嫦娥五號飛行試驗器搭載星載多模接收機,驗證星載接收機接收導(dǎo)航星旁瓣信號的能力,首次實現(xiàn)了利用旁瓣信號對大橢圓軌道航天器的導(dǎo)航定位。理論分析了導(dǎo)航星旁瓣信號接收的可行性,基于嫦娥五號飛行試驗器軌道特性研究了接收機接收信號功率及可視導(dǎo)航星數(shù)目與地心距變化的關(guān)系,并給出了理論幾何定位因子。分析表明,接收機靈敏度達到-160dBm條件下,可具備6×104 km以下高度的定位能力。對獲取的導(dǎo)航解數(shù)據(jù)及偽距進行了處理分析,利用導(dǎo)航解進行定軌計算,導(dǎo)航解的噪聲水平優(yōu)于10m。利用差分偽距數(shù)據(jù)進行定軌計算,殘差噪聲約為8.5m,使用1h數(shù)據(jù)可以實現(xiàn)定軌預(yù)報1h優(yōu)于百米的精度,達到地基數(shù)據(jù)長弧條件下定軌預(yù)報精度水平。 

【文章來源】：系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2016,38(05)北大核心EICSCD

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圖１導(dǎo)航衛(wèi)星可視性判別

航衛(wèi)星可視性判別根據(jù)ＧＰＳ衛(wèi)星的功率方向圖，其下行信號的主瓣內(nèi)功率最強，覆蓋范圍為±４５°，副瓣功率則隨著夾角的增加呈下降趨勢［６］�？紤]到ＣＥ５Ｔ接收機預(yù)期的靈敏度為－１４０～－１６０ｄＢｍ，分別針對－１４０ｄＢｍ，－１５０ｄＢｍ，－１６０ｄＢｍ３個檔次對任務(wù)期間的衛(wèi)星可視性進行了分析�？梢曅l(wèi)星數(shù)分為完全不可見、１～３顆、４～８顆、８顆以上４類。在地心距的劃分上，從０～８×１０４ｋｍ之間每隔２×１０４ｋｍ劃分１檔。圖２給出了相應(yīng)的結(jié)果：０～２×１０４ｋｍ之間，３種靈敏度設(shè)置的可視衛(wèi)星數(shù)均大于４；當(dāng)靈敏度高于－１５０ｄＢｍ時，在４×１０４ｋｍ以下可視衛(wèi)星數(shù)始終大于４顆，對于４×１０４～６×１０４ｋｍ高度，靈敏度需達到－１６０ｄＢｍ方能始終保持４顆以上ＧＰＳ衛(wèi)星可視，可視衛(wèi)星數(shù)統(tǒng)計如圖２所示。接收機靈敏度的提高雖然增強了信號接收能力，但多徑效應(yīng)以及背景輻射等都會產(chǎn)生強烈干擾，對接收機性能及整星設(shè)備的要求也會更為苛刻。圖２可視衛(wèi)星數(shù)統(tǒng)計２在軌數(shù)據(jù)分析受限于試驗任務(wù)事件的安排，星載接收機在軌期間共開機兩次，分別是地月轉(zhuǎn)移段的初期與月地返回段的末期。為確保接收機開機能正常工作，ＣＥ５Ｔ接收機開機的一個重要約束條件是距離地球６×１０４ｋｍ之內(nèi)。第１次開機時間２０１４年１０月２４日２∶５４，持續(xù)時間約３小時，第２次開機為１１月１日３時～６時。兩次試驗非常圓滿，成功獲取了導(dǎo)航解（地固坐標系位置、速度）以及偽距測量數(shù)據(jù)，本節(jié)對獲取的數(shù)據(jù)進行

第５期曹建峰等：ＣＥ５Ｔ星載ＧＰＳ數(shù)據(jù)的定軌分析·１１２３·??????????????????????????????????????????????????圖３地月轉(zhuǎn)移段ＰＤＯＰ值計算圖４月地返回段ＰＤＯＰ值計算在正常工作弧段內(nèi)，雖然可視導(dǎo)航衛(wèi)星數(shù)變化不大，但隨著地心距的增加，偽距數(shù)據(jù)的噪聲逐漸變大，ＰＤＯＰ值更是顯著增加，因而單點定位的精度會隨著地心距的增加而顯著降低。另外，ＣＥ５Ｔ星載接收機鐘的穩(wěn)定度稍差，根據(jù)初期設(shè)計，如接收機鐘差超過０．５ｍｓ，則需要進行一次校準。利用單點定位解的數(shù)據(jù)進行定位計算，一并解算接收機鐘差，大約每１０ｍｉｎ鐘差就會發(fā)生一次跳變（見圖５）。圖５鐘差變化信息２．２導(dǎo)航解精度評估星載接收機具有濾波功能，因此下傳的導(dǎo)航解非純單點定位。在濾波收斂不穩(wěn)定的條件下，直接下傳單點定位解，否則下傳濾波結(jié)果，文中統(tǒng)稱為導(dǎo)航解。濾波解相對于單點定位更為平穩(wěn)，通常精度也更高。但是，接收機未考慮軌道機動及姿軌控力的影響，星上干擾力會直接影響濾波結(jié)果，因而濾波解對軌道機動信息的反映會有延遲。如果星上干擾力較大，則可能會導(dǎo)致濾波重起步。另一個問題是，濾波處理開始需要一定的測量數(shù)據(jù)使得濾波趨于穩(wěn)定，如果觀測幾何不好，可能會導(dǎo)致濾波收斂異常，其結(jié)果卻不如單點定位結(jié)果。評估導(dǎo)航節(jié)精度的直接方法是將導(dǎo)航解的位置、速度分量作為獨立測源進行定軌計算，相應(yīng)的觀測偏導(dǎo)數(shù)為單位陣，導(dǎo)航解分量對改進歷元航天器狀態(tài)量的偏導(dǎo)數(shù)即為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣。在月地返回階段，接收機開機時刻可視衛(wèi)星數(shù)少，接收信號弱，該狀態(tài)下偽距數(shù)據(jù)質(zhì)量較差，因而濾波起步階段存在異常，但是

【參考文獻】：
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