本發(fā)明涉及導(dǎo)航領(lǐng)域，特別涉及一種基于衛(wèi)星導(dǎo)航控制系統(tǒng)的半實物測試方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

近幾年自主導(dǎo)航設(shè)備，特別是無人駕駛技術(shù)不斷攻克與創(chuàng)新，如無人機、無人汽車、無人艦船等領(lǐng)域呈現(xiàn)出爆炸式的發(fā)展，特別是在民用領(lǐng)域，從單純的無人駕駛，航模和航拍，迅速擴展到植保、跟蹤、救援、搜尋、安保等領(lǐng)域。而每一款新產(chǎn)品的推出，或者已有產(chǎn)品的升級，甚至是剛裝配好的成熟產(chǎn)品，在進入市場之前都要進行測試和調(diào)整，以使具備導(dǎo)航功能的自主導(dǎo)航設(shè)備的軟硬件都處于最佳狀態(tài)。

現(xiàn)階段測試總安排在全套產(chǎn)品制備完成后，才進行整機測試，如果測試出現(xiàn)問題，則要拆機檢驗，返工檢修，或重裝，測試效率低，從而導(dǎo)致研發(fā)周期長，大大影響了成品的上市時機。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明克服現(xiàn)有技術(shù)問題的不足，專門針對無需制出衛(wèi)星導(dǎo)航載體的全部實物又能高效地對衛(wèi)星導(dǎo)航載體的導(dǎo)航控制系統(tǒng)進行測試的一種衛(wèi)星導(dǎo)航控制系統(tǒng)的半實物測試方法及系統(tǒng)。

本發(fā)明所述的基于衛(wèi)星導(dǎo)航的控制系統(tǒng)半實物測試方法，首先，通過載體導(dǎo)航控制器發(fā)送位置坐標(biāo)給衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器，所述衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器根據(jù)位置坐標(biāo)生成仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號，并分別將所述仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號發(fā)送給所述載體導(dǎo)航控制器和上位機，所述載體導(dǎo)航控制器也將當(dāng)前位置坐標(biāo)發(fā)送給所述上位機，所述上位機將仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號與所述當(dāng)前位置坐標(biāo)進行評估分析，從而判斷衛(wèi)星導(dǎo)航控制系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格。

進一步地，所述衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器還可以發(fā)送給GNSS接收機，GNSS接收機將衛(wèi)星導(dǎo)航信號發(fā)送給上位機，在上位機中通過GNSS接收機與所述載體導(dǎo)航控制器進行比較分析，判斷衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格。

進一步地，所述衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器包括依次信號連接的仿真控制單元、數(shù)學(xué)仿真單元、信號仿真單元，

所述仿真控制單元，用于控制仿真節(jié)拍和配置衛(wèi)星導(dǎo)航載體軌跡仿真參數(shù)；

數(shù)學(xué)仿真單元，根據(jù)所述仿真參數(shù)計算衛(wèi)星導(dǎo)航的仿真數(shù)據(jù)；

信號仿真單元，將所述數(shù)學(xué)仿真單元生成的仿真數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成載體導(dǎo)航控制器能接收到的射頻導(dǎo)航信號。

進一步地，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器還包括用于控制輸出射頻導(dǎo)航信號的功率衰減范圍的功率控制單元，數(shù)學(xué)仿真單元和仿真控制單元在控制計算機中，信號仿真單元和功率控制單元合在一個信號模擬器中，控制計算機中的數(shù)學(xué)仿真單元在仿真控制單元控制仿真節(jié)拍和配置仿真參數(shù)指令下進行導(dǎo)航衛(wèi)星仿真數(shù)據(jù)的計算，通過數(shù)據(jù)傳輸，信號模擬器中的信號仿真單元將仿真數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成射頻導(dǎo)航信號，功率控制單元控制射頻導(dǎo)航信號的功率衰減范圍，已適于最佳測試狀態(tài)下的衛(wèi)星導(dǎo)航信號，通過天線發(fā)射給自主衛(wèi)星導(dǎo)航載體。

進一步地，通常該數(shù)學(xué)仿真單元包括時空系統(tǒng)模型、衛(wèi)星軌道及鐘差計算模型、用戶仿真、基本觀測數(shù)據(jù)生成模型、空間環(huán)境模型、多徑模型和導(dǎo)航電文生成模型。其中，用戶仿真包括用戶軌跡姿態(tài)技術(shù)模型、外部輸入軌跡和慣導(dǎo)參數(shù)；所述基本觀測數(shù)據(jù)生成模型包括相對論效應(yīng)改正和地球自轉(zhuǎn)效應(yīng)改正；所述空間環(huán)境模型包括電離層模型、對流層模型和大氣衰減模型；所述電文生成模型包括軌道擬合、鐘差擬合、電離層擬合和導(dǎo)航電文編排模型。數(shù)學(xué)仿真單元的主要功能是完成中國BDS、美國GPS、歐洲Galileo、俄羅斯GlONASS中任一種衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的衛(wèi)星軌道、用戶軌跡以及空間環(huán)境，實時計算用戶天線口面接收到的全部可視衛(wèi)星的導(dǎo)航信號特性，包括衛(wèi)星相對用戶的偽距、多普勒、多普勒變化率和多普勒變化率的變化率等數(shù)據(jù)，用于驅(qū)動信號發(fā)生單元生成用戶天線口面接收的導(dǎo)航信號和天線后端的導(dǎo)航信號。進一步地，信號仿真單元包括基帶信號仿真模塊和上變頻單元，基帶信號仿真模塊根據(jù)導(dǎo)航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導(dǎo)航信號，上變頻單元負(fù)責(zé)將基帶導(dǎo)航信號上變頻為射頻導(dǎo)航信號。

進一步地，信號仿真單元可以包括基帶信號仿真和上變頻單元兩個部分，基帶信號仿真模塊通過系統(tǒng)總線來的導(dǎo)航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導(dǎo)航信號，基帶信號仿真模塊由1個基帶單元，基帶單元采用數(shù)字信號處理技術(shù)完成，結(jié)構(gòu)上基帶FPGA和基帶DA組成，共同完成數(shù)字基帶信號的精密延遲控制和碼、載波相位控制，上變頻單元負(fù)責(zé)將基帶導(dǎo)航信號上變頻為射頻導(dǎo)航信號。仿真控制單元負(fù)責(zé)對整個設(shè)備仿真節(jié)拍控制、仿真參數(shù)配置以及仿真狀態(tài)實時監(jiān)測顯示。仿真控制單元包括顯示仿真狀態(tài)的實時監(jiān)測單元。仿真控制單元還包括用戶界面、可視化、場景配置與管理單元，用戶軌跡參數(shù)配置單元，仿真控制與參數(shù)設(shè)置單元，天線陣列參數(shù)配置單元。仿真控制單元還包括自校準(zhǔn)單元控制單元，用于完成時延、功率參數(shù)的自動校準(zhǔn)。仿真控制單元是操作控制中心，運行于仿真控制計算機中，實現(xiàn)導(dǎo)航信號仿真的協(xié)同管理，以保證各組成部分之間的協(xié)調(diào)性和同步性。本實施例中，數(shù)學(xué)仿真單元在測試中構(gòu)建了一個良好的測試環(huán)境條件。

進一步地，所述衛(wèi)星導(dǎo)航載體軌跡仿真參數(shù)包括車載、艦船、飛行器、無人機、飛機和導(dǎo)彈中的任意一個運動模型。

本發(fā)明還提供一種基于衛(wèi)星導(dǎo)航控制系統(tǒng)的半實物測試系統(tǒng)，包括相互連接的載體導(dǎo)航控制器和衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器，所述衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器與載體導(dǎo)航控制器又分別與上位機連接。

進一步地，載體導(dǎo)航控制器通過串口或網(wǎng)口與上位機連接。

進一步地，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器生成BDS、GPS、GLONASS、GALILEO中的至少任意一種仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下優(yōu)點：

通過載體導(dǎo)航控制器發(fā)送位置坐標(biāo)給衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器根據(jù)位置坐標(biāo)生成仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號，并分別發(fā)送仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號給所述載體導(dǎo)航控制器和上位機，載體導(dǎo)航控制器發(fā)送當(dāng)前位置坐標(biāo)給上位機，上位機將仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號與當(dāng)前位置坐標(biāo)進行評估分析，從而判斷衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格。對載體導(dǎo)航控制器進行半實物的導(dǎo)航測試，可以不必要等待具備該載體導(dǎo)航控制器的整機完全制備與組裝好后再進行導(dǎo)航測試，也更不必要在室外受嚴(yán)寒酷暑、風(fēng)速、溫度等天氣的影響，及室外場地的大小、布局等外部環(huán)境限制，可以在室內(nèi)進行多次簡單快速、重復(fù)性測試，縮短研發(fā)周期，與提高整機產(chǎn)品合格率與加快上市時間。

附圖說明

構(gòu)成本發(fā)明的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明的進一步理解，本發(fā)明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當(dāng)限定。

圖1是本發(fā)明一種實施例所述測試系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖；

圖2是本發(fā)明另一種實施例所述測試系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖；

圖3是圖2中所示測試裝置中的衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器的示意圖；

圖4是圖3中所示衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器中的數(shù)學(xué)仿真單元的結(jié)構(gòu)框圖；

圖5是圖3中所示衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器中的信號仿真單元的結(jié)構(gòu)框圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明進行詳細(xì)描述，本部分的描述僅是示范性和解釋性，不應(yīng)對本發(fā)明的保護范圍有任何的限制作用。此外，本領(lǐng)域技術(shù)人員根據(jù)本文件的描述，可以對本文件中實施例中以及不同實施例中的特征進行相應(yīng)組合。

實施例一，結(jié)合圖1至圖5所示，本發(fā)明的基于衛(wèi)星導(dǎo)航的控制系統(tǒng)半實物測試方法，首先通過載體導(dǎo)航控制器發(fā)送位置坐標(biāo)給衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器根據(jù)位置坐標(biāo)生成仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號，并分別將所述仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號發(fā)送給所述載體導(dǎo)航控制器和上位機，所述載體導(dǎo)航控制器也將當(dāng)前位置坐標(biāo)發(fā)送給所述上位機，所述上位機將衛(wèi)星導(dǎo)航仿真信號與當(dāng)前位置坐標(biāo)進行評估分析，從而對載體導(dǎo)航控制器進行半實物的導(dǎo)航性能進行判斷，可以不必要等待具備該載體導(dǎo)航控制器的整機完全制備與組裝好后再進行導(dǎo)航測試，更不必要在室外受嚴(yán)寒酷暑、風(fēng)速、溫度等天氣的影響，及室外場地的大小、布局等外部環(huán)境限制，可以在室內(nèi)進行多次簡單快速、重復(fù)性測試，縮短研發(fā)周期，與提高整機產(chǎn)品合格率與加快上市時間。

進一步地，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器還可以發(fā)送給GNSS接收機，GNSS接收機將衛(wèi)星導(dǎo)航信號發(fā)送給上位機，在上位機中通過GNSS接收機與載體導(dǎo)航控制器進行比較分析，判斷衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格，可以避免衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器與載體導(dǎo)航控制器的衰減不一致的問題，檢測數(shù)據(jù)可比性高，檢測結(jié)果可靠性更高。

具體地，如圖3所示，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器可以包括依次信號連接的仿真控制單元、數(shù)學(xué)仿真單元、信號仿真單元，仿真控制單元，用于控制仿真節(jié)拍和配置衛(wèi)星導(dǎo)航載體軌跡仿真參數(shù)；數(shù)學(xué)仿真單元，根據(jù)所述仿真參數(shù)計算衛(wèi)星導(dǎo)航的仿真數(shù)據(jù)；信號仿真單元，將所述數(shù)學(xué)仿真單元生成的仿真數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成載體導(dǎo)航控制器能接收到的射頻導(dǎo)航信號。具體地，本實施例中，如圖3所示，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器包括根據(jù)仿真參數(shù)計算導(dǎo)航衛(wèi)星仿真數(shù)據(jù)的數(shù)學(xué)仿真單元、將數(shù)學(xué)仿真單元生成的仿真數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成射頻導(dǎo)航信號的信號仿真單元、用于控制仿真節(jié)拍和配置仿真參數(shù)的仿真控制單元和用于控制輸出射頻導(dǎo)航信號的功率衰減范圍的功率控制單元，數(shù)學(xué)仿真單元在仿真控制單元控制仿真節(jié)拍和配置仿真參數(shù)指令下進行導(dǎo)航衛(wèi)星仿真數(shù)據(jù)的計算，通過數(shù)據(jù)傳輸，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器中的信號仿真單元將仿真數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成射頻導(dǎo)航信號，功率控制單元控制射頻導(dǎo)航信號的功率衰減范圍，已適于最佳測試狀態(tài)下的衛(wèi)星導(dǎo)航信號，通過天線發(fā)射給載體導(dǎo)航控制器、GNSS接收機；如圖4所示，通常該數(shù)學(xué)仿真單元包括時空系統(tǒng)模型、衛(wèi)星軌道及鐘差計算模型、用戶仿真、基本觀測數(shù)據(jù)生成模型、空間環(huán)境模型、多徑模型和導(dǎo)航電文生成模型。其中，用戶仿真包括用戶軌跡姿態(tài)技術(shù)模型、外部輸入軌跡和慣導(dǎo)參數(shù)；所述基本觀測數(shù)據(jù)生成模型包括相對論效應(yīng)改正和地球自轉(zhuǎn)效應(yīng)改正；所述空間環(huán)境模型包括電離層模型、對流層模型和大氣衰減模型；所述電文生成模型包括軌道擬合、鐘差擬合、電離層擬合和導(dǎo)航電文編排模型。數(shù)學(xué)仿真單元的主要功能是完成中國BDS、美國GPS、歐洲Galileo、俄羅斯GlONASS中任一種衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的衛(wèi)星軌道、用戶軌跡以及空間環(huán)境，實時計算用戶天線口面接收到的全部可視衛(wèi)星的導(dǎo)航信號特性，包括衛(wèi)星相對用戶的偽距、多普勒、多普勒變化率和多普勒變化率的變化率等數(shù)據(jù)，用于驅(qū)動信號發(fā)生單元生成用戶天線口面接收的導(dǎo)航信號和天線后端的導(dǎo)航信號。進一步地，信號仿真單元包括基帶信號仿真模塊和上變頻單元，基帶信號仿真模塊根據(jù)導(dǎo)航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導(dǎo)航信號，上變頻單元負(fù)責(zé)將基帶導(dǎo)航信號上變頻為射頻導(dǎo)航信號。如圖5所示，信號仿真單元包括基帶信號仿真和上變頻單元兩個部分，基帶信號仿真模塊通過系統(tǒng)總線來的導(dǎo)航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導(dǎo)航信號，基帶信號仿真采用數(shù)字信號處理技術(shù)完成，結(jié)構(gòu)上基帶FPGA和基帶DA組成，共同完成數(shù)字基帶信號的精密延遲控制和碼、載波相位控制，上變頻單元負(fù)責(zé)將基帶導(dǎo)航信號上變頻為射頻導(dǎo)航信號。仿真控制單元負(fù)責(zé)對整個設(shè)備仿真節(jié)拍控制、仿真參數(shù)配置以及仿真狀態(tài)實時監(jiān)測顯示。仿真控制單元包括顯示仿真狀態(tài)的實時監(jiān)測單元。仿真控制單元還包括用戶界面、可視化、場景配置與管理單元，用戶軌跡參數(shù)配置單元，仿真控制與參數(shù)設(shè)置單元，天線陣列參數(shù)配置單元。仿真控制單元還包括自校準(zhǔn)單元控制單元，用于完成時延、功率參數(shù)的自動校準(zhǔn)。仿真控制單元是操作控制中心，運行于仿真控制計算機中，實現(xiàn)導(dǎo)航信號仿真的協(xié)同管理，以保證各組成部分之間的協(xié)調(diào)性和同步性。本實施例中，數(shù)學(xué)仿真單元在測試中構(gòu)建了一個良好的測試條件。

在上述實施例的基礎(chǔ)上，本發(fā)明另一實施例中，所述信號功率控制單元可以包括數(shù)字信號功率控制和可程控衰減器功率控制，其中數(shù)字信號功率控制，為在數(shù)字基帶部分對衛(wèi)星信號功率進行控制。導(dǎo)航信號模擬器要求輸出的射頻信號的功率范圍為-60dBm～-150dBm，功率分辨率為0.1dB，功率準(zhǔn)確度為0.2dB。因此需要將輸出的射頻信號進行分級處理。信號功率控制單元完成輸出射頻信號的功率衰減控制，包括數(shù)字信號功率控制和可程控衰減器功率控制兩部分。數(shù)字信號功率控制主要是在數(shù)字基帶部分完成衛(wèi)星信號功率的控制，從而滿足用戶對衛(wèi)星功率0.1dB分辨率的測試需求?？沙炭厮p器功率控制主要任務(wù)是完成對合路輸出的導(dǎo)航信號進行整體的0～90dB大范圍的功率衰減控制。

在上述實施例的基礎(chǔ)上，本發(fā)明另一實施例中，如圖1和圖2所示，一種基于衛(wèi)星導(dǎo)航的控制系統(tǒng)半實物測試系統(tǒng)，包括相互連接的載體導(dǎo)航控制器和衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器，所述衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器與載體導(dǎo)航控制器又分別與上位機連接。

進一步地，所述衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器與上位機之間還設(shè)置有GNSS接收機，以避免衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器與載體導(dǎo)航控制器的衰減不一致的問題，檢測結(jié)果可靠性更高。

具體地，載體導(dǎo)航控制器通過串口或網(wǎng)口與上位機連接。

以上本發(fā)明實施例所述的測試方法均適于帶有中國、美國GPS、歐洲Galileo、俄羅斯GlONASS中任一種衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的載體，即衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器可以生成BDS、GPS、GLONASS、GALILEO、QZSS和GAGAN中的至少任意一種仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號，提供一種兼容性的衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號以適于不同衛(wèi)星導(dǎo)航載體的導(dǎo)航控制器。進一步地，在其他實施例中，衛(wèi)星導(dǎo)航載體軌跡仿真參數(shù)配置單元包括車載、艦船、飛機和導(dǎo)彈中至少一個運動模型，也就是說導(dǎo)航載體可以為帶衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的無人機、無人汽車、無人艦船，甚至是導(dǎo)彈等，載體導(dǎo)航控制器的先行測試對于導(dǎo)彈研制的重要性就更為突出。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下優(yōu)點：

通過載體導(dǎo)航控制器發(fā)送位置坐標(biāo)給衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器，衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器根據(jù)位置坐標(biāo)生成仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號，并分別發(fā)送仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號給所述載體導(dǎo)航控制器和上位機，載體導(dǎo)航控制器發(fā)送當(dāng)前位置坐標(biāo)給上位機，上位機將仿真衛(wèi)星導(dǎo)航信號與當(dāng)前位置坐標(biāo)進行評估分析，從而判斷衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格。對載體導(dǎo)航控制器進行半實物的導(dǎo)航測試，可以不必要等待具備該載體導(dǎo)航控制器的整機完全制備與組裝好后再進行導(dǎo)航測試，也更不必要在室外受嚴(yán)寒酷暑、風(fēng)速、溫度等天氣的影響，及室外場地的大小、布局等外部環(huán)境限制，可以在室內(nèi)進行多次簡單快速、重復(fù)性測試，縮短研發(fā)周期，與提高整機產(chǎn)品合格率與加快上市時間。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。