捕获中，顺序搜索平均需 要807. 6秒，而星载辅助GPS方法只需306. 8秒，节省了 62. 01 %的捕获时间。
[0070] 参考图7,以捕获到6颗可见GPS卫星为目标所需的平均搜索次数的仿真结果示 意图。当更多的可见GPS卫星用于定位解算时，GPS接收机可以得到更好的定位精度。在 仿真中，以捕获到6颗可见GPS卫星为目标，重复上述仿真。由图7所示可知：为搜索到6 颗GPS卫星，这三种方法所需的捕获次数都随低轨卫星的轨道高度增加而增加，而星载辅 助GPS方法所需的捕获次数依然明显少于另两种方法。但对比图6和图7可以看到，当低 轨卫星轨道高度越高（高于l〇〇〇km)时，搜索6颗可见GPS卫星所需的搜索次数增幅更加 剧烈，这是因为低轨卫星轨道高度越高，星载GPS接收机视野内可见GPS卫星越少，捕获到 6颗GPS卫星需要的搜索次数更多，有时甚至无法搜索到6颗可见卫星。当低轨卫星轨道 高度为300km高时，在每次捕获中，轮询搜索平均需要12. 12次，大约为404. 8秒，而星载辅 助GPS方法只需6. 33次，约为173.2秒，减少了 55%的捕获时间；当低轨卫星轨道高度为 2000km时，在每次捕获中，轮询搜索平均需要29. 56次，约为1102. 4秒，而星载辅助GPS方 法只需23. 47次，约为858. 8秒，节省了 22. 10%的捕获时间。
[0071] 上述仿真结果表明，当低轨轨道较低（低于1000km)时，星载辅助GPS方法可以快 速捕获到至少6颗GPS卫星，不仅缩短了捕获时间，还有助于提高定位精度；当低轨轨道较 高时（高于l〇〇〇km)，星载辅助GPS方法依然可以快速捕获到4颗GPS卫星，缩短捕获时间。
[0072]本发明提出的基于低轨卫星动力学轨道外推的星载辅助GPS(AGPS)方法及系统， 将低轨卫星的轨道运行特点作为辅助信息，根据GPS卫星对低轨卫星的覆盖特点，实时预 测星载GPS接收机的可见GPS卫星，用以替代传统的轮询搜星方法，减少接收机的捕获搜索 次数，尤其缩短了冷启动时的首次定位时间。因此可以适当增加星载GPS接收机的关机时 间和关机次数，节省低轨卫星整体功耗。在无法进行GPS定位的轨道范围内，低轨卫星动力 学外推可以预测低轨卫星的轨道位置，直到低轨卫星运动至可GPS定位区域，以较短的冷 启动时间快速恢复定位，并进行轨道修正。因此，这一方法使得星载GPS接收机的应用范围 可以扩展到更高的轨道。且本发明可以以软件形式实现系统设计和功能，不需要额外的硬 件设计，节省开发成本，缩短设计周期，简化调试工作。
[0073] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人 员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为 本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法，其特征在于，包括如下步骤： (1) 根据低轨卫星动力学模型和J2000.0 坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果 进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系； (2) 根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置； (3) 计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一 GPS卫星对 星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS 卫星PRN号列表； (4) 根据所述GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行GPS卫星优先配 置。2. 根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤（1)进一步包括：获取 星载GPS接收机最近一次定位结果和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机 时间与最近一次定位结果的时间间隔在有效动力学外推时间间隔内时，以所述最近一次定 位结果为起始进行轨道位置外推。3. 根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤（2)进一步包括：获取 有效GPS历书的参考时间和待预测的接收机时间，并在判定所述待预测的接收机时间在所 述GPS历书计算有效时间内时，根据所述GPS历书计算所有GPS卫星的位置速度，获取ECEF 坐标系下所有GPS卫星的位置。4. 根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤（3)进一步包括： (31) 根据同一历元时刻的每一 GPS卫星位置和星载GPS接收机位置计算每一 GPS卫星 对星载GPS接收机的俯仰角和方位角，其中俯仰角的取值范围是±90度； (32) 根据每一俯仰角和星载GPS接收机所在低轨卫星的轨道高度判断每一 GPS卫星对 星载GPS接收机是否可见； (33) 按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序获取排序过的GPS卫星PRN号列表。5. 根据权利要求4所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，所述按照可见性概率对所 有GPS卫星进行排序获取排序过的GPS卫星PRN号列表的进一步为：预测为可见的GPS卫 星优先于不可见GPS卫星；在预测为可见的GPS卫星中，离覆盖区域中心点近的GPS卫星优 先于离覆盖区域中心点远的GPS卫星；在预测为不可见的GPS卫星中，离覆盖区域边界点近 的GPS卫星优先于离覆盖区域边界点远的GPS卫星。6. 根据权利要求1所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，步骤（4)进一步包括： (41) 获取当前时刻排序过的GPS卫星PRN号列表； (42) 判断可见GPS卫星个数是否大于预设数量阈值，若小于则执行步骤（43)，否则执 行步骤（44); (43) 根据所述GPS卫星PRN号列表将可见GPS卫星PRN号配置给星载GPS接收机的捕 获通道； (44) 根据可见GPS卫星的俯仰角和方位角选择相应可见GPS卫星组合，将所选GPS卫 星PRN号配置给星载GPS接收机的捕获通道。7. 根据权利要求6所述的星载辅助GPS方法，其特征在于，所述可见GPS卫星组合的选 择进一步为： (441)根据星载GPS接收机可配置捕获通道个数选择一至两颗俯仰角最接近正90度的 天顶可见GPS卫星； (442) 选择俯仰角为正、最接近O度且方位角分布均匀的多颗可见GPS卫星； (443) 组成可见GPS卫星组合。8. -种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS系统，其特征在于，包括：动力学轨道外推 模块、GPS卫星位置计算模块、可见GPS卫星计算模块以及捕获通道配置模块； 所述动力学轨道外推模块，用于根据低轨卫星动力学模型和J2000.0 坐标系下星载 GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换 到ECEF坐标系； 所述GPS卫星位置计算模块，用于根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS 卫星的位置； 所述可见GPS卫星计算模块分别与所述动力学轨道外推模块以及GPS卫星位置计算模 块相连，用于计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一 GPS卫 星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的 GPS卫星PRN号列表； 所述捕获通道配置模块与所述可见GPS卫星计算模块相连，用于根据所述GPS卫星PRN 号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行GPS卫星优先配置。
【专利摘要】一种基于动力学轨道外推的星载辅助GPS方法包括：1)根据低轨卫星动力学模型和J2000.0坐标系下星载GPS接收机最近一次定位结果进行轨道位置外推，获取星载GPS接收机的外推位置并转换到ECEF坐标系；2)根据有效GPS历书计算获取ECEF坐标系下所有GPS卫星的位置；3)计算同一历元时刻所有GPS卫星对星载GPS接收机的俯仰角，判断每一GPS卫星对星载GPS接收机是否可见，并按照可见性概率对所有GPS卫星进行排序，获取排序过的GPS卫星PRN号列表；4)根据GPS卫星PRN号列表对星载GPS接收机的捕获通道进行GPS卫星优先配置。本发明减少了星载GPS接收机的捕获搜索次数、提高了定位速度。
【IPC分类】G01S19/34, G01S19/28
【公开号】CN105005056
【申请号】CN201510443835
【发明人】尹增山, 朱淑珍, 何晓苑, 齐金玲
【申请人】上海微小卫星工程中心
【公开日】2015年10月28日
【申请日】2015年7月24日