CN115598676B - 星载多模gnss融合精密定轨方法和装置 - Google Patents

星载多模gnss融合精密定轨方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN115598676B
CN115598676B CN202211257670.2A CN202211257670A CN115598676B CN 115598676 B CN115598676 B CN 115598676B CN 202211257670 A CN202211257670 A CN 202211257670A CN 115598676 B CN115598676 B CN 115598676B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
observation data
equation
observation
data
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202211257670.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115598676A (zh
Inventor
鞠冰
张厚喆
刘莹
刘荟萃
易彬
邵凯
谷德峰
段晓君
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Aerospace Control Center
Original Assignee
Beijing Aerospace Control Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Aerospace Control Center filed Critical Beijing Aerospace Control Center
Priority to CN202211257670.2A priority Critical patent/CN115598676B/zh
Publication of CN115598676A publication Critical patent/CN115598676A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115598676B publication Critical patent/CN115598676B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/35—Constructional details or hardware or software details of the signal processing chain
    • G01S19/37—Hardware or software details of the signal processing chain
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02A—TECHNOLOGIES FOR ADAPTATION TO CLIMATE CHANGE
    • Y02A90/00—Technologies having an indirect contribution to adaptation to climate change
    • Y02A90/10—Information and communication technologies [ICT] supporting adaptation to climate change, e.g. for weather forecasting or climate simulation

Abstract

本发明公开了一种星载多模GNSS融合精密定轨方法和装置。该方法包括：根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，其中，目标钟差为接收机累积的钟差；根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据；根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程；根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道。本发明解决了对搭载整秒调整型接收机的低轨卫星进行星载多模GNSS融合精密定轨的技术问题。

Description

星载多模GNSS融合精密定轨方法和装置
技术领域
本发明涉及航天器工程技术领域，具体而言，涉及一种星载多模GNSS融合精密定轨方法和装置。
背景技术
低轨卫星在国土勘探、地表测绘、科学研究等领域发挥了重要作用，而低轨卫星完成各项任务的前提是实现高精度的轨道确定。
目前，相关技术在利用全球导航卫星系统(GNSS，Global Navigation SatelliteSystem)的四系统(全球定位系统(GPS，Global Positioning System)、北斗卫星导航系统(BDS，BeiDou Navigation Satellite System)、格洛纳斯卫星导航系统(GLONASS，GLObalNAvigation Satellite System)、伽利略卫星导航系统(Galileo))融合精密定轨时，主要采用分别逐历元估计各系统接收机钟差或者逐历元估计单个导航系统的接收机钟差与其余系统的常值系统间偏差的方法。前一种方法的待估参数规模庞大，存在定轨解算效率低的问题，并且，通过该方法解算得到的各系统接收机钟差无法反映星载时钟的真实特性，无法对星载时钟性能进行准确评估。而后一种方法无法对搭载国产整秒调整型接收机的低轨卫星进行星载多模GNSS融合精密定轨。其中，整秒调整型接收机是一种在每个整秒采样时刻，利用各GNSS系统的观测数据实现接收机时间与某一GNSS系统时间保持同步的接收机。
针对上述问题，现有技术尚未提出有效的解决方案。
发明内容
本发明实施例提供了一种星载多模GNSS融合精密定轨方法和装置，以至少解决对搭载整秒调整型接收机的低轨卫星进行星载多模GNSS融合精密定轨的技术问题。
根据本发明实施例的一个方面，提供了一种星载多模GNSS融合精密定轨方法，包括：根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，其中，目标钟差为接收机累积的钟差，原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，第一观测数据为添加目标钟差的观测数据，第一时标为添加目标钟差的时标；根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据；根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程；根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道，其中，航天器的运动方程的参数包含航天器的位置、航天器的速度和航天器的轨道动力学参数。
进一步地，星载多模GNSS融合精密定轨方法还包括：获取原始观测数据；对原始观测数据进行野值剔除处理和周跳探测处理，并对原始观测数据添加标记，得到处理后的伪距观测数据和处理后的载波相位观测数据，其中，标记至少包括野值标记、周跳标记、正常标记。
进一步地，星载多模GNSS融合精密定轨方法还包括：检测伪距观测数据和载波相位观测数据中是否存在野值；若伪距观测数据和载波相位观测数据中存在野值，则对伪距观测数据和载波相位观测数据添加野值标记；检测载波相位观测数据中是否存在周跳；若载波相位观测数据中存在周跳，则对载波相位观测数据添加周跳标记。
进一步地，星载多模GNSS融合精密定轨方法还包括：若伪距观测数据和载波相位观测数据中不存在野值且载波相位观测数据中不存在周跳，则对伪距观测数据和载波相位观测数据添加正常标记。
进一步地，星载多模GNSS融合精密定轨方法还包括：基于野值标记和周跳标记，对第一观测数据进行赋值处理，得到带有野值标记和周跳标记的观测数据；根据相邻历元的第一时标的差值和周跳标记，对航天器的观测弧段进行划分，得到多个观测弧段；基于预设规则，对多个观测弧段进行剔除处理，得到多个目标观测弧段。
进一步地，星载多模GNSS融合精密定轨方法还包括：根据第一观测数据，确定目标节点和目标函数值；基于目标节点和目标函数值，获取与第一时标相对应的每个目标观测弧段的观测数据，得到插值重采样后的观测数据。
进一步地，星载多模GNSS融合精密定轨方法还包括：基于插值重采样后的观测数据进行伪距单点定位解算和动力学拟合处理，得到初始历元的航天器状态，其中，初始历元的航天器状态至少包括航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数；根据初始历元的航天器状态，对航天器的运动方程和变分方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、航天器速度以及状态转移矩阵；基于插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于每个历元的航天器位置、航天器速度以及状态转移矩阵对观测方程进行线性化处理，得到线性化后的观测方程；基于线性化后的观测方程，构建定轨法方程。
进一步地，星载多模GNSS融合精密定轨方法还包括：基于最小二乘法求解定轨法方程，得到初始历元的航天器状态的改进量、每个历元接收机钟差的改进量、系统间偏差的改进量和相位模糊度的改进量，其中，初始历元的航天器状态的改进量至少包括航天器的初始历元位置的改进量、航天器的初始历元速度的改进量以及航天器的轨道动力学参数的改进量；计算航天器的初始历元位置的改进量的模长，得到模长值；在模长值小于预设阈值的情况下，对航天器的运动方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、每个历元的航天器速度；在模长值大于等于预设阈值的情况下，更新初始历元的航天器状态、每个历元接收机钟差、系统间偏差和相位模糊度，并对航天器的运动方程进行数值积分，重新求解航天器的定轨法方程，直至模长值小于预设阈值。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种星载多模GNSS融合精密定轨装置，包括：第一处理模块，用于根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，其中，目标钟差为接收机累积的钟差，原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，第一观测数据为添加目标钟差的观测数据，第一时标为添加目标钟差的时标；第二处理模块，用于根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据；第一确定模块，用于根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程；第二确定模块，用于根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道，其中，航天器的运动方程的参数包含航天器的位置、航天器的速度和航天器的轨道动力学参数。
在本发明实施例中，采用通过累积的钟差调整原始观测数据和时标，并采用逐历元估计单GNSS接收机钟差和常值系统间偏差(ISB)的方式进行融合精密定轨解算。首先，根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，然后根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据，然后根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程，再根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道。其中，航天器的运动方程的参数包含航天器的位置、航天器的速度和航天器的轨道动力学参数，目标钟差为接收机累积的钟差，原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，第一观测数据为添加目标钟差的观测数据，第一时标为添加目标钟差的时标。
在上述过程中，通过将累积的钟差补偿到航天器的原始观测数据和时标中，在插值重采样后，恢复了观测数据中的接收机钟差真实特性和各GNSS硬件延迟特性，有利于开展星载时钟性能分析；采用逐历元估计单GNSS接收机钟差和常值系统间偏差(ISB)的方式进行融合精密定轨解算，解决了多模GNSS数据融合问题，显著降低了精密定轨过程中待估参数的个数，降低了低轨卫星多模GNSS融合精密定轨计算负担，提高了精密定轨解算效率，同时提高了融合精密定轨结果的稳健性。
由此可见，通过本发明的技术方案，达到了高精度高效率地进行多模GNSS融合精密定轨的目的，从而实现了提高精密定轨解算效率的技术效果，进而解决了对搭载整秒调整型接收机的低轨卫星进行星载多模GNSS融合精密定轨的技术问题。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是根据本发明实施例的一种可选的星载多模GNSS融合精密定轨方法的流程图；
图2是根据本发明实施例的一种可选的基于累积钟差的原始观测数据处理方法的流程图；
图3是根据本发明实施例的一种可选的多模GNSS融合精密定轨方法的流程图；
图4是根据本发明实施例的一种可选的采用原始观测数据得到的接收机钟差的示意图；
图5是根据本发明实施例的一种可选的采用补偿钟差后的观测数据得到的接收机钟差的示意图；
图6是根据本发明实施例的一种可选的采用补偿累积钟差的GNSS数据得到的GPS载波相位残差分布的示意图；
图7是根据本发明实施例的一种可选的采用补偿累积钟差的GNSS数据得到的BDS载波相位残差分布的示意图；
图8是根据本发明实施例的一种可选的星载多模GNSS融合精密定轨装置的示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。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，都应当属于本发明保护的范围。
需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
需要说明的是，本发明所涉及的相关信息(包括但不限于用户设备信息、用户个人信息等)和数据(包括但不限于用于展示的数据、分析的数据等)，均为经用户授权或者经过各方充分授权的信息和数据。例如，本系统和相关用户或机构间设置有接口，在获取相关信息之前，需要通过接口向前述的用户或机构发送获取请求，并在接收到前述的用户或机构反馈的同意信息后，获取相关信息。
实施例1
根据本发明实施例，提供了一种星载多模GNSS融合精密定轨方法的方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
图1是根据本发明实施例的一种可选的星载多模GNSS融合精密定轨方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：
步骤S101，根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，其中，目标钟差为接收机累积的钟差，原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，第一观测数据为添加目标钟差的观测数据，第一时标为添加目标钟差的时标。
在上述步骤中，航天器为低轨卫星，接收机为整秒调整型接收机。原始观测数据为多个GNSS系统的观测数据，即根据目标钟差对多个GNSS系统的观测数据和时标进行数据处理，为后续进行多模GNSS融合提供了数据基础，从而能够解决多模GNSS数据融合问题。
步骤S102，根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据。
步骤S103，根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程。
步骤S104，根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道，其中，航天器的运动方程的参数包含航天器的位置、航天器的速度和航天器的轨道动力学参数。
在上述步骤中，对运动方程进行数值积分的初值为航天器的初始历元位置和航天器的初始历元速度。
基于上述步骤S101至步骤S104所限定的方案，可以获知，在本发明实施例中，采用通过累积的钟差调整原始观测数据和时标，并采用逐历元估计单GNSS接收机钟差和常值系统间偏差(ISB)的方式进行融合精密定轨解算。首先，根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，然后根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据，然后根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程，再根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道。其中，航天器的运动方程的参数包含航天器的位置、航天器的速度和航天器的轨道动力学参数，目标钟差为接收机累积的钟差，原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，第一观测数据为添加目标钟差的观测数据，第一时标为添加目标钟差的时标。
在上述过程中，通过将累积的钟差补偿到航天器的原始观测数据和时标中，在插值重采样后，恢复了观测数据中的接收机钟差真实特性和各GNSS硬件延迟特性，有利于开展星载时钟性能分析；采用逐历元估计单GNSS接收机钟差和常值系统间偏差(ISB)的方式进行融合精密定轨解算，解决了多模GNSS数据融合问题，显著降低了精密定轨过程中待估参数的个数，降低了低轨卫星多模GNSS融合精密定轨计算负担，提高了精密定轨解算效率，同时提高了融合精密定轨结果的稳健性。
由此可见，通过本发明的技术方案，达到了高精度高效率地进行多模GNSS融合精密定轨的目的，从而实现了提高精密定轨解算效率的技术效果，进而解决了对搭载整秒调整型接收机的低轨卫星进行星载多模GNSS融合精密定轨的技术问题。
在一种可选的实施例中，在根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标之前，获取原始观测数据，对原始观测数据进行野值剔除处理和周跳探测处理，并对原始观测数据添加标记，得到处理后的伪距观测数据和处理后的载波相位观测数据，其中，标记至少包括野值标记、周跳标记、正常标记。
可选的，图2是根据本发明实施例的一种可选的基于累积钟差的原始观测数据处理方法的流程图。如图2所示，首先对原始观测数据即航天器原始GNSS伪距观测数据和载波相位观测数据，进行野值剔除和周跳探测，并添加野值标记和周跳标记。
可选的，在一种可选的实施例中，在对原始观测数据添加标记的过程中，检测伪距观测数据和载波相位观测数据中是否存在野值，若伪距观测数据和载波相位观测数据中存在野值，则对伪距观测数据和载波相位观测数据添加野值标记，并检测载波相位观测数据中是否存在周跳，若载波相位观测数据中存在周跳，则对载波相位观测数据添加周跳标记。
可选的，在一种可选的实施例中，若伪距观测数据和载波相位观测数据中不存在野值且载波相位观测数据中不存在周跳，则对伪距观测数据和载波相位观测数据添加正常标记。
具体的，对星载GNSS伪距观测数据Pi，k和载波相位观测数据
Figure BSA0000286438550000071
进行野值剔除以及载波相位周跳探测。其中，i表示频点，k表示历元序号，k＝0，...，M-1，M为历元总数。野值剔除以及载波相位周跳探测的具体方式可以根据实际需求进行选择，本发明对具体方式不做限定。
可选的，对每个历元的伪距数据和载波相位数据添加野值和周跳标记，包括：将无野值和周跳的伪距数据和载波相位数据标记为正常，将存在野值的伪距数据和载波相位数据标记为野值，将存在周跳的载波相位数据标记为周跳。
进一步地，将接收机自定位得到的累积的钟差，添加到对应历元原始观测数据和时标中，并将野值标记和周跳标记赋给添加累积钟差后的观测数据。
具体的，将第k个历元的接收机自定位累积钟差δtk，累积钟差，添加到对应历元的伪距观测数据Pi，k、载波相位观测数据
Figure BSA0000286438550000081
以及时标tk中，表示方式如下：
Figure BSA0000286438550000082
Figure BSA0000286438550000083
Figure BSA0000286438550000084
其中，c为光速，λi表示频点i的波长，
Figure BSA0000286438550000085
表示添加累积钟差的伪距观测数据即第一观测数据，
Figure BSA0000286438550000086
表示添加累积钟差的载波相位观测数据即第一观测数据，
Figure BSA0000286438550000087
表示添加累积钟差的浮点数时标即第一时标。
在一种可选的实施例中，在根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据之前，基于野值标记和周跳标记，对第一观测数据进行赋值处理，得到带有野值标记和周跳标记的观测数据，根据相邻历元的第一时标的差值和周跳标记，对航天器的观测弧段进行划分，得到多个观测弧段，基于预设规则，对多个观测弧段进行剔除处理，得到多个目标观测弧段。
可选的，在上述过程中，添加累积钟差的同时将Pi，k、
Figure BSA0000286438550000088
对应的野值标记和周跳标记也赋给
Figure BSA0000286438550000089
进一步地，根据GNSS卫星序号，整理对应不同GNSS卫星的添加累积钟差的浮点数时标
Figure BSA00002864385500000810
添加累积钟差的观测数据
Figure BSA00002864385500000811
以及对应的野值标记、周跳标记。
进一步地，根据相邻历元浮点数时标差值和周跳标记，划分对应各颗GNSS卫星的观测弧段，并剔除弧长不满足插值要求的弧段。具体的，假定首次跟踪某颗GNSS卫星的历元为k0，将历元k＝k0对应的添加累积钟差的观测数据
Figure BSA00002864385500000812
和
Figure BSA00002864385500000813
以及浮点数时标
Figure BSA00002864385500000814
记录到第一条观测弧段中，然后依次检索后续观测数据。当相邻历元k和k+1观测数据对应的浮点数时标差值
Figure BSA00002864385500000815
且k+1历元的周跳标记显示正常时，认为两组数据处于同一条观测弧段，其中，ΔT为时标差值门限，可根据航天器连续跟踪时长设定。否则，创建新弧段，将后一历元对应的添加累积钟差的观测数据
Figure BSA00002864385500000816
和
Figure BSA00002864385500000817
以及浮点数时标
Figure BSA00002864385500000818
记录在新的观测弧段中。可选的，若观测弧段中野值标记为正常的添加累积钟差的观测数据
Figure BSA00002864385500000819
和
Figure BSA00002864385500000820
的个数均大于等于8个，则保留该弧段，否则剔除该弧段。
在一种可选的实施例中，在根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据的过程中，根据第一观测数据，确定目标节点和目标函数值，基于目标节点和目标函数值，获取与第一时标相对应的每个目标观测弧段的观测数据，得到插值重采样后的观测数据。
可选的，采用拉格朗日插值法对第一观测数据进行插值重采样处理。具体的，在每条弧段中，获取整点时标前后的浮点数时标与对应的观测数据，作为8阶拉格朗日插值多项式的插值节点和对应的被插函数值，即目标节点和目标函数值。可选的，假定弧段的历元序号区间为[n，m]，当整点时标
Figure BSA0000286438550000091
时，提取序号[n，n+7]之间的浮点数时标
Figure BSA0000286438550000092
作为插值节点，同样序号的
Figure BSA0000286438550000093
作为被插函数值；当
Figure BSA0000286438550000094
时，提取序号[m-7，m]之间的浮点数时标
Figure BSA0000286438550000095
作为插值节点，同样序号的
Figure BSA0000286438550000096
作为被插函数值；否则，提取序号[k-3，k+4]之间的浮点数时标
Figure BSA0000286438550000097
作为插值节点，同样序号的
Figure BSA0000286438550000098
作为被插函数值。进一步地，采用8阶拉格朗日插值获取对应整点时标
Figure BSA0000286438550000099
处的观测数据
Figure BSA00002864385500000910
Figure BSA00002864385500000911
完成单个观测弧段的数据插值重采样。
进一步地，整理不同观测弧段在整点时标
Figure BSA00002864385500000912
处的插值结果
Figure BSA00002864385500000913
完成对原始观测数据的插值重采样。
在一种可选的实施例中，在根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程的过程中，首先基于插值重采样后的观测数据进行伪距单点定位解算和动力学拟合处理，得到初始历元的航天器状态。其中，初始历元的航天器状态至少包括航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数。然后根据初始历元的航天器状态，对航天器的运动方程和变分方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、航天器速度以及状态转移矩阵。再基于插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于每个历元的航天器位置、航天器速度以及状态转移矩阵对观测方程进行线性化处理，得到线性化后的观测方程，然后基于线性化后的观测方程，构建定轨法方程。
可选的，图3是根据本发明实施例的一种可选的多模GNSS融合精密定轨方法的流程图。如图3所示，首先解算初始历元卫星状态即初始历元的航天器状态。具体的，采用插值重采样后的观测数据进行伪距单点定位，并对定位结果进行动力学拟合，获得初始历元
Figure BSA00002864385500000914
对应的航天器位置
Figure BSA00002864385500000915
速度
Figure BSA00002864385500000916
并将轨道动力学参数q置为0，作为航天器状态(航天器位置、航天器速度、航天器轨道动力学参数)p(t)＝(r(t)，
Figure BSA00002864385500000917
在
Figure BSA00002864385500000918
处的初值，记为：
Figure BSA00002864385500000919
进一步地，以初始历元航天器状态p0作为初值，对运动方程和变分方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置r、速度
Figure BSA0000286438550000101
以及状态转移矩阵
Figure BSA0000286438550000102
具体的，航天器运动方程表示如下：
Figure BSA0000286438550000103
其中，G为万有引力常数，ME为地球质量，apert为航天器所受摄动加速度。变分方程表示如下：
Figure BSA0000286438550000104
可选的，求解运动方程和变分方程的数值积分方法可根据实际需求选择，本发明对具体方式不做限定。
进一步地，利用伪距与载波相位数据的消电离层组合构建观测方程。具体的，将载波相位原始观测数据
Figure BSA0000286438550000105
与对应波长入的乘积表示为L，根据插值重采样后的tk时刻对应的不同GNSS系统的伪距与载波相位消电离层组合
Figure BSA0000286438550000106
构建如下的观测方程：
Figure BSA0000286438550000107
Figure BSA0000286438550000108
Figure BSA0000286438550000109
Figure BSA00002864385500001010
Figure BSA00002864385500001011
Figure BSA00002864385500001012
Figure BSA00002864385500001013
Figure BSA00002864385500001014
其中，tk表示观测数据对应的钟面时，sys＝G、C、E、R，分别表示GNSS系统GPS、BDS、Galileo和GLONASS，m表示观测的GNSS卫星编号，
Figure BSA00002864385500001015
表示GNSS卫星位置rm和航天器位置r之间的距离，δtk是接收机钟差，
Figure BSA0000286438550000111
是GNSS卫星m的钟差，ISBsys表示系统sys相对GPS系统的系统间偏差，
Figure BSA0000286438550000112
表示载波相位消电离层组合模糊度，ε表示随机误差。
进一步地，将观测方程关于初始历元航天器状态、接收机钟差、ISB以及相位模糊度等参数作线性化展开，并将GNSS卫星精密星历和钟差、前述步骤获得的航天器位置、接收机钟差、状态转移矩阵等概略值代入观测方程。具体的，将GNSS卫星的星历、钟差以及航天器位置代入前述观测方程，得到伪距与载波相位观测量的概略值
Figure BSA0000286438550000113
和
Figure BSA0000286438550000114
然后将观测方程在概略值附近关于初始历元航天器状态p0、接收机钟差δtk、系统间偏差ISBsys、模糊度
Figure BSA0000286438550000115
线性展开，表示如下：
Figure BSA0000286438550000116
Figure BSA0000286438550000117
Figure BSA0000286438550000118
Figure BSA0000286438550000119
Figure BSA00002864385500001110
Figure BSA00002864385500001111
Figure BSA00002864385500001112
Figure BSA00002864385500001113
其中，o表示线性化的残差，
Figure BSA00002864385500001114
Figure BSA00002864385500001115
进一步地，通过逐历元叠加伪距和载波相位观测方程构建航天器的定轨法方程。具体的，将tk时刻的伪距和载波相位观测数据统一记为yk，伪距和载波相位概略值统一记为
Figure BSA00002864385500001116
所有历元接收机钟差记为δt＝(δt0，δt1，…，δtk，…，δtM-1)T，所有弧段模糊度记为A，所有系统的ISB记为s，伪距和载波相位关于向量(δt，A，p0，s)的偏导数统一记为hk(δt，A，p0，s)，则线性化的观测方程可表示为
Figure BSA0000286438550000121
通过逐历元叠加观测方程构建航天器的定轨法方程，表示如下：
Figure BSA0000286438550000122
其中，
Figure BSA0000286438550000123
W表示观测数据的权重。
在一种可选的实施例中，在根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道的过程中，基于最小二乘法求解定轨法方程，得到初始历元的航天器状态的改进量、每个历元接收机钟差的改进量、系统间偏差的改进量和相位模糊度的改进量，然后计算航天器的初始历元位置的改进量的模长，得到模长值，在模长值小于预设阈值的情况下，对航天器的运动方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、每个历元的航天器速度，在模长值大于等于预设阈值的情况下，更新初始历元的航天器状态、每个历元接收机钟差、系统间偏差和相位模糊度，并对航天器的运动方程进行数值积分，重新求解航天器的定轨法方程，直至模长值小于预设阈值。其中，初始历元的航天器状态的改进量至少包括航天器的初始历元位置的改进量、航天器的初始历元速度的改进量以及航天器的轨道动力学参数的改进量。
可选的，通过最小二乘法结合参数消去技术求解前述定轨法方程，得到初始历元航天器状态、各历元接收机钟差、ISB和相位模糊度的改进量。具体的，通过最小二乘法求解Δδt、ΔA、Δp0和Δs。例如，对于单天10s采样间隔的四系统观测数据融合精密定轨，共计有8640个待估钟差参数，约1600～2000个待估模糊度参数(单系统400～500个模糊度参数，共四系统)，50～300个航天器状态参数以及3个ISB参数，定轨法方程维数较大。为了提高解算效率，最小二乘求解过程利用历元间钟差参数不相关、方便求逆的特性，预先消去钟差参数。具体的，令
Figure BSA0000286438550000124
Figure BSA0000286438550000125
Figure BSA0000286438550000131
则定轨法方程表示为：
Figure BSA0000286438550000132
可选的，将上述公式的第一行左乘
Figure BSA0000286438550000133
并加到第二行，可以得到
Figure BSA0000286438550000134
则有
Figure BSA0000286438550000135
然后代入上述公式的第一行，则有
Figure BSA0000286438550000136
完成待估参数求解。
可选的，根据初始历元的航天器状态改进量判断解算结果是否收敛。具体的，通过判断Δp0中初始历元航天器位置改进量模长||Δr0||可知解算结果是否收敛。当||Δr0||小于阈值R，迭代终止，对运动方程进行数值积分，得到航天器精密轨道，完成融合定轨。否则，更改初始历元的航天器状态为p0＝p0+Δp0，更改各历元接收机钟差为δt＝δt+Δδt，更改相位模糊度为A＝A+ΔA，更改各系统ISB为s＝s+Δs，重新对运动方程与变分方程进行数值积分并求解航天器的定轨法方程，直至迭代收敛。其中，阈值R可以根据实际需求进行选择，本发明对具体数值不做限定。
在一种可选的实施例中，以搭载整秒调整型接收机的国内某干涉合成孔径雷达(InSAR)卫星编队系统为例，该卫星系统通过GPS和BDS伪距定位定速得到的钟差和钟漂，分别调整对应码跟踪环路相位。相关技术采用原始观测数据，通过逐历元估计各系统接收机钟差策略实现融合定轨，解算得到的GPS和BDS接收机钟差如图4所示，其中，上图为采用原始GNSS数据得到的接收机GPS和BDS钟差，下图为BDS-GPS钟差差值。如图4所示，两系统接收机钟差均不能反映星载时钟逐渐漂移的特性，且GPS和BDS接收机钟差的差别无法反映接收机实际硬件延迟。
而在本申请中，将累积钟差补偿到原始观测数据和时标后，GPS和BDS观测数据反映了星载时钟逐渐漂移的真实特性。图5是采用本发明得到的观测数据进行融合精密定轨估计的各系统接收机钟差，其中，上图为采用补偿累积钟差的GNSS数据得到的接收机GPS和BDS钟差，下图为BDS-GPS钟差差值。如图5所示，可以看出GPS和BDS接收机钟差均随时间逐渐增大。GPS和BDS钟差差别的标准差为3cm，表明接收机跟踪GPS和BDS信号的延迟稳定。根据接收机硬件延迟的稳定性，可以采用本方案估计常值ISB的策略实现融合定轨，解决了整秒调整型接收机的多模GNSS融合精密定轨问题。
可选的，图6是采用补偿累积钟差的GNSS数据得到的GPS载波相位残差分布的示意图，图7是采用补偿累积钟差的GNSS数据得到的BDS载波相位残差分布的示意图。如图6和如图7所示，经累积钟差补偿后，采用逐历元估计单系统接收机钟差和常值ISB策略可以实现星载多模GNSS数据的融合精密定轨解算。
可选的，在定轨解算效率方面，以采用10s采样间隔的单天观测数据进行四系统融合精密定轨为例，相比传统估计各系统钟差的策略，本发明提出的逐历元估计单系统接收机钟差和常值ISB策略所需估计钟差以及ISB之和，从34560减小到8643(每个历元估计1个钟差参数，共8640个历元，以及3个ISB)，降低了计算负荷。同时，本发明的融合精密定轨技术不受部分历元个别GNSS系统数据异常或缺失的影响，进一步提高了观测数据的利用率。
由此可见，通过本发明的技术方案，达到了高精度高效率的进行多模GNSS融合精密定轨的目的，从而实现了提高精密定轨解算效率的技术效果，进而解决了对搭载国产整秒调整型接收机的低轨卫星进行星载多模GNSS融合精密定轨的技术问题。
实施例2
根据本发明实施例，提供了一种星载多模GNSS融合精密定轨装置的实施例，其中，图8是根据本发明实施例的一种可选的星载多模GNSS融合精密定轨装置的示意图。如图8所示，该装置包括：第一处理模块801，用于根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，其中，目标钟差为接收机累积的钟差，原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，第一观测数据为添加目标钟差的观测数据，第一时标为添加目标钟差的时标；第二处理模块802，用于根据第一时标，对第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据；第一确定模块803，用于根据插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于观测方程，构建航天器的定轨法方程；第二确定模块804，用于根据定轨法方程迭代确定航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数，并对航天器的运动方程进行数值积分，确定航天器的精密轨道，其中，航天器的运动方程的参数包含航天器的位置、航天器的速度和航天器的轨道动力学参数。
需要说明的是，上述第一处理模块801、第二处理模块802、第一确定模块803以及第二确定模块804对应于上述实施例中的步骤S101至步骤S104，四个模块与对应的步骤所实现的示例和应用场景相同，但不限于上述实施例1所公开的内容。
可选的，星载多模GNSS融合精密定轨装置还包括：第一获取模块，用于获取原始观测数据；第三处理模块，用于对原始观测数据进行野值剔除处理和周跳探测处理，并对原始观测数据添加标记，得到处理后的伪距观测数据和处理后的载波相位观测数据，其中，标记至少包括野值标记、周跳标记、正常标记。
可选的，星载多模GNSS融合精密定轨装置还包括：第一检测模块，用于检测伪距观测数据和载波相位观测数据中是否存在野值；第一标记模块，用于若伪距观测数据和载波相位观测数据中存在野值，则对伪距观测数据和载波相位观测数据添加野值标记；检测载波相位观测数据中是否存在周跳；第二标记模块，用于若载波相位观测数据中存在周跳，则对载波相位观测数据添加周跳标记。
可选的，星载多模GNSS融合精密定轨装置还包括：第三标记模块，用于若伪距观测数据和载波相位观测数据中不存在野值且载波相位观测数据中不存在周跳，则对伪距观测数据和载波相位观测数据添加正常标记。
可选的，星载多模GNSS融合精密定轨装置还包括：第四处理模块，用于基于野值标记和周跳标记，对第一观测数据进行赋值处理，得到带有野值标记和周跳标记的观测数据；分段模块，用于根据相邻历元的第一时标的差值和周跳标记，对航天器的观测弧段进行划分，得到多个观测弧段；第五处理模块，用于基于预设规则，对多个观测弧段进行剔除处理，得到多个目标观测弧段。
可选的，第二处理模块包括：确定模块，用于根据第一观测数据，确定目标节点和目标函数值；获取模块，用于基于目标节点和目标函数值，获取与第一时标相对应的每个目标观测弧段的观测数据，得到插值重采样后的观测数据。
可选的，第一确定模块包括：处理模块，用于基于插值重采样后的观测数据进行伪距单点定位解算和动力学拟合处理，得到初始历元的航天器状态，其中，初始历元的航天器状态至少包括航天器的初始历元位置、航天器的初始历元速度以及航天器的轨道动力学参数；第一计算模块，用于根据初始历元的航天器状态，对航天器的运动方程和变分方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、航天器速度以及状态转移矩阵；第一构建模块，用于基于插值重采样后的观测数据构建航天器的观测方程，并基于每个历元的航天器位置、航天器速度以及状态转移矩阵对观测方程进行线性化处理，得到线性化后的观测方程；第二构建模块，用于基于线性化后的观测方程，构建定轨法方程。
可选的，第二确定模块包括：第一计算模块，用于基于最小二乘法求解定轨法方程，得到初始历元的航天器状态的改进量、每个历元接收机钟差的改进量、系统间偏差的改进量和相位模糊度的改进量，其中，初始历元的航天器状态的改进量至少包括航天器的初始历元位置的改进量、航天器的初始历元速度的改进量以及航天器的轨道动力学参数的改进量；第二计算模块，用于计算航天器的初始历元位置的改进量的模长，得到模长值；第一判断模块，用于在模长值小于预设阈值的情况下，对航天器的运动方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、每个历元的航天器速度；第二判断模块，用于在模长值大于等于预设阈值的情况下，更新初始历元的航天器状态、每个历元接收机钟差、系统间偏差和相位模糊度，并对航天器的运动方程进行数值积分，重新求解航天器的定轨法方程，直至模长值小于预设阈值。
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
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为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种星载多模GNSS融合精密定轨方法，其特征在于，包括：
根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，其中，所述目标钟差为接收机累积的钟差，所述原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，所述原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，所述第一观测数据为添加所述目标钟差的观测数据，所述第一时标为添加所述目标钟差的时标；
根据所述第一时标，对所述第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据；
根据所述插值重采样后的观测数据构建所述航天器的观测方程，并基于所述观测方程，构建所述航天器的定轨法方程；
根据所述定轨法方程迭代确定所述航天器的初始历元位置、所述航天器的初始历元速度以及所述航天器的轨道动力学参数，并对所述航天器的运动方程进行数值积分，确定所述航天器的精密轨道，其中，所述航天器的运动方程的参数包含所述航天器的位置、所述航天器的速度和所述航天器的轨道动力学参数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标之前，所述方法还包括：
获取所述原始观测数据；
对所述原始观测数据进行野值剔除处理和周跳探测处理，并对所述原始观测数据添加标记，得到处理后的伪距观测数据和处理后的载波相位观测数据，其中，所述标记至少包括野值标记、周跳标记、正常标记。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，对所述原始观测数据添加标记，包括：
检测所述伪距观测数据和所述载波相位观测数据中是否存在野值；
若所述伪距观测数据和所述载波相位观测数据中存在所述野值，则对所述伪距观测数据和所述载波相位观测数据添加所述野值标记；
检测所述载波相位观测数据中是否存在周跳；
若所述载波相位观测数据中存在所述周跳，则对所述载波相位观测数据添加所述周跳标记。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
若所述伪距观测数据和所述载波相位观测数据中不存在所述野值且所述载波相位观测数据中不存在所述周跳，则对所述伪距观测数据和所述载波相位观测数据添加所述正常标记。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在根据所述第一时标，对所述第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据之前，所述方法还包括：
基于所述野值标记和所述周跳标记，对所述第一观测数据进行赋值处理，得到带有所述野值标记和所述周跳标记的观测数据；
根据相邻历元的所述第一时标的差值和所述周跳标记，对所述航天器的观测弧段进行划分，得到多个观测弧段；
基于预设规则，对所述多个观测弧段进行剔除处理，得到多个目标观测弧段。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，根据所述第一时标，对所述第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据，包括：
根据所述第一观测数据，确定目标节点和目标函数值；
基于所述目标节点和所述目标函数值，获取与所述第一时标相对应的每个所述目标观测弧段的观测数据，得到所述插值重采样后的观测数据。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述插值重采样后的观测数据构建所述航天器的观测方程，并基于所述观测方程，构建所述航天器的定轨法方程，包括：
基于所述插值重采样后的观测数据进行伪距单点定位解算和动力学拟合处理，得到初始历元的航天器状态，其中，所述初始历元的航天器状态至少包括所述航天器的初始历元位置、所述航天器的初始历元速度以及所述航天器的轨道动力学参数；
根据所述初始历元的航天器状态，对所述航天器的运动方程和变分方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、航天器速度以及状态转移矩阵；
基于所述插值重采样后的观测数据构建所述航天器的观测方程，并基于所述每个历元的航天器位置、所述航天器速度以及所述状态转移矩阵对所述观测方程进行线性化处理，得到线性化后的观测方程；
基于所述线性化后的观测方程，构建所述定轨法方程。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，根据所述定轨法方程迭代确定所述航天器的初始历元位置、所述航天器的初始历元速度以及所述航天器的轨道动力学参数，并对所述航天器的运动方程进行数值积分，确定所述航天器的精密轨道，包括：
基于最小二乘法求解所述定轨法方程，得到所述初始历元的航天器状态的改进量、每个历元接收机钟差的改进量、系统间偏差的改进量和相位模糊度的改进量，其中，所述初始历元的航天器状态的改进量至少包括所述航天器的初始历元位置的改进量、所述航天器的初始历元速度的改进量以及所述航天器的轨道动力学参数的改进量；
计算所述航天器的初始历元位置的改进量的模长，得到模长值；
在所述模长值小于预设阈值的情况下，对所述航天器的运动方程进行数值积分，得到每个历元的航天器位置、每个历元的航天器速度；
在所述模长值大于等于所述预设阈值的情况下，更新所述初始历元的航天器状态、每个历元接收机钟差、系统间偏差和相位模糊度，并对所述航天器的运动方程进行数值积分，重新求解所述航天器的定轨法方程，直至所述模长值小于所述预设阈值。
9.一种星载多模GNSS融合精密定轨装置，其特征在于，包括：
第一处理模块，用于根据目标钟差对航天器的原始观测数据和时标进行数据处理，得到第一观测数据和第一时标，其中，所述目标钟差为接收机累积的钟差，所述原始观测数据由多个卫星导航系统的观测数据组成，所述原始观测数据至少包括伪距观测数据、载波相位观测数据，所述第一观测数据为添加所述目标钟差的观测数据，所述第一时标为添加所述目标钟差的时标；
第二处理模块，用于根据所述第一时标，对所述第一观测数据进行插值重采样处理，得到插值重采样后的观测数据；
第一确定模块，用于根据所述插值重采样后的观测数据构建所述航天器的观测方程，并基于所述观测方程，构建所述航天器的定轨法方程；
第二确定模块，用于根据所述定轨法方程迭代确定所述航天器的初始历元位置、所述航天器的初始历元速度以及所述航天器的轨道动力学参数，并对所述航天器的运动方程进行数值积分，确定所述航天器的精密轨道，其中，所述航天器的运动方程的参数包含所述航天器的位置、所述航天器的速度和所述航天器的轨道动力学参数。
CN202211257670.2A 2022-10-17 2022-10-17 星载多模gnss融合精密定轨方法和装置 Active CN115598676B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211257670.2A CN115598676B (zh) 2022-10-17 2022-10-17 星载多模gnss融合精密定轨方法和装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211257670.2A CN115598676B (zh) 2022-10-17 2022-10-17 星载多模gnss融合精密定轨方法和装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115598676A CN115598676A (zh) 2023-01-13
CN115598676B true CN115598676B (zh) 2023-05-05

Family

ID=84847348

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211257670.2A Active CN115598676B (zh) 2022-10-17 2022-10-17 星载多模gnss融合精密定轨方法和装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115598676B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116699663B (zh) * 2023-08-08 2023-10-17 中国西安卫星测控中心 一种用于gnss观测融合定位的系统间偏差参数确定方法

Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2651077A1 (en) * 2009-01-23 2010-07-23 Her Majesty The Queen In Right Of Canada As Represented By The Minister Of Natural Resources Decoupled clock model with ambiguity datum fixing
CN102998681A (zh) * 2012-12-13 2013-03-27 中国航天科工信息技术研究院 一种卫星导航系统的高频钟差估计方法
CN106324629A (zh) * 2016-11-07 2017-01-11 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种bds_gps_glonass融合精密单点定位方法
CN106772472A (zh) * 2016-12-06 2017-05-31 中国地震局第监测中心 一种顾及gnss接收机钟跳的导出多普勒观测值构造方法
CN107153209A (zh) * 2017-07-06 2017-09-12 武汉大学 一种短弧段低轨导航卫星实时精密定轨方法
CN108196272A (zh) * 2017-12-29 2018-06-22 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种基于实时精密单点定位的卫星导航定位装置及方法
CN109061696A (zh) * 2018-09-28 2018-12-21 中国人民解放军61540部队 一种确定导航卫星轨道和钟差的方法
CN109407126A (zh) * 2018-10-15 2019-03-01 北极星云空间技术股份有限公司 一种多模接收机联合定位解算的方法
CN109521448A (zh) * 2018-12-18 2019-03-26 清华大学 基于轨道根数预测的星载导航接收机定位授时方法和装置
CN110426720A (zh) * 2019-08-13 2019-11-08 中国人民解放军61540部队 星间测量实现geo卫星机动后快速恢复方法
CN112129300A (zh) * 2020-09-16 2020-12-25 武汉大学 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
CN114035211A (zh) * 2021-09-08 2022-02-11 中国科学院上海天文台 区域导航卫星系统广播星历及钟差参数计算方法
CN114063125A (zh) * 2021-11-15 2022-02-18 中国科学院微小卫星创新研究院 一种基于分时双向测距的精密轨道确定和时间同步方法
CN114355410A (zh) * 2021-12-15 2022-04-15 中国科学院国家授时中心 基于并行计算的卫星导航实时精密单点定位系统及方法
CN114935770A (zh) * 2022-04-29 2022-08-23 湘潭大学 一种多历元加快精密单点定位收敛速度的方法及装置

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8456353B2 (en) * 2011-01-14 2013-06-04 Deere & Company Method and system for determining clock corrections

Patent Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2651077A1 (en) * 2009-01-23 2010-07-23 Her Majesty The Queen In Right Of Canada As Represented By The Minister Of Natural Resources Decoupled clock model with ambiguity datum fixing
CN102998681A (zh) * 2012-12-13 2013-03-27 中国航天科工信息技术研究院 一种卫星导航系统的高频钟差估计方法
CN106324629A (zh) * 2016-11-07 2017-01-11 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种bds_gps_glonass融合精密单点定位方法
CN106772472A (zh) * 2016-12-06 2017-05-31 中国地震局第监测中心 一种顾及gnss接收机钟跳的导出多普勒观测值构造方法
CN107153209A (zh) * 2017-07-06 2017-09-12 武汉大学 一种短弧段低轨导航卫星实时精密定轨方法
CN108196272A (zh) * 2017-12-29 2018-06-22 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种基于实时精密单点定位的卫星导航定位装置及方法
CN109061696A (zh) * 2018-09-28 2018-12-21 中国人民解放军61540部队 一种确定导航卫星轨道和钟差的方法
CN109407126A (zh) * 2018-10-15 2019-03-01 北极星云空间技术股份有限公司 一种多模接收机联合定位解算的方法
CN109521448A (zh) * 2018-12-18 2019-03-26 清华大学 基于轨道根数预测的星载导航接收机定位授时方法和装置
CN110426720A (zh) * 2019-08-13 2019-11-08 中国人民解放军61540部队 星间测量实现geo卫星机动后快速恢复方法
CN112129300A (zh) * 2020-09-16 2020-12-25 武汉大学 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
CN114035211A (zh) * 2021-09-08 2022-02-11 中国科学院上海天文台 区域导航卫星系统广播星历及钟差参数计算方法
CN114063125A (zh) * 2021-11-15 2022-02-18 中国科学院微小卫星创新研究院 一种基于分时双向测距的精密轨道确定和时间同步方法
CN114355410A (zh) * 2021-12-15 2022-04-15 中国科学院国家授时中心 基于并行计算的卫星导航实时精密单点定位系统及方法
CN114935770A (zh) * 2022-04-29 2022-08-23 湘潭大学 一种多历元加快精密单点定位收敛速度的方法及装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
陈治国 ; 陈培 ; 韩潮 ; .导航卫星的地面站定轨算法.中国空间科学技术.2012,(第03期),27-34. *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115598676A (zh) 2023-01-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110231037B (zh) 一种附加钟差模型约束的gnss机动卫星定轨方法
CN108226985B (zh) 基于精密单点定位的列车组合导航方法
CA2757769C (en) Removing biases in dual frequency gnss receivers using sbas
Pacione et al. Combination methods of tropospheric time series
CN111025341B (zh) 卫星轨道的误差精化方法
CN115598676B (zh) 星载多模gnss融合精密定轨方法和装置
Brown et al. RTK rover performance using the Master-Auxiliary Concept
Zhang et al. Influence of clock jump on the velocity and acceleration estimation with a single GPS receiver based on carrier-phase-derived Doppler
Lou et al. A review of real-time multi-GNSS precise orbit determination based on the filter method
CN110749907A (zh) 一种基于北斗动定位中接收机的钟差补偿方法及其系统
Cao et al. Assessment and comparison of satellite clock offset between BeiDou-3 and other GNSSs
Song et al. Impact of GLONASS pseudorange inter-channel biases on satellite clock corrections
Kuang et al. Real-time GPS satellite orbit and clock estimation based on OpenMP
CN115856958A (zh) 一种leo卫星实时钟差估计方法、设备及介质
CN114935770A (zh) 一种多历元加快精密单点定位收敛速度的方法及装置
Bosy et al. A strategy for GPS data processing in a precise local network during high solar activity
CN115308781B (zh) 基于bdgim辅助的相位平滑伪距高精度时间传递方法
CN114779301B (zh) 一种基于广播星历的卫星导航实时精密单点定位方法
CN116224746A (zh) 一种星地原子钟融合的高稳定时间基准建立方法
CN115902968A (zh) 基于北斗三号geo播发增强信息的ppp终端定位方法
Huang et al. GPS/GLONASS time offset monitoring based on combined Precise Point Positioning (PPP) approach
CN103389502B (zh) 基于多个地面基站高精度确定载体加速度的方法
Mader et al. Using interpolation and extrapolation techniques to yield high data rates and ionosphere delay estimates from continuously operating GPS networks
Zhang et al. An improved method for BDS inter-frequency clock bias estimation
Kuang et al. Assessment of L5 frequency on real-time GPS orbit and clock estimation

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant