卫星定位导航原理实验
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实验一实时卫星位置解算及结果分析
一、实验原理
实时卫星位置解算在整个GPS接收机导航解算过程中占有重要的位置。卫星位置的解算是接收机导航解算（即解出本地接收机的纬度、经度、高度的三维位置）的基础。需要同时解算出至少四颗卫星的实时位置，才能最终确定接收机的三维位置。
对某一颗卫星进行实时位置的解算需要已知这颗卫星的星历和GPS时间。而星历和GPS 时间包含在速率为50比特/秒的导航电文中。导航电文与测距码（C/A码）共同调制L1载频后，由卫星发出。本地接收机相关接收到卫星发送的数据后，将导航电文解码得到导航数据。后续导航解算单元根据导航数据中提供的相应参数进行卫星位置解算、各种实时误差的消除、本地接收机位置解算以及定位精度因子（DOP）的计算等工作。关于各种实时误差的消除、本地接收机位置解算以及定位精度因子（DOP）的计算将在后续实验中陆续接触，这里不再赘述。
卫星的额定轨道周期是半个恒星日，或者说11小时58分钟2.05秒；各轨道接近于圆形，轨道半径（即从地球质心到卫星的额定距离）大约为26560km。由此可得卫星的平均角速度ω和平均的切向速度v s为：
ω=2π/(11*3600+58*60+2.05)≈0.0001458rad/s (1.1)
v s=rs*ω≈26560km*0.0001458≈3874m/s (1.2) 因此，卫星是在高速运动中的，根据GPS时间的不同以及卫星星历的不同（每颗卫星的星历两小时更新一次）可以解算出卫星的实时位置。本实验同时给出了根据当前星历推算出的卫星在11小时58分钟后的预测位置，以此来验证卫星的额定轨道周期。
本实验另一个重要的实验内容是对卫星进行相隔时间为1s的多点测量（本实验给出了三点），根据多个点的测量值，可以估计Doppler频移。
由于卫星与接收机有相对的径向运动，因此会产生Doppler效应，而出现频率偏移。Doppler频移的直接表现是接收机接收到的卫星信号不恰好在L1（1575.42MHz）频率点上，而是在L1频率上叠加了一个最大值为±5KHz左右的频率偏移，这就给前端相关器进行频域搜索，捕获卫星信号带来了困难。如果能够事先估计出大概的Doppler频偏，就会大大减小相关器捕获卫星信号的难度，缩短捕获卫星信号的时间，进而缩短接收机的启动时间。GPS 接收机的启动时间是衡量接收机性能好坏的重要参数之一，而卫星信号的快速捕获，缩短接收机的启动时间也是目前GNSS业界的热点问题。
本实验中Doppler频移的预测与后续《可视卫星位置预测》实验是紧密联系的，可视卫星位置预测中也包括对Doppler频移的预测。本实验将给出根据卫星位置和本地接收机的初始位置预测Doppler频移的方法。
有了卫星位置和本地接收机的初始位置，就可以根据空间两点间的距离公式，得出卫星距接收机的距离d。记录同一卫星在短时间t内经过的两点的空间坐标S1和S2，就可以分别得到这两点距接收机的距离d1和d2。只要相隔时间t取的较小（本实验取t=1s），|d1-d2|/t 就可以近似认为是卫星与接收机在t时间内的平均相对径向运动速度，再将此速度转换为频率的形式就可以得到大致的Doppler频移。
设本地接收机的初始位置为R（x r，y r，z r），记录的卫星两点空间坐标为S1（x1，y1，z1）、S2（x2，y2，z2），相隔时间为t，卫星与接收机平均相对径向运动速度为v d，光速为c，Doppler 频移为f d，则Doppler频移预测的具体公式如下所示：
d1=[(x1-x r)2+(y1-yr)2+(z1-z r)2]1/2 (1.3)
d2=[(x2-x r)2+(y2-y r)2+(z2-z r)2]1/2(1.4)
v d=|d1-d2|/t (1.5)
f d=v d×1575.42MHz/c (1.6)
Doppler频移同卫星的仰角有很密切的关系。Doppler频移随卫星仰角的增大而减小。当卫星的仰角为90度（即卫星在接收机正上方的天顶上）时，理论上Doppler频移为零。本实验根据卫星位置和本地接收机的初始位置算出卫星的仰角，来验证Doppler频移同卫星仰角的关系。
二、实验目的
1、理解实时卫、星位置解算在整个GPS接收机导航解算过程中所起的作用及为完成
卫星位置解算所需的条件；
2、了解GPS时间的含义、周期，卫星的额定轨道周期以及星历的构成、周期及应用
条件；
3、了解Doppler频移的成因、作用以及根据已知条件预测Doppler频移的方法；
4、了解Doppler频移的变化范围及其与卫星仰角之间的关系；
5、能够根据实验数据编写求解Doppler频移的相关程序。
三、实验内容及步骤
1、运行主程序以取得目前可视卫星的实时导航数据（如GPS时间、各颗卫星的星历
等）；
2、运行本实验程序，步骤1中截取的所有GPS时间就会出现在“选择GPS时刻”列
表框的下拉菜单中，任意选择一个GPS时刻；
3、如图1.1所示，在“所选时刻可视卫星星历”列表框中，就会出现所选时刻天空中
所有可视卫星当前发出的星历信息，学生可以在教师讲解的基础上了解星历的构成、周期，并对星历信息中比较重要的参数做相应的记录；
图1.1
4、在“选择卫星号”列表框的下拉菜单中，就会出现所选时刻天空中所有可视卫星的
序号，选择一个序号；
5、如图1.2所示，在“卫星位置信息”列表框中会出现所选卫星在所选的GPS时间所
对应的仰角以及其在ECEF坐标系下的三维坐标，在附表中记录其值；
6、在“卫星位置信息”列表框中同时会出现所选卫星在所选的GPS时间加一秒和加
两秒后的GPS时间所对应的ECEF坐标系下的三维坐标以及接收机在ECEF坐标系下
的初始位置坐标，这些数据用于求解Doppler频移，根据附表记录其值；
7、在“卫星位置信息”列表框中还会出现根据卫星在所选GPS时间发送的星历推算
出的这颗卫星在11小时58分后的ECEF坐标系下的大致位置，用以验证卫星的额
定轨道周期。根据附表记录其值；
8、同时“所选卫星在ECEF坐标系下的星座图”中，会出现该卫星在ECEF坐标系中的
大致位置，便于学生直观理解所求数据；
图1.2
9、学生根据步骤六记录的数据，在TurboC环境下自己编程实现对于Doppler频移的
求解，将所得数据记录在附表中；
10、重复步骤四到步骤九，记录并解算出所选时刻天空中所有可视卫星的相关数据，
按附表格式将所得数据记录下来；
11、重复步骤二到步骤十，在同一时间段中至少选三个不同的GPS时刻记录并解
算相应数据，比较并分析不同时刻同一卫星的仰角、ECEF坐标系下的坐标以及
Doppler频移的差异；
12、重复步骤二到步骤十一，至少选择三个不同时间段的数据进行记录、求解、分
析。
四、实验报告
1、按附表格式整理实验数据，并整理所编程序。
2、对同一时刻不同仰角卫星的Doppler频移进行比较，根据实际数据得出卫星仰角与
Doppler频移之间的关系。
3、比较并分析不同时刻同一卫星的仰角、ECEF坐标系下的坐标以及Doppler频移的差
异。
4、由接收机在ECEF坐标系下的初始位置坐标及同一卫星不同时刻在ECEF坐标系下的
位置坐标得出的卫星到接收机之间的不同距离分析卫星的运动趋势。
5、比较当前时刻卫星在ECEF坐标系下的位置坐标及由当前星历推算出的这颗卫星在
11小时58分后的ECEF坐标系下的大致位置坐标，思考为什么两个坐标只是大致
位置相同而不是绝对一致？
附图：卫星轨道与地球在ECEF坐标系下的相对位置及各个参量示意图
数据处理及实验结论
1、按附表格式整理实验数据，并整理所编程序。
（1）求解多普勒频移的matlab程序：
close all;
clear all:
x1 = [-24694279.137380-19009967.888852];
y1 = [6575734.72318210287246.280505];
z1 = [7191784.75717915439199.206628];
x2 = [-24695209.619169 -19009034.470315];
y2 = [6575524.6284510285499.728903];
z2 = [7188786.29358215441472.971776];
xr = [-24699430.593049-19022466.913819 ];
yr = [6563802.58370410452107.378324];
zr = [7185002.92900115314676.547441];
d1=((x1-xr).^2+(y1-yr).^2+(z1-zr).^2).^0.5;
d2=((x2-xr).^2+(y2-yr).^2+(z2-zr).^2).^0.5;
vd=abs(d1-d2);
fd=vd.*1575.42./300000000;
（2）卫星多普勒频移信息记录
2、对同一时刻不同仰角卫星的Doppler频移进行比较，根据实际数据得出卫星仰角与Doppler频移之间的关系。
根据实验结果可以看出：对于同一时刻不同仰角卫星的多普勒频移，仰角越大，多普勒频移越小。
3、比较并分析不同时刻同一卫星的仰角、ECEF坐标系下的坐标以及Doppler频移的差异。
根据实验结果可以看出，不同时刻同一卫星的仰角不变；ECEF坐标系下的坐标变化缓慢，但按照一定的规律改变，因为卫星是运动的；多普勒频移变化与卫星仰角相关，仰角高的卫星多普勒频移几乎没有变化，仰角低的卫星多普勒频移有少许变化。
4、由接收机在ECEF坐标系下的初始位置坐标及同一卫星不同时刻在ECEF坐标系下的位置坐标得出的卫星到接收机之间的不同距离分析卫星的运动趋势。
根据实验所测得的数据，可以计算出来：
卫星2，前后两时刻卫星与接收机之间的距离分别为d1=2.0526e+7，d2=2.0525e+7，所以卫星的运动趋势是靠近接收机的；
卫星5，前后两时刻卫星与接收机之间的距离为别为d1=2.0683e+7，d2=2.0682e+7，所以卫星的运动趋势是靠近接收机的。
5、比较当前时刻卫星在ECEF坐标系下的位置坐标及由当前星历推算出的这颗卫星在11小时58分后的ECEF坐标系下的大致位置坐标，思考为什么两个坐标只是大致位置相同而不是绝对一致？
因为卫星在运动的过程中会受到摄动力的作用，是的卫星运动产生一些小的附加变化而偏离上述的理想轨道，同时，这种偏离量的大小也随时间而改变。所以每次卫星运行的轨道不会完全与上一次重合，两个坐标只是大致位置相同。
实验二实时传输误差计算与特性分析及
信噪比与卫星仰角关系
一、实验原理
GPS测量中出现的各种误差按其来源大致可分为三种类型：
1、与卫星有关的误差：主要包括卫星星历误差、卫星时钟的误差、地球自转的影响和
相对论效应的影响等。
2、信号实时传输误差：因为GPS卫星属于中轨道卫星，GPS信号在传播时要经过大气
层。因此，信号传输误差主要是由于信号受到电离层和对流层的影响。此外，还有
信号传播的多径效应的影响。电离层和对流层的实时传输误差是本实验的一个研究
重点。
3、接收设备有关的误差：主要包括观测误差、接收机钟差、天线相位中心误差和载波
相位观测的整周不确定性影响。
第一部分：电离层和对流层实时传输误差的计算与特性分析：
地球表面被一层很厚的大气所包围。由于地球引力的作用，大气质量在垂直方向上分布极不均匀，主要集中在大气底部，其中75%的质量分布在10km以下，90%的以上质量分布在30km以下。同时大气在垂直方向上的物理性质差异也很大，根据温度、成分和荷电等物理性质的不同，大气可分为性质各异的若干大气层。按不同标准有不同的分层方法，根据对电磁波传播的不同影响，一般分为对流层和电离层。
大气折射对GPS观测结果的影响，往往超过了GPS精密定位所容许的精度范围。如何在数据处理过程中通过模型加以改正，或在观测中通过适当的方法来减弱，以提高定位精度，已经成为广大用户普遍关注的重要问题。
1、电离层折射的影响（Ionosphericdelay）：
电离层延迟是对GPS接收机测量定位影响非常大的一项实时传输误差。它在夜里（晚8时到早8时左右）的变化比较平缓，误差也比较小，但在白天（早8时到晚8时左右）随着太阳的升高变化就会非常剧烈，变化趋势近似钟型曲线。最大垂直延迟误差可以达到50米左右；水平方向可达150米左右。因此，消除或减弱电离层延迟误差是提高定位精度的重要保证。
电离层分布于地球大气层的顶部，约在地面向上70km以上范围。由于原子氧吸收了太阳紫外线的能量，该大气层的温度随高度上升而迅速升高，同时由于太阳和其它天体的各种射线作用，使大部分大气分子发生电离，具有密度较高的带电粒子。电离层中电子的密度决定于太阳辐射强度和大气密度，因而导致电离层的电子密度不仅随高度而异，而且与太阳黑子的活动密切相关。
GPS载波为单一频率，其传播速度为相速度；伪随机码是多种波的叠加，其传播速度为群速度。电离层中，相折射率和群折射率是不同的。GPS定位中，对于码相位测量和载波相位测量的修正量，应采用群折射率和相折射率分别计算。当电磁波沿天顶方向通过电离层时，由于折射率的变化而引起的传播路径距离差和相位延迟，一般可写为：
由相折射率和群折射率引起的路径传播误差(m)和时间延迟(ns)分别为：
由相折射率引起：
由群折射率引起：
其中N∑为电磁波传播路径上的电子总量，f为电磁波频率。
显然，电磁波在电离层中产生的各种延迟都与电磁波传播路径上的电子总量N∑有关。电离层中的电子密度是变化的，它与太阳黑子活动状况、地球上地理位置的不同、季节变化和不同时间有关。据有关资料分析，电离层电子密度白天约为夜间的5倍；一年中，冬季与夏季相差4倍；太阳黑子活动最激烈时可为最平缓时的4倍。另外，电磁波传播延迟还与电磁波传到GPS天线的方位有关。当电磁波传播方向偏离天线顶时，电子总量会明显增加，最大时水平方向延迟是天顶方向延迟的3倍。
由于电离层延迟主要取决于信号频率和传播路径上的电子总量,因此对于电离层延迟的影响，可以通过以下途径解决：
1）利用电离层模型加以修正：对单频接收机，一般采用由导航电文提供参数的电离层模型或其它适宜的电离层模型对观测量进行改正。目前模型改正的有效性约为75%。即当电离层的延迟为50m，经过模型改正后，仍含有约12.5m的残差。这种方法至今仍在完善中。2）利用双频观测：电离层延迟是信号频率的函数，对不同频率电磁波信号进行观测，可确定其影响大小，并对观测量加以修正。其有效性不低于95%。
3）利用同步观测值求差：用两台接收机在基线的两端进行同步观测，取其观测量之差。因为当两观测站相距不太远时，卫星至两观测站电磁波传播路径上的大气状况相似，大气状况的系统影响可通过同步观测量的差分而减弱。该方法对小于20km的短基线效果尤为明显，经过电离层折射改正后，基线长度的相对残差约为10-6。故在短基线相对定位中，即使使用单频接收机也能达到相当高的精度。但随着基线长度的增加，精度将明显降低。
2、对流层折射的影响（Troposphericerror）：
一般而言，对于地球上地理位置固定的点，其对流层误差随时间变化的趋势比较平缓。因此，对流层误差对GPS接收机测量定位的影响比电离层延迟的影响要小。电磁波在对流层中传播速度除与大气的折射率有关外，还与电磁波传播方向有关，而与频率无关。在天顶方向延迟可达2.3米，在高度角10度时可达20米。因此，在精密定位中，对流层误差必须考虑。
对流层是指从地面向上约40km范围内的大气底层，占整个大气质量的99%。对流层与地面接触，从地面得到辐射热能，温度随高度的上升而降低。对流层虽仅有少量带电离子，但却具有很强的对流作用，云、雾、雨、雪、风等主要天气现象均出现其中。该层大气中除了含有各种气体元素外，还含水滴、冰晶和尘埃等杂质，对电磁波的传播有很大影响。
对流层的折射率与大气压力、温度和湿度关系密切，由于该层对流作用强，大气压力、温度和湿度变化复杂，对该层大气折射率的变化和影响，目前尚难以模型化。通常将对流层中大气折射率分为干分量和湿分量两部分。干分量引起的电磁波传播路径距离差主要与地面的大气压力和温度有关；湿分量引起的电磁波传播路径距离差主要与传播路径上的大气状况（即大气湿度和高度）密切相关。
沿天顶方向电磁波传播路径的距离差为：
N d和N w分别表示干、湿分量的折射数，S0为电磁波在真空中的传播路径，H d为当N d 趋近于0时的高程值（约40km），H w为当N w趋近于0时的高程值（约10km）。S d为由干分量引起的距离差，S w为由湿分量引起的距离差。
在卫星大地测量中，不可能沿电磁波传播路线直接测定对流层的折射数，一般根据地面的气象数据来描述折射数与高程的关系。根据理论分析，折射数的干分量与高程H的关Nd0为地系为：
Nd0为地面大气折射数的干分量：由于Hd不易确定，H·Hopfield通过分析全球高空气象探测资料，推荐了如下经验公式（式中Tk为绝对温度）：
由于大气湿度随地理纬度、季节和大气状况而变化，尚难以建立折射数湿分量的理论模型，一般采用与干分量相似的表示方法：
N w0为地面大气折射数的湿分量；高程的平均值取为H w=11000m。积分可得沿天顶方向对流层对电磁波传播路径影响的近似关系：
式中P为大气压力（mbar）T k为绝对温度,e0为水汽分压（mbar）。
数字分析表明，在大气的正常状态下，沿天顶方向，折射数干分量对电磁波传播路径的影响约为2.3m，约占天顶方向距离总误差的90%，湿分量的影响远比干分量影响小。
若卫星信号不是从天顶方向，而是沿某一高度角的方向传播，对流层延迟误差会加大，最大可达20米左右。
目前采用的各种对流层模型，即使应用实时测量的气象资料，经过对流层折射改正后的残差，仍保持在对流层影响的5%左右。减少对流层折射对电磁波延迟影响的方法有：
1、利用模型改正。实测地区气象资料利用模型改正，能减少对流层对电磁波的延迟达92%-93%。而且，对流层大气折射的改正模型也在不断完善。
2、利用同步观测修正。当基线模型较短时，气象条件较稳定，两个测站的气象条件基本一致，利用基线两端同步观测求差，可以更好地减弱对流层折射的影响。
第二部分：信噪比与卫星仰角关系：
GPS卫星信号的信噪比（即相对强度噪声）定义为单位带宽（Hz）内信号功率与噪声功率之比的分贝量（dB），即dB/Hz。经实践测试表明，当GPS卫星信号的信噪比过低（一般认为低于26dB/Hz）时，GPS接收机就无法正常跟踪该卫星信号。因此，卫星信号信噪比的大小直接影响到GPS接收机能否正常工作。
实践表明，信噪比与卫星仰角的关系十分密切。一般认为，卫星的仰角越低，如前所述，卫星信号在传播过程中受到的诸如电离层延迟、对流层误差等实时传输误差的影响就越大；另一方面，就越可能受到地面障碍物的遮挡。因此，卫星信号的信噪比就应该越小（这只是一个趋势，并不排除特殊情况出现）。本实验在实时卫星信号下测量卫星信号的信噪比和各可视卫星的仰角，使学生可以直观看到各种可能发生的情况，总结信噪比与卫星仰角的关系。
二．实验目的
1、了解GPS测量过程中按误差来源分有哪三类主要误差，各是什么；
2、理解信号实时传输误差中的电离层延迟、对流层误差的来源、特性、计算方法以及
消除或减弱的手段；
3、总结卫星信号信噪比与卫星仰角的关系。
三、实验内容及步骤
1、运行主程序以取得目前可视卫星的实时导航数据（如GPS时间、各颗卫星的星历
以及信噪比等）；
2、运行本实验程序，步骤1中截取的所有GPS时间就会出现在“选择GPS时刻”列
表框的下拉菜单中，任意选择一个GPS时刻；
3、如图2.1所示，由于可视卫星仰角的解算需要解算本地接收机位置，因此如果在所
选GPS时间天空中的可视卫星数小于4颗，则不能解算出此时刻的本地接收机位
置，会弹出“无法计算卫星仰角”对话框。学生需要选择其它时间进行解算。
图2.1
4、如图2.2所示，若所选GPS时间天空中的可视卫星数在4颗以上，则在程序界面的
实时卫星分布图中会出现本时刻所有可视卫星位置，同时在其左面的卫星仰角列表
框中会出现本时刻所有可视卫星的仰角。
图2.2
5、如图2.3所示，点击“显示本段时刻可视卫星相关参数曲线”键，就可看到运行主
程序期间所记录时刻的电离层延迟、对流层误差以及信噪比随时间变化的曲线，并
在程序界面右面会显示不同颜色曲线所对应的卫星序号。
图2.3
6、根据附表记录不同时刻天空中可视卫星的仰角及信噪比，比较并得出卫星信号信噪
比与卫星仰角的关系。
7、根据不同时间段电离层延迟、对流层误差随时间变化的曲线，大致得出此两项误差
随时间变化规律，并大致估计此两项误差的误差范围。
四、实验报告
1、按附表格式整理实验数据。
2、根据附表数据比较并得出卫星信号信噪比与卫星仰角的关系（包括对整体趋势及特
殊情况两方面的分析）。
3、取不同时段（至少2个，相隔30分钟以上）的电离层延迟、对流层误差随时间变
化的曲线，大致得出此两项误差随时间变化规律，并大致估计此两项误差的误差范
围。
附表（以可视卫星数等于4为例）
数据处理及实验结论
1、实验数据整理结果如上表所示。
2、根据附表数据比较并得出卫星信号信噪比与卫星仰角的关系（包括对整体趋势及特殊情况两方面的分析）。
由实验结果可得：卫星信号信噪比随着卫星仰角的增加而增加，这是变化的整体趋势；也会出现特殊情况，原因可能是在某个仰角的通信链路上，存在遮挡或其他的额外损耗，导致卫星信噪比降低，与整体变化趋势不同。
3、取不同时段（至少2个，相隔30分钟以上）的电离层延迟、对流层误差随时间变化的曲线，大致得出此两项误差随时间变化规律，并大致估计此两项误差的误差范围。
根据实验所绘得的图像，可以看出：电离层延迟误差随时间变化曲线基本是一条水平直线，略微有一点下降趋势；对流层延迟误差随时间变化曲线略微程下降趋势。
电离层延迟误差范围：3m~2m；
对流层延迟误差范围：9m~7m。
实验三几何精度因子（DOP）的实时计算与分析
一、实验原理
不同的GPS接收机由于采用了不同的定位算法，其输出的位置/时间解的精度是不同的。但是在定位精度已知的情况下，其输出值的可信程度是靠什么来判定的呢？这就涉及到本实验要研究的内容：几何精度因子（DOP）。
利用GPS进行绝对定位或单点定位时，位置/时间解的精度主要取决于：
（1）所测卫星在空间的几何分布（通常称为卫星分布的几何图形），即几何精度因子；
（2）观测量精度，即伪距误差因子。它是由观测中各项误差所决定的。
粗略地讲，GPS解的误差用下式来估计：
（GPS解的误差）=（几何精度因子）×（伪距误差因子）即：
σX=DOP×σ0
其中σX是GPS解的误差，DOP（几何精度因子）是权系数阵主对角线元素的函数，σ0是伪距测量中的误差。权系数阵的定义如下：
其中G为由接收机到可视卫星的方向余弦距阵，而元素q ij表达了全部解的精度及其相关性信息，是评价定位结果的依据。
在前序实验中已经涉及到各种伪距误差：如卫星时钟误差、星历预测误差、相对论效应误差、对流层误差、电离层误差等实时传输误差，这里不再赘述。
在实践中，根据不同要求，可选用不同的精度评价模型和相应的精度因子，通常有：
●高程几何精度因子VDOP(VerticalDOP):相应的高程精度为：
●空间三维位置几何精度因子PDOP(PositionDOP)：相应的三维定位精度为：
●二维水平位置几何精度因子HDOP(horizontalDOP)：相应的平面位置精度为：
●接收机钟差几何精度因子TDOP(TimeDOP)：钟差精度：
●总几何精度因子GDOP(GeometricDOP)：描述空间位置误差和时间误差综合影响的
精度因子，总的测量精度为：
由以上讨论可知，几何精度因子就是观测卫星几何图形对定位精度影响的大小程度。在观测量精度相同的情况下，几何精度因子越小，定位精度越高；反之则越低。所以，它实质上是几何放大因子。因此，几何精度因子对定位和钟差的精度有重大的影响。由于几何精度因子与所测卫星的空间分布有关，因此也称之为观测卫星的图形强度因子。由于卫星的运动以及观测卫星的选择不同，所测卫星在空间分布的几何图形是变化的，导致几何精度因子的数值也是变化的。为提高定位精度，应选择几何精度因子最小的4颗卫星进行观测。这称之为最佳星座选择。其两条基本原则为：一是观测卫星的仰角不得小于5-10度，以减小大气折射误差的影响；二是四颗卫星的总几何精度因子GDOP值最小，以保证获得最高的定位和定时精度。
总几何精度因子GDOP与卫星几何图形的关系如下：
假设观测站与4颗观测卫星所构成的六面体体积为G，研究表明，总几何精度因子GDOP 与该六面体体积的倒数成正比。GDOPμ1/G。六面体的体积越大，所测卫星在空间的分布范围也越大，GDOP值越小；反之，卫星分布范围越小，GDOP值越大。理论分析得出：在由观测站至4颗卫星的观测方向中，当任意两方向之间的夹角接近109.5度时，其六面体的体积最大。但实际观测中，为减弱大气折射的影响，所测卫星的高度角不能过低。因此在满足卫星高度角要求的条件下，尽可能使六面体体积接近最大。实际工作中选择和评价观测卫星分布图形：一颗卫星处于天顶，其余3颗卫星相距120度时，所构成的六面体体积接近最大。四星定位法主要用于早期的GPS接收机中，随着接收机跟踪通道的增加，选星已经不十分重要，如果可见卫星多于4颗（如6颗或8颗），人们越来越倾向于使用全部可视卫星进行观测，这样定位比选择4颗卫星定位具有更高的精度。
为了测定必须的定位精度，应规定几何精度因子的最大值限制差，一旦超过限制值就应停止观测。一般低动态接收机的GDOP门限值可以设得比较小，一般不大于6，因为其可以舍弃一些几何精度因子过大的值，而正常输出基本不受影响；而对于高动态接收机而言，其所输出的每一点都很重要。这样，GDOP门限值就设的比较大，一般不大于9。
二、实验目的
1、理解几何精度因子在整个GPS接收机导航解算过程中所起的作用及解算几何精度
因子的必要性；
2、了解GDOP、VDOP、PDOP、HDOP、TDOP等不同几何精度因子的计算过程及所起
的作用；
3、理解DOP值与卫星几何分布的关系。包括DOP值较小或较大时卫星的几何分布情
况；
4、了解不同应用场合对DOP门限值的要求。
三、实验内容及步骤
1、运行主程序以取得目前可视卫星的实时导航数据（如GPS时间、卫星星历等）；
2、运行本实验程序，步骤1中截取的所有GPS时间就会出现在“选择GPS时刻”列
表框的下拉菜单中，任意选择一个GPS时刻；
3、如图3.1所示，由于DOP值的解算需要已知本地接收机位置以及不少于4颗的可
视卫星的位置，如果在所选GPS时间天空中的可视卫星数小于4颗，则不能解算
出此时刻的DOP值，会弹出“无法计算DOP值”对话框。学生需要选择其它时间
进行解算。
图3.1
4、如图3.2所示，若所选GPS时间天空中的可视卫星数在4颗以上，则在程序界面的
实时卫星分布图中会出现本时刻所有可视卫星位置，同时在右面的相应位置会出现本时刻的各个DOP值。
5、根据表1记录不同时刻的DOP值，比较不同时刻（如相隔30秒）DOP值的变化情
况，尤其是可视卫星个数发生变化的时刻，初步总结DOP值与卫星几何分布关系。
图3.2
6、如图3.3所示，点击“定量分析”键，进入对DOP值的准确分析阶段。此时，程
序界面内的卫星分布图上会出现4颗卫星，同时会出现每颗卫星的方位角和仰角，
在右面的相应位置会出现卫星在这种分布情况下的DOP值。
7、移动这4颗卫星，可得到卫星在不同几何分布情况下的实时DOP值以及各个卫星
准确的方位角和仰角。根据表2记录4颗卫星在不同几何分布情况下，各个卫星的
方位角和仰角以及对应的各个DOP值，比较各条记录，总结并验证课本中讲到的
DOP值与卫星几何分布的关系。
图3.3
四、实验报告
1、按附表格式整理实验数据。
2、对不同GPS时刻DOP值进行分析，比较两时刻可视卫星个数未发生变化和发生变
化的两种不同情况下，DOP值的变化幅度及变化趋势，得出结论。
3、对给定的4颗卫星在不同分布情况下的DOP值进行比较，得出DOP值较好时的卫
星分布状况以及DOP值较差时的卫星分布状况，进而得出DOP值随各个卫星方位
角及仰角的不同关系而变化的趋势，分析并验证课本中讲到的DOP值与卫星几何
分布的关系。
4、比较各种不同情况下各个DOP值的变化幅度，得出结论。
5、思考如果有多颗卫星（多于4颗）存在时，怎样实现选星。
数据处理及实验结论
1、按附表格式整理实验数据。
（1）卫星DOP信息记录表
卫星定位导航原理实验 班级：1105103班 学号：1110510304 姓名： 同组人： 2014年11月12日
实验一实时卫星位置解算及结果分析 一、实验原理 实时卫星位置解算在整个GPS接收机导航解算过程中占有重要的位置。卫星位置的解算是接收机导航解算（即解出本地接收机的纬度、经度、高度的三维位置）的基础。需要同时解算出至少四颗卫星的实时位置，才能最终确定接收机的三维位置。 对某一颗卫星进行实时位置的解算需要已知这颗卫星的星历和GPS时间。而星历和GPS 时间包含在速率为50比特/秒的导航电文中。导航电文与测距码（C/A码）共同调制L1载频后，由卫星发出。本地接收机相关接收到卫星发送的数据后，将导航电文解码得到导航数据。后续导航解算单元根据导航数据中提供的相应参数进行卫星位置解算、各种实时误差的消除、本地接收机位置解算以及定位精度因子（DOP）的计算等工作。关于各种实时误差的消除、本地接收机位置解算以及定位精度因子（DOP）的计算将在后续实验中陆续接触，这里不再赘述。 卫星的额定轨道周期是半个恒星日，或者说11小时58分钟2.05秒；各轨道接近于圆形，轨道半径（即从地球质心到卫星的额定距离）大约为26560km。由此可得卫星的平均角速度ω和平均的切向速度v s为： ω=2π/(11*3600+58*60+2.05)≈0.0001458rad/s (1.1) v s=rs*ω≈26560km*0.0001458≈3874m/s (1.2) 因此，卫星是在高速运动中的，根据GPS时间的不同以及卫星星历的不同（每颗卫星的星历两小时更新一次）可以解算出卫星的实时位置。本实验同时给出了根据当前星历推算出的卫星在11小时58分钟后的预测位置，以此来验证卫星的额定轨道周期。 本实验另一个重要的实验内容是对卫星进行相隔时间为1s的多点测量（本实验给出了三点），根据多个点的测量值，可以估计Doppler频移。 由于卫星与接收机有相对的径向运动，因此会产生Doppler效应，而出现频率偏移。Doppler频移的直接表现是接收机接收到的卫星信号不恰好在L1（1575.42MHz）频率点上，而是在L1频率上叠加了一个最大值为±5KHz左右的频率偏移，这就给前端相关器进行频域搜索，捕获卫星信号带来了困难。如果能够事先估计出大概的Doppler频偏，就会大大减小相关器捕获卫星信号的难度，缩短捕获卫星信号的时间，进而缩短接收机的启动时间。GPS 接收机的启动时间是衡量接收机性能好坏的重要参数之一，而卫星信号的快速捕获，缩短接收机的启动时间也是目前GNSS业界的热点问题。 本实验中Doppler频移的预测与后续《可视卫星位置预测》实验是紧密联系的，可视卫星位置预测中也包括对Doppler频移的预测。本实验将给出根据卫星位置和本地接收机的初始位置预测Doppler频移的方法。 有了卫星位置和本地接收机的初始位置，就可以根据空间两点间的距离公式，得出卫星距接收机的距离d。记录同一卫星在短时间t内经过的两点的空间坐标S1和S2，就可以分别得到这两点距接收机的距离d1和d2。只要相隔时间t取的较小（本实验取t=1s），|d1-d2|/t 就可以近似认为是卫星与接收机在t时间内的平均相对径向运动速度，再将此速度转换为频率的形式就可以得到大致的Doppler频移。 设本地接收机的初始位置为R（x r，y r，z r），记录的卫星两点空间坐标为S1（x1，y1，z1）、S2（x2，y2，z2），相隔时间为t，卫星与接收机平均相对径向运动速度为v d，光速为c，Doppler 频移为f d，则Doppler频移预测的具体公式如下所示： d1=[(x1-x r)2+(y1-yr)2+(z1-z r)2]1/2 (1.3) d2=[(x2-x r)2+(y2-y r)2+(z2-z r)2]1/2(1.4)
福建农林大学计算机与信息学院信息工程类实验报告系：计算机科学与技术专业：计算机科学与技术年级： 09级 姓名：张文绮学号： 091150022 实验课程：计算机组成原理 实验室号：___田405 实验设备号： 43 实验时间：2010.12.19 指导教师签字：成绩： 实验一算术逻辑运算实验 1．实验目的和要求 1. 熟悉简单运算器的数据传送通路； 2. 验证4位运算功能发生器功能(74LS181)的组合功能。 2．实验原理 实验中所用到的运算器数据通路如图1-1所示。其中运算器由两片74181
以并/串形式构成8位字长的ALU。运算器的输出经过一个三态门(74245)和数据总线相连，运算器的两个数据输入端分别由两个锁存器(74373)锁存，锁存器的输入连接至数据总线，数据开关INPUT DEVICE用来给出参与运算的数据，并经过一个三态门(74245)和数据总线相连，数据显示灯“BUS UNIT”已和数据总线相连，用来显示数据总线内容。 图1-2中已将用户需要连接的控制信号用圆圈标明(其他实验相同，不再说明)，其中除T4为脉冲信号，其它均为电平信号。由于实验电路中的时序信号均已连至W/R UNIT的相应时序信号引出端，因此，在进行实验时，只需将W/R UNIT 的T4接至STATE UNIT的微动开关KK2的输出端，按动微动开关，即可获得实验所需的单脉冲，而S3，S2，S1，S0，Cn，LDDR1，LDDR2，ALU-B，SW-B各电平控制信号用SWITCH UNIT中的二进制数据开关来模拟，其中Cn，ALU-B，SW-B为低电平控制有效，LDDR1，LDDR2为高电平有效。 3．主要仪器设备（实验用的软硬件环境） ZYE1603B计算机组成原理教学实验系统一台，排线若干。 4．操作方法与实验步骤
惯性导航技术综合实验 实验五惯性基组合导航及应用技术实验
惯性/卫星组合导航系统车载实验 一、实验目的 ①掌握捷联惯导/GPS组合导航系统的构成和基本工作原理； ②掌握采用卡尔曼滤波方法进行捷联惯导/GPS组合的基本原理； ③掌握捷联惯导 /GPS组合导航系统静态性能； ④掌握动态情况下捷联惯导 /GPS组合导航系统的性能。 二、实验内容 ①复习卡尔曼滤波的基本原理（参考《卡尔曼滤波与组合导航原理》第二、五章）； ②复习捷联惯导/GPS组合导航系统的基本工作原理（参考以光衢编著的《惯性导航原理》第七章）； 三、实验系统组成 ①捷联惯导/GPS组合导航实验系统一套； ②监控计算机一台。 ③差分 GPS接收机一套； ④实验车一辆； ⑤车载大理石平台； ⑥车载电源系统。 四、实验内容 1）实验准备 ①将IMU紧固在车载大理石减振平台上，确认IMU的安装基准面紧靠实验平台； ②将IMU与导航计算机、导航计算机与车载电源、导航计算机与监控计算
机、GPS 接收机与导航计算机、GPS 天线与GPS 接收机、GPS 接收机与GPS 电池之间的连接线正确连接； ③ 打开GPS 接收机电源，确认可以接收到4颗以上卫星； ④ 打开电源，启动实验系统。 2） 捷联惯导/GPS 组合导航实验 ① 进入捷联惯导初始对准状态，记录IMU 的原始输出，注意5分钟内严禁移动实验车和IMU ； ② 实验系统经过5分钟初始对准之后，进入导航状态； ③ 移动实验车，按设计实验路线行驶； ④ 利用监控计算机中的导航软件进行导航解算，并显示导航结果。 五、 实验结果及分析 (一) 理论推导捷联惯导短时段（1分钟）位置误差，并用1分钟惯导实验数据验证。 1、一分钟惯导位置误差理论推导： 短时段内（t<5min ），忽略地球自转0ie ω=，运动轨迹近似为平面1/0R =，此时的位置误差分析可简化为： （1） 加速度计零偏?引起的位置误差：2 10.88022t x δ?==m （2） 失准角0φ引起的误差：2 02 0.92182g t x φδ==m （3） 陀螺漂移ε引起的误差：3 30.01376 g t x εδ==m 可得1min 后的位置误差值123 1.8157m x x x x δδδδ=++= 2、一分钟惯导实验数据验证结果： （1）纯惯导解算1min 的位置及位置误差图：
《导航原理》作业 (惯性导航部分)
一、题目要求 A fighter equipped with SINS is initially at the position of ?35 NL ?122X G Y G Z G ,and three accelerometers, X A ,Y A ,Z A are installed along the axes b X ,b Y ,b Z of the body frame respectively. Case 1:stationary onboard test The body frame of the fighter initially coincides with the geographical frame, as shown in the figure, with its pitching axis b X pointing to the east,rolling axis b Y to the north, and azimuth axis b Z upward. Then the body of the fighter is made to rotate step by step relative to the geographical frame. (1) ?10around b X (2) ?30around b Y (3) ?50-around b Z After that, the body of the fighter stops rotating. You are required to compute the final output of the three accelerometers on the fighter, using both DCM and quaternion respectively,and ignoring the device errors. It is known that the magnitude of gravity acceleration is 2/8.9g s m =. Case 2:flight navigation Initially, the fighter is stationary on the motionless carrier with its board 25m above the sea level. Its pitching and rolling axes are both in the local horizon, and its rolling axis is ?45on the north by east, parallel with the runway onboard. Then the fighter accelerate along the runway and take off from the carrier. The output of the gyros and accelerometers are both pulse numbers,Each gyro pulse is an angular increment of sec arc 1.0-,and each accelerometer pulse is g 6e 1-,with 2/8.9g s m =.The gyro output frequency is 10 Hz,and
自动控制原理 大作业 （设计任务书） 姓名： 院系： 班级： 学号： 5. 参考图5 所示的系统。试设计一个滞后-超前校正装置，使得稳态速度误差常数为20 秒-1，相位裕度为60
度，幅值裕度不小于8 分贝。利用MATLAB 画出 已校正系统的单位阶跃和单位斜坡响应曲线。 + 一．人工设计过程 1.计算数据确定校正装置传递函数 为满足设计要求，这里将超前滞后装置的形式选为 ) 1)(() 1)(1()(2 12 1T s T s T s T s K s G c c ββ++++= 于是，校正后系统的开环传递函数为)()(s G s G c 。这样就有 )5)(1()(lim )()(lim 00++==→→s s s K s sG s G s sG K c c s c s v 205 ==c K 所以 100=c K 这里我们令100=K ，1=c K ，则为校正系统开环传函) 5)(1(100 )(++= s s s s G
首先绘制未校正系统的Bode 图 由图1可知，增益已调整但尚校正的系统的相角裕度为? 23.6504-，这表明系统是不稳定的。超前滞后校正装置设计的下一步是选择一个新的增益穿越频率。由)(ωj G 的相角曲线可知，相角穿越频率为2rad/s ，将新的增益穿越频率仍选为2rad/s ，但要求2=ωrad/s 处的超前相角为? 60。单个超前滞后装置能够轻易提供这一超前角。 一旦选定增益频率为2rad/s ，就可以确定超前滞后校正装置中的相角滞后部分的转角频率。将转角频率2/1T =ω选得低于新的增益穿越频率1个十倍频程，即选择2.0=ωrad/s 。要获得另一个转角频率)/(12T βω=，需要知道β的数值， 对于超前校正，最大的超前相角m φ由下式确定 1 1 sin +-= ββφm 因此选)79.64(20 ==m φβ，那么，对应校正装置相角滞后部分的极点的转角频率为 )/(12T βω=就是01.0=ω，于是，超前滞后校正装置的相角滞后部分的传函为 1 1001 520 01.02.0++=++s s s s 相角超前部分：由图1知dB j G 10|)4.2(|=。因此，如果超前滞后校正装置在2=ωrad/s 处提供-10dB 的增益，新的增益穿越频率就是所期望的增益穿越频率。从这一要求出发，可 以画一条斜率为-20dB 且穿过（2rad/s ，-10dB ）的直线。这条直线与0dB 和-26dB 线的交点就确定了转角频率。因此，超前部分的转角频率被确定为s rad s rad /10/5.021==ωω和。 因此，超前校正装置的超前部分传函为 )1 1.01 2(201105.0++=++s s s s 综合校正装置的超前与之后部分的传函，可以得到校正装置的传递函数)(S G c 。 即) 1100)(11.0() 15)(12(01.02.0105.0)(++++=++++= s s s s s s s s s G c 校正后系统的开环传递函数为
重庆理工大学 《计算机组成原理》 实验报告 学号 __11503080109____ 姓名 __张致远_________ 专业 __软件工程_______ 学院 _计算机科学与工程 二0一六年四月二十三实验一基本运算器实验报告
一、实验名称 基本运算器实验 二、完成学生：张致远班级115030801 学号11503080109 三、实验目的 1．了解运算器的组成结构。 2．掌握运算器的工作原理。 四、实验原理： 两片74LS181 芯片以并/串形式构成的8位字长的运算器。右方为低4位运算芯片，左方为高4位运算芯片。低位芯片的进位输出端Cn+4与高位芯片的进位输入端Cn相连，使低4位运算产生的进位送进高4位。低位芯片的进位输入端Cn可与外来进位相连，高位芯片的进位输出到外部。 两个芯片的控制端S0～S3 和M 各自相连，其控制电平按表2.6-1。为进行双操作数运算，运算器的两个数据输入端分别由两个数据暂存器DR1、DR2（用锁存器74LS273 实现）来锁存数据。要将内总线上的数据锁存到DR1 或DR2 中，则锁存器74LS273 的控制端LDDR1 或LDDR2 须为高电平。当T4 脉冲来到的时候，总线上的数据就被锁存进DR1 或DR2 中了。 为控制运算器向内总线上输出运算结果，在其输出端连接了一个三态门（用74LS245 实现）。若要将运算结果输出到总线上，则要将三态门74LS245 的控制端ALU-B 置低电平。否则输出高阻态。数据输入单元(实验板上印有INPUT DEVICE)用以给出参与运算的数据。其中，输入开关经过一个三态门（74LS245）和内总线相连，该三态门的控制信号为SW-B，取低电平时，开关上的数据则通过三态门而送入内总线中。 总线数据显示灯（在BUS UNIT 单元中）已与内总线相连，用来显示内总线上的数据。控制信号中除T4 为脉冲信号，其它均为电平信号。 由于实验电路中的时序信号均已连至“W/R UNIT”单元中的相应时序信号引出端，因此，需要将“W/R UNIT”单元中的T4 接至“STATE UNIT”单元中的微动开关KK2 的输出端。在进行实验时，按动微动开关，即可获得实验所需的单脉冲。 S3、S2、 S1、S0 、Cn、M、LDDR1、LDDR2、ALU-B、SW-B 各电平控制信号则使用“SWITCHUNIT”单元中的二进制数据开关来模拟，其中Cn、ALU-B、SW-B 为低电平有效，LDDR1、LDDR2 为高电平有效。 对于单总线数据通路，作实验时就要分时控制总线，即当向DR1、DR2 工作暂存器打入数据时，数据开关三态门打开，这时应保证运算器输出三态门关闭；同样，当运算器输出结果至总线时也应保证数据输入三态门是在关闭状态。 运算结果表
导航原理实验报告 院系： 班级： 学号： 姓名： 成绩： 指导教师签字： 批改日期：年月日 哈尔滨工业大学航天学院 控制科学实验室
实验1 二自由度陀螺仪基本特性验证实验 一、实验目的 1．了解机械陀螺仪的结构特点； 2．对比验证没有通电和通电后的二自由度陀螺仪基本特性表观； 3．深化课堂讲授的有关二自由度陀螺仪基本特性的内容。 二、思考与分析 1． 定轴性 （1） 设陀螺仪的动量矩为H ，作用在陀螺仪上的干扰力矩为M d ，陀螺仪漂移角 速度为ωd ，写出关系式说明动量矩H 越大，陀螺漂移越小，陀螺仪的定轴性(即稳定性)越高. 答案： d d H M ω=? /sin d d H M θω = 干扰力矩M d 一定时，动量矩H 越大，陀螺仪漂移角速度为ωd 越小，陀螺漂移越小， 陀螺仪的定轴性(即稳定性)越高. （2） 在陀螺仪原理及其机电结构方而简要蜕明如何提高H 的量值? 答案：H J =Ω 由公式2A J dm r = ???可知 提高H 的量值有四种途径： 1. 陀螺转子采用密度大的材料,其质量提高了，转动惯量也就提高了。 2. 改变质量分布特性。在质量相同的情况下，若质量分布的半径距质 心越远，H 越大。因此将陀螺转子的有效质量外移，如动力谐陀螺将转子设计成环状。即在陀螺电机定子环中，可做成质量集中分布在环外边缘的环形结构，切边缘部分材质密度大，可提高转动惯量。 3. 增大r,可有效提高转动惯量。 4. 另外可通过采用外转子电机来改变电机质量分布，增大r 。改变电机定转子结构：采用外转子，内定子结构的转子电机。
4. 增加陀螺转子的旋转速度。 2/602(1)/n s f p ωππ==- ，60(1)/n f s p =- 提高电压周波频率 f ↑——〉n ↑——H ↑ f=400Hz 适当减少极对数 ，如取p=1 适当减少转差率s ，可通过减少转子支承轴承摩擦来实现 2．进动性 (1) 在外框架施加一沿x 轴正方向作用力矩时，画出动量矩H 的进动方 向及矢量M ，ω，H 的关系坐标图。(设定H 沿Z 轴正方向)并在坐标中标出陀螺仪自转轴的旋转方向n 。 b) 在内框架施加一沿Y 轴正方向作用力矩时，画出动量矩H 的进动方向及 矢量M ，ω,H 的关系坐标图。(设定H 沿Z 轴正方向)并在坐标中标出陀螺仪自转轴的旋转方向n 。
计算机组成原理实验报告 一、实验1 Quartus Ⅱ的使用 一．实验目的 掌握Quartus Ⅱ的基本使用方法。 了解74138（3：8）译码器、74244、74273的功能。 利用Quartus Ⅱ验证74138（3：8）译码器、74244、74273的功能。 二．实验任务 熟悉Quartus Ⅱ中的管理项目、输入原理图以及仿真的设计方法与流程。 新建项目，利用原理编辑方式输入74138、74244、74273的功能特性，依照其功能表分别进行仿真，验证这三种期间的功能。 三．74138、74244、74273的原理图与仿真图 1.74138的原理图与仿真图 74244的原理图与仿真图
1. 4.74273的原理图与仿真图、
实验2 运算器组成实验 一、实验目的 1.掌握算术逻辑运算单元（ALU）的工作原理。 2.熟悉简单运算器的数据传送通路。 3.验证4位运算器（74181）的组合功能。 4.按给定数据，完成几种指定的算术和逻辑运算。 二、实验电路 附录中的图示出了本实验所用的运算器数据通路图。8位字长的ALU由2片74181构成。2片74273构成两个操作数寄存器DR1和DR2，用来保存参与运算的数据。DR1接ALU的A数据输入端口，DR2接ALU的B数据输入端口，ALU的数据输出通过三态门74244发送到数据总线BUS7-BUS0上。参与运算的数据可通过一个三态门74244输入到数据总线上，并可送到DR1或DR2暂存。 图中尾巴上带粗短线标记的信号都是控制信号。除了T4是脉冲信号外，其他均为电位信号。nC0，nALU-BUS，nSW-BUS均为低电平有效。 三、实验任务 按所示实验电路，输入原理图，建立.bdf文件。 四.实验原理图及仿真图 给DR1存入01010101，给DR2存入10101010，然后利用ALU的直通功能，检查DR1、
汇编语言程序设计实验 一、实验内容 1.学习并掌握IDE86集成开发环境的使用，包括编辑、编译、链接、 调试与运行等步骤。 2.参考书例4-8，P165 （第3版161页）以单步形式观察程序的 执行过程。 3.修改该程序，求出10个数中的最大值和最小值。以单步形式观 察，如何求出最大值、最小值。 4.求1到100 的累加和，并用十进制形式将结果显示在屏幕上。 要求实现数据显示，并返回DOS状态。 二、实验目的 1.学习并掌握IDE86集成开发环境的使用 2.熟悉汇编语言的基本算法，并实际操作 3.学会利用IDE86进行debug的步骤 三、实验方法 1.求出10个数中的最大值和最小值 (1)设计思路：利用冒泡法，先对数据段的10个数字的前2个比 较，把二者中大的交换放后面。在对第二个和第三个数比较，把 二者中较大的交换放后面，依此类推直到第十个数字。这样第十 位数就是10个数里面最大的。然后选出剩下9个数字里面最大 的，还是从头开始这么做，直到第九个数字。以此类推直到第一 个数字。
(2)流程图 2.求1到100 的累加和，并用十进制形式将结果显示在屏幕上。 要求实现数据显示，并返回DOS状态
(1)设计思路：结果存放在sum里面，加数是i(初始为1)，进行 100次循环，sum=sum+I，每次循环对i加1. (2)流程图： 四、 1.求出10个数中的最大值和最小值
DSEG SEGMENT NUM DB -1,-4,0,1,-2,5,-6,10,4,0 ;待比较数字 DSEG ENDS CODE SEGMENT ASSUME DS:DSEG,CS:CODE START:MOV AX,DSEG MOV DS,AX LEA SI,NUM MOV DX,SI MOV CL,9 ;大循环计数寄存器初始化 NEXT1:MOV BL,CL ;大循环开始，小循环计数器初始化MOV SI,DX NEXT2:MOV AL,[SI+1] CMP [SI],AL ;比较 JGGONE ;如果后面大于前面跳到小循环末尾CHANGE:MOV AH,[SI] ;交换 MOV [SI+1],AH MOV [SI],AL JMP GONE GONE:add SI,1 DEC BL JNZ NEXT2
哈工大导航原理大作业-标准化文件发布号：（9456-EUATWK-MWUB-WUNN-INNUL-DDQTY-KII
《导航原理》作业 (惯性导航部分)
一、题目要求 A fighter equipped with SINS is initially at the position of ?35 NL and ?122 EL,stationary on a motionless carrier. Three gyros X G ,Y G ,Z G ,and three accelerometers, X A ,Y A ,Z A are installed along the axes b X ,b Y ,b Z of the body frame respectively. Case 1:stationary onboard test The body frame of the fighter initially coincides with the geographical frame, as shown in the figure, with its pitching axis b X pointing to the east,rolling axis b Y to the north, and azimuth axis b Z upward. Then the body of the fighter is made to rotate step by step relative to the geographical frame. (1) ?10around b X (2) ?30around b Y (3) ?50-around b Z After that, the body of the fighter stops rotating. You are required to compute the final output of the three accelerometers on the fighter, using both DCM and quaternion respectively,and ignoring the device errors. It is known that the magnitude of gravity acceleration is 2/8.9g s m =. Case 2:flight navigation Initially, the fighter is stationary on the motionless carrier with its board 25m above the sea level. Its pitching and rolling axes are both in the local horizon, and its rolling axis is ?45on the north by east, parallel with the runway onboard. Then the fighter accelerate along the runway and take off from the carrier. The output of the gyros and accelerometers are both pulse numbers,Each gyro pulse is an angular increment of sec arc 1.0-,and each accelerometer pulse is g 6e 1-,with 2/8.9g s m =.The gyro output frequency is 10 Hz,and the accelerometer ’s is 1Hz. The output of gyros and accelerometers within 5400s are stored in MATLAB data files named gout.mat and aout.mat, containing matrices gm of 35400? and am of 35400? respectively. The format of data as shown in the tables, with 10 rows of each matrix selected. Each row represents the out of the type of sensors at each sample time.
H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y 计算机视觉测量与导航 实验报告 院系：航天学院 学科：控制科学与工程 姓名：TSX 学号： 任课教师：张永安卢鸿谦 日期：2014.05.13
摘要 人类视觉过程可看成是一个复杂的从感觉到知觉的过程,也就是指三维世界投影得到二维图像,再由二维图像认知三维世界的内容和含义的过程。信号处理理论与计算机出现以后,人们用摄像机等获取环境图像并转换成数字信号,完成对视觉信息的获取和传输过程,用计算机实现对视觉信息的处理、存储和理解等过程,形成了计算机视觉这门新兴学科。其中从二维图像恢复三维物体可见表面的几何结构的工作就叫做三维重建。随着计算机硬件、软件、图像采集、处理技术的迅速发展,三维重建的理论和技术已被广泛应用于航空航天、机器人技术、文字识别、工业检测、军事侦察、地理勘察、现场测量和虚拟植物可视化等领域。相机标定是三维重建必不可少的步骤,它包括对诸如主点坐标、焦距等与相机内部结构有关的内部参数的确定和对相机的旋转、平移这些外部参数的确定。价格低廉的实验器材、简单的实验环境、快捷的标定速度和较高的标定精度是现在相机标定研究追求的几大方向。数码相机的标定就是研究的热点之一。本次报告介绍了基于棋盘格模板标定的基本原理和算法，利用MATLAB的相机标定工具箱，使用张征友算法对相机进行了标定，记录了标定的过程，并给出结果，最后对影响标定精度的因素进行了分析。 关键词：相机标定张正友角点提取内外参
1基于棋盘格标定的基本原理和算法 1.1基础知识 1.1.1射影几何 当描述一张相机拍摄的图像时，由于其长度、角度、平行关系都可能发生变化，因此无法完全用欧氏几何来处理图像，而射影几何却可以，因为在射影几何中，允许存在包括透视投影的更大一类变换，而不仅仅是欧氏几何的平移和旋转。实际上，欧氏几何是射影几何的一个子集。 1.1.2齐次坐标 设欧氏直线上点p的笛卡尔坐标为(x,y)T，如果x1,x2,x3满足x=x1/x2，y =x2/x3，x3≠0，则称三维向量(x1,x2,x3)T为点P的齐次坐标。当x3= 0时，(x1,x2,0)T规定直线上的无穷远点的齐次坐标。 实际上，齐次坐标是用一个n+ 1维向量来表示原本n维的向量。应用齐次坐标的目的是用矩阵运算把二维、三维甚至高维空间中的一个点集从一个坐标系变换到另一个坐标系。形的几何变换主要包括平移、旋转、缩放等。以矩阵表达式来计算这些变换时，平移是矩阵相加，旋转和缩放则是矩阵相乘，综合起来可以表示为P’=R*P+T（R为旋转缩放矩阵，T为平移矩阵，P为原向量，P′为变换后的向量）。当n+1维的齐次坐标中第n+1维为0，则表示n维空间的一个无穷远点。
西安交通大学实验报告 课程_微机与接口技术第页共页 系别__生物医学工程_________实验日期:年月日 专业班级_____组别_____交报告日期:年月日 姓名__ 学号__报告退发 ( 订正、重做 ) 同组人_教师审批签字 实验一汇编语言程序设计 一、实验目的 1、掌握Lab6000p实验教学系统基本操作； 2、掌握8088/8086汇编语言的基本语法结构； 3、熟悉8088/8086汇编语言程序设计基本方法 二、实验设备 装有emu8086软件的PC机 三、实验内容 1、有一个10字节的数组，其值分别是80H，03H，5AH，FFH，97H，64H，BBH，7FH，0FH，D8H。编程并显示结果： 如果数组是无符号数，求出最大值，并显示； 如果数组是有符号数，求出最大值，并显示。 2、将二进制数500H转换成二－十进制（BCD）码，并显示“500H的BCD是：” 3、将二－十进制码（BCD）7693转换成ASCII码，并显示“BCD码7693的ASCII是：” 4、两个长度均为100的内存块，先将内存块1全部写上88H，再将内存块1的内容移至内存块2。在移动的过程中，显示移动次数1，2 ，3…0AH…64H（16进制－ASCII码并显示子
程序） 5、键盘输入一个小写字母(a~z)，转换成大写字母 显示：请输入一个小写字母(a~z)： 转换后的大写字母是： 6、实现4字节无符号数加法程序，并显示结果，如99223344H + 99223344H = xxxxxxxxH 四、实验代码及结果 1.1、实验代码： DATA SEGMENT SZ DB 80H,03H,5AH,0FFH,97H,64H,0BBH,7FH,0FH,0D8H;存进数组 SHOW DB 'THE MAX IS: ','$' DATA ENDS CODE SEGMENT ASSUME CS:CODE,DS:DATA START: MOV AX,DATA ;把数据的基地址赋给DS MOV DS,AX MOV DX,OFFSET SHOW ;调用DOS显示字符串 MOV AH,09H INT 21H MOV SI ,OFFSET SZ ;数组的偏移地址赋给SI MOV CX,10 ;存进数组的长度给CX MOV DH,80H ;将数组的第一个数写进DH NEXT: MOV BL,[SI] ;将数组的第一个数写进BL CMP DH,BL ;比较DH和BL中数的到校 JAE NEXT1 ;如果DH中的数大于BL中，将跳转到NEXT1 MOV DH,BL ;如果DH中的数小于BL中，将BL中的数赋给DH NEXT1: INC SI ;偏移地址加1 LOOP NEXT;循环，CX自减一直到0，DH中存数组的最大值 ;接下来的程序是将将最大值DH在屏幕上显示输出 MOV BX,02H NEXT2: MOV CL,4 ROL DH,CL ;将DH循环右移四位
导航原理(V0.1) 导航贯穿于飞行全过程。正确实施导航，是完成任务的先决条件。对于每一个想要在虚拟战线任务中顺利找到目标，完成任务并安全返航的飞友，熟练的掌握导航技术是必须的。 第一节导航仪表 与导航有关的仪表主要有罗盘和无线电导航仪，罗盘又分为磁罗盘和综合远读罗盘（也叫做转发罗盘），综合远读罗盘实际上是把远读罗盘和无线电导航仪合二为一，比如德机的罗盘中的小飞机就是无线电导航仪的指针，它指向无线电导航台或电台的方位，德机的罗盘外圈的刻度是活动的，跟随航向的变化而旋转，正12点的位置就是当前航向。美国海军飞机的罗盘中的双针就是无线电导航仪的指针，它指向电台方向，单针指示的是当前航向，而美国陆航的指针定义刚好相反，单针是无线电导航仪的指针，双针指示当前航向。苏机的无线电导航仪是单独的，它的使用我们以后再说。磁罗盘实际上跟指南针是一样的，只是它的刻度盘是做在磁体上的，跟磁体一起旋转，因此它只能在水平状态下使用。导航仪表中还包括航空时钟，它跟我们平时用的钟一样，这里就不讲了。 综合远读罗盘（德）综合远读罗盘（美）磁罗盘（美） 磁罗盘（苏）无线电导航仪（苏）
第二节判读航图和导航计算 航图的判读是导航的基础，游戏中的航图，跟我们常见的地图大体相同，所用的图标也很相似，但由于游戏本身的特点，以及我们在飞行中的实际需要，因此也有一些不同的地方。 图1 图例图2放大后的图1局部游戏中的航图图标大多与真实地图相同，如浅蓝色不规则线条表示河流，较大面积浅蓝色区域表示湖泊，黑色线条表示铁路，但公路却分为两种，红线表示泥土公路，黄色带棕色边的线表示沥青或水泥公路，大块的绿色区域表示森林，森林间的浅色区域表示草地，不规则的小块黄色区域表示城镇，城镇上面标有城镇名称。图中的蓝色菱形图标表示空军基地。 游戏中的航图跟真实地图一样是上北下南，左西右东，并且也采用 经度和纬度，图2是放大后的地图，可以看到地图边缘标有经度和纬度， 但游戏中的航图主要采用英文字母和数字来表示位置。图1是我们看航 图时最常用的一种比例，图中经线和纬线交叉将地图划分为一个个区 域，用英文字母代表纵列（经度），用数字代表横列（纬度），两条经线 和两条纬线之间的距离是10千米，因此地图上每一个区域的边长是10 千米。每一个区域可以用字母和数字来表示，如D5、E3等等。图3 区域分划但用这样的方法来表示位置不够精确，因此我们在此基础上将每一个区域分为9个小区，每个小区用一个数字来表示，以增加精度。如图3，将一个区域（图中为D3）均分为9个小区，用小键盘上的数字键位置进行编号，这样每一个小区就可以这样表示，如D3-1，D3-6。图1中的空军基地，如果用D3来表示，因为D3地区有10×10千米，因此精度很低，而如果用D3-5来表示，由于D3-5小区只有3.3×3.3千米，精度大为提高。 一般的航图显示比例分为两个档次，既每格10千米和每格1千米，而在太平洋地区的一些地
计算机组成原理实验报告 ——微程序控制器实验 一.实验目的: 1.能瞧懂教学计算机(TH-union)已经设计好并正常运行的数条基本指令的功能、格式及执 行流程。并可以自己设计几条指令,并理解其功能,格式及执行流程,在教学计算机上实现。 2.深入理解计算机微程序控制器的功能与组成原理 3.深入学习计算机各类典型指令的执行流程 4.对指令格式、寻址方式、指令系统、指令分类等建立具体的总体概念 5.学习微程序控制器的设计过程与相关技术 二.实验原理: 微程序控制器主要由控制存储器、微指令寄存器与地址转移逻辑三大部分组成。 其工作原理分为: 1、将程序与数据通过输入设备送入存储器; 2、启动运行后从存储器中取出程序指令送到控制器去识别,分析该指令要求什么事; 3、控制器根据指令的含义发出相应的命令(如加法、减法),将存储单元中存放的操作数据取出送往运算器进行运算,再把运算结果送回存储器指定的单元中; 4、运算任务完成后,就可以根据指令将结果通过输出设备输出 三.微指令格式: 其中高八位为下地址字段、其余各位为控制字段、 1)微地址形成逻辑 TH—UNION 教学机利用器件形成下一条微指令在控制器存储器的地址、 下地址的形成由下地址字段及控制字段中的CI3—SCC控制、当为顺序执行时,下地址字段不起作用、下地址为当前微指令地址加1;当为转移指令(CI3—0=0011)时,由控制信号SCC 提供转移条件,由下地址字段提供转移地址、 2)控制字段 控制字段用以向各部件发送控制信号,使各部件能协调工作。 控制字段中各控制信号有如下几类: ①对运算器部件为了完成数据运算与传送功能,微指令向其提供了24位的控制信号,包括:4位的A、B口地址,用于选择读写的通用积存器３组３位的控制码I８－I６、 I５－I３、I２－I６,用于选择结果处置方案、运算功能、数据来源。 ３组共７位控制信号控制配合的两片GAL20V8 3位SST,用于控制记忆的状态标志位 2位SCI,用于控制产生运算器低位的进位输入信号 2位SSH,用于控制产生运算器最高,最地位(与积存器)移位输入信号 ②对内存储器I/O与接口部件,控制器主要向它们提供读写操作用到的全部控制信号,共3位,即MRW
北京联合大学信息学院实验报告 课程名称：微型计算机原理学号： 姓名： 2012 年 6 月 9 日
目录 实验1 EMU8086模拟器的使用 (3) 实验2 数据传送指令的使用 (5) 实验3 多位十六进制加法运算实验 (9) 实验5 循环程序实验 (11) 实验6 由1 到100 求和实验 (13) 实验7 求表中正数_负数_0 的个数实验 (14) 实验8 数据排列实验（冒泡排序） (16) 实验9 系统功能调用（大小写转换） (18) 实验10 阶乘（递归运算） (20) 实验11 ProteusIO工程文件的建立 (21) 实验12 IO口读写实验(245、373) (22) 实验13 8255 接口实验 (24) 实验14 声光报警 (25) 实验总结 (28)
实验1 EMU8086模拟器的使用 一实验要求 利用EMU8086模拟器环境，完成创建源程序文件，运行调试，实验结果的查看二实验目的： 熟悉EMU8086实验环境 三EMU8086环境： 1 模拟器编辑窗口 2 模拟器调试窗口
四实验内容 实验内容1：新建文件。 运行emu8086 1. 新建文件：单击“新建”按钮，选择COM模板，在模拟器编辑窗口中输入如下程序代码： MOV AX, 1020H MOV BX, 2030H MOV AX, BX ADD AX, BX MOV [BX], AX MOV [2032H], AX HLT 2. 编译：单击“编译”按钮，对程序段进行编译； 3. 保存：编译通过，单击“完成”按钮，将其以文件名“EXP1”保存在本地磁盘上。 4. 仿真：单击“仿真”按钮，打开模拟器调试窗口和源文件窗口。 5.在模拟器调试窗口中的寄存器组区，查看数据寄存器AX,BX,CX,DX；段寄存器CS,ES,SS,DS；指令指针寄存器IP；指针寄存器SP,BP；变址寄存器SI,DI；标志寄存器的值。 6.单击“单步前”按钮，单步执行程序，并观察每次单步执行后，相关寄存器值的变化。 7.单击“重载”按钮，将程序重载，并调整指令运行步进时延为400毫秒，单击“全速”按钮，运行程序， 8.程序运行之后，在程序调试窗口中，选择[view]/[memory]，查看模拟器环境中，内存单元0700：0100开始的连续10个单元的内容 9.将“存储器”中的地址改为0700:2030，查看开始的四个字节的内容，并思考其内容与程序
《惯性导航原理》课程习题 2012年 5月30日，授课老师：吴了泥 1．分类介绍当代导航系统？ 2．平台式惯导的硬件组成，各个器件的作用？ 3．自由转子陀螺的干扰力矩由哪些引起，高精度陀螺如何改进支撑方式，减小干扰力矩。 4．描述转子陀螺的定轴性、进动性、表观运动和章动。 5．用动量距定理说明转子陀螺进动方向和大小，说明转子陀螺的表观运动。 6．描述双自由度陀螺的技术方程。从技术方程出发，描述常值外力矩下陀螺的运动。 7．描述单自由度陀螺的技术方程，并解算单自由度陀螺的种类。 8．说明双自由度陀螺、单自由度陀螺如何测量角运动。 9．说明二自由度陀螺的单轴稳定平台如何实现稳定和跟踪。 10．简要描述动力调谐陀螺、激光陀螺、光纤陀螺和微机械陀螺的的机理和特点。 11．普通摆式加速度计的技术方程，说明测量机理。 12．挠性摆式加速度计的结构，简要描述其工作机理，并给出技术方程。 13．描述惯性坐标系，导航坐标系，地理坐标系，以及机体坐标系的定义。 14．说明比力的概念，写出比力方程，并描述比力方程的意义？ 15．描述休拉调谐，及其物理意义？陀螺稳定平台如何实现休拉调谐？ 16．说明惯导垂直通道为什么是不稳定的？说明垂直通道阻尼回路的作用。 17．平台式惯导的力学编排，及施矩指令。 18．平台式惯导有哪些误差源，并描述误差传播过程。 19．简要推导姿态误差方程、速度误差方程和位置误差方程。 20．惯导的基本误差特性是哪三种振荡运动合成的？说明三种振荡运动产生的原因。 21．简要说明平台式惯导水平对准和方位对准的基本原理。 22．捷联惯导和平台惯导的区别，捷联惯导的优缺点？ 23．说明比力坐标变换的方法。 24．描述欧拉角的定义，用欧拉角法描述姿态矩阵，并写出微分方程。 25．描述四元数法的物理意义，用四元数法描述姿态矩阵，并写出微分方程。写出四元数和欧拉角间的转换关系。 26．什么叫转动的不可交换性误差？旋转等效矢量法是如何消除转动不可交换性误差？用旋转等效矢量法描述姿态矩阵，并写出微分方程。