CN105069237A - 基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，属于导航技术领域。本发明通过模拟载体运动，通过Matlab软件计算生成的固定格式的载体运动航迹数据包，将其作为卫星信号发生器的输入，使其产生模拟的GPS或Beidou卫星射频信号，再利用带有Ublox接收机芯片的ARM处理器板处理上述卫星信号，并生成时间完全同步的惯性传感器仿真数据，最终将惯性传感器数据与卫星信号以真实硬件接口的形式输入到惯性/卫星深组合系统中，从而在室内实现在针对深组合系统的动态模拟测试。

Description

基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法

技术领域：

本发明涉及一种基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其属于导航技术领域。

背景技术：

惯性导航系统和卫星导航系统存在各自的原理缺陷，而惯性/卫星组合导航技术将两者结合，取长补短，提升了系统整体的导航精度和可靠性，因此组合导航技术一直是导航领域中的研究热点。其中，松组合与紧组合导航技术的原理相对简单，已经得到了广泛的讨论与应用。然而深组合导航技术由于将惯性信息引入卫星接收机环路内部，涉及算法设计和硬件实现等多方面的研究内容，是当前组合导航技术研究中的难点。国内外科研机构和研究人员围绕深组合的原理实现和系统开发进行了大量的相关工作，其中围绕深组合系统的测试工作用于检测系统的实际性能，是研制过程中的一个重要环节。

测试一般分为静态和动态测试，传统的测试方法采用实际系统即真实的惯性导航系统和卫星导航系统作为深组合系统的输入，同时采用更高精度的导航系统作为参考系统，用于比较融合效果的优劣。但显然这种方法的效率较低，尤其是在系统开发阶段频繁地进行实际跑车或是挂飞实验会消耗大量的测试资源，成本较高。因此，有很多研究人员采用软件仿真的方式来进行深组合算法正确性的验证，模拟惯性导航系统和卫星导航系统的数据，在软件平台上进行静态/动态测试。这样的测试可以大大节约成本，但由于测试环境全部是由软件进行数字仿真，与真实应用的场合有很大的区别，仅能验证算法的正确性，无法保证系统在实际使用时的可靠性。迄今为止，尚未见到基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法的报道。

发明内容：

本发明提供一种基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其针对深组合系统动态测试仿真环境与真实应用环境不匹配的问题，模拟了实际工作环境下的系统输入，解决了纯数字仿真方法无法验证系统可靠性的问题。

本发明采用如下技术方案：一种基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其包括如下步骤：

步骤一、通过Matlab软件生成模拟载体真实动态飞行的航迹；

步骤二、将航迹数据包输入给卫星信号发生器，生成对应于动态航迹的模拟GPS或Beidou卫星射频信号；

步骤三、射频信号经分路器分为两路，一路信号通过低损耗射频连接线发送至ARM处理器板，产生与卫星信号时间同步的惯性器件数据并打包，再通过串口发送到深组合系统，另一路信号直接通过射频连接线发送至深组合系统；

步骤四、基于DSP的惯性/卫星深组合系统接收上述模拟卫星信号与惯性器件输出数据信号，并进行数据融合，从而可以验证系统动态性能。

进一步地，所述步骤一包括如下步骤：

(1.1)设定载体飞行的起点位置和初始姿态角；

(1.2)设定载体在每一个飞行阶段的前向加速度，三轴姿态角速率，飞行阶段包括静止、滑跑、起飞、爬升、巡航、转弯、降落；

(1.3)通过航迹递推解算，获得载体每一个离散时刻的位置、速度信息，保存为航迹数据包。

进一步地，所述步骤二包括如下步骤：

(2.1)将步骤一中生成的航迹数据包转换为卫星信号发生器可用的数据包格式；

(2.2)将数据包加载入信号发生器的上位机软件，选择所需模拟的卫星导航系统，设定仿真起始时间、仿真总时间、外部航迹数据包时间间隔、数据参考坐标系等基本信息，生成TRK外部轨迹文件和RSIM场景文件；

(2.3)在信号发生器的上位机软件中加载RSIM场景文件，运行程序开始产生仿真卫星射频信号。

进一步地，所述步骤三包括如下步骤：

(3.1)将卫星射频信号通过同轴电缆发送至分路器，产生两路完全相同的信号，一路通过同轴电缆发送至ARM处理器板，一路通过同轴电缆发送至深组合系统；

(3.2)在ARM处理器板中首先由Ublox芯片进行卫星信号的处理和解算，获得时间同步标志即周内秒；

(3.3)通过与Matlab航迹发生器相对应的航迹发生代码，结合(3.2)中的时间标志反解出对应时刻的陀螺、加速度计输出，保证惯性数据与卫星信号的时间同步；

(3.4)将陀螺、加速度计输出信息按照真实器件的输出格式打包，并按照真实器件的输出频率通过串口输出至深组合系统。

进一步地，所述步骤四包括如下步骤：

(4.1)接收步骤三中的惯性器件数据和仿真卫星信号，进行信号解包；

(4.2)运行惯性/卫星深组合系统，实时输出导航解算结果并保存；

(4.3)将系统输出的导航结果与步骤一中的理想航迹进行对比，验证系统在动态条件下的导航精度，调整航迹或卫星信号的信噪比，依此过程可验证系统在各类高动态和弱信号条件下的实际性能。

本发明具有如下有益效果：

(1)本发明提出的深组合系统动态测试仿真环境首次从真实器件接口的角度进行设计，可在室内完成各种条件下的动态测试，解决了纯数字仿真方法无法与系统真实工作状态对应的问题，具有很强的工程参考价值；

(2)本发明提出的仿真环境原理可靠，手段灵活，性能稳定，为深组合测试的实际工作提供了新的思路和方法。

(3)本发明基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，相比于利用载体以及真实器件进行动态测试可以有效减少深组合系统在开发过程中的时间和测试成本，测试手段灵活，原理可靠性能稳定，同时相比纯数字的软件仿真测试更贴近于实际，具有很强的工程参考和应用价值。

附图说明：

图1是深组合动态测试仿真环境整体运行流程框图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明创造做进一步详细说明。

本发明设计了一种惯性卫星深组合动态测试仿真环境，从真实器件接口的角度进行设计，可在室内完成各种条件下的动态测试，解决了纯数字仿真方法无法与系统真实工作状态对应的问题，方法流程框图如图1所示。方法包括下列步骤：

步骤一、通过Matlab软件生成模拟载体真实动态飞行的航迹；

步骤二、将航迹数据包输入给卫星信号发生器，生成对应于动态航迹的模拟GPS或Beidou卫星射频信号；

步骤三、射频信号经分路器分为两路，一路信号通过低损耗射频连接线发送至ARM处理器板，产生与卫星信号时间同步的惯性器件数据并打包，再通过串口发送到深组合系统，另一路信号直接通过射频连接线发送至深组合系统；

步骤四、基于DSP的惯性/卫星深组合系统接收上述模拟卫星信号与惯性器件输出数据信号，并进行数据融合，从而可以验证系统动态性能。

其中，步骤一通过Matlab软件生成模拟载体真实动态飞行的航迹的具体方法如下：

(1.1)设定载体飞行的起点位置和初始姿态角。载体飞行航迹的起点和初始姿态角是航迹递推的重要原始参数，假设给定起点的地心地固坐标系下的位置表示为pos_originCar＝[long_origin,lati_origin,height_origin]，初始横滚/俯仰/航向角表示为Atti_origin＝[roll_origin,pitch_origin,heading_origin]，初始速度为0；

(1.2)设定载体在每一个飞行阶段如静止、滑跑、起飞、爬升、巡航、转弯、降落时的前向加速度表示为Acc_forward，三轴姿态角速率表示为Atti-rate＝[Atti-rate_roll,,Atti-rate_pitch,Atti-rate_heading]，分别代表横滚角速率、俯仰角速率、航向角速率。上述各参数的大小以及飞行阶段的的时间长度应根据载体真实的飞行状态来设定。

载体处于静止阶段和巡航阶段时，Acc_forward＝0，Atti-rate＝[0，0，0]；

载体处于滑跑阶段时，Acc_forward为正值，Atti-rate＝[0，0，0]；

载体处于起飞阶段时，Acc_forward为正值，Atti-rate_pitch为正值；

载体处于爬升阶段时，Acc_forward为正值，Atti-rate＝[0，0，0]；

载体处于倾斜预转弯阶段时，Acc_forward＝0，左转Atti-rate_roll为负，右转Atti-rate_roll为正；

载体处于左/右转弯阶段时，Acc_forward＝0，左转Atti-rate_heading为负，右转Atti-rate_heading为正；

载体处于降落阶段时，Acc_forward为负值，Atti-rate_pitch为负值；

(1.3)通过航迹递推解算，获得载体每一个离散时刻的位置、速度信息，保存为航迹数据包。

根据(1.2)中的航迹设定，首先计算出每一时刻的机体系前向速度和姿态角：Atti^k+1＝Atti^k+Atti-rate*T。其中上标k表示当前时刻，k+1表示下一时刻，T表示时间间隔。

计算地理系到机体系的姿态变换矩阵

$C_n^b=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ψ}+\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ψ}& -\cos \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ψ}+\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ψ}& -\sin \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\θ}\\ \cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\ψ}& \sin \mathrm{\θ}\\ \sin \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ψ}-\cos \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ψ}& -\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ψ}-\cos \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]$

其中γ表示横滚角，θ表示俯仰角，ψ表示航向角。

则地理系速度其中与互为转置矩阵，Velo_navi＝[Velo_east,Velo_north,Velo_up],Velo_body＝[Velo_forward,0,0]。

则载体的位置为 $\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{height}}^{k+1}={\mathrm{height}}^k+T*{\mathrm{Velo}}_{up}\\ {\mathrm{lati}}^{k+1}={\mathrm{lati}}^k+T*\frac{{\mathrm{Velo}}_{north}}{Rm+{\mathrm{height}}^k}\\ {\mathrm{long}}^{k+1}={\mathrm{long}}^k+T*\frac{{\mathrm{Velo}}_{east}}{(Rn+{\mathrm{height}}^k)*\cos \left({\mathrm{lati}}^k\right)}\end{array}\right.,$ 其中height表示高度，lati表示纬度，long表示经度，Rm表示地球北向曲率半径(子午圈半径)，Rn表示地球东向曲率半径(卯酉圈半径)，初始位置为(1.1)中设置的pos_originCar。

通过上述计算可以获得载体在任意时刻的导航系下位置、速度信息。保存为航迹数据包文件，命名为trace.dat。

步骤二、将航迹数据包输入给卫星信号发生器，生成对应于动态航迹的模拟GPS或Beidou卫星射频信号，其方法如下：

(2.1)由于卫星信号发生器的控制软件对载入的外部航迹数据包有格式的要求，因此需要将步骤一中生成的航迹数据包trace.dat转换为可用的数据包格式trace_correct.dat，主要转换包括1、数据表示为浮点型数字；2、数据精度要达到控制软件的要求；

(2.2)将外部航迹文件trace_correct.dat加载到GPS或Beidou信号发生器的上位机控制软件，设定数据文件各列对应的物理量、数据时间间隔、参考坐标系等基本信息，生成TRK外部轨迹文件，再将TRK外部轨迹文件加载到场景中，设定仿真起始时间、仿真总时间等信息，生成RSIM场景文件；

(2.3)在信号发生器的上位机软件中加载RSIM场景文件，运行程序即可开始产生仿真卫星信号并以射频的形式通过低损耗射频线发送出来。

步骤三、射频信号经分路器分为两路，一路信号通过低损耗射频连接线发送至ARM处理器板，产生与卫星信号时间同步的惯性器件数据并打包，再通过串口发送到深组合系统，另一路信号直接通过射频连接线发送至深组合系统，其方法如下：

(3.1)将卫星射频信号通过同轴电缆发送至分路器，产生两路完全相同的信号，一路通过同轴电缆发送至ARM处理器板，一路通过同轴电缆发送至深组合系统，此处利用分路器可以确保两路信号的时间是完全对齐的；

(3.2)在ARM处理器板中首先由Ublox芯片进行卫星信号的处理和解算，获得时间同步标志即周内秒。利用Ublox商业接收机芯片处理卫星信号，获得解码数据，从数据缓存区中提取出与时间相关的6个数据位GNSS_time[6]，分别表示从系统开始运行时计算的十小时位、小时位、十分钟位、分钟位、十秒钟位、秒钟位，则从系统开始运行时计算的周内秒变量Time表示为:

$\begin{array}{c}Time=36000*GNSS\_time\[0\]+3600*GNSS\_time\[1\]+600*GNSS\_time\[2\]+60*\\ GNSS\_time\[3\]+10*GNSS\_time\[4\]+GNSS\_time\[5\]\end{array},$ 这一时间与发送到深组合系统端的卫星信号有着相同的时间起点，因此可以保证在同一时间基准下。

(3.3)通过与Matlab中对应的航迹发生代码，根据(3.2)中解算得到的时间标志Time反解出对应时刻的陀螺、加速度计输出，保证所有数据的时间基准一致。

A.陀螺输出的仿真思路

陀螺的理想输出模型为：

${\mathrm{\ω}}_{ib}^b=C_n^b({\mathrm{\ω}}_{ie}^n+{\mathrm{\ω}}_{en}^n)+{\mathrm{\ω}}_{nb}^b$

式中：角标n，b，i，e分别代表到导航坐标系、载体坐标系、惯性坐标系、地球坐标系。此处导航坐标系即地理坐标系。

分别为导航系内地球角速率、速度引起的绕地球的转动角速率，是机体系相对于导航系的转动角速度在机体系上的投影，为导航系到机体系变换矩阵，是机体系相对于惯性系的转动角速度在机体系上的投影，即陀螺的输出。下面给出各个参数的求解过程。

根据上一时刻计算的地理速度V和纬度L可得：

${\mathrm{\ω}}_{in}^n={\mathrm{\ω}}_{ie}^n+{\mathrm{\ω}}_{en}^n=\left[\begin{array}{c}-\frac{V_N}{Rm+h}\\ {\mathrm{\ω}}_{ie}^e\cos L+\frac{V_E}{Rn+h}\\ {\mathrm{\ω}}_{ie}^e\sin L+\frac{V_E}{Rn+h}tgL\end{array}\right]$

转换矩阵由姿态角确定，与步骤一中第三步一致。

而载体坐标系相对于地理坐标系的角速率由欧拉方程得到：

${\mathrm{\ω}}_{nb}^b=\left[\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\γ}& 0& \sin \mathrm{\γ}cos\mathrm{\θ}\\ 0& 1& -\sin \mathrm{\θ}\\ \sin \mathrm{\γ}& 0& -\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right]$

在与均已知后，即可求得陀螺的理想输出 ${\mathrm{\ω}}_{ib}^b=C_n^b({\mathrm{\ω}}_{ie}^n+{\mathrm{\ω}}_{en}^n)+{\mathrm{\ω}}_{nb}^b.$

最后根据所需仿真的陀螺精度指标设置陀螺零偏、随机常值、一阶马尔科夫过程随机量的相关参数获得陀螺误差量，与理想值一起构成最终的陀螺仿真输出。

B.加速度计输出的仿真

加速度计的理想输出模型为：

$f^n={\stackrel{\·}{V}}_{en}^n+(2{\mathrm{\ω}}_{ie}^n+{\mathrm{\ω}}_{en}^n)\×V_{en}^n-g$

$f^b=C_n^b{f}^n$

式中：下标n，b，i，e分别代表到导航坐标系、载体坐标系、惯性坐标系、地球坐标系。此处导航坐标系即地理坐标系。

和为导航坐标系内载体对地速度和对地加速度，可以通过运动轨迹信息得到；为捷联姿态矩阵的转置矩阵；分别为导航系内地球角速率、速度引起的绕地球的转动角速率，在求解陀螺输出时也已求得；g＝[00g₀]为重力加速度的矢量形式。

因此，在上述参数已知的情况下即可求得加速度计的理想输出f^b，最后根据所需仿真的加速度计精度指标设置零偏、随机常值、一阶马尔科夫过程随机量的相关参数获得加速度计误差量，与理想值一起构成最终的加速度计仿真输出。

(3.4)将陀螺、加速度计输出按照真实器件的输出格式打包，并按照真实器件的输出频率通过串口输出至深组合系统；

在实际系统中的惯性原始数据通常经过A/D采样和重新编码，会形成一组固定格式的十六进制数据包，每包数据包括起始位、数据位、故障位以及校验位，数据打包完毕即可按照所需的频率通过串口逐包发送到后端系统中。

本发明将(3.3)中获得的仿真陀螺、加速度计数据按照上述格式打包为一组十六进制数，并以所需的固定频率通过串口将其输出，实现与真实器件接口完全一致的数据传输过程。

步骤四、基于DSP的惯性/卫星深组合系统接收上述模拟卫星信号与惯性器件输出数据信号，并进行数据融合，从而可以验证系统动态性能，其方法如下：

(4.1)接收步骤三中的惯性器件数据和仿真卫星信号，进行信号解包；

(4.2)运行惯性/卫星深组合系统，实时输出导航解算结果并保存；

(4.3)将系统输出的导航结果与步骤一中的理想航迹进行对比，验证系统在动态条件下的导航精度。调整航迹或卫星信号的信噪比，依此过程可验证系统在各类高动态和弱信号条件下的实际性能。

通过在步骤一中设计不同动态性的航迹可以测试深组合系统在各种高动态下的性能。

通过在卫星信号控制软件中调整各通道卫星信号的信噪比，可以测试深组合系统在各种弱信号条件下的工作性能。

下面通过一个具体实施例来说明本发明基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法。

步骤一、利用Matlab软件生成模拟载体真实动态飞行的航迹，其实施例的具体方法如下：

(1.1)设定载体飞行的起点位置和初始姿态角。假设给定起点的地心地固坐标系下的位置表示为pos_originCar＝[118.8134°，32.037734°，27.73m]，初始横滚/俯仰/航向角表示为Atti_origin＝[0，0，90°]，初始速度为0；

(1.2)设定载体在每一个飞行阶段如静止、滑跑、起飞、爬升、巡航、转弯、降落时的前向加速度表示为Acc_forward，三轴姿态角速率表示为Atti-rate＝[Atti-rate_roll,,Atti-rate_pitch,Atti-rate_heading]，分别代表横滚角速率、俯仰角速率、航向角速率。上述各参数的大小以及飞行阶段的的时间长度应根据载体真实的飞行状态来设定。

例如将载体航迹设置为如下几种状态：

0-120s静止；

120-140s加速滑跑，Acc_forward＝3m/s/s；

140-145s加速拉起，Acc_forward＝2m/s/s，Atti-rate_pitch＝2°/s；

145-150s改为平飞，Atti-rate_pitch＝-2°/s；

150-1950s巡航，Acc_forward＝0，Atti-rate＝0；

(1.3)通过航迹递推解算，获得载体在任意时刻的导航系下位置、速度信息。保存为航迹数据包文件，命名为trace.dat。

步骤二、将航迹数据包导入卫星信号发生器，生成对应于动态航迹的模拟GPS或Beidou卫星射频信号，其实施例的具体方法如下：

(2.1)由于卫星信号发生器的控制软件对导入的外部航迹数据包有格式的要求，因此需要将步骤一中生成的trace.dat转换为可用的数据包格式trace_correct.dat，主要转换包括1、数据表示为浮点型数字；2、数据精度要符合控制软件的要求，此处保留10位小数；

(2.2)将外部航迹文件trace_correct.dat加载到GPS或Beidou信号发生器的上位机控制软件，设定数据文件各列的对应物理量，数据时间间隔10ms、参考坐标系为地心地固坐标系(大地坐标系)等基本信息，生成TRK外部轨迹文件，再将TRK外部轨迹文件加载到场景中，设定仿真起始时间为2015年4月1日、仿真总时间2h等信息，生成RSIM场景文件；

(2.3)加载RSIM场景文件，运行程序即可开始产生仿真卫星信号并以射频的形式通过低损耗射频线发送出来。

步骤三、射频信号经分路器分为两路，一路信号通过低损耗射频连接线发送至ARM处理器板，产生与卫星信号时间同步的惯性器件数据并打包，再通过串口发送到深组合系统，另一路信号直接通过射频连接线发送至深组合系统，其实施例的具体方法如下：

(3.1)将卫星射频信号通过同轴电缆发送至分路器，产生两路完全相同的信号。一路通过同轴电缆发送至ARM处理器板，一路通过同轴电缆发送至深组合系统，此处利用分路器可以确保两路信号的时间是完全对齐的；

(3.2)在ARM处理器板中首先由Ublox芯片进行卫星信号的处理和解算，获得时间同步标志即周内秒。利用Ublox商业接收机芯片处理卫星信号，获得解码数据，从数据缓存区中提取出与时间相关的6个数据位GNSS_time[6]，分别表示从系统开始运行时计算的十小时位、小时位、十分钟位、分钟位、十秒钟位、秒钟位，则从系统开始运行时计算的周内秒变量Time表示为:

$\begin{array}{c}Time=36000*GNSS\_time\[0\]+3600*GNSS\_time\[1\]+600*GNSS\_time\[2\]+60*\\ GNSS\_time\[3\]+10*GNSS\_time\[4\]+GNSS\_time\[5\]\end{array}$ 这一时间与发送到深组合系统端的卫星信号有着相同的时间起点，因此可以保证在同一时间基准下。

(3.3)通过与Matlab中对应的航迹发生代码，根据(3.2)中解算得到的时间标志Time反解出对应时刻的陀螺、加速度计输出，保证所有数据的时间基准一致。

(3.4)将获得的仿真陀螺、加速度计数据按照真实器件的输出格式打包为一组十六进制数，数据包包括2个字节的包头标志AA、55，40个字节的实际数据位，1个float型数据对应4个字节，按照低位在前高位在后的规则，最后还有1个校验字节。以固定频率100Hz通过串口将上述数据包输出，实现与真实器件接口完全一致的数据传输过程。

步骤四、基于DSP的惯性/卫星深组合系统接收上述数据信号，进行数据融合，验证系统动态性能，其实施例的具体方法如下：

(4.1)接收步骤三中的惯性器件数据和仿真卫星信号，进行信号解包；

(4.2)运行惯性/卫星深组合系统，实时输出导航解算结果并保存；

(4.3)将系统输出的导航结果与步骤一中的理想航迹进行对比，验证系统在动态条件下的导航精度。调整航迹或卫星信号的信噪比，依此过程可验证系统在各类高动态和弱信号条件下的实际性能。

本发明基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，相比于利用载体以及真实器件进行动态测试可以有效减少深组合系统在开发过程中的时间和测试成本，测试手段灵活，原理可靠性能稳定。同时相比纯数字的软件仿真测试更贴近于实际，具有很强的工程参考和应用价值。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其特征在于：包括如下步骤

步骤一、通过Matlab软件生成模拟载体真实动态飞行的航迹；

步骤二、将航迹数据包输入给卫星信号发生器，生成对应于动态航迹的模拟GPS或Beidou卫星射频信号；

步骤三、射频信号经分路器分为两路，一路信号通过低损耗射频连接线发送至ARM处理器板，产生与卫星信号时间同步的惯性器件数据并打包，再通过串口发送到深组合系统，另一路信号直接通过射频连接线发送至深组合系统；

步骤四、基于DSP的惯性/卫星深组合系统接收上述模拟卫星信号与惯性器件输出数据信号，并进行数据融合，从而可以验证系统动态性能。

2.如权利要求1所述的基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其特征在于：所述步骤一包括如下步骤

(1.1)设定载体飞行的起点位置和初始姿态角；

(1.2)设定载体在每一个飞行阶段的前向加速度，三轴姿态角速率，飞行阶段包括静止、滑跑、起飞、爬升、巡航、转弯、降落；

(1.3)通过航迹递推解算，获得载体每一个离散时刻的位置、速度信息，保存为航迹数据包。

3.如权利要求2所述的基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其特征在于：所述步骤二包括如下步骤

(2.1)将步骤一中生成的航迹数据包转换为卫星信号发生器可用的数据包格式；

(2.2)将数据包加载入信号发生器的上位机软件，选择所需模拟的卫星导航系统，设定仿真起始时间、仿真总时间、外部航迹数据包时间间隔、数据参考坐标系等基本信息，生成TRK外部轨迹文件和RSIM场景文件；

(2.3)在信号发生器的上位机软件中加载RSIM场景文件，运行程序开始产生仿真卫星射频信号。

4.如权利要求3所述的基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其特征在于：所述步骤三包括如下步骤

(3.1)将卫星射频信号通过同轴电缆发送至分路器，产生两路完全相同的信号，一路通过同轴电缆发送至ARM处理器板，一路通过同轴电缆发送至深组合系统；

(3.2)在ARM处理器板中首先由Ublox芯片进行卫星信号的处理和解算，获得时间同步标志即周内秒；

(3.3)通过与Matlab航迹发生器相对应的航迹发生代码，结合(3.2)中的时间标志反解出对应时刻的陀螺、加速度计输出，保证惯性数据与卫星信号的时间同步；

(3.4)将陀螺、加速度计输出信息按照真实器件的输出格式打包，并按照真实器件的输出频率通过串口输出至深组合系统。

5.如权利要求4所述的基于硬件接口激励的惯性/卫星深组合导航系统的动态信息仿真方法，其特征在于：所述步骤四包括如下步骤

(4.1)接收步骤三中的惯性器件数据和仿真卫星信号，进行信号解包；

(4.2)运行惯性/卫星深组合系统，实时输出导航解算结果并保存；

(4.3)将系统输出的导航结果与步骤一中的理想航迹进行对比，验证系统在动态条件下的导航精度，调整航迹或卫星信号的信噪比，依此过程可验证系统在各类高动态和弱信号条件下的实际性能。