一种适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法技术

本发明专利技术涉及一种适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法。该方法在原有电文的基础上将伪卫星的位置参数作为星历信息填入导航电文，其它参数都不改变，相应的对接收机的接收算法也只改变轨道升交点赤经对时间的变化率的比例因子，使得使用该方法下的伪卫星进行导航定位解算出的卫星位置相对于地面位置不变，能够迅速完成导航定位，实现室内外导航定位全天候无缝衔接，解决了目前使用的导航电文不能够模拟出相对地面静止的问题。

A pseudo satellite navigation message simulation method for indoor positioning navigation

The invention relates to a pseudo satellite navigation message simulation method suitable for indoor positioning navigation. The position parameters of the method in the original message based on the pseudo satellite ephemeris information as in the navigation message, other parameters are not changed, the receiver receiving algorithm corresponding only to change the orbit of up scaling factor node remain the time rate of change, making use of the method of pseudo satellite navigation is calculated under the the position of the satellite relative to the ground position, navigation and positioning can be completed quickly, to achieve all-weather indoor and outdoor navigation seamless, solves the navigation message currently used can not simulate the relative stationary problem.

【技术实现步骤摘要】
一种适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法
本专利技术涉及通信领域，具体涉及一种适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法。
技术介绍
卫星导航系统为用户提供了全天候实时导航、定位与授时服务，其应用几乎涉及国防建设和经济社会的各个领域。目前室内定位技术多种多样，基于伪卫星的室内定位是其中一种，伪卫星也就是地面上的模拟卫星信号发生器，通用的伪卫星定位原理与GPS卫星相同，比如澳大利亚locata公司研制的locata定位系统，它使用完全特定的导航电文和定制的接收机接收所模拟的GPS信号来定位。根据现有GPS定位原理，接收机实现GPS单点绝对定位所要具备的条件是获得从卫星到接收机的距离测量值以及计算出GPS卫星的空间位置坐标。距离测量值是通过接收机从导航信号中获得码相位测量值得出，卫星空间坐标是通过接收机对导航电文中的星历进行解析得出，得到码相位测量值与卫星坐标之后进行定位解算便可以得出接收机坐标，从而完成定位。现有的伪卫星都是使用自定义格式的导航电文，与现有GPS系统导航电文不一样，现有的伪卫星系统导航定位都使用特定结构的接收机，不能使用市场上的通用GPS信号接收机，这给实际的应用场景带来了很大局限性，也带来了成本上的提升。同时使用现有的GPS导航电文解算出的卫星位置时刻都在变化，这不能满足实际使用的伪卫星位置是固定的情况，并且现有伪卫星系统使用起来繁琐，已逐渐地不能满足人们的需要。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种适用于室内导航定位的伪卫星导航电文模拟方法，在原有电文的基础上将伪卫星的位置参数作为星历信息填入导航电文，其它参数都不改变，相应的，对接收机的接收算法也只改变轨道升交点赤经对时间的变化率的比例因子，使得使用该方法下的伪卫星进行导航定位解算出的卫星位置相对于地面位置不变，能够迅速完成导航定位，实现室内外导航定位全天候无缝衔接，解决了目前使用的导航电文不能够模拟出相对地面静止的问题。本专利技术解决上述技术问题的技术方案如下：一种适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法，包括以下步骤：(1)根据星历参考时间toe计算规化时间tk,以及根据开普勒第三定律计算卫星的平均角速度n；(2)根据规化时间tk和平均角速度n，计算信号发射时刻的平近点角Mk；(3)根据平近点角Mk和星历参数es，计算信号发射时刻的偏近点角Ek；(4)根据偏近点角Ek与星历参数es，计算信号发射时刻的真近点角vk。(5)根据真近点角vk，计算信号发射时刻的升交点角距Φk；(6)根据升交点角距Φk，计算信号发射时刻的二次谐波摄动校正项δuk,δrk,δik；(7)根据二次谐波摄动校正项δuk,δrk,δik，计算摄动校正后的升交点角距uk、伪卫星矢径长度rk和轨道倾角(8)根据升交点角距uk和伪卫星矢径长度rk，计算信号发射时刻伪卫星在轨道平面的位置(x′k,y′k)；(9)计算信号发射时刻的升交点赤经Ωk，根据升交点赤经Ωk和伪卫星在轨道平面的位置(x′k,y′k)，计算伪卫星在WGS-84地心地固坐标系中的坐标(xk,yk,zk)，得到伪卫星坐标值，以模拟生成伪卫星导航电文。本专利技术的有益效果是：1.只对现有的GPS卫星导航电文中的部分参数进行更改，将伪卫星的位置参数作为星历信息填入导航电文，其它参数不改变，简单方便。2.相比于其他的伪卫星室内定位系统，使用该专利技术提供的导航电文模拟方法的室内导航定位系统，能够解算出真实伪卫星的位置，实现室内外无缝衔接导航定位；3.定位结果精确，成本低廉，功能完整，用户体验好。在上述技术方案的基础上，本专利技术还可以做如下改进。进一步，所述步骤(1)中的计算规化时间tk，具体计算公式为，tk＝t-toe其中，toe为星历参考时间，tk为相对于toe的规化时间，t为计算伪卫星位置时刻，即当前时刻，是根据当前时刻t与星历参考时间toe来计算规化时间tk。当计算得到的tk大于302400s时，则tk应该减去604800s，当tk小于-302400s时，则tk加上604800s。所述步骤(1)中的计算卫星的平均角速度n，根据开普勒第三定律不同行星绕太阳运动的公转周期的平方分别与它们的轨道长半径的立方成正比，其公式为，其中，T为公转周期，as为轨道长半径，M为太阳质量，G为引力常数；令n0代表卫星的平均角速度，则由此可得其中，u为常数，计算可知n0为1.458555*10^(-4)，校正之后的卫星平均角速度n为n＝n0+Δn将Δn置0处理，可得n＝n0采用上述进一步方案的有益效果是使得n取得最小值，从而使得下一步计算中的Mk与时间的关系不大。进一步，所述步骤(2)中的根据规化时间tk和平均角速度n，计算信号发射时刻的平近点角Mk，具体计算公式为，Mk＝M0+ntk令轨道长半径as等于ICD文件所要求的最大值的极限条件，则Mk＝M0，其中，M0为星历给出的平近点角。采用上述进一步方案的有益效果是使得计算出的平近点角Mk的大小与时间无关。进一步，所述步骤(3)中根据平近点角Mk和星历参数es，计算信号发射时刻的偏近点角Ek，具体计算公式为，Ek＝Mk+essin(Ek-1)其中，es为轨道离心率，k＝1、2、3……为迭代次数，在第一次迭代中，E的初始值可设为M。进一步，所述步骤(4)中计算信号发射时刻的真近点角vk，具体计算公式为，椭圆的极坐标方程为，由开普勒轨道模型的几何关系可知，ascosEk＝ases+rcosv可得：解得真近点角vk进一步，所述步骤(5)中计算信号发射时刻的升交点角距Φk，具体计算公式为，将星历给出的ω代入下式，Φk＝vk+ω其中，ω为轨道近地角距。进一步，所述步骤(6)中计算信号发射时刻的摄动校正项δuk,δrk,δik，具体计算公式为，将星历参数中的矫正量Cuc,Cus,Crc,Crs,Cuc,Cis置0，可得，δuk＝Cussin(2Φk)+Cuccos(2Φk)＝0δrk＝Crssin(2Φk)+Crccos(2Φk)＝0δik＝Cissin(2Φk)+Ciccos(2Φk)＝0其中，δuk,δrk,δik分别为升交点角距二次谐波摄动校正量、轨道半径二次谐波摄动校正量和轨道倾角二次谐波摄动校正量；Cuc为升交点角距余弦调和校正振幅；Cus为升交点角距正弦调和校正振幅；Crc为轨道半径余弦调和校正振幅；Crs为轨道半径正弦调和校正振幅；Cic为轨道倾角余弦调和校正振幅；Cis为轨道倾角正弦调和校正振幅。进一步，所述步骤(7)中计算摄动校正后的升交点角距uk、伪卫星矢径长度rk和轨道倾角具体计算公式为，uk＝Φk+δukrk＝as(1-escosEk)+δrk其中，as,为卫星轨道长半轴；es为轨道离心率；i0为星历参考时间时的轨道倾角；为轨道倾角对时间的变化率，Φk代表信号发射时刻的升交点角距；Ek为偏近点角，δuk,δrk,δik为摄动校正项。进一步，所述步骤(8)中计算信号发射时刻伪卫星在轨道平面的位置(x′k,y′k)，通过以下公式得到坐标(x′k,y′k)x′k＝rkcosuky′k＝rksinuk其中，x′k,y′k分别代表伪卫星在轨道平面的横坐标与纵坐标，rk代表伪卫星矢径长度，uk代表计算摄动校正后的升交点角距。进一步，所述步骤(9)中计算信号发射时本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)根据星历参考时间t

【技术特征摘要】
1.一种适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)根据星历参考时间toe计算规化时间tk,以及根据开普勒第三定律计算卫星的平均角速度n；(2)根据规化时间tk和平均角速度n，计算信号发射时刻的平近点角Mk；(3)根据平近点角Mk和星历参数es，计算信号发射时刻的偏近点角Ek；(4)根据偏近点角Ek与星历参数es，计算信号发射时刻的真近点角vk；(5)根据真近点角vk，计算信号发射时刻的升交点角距Φk；(6)根据升交点角距Φk，计算信号发射时刻的二次谐波摄动校正项δuk,δrk,δik；(7)根据二次谐波摄动校正项δuk,δrk,δik，计算摄动校正后的升交点角距uk、伪卫星矢径长度rk和轨道倾角(8)根据升交点角距uk和伪卫星矢径长度rk，计算信号发射时刻伪卫星在轨道平面的位置(x′k,y′k)；(9)计算信号发射时刻的升交点赤经Ωk，根据升交点赤经Ωk和伪卫星在轨道平面的位置(x′k,y′k)，计算伪卫星在WGS-84地心地固坐标系中的坐标(xk,yk,zk)，得到伪卫星坐标值，以模拟生成伪卫星导航电文。2.根据权利要求1所述的适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法，其特征在于，所述步骤(1)中的计算规化时间tk，具体计算公式为，tk＝t-toe其中，toe为星历参考时间，tk为相对于toe的规化时间，t为计算伪卫星位置时刻，即当前时刻，是根据当前时刻t与星历参考时间toe来计算规化时间tk。当计算得到的tk大于302400s时，则tk应该减去604800s，当tk小于-302400s时，则tk加上604800s。所述步骤(1)中的计算卫星的平均角速度n，根据开普勒第三定律不同行星绕太阳运动的公转周期的平方分别与它们的轨道长半径的立方成正比，其公式为，其中，T为公转周期，as为轨道长半径，M为太阳质量，G为引力常数；令n0代表卫星的平均角速度，则由此可得其中，u为常数，计算可知n0为1.458555*10^(-4)校正之后的卫星平均角速度n为n＝n0+Δn将Δn置0处理，可得n＝n0。3.根据权利要求2所述的适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法，其特征在于，所述步骤(2)中的根据规化时间tk和平均角速度n，计算信号发射时刻的平近点角Mk，具体计算公式为，Mk＝M0+ntk令轨道长半径as等于ICD文件所要求的最大值的极限条件，则Mk＝M0，其中，M0为星历给出的平近点角。4.根据权利要求3所述的适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法，其特征在于，所述步骤(3)中根据平近点角Mk和星历参数es，计算信号发射时刻的偏近点角Ek，具体计算公式为，Ek＝Mk+essin(Ek-1)其中，es为轨道离心率，k＝1、2、3……为迭代次数，在第一次迭代中，E的初始值设为M。5.根据权利要求4所述的适用于室内定位导航的伪卫星导航电文模拟方法，其特征在于，所述步骤(4)中计算信号发射时刻的真近点角vk，具体计算公式为，椭圆的极坐标方程为，由开普勒轨道模型的几何关系可知，ascosEk＝ases+rcosv可得，解得真近点角vk6....

【专利技术属性】
技术研发人员：李占营，吕飞仁，雷乔，林静然，肖文平，
申请(专利权)人：格星微电子科技成都有限公司，
类型：发明
国别省市：四川,51