孫立達(dá)，葉 翔，溫 淵，劉 偉，張丹丹

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

0 引言

飛行器導(dǎo)航方案有很多，常見的有天文導(dǎo)航方案（利用天體基準(zhǔn)導(dǎo)航）［1］、慣性導(dǎo)航方案（利用自身慣性導(dǎo)航）［2］和無線電導(dǎo)航方案（利用無線電信號導(dǎo)航）。無線電導(dǎo)航又可分為天基導(dǎo)航和陸基導(dǎo)航兩類。天基導(dǎo)航主要是指通過全球定位系統(tǒng)（GPS）等導(dǎo)航衛(wèi)星獲取定位數(shù)據(jù)進(jìn)行導(dǎo)航，其主要適用于3 000 km 以下的低軌飛行器［3-7］。而高軌飛行器（高軌火箭等）主動段速度快、軌道高，受制于導(dǎo)航星數(shù)、信號強(qiáng)度、衛(wèi)地幾何構(gòu)型等因素，天基導(dǎo)航精度差，因此，需要陸基導(dǎo)航發(fā)揮作用。目前傳統(tǒng)的陸基導(dǎo)航為倒置GPS 導(dǎo)航，但精度不高，且需要4 站才能定位導(dǎo)航，使用受限，亟需開展其他陸基導(dǎo)航研究。

現(xiàn)有文獻(xiàn)中的導(dǎo)航方案，幾乎均未完整闡述其他陸基導(dǎo)航的實(shí)施方案和針對高軌飛行器主動段提高定位精度的實(shí)現(xiàn)方法。文獻(xiàn)［8］闡述了陸基導(dǎo)航的發(fā)展和應(yīng)用。文獻(xiàn)［9-10］提出了一種天基、陸基和捷聯(lián)慣性的組合導(dǎo)航方案。文獻(xiàn)［11-12］闡述了陸基導(dǎo)航中倒置GPS 導(dǎo)航的工作原理。文獻(xiàn)［13-14］分析了3 站定位和4 站定位的精度，但均未分析定位數(shù)據(jù)的使用延遲和具體應(yīng)用條件。針對上述背景，本文對高軌飛行器主動段陸基導(dǎo)航進(jìn)行研究。

1 傳統(tǒng)陸基導(dǎo)航

陸基導(dǎo)航系統(tǒng)是指在地面布設(shè)多個(gè)站，采用多站測量方式的定位導(dǎo)航系統(tǒng)。最常見的陸基導(dǎo)航方式為倒置GPS 導(dǎo)航，其示意圖如圖1 所示。

圖1 倒置GPS 導(dǎo)航示意圖Fig.1 Principle of inverted GPS navigation

倒置GPS 導(dǎo)航與GPS 導(dǎo)航原理類似，將GPS系統(tǒng)的接收機(jī)看作被測目標(biāo)，4 顆導(dǎo)航星看作4 個(gè)地面站。由4 個(gè)地面站發(fā)射時(shí)間信號，被測目標(biāo)分別測量信號從地面站到被測目標(biāo)的傳播時(shí)間，獲得距離，并聯(lián)合多個(gè)距離方程，解算出自身的三維位置和速度，從而利用該位置速度修正軌道，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航。

與天基導(dǎo)航比較，倒置GPS 導(dǎo)航的地面部分成本低，靈活性大，便于隱蔽，且地面站站址可以精確確定，事先裝訂到接收機(jī)內(nèi)或插在導(dǎo)航電文中傳送給飛行器，省掉天基導(dǎo)航中根據(jù)導(dǎo)航電文解算導(dǎo)航星實(shí)時(shí)位置的計(jì)算，實(shí)現(xiàn)較容易。地面站間共用時(shí)鐘，易實(shí)現(xiàn)高精度時(shí)鐘同步，時(shí)間同步精度可以達(dá)到微秒量級以上［15］。

針對高軌飛行器主動段的導(dǎo)航任務(wù)，盡管倒置GPS 系統(tǒng)相比天基導(dǎo)航具有優(yōu)勢，但其至少需要4 站才能進(jìn)行定位導(dǎo)航，資源需求高，亟需其他陸基導(dǎo)航作為補(bǔ)充。雙向測控陸基導(dǎo)航即是與倒置GPS 完全不同的陸基導(dǎo)航方式，其通過雙向測量獲得距離，只需3 站即可定位，且導(dǎo)航精度高。

2 雙向測控陸基導(dǎo)航

根據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)功能是在地面站還是飛行器實(shí)現(xiàn)來劃分，雙向測控陸基導(dǎo)航有兩種實(shí)現(xiàn)方式：地天地雙向測控導(dǎo)航和天地天雙向測控導(dǎo)航。地天地雙向測控導(dǎo)航適用于目前測控地面站和飛行器應(yīng)答的工作方式，天地天雙向測控將地面站和飛行器應(yīng)答機(jī)的功能對調(diào)。

2.1 地天地雙向測控導(dǎo)航

2.1.1 基本原理

地天地雙向測控導(dǎo)航是地面發(fā)信號到飛行器，經(jīng)飛行器轉(zhuǎn)發(fā)再傳回地面實(shí)現(xiàn)雙向測控，地面站解算出定位數(shù)據(jù)并將其傳回飛行器用于導(dǎo)航。

以擴(kuò)頻非相干測量為例，其原理框圖如圖2所示。

圖2 地天地雙向測控導(dǎo)航原理框圖Fig.2 Principle of the ground-space-ground bidirectional TT&C navigation scheme

地面站使用高精度時(shí)鐘，將上行測量幀發(fā)送到飛行器；飛行器接收到上行幀后解擴(kuò)、解調(diào)和幀同步［16］，再利用自身形成的下行測量幀同步頭對收到的上行幀采樣，提取接收碼相位Φup1和飛行器上時(shí)間，并采樣上行偽多普勒值等測量信息，將這些信息放入下行測量幀送至地面。

地面接收到下行幀后，利用解調(diào)出的下行幀同步頭對自身形成的上行測量幀采樣，提取發(fā)射碼相位Φup2和地面時(shí)間，并采樣下行多普勒值等測量信息。

地面對飛行器傳來的Φup1、偽多普勒、飛行器上時(shí)間和地面測得的Φup2、偽多普勒、地面時(shí)間進(jìn)行計(jì)算求得距離速度。令RPN為偽碼速率，σg(t)為地面時(shí)鐘誤差函數(shù)，則可得雙向傳輸時(shí)延Δτ，乘以光速c即可得到雙向路程。同時(shí)由于地面時(shí)鐘采用的是原子鐘，短穩(wěn)指標(biāo)比較高，測量標(biāo)志往返時(shí)間又比較短（小于0.5 s），所以測量過程中的時(shí)鐘不穩(wěn)定性可以忽略不計(jì)，可得

式中：L為雙程距離，常規(guī)情況下，默認(rèn)上行距離和下行距離相同，可得單程距離為

地面中心站根據(jù)多個(gè)地面站建立距離方程組解算得到飛行器定位數(shù)據(jù)，根據(jù)多普勒測量信息得到定速數(shù)據(jù)，并將該定位定速數(shù)據(jù)及下行幀中解調(diào)出的下行采樣時(shí)刻（即測距時(shí)刻）組幀至下一個(gè)上行測量幀。應(yīng)答機(jī)解調(diào)出該上行幀數(shù)據(jù)后，在飛行器上數(shù)管計(jì)算機(jī)——中央終端單元（CTU）的秒脈沖到達(dá)時(shí)刻，將定位定速數(shù)據(jù)和下行采樣時(shí)刻傳至CTU。CTU 根據(jù)該位置速度和估算的上注延遲，進(jìn)行當(dāng)前時(shí)刻位置速度的推算補(bǔ)償，并將補(bǔ)償后的位置速度與其他方式（如慣導(dǎo)、倒置GPS 導(dǎo)航）得到的位置速度根據(jù)精度進(jìn)行加權(quán)處理，從而得到精確的飛行器位置和速度，修正當(dāng)前軌道，實(shí)現(xiàn)組合導(dǎo)航。

2.1.2 定位數(shù)據(jù)使用延遲

飛行器下行采樣時(shí)刻對應(yīng)的定位定速數(shù)據(jù)傳至CTU 利用，歷經(jīng)時(shí)間延遲，在CTU 進(jìn)行組合導(dǎo)航時(shí)（一般為CTU 整秒時(shí)刻采樣位置速度）需估算出該延遲，以便推算出實(shí)時(shí)的飛行器位置和速度。由于飛行器收發(fā)信號時(shí)刻與CTU 整秒時(shí)刻存在節(jié)拍隨機(jī)性，因此，使用延遲存在最大/最小值。

地天地雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最大值時(shí)序分析模型如圖3 所示。飛行器應(yīng)答機(jī)收時(shí)刻恰好在整秒時(shí)刻之后時(shí)，使用延遲最大。

圖3 地天地雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最大值時(shí)序分析模型Fig.3 Time series analysis model for the maximum delay of ground-space-ground bidirectional TT&C navigation scheme

TL2 是CTU 送出的秒脈沖采樣時(shí)，此時(shí)的應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)的定位定速數(shù)據(jù)為應(yīng)答機(jī)D時(shí)刻接收的地面上行幀d發(fā)出的信息，即地面H時(shí)刻接收的應(yīng)答機(jī)發(fā)下行h時(shí)刻的飛行器位置和速度。從應(yīng)答機(jī)h時(shí)刻發(fā)出下行幀到TL2 時(shí)刻定位定速數(shù)據(jù)被CTU 利用來組合導(dǎo)航，時(shí)間延遲為

式中：hH為下行幀傳輸時(shí)延；dD為上行幀傳輸時(shí)延，存在hH≈dD=R/c；R為地面上注站與飛行器的距離；Hd為地面組幀及上行幀發(fā)出前等待時(shí)延，最大為幀頻0.5 s；D_TL2 為應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)數(shù)據(jù)等待CTU 整秒采樣的時(shí)延，應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)更新頻率與幀頻一致，約為0.5 s，即D_TL2 最大為0.5 s。因此，定位數(shù)據(jù)使用延遲最大為1+2R c。

2）使用延遲最小值。

地天地雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最小值時(shí)序分析模型如圖4 所示。飛行器應(yīng)答機(jī)收時(shí)刻恰好在整秒時(shí)刻之前時(shí)，使用延遲最小。

圖4 地天地雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最小值時(shí)序分析模型Fig.4 Time series analysis model for the minimum delay of ground-space-ground bidirectional TT&C navigation scheme

TL2 是CTU 送出的秒脈沖采樣時(shí)，此時(shí)的應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)的定位定速數(shù)據(jù)為應(yīng)答機(jī)E時(shí)刻接收的地面上行幀e發(fā)出的信息。即地面J時(shí)刻接收的應(yīng)答機(jī)發(fā)下行j時(shí)刻的飛行器位置和速度。從應(yīng)答機(jī)j時(shí)刻發(fā)出下行幀到TL2 時(shí)刻定位定速數(shù)據(jù)被CTU利用來組合導(dǎo)航，時(shí)間延遲為

式中：jJ為下行幀傳輸時(shí)延；eE為上行幀傳輸時(shí)延，存在jJ≈eE=R/c；Je為地面組幀及上行幀發(fā)出前等待時(shí)延，最小約為0 s；E_TL2 為應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)數(shù)據(jù)等待CTU 采樣的時(shí)延，若緩存區(qū)剛更新就被CTU 整秒采樣，則最小約為0 s。因此，定位數(shù)據(jù)使用延遲最小為2R/c。

綜上，定位數(shù)據(jù)使用延遲時(shí)間范圍為（2R/c，1+2R/c）。

電廠電氣設(shè)備的分級是實(shí)施具體檢修的重要步驟，主要有系統(tǒng)、設(shè)備分級；運(yùn)行技術(shù)參數(shù)數(shù)據(jù)的采集評估；設(shè)備故障的典型模式；影響程度的分析；制訂故障預(yù)防措施等。系統(tǒng)、設(shè)備分級主要是制定生產(chǎn)工藝全過程中各系統(tǒng)、電氣設(shè)備的重要性排序，電氣設(shè)備故障頻次排序，維修需求優(yōu)先級別的指數(shù)計(jì)算等；運(yùn)行數(shù)據(jù)的采集評估主要包括確定評估的技術(shù)參數(shù)，參照的量化基準(zhǔn)和優(yōu)劣標(biāo)準(zhǔn)，明確電氣設(shè)備檢修的目標(biāo)值，對實(shí)行檢修的安全性、可靠性進(jìn)行評估，判斷發(fā)生故障的可能性，以及對關(guān)聯(lián)系統(tǒng)的影響程度，綜合確定合理有效的預(yù)防性維修和主動性維修計(jì)劃。

2.2 天地天雙向測控導(dǎo)航

2.2.1 基本原理

天地天雙向測控導(dǎo)航即是飛行器發(fā)信號到地面站，經(jīng)地面站轉(zhuǎn)發(fā)再傳回飛行器實(shí)現(xiàn)雙向測控，飛行器解算出定位數(shù)據(jù)用于導(dǎo)航，原理框圖如圖5所示。

圖5 天地天雙向測控導(dǎo)航原理框圖Fig.5 Principle of the space-ground-space bidirectional TT&C navigation scheme

飛行器使用高精度時(shí)鐘，將下行測量幀發(fā)送到地面站。地面站接收到下行幀后，利用自身形成的上行幀同步頭對收到的下行幀采樣，提取接收碼相位Φup1和地面站時(shí)間，并采樣下行多普勒值等測量信息，將這些信息實(shí)時(shí)放入上行測量幀發(fā)送至飛行器。

飛行器接收到上行測量幀后，利用提取的上行幀同步頭對自身形成的下行測量幀采樣，提取發(fā)射碼相位Φup2和飛行器時(shí)間，并采樣上行多普勒值等測量信息。

與地天地雙向測控類似，飛行器建立距離方程組解算得到定位數(shù)據(jù)，根據(jù)多普勒得到定速數(shù)據(jù)，在CTU 的秒脈沖來臨時(shí)刻，將定位定速數(shù)據(jù)和地面時(shí)間采樣值傳至CTU。CTU 根據(jù)該位置速度和估算的上注延遲，進(jìn)行位置速度的推算補(bǔ)償，并與其他方式實(shí)現(xiàn)組合導(dǎo)航。

2.2.2 定位數(shù)據(jù)使用延遲

地面站上行采樣時(shí)刻對應(yīng)的飛行器定位定速數(shù)據(jù)傳至CTU 利用，歷經(jīng)時(shí)間延遲，在CTU 進(jìn)行組合導(dǎo)航時(shí)（一般為CTU 整秒時(shí)刻采樣位置速度）需估算出該延遲，以便推算出實(shí)時(shí)的飛行器位置和速度。由于飛行器收發(fā)信號時(shí)刻與CTU 整秒時(shí)刻存在節(jié)拍隨機(jī)性，因此，使用延遲存在最大/最小值。

1）使用延遲最大值。

天地天雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最大值時(shí)序分析模型如圖6 所示。飛行器應(yīng)答機(jī)收時(shí)刻恰好在整秒時(shí)刻之后時(shí)，使用延遲最大。

圖6 天地天雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最大值時(shí)序分析模型Fig.6 Time series analysis model for the maximum delay of the space-ground-space bidirectional TT&C navigation scheme

TL2 是CTU 送出的秒脈沖采樣時(shí)，此時(shí)的應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)的定位定速數(shù)據(jù)為應(yīng)答機(jī)I時(shí)刻接收的地面上行幀i發(fā)出時(shí)刻的飛行器位置和速度。從地面站i時(shí)刻發(fā)出上行幀到TL2 時(shí)刻定位定速數(shù)據(jù)被CTU 利用來組合導(dǎo)航，最大時(shí)間延遲為

式中：iI為上行幀傳輸時(shí)延，存在iI=R/c；I_TL2 為應(yīng)答機(jī)解算和緩存區(qū)數(shù)據(jù)等待CTU 采樣的時(shí)延，應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)更新頻率與幀頻一致，約為0.5 s，即I_TL2 最大為0.5 s。因此，定位數(shù)據(jù)使用延遲最大為0.5+R/c。

2）使用延遲最小值

天地天雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最小值時(shí)序分析模型如圖7 所示。飛行器應(yīng)答機(jī)收時(shí)刻恰好在整秒時(shí)刻之前時(shí)，使用延遲最小。

圖7 天地天雙向測控導(dǎo)航數(shù)據(jù)使用延遲最小值時(shí)序分析模型Fig.7 Time series analysis model for the minimum delay of the space-ground-space bidirectional TT&C navigation scheme

TL2 是CTU 送出的秒脈沖采樣時(shí)，此時(shí)的應(yīng)答機(jī)緩存區(qū)的定位定速數(shù)據(jù)為應(yīng)答機(jī)J時(shí)刻接收的地面上行幀j發(fā)出時(shí)刻的飛行器位置和速度。從地面站j時(shí)刻發(fā)出上行幀到TL2 時(shí)刻定位定速數(shù)據(jù)被CTU 利用來組合導(dǎo)航，最小時(shí)間延遲為

式中：jJ為上行幀傳輸時(shí)延，存在jJ=R/c；J_TL2為應(yīng)答機(jī)解算和緩存區(qū)數(shù)據(jù)等待CTU 采樣的時(shí)延，若緩存區(qū)剛更新就被CTU 采樣，則J_TL2 最小為0 s。因此，定位數(shù)據(jù)使用延遲最小為R/c。

綜上，定位數(shù)據(jù)使用延遲時(shí)間范圍為（R/c，0.5+R/c）。

2.3 應(yīng)用條件分析

1）地天地為地面站解算出定位定速數(shù)據(jù)再上傳，天地天是飛行器解算出定位定速數(shù)據(jù)。

2）地天地測量解算得出的是飛行器發(fā)出下行幀時(shí)刻對應(yīng)的飛行器位置和速度，天地天測量解算得出的是地面發(fā)出上行幀時(shí)刻對應(yīng)的飛行器位置和速度。

3）地天地定位數(shù)據(jù)使用延遲大，天地天定位數(shù)據(jù)使用延遲小，同樣條件下，天地天定位數(shù)據(jù)使用延遲約為地天地的1/2。

4）地天地要求地面站使用高精度時(shí)鐘，保證地面站收發(fā)間隔內(nèi)時(shí)鐘穩(wěn)定性好，天地天要求飛行器采用高精度時(shí)鐘，保證飛行器收發(fā)間隔內(nèi)時(shí)鐘穩(wěn)定性好。

3 對比與分析

3.1 資源需求對比

地天地和天地天雙向測控導(dǎo)航，雖然收發(fā)形式不同，但原理一致，精度一致。下文將兩者統(tǒng)一稱作雙向測控導(dǎo)航，分析資源需求。

定義地面站坐標(biāo)為(Xi，Yi，Zi)，飛行器坐標(biāo)為(Xd，Yd，Zd)，飛行器到地面站實(shí)際距離為Ri，飛行器到地面站測量得到的偽距為ρi，ρ與Ri之間差值為L，則各站可分別建立如下距離方程：

式中：(Xd，Yd，Zd) 為未知量；ρi為測量量；(Xi，Yi，Zi)為已知量。

1）雙向測控導(dǎo)航。

對于雙向測控，以擴(kuò)頻為例，偽距是碼相位差值，其測量過程與絕對時(shí)間無關(guān)，偽距其包括空間實(shí)際距離和零值。此時(shí)L=cτ，τ為測控應(yīng)答機(jī)零值和地面站零值之和。每個(gè)地面站在出廠之前，其零值均會調(diào)整到某個(gè)標(biāo)準(zhǔn)延時(shí)附近；而應(yīng)答機(jī)出廠和使用前也要進(jìn)行零值標(biāo)定，并在與地面站的測控對接試驗(yàn)中驗(yàn)證應(yīng)答機(jī)和地面站的零值，因此，τ為已知量。從而方程中共有(Xd，Yd，Zd)3 個(gè)未知數(shù)，只需3 個(gè)地面站即可求解，即3 站定位便可導(dǎo)航。

2）倒置GPS 導(dǎo)航。

對于倒置GPS 導(dǎo)航，偽距ρ是信號接收時(shí)間與信號發(fā)射時(shí)間之差乘以真空光速，其中，發(fā)射時(shí)間通過周內(nèi)時(shí)計(jì)算，接收時(shí)間直接從GPS 接收機(jī)時(shí)鐘上讀出，兩者均是絕對時(shí)間。因此，倒置GPS 系統(tǒng)無需考慮零值，只需將零值引起的時(shí)延全部折成接收機(jī)的鐘差δtu這一個(gè)未知量，即L=δtu。有4 個(gè)未知數(shù)(Xd，Yd，Zd，δtu)，需要4 個(gè)地面站，即需4 站定位才能導(dǎo)航。

綜上，雙向測控導(dǎo)航方案相比倒置GPS 導(dǎo)航方案，在需求上少1 個(gè)地面站，由于地面站布站資源有限，且每個(gè)地面站的天線數(shù)量有限，因此，雙向測控導(dǎo)航方案使用更靈活，更便于推廣。

3.2 導(dǎo)航精度對比

定位誤差=精度因子（DOP）×測距誤差。倒GPS 和雙向測控的測距誤差可做到相同精度，在布站相同的情況下，定位誤差主要取決于不同的DOP值。雙向測控屬于3 站定位，倒GPS 屬于4 站定位。參考文獻(xiàn)［10］理論分析指出，在相同布站條件下，“至少3 站定位”方案的DOP 值比“至少4 站定位”方案的DOP 值要小。如果雙向測控方案增加為4 個(gè)地面站，即是增加了對位置的約束，也提高了(Xd，Yd，Zd)解算精度，從而提高導(dǎo)航精度。因此，可得出結(jié)論，雙向測控導(dǎo)航相比倒置GPS 導(dǎo)航定位誤差小，導(dǎo)航精度高。

分別對倒置GPS 導(dǎo)航和雙向測控導(dǎo)航的定位精度因子進(jìn)行仿真。設(shè)定飛行器軌道高度為36 000 km 地球同步軌道，4 個(gè)地面站位于喀什、三亞、佳木斯、渭南。STK 軟件仿真的高軌飛行器主動段軌跡如圖8 所示。

圖8 高軌飛行器主動段軌跡Fig.8 High-orbit aircraft track in the boost phase

空間位置精度因子（PDOP）對比如圖9 所示，高程精度因子（VDOP）對比如圖10 所示，水平位置精度因子（HDOP）對比如圖11 所示。仿真表明，高軌飛行器主動段從發(fā)射到入軌，隨著時(shí)間推移，飛行器高度升高后，兩種方案的DOP 值均產(chǎn)生相同趨勢變化，但在相同時(shí)刻的坐標(biāo)點(diǎn)，“雙向測控”方案的PDOP 值、VDOP 值和HDOP 值均為“倒置GPS”方案的1/6 至1/7。根據(jù)定位誤差=DOP 值×測距誤差，可知相同測距誤差條件下，“雙向測控”方案的定位誤差比“倒置GPS”方案的定位誤差要小，從而證明了雙向測控導(dǎo)航精度要優(yōu)于倒置GPS 導(dǎo)航精度。

圖9 高軌飛行器主動段倒置GPS 與雙向測控PDOP 對比Fig.9 Comparison of the PDOP results obtained by the inverted GPS and bidirectional TT&C ground-based navigation schemes

圖10 高軌飛行器主動段倒置GPS 與雙向測控VDOP 對比Fig.10 Comparison of the VDOP results obtained by the inverted GPS and bidirectional TT&C ground-based navigation schemes

圖11 高軌飛行器主動段倒置GPS 與雙向測控HDOP 對比Fig.11 Comparison of the HDOP results obtained by the inverted GPS and bidirectional TT&C ground-based navigation schemes

3.3 位置與速度的準(zhǔn)確度對比

精度反映的是測量值與平均值的離散程度，而準(zhǔn)確度反映的是測量值與真實(shí)值的符合程度。由于定位數(shù)據(jù)上傳使用延遲內(nèi)，飛行器的位置和速度均在變化，為了使飛行器CTU 更準(zhǔn)確地根據(jù)測量解算的位置速度估算出導(dǎo)航數(shù)據(jù)接收時(shí)刻的飛行器真實(shí)位置和速度，需盡可能減少數(shù)據(jù)使用延遲，使推算補(bǔ)償?shù)恼`差最小化。

地天地測量解算得出的是飛行器發(fā)出下行幀時(shí)刻對應(yīng)的飛行器位置和速度，天地天測量解算得出的是地面站發(fā)出上行幀時(shí)刻對應(yīng)的飛行器位置和速度；地天地定位數(shù)據(jù)使用延遲大，天地天定位數(shù)據(jù)使用延遲小，同樣條件下，天地天定位數(shù)據(jù)使用延遲約為地天地的1/2。采用天地天雙向測控方案定位數(shù)據(jù)使用延遲為（R/c，0.5+R/c），僅為地天地雙向測控方案數(shù)據(jù)使用延遲的1/2，由此可知，同樣飛行器位置速度變化條件下，天地天雙向測控導(dǎo)航推算接收時(shí)刻的飛行器真實(shí)位置和速度準(zhǔn)確度更高。

天地天雙向測控導(dǎo)航方案要求飛行器采用高精度時(shí)鐘，保證飛行器收發(fā)間隔內(nèi)時(shí)鐘穩(wěn)定性好。近年來，高精度的星載銣鐘、銫鐘在軌飛行經(jīng)歷越來越多，經(jīng)歷了充分的空間環(huán)境考核，其長期頻率穩(wěn)定度和短期頻率穩(wěn)定度均可達(dá)到地面時(shí)鐘同樣的精度水平，可靠性也大大提高。因此，可以展望，未來一定時(shí)期內(nèi)，位置速度準(zhǔn)確度低的地天地雙向測控導(dǎo)航方案將逐步轉(zhuǎn)向位置速度準(zhǔn)確度更高的天地天雙向測控導(dǎo)航方案，天地天雙向測控陸基導(dǎo)航方案會有更廣闊的應(yīng)用場景。

4 結(jié)束語

本文針對高軌飛行器主動段飛行過程，從分析倒置GPS 導(dǎo)航方案著手，研究了資源需求少、導(dǎo)航精度高的雙向測控陸基導(dǎo)航方案。以地天地雙向測控導(dǎo)航方案為基礎(chǔ)，提出了天地天雙向測控導(dǎo)航方案。首次分析了兩種測控導(dǎo)航方案的定位數(shù)據(jù)使用延遲，并對比了應(yīng)用條件。最后通過理論推導(dǎo)和仿真驗(yàn)證，在資源需求、導(dǎo)航精度、位置速度準(zhǔn)確度等方面，對不同陸基導(dǎo)航方案進(jìn)行了對比分析：雙向測控導(dǎo)航方案對地面站資源需求少，導(dǎo)航精度高。其中，位置速度準(zhǔn)確度更高的天地天雙向測控導(dǎo)航方案有廣闊應(yīng)用前景，可為陸基導(dǎo)航提供新思路。但本文未定量分析天地天雙向測控導(dǎo)航方案數(shù)據(jù)使用延遲內(nèi)位置速度準(zhǔn)確度的提高量，因此，后續(xù)將進(jìn)一步細(xì)分位置速度的不同變化情況，定量分析數(shù)據(jù)使用延遲對于位置速度準(zhǔn)確度的影響。