CN108196271B - 暗室天线阵抗干扰测试系统的导航信号零延迟切换方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于导航信号处理领域，涉及微波暗室室内天线阵抗干扰测试系统的导航信号零延迟切换方法，具体包括步骤：S1，将M个可见星映射到对应的N个导航天线；S2，设置开关矩阵，使得导航信号源的L路射频信号中的N路与N个导航天线分别连通；S3，导航信号源的L路射频输出均仿真所有可见卫星信号，只是功率默认关闭无输出信号；S4，设置导航信号源的N路射频输出，每一路只有对应导航天线的可见卫星的功率打开，卫星M_i信号从天线N_r切换到天线A_j，切换前一秒，设置开关矩阵，使得导航信号源有一路射频信号L_j连通到天线A_j；S5，关闭导航信号源第N_r路射频的M_i卫星功率，打开第L_j路射频的M_i卫星功率，进而达到信号零延迟切换。

Description

暗室天线阵抗干扰测试系统的导航信号零延迟切换方法

技术领域

本发明属于导航信号处理领域，涉及微波暗室室内天线阵抗干扰测试系统的导航信号零延迟切换方法。

背景技术

目前在微波暗室内布设多个导航天线和干扰天线，模拟不同来向的导航信号和干扰信号，实现对采用多元天线阵的导航终端抗干扰性能测试。天线阵元数目越多，要求辐射导航信号之间的夹角越小，暗室内布设的天线数量也就越多。另一方面，导航信号模拟源受制于成本制约，一般仿真输出的射频卫星信号数目有限，不可能做到一路射频卫星信号对应一个导航天线，必然要采用微波开关矩阵将多路射频卫星信号切换输出到暗室内假设的所有导航天线上。

微波开关矩阵的信号切换时间一般在100ns以上，机械开关的甚至在ms级别，不同次切换时间还存在随机误差，不可能通过事先标定完全消除。这会引起导航信号中断和不连续，造成接收机信号失锁，伪距和载波相位观测值出现跳变，这跟在室外接收真实导航信号时的情况不符，影响抗干扰性能的测试评估。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提出了一种导航信号零延迟切换方法。具体技术方案如下：

一种暗室天线阵抗干扰测试系统的导航信号零延迟切换方法，假定有M个可见星，N个导航天线，1个导航信号源，M、N均为正整数，且M≥N，包括以下步骤：

(S1)将M个可见星映射到对应的N个导航天线；

(S2)设置开关矩阵的状态，确保导航信号源的L路射频输出中的N路信号经过所述开关矩阵映射到N个导航天线上；

(S3)将所述导航信号源的L路射频输出中的每一路都仿真所有M个可见星信号，默认所有的可见星信号功率为0，即关闭信号功率不输出；

(S4)设所述步骤(S1)中可见星M_i映射对应导航天线N_r，其中M_i表示M个可见星中的任意一个，i取值范围为1,2,…,M；r取值范围为1,2,3,…,N，将导航信号源第N_r路射频的M_i卫星功率打开，并将可见星M_i的信号从导航天线N_r切换到导航天线A_j，具体过程为：在切换前1秒，查询开关矩阵状态，判断导航天线A_j是否有对应的导航射频信号输出映射，若有，则转入步骤(S5)；若没有，则设置开关矩阵状态，使得导航信号源L路射频信号中未被使用到的第L_j路射频信号映射到导航天线A_j；

(S5)在信号切换时刻点，关闭导航信号源第N_r路射频的M_i卫星功率，打开第L_j路射频的M_i卫星功率，进而达到信号零延迟切换；

进一步地，所述步骤(S1)中将M个可见星映射到对应的N个导航天线的具体过程为：

(S11)根据仿真时刻和星历给出的卫星轨道参数确定每个卫星在地心地固坐标系下的位置坐标；地心地固坐标系指以地球质心为原点，z轴向北沿地球自转轴方向，x轴指向经纬度的(0，0)位置，右手系y轴指向90度经线。

(S12)根据仿真时刻的用户位置和卫星位置确定所有M个可见星在站心坐标系下的仰角和方位角；站心坐标系指的是以暗室内被测用户机天线相位中心为原点，以正北方向为X轴，正东方向为Y轴，Z轴与X、Y轴构成右手坐标系，而建立的坐标系；

(S13)根据每个导航天线在站心坐标系下的坐标计算出每个导航天线在站心坐标系下的仰角和方位角；

(S14)按照可见星和导航天线间的方位角和仰角误差和最小的原则，将M个可见星映射到对应的N个导航天线。

与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：

本发明针对导航信号在不同天线切换时会引起信号中断不连续的问题，设计了零延迟的导航信号切换方法，保证了导航信号在任意天线之间切换时是零延迟无中断的。

附图说明

图1为本发明流程图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施例进行详细描述，但不构成对本发明的限制。

假设实施例中的暗室内导航天线数目为P个，L路射频输出导航信号源经过L进P出开关矩阵将L路射频信号切换输出到P个导航天线上。P、L均为正整数。如实施例中：编号为1的导航天线发射1号卫星射频信号和2号卫星射频信号，一段时间后1号卫星信号需要切换到编号为2的导航天线上发射。如图1所示，为本发明流程图，具体实施例的步骤如下。

S1：根据仿真时刻和星历给出的卫星轨道参数确定每个卫星在地心地固坐标系下的位置坐标，再根据仿真时刻的用户位置和卫星位置确定所有M个可见卫星在站心坐标系下的仰角和方位角。根据每个导航天线的坐标计算出每个导航天线在站心坐标系下的仰角和方位角。按照可见卫星和导航天线间的方位角和仰角误差和最小的原则，将M个可见卫星映射到对应的N个导航天线(M≥N，一个导航天线可能对应多个可见星，暗室内的导航天线数目远大于N个，即P>>N)。实施例中：1号卫星和2号卫星映射到1号导航天线；

S2：确定开关矩阵的状态，确保导航信号源的L路射频输出中的N路信号经过开关矩阵映射到N个导航天线上(L>N)，假设第N_r(r＝1,2,3,…,N)路射频信号映射连通到第N_r(r＝1,2,3,…,N)个导航天线，对应的可见星为M_i(i＝1，2，…)。本实施例中，就是导航信号源的第1路射频输出仿真1号卫星信号和2号卫星信号，并映射连通到1号导航天线；

S3：导航信号源的L路射频输出，每一路都在仿真所有M个可见星信号，信号完全一样，只是默认的功率均关闭，不输出卫星射频信号，只有卫星号功率打开时才会输出对应的该卫星信号功率。设置打开每一路N_r射频输出的M_i可见星功率，使得M_i可见星信号输出到N_r导航天线上。具体到本实施例，就是第一路射频的1号卫星和2号卫星功率打开，输出1号卫星和2号卫星信号，其余的卫星功率关闭，其它路射频的1号卫星和2号卫星功率关闭；

S4：可见星信号M_i(i是1到M中的任意值，i为整数)从导航天线N_r切换到A_j(A_j可以是N个导航天线中的一个，也可以是P个导航天线中的其它天线，j为整数且j＝1,2,3,…,P)，在切换前1秒，查询开关矩阵状态，导航天线A_j有没有对应的导航射频信号输出映射，如果没有，则设置开关矩阵，使得导航信号源L路射频信号中没有用到的L_j路射频信号映射到导航天线A_j；如果已有导航射频信号(也记做L_j)映射连接到导航天线A_j，则不做任何操作；具体到本实施例，1号可见卫星信号需要切换到2号导航天线，切换前1秒，设置开关矩阵，使得第L_j路射频输出映射连通到2号导航天线；

S5：在信号切换时刻，关闭导航信号源第1路射频的2号卫星功率，打开第L_j路射频的2号卫星功率。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。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前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种暗室天线阵抗干扰测试系统的导航信号零延迟切换方法，假定有M个可见星，N个导航天线，1个导航信号源，M、N均为正整数，且M≥N，其特征在于，包括以下步骤：

(S1)将M个可见星映射到对应的N个导航天线；

(S2)设置开关矩阵的状态，确保导航信号源的L路射频输出中的N路信号经过所述开关矩阵映射到N个导航天线上；

(S3)将所述导航信号源的L路射频输出中的每一路都仿真所有M个可见星信号，默认所有可见星信号功率输出为关闭状态；

(S4)设所述步骤(S1)中可见星M_i映射对应导航天线N_r，M_i表示M个可见星中的任一个，i的取值范围为1,2，…，M，r的取值范围为r＝1,2,3，…，N，将导航信号源第N_r路射频的M_i卫星功率打开，并将可见星M_i的信号从导航天线N_r切换到导航天线A_j，具体过程为：在切换前1秒，查询开关矩阵状态，判断导航天线A_j是否有对应的导航射频信号输出映射，若有，则转入步骤(S5)；若没有，则设置开关矩阵状态，使得导航信号源L路射频信号中未被使用到的第L_j路射频信号映射到导航天线A_j；

(S5)在信号切换时刻点，关闭导航信号源第N_r路射频的M_i卫星功率，打开第L_j路射频的M_i卫星功率。

2.如权利要求1所述的一种暗室天线阵抗干扰测试系统的导航信号零延迟切换方法，其特征在于：

所述步骤(S1)中将M个可见星映射到对应的N个导航天线的具体过程为：

(S11)根据仿真时刻和星历给出的卫星轨道参数确定每个卫星在地心地固坐标系下的位置坐标；

(S12)根据仿真时刻的用户位置和卫星位置确定M个可见星在站心坐标系下的仰角和方位角；站心坐标系指的是以暗室内被测用户机天线相位中心为原点，以正北方向为X轴，正东方向为Y轴，Z轴与X、Y轴构成右手坐标系，而建立的坐标系；

(S13)根据每个导航天线在站心坐标系下的坐标计算出每个导航天线在站心坐标系下的仰角和方位角；

(S14)按照可见星和导航天线间的方位角和仰角误差和最小的原则，将M个可见星映射到对应的N个导航天线。

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