本科毕业设计（论文）
利用单接收机GPS载波相位模糊定位形成飞行航天器的相对定位
作者：Gerardo Allende‑Alba，Oliver Montenbruck，Stefan Hackel，Michel Tossaint
国籍：德国
出处：Springer-Verlag GmbH Germany, part of Springer Nature 2018
中文译文：
摘要：近年来，已经在离线处理中的GRACE，TanDEM-X和Swarm任务中证明了基于差分载波相位的相对定位（或“基线确定”），其具有毫米级和亚毫米级的精度。这些任务的具体特征包括使用类似形状的航天器放置在几乎相同的轨道上以及使用一致的大地级GPS接收器。已证明这些元件对于具有这种精确水平的基线解决方案的计算是有利的。特别是，它们已经允许充分利用差分GPS技术的使用，包括估计和使用载波相位整数模糊度。类似地，上述航天器和轨道特性使得可以在生成减少动态的解决方案时严格约束地层的相对动态。除了前面的例子，诸如SAOCOM-CS和PICOSAR之类的预期编队飞行任务提案可能包括具有非常不同特征的航天器，包括不同的GPS / GNSS接收器。此类案件可能不再为相对轨道确定策略提供有利条件。作为替代方案，可以为每个航天器单独计算绝对轨道解，并用于生成精确的基线产品。本研究旨在评估单接收器模糊度固定在生成精确基线解决方案方面的潜力。使用来自GRACE，TanDEM-X和Swarm任务的飞行数据的结果在2016年6月的一个月测试期间表现出优于5 mm（3D RMS）的基线准确度。因此，所提出的解决方案可考虑用于预期的编队飞行在亚厘米水平上具有基线精度要求的遥感任务。同样地，被认为需要有效确定大量个体基线的未来多航天器编队和群体对于该方法特别感兴趣。
关键词：单接收器模糊定位、精确基线测定、编队飞行航天器、相对
定位
导言
过去几年，各种任务都证明了航天器编队飞行任务提供增强的地球观测能力的潜力。在低地球轨道（LEO）中运行的突出例子包括GRACE（Tapley等人2004），TanDEM-X（Krieger等人2007）和Swarm（Friis-Christensen等人2008）任务。根据具体应用，遥感产品的生成可能需要计算具有不同精度要求的离线基线解决方案。一个众所周知的例子是在TanDEM-X任务中实施的干涉合成孔径雷达（InSAR）技术，该技术设定了1 mm（1D RMS）的基线精度要求，用于生成全球数字高程模型（DEM; Krieger et al.2013）。这种特别具有挑战性的要求可以基本上通过采用具有固定整数模糊度的载波相位差分GPS（CDGPS）观测的精确基线确定系统来实现（Montenbruck等人2011;HuesoGonzaacute;lez等人2012）。
在所有上述例子中，特殊任务/航天器特性对于达到毫米和亚毫米级别的基线精度至关重要。其中，使用具有天顶指向天线的普通大地级GPS接收机是利用CDGPS技术实施的关键因素。此外，在具有相同几何结构和几乎相同轨道的航天器的此类任务剖面中，减少动态基线解决方案的生成通常受益于紧密相对动力学约束的应用。
尽管GRACE-FO（Flechtner等人，2014）和TanDEM-L（Moreira等人，2015）等各种计划飞行任务将继承其前身的许多设计元素，但最近已开始考虑实施替代任务概念。扩展的遥感技术。其中，多孔径传感可以为各种应用提供可能性，包括多基线DEM生成（Krieger和Moreira 2008）和SAR断层扫描（Homer等人，1996）。在各种SAR任务概念中，已经设想了半主动配置，其包括作为发光器的主航天器和包括不同（例如，更小）航天器平台的一个或多个无源接收器（Krieger和Moreira 2006）。具有相关特征的预期和计划任务的显着例子包括SAOCOM-CS（Barbier等人，2014），Garada（Qiao等人，2011）和PICOSAR（Bouml;rner等人，2014）。
由于未来遥感任务概念的复杂性预计会增加，目前的基线确定战略可能不适合具体的任务概况。特别是，如果航天器（以及基线）的数量增加，基于双航天器策略的基线解决方案的计算（Jauml;ggi等人2007; Kroes等人，2005）可能会导致不切实际。同样，当考虑不同特征的航天器时，在减少动态解的计算中不能严格约束地层的相对动力学。此外，不同的航天器设计（特别是GNSS天线定位/对准）和/或选定的地层几何形状可能导致不利的跟踪条件，这些条件不太适合CDGPS技术的应用。即使所考虑的GNSS接收器可以保证载波相位整数模糊，但是应用差分处理技术的困难可能妨碍整数模糊度解析策略的成功应用。因此，即使是用于多航天器基线确定的专用处理策略，在考虑这种情况下也可能会降低性能（van Barneveld 2012）。
为了应对多卫星编队飞行任务中精确基线确定（PBD）的各种挑战，本研究评估了单卫星精确定轨（POD）在生成基线解决方案方面的潜力。基于GPS的POD技术的一个关键特征是其成熟度，因为它已成为LEO中众多遥感和地球观测任务的轨道信息的主要来源（Bertiger等，1994; Bock等，2014，2017; Haines等人2004; Kang等人2006; van den Ijssel等人2003,2005）。典型的POD方案利用具有浮点模糊度的GPS载波相位观测。由这种策略产生的解决方案可用于生成具有1-2cm水平（3D RMS）的代表性精度的基线产品（Montenbruck等人2011）。
另一方面，最近已经探索了使用具有模糊度分辨率（PPP-AR）概念的精确点定位（Teunissen和Khodabandeh 2015）来改进POD产品。 Laurichesse和Mercier（2007）在法国航天局（CNES）介绍了单接收机模糊固定技术的实施及其在LEO卫星轨道确定中的应用。结果表明，可以获得精确轨道解的整体改进（Laurichesse等，2009）。随后在喷气推进实验室（JPL）实施了类似的策略，该实验室又被纳入常规的轨道产品生产中，具有更高的精确度（Bertiger等人，2010）。在这些分析中，使用模糊固定POD（POD-AR）产品生成的基线解决方案的性能可以通过使用来自GRACE任务的数据来评估。使用来自K / Ka波段测距仪（KBR）的观测资料作为参考，Laurichesse等。 （2009年）和Bertiger等人。 （2010）分别使用2003年至2009年的数据证明了2 mm（1D，1sigma;）的基线精度。
除了上述POD方法的成熟之外，POD-AR方法的一个重要优点是可以在独立的处理链中生成基线解决方案。对于基于多航天器编队或考虑不同航天器平台（例如，来自不同空间机构）的聚合设计的预期遥感任务，该特征可能特别有吸引力。
本研究致力于基于POD-AR产品的精确基线解决方案的性能评估，该解决方案考虑了所有三个维度并使用了比以前更广泛的任务。在描述了用于POD的策略和模型之后，我们简要介绍了单接收机整数模糊度解析和POD-AR解决方案生成所采用的策略。随后，介绍了用作评估溶液的参考的精确基线产品。最后，我们评估并讨论生成的POD-AR基线解决方案的准确性。为此目的，已使用来自GRACE，TanDEM-X和Swarm任务的飞行数据，以便在不同的编队飞行任务剖面和GPS接收器特性下测试所呈现的策略。
精确的轨道确定
POD解决方案的质量很大程度上取决于卫星运动和GNSS观测模型的选择和复杂性。 本研究中使用的相关模型在续集中描述并总结在表1中。
表格1
用于计算精确轨道和基线解决方案的模型和方法
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POD-AR |
PBD-1 |
PBD-2 |
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GPS观测模型 |
无差别电离层代码和载波相位组合 |
单差（接收器之间）无电离层代码和载波相位组合 |
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CNES / CLS GRG和宽带偏置产品a |
CODE最终产品b |
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IGS igs08.atxc发射机天线相位中心偏移和变化 |
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特定任务接收器天线相位中心偏移和飞行中校准相位变化 |
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载波相风 30秒抽样 |
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整数模糊度解析 |
使用CNES / CLS宽带和时钟产品的逐通单接收器宽通道和N1模糊固定装置 |
传递单差（接收器之间）宽带和N1模糊固定 |
滑动批次N1和N2歧义修复 |
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动态模型 |
GOCO03S地球重力场模型（100times;100）g。 C20，C21，S21的线性漂移 |
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Luni-solar扰动（分析系列） |
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固体土和极潮（IERS2003） |
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海潮（CSR / Topex3.0）h |
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后牛顿修正 |
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大气力宏观模型（使用NRLMSISE-00密度模式），太阳辐射压力（使用锥形地球阴影模型j）和地球辐射压力（使用CERES地球辐射数据） |
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推力弧和径向，切向和法线方向的经验加速度 |
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参考框架 |
ICRF，IGb08（来自IGS的地球定向参数.IERS1996惯例） |
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数值积分 |
变量阶变量步长多步Shampine-Gordon方法 |
四阶Runge-Kutta方法 |
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估计 |
批量最小二乘法 |
扩展卡尔曼滤波器 |
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估计分段常数（10分钟间隔）经验加速度 |
用指数时间相关估计时代差分经验加速度 |
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恒定推力弧的估算 |
应用推力电弧会增加过程噪音 |
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动态模型
所采用的动力学模型考虑了重力和非重力加速度。与可以模拟作用于航天器质心的重力不同，非重力是表面依赖的，因此需要有关航天器几何结构的信息。在本研究中，高保真模型用于描述重力，而宏观模型公式被用于计算由于大气力和辐射压力引起的加速度（Hackel等，2017）。航天器几何形状通过表面描述符在宏观模型中近似，包括尺寸，方向和光学特性。
使用Sentman模型的Sutton（2009）和Doornbos（2012）（Sentman 1961）的实施，针对每个航天器表面计算由于大气力（包括阻力和升力）引起的加速度。使用US Naval Research Laboratory Mass Spectrometer和Incoherent Scatter Radar 2000（NRLMSISE-00）模型（Picone等人，2002）计算大气成分和密度数据。每日太阳辐射通量F10.7和3小时地磁Kp指数来自国家海洋和大气管理局（NOAA）的空间天气预报中心。
由辐射压力引起的加速度利用宏模型中包括的参数，其表征航天器表面的辐射特性。这些参数描述了在每个照射表面上被吸收和反射（漫反射和镜面反射）的光子部分。对于太阳辐射压力的情况，基于Milani等人的模型考虑可见光谱中的光子来计算相应的加速度。 （1987年）。通过使用球形地球的圆锥阴影模型来考虑太阳照射条件（例如，本影/半影）。对于地球辐
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