一種用于機(jī)載動(dòng)中通的慣導(dǎo)誤差快速修正方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于導(dǎo)航領(lǐng)域，設(shè)及一種機(jī)載動(dòng)中通的慣導(dǎo)誤差的修正方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 同步衛(wèi)星的移動(dòng)通信應(yīng)用俗稱"動(dòng)中通"，是當(dāng)前衛(wèi)星通信領(lǐng)域需求旺盛、發(fā)展迅 速的應(yīng)用。"動(dòng)中通"除了具有衛(wèi)星通信覆蓋區(qū)域廣、不受地形地域限制、傳輸線路穩(wěn)定可靠 的優(yōu)點(diǎn)外，真正實(shí)現(xiàn)了寬帶、移動(dòng)通信的目的。
[0003] 在飛機(jī)上，同時(shí)搭載有機(jī)載慣導(dǎo)W及動(dòng)中通，動(dòng)中通自身又包括一個(gè)MEMS慣導(dǎo)用 于天線的指向控制。對(duì)于兩種慣導(dǎo)，機(jī)載的慣導(dǎo)精度高但是姿態(tài)信息更新慢，而MEMS慣導(dǎo)精 度低但是姿態(tài)更新快。僅用MEMS慣導(dǎo)進(jìn)行天線指向控制，由于MEMS慣導(dǎo)精度較差，無(wú)法獨(dú)立 完成長(zhǎng)時(shí)間高精度的姿態(tài)穩(wěn)定，必須通過(guò)外部輔助信息不斷修正其導(dǎo)航誤差。僅用機(jī)載的 慣導(dǎo)控制動(dòng)中通天線指向，雖然指向精度有所提高，但由于機(jī)載慣導(dǎo)較慢的更新速率，天線 無(wú)法完成大角度的動(dòng)態(tài)跟蹤。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種用機(jī)載慣導(dǎo)導(dǎo)航信 息修正動(dòng)中通的MEMS慣導(dǎo)導(dǎo)航誤差的方法，兼顧了MEMS慣導(dǎo)和機(jī)載慣導(dǎo)各自的優(yōu)勢(shì)，取長(zhǎng) 補(bǔ)短，較好的解決了機(jī)載慣導(dǎo)數(shù)據(jù)速率低而MEMS慣導(dǎo)精度差的問(wèn)題，可此陜速估計(jì)出MEMS 巧螺零偏，并修正MEMS慣導(dǎo)的姿態(tài)誤差，使MEMS慣導(dǎo)能長(zhǎng)時(shí)間滿足機(jī)載動(dòng)中通控制要求，更 加適合對(duì)天線指向進(jìn)行精確的控制。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種用于機(jī)載動(dòng)中通的慣導(dǎo)誤差快速修正方法，包括 如下步驟：
[0006] (1)當(dāng)機(jī)載慣導(dǎo)導(dǎo)航信息有效時(shí)，獲取機(jī)載慣導(dǎo)的導(dǎo)航信息，包括載體的方位角 Φρ、俯仰角θρ和橫滾角丫P，根據(jù)所述的方位角斬、俯仰角θρ和橫滾角丫P得到機(jī)載慣導(dǎo)的姿態(tài) 矩陣和姿態(tài)四元數(shù)舶；
[0007] (2)將機(jī)載慣導(dǎo)的姿態(tài)矩陣和姿態(tài)四元數(shù)舶由機(jī)載慣導(dǎo)本體系轉(zhuǎn)換到MEMS慣導(dǎo) 本體系下，得到折算后的姿態(tài)矩陣C1::'和姿態(tài)四元數(shù)化;所述的機(jī)載慣導(dǎo)本體系的原點(diǎn)位于 載體的質(zhì)屯、，X軸、Y軸、Z軸分別指向載體的右方、前方和上方，所述的MEMS慣導(dǎo)本體坐標(biāo)系 為MEMS慣導(dǎo)的Ξ個(gè)敏感軸構(gòu)成的坐標(biāo)系；
[000引（3)從MEMS慣導(dǎo)獲取Ξ軸巧螺儀輸出的角速率份;.，從載體航電系統(tǒng)獲取數(shù)據(jù)傳輸 時(shí)間延遲Δt，由此得到旋轉(zhuǎn)矢量度=巧；·Δ?;利用旋轉(zhuǎn)矢量R對(duì)姿態(tài)四元數(shù)化進(jìn)行姿態(tài)更 新，得到更新后的姿態(tài)四元數(shù)化；
[0009] (4)W更新后的姿態(tài)四元數(shù)Q4作為MEMS慣導(dǎo)的導(dǎo)航四元數(shù)化和天線控制四元數(shù)化 的初值并裝訂；
[0010] (5)再次執(zhí)行步驟（1)~（3)，獲得更新后的姿態(tài)四元數(shù)Q4，W及與化對(duì)應(yīng)的姿態(tài)矩 陣C4r，與姿態(tài)矩陣對(duì)應(yīng)的載體方位角fc、俯仰角0m和橫滾角丫m，使用再次更新后的姿 態(tài)四元數(shù)Q4替換MEMS慣導(dǎo)的導(dǎo)航四元數(shù)Q2;同時(shí)根據(jù)MEMS慣導(dǎo)采集到的Ξ軸巧螺輸出量
圧行姿態(tài)解算，得到MEMS慣導(dǎo)導(dǎo)航四元數(shù)姿態(tài)對(duì)應(yīng)的方位角Φη、俯仰角θη 和橫滾角丫η，從而得到MEMS慣導(dǎo)的方位誤差ΔΦ=φη-Φη、俯仰誤差Δθ=θη-θη和橫滾誤差Δ 丫二丫η-丫m;
[0011] (6)根據(jù)所述的方位誤差ΔΦ、俯仰誤差ΔΘ和橫滾誤差Δ丫，W及機(jī)載慣導(dǎo)的傳輸 時(shí)間延遲At，得到MEMS慣導(dǎo)的巧螺零偏值εχ=ΔΘ/Δ?，εγ=Δ丫/Δt，εz=Δφ/Δt，利用 最小二乘濾波估計(jì)出εχ、εγ、εζ的估計(jì)值lxJy、lz，由此得到補(bǔ)償后的MEMS慣導(dǎo)S軸巧螺輸出 量
[0012] (7)將最新的天線控制四元數(shù)跑和步驟(5)更新后的導(dǎo)航四元數(shù)化對(duì)應(yīng)的姿態(tài)角相 比較，產(chǎn)生天線控制四元數(shù)的指令角速度[ω0χω0γω0ζ]τ，并與步驟（6)得到的
相加得到最終的指令角速度對(duì)天線控制四元數(shù)化進(jìn)行更新；
[0013] (8)重復(fù)步驟(5)~(7)，對(duì)導(dǎo)航四元數(shù)Q沸天線控制四元數(shù)跑進(jìn)行持續(xù)更新。
[0014]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
[001引（1)本發(fā)明方法中，采用低成本的MEMS慣導(dǎo)作為動(dòng)中通控制單元，解決了機(jī)載慣導(dǎo) 數(shù)據(jù)速率較低，不能滿足動(dòng)中通控制實(shí)時(shí)性的問(wèn)題；
[0016] (2)本發(fā)明方法中，采用機(jī)載慣導(dǎo)的導(dǎo)航信息修正MEMS慣導(dǎo)的導(dǎo)航誤差，保證了 MEMS慣導(dǎo)的長(zhǎng)時(shí)間導(dǎo)航精度，同時(shí)也保證了MEMS慣導(dǎo)對(duì)天線的控制精度；
[0017] (3)本發(fā)明方法中，采用機(jī)載慣導(dǎo)的導(dǎo)航信息修正MEMS慣導(dǎo)的導(dǎo)航誤差，給出了一 種估計(jì)MEMS巧螺零偏的方法，將估計(jì)出的巧螺零偏作為控制系統(tǒng)的反饋量，有效減小了姿 態(tài)漂移。
【附圖說(shuō)明】
[001引圖1為本發(fā)明方法的流程框圖。
【具體實(shí)施方式】
[0019] 如圖1所示，為本發(fā)明方法的流程框圖。本發(fā)明方法采用機(jī)載慣導(dǎo)的精確導(dǎo)航信息 修正MEMS慣導(dǎo)的導(dǎo)航差。
[0020] 本發(fā)明方法的主要步驟如下：
[0021] (1)當(dāng)機(jī)載慣導(dǎo)導(dǎo)航信息有效時(shí)，獲取機(jī)載慣導(dǎo)的導(dǎo)航信息，包括載體的方位角 Φρ、俯仰角θρ、橫滾角Tp，根據(jù)方位角恥、俯仰角θρ、橫滾角γρ得到機(jī)載慣導(dǎo)的姿態(tài)矩陣Ct、 姿態(tài)四元數(shù)舶。
[0022] 運(yùn)里的機(jī)載慣導(dǎo)的導(dǎo)航信息有效時(shí)刻，是指由機(jī)載總線傳遞到動(dòng)中通系統(tǒng)的一帖 導(dǎo)航姿態(tài)數(shù)據(jù)傳遞完成的時(shí)刻。
[0023] 如何由方位角恥、俯仰角θρ、橫滾角丫P得到機(jī)載慣導(dǎo)的姿態(tài)矩陣G、姿態(tài)四元數(shù) Qo,具體可參見《慣性導(dǎo)航》(科學(xué)出版社，秦永元編著，2006年5月第一版)一書。
[0024] 載體姿態(tài)矩陣的一般表達(dá)式為：
[0025]
[0031] 式中巧為巧的轉(zhuǎn)置。
[0032] (2)將機(jī)載慣導(dǎo)的姿態(tài)矩陣C、姿態(tài)四元數(shù)Qo由機(jī)載慣導(dǎo)本體系轉(zhuǎn)換到MEMS慣導(dǎo) 本體系下，得到折算后的姿態(tài)矩陣C];;'和姿態(tài)四元數(shù)化。
[0033] 機(jī)載慣導(dǎo)本體系是機(jī)載慣導(dǎo)的基準(zhǔn)坐標(biāo)系，其與飛機(jī)載體坐標(biāo)系（圓點(diǎn)在質(zhì)屯、，X 軸、Y軸、Z軸分別指向飛機(jī)的右方、前方和上方)重合。MEMS慣導(dǎo)本體坐標(biāo)系是MEMS慣導(dǎo)的基 準(zhǔn)坐標(biāo)系，該坐標(biāo)系的Ξ個(gè)坐標(biāo)軸即為MEMS慣導(dǎo)的Ξ個(gè)敏感軸，該坐標(biāo)系在出廠時(shí)已經(jīng)確 定。
[0034] 將姿態(tài)矩陣G'轉(zhuǎn)換到MEMS慣導(dǎo)本體系下的具體方法是
[0035]
[0036] 其中G ，得是機(jī)載慣導(dǎo)本體坐標(biāo)系和MEMS慣導(dǎo)本體坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換 矩陣，由飛機(jī)總裝部口給出。
[0037] 由姿態(tài)矩陣C巧得到姿態(tài)四元數(shù)化的方法具體可參見《慣性導(dǎo)航》(科學(xué)出版社，秦 永元編著，2006年5月第一版)一書。
[0038] 3)從MEMS慣導(dǎo)獲取各軸巧螺儀輸出的角速率6《，從飛機(jī)航電系統(tǒng)獲取數(shù)據(jù)傳輸 時(shí)間延遲Δt，由此得到旋轉(zhuǎn)矢量/?=巧',.'Δ/%利用旋轉(zhuǎn)矢量3對(duì)姿態(tài)四元數(shù)化進(jìn)行姿態(tài)更 新，得到更新后的姿態(tài)四元數(shù)化。
[0039] 破是的形式為城=1；城的（運(yùn)ω誠(chéng)切7。將延遲的時(shí)間段內(nèi)載體的姿態(tài)運(yùn) 動(dòng)近似為慣性空間內(nèi)無(wú)外力作用的剛體自由滾動(dòng)，MEMS慣導(dǎo)各軸巧螺儀輸出的角速率近似 為恒定值r每，堿是MEMS慣導(dǎo)測(cè)得的MEMS慣導(dǎo)本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性系的Ξ軸旋轉(zhuǎn)角速 度。
[0040] 傳輸?shù)臅r(shí)間延遲At是飛機(jī)航電系統(tǒng)給出的參數(shù)，為確知量，由飛機(jī)設(shè)