CN109917431A - 一种天基实现gnss卫星自主导航的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种天基实现GNSS卫星自主导航的方法，涉及卫星导航技术领域，包括以下步骤：优选DRO轨道，建立地月空间卫星轨道的动力学模型；地球低轨数据中继卫星分别与地月空间DRO卫星和全球导航卫星系统建立测量链路，对星间距离测量进行建模和线性化；采用扩展卡尔曼滤波方法对星间测量数据进行处理，在不依赖于地面测控支持下，自主实现全球导航卫星系统的位置和速度确定。处于地月三体非对称引力场空间的DRO轨道结合高精度星间测量，实现GNSS卫星相对于地心系的绝对位置确定，位置确定的过程中不依赖于地面测控；低轨数据中继卫星的引入实现了DRO轨道和GNSS卫星的间接高精度测量，不会影响GNSS卫星现有功能和运行模式。

Description

一种天基实现GNSS卫星自主导航的方法
技术领域
本发明涉及卫星导航技术领域，尤其涉及一种天基实现GNSS卫星自主导航的方法。
背景技术
目前，全球卫星导航系统(GNSS)，包括GPS导航星座，北斗导航星座，格洛纳斯导航星座等，提供的定位和授时服务已经广泛应用于农工商业、国防、民生等各个领域。卫星导航系统一般包含3个部分：空间段、地面段以及用户段。空间段主体是分布在空间轨道中运行的一定数量的卫星，通常位于地球中轨(MEO)、静止轨道(GEO)或者倾斜同步轨道(IGSO)。作为导航定位卫星主要功能是持续向地球近地空间和地面发射导航信号，使得任意位置在任意时刻都能接收到足够多数目的导航信号。地面段负责整个系统的平稳运行，主要功能包括：跟踪整个星座卫星，通过卫星和地面站的测量信号，解算导航卫星的位置状态，解算卫星时钟钟差，确保时间同步；更新导航电文数据并上传等等。用户段就是用户利用接收机接收导航信号后求解出自身的位置、速度和时间(PVT)。本专利提到的导航卫星自主导航的概念，主要指的是导航星座不依赖于地面站的测控而实现的位置确定(定位)。
目前，全球卫星导航系统存在以下几个主要问题：
1)对流层和电离层对导航信号的延迟影响
导航信号在向地面传播过程中会受到大气对流层和电离层的延迟影响。延迟量尽管也作为数据产品在地面分析过程中进行解算，但星地间的测量信号精度下降会在一定程度上影响导航卫星自身的定位和授时精度。
2)星地间测量构型变化缓慢
导航卫星中的MEO卫星轨道周期为12小时，其与地面站的测量构型(即相对几何位置关系)变化相对缓慢，北斗卫星中的IGSO卫星轨道周期为24小时，甚至北斗GEO卫星相对地面站是静止的，传统星地间测量构型的缓慢变化不利于导航卫星的位置和钟差的解算。
3)北斗系统地面布站存在缺陷
北斗系统地面站的分布存在缺陷，无法实现全球布站，地面站主要分布在国内，当地面站无法监测到导航卫星时，会影响其定位和时间同步的精度，制约北斗系统向全球提供高精度定位服务的能力和水平。尽管北斗星座星间设计了星间链路，其主要解决星间时间同步的问题，并没有解决直接定位的问题。
4)战时北斗地面测控站的安全性
由于北斗系统地面站主要分布于国内，战时容易受到打击和破坏，北斗星座卫星很难长时间保持高精度的定位和定时精度，随着时间增加将逐渐丧失提供导航和授时服务的能力。
总之，传统的地基测控方案存在一些缺陷和问题，需要一种全新的技术方案，保持或进一步提高导航卫星的定位和定时精度，测控资源不受于地理空间的约束，具有较高的导航安全性。对于北斗导航系统来说，导航星座不依赖于地面的自主导航意义尤其重大。
发明内容
本发明的目的在于提供一种利用DRO轨道和星间测量实现GNSS卫星自主导航的方法，从而解决现有技术中存在的前述问题。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种实现GNSS卫星自主导航的方法，所述方法包括以下步骤：
S1，优选地月空间DRO轨道，并建立地月空间卫星轨道的动力学模型；
S2，地球低轨数据中继卫星分别与地月空间DRO轨道卫星和全球导航卫星系统建立测量链路，对星间距离测量进行建模和线性化；
S3，采用数据处理方法对星间测量数据进行处理，在不依赖于地面测控支持下，自主实现全球导航卫星系统的位置和速度确定。
在近地二体轨道模型中，通过星间链路只能确定卫星轨道的大小、形状和轨道面相对指向，无法确定轨道面绝对指向。若两颗卫星轨道绕地心做相同的旋转，尽管绝对轨道状态发生变化，但相对距离并没有发生变化，所以一般情况下，在近地引力场对称空间中是不具备利用星间相对测量实现卫星的绝对轨道确定的条件的。然而在地月三体轨道空间中，存在着一个立体环状区域，其受到地球和月球的引力影响的幅值是可以比较的，二者不再是数量级上的差别。引力场在这个区域中的分布是非对称的，若一颗卫星的轨道运行于该区域，引力场的非对称性可以提供卫星轨道的绝对指向信息，那么处于测量链路另一端的卫星的绝对位置也可就被确定下来了。该技术称为Linked Autonomous InterplanetarySatellite Orbit Navigation(LiAISON)，其使得利用星间相对测量实现卫星的绝对轨道确定成为可能。以往学者的研究主要集中在利用地月空间halo轨道进行自主导航上，然而halo轨道最主要的问题是不稳定，轨道很容易发散，经常需要做轨道机动以进行轨道维持，所以halo轨道不具备为GNSS卫星提供长期导航信息的条件。而在地月空间还存在着一类DRO轨道，即使考虑到所有轨道摄动源，依然非常稳定。本发明的第一步即为优选出地月DRO轨道。
优选地，步骤S1中优选地月DRO轨道的步骤具体包括：
A1，从圆形限制性三体模型中推演出具备周期特性的地月DRO轨道族；
事实上，DRO轨道族中某些轨道也处于地月三体引力场非对称较强的区域。Hill给出了一个引力非对称度的概念，用以评估不同空间位置的引力场非对称的程度。；
A2.计算各轨道的引力非对称度，优选出引力非对称度高的轨道作为优选出的地月DRO轨道。
优选地，步骤S1中建立地月空间卫星轨道的动力学模型具体包括：
B1，建立卫星状态向量：任意时刻t，和分别表示第j个DRO卫星、第k个导航卫星和第l个低轨数据中继卫星的位置和速度状态矢量，即为和
参与定轨的卫星数目分别为J、K和L，j＝0,…,J-1，k＝0,…,K-1和l＝0,…,L-1，每类卫星状态向量表示为：
和
和
进一步组合为：
X(t)＝[yD(t)T,yM(t)T,yT(t)T]T
B2，依据一阶动力学微分方程对任意一颗卫星轨道状态进行外推：
其中，aE和aM分别为地球和月球球谐模型引力加速度模型，aS为太阳质点引力加速度，aSRP为太阳辐射光压加速度，aD主要为地球低轨卫星受到的大气阻力加速度；
B3，计算任意ti-1到ti时刻的状态转移矩阵
优选地，步骤B2中依据的一阶动力学微分方程是：
步骤B3状态计算状态转移矩阵遵循变分方程:
优选地，步骤S2具体包括：
S21，在任意时间ti，第l颗低轨卫星分别与第j颗DRO卫星和第k颗导航卫星的星间测量模型为：
其中，z为测量值，h为模型值，ε为测量噪声；
S22，为卫星的已知初始状态，测量模型(8)在其附近线性化：
其中，并且存在关系和
设为相对初值状态的待估状态增量，则有
S23，全部测量值组合为其分量表示为：
对应的模型值为和测量误差为ε＝[(εDL)T,(εML)T]；微波测量和激光测量误差的标准差分别为σDL和σML；
S24，ti时刻，包括所有测量值的线性化测量模型为：
进一步简化为：
进一步，建立测量模型时采用的测量链路共包括两类，如图2所示，一类为DRO卫星和低轨卫星的空间激光测量链路，需分别安装激光收发器；另一类为导航星座和低轨卫星的空间微波测量，这是一条很自然的链路，只需低轨卫星安装导航信号接收机即可。两类星间测量的数据经卡尔曼滤波方法在轨估计，同时解算出链路中所有卫星的轨道状态，将导航星座的星历上注到导航卫星中，以维持导航卫星提供高精度导航服务的能力。
优选地，步骤S3具体包括：
S31，增加过程噪声u(t)到动力学方程中：
u(t)是具有零均值的高斯白噪声；相应地过程噪声转换矩阵为：
S32，给定卫星初始状态和时间，EKF在连续的测量历元上对测量数据进行处理，对待估状态进行更新。
优选地，步骤S32具体包括：
A.时间更新
卫星轨道状态和状态估计协方差由前一个时间ti-1(右上标加“+”)推进到当前观测时间ti(右上标加“-”)：
其中，P是轨道状态协方差矩阵，Qc是过程噪声协方差矩阵，为(3J+3K+3L)维的对角阵，对角线值与每颗卫星的动力学模型精度有关，设加速度误差的方差为过程噪声转换矩阵Γ的格式为：
其中对角线子矩阵表示为：
其中，△t＝ti-ti-1，I是单位矩阵，0为零矩阵，k＝0,1,...,J+K+L-1。
B.测量更新
利用测量数据完成对卫星求解轨道状态和轨道状态协方差的更新：
其中，Ki为卡尔曼增益，Hi为设计矩阵，由公式(12)计算，I为单位矩阵，Ri为测量噪声协方差对角阵，对应激光测量数据的对角元素值为对应微波测量数据的对角元素值为
值得注意的是，导航星座卫星的自主导航目前没有有效的解决方案。有学者提出利用X射线脉冲星信号实现导航卫星自主导航，但该方案有以下不足。第一，脉冲星信号的计时测量误差比较差，远远满足不了导航卫星对高精度定位的需求，目前美国SEXTANT项目正在国际空间站上开展脉冲星导航实验，在轨定位精度只能达到5公里。第二，该方案要求每个导航卫星都搭载沉重的、昂贵的X射线探测器，不符合导航卫星当前的运行模式。目前正在研究的星间链路也不能实现卫星自主导航，因为近地空间引力场的对称性，使得星座整体旋转无法被感知，导航卫星定位仍主要依赖地面测控站。星间链路的主要目的是保持卫星间的时间同步。所以目前没有有效解决方案，已有自主导航方案的定位精度远远达不到本方案给出的高精度自主定位精度。
本技术方案得以实现的两个关键点，其一为地月空间逆行轨道族中的部分轨道处于地月三体引力场非对称较强的空间区域，若其与地球卫星建立星间测量链路，有望通过星间相对距离测量实现链路两端所有卫星在惯性空间中绝对位置的确定；其二针对DRO轨道无法直接和GNSS卫星轨道建立高精度测量链路的客观现实，创新地提出了低轨数据中继卫星的概念，实现了DRO轨道和GNSS卫星轨道的间接高精度测量。
本发明的有益效果是：
本专利提出了通过低轨数据中继卫星实现DRO轨道和导航星座的间接链路的创新手段。低轨数据中继卫星搭载导航信号接收机和激光测量设备，DRO卫星和低轨数据中继卫星建立激光链路，导航星座和低轨数据中继卫星建立微波链路，有如下优点：
1)不影响导航星座现有运行模式，低轨数据中继卫星可以接收导航卫星的高精度微波测量数据；
2)选定的DRO轨道距离地球33到44万公里，轨道高度较高、观测视场大，，同时DRO轨道具有长期稳定性，有望大大降低运营成本；
3)低轨卫星周期短，其与GNSS导航星座和DRO轨道间的几何距离变化较为显著，观测构型比较好，有利于导航解算；
4)空间激光和微波链路不受地球大气和电离层延迟影响，测量数据处理精度更高。
附图说明
图1是导航星座实现自主导航的流程示意图；
图2是基于DRO轨道和低轨数据中继轨道的GNSS星座天基测控自主导航方案图；
图3是CRTBP模型中的DRO轨道族；
图4是实施例1中优选出的地月远距离DRO轨道；
图5是引力非对称度的空间分布；虚线为CRTBP模型下的周期轨道(振幅为49000公里)，实线为其在太阳系真实星历下的轨道；
图6是DRO轨道在太阳系不同星历模型下的稳定性分析；
图7是GPS卫星(PRN 1，a)、DRO卫星(b)和LEO卫星(c)的位置滤波不确定度，表示在J2000坐标系下，X/Y/Z分别为坐标的X轴、Y轴和Z轴；
图8是GPS卫星(PRN 1，a)、DRO卫星(b)和LEO卫星(c)的位置残差表示在J2000坐标系下随时间的变化，X/Y/Z分别为坐标的X轴、Y轴和Z轴；
图9是当星间测量精度为0.01米时GPS星座卫星的位置滤波精度；
图10是当星间测量精度为0.1米时GPS星座卫星的位置滤波精度。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
专业名词解释：
DRO轨道族：地月DRO轨道族
GNSS：全球卫星导航系统
引力非对称度：其定义为任意空间位置受到的第三体引力加速度幅值与该位置受到的所有加速度之和的比值。靠近地球空间，月球为第三体；相反，靠近月球空间，地球归为第三体。
实施例1
本实施例提供一种基于GNSS实现空间段卫星自主导航的方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1，优选地月空间DRO轨道，并建立地月空间卫星轨道的动力学模型；
S2,地球低轨数据中继卫星分别与地月空间DRO轨道卫星和全球导航卫星系统建立测量链路，对星间距离测量进行建模和线性化；
S3，采用扩展卡尔曼滤波方法对星间测量数据进行处理，在不依赖于地面测控支持下，自主实现全球导航卫星系统的位置和速度确定。
具体的，具备周期特性的地月DRO轨道族(DROs)是在圆形限制性三体模型(CRTBP)中推演出来的。DROs通常表示在地月旋转坐标系中，原点为地月质心，X轴从地心指向月心，Y轴垂直于月球绕地球的轨道面，Z轴完成右手系坐标系统，如图3和图4所示。图3中给出了DRO的轨道族，轨道平面内振幅范围从49000公里到149000公里。轨道平面内振幅定义为月球质心到DRO轨道的距离(指向地心方向)。DRO轨道族在轨道平面外的振幅一般比较小。箭头表示DROs的运动方向，相对于月球运动是逆向的。DU为地月平均距离384000公里。图4为表示在地心惯性中的振幅为49000公里的DRO轨道，其为接近3：1的共振轨道，即当月球绕地球1圈，DRO轨道绕月球3圈，轨道周期为8天左右。
事实上，DRO轨道族中某些轨道也处于地月三体引力场非对称较强的区域。Hill给出了一个引力场非对称度的概念，用以评估不同空间位置的引力场非对称的程度。其定义为任意空间位置受到的第三体加速度幅值与该位置受到的所有加速度之和的比值。靠近地球空间，月球引力归为第三体；相反，靠近月球空间，地球引力归为第三体。图5给出了白道面(即月球绕地球运行轨道面)的引力场非对称度分布图。颜色越深代表引力场非对称度越高，引力场的非对称性越强,处于期间的轨道的自主确定能力越好。实线为轨道平面内振幅为49000公里的DRO轨道，可见其处于引力场非对称比较强的区域，作为本方法优选的轨道。理想的DRO轨道是在圆形限制性三体模型(CRTBP)中推演出来的，然而在真实太阳系星历下，地月距离是时变的，除地月引力影响外，还受到太阳引力，太阳辐射光压等摄动的影响。在真实星历下，每周期DRO轨道不不再严格重合，如图5中虚线所示。
若在DRO轨道上部署一颗卫星，其通过星间链路与地球GNSS卫星连接，有望实现GNSS卫星不依赖于地面测控的自主导航。相比halo轨道，DRO轨道的最大优势是其长期稳定性，如图6所示，Bezrouk给出了具有不同周期的DRO轨道在500年时间尺度上的稳定性分析，实线覆盖区域的轨道是稳定的。即使考虑太阳系中所有摄动力(第七种情形)，本文用到的DRO轨道(周期约为8天)仍具备500年的稳定性，具备为GNSS卫星提供长期导航信息的条件。
具体的，步骤S1中建立轨道动力学模型包括以下步骤：
B1，任意时刻t，和分别表示第j个DRO卫星、第k个导航卫星和第l个低轨数据中继卫星的位置和速度状态矢量，即为和
参与定轨的卫星数目分别为J、K和L，j＝0,…,J-1，k＝0,…,K-1和l＝0,…,L-1，每类卫星状态向量表示为：
和
和
进一步组合为状态向量：
X(t)＝[yD(t)T,yM(t)T,yT(t)T]T
卫星轨道状态的外推依据一阶动力学微分方程：
B2，依据一阶动力学微分方程对(5)任意一颗卫星的位置和速度状态外推，微分方程表示为：
其中，aE和aM分别为地球和月球球谐模型引力加速度模型，aS为太阳质点引力加速度，aSRP为太阳辐射光压加速度，aD主要为地球低轨卫星受到的大气阻力加速度。
B3，任意ti-1到ti时刻的状态转移矩阵的计算遵循变分方程：
卫星轨道状态和状态转移矩阵的推演根据方程(6)和方程(7)一起数值积分得到。
具体的，步骤S2具体包括：
S21，在任意时间ti，第l颗低轨卫星分别与第j颗DRO卫星和第k颗导航卫星的星间测量模型为：
其中，z为测量值，h为模型值，ε为测量噪声；
S22，为卫星的已知初始状态，测量模型(8)在其附近线性化：
其中，并且存在关系和
设为相对初值状态的待估状态增量，则有
S23，全部测量值组合为其分量表示为：
对应的模型值为和测量误差为ε＝[(εDL)T,(εML)T]；微波测量和激光测量误差的标准差分别为σDL和σML；
S24，ti时刻，包括所有测量值的线性化测量模型为：
进一步简化为：
本专利的技术方案是低轨数据中继卫星分别接收DRO卫星和导航卫星的测量信号。测量模型可简化为任意两颗卫星间的瞬时位置测量值，不考虑信号传播时间，信号传播时间可以通过迭代过程计算得到。
本实施例中数据处理方法为扩展卡尔曼滤波方法(EKF)，在扩展卡尔曼滤波方法中，为了补偿动力学建模误差，通常增加过程噪声u(t)到动力学方程中：
u(t)是具有零均值的高斯白噪声。相应地过程噪声转换矩阵为：
EKF一般被用于实时应用场景中。给定卫星初始状态和时间，EKF在连续的测量历元上对测量数据进行处理，对待估状态进行更新。
该过程包括两部分，第一步是“时间更新”，卫星轨道状态和状态估计协方差由前一个时间ti-1(右上标加“+”)推进到当前观测时间ti(右上标加“-”)：
其中，P是轨道状态协方差矩阵，Qc是过程噪声协方差矩阵，为(3J+3K+3L)维的对角阵，对角线值与每颗卫星的动力学模型精度有关，设加速度误差的方差为过程噪声转换矩阵Γ的格式为：
其中对角线子矩阵表示为：
其中，△t＝ti-ti-1，I是单位矩阵，0为零矩阵，i＝0,1,...,J+K+L-1。过程噪声协方差矩阵可以适当减缓轨道状态协方差的收敛速度，以保持滤波末期测量值对卫星状态的持续修正。特别是在考虑轨道动力学模型误差的情形下，其可以调节动力学轨道模型和测量值的权重，保证导航过程的稳定收敛。任意测量时间获得的状态协方差矩阵是对该时间卫星状态精度不确定度的估计，体现了轨道状态的收敛情况和精度。
第二步是“测量更新”，利用测量数据完成对卫星求解轨道状态和轨道状态协方差的更新：
其中，Ki为卡尔曼增益，Hi为设计矩阵，由公式(12)计算，I为单位矩阵，Ri为测量噪声协方差对角阵，对应激光测量数据的对角元素值为对应微波测量数据的对角元素值为
实施例2
本实施例利用实施例1中的方法步骤进行仿真场景实验测定：
仿真时间设为2018年1月1日零时(UTC时间)，仿真时间长度为14天。选定一条实施例1中优选的DRO轨道，其在地月旋转坐标系中的平面振幅为49000公里，表1给出其在地心惯性J2000坐标系中的初始状态。选择的LEO轨道为高度为400公里，倾角为43度的近圆轨道，初始状态如表2所示。
表1 J2000坐标系中DRO轨道的初始状态
表2低轨数据中继卫星轨道的初值状态
本文以GPS导航星座作为案例，根据GPS历书，选择31颗GPS卫星，共分布于6个轨道面，初始状态如表3所示。
表3 GPS星座卫星轨道的初值状态
低轨数据中继卫星(卫星数为1，L＝1)与DRO卫星(卫星数为1，J＝1)进行星间测量，测量误差标准差设为0.01米(1σ)。低轨卫星与每一颗导航星座卫星(卫星数为31，K＝31)进行星间测量，测量误差标准差同样设为0.01米(1σ)，导航卫星间没有测量链路。0.01米的测量精度设置是基本符合实际空间激光和微波测量精度的。测量考虑行星遮挡，同时假设低轨卫星导航接收机天线指向天顶方向，天线高度角5度以上测量信号可以接收到。为简明起见，所有卫星采用相同的轨道动力学模型设置。地球和月球重力场都采用70阶球谐模型，考虑太阳质点引力，太阳辐射光压和近地大气阻力模型，面质比设为固定值0.002m2/kg，光压系数CR和阻力系数CD分别为1.3和2.5。具体仿真设置见表4。
表4动力学模型及测量参数设置
导航解算过程中的动力学模型也采用表4的设置。每颗卫星的初始位置误差为1000m(1σ)，初始速度误差为0.1m/s。扩展卡尔曼滤波过程中的噪声矩阵中对角线元素都设为0.012m2，与测量误差一致。公式(15)中过程噪声矩阵Qc中与DRO卫星状态对应对角线元素σc设为1×10-9m/s2，与导航卫星和LEO卫星状态对应σc设为1×10-8m/s2。
位置不确定度是从滤波过程中的状态协方差矩阵对角元素计算而来的，可以表征位置滤波过程的收敛性和精度。图7为GPS卫星(以PRN 1为例)、DRO卫星和LEO卫星的位置滤波不确定度随时间的变化情况。我们仅给出PRN为1的GPS卫星的仿真结果，其他GPS卫星有类似的结果。从图中可见，LEO卫星收敛最快，GPS卫星次之，DRO卫星最慢，但最终所有卫星位置状态都收敛到较高精度，GPS卫星大致收敛到0.1m，DRO卫星收敛到1m，LEO卫星收敛到cm级。图8给出位置残差(即位置滤波解和位置真值之间的差)随时间变化的情况。可见所有卫星的位置滤波收敛速度都很快，最终定位精度都很高。当滤波过程收敛后对定位精度进行统计，DRO位置残差的三维RMS为1m，LEO为0.01m，达到了星间测量精度，GPS卫星(PRN 1)为0.04m，同样达到了非常高的精度。图9给出当星间测量精度为0.01m时GPS星座所有卫星的定位精度，可见所有卫星的定位精度均优于0.06m，这个仿真结果与GPS星座的高精度星历的精度是大致相当的。
在其他仿真条件不变，星间测量精度放宽至0.1m时，如图10所示，DRO卫星的定位精度为1.6m，LEO卫星的定位精度为0.03m。GPS星座绝大部分卫星定位精度可达到0.15m。
以上给出了两组仿真结果，当星间激光和微波测量精度设为0.01m时，GPS星座卫星的自主导航位置精度达到0.06m；当测量精度设为0.1m时，GPS自主导航位置精度达到0.15m。仿真结果表明，若星间测量精度优于0.1m时，本专利提出的导航星座卫星的自主导航技术方案是可行的，即使只有一颗DRO卫星和一颗LEO卫星，也能使得导航星座实现不依赖于地面测控的高精度自主导航。
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来说，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本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种天基实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
S1，优选地月空间DRO轨道，并建立地月空间卫星轨道的动力学模型；
S2，地球低轨数据中继卫星分别与地月空间DRO轨道卫星和GNSS卫星建立测量链路，对星间距离测量进行建模和线性化；
S3，采用数据处理方法对星间测量数据进行处理，在不依赖于地面测控支持下，实现GNSS卫星的自主导航。
2.根据权利要求1所述的实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，步骤S1中优选地月DRO轨道具体包括：
A1，从圆形限制性三体模型中推演出具备周期特性的地月DRO轨道族；
A2，计算各轨道的引力非对称度，优选出引力非对称度高的轨道作为优选出的地月DRO轨道。
3.根据权利要求1所述的实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，步骤S1中建立地月空间卫星轨道的动力学模型具体包括：
B1，建立卫星状态向量：任意时刻t，和分别表示第j个DRO卫星、第k个导航卫星和第l个低轨数据中继卫星的位置和速度状态矢量，即为和
参与定轨的卫星数目分别为J、K和L，j＝0,…,J-1，k＝0,…,K-1和l＝0,…,L-1，每类卫星状态向量表示为：
和
和
进一步组合为状态向量：
X(t)＝[yD(t)T,yM(t)T,yT(t)T]T (4)
B2，任意一颗卫星轨道运动状态微分方程为：
其中，aE和aM分别为地球和月球球谐引力加速度模型，aS为太阳质点引力加速度，aSRP为太阳辐射光压加速度，aD主要为地球低轨卫星受到的大气阻力加速度；
B3，计算任意ti-1到ti时刻的状态转移矩阵：
4.根据权利要求3所述的实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，步骤B2中依据的一阶动力学微分方程是：
步骤B3状态计算状态转移矩阵遵循变分方程是:
5.根据权利要求1所述的实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，步骤S2具体包括：
S21，在任意时间ti，第l颗低轨卫星分别与第j颗DRO卫星和第k颗导航卫星的星间测量模型为：
其中，z为测量值，h为模型值，ε为测量噪声；
S22，为卫星的已知初始状态，测量模型(8)在其附近线性化：
其中，并且存在关系和
设为相对初值状态的待估状态增量，则有
S23，全部测量值组合为其分量表示为：
对应的模型值为和测量误差为ε＝[(εDL)T,(εML)T]；
微波测量和激光测量误差的标准差分别为σDL和σML；
S24，ti时刻，包括所有测量值的线性化测量模型为：
进一步简化为：
6.根据权利要求1所述的实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，步骤S3中数据处理方法为扩展卡尔曼滤波方法，具体包括：
S31，增加过程噪声u(t)到动力学方程中：
u(t)是具有零均值的高斯白噪声；相应地过程噪声转换矩阵为：
S32，给定卫星初始状态和时间，EKF在连续的测量历元上对测量数据进行处理，对待估状态进行更新。
7.根据权利要求6所述的实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，步骤S32具体包括：
A.时间更新
卫星轨道状态和状态估计协方差由前一个时间ti-1推进到当前观测时间ti：
其中，P是轨道状态协方差矩阵，Qc是过程噪声协方差矩阵，为(3J+3K+3L)维的对角矩阵，对角线值与每颗卫星的动力学建模精度有关，设加速度误差的方差为过程噪声转换矩阵Γ的格式为：
其中对角线子矩阵表示为：
其中，△t＝ti-ti-1，I是单位矩阵，0为零矩阵，i＝0,1,K,J+K+L-1。
B.测量更新
利用测量数据完成对卫星求解轨道状态和轨道状态协方差的更新：
其中，Ki为卡尔曼增益，Hi为设计矩阵，由公式(12)计算，I为单位矩阵，Ri为测量噪声协方差对角阵，对应激光测量数据的对角元素值为对应微波测量数据的对角元素值为
8.根据权利要求1-7任一所述的实现GNSS卫星自主导航的方法，其特征在于，所述方法适用于所有导航系统，包括GPS系统、北斗系统、格洛纳斯系统、伽利略系统和准天顶导航系统中的至少一个。
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