CN109061701A

CN109061701A - 一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法

Info

Publication number: CN109061701A
Application number: CN201810815780.3A
Authority: CN
Inventors: 李奇奋; 耿鹏飞; 艾伦
Original assignee: Aerospace Long March Launch Vehicle Technology Co Ltd; Beijing Institute of Telemetry Technology
Current assignee: Aerospace Long March Launch Vehicle Technology Co Ltd; Beijing Institute of Telemetry Technology
Priority date: 2018-07-24
Filing date: 2018-07-24
Publication date: 2018-12-21
Anticipated expiration: 2038-07-24
Also published as: CN109061701B

Abstract

本发明提供了一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法：解算绕飞飞行器主天线与主飞行器天线之间的基线矢量根据绕飞飞行器主天线与主飞行器天线之间的基线矢量ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值当绕飞飞行器主天线视场变差，绕飞飞行器主天线和从天线测量得到的观测量均无法独立完成RTK运算时，根据绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值辅助解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的载波相位模糊度整数解，求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量b_B解决主飞行器与绕飞飞行器的精密相对测量问题。

Description

一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法

技术领域

本发明涉及一种适用星载多天线融合载波相位差分测量方法，属于空间飞行器技术领域。

背景技术

RTK(Real Time Kinematic)是载波相位差分测量技术，可快速测量高精度相对位置，因而可应用于星间测量系统或者飞行器交会对接控制系统。 RTK技术广泛应用于航天航空等高科技领域中。

随着轨道飞行器的技术发展，编队飞行出现了伴飞，绕飞等复杂飞行模式。在伴飞，绕飞等飞行过程中，控制失当将引起飞行器相互碰撞，因此精确测定飞行器间相对位置是保证飞行器安全的重要技术保障。与交会对接不同的是，在绕飞过程中，绕飞飞行器往往承担着光学拍照摄像的任务，在光学拍照摄像任务中，绕飞飞行器光学镜头需一直指向主飞行器，这意味着绕飞飞行器会随着绕飞过程而旋转，因而姿态不再呈三轴稳定对地状态而呈现大幅度姿态机动。姿态机动过程会造成安装在绕飞飞行器上的卫星导航天线视场不断变化，从而造成在某些角度导航天线只能接收到少量导航卫星信号或者根本接收不到卫星信号。在卫星星体上布置多个天线可以解决卫星星体转动时连续观测的问题，但是又带来了绕飞飞行器切换选取参加RTK运算天线的问题，在切换过程中，新参与RTK运算的天线需要重新搜索载波相位模糊度，这会造成切换过程中RTK中断，从而造成主飞行器与绕飞飞行器的观测过程中断，给飞行器的安全运行带来一定的威胁。

发明内容

本发明所解决的技术问题是：克服现有技术不足，提供一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，根据卫星的在轨姿态任务，在卫星星体上安装两个或者三个天线，保证在任何时间任何姿态下，至少有一个天线可与主飞行器完成RTK运算。通过硬件设计和算法设计，保证姿态转动过程中主飞行器与绕飞飞行器的精密相对测量。

本发明的技术解决方案是:一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，适用于星间测量系统，所述星间测量系统包括主飞行器和绕飞飞行器，绕飞飞行器上布置多个天线，选取视场内收星状态良好，天线为绕飞飞行器的主天线，其余天线为从天线，当绕飞飞行器主天线能够独立完成RTK 运算时，执行如下步骤：

(1.1)、采用绕飞飞行器主天线与主飞行器天线测量得到的观测量完成RTK运算，得到绕飞飞行器主天线与主飞行器天线间载波相位模糊度整数解，解算绕飞飞行器主天线与主飞行器天线之间的基线矢量

(1.2)、根据绕飞飞行器主天线与主飞行器天线之间的基线矢量 ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值；

当绕飞飞行器从天线视场较差时，绕飞飞行器从天线测量得到的观测量均无法独立完成RTK运算，执行如下步骤，直至绕飞飞行器任一天线收星状态良好，能够独立完成RTK运算时，将该天线切换为主天线：

(1.3)、根据绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值辅助解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的载波相位模糊度整数解，进而求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量b_B。

所述绕飞飞行器从天线与主飞行器天线间的基线矢量估计值的计算方法为：

所述步骤(1.3)的具体计算过程为：

(1.3.1)、选取绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的N颗共视卫星作为观测卫星，将其中一颗卫星记为观测主星，其余各颗卫星记为观测从星，N≥4；

(1.3.2)、采用主飞行器天线位置观测主星的位置计算主飞行器到观测主星间单位方向矢量采用主飞行器天线位置各观测从星的位置计算主飞行器天线到各观测从星间的单位方向矢量k＝2～N；

(1.3.3)、根据主飞行器天线和绕飞飞行器从天线测量得到的观测卫星的载波相位，计算观测主星与观测从星之间的载波相位双差k＝2～N；

(1.3.4)、采用绕飞飞行器从天线与主飞行器天线基线矢量估计值主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量以及观测主星与各观测从星之间的载波相位双差得到观测主星与各观测从星之间的双差载波相位模糊度浮点解k＝2～N；

(1.3.5)、采用步骤(1.3.4)中的载波相位模糊度浮点解计算载波相位模糊度整数解k＝2～N；

(1.3.6)、根据主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量观测主星与各观测从星之间的载波相位双差和载波相位模糊度整数解求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量b_B。

第k颗主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量k＝2～N的计算公式为：

所述步骤(1.3.4)中观测主星与各观测从星之间的双差载波相位模糊度浮点解的具体计算公式为：

所述绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量b_B的具体计算公式为：

所述ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量根据星体坐标系到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得到。

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：

(a)、根据绕飞飞行器所在的纬度、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

(b)、获取绕飞飞行器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

(c)、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

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：

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)、本发明利用绕飞飞行器主天线与主飞行器天线的载波相位模糊度固定信息来计算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的载波相位模糊度，避免了切换过程中，从天线与主飞行器天线重新搜搜载波相位模糊度。

(2)、本发明绕飞飞行器主天线与主飞行器天线RTK运算中，载波相位模糊度已固定时，绕飞飞行器从天线与主飞行器天线可在1个历元时间内固定载波相位模糊度。

(3)、本发明绕飞飞行器主天线与主飞行器天线RTK运算中，载波相位模糊度已固定时，绕飞飞行器从天线与主飞行器天线只需有4颗共视卫星，即可单独解算基线。

(4)、本发明绕飞飞行器接收卫星数大于等于4的天线均可与主飞行器天线保持RTK载波相位模糊度固定的状态，在天线切换过程中，可保证无缝基线测量。

附图说明

图1本发明实施例绕飞飞行器星体表面安装双天线示意图；

图2本发明实施例多天线融合RTK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。

本发明提供了一种适用于星载多天线融合RTK方法，适用于星间测量系统，所述星间测量系统包括主飞行器和绕飞飞行器，绕飞飞行器上布置多个天线，单独接收导航卫星信号，计算每个卫星的伪距和载波相位，选取视场内收星状态良好，天线为绕飞飞行器的主天线，其余天线为从天线。

本发明通过信息融合方法，减少绕飞飞行器切换参与RTK运算天线时新天线完成载波相位模糊度固定的时间，实现了绕飞飞行器姿态机动过程中切换天线时RTK运算不中断，保证在任何姿态下至少有一个天线可始终与主飞行器的接收机数据完成RTK运算，从而完成在各种复杂姿态下主飞行器与绕飞飞行器的精密相对测量问题。该方法具体步骤为：

当绕飞飞行器主天线能够独立完成RTK运算时，执行如下步骤：

(1.2)、根据绕飞飞行器主天线与主飞行器天线之间的基线矢量 ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值

所述ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量根据星体坐标系到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得到：

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：

当绕飞飞行器从天线视场较差，绕飞飞行器从天线测量得到的观测量均无法独立完成RTK运算时，执行如下步骤，直至绕飞飞行器任一天线收星状态良好，能够独立完成RTK运算时，将该天线切换为主天线：

(1.3)、根据绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值辅助解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的载波相位模糊度整数解，进而求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量b_B，具体计算过程为：

(1.3.2)、采用主飞行器天线位置观测主星的位置计算主飞行器到观测主星间单位方向矢量采用主飞行器天线位置各观测从星的位置计算主飞行器天线到各观测从星间的单位方向矢量k＝2～N；具体计算方法为：

(1.3.3)、根据主飞行器天线和绕飞飞行器从天线测量得到的观测卫星的载波相位，计算观测主星与观测从星之间的载波相位双差k＝2～N；所述载波相位双差为主飞行器天线测量得到的观测主星载波相位与绕飞飞行器从天线测量得到的观测主星载波相位之差减去主飞行器天线测量得到的观测从星载波相位与绕飞飞行器从天线测量得到的观测从星载波相位之差；

(1.3.4)、采用绕飞飞行器从天线与主飞行器天线基线矢量估计值主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量以及观测主星与各观测从星之间的载波相位双差得到观测主星与各观测从星之间的双差载波相位模糊度浮点解k＝2～N：

具体计算公式为：

其中floor函数为向下取整函数,为载波相位模糊度整数解；

(1.3.6)、根据主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量观测主星与各观测从星之间的载波相位双差和载波相位模糊度整数解求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量b_B：

实施例：

以下以主飞行器和双天线绕飞航天器为例进行阐述，所述方法同样适用于三天线或者多天线。如图1所示。

如图2所示，在绕飞飞行器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间基线矢量为在绕飞飞行器天线A视场处于最优状态时，选择绕飞飞行器天线A与主飞行器天线完成RTK运算，同时解算绕飞飞行器天线B与主飞行器天线的基线，当绕飞飞行器天线A视场比绕飞飞行器天线B差时，选取天线B为主天线，完成RTK运算，同时，辅助解算绕飞飞行器天线A与主飞行器天线的基线。保证在任一时刻，有不少于1个天线可与主飞行器完成RTK运算。

在主飞行器上表面安装导航天线，装配卫星导航接收机，利用传统方法求取主飞行器在ECEF坐标系中的位置坐标得到卫星星历文件 N_b，获取伪距以及载波相位其中为主飞行器收到的第i颗卫星的伪距，为主飞行器收到的第i颗卫星的载波相位。

天线A和天线B分别进行收星处理，分别获取伪距与载波相位等测量量，天线A的伪距为载波相位为其中为绕飞飞行器天线A收到的第j颗卫星的伪距，为绕飞飞行器天线A收到的第j颗卫星的载波相位。天线B的伪距为载波相位为其中为绕飞飞行器天线B收到的第k颗卫星的伪距，为绕飞飞行器天线B收到的第k颗卫星的载波相位。

比较天线A和天线B的接收卫星数目，若j≥k，则选取天线A与主飞行天线开展载波相位模糊度搜索，若j，则选取天线B与主飞行天线开展载波相位模糊度搜索。为便于论述，假设选取天线A与主飞行器天线进行 RTK运算。

(1.1)、采用传统载波相位差分方法，搜索天线A与主飞行器天线间载波相位模糊度，固定后获取天线A与主飞行器天线间基线矢量b_A。

(1.2)、解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值

(1.2.1)、将主飞行器在ECEF坐标系中的位置坐标转化为纬度、经度、高度(L_b,λ_b,h_b)。；

(1.2.2)、计算由主飞行器所在位置导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵，具体由公式如下：

给出。

(1.2.3)、收绕飞飞行器星务计算机给出的卫星姿态角计算由卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵，具有由公式如下：

给出。

(1.2.4)采用步骤(1.2.2)以及步骤(1.2.3)得到的计算由星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵，具体公式如下：

(1.2.5)采用步骤(1.2.4)得到的以及基线矢量计算在ECEF 坐标系下，天线A到天线B之间的基线矢量具体公式如下：

其中,天线A到天线B之间的基线矢量为天线A相位中心与天线B 相位中心在ECEF坐标系下的向量。

(1.2.6)如图2所示，依据空间矢量关系可以得到绕飞飞行器天线B 与主飞行器天线间的基线矢量，具体公式如下：

(1.3)、根据绕飞飞行器天线B与主飞行器天线之间的基线矢量估计值辅助解算绕飞飞行器天线B与主飞行器天线的载波相位模糊度整数解，进而求解绕飞飞行器天线B与主飞行器天线的基线矢量b_B。

(1.3.1)、选取绕飞飞行器天线B与主飞行器天线的共视卫星，为便于阐述，以共视卫星为1号卫星、2号卫星、3号卫星、4号卫星为例，其中1号卫星为仰角最高卫星。

(1.3.2)选取最高仰角卫星为主星，选取1号卫星为主星。利用步骤 (1)中得到的星历文件N_b，获取1号卫星的位置

(1.3.3)采用主飞行器位置以及步骤(13)中的1号导航卫星的位置计算主飞行器到1号导航卫星间的单位方向矢量，具体公式如下：

其中为主飞行器到1号导航卫星的单位方向矢量。

(1.3.4)利用星历文件N_b，获取k号卫星的位置采用主飞行器位置以及第k号导航卫星的位置计算主飞行器到k号导航卫星间的单位方向矢量，具体公式如下：

其中为主飞行器到k号导航卫星的单位方向矢量。

主飞行器到1号卫星、2号卫星、3号卫星、4号卫星的单位方向矢量分别记为：

(1.3.5)采用主飞行器天线接收到的载波相位与绕飞飞行器天线B接收到的载波相位，计算1号星与第k号星的载波相位双差，具体公式如下：

其中，为主飞行器天线接收到的1号卫星载波相位，为主飞行器天线接收到的k号卫星载波相位，为绕飞飞行器天线B接收到的1号卫星载波相位，为绕飞飞行器天线B接收到的k号卫星载波相位。

2号卫星、3号卫星、4号卫星与1号卫星的载波相位双差值分别为：

(1.3.6)采用天线B与主飞行器天线基线矢量以及步骤(1.3.3)得到的求取载波相位模糊度浮点解，具体公式如下：

(1.3.7)采用载波相位模糊度浮点解计算载波相位模糊度整数解，具体由公式如下：

给出，其中floor函数为向下取整函数,为载波相位模糊度整数解。

2号卫星、3号卫星、4号卫星与1号卫星的载波相位模糊度整数解分别为：

(1.3.8)利用单位方向矢量、载波相位双差值、载波相位模糊度整数解求解绕飞飞行器天线B与主飞行器天线的基线矢量，具体由公式如下：

给出。其中，b_B为绕飞飞行器天线B与主飞行器RTK运算得到的基线矢量。

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

1.一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，适用于星间测量系统，所述星间测量系统包括主飞行器和绕飞飞行器，绕飞飞行器上布置多个天线，选取视场内收星状态良好，天线为绕飞飞行器的主天线，其余天线为从天线，其特征在于：

(1.2)、根据绕飞飞行器主天线与主飞行器天线之间的基线矢量ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量解算绕飞飞行器从天线与主飞行器天线之间的基线矢量估计值

2.根据权利要求1所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，其特征在于：所述绕飞飞行器从天线与主飞行器天线间的基线矢量估计值的计算方法为：

3.根据权利要求1所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，其特征在于：所述步骤(1.3)的具体计算过程为：

4.根据权利要求3所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，其特征在于：第k颗主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量k＝2～N的计算公式为：

5.根据权利要求3所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，其特征在于：所述步骤(1.3.4)中观测主星与各观测从星之间的双差载波相位模糊度浮点解的具体计算公式为：

6.根据权利要求3所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，其特征在于：所述绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量b_B的具体计算公式为：

7.根据权利要求1所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，其特征在于：所述ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量根据星体坐标系到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得到。

8.根据权利要求7所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，其特征在于：所述星体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵限据下列方法获得：

(a)、根据绕飞飞行器所在的纬度、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

(b)、获取绕飞飞行器卫星姿态角(θ，ψ)，计算卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵

9.根据权利要求8所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，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：

10.根据权利要求8所述的一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法，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：