CN114221720B

CN114221720B - 一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法及其系统

Info

Publication number: CN114221720B
Application number: CN202111236313.3A
Authority: CN
Inventors: 水宜水; 卢毅; 张欣; 徐林; 程晓洁
Original assignee: CETC 7 Research Institute
Current assignee: CETC 7 Research Institute
Priority date: 2021-10-22
Filing date: 2021-10-22
Publication date: 2023-07-04
Anticipated expiration: 2041-10-22
Also published as: CN114221720A

Abstract

本发明公开了一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法及其系统，所述的方法包括步骤如下：S1：获取收发端的位置、海拔、速度、姿态几种飞行状态信息；S2：根据收发端的高度选择传播模型，在飞行过程中，通过收发端的经纬度、高度信息以及需要模拟的信道参数，确定信道模型边界后，选择不同的信道模型，然后根据信道模型计算大尺度信道模型传输路径损耗；S3：根据步骤S1的飞行状态信息采用椭球几何模型进行小尺度建模，求得多普勒功率谱，进而求得信道的散射函数；S4：将步骤S2得到的大尺度信道模型传输路径损耗和步骤S3得到的散射函数输入信道模拟单元进行信道模。本发明弥补了航空通信设备实测试验机会少、成本高等缺点。

Description

一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法及其系统

技术领域

本发明涉及信道模拟技术领域，更具体的，涉及一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法及其系统。

背景技术

传统的航空电信网(Aeronautical Telecommunication Network，ATN)以地面为中心的通信方式，不允许飞机之间直接进行通信。在没有基站覆盖的区域，飞机的通信只能依赖卫星，高昂的通信成本使得许多网络应用(如互联网接入，黑匣子数据传输等)难以在民航领域大规模使用。另外，未来二十年，低空开放政策将在全球各国逐步实施，中小型通用飞机在低空空域内的飞行活动将出现激增。然而，现有的设施的承受能力已接近饱和。同时随着6G技术的发展，航空平台接入宽带通信网络的需求越来越强烈。为了满足未来航空业的发展，必须给出一种灵活的航空通信方案。在军事航空领域，传统的航空数据链系统应用较为单一，使用专用的通信协议来传输特定含义的格式化信息，无法适应未来网络中心战作战环境中不同系统间即插即用的战术要求。因此，无论在军用还是民用，通用化、综合化、网络化和高速化将是航空通信系统是未来发展趋势，

只有建立高符合度的航空信道模型才能对航空通信系统的设计进行有效的指导，构建真实的航空信道仿真模拟系统可以对航空通信设备进行有效的验证。

现有的软件模拟和推演系统具有功能强大，可替代实物测试，且使用费用低等优点，已经被大规模的使用。随着空基通信系统的发展，模拟空基通信系统通信信道的性能，验证实际空中通信效果显得至关重要。然而，实际的空中验证十分繁琐，飞行费用高昂，单次飞行难以获得多状态数据。因此，研究空基平台的空对空、空对地信道模拟平台就显得至关重要。

中国专利公开号：CN102142913A，公开日：2011-08-03，公开了一种航空信道模拟器及模拟方法，属于航空信道建模领域，包括信道模拟单元和人机交互模块；所述信道模拟单元用于在从其一个端口接收到航空数据后对该数据通过射线追踪法进行仿真得到航空信道的仿真结果，再利用仿真结果对传统航空信道进行建模得到统计信道模型；用于在其另一端口接收到发射信号之后，通过射线追踪法得到实时的接收信号，从而得到信道的实时响应数据；以及用于通过所述统计信道模型从所述发射信号得到传统航空信道的统计响应曲线；人机交互模块用于显示所述统计响应曲线以及信道的实时响应数据。然后该技术方案未考虑动态的航空状况模拟，其使用射线追踪法，实时性欠佳。

中国专利公开日：CN110390178A，公开日：2019-10-29，一种用于航空通信信道模型仿真的训练系统，属于航空通信技术领域，系统包括人机界面模块、数据采集模块、GIS模块、信道模型管理模块、信道数据库管理模块、模型参数计算模块、系统性能仿真模块和网络接口模块；所述信道模型管理模块根据用户输入参数自动选择信道数据库管理模块中建立好的信道模型，并在模型参数计算模块和系统性能仿真模块的配合下完成仿真与计算，并将结果通过数据采集模块输出至人机界面模块；从传输信道入手，采用经验统计和数学建模的方法，综合分析、量化参数，并以此为依据，研发了一套航空通信信道模型仿真系统。然而该技术方案未与模拟飞行平台软件结合，无法实时模拟动态航空器运动状况下的非平稳信道特性。

同时，还需要注意的是，由于空中平台覆盖大，空对地通信时受飞行端天线辐射方向图影响以及地面各种地形因素有较大影响，空对空通信时受到地表不同介质反射以及飞行端天线辐射方向图影响较大。于此同时，空中平台移动范围大，不同地域的信道状况受到环境因素影响多，需要结合实际的全球地图来进行实景模拟。所以，空基通信亟需一套系统来进行模拟多重复杂因素影响下的空基通信的综合效果，模拟各种环境下的通信状况，进行虚拟试飞以及虚拟测试和推演。

因此，设计一套综合考虑飞行平台端特性以及地表环境的信道模拟方法十分有必要。

发明内容

本发明为了解决以上现有技术中存在不足的问题，提供了一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法及其系统。

为实现上述本发明目的，采用的技术方案如下：

一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法，所述的方法包括步骤如下：

S1：获取收发端的位置、海拔、速度、姿态几种飞行状态信息；

S2：根据收发端的高度选择传播模型，在飞行过程中，通过收发端的经纬度、高度信息以及需要模拟的信道参数，确定信道模型边界后，选择不同的信道模型，然后根据信道模型计算大尺度信道模型传输路径损耗；

S3：根据步骤S1的飞行状态信息采用椭球几何模型进行小尺度建模，求得多普勒功率谱，进而求得信道的散射函数；

S4：将步骤S2得到的大尺度信道模型传输路径损耗和步骤S3得到的散射函数输入信道模拟单元进行信道模。

优选地，根据收发端高度由低到高分别采用ITU-2001、ITU-528及自由空间传播模型。

进一步地，步骤S2，计算大尺度信道模型传输路径损耗的具体步骤如下：

S201：根据信道模型获取各边界点的经纬度信息；

S202：再通过坐标转换及欧式距离算法，得到发射端、接收端、各边界点所划分形成的每段路径的长度，也即各边界点间的传输距离；

S203：计算分段后的各个信道模型的传输路径损耗，并进行拼接求和，得到总的传输路径损耗，即为大尺度信道模型传输路径损耗。

再进一步地，步骤S201，通过逼近法来获取各边界点的经纬度：

先对收发端在地表最短距离连线上划分出若干个等间距点，再获取这些等间距点的经纬度；

接着将边界点的经纬度取值在这些等间距点的经纬度数值中遍历，判断此条件下的边界点是否处于信号的传输路径上，判断的方法为依次计算边界点到收发两端的距离之和与收发两端直线距离的差值，并得出其中的最小差值，以此最小差值所对应的经纬度数值作为边界点的最终经纬度。

再进一步地，步骤S203，具体拼接求和如下：

设定信号由发射端至接收端所经过的传输路径中，采用n个信道模型，依次为CH_i,i＝1,2...n，每个信道模型CH_i所对应传输的分段距离为d_i，则信道模型 CH_i对应的分段路损ΔL_i为下式：

式中，LS_i表示在信道模型CH_i下，传输距离为

时的路径损耗；LS_i-1表示在信道模型CH_i下，传输距离为/>

时的路径损耗；

再结合频率延扩L_f的因素，得到的大尺度信道模型总的路径损耗如下式：

优选地，步骤S3的具体步骤如下：

S301：采用长球面坐标系进行建模分析，得出不同时延下的多普勒频率的一般表达式；

S302：在各向同性天线条件下，将天线增益转化为对标准功率时延谱的影响因子，构建信道包括1条直射径、1条反射径、若干条散射径的散射函数。

进一步地，步骤S301，求得所述的多普勒频率的一般表达式的过程如下：

所述的长球面坐标系定义如下：

在长球面坐标系中，z轴沿着椭球的主轴，由于长球面坐标系跟随收发点移动，半焦距l也是时变的；坐标ξ＝τ/τ_los，代表传输路径相对于直射径的传播时延；由此可知绝对时延如下式：

式中，c代表光速，ξ∈[1,∞)，l表示半焦距，即收发端距离坐标系原点的距离；

当ξ为常数时，表示椭圆上的点到发射点与接收点的距离之和为定值；当η为常数时，表示椭圆上的点到发射点与接收点的距离之差为定值；

采用长球面坐标系计算多普勒频率，具体如下：

记长球面坐标系的标度函数为Ψ，其梯度计算如下式：

式中，θ∈[0,2π)；e_ξ、e_η、e_θ是长球坐标系的标准基向量，可通过笛卡尔坐标系的基向量转换而来，转换公式如下式：

式中，h_ξ、h_η和h_θ是标度因子，其表达式如下：

由此可得多普勒频率的一般表达式如下：

其中，v_t＝[v_tx,v_ty,v_tz]^T表示发射端速度的笛卡尔坐标系下的三个分量； v_r＝[v_rx,v_ry,v_rz]^T表示接收端速度的笛卡尔坐标系下的三个分量。

再进一步地，步骤S302，求直射径、反射径、散射径的延迟、多普勒频率具体如下；

设定由发射端指向接收端的向量为

则直射径的传输距离为/>

又有收发端的速度矢量分别为v_Rb、v_Tb，求得直射径的多普勒频率如下：

式中，f为信号频率，c为光速；

求得直射径的时延

根据椭球几何模型，当椭球与地面相切时，对于反射径，此时ξ坐标的值为：

式中，

h_Ra表示接收端对地高度；h_Ta表示发射端对地高度；

则求得反射径的延时

求解反射径的多普勒频率，当椭球与地面相切时，可得η坐标的值为：

反射端在椭球坐标系的坐标分别为下式：

x_bRf＝0

z_bRf＝lξ_Rfη_Rf

y_bRf＝mz_bRf+d

发射端在椭球直角坐标系下的坐标为

接收端在椭球直角坐标系下的坐标为/>

由发射端指向反射端的向量记为/>

由反射端指向接收端的向量记为/>

可得/>

和/>

的坐标如下：

则可得反射径的多普勒频率如下式：

对散射径进行计算，设定某一散射径的时延为τ_sc，则散射径对应的椭球中ξ坐标的值为

再进一步地，根据天线增益计算方法求解由天线增益所带来的标准功率时延谱的影响因子，其过程如下：

根据天线增益计算方法，得到直射径对应的发射天线增益G_Tlos与接收天线增益G_Rlos，因此直射径的影响因子表示如下：k_los＝G_TlosG_Rlos；

根据天线增益计算方法，得到反射径对应的发射天线增益G_TRf与接收天线增益G_RRf，并结合反射径的反射系数R_Rf，进而得出反射径的影响因子如下： k_Rf＝R_RfG_TRfG_RRf；

首先获得散射径与地面相交点的椭球直角坐标，再根据各个交点所对应的收发天线增益G_Rsc、G_Tsc，代入η的概率密度函数计算中，得到的概率密度函数得到表达式为G_TscG_Rscp(η|ξ)，由此结果代入后续的多普勒功率谱计算。

再进一步地，对多普勒功率谱的数值进行归一化；将求得直射径、反射径及散射径的时延、多普勒功率谱及影响因子代入给定的功率时延谱，即可求得信道的散射函数。

一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法的系统，包括综合管理单元、飞行模拟单元、参数计算单元和信道模拟单元；

所述的综合管理单元用来对飞行模拟单元、参数计算单元和信道模拟单元进行综合控制，包括将得到飞行模拟单元的参数，调用参数计算单元对该参数进行计算，将计算得到的信道参数给信道模拟单元，并将信道结果呈现；

所述的飞行模拟单元用来获取收发端的位置、海拔、速度、姿态几种飞行状态信息；

所述的参数计算单元包括信道大尺度衰落计算单元、信道小尺度衰落计算单元；

所述的信道大尺度衰落计算单元根据收发端的高度选择传播模型，在飞行过程中，通过收发端的经纬度、高度信息以及需要模拟的信道参数，确定信道模型边界后，选择不同的信道模型，然后根据信道模型计算大尺度信道模型传输路径损耗；

所述的信道小尺度衰落计算单元根据得到的飞行状态信息采用椭球几何模型进行小尺度建模，求得多普勒功率谱，进而求得信道的散射函数；

所述的信道模拟单元根据获得的大尺度信道模型传输路径损耗和散射函数进行信道模，模拟出收发端所处的无线传输环境。

本发明的有益效果如下：

1.本发明提供了一种适用于航空通信的非平稳信道模拟方法，弥补了航空通信设备实测试验机会少、成本高等缺点。本发明支持在回路的信道模拟，通过实时获取收发端的飞行状态来模拟出时变的信道特性。

2.本发明还可以通过加载不同的时延功率谱，来模拟出不同地区的地表散射特性，可模拟空空、空地信道的时变散射函数。

附图说明

图1是本实施例所述的非平稳信道模拟方法的步骤流程图。

图2是本实施例边界点及距离计算示意图。

图3是本实施例椭球几何模型图示。

图4是本实施例长球面坐标系定义图示。

图5是实施例2非平稳信道模拟系统的原理功能框图。

图6是实施例2高空平台无线信道模拟系统架构。

图7是实施例2高空平台无线信道模拟系统的工作流程图。

图8是实施例2中ECEF坐标系与LLA坐标系。

图9是实施例2中ECEF坐标系与导航坐标系。

图10是实施例2导航坐标系与椭球直角坐标系/载体坐标系变换原理图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做详细描述。

实施例1

如图1所示，一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法，所述的方法包括步骤如下：

S1：通过飞行模拟单元获取收发端的位置、海拔、速度、姿态几种飞行状态信息；本实施例中所述的收发端为两架飞行器，一架是发送端，一架是接收端。所述的行参数产生单元用来给出收发端的飞行状态信息，用来仿真出收发端的虚拟位置。

本实施例中所述的行参数产生单元基于X-Plane飞行模拟软件进行二次开发，通过插件的形式动态加载到飞行模拟软件中，实现全球任意机场起飞、多机同时飞行、机型扩展等，还可以实时获取飞行位置、海拔、速度、姿态等飞行状态参数传输至参数计算单元进行计算，定时器的周期选择需要综合考虑飞行模拟软件的性能以及通信仿真计算的耗时，原则上定时周期越短越好。所述的参数计算单元包括信道大尺度衰落计算单元、信道小尺度衰落计算单元。

S2：信道大尺度衰落计算单元根据收发端高度由低到高分别采用ITU-2001、 ITU-528及自由空间传播模型，在飞行过程中，通过收发端的经纬度、高度信息以及需要模拟的信道参数，确定信道模型边界后，选择不同的信道模型，然后根据信道模型计算大尺度信道模型传输路径损耗。

在一个具体的实施例中，步骤S2，计算大尺度信道模型传输路径损耗的具体步骤如下：

S201：根据信道模型获取各边界点的经纬度信息；

本实施例可以通过逼近法来获取各边界点的经纬度：

接着将边界点的经纬度取值在这些等间距点的经纬度数值中遍历，判断此条件下的边界点是否处于信号的传输路径上，判断的方法为依次计算边界点到收发两端的距离之和与收发两端直线距离的差值，并得出其中的最小差值，以此最小差值所对应的经纬度数值作为边界点的最终经纬度。具体求解过程如下：

设定发射端的经纬度和高度分别为λ_T、

h_T，接收端的经纬度和高度分别为λ_R、

h_R，传输路径上某模型边界点所处的海拔高度为h_Bnd，地球长轴半径为R_e，短轴半径为R_p，椭球第一偏心率为e。

根据地形剖面建立方法，通过收发端的经纬度信息，可获取收发端在地表最短距离连线上等间距点的经纬度，记这些等间距点的经纬度变量存于数组LL_G中，现对LL_G中每个经纬度数值进行遍历，若边界点处于该经纬度时，计算边界点到收发两端的距离之和与收发两端直线距离的差值。

记LL_G中第i组经纬度的数值分别为λ_i、

以此作为边界点的经纬度，有发射端沿卯酉圈的主曲率半径为下式：

接收端沿卯酉圈的主曲率半径为下式：

边界点沿卯酉圈的主曲率半径为下式：

将发射端、接收端、边界点的坐标分别由LLA坐标系向ECEF坐标系转换，可得到三者的坐标值分别如下：

则根据欧氏距离算法，边界点与发射端的距离如下：

边界点与接收端的距离如下：

收发端的距离如下：

则可得边界点到收发两端的距离之和与收发两端直线距离的差值大小如下：

Δd＝d_BT+d_BR-d_TR

故在对LL_G中每组经纬度的数值遍历后，可得到一系列差值数据，求出这些差值数据中的最小差值，并记录最小差值所对应的数组索引，根据该索引可得 LL_G中对应的经纬度，此经纬度即为边界点的经纬度数值。

S202：至此，可得到传输路径中各边界点的经纬度数值，再通过坐标转换及欧氏距离算法，可得由发射端、接收端、各边界点所划分形成的每段路径的长度，也即各边界点间的传输距离。

S203：在对信道模型边界点进行划分、边界点及距离计算等分析后，实行最终的大尺度信道模型传输路径损耗计算，先计算分段后的各个信道模型的传输路径损耗，然后进行拼接求和，得到总的传输路径损耗，即为大尺度信道模型传输路径损耗总的路损。其中具体的拼接过程如下：

式中，LS_i表示在信道模型CH_i下，传输距离为

时的路径损耗；LS_i-1表示在信道模型CH_i下，传输距离为/>

时的路径损耗；

S3：信道小尺度衰落计算单元根据步骤S1的飞行状态信息采用椭球几何模型进行小尺度建模，求得多普勒功率谱，进而求得信道的散射函数；

在一个具体的实施例中，步骤S3的具体步骤如下：

S301：采用长球面坐标系进行建模分析，得出不同时延下的多普勒频率的一般表达式。

所述的椭球几何模型如下图所示，基于椭球几何模型进行信道模型分析时，采用长球面坐标十分利于后续的模型计算，因此采用长球面坐标系进行建模分析。

长球面坐标系是一种三维曲线正交坐标系，比较适合于分析空对空信道所形成的双中心的问题。长球面坐标系的原点处于通信收发两点的连线中心，随着收发点的移动，长球面坐标系亦为时变的。

笛卡尔坐标系与长球面坐标系之间的转换关系如下式：

z＝lξη

式中，l代表半焦距，即收或发端距离坐标系原点的距离，ξ∈[1,∞)，η∈[-1,1]，θ∈[0,2π)。长球面坐标系定义如下图所示。

在长球面坐标系中，z轴沿着椭球的主轴，由于长球面坐标系跟随收发点移动，半焦距l也是时变的。坐标ξ＝τ/τ_los，代表传输路径相对于直射径的传播时延，这样的设定将对后续多普勒频率的计算分析带来极大的便利。绝对时延如下式

式中，c代表光速。

当ξ为常数时，曲线方程将构成一个椭圆，即代表椭圆上的点到发射点与接收点的距离之和为定值；当η为常数时，曲线方程将构成一个双曲线，即代表椭圆上的点到发射点与接收点的距离之差为定值。

基于长球面坐标系，容易得出不同时延下的多普勒频率表达式。当时延固定时，由于

可得/>

因此多普勒频率仅跟η和θ有关。任取椭球上的一散射点，该散射点距离发射点的距离设为d_t，该散射点距离接收点的距离设为 d_r，该散射点到收发两点的距离之和设为d_sc，则有如下表达式：

d_t＝(ξ+η)l

d_r＝(ξ-η)l

d_sc＝d_t+d_r＝2ξl

其中，d_sc仅取决于ξ坐标。

多普勒频率可通过计算距离d_t与d_r的空间梯度及收发点的移动速度得到，即如下式：

但上式中的表达式为笛卡尔坐标系下的，不便于计算，现将笛卡尔坐标系转换为长球面坐标系，采用长球面坐标系计算多普勒频率，具体地，记长球面坐标系的标度函数为Ψ，其梯度计算如下式：

式中，e_ξ、e_η和e_θ是长球坐标系的标准基向量，可通过笛卡尔坐标系的基向量转换而来，转换公式如下式：

h_ξ、h_η和h_θ是标度因子，用于保持转换后的基向量仍未标准正交，其表达式如下：

由此可得多普勒频率的一般表达式如下：

S302：构建信道包括1条直射径、1条反射径、若干条散射径的散射函数，本实施例基于3-D椭球模型进行小尺度建模，在求得多普勒功率谱的一般表达式后，进一步对散射函数进行求解，需要考虑天线增益对散射函数的影响，在各向同性天线条件下，将天线增益转化为对标准功率时延谱的影响因子。

在一个具体的实施例中，步骤S302，求直射径、反射径、散射径的延迟、多普勒频率具体如下；

设定由发射端指向接收端的向量为

则直射径的传输距离为/>

式中，f为信号频率，c为光速；

求得直射径的时延

根据椭球几何模型，当椭球与地面相切(η只有一个解)时，对于反射径，此时ξ坐标的值为：

式中，

h_Ra表示接收端对地高度；h_Ta表示发射端对地高度；

则求得反射径的延时

现求解反射径的多普勒频率，当椭球与地面相切时，可得η坐标的值为：

反射端在椭球坐标系的坐标分别为下式：

x_bRf＝0

z_bRf＝lξ_Rfη_Rf

y_bRf＝mz_bRf+d

发射端在椭球直角坐标系下的坐标为

接收端在椭球直角坐标系下的坐标为/>

由发射端指向反射端的向量记为/>

由反射端指向接收端的向量记为/>

可得/>

和/>

的坐标如下：

则可得反射径的多普勒频率如下式：

至此已求出直射径、反射径与散射径的时延与多普勒功率谱。

在一个具体的实施例中，根据天线增益计算方法求解由天线增益所带来的标准功率时延谱的影响因子，首先计算各条传输路径方向所对应的收发天线增益其过程如下：首先计算各条传输路径方向所对应的收发天线增益。

设定发射端经纬度、海拔高度分别为λ_T、

h_T，接收端经纬度、海拔高度分别为λ_R、

h_R，发射端所处平台的俯仰角、滚转角、航向角分别为θ_T、φ_T、ψ_T，接收端所处平台的俯仰角、滚转角、航向角分别为θ_R、φ_R、ψ_R，地球长轴半径为R_e，短轴半径为R_p，地球椭球第一偏心率为e。

则发射端沿卯酉圈的主曲率半径为下式：

接收端沿卯酉圈的主曲率半径为下式：

将收发端两点由LLA坐标系向ECEF坐标系转换，可得在LLA坐标系下发射端与接收端的坐标如下：

/>

然后将发射端的ECEF坐标向接收端对应的导航坐标系转换，通过转换矩阵

即可得到如下：

接着将该坐标由导航坐标系向接收端对应的载体坐标系转换，通过转换矩阵

即可得到如下：

将接收端的ECEF坐标向发射端对应的导航坐标系转换，通过转换矩阵

即可得到如下：

接着将该坐标由导航坐标系向发射端对应的载体坐标系转换，通过转换矩阵

即可得到如下：

设发射端指向接收端的向量为

接收端指向发射端的向量为/>

则/>

在发射端载体坐标系下的坐标与接收端在发射端载体坐标系下的坐标相等，即有：

在接收端载体坐标系下的坐标与发射端在接收端载体坐标系下的坐标相等，即有：

之后，由

在发射端载体坐标系下的坐标值，进而通过该坐标得出球坐标下的天顶角与方向角，即可通过查表得出该方向上的发射天线增益；由/>

在接收端载体坐标系下的坐标值，进而通过该坐标得出球坐标下的天顶角与方向角，即可通过查表得出该方向上的接收天线增益。

通过上述天线增益计算方法，可以得到直射径对应的发射天线增益G_Tlos与接收天线增益G_Rlos，因此得到直射径的影响因子如下：k_los＝G_TlosG_Rlos。

同理，根据天线增益计算方法，得到反射径对应的发射天线增益G_TRf与接收天线增益G_RRf，并结合反射径的反射系数R_Rf，进而得出反射径的影响因子如下： k_Rf＝R_RfG_TRfG_RRf；

得到多普勒功率谱后，为计算散射函数，需要对多普勒功率谱的数值进行归一化，通常认为多普勒功率谱沿频率的积分(多普勒平均功率)所得值为1，而引入天线增益影响后，该值将不再恒等于1，这就会对功率时延谱产生影响，因此加入天线增益影响后的散射径建模不仅改变了多普勒功率谱，也改变了功率时延谱。

最后，将求得直射径、反射径及散射径的时延、多普勒功率谱及影响因子代入给定的功率时延谱，即可求得信道的散射函数。所述的散射函数是一个公式化的代数式，其包括了信道模拟单元需要的各个参数。

S4：将步骤S2得到的大尺度信道模型传输路径损耗和步骤S3得到的散射函数输入信道模拟单元进行信道模拟。所述的信道模拟单元包括信道参数估计模块、多径信道建模模块以及多径信道模拟与叠加模块。所述的信道模拟单元支撑实体射频设备接入，当通过射频接入到信道模拟单元后，即可模拟出收发端所处的无线传输环境，并可任意改变收发端状态来模拟出复杂多变的无线传输环境。

实施例2

基于实施例1所述的基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟方法，本实施例还提供了一种基于飞行模拟平台的非平稳信道模拟系统，包括综合管理单元、飞行模拟单元、参数计算单元和信道模拟单元，如图5所示；

系统架构如图6所示，通过软件与硬件联合进行信道模拟，软件部分由综合管理单元、信道模拟单元、飞行模拟单元、参数计算单元构成，硬件实物部分由无线信道模拟器、固定衰减器及程控衰减器构成，通过软件与硬件联合构建高空平台无线信道模拟系统，仿真计算部分采用纯软件方式，主要用于对场景参数进行配置、场景计算、信道模型计算等，软硬件信息交互通过以太网传输方式进行，硬件模拟部分将软件计算好的信道大小尺度参数予以硬件实现，从而使得通信电台可以通过射频口接入信道模拟系统，开展信道模拟条件下的波形验证工作。

如图7所示，系统启动后会配置飞行模拟单元和通信场景参数，然后就可以进行模拟飞行操作，飞行模拟软件会把收发端状态参数下发给参数计算单元，参数配置会把视频参数传给参数计算单元，信道参数计算单元得到信道的衰减参数和信道散射函数并将该参数给信道模拟单元。当系统未结束运行时，这个过程不断反复，不停地根据飞行状态模拟出时变的信道特性。

在本实施例中，所述的飞行模拟单元基于X-Plane飞行模拟软件进行二次开发，通过插件的形式动态加载到飞行模拟软件中，实现全球任意机场起飞、多机同时飞行、机型扩展等，还可以实时获取飞行位置、海拔、速度、姿态等飞行状态参数传输至参数计算单元进行计算，定时器的周期选择需要综合考虑飞行模拟软件的性能以及通信仿真计算的耗时，原则上定时周期越短越好。

在本实施例中，所述的非稳定信道模拟系统还包括坐标转换计算单元，用于将飞行模拟单元给出的飞行状态参数通过坐标转换映射至信道大尺度衰落计算单元计算所需的坐标，同时结合全球高程地图，得到地形剖面，并将飞行速度参数通过坐标转换映射至几何椭球模型中，用于计算信道大小尺度参数。

地球具有不规则的形状，通常认为地球由一椭圆绕其短半轴旋转而成，该短半轴即是地球的自转轴。目前，常用的参考椭球体有克拉索夫斯基椭球、1975 年国际大地测量与地球物理联合会推荐的地球椭球、世界大地坐标系统(World Geodetic System，WGS84)参考椭球，在此采用WGS84坐标系统为坐标基础。 WGS84椭球定义参数为：

R_e＝6378137m,R_p＝(1-f)R_e＝6356752.31424518m

其中，R_e,R_p分别表示椭球长半轴和短半轴，f表示椭球扁率，e,e'分别表示椭球第1和2偏心率。地球表面方程可表示为：

由此可得，沿子午圈的主曲率半径为：

沿卯酉圈的主曲率半径为：

ECEF坐标系：原点与地球质心重合，X_e轴指向格林威治平子午面与地球赤道的交点，Z_e轴指向地球北极，Y_e轴垂直于XOZ平面构成右手坐标系，记为 O_eX_eY_eZ_e或e。

LLA坐标系：又称大地坐标系，原点位于参考椭球的中心，与地球的质心重合，地面任一点坐标可表示为

其中，λ为地理经度，即过地面点的椭球子午面与格林威治平大地子午面之间的夹角；/>

为地理纬度，即过地面点的椭球法线与椭球赤道面的夹角；h为大地高度，即地面点沿椭球法线至椭球面的距离。

导航坐标系：又称东北天坐标系，该坐标系以载体重心为原点，X_g轴指向东，Y_g轴指向北，Z_g轴指向天顶，记为OX_gY_gZ_g或g。

椭球直角坐标系：以旋转椭球焦距的中点为原点，Z_b轴沿椭球旋转轴向右， Y_b轴在过椭球旋转轴的纵垂面内与Z_b轴垂直向下，X_b轴垂直Y_b轴与Z_b轴向右，记为OX_bY_bZ_b或b。

载体坐标系：以载体重心为原点，X_d轴沿载体纵轴向前，Y_d轴沿载体横轴向左，Z_d轴沿载体立轴向上，记为OX_dY_dZ_d或d。

坐标系转换方法如下所述：

(1)ECEF坐标系与LLA坐标系之间的转换

设空间内有一点P在地心空间坐标系内的坐标为(x,y,z)，在大地坐标系内的坐标为

如图8所示。

由两种坐标系的定义可知，LLA至ECEF的坐标转换可表示为:

其中，R_e,R_p分别表示椭球长半轴和短半轴，R_N表示沿卯酉圈的主曲率半径。由式可得ECEF至LLA的坐标转换：

当h＝0时：

当h≠0时，

和h由迭代公式求得：

/>

其中，

设经k次迭代达到精度要求，则：

h＝(R_N+h)_k-(R_N)_k

(2)ECEF坐标系与导航坐标系之间的转换

设ECEF坐标系内有一点O_g(X₀,Y₀,Z₀)，对应LLA坐标为

则以O_g点为原点的导航坐标系可由ECEF坐标系三次旋转后平移得到，即O_eX_eY_eZ_e绕负Z_e轴转角λ得oxyz，绕y轴转角/>

得ox'y'z'，再绕z'轴转角90°，最后沿z'平移N+h得导航坐标系OX_gY_gZ_g，如图9所示。

ECEF坐标系至导航坐标系的转换关系为：

其中，(X_e,Y_e,Z_e)表示ECEF坐标系内的坐标，(X_g,Y_g,Z_g)表示该点对应的导航坐标系坐标，

称为位置矩阵，可表示为：

导航坐标系至ECEF坐标系的转换矩阵为

因此

(3)导航坐标系与椭球直角坐标系/载体坐标系之间的转换

设椭球/载体的航向角为ψ，俯仰角为θ，横滚角为γ，则导航坐标系可通过三次旋转得到椭球直角坐标系/载体坐标系，即导航坐标系OX_gY_gZ_g绕Z_g轴转角ψ得到OX'Y'Z'，绕Y′轴转角θ得OX"Y"Z"，再绕X″(X_b)轴转角γ，最后得到椭球直角坐标系/载体坐标系，如图9所示。

椭球直角坐标系/载体坐标系与导航坐标系之间的转换关系为

其中，(X_g,Y_g,Z_g)表示Q点在导航坐标系的坐标，(X_b,Y_b,Z_b)表示Q点对应的椭球直角坐标系坐标，

称为姿态矩阵，

同理，椭球直角坐标系/载体坐标系至导航坐标系的转换矩阵为

本实施例中，所述的信道模拟单元的流程图如图10所示，为方便用户操作，设计了友好的人机交互界面，采用了合理的设计架构，界面风格统一，操作无卡顿。启动后首先程序进行初始化设置，包括自动加载参数默认值等过程。随后，由用户在软件界面输入相应参数。参数输入后，会将当前设定的参数传入信道参数估计模块、多径信道建模模块以及多径信道模拟与叠加模块中。在此过程中，部分的参数会在本软件的人机交互界面上显示出来供用户查看。最后，软件根据用户的硬件配置操作将指定数据经驱动层发送至硬件平台。

本实施例适用于航空通信的实时无线传输环境模拟系统，弥补了航空通信设备实测试验机会少、成本高等缺点；通过连接实时信道模拟器，支持通信设备射频接入，结合飞行模拟单元实时还原出非平稳的信道。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。