航天器导航接收机自动化测试判读系统及判读方法技术方案

本发明专利技术涉及航天器系统级测试领域，尤其涉及一种航天器导航接收机自动化测试判读系统及判读方法，自动化测试判读软件通过

【技术实现步骤摘要】
航天器导航接收机自动化测试判读系统及判读方法


[0001]本专利技术涉及航天器系统级测试
，尤其涉及一种基于导航模拟源和遥测数据的航天器导航接收机自动化测试判读系统及判读方法
。

技术介绍

[0002]随着全球卫星导航系统的蓬勃发展，各种类型的导航接收机在航天器上得到了广泛的应用
。
导航接收机在航天器（特别是近地轨道航天器）的发射阶段
、
在轨阶段
、
返回阶段等均发挥着重要的作用
。
航天器上导航接收机的性能指标主要由单机测试保证，综合测试阶段以功能检查为主
。
目前该综合测试阶段导航接收机的测试存在的主要问题有：
1、
导航接收机性能测试指标繁多
、
相似性
、
重复性高
。
综合测试阶段只关注导航接收机是否定位，而对于定位精度
、
速度精度
、
定位时间等指标关注较少，测试覆盖性较低
。
[0003]2、
不同的航天器对于导航接收机的类型需求不同，针对不同类型的导航接收机（绝对定位
、
相对定位），目前还没有通用化的测试架构
。
[0004]3、
在航天器综合测试中，有大量的模拟飞行试验，在整个飞行任务中具有不同工作模式：绝对定位或相对定位，在不同的飞行阶段，对于指标的要求也不同，而目前的测试方法无法实现在不同的任务阶段针对性的测试评估导航接收机，测试过程粗糙
。
另外，对于飞行任务中导航接收机长时间运行的稳定性缺乏评估
。
[0005]4、
对于导航接收机测试系统出现故障，例如无法输出
、
不能定位
、
定位错误等情况，测试系统无法实时监控预警
、
及时发现问题，只能通过事后数据曲线进行分析
。
对于故障的判断缺乏处理，给人工带来较大的工作量
。

技术实现思路

[0006]鉴于上述问题，本专利技术的目的是提供一种航天器导航接收机自动化测试判读系统及判读方法，以提高航天器的综合测试效率，发现深层次的问题
。
[0007]本专利技术提供一种航天器导航接收机自动化测试判读系统，包括自动化测试判读软件
、
导航信号模拟源
、
目标兼容机模拟器
、
目标空空通信机模拟器
、
总控主测试处理器
、
可视化监视软件以及测控链路设备；其中，导航信号模拟源用于根据场景信息仿真导航接收机接收到的射频信号，并通过
UDP
方式将仿真数据发送至自动化测试判读软件，以及导航信号模拟源用于同时输出两路导航模拟信号，一路导航模拟信号输出至导航接收机，另外一路导航模拟信号输出至目标兼容机模拟器；目标兼容机模拟器用于根据导航模拟信号进行绝对定位，并按照通信协议向目标空空通信机模拟器发送绝对定位信息；目标空空通信机模拟器用于接收绝对定位信息并按照目标空空通信机模拟器的协议格式将绝对定位信息发送至航天器上的空空通信设备，空空通信设备将绝对定位信息发送至导航接收机，导航接收机根据导航模拟信号与绝对定位信息进行相对定位；
测控链路设备用于对航天器的遥测信号进行下变频
、
解调得到遥测数据并发送至总控主测试处理器；总控主测试处理器用于接收航天器的遥测数据，并将遥测数据通过
TCP
方式发送至自动化测试判读软件；自动化测试判读软件用于根据通信协议对仿真数据进行解析得到模拟数据，以及对同一时标下的模拟数据与遥测数据进行比对判读，并将判读结果连同模拟数据及导航接收机的状态信息发送至总控主测试处理器；可视化监视软件用于实时显示地面设备数据
、
遥测数据以及判读结果
。
[0008]本专利技术提供的航天器导航接收机自动化测试判读方法，利用上述的航天器导航接收机自动化测试判读系统实现，包括如下步骤：
S1、
导航信号模拟源根据场景信息仿真导航接收机接收到的射频信号，并通过
UDP
方式将仿真数据发送至自动化测试判读软件，同时输出导航信号模拟源输出两路导航模拟信号，一路导航模拟信号输出至导航接收机，另外一路导航模拟信号输出至目标兼容机模拟器；
S2、
目标兼容机模拟器根据导航模拟信号进行绝对定位，并按照通信协议将绝对定位信息发送至目标空空通信机模拟器；
S3、
目标空空通信机模拟器接收绝对定位信息并按照目标空空通信机模拟器的协议格式将绝对定位信息发送至航天器上的空空通信设备；
S4、
导航接收机接收到导航信号模拟源的导航模拟信号开始绝对定位，同时接收到空空通信设备输入的绝对定位信息，以进行相对定位；
S5、
测控链路设备对航天器的遥测信号进行下变频
、
解调得到遥测数据，并发送至总控主测试处理器；
S6、
总控主测试处理器通过测控链路设备实时获取航天器的遥测数据，并将遥测数据通过
TCP
方式发送至自动化测试判读软件；
S7、
自动化测试判读软件根据通信协议对实时获取的仿真数据进行解析获得模拟数据；以及根据测试需求向总控主测试处理器订阅相关参数，接收总控主测试处理器发送的遥测数据，并根据当前的遥测数据的时标查找对应的模拟数据，对同一时标下的模拟数据与遥测数据进行比对判读，获得判读结果
。
[0009]优选地，同一时标下的模拟数据与遥测数据的比对判读方式如下：设模拟位置为设模拟位置为，遥测数据中的绝对位置为，遥测数据中的绝对位置为，则空间位置误差通过下式计算：
[0010]；
[0011]；
[0012]；
[0013]；
[0014]其中，为
x
方向位置误差，为
y
方向位置误差，为
z
方向位置误差；
[0015]设模拟速度为设模拟速度为，遥测数据中的绝对速度为，遥测数据中的绝对速度为，则空间速度误差通过下式计算：
[0016]；
[0017]；
[0018]；
[0019]；
[0020]其中，为
x
方向速度误差，为
y
方向速度误差，为
z
方向速度误差；
[0021]设模拟的两个航天器的相对位置为设模拟的两个航天器的相对位置为，遥测数据中的相对位置为，遥测数据中的相对位置为，空间相对位置误差通过下式计算：
[0022]；
[0023]；
[0024]；
[0025]；
[0026]其中，为
x
方向相对位置误差，为
y
方向相对位置误差，为
z
方向相对位置误差；
[0027]设模拟的两个本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种航天器导航接收机自动化测试判读系统，其特征在于，包括自动化测试判读软件
、
导航信号模拟源
、
目标兼容机模拟器
、
目标空空通信机模拟器
、
总控主测试处理器
、
可视化监视软件以及测控链路设备；其中，所述导航信号模拟源用于根据场景信息仿真导航接收机接收到的射频信号，并通过
UDP
方式将仿真数据发送至所述自动化测试判读软件，以及所述导航信号模拟源用于同时输出两路导航模拟信号，一路导航模拟信号输出至所述导航接收机，另外一路导航模拟信号输出至所述目标兼容机模拟器；所述目标兼容机模拟器用于根据所述导航模拟信号进行绝对定位，并按照通信协议向所述目标空空通信机模拟器发送绝对定位信息；所述目标空空通信机模拟器用于接收所述绝对定位信息并按照目标空空通信机模拟器的协议格式将所述绝对定位信息发送至航天器上的空空通信设备，所述空空通信设备将所述绝对定位信息发送至所述导航接收机，所述导航接收机根据所述导航模拟信号与所述绝对定位信息进行相对定位；所述测控链路设备用于对所述航天器的遥测信号进行下变频
、
解调得到遥测数据并发送至所述总控主测试处理器；所述总控主测试处理器用于接收所述航天器的遥测数据，并将所述遥测数据通过
TCP
方式发送至所述自动化测试判读软件；所述自动化测试判读软件用于根据通信协议对所述仿真数据进行解析得到模拟数据，以及对同一时标下的模拟数据与遥测数据进行比对判读，并将判读结果连同所述模拟数据及所述导航接收机的状态信息发送至所述总控主测试处理器；可视化监视软件用于实时显示地面设备数据
、
所述遥测数据以及所述判读结果
。2.
一种航天器导航接收机自动化测试判读方法，利用权利要求1所述的航天器导航接收机自动化测试判读系统实现，其特征在于，包括如下步骤：
S1、
所述导航信号模拟源根据场景信息仿真导航接收机接收到的射频信号，并通过
UDP
方式将仿真数据发送至所述自动化测试判读软件，同时输出所述导航信号模拟源输出两路导航模拟信号，一路导航模拟信号输出至所述导航接收机，另外一路导航模拟信号输出至所述目标兼容机模拟器；
S2、
所述目标兼容机模拟器根据所述导航模拟信号进行绝对定位，并按照通信协议将绝对定位信息发送至所述目标空空通信机模拟器；
S3、
所述目标空空通信机模拟器接收所述绝对定位信息并按照目标空空通信机模拟器的协议格式将所述绝对定位信息发送至航天器上的空空通信设备；
S4、
所述导航接收机接收到所述导航信号模拟源的导航模拟信号开始绝对定位，同时接收到空空通信设备输入的绝对定位信息，以进行相对定位；
S5、
所述测控链路设备对所述航天器的遥测信号进行下变频
、
解调得到遥测数据，并发送至所述总控主测试处理器；
S6、
所述总控主测试处理器通过所述测控链路设备实时获取所述航天器的遥测数据，并将所述遥测数据通过
TCP
方式发送至所述自动化测试判读软件；
S7、
所述自动化测试判读软件根据通信协议对实时获取的仿真数据进行解析获得模拟数据；以及根据测试需求向所述总控主测试处理器订阅相关参数，接收所述总控主测试处
理器发送的遥测数据，并根据当前的遥测数据的时标查找对应的模拟数据，对同一时标下的模拟数据与遥测数据进行比对判读，获得判读结果
。3.
根据权利要求2所述的航天器导航接收机自动化测试判读方法，其特征在于，同一时标下的模拟数据与遥测数据的比对判读方式如下：设模拟位置为设模拟位置为，遥测数据中的绝对位置为，遥测数据中的绝对位置为，则空间位置误差通过下式计算：；；；；其中，为
x
方向位置误差，为
y
方向位置误差，为
z
方向位置误差；设模拟速度为设模拟速度为，遥测数据中的绝对速度为，遥测数据中的绝对速度为，则空间速度误差通过下式计算：；；；；其中，为
x
方向速度误差，为
y
方向速度误差，为

【专利技术属性】
技术研发人员：巩朝阳，薛霞，黄连兵，谭征，于澎，赵晨，霍佳婧，张克楠，刘贵林，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：