一种基于导航卫星漏信号进行定位在轨试验验证方法
【专利摘要】本发明方法提出一种基于导航卫星漏信号进行定位的在轨试验验证方法，首先确定在轨测试飞行高度，计算探测器、导航卫星和地球的相对位置关系，根据三者位置关系计算任意位置相对导航卫星的地球矢量与探测器矢量的夹角，判断导航卫星的可见性；根据导航卫星可见性判定结果，确定星载导航接收机开机工作的高度范围和开机时间，根据导航可见性的判定结果，分析在轨飞行姿态，确定GNSS导航接收设备接收天线的波束角范围；在轨测试记录导航漏信号的接收情况及导航定位结果；比较分析地GNSS接收机导航漏信号的接收能力及其对导航性能的影响，本发明方法解决了深空探测和高轨道地球卫星的导航卫星漏信号接收设备的全方位功能性能测试和利用导航卫星漏信号进行定位的系统设计问题。
【专利说明】
一种基于导航卫星漏信号进行定位在轨试验验证方法
技术领域
[0001] 本发明属于深空探测技术领域，具体涉及一种基于导航卫星漏信号的导航定位在 轨试验验证方法。
【背景技术】
[0002] 空间导航卫星漏信号即地球对面的导航卫星信号和导航卫星的旁瓣信号，也称作 弱导航信号，通常信号强度在-180dBW~-188dBW的范围内。随着探测器距离地球距离增 加，接收设备接收到的导航信号呈指数级衰减，对接收设备的性能要求越苛刻。
[0003] 目前常用的GNSS导航定位试验方法主要通过地面模拟试验验证设备性能，或在 轨利用静止轨道卫星或其他高轨道卫星进行利用高增益天线验证弱导航信号的接收情况， 尚未在深空探测任务中使用。地面试验方法是根据安装导航接收设备的卫星轨道数据，利 用导航卫星信号模拟源来验证设备性能，高轨卫星在轨利用GNSS导航信号接收设备接收 GNSS导航卫星信号，验证接收设备对弱导航信号的接收能力，根据测试结果验证的设备的 可用性及在轨性能，上述两种GNSS导航信号接收设备的性能测试方法主要存在如下缺点：
[0004] (1)利用地面模拟源不能完全准确模拟设备在轨工作时导航信号的状态，不能准 确反映设备的在轨工作性能；
[0005] (2)设备在地面模拟试验过程中的工作环境与在轨飞行过程中的空间环境有明显 差别，地面试验不能充分验证设备对空间环境的适应性；
[0006] (3)利用静止轨道卫星进行飞行试验时，GNSS导航接收设备飞行高度和飞行速度 为固定值，不能充分考核GNSS导航接收设备在不同飞行高度和飞行速度下的工作性能，验 证不充分。
【发明内容】
[0007] 本发明解决的技术问题是提出了一种导航卫星漏信号接收设备在轨试验验证方 法，以克服已有技术的缺陷，解决深空探测和高轨道地球卫星的导航卫星漏信号接收设备 的全方位功能性能测试和利用导航卫星漏信号进行定位的系统设计问题。
[0008] 本发明提出一种基于导航卫星漏信号进行定位在轨试验验证方法，包括以下步 骤：
[0009] 1)确定在轨测试飞行高度，通过对GNSS系统的覆盖特性分析，高于地面3000km的 范围内为弱导航信号的覆盖区域，确定GNSS导航卫星接收设备在3000km以上进行在轨测 试；
[0010] 2)根据探测器飞行轨道动力学，获取地球、任意导航卫星和探测器在地心惯性系 的位置，分别计算地球一导航卫星、地球一探测器、探测器一导航卫星的距离关 系；根据所述的距离关系得到探测器的不同位置，通过计算探测器与导航卫星连线和导航 卫星与地球连线的夹角，判断出导航卫星的可见性；
[0011] 3)根据探测器运行轨道，当探测器距离高度大于3000km时，每隔500km对探测器 和所有GNSS导航卫星的可见性进行取点分析，当有4颗导航卫星满足导航卫星可见性要求 时，将对应的飞行高度确定为GNSS导航接收设备在轨测试开始时刻；
[0012] 4)对探测器在轨飞行姿态进行分析，通过计算导航卫星接收天线轴向与探测 器-地心连线矢量的夹角为及探测器对GNSS导航卫星的半张角，确定GNSS导航接收天线 的波束角范围；
[0013] 5)GNSS导航接收设备在轨测试过程中，记录地球到其他天体转移过程中正常接收 导航信号GNSS导航卫星小于4颗时的飞行高度，该飞行高度作为返回地球过程中GNSS导 航接收设备开始在轨测试的飞行高度，从而确定返回地球过程中GNSS导航接收设备的开 机工作时间；
[0014] 6)记录地球到其他天体转移段探测器远离地球的过程中接收导航卫星漏信号的 情况和其他天体到地球返回段探测器接近地球的过程中接收到的由弱渐强的导航漏信号 的情况，比较在不同高度范围内，对于可见导航卫星信号的捕获的情况，从而对导航接收机 信号捕获性能进行评估，验证分析GNSS导航接收设备信号接收的性能；
[0015] 7)根据地球到其他天体转移和其他天体到地球转移过程中的GNSS导航接收设备 的在轨数据，完成探测器在轨飞行过程中轨道确定，同时根据在轨飞行结果，完成GNSS导 航接收设备的性能评估，确认GNSS导航设备的在轨适用范围。
[0016] 本方法充分利用自由返回任务飞行轨道的特点，在不同的飞行高度和飞行速度范 围内完成高轨GNSS导航接收设备的在轨飞行试验，能够充分考核GNSS导航接收设备的性 能和任务适用性，与以往试验方法相比，具有如下优点：
[0017] (1)本方法利用实际的在轨飞行完成高轨GNSS导航接收设备的试验验证，能够真 实模拟GNSS导航卫星的弱导航信号状态，更加准确的反映高轨导航接收设备的性能。
[0018] (2)高轨导航接收设备在轨飞行过程中经历空间辐射环境的考核，能够验证高轨 导航接收设备对空间环境的适应性。
[0019] (3)利用深空探测任务进行飞行试验，能够考核高轨GNSS导航接收设备在数千公 里至数万公里（最远可达40万公里）的由远及近和由近及远飞行过程中的性能，飞行速度 最大可达到llkm/s，不仅能够验证高轨GNSS导航接收设备对地球静止轨道卫星的适用性， 同时能够充分考核对深空探测任务的适用性，在很大程度上拓展了高轨GNSS导航接收设 备的工程适用范围。
【附图说明】
[0020] 图1为基于导航卫星漏信号进行定位的在轨试验验证流程图；
[0021] 图2为探测器对导航卫星可见性分析示意图；
[0022] 图3为GNSS导航接收天线波速角分析示意图；
[0023] 图4为月地高速再入返回飞行器飞行高度变化情况示意图；
[0024] 图5为月地高速再入返回飞行器飞行速度变化情况示意图。
【具体实施方式】
[0025] 下面结合附图及【具体实施方式】对本发明进行详细说明。
[0026] 高轨卫星及深空探测器的全球卫星导航定位系统（GNSS)导航信号接收设备通过 接收来自地球对面导航卫星信号和导航卫星的旁瓣信号等漏信号实现定位，能够解决地面 测控站覆盖不足，导致测定轨精度不能满足飞行任务要求的问题，为高轨道卫星和深空探 测器提供新的测定轨手段。利用自由返回轨道的特点，能够在较大的高度和速度范围内充 分验证导航卫星信号接收设备在距离由远及近及由近及远过程中的性能，明确设备的适用 范围。本方法适用于月球探测及其它深空探测任务中利用GNSS导航卫星信号实现导航定 位的在轨试验和方案设计。
[0027] 本发明方法是对基于深空探测任务GNSS导航接收系统进行系统设计的一种方 法，要点是充分利用深空探测任务的特点，充分考虑地球出发转移和返回过程中高度和速 度的变化，设计在轨工作的时间，并考虑飞行过程中探测器的飞行姿态，对GNSS导航接收 天线的波束角进行设计，实施过程如图1所示，具体如下：
[0028] 步骤一、对GNSS系统的覆盖特性进行分析，GNSS系统能够覆盖地面至距离地面 3000km高度范围内的导航定位要求，在高于地面3000km的范围内为弱导航信号的覆盖区 域，因此GNSS导航接收设备应该在3000km以上进行在轨测试，充分考核设备接收和处理弱 导航信号的能力。
[0029] 步骤二、根据探测器飞行轨道动力学，根据探测器飞行轨道动力学，获取地球、任 意导航卫星和探测器在地心J2000惯性坐标系a-XJA下位置的直角坐标：(X Ym，ZJ， (Xei，Yei，Zei)，（X Hl，YHl，ZHl)。分别计算地球一导航卫星、地球一探测器、探测器一导航卫星 的距离关系R&、R eH、Rhs:
[0031] 根据式①计算探测器在不同位置时，探测器与导航卫星连线和导航卫星与地球连 线的夹角a，即计算导航卫星的可见性。其中：
[0032] ? = arccos[(i?e2c + R2eH - R2HG )/2ReGReH ] ②
[0033] 已知a = Re+a/Ha =地球半径+大气层高度，b为导航卫星天线波束最大幅角 (含旁瓣），均可视为常值。则探测器对导航卫星可见性判据为：
[0034] a彡a彡b ③
[0035] 当探测器满足公式③规定的条件时，则对该导航卫星可见，否则为不可见。如图2 所示。
[0036] 步骤三、根据探测器运行轨道，当探测器距离高度大于3000km时，每隔500km对探 测器和所有GNSS导航卫星的可见性进行取点分析，当有4颗导航卫星满足公式③的要求 时，将对应的飞行高度确定为GNSS导航接收设备在轨测试开始时刻。
[0037] 步骤四、对探测器在轨飞行姿态进行分析，确定GNSS导航接收天线的波束角范 围。如图3所示，S为导航接收天线轴向，R eH为探测器与地心连线距离，R为GNSS导航卫星 轨道半径，卫星导航接收天线轴向与探测器-地心连线矢量R eH的夹角为〇，y为探测器对 GNSS导航卫星的半张角。
[0038] 当 R < ReH时，
[0039] y = arcsin (R/ReH) ④
[0040] 当 R > ReH时，
[0041] y = 180° ⑤
[0042] GNSS导航卫星接收天线的半波束角应在满足接收要求的情况下尽可能小（波束 角越小对弱信号的接收能力越强），GNSS导航卫星接收天线的半波束角0为：
[0043] 当 y+ 〇 < 180。时，
[0044] 0 = y + o ⑥
[0045] 当 y + 〇 > 180。时，
[0046] 0 = 180。 ⑦
[0047] 步骤五、GNSS导航接收设备在轨测试过程中，记录地球-其他天体转移过程（如 地球到月球的转移过程）中能够正常接收导航信号GNSS导航卫星小于4颗时的飞行高度 h，作为返回地球过程中GNSS导航接收设备开始在轨测试的飞行高度，从而确定返回地球 过程中GNSS导航接收设备的开机工作时间。
[0048] 步骤六、记录地球到其他天体（如地球-月球）转移段探测器远离地球的过程中 接收导航卫星漏信号的情况和其他天体到地球（如月球-地球）返回段探测器接近地球的 过程中接收到的由弱渐强的导航漏信号的情况，包括可见相对距离、可见导航卫星数量、旁 瓣信号范围等，比较在不同高度范围内，对于可见导航卫星信号的捕获的情况，从而对导航 接收机信号捕获性能进行评估，验证GNSS导航接收设备的设计方案，分析GNSS导航接收设 备信号接收的性能。
[0049] 步骤七、根据地球到其他天体转移（如地月转移）和其他天体到地球转移（如月 地转移）过程中的GNSS导航接收设备的在轨数据，完成探测器在轨飞行过程中轨道确定， 同时可以根据在轨飞行结果，完成GNSS导航接收设备的性能评估，确认GNSS导航设备的在 轨适用范围。
[0050] 自此，完成了 /实现了高轨GNSS导航接收设备在轨试验的系统设计和在轨实施。
[0051] 具体以月球到地球探测器高轨GNSS导航接收设备在轨试验为例。
[0052] 月地高速再入返回飞行器采用地月自由返回轨道飞行，全过程飞行时间196h，在 地月转移和月地转移过程中其飞行高度和飞行速度变化范围较大，如图4和图5所示。利 用地月自由返回轨道特点能够充分考核高轨GNSS导航接收设备对不同高度和飞行速度的 适应能力。
[0053] 月地高度再入返回飞行器高轨GNSS导航接收设备在轨试验的系统设计的主要步 骤如下：
[0054] (一）确定在轨试验开始的飞行高度
[0055] (1)根据月地高速再入返回飞行器距离地面不同飞行高度时在地球赤道惯性坐 标系中的位置ReH，（本例对应的飞行高度为[3000km，3500km，4000km，4500km，5000km， 5500km，6000km. ..])根据公式③确定月地高速再入返回飞行器对GNSS导航卫星的可见 性。
[0056] (2)根据分析结果，确认对至少4颗GNSS导航卫星可见时的最低飞行高度h，作为 GNSS导航接收设备开机测试的飞行高度。本例h = 5000km。
[0057] (二）确定GNSS导航接收天线的波束角
[0058] (1)分析全飞行过程中GNSS导航接收天线轴向与探测器-地心连线的夹角〇。本 例中，根据月地高速再入返回飞行器的飞行姿态和GNSS导航接收天线的安装方向分析可 知，GNSS导航接收天线轴向与探测器-地心连线的夹角。变化范围为0°~180°之间。
[0059] (2)利用公式④和⑤计算探测器对GNSS导航卫星轨道的半张角。本例中，月地高 速再入返回飞行器与地心的距离R eH在5000km至380000km之间变化，GNSS导航卫星的轨 道半径R = 42164km，月地高速再入返回飞行器对GNS导航卫星轨道的半张角y最大值为 180。。
[0060] (3)根据公式⑥和⑦计算得到天线的波束角0 = 180°。
[0061] (三）确定月地返回过程的开机时刻
[0062] 根据地月转移过程中高轨GNSS导航接收设备可以接收4颗导航卫星信号时的飞 行高度，确定月地返回过程中的开机高度h。本例中，高轨GNSS导航接收设备在地月转移过 程中距离地面约70000km高度处能够接收的导航卫星信号少于4颗，因此月地返回过程中 在距离地面高度h = 70000km处进行导航接收设备在轨测试。
[0063] (四）在轨试验结果评估
[0064] 月地高速再入返回飞行器在轨完成了高轨GNSS导航接收设备的在轨试验，导航 设备在地月转移段探测器距地6000km~63000km完成定位，月地转移段50000km~5000km 完成定位，定位精度优于l〇〇m ;在地月转移段导航漏信号由强渐弱，开机定位时间不超过 5min，距离增加对定位精度影响较小；在月地转移段导航漏信号由弱渐强，GNSS导航接收 机开机时处于盲捕状态，开机定位时间约30min，在70000km~50000km能接收到漏信号，但 最终定位高度约为50000km，随着距地距离减小，漏信号强度增加，导航定位精度提高，进一 步充分验证了高轨GNSS导航接收设备对深空探测任务的适用性。
[0065] 本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。
【主权项】
1. 一种基于导航卫星漏信号进行定位在轨试验验证方法，其特征在于，包括以下步 骤： 1) 确定在轨测试飞行高度，通过对GNSS系统的覆盖特性分析，高于地面3000km的范围 内为弱导航信号的覆盖区域，确定GNSS导航卫星接收设备在3000km以上进行在轨测试； 2) 根据探测器飞行轨道动力学，获取地球、任意导航卫星和探测器在地心惯性系 O1-X1Y1Z1T的位置，分别计算地球一导航卫星、地球一探测器、探测器一导航卫星的距离关 系；根据所述的距离关系得到探测器的不同位置，通过计算探测器与导航卫星连线和导航 卫星与地球连线的夹角，判断出导航卫星的可见性； 3) 根据探测器运行轨道，当探测器距离高度大于3000km时，每隔500km对探测器和所 有GNSS导航卫星的可见性进行取点分析，当有4颗导航卫星满足导航卫星可见性要求时， 将对应的飞行高度确定为GNSS导航接收设备在轨测试开始时刻； 4) 对探测器在轨飞行姿态进行分析，通过计算导航卫星接收天线轴向与探测器-地心 连线矢量的夹角为及探测器对GNSS导航卫星的半张角，确定GNSS导航接收天线的波束角 范围； 5. GNSS导航接收设备在轨测试过程中，记录地球到其他天体转移过程中正常接收导航 信号GNSS导航卫星小于4颗时的飞行高度，该飞行高度作为返回地球过程中GNSS导航接 收设备开始在轨测试的飞行高度，从而确定返回地球过程中GNSS导航接收设备的开机工 作时间； 6) 记录地球到其他天体转移段探测器远离地球的过程中接收导航卫星漏信号的情况 和其他天体到地球返回段探测器接近地球的过程中接收到的由弱渐强的导航漏信号的情 况，比较在不同高度范围内，对于可见导航卫星信号的捕获的情况，从而对导航接收机信号 捕获性能进行评估，验证分析GNSS导航接收设备信号接收的性能； 7) 根据地球到其他天体转移和其他天体到地球转移过程中的GNSS导航接收设备的在 轨数据，完成探测器在轨飞行过程中轨道确定，同时根据在轨飞行结果，完成GNSS导航接 收设备的性能评估，确认GNSS导航设备的在轨适用范围。2. 根据权利要求1所述的基于导航卫星漏信号进行定位在轨试验验证方法，其特征在 于，所述的步骤2)中所述的地球、任意导航卫星和探测器在地心惯性系O 1-X1Y1Z1T的位置 为（Xm，Y m，ZJ，（XSl，YSl，ZSl)，（XHl，Y Hl，ZHl)，所述的地球一导航卫星、地球一探测器、探测 器一导航卫星的距离关系为R eS、ReH、Rhs:已知a = Re+a/Re(；，Re+a=地球半径+大气层高度，b为导航卫星天线波束最大幅角，均 可视为常值，探测器对导航卫星可见性判据为： a < α < b ③ 当探测器满足公式③规定的条件时，对该导航卫星可见，否则为不可见。3.根据权利要求1或2任一权利要求所述的基于导航卫星漏信号进行定位在轨试验验 证方法，其特征在于，所述的步骤4)所述的导航卫星接收天线轴向与探测器-地心连线矢 量ReH的夹角为σ，探测器对GNSS导航卫星的半张角为γ，导航卫星接收天线轴向为S，探 测器与地心连线距离为GNSS导航卫星轨道半径为R : 当 R < ReH时，γ = arcsin(R/ReH); ④ 当 R>ReH时，γ = 180° ; ⑤ GNSS导航卫星接收天线的半波束角在满足接收要求的情况下尽可能小，所述的GNSS 导航卫星接收天线的半波束角β为： 当 γ + σ < 180° 时，β = γ + σ ; ⑥ 当 γ + σ > 180° 时，β = 180°。 ⑦
【文档编号】G01S19/23GK105891851SQ201510036026
【公开日】2016年8月24日
【申请日】2015年1月23日
【发明人】陈春亮, 赵洋, 黄昊, 杨孟飞, 张伍, 杜颖, 张正峰, 杨眉, 邹乐洋, 邹昕
【申请人】北京空间飞行器总体设计部