基于硬件接口激勵的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動態(tài)信息仿真方法
【技術(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本發(fā)明涉及一種基于硬件接口激勵的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動態(tài)信息仿 真方法，其屬于導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】：
[0002] 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)存在各自的原理缺陷，而慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航技術(shù) 將兩者結(jié)合，取長補短，提升了系統(tǒng)整體的導(dǎo)航精度和可靠性，因此組合導(dǎo)航技術(shù)一直是導(dǎo) 航領(lǐng)域中的研究熱點。其中，松組合與緊組合導(dǎo)航技術(shù)的原理相對簡單，已經(jīng)得到了廣泛的 討論與應(yīng)用。然而深組合導(dǎo)航技術(shù)由于將慣性信息引入衛(wèi)星接收機環(huán)路內(nèi)部，涉及算法設(shè) 計和硬件實現(xiàn)等多方面的研究內(nèi)容，是當(dāng)前組合導(dǎo)航技術(shù)研究中的難點。國內(nèi)外科研機構(gòu) 和研究人員圍繞深組合的原理實現(xiàn)和系統(tǒng)開發(fā)進(jìn)行了大量的相關(guān)工作，其中圍繞深組合系 統(tǒng)的測試工作用于檢測系統(tǒng)的實際性能，是研制過程中的一個重要環(huán)節(jié)。
[0003] 測試一般分為靜態(tài)和動態(tài)測試，傳統(tǒng)的測試方法采用實際系統(tǒng)即真實的慣性導(dǎo)航 系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作為深組合系統(tǒng)的輸入，同時采用更高精度的導(dǎo)航系統(tǒng)作為參考系 統(tǒng)，用于比較融合效果的優(yōu)劣。但顯然這種方法的效率較低，尤其是在系統(tǒng)開發(fā)階段頻繁地 進(jìn)行實際跑車或是掛飛實驗會消耗大量的測試資源，成本較高。因此，有很多研究人員采用 軟件仿真的方式來進(jìn)行深組合算法正確性的驗證，模擬慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù) 據(jù)，在軟件平臺上進(jìn)行靜態(tài)/動態(tài)測試。這樣的測試可以大大節(jié)約成本，但由于測試環(huán)境全 部是由軟件進(jìn)行數(shù)字仿真，與真實應(yīng)用的場合有很大的區(qū)別，僅能驗證算法的正確性，無法 保證系統(tǒng)在實際使用時的可靠性。迄今為止，尚未見到基于硬件接口激勵的慣性/衛(wèi)星深 組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動態(tài)信息仿真方法的報道。

【發(fā)明內(nèi)容】
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[0004] 本發(fā)明提供一種基于硬件接口激勵的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動態(tài)信息仿 真方法，其針對深組合系統(tǒng)動態(tài)測試仿真環(huán)境與真實應(yīng)用環(huán)境不匹配的問題，模擬了實際 工作環(huán)境下的系統(tǒng)輸入，解決了純數(shù)字仿真方法無法驗證系統(tǒng)可靠性的問題。
[0005] 本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種基于硬件接口激勵的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng) 的動態(tài)信息仿真方法，其包括如下步驟：
[0006] 步驟一、通過Matlab軟件生成模擬載體真實動態(tài)飛行的航跡；
[0007] 步驟二、將航跡數(shù)據(jù)包輸入給衛(wèi)星信號發(fā)生器，生成對應(yīng)于動態(tài)航跡的模擬GPS 或Beidou衛(wèi)星射頻信號；
[0008] 步驟三、射頻信號經(jīng)分路器分為兩路，一路信號通過低損耗射頻連接線發(fā)送至ARM 處理器板，產(chǎn)生與衛(wèi)星信號時間同步的慣性器件數(shù)據(jù)并打包，再通過串口發(fā)送到深組合系 統(tǒng)，另一路信號直接通過射頻連接線發(fā)送至深組合系統(tǒng)；
[0009] 步驟四、基于DSP的慣性/衛(wèi)星深組合系統(tǒng)接收上述模擬衛(wèi)星信號與慣性器件輸 出數(shù)據(jù)信號，并進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，從而可以驗證系統(tǒng)動態(tài)性能。
[0010] 進(jìn)一步地，所述步驟一包括如下步驟：
[0011] (1.1)設(shè)定載體飛行的起點位置和初始姿態(tài)角；
[0012] (1. 2)設(shè)定載體在每一個飛行階段的前向加速度，三軸姿態(tài)角速率，飛行階段包括 靜止、滑跑、起飛、爬升、巡航、轉(zhuǎn)彎、降落；
[0013] (1. 3)通過航跡遞推解算，獲得載體每一個離散時刻的位置、速度信息，保存為航 跡數(shù)據(jù)包。
[0014] 進(jìn)一步地，所述步驟二包括如下步驟：
[0015] (2. 1)將步驟一中生成的航跡數(shù)據(jù)包轉(zhuǎn)換為衛(wèi)星信號發(fā)生器可用的數(shù)據(jù)包格式；
[0016] (2. 2)將數(shù)據(jù)包加載入信號發(fā)生器的上位機軟件，選擇所需模擬的衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)， 設(shè)定仿真起始時間、仿真總時間、外部航跡數(shù)據(jù)包時間間隔、數(shù)據(jù)參考坐標(biāo)系等基本信息， 生成TRK外部軌跡文件和RS頂場景文件；
[0017] (2. 3)在信號發(fā)生器的上位機軟件中加載RS頂場景文件，運行程序開始產(chǎn)生仿真 衛(wèi)星射頻信號。
[0018] 進(jìn)一步地，所述步驟三包括如下步驟：
[0019] (3. 1)將衛(wèi)星射頻信號通過同軸電纜發(fā)送至分路器，產(chǎn)生兩路完全相同的信號，一 路通過同軸電纜發(fā)送至ARM處理器板，一路通過同軸電纜發(fā)送至深組合系統(tǒng)；
[0020] (3. 2)在ARM處理器板中首先由Ublox芯片進(jìn)行衛(wèi)星信號的處理和解算，獲得時間 同步標(biāo)志即周內(nèi)秒；
[0021] (3. 3)通過與Matlab航跡發(fā)生器相對應(yīng)的航跡發(fā)生代碼，結(jié)合（3. 2)中的時間標(biāo) 志反解出對應(yīng)時刻的陀螺、加速度計輸出，保證慣性數(shù)據(jù)與衛(wèi)星信號的時間同步；
[0022] (3. 4)將陀螺、加速度計輸出信息按照真實器件的輸出格式打包，并按照真實器件 的輸出頻率通過串口輸出至深組合系統(tǒng)。
[0023] 進(jìn)一步地，所述步驟四包括如下步驟：
[0024] (4. 1)接收步驟三中的慣性器件數(shù)據(jù)和仿真衛(wèi)星信號，進(jìn)行信號解包；
[0025] (4. 2)運行慣性/衛(wèi)星深組合系統(tǒng)，實時輸出導(dǎo)航解算結(jié)果并保存；
[0026] (4. 3)將系統(tǒng)輸出的導(dǎo)航結(jié)果與步驟一中的理想航跡進(jìn)行對比，驗證系統(tǒng)在動態(tài) 條件下的導(dǎo)航精度，調(diào)整航跡或衛(wèi)星信號的信噪比，依此過程可驗證系統(tǒng)在各類高動態(tài)和 弱信號條件下的實際性能。
[0027] 本發(fā)明具有如下有益效果：
[0028] (1)本發(fā)明提出的深組合系統(tǒng)動態(tài)測試仿真環(huán)境首次從真實器件接口的角度進(jìn)行 設(shè)計，可在室內(nèi)完成各種條件下的動態(tài)測試，解決了純數(shù)字仿真方法無法與系統(tǒng)真實工作 狀態(tài)對應(yīng)的問題，具有很強的工程參考價值；
[0029] (2)本發(fā)明提出的仿真環(huán)境原理可靠，手段靈活，性能穩(wěn)定，為深組合測試的實際 工作提供了新的思路和方法。
[0030] (3)本發(fā)明基于硬件接口激勵的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動態(tài)信息仿真方 法，相比于利用載體以及真實器件進(jìn)行動態(tài)測試可以有效減少深組合系統(tǒng)在開發(fā)過程中的 時間和測試成本，測試手段靈活，原理可靠性能穩(wěn)定，同時相比純數(shù)字的軟件仿真測試更貼 近于實際，具有很強的工程參考和應(yīng)用價值。
【附圖說明】：
[0031] 圖1是深組合動態(tài)測試仿真環(huán)境整體運行流程框圖。
【具體實施方式】：
[0032] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明創(chuàng)造做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0033] 本發(fā)明設(shè)計了一種慣性衛(wèi)星深組合動態(tài)測試仿真環(huán)境，從真實器件接口的角度進(jìn) 行設(shè)計，可在室內(nèi)完成各種條件下的動態(tài)測試，解決了純數(shù)字仿真方法無法與系統(tǒng)真實工 作狀態(tài)對應(yīng)的問題，方法流程框圖如圖1所示。方法包括下列步驟：
[0034] 步驟一、通過Matlab軟件生成模擬載體真實動態(tài)飛行的航跡；
[0035] 步驟二、將航跡數(shù)據(jù)包輸入給衛(wèi)星信號發(fā)生器，生成對應(yīng)于動態(tài)航跡的模擬GPS 或Beidou衛(wèi)星射頻信號；
[0036] 步驟三、射頻信號經(jīng)分路器分為兩路，一路信號通過低損耗射頻連接線發(fā)送至ARM 處理器板，產(chǎn)生與衛(wèi)星信號時間同步的慣性器件數(shù)據(jù)并打包，再通過串口發(fā)送到深組合系 統(tǒng)，另一路信號直接通過射頻連接線發(fā)送至深組合系統(tǒng)；
[0037] 步驟四、基于DSP的慣性/衛(wèi)星深組合系統(tǒng)接收上述模擬衛(wèi)星信號與慣性器件輸 出數(shù)據(jù)信號，并進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，從而可以驗證系統(tǒng)動態(tài)性能。
[0038] 其中，步驟一通過Matlab軟件生成模擬載體真實動態(tài)飛行的航跡的具體方法如 下：
[0039] (I. 1)設(shè)定載體飛行的起點位置和初始姿態(tài)角。載體飛行航跡的起點和初始 姿態(tài)角是航跡遞推的重要原始參數(shù)，假設(shè)給定起點的地心地固坐標(biāo)系下的位置表示為 Poscirigincar=[longOTigin,Iaticirigin, heightOTigin]，初始橫滾 / 俯仰 / 航向角表示為 Atticirigin =[rollOTigin, pitchOTigin, headingOTigin]，初始速度為 0 ;
[0040] (1. 2)設(shè)定載體在每一個飛行階段如靜止、滑跑、起飛、爬升、巡航、轉(zhuǎn)彎、降落時的 前向加速度表示為AccfOTwaH，三軸姿態(tài)角速率表示為Atti-rate = [Atti-rateroll,，Atti-r atepiteh，Atti-rateheading]，分別代表橫滾角速率、俯仰角速率、航向角速率。上述各參數(shù)的大 小以及飛行階段的的時間長度應(yīng)根據(jù)載體真實的飛行狀態(tài)來設(shè)定。
[0041 ] 載體處于靜止階段和巡航階段時，Accfcirward= 0, Atti-rate =[0,0,0];
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