CN106019323A

CN106019323A - 卫星导航接收机仿真测试系统

Info

Publication number: CN106019323A
Application number: CN201610580069.5A
Authority: CN
Inventors: 吕艳梅; 雷正伟; 甄红涛; 张东; 王格芳; 牛满科; 彭立娟; 陈卫国; 王晓聪
Original assignee: 63908 Troops of PLA
Current assignee: 63908 Troops of PLA
Priority date: 2016-07-22
Filing date: 2016-07-22
Publication date: 2016-10-12

Abstract

本发明公开了一种卫星导航接收机仿真测试系统，涉及卫星导航测试装置或系统技术领域。所述测试系统包括人机交互模块、时间/坐标转换模块、载体运动轨迹计算模块、卫星位置计算模块、导航电文生成模块、可见星判断模块、误差计算模块、信号状态参数计算模块、数据装帧模块、数字中频数据生成模块。所述测试系统能够根据用户设定的仿真环境，计算导航电文数据和卫星信号状态参数，并产生相应的数字中频信号，用于对卫星接收机进行测试，且测试简单，方便灵活。

Description

卫星导航接收机仿真测试系统

技术领域

本发明涉及卫星导航测试装置或系统技术领域，尤其涉及一种卫星导航接收机仿真测试系统。

背景技术

北斗卫星导航系统是我国自行研制开发的区域性有源三维卫星定位与通信系统(CNSS)，是除美国的全球定位系统(GPS)、俄罗斯的GLONASS之后第三个成熟的卫星导航系统。该系统可在全球范围内全天候、全天时为各类用户提供高精度、高可靠的定位、导航、授时服务，并兼具短报文通信能力。该系统的建立，对于促进我国卫星导航产业链形成，形成完善的国家卫星导航应用产业支撑、推广和保障体系具有十分重要的意义。

继2011年我国三颗北斗卫星被“长征三号甲”运载火箭送入太空预定转移轨道后，2012年2月25日，我国第十一颗北斗导航卫星在西昌卫星发射中心被“长征三号丙”运载火箭成功送入太空预定转移轨道。按照北斗卫星导航系统“三步走”的发展战略，2012年中国已陆续发射5颗北斗导航组网卫星，以不断扩大覆盖区域，提升系统服务性能。

北斗卫星导航系统2011年12月27日开始向中国及周边地区提供连续的导航定位和授时服务，运行以来，系统工作稳定，有些技术指标超出预期，如定位精度预期是25米，但实际测试发现在整个提供试运行的服务区内基本上能达到20米，有些地区能达到10米左右；到2012年底，北斗卫星导航系统将完成亚太组网，形成覆盖亚太地区的服务能力，届时将提供正式运行服务，其服务精度将会达到10米左右；到2020年左右，将建成由30余颗卫星组成的北斗卫星导航系统，提供覆盖全球的高精度、高可靠的定位、导航和授时服务。

随着我国自主研制的北斗卫星导航系统逐步上天，大量北斗卫星接收机加装到部队装备中。通过全球卫星定位接收机与陀螺、惯性导航等组合导航定位，在保障作战、训练团体的定位集结、精确打击、姿态测量、控制指挥等方面发挥了无可替代的作用。如：在无人机上安装全球卫星定位接收机，全球卫星定位接收机与无人机自动驾驶仪配合使用，实现对无人机不同航路段的导引，亦可实现无人机的地面跟踪等；在雷达上装载全球卫星定位接收机，可实现雷达精确定位、定向等；在炮兵作战时，可以利用全球卫星定位接收机，实现对火炮的准确导航、对目标点的精确瞄准打击，以及协助指挥部统一指挥、调度组网火炮等；在导弹上装载全球卫星定位接收机，可以精确引导导弹对目标点进行攻击，大大提高导弹的命中率；在C4ISR系统中，利用全球卫星定位接收机的精确授时功能，可以使各兵种、各系统、各武器的运转同步等。

但是，全球卫星定位接收机需在空旷地带同时接收多颗导航卫星的信号才能实现定位，这对该类设备日常维护尤其战前准备所需的功能检测、性能验证与评估、故障检测与定位、快速保障维修等造成了很大的不利影响，难以保障使用全球卫星导航定位的武器装备的隐蔽存放、快速出击、快速导航等战斗要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种卫星导航接收机仿真测试系统，所述测试系统能够根据用户设定的仿真环境，计算导航电文数据和卫星信号状态参数，并产生相应的数字中频信号，用于对卫星接收机进行测试，且测试简单，方便灵活。

为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：一种卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于：包括人机交互模块，用于接收用户的配置与数据输入，以数据和图形方式显示输出后台软件模块的处理结果并提供通信控制功能；时间/坐标转换模块，用于通过定义不同系统的结构体，将需要进行坐标转换的矢量，或需要进行时间转换的时间参量，根据各系统间的转换公式，进行时间系统和坐标系统之间的转换；载体运动轨迹计算模块，用于根据建立的典型载体运动模块，生成载体运动轨迹，用以检验在典型动态环境下导航卫星接收机的跟踪能力和整个测试系统的测试效果，且该模块允许用户自行配置载体运动轨迹；卫星位置计算模块，用于根据所选导航系统及仿真初始时刻选取相应的星历文件，由星历文件提供的卫星星历参数，推算当前仿真时刻对应的卫星发射时刻的ECEF坐标卫星位置、速度、加速度，并判断卫星的可见星；导航电文生成模块，用于利用星历文件，根据用户设定的轨道，通过外推计算得到模拟时刻的文星轨道数据和星钟数据以及历书数据，再将其按照GPS空间段/用户接口规范IS-GPS-200，编排生成各系统各颗可见卫星的下行导航电文数据；可见星判断模块，用于判断卫星是否可见，并输出可见星的位置、速度和加速度信息；误差计算模块，用于根据每一仿真时刻的用户位置与卫星位置，计算各种误差；信号状态参数计算模块，用于计算当前仿真时刻对应的卫星信号发射时刻的信号状态，并连同其它模块计算得到的数据构成完整的卫星信号状态参数集，在人机交互模块上的列表框控件中显示；数据装帧模块，用于根据设计的通信协议将计算得到的数据打包成帧后进行下传；数字中频数据生成模块，用于根据卫星导航系统空间信号接口控制文件的规定，计算生成所有卫星的伪码查找表，根据卫星状态计算结果，将每颗卫星的导航电文依次进行伪码调制、载波调制、下变频，并合路各颗星的已调信号，最后在合路信号上添加白噪声信号，并量化保存到本地文件。

优选的，所述人机交互模块采用交互式图形式界面，其处理过程包括如下步骤：获取仿真参数设置，提取其中的参数信息；获取仿真开始、暂停、继续或者结束指令，开始、暂停、继续或者停止仿真过程；以数据或图形方式显示用户所需的仿真结果；将仿真结果以文本文件类型保存。

优选的，时间/坐标转换包括协调世界时与各个导航系统时之间的转换、大地坐标系与地心地固坐标系之间的转换以及ECEF坐标系与地平坐标系之间的转换。

优选的，所述载体运动轨迹计算模块的输入参数来自人机交互模块的指令信息，或用户配置的载体运动轨迹信息，按照对应模型计算仿真时刻的载体三维位置和三维速度并输出。

优选的，所述导航电文生成模块生成导航电文的方法如下：

首先是从人机交互模块选择星历文件，读取星历文件中的各个参数并保存到一个关于星历参数的结构体中，将仿真时刻与星历文件中的参考时刻进行对比判断是否需要星历外推，将经过外推后的参数重新进行更新并保存，然后提取结构体中的星历参数用于卫星位置的计算以及各颗可见星状态的计算并保存到关于卫星信息的结构体中，最后再次提取星历参数结构体中的数据，将每个参数进行十进制到二进制的转换，并将转换后的二进制数据按照导航电文格式进行编排，并经过编码后生成导航电文并保存。

优选的，所述的可见星判断模块的判断方法如下：

首先利用二分法计算卫星发射时刻，然后计算卫星发射时刻的卫星位置，根据卫星位置和用户位置计算卫星相对于用户的方位和仰角，最后根据设定的屏蔽角判断卫星是否可见，并输出可见星的位置，速度和加速度信息。

优选的，所述误差计算模块用于根据每一仿真时刻的用户位置与卫星位置，计算空间传播误差、相对论效应误差、星钟误差及星历误差。

采用上述技术方案所产生的有益效果在于：所述测试系统能够根据用户设定的仿真环境，计算导航电文数据和卫星信号状态参数，并产生相应的数字中频信号，用于对卫星接收机进行测试，且测试简单，方便灵活。

附图说明

图1是实施例中所述测试系统的组成框图；

图2是实施例中载体运动模型的示意图；

图3是实施例中导航电文的生成流程图；

图4是实施例中可见星判断模块的判断流程图；

图5是实施例中数字中频信号生成流程图。

具体实施方式

下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

如图1所示，本发明实施例公开了一种卫星导航接收机仿真测试系统，包括人机交互模块，用于接收用户的配置与数据输入，以数据和图形方式显示输出后台软件模块的处理结果并提供通信控制功能；时间/坐标转换模块，用于通过定义不同系统的结构体，将需要进行坐标转换的矢量，或需要进行时间转换的时间参量，根据各系统间的转换公式，进行时间系统和坐标系统之间的转换；载体运动轨迹计算模块，用于根据建立的典型载体运动模块，生成载体运动轨迹，用以检验在典型动态环境下导航卫星接收机的跟踪能力和整个测试系统的测试效果，且该模块允许用户自行配置载体运动轨迹；卫星位置计算模块，用于根据所选导航系统及仿真初始时刻选取相应的星历文件，由星历文件提供的卫星星历参数，推算当前仿真时刻对应的卫星发射时刻的ECEF坐标卫星位置、速度、加速度，并判断卫星的可见星；导航电文生成模块，用于利用星历文件，根据用户设定的轨道，通过外推计算得到模拟时刻的文星轨道数据和星钟数据以及历书数据，再将其按照GPS空间段/用户接口规范IS-GPS-200，编排生成各系统各颗可见卫星的下行导航电文数据；可见星判断模块，用于判断卫星是否可见，并输出可见星的位置、速度和加速度信息；误差计算模块，用于根据每一仿真时刻的用户位置与卫星位置，计算各种误差；信号状态参数计算模块，用于计算当前仿真时刻对应的卫星信号发射时刻的信号状态，并连同其它模块计算得到的数据构成完整的卫星信号状态参数集，在人机交互模块上的列表框控件中显示；数据装帧模块，用于根据设计的通信协议将计算得到的数据打包成帧后进行下传；数字中频数据生成模块，用于根据卫星导航系统空间信号接口控制文件的规定，计算生成所有卫星的伪码查找表，根据卫星状态计算结果，将每颗卫星的导航电文依次进行伪码调制、载波调制、下变频，并合路各颗星的已调信号，最后在合路信号上添加白噪声信号，并量化保存到本地文件。

人机交互模块：

采用交互式图形式界面，允许用户完成仿真的各种参数设置与修改，同时以动画方式逼真显示试验过程。接收用户的配置与数据输入，以数据和图形方式显示输出后台软件模块的处理结果，并提供通信控制功能。用户可选择将当前配置保存为文本文件，以便需要时从文件中直接获取相应的配置作为输入。交互界面软件通过PC平台接收用户指令，进行相应处理(如调用后台软件模块)，并显示处理结果。用户指令通过鼠标或者键盘输入。其处理过程如下：

1)获取仿真参数设置，提取其中的参数信息。

2)获取仿真开始、暂停、继续或者结束指令，开始、暂停、继续或者停止仿真过程。

3)以数据或图形方式显示用户所需的仿真结果。

4)将仿真结果以文本文件类型(或者其它类型)保存。

时间/空间坐标转换：

时间/空间坐标转换模块负责处理数据模拟软件中涉及到的时间系统和坐标系统之间的转换。主要包括UTC时(协调世界时，Universal Time Coordinated)与各个导航系统时之间的转换；大地坐标系(经度/纬度/高程)与地心地固(ECEF,earth centered earth fixed)坐标系之间的转换；ECEF坐标系与地平(地理)坐标系之间的转换等。

定义不同系统的结构体(如WGS84/ECEF等)，将需要进行坐标转换的矢量(如三维位置、三维速度)，或需要进行时间转换的时间参量输入模块，根据各系统间的转换公式进行转换后输出。

载体运动轨迹计算模块：

载体运动轨迹计算模块中建有一些典型的载体运动模型，可以生成载体运动轨迹，用以检验在典型动态环境下导航卫星接收机的跟踪能力和整个系统的测量效果，且模块允许用户自行配置载体运动轨迹。

该模块提供两种方案供用户选择载体运动模型的生成：

1)选择已经建立的用户载体运动轨迹模型，包括卫星(飞船)、火箭(导弹)、飞机、舰船、汽车，并允许用户自己定义相应载体的运动特性。

2)用户利用系统提供的简单运动模型，包括直线和圆弧，定义载体运动。

其输入参数为来自人机交互模块的指令信息(通过界面上的载体模型选择)或用户配置的载体运动轨迹信息，按照对应模型计算仿真时刻的载体三维位置和三维速度并输出，载体运动模型具体实如图2所示。

卫星位置计算模块：

卫星位置计算模块根据所选导航系统及仿真初始时刻选取相应的星历文件，由星历文件提供的卫星星历参数，推算当前仿真时刻(即用户接收时刻)对应的卫星发射时刻的ECEF坐标卫星位置、速度、加速度，并判断卫星的可见星。

该模块是测试系统的重要组成部分，卫星位置计算结果的精度直接影响仿真平台的性能参数，进而影响接收机的定位结果。本模块中大部分运算过程采用通用的数学模型(如ICD中的规定)，但鉴于系统运行速度的影响等在计算卫星发射时刻时，本文采用了二分法。二分法是一种简单的迭代的算法，它的收敛速度与公比为1/2的等比数列的收敛速度相同。

导航电文生成模块

对于已成熟的GPS导航系统，所述测试系统利用从官方网站上下载的星历(Rinex格式)数据文件，根据用户设定的轨道，通过外推计算得到模拟时刻的卫星轨道数据和星钟数据以及历书数据；再将其按照GPS空间段/用户接口规范IS-GPS-200，编排生成各系统各颗可见卫星的下行导航电文数据。

北斗系统还处于研制初期，还没有现成的星历文件，需要借助北斗接收机或是其他的外界方式来生成星历文件。北斗系统的星历文件也是RINEX格式文件，该类型文件包括文件头和数据记录两部分，文件头部分包含文件类型、创建文件日期、电离层参数和跳秒造成的时间差等信息；数据记录部分包含每颗卫星在参考时刻的时钟和轨道参数等信息。读取星历文件后，按照北斗ICD文件，可以编排北斗系统各颗可见星的导航电文数据。

GPS系统和北斗系统的导航电文的生成流程如图3所示，具体实现流程首先是从用户界面选择星历文件，读取星历文件中的各个参数并保存到一个关于星历参数的结构体中，将仿真时刻与星历文件中的参考时刻进行对比判断是否需要星历外推，如果两个时间相差不到一个小时就不需要外推，否则需要外推，将经过外推后的参数重新进行更新并保存，然后提取结构体中的星历参数用于卫星位置的计算以及各颗可见星状态的计算并保存到关于卫星信息的结构体中，最后再次提取星历参数结构体中的数据，将每个参数进行十进制到二进制的转换，并将转换后的二进制数据按照导航电文格式进行编排，并经过编码后生成导航电文并保存。

可见星判断模块：

可见星判断模块的功能是判断卫星是否可见，为之后计算卫星信号状态参数做准备，其设计流程图如图4所示。首先利用二分法计算卫星发射时刻，然后计算卫星发射时刻的卫星位置，根据卫星位置和用户位置计算卫星相对于用户的方位和仰角，最后根据设定的屏蔽角判断卫星是否可见，并输出可见星的位置，速度和加速度信息。

在判断卫星是否可见时，卫星位置的计算至关重要，北斗系统卫星位置的计算因星座的不同而采用不同的方法。MEO/IGSO(中圆地球轨道卫星/倾斜地球同步轨道卫星)与GPS卫星位置计算方法一致，GEO(地球静止轨道卫星)计算方法略有不同。因为GEO是静止轨道卫星，轨道倾角接近于0，故采用坐标旋转法计算卫星位置。首先按MEO/IGSO算法计算卫星位置，然后进行相应的坐标转换，转换公式如下：

R'＝R_Z(Ω_e*t_k)*R(-5°)*R

其中Ω_e为地球自转角速度。

误差计算模块

误差计算模块根据每一仿真时刻的用户位置与卫星位置，计算空间传播误差(包括电离层传输延迟、对流层传输延迟、多径效应等)、相对论效应误差、星钟误差及星历误差。

信号状态参数计算模块

信号状态参数计算模块计算当前仿真时刻对应的卫星信号发射时刻的信号状态，包括伪距、载波相位和多普勒频率。连同此前其它模块计算得到的可见星星号、仰角、方位角、电离层延迟、对流层延迟、卫星位置和速度，构成完整的卫星信号状态参数集，在用户界面上的列表框控件中显示，并将伪距等状态参数装帧通过接口传输给中频板卡。信号模拟器对于码相位的精度要求比较高，并且码相位的计算过程比较复杂，在这里只介绍码相位控制字的计算。

对于不同的导航系统计算码相位的方法不一样，但是基本思路是一致的。下面以北斗系统MEO/IGSO卫星为例介绍其计算步骤，其计算步骤与GPS系统一样：

计算卫星发射时刻对应的字数T_zi(每个字0.6s)：

T_zi＝INT[t_sv/0.6]

temp1＝(t_sv-T_zi*0.6)*1000

计算字内数据比特数T_20ms(传送1比特需要20ms)：

T_20ms＝INT[temp1/20]

计算数据位中的码历元周期序列号T_1ms(每个导航电文对应20个码周期，每个码周期为1ms)：

temp2＝f mod(temp1,20)

T_1ms＝INT[temp2]

计算码历元周期中的基码序列号Chip(每个码有2046个码片)：

temp3＝f mod(temp2,1.0)*2046

Chip＝INT[temp3]

计算码NCO相位ChipNCO(码片分2¹⁶份)：

temp4＝fmod(temp3,1.0)*65536

ChipNCO＝INT[temp4]

式中，INT[]为取整函数，fmod()为取余函数。

接下来介绍GEO卫星的码相位计算步骤：

计算卫星发射时刻对应的字数T_zi(每个字0.06s)：

T_zi＝INT[t_sv/0.06]

temp1＝(t_sv-T_zi*0.06)*1000

计算字内数据比特数T_2ms(传送1比特需要2ms)：

T_2ms＝INT[temp1/2]

计算数据位中的码历元周期序列号T_1ms(每个导航电文对应2个码周期，每个码周期为1ms)：

temp2＝fmod(temp1,2)

T_1ms＝INT[temp2]

计算码历元周期中的基码序列号Chip(每个码有2046个码片)：

temp3＝fmod(temp2,1.0)*2046

Chip＝INT[temp3]

计算码NCO相位ChipNCO(码片分2¹⁶份)：

temp4＝fmod(temp3,1.0)*65536

ChipNCO＝INT[temp4]

式中，INT为取整函数，fmod()为取余函数。

数据装帧模块

数据装帧模块的主要功能是依照设计的通信协议将计算得到的导航电文比特流、卫星信号状态参数以及各种控制命令数据打包成帧，通过PXIe接口向中频板卡发送。

通信协议规定上位机每1秒钟传一个数据包给中频，每个数据包含50个子帧，每个20ms的子帧传输的导航电文20bit，电文速率为1kbps，因此需要对北斗导航电文进行二次编码来实现1kbps的电文速率。根据北斗系统空间星座的不同，导航电文分为两类，相应的数据装帧部分也采用不同的方法，MEO/IGSO将1比特导航电文进行NH编码变成20bit，GEO将1比特导航电文编码变成2bit(即电文1变成11，0变成00)，然后每20ms传10bit电文。

数字中频数据生成模块

图5为数字中频信号数据文件生成的处理过程。在测试系统预处理阶段中参照卫星导航系统空间信号接口控制文件的规定，计算生成所有卫星的伪码查找表。根据卫星状态计算结果，将每颗星的导航电文依次进行伪码调制、载波调制、下变频，并合路各颗星的已调信号，最后在合路信号上添加白噪声信号，并量化保存到本地文件。

数字中频信号数据的生成，用于与接收机构成闭环测试系统。负责读入由基带信号产生处理单元(上位机)产生的各系统、各频点卫星导航电文和信号状态参数等数据，完成相应系统、频点各卫星通道PRN码扩频调制、数字载波调制与合路，形成该频点数字中频信号。

所述测试系统能够根据用户设定的仿真环境，计算导航电文数据和卫星信号状态参数，并产生相应的数字中频信号，用于对卫星接收机进行测试，且测试简单，方便灵活。

Claims

1.一种卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于：包括人机交互模块，用于接收用户的配置与数据输入，以数据和图形方式显示输出后台软件模块的处理结果并提供通信控制功能；时间/坐标转换模块，用于通过定义不同系统的结构体，将需要进行坐标转换的矢量，或需要进行时间转换的时间参量，根据各系统间的转换公式，进行时间系统和坐标系统之间的转换；载体运动轨迹计算模块，用于根据建立的典型载体运动模块，生成载体运动轨迹，用以检验在典型动态环境下导航卫星接收机的跟踪能力和整个测试系统的测试效果，且该模块允许用户自行配置载体运动轨迹；卫星位置计算模块，用于根据所选导航系统及仿真初始时刻选取相应的星历文件，由星历文件提供的卫星星历参数，推算当前仿真时刻对应的卫星发射时刻的ECEF坐标卫星位置、速度、加速度，并判断卫星的可见星；导航电文生成模块，用于利用星历文件，根据用户设定的轨道，通过外推计算得到模拟时刻的文星轨道数据和星钟数据以及历书数据，再将其按照GPS空间段/用户接口规范IS-GPS-200，编排生成各系统各颗可见卫星的下行导航电文数据；可见星判断模块，用于判断卫星是否可见，并输出可见星的位置、速度和加速度信息；误差计算模块，用于根据每一仿真时刻的用户位置与卫星位置，计算各种误差；信号状态参数计算模块，用于计算当前仿真时刻对应的卫星信号发射时刻的信号状态，并连同其它模块计算得到的数据构成完整的卫星信号状态参数集，在人机交互模块上的列表框控件中显示；数据装帧模块，用于根据设计的通信协议将计算得到的数据打包成帧后进行下传；数字中频数据生成模块，用于根据卫星导航系统空间信号接口控制文件的规定，计算生成所有卫星的伪码查找表，根据卫星状态计算结果，将每颗卫星的导航电文依次进行伪码调制、载波调制、下变频，并合路各颗星的已调信号，最后在合路信号上添加白噪声信号，并量化保存到本地文件。

2.如权利要求1所述的卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于：所述人机交互模块采用交互式图形式界面，其处理过程包括如下步骤：获取仿真参数设置，提取其中的参数信息；获取仿真开始、暂停、继续或者结束指令，开始、暂停、继续或者停止仿真过程；以数据或图形方式显示用户所需的仿真结果；将仿真结果以文本文件类型保存。

3.如权利要求1所述的卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于：时间/坐标转换包括协调世界时与各个导航系统时之间的转换、大地坐标系与地心地固坐标系之间的转换以及ECEF坐标系与地平坐标系之间的转换。

4.如权利要求1所述的卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于：所述载体运动轨迹计算模块的输入参数来自人机交互模块的指令信息，或用户配置的载体运动轨迹信息，按照对应模型计算仿真时刻的载体三维位置和三维速度并输出。

5.如权利要求1所述的卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于所述导航电文生成模块生成导航电文的方法如下：

6.如权利要求1所述的卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于所述的可见星判断模块的判断方法如下：

7.如权利要求1所述的卫星导航接收机仿真测试系统，其特征在于：所述误差计算模块用于根据每一仿真时刻的用户位置与卫星位置，计算空间传播误差、相对论效应误差、星钟误差及星历误差。