CN1632465A - 卫星测向仪及测向方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种卫星测向仪，是在支架上安装有旋转平台，旋转平台支臂两端装有卫星载波相位测量接收机天线，旋转平台上装有望远镜、水平转角电子记录器、垂直角电子记录器以及载波相位测量接收机，其同步采样输出均与数据处理单元连接。测向方法是驱动旋转平台旋转，使两天线按1次/秒进行载波相位测量并给出秒脉冲，同时旋转平台按秒脉冲同步进行转角记录，数据处理单元根据拟定的能够消弱系统误差的数学模型进行数据处理，解算出度盘零位的方位角，此后，望远镜指向任何方向均可自度盘读出该方向的方位角。本发明可用任何卫星导航系统包括地球同步定点卫星导航系统进行方位测定，它仅使用一颗卫星就能稳定地定向，使用两颗或两颗以上卫星能提供检核并提高定向精度。

Description

卫星测向仪及测向方法

技术领域

本发明涉及一种方位测定装置和测定方法，特别是涉及一种利用卫星进行方位测定的装置和测向方法。

背景技术

现有的卫星导航系统，如美国的GPS、俄罗斯的GLONASS和地球同步卫星导航系统，具有定位(给出用户所在地的坐标)功能，但在系统设计中没有定向(测定方位)功能。

在大量的军用和民用中除了需要定位外还需要定向。通常用户需要同时提供点位坐标和方位。利用导航卫星定位并测定方位可以满足这一要求，且具有全天候、快速和高精度的特点。

自1987年我国开始使用GPS卫星进行方位测定(本人首先提出)；其要求是必须两站设置GPS接受机，观测4颗以上(含4颗)卫星的载波相位，并观测一定时间(例如0.5～1小时)。该方法的基本原理是利用4颗以上卫星进行两站三维相对定位，再归算两站连线(简称边)的大地方位角。由于对卫星的载波相位观测存在第一次观测的相位整周数(模糊度)，必须不少于4颗卫星同时解算并要求观测一定时间以等待卫星运动改变卫星的视方向，从而改变方程系数，使方程组可解。这一方法已获广泛应用。

应用任何其他卫星导航系统(包括地球同步卫星导航系统)以及将必须的卫星观测数目减少至一颗进行定向，是摆脱目前应用GPS定向限制的重要技术途径。而同步卫星导航系统只有两颗定点地球同步卫星，它不满足观测4颗以上卫星的基本要求；此外卫星的视方向在观测时间内几乎不变，不能解算模糊度(所列方程组秩亏)。也就是说沿用现有的理论和方法不能取得定向解。

发明内容

本发明的目的是提供一种利用单颗卫星(包括地球同步定点卫星)即可测定目标方位的卫星测向仪及利用这种测向仪进行测向的方法。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：一种卫星测向仪，在支架上安装有可由驱动电机驱动旋转的旋转平台，旋转平台包括两端伸出的支臂，支臂两端装有卫星载波相位测量接收机天线，旋转平台上装有望远镜、水平转角电子记录器、垂直角电子记录器以及载波相位测量接收机，载波相位测量接收机、水平角电子记录器和垂直角电子记录器的同步采样输出均与数据处理单元连接。

平台臂长0.75-2m，平台垂直稳定性5”，平台转速1周/分，水平角记录精度2”，垂直角记录精度3”，三轴正交偏差5”，望远镜瞄准精度3”。

两天线的通道数为4，采用共同本振，相位测量精度≤0.01周，基频频率稳定度10^-8，基频频率准确度10^-6，各通道采样延迟≤100μs，两天线通道采样延迟差≤10μs。

本发明利用所述卫星测向仪进行测向的方法为：驱动旋转平台旋转，使两天线按1次/秒进行载波相位测量并给出秒脉冲，同时旋转平台按秒脉冲同步进行转角记录，数据处理单元按所采集的经周跳编辑后的多组相位、平台转角数据并结合已知的卫星和测站坐标数据，根据拟定的能够消弱系统误差的数学模型进行数据处理，解算出度盘零位的方位角，此后，望远镜指向任何方向均可自度盘读出该方向的方位角。

所述的解算度盘零位方位角的数学模型为：

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\cos D\left(t_i\right)-\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{dd}+2\frac{f}{c}d[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\sin D\left(t_i\right)+\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\cos D\left(t_i\right)]D_0+a_1{\mathrm{\δ\φ}}_1+a_2{\mathrm{\δ\φ}}_2+...+N_{12}\left(t_1\right)$

式中f为载波频率，c为光速，D(t_i)为与接收机固连的平台度盘相应读数，D₀为指向正北的度盘读数，dd为天线间距d的形变，a_i是系统偏差δφ_i对φ₁ ^s(t_i)-φ₂ ^s(t_i)的偏导数，N₁₂(t₁)为第一历元时刻的两接收天线取得的相位观测值的整周数记数之差。

在解算度盘零位方位角的同时解算垂线偏差，并迭代进行，解算垂线偏差解的数学模型为：

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\cos D\left(t_i\right)\mathrm{d\ξ}+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{d\η}+a_1{\mathrm{\δ\φ}}_1+a_2{\mathrm{\δ\φ}}_2+...+N^{s}12\left(t_1\right)$

式中f为载波频率，c为光速，D(t_i)为与接收机固连的平台度盘相应读数，ξ、η为垂线偏差的两个正交分量a_i是系统偏差δφ_i对φ₁ ^s(t_i)-φ₂ ^s(t_i)的偏导数，N₁₂(t₁)为第一历元时刻的两接收天线取得的相位观测值的整周数记数之差。

天线相位中心偏差的消除方法是使两天线在公转的同时自转，旋转平台旋转两周天线自转一周。

采用上述方案后，本发明具有以下积极效果：

1、本发明可用任何卫星导航系统包括地球同步定点卫星导航系统进行方位测定。它仅使用一颗卫星就能稳定地定向，使用两颗或两颗以上卫星能提供检核并提高定向精度。

2、本发明的卫星测向仪在测向过程中不需任何方位初值，只需导航系统提供的测站坐标和卫星坐标。

3、本发明利用天线的可控运动解决了地球同步卫星相位测量难于解算模糊度的关键问题，同时利用大量的冗余观测削弱多项系统误差对定向的影响，提高测向精度。

4、应用天线自转与公转的关系可以消弱天线相位偏差的切向分量对定向的影响。

5、该仪器的工作状态属低动态测量，由于其运动可控，运动的规律性强，可以方便可靠地解决可能出现的周跳问题。

6、仪器的自动化程度高，不需精确整平，易于操作。

7、该仪器具有快速测定方位的能力，仿真计算表明当观测时间为15分钟时(满足一般需求)精度约为5”。观测时间可进一步减少，只是精度降低，例如3分20秒时，约17”；可以满足部分对观测时间要求较高但精度不高的需求。要求精度较高时可以加大臂场长和观测时间解决。

8、带有望远镜，可代瞄准仪，进行例如惯导系统的标定。

9、尽管卫星测向仪是为应用地球同步定点卫星导航系统设计的，其方法和设备同样可用于其它如GPS卫星定向(换用GPS接收机和数据处理软件)。由于GPS可见卫星数多，精度还可以进一步提高。

10、卫星测向仪还可用于姿态测定。

本发明可应用地球同步定点导航系统进行定向，解决了导航系统只能定位不能定向的问题，满足军用和民用中需要快速测定方位的问题。

附图说明

图1是本发明卫星测向仪的结构示意图；

图2是本发明的测向原理示意图；

图3是本发明测向方法的解算流程图。

图4是仿真计算的原理框图。

具体实施方式

卫星测向仪是采用载波相位测量单独解算方位的专用设备。它重点解决采用单一卫星解算方位和地球同步卫星初始历元的整周模糊度解算问题，以应用两颗地球同步定点卫星进行测向。如图1所示，在支架10上安装有可由驱动装置9驱动旋转的旋转平台12，在旋转平台12的支臂1两端装有卫星载波相位测量接收机天线5，旋转平台12上装有水平转角电子记录器8、垂直角电子记录器4以及载波相位测量接收机6，水平转角电子记录器8和垂直角电子记录器4用于记录转角读数。在旋转平台12上还设有望远镜支架2，望远镜支架2上装有望远镜3，望远镜用于确定正北后指向所需方位角。载波相位测量接收机6、水平角电子记录器8和垂直角电子记录器4的输出均与数据处理单元7连接。在旋转平台上还装有蓄电池11，用于为各部分提供工作电源。数据处理单元7采用单片机或其他类似的计算单元，配合根据本发明测向方法编制的程序即可，数据处理单元的组成和程序编制属于本领域技术人员的常规知识，因此本发明不再公开程序框图。

测向仪主要技术指标如下：

测向仪主要技术指标是依据所要求的精度及分项指标对总精度的影响分析得出的。

测向时间(不含准备工作)    2～14分钟

测向精度                  30～10”(时间长，精度高)

旋转平台技术要求

平台臂长                  0.75-2m(可选)(臂长长精度高)

平台垂直稳定性            5”

平台转速                  1周/分

水平角记录精度                2”

垂直角记录精度                3”

三轴正交偏差                  5”

望远镜(或自准直)瞄准精度      3”

相位测量接收机技术要求

天线                          2

通道数                        4

相位测量精度                  ≤0.01周

基频频率稳定度                10^-8

基频频率准确度                10^-6

各通道采样延迟                ≤100μs

两两通道采样延迟差            ≤10μs

其测向原理如图2所示，图中S为卫星，P为已知坐标的测站，P₁，P₂为置于旋转平台上的两个载波相位接收机天线，N为北方向，A为两接收机连线指向的方位角，ρ为卫星至测站的距离，d为臂长。采用地平坐标系，X轴指向北，Z轴指向当地参考椭球法线，Y轴按右手坐标系定义。

置于旋转平台采用共同本振的两接收机天线载波相位观测量之差，即

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d\cos A\left(t_i\right)+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}d\sin A\left(t_i\right)+N_{12}\left(t_1\right)---\left(1\right)$

式中f为载波频率，c为光速，N₁₂(t₁)为第一历元时刻的两接收天线取得的相位观测值的整周数记数之差，A_i为第i历元P₂P₁方向的方位角，与接收机固连的平台度盘相应读数为D(t_i)，则

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d\cos [D\left(t_i\right)+D_0]+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}d\sin [D\left(t_i\right)+D_0]+N_{12}\left(t_1\right)---\left(2\right)$

式中D₀为指向正北的度盘读数。

度盘概略方位的精度可以保持在1～2°之内，(2)式可改化为

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d[\cos D\left(t_i\right)-\sin D\left(t_i\right)D_0]+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d[\sin D\left(t_i\right)+\cos D\left(t_i\right)D_0]+N_{12}\left(t_1\right)$

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=[2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d\cos D\left(t_i\right)+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d\sin D\left(t_i\right)+2\frac{f}{c}d\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\cos D\left(t_i\right)-2\frac{f}{c}d\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\sin D\left(t_i\right)]D_0+N_{12}\left(t_1\right)---\left(3\right)$

这样的方程依旋转平台的转速、采样频率和测量时间可以有数十至数百。方程中，已知卫星和测站坐标时 是已知值，D(t_i)是已知值，待解的未知参数仅有N(t₁)和D₀。其中N的系数始终为1，D₀的系数在旋转平台不断转动的情况下不同历元可以有较大的相对变化，方程可解。

原则上，单星可进行方位解算，两颗卫星可提高可靠性。此外，尽管该理论和方法是主要是解决地球同步定点卫星导航系统特有问题的，但它也适用于其它导航系统。

误差分析与模型

(1)基本观测量：两天线所测的相位之差和平台转角读数。

(2)主要误差源分析与处理：

(a)天线相位中心偏差

数据处理中采用两天线相位值之差，天线相位中心偏差指二者之差。

水平分量：可以平面矢量表示，幅角da_a、模da_r

垂直分量：标量da_h

两个天线可能具有不同的值，其技术指标为5mm。对于不同的卫星(方向)可能不同。其中da_r和da_h作为系统偏差于模型中考虑，da_t采用天线自转消除(见4)。

(b)天线间距误差：(与标称值之差)dd_r，其中包括加工装配误差、因温度引起的形变；作为系统偏差于模型中考虑。

(c)相位测量误差：接收机技术指标为0.01周，对于两天线之差为0.014周。于模型中作为随机误差考虑。

(d)水平角测量误差：指标为3”；作为随机误差考虑。

(e)相位测量与测角时间同步误差：指标为10μs，按天线旋转角速度，对定向的影响为0.2”；可以忽略。

(f)二天线采样不同步：指标为10μs，对于两卫星可能有不同值(因信号强度可能不同)。作为系统偏差于模型中考虑。

(g)二天线采样不同步稳定性：指标为0.01周。作为系统偏差于模型中考虑，假定为与时间呈线性变化，δt_i＝a_it，对于两卫星可能有不同值(因信号强度可能不同)。

(h)整周计数：DNN，对于两卫星有不同值。作为系统偏差于模型中考虑。

(i)方位初值误差：解算中所需方位初值，自观测数据解出，取单星的相位差最大值对应的角读数即卫星方向的读数，依此算出卫星方位角，它们之差即为方位初值。

(j)姿态与垂线偏差：平台旋转轴与坐标系z轴的偏差，其中垂线偏差的两个正交分量ξ、η通常可达10”或更大(国内约在30”以内)，包括仪器的整平误差，即平台的姿态，允许达到300”，两者之和仍以ξ、η表示。它对方位测定精度具有相同量级的影响，作为系统偏差于模型中考虑予以解算；或是说，可以同时解算出相对法线的姿态角。

需要解算的参数

度盘零点：正北方向的度盘读数。

垂线偏差或姿态：ξ、η。

相位整周计数：N对不同卫星不同。但它包括了其它常值误差，如天线偏差的垂直分量。

臂长误差：实际臂长与标称值之差。

天线相位中心偏差(三分量)

天线采样不同步稳定性误差：时间t的一次或二次多项式。

数学模型

自(3)式，采用共同本振的两接收机载波相位观测量之差为

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=[2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d\cos A\left(t_i\right)+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}d\sin A\left(t_i\right)]D_0+N_{12}\left(t_1\right)$

式中N₁₂(t₁)为第一历元时刻的两接收天线(接收机)的整周数记数之差，A_i为第i历元P₂P₁方向的方位角，D₀正北方向的度盘读数，与接收机固连的平台度盘相应读数为D(t_i)，则

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=\left\{2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}d\cos \right[D\left(t_i\right)+D_0]+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}d\sin [D\left(t_i\right)+D_0\left]\right\}{D}_0+N_{12}\left(t_1\right)$

考虑天线间距d的形变dd则：

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\cos D\left(t_i\right)-\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{dd}+2\frac{f}{c}d[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\sin D\left(t_i\right)+\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\cos D\left(t_i\right)]D_0+N^{s}12\left(t_1\right)$

可以解出指向正北的度盘读数D₀和天线间距形变dd

在此基础上可解姿态偏差的两个正交分量ξ、η

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\cos D\left(t_i\right)\mathrm{d\ξ}+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{d\η}+N^{s}12\left(t_1\right)$

实际工作中方位解与垂线偏差解迭代进行。

对于其它可能存在的系统误差源(由试验数据分析确定)，部分可以在数据处理中予以考虑，其数学模型形式为

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\cos D\left(t_i\right)-\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{dd}+2\frac{f}{c}d[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\sin D\left(t_i\right)+\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\cos D\left(t_i\right)]D_0+a_1{\mathrm{\δ\φ}}_1+a_2{\mathrm{\δ\φ}}_2+...+N_{12}\left(t_1\right)$

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\cos D\left(t_i\right)\mathrm{d\ξ}+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{d\η}+a_1{\mathrm{\δ\φ}}_1+a_2{\mathrm{\δ\φ}}_2+...+N^{s}12\left(t_1\right)$

式中a_i是系统偏差δφ_i对φ₁ ^s(t_i)-φ₂ ^s(t_i)的偏导数。

天线相位中心偏差的消除

天线相位中心偏差属系统性偏差，其中垂直于天线连线和法线(垂线)构成的平面的分量(简称法向)靠数据处理无法解出或消除；其影响又很大(2mm偏差，在臂长1m时将引起约200”的方位误差)，必须采取特殊方法予以消除。可将天线相位中心偏差分解为前述的da_r、da_h和da_a；da_h分量作为系统偏差于模型中考虑，da_r和da_a采用下述方法消除。

二天线采取自转的方式工作，平台旋转(公转)2周天线自转一周(自转周期是公转周期的2倍)。这样在平台旋转两周中，每一位置的天线状态均有与之呈180°反向的状态，由于时间很短(间隔1分钟)，天线相位中心偏差中da_r和da_a分量对解的贡献是相等、相反的，此时解中将自动消除此项误差。

由于da_h分量是沿天线旋转轴的分量，与天线旋转无关，天线公转一周的每一位置均有与之呈180°反向对应位置，它们对解的贡献是相等、相反的，此时解中将自动消除此项误差。

周跳编辑和度盘方位初始值D₀的计算

天线匀速公转时，二天线相位差成正弦函数变化，不难经数据拟合发现周跳，并纠正因可能的周跳引起的整周记数偏差，即完成周跳编辑。此时相位差呈正弦函数变化。计算所测卫星的方位(卫星坐标和测站坐标已知)；取周跳编辑后的相位差之最大值对应的度盘读数与卫星方位之差即度盘方位初始值。按仿真结果，初始值可以偏差9°，这样求定的方法满足精度要求。

本发明利用卫星测向仪进行测向的方法为：驱动旋转平台旋转，使两天线按1次/秒进行载波相位测量并给出秒脉冲，同时旋转平台按秒脉冲同步进行转角记录，数据处理单元按所采集的经周跳编辑后的多组相位、平台转角数据并结合已知的卫星和测站坐标数据，根据拟定的能够消弱系统误差的数学模型进行数据处理，解算出度盘零位的方位角，此后，望远镜指向任何方向均可自度盘读出该方向的方位角。

其解算流程如图3所示，其中卫星位置、测站位置为卫星导航系统提供，经坐标变换后至方位和姿态解算；相位观测值和平台转角值分别为相位接收机和平台自动转角记录部件给出，相位观测值经周跳的编辑后进行初始值确定，并与平台转角一并输至方位和姿态解算；解出方位和姿态后，显示方位和姿态，并以通用数据接口协议输出，以备与其它设备连接。

仿真计算

为了验证数学模型的正确性、方程组的稳定性以及附加参数对削弱系统性偏差的效果，进行了包括迭代的收敛性能、基本解、单项和多项系统误差综合解算。以下给出的是包括天线相位偏差、垂线偏差(姿态)、臂长形变、相位观测量模糊参数综合解算的计算机仿真。

仿真数据产生和方位解算由两个独立运行的软件分别完成。产生的仿真数据以文件的形式给出，方位解算软件读人文件数据(仿真观测量)进行解算。

原始数据文件包括：

卫星坐标、测站坐标、相位观测值及其相应的度盘读数。仿真数据中包含：

模糊参数(百周量级)、基线距离误差(5mm量级)、天线相位中心偏差(5mm量级)、相位观测量随机误差0.01周、仪器姿态偏差(300”量级)。仿真条件：观测时间：14分钟，系统性偏差设置为：

臂长  点名     纬度  经度    误差    方位初值   臂长误差  ξ    η

1.00  C30015D  30.0  100.0   .014    2.000      .005      300.  -300.

模糊度N₁   模糊度N₂   延迟₁   延迟₂  da_r1  da_r2   da_a1  da_a2  da_h1  da_h2

10.0          20.0       1.000    2.000   .005   .003   .110   1.440  .004    .002

其中下标1，2分别表示两个天线。

(1)无观测误差的仿真

首先进行无观测(随机)误差仿真(带有全部系统性偏差)，以验证理论和数学模型的正确性，其结果见表1

                            表1无观测误差仿真结果

度盘零点方位(°)	方位误差(”)	姿态ξ(”)	ξ误差(”)	姿态η(”)	η误差(”)
						-2.0000	0.06	300.41	0.09	-300.94	0.06

解出的度盘零点方位和姿态值与设定值之差在0.1”以内，说明方法、模型以及仿真软件正确。

(2)有观测误差的仿真

有观测(随机)误差，共进行30次(不同随机误差)仿真，结果见表2

                          表230次方位和姿态解算的精度统计

度盘零点方位(°)	方位误差(”)	姿态ξ(”)	ξ误差(”)	姿态η(”)	η误差(”)
						-1.999366	2.281560	296.345940	-3.654060	-301.685572	-1.685572
-2.001437	-5.174682	304.715953	4.715953	-287.139541	12.860459
						-2.000141	-.507404	293.490322	-6.509678	-296.257756	3.742244
-2.001318	-4.746476	303.728986	3.728986	-284.360341	15.639659
						-1.999158	3.032143	292.483685	-7.516315	-307.256073	-7.256073
-1.999999	.003292	303.712022	3.712022	-306.419107	-6.419107
						-2.003391	-12.207758	288.877216	-11.122784	-301.412243	-1.412243
-1.998536	5.271786	303.287024	3.287024	-323.258591	-23.258591
						-2.001264	4.550459	289.618218	-10.381782	-311.257296	-11.257296
-2.000279	-1.005353	290.265214	-9.734786	-283.636863	16.363137
						-1.999839	.578325	297.750507	-2.249493	-276.865259	23.134741
-2.000505	-1.818004	304.108587	4.108587	-282.325367	17.674633
						-2.002048	-7.371408	299.211752	-.788248	-305.702332	-5.702332
-1.998548	5.227831	295.368320	-4.631680	-311.227274	-11.227274
						-2.001186	-4.270437	304.366264	4.366264	-297.740244	2.259756
-1.999739	.938479	312.068257	12.068257	-287.317450	12.682550
						-2.001772	-6.378321	292.862821	-7.137179	-290.199219	9.800781
-2.000079	-.284429	290.839434	-9.160566	-320.024362	-20.024362
						-1.997920	7.487009	312.167344	12.167344	-313.311746	-13.311746
-2.000619	-2.229697	295.494287	4.505713	-298.460754	1.539246
						-2.001039	-3.740401	303.098407	3.098407	-304.903176	-4.903176
-2.000512	-1.841796	287.368578	-12.631422	-304.193416	-4.193416
						-2.000588	-2.116840	296.032151	-3.967849	-293.461157	6.538843
-2.002165	-7.792380	293.519429	-6.480571	-308.503401	-8.503401
						-1.998806	4.299325	288.416108	-11.583892	-312.863066	-12.863066
-1.998250	6.298911	309.628992	9.628992	-307.434863	-7.434863
						-2.000854	-3.073617	302.636745	2.636745	-307.221923	-7.221923
-2.001890	-6.803619	302.187916	2.187916	-312.343793	-12.343793
						-1.999119	3.171209	3 10.322943	10.322943	-303.069537	-3.069537
-1.999972	.100164	301.962328	1.962328	-272.435744	27.564256
-2.000345	4.744350	298.864525	7.273446	-300.409582	12.460633
						(平均值)	(标准差)	(平均值)	(标准差)	(平均值)	(标准差)

仿真计算表明，已解出方程中的模糊参数，定向误差的均方根值：4.74”。仿真计算中方位测定精度约为5秒说明系统误差的消弱效果明显。其中姿态偏差解算的平均值与设定值之间相差1.2”和0.4”，说明姿态解算没有系统性偏差。

理论进一步仿真说明：精度与臂长成反比，即臂长越长精度越高；精度与观测时间成正变，即观测时间的加长有利于精度的提高(大约为平方根的关系)。

(3)不同地区的仿真

由于不同地区卫星的高度不同，对方位的测定精度有一定的影响，为观察国内不同地区的方位测定精度，选择分布于我国中、东、南、西、北五个地区，系统误差设置和观测时间与单星方位测定相同，进行了方位测定的仿真。该仿真采用两颗卫星(80°，140°)，共30次仿真，其结果统计见表3。

                           表3不同地区方位测定的精度

地区	纬度	经度	卫星数	仿真次数	方位精度
						中部	30.0°	100.0°	2	30	4.74
东部	30.0°	120.0°	2	30	4.53
						西部	30.0°	80.0°	2	30	5.33
南部	20.0°	100.0°	2	30	4.61
						北部	40.0°	100.0°	2	30	4.86
平均					4.81

可以看出，不同地区的方位测定结果有一定的差别，其均方根值的约在4”～5”的范围变动。

(4)不同观测时间的仿真

观测时间3分20秒的仿真

地区	纬度	经度	卫星数	仿真次数	方位精度
						中部	30.0°	100.0°	2	30	17.09
东部	30.0°	120.0°	2	30	18.72
						西部	30.0°	80.0°	2	30	14.14
南部	20.0°	100.0°	2	30	17.00
						北部	40.0°	100.0°	2	30	17.20
平均					16.83

观测时间1分40秒的仿真

地区	纬度	经度	卫星数	仿真次数	方位精度
						中部	30.0°	100.0°	2	30	28.04
东部	30.0°	120.0°	2	30	29.23
						西部	30.0°	80.0°	2	30	25.19
南部	20.0°	100.0°	2	30	27.83
						北部	40.0°	100.0°	2	30	28.28
平均					27.71

以上数据表明，可以缩短观测时间，只是精度有所降低，以适应不同用户的特殊要求。

8.扩展应用

(1)动态应用

上述是在静止状态的方位和姿态测定，它可以扩展用于动态，例如舰船。

与静态应用不同，动态应用中载体的方位、姿态和用户位置是不断变化的。对于用户位置的不断变化，可以在每个采样时刻所列的方程中已知的测站坐标采用不同的导航位置。

当方位和姿态的不断变化时，可以选择一个参考时刻(例如选择最近一次采样时刻作为参考时刻)，应用惯性器件(如价格较低的光钎陀螺)取得采样时刻相对参考时刻的方位和姿态变化，对观测量进行修正。此时所取得的解是对应参考时刻的。载体瞬时方位和姿态以参考时刻的值加入惯性器件输出的相对参考时刻的变化量修正得到。

这里只应用惯性器件的短时间(例如几分钟)输出差值，它的零点漂移(惯性器件的主要误差源)不会对修正值造成实质性影响。大大降低了惯导器件的技术要求。由于方位和姿态是依据导航卫星解算的，惯性器件的误差不会累积。

(2)使用其他卫星导航系统

虽然上述是针对地球同步定点卫星导航系统讨论的，它同样适用于其它卫星导航系统。在采用采用其它卫星系统的区别仅是所列方程中卫星位置不是由导航系统电文中直接取得，而是用户利用导航电文的导航参数计算卫星位置。事实上，上述方法是解决了地球同步卫星的视位置几乎不变这一特殊性问题，不妨碍对其它卫星的通用性。

Claims (7)

1、一种卫星测向仪，其特征在于，是在支架上安装有可由驱动电机驱动旋转的旋转平台，旋转平台包括两端伸出的支臂，支臂两端装有卫星载波相位测量接收机天线，旋转平台上装有望远镜、水平转角电子记录器、垂直角电子记录器以及载波相位测量接收机，载波相位测量接收机、水平角电子记录器和垂直角电子记录器的同步采样输出均与数据处理单元连接。

2、如权利要求1所述的卫星测向仪，其特征在于，平台臂长0.75-2m，平台垂直稳定性5”，平台转速1周/分，水平角记录精度2”，垂直角记录精度3”，三轴正交偏差5”，望远镜瞄准精度3”。

3、如权利要求1所述的卫星测向仪，其特征在于，两天线的通道数为4，采用共同本振，相位测量精度≤0.01周，基频频率稳定度10^-8，基频频率准确度10^-6，各通道采样延迟≤100μs，两天线通道采样延迟差≤10μs。

4、利用权利要求1所述卫星测向仪进行测向的方法，其特征在于，驱动旋转平台旋转，使两天线按1次/秒进行载波相位测量并给出秒脉冲，同时旋转平台按秒脉冲同步进行转角记录，数据处理单元按所采集的经周跳编辑后的多组相位、平台转角数据并结合已知的卫星和测站坐标数据，根据拟定的能够消弱系统误差的数学模型进行数据处理，解算出度盘零位的方位角，此后，望远镜指向任何方向均可自度盘读出该方向的方位角。

5、如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述的解算度盘零位方位角的数学模型为：

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\cos D\left(t_i\right)-\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{dd}+2\frac{f}{c}d[\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂x}\sin D\left(t_i\right)+\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂y}\cos D\left(t_i\right)]D_0+a_1\mathrm{\δ}{\mathrm{\φ}}_1+a_2\mathrm{\δ}{\mathrm{\φ}}_2+...+N_{12}\left(t_1\right)$

式中f为载波频率，c为光速，ρ为卫星至测站的距离，D(t_i)为与接收机固连的平台度盘相应读数，D₀为指向正北的度盘读数，dd为天线间距d的形变，a_i是系统偏差δφ_i对φ₁ ^s(t_i)-φ₂ ^s(t_i)的偏导数，N₁₂(t₁)为第一历元时刻的两接收天线取得的相位观测值的整周数记数之差。

6、如权利要求4或5所述的方法，其特征在于，在解算度盘零位方位角的同时解算垂线偏差，并迭代进行，解算垂线偏差解的数学模型为：

${\mathrm{\φ}}_1^s\left(t_i\right)-{\mathrm{\φ}}_2^s\left(t_i\right)=2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\cos D\left(t_i\right)\mathrm{d\ξ}+2\frac{f}{c}\frac{\∂\mathrm{\ρ}}{\∂z}d[\sin D\left(t_i\right)]\mathrm{d\η}+a_1\mathrm{\δ}{\mathrm{\φ}}_1+a_2{\mathrm{\δ\φ}}_2+...+N^{s}12\left(t_1\right)$

式中f为载波频率，c为光速，D(t_i)为与接收机固连的平台度盘相应读数，ξ、η为垂线偏差的两个正交分量，a_i是系统偏差δφ_i对φ₁ ^s(t_i)-φ₂ ^s(t_i)的偏导数，N₁₂(t₁)为第一历元时刻的两接收天线取得的相位观测值的整周数记数之差。

7、如权利要求4或5所述的方法，其特征在于，天线相位中心偏差的消除方法是使两天线在公转的同时自转，旋转平台旋转两周天线自转一周。