星载导航接收机授时方法和授时型星载导航接收机以及星载导航应用系统

摘要

本发明涉及一种星载导航接收机授时方法，包括：产生秒脉冲；在所述秒脉冲上升沿采集导航卫星信号中的卫星发射时刻和观测载波相位；根据所述卫星发射时刻和观测载波相位计算伪距作为观测伪距，构建解算方程，并通过解算获得所述星载导航接收机的位置、速度、时间、频差和钟差；对所述频差和钟差进行质量改善处理；根据改善后的频差和钟差调整所述秒脉冲的相位和频率，使所述秒脉冲上升沿与标准时间整秒起始时刻同步；将所述调整后的秒脉冲广播给卫星上的其它电子系统；在下一个所述调整后的秒脉冲到来之前，将所述位置、速度、时间广播给卫星上的所述其它电子系统；以及生成和更新与时间相关的遥测量，并在导航卫星请求对应遥测量时给出应答。

说明书

技术领域

本发明涉及一种导航接收机授时方法与系统，尤其是一种星载导航接收机授时方法和授时型星载导航接收机以及星载导航应用系统。

背景技术

在各种无线电定位技术中，全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System, GNSS)是最基本的手段，它是所有导航卫星系统的全称，目前主要包括美国的全球定位系统(Global Positioning System, GPS)，俄罗斯的全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System, GLONASS)，欧洲的伽利略系统(Galileo)，中国的北斗(Compass)。全球导航卫星系统接收机基本工作原理是：接收到导航卫星发送无线电信号并提取伪矩、载波相位等观测量，并根据来自4个以上卫星的观测量进行解算，解算的结果是接收机的位置、速度和时间。

卫星导航接收机通常只是某一个设备的一部分，这一设备称作宿主设备。低轨道卫星上通常安装星载导航接收机，这时低轨道卫星就是宿主设备。星载导航接收机是安装在低轨道卫星上并接收全球导航卫星系统的卫星信号并为宿主低轨道卫星提供位置、速度和时间的卫星导航接收机。低轨道卫星通常轨道高度不超过1000公里。近年来，星载导航接收机也越来越多的应用在更高轨道的接收机上。

卫星导航接收机为宿主设备提供时间的功能称作授时。授时需求广泛存在，比如在轨道卫星移动通信中，为了实现轨道卫星与地面设备的频率和时间一致性，往往需要星载导航接收机实现地面静态授时型导航接收机一样的高授时精度。随着移动互联网的迅速发展，轨道卫星移动通信系统的核心应用向互联网变迁。地面移动通信系统往往被等价的称作移动互联网，轨道卫星移动通信系统也常常被称作空间互联网。随着空间互联网的发展，轨道卫星移动通信系统正在迎来新一轮更大的发展，因此星载授时型导航接收机将会得到更多的使用。但在轨道卫星移动通信系统中，由于宿主卫星以接近第一宇宙速度的速度运行，导致导航接收机环路带宽更宽、噪声更大，这为授时型星载导航接收机带来了比传统导航接收机的更多挑战。

发明内容

有鉴于此，确有必要提供一种授时精度高且适用于有精密授时需求的低轨卫星的星载导航接收机授时方法以及授时型星载导航接收机。

一种星载导航接收机授时方法，包括以下步骤：

S1，星载导航接收机产生秒脉冲；

S2，星载导航接收机在所述秒脉冲上升沿采集导航卫星信号中的观测信息，所述观测信息包括卫星发射时刻和观测载波相位；

S3，根据所述卫星发射时刻和观测载波相位计算伪距作为观测伪距，构建解算方程，并通过解算获得所述星载导航接收机的位置、速度、时间、频差和钟差；

S4，对所述频差进行质量改善处理，具体包括以下步骤：

S41，设定初始化历元数                                               ；

S42，比较当前历元数和所述初始化历元数；

S43，当时，设定经过质量改善处理的当前历元的频差等于当前历元的频差，即：；以及

S44，当时，设定经过质量改善处理的当前历元的频差，其中，为滤波系数，且；

S5，对所述钟差进行质量改善处理，包括以下步骤：

S51，设定初始化历元数以及钟差限定量；

S52，比较当前历元数和初始化历元数；

S53，当时，设定经过质量改善处理的当前历元的钟差等于当前历元的钟差，即：；以及

S54，当时，判断当前历元的与差值是否超出最大范围；

S55，若超过了所述最大范围，且成立，则令；

S56，若超过了所述最大范围，且成立，则令，以及；

S57，若未超出所述最大范围，则令；

S6，根据改善后的频差和钟差调整所述秒脉冲的相位和频率，使所述秒脉冲上升沿与标准时间整秒起始时刻同步；

S7，星载导航接收机将所述调整后的秒脉冲广播给卫星上的其它电子系统；

S8，在下一个所述调整后的秒脉冲到来之前，所述星载导航接收机将所述位置、速度、时间广播给卫星上的所述其它电子系统；以及

S9，生成和更新与时间相关的遥测量，并在导航卫星请求对应遥测量时给出应答。

一种用于实现上述星载导航接收机授时方法的授时型星载导航接收机，包括：

天线，用于接收卫星导航信号；

射频前端模块，与所述天线连接，接收并处理所述卫星导航信号，所述处理包括滤波、变频以及模数采样；

捕获跟踪模块，与所述射频前端模块连接，接收经所述射频前端处理后的卫星导航信号，并捕获和跟踪目标卫星的导航信号；

观测量获取模块，接收所述跟踪后的目标卫星的导航信号以及所述秒脉冲，并在所述秒脉冲的上升沿采集该跟踪后的目标卫星的导航信号，获得所述观测信息；

解算模块，接收所述观测信息，并根据所述卫星发射时刻和观测载波相位计算所述伪距，构建所述解算方程，并通过解算获得所述星载导航接收机的位置、速度、时间、频差和钟差；

钟差和频差质量改善模块，用对所述解算模块解算获得的频差和钟差进行质量改善处理；

遥测模块，用于生成和更新与时间相关的所述遥测量，并在星上计算机请求对应遥测量时给出应答；以及

秒脉冲模块，用于产生所述秒脉冲，并根据所述质量改善处理后的频差和钟差调节所述秒脉冲的频率和相位，使所述秒脉冲的上升沿与标准时间整秒起始时刻同步。

一种星载导航应用系统，包括：星上计算机、测控通信模块、被授时载荷以及地面通信系统，该星载导航应用系统进一步包括所述授时型星载导航接收机。

与现有技术相比较，本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法与授时型星载导航接收机通过充分利用轨道动力学获得高精度的定位结果和原始钟差；并采用所述质量改善处理方法改善钟差和频差，有效地提高了授时精度以及星载导航接收机的系统可靠性，尤其适用于有精密授时需求的低轨卫星。此外，本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法与授时型星载导航接收机经过在轨飞行验证，72小时授时精度方均根误差小于12ns。

附图说明

图1为本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法的流程图。

图2为本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法中解算方法的流程图。

图3为本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法中频差质量改善处理的流程图。

图4为本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法中钟差质量改善处理的流程图。

图5为本发明实施例提供的授时型星载导航接收机以及星载导航应用系统的功能连接框图。

主要元件符号说明

授时型星载导航接收机100天线102射频前端模块104捕获和跟踪模块106观测量获取模块108解算模块110钟差和频差质量改善模块112遥测模块114秒脉冲模块116星载导航应用系统10星上计算机200测控通信模块300被授时载荷400地面通信系统500星上数据总线600秒脉冲数据总线700

如下具体实施方式将结合上述附图进一步说明本发明。

具体实施方式

以下将结合附图详细说明本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法和授时型星载导航接收机。

请参阅图1，本发明实施例提供一种星载导航接收机授时方法，包括以下步骤：

S1，星载导航接收机产生秒脉冲；

S2，星载导航接收机在所述秒脉冲上升沿采集导航卫星信号中的观测信息，所述观测信息包括卫星发射时刻和观测载波相位；

S3，根据所述卫星发射时刻和观测载波相位计算伪距作为观测伪距，构建解算方程，并通过解算获得所述星载导航接收机的位置、速度、时间、频差和钟差；

S4，对所述频差进行质量改善处理；

S5，对所述钟差进行质量改善处理；

S6，根据改善后的频差和钟差调整所述秒脉冲的相位和频率，使所述秒脉冲上升沿与标准时间整秒起始时刻同步；

S7，星载导航接收机将所述调整后的秒脉冲广播给卫星上的其它电子系统；

S8，在下一个所述调整后的秒脉冲到来之前，所述星载导航接收机将所述位置、速度、时间广播给卫星上的所述其它电子系统；以及

S9，生成和更新与时间相关的遥测量，并在导航卫星请求对应遥测量时给出应答。

在上述步骤S3中，所述星载导航接收机可利用所述卫星发射时刻和观测载波相位计算伪距，然后构建解算方程，并通过解算获得所述星载导航接收机的位置、速度、时间、频差和钟差。

请参阅图2，所述步骤S3具体包括：

S31，设定初始化历元数；

S32，比较当前历元数和所述初始化历元数;

S33，当时，进行初始化，具体包括：使用迭代最小二乘法获得当前历元状态量，所述当前历元状态量包括位置、速度、钟差以及频差；

S34，当时，进行异常观测量剔除以获得保留伪距和保留载波相位；

S35，根据所述保留伪距和保留载波相位构建解算方程，并进行解算，得到当前历元的状态量；

S36，对所述当前历元的状态量进行自主完整性校验，若校验通过，则采纳作为当前历元的状态量，否则，采纳作为当前历元的状态量；以及

S37，合理性校验：若发生连续自主完整性校验不通过或定位结果明显不合理，则回到步骤S31，重新开始初始化。

首先需要说明的是，所述步骤S34-S37均是在时才进行，当时始终初始化。

在上述步骤S31中，所述初始化历元数的设定没有特殊限定，可根据需要自行设定。在上述步骤S33中，当时，初始化完成。

上述步骤S34进一步包括：

S341，根据位置、速度和加速度的运动学关系和前一历元状态量估算卫星当前历元的状态量；

S342，根据所述估算的当前历元的状态量计算预测伪距和预测载波相位，以及

S343，比较所述观测伪距和预测伪距以及比较所述观测载波相位和预测载波相位来确定所述保留伪距和保留载波相位。

在上述步骤S341中，加速度满足以下关系：

；

以上加速度表达式，在开普勒轨道定律基础上，考虑了地球非球形因素摄动中影响最大的J₂项摄动，且为地心地固（ECEF）坐标系下的加速度表达式。其中地心地固坐标系的定义为：以地心作为坐标系原点，Z轴指向协议地球北极，X轴指向格林尼治参考子午面与地球赤道的一个交点，Y轴与X轴和Z轴构成右手直角坐标系。

其中，，，，为轨道动力学中与地球相关的参量，通常为万有引力常量与地球质量乘积，为J2项摄动参量，为地球半径，为地球自转角速度，为卫星到地心的距离。

此外，加速度积分即可以得到速度，速度积分就可以得到前一时刻到当前时刻移动的距离，利用该移动的距离再加上前一时刻的位置就可以得到当前位置。此外，可以用前一时刻的钟差和频差作为当前时刻的钟差和频差。从而获得所述预测的当前历元的状态量。此外，所述星载导航接收机的时间（标准时间）等于所述星载导航接收机本地时间减去钟差后的值。

在上述步骤S342中，所述预测伪距和预测载波相位可通过如下方法进行计算：

所述当前历元状态量包括用户位置、用户速度，已知卫星位置，卫星速度，是卫星编号，则预测伪距为（为前一历元的频差，t为历元间隔），预测载波相位为。

在上述步骤S343中，通过比较预测值（预测伪距和预测载波相位）与观测值（观测伪距和观测载波相位），将与预测值相差较大的观测值剔除。具体地，剔除过程包括以下步骤：

S3431，设定伪距门限范围以及载波相位门限范围；

S3432，如果观测伪距和预测伪距的差值超出所述伪距门限范围，则选取所述预测伪距作为所述保留伪距，否则选取所述观测伪距作为所述保留伪距；同时，如果所述观测的载波相位和预测载波相位的差值超出所述载波相位门限值，则选取所述预测载波相位作为所述保留载波相位，否则，选取所述观测的载波相位作为所述保留载波相位。

所述伪距门限范围和所述载波相位门限范围可根据需要来限定，优选地，所述伪距门限范围可以为3米至30米，更为优选地，所述伪距门限范围为10米。所述载波相位门限范围可以为0.1米至10米。优选地，所述载波相位门限范围为1米。

在上述步骤S35中，根据伪距定位原理构建所述解算方程，所述解算方程为：

其中，为保留伪距，为接收机与卫星的距离，为接收机钟差，为卫星钟差，为电离层延时，为对流层延时，为伪距测量误差。其中，时间参量、、、均以该时间参量乘以光速后的距离量表示。进一步地，可将所述解算方程简化为校正后的伪距观测方程：

，其中，ρ_c为校正后的伪距。

在上述步骤S35中，可采用非线性滤波法进行解算，得到当前历元的状态量。优选地，所述非线性滤波法可为Cubature卡尔曼滤波法（CKF）。

具体地，以表示以为均值、为方差的高斯分布，定义为当前历元观测量（伪距、卫星位置、卫星速度），为当前历元随机系统噪声，服从，为当前历元随机观测噪声，服从。则离散非线性系统可表示为：

其中，为系统状态方程，为系统观测方程。则CKF状态更新与观测更新方法如下：

对于状态更新，假设历元后验概率密度已知，对误差协方差进行Cholesky分解，有。则Cubature采样点可计算如下：

其中，为状态向量维数。通过状态方程将Cubature采样点传播到历元：

估计历元时的状态预测值和状态误差协方差预测值：

对于观测更新，对误差协方差进行Cholesky分解，有。则Cubature采样点可计算如下：

通过观测方程传播Cubature采样点：

估计历元时的观测量预测值及其自协方差和互协方差矩阵：

估计卡尔曼增益：

并最终得到历元时的状态估计值和状态误差协方差估计值：

。

在上述步骤S36中，可采用最小二乘残差自主完整性校验方法，即最小残差平方和法。其中残差向量的每一分量定义为星载导航接收机对相应卫星的校正后伪距值减去几何距离预测值与星载导航接收机钟差之和：

而残差平方和为标量，定义为残差向量与其转置的乘积：

的大小体现着各个测量值之间的一致性。由于定位解算中有四个独立有效的控制方程，因此在理论上服从自由度为的分布，其中为有效卫星的个数。根据分布概率密度函数，可以由设定的误警率确定的门限值，当超过门限值时则认为各测量值之间不一致，也就是其中某些测量值出现了错误，即表示校验不通过。

可见卫星数越多且卫星几何分布越好时，自主完整性校验算法的可靠性就越高。优选地，当同一时刻星载导航接收机可见卫星数大于等于5时，所述自主完整性校验才能够有效进行。

在上述步骤S37中，可设定自主完整性校验连续不通过最大历元数，当连续个历元发生自主完整性校验不通过时，或定位结果明显与常识或预期不符时，说明合理性校验不通过，即定位解算部分功能出现错误，此时重新返回步骤S31，开始初始化过程，以保证定位功能可以正常有效运行。

此外，若未出现合理性校验不通过的现象，可令，循环进入步骤S34，进行下一历元的解算方程构建和接收机状态解算工作。

请参阅图3，在上述步骤S4中，对各个历元的频差进行质量改善处理，具体包括以下步骤：

S41，设定初始化历元数；

S42，比较当前历元数和所述初始化历元数；

S43，当时，设定经过质量改善处理的当前历元的频差等于当前历元的频差，即：；以及

S44，当时，设定经过质量改善处理的当前历元的频差，其中，为滤波系数，且。

在上述步骤S41中，所述初始化历元数可根据需要自行设定，如可为10个历元、15个历元。

在上述步骤S43中，当前历元数小于所述初始化历元数时，即当已经历的历元数未达到给定的初始化历元数时，不对当前历元的频差进行质量改善处理。

在上述步骤S44中，当当前历元数大于等于所述初始化历元数时，才对当前历元的频差进行质量改善处理。通过加权平均的方式可使所述星载导航接收机频差的变化得到平滑，从而可减小随机噪声误差的影响以及提高所述星载导航接收机频差的精度。

请参阅图4，在上述步骤S5中，对所述钟差进行质量改善处理，具体包括以下步骤：

S51，设定初始化历元数以及钟差限定量；

S52，比较当前历元数和初始化历元数；

S53，当时，设定经过质量改善处理的当前历元的钟差等于当前历元的钟差，即：；以及

S54，当时，判断当前历元的与差值是否超出最大范围；

S55，若超过了所述最大范围，且成立，则令；

S56，若超过了所述最大范围，且成立，则令；以及

S57，若未超出所述最大范围，则令。

在上述步骤S51，所述钟差限定量用于在时，将当前历元的钟差与经过改善处理的钟差的差值限定在所述最大范围内。所述钟差限定量的取值范围为100纳秒至1微秒。

在上述步骤S53中，当已经历的历元数未达到所述设定的初始化历元数时，不对当前历元的频差进行质量改善处理。

在上述步骤S55-S57中，通过将当前历元的钟差与当前历元质量改善处理后的频差的差值限定在给定的最大范围内，对超出范围的值，以范围边界取代之。该方法保证钟差与频差的差值在给定范围内，从而提高钟差精度。

在上述步骤S7中，所述星载导航接收机可将所述调整后的秒脉冲通过秒脉冲广播总线广播给星上其它电子系统。所述秒脉冲广播总线优选为多点低电压差分总线，该多点低电压差分总线可以使所述秒脉冲以低电压差分信号传输，从而可实现几百Mbps的传输速率，并且低电压差分信号的低压幅和低电流驱动输出可进一步降低噪声和减少功耗。此外，采用多点低电压差分总线传输还可减小电磁干扰。

在上述步骤S8中，所述星载导航接收机将所述位置、速度、时间转换为满足卫星总线设计要求的信息格式，并通过卫星数据总线广播给卫星上其它电子系统。其中，所述信息格式包括精确到秒的时间、速度、位置、精度几何因子以及校验和。所述校验和是对精确到秒的时间、速度、位置、精度几何因子的校验结果。

在上述步骤S9中，，所述星载导航接收机生成和更新与时间相关的遥测量，并在星上计算机请求对应遥测量时给出应答的方法，其中星载导航接收机生成和更新的与时间相关的遥测量包括：升交点地方时，降交点地方时，以及所述{时间，位置，速度}组成的三元组。

升交点为星载导航接收机沿轨道从南向北运动时与赤道面的焦点，该点地方时即为升交点地方时。降交点为星载导航接收机沿轨道从北向南运动时与赤道面的焦点，该点地方时即为降交点地方时。所述时间、位置、速度三元组表示星载导航接收机经过解算和自主完整性、合理性校验后得到的接收机状态解算结果。

在上述步骤S9中，获得所述升交点地方时和降交点地方时的方法为：用地心地固（ECEF）坐标系表示解算结果中的位置，当当前历元最终解算结果的位置的Z轴解算结果与上一历元相比符号发生变化时，进行如下判断：如果Z轴速度为正值，则判断此时的时间为升交点地方时；否则，认为此时的时间为降交点地方时。

当当前历元最终解算结果的位置的Z轴解算结果与上一历元相比符号发生变化时，说明星载导航接收机在该历元通过了轨道与赤道面交点，此时若Z轴速度为正值，根据地心地固坐标系定义，可知星载导航接收机在该历元的运动方向为由南向北运动，从而此时的时间为升交点地方时；若Z轴速度为负值，根据地心地固坐标系定义，可知星载导航接收机在该历元的运动方向为由北向南运动，从而此时的时间为降交点地方时。

在上述步骤S9中，更新所述遥测量中所述{时间、位置、速度}三元组的方法为：

对之前缓存的{时间，位置，速度}三元组的遥测状态进行检测，只有当之前缓存的{时间，位置，速度}三元组已经被星上计算机遥测完成后，才用当前历元的{时间，位置，速度}三元组替代之前缓存的{时间，位置，速度}三元组，否则不进行更新。

请参阅图5，本发明实施例进一步提供一种授时型星载导航接收机100以实现所述星载导航接收机授时方法。

所述授时型星载导航接收机100包括天线102、射频前端模块104、捕获跟踪模块106、观测量获取模块108、解算模块110、钟差和频差质量改善模块112、遥测模块114以及秒脉冲模块116。

所述天线102用于接收卫星导航信号。所述射频前端模块104与所述天线102连接，接收并处理所述卫星导航信号，所述处理包括滤波、变频以及模数采样。所述变频可以为下变频。所述捕获跟踪模块106与所述射频前端模块104连接，接收经所述射频前端104处理后的卫星导航信号，并捕获和跟踪目标卫星的导航信号。所述观测量获取模块108接收所述跟踪后的目标卫星的导航信号以及秒脉冲，并在所述秒脉冲的上升沿采集该跟踪后的目标卫星的导航信号，获得所述观测信息。所述解算模块110接收所述观测信息，并根据所述卫星发射时刻和观测载波相位计算伪距，构建所述解算方程，并通过解算获得所述星载导航接收机的位置、速度、时间、频差和钟差。所述钟差和频差质量改善模块112用于所述解算模块110解算获得频差和钟差进行质量改善处理。所述遥测模块114用于生成和更新与所述时间相关的遥测量，并在星上计算机请求对应遥测量时给出应答。所述秒脉冲模块116用于产生所述秒脉冲，并根据所述质量改善处理后的频差和钟差调节所述秒脉冲的频率和相位，使所述秒脉冲的上升沿与标准时间整秒起始时刻同步。

本发明进一步提供一种星载导航应用系统10，包括所述授时型星载导航接收机100、星上计算机200、测控通信模块300、被授时载荷400以及地面通信系统500。

所述遥测模块114通过星上数据总线600与所述星上计算机200连接以使所述星上计算机200请求对应遥测量数据时给出应答。所述秒脉冲模块116通过秒脉冲数据总线700将调整后的所述秒脉冲传输到所述被授时载荷400。所述测控通信模块300用于在所述星上计算机200与地面通信系统500之间实现指令与数据传输。

所述星上计算机200用于执行卫星上日常管理和记录功能，包括对所述授时型星载导航接收机100的日常管理和记录。所述被授时载荷400可为卫星上需要授时信息的专门应用载荷，如所述被授时载荷400可以为移动通信载荷。所述地面通信系统500为地面人员对卫星进行远程控制和跟踪的输入输出界面。该地面通信系统500可对所述授时型星载导航接收机100进行远程控制和跟踪。

本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法与授时型星载导航接收机通过充分利用轨道动力学获得高精度的定位结果和原始钟差；并采用所述质量改善处理方法改善钟差和频差，有效地提高了授时精度以及星载导航接收机的系统可靠性，并且可在轨计算卫星上需要的秒脉冲、升交点地方时、降交点地方时和标准时间等多种时间。尤其适用于有精密授时需求的低轨卫星。此外，本发明实施例提供的星载导航接收机授时方法与授时型星载导航接收机经过在轨飞行验证，采用第三方模拟环境和国家标准测试，结果显示：72小时授时精度方均根误差小于12ns。

另外，本领域技术人员还可以在本发明精神内做其它变化，当然，这些依据本发明精神所做的变化，都应包含在本发明所要求保护的范围之内。