CN105005056A - 一种基于动力学轨道外推的星载辅助gps方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法包括：1)根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系；2)根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置；3)计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表；4)根据GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行GPS卫星优先配置。本发明减少了星载GPS接收机的捕获搜索次数、提高了定位速度。

Description

一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法及系统

技术领域

本发明涉及卫星导航定位技术领域，尤其涉及一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法及系统。

背景技术

星载GPS接收机在定位时，需要对所有GPS卫星(目前为32颗)进行捕获搜索，得到可见GPS卫星的PRN(Pseudo Random Noise code，伪随机噪声码)号；对其中信号质量较好的可见GPS卫星进行跟踪，基于至少4颗GPS卫星信号进行定位解算。在没有辅助的情况下，星载GPS接收机捕获模块通常采用类似轮询的方法，依次对所有GPS卫星进行捕获，得到可见GPS卫星；这需要花费较多的捕获搜索时间(对32颗GPS卫星捕获大约需要几分钟时间)，导致定位速度很慢。

许多地面导航定位终端(智能手机、车载GPS等)通过AGPS(Assisted Global PositioningSystem，辅助全球卫星定位系统)定位技术解决了上述问题。地面AGPS技术结合了GPS定位和移动基站定位的优势，借助移动网络的数据传输功能，可以达到很高的定位精度和很快的定位速度。地面AGPS技术从定位启动到GPS接收机找到可用GPS卫星的基本流程主要包括：设备从移动基站获取到当前所在的蜂窝小区位置；设备通过移动网络将当前所在的蜂窝小区位置传送给网络中的AGPS位置服务器；AGPS位置服务器根据当前小区位置查询该区域当前可用的卫星信息(包括卫星的频段、方位角、俯仰角等相关信息)，并返回给设备；GPS接收机根据得到的可用卫星信息，可以快速捕获当前可用的GPS卫星。至此，GPS接收机已经可正常接收GPS信号，GPS初始化过程结束。但是，星载GPS接收机工作于数百千米甚至更高的人造卫星轨道上，无法利用移动基站和移动网络。因此，地面的AGPS技术无法应用于星载GPS接收机，搜索次数多、定位速度慢仍是星载GPS接收机需要解决的一大问题。

星载GPS接收机与地面GPS接收机相比，主要具有以下不同特点：

一、星载GPS接收机的可见GPS卫星分布与低轨卫星轨道高度和GPS卫星天线覆盖角有关：随着轨道高度的增加，一方面，水平面以上可见GPS卫星数减少，另一方面，因地球遮挡的天球锥体部分减小使得负接收仰角的GPS卫星数增加。总体上，星载GPS接收机可见GPS卫星数目随着卫星轨道的增高而减少，这意味着在较高的低轨轨道上为找到至少4颗可见GPS卫星需要更多的搜索次数，更多的捕获时间；

二、低轨卫星处于高速运动状态，星载GPS接收机视野内可见GPS卫星的切换较快，比地面GPS接收机更容易发生定位失锁。如果接收机发生短暂的定位中断，视野内可见GPS卫星分布变化较大，接收机内保存的上一次定位结果不能直接用来预测当前可见GPS卫星，只能以冷启动模式重新定位。因此，星载GPS接收机较少出现热启动、温启动，基本为冷启动；

三、星载GPS接收机在设计时，对整体的功耗有严格的要求，在不影响定位的前提下，接收机所产生的功耗越少越好。为节省电源功耗，星载GPS接收机常常被设计为间歇工作模式，以便于进行其他载荷任务。比如，加拿大发射的CanX-2卫星，其星载GPS接收机连续工作时间不超过50分钟；德国的BIRD纳卫星考虑到功耗限制，当星载红外相机打开时，GPS接收机只能被关闭；美国的PCsat卫星的星载GPS接收机在大多数情况下必须关机，以便于在轨通信遥感系统能够工作，常规情况下，该星载GPS接收机最大持续工作时间不超过9分钟。

由于星载GPS接收机的以上这些特点，减少捕获搜索时间已成为星载GPS接收机一个亟待解决的问题。如何设计简单、有效、快速、高精度、研发费用低的星载GPS接收机捕获辅助系统，解决盲搜方法存在的耗时问题，提高导航定位系统的动态性能和快速定位能力，在有限的开机运行时间内，进行尽可能多的GPS定位测量，是星载GPS接收机设计的新的技术挑战。

发明内容

本发明的目的在于，针对现有技术中星载GPS接收机捕获搜索次数较多、时间较长、定位速度较慢的技术问题，提供一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法及系统，以低轨卫星轨道运动规律为辅助信息，实现减少星载GPS接收机的捕获搜索次数、提高定位速度。

为实现上述目的，本发明提供了一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法，包括如下步骤：(1)根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系；(2)根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置；(3)计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表；(4)根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行GPS卫星优先配置。

为实现上述目的，本发明还提供了一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS系统，包括：动力学轨道外推模块、GPS卫星位置计算模块、可见GPS卫星计算模块以及捕获通道配置模块；所述动力学轨道外推模块，用于根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系；所述GPS卫星位置计算模块，用于根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置；所述可见GPS卫星计算模块分别与所述动力学轨道外推模块以及GPS卫星位置计算模块相连，用于计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表；所述捕获通道配置模块与所述可见GPS卫星计算模块相连，用于根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行可见GPS卫星优先配置。

本发明的优点在于：

1)、通过预测一段时间内的可见GPS卫星，优先将可见概率大的GPS卫星配置给星载GPS接收机的捕获通道，实时对视野内可见GPS卫星的捕获跟踪进行切换，可以减少接收机捕获搜索次数，有效地减少定位时间，尤其能大大缩短冷启动模式下星载GPS接收机的首次定位时间以及较高低轨卫星轨道上GPS接收机的搜索时间；

2)、在计算可见GPS卫星时，充分考虑星载环境的特点，根据低轨卫星轨道高度和GPS卫星天线覆盖范围，提出适合星载GPS接收机的可见GPS卫星判据，相比地面接收机视俯仰角大于5度或10度的GPS卫星为可见，本发明能更有效准确地预测星载GPS接收机视野内的可见GPS卫星；

3)、俯仰角的计算不仅可用于判断可见GPS卫星。当视野内可见GPS卫星数目较多时，根据俯仰角和方位角简单地选择几何分布较好的可见GPS卫星组合，可以提高接收机的定位精度；除俯仰角为正的GPS卫星用于定位计算、轨道确定外，俯仰角为负的GPS卫星可用于掩星探测，适用于大气反演等对地测量任务的卫星；

4)、由于冷启动时间缩短，可在不需要星载GPS接收机工作时关闭接收机；当需GPS定位时，打开接收机，快速恢复GPS定位，减少星载GPS接收机的整体功耗；

5)、以软件形式实现系统设计和功能，不需要额外的硬件设计，节省开发成本，缩短设计周期，简化调试工作。

附图说明

图1，本发明所述的基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法的流程图；

图2，本发明所述的星载GPS接收机的捕获通道配置流程示意图；

图3，本发明所述的基于动力学轨道外推的星载辅助GPS系统的架构示意图；

图4，本发明所述基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法一实施例的处理流程图；

图5，单颗GPS卫星对星载GPS接收机的空间覆盖特点示意图；

图6，捕获4颗可见GPS卫星所需的平均搜索次数仿真结果示意图；

图7，捕获6颗可见GPS卫星所需的平均搜索次数仿真结果示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法及系统做详细说明。

参考图1，本发明所述的基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法的流程图，所述方法包括如下步骤：S11：根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系；S12：根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置；S13：计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表；S14：根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行可见GPS卫星优先配置；以下结合附图给出详细解释。

S11：根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系。

步骤S11具体可以为包括：获取星载GPS接收机最近一次定位结果和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机时间与最近一次定位结果的时间间隔在有效动力学外推时间间隔内时，以所述最近一次定位结果为起始进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并将位置坐标从J2000.0坐标系转换成ECEF坐标系。如果待预测的接收机时间与最近一次定位结果的时间间隔超过了系统规定的有效动力学外推时间间隔，则动力学外推误差将超出系统的误差容忍范围，此时星载辅助GPS(即AGPS)方法计算误差较大，故而不执行AGPS计算。

S12：根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置。

步骤S12具体可以为：获取有效GPS历书的参考时间和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机时间在所述GPS历书计算有效时间内时，根据所述GPS历书计算所有GPS卫星的位置速度，获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置。如果待预测的接收机时间超出了系统规定的GPS历书计算有效时间，GPS历书计算误差将超出系统的误差容忍范围，此时AGPS方法计算误差较大，故而不执行AGPS计算。

S13：计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表。

步骤S13具体可以为：1)根据同一历元时刻的每一GPS卫星位置和星载GPS接收机位置计算每一GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角和方位角，其中俯仰角的取值范围是±90度；2)根据每一俯仰角和星载GPS接收机所在低轨卫星的轨道高度判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见；3)按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序获取排序过的GPS卫星PRN号列表。

作为可选的实施方式，所述按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序获取排序过的GPS卫星PRN号列表可以为：预测为可见的GPS卫星优先于不可见GPS卫星；在预测为可见的GPS卫星中，离覆盖区域中心点近的GPS卫星优先于离覆盖区域中心点远的GPS卫星；在预测为不可见的GPS卫星中，离覆盖区域边界点近的GPS卫星优先于离覆盖区域边界点远的GPS卫星。

S14：根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行可见GPS卫星配置。

步骤S14具体可以为：1)获取当前时刻经过排序的GPS卫星PRN号列表；2)判断可见GPS卫星个数是否大于预设数量阈值，若小于则执行步骤3)，否则执行步骤4)；3)根据所述GPS卫星PRN号列表将可见GPS卫星PRN号配置给星载GPS接收机的捕获通道；4)根据可见GPS卫星的俯仰角和方位角选择相应可见GPS卫星组合，将所选GPS卫星PRN号配置给星载GPS接收机的捕获通道。配置流程可参考图2所示。作为可选的实施方式，所述可见GPS卫星组合的选择进一步为：首先根据星载GPS接收机可配置捕获通道个数选择一至两颗俯仰角最接近正90度的天顶可见GPS卫星；选择俯仰角为正、最接近0度且方位角分布均匀的多颗GPS卫星，之后组成可见GPS卫星组合。此时，所选择的可见GPS卫星组合的GDOP(Geometric Dilution of Precision，几何精度因子，是衡量一个定位系统精度的重要标准之一)值较小，有助于提高接收机定位精度。也即，当可见卫星个数较多时，可以根据俯仰角和方位角选择几何分布较好的可见GPS卫星组合，对接收机的捕获通道进行配置，得到较好的定位精度。

参考图3，本发明所述的基于动力学轨道外推的星载辅助GPS系统的架构示意图，所述星载辅助GPS系统(即AGPS系统)包括动力学轨道外推模块31、GPS卫星位置计算模块32、可见GPS卫星计算模块33以及捕获通道配置模块34。其中，星载GPS接收机39采用传统的GPS接收机，图3也示出了其基本组成框架，包括：天线391、射频部分392、捕获模块393、跟踪模块394、位、帧同步395以及PVT解算模块396。

所述动力学轨道外推模块31，用于根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机39最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机39的外推位置并转换到ECEF坐标系。所述动力学轨道外推模块31的工作方式可以为：获取星载GPS接收机39最近一次(即上一次)定位结果和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机时间与最近一次定位结果的时间间隔在有效动力学外推时间间隔内时，以所述最近一次定位结果为起始进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机39的外推位置并将位置坐标从J2000.0坐标系转换成ECEF坐标系。如果时间间隔超过了系统规定的有效动力学外推时间间隔，则动力学外推误差将超出系统的误差容忍范围，此时星载辅助GPS(即AGPS)方法计算误差较大，故而不执行AGPS计算。

所述GPS卫星位置计算模块32，用于根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置。所述GPS卫星位置计算模块32的工作方式可以为：获取有效GPS历书的参考时间和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机时间在所述GPS历书计算有效时间内时，根据所述GPS历书计算所有GPS卫星的位置速度，获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置。如果待预测的接收机时间超出了系统规定的GPS历书计算有效时间，GPS历书计算误差将超出系统的误差容忍范围，此时AGPS方法计算误差较大，故而不执行AGPS计算。

所述可见GPS卫星计算模块33分别与所述动力学轨道外推模块31以及GPS卫星位置计算模块32相连，用于计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机39的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表。所述可见GPS卫星计算模块33步的工作方式可以为：根据同一历元时刻的每一GPS卫星位置和星载GPS接收机39位置计算每一GPS卫星对星载GPS接收机39的俯仰角和方位角，其中俯仰角的取值范围是±90度；根据每一俯仰角和星载GPS接收机39所在低轨卫星的轨道高度判断每一GPS卫星对星载GPS接收机39是否可见；按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序获取排序过的GPS卫星PRN号列表。

所述捕获通道配置模块34与所述可见GPS卫星计算模块33相连，并与星载GPS接收机39的捕获模块393相连，用于根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机39的捕获通道进行可见GPS卫星配置。所述捕获通道配置模块34的工作方式可以为：获取当前时刻GPS卫星PRN号列表；判断可见GPS卫星个数是否大于预设数量阈值，若小于则根据所述GPS卫星PRN号列表将可见GPS卫星PRN号配置给星载GPS接收机的捕获通道；否则根据可见GPS卫星的俯仰角和方位角选择相应可见GPS卫星组合将所选GPS卫星PRN号配置给星载GPS接收机的捕获通道。

参考图4，本发明所述基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法一实施例的处理流程图。本实施例中，星载GPS接收机的基带处理和定位解算过程在FPGA和DSP中实现，星载辅助GPS在DSP中完成计算，并将结果反馈给FPGA中的捕获模块。参考图4所示，首先获得J2000.0平赤道惯性坐标系下接收机最近一次定位结果PVT(该PVT是低轨卫星动力学外推的起始点，由位置、速度组成的6维矢量记为 ${\mathrm{\σ}}_0={\left(\begin{array}{cccccc}{x}_0& y_0& z_0& {\stackrel{\·}{x}}_0& {\stackrel{\·}{y}}_0& {\stackrel{\·}{z}}_0\end{array}\right)}^T,$ 对应历元时刻记为t₀)；以及待预测的接收机时间t；根据t₀和t判断预测时间t是否在有效的动力学外推间隔内，若超出，动力学外推的误差较大，AGPS方法计算得到的可见卫星误差较大，故而此时不使用AGPS方法；若未超出有效动力学轨道外推时间间隔，根据GPS历书参考时间t_oa和t判断在t时刻GPS历书是否有效，若历书失效，则根据历书计算得到的GPS卫星坐标位置的误差较大，使得AGPS系统计算结果误差较大，故而此时不使用AGPS方法；当预测的时间没有超出有效的动力学外推间隔，也没有超出GPS历书的有效时间时，依次执行AGPS系统中的后续步骤：动力学轨道外推和GPS位置计算、计算可见GPS卫星、配置星载GPS接收机的捕获通道。

本实施例中，采用RK4龙格-库塔数值积分器计算低轨卫星的轨道外推位置，积分器步长取30s。经典的RK4方法的一般形式为：

其中，h为步长，Φ为函数增量，它通过4个斜率(k₁-k₄)的加权平均计算得到：

Φ_RK4＝1/6(k₁+2k₂+2k₃+k₄)

其中

k₁＝f(t₀,y₀)

k₂＝f(t₀+h/2,y₀+hk₁/2)

k₃＝f(t₀+h/2,y₀+hk₂/2)

k₄＝f(t₀+h,y₀+hk₃)

上述公式精确到h⁴量级，因此RK4方法的精确性相当于四阶泰勒多项式。

在本实施例中，上述数值积分公式中y₀对应星载GPS接收机在t₀时刻的坐标向量，f(t₀,y₀)对应t₀时刻坐标向量为y₀的低轨卫星受力之和。考虑到计算量和计算精度，建立动力学模型时选择简化的摄动力模型：70×70阶的JGM-03重力场模型、大气阻力。动力学轨道外推在J2000.0坐标系中计算，得到的外推结果也是J2000.0坐标下的PVT，而可见GPS卫星计算模块基于ECEF坐标系下的PVT进行计算，因此在动力学外推后，应将外推位置转换到ECEF坐标系中。

在本实施例中，根据有效GPS历书计算所有GPS卫星的轨道位置。尽管根据星历外推可以得到更精确的坐标位置，但考虑到星历的有效期太短，需要频繁更新GPS星历，故而采用GPS历书计算得到ECEF地心地固坐标系下GPS卫星的坐标位置。

在本实施例中，根据同一历元时刻ECEF坐标系下的星载GPS接收机坐标和GPS卫星坐标，可计算得到所有GPS卫星各自对接收机的俯仰角e，其取值范围为[-90°,90°]，计算公式为：

$e=\arcsin \left(\frac{\stackrel{\→}{ou}\·\stackrel{\→}{us}}{\left|\stackrel{\→}{ou}\right|*\left|\stackrel{\→}{us}\right|}\right)$

其中，指地心指向接收机的向量，指接收机指向GPS卫星的向量。

参考图5，单颗GPS卫星对星载GPS接收机的空间覆盖特点示意图。如图5所示，GPS卫星对处于低轨轨道上的星载GPS接收机的覆盖特点与地面GPS接收机不同，星载GPS接收机的可见GPS卫星分布与低轨卫星轨道高度和GPS卫星天线覆盖角有关：随着轨道高度的增加，一方面水平面以上可见GPS卫星数减少，另一方面，因地球遮挡的天球锥体部分减小使得负接收俯仰角的GPS卫星数增加，总体上，星载GPS接收机可见GPS卫星数目随着卫星轨道的增高而减少。星载GPS接收机可以接收到负俯仰角的GPS信号，除了可用于定位外，常常用于掩星探测等科学观测实验。地面接收机视俯仰角大于5度或10度的GPS卫星为可见的可见星判决方法不适用于星载GPS接收机。

根据空间几何关系，推导得到适用于星载GPS接收机的可见GPS卫星判据为：

其中，

$H_{leo}=r_{GPS}*sin\left(\frac{\mathrm{\α}}{2}\right)-r_{earth}$

$e_A=-\arccos \left(\frac{r_{earth}}{r_{earth}+h_{leo}}\right)$

$e_B=-\arccos \left(sin\right(\frac{\mathrm{\α}}{2})*r_{GPS}/r_{leo})$

$e_C=\arccos \left(sin\right(\frac{\mathrm{\α}}{2})*r_{GPS}/r_{leo})$

α是GPS天线张角，r_GPS是GPS卫星的轨道半径，r_earth是地球的平均赤道半径，h_leo是低轨卫星距离地球表面的高度。H_leo是临界轨道高度，即图5中圆形轨道orbit2的轨道高度，此时GPS信号覆盖范围的边界刚好与临界轨道相切。e_A、e_B和e_C则表示低轨轨道上，某时刻低轨卫星所在的理论圆形轨道上单颗可见GPS卫星范围临界点处的俯仰角。当h_leo＜H_leo时，如图5中轨道orbit1，星载GPS接收机与GPS卫星之间的信号传播只会被地球遮挡，仰角满足e_A＜e≤90°就认为该GPS卫星与对星载GPS接收机可见；当h_leo＞H_leo时，如图5中轨道orbit3，除了会被地球遮挡外，还受GPS卫星的天线覆盖范围影响，仰角满足e_C＜e≤90°,e＞0或e_A＜e＜e_B,e＜0时认为该GPS卫星与对星载GPS接收机可见。

以下给出本发明所述的基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法在STK软件和MATLAB软件中的仿真。STK中导出GPS卫星对低轨卫星的可见关系，作为参照值，用于性能对比；并导出第一个仿真采样点低轨卫星的PVT，作为MATLAB中低轨卫星动力学外推的起始。在MATLAB软件中实现星载辅助GPS系统的计算过程：GPS卫星位置计算、低轨卫星轨道外推和可见星预测。

仿真中，在STK中根据真实GPS历书建立GPS星座，每颗GPS卫星的天线张角设置为30度。低轨卫星轨道高度从300km变化到2000km，其余轨道参数不变：倾角为30度，离心率为0，升交点赤经为0，近地点角距为0，真近点角为0。每个轨道上每次仿真时长24小时。考虑到使用的历书龄期越长，计算GPS卫星位置的误差越大，导致俯仰角计算、可见星预测的误差越大。在MATLAB中选择26周龄期(历书有效期为半年)的GPS历书来预测GPS卫星的位置，在最大历书计算误差情况下验证星载辅助GPS方法的性能。

为了验证星载辅助GPS方法的性能优势，在仿真中将本发明提供的星载辅助GPS方法与现有的轮询搜索和按轨道面搜索进行了对比。轮询搜索方法是指：按照PRN1～32顺序搜索GPS卫星；按轨道面搜索方法是指：首先搜索轨道面A中的1颗卫星，然后搜索轨道面B的1颗卫星，依此类推。使用星载辅助GPS方法时，根据经过排序的PRN列表进行捕获搜索。

参考图6，以捕获到4颗可见GPS卫星为目标所需的平均搜索次数的仿真结果示意图。在仿真中，记录搜索4颗可见GPS卫星所需的搜索次数，统计每个低轨轨道高度上，每种搜星方法搜索到4颗可见GPS卫星平均需要的搜索次数。由图6所示可知：为搜索到4颗GPS卫星，这三种方法所需的捕获次数都随低轨卫星的轨道高度增加而增加。这是因为：随着轨道增加，星载GPS接收机的可见GPS卫星减少，在32颗GPS卫星中找到4颗可见卫星所需的次数增加。相比于轮询搜索和按轨道面搜索，在所有低轨轨道高度上，星载辅助GPS方法需要的搜索次数最少，并且随着轨道高度增加，其所需搜索次数的增加幅度最为缓慢。当低轨卫星轨道高度从300km增加到2000km时，轮询搜索所需的平均搜索次数从9.03增加到22.19，增幅剧烈；而星载辅助GPS方法则从4.19增加到9.67，增幅平缓。假设一次失败的搜索持续40秒，而一次成功的搜索持续20秒24。那么，当低轨卫星轨道高度为300km高时，在每次捕获中，轮询搜索平均需要281.2秒，而星载辅助GPS方法只需87.6秒，减少了68.85％的捕获时间；当低轨卫星轨道高度为2000km时，在每次捕获中，顺序搜索平均需要807.6秒，而星载辅助GPS方法只需306.8秒，节省了62.01％的捕获时间。

参考图7，以捕获到6颗可见GPS卫星为目标所需的平均搜索次数的仿真结果示意图。当更多的可见GPS卫星用于定位解算时，GPS接收机可以得到更好的定位精度。在仿真中，以捕获到6颗可见GPS卫星为目标，重复上述仿真。由图7所示可知：为搜索到6颗GPS卫星，这三种方法所需的捕获次数都随低轨卫星的轨道高度增加而增加，而星载辅助GPS方法所需的捕获次数依然明显少于另两种方法。但对比图6和图7可以看到，当低轨卫星轨道高度越高(高于1000km)时，搜索6颗可见GPS卫星所需的搜索次数增幅更加剧烈，这是因为低轨卫星轨道高度越高，星载GPS接收机视野内可见GPS卫星越少，捕获到6颗GPS卫星需要的搜索次数更多，有时甚至无法搜索到6颗可见卫星。当低轨卫星轨道高度为300km高时，在每次捕获中，轮询搜索平均需要12.12次，大约为404.8秒，而星载辅助GPS方法只需6.33次，约为173.2秒，减少了55％的捕获时间；当低轨卫星轨道高度为2000km时，在每次捕获中，轮询搜索平均需要29.56次，约为1102.4秒，而星载辅助GPS方法只需23.47次，约为858.8秒，节省了22.10％的捕获时间。

上述仿真结果表明，当低轨轨道较低(低于1000km)时，星载辅助GPS方法可以快速捕获到至少6颗GPS卫星，不仅缩短了捕获时间，还有助于提高定位精度；当低轨轨道较高时(高于1000km)，星载辅助GPS方法依然可以快速捕获到4颗GPS卫星，缩短捕获时间。

本发明提出的基于低轨卫星动力学轨道外推的星载辅助GPS(AGPS)方法及系统，将低轨卫星的轨道运行特点作为辅助信息，根据GPS卫星对低轨卫星的覆盖特点，实时预测星载GPS接收机的可见GPS卫星，用以替代传统的轮询搜星方法，减少接收机的捕获搜索次数，尤其缩短了冷启动时的首次定位时间。因此可以适当增加星载GPS接收机的关机时间和关机次数，节省低轨卫星整体功耗。在无法进行GPS定位的轨道范围内，低轨卫星动力学外推可以预测低轨卫星的轨道位置，直到低轨卫星运动至可GPS定位区域，以较短的冷启动时间快速恢复定位，并进行轨道修正。因此，这一方法使得星载GPS接收机的应用范围可以扩展到更高的轨道。且本发明可以以软件形式实现系统设计和功能，不需要额外的硬件设计，节省开发成本，缩短设计周期，简化调试工作。

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 (8)

1.一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系；

(2)根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置；

(3)计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表；

(4)根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行GPS卫星优先配置。

2.根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤(1)进一步包括：获取星载GPS接收机最近一次定位结果和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机时间与最近一次定位结果的时间间隔在有效动力学外推时间间隔内时，以所述最近一次定位结果为起始进行轨道位置外推。

3.根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤(2)进一步包括：获取有效GPS历书的参考时间和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机时间在所述GPS历书计算有效时间内时，根据所述GPS历书计算所有GPS卫星的位置速度，获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置。

4.根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤(3)进一步包括：

(31)根据同一历元时刻的每一GPS卫星位置和星载GPS接收机位置计算每一GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角和方位角，其中俯仰角的取值范围是±90度；

(32)根据每一俯仰角和星载GPS接收机所在低轨卫星的轨道高度判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见；

(33)按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序获取排序过的GPS卫星PRN号列表。

5.根据权利要求4所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，所述按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序获取排序过的GPS卫星PRN号列表的进一步为：预测为可见的GPS卫星优先于不可见GPS卫星；在预测为可见的GPS卫星中，离覆盖区域中心点近的GPS卫星优先于离覆盖区域中心点远的GPS卫星；在预测为不可见的GPS卫星中，离覆盖区域边界点近的GPS卫星优先于离覆盖区域边界点远的GPS卫星。

6.根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤(4)进一步包括：

(41)获取当前时刻排序过的GPS卫星PRN号列表；

(42)判断可见GPS卫星个数是否大于预设数量阈值，若小于则执行步骤(43)，否则执行步骤(44)；

(43)根据所述GPS卫星PRN号列表将可见GPS卫星PRN号配置给星载GPS接收机的捕获通道；

(44)根据可见GPS卫星的俯仰角和方位角选择相应可见GPS卫星组合，将所选GPS卫星PRN号配置给星载GPS接收机的捕获通道。

7.根据权利要求6所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，所述可见GPS卫星组合的选择进一步为：

(441)根据星载GPS接收机可配置捕获通道个数选择一至两颗俯仰角最接近正90度的天顶可见GPS卫星；

(442)选择俯仰角为正、最接近0度且方位角分布均匀的多颗可见GPS卫星；

(443)组成可见GPS卫星组合。

8.一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS系统，其特征在于，包括：动力学轨道外推模块、GPS卫星位置计算模块、可见GPS卫星计算模块以及捕获通道配置模块；

所述动力学轨道外推模块，用于根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系；

所述GPS卫星位置计算模块，用于根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置；

所述可见GPS卫星计算模块分别与所述动力学轨道外推模块以及GPS卫星位置计算模块相连，用于计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表；

所述捕获通道配置模块与所述可见GPS卫星计算模块相连，用于根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行GPS卫星优先配置。