CN109061701B - 一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法 - Google Patents

一种适用于星载多天线融合载波相位差分测量方法 Download PDF

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CN109061701B CN201810815780.3A CN201810815780A CN109061701B CN 109061701 B CN109061701 B CN 109061701B CN 201810815780 A CN201810815780 A CN 201810815780A CN 109061701 B CN109061701 B CN 109061701B
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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
Figure DDA0001740288580000011
根据绕飞飞行器主天线与主飞行器天线之间的基线矢量
Figure DDA0001740288580000012
ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量
Figure DDA0001740288580000013
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
Figure DDA0001740288580000014
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
Figure DDA0001740288580000015
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bB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，绕飞飞行器上布置两个或者三个天线，选取视场内收星状态良好能够独立完成RTK运算的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bA；
(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bA、ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量
Figure GDA0002704199500000021
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
Figure GDA0002704199500000022
当绕飞飞行器主天线视场较差时，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
Figure GDA0002704199500000023
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bB。
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
Figure GDA0002704199500000024
的计算方法为：
Figure GDA0002704199500000025
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
Figure GDA0002704199500000026
观测主星的位置
Figure GDA0002704199500000027
计算主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量
Figure GDA0002704199500000031
采用主飞行器天线位置
Figure GDA0002704199500000032
各观测从星的位置
Figure GDA0002704199500000033
计算主飞行器天线到各观测从星间的单位方向矢量
Figure GDA0002704199500000034
(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
Figure GDA0002704199500000035
(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
Figure GDA0002704199500000036
主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量
Figure GDA0002704199500000037
主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure GDA0002704199500000038
以及观测主星与各观测从星之间的载波相位双差
Figure GDA0002704199500000039
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
Figure GDA00027041995000000310
(1.3.5)、采用步骤(1.3.4)中的载波相位模糊度浮点解
Figure GDA00027041995000000311
计算载波相位模糊度整数解
Figure GDA00027041995000000312
(1.3.6)、根据主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量
Figure GDA00027041995000000313
主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure GDA00027041995000000314
观测主星与各观测从星之间的载波相位双差
Figure GDA00027041995000000315
和载波相位模糊度整数解
Figure GDA00027041995000000316
求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量bB。
主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure GDA00027041995000000317
k＝2～N的计算公式为：
Figure GDA00027041995000000318
Figure GDA00027041995000000319
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
Figure GDA00027041995000000320
的具体计算公式为：
Figure GDA00027041995000000321
所述绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量bB的具体计算公式为：
Figure GDA00027041995000000322
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
Figure GDA00027041995000000323
根据卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000041
以及卫星本体坐标系下其他天线到主天线基线矢量
Figure GDA0002704199500000042
计算得到。
所述卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000043
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(Lb,λb,hb)，计算卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000044
(b)、获取绕飞飞行器卫星姿态角
Figure GDA0002704199500000045
计算卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵
Figure GDA0002704199500000046
(c)、根据卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000047
和卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵
Figure GDA0002704199500000048
得到卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000049
所述卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA00027041995000000410
为：
Figure GDA00027041995000000411
卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵
Figure GDA00027041995000000412
为：
Figure GDA00027041995000000413
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，绕飞飞行器上布置两个或者三个天线，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能够独立完成RTK运算的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：
(1.1)、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bA。
(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bA、ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量
Figure GDA0002704199500000051
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
Figure GDA0002704199500000052
Figure GDA0002704199500000061
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
Figure GDA0002704199500000062
根据卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000063
以及卫星本体坐标系下其他天线到主天线基线矢量
Figure GDA0002704199500000064
计算得到：
Figure GDA0002704199500000065
所述卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000066
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(Lb,λb,hb)，计算卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA0002704199500000067
Figure GDA0002704199500000068
(b)、获取绕飞飞行器卫星姿态角
Figure GDA00027041995000000616
计算卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵
Figure GDA0002704199500000069
Figure GDA00027041995000000610
(c)、根据卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA00027041995000000611
和卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵
Figure GDA00027041995000000612
得到卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure GDA00027041995000000613
Figure GDA00027041995000000614
当绕飞飞行器主天线视场较差，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
Figure GDA00027041995000000615
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bB，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
Figure GDA0002704199500000071
观测主星的位置
Figure GDA0002704199500000072
计算主飞行器到观测主星间单位方向矢量
Figure GDA0002704199500000073
采用主飞行器天线位置
Figure GDA0002704199500000074
各观测从星的位置
Figure GDA0002704199500000075
计算主飞行器天线到各观测从星间的单位方向矢量
Figure GDA0002704199500000076
具体计算方法为：
Figure GDA0002704199500000077
Figure GDA0002704199500000078
(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
Figure GDA0002704199500000079
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
Figure GDA00027041995000000710
主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量
Figure GDA00027041995000000711
主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure GDA00027041995000000712
以及观测主星与各观测从星之间的载波相位双差
Figure GDA00027041995000000713
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
Figure GDA00027041995000000714
Figure GDA00027041995000000715
(1.3.5)、采用步骤(1.3.4)中的双差载波相位模糊度浮点解
Figure GDA00027041995000000716
计算载波相位模糊度整数解
Figure GDA00027041995000000717
具体计算公式为：
Figure GDA00027041995000000718
其中floor函数为向下取整函数,
Figure GDA00027041995000000719
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
Figure GDA00027041995000000720
主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure GDA00027041995000000721
观测主星与各观测从星之间的载波相位双差
Figure GDA0002704199500000081
和载波相位模糊度整数解
Figure GDA0002704199500000082
求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量bB：
Figure GDA0002704199500000083
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，卫星的卫星本体坐标系为OXYZ，在卫星的卫星本体坐标系中，天线A与天线B间基线矢量为
Figure GDA0002704199500000084
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
Figure GDA0002704199500000085
得到卫星星历文件Nb，获取伪距
Figure GDA0002704199500000086
以及载波相位
Figure GDA0002704199500000087
其中
Figure GDA0002704199500000088
为主飞行器收到的第i颗卫星的伪距，
Figure GDA0002704199500000089
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
Figure GDA00027041995000000810
载波相位为
Figure GDA00027041995000000811
其中
Figure GDA00027041995000000812
为绕飞飞行器天线A收到的第j颗卫星的伪距，
Figure GDA00027041995000000813
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
Figure GDA00027041995000000814
载波相位为
Figure GDA00027041995000000815
其中
Figure GDA00027041995000000816
为绕飞飞行器天线B收到的第k颗卫星的伪距，
Figure GDA00027041995000000817
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＜k，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bA。
(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
Figure GDA0002704199500000091
(1.2.1)、将主飞行器在ECEF坐标系中的位置坐标
Figure GDA0002704199500000092
转化为纬度、经度、高度(Lb,λb,hb)。
(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：
Figure GDA0002704199500000093
给出。
(1.2.3)、接收绕飞飞行器星务计算机给出的卫星姿态角
Figure GDA0002704199500000094
计算由卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵，具体有公式如下：
Figure GDA0002704199500000095
(1.2.4)采用步骤(1.2.2)
Figure GDA0002704199500000096
以及步骤(1.2.3)得到的
Figure GDA0002704199500000097
计算由卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵，具体公式如下：
Figure GDA0002704199500000098
(1.2.5)采用步骤(1.2.4)得到的
Figure GDA0002704199500000099
以及基线矢量
Figure GDA00027041995000000910
计算在ECEF坐标系下，天线A到天线B之间的基线矢量
Figure GDA00027041995000000911
具体公式如下：
Figure GDA00027041995000000912
其中,天线A到天线B之间的基线矢量
Figure GDA00027041995000000913
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从天线与主飞行器天线间的基线矢量，具体公式如下：
Figure GDA0002704199500000101
(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
Figure GDA0002704199500000102
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bB。
(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Nb，获取1号卫星的位置
Figure GDA0002704199500000103
(1.3.3)采用主飞行器位置
Figure GDA0002704199500000104
以及步骤(1.3.2)中的1号导航卫星的位置
Figure GDA0002704199500000105
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：
Figure GDA0002704199500000106
Figure GDA0002704199500000107
其中
Figure GDA0002704199500000108
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Nb，获取k号卫星的位置
Figure GDA0002704199500000109
采用主飞行器位置
Figure GDA00027041995000001010
以及第k号导航卫星的位置
Figure GDA00027041995000001011
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：
Figure GDA00027041995000001012
Figure GDA00027041995000001013
其中
Figure GDA00027041995000001014
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：
Figure GDA0002704199500000111
(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：
Figure GDA0002704199500000112
其中，
Figure GDA0002704199500000113
为主飞行器天线接收到的1号卫星载波相位，
Figure GDA0002704199500000114
为主飞行器天线接收到的k号卫星载波相位，
Figure GDA0002704199500000115
为绕飞飞行器天线B接收到的1号卫星载波相位，
Figure GDA0002704199500000116
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：
Figure GDA0002704199500000117
(1.3.6)采用天线B与主飞行器天线基线矢量
Figure GDA0002704199500000118
以及步骤(1.3.3)得到的
Figure GDA0002704199500000119
求取载波相位模糊度浮点解，具体公式如下：
Figure GDA00027041995000001110
(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：
Figure GDA00027041995000001111
其中floor函数为向下取整函数,
Figure GDA00027041995000001112
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：
Figure GDA00027041995000001113
(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：
Figure GDA00027041995000001114
给出。其中，bB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 (10)

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，绕飞飞行器上布置两个或者三个天线，选取视场内收星状态良好能够独立完成RTK运算的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：
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bA；
(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bA、ECEF坐标系下绕飞飞行器主天线与从天线之间基线矢量
Figure FDA0002704199490000011
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
Figure FDA0002704199490000012
当绕飞飞行器主天线视场较差时，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
Figure FDA0002704199490000015
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bB。
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之间的基线矢量估计值
Figure FDA0002704199490000013
的计算方法为：
Figure FDA0002704199490000014
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：
(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
Figure FDA0002704199490000021
观测主星的位置
Figure FDA0002704199490000022
计算主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量
Figure FDA0002704199490000023
采用主飞行器天线位置
Figure FDA0002704199490000024
各观测从星的位置
Figure FDA0002704199490000025
计算主飞行器天线到各观测从星间的单位方向矢量
Figure FDA0002704199490000026
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
Figure FDA0002704199490000027
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
Figure FDA00027041994900000221
主飞行器天线到观测主星间单位方向矢量
Figure FDA0002704199490000028
主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure FDA0002704199490000029
以及观测主星与各观测从星之间的载波相位双差
Figure FDA00027041994900000210
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
Figure FDA00027041994900000211
k＝2～N；(1.3.5)、采用步骤(1.3.4)中的双差载波相位模糊度浮点解
Figure FDA00027041994900000212
计算载波相位模糊度整数解
Figure FDA00027041994900000213
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
Figure FDA00027041994900000214
主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure FDA00027041994900000215
观测主星与各观测从星之间的载波相位双差
Figure FDA00027041994900000216
和载波相位模糊度整数解
Figure FDA00027041994900000217
求解绕飞飞行器从天线与主飞行器天线的基线矢量bB。
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：主飞行器天线到观测从星间单位方向矢量
Figure FDA00027041994900000218
k＝2～N的计算公式为：
Figure FDA00027041994900000219
Figure FDA00027041994900000220
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
Figure FDA0002704199490000031
的具体计算公式为：
Figure FDA0002704199490000032
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bB的具体计算公式为：
Figure FDA0002704199490000033
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
Figure FDA0002704199490000034
根据卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure FDA0002704199490000035
以及卫星本体坐标系下其他天线到主天线基线矢量
Figure FDA0002704199490000036
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：所述卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure FDA0002704199490000037
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(Lb，λb，hb)，计算卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure FDA0002704199490000038
(b)、获取绕飞飞行器卫星姿态角
Figure FDA0002704199490000039
计算卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵
Figure FDA00027041994900000310
(c)、根据卫星导航坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure FDA00027041994900000311
和卫星本体坐标系到卫星导航坐标系的转化矩阵
Figure FDA00027041994900000312
得到卫星本体坐标系到ECEF坐标系的转换矩阵
Figure FDA00027041994900000313
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
Figure FDA00027041994900000314
为：
Figure FDA0002704199490000041
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
Figure FDA0002704199490000042
为：
Figure FDA0002704199490000043
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