CN102736091A - 星球表面广域探测的卫星导航方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种星球表面广域探测的卫星导航方法，包括如下步骤：（1）采用一组导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队，所述一组导航卫星至少包括一主导航卫星，两颗辅导航卫星；（2）获得所有所述导航卫星的空间位置；（3）通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同步；（4）所有所述导航卫星向终端用户下发时间信号信息和星历数据信息；（5）终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息，利用时差测量和曲线交会解算所述终端用户位置，实现所述终端用户的导航定位。本发明所述方法可实现需要导航的终端用户所在参考星的星球表面全覆盖的卫星导航，且系统规模小，经济性好、建设成本低。

Description

星球表面广域探测的卫星导航方法及系统

技术领域

本发明涉及航天技术中卫星导航技术领域，尤其涉及一种星球表面广域探测的卫星导航方法及系统。

背景技术

随着深空探测的深入，对某些重要星球需要登录探测，开展长期驻留研究，甚至建立长期基地。届时，对在星球表面大范围开展研究的探测器或其他探测单元，非常有必要知道其所处的位置，即对该星球表面用户导航定位。并且此类探测任务对导航定位的需求略有不同，其对实时性和精度要求并不是很高，更关注的使用需求一是覆盖范围广，即使离开基地很远也可以定位；二是在迷途的情况下能有效给出位置，哪怕是一天一次定位也可以保证安全返回或到达集结点的正确方向。

目前，建立在地球表面的测控站（深空探测网）由于距离该星球可能很远或信号遮挡（如月球背面）而难以发挥有效作用；探测器携带的惯性导航系统和图像匹配系统支持的导航距离非常有限。建立该星球的导航系统才是有效的解决途径，目前在月球和火星等表面尚未建立导航系统，直接移植地球上目前流行的导航系统并不适宜。

现有的导航技术有地面时差测量导航和天基卫星导航两种方式。

地面的导航主要是针对局部小区域建立三个以上的基准点（基站），利用导航终端用户测量到达各个基站的时间差解算自身方位。利用到达时差（TDOA，Time Difference Of Arrival）进行导航的定位系统开始于20世纪60年代的罗兰(LORAN)系统，至今已发展到第四代，目前罗兰-C的应用最为广泛：俄罗斯的“MC5-90”系统采用三站时差定位并广泛应用于防空体系，乌克兰的“卡拉秋塔”系统、捷克的“塔玛拉”系统、以色列“EL/L-8388”系统都是时差定位系统。常见的手机基站定位服务，基本属于时差定位方式。但地面导航定位方式依赖于基站，对新探测的星球，在该星球上建立地基无线信号区域差分导航可以解决局部区域的定位问题，但对于该星球的全球大范围探索，若想实现大范围的信号覆盖，需要建立全球覆盖的不计其数的基站，在经济上是不可行的。

另一类天基卫星导航定位是将基准点从地面搬到了天上，利用在轨运行的数十颗卫星构成星座，每颗基准卫星播发导航信号，为地面提供导航基准。目前运行的成熟卫星导航系统有美国的GPS、中国的北斗、俄罗斯的GLONASS和欧盟的伽利略系统。采用目前世界上流行的全球卫星星座导航，可以实现全球覆盖，但系统造价昂贵、建设周期长，需要地面多个测站、控制站，且由于导航几何因子约束，还需要在轨多达几十颗的高级卫星的支持，在星球探测初期是不经济的。

因此，对于日益蓬勃发展的深空探测任务，一个简单可靠、成本低廉，精度需求不高但是可以覆盖全球的简易卫星导航系统将对新兴星球探测阶段的探测活动提供重要的支持。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，提供一种覆盖全球的简易卫星导航系统,解决该问题若采用现有技术实现大范围的信号覆盖，需要建立全球覆盖的不计其数的基站或者需要地面多个测站、控制站，以及在轨多达几十颗的高级卫星的支持，系统造价昂贵、建设周期长在经济上是不可行的问题。

为了解决上述问题，本发明提供了一种星球表面广域探测的卫星导航方法，包括如下步骤：（1）采用一组导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队，所述一组导航卫星至少包括一主导航卫星，两颗辅导航卫星；（2）获得所有所述导航卫星的空间位置；（3）通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同步；（4）所有所述导航卫星向终端用户下发时间信号信息和星历数据信息；（5）终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息，利用时差测量和曲线交会解算所述终端用户位置，实现所述终端用户的导航定位。

步骤（1）进一步包括：所有所述导航卫星通过轨道参数的控制实现星间距相等且稳定的旋转空间圆编队，所述空间圆编队内的导航卫星的绕飞轨迹平面与终端用户所在星球的水平面的夹角为30°或150°。

步骤（2）进一步包括：采用天文导航方法实现所有所述导航卫星的自主定轨，进而获得所有所述导航卫星的空间位置。

步骤（5）进一步包括：（51）当所述终端用户处于所有所述导航卫星信号覆盖区时，接收所有所述导航卫星的时间信号信息，得到不同导航卫星的时间信号信息到达所述终端用户的时间差，进而得到终端用户到不同导航卫星的距离差；（52）结合终端用户到不同导航卫星的距离差以及各导航卫星的星历数据信息，确定一以其中一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第一双曲面，以及以另一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第二双曲面；（53）根据所述第一、第二双曲面相交的一条曲线与终端用户所在星球的地表模型解算终端用户位置，实现终端用户的导航定位。

进一步，采用导航伪解剔除方法解算终端用户位置。

为了解决上述问题，本发明还提供了一种星球表面广域探测的卫星导航系统，包括一组导航卫星、空间位置获取装置、时间同步装置、信息传输装置以及位置解算装置；所述一组导航卫星至少包括一主导航卫星，两颗辅导航卫星，所述所有导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队；所述空间位置获取装置用于获得所述所有导航卫星的空间位置；所述时间同步装置通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同步；所述信息传输装置用于传输所有所述导航卫星向终端用户所在星球表面下发的时间信号信息和星历数据信息；所述位置解算装置用于在所述终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息后，利用时差测量和曲线交会解算终端用户的位置，实现终端用户导航定位。

进一步，所有所述导航卫星通过轨道参数的控制实现星间距相等且稳定的旋转空间圆编队，所述空间圆编队内的导航卫星的绕飞轨迹平面与终端用户所在星球的水平面的夹角为30°或150°。

进一步，所述空间位置获取装置采用天文导航方法实现所有所述导航卫星的自主定轨，进而获得所有所述导航卫星的空间位置。

所述位置解算装置进一步包括一信息接收模块、一双曲面确定模块以及一解算模块；所述信息接收模块用于当所述终端用户处于所有所述导航卫星信号覆盖区时，接收所有所述导航卫星的时间信号信息以及各导航卫星的星历数据信息，得到不同导航卫星的时间信号信息到达所述终端用户的时间差，进而得到终端用户到不同导航卫星的距离差；所述双曲面确定模块用于结合所述各导航卫星的星历数据信息以及终端用户到不同导航卫星的距离差，确定以其中一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第一双曲面，以及以另一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第二双曲面；所述解算模块用于根据所述第一、第二双曲面相交的一条曲线与终端用户所在星球的地表模型，采用导航伪解剔除方法解算终端用户位置，实现终端用户的导航定位。

本发明的优点在于：

（1）可实现参考星的星球表面全覆盖的卫星导航，相比地面基站定位大大提高了覆盖范围；

（2）采用三星编队相比GPS等全球定位系统规模小，系统简单，对新探测的星球来说容易实现，经济性好；

（3）各个导航卫星不需搭载昂贵的原子时钟，只要星间保持高精度时间同步即可，系统建设成本低；

（4）采用空间圆编队构型，导航卫星的星间距离保持精度高，有效避免三星共线无法定位的情况；

（5）导航定位解算可以给出精确的代数解，有效解决了定位模糊的问题。

附图说明

图1，本发明所述星球表面广域探测的卫星导航方法的流程图；

图2，本发明所述空间圆编队导航卫星工作原理模型图；

图3，本发明所述空间圆编队导航卫星架构图；

图4，编队卫星之间的距离与定位误差的关系图；

图5，时钟误差与定位误差的关系图；

图6，天文导航原理一实施方式的架构图；

图7，定位精度仿真结果示意图；

图8，本发明所述星球表面广域探测的卫星导航系统的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的星球表面广域探测的卫星导航方法及系统的具体实施方式做详细说明。

本发明充分结合地面时差测量定位原理和卫星全球覆盖的特点，以一组导航卫星（例如3颗导航卫星）建立空间圆卫星编队，当卫星编队飞临地面导航终端用户上空时，终端用户利用时差测量和曲线交会解算的办法实现导航定位。

参考附图1，本发明所述星球表面广域探测的卫星导航方法的流程图，包括如下步骤。

S11：采用一组导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队，所述一组导航卫星至少包括一主导航卫星，两颗辅导航卫星。

本实施方式以3颗导航卫星为例来进行说明，3颗卫星在空间上通过轨道参数的控制可以实现三星间距相等且稳定的等边三角形旋转圆的空间圆卫星编队。利用此稳定卫星编队构型可以实现空间稳定的导航几何因子。空间圆卫星编队的导航卫星绕飞轨迹平面与终端用户所在星球的水平面的夹角为30°或150°。此卫星编队构型有较好的星间基线精确保持，可以用做三星编队时差定位的编队构型。

S12：获得所有所述导航卫星的空间位置。

可以通过地面测站测定轨或自主定轨的方法获得每颗导航卫星的空间位置。例如采用天文导航方法实现所有所述导航卫星的自主定轨，进而获得所有所述导航卫星的空间位置。

S13：通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同步。

通过星间链路方法保证3颗导航卫星间的时间同步，导航卫星间的时间同步是保证双曲线时差测量定位的基础。

S14：所有所述导航卫星向终端用户下发时间信号信息和星历数据信息。

其中，步骤S12-S14为导航方法的空间部分工作过程，步骤S15为地面导航应用部分的导航工作过程。

S15：终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息，利用时差测量和曲线交会解算所述终端用户位置，实现所述终端用户的导航定位。

本发明提出了双曲线时差测量方法导航，利用终端用户测量导航信息到达自身的时间差即知终端用户到3颗已知基准卫星（即导航卫星）的距离差，并结合高精度星球模型可以解算出两个旋转双曲面与星球表面的交线，交线相交点即为定位点。星球的高精度模型，比如月球模型，火星模型等，可以从相关研究机构得到高精度的模型；如果定位精度要求不高，也可采用一般精度的星球模型。

具体包括以下步骤：S151：当所述终端用户处于所有所述导航卫星信号覆盖区时，接收所有所述导航卫星的时间信号信息，得到不同导航卫星的时间信号信息到达所述终端用户的时间差，进而得到不同导航卫星到终端用户的距离差；S152：结合终端用户到不同导航卫星的距离差以及各导航卫星的星历数据信息，确定一以其中一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第一双曲面，以及以另一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第二双曲面；S153：根据所述第一、第二双曲面相交的一条曲线与终端用户所在星球的地表模型解算终端用户位置，实现终端用户的导航定位。其中，可以采用导航伪解剔除方法解算终端用户位置，使得终端用户的定位不存在模糊。

参考附图2，本发明所述空间圆编队导航卫星工作原理模型图，包括卫星编队系统构成的空间部分和终端用户的地面导航应用部分组成，为被动接收式导航系统。

对于空间部分工作过程如下，3颗卫星构成编队，包括一颗主导航卫星（以下简称主星，例如图中所示卫星A），两颗辅导航卫星（以下简称辅星，例如图中所示卫星B、卫星C）；首先通过地面测站测定轨或自主定轨的方法获得每颗导航卫星的空间位置，主星空间位置为(x₀,y₀,z₀)，辅星为(x_i,y_i,z_i)，其中i＝1,2；其次通过星间链路锁相通信确保导航卫星间的高精度时间同步；然后卫星编队系统向地面下发时间信号信息和星历数据信息。

对于终端用户的地面导航应用部分，导航工作过程为：当终端用户处于卫星编队系统信号覆盖区时，终端用户接收3颗导航卫星的时间信号信息，确定3颗导航卫星的时间信号信息到终端用户自身的时间差t_i(i＝0,1,2)，即可得出终端用户到3颗导航卫星的距离差Δr，结合3颗导航卫星的星历数据即可确定一以其中一颗辅星与主星为焦点的第一双曲面(如图2所示l1)，以及以另一颗辅星与主星为焦点的第二双曲面(如图2所示l2)；根据两个双曲面相交的一条曲线与星球地表模型即可解算用户位置T(x,y,z)。

假设通过天文观测手段得出终端用户所在星球（以下简称参考星）为一半径为R的球型，为方便解算，把参考星视为一颗位置在参考星中心点（x₃，y₃，z₃）的卫星，则参考星到用户距离为R，参考星的时间信号信息到终端用户自身的时间差t₃＝R/c(其中c为光速)。建立坐标系，原点设在参考星中心，则参考星的位置为(x₃＝0,y₃＝0,z₃＝0)，则方位解算方程可写为：

$\left\{\begin{array}{c}{r}_0^2={(x-x_0)}^2+{(y-y_0)}^2+{(z-z_0)}^2\\ r_i^2={(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2+{(z-z_i)}^2\\ \mathrm{\Δ}{r}_i=r_i-r_0=c\·(t_i-t_0)\end{array}\right.---\left(1\right)$

其中，i=1，2，3（i=1，2相对应两个辅星，i=3，对应参考星）。

对（1）式整理化简：

$r_i^2-r_0^2=(r_i-r_0)(r_i+r_0)=\mathrm{\Δ}{r}_i(r_i+r_0)=\mathrm{\Δ}{r}_i(r_i-r_0+2r_0)$

$=\mathrm{\Δ}{r}_i(\mathrm{\Δ}{r}_i+2r_0)=\mathrm{\Δ}{r}_i^2+2r_0\mathrm{\Δ}{r}_i$

$r_i^2-r_0^2={(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2+{(z-z_i)}^2-{(x-x_0)}^2-{(y-y_0)}^2-{\left(z{-z}_0\right)}^2$

$=(2x-x_i-x_0)(x_0-x_i)+(2y-y_i-y_0)(y_0-y_i)+(2z-z_i-z_0)(z_0-z_i)$

$=2x(x_0-x_i)-(x_0^2-x_i^2)+2y(y_0-y_i)-(y_0^2-y_i^2)+2z(z_0-z_i)-(z_0^2-z_i^2)$

$=2[(x_0-x_i)x+(y_0-y_i)y+(z_0-z_i)z]-[(x_0^2+y_0^2+z_0^2)-(x_i^2+y_i^2+z_i^2)]$

$2[(x_0-x_i)x+(y_0-y_i)y+(z_0-z_i)z]-[(x_0^2+y_0^2+z_0^2)-(x_i^2+y_i^2+z_i^2)]=\mathrm{\Δ}{r}_i^2+2r_0\mathrm{\Δ}{r}_i$

$[(x_0-x_i)x+(y_0-y_i)y+(z_0-z_i)z]=\frac{1}{2}[\mathrm{\Δ}{r}_i^2+(x_0^2+y_0^2+z_0^2)-(x_i^2+y_i^2+z_i^2)]+r_0\mathrm{\Δ}{r}_i$

写成：(x₀-x_i)x+(y₀-y_i)y+(z₀-z_i)z＝k_i+r₀Δr_i    （2）

其中：

$k_i=\frac{1}{2}[\mathrm{\Δ}{r}_i^2+(x_0^2+y_0^2+z_0^2)-(x_i^2+y_i^2+z_i^2)]---\left(3\right)$

可写成：AX＝F，其中

$A=\left[\begin{array}{ccc}{x}_0-x_1& y_0-y_1& z_0-z_1\\ x_0-x_2& y_0-y_2& z_0-z_2\\ x_0-x_3& y_0-y_3& z_0-z_3\end{array}\right]---\left(4\right)$

$X=\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]---\left(5\right)$

$F=\left[\begin{array}{c}{k}_1+r_0\·\mathrm{\Δ}{r}_1\\ k_2+r_0\·\mathrm{\Δ}{r}_2\\ k_3+r_0\·\mathrm{\Δ}{r}_3\end{array}\right]---\left(6\right)$

用最小二乘法解方程可以得到：

$\hat{X}={\left(A^{T}A\right)}^{-1}{A}^{T}F---\left(7\right)$

令：

${\left(A^{T}A\right)}^{-1}=\left[\begin{array}{ccc}{a}_{11}& a_{12}& a_{13}\\ a_{21}& a_{22}& a_{23}\\ a_{31}& a_{32}& a_{33}\end{array}\right]={\left[a_{\mathrm{ij}}\right]}_{3\×3}---\left(8\right)$

得：

$\left\{\begin{array}{c}\hat{x}=m_1+n_1\·r_0\\ \hat{y}=m_2+n_2\·r_0\\ \hat{z}=m_3+n_3\·r_0\end{array}\right.---\left(9\right)$

其中：

$\left\{\begin{array}{c}{m}_i=\underset{j=1}{\overset{3}{\mathrm{\Σ}}}{a}_{\mathrm{ij}}\·k_j\\ n_i=\underset{j=1}{\overset{3}{\mathrm{\Σ}}}{a}_{\mathrm{ij}}\·\mathrm{\Δ}{r}_j\end{array}\right.,i=\mathrm{1,2,3}---\left(10\right)$

将上式代入（1）式中的r₀的表达式，得

${\mathrm{ar}}_0^2+2b\·r_0+c=0---\left(11\right)$

式中：

$\left\{\begin{array}{c}a=\underset{i=1}{\overset{3}{\mathrm{\Σ}}}{n}_i^2-1\\ b=(m_1-x_0)n_1+(m_2-y_0)n_2+(m_3-z_0)n_3\\ c={(m_1-x_0)}^2+{(m_2-y_0)}^2+{(m_3-z_0)}^2\\ \end{array}\right.---\left(12\right)$

解方程得：

$r_0=\frac{-b\±\sqrt{b^2-\mathrm{ac}}}{a}---\left(13\right)$

除了终端用户接收机性能以外，影响导航性能的因素还包括：卫星编队构型、时间同步精度、卫星自主定轨方法和伪解的剔除方法等关键技术。

卫星编队构型设计

卫星在轨道的编队方式不是随意的，而是受到轨道动力学决定的。在轨可以形成的稳定卫星典型编队构型主要包括：跟飞构型、共面绕飞构型、侧摆构型、空间圆构型和星下点圆构型。其中空间圆构型为相对运动轨迹为中心在参考星上的空间圆，环绕星和参考星之间的距离保持不变。参考附图3，本发明所述空间圆编队导航卫星架构图，空间圆构型的卫星编队绕飞轨迹平面与参考星轨道坐标系（X轴为径向，Y轴沿飞行方向，Z轴与X、Y成右手螺旋关系，并指向轨道面负法向）的XZ平面垂直，与YZ平面的夹角为30°或150°。此编队构型有较好的星间基线精确保持，可以用做三星编队时差定位的编队构型。

编队卫星的星间距离越大，时差的分辨率越高，定位精度也越高。参考附图4，编队卫星之间的距离与定位误差的关系图；由图4可以看出，编队卫星之间的距离越大，定位精度越高，但编队卫星的星间距离越大，共同覆盖区域越小，有效定位范围越小，所以编队卫星需要根据任务需求来选择合理的星间距离。

星间时间同步要求

由于编队卫星间相互时间同步，时差测量方法是用同一台地面接收机收到不同卫星同一时刻所发出的信号的时间的差值，这样做可以抵消用户接收机的本身的系统误差，有效提高时差测量精度，也降低了对星上绝对时间精度的要求。

时差定位是以精密测时为基础的，卫星的位置随时间变化，卫星间的时间同步精度，即时钟误差直接影响定位精度。参考附图5，时钟误差与定位误差的关系图。从图5可以看出，定位误差随着时钟误差的增大而增大，200ns的时钟误差可以引起1.5km的定位误差。通过星间链路定时校对，使三颗导航卫星时间保持同步，其同步精度可达纳秒级，对应的定位误差在10米级。

卫星自主定轨方法

本文提出的导航系统为简易导航系统，对导航卫星本身的精度要求并不高，因此可采用简单易行的天文导航方法。

天文导航通过在航天器上对选做基准的天体进行角度测量，据此确定航天器的位置和速度。由于轨道为三维坐标，必须测量3个角度才能确定。这3个角度将构成一个三角架形的定位点，其中两足(两颗行星或一颗行星和太阳)之间的距离是已知的，因而可以作为测量基线。

参考附图6，天文导航原理一实施方式的架构图。选择日心坐标系，以太阳为原点，在航天器上测量两颗恒星的半锥角，从而确定两个圆锥体。两圆锥有两条交线，其中一条即为航天器所处位置与太阳的连线，另一条为伪解，无物理意义。由于基线长度已知（如图6中所示地心到日心的距离），若在航天器上测量出第三个角度α，然后根据基线长度和角α就可以算出航天器到太阳的距离或航天器到地心的距离，这样也就完全确定了航天器在空间的位置。

天文导航系统通常由星跟踪器、稳定平台、计算机和标准时钟等组成。天文导航精度高，自主能力强，不依赖地面，不受时间和距离的限制，对星际飞行来说又不受大气的影响。目前行星际飞行采用天文导航的精度在几百米量级。根据天文导航原理而研制的空间六分仪可成为航天器空间导航的专用仪器。

导航伪解剔除方法

在方位解算方程(1)中，当Δ＝b²-ac＞0时，有两个解，均为正值时，则存在定位模糊，此时借助星球模型，因为目标在星球表面上，所以目标点的模为星球半径的为正确解；当两个解为一正一负时，则取正值即可；当Δ＝b²-ac＝0时，只有一个解，不存在定位模糊。因此通过采用导航伪解剔除方法解算终端用户位置，使得终端用户的定位不存在模糊。

发明技术效果说明

利用轨道分析仿真软件STK生成仿真数据，采用上述时差测量定位原理，做了仿真。选择空间圆编队的初始轨道参数如表1。

	a(km)	e	i(°)	Ω(°)	ω(°)	M(°)
							主星	6822.708	0.001335	42.017	359.786	218.340	13.042
辅星1	6822.718	0.000714	41.954	359.840	195.739	35.604
							辅星2	6822.698	0.001126	41.975	359.785	201.106	30.325

表1仿真轨道根数

选择两个目标点位置如表2所示：

坐标轴	仿真点A(km)	仿真点B(km)
			X	-2178	-1562
Y	4389	6182
			Z	4070	136

表2仿真目标点位置

不考虑参考星的模型误差，编队卫星的位置误差（单位km）模型为高斯白噪声N(0，0.2²)，时间同步误差模型为高斯白噪声N(0，2e-8²)，地面站仰角约束为15°，仿真数据取仿真点对编队卫星的一次可见弧段，取定位点上方100s的数据。参考附图7，定位精度仿真结果示意图，根据仿真结果示意图可知，地面定位精度可达到1.46km。

本发明在参考星模型为球形的假设下，提出以3颗导航卫星编队组成的基于时差测量定位的简易导航系统，可以为新开发探测的星球（如月球、火星等）的地表用户提供导航定位服务，有力地扩展探测范围，为人类深空探测活动安全顺利的进行提供技术支持。对星球表面探测活动提供导航定位服务，特别是对大范围远距离的探测、对正确行进方向确认等任务提供重要的支持，可以极大促进月球或火星等深空探测任务的快速发展。对于星球探测来说，在惯导系统和图像匹配系统均失效的情况下，利用本发明的导航方法也可以实现返回基地或到达基本集结点的任务要求，对安全救生、深入探测均有重大支持。

本发明相比地面基站导航覆盖范围的限制，本发明采用了卫星导航，利用卫星轨道运动和星球的自转，很容易设计全球信号覆盖的卫星轨道，实现对参考星的星球表面的全覆盖；采用三星编队相比GPS等全球定位系统规模小，系统简单，对新探测的星球来说容易实现，经济性好，并且基于时差测量的导航系统中的各个导航卫星不需搭载昂贵的原子时钟，只要星间保持高精度时间同步即可（即整个系统的时钟允许整体漂移），系统建设成本低；采用空间圆编队构型，导航卫星的星间距离保持精度高，有效避免三星共线无法定位的情况；导航定位解算可以给出精确的代数解，适用于终端用户的数据计算，有效解决了定位模糊的问题。

参考附图8，本发明所述星球表面广域探测的卫星导航系统的结构示意图，包括一组导航卫星M11、空间位置获取装置M12、时间同步装置M13、信息传输装置M14以及位置解算装置M15；其中，导航卫星M11、空间位置获取装置M12、时间同步装置M13、信息传输装置M14构成卫星导航空间工作部分，位置解算装置M15为地面导航应用部分。

所述一组导航卫星M11至少包括一主导航卫星M111，两颗辅导航卫星M112，所述所有导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队。本实施方式以3颗导航卫星为例来进行说明，3颗卫星在空间上通过轨道参数的控制可以实现三星间距相等且稳定的等边三角形旋转圆的空间圆卫星编队。空间圆卫星编队的导航卫星绕飞轨迹平面与终端用户所在星球的水平面的夹角为30°或150°。此卫星编队构型有较好的星间基线精确保持，可以用做三星编队时差定位的编队构型。

所述空间位置获取装置M12用于获得所述所有导航卫星的空间位置；可以通过地面测站测定轨或自主定轨的方法获得每颗导航卫星的空间位置，例如采用天文导航方法实现所有所述导航卫星的自主定轨，进而获得所有所述导航卫星的空间位置。

所述时间同步装置M13通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同步，导航卫星间的时间同步是保证双曲线时差测量定位的基础。

所述信息传输装置M14用于传输所有所述导航卫星向终端用户所在星球表面下发的时间信号信息和星历数据信息。

所述位置解算装置M15用于在所述终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息后，利用时差测量和曲线交会解算终端用户的位置，实现终端用户导航定位。

本发明提出了双曲线时差测量方法导航，利用终端用户测量导航信息到达自身的时间差即知终端用户到3颗导航卫星的距离差，并结合高精度星球模型可以解算出两个旋转双曲面与星球表面的交线，交线相交点即为定位点。

所述位置解算装置M15进一步包括一信息接收模块M151、一双曲面确定模块M152以及一解算模块M153。所述信息接收模块M151用于当所述终端用户处于所有所述导航卫星信号覆盖区时，接收所有所述导航卫星的时间信号信息以及各导航卫星的星历数据信息，从而得到不同导航卫星的时间信号信息到达所述终端用户的时间差，进而得到终端用户到不同导航卫星的距离差。所述双曲面确定模块M152用于结合所述各导航卫星的星历数据信息以及终端用户到不同导航卫星的距离差，确定以其中一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第一双曲面，以及以另一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第二双曲面。所述解算模块M153用于根据所述第一、第二双曲面相交的一条曲线与终端用户所在星球的地表模型，采用导航伪解剔除方法解算终端用户位置，实现终端用户的导航定位。

本发明所述星球表面广域探测的卫星导航系统的卫星编队构型、时间同步精度、卫星自主定轨和伪解的剔除等关键技术与本发明所述星球表面广域探测的卫星导航方法的设置原理相同，此处不再一一赘述。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种星球表面广域探测的卫星导航方法，其特征在于，包括如下步骤：

（1）采用一组导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队，所述一组导航卫星至少包括一主导航卫星，两颗辅导航卫星；

（2）获得所有所述导航卫星的空间位置；

（3）通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同步；

（4）所有所述导航卫星向终端用户下发时间信号信息和星历数据信息；

（5）终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息，利用时差测量和曲线交会解算所述终端用户位置，实现所述终端用户的导航定位。

2.根据权利要求1所述星球表面广域探测的卫星导航方法，其特征在于，步骤（1）进一步包括：所有所述导航卫星通过轨道参数的控制实现星间距相等且稳定的旋转空间圆编队，所述空间圆编队内的导航卫星的绕飞轨迹平面与终端用户所在星球的水平面的夹角为30°或150°。

3.根据权利要求1所述星球表面广域探测的卫星导航方法，其特征在于，步骤（2）进一步包括：采用天文导航方法实现所有所述导航卫星的自主定轨，进而获得所有所述导航卫星的空间位置。

4.根据权利要求1所述星球表面广域探测的卫星导航方法，其特征在于，步骤（5）进一步包括：

（51）当所述终端用户处于所有所述导航卫星信号覆盖区时，接收所有所述导航卫星的时间信号信息，得到不同导航卫星的时间信号信息到达所述终端用户的时间差，进而得到终端用户到不同导航卫星的距离差；

（52）结合终端用户到不同导航卫星的距离差以及各导航卫星的星历数据信息，确定一以其中一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第一双曲面，以及以另一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第二双曲面；

（53）根据所述第一、第二双曲面相交的一条曲线与终端用户所在星球的地表模型解算终端用户位置，实现终端用户的导航定位。

5.根据权利要求1或4所述星球表面广域探测的卫星导航方法，其特征在于，采用导航伪解剔除方法解算终端用户位置。

6.一种星球表面广域探测的卫星导航系统，其特征在于，包括一组导航卫星、空间位置获取装置、时间同步装置、信息传输装置以及位置解算装置；

所述一组导航卫星至少包括一主导航卫星，两颗辅导航卫星，所述所有导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队；

所述空间位置获取装置用于获得所述所有导航卫星的空间位置；

所述时间同步装置通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同

步；

所述信息传输装置用于传输所有所述导航卫星向终端用户所在星球表面下发的时间信号信息和星历数据信息；

所述位置解算装置用于在所述终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息后，利用时差测量和曲线交会解算终端用户的位置，实现终端用户导航定位。

7.根据权利要求6所述星球表面广域探测的卫星导航系统，其特征在于，所有所述导航卫星通过轨道参数的控制实现星间距相等且稳定的旋转空间圆编队，所述空间圆编队内的导航卫星的绕飞轨迹平面与终端用户所在星球的水平面的夹角为30°或150°。

8.根据权利要求6所述星球表面广域探测的卫星导航系统，其特征在于，所述空间位置获取装置采用天文导航方法实现所有所述导航卫星的自主定轨，进而获得所有所述导航卫星的空间位置。

9.根据权利要求6所述星球表面广域探测的卫星导航系统，其特征在于，所述位置解算装置进一步包括一信息接收模块、一双曲面确定模块以及一解算模块；

所述信息接收模块用于当所述终端用户处于所有所述导航卫星信号覆盖区时，接收所有所述导航卫星的时间信号信息以及各导航卫星的星历数据信息，得到不同导航卫星的时间信号信息到达所述终端用户的时间差，进而得到终端用户到不同导航卫星的距离差；

所述双曲面确定模块用于结合所述各导航卫星的星历数据信息以及终端用户到不同导航卫星的距离差，确定以其中一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第一双曲面，以及以另一颗辅导航卫星与主导航卫星为焦点的第二双曲面；

所述解算模块用于根据所述第一、第二双曲面相交的一条曲线与终端用户所在星球的地表模型，采用导航伪解剔除方法解算终端用户位置，实现终端用户的导航定位。

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