本發明涉及通信領域，具體涉及一種適用于室內定位導航的偽衛星導航電文模擬方法。

背景技術：

衛星導航系統為用戶提供了全天候實時導航、定位與授時服務，其應用幾乎涉及國防建設和經濟社會的各個領域。目前室內定位技術多種多樣，基于偽衛星的室內定位是其中一種，偽衛星也就是地面上的模擬衛星信號發生器，通用的偽衛星定位原理與GPS衛星相同，比如澳大利亞locata公司研制的locata定位系統，它使用完全特定的導航電文和定制的接收機接收所模擬的GPS信號來定位。根據現有GPS定位原理，接收機實現GPS單點絕對定位所要具備的條件是獲得從衛星到接收機的距離測量值以及計算出GPS衛星的空間位置坐標。距離測量值是通過接收機從導航信號中獲得碼相位測量值得出，衛星空間坐標是通過接收機對導航電文中的星歷進行解析得出，得到碼相位測量值與衛星坐標之后進行定位解算便可以得出接收機坐標，從而完成定位。

現有的偽衛星都是使用自定義格式的導航電文，與現有GPS系統導航電文不一樣，現有的偽衛星系統導航定位都使用特定結構的接收機，不能使用市場上的通用GPS信號接收機，這給實際的應用場景帶來了很大局限性，也帶來了成本上的提升。同時使用現有的GPS導航電文解算出的衛星位置時刻都在變化，這不能滿足實際使用的偽衛星位置是固定的情況，并且現有偽衛星系統使用起來繁瑣，已逐漸地不能滿足人們的需要。

技術實現要素：

本發明所要解決的技術問題是提供一種適用于室內導航定位的偽衛星導航電文模擬方法，在原有電文的基礎上將偽衛星的位置參數作為星歷信息填入導航電文，其它參數都不改變，相應的，對接收機的接收算法也只改變軌道升交點赤經對時間的變化率的比例因子，使得使用該方法下的偽衛星進行導航定位解算出的衛星位置相對于地面位置不變，能夠迅速完成導航定位，實現室內外導航定位全天候無縫銜接，解決了目前使用的導航電文不能夠模擬出相對地面靜止的問題。

本發明解決上述技術問題的技術方案如下：一種適用于室內定位導航的偽衛星導航電文模擬方法，包括以下步驟：

(1)根據星歷參考時間t_oe計算規化時間t_k,以及根據開普勒第三定律計算衛星的平均角速度n；

(2)根據規化時間t_k和平均角速度n，計算信號發射時刻的平近點角M_k；

(3)根據平近點角M_k和星歷參數e_s，計算信號發射時刻的偏近點角E_k；

(4)根據偏近點角E_k與星歷參數e_s，計算信號發射時刻的真近點角v_k。

(5)根據真近點角v_k，計算信號發射時刻的升交點角距Φ_k；

(6)根據升交點角距Φ_k，計算信號發射時刻的二次諧波攝動校正項δu_k,δr_k,δi_k；

(7)根據二次諧波攝動校正項δu_k,δr_k,δi_k，計算攝動校正后的升交點角距u_k、偽衛星矢徑長度r_k和軌道傾角

(8)根據升交點角距u_k和偽衛星矢徑長度r_k，計算信號發射時刻偽衛星在軌道平面的位置(x′_k,y′_k)；

(9)計算信號發射時刻的升交點赤經Ω_k，根據升交點赤經Ω_k和偽衛星在軌道平面的位置(x′_k,y′_k)，計算偽衛星在WGS-84地心地固坐標系中的坐標(x_k,y_k,z_k)，得到偽衛星坐標值，以模擬生成偽衛星導航電文。

本發明的有益效果是：

1.只對現有的GPS衛星導航電文中的部分參數進行更改，將偽衛星的位置參數作為星歷信息填入導航電文，其它參數不改變，簡單方便。

2.相比于其他的偽衛星室內定位系統，使用該發明提供的導航電文模擬方法的室內導航定位系統，能夠解算出真實偽衛星的位置，實現室內外無縫銜接導航定位；

3.定位結果精確，成本低廉，功能完整，用戶體驗好。

在上述技術方案的基礎上，本發明還可以做如下改進。

進一步，所述步驟(1)中的計算規化時間t_k，具體計算公式為，

t_k＝t-t_oe

其中，t_oe為星歷參考時間，t_k為相對于t_oe的規化時間，t為計算偽衛星位置時刻，即當前時刻，是根據當前時刻t與星歷參考時間t_oe來計算規化時間t_k。當計算得到的t_k大于302400s時，則t_k應該減去604800s，當t_k小于-302400s時，則t_k加上604800s。

所述步驟(1)中的計算衛星的平均角速度n，根據開普勒第三定律不同行星繞太陽運動的公轉周期的平方分別與它們的軌道長半徑的立方成正比，其公式為，

其中，T為公轉周期，a_s為軌道長半徑，M為太陽質量，G為引力常數；

令n₀代表衛星的平均角速度，則

由此可得

其中，u為常數，計算可知n₀為1.458555*10^(-4)，

校正之后的衛星平均角速度n為

n＝n₀+Δn

將Δn置0處理，可得n＝n₀

采用上述進一步方案的有益效果是使得n取得最小值，從而使得下一步計算中的M_k與時間的關系不大。

進一步，所述步驟(2)中的根據規化時間t_k和平均角速度n，計算信號發射時刻的平近點角M_k，具體計算公式為，

M_k＝M₀+nt_k

令軌道長半徑a_s等于ICD文件所要求的最大值的極限條件，則M_k＝M₀，

其中，M₀為星歷給出的平近點角。

采用上述進一步方案的有益效果是使得計算出的平近點角M_k的大小與時間無關。

進一步，所述步驟(3)中根據平近點角M_k和星歷參數e_s，計算信號發射時刻的偏近點角E_k，具體計算公式為，

E_k＝M_k+e_s sin(E_k-1)

其中，e_s為軌道離心率，k＝1、2、3……為迭代次數，在第一次迭代中，E的初始值可設為M。

進一步，所述步驟(4)中計算信號發射時刻的真近點角v_k，具體計算公式為，

橢圓的極坐標方程為，

由開普勒軌道模型的幾何關系可知，

a_s cos E_k＝a_se_s+r cos v

可得：

解得真近點角v_k

進一步，所述步驟(5)中計算信號發射時刻的升交點角距Φ_k，具體計算公式為，將星歷給出的ω代入下式，

Φ_k＝v_k+ω

其中，ω為軌道近地角距。

進一步，所述步驟(6)中計算信號發射時刻的攝動校正項δu_k,δr_k,δi_k，具體計算公式為，

將星歷參數中的矯正量C_uc,C_us,C_rc,C_rs,C_uc,C_is置0，可得，

δu_k＝C_us sin(2Φ_k)+C_uc cos(2Φ_k)＝0

δr_k＝C_rs sin(2Φ_k)+C_rc cos(2Φ_k)＝0

δi_k＝C_is sin(2Φ_k)+C_ic cos(2Φ_k)＝0

其中，δu_k,δr_k,δi_k分別為升交點角距二次諧波攝動校正量、軌道半徑二次諧波攝動校正量和軌道傾角二次諧波攝動校正量；C_uc為升交點角距余弦調和校正振幅；C_us為升交點角距正弦調和校正振幅；C_rc為軌道半徑余弦調和校正振幅；C_rs為軌道半徑正弦調和校正振幅；C_ic為軌道傾角余弦調和校正振幅；C_is為軌道傾角正弦調和校正振幅。

進一步，所述步驟(7)中計算攝動校正后的升交點角距u_k、偽衛星矢徑長度r_k和軌道傾角具體計算公式為，

u_k＝Φ_k+δu_k

r_k＝a_s(1-e_s cos E_k)+δr_k

其中，a_s,為衛星軌道長半軸；e_s為軌道離心率；i₀為星歷參考時間時的軌道傾角；為軌道傾角對時間的變化率，Φ_k代表信號發射時刻的升交點角距；E_k為偏近點角，δu_k,δr_k,δi_k為攝動校正項。

進一步，所述步驟(8)中計算信號發射時刻偽衛星在軌道平面的位置(x′_k,y′_k)，通過以下公式得到坐標(x′_k,y′_k)

x′_k＝r_k cos u_k

y′_k＝r_k sin u_k

其中，x′_k,y′_k分別代表偽衛星在軌道平面的橫坐標與縱坐標，r_k代表偽衛星矢徑長度，u_k代表計算攝動校正后的升交點角距。

進一步，所述步驟(9)中計算信號發射時刻的升交點赤經Ω_k，升交點赤經的計算公式為，

其中，t_oe為星歷參考時間，Ω₀為周內時等于0時的軌道升交點赤經；為軌道升交點赤經對時間的變化率，為地球自轉角速度常數，將接收機接收算法中的軌道升交點赤經對時間的變化率的比例因子由2^-43改為2^-30，對于導航電文中的參數，在2^-30比例因子下設置與常數相等，則此時，Ω_k與t_k無關；

所述計算偽衛星在WGS-84地心地固坐標系(X_T,Y_T,Z_T)中的坐標(x_k,y_k,z_k)，具體計算公式為，

x_k＝x′_k cosΩ_k-y′_k cosi_k sinΩ_k

y_k＝x′_k sinΩ_k+y′_k cosi_k cosΩ_k

z_k＝y′_k sini_k

其中，x_k,y_k,z_k分別為計算所得的偽衛星在WGS-84地心地固坐標系(X_T,Y_T,Z_T)中的橫坐標、縱坐標與豎坐標，x′_k,y′_k分別為偽衛星在軌道平面的橫坐標與縱坐標，Ω_k為升交點赤經，i_k代表軌道傾角。

附圖說明

圖1是本發明的方法流程圖。

具體實施方式

以下結合附圖對本發明的原理和特征進行描述，所舉實例只用于解釋本發明，并非用于限定本發明的范圍。

本發明提供的一種適用于室內導航定位的偽衛星導航電文模擬方法，適用于使用偽衛星進行導航定位的室內定位系統，在原有電文的基礎上將偽衛星的位置參數作為星歷信息填入導航電文，其它參數都不改變，相應的，對接收機的接收算法也只改變軌道升交點赤經對時間的變化率的比例因子，使得使用該方法下的偽衛星進行導航定位解算出的衛星位置相對于地面位置不變，能夠迅速完成導航定位，實現室內外導航定位全天候無縫銜接，解決了目前使用的導航電文不能夠模擬出相對地面靜止的問題。

在偽衛星的室內定位系統中，載波、偽碼和導航電文一起構成了GPS衛星所發射的信號，導航電文首先與偽碼異或相加實現擴頻，然后它們的組合碼再通過雙相移位鍵控(BPSK)對載波進行調制，導航電文中含有時間、衛星運行軌道、電離層延時等用于定位的重要信息，其中衛星運行軌道包含在星歷信息中，星歷信息主要由16個參數組成，這些參數符號及含義如下：

t_oe：星歷參考時間

衛星軌道長半軸的平方根

e_s：軌道離心率

i₀：星歷參考時間時的軌道傾角

Ω₀：周內時等于0時的軌道升交點赤經

ω：軌道近地角距

M₀：t_oe時的平近點角

Δn：平均運動角速度校正值

軌道傾角對時間的變化率

軌道升交點赤經對時間的變化率

C_uc：升交點角距余弦調和校正振幅

C_us：升交點角距正弦調和校正振幅

C_rc：軌道半徑余弦調和校正振幅

C_rs：軌道半徑正弦調和校正振幅

C_ic：軌道傾角余弦調和校正振幅

C_is：軌道傾角正弦調和校正振幅

對導航電文的模擬主要是通過對星歷參數的修改然后對電文進行解析得到，該導航電文模擬方法的主要步驟如下：

(1)根據星歷參考時間t_oe計算規化時間t_k,以及根據開普勒第三定律計算衛星的平均角速度n；

衛星星歷給出的軌道參數是以星歷參考時間t_oe作為基準的，為了得到各個軌道參數在t時刻的值，先要求出t時刻與參考時間t_oe之間的差異，即

t_k＝t-t_oe

上式得到的t_k稱為相對于t_oe的規化時間。當計算得到的t_k大于302400s時，則t_k應該減去604800s，當t_k小于-302400s時，則t_k應該加上604800s。

計算衛星的平均角速度n

由開普勒第三定律可知，不同行星繞太陽運動的公轉周期的平方分別與它們的軌道長半徑的立方成正比，即

其中，T為公轉周期，a_s為軌道長半徑，M為太陽質量，G為引力常數

如果n₀代表衛星的平均角速度，即

由此可得

其中，u為常數，計算可知n₀為1.458555*10^(-4)，

校正之后的衛星平均角速度n為

n＝n₀+Δn

本方法中將Δn置0處理，可得n＝n₀

(2)根據規化時間t_k和平均角速度n，計算信號發射時刻的平近點角M_k；

將星歷給出的平近點角M₀代入以下的線性模型公式：

M_k＝M₀+nt_k

令軌道長半徑a_s等于ICD文件(GPS界面控制文件)所要求的最大值的極限條件，則該步驟為，M_k＝M₀

(3)根據平近點角M_k和星歷參數e_s，計算信號發射時刻的偏近點角E_k；

偏近點角E_k與平近點角M_k有如下的迭代關系：

E_k＝M_k+e_s sin(E_k-1)

其中，e_s為軌道離心率，k＝1、2、3……為迭代次數，在第一次迭代中，E的初始值可設為M。

(4)根據偏近點角E_k與星歷參數e_s，計算信號發射時刻的真近點角v_k；

橢圓的極坐標方程為，

由開普勒軌道模型的幾何關系可知，

a_s cos E_k＝a_se_s+r cos v

可得，

解得真近點角v_k

(5)根據真近點角v_k，計算信號發射時刻的升交點角距Φ_k；

將星歷給出的ω代入下式

Φ_k＝v_k+ω

可解得偽衛星當前位置點S與升交點相對于地心O的夾角；

(6)根據升交點角距Φ_k，計算信號發射時刻的攝動校正項δu_k,δr_k,δi_k；

將星歷參數中的矯正量C_uc,C_us,C_rc,C_rs,C_uc,C_is置0，可得，

δu_k＝C_us sin(2Φ_k)+C_uc cos(2Φ_k)＝0

δr_k＝C_rs sin(2Φ_k)+C_rc cos(2Φ_k)＝0

δi_k＝C_is sin(2Φ_k)+C_ic cos(2Φ_k)＝0

其中，δu_k,δr_k,δi_k分別為升交點角距二次諧波攝動校正量、軌道半徑二次諧波攝動校正量和軌道傾角二次諧波攝動校正量；C_uc為升交點角距余弦調和校正振幅；C_us為升交點角距正弦調和校正振幅；C_rc為軌道半徑余弦調和校正振幅；C_rs為軌道半徑正弦調和校正振幅；C_ic為軌道傾角余弦調和校正振幅；C_is為軌道傾角正弦調和校正振幅。

(7)根據攝動校正項δu_k,δr_k,δi_k，計算攝動校正后的升交點角距u_k、偽衛星矢徑長度r_k和軌道傾角

將步驟7得到的攝動校正量代入以下各式，

u_k＝Φ_k+δu_k

r_k＝a_s(1-e_s cos E_k)+δr_k

其中，a_s,為衛星軌道長半軸；e_s為軌道離心率；i₀為星歷參考時間時的軌道傾角；為軌道傾角對時間的變化率，Φ_k代表信號發射時刻的升交點角距；E_k為偏近點角，δu_k,δr_k,δi_k為攝動校正項。

(8)根據升交點角距u_k和偽衛星矢徑長度r_k，計算信號發射時刻偽衛星在軌道平面的位置(x′_k,y′_k)；

通過以下公式得到坐標(x′_k,y′_k)

x′_k＝r_k cos u_k

y′_k＝r_k sin u_k

其中，x′_k,y′_k分別代表偽衛星在軌道平面的橫坐標與縱坐標，r_k代表偽衛星矢徑長度，u_k代表計算攝動校正后的升交點角距。

(9)計算信號發射時刻的升交點赤經Ω_k，根據升交點赤經Ω_k和偽衛星在軌道平面的位置(x′_k,y′_k)，計算偽衛星在WGS-84地心地固坐標系中的坐標(x_k,y_k,z_k)，得到不隨時間改變的唯一的偽衛星坐標值；

升交點赤經的線性模型為

其中，Ω₀為周內時等于0時的軌道升交點赤經；為軌道升交點赤經對時間的變化率，為地球自轉角速度常數，令星歷參數中的與相等，則此時的Ω_k與t_k無關；

按照現有導航接收算法，與的值不能夠保持相等，因為在接收算法中處理時需要先乘上比例因子2^-43，然后再轉換為十進制，這決定了能夠取到的最大值與的值差了3個數量級，因此在接收算法中將的比例因子改為2^-30，此時按照現有導航電文格式得到的的值便能夠與相等。

計算偽衛星在WGS-84地心地固坐標系(X_T,Y_T,Z_T)中的坐標(x_k,y_k,z_k)，

x_k＝x′_k cosΩ_k-y′_k cosi_k sinΩ_k

y_k＝x′_k sinΩ_k+y′_k cosi_k cosΩ_k

z_k＝y′_k sini_k

最終能夠得到偽衛星在WGS-84坐標系中的坐標值，按照如上的電文設計方法，可得到不隨時間改變的唯一的偽衛星坐標值，以模擬生成偽衛星導航電文；對得到的一個不隨時間改變的偽衛星的靜止位置，據接收機測得的偽距進行定位解算，便可得到接收機在WGS-84坐標系下的坐標，從而完成定位。

以上所述僅為本發明的較佳實施例，并不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。