CN105572706A - 一种自动导航驾驶系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种自动导航驾驶系统，包括：捕获跟踪处理模块，报文提取模块，观测量提取模块，定位解算模块，输出模块。通过捕获跟踪处理模块对卫星信号进行持续跟踪得到卫星的导航电文比特数据；通过报文提取模块，观测量提取模块，获得卫星导航电文和观测量，然后通过定位解算模块进行定位解算，并通过输出模块进行输出，可以自动持续的获得卫星的导航电文比特数据进行定位，进而避免出现导航不及时的情况发生，具有及时准确的技术效果。

Description

一种自动导航驾驶系统

技术领域

本申请涉及卫星通信技术领域，尤其涉及一种自动导航驾驶系统。

背景技术

随着科学技术的不断发展，卫星通信技术也得到了飞速的发展，电子产品的种类也越来越多，人们也享受到了科技发展带来的各种便利。现在人们可以通过各种类型的电子设备，享受随着科技发展带来的舒适生活。

例如导航仪便是现代科技的产物，导航仪多用于汽车上，用于定位、导航和娱乐，随着汽车的普及和道路的建设，城际间的经济往来更加频繁，车载导航仪显得很重要，准确定位、导航、娱乐功能集于一身的导航更能满足车主的需求，成为车上的基本装备。

但是，目前的导航仪的导航并不精确，经常会出现导航路线错误或者导航不及时的状况，例如在导航的过程中出现导航延迟，不能及时获得后续行进路线，使车主不知所措；或者将车主错误引导至海里，增加车主危险。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种自动导航驾驶系统，包括：

捕获跟踪处理模块，用于对卫星信号进行持续跟踪，并得到卫星的导航电文比特数据；

报文提取模块，用于接收所述导航电文比特数据，并从所述导航电文比特数据中提取出卫星导航电文；

观测量提取模块，用于从所述导航电文比特数据中提取出观测量，其中，所述观测量包括伪距观测量、或多普勒观测量、或载波相位观测量；

定位解算模块，用于根据所述观测量和所述卫星导航电文进行联合定位，获得导航结果；

输出模块，用于输出所述导航结果。

优选的，所述卫星导航电文包括卫星的星历、卫星工作状态、时间系统、卫星历书。

优选的，所述伪距观测量是利用卫星信号的传输时间乘以光速得到信号的传输距离；所述卫星信号的传输时间指卫星信号发送时间t_sv减去接收机本地时间t_u。

优选的，所述多普勒观测量是在得到载波NCO的频率值后，将所述载波NCO的频率值与射频前端的标称中频值f_c相减获得。

优选的，所述定位解算模块具体包括：

计算模块，用于根据所述卫星的星历计算出卫星的位置；

定位解算模块，用于利用所述卫星的位置和所述观测量对用户位置进行定位解算。

优选的，所述计算模块具体用于：

第一步：计算卫星运动的平均角速度n；

第二步：计算观测瞬间卫星的平近点角M_s；

M_s＝M₀+n(t-t_oe)；式中，M₀为参考时刻t_oe时的平近点角，由广播星历给出；

第三步：计算偏近点角：E_s＝M_s+e_ssinE_s；

第四步：计算近点角f_s：

第五步：计算升交距角式中，ω为近地点角距，由广播星历给出；

第六步：计算摄动改正项；

第七步：对升交距角卫星矢径r、轨道倾角i进行摄动改正；

第八步：计算卫星在轨道面坐标系中的位置；

第九步：计算观测瞬间升交点的经度L；

第十步：计算卫星在瞬时地球坐标系中的位置；

第十一步：计算卫星在协议地球坐标系中的位置。

优选的，所述平均角速度n通过以下步骤获得：

首先根据广播星历中给出的参数计算出参考时刻t_oe的平均角速度n₀：式中，GM为万有引力常数G与地球总质量M的乘积，GM＝3.9860047×1014m³/s²，然后根据广播星历中给定的摄动参数△n计算观测时刻卫星的平均角速度n：n＝n₀+△n。

优选的，所述计算摄动改正项包括以下步骤：

通过广播星历中给出的C_uc、C_us、C_rc、C_rs、C_ic、C_is6个摄动参数，求出由于地球引力场位函数的二阶带谐系数项而引起的升交距角μ的摄动改正项δ_μ、卫星矢径r的摄动改正项δ_r，和卫星轨道倾角i的摄动改正项δ_i，计算公式如下：

${\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\μ}}=C_{uc}cos2\widetilde{\mathrm{\μ}}+C_{us}sin2\widetilde{\mathrm{\μ}}$

${\mathrm{\δ}}_r=C_{rc}cos2\widetilde{\mathrm{\μ}}+C_{rs}sin2\widetilde{\mathrm{\μ}}$

${\mathrm{\δ}}_i=C_{ic}cos2\widetilde{\mathrm{\μ}}+C_{is}sin2\widetilde{\mathrm{\μ}}.$

优选的，所述对升交距角卫星矢径r、轨道倾角i进行摄动改正的步骤为：

$\widetilde{\mathrm{\μ}}=\widetilde{\mathrm{\μ}}+{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\μ}}$

r＝a_s(1-e_scosE_s)+δ_r

$i=i_0+{\mathrm{\δ}}_i+\frac{di}{dt}(t-t_{oe})$

式中：a_s为卫星轨道的长半径，i₀为t_oe时刻的轨道倾角，由广播星历中的开普勒参数给出；为i的变化率，由广播星历中的摄动参数给出。

优选的，所述输出模块用于根据海用电子设备制定的标准格式NMEA格式或者二进制格式输出所述导航结果。

通过本发明的一个或者多个技术方案，本发明具有以下有益效果或者优点：

本发明提供了一种自动导航驾驶系统，包括：捕获跟踪处理模块，报文提取模块，观测量提取模块，定位解算模块，输出模块。通过捕获跟踪处理模块对卫星信号进行持续跟踪得到卫星的导航电文比特数据；通过报文提取模块，观测量提取模块，获得卫星导航电文和观测量，然后通过定位解算模块进行定位解算，并通过输出模块进行输出，可以自动持续的获得卫星的导航电文比特数据进行定位，进而避免出现导航不及时的情况发生，具有及时准确的技术效果。

附图说明

图1为本发明实施例中自动导航驾驶系统的结构示意图。

具体实施方式

为了使本申请所属技术领域中的技术人员更清楚地理解本申请，下面结合附图，通过具体实施例对本申请技术方案作详细描述。

自动导航驾驶系统从原理上主要分为四部分：捕获跟踪处理部分、报文和观测量提取部分、定位解算及系统输出。

基于上述原理，自动导航驾驶系统的结构如图1所示。自动导航驾驶系统主要包括：捕获跟踪处理模块11，报文提取模块12，观测量提取模块13，定位解算模块14，输出模块15。

捕获跟踪处理模块11，用于对卫星信号进行持续跟踪，并得到卫星的导航电文比特数据；

报文提取模块12，用于接收所述导航电文比特数据，并从所述导航电文比特数据中提取出卫星导航电文；

观测量提取模块13，用于从所述导航电文比特数据中提取出观测量，其中，所述观测量包括伪距观测量、或多普勒观测量、或载波相位观测量；

定位解算模块14，用于根据所述观测量和所述卫星导航电文进行联合定位，获得导航结果；

输出模块15，用于输出所述导航结果。

下面分别介绍各个模块的具体功能。

在捕获跟踪处理模块11中，捕获跟踪数据处理包括转换通道状态、调整跟踪载波环路和码环路状态、维持正确跟踪状态、得出正确多普勒、码相位以及载波相位等信息，还会进行比特同步和卫星的导航电文比特数据。

在测量时刻，捕获跟踪数据处理模块会把得到的观测量值进行封装，通过系统接口传递给下一个单元(报文提取模块12，观测量提取模块13)，进行报文解算和观测量提取。

报文提取模块12用于接收所述导航电文比特数据，并从所述导航电文比特数据中提取出卫星星历、历书、UTC参数、电离层参数等导航电文。而观测量提取模块13，则主要求得卫星的伪距、多普勒、载波相位等观测量。

下面具体介绍报文提取模块12和观测量提取模块13。

报文提取模块12。

报文提取模块12，主要根据GPS和BD2(一种定位系统)接口控制文件对比特流信息进行解码，获取卫星导航电文。卫星导航电文为用户提供有关卫星的星历、卫星工作状态、时间系统、卫星历书等数据，是用户进行定位和导航所必须的基础数据。针对不同卫星定位系统导航电文的结构，需要采用不同的解码方式，以正确高效地获取导航电文。

GPS的L1波段上民码导航电文的传输速率为50bit/s，以“帧”为单位向外发送。每帧的长度为1500bit，播发完一个帧需30s。每帧包括5个子帧，每个子帧均包含300bit，播发时间为6s。每个子帧又可分为10个字，每个字都由30bit组成。导航电文第一、二、三子帧为卫星的星历参数，每30s重复一次，其内容每隔2h更新一次。第四、五子帧为卫星的历书数据，每30s翻转一页，其内容包含有25个页面，所以发送完一套完整的导航电文需要12.5min，然后再重复。

GPS导航电文比特流信息中包含前导字符、子帧的Z计数，以及卫星的星历、历书数据等内容。对比特流进行同步搜索，直至找到前导字符“10001011b”。然后按照校验算法对信息进行校验，若未通过校验则丢弃该数据；若通过校验，则当前数据有效，可以根据导航电文格式，解析出电离层参数、星历以及历书数据等等。

BD2导航电文的提取与GPS类似，也包含解帧结构和信息解析。

观测量提取模块13。

观测量提取模块13，根据基带处理数据得到被跟踪卫星的伪距、多普勒、载波相位等观测量。

伪距观测量是利用卫星信号的传输时间乘以光速得到信号的传输距离。这里的传输时间指卫星信号发送时间t_sv减去接收机本地时间t_u。本地时间t_u直接由接收机本地时钟提供，而卫星信号发送时间t_sv需要通过子帧或字串的计数，并由码跟踪环提供本地伪码相位以后才能准确计算得到。

多普勒观测量的提取是在得到载波NCO的频率值后，将其与射频前端的标称中频值f_c相比，其差就是多普勒频移观测量。

定位解算模块14。

定位解算模块14，根据观测量信息和得到的导航电文进行联合定位，并利用滤波算法使定位结果更稳定可靠，满足高灵敏度需求。

定位解算模块14具体包括：

计算模块，用于根据所述卫星的星历计算出卫星的位置；

定位解算模块14，用于利用所述卫星的位置和所述观测量对用户位置进行定位解算。

下面具体介绍计算模块的具体实施原理，其解算卫星的距离是分步骤进行的，另外，可以解算GPS卫星的距离或者BD2(一种定位系统)卫星的距离。

1)GPS卫星空间位置的计算

第一步：计算卫星运动的平均角速度n。

首先，根据广播星历中给出的参数计算出参考时刻t_oe的平均角速度n₀：式中，GM为万有引力常数G与地球总质量M的乘积，其值为GM＝3.9860047×1014m³/s²。然后根据广播星历中给定的摄动参数△n计算观测时刻卫星的平均角速度n：n＝n₀+△n。

第二步：计算观测瞬间卫星的平近点角M_s。

由于卫星的运行周期为12小时左右，采用卫星过近地点时刻t₀来计算平近点角M时，外推间隔最大可达6小时。而广播星历每2小时更新一次，将参考时刻设在中央时刻时，外推间隔小于等于1小时。所以用t_oe来取代卫星过近地点时刻t₀后，外推间隔将大大减小，用较简单的模型也能获得精度较高的结果。

M_s＝M₀+n(t-t_oe)

式中，M₀为参考时刻t_oe时的平近点角，由广播星历给出。

第三步：计算偏近点角。

用弧度表示的开普勒方程为：E_s＝M_s+e_ssinE_s。

第四步：计算真近点角。

根据开普勒轨道方程，可得近点角f_s与偏近点角E_s之间的关系：

${\mathrm{cosf}}_s=\frac{{\mathrm{cosE}}_s-e_s}{1-e_s{\mathrm{cosE}}_s}$

式中，e_s为卫星轨道的偏心率，由广播星历给出。由此可得真近点角计算常用公式：

第五步：计算升交距角

利用公式计算升交距角，式中，ω为近地点角距，由广播星历给出。

第六步：计算摄动改正项。

广播星历中给出了C_uc、C_us、C_rc、C_rs、C_ic、C_is6个摄动参数，据此可求出由于地球引力场位函数的二阶带谐系数项而引起的升交距角的摄动改正项δ_μ、卫星矢径r的摄动改正项δ_r，和卫星轨道倾角i的摄动改正项δ_i。计算公式如下：

${\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\μ}}=C_{uc}cos2\widetilde{\mathrm{\μ}}+C_{us}sin2\widetilde{\mathrm{\μ}}$

${\mathrm{\δ}}_r=C_{rc}cos2\widetilde{\mathrm{\μ}}+C_{rs}sin2\widetilde{\mathrm{\μ}}$

${\mathrm{\δ}}_i=C_{ic}cos2\widetilde{\mathrm{\μ}}+C_{is}sin2\widetilde{\mathrm{\μ}},$

第七步：对升交距角卫星矢径r、轨道倾角i进行摄动改正。

$\widetilde{\mathrm{\μ}}=\widetilde{\mathrm{\μ}}+{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\μ}},$

r＝a_s(1-e_scosE_s)+δ_r，

$i=i_0+{\mathrm{\δ}}_i+\frac{di}{dt}(t-t_{oe}),$

式中：a_s为卫星轨道的长半径，i₀为t_oe时刻的轨道倾角，由广播星历中的开普勒参数给出。为i的变化率，由广播星历中的摄动参数给出。

第八步：计算卫星在轨道面坐标系中的位置。

在轨道平面直角坐标系中(坐标原点位于地心，X轴指向升交点)卫星的平

x_p＝rcosμ

面直角坐标为：y_p＝rsinμ。

第九步：计算观测瞬间升交点的经度L。

若参考时刻t_oe时升交点的赤经为升交点对时间的变化率为△Ω，那么观测瞬间t的升交点赤经Ω应为：

$\mathrm{\Ω}={\mathrm{\Ω}}_{t_{oe}}+\mathrm{\Δ}\mathrm{\Ω}(t-t_{oe}),$

式中，△Ω可从广播星历的摄动参数中给出。设本周开始时刻(星期日0时)格林尼治恒星时为GASTweek，则观测瞬间的格林尼治恒星时为：

GAST＝GAST_week+ω_et，

式中ω_e为地球自转角速度，其值为ω_e＝7.292115×l0-5rad/s，t为本周内的时间(s)。这样就可求得观测瞬间升交点的经度值为：

$L=\mathrm{\Ω}-GAST={\mathrm{\Ω}}_{t_{oe}}-{\mathrm{GAST}}_{week}+\mathrm{\Δ}\mathrm{\Ω}(t-t_{oe})-{\mathrm{\ω}}_{e}t,$

令 ${\mathrm{\Ω}}_0={\mathrm{\Ω}}_{t_{oe}}-{\mathrm{GAST}}_{week},$ 则有：

L＝Ω₀+△Ω(t-t_oe)-ω_et＝Ω₀+(△Ω-ω_e)t-△Ωt_oe。

第十步：计算卫星在瞬时地球坐标系中的位置。

已知升交点的大地经度L以及轨道平面的倾角i后，就可通过两次旋转求得卫星在地固坐标系中的位置：

$\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right]=R_Z(-L)R_X(-i)\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}x\cos L-y\cos i\sin L\\ x\cos L+y\cos i\sin L\\ y\sin L\end{array}\right].$

第十一步：计算卫星在协议地球坐标系中的位置。

观测瞬间卫星在协议地球坐标系中的位置

${\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]}_{CTS}=R_Y(-x_p)R_X(-y_p)\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& x_p\\ 0& 1& -y\\ -x_p& y_p& 1\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right],$

BD2卫星广播星历的格式与GPS卫星的广播星历基本类似，因此其卫星空间位置的计算也与上节类似，这里不再赘述。

定位解算模块14。

定位解算模块14，用到卫星位置和伪距观测量，通过求解方程来计算接收机当前时刻的位置。如果已知卫星i的位置为r_i(x_i，y_i，z_i)，该卫星的伪距为p_i，设接收机位置为r_u(x_u，y_u，z_u)，接收机钟差为b_u。对于双模定位系统而言，系统时差△T也作为一个未知量，则可得到测量方程：

$p_i=\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}+b_u+\mathrm{\Δ}T,$

对于双模定位系统，已知至少五颗卫星的位置和伪距，代入上式并做线性化，即可联合求解，求出r_u(x_u，y_u，z_u)和接收机钟差的值。

基于上述定位基本原理，在软件程序中使用最小二乘和卡尔曼滤波方法进行接收机位置和速度的求解。然后，对定位结果进行检测。如果通过该检测，则输出此次的定位结果，定位标志置1，否则不输出本次定位结果，定位标志置0。

最小二乘法，是定位解算的基本方法，它能在含有误差与噪声的各个测量值之间求得最优解，使所有测量值的偏差平方和最小。

在满足单系统定位模式下至少四颗星，双系统定位模式下至少五颗星的情况下，根据GPS和BD2接口控制文件提供的方法，利用星历参数计算出参与定位卫星的位置和速度。由于伪距中包含卫星钟差和电离层、对流层延迟误差，定位解算前先利用星历参数计算出卫星钟差；对于GPS和BD2卫星，均可根据电离层延迟参数计算出电离层延迟；并根据相关模型对流层延迟进行估算。之后利用这些校正量校正伪距。将测量误差较大的伪距剔除后，使用牛顿迭代法进行求解，直至迭代结束。

卡尔曼滤波算法，是一种线性最小方差滤波方法，它采用状态方程和量测方程来描述随机线性系统，按照估计状态误差的方差最小的准则，从被测量噪声污染了的量测值中实时地估计出系统每一时刻的各个状态。它包括预测和修正两个过程。卡尔曼滤波器在计算方法上采用递推形式，易于在计算机上实现。

设离散化后的系统状态方程和量测方程分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{X}_k={\mathrm{\Φ}}_{k|k-1}{X}_{k-1}+{\mathrm{\Γ}}_{k-1}{W}_{k-1}\\ Z_k=H_k{X}_k+V_k\end{array}\right.,$

式中：

X_k表示k时刻(n×1)维系统状态矢量；X_k-1则是k-1时刻的系统状态矢量；Φ_k|k-1为k-1时刻系统的转移矩阵；W_k-1是k-1时刻(n×1)维系统噪声矢量；Γ_k-1是系统噪声驱动矩阵；Z_k表示k时刻的(m×1)维测量矢量；H_k为k时刻的(m×n)维观测矩阵；V_k是k时刻(m×1)维量测噪声向量。

同时，W_k-1和V_k是互不相关的零均值白噪声序列，即：

$E\[W_{k-1}\]=0,Cov\[W_{k-1},W_j\]=E\[W_{k-1}{W}_j^T\]=Q_{k-1}{\mathrm{\δ}}_{(k-1)j},$

$E\[V_k\]=0,Cov\[V_k,V_j\]=E\[V_k{V}_j^T\]=R_k{\mathrm{\δ}}_{kj},$

$Cov\[W_{k-1},V_j\]=E\[W_{k-1}{V}_j^T\]=0,$

其中，Q_k为系统噪声方差矩阵，是非负定的，R_k为测量噪声方差矩阵，是正定阵；δ_kj是Kroneker函数：

${\mathrm{\δ}}_{kj}=\{\begin{array}{cc}0& k\≠j\\ 1& k=j\end{array},$

如果离散系统满足上述要求，离散系统的状态最优估计可以采用如下步骤求得：

状态一步预测： ${\hat{X}}_{k|k-1}={\mathrm{\Φ}}_{k|k-1}{\hat{X}}_{k-1},$

状态估计： ${\hat{X}}_k={\hat{X}}_{k|k-1}+K_k\[Z_k-{\hat{Z}}_{k|k-1}\],$

滤波增益： $K_k=P_{k|k-1}{H}_k^T{\[H_k{P}_{k|k-1}{H}_k^T+R_k\]}^{-1},$

一步预测均方误差： $P_{k/k-1}={\mathrm{\Φ}}_{k|k-1}{P}_{k-1}{\mathrm{\Φ}}_{k|k-1}^T+{\mathrm{\Γ}}_{k-1}{Q}_{k-1}{\mathrm{\Γ}}_{k-1}^T,$

估计均方误差： $P_k=\[I-K_k{H}_k\]P_{k/k-1}{\[I-K_k{H}_k\]}^T+K_k{R}_k{K}_k^T,$

输出模块15，用于输出所述导航结果。

输出模块15，可以根据需求按照不同要求输出不同波特率或不同格式(比如海用电子设备制定的标准格式NMEA格式，二进制格式等)的数据。系统输出部分的原理如下：当定位解算之后，需要判断是使用NMEA格式输出或者是使用二进制格式输出。若使用NMEA格式输出，则输出NMEA格式的导航结果。若使用二进制格式输出，则输出二进制格式的导航结果。若两者都不使用，则结束。

NMEA格式或者二进制格式可以根据要求选择输出，可以同时输出(通过不同串口)或者只输出其中一种。

NMEA格式：

1)GGA-PsitionData。

功能描述：输出语句。描述定位数据。本语句包含与接收机定位、测时相关的数据。如果只将BD、GPS卫星用于位置解算，传送标识符为BD、GP，如果使用了双系统卫星取得位置解算，传送标识符用GN。

格式：$--GGA,hhmmss.ss,llll.ll,a,yyyyy.yy,a,x,xx,x.x,x.x,U,x.x,U,xxxx,x.x，x.x*hh<CR><LF>。

表1

注1：状态指示(该数据字段不能为空)

(1)当该语句标识符为GP时，状态指示：0-定位模式不可用或无效；1-GPSSPS模式，定位有效；2-差分GPSSPS模式，定位有效；3-GPSPPS模式，定位有效；4-实时动态(RTK)，系统处于RTK模式中，有固定的整周数；5-浮动的RTK，系统处于RTK模式中，整周数是浮动的；6-估算模式(航位推算)；7-手动输入模式；8-模拟器模式。

(2)当该语句标识符为BD时，状态指示：0-定位不可用或无效；1-无差分定位，定位有效；2-差分定位，定位有效；3-双频定位，定位有效。

(3)当该语句标识符为GN时，状态指示：0-定位不可用或无效；1-兼容定位，定位有效。

(4)无定位结果时，定位信息字段为空。

2)RMC-MinimumSpecificData。

功能描述：最简导航传输数据。格式：

$--RMC,hhmmss.ss,A,llll.ll,a,yyyyy.yy,a,x.x,x.x,ddmmyy,x.x,a,a*hh<CR><LF>。

表2

3)GSV-VisibleSatellitesData。

功能描述：输出语句。本语句包含可视的卫星数、卫星标识号、仰角、方位角及信噪比(C/N0)值。每次传送最多为4颗卫星，传送的语句总数和传送的语句号在前两个字段中显示。如果可以看到多颗BD、GPS卫星，分别使用GSV语句，用标识符BD标识看到的BD卫星，用GP表示看到GPS卫星。GN标识符不与本语句一起使用。

格式：$--GSV,x,x,xx,xx,xx,xxx,x.x,……*hh<CR><LF>。

表3

4)VTG-ForwardDirectionandGroundSpeedData。

功能描述：本语句包含相对于地面的实际航向和速度。如果只将BD、GPS卫星用于位置解算，传送标识符为BD、GP，如果使用了双系统卫星取得位置解算，传送标识符用GN。

格式：$GPVTG,xxx.x,T,xxx.x,M,xxx.x,N,xxx.x,K*hh<CR><LF>。

表4

编号	含义	取值范围	单位	备注
					1，2	对地航向		度	真北
3,4	对地航向		度	磁北
					5,6	对地速度		节
7，8	对地速度		千米/小时
					5	卫星仰角		度
6	卫星方位角		度
					7	信噪比		dB-Hz
……	重复4～7字段			其它卫星信息

5)GLL-GeographicTimeandPositionData。

功能描述：输出语句。大地坐标定位信息，载体的纬度、经度、定位时间与状态。如果只将BD、GPS卫星用于位置解算，传送标识符为BD、GP，如果使用了双系统卫星取得位置解算，传送标识符用GN。

格式：$--GLL,llll.ll,a,yyyyy.yy,a,hhmmss.ss,A,x*hh<CR><LF>。

表5

注1：模式指示：0－自动模式；1－差分模式；2－估算(航位推算)模式；3－手动输入模式；4－模拟器模式。

6)GSA-DOPandVisibleSatellitesData。

功能描述：输出语句。本语句包含用户设备工作模式、GGA语句报告的导航解算中用到的卫星以及精度因子(DOP)值。当只用BD、GPS卫星系统解算位置时，分别用标识符BD表示传送BD卫星精度因子和有效卫星号，用GP表示传送GPS卫星精度因子和有效卫星号。当综合运用BD、GPS以获得位置解算时，会产生多条GSA语句，每一条GSA语句分别用BD、GP作为标识符，以区分综合解算中用到的不同卫星系统的卫星，且每条语句都有用于位置解算的组合卫星系统的PDOP、HDOP、VDOP和TDOP。GN标识符不与本语句一起使用。

格式：$--GSA,a,x,xx,…,xx,x.x,x.x,x.x*hh<CR><LF>。

表6

注1：模式指示：

M-手动，强制用于2D或3D模式；

A-自动，允许2D/3D自动变换。

注2：选用模式：

1-定位不可用或无效；

2-2D；

3-3D。

7)ZDA-DataandTime

功能描述：输出语句。大地坐标定位信息，载体的纬度、经度、定位时间与状态。如果只将BD、GPS卫星用于位置解算，传送标识符为BD、GP，如果使用了双系统卫星取得位置解算，传送标识符用GN。

格式:$--ZDA,hhmmss.ss,dd,mm,yyyy,xx,yy*CC。

表7

二进制格式：

二进制格式可以根据客户需要，输出不同的格式，下面的格式输出接收机的时间、位置及各颗卫星的伪距及多普勒，为较为常用的二进制格式。

表8

n为观测值个数。

注：1、每个数据的低字节在前，高字节在后。

2、双精度数结构(64bits)

MSB(bit63)＝Sign

Bit62-52＝Exponent(exp)

Bit51-00＝Mantissa＝2exp(-1)*bit51+2exp(-2)*bit50...

Value＝Sign*1.mantissa*2exp(EXP-1023)

串口数据中，由先至后的顺序为：Bit7-0,Bit15-8,Bit23-16,Bit31-24,Bit39-32,Bit47-40,Bit55-48,Bit6354。

3、16比特校验和为无符号短整型数，其为所有信息字节(包括帧头)求和，忽略超出16位的进位和溢出。低字节先发，高字节后发。

4、BG中BD的卫星号为其实际卫星号+33，以区别GPS卫星。

通过本发明的一个或者多个实施例，本发明具有以下有益效果或者优点：

本发明提供了一种自动导航驾驶系统，包括：捕获跟踪处理模块，报文提取模块，观测量提取模块，定位解算模块，输出模块。通过捕获跟踪处理模块对卫星信号进行持续跟踪得到卫星的导航电文比特数据；通过报文提取模块，观测量提取模块，获得卫星导航电文和观测量，然后通过定位解算模块进行定位解算，并通过输出模块进行输出，可以自动持续的获得卫星的导航电文比特数据进行定位，进而避免出现导航不及时的情况发生，具有及时准确的技术效果。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的普通技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种自动导航驾驶系统，其特征在于，包括：

捕获跟踪处理模块，用于对卫星信号进行持续跟踪，并得到卫星的导航电文比特数据；

报文提取模块，用于接收所述导航电文比特数据，并从所述导航电文比特数据中提取出卫星导航电文；

观测量提取模块，用于从所述导航电文比特数据中提取出观测量，其中，所述观测量包括伪距观测量、或多普勒观测量、或载波相位观测量；

定位解算模块，用于根据所述观测量和所述卫星导航电文进行联合定位，获得导航结果；

输出模块，用于输出所述导航结果。

2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述卫星导航电文包括卫星的星历、卫星工作状态、时间系统、卫星历书。

3.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述伪距观测量是利用卫星信号的传输时间乘以光速得到信号的传输距离；所述卫星信号的传输时间指卫星信号发送时间t_sv减去接收机本地时间t_u。

4.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述多普勒观测量是在得到载波NCO的频率值后，将所述载波NCO的频率值与射频前端的标称中频值f_c相减获得。

5.如权利要求2所述的系统，其特征在于，所述定位解算模块具体包括：

计算模块，用于根据所述卫星的星历计算出卫星的位置；

定位解算模块，用于利用所述卫星的位置和所述观测量对用户位置进行定位解算。

6.如权利要求5所述的系统，其特征在于，所述计算模块具体用于：

第一步：计算卫星运动的平均角速度n；

第二步：计算观测瞬间卫星的平近点角M_s；

M_s＝M₀+n(t-t_oe)；式中，M₀为参考时刻t_oe时的平近点角，由广播星历给出；

第三步：计算偏近点角：E_s＝M_s+e_ssinE_s；

第四步：计算近点角f_s：

第五步：计算升交距角式中，ω为近地点角距，由广播星历给出；

第六步：计算摄动改正项；

第七步：对升交距角卫星矢径r、轨道倾角i进行摄动改正；

第八步：计算卫星在轨道面坐标系中的位置；

第九步：计算观测瞬间升交点的经度L；

第十步：计算卫星在瞬时地球坐标系中的位置；

第十一步：计算卫星在协议地球坐标系中的位置。

7.如权利要求6所述的系统，其特征在于，所述平均角速度n通过以下步骤获得：

首先根据广播星历中给出的参数计算出参考时刻t_oe的平均角速度n₀：式中，GM为万有引力常数G与地球总质量M的乘积，GM＝3.9860047×1014m³/s²，然后根据广播星历中给定的摄动参数△n计算观测时刻卫星的平均角速度n：n＝n₀+△n。

8.如权利要求6所述的系统，其特征在于，所述计算摄动改正项包括以下步骤：

通过广播星历中给出的C_uc、C_us、C_rc、C_rs、C_ic、C_is6个摄动参数，求出由于地球引力场位函数的二阶带谐系数项而引起的升交距角的摄动改正项δ_μ、卫星矢径r的摄动改正项δ_r，和卫星轨道倾角i的摄动改正项δ_i，计算公式如下：

${\mathrm{\&delta;}}_{\mathrm{\&mu;}}=C_{uc}\cos 2\widetilde{\mathrm{\&mu;}}+C_{us}\sin 2\widetilde{\mathrm{\&mu;}}$

${\mathrm{\&delta;}}_r=C_{rc}\cos 2\widetilde{\mathrm{\&mu;}}+C_{rs}\sin 2\widetilde{\mathrm{\&mu;}}$

${\mathrm{\&delta;}}_i=C_{ic}\cos 2\widetilde{\mathrm{\&mu;}}+C_{is}\sin 2\widetilde{\mathrm{\&mu;}}.$

9.如权利要求6所述的系统，其特征在于，所述对升交距角μ、卫星矢径r、轨道倾角i进行摄动改正的步骤为：

$\begin{array}{c}\widetilde{\mathrm{\&mu;}}=\widetilde{\mathrm{\&mu;}}+{\mathrm{\&delta;}}_{\mathrm{\&mu;}}\\ r=a_s\left(1-e_s\cos E_s\right)+{\mathrm{\&delta;}}_r\\ i=i_0+{\mathrm{\&delta;}}_i+\frac{di}{dt}\left(t-t_{oe}\right)\end{array}$ 式中：a_s为卫星轨道的长半径，i₀为t_oe时刻的轨道倾角，由广播星历中的开普勒参数给出；为i的变化率，由广播星历中的摄动参数给出。

10.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述输出模块用于根据海用电子设备制定的标准格式NMEA格式或者二进制格式输出所述导航结果。