CN112729293A - 卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法 - Google Patents

卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法 Download PDF

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Abstract

本发明提出了一种卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，利用卫星接收机解算出的精确时间对三轴飞行模拟转台进行授时，同时将卫星接收机解算出的精确时间作为三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步的基准时间；将卫星接收机上5ms脉冲用来触发被测惯导系统向外发送数据，卫星接收机上的1s脉冲用来将被测惯导系统的帧号置零，由此使得被测惯导系统的惯导数据帧号的输出形式为0‑199，每一秒完成一次循环；将帧号为零的被测惯导系统输出的惯导数据与三轴飞行模拟转台输出的整秒时刻的转台数据对齐，首次对齐后，其后的每组数据都将自动对齐，进而实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统的时间同步。

Description

卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法
技术领域
本发明是一种惯性导航技术领域，特别是涉及一种卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法。
背景技术
随着惯性导航技术的日益发展完善，惯性器件的测试要求也愈加严苛，而惯性器件的标定与测试过程中，必不可少的一个辅助实验工具就是三轴飞行模拟转台。对于高精度姿态测量系统来说，其跟踪运载体姿态的精确性、稳定性、快速性是至关重要的，由于三轴飞行模拟转台的精度高，机动范围大，可控性好，可以有效的模拟出各种动态环境，从而可以对惯导系统进行全面的模拟测试（如海上的各种海况亦或是飞机的各种机动动作），在测试阶段应用三轴飞行模拟转台来模拟运载体的状态对被测惯导系统的精确性、稳定性、快速性进行测试是最佳的选择。
目前三轴飞行模拟转台与被测惯导系统所采用同步方法为将三轴飞行模拟转台的数据及被测惯导系统的数据分别存储，然后在离线处理数据的过程中，通过手动调整，使得三轴飞行模拟转台数据中的首列帧号与被测惯导系统数据的首列帧号对齐的方式实现二者数据的时间同步性。由于惯导系统与转台系统的基准时间并不一样且上电时间上存在细微差别，即使用手动方式将三轴飞行模拟转台与被测惯导系统的数据进行了帧号对齐，二者数据也会存在时间上的细微差别，这是由于二者时间基准不同，从而无法保证二者数据采样点采样时刻一致，可能二者的采用周期间还存在着相位差，即可能被惯导系统测得是此刻之前某一时刻的三轴飞行模拟转台姿态值，而三轴飞行模拟转台所显示输出的是这一时刻的三轴飞行模拟转台姿态值，这会导致对惯导系统精度的测试不够准确。
此外，这种需要后续进行时间帧号对齐的方法也很难实现利用三轴飞行模拟转台对被测惯导系统长时间连续实时高精度的精度测评。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供出一种卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法。本发明所采用的方案是采用卫星授时（可以是北斗、GPS等具有授时功能的卫星导航系统）的方式，对三轴飞行模拟转台和被测惯导系统进行时间同步。
为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为：
卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，包括：
对三轴飞行模拟转台进行卫星授时，使其与卫星导航系统时间相同；同时将卫星接收机解算出的精确时间作为三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步的基准时间；
产生第一同步脉冲用来触发被测惯导系统向外发送数据，产生第二同步脉冲用来将被测惯导系统的帧号置零，由此使得被测惯导系统的惯导数据帧号的输出形式为0-199，每一秒完成一次循环；
将帧号为零的被测惯导系统输出的惯导数据与三轴飞行模拟转台输出的整秒时刻的转台数据对齐，首次对齐后，其后的每组数据都将自动对齐，进而实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统的时间同步。
作为本发明的进一步限定，所述卫星导航系统为北斗或GPS等卫星导航系统。
作为本发明的进一步限定，采用卫星接收机解算出的精确时间对三轴飞行模拟转台进行卫星授时，使其与卫星导航系统时间相同。
作为本发明的进一步限定，第一同步脉冲为5ms脉冲，第二同步脉冲为1s脉冲。
作为本发明的进一步限定，第一同步脉冲和第二同步脉冲均来自卫星接收机，将卫星接收机上的5ms脉冲接口及1s脉冲的接口分别与待测惯导系统的第一外部触发口及第二外部触发口相连接，卫星接收机的5ms脉冲作为第一同步脉冲，卫星接收机的1s脉冲作为第二同步脉冲。
作为本发明的进一步限定，同步脉冲不一定非要来自卫星接收机，也可通过卫星接收机驱动同步脉冲发生设备产生第一同步脉冲和第二同步脉冲。
本发明并不只局限应用于三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步，也可应用于其它系统与惯导系统的组合导航当中。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
本发明实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步，最终提高了惯导精度验证系统的精度，也为后续的惯导系统与卫星或其他设备组合导航时的时间同步提供了新的思路和方法。
附图说明
图1为本发明一实施例的原理框图；
图2为卫星对三轴飞行模拟转台授时时序图；
图3为卫星接收机同步脉冲触发下被测惯导系统数据传输图；
图4为上位机接收数据实时同步原理图；
图5为上位机接收数据频率不同时实时同步原理图；
图6为卫星对惯导触发模块授时时序图。
具体实施方式
以下结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步描述。
如图1所示，本实施例提供一种卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，包括：
卫星接收机解算出的精确时间对三轴飞行模拟转台进行卫星授时，同时将卫星接收机解算出的精确时间作为三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步的基准时间；
将卫星接收机上5ms脉冲用来触发被测惯导系统向外发送数据，实现被测惯导系统发送数据的等间隔及易同步性；
将卫星接收机上的1s脉冲用来将被测惯导系统的帧号置零，由此使得被测惯导系统的惯导数据帧号的输出形式为0-199，每一秒完成一次循环。本发明采用卫星接收机上的1s同步脉冲为惯导系统帧号计数标准，每当卫星授时时间为整秒时，1s同步脉冲也同时发送，此时将惯导系统的帧号置零，则之后每次被测惯导系统数据为零时的数据对应的就是三轴飞行模拟转台整秒处的数据值。
利用上位机对被测惯导系统输出的惯导数据进行导航解算，并将其与三轴飞行模拟转台输出的数据进行对齐，进而实现三轴飞行模拟转台与被测惯导系统的数据同步。具体地，将帧号为零的被测惯导系统输出的惯导数据与三轴飞行模拟转台输出的整秒时刻的转台姿态数据对齐，首次对齐后，其后的每组数据都将自动对齐。本发明由于三轴飞行模拟转台与被测惯导系统二者采用了相同的时间基准，故二者数据的采样点位置一致，二者的采用周期间也不存在相位差，进而实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步，最终提高了惯导精度验证系统的精度，也为后续的惯导系统与卫星或其他设备组合导航时的时间同步提供了新的思路和方法。
在本发明一实施例中，参照图2，以三轴飞行模拟转台传输数据频率100HZ为例，将卫星接收机解算出的精确时间对三轴飞行模拟转台进行卫星授时的方法进行说明：
在同步过程中各脉冲信号均采用下降沿有效，其中卫星授时的同步脉冲频率为1HZ，三轴飞行模拟转台输出的转台数据的同步脉冲频率为100HZ，而作为计时基础的计数脉冲的频率为1MHZ，假设卫星授时同步秒脉冲的下降沿到来时计数脉冲开始计数，而间隔
Figure 343792DEST_PATH_IMAGE001
时间后转台数据同步脉冲的下降沿也到来了，此时计数脉冲对当前所计脉冲数进行记录记为
Figure 792091DEST_PATH_IMAGE002
，之后的每一次转台同步脉冲的下降沿到来时都对计数脉冲的数量进行一次统计分别记为
Figure 837407DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 13043DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 92994DEST_PATH_IMAGE005
…,而当1s后，下一次卫星授时秒脉冲下降沿来临时，对1s内计数脉冲的总脉冲数量进行锁存，计此时锁存的计数脉冲数为N，此即为1s内所产生的计数脉冲数量，则卫星授时秒脉冲的下降沿与转台数据同步脉冲下降沿的时间间隔
Figure 446615DEST_PATH_IMAGE006
的计算方式如下：
Figure 244807DEST_PATH_IMAGE007
则可以知道每一帧转台数据的时间与卫星授时时间的时间间隔，将此时将卫星授时时间的整秒时间值作为基准时间，转台数据的时间为卫星授时时间基础上加上相应的时间间隔即可得到卫星授时下的转台数据时间，即记卫星授时时间为
Figure 709286DEST_PATH_IMAGE008
，则相应转台数据的时间为：
Figure 660056DEST_PATH_IMAGE009
最终得到的转台数据时间
Figure 604485DEST_PATH_IMAGE010
就是应用卫星给三轴飞行模拟转台授时所得到的三轴飞行模拟转台的时间。上述举例中是以转台数据同步脉冲频率为100HZ的情况为例，但不局限于此，也可以是其他频率。
在本发明一实施例中，将卫星接收机上的5ms脉冲接口及1s脉冲的接口分别与待测惯导系统的第一外部触发口及第二外部触发口相连接，其中5ms脉冲是用来触发惯导系统向外发送数据，1s脉冲是用来将惯导系统的帧号置零，由此使得惯导数据帧号的输出形式为0-199，每一秒完成一次循环。其基本过程如图3所示。
在上位机数据处理的过程中将帧号为零的惯导数据与三轴飞行模拟转台上传的整秒时刻的转台数据对齐，首次对齐后，其后的每组数据都将自动对齐，本发明中的上位机所完成的任务为接收三轴飞行模拟转台的转台数据以及被测惯导系统的原始惯导数据，并将被测惯导系统的原始惯导数据进行惯导解算、导航滤波等过程输出频率为100HZ，数据结构为帧号加导航数据的格式，其中导航数据包括由原始惯导数据解算出的载体姿态、速度、位置等信息。发明中由于三轴飞行模拟转台与被测惯导系统采用了相同的时间基准（卫星授时时间），且二者输出频率一致，故二者的采样点位置一致，二者的采样周期间也不存在相位差，进而实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步，其基本原理如图4所示，图4中所叙述的时间为假定第一次卫星授时时间为随机的一个时刻，实际情况中会与此不同，即卫星时间会有一个较大的初始值（实际的卫星时间）。图中的转台时间7.56…所表示的是时间在7.56s附近且有效位数更多的一个值，并不专指时间为7.56s。由图4所示的上位机接收数据实时同步原理图可知，惯导数据的初始帧号与卫星授时时间的整秒数不一定非要对齐，即使没有对齐，在下一次整秒来临的时刻，被测惯导的帧号置零实现与卫星授时时间的整秒数对齐，其后的所有数据也都实现了对齐，进而实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统的时间同步。实际中转台数据的每两帧数据间的时间差值不一定是0.01s，但1s内的转台数据量一定为100帧，即1s内转台数据频率为100HZ。
本发明的应用中，不一定必须要求三轴飞行模拟转台数据的输出频率与被测惯导系统经上位机解算的导航数据输出频率相一致，即使两种数据的频率不一致也依然可以应用，如下取三轴飞行模拟转台数据的输出频率为50HZ, 被测惯导系统经上位机解算的导航数据输出频率为10HZ 为例进行说明，在这样的过程中经上位机解算得到的惯导导航数据与卫星授时时间为整0.1s时的数据对齐，其应用原理图如图5所示。
在本发明中并不限定于一定用卫星接收机的200HZ(或其他频率)的脉冲对待测惯导系统进行触发，也可以采用单独的脉冲发生模块来产生200HZ(或其他频率)的脉冲，当采用这种方案时，卫星不单要为三轴飞行模拟转台授时同时也要为被测惯导系统的触发脉冲模块授时。卫星对三轴飞行模拟转台的授时方式与前面描述的方法一致，而对被测惯导系统触发及同步脉冲模块的授时方式与卫星对三轴飞行模拟转台的授时方式相类似，其授时方式如图6所示。图6中以惯导触发脉冲频率为200HZ为例对卫星向惯导授时方法进行说明，在同步过程中各脉冲信号均采用下降沿有效，其中卫星授时的同步脉冲频率为1HZ，惯导触发脉冲频率为200HZ，而作为计时基础的计数脉冲的频率为1MHZ，假设卫星授时同步秒脉冲的下降沿到来时计数脉冲开始计数，而间隔
Figure 624393DEST_PATH_IMAGE011
时间后转台数据同步脉冲的下降沿也到来了，此时计数脉冲对当前的脉冲数进行记录记为
Figure 643296DEST_PATH_IMAGE012
，之后的每一次惯导触发脉冲的下降沿到来时计数脉冲的数量都进行一次脉冲数量统计分别记为
Figure 432260DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 393263DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 900468DEST_PATH_IMAGE015
…,而当1s后，下一次卫星授时秒脉冲下降沿来临时，对计数脉冲的脉冲数量进行锁存，计此时锁存的计数脉冲数为
Figure 706750DEST_PATH_IMAGE016
，此为1s内所产生的计数脉冲数量，则卫星授时秒脉冲的下降沿与惯导触发脉冲下降沿的时间间隔
Figure 865068DEST_PATH_IMAGE017
的计算方式如下：
Figure 465813DEST_PATH_IMAGE018
则可以知道每一帧惯导数据的采样时刻与卫星授时时间的时间间隔，那么此时将卫星授时时间作为基准时间，惯导数据的采样时刻为卫星授时时间基础上加上相应的时间间隔，即记卫星授时时间为
Figure 725893DEST_PATH_IMAGE019
，则相应惯导数据的采样时刻为：
Figure 70287DEST_PATH_IMAGE020
这里最终得到的惯导数据采样时刻
Figure 99423DEST_PATH_IMAGE021
就是应用卫星给被测惯导授时所得到的被测惯导采样时刻的时间值。上述举例中是以惯导触发脉冲频率为200HZ的情况为例，但不局限于此，也可以是其他频率。
由于三轴飞行模拟转台与被测惯导系统均由卫星授时，故二者的时间基准相同，则直接将二者时间戳相同的数据进行对齐就实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统的时间同步。
以上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，应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，其特征在于，包括：
对三轴飞行模拟转台进行卫星授时，使其与卫星导航系统时间相同；同时将卫星接收机解算出的精确时间作为三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步的基准时间；
产生第一同步脉冲用来触发被测惯导系统向外发送数据，产生第二同步脉冲用来将被测惯导系统的帧号置零，由此使得被测惯导系统的惯导数据帧号的输出形式为0-199，每一秒完成一次循环；
将帧号为零的被测惯导系统输出的惯导数据与三轴飞行模拟转台输出的整秒时刻的转台数据对齐，首次对齐后，其后的每组数据都将自动对齐，进而实现了三轴飞行模拟转台与被测惯导系统的时间同步。
2.根据权利要求1所述的卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，其特征在于，卫星导航系统为北斗或GPS卫星导航系统。
3.根据权利要求1所述的卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，其特征在于，采用卫星接收机解算出的精确时间对三轴飞行模拟转台进行卫星授时，使其与卫星导航系统时间相同。
4.根据权利要求1所述的卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，其特征在于，第一同步脉冲为5ms脉冲，第二同步脉冲为1s脉冲。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，其特征在于，第一同步脉冲和第二同步脉冲均来自卫星接收机，将卫星接收机上的5ms脉冲接口及1s脉冲的接口分别与待测惯导系统的第一外部触发口及第二外部触发口相连接，卫星接收机的5ms脉冲作为第一同步脉冲，卫星接收机的1s脉冲作为第二同步脉冲。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的卫星授时三轴飞行模拟转台与被测惯导系统时间同步方法，其特征在于，通过卫星接收机驱动同步脉冲发生设备产生第一同步脉冲和第二同步脉冲。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113295186A (zh) * 2021-05-14 2021-08-24 北京遥测技术研究所 一种mems组合导航装置动态精度评估系统
CN114114365A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 和芯星通科技(北京)有限公司 一种获取惯性测量单元的性能信息的方法
CN115112152A (zh) * 2022-03-25 2022-09-27 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102882586A (zh) * 2012-10-15 2013-01-16 北京空间飞行器总体设计部 一种卫星时间同步系统
CN104570021A (zh) * 2015-01-23 2015-04-29 桂林电子科技大学 一种基于北斗卫星定位和授时的gps模拟方法与系统
CN105259787A (zh) * 2015-11-03 2016-01-20 中国电子科技集团公司第五十四研究所 一种组合导航半物理仿真测试同步控制方法
CN106855633A (zh) * 2015-12-08 2017-06-16 中国航空工业第六八研究所 一种同步提取惯性卫星组合量测数据的方法
CN108508433A (zh) * 2017-09-25 2018-09-07 中国人民解放军国防科技大学 基于模板匹配的无源探测系统快速时频同步方法
CN109799523A (zh) * 2018-12-29 2019-05-24 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种天文组合导航系统时间同步方法
CN110095973A (zh) * 2019-05-24 2019-08-06 国网四川省电力公司电力科学研究院 基于多信号通用接口的时间同步测试仪
CN110133999A (zh) * 2019-04-23 2019-08-16 武汉星源云意科技有限公司 一种基于星云激光点云数采平台的时间同步方法及时间同步系统
CN110986921A (zh) * 2019-11-13 2020-04-10 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种天文组合导航系统数据通信及处理方法
US20200120632A1 (en) * 2017-06-30 2020-04-16 Sony Semiconductor Solutions Corporation Mobile terminal, information processor, information processing method, and program
WO2020204212A1 (ko) * 2019-03-29 2020-10-08 인텍전기전자 주식회사 위성안테나 일체형 시각 동기장치
CN111896474A (zh) * 2020-07-02 2020-11-06 北京安洲科技有限公司 一种基于航空无人机的brdf数据采集和数据同步方法

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102882586A (zh) * 2012-10-15 2013-01-16 北京空间飞行器总体设计部 一种卫星时间同步系统
CN104570021A (zh) * 2015-01-23 2015-04-29 桂林电子科技大学 一种基于北斗卫星定位和授时的gps模拟方法与系统
CN105259787A (zh) * 2015-11-03 2016-01-20 中国电子科技集团公司第五十四研究所 一种组合导航半物理仿真测试同步控制方法
CN106855633A (zh) * 2015-12-08 2017-06-16 中国航空工业第六八研究所 一种同步提取惯性卫星组合量测数据的方法
US20200120632A1 (en) * 2017-06-30 2020-04-16 Sony Semiconductor Solutions Corporation Mobile terminal, information processor, information processing method, and program
CN108508433A (zh) * 2017-09-25 2018-09-07 中国人民解放军国防科技大学 基于模板匹配的无源探测系统快速时频同步方法
CN109799523A (zh) * 2018-12-29 2019-05-24 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种天文组合导航系统时间同步方法
WO2020204212A1 (ko) * 2019-03-29 2020-10-08 인텍전기전자 주식회사 위성안테나 일체형 시각 동기장치
CN110133999A (zh) * 2019-04-23 2019-08-16 武汉星源云意科技有限公司 一种基于星云激光点云数采平台的时间同步方法及时间同步系统
CN110095973A (zh) * 2019-05-24 2019-08-06 国网四川省电力公司电力科学研究院 基于多信号通用接口的时间同步测试仪
CN110986921A (zh) * 2019-11-13 2020-04-10 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种天文组合导航系统数据通信及处理方法
CN111896474A (zh) * 2020-07-02 2020-11-06 北京安洲科技有限公司 一种基于航空无人机的brdf数据采集和数据同步方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
YANG YONGBIAO 等: "Realize accurate timing with FPGA during GPS synch failure", 《ELECTRIC POWER AUTOMATION EQUIPMENT》 *
王创海: "基于IRIG-B码解调技术的时间同步系统研究与设计", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库信息科技辑》 *
高宁 等: "弹载SINS/GPS组合导航系统数据采集与同步设计", 《中北大学学报(自然科学版)》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113295186A (zh) * 2021-05-14 2021-08-24 北京遥测技术研究所 一种mems组合导航装置动态精度评估系统
CN114114365A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 和芯星通科技(北京)有限公司 一种获取惯性测量单元的性能信息的方法
CN115112152A (zh) * 2022-03-25 2022-09-27 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法

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