加速滑跑，Accfcirward=3m/s/s ;
[0100] 14〇-145s 加速拉起，Accfcirward= 2m/s/s，Atti-rate pitch= 2。/s ;
[0101] 145_150s 改為平飛，Atti_ratepiteh=-2。/s ;
[0102] 150_1950s 巡航，Accfcirward= 0, Atti-rate = 0 ;
[0103] (I. 3)通過(guò)航跡遞推解算，獲得載體在任意時(shí)刻的導(dǎo)航系下位置、速度信息。保存 為航跡數(shù)據(jù)包文件，命名為trace, dat。
[0104] 步驟二、將航跡數(shù)據(jù)包導(dǎo)入衛(wèi)星信號(hào)發(fā)生器，生成對(duì)應(yīng)于動(dòng)態(tài)航跡的模擬GPS或 Beidou衛(wèi)星射頻信號(hào)，其實(shí)施例的具體方法如下：
[0105] (2. 1)由于衛(wèi)星信號(hào)發(fā)生器的控制軟件對(duì)導(dǎo)入的外部航跡數(shù)據(jù)包有格式的要求， 因此需要將步驟一中生成的trace, dat轉(zhuǎn)換為可用的數(shù)據(jù)包格式trace_correct. dat，主 要轉(zhuǎn)換包括1、數(shù)據(jù)表示為浮點(diǎn)型數(shù)字；2、數(shù)據(jù)精度要符合控制軟件的要求，此處保留10 位小數(shù)；
[0106] (2. 2)將外部航跡文件trace_correct. dat加載到GPS或Beidou信號(hào)發(fā)生器的上 位機(jī)控制軟件，設(shè)定數(shù)據(jù)文件各列的對(duì)應(yīng)物理量，數(shù)據(jù)時(shí)間間隔l〇ms、參考坐標(biāo)系為地心地 固坐標(biāo)系（大地坐標(biāo)系）等基本信息，生成TRK外部軌跡文件，再將TRK外部軌跡文件加載 到場(chǎng)景中，設(shè)定仿真起始時(shí)間為2015年4月1日、仿真總時(shí)間2h等信息，生成RSIM場(chǎng)景文 件；
[0107] (2. 3)加載RS頂場(chǎng)景文件，運(yùn)行程序即可開(kāi)始產(chǎn)生仿真衛(wèi)星信號(hào)并以射頻的形式 通過(guò)低損耗射頻線發(fā)送出來(lái)。
[0108] 步驟三、射頻信號(hào)經(jīng)分路器分為兩路，一路信號(hào)通過(guò)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(hào)時(shí)間同步的慣性器件數(shù)據(jù)并打包，再通過(guò)串口發(fā)送到深組合系 統(tǒng)，另一路信號(hào)直接通過(guò)射頻連接線發(fā)送至深組合系統(tǒng)，其實(shí)施例的具體方法如下：
[0109] (3. 1)將衛(wèi)星射頻信號(hào)通過(guò)同軸電纜發(fā)送至分路器，產(chǎn)生兩路完全相同的信號(hào)。一 路通過(guò)同軸電纜發(fā)送至ARM處理器板，一路通過(guò)同軸電纜發(fā)送至深組合系統(tǒng)，此處利用分 路器可以確保兩路信號(hào)的時(shí)間是完全對(duì)齊的；
[0110] (3. 2)在ARM處理器板中首先由Ublox芯片進(jìn)行衛(wèi)星信號(hào)的處理和解算，獲得時(shí)間 同步標(biāo)志即周內(nèi)秒。利用Ublox商業(yè)接收機(jī)芯片處理衛(wèi)星信號(hào)，獲得解碼數(shù)據(jù)，從數(shù)據(jù)緩存 區(qū)中提取出與時(shí)間相關(guān)的6個(gè)數(shù)據(jù)位GNSS_time [6]，分別表示從系統(tǒng)開(kāi)始運(yùn)行時(shí)計(jì)算的十 小時(shí)位、小時(shí)位、十分鐘位、分鐘位、十秒鐘位、秒鐘位，則從系統(tǒng)開(kāi)始運(yùn)行時(shí)計(jì)算的周內(nèi)秒 變量Time表示為：
一時(shí)間與發(fā)送到深組合系統(tǒng)端的衛(wèi)星信號(hào)有著相同的時(shí)間起點(diǎn)，因此可以保證在同一時(shí)間 基準(zhǔn)下。
[0112] (3. 3)通過(guò)與Matlab中對(duì)應(yīng)的航跡發(fā)生代碼，根據(jù)（3. 2)中解算得到的時(shí)間標(biāo)志 Time反解出對(duì)應(yīng)時(shí)刻的陀螺、加速度計(jì)輸出，保證所有數(shù)據(jù)的時(shí)間基準(zhǔn)一致。
[0113] (3.4)將獲得的仿真陀螺、加速度計(jì)數(shù)據(jù)按照真實(shí)器件的輸出格式打包為一組 十六進(jìn)制數(shù)，數(shù)據(jù)包包括2個(gè)字節(jié)的包頭標(biāo)志AA、55,40個(gè)字節(jié)的實(shí)際數(shù)據(jù)位，1個(gè)float 型數(shù)據(jù)對(duì)應(yīng)4個(gè)字節(jié)，按照低位在前高位在后的規(guī)則，最后還有1個(gè)校驗(yàn)字節(jié)。以固定頻率 IOOHz通過(guò)串口將上述數(shù)據(jù)包輸出，實(shí)現(xiàn)與真實(shí)器件接口完全一致的數(shù)據(jù)傳輸過(guò)程。
[0114] 步驟四、基于DSP的慣性/衛(wèi)星深組合系統(tǒng)接收上述數(shù)據(jù)信號(hào)，進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，驗(yàn) 證系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能，其實(shí)施例的具體方法如下：
[0115] (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(hào)，進(jìn)行信號(hào)解包；
[0116] (4.2)運(yùn)行慣性/衛(wèi)星深組合系統(tǒng)，實(shí)時(shí)輸出導(dǎo)航解算結(jié)果并保存；
[0117] (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(duì)比，驗(yàn)證系統(tǒng)在動(dòng)態(tài) 條件下的導(dǎo)航精度。調(diào)整航跡或衛(wèi)星信號(hào)的信噪比，依此過(guò)程可驗(yàn)證系統(tǒng)在各類高動(dòng)態(tài)和 弱信號(hào)條件下的實(shí)際性能。
[0118] 本發(fā)明基于硬件接口激勵(lì)的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)信息仿真方法，相 比于利用載體以及真實(shí)器件進(jìn)行動(dòng)態(tài)測(cè)試可以有效減少深組合系統(tǒng)在開(kāi)發(fā)過(guò)程中的時(shí)間 和測(cè)試成本，測(cè)試手段靈活，原理可靠性能穩(wěn)定。同時(shí)相比純數(shù)字的軟件仿真測(cè)試更貼近于 實(shí)際，具有很強(qiáng)的工程參考和應(yīng)用價(jià)值。
[0119] 以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人 員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下還可以作出若干改進(jìn)，這些改進(jìn)也應(yīng)視為本發(fā)明的 保護(hù)范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于硬件接口激勵(lì)的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)信息仿真方法，其特征 在于：包括如下步驟 步驟一、通過(guò)Matlab軟件生成模擬載體真實(shí)動(dòng)態(tài)飛行的航跡； 步驟二、將航跡數(shù)據(jù)包輸入給衛(wèi)星信號(hào)發(fā)生器，生成對(duì)應(yīng)于動(dòng)態(tài)航跡的模擬GPS或 Beidou衛(wèi)星射頻信號(hào)； 步驟三、射頻信號(hào)經(jīng)分路器分為兩路，一路信號(hào)通過(guò)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(hào)時(shí)間同步的慣性器件數(shù)據(jù)并打包，再通過(guò)串口發(fā)送到深組合系統(tǒng)， 另一路信號(hào)直接通過(guò)射頻連接線發(fā)送至深組合系統(tǒng)； 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(hào)與慣性器件輸出數(shù) 據(jù)信號(hào)，并進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，從而可以驗(yàn)證系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能。2. 如權(quán)利要求1所述的基于硬件接口激勵(lì)的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)信息仿 真方法，其特征在于：所述步驟一包括如下步驟 (I. 1)設(shè)定載體飛行的起點(diǎn)位置和初始姿態(tài)角； (1. 2)設(shè)定載體在每一個(gè)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； (1. 3)通過(guò)航跡遞推解算，獲得載體每一個(gè)離散時(shí)刻的位置、速度信息，保存為航跡數(shù) 據(jù)包。3. 如權(quán)利要求2所述的基于硬件接口激勵(lì)的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)信息仿 真方法，其特征在于：所述步驟二包括如下步驟 (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(hào)發(fā)生器可用的數(shù)據(jù)包格式； (2. 2)將數(shù)據(jù)包加載入信號(hào)發(fā)生器的上位機(jī)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(shí)間、仿真總時(shí)間、外部航跡數(shù)據(jù)包時(shí)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(chǎng)景文件； (2. 3)在信號(hào)發(fā)生器的上位機(jī)軟件中加載RS頂場(chǎng)景文件，運(yùn)行程序開(kāi)始產(chǎn)生仿真衛(wèi)星 射頻信號(hào)。4. 如權(quán)利要求3所述的基于硬件接口激勵(lì)的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)信息仿 真方法，其特征在于：所述步驟三包括如下步驟 (3. 1)將衛(wèi)星射頻信號(hào)通過(guò)同軸電纜發(fā)送至分路器，產(chǎn)生兩路完全相同的信號(hào)，一路通 過(guò)同軸電纜發(fā)送至ARM處理器板，一路通過(guò)同軸電纜發(fā)送至深組合系統(tǒng)； (3. 2)在ARM處理器板中首先由Ublox芯片進(jìn)行衛(wèi)星信號(hào)的處理和解算，獲得時(shí)間同步 標(biāo)志即周內(nèi)秒； (3.3)通過(guò)與Matlab航跡發(fā)生器相對(duì)應(yīng)的航跡發(fā)生代碼，結(jié)合（3.2)中的時(shí)間標(biāo)志反 解出對(duì)應(yīng)時(shí)刻的陀螺、加速度計(jì)輸出，保證慣性數(shù)據(jù)與衛(wèi)星信號(hào)的時(shí)間同步； (3. 4)將陀螺、加速度計(jì)輸出信息按照真實(shí)器件的輸出格式打包，并按照真實(shí)器件的輸 出頻率通過(guò)串口輸出至深組合系統(tǒng)。5. 如權(quán)利要求4所述的基于硬件接口激勵(lì)的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)信息仿 真方法，其特征在于：所述步驟四包括如下步驟 (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(hào)，進(jìn)行信號(hào)解包； (4. 2)運(yùn)行慣性/衛(wèi)星深組合系統(tǒng)，實(shí)時(shí)輸出導(dǎo)航解算結(jié)果并保存；
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)一種基于硬件接口激勵(lì)的慣性/衛(wèi)星深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)信息仿真方法，屬于導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明通過(guò)模擬載體運(yùn)動(dòng)，通過(guò)Matlab軟件計(jì)算生成的固定格式的載體運(yùn)動(dòng)航跡數(shù)據(jù)包，將其作為衛(wèi)星信號(hào)發(fā)生器的輸入，使其產(chǎn)生模擬的GPS或Beidou衛(wèi)星射頻信號(hào)，再利用帶有Ublox接收機(jī)芯片的ARM處理器板處理上述衛(wèi)星信號(hào)，并生成時(shí)間完全同步的慣性傳感器仿真數(shù)據(jù)，最終將慣性傳感器數(shù)據(jù)與衛(wèi)星信號(hào)以真實(shí)硬件接口的形式輸入到慣性/衛(wèi)星深組合系統(tǒng)中，從而在室內(nèi)實(shí)現(xiàn)在針對(duì)深組合系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模擬測(cè)試。
【IPC分類】G06F17/50
【公開(kāi)號(hào)】CN105069237
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510498142
【發(fā)明人】陳駔, 賴際舟, 劉建業(yè), 柳敏, 吳奇, 白師宇
【申請(qǐng)人】南京航空航天大學(xué)
【公開(kāi)日】2015年11月18日
【申請(qǐng)日】2015年8月13日