CN112129300A - 位置间动力学约束的低轨卫星星载gnss精密定轨方法及系统 - Google Patents

位置间动力学约束的低轨卫星星载gnss精密定轨方法及系统 Download PDF

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CN112129300A CN202010970625.6A CN202010970625A CN112129300A CN 112129300 A CN112129300 A CN 112129300A CN 202010970625 A CN202010970625 A CN 202010970625A CN 112129300 A CN112129300 A CN 112129300A
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Abstract

本发明涉及一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法及系统，包括获取GNSS精密星历、钟差文件、低轨卫星姿态数据和星载GNSS观测数据，得到低轨卫星轨道伪距解，计算低轨卫星位置间动力学约束，计算概略的低轨卫星先验轨道；对星载GNSS观测数据进行数据编辑，联合动力学约束建立定轨观测模型和随机模型，解算低轨卫星精密轨道，实现低轨卫星星载GNSS精密定轨。本发明采用轨道动力学模型的误差模型来考虑其误差对定轨影响，在保证定轨精度的同时不需要复杂高精度的卫星轨道动力学模型，不需要估计未知动力学参数或伪随机参数；轨道积分弧段短，计算效率相对较高；可处理不等采样间隔的GNSS观测数据，非常适合应用于低轨卫星精密定轨。

Description

位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法及系统
技术领域
本发明属于低轨卫星精密定轨技术领域，涉及一种基于位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方案。
背景技术
自1982年Topex/Poseidon(T/P)卫星成功实现低轨卫星星载GNSS(GlobalNavigation Satellite System全球导航卫星系统)精密定轨以来，低轨卫星星载GNSS精密定轨技术目前已经被广泛地应用于地球重力场探测、海洋测高、遥感测图、大地探测等研究领域，并发挥着重要作用。高精度的低轨卫星精密轨道是低轨卫星任务成功应用的前提和基础。目前星载GNSS低轨卫星精密定轨方法有：运动学方法、动力学方法、简化运动学方法和简化动力学方法。其中，运动学定轨通常与地面精密单点定位过程类似，仅采用星载GNSS观测值解算低轨卫星轨道，未引入卫星轨道动力学模型信息，其精度主要受到星载GNSS数据观测质量的影响；动力学定轨和简化动力学定轨，则基于牛顿运动方程，通过数值积分直接建立卫星轨道与动力学模型参数的关系，代入GNSS观测方程，解算低轨卫星精密轨道；简化运动学方法，采用粗略的(简化)动力学轨道解，对运动学定轨方程予以约束，进行精密定轨。对于低轨卫星而言，通常认为简化动力学定轨精度优于运动学定轨。
低轨卫星的轨道动力学模型主要包括保守力和非保守力两个部分。其中保守力可采用已有模型计算；但低轨卫星轨道高度较低，空间环境复杂，导致其非保守力建模异常困难。针对以上特点，研究人员对低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，尤其是简化动力学方法进行了大量研究，提出了多种未知动力学参数或伪随机参数来吸收低轨卫星动力学模型误差的方法。但这些方法仍存在问题：
(1)轨道动力学信息精度要求高，模型复杂。一些方法除需要高精度保守力模型信息外，在估计低轨卫星轨道参数的同时，还需要估计未知动力学参数或伪随机参数。此外，经典的简化动力学的定轨方法常采用长弧段(24小时或30小时)的轨道积分，这进一步增加了对非保守力模型精度的要求，也在一定程度影响了经典的简化动力学方法实时定轨的效率。
(2)对星载GNSS观测数据要求高。一些方法尽管不需估计未知动力学参数或伪随机参数，轨道积分弧段也较短，但其要求等采样间隔的星载GNSS观测数据，这在实际星载GNSS数据观测中是难以保证的。其针对不等间隔的星载GNSS观测数据的处理还存在薄弱环节。
目前，基于星载GNSS数据实现低轨定轨的相关专利有如下几种：
1)一种基于星载GNSS多天线的卫星自主定轨方法CN103675861B公开(公告)日2015.07.08
该专利主要针对有多颗GNSS接收天线的卫星的伪距观测值，无法用于处理更高精度的星载GNSS载波相位观测值的定轨。
2)一种低轨卫星实时定轨方法CN 109991633A公开(公告)日2019.07.09
该专利主要针对基于星载GNSS数据的低轨卫星实时定轨，无法用于低轨卫星精密定轨。
发明内容
针对现有技术的缺点，本发明的目的是提供一种不需估计未知动力学参数或伪随机参数，且能精确有效处理不等间隔的星载GNSS观测数据的，低轨卫星星载GNSS精密定轨方案。
为实现上述目的，本发明的技术方案提供一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，包括以下步骤，
步骤a，获取GNSS精密星历、钟差文件、低轨卫星姿态数据和星载GNSS观测数据；所述星载GNSS观测数据包括星载GNSS伪距观测值和载波相位观测值；
步骤b，利用步骤a所得星载GNSS伪距观测值，采用GNSS单点定位方式得到低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000021
步骤c，利用步骤b所得低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000022
和卫星轨道动力学模型，计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000023
步骤d，利用步骤c得到的
Figure BDA0002683895530000024
对步骤b得到的低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000025
进行动力学约束，得到概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA0002683895530000026
步骤e，利用步骤d所得概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA0002683895530000027
和步骤a所得GNSS精密星历、钟差文件和低轨卫星姿态数据，对步骤a所得星载GNSS观测数据进行数据编辑；
步骤f，利用步骤e所得数据编辑后的星载GNSS观测数据，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000028
建立低轨卫星定轨观测模型和随机模型；
步骤g，利用步骤f所得低轨卫星定轨观测模型和随机模型，解算低轨卫星精密轨道，实现低轨卫星星载GNSS精密定轨。
而且，步骤c中，所述低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000029
计算实现如下，
步骤c1，基于卫星轨道动力学模型和低轨卫星轨道伪距解，计算低轨卫星在时刻t的加速度
Figure BDA0002683895530000031
其中
Figure BDA0002683895530000032
和
Figure BDA0002683895530000033
是低轨卫星的位置和速度，p是卫星轨道动力学模型参数；
步骤c2，利用步骤c1所得加速度
Figure BDA0002683895530000034
计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000035
Figure BDA0002683895530000036
其中，τ'是积分用的变量，时间相关参数τ、Δt和K(τ,τ')按下式计算，
Figure BDA0002683895530000037
其中，t,t1,t2表示三个历元，t1＝t+τΔt，t2＝t+Δt，
Figure BDA0002683895530000038
Figure BDA0002683895530000039
Figure BDA00026838955300000310
和
Figure BDA00026838955300000311
分别是连续三个历元t,t+τΔt,t+Δt的低轨卫星的位置；
Figure BDA00026838955300000312
简称为
Figure BDA00026838955300000313
而且，步骤d中，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA00026838955300000314
和低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA00026838955300000315
给出概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA00026838955300000316
的估计模型如下，
Figure BDA00026838955300000317
其中，
Figure BDA00026838955300000318
和
Figure BDA00026838955300000319
是低轨卫星轨道在连续三个历元t,t+τΔt,t+Δt的伪距解
Figure BDA00026838955300000320
Figure BDA00026838955300000321
和
Figure BDA00026838955300000322
是相应历元的概略低轨卫星先验轨道。
而且，步骤f中，
所述观测模型如下，
Figure BDA0002683895530000041
Figure BDA0002683895530000042
Figure BDA0002683895530000043
其中，t是观测时刻，上标Gk是第k颗GNSS卫星，P和L分别是数据编辑后的低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值，
Figure BDA0002683895530000044
是低轨卫星到GNSS卫星的单位方向向量，cdt(t)是低轨卫星接收机钟差；εP和εL分别是低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值的观测噪声；
Figure BDA0002683895530000045
为模糊度参数，λ为载波波长，
Figure BDA0002683895530000046
是时刻t的轨道改正数，
Figure BDA0002683895530000047
是低轨卫星先验轨道，
Figure BDA0002683895530000048
是待确定的低轨卫星轨道，
Figure BDA0002683895530000049
和
Figure BDA00026838955300000410
分别是
Figure BDA00026838955300000411
和
Figure BDA00026838955300000412
相关函数如下，
Figure BDA00026838955300000413
Figure BDA00026838955300000414
所述随机模型如下，
Figure BDA00026838955300000415
其中，σP、σL和
Figure BDA00026838955300000416
分别是观测值
Figure BDA00026838955300000417
和
Figure BDA00026838955300000418
的误差模型，
Figure BDA00026838955300000419
是
Figure BDA00026838955300000420
的简称；
Figure BDA00026838955300000421
是利用低轨卫星先验轨道和卫星轨道动力学模型计算出的低轨卫星加速度
Figure BDA00026838955300000422
的精度。
而且，步骤g中，确定低轨卫星星载GNSS精密轨道实现如下，
步骤g1，对观测模型线性化如下
Figure BDA00026838955300000423
其中，
Figure BDA00026838955300000424
是观测值，
Figure BDA00026838955300000425
是设计矩阵，
Figure BDA00026838955300000426
是待估参数，
Figure BDA00026838955300000427
是观测噪声，
Figure BDA00026838955300000428
Figure BDA0002683895530000051
Figure BDA0002683895530000052
步骤g2，针对步骤g1得到的线性化观测方程，以步骤f得到的随机模型方程确定相对权，采用加权最小二乘方法平差，解算低轨卫星位置
Figure BDA0002683895530000053
实现基于位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨。
而且，本发明还提一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，用于实现如上所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
而且，包括以下模块，
第一模块，用于获取GNSS精密星历、钟差文件、低轨卫星姿态数据和星载GNSS观测数据；所述星载GNSS观测数据包括星载GNSS伪距观测值和载波相位观测值；
第二模块，用于利用第一模块所得星载GNSS伪距观测值，采用GNSS单点定位方式得到低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000054
第三模块，用于利用第二模块所得低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000055
和卫星轨道动力学模型，计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000056
第四模块，用于利用第三模块得到的
Figure BDA0002683895530000057
对第二模块得到的低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000058
进行动力学约束，得到概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA0002683895530000059
第五模块，用于利用第四模块所得概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA00026838955300000510
和第一模块所得GNSS精密星历、钟差文件和低轨卫星姿态数据，对第一模块所得星载GNSS观测数据进行数据编辑；
第六模块，用于利用第五模块所得数据编辑后的星载GNSS观测数据，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000061
建立低轨卫星定轨观测模型和随机模型；
第七模块，用于利用第六模块所得低轨卫星定轨观测模型和随机模型，解算低轨卫星精密轨道，实现低轨卫星星载GNSS精密定轨。
而且，包括处理器和存储器，存储器用于存储程序指令，处理器用于调用处理器中的存储指令执行如上所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
而且，包括可读存储介质，所述可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序执行时，实现如上所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
本发明提供的技术方案的有益效果为：
(1)与经典的简化动力学方法相比，不需要复杂高精度的卫星轨道动力学模型；
(2)与经典的简化动力学方法相比，不需要通过估计未知动力学参数或伪随机参数来吸收卫星轨道动力学模型的误差，而是采用轨道动力学模型的随机模型，来考虑其误差对定轨的影响；
(3)与经典的简化动力学方法相比，轨道积分弧段短，能降低对轨道动力学模型精度的需求，计算效率相对较高；
(4)可处理不等采样间隔的GNSS观测数据，更符合实际低轨卫星星载GNSS精密定轨的需求；
(5)定轨精度优于运动学方法，与简化动力学方法精度相当。
因此本发明技术方案非常适合应用于低轨卫星星载GNSS精密定轨技术领域，具有重要的市场价值。
附图说明
图1为本发明实施例的流程图。
具体实施方式
以下根据附图和实施例对本发明的具体技术方案进行说明。
本发明实施例提供的基于位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，包括给出低轨卫星位置间动力学约束方程
Figure BDA0002683895530000062
用于后续计算；联合低轨卫星位置间动力学约束方程
Figure BDA0002683895530000063
和低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000064
给出概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA0002683895530000065
用于后续计算；对星载GNSS数据进行数据编辑，联合编辑后的星载GNSS观测数据和低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000066
建立低轨卫星定轨数学模型，确定低轨卫星星载GNSS精密轨道的方法。主要流程如图1所示。
本发明实施例提供的一种基于位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，包括以下步骤：
步骤a，获取IGS(International GNSS Service国际GNSS服务)提供的GNSS精密星历、钟差文件、低轨卫星姿态数据和星载GNSS观测数据；
所述星载GNSS观测数据包括星载GNSS伪距观测值和载波相位观测值；
步骤b，利用步骤a中得到的星载GNSS伪距观测值，采用GNSS单点定位方式得到低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000071
具体实施时，GNSS单点定位可采用现有技术实现，本发明不予赘述。
步骤c，利用步骤b中得到的低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000072
和已有的卫星轨道动力学模型，计算低轨卫星位置间动力学约束方程
Figure BDA0002683895530000073
所述低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000074
计算过程如下，
步骤c1，基于已有的卫星轨道动力学模型和低轨卫星轨道伪距解，计算低轨卫星在时刻t的加速度
Figure BDA0002683895530000075
(下文简记为
Figure BDA0002683895530000076
或
Figure BDA0002683895530000077
)，其中
Figure BDA0002683895530000078
和
Figure BDA0002683895530000079
是低轨卫星的位置和速度，可由低轨卫星的先验轨道(比如伪距解)得到，p是已知的卫星轨道动力学模型参数；
具体实施时，卫星轨道动力学模型可采用现有技术已有模型，本发明不予赘述。
步骤c2，利用步骤c1得到的低轨卫星加速度
Figure BDA00026838955300000710
计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA00026838955300000711
本发明进一步提出的低轨卫星位置间动力学约束计算方程如下，
Figure BDA00026838955300000712
其中，本发明中
Figure BDA00026838955300000713
是低轨卫星位置间动力学约束；等式右侧的积分可通过已有的数值积分算法实现；τ'是积分用的变量；时间相关参数τ、Δt和K(τ,τ')可按下式计算，
Figure BDA0002683895530000081
t,t1,t2(即t,t+τΔt,t+Δt)是连续三个历元；同时，本专利中，
Figure BDA0002683895530000082
也是数学算子，表示
Figure BDA0002683895530000083
Figure BDA0002683895530000084
Figure BDA0002683895530000085
和
Figure BDA0002683895530000086
分别是连续三个历元t,t+τΔt,t+Δt(即t,t1,t2)的低轨卫星的位置。
有的定轨方法要求历元时间间隔相等(此时，
Figure BDA0002683895530000087
)，本专利不要求时间间隔相等，实际星载GNSS数据也不能保证完全相等，因此本发明技术方案更符合实际条件。
步骤d，利用步骤c得到的
Figure BDA0002683895530000088
(
Figure BDA0002683895530000089
的简称)对步骤b得到的低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA00026838955300000810
进行动力学约束，得到概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA00026838955300000811
有需要时，可利用概略的低轨卫星先验轨道迭代计算更高精度的
Figure BDA00026838955300000812
进而得到高精度的概略低轨卫星先验轨道
Figure BDA00026838955300000813
本发明进一步提出，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA00026838955300000814
和低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA00026838955300000815
给出概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA00026838955300000816
的估计模型如下，
Figure BDA00026838955300000817
其中，
Figure BDA00026838955300000818
和
Figure BDA00026838955300000819
是低轨卫星轨道在连续三个历元t,t+τΔt,t+Δt(即t,t1,t2)的伪距解
Figure BDA00026838955300000820
Figure BDA00026838955300000821
和
Figure BDA00026838955300000822
是相应历元的概略低轨卫星先验轨道。此处省略号表示不同历元的同类观测值的省略。
可基于加权最小二乘平差，利用上式计算动力学约束后的低轨卫星先验轨道
Figure BDA00026838955300000823
步骤e，利用步骤d得到概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA0002683895530000091
和步骤a获取的GNSS精密星历等数据文件，对步骤a取得的星载GNSS观测数据(包括星载GNSS伪距观测值和载波相位观测值)进行数据编辑；
具体实施时，数据编辑包括粗差探测、周跳探测、误差改正等步骤，均可采用已有方法和模型处理，本发明不予赘述。
步骤f，利用步骤e得到的数据编辑后的星载GNSS观测数据，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000092
建立低轨卫星定轨观测模型和随机模型；
本发明进一步提出，联合编辑后的星载GNSS观测数据和低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000093
建立低轨卫星定轨观测模型和随机模型实现如下，
观测模型：
Figure BDA0002683895530000094
Figure BDA0002683895530000095
Figure BDA0002683895530000096
其中，t是观测时刻，上标Gk是第k颗GNSS卫星，P和L分别是数据编辑后的低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值，即
Figure BDA0002683895530000097
和
Figure BDA0002683895530000098
分别是观测时刻t对应第k颗GNSS卫星的数据编辑后的低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值，
Figure BDA0002683895530000099
是低轨卫星到GNSS卫星的单位方向向量，即
Figure BDA00026838955300000910
是观测时刻t低轨卫星到第k颗GNSS卫星的单位方向向量；cdt是低轨卫星接收机钟差，即cdt(t)是观测时刻t的低轨卫星接收机钟差；εP和εL分别是低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值的观测噪声，即
Figure BDA00026838955300000911
分别是观测时刻t对应第k颗GNSS卫星的低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值的观测噪声；
Figure BDA00026838955300000912
为模糊度参数，λ为载波波长，
Figure BDA00026838955300000913
是时刻t的轨道改正数，
Figure BDA00026838955300000914
是低轨卫星先验轨道(比如步骤d中得到的
Figure BDA00026838955300000915
)，
Figure BDA00026838955300000916
是待确定的低轨卫星轨道(即低轨卫星的位置，对低轨卫星定轨而言，两者通常可以混用)，
Figure BDA00026838955300000917
和
Figure BDA00026838955300000918
分别是本发明定义的
Figure BDA00026838955300000919
和
Figure BDA00026838955300000920
的相关函数(与
Figure BDA00026838955300000921
类似)，计算方式如下
Figure BDA00026838955300000922
Figure BDA00026838955300000923
随机模型：
Figure BDA0002683895530000101
其中，σP、σL和
Figure BDA0002683895530000102
分别是观测值
Figure BDA0002683895530000103
和
Figure BDA0002683895530000104
的误差模型，
Figure BDA0002683895530000105
是
Figure BDA0002683895530000106
的简称。
Figure BDA0002683895530000107
是利用低轨卫星先验轨道和已有的轨道动力学模型计算出的低轨卫星加速度
Figure BDA0002683895530000108
的精度，具体实施时，可由本领域技术人员根据实际需要设定，比如仅考虑90阶次地球重力场时，可设为
Figure BDA0002683895530000109
m是米，ms-2是加速度单位米/秒2。
步骤g，利用步骤f所得低轨卫星定轨观测模型和随机模型，解算低轨卫星精密轨道，实现低轨卫星星载GNSS精密定轨。
本发明进一步提出，确定低轨卫星星载GNSS精密轨道实现如下，
步骤g1，对观测模型线性化如下
Figure BDA00026838955300001010
其中，
Figure BDA00026838955300001011
是观测值，
Figure BDA00026838955300001012
是设计矩阵，
Figure BDA00026838955300001013
是低轨卫星轨道改正数和接收钟差等待估参数，
Figure BDA00026838955300001014
是观测噪声。
Figure BDA00026838955300001015
Figure BDA00026838955300001016
Figure BDA00026838955300001017
此处省略号表示不同历元的同类观测值或者同类参数的省略。
步骤g2，针对步骤g1得到的线性化观测方程，以步骤f得到的随机模型方程确定相对权，采用加权最小二乘方法平差，解算低轨卫星位置
Figure BDA0002683895530000112
实现基于位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨。
具体实施时，本发明所提供方法可基于软件技术实现自动运行流程。与经典的低轨卫星简化动力学精密定轨方法相比，本发明的方法有很明显的优势，既不需要复杂高精度的卫星轨道动力学模型，又不需要估计未知动力学参数或伪随机参数，轨道积分弧段短，计算效率相对较高，定轨精度优于运动学方法，与简化动力学方法精度相当，是一种可行有效的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
为便于理解本发明技术效果起见，提供相关对比试验结果如下：
表1，不同低轨卫星星载GNSS定轨方法的特点
Figure BDA0002683895530000111
此外，一些研究方法需要等采样间隔的星载GNSS数据，本发明的方法可处理不等采样间隔的数据。
另一方面，以下通过低轨卫星GOCE的实测星载GNSS精密定轨试验来验证本发明的有效性：
实测数据采用GOCE卫星任务(轨道高度约250km)3天的星载GNSS数据(2009年，年积日318-320)分别采用运动学方法和本发明方法进行精密定轨。
评价指标：欧洲空间局(ESA)提供的GOCE卫星事后精密轨道为参考轨道(精度约2cm)，采用不同方法定轨结果与参考轨道之间的差异的均方根误差进行评价。
均方根误差RMS的计算公式为：
Figure BDA0002683895530000121
其中i＝R,T,N表示卫星轨道坐标系的三个方向，
Figure BDA0002683895530000122
是参考轨道，
Figure BDA0002683895530000123
是解算的轨道，Σ是数学求和符号,n是所统计的数据个数。
而且3D-RMS的计算公式为
Figure BDA0002683895530000124
表2 GOCE卫星星载GNSS精密定轨实验结果统计表
Figure BDA0002683895530000125
从表1和表2的实验结果可以看出，
本发明具有如下的优点：
(1)与经典的简化动力学方法相比，不需要复杂高精度的卫星轨道动力学模型；
(2)与经典的简化动力学方法相比，不需要通过估计未知动力学参数或伪随机参数来吸收卫星轨道动力学模型的误差，而是采用轨道动力学模型的随机模型，来考虑其误差对定轨的影响；
(3)与经典的简化动力学方法相比，轨道积分弧段短，能降低对轨道动力学模型精度的需求，计算效率相对较高；
(4)可处理不等采样间隔的GNSS观测数据，更符合实际低轨卫星星载GNSS精密定轨的需求；
(5)定轨精度优于运动学方法，与简化动力学方法精度相当。
综上所述，与经典的低轨卫星简化动力学精密定轨方法相比，本发明的方法有很明显的优势，既不需要复杂高精度的卫星轨道动力学模型，又不需要估计未知动力学参数或伪随机参数，轨道积分弧段短，计算效率相对较高，定轨精度优于运动学方法，与简化动力学方法精度相当，是一种可行有效的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
具体实施时，本发明技术方案提出的方法可由本领域技术人员采用计算机软件技术实现自动运行流程，实现方法的系统装置例如存储本发明技术方案相应计算机程序的计算机可读存储介质以及包括运行相应计算机程序的计算机设备，也应当在本发明的保护范围内。
在一些可能的实施例中，提供一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，包括以下模块，
第一模块，用于获取GNSS精密星历、钟差文件、低轨卫星姿态数据和星载GNSS观测数据；所述星载GNSS观测数据包括星载GNSS伪距观测值和载波相位观测值；
第二模块，用于利用第一模块所得星载GNSS伪距观测值，采用GNSS单点定位方式得到低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000131
第三模块，用于利用第二模块所得低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000132
和卫星轨道动力学模型，计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000133
第四模块，用于利用第三模块得到的
Figure BDA0002683895530000134
对第二模块得到的低轨卫星轨道伪距解
Figure BDA0002683895530000135
进行动力学约束，得到概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA0002683895530000136
第五模块，用于利用第四模块所得概略的低轨卫星先验轨道
Figure BDA0002683895530000137
和第一模块所得GNSS精密星历、钟差文件和低轨卫星姿态数据，对第一模块所得星载GNSS观测数据进行数据编辑；
第六模块，用于利用第五模块所得数据编辑后的星载GNSS观测数据，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure BDA0002683895530000138
建立低轨卫星定轨观测模型和随机模型；
第七模块，用于利用第六模块所得低轨卫星定轨观测模型和随机模型，解算低轨卫星精密轨道，实现低轨卫星星载GNSS精密定轨。
在一些可能的实施例中，提供一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，包括处理器和存储器，存储器用于存储程序指令，处理器用于调用处理器中的存储指令执行如上所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
在一些可能的实施例中，提供一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，包括可读存储介质，所述可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序执行时，实现如上所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
以上内容是结合低轨卫星的精密定轨实例对本发明说做的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只限于这些说明。本领域的技术人员应该理解，在不脱离由所附权利要求书限定的情况下，可以在细节上进行各种修改，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，其特征在于：包括以下步骤，
步骤a，获取GNSS精密星历、钟差文件、低轨卫星姿态数据和星载GNSS观测数据；所述星载GNSS观测数据包括星载GNSS伪距观测值和载波相位观测值；
步骤b，利用步骤a所得星载GNSS伪距观测值，采用GNSS单点定位方式得到低轨卫星轨道伪距解
Figure FDA0002683895520000011
步骤c，利用步骤b所得低轨卫星轨道伪距解
Figure FDA0002683895520000012
和卫星轨道动力学模型，计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure FDA0002683895520000013
步骤d，利用步骤c得到的
Figure FDA0002683895520000014
对步骤b得到的低轨卫星轨道伪距解
Figure FDA0002683895520000015
进行动力学约束，得到概略的低轨卫星先验轨道
Figure FDA0002683895520000016
步骤e，利用步骤d所得概略的低轨卫星先验轨道
Figure FDA0002683895520000017
和步骤a所得GNSS精密星历、钟差文件和低轨卫星姿态数据，对步骤a所得星载GNSS观测数据进行数据编辑；
步骤f，利用步骤e所得数据编辑后的星载GNSS观测数据，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure FDA0002683895520000018
建立低轨卫星定轨观测模型和随机模型；
步骤g，利用步骤f所得低轨卫星定轨观测模型和随机模型，解算低轨卫星精密轨道，实现低轨卫星星载GNSS精密定轨。
2.根据权利要求1所述位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，其特征在于：步骤c中，所述低轨卫星位置间动力学约束
Figure FDA0002683895520000019
计算实现如下，
步骤c1，基于卫星轨道动力学模型和低轨卫星轨道伪距解，计算低轨卫星在时刻t的加速度
Figure FDA00026838955200000110
其中
Figure FDA00026838955200000111
和
Figure FDA00026838955200000112
是低轨卫星的位置和速度，p是卫星轨道动力学模型参数；
步骤c2，利用步骤c1所得加速度
Figure FDA00026838955200000113
计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure FDA00026838955200000114
Figure FDA00026838955200000115
其中，τ'是积分用的变量，时间相关参数τ、Δt和K(τ,τ')按下式计算，
Figure FDA0002683895520000021
其中，t,t1,t2表示三个历元，t1＝t+τΔt，t2＝t+Δt，
Figure FDA0002683895520000022
Figure FDA0002683895520000023
和
Figure FDA0002683895520000024
分别是连续三个历元t,t+τΔt,t+Δt的低轨卫星的位置；
Figure FDA0002683895520000025
简称为
Figure FDA0002683895520000026
3.根据权利要求2所述位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，其特征在于：步骤d中，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure FDA0002683895520000027
和低轨卫星轨道伪距解
Figure FDA0002683895520000028
给出概略的低轨卫星先验轨道
Figure FDA0002683895520000029
的估计模型如下，
Figure FDA00026838955200000210
其中，
Figure FDA00026838955200000211
和
Figure FDA00026838955200000212
是低轨卫星轨道在连续三个历元t,t+τΔt,t+Δt的伪距解
Figure FDA00026838955200000213
Figure FDA00026838955200000214
和
Figure FDA00026838955200000215
是相应历元的概略低轨卫星先验轨道。
4.根据权利要求3所述位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，其特征在于：步骤f中，
所述观测模型如下，
Figure FDA00026838955200000216
Figure FDA00026838955200000217
Figure FDA00026838955200000218
其中，t是观测时刻，上标Gk是第k颗GNSS卫星，P和L分别是数据编辑后的低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值，
Figure FDA00026838955200000219
是低轨卫星到GNSS卫星的单位方向向量，cdt是低轨卫星接收机钟差；εP和εL分别是低轨卫星星载GNSS伪距和载波相位观测值的观测噪声；
Figure FDA0002683895520000031
为模糊度参数，λ为载波波长，
Figure FDA0002683895520000032
是时刻t的轨道改正数，
Figure FDA0002683895520000033
是低轨卫星先验轨道，
Figure FDA0002683895520000034
是待确定的低轨卫星轨道，
Figure FDA0002683895520000035
和
Figure FDA0002683895520000036
分别是
Figure FDA0002683895520000037
和
Figure FDA0002683895520000038
相关函数如下，
Figure FDA0002683895520000039
Figure FDA00026838955200000310
所述随机模型如下，
Figure FDA00026838955200000311
其中，σP、σL和
Figure FDA00026838955200000312
分别是观测值
Figure FDA00026838955200000313
和
Figure FDA00026838955200000314
的误差模型，
Figure FDA00026838955200000315
是
Figure FDA00026838955200000316
的简称；
Figure FDA00026838955200000317
是利用低轨卫星先验轨道和卫星轨道动力学模型计算出的低轨卫星加速度
Figure FDA00026838955200000318
的精度。
5.根据权利要求4所述位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法，其特征在于：步骤g中，确定低轨卫星星载GNSS精密轨道实现如下，
步骤g1，对观测模型线性化如下
Figure FDA00026838955200000319
其中，
Figure FDA00026838955200000320
是观测值，
Figure FDA00026838955200000321
是设计矩阵，
Figure FDA00026838955200000322
是待估参数，
Figure FDA00026838955200000323
是观测噪声，
Figure FDA00026838955200000324
Figure FDA0002683895520000041
Figure FDA0002683895520000042
步骤g2，针对步骤g1得到的线性化观测方程，以步骤f得到的随机模型方程确定相对权，采用加权最小二乘方法平差，解算低轨卫星位置
Figure FDA0002683895520000043
实现基于位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨。
6.一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，其特征在于：用于实现如权利要求1-5任一项所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
7.根据权利要求6所述位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，其特征在于：包括以下模块，
第一模块，用于获取GNSS精密星历、钟差文件、低轨卫星姿态数据和星载GNSS观测数据；所述星载GNSS观测数据包括星载GNSS伪距观测值和载波相位观测值；
第二模块，用于利用第一模块所得星载GNSS伪距观测值，采用GNSS单点定位方式得到低轨卫星轨道伪距解
Figure FDA0002683895520000044
第三模块，用于利用第二模块所得低轨卫星轨道伪距解
Figure FDA0002683895520000045
和卫星轨道动力学模型，计算低轨卫星位置间动力学约束
Figure FDA0002683895520000046
第四模块，用于利用第三模块得到的
Figure FDA0002683895520000047
对第二模块得到的低轨卫星轨道伪距解
Figure FDA0002683895520000048
进行动力学约束，得到概略的低轨卫星先验轨道
Figure FDA0002683895520000049
第五模块，用于利用第四模块所得概略的低轨卫星先验轨道
Figure FDA00026838955200000410
和第一模块所得GNSS精密星历、钟差文件和低轨卫星姿态数据，对第一模块所得星载GNSS观测数据进行数据编辑；
第六模块，用于利用第五模块所得数据编辑后的星载GNSS观测数据，联合低轨卫星位置间动力学约束
Figure FDA0002683895520000051
建立低轨卫星定轨观测模型和随机模型；
第七模块，用于利用第六模块所得低轨卫星定轨观测模型和随机模型，解算低轨卫星精密轨道，实现低轨卫星星载GNSS精密定轨。
8.根据权利要求6所述位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，其特征在于：包括处理器和存储器，存储器用于存储程序指令，处理器用于调用处理器中的存储指令执行如权利要求1-5任一项所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
9.根据权利要求6所述位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨系统，其特征在于：包括可读存储介质，所述可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序执行时，实现如权利要求1-5任一项所述的一种位置间动力学约束的低轨卫星星载GNSS精密定轨方法。
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