（通信与信息系统专业论文）全球导航卫星系统（gnss）在精密进近和着陆中的应用.pdf

上海交通大学 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定， 同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版， 允许论文被查阅和借阅。本人授权上海交通大学可以将本学位论文的 全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫 描等复制手段保存和汇编本学位论文。 保密口，在一年解密后适用本授权书。 本学位论文属于 不保密口。 ( 请在以上方框内打“4 ”) 学位论文作者签名： 指导教师签名： 日期：年月日 日期：年月日 符号说明 本文出现的主要符号及其含义： i：用户观测点u 到第i 颗可见g p s 卫星之间的真距离 ：用户观测点u 到第i 颗可见g p s 卫星之间的观测距离( 伪距) ：基准观测点b 到第f 颗可见g p s 卫星之间的真距离 ；基准观测点b 到第f 颗可见g p s 卫星之间的伪距 ：用户观测点u 处的g p s 接收机时钟误差 ：基准观测点b 处的g p s 接收机时钟误差 ：第i 颗可见g p s 卫星的时钟误差 ：载波相位测量中的整周模糊度 ：g p s 卫星信号空间传播误差 ：g p s 系统控制部分误差 ：用户g 雕接收机测量误差的总和 ：用户观测点u 处的地理坐标 ：基准站b 的地理坐标，为已知的精确值 ：第f 颗可见g p s 卫星的空间瞬时坐标 ：修正后的伪距值 ：用户g p s 接收机直接观测可见g p s 卫星所获得的伪距值 ：电离层延迟误差 ：对流层延迟误差 ：基准站观测第f 颗可见g p s 卫星的伪距差分修正量 ：基准站观测第f 颗可见g p s 卫星的伪距变化率差分修正量 ：基准站观测第f 颗可见g p s 卫星的载波相位修正量 ：基准站观测第f 颗可见g p s 卫星的载波相位伪距 ：基准站观测第f 颗可见g p s 卫星的载波相位观测量 ：g p s 卫星载波信号波长 ：基准站观测第f 颗可见g p s 卫星的载波相位整周数估值 ：真距离弼( r ) 与载波相位伪距q ：( f ) 之间的差值 ：真距离群( f ) 与载波相位伪距q ：o ) 之间的平均不符值 ：用户观测点u 的相位平滑双差观测量 ：导航系统误差方差 ：飞行技术误差方差 z 五爿 d 所瓯璐一一嘲删枷螂螂五嘭驯删脚咯南 p 海交通大学硕士学位论文 战i 如 n ；l ! n 。，n w l 。 庐。 丸 l n k 九 龙 c 厶 l ： ：用户观测点u 的伪距双差观测量 ：用户观测点u 的载波相位双差观测量 ：整周模糊度双差观测量 ：宽巷线性组合整周模糊度 ：窄巷线性组合整周模糊度 ：宽巷载波相位观测量 ：窄巷载波相位观测量 ：载波信号厶的整周模糊度观测量 ：载波信号厶的整周模糊度观测量 ：载波信号厶的频率 ：载波信号厶的频率 ：无线电波传播在真空中速度 ：载波信号三l 的载波相位观测量 ：载波信号三，的载波相位观测量 上海交通大学硕士学位论文 第一章概述 本章介绍了民用航空飞行中精密近进和着陆的类别分类及其所要达到的精 度要求，介绍了仪表着陆系统( i l s ) 和微波着陆系统( m l s ) 在精密近进和 着陆中的应用及其性能的比较，阐述了g p s 和g l o n a s s 的发展过程以及g n s s 概念的确立。通过叙述g n s s 各种增强技术在精密近进和着陆中的应用及其同 i l s 和m l s 运行性能的比较，阐明了g n s s 应用于精密近进和着陆中要比i l s 和 m l s 具有更经济、更有效和更安全的应用前景。 1 1l s 和m l s 的现状 在整个二十世纪中，民用航空得到了很大的发展，民用航空运输已经成为 全球主要的和重要的运输手段之一。伴随着民用航空的发展，民用航空运输的 安全一直是国际民航组织( i c a o ) 和各国民用航空部门极为重视的问题。民用 航空运输的安全问题主要存在于民用飞机飞行的整个过程中，飞行过程包括由 滑跑、起飞、爬升、航路飞行阶段、下降、进近、着陆和最后滑跑过程这些阶 段所组成。根据r j r e t l y 和t ，m d a v i s 在 1 中对1 9 5 9 年至1 9 9 1 年期间全球民用 航空运输飞行情况的统计，在进近和着陆过程中，其所用的飞行时间占全部飞 行过程所用时间的4 ，而在进近和着陆过程中发生飞行事故的数量却占了全部 飞行过程中发生飞行事故数量的4 0 5 ( 其中，进近阶段占2 6 6 ，着陆阶段 占1 3 9 ) 。这两个数据足以说明在进近和着陆过程中飞行安全问题的突出性和 重要性。仪表着陆系统( 1 l s ) 和微波着陆系统( m l s ) 作为航空无线电导航 系统，就是为了保障民用航空飞行在进近和着陆过程中的安全飞行而建立起来 的。随着全球导航卫星系统( g n s s ) 的逐步建立和发展，及其各种相关技术的 开发和应用，都为进近和着陆过程中保障安全飞行提供了一个全新的手段和途 径，其应用前景将是极其广阔的。 ( 1 ) 仪表着陆系统( i k s ) 仪表着陆系统( i l s ) 是自1 9 4 9 年以来就被国际民航组织( i c a 0 ) 规定为 国际标准的进近和着陆无线电导航设备，至今仍在世界各国民用机场中得到广 第一章概述 泛的使用。根据现行i c a o 附件l o 的规定，仪表飞行规则( i f r ) 分为非精密进 近和精密进近。1 ，其中精密进近和着陆系统根据云高( c h ) 和能见度( v i s ) 被分为三种运行类别：c a t l ( c i ) 、c a t i i ( c i i ) 和c a t i l l ( c i l l ) ，其中 c i i i 还分为：c i l i a 、c i l l b 和c i l l c 。每一类都规定一个决断高度( d h ) ，当 低于这一高度时，飞机驾驶员不得下滑，除非能够获得足够的目视基准。一旦 达到决断高度，驾驶员要么根据目视按目视飞行规则( v f r ) 进行着陆，要么 执行进场复飞( m i s s l a n d i n g ) 。这三种运行类别的相关参数见表l l ”1 。 表l 一1 精密迸近和着陆系统运行类别及其相关参数( 单位：m ) 类别决断高度( d h )能见度( v i s )跑道视程( r v r ) 无引导 3 0 05 0 0 0 c i 6 0 8 0 0 5 5 0 c i3 0 6 0 4 0 0 3 5 0 c i i m 2 0 0 2 0 0 c n l b 5 05 0 2 0 0 c l i i c0o0 民用机场跑道中一个起降方向上i l s 地面设备是由一个航向信标( 上z ) 、 一个下滑信标( g p ) 和若干个已知离跑道始端距离的指点信标( m b ) 组成。 机场跑道某一个方向上的i l s 常规配置的情况见图1 1 。 3 0 0 m r u n w a yc e n t r a le x t e n da x i s j 一v ， 一0 m 十i 汁一面十 l 姗li m i 7 4 0 0 3 0 0 m r u n w a y3 0 0 m 7 _ 1 f i g u r e1 1i l sc o n f i g u r a t i o n 图卜1 仪表着陆系统( i l s ) 配置图 址z 通过航向天线在甚高频( v h f ) 频段为1 0 8 1 0 m h z 至1 1 1 9 5 m h z ( 单 频容差为o 0 0 5 ，双频容差为o 0 0 2 ) 的频率范围内发射幅度调制( a m ) 信号，总共有4 0 个工作通道，频率间隔为5 0 k h z 。皿z 设备提供9 0 h z 和1 5 0 h z 两个单音信号对射频载波进行幅度调制在其形成的辐射场中，这两个单音调 制信号的调制深度( m 。和m 。) 在跑道中心线上是相等的，即两个单音调制信 2 型型型壁兰堡垒苎_ 一 号的调制深度差( d d m ) 为零： 竺雾翼譬j ：竺譬磬竺道专竺线并垂直于跑道面的航向面。叭飞机进场方向看 去跑道中心缱的左倾悃毗单音调制信号占优( b 1 m g o ：磊) l ，y 。高嵩蒜螽是军 心线右倾 1 5 0 h z 单音调制信号占优( 嘲 。) 。从而形成跑道中心线两侧3 0 。 案耋竺整篓耄鲁曼。，堂飞机譬i 跑道中心线一侧时，机载航向接收机可测得两 三单曹黧竺：兽竺乙并能在机载设备中的航偏菇嚣“( c d i ) ”呈蒜箸 翥：i 竺要羹零二机驾驶员进行飞左或飞右的操作，使飞莸嘉在航向面嘉磊高耄 例引导波束上来。 。“1 “”叫“ 诽觥麓慧黧向信标设备的工作原理相类似，其工作在3 2 9 1 5 拖至 纛竺竺：葶频窆耋望10 o ，双频容差为- + 0 0 0 2 ) 耐纛拥有荔募主 竺黧墼翌黠：翌苎竺受为1 5 0 k h z ，航向和下滑的频率嵩茹”群藩嘉 频频率应为航向射频频率的琉下滑台设备提筷葛透蕊赫为耗莩磊 制信号的调制深度( m 。和删。) 在与跑道面成3 。角的平面上是相等的，即两个 f 1 9 u 。e1 2 i l sc o n f i g u r a t i 。n 。f g l i d e p a t hl i n 8 。图l 一2 仪表着陆系统( i l s ) 下滑线构成图 3 。土对于7不同精密进近和着陆微硼角的毒薹茹为：口和凹是 3 一5 f f 0 2 2 5 ) ,- 1 9 1 - 2 2 5 c l l l 是3 4 ( o ) ：“州u 埙 第一章概述 指点信标( m b ) 工作在7 5 m h z ( 0 0 0 5 ) 的甚高频( v h f ) 频段上， 外、中和内指点信标( o m 、m m 和z m ) 的配置方式仅仅是在单音调制信号 的频率( 分别为4 0 0 h z 、1 3 0 0 h z 和3 0 0 0 h z ) 、辐射的输出功率和莫尔斯码识别 信号上不同。外指点信标( o m ) 为进场着陆飞机提供最后进近点( f a f ) 。中 指点信标( 肘m ) 所处的位置在下滑道上处于a 类决断高度为6 0 4 1 4 m 上。 内指点信标( i m ) 用于c i i 类和c l l l 类着陆进场着陆，其所处的位置在下滑道 上处于c i i 类决断高度为3 0 1 7 3 m 上。i c a o 规定不同精密进近和着陆类别的 精度要求详见表1 2 “1 。 i l s 系统从二十世纪4 0 年代至今经历了从电子管、晶体管和超大规模集成 电路( v l s i ) 的发展过程，其监控系统的性能以及可靠性( 可用性) 、连续性 和完善性删越来越高。对于典型的c i i i 类精密进场和着陆的i l s 系统，其航向和 下滑设各都必须配置主、备用双套发射机，为保证辐射信号的连续性，主、备 用机转换是由双或三余度监测设备来实现的，转换时间在3 0 0 m s 一1 5 s 之间。双 余度监测器采用“逻辑与”和“逻辑或”的结构形式，三余度监测器采用三中 取二的方式。 表1 2i c a 0 规定的精密进近和着陆的精度要求( 单位：m ) 着陆类别基准点决断距离跑道精度要求( 2 1 0 m 高度，误差容差为2 5 3 ( r m s ) “”1 。在上述的组合技术中， 涉及到了来自多个信息源和噪声源的随机信号处理的问题，这就需要运用滤波 器技术。滤波器是g n s s 组合导航中的核心部分，关于滤波器在组合导航中的应 用参见 1 5 4 1 6 8 。最初是运用卡尔曼滤波器( k a l m a nf i l t e r ) 对组合导航系 统中的各个随机信息源进行处理，其算法主要由预测( p r e d i c t i o n ) 和滤波 ( f i l t e r i n g ) 两个方程来完成的，由于卡尔曼滤波器是在线性最小方差意义下 的最优估计，所以存在着发散的问题。1 9 8 8 年，c a r l s o n 提出了运用分散并行处 理技术的均方根滤波器，并提出了联邦滤波器( f e d e r a lf i l t e ，) 的概念“”3 ， 以后联邦滤波器在组合导航中得到了广泛的应用。联邦滤波器中将载波相位测 量部分作为基准滤波器，而将伪距测量部分作为本地滤波器，这样就很好地克 服了卡尔曼滤波器的固有缺陷，提高了故障容差的性能，使滤波器在g n s s 组合 定位导航技术中得到了很好的应用“，联邦滤波器的构成详见 1 6 3 中的图l 和 图2 。关于组合导航的工作原理见图3 3 。 其中g p s i n s 组合系统卡尔曼滤波器的动力学模型为“”“州： x = f ( t ) x ( t ) + g ( t ) r v ( t ) ( 3 一1 ) 式( 3 - 1 ) 中各矩阵的含义详见 5 ，在组合导航中，为了提高导航精度， 第三章本域增强系统( l a a s ) 卡尔曼滤波器的状态矢量必须包括大地坐标系( e c e f ) 分解的位罱状态( 芦) 、 速度状态( 旷) 、加速度状态( 万) 和时钟相位误差b 及频率误差d ，所以，该 滤波器又称为p v a 滤波器。图3 3 中的滤波器的动力学模型为： 黪 乞1 删管 + 到 净z ， e r r o rc o m p e n s a t i o n g p s i n s d g p s s lh u z wz m ! t o p o g r a p h yf i g u r e f i g u r e3 - 3g p s i n s r ac o m p o s i t i o n 图3 - 3g p s i n s r a 组合 通过以上对飞机机载设备的增强，不仅可以使其具备r a i m 的性能，而且， 通过这种增强技术的应用，在l “s 运用过程中可以提高垂直测量精度的完善 性，并能够达到r n p 得到规范要求。这方面的技术运用详见 5 。 同时，厶鲥s 运用于近进和着陆过程以后，机载着陆引导显示器就必须采用 完全不同于脚或m l s 中所使用的着陆引导显示器。 1 7 0 阐述了一种空间场景 透视显示器( a p e r s p e c t i v e v i e wc o c k p i td i s p l a y ) 运用于g n s s 自动着陆 系统中，将飞机预定航线轨迹和实际飞行轨迹显示给飞行员的技术。 ( 4 ) 伪卫星技术的应用( t h ea p p ii o a t i o no fp s e u d o ii t et e c h n o l o g y ) ( i ) 伪卫星技术的优点 伪卫星的概念首先由d a l e k l e i n b r a d f o r dw p a r k i n s o n “在1 9 8 4 年首 先提出的，伪卫星能够发射类似的g p s 卫星信号和差分g p s 修正量信号，它的 伪随机测距码和载波相位信号能够使本地用户获得一个附加的伪距或载波相位 测量。开始时，伪卫星技术的提出和建立是用来解决和改善g p s 卫星星座几何 配置中遇到的问题，以提高在使用g p s 卫星进行定位导航时的完善性和卫星故 障时的性能改进。后来，随着载波相位测量技术的突破进展，伪卫星技术的应 用得到了更进一步的拓展。利用伪卫星系统具有的优点如下： 由于1 5 5 9 1 6 1 0 m h z 频段是专门用于航空无线电和卫星导航的频段， g p s 卫星系统采用了其中的一个频率l = 1 5 7 5 4 2 m ，而伪卫星仍然采用这一频 率。所以，用户g p s 接收机可以同时接收可见g p s 卫星信号和地面伪卫星信号， 不必另外再设置一套接收伪卫星信号的设备。 由于伪卫星信号的初相在g p s 系统时间中是被精确确定的，所以用户 接收机能够从伪卫星信号中获得一个附加的伪距或载波相位测量，这样就大大 增加了卫星覆盖的面积，改善了运用g p s 卫星星座几何配：首! 性能。 伪卫星结合差分技术的体制比传统的i l s 和m l s 体制系统所需费用要 少，因为该体制不需要单独的接收设备。对用户来讲，没有增加更多的负担。 在伪卫星的作用范围内，伪卫星能够提供许多比利用传统差分技术或 普通g p s 系统更多的导航功能。特别是通过伪卫星的运用能够减少或限制高度 误差，从而为精密进近和着陆提供条件。 利用伪卫星技术进行精密进近和着陆并不限定在直线段。不同于i l s 和 犯s ，运用l “s 进行精密进近和着陆时，飞机在进近和着陆过程中不是依 靠跟踪一个窄波束引导信号( 如i l s ) 或解算一个窄波束引导信号的扫描时间 间隔( 如m l s ) 来进行定位导航的，而是通过对g p s 卫星信号的伪距或载波相 位测量获得实时的位置数据，并与存储在f m s 计算机中预定航线位置数据进行 比较，再由飞行控制系统( f c s ) 引导飞机在预定航线上进行进近和着陆。所 以，对于以任何航线进行进近和着陆的飞机来讲，都能够将定位解算后获得的 位置数据经过计算并显示出来。这对于复杂地形非常有用，因为它允许在任何 需要的时候都可以改变进近航线，而不影响地面设备的安装和运行。 在地面差分基准站发射机的工作范围内，利用伪卫星技术进行伪距测 量能够获得接近甚至超过p 码的定位精度，从而达到a 类和c i i 类精密进近和 着陆的精度要求。对于利用伪卫星进行伪距测量时，伪卫星发射天线位置的要 求详见 1 7 1 ，1 7 2 ，其中给出了使用相同伪随机测距码的两个伪卫星发射天线 之间的最小间隔为1 3 0 k m 、以及使用不同伪随机测距码的两个伪卫星发射天线 之间的最小间隔为5 4 k m 的计算结果；而直接利用多个配置的爿儿s 进行载波相 位测量技术，可以获得c i i i b 精密进近和着陆定位导航的精度，而运用载波相位 测量的伪卫星发射天线之间的最小间隔，却不存在受上述伪距测量时由于两个 伪卫星发射的伪随机码之间存在着相互干扰而受到影响的限制。伪卫星结构和 其与地面差分基准站的组合详见 1 7 3 中的图3 。 第三章本域增强系统( l a a s ) 伪卫星的工作频率为l ，= 1 5 7 5 4 2 m h z ，与g p s 卫星信号相同。伪卫星 向飞机同样发送伪随机测距码和导航电文。由于伪卫星的地理坐标是精确已知 并且是静止不变的，所以在伪卫星发送的导航电文中不用发送卫星星历而直接 发送该伪卫星的地理坐标，这样，飞机在接收到该伪卫星的信号以后无须通过 卫星星历解算而可以直接获得该伪卫星的地理坐标。 彳尸三是在一个民用机场跑道端附近设置的若干个伪卫星( p l s ) ，爿尸 能够很好地克服因g p s 卫星星座几何图形不佳或可见g p s 卫星发生故障而造 成的g d o p 性能下降的缺陷，这正是差分技术无法弥补的“”。陆基一咒j 的建立 是为了提高和改进运用了差分g p s 技术的l a a s 的可用性而建立的。a p l 发射 的类似g p s 卫星通过g n s s 彳凡接收机接收g p s 卫星信号，经过处理以后通 过伪卫星发射天线发送给飞机用户的。a p 工作为测距源将主要带来两个误差源， 即地面多路径效应和在覆盖区域范围内信号功率电平存在这较大的变化而造成 的误差。可以使用一种宽带( w b ) 技术构成宽带机场卫星( w b a p l ) 来解决 上述的问题， 1 7 3 中采用了一种典型的峰值发射功率电平为+ 2 6 d b m 、频宽比 为9 o 9 8 以及作用距离为8 n m i 的单频( l 、) 的w b a p l ，对r t c a 制定的 信号格式加以了改进并与规定信号格式( 1 1 l t h ) 进行了比较，试验证明该 w b a p l 运行性能相当良好。 ( j ) 伪卫星技术存在的问题及其解决方法 但是，伪卫星存在着对可见g p s 卫星信号干扰的问题。当用户在距伪卫星 5 0 k m 处，此伪卫星信号与可见g p s 卫星信号的强度相同。当用户靠近此伪卫星 只有5 0 m 时，此伪卫星信号将比可见g p s 卫星信号强6 0 d b ，而用户g _ p s 接收机 接收信号的功率与用户与发射机之间距离的平方成反比，所以，要达到伪卫星 信号与g p s 卫星信号之间互相关性低的要求，在伪卫星信号结构设计上就要解 决这种“远一近功率效应”问题，以达到系统运行性能，即在最大范围内能够提 供足够强的伪卫星信号，又能够在距伪卫星很近时不干扰可见g p s 卫星信号。 这样，就要求设计用户g p s 接收机的动态范围应至少在6 0 d b 以上。要达到6 0 d b 的动态范围，有三种方法可以选择，即码分多址( c d m a ) 技术、频分多址 ( f d m a ) 结合频率偏值技术和时分多址( t d m a ) 技术，其内容详见 6 5 ，1 5 6 3 。 经过分析，t d m a 技术是伪卫星工作的优选方案。伪卫星信号采用时分多 路复用的传输方式可以消除“远一近功率效应”的问题。为简化用户g p s 接收机 的设计，伪卫星信号的基本格式应该与g p s 卫星信号尽可能相同。所以选择电 文速率为5 0 b i t s s 。所有伪卫星都在相同时间内发射脉冲对脉冲，数据6 打对数 据6 打的位置都是每2 0 0 m s 重复一次，这样，在每半个b i t ( 1 0 m s ) 时间内，只 有1 1 个9 0 9 1 p s 间隔( 每次传送l m s 的l 1 1 ，1 0 2 3 1 1 1 = 9 3 个码位) 的信号得 到发射，产生的脉冲波形具有1 0 的占空比。这样伪卫星干扰可见g p s 卫星信 上海交通大学硕士学位论文 号不超过1 0 的时间，此时使用户g p s 接收机的可见g p s 卫星平均信号功率损 耗不大于l d b 。伪卫星与g p s 系统时间同步，即采用的伪随机码以及相应初始 值与g p s 卫星信号准确对准，以便进行伪卫星信号的伪距或载波相位测量。除 了电文的内容与g p s 卫星信号中的导航电文有所差别外，伪卫星可以使用从5 1 种与g p s 卫星信号不同的g o l d 码中选用的一种作为伪卫星编码。从本质上将， 伪卫星的使用能够为系统用户提供定位信息的冗余度，使伪卫星辅助g p s 系统 改进更为完善的定位导航系统。通过伪卫星辅助g p s 系统可以实施故障检测、 故障隔离技术，可以保证在局部区域内达到所要求的g p s 系统完善性。所以， 伪卫星作为独立的信号源，将有助于解决完善性问题。 ( 5 ) l a a s 技术的应用( t h ea p p ii c a t i o no fl a a st e c h n o i o g y ) 美国提出l “s 概念之前，为了将l a d g p s 技术应用于精密进近和着陆， 在1 9 9 3 年提出了动态g n s s 着陆系统( k g l s ) 的概念。以后，根据 1 7 4 所述， 美国斯坦福大学在1 9 9 4 年开发了k g l s ，该系统运用陆基伪卫星结合g p s 卫星 厶信号进行载波相位测量，可以达到c m 量级精度，以满足c i i i 类精密进近和着 陆的要求标准。k g l s 的构成见图3 3 至图3 5 。 f i g u r e3 - 3k g l sc o n c e p t 图3 - 3 动态g p s ( k g l s ) 概念 从图3 5 中可以得到，伪距差分测量的矩阵为： l o ，= j z + i z |( 3 3 ) 式( 3 3 ) 中，x 为无方向信标到飞机的矢量：a r 为伪距差分；雪为到可 见g j 船卫星的直线距离；i j l 为无方向信标与飞机之间的距离，同时i x i 还包括 第三章本域增强系统( l a a s ) 了在传输中任何的硬件延迟。将式( 3 3 ) 用矩阵表示为 a t 2 ： _ a r 蜃? 1 霹1 ； 莨1 g p ss a t e l l i t es i g n a l s !? 6 9 3 5 8 8 1 1 1 。8 1 9 “8 1 8 6c h a n n e lo m n i m a r k e r t r a n s m i t t ( 3 - 4 ) f i g u r e3 - 40 m n i - m a r k e rc o n c e p t 图3 - 4 无方向信标概念 f l g u r e3 5r e f e r e n c eo m n i m a r k e rc o n c e p t 图3 - 5 基准无方向信标概念 该系统保证了在飞机飞越几何配置变化较大的区域上空时，陆基伪卫星和 载波相位测量能够提供十分有效的自主完好性监控( 一z m ) 性能。该陆基伪卫 星又称为陆基g p s 完善性信标伪卫星( i b p l ) ，是一种构造简单的无方向性信 标( o m n im a r k e r ) 、发射经伪随机噪声( 纠w ) 编码调制的l 载波信号的低 功率发射机。这样的两个完善性信标伪卫星就完全能够为飞机机载g p s 接收机 提供载波相位整周模糊度的求解提供保证。在k g l s 中由伪卫星低功率射频信 号定义了一个球形边界( b u b b l e ) 的范围，该边界能够保证飞机处于一个安全 上海交通大学硕士学位论文 警戒的飞行高度“7 “。在伪卫星提供一个几何配置大范围变化飞行区域的同时， 由伪卫星和每颗可见g p s 卫星提供了载波相位整周循环模糊度( i n t e g e r c l ea r a b i g u i t y ) 测量和求解的能力。当飞机在进近过程中到达该边界时，就 能够立即求解整周循环模糊度，从而在进近和着陆的整个过程中获得c m 量级的 定位导航精度。该系统通过差分g p s 、载波相位测量和陆基完善性信标伪卫星 三部分来保证系统运行的且a 驴性能。k g l s 实时( r e a l t i m e ) 系统的结构见图 3 6 。同时还给出了可能造成完善性性能降低的故障源模型，该模型也成为以 后研究l a a s 故障源模型的典型模式，见图3 7 。 f i g u r e3 - 6k g l sr e a l t i m es y s t e ma r c h i t e c t u r e 图3 6k g l s 实时系统结构和工作原理 图3 7 中所示的故障类型有： 在载波相位测量中产生的误差( 包括循环滑动和差分修正干扰等) ； 与数据相关的物理参数产生的误差( 包括控制星历和数据传输误差) 。 1 7 5 给出了合成循环模糊度求解最小均方估计和残差算法的定位估值为： 妒= h u + 却( 3 5 ) 式( 3 5 ) 中，为”l 差分载波相位测量信号矢量；谢为疗1 单差载波相 位测量误差：为n x m ( n 珊) 观测矩阵：“为卅l 状态矢量。这样，可以获得 一个矢量单元“为： ( 3 - 6 ) 第三章本域增强系统( l a a s ) 式( 3 - 6 ) 中，z 为3 1 的机载多路惯性基准单元( 艘协) 在球形边界处 的初始化定位矢量。这样，就可以得到最小均方求解方程为： 舀= h + 函( 3 7 ) h + = ( h 7 日) 。h 7 ( 3 - 8 ) 式( 3 - 7 ) 中的i 为实际状态“的估计值。而测量的残余矢量，为： r = 妒一月西= ( 1 一h h + ) 印 ( 3 9 ) 这样就可以得到状态估计误差函为： 灏= 一“ 叫 h ；h 却 ( 3 一l o ) 式( 3 1 0 ) 中，酝为球形边界通道定位点( t h eb u b b l ee x i tp o s i t i o nf i x ) 误差矢量；主为x 的最小均方估计值，并用于r u 的初始化值。 f i g u r e3 - 7k g l sf a u l tt r e e 图3 - 7 动态g p s 着陆系统( k g l s ) 故障源方框图 在正常的条件( n o r m a l c o n d i t i o n ) 下，即无系统故障情况时，影是零均 值、方差为仃：= i c m 2 的正态分布。即有： 却= n ( o ，如盯；) ( 3 1 1 ) 这样。根据以上给出的概念和各项公式，得到如下的系统运行的性能参数： 上海交通大学硕上学位论文 i n t e g r i t y = p ( m d ) m d z ( 1 l r d ) a v a i l a b i l i t y = p ( h i g hp d o p ) + p ( s f p a ) ( 3 1 2 ) c o n f i n u i = p ( f a ) + p ( s f ) f a = 删 r n c ) 式( 3 1 2 ) 中，s f p a 为s y s t e mf a i l u r ep r i o r t o a p p r o a c h ：f a 为向如e a l a r m ；s f 为s y s t e mf a i l u r e ；n c 为n o r m a l c o n d i t i o n 。 1 7 6 还给出的运用这种陆基g p s 完善性信标伪卫星所建立的完善性信标 着陆系统( 1 b l s ，见图3 8 ) ，对波音7 3 7 飞机进行自动着陆试飞的报告数据 ( 见表3 2 和表3 3 ) 和情况结果( 共七个方面的内容详见 1 7 6 ) ，证实了该 类伪卫星完全能够达到c i l i 类精密进近和着陆的精度要求，而且接收机自主完 善性监控( r a i m ) 性能良好，即使在p d o p 状况和气象条件( 较大的侧风) 较差的情况下都能够达到c i i i 类的精度要求。 一v h f b 】a d ea n t e n n a9 9 6 0b a u d g p s a n t e n n a d a t a li n k r e c e i v e ri b l sf 1 i g h t c o m p u t e r 封integrityb e a c o na n t e n n ：_ a 圣 i一 f 1 i g h tc o n t r o l c o m p u t e r ( b ) i b l sg r o u n de q u i p m e n t f i g u r e3 - 8i b l sc o n f i g u r a t i o n 图3 - 8 完善性信标着陆系统( i b l s ) 组成方框图 4 l t r a n s m i t 章m a s t n a a d 阡一 t一 。一 一 高一 一 占 第三章本域增强系统( l a a s ) 表3 2 在1 5 m 决断高度处的导航传感器误差( 单位：m ) 导航系统误差垂直俱0 向 盯 o 0 9o 1 3 均值( ) 0 0 10 1 9 0 2 00 。4 0 k i + 2 盯= 9 5 i c a o 附件1 0 标准 o 6 0 4 4 0 联邦无线电导航计划 o 6 04 1 0 符合要求情况符合符合 表3 3 在1 5 m 和3 0 m 决断高度处的总系统误差( 单位：m ) 导航系统1 5 m 决断高度处3 0 m 决断高度处 误差垂直侧向 垂直侧向 盯 1 12 ，2 1 02 1 均值( u )0 10 20 10 1 2 34 62 14 3 k i + 2 盯- - 9 5 肼p 内部 4 62 2 9( 啪)1 5 5 符合要求情况符合符合符合符合 比较图3 6 和图3 8 ，可以看到k g l s 和i b l s 的工作基本上是完全相同 的。i b l s 中运用了惯性导航系统，从而更进一步提高了进近和着陆系统的精度 以及完善性性能。 1 7 7 ，1 7 8 给出了1 9 9 5 年美国联邦航空局( f a a ) 基于本域 d g p s ( l a d g p s ) 来发展l a a s 而进行的一系列自动进近和着陆的飞行试验， 做出了l “s 操作要求文件( o r d ) ，在该文件中给出了利用斯坦福大学、俄亥 俄大学和w i l c o x 公司分别运用载波相位和相位平滑测量进行精密进近和着陆中 导航系统误差( n s e ) 和总系统误差( t s e ) 的测试结果，见图3 9 。 从图3 9 中可以看出，斯坦福大学所运用的实时动态载波相位跟踪系统 ( r t k c p t s ) 和载波误差系统( c a r r i e r e s y s t e m ) 的技术，能够提供比俄 亥俄( o h i o ) 大学和w i l c o x 公司运用的载波相位平滑测量技术更低的导航系统 误差( n s e ) ，也就得到了更高的导航和定位精度。 相应开发的系统还有，如1 9 9 5 年6 月，美国国家航天局( n a s a ) 、美国联 邦航空局( f a a ) 同f e d s i m 软件管理中心运用动态载波相位跟踪( k c p t ) 技术结合d g p s 进行了e 系统( e s y s t e m s ) 自动着陆系统( a l s ) 的飞行试 验，对k c p t 技术在c l i i b 类精密进近和着陆中的总系统误差( t s e ) 、导航系 统误差( n s e ) 、通道跟踪误差( p 尼) 和控制运动噪声( c m n ) 进行了大量 圭塑銮至查兰堡主堂竺堡苎一 的数据测量，进一步证实了系统性能的可行性。该系统的构成、k c p t 技术的 内容和试验过程及其飞行中的测量数据情况详见 1 7 9 ，1 8 0 ，同时， 1 7 9 中图 3 给出了c i i i 类运行中传感器垂直精度与进近距离的关系。 1 8 1 同样阐述了 一种自主动态本地伪卫星着陆系统( a k l p l s ) 的技术来完成c i i i 类精密进近 和着陆的过程，a k l p l s 由自主动态本地导航伪卫星着陆系统( a k l n p l s ) 和 自主动态本地完善性伪卫星着陆系统( a k l i p l s ) 两部分组成。该技术采用单 频( l ，) 载波相位差分测量技术，可以达到c m 数量级的动态定位精度，所以同 样可以符合c l l l 类进近和着陆的精度要求。但是，不同于斯坦福大学开发的 k l g s ，该系统具备了r a i m 的运行性能。 v e r t i c a ln s e a n dt s e ( m ) c r o s s t r a c kn s ea n dt s e ( m ) f i g u r e3 9 r e s u l t so f 4 0 0 a p p r o a c h e s f o rf a a f e a s i b i l i t yd e m o n s t r a t i o ni nt e r m so fi f l l + 2 c r 图3 9 美国联邦航空厮( f a a ) 进行的4 0 0 次陋l + 2 盯进近的可行性论证结果 随着m d g p s 、k g l s 和i b l s 等系统的提出和研究，以及相关技术的发展 和应用，最终提出了完整的乜m s 概念，并对l s 系统进行了研究和开发。 l a , 4 s 是在结合g n s s 空间增强技术、飞机机载设备增强技术和陆基增强技术的 基础上，运用了l a d g p s 的差分技术、k g l s 和i b l s 中完善性伪卫星技术，同 时提出和改善了系统满足c i i i b 精密进近和着陆的精度、系统( 包括g n s s 空间 星座、s i s 、l a a s 机载设备) 的r a i m 、陆基厶“s 设备和陆基系统与机载系 统之间g i c 的连续性、可用性和完善性要求。根据 1 8 2 ，i c a 0 对以厶“s 为 基础的a l s 适航审查和投入使用期限做出了相应的安排，见表3 4 。 1 8 3 中 还阐述了如何运用上觚s 来完善w a a s 的方法，其思路是，由于厶“s 中i b l s 的 作用范围不仅仅限制于进近和着陆，运用其定位的高精度来补充和完善w a a s 定位精度上的不足。关于i b i s 和w a a s 之间的信息综合详见该文中的图3 。 第三章本域增强系统( l a a s ) 表3 4i c a 0 自动着陆系统适航审查和投入使用期限 系统类别i c a 0 标准复杂等级适航审查估计和实际期限 玎0 埘s接近a 类标准2 0 0 1 2 0 0 2 证 c i 类2 0 0 2 2 0 0 3 芷 s c 4 r 一1c i 类已经通过审查 c ，类2 0 0 5 芷 l a a s c i i 类2 0 0 5 2 0 1 0 芷 c i i i 类2 0 1 0 年以后 ( 6 ) l a a s 采用的基本差分技术( t h eb a s i cd i f f e r e n t i a lt e c h n i q u ef o rl a a s ) 厶“s 系统中，由于载波平滑编码( c s c ) 技术复杂性要低，且完全能够 满足凹类和c i i 类精密进近和着陆的精度要求，也符合特殊a 类( s c a t 1 ) 。“1d g p s 的要求。平滑处理的过程如下式所示“： p r 删( 七) = 二= 【尸r 删。m ( _ j 一1 ) + 妒】+ 三舢( k ) ( 3 - 1 3 ) 上式中的p r 。( ) 为平滑后的伪距测量值；舢，一( ) 为伪距平均测量值； a l p 为载波相位的变化量；w 为测量的次数。于是可得差分修正量的平均值为： 1 旦 p r c 。= 音朋c 。 ( 3 1 4 ) 式( 3 - 1 4 ) 中，p r c 。为对于第n 个可见g p s 卫星从第朋个差分基准站来 的伪距修正量；m 为地面差分基准站接收机的数量。通过式( 3 - 1 3 ) 和( 3 1 4 ) 就可以获得第m 个差分基准站与差分修正量平均值的差值为： 峨。= 朋c 。一击薹朋c m = 丝铧，m - 1 ，m c s 一s ， 这样e 。就可以作为一个差分修正量的误差估计值，并可以得到伪距修正量 误差的阈值，下列各式是以垂直告警门限( v a l ) 为例，给出了修正量的误差 闽值即垂直保护水平( p 观) 为： v p l ( m ) = 静b n = l 扣+ = l s 。小- li 辱n 石2 甄 m = 1 ，m 吼一= 羞。朋叫。i j n ) f f d i m 22 + 、v 医n = l 囊罨l v l 孚- - 1 e i - 丙 ( 3 - 1 6 ) 圭塑銮望查堂堡主兰堡笙壅一 式( 3 1 6 ) 中，s ，定位求解矩阵；k m d 为确定故障漏检概率的系数( 盯) ； g p r _ g n d ( 疗) 和e t p r _ a i r ( n ) 分别为l a a s 差分修正量和机载接收机对第”个可见 g p s 卫星的伪距测量误差的标准偏差；k m d ，为确定故障解除漏检检测概率的 系数( 盯) ；世，。，为确定故障解除检测概率的系数( 盯) 。 运用载波相位测量的实时整周模糊度求解技术，对c i i i 类精密迸近和着陆 可行性方案论证的工作取得了很大进展“7 ”，使得c s c 和c p 技术都能够应用于 c i i i 类。运用c p 技术达到d m 量级精度，能够很好地符合测量精度界限完善性 ( 针对高比率精度要求的定位保护水平( p p l ) ) 的要求，以满足完善性的核心 内容r a i m 。上述这些内容都要求载波相位整周模糊度求解必须符合连续性性 能的要求，这样就可以通过完善性信标着陆系统( 皿丛) 来增强载波相位测量 技术。i b i s 对l “s 的系统工作有三个不利的方面： 要求完善性信标安装在机场设施范围以外的区域，而这种完善性信标 是作用距离范围较小的伪卫星； 由于只有在飞机下降到离地高( a g l ) 6 0 m 处时，该信标的信号才能 覆盖相应的区域并起作用，这样就不能保证飞机在最后进近点( f a f ) 附近区 域得以快速求解整周模糊度，也就无法在f a f 附近区域进行连续的进近过程； 通过对航空电子设备相关的试验，能有效地证明无法用r a i m 作为主 要的s i s 完善性监控手段。有关c i i i 类可行性方案的试验和结果参见 1 7 7 。 3 本域增强系统( l 从s ) 的运行、标准和规范要求 ( 1 ) l a a s 运行的基本条件( i a a ss y s t e ma r c h i t e c t u r e ) ( i ) l a a s 空间增强系统的可用性和完善性( t h ea v a il a b iii t ya n di n t e g ri t yo fl a a s s p a c ea u g m e n t a t io ns y s t e m ) 作为l “s 空间增强系统的g n s s ，必须具备相应的可用性和完善性运行性 能。关于这方面的研究和论证工作可以参照对g 黯卫星星座可用性和完善性的 研究和论证作为对比，有关这方面的内容详见 1 0 8 ，1 1 1 ，1 1 4 ，1 8 5 1 9 8 。 以f a a 对g p s 可用性的要求为例，要求系统可利用率大于9 9 9 9 8 ，也就是说， 在一年时间内只允许有6 3 l s 的系统中断或不能被利用的时间“”3 ，所以，必须对 g p s 卫星空间星座进行增强。由于i c a 0 直努力致力于将g p s 、g l o n a s s 和 i n m a r s a t 进行组合并成为全球民用用户使用的g n s s 空间卫星系统