一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法技术

一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法，是一种利用机载高精度惯导的导航信息修正动中通天线的MEMS惯导导航信息的方法。机载惯导导航数据由机载总线广播，精度较高，但因数据时间间隔较长，不能满足动中通天线的控制要求。MEMS惯导数据速率较高，但精度较低，也不能满足动中通的控制要求。本发明专利技术方法采用机载惯导的导航信息定期修正MEMS惯导的导航误差，能同时满足动中通对控制精度和姿态数据时间间隔的要求，同时实现了MEMS惯导中陀螺零位的快速校准。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于导航领域，涉及一种机载动中通的惯导误差的修正方法。
技术介绍
同步卫星的移动通信应用俗称“动中通”，是当前卫星通信领域需求旺盛、发展迅速的应用。“动中通”除了具有卫星通信覆盖区域广、不受地形地域限制、传输线路稳定可靠的优点外，真正实现了宽带、移动通信的目的。在飞机上，同时搭载有机载惯导以及动中通，动中通自身又包括一个MEMS惯导用于天线的指向控制。对于两种惯导，机载的惯导精度高但是姿态信息更新慢，而MEMS惯导精度低但是姿态更新快。仅用MEMS惯导进行天线指向控制，由于MEMS惯导精度较差，无法独立完成长时间高精度的姿态稳定，必须通过外部辅助信息不断修正其导航误差。仅用机载的惯导控制动中通天线指向，虽然指向精度有所提高，但由于机载惯导较慢的更新速率，天线无法完成大角度的动态跟踪。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用机载惯导导航信息修正动中通的MEMS惯导导航误差的方法，兼顾了MEMS惯导和机载惯导各自的优势，取长补短，较好的解决了机载惯导数据速率低而MEMS惯导精度差的问题，可以快速估计出MEMS陀螺零偏，并修正MEMS惯导的姿态误差，使MEMS惯导能长时间满足机载动中通控制要求，更加适合对天线指向进行精确的控制。本专利技术的技术解决方案是：一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法，包括如下步骤：(1)当机载惯导导航信息有效时，获取机载惯导的导航信息，包括载体的方位角ψp、俯仰角θp和横滚角γp，根据所述的方位角ψp、俯仰角θp和横滚角γp得到机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数Q0；(2)将机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数Q0由机载惯导本体系转换到MEMS惯导本体系下，得到折算后的姿态矩阵和姿态四元数Q1；所述的机载惯导本体系的原点位于载体的质心，X轴、Y轴、Z轴分别指向载体的右方、前方和上方，所述的MEMS惯导本体坐标系为MEMS惯导的三个敏感轴构成的坐标系；(3)从MEMS惯导获取三轴陀螺仪输出的角速率从载体航电系统获取数据传输时间延迟Δt，由此得到旋转矢量利用旋转矢量R对姿态四元数Q1进行姿态更新，得到更新后的姿态四元数Q4；(4)以更新后的姿态四元数Q4作为MEMS惯导的导航四元数Q2和天线控制四元数Q3的初值并装订；(5)再次执行步骤(1)～(3)，获得更新后的姿态四元数Q4，以及与Q4对应的姿态矩阵与姿态矩阵对应的载体方位角ψm、俯仰角θm和横滚角γm，使用再次更新后的姿态四元数Q4替换MEMS惯导的导航四元数Q2；同时根据MEMS惯导采集到的三轴陀螺输出量进行姿态解算，得到MEMS惯导导航四元数姿态对应的方位角ψn、俯仰角θn和横滚角γn，从而得到MEMS惯导的方位误差Δψ＝ψn-ψm、俯仰误差Δθ＝θn-θm和横滚误差Δγ＝γn-γm；(6)根据所述的方位误差Δψ、俯仰误差Δθ和横滚误差Δγ，以及机载惯导的传输时间延迟Δt，得到MEMS惯导的陀螺零偏值εx＝Δθ/Δt，εy＝Δγ/Δt，εz＝Δψ/Δt，利用最小二乘滤波估计出εx、εy、εz的估计值lx、ly、lz，由此得到补偿后的MEMS惯导三轴陀螺输出量ωibbxωibbyωibbzT,ωibbx=ω0ibbx-lx,]]>ωibby=ω0ibby-ly,ωibbz=ω0ibbz-lz;]]>(7)将最新的天线控制四元数Q3和步骤(5)更新后的导航四元数Q2对应的姿态角相比较，产生天线控制四元数的指令角速度[ω0xω0yω0z]T，并与步骤(6)得到的ωibbxωibbyωibbzT]]>相加得到最终的指令角速度对天线控制四元数Q3进行更新；(8)重复步骤(5)～(7)，对导航四元数Q2和天线控制四元数Q3进行持续更新。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术方法中，采用低成本的MEMS惯导作为动中通控制单元，解决了机载惯导数据速率较低，不能满足动中通控制实时性的问题；(2)本专利技术方法中，采用机载惯导的导航信息修正MEMS惯导的导航误差，保证了MEMS惯导的长时间导航精度，同时也保证了MEMS惯导对天线的控制精度；(3)本专利技术方法中，采用机载惯导的导航信息修正MEMS惯导的导航误差，给出了一种估计MEMS陀螺零偏的方法，将估计出的陀螺零偏作为控制系统的反馈量，有效减小了姿态漂移。附图说明图1为本专利技术方法的流程框图。具体实施方式如图1所示，为本专利技术方法的流程框图。本专利技术方法采用机载惯导的精确导航信息修正MEMS惯导的导航误差。本专利技术方法的主要步骤如下：(1)当机载惯导导航信息有效时，获取机载惯导的导航信息，包括载体的方位角ψp、俯仰角θp、横滚角γp，根据方位角ψp、俯仰角θp、横滚角γp得到机载惯导的姿态矩阵姿态四元数Q0。这里的机载惯导的导航信息有效时刻，是指由机载总线传递到动中通系统的一帧导航姿态数据传递完成的时刻。如何由方位角ψp、俯仰角θp、横滚角γp得到机载惯导的姿态矩阵姿态四元数Q0，具体可参见《惯性导航》(科学出版社，秦永元编著，2006年5月第一版)一书。载体姿态矩阵的一般表达式为：CbT=cos(γ)cos(ψ)+sin(γ)sin(ψ)sin(θ)-cos(γ)sin(ψ)+sin(γ)cos(ψ)sin(θ)-sin(γ)cos(θ)sin(ψ)cos(θ)cos(ψ)cos(θ)sin(θ)sin(γ)cos(ψ)-cos(γ)sin(ψ)sin(θ)-sin(γ)sin(ψ)-cos(γ)cos(ψ)sin(θ)cos(γ)cos(θ)T]]>其中ψ、θ、γ分别为方位角、俯仰角、横滚角。载体姿态四元数表达式为：|q0|=0.5·1+CTb(1,1)+CTb(2,2)+CTb(3,3)|q1|=0.5·1+CTb(1,1)-CTb(2,2)-CTb(3,3)|q2|=0.5·1-CTb(1,1)+CTb(2,2)-CTb(3,3)|q3|=0.本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法，其特征在于包括如下步骤：(1)当机载惯导导航信息有效时，获取机载惯导的导航信息，包括载体的方位角ψp、俯仰角θp和横滚角γp，根据所述的方位角ψp、俯仰角θp和横滚角γp得到机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数Q0；(2)将机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数Q0由机载惯导本体系转换到MEMS惯导本体系下，得到折算后的姿态矩阵和姿态四元数Q1；所述的机载惯导本体系的原点位于载体的质心，X轴、Y轴、Z轴分别指向载体的右方、前方和上方，所述的MEMS惯导本体坐标系为MEMS惯导的三个敏感轴构成的坐标系；(3)从MEMS惯导获取三轴陀螺仪输出的角速率从载体航电系统获取数据传输时间延迟Δt，由此得到旋转矢量利用旋转矢量R对姿态四元数Q1进行姿态更新，得到更新后的姿态四元数Q4；(4)以更新后的姿态四元数Q4作为MEMS惯导的导航四元数Q2和天线控制四元数Q3的初值并装订；(5)再次执行步骤(1)～(3)，获得更新后的姿态四元数Q4，以及与Q4对应的姿态矩阵与姿态矩阵对应的载体方位角ψm、俯仰角θm和横滚角γm，使用再次更新后的姿态四元数Q4替换MEMS惯导的导航四元数Q2；同时根据MEMS惯导采集到的三轴陀螺输出量进行姿态解算，得到MEMS惯导导航四元数姿态对应的方位角ψn、俯仰角θn和横滚角γn，从而得到MEMS惯导的方位误差Δψ＝ψn‑ψm、俯仰误差Δθ＝θn‑θm和横滚误差Δγ＝γn‑γm；(6)根据所述的方位误差Δψ、俯仰误差Δθ和横滚误差Δγ，以及机载惯导的传输时间延迟Δt，得到MEMS惯导的陀螺零偏值εx＝Δθ/Δt，εy＝Δγ/Δt，εz＝Δψ/Δt，利用最小二乘滤波估计出εx、εy、εz的估计值lx、ly、lz，由此得到补偿后的MEMS惯导三轴陀螺输出量(7)将最新的天线控制四元数Q3和步骤(5)更新后的导航四元数Q2对应的姿态角相比较，产生天线控制四元数的指令角速度[ω0x ω0y ω0z]T，并与步骤(6)得到的相加得到最终的指令角速度对天线控制四元数Q3进行更新；(8)重复步骤(5)～(7)，对导航四元数Q2和天线控制四元数Q3进行持续更新。...

【技术特征摘要】
1.一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法，其特征在于包括如下步
骤：
(1)当机载惯导导航信息有效时，获取机载惯导的导航信息，包括载体的
方位角ψp、俯仰角θp和横滚角γp，根据所述的方位角ψp、俯仰角θp和横滚角γp得到机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数Q0；
(2)将机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数Q0由机载惯导本体系转换到
MEMS惯导本体系下，得到折算后的姿态矩阵和姿态四元数Q1；所述的机
载惯导本体系的原点位于载体的质心，X轴、Y轴、Z轴分别指向载体的右方、
前方和上方，所述的MEMS惯导本体坐标系为MEMS惯导的三个敏感轴构成
的坐标系；
(3)从MEMS惯导获取三轴陀螺仪输出的角速率从载体航电系统获
取数据传输时间延迟Δt，由此得到旋转矢量利用旋转矢量R对姿态
四元数Q1进行姿态更新，得到更新后的姿态四元数Q4；
(4)以更新后的姿态四元数Q4作为MEMS惯导的导航四元数Q2和天线控
制四元数Q3的初值并装订；
(5)再次执行步骤(1)～(3)，获得更新后的姿态四元数Q4，以及与Q4对
应的姿态矩阵与姿态矩阵对应的载体方...

【专利技术属性】
技术研发人员：门吉卓，于清波，赵书伦，
申请(专利权)人：北京航天控制仪器研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11