孫兆妍+王新龍??

摘要： 通過對高軌航天器軌道及全GNSS星座的模擬， 分析了地球同步軌道和大橢圓軌道環(huán)境中GNSS的可見性， 以及高軌航天器軌道傾角與軌道高度對GNSS分系統(tǒng)（GPS， GLONASS， BDS， Galileo）可見性的影響， 提出了配置慣性導航系統(tǒng)的方案來解決短時間內(nèi)可見星缺失、 GNSS間歇性失效的問題， 并通過對慣導器件短時誤差的分析驗證方案的可行性；為了改善高軌環(huán)境中GNSS幾何精度因子， 提出了載波相位時間差分的方案， 對比分析了采用非差和差分GNSS所得幾何精度因子， 統(tǒng)計結(jié)果顯示差分GNSS具有更優(yōu)的幾何精度。

關(guān)鍵詞： 高軌環(huán)境； GNSS； 可見性； 幾何精度因子

中圖分類號： V249.32+8 文獻標識碼： A文章編號： 1673-5048（2017）01-0018-10[SQ0]

引言

當前在軌運行的全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（Global Navigation Satellite System， GNSS）包括美國的全球定位系統(tǒng)（Global Positioning System， GPS）、 俄羅斯的格洛納斯（GLObalnaya NAvigatsionnaya Sputnikovaya Sistema， GLONASS）、 中國的北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)

（BeiDou System， BDS）以及歐盟的伽利略衛(wèi)星導航系統(tǒng)（Galileo Satellite Navigation System， Galileo）。 隨著四大衛(wèi)星導航系統(tǒng)的不斷增強和完善， 能夠為在軌航天器提供更加廣泛的導航授時服務[1]。

適用于航天器的GNSS導航技術(shù)可以為各類中低軌衛(wèi)星和載人航天器提供實時的高精度軌道數(shù)據(jù)[2]， 大幅降低了地面測控網(wǎng)的負擔。 但是， 由于GNSS導航衛(wèi)星發(fā)射天線朝向地球， 且主瓣信號發(fā)射夾角有限[3]， 當航天器軌道高度超出GNSS星座時， 僅能接收到來自地球另一面的導航衛(wèi)星信號[4]， 因此在高軌環(huán)境中， 受地球遮擋的限制以及信號自由空間損耗的加大， GNSS導航衛(wèi)星可見性和信號品質(zhì)將會變得很差， 部分時間段內(nèi)無法滿足4顆導航星的最低要求； 同時， 由于高軌航天器軌道高度非常大， 并且接收信號來自地球另一面， 嚴重影響了可見星幾何構(gòu)型[5]， 導致幾何精度因子的激增。 因此， 目前GNSS應用范圍仍局限于中低軌道航天器[6]。

導航衛(wèi)星可見性及幾何精度因子是評價GNSS服務性能的兩個重要指標[7-8]， 制約著GNSS導航解算精度、 可用性以及完備性等。 導航衛(wèi)星可見性指當前時刻在接收機天線所在位置能夠觀測到的衛(wèi)星數(shù)目[9]， 一般情況下只有當可觀測星數(shù)目不小于4顆時才可以完成全維導航[10]（PVT）；幾何精度因子（Dilution Of Precision， DOP）表示接收機觀測誤差與定位誤差之間的比例關(guān)系， 一般與可見性以及可觀測星的幾何構(gòu)型有關(guān)[11-12]， DOP越小， 則由相同觀測誤差導致的定位誤差越小[13]。

基于GNSS的高軌航天器自主導航技術(shù)是目前國內(nèi)外的研究熱點， 尚處于探索之中， 分析高軌

環(huán)境中GNSS可見性及幾何精度因子， 有利于高軌航天器軌道參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計， 對于改善航天器導航定位精度、 提高航天器自主導航能力具有重要的現(xiàn)實意義和應用價值， 也可以為將來中國北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)的實際航天器軌道應用打下堅實的基礎(chǔ)。

1高軌航天器軌道及GNSS星座模擬

1.1高軌航天器軌道模擬

高軌環(huán)境主要包括地球同步軌道（Geosynchronous Orbits， GEO）和高偏心率軌道（High Eccentricity Orbits， HEO）。 處于GEO的航天器運行周期與地球自轉(zhuǎn)周期相同， 為23小時56分4秒， 定點于赤道上空35 786 km的某一點。 GEO航天器具有地面覆蓋區(qū)面積大的優(yōu)勢， 單顆航天器即可覆蓋地球表面的40%， 因此等間隔分布的3顆航天器可實現(xiàn)除極地外的全球覆蓋。 HEO航天器遠地點的軌道高度一般高于35 786 km， 由于在遠地點附近運行速度較慢， 航天器對遠地點下方地

面區(qū)域的覆蓋時間超過12小時； 同時， 具有大傾角的HEO軌道可以覆蓋地球的極地地區(qū)。

為了分析高軌環(huán)境下GNSS的可見性及幾何精度因子， 以GEO及典型的HEO衛(wèi)星軌道設(shè)計參數(shù)[2]為基礎(chǔ)， 模擬高軌航天器的運行軌道， 得到GEO和HEO航天器的運行軌跡（視角垂直于赤道平面）如圖1所示。

1.2GNSS星座模擬

GPS星座可認為是一個定制的Walker星座，

GLONASS星座由三根相距120°的中圓地球軌道組成， 每個軌道上均勻分布8顆衛(wèi)星， 每顆衛(wèi)星相距45°[14]， 運行周期均為11小時15分44秒。

BDS空間星座由5顆地球同步軌道（GEO）衛(wèi)星、 27顆中圓地球軌道衛(wèi)星（均勻分布）和3顆傾斜地球同步軌道（IGSO）衛(wèi)星組成。 GEO分別定點于東經(jīng)58.75°， 80°， 110.5°， 140°和160°。

Galileo星座由三個傾角為56°的中圓地球軌道組成， 每個軌道上均勻分布7顆衛(wèi)星[15]。

四大GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)的星座具體軌道參數(shù)如表1所示， 并給出GPS以及BDS的星座仿真結(jié)果分別如圖2和圖3所示。

2高軌環(huán)境GNSS可見性分析

2.1GEO及HEO可見性分析

由于GEO或HEO航天器軌道位于GNSS導航衛(wèi)星的上方， 因此航天器搭載接收機只能接收來自地球另一側(cè)的衛(wèi)星信號； 同時， 導航衛(wèi)星下視天線的主瓣信號發(fā)射夾角為42.6°， 當航天器軌道高度超過3 000 km時， GNSS的可見性將變差[16]， 而在高軌環(huán)境中， 被地球遮擋部分（地影區(qū)）夾角為27.7°（如圖4所示）， 則有效主瓣服務區(qū)僅為7.45°， 嚴重影響了高軌環(huán)境中GNSS導航衛(wèi)星的可見性。

從圖中可以看出， 在GEO航天器運行周期內(nèi)， 相比于其他衛(wèi)星導航系統(tǒng)， 北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)的可見性最好， 觀測到4顆可見星的時長約為2小時， 觀測到3顆可見星的時長約為3小時， 明顯優(yōu)于其他衛(wèi)星導航系統(tǒng)。 由于北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)采用了MEO， GEO以及IGSO三種軌道， 分布有35顆導航衛(wèi)星， 因此在高軌環(huán)境的可見性方面具有優(yōu)勢。 相比之下， 由于GLONASS的軌道傾

角較大， 對于GEO這類軌道傾角為0°的航天器運行環(huán)境， 導航衛(wèi)星的可觀測能力較差， 圖中顯示， 在GEO航天器運行周期內(nèi)始終無法觀測到4顆GLONASS導航衛(wèi)星。

根據(jù)圖5及上述分析可知， 采用單個獨立的衛(wèi)星導航系統(tǒng)難以滿足全維導航的最低可見星數(shù)要求， 因此， 為了實現(xiàn)GEO航天器的全時空自主導航， 需要搭載多模GNSS接收機。

圖6所示為GEO航天器運行周期時間內(nèi)， 接收所有GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)信號的可見星數(shù)變化曲線。 圖中顯示， 采用全GNSS星座能夠顯著改善GEO環(huán)境的導航衛(wèi)星可見性， 整個運行周期內(nèi)至少能夠觀測到1顆導航衛(wèi)星， 最佳狀態(tài)為10顆可見星， 平均可見星數(shù)為4.47顆， 大于4顆的最低要求。 圖7表示可見星數(shù)的統(tǒng)計結(jié)果， 從圖中可以看出， 采用全GNSS星座時， 可觀測導航衛(wèi)星不少于4顆的概率約為63.74%， 而觀測到1顆衛(wèi)星的概率僅為4.51%， 能夠滿足GNSS連續(xù)導航定位的要求。

（當HEO航天器運行高度超過導航衛(wèi)星軌道高度時）中， GNSS四大衛(wèi)星導航系統(tǒng)的可見性分析。 圖中顯示， 當航天器處于HEO環(huán)境中時， 所有GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)的可見性均較差， 運行周期內(nèi)可觀測導航衛(wèi)星難以達到4顆的最低要求。

進一步分析采用全GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)得到的可見星數(shù)隨HEO航天器運行時間的變化情況， 其結(jié)果如圖9所示。 可以看出， 當航天器處于HEO短半軸頂點附近（如圖中圈內(nèi)部分）時， GNSS可見星數(shù)突然衰減至0顆， 且持續(xù)時間超過700 s， 因此航天器在HEO短半軸頂點不適宜做軌道機動， 極易導致GNSS跟蹤環(huán)路失鎖。 HEO環(huán)境中可見星數(shù)統(tǒng)計結(jié)果如圖10所示， 平均可見星數(shù)為4.51顆， 超過4顆導航衛(wèi)星的最低容限， 其中72.42%的時間內(nèi)能夠接收不少于4顆導航衛(wèi)星的

信號， 7.54%時間內(nèi)僅能觀測0或1顆導航衛(wèi)星， 基本滿足GNSS連續(xù)導航要求。

同時， 為了解決HEO短半軸頂點附近無可見星、 GEO短時可見星非常少等GNSS間隙性失效的問題， 可以考慮通過引入外部信息對高軌航天器搭載GNSS接收機進行輔助， 例如配置體積較小的捷聯(lián)慣導系統(tǒng)輔助GNSS接收機環(huán)路， 以滿足高軌航天器GNSS導航的連續(xù)性。 采用0.05 （°）/h的陀螺儀零漂誤差以及10-4g的加速度計零偏誤差， 得到700 s慣性導航系統(tǒng)解算位置/速度誤差分別如圖11～12所示。 從圖中可以看出， 中等精度的慣性器件經(jīng)過700 s的漂移后， 位置和速度誤差仍能滿足航天器導航精度的要求， 因此具有解決GNSS短時失效時無法提供導航輸出問題的能力。

2.2軌道傾角影響分析

由于不同GNSS星座采用的軌道傾角不同， 因此， 對于不同軌道傾角的高軌航天器來說可見性將

有所差異。 分析軌道傾角對高軌環(huán)境中GNSS可見性的影響， 有利于高軌航天器軌道傾角的優(yōu)化設(shè)計。 分別模擬軌道傾角為0°， 30°， 60°和80°， 運行周期為19小時6分29秒的高軌航天器運行環(huán)境， 對GNSS四大衛(wèi)星導航系統(tǒng)進行可見性分析， 得到不同軌道傾角環(huán)境中， 高軌航天器運行周期內(nèi)可見性統(tǒng)計結(jié)果如圖13～16所示。

分析GPS星座， 對比圖13～16可以看出， 隨著高軌航天器的軌道傾角由0°上升至60°， 可見星

數(shù)為0顆的概率明顯減少， 可見星數(shù)為1， 2， 3顆的概率均有所上升， 表明可見性有所改善， 但始終無法觀測到4顆GPS導航衛(wèi)星； 進一步當高軌航天器軌道傾角上升至80°時， 可見星數(shù)為0顆的概率由9.8%大幅上升至34%， 同時可觀測1， 2， 3顆導航衛(wèi)星的概率均有10%的下降， 導致GPS導航衛(wèi)星可見性受到了嚴重影響。 其原因在于： GPS星座采用傾角為55°的軌道平面， 因此， 當高軌航天器的軌道傾角接近55°時， 導航衛(wèi)星可見性最好， 軌道傾角越偏離55°， 其可見性越差。

分析BDS星座， 根據(jù)圖13可知， 在所有GNSS系統(tǒng)中， 當高軌航天器軌道傾角為0°時， 0顆可觀測導航衛(wèi)星的概率最低， 僅為23%。 低傾角高軌環(huán)境中， BDS可見性較優(yōu)的主要原因是： BDS采用了GEO導航衛(wèi)星， 有利于提高低傾角航天器對導航衛(wèi)星的觀測。 進一步對比圖13～16可以看出， 高軌航天器越接近55°， 可見星數(shù)為0顆的概率越小， 其原因與GPS星座類似； 不同的是， 可以觀測2～3顆導航衛(wèi)星的概率并沒有明顯變化， 這是由于BDS導航衛(wèi)星總數(shù)為35顆， 為所有GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)中最多， 導航衛(wèi)星數(shù)量的優(yōu)勢能夠顯著提高了高軌環(huán)境中的可見性。

GLONASS星座所采用的軌道傾角最大（64.8°）， 因此在低傾角與極高傾角環(huán)境中均沒有顯著優(yōu)勢。 Galileo星座的軌道傾角為56°， 與GPS星座類似， 但是采用3個軌道平面， 每個軌道均勻分布9顆星的模式， 導航衛(wèi)星分布的均勻性使得Galileo系統(tǒng)有效覆蓋能力超過GPS， 同時其導航衛(wèi)星數(shù)量多于GPS而少于BDS星座， 因此在相同軌道傾角的高軌環(huán)境中， Galileo系統(tǒng)可見性優(yōu)于GPS而差于BDS。

采用全GNSS星座獲得的可見星數(shù)概率統(tǒng)計結(jié)果見表2。 從表中可知， 當高軌航天器軌道傾角越接近60°， 可見星數(shù)大于4顆的概率越大， 同時可見星數(shù)為0， 1， 2， 3顆的概率越小， 符合以上的分析結(jié)果。 因此為了保證高軌環(huán)境中足夠的可觀測導航衛(wèi)星數(shù)， 在設(shè)計高軌航天器軌道時， 可以適當采用接近60°的軌道傾角。

2.3軌道高度影響分析

由于GNSS衛(wèi)星下視天線的發(fā)射夾角限制以及地球遮擋因素， 使得高軌環(huán)境中可用主瓣服務區(qū)較小， 并且有效主瓣服務區(qū)范圍與高軌航天器

的軌道高度密切相關(guān)， 因此利用相關(guān)統(tǒng)計方法， 分析不同軌道高度環(huán)境中GNSS的可見性， 能夠為高軌航天器軌道高度的設(shè)計提供數(shù)據(jù)支撐。

分別仿真模擬軌道高度為2.5×107 m， 3×107 m， 3.5×107 m和4×107 m的航天器軌道（軌道傾角0°， 離心率0）， 結(jié)合GNSS四大系統(tǒng)星座數(shù)據(jù)， 得到四大衛(wèi)星導航系統(tǒng)的可見性統(tǒng)計結(jié)果如圖17～20所示。 從圖中可以看出， 隨著航天器軌道高度的上升， 所有衛(wèi)星導航系統(tǒng)的可見性均有變差的趨勢， 其原因在于： 根據(jù)圖4所示， 雖然當航天器軌道高度越高時（距離導航衛(wèi)星越遠）， 有效主瓣服務區(qū)范圍變大， 但是軌道高度的升高同時導致了航天器運行區(qū)域及周期的大幅提升， 因此， GNSS可見性的時間分布概率總體呈下降趨勢。

GPS和GLONASS兩種系統(tǒng)所采用的軌道高度較為接近， 約為20 000 km， 低于仿真模擬的高軌航天器軌道高度， 因此， 當航天器軌道高度不斷上升時， 可見性隨之變差。

相比之下， 由于Galileo和BDS星座采用的軌道高度較高， 因此軌道高度的變化對Galileo和BDS的影響較大。 圖17中， 可觀測星數(shù)為4顆時， Galileo系統(tǒng)所得概率僅為2%， 其原因為當前航天器軌道高度與Galileo星座軌道高度非常接近， 此時的可見性是最差的， 而當航天器軌道高度上升至30 000 km和35 000 km時， Galileo系統(tǒng)可見性為4顆的概率迅速提升至10%（如圖18～19所示）， 航天器軌道高度進一步上升至40 000 km， Galileo系統(tǒng)可見性也急劇下降。 對比圖17～20也可以發(fā)現(xiàn)， BDS的可見性隨軌道高度下降趨勢也非常明顯， 可見性為4顆的概率由48%驟減為4%。

進一步統(tǒng)計全GNSS可見星數(shù)， 得到不同可見星數(shù)的概率統(tǒng)計結(jié)果如表3所示。 從表中可以看出， 由于軌道高度對所有GNSS星座均產(chǎn)生了不利的影響， 因此隨著軌道高度的提高， GNSS可見性不斷下降， 可觀測星數(shù)小于4顆的概率顯著增加， 而大于7顆的概率大幅減少。 然而， 全GNSS星座包含超過100顆的導航衛(wèi)星， 覆蓋范圍以及覆蓋強度非常可觀， 各GNSS系統(tǒng)星座間能夠形成優(yōu)勢互補， 因此軌道高度升高時， 可觀測星數(shù)為4或5顆的概率有所增大， 6或7顆的概率基本穩(wěn)定。

3高軌環(huán)境GNSS幾何精度因子分析

3.1高軌環(huán)境位置精度因子模型分析

在高軌環(huán)境中， GNSS可見性變差， 并且航天器與導航衛(wèi)星間的距離是導航衛(wèi)星間距離的數(shù)倍， 從而導致GNSS的幾何精度因子激增。 由于幾何精度因子是影響GNSS導航定位精度的主要因素， 因此分別分析GEO和HEO環(huán)境中GNSS的位置精度因子（Position Dilution Of Precision， PDOP）。

在利用GNSS觀測量進行導航定位授時的解算過程中， 當前觀測歷元的視線方向決定了觀測量中誤差傳遞至解算誤差的比例， 若視線方向矩陣記為

式中： Dii表示D對角線上第i個元素。

矩陣H和D完全取決于可觀測星數(shù)以及相對于航天器的幾何分布， D中元素越小， 則測量誤差被放大成定位誤差的程度越低。 理論證明， 當航天器與導航衛(wèi)星的分布越接近于正四面體， 其PDOP值越小， 即當航天器與任意兩顆可觀測導航衛(wèi)星的視線夾角（如圖21中α， β所示）為60°時， PDOP最小。 若航天器接近于地球表面， 則航天器與導航衛(wèi)星較易形成接近于正四面體的棱錐， 即β約為60°， 但是當航天器位于高軌中， 利用余弦定理可知α將小于29°， 無法達到60°的最優(yōu)指標。

由于高軌環(huán)境的限制， 無法改變導航衛(wèi)星的幾何分布， 因此， 考慮通過改善權(quán)系數(shù)矩陣的方式來降低PDOP值。

GNSS載波相位時間差分是通過對相鄰歷元獲得的載波相位測量值的差分運算， 得到無整周模糊度的歷元間單差觀測量， 改變載波相位測量方程中的視線方向矩陣， 從而實現(xiàn)對權(quán)系數(shù)矩陣的優(yōu)化。

根據(jù)載波相位觀測模型， 對于第j顆導航衛(wèi)星， tk歷元的載波相位單差觀測量可表示為

式中： λ表示載波波長； Rj（tk）為tk歷元航天器到第j顆導航衛(wèi)星的幾何距離； c為光速； δtr為接收機時鐘誤差； υ包括接收機熱噪聲、 多徑誤差等其他測量誤差。

采用載波相位單差觀測量對航天器導航參數(shù)進行解算時， 對應的視線方向矩陣H將發(fā)生變化， 新的視線方向矩陣可以表示為

當航天器接近地球表面時， 由于觀測時間間隔較短， 航天器與導航衛(wèi)星相鄰歷元間的位置變化極小， 因此利用載波相位時間差分算法將導致H中的元素均較小， 且行與行間產(chǎn)生相關(guān)性， 從而使得D的秩小于4， 此時PDOP值將趨于無窮大。 但是， 當航天器處于高軌環(huán)境中時， 相鄰歷元間航天器的位置變化較大， 從而H中元素值較大， 且相關(guān)性較弱， 有利于PDOP值的減小， 因此， 高軌環(huán)境中采用載波相位時間差分算法能夠有效降低PDOP， 提高GNSS解算精度。

3.2GEO位置精度因子分析

以100為PDOP的計算上限， 得到GEO環(huán)境下的PDOP如圖22所示， 其中實線表示采用非差GNSS算法得到的PDOP變化曲線， 十字線為采用載波相位時間差分GNSS算法得到的PDOP變化曲線， 灰線為當前GNSS可觀測星數(shù)。 從圖中可以看出， 由于航天器的軌道高度遠高于GNSS星座， 非差GNSS的PDOP非常大， 尤其當可觀測星數(shù)小于6顆時， 均超出了100的計算上限， 無法滿足高精度定位的要求； 相比之下， 采用載波相位時間差分GNSS得到的PDOP明顯小于非差GNSS， 且受可見星數(shù)的影響較小， 雖然載波相位時間差分GNSS并未改變GNSS可見星的幾何分布， 但是通過對載波相位觀測量的時間差分改變了可見星的

視線方向矩陣， 從而大幅改善PDOP， 獲得更高的定位精度。

分別對非差/差分PDOP數(shù)據(jù)進行概率統(tǒng)計， 得到其統(tǒng)計結(jié)果如表4所示， 從表中可知， 99.90%的非差PDOP超出了30， 難以實現(xiàn)GEO

環(huán)境中的高精度GNSS導航定位， 而采用載波相位時間差分能夠顯著降低PDOP， PDOP超出30的概率下降為39.03%， 同時又近50%的PDOP小于10， 能夠大幅提高GEO環(huán)境中GNSS的解算精度。

3.3HEO位置精度因子分析

針對HEO環(huán)境， 分析非差與載波相位時間差分GNSS算法PDOP隨可見星數(shù)的變化趨勢， 其結(jié)果如圖23所示。 圖中顯示， 在HEO航天器初始

和末尾階段， 其軌道高度仍低于GNSS星座， 因此非差與載波相位時間差分GNSS得到的PDOP均較?。?隨著HEO航天器軌道高度的增大， 非差PDOP

瞬間上升至100以上， 相比之下， 差分PDOP雖有增大， 但大部分仍保持在50以下， 有利于GNSS的高精度解算。

根據(jù)以上分析可見， 高軌環(huán)境中采用非差GNSS算法得到的PDOP值非常大， 難以滿足航天器的導航精度要求。 而采用載波相位時間差分算法后， 能夠大幅減小PDOP值， 從而降低由GNSS測量誤差導致的導航定位誤差， 實現(xiàn)高軌航天器的高精度實時導航解算。

4結(jié)論

基于高軌航天器（GEO及HEO）的模擬運行數(shù)據(jù)， 結(jié)合GNSS四大系統(tǒng)的星座模型， 分析了高軌環(huán)境下軌道傾角及軌道高度對GNSS可見性的影響， 對比了采用非差GNSS算法和載波相位時間差分算法獲得的幾何精度因子變化情況， 通過研究， 可以得到如下結(jié)論：

（1） 高軌環(huán)境中， 采用全GNSS星座能夠大幅改善導航衛(wèi)星的可見性， 但是在部分時間段內(nèi)可見性仍較差， 可在航天器導航系統(tǒng)中增加慣性導航系統(tǒng)， 以實現(xiàn)導航輸出的無縫銜接。

（2） 由于GNSS星座的軌道平面傾角主要集中在60°附近， 因此當高軌航天器軌道傾角接近60°時， GNSS可見性較優(yōu)， 故在設(shè)計高軌航天器軌道參數(shù)時， 宜采用接近60°的軌道傾角。

（3） 當航天器軌道高度超出GNSS星座時， 隨著軌道高度上升， GNSS可觀測星數(shù)不斷衰減， 相比之下， 由于Galileo星座設(shè)計軌道高度最高， 其可見性在極高軌區(qū)域具有一定的優(yōu)勢， 因此， 高軌航天器所搭載的GNSS接收機應加強對Galileo信號的處理靈敏度。

（4） 在高軌環(huán)境中， 僅采用非差GNSS算法難以獲得較小的PDOP值， 嚴重影響了GNSS的導航定位精度， 在設(shè)計適用于高軌航天器的高靈敏度接收機時， 更適宜采用載波相位時間差分算法。

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