CN104596542A - 移动卫星通信的惯导系统自标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种移动卫星通信的惯导系统自标定方法，现有动中通系统的惯导系统不便于安装和维护，静基座初始对准水平加速度计零偏不可观测，以及惯导系统的陀螺仪非线性误差积累的问题。所述移动卫星通信的惯导系统自标定方法，包括：对动中通系统的惯导系统进行粗对准；其中，所述惯导系统安装在所述动中通系统的天线转台底座中央，相对天线面的中轴面左右对称，且所述惯导系统的航向指向与天线轴向一致；在所述粗对准之后，采用旋转基座对准方法对所述惯导系统进行在线标定和在线补偿。

Description

移动卫星通信的惯导系统自标定方法

技术领域

本发明涉及移动卫星通信技术领域，具体涉及一种移动卫星通信的惯导系统自标定方法。

背景技术

由于人类活动的日益进步，人们已经不再满足于只能在一个固定的地方进行通信，开始追求移动的通信方式，因此人们开始在人口密集的地区架设基站，覆盖无线信号，这样便可以通过手机、笔记本等移动设备进行通信与获取信息。但是由于成本跟条件的限制，这样的措施在一些人烟稀少的地区和海上便不能实现。在这样的情况下，人们便想到用卫星通信来克服，然而卫星通信的特点决定地面站需要时时保持对准卫星，稍微的偏差便可能造成通信质量的下降、丢失数据包甚至断开连接。这样运动中的卫星通信方式，即移动卫星通信(简称动中通)技术的研究便应运而生。

而现有的动中通系统采用卫星天线面与惯导系统隔离的方式进行控制。要求惯导系统安装在载体上，其轴向与动中通转台坐标系重合度要求较高，否则会带来耦合误差项，因此对安装精度要求较高。由于惯导系统与天线转台分离，所以电缆一般较长，对装卸和维护带来了一定的不便。另外当惯导系统与天线系统隔离安装时，若采用传统初始对准方法，在静基座条件下，水平加速度计零偏不可观测，对于低精度微机械惯导而言，将会产生较大的水平失准角，往往导致对星失败。此外由于惯导系统中的陀螺仪一般有非线性误差，在载体连续转弯的情况下，惯导系统跟着连续转动，导致陀螺仪非线性误差的积累，导致导航精度降低，使跟踪性能大受影响。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是现有动中通系统的惯导系统不便于安装和维护，静基座初始对准水平加速度计零偏不可观测，以及惯导系统的陀螺仪非线性误差积累的问题。

为此目的，本发明提出一种动中通的惯导系统自标定方法，包括：

对动中通系统的惯导系统进行粗对准；其中，所述惯导系统安装在所述动中通系统的天线转台底座中央，相对天线面的中轴面左右对称，且所述惯导系统的航向指向与天线轴向一致；

在所述粗对准之后，采用旋转基座对准方法对所述惯导系统进行在线标定和在线补偿。

本发明实施例动中通的惯导系统自标定方法，由于惯导系统安装在动中通天线转台上，使得惯导系统随着天线转台一起转动，不仅安装方式简单，结构紧凑，而且便于维护，当载体连续大范围转弯时，由于天线轴向始终指向卫星，则惯导系统航向保持不变，相对于地理坐标系静止不动，有效避免了惯导系统的陀螺仪非线性误差的积累，同时，采用旋转基座对准方法对惯导系统进行在线标定和在线补偿，因而能够解决现有动中通系统的惯导系统不便于安装和维护，静基座初始对准水平加速度计零偏不可观测，以及惯导系统的陀螺仪非线性误差积累的问题。

附图说明

图1所示为本发明一种动中通的惯导系统自标定方法一实施例的流程示意图；

图2为图1中S2一实施例的流程示意图；

图3为图2中S20一实施例的流程示意图；

图4中上图、中图、下图分别为俯仰角、滚转角、航向角误差随时间的变化曲线；

图5中上图、中图、下图分别为惯导系统x轴、y轴、z轴的陀螺漂移随时间的变化曲线；

图6中上图、下图分别为惯导系统x轴、y轴的加速度计零偏随时间的变化曲线；

图7中上图、下图分别为俯仰角、滚转角随时间的变化曲线；

图8中上图、下图分别为惯导系统x轴、y轴的加速度计零偏随时间的变化曲线；

图9中上图、下图分别为惯导系统x轴、y轴的陀螺漂移随时间的变化曲线。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本实施例公开一种动中通的惯导系统自标定方法，包括：

S1、对动中通系统的惯导系统进行粗对准；其中，所述惯导系统安装在所述动中通系统的天线转台底座中央，相对天线面的中轴面左右对称，且所述惯导系统的航向指向与天线轴向一致；

S2、在所述粗对准之后，采用旋转基座对准方法对所述惯导系统进行在线标定和在线补偿。

本发明实施例动中通的惯导系统自标定方法，由于惯导系统安装在动中通天线转台上，使得惯导系统随着天线转台一起转动，不仅安装方式简单，结构紧凑，而且便于维护，当载体连续大范围转弯时，由于天线轴向始终指向卫星，则惯导系统航向保持不变，相对于地理坐标系静止不动，有效避免了惯导系统的陀螺仪非线性误差的积累，同时，采用旋转基座对准方法对惯导系统进行在线标定和在线补偿，因而能够解决现有动中通系统的惯导系统不便于安装和维护，静基座初始对准水平加速度计零偏不可观测，以及惯导系统的陀螺仪非线性误差积累的问题。

可选地，在本发明动中通的惯导系统自标定方法的另一实施例中，所述惯导系统采用微机械惯导与光纤陀螺相结合的方式进行导航。

本实施例中，采用旋转基座对准方法对惯导系统进行在线标定和在线补偿，能够提高动中通系统的天线的水平姿态角的精度，使之满足动中通系统初始对星时对天线水平姿态角的精度要求。

可选地，参看图2，在本发明动中通的惯导系统自标定方法的另一实施例中，所述在所述粗对准之后，采用旋转基座对准方法对所述惯导系统进行在线标定和在线补偿(S2)，包括：

S20、在所述粗对准之后，驱动所述惯导系统转动一圈，并采集微机械惯导(MEMS惯导)数据；

S21、对所述微机械惯导数据进行卡尔曼滤波确定出所述惯导系统的水平加速度计零偏；

S22、根据所述水平加速度计零偏对所述惯导系统进行在线补偿。

本发明实施例中，初始对准阶段驱动惯导系统旋转一圈，能够快速准确的得到水平加速度计零偏和水平姿态角(俯仰角和滚转角)，从而实现快速对准，并且进行在线补偿，提高了惯导系统导航精度。

可选地，参看图3，在本发明动中通的惯导系统自标定方法的另一实施例中，所述驱动所述惯导系统转动一圈(S20)，包括：

S200、使所述惯导系统保持第一阈值时长的静止状态；

S201、将所述惯导系统按照第二阈值的旋转速度旋转一圈；

S202、使所述惯导系统保持第三阈值时长的静止状态。

本发明实施例中，第一阈值可以为1分钟，第二阈值可以为20度/秒，第三阈值可以为1分钟，采用旋转基座对准方法使得载体的两个水平姿态角都能被准确估计，水平陀螺漂移和加速度计零偏也能稳定在理论值附近，且收敛速度较快，在停止转动后20秒内就能估计出来；可以使天线水平姿态角估算误差提高到0.01度范围内，并且可以估算出水平加速度计零偏，提高了惯导系统的导航精度。

惯导静基座对准的情况下，对于MEMS惯导而言，虽然能够利用卡尔曼滤波估计出大部分误差，但是由于两个水平加速度计零偏不能观测，无法准确估计，影响水平姿态角对准精度，对组合导航精度也产生较大影响。当水平加速度计零偏较大时，则直接影响动中通系统的对星和跟踪。

将惯导安装在转动机构上，在粗对准结束后，将惯导转动一圈，即可激发惯导的误差耦合，增加系统可观性，可实现惯导的在线标定和初始对准，提供较为精确的水平姿态角。

分析静基座角度误差方程和速度误差方程(不考虑天向速度误差)：

其中，

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\ϵ}}^n=C_b^n*{\mathrm{\ϵ}}^b\\ {\▿}^n=C_b^n*{\▿}^b\end{array}\right.$

式中，

——俯仰失准角微分；

——横滚失准角微分；

——方位失准角微分；

φ_x——俯仰失准角；

φ_y——横滚失准角；

φ_z——方位失准角；

ω_ie——地球自转角速度；

——纬度；

——东向陀螺漂移；

——北向陀螺漂移；

——天向陀螺漂移；

——东向速度误差微分；

——北向速度误差微分；

δV_x——东向速度误差；

δV_y——北向速度误差；

g——重量加速度；

——东向加速度计零偏；

——北向加速度计零偏；

——捷联矩阵；

b——载体坐标系

n——地理坐标系

表示导航坐标系下惯导三个轴向(x,y,z)的陀螺零漂；

表示导航坐标系下惯导三个轴向(x,y,z)的加速度计零偏；

表示载体坐标系下惯导三个轴向(x,y,z)的陀螺零漂；

表示载体坐标系下惯导三个轴向(x,y,z)的加速度计零偏。

设ω为惯导旋转的角速度，t为时间。当惯导绕方位轴旋转时，捷联矩阵为：

此时：

可见水平陀螺漂移和加速度计零偏在载体坐标系b的x、y轴上的分量呈周期性变化，而垂直轴向产生的是常值分量。即惯导的水平方向上的惯性器件常值偏差被调制，从而失准角和水平常值偏差能够被准确估计。

为了对本发明实施例中的方案进行验证，可以进行如下仿真分析：

设惯导系统x轴、y轴、z轴的加速度计零偏分别为：

${\▿}_x^b=(1e-4)g$

${\▿}_y^b=(2e-4)g$

${\▿}_z^b=(3e-4)g$

惯导系统x轴、y轴、z轴的陀螺漂移分别为：

利用轨迹发生器产生MEMS惯导数据。首先保持1分钟静止状态，再按照20°/s的旋转速度旋转一圈，停止后继续保持1分钟静止状态。对轨迹发生器产生的数据进行卡尔曼滤波，结果如图4至图6所示(图4中上图、中图、下图分别为俯仰角、滚转角、航向角误差随时间的变化曲线，图5中上图、中图、下图分别为惯导系统x轴、y轴、z轴的陀螺漂移随时间的变化曲线，图6中上图、下图分别为惯导系统x轴、y轴的加速度计零偏随时间的变化曲线)。

可见两个水平姿态角都能被准确估计，水平陀螺漂移和加速度计零偏也能稳定在理论值附近，且收敛速度较快，在停止转动后20秒内就能估计出来，其稳态值接近零。

如果采用静基座对准方法，由于水平加速度计零偏无法估计，俯仰失准角和滚转失准角稳态误差分别为：

显然旋转对准的方法精度高于静态对准方法。

为进一步证明本发明实施例的实际效果，在动中通产品中进行验证。

实验准备：将动中通底座水平放置，MEMS惯导系统安装在天线的方位转台中间。并准备一款精度小于0.01°的水平仪。

第一步：测量惯导系统的真实水平姿态角。在实验开始前，需要测出MEMS惯导系统相对于地理坐标系的真实水平姿态角。方法是将水平仪安放在MEMS惯导系统上面，水平仪的x、y轴与惯导系统对应的轴向保持平行，根据水平仪的读数可以测得真实的水平姿态角为：

Pitch＝-0.59°

Roll＝0.51°

其中，Pitch为俯仰角，Roll为滚转角。

第二步：验证传统静基座初始对准结果。动中通上电后，采集惯导静态数据，采用传统静基座初始对准方法，水平加速度计零偏不可观测，对准结果为：

Pitch＝-0.54°

Roll＝0.40°

第三步：验证旋转基座对准结果。按照旋转基座对准的方法，采集惯导数据，先静止1分钟，然后逆时针按照20°/s转速转动一圈，停止后继续保持静态状态，整个过程持续大约3分钟。利用卡尔曼滤波进行估算，结果如图7至图9所示(图7中上图、下图分别为俯仰角、滚转角随时间的变化曲线，图8中上图、下图分别为惯导系统x轴、y轴的加速度计零偏随时间的变化曲线，图9中上图、

下图分别为惯导系统x轴、y轴的陀螺漂移随时间的变化曲线)。

由图7可知：

Pitch＝-0.598°

Roll＝0.502°

显然旋转对准的水平姿态角与真实水平姿态角更加接近。将静基座对准与旋转对准结果比较如下表所示：

表1 静基座对准与旋转对准结果比较采用

可见，采用传统静基座对准的方法，水平姿态角误差可达0.11°，而采用旋转基座对准的方法，可以使水平姿态角估算误差提高到0.01°范围内，并且可以估算出水平加速度计零偏，提高了惯导系统的导航精度。

对于动中通系统，惯导系统对准精度越高，其跟踪性能越高，一般要求水平姿态角误差≤0.1°，可见，旋转基座对准方法更适用于动中通系统。

虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。

Claims (4)

1.一种移动卫星通信的惯导系统自标定方法，其特征在于，包括：

对动中通系统的惯导系统进行粗对准；其中，所述惯导系统安装在所述动中通系统的天线转台底座中央，相对天线面的中轴面左右对称，且所述惯导系统的航向指向与天线轴向一致；

在所述粗对准之后，采用旋转基座对准方法对所述惯导系统进行在线标定和在线补偿。

2.根据权利要求1所述的移动卫星通信的惯导系统自标定方法，其特征在于，所述惯导系统采用微机械惯导与光纤陀螺相结合的方式进行导航。

3.根据权利要求1或2所述的移动卫星通信的惯导系统自标定方法，其特征在于，所述在所述粗对准之后，采用旋转基座对准方法对所述惯导系统进行在线标定和在线补偿，包括：

在所述粗对准之后，驱动所述惯导系统转动一圈，并采集微机械惯导数据；

对所述微机械惯导数据进行卡尔曼滤波确定出所述惯导系统的水平加速度计零偏；

根据所述水平加速度计零偏对所述惯导系统进行在线补偿。

4.根据权利要求3所述的移动卫星通信的惯导系统自标定方法，其特征在于，所述驱动所述惯导系统转动一圈，包括：

使所述惯导系统保持第一阈值时长的静止状态；

将所述惯导系统按照第二阈值的旋转速度旋转一圈；

使所述惯导系统保持第三阈值时长的静止状态。