基于模擬信號(hào)源的機(jī)載BDS接收機(jī)性能測(cè)試

倪育德 馬圓晨 張心一 劉鵬

摘要：針對(duì)機(jī)載北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)（BDS）接收機(jī)無(wú)法進(jìn)行實(shí)際測(cè)試的問(wèn)題，基于對(duì)機(jī)載BDS接收機(jī)的首次定位時(shí)間（TTFF）、重捕時(shí)間和定位精度的分析與仿真，研究某一指標(biāo)與相關(guān)參數(shù)的關(guān)系，提出利用全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（GNSS）模擬信號(hào)源測(cè)試機(jī)載BDS接收機(jī)性能指標(biāo)的測(cè)試方法。該方法結(jié)合真實(shí)飛行數(shù)據(jù)，利用GNSS模擬信號(hào)源模擬飛機(jī)運(yùn)動(dòng)過(guò)程，從而對(duì)飛行過(guò)程中機(jī)載BDS接收機(jī)的關(guān)鍵指標(biāo)進(jìn)行測(cè)試。測(cè)試結(jié)果表明：機(jī)載BDS接收機(jī)的首次定位時(shí)間滿(mǎn)足RTCA DO-208對(duì)TTFF不大于5min的要求;重捕時(shí)間基本滿(mǎn)足TSO-C146d對(duì)重捕時(shí)間不大于20s的要求;靜態(tài)誤差滿(mǎn)足北斗公開(kāi)服務(wù)性能規(guī)范對(duì)其不大于10m的要求，動(dòng)態(tài)誤差基本滿(mǎn)足RTCA DO-208對(duì)其小于230m的要求，且測(cè)試結(jié)果均符合理論分析。

關(guān)鍵詞：無(wú)線(xiàn)通信技術(shù);性能測(cè)試;GNSS模擬信號(hào)源;機(jī)載BDS接收機(jī)

中圖分類(lèi)號(hào)：TN967.1文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：1674-5124（2019）04-0021-08

0引言

民用航空作為衛(wèi)星導(dǎo)航的最高端用戶(hù)，對(duì)機(jī)載北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)（BDS）接收機(jī)的性能測(cè)試有著更為嚴(yán)格的要求，應(yīng)具備特殊的質(zhì)量標(biāo)準(zhǔn)體系和標(biāo)準(zhǔn)化的測(cè)試程序。國(guó)內(nèi)外大多針對(duì)全球定位系統(tǒng)（GPS）接收機(jī)進(jìn)行了性能測(cè)試與評(píng)估，重點(diǎn)制定了GPS接收機(jī)的測(cè)試評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)及方案，而從事BDS應(yīng)用終端測(cè)試技術(shù)的研究相對(duì)較少。目前，我國(guó)還沒(méi)有關(guān)于機(jī)載BDS用戶(hù)終端測(cè)試與評(píng)估的標(biāo)準(zhǔn)與規(guī)范。本文對(duì)國(guó)內(nèi)外尤其是國(guó)際民航組織（ICAO）、美國(guó)聯(lián)邦航空管理局（FAA）和美國(guó)航空無(wú)線(xiàn)電技術(shù)委員會(huì)（RTCA）等頒布的GPS性能測(cè)試方面的標(biāo)準(zhǔn)和技術(shù)規(guī)范進(jìn)行深人研究，分析機(jī)載BDS接收機(jī)的首次定位時(shí)間（TTFF）、重捕時(shí)間和定位精度與相關(guān)參數(shù)的關(guān)系，并通過(guò)構(gòu)建相應(yīng)的測(cè)試平臺(tái)測(cè)試BDS接收機(jī)的關(guān)鍵參數(shù)。研究成果將為機(jī)載BDS接收機(jī)性能測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)的制定提供技術(shù)支持，對(duì)我國(guó)機(jī)載BDS接收機(jī)性能測(cè)試的標(biāo)準(zhǔn)化有較大意義。

基于模擬信號(hào)源的機(jī)載BDS接收機(jī)性能測(cè)試技術(shù)，具有準(zhǔn)確、可控和可重復(fù)等優(yōu)點(diǎn)。由于無(wú)法對(duì)機(jī)載BDS接收機(jī)進(jìn)行實(shí)際測(cè)試，通過(guò)將真實(shí)的飛行數(shù)據(jù)導(dǎo)入模擬信號(hào)源，以測(cè)試不同飛行狀態(tài)下機(jī)載BDS接收機(jī)的重捕時(shí)間和定位精度，為機(jī)載BDS接收機(jī)性能的測(cè)試與評(píng)估提供了便利的條件。

1機(jī)載BDS接收機(jī)性能測(cè)試平臺(tái)

圖1為機(jī)載BDS接收機(jī)性能測(cè)試平臺(tái)框圖，主要包括GNSS模擬信號(hào)源、機(jī)載BDS接收機(jī)、性能測(cè)試軟件與數(shù)據(jù)處理軟件。其中GNSS模擬信號(hào)源模擬衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)供接收機(jī)進(jìn)行接收處理，性能測(cè)試軟件通過(guò)遠(yuǎn)程控制指令實(shí)現(xiàn)對(duì)模擬信號(hào)源參數(shù)和場(chǎng)景的設(shè)置，以及BDS接收機(jī)的啟動(dòng)和指令讀寫(xiě)。測(cè)試結(jié)束后，將模擬信號(hào)源參數(shù)與接收機(jī)測(cè)試數(shù)據(jù)送入數(shù)據(jù)處理軟件進(jìn)行處理，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)載BDS接收機(jī)的性能分析與評(píng)估。

2首次定位時(shí)間

首次定位時(shí)間是指在給定條件下，接收機(jī)從開(kāi)機(jī)到利用所接收的衛(wèi)星信號(hào)解算出首個(gè)符合精度要求的定位結(jié)果所需的時(shí)間。

接收機(jī)從接收到衛(wèi)星信號(hào)到獲得定位結(jié)果，需要對(duì)衛(wèi)星信號(hào)進(jìn)行捕獲、跟蹤、導(dǎo)航數(shù)據(jù)提取及位置解算等。因此，首次定位時(shí)間T可以劃分為兩部分即：

圖2給出了不同相關(guān)器數(shù)目M下，接收機(jī)平均捕獲時(shí)間與信號(hào)載噪比的關(guān)系。

由圖可知，在低載噪比區(qū)間，隨著載噪比的增加，平均捕獲時(shí)間顯著減小。隨著載噪比的繼續(xù)增大，平均捕獲時(shí)間的減小幅度趨于平緩。伴隨相關(guān)器數(shù)目的增加，平均捕獲時(shí)間也相應(yīng)變短。

接收機(jī)冷啟動(dòng)時(shí)，由于星歷數(shù)據(jù)未知，需要對(duì)導(dǎo)航電文進(jìn)行解調(diào)。在BDS系統(tǒng)中，D1導(dǎo)航電文數(shù)據(jù)速率為50b/s，因此，接收機(jī)下載整個(gè)幀需要30s，僅下載第一到第三子幀需要18s。在實(shí)際測(cè)試中，由于下載起始點(diǎn)未知，因此接收機(jī)冷啟動(dòng)時(shí)Td介于18～30s之間。

綜上所述，接收機(jī)TTFF主要受信號(hào)載噪比、接收機(jī)捕獲模塊相關(guān)器數(shù)目以及接收機(jī)啟動(dòng)方式3個(gè)因素影響。

本文利用羅德與施瓦茲公司的SMBVl00A衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)源、NovAtel ProPak6兼容BDS機(jī)載接收機(jī)和自行設(shè)計(jì)的性能測(cè)試與數(shù)據(jù)處理軟件，搭建機(jī)載BDS接收機(jī)性能測(cè)試平臺(tái)，測(cè)試地點(diǎn)選在北京，分別進(jìn)行500次熱啟動(dòng)和冷啟動(dòng)TTFF測(cè)試，分別如圖3和圖4所示。

由圖3、圖4可知，降低信號(hào)載噪比，TTFF隨之增加;同一載噪比下，冷啟動(dòng)TTFF比熱啟動(dòng)TTFF大20s左右，與Td在18-30s之間的理論分析相符，且上述測(cè)試結(jié)果均滿(mǎn)足RTCA DO-208對(duì)TTFF不大于5mm的要求。

3重捕時(shí)間

重捕時(shí)間是指當(dāng)接收機(jī)由于衛(wèi)星信號(hào)遭到遮擋，或接收機(jī)受到過(guò)大的動(dòng)態(tài)應(yīng)力而丟失所有的衛(wèi)星導(dǎo)航信號(hào)時(shí)，從重新接收信號(hào)到獲得第一個(gè)有效的導(dǎo)航定位結(jié)果所需要的時(shí)間。

圖5對(duì)應(yīng)表示了機(jī)載BDS接收機(jī)△t、Vmax分別為5s、241m/s，5s、288m/s，10s、241m/s，以及10s、288m/s 4種情況下重捕時(shí)間與載噪比的關(guān)系。

由圖可知，隨著載噪比的增加，重捕時(shí)間逐漸縮短。隨著相關(guān)器數(shù)目增加，重捕時(shí)間也隨之變短。比較圖5（a）和圖5（b）可得，當(dāng)飛機(jī)最大運(yùn)動(dòng)速度增加時(shí)，重捕時(shí)間相應(yīng)變長(zhǎng)。比較圖5（a）和圖5（c）可知，失鎖狀態(tài)持續(xù)時(shí)間的增加也會(huì)導(dǎo)致重捕時(shí)間變長(zhǎng)。

綜上所述，接收機(jī)的重捕時(shí)間主要受4個(gè)因素影響，即信號(hào)載噪比、接收機(jī)捕獲模塊相關(guān)器數(shù)目、失鎖狀態(tài)持續(xù)時(shí)間以及飛機(jī)最大運(yùn)動(dòng)速度。

將2017年4月14日天津一哈爾濱CSC8568次航班飛行數(shù)據(jù)導(dǎo)入模擬信號(hào)源，對(duì)真實(shí)飛行軌跡下機(jī)載BDS接收機(jī)的重捕時(shí)間進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試結(jié)果如圖6、圖7所示。

圖6給出了失鎖時(shí)間為10s、飛機(jī)最大運(yùn)動(dòng)速度為241m/s時(shí)3種載噪比下機(jī)載BDS接收機(jī)的重捕時(shí)間。可以看出，隨著載噪比的降低，接收機(jī)的重捕時(shí)間相應(yīng)增大。圖7為同一飛行過(guò)程下，載噪比為50dB/Hz、失鎖時(shí)間為30s時(shí)的重捕時(shí)間測(cè)試結(jié)果。與圖6（a）比較可知，失鎖時(shí)間的增加將導(dǎo)致重捕時(shí)間增加。

下面以2018年1月16日廣州—北京CSN3113次航班飛行數(shù)據(jù)為測(cè)試依據(jù)，驗(yàn)證機(jī)載BDS接收機(jī)在不同最大運(yùn)動(dòng)速度下的重捕時(shí)間，如圖8所示。

與圖6（a）比較可以看出，在載噪比和失鎖時(shí)間相同的情況下，飛機(jī)最大運(yùn)動(dòng)速度（Vmax=303m/s）的增加使機(jī)載BDS接收機(jī)對(duì)衛(wèi)星信號(hào)的重捕時(shí)間增加，與理論分析結(jié)果相符，且上述測(cè)試結(jié)果基本符合TSO-C146對(duì)重捕時(shí)間不大于20s的要求。

4定位精度

衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)測(cè)量來(lái)自衛(wèi)星的導(dǎo)航定位信號(hào)的傳播延時(shí)，從而測(cè)得衛(wèi)星信號(hào)接收天線(xiàn)相位中心與衛(wèi)星發(fā)射天線(xiàn)相位中心之間的距離（偽距測(cè)量值），進(jìn)而將它與衛(wèi)星在軌位置聯(lián)合解算用戶(hù)位置。該位置誤差為

可見(jiàn)，定位誤差取決于偽距測(cè)量誤差和該誤差的放大系數(shù)PDOP。當(dāng)參與定位的衛(wèi)星星座被選定時(shí)，接收機(jī)的定位精度可通過(guò)偽距測(cè)量精度體現(xiàn)。

接收機(jī)主要誤差來(lái)自接收機(jī)跟蹤環(huán)路的誤差，它由載波跟蹤環(huán)測(cè)量誤差及碼跟蹤環(huán)測(cè)量誤差兩部分組成。下面對(duì)碼跟蹤環(huán)測(cè)量誤差進(jìn)行分析。

綜合熱噪聲誤差與動(dòng)態(tài)應(yīng)力誤差，在DO-229C給出的幾種典型環(huán)路帶寬Bn以及天津一哈爾濱CSC8568次航班的真實(shí)加速度a情況下，仿真了碼跟蹤環(huán)測(cè)量誤差引起的偽距測(cè)量誤差，如圖9所示。

綜上所述，影響機(jī)載BDS接收機(jī)定位精度的因素主要包含4個(gè)，即載噪比、飛機(jī)運(yùn)動(dòng)加速度、環(huán)路噪聲帶寬和預(yù)檢測(cè)積分時(shí)間。需要注意的是，減小噪聲帶寬會(huì)改善碼環(huán)的熱噪聲性能，但同時(shí)會(huì)降低其應(yīng)對(duì)動(dòng)態(tài)應(yīng)力的能力，故要綜合衡量選取較合適的噪聲帶寬。

定位精度測(cè)試分為靜態(tài)測(cè)試和動(dòng)態(tài)測(cè)試，靜態(tài)測(cè)試選取同一時(shí)間下的北京和東京為測(cè)試地點(diǎn)，通過(guò)搭建的測(cè)試平臺(tái)，對(duì)載噪比分別為50dB/Hz和35dB/Hz情況下3號(hào)衛(wèi)星的偽距數(shù)據(jù)以及位置數(shù)據(jù)進(jìn)行采集，并計(jì)算衛(wèi)星信號(hào)源與機(jī)載BDS接收機(jī)的偽距及定位誤差，分別如圖10～圖12所示。

由圖10可以看出，載噪比的降低導(dǎo)致偽距測(cè)量誤差增大，但誤差相差較小。由圖11和圖12可以看出，載噪比的降低將導(dǎo)致水平定位誤差增大，而對(duì)垂直定位誤差的影響較小，同時(shí)上述測(cè)試結(jié)果滿(mǎn)足北斗公開(kāi)服務(wù)性能規(guī)范對(duì)靜態(tài)誤差不大于10m的要求。

下面選取廣州一北京CSN3113次航班與天津一哈爾濱CSC8568次航班真實(shí)飛行軌跡，對(duì)飛機(jī)爬升階段的偽距誤差和定位誤差進(jìn)行計(jì)算，測(cè)試結(jié)果如圖13-圖15所示。

將圖13、圖14分別與圖10、圖11和圖12比較可以看出，由于飛機(jī)爬升階段動(dòng)態(tài)應(yīng)力的影響，機(jī)載BDS接收機(jī)的偽距測(cè)量誤差和定位誤差均遠(yuǎn)大于靜態(tài)誤差。飛機(jī)爬升階段，廣州一北京飛行過(guò)程的最大垂直加速度為4.68g，天津一哈爾濱飛行過(guò)程的最大垂直加速度為1.73.g。故由圖14（b）和圖15可以明顯看出，相同載噪比下前者的垂直定位誤差大于后者，驗(yàn)證了飛機(jī)運(yùn)動(dòng)加速度對(duì)機(jī)載BDS接收機(jī)定位精度的影響，同時(shí)上述測(cè)試結(jié)果基本滿(mǎn)足RTCA DO-208對(duì)動(dòng)態(tài)誤差小于230m的要求。

5結(jié)束語(yǔ)

對(duì)機(jī)載BDS接收機(jī)的首次定位時(shí)間、重捕時(shí)間與定位精度進(jìn)行了分析，研究每項(xiàng)指標(biāo)與相關(guān)參數(shù)的關(guān)系，利用搭建的測(cè)試平臺(tái)對(duì)機(jī)載BDS接收機(jī)進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試結(jié)果表明機(jī)載接收機(jī)的各項(xiàng)性能基本滿(mǎn)足標(biāo)準(zhǔn)中所述要求，同時(shí)測(cè)試結(jié)果驗(yàn)證了性能指標(biāo)與主要參數(shù)的關(guān)系。研究成果對(duì)我國(guó)衛(wèi)星導(dǎo)航終端的適航審定和標(biāo)準(zhǔn)的制定具有較大意義，同時(shí)為BDS接收機(jī)在中國(guó)民航領(lǐng)域的研發(fā)和應(yīng)用提供支持。