旋翼環境下基于載波差分定位方法的著艦引導應用研究

黃黎平

（中國直升機設計研究所，江西景德鎮，333000）

基于衛星載波相位差分定位方法的直升機著艦引導作為衛星導航應用場景之一，需全方位關注導航定位的精度、可靠性、連續性和完好性[1]，目的是引導艦載直升機安全可靠的歸航和著艦等飛行作業。衛星載波相位差分定位具有精度高和實時性強等優勢，但也存在易受環境影響比如遮擋和電磁干擾等的弱點。較之衛星其他應用場景，直升機旋翼環境對衛星信號存在周期性遮擋，直接影響到衛星信號的可用性和連續性，因此研究旋翼環境下衛星信號處理技術和載波相位差分定位方法是做好基于衛星載波相位差分定位著艦引導的關鍵所在。

本文研究直升機旋翼環境下衛星信號處理和載波相位差分定位技術，立足于直升機的衛星導航定位應用。對直升機旋翼進行建模，研究旋翼對衛星信號的影響，為信號跟蹤設計和定位方法設計提供基礎；研究衛星信號跟蹤質量檢測技術，為定位提供更加可靠的觀測量；研究RTK 模糊度固定率影響因素，設計旋翼環境下適應性更強的RTK 定位方法。應用本文研究內容的工程產品，為直升機在起飛、在航飛行和著艦等提供準確RTK 高精度位置，支撐順利安全執行各項飛行任務。

1 著艦引導介紹

艦-機高精度相對定位應用模式如圖1 所示，艦載衛星導航差分站通過安裝于艦面的衛導天線接收衛星信號，進行載波相位測量并播發載波相位差分服務，同時利用艦上原有的慣導系統的信息，完成位置、姿態解算及預測、飛行航跡的坐標轉換等，為艦-機高精度相對定位，無人機著艦提供保障。

圖1 艦-機高精度相對定位應用示意圖

數據鏈系統完成艦船向飛機的載波相位差分信息播發、艦船運動信息和姿態的播發，接收飛機返回的運動信息和姿態信息，播發告警信息。

裝備于直升機上的衛星導航設備通過機載數據鏈完成衛導的差分服務數據的接收，完成動態差分解算，與機載的慣導完成融合解算功能，再通過數據鏈將運動信息回傳給艦載系統。

本文研究旋翼環境下基于載波差分定位方法的著艦引導應用，如圖2 所示，從高可靠性、高可用性、高更新率和高精度等維度進行，為實現工程應用效果，從以下幾個技術點來實現：（1）旋翼對衛星信號影響分析；（2）衛星信號跟蹤質量檢測；（3）RTK 模糊度固定率影響分析；（4）旋翼環境下RTK 解算。

圖2 本文技術點說明示意圖

2 旋翼對衛星信號影響分析

圖3 為螺旋槳葉和衛星天線相對位置的示意圖。其中，天線半徑為r，天線中軸與槳葉旋轉軸的距離為d。假設直升機有N 片槳葉，槳葉勻速旋轉且角速度為sω，槳葉與天線的高度差為h。對于天線而言，槳葉的復現周期為：

圖3 螺旋槳葉與衛星天線的相對位置

螺旋槳葉對信號的影響可簡化為占空比來進行分析。槳葉對天線遮擋占空比的最終結果[2]：

θ為槳葉旋轉平面與投影平面的夾角，可以看出占空比跟衛星的高度角和相對方位角有關。

（1） 在同一方位角下，仰角越大的衛星信號受遮擋的占空比越小，即受遮擋程度越小；

（2） 在同一仰角下，與參考方向方位角差為0°（衛星方位角與參考方向一致）的衛星信號受遮擋的占空比最小，方位角差為180°（衛星方位角與參考方向反向）的衛星信號受遮擋的占空比最大。

對旋翼遮擋影響進行建模，圖4 中深藍色圓圈內部分為旋翼對天線的影響部分。

圖4 螺旋槳葉對天線影響示意圖

實際測試時旋翼對天線影響如圖5、圖6 所示，其中粉色部分表示四片螺旋槳葉對天線的遮擋情況。

圖5 時刻1 螺旋槳葉轉動對天線影響示意圖

圖6 時刻2 螺旋槳葉轉動對天線影響示意圖

占空比表征的是旋翼對信號遮擋的比例，也即意味著信號能量損失的大小。遮擋占空比越大，信號損失越大，信號平均功率越小；反之，遮擋占空比越小，信號損失越小，信號平均功率越大。

3 衛星信號跟蹤質量檢測

在環路設計中采用IP 和QP 值比較法進行環路質量檢測，實現流程如圖7 所示。

圖7 環路質量檢測實現流程圖

在衛星接收機中，為適應動態場景應用需求，通道部分采用三階COSTAS 環組成的PLL 環路結合二階DLL 環路進行衛星信號的跟蹤處理，以便在嘈雜的環境噪聲中提取我們所需要的衛星信號，如圖8 所示。

圖8 I/Q 解調法

圖9 RTK 應用場景示意圖

對于輸入信號，定義其輸入信噪比為[3]（其中sP為信號功率，nP為噪聲功率）：

假定輸入信號為白噪聲，根據鎖相環相關理論，輸出信噪比為：

輸出信號的相位抖動均方值為：

在直升機啟動旋翼的過程中，接收機逐步處于近似周期性的旋翼遮擋場景，此時輸入信號存在近似周期性的信噪比變化，信噪比的變動引起的輸入信號的相位抖動也體現在環路輸出信號的相位抖動中，從而引起相關器I/Q 支路能量比例出現失衡，從而出現QP 大于IP 的情況。

4 RTK 模糊度固定率影響分析

差分定位的基本思想是利用相距不遠（一般指15km以內）兩個觀測站之間的空間相關性，通過對兩個測站進行差分數據處理可以消除或減弱相關誤差，從而得到比單點定位更高的定位精度。按用戶處理數據的時間不同，差分技術可分為：實時差分和事后差分；按觀測值的類型不同可分為：偽距差分和載波差分；按解算方式不同可分為：坐標差分和距離差分。載波相位的差分模型又分為單差模型、雙差模型和三差模型。其中精密相對定位采用載波相位的雙差模型，結合精確的誤差修正方法，載波相對定位的精度能夠達到毫米級至厘米級，該方法廣泛應用于大地動力學、大地控制網的建立等。

模糊度固定成功率其表達式為[4]：

其中，n 表示模糊度數量（衛星數量），σi|I表示第i 次搜索時模糊度誤差方差的均方根， Φ （x）為累計分布函數，可表示為：

且滿足：

由公式（6）可知，模糊度固定成功率由衛星數目n 和σi|I共同決定。

5 旋翼環境下RTK 解算實現

為實現旋翼下基于RTK[5]技術的著艦引導應用，采用如下技術。

（1）PDOT 觀測量推算

PDOT 技術利用前后歷元載波觀測值差異快速得到相鄰時刻移動站位置的增量，然后根據上個時刻的移動站絕對位置即可確定當前時刻的絕對位置，從而克服基準站觀測數據傳播時延的影響，實現RTK 低時延能力。

（2）慣導輔助周跳探測

飛機著陸環境較為復雜，載波測量值難免受到多徑等影響，造成載波周跳，若該周跳不能被及時檢出，會造成相對差分結果異常。利用捷聯慣導系統提供的慣導信息進行輔助，壓縮整周模糊度搜索空間，實現模糊度的快速逼近和求解，并可簡單有效地檢測出發生小到一周的周跳，實現RTK 高更新率和高可用性。

（3）多歷元模糊度解算

利用之前歷元信息作為估計量不斷修正觀測量，獲取更高精度模糊度浮點解，從而有效提升模糊度成功率，實現RTK 高可用性。

（4）寬窄巷組合

寬巷模糊度解算方程維數相對于原始單頻模糊度降低一半，使模糊度具備高更新率，實現 RTK 快速解算能力。窄巷具有觀測誤差較小優勢，兩者結合可實現RTK 高可靠性。

結合上述RTK 主要技術方法，高動態環境下的RTK 技術實現框圖如圖10 所示。

圖10 技術設計框圖

6 試驗分析

為驗證旋翼環境下基于衛星載波差分定位方法的效果，在實船上進行了試驗，試驗場景如圖11 所示。

圖11 船載直升機試飛試驗場景圖

試驗分析分別對旋翼遮擋占空比、旋翼對環路IPQP 值影響，以及RTK 固定情況進行分析。圖12 為測試時段衛星分布情況、表1 為不同高度角區間有效衛星數量。

表1 不同高度角區間有效衛星數量

圖12 試驗時段衛星分布情況

6.1 旋翼遮擋占空比分析

針對實際收星分析旋翼對天線遮擋的占空比，根據公式（2），衛星的遮擋占空比如表2 所示。

表2 旋翼對衛星影響的占空比匯總

6.2 信號能量細化分析

使用實際采集的射頻信號進行后處理分析，分析旋翼下CNR 變化和IPQP 變化，具體包括靜態和旋翼開車階段。以PRN24 為例進行說明。

圖13 包含了旋翼三個階段的衛星PRN24 的信號強度，分別是旋翼靜止階段、旋翼快速階段和旋翼慢速階段。從圖中可以看出在旋翼靜止和旋翼快速階段衛星信號穩定，而旋翼慢速階段衛星信號出現劇烈抖動的情況。

圖13 旋翼環境下信號CNR 序列圖

圖14 展示了旋翼三個階段的衛星PRN24 的IP 和QP的序列圖，其中藍色為IP 值，紅色為QP 值。分別包含了旋翼靜止階段、旋翼快速階段和旋翼慢速階段。從圖中可以看出在旋翼快速階段QP 值明顯增大；而旋翼慢速階段衛星信號QP 比IP 值明顯增大，甚至信號不可用。

圖14 旋翼下IP 和QP 序列圖

6.3 著艦引導RTK 定位分析

分析實船實驗結果如下：表3 展示了RTK 定位的固定率情況、表4 為RTK 定位精度，可以看出實驗結果良好。

表3 RTK定位情況分析

表4 RTK精度對比結果

7 結論

旋翼環境對衛星導航定位應用存在復雜的影響，具體表現為旋翼動態情況下對衛星信號存在周期性遮擋，對于衛星信號造成能量損失，可明確的是衛星信號的接收強度有明顯的降低，從IPQP 比值法分析可看出信號跟蹤質量明顯降低。為實現旋翼環境下基于衛星載波相位差分定位在著艦引導的可靠應用，旋翼環境下衛星信號處理技術，為定位解算提供可靠的衛星觀測量是衛星著艦引導的先決條件；載波相位差分定位技術，為著艦引導提供高精度位置信息，是衛星著艦引導的關鍵一環。