CN103278836B - 基于两次转发体制的飞行器定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种新的基于两次转发体制的飞行器导航定位方法，该方法借鉴了转发式卫星导航的工作原理，在飞行器上搭载转发器，二次转发由卫星转发下行广播的导航信号，将飞行器定位和测速的解算工作交由地面处理，实现基于两次转发的飞行器导航定位。

Description

基于两次转发体制的飞行器定位方法

技术领域

本发明涉及卫星导航技术领域，尤其涉及一种基于两次转发体制的飞行器定位方法。

背景技术

无人机、飞艇等飞行器在减灾、救灾、探测等领域具有重要的应用价值。目前，主要有四种方法解决飞行器定位问题：

(1)搭载GPS接收机。在飞行器上搭载接收机接收GPS信号，直接进行解算得到飞行器的位置和速度。此方法的收发设备复杂，同时高动态环境下的设备造价昂贵。

(2)倒GPS技术。利用地面布设的多个导航台发射信标，为飞行器提供参考点的参考信息，搭载设备利用同步测距、多普勒测速的原理，确定飞行器的位置与速度，并在地面导航台之间实现时间的精确同步，由于地面导航台位置比导航卫星位置更容易精密测定而且是静止的，有利于降低定位误差，同时也存在只能实现区域性导航定位、仰角受限制等局限性。

(3)搭载GPS信号转发器。飞行器搭载的转发器将GPS星发来的导航信号进行变频、放大再发往地面，由地面站解算得到飞行器的位置和速度信息，既能减轻搭载设备负担，又能降低成本，但此种方法对GPS星的依赖性较高，隐蔽性和抗干扰能力较差。

(4)搭载北斗一代RDSS定位接收机。地面中心站向卫星发送询问信号(出站信号)，经卫星上的转发器向服务区内的用户广播，用户响应其中一颗卫星的询问信号，并同时向卫星发送响应信号(入站信号，包含用户的申请服务内容)，经卫星上的转发器向地面中心站转发，地面中心站接收解调用户发送的信号，对用户进行定位解算。最后在出站信号中将位置信息经过卫星广播给定位接收机。此方法失去了无线电隐蔽性，用户数受信道容量的限制，尽管定位解算在地面中心站完成，定位接收机仍然需要对信号进行解调、调制，且不适用于高动态运动体。

发明内容

(一)要解决的技术问题

鉴于上述技术问题，本发明提供了一种基于两次转发体制的飞行器定位方法，以避免飞行器定位过度依赖GPS卫星，从而存在安全风险。

(二)技术方案

根据本发明的一个方面，提供了一种基于两次转发体制的飞行器定位方法。该飞行器定位方法基于转发式卫星导航定位原理，通过两次转发实现飞行器导航定位，该导航定位系统包括：地面的测定轨站网、导航主控站和导航定位站，四颗卫星分别搭载的星载信号转发器和待定位的飞行器搭载的信号转发器。该方法包括：步骤A，导航主控站生成导航信号，通过四个发射天线分别发射给四颗通信卫星，通信卫星与导航主控站发射天线具有一一对应关系；步骤B，星载信号转发器分别接收并转发下行由导航主控站发射天线上行的卫星导航信号；步骤C，飞行器搭载的信号转发器接收由星载信号转发器转发下行的卫星导航信号，并将该导航信号继续转发下行；步骤D，导航定位站接收由飞行器搭载的信号转发器转发下行的卫星导航信号；步骤E，由该导航主控站发射天线的位置、四颗卫星的位置、卫星导航信号传播时间、四个星载信号转发器的转发时延和线路时延、飞行器搭载信号转发器的转发时延和线路时延获得飞行器的当前位置。

(三)有益效果

从上述技术方案可以看出，本发明基于两次转发体制的飞行器定位方法具有以下有益效果：

(1)飞行器不需要搭载接收机，只需要搭载信号转发器通过两次信号转发即可实现飞行器的定位和测速；

(2)将星载信号转发延伸到用户端的信号转发，在具备转发式卫星导航技术特点的同时，又探索了一条通过连续转发实现定位和测速的新思路。

附图说明

图1A为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中导航定位系统的结构示意图；

图1B为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法的流程图；

图2为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中导航信号传播时间构成的示意图；

图3为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中用于测速的两路导航信号频率移动过程的示意图；

图4A为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中各个速度矢量的关系示意图；

图4B为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中各个位置矢量的关系示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，在附图或说明书描述中，相似或相同的部分都使用相同的图号。附图中未绘示或描述的实现方式，为所属技术领域中普通技术人员所知的形式。另外，虽然本文可提供包含特定值的参数的示范，但应了解，参数无需确切等于相应的值，而是可在可接受的误差容限或设计约束内近似于相应的值。

本发明提出一种新的基于两次转发体制的飞行器导航定位方法，该方法借鉴了转发式卫星导航的工作原理，在飞行器上搭载转发器，二次转发由卫星转发下行广播的导航信号，将飞行器定位和测速的解算工作交由地面处理，实现基于两次转发的飞行器导航定位。

在本发明的一个示例性实施例中，提供了一种飞行器导航定位方法。图1A为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中导航定位系统的结构示意图。请参照图1A，该导航定位系统包括：地面的测定轨站网、导航主控站和导航定位站，四颗通信卫星分别搭载的信号转发器、飞行器搭载的信号转发器。

图1B为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法的流程图。请参照图1B，本实施例飞行器定位方法包括：

步骤A，每个导航主控站发射天线发射两路卫星导航信号，分别发送上行至对应的通信卫星，为了实现四星定位，至少需要4颗卫星，地面发射天线与卫星存在一一对应关系；

步骤B，四个星载信号转发器分别接收并转发下行由导航主控站发射天线发射上行的卫星导航信号；

步骤C，飞行器搭载的信号转发器接收由四个星载信号转发器转发下行的卫星导航信号，并将该卫星导航信号继续转发下行；

步骤D，导航定位站接收由飞行器搭载的信号转发器转发下行的卫星导航信号；

步骤E，由导航主控站发射天线的位置、四颗通信卫星的位置、卫星导航信号传播时间、四个星载信号转发器的转发时延和线路时延、飞行器搭载的信号转发器的转发时延和线路时延获得飞行器的当前位置；

图2为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中卫星导航信号传播时间构成的示意图。请参照图2，总的传播时间由几部分组成

$t_{{\mathrm{\Σ}}_i}={\mathrm{\τ}}_t+t_i^U+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{si}}+t_i^T+{\mathrm{\τ}}_m+t_i^D+{\mathrm{\τ}}_r+{\mathrm{\ϵ}}_i---\left(1\right)$

公式(1)中，τ_t为导航主控站发射天线的线路时延；为从导航主控站发射天线到第i颗通信卫星接收天线的传播时间；τ_si为搭载于第i颗通信星载信号转发器进行信号转发引入的时延；为从第i颗星载信号转发器发射天线到飞行器接收天线的传播时间；τ_m为飞行器搭载的信号转发器进行信号转发引入的时延；为从飞行器搭载的信号转发器发射天线到导航定位站接收天线的传播时间；τ_r为导航定位站接收天线的线路时延；ε_i为各种因素造成的测量误差，其中包括导航定位站接收天线的本地时间可能与系统基准时间存在偏差Δt_r。

根据卫星导航信号中所包含的卫星星历信息可知第i颗通信卫星的位置，又由于地面导航主控站的位置已知，因此，可以精确算出。通信卫星转发引入的时延τ_si可通过实测得到(一般在通信卫星出厂时，信号转发器时延是标定的，该时延值随时间可能会有所变化，可把变化量归入ε_i项中)。同样，飞行器搭载的信号转发器时延τ_m也可通过实测得到；而导航主控站发射天线的线路时延τ_t和导航定位站接收天线的线路时延τ_r可以由仪器测量得到。因此，公式(1)可以改写为：

$t_i^T+t_i^D+{\mathrm{\ϵ}}_i=t_{{\mathrm{\Σ}}_i}-({\mathrm{\τ}}_t+t_i^U+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{si}}+{\mathrm{\τ}}_m+{\mathrm{\τ}}_r)---\left(2\right)$

由式(2)可知，若能得到τ_t、τ_si、τ_m和τ_r的数值，并能测量那么就可得到(含有ε_i误差)，即卫星导航信号从星载信号转发器发射天线到飞行器接收天线的传播时间与从飞行器搭载转发器发射天线到导航定位站接收天线的传播时间之和，将其乘以光速c，即为两段传播距离之和。

设第i颗通信卫星瞬时位置为(x_is，y_is，z_is)，导航定位站接收天线的位置为(x_r，y_r，z_r)，飞行器瞬时位置为(x_m，y_m，z_m)，则有：

$c\·(t_i^T+t_i^D+{\mathrm{\ϵ}}_i)=\sqrt{{(x_{\mathrm{is}}-x_m)}^2+{(y_{\mathrm{is}}-y_m)}^2+{(z_{\mathrm{is}}-z_m)}^2}$

$+\sqrt{{(x_r-x_m)}^2+{(y_r-y_m)}^2+{(z_r-z_m)}^2}---\left(3\right)$

在公式(3)中，第i颗通信卫星位置(x_is，y_is，z_is)和导航定位站接收天线位置(x_r，y_r，z_r)是已知的，只有三个未知量分别为x_m，y_m和z_m。

如果测得四颗通信卫星经飞行器转发至导航定位站接收天线的传播时间，则可从组成的四组球面方程中求解出飞行器的位置。

$c\·(t_1^T+t_1^D+{\mathrm{\Δt}}_r)=\sqrt{{(x_{1s}-x_m)}^2+{(y_{1s}-y_m)}^2+{(z_{1s}-z_m)}^2}$ $+\sqrt{{(x_r-x_m)}^2+{(y_r-y_m)}^2+{(z_r-z_m)}^2}---(4-1)$

$c\·(t_2^T+t_2^D+{\mathrm{\Δt}}_r)=\sqrt{{(x_{2s}-x_m)}^2+{(y_{2s}-y_m)}^2+{(z_{2s}-z_m)}^2}$ $+\sqrt{{(x_r-x_m)}^2+{(y_r-y_m)}^2+{(z_r-z_m)}^2}---(4-2)$

$c\·(t_3^T+t_3^D+{\mathrm{\Δt}}_r)=\sqrt{{(x_{3s}-x_m)}^2+{(y_{3s}-y_m)}^2+{(z_{3s}-z_m)}^2}$ $+\sqrt{{(x_r-x_m)}^2+{(y_r-y_m)}^2+{(z_r-z_m)}^2}---(4-3)$

$c\·(t_4^T+t_4^D+{\mathrm{\Δt}}_r)=\sqrt{{(x_{4s}-x_m)}^2+{(y_{4s}-y_m)}^2+{(z_{4s}-z_m)}^2}$ $+\sqrt{{(x_r-x_m)}^2+{(y_r-y_m)}^2+{(z_r-z_m)}^2}---(4-4)$

通过求解上述四个方程组成的方程组，即可获取测量误差εi，由此得到的飞行器的位置也将更加精确。其中， $c\·(t_1^T+t_1^D+{\mathrm{\Δt}}_r),c\·$ $(t_2^T+t_2^D+{\mathrm{\Δt}}_r),c\·(t_3^T+t_3^D+{\mathrm{\Δt}}_r),(t_4^T+t_4^D+{\mathrm{\Δt}}_r)$ 分别由公式(2)计算获得。

步骤F，利用飞行器位置、导航主控站发射天线的位置、导航定位站的位置，星载信号转发器的本振频率、飞行器搭载的信号转发器的本振频率，及发送至同一颗通信卫星的两路卫星导航信号的频移，采用差频多普勒测速法测量飞行器速度。

在通信卫星和飞行器上的转发器转发卫星导航信号的过程中，因转发器上混频的本振信号稳定度不高、有频漂，使通信卫星和飞行器下行频率的漂移中，不但有飞行器相对于通信卫星运动产生的多普勒频移和导航定位站接收天线相对于飞行器运动产生的多普勒频移，而且叠加了星载信号转发器本振的频漂和飞行器搭载转发器本振的频漂，使测速精度下降，也使测速变得复杂。而信号载波的实时预偏调整会破坏码和载波频率的严格倍数关系，使码和载波的相位发生错位，这将加大载波相位的测量难度。为获得实时准确的电离层时延修正，一般采用双频发射卫星导航信号。

图3为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中用于测速的两路卫星导航信号频率移动过程的示意图。请参照图3，本实施例涉及的频率参数如下：

f₁(t)表示导航主控站发射的上行载波频率1；

f₂(t)表示导航主控站发射的上行载波频率2；

f_sr1(t)表示通信卫星接收到的频率1；

f_sr2(t)表示通信卫星接收到的频率2；

f_sO(t)表示星载信号转发器本振频率；

f_s1(t)表示通信卫星发射的下行载波频率1；

f_s2(t)表示通信卫星发射的下行载波频率2；

f_mr1(t)表示飞行器接收到的频率1；

f_mr2(t)表示飞行器接收到的频率2；

f_MO(t)表示飞行器搭载的信号转发器本振频率；

f_m1(t)表示飞行器发射的下行载波频率1；

f_m2(t)表示飞行器发射的下行载波频率2；

f_r1(t)表示导航定位站接收天线接收到的频率1；

f_r2(t)表示导航定位站接收天线接收到的频率2。

设通信卫星相对于导航主控站的径向速度值为v_s，飞行器相对于通信卫星的径向速度值为v_m，导航定位站接收天线相对于飞行器的径向速度值为v_r。

由图3可知，通信卫星接收的两个上行频率分别为：

$f_{\mathrm{sr}1}\left(t\right)=f_1\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})---\left(6\right)$

$f_{\mathrm{sr}2}\left(t\right)=f_2\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})---\left(7\right)$

通信卫星发射的两个下行频率分别为：

$f_{s1}\left(t\right)=f_{\mathrm{sr}1}\left(t\right)-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)=f_1\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)---\left(8\right)$

$f_{s2}\left(t\right)=f_{\mathrm{sr}2}\left(t\right)-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)=f_2\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)---\left(9\right)$

飞行器接收的两个下行频率分别为：

$f_{\mathrm{mr}1}\left(t\right)=f_{s1}\left(t\right)\·(1-\frac{v_m}{c})$

$=[f_1\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)]\·(1-\frac{v_m}{c})---\left(10\right)$

$f_{\mathrm{mr}2}\left(t\right)=f_{s2}\left(t\right)\·(1-\frac{v_m}{c})$

$=[f_2\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)]\·(1-\frac{v_m}{c})---\left(11\right)$

飞行器发射的两个下行频率分别为：

$f_{m1}\left(t\right)=f_{\mathrm{mr}1}\left(t\right)-f_{\mathrm{MO}}\left(t\right)$

$=[f_1\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)]\·(1-\frac{v_m}{c})-f_{\mathrm{MO}}\left(t\right)---\left(12\right)$

$f_{m2}\left(t\right)=f_{\mathrm{mr}2}\left(t\right)-f_{\mathrm{MO}}\left(t\right)$

$=[f_2\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)]\·(1-\frac{v_m}{c})-f_{\mathrm{MO}}\left(t\right)---\left(13\right)$

导航定位站接收天线接收的两个下行频率分别为：

$f_{r1}\left(t\right)=f_{m1}\left(t\right)\·(1-\frac{v_r}{c})$ $=\left\{\right[f_1\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)]\·(1-\frac{v_m}{c})-f_{\mathrm{MO}}\left(t\right)\}\·(1-\frac{v_r}{c})---\left(14\right)$

$f_{r2}\left(t\right)=f_{m2}\left(t\right)\·(1-\frac{v_r}{c})$ $=\left\{\right[f_2\left(t\right)\·(1-\frac{v_s}{c})-f_{\mathrm{SO}}\left(t\right)]\·(1-\frac{v_m}{c})-f_{\mathrm{MO}}\left(t\right)\}\·(1-\frac{v_r}{c})---\left(15\right)$

导航定位站接收天线接收的两个下行频率的差频为：

$f_{r1}\left(t\right)-f_{r2}\left(t\right)=[f_1\left(t\right)-f_2\left(t\right)]\·(1-\frac{v_s}{c})\·(1-\frac{v_m}{c})\·(1-\frac{v_r}{c})---\left(16\right)$

式中，v_s可由卫星星历查得，未知量为v_m和v_r。

下面推导导航定位站接收天线相对于飞行器的径向速度v_r与飞行器相对于通信卫星的径向速度v_m之间的关系。

通信卫星相对于导航主控站发射天线的径向速度矢量为飞行器相对于通信卫星的径向速度矢量为飞行器相对于导航主控站发射天线的径向速度矢量为导航定位站接收天线相对于飞行器的径向速度矢量为导航定位站接收天线相对于导航主控站发射天线的径向速度矢量为

图4A为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中各个速度矢量的关系示意图。由图4A可知：

$\stackrel{\→}{v_{m0}}=\stackrel{\→}{v_s}+\stackrel{\→}{v_m}---\left(15\right)$

$\stackrel{\→}{v_{r0}}=\stackrel{\→}{v_{m0}}+\stackrel{\→}{v_r}---\left(16\right)$

将式(16)代入式(15)中，得：

$\stackrel{\→}{v_{r0}}=\stackrel{\→}{v_s}+\stackrel{\→}{v_m}+\stackrel{\→}{v_r}---\left(17\right)$

由于导航主控站发射天线位置固定，导航定位站采用固定式接收天线接收飞行器转发下行的卫星导航信号，也就是说，导航主控站发射天线与导航定位站接收天线相对静止，因此：

$\stackrel{\→}{v_{r0}}=\stackrel{\→}{0}---\left(18\right)$

将式(18)代入式(17)中，得到：

$\stackrel{\→}{v_r}=\stackrel{\→}{0}-(\stackrel{\→}{v_s}+\stackrel{\→}{v_m})=-(\stackrel{\→}{v_s}+\stackrel{\→}{v_m})---\left(19\right)$

所以有：

$v_r=\left|\stackrel{\→}{v_r}\right|=|-(\stackrel{\→}{v_s}+\stackrel{\→}{v_m})|=|\stackrel{\→}{v_s}+\stackrel{\→}{v_m}|=\left|\stackrel{\→}{v_{m0}}\right|---\left(20\right)$

利用余弦定理，有：

${\left|\stackrel{\→}{v_{m0}}\right|}^2={\left|\stackrel{\→}{v_s}\right|}^2+{\left|\stackrel{\→}{v_m}\right|}^2-2\·\left|\stackrel{\→}{v_s}\right|\·\left|\stackrel{\→}{v_m}\right|\·\cos M---\left(21\right)$

从而得出：

$v_r=\left|\stackrel{\→}{v_r}\right|=\left|\stackrel{\→}{v_{m0}}\right|=\sqrt{{\left|\stackrel{\→}{v_s}\right|}^2+{\left|\stackrel{\→}{v_m}\right|}^2-2\·\left|\stackrel{\→}{v_s}\right|\·\left|\stackrel{\→}{v_m}\right|\·\cos M}$

$=\sqrt{{v_s}^2+{v_m}^2-2\·v_s\·v_m\·\cos M}---\left(22\right)$

下面根据导航主控站发射天线、通信卫星、飞行器的位置关系，确定M的大小。

导航主控站发射天线的位置为P_l，通信卫星的位置为P_s，飞行器的位置为P_m，导航定位站接收天线的位置为P_r。表示由导航主控站发射天线指向通信卫星的矢量，表示由通信卫星指向飞行器的矢量，表示由导航主控站发射天线指向飞行器的矢量。

图4B为本发明实施例基于两次转发体制的飞行器定位方法中各个位置矢量的关系示意图。如4B所示。根据余弦定理得到式(23)：

$\left|\stackrel{\→}{P_{\mathrm{lm}}}\right|=\sqrt{{\left|\stackrel{\→}{P_{\mathrm{ls}}}\right|}^2+{\left|\stackrel{\→}{P_{\mathrm{sm}}}\right|}^2-2\·\left|\stackrel{\→}{P_{\mathrm{ls}}}\right|\·\left|\stackrel{\→}{P_{\mathrm{sm}}}\right|\·\cos M}---\left(23\right)$

根据式(22)，已知导航主控站发射天线位置、通信卫星瞬时位置和前面解算出的飞行器瞬时位置，可以计算得到M。

M确定后，将式(22)代入式(16)，即可得出飞行器相对于通信卫星的径向速度v_m；由于通信卫星的运动速度已知，从而实现飞行器速度的测量。

至此，已经结合附图对本实施例进行了详细描述。依据以上描述，本领域技术人员应当对本发明基于两次转发体制的飞行器定位方法有了清楚的认识。

此外，上述对各步骤的定义并不仅限于实施方式中提到的各种具体方式，本领域的普通技术人员可对其进行简单地熟知地替换，例如：

(1)除了通信卫星之外，带有信号转发器的其他卫星，如气象卫星、地质勘探卫星也可以用来实施本发明。

综上所述，本发明提供一种基于两次转发体制的飞行器定位方法。该行器定位方法中，测定轨站网采用转发器式通信卫星测轨定轨方法得到通信卫星的星历数据，通过数据传输网络发送到导航主控站。导航主控站把时间信号、轨道参数等导航电文及测距码发射上行，通信卫星上的C波段转发器接收到导航主控站上行的卫星导航信号后进行变频再转发给飞行器，飞行器搭载的转发器接收到卫星转发的卫星导航信号后再一次变频转发给导航定位站，导航定位站根据卫星导航信号传播过程中的时间和频率的变化对飞行器进行定位和测速。由于此方法不依赖于特定的GPS卫星，并且导航电文的频率可以变换，从而，提高了卫星导航信号的隐蔽性和抗干扰性。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于两次转发体制的飞行器定位方法，其特征在于，基于转发式卫星导航定位原理，通过两次转发实现飞行器的导航定位；导航定位系统包括：地面的测定轨站网、导航主控站和导航定位站，四颗卫星分别搭载的星载信号转发器和待定位的飞行器搭载的信号转发器；该方法包括：

步骤A，导航主控站生成导航信号，通过四个发射天线分别发射给四颗通信卫星，通信卫星与导航主控站发射天线具有一一对应关系；

步骤B，星载信号转发器分别接收并转发下行由导航主控站发射天线上行的卫星导航信号；

步骤C，飞行器搭载的信号转发器接收由星载信号转发器转发下行的卫星导航信号，并将该导航信号继续转发下行；

步骤D，导航定位站接收由飞行器搭载的信号转发器转发下行的卫星导航信号；以及

步骤E，由该导航主控站的位置、四颗卫星的位置、卫星导航信号传播时间、四个星载信号转发器的转发时延和线路时延、飞行器搭载信号转发器的转发时延和线路时延获得飞行器的当前位置。

2.根据权利要求1所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述步骤E中通过求解以下方程组获得飞行器的当前位置(x_m，y_m，z_m)：

$\begin{array}{c}c\·(t_i^T+t_i^D+{\mathrm{\ϵ}}_i)=\sqrt{{(x_{is}-x_m)}^2+{(y_{is}-y_m)}^2+{(z_{is}-z_m)}^2}\\ +\sqrt{{\left(x_r-x_m\right)}^2+{\left(y_r-y_m\right)}^2+{\left(z_r-z_m\right)}^2},i=1,2,3,4\end{array}$

其中，c为光速；

（x_is，y_is，z_is)为第i颗卫星的位置；

(x_r，y_r，z_r)为所述导航定位站的位置；

ε_i为测量误差，其中包括导航定位站接收天线的本地时间与系统基准时间存在的偏差Δt_r；

由以下公式确定： $t_i^T+t_i^D=t_{{\Σ}_i}-({\mathrm{\τ}}_t+t_i^U+{\mathrm{\τ}}_{si}+{\mathrm{\τ}}_m+{\mathrm{\τ}}_r),$ 其中，为第i路卫星导航信号的总传播时间，τ_t为导航主控站发射天线的线路时延；为从导航主控站发射天线到第i颗卫星接收天线的传播时间；τ_si为搭载于第i颗星载信号转发器进行信号转发引入的时延；τ_m为飞行器搭载的信号转发器进行信号转发引入的时延；τ_r为导航定位站接收天线的线路时延；为从第i颗星载信号转发器发射天线到飞行器接收天线的传播时间；为从飞行器搭载的信号转发器发射天线到导航定位站接收天线的传播时间。

3.根据权利要求1所述的飞行器定位方法，其特征在于：

所述步骤A还包括：导航主控站的每个发射天线发射用于测速的两路卫星导航信号，该两路卫星导航信号的频率不同，并将该两路卫星导航信号发射上行至所述四颗卫星中的一颗卫星；

所述步骤B还包括：所述星载信号转发器接收并转发下行由导航主控站发射天线上行的两路卫星导航信号；

所述步骤C还包括：飞行器搭载的信号转发器接收由所述星载信号转发器转发下行的卫星导航信号，并将该卫星导航信号继续转发下行；

所述步骤D还包括：导航定位站接收由飞行器搭载的信号转发器转发下行的卫星导航信号；

所述步骤E之后还包括：步骤F，利用飞行器位置、导航主控站发射天线的位置、导航定位站的位置，星载信号转发器的本振频率、飞行器搭载的信号转发器的本振频率，及发送至同一颗卫星的两路导航信号的频移，采用差频多普勒测速法测量飞行器速度。

4.根据权利要求3所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述步骤F通过求解以下方程组获得飞行器相对于卫星的径向速度值υ_m：

$\begin{array}{c}{f}_{r1}\left(t\right)-f_{r2}\left(t\right)=\[f_1\left(t\right)-f_2\left(t\right)\]\·(1-\frac{v_s}{c})\·(1-\frac{v_m}{c})\·(1-\frac{v_r}{c})\\ v_r=\sqrt{{v_s}^2+{v_m}^2-2\·v_s\·v_m\·\cos M}\end{array}$

其中，c为光速；

f_r1(t)表示导航定位站接收天线接收到的频率1；

f_r2(t)表示导航定位站接收天线接收到的频率2；

f₁(t)表示导航主控站发射的上行载波频率1；

f₂(t)表示导航主控站发射的上行载波频率2；

υ_s为卫星相对于导航主控站的径向速度值；

M由以下公式确定，其中表示由导航主控站发射天线指向卫星的矢量，表示由卫星指向飞行器的矢量，表示由导航主控站发射天线指向飞行器的矢量。

5.根据权利要求3所述的飞行器定位方法，其特征在于：所述用于测速的两路卫星导航信号中的一路卫星导航信号可用于定位。

6.根据权利要求3所述的飞行器定位方法，其特征在于：所述用于测速的两路卫星导航信号位于C波段。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述飞行器为飞艇或无人机。