差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位精度飛行測(cè)試方法

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(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089)

0 引言

當(dāng)前我國(guó)機(jī)載差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)由差分GPS和差分BDS組成，且衛(wèi)星導(dǎo)航定位方式也由過去的單點(diǎn)定位到偽距差分定位，再到目前定位精度更高的載波相位差分，定位精度也由10m級(jí)到米級(jí)再到厘米級(jí)[1-2]。目前國(guó)內(nèi)差分衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備大多用于地理信息測(cè)繪、高精度導(dǎo)航定位用途。民航飛機(jī)和無人機(jī)逐步開始應(yīng)用差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)，并且形成了以差分衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備為依托的地基增強(qiáng)系統(tǒng)(Ground Based Augmentation System, GBAS)，世界上已有多個(gè)國(guó)家在進(jìn)行基于GPS的GBAS研究，我國(guó)也開始了基于BDS的GBAS研究[3]。

機(jī)載差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)最重要的指標(biāo)就是定位精度。針對(duì)如何對(duì)機(jī)載高精度差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位精度考核的問題，本文提出了一種飛行測(cè)試驗(yàn)證方法。在精度計(jì)算過程中，由于兩部差分衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備衛(wèi)星天線在空間中并不是重合的，因此采用基于消除桿臂效應(yīng)的數(shù)據(jù)處理方法對(duì)精度的測(cè)試是不可或缺的，可以消除測(cè)試過程中引入的較大計(jì)算誤差項(xiàng)。

1 差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)組成

差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)由機(jī)載終端和地面差分站組成，均由數(shù)傳電臺(tái)和衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)及對(duì)應(yīng)天線組成，如圖1所示。偽距差分是應(yīng)用成熟度最高的差分定位技術(shù)之一，差分站上的衛(wèi)星接收機(jī)測(cè)得與所有可視衛(wèi)星的測(cè)量距離，并將自身真實(shí)坐標(biāo)與各衛(wèi)星的距離進(jìn)行比較，求出測(cè)量距離和真實(shí)距離之間的偏差(即差分修正量)，通過數(shù)傳電臺(tái)將修正量發(fā)送給機(jī)載差分終端，經(jīng)機(jī)載終端處理從而達(dá)到提高定位精度的目的。

圖1 差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)組成框圖Fig.1 The composition diagram of differentialsatellite navigation system

載波相位差分技術(shù)又稱為RTK技術(shù)，差分站的衛(wèi)星接收機(jī)連續(xù)觀測(cè)衛(wèi)星并將自身坐標(biāo)信息通過數(shù)傳電臺(tái)發(fā)送給機(jī)載衛(wèi)星終端。機(jī)載衛(wèi)星接收機(jī)接收衛(wèi)星載波的同時(shí)，又接收來自差分站的載波觀測(cè)量和坐標(biāo)值，經(jīng)實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)處理解算自身的坐標(biāo)結(jié)果，提高定位精度。

機(jī)載差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)主要考核了包括定位精度、完好性、覆蓋范圍、信號(hào)質(zhì)量等指標(biāo)[4]，本文飛行試驗(yàn)方法主要是考核衛(wèi)星導(dǎo)航最為關(guān)鍵的定位精度指標(biāo)。

2 系統(tǒng)定位精度飛行試驗(yàn)方法

差分衛(wèi)星導(dǎo)航定位系統(tǒng)的基準(zhǔn)設(shè)備采用定位精度同級(jí)別或更高級(jí)別的差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)。本文選取2套NovAtel公司的載波相位差分GPS設(shè)備，測(cè)試設(shè)備實(shí)時(shí)記錄2套差分GPS輸出的位置信息，采用對(duì)比法給出2套差分GPS設(shè)備間的定位相對(duì)位置誤差。

2.1 不同高度平飛、爬升、下降

試飛原理：飛機(jī)在差分GPS作用下，試驗(yàn)機(jī)全包線范圍內(nèi)以不同高度做穩(wěn)定平飛，平飛覆蓋不同的航向；并結(jié)合飛機(jī)起飛、降落檢查飛機(jī)爬升、下降條件下的定位精度。

由于衛(wèi)星運(yùn)行的高動(dòng)態(tài)性和全球分布相對(duì)均勻特性，飛行測(cè)試可分不同時(shí)段進(jìn)行，間隔時(shí)間4～6h，共飛行3～4 次。考慮通常情況下電離層對(duì)定位精度影響最大，飛行時(shí)間中需包含當(dāng)?shù)貢r(shí)間下午2 點(diǎn)，因?yàn)殡婋x層影響在此時(shí)達(dá)到峰值[5]。

2.2 不同姿態(tài)飛行

試飛原理：試驗(yàn)機(jī)以不同橫滾角盤旋飛行，并在安全飛行高度內(nèi)檢查飛機(jī)在不同仰角條件下的飛行。

試驗(yàn)機(jī)所處環(huán)境為空中，受地面多徑效應(yīng)影響較小，當(dāng)試驗(yàn)機(jī)以不同俯仰、橫滾飛行時(shí)，造成局部范圍內(nèi)的多徑效應(yīng)。并因?yàn)樾l(wèi)星天線遮擋能影響到衛(wèi)星天線搜星數(shù)，且機(jī)載數(shù)傳天線的方向性會(huì)影響到定位精度。

2.3 覆蓋范圍進(jìn)近飛行

試飛原理：飛機(jī)從遠(yuǎn)處，在差分站數(shù)傳電臺(tái)有效覆蓋指標(biāo)范圍內(nèi)(通常是50～100km)朝地面差分站進(jìn)近試飛。

當(dāng)差分站和機(jī)載衛(wèi)星接收機(jī)較近時(shí)(<20km)，公共誤差部分包括衛(wèi)星星歷誤差、星鐘誤差、相對(duì)論效應(yīng)、電離層效應(yīng)、對(duì)流層效應(yīng)，這些誤差對(duì)于移動(dòng)站和基準(zhǔn)站而言是高度相關(guān)的，經(jīng)差分定位系統(tǒng)處理完全可以消除。而通常有效覆蓋范圍指標(biāo)為50～100km，因此需考核差分站和飛機(jī)較遠(yuǎn)情況下的定位精度。

3 基于消除桿臂的數(shù)據(jù)處理

3.1 定位精度數(shù)據(jù)處理方法

根據(jù)美國(guó)聯(lián)邦導(dǎo)航規(guī)劃的規(guī)定，差分GPS定位系統(tǒng)水平定位精度為兩倍徑向均方根差(2RMS)，高度定位精度為兩倍標(biāo)準(zhǔn)方差(2σ)[6]。1倍標(biāo)準(zhǔn)方差的數(shù)據(jù)處理方法可參考GJB729-89慣性導(dǎo)航系統(tǒng)精度評(píng)定方法中位置誤差計(jì)算公式如下

60×1853

式中：Δλi為第i個(gè)采樣時(shí)刻的經(jīng)度誤差(°)；Δφi為第i個(gè)采樣時(shí)刻的緯度誤差(°)；φi為第i個(gè)采樣時(shí)刻的緯度值(°)；m為有效采樣點(diǎn)次數(shù)。最后乘的2個(gè)常量是把以(°)表示的位置誤差轉(zhuǎn)換為以m為單位。

圖2所示為某次飛行兩部差分GPS定位結(jié)果，可以看出定位精度誤差基本保持在0.2m左右，其結(jié)果與飛機(jī)的姿態(tài)角尤其是橫滾角有較大關(guān)系。導(dǎo)致此現(xiàn)象出現(xiàn)的原因就是未對(duì)兩部差分GPS安裝天線間桿臂值進(jìn)行補(bǔ)償。

3.2 消除桿臂數(shù)據(jù)處理

桿臂效應(yīng)誤差是由于被試設(shè)備安裝位置與基準(zhǔn)設(shè)備安裝位置不重合而引起位置輸出中的附加位置誤差[7-10]，它是差分GPS系統(tǒng)位置誤差的主要誤差源之一。飛機(jī)上GPS衛(wèi)星天線安裝相對(duì)位置一般為米級(jí)，這對(duì)于考核差分GPS定位精度來說顯然不可接受。

如圖3所示，OnXnYnZn為導(dǎo)航坐標(biāo)系(n系)，ObXbYbZb為與飛機(jī)載體固連的機(jī)體坐標(biāo)系(b系)。假設(shè)ObPb為2個(gè)GPS衛(wèi)星接收天線在機(jī)體坐標(biāo)系下的相對(duì)位置，需要將在機(jī)體坐標(biāo)系下的相對(duì)位置關(guān)系通過坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換到導(dǎo)航坐標(biāo)系下表示成OnPn。將機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣如下

圖2 飛機(jī)的橫滾角、俯仰角與定位誤差Fig.2 Roll and pitch angle of the aircraft and positioning error

應(yīng)用上式將安裝相對(duì)位置由機(jī)體坐標(biāo)系(b系)轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標(biāo)系(n系)下，得到桿臂效應(yīng)引起的位置誤差在導(dǎo)航坐標(biāo)系中的表達(dá)式如下

3.3 試驗(yàn)結(jié)果

本次差分GPS定位精度試飛測(cè)試使用的是緊湊型天線，是一種可用于飛機(jī)且外形尺寸較小的天線，天線之間安裝位置為在飛機(jī)縱向偏置安裝，天線振元之間相對(duì)安裝位置間隔為20cm，即3.2節(jié)中的ObPb的[0 0.2 0]。經(jīng)計(jì)算未消除桿臂誤差前的為2RMS=0.4066m，消除桿臂誤差后的為2RMS= 0.0288m，如圖4所示。通過試飛測(cè)試和數(shù)據(jù)處理可以看出，2個(gè)差分GPS在平飛和不同姿態(tài)下飛行時(shí)，定位一致性較好，定位精度可以滿足使用要求。

圖4 消除桿臂后的定位誤差結(jié)果Fig.4 The result of locating error after eliminating lever arm

4 結(jié)論

機(jī)載差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的飛行測(cè)試包含定位精度、完好性、覆蓋范圍、信號(hào)質(zhì)量等指標(biāo)驗(yàn)證，本文針對(duì)機(jī)載差分衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位精度的考核，根據(jù)定位誤差特性設(shè)計(jì)的試飛方法能夠較好地反映出設(shè)備的真實(shí)水平，基于消除桿臂的數(shù)據(jù)處理方法可以正確地消除因?yàn)樘炀€間安裝位置不同而引入的系統(tǒng)誤差。經(jīng)過實(shí)際試飛驗(yàn)證方法可行，且數(shù)據(jù)處理有效。

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