CN109061695A - 一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，属于卫星导航技术领域。本发明根据卫星姿态机动情况，在卫星上表面布置多个导航天线，根据卫星平台提供的姿态信息，用信息融合的手段将两个天线接收到的导航信号折算到一个天线相位中心，实现在卫星平台大幅度姿态机动情况下的高精度连续导航。本发明可以用于精密定轨。

Description

一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法

技术领域

本发明涉及一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，特别适用于大幅度姿态机动卫星的高精度测量，属于空间飞行器技术领域。

背景技术

高精度高稳定性高可靠性卫星导航接收机广泛应用于航天航空等高科技领域中。卫星导航接收机由天线和导航处理机组成，天线放置在卫星表面观测条件较好的位置，接收来自于天顶方向的导航信号，导航处理机接收来自于天线的射频信号，将射频信号放大滤波下变频处理后，由基带处理部分完成信号处理和导航解算，计算出位置速度。

如果卫星处于三轴稳定姿态，则可将导航天线布置在卫星上表面，在轨运行期间就可连续地接收导航信号，完成导航定位功能。如果卫星进行大幅度姿态调整，或者编队卫星完成绕飞，转动等任务时，安装在上表面的天线可能会被遮挡，造成导航定位中断，从而无法提供连续的位置服务。对于需要完成综合精密定轨的卫星来说，星体姿态的调整一方面造成观测数据中断，另一方面，姿态调整造成卫星天线相位中心与星体质心转换时面临困难，造成大幅度姿态机动卫星的观测数据质量不足以完成综合精密定轨。

发明内容

本发明所解决的技术问题是：克服现有技术不足，提供一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，提高定位精度。

本发明的技术解决方案是：一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，所述卫星星体的表面布置N个天线，N≥2，保证卫星姿态转动过程中N个天线总共能接收到至少四颗导航卫星信号，该方法步骤如下：

(1)、分别对每个天线接收的各颗导航卫星的信号进行捕获、跟踪处理，得到每个天线接收到的各颗卫星的原始观测量，所述原始观测量包括卫星伪距、载波多普勒及卫星星历信息；

(2)、根据各颗卫星的原始观测量，进行定位解算，得到载体在ECEF坐标系中的概略位置并将其转换为纬度、经度、高度(L_b,λ_b,h_b)；(3)、选取一个天线作为主天线，根据星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵以及星体坐标系下其他天线到主天线基线矢量计算ECEF坐标系下其他天线与主天线之间的基线矢量具体由公式如下：

其中，o∈[1,N],且o≠m,m∈[1,N]；

(4)、根据步骤(1)所获得的各颗导航卫星的星历信息，计算得到各颗导航卫星的位置再结合载体在ECEF坐标系中的概略位置计算载体到第k颗导航卫星间的单位方向矢量

(5)、根据其他天线与主天线之间的链路延时τ_mo、ECEF坐标系下其他天线与主天线之间的基线矢量将其他天线接收到的导航卫星的伪距，拟合成主天线接收对应导航卫星的伪距；

(6)、根据主天线所接收到的所有卫星的伪距、拟合得到的主天线接收其他天线所收到的卫星伪距及相应的卫星星历信息，完成定位解算得到精确的载体位置。

所述任一其他天线A和主天线B之间的射频链路的时延差τ_AB，通过下列方法确定：

(1.1)、采用同频转发器对卫星信号进行转发，转发天线与天线A和天线B等距；

(1.2)、通过各自的射频信道将天线A和天线B接收到的射频信号滤波、放大、下变频处理，生成模拟中频信号IF_A和IF_B；两个射频通道采用同源时钟；

(1.3)、对模拟中频信号IF_A和IF_B进行采样，得到数字中频信号DIF_A和DIF_B，对数字中频信号DIF_A和DIF_B分别进行捕获，跟踪处理，得到A天线原始观测量和B天线原始观测量，所述原始观测量卫星伪距、载波多普勒；

(1.4)、分别根据A天线原始观测量和B天线原始观测量完成单点定位，得到A天线对应的钟差τ_A和B天线对应的钟差τ_B；

(1.5)、将A天线对应的钟差τ_A和B天线对应的钟差τ_B作差，获取天线A与天线B的射频链路的时延差τ_AB，具体公式如下：

τ_AB＝τ_A-τ_B。

载体在ECEF坐标系中的概略位置通过下列方法获得：

当存在任一天线接收到的卫星数目大于等于4时，则选择该天线的伪距与星历信息，完成单点定位，得到载体在ECEF坐标系中的概略位置否则，选取某一天线作为主天线，将其他天线接收到的其他卫星伪距折算为该主天线接收该卫星的伪距，然后根据主天线收到的卫星伪距和折算后卫星伪距及卫星星历信息完成单点定位，得到接收机的ECEF坐标系中概略位置

所述将其他天线接收到的其他卫星伪距折算为该主天线接收到该卫星的伪距的具体方法为：

表示折算到主天线的第k颗星的伪距，m∈[1,N]，为第o个天线收到的第k颗星的伪距，o∈[1,N]，且o≠m，τ_mo表示第ο个天线与第m个天线的射频链路的时延差。

所述星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵根据下列方法获得：

(3.1)、根据载体所在的纬度、经度、高度(L_b,λ_b,h_b)，计算卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵

(3.2)、获取卫星姿态角计算卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵

(3.3)、根据卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵和卫星本5体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵得到星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵

所述卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵为：

。

卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵为：

。

所述步骤(4)对于第ο个天线接收到的第k号导航卫星的伪距拟合成第m个天线接收到的第k号导航卫星的伪距的计算公式为：

。

第k颗导航卫星间的单位方向矢量的计算公式为：

。

步骤(1)中对每个天线接收的各颗导航卫星的信号进行捕获、跟踪处理时采用同源时钟进行处理。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)、本发明根据卫星姿态机动情况，在卫星上表面布置多个导航天线，根据卫星平台提供的姿态信息，用信息融合的手段将多个天线接收到的导航信号精确拟合到一个主天线相位中心，实现在卫星平台大幅度姿态机动情况下的高精度连续导航。

(2)、本发明将各个天线的卫星导航信号单独处理，避免了现有技术中将各天线射频信号直接合路带来的载噪比损失；

(3)、本发明可融合利用多个天线接收到的伪距，在任意一个天线自接收卫星数小于4，但所有天线接收到的卫星总数大于等于4时可实时定位。

(4)、本发明采用星体姿态对各天线接收到的伪距精确拟合，提高了定位精度。

(5)、本发明生成的伪距可对应于各天线的相位中心，所得数据可用于综合精密定轨。

附图说明

图1为本发明实施例星体表面布置双天线示意图。

图2为本发明实施例标定天线A与天线B的链路延时差示意图；

图3为本发明实施例导航接收机示意图；

图4为本发明实施例原始观测量拟合示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。

本发明适用于姿态机动卫星，所述卫星星体的表面布置N个天线，N≥2，保证卫星姿态转动过程中N个天线总共能接收到至少四颗导航卫星信号。各为便于阐述，以双天线为例。卫星星体的表面布置N个天线天线布设在观测条件较好的位置，确保卫星姿态转动过程中N个天线总共能接收到至少四颗导航卫星信号，N≥2，通过硬件设计和算法设计，保证姿态转动过程中各天线接收原始观测量过程中的平稳无缝切换，从而为大幅度姿态机动卫星的综合精密定轨提供了连续的高质量原始观测数据，解决了大幅度姿态机动卫星的精密定轨难题。

以下以双天线为例阐述本发明提供的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，所述方法同样适用于三天线或者多天线。双天线分别记为天线A和天线B。所述定位方法运行在如图1所示的接收机中。

本发明提供的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法包括如下步骤：

(1)、分别两个天线(天线A和天线B)接收的各颗导航卫星的信号进行捕获、跟踪处理，得到每个天线接收到的各颗卫星的原始观测量，所述原始观测量包括卫星伪距、载波多普勒及卫星星历信息；

为保证天线A与天线B接收伪距包含的钟差相同，对每个天线接收的各颗导航卫星的信号进行捕获、跟踪处理时采用同源时钟进行处理。

本实施例中，天线A对应各颗卫星的伪距为天线B对应的各颗卫星伪距为其中，为天线A收到的第一颗卫星的伪距，为天线A收到的第i颗卫星的伪距，为天线B收到的第一颗卫星的伪距，为天线B收到的第j颗卫星的伪距。天线A与天线B的视场不同，接收到的卫星有所不同。

(2)、根据各颗卫星的原始观测量，进行定位解算，得到载体在ECEF坐标系中的概略位置并将其转换为纬度、经度、高度(L_b,λ_b,h_b)；

当存在天线A或天线B中有一个天线接收到的卫星数目大于等于4时，则选择该接收卫星数目大于4颗的天线的伪距与星历信息，完成单点定位，得到载体在ECEF坐标系中的概略位置如果天线A或者天线B接收到的卫星数目都小于4颗，但总数目大于等于4颗时，选取线A或者天线B作为主天线，直接将另一个天线接收到的卫星伪距折算为主天线接收到的卫星伪距，假设天线A为主天线，具体折算公式如下：

然后根据主天线(天线A)收到的卫星伪距和折算后卫星伪距及卫星星历信息完成单点定位，得到接收机的ECEF坐标系中概略位置

以天线A和天线B为例，天线A和天线B之间的射频链路的时延差τ_AB，通过下列方法确定：

(1.1)、采用同频转发器对卫星信号进行转发，转发天线与天线A和天线B等距，如图2所示；

(1.2)、通过各自的射频信道将天线A和天线B接收到的射频信号滤波、放大、下变频处理，生成模拟中频信号IF_A和IF_B；两个射频通道采用同源时钟；

如图3所示，在接收机中采用一个晶振为共同的时钟源，为天线A和天线B设计独立的射频信道，射频信号中的本振信号，采用共同的时钟源上变频产生。

(1.3)、采用共同的晶振(时钟源)对模拟中频信号IF_A和IF_B进行采样，得到数字中频信号DIF_A和DIF_B，对数字中频信号DIF_A和DIF_B分别进行捕获，跟踪处理，得到A天线原始观测量和B天线原始观测量，所述原始观测量卫星伪距、载波多普勒；

(1.4)、分别根据A天线原始观测量和B天线原始观测量完成单点定位，得到A天线对应的钟差τ_A和B天线对应的钟差τ_B；

(1.5)、将天线A对应的钟差τ_A和天线B对应的钟差τ_B作差，获取天线A与天线B的射频链路的时延差τ_AB，具体公式如下：

τ_AB＝τ_A-τ_B。

(3)、选取天线A作为主天线，根据星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵以及星体坐标系下天线B到天线A基线矢量计算ECEF坐标系下天线B与天线A之间的基线矢量具体由公式如下：

其中，o∈[1,N],且o≠m,m∈[1,N]；

在卫星星体的上表面布置两个天线，分别为天线A与天线B，卫星的星体坐标系为OXYZ，在卫星的星体坐标系中，天线A与天线B间基线矢量为两天线相位中心的连线。

所述星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵根据下列方法获得：

(3.1)、根据载体所在的纬度、经度、高度(L_b,λ_b,h_b)，计算卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵

。

(3.2)、获取卫星姿态角计算卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵

(3.3)、根据卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵和卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵得到星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵

(4)、根据步骤(1)所获得的各颗导航卫星的星历信息，计算得到各颗导航卫星的位置再结合载体在ECEF坐标系中的概略位置计算载体到第k颗导航卫星间的单位方向矢量

第k颗导航卫星间的单位方向矢量的计算公式为：

。

(5)、根据天线B与天线A之间的链路延时τ_mo、ECEF坐标系下天线B与天线A之间的基线矢量将天线B接收到的导航卫星的伪距，拟合成主天线接收对应导航卫星的伪距；

第o个天线接收到的第k号导航卫星的伪距拟合成第m个天线接收到的第k号导航卫星的伪距的计算公式为：

本实施例中，如图4所示，天线B接收到的k号导航卫星的伪距可以折算出天线A接收到的k号导航卫星的伪距具体由公式如下：

(6)根据主天线所接收到的所有卫星的伪距、拟合得到的主天线接收其他天线所收到的卫星伪距及相应的卫星星历信息，完成定位解算得到精确的载体位置。

采用本发明所提供的方法从天线B拟合到天线A的伪距，结合天线A接收到的伪距，可完成综合精密定轨。

以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，所述卫星星体的表面布置N个天线，N≥2，保证卫星姿态转动过程中N个天线总共能接收到至少四颗导航卫星信号，其特征在于步骤如下：

(1)、分别对每个天线接收的各颗导航卫星的信号进行捕获、跟踪处理，得到每个天线接收到的各颗卫星的原始观测量，所述原始观测量包括卫星伪距、载波多普勒及卫星星历信息；

(2)、根据各颗卫星的原始观测量，进行定位解算，得到载体在ECEF坐标系中的概略位置并将其转换为纬度、经度、高度(L_b，λ_b，h_b)；(3)、选取一个天线作为主天线，根据星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵以及星体坐标系下其他天线到主天线基线矢量计算ECEF坐标系下其他天线与主天线之间的基线矢量具体由公式如下：

其中，o∈[1，N]，且o≠m，m∈[1，N]；

(4)、根据步骤(1)所获得的各颗导航卫星的星历信息，计算得到各颗导航卫星的位置再结合载体在ECEF坐标系中的概略位置计算载体到第k颗导航卫星间的单位方向矢量

(5)、根据其他天线与主天线之间的链路延时τ_mo、ECEF坐标系下其他天线与主天线之间的基线矢量将其他天线接收到的导航卫星的伪距，拟合成主天线接收对应导航卫星的伪距；

(6)、根据主天线所接收到的所有卫星的伪距、拟合得到的主天线接收其他天线所收到的卫星伪距及相应的卫星星历信息，完成定位解算得到精确的载体位置。

2.根据权利要求1所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于所述任一其他天线A和主天线B之间的射频链路的时延差τ_AB，通过下列方法确定：

(1.1)、采用同频转发器对卫星信号进行转发，转发天线与天线A和天线B等距；

(1.2)、通过各自的射频信道将天线A和天线B接收到的射频信号滤波、放大、下变频处理，生成模拟中频信号IF_A和IF_B；两个射频通道采用同源时钟；

(1.3)、对模拟中频信号IF_A和IF_B进行采样，得到数字中频信号DIF_A和DIF_B，对数字中频信号DIF_A和DIF_B分别进行捕获，跟踪处理，得到A天线原始观测量和B天线原始观测量，所述原始观测量卫星伪距、载波多普勒；

(1.4)、分别根据A天线原始观测量和B天线原始观测量完成单点定位，得到A天线对应的钟差τ_A和B天线对应的钟差τ_B；

(1.5)、将A天线对应的钟差τ_A和B天线对应的钟差τ_B作差，获取天线A与天线B的射频链路的时延差τ_AB，具体公式如下：

τ_AB＝τ_A-τ_B。

3.根据权利要求1所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于载体在ECEF坐标系中的概略位置通过下列方法获得：

当存在任一天线接收到的卫星数目大于等于4时，则选择该天线的伪距与星历信息，完成单点定位，得到载体在ECEF坐标系中的概略位置否则，选取某一天线作为主天线，将其他天线接收到的其他卫星伪距折算为该主天线接收该卫星的伪距，然后根据主天线收到的卫星伪距和折算后卫星伪距及卫星星历信息完成单点定位，得到接收机的ECEF坐标系中概略位置

4.根据权利要求3所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于所述将其他天线接收到的其他卫星伪距折算为该主天线接收到该卫星的伪距的具体方法为：

表示折算到主天线的第k颗星的伪距，m∈[1，N]，为第o个天线收到的第k颗星的伪距，o∈[1，N]，且o≠m，τ_mo表示第o个天线与第m个天线的射频链路的时延差。

5.根据权利要求1所述的一种适用于大幅度姿态机动卫星的高精度导航定位方法，其特征在于所述星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵根据下列方法获得：

(3.1)、根据载体所在的纬度、经度、高度(L_b，λ_b，h_b)，计算卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵

(3.2)、获取卫星姿态角(θ，ψ)，计算卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵

(3.3)、根据卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵和卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵得到星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵

6.根据权利要求5所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于：所述卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵为：

。

7.根据权利要求5所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵为：

。

8.根据权利要求1所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于所述步骤(4)对于第o个天线接收到的第k号导航卫星的伪距拟合成第m个天线接收到的第k号导航卫星的伪距的计算公式为：

。

9.根据权利要求1所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于：第k颗导航卫星间的单位方向矢量的计算公式为：

。

10.根据权利要求1所述的一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法，其特征在于：步骤(1)中对每个天线接收的各颗导航卫星的信号进行捕获、跟踪处理时采用同源时钟进行处理。