分享
分享赚钱 收藏 举报 版权申诉 / 82

类型GPS软件接收机基础.pdf

  • 上传人:精品资料
  • 文档编号:10652878
  • 上传时间:2019-12-15
  • 格式:PDF
  • 页数:82
  • 大小:1.88MB
  • 配套讲稿:

    如PPT文件的首页显示word图标,表示该PPT已包含配套word讲稿。双击word图标可打开word文档。

    特殊限制:

    部分文档作品中含有的国旗、国徽等图片,仅作为作品整体效果示例展示,禁止商用。设计者仅对作品中独创性部分享有著作权。

    关 键  词:
    GPS软件接收机基础.pdf
    资源描述:

    1、 4 第 2 章 坐标系统和时间系统 GPS 卫星环绕地球运行, 卫星的观测量是卫星位置 /速度和接收机位置 /速度函数,为了能够描述观测量,有必要定义适宜的坐标系统和时间系统。 2.1 参考坐标系统 2.1.1 地心惯性坐标系统 (ECI) 为了测量和确定 GPS 卫星的轨道,使用地心惯性坐标系统是很方便的6。在 ECI 系统中,原点位于地球的质心, GPS 卫星遵循牛顿的运动和引力定律。在一个典型的 ECI 坐标系中, xy 平面选为与地球的赤道面重合, x 轴相对于天球永久固定地指向某一方向, z 轴垂直于 xy 平面指向北极点, y 轴的选择使得坐标系构成一右手坐标系。地面站确定与预测

    2、 GPS 卫星的轨道就是在 ECI 坐标系中进行的。 地球的形状是一个扁状的椭球,由于日月对于地球赤道的突出部分的引力作用,使得地球的赤道面相对于天球运动。因为 x 轴的定义是相对于天球的,而 z 轴的定义是相对于赤道面的,这样地球运动的不规则性将使得如上定义的ECI 系统并非真正的惯性系统。此问题的解决办法为:定义某一瞬间的坐标轴指向。 GPS 的 ECI 坐标系统以 UTC( USNO)时间 2000 年 1 月 1 日凌晨的赤道面方向作为其基准, x 轴选为由地球质心指向春分点方向, y 轴和 z 轴的定义和上面一样。由于坐标轴的指向是固定的,因此以此种方式定义的 ECI 坐标系统对于

    3、GPS 来说可以认为是惯性的。 2.1.2 地心地固坐标系统 (ECEF) GPS 接收机的位置计算常在一个随地球旋转的坐标系统中进行,此种坐标系统称为地心地固坐标系统。在这样的坐标系统中,可方便地计算接收机的纬度,经度和高度。如同 ECI 坐标系统一样, GPS 使用的 ECEF 坐标系统的 xy平面也与地球的赤道面重合。不同的是,在 ECEF 坐标系统中, x 轴指向 0 经度, y 轴指向东经 90 度。因而, x 轴和 y 轴将随地球自转而旋转。在 ECEF 系5 统中, z 轴垂直赤道面指向地理北极点。 在计算 GPS 接收机位置之前, 有必要把根据星历信息计算出来的 ECI 坐标系

    4、中的卫星位置和速度转换到 ECEF 中,这种转换可以通过旋转矩阵来实现,具体细节请参考 2.1.4 小节。一般情况下,计算出来的接收机位置都是用 ECEF坐标表示,对于某些应用需要把这种坐标转换成接收机的经度、纬度和高度。为实现这种转换,需要定义一个描述地球的标准物理模型,在 GPS 中选用的是世界大地 84 坐标系统( WGS-84) 。下面给出的是该标准下的地球物理模型的参数: 地球长半轴长: 6378.137akm= 地球扁率 : 1/ 298.257 223 563f = 各类参数间变换关系为: ()()222221112211bf ba fabeffaf faebf= = = =其中

    5、, e为地球的偏心率, e 为地球的二阶偏心率。 2.1.3 站心坐标系 站心坐标系又称地方坐标系 (Local Coordinate System),属于左手笛卡尔坐标系统。如 图 2-1 所示, (), , x yz表示站心坐标系,它的原点位于地方点()1111,Pxyz, z 轴垂直于该点地球椭球的切平面指向上方, x 轴在该切平面内指向正北, y 轴在该切平面内指向东。对于该坐标系中的任意一点2P , A表示方位角, Z是天顶距, E是仰角, d是2P 点在站心坐标系中的向径 d 的长度。其中, A从正北方向按顺时针方向开始计起的; Z是 z 轴和向径 d 的夹角; E的取值为:当2P

    6、 点在切平面以上时为正值,在切平面以下时为负值。 6 y(East)x(North)z(Up)AZd()2, , PxyzE()1111,Pxyz图 2-1 站心坐标系统 2.1.4 不同坐标系间坐标变换 在 GPS 数据处理中,常常需要把一个向量的坐标在不同坐标系统间进行转换。下面首先介绍坐标变换的基础,然后给出几种常见的坐标变换公式。 2.1.4.1 坐标变换与旋转矩阵 如果两个笛卡尔坐标系统共原点且都是左手或都是右手坐标系,那么二者之中的任何一个坐标系都可通过三次连续的旋转转换到另一坐标系统中。这三个旋转矩阵为: Equation Chapter (Next) Section 1Equa

    7、tion Section (Next) ()()()12310 0R0cossin,0sin coscos 0 sinR010,sin 0 coscos sin 0Rsinco001 = = = (2.1) 其中, 代表旋转角, 从旋转轴的正方向看如果逆时针旋转则该角取正值。1R ,7 2R 和3R 分别称作 x , y 和 z 轴的旋转矩阵。对于任何旋转矩阵 R ,有() () ( )1TRRR =;也就是说,旋转矩阵是正交矩阵,其中1R和TR 分别表示矩阵的 R 的逆和转置。 对于两个具有不同原点和不同单位长度的笛卡尔坐标系统,一般的转换公式表示为 0Rnold= +xx x (2.2)

    8、或者 000Rnoldnoldx xxy yyzz z =+ 其中, 是比例因子, R 是转换矩阵。nx 和oldx 分别表示同一向量新的和旧的坐标;0x 表示平移向量,它是旧的坐标系的原点在新的坐标系中的坐标。 2.1.4.2 ECEF 与大地坐标坐标系间的坐标变换 ECEF坐标与大地坐标间转换有不 止一种实现方法,比如文献 4、 6和 7中分别介绍了三种不同的实现,其中文献 7中的推导最为详细。为方便计,这里仅给出文献 6中的变换公式。如 图 2-2 所示。 xyz(),uuuUx yzhu图 2-2 ECEF 与大地坐标系 (),uuuUx y z 表示接收机在 ECEF 坐标系中的位置

    9、, 表示接收机所处位置的经度, 表示接收机所处位置的纬度, h 表示接收机所处位置相对于参考地8 球球面的高度。 已知接收机在 ECEF中的坐标, 求接收机在大地坐标系中的坐标按 表 2-1 进行计算6。 已知接收机在大地坐标系中的坐标参数 , 和 h ,按照下式可以计算得接收机在 ECEF 坐标系中的坐标参数。 ()()()2222222coscos cos11 tansinsin cos11 tan1sinsin1sinuuuahexayhezaehe += +u (2.3) 其中, ,ae分别表示地球的长半轴长和偏心率。 表 2-1 根据 ECEF 参数计算大地坐标系下的经度,纬度和高度

    10、 (1) 22uurxy= + (2) 222E ab= (3) 2254uFbz= (4) ()22221uGr ez eE=+ (5) 423eFrcG= (6) 3 212sccc=+ + (7) 22131FPsGs=+(8) 412QeP=+ (9) ( )()22220111 1112 1 2u2PezPe rra rQQQQ= + + +P 9 (10) ()2220 uUrerz= + (11) ()()222201uVrer ez= + (12) 20ubzzaV= (13) 21bhUaV=(14) 20arctanuzezr+=(15) arctan , 0180 arc

    11、tan , 0 0180 arctan , 0 =(3.5) 其中,对于 C/A 码,61 023 10cf .Hz= 。 对于接收时刻ut ,由接收机的本地时钟提供,回顾式( 2-8) ,伪距表示为 () ( )us u dr atm sct t rc t t t t = =+ + + (3.6) 假设通道延迟drt 在形成伪距观测量时,我们已经提前消除掉了,则上式变为 17 () ( )( )us u s ion tropct t rc t t c t= =+ + + (3.7) 这里定义的伪距还有一些其它误差因素没有考虑,这些误差将在第 4 章予以说明。 3.2 载波相位及其测量方法 3

    12、.2.1 载波相位的定义 载波相位,又称载波差拍相位,是接收机接收的带有多普勒的卫星载波信号与接收机产生的恒定频率信号的差拍信号的相位。这种观测量作为相关通道的副产品而得到或产生自平方通道。平方通道用接收到信号去乘以自己从而得到载波的二次谐波,并且平方后的信号不再含有码的调制11。 由于载波的波长比 P 码和 C/A 码的波长都短,因而载波相位的测量量的精度要比用伪码测到的伪距的精度高。对于 GPS 的 L1 载波,波长大约是 20 厘米。根据经验法则,相位测量可精确到 1%的波长,这意味着可获得 2 毫米的精度。 载波相位测量的主要缺点与整周模糊度有关。获得初始的卫星与接收机间的整周模糊度是

    13、比较困难的。一个高质量的 GPS 接收机大多数时候,在卫星与接收机间相对位置变化时仍能维护整周计数。然而,由于各种原因,像信号噪声、天线阻挡,都可以导致整周跳变。在多数时候,艰苦的后处理允许检测周跳和对周跳进行修正。可是,整周跳变限制了载波相位测量量的实时应用。 根据定义,载波相位的表达式如下 ( ) ( )jjuuu stt = (3.8) 其中, ()jst 表示卫星在卫星时间st 发射的载波信号的相位, ()uut 表示接收机在接收机时间ut 的载波信号的相位,二者的单位都是周 (cycles)。在有些的文献中,载波相位定义成()jst 减去 ( )uut ,不过这并不重要。 高稳振荡器

    14、在短时间间隔内,相位和频率满足如下关系 ( ) ( )0tt tft + =+ (3.9) 令ustt t =,有 () ( ) ( )0juu s u sttftt= + (3.10) 根据上式我们可以得到 18 ( ) ( ) ( )0juu s u st t ftt = (3.11) 根据伪距测量一节的说明,我们知道接收时刻和发射时刻满足如下关系 s s ion trop u urtt t ttc + + =(3.12) 需要注意是,载波相位测量中的电离层对于相位传播的影响与对伪码传播的影响符号相反,相对于光在真空中的传播速度一个超前一个滞后,关于这一点的详细推导可以参考文献 4、 5和

    15、 6等。 根据上式,有 us u s ion troprtt t t tc = + + (3.13) 这样,带有误差的载波相位的数学模型为 ()()000us iontropfrf t t f tc=+ + + (3.14) 在实际应用中,载波相位在某一历元的测量基于接收机再生载波与卫星信号载波的对齐,而并不知道哪一周期表示理想的周期同步12。因此,总的相位total 包含测量得到的小数相位分量 ( )Fr 和从初始锁定历元0t 到时刻 t 的相位的整数周期计数()Int ,以及在初始历元0t 未知的整数周期 N ( ) ( ) ( )00totalFrInt;t,tNt=+ + (3.15)

    16、 未知的周期计数 N 通常被称作整周模糊度 (integer cycle ambiguity)。只要接收机在观测阶段保持对载波的连续跟踪,那么在接收机与每颗卫星间只有一个整周模糊度。然而,如果有失锁,将会有周跳引入。 真正为接收机观测的是 ( ) ( )0measuredFr Int ;t ,t=+ 。因此,( )0total measuredNt=+。在某一瞬间,某颗卫星与接收机间的观测方程可以写作 ()() ()000 0total u s ion trop measuredfrf t t f t t Ntc=+ + + = + 进而 ()()()000 0measured u s ion

    17、 tropfrf t t f t Ntc=+ + + (3.16) 等式两边乘以载波波长0Lcf = ,并定义 L measured = (3.17) 则可得到以米为单位的相应的载波相位方程 ()( )us iontropLrc t t c t N = + + + (3.18) 19 与式 (3.16)相比,方程增加了一个整周模糊度,而且电离层的误差项符号相反。 3.2.2 载波相位的测量方法 这一小节在上面的基础上给出一种载波相位的测量方法。假设接收到的第j 颗卫星信号表示为 ( )( )12jRjst A(t)cos ft= (3.19) 其中,Rj Tj djf ff=+表示接收到的信号

    18、频率, 其中Tf 是发射频率, 对于 L1 载波,不考虑钟差,该值为0f =1575.42MHz ,对于 L2 载波,该值为 1227 600f =.MHz, df 是多普勒频率, j 表示第 j 颗卫星,1A(t)是信号幅度、伪码和数据位合成的信号的简写,而且这里只代表信号的某一支路。 假设接收机产生的本地载波信号为 ()( )202rgst Acos ft =+ (3.20) 其中0 是初始相位,gf 表示本地载波的频率。 若0Tgf ff,测量的载波相位根据前面的定义表示 ()()00 000tt tmeasured 0 0 dj djtt tfdt f fdt fdt =+=+ (3.

    19、21) 其中,0 对应0 ,单位为 cycle。 根据多普勒的定义,参见 3.3 小节。measured 实际上表示的是接收机与卫星 j间的距离自0t 开始的变化量,正值表示距离在增加,负值表示距离在减小。从这里可以知道,接收机只要对载波的多普勒连 续积分就得到了载波相位观测量。 参照图 3-3,如果输入的信号是零中频信号,即 ( )rst与 ( )jst混频后的差频信号。实际上,具体实现时接收机并不需要真的产生一个频率为0f 的信号,而是可以通过多级混频和采样等方式实现。 下面给出载波相位累积器的实现原理框图。 20 CARRIER_NCO(32bit)dF加法器INTE_CYCLE_CNT

    20、(32bit)CLOCK频率字更新输入图 3-5 载波相位累积器 寄存器dF 存放多普勒频率字,用载波跟踪环的处理结果来更新。载波相位累积器包含两部分, CARRIER_NCO 作为载波 NCO,用以产生本地的再生载波来剥离仅有多普勒频率的载波,同时表示小数周; INTE_CYCLE_CNT 表示整周期数。之所以两个计数器合在一起与载波频率字累加,是因为载波频率字表示多普勒频率,而多普勒频率是有正有负的数量,所以这里数据都用补码表示,只要位数足够长,该整周计数器不存在溢出问题,因为它的最大变化范围就是卫星信号传播时间,取 70 毫秒的话,对应整周计数器( L1 载波)的比特位数为 ()()10

    21、 1070 1575420 2log log 26.7 27=位。 所以测量的载波相位可以表示 322measuredCARRIER _ NCOINTE _ CYCLE _ CNT , cycle =+ 单位: (3.22) 需要说明,上式中计数器的内容都按二进制补码解释。 3.3 伪距变化量及其测量方法 3.3.1 伪距变化量的定义 伪距变化量是指两个相邻时刻伪距的差值,即 ( ) ( )1kktt = (3.23) 21 3.3.2 伪距变化量的测量方法 根据载波相位的定义(参见 3.3 小节) ,相邻时刻的载波相位的差对应的就是伪距变化量。当然,如果仅为得到伪距变换量,则没有必要对载波相

    22、位连续积分,只需在观测间隔内积分即可。 3.4 多普勒频率及其测量方法 3.4.1 多普勒频率的定义 在接收机天线处,接收的频率,根据经典的多普勒方程表示为 ( )1rRTffc=vai(3.24) 其中,Tf 是发射的卫星信号频率,rv 是卫星相对于接收机的速度向量, a 是由接收机指向卫星的方向的单位向量, c是光速。点积rvai 表示卫星沿 a 方向速度,相对速度由下式给出 rs=vxunullnull- (3.25) 其中,sxnull 表示卫星的速度, unull 表示接收机的速度,二者都是在相同的 ECEF 坐标系中。多普勒频率为 ( )s los losdRT T TLvvfff

    23、 f fcc= = = =xuanullnulli(3.26) 其中, ()los sv =xuanullnullnulli = ,称为伪距变化率或者视线速度,正值表示卫星远离接收机, 负值表示卫星靠近接收机, 在这种定义下其符号与多普勒频率相反;LTcf = 为载波的波长。 因为losv = null ,所以伪距变化量 () ( )11 11kk kkk ktt tlos L d L measured k measured ktt tdt v dt f dt t t = = = null (3.27) 22 3.4.2 多普勒频率的测量方法 多普勒频率观测量是用来计算接收机速度的观测量13。

    24、在测速精度要求不高的情况下,多普勒频率可以直接从多普勒频率字得出(参见 图 3-5) ,在这种方法中多普勒频率的估计误差,主要受接收机动态和接收机噪声影响。 第二种方法,就是通过对载波相位微分运算获得。对于实时动态应用,理想的微分器应该具有宽带的频率响应以覆盖所有的动态,另外它还要有尽可能短的群时延。已经提出的载波相位的微分器设计方法,可以分为如下几类: ( 1)曲线拟合 ( 2)卡尔曼滤波 ( 3)泰勒级数近似 ( 4)使用傅立叶级数和加窗技术的 FIR 滤波器 ( 5)使用 Remez 交换算法的 FIR 最优滤波器 在设计微分器时需要考虑的问题主要有三个。首先,由于系统的动态性,多普勒的

    25、动态范围很宽,因此需要用一个宽带或全带微分器。第二个问题与信号的相关性有关。当载波相位的采样率低于 1Hz 时,载波相位信号可以看作白噪声,但是当采样率变高,信号间的时间相关性必须予以考虑。最后,对于面向实时的应用,微分运算可能由于缺乏未来信号的信息而受到影响。因此,微分器的设计标准可总结如下: ( 1)在低频带幅频特性要足够精确,依据系统的动态在宽带范围尽可能地接近理想的微分器; ( 2)相位响应是线性或接近线性的; ( 3)滤波器系数的平方和能最小化(保证对噪声的放大效应最小,证明参见文献 13) ; ( 4)容易实时实现,即要求滤波器具有因果性和低阶次。 根据上述标准,在文献 13中提出

    26、了一种一阶 IIR 滤波器,即 Al-Alaoui 一阶微分器。设计 IIR 滤波器不能像 FIR 滤波器设计那样能从已知的频率响应计算冲激响应。许多 IIR 滤波器都能够从相应的模拟滤波器设计导出,然后再把模拟滤波器转换到采样的 z-平面。 A1-Alaoui 设计数字微分器的新颖方法在于通过使用积分器来设计模拟微分器。其依据是:在模拟信号处理中,微分器经23 常通过颠倒模拟积分器的传输函数得到。 设计 A1-Alaoui 数字微分器的一般步骤如下 ( 1)设计一个积分器,使其具有与想要设计的微分器相同的范围和精度; ( 2)颠倒积分器的传输函数; ( 3)为了使传输函数稳定,把落在单位圆外

    27、的极点反射到圆内; ( 4)使用落在单位圆外的极点的倒数补偿幅度。 Al-Alaoui 基于非最小相位数字积分器设计了一个一阶 IIR 微分器,它的有效范围是 0.78 倍的 Nyquist 频率。 这个积分器由矩形积分器和梯形积分器合成。假设加权因子分别为34和14,理想的积分器近似为 () () ()()()0003144131 7414218 1IRTHz Hz HzTzTTzzz=+= + = (3.28) 其中,0T 是载波相位的采样间隔。 反射零点 7z = ,使用它的倒数 17 ,并通过乘以 7r = 来补偿幅度,得到一个最小相位数字积分器,它的传输函数为 ()017781IzT

    28、Hzz+=(3.29) 颠倒上面的传输函数,得到稳定的 Al-Alaoui IIR 一阶微分器 ()81717D0zHzTz /=+(3.30) 这个微分器的频率特性如 图 3-6 所示。它在 0 至 0.78 的全部频带内接近理想的微分器,并且具有很好的线性相位响应。由于这个滤波器的延迟只有半个采样周期,因此它适合实时应用。 根据上述传输函数,可以得到提取多普勒频率微分器为 () () ( ) ()018 11177d measured measured dfn n n fnT= (3.31) 采样间隔0T 如何选呢?0T 的选择应满足下面的约束 24 0012max maxmaxLaT v

    29、vT (3.32) 其中,maxa 表示接收机与卫星相对运动的最大的加速度;maxv 表示允许的速度误差;maxv 表示接收机与卫星相对运动的最大速度,因此max Lv 表示最大的多普勒频率,该式反映的是采样定理的要求,即采样率不小于信号中的最高频率的 2 倍。 图 3-6 Al-Alaoui 一阶 IIR 滤波器的频率响应 25 第 4 章 误差源 码相位和载波相位测量过程中的误差依据与卫星、信号传播和接收机的关系可以分为三类,即与卫星有关的误差、与信号传播有关的误差和与接收机有关的误差。在参考文献 9中有一章专门讨论误差源。在这里,仅简单说明主要误差源的特性、大小和消除方法。 4.1 与卫

    30、星有关的误差 4.1.1 卫星时钟误差 GPS 卫星配有原子钟用以控制星上的所有定时操作, 像广播信号的产生等。虽然这些钟是高度稳定的,但是卫星钟差st 仍可与 GPS 系统时间偏差接近 1毫秒。卫星钟差引入的测距误差在 3.0 米 (1 )量级。主控站确定出钟差修正参数后上传给卫星,卫星在通过导航电文转发给用户6。接收机通过如下多项式使用这些参数来估计卫星的钟差 Equation Section (Next) ()()201 2s ff ocf oc rta att att t =+ + + (4.1) 其中, ()()()()()()0ff1f2ocraa/attt=2时钟偏差 sec时钟

    31、漂移率 sec sec频率漂移率 sec/sec钟差数据的参考时间 sec当前时间历元 sec相对论效应修正 sec由于上述参数是真正的卫星钟差的拟合估计,所有仍有误差残留。 4.1.2 星历预测误差 卫星的星历估计由地面控制段计算,然后上传给卫星,由卫星广播给用户。就像卫星钟差参数一样,这些估计的星历估计也还有残留的误差,如果把这些误差的影响投影到接收机与卫星的视线方向,这个投影的误差被称作有效伪距26 误差,它的大小在 4.2 米 (1 )量级。 在 GPS 定位中,根据不同的要求,处理卫星轨道误差的方法主要三种5。 ( 1)忽略轨道误差。这一方法,主要用于单点定位,这时卫星轨道实际存在的

    32、误差,将成为影响定位精度的主要因素之一。 ( 2)采用轨道改进法处理观测数据。这一方法的基本思想是,在数据处理中,引入表征轨道偏差的改正参数,并假设在短时间内这些参数为常量,将其作为待估量与其他未知参数一起求解。这种方 法主要用于大地测量等精密定位,由于未知数多,计算量大,因此不适合实时性要求较高的导航应用。 ( 3)同步观测值求差。这一方法,是利用在两个或多个观测点,对同一卫星的同步观测值求差,以减弱卫星轨道误差的影响。这种方法,适用于精密相对定位,也不适合单点定位。 4.1.3 选择可用性 (SA) 对于 SPS 的用户来说,最大的误差源是 SA。 SA 是美国国防部为了降低用户的导航解精

    33、度有意引入的误差源。 SA 于 1990 年 3 月 25 日正式开始实施。这种人为干扰,通过()epsilon 和 ( )delta 两种技术实现。 技术干扰卫星星历数据,通过降低 GPS 广播的轨道参数的精度来降低利用 C/A 码进行实时单点定位的精度; 技术是通过抖动卫星时钟来实现的。 不过当前的用户可以不必在考虑如何降低这种影响了,因为 SA 已于 2000年在美国前总统克林顿的授权下停止了干扰。 4.1.4 相对论效应 爱因斯坦的广义和特殊相对论理论都是伪距测量过程要考虑的因素。卫星时钟同时受到广义和特殊相对论的影响。为了补偿这两种效应的影响,卫星时钟在发射前已经调整到 10.229

    34、99999545MHz。这样,位于海平面的用户观测到的频率将会是 10.23MHz;因此,用户不需修正这一效应。用户确实需要对另一种相对论的周期性效应予以修正,这种效应的产生是由卫星轨道的微小的离心性导致的。这种周期性的效应一半由卫星相对于 ECI 坐标系的速度的周期性变化导致,一半由卫星在它引力场中势能的周期性变化导致。 27 当卫星位于近地点,卫星的速度加快势能变小,二者都导致卫星的时钟变慢。当卫星位于远地点,卫星速度减慢势能变大,二者都导致卫星的时钟变快。这种效应可以由下面的修正项予以补偿 rktFeasinE= (4.2) 其中, 104 442807633 10F. sec/mea=

    35、 =卫星的轨道偏心率卫星轨道的主半轴长卫星轨道的偏近点角kE4.2 与信号传播有关的误差 与卫星信号传播有关的误差,主要包括大气层折射误差、多径效应和地球自转效应。 4.2.1 电离层折射的影响 GPS 卫星信号和其他电磁波信号一样,当其通过电离层时,将受到这一介质弥散特性的影响,使信号的传播路径发生变化。假设,由于电离层引起电磁波信号传播路径的变化为( )iono,kSkgp,=或者 分别表示群速度和相速度 ,则电离层对伪码相位和载波相位的影响的分别为(一阶近似) 2240 340 3iono,piono,g.TECSf.TECSf(4.3) 其中,UsereSVTEC n dl=表示信号传

    36、播路径上的电子总量,en 是电子密度。可见电离层对信号的影响取决于电子总量 TEC 和信号的频率。 对于 GPS 卫星信号来说,在夜间当卫星处于天顶方向时,电离层折射对信号传播路径的影响最小,将小于 5 米;而在日间正午前后,当卫星接近地平线时,对其影响大于 150 米,为了减弱其影响,在 GPS 定位中通常采用的措施包括: 28 ( 1)利用双频观测 由于电离层的影响是信号频率的函数,所以,利用不同频率的电磁信号进行观测,便可以确定其大小,从而对观测量予以修正。 ( 2)利用电离层模型加以修正 对于单频的 GPS 接收机用户来说,为了减弱电离层的影响,一般采用由导航电文提供的电离层模型,即

    37、Klobuchar 模型。 Klobuchar 模型在中纬度地区,在平均意义上能消除掉 50%的电离层延迟。 ( 3)利用同步观测求差 这一方法,是利用两台或多台接收机,对同一组卫星的同步观测值求差,以减弱电离层折射的影响。尤其当观测点距离较近时,由于卫星到达不同接收机的路径相近,所以,大气层对它们影响接近,所以不同接收机对相同卫星的同步观测值求差,可显著地减弱电离层折射的影响。 上面提到的三种方法,对于单频单点定位的接收机来说,只有第二种方法可取。 因此这里给出利用 GPS 导航电文里的电离层模型参数修正伪距观测量的算法14。 表 3-1 Klobuchar 电离层模型修正算法 电离层修正模

    38、型为 ()()()24995 0 10 1 1 5722450 10 157ionoxxF. AMP ,x.TsecF . , x .+ + = 其中, ionoT 是对于 L1 频率的;如果用户使用的是 L2 频率,修正项必须乘以()()()222121575 42 1227 6 70 66LLff . . = =, ()30000nnmn,AMPAMP secif AMP , AMP=()()2 504800tx radiansPER = 29 30; 72,00072,000, 72,000nnmnPERPERif PER PER= 21 0 16 0 0 53F. E=+ n 和n 都

    39、是卫星发送电离层模型参数, n=0,1,2,和 3。 其他需要计算的方程为: ()( )()()() ()40 064 1 6170 01370 022011432 10mi iiuii. cos . semi-circlessin Asemi-circlescos. semi-circlesE.t . GPS time sec =+ =+=+=+其中 要求 0 86400t ,因此,如果 86400t, 减去 86400 秒;如果 0t 秒, 加上86400 秒。 上面用于计算电离层延迟的各项含义如下: 卫星发送的数据项 n : 计算垂直延迟 AMP 的三次多项式的系数 n : 计算模型周期

    40、 PER 的三次多项式的系数 接收机产生的数据项 E : 卫星的仰角,以 semi-circles 为单位 A : 卫星的方位角,从北顺时针旋转为正向,取值范围为 0,2), 以 semi-circles 为单位 u : 用户在 WGS-84 坐标系下的大地纬度,以 semi-circles 为单位 u : 用户在 WGS-84 坐标系下的大地经度,以 semi-circles 为单位 GPS time :接收机计算的系统时间,需要转化到一天 24 小时的范围 计算得到的数据项 x : 相位,以弧度为单位 F : 倾斜因子,没有量纲 30 t : 本地时间,以秒为单位 m : 电离层穿刺点在地

    41、球上投影点的大地经度 (电离层的平均高度假设为350 千米 ),以 semi-circles 为单位 i :电离层穿刺点在地球上投影点的大地纬度,以 semi-circles 为单位 :用户位置和电离层穿刺点在地球上投影点间的地心角 4.2.2 对流层折射的影响 由于对流层对 GPS 信号没有弥散效应,所以其群折射率与相位折射率可以认为相等。对流层折射对观测值的影响,可分为干分量与湿分量两部分,干分量主要与大气的温度和压力有关,而湿分量主要与信号传播路径上的大气湿度和高度有关。 当卫星处于天顶方向时,对流层干分量对伪距观测值的影响,约占对流层影响到 90%,且这种影响可以应用地面的大气数据计算

    42、。若地面平均大气压为1013mbar,则在天顶方向,干分量对所测距离的影响约为 2.3 米,而当高度角为 10时,其影响约为 20 米。湿分量的影响虽然数值不大,但由于难以可靠地确定信号传播路径上的大气物理参数,所以湿分量尚无法准确地测定。 关于对流层折射的影响,一般有以下几种处理方法: ( 1)定位精度要求不高时,可以简单的忽略; ( 2)采用对流层模型加以改正; ( 3)引入描述对流层影响的附加待估参数,在数据处理中一并求解; ( 4)观测量求差,与电离层的影响类似,当两台接收机相距不太远时,由于信号通过对流层的路径相近,对流层的物理特性相似,所以,对同一卫星的同步观测值求差,可以明显地减

    43、弱对流层折射的影响。 对流层模型需要接收机位置处的大气数据,不适于导航应用;后两种方法主要应用于大地测量等精密定位的应用中。对于单频单点的导航应用可以采用经验公式。这里介绍两种电离层误差估计的经验公式。 ()2470 0121trop.S meterssin E .=+(4.4) 其中, E 是卫星的方位角15。 ()21chtropcS c e meterssin E= (4.5) 31 其中, E 是卫星的方位角, h 是接收机在 WGS-84 中的大地高度, c是光速,1c和2c 是两个常量,其值分别为:917365 10c.=,216900c =8。 4.2.3 多径效应的影响 多径效

    44、应,即接收机天线除直接收到卫星发射的信号外,还接收到经天线周围地物一次或多次反射的卫星信号。两种信号叠加将会引起测量参考点(相位中心)位置的变化。根据实验资料的分析表明,在一般反射环境下,多径效应对伪距影响可达米级,对载波相位测量的影响可达厘米级;而且在高反射环境下,不仅其影响显著增大,而且常常导致接收的卫星信号失锁和使载波相位观测量含有周跳。因此,在精密 GPS 导航和测量中,多径效应的影响是不可忽视的。 目前,减弱多径效应的措施主要有: ( 1)安置接收机天线的环境应避开较强的反射面,如水面、平坦光滑的地面和平整的建筑物等; ( 2)选择造型适宜且屏蔽良好的天线,例如,采用扼流圈天线等;

    45、( 3)改善 GPS 接收机的电路设计,以减弱多径效应的影响; ( 4)通过信号处理的办法,比如窄相关器 (narrow correlator)、多径估计延迟锁相环 (multipathestimating delay lock loop)和闸门相关器 (strobe correlator)等技术17。 4.2.4 地球自转效应 卫星发射时刻的位置是在发射时刻的 ECEF 坐标系中的,而在信号传播过程中,地球是旋转的,因此接收时刻的 ECEF 坐标系与发射时刻的 ECEF 坐标系是不同,而定位要求给出的结果是在接收时刻的 ECEF 中,为此需要根据传播时间把卫星发射时刻的位置坐标转换到接收 时

    46、刻的坐标系中。需要注意的是,这里只是变换坐标,卫星发射时刻的位置并没有改变。可是在定位过程中,传播时间还是待定的。处理的办法就是把地球自传效应的卫星位置修正也放到解算的迭代过程中,每一次基于接收机位置的估计计算传播时间,然后把卫星位置根据传播时间估计转换的接收时刻的坐标系中,并把该坐标用于下一次的32 迭代,需要注意的是每次卫星坐标位置的变换都是相对于发射时刻的位置坐标的变换而非最近一次的变换结果。 用(),uuux yz表示待求的接收机的位置,( ),s ssx yz表示卫星在发射时刻的坐标,(),s ssx yz表示调整后的卫星坐标。 具体算法流程为: ( 1)用(),s ssx yz初始

    47、化(),s ssx yz; ( 2)基于所有卫星的调整后的坐标估计接收机的位置 ( ),uuux yz; ( 3)估计每颗卫星信号的传播时间 ()()()222tsususutxx yy zzc=+ (4.6) 其中, c 是光速。 ( 4)判断定位是否结束,如果没有调整卫星的坐标 ()3Rs ss et ss sx xy tyzz = null(4.7) 这个调整需要对所有卫星进行,其中 ( )3R i 是坐标变换矩阵,enull是地球自转速率。如果定位结束则跳转到步骤( 6) 。 ( 5)重复步骤( 1) ( 4) ,直到定为结束。 ( 6)输出定位结果。 4.3 与接收机有关的误差 接收机的测量误差主要与接收机噪声有关,接收机噪声随信号强度的改变而变化。在现代接收机中,对码相位测量误

    展开阅读全文
    提示  道客多多所有资源均是用户自行上传分享,仅供网友学习交流,未经上传用户书面授权,请勿作他用。
    关于本文
    本文标题:GPS软件接收机基础.pdf
    链接地址:https://www.docduoduo.com/p-10652878.html
    关于我们 - 网站声明 - 网站地图 - 资源地图 - 友情链接 - 网站客服 - 联系我们

    道客多多用户QQ群:832276834  微博官方号:道客多多官方   知乎号:道客多多

    Copyright© 2025 道客多多 docduoduo.com 网站版权所有世界地图

    经营许可证编号:粤ICP备2021046453号    营业执照商标

    1.png 2.png 3.png 4.png 5.png 6.png 7.png 8.png 9.png 10.png



    收起
    展开