专利名称：辅助运动物体朝向一也运动的目标导航的方法
技术领域：
本发明涉及辅助导航或辅助引航，目的是将一运动物体导向一能够运动的目标或更通常地导向一事先不知道其精确位置的目标。这种导航或引航在下文中被称为“相对导航”；该运动物体被称为“搜寻器”，搜寻器的目标即为上述目标。
本发明特别涉及如下应用-直升机或飞机在舰船或石油平台上降落，-空间会合，-水面舰船与潜水艇的会合，-一载运器追击另一载运器；-空中加油，-载运器编队运动，同时与领航载运器保持特定距离，-载运器向海上(对于舰船)信标或陆上(对于直升机或陆上载运器)信标的运动，尽管事先并不知道信标的位置，-向相对于一信标的方位已知的位置的运动，尽管信标自身位置未知。
所设想的这些应用是定位准确度为一主要参数的应用。
对于这些应用，迄今所提出的系统不够准确或需要过大的计算能力，以致于不允许具有足够的准确度的实时应用。对于飞机降落在航空母舰上，不难理解，计算必须以高准确度和高信息刷新速率实时地进行。
可采用如下程序一置于该目标上的基于卫星的定位接收器通过无线电向搜寻器发送其位置信息。搜寻器上的另一接收器计算其位置，并将两计算位置相减，以确定连接运动物体到目标的向量的分量。运动物体的驾驶员利用这些分量作为向目标驾驶的辅助。
由于影响接收器计算的位置信息的不确定性，此方案不令人满意。回想一下，这些位置是以依赖于(tied t0)由卫星发送信号的时钟波动的必然性进行计算的。
本发明提出一用于以最低成本简化搜寻器向目标相对导航的方案，此方案特别使利用计算能力有限的装置提供快速精确的相对导航信息成为可能。
本发明依靠于由目标发送至搜寻器的该目标接收器与该接收器可有效使用的每一卫星间伪距离的原始测量结果，以及卫星的标识。目标接收器不发送关于一陆地参考标记的任何其自身位置的计算结果。搜寻器自己测量伪距离，而后通过计算伪距离的差值而直接进行处理，以计算关于陆地参考标记的连接搜寻器到目标的相对位置向量的分量。
同样，目标可发送该目标与每一卫星间的相对伪速度的原始测量结果，而不发送任何关于一地面参考标记的速度计算结果。搜寻器接收到这些测量结果，计算伪速度的其自身测量结果与它自目标接收到的结果之间的差值，并直接对使运动物体与目标之间关于陆地一参考标记的相对速度的向量分量达到顶点的差值执行运算。
在实际中，陆地参考标记可是具有三个轴(经线轴，纬线轴和海拔高度轴)的本机地理参考标记。
相对位置和速度的计算将以该本机参考标记进行，如果目标将其空间方位角信息发送给搜寻器，可能在坐标变换之后与依赖于目标的一参考标记相关地显示一相对导航信息更准确地说，本发明提出了用于辅助一搜寻器向一目标引航的方法，使用与目标相关的第一基于卫星的定位接收器提供依赖于目标的位置和速度的位置和速度测量结果，与搜寻器相关的第二基于卫星的定位接收器提供依赖于搜寻器的位置和速度的位置和速度测量结果，并采用无线电传输装置从目标向搜寻器传送信息，此方法的特征在于该目标周期性地向搜寻器发送表示一指定时刻从n个不同卫星到目标的距离的伪距离的测量结果，这n颗卫星的标识，该测量的时刻值，目标与每一卫星间的相对伪速度的测量结果；其特征还在于采用第二接收器以执行伪距离、伪速度和测量时刻的周期性的测量，既由搜寻器使用，又由目标使用的p颗卫星在搜寻器中被确定，对于p颗卫星中的每一卫星，可对由搜寻器确定的伪距离和伪速度以及由目标接收到的伪距离和伪速度进行减法计算，并直接由这些差值计算得到关于与依赖于目标的一观测点与搜寻器之间的一陆地参考标记的相对位置和相对速度。
本发明还涉及一用于辅助一搜寻器向一目标引航的系统，包括在搜寻器中，一基于卫星的定位接收机和一用于一方面从目标接收依赖于目标位置的相对于n颗卫星的伪距离和伪速度的测量结果，另一方面接收这n颗卫星的标识的无线电接收装置，本系统的特征在于它包括在搜寻器中，一用于使用基于卫星的定位接收器来计算搜寻器相对于多颗卫星的伪距离和伪速度的装置，一用于确定既被目标使用又被搜寻器使用的卫星的装置，用于逐个卫星地对搜寻器和目标的伪距离测量结果及搜寻器和目标的伪速度测量结果进行减法计算的装置，和一用于直接从上述减法结果计算关于依赖于目标的一点与搜寻器之间的一陆地参考标记的相对位置和速度向量的装置。
在目标还向搜寻器发送关于其空间方位角的信息时，在车船上的系统该搜寻器还包括用于变换相对位置和速度向量的坐标并提供与依赖于目标的一参考标记相关的相对速度和位置指示的装置。
本发明的其它特征和优点在下面参考附图进行的详细描述中将逐步明了。附图中-
图1表示GPS接收器的通常结构；-图2表示本发明应用的范围实例；
-图3表示根据本发明从目标向搜寻器发送的一帧信息的实例-图4表示根据本发明所进行的操作的一通用流程图；以下对本发明进行更糟确的描述，实例为一飞机降落在舰船上，这对于飞机的驾驶员是特别难的操作，原因是目标尺寸太小，缺乏对关于陆地参考标记的精确位置的完全了解，以及可能由于其自身向前运动和海的作用(海涌，风)所引起的目标运动。
驾驶员尤其需要引航协助，以驶向目标。在着陆瞬间或很可能是飞机远离目标并在能见度极差的情况下搜索舰船时，这种协助是必要的。
本发明提出以一特定方式采用基于卫星的定位接收器，因此，首先在最广泛采用的GPS(全球定位系统)系统的情况下回顾这些接收器的操作原理。
GPS系统采用以相当高准确度确定的轨道环绕地球运动的一组卫星，即可以确定任一时刻任一卫星的位置。这些卫星发送含有导航数据和识别每颗卫星的代码的射频信号。这些代码调相一载波频率。GPS接收器，无论在地面或陆地上，空中或海上运载器上，能同时接收到来自几颗卫星的信号，准确计算到各卫星的距离，即伪距离，并由此推导出其关于一陆地参考标记的纬度、经度和海拔高度。还可由此导出以该GPS系统的时间参考标记接收的日期和精确时间。最后，由此通过多普勒测量可导出关于陆地参考标记的其自身速度向量。
在GPS系统中，每一卫星通过一对于该卫星是特定的并重复调制(例如每毫秒)由该卫星发送的载波频率的伪随机码被识别。有许多系统类似于GPS系统，尤其是GLONASS系统，该系统中也有伪随机码，但不用于识别单颗卫星。
伪随机码是一很长的代码(1.023MHz，即，一毫秒时为1023位)，其主要功能之一是可在远高于信号电平的噪声电平(例如30dB)从卫星中提取信号。此技术目前广为人知，被称作扩频传输。通过在接收器中在所接收信号和与期望在信号中发现的相同的一周期的伪随机码之间进行相关运算可从噪声中提取出信号。如果这些代码在时间上不一致，所接收到的信号与本机代码生成器所生成的本机代码不相关；如果它们几乎一致，则存在某些相关，并且一致程度越高，相关能量越大。因此可建立相关信号，使可能随动一本机代码发生器，直到本机代码与调制由卫星传输的信号的代码相一致。一代码随动环路可保持这种一致。
伪随机代码由卫星在相当精确的时刻(在接收器为已知)发送。采用相关运算来确定此接收器中代码到达的时刻特征时刻或本机代码传输的信号出现时间被确定，并且由于当建立最大相关时，此本机代码与所接收代码一致，这一时刻表示所接收代码的到达时刻。卫星传输代码的时刻与接收器接收代码的时刻的差值可确定信号在卫星与接收器间的传输时间。假定信号的传输速度是光速，则可计算出伪距离，即接收机到特定卫星间的距离。对另外两颗卫星进行相同的运算可通过三角测量来确定接收器相对于三颗卫星的精确位置(如果三颗卫星的位置是已知的)。
通过采用第四颗卫星，可消除接收器的时钟偏差，接收器的时钟不如卫星时钟准确。除接收器的位置外，还可以GPS卫星的时间参考标记计算该位置测量的准确时间。
每一卫星在任一时刻的位置是已知的它是从存贮于接收器并由卫星广播的导航消息所更新的表计算出的。任一时刻卫星的速度也可由上述表计算出。
从四颗卫星的信号可推导出，接收器相对四颗卫星的时间和距离。同时，通过坐标变换，可以固定的陆地参考标记获取接收器的位置。
同样，接收器的速度可由这些卫星所发送的射频信号的载频上的多普勒效应的测量中计算出。因此可计算伪速度，也就是沿着连接该卫星到接收器的导向轴方向，接收器相对于每颗卫星的相对速度。四颗卫星对于消除时间的混淆是必要的。四个不同的相对速度向量在连接该接收器到四颗卫星的导向轴上获取。通过简单计算，由这四个速度向量和下述信息可以确定沿着相对于陆地参考标记的三个轴的接收器的速度。
-相对于一固定陆地参考标记(经度、纬度、海拔高度)的接收器/卫星导向轴的方向；这些方向通过特定时刻接收器的获知的位置和同一时刻每一卫星的位置来获取。
一此时这些卫星相对于该陆地参考标记的单个速度。
如果采用多于四颗的卫星，可获取冗余信息条目。这是对于特别用于航空中的专业级接收器的情况。这一信息冗余条目可除去提供缺陷信息条目的卫星。由于和所执行的测量组不一致，该信息条目被认为是有缺陷的。
多于四颗卫星时，位置计算更为复杂，通常用最小二乘法来近似，以找到最符合对不同卫星所获取的测量组的点。
图1概述了GPS接收器的基本原理。该接收器包括一射频部分，包括天线A1，射频放大器20和各种相关滤波电路，频率转换电路30，和模/数转换器40。该转换器可以提供将在数字信号处理电路50中处理的相对低频的数字信号。该电路由微处理器60、相关计算和控制软件所控制。
微处理器60有两个功能-一方面，它从数字信号处理电路50所提供的数字数据中计算由数字信号处理电路50所使用的数字数据；尤其是，它执行数字处理电路50中的数字随动环路所要求的数字计算；-另一方面，它为用户提供对位置、时间和速度进行计算的确定结果，也就是说，提供到数字显示屏上或送到至其他需要该结果的装置的数字总线上。
显然，这两个功能可由两个独立的处理器完成。在具有单一微处理器60的实施例中，表述如下总线70，用于在微处理器60、处理电路50、输入/输出外围设备80、工作存储器90、和含有该微处理器的操作所需要的程序的程序存储器100之间进行交换。
简要地说，该数字信号处理电路或者包括一单一处理信道，来自不同卫星的信息以多路复用方式被处理，或者较佳地包括几条各在一特定卫星上的并行工作的信道。
每条通道包括一双随动环路载波相位随动和代码相位随动。
该载波相位环路基本上采用带有数字相位控制的本机振荡器，它通过考虑影响由卫星传输的载频的多普勒效应以对应变换载频的频率提供一周期的(锯齿)数字相位，该多普勒效应是根据随动环路的存在而给予考虑的。微处理器60计算一载波相位误差信号；该信号用于控制本机振荡器，以便使本机载频随动从卫星接收的载频。
代码随动环路包括一由具有数字相位控制的振荡器所驱动的本机代码发生器。这样可能使本机代码随动自卫星所接收的代码，并能够随后确定所随动的本机代码的精确时间位置。本机代码与从卫星所接收的代码相关联；相关信号由微处理器进行计算，并用于随动该环路，以便使本机代码与从卫星所接收的代码同步。
两个随动环路，代码环路和载波环路，考虑载波频率和代码中的多普勒频率偏移，这是由飞机和所检测卫星的相对运动引起的。该多普勒偏移在这些环路中是可测量的。
GPS时间和位置计算是在特定测量时刻在随动环路的状态的基础上进行的。此时两数字相控振荡器的相位的准确状态被读取。
接收器中所设置的随动环路起作用，以便将本机频率锁定到从卫星所接收的载波频率上。该本机频率与由卫星发送的已知稳定频率间的偏移指示了多普勒偏移且因此卫星速度和接收器速度在连接卫星到接收器的轴向上的差值。
结果，在对伪随机代码进行测量的基础上，计算相对于陆地参考标记的被称作为“解出位置”的一位置；而且，在对载频进行测量的基础上，计算相对于陆地参考标记的速度。
图2表示本发明应用的范围实例一航空母舰或一直升飞机母舰构成将由一运动物体或“搜寻器”M(是一需要着陆的飞机或直升机)要到达的目标C。第一个GPS接收器和无线电传输装置与该目标相关联。这个接收器可能确定该目标相对于陆地参考标记的绝对位置(具有GPS系统所允许的准确度，即可能具有较低的准确度在这点上回顾一下，准确度会因为卫星时钟的波动而被故意劣化)。
该目标的GPS接收器可计算其自身位置，也可以间接计算与GPS天线位置隔离开被称作为“杠杆臂”的向量A1G的理想着陆点G的位置。点G的绝对位置取决于固定且已知的向量A1G和舰船的以其航向、转角和俯仰角表示的方位角。这最后三个参数在舰船中由不同的舰上仪表确定(它们可由该舰上两个GPS接收器之间的差分测量确定)。
注意，在此类应用中，即使与目标相关联的接收器被放置于点G处，这可能会造成一些实际困难，飞机通常需要确定舰船的航向，以便从后面或适当指定的方向着陆。该条目信息将必须通过无线电传给飞机。因此，在也传送关于杠杆臂A1G(将天线与观测点隔离开)的信息中无任何不便。因此，该天线可置于就其自己操作而言的最好位置，通常是在舰船的桅杆上，可能位于距离观测点G几十米的地方。
飞机包括其自身的GPS接收器和用于接收由目标发送的信息的接收装置。
然而，取代目标发送由GPS接收器计算的相对于陆地参考标记的位置，根据本发明可建立用于仅发送相对于卫星的距离的原始测量(也称为伪距离)，以及它所使用卫星的标识的规定。
对于飞机也作规定，以利用这些伪距离的原始测量，从对相应的卫星距其自身的伪距离的原始测量中减去上述值，并通过采用通常用于计算关于陆地参考标记的绝对位置的同一位置求解方程直接进行飞机相对于目标的相对位置的计算。
因此，这一处理将在飞机的GPS接收器中进行，它将作略微改动，以便能够利用相同计算装置给出这一相对位置，由于它已具备计算绝对位置的能力。
因此，为获取相对位置所要求的附加计算能力是非常有限的，结果可以高速例如10赫兹提供相对位置测量，这是此类应用所要求的。
以相同的方式，该目标发送其伪速度的原始测量(沿连接接收器到该卫星的导向轴的该接收器与卫星间的相对径向速度)。飞机的无线电接收器接收该信息，将其发送到GPS接收器，该GPS接收器从自身的伪速度的测量中减去其，并直接计算关于陆地参考标记的运动物体/目标相对速度向量。
图3示出了自目标至飞机发送的一帧无线电信息的实例。
例如该帧在帧头和帧尾间依次包括下列信息细目-连续地用于目标接收器的n条信道的各信道(j=1到n)-第j颗卫星的编号(5位)；-卫星有效信息条目(1位)；-所测的相对于该卫星的伪距离(24位)；-所测的相对于该卫星的伪速度(20位)；-其后为测量时间dT1，在一特定测量中对n颗卫星是一致的(25位)；-辅助信息区，对于不同帧，其特性不同，原因是该信息稍有改变；例如涉及向量A1G和航向、转角、俯仰角的信息可分段发送，分布在该信息区的多个帧中。
-所发送信息条目的完整性校验位。
如果帧频率为10赫兹，信息发送的位速率可达6000位/秒的量级。
飞机的无线接收器校验所发送信息的完整性，并将所有该信息发送到进行下列操作的飞机的GPS接收器-存储自目标接收的集成信息，覆盖上一帧的信息(当然，需要多帧以便被完全发送的附加信息除外)的一新帧；-在时刻T2飞机对于m颗卫星的伪距离Pdmi和伪速度Pvmi(i=1到m)的自测；-确定目标和飞机共用的卫星；-对着陆点的求解，以便确定飞机的绝对位置和时间T2，最好通过仅采用公共卫星实现上述求解。
-通过外推法更新在时刻T1(在消息中发送)所作的该目标的测量结果，以便重新校准(realign)T2时刻目标的测量结果；获知目标相对于卫星i的伪速度Pvci,T2时刻的伪距离Pdi相对T1时刻通过(T2-T1)Pvci值被修正。
-对目标与飞机的伪距离测量结果进行相减，它们在T2时刻被重新校准，并进行伪速度测量结果的减法。这些减法仅对T1时刻由目标所使用的以及T2时刻由飞机所使用的公共卫星执行。对其中任一接收器无效的卫星被排除。
-对于陆地参考标记的相对位置和相对速度的直接计算，使用相减的结果作为输入数据，对与在飞机的接收器中计算PVT点(位置，速度，时间)相同的同一方程进行求解；在此计算中，使用所计算的中间结果用于对飞机的点进行求解，以便这些中间值(随每一新的测量而变化)对于计算绝对位置和速度与计算相对位置和速度起同样作用；-合理修正以给出相对于观测点G，而不是相对于点A1的相对位置；-合理变换坐标，以给出相对于依赖于目标的一参考标记，而不是相对于固定陆地参考标记的一相对位置(特定地相对于舰船的纵向轴)；-以适合于帮助引航的形式(书面信息或导航十字线等)给驾驶员显示结果；目标和飞机的伪距离和伪速度的原始测量结果是由一标准GPS接收器计算的结果。可以理解，如果所采用的接收器是包括例如基于载波的代码平滑电路的复杂接收器，则伪距离的原始测量结果是平滑的测量结果，并且后者是通过无线电发送的。基于载波的代码平滑是一常规方案，提供通过伪距离实际测量被修正的伪速度的积分(成比例或成比例且积分修正)作为伪距离的测量结果。在所有情况下，沿每一卫星轴的伪距离和伪速度测量结果被发送，而无关于陆地参考标记所解得的测量结果，除涉及的时间(时间是一解得的测量结果，但其准确度可能小于被探寻的相对位置的准确度)。
为获取关于陆地参考标记的绝对位置或绝对速度所进行的计算如下设Z为具有p个分量Zj(j=1到p)(分别代表相对于目标和飞机共用的p颗卫星的测量结果)的向量。对于位置计算，Z是具有p个伪距离的向量，对于速度计算，Z是具有p个伪速度的向量。原理是相同的，下面考虑位置计算设X为具有四个表示探寻的绝对位置(解得位置)的分量(x,y,z,t)的状态向量；前三个分量表示实际位置，例如用经度、纬度和海拔高度表示，第四个分量表示测量时间。
矢量X是方程Z=H.X(1)的解其中，H是n×4方向余弦矩阵，即n行四系数Cjx,Cjy,Cjz,1(j=1到p)的一矩阵。
系数Cjx,Cjy,Cjz，代表第j导向轴与陆地参考标记的OX,OY,OZ轴间的夹角的余弦(经度，纬度，海拔高度)(O为GPS接收器的位置)。
这些卫星的不同轴的测量误差表明，如果多于四颗卫星，方程Z=H.X容许无解析解，这是通常的情况。
通常固定一附加准则，以找到最满足方程Z=H.X的向量X。该准则通常是最小二乘方准则使投射到导向轴(接收器-卫星轴)的探寻点X与沿这些轴的所测得的位置(Zj)间距离的和最小。
在此情况下，可得出方程Z=H.X有下列解X=(HT.H)-1.HT.Z (2)HT是矩阵H的转置。
该解可通过矩阵乘法和逆变运算被计算得出。计算的最长部分是(HT.H)-1.HT的计算，它随于每一次新的测量而变化。为提供绝对PVT点而由搜寻器的GPS接收器所执行的计算结果立即被该接收器再使用，以基于同一公式(2)执行相对位置Xr的计算，利用刚计算的(HT.H)-1.HT的结果，并用p个差分伪距离(或伪速度)Srj的向量Sr而不是向量Z作为输入数据。这些差分伪距离或伪速度Srj是逐颗卫星的目标与搜寻器间伪距离(或伪速度)的相减结果。
所探寻的相对位置，即相对目标的搜寻器的位置，根据如下公式，通过关于陆地参考标记的四维相对位置向量Xr而被定义，公式如下Xr=(HT.H)-1.HT.Sr (3)假设X的计算不必通过矩阵逆变而被执行，且通常是通过迭代逼近算法而被执行，Xr的计算也可按照同一算法而被迭代执行，并且用与X的计算相同的中间计算，但采用结果Srj取代分量Zj作为输入数据。
对于每颗卫星，迭代计算包括一连串计算重校准增益Kj的计算；中间系数Pj(在下一步中用于重校准增益的计算)的矩阵和基于Kj-1,Zj及前一估算值Xj-1对位置Xj的估算值的计算。
一般地，在该迭代法中，最长的计算是重校准增益的计算。由于该计算由飞机的接收器完成，以确定其绝对位置，根据本发明，采用该计算是为了计算飞机相对于目标的相对位置此后伪距离(或伪向量)相减的p个结果Srj的向量Sr被用作为测量向量，并且在步骤j中，同一重校准增益Kj被使用，将其应用于该向量Sr，而不是用于向量Z。
因此，在迭代的每一步，相对位置Xrj的估算值在Kj-1,Srj和Xrj-1的基础上被计算，以便在迭代的最后一步最终获取飞机相对于目标的相对位置的向量Xr，具有关于陆地参考标记的四个维度。
用于获取一相对位置的额外计算量很小。同时，由于它消除了卫星时钟的波动误差(因为所进行的计算是直接基于伪距离的相减值的)，该位置很准确。对于相对速度的计算，也是同样的。
一般地，重校准增益的迭代计算可通过下列运算完成名称Zj测量向量的第j个分量Xj迭代的第j步的状态(位置或速度)向量的的估算值，Pj第j步的4×4系数矩阵，Kj第j步的4×1重校准增益向量，σj用于j轴上测量的估算的噪声分量，Hn颗卫星的方向余弦的n×4矩阵，(H)<j>该矩阵的第j行，(H)<j>T该矩阵第j行的转置，迭代公式如下Kj=Pj-1.(H)<j>T.[(σj)2+(H)<j>.Pj-1.(H)<j>T]-1Pj=Pj-1-Kj.(H)<j>.Pj-1
Xj=Xj-1+Kj-[zj-(H)<j>.Xj-1]因此，该方法在任一迭代步骤j包括三个运算，其中，j由1到p(p是同时由搜寻器和目标使用的卫星数目)变化，即其中j表示一特定导向轴A、增益Kj的计算，用Kj=Pj-1.(H)<j>T.[(σj)2+(H)<j>.Pj-1.(H)<j>T]-1Pj是第j步所计算的系数矩阵；由此，Pj-1是上一步的系数矩阵。
σj2是用于j轴上测量的估算的噪声分量。
该噪声是一预先已知或预先估计的的数据，主要来自-“选择可用性”(即SA)误差，这是影响卫星的时钟偏差，该偏差的幅度由卫星本身在导航消息中给出，-大气传播误差，-通过直接提供该噪声的滤波器在接收器中所估计的相关噪声矩阵P0最初是一具有大系数(例如105)的对角矩阵。
B、矩阵Pj的计算，用Pj=Pj-1-Kj.(H)<j>.Pj-1其中，Xj是迭代的步骤j中估算的四维状态向量，Zj是位置测量向量的第j个分量，即在导向轴j上的测量结果。
因此，根据本发明提出通过相同公式计算连续估计量Xrj，用Xrj取代Xj，用Srj取代Zj，并重新使用Pj和Kj的中间计算结果。
相对位置或速度的状态向量Xr定义搜寻器相对于点A1(点A1对应于目标的接收器天线)的位置。可能执行转换以获取相对于参考点G的位置，向量A1G的分量以通过无线电发送的该帧中辅助信息的名义从目标发送到搜寻器。
而且，在搜寻器通过无线电接收来自目标的关于后者空间方位角(尤其是航向，也可能为转角和俯仰角)的信息的情况下，搜寻器较佳地完成坐标变换，这一坐标变换产生相对于点G的与相对于目标是固定的若干轴的一参考标记有关而不以一固定的陆地参考标记的相对位置。这对于例如，将一飞机着陆在舰船上是非常重要的。
最后，当所观测到的点G被与天线的中心A1分隔开杠杆臂向量A1G时，也可设想杠杆臂修正量由接收器本身进行计算，置于目标上，这些修正量被应用到伪距离测量结果，以便直接发送修正的伪距离测量结果，也就是说定心在点G上的测量结果，取代分别发送定心于点A1的伪距离测量结果和杠杆臂空间方位角信息的测量结果。搜寻器直接利用修正的测量结果，表示点G和所观测到的每颗卫星之间的伪距离，以计算其相对于点G的位置。
注意本发明在搜寻器得知(或通过无线电自目标接收到)定义待被观测到的精确点G的向量A1G的分量的条件下，即使在参考点G在物理上不依赖于载有天线A1的目标的情况中也可应用。例如，可以设想一应用，其中目标是落于某一点的GPS信标，该点是事先未知的，静止的或运动的，但将用作为基本参考点，由搜寻器观测到的点是一通过一预定向量在数学上而并非在物理上依赖于目标的点。因此，在特定应用中该信标能为多个运动物体定义全球自动导航(homing-in)点，但每一运动物体必须到达与自动导航点不同的特定点，以便每一搜寻器观测到一不同点。不同的观测到的点根据相对于信标的相对位置被预先定义。
权利要求
1.用于辅助一搜寻器向一目标引航的方法，使用与该目标相关的第一基于卫星的定位接收器以提供依赖于该目标位置和速度的位置和速度测量结果，与该搜寻器相关的第二基于卫星的定位接收器以提供依赖于该搜寻器位置和速度的位置和速度测量结果，并使用无线电传输装置以自该目标向该搜寻器发送信息，该方法特征在于该目标周期性地向该搜寻器发送表示在一指定时刻从n个不同卫星到该目标的距离的伪距离的测量结果，该n颗卫星的标识，该测量的时刻值，该目标与每一卫星间的相对伪速度的测量结果；其特征还在于采用第二接收器以执行伪距离、伪速度和测量时刻的周期性的测量，既由搜寻器使用，又由该目标使用的p颗卫星在搜寻器中被确定，对于p颗卫星中的每一卫星，由搜寻器确定的伪距离和伪速度以及由目标接收到的伪距离和伪速度被进行减法计算，并直接由这些差值计算得到关于依赖于该目标的一观测点与该搜寻器之间的一陆地参考标记的相对位置和速度向量。
2.根据权利要求1的方法，其特征在于该搜寻器从该目标接收关于连接该目标的定位接收器天线与该观测点的一向量的分量的信息，该搜寻器的接收器首先执行相对于该天线的相对位置的计算，然后执行相对于该观测点的相对位置的计算。
3.根据权利要求1和2中任何一个的方法，其特征在于该搜寻器自该目标接收关于该目标的空间方位角的信息，并计算与相对于该目标被固定的一参考标记相关地该搜寻器与该观测点间的相对位置。
4.根据权利要求1和2中任何一个的方法，其特征在于观测点(G)被与该目标的接收器天线中心(A1)隔离开杠杆臂A1G，与该目标相联系的接收器计算并向搜寻器发送修正的伪距离的测量结果，该些伪距离是点G与所观测的每一卫星之间的伪距离。
5.根据权利要求1和4中任何一个的方法，其特征在于该搜寻器的接收器通过执行随每一新位置测量而变化的中间计算来计算一给定时刻的该搜寻器的绝对位置，其特征还在于它使用这些中间计算的结果以直接确定在同一测量时刻相对于该目标的相对位置。
6.用于辅助一搜寻器向一目标引航的系统，包括在该搜寻器中，一基于卫星的定位接收器和用于一方面从该目标接收依赖于该目标位置的相对于n颗卫星的伪距离和伪速度的测量结果，另一方面接收这n颗卫星的标识的无线电接收装置，本系统的特征在于它包括在该搜寻器中，用于使用该基于卫星的定位接收器来计算该搜寻器相对于n颗卫星的伪距离和伪速度的装置，用于确定既被该目标使用又被该搜寻器使用的p颗卫星的装置，用于对p颗卫星中的每颗卫星，将该搜寻器和该目标的伪距离的测量结果及该搜寻器和该目标的伪速度的测量结果进行相减的装置，和用于直接从上述减法结果计算关于依赖于该目标的一点与该搜寻器之间的一陆地参考标记的相对位置和速度向量的装置。
全文摘要
本发明涉及辅助导航或辅助引航,目的是将一运动物体导向一事先不知道其精确位置的目标,尤其是运动目标。本发明提出运动物体和目标采用基于卫星定位的接收器,但不是将由目标所计算的位置发送给运动物体,而仅是将目标与卫星之间的伪距离和伪速度测量结果连同所采用卫星的标识发送给运动物体(通过无线电)。采用运动物体接收器来执行伪距离、伪速度和测量时刻的周期性的测量,即被搜寻器使用又被目标使用的p颗卫星在搜寻器被确定,对于p颗卫星中的每一颗,对由搜寻器所确定的伪距离和伪速度以及由目标接收的上述值进行相减,从这些减法结果直接计算关于依赖于该目标的一观测点与该搜寻器之间的一陆地参考标记的相对位置和速度向量。其应用是飞机或直升机在舰船、空中、海上的降落或空中会合,载运装置自动导航到信标等。
文档编号G01S5/00GK1228844SQ9719761
公开日1999年9月15日 申请日期1997年9月2日 优先权日1996年9月3日
发明者帕特里斯·吉亚尔 申请人:塞克斯丹航空电子公司