一種慣性輔助gps的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)，包括GPS接收機(jī)、控制主機(jī)和射頻信號(hào)模擬器組成的衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)模擬器、彈道軌跡發(fā)生器、IMU仿真器和慣性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)組成的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器、仿真分析計(jì)算機(jī)、信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器；捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器將彈道軌跡發(fā)生器輸出的模擬信息進(jìn)行處理得到慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，并傳輸給GPS接收機(jī)；彈道軌跡發(fā)生器將導(dǎo)彈飛行軌跡數(shù)據(jù)傳輸給射頻信號(hào)模擬器；控制主機(jī)控制射頻信號(hào)模擬器生成衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)并經(jīng)信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器發(fā)出；GPS接收機(jī)綜合處理慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導(dǎo)航信息，輸出最終導(dǎo)航信息至仿真分析計(jì)算機(jī)。本發(fā)明分析了慣性輔助對(duì)GPS接收機(jī)捕獲跟蹤性能的影響，對(duì)深組合導(dǎo)航技術(shù)的研究具有重大意義。
【專利說明】一種慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及組合導(dǎo)航【技術(shù)領(lǐng)域】，特別是一種慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系 統(tǒng)。

【背景技術(shù)】
[0002] 導(dǎo)航在人類歷史的發(fā)展進(jìn)程中一直起著重要的作用，定位導(dǎo)航技術(shù)在國(guó)防和軍事 上的重要性不言而喻，隨著衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)的應(yīng)用得到不斷推廣的同時(shí)，運(yùn)載體 對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)的綜合性能提出的需求也在不斷提高，衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航技術(shù)方面的研究不 斷深入?？紤]到各類精確制導(dǎo)武器高動(dòng)態(tài)、遠(yuǎn)射程的特點(diǎn)，簡(jiǎn)單的組合方式已不足以滿足其 對(duì)精度和穩(wěn)定性的要求，深組合技術(shù)成為下一代導(dǎo)航系統(tǒng)的典型標(biāo)志。
[0003] 2000年，Draper實(shí)驗(yàn)室的Donald Gustafson等人明確提出并驗(yàn)證了擴(kuò)展碼跟 蹤環(huán)的GPS/INS深組合方法，以提高接收機(jī)的抗干擾能力；隨后，斯坦福大學(xué)的Gautier JD進(jìn)一步完善了這種概念，分析了深組合下卡爾曼濾波器的基本結(jié)構(gòu)及狀態(tài)觀測(cè)方程； Santiago Alban和明尼蘇達(dá)大學(xué)的Demoz Cebre等人，對(duì)緊組合下MEMS IMU輔助GPS的 跟蹤回路進(jìn)行了分析和研究，證明MU輔助，可以減少接收機(jī)搜索帶寬，增強(qiáng)其抑制噪聲的 能力。由于深組合技術(shù)在高動(dòng)態(tài)平臺(tái)、強(qiáng)射頻干擾和多路徑效應(yīng)嚴(yán)重的惡劣環(huán)境中所表現(xiàn) 的優(yōu)異性能，美國(guó)霍尼韋爾公司早在二十一世紀(jì)初就已經(jīng)計(jì)劃了將深組合技術(shù)引入增強(qiáng)型 GPS/INS空間組合導(dǎo)航系統(tǒng)。同時(shí)，羅克韋爾-柯林公司也將深組合技術(shù)列為GPS/INS組合 導(dǎo)航系統(tǒng)的下一代設(shè)計(jì)方案。
[0004] 深組合技術(shù)，其核心是利用衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)的輸出輔助接收機(jī)的環(huán)路跟 蹤。與松組合和緊組合相比，其優(yōu)勢(shì)在于，深組合導(dǎo)航系統(tǒng)能夠?qū)PS接收機(jī)對(duì)衛(wèi)星信號(hào)的 跟蹤和GPS/慣性的組合功能集成于一體，實(shí)現(xiàn)GPS與INS的相互輔助，提高GPS信號(hào)跟蹤 的性能，衛(wèi)星接收機(jī)對(duì)高動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)載體的適應(yīng)性，組合導(dǎo)航系統(tǒng)定位精度等，理論上，在深 組合技術(shù)支持下，單顆衛(wèi)星即可進(jìn)行組合導(dǎo)航。目前，GPS導(dǎo)航系統(tǒng)是使用最為廣泛的衛(wèi)星 導(dǎo)航系統(tǒng)之一，我國(guó)自主研發(fā)的北斗二代衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)日趨成熟，研究GPS/INS深組合導(dǎo) 航系統(tǒng)，也是為今后做鋪墊，GPS/INS組合導(dǎo)航的研究成果可以方便的移植到BD/INS組合 導(dǎo)航系統(tǒng)中，這勢(shì)必對(duì)我國(guó)的導(dǎo)航技術(shù)產(chǎn)生巨大的推動(dòng)作用。
[0005] 現(xiàn)有技術(shù)大多仍停留在軟件仿真階段，搭建的高動(dòng)態(tài)環(huán)境也只是簡(jiǎn)單的勻速直線 運(yùn)動(dòng)或大圓軌跡，與實(shí)際的彈道軌跡相差甚遠(yuǎn)，并不能很好地模擬一個(gè)具有大加速度、大加 加速度的惡劣環(huán)境，其仿真分析有一定的局限性；而現(xiàn)有的組合導(dǎo)航實(shí)物系統(tǒng)，大多成本 高、體積大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不利于研究中的實(shí)時(shí)檢測(cè)和分析，研發(fā)效率較低，阻礙了組合導(dǎo)航系 統(tǒng)的研發(fā)進(jìn)展。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提供一種成本低、體積小、實(shí)用性強(qiáng)的慣性輔助GPS的深組合 半實(shí)物仿真系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)高動(dòng)態(tài)環(huán)境下GPS/INS深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的仿真與調(diào)試。
[0007] 實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)解決方案，一種慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)， 包括GPS接收機(jī)、衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)模擬器、彈道軌跡發(fā)生器、捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器、 仿真分析計(jì)算機(jī)和信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器，其中衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)模擬器包括控制主機(jī)和射頻信號(hào)模擬 器，捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器包括頂U(kuò)仿真器和慣性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)；所述彈道軌跡發(fā)生 器的數(shù)據(jù)輸出端接入MU仿真器，IMU仿真器的數(shù)據(jù)輸出端接入慣性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)，GPS接收 機(jī)通過RS232接口分別與慣性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)、仿真分析計(jì)算機(jī)連接，控制主機(jī)和彈道軌跡發(fā) 生器均通過千兆以太網(wǎng)與射頻信號(hào)模擬器連接，射頻信號(hào)模擬器的射頻輸出端與信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā) 器連接；
[0008] 捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器對(duì)彈道軌跡發(fā)生器輸出的模擬陀螺儀、加速度計(jì)信 息進(jìn)行處理得到慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，然后通過RS232接口將慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)傳輸給GPS接收機(jī)； 與此同時(shí)，彈道軌跡發(fā)生器通過千兆以太網(wǎng)將導(dǎo)彈飛行軌跡數(shù)據(jù)傳輸給射頻信號(hào)模擬器； 控制主機(jī)控制射頻信號(hào)模擬器生成衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，并經(jīng)信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器將其發(fā)出；GPS接 收機(jī)綜合處理接收的慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導(dǎo)航信息，輸出最終的導(dǎo)航信息至仿真分析計(jì)算 機(jī)。
[0009] -種慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法，包括以下步驟：
[0010] 步驟1，彈道軌跡發(fā)生器初始化：根據(jù)所需動(dòng)態(tài)場(chǎng)景設(shè)置彈道軌跡發(fā)生器，產(chǎn)生導(dǎo) 彈的飛行軌跡信息，并根據(jù)飛行軌跡信息模擬陀螺儀和加速度計(jì)，輸出時(shí)間、加速度、角速 度息；
[0011] 步驟2,彈道軌跡發(fā)生器輸出導(dǎo)彈飛行軌跡數(shù)據(jù)，通過千兆以太網(wǎng)將導(dǎo)彈飛行軌跡 數(shù)據(jù)傳輸給射頻信號(hào)模擬器，同時(shí)，捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器對(duì)彈道軌跡發(fā)生器輸出 的模擬陀螺儀、加速度計(jì)信息進(jìn)行處理得到慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，通過RS232接口將慣性導(dǎo)航數(shù) 據(jù)傳輸給GPS接收機(jī)；
[0012] 步驟3,控制主機(jī)控制射頻信號(hào)模擬器生成衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，并經(jīng)信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器將 衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)發(fā)出；
[0013] 步驟4, GPS接收機(jī)接收慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，結(jié)合慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和星歷信息，預(yù)測(cè)出多 普勒頻移；根據(jù)預(yù)測(cè)的多普勒頻移和星歷信息解算出的衛(wèi)星位置、高度角，選擇最優(yōu)衛(wèi)星進(jìn) 行捕獲；根據(jù)預(yù)測(cè)的多普勒頻移和環(huán)路濾波的載波相位不斷調(diào)整本地載波信號(hào)，對(duì)捕獲的 衛(wèi)星進(jìn)行跟蹤；
[0014] 步驟5, GPS接收機(jī)結(jié)合慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，對(duì)步驟4的衛(wèi)星捕獲、 跟蹤結(jié)果進(jìn)行導(dǎo)航解算，輸出最終導(dǎo)航信息至仿真分析計(jì)算機(jī)，并返回步驟4。
[0015] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點(diǎn)：
[0016] 1、本發(fā)明針對(duì)某型導(dǎo)彈在高動(dòng)態(tài)環(huán)境下的導(dǎo)航制導(dǎo)過程，模擬了導(dǎo)彈飛行的高動(dòng) 態(tài)環(huán)境，進(jìn)行半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)，提高了分析結(jié)果的可靠性和說服力，并且縮短了信號(hào)捕獲的 時(shí)間，優(yōu)化了高動(dòng)態(tài)載體飛行中的失鎖重捕過程，具有重要的現(xiàn)實(shí)意義；2、將慣性輔助信息 加入載波跟蹤環(huán)路的算法，有效降低動(dòng)態(tài)應(yīng)力誤差，減小環(huán)路跟蹤帶寬，解決了 GPS接收機(jī) 動(dòng)態(tài)性能和噪聲與帶寬相矛盾的問題；3、采用軌跡發(fā)生器來生成實(shí)驗(yàn)所用載體軌跡，具有 較高的仿真度，系統(tǒng)中所運(yùn)用的DSP+FPGA開發(fā)平臺(tái)、衛(wèi)星信號(hào)導(dǎo)航模擬器等均屬于通用型 設(shè)備，GPS接收機(jī)的基帶信號(hào)處理功能由FPGA完成，環(huán)路控制與定位解算功能由DSP實(shí)現(xiàn)， 運(yùn)用范圍廣，移植性強(qiáng)；4、本發(fā)明具有良好的拓展性，除了用于深組合的仿真研究，松組合、 緊組合同樣適用，涵蓋了信號(hào)弱、噪聲干擾、衛(wèi)星數(shù)不足等多種惡劣環(huán)境的模擬條件，能夠 提供更加全面的實(shí)驗(yàn)分析數(shù)據(jù)。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0017] 圖1是本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)示意圖。
[0018] 圖2是本發(fā)明的GPS接收機(jī)結(jié)構(gòu)圖。
[0019] 圖3是本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法流程圖。
[0020] 圖4是本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法中多普勒頻移預(yù)測(cè)示意圖。
[0021] 圖5是本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法中捕獲跟蹤環(huán)路流程圖。
[0022] 圖6是本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法中MU輔助PLL的數(shù)學(xué)模型。
[0023] 圖7是本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法中MU輔助失鎖重捕流程 圖。
[0024] 圖8是實(shí)施例中模擬高動(dòng)態(tài)環(huán)境下導(dǎo)彈的理論飛行軌跡。
[0025] 圖9是實(shí)施例中導(dǎo)彈的理論飛行速度曲線。
[0026] 圖10是實(shí)施例中導(dǎo)彈的理論飛行加速度曲線。
[0027] 圖11是實(shí)施例中無輔助情況下GPS接收機(jī)導(dǎo)航結(jié)果速度曲線。
[0028] 圖12是實(shí)施例中慣性輔助情況下GPS接收機(jī)導(dǎo)航結(jié)果速度曲線。
[0029] 圖13是實(shí)施例中兩種情況下GPS接收機(jī)導(dǎo)航結(jié)果的速度曲線對(duì)比。

【具體實(shí)施方式】
[0030] 以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0031] 結(jié)合圖1，本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)，包括GPS接收機(jī)1、衛(wèi)星 導(dǎo)航信號(hào)模擬器2、彈道軌跡發(fā)生器3、捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器4、仿真分析計(jì)算機(jī)5 和信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器6,其中衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)模擬器2包括控制主機(jī)2-1和射頻信號(hào)模擬器2-2,捷 聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器4包括IMU仿真器4-1和慣性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)4-2 ;所述彈道軌跡 發(fā)生器3的數(shù)據(jù)輸出端接入MU仿真器4-1，MU仿真器4-1的數(shù)據(jù)輸出端接入慣性導(dǎo)航計(jì) 算機(jī)4-2, GPS接收機(jī)1通過RS232接口分別與慣性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)4-2、仿真分析計(jì)算機(jī)5連 接，控制主機(jī)2-1和彈道軌跡發(fā)生器3均通過千兆以太網(wǎng)與射頻信號(hào)模擬器2-2連接，射頻 信號(hào)模擬器2-2的射頻輸出端與信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器6連接；
[0032] 捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器4對(duì)彈道軌跡發(fā)生器3輸出的模擬陀螺儀、加速度 計(jì)信息進(jìn)行處理得到慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，然后通過RS232接口將慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)傳輸給GPS接收 機(jī)1 ;與此同時(shí)，彈道軌跡發(fā)生器3通過千兆以太網(wǎng)將導(dǎo)彈飛行軌跡數(shù)據(jù)傳輸給射頻信號(hào)模 擬器2-2 ;控制主機(jī)2-1控制射頻信號(hào)模擬器2-2生成衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，并經(jīng)信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器 6將其發(fā)出；GPS接收機(jī)1綜合處理接收的慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導(dǎo)航信息，輸出最終的導(dǎo)航 信息至仿真分析計(jì)算機(jī)5。
[0033] 結(jié)合圖2, GPS接收機(jī)1包括接收天線、GPS射頻單元、FPGA芯片和DSP芯片：接收 天線接收衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)并輸入到GPS射頻單元；在GPS射頻單元，衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)經(jīng) 過帶通濾波、低噪聲放大后，與頻綜模塊產(chǎn)生的本振信號(hào)進(jìn)行混頻，下變頻處理輸出零中頻 的基帶信號(hào)至FPGA芯片；FPGA芯片進(jìn)行基帶信號(hào)處理，并通過總線與DSP芯片進(jìn)行通訊， DSP進(jìn)行可見衛(wèi)星的預(yù)測(cè)、載波環(huán)和碼環(huán)的環(huán)路控制以及導(dǎo)航定位解算。
[0034] GPS射頻單元完成GPS L1頻段的帶通濾波、低噪聲放大、頻綜產(chǎn)生、模擬混頻和AD 正交采樣等功能；由DSP芯片和FPGA芯片組成基帶開發(fā)平臺(tái)，其中FPGA芯片主要完成衛(wèi)星 導(dǎo)航模擬信號(hào)的基帶處理：包括載波NC0產(chǎn)生、碼NC0產(chǎn)生、復(fù)相位旋轉(zhuǎn)數(shù)字下變頻、本地 GPS擴(kuò)頻碼產(chǎn)生、相關(guān)器、時(shí)基信號(hào)產(chǎn)生、觀測(cè)數(shù)據(jù)TIC時(shí)刻測(cè)量、GPS幀同步信號(hào)產(chǎn)生和幀 數(shù)據(jù)解調(diào)等，另外FPGA完成兩路串口收發(fā)、USB接口總線訪問、射頻頻綜SPI接口配置、FPGA 與DSP總線接口通訊等功能；而DSP主要完成星歷和定位數(shù)據(jù)的讀存，可見衛(wèi)星的預(yù)測(cè)，多 普勒頻移的預(yù)測(cè)，GPS各通道的初始化，各通道超前、即時(shí)和滯后相關(guān)值的讀取和存儲(chǔ)，載波 跟蹤環(huán)和碼跟蹤環(huán)的環(huán)路控制，TIC時(shí)刻觀測(cè)數(shù)據(jù)的讀取，載波相位輔助偽距平滑處理，跟 蹤多普勒kalman濾波處理，GPS幀數(shù)據(jù)的讀取和導(dǎo)航電文解析、衛(wèi)星星歷和歷書的實(shí)時(shí)存 儲(chǔ)，GPS定位解算和速度求解、GPS授時(shí)環(huán)路控制和串口協(xié)議的組幀和解幀等功能。
[0035] 結(jié)合圖3,本發(fā)明慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法，包括以下步驟：
[0036] 步驟1，彈道軌跡發(fā)生器3初始化：根據(jù)所需動(dòng)態(tài)場(chǎng)景設(shè)置彈道軌跡發(fā)生器3,產(chǎn)生 導(dǎo)彈的飛行軌跡信息，并根據(jù)飛行軌跡信息模擬陀螺儀和加速度計(jì)，輸出時(shí)間、加速度、角 速度信息；
[0037] 步驟2,彈道軌跡發(fā)生器3輸出導(dǎo)彈飛行軌跡數(shù)據(jù)，通過千兆以太網(wǎng)將慣性導(dǎo)航數(shù) 據(jù)傳輸給射頻信號(hào)模擬器2-2,同時(shí)，捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器4對(duì)彈道軌跡發(fā)生器3 輸出的模擬陀螺儀、加速度計(jì)信息進(jìn)行處理得到慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，通過RS232接口將慣性導(dǎo) 航數(shù)據(jù)傳輸給GPS接收機(jī)1 ;
[0038] 步驟3,控制主機(jī)2-1控制射頻信號(hào)模擬器2-2生成衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，并經(jīng)信號(hào) 轉(zhuǎn)發(fā)器6將衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)發(fā)出；
[0039] 步驟4，GPS接收機(jī)1接收慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，結(jié)合慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和星歷信息，預(yù)測(cè)出多 普勒頻移；根據(jù)預(yù)測(cè)的多普勒頻移和星歷信息解算出的衛(wèi)星位置、高度角，選擇最優(yōu)衛(wèi)星進(jìn) 行捕獲；根據(jù)預(yù)測(cè)的多普勒頻移和環(huán)路濾波的載波相位不斷調(diào)整本地載波信號(hào)，對(duì)捕獲的 衛(wèi)星進(jìn)行跟蹤；
[0040] 步驟5, GPS接收機(jī)1結(jié)合慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，對(duì)步驟4的衛(wèi)星捕 獲、跟蹤結(jié)果進(jìn)行導(dǎo)航解算，輸出最終導(dǎo)航信息至仿真分析計(jì)算機(jī)5,并返回步驟4。
[0041] 將最終導(dǎo)航信息與理論軌跡進(jìn)行對(duì)比分析，并循環(huán)執(zhí)行步驟4?5。
[0042] 衛(wèi)星信號(hào)的捕獲是一個(gè)關(guān)于信號(hào)載波多普勒頻率和碼相位的二維搜索過程。雖然 GPS衛(wèi)星所發(fā)射的頻率是固定的，但是由于衛(wèi)星和接收機(jī)之間存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生多普勒效 應(yīng)，0. 177m/s2的相對(duì)加速度就能引起0. 93Hz/s的多普勒頻移變化率，按照這一比例，一個(gè) g的加速度就可以引起51. 5Hz/s的變化率，對(duì)于地面上的靜態(tài)接收機(jī)來說，由衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)引 起的載波多普勒頻移值大概在±5KHz的范圍內(nèi)，然而在高動(dòng)態(tài)環(huán)境下，加速度往往達(dá)到幾 十個(gè)g，大概可以估算出，其頻率變化范圍將擴(kuò)大到±l〇KHz，甚至±15KHz，這將會(huì)大大降 低接收機(jī)的搜捕效率。本發(fā)明采用慣性測(cè)量單元IMU輔助GPS進(jìn)行捕獲的方法，將慣性測(cè) 量單元IMU檢測(cè)到的實(shí)時(shí)速度信息給GPS接收機(jī)，結(jié)合衛(wèi)星歷書或星歷信息，預(yù)先估計(jì)多普 勒頻移，縮小載波多普勒頻率搜索范圍，減小捕獲時(shí)間。圖4是本發(fā)明慣性輔助GPS的深組 合半實(shí)物仿真方法步驟4中多普勒頻移預(yù)測(cè)示意圖，具體步驟如下：
[0043] (1)衛(wèi)星信號(hào)傳輸過程中，產(chǎn)生多普勒頻移的原因主要有衛(wèi)星與載體的相對(duì)運(yùn)動(dòng)、 衛(wèi)星和接收機(jī)的時(shí)鐘頻率漂移，所以載波信號(hào)的多普勒頻移為：
[0044]

【權(quán)利要求】
1. 一種慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)，其特征在于，包括GPS接收機(jī)（1)、衛(wèi) 星導(dǎo)航信號(hào)模擬器（2)、彈道軌跡發(fā)生器（3)、捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器（4)、仿真分析 計(jì)算機(jī)（5)和信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器￠)，其中衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)模擬器（2)包括控制主機(jī)（2-1)和射頻 信號(hào)模擬器（2-2)，捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器（4)包括IMU仿真器（4-1)和慣性導(dǎo)航 計(jì)算機(jī)（4-2);所述彈道軌跡發(fā)生器（3)的數(shù)據(jù)輸出端接入MU仿真器（4-1)，MU仿真器 (4-1)的數(shù)據(jù)輸出端接入慣性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)（4-2)，GPS接收機(jī)（1)通過RS232接口分別與慣 性導(dǎo)航計(jì)算機(jī)（4-2)、仿真分析計(jì)算機(jī)（5)連接，控制主機(jī)（2-1)和彈道軌跡發(fā)生器（3)均 通過千兆以太網(wǎng)與射頻信號(hào)模擬器（2-2)連接，射頻信號(hào)模擬器（2-2)的射頻輸出端與信 號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器（6)連接； 捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器（4)對(duì)彈道軌跡發(fā)生器（3)輸出的模擬陀螺儀、加速度 計(jì)信息進(jìn)行處理得到慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，然后通過RS232接口將慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)傳輸給GPS接收 機(jī)（1);與此同時(shí)，彈道軌跡發(fā)生器（3)通過千兆以太網(wǎng)將導(dǎo)彈飛行軌跡數(shù)據(jù)傳輸給射頻信 號(hào)模擬器（2-2);控制主機(jī)（2-1)控制射頻信號(hào)模擬器（2-2)生成衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，并經(jīng) 信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)器（6)將其發(fā)出；GPS接收機(jī)（1)綜合處理接收的慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導(dǎo)航信息， 輸出最終的導(dǎo)航信息至仿真分析計(jì)算機(jī)（5)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真系統(tǒng)，其特征在于，所述 GPS接收機(jī)（1)包括接收天線、GPS射頻單元、FPGA芯片和DSP芯片： 接收天線接收衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)并輸入到GPS射頻單元；在GPS射頻單元，衛(wèi)星導(dǎo)航模 擬信號(hào)經(jīng)過帶通濾波、低噪聲放大后，與頻綜模塊產(chǎn)生的本振信號(hào)進(jìn)行混頻，下變頻處理輸 出零中頻的基帶信號(hào)至FPGA芯片；FPGA芯片進(jìn)行基帶信號(hào)處理，并通過總線與DSP芯片進(jìn) 行通訊，DSP進(jìn)行可見衛(wèi)星的預(yù)測(cè)、載波環(huán)和碼環(huán)的環(huán)路控制以及導(dǎo)航定位解算。
3. -種慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法，其特征在于，包括以下步驟： 步驟1，彈道軌跡發(fā)生器（3)初始化：根據(jù)所需動(dòng)態(tài)場(chǎng)景設(shè)置彈道軌跡發(fā)生器（3)，產(chǎn)生 導(dǎo)彈的飛行軌跡信息，并根據(jù)飛行軌跡信息模擬陀螺儀和加速度計(jì)，輸出時(shí)間、加速度、角 速度信息； 步驟2,彈道軌跡發(fā)生器（3)輸出導(dǎo)彈飛行軌跡數(shù)據(jù)，通過千兆以太網(wǎng)將導(dǎo)彈飛行軌跡 數(shù)據(jù)傳輸給射頻信號(hào)模擬器（2-2)，同時(shí)，捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息模擬器（4)對(duì)彈道軌跡發(fā) 生器（3)輸出的模擬陀螺儀、加速度計(jì)信息進(jìn)行處理得到慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，通過RS232接口將 慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)傳輸給GPS接收機(jī)（1); 步驟3,控制主機(jī)（2-1)控制射頻信號(hào)模擬器（2-2)生成衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，并經(jīng)信號(hào) 轉(zhuǎn)發(fā)器（6)將衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)發(fā)出； 步驟4，GPS接收機(jī)（1)接收慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)，結(jié)合慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和星歷信息，預(yù)測(cè)出多普 勒頻移；根據(jù)預(yù)測(cè)的多普勒頻移和星歷信息解算出的衛(wèi)星位置、高度角，選擇最優(yōu)衛(wèi)星進(jìn)行 捕獲；根據(jù)預(yù)測(cè)的多普勒頻移和環(huán)路濾波的載波相位不斷調(diào)整本地載波信號(hào)，對(duì)捕獲的衛(wèi) 星進(jìn)行跟蹤； 步驟5，GPS接收機(jī)（1)結(jié)合慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導(dǎo)航模擬信號(hào)，對(duì)步驟4的衛(wèi)星捕獲、 跟蹤結(jié)果進(jìn)行導(dǎo)航解算，輸出最終導(dǎo)航信息至仿真分析計(jì)算機(jī)（5)，并返回步驟4。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的慣性輔助GPS的深組合半實(shí)物仿真方法，其特征在于，步驟4 所述的預(yù)測(cè)多普勒頻移的具體方法如下： (1) 在ECEF坐標(biāo)系下，L1波段的載波頻率為fu，L1波段的波長(zhǎng)為λ u，衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)速度 為Vs，載體運(yùn)動(dòng)速度為V_，e為衛(wèi)星到載體的單位視線矢量，則多普勒頻移f d為： L=^-(KeC-K)^ 人L1 (2) 通過星歷解算，可以得到衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)速度Vs在X軸的分量xs、y軸的分量ys、z軸的 分量z s，慣導(dǎo)數(shù)據(jù)提供載體運(yùn)動(dòng)速度。在X軸的分量y軸的分量z軸的分量％，載 體與衛(wèi)星之間的相對(duì)位置即單位視線矢量e，多普勒頻移f d即為： xs、 r ir 1 r _ ^ VSX f = --- · V - ν J a rv 5v r c V V zr-zs VL r:」L l ^ J r表示載體與衛(wèi)星之間的相對(duì)距離，c=3. OX 108m/s。
【文檔編號(hào)】G01S19/25GK104280746SQ201310279918
【公開日】2015年1月14日 申請(qǐng)日期:2013年7月4日 優(yōu)先權(quán)日:2013年7月4日
【發(fā)明者】陳帥, 單童, 雷浩然, 金磊, 李璽安, 王磊杰, 馬艷彬, 王于坤, 秦磊, 徐芹麗 申請(qǐng)人:南京理工大學(xué)