真实环境导航多径实时仿真方法、装置、介质及电子设备

摘要

本发明公开了一种真实环境导航多径实时仿真方法、装置、介质及电子设备，所述方法包括：根据接收机载体、接收机天线、可见卫星的实时动态参数进行实时场景更新；计算卫星信号到达接收机天线的直达路径和绕射多径路径集合DiffractPaths；利用测试射线集RAY一次性获得所有反射/透射多径路径集合MultiPaths；根据集合MultiPaths、集合DiffractPaths、直达路径坐标等计算功率衰减、时延、多普勒数据；根据所述功率衰减、时延、多普勒数据生成模拟导航信号进行多径实时仿真；按设定的更新周期重复执行前述步骤，直到仿真结束。本发明提高了复杂3D场景中进行导航多径模拟时的更新率与实时性。

权利要求

1.一种真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，包括步骤：

根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新；

计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths；

利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体包括步骤：并行遍历测试射线集RAY，以接收机天线为起点，测试射线集RAY中的测试射线为方向，跟踪射线经过三角形网格时的反射/透射多径路径，形成到达该接收机天线的所有潜在的反射/透射多径路径集合TracingPaths；并行遍历集合TracingPaths中的路径，计算路径的最终反射或透射方向与每一颗卫星信号反方向的夹角θs，若θs≤θray，则将路径与配对的卫星加入反射/透射多径路径集合MultiPaths；所述测试射线集RAY中的各测试射线分布在单位球面上，且均以接收机天线所在位置为球心指向球面，相邻测试射线间的最大夹角为θray；

根据反射/透射多径路径集合MultiPaths中各路径坐标、绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径坐标、直达路径坐标、信号传输路径、反射点反射/透射系数、卫星速度和接收机天线速度、卫星天线方向图和接收机天线方向图计算卫星各直达和多径信号到达接收机天线的功率衰减、时延、多普勒数据；

根据所述功率衰减、时延、多普勒数据生成基于当前3D仿真场景的直达和多径的模拟导航信号进行多径实时仿真；

按设定的更新周期重复执行前述步骤，直到仿真结束。

2.根据权利要求1所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新之前，还包括步骤：对真实环境进行3D建模，并表示为设定坐标系中的三角形网格数据，所述三角形网格数据包括反射系数、透射系数、物体ID；

根据仿真过程中位置变化情况将各三角形网格划分为静态网格和动态网格后分别存储；

为静态网格和动态网格分别建立静态GPU射线检测加速结构、动态GPU射线检测加速结构；

在静态网格和动态网格中分别提取静态、动态绕射棱数据，并分别存储在到动态GPU绕射棱储存区和静态GPU绕射棱储存区。

3.根据权利要求2所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，所述根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新，具体包括步骤：设置模拟的接收机载体的运动轨迹以及接收机天线的配置参数，所述运动轨迹包括接收机载体的轨迹、坐标、姿态、速度信息，所述配置参数包括天线在接收机载体上的相对位置、姿态、天线方向图与极化方式信息；

根据接收机载体运动轨迹获取当前时刻的接收机载体、接收机天线的坐标、姿态信息，从导航模拟器或卫星运行模拟模块获取当前仿真时刻的所有可见卫星坐标、速度，并把坐标数据转换到三角形网格对应的坐标系；

通过接收机载体和动态物体的坐标与姿态信息生成变换矩阵，应用所述变换矩阵对动态网格和动态绕射棱进行旋转与移动变换，实现3D仿真场景的实时场景更新；

将变换后的动态网格数据和动态绕射棱数据分别更新到动态GPU射线检测加速结构和动态GPU绕射棱存储区。

4.根据权利要求1所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，计算卫星信号到达接收机天线的各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths，具体包括步骤：并行遍历所有静态和动态绕射棱，依据统一绕射理论，计算每一颗卫星信号经过各绕射棱到达每一根接收机天线的绕射点，若存在绕射点，则将对应的绕射路径加入绕射多径路径集合DiffractPaths。

5.根据权利要求1所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，所述测试射线集RAY中的测试射线在球面均匀分布，相邻测试射线间的夹角均与最大夹角θray相同；

或者，

所述测试射线集RAY中测试射线在球面不同区域的分布密度与各区域中多径出现的概率大小成正比。

6.根据权利要求1所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体还包括步骤：按照几何光学原理，并行计算集合MultiPaths中的所有路径在反射、透射击中点所在的三角形网格上的修正坐标，若修正坐标落在对应的反射、透射三角形网格内，则路径有效，用修正过的坐标代替原有的反射、透射点坐标，若修正坐标落到对应的反射、透射三角形网格外，则路径无效，丢弃该路径。

7.根据权利要求6所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体还包括步骤：对修正后的集合MultiPaths中的路径进行路径简化，消除同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径中的相似路径。

8.根据权利要求7所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，所述对修正后的集合MultiPaths中的路径进行路径简化，消除同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径中的相似路径，具体包括步骤：对修正后的集合MultiPaths中的同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径进行分类，若路径具有相同的反射/透射结构，并且对应反射/透射点的路径转折角度之差都小于设定阈值时，则归为同一类；

在同一类中的反射/透射多径路径中选择夹角θs最小的一条路径作为最佳路径，其余路径丢弃。

9.根据权利要求1所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，所述测试射线集RAY中的测试射线的数量大于10000条，且与计算精度成正比。

10.根据权利要求1所述的真实环境导航多径实时仿真方法，其特征在于，计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths之后，还包括步骤：使用射线检测卫星与接收机天线之间的直达路径遮挡状态，丢弃其中被遮挡的无效路径；

使用射线检测绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径的遮挡状态，丢弃其中被遮挡的无效路径。

11.一种真实环境导航多径实时仿真装置，其特征在于，包括：

场景更新模块，根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新；

直达及绕射计算模块，用于计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths；

射线集跟踪模块，用于利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体包括步骤：并行遍历测试射线集RAY，以接收机天线为起点，测试射线集RAY中的测试射线为方向，跟踪射线经过三角形网格时的反射/透射多径路径，形成到达该接收机天线的所有潜在的反射/透射多径路径集合TracingPaths；并行遍历集合TracingPaths中的路径，计算路径的最终反射或透射方向与每一颗卫星信号反方向的夹角θs，若θs≤θray，则将路径与配对的卫星加入反射/透射多径路径集合MultiPaths；所述测试射线集RAY中的各测试射线分布在单位球面上，且均以接收机天线所在位置为球心指向球面，相邻测试射线间的最大夹角为θray；

信号到达参数计算模块，用于根据反射/透射多径路径集合MultiPaths中各路径坐标、绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径坐标、直达路径坐标、信号传输路径、反射点反射/透射系数、卫星速度和接收机天线速度、卫星天线方向图和接收机天线方向图计算卫星各直达和多径信号到达接收机天线的功率衰减、时延、多普勒数据；

模拟导航信号生成模块，用于根据所述功率衰减、时延、多普勒数据生成基于当前3D仿真场景的直达和多径的模拟导航信号进行多径实时仿真；

周期推进模块，用于按设定的更新周期进行多径实时仿真，直到仿真结束。

12.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至10中任一项所述真实环境导航多径实时仿真方法的步骤。

13.一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，其特征在于，

在所述程序运行时控制所述存储介质所在的设备执行如权利要求1至10中任一项所述的真实环境导航多径实时仿真方法的步骤。

说明书

真实环境导航多径实时仿真方法、装置、介质及电子设备

技术领域

[0001] 本发明涉及卫星导航模拟器技术领域，特别地，涉及一种真实环境导航多径实时仿真方法、装置、介质及电子设备。

背景技术

[0002] 卫星导航定位技术已在多个领域广泛应用，然而多路径效应产生的误差却影响着其定位精度，是卫星导航系统的重要误差源之一，在恶劣的情况下，多径信号对码跟踪造成的误差可达几米甚至几十米的量级，多径建模与多径消除技术一直是卫星导航领域的研究热点。

[0003] 现有多径建模方法，主要分为基于统计模型建模方法和基于确定性模型的建模方法，其中，基于统计模型建模方法适用性差且预测精确性较低，而基于确定性模型的建模方法目前广泛应用的有镜像法(Method of Image)、射线追踪法(Ray Tracing Method)、弹跳射线法(Shooting And Bouncing Ray，SBR)、射线管方法等射线追踪模型，结合几何光学与一致性绕射理论，计算卫星信号在3D环境中的反射、绕射、遮挡等，这种方法虽然比较精确、可以模拟任意类型的场景，但目前仍存在如下难题需要解决：

[0004] 1、场景复杂度高：三维环境含有数十万到数百万个三角形，在复杂的场景中进行大量碰撞检测是一个巨大的挑战。

[0005] 2、计算组合爆炸性增长：在多卫星、多接收机天线等组合条件下，需模拟每个天线与每个卫星之间的所有路径，即如果有50颗卫星，2个接收机天线的情况下，需要计算50*2个发射点与接收点之间的所有反射、绕射路径，随反射次数的增加更是导致计算组合暴增，现有方式无法满足这种高计算量，虽然射线跟踪可以使用GPU建立加速结构进行碰撞检测加速，但射线跟踪无法高效的进行多点对多点的反射路径求解。

[0006] 3、动态场景：即接收机和卫星在不断更新位置，以及接收机载体、人群、车辆等在变化，导致射线追踪加速结构需频繁更新，就目前技术而言，更新加速结构导致的耗时可达几十到几百毫秒。

[0007] 4、高更新率以及实时性：导航模拟对参数计算频率较高，一般不低于100Hz，即系统每隔10毫秒需计算一遍所有参数，只有多径模拟计算每次计算时间在10毫秒内，才能进行实时在线模拟。

[0008] 综上所述，现有技术在导航多径模拟中难以实现实时、高更新率计算。

发明内容

[0009] 本发明一方面提供了一种真实环境导航多径实时仿真方法，以解决现有导航多径模拟方式在具有多个接收机与多个导航卫星的复杂3D场景中，因计算量巨大影响高更新率与实时性的技术问题。

[0010] 本发明采用的技术方案如下：

[0011] 一种真实环境导航多径实时仿真方法，包括步骤：

[0012] 根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新；

[0013] 计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths；

[0014] 利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，所述测试射线集RAY中的各测试射线分布在单位球面上，且均以接收机天线所在位置为球心指向球面，相邻测试射线间的最大夹角为θray；

[0015] 根据反射/透射多径路径集合MultiPaths中各路径坐标、绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径坐标、直达路径坐标、信号传输路径、反射点反射/透射系数、卫星速度和接收机天线速度、卫星天线方向图和接收机天线方向图计算卫星各直达和多径信号到达接收机天线的功率衰减、时延、多普勒数据；

[0016] 根据所述功率衰减、时延、多普勒数据生成基于当前3D仿真场景的直达和多径的模拟导航信号进行多径实时仿真；

[0017] 按设定的更新周期重复执行前述步骤，直到仿真结束。

[0018] 进一步地，根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新之前，还包括步骤：

[0019] 对真实环境进行3D建模，并表示为设定坐标系中的三角形网格数据，所述三角形网格数据包括反射系数、透射系数、物体ID；

[0020] 根据仿真过程中位置变化情况将各三角形网格划分为静态网格和动态网格后分别存储；

[0021] 为静态网格和动态网格分别建立静态GPU射线检测加速结构、动态GPU射线检测加速结构；

[0022] 在静态网格和动态网格中分别提取静态、动态绕射棱数据，并分别存储在到动态GPU绕射棱储存区和静态GPU绕射棱储存区。

[0023] 进一步地，所述根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新，具体包括步骤：

[0024] 设置模拟的接收机载体的运动轨迹以及接收机天线的配置参数，所述运动轨迹包括接收机载体的轨迹、坐标、姿态、速度信息，所述配置参数包括天线在接收机载体上的相对位置、姿态、天线方向图与极化方式信息；

[0025] 根据接收机载体运动轨迹获取当前时刻的接收机载体、接收机天线的坐标、姿态信息，从导航模拟器或卫星运行模拟模块获取当前仿真时刻的所有可见卫星坐标、速度，并把坐标数据转换到三角形网格对应的坐标系；

[0026] 通过接收机载体和动态物体的坐标与姿态信息生成变换矩阵，应用所述变换矩阵对动态网格和动态绕射棱进行旋转与移动变换，实现3D仿真场景的实时场景更新；

[0027] 将变换后的动态网格数据和动态绕射棱数据分别更新到动态GPU射线检测加速结构和动态GPU绕射棱存储区。

[0028] 进一步地，计算卫星信号到达接收机天线的各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths，具体包括步骤：

[0029] 并行遍历所有静态和动态绕射棱，依据统一绕射理论，计算每一颗卫星信号经过各绕射棱到达每一根接收机天线的绕射点，若存在绕射点，则将对应的绕射路径加入绕射多径路径集合DiffractPaths。

[0030] 进一步地，所述测试射线集RAY中的测试射线在球面均匀分布，相邻测试射线间的夹角均与最大夹角θray相同；

[0031] 或者，

[0032] 所述测试射线集RAY中测试射线在球面不同区域的分布密度与各区域中多径出现的概率大小成正比。

[0033] 进一步地，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体包括步骤：

[0034] 并行遍历测试射线集RAY，以接收机天线为起点，测试射线集RAY中的测试射线为方向，跟踪射线经过三角形网格时的反射/透射多径路径，形成到达该接收机天线的所有潜在的反射/透射多径路径集合TracingPaths；

[0035] 并行遍历集合TracingPaths中的路径，计算路径的最终反射或透射方向与每一颗卫星信号反方向的夹角θs，若θs≤θray，则将路径与配对的卫星加入反射/透射多径路径集合MultiPaths。

[0036] 进一步地，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体还包括步骤：

[0037] 按照几何光学原理，并行计算集合MultiPaths中的所有路径在反射、透射三角形网格上的修正坐标，若修正坐标落在对应的反射、透射三角形网格内，则路径有效，用修正过的坐标代替原有的反射、折射点坐标，若修正坐标落到对应的反射、透射三角形网格外，则路径无效，丢弃该路径。

[0038] 进一步地，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体还包括步骤：

[0039] 对修正后的集合MultiPaths中的路径进行路径简化，消除同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径中的相似路径。

[0040] 进一步地，所述对修正后的集合MultiPaths中的路径进行路径简化，消除同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径中的相似路径，具体包括步骤：

[0041] 对修正后的集合MultiPaths中的同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径进行分类，若路径具有相同的反射/透射结构，并且对应反射/透射点的路径转折角度之差都小于设定阈值时，则归为同一类；

[0042] 在同一类中的反射/透射多径路径中选择夹角θs最小的一条路径作为最佳路径，其余路径丢弃。

[0043] 进一步地，所述测试射线集RAY中的测试射线的数量大于10000条，且与计算精度成正比。

[0044] 进一步地，计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths之后，还包括步骤：

[0045] 使用射线检测卫星与接收机天线之间的直达路径遮挡状态，丢弃其中被遮挡的无效路径；

[0046] 使用射线检测绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径的遮挡状态，丢弃其中被遮挡的无效路径。

[0047] 本发明另一方面提供了一种真实环境导航多径实时仿真装置，包括：

[0048] 场景更新模块，根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新；

[0049] 直达及绕射计算模块，用于计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths；

[0050] 射线集跟踪模块，用于利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，所述测试射线集RAY中的各测试射线分布在单位球面上，且均以接收机天线所在位置为球心指向球面，相邻测试射线间的最大夹角为θray；

[0051] 信号到达参数计算模块，用于根据反射/透射多径路径集合MultiPaths中各路径坐标、绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径坐标、直达路径坐标、信号传输路径、反射点反射/透射系数、卫星速度和接收机天线速度、卫星天线方向图和接收机天线方向图计算卫星各直达和多径信号到达接收机天线的功率衰减、时延、多普勒数据；

[0052] 模拟导航信号生成模块，用于根据所述功率衰减、时延、多普勒数据生成基于当前3D仿真场景的直达和多径的模拟导航信号进行多径实时仿真；

[0053] 周期推进模块，用于按设定的更新周期进行多径实时仿真，直到仿真结束。

[0054] 本发明另一方面提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现所述的真实环境导航多径实时仿真方法的步骤。

[0055] 本发明另一方面提供了一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，在所述程序运行时控制所述存储介质所在的设备执行所述的真实环境导航多径实时仿真方法的步骤。

[0056] 本发明具有以下有益效果：

[0057] 上述真实环境导航多径实时仿真方法、装置、介质及电子设备中，利用独特的测试射线集RAY进行接收机天线的测试射线反向跟踪，一次跟踪即可获得该接收机与所有卫星的全部反射/透射多径路径，使卫星数量的增加对计算耗时影响变得很小，耗时从卫星数量的倍数关系降低到常数时间，大幅降低计算量，确保每次计算时间在10毫秒内，提高了在多个接收机与多个导航卫星的复杂3D场景中进行导航多径模拟时的更新率与实时性。

[0058] 除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

[0059] 构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

[0060] 图1是本发明优选实施例的真实环境导航多径实时仿真方法流程示意图。

[0061] 图2是本发明优选实施例的真实环境3D建模步骤示意图。

[0062] 图3是本发明优选实施例中3D仿真场景绕射棱提取示意图。

[0063] 图4是图1中步骤S1的详细子步骤流程示意图。

[0064] 图5是将车辆作为接收机载体时的运动轨迹仿真示意图。

[0065] 图6是将飞机作为接收机载体时的运动轨迹仿真示意图。

[0066] 图7是本发明优选实施例的绕射多径路径计算步骤示意图。

[0067] 图8是本发明优选实施例的绕射点示意图。

[0068] 图9是本发明优选实施例的测试射线集RAY射线跟踪步骤示意图。

[0069] 图10是本发明优选实施例的测试射线集RAY射线跟踪仿真示意图。

[0070] 图11是本发明优选实施例的路径修正步骤示意图。

[0071] 图12是本发明优选实施例的路径简化步骤示意图。

[0072] 图13是本发明优选实施例的步骤S34的详细子步骤示意图。

[0073] 图14是本发明优选实施例的简化后的反射/透射多径路径示意图。

[0074] 图15是本发明优选实施例的直达及绕射多径路径遮挡检测步骤示意图。

[0075] 图16是本发明优选实施例的接收机与卫星之间处理后的多径路径仿真示意图。

[0076] 图17是本发明优选实施例的多径实时仿真装置示意框图。

[0077] 图18是本发明优选实施例的电子设备实体示意框图。

[0078] 图19是本发明优选实施例的计算机设备的内部结构图。

[0079] 图20是本发明优选实施例的真实环境导航多径实时仿真装置与模拟导航器的连接框图。

具体实施方式

[0080] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

[0081] 参照图1，本发明的优选实施例提供了一种真实环境导航多径实时仿真方法，包括步骤：

[0082] S1、根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新；

[0083] S2、计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths；

[0084] S3、利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，所述测试射线集RAY中的各测试射线分布在单位球面上，且均以接收机天线所在位置为球心指向球面，相邻测试射线间的最大夹角为θray；

[0085] S4、根据集合MultiPaths中各路径坐标、绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径坐标、直达路径坐标、信号传输路径、反射点反射/透射系数、卫星和接收机天线速度、卫星天线方向图和接收机天线方向图计算卫星各直达和多径信号到达接收机天线的功率衰减、时延、多普勒数据；

[0086] S5、根据所述功率衰减、时延、多普勒数据生成基于当前3D仿真场景的直达和多径的模拟导航信号进行多径实时仿真；

[0087] S6、每隔10毫秒重复执行前述步骤S1 步骤S5，直到仿真结束。~

[0088] 本实施例的真实环境导航多径实时仿真方法中，利用独特的测试射线集RAY进行接收机天线的测试射线反向跟踪，一次跟踪即可获得该接收机与所有可见卫星的全部反射/透射多径路径，使卫星数量的增加对计算耗时影响变得很小，耗时从卫星数量的倍数关系降低到常数时间，大幅降低计算量，确保每次计算时间在10毫秒内，提高了在多个接收机与多个导航卫星的复杂3D场景中进行导航多径模拟时的更新率与实时性。实践证明，在高负荷的情况下：多卫星、多载体、多天线、几百万三角形的复杂场景，本实施例可实时完成模拟每个天线每个卫星高达32路多径，反射次数高达6次的信号计算，仿真系统运算速度达到了100Hz更新率的实时计算要求。

[0089] 如图2所示，在本发明的优选实施例中，根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新之前，还包括步骤：

[0090] S101、对真实环境进行3D建模，并表示为NEU(North-East-Up, 东北天本地坐标系)坐标系中的三角形网格数据，所述三角形网格数据包括反射系数、透射系数、物体ID；

[0091] S102、根据仿真过程中位置变化情况将各三角形网格划分为静态网格和动态网格后分别存储；

[0092] S103、为静态网格和动态网格分别建立静态GPU射线检测加速结构、动态GPU射线检测加速结构；

[0093] S104、在静态网格和动态网格中分别提取静态、动态绕射棱数据(见图3)，并分别存储在到动态GPU绕射棱储存区和静态GPU绕射棱储存区。

[0094] 本实施例对真实环境进行场景建模，有三类场景生成方式：

[0095] 第1类、基于无人机航拍的空地一体图像三维建模，之后导入到软件系统 ；

[0096] 第2类、基于外部导入模型的手动场景搭建生成方式，由用户自由搭建所需场景；

[0097] 第3类、基于全球高程数据与地图公司GIS数据的实时动态场景生成方式，软件通过高程数据和GIS数据（例如建筑物轮廓）自动实时生成接收机附近的地形网格。

[0098] 本实施例的场景建模所用的坐标系为以场景中心为原点的NEU(North-East-Up, 东北天本地坐标系)，在第3类场景中，NEU坐标原点在运行过程中可变，即每隔10公里，NEU坐标原点切换位置。

[0099] 场景建模还包括场景物体的反射系数、透射系数设置，场景中所有物体（包括建筑物、地形以及导航接收机自身模型）被转化成NEU坐标系中的三角形网格数据，三角形网格数据中包含了反射系数、透射系数、物体ID等数据以便后续计算所用。

[0100] 另外，本实施例在对真实环境进行3D建模时，将静态物体与动态物体的网格分离，建立分离更新机制，即将场景中三角形网格分离为静态网格和动态网格分别存储，静态网格为场景中的建筑物模型和地形等仿真过程中位置不变的物体网格，动态网格为导航接收机自身模型和运动物体的模型等位置变动的物体网格。同时，为静态网格和动态网格分别对应的建立静态GPU射线检测加速结构、动态GPU射线检测加速结构，场景更新过程中，三角形网格数量占比大的静态网格不需要更新，只需更新三角形数量占比小的动态网格与动态GPU射线检测加速结构即可实现场景的实时更新，避免了现有技术中重建所有加速结构导致的严重高耗时的问题。

[0101] 在实践中，网格改变之后需重建对应的GPU射线检测加速结构，此操作在网格数量较多时耗时严重，其耗时可达几十到几百毫秒。而分离的GPU射线检测加速结构可以解决大尺度场景中动态物体更新导致的高耗时问题，由于三角形网格中的静态网格数量占总三角形网格数量的绝大部分，并在仿真过程中保持不变，因此不需要频繁更新静态网格对应的静态GPU射线检测加速结构，模拟过程中动态网格虽需频繁更新，但由于动态网格在全部三角形网格中的占比很少，因此每次更新耗时也小，这种分离更新机制可最低化GPU射线检测加速结构的更新时间，避免了重建加速结构导致的严重高耗时，提高场景更新的实时性。

[0102] 如图4所示，在本发明的优选实施例中，所述步骤S1具体包括步骤：

[0103] S111、设置模拟的接收机载体的运动轨迹以及接收机天线的配置参数，所述运动轨迹包括接收机载体的轨迹、坐标、姿态、速度信息，所述配置参数包括天线在接收机载体上的相对位置、姿态、天线方向图与极化方式信息；

[0104] S112、根据接收机载体运动轨迹获取当前时刻的接收机载体、接收机天线的坐标、姿态信息，从导航模拟器获取当前仿真时刻的所有可见卫星坐标、速度，并把坐标数据转换到三角形网格的NEU(North-East-Up, 东北天本地坐标系)坐标系；

[0105] S113、通过接收机载体和动态物体的坐标与姿态信息生成变换矩阵，应用所述变换矩阵对动态网格和动态绕射棱进行旋转与移动变换，实现3D仿真场景的实时场景更新；

[0106] S114、将变换后的动态网格数据和动态绕射棱数据分别更新到动态GPU射线检测加速结构和动态GPU绕射棱存储区。

[0107] 本实施例通过从导航模拟器获取当前仿真时刻的所有可见卫星坐标、速度等参数，另外，需要指出的是，除了从导航模拟器获取当前仿真时刻的所有可见卫星坐标、速度等参数外，也可以直接通过事先建立的卫星运行模拟模块来获取当前仿真时刻的所有可见卫星坐标、速度等参数，即仿真时无需连接导航模拟器，直接从事先建立的卫星运行模拟模块中获取参数，简化仿真系统的搭建。

[0108] 设置模拟的接收机载体的运动轨迹时，可根据需求建立一个或多个导航接收机载体运动轨迹，每一个接收机载体的运动轨迹可独立配置，如图5所示为车辆作为接收机载体的运动轨迹，图6所示为飞机作为接收机载体的运动轨迹。运动轨迹中包含接收机载体的运动控制参数与姿态信息，可通过在场景中内置轨迹编辑器，在3D仿真场景中设定运动轨迹，可提供姿态的自定义编辑和动力学自动计算功能。

[0109] 常用的接收机载体类型包括：人、车辆、飞机、无人机、舰船、导弹、低轨道卫星等，不同的载体对应不同的载体3D模型，其中，接收机载体模型可分为两类：1、内置载体模型，如行人、汽车、直升飞机、战斗机、卫星等。2、用户载入自定义模型，支持载入其他工具软件制作的模型，如3DS, SKP, OBJ，FBX等。接收机载体上可以挂载一个或多个接收机天线，接收机天线在接收机载体上的相对位置、姿态可独立配置。设置接收机天线的配置参数时可对卫星和接收机天线的天线方向图与极化方式等进行配置。接收机天线可挂载在接收机载体任意位置，接收机载体可挂载一个或多个天线。

[0110] 本实施例中在进行场景更新时，通过接收机载体和动态物体的坐标与姿态信息生成变换矩阵，应用所述变换矩阵仅对动态网格和动态绕射棱进行旋转与移动变换，实现3D仿真场景的实时场景更新，由于更新时仅对三角形网格中的动态网格和动态绕射棱进行变换，从而最低化了GPU射线检测加速结构的更新时间，避免了重建加速结构导致的严重高耗时，提高场景更新的实时性。同时，变换后的动态网格数据和动态绕射棱数据分别更新到动态GPU射线检测加速结构和动态GPU绕射棱存储区，为后续更新计算奠定基础，缩短了数据的存储和读取时间。

[0111] 如图7所示，在本发明的优选实施例中，计算卫星信号到达接收机天线的各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths，具体包括步骤：

[0112] S21、并行遍历所有静态和动态绕射棱，依据统一绕射理论，计算每一颗卫星信号经过各绕射棱到达每一根接收机天线的绕射点，若存在绕射点，则将对应的绕射路径加入绕射多径路径集合DiffractPaths。

[0113] 本实施例中，为后续计算绕射多径，在并行遍历所有静态和动态绕射棱之前，通过自动绕射边缘提取算法，在建模后的静态网格和动态网格中提取静态、动态绕射棱数据，并分别存储在动态GPU绕射棱储存区和静态GPU绕射棱储存区。

[0114] 设接收机天线集合为 ，卫星集合，测试射线集合为
，场景绕射棱集合（包括静态与动态绕射棱）为
，在GPU绕射棱储存区，启用GPU内核并行
遍历所有绕射棱，即可计算出每一颗卫星到每一根接收机天线的所有一次绕射多径路径，具体方法如下：

[0115] 构建集合 ，启用GPU内核并行处理集合元素：计算卫星s的信号经过绕射棱e的绕射并到达接收机天
线a的可能性，如果绕射点X存在，则将绕射路径(a，(X)，s)加入到绕射多径路径集合中，得到全部有效的绕射多径路径，如图8所示。

[0116] 在本发明的优选实施例中，计算每一颗卫星信号经过各绕射棱到达每一根接收机天线的绕射点时，绕射棱从场景网格中提取，所提取的各绕射棱满足以下条件：绕射棱相连的两个三角面的夹角小于设定的夹角阈值，绕射棱长度大于设定的长度阈值，一般夹角阈值设为90度，长度阈值设为1米，本实施例在提取绕射棱时，通过设置绕射棱相连的两个面的夹角和绕射棱长度，筛选掉场景中大部分边缘。

[0117] 如图9所示，在本发明的优选实施例中，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体包括步骤：

[0118] S31、并行遍历测试射线集RAY，以接收机天线为起点，测试射线集RAY中的测试射线为方向，跟踪射线经过三角形网格时的反射/透射多径路径，形成到达该接收机天线的所有潜在的反射/透射多径路径集合TracingPaths(见图10)；

[0119] S32、并行遍历集合TracingPaths中的各路径，计算路径的最终反射或透射方向与每一颗卫星信号反方向的夹角θs，若θs≤θray，则将路径与配对的卫星加入多反射/透射多径路径MultiPaths。

[0120] 本实施例中，首先利用独特的测试射线集RAY进行接收机天线的测试射线反向跟踪，一次跟踪可获得该接收机与所有卫星的全部潜在的反射/透射多径路径集合TracingPaths；由于在针对集合TracingPaths中的路径计算测试射线集RAY中的测试射线的最终反射方向与每一颗卫星信号反方向的夹角θs时，存在路径对应的夹角θs>θray，则表示该路径没有与任何卫星关联，为无效路径，需要将该路径予以剔除，从而得到仅与卫星配对的路径并加入到反射/透射多径路径MultiPaths中，减少无效路径，提高后续计算的效率。

[0121] 如图11所示，在本发明的优选实施例中，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体还包括步骤：

[0122] S33、按照几何光学原理，并行计算集合MultiPaths中的所有路径在反射、透射三角形网格上的修正坐标，若修正坐标落在对应的反射、透射三角形网格内，则路径有效，用修正过的坐标代替原有的反射、折射点坐标，若修正坐标落到对应的反射、透射三角形网格外，则路径无效，丢弃该路径。

[0123] 由于测试射线集的离散性以及路径与卫星配对时并不是精确匹配，因此，本实施例在步骤S32对卫星配对的基础上，进一步采用镜像法几何光学原理对集合MultiPaths中的路径进行有效性判断与路径坐标修正，从而获得多径路径的精确路径坐标，提升仿真精度。

[0124] 如图12所示，在本发明的优选实施例中，利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，具体还包括步骤：

[0125] S34、对修正后的集合MultiPaths中的路径进行路径简化，消除同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径中的相似路径。

[0126] 本实施例中在对集合MultiPaths中的路径经过前述的卫星配对、有效性判断和坐标修正后，仍然会在同一组卫星、接收机天线之间含有较多相似或相同的路径，这些相似或相同的路径的存在，将会导致后续多径路径中包含多个重复路径，因此，本实施例将同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径中的相似路径进行消除，去除重复路径，从而减少计算量，提高仿真计算速度。

[0127] 如图13所示，在本发明的优选实施例中，所述步骤S34具体包括步骤：

[0128] S341、对修正后的集合MultiPaths中的同一组卫星、接收机天线之间的反射/透射多径路径进行分类，若路径具有相同的反射/透射结构，并且对应反射/透射点的路径转折角度之差都小于设定阈值时，如可将阈值设定为2*θray，则归为同一类，之所以选择将阈值设定为2*θray，是因为潜在多径路径与卫星匹配的角度以及测试射线之间的角度都是θray ，即相似射线之间的误差与θray具有相关性。

[0129] S342、在同一类中的相似路径中选择夹角θs最小的一条路径作为最佳路径，其余路径丢弃。

[0130] 本实施例为确定相似路径，首先对同一组卫星、接收机天线之间的路径按相应的规则进行了分类，如将具有相同的反射/透射结构、并且对应反射/透射点的路径转折角度之差都小于设定阈值2*θray时，则归为同一类相似路径，当同一组卫星、接收机天线之间的各路径满足上述规则时，则表明各路径的重复度较高，若不予以剔除，则会导致路径重复以及毫无意义地占用过多的计算资源，增加无谓的计算耗时。因此，本实施例在找出同一类相似路径之后，在同一类中的相似路径中选择夹角θs最小的一条路径作为该类相似路径的最佳路径，其余路径丢弃，简化后的反射/透射多径路径如图14所示。本实施例通过对同一组卫星、接收机天线之间的路径进行有效分类和最佳路径选择，消除了同一组卫星、接收机天线之间的重复路径，从而消除系统离散性计算误差导致的重复性路径，同时，由于所选定的最佳路径是相似路径中夹角θs最小的一条路径，而不是随意从中选择一条，因此，该最佳路径是该相似路径组中最逼近精确解的路径。

[0131] 在本发明的优选实施例中，所述测试射线集RAY中的测试射线的数量大于10000条，且与计算精度成正比。实践中可根据精度的要求，创建对应数量的测试射线集，测试射线集合为RAY={r |r∈{单位球面上的点}}，测试射线的方向从球心指向球面，所有测试射线在球面上均匀分布，测试射线之间的夹角为θray，θray由测试射线数量决定，如测试射线数量为10000~40000时，即 在2到1度之间，一般情况下射线数量大于10000（θray <2度）可满足要求，具体数量可根据实际需要确定，而且测试射线数量越多，计算精度越高，根据实践，一般而言，测试射线数量3万以上即可满足一般精度要求，而对于精度要求更高场景，可适当增加测试射线数量。另外，所有测试射线在球面上还可以是不均匀设置的，即测试射线之间的夹角可以不同，例如可使测试射线集RAY中指向球面四周(赤道方向)的测试射线较为密集，而指向球面上下(南北两极)的测试射线较为稀疏，此时，θray的值为相邻测试射线之间的最大夹角。从而加强四周方向(赤道方向)的计算精度，避免在多径出现概率较小的区域浪费计算资源。也就是说，测试射线集RAY中测试射线在不同区域的分布密度与各区域多径出现概率大小成正比：在多径出现概率较大的区域，测试射线的数量较多，分布较为密集，而在多径出现概率较小的区域，测试射线的数量较小，分布较稀疏，避免浪费计算资源，最终实现计算资源的合理分配和最优化。如图15所示，在本发明的优选实施例中，计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths之后，还包括步骤：

[0132] S22、使用射线检测卫星与接收机天线之间的直达路径遮挡状态；

[0133] S23、使用射线检测绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径的遮挡状态，丢弃其中被遮挡的无效路径。

[0134] 本实施例通过射线检测直达路径遮挡状态和绕射多径路径的遮挡状态，并丢弃其中被遮挡的无效路径；在步骤S21中，绕射路径在计算时是假定在无遮挡的空间进行的，集合DiffractPaths中所有路径都未考虑静态和动态网格的遮挡，所以本实施例需要对遮挡的绕射多径进行剔除。

[0135] 具体地，步骤S4中，计算卫星各直达和多径信号到达接收机天线的功率衰减、时延、多普勒数据包括有：

[0136] 计算直达与多径的空间传输的距离衰减，多径的反射、透射衰减；

[0137] 计算卫星信号发出方向在卫星天线上的发射俯仰角、方位角，根据卫星天线的方向图进行发射功率衰减计算；

[0138] 对直达路径、多径路径的坐标求出信号入射方向相对于接收机天线的俯仰角、方位角，根据接收机天线方向图进行接收发射功率衰减计算；

[0139] 计算直达与多径的空间传输时延，以及卫星速度和接收机天线速度导致的多普勒效应；

[0140] 根据统一绕射理论以及绕射多径路径的坐标，计算绕射多径路径的绕射衰减；

[0141] 根据电磁理论以及反射/透射多径路径每一个反射/透射点的反射系数/透射系数，计算路径在整个传输过程中的功率衰减。

[0142] 经过上述计算后，将直达信号与多径路径的功率衰减、时延、多普勒数据发送到导航模拟器，控制导航模拟器的直达信号功率与多径通道的信号功率、时延、多普勒，生成模拟导航信号。

[0143] 具体地，上述步骤S6中，每经过物理时间10毫秒，仿真时间推进10毫秒，则重复执行前述步骤S1 步骤S5，直到仿真结束，从而使仿真运算速度达到了100Hz更新率的实时计~算要求，确保了导航多径模拟时的更新率与实时性。

[0144] 图16为通过上述实施例中导航多径实时仿真方法所得到的接收机天线与卫星之间的多径路径仿真示意图，包括有直达路径、被遮挡的直达路径、绕射多径路径、反射/透射多径路径，真实体现出多个接收机与多个导航卫星在复杂3D场景中的信号遮挡与多径状态，同时解决了高更新率与实时性难题。

[0145] 如图17所示，本发明优选实施例提供了一种GPU加速的真实环境导航多径实时仿真装置，包括：

[0146] 场景更新模块，根据模拟的接收机载体、接收机天线、所有可见卫星当前仿真时刻的实时动态参数，对真实环境的3D仿真场景进行实时场景更新；

[0147] 直达及绕射计算模块，用于计算卫星信号到达接收机天线的直达路径、各绕射路径，得到绕射多径路径集合DiffractPaths；

[0148] 射线集跟踪模块，用于利用预设的测试射线集RAY进行射线跟踪，一次性获得所有卫星到接收机天线的反射/透射多径路径集合MultiPaths，所述测试射线集RAY中的各测试射线分布在单位球面上，且均以接收机天线所在位置为球心指向球面，相邻测试射线间的最大夹角为θray；

[0149] 信号到达参数计算模块，用于根据反射/透射多径路径集合MultiPaths中各路径坐标、绕射多径路径集合DiffractPaths中各路径坐标、直达路径坐标、信号传输路径、反射点反射/透射系数、卫星速度和接收机天线速度、卫星天线方向图和接收机天线方向图计算卫星各直达和多径信号到达接收机天线的功率衰减、时延、多普勒数据；

[0150] 模拟导航信号生成模块，用于根据所述功率衰减、时延、多普勒数据生成基于当前3D仿真场景的直达和多径的模拟导航信号进行多径实时仿真；

[0151] 周期推进模块，用于按设定的更新周期进行多径实时仿真，直到仿真结束。

[0152] 本实施例的真实环境导航多径实时仿真装置中，所述射线集跟踪模块利用独特的测试射线集RAY进行接收机天线的测试射线反向跟踪，一次跟踪即可获得该接收机与所有卫星的全部反射/透射多径路径，使卫星数量的增加对计算耗时影响变得很小，耗时从卫星数量的倍数关系降低到常数时间，大幅降低计算量，确保每次计算时间在10毫秒内，提高了在多个接收机与多个导航卫星的复杂3D场景中进行导航多径模拟时的更新率与实时性。

[0153] 通过实践验证，在高负荷的情况下：多卫星、多载体、多天线、几百万三角形的复杂场景，本实施例可实时完成模拟每个天线每个卫星高达32路多径，反射次数高达6次的信号计算。仿真系统运算速度达到了100Hz更新率的实时计算要求。

[0154] 上述仿真装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。

[0155] 如图18所示，本发明的优选实施例还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述实施例中的真实环境导航多径实时仿真方法。

[0156] 如图19所示，本发明的优选实施例还提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是终端或活体检测服务器，其内部结构图可以如图12所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器和网络接口。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的其他计算机设备通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现上述真实环境导航多径实时仿真方法。

[0157] 本领域技术人员可以理解，图19中示出的结构，仅仅是与本发明方案相关的部分结构的框图，并不构成对本发明方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。

[0158] 如图20所示，本发明的优选实施例中，上述真实环境导航多径实时仿真装置通过导航模拟器控制模块与导航模拟器信号连接，本实施例的真实环境导航多径实时仿真装置通过从导航模拟器获取当前仿真时刻的所有可见卫星坐标、速度等参数，因此，在多径实时仿真时与导航模拟器建立网络连接来实现命令与数据交互，导航模拟器为多径仿真装置提供卫星坐标、速度，多径仿真装置为导航模拟器提供接收机载体、天线运动轨迹数据以及卫星遮挡信息、多径的数量、功率衰减，时延、多普勒。所述导航模拟器支持的卫星系统包括：北斗、GPS、GLONASS、GALILEO、WAAS、EGNOS、MSAS、GNGAN等，导航模拟器可根据每路信号的多径数量，创建相应数量的硬件信号生成通道。

[0159] 本发明的优选实施例还提供了一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，在所述程序运行时控制所述存储介质所在的设备执行上述实施例中的真实环境导航多径实时仿真方法。

[0160] 需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

[0161] 本实施例方法所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个或者多个计算设备可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实施例对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算设备（可以是个人计算机，服务器，移动计算设备或者网络设备等）执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（ROM， Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM， Random Access Memory），磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

[0162] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。