CN103389502A - 基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，在对测区实施航空重力测量时，多个地面基准站和飞机载体同步接收卫星导航系统观测信息；根据位于已知点提取的卫星导航源误差插值计算出飞行载体的卫星导航源误差，并据此修正其卫星导航系统的观测信息；根据修正后的卫星导航系统观测信息计算得到载体加速度。本发明具有原理简单、操作简便、易推广、能够提高测量精确性等优点。

Description

基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法

技术领域

本发明主要涉及到航空重力测量领域，特指一种基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法。

背景技术

航空重力测量是目前获取近地信息的重要手段之一，确定航空载体自身的加速度等状态参数是实现航空重力测量数据处理的前提和关键。现有技术中，普遍利用卫星导航系统的高精度定位能力进行实现。但由于卫星导航信号容易受到电离层延迟误差、对流层延迟误差、卫星轨道误差等误差源的影响，因此其测量精度受到诸多限制。

为提高测量精度，一般利用误差源的时空相关特性，通过在测区已知点上布设的基准站对测量载体观测值进行差分改正，减弱相关性误差源的影响。但随着差分距离增大，改正效果将被削弱，单基准站的作用距离也十分有限；而在航空重力测量中，测区边长较长，达到数百公里，如果采用单基准站模式，必须要建设大量的基站以满足高精度测量的要求，这就造成建设成本高，系统稳定性弱，实际使用中存在局限性。

卫星导航系统用于高精度测量领域一般采用载波相位观测值，由于该观测值存在整周模糊度，因此需要首先进行整周模糊度的正确解算。当基准站和飞机载体所构成基线的误差较大时，整周模糊度正确解算的可靠性将难以得到保证，这也是单基准站局域差分系统在航空重力测量中应用存在局限性的一个原因。

发明内容

本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种原理简单、操作简便、易推广、能够提高测量精确性的基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法。

为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：

一种基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，在对测区实施航空重力测量时，多个地面基准站和飞机载体同步接收卫星导航系统观测信息；根据位于已知点提取的卫星导航源误差插值计算出飞行载体的卫星导航源误差，并据此修正其卫星导航系统的观测信息；根据修正后的卫星导航系统观测信息计算得到载体加速度。

作为本发明的进一步改进：首先进行位置解算，然后再通过两次差分运算得到载体加速度。

作为本发明的进一步改进：首先先对相位观测值进行差分运算以获得相位加速度，再进行载体加速度的解算。

作为本发明的进一步改进：所述修正其卫星导航系统观测信息的具体步骤为：

（1）、数据融合；测区内的地面基准站在测量时段内与飞机载体同步观测导航卫星，记录各项观测数据；

（2）、基站整周模糊度固定及验证；

首先选定位于测区中心位置的某一基准站为“中心站”，由于其余基准站与中心站之间形成基线精确已知，因此这些基线被称为“已知基线”，而航空载体与中心站之间形成的基线被称为“未知基线”；

解算已知基线的整周模糊度，根据载波相位双差观测方程：

λ△▽Φ=△▽R+λ△▽N+M_trop-M_iono+b   （1）

式（1）中，△▽为双差运算符；λ为载波波长，单位为m；Φ为载波相位观测值，单位为周；△▽N为待解算的整周模糊度周数；M_trop、M_iono分别采用经验模型计算的对流层延迟误差和电离层误差改正，单位为m；b为基线测量误差，单位为m；R为导航卫星和接收机之间的几何距离，单位为m，且有：

$R={\left|\right|{\stackrel{\→}{R}}^s-{\stackrel{\→}{R}}_u\left|\right|}_2---\left(2\right)$

式（2）中，

和

分别为导航卫星和接收机的位置矢量，一般在地心地固坐标系中表示；||·||₂为2-范数；

当导航卫星有较长的观测弧段时，采用双频伪距P1、P2码和相位观测值线性组合求解宽巷模糊度：

${\mathrm{\Δ}\▿N}_w={\mathrm{\Δ}\▿\mathrm{\Φ}}_1-\mathrm{\Δ}{\▿\mathrm{\Φ}}_2-\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_w}\frac{f_1{\mathrm{\Δ}\▿P}_1+f_2{\mathrm{\Δ}\▿P}_2}{f_1+f_2}---\left(3\right)$

式（3）中，△▽N_w为双差宽巷模糊度；λ_w为宽巷观测值波长；P₁、P₂分别为载波L1、L2上的P码测量值，对应Φ₁、Φ₂为相位测量值；f₁、f₂分别载波L1、L2的频率；

在解算出宽巷模糊度△▽N_w后，进而解算去电离层模糊度△▽N₃，并根据△▽N_w、△▽N₃确定L1、L2频点的双差模糊度△▽N₁和△▽N₂；确定方法如下：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\Δ}\▿N}_1=\frac{{\mathrm{\Δ}\▿N}_3-\frac{f_2}{f_1}{\mathrm{\Δ}\▿N}_w}{1-\frac{f_2}{f_1}}\\ {\mathrm{\Δ}\▿N}_2={\mathrm{\Δ}\▿N}_1-{\mathrm{\Δ}\▿N}_w\end{array}\right.---\left(4\right)$

（3）、已知基线测量误差提取；通过式(1)可知，在确定出基准站间已知基线的整周模糊度后，基线测量误差可通过下式（5）来计算：

b=λ△▽Φ-△▽R-λ△▽N-M_trop+M_iono   （5）

（4）、航空载体导航测量误差的插值计算；利用已知基线的测量误差插值计算出航空载体的测量误差，插值算法具体如下：

令已知基线误差矢量为b=[b₁,b₂,…,b_n]^T，其中n为基线数目；各基准站的位置矢量x=[x₁,x₂,…,x_n]^T，其中x_i为第i个基准站的位置参数，x₀为中心站的位置参数，坐标参数可在任意坐标系表达，但各站位置应保持在同一坐标系中；需要插值计算的飞机载体同步位置参数表示为x_k，未知基线误差为b_k，插值算法为g，则有：

${\hat{b}}_k=g(b;x;x_k;x_0)---\left(6\right)$

式（6）中，

为b_k的估计值；定义模型改正残差v为：

$v=b_k-{\hat{b}}_k---\left(7\right)$

残差v中，主要包括基线测量误差中的不相关误差和部分插值模型未能表达的相关性误差；在估计出未知基线测量误差后，用于修正未知基线的导航测量值；即：

$\mathrm{\Δ}\▿\widehat{\mathrm{\Φ}}=\mathrm{\Δ}\▿\mathrm{\Φ}-{\hat{b}}_k---\left(8\right)$

将修正后的相位观测值

代入到方程（1）进行相关运算。

作为本发明的进一步改进：所述插值算法为微分改正法、或线性插值法、或最小二乘配置法。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、本发明在应用时建设成本低。受模糊度解算的基线精度需求，局域差分模式下单基站的作用距离有限，基准站数目随测区面积增大而曾几何级数增多；而本发明仅需在区域内布置数个基准站即可满足需求，研究表明在同等覆盖精度下，本发明所需的地面基准站数目约为局域差分模式下的20%。

2、本发明在应用后可靠性强。在本发明中，单一基站的失效并不会对导航带来崩溃型的后果，用户仍可利用精度降级的改正信息。同时可对各基准站的观测量进行精度评估和质量控制。

3、本发明在应用后导航精度高。本发明中利用导航误差源时空相关特性对载体的导航误差进行估计计算，并修正其原始观测值，相对于传统的局域差分模式，导航精度更高。

附图说明

图1是本发明方法的流程示意图。

图2是本发明在具体应用实例中航空重力测量系统的结构组成和数据处理流程示意图。

图3是本发明在具体应用实例中的原理示意图。

具体实施方式

以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。

本发明基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，其原理为：在对测区实施航空重力测量时，多个地面基准站和飞机载体同步接收卫星导航系统观测信息；根据位于已知点提取的卫星导航源误差插值计算出飞行载体的卫星导航源误差，并据此修正其卫星导航系统的观测信息；根据修正后的卫星导航系统观测信息计算得到载体加速度。利用修正后的卫星导航信息，一方面使得整周模糊度的解算准确可靠，可准确可靠的对解算结果进行置信度评估；另一方面由于减弱了导航误差源的影响，使得解算的载体加速度精度更高。

本发明的具体操作流程为：

1、数据融合。

在对测区进行航空重力测量之前，应保证测区内的地面基准站工作正常，在测量时段内，与飞机载体同步观测导航卫星，记录各项观测数据，并按需求的采样频率记录在存储设备中。

测量实施结束后，应通过有线传输、无线传输或直接拷贝等方式融合采集各地面基准站和飞机载体的测量数据信息。这些信息包括：

（1）卫星导航系统轨道信息；该信息可能来自于接收机接收的卫星导航电文或者事后计算的精密星历，一般由导航系统服务商提供。

（2）站点坐标信息；包括各站点已知位置坐标及对应的坐标系统，由于坐标误差对解算结果的影响较大，因此应尽可能的提高位置坐标的精度。

（3）站点设备信息；包括站点所采用的卫星导航接收机的类型、相关参数等。

（4）气象参数信息；包括各地面基准站和飞机载体在测量时段内由气象参数仪器采集记录的温度、湿度、气压、水汽压等参数和卫星导航系统服务商提供的用于计算电离层延迟的经验模型参数（如格网模型参数等）。

（5）卫星导航接收机的观测信息；包括观测时间、多个频点的伪距观测值、载波相位观测值、多普勒观测值等。

（6）测量需要记录的其他信息等。

2、基站整周模糊度固定及验证。

为建立测区导航误差源的修正模型，首先选定大致位于测区中心位置的某一基准站为“中心站”，由于其余基准站与中心站之间形成基线精确已知，因此这些基线被称为“已知基线”，而航空载体与中心站之间形成的基线被称为“未知基线”。

首先需解算已知基线的整周模糊度。根据载波相位双差观测方程：

λ△▽Φ=△▽R+λ△▽N+M_trop-M_iono+b   （1）

式（1）中，△▽为双差运算符；λ为载波波长，单位为m；Φ为载波相位观测值，单位为周；△▽N为待解算的整周模糊度周数；M_trop、M_iono分别采用经验模型计算的对流层延迟误差和电离层误差改正，单位为m。b为基线测量误差，单位为m。R为导航卫星和接收机之间的几何距离，单位为m，且有：

$R={\left|\right|{\stackrel{\→}{R}}^s-{\stackrel{\→}{R}}_u\left|\right|}_2---\left(2\right)$

式（2）中，和

分别为导航卫星和接收机的位置矢量，一般在地心地固坐标系中表示；||·||₂为2-范数。

由于已知基线站址坐标精确已知，当导航卫星有较长的观测弧段时，采用双频伪距P1、P2码和相位观测值线性组合求解宽巷模糊度。

${\mathrm{\Δ}\▿N}_w={\mathrm{\Δ}\▿\mathrm{\Φ}}_1-\mathrm{\Δ}{\▿\mathrm{\Φ}}_2-\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_w}\frac{f_1{\mathrm{\Δ}\▿P}_1+f_2{\mathrm{\Δ}\▿P}_2}{f_1+f_2}---\left(3\right)$

式（3）中，△▽N_w为双差宽巷模糊度；λ_w为宽巷观测值波长；P₁、P₂分别为载波L1、L2上的P码测量值，对应Φ₁、Φ₂为相位测量值；f₁、f₂分别载波L1、L2的频率。由于P码测量噪声较大，因此应采用多历元平均来消除其影响。

在解算出宽巷模糊度△▽N_w后，进而解算去电离层模糊度△▽N₃，并根据△▽N_w、△▽N₃确定L1、L2频点的双差模糊度△▽N₁和△▽N₂。确定方法如下：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\Δ}\▿N}_1=\frac{{\mathrm{\Δ}\▿N}_3-\frac{f_2}{f_1}{\mathrm{\Δ}\▿N}_w}{1-\frac{f_2}{f_1}}\\ {\mathrm{\Δ}\▿N}_2={\mathrm{\Δ}\▿N}_1-{\mathrm{\Δ}\▿N}_w\end{array}\right.---\left(4\right)$

在确定基线的整周模糊度后，还可以进一步利用模糊度验证方法检验其正确性。

3、已知基线测量误差提取。

通过式(1)可知，在确定出基准站间已知基线的整周模糊度后，基线测量误差可通过下式（5）来计算：

b=λ△▽Φ-△▽R-λ△▽N-M_trop+M_iono   （5）

通过式（5）计算的基线测量误差，包含所有卫星导航误差源，即对流层模型改正残差、电离层模型改正残差、导航卫星轨道误差、多路径效应误差、基准站接收机测量噪声、基准站站址误差、卫星相位中心偏移误差等。导航接收机和导航卫星的时钟偏差已经通过双差运算全部消除，不需进行考虑。

4、航空载体导航测量误差的插值计算。

区域内的基线测量误差具有时空相关特性，因此可利用已知基线的测量误差插值计算出航空载体的测量误差，插值算法具体如下。

根据各基准站误差估计内测区内误差估计模型的参数。令已知基线误差矢量为b=[b₁,b₂,…,b_n]^T，其中n为基线数目。各基准站的位置矢量x=[x₁,x₂,…,x_n]^T，其中x_i为第i个基准站的位置参数，x₀为中心站的位置参数，坐标参数可在任意坐标系表达，但各站位置应保持在同一坐标系中。需要插值计算的飞机载体同步位置参数表示为x_k，未知基线误差为b_k，插值算法为g，则有：

${\hat{b}}_k=g(b;x;x_k;x_0)---\left(6\right)$

式（6）中，

为b_k的估计值。定义模型改正残差v为：

$v=b_k-{\hat{b}}_k---\left(7\right)$

残差v中，主要包括基线测量误差中的不相关误差和部分插值模型未能表达的相关性误差。在估计出未知基线测量误差后，用于修正未知基线的导航测量值。即：

$\mathrm{\Δ}\▿\widehat{\mathrm{\Φ}}=\mathrm{\Δ}\▿\mathrm{\Φ}-{\hat{b}}_k---\left(8\right)$

将修正后的相位观测值

代入到方程（1）进行相关运算，由于基线的大部分相关性测量误差被消除，因此未知基线的整周模糊度解算也更加准确可靠。

本实施例中，给出了几种常用的插值算法。

1）微分改正法。

${\hat{b}}_k=h_k^T{\left(A^T{C}_{\mathrm{\Δ}}^{-1}A\right)}^{-1}{A}^T{C}_{\mathrm{\Δ}}^{-1}\·b---\left(9\right)$

式（9）中，

为观测矩阵；h_i=f(x_i,x₀)为站观测矢量；n为已知基线数目；C_△=[C_△i,△j]为网络测量噪声协方差矩阵，且：

$C_{{\mathrm{\Δ}}_i,{\mathrm{\Δ}}_j}=\mathrm{cov}({\mathrm{\Δ}}_i,{\mathrm{\Δ}}_j)---\left(10\right)$

2）线性插值法。

${\hat{b}}_k={\mathrm{\α}}_k^T\·b---\left(11\right)$

式（11）中，α_k为插值算法的插值系数，可通过下式进行计算：

${\mathrm{\α}}_k={[\frac{s_1}{s},\frac{s_2}{s},\·\·\·,\frac{s_n}{s}]}^T---\left(12\right)$

式（12）中，s_i=1/d_i，d_i为基准站i与中心站之间的距离。且：

$s=\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{s}_i---\left(13\right)$

3）最小二乘配置法。

${\hat{b}}_k=C_{b_k,b_n}{C}_{b_n,b_n}^{-1}\·b---\left(14\right)$

式（14）中，表示已知基线与未知基线之间的测量误差协方差矩阵；

表示各已知基线之间的测量误差协方差矩阵。

5、航空载体加速度解算算法。

当未知基线整周模糊度参数固定后，即可实现高精度的航空载体加速度的解算，有两种途径，如图1所示。

如图1所示，途径一：首先利用载体位置解算模块进行位置解算，在通过两次差分运算得到载体加速度。途径二：先对相位观测值进行差分运算以获得相位加速度，进而通过加速度解算模块进行载体加速度解算。

下面对两种途径中涉及到的相关算法进行逐一描述。

1）位置解算算法。

根据式（1）所述的导航观测方程，并联合式（8）所述的导航误差修正模型，可得：

$\mathrm{\λ\Δ}\▿\widehat{\mathrm{\Φ}}=\mathrm{\Δ}\▿R+\mathrm{\λ\Δ}\▿N+v---\left(15\right)$

式（15）中，双差运算“△▽”是指中心站、航空载体导航接收机和两颗导航卫星之间的差分运算。以双差几何距离为例：

$\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}\▿R\stackrel{\mathrm{\Δ}}{=}\mathrm{\Δ}\▿R_{m,k}^{\mathrm{1,2}}\\ =(R_k^2-R_m^2)-(R_k^1-R_m^1)\end{array}---\left(16\right)$

式（16）中，下标m、k分别标记为参与计算的中心站和航空载体；而上标1、2分别表示参与计算的两颗导航卫星，卫星1为选定的主参考星。在确定相位观测模糊度参数△▽N后，方程（15）可进一步线性化为：

H·△x=y   （17）

式（17）中，H为观测矩阵，可写为：

$H=\left[\begin{array}{ccc}{e}_{\mathrm{kx}}^2-e_{\mathrm{kx}}^1& e_{\mathrm{ky}}^2-e_{\mathrm{ky}}^1& e_{\mathrm{kz}}^2-e_{\mathrm{kz}}^1\\ e_{\mathrm{kx}}^3-e_{\mathrm{kx}}^1& e_{\mathrm{ky}}^3-e_{\mathrm{ky}}^1& e_{\mathrm{ky}}^3-e_{\mathrm{ky}}^1\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ \·& \·& \·\\ e_{\mathrm{kx}}^N-e_{\mathrm{kx}}^1& e_{\mathrm{ky}}^N-e_{\mathrm{ky}}^1& e_{\mathrm{ky}}^N-e_{\mathrm{ky}}^1\end{array}\right]---\left(18\right)$

式（18）中：

$e_{\mathrm{kx}}^i=\frac{x^i-x_k}{R_k^i},e_{\mathrm{ky}}^i=\frac{y^i-y_k}{R_k^i},e_{\mathrm{kz}}^i=\frac{z^i-z_k}{R_k^i}---\left(19\right)$

式（19）中，为第i颗卫星在地心地固系下的坐标矢量；

用户概略位置矢量； $R_k^i={\left|\right|{\stackrel{\→}{R}}^i-{\stackrel{\→}{R}}_k\left|\right|}_2.$

式（18）中，△x为待求的基线矢量；N为可见的卫星数（选定的参考主星除外），N应不得小于3；y为线性化之后的其他常数项。利用最小二乘算法，可解算出基线位置矢量△x。

△x=(H^TH)^-1H^Ty   （20）

2）差分算法。

差分算法的核心是数字差分器的设计与优选，下面列举几种常用的差分器算法并给出在航空重力测量中的优选方案：

A：中心差分器

差分算法的输入-输出关系为

$y\left(n\right)=\frac{1}{2M}[x(n+M)-x(n-M)]---\left(21\right)$

式（21）中，当M=1，2时，分别称为一阶、二阶中心差分器。

B：多项式拟合差分器

这种差分器又称为Lanczos差分器，其基本原理是用一个P阶多项式来拟合一组数据，然后通过求多项式的微分求得数据的差分。

C：牛顿-柯特斯差分器

该差分器来自于牛顿-柯特斯积分公式，其频率特性为

$H\left(e^{\mathrm{j\ω}}\right)=j\underset{k=1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}\frac{{(-1)}^{k+1}M(M-1)\·\·\·(M-k+1)\·2k}{k^2(M+1)(M+2)\·\·\·(M+k)}\sin \left(\mathrm{k\ω}\right)---\left(22\right)$

根据航空重力测量的实际需求，下面给出差分器的优选方案。

A：当低通滤波模块的低通滤波周期小于150s时，可选择二阶中心差分器或二阶多项式拟合差分器。

B：当低通滤波模块的低通滤波周期介于90s至150s之间时，优选一阶中心差分器。

C：当低通滤波模块的低通滤波周期小于90s时，优选二阶牛顿-柯特斯差分器。

3）载体加速度解算算法。

如图1所示，途径二已对经修正的载波相位观测值进行两次差分得到了载波相位加速度，可直接采用载体加速度解算算法计算航空载体的加速度。对式（17）进行二次微分，有：

$H\·\mathrm{\Δ}\stackrel{\·\·}{x}=y^{\′}---\left(23\right)$

式（23）中：

为待求的加速度矢量，y′为已知项，具体表示式为

$y^{\′}=\left[\begin{array}{c}(e_k^1\·{\stackrel{\·\·}{x}}^1-e_k^2\·{\stackrel{\·\·}{x}}^2)+\left(\frac{1}{R_k^1}\right[{\left|{\stackrel{\·}{x}}_k^1\right|}^2-{\left(R_k^1\right)}^2\left]\right)-\frac{1}{R_k^2}[{\left|{\stackrel{\·}{x}}_k^2\right|}^2-{\left(R_k^2\right)}^2]-\mathrm{\λ}\·\mathrm{\Δ}\▿{\stackrel{\·\·}{\widehat{\mathrm{\Φ}}}}_{m,k}^{\mathrm{1,2}}\\ (e_k^1\·{\stackrel{\·\·}{x}}^1-e_k^3\·{\stackrel{\·\·}{x}}^3)+\left(\frac{1}{R_k^1}\right[{\left|{\stackrel{\·}{x}}_k^1\right|}^2-{\left(R_k^1\right)}^2\left]\right)-\frac{1}{R_k^3}[{\left|{\stackrel{\·}{x}}_k^3\right|}^2-{\left(R_k^3\right)}^2]-\mathrm{\λ}\·\mathrm{\Δ}\▿{\stackrel{\·\·}{\widehat{\mathrm{\Φ}}}}_{m,k}^{\mathrm{1,3}}\\ \·\\ \·\\ \·\\ (e_k^1\·{\stackrel{\·\·}{x}}^1-e_k^N\·{\stackrel{\·\·}{x}}^N)+\left(\frac{1}{R_k^1}\right[{\left|{\stackrel{\·}{x}}_k^1\right|}^2-{\left(R_k^1\right)}^2\left]\right)-\frac{1}{R_k^N}[{\left|{\stackrel{\·}{x}}_k^N\right|}^2-{\left(R_k^N\right)}^2]-\mathrm{\λ}\·\mathrm{\Δ}\▿{\stackrel{\·\·}{\widehat{\mathrm{\Φ}}}}_{m,k}^{1,N}\end{array}\right]---\left(24\right)$

式（24）中，矢量

表示第i颗导航卫星的加速度，可通过导航星历求得；

表示航空载体对第i颗导航卫星的视线速度大小的平方，同样可利用卫星导航测速方法进行计算。

为差分器输出的载波相位加速度观测值。

4）低通滤波算法。

在航空重力测量中，由于动态环境的影响及传感器测量噪声使得直接得到的重力扰动测量值含有大量的测量噪声，消除这些噪声的主要手段是采用低通滤波器。之所以能够采用低通滤波器的原因包括两个方面：一是噪声主要集中在高频段，二是重力扰动信号主要集中在低频段。在实际应用中，应根据测量信号及噪声的性质，以及对测量精度和分辨率的要求，给出合理的滤波器参数，再进行低通滤波器的设计与优选。

如图2所示，为本实施例中航空重力测量系统组成和数据处理流程的示意图。航空重力测量系统包括惯性导航系统和卫星导航系统，这两套系统分别用来测量航空载体所受的比力和载体加速度，并经过数据融合处理获得初始的重力异常测量值。为消除噪声的影响，一般还需对初始测量值进行低通滤波处理。

如图3所示，为本发明在具体应用实例中的原理示意图。应用本发明方法后的系统包括航空载体及对应附属设备2（用于卫星导航数据的数据接收、存储、传输、显示等）、地面基准站及对应附属设备3（用于卫星导航数据的数据接收、存储、传输、显示等）、数据融合单元4、数据处理单元5，其中数据处理单元5又包括误差模型估计单元6、载体观测信息修正单元7和载体状态参数确定单元8。数据融合单元4可通过有线传输、无线传输或数据拷贝等方式将地面基准站和飞机载体的观测信息予以收集融合，并送至数据处理单元5。误差模型估计单元6用于估计未知基线的测量误差，载体观测信息修正单元7用于修正载体的原始导航系统观测数据，载体状态参数确定单元8用于确定飞机载体的加速度等状态参数。另外，全球卫星导航系统1是本装置应用所需的外部资源。

地面基准站及对应附属设备3应在航空重力测量实施前布设在测区内的已知位置上，并且该基准站至少应具备一台多频点卫星导航接收机以及用于导航数据接收、存储、显示、传输等设备。对精度要求较高的测量还应包括用于气象参数监测等功能的附属设备，在航空重力测量期间应保证各地面基准站对导航卫星的持续观测。

安装于航空载体及对应附属设备2上的卫星导航系统信号接收和存储设备，至少应具备一台多频点高精度卫星导航接收机以及用于导航数据接收、存储、显示、传输等设备。对精度要求较高的测量还应包括用于气象参数监测等功能的附属设备，在航空重力测量期间应保证各地面基准站对导航卫星的持续观测。

上述系统中，各基准站的卫星导航接收机应选择高精度测地型接收机，如Trimble公司的Trimble 5700 Continuously Operating Reference Station连续运行参考站(CORS)系统，或者国产中海达HD-CORS参考站系统，该系统不仅精度高，其静态测量精度达为：平面±(2.5mm+1ppm)，高程±(5.0mm+1ppm)；而且配置了丰富的数据接口，有利于数据的融合处理。

用于确定卫星导航系统卫星轨道信息的星历可采用精密星历、广播星历或预报星历等。卫星导航系统，包括但不局限于美国的全球卫星导航系统（GPS）、俄罗斯的GLONASS卫星导航系统、中国的北斗卫星导航系统、欧盟的伽利略卫星导航系统或者上述多个卫星导航系统之间的组合。

用于测量气象参数的传感器可选取由杨博雄设计的气象参数测量仪（专利号200920083510.4），该测量仪精度高、稳定性好、操作简单方便，可以实时采集并自动提供大气湿度、温度、气压以及雨量等多种气象参数信息，可以与多种卫星导航接收机、地面终端等直接对接。

上述系统在工作时，按以下步骤执行本发明方法：

（1）航空载体及对应附属设备2、地面基准站及对应附属设备3同步接收卫星导航系统1的导航信号，并记录相应的导航数据信息。

（2）数据融合单元4通过有线传输、无线传输或数据拷贝等方式将地面基准站和飞机载体所记录的导航信息、卫星导航系统轨道信息、站点坐标信息、气象参数信息等一并搜集并送入数据处理单元5。

（3）数据处理单元5首先利用基准站提取的导航测量误差插值计算出航空载体的导航源误差，并以此修正后航空载体的导航观测信息。

（4）载体状态参数确定单元8利用修正后的载体观测信息确定载体的加速度等参数。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，其特征在于，在对测区实施航空重力测量时，多个地面基准站和飞机载体同步接收卫星导航系统观测信息；根据位于已知点提取的卫星导航源误差插值计算出飞行载体的卫星导航源误差，并据此修正其卫星导航系统的观测信息；根据修正后的卫星导航系统观测信息计算得到载体加速度。

2.根据权利要求1所述的基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，其特征在于，首先进行位置解算，然后再通过两次差分运算得到载体加速度。

3.根据权利要求1所述的基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，其特征在于，首先先对相位观测值进行差分运算以获得相位加速度，再进行载体加速度的解算。

4.根据权利要求1或2或3所述的基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，其特征在于，所述修正其卫星导航系统观测信息的具体步骤为：

（1）、数据融合；测区内的地面基准站在测量时段内与飞机载体同步观测导航卫星，记录各项观测数据；

（2）、基站整周模糊度固定及验证；

首先选定位于测区中心位置的某一基准站为“中心站”，由于其余基准站与中心站之间形成基线精确已知，因此这些基线被称为“已知基线”，而航空载体与中心站之间形成的基线被称为“未知基线”；

解算已知基线的整周模糊度，根据载波相位双差观测方程：

λ△▽Φ=△▽R+λ△▽N+M_trop-M_iono+b   （1）

式（1）中，△▽为双差运算符；λ为载波波长，单位为m；Φ为载波相位观测值，单位为周；△▽N为待解算的整周模糊度周数；M_trop、M_iono分别采用经验模型计算的对流层延迟误差和电离层误差改正，单位为m；b为基线测量误差，单位为m；R为导航卫星和接收机之间的几何距离，单位为m，且有：

$R={\left|\right|{\stackrel{\→}{R}}^s-{\stackrel{\→}{R}}_u\left|\right|}_2---\left(2\right)$

式（2）中，

和别为导航卫星和接收机的位置矢量，一般在地心地固坐标系中表示；||·||₂为2-范数；

当导航卫星有较长的观测弧段时，采用双频伪距P1、P2码和相位观测值线性组合求解宽巷模糊度：

${\mathrm{\Δ}\▿N}_w={\mathrm{\Δ}\▿\mathrm{\Φ}}_1-\mathrm{\Δ}{\▿\mathrm{\Φ}}_2-\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_w}\frac{f_1{\mathrm{\Δ}\▿P}_1+f_2{\mathrm{\Δ}\▿P}_2}{f_1+f_2}---\left(3\right)$

式（3）中，△▽N_w为双差宽巷模糊度；λ_w为宽巷观测值波长；P₁、P₂分别为载波L1、L2上的P码测量值，对应Φ₁、Φ₂为相位测量值；f₁、f₂分别载波L1、L2的频率；

在解算出宽巷模糊度△▽N_w后，进而解算去电离层模糊度△▽N₃，并根据△▽N_w、△▽N₃确定L1、L2频点的双差模糊度△▽N₁和△▽N₂；确定方法如下：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\Δ}\▿N}_1=\frac{{\mathrm{\Δ}\▿N}_3-\frac{f_2}{f_1}{\mathrm{\Δ}\▿N}_w}{1-\frac{f_2}{f_1}}\\ {\mathrm{\Δ}\▿N}_2={\mathrm{\Δ}\▿N}_1-{\mathrm{\Δ}\▿N}_w\end{array}\right.---\left(4\right)$

（3）、已知基线测量误差提取；通过式(1)可知，在确定出基准站间已知基线的整周模糊度后，基线测量误差可通过下式（5）来计算：

b=λ△▽Φ-△▽R-λ△▽N-M_trop+M_iono   （5）

（4）、航空载体导航测量误差的插值计算；利用已知基线的测量误差插值计算出航空载体的测量误差，插值算法具体如下：

令已知基线误差矢量为b=[b₁,b₂,…,b_n]^T，其中n为基线数目；各基准站的位置矢量x=[x₁,x₂,…,x_n]^T，其中x_i为第i个基准站的位置参数，x₀为中心站的位置参数，坐标参数可在任意坐标系表达，但各站位置应保持在同一坐标系中；需要插值计算的飞机载体同步位置参数表示为x_k，未知基线误差为b_k，插值算法为g，则有：

${\hat{b}}_k=g(b;x;x_k;x_0)---\left(6\right)$

式（6）中，为b_k的估计值；定义模型改正残差v为：

$v=b_k-{\hat{b}}_k---\left(7\right)$

残差v中，主要包括基线测量误差中的不相关误差和部分插值模型未能表达的相关性误差；在估计出未知基线测量误差后，用于修正未知基线的导航测量值；即：

$\mathrm{\Δ}\▿\widehat{\mathrm{\Φ}}=\mathrm{\Δ}\▿\mathrm{\Φ}-{\hat{b}}_k---\left(8\right)$

将修正后的相位观测值

代入到方程（1）进行相关运算。

5.根据权利要求4所述的基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法，其特征在于，所述插值算法为微分改正法、或线性插值法、或最小二乘配置法。

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