CN114280655A - 一种基于全球导航卫星系统的测姿方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明卫星定位测试领域，为一种基于全球导航卫星系统GNSS的测姿方法和系统，包括步骤：建立路侧单元RSU内置信道模型，通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角；计算输出天线向量旋转角度，通过比对天线的当前状态角和天线向量旋转角度，反解算输出有效的天线向量旋转角度；对有效的天线向量旋转角度进行优化，获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。本发明通过场地实际测试环境中的时间精度衰减因子以及现场频谱混杂度进行优化数据，使得测量结果精度高，该方法可以有效利用路面现存的设备，无需配置多个接收机或者多天线接收机组成的测试系统，无需考虑载具水平面积大小，适用性更广泛。

Description

一种基于全球导航卫星系统的测姿方法和系统

技术领域

本发明涉及卫星定位测试领域，尤其涉及一种基于全球导航卫星系统的测姿方法和系统。

背景技术

智能网联汽车在姿态控制测试过程中，着重强调自动化、互联性，主要特征在于测试主要流程无人工干涉。基于成本考虑，通常由惯性导航系统来获取姿态信息，惯导受外界温度以及硬件自热影响产生数据漂移，并在运行过程中误差随时间不断发散，因此在道路测试过程中需要其他测姿系统对其进行校正。

在大型设施需要测角的情况下，通常采用基于磁传感器的定向测姿方案，但是在移动载具路测场景中，即使仪器自身消磁，其他各种补偿做得很好，却很难保证在近端测量环境不受电磁干扰或能准确干扰补偿，实际测试精度和易用性会大打折扣。

利用卫星信号定向与测姿方案主要采用双/多天线GNSS(Global NavigationSatellite System，全球导航卫星系统)接收机实现，在无人车相关测试当中，由于架设两根天线的距离受限于车身距离，在车身较小的情况下测试精度无法满足作为标准设备的需求。

发明内容

为解决现有技术所存在的技术问题，本发明提供一种基于全球导航卫星系统GNSS的测姿方法和系统，其测试结果精度高，将一根GNSS接收机的天线设在载具顶部，通过路侧单元RSU测姿，可以满足车身较小的情况下保证测试精度的需求，与待测设备日常工作环境一致，无需移动至大型暗室，大幅降低测试成本。

本发明的第一个目的在于提供一种基于全球导航卫星系统GNSS的测姿方法。

本发明的第二个目的在于提供一种基于全球导航卫星系统GNSS的测姿系统。

本发明的第一个目的可以通过采取如下技术方案达到：

一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，包括以下步骤：

S1、将GNSS接收机的天线设置在载具顶部，通过获得天线方位图以及各频点相位中心偏差数据，结合天线方位图的方向系数图/表与相位中心偏差值得到天线初始状态角单位矢量；

S2、通过天线相位中心i时刻的位置三轴坐标计算得天线在i时刻的角度参数，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集；

S3、建立路侧单元RSU内置信道模型，通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i；

S4、计算输出天线向量旋转角度，通过比对天线的当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度，反解算输出有效的天线向量旋转角度；

S5、对有效的天线向量旋转角度进行优化，获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

具体地，步骤S1具体包括：

S11、将天线架设在载具顶部，与载具无相对位移，根据天线方位图的方向系数图/表与GNSS接收机记录的功率密度比得到天线当前角度；

S12、结合频点相位中心偏差消除天线当前角度的相位误差得到天线的初始状态角；

S13、对天线的初始状态角进行归一化处理，得到初始状态角单位矢量。

具体地，步骤S3具体包括：

S31、建立路侧单元RSU内置信道模型，计算载具在i时刻的出发角度AOD的角度值和到达角度AOA的角度值；信道模型为：

其中，e称为自然常数或欧拉数，j为虚数单位，

为AOA单位矢量，

为AOD单位矢量，

为第i刻相位变化向量，Δθ为RSU天线相位中心常数，k为波束的数量，M为天线阵列中单元m的总数量，P_i是天线在第i刻功率幅度，v_i是多普勒成分速率；

S32、通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i：

Ψ_i＝(α_Ai-α_Di，β_Ai-β_Di)

其中，α_Di为AOD垂直投影下i时刻方位角，β_Di为AOD水平投影下i时刻俯仰角；α_Ai为AOA垂直投影下i时刻方位角，β_Ai为AOA水平投影下i时刻俯仰角。

本发明的第二个目的可以通过采取如下技术方案达到：

一种基于全球导航卫星系统的测姿系统，包括：

第一获取模块，用于通过获得天线方位图以及各频点相位中心偏差数据，结合天线方位图的方向系数图/表与相位中心偏差值得到天线初始状态角单位矢量；

第二获取模块，用于通过天线相位中心i时刻的位置三轴坐标计算得天线在i时刻的角度参数，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集；

第三获取模块，用于建立路侧单元RSU内置信道模型，通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i；

载具姿态变化参量模块，用于计算输出天线向量旋转角度，通过比对天线的当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度，反解算输出有效的天线向量旋转角度，对有效的天线向量旋转角度进行优化，获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

本发明与现有技术相比，具有如下优点和有益效果：

本发明的提供了一种基于全球导航卫星系统GNSS的测姿方法和系统，将一根GNSS接收机的天线设在载具顶部，通过RSU内置信道模型分别确定出发角度与到达角度在不同时刻角度值，根据出发角度与到达角度的夹角，并参考天线相位中心偏差反解算得到的天线向量旋转角度；通过场地实际测试环境中的时间精度衰减因子以及现场频谱混杂度进行优化数据，使得测量结果精度高。该方法与待测设备日常工作环境一致，无需移动至大型暗室，大幅降低测试成本，可以有效利用路面现存的设备，无需配置多个接收机或者多天线接收机组成的测试系统，无需考虑载具水平面积大小，适用性更广泛。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1是本发明实施例中的方法流程示意图；

图2是本发明实施例中的天线与方位关系的波瓣图的示例图；

图3是本发明实施例中的测试原理示意图。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例，对本发明技术方案做进一步详细描述，显然所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，本发明的实施方式并不限于此。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1：

如图1所示，本发明所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，包括以下步骤：

S1、将GNSS接收机的天线设在载具顶部，获得天线方位图以及各频点相位中心偏差数据，结合天线方位图的方向系数图/表与相位中心偏差值得到天线初始状态角单位矢量。

本实施例中，所述GNSS接收机是GNSS系统用户终端，包括天线、接收主机单元、车载单元。天线用于将卫星信号电磁波信号转化为电流信号，对电流信号进行滤波和放大处理；接收主机单元用于对天线输出的信号进行跟踪、处理和测量；车载单元用于计算、存储接收主机单元处理后的数据，并可与路侧单元RSU(Road Side Unit)相互通信。

本实施例中，GNSS接收机天线选用高精度天线，将一根GNSS接收机天线架设在载具顶部用于接收卫星系统发出的信号，GNSS接收机的主机单元对接收到的收卫星系统信号处理后得到大地坐标，通过三轴坐标计算得到GNSS接收机天线的当前姿态角度。

S11、将天线架设在载具顶部，与载具无相对位移，根据天线方位图的方向系数图/表与GNSS接收机记录的功率密度比得到天线当前角度。

如图2所示，图中左侧的示例图为定向天线水平波瓣图，右侧的示例图为定向天线垂直波瓣图。天线方位图指天线辐射电磁场在以天线为中心，某一距离为半径的球面上随空间角度(包括方位角和俯仰角)分布的图形，包括主瓣宽度、旁瓣电平、前后比、方向系数等。其中：

主瓣宽度：是衡量天线的最大辐射区域的尖锐程度的物理量，通常取天线方向图主瓣两个半功率点之间的宽度。

旁瓣电平：是指离主瓣最近且电平最高的第一旁瓣的电平，一般以分贝表示。

前后比：是指最大辐射方向(前向)电平与其相反方向(后向)电平之比，通常以分贝为单位。

方向系数：在离天线某一距离处，天线在最大辐射方向上的辐射功率流密度与相同辐射功率的理想无方向性天线在同一距离处的辐射功率流密度之比。

根据天线方位图的方向系数图/表与GNSS接收机记录的功率密度比得到天线当前角度。

由于GNSS接收机天线架设在载具顶部与载具无相对位移，天线和载具姿态始终保持一致。

S12、结合频点相位中心偏差消除天线当前角度的相位误差得到天线的初始状态角。

根据天线方位图的方向系数图/表与GNSS接收机记录的功率密度比得到天线当前角度，但由于对称性存在π相位误差，所以还需要结合频点相位中心偏差消除该误差得到天线的初始状态角，天线的初始状态角包括天线垂直投影下方位角α_S与水平投影俯仰角β_S。

所述天线相位中心偏差指天线静止时电气中心与几何中心的固定偏移，通常会提前标定，标定方法可参考QJ1729A标准，天线相位中心偏差值可以天线相位中心偏差检索/查表获得。

综上所述，初始状态角可从天线方位图和天线相位中心偏差检索/查表获得天线当前角度，再结合频点相位中心偏差消除该误差得到天线的初始状态角。由于运动状态天线方位图由于多普勒效应、瑞丽衰落、莱斯衰落等各种干扰与实际角度存在较大误差，不满足本方法所应用的测试场景需求。

S13、对天线的初始状态角进行归一化处理，得到初始状态角单位矢量Φ_S。初始状态角单位矢量Φ_S为：

Φ_S＝(α_S，β_s)

其中，α_s为天线初始状态时的垂直投影下方位角，β_s为天线初始状态时的水平投影俯仰角。

Φ_s＝(α_S，β_S)代表初始状态角的单位矢量，将角度和模分开表示，因为状态角具有不同的量纲和量纲单位，但这样的情况会影响到数据分析的结果，为了消除指标之间的量纲影响，并将各指标处于同一数量级，需要进行归一化处理，将初始状态角的r_i模取1(纯数且无量纲)赋值，初始状态角单位矢量表示为Φ_S。

归一化处理除了可以提升算法运行的收敛速度，还可以提高精度，比如要计算状态角的算法中，r_i模的取值范围比较小，涉及到坐标系的计算时其对结果的影响远比α_i、β_i带来的小，所以这就会造成精度的损失，而归一化处理之后可以让各个特征对结果做出的贡献相同，有效提高了算法的精度。

S2、通过天线相位中心i时刻的位置三轴坐标计算得天线在i时刻的角度参数(α_i，β_i，r_i)，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集。

S21、GNSS接收机对接收到的收卫星系统信号处理后得到天线相位中心大地坐标，通过大地坐标与天线三轴坐标的关系得到天线相位中心三轴坐标。

所述测试系统包括GNSS模拟器、误差生成模块、信号采集/回放模块、波形记录模块，通过测试系统得到大地坐标与天线三轴坐标的关系，通过GNSS接收机的主机单元对接收到的收卫星系统信号处理后得到大地坐标，各i时刻均有对应的两个坐标，通过大地坐标检索到天线三轴坐标(xi，yi，zi)。其中，i在各位置的数量(数据密度)与角速率呈对数增长关系。

S22、计算天线在i时刻的角度参数(α_i，β_i，r_i)，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集。计算公式为：

(x_i＝r_icosβ_icosα_i，y_i＝r_icosβ_isinα_i，z_i＝r_isinβ_i)

其中，xi、yi、zi为i时刻GNSS接收机天线i时刻的位置的三轴坐标，α_i为i时刻天线的垂直投影下方位角，β_i为i时刻天线的水平投影俯仰角，r_i为相位变化向量的模。

这里x_i、y_i、z_i均为已知量(通过步骤S21得到)，这三个方程组仅有三个未知数因此可解，得出i时刻(x_i，y_i，z_i)对应的(α_i，β_i，r_i)，多个i时刻(x_i，y_i，z_i)对应的(α_i，β_i，r_i)的数据整理得到相位中心随着方位角变化的数据集。

S3、建立路侧单元RSU内置信道模型，通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i。

S31、建立路侧单元RSU内置信道模型，计算载具在i时刻的出发角度AOD(Angle ofDeparture)与到达角度AOA(Angle of Arrival)。

本实施例中，路侧单元RSU包括高增益定向束控读写天线和射频控制器，高增益定向束控读写天线是一个微波收发模块，负责信号和数据的发送/接收、调制/解调、编码/解码、加密/解密；射频控制器是控制发射和接收数据以及处理向上位机收发信息的模块。

如图3所示，载具运动的俯视示意图，矩形为载具，大圆为天线，大圆中点的空心圆为天线的几何中心，实心圆为天线在该角度偏移下的电气中心，通过矢量的坐标换算得到该角度偏移；出发角度AOD和到达角度AOA在载具与RSU空间平行时相等，而在一定偏移的情况下就存在一个夹角。路侧单元RSU与车载单元相互通信，得到载具i时刻出发角度AOA和载具到达角度AOD数据，通过本实施例提供的路侧单元RSU内置信道模型可以计算得出该夹角。

本实施例中，出发角度AOD包括垂直投影下方位角α_D和水平投影下俯仰角β_D；到达角度AOA包括垂直投影下方位角为α_A和水平投影下俯仰角β_A。AOD垂直投影下i时刻方位角为α_Di，水平投影下i时刻俯仰角为β_Di；AOA垂直投影下i时刻方位角为α_Ai，水平投影下i时刻俯仰角为β_Ai。

AOD单位矢量

可以表示为：

其中，α_Di为AOD垂直投影下i时刻方位角，β_Di为AOD水平投影下i时刻俯仰角。

AOA单位矢量

可以表示为：

其中，α_Ai为AOA垂直投影下i时刻方位角为，β_Ai为AOA水平投影下i时刻俯仰角。

相位变化向量

可以表示为：

其中，α_i为i时刻GNSS接收机天线垂直投影下方位角，β_i为i时刻GNSS接收机天线水平投影俯仰角。

信道模型可以表示为：

其中，e称为自然常数或欧拉数，j为虚数单位，

为AOA单位矢量，

为AOD单位矢量，

为第i刻相位变化向量，Δθ为RSU天线相位中心常数，k为波束的数量，M为天线阵列中单元m的总数量，P_i是天线在第i刻功率幅度，v_i是多普勒成分速率：

其中，f为载波频率，其单位为GHz，v_G为以卫星信号为参考的测速值，v_f为射频信号多普勒频移换算速率。

该信道模型通过天线相位中心常数替换常规模型所需多个不同极化组合的初始相位，提升了算法收敛效率，减少了计算过程所需硬件成本和计算时间，通过非单一型多普勒成分速率替换多普勒频移项，根据载波频率动态换算，有利于提升计算结果精度。

S32、通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i。

天线的当前状态角Ψ_i为：

Ψ_i＝(α_Ai-α_Di，β_Ai-β_Di)

其中，α_Di为AOD垂直投影下i时刻方位角，β_Di为AOD水平投影下i时刻俯仰角；α_Ai为AOA垂直投影下i时刻方位角为，β_Ai为AOA水平投影下i时刻俯仰角。

S4、计算输出天线向量旋转角度，通过比对天线当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度，反解算输出有效的天线向量旋转角度。

S41、根据天线相位中心i时刻的位置三轴坐标，通过检索天线相位中心随着方位角变化的数据集得到天线的当前角度Φ_E：

Φ_E＝(α_i，β_i)

RSU天线固定在附近路面上，RSU天线相位中心Δθ恒定，而GNSS接收机的天线固定在车身上并与载具保持姿态一致。本实施例中，通过测试系统得到天线相位中心的大地坐标与天线三轴坐标的关系，天线相位中心各i时刻均有对应的两个坐标，通过天线相位中心的大地坐标检索到天线三轴坐标，通过计算就可以得到天线的当前角度Φ_E。

S42、结合天线i时刻当前角度Φ_E与初始状态角Φ_S，输出天线向量旋转角度Φ_E-Φ_S。

天线向量旋转角度Φ_E-Φ_S为：

Φ_E-Φ_S＝(α_i-α_S，β_i-β_S)

S43、将进行天线当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度Φ_E-Φ_S进行比对，通过反解算输出有效的天线向量旋转角度Φ_E-Φ_S。

所述的反解算过程是自变量与因变量交换表示，本实施例中，

h_i、Ψ_i是因变量，(α_i，β_i)是自变量，而(α_S，β_S)在步骤S21独立与步骤S22、S31不存在赋值性关联则作为已知量。没有将(α_i，β_i)也作为已知量是因为(α_i，β_i)与(x_i，y_i，z_i)存在关联，(x_i，y_i，z_i)在步骤S22、S31是变化的，而且存在一个有效值检测的步骤：将进行Ψ_i和Φ_E-Φ_S数据比对，Ψ_i和Φ_E-Φ_S的差值若大于阈值则数据无效，Ψ_i和Φ_E-Φ_S的差值小于阈值则输出Ψ_i和Φ_E-Φ_S作为有效值。

在理论上/理想状态(α_Ai-α_Di，β_Ai-β_Di)与(α_i-α_S，β_i-β_S)是相等的，但是实际环境存在各种干扰和误差，在最终输出Ψ_i和Φ_E-Φ_S之前，系统会对(α_Ai-α_Di，β_Ai-β_Di)与(α_i-α_S，β_i-β_S)进行数据比对，差值若大于阈值则测试无效，差值小于阈值则输出Ψ_i和Φ_E-Φ_S作为有效值。除了极端状况例如GPS/北斗卫星导航系统故障、测试场地存在人为干扰信号压制等情况，一般不会出现测试无效的情况。

S5、对有效的天线向量旋转角度进行优化，获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

S51、根据场地实际测试环境的影响，结合修正因子对天线向量旋转角度进行优化。天线向量旋转角度的优化公式为：

其中，

为天线向量旋转角度，修正因子包括a_i和b_i，a_i为时间精度衰减因子TDOP(Time Dilution of Precision)呈负相关的变量，b_i为现场频谱混杂度呈负相关的变量。

S52、根据优化后的获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

载具在测试场运动过程中，GNSS接收机记录各i时刻的TDOP值与现场频谱混杂度，赋值修正因子a_i为TDOP呈负相关的变量，赋值修正因子b_i为现场频谱混杂度呈负相关的变量，得到优化后最终

值，可大幅消弱真实环境干扰带来的影响，提升测试精度。最后获得载具时域上位置姿态变化参量

根据绘制散点轨迹。其中位置姿态变化参量

可以表示为：

其中，

为位置姿态变化参量，α_S为天线初始状态时的垂直投影下方位角，β_S为天线初始状态时的水平投影俯仰角；α_i为i时刻天线的垂直投影下方位角，β_i为i时刻天线的水平投影俯仰角；α_Di为AOD垂直投影下i时刻方位角，β_Di为AOD水平投影下i时刻俯仰角；α_Ai为AOA垂直投影下i时刻方位角，β_Ai为AOA水平投影下i时刻俯仰角。

实施例2：

基于相同的发明构思，本实施例还提出一种基于全球导航卫星系统的测姿系统，包括：

第一获取模块，用于通过获得天线方位图以及各频点相位中心偏差数据，结合天线方位图的方向系数图/表与相位中心偏差值得到天线初始状态角单位矢量；

第二获取模块，用于通过天线相位中心i时刻的位置三轴坐标计算得天线在i时刻的角度参数，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集；

第三获取模块，用于建立路侧单元RSU内置信道模型，通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i；

载具姿态变化参量模块，用于计算输出天线向量旋转角度，通过比对天线的当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度，反解算输出有效的天线向量旋转角度，对有效的天线向量旋转角度进行优化，获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

所述信道模型为：

其中，e称为自然常数或欧拉数，j为虚数单位，

为AOA单位矢量，

为AOD单位矢量，

为第i刻相位变化向量，Δθ为RSU天线相位中心常数，k为波束的数量，M为天线阵列中单元m的总数量，P_i是天线在第i刻功率幅度，v_i是多普勒成分速率。

所述载具时域上位置姿态变化参量可以表示为：

其中，a_i为时间精度衰减因子呈负相关的变量，b_i为现场频谱混杂度呈负相关的变量；

为位置姿态变化参量，α_S为天线初始状态时的垂直投影下方位角，β_S为天线初始状态时的水平投影俯仰角；α_i为i时刻天线的垂直投影下方位角，β_i为i时刻天线的水平投影俯仰角；α_Di为AOD垂直投影下i时刻方位角，β_Di为AOD水平投影下i时刻俯仰角；α_Ai为AOA垂直投影下i时刻方位角，β_Ai为AOA水平投影下i时刻俯仰角。

综上所述，本发明的提供了一种基于全球导航卫星系统GNSS的测姿方法和系统，路侧RSU天线固定在附近路面上天线相位中心恒定，而接收机的天线固定在车身上并与载具保持姿态一致，通过RSU内置信道模型分别确定出发角度与到达角度在不同时刻角度值；根据出发角度与到达角度的夹角，并参考天线相位中心偏差反解算得到的天线向量旋转角度；通过场地实际测试环境中的时间精度衰减因子以及现场频谱混杂度进行优化数据，使得测量结果精度高。该方法与待测设备日常工作环境一致，无需移动至大型暗室，大幅降低测试成本，且可以有效利用路面现存的设备，无需配置多个接收机或者多天线接收机组成的测试系统，无需考虑载具水平面积大小，适用性更广泛。

上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受上述实施例的限制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改变、修饰、替代、组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，方法包括以下步骤：

S1、将GNSS接收机的天线设置在载具顶部，通过获得天线方位图以及各频点相位中心偏差数据，结合天线方位图的方向系数图/表与相位中心偏差值得到天线初始状态角单位矢量；

S2、通过天线相位中心i时刻的位置三轴坐标计算得天线在i时刻的角度参数，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集；

S3、建立路侧单元RSU内置信道模型，通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i；

S4、计算输出天线向量旋转角度，通过比对天线的当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度，反解算输出有效的天线向量旋转角度；

S5、对有效的天线向量旋转角度进行优化，获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

2.根据权利要求1所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，步骤S1具体包括：

S11、将天线架设在载具顶部，与载具无相对位移，根据天线方位图的方向系数图/表与GNSS接收机记录的功率密度比得到天线当前角度；

S12、结合频点相位中心偏差消除天线当前角度的相位误差得到天线的初始状态角；

S13、对天线的初始状态角进行归一化处理，得到初始状态角单位矢量。

3.根据权利要求1所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，步骤S2具体包括：

S21、GNSS接收机对接收到的收卫星系统信号处理后得到天线相位中心大地坐标，通过大地坐标与天线三轴坐标的关系得到天线相位中心三轴坐标；

S22、计算天线在i时刻的角度参数，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集。

4.根据权利要求3所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，计算天线在i时刻的角度参数公式为：

(x_i＝r_icosβ_icosα_i，y_i＝r_icosβ_isinα_i，z_i＝r_isinβ_i)

其中，xi、yi、zi为i时刻天线的位置三轴坐标，α_i为i时刻天线垂直投影下方位角，β_i为i时刻天线水平投影俯仰角，r_i为相位变化向量的模。

5.根据权利要求1所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，步骤S3具体包括：

S31、建立路侧单元RSU内置信道模型，计算载具在i时刻的出发角度AOD的角度值和到达角度AOA的角度值；信道模型为：

其中，e称为自然常数或欧拉数，j为虚数单位，

为AOA单位矢量，

为AOD单位矢量，

为第i刻相位变化向量，Δθ为RSU天线相位中心常数，k为波束的数量，M为天线阵列中单元m的总数量，P_i是天线在第i刻功率幅度，v_i是多普勒成分速率；

S32、通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度Ψ_i：

Ψ_i＝(α_Ai-α_Di，β_Ai-β_Di)

其中，α_Di为AOD垂直投影下i时刻方位角，β_Di为AOD水平投影下i时刻俯仰角；α_Ai为AOA垂直投影下i时刻方位角，β_Ai为AOA水平投影下i时刻俯仰角。

6.根据权利要求1所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，步骤S4具体包括：

S41、根据天线相位中心i时刻的位置三轴坐标，通过检索天线相位中心随着方位角变化的数据集得到天线的当前角度Φ_E；

S42、结合天线i时刻当前角度Φ_E与初始状态角Φ_S，输出天线向量旋转角度Φ_E-Φ_S；

S43、将进行天线当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度Φ_E-Φ_S进行比对，通过反解算输出有效的天线向量旋转角度Φ_E-Φ_S。

7.根据权利要求1所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，步骤S5具体包括：

S51、根据场地实际测试环境的影响，结合修正因子对天线向量旋转角度进行优化；天线向量旋转角度的优化公式为：

其中，

为天线向量旋转角度，a_i为时间精度衰减因子呈负相关的变量，b_i为现场频谱混杂度呈负相关的变量；

S52、根据优化后的天线向量旋转角度获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

8.根据权利要求7所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿方法，其特征在于，所述载具时域上位置姿态变化参量表示为：

其中，

为位置姿态变化参量，α_S为天线初始状态时的垂直投影下方位角，β_S为天线初始状态时的水平投影俯仰角；α_i为i时刻天线的垂直投影下方位角，β_i为i时刻天线的水平投影俯仰角；α_Di为AOD垂直投影下i时刻方位角，β_Di为AOD水平投影下i时刻俯仰角；α_Ai为AOA垂直投影下i时刻方位角，β_Ai为AOA水平投影下i时刻俯仰角。

9.一种基于全球导航卫星系统的测姿系统，其特征在于，包括：

第一获取模块，用于通过获得天线方位图以及各频点相位中心偏差数据，结合天线方位图的方向系数图/表与相位中心偏差值得到天线初始状态角单位矢量；

第二获取模块，用于通过天线相位中心i时刻的位置三轴坐标计算得天线在i时刻的角度参数，整理得到天线相位中心随着方位角变化的数据集；

第三获取模块，用于建立路侧单元RSU内置信道模型，通过路侧单元RSU得到天线的当前状态角度；

载具姿态变化参量模块，用于计算输出天线向量旋转角度，通过比对天线的当前状态角Ψ_i和天线向量旋转角度，反解算输出有效的天线向量旋转角度，对有效的天线向量旋转角度进行优化，获得载具时域上位置姿态变化参量，绘制散点轨迹。

10.根据权利要求9所述的一种基于全球导航卫星系统的测姿系统，其特征在于，所述信道模型为：

其中，e称为自然常数或欧拉数，j为虚数单位，

为AOA单位矢量，

为AOD单位矢量，

为第i刻相位变化向量，Δθ为RSU天线相位中心常数，k为波束的数量，M为天线阵列中单元m的总数量，P_i是天线在第i刻功率幅度，v_i是多普勒成分速率。

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