CN107991696A - 针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法 - Google Patents
针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供一种针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，该方法在现有的卫星导航信号仿真基础上，针对导航星相对高轨GNSS接收机的高度角小于0°的特点，采用了地球切线的方式计算导航星屏蔽角，判断导航星的可见性；针对高轨GNSS接收机接收信号强度较弱的特点，添加卫星发射天线方向图的仿真，完善了功率仿真的功能，并按功率进行选星；针对部分信号穿越两次大气层的特点，添加了双大气效应仿真。通过以上方法，实现了对高轨卫星所接收的卫星导航信号的仿真模拟，为高轨卫星所搭载的GNSS接收机及相关系统提供了测试工具。
Description
技术领域
本发明属于卫星导航领域，涉及一种针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法。
背景技术
全球卫星导航定位系统具有全球、全天候、连续和高精度的特点。目前广泛应用于陆地、海洋、航空航天等领域。地球高轨道卫星(High-Altitude Orbit)包括地球静止卫星(Geostationary Orbit，GEO)和大椭圆轨道卫星(Highly Eccentric Orbit，HEO)等，其轨道最大高度一般高于20000km。随着科技发展，高轨卫星在陆地和海洋通信、气象探测、灾难预警及空间太阳能站等方面都有着很重要的用途。
目前，面向高轨卫星载体的GNSS(全球导航卫星系统)接收机已成为研究热点，技术发展迅速。但针对高轨卫星GNSS接收机的测试、验证技术及相关设备发展缓慢。目前国内现有的GNSS卫星信号仿真方法所针对的载体均是为地面运动载体、舰船、低轨卫星，针对载体为高轨卫星的情形十分欠缺。
高轨卫星中GEO卫星所处的位置一直在GNSS星座之上，高椭圆轨道(HEO)卫星在大部分时间内所处的位置要高于GNSS星座，这使得高轨卫星接收的GNSS信号与地面及低轨载体有所不同。主要体现在以下三方面：①导航星相对高轨接收机的高度角小于0°；②由于高轨接收机可能捕获到的GNSS信号大部分来自地球背面的导航星，地球的遮挡和信号传播过程中的损耗，导致高轨接收机接收信号强度较弱；③部分GNSS信号将两次穿越地球电离层和对流层到达高轨GNSS接收机，造成电离层误差和对流层误差变大，即双大气层效应。
因此，在针对载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真中，必须要充分考虑信号功率和双大气层效应问题。
发明内容
发明所要解决的课题
为了克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法。该方法在现有的卫星导航信号仿真基础上，针对导航星相对高轨GNSS接收机的高度角小于0°的特点，实现了对高轨卫星所接收的卫星导航信号的仿真模拟，为高轨卫星所搭载的GNSS接收机及相关系统提供了测试工具。
用于解决课题的技术手段：
一种针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于，包含如下步骤：
步骤1，获取高轨卫星载体的位置；
步骤2，获取导航星的卫星位置；
步骤3，获取屏蔽角，利用导航星和高轨卫星载体的位置计算出高度角，通过比较高度角与设置的屏蔽角的关系，判断导航星是否可见：
若导航星可见，则计算基本的卫星导航信息，包括导航星的卫星电文、导航星的卫星导航信号观测量和导航星的高轨卫星载体接收功率；若导航星不可见，则返回步骤2；
步骤4，将所有可见导航星按导航星的高轨卫星载体接收功率从大到小的顺序排序，优先播出载体接收功率大的导航星信号。
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，在步骤1中，根据设定的高轨卫星载体轨道点位文件和仿真时刻，获取高轨卫星载体在ECEF坐标系的位置。
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，在步骤2中，根据设定的导航星座的广播星历参数和仿真时刻，计算出导航星的卫星位置；
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，在步骤3中，根据步骤1获取高轨卫星载体的位置和步骤2获取导航星的卫星位置，获取导航星相对高轨卫星载体的高度角。
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，在步骤3中，采用地球切线模式计算屏蔽角。
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，在步骤3中，当导航星相对高轨卫星载体的高度角与设置的屏蔽角满足以下公式时，导航星可见，
式中，θ为导航星相对高轨卫星载体的高度角，α为屏蔽角，RA表示地球半径，Xu、Yu、Zu表示高轨卫星载体的位置。
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，所述步骤2包含如下步骤：
步骤2.1，设置导航星的伪距的初值为0.07s；
步骤2.2，计算信号发射时间tranTs，
tranTs＝t-pr，
式中，t为仿真时刻，pr为伪距；
步骤2.3，计算时钟误差clkErr，时钟误差由卫星钟差和相对论误差组成；
步骤2.4，计算信号发射时间tranTsys，
tranTsys＝tranTs-clkErr；
步骤2.5，根据信号发射时间tranTsys和广播星历参数计算导航星的位置；
步骤2.6，根据地球自转效应修正导航星位置，并计算导航星到高轨卫星载体的真距tr；
步骤2.7，计算导航星入射角β，
式中，R1为导航星到地球的距离，R2为地球到高轨卫星载体的距离，R3为导航星到高位卫星载体的距离；
步骤2.8，进行电离层、对流层效应仿真，计算电离层延迟delayiono、对流层延迟delaytrop；
判断导航星入射角β的大小，当8.5°<β<10°，两次修正对流层电离层误差，即
delayiono＝2*delayiono
delaytrop＝2*delaytrop
步骤2.9，修正电离层/对流误差和钟差，计算伪距，即，pr＝tr+delayiono+delaytrop-clkErr；
步骤2.10，重复步骤2.2～2.9，直到两次算出的伪距差值小于迭代误差1.0e-12。
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，在步骤4中，导航星的高轨卫星载体接收功率如下计算，
Power＝Power0+GPowert-LPowert-LPoweratom+GPowerr
式中，Power为导航星的载体接收功率，Power0为发射功率初始化值，GPowert为发射天线增益，LPowert为空间传输损耗，GPowert为接收天线增益，LPoweratom为大气损耗功率。
作为本发明针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的进一步优选方案，在步骤2.8中，电离层延迟delayiono、对流层延迟delaytrop如下计算，
式中：TEC表示电子总数，取1e+017electrons/m2；P0、Tk0、e00分别表示地面上高度为零处的大气总压力、热力学温度、水汽分压；θ为导航星相对高轨卫星载体的高度角；freq为载波频率；Hd是以海平面为基准的对流层干分量的上限，Hd＝40136+148.72*(Tk-273.16)；Tk是以开尔文为单位的热力学温度；Hw是对流层湿分量的上限，取11km。
发明效果
1、采用了地球切线的方式计算导航星屏蔽角，判断导航星的可见性；针对高轨GNSS接收机接收信号强度较弱的特点，添加卫星发射天线方向图的仿真，完善了功率仿真的功能，并按功率进行选星；针对部分信号穿越两次大气层的特点，添加了双大气效应仿真，通过以上方法，实现了对高轨卫星所接收的卫星导航信号的仿真模拟，为高轨卫星所搭载的GNSS接收机及相关系统提供了测试工具。
2、本发明实现了按地球切线方式对导航星屏蔽角的计算，避免了由于屏蔽角始终大于卫星高度角而导致无导航星可见的情况。
3、本发明实现了发射天线增益的仿真，提高了载体接收功率的仿真准确性，并且按照功率进行选星，提高了高轨接收机测试的精度；
4、本发明实现了对部分卫星导航信号双大气层效应的仿真，提高了载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真的准确性。
附图说明
图1为本发明的针对于终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法的流程框图；
图2为计算导航星位置的流程图；
图3为计算高轨卫星载体相对于导航星的方位角和高度角的流程图。
具体实施方式
以下，基于附图，针对本发明进行详细地说明。
本发明的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，如图1所示，具体步骤如下：
(1)根据设定的高轨卫星载体轨道点位文件和仿真时刻t，生成高轨卫星载体在ECEF坐标系的位置(Xu,Yu,Zu)。
(2)根据设定的导航星座的广播星历参数和仿真时刻t计算出信号发射时刻，导航星的卫星位置为(Xs,Ys,Zs)，具体步骤如图2所示。
a)设置伪距pr的初值为0.07s。
b)计算信号发射时间(卫星时)tranTs＝t-pr；其中pr为伪距，单位s；t为仿真时刻，单位s。
c)计算时钟误差clkErr，时钟误差由卫星钟差和相对论误差组成
d)计算信号发射时间(系统时)tranTsys＝tranTs-clkErr。
e)根据信号发射时间(系统时)tranTsys和广播星历参数计算导航星的位置。
f)根据地球自转效应修正导航星位置，并计算导航星到高轨卫星载体的真距tr。
g)计算导航星入射角β，其中R1为导航星到地球的距离，R2为地球到高轨卫星载体的距离，R3为导航星到高轨卫星载体的距离。
h)进行电离层、对流层效应仿真，计算电离层延迟delayiono、对流层延迟delaytrop，电离层采用固定TEC模型，对流层采用Hopfield模型。
其中：TEC表示电子总数，取1e+017electrons/m2；
P0、Tk0、e00分别表示地面上高度为零处的大气总压力、热力学温度、水汽分压；θ为导航星相对高轨卫星载体的高度角；freq为载波频率；Hd是以海平面为基准的对流层干分量的上限，Hd＝40136+148.72*(Tk-273.16)Tk是以开尔文为单位的热力学温度；Hw是对流层湿分量的上限，取11km。
判断导航星入射角β的大小，当8.5°<β<10°，两次修正对流层电离层误差，即
delayiono＝2*delayiono
delaytrop＝2*delaytrop
i)计算伪距pr＝tr+delayiono+delaytrop-clkErr；
j)重复步骤b～i，直到两次算出的伪距差值小于迭代误差1.0e-12。
(3)计算出导航星相对高轨卫星载体的高度角θ，通过比较高度角与设置的屏蔽角α的关系，判断导航星是否可见。屏蔽角的计算采用地球切线模式。当满足下列公式时，该导航星可见。
式中，RA为地球长半轴的长度，取6378137米。
(4)对于可见导航星，仿真基本的卫星导航信息，具体包括卫星电文和卫星导航信号观测量。
(5)对于可见导航星，计算高轨卫星载体相对于导航星的方位角βb和高度角θb。
导航星本体坐标系定义为：Z轴沿地球径向指向地心，X轴指向导航星前进方向，Y轴垂直导航星轨道面向下。如图3所示，具体步骤如下：
a)计算仿真时刻的格林尼治平恒星时gmst，将载体由ECEF坐标系(Xu,Yu,Zu)转到ECI坐标系下
格林尼治平恒星时gmst＝280.4606184+360.985647366*d+0.2908*10-12*d2，其中，d是自J2000.0起算的儒略日。
儒略日计算如下：
其中：Y、M、D、h、m、s分别表示年、月、日、时、分、秒。
b)根据广播星历计算仿真时刻的导航星轨道参数，包括：真近点角f，周内时等于0时的轨道升交点经度Ω，近地点角距ω，轨道倾角i。
c)将高轨卫星载体由ECI转到导航星本体坐标系下
由导航星本体坐标系转ECI的转换矩阵如下：
由ECI到航星本体坐标系转换矩阵
d)根据高轨卫星载体在导航星本体坐标系下的坐标计算高轨卫星载体相对于导航星的方位角βb和高度角θb。
(6)进行发射天线方向图仿真，根据高轨卫星载体相对于导航星的方位角βb和高度角θb，查找发射天线方向表，计算发射天线增益GPowert；
(7)进行接收天线方向图仿真，根据导航星相对于高轨卫星载体的方位角β和高度角θ，查找接收天线方向表，计算接收天线增益GPowerr；
(8)根据导航星伪距，计算空间传输损耗LPowert；
式中，Pr为导航星的伪距，PI为常数，圆周率，freq为载波频率，C为常数，光在真空中的速度。
(9)计算高轨卫星载体接收功率Power
Power＝Power0+GPowert-LPowert-LPoweratom+GPowerr
式中，Power0为发射功率初始化值，一般取63dBm，GPowert为发射天线增益，LPowert为空间传输损耗，GPowert接收天线增益，LPoweratom为大气损耗功率，取常值2.0dBm。
(10)重复(2)～(8)，直到计算出所有可见导航星的高轨卫星载体接收功率。
对所有可见导航星按功率从大到小的顺序排序，优先播出功率大的导航星信号。
需要说明的是，以上说明仅是本发明的优选实施方式，应当理解，对于本领域技术人员来说，在不脱离本发明技术构思的前提下还可以做出若干改变和改进，这些都包括在本发明的保护范围内。
Claims (9)
1.一种针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于，包含如下步骤：
步骤1，获取高轨卫星载体的位置；
步骤2，获取导航星的卫星位置；
步骤3，获取屏蔽角，利用导航星和高轨卫星载体的位置计算出高度角，通过比较高度角与设置的屏蔽角的关系，判断导航星是否可见：
若导航星可见，则计算基本的卫星导航信息，包括导航星的卫星电文、导航星的卫星导航信号观测量和导航星的高轨卫星载体接收功率；若导航星不可见，则返回步骤2；
步骤4，将所有可见导航星按导航星的高轨卫星载体接收功率从大到小的顺序排序，优先播出载体接收功率大的导航星信号。
2.根据权利要求1所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于：在步骤1中，根据设定的高轨卫星载体轨道点位文件和仿真时刻，获取高轨卫星载体在ECEF坐标系的位置。
3.根据权利要求1所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于：在步骤2中，根据设定的导航星座的广播星历参数和仿真时刻，计算出导航星的卫星位置。
4.根据权利要求1所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于：在步骤3中，根据步骤1获取高轨卫星载体的位置和步骤2获取导航星的卫星位置，获取导航星相对高轨卫星载体的高度角。
5.根据权利要求1所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于：在步骤3中，采用地球切线模式计算屏蔽角。
6.根据权利要求1所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于：在步骤3中，当导航星相对高轨卫星载体的高度角与设置的屏蔽角满足以下公式时，导航星可见，
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式中，θ为导航星相对高轨卫星载体的高度角，α为屏蔽角，RA表示地球半径，Xu、Yu、Zu表示高轨卫星载体的位置。
7.根据权利要求1所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于，所述步骤2包含如下步骤：
步骤2.1，设置导航星的伪距的初值为0.07s；
步骤2.2，计算信号发射时间tranTs，
tranTs＝t-pr，
式中，t为仿真时刻，pr为伪距；
步骤2.3，计算时钟误差clkErr，时钟误差由卫星钟差和相对论误差组成；
步骤2.4，计算信号发射时间tranTsys，
tranTsys＝tranTs-clkErr；
步骤2.5，根据信号发射时间tranTsys和广播星历参数计算导航星的位置；
步骤2.6，根据地球自转效应修正导航星位置，并计算导航星到高轨卫星载体的真距tr；
步骤2.7，计算导航星入射角β，
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式中，R1为导航星到地球的距离，R2为地球到高轨卫星载体的距离，R3为导航星到高位卫星载体的距离；
步骤2.8，进行电离层、对流层效应仿真，计算电离层延迟delayiono、对流层延迟delaytrop；
判断导航星入射角β的大小，当8.5°<β<10°，两次修正对流层电离层误差，即
delayiono＝2*delayiono
delaytrop＝2*delaytrop
步骤2.9，修正电离层/对流误差和钟差，计算伪距，即，pr＝tr+delayiono+delaytrop-clkErr；
步骤2.10，重复步骤2.2～2.9，直到两次算出的伪距差值小于迭代误差1.0e-12。
8.根据权利要求1所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于，在步骤4中，导航星的高轨卫星载体接收功率如下计算，
Power＝Power0+GPowert-LPowert-LPoweratom+GPowerr
式中，Power为导航星的载体接收功率，Power0为发射功率初始化值，GPowert为发射天线增益，LPowert为空间传输损耗，GPowert为接收天线增益，LPoweratom为大气损耗功率。
9.根据权利要求7所述的针对终端载体为高轨卫星的卫星导航信号仿真方法，其特征在于，在步骤2.8中，电离层延迟delayiono、对流层延迟delaytrop如下计算，
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式中：TEC表示电子总数，取1e+017electrons/m2；P0、Tk0、e00分别表示地面上高度为零处的大气总压力、热力学温度、水汽分压；θ为导航星相对高轨卫星载体的高度角；freq为载波频率；Hd是以海平面为基准的对流层干分量的上限，Hd＝40136+148.72*(Tk-273.16)；Tk是以开尔文为单位的热力学温度；Hw是对流层湿分量的上限，取11km。
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