專利名稱：一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法和衛(wèi)星信號模擬器的制作方法
技術(shù)領域：
本發(fā)明涉及衛(wèi)星導航仿真領域，特別涉及一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法和衛(wèi)星信號模擬器。
背景技術(shù)：
GNSS(Global Navigation Satellite System,全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng))的應用范圍已經(jīng)滲透到測繪、通信、軍事、航天、電力、遙感等多個領域，成為了衡量一個國家綜合國力的重要指標之一。多系統(tǒng)的兼容與互操作，可以為用戶提供更好的星座覆蓋性能，通過有效聯(lián)合不同系統(tǒng)之間的導航衛(wèi)星進行PVT(Position, Velocity and Time,位置,速度和時間)解算，大幅降低幾何精度因子和偽距測量誤差，從而向用戶提供完好性、可用性、連續(xù)性與穩(wěn)定性更高的PNT (Positioning, Navigation and Timing,定位，導航和定時)服務,有效提 升系統(tǒng)的整體服務質(zhì)量。由于GNSS的兼容與互操作已成為全球衛(wèi)星導航領域的關(guān)注熱點和發(fā)展方向，因此世界各國對此均高度重視并紛紛開展了一系列研究和協(xié)調(diào)工作。在目前階段，對GNSS進行研究通過是通過多模衛(wèi)星信號模擬器，衛(wèi)星信號模擬器是衛(wèi)星導航系統(tǒng)和各種接收設備研制的關(guān)鍵儀器，可以在不受時空限制特別是在真實的衛(wèi)星導航系統(tǒng)尚未組網(wǎng)成功，系統(tǒng)不具備完備定位導航的情況下，根據(jù)載體動態(tài)特性因素和載體所處復雜環(huán)境對衛(wèi)星信號的影響，模擬產(chǎn)生載體接收到的全球衛(wèi)星導航信號，從而為載體的研制開發(fā)、測試提供仿真環(huán)境。從目前階段的衛(wèi)星信號模擬器的實現(xiàn)形式來看，主要有軟件模式和軟硬件結(jié)合模式第一種，基于軟件的模式。在這種模式下，所有與導航有關(guān)的信息和信號都是由計算機處理得到，包括對各種模型的模擬和信號的產(chǎn)生都是由計算機軟件進行計算后，存儲到存儲介質(zhì)中，載體讀取數(shù)據(jù)進行仿真研究。這種模式計算機會嚴格執(zhí)行軟件模型，產(chǎn)生信號精確，而且設計比較靈活，不僅費用較低，而且可移植性以及重復性開發(fā)擴展成本較低；第二種，基于軟硬件結(jié)合的模式。這種模式下的計算機軟件負責與導航信息和信號有關(guān)的計算，利用與信號相關(guān)的參數(shù)控制硬件對信息進行模擬，實現(xiàn)準實時產(chǎn)生仿真數(shù)據(jù)，可以較好的支持各種算法驗證。但是，發(fā)明人發(fā)現(xiàn)現(xiàn)有技術(shù)至少存在如下問題基于軟件形式的衛(wèi)星信號模擬器受到計算機硬件的限制，導致實時性較差，與時間密切的算法不能驗證，而且不適合實現(xiàn)長時間的仿真測試；基于軟硬結(jié)合的衛(wèi)星信號模擬器，模擬器的體系結(jié)構(gòu)比較復雜，實現(xiàn)較為麻煩，技術(shù)難度大，可擴展性極低，且對于研究導航定位算法成本極高。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題，本發(fā)明提出了一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法和衛(wèi)星信號模擬器。所述技術(shù)方案如下
一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法，所述方法包括獲取仿真時間，并接收載體的當前坐標和運動模型；獲取衛(wèi)星的星歷信息，并根據(jù)所述星歷信息得到所述衛(wèi)星的運行軌跡；根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星，并計算衛(wèi)星的信號傳輸時間；根據(jù)星歷信息得到導航電文，并將所述導航電文和信號傳輸時間作為準實時信號輸出；利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制，并將所述調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出。
進一步地，所述載體的運動模型與時間相關(guān)；相應地，所述根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星之前，所述方法還包括根據(jù)所述載體的運動模型和相應的仿真時間計算得到所述載體在任意時刻下的坐標和速度，得到任意時刻下的所述載體的載體位置。進一步地，所述計算衛(wèi)星的信號傳輸時間，具體包括將所述衛(wèi)星的坐標和所述載體坐標統(tǒng)一到同一坐標系下，計算所述衛(wèi)星和所述載體之間的距離并除以光速得到所述衛(wèi)星信號的傳輸時間。進一步地，在所述得到所述衛(wèi)星信號的傳輸時間之后，所述方法還包括根據(jù)地球自轉(zhuǎn)、對流層延遲、多路徑延遲、電離層延遲對所述衛(wèi)星信號傳輸?shù)挠绊懀瑢λ鲂l(wèi)星信號的傳輸時間進行修正。進一步地，所述利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制，具體包括根據(jù)所述衛(wèi)星的IO) (Interface Control Document,接口控制文檔)接口文件,利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制。一種衛(wèi)星信號模擬器，所述模擬器包括第一獲取模塊，用于獲取仿真時間，并接收載體的當前坐標和運動模型；第二獲取模塊，獲取衛(wèi)星的星歷信息，并根據(jù)所述星歷信息得到所述衛(wèi)星的運行軌跡；時間計算模塊，用于根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星，并計算衛(wèi)星的信號傳輸時間；準實時信號輸出模塊，用于根據(jù)星歷信息得到導航電文，并將所述導航電文和信號傳輸時間作為準實時信號輸出；中頻信號輸出模塊，用于利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制，并將所述調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出。進一步地，所述載體的運動模型與時間相關(guān)；相應地，所述模擬器還包括載體位置獲取模塊，用于在所述時間計算模塊根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星之前，根據(jù)所述載體的運動模型和相應的仿真時間計算得到所述載體在任意時刻下的坐標和速度，得到任意時刻下的所述載體的載體位置。
進一步地，所述時間計算模塊，具體包括可見衛(wèi)星確定單元，用于根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星；統(tǒng)一單元，用于將所述衛(wèi)星的坐標和所述載體坐標統(tǒng)一到同一坐標系下；計算單元，用于計算所述衛(wèi)星和所述載體之間的距離并除以光速得到所述衛(wèi)星信號的傳輸時間。進一步地，所述時間計算模塊，還包括修正單元，用于在所述計算單元得到所述衛(wèi)星的信號傳輸時間之后，根據(jù)地球自轉(zhuǎn)、對流層延遲、多路徑延遲、電離層延遲對所述衛(wèi)星信號傳輸?shù)挠绊?，對所述衛(wèi)星信號的傳輸時間進行修正。進一步地，所述中頻信號輸出模塊，具體包括調(diào)制單元，用于根據(jù)所述衛(wèi)星的ICD接口文件，利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制；中頻信號輸出單元，用于將所述調(diào)制單元得到的調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出。本發(fā)明實施例提供的技術(shù)方案的有益效果是可以使得衛(wèi)星信號模擬器輸出兩路信號，其中，中頻信號實時性較差，可將中頻信號用于對實時性要求不嚴格的跟蹤和捕獲驗證，將準實時信號用于對實時性要求嚴格的算法進行驗證，在使用軟件的基礎上完成了對衛(wèi)星信號模擬器各種仿真和算法的驗證，同時仿真成本低。


為了更清楚地說明本發(fā)明實施例的技術(shù)方案，下面將對實施例中使用的附圖并做簡單地介紹，顯而易見地，下面所列附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。圖I為本發(fā)明實施例I所提供的一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法的流程圖；圖2為本發(fā)明實施例2所提供的一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法的流程圖；圖3為本發(fā)明實施例2所提供的一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法的示意圖；圖4為本發(fā)明實施例2所提供的BOC信號調(diào)制原理(a)圖；圖5為本發(fā)明實施例2所提供的BOC信號調(diào)制原理(b)圖；圖6為本發(fā)明實施例2所提供的傳統(tǒng)的平方根卡爾曼載波跟蹤環(huán)路的高動態(tài)載波跟蹤方法的不意圖；圖7為本發(fā)明實施例2所提供的早晚差冪早遲環(huán)的示意圖；圖8為本發(fā)明實施例2所提供的點積早遲環(huán)的示意圖；圖9為本發(fā)明實施例3所提供的一種衛(wèi)星信號模擬器的結(jié)構(gòu)示意圖；圖10為本發(fā)明實施例3所提供的一種衛(wèi)星信號模擬器的第二種結(jié)構(gòu)示意圖；、
圖11為本發(fā)明實施例3所提供的一種衛(wèi)星信號模擬器中的時間計算模塊的結(jié)構(gòu)示意圖；圖12為本發(fā)明實施例3所提供的一種衛(wèi)星信號模擬器中的時間計算模塊的第二種結(jié)構(gòu)意圖；圖13為本發(fā)明實施例3所提供的一種衛(wèi)星信號模擬器中的中頻信號輸出模塊的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實施例方式為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明實施方式作進一步地詳細描述。實施例I本發(fā)明實施例I提出了一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法，其流程如圖I所示，具體包括步驟101、獲取仿真時間，并接收載體的當前坐標和運動模型； 步驟102、獲取衛(wèi)星的星歷信息，根據(jù)該星歷信息得到衛(wèi)星的運行軌跡；步驟103、根據(jù)仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星，并計算衛(wèi)星信號的傳輸時間；步驟104、根據(jù)星歷信息得到導航電文，并將導航電文和信號傳輸時間作為準實時信號輸出；步驟105、利用擴頻碼和載波中頻對導航電文進行調(diào)制，并將調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出。通過本發(fā)明實施例所提供的衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法，可以使得衛(wèi)星信號模擬器輸出兩路信號，其中，中頻信號實時性較差，可將中頻信號用于對實時性要求不嚴格的跟蹤和捕獲驗證，將準實時信號用于對實時性要求嚴格的算法進行驗證，在使用軟件的基礎上完成了對衛(wèi)星信號模擬器各種仿真和算法的驗證，同時仿真成本低。實施例2本發(fā)明實施例2提出了一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法，是在實施例I基礎上改進而來。需要說明的是，在本實施例中，載體為衛(wèi)星導航仿真系統(tǒng)中的仿真得到的衛(wèi)星信號接收裝置，即被定位的對象或接受導航服務的對象。如圖2及圖3所示，該方法具體的包括步驟201、獲取仿真時間，并接收載體的運動特性信息，包括載體的當前坐標和運動模型；其中，載體的運動模型與時間相關(guān)，具體的可以由用戶設置為不同的模式I)靜止；2)勻速直線運動；3)加速運動；4)由前面三種組合得到的復雜模型等
坐寸o相應地，由上述運動模型可以計算出對應仿真時間下載體任意時刻下坐標和速度。步驟202、獲取衛(wèi)星的星歷信息，根據(jù)該星歷信息得到衛(wèi)星的運行軌跡；其中，獲取衛(wèi)星的星歷，可由兩種方式獲得，一種是到相關(guān)網(wǎng)站下載獲得當前系統(tǒng)真實星歷；另外一種是按照公布的ICD文件建模得到，第二種主要用于在建系統(tǒng)尚未能提供星歷的情況。步驟203、根據(jù)仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星；
步驟204、計算衛(wèi)星信號的傳輸時間；在本實施例中，計算衛(wèi)星信號的傳輸時間，具體的包括將衛(wèi)星坐標與載體坐標統(tǒng)一到同一坐標系下，計算兩者距離并除以光速得到傳輸時間。需要說明的是，衛(wèi)星信號的傳輸時間會受到其他因素的影響，因此在計算衛(wèi)星信號的傳輸時間時還包括建立地球自轉(zhuǎn)、對流層延遲、多路徑延遲、電離層延遲的模型，并根據(jù)上述模型對衛(wèi)星信號的傳輸時間進行修正，具體的I)地球自轉(zhuǎn)模型。在信號的傳輸過程中，衛(wèi)星與載體由于地球自轉(zhuǎn)，其相對距離將發(fā)生變化。衛(wèi)星與載體之間的距離是指衛(wèi)星信號發(fā)射時刻衛(wèi)星位置與接收時刻載體位置的 距離，而不是衛(wèi)星與載體在同一瞬間位置之間的距離。在假設信號傳輸過程中衛(wèi)星速度不變的條件下，給定初始化傳輸時間為70ms，利用迭代可以計算出信號傳輸時間。2)對流層延遲模型。對流層延遲一般泛指中性大氣對電磁波的折射。電磁波穿越大氣層到達地球表面時，在地表以上50km這一層大氣中，分子和原子均處于中性狀態(tài)，稱之為中性大氣，它將引起電磁波傳播延遲比較大的變化。中性大氣包括對流層和同溫層，由于折射的80%發(fā)生在對流層，所以通常叫做對流層折射。對流層折射包括兩部分一是由于衛(wèi)星信號的傳播速度或光速在大氣中變慢造成路徑延遲，這占主要部分；二是由于衛(wèi)星信號通過對流層時傳播路徑發(fā)生彎曲，從而使測量距離產(chǎn)生偏差。對流層折射與地面氣候、大氣壓力、溫度和濕度變化有密切關(guān)系。對于對流層折射的影響，在天頂方向的延遲約為2. 3m，隨高度角的余弦增大，在高度角為10°時，對流層延遲將增加至約20m。根據(jù)載體具體所處位置，結(jié)合經(jīng)驗，建立對流層延遲模型，將延遲反映到信號傳輸時間上。3)多路徑延遲模型。在載體定位時，載體不僅接收從衛(wèi)星直射而來的信號，而且也接收從其它物體反射而來的信號。因此，接收信號是直射信號和反射信號的組合信號。由于直射信號和反射信號的路徑不同，從而使信號產(chǎn)生變形，產(chǎn)生測量誤差，稱為多路徑誤差。建立多路徑延遲模型，將延遲反映到信號傳輸時間上。4)電離層延遲模型。電離層是地球高層大氣的一部分，在太陽紫外線、X射線和高能粒子作用下，地球高層大氣的分子和原子電離，產(chǎn)生自由電子和帶電離子，形成電離層，使無線電波的傳播方向、速度、相位、振幅及偏振狀態(tài)等發(fā)生變化。一般認為電離層在離地高度60-2000km之間，信號的電離層延遲主要取決于電離層中的電子濃度，即單位體積內(nèi)所含自由電子的個數(shù)。電子濃度一般隨著高度和時間而變化，這種變化主要取決于太陽輻射的能量強度及大氣密度。根據(jù)已有研究成果，建立電離層延遲模型，將延遲反映到信號傳輸時間上。步驟205、根據(jù)星歷信息得到導航電文，并將導航電文和信號傳輸時間作為準實時信號輸出；步驟206、利用擴頻碼和載波中頻對導航電文進行調(diào)制，并將調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出；在本實施例中，利用擴頻碼和載波中頻對導航電文進行調(diào)制具體的包括目前各衛(wèi)星系統(tǒng)都定義了I⑶接口文件，描述了其調(diào)制原理方式，下面以BOC(Binary Offset Carrier, 二進制偏移載波)調(diào)制為例,進行介紹。
如圖4和圖5所示，BOC調(diào)制是以一個方波作為子載波，對衛(wèi)星產(chǎn)生的碼信號進行模二加運算，之后再調(diào)制到主載波f上，即信號s (t)和一個頻率為fs的次載波相乘，使得信號的頻譜分裂成兩部分，位于主載波頻率的兩邊。而對于常見的GPS(Global Positioning System,全球定位系統(tǒng))L波段BPSK (Binary Phase Shift Keying，二進制相移鍵控)調(diào)制方式，只需要將圖4之中的BOC調(diào)制模塊去掉即可。步驟207、載體將上述中頻信號作為接收到的衛(wèi)星信號進行捕獲和跟蹤驗證；首先，對進行捕獲驗證進行說明在本實施例中，捕獲的目的是為了獲取所有可見衛(wèi)星信號的載波頻率和碼相位的粗略估計值，初始化跟蹤環(huán)路，以幫助載體通道展開對信號的跟蹤。進一步地，在本發(fā)明中進行捕獲驗證以采用基于最大似然可見度估計算法的衛(wèi)星 快捕方法進行舉例說明。其中，基于最大似然可見度估計算法的衛(wèi)星快捕方法用于對用戶視野內(nèi)的衛(wèi)星進行快速捕獲。具體地，上述基于最大似然可見度估計算法的衛(wèi)星快捕方法，具體實現(xiàn)步驟如下搜索開始前，先初始化衛(wèi)星平均可見度函數(shù)meanVis (SV)，該值可以根據(jù)各星座的星歷及歷書計算得到。然后根據(jù)上述計算結(jié)果選擇一個最大值所對應的衛(wèi)星進行搜索，若捕獲成功，將其從衛(wèi)星ID列表中刪除，并重新計算meanVis(SV);若捕獲失敗，則說明該衛(wèi)星不可見，應將其衛(wèi)星ID和所對應的時間(或坐標)從上述相應集合中剔除并重新計算meanVis (SV)。重復上述步驟，直到所有衛(wèi)星搜索完畢。其次，對進行跟蹤驗證進行說明載體對于衛(wèi)星信號的跟蹤的信號跟蹤環(huán)路由載波跟蹤環(huán)路和碼跟蹤環(huán)路兩部分構(gòu)成，它們分別用來跟蹤接收信號的載波和擴頻碼。載波跟蹤環(huán)路的目的是盡力使其所復制的載波信號和接收到的衛(wèi)星載波信號保持一致，從而通過混頻機制徹底地剝離衛(wèi)星信號中的載波。而碼跟蹤環(huán)路則是盡量復制一個與接收信號的擴頻碼相一致的擴頻碼，然后讓兩者相關(guān)，以剝離信號中的擴頻碼。在兩者共同作用下，使得載體和衛(wèi)星發(fā)生相對運動的前提下，一直可以持續(xù)的接收衛(wèi)星信號，為后續(xù)的仿真計算提供數(shù)據(jù)。本發(fā)明中載體進行衛(wèi)星信號的跟蹤驗證采用基于改進的平方根卡爾曼載波跟蹤環(huán)路的高動態(tài)載波跟蹤方法和基于優(yōu)化窄相關(guān)算法的高精度偽距測量方法(碼跟蹤方法)。其中，如圖6所示，基于改進的平方根卡爾曼載波跟蹤環(huán)路的高動態(tài)載波跟蹤方法具體如下首先，卡爾曼濾波的原理是利用當前時刻的觀測值和上一時刻對狀態(tài)的估計值來估計當前時刻的狀態(tài)值，因此，整個環(huán)路濾波過程可以分為狀態(tài)更新和測量修正兩部分。其中，狀態(tài)更新過程需要根據(jù)實際應用建立相應的狀態(tài)方程，并通過環(huán)路更新方程對其進行時域更新；測量修正則需要建立觀測方程，根據(jù)當前的觀測量對更新后得到的狀態(tài)值進行修正。I狀態(tài)方程的建立根據(jù)卡爾曼濾波原理，系統(tǒng)的狀態(tài)方程式如公式2-1所示X(k) = ox(k-l)+ n (k-l)公式 2-1
其中，X(k)為k時刻系統(tǒng)的狀態(tài)向量，O為系統(tǒng)的一步狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，n (k)為系統(tǒng)k時刻的策動噪聲。對于高動態(tài)載波跟蹤環(huán)路來說，為了能夠提高跟蹤環(huán)路的動態(tài)應力，實現(xiàn)在高加速度甚至是高加加速度的情況下對信號進行連續(xù)跟蹤不失鎖，一般采用四階跟蹤環(huán)路，即建立狀態(tài)向量的狀態(tài)值包括載波的瞬時相位，瞬時頻率、瞬時頻率的變化率以及瞬時頻率的加速度。若環(huán)路積分時間為Ts，則上述狀態(tài)值可以展開為0{k) = e(k -權(quán)利要求
1.一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法，其特征在于，所述方法包括 獲取仿真時間，并接收載體的當前坐標和運動模型； 獲取衛(wèi)星的星歷信息，并根據(jù)所述星歷信息得到所述衛(wèi)星的運行軌跡； 根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星，并計算衛(wèi)星的信號傳輸時間； 根據(jù)星歷信息得到導航電文，并將所述導航電文和信號傳輸時間作為準實時信號輸出； 利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制，并將所述調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述載體的運動模型與時間相關(guān)； 相應地，所述根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星之前，所述方法還包括 根據(jù)所述載體的運動模型和相應的仿真時間計算得到所述載體在任意時刻下的坐標和速度，得到任意時刻下的所述載體的載體位置。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述計算衛(wèi)星的信號傳輸時間，具體包括 將所述衛(wèi)星的坐標和所述載體坐標統(tǒng)一到同一坐標系下，計算所述衛(wèi)星和所述載體之間的距離并除以光速得到所述衛(wèi)星信號的傳輸時間。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，在所述得到所述衛(wèi)星信號的傳輸時間之后，所述方法還包括 根據(jù)地球自轉(zhuǎn)、對流層延遲、多路徑延遲、電離層延遲對所述衛(wèi)星信號傳輸?shù)挠绊?，對所述衛(wèi)星信號的傳輸時間進行修正。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制，具體包括 根據(jù)所述衛(wèi)星的接口控制文檔ICD接口文件，利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制。
6.一種衛(wèi)星信號模擬器，其特征在于，所述模擬器包括 第一獲取模塊，用于獲取仿真時間，并接收載體的當前坐標和運動模型； 第二獲取模塊，獲取衛(wèi)星的星歷信息，并根據(jù)所述星歷信息得到所述衛(wèi)星的運行軌跡； 時間計算模塊，用于根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星，并計算衛(wèi)星的信號傳輸時間； 準實時信號輸出模塊，用于根據(jù)星歷信息得到導航電文，并將所述導航電文和信號傳輸時間作為準實時信號輸出； 中頻信號輸出模塊，用于利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制，并將所述調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的模擬器，其特征在于，所述載體的運動模型與時間相關(guān)； 相應地，所述模擬器還包括 載體位置獲取模塊，用于在所述時間計算模塊根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星之前，根據(jù)所述載體的運動模型和相應的仿真時間計算得到所述載體在任意時刻下的坐標和速度，得到任意時刻下的所述載體的載體位置。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的模擬器，其特征在于，所述時間計算模塊，具體包括 可見衛(wèi)星確定單元，用于根據(jù)所述仿真時間、星歷信息、載體位置以及預設的截止仰角確定仿真過程的可見衛(wèi)星； 統(tǒng)一單元，用于將所述衛(wèi)星的坐標和所述載體坐標統(tǒng)一到同一坐標系下； 計算單元，用于計算所述衛(wèi)星和所述載體之間的距離并除以光速得到所述衛(wèi)星信號的傳輸時間。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的裝置，其特征在于，所述時間計算模塊，還包括 修正單元，用于在所述計算單元得到所述衛(wèi)星的信號傳輸時間之后，根據(jù)地球自轉(zhuǎn)、對流層延遲、多路徑延遲、電離層延遲對所述衛(wèi)星信號傳輸?shù)挠绊?，對所述衛(wèi)星信號的傳輸時間進行修正。
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的裝置，其特征在于，所述中頻信號輸出模塊，具體包括 調(diào)制單元，用于根據(jù)所述衛(wèi)星的ICD接口文件，利用擴頻碼和載波中頻對所述導航電文進行調(diào)制； 中頻信號輸出單元，用于將所述調(diào)制單元得到的調(diào)制結(jié)果作為中頻信號輸出。
全文摘要
本發(fā)明提出了一種衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理仿真方法和衛(wèi)星信號模擬器，屬于衛(wèi)星導航仿真領域。本發(fā)明所提供的衛(wèi)星導航原理仿真方法，可以使得衛(wèi)星信號模擬器輸出兩種格式的信號中頻信號和準實時信號。其中，中頻信號實時性較差，可將中頻信號用于對實時性要求不嚴格的跟蹤和捕獲驗證，將準實時信號用于對實時性要求嚴格的算法進行驗證，可以基于軟件架構(gòu)完成了對衛(wèi)星導航系統(tǒng)原理的仿真和算法的驗證，同時仿真成本低。
文檔編號G05B17/02GK102736520SQ20111009196
公開日2012年10月17日 申請日期2011年4月13日 優(yōu)先權(quán)日2011年4月13日
發(fā)明者孫剛, 尹露, 張璐, 徐連明, 李曉敏, 楊磊, 鄧中亮 申請人:北京郵電大學