CN102486540B - 一种应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法。快速定位方法包括以下步骤：获取接收机的初始时间、卫星星历和卫星的多普勒观测值；利用获取的接收机的初始时间、卫星星历和多普勒观测值组建多普勒解算方程，并对该多普勒解算方程进行解算得到卫星发射时间和接收机的位置的估计值；组建不完备伪距（RangFit）解算方程，解算得到卫星发射时间和接收机的位置的准确值。本发明快速定位方法能够在接收机开机初始位置未知、时间误差在千秒甚至万秒以内完成快速定位解算，使得首次定位时间小于1秒，并且能够获得较高的定位精度，大大提高了适用性，降低了用户系统成本。

Description

一种应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法

技术领域

本发明涉及一种应用于全球卫星定位与导航系统中的定位方法，尤其涉及一种应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法，属于全球卫星定位领域。

背景技术

全球卫星定位与导航系统，例如GPS、GLONASS、GALILEO、北斗系统，最基本和最主要的任务是确定用户在空间的位置，为用户提供空间坐标，简称为定位。全球卫星定位与导航系统包括一组用于发射信号的卫星，形成卫星星座，保证用户能够全球、全天进行定位导航。

评判全球卫星定位与导航系统优劣的主要参数包括：定位时间、定位精度及能够定位的区域和时间等等。GPS接收机定位时间主要指标分为冷启动和热启动定位时间，冷启动条件是指用户概略位置、开机时间、卫星星历、卫星历书等都未知的情况下GPS接收机的定位时间；而热启动条件是指用户概略位置、开机概略时间、卫星星历都已知的情况下GPS接收机的定位时间。

GPS等卫星导航定位系统进行用户位置定位时需要知道卫星的位置和观测的伪距，而卫星位置和伪距都与卫星的发射时间有关，所以接收机要进行定位必须正确的获取卫星发射时间。用户接收机为获取卫星的发射时间，必须完成比特同步(bit synchronization)和帧同步(frame synchronization)，即使有卫星星历也至少需要6秒的时间才能完成帧同步，这严重影响到GPS首次定位时间，故目前接收机冷启动定位时间大都在30～60秒之间。NiiloSirola提出一种RangeFit方法，Roland Kaniuth称之为Snapshot，这些方法都是利用卫星发射时间1ms以下的历元计数计算伪距进行定位，从而不需要进行比特同步和帧同步即可进行定位解算，使得TTFF可在1秒内完成，故目前大都GPS接收机热启动定位时间在1秒以内。但同时RangeFit方法也存在一定的缺陷，即初始时间误差、初始坐标误差和钟差等误差的等效距离和需小于150km，即使初始位置没有误差，初始时间误差也必须在210秒以内，这种约束条件严重影响了RangeFit法的应用，故大部分接收机指标(TTFF小于1秒)是指在热启动和AGPS条件下的指标。

然后许多用户在开机定位时并不能满足热启动条件，同时又不是完全的冷启动，例如开机时的用户位置与最后定位的位置距离较远，达到150km，这是经常发生的，特别是车载设备，这就使得开机首次定位时间(TTFF)至少要大于6秒以上。对于一些特殊应用，特别是从开机到结束整个过程只有几十秒的应用，这个问题尤其明显，限制了很多导航定位应用。如何在各种条件下实现GPS等卫星导航系统快速定位是用户接收机一个重要的研究方向。

发明内容

本发明针对如何在各种条件下实现GPS等卫星导航系统快速定位是用户接收机一个重要的研究方向的需要，提供一种应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法包括以下步骤：

1)从接收机的存储设备中获取接收机的初始时间和卫星星历；

2)进行卫星的捕获和跟踪从而获取卫星的多普勒观测值，并进行码相位时间计数器的累积得到码相位的值；

3)利用获取的接收机的初始时间、卫星星历和n颗卫星的实测多普勒观测值组建多普勒解算方程，并对该多普勒解算方程进行解算得到卫星发射时间和接收机的位置估算值与初始值的差值；利用通过多普勒解算获得的差值和接收机的初始时间以及卫星星历计算出卫星发射时间和接收机位置的估算值，这个估算值比初始值更准确，但它的精度与接收机速度有关，一般在100公里以内，不能直接作为最后的定位结果输出；

4)将步骤3)中解算得到的卫星发射时间和接收机位置的估算值作为不完备伪距解算方程的输入条件，组建不完备伪距解算方程，解算得到卫星发射时间和接收机的位置的准确值与步骤3)得出的估算值的差值，利用通过不完备伪距解算获得的差值和卫星发射时间以及接收机位置的估算值，从而可求出卫星发射时间和接收机位置的准确值。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，所述步骤3)中n颗卫星联合多普勒解算方程为：

${\mathrm{\ρ}}^{\′}-{\widehat{\mathrm{\ρ}}}^{\′}={(H\·\mathrm{\ΔX})}^{\′}=H\·\mathrm{\Δ}{X}^{\′}+H^{\′}\·\mathrm{\ΔX},$ (式1)

其中：ρ′为实测多普勒值，

为多普勒估计值；

为余弦阵；vⁱ为卫星速度；eⁱ为卫星到接收机的视距余弦；ΔX＝[δx δy δz δT_s δb]^T为状态向量，表示估算值与初始值的差值；

则 $H\·\mathrm{\Δ}{X}^{\′}=H\·{\left[\begin{array}{ccccc}{\mathrm{\δx}}^{\′}& {\mathrm{\δy}}^{\′}& {\mathrm{\δz}}^{\′}& {\mathrm{\δT}}_s^{\′}& {\mathrm{\δb}}^{\′}\end{array}\right]}^T;$

$H^{\′}\·\mathrm{\ΔX}=\left[\begin{array}{ccc}{\∂e}^1/\∂t& {\∂v}^1/\∂t\·e^1+v^1\·{\∂e}^1/\∂t& 0\\ {\∂e}^2/\∂t& {\∂v}^2/\∂t\·e^2+v^2\·{\∂e}^2/\∂t& 0\\ {\∂e}^3/\∂t& {\∂v}^3/\∂t\·e^3+v^3\·{\∂e}^3/\∂t& 0\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ {\∂e}^n/\∂t& {\∂v}^n/\∂t\·e^n+v^n\·{\∂e}^n/\∂t& 0\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{c}\mathrm{\δx}\\ \mathrm{\δy}\\ \mathrm{\δz}\\ {\mathrm{\δT}}_s\\ \mathrm{\δb}\end{array}\right]$

令

为卫星加速度；

令δx′＝0、δy′＝0、δz′＝0、δT′_s＝0、 $d={\mathrm{\ρ}}^{\′}-{\widehat{\mathrm{\ρ}}}^{\′};$

则多普勒解算方程(式1)改写如下：

$d=\left[\begin{array}{ccc}{u}^1& a^1\·e^1+v^1\·u^1& 1\\ u^2& a^2\·e^2+v^3\·u^2& 1\\ u^3& a^3\·e^3+v^3\·u^3& 1\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ u^n& a^n\·e^n+v^n\·u^n& 1\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{c}\mathrm{\δx}\\ \mathrm{\δy}\\ \mathrm{\δz}\\ {\mathrm{\δT}}_s\\ {\mathrm{\δb}}^{\′}\end{array}\right]$

令 $M=\left[\begin{array}{ccc}{u}^1& a^1\·e^1+v^1\·u^1& 1\\ u^2& a^2\·e^2+v^3\·u^2& 1\\ u^3& a^3\·e^3+v^3\·u^3& 1\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ u^n& a^n\·e^n+v^n\·u^n& 1\end{array}\right],$ y＝[δz δy δz δT_s δb′]^T

则利用最小二乘求解y＝(M^T·M)^-1·(M^T·d)，求得卫星发射时间和接收机位置估算值与初始值的差值，从而计算出位置坐标和卫星发射时间的估算值。

进一步，所述快速定位方法是利用码相位的值进行定位解算，不完备伪距(RangeFit)快速定位算法的基本原理是利用卫星发射时间1ms以下的值，即码相位的值，进行定位解算，不需要进行比特同步(bit synchronization)和帧同步(frame synchronization)，从而缩短定位时间。

所述步骤4)中不完备伪距解算方程为：

第i号卫星不完备伪距表示如下：

lⁱ＝frac_Λ(ΛNⁱ+φⁱ+b₀-||sⁱ(t₀)-r₀||+ε)

式中： ${\mathrm{frac}}_{\mathrm{\Λ}}\left(x\right)=x-\mathrm{round}\left(\frac{x}{\mathrm{\Λ}}\right);$

Λ＝1ms×光速≈300km；

ΛNⁱ+φⁱ为第i号卫星的信号发射时间；Nⁱ为1ms以上的计数值；φⁱ为1ms以下的码相位值；(t₀，r₀，b₀)为步骤3计算的卫星发射时间估算值、接收机位置估算值和设定的钟偏初始估计值，其中r₀＝(x₀，y₀，z₀)；ε为误差之和，所述误差包括对流层、电离层。

进一步，在同时观测n颗卫星，卫星发射时间误差δT_s时，用于不完备伪距定位的线性化表达式如下：

L＝H·ΔX

其中：

为余弦阵；vⁱ为卫星速度；eⁱ为卫星到接收机的视距余弦；

ΔX＝[δx δy δz δT_s δb]^T为状态向量，表示准确值与估算值的差值，其中(δx δy δz)为位置误差，δT_s为时间误差，δb为钟差；

则：

ΔX＝(H^T·H)^-1·(H^T·L)，得到卫星发射时间和接收机的位置的准确值与步骤3)得出的估算值的差值，从而可求出卫星发射时间和接收机位置的准确值。

在实际应用的过程中，所述步骤4)通过卫星稳定跟踪后的码相位时间计数器的值计算得到卫星的发射时间T_s，利用本地时间Tl与卫星发射时间T_s计算出信号传播时间，乘于光速c求得卫星观测伪距ρ，本地时间T_l可设为0，故ρ＝c×(T_l-T_s)＝ΛN+Φ，其中c表示光速，T_l表示为本地时间，T_s为卫星发射时间。即在本地时间为0时，伪距ρ＝ΛN+Φ，代入第i号卫星不完备伪距的如下表示式：

lⁱ＝frac_Λ(ΛNⁱ+φⁱ+b₀-||sⁱ(t₀)-r₀||+ε)

再结合

即可进行后续的计算。

本发明的有益效果是：本发明应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法能够在接收机开机初始位置未知、时间误差在千秒甚至万秒以内完成快速定位解算，使得首次定位时间(TTFF)小于1秒，并且能够获得较高的定位精度，能够使卫星接收机在更多的应用场景中进行快速定位解算，大大提高了适用性，降低了用户系统成本。

附图说明

图1为本发明实施例GPS卫星定位原理示意图；

图2为本发明实施例GPS卫星时间获取原理图；

图3为本发明实施例GPS快速定位方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

本发明涉及的全球卫星定位与导航系统包括GPS、GLONASS、GALILEO、北斗系统等，为描述方便起见，本实施例中采用GPS作为实施例，GLONASS、BD和GAL ILEO与GPS实施方式类同。

图1本发明实施例GPS卫星定位原理示意图。一般GPS能够完成定位必须能够至少同时观测四个卫星的信号，利用这些卫星的位置和卫星到达接收机的观测伪距进行距离交会从而求出接收机的位置坐标。计算卫星的位置不仅需要知道卫星的轨道参数，即卫星星历，还需要知道卫星信号发射时间，因此在冷启动的情况下，需要接收卫星的电文信息，这至少需要收齐三个子帧，18秒的时间；而在热启动的情况下，即使知道卫星的星历，在本地时间误差较大的情况下需要接收到卫星所发信号的TOW计数，从而获取卫星发射时间，用于计算卫星的位置，这至少需要收齐一个子帧，6秒的时间。如何实现复杂环境下的GPS快速定位是目前接收机的一个重要研究内容，目前一种常用的快速定位方法就是取卫星发射时间1ms以下的计数来计算伪距，卫星发射时间作为未知数进行解算，这样在热启动的条件下可以在1s内完成首次定位；但是热启动快速定位需要初始坐标、初始时间、初始钟差等误差项总和不能大于150公里，这严重影响了快速定位的应用环境。本发明提出一种多普勒辅助RangeFit进行快速定位的方法，能够有效的解决上述问题。

图2为本发明实施例GPS卫星时间获取原理图。接收机通过GPS201天线接收到卫星信号，经过捕获202、跟踪203后可以获取码相位计数值即1ms以下的时间值，而且在连续跟踪的情况下，码周期可以连续计数，这样就可以获得卫星发射时间中的20ms以下的部分209；卫星电文每bit为20ms即20个码周期，故在连续跟踪的情况下，进行位同步204后，每过20ms其对应的计数器将累加1，该计数器最大可到6s，帧同步205以后这个计数器清零，这样可获得20ms到6s的之间的卫星发射时间210；而卫星发射时间6s以上部分需要经过电文解析206，每一组完整的子帧都有一个TOW计数值来标明该帧的时间211；将209、210、211的计数器值和212中的Z技术送入累加器207中进行累加，即可获得完整的卫星发射时间208。从上述描述可知获取完整的卫星发射时间至少需要6秒，这使得开机初次定位时间较长；为了实现快速定位，使得TTFF小于1秒，一般采用跟踪后的码相位观测值进行伪距求解，将卫星发射时间作为未知参数进行解算，这样可使得TTFF小于1秒，但是这必须要求开机初始时间和初始位置概略已知，从而大大影响了快速定位的应用领域。

图3为本发明实施例GPS快速定位方法的流程图。接收机开机301后从存储设备中获取初始时间、卫星星历，进行卫星预测捕获302，在完成稳定跟踪303后，可以获取卫星的多普勒观测值304，并且码相位的时间计数器开始正常的进行累积，可由计数器的值计算出卫星发射时间；利用从接收机存储设备中获取的误差较大的初始开机时间306、有效的卫星星历307和卫星观测多普勒组建多普勒解算方程305，解算方程得到较为准确的卫星发射时间和接收机的位置308，这时得到的卫星发射时间和接收机的位置并不是准确的值，但是上述解算方法使得发射时间、接收机位置等误差等效距离和在一定的范围内，从而可以进一步的进行精确的解算得出精确的时间和接收机位置坐标。在获取初始概略时间和可用的卫星星历可以通过接收机本身的存储器，初始坐标可以未知，用零作为初始值即可。在用多普勒进行解算时，需要估计的参数不仅包括接收机的位置、钟漂，还要估计初始设定的时间误差。由于上述多普勒解算方法对多普勒观测值非常敏感，1Hz的测量误差可影响大约1公里的等效距离误差，因此在该方法中应尽量保证多普勒观测量的精度。

组建不完备伪距(RangFit)解算方程，利用多普勒解算获得的初始时间和概略坐标作为RangFit解算310的输入条件，并利用卫星稳定跟踪后的码相位观测值即1ms以下的测量值计算卫星的伪距309，结合有效的卫星星历307，即可解算出准确的定位结果和卫星发射时间系统偏差。在获取了准确的定位结果和发射时间后，后续的定位解算即可用常规的方法，例如最小二乘、kalman滤波等，该方法仅仅在开机时计算一次。

本发明实施例快速定位方法描述的是GPS系统，但是应当理解，这些方法同样适用于类型的全球卫星导航定位系统，例如俄罗斯的GLONASS、欧盟的GALILEO和中国的北斗导航系统等，而且适用于其它类似的定位系统中。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)从接收机的存储设备中获取接收机的初始时间和卫星星历；

2)进行卫星的捕获和跟踪从而获取卫星的实测多普勒观测值，并进行码相位时间计数器的累积得到码相位的值；

3)利用获取的接收机的初始时间、卫星星历和n颗卫星的实测多普勒观测值组建多普勒解算方程，并对该多普勒解算方程进行解算得到卫星发射时间和接收机的位置估算值与初始值的差值；利用通过多普勒解算获得的差值和接收机的初始时间以及卫星星历计算出卫星发射时间和接收机位置的估算值；

4)将步骤3)中解算得到的卫星发射时间和接收机位置的估算值作为不完备伪距解算方程的输入条件，组建不完备伪距解算方程，解算得到卫星发射时间和接收机的位置的准确值与步骤3)得出的估算值的差值，利用通过不完备伪距解算获得的差值和卫星发射时间以及接收机位置的估算值，从而可求出卫星发射时间和接收机位置的准确值；

其中，所述步骤3)中n颗卫星联合多普勒解算方程为：

${\mathrm{\ρ}}^{\′}-{\widehat{\mathrm{\ρ}}}^{\′}={(H\·\mathrm{\ΔX})}^{\′}=H\·\mathrm{\Δ}{X}^{\′}+H^{\′}\·\mathrm{\ΔX}$    （式１）

其中：ρ′为实测多普勒值，

为多普勒估计值； $H=\left[\begin{array}{ccc}{e}^1& v^1\·e^1& 1\\ e^2& v^2\·e^2& 1\\ e^3& v^3\·e^3& 1\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ e^n& v^n\·e^n& 1\end{array}\right]$ 为余弦阵；vⁱ为卫星速度；eⁱ为卫星到接收机的视距余弦;ΔX＝[δx  δy  δz  δT_s  δb]^T为状态向量，表示估算值与初始值的差值；

则 $H\·{\mathrm{\ΔX}}^{\′}=H\·{\left[\begin{array}{ccccc}{\mathrm{\δx}}^{\′}& {\mathrm{\δy}}^{\′}& {\mathrm{\δz}}^{\′}& {\mathrm{\δT}}_s^{\′}& {\mathrm{\δb}}^{\′}\end{array}\right]}^T;$

$H^{\′}\·\mathrm{\ΔX}=\left[\begin{array}{ccc}{\∂e}^1/\∂t& {\∂v}^1/\∂t\·e^1+v^1\·{\∂e}^1/\∂t& 0\\ {\∂e}^2/\∂t& {\∂t}^2/\∂t\·e^2+v^2\·{\∂e}^2/\∂t& 0\\ {\∂e}^3/\∂t& {\∂t}^3/\∂t\·e^3+v^3\·{\∂e}^3/\∂t& 0\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ {\∂n}^n/\∂t& {\∂v}^n/\∂t\·e^n+v^n\·{\∂e}^n/\∂t& 0\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{c}\mathrm{\δx}\\ \mathrm{\δy}\\ \mathrm{\δz}\\ {\mathrm{\δT}}_s\\ \mathrm{\δb}\end{array}\right],$

令 $u^i={\∂e}^i/\∂t,a^i={\∂v}^i/\∂t$ 为卫星加速度；

令δx′＝0、δy′＝0、δz′＝0、

则多普勒解算方程（式1）改写如下：

$d=\left[\begin{array}{ccc}{u}^1& a^1\·e^1+v^1\·u^1& 1\\ u^2& a^2\·e^2+v^2\·u^2& 1\\ u^3& a^3\·e^3+v^3\·u^3& 1\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ u^n& a^n\·e^n+v^n\·u^n& 1\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{c}\mathrm{\δx}\\ \mathrm{\δy}\\ \mathrm{\δz}\\ {\mathrm{\δT}}_s\\ {\mathrm{\δb}}^{\′}\end{array}\right],$

令 $M=\left[\begin{array}{ccc}{u}^1& a^1\·e^1+v^1\·u^1& 1\\ u^2& a^2\·e^2+v^2\·u^2& 1\\ u^3& a^3\·e^3+v^3\·u^3& 1\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ u^n& a^n\·e^n+v^n\·u^n& 1\end{array}\right],$ y＝[δx δy δz δT_s δb′]^T，

则利用最小二乘求解y＝(Μ^T·Μ)^-1·(Μ^T·d)，求得卫星发射时间和接收机位置估算值与初始值的差值，从而计算出位置坐标和卫星发射时间的估算值；

其中，所述快速定位方法是利用码相位的值进行定位解算，所述步骤4)中不完备伪距解算方程为：

第i号卫星不完备伪距表示如下：

$l^i={\mathrm{frac}}_{\mathrm{\Λ}}({\mathrm{\ΛN}}^i+{\mathrm{\φ}}^i+b_0-||s^i\left(t_0\right)-r_0||+\mathrm{\ϵ})$

式中： $\mathrm{fra}{c}_{\mathrm{\Λ}}\left(x\right)=x-\mathrm{round}\left(\frac{x}{\mathrm{\Λ}}\right);$

Λ＝1ms×光速≈300km；

ΛNⁱ+φⁱ为第i号卫星的信号发射时间；Nⁱ为1ms以上的计数值；φⁱ为ms以下的码相位值；(t₀,r₀,b₀)为步骤3计算的卫星发射时间估算值、接收机位置估算值和设定的钟差初始估计值,其中r₀＝(x₀,y₀,z₀)；ε为误差之和，所述误差包括对流层、电离层。

2.根据权利要求1所述的应用于全球卫星定位与导航系统中的快速定位方法，其特征在于，

在同时观测n颗卫星，卫星发射时间误差δT_s时，用于不完备伪距定位的线性化表达式如下：

L＝H·ΔX

其中：

$L=\left[\begin{array}{c}{l}^1\\ l^2\\ l^3\\ \·\\ \·\\ \·\\ e^n\end{array}\right],$ $H=\left[\begin{array}{ccc}{e}^1& v^1\·e^1& 1\\ e^2& v^2\·e^2& 1\\ e^3& v^3\·e^2& 1\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ e^n& v^n\·e^n& 1\end{array}\right]$ 为余弦阵；vⁱ为卫星速度；eⁱ为卫星到接收机的视距余弦；

ΔX＝[δx δy δz δT_s δb]^T为状态向量，表示准确值与估算值的差值，其中(δx δy δz)为位置误差，δT_s为时间误差，δb为钟差；

则：

ΔX＝(H^T·H)^-1·(H^T·L)，得到卫星发射时间和接收机的位置的准确值与步骤3)得出的估算值的差值，从而可求出卫星发射时间和接收机位置的准确值。

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