CN108270498B - 基于轨道驱动的深空信道模拟方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于轨道驱动的深空信道模拟方法及装置，其中方法包括以下步骤：根据深空链路的特性建立深空信道模型；确定影响信号传输的主要因素，其中，主要因素包括近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗和天线极化误差损耗中的一项或多项；根据任务轨道的实时特性得到通信链路参数，并进行硬件模拟，以根据实时轨道数据得到链路损耗，并获取接收机接收信号功率实时变化曲线，得到对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数。该方法可以同时可通过示波器和频谱仪观察信号的变化，从而在地面实现对深空通信链路的准确评估。

Description

基于轨道驱动的深空信道模拟方法及装置

技术领域

本发明涉及深空信道模拟技术领域，特别涉及一种基于轨道驱动的深空信道模拟方法及装置。

背景技术

随着航天事业的蓬勃发展和探月任务的成功，人类已经将目光放在了更遥远的宇宙星体上，针对复杂的宇宙环境，为保证通信信号的可靠传输，需要对深空信道建立可靠的模型，模拟探测器执行任务过程中通信信号的变化。

深空探测任务在通信上具有通信距离远、通信环境恶劣、链路间歇中断等难点。通信距离远导致信号严重衰减，接收信号信噪比极低，同时导致信号传输经历较长的时延，无法实现实时控制；宇宙射线、月球、太阳等星体的影响造成了通信环境恶劣，其中当太阳位于地球与探测器的空间位置之间时，会对通信链路产生较大的影响；又由于星体的自转、公转、探测器绕轨飞行等因素，通信链路会产生间歇性中断，需要预估链路的可见时间进行信号传输。

目前对深空信道的模拟有软件仿真与硬件实现，但两者均是相互独立的，软件仿真侧重链路参数计算，而硬件仿真则侧重信号变化，没有体现具体探测任务的轨道参数以及信道的实时变化。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。

为此，本发明的一个目的在于提出一种基于轨道驱动的深空信道模拟方法，该方法可以在地面实现对深空通信链路的准确评估。

本发明的另一个目的在于提出一种基于轨道驱动的深空信道模拟装置。

为达到上述目的，本发明一方面实施例提出了一种基于轨道驱动的深空信道模拟方法，包括以下步骤：根据深空链路的特性建立深空信道模型；确定影响信号传输的主要因素，其中，所述主要因素包括近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗和天线极化误差损耗中的一项或多项；根据任务轨道的实时特性得到通信链路参数，并进行硬件模拟，以根据实时轨道数据得到链路损耗，并获取接收机接收信号功率实时变化曲线，得到对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数。

本发明实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟方法，可以通过软件平台调用轨道仿真软件接口自定义航天任务，设置任务场景、航天器、地面站等参数，然后在动态显示模块开始仿真，观察随着仿真时间变化的链路参数、航天器三维动画以及接收机接收电平的变化曲线，同时可通过示波器和频谱仪观察信号的变化，从而在地面实现对深空通信链路的准确评估。

另外，根据本发明上述实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟方法还可以具有以下附加的技术特征：

进一步地，在本发明的一个实施例中，其中，所述自由空间损耗的计算公式为：

L_f＝20lg F+20lg D+32.45(dB)，

其中，F为信号频率，单位MHz，D为通信距离，单位km；

所述天线指向误差损耗的计算公式为：

其中，θ为天线指向偏离角，单位deg，Dia为天线直径，单位m，c为光速，单位m/s。

进一步地，在本发明的一个实施例中，其中，所述链路总损耗为：

L＝L_f+L_pe+L_R(dB)，

其中，星际空间链路的损耗主要有自由空间损耗L_f、天线指向误差损耗L_pe，近地空间链路损耗为L_R。

进一步地，在本发明的一个实施例中，上述方法还包括：根据发射信号功率、发射天线增益、接收天线增益和链路总损耗得到接收信号电平。

进一步地，在本发明的一个实施例中，所述接收信号电平的计算公式为：

P_r＝P_t+G_t+G_r-L(dB)，

其中，P_t为发射信号功率，G_t为发射天线增益，G_r为接收天线增益，L为链路总损耗。

为达到上述目的，本发明另一方面实施例提出了一种基于轨道驱动的深空信道模拟装置，包括：建模模块，用于根据深空链路的特性建立深空信道模型；确定模块，用于确定影响信号传输的主要因素，其中，所述主要因素包括近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗和天线极化误差损耗中的一项或多项；处理模块，用于根据任务轨道的实时特性得到通信链路参数，并进行硬件模拟，以根据实时轨道数据得到链路损耗，并获取接收机接收信号功率实时变化曲线，得到对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数。

本发明实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟装置，可以通过软件平台调用轨道仿真软件接口自定义航天任务，设置任务场景、航天器、地面站等参数，然后在动态显示模块开始仿真，观察随着仿真时间变化的链路参数、航天器三维动画以及接收机接收电平的变化曲线，同时可通过示波器和频谱仪观察信号的变化，从而在地面实现对深空通信链路的准确评估。

另外，根据本发明上述实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟装置还可以具有以下附加的技术特征：

进一步地，在本发明的一个实施例中，上述装置还包括：参数配置模块，用于进行场景设置、环绕器参数设置、地面站参数设置、着陆器参数设置；轨道计算软件模块，用于将用户设置的参数传递到轨道计算软件中，并返回轨道计算软件计算得到的链路参数；链路计算模块，用于计算链路各项损耗以及接收信号电平；动态显示模块，用于显示在时间尺度下的探测器轨道运动的三维动画、计算得到的链路参数以及轨道计算软件返回的链路参数、接收机接收信号电平随仿真时间的变化情况；硬件交互模块，用于与硬件板卡进行通信，配置FPGA(Field Programmable Gate Array，现场可编程逻辑门阵列)中的寄存器，从而控制硬件仿真部分的动态参数。

进一步地，在本发明的一个实施例中，上述装置还包括：驱动接口模块，用于实现与软件的交互，读取软件配置到指定寄存器中的数据；下变频模块，用于将X频段的信号变换为中频信号，并进行带通滤波和ADC(Analog-to-Digital Converter，模/数转换器)采样，转换为基带数字信号；延时模块，用于模拟信道的长延时特性，将下变频得到的所述基带数字信号根据软件配置的时延进行存储；莱斯信道模块，用于模拟太阳闪烁对信号的影响，并由软件配置莱斯因子数值；多普勒频移模块，用于模拟信号的多普勒特性，并由软件配置多普勒频偏、多普勒频偏范围，多普勒扫频模式、扫频速率、扫频范围参数；高斯噪声模块，用于模拟链路损耗对信号的影响，链路损耗包括自由空间损耗、近地空间损耗、天线指向误差损耗，并由软件配置；上变频模块，用于将所述基带数字信号进行DAC(Digital toanalog converter，数字模拟转换器)变换为中频信号，经过带通滤波后进行上变频转换为所述X频段信号。

本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为根据本发明一个实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟方法的流程图；

图2为根据本发明一个实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟装置的结构示意图；

图3为根据本发明一个具体实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟装置的功能示意图；

图4为根据本发明一个实施例的参数配置模块实现流程；

图5为根据本发明一个实施例的参数配置模块与动态显示模块的实现框架；

图6为根据本发明一个实施例的硬件交互模块手动模式界面；

图7为根据本发明一个实施例的X波段闪烁指数m与SEP角的关系；

图8为根据本发明一个实施例的莱斯信道硬件实现流程图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

下面参照附图描述根据本发明实施例提出的基于轨道驱动的深空信道模拟方法及装置，首先将参照附图描述根据本发明实施例提出的基于轨道驱动的深空信道模拟方法。

图1是本发明一个实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟方法的流程图。

如图1所示，该基于轨道驱动的深空信道模拟方法包括以下步骤：

在步骤S101中，根据深空链路的特性建立深空信道模型。

可以理解的是，本发明实施例首先根据深空链路的特性建立了深空信道模型，其中，深空链路的特性是太阳、宇宙射线、星体大气等造成的通信环境恶劣、通信距离远、链路间歇性中断。深空信道模型是莱斯信道叠加高斯信道，弱太阳闪烁下的信道模型为莱斯信道模型。

在步骤S102中，确定影响信号传输的主要因素，其中，主要因素包括近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗和天线极化误差损耗中的一项或多项。

可以理解的是，本发明实施例然后确定了影响信号传输的主要因素，影响信号传输的主要因素为近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗、天线极化误差损耗。

进一步地，在本发明的一个实施例中，其中，自由空间损耗的计算公式为：

L_f＝20lg F+20lg D+32.45(dB)，

其中，F为信号频率，单位MHz，D为通信距离，单位km；

天线指向误差损耗的计算公式为：

其中，θ为天线指向偏离角，单位deg，Dia为天线直径，单位m，c为光速，单位m/s。

在步骤S103中，根据任务轨道的实时特性得到通信链路参数，并进行硬件模拟，以根据实时轨道数据得到链路损耗，并获取接收机接收信号功率实时变化曲线，得到对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数。

可以理解的是，本发明实施例最后根据任务轨道的实时特性计算通信链路参数，并进行硬件模拟，实现对通信链路的评估。本发明实施例根据任务轨道的实时特性计算通信链路参数，并进行了硬件模拟，实现对通信链路的评估是指根据具体的实时轨道数据计算链路损耗，得到接收机接收信号功率实时变化曲线，并对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数。

在本发明的一个实施例中，其中，链路总损耗为：

L＝L_f+L_pe+L_R(dB)，

其中，星际空间链路的损耗主要有自由空间损耗L_f、天线指向误差损耗L_pe，近地空间链路损耗为L_R。

进一步地，在本发明的一个实施例中，本发明实施例的方法还包括：根据发射信号功率、发射天线增益、接收天线增益和链路总损耗得到接收信号电平。

进一步地，在本发明的一个实施例中，接收信号电平的计算公式为：

P_r＝P_t+G_t+G_r-L(dB)，

其中，P_t为发射信号功率，G_t为发射天线增益，G_r为接收天线增益，L为链路总损耗。

根据本发明实施例提出的基于轨道驱动的深空信道模拟方法，可以通过软件平台调用轨道仿真软件接口自定义航天任务，设置任务场景、航天器、地面站等参数，然后在动态显示模块开始仿真，观察随着仿真时间变化的链路参数、航天器三维动画以及接收机接收电平的变化曲线，同时可通过示波器和频谱仪观察信号的变化，从而在地面实现对深空通信链路的准确评估。

其次参照附图描述根据本发明实施例提出的基于轨道驱动的深空信道模拟装置。

图2是本发明一个实施例的基于轨道驱动的深空信道模拟装置的结构示意图。

如图2所示，该基于轨道驱动的深空信道模拟装置10包括：建模模块100、确定模块200和处理模块300。

其中，建模模块100用于根据深空链路的特性建立深空信道模型。确定模块200用于确定影响信号传输的主要因素，其中，主要因素包括近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗和天线极化误差损耗中的一项或多项。处理模块300用于根据任务轨道的实时特性得到通信链路参数，并进行硬件模拟，以根据实时轨道数据得到链路损耗，并获取接收机接收信号功率实时变化曲线，得到对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数。本发明实施例的装置10可以实时显示探测器在轨运行情况以及链路各项参数，模拟信号传输，从而对深空通信链路性能进行评估。

进一步地，在本发明的一个实施例中，如图3所示，本发明实施例的装置10还包括：参数配置模块、轨道计算软件模块、链路计算模块、动态显示模块和硬件交互模块。

其中，参数配置模块用于进行场景设置、环绕器参数设置、地面站参数设置、着陆器参数设置。轨道计算软件模块用于将用户设置的参数传递到轨道计算软件中，并返回轨道计算软件计算得到的链路参数。链路计算模块，用于计算链路各项损耗以及接收信号电平。动态显示模块用于显示在时间尺度下的探测器轨道运动的三维动画、计算得到的链路参数以及轨道计算软件返回的链路参数、接收机接收信号电平随仿真时间的变化情况。硬件交互模块用于与硬件板卡进行通信，配置FPGA中的寄存器，从而控制硬件仿真部分的动态参数。

可以理解的是，本发明实施例的装置包括软件部分，软件部分包括参数配置模块、轨道计算软件模块、链路计算模块、动态显示模块和硬件交互模块。

具体而言，如图4所示，本发明实施例的软件部分采用MFC(Microsoft FoundationClasses，VC的类库)实现，参数配置模块包含场景设置、环绕器参数设置、地面站参数设置、着陆器参数设置、天线参数设置，参数配置模块用于设置仿真场景，收集仿真需要用到的参数，并将这些参数通过接口传递到轨道计算软件。

本发明实施例的链路计算模块结合用户设置的天线参数以及轨道计算软件返回的链路参数进行计算，具体的链路计算方法如下：

链路根据空间位置可分为近地空间链路、星际空间链路以及目标星体链路。近地空间链路损耗主要分为大气损耗与雨雾损耗，损耗值的大小与地面站所处位置和天气状况紧密相关，因此采用用户的设置值L_R进行计算。目标星体链路损耗情况与目标星体的大气情况密切相关，本发明实施例暂不考虑。星际空间链路的损耗主要有自由空间损耗L_f、天线指向误差损耗L_pe、天线极化误差损耗L_p。自由空间损耗L_f的计算公式为：

L_f＝20lg F+20lg D+32.45(dB)，

式中，F为信号频率，单位MHz，D为通信距离，单位km。

天线指向误差损耗L_pe的计算公式为：

式中，θ为天线指向偏离角，单位deg，Dia为天线直径，单位m，c为光速，单位m/s。

链路总损耗为：

L＝L_f+L_pe+L_R(dB)。

接收信号电平为：

P_r＝P_t+G_t+G_r-L(dB)，

式中，P_t为发射信号功率，G_t为发射天线增益，G_r为接收天线增益，L为链路总损耗。

如图5所示，本发明实施例的动态显示模块可显示在时间尺度下的探测器轨道运动的三维动画、计算得到的链路参数以及轨道计算软件返回的链路参数、接收机接收信号电平随仿真时间的变化情况，并可调用参数设置模块，根据需求改变设置的参数再进行仿真。

进一步地，在本发明的一个实施例中，如图3所示，本发明实施例的装置10还包括：驱动接口模块、下变频模块、延时模块、莱斯信道模块、多普勒频移模块、高斯噪声模块、上变频模块。

其中，驱动接口模块用于实现与软件的交互，读取软件配置到指定寄存器中的数据。下变频模块用于将X频段的信号变换为中频信号，并进行带通滤波和ADC采样，转换为基带数字信号。延时模块用于模拟信道的长延时特性，将下变频得到的基带数字信号根据软件配置的时延进行存储。莱斯信道模块用于模拟太阳闪烁对信号的影响，并由软件配置莱斯因子数值。多普勒频移模块用于模拟信号的多普勒特性，并由软件配置多普勒频偏、多普勒频偏范围，多普勒扫频模式、扫频速率、扫频范围参数。高斯噪声模块用于模拟链路损耗对信号的影响，链路损耗包括自由空间损耗、近地空间损耗、天线指向误差损耗，并由软件配置。上变频模块用于将基带数字信号进行DAC变换为中频信号，经过带通滤波后进行上变频转换为X频段信号。

可以理解的是，本发明实施例的装置还包括硬件部分，硬件部分由驱动接口模块、下变频模块、延时模块、莱斯信道模块、多普勒频移模块、高斯噪声模块、上变频模块构成。

具体而言，本发明实施例的硬件交互模块用于将轨道参数写入FPGA(Field－Programmable Gate Array，现场可编程逻辑门阵列)的寄存器中，提供两种硬件工作模式，默认模式为自动模式，自动模式将轨道计算软件仿真得到的实时参数轨道参数(包含多普勒频移、莱斯因子、信号衰减量)配置到硬件部分，手动模式可设置硬件部分的信号功率、噪声功率、多普勒频移、莱斯因子、扫频模式等，手动模式界面如图6所示。

本发明实施例的硬件部分的驱动接口模块用于实现与软件的连接，FPGA程序可读取参数对应寄存器中的数据进行计算。

本发明实施例的硬件部分建立的信号模型如下：

太阳日冕、太阳风等太阳活动会造成信号幅度闪烁，幅度闪烁的大小主要取决与通信链路与太阳的最小距离，可以用闪烁指数m来衡量太阳活动对信号幅度起伏造成的影响，如图7所示当闪烁指数m小于0.3为弱闪烁，闪烁指数m等于1为强闪烁，闪烁指数m在0.3～1之间为过渡区。太阳闪烁指数m的大小与太阳、地球、探测器组成的夹角(SEP角)的大小有关，根据历史观测数值对SEP角和m值关系进行拟合，得到函数：

式中，a₁＝1.23,a₂＝0.01。采用上述拟合函数可根据轨道计算软件返回的SEP值计算出太阳闪烁指数m的大小。

当存在太阳闪烁时，发射机和接收机之间存在一条直射路径和多条散射路径，闪烁系数的包络具有莱斯统计特性，信道为莱斯信道。闪烁指数m与莱斯因子K之间的关系为：

采取Zheng模型来实现瑞利信道：

式中，M为信号路径数目，f_m为多普勒频移，

n＝1,2,...,M。φ_n，

μ相互独立，且均服从于[-π,π]的均匀分布。

莱斯信道Zheng模型在瑞利信道的基础上增加了一条直射路径，硬件编程的实现框图如图8所示，具体公式如下：

下变频模块输出的基带信号为S_c(t)、S_s(t)，经过莱斯信道模块后输出的信号为：

Z_c1(t)＝S_c(t)Z_c(t)，

Z_s1(t)＝S_s(t)Z_s(t)。

接收机和发射机存在相对运动，为信号引入了多普勒频移

同时深空通信存在极大的链路损耗，造成了极大的噪声

Z_cf(t)＝Z_c2(t)+n(t)，

Z_sf(t)＝Z_s2(t)+n(t)。

将处理后的基带信号Z_cf,Z_sf乘以载波信号，进入DAC转化为模拟信号，再经过滤波后送入X频段上变频器。

另外，本发明实施例提出的基于轨道驱动的深空信道模拟方案根据深空通信链路的典型特性，建立了深空信道模型，并提出了一套完整的装置实现了在地面完备地模拟深空探测任务的通信过程。本发明实施例基于具体的探测任务，软件部分调用通用的轨道计算软件接口，可进行环绕轨道仿真和转移轨道仿真，设置任务场景，展示仿真时段的3D动画以及实时接收电平的变化曲线，同时硬件部分根据实时轨道参数对信号进行处理，模拟信号随着轨道的实时变化。

根据本发明实施例提出的基于轨道驱动的深空信道模拟装置，可以通过软件平台调用轨道仿真软件接口自定义航天任务，设置任务场景、航天器、地面站等参数，然后在动态显示模块开始仿真，观察随着仿真时间变化的链路参数、航天器三维动画以及接收机接收电平的变化曲线，同时可通过示波器和频谱仪观察信号的变化，从而在地面实现对深空通信链路的准确评估。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种基于轨道驱动的深空信道模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据深空链路的特性建立深空信道模型；

确定影响信号传输的主要因素，其中，所述主要因素包括近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗和天线极化误差损耗中的一项或多项，其中，所述自由空间损耗的计算公式为：L_f＝20lg F+20lg D+32.45(dB)，其中，F为信号频率，单位MHz，D为通信距离，单位km；所述天线指向误差损耗的计算公式为：

其中，θ为天线指向偏离角，单位deg，Dia为天线直径，单位m，c为光速，单位m/s；以及

根据任务轨道的实时特性得到通信链路参数，并进行硬件模拟，以根据实时轨道数据得到链路损耗，并获取接收机接收信号功率实时变化曲线，得到对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数。

2.根据权利要求1所述的基于轨道驱动的深空信道模拟方法，其特征在于，其中，

所述链路总损耗为：

L＝L_f+L_pe+L_R(dB)，

其中，星际空间链路的损耗主要有自由空间损耗L_f、天线指向误差损耗L_pe,近地空间链路损耗为L_R。

3.根据权利要求2所述的基于轨道驱动的深空信道模拟方法，其特征在于，还包括：

根据发射信号功率、发射天线增益、接收天线增益和链路总损耗得到接收信号电平。

4.根据权利要求3所述的基于轨道驱动的深空信道模拟方法，其特征在于，所述接收信号电平的计算公式为：

P_r＝P_t+G_t+G_r-L(dB)，

其中，P_t为发射信号功率，G_t为发射天线增益，G_r为接收天线增益，L为链路总损耗。

5.一种基于轨道驱动的深空信道模拟装置，其特征在于，包括：

建模模块，用于根据深空链路的特性建立深空信道模型；

确定模块，用于确定影响信号传输的主要因素，其中，所述主要因素包括近地空间损耗、自由空间损耗、多普勒频移、太阳闪烁、天线指向误差损耗和天线极化误差损耗中的一项或多项；以及

处理模块，用于根据任务轨道的实时特性得到通信链路参数，并进行硬件模拟，以根据实时轨道数据得到链路损耗，并获取接收机接收信号功率实时变化曲线，得到对硬件配置信号功率、噪声功率、信道参数；

参数配置模块，用于进行场景设置、环绕器参数设置、地面站参数设置、着陆器参数设置；

轨道计算软件模块，用于将用户设置的参数传递到轨道计算软件中，并返回轨道计算软件计算得到的链路参数；

链路计算模块，用于计算链路各项损耗以及接收信号电平；

动态显示模块，用于显示在时间尺度下的探测器轨道运动的三维动画、计算得到的链路参数以及轨道计算软件返回的链路参数、接收机接收信号电平随仿真时间的变化情况；

硬件交互模块，用于与硬件板卡进行通信，配置FPGA中的寄存器，从而控制硬件仿真部分的动态参数。

6.根据权利要求5所述的基于轨道驱动的深空信道模拟装置，其特征在于，还包括：

驱动接口模块，用于实现与软件的交互，读取软件配置到指定寄存器中的数据；

下变频模块，用于将X频段的信号变换为中频信号，并进行带通滤波和ADC采样，转换为基带数字信号；

延时模块，用于模拟信道的长延时特性，将下变频得到的所述基带数字信号根据软件配置的时延进行存储；

莱斯信道模块，用于模拟太阳闪烁对信号的影响，并由软件配置莱斯因子数值；

多普勒频移模块，用于模拟信号的多普勒特性，并由软件配置多普勒频偏、多普勒频偏范围，多普勒扫频模式、扫频速率、扫频范围参数；

高斯噪声模块，用于模拟链路损耗对信号的影响，链路损耗包括自由空间损耗、近地空间损耗、天线指向误差损耗，并由软件配置；

上变频模块，用于将所述基带数字信号进行DAC变换为中频信号，经过带通滤波后进行上变频转换为所述X频段信号。

Images