CN109901201A - 一种北斗旋转自适应载波跟踪系统及其方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种北斗旋转自适应载波跟踪系统，包括设于载波跟踪环路中的状态观测模块和组合跟踪模块，组合跟踪模块设于载波跟踪环路中的积分清零器和环路滤波器之间，状态观测模块与积分清零器并联设置，且状态观测模块与组合跟踪模块连接；其中，状态观测模块，用于对弹体旋转过程中的变化量进行观测及对转换门限进行判决，的变化量包括弹体转速、多普勒频移和相位跟踪误差，组合跟踪模块，用于调制载波跟踪策略实现对信号的精准跟踪，的载波跟踪策略包括锁频环载波跟踪策略、锁频环辅助锁相环载波跟踪策略及纯锁相环载波跟踪策略；本发明还公开了一种北斗旋转自适应载波跟踪方法，可有效减小环路失锁的风险。

Description

一种北斗旋转自适应载波跟踪系统及其方法

技术领域

本发明涉及导航技术领域，特别是一种北斗旋转自适应载波跟踪系统及其方法。

背景技术

飞行器在飞行过程中绕纵轴高速旋转可有效保持其飞行稳定性，可提高武器系统的突防能力，但高速自旋同时带来北斗信号接收的难题。为适应高速旋转条件下导航制导的需求，研究高速旋转状态下载波跟踪技术迫在眉睫。

发明内容

为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的是提供一种北斗旋转自适应载波跟踪系统及其方法，本发明针对高旋转状态下接收信号变化规律，北斗接收机载波跟踪环路设计中有针对性地调整环路跟踪策略及环路参数，以提高接收机动态冗余性能及信号检测性能。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种北斗旋转自适应载波跟踪系统，包括设于载波跟踪环路中的状态观测模块和组合跟踪模块，所述组合跟踪模块设于载波跟踪环路中的积分清零器和环路滤波器之间，所述状态观测模块与积分清零器并联设置，且状态观测模块与组合跟踪模块连接；其中，所述状态观测模块，用于对弹体旋转过程中的变化量进行观测及对转换门限进行判决，所述的变化量包括弹体转速、多普勒频移和相位跟踪误差，所述组合跟踪模块，用于调制载波跟踪策略实现对信号的精准跟踪，所述的载波跟踪策略包括锁频环载波跟踪策略、锁频环辅助锁相环载波跟踪策略及纯锁相环载波跟踪策略。

本发明还提供一种北斗旋转自适应载波跟踪方法，它包括：设n为弹体转速，|Δθ|为相位跟踪误差，n_o为转速切换点门限值，θ_o为相位误差切换点门限值，多普勒频移的变化与弹体转速n成正比，锁相环跟踪能力与相位跟踪误差|Δθ|成正比，具体的：

⑴当判决值弹体转速n大于转速切换点门限值n_o时，此阶段载波频率估计值含有多普勒频偏较大，本地产生信号相对输入信号中的频率存有较大差异，此时采用锁频环跟踪进行快速牵引；

⑵当判决值弹体转速n小于转速切换点门限值n_o时、判决值相位跟踪误差|Δθ|大于相位误差切换点门限值θ_o时，此时噪声带宽随着转速降低逐渐减小，此时组合跟踪采用二阶锁频环辅助三阶锁相环；

⑶当判决值相位跟踪误差|Δθ|小于等于相位误差切换点门限值θ_o时，此时弹体转速趋于稳定，此时组合跟踪采用锁频环进行稳定、精确的跟踪。

作为一种优选的实施方式，弹体转速n和相位跟踪误差|Δθ|的观测过程具体如下：

北斗接收机跟踪回路I、Q支路输出表达式为：

弹体转速n与跟踪环路的I×Q对应：

其中，A表示接收信号的幅度；D(t_k-τ)表示速率为50bit/s的导航电文数据；c(t_k-τ)表示北斗系统提供给民用的C/A码序列；τ表示接收信号从卫星到达接收机的传输时间；f_if表示中频信号的标称载波频率；表示载波信号的初始相位；

根据I×Q，计算出多普勒频移Δf的周期，再利用北斗输出信号测算出弹体转速n：

利用二象限反正切法通过反正切算法直接求出相位跟踪误差|Δθ|：

作为另一种优选的实施方式，转速切换点门限值n_o和相位误差切换点门限值θ_o的确定过程具体如下：

弹体的旋转加速度为：

v_r″＝-(2πn)³rsin(2πnt-β)cosα (5)

其中，r代表弹体的半径、α代表旋转角度、β代表旋转起始角度；

根据经验法则，三倍的频率测量误差不得超过四分之一的鉴频牵引范围，认为锁频环对环路的锁定正常，即

热噪声频率抖动均方差σ_tFLL的估算公式为：

其中，B_L为电磁噪声的带宽，T_COH代表鉴频牵引值，当载噪比C/N₀较高时，参数F取值为1；否则当载噪比C/N₀较低而使信号跟踪接近门限时，F的值取2；

二阶锁频环的动态应力误差f_e可表示为：

式中，dR^N/dt^N是最大视距的N阶导数，ω_n是环路特征频率，ω为弹体旋转角速度；

将式⑺、⑻带入式⑹，默认α和β取0，则转速切换点门限值n_o为：

根据经验法则，为了使锁相环能稳定跟踪，保守的限制是使相位抖动和动态应力造成的误差在锁相环的相位牵引范围的四分之一，环路经验门限公式可以表示如下：

式中，σ_tPLL为热噪声均方差，σ_ν为时钟相位误差，σ_A为相位抖动噪声，旋转状态下，锁相环的误差主要由热噪声和动态应力引起，其它误差可以忽略，具体计算公式如下：

热噪声均方差σ_tPLL，其估算公式为：

式中，B_n是载波环的热噪声，单位是H_Z；C/N₀是载噪比，T是预积分时间；

相位抖动均方差σ_A表示为：

式中，λ代表电磁波波长，C代表电磁波传输速度，

锁相环的相位误差切换点门限值θ_o：

本发明的有益效果是：本发明可有效避免切换过于频繁引起的误差过大、切换不连续问题导致的环路滤波器不连续等问题，从而减小环路失锁的风险，经试验验证，在高速旋转过程中可实现快速定位，由试验结果可知，在北斗接收机高速旋转状态下，能稳定跟踪接收北斗信号，位置误差低于0.5m。

附图说明

图1为本发明实施例中北斗旋转自适应载波跟踪系统的原理框图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

实施例

针对高旋转状态下接收信号变化规律，北斗接收机载波跟踪环路设计中有针对性地调整环路跟踪策略及环路参数，以提高接收机动态冗余性能及信号检测性能。本实施例提供一种北斗旋转自适应载波跟踪系统，其原理框图如图1所示，包括设于载波跟踪环路中的状态观测模块和组合跟踪模块，所述组合跟踪模块设于载波跟踪环路中的积分清零器和环路滤波器之间，所述状态观测模块与积分清零器并联设置，且状态观测模块与组合跟踪模块连接；其中，所述状态观测模块，用于对弹体旋转过程中的变化量进行观测及对转换门限进行判决，所述的变化量包括弹体转速、多普勒频移和相位跟踪误差，所述组合跟踪模块，用于调制载波跟踪策略实现对信号的精准跟踪，所述的载波跟踪策略包括锁频环载波跟踪策略、锁频环辅助锁相环载波跟踪策略及纯锁相环载波跟踪策略。

结合对飞行器飞行过程中转速、频移特性分析及其对接收机信号处理的影响，本实施例还提出一种如表1所示的北斗旋转自适应载波跟踪方法。弹体飞行起始阶段转速变化剧烈，采取锁频环载波跟踪策略，增大环路带宽；当转速下降到一定后，采用锁频环辅助锁相环载波跟踪策略，以提高载波环动态冗余性能；随着弹体的飞行稳定，采用纯锁相环载波跟踪策略，降低载波环及码环噪声带宽值，以降低锁频环跟踪精度低对锁相环的干扰。

表1自适应载波跟踪方案

二阶FLL具有较好的动态性能，抗干扰能力强，适用于高动态情况下的载波跟踪。利用其直接跟踪载波频率，通过提取载波频率误差，使信号处理机产生与输入载波同频但不一定同相的载波。二阶FLL辅助三阶PLL，输入信号与本地载波相乘，并经下变频后得到载波频偏，经过积分清零器之后送入鉴频器和鉴相器，将鉴频和鉴相结果送入各自的环路滤波器，之后调整本地载波频率使输入信号和本地振荡器的频率误差、相位误差逐渐变小。三阶PLL具有良好的噪声抑制性能，跟踪精度高。

采用上述自适应载波跟踪方案，可有效避免切换过于频繁引起的误差过大、切换不连续问题导致的环路滤波器不连续等问题，从而减小环路失锁的风险。

载波跟踪算法转换时机的选择是影响环路跟踪性能的关键因素，过早或过晚切换跟踪状态都会影响载波跟踪环路的整体性能，甚至造成环路失锁。本实施例提供的北斗旋转自适应载波跟踪方法，它包括：设n为弹体转速，|Δθ|为相位跟踪误差，n为转速切换点门限值，θ为相位误差切换点门限值，多普勒频移的变化与弹体转速n成正比，锁相环跟踪能力与相位跟踪误差|Δθ|成正比，具体的门限判决如下：

⑴当判决值弹体转速n大于转速切换点门限值n时，此阶段载波频率估计值含有多普勒频偏较大，本地产生信号相对输入信号中的频率存有较大差异，此时采用锁频环跟踪进行快速牵引；

⑵当判决值弹体转速n小于转速切换点门限值n时、判决值相位跟踪误差|Δθ|大于相位误差切换点门限值θ时，此时噪声带宽随着转速降低逐渐减小，此时组合跟踪采用二阶FLL辅助三阶PLL。FLL和PLL联合跟踪，避免了由FLL硬切换到PLL时导致的频率阶跃造成失锁；

⑶当判决值相位跟踪误差|Δθ|小于等于相位误差切换点门限值θ时，此时弹体转速趋于稳定，此时组合跟踪采用锁频环PLL进行稳定、精确的跟踪。

具体的，变量观测：

多普勒频移的变化随弹体转速n成正比，而PLL跟踪能力与相位跟踪误差|Δθ|成正比，故重点观测n、|Δθ|两个变量。

北斗接收机跟踪回路I、Q支路输出表达式为：

弹丸旋转转速n与跟踪环路的I×Q对应：

A表示接收信号的幅度；D(t_k-τ)表示速率为50bit/s的导航电文数据；c(t_k-τ)表示北斗系统提供给民用的C/A码序列；τ表示接收信号从卫星到达接收机的传输时间；f_if表示中频信号的标称载波频率；表示载波信号的初始相位。

根据I×Q，计算出多普勒频移Δf的周期，再利用北斗输出信号测算出弹体转速n：

利用二象限反正切法通过反正切算法直接求出相位跟踪误差|Δθ|：

跟踪策略在转入二阶FLL辅助三阶PLL后，启动相位检测机制。根据相位检测公式，在相位差较小时，由二阶FLL辅助三阶PLL模式转为PLL环跟踪。

切换点估计：

弹体的旋转加速度为：

v_r″＝-(2πn)³rsin(2πnt-β)cosα ⑸

其中，r代表弹体的半径、α代表旋转角度、β代表旋转起始角度；

转速切换点

根据经验法则，三倍的频率测量误差不得超过四分之一的鉴频牵引范围，认为锁频环对环路的锁定正常，即

热噪声频率抖动均方差σ_tFLL的估算公式为：

其中，B_L为电磁噪声的带宽，T_COH代表鉴频牵引值，当载噪比C/N₀较高时，参数F取值为1；否则当载噪比C/N₀较低而使信号跟踪接近门限时，F的值取2；

二阶锁频环其动态应力误差f_e可表示为：

式中，dR^N/dt^N是最大视距的N阶导数，ω_n是环路特征频率，ω为弹体旋转角速度；

将式⑺、⑻带入式⑹，默认α和β取0，则转速切换点门限值n_o为

相位误差切换点

根据经验法则，为了使锁相环能稳定跟踪，保守的限制是使相位抖动和动态应力造成的误差在锁相环的相位牵引范围的四分之一，环路经验门限公式可以表示如下：

式中，σ_tPLL为热噪声均方差，σ_ν为时钟相位误差，σ_A为相位抖动噪声，θ_e为锁相环稳态跟踪误差。旋转状态下，锁相环的误差主要由热噪声和动态应力引起，其它误差可以忽略。具体计算公式如下：

热噪声均方差σ_tPLL，其估算公式为：

式中，B_n是载波环的热噪声，单位是H_Z；C/N₀是载噪比，T是预积分时间。

相位抖动均方差σ_A表示为：

式中，λ代表电磁波波长，C代表电磁波传输速度；

锁相环的相位误差切换点门限值：

本实施例为完成制导炮弹高速旋转过程中北斗接收机定位功能试验，专门研制了高速旋转机构，模拟制导炮弹发射后的实际旋转环境。按上述试验方法，在室外开展旋转载体搜星定位试验。经试验验证，在高速旋转过程中可实现快速定位。由试验结果可知，在北斗接收机高速旋转状态下，能稳定跟踪接收北斗信号，位置误差低于0.5m。

以上所述实施例仅表达了本发明的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种北斗旋转自适应载波跟踪系统，其特征在于，包括设于载波跟踪环路中的状态观测模块和组合跟踪模块，所述组合跟踪模块设于载波跟踪环路中的积分清零器和环路滤波器之间，所述状态观测模块与积分清零器并联设置，且状态观测模块与组合跟踪模块连接；其中，所述状态观测模块，用于对弹体旋转过程中的变化量进行观测及对转换门限进行判决，所述的变化量包括弹体转速、多普勒频移和相位跟踪误差，所述组合跟踪模块，用于调制载波跟踪策略实现对信号的精准跟踪，所述的载波跟踪策略包括锁频环载波跟踪策略、锁频环辅助锁相环载波跟踪策略及纯锁相环载波跟踪策略。

2.一种北斗旋转自适应载波跟踪方法，其特征在于，它包括：设n为弹体转速，|Δθ|为相位跟踪误差，n₀为转速切换点门限值，θ₀为相位误差切换点门限值，多普勒频移的变化与弹体转速n成正比，锁相环跟踪能力与相位跟踪误差|Δθ|成正比，具体的：

⑴当判决值弹体转速n大于转速切换点门限值n₀时，此阶段载波频率估计值含有多普勒频偏较大，本地产生信号相对输入信号中的频率存有较大差异，此时采用锁频环跟踪进行快速牵引；

⑵当判决值弹体转速n小于转速切换点门限值n₀时、判决值相位跟踪误差|Δθ|大于相位误差切换点门限值θ₀时，此时噪声带宽随着转速降低逐渐减小，此时组合跟踪采用二阶锁频环辅助三阶锁相环；

⑶当判决值相位跟踪误差|Δθ|小于等于相位误差切换点门限值θ₀时，此时弹体转速趋于稳定，此时组合跟踪采用锁频环进行稳定、精确的跟踪。

3.根据权利要求2所述的北斗旋转自适应载波跟踪方法，其特征在于，弹体转速n和相位跟踪误差|Δθ|的观测过程具体如下：

北斗接收机跟踪回路I、Q支路输出表达式为：

弹体转速n与跟踪环路的I×Q对应：

其中，A表示接收信号的幅度；D(t_k-τ)表示速率为50bit/s的导航电文数据；c(t_k-τ)表示北斗系统提供给民用的C/A码序列；τ表示接收信号从卫星到达接收机的传输时间；f_if表示中频信号的标称载波频率；表示载波信号的初始相位；

根据I×Q，计算出多普勒频移Δf的周期，再利用北斗输出信号测算出弹体转速n：

利用二象限反正切法通过反正切算法直接求出相位跟踪误差|Δθ|：

4.根据权利要求2所述的北斗旋转自适应载波跟踪方法，其特征在于，转速切换点门限值n₀和相位误差切换点门限值θ₀的确定过程具体如下：

弹体的旋转加速度为：

v_r″＝-(2πn)³rsin(2πnt-β)cosα (5)

其中，r代表弹体的半径、α代表旋转角度、β代表旋转起始角度；

根据经验法则，三倍的频率测量误差不得超过四分之一的鉴频牵引范围，认为锁频环对环路的锁定正常，即

热噪声频率抖动均方差σ_tFLL的估算公式为：

其中，B_L为电磁噪声的带宽，T_COH代表鉴频牵引值，当载噪比C/N₀较高时，参数F取值为1；否则当载噪比C/N₀较低而使信号跟踪接近门限时，F的值取2；

二阶锁频环的动态应力误差f_e可表示为：

式中，dR^N/dt^N是最大视距的N阶导数，ω_n是环路特征频率，ω为弹体旋转角速度；

将式⑺、⑻带入式⑹，默认α和β取0，则转速切换点门限值n₀为：

根据经验法则，为了使锁相环能稳定跟踪，保守的限制是使相位抖动和动态应力造成的误差在锁相环的相位牵引范围的四分之一，环路经验门限公式可以表示如下：

式中，σ_tPLL为热噪声均方差，σ_ν为时钟相位误差，σ_A为相位抖动噪声，旋转状态下，锁相环的误差主要由热噪声和动态应力引起，其它误差可以忽略，具体计算公式如下：

热噪声均方差σ_tPLL，其估算公式为：

式中，B_n是载波环的热噪声，单位是H_Z；C/N₀是载噪比，T是预积分时间；

相位抖动均方差σ_A表示为：

式中，λ代表电磁波波长，C代表电磁波传输速度，

锁相环的相位误差切换点门限值：