GNSS导航电文空间信号测距误差分析

空间信号测距误差(Signal-In-Space Range Error,SISRE)描述卫星广播星历误差和钟差参数误差在用户平均星站方向的投影,是影响用户定位授时精度的关键因素.本文以事后精密轨道和钟差参数为基准,分别评估Galileo,GPS和BDS-3卫星的广播星历轨道用户测距误差(User Range Error,URE)、钟差参数误差、SISRE的大小和特征.结果表明,Galileo,GPS,BDS-3的SISRE分别为0.14,0.49,0.35 m.三者的广播星历轨道URE分别为0.14,0.27,0.09 m.三者的钟差参数误差分别为0.14,0.41,0.35 m.Galileo广播星历径向轨道误差和钟差参数误差之间具有很强的相关性.两者相互抵消,可有效降低Galileo卫星的SISRE.不同类型GPS卫星的钟差参数误差和SISRE有明显区别.随着GPS卫星的更新换代,其钟差参数误差和SISRE会逐步降低.BDS-3卫星具备与GPS和Galileo卫星显著不同的特征:(1)BDS-3卫星广播星历轨道径向误差和钟差参数误差的相关性较小,自洽性较差;(2)BDS-3卫星广播星历轨道URE较小,而钟差参数误差较大.其中,BDS-3卫星的广播星历轨道URE小于Galileo和GPS,但是其钟差参数误差对SISRE的贡献显著大于Galileo和GPS.通过比对上述卫星的SISRE大小及特征,指出提高钟差参数精度是提高BDS-3卫星空间信号精度的关键.     

GPS电文用户测距精度参数设计分析

为了研究卫星导航系统完好性参数设计对用户端完好性的影响,该文对GPS电文完好性参数中用户测距精度(URA)参数的分级方式及用户算法的变化进行了研究。采用实际国际GPS服务(IGS)广播电文数据与精密星历星钟数据进行仿真分析,证明了细化GPS用户测距精度分级方式的必要性。在此基础上,证明了采用相互独立的星历和星钟用户测距精度值能更好地描述卫星段误差。考虑传输段误差影响,利用广播星历构造卫星星座仿真分析了最坏用户位置处的测距误差,并采用加权法和最大方差法分别计算用户瞬时测距精度。对电文改进前后的两种区间划分标准和不同URA更新周期下的用户测距精度索引值进行比较分析。研究结果表明,导航电文采用5 bits将用户测距精度细化为32个区间能更好地区分不同卫星的测距误差,改善用户的完好性性能。     

基于星载GPS非差数据的COSMIC卫星几何定轨研究

COSMIC的大地测量任务重点在于解算地球重力场模型以及低阶重力场时变规律研究,这需要卫星精密几何轨道．文中根据CODE的GPS卫星精密星历和时钟,COSMIC卫星设计轨道和定轨GPS天线设计,模拟了COSMIC星载GPS观测量．利用运动学原理,研究了基于星载GPS非差数据的COSMIC几何定轨能力．COSMIC具有两个定轨天线（POD＋X和-X）,单独利用一个天线观测的几何定轨结果精度基本一致,都大于模拟时给定的随机误差．这主要是由卫星设计的POD天线位置造成的,两个天线的视准向量与天顶方向之间的夹角不同,同时POD＋X位于卫星飞行方向,而POD—X背向卫星飞行方向．为了改善几何定轨精度,利用POD＋X和一X天线构成一个虚拟天线,将两个POD天线的观测归算到虚拟天线．利用虚拟天线的观测,进行精密几何定轨,通过与参考轨道的比较,定轨精度与给定的模拟随机误差基本一致．     

转发式测距和直发式伪距的GEO卫星联合定轨

GEO卫星是区域卫星导航系统空间段的重要组成部分.仿真模拟表明,在星座组网运行时通过差分策略可消除卫星钟差,但对只有GEO在轨运行的单星模式需要引进其他测轨技术才可能获得高精度的GEO轨道和钟差信息.本文提出联合转发式测距和直发式伪距数据的GEO卫星联合定轨和钟差估计方案,克服了转发式跟踪站数量和测距数据有限的问题,实现了对直发式伪距跟踪站星地组合钟差的估计,并且保持了卫星星历与钟差的自洽性.利用我国区域跟踪网对GEO卫星的实测数据进行了联合定轨试验,开展了详细的误差协方差分析说明了转发式和直发式两种测轨技术的贡献,结果表明：转发式测距数据的定轨残差为0.203m,直发式伪距的定轨残差为0.408m.定轨弧段内激光外符视向精度为0.076m,预报2h激光外符视向精度为0.404m,星地钟差估计精度约为1.38ns.对于基于单个转发跟踪站的转发直发联合定轨,激光外符视向精度为0.280m,预报2h激光外符视向精度为0.888m,星地钟差估计精度约为1.55ns.相关指标满足了导航服务的需求.     

北斗新一代试验卫星星钟及轨道精度初步分析

北斗卫星导航系统新一代试验卫星星座由2颗高轨倾斜地球同步轨道卫星和3颗中轨地球轨道卫星组成,2016年2月全部发射入轨,其任务是验证北斗系统从目前区域导航定位授时服务走向全球服务的新技术体制设计及指标性能.导航卫星星载原子钟是最重要载荷之一,负责星上时间频率基准信号维持和产生,本文利用星地双向时频传递设备观测的星地钟差数据,评估了试验星配置的新型高精度铷钟和被动型氢钟的实际性能,定量比较了相对于北斗区域系统卫星钟的性能提升.结果表明新一代试验星与北斗区域系统卫星钟差预报精度相比较有较大提高,地球倾斜静止卫星(Inclined Geosynchronous Orbit,IGSO)短期预报误差从0.65ns减小到0.30ns,中轨道卫星(Medium Orbit,MEO)短期预报误差从0.78ns减小到0.32ns,IGSO/MEO卫星中期预报误差均从2.50ns减小到约1.50ns.星间链路(Inter-Satellite Link,ISL)是北斗全球系统最重要的技术体制设计之一,本文评估了试验卫星实现的星间伪距测量对提升空间信号精度,即轨道和钟差的贡献,得到在地面监测网无法连续覆盖到的境外弧段,高精度星间链路测量对轨道确定和钟差测定精度的提升尤为明显.加入星间伪距测量,MEO卫星重新入境时钟差预报误差由3ns减小至1ns以内.采用星地星间联合定轨方法估计的卫星轨道径向重叠弧段互差优于0.1m,三维位置重叠互差优于0.5m,预报24h径向重叠弧段互差优于0.2m,三维位置重叠互差优于1m,均较区域监测网L波段定轨结果有较大提升.为解决多星定轨处理时卫星钟差与轨道高度耦合问题,本文提出了卫星钟差半约束模式定轨处理方法.用户等效距离误差分析结果表明采用卫星钟差半约束的定轨模式,卫星轨道预报4h用户等效距离误差由1.04m减小至0.82m.     

基于高/低轨监视平台的GEO卫星定轨精度比较

针对传统地基监视系统对地球同步轨道(GEO)卫星静地测量模式不利于获取其态势信息,而空间目标监视平台利用其快速轨道运动、增强观测几何强度和GEO卫星动力学模型的约束作用,有利于对GEO卫星环带的跟踪、监视和编目处理这一问题,分析了高、低轨平台与其观测模式,采用了数值微分法计算变分方程系数阵的定轨算法,统计了光学观测误差对定轨结果的影响.仿真计算表明,高、低轨平台对GEO卫星的定轨精度均在公里级,低轨平台对GEO卫星的定轨精度好于高轨监视平台,观测系统误差是定轨误差的主要来源.     

利用星间双向测距数据进行北斗卫星集中式自主定轨的初步结果分析

自主定轨是导航卫星自主导航的重要任务,是指在地面运行控制系统不可用的情形下,利用星间测距维持导航系统星历的自主更新.本文利用北斗新一代导航试验卫星搭载的Ka波段星间双向测距数据,进行集中式自主定轨试验.首先给出了星间双向测距数据的处理流程和数学模型,并分析了星间双向测距数据的测量特性.结果表明星间双向测距数据是一种高精度的距离测量.将星间双向测距数据用于定轨处理,残差标准差小于1 0 cm,均值好于1.0 cm,解算的设备零值稳定度好于0.2 ns.分别利用重叠弧段比较、用户等效距离误差评估和激光残差等方式评估了自主定轨的精度.结果表明,在一个地面锚固站支持下,自主定轨得到的卫星轨道径向重叠弧段互差优于6 cm,预报2 4 h径向重叠弧段互差优于1 0 cm.2 4 h预报轨道用户等效距离误差为0.4 3 m,优于L波段预报轨道的0.76 m,激光残差优于1 0 cm.星间链路对地观测为自主定轨提供空间基准,避免星座的整体旋转.本文讨论对地测量时长对自主定轨的影响.结果表明即使星间链路对地观测的截止高度角为60°,自主定轨结果和2 4 h预报轨道径向误差优于10 cm,三维位置优于1.5 m.     

JASON-2卫星精密轨道确定：GPS，SLR和DORIS分析

本文针对GPS,SLR和DORIS3种观测手段的定轨问题进行了研究．以JASON-2卫星为例,讨论了GPS,SLR和DORIS的定轨策略、轨道精度评价和轨道叠加问题．并基于2009-01-21—25日实测数据进行了试验．试验结果表明,DORIS定轨结果要优于GPS和SLR;不同的轨道验证方法得到的GPS和SLR轨道的相对精度不同;基于SLR验证和轨道重叠验证的结果定权,综合GPS,SLR和DORIS进行轨道叠加,其叠加轨道的精度是一致的,通过与JPL轨道比较,其径向精度为2cm．     

轨位偏置的GEO卫星轨道快速恢复技术

北斗系统中轨位资源相对匮乏的GEO卫星需要频繁轨控来保持轨位,其轨控后的轨道快速恢复问题,是制约卫星可用度和系统服务性能的重要因素.GEO卫星静地特性使得难以实现轨道参数与钟参数的有效分离,特别针对轨位偏置GEO卫星该问题更加突出.本文提出了星地钟差支持下的轨道快速恢复技术,通过无线电双向法实现星地时间同步和多星定轨实现高精度站间时间同步,实现了钟差与轨道的有效分离.本文同时提出具有先验约束的降相关方法和基于长弧约束短弧运动学和动力学参数的轨道快速恢复方法,有效解决了监测接收机系统差问题,实现了高精度的轨道快速恢复.基于北斗系统实测数据的试验分析表明:机动后轨道快速恢复时间由24 h缩短为4 h,SLR评估的预报2 h轨道视向精度优于1 m,UERE精度优于1.5 m,有效解决了轨位偏置GEO卫星的轨道快速恢复问题.     

基于广播星历参数的卫星自主导航算法

在自主导航中,目前星载处理及传输能力还不足以支持传统模式下全星座集中式动力学定轨算法.为了尝试将集中式应用于星载处理的可能性.本文提出了一种以卫星长期预报星历为基础,以广播星历参数为变量,由观测数据直接获取广播星历修正结果的集中式运动学定轨方法.该方法在地固系下进行轨道计算,无需上注EOP参数,定轨结果无误差累积.并且该方法将轨道确定与星历拟合合并为一步进行,既省略了轨道积分计算,又直接获取广播星历,可有效降低处理的计算量.试验结果表明该方法在4 h弧段内可将数据采样间隔放宽至20 min,有效减低了自主导航对星间链路测量频度及数据处理频度的要求.在现有卫星轨道60 d长期预报精度条件下,可满足URE 1 m、位置3 m的定轨精度.为集中式定轨方法应用于星载处理提供了可能.     

一点多星轨道计算精度研究

应用理论分析和计算机模拟相结合的方法,讨论了卫星动力学模型中多种误差因素对一点多星轨道计算精度的不同影响,给出了星间相对位置计算的主要误差因素及其限制要求．并在此基础上,对一点多星的轨道计算和跟踪测量方法,提出了一些可行的建议     

基于无迹卡尔曼滤波的导航星座并行式自主定轨

针对卫星轨道动力学模型的高度非线性及星座自主定轨的高精度需求,基于星间双向测距观测信息,提出了采用无迹卡尔曼滤波（Unscented Kalman Filter, UKF）作为星载算法的导航星座并行式自主定轨方案,并且给出了UKF算法中可见星先验信息引入的额外方差矩阵,以保证滤波的稳定性.仿真结果表明,该方案可以实现星座的长期自主定轨并维持一定精度.
     

Variation of satellite transponder delay

For precise orbit determination of geosynchronous earth orbit(GEO)satellites using transfer ranging observations,it is generally assumed that the variation of the satellite transponder delay is very small and that it can be solved as a constant parameter together with satellite orbit parameters.However,this assumption is too general and it reduces the accuracy of orbit determination for GEO satellites.To study and analyse the impact of the satellite transponder delay on GEO satellites orbit determination,two schemes were proposed.First,the satellite transponder delay was eliminated by forming single-difference observations between two ground stations;second,the satellite transponder delay was described as a constant parameter.The preliminary results demonstrate a difference of about1–2 m between the two schemes when used for precise orbit determination of GEO satellites.By fixing the GEO satellite orbit and other relevant parameters estimated by single-difference model,we inversed the instantaneous transponder delay from non-difference observation.It was found that the satellite transponder delay has a distinct diurnal variation,with an amplitude of 3–4 m.The findings of this paper are helpful in establishing an accurate model of satellite transponder delay and in improving the accuracy of GEO satellites orbit determinations and predictions.     

北斗三号GEO卫星的RDSS定轨精度分析

有源服务模式RDSS(Radio Determination Satellite Service)所具备的通信、导航一体化特性是我国北斗卫星导航系统的重要特色之一.为进一步提高RDSS的通信服务能力,并保障RDSS服务系统的健壮性,北斗三号RDSS服务从系统架构到信号体制都进行了很大改进.本文首先分析了新的信号体制下,RDSS测距在测量模型和观测噪声等方面的误差特性,并比较了其与原有信号体制的不同.为了避免在RNSS(Radio Navigation Satellite Service)载荷故障时RDSS不能正常提供导航服务的情况发生,RDSS系统需要能够仅利用RDSS测距完成GEO测轨,以此作为原有RNSS测轨的备份保障.文章进一步分析了这种情况下,仅利用RDSS测距进行GEO定轨的精度.通过实测数据分析,我们发现其精度可优于10 m,利用该轨道信息的定位、定时精度可以满足服务指标要求.     

Precise orbit determination for GRACE with zero-difference kinematic method

Thanks to the high performance of the spaceborne GPS receiver and the availability of precise IGS orbit and clock products, ze-ro-difference kinematic precise orbit determination (POD) has been turned out to be a new effective method in orbit determination for the LEO satellites. Zero-difference kinematic POD, which is based on the GPS measurements only from the spaceborne GPS receiver, does not depend on the force models and orbit design. From this point of view, kinematic POD is suitable for the Earth observation satellites at very low altitudes, such as CHAMP, GRACE and GOCE, etc. This paper first reviews the basic ze-ro-difference GPS observation model. Then a modified data quality control scheme is put forward. Finally, a block-wise least squares algorithm, which first separates the parameters into several groups and then solves the parameters by elimination and back-substitution, is discussed and proposed for the kinematic orbit determination. With the above algorithms, we developed kinematic POD software to solve the orbit suitable for one-week GRACE observations. Comparisons with the published Rapid Science Orbit (RSO) indicate that, using our approach to determine the orbit, the accuracy in the radial direction can achieve 3―4 cm for GRACE-A, and 3―5 cm for GRACE-B.     

失稳周期轨道的寻找与控制

提出一种在噪声存在的情况下依然有效的控制失稳周期轨道的方法。此法以一本征方向代表轨道方向，将三维微分系统简化为二维微分系统，用Ｌｙａｐｕｎｏｖ指数谱解释取得控制的原因。另介绍两种在自治微分系统中寻找失稳周期轨道的方法。     

卫星轨道完备性监测研究

为了解决高精度定位中的卫星轨道粗差判别问题,采用轨道积分方法和轨道拟合方法,重点分析了卫星精密星历SP3文件的轨道积分精度,利用对卫星轨道加入不同粗差的计算方案,讨论了轨道积分的精度以及其对定位的影响,研究了利用卫星轨道积分精度实现完备性监测的方法。结果表明:通过卫星轨道积分精度的方法,可以反映卫星的粗差信息并予以将粗差卫星剔除;当剔除粗差卫星后,精密单点定位精度提高;当对正常卫星加入粗差,且随着加入粗差的增大,卫星轨道积分精度越来越差。该成果对完备性监测的研究具有一定的参考价值和指导意义。     

卫星编队飞行GPS自主导航和控制

本文提出了一般相对轨道动力学方程和用于编队飞行的GPS星栽自主导航模型和算法.同时文章也提出了用GPS伪距测量信息实现卫星编队飞行的建立和保持的自主导航控制方法.其中包括用于编队飞行建立的非线性控制律和用于编队飞行保持的线性控制律.以及相应的估计器的算法.作为这些方法的一个实际应用,文章给出了EO-1/Lantlsat 7编队飞行的自主导航控制系统的设计和实现.一般情况下最优控制律的实现是需要变推力发动机的,在没有变推力发动机的情况下,本文特别给出并验证了用冲量等价的方法实现变推力发动机替代的可行性.上述设计已经过数字仿真的验证,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

用于地空通信的单轨小卫星组网轨道特性研究

提出了采用小卫星组网的方法来解决战斗机超视距通信问题。为实现某一局部区域的超视距通信保障，提出并设计了单轨道小卫星组网方案，多颗小卫星单轨道组网实现简单，只要数量足够多，就能够实现对局部区域的连续通信覆盖，满足对局部区域作战的超视距通信需要；研究了单颗小卫星的在不同高度时覆盖范围半径、覆盖区域与地心的夹角等特性；研究了小卫星组网时，在轨道高度为780 km，不同数量的小卫星组网通信宽度、相临小卫星覆盖范围的重叠宽度和夹角等特性。