta quattro incognite, cioè le tre coordinate della posizione del<br />
ricevitore e il clock drift. Per risolvere questo sistema occorrono allora almeno quattro satelliti<br />
visibili.<br />
3.33<br />
3.34<br />
70
3.3.6 Soluzione <strong>Doppler</strong><br />
Il sistema di equazioni per posizionamento <strong>Doppler</strong> 3.34 risulta essere molto più complesso<br />
del sistema di equazioni 3.5, come dimostrato dalla presenza della velocità relativa tra satellite<br />
e ricevitore. Di <strong>con</strong>seguenza, non sono note soluzioni in forma chiusa per risolvere questo<br />
sistema come nel caso del posizionamento <strong>con</strong> pseudorange (A.Lehtinen, 2001).<br />
Il problema, in analogia <strong>con</strong> il posizionamento <strong>con</strong> pseudorange descritto nella sezione 3.2,<br />
può essere risolto tramite un algoritmo iterativo, in cui una stima iniziale della posizione del<br />
ricevitore viene aggiornata ad ogni iterazione <strong>con</strong> nuovi valori e utilizzata come nuova stima<br />
della posizione.<br />
Il sistema di equazioni 3.34 risulta essere non lineare nelle incognite <strong>con</strong>siderate; un possibile<br />
approccio alla sua risoluzione è l‟applicazione di una procedura di linearizzazione, mediante<br />
sviluppo di Taylor <strong>con</strong> troncamento al primo ordine. La singola equazione di misura di<br />
pseudorange rate 3.33, linearizzata intorno ad una stima delle incognite, assume la forma:<br />
<strong>con</strong><br />
3.35<br />
71
e<br />
Un set di n equazioni del tipo 3.35 assume la seguente forma:<br />
in cui il vettore delle misure corrette da informazioni a priori è<br />
<strong>con</strong><br />
matrice disegno è<br />
3.36<br />
3.37<br />
differenza tra misura di pseudorange rate e pseudorange rate stimata e la<br />
3.38<br />
72
Il vettore delle correzioni da stimare è indicato come:<br />
Analogamente al caso di posizionamento <strong>con</strong> osservabile pseudorange, in caso di quattro<br />
misure di pseudorange rate simultaneee, dalla 3.36 è possibile calcolare il vettore delle<br />
correzioni come segue:<br />
Il vettore è costituito da correzioni che aggiunte alle coordinate della posizione stimata ed<br />
al drift stimato del clock dell‟orologio <strong>con</strong>sentono di ottenere una stima aggiornata delle<br />
incognite, in accordo <strong>con</strong> la seguente espressione:<br />
<strong>con</strong> vettore delle incognite<br />
3.39<br />
3.40<br />
3.41<br />
73
e vettore delle stime a priori delle incognite<br />
Se le misure di pseudorange rate disponibili per una data epoca sono in numero maggiore di<br />
quattro, il sistema 3.36 risulta sovradeterminato e va risolto mediante una opportuna tecnica di<br />
stima. Generalmente il sistema viene risolto mediante la tecnica dei minimi quadrati e la<br />
soluzione assume la seguente forma:<br />
La soluzione ai minimi quadrati del sistema 3.36 è ottenuta iterativamente se<strong>con</strong>do i seguenti<br />
step:<br />
Inizializzazione del vettore delle incognite <strong>con</strong> posizione e drift dell‟orologio stimati,<br />
Calcolo della matrice disegno ,<br />
Calcolo della soluzione del sistema 3.36, tramite l‟espressione 3.44,<br />
Aggiornamento della posizione e drift stimati tramite l‟equazione 3.41,<br />
Nuova inizializzazione del vettore delle incognite <strong>con</strong> la posizione stimata e drift<br />
aggiornati,<br />
Nuovo ciclo<br />
3.42<br />
3.43<br />
3.44<br />
74
Il criterio di arresto è legato alla differenza tra le posizioni stimate in due cicli <strong>con</strong>secutivi:<br />
quando è inferiore ad una soglia predefinita il processo si arresta.<br />
Come risulta evidente dalla equazione 3.35, per risolvere il sistema 3.36 è necessario avere a<br />
disposizione una stima della posizione iniziale e della velocità del ricevitore relativamente<br />
prossime alla posizione e velocità vere. Per quanto riguarda la deriva temporale del ricevitore,<br />
non è possibile effettuarne una buona stima iniziale, per cui si pone inizialmente questo<br />
parametro uguale a zero. È necessaria anche la <strong>con</strong>oscenza di posizione e velocità dei satelliti<br />
osservati, informazione supposta nota.<br />
Di seguito è mostrato lo schema a blocchi dell‟algoritmo per il posizionamento <strong>Doppler</strong><br />
implementato, in cui le frecce <strong>con</strong> verso entrante nel blocco centrale rappresentano le<br />
grandezze in input, mentre quelle uscenti rappresentano gli output.<br />
Figura 3.7 – Algoritmo di Calcolo della Posizione <strong>con</strong> Osservabili <strong>Doppler</strong><br />
3.3.7 <strong>De</strong>scrizione <strong>De</strong>ttagliata dell’Algoritmo <strong>Doppler</strong><br />
In analogia a quanto visto al paragrafo 3.2.3, si riporta di seguito lo schema a blocchi<br />
dell‟algoritmo di posizionamento <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>.<br />
75
Figura 3.8 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo di <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong><br />
Lo schema in Figura 3.8 risulta molto simile all‟omologo schema per il posizionamento <strong>con</strong><br />
pseudorange Figura 3.2; come già discusso, non è stato necessario sviluppare algoritmi per la<br />
correzione degli effetti di rifrazione atmosferica sui segnali <strong>Doppler</strong>, in quanto gli errori<br />
intervengono mediante le loro derivate.<br />
Il calcolo della posizione del ricevitore richiede oltre alle <strong>osservabili</strong> e alla posizione dei<br />
satelliti, anche la velocità dei satelliti all‟istante di misura. Analogamente al posizionamento<br />
<strong>con</strong> pseudorange, per il calcolo della posizione dei satelliti all‟epoca di misura viene<br />
utilizzato l‟algoritmo di propagazione orbitale sviluppato da (Remondi, 2004) (illustrato al<br />
Paragrafo 3.1) e individuato nel grafico dal blocco GNSS SKY. Successivamente la posizione<br />
dei satelliti è corretta per la rotazione terrestre che ha agito durante la propagazione dei<br />
segnali dai satelliti al ricevitore.<br />
76
Il calcolo della posizione è infine effettuato mediante uno stimatore ai minimi quadrati,<br />
rappresentato nel grafico <strong>con</strong> la dicitura LEAST SQUARE ESTIMATOR.<br />
3.4 Calcolo della Velocità del Ricevitore<br />
In generale i moderni ricevitori <strong>GPS</strong> provvedono al calcolo della velocità dell‟antenna<br />
mediante algoritmi basati sulle <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> (Kaplan, 2006).<br />
Esistono diversi metodi per il calcolo della velocità del ricevitore e nel seguito è illustrata la<br />
metodologia utilizzata in questo lavoro, per la quale si <strong>con</strong>siderano note le coordinate della<br />
posizione del ricevitore, come anche la posizione e la velocità dei satelliti, calcolate <strong>con</strong><br />
l‟algoritmo illustrato al paragrafo 3.1.<br />
L‟espressione per il calcolo della velocità dell‟utente si può dedurre dalla definizione di<br />
deltarange 3.33 riportata di seguito <strong>con</strong>siderato trascurabile 14 il clock drift dell‟orologio del<br />
satellite:<br />
La precedente equazione può essere riarrangiata come segue, portando al primo membro<br />
dell‟equazione i termini supposti noti o misurati:<br />
Svolgendo i prodotti scalari si ha:<br />
14 Mediante i parametri inclusi nel messaggio di navigazione è possibile calcolare il clock drift dell‟orologio del<br />
satellite; tuttavia la frequenza trasmessa dal satellite si discosta di poco da quella generata dall‟oscillatore di<br />
bordo, pertanto nell‟applicazione numerica le frequenze possono assumersi uguali (Kaplan, 2006).<br />
3.45<br />
77
dove<br />
, e sono le componenti della velocità del satellite nel sistema ECEF e<br />
, e sono le componenti della velocità del ricevitore nel sistema ECEF.<br />
Nella equazione 3.46 le componenti della velocità e il clock drift del ricevitore rappresentano<br />
le quattro incognite da calcolare; pertanto occorrono misurazioni simultanee di pseudorange<br />
rate da quattro satelliti per poter stimare le incognite. L‟equazione 3.46 è già lineare nelle<br />
incognite per cui non è necessario alcun processo di linearizzazione.<br />
Ponendo:<br />
si può scrivere:<br />
dove<br />
,<br />
;<br />
,<br />
;<br />
3.46<br />
3.47<br />
78
Da cui la soluzione è data da:<br />
Nel caso generale, in cui si dispone di piu di quattro satelliti, il sistema può essere risolto<br />
mediante la tecnica dei minimi quadrati, e il sistema 3.48 diventa:<br />
Lo schema a blocchi dell‟algoritmo implementato è rappresentato nella seguente figura:<br />
Figura 3.9 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo per il Calcolo della Velocità <strong>con</strong> Osservabili<br />
3.48<br />
3.49<br />
<strong>Doppler</strong>.<br />
79
4 Test e Risultati<br />
Per testare l‟algoritmo proposto per il posizionamento <strong>Doppler</strong> (descritto al paragrafo 3.3.6)<br />
sono stati utilizzati i dati di una stazione fissa <strong>GPS</strong>, posizionata in un punto di coordinate<br />
note. Un valido termine di paragone per studiare le prestazioni dell‟algoritmo di<br />
posizionamento <strong>Doppler</strong> è l‟algoritmo di posizionamento <strong>con</strong> pseudorange (descritto al<br />
paragrafo 3.2.2). La posizione nota della stazione <strong>GPS</strong> <strong>con</strong>siderata è utilizzata come<br />
riferimento per valutare le prestazioni delle tecniche qui <strong>con</strong>siderate.<br />
Tutti gli algoritmi di posizionamento sono stati sviluppati in ambiente Matlab cosi come gli<br />
algoritmi accessori, come la function per la lettura delle effemeridi trasmesse in formato<br />
Rinex.<br />
Oltre ai nuclei computazionali per il posizionamento <strong>Doppler</strong> e pseudorange sono stati<br />
implementati i sottoprogrammi per il calcolo dell‟offset del satellite, la correzione relativistica<br />
e la correzione per la rotazione terrestre (descritti nella sezione 3.2.4). Sono stati sviluppati<br />
anche gli algoritmi che implementano i modelli per la correzione ionosferica (modello di<br />
Klobuchar) e troposferica (modello di Hopfield).<br />
Gli algoritmi di posizionamente sono testati in due modalità: statica e cinematica.<br />
In modalità statica la velocità del ricevitore, nulla in quanto la stazione è fissa, è imposta pari<br />
a zero, mentre nel caso cinematico è stimata <strong>con</strong> l‟algoritmo descritto al paragrafo 3.4,<br />
simulando il caso di utente in moto <strong>con</strong> velocità incognita.<br />
4.1 Caratteristiche della Stazione<br />
Le <strong>osservabili</strong> utilizzate in questo lavoro sono state raccolte da una stazione fissa appartenente<br />
alla rete CORS (Continuously Operating Reference Stations). La rete CORS è gestita<br />
80
dall‟NGS (National Geodetic Survey), quale ufficio del National Ocean Service. Quest‟ultimo<br />
a sua volta fa capo all‟ente americano NOAA (National Oceanic and Atmospheric<br />
Administration). La rete CORS è nata dalla cooperazione tra il governo, enti accademici e<br />
organizzazioni private. I siti sono indipendenti e gestiti autonomamente. Ogni agenzia<br />
<strong>con</strong>divide i dati acquisiti <strong>con</strong> NGS, e NGS a sua volta, analizza e distribuisce i dati<br />
gratuitamente. Ad oggi la rete CORS <strong>con</strong>tiene oltre 1.800 stazioni.<br />
Per quanto riguarda le effemeridi dei satelliti, sono state utilizzate le “Global Ephemeris”, file<br />
<strong>con</strong>tenenti le effemeridi di tutti i satelliti operativi aggiornate ogni due ore; i file di dati<br />
<strong>con</strong>tengono le <strong>osservabili</strong> di tutti i satelliti visibili acquisite ad intervalli di 30 se<strong>con</strong>di.<br />
Sia il file di dati delle <strong>osservabili</strong> che il file di navigazione delle effemeridi sono riferiti a un<br />
intervallo temporale di 24 ore e sono stati scaricati dal sito internet del CORS<br />
(http://www.ngs.noaa.gov/CORS/).<br />
Per gli scopi di questa ricerca è stata utilizzata una stazione dotata di un ricevitore che<br />
fornisse oltre alle <strong>osservabili</strong> pseudorange anche le <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>. In particolare è stata<br />
scelta la stazione denominata (CORS ID) “UAAG”, gestita dall‟ University of Alaska<br />
Anchorage (Anchorage Borough, USA), e di coordinate:<br />
Tabella 4.1 – Coordinate della Stazione di Riferimento<br />
ITRF00 POSITION (EPOCH 1997.0)<br />
Computed in Nov. 2007 using 44 days of dat<br />
X = -2663934.320 m latitude = 61 11 27.85992 N<br />
Y = -1548947.592 m longitude = 149 49 26.73071 W<br />
Z = 5565691.862 m ellipsoid height = 66.299 m<br />
81
Latitudine, longitudine ed altezza ellissoidica sono state calcolate dalle corrispondenti<br />
coordinate cartesiane utilizzando i parametri dell‟ellissoide GRS80:<br />
semiasse maggiore = 6.378.137,0 metri<br />
schiacciamento = 1/298,257222101<br />
Per quanto riguarda l‟aspetto hardware, la stazione è costituita da:<br />
Ricevitore Trimble NETRS<br />
Antenna Trimble Zephyr L1/L2 Geodetic (5700) <strong>con</strong> Ground Plane e Radome<br />
Figura 4.1 – Ricevitore <strong>GPS</strong> e Antenna <strong>con</strong> Ground Plane e Radome della stazione UAAG<br />
(Trimble.com)<br />
Il Ground Plane è un particolare supporto dell‟antenna che <strong>con</strong>sente di ridurre i disturbi<br />
introdotti dal fenomeno di multipath. Essa è costituita da una base resistiva che dissipa<br />
82
sottoforma di calore la potenza dei segnali non desiderati, permettendo ai soli segnali<br />
provenienti dalla retta <strong>con</strong>giungente ricevitore-satellite di raggiungere l‟antenna.<br />
Figura 4.2 – <strong>De</strong>ttaglio del Ground Plane dell’antenna Zephyr – Dissipazione del Multipath<br />
(Trimble.com)<br />
Nella Figura 4.2 le frecce <strong>con</strong> riempimento sfumato indicano i segnali non desiderati, mentre<br />
le frecce <strong>con</strong> riempimento costante indicano il segnale proveniente dal più breve percorso<br />
satellite-ricevitore.<br />
4.2 <strong>Posizionamento</strong> Statico<br />
In questa sezione l‟algoritmo per il posizionamento <strong>Doppler</strong> (3.3.6) è implementato per il caso<br />
statico, cioè la velocità del ricevitore non è <strong>con</strong>siderato un ingresso variabile (soggetto ad<br />
eventuali errori di stima) ma è posto pari a zero, valore vero della velocità in quanto la<br />
stazione utilizzata per testare gli algoritmi sviluppati è fissa. Lo schema funzionale<br />
dell‟algoritmo di posizionamento <strong>Doppler</strong> di Figura 3.7 è quindi riportato di seguito <strong>con</strong><br />
l‟ingresso “Velocità Stimata” fissato a zero.<br />
83
Figura 4.3 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo di <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> per il Caso Statico<br />
4.2.1 Accuratezza della Posizione<br />
Per analizzare l‟accuratezza del posizionamento proposto, è stata scelta una rappresentazione<br />
in coordinate cartografiche UTM; in particolare le coordinate Nord ed Est dei punti calcolati<br />
<strong>con</strong> l‟algoritmo <strong>Doppler</strong> sono rappresentate insieme alle omologhe coordinate ottenute <strong>con</strong> il<br />
classico posizionamento assoluto <strong>con</strong> pseudorange. È infine rappresentata la posizione<br />
orizzontale vera della stazione per <strong>con</strong>sentire un facile raffronto tra le prestazioni delle diverse<br />
strategie di posizionamento.<br />
Si <strong>con</strong>sidera per primo il caso in cui la posizione stimata del ricevitore è posta uguale alla<br />
posizione vera. In Figura 4.4 sono rappresentate in verde le posizioni orizzontali relative al<br />
posizionamento <strong>Doppler</strong>, in blu i corrispondenti punti ottenuti dal posizionamento <strong>con</strong><br />
pseudorange e <strong>con</strong> un cerchietto rosso è indicata la posizione esatta del ricevitore.<br />
I risultati prodotti in Figura 4.4 dalle elaborazioni hanno largamente <strong>con</strong>fermato le aspettative<br />
mostrando che l‟accuratezza raggiungibile <strong>con</strong> l‟algoritmo di posizionamento <strong>con</strong><br />
pseudorange è di gran lunga superiore a quella raggiungibile <strong>con</strong> l‟algoritmo <strong>Doppler</strong>. Questa<br />
differenza è dovuta principalmente alla intrinseca debolezza della geometria di osservazione<br />
<strong>Doppler</strong> rispetto alla geometria delle misure pseudorange (Parkinson-Spilker, 1996). Tale<br />
debolezza nella geometria di osservazione si traduce in valori del DOP molto più grandi nel<br />
caso di posizionamento <strong>Doppler</strong>.<br />
84
Figura 4.4 – Posizioni Orizzontali Calcolate <strong>con</strong> Osservabili Pseudorange, <strong>Doppler</strong><br />
In Figura 4.5 è mostrato l‟andamento nel tempo degli errori orizzontale e verticale e la<br />
corrispondente evoluzione del parametro DPDOP (<strong>Doppler</strong> Position Diluition Of Precision),<br />
quale indice dell‟influenza della geometria della costellazione di satelliti sulla precisione della<br />
posizione calcolata. Appare evidente, in analogia al posizionamento <strong>con</strong> pseudorange, che<br />
l‟accuratezza sulla precisione calcolata dipenda fortemente dalla geometria dei satelliti.<br />
Dall‟ultimo grafico in Figura 4.5 risultano altresì evidenti gli elevati valori del parametro<br />
geometrico DPDOP sempre superiori a 700, laddove valori tipici del PDOP si limitano a<br />
poche unità.<br />
85
Figura 4.5 – Errore Orizzontale, Errore Verticale e <strong>Doppler</strong> PDOP (<strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong>)<br />
Analogamente, per l‟algoritmo di posizionamento <strong>con</strong> pseudorange è stato studiato<br />
l‟andamento nel tempo degli errori orizzontale e verticale in relazione al PDOP (Position<br />
Diluition Of Precision) e riportato in Figura 4.6.<br />
.<br />
86
Figura 4.6 – Errore Orizzontale, Errore Verticale e PDOP (<strong>Posizionamento</strong> Pseudorange)<br />
Anche dal <strong>con</strong>fronto tra la Figura 4.5 e la Figura 4.6 risulta evidente l‟intrinseca superiorità<br />
del posizionamento <strong>con</strong> pseudorange rispetto al <strong>Doppler</strong>, sia in termini di errori orizzontali e<br />
verticali che in termini di bontà della geometria di osservazione.<br />
Risultano notevoli in Figura 4.6 i picchi di errore orizzontale (circa 100 metri) e verticale<br />
(circa 200 metri) ris<strong>con</strong>tabili nel caso di posizionamento <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange. Tali<br />
picchi risultano in corrispondenza di massimi del PDOP (cioè minimi della bontà della<br />
geometria), ma tali valori sono comunque piuttosto bassi (di poco superiori a 2) e dunque non<br />
giustificano un incremento di errore dell‟entità ris<strong>con</strong>trata. Da un‟analisi più approfondita<br />
dell‟intorno delle aree critiche, si è potuto verificare che entrambi i picchi sono legati alla<br />
87
presenza, nel set di osservazioni disponibili, di un segnale ricevuto da un satellite molto<br />
basso, cui è associato una misura molto rumorosa (affetta da blunder). Nello specifico,<br />
intorno all‟epoca <strong>GPS</strong> 301600 sorge il satellite <strong>con</strong> indentificativo 31, mentre intorno<br />
all‟epoca 319000 il satellite 13 è in procinto di tramontare. Questi due casi isolati dimostrano<br />
la vulnerabilità dell‟osservabile pseudorange a interferenze, rumore o blunder, che possono<br />
risultare molto frequenti in ambienti ostili come i canyon urbani. Inoltre dalla Figura 4.5 si<br />
evince che l‟osservabile <strong>Doppler</strong> risulta più robusta rispetto a questo tipo di errori,<br />
avvalorandone l‟uso in supporto della pseudorange in ambienti critici.<br />
Va comunque precisato che la presenza di errori grossolani isolati può essere trattata <strong>con</strong><br />
opportuni algoritmi statistici di “blunder detection” (Petovello 2003).<br />
Un <strong>con</strong>fronto sintetico tra gli algoritmi qui <strong>con</strong>siderati può essere effettuato in termini di<br />
errori massimi e RMS. L‟errore RMS (Root Mean Square) è definito come segue:<br />
dove<br />
è il numero di campioni e<br />
sono gli scarti tra il valore i-esimo e il valore medio dei campioni.<br />
In Tabella 4.2 sono riportati gli errori RMS (nelle direzioni Est, Nord e Up, sul piano<br />
orizzontale e tridimensionali) riferiti alle posizioni calcolate <strong>con</strong> algoritmo pseudorange e <strong>con</strong><br />
algoritmo <strong>Doppler</strong>. In Tabella 4.3 sono riportati i corrispondenti errori massimi.<br />
Gli errori sono stati calcolati <strong>con</strong>frontando le posizioni calcolate <strong>con</strong> quella esatta.<br />
88
Tabella 4.2 – Confronto tra <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> PR e <strong>Doppler</strong> in Termini di Errori RMS<br />
Errore RMS [metri]<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 6,66 4,79 16,43 8,21 18,37<br />
<strong>Doppler</strong> 75,29 50,06 98,40 90,42 133,64<br />
Tabella 4.3 – Confronto tra <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> PR e <strong>Doppler</strong> in Termini di Errori Massimi<br />
Errore Massimo [metri]<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 79,62 76,76 241,96 99,77 259,07<br />
<strong>Doppler</strong> 422,82 225,83 495,25 440,07 566,70<br />
Dalla Tabella 4.2 risulta <strong>con</strong>fermata l‟accuratezza della decina di metri del sistema <strong>GPS</strong> in<br />
modalità single point in <strong>con</strong>dizioni di buona visibilità satellitare. L‟accuratezza del proposto<br />
posizionamento <strong>Doppler</strong> è di un ordine di grandezza più grande, cioè è dell‟ordine del<br />
centinaio di metri. Dalla Tabella 4.3 risultano i grandi errori massimi del posizionamento <strong>con</strong><br />
pseudorange precedentemente interpretati e gli errori massimi del caso <strong>Doppler</strong> sono circa il<br />
quadruplo.<br />
Si <strong>con</strong>sidera ora il caso in cui, a parte la prima iterazione in cui la posizione stimata è uguale a<br />
quella esatta, si utilizza come posizione stimata sia per l‟algoritmo pseudorange che per<br />
quello <strong>Doppler</strong> l‟ultima posizione calcolata dal rispettivo algoritmo. Da un <strong>con</strong>fronto<br />
effettuato tra i grafici delle posizioni e degli errori omologhi, nonché dal <strong>con</strong>fronto tra errori<br />
RMS e massimi per i due casi <strong>con</strong>siderati, risulta evidente che l‟accuratezza sulla posizione<br />
89
calcolata non dipende significativamente dalla bontà della posizione stimata in ingresso.<br />
Questo risultato era prevedibile nel caso di posizionamento <strong>con</strong> pseudorange, che risulta<br />
<strong>con</strong>vergere anche <strong>con</strong> posizioni stimate molto lontane dalla posizione reale del ricevitore<br />
(Strang and Borre, 1997). Nel caso di posizionamento <strong>con</strong> osservabile <strong>Doppler</strong> tale risultato è<br />
notevole, in quanto <strong>con</strong>sente di affermare che l‟algoritmo <strong>con</strong>verge anche avendo in ingresso<br />
una stima della posizione molto incerta, proveniente da una precedente stima <strong>con</strong> lo stesso<br />
algoritmo (incerta al centinaio di metri) o da una stima <strong>con</strong> misure di pseudorange in<br />
<strong>con</strong>dizioni geometriche o di disponibilità satellitare critiche. Ovviamente tale <strong>con</strong>clusione è<br />
legata all‟ipotesi ideale di avere a disposizione una <strong>con</strong>oscenza molto precisa della velocità<br />
del ricevitore. Spesso tale <strong>con</strong>dizione non si verifica e la dipendenza delle prestazioni<br />
dell‟algoritmo <strong>Doppler</strong> dalla <strong>con</strong>oscenza della velocità del mobile è analizzata al paragrafo<br />
4.2.3.<br />
4.2.2 Dipendenza del <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> dalla Posizione Stimata<br />
Come risulta evidente dallo schema in Figura 4.3, una volta fissato il valore della velocità<br />
stimata in ingresso, la posizione calcolata risulta dipendente, oltre che dalle misure <strong>Doppler</strong>,<br />
dalla posizione stimata in ingresso. Risulta quindi di interesse analizzare la sensibilità della<br />
posizione in uscita in funzione dalla sua stima in ingresso. Non esiste una dimostrazione<br />
teorica che provi la <strong>con</strong>vergenza del metodo proposto (A.Lehtinen, 2001). Lo studio della<br />
<strong>con</strong>vergenza, però, può essere affrontato in maniera numerica, testando l‟implementazione<br />
dell‟algoritmo numerico al calcolatore al variare dell‟approssimazione sulla posizione stimata.<br />
I risultati delle elaborazioni eseguite <strong>con</strong> velocità stimata posta uguale a zero ed errori sulla<br />
posizone in input crescenti sono riassunti nelle seguenti tabelle (in termini di errori massimi e<br />
RMS).<br />
90
Tabella 4.4 – Errori RMS nel <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> Statico <strong>con</strong> Incertezza sulla Posizione<br />
Errore RMS [metri]<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 6,66 4,79 16,43 8,21 18,37<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=0-100 m)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=1 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=10 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=100 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=1000 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=10000 km)<br />
75,29 50,06 98,40 90,42 133,64<br />
75,29 50,06 98,42 90,42 133,65<br />
75,39 50,07 98,74 90,50 133,94<br />
80,37 73,58 196,32 108,97 224,54<br />
4419,77 6488,36 10943,26 7850,69 13468,04<br />
75411,84 75076,36 788878,58 106411,49 796023,13<br />
Tabella 4.5 – Errori Massimi nel <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> Statico <strong>con</strong> Incertezza sulla Posizione<br />
Errore Massimo [metri]<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 79,62 76,76 241,96 99,77 259,07<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=0-100)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=1 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=10 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=100 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=1000 km)<br />
<strong>Doppler</strong><br />
(dP=10000 km)<br />
422,82 225,82 495,25 440,07 566,71<br />
422,82 225,80 495,29 440,07 566,74<br />
422,14 225,77 496,03 439,72 567,69<br />
432,03 253,87 584,22 434,35 650,31<br />
16721,44 12955,32 18999,05 17730,18 25289,54<br />
290260,01 263598,64 1185476,91 297329,20 1222194,82<br />
91
Dai valori in Tabella 4.4 e Tabella 4.5 si evince che per errori sulla posizione stimata fino alle<br />
decine di kilometri il metodo <strong>con</strong>verge verso la stessa soluzione del caso <strong>con</strong> posizione in<br />
ingresso esatta (righe evidenziate in verde). Oltre tale livello di approssimazione l‟accuratezza<br />
sul calcolo della posizione scema rapidamente, raggiungendo limiti inaccettabili per<br />
approssimazioni dell‟ordine del migliaio di km (come evidenziato in giallo).<br />
Tale caratteristica avvalora l‟ipotesi di utilizzo del posizionamento <strong>Doppler</strong> in situazioni<br />
critiche, in cui la posizione stimata disponibile è molto incerta.<br />
4.2.3 Dipendenza del <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> dalla Velocità Stimata<br />
Nella sezione precedente è stata ris<strong>con</strong>trata l‟indipendenza dell‟accuratezza del<br />
posizionamento <strong>Doppler</strong> dalla stima a priori della posizione del ricevitore entro la decina di<br />
kilometri; oggetto di questa sezione è lo studio dell‟output dell‟algoritmo di posizionamento<br />
statico al variare dell‟errore sulla velocità in ingresso. La posizione stimata è stata posta<br />
uguale a quella della stazione fissa. In Figura 4.7 è riportato lo schema funzionale<br />
dell‟algoritmo di posizionamento <strong>Doppler</strong>, indicando che la posizione in ingresso è<br />
<strong>con</strong>siderata nota e la velocità in ingresso affetta da incertezza.<br />
Figura 4.7 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo di <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> <strong>con</strong> Posizione Esatta e<br />
Velocità Incerta<br />
92
Le elaborazioni sono state eseguite al variare delle tre componenti della velocità stimata,<br />
analizzando l‟andamento dell‟errore RMS della differenza tra la posizione calcolata e quella<br />
esatta.<br />
È stato evidenziato come l‟accuratezza della posizione calcolata sia fortemente dipendente<br />
dall‟accuratezza della velocità in input, in accordo <strong>con</strong> (A.Lehtinen, 2001). In Tabella 4.6<br />
sono riportati gli errori RMS di posizione in caso di errore sulla velocità stimata del ricevitore<br />
di 0.01, 0.1 e 1 m/s. Già <strong>con</strong> un errore di 1 cm/s risulta evidente un degrado dell‟accuratezza<br />
della posizione, che però rimane dello stesso ordine di grandezza del caso di velocità esatta.<br />
Per errori sulla velocità stimata superiori al cm/s l‟algoritmo di posizionamento <strong>Doppler</strong> non<br />
<strong>con</strong>sente più un calcolo di posizione <strong>Doppler</strong> accurato al centinaio di metri.<br />
Tabella 4.6 – Errore RMS sulla Posizione <strong>Doppler</strong> <strong>con</strong> Posizione Esatta e Velocità Incerta<br />
Errore RMS [metri]<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 6,66 4,79 16,43 8,21 18,37<br />
<strong>Doppler</strong> (V=0) 75,29 50,06 98,40 90,42 133,64<br />
<strong>Doppler</strong> (V=0.01) 137,58 56,12 90,76 148,59 174,12<br />
<strong>Doppler</strong> (V=0.1) 970,09 267,19 337,19 1006,21 1061,21<br />
<strong>Doppler</strong> (V=1) 9472,03 2635,33 3585,68 9831,81 10465,25<br />
93
4.2.4 Considerazioni sul <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> Statico<br />
Il caso statico può avere un‟importante valenza ai fini dell‟implementazione dell‟algoritmo<br />
cinematico, poiché ne rappresenta un caso particolare e semplificato.<br />
Nel caso di grosso errore sulle <strong>osservabili</strong>, la posizione calcolata risulta molto distante da<br />
quella reale; un grosso errore sulla posizione stimata provoca un ampio errore sul calcolo<br />
della velocità, che può causare un errore inaccettabile sulla posizione calcolata. Un possibile<br />
approccio alla risoluzione del problema appena descritto è l‟implementazione di opportune<br />
tecniche di Stop & Go, che <strong>con</strong>sistono nel fermare per qualche istante il ricevitore, calcolando<br />
la posizione <strong>con</strong> l‟algoritmo <strong>Doppler</strong> per ricevitore fermo. Conoscendo la velocità esatta del<br />
ricevitore, si può ottenere, a meno di errori sulle <strong>osservabili</strong>, un dato di posizione affidabile.<br />
4.3 <strong>Posizionamento</strong> Cinematico<br />
In questa sezione l‟algoritmo per il posizionamento <strong>Doppler</strong> (descritto in 3.3.6) è<br />
implementato per il caso cinematico, per cui la velocità del ricevitore è ora <strong>con</strong>siderata un<br />
ingresso variabile, per calcolare il quale è utilizzato l‟algoritmo per la stima della velocità da<br />
misure <strong>Doppler</strong> (descritto in 3.4). Nell‟algoritmo proposto, i blocchi per il posizionamento<br />
<strong>Doppler</strong> (Figura 3.7) e per il calcolo della velocità <strong>Doppler</strong> (Figura 3.9) sono innestati<br />
se<strong>con</strong>do uno schema a cascata (mostrato in Figura 4.8), generando un‟efficace e innovativa<br />
tecnica di posizionamento cinematico. Il seguente diagramma a blocchi illustra la<br />
combinazione dei due algoritmi.<br />
94
Figura 4.8 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo di <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> per il Caso Cinematico<br />
Prima di analizzare le prestazioni dell‟algoritmo cinematico, è necessario studiare<br />
numericamente la propagazione per entrambi i blocchi degli errori dei parametri in input<br />
sull‟output.<br />
Per quanto riguarda il Blocco 1 si studia la dipendenza dell‟errore sul calcolo della velocità<br />
dall‟errore sulla posizione stimata. Tale analisi sarà affrontata nel paragrafo successivo. Lo<br />
studio numerico della propagazione degli errori sul Blocco 2, invece è stato affrontato nei<br />
paragrafi precedenti.<br />
4.3.1 Dipendenza della Velocità <strong>Doppler</strong> dalla Posizione Stimata<br />
L‟accuratezza della velocità del ricevitore calcolata <strong>con</strong> il metodo illustrato in sezione 3.4<br />
dipende dall‟approssimazione <strong>con</strong> cui si <strong>con</strong>os<strong>con</strong>o la posizione del ricevitore, le posizioni e<br />
le velocità dei satelliti (Kaplan, 2006). Le posizioni e le velocità dei satelliti sono <strong>con</strong>siderati<br />
95
parametri noti <strong>con</strong> buona affidabilità, per cui in particolare va analizzata la dipendenza<br />
dell‟errore sul calcolo della velocità dall‟errore sulla posizione stimata.<br />
I dati utilizzati nel test sono stati raccolti da una stazione fissa di coordinate note. Le posizioni<br />
stimate poste in input sono un‟approssimazione via via più larga della posizione esatta<br />
(dell‟ordine rispettivamente delle decine, delle centinaia e delle migliaia di metri).<br />
In Tabella 4.7 sono riportati gli errori RMS e massimi della velocità stimata lungo le direzioni<br />
Est, Nord e Up.<br />
Tabella 4.7 –Errore RMS sulla Velocità al Variare dell’Approssimazione sulla Posizione Stimata<br />
Ordine di Approssimazione<br />
Posizione Stimata<br />
Errore RMS [m/s]<br />
Est Nord Up<br />
Posizione Esatta 0,010 0,010 0,026<br />
~10 m 0,011 0,010 0,026<br />
~100 m 0,014 0,012 0,031<br />
~1000 m 0,105 0,091 0,157<br />
Con un‟approssimazione dell‟ordine delle decine di metri, la velocità calcolata rientra<br />
nell‟accuratezza teorica raggiungibile <strong>con</strong> la tecnica implementata di qualche centimetro al<br />
se<strong>con</strong>do (Hoffmann-Wellenhof, 1992). Per approssimazioni sulla posizione dell‟ordine delle<br />
centinaia di metri l‟accuratezza della velocità calcolata risulta ancora vicina all‟accuratezza<br />
teorica. Questo dato è di importanza primaria al fine dell‟impiego cinematico del metodo, in<br />
quanto le posizioni calcolate in <strong>Doppler</strong> cinematico, come sarà mostrato più avanti, sono<br />
spesso affette da errori di tale entità.<br />
96
4.3.2 Accuratezza della Posizione<br />
L‟algoritmo cinematico, costituito dai blocchi 1 e 2 posti in cascata, è stato utilizzato se<strong>con</strong>do<br />
due modalità:<br />
Una prima modalità in cui la posizione stimata in input ai due blocchi è posta uguale a<br />
quella esatta (Mode 1 descritta in Figura 4.9)<br />
Una se<strong>con</strong>da modalità in cui la posizione stimata in input ai due blocchi è l‟output del<br />
Blocco 2 all‟epoca precedente (Mode 2 descritta in Figura 4.10).<br />
Per entrambe le modalità la velocità stimata è uguale a quella calcolata dal Blocco 1.<br />
Figura 4.9 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo di <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> per il Caso Cinematico<br />
(Mode 1)<br />
97
Figura 4.10 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo di <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> per il Caso<br />
Cinematico (Mode 2)<br />
Il posizionamento <strong>Doppler</strong> in Mode 1 ha lo scopo di studiare l‟andamento dell‟errore della<br />
posizione calcolata in relazione alle velocità calcolate dal Blocco 1. In Figura 4.11 sono<br />
riportati sul piano orizzontale le posizioni ottenute nella modalità <strong>con</strong>siderata, <strong>con</strong>giuntamente<br />
<strong>con</strong> il caso <strong>Doppler</strong> statico, <strong>con</strong> le posizioni ottenute <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange e <strong>con</strong> la<br />
posizione vera. Appare evidente come l‟inesattezza della velocità calcolata dal Blocco 1 si<br />
propaghi sull‟uscita del Blocco 2 sottoforma di errore di posizione; infatti, la distribuzione di<br />
punti di colore magenta, che rappresentano le posizioni calcolate in Mode 1, risulta più ampia<br />
della rispettiva distribuzione di colore verde, relativa alle posizioni calcolate in modalità<br />
statica.<br />
98
Figura 4.11 – Posizioni Orizzontali Calcolate <strong>con</strong> Osservabili Pseudorange e <strong>Doppler</strong> (Statico e<br />
Cinematico Mode 1)<br />
Nelle tabelle seguenti (Tabella 4.9 e Tabella 4.8) sono riportati rispettivamente un <strong>con</strong>fronto<br />
tra gli errori massimi e RMS (nelle direzioni Est, Nord, Up, sul piano orizzontale e<br />
tridimensionali) riferiti alle posizioni calcolate <strong>con</strong> algoritmo pseudorange, <strong>Doppler</strong> statico e<br />
cinematico (Mode 1). Gli errori sono stati calcolati comparando le posizioni calcolate <strong>con</strong><br />
quella esatta.<br />
99
Tabella 4.8 – Confronto tra <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> PR e <strong>Doppler</strong> Statico e Cinematico Mode 1 in<br />
Errore RMS [metri]<br />
Termini di Errore RMS<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 6,66 4,79 16,43 8,21 18,37<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Statico<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Cinematico<br />
Mode 1<br />
75,29 50,06 98,40 90,42 133,6<br />
89,68 62,39 89,75 109,25 141,39<br />
Tabella 4.9 – Confronto tra <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> PR e <strong>Doppler</strong> Statico e Cinematico Mode 1 in<br />
Errore Massimo [metri]<br />
Termini di Errore Massimo<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 79,62 76,76 241,96 99,77 259,07<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Statico<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Cinematico<br />
Mode 1<br />
422,82 225,83 495,25 440,07 566,70<br />
465,37 283,26 473,05 471,83 519,72<br />
Dalle tabelle risulta evidente la maggiore dispersione delle posizioni calcolate in cinematico<br />
(Mode 1) rispetto alle posizioni calcolate in modalità statica; in particolare è importante<br />
notare che i picchi di errore massimo (dell‟ordine delle centinaia di metri), se<strong>con</strong>do quanto<br />
affermato al paragrafo 4.3.1, <strong>con</strong>sentono ancora di ottenere una buona stima della velocità del<br />
ricevitore.<br />
100
Nella Figura 4.12 è riportato l‟andamento degli errori assoluti orizzontali e verticali calcolati<br />
in <strong>Doppler</strong> al variare del DPDOP, indice della bontà della geometria della costellazione<br />
satellitare. In verde sono riportati gli errori rispetto alla posizione esatta calcolati in modalità<br />
statica e in magenta quelli calcolati in cinematico (Mode 1).<br />
Figura 4.12 – Errore Orizzontale, Errore Verticale e DPDOP (<strong>Doppler</strong> Cinematico Mode 1)<br />
In linea <strong>con</strong> le aspettative, dalla Figura 4.12 risulta evidente il legame diretto tra l‟andamento<br />
degli errori e quello del parametro DPDOP.<br />
101
Il posizionamento <strong>Doppler</strong> in Mode 2 ha lo scopo di studiare una situazione totalmente<br />
cinematica, in cui l‟andamento dell‟errore della posizione calcolata è in relazione sia <strong>con</strong> le<br />
velocità calcolate dal Blocco 1 che <strong>con</strong> le posizioni calcolate dal Blocco 2. L‟algoritmo è stato<br />
inzializzato <strong>con</strong> posizione stimata coincidente <strong>con</strong> la posizione vera e velocità stimata iniziale<br />
uguale a zero.<br />
In figura Figura 4.13 sono riportate sul piano orizzontale le posizioni ottenute nelle due<br />
modalità cinematiche <strong>con</strong>siderate (Mode 1 e Mode 2), unitamente al caso <strong>Doppler</strong> statico, alle<br />
posizioni ottenute <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange e alla posizione vera.<br />
Figura 4.13 – Posizioni Orizzontali Calcolate <strong>con</strong> PR e <strong>Doppler</strong> (Statico, Cinematico Mode 1 e 2)<br />
Dalla Figura 4.13 è possibile notare che la nuvola di punti di colore nero, corrispondenti alla<br />
<strong>con</strong>figurazione cinematica Mode 2, mostra una dispersione più ampia rispetto sia alla nuvola<br />
102
di punti di colore magenta, calcolati in Mode 1, che alla nuvola di punti in verde, calcolati in<br />
modalità statica. La maggiore dispersione delle posizioni calcolata in Mode 2, in linea <strong>con</strong> le<br />
previsioni teoriche, è dovuta principalmente alla stima inaccurata della velocità nel Blocco 1 a<br />
causa dell‟errore sulla posizione stimata in input. La Figura 4.14 riporta l‟andamento nel<br />
tempo degli errori orizzontale e verticale in relazione al <strong>Doppler</strong> PDOP. In verde, magenta e<br />
nero sono riportati rispettivamente gli errori calcolati in modalità statica, Mode 1 e Mode 2.<br />
Dalla figura si evince, in linea <strong>con</strong> le precedenti elaborazioni, che i massimi errori di<br />
posizione si ris<strong>con</strong>trano in corrispondenza delle peggiori geometrie satellitari.<br />
Figura 4.14 – Errore Orizzontale, Errore Verticale e <strong>Doppler</strong> PDOP (<strong>Doppler</strong> Statico,<br />
Cinematico Mode 1 e 2)<br />
103
Inoltre, viene evidenziata una caratteristica molto interessante per l‟impiego cinematico del<br />
posizionamento <strong>Doppler</strong>: il picco di errore di 1200 metri in orizzontale (ris<strong>con</strong>trato in Mode 2<br />
intorno alle ore 13:00 locali), non si causa una divergenza della soluzione nelle epoche<br />
successive, dimostrando una sostanziale stabilità del metodo anche in situazioni critiche. Tale<br />
proprietà non analizzata a fondo in questo lavoro, costituisce uno dei possibili spunti per<br />
ulteriori studi di approfondimento.<br />
Le tabelle seguenti (Tabella 4.10 e Tabella 4.11) riportano rispettivamente gli errori RMS e<br />
massimi tra la posizione esatta e quelle calcolate <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange e <strong>Doppler</strong> in<br />
Mode 1 e 2. In particolare sono riportati gli errori nelle coordinate Est, Nord, Up, nel piano<br />
orizzontale e tridimensionali.<br />
Tabella 4.10 – Confronto tra <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> Cinematico Mode 2 e gli altri approcci<br />
Errore RMS [metri]<br />
<strong>con</strong>siderati in Termini di Errore RMS<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 6,66 4,79 16,43 8,21 18,37<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Statico<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Cinematico<br />
Mode 1<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Cinematico<br />
Mode 2<br />
75,29 50,06 98,40 90,42 133,6<br />
89,68 62,39 89,75 109,25 141,39<br />
190,31 124,56 134,55 227,45 264,27<br />
104
Tabella 4.11 – Confronto tra <strong>Posizionamento</strong> <strong>con</strong> PR e <strong>Doppler</strong> Cinematico Mode 2 in Termini<br />
Errore Massimo [metri]<br />
di Errore Massimo<br />
Est Nord Up Horiz. 3D<br />
PR 79,62 76,76 241,96 99,77 259,07<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Statico<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Cinematico<br />
Mode 1<br />
<strong>Doppler</strong><br />
Cinematico<br />
Mode 2<br />
422,82 225,83 495,25 440,07 566,70<br />
465,37 283,26 473,05 471,83 519,72<br />
1126,75 589,54 626,19 1221,87 1257,09<br />
Una ulteriore <strong>con</strong>ferma delle buone caratteristiche di stabilità mostrate dall‟algoritmo<br />
cinematico (Mode 2), si evince da un <strong>con</strong>fronto tra le due tabelle precedenti, in cui all‟errore<br />
massimo orizzontale di 1200 metri circa corrisponde un errore RMS di 200 metri circa.<br />
4.3.3 Considerazioni sul <strong>Posizionamento</strong> <strong>Doppler</strong> Cinematico<br />
L‟algoritmo per il posizionamento <strong>Doppler</strong> cinematico “Mode 2” fornisce i peggiori risultati<br />
in termini di accuratezza rispetto al caso <strong>Doppler</strong> statico e <strong>Doppler</strong> cinematico “Mode 1”, ma<br />
è sicuramente utilizzabile in un maggior numero di situazioni (gli altri 2 casi citati sono<br />
essenzialmente casi studio). Si procede <strong>con</strong> la descrizione di una tipica situazione in cui è<br />
utilizzabile tale algoritmo.<br />
Si suppone di <strong>con</strong>oscere la posizione del ricevitore <strong>con</strong> approssimazione massima dell‟ordine<br />
del centinaio di metri, ottenuta ad esempio <strong>con</strong> misure di pseudorange in ambiente ostile e si<br />
procede al calcolo della velocità del ricevitore mediante il Blocco 1 (Figura 4.10).<br />
105
Considerando i valori della Tabella 4.7, si avrà un‟accuratezza sulla velocità stimata<br />
dell‟ordine del centimetro al se<strong>con</strong>do.<br />
In input al Blocco 2 si avranno le <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>, la velocità stimata al Blocco 1 (<strong>con</strong><br />
incertezza al cm/s) e la posizione stimata (<strong>con</strong> incertezza ai 100 m). Per quanto visto nella<br />
sezione precedente in questa situazione è possibile calcolare la posizione del ricevitore <strong>con</strong><br />
l‟algoritmo proposto <strong>con</strong> un‟accuratezza dell‟ordine del centinaio di metri. Tale accuratezza<br />
nella posizione <strong>con</strong>sente l‟applicazione della procedura descritta per parecchi se<strong>con</strong>di fino a<br />
che l‟incertezza sulla posizione <strong>Doppler</strong> non arriva a parecchie centinaia di metri.<br />
L‟algoritmo proposto può quindi <strong>con</strong>siderarsi stabile, a meno di grossi errori sul calcolo della<br />
posizione iniziale.<br />
Una potenziale diversa implementazione dell‟algoritmo <strong>con</strong> i due blocchi in cascata è data<br />
dalla possibilità di integrare il dato di velocità calcolato in <strong>Doppler</strong> <strong>con</strong> informazioni prodotte<br />
da una fonte esterna. In particolare si potrebbe impiegare un odometro o un sensore inerziale<br />
per verificare la bontà della velocità calcolata, e all‟occorrenza sostituire o integrare l‟input<br />
del Blocco 2 <strong>con</strong> il dato della fonte esterna. Lo schema a blocchi della Figura 4.15 riporta un<br />
ipotetica <strong>con</strong>figurazione <strong>con</strong> l‟aggiunta del blocco Fonte Esterna.<br />
Altra possibile variante, di cui in Figura 4.16 si riporta lo schema a blocchi, si può realizzare<br />
avendo a disposizione informazioni esterne circa il moto <strong>con</strong> cui il ricevitore può fisicamente<br />
spostarsi. Ad esempio in caso di moto pedestre o veicolare, è possibile integrare il dato di<br />
posizione <strong>con</strong> informazioni cartografiche o strumenti altimetrici, al fine minimizzare gli errori<br />
verticale e orizzontale nella posizione stimata.<br />
106
Figura 4.15 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo Cinematico <strong>con</strong> Fonte Esterna per la Velocità<br />
In ultima analisi, la tecnologia A-<strong>GPS</strong> <strong>con</strong>sente di trasferire al ricevitore una serie di<br />
informazioni che, opportunamente trattate, possono fornire un utile supporto agli algoritmi<br />
<strong>Doppler</strong> proposti in questo lavoro. A titolo di esempio si <strong>con</strong>sideri la possibilità di ottenere<br />
un‟approssimazione della posizione del ricevitore mobile <strong>con</strong>nesso <strong>con</strong> la rete cellulare<br />
(Kaplan, 2006).<br />
107
Figura 4.16 – Schema a Blocchi dell’Algoritmo Cinematico <strong>con</strong> Fonte Esterna per la Posizione<br />
108
5 Conclusioni<br />
Lo studio affrontato in questo lavoro evidenzia la possibilità di sviluppare innovative tecniche<br />
di posizionamento <strong>GPS</strong> che facciano uso delle <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong>.<br />
In ambienti critici per la navigazione satellitare, come i canyon urbani, l‟osservabile<br />
pseudorange è fortemente influenzata da errori causati dalla rifrazione atmosferica e dal<br />
multipath; l‟osservabile shift-<strong>Doppler</strong> presenta spiccate caratteristiche di robustezza rispetto a<br />
tali fenomeni che ne suggeris<strong>con</strong>o l‟uso in supporto o in sostituzione (per brevi periodi) delle<br />
classiche metodologie di posizionamento in single point.<br />
Il nucleo principale del lavoro è stata la ricerca bibliografica e sperimentale che ha portato<br />
allo sviluppo di software per il calcolo di posizione e velocità del ricevitore <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong><br />
<strong>Doppler</strong>. In particolare sono stati implementati in ambiente di programmazione Matlab gli<br />
algoritmi per il calcolo di posizione e velocità dei satelliti (propagazione orbitale), gli<br />
algoritmi per il posizionamento in single point sia <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange che <strong>Doppler</strong><br />
(opportunamente trasformate in pseudorange rate), più una libreria di algoritmi di supporto.<br />
L‟algoritmo di posizionamento <strong>Doppler</strong> sviluppato richiede la <strong>con</strong>oscenza stimata della<br />
posizione e della velocità del ricevitore.<br />
Tale algoritmo è stato stato testato inizialmente in modalità statica, cioè utilizzando le<br />
<strong>osservabili</strong> acquisite da una stazione fissa di riferimento e ponendo la velocità del ricevitore<br />
uguale a zero ed i risultati sono stati <strong>con</strong>frontati <strong>con</strong> quelli ottenuti <strong>con</strong> il classico<br />
posizionamento <strong>con</strong> <strong>osservabili</strong> pseudorange in termini di errore massimo e RMS.<br />
Rispettando le aspettative, è stato verificato che l‟errore RMS orizzontale del posizionamento<br />
<strong>Doppler</strong> è dell‟ordine del centinaio di metri, mentre <strong>con</strong> l‟uso pseudorange è di circa 10 metri.<br />
Le prestazioni raggiungibili <strong>con</strong> quest‟ultima tecnica di posizionamento sono di gran lunga<br />
109
superiori alle prestazioni del posizionamento <strong>Doppler</strong>; tuttavia in determinate circostanze le<br />
<strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> possono risultare l‟unica risorsa disponibile per il calcolo della posizione.<br />
La dipendenza del posizionamento <strong>Doppler</strong> dalla <strong>con</strong>oscenza della posizione e della velocità<br />
del ricevitore è stata analizzata, appurando che l‟algoritmo <strong>con</strong>verge alla medesima soluzione<br />
per posizioni stimate errate fino a qualche chilometro e che l‟accuratezza della soluzione resta<br />
dello stesso ordine di grandezza per errori fino a qualche cm/s.<br />
Le <strong>osservabili</strong> <strong>Doppler</strong> sono state utilizzate anche per calcolare la velocità del ricevitore,<br />
mediante un opportuno algoritmo che prevede la <strong>con</strong>oscenza di una stima della posizione; è<br />
stato accertato che <strong>con</strong> una posizione stimata entro le centinaia di metri la velocità calcolata è<br />
dell‟ordine dei cm/s.<br />
Dalla possibilità di porre in cascata gli algoritmi <strong>Doppler</strong> di posizionamento e per il calcolo<br />
della velocità è nata l‟idea di sviluppare un innovativo algoritmo cinematico <strong>Doppler</strong>. In tale<br />
algoritmo la velocità <strong>Doppler</strong> calcolata viene posta in input all‟algoritmo per il calcolo della<br />
posizione, che verrà usata all‟epoca successiva come nuova posizione stimata per il calcolo<br />
della velocità e della posizione e così via. I test effettuati hanno dimostrato una sostanziale<br />
stabilità dell‟algoritmo cinematico, in quanto nonostante occasionali picchi di errore nella<br />
posizione calcolata dovuti alla incertezza di posizione e velocità stimata, l‟errore <strong>Doppler</strong> è<br />
per lunghi tratti nell‟ordine delle centinaia di metri.<br />
I risultati raggiunti incoraggiano la ricerca e lo sviluppo di algoritmi di posizionamento che in<br />
situazioni particolari possano sopperire alle carenze delle tecniche di posizionamento <strong>con</strong><br />
pseudorange. In particolare si fa riferimento a luoghi chiusi o <strong>con</strong> forti disturbi<br />
elettromagnetici, in cui potrebbe essere impossibile demodulare i ranging-code dai segnali<br />
<strong>GPS</strong>. In tale evenienza è stato dimostrato in questo lavoro che l‟osservabile <strong>Doppler</strong> può<br />
essere impiegata per un posizionamento affidabile e senza dover ricorrere ad hardware<br />
aggiuntivo.<br />
110
5.1 Sviluppi futuri<br />
Un possibile approccio per migliorare le prestazioni del posizionamento <strong>con</strong>siste nel<br />
<strong>con</strong>siderare una multi – costellazione satellitare che comprenda in aggiunta al diffuso <strong>GPS</strong><br />
altri sistemi GNSS. Il sistema satellitare GLONASS, alter-ego Russo del <strong>GPS</strong>, è attualmente<br />
in fase di rilancio ed a breve sarà completamente operativo. Esso rappresenta una valida<br />
alternativa al <strong>GPS</strong> ma anche un possibile componente del suddetto sistema integrato. Anche il<br />
nascente sistema satellitare Europeo Galileo, che attualmente annovera nella sua costellazione<br />
due soli satelliti attivi, può essere <strong>con</strong>siderato come possibile componente.<br />
Un sistema integrato GNSS è caratterizzato da una disponibilità satellitare incrementata<br />
rispetto al solo sistema <strong>GPS</strong>, garantendo un miglioramento del posizionamento in termini di<br />
accuratezza, <strong>con</strong>tinuità ed integrità in ambienti ostili per la navigazione satellitare.<br />
111
Bibliografia<br />
Angrisano, A. (2010), GNSS/Integration Methods, PhD Thesis, Dipartimento di Scienze<br />
Applicate, Università Parthenope di Napoli.<br />
Angrisano, A. (2006), Sviluppo di Software per lo Studio della Visibilità della Costellazione<br />
dei Satelliti <strong>GPS</strong>, MSc Thesis, Dipartimento di Scienze Applicate, Università Parthenope di<br />
Napoli.<br />
Chan-Woo Park, Sun Choi (2008), High sensivity <strong>GPS</strong> receiver and method for compensating<br />
for <strong>Doppler</strong> variation, US Patent 24-6-2008 US 7,391,366 B2.<br />
Cina, A. (2000), <strong>GPS</strong>. Principi, modalità e tecniche di posizionamento. Celid.<br />
Danchik, Robert J. (1998), An overview of Transit <strong>De</strong>velopement, Johns Hopkins Apl<br />
Technical Digest, volume 19, number 1.<br />
Global Positioning System Standard Positioning Service Performance Standard (2008), Us<br />
<strong>De</strong>partment of <strong>De</strong>fense, IV Edition, September 2008.<br />
Godha, S., Lachapelle, G. and Cannon, M.E. (2006), Integrated <strong>GPS</strong>/INS System for<br />
Pedestrian Navigation in a Signal <strong>De</strong>graded Environment, Proceedings of ION GNSS06, 26-<br />
29 Sept., Fort Worth, Session A5, pp. 2151 – 2164, The Institute of Navigation.<br />
112
Gurtner, W. (2000), RINEX: Receiver independent exchange format version 2.10, Technical<br />
report, Astronomical Institute, University of Berne.<br />
Halliday, Resnick, Walker (2001), Fondamenti di fisica, Casa Editrice Ambrosiana.<br />
Héroux, Kouba, Collins, Lahaye (1998), <strong>GPS</strong> Carrier-Phase Point Positioning with Precise<br />
Orbit Products, Naturale Resource Canada.<br />
Hoffmann-Wellenhof, B., Lichtenegger, H. and Collins, J. (1992), Global Positioning System:<br />
Theory and Practice, Springer New York.<br />
IS-<strong>GPS</strong>-200 (2004) Navstar <strong>GPS</strong> Space Segment/Navigation User Interfaces, Revision D,<br />
ARINC Research Corporation, El Segundo, CA<br />
Lehtinen, A. (2001), <strong>Doppler</strong> positioning with <strong>GPS</strong>, MSc Thesis, <strong>De</strong>partment of Electrical<br />
Engineering, Tampere University of Technology, Finlandia.<br />
Nastro V. (2004), Navigazione inerziale ed integrata, Guida Editore, 2004<br />
Parkinson B. W. and J. J. Spilker Jr. (1996), Global Positioning System: Theory And<br />
Applications, volume 1 e 2, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Washington<br />
D.C., USA.<br />
Petovello, M. (2003), Real-time Integration of a Tactical-Grade IMU and <strong>GPS</strong> for High-<br />
Accuracy Positioning and Navigation, PhD Thesis, <strong>De</strong>partment of Geomatics Engineering,<br />
University of Calgary, Canada, UCGE Report No. 20173.<br />
113
Remondi, B. W. (2004), Computing Satellite Velocity Using the Broadcast Ephemeris, <strong>GPS</strong><br />
Solutions, 8(3):pp.181-183.<br />
Strang G. and Borre K. (1997), “Linear Algebra, Geodesy and <strong>GPS</strong>”, Wellesley-Cambridge<br />
Press<br />
Vultaggio, M (2010), Navigazione Satellitare, Dipartimento di Scienze Applicate, Università<br />
Parthenope di Napoli<br />
Vultaggio, M (2007), Navigazione I, Dipartimento di Scienze Applicate, Università<br />
Parthenope di Napoli<br />
Vultaggio, M (2007), Navigazione II, Dipartimento di Scienze Applicate, Università<br />
Parthenope di Napoli<br />
Ward, P.W. etal (2006), <strong>GPS</strong> Satellite Signal Characteristics, Kaplan, E.D. ed., Understanding<br />
<strong>GPS</strong>: Principles and Applications (se<strong>con</strong>d edition), Chapter 4, Artech House Mobile<br />
Communications Series.<br />
Warren, D. (2002), Broadcast vs Precise <strong>GPS</strong> Ephemerides: a historical perspective, Royal<br />
Australian Air Force, 2002.<br />
114
Appendice: l’Effetto <strong>Doppler</strong><br />
Il fenomeno porta il nome del fisico austriaco che nel 1843 ne ha portato a termine il primo<br />
studio scientifico. Esso <strong>con</strong>siste nella variazione di frequenza che subisce un onda di qualsiasi<br />
genere quando trasmettitore e ricevitore sono in moto relativo. Più precisamente, accade che<br />
la frequenza aumenta se sorgente e ricevitore si avvicinano e viceversa.<br />
L‟entità della variazione in frequenza dipende unicamente dalla velocità relativa tra<br />
trasmettitore e ricevitore in relazione alla velocità di propagazione dell‟onda.<br />
Nel caso delle onde elettromagnetiche, che com‟è noto si propagano alla velocità della luce<br />
nel vuoto, la variazione di frequenza dovuta a un allontanamento è espressa dalla seguente<br />
relazione (Halliday-Resnick-Walker):<br />
dove<br />
è la frequenza ricevuta,<br />
è la frequenza trasmessa,<br />
,<br />
è la velocità relativa tra sorgente e rilevatore,<br />
è la velocità della luce.<br />
Nel caso in cui provochi un avvicinamento il segno del parametro è invertito.<br />
115
Per , cioè per basse velocità, l‟espressione precedente può essere approssimata<br />
mediante sviluppo in serie di potenze di nella seguente espressione:<br />
In genere per gli usi navigazionali, il <strong>con</strong>tributo del termine al quadrato che esprime l‟effetto<br />
relativistico viene <strong>con</strong>siderato mediante opportune correzioni durante il processamento delle<br />
misure oppure è trascurato. Pertanto la relazione dell‟effetto <strong>Doppler</strong> più diffusamente<br />
impiegata negli algoritmi di navigazione è la seguente:<br />
dove rappresenta l‟angolo tra la retta <strong>con</strong>giungente trasmettitore-ricevitore e la direzione di<br />
propagazione dell‟onda.<br />
Per quanto riguarda invece l‟espressione dell‟effetto <strong>Doppler</strong> per tutte le altre onde, ad<br />
esempio quelle di pressione, la propagazione avviene solo in presenza di un mezzo di<br />
trasmissione (aria, acqua, etc.), e bisognerà pertanto riferire le velocità del rivelatore e della<br />
sorgente a tale sistema di riferimento:<br />
dove è la velocità di propagazione dell‟onda nel mezzo, e sono rispettivamente le<br />
velocità del rilevatore e della sorgente rispetto al sistema di riferimento.<br />
116
In Figura 0.1 sono rappresentate le curve caratteristiche dell‟effetto <strong>Doppler</strong> per un segnale<br />
emesso da una sorgente che si muove verso destra lungo la retta orizzontale (a), e misurato da<br />
rilevatori posti nei punti A, B e C.<br />
Figura 0.1 – Curve <strong>Doppler</strong> e Rispettive Posizioni Rilevatore (Vultaggio,2010)<br />
Le curve <strong>con</strong>sentono di trarre importanti informazioni per gli scopi di posizionamento, in<br />
quanto il loro andamento, soprattutto in prossimità del punto di intersezione <strong>con</strong> l‟asse delle<br />
frequenze, è indice della distanza tra ricevitore e sorgente e della velocità relativa(Vultaggio,<br />
2010). Numerose sono le applicazioni tecnologiche dell‟effetto <strong>Doppler</strong> e molte sono anche le<br />
applicazioni di carattere prettamente scientifico. A titolo di esempio si ricordano i radar<br />
doppler, i radar-SAR, i sonar e i vari dispositivi per uso medico. Dal punto di vista della<br />
ricerca scientifica, l‟osservazione di immagini astronomiche, alla luce dello spostamento in<br />
frequenza dovuto al moto relativo, ha aperto la strada a teorie innovative, come il Red-Shift<br />
nella teoria del Big Bang, la ricerca di altri sistemi planetari e lo studio di stelle binarie.<br />
L‟elenco delle applicazioni è molto ampio e sicuramente aperto a nuovi aggiornamenti,<br />
pertanto si rimanda il lettore ad ulteriori fonti per approfondimenti.<br />
117