CN102736520A - 一种卫星导航系统原理仿真方法和卫星信号模拟器 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种卫星导航系统原理仿真方法和卫星信号模拟器，属于卫星导航仿真领域。本发明所提供的卫星导航原理仿真方法，可以使得卫星信号模拟器输出两种格式的信号：中频信号和准实时信号。其中，中频信号实时性较差，可将中频信号用于对实时性要求不严格的跟踪和捕获验证，将准实时信号用于对实时性要求严格的算法进行验证，可以基于软件架构完成了对卫星导航系统原理的仿真和算法的验证，同时仿真成本低。

Description

一种卫星导航系统原理仿真方法和卫星信号模拟器

技术领域

本发明涉及卫星导航仿真领域，特别涉及一种卫星导航系统原理仿真方法和卫星信号模拟器。

背景技术

GNSS(Global Navigation Satellite System，全球导航卫星系统)的应用范围已经渗透到测绘、通信、军事、航天、电力、遥感等多个领域，成为了衡量一个国家综合国力的重要指标之一。多系统的兼容与互操作，可以为用户提供更好的星座覆盖性能，通过有效联合不同系统之间的导航卫星进行PVT(Position，Velocity and Time，位置，速度和时间)解算，大幅降低几何精度因子和伪距测量误差，从而向用户提供完好性、可用性、连续性与稳定性更高的PNT(Positioning，Navigation and Timing，定位，导航和定时)服务，有效提升系统的整体服务质量。

由于GNSS的兼容与互操作已成为全球卫星导航领域的关注热点和发展方向，因此世界各国对此均高度重视并纷纷开展了一系列研究和协调工作。在目前阶段，对GNSS进行研究通过是通过多模卫星信号模拟器，卫星信号模拟器是卫星导航系统和各种接收设备研制的关键仪器，可以在不受时空限制特别是在真实的卫星导航系统尚未组网成功，系统不具备完备定位导航的情况下，根据载体动态特性因素和载体所处复杂环境对卫星信号的影响，模拟产生载体接收到的全球卫星导航信号，从而为载体的研制开发、测试提供仿真环境。

从目前阶段的卫星信号模拟器的实现形式来看，主要有软件模式和软硬件结合模式：第一种，基于软件的模式。在这种模式下，所有与导航有关的信息和信号都是由计算机处理得到，包括对各种模型的模拟和信号的产生都是由计算机软件进行计算后，存储到存储介质中，载体读取数据进行仿真研究。这种模式计算机会严格执行软件模型，产生信号精确，而且设计比较灵活，不仅费用较低，而且可移植性以及重复性开发扩展成本较低；第二种，基于软硬件结合的模式。这种模式下的计算机软件负责与导航信息和信号有关的计算，利用与信号相关的参数控制硬件对信息进行模拟，实现准实时产生仿真数据，可以较好的支持各种算法验证。

但是，发明人发现现有技术至少存在如下问题：

基于软件形式的卫星信号模拟器受到计算机硬件的限制，导致实时性较差，与时间密切的算法不能验证，而且不适合实现长时间的仿真测试；基于软硬结合的卫星信号模拟器，模拟器的体系结构比较复杂，实现较为麻烦，技术难度大，可扩展性极低，且对于研究导航定位算法成本极高。

发明内容

为了解决现有技术中存在的问题，本发明提出了一种卫星导航系统原理仿真方法和卫星信号模拟器。所述技术方案如下：

一种卫星导航系统原理仿真方法，所述方法包括：

获取仿真时间，并接收载体的当前坐标和运动模型；

获取卫星的星历信息，并根据所述星历信息得到所述卫星的运行轨迹；

根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星，并计算卫星的信号传输时间；

根据星历信息得到导航电文，并将所述导航电文和信号传输时间作为准实时信号输出；

利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制，并将所述调制结果作为中频信号输出。

进一步地，所述载体的运动模型与时间相关；

相应地，所述根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星之前，所述方法还包括：

根据所述载体的运动模型和相应的仿真时间计算得到所述载体在任意时刻下的坐标和速度，得到任意时刻下的所述载体的载体位置。

进一步地，所述计算卫星的信号传输时间，具体包括：

将所述卫星的坐标和所述载体坐标统一到同一坐标系下，计算所述卫星和所述载体之间的距离并除以光速得到所述卫星信号的传输时间。

进一步地，在所述得到所述卫星信号的传输时间之后，所述方法还包括：

根据地球自转、对流层延迟、多路径延迟、电离层延迟对所述卫星信号传输的影响，对所述卫星信号的传输时间进行修正。

进一步地，所述利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制，具体包括：

根据所述卫星的ICD(Interface Control Document，接口控制文档)接口文件，利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制。

一种卫星信号模拟器，所述模拟器包括：

第一获取模块，用于获取仿真时间，并接收载体的当前坐标和运动模型；

第二获取模块，获取卫星的星历信息，并根据所述星历信息得到所述卫星的运行轨迹；

时间计算模块，用于根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星，并计算卫星的信号传输时间；

准实时信号输出模块，用于根据星历信息得到导航电文，并将所述导航电文和信号传输时间作为准实时信号输出；

中频信号输出模块，用于利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制，并将所述调制结果作为中频信号输出。

进一步地，所述载体的运动模型与时间相关；

相应地，所述模拟器还包括：

载体位置获取模块，用于在所述时间计算模块根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星之前，根据所述载体的运动模型和相应的仿真时间计算得到所述载体在任意时刻下的坐标和速度，得到任意时刻下的所述载体的载体位置。

进一步地，所述时间计算模块，具体包括：

可见卫星确定单元，用于根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星；

统一单元，用于将所述卫星的坐标和所述载体坐标统一到同一坐标系下；

计算单元，用于计算所述卫星和所述载体之间的距离并除以光速得到所述卫星信号的传输时间。

进一步地，所述时间计算模块，还包括：

修正单元，用于在所述计算单元得到所述卫星的信号传输时间之后，根据地球自转、对流层延迟、多路径延迟、电离层延迟对所述卫星信号传输的影响，对所述卫星信号的传输时间进行修正。

进一步地，所述中频信号输出模块，具体包括：

调制单元，用于根据所述卫星的ICD接口文件，利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制；

中频信号输出单元，用于将所述调制单元得到的调制结果作为中频信号输出。

本发明实施例提供的技术方案的有益效果是：可以使得卫星信号模拟器输出两路信号，其中，中频信号实时性较差，可将中频信号用于对实时性要求不严格的跟踪和捕获验证，将准实时信号用于对实时性要求严格的算法进行验证，在使用软件的基础上完成了对卫星信号模拟器各种仿真和算法的验证，同时仿真成本低。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中使用的附图并做简单地介绍，显而易见地，下面所列附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例1所提供的一种卫星导航系统原理仿真方法的流程图；

图2为本发明实施例2所提供的一种卫星导航系统原理仿真方法的流程图；

图3为本发明实施例2所提供的一种卫星导航系统原理仿真方法的示意图；

图4为本发明实施例2所提供的BOC信号调制原理(a)图；

图5为本发明实施例2所提供的BOC信号调制原理(b)图；

图6为本发明实施例2所提供的传统的平方根卡尔曼载波跟踪环路的高动态载波跟踪方法的示意图；

图7为本发明实施例2所提供的早晚差幂早迟环的示意图；

图8为本发明实施例2所提供的点积早迟环的示意图；

图9为本发明实施例3所提供的一种卫星信号模拟器的结构示意图；

图10为本发明实施例3所提供的一种卫星信号模拟器的第二种结构示意图；

图11为本发明实施例3所提供的一种卫星信号模拟器中的时间计算模块的结构示意图；

图12为本发明实施例3所提供的一种卫星信号模拟器中的时间计算模块的第二种结构示意图；

图13为本发明实施例3所提供的一种卫星信号模拟器中的中频信号输出模块的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。

实施例1

本发明实施例1提出了一种卫星导航系统原理仿真方法，其流程如图1所示，具体包括：

步骤101、获取仿真时间，并接收载体的当前坐标和运动模型；

步骤102、获取卫星的星历信息，根据该星历信息得到卫星的运行轨迹；

步骤103、根据仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星，并计算卫星信号的传输时间；

步骤104、根据星历信息得到导航电文，并将导航电文和信号传输时间作为准实时信号输出；

步骤105、利用扩频码和载波中频对导航电文进行调制，并将调制结果作为中频信号输出。

通过本发明实施例所提供的卫星导航系统原理仿真方法，可以使得卫星信号模拟器输出两路信号，其中，中频信号实时性较差，可将中频信号用于对实时性要求不严格的跟踪和捕获验证，将准实时信号用于对实时性要求严格的算法进行验证，在使用软件的基础上完成了对卫星信号模拟器各种仿真和算法的验证，同时仿真成本低。

实施例2

本发明实施例2提出了一种卫星导航系统原理仿真方法，是在实施例1基础上改进而来。

需要说明的是，在本实施例中，载体为卫星导航仿真系统中的仿真得到的卫星信号接收装置，即被定位的对象或接受导航服务的对象。

如图2及图3所示，该方法具体的包括：

步骤201、获取仿真时间，并接收载体的运动特性信息，包括载体的当前坐标和运动模型；

其中，载体的运动模型与时间相关，具体的可以由用户设置为不同的模式：

1)静止；2)匀速直线运动；3)加速运动；4)由前面三种组合得到的复杂模型等等。

相应地，由上述运动模型可以计算出对应仿真时间下载体任意时刻下坐标和速度。

步骤202、获取卫星的星历信息，根据该星历信息得到卫星的运行轨迹；

其中，获取卫星的星历，可由两种方式获得，一种是到相关网站下载获得当前系统真实星历；另外一种是按照公布的ICD文件建模得到，第二种主要用于在建系统尚未能提供星历的情况。

步骤203、根据仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星；

步骤204、计算卫星信号的传输时间；

在本实施例中，计算卫星信号的传输时间，具体的包括：

将卫星坐标与载体坐标统一到同一坐标系下，计算两者距离并除以光速得到传输时间。

需要说明的是，卫星信号的传输时间会受到其他因素的影响，因此在计算卫星信号的传输时间时还包括：

建立地球自转、对流层延迟、多路径延迟、电离层延迟的模型，并根据上述模型对卫星信号的传输时间进行修正，具体的：

1)地球自转模型。在信号的传输过程中，卫星与载体由于地球自转，其相对距离将发生变化。卫星与载体之间的距离是指卫星信号发射时刻卫星位置与接收时刻载体位置的距离，而不是卫星与载体在同一瞬间位置之间的距离。在假设信号传输过程中卫星速度不变的条件下，给定初始化传输时间为70ms，利用迭代可以计算出信号传输时间。

2)对流层延迟模型。对流层延迟一般泛指中性大气对电磁波的折射。电磁波穿越大气层到达地球表面时，在地表以上50km这一层大气中，分子和原子均处于中性状态，称之为中性大气，它将引起电磁波传播延迟比较大的变化。中性大气包括对流层和同温层，由于折射的80％发生在对流层，所以通常叫做对流层折射。对流层折射包括两部分：一是由于卫星信号的传播速度或光速在大气中变慢造成路径延迟，这占主要部分；二是由于卫星信号通过对流层时传播路径发生弯曲，从而使测量距离产生偏差。对流层折射与地面气候、大气压力、温度和湿度变化有密切关系。对于对流层折射的影响，在天顶方向的延迟约为2.3m，随高度角的余弦增大，在高度角为10°时，对流层延迟将增加至约20m。根据载体具体所处位置，结合经验，建立对流层延迟模型，将延迟反映到信号传输时间上。

3)多路径延迟模型。在载体定位时，载体不仅接收从卫星直射而来的信号，而且也接收从其它物体反射而来的信号。因此，接收信号是直射信号和反射信号的组合信号。由于直射信号和反射信号的路径不同，从而使信号产生变形，产生测量误差，称为多路径误差。建立多路径延迟模型，将延迟反映到信号传输时间上。

4)电离层延迟模型。电离层是地球高层大气的一部分，在太阳紫外线、x射线和高能粒子作用下，地球高层大气的分子和原子电离，产生自由电子和带电离子，形成电离层，使无线电波的传播方向、速度、相位、振幅及偏振状态等发生变化。一般认为电离层在离地高度60-2000km之间，信号的电离层延迟主要取决于电离层中的电子浓度，即单位体积内所含自由电子的个数。电子浓度一般随着高度和时间而变化，这种变化主要取决于太阳辐射的能量强度及大气密度。根据已有研究成果，建立电离层延迟模型，将延迟反映到信号传输时间上。

步骤205、根据星历信息得到导航电文，并将导航电文和信号传输时间作为准实时信号输出；

步骤206、利用扩频码和载波中频对导航电文进行调制，并将调制结果作为中频信号输出；

在本实施例中，利用扩频码和载波中频对导航电文进行调制具体的包括：

目前各卫星系统都定义了ICD接口文件，描述了其调制原理方式，下面以BOC(Binary Offset Carrier，二进制偏移载波)调制为例，进行介绍。

如图4和图5所示，BOC调制是以一个方波作为子载波，对卫星产生的码信号进行模二加运算，之后再调制到主载波f上，即信号s(t)和一个频率为fs的次载波相乘，使得信号的频谱分裂成两部分，位于主载波频率的两边。

而对于常见的GPS(Global Positioning System，全球定位系统)L波段BPSK(Binary Phase Shift Keying，二进制相移键控)调制方式，只需要将图4之中的BOC调制模块去掉即可。

步骤207、载体将上述中频信号作为接收到的卫星信号进行捕获和跟踪验证；

首先，对进行捕获验证进行说明：

在本实施例中，捕获的目的是为了获取所有可见卫星信号的载波频率和码相位的粗略估计值，初始化跟踪环路，以帮助载体通道展开对信号的跟踪。

进一步地，在本发明中进行捕获验证以采用基于最大似然可见度估计算法的卫星快捕方法进行举例说明。

其中，基于最大似然可见度估计算法的卫星快捕方法用于对用户视野内的卫星进行快速捕获。

具体地，上述基于最大似然可见度估计算法的卫星快捕方法，具体实现步骤如下：搜索开始前，先初始化卫星平均可见度函数meanVis(SV)，该值可以根据各星座的星历及历书计算得到。然后根据上述计算结果选择一个最大值所对应的卫星进行搜索，若捕获成功，将其从卫星ID列表中删除，并重新计算meanVis(SV)；若捕获失败，则说明该卫星不可见，应将其卫星ID和所对应的时间(或坐标)从上述相应集合中剔除并重新计算meanVis(SV)。重复上述步骤，直到所有卫星搜索完毕。

其次，对进行跟踪验证进行说明：

载体对于卫星信号的跟踪的信号跟踪环路由载波跟踪环路和码跟踪环路两部分构成，它们分别用来跟踪接收信号的载波和扩频码。载波跟踪环路的目的是尽力使其所复制的载波信号和接收到的卫星载波信号保持一致，从而通过混频机制彻底地剥离卫星信号中的载波。而码跟踪环路则是尽量复制一个与接收信号的扩频码相一致的扩频码，然后让两者相关，以剥离信号中的扩频码。在两者共同作用下，使得载体和卫星发生相对运动的前提下，一直可以持续的接收卫星信号，为后续的仿真计算提供数据。本发明中载体进行卫星信号的跟踪验证采用基于改进的平方根卡尔曼载波跟踪环路的高动态载波跟踪方法和基于优化窄相关算法的高精度伪距测量方法(码跟踪方法)。

其中，如图6所示，基于改进的平方根卡尔曼载波跟踪环路的高动态载波跟踪方法具体如下：

首先，卡尔曼滤波的原理是利用当前时刻的观测值和上一时刻对状态的估计值来估计当前时刻的状态值，因此，整个环路滤波过程可以分为状态更新和测量修正两部分。其中，状态更新过程需要根据实际应用建立相应的状态方程，并通过环路更新方程对其进行时域更新；测量修正则需要建立观测方程，根据当前的观测量对更新后得到的状态值进行修正。

1状态方程的建立

根据卡尔曼滤波原理，系统的状态方程式如公式2-1所示：

X(k)＝ΦX(k-1)+η(k-1)   公式2-1

其中，X(k)为k时刻系统的状态向量，Φ为系统的一步状态转移矩阵，η(k)为系统k时刻的策动噪声。

对于高动态载波跟踪环路来说，为了能够提高跟踪环路的动态应力，实现在高加速度甚至是高加加速度的情况下对信号进行连续跟踪不失锁，一般采用四阶跟踪环路，即建立状态向量的状态值包括载波的瞬时相位，瞬时频率、瞬时频率的变化率以及瞬时频率的加速度。若环路积分时间为T_s，则上述状态值可以展开为：

$\mathrm{\θ}\left(k\right)=\mathrm{\θ}(k-1)+T_s\mathrm{\ω}(k-1)+T_s^2{\mathrm{\ω}}_0(k-1)/2+T_s^3{\mathrm{\ω}}_1(k-1)/6+{\mathrm{\η}}_1(k-1)$

$\mathrm{\ω}\left(k\right)=\mathrm{\ω}(k-1)+T_s{\mathrm{\ω}}_0(k-1)+T_s^2{\mathrm{\ω}}_1(k-1)/2+{\mathrm{\η}}_2(k-1)$

ω₀(k)＝ω₀(k-1)+T_sω₁(k-1)+η₃(k-1)

ω₁(k)＝ω₁(k-1)+η₄(k-1)

其中θ(k)表示k时刻的载波瞬时相位，ω(k)、ω₀(k)、ω₁(k)分别表示k时刻载波的瞬时频率、瞬时频率的变化率和瞬时频率的加速度。因此状态向量可以表示为如公式2-2所示：

X(k)＝[θ(k)，ω(k)，ω₀(k)，ω₁(k)]^T  公式2-2

不难看出，上述状态值存在着简单的导数关系，并且根据展开式可以方便地写出一步转移矩阵，如公式2-3所示：

$\mathrm{\Φ}=\left[\begin{array}{cccc}1& T_s& T_s^2/2& T_s^3/6\\ 0& 1& T_s& T_s^2/2\\ 0& 0& 1& T_s\\ 0& 0& 0& 1\end{array}\right]$ 公式2-3

η_i(i＝1，2，3，4)为展开式的余项，表示策动噪声，因此策动噪声矢量可以表示为公式2-4：

η(k)＝[η₁(k)，η₂(k)，η₃(k)，η₄(k)]^T  公式2-4

另外，系统策动噪声η(k)的协方差矩阵Q可以表示为公式2-5：

$Q=q{T}_s\left[\begin{array}{cccc}{T}_s^6/252& T_s^5/72& T_s^4/30& T_s^3/24\\ T_s^5/72& T_s^4/20& T_s^3/8& T_s^2/6\\ T_s^4/30& T_s^3/8& T_s^2/3& T_s/2\\ T_s^3/24& T_s^2/6& T_s/2& 1\end{array}\right]$ 公式2-5

2观测方程的建立

根据卡尔曼滤波原理，系统的观测方程如公式2-6所示：

Z(k)＝HX(k)+v(k)    公式2-6

其中，Z(k)表示k时刻系统的观测向量，H表示系统的观测矩阵，v(k)表示k时刻系统的观测噪声。

一般地，我们为了能够控制载波NCO(Numerical Controlled Oscillator，数字控制振荡器)产生新的载波，需要从状态向量中提取出所需的信号量ω(k)，因为通过该环路可以预测出下一时刻载波的瞬时频率值，利用该值控制载波NCO产生新的载波，实现本地载波与接收载波状态的同步变化，从而对载波连续跟踪而不失锁。因此，观测量即为载波的瞬时频率值ω(k)(或f(k))，而观测矩阵可以表示为[0 1 0 0]。

3环路更新方程

确定状态方程和观测方程后，便可以按照平方根卡尔曼滤波算法对环路进行动态更新，需要注意的是，平方根卡尔曼滤波环路需要用估计方差阵的平方根S(k)来替代原估计方差阵P(k)，原因是计算的舍入误差累积会使方差阵P(k)失去非负定性，从而使滤波增益矩阵K(k)计算失真而造成滤波器的发散，因此采用下三角矩阵分解法得到的矩阵S(k)进行环路递推，则可以保证在任一时刻k，P(k)＝S(k)S(k)^T一定具有非负定性。其更新过程如下：

F(k)＝S(k)^TH^T

α(k)＝[F(k)^TF(k)+v(k)]^-1

K(k)＝α(k)S(k)F(k)

$r\left(k\right)=\frac{1}{1+\sqrt{\mathrm{\α}\left(k\right)v\left(k\right)}}$

S(k+1|k)＝S(k)[I-α(k)r(k)F(k)F(k)^T]

P(k)＝S(k+1|k)S(k+1|k)^T

S(k+1)＝ΦS(k+1|k)

X(k+1|k)＝X(k)+K(k)[Z(k)-HX(k)]

X(k+1)＝ΦX(k+1|k)

从更新后的状态向量中提取出ω(k)(或f(k))，从而控制载波NCO产生新的载波。

基于优化窄相关算法的高精度伪距测量方法，具体如下：

窄相关技术的优化设计可有效提高码跟踪环的精度，从而提高载体测距精度与导航系统的性能指标。扩频系统的码跟踪环路根据输入信号载波相位是否已知，可以分为相干码环和非相干码环，由于扩频信号的信噪比往往比较低，在信号解扩之前很难使载波跟踪环正常工作，因此载波相位是未知的，因而非相干码环更加常用。载体常用的非相干码环通常有早晚差幂早迟环和点积早迟环两种形式，其组成如图7和图8所示。其原理是接收到伪随机码与本地产生的相同形式的伪随机码在相关器中进行相对延迟比较，产生相应的误差信号，经环路滤波去控制压控振荡器(码NCO)的频率变化，码NCO的输出推动本地码发生器的改变。通过环路的控制，可使本地码以很小的时延误差锁定输入的伪随机码，取得同步并保持住。对典型的商用GPS应用情况下，这两种相关器对信噪比的特性接近相仿，窄相关技术就是以非相干延迟锁定环路为基础设计的。

非相干延迟锁定跟踪环由延迟锁定鉴相器、码环滤波器、码NCO和本地码发生器组成，鉴相器的输出公式如公式2-7所示：

$\mathrm{\ϵ}(t,\mathrm{\δ})=\frac{1}{2}{k}_{1}p{D}_{\mathrm{\Δ}}\left(\mathrm{\δ}\right)+n_{\mathrm{\ϵ}}\left(t\right)$ 公式2-7

式中：δ是超前滞后鉴别器归一化码相位误差，Δ是超前滞后鉴别器通道之间总的码归一化时间差，k1是从输入到平方器输入之间的传输增益，nε(t)是通道噪声，p是功率相关参数，DΔ(δ)通常被称为是非相干延迟锁定跟踪环的S曲线，它是非相干延迟锁定跟踪环的核心所在，对它进行研究具有重要的意义。

步骤208、根据准实时信号进行算法验证。

需要说明的是，截止步骤205得到准实时信号后，即可对卫星仿真系统进行各种算法验证。由于系统本身的不完备性，存在系统定位误差等因素，其定位导航结果并不能令人满意。为此需要在多个方面应用各种算法，提高其完备性、可靠性。算法验证模块包括最基本的算法验证模块：GNSS星座优选技术、GNSS系统完好性检测技术，地图匹配算法等，后续需要添加的算法还将有航位推测匹配算法等等。

下面以对GNSS星座优选技术、GNSS系统完好性检测技术，地图匹配算法进行验证举例进行说明。

1.GNSS星座优选技术

为了确保定位的精度，还需要根据几何精度因子对卫星进行优选，其中优选原则将采用多模GDOP选星算法。该算法考虑到不同系统采用的扩频码、码率、伪距观测值精度不同以及同一系统下的卫星信号路径和衰减不同，对卫星信号采用近代参数估计理论中Helmert经典估计公式来确定多模多星的权重处理，利用该权阵推导计算多模系统下的加权几何精度因子公式。

在存在测量误差的情况下，卫星在空间几何分布的好坏，会直接影响到用户定位解算的精度。GDOP就是用来表征卫星相对解算坐标位置对定位精度的这种影响。在多模系统下，有足够的卫星可供选择来改善卫星的几何分布结构，从而可以选择具有较好GDOP的卫星进行导航电文解算。

2.GNSS系统完好性检测技术

卫星导航系统完好性是指当系统在不能用与正常的导航服务时，能够及时提供警告能力。虽然GNSS多系统组合导航的模式为用户服务的可靠性提供了有利条件，但仍不能保证某些独立系统发生故障的可能性。同时考虑战争环境下系统之间的互斥性，需要对GNSS系统的完好性进行评估和监测，以确保用户服务的质量。本发明采用自主完好性检测技术，利用最小二乘残差法理论建立多模系统下的RAIM(Receiver Autonomous Integrity Monitoring，载体自体完好性监控)监测数学模型，通过ARP法检测该模型在满足一定虚警和漏检概率的条件下，对不合理的卫星信号进行剔除并发出警告，达到完好性检测的目的。

3.地图匹配算法

电子地图导航作为定位导航的一个重要应用，目的是将定位结果正确的匹配到其实际所处的电子地图道路上，为用户提供综合的位置服务。特别是在高楼林立的城市峡谷地区，卫星信号遭受阻挡，产生的多路径效应将使得定位误差会达到上百米，不能满足需求。

地图匹配算法正是用来解决这一问题，要求输入到算法的数据和信息包括两部分，主要包括导航定位值和城市电子地图道路网。算法在考虑到两部分信息均存在误差的情况下，并且假定载体处在电子地图的交通道路网上，通过一定的计算、判断，将定位结果匹配到道路网的某一点上。本发明采用紧性组合匹配和几何匹配相综合的算法，即一方面在定位初始时，将道路网信息以直线方程限制平面坐标的形式作为联合定位方程的一个额外约束条件，加强定位精度；另一方面在导航定位后，将一段时间内载体运动的路径与相关点附近地图道路网进行最大相似性判断，以确定载体运行可能性最大的道路网。

验证地图匹配算法具体的为：

仿真系统在电子道路平面方程的限制下得到的数据和道路信息一起进入匹配算法，当匹配算法开始时，进入初始匹配阶段，可直接采用几何匹配方式找到最可能的电子地图位置点若干。初始匹配成功后，进入跟踪匹配阶段，将新得到的坐标值与原来的坐标值构成道路状，再与地图中的道路网进行最大匹配概率判断，其中一种做法是将个坐标值与候选道路求最短距离平方和，方差越小，则概率越大，当超过经验阈值后，则认定匹配成功。当遇到地图中道路交点或者在一段时间内跟踪匹配算法没有输出超过阈值的情况时，认定原初始不合理，进行重新匹配。

进一步地，为了提高和验证各个卫星系统的兼容性，本方法得到的卫星导航仿真系统还可以进行多模联合定位导航仿真。

具体地，经过了前面的捕获跟踪模块后，各卫星导航系统的电文信息以及信号传输时间被送到多模联合定位导航模块。但由于GNSS各系统之间信号体制和时空基准的不同，将首先对各大系统的时间和坐标基准进行分析并确立偏差修正函数，同时配合各系统播发的系统间偏差值对接收信号的时空基准进行修正和统一。同时，根据各系统的ICD分析信息码格式，从中提取有效数据，获得联合解算所需的信号参量，然后再利用多模式解算模型对用户的PVT进行联合求解。

通过本发明实施例所提供的一种卫星导航系统原理仿真方法，可以使得卫星信号模拟器输出两路信号，其中，中频信号实时性较差，可将中频信号用于对实时性要求不严格的跟踪和捕获验证，将准实时信号用于对实时性要求严格的算法进行验证，在使用软件的基础上完成了对卫星信号模拟器各种仿真和算法的验证，同时仿真成本低。

实施例3

如图9所示，本发明实施例3提供了一种卫星信号模拟器，该模拟器具体包括：

第一获取模块301，用于获取仿真时间，并接收载体的当前坐标和运动模型；

第二获取模块302，获取卫星的星历信息，并根据星历信息得到卫星的运行轨迹；

时间计算模块303，用于根据仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星，并计算卫星信号的传输时间；

准实时信号输出模块304，用于根据星历信息得到导航电文，并将导航电文和信号传输时间作为准实时信号输出；

中频信号输出模块305，用于利用扩频码和载波中频对导航电文进行调制，并将调制结果作为中频信号输出。

其中，载体的运动模型与时间相关；

相应地，如图10所示，上述模拟器还包括：

载体位置获取模块306，用于在时间计算模块303根据仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星之前，根据载体的运动模型和相应的仿真时间计算得到载体在任意时刻下的坐标和速度，得到任意时刻下的载体的载体位置。

进一步地，如图11所示，时间计算模块303，具体包括：

可见卫星确定单元3031，用于根据仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星；

统一单元3032，用于将卫星的坐标和载体坐标统一到同一坐标系下；

计算单元3033，用于计算卫星和载体之间的距离并除以光速得到卫星信号的传输时间。

进一步地，如图12所示，时间计算模块303，还包括：

修正单元3034，用于在计算单元3033得到卫星信号的传输时间之后，根据地球自转、对流层延迟、多路径延迟、电离层延迟对卫星信号传输的影响，对卫星信号的传输时间进行修正。

进一步地，如图13所示，中频信号输出模块306，具体包括：

调制单元3061，用于根据卫星的ICD接口文件，利用扩频码和载波中频对导航电文进行调制；

中频信号输出单元3062，用于将调制单元得到的调制结果作为中频信号输出。

本发明实施例所提供的卫星信号模拟器，可以输出两路信号，其中，中频信号实时性较差，可将中频信号用于对实时性要求不严格的跟踪和捕获验证，将准实时信号用于对实时性要求严格的算法进行验证，在使用软件的基础上完成了对卫星信号模拟器各种仿真和算法的验证，同时仿真成本低。

需要说明的是：上述实施例提供的卫星信号模拟器，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将装置的内部结构划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。另外，上述实施例提供的卫星信号模拟器与卫星导航系统原理仿真方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详见方法实施例，这里不再赘述。

上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

本发明实施例中的全部或部分步骤，可以利用软件实现，相应的软件程序可以存储在可读取的存储介质中，如光盘或硬盘等。

以上仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种卫星导航系统原理仿真方法，其特征在于，所述方法包括：

获取仿真时间，并接收载体的当前坐标和运动模型；

获取卫星的星历信息，并根据所述星历信息得到所述卫星的运行轨迹；

根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星，并计算卫星的信号传输时间；

根据星历信息得到导航电文，并将所述导航电文和信号传输时间作为准实时信号输出；

利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制，并将所述调制结果作为中频信号输出。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述载体的运动模型与时间相关；

相应地，所述根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星之前，所述方法还包括：

根据所述载体的运动模型和相应的仿真时间计算得到所述载体在任意时刻下的坐标和速度，得到任意时刻下的所述载体的载体位置。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算卫星的信号传输时间，具体包括：

将所述卫星的坐标和所述载体坐标统一到同一坐标系下，计算所述卫星和所述载体之间的距离并除以光速得到所述卫星信号的传输时间。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，在所述得到所述卫星信号的传输时间之后，所述方法还包括：

根据地球自转、对流层延迟、多路径延迟、电离层延迟对所述卫星信号传输的影响，对所述卫星信号的传输时间进行修正。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制，具体包括：

根据所述卫星的接口控制文档ICD接口文件，利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制。

6.一种卫星信号模拟器，其特征在于，所述模拟器包括：

第一获取模块，用于获取仿真时间，并接收载体的当前坐标和运动模型；

第二获取模块，获取卫星的星历信息，并根据所述星历信息得到所述卫星的运行轨迹；

时间计算模块，用于根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星，并计算卫星的信号传输时间；

准实时信号输出模块，用于根据星历信息得到导航电文，并将所述导航电文和信号传输时间作为准实时信号输出；

中频信号输出模块，用于利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制，并将所述调制结果作为中频信号输出。

7.根据权利要求6所述的模拟器，其特征在于，所述载体的运动模型与时间相关；

相应地，所述模拟器还包括：

载体位置获取模块，用于在所述时间计算模块根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星之前，根据所述载体的运动模型和相应的仿真时间计算得到所述载体在任意时刻下的坐标和速度，得到任意时刻下的所述载体的载体位置。

8.根据权利要求6所述的模拟器，其特征在于，所述时间计算模块，具体包括：

可见卫星确定单元，用于根据所述仿真时间、星历信息、载体位置以及预设的截止仰角确定仿真过程的可见卫星；

统一单元，用于将所述卫星的坐标和所述载体坐标统一到同一坐标系下；

计算单元，用于计算所述卫星和所述载体之间的距离并除以光速得到所述卫星信号的传输时间。

9.根据权利要求8所述的装置，其特征在于，所述时间计算模块，还包括：

修正单元，用于在所述计算单元得到所述卫星的信号传输时间之后，根据地球自转、对流层延迟、多路径延迟、电离层延迟对所述卫星信号传输的影响，对所述卫星信号的传输时间进行修正。

10.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述中频信号输出模块，具体包括：

调制单元，用于根据所述卫星的ICD接口文件，利用扩频码和载波中频对所述导航电文进行调制；

中频信号输出单元，用于将所述调制单元得到的调制结果作为中频信号输出。

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