CN101470189A - 对导航定位系统中的伪距时延进行测量的方法和装置 - Google Patents

Abstract

一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的方法和装置。该方法主要包括：获取导航定位系统中参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻；利用所述参考导航定位装置的发射时刻，通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻，根据该发送时刻和所述参考导航定位装置的接收时刻，计算出所述待测的导航定位装置的伪距时延。利用本发明，可以快速获得待测量的装置的发射时刻和伪距时延，从而加快了待测量的装置的接收机热启动时间。

Description

对导航定位系统中的伪距时延进行测量的方法和装置

技术领域

本发明涉及导航定位技术领域，尤其涉及一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的方法和装置。

背景技术

北斗二代卫星导航系统(BD-2)是我国自主建设的区域性卫星导航系统，它的空间段由5颗GEO(Geosynchronous Eart hOrbit，同步地球轨道)卫星、3颗IGSO(倾斜圆轨道地球同步)卫星和4颗MEO(Middle EarthOrbit，中地球轨)卫星组成。BD-2的卫星星座的分布使得在0°-55°N，55°-180°E的全服务区内任何地方、任何时间都可观测到4颗以上卫星。

在短时间断电、高动态或恶劣环境中卫星被遮挡等情况下，可能导致卫星信号的短暂消失或瞬间失锁，此时，需要BD-2系统的接收机快速热启动，并进行重新定位。

BD-2系统的接收机的热启动指标是衡量BD-2系统的接收机性能的一项重要指标，热启动的时间是热启动指标中的一个关键要素，是对接收机的捕获、跟踪、同步、伪距观测量提取、定位解算速度的综合考量。

在BD-2系统的接收机进行热启动之前，必须获得BD-2系统中的卫星和接收机之间的伪距时延。在现有技术中，一般只给出了GNSS(GlobalNavigation Satellite System，全球导航卫星系统)的接收机的热启动时间的指标为10～15s，还没有如何快速获取上述卫星和接收机之间的伪距时延的方法。

发明内容

本发明实施例提供了一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的方法和装置，以快速获取导航定位系统中的伪距时延。

一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的方法，包括：

获取导航定位系统中参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻；

利用所述参考导航定位装置的发射时刻，通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻，根据该发送时刻和所述参考导航定位装置的接收时刻，计算出所述待测的导航定位装置的伪距时延。

一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的装置，包括：

参考时刻信息获取模块，用于获取导航定位系统中参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻；

伪距时延获取模块，用于利用所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的发射时刻，通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻，根据该发送时刻和所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的接收时刻，计算出所述待测的导航定位装置的伪距时延。

由上述本发明的实施例提供的技术方案可以看出，本发明实施例通过先计算出参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻，再通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻，从而可以快速获得待测量的装置的发射时刻和伪距时延，从而加快了待测量的装置的接收机热启动时间。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的对卫星和接收机之间的伪距时延进行测量的方法的处理流程图；

图2为本发明实施例提供的利用循环迭代方法计算出待测量的卫星的准确发送时刻的处理流程图；

图3为本发明实施例提供的对导航定位系统中的伪距时延进行测量的装置的结构示意图。

具体实施方式

在BD-2系统等导航定位系统中的卫星的接收机的热启动过程下，由于卫星星历已知，获得星历有效的卫星的发射时刻和伪距时延等信息的时间是决定接收机的热启动时间的重要因素之一。通常，需要在卫星取得帧同步后才能获得卫星的发射时刻，一颗卫星的帧同步时间最快需要2个字，最慢需要10个字，比如，BD-2的GEO卫星(500bit/s)帧同步时间最快需要0.12s(2个字)，最慢需要0.6s(10个字)，BD-2的MEO和IGSO卫星(50bit/s)的帧同步时间最快需要1.2s(2个字)，最慢需要6s(10个字)。

本发明实施例根据上述BD-2系统的GEO卫星的帧同步耗时短，MEO和IGSO卫星的帧同步耗时长的特点，提出以帧同步后的GEO卫星作为参考卫星，待测量的MEO和IGSO卫星不需进行帧同步，只需进行位同步，根据上述参考卫星的发送时刻和接收时刻，计算出待测量的MEO和IGSO卫星的发射时刻和伪距时延。

为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以几个具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个实施例并不构成对本发明实施例的限定。

以BD-2系统为例，本发明实施例提供的对卫星和接收机之间的伪距时延进行测量的方法的处理流程如图1所示，包括如下步骤：

步骤11、设置一个帧同步后的GEO卫星作为参考卫星，并获取该参考卫星的发射时刻。

设置一个已经取得帧同步后的GEO卫星作为参考卫星s₀，计算出该参考卫星在第n个历元的发射时刻

，将该

作为其它待测量的卫星(MEO和IGSO卫星)的参考发射时刻。

上述参考卫星在第n个历元的发射时刻

的计算方法如下：

$t_{s_0}{\left(n\right)}_{\mathrm{GEO}}=Z\left(n\right)+0.6\×[F\left(n\right)-1]+B\left(n\right)\×0.002+P\left(n\right)\×0.001+\frac{C\left(n\right)+R\left(n\right)}{10.23\×{10}^6}$

上述Z(n)为解调下来的导航电文中的Z计数，F(n)为当前历元的所在子帧号，B(n)为从当前子帧头开始算起的导航电文的整比特数，P(n)为从当前比特开始算起的C/A码整周期数，C(n)为从当前C/A码周期开始算起的C/A码码片数，R(n)为从当前码片开始算起的码片内相位值，折合为码片数的小数部分。上述Z(n)、F(n)、B(n)、P(n)、C(n)和R(n)信息可以通过对上述帧同步后的参考卫星发出的电文信息进行解调获得。

步骤12、计算出参考卫星的接收时刻，并作为其它待测量的卫星的参考接收时刻。

根据上述参考卫星的已知星历信息和发射时刻

，计算出上述参考卫星的位置参数 $(x_{s_0},y_{s_0},z_{s_0}).$

根据接收机的位置参数(x_u，y_u，z_u)和上述参考卫星的位置参数计算出该参考卫星和接收机之间的伪距时延τ₀：

${\mathrm{\τ}}_0=\sqrt{{(x_{s_0}-x_u)}^2+{(y_{s_0}-y_u)}^2+{(z_{s_0}-z_u)}^2}/c.$

根据上述参考卫星的发射时刻

，以及参考卫星和接收机之间的伪距时延τ₀计算出参考卫星在第n个历元的接收时刻 $t_{u0}=t_{s_0}+{\mathrm{\τ}}_0.$

将上述计算出的参考卫星的接收时刻t_u0作为其它待测量的卫星的参考接收时刻。

步骤13、根据参考卫星的发射时刻计算出待测量的卫星的伪距时延的粗估计值。

用上述参考卫星的发射时刻

代替待测量的卫星的发射时刻

，计算出待测量的卫星的位置参数

根据接收机的位置参数(x_u，y_u，z_u)和上述替待测量的卫星的位置参数

，计算出待测量的卫星和接收机之间的伪距时延的粗估计值

上述粗估计值

与用待测量的卫星的准确发射时刻

计算出的伪距时延τ_i误差小于20ms，即

步骤14、待测量的卫星进行位同步，利用循环迭代方法计算出待测量的卫星的准确发送时刻。

该步骤中的利用循环迭代方法计算出待测量的卫星的准确发送时刻的处理流程如图2所示，具体处理过程如下：

在待测量的卫星进行位同步后，首先计算出待测量的卫星的准确发射时刻中20毫秒以下时间片

：

${t1}_{s_i}{\left(n\right)}_{\mathrm{IGSO}/\mathrm{MEO}}=P_i\left(n\right)\×0.001+\frac{C_i\left(n\right)+R_i\left(n\right)}{10.23\×{10}^6}$

上述P(n)为从当前比特开始算起的C/A码整周期数，C(n)为从当前C/A码周期开始算起的C/A码码片数，R(n)为从当前码片开始算起的码片内相位值，折合为码片数的小数部分。上述信息可以通过位同步后的待测量的卫星的通道的码跟踪环路中获得。

然后，计算出待测量的卫星的准确发射时刻中20毫秒以上时间片t2_si。将上述参考卫星s₀的发射时刻

的20ms以上部分作为上述t2_si的初始值，即t2_{si_0}＝t_s0-f mod(t_s0，20ms)。

将 $t_{s_i\_0}={t2}_{\mathrm{si}\_0}+{t1}_{s_i}$ 作为待测量的卫星的发射时刻的初始值，根据待测量的卫星和参考卫星的接收时刻的一致性

，计算出循环迭代算法的收敛条件的初始值：

上述

为待测量的卫星的接收时刻的初始值，

$t_{u0}=t_{s_0}+{\mathrm{\τ}}_0.$

假如σ₀>10ms，执行循环迭代运算 $t_{s_i\_k}=t_{s_i\_k-1}-10\mathrm{ms},$

，直到|σ_k|<8ms，停止循环迭代运算。

假如σ₀<-10ms，执行循环迭代运算 $t_{s_i\_k}=t_{s_i\_k-1}+10\mathrm{ms},$

直到|σ_k|<8ms，停止循环迭代运算。

其中，

为第k次循环后得到的待测量的卫星s_i的发射时刻，σ_k为第k次循环后待测量的卫星的接收时刻与参考卫星的接收时刻之差(收敛条件)，k＝1，2，3.....。

当收敛条件|σ_k|<8ms时，停止上述循环迭代运算。此时，待测量的卫星的接收时刻t_u0与参考卫星的接收时刻最为接近，获取此时的

作为待测量的卫星在第n个历元的准确发射时刻

。

步骤15、根据参考卫星的接收时刻和待测量的卫星的准确发射时刻，计算出待测量的卫星的伪距时延。

最后，根据上述待测量的卫星的参考接收时刻t_u0(即参考卫星的接收时刻)和待测量的卫星的准确发射时刻

，计算出待测量的卫星距接收机的伪距时延τ_i＝t_u0-t_si。

在得到了上述待测量的卫星(MEO和IGSO卫星)的准确发射时刻

和伪距时延后，就可以进行待测量的卫星的接收机的热启动。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述的存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)或随机存储记忆体(Random AccessMemory，RAM)等。

本发明实施例还提供了一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的装置，该装置的结构示意图如图3所示，包括如下模块：

参考时刻信息获取模块，用于获取导航定位系统中参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻；

伪距时延获取模块，用于利用所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的发射时刻，通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻，根据该发送时刻和所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的接收时刻，计算出所述待测的导航定位装置的伪距时延。

上述的参考时刻信息获取模块可以包括：

参考发射时刻获取模块，用于获取帧同步后的参考导航定位装置的发射时刻；

参考接收时刻获取模块，用于根据所述参考导航定位装置的发射时刻和所述参考导航定位装置的已知星历信息，计算出所述参考导航定位装置的位置参数，进而计算出所述参考导航定位装置和接收机之间的伪距时延，将该伪距时延和所述参考导航定位装置的发射时刻相加，得到所述参考导航定位装置的接收时刻。

上述的伪距时延获取模块可以包括：

待测发射时刻计算模块，用于根据所述参考导航定位装置的发射时刻，得到位同步的待测的导航定位装置的发射时刻的初始值，对所述初始值进行循环迭代运算，获取所述待测的导航定位装置和参考导航定位装置的接收时刻之差，当该接收时刻之差小于设定的判决门限值时，停止所述循环迭代运算，获取所述待测的导航定位装置的发射时刻的最终值；

伪距时延计算模块，用于将所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的接收时刻与所述待测发射时刻计算模块计算出的待测的导航定位装置的发送时刻相减，得到所述待测的导航定位装置的伪距时延。

上述的待测发射时刻计算模块可以包括：

接收时刻之差计算模块，用于利用所述参考导航定位装置的发射时刻计算出待测的导航定位装置的位置参数，进而计算出所述待测的导航定位装置和接收机之间的伪距时延的粗估计值，在每次循环迭代运算中，根据所述伪距时延的粗估计值，以及所述参考导航定位装置和接收机之间的伪距时延，计算出所述待测的导航定位装置和参考导航定位装置的接收时刻之差。

本发明实施例所述方法和装置还可以应用于其它导航定位系统中，提高其它导航定位系统中兼容接收机的热启动时间。

综上所述，本发明实施例可以在待测量的装置不取得帧同步而只取得位同步后，获得待测量的装置的发射时刻和伪距观测量，大大节省了提取待测量的装置的观测信息的时间，从而加快了待测量的装置的接收机热启动的首次定位时间。

通过多次实验验证，在BD-2系统中应用本发明实施例时，可以使待测量的MEO和IGSO卫星的热启动时间的缩短为平均3s。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1、一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的方法，其特征在于，包括：

获取导航定位系统中参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻；

利用所述参考导航定位装置的发射时刻，通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻，根据该发送时刻和所述参考导航定位装置的接收时刻，计算出所述待测的导航定位装置的伪距时延。

2、根据权利要求1所述的方法，其特征在于，获取导航定位系统中参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻的过程，包括：

获取帧同步后的参考导航定位装置的发射时刻，根据该发射时刻和所述参考导航定位装置的已知星历信息，计算出所述参考导航定位装置的位置参数；

根据所述参考导航定位装置的位置参数和接收机的位置参数，计算出所述参考导航定位装置和接收机之间的伪距时延，将该伪距时延和所述参考导航定位装置的发射时刻相加，得到所述参考导航定位装置的接收时刻。

3、根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用所述参考导航定位装置的发射时刻，通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻的过程，包括：

所述待测的导航定位装置进行位同步，计算出该待测的导航定位装置的发射时刻中设定时间值以下的第一时间片，根据所述参考导航定位装置的发射时刻获取所述待测的导航定位装置的发射时刻中设定时间值以上的第二时间片，将所述第一时间片和第二时间片相加得到所述待测的导航定位装置的发射时刻的初始值，

对所述初始值进行循环迭代运算，获取所述待测的导航定位装置和参考导航定位装置的接收时刻之差，当该接收时刻之差小于设定的判决门限值时，停止所述循环迭代运算，获取所述待测的导航定位装置的发射时刻的最终值。

4、根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述获取所述待测的导航定位装置和参考导航定位装置的接收时刻之差的过程，包括：

利用所述参考导航定位装置的发射时刻计算出待测的导航定位装置的位置参数，根据接收机的位置参数和所述待测的导航定位装置的位置参数，计算出所述待测的导航定位装置和接收机之间的伪距时延的粗估计值；

在每次循环迭代运算中，根据所述伪距时延的粗估计值，以及所述参考导航定位装置和接收机之间的伪距时延，计算出所述待测的导航定位装置和参考导航定位装置的接收时刻之差。

5、根据权利要求1至4任一项所述的方法，其特征在于，所述根据该发送时刻和所述参考导航定位装置的接收时刻，计算出所述待测的导航定位装置的伪距时延的过程，包括：

将所述参考导航定位装置的接收时刻和所述待测的导航定位装置的接收时刻相减，得到所述待测的导航定位装置和接收机之间的伪距时延。

6、根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述参考导航定位装置包括：北斗二代卫星导航系统中的同步地球轨道GEO卫星，所述待测的导航定位装置包括：北斗二代卫星导航系统中的倾斜圆轨道地球同步IGSO卫星和中地球轨MEO卫星。

7、一种对导航定位系统中的伪距时延进行测量的装置，其特征在于，包括：

参考时刻信息获取模块，用于获取导航定位系统中参考导航定位装置的发射时刻和接收时刻；

伪距时延获取模块，用于利用所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的发射时刻，通过循环迭代运算计算出待测的导航定位装置的发送时刻，根据该发送时刻和所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的接收时刻，计算出所述待测的导航定位装置的伪距时延。

8、根据权利要求7所述的对导航定位系统中的伪距时延进行测量的装置，其特征在于，所述参考时刻信息获取模块包括：

参考发射时刻获取模块，用于获取帧同步后的参考导航定位装置的发射时刻；

参考接收时刻获取模块，用于根据所述参考导航定位装置的发射时刻和所述参考导航定位装置的已知星历信息，计算出所述参考导航定位装置的位置参数，进而计算出所述参考导航定位装置和接收机之间的伪距时延，将该伪距时延和所述参考导航定位装置的发射时刻相加，得到所述参考导航定位装置的接收时刻。

9、根据权利要求7或8所述的对导航定位系统中的伪距时延进行测量的装置，其特征在于，所述伪距时延获取模块包括：

待测发射时刻计算模块，用于根据所述参考导航定位装置的发射时刻，得到位同步的待测的导航定位装置的发射时刻的初始值，对所述初始值进行循环迭代运算，获取所述待测的导航定位装置和参考导航定位装置的接收时刻之差，当该接收时刻之差小于设定的判决门限值时，停止所述循环迭代运算，获取所述待测的导航定位装置的发射时刻的最终值；

伪距时延计算模块，用于将所述参考时刻信息获取模块获取的参考导航定位装置的接收时刻与所述待测发射时刻计算模块计算出的待测的导航定位装置的发送时刻相减，得到所述待测的导航定位装置的伪距时延。

10、根据权利要求9所述的对导航定位系统中的伪距时延进行测量的装置，其特征在于，所述待测发射时刻计算模块包括：

接收时刻之差计算模块，用于利用所述参考导航定位装置的发射时刻计算出待测的导航定位装置的位置参数，进而计算出所述待测的导航定位装置和接收机之间的伪距时延的粗估计值，在每次循环迭代运算中，根据所述伪距时延的粗估计值，以及所述参考导航定位装置和接收机之间的伪距时延，计算出所述待测的导航定位装置和参考导航定位装置的接收时刻之差。

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