伪卫星地基增强系统中利用双天线克服远近效应的方法

摘要

本发明属于卫星导航技术领域，尤其涉及一种伪卫星地基增强系统中利用双天线克服远近效应的方法，将两个天线分别置于飞行器上端和下端，利用飞行器本身对信号的遮挡作用，从上下两个空间分别接收GNSS卫星信号和伪卫星信号并对信号分别进行射频前端处理，调整射频通道增益；对伪卫星信号进行检测，增加一个门限较高的捕获跟踪通道，通过对强伪卫星信号进行抑制来消除伪卫星之间远近效应，并重构该伪卫星信号；捕获和跟踪GNSS卫星信号和伪卫星信号，并采用双天线导航定位方法实现对导航电文进行解析与位置解算。

说明书

技术领域

本发明属于卫星导航技术领域，尤其涉及一种伪卫星地基增强系统中利用双天线克服远近效应的方法。

背景技术

随着技术的不断进步和我国卫星事业的不断发展，伪卫星技术越来越受到人们的关注。伪卫星技术是Beser和Parkinson于1982年提出的，它是由安装在飞机或地面上的GNSS导航信号发射机来代替或者辅助GNSS卫星，实现导航定位功能。在战场环境中卫星信号受到干扰的情况下，或在城市峡谷和山区当卫星的可见性受到抑制时，为使用户接收机仍能有较高的可用性和导航定位精度，可采用伪卫星技术。

利用伪卫星技术一个必须克服的问题就是远近干扰问题，GNSS信号发射机相对于地面接收机的距离非常大，20000km以上，并且是一个相对稳定的，从不同的卫星到达接收机的信号功率是相当的，最大的功率差是20％，是一种远域情况，当前的GNSS接收机都是基于接收信号之间没有大的功率差设计的。但是，伪卫星和接收机之间的距离相对卫星要小得多，因此伪卫星和用户接收机之间的距离变化的相对值也要大得多，这样就造成伪卫星信号接收功率有很大变化，是近域情况。如果不能采取一些技术来消除远近效应，将会缩小伪卫星可定位区域，减小了伪卫星系统的可用性。

Klein和Parkinson在1984年提出可能解决远近效应的三种方法：(1)采用一定的占空比以脉冲的方式发射伪卫星信号；(2)发射频率与GPS的L1有一定的频偏，但是与其保持在同样的波段；(3)使用比GPS码序列更长的编码，目前对于以上几种方法国外已有研究，研究结果说明，对于(2)，(3)类方法需要对现有接收机结构设计进行大得改变，使接收机结构变得复杂。(1)类方法对于信干比只能得到非常有限的改善，并需要对伪卫星结构进行改变。为此寻求一种不对现有接收机结构设计进行改变，而简单易行的方法是有必要的。

在伪卫星地基增强系统中，引起远近效应的途径主要有以下两方面：一是GNSS卫星到达用户接收机的距离普遍要比伪卫星到达用户接收机的距离大很多，从而导致GNSS卫星发射信号到达接收机的平均功率比伪卫星信号到达接收机的平均功率小得多，较强的伪卫星信号对GNSS卫星产生阻塞式干扰；二是由于某一颗伪卫星距离用户接收机较近，从而导致该伪卫星对其他较远伪卫星信号接收处理产生干扰。

发明内容

为了提供一种能够克服远近效应，提高可用性的空间飞行器导航定位方案，本发明提出了一种伪卫星地基增强系统中利用双天线克服远近效应的方法，包括：

步骤1、将两个天线分别置于飞行器上端和下端，利用飞行器本身对信号的遮挡作用，从上下两个空间分别接收GNSS卫星信号和伪卫星信号并对信号分别进行射频前端处理；

步骤2、对伪卫星信号进行检测，通过对强伪卫星信号进行抑制来消除伪卫星之间远近效应；

步骤3、捕获和跟踪GNSS卫星信号和伪卫星信号，并采用双天线导航定位方法实现对导航电文进行解析与位置解算。

所述步骤1中通过独立的射频前端的不同的增益控制，来实现减小射频前端AD后的伪卫星与GNSS卫星的信号功率差异，为后端捕获跟踪做了初期准备。

所述步骤2中首先对于数字中频信号通过一个高门限的捕获跟踪通道来检测是否存在较强的伪卫星信号，如果不存在则表明没有远近效应存在，让信号正常通过进入普通信号的捕获跟踪通道；如果检测通道中出现捕获跟踪锁定，则从检测通道中获取强信号伪卫星的幅度、频率、相位，再从本地产生强伪卫星信号，与原来中频信号进行部分抵消，减弱较强伪卫星信号的功率。

所述双天线导航定位方法包括：

步骤301、确定双天线之间的直线距离、双天线各自空间坐标、以及上天线相对于下天线的方位角和俯仰角，并建立双天线坐标转换关系方程；

步骤302、将飞行器运行中的俯仰角、横滚角和航向方位角与步骤301所建立的双天线坐标转换关系方程相结合，并结合下天线在地球坐标系下对应纬度和经度，确定站心坐标系与地球坐标系的转化关系，实现导航定位。

本发明的有益效果在于：该方法技能在很大程度上克服由于伪卫星距离近的远近效应问题，提高伪卫星地基增强系统的可用性，又能够充分利用伪卫星和GNSS卫星资源，在GNSS卫星受到干扰的时候可以完全依赖伪卫星实现导航定位，在伪卫星距离太远或遮挡不可用时仍能利用GNSS卫星为飞行器定位导航，提高了导航系统的鲁棒性。

附图说明

图1伪卫星地基增强系统中双天线接收技术原理框图；

图2射频前端工作原理示意图；

图3伪卫星远近效应检测与消除原理框图；

图4伪卫星远近效应检测与消除方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图，对实施例作详细说明。

该方法整体结构主要包括射频前端，远近效应检测与消除，中频信号的捕获跟踪，导航电文解析与用户位置解算这部分，见图1。为了克服GNSS卫星与伪卫星功率的巨大差异，本发明采用相互独立的射频前端分别处理GNSS卫星信号和伪卫星信号，同时利用双天线技术，将两个天线分别置于飞行器上端和下端，利用飞行器本身对信号的遮挡作用，从上下两个空间分别接收GNSS卫星信号和伪卫星信号，这样就从空间上实现了克服伪卫星对GNSS卫星信号的干扰作用。针对于地面伪卫星组网布站特点，可能出现某一颗地基伪卫星距离用户接收机较近，从而对其他伪卫星信号的接收产生阻塞式干扰，在伪卫星信号捕获跟踪之前增加了伪卫星远近效应的检测与消除。通过以上两方面，可以从根本上克服远近效应的影响，提高伪卫星地基增强系统的可用性，这一点在对于导航定位要求较高的飞行器尤为重要。该方法包含如下步骤：

步骤1、用飞行器上下表面的天线分别接收GNSS卫星和伪卫星信号到各自的射频前端处理：

射频前端工作原理如图2所示，从接收天线开始依次相连的包括：第一带通滤波器、第一放大器、第二带通滤波器、混频器、第三带通滤波器、第二放大器、A/D转换器、自动增益控制，自动增益控制器与第二放大器相连，本机振荡与混频器相连。GNSS卫星接收射频前端和伪卫星接收射频前端大体结构相同，但由于伪卫星信号与GNSS卫星信号的功率的巨大差异，伪卫星射频前端中的放大器的放大倍数要比GNSS卫星接收射频前端小得多，这样，通过不同的增益控制，来实现减小射频前端AD后的信号功率差异，这样，通过独立的射频前端的不同增益控制，初步减小了功率差异，为后端捕获跟踪做了初期准备。

步骤2、伪卫星之间远近效应的检测与消除

由于飞行器一般距离伪卫星较近，在飞行过程中很容易距离其中某颗伪卫星距离比其他伪卫星近很多，这样，这颗距离较近的伪卫星信号功率就比其他距离较远伪卫星信号强很多，从而产生强信号对弱信号的阻塞式干扰。针对以上这种情况，我们要对强信号进行检测与抑制，具体做法是对于数字中频信号首先进行一个具有较高门限的捕获跟踪通道，其目的是通过该通道检测是否存在较强的伪卫星信号存在，如果不存在，表明没有远近效应存在，则让信号正常通过，进入普通信号的捕获跟踪通道。如果检测通道中出现捕获跟踪锁定，则从检测通道中获取强信号伪卫星的幅度、频率、相位，再从本地产生强伪卫星信号，与原来中频信号进行部分抵消，减弱较强伪卫星信号的功率。伪卫星之间远近效应的检测与消除原理框图如图3所示，依次包括强信号捕获、跟踪，获取强信号的载波频率、载波相位、码相位、信号功率；然后计算伪卫星强信号幅度、重构强信号；最后进入普通捕获跟踪通道。流程图如图4所示。

步骤3、基于伪卫星地基增强系统双天线定位

虽然利用双天线技术，从飞行器上下两个方向分别接收处理GNSS卫星信号和伪卫星信号能够大大减小伪卫星强信号功率对GNSS卫星信号接收处理的影响，但由于双天线位置的不一致性，传统的单天线定位法在这里不完全适用，会引入导航定位误差。这里我们采用双天线导航定位方法。

设飞行器上天线R1与下天线R0的直线距离为L，以飞行器指向为y轴，水平状态下R1(坐标(x₁,y₁,z₁))相对于R0(坐标(x₀,y₀,z₀))的方位角和俯仰角分别为θ_p和则满足：

参数L，θ_p和通过事前标校获得。在飞行器运行中，若飞行器的俯仰角和横滚角分别为θ_t和航向方位角为ω_t，则存在对应坐标转换关系：

式中坐标系转换矩阵如下：

因此，在站心坐标系下实现双天线的坐标拟合，需要获得飞行器的俯仰、横滚角和航向角三个参量。若实现双天线定位，则需要获得站心坐标系与地球坐标系的转化。转换关系为：

式中转换矩阵

$>S_{3\times 3}=\left(\begin{array}{ccc}-\sin \lambda & \cos \lambda & 0\\ -\sin \phi \cos \lambda & -\sin \phi \sin \lambda & \cos \phi \\ \cos \phi \cos v& \cos \phi \sin \lambda & \sin \phi \end{array}\right)---\left(5\right)$>

式中：φ和λ分别为R0在地球坐标系下对应纬度和经度。此时天线R1的伪距观测量可转化为：

式中ρ_R1表示天线R1通道修正后的伪距，(x_j,y_j,z_j)^T表示卫星位置坐标，t_clock表示接收机钟差，ε表示其他误差之和，由此建立起上下两个天线之间的位置关系，通过惯导或其他措施获得飞行器的3个姿态量：俯仰角θ_t，横滚角和航向角ω_t，就可以在双天线接收到至少4颗星的情况下实现导航定位。

此实施例仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。