JJF1942—20211導航型衛星接收機校準規范1范圍本規范適用于導航型的衛星接收機的校準。2引用文件本規范引用了下列文件:GB/T18314—2009全球定位系統(GPS)測量規范JJF1118—2004全球定位系統(GPS)接收機(測地型和導航型)校準規范JJF1403—2013全球導航衛星系統(GNSS)接收機(時間測量性)校準規范GB/T19391—2003全球定位系統(GPS)術語及定義GJB5407—2005導航定位接收機通用規范GJB6564—2008全球定位(GPS)接收機檢定規程凡是注日期的引用文件,僅注日期的版本適用于本規范;凡是不注日期的引用文件,其最新版本(包括所有的修改單)適用于本規范。3術語3.1數據更新率dataupdaterate衛星接收機正常工作時,定位、速度等信息輸出的頻度。注:導航型衛星接收機的數據更新率大于1Hz。3.2靜態定位誤差staticpositioningerror衛星接收機相對于一個已知標準點之差,一般分為水平定位誤差和高程定位誤差,其結果分別以水平定位均方根誤差和高程定位均方根誤差表示。3.3動態定位誤差dynamicpositioningerror衛星接收機在運動的條件下,每個時刻接收機解算的位置與標準位置之差。一般分為動態水平定位誤差和動態高程定位誤差,其結果分別以動態水平定位均方根誤差和動態高程定位均方根誤差表示。3.4速度誤差velocityerror衛星接收機依據多普勒頻移法得到的速度與標準速度之差,其結果以速度均方根誤差表示。3.5加速度誤差accelerationerror衛星接收機依據所測得的速度進行一次微分得到的加速度與標準加速度之差,其結果以加速度均方根誤差表示。4概述衛星導航系統由空間部分、地面控制部分和用戶部分組成。衛星接收機(簡稱接收JJF1942—20212機)是衛星導航系統的用戶終端,導航系統的導航、定位、授時等都是通過終端實現的。圖1為一個典型接收機硬件模組原理框圖,主要由天線、射頻集成電路、數字信號支持。圖1典型衛星導航接收機硬件模組原理圖5計量特性接收機的主要計量特性見表1。表1接收機計量特性序號項目名稱技術指標1定位誤差靜態:水平:1.5m,高程:3m動態:水平:2m,高程:5m2速度誤差2m/s3加速度誤差2m/s2注:1上述指標不做合格與否判定,僅供參考。2上述指標以某型接收機為例,其他類推。6校準條件6.1環境條件6.1.1實驗室環境環境溫度:(20±5)℃。相對濕度:不大于90%。供電電源:電壓(220±10)V,頻率(50±1)Hz。無影響儀器正常工作的電磁干擾和機械振動。6.1.2外場環境環境溫度:(-20~+50)℃。JJF1942—20213相對濕度:不大于90%。供電電源:電壓(220±10)V,頻率(50±1)Hz。過15°。遠離大功率無線電發射源,其距離不小于200m,遠離高壓輸電線和微波無線電信號傳送通道,其距離不得小于50m。附近不應有強烈反射衛星信號的物件(如大型建筑物等)。6.2測量標準及其他設備6.2.1大地標準點通過GPS組網測量得到的已知大地坐標的點位,其中GPS網的布設、選點、埋石、測量儀器、觀測作業數據處理等符合GB/T18314—2001的規定。6.2.2衛星信號模擬器多星座衛星信號模擬器(簡稱衛星模擬器)可提供衛星導航信號,每頻點12顆衛星信號,支持任意頻點組合的信號仿真輸出,提供高穩定度的標準1PPS脈沖信號和10MHz時鐘信號輸出。主要技術指標:偽距相位控制誤差:0.05m;偽距變化率誤差:0.005m/s;通道間一致性:0.3ns;速度:(0~16000)m/s;加速度:(0~900)m/s2。6.2.3圓周測量系統圓周測量系統主要由轉臂裝置、控制系統、測量系統、數據采集與處理系統組成。在控制系統作用下,轉臂以一定的角速度繞垂直軸旋轉,帶動安裝在轉臂前端的接收機及天線作圓周運動。測量系統使用高精度光柵測量出不同時刻轉臂的軸角位置,同步采集接收機和光柵的輸出結果,已知轉臂長度和軸角位置,即可得到接收機每一采集時刻標準坐標值。主要技術指標:轉臂長度:大于1m;光柵測角誤差:±2″;采集卡:采樣率40kHz。6.2.4滑軌測量系統滑軌測量系統主要包括滑軌、橇體、霍爾傳感器測量系統、遙測系統和時統系統。滑軌全長6km,沿火箭橇滑軌每10m固定安裝一套雙冗度霍爾開關傳感器與轉換電路,全程共裝有600套。a)霍爾傳感器測量系統滑軌上對橇體運動的測量采用無接觸式的霍爾效應傳感器測試。橇體上的永磁鋼經過霍爾開關傳感器,傳感器輸出電脈沖信號,通過固定鋪設的電纜信號線傳輸,送至室JJF1942—20214內信號數據采集系統處理,并完成對信號的采集、記錄。每個霍爾傳感器的安裝位置側有與其相對應的大地坐標值,系統的結構框圖如圖2所示。圖2霍爾測速系統的結構框圖對霍爾信號的采集則采用一臺高速數據采集記錄器,其采樣率為(10~100)kHz。數據記錄引入了標準的時統系統,統一下發IRIG-B時碼信號,采集的每一幀數據均同時記錄經解碼的時間信息,保證了霍爾測量系統的時標與遙測系統一致。b)遙測系統在滑軌的橇體上,安裝被校接收機,將接收機的輸出信號通過數據采編/存儲器對信號進行數據采集、編碼生成數據流,再傳給發射機發射出去。在信號發射的同時,還可由數據采編/存儲器中容量為1GB的數據存儲卡將數據進行同步記錄保存。數據存儲與遙測系統示意圖如圖3所示。JJF1942—20215圖3遙測系統結構示意圖c)時統系統在軌道上設有一可切割導線,當火箭橇運動過該導線時,橇體切斷導線,并同時產生一脈沖信號送給時統系統,時統系統下發IRIG-B時碼信號,分別送給霍爾傳感器信號采集系統和遙測系統的地面采集系統。主要技術指標:霍爾傳感器位置誤差:±0.1mm;時統誤差:±0.1μs。7校準項目和校準方法7.1校準項目導航型衛星接收機應校準的項目如表2所示。表2校準項目表序號校準項目1靜態定位誤差2動態定位誤差3速度誤差4加速度誤差7.2校準方法7.2.1靜態定位誤差7.2.1.1大地標準點法a)將接收機天線利用安裝芯軸置于大地標準點的中心上,連接接收機與采集設備,并用饋線連接接收機與天線,利用隨機軟件記錄接收機每一時刻輸出的經度、緯度和高程等信息。b)待系統工作正常后,每20min為一組,共記錄i組數據,i一般不小于3。c)將每組第j個采樣時刻記錄得到經度、緯度和高程信息轉換成與標準點相同坐標系下的坐標值(xij,yij,hij),轉換方法參考附錄B。JJF1942—20216d)將每個采樣時刻記錄的坐標值與大地標準點的位置坐標(X0,Y0,H0)進行比較,得到該采樣時刻水平和高程定位的誤差:ΔPij=Δxij2+Δyij2Δhij=hij-H0式中:(xij,yij,hij)———接收機位置坐標,m;Δxij(xij,yij,hij)———接收機位置坐標,m;(X0,Y0,H0)———大地標準點的位置坐標,m;ΔPij—水平定位誤差,m;Δhij—高程定位誤差,m;i—采樣組數;j—采樣點數。e)靜態水平定位誤差校準結果可表示為:EP=(Δxj+Δyj)式中:EP—水平定位誤差校準結果,m;m—每組采樣個數;n—采集組數,n≥3。f)靜態高程定位誤差校準結果可表示為:Eh=(Δhj)式中:Eh—高程定位誤差校準結果,m;m—每組采樣個數;n—采集組數,n≥3。(1)(2)(3)(4)7.2.1.2仿真法a)將衛星模擬器仿真信號輸出端連接到接收機天線輸入端口。設置衛星模擬器輸(X0,Y0,H0)及仿真時間。設置仿真機輸出功率在接收機標注的靈敏度范圍內。b)待系統工作正常后,用接收機的隨機軟件記錄接收機每一時刻輸出的經度、緯度和高程等信息,每20min為一組,共記錄i組數據,i一般不小于3。c)數據處理方法參照7.2.1.1的c)、d)、e)、f)。7.2.2動態定位誤差7.2.2.1仿真法a)將衛星模擬器仿真信號輸出端連接到接收機天線輸入端口。設置衛星模擬器輸出頻點與被校接收機可接收的頻點相同,在模擬器上輸入要仿真的運動軌跡并將輸出功JJF1942—20217率設置在接收機標注的靈敏度范圍內。b)設置采樣間隔時間(一般為接收機數據更新率的倒數),用隨機軟件記錄接收機每一時刻輸出的經度、緯度和高程等信息。c)接收機將每個采樣時刻記錄得到經度、緯度和高程信息轉換成與衛星模擬器輸出相同坐標系下的坐標值(xi,yi,hi)。d)將每個采樣時刻接收機記錄的點坐標與該時刻衛星模擬器給定的標準點位的坐標(Xi,Yi,Hi)進行比較,得到每個采樣時刻動態水平定位的誤差:ΔPi=Δx+Δy(5)Δhi=hi-Hi(6)式中:ii,=i,,—i,m;(Xi,Yi,Hi)—第i個采樣時刻衛星模擬器給出的標準點坐標,m;ΔPi—第i個采樣時刻動態水平定位誤差,m;Δhi—第i個采樣時刻高程定位誤差,m;i—采樣點數。e)動態水平定位誤差校準結果可以表示為: (Δx+Δy)(7)Edp(Δx+Δy)(7)式中:Edp—動態水平定位誤差校準結果,m;n—測量個數。f)動態高程定位誤差校準結果可以表示為:(8)Edh=h(8)式中:Edh—動態高程定位誤差校準結果,m;n—測量個數。7.2.2.2圓周法a)將接收機天線置于圓周測試系統轉臂前端,接收機置于轉臂上,如圖4所示。啟動圓周測試系統,在(10~100)(°)/s范圍內選定6個速率點控制轉臂旋轉,以接收機輸出的1PPS信號同步鎖存測角信號和接收機的輸出信號,將每個采樣間隔內記錄得到的經度、緯度和高程信息轉換成與圓周測試系統給出的標準點位(Xi,Yi,Hi)相同坐標系下的坐標值(xi,yi,hi)。b)數據處理方法參照7.2.2.1中的d)、e)、f)。8圖4圓周測量系統7.2.2.3滑軌法a)將接收機置于測試艙中,測試艙安裝在火箭橇滑車上,天線安裝在測試艙頂部,滑車以(10~800)m/s速度運動,接收機的輸出信號用遙測系統采集保存并發射給控制室。測速系統記錄滑車經過霍爾傳感器時產生的一系列脈沖信號,每一個脈沖信號對應一個標準大地坐標值(Xi,Yi,Hi),利用時統信號,統一時間軸,將接收機某時刻的輸出與霍爾測試系統的脈沖輸出相對應。圖5霍爾信號與接收機輸出信號利用接收機輸出信息的等時間性和霍爾信號間的距離可知性,利用插值、遞推方法,參見附錄C,計算出接收機在霍爾位置處對應的輸出坐標值(xi,yi,hi)。b)數據處理方法參照7.2.2.1中的d)、e)、f)。7.2.3速度誤差7.2.3.1仿真法a)將接收機天線輸入端連接到衛星模擬器仿真信號輸出端。根據被校接收機可接收的頻點要求設置衛星模擬器輸出頻點,在衛星模擬器上編輯需要仿真的速度曲線,以及設置衛星模擬器輸出功率,不低于也不能過飽和被校接收機標注的接收靈敏度。b)在衛星模擬器上設置模擬場景的狀態參數,可選擇典型的運動場景和彈道仿真場景,其中典型運動狀態有:勻速直線運動和勻速圓周運動。1)勻速直線運動時,在衛星模擬器上設置的速度參數Vx、Vy、Vz,衛星模擬器輸出仿真信號,接收機開機正常定位后,記錄接收機每一采樣時刻采集到速度信息vi。采樣時間30s,接收機每一采樣時刻的速度誤差:(9)Δvi=vi-V+V+V(9)式中:Δvi—第i個測量點下速度誤差,m/s;JJF1942—20219vi—第i個測量點下接收機的輸出速度,m/s;Vx—衛星模擬器在x方向上的給定速度,m/s;Vy—衛星模擬器在y方向上的給定速度,m/s;Vz—衛星模擬器在z方向上的給定速度,m/s。速度誤差校準結果可以表示為:Ev=v(10)式中:Ev—速度誤差校準結果,m/s;n—測量個數。一般用戶接收機采用站心坐標系ENU(東北天)(Δe,Δn,Δu),若接收機輸出的速度信息是地速,則采用附錄B進行坐標轉換,將衛星模擬器輸出的WGS-84坐標系下地心地固坐標系(x,y,z)下的速度,轉換到用戶站心坐標系(Δe,Δn,Δu)的速度,然后進行東、北向速度合成,得到地速。2)勻速圓周運動時,設定圓心位置和圓周運動的半徑,當仿真的速度高時,相應加大圓周半徑。衛星模擬器給定的圓周運動速度V0,每一采樣時刻接收機測定的速度vi,接收機的每一采樣時刻的速度誤差:Δvi=vi-V0(11)式中:Δvi—第i個測量點下速度誤差,m/s;vi—第i個測量點下接收機的輸出速度,m/s;V0—衛星模擬器給定的圓周運動速度,m/s。速度誤差校準結果同公式(10)。3)采用彈道仿真時,所設計的標準彈道的速度和加速度應在接收機給定技術指標范圍內,衛星模擬器模擬彈道的輸出頻率大于或等于接收機的接收頻率,將接收機接收到的每個采樣時刻的速度值vi與衛星模擬器同時刻給出的速度值V0i進行比較,得到每個時刻的速度誤差為:Δvi=vi-V0i(12)式中:Δvi—第i個測量點下速度誤差,m/s;vi—第i個測量點下接收機的輸出速度,m/s;V0i—第i個測量點下衛星模擬器給定的彈道仿真速度,m/s。速度誤差校準結果同公式(10)。7.2.3.2圓周法安裝準備與采集同7.2.2.2。控制圓周測試系統轉動,轉動角速度為ω,則運動圓周速度為V0,每一采樣時刻接收機測定的速度vi,接收機的每一采樣時刻的速度誤差同公式JJF1942—202110(12),速度誤差校準結果同公式(10)。7.2.3.3滑軌法安裝準備及采集同7.2.2.3。依據霍爾傳感器得到的時間和位移的關系,通過微分得到標準的速度曲線V0(t);標準速度曲線的獲得可參考附錄C,接收機測得的速度曲線為vi(t),在每一采樣時刻的速度差:Δvi(t)=vi(t)-V0i(t)(13)式中:Δvi(t)—第i個測量點下速度誤差,m/s;vi(t)—第i個測量點下接收機的輸出速度,m/s;V0i(t)—第i個測量點下標準速度,m/s。速度誤差校準結果可以表示為: Ev(t)=(t)(14)式中:Ev(t)—速度誤差校準結果,m/s;n—測量個數。7.2.4加速度誤差7.2.4.1仿真法a)將接收機天線輸入端連接到衛星模擬器仿真信號輸出端。根據被校接收機可接收的頻點要求設置衛星模擬器輸出頻點,在衛星模擬器上編輯需要仿真的加速度曲線,設置衛星模擬器輸出功率,不低于也不過飽和被校接收機標注的靈敏度。b)在衛星模擬器上選擇模擬場景的狀態參數,典型的運動狀態有:勻加速直線和勻速圓周。1)勻加速直線運動時,在衛星模擬器上設置x、y、z方向上的加速度參數Ax,Ay,Az,衛星模擬器輸出仿真信號,接收機開機正常定位后,記錄接收機每一采樣時刻采集到加速度信息ai。采樣時間30s,接收機的每一采樣時刻的加速度誤差:Δai=ai-A+A+A式中:Δai—第i個測量點下加速度誤差,m/s2;ai—第i個測量點下接收機輸出的加速度,m/s2;Ax—衛星模擬器在x方向上的給定加速度,m/s2;Ay—衛星模擬器在y方向上的給定加速度,m/s2;Az—衛星模擬器在z方向上的給定加速度,m/s2。加速度誤差校準結果可以表示為:Ea=a(15)(16)JJF1942—202111式中:Ea—加速度均方根誤差,m/s2;n—測量個數。2)勻速圓周運動時,設定圓心位置和圓周運動的半徑,當需要提高仿真的加速度時,相應加大圓周半徑R。衛星模擬器給定的圓周運動速度V0,產生的向心加速度:A0=(17)式中:A0—衛星模擬器輸出的標準加速度,m/s2;V0—衛星模擬器給定的圓周運動角速度,m/s;R—模擬器給定的圓周運動半徑,m。每一采樣時刻接收機測定的加速度ai,接收機的加速度誤差:Δai=ai-A0(18)式中:Δai—第i個測量點下加速度誤差,m/s2;ai—第i個測量點下接收機輸出加速度,m/s2;A0—衛星模擬器輸出的標準加速度,m/s2。加速度誤差校準結果同公式(16)。同樣,若用戶接收機采用站心坐標系,接收機輸出的加速度信息是地表加速度,則采用附錄B進行坐標轉換,將模擬器輸出的WGS-84坐標系下地心地固坐標系(x,y,z)下的加速度,轉換到用戶站心坐標系(Δe,Δn,Δu)的加速度,然后進行東、北向加速度合成,得到地表加速度。7.2.4.2圓周法安裝準備與采集同7.2.2.2。控制圓周測試系統轉動,轉動角速度為ω,則運動的圓周角速度為V0,產生的向心加速度計算參照公式(17),每一采樣時刻接收機測定的加速度ai,接收機的每一采樣時刻的加速度誤差計算參照公式(18),加速度誤差校準結果參照公式(16)。7.2.4.3滑軌法a)安裝準備及采集同7.2.2.3。依據霍爾傳感器得到的時間和位移的關系,通過二次微分得到標準的加速度曲線a0(t);依據接收機測得的時間和速度的關系,通過一次微分得到接收機測得的加速度曲線ai(t),在i時刻的加速度誤差:(19)Δai(t)=ai(t)-a0i(t)(19)式中:Δai(t)—第i個測量點下加速度誤差,m/s2;ai(t)—第i個測量點下接收機輸出加速度,m/s2;a0i(t)—第i個測量點下標準加速度,m/s2。b)加速度誤差校準結果可表示為:12 (20)Ea(t)=(t)(20)式中:Δai(t)—第i個測量點下加速度誤差,m/s2;Ea(t)—加速度誤差校準結果,m/s2;n—測量個數。8校準結果表達校準結束后出具校準證書。校準證書應準確、客觀的報告校準結果,校準結果以校準數據、校準曲線等形式給出。校準證書應包含委托方的要求、說明校準結果所必需的和所用方法要求的全部信息。9復校時間間隔導航型接收機的復校時間間隔一般為1年。由于復校時間間隔的長短是由儀器的使用情況、使用者、儀器本身質量等因素決定的,因此,送校單位可根據實際使用情況自主決定復校時間間隔。JJF1942—202113附錄A接收機校準記錄表委托方名稱委托方地址被測設備制造者型號編號計量標準名稱證書號測量范圍測量不確定度所依據的技術文件溫度濕度文件號標準輸出接收機輸出XmYm高程m速度/m/sXmYm高程m速度/m/s123…n水平定位誤差/m高程誤差/m速度誤差/(m/s)加速度誤差/(m/s2)校準不確定度:校準人:核驗人:JJF1942—202114附錄坐標變換B.1大地坐標(λ,φ,h)到地心地固(x,y,z)轉換x=(N+h)cosφcosλy=(N+h)cosφsinλz=[N(1-e2)+h]sinφ(B.1)(B.2)(B.3)其中,N是基準橢球的卯酉圈曲率半徑,e為橢球偏心率,它們與基準橢球的長半徑a和短半徑b存在如下關系:e2=√1-√1-esinφ(B.4)(B.5)基準橢球體的極扁率f定義為:f=(B.6)式中:a—基準橢球體的長半徑,a=6378137.0m;f—基準橢球體的極扁率,f=1/298.257223563。B.2地心地固坐標系(Δx,Δy,Δz)與站心坐標(Δe,Δn,Δu)轉換一般用戶接收機采用站心坐標系ENU(東北天),表示為(Δe,Δn,Δu)。站心坐標系(Δe,Δn,Δu)與地心地固坐標系(Δx,Δy,Δz)之間的關系:=S—變換矩陣:S=-cλλ(B.7)(B.8)將(B.7)展開,則有:Δe=-Δx·sinλ+Δycosλ]Δn=-Δx·sinφcosλ-Δysinφsinλ+Δzcosφ]Δu=-Δx·cosφcosλ+Δycosφsinλ+Δzsinφ]合成位移:L=Δe2+Δn2(B.9)(B.10)(B.11)(B.12)15方向角:tanα=速度、加速度算法同上。ΔeΔn(B.13)16附錄C火箭橇校準過程及標準彈道建立方法C.1火箭橇校準過程利用火箭橇(滑軌法)校準導航型接收機過程中最重要的是建立火箭橇試驗標準彈道,是評定導航型接收機動態定位、速度、加速度誤差的關鍵,火箭橇試驗校準時以霍爾傳感器測量系統作為標準進行溯源,其測量得到的數據特點為等距不等時,接收機輸出數據特點為等時不等距,如圖C.1所示。圖C.1被測接收機定位信息與霍爾傳感器測量的信息時間序列對不準示意圖為了實現對接收機的校準,采用三次樣條插值法、微商等方法建立火箭橇試驗標準彈道。具體校準過程如圖C.2所示。圖C.2火箭橇試驗校準過程a)圖C.2中,校準前測量各霍爾傳感器響應位置坐標、各點位置補償量、響應時間補償量和天線相對于橇體位置(用于計算當觸發霍爾傳感器時各天線的位置坐標);試驗中采集霍爾傳感器響應時間,并計算經過補償后的響應時間,作出橇體運動過程中位置-時間曲線。根據接收機的采樣間隔,利用三次樣條插值建立標準位移彈道,再通過一次微分得到標準速度彈道,將標準速度彈道一次微分得到標準加速度彈道。b)將接收機采集得到的定位信息轉換至標準位移彈道的坐標系,得到接收機定位曲線,根據速度信息得到接收機速度曲線,將速度曲線一次微分得到接收機的加速度17c)在同一時間坐標軸下,利用公式(5)~公式(8)計算動態定位誤差;利用公式(13)和公式(14)計算速度誤差;利用公式(19)和公式(20)計算加速度誤差。C.2火箭橇試驗標準彈道建立方法a)火箭橇標準位移彈道將位置-時間關系曲線利用三次樣條插值進行處理,得到標準位移曲線。b)火箭橇標準速度彈道通過對標準位移彈道微商得到標準速度彈道。計算過程如下:各霍爾坐標點為yi,21,y的響應時間為ti,i=1,2,…,n,兩1)計算n個響應位置點的一階導數y'1,即vi:a1=-0.5b1=-g1hi=ti+1-t1,i=1,2,…,n-1αi=hi-1/(hi-1+hi),i=2,3,…,n-1βi=3[(1-αi)(yi-yi-1)/hi-1+αi(yi+1-yi)/hi],i=2,3,…,n-1ai=-αi/[2+(1-αi)ai-1],i=2,3,…,n-1bi=[βi-(1-αi)bi-1]/[2+(1-αi)ai-1],i=2,3,…,n-1vn=[3(yn-yn-1)/hn-1+gnhn-1/2-bn-1]/(2+an-1)vi=aivi+1+bi,i=n-1,n-2,…,1(C.1)(C.2)(C.3)(C.4)(C.5)(C.6)(C.7)(C.8)(C.9)2)計算霍爾坐標點插值點處的速度值vj,j=1,2,…,N,N為插值點數。vj=[(ti+1-tj)2-(ti+1-tj)]yi-[(tj-ti)2-(tj-ti)]yi+1+[(ti+1-tj)2-(ti+1-tj)]vi+[(tj-ti)2-(tj-ti)]vi+1(C.10)其中,ti∈[xi,xi+1]。最終通過上述方法建立的標準位移彈道和標準速度彈道如圖C.3所示。圖C.3標準位移和標準速度彈道JJF1942—202118附錄D校準不確定度評定示例導航型衛星接收機校準結果可分為靜態定位校準結果(大地標準點法、仿真法)、動態定位校準結果(仿真法、圓周法、滑軌法)、速度校準結果(仿真法、圓周法、滑軌法)、加速度校準結果(仿真法、圓周法、滑軌法)。D.1靜態定位校準不確定度評定a)靜態水平定位水平定位誤差為:ΔPi=Δx+Δy(D.1)式中:xi、yi———接收機在第i個采樣時刻的測量值,m;Δxi=xi-X0xi、yi———接收機在第i個采樣時刻的測量值,m;X0、Y0—標準位置坐標,m。根據公式(D.1)有:uc(ΔPi)=c2(Δxi)u2(Δxi)+c2(Δyi)u2(Δyi)(D.2)其中:c(Δxi)=-,c(Δyi)=-式中:u(xi)、u(yi)———xi、yi的標準不確定度,m;u(X0)、u(Y0)———X0、Y0的標準不確定度,m。假設u(xi)=u(yi),u(X0)=u(Y0),則u(Δxi)=u(Δyi),代入公式(D.2)。uc(ΔPi)=2+2u2(Δxiuc(ΔPi)=u(Δxi)=u2(xi)+u2(X0)合成標準不確定度為:ucp=u(ΔPi)+u2(p)=u2(xi)+u2(X0)+u2(p)式中:u(p)—水平定位的測量重復性引入的不確定度,m。b)靜態高程定位第i個采樣時刻,高程定位誤差為:Δhi=hi-H0則:uc(Δhi)=u2(hi)+u2(H0)(D.3)(D.4)(D.5)(D.6)JJF1942—202119式中:u(hi)、u(H0)———分別為hi、H0的標準不確定度,m。合成標準不確定度為:(D.7)uch=u(Δhi)+u2(h)=u2(hi)+u2(H0)+u2(h)(D.7)式中:u(h)—高程定位的測量重復性引入的不確定度,m。D.1.1大地標準點法某接收機大地標準法校準結果見表D.1。表D.1靜態定位(大地標準點法)校準結果采樣率/Hz10每組采樣點12000測量結果第一組第二組第三組水平定位/m2.524.413.63高程/m4.344.932.65重復性/m水平定位:1.12;高程:1.35a)水平定位校準不確定度大地標準點法水平定位校準主要不確定度來源見表D.2。表D.2水平定位(大地標準點法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m標準點坐標誤差u(X0)B3.0×10-3矩形 31.7×10-3接收機測量引入的不確定度u(xi)接收機分辨率B3.5×10-4矩形 32.0×10-4坐標轉換B1.0×10-3矩形 35.8×10-4測量重復性u(p)A1.12參考以上主要不確定度來源表D.2及校準結果表D.1,大地標準法水平定位合成標準不確定度為1.13m,擴展不確定度為2.26m(k=2)。b)高程定位校準不確定度大地標準點法校準高程定位不確定度分析見表D.3。表D.3高程定位(大地標準點法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m標準點坐標誤差u(H0)B3.0×10-3矩形 31.7×10-3接收機分辨率u(hi)B3.5×10-4矩形 32.0×10-4測量重復性u(h)A1.3520參考以上主要不確定度來源表D.3及校準結果表D.1,高程定位合成標準不確定度為1.36m,擴展不確定度為2.72m(k=2)。D.1.2仿真法仿真法校準結果見表D.4。表D.4靜態定位(仿真法)校準結果采樣率/Hz10每組采樣點12000測量結果第一組第二組第三組水平定位/m2.412.112.36高程/m3.073.343.22重復性/m水平定位:0.18;高程:0.30a)水平定位校準不確定度仿真法水平定位校準不確定度來源見表D.5。表D.5水平定位(仿真法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m衛星模擬器距離測量不確定度u(X0)B0.0220.01接收機測量引入的不確定度u(xi)接收機分辨率B3.5×10-4矩形 32.0×10-4坐標轉換B1.0×10-3矩形 35.8×10-4測量重復性u(p)A0.18參考以上主要不確定度來源和實際校準結果,仿真法校準的水平定位合成標準不確定度為0.19m,擴展不確定度為0.38m(k=2)。b)高程定位校準不確定度仿真法校準高程定位主要不確定度來源見表D.6。表D.6高程定位(仿真法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m衛星模擬器距離測量不確定度u(H0)B0.0220.01接收機分辨率u(hi)B3.5×10-4矩形 32.0×10-4測量重復性u(h)A0.300.31m,擴展不確定度為0.62m(k=2)。JJF1942—202121D.2動態定位校準不確定度評定a)動態水平定位第i采樣時刻動態水平定位誤差為:ΔPi=Δx+Δy(D.8)式中:i樣時刻的測量值,m;Xi、Yi———第i個采樣時刻標準位置值,m。根據公式(D.2)~公式(D.3),動態水平定位合成標準不確定度可以表示為:ucp=u2(xi)+u2(Xi)+u2(pd)式中:u(pd)—動態水平定位的測量重復性引入的不確定度。動態水平定位測量重復性引入的不確定度計算方法如下: (Δx+Δy)u(pd(Δx+Δy)式中:n—測量次數。b)動態高程定位第i采樣時刻高程定位誤差為:Δhi=hi-Hi則:uc(Δhi)=u2(hi)+u2(Hi)式中:u(hi)、u(Hi)———Hi和hi標準不確定度,m。合成標準不確定度可以表示為:uch=u(Δhi)+u2(h)=u2(hi)+u2(Hi)+u2(hd)式中:u(hd)—動態高程定位的測量重復性引入的不確定度,m。動態高程定位測量重復性引入的不確定度計算方法如下:u(hd)=nΔ)式中:n—測量次數。D.2.1仿真法某接收機仿真法校準動態定位結果見表D.7。(D.9)(D.10)(D.11)(D.12)(D.13)(D.14)JJF1942—202122表D.7動態定位(仿真法)校準結果采樣率/Hz10仿真時間/s30校準結果水平定位高程誤差/m重復性/m誤差/m重復性/m4.220.400.590.21a)動態水平定位校準不確定度仿真法校準動態水平定位不確定度來源見表D.8。表D.8水平定位(仿真法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m衛星模擬器距離測量不確定度u(X0)B0.0220.01接收機測量引入的不確定度u(xi)接收機分辨率B3.5×10-4矩形 32.0×10-4坐標轉換B1.0×10-3矩形 35.8×10-4動態數據處理B8.0×10-3矩形 34.6×10-3測量重復性u(p)A0.40參考以上主要不確定度來源和實際校準結果,仿真法校準的動態水平定位合成標準不確定度為0.41m,擴展不確定度為0.82m(k=2)。b)動態高程定位校準不確定度仿真法校準動態高程定位的不確定度來源見表D.9。表D.9高程定位(仿真法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m衛星模擬器距離測量不確定度u(H0)B0.0220.01接收機測量引入的不確定度u(hi)接收機分辨率B3.5×10-4矩形 32.0×10-4動態數據處理B8.0×10-3矩形 34.6×10-3測量重復性u(h)A0.21參考以上主要不確定度來源和實際校準結果,仿真法校準的動態高程定位合成標準不確定度為0.22m,擴展不確定度為0.44m(k=2)。D.2.2圓周法某接收機圓周法校準結果見表D.10。23表D.10動態水平定位(圓周法)校準結果采樣率/Hz10仿真時間/s100校準結果水平定位高程誤差/m重復性/m誤差/m重復性/m1.420.8610.390.27a)動態水平定位校準不確定度圓周法動態定位主要不確定度來源見表D.11。表D.11動態水平定位(圓周法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m標準裝置水平位置誤差u(Xi)B3.0×10-3矩形 31.7×10-3接收機測量引入的不確定度u(xi)接收機分辨率B3.5×10-4矩形 32.0×10-4坐標轉換B1.0×10-3矩形 35.8×10-4動態數據處理B8.0×10-3矩形 34.6×10-3測量重復性u(pd)A0.86參照以上不確定度分析,圓周法校準水平定位的合成標準不確定度為0.87m,擴展不確定度為1.74m(k=2)。b)高程定位校準不確定度高程定位校準主要不確定度來源見表D.12。表D.12高程(圓周法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m標準裝置高程位置誤差u(Hi)B5.0×10-3矩形 32.9×10-3接收機測量引入的不確定度u(hi)接收機分辨率B3.5×10-4矩形 32.0×10-4動態數據處理B8.0×10-3矩形 34.6×10-3測量重復性u(hd)A0.27參照主要不確定度來源,圓周法校準高程定位的合成標準不確定度為0.28m,擴展不確定度為0.56m(k=2)。D.2.3滑軌法某接收機滑軌法校準結果見表D.13。JJF1942—202124表D.13動態定位、速度(滑軌法)校準結果采樣率/Hz20仿真時間/s22校準結果水平定位高程誤差/m重復性/m誤差/m重復性/m4.040.269.680.28a)動態水平定位校準不確定度滑軌法校準水平定位主要不確定度來源見表D.14。表D.14動態定位(滑軌法)主要不確定度來源不確定度來源類型值/m分布包含因子標準不確定度/m標準裝置水平位置不確定度u(Xi)B8.0×10-324.0×10-3接收機測量引入的不確定度u(xi)接收機分辨率B3.5×10-4矩形 32.0×10-4坐標轉換B1.0×10-3矩形 35.8×10-4動態數據處理B8.0×10-3矩形