本發(fā)明涉及導航領(lǐng)域，特別涉及一種基于衛(wèi)星導航控制系統(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，以使具備導航功能的自主導航設(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)星導航載體的全部實物又能高效地對衛(wèi)星導航載體的導航控制系統(tǒng)進行測試的一種衛(wèi)星導航控制系統(tǒng)的半實物測試方法及系統(tǒng)。

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

進一步地，所述衛(wèi)星導航信號模擬器包括依次信號連接的仿真控制單元、數(shù)學仿真單元、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)星導航載體軌跡仿真參數(shù)；

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

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

進一步地，衛(wèi)星導航信號模擬器還包括用于控制輸出射頻導航信號的功率衰減范圍的功率控制單元，數(shù)學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)換成射頻導航信號，功率控制單元控制射頻導航信號的功率衰減范圍，已適于最佳測試狀態(tài)下的衛(wèi)星導航信號，通過天線發(fā)射給自主衛(wèi)星導航載體。

進一步地，通常該數(shù)學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參數(shù)；所述基本觀測數(shù)據(jù)生成模型包括相對論效應改正和地球自轉(zhuǎn)效應改正；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、電離層擬合和導航電文編排模型。數(shù)學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航信號和天線后端的導航信號。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)導航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導航信號，上變頻單元負責將基帶導航信號上變頻為射頻導航信號。

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)總線來的導航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導航信號，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，上變頻單元負責將基帶導航信號上變頻為射頻導航信號。仿真控制單元負責對整個設(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單元控制單元，用于完成時延、功率參數(shù)的自動校準。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航控制器和衛(wèi)星導航信號模擬器，所述衛(wèi)星導航信號模擬器與載體導航控制器又分別與上位機連接。

進一步地，載體導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：

通過載體導航控制器發(fā)送位置坐標給衛(wèi)星導航信號模擬器，衛(wèi)星導航信號模擬器根據(jù)位置坐標生成仿真衛(wèi)星導航信號，并分別發(fā)送仿真衛(wèi)星導航信號給所述載體導航控制器和上位機，載體導航控制器發(fā)送當前位置坐標給上位機，上位機將仿真衛(wèi)星導航信號與當前位置坐標進行評估分析，從而判斷衛(wèi)星導航系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格。對載體導航控制器進行半實物的導航測試，可以不必要等待具備該載體導航控制器的整機完全制備與組裝好后再進行導航測試，也更不必要在室外受嚴寒酷暑、風速、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)星導航信號模擬器的示意圖；

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

圖5是圖3中所示衛(wèi)星導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)明進行詳細描述，本部分的描述僅是示范性和解釋性，不應對本發(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)星導航的控制系統(tǒng)半實物測試方法，首先通過載體導航控制器發(fā)送位置坐標給衛(wèi)星導航信號模擬器，衛(wèi)星導航信號模擬器根據(jù)位置坐標生成仿真衛(wèi)星導航信號，并分別將所述仿真衛(wèi)星導航信號發(fā)送給所述載體導航控制器和上位機，所述載體導航控制器也將當前位置坐標發(fā)送給所述上位機，所述上位機將衛(wèi)星導航仿真信號與當前位置坐標進行評估分析，從而對載體導航控制器進行半實物的導航性能進行判斷，可以不必要等待具備該載體導航控制器的整機完全制備與組裝好后再進行導航測試，更不必要在室外受嚴寒酷暑、風速、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接收機與載體導航控制器進行比較分析，判斷衛(wèi)星導航系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格，可以避免衛(wèi)星導航信號模擬器與載體導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)星導航載體軌跡仿真參數(shù)；數(shù)學仿真單元，根據(jù)所述仿真參數(shù)計算衛(wèi)星導航的仿真數(shù)據(jù)；信號仿真單元，將所述數(shù)學仿真單元生成的仿真數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成載體導航控制器能接收到的射頻導航信號。具體地，本實施例中，如圖3所示，衛(wèi)星導航信號模擬器包括根據(jù)仿真參數(shù)計算導航衛(wèi)星仿真數(shù)據(jù)的數(shù)學仿真單元、將數(shù)學仿真單元生成的仿真數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成射頻導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航信號的功率衰減范圍的功率控制單元，數(shù)學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)換成射頻導航信號，功率控制單元控制射頻導航信號的功率衰減范圍，已適于最佳測試狀態(tài)下的衛(wèi)星導航信號，通過天線發(fā)射給載體導航控制器、GNSS接收機；如圖4所示，通常該數(shù)學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參數(shù)；所述基本觀測數(shù)據(jù)生成模型包括相對論效應改正和地球自轉(zhuǎn)效應改正；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、電離層擬合和導航電文編排模型。數(shù)學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航信號和天線后端的導航信號。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)導航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導航信號，上變頻單元負責將基帶導航信號上變頻為射頻導航信號。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)總線來的導航衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)產(chǎn)生基帶導航信號，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，上變頻單元負責將基帶導航信號上變頻為射頻導航信號。仿真控制單元負責對整個設(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單元控制單元，用于完成時延、功率參數(shù)的自動校準。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航控制器和衛(wèi)星導航信號模擬器，所述衛(wèi)星導航信號模擬器與載體導航控制器又分別與上位機連接。

進一步地，所述衛(wèi)星導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)星導航信號模擬器與載體導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)星導航系統(tǒng)的載體，即衛(wèi)星導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)星導航信號，提供一種兼容性的衛(wèi)星導航模擬信號以適于不同衛(wèi)星導航載體的導航控制器。進一步地，在其他實施例中，衛(wèi)星導航載體軌跡仿真參數(shù)配置單元包括車載、艦船、飛機和導彈中至少一個運動模型，也就是說導航載體可以為帶衛(wèi)星導航系統(tǒng)的無人機、無人汽車、無人艦船，甚至是導彈等，載體導航控制器的先行測試對于導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：

通過載體導航控制器發(fā)送位置坐標給衛(wèi)星導航信號模擬器，衛(wèi)星導航信號模擬器根據(jù)位置坐標生成仿真衛(wèi)星導航信號，并分別發(fā)送仿真衛(wèi)星導航信號給所述載體導航控制器和上位機，載體導航控制器發(fā)送當前位置坐標給上位機，上位機將仿真衛(wèi)星導航信號與當前位置坐標進行評估分析，從而判斷衛(wèi)星導航系統(tǒng)的執(zhí)行情況是否合格。對載體導航控制器進行半實物的導航測試，可以不必要等待具備該載體導航控制器的整機完全制備與組裝好后再進行導航測試，也更不必要在室外受嚴寒酷暑、風速、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，應當指出，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視為本發(fā)明的保護范圍。