CN110926468A - 基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法。该方法通过在动中通天线上安装惯性测量单元并进行多平台航计算，同时使用天线安装载体上导航设备的输出信息和传递对准算法对惯性测量单元的捷联导航算法结果进行误差补偿。最后使用多平台航姿数据有效性评估方法获取有利于天线提升跟踪性能的航姿信息。本发明通过结合天线方位角和信号强度信息，建立多平台航姿确定方法提升了天线的跟踪性能，具有无需人为操作、实施简单、适用范围广的优点。

Description

基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法

技术领域

本发明属于天线技术领域，具体涉及到一种新型的动中通天线航姿确定方法。

背景技术

随着通信测控事业的发展，天线的应用市场随之扩大，而且在多数应用场合要求实现对天线指向的精确测量和控制。特别地，在车载、船载和机载等动中通卫星通信等领域，大部分的天线安装载体都有较为精确的惯性导航系统等导航设备，用于测量载体的航姿信息，同时也可以提供给天线，用于补偿载体运动时造成的指向角度偏差。现有技术中天线直接使用载体的航姿信息，存在以下几个问题：

a)航姿信息更新频率低，一般不大于100Hz，不能完全满足天线伺服跟踪的需要；

b)姿态信息反映的是天线安装载体的空间状态，与天线安装平面的姿态之间存在固定的安装误差，这些误差需要使用专门的标校方法测定。

c)天线安装载体运动时产生随机的载体形变误差，这些误差难以测定。

发明内容

本发明的目的在于解决上述安装误差和形体误差儿导致的姿态失准问题，而提出一种基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法，该方法通过在动中通天线的方位旋转平台上安装惯性测量单元并进行多平台航姿计算，同时使用天线安装载体上导航设备的输出信息和传递对准算法对惯性测量单元的捷联导航算法结果进行误差补偿。最后使用多平台航姿数据有效性评估方法获取有利于天线提升跟踪性能的航姿信息。

本发明采用的技术方案为：

一种基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法，其包括以下步骤：

(1)自主惯性测量单元的多平台计算方法，采集天线上安装的随天线方位转动的惯性测量单元输出的角速度、比力和地磁数据，使用多平台计算方法，获取捷联惯导算法、航姿参考算法和动态倾角算法计算出的自主惯性测量单元安装平面的航姿数据；

(2)建立含安装误差角和挠曲变形角的传递对准模型，将自主惯性测量单元安装平面的航姿数据经坐标转换后，与天线安装载体上的导航设备的输出数据统一为同一坐标系；

(3)对多平台计算方法得到航姿数据和天线安装载体上的导航设备的输出数据进行有效性评估，确定出有利于天线伺服跟踪的数据来源。

可选的，所述步骤(1)的具体方式为：

建立天线和自主惯性测量单元的坐标系：天线坐标系以天线的重心为坐标原点O，过坐标原点O且指向天线安装载体前进方向为Y轴正方向，过坐标原点O且垂直于天线安装载体纵切面指向所述载体右侧为X轴正方向，过坐标原点O垂直于X轴和Y轴所在平面且指向所述载体上方为Z轴正方向，建立三轴坐标系；自主惯性测量单元安装位置如图1所示，任选其一，以自主惯性测量单元中心为原点O，其X轴、Y轴、Z轴分别与天线坐标系的X轴、Y轴、Z轴平行；

使用所述载体上的导航设备输出的经度λ、纬度L、高度h、东向速度v_e、北向速度v_n、天向速度v_u、航向角ψ、俯仰角θ、横滚角γ对天线的航姿进行初始装订，采集天线方位转角A_j，获取天线的初始航姿；

采集自主惯性测量单元的陀螺仪输出ω_x、ω_y、ω_z，加速度计输出f_x、f_y、f_z，磁力计输出m_x、m_y、m_z；

使用捷联惯导的姿态、速度和位置算法得到当前时刻天线的经度λ₁、纬度L₁、高度h₁、东向速度v_e1、北向速度v_n1、天向速度v_u1、航向角ψ₁、俯仰角θ₁、横滚角γ₁，使用航姿参考算法得到当前时刻天线输出的航向角ψ₂、俯仰角θ₂、横滚角γ₂，使用动态倾角算法得到当前时刻航向角ψ₃、俯仰角θ₃、横滚角γ₂，其中航向角ψ₂和ψ₃与所述载体上的导航设备输出的航向角ψ一致；

天线对准卫星，根据当前俯仰角θ、横滚角γ和卫星的空间位置，因为卫星的位置和姿态是确切的，所以两者可以反解，反向求解出天线真实航向角，并赋值(将上述数据进行替换)给航向角ψ₁、ψ₂和ψ₃；

可选的，所述步骤(2)中的具体方式为：

由捷联惯导算法求得的航向角ψ₁、俯仰角θ₁、横滚角转换成姿态矩阵

左乘由天线方位转角A_j得到的转换矩阵

得到天线安装平面的姿态矩阵

进而计算出天线安装平面的航向角ψ′₁，计算公式如下：

采用Kalman滤波器作为传递对准滤波器；

建立系统状态方程

式中A(t)为状态转移矩阵，W(t)为噪声向量(自己进行预设)，系统状态向量

其中Δv＝[Δv_e Δv_nΔv_u]分别为东向、北向、天向速度误差，Δv为速度误差，φ＝[φ_e φ_n φ_u]分别为东向、北向、天向失准角，ε＝[ε_x ε_y ε_z]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的加速度计螺零偏，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的陀螺零偏，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的安装误差角，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的挠曲变形角，

为相应的挠曲角速率；

以速度误差和姿态角误差作为观测量，建立量测方程：

式中H(t)为观测矩阵，V(t)为观测噪声矩阵。

采用上述三个方程经过滤波器状态更新和量测更新之后，得到状态向量的估计值。

由航向角ψ′₁、俯仰角θ₁、横滚角γ₁构建姿态矩阵，补偿掉失准角φ后得到新的航向角ψ″₁、俯仰角θ″₁、横滚角γ″₁。

可选的，所述步骤(3)的具体方式为：

使用传递对准的安装误差角

构造误差矩阵：

所述载体上导航设备的姿态矩阵

左乘误差矩阵

并计算出航向角ψ′、俯仰角θ′、横滚角γ′，计算公式如下：

根据所述载体上的导航设备数据有效性，分以下两种情况：

所述载体上的导航设备数据无效时，定义归一化后的地磁误差

当w_mag≥δ₁时天线使用航向角ψ₃、俯仰角θ₃、横滚角γ₂。当w_mag＜δ₁时天线使用航向角ψ₂、俯仰角θ₂、横滚角γ₂。其中δ₁为正常数；

(2)所述载体上的导航设备数据有效时，定义综合角误差

当w_chuandi≥δ₂时天线使用航向角ψ′、俯仰角θ′、横滚角γ′。当w_chuandi＜δ₂时天线使用航向角ψ″₁、俯仰角θ″₁、横滚角γ″₁。其中δ1为正常数。

采用上述技术方案的有益效果在于：

a)将数据延迟作为常值误差进行估计和补偿，克服了数据延迟造成的额外的天线指向误差。

b)将安装误差角和挠曲变形角度进行估计和补偿，不需要设计专用的精密测量面来放置水平仪，也不需要精确安装望远镜等光学瞄准装置并在天线面开孔构建光学瞄准通道。

c)不需要对天线的安装误差进行标校，由算法自动完成，不需人工干预，降低了天线的调试和安装的工作量。

c)适应性好，与天线座架的结构形式无关。

d)使用多平台计算方法同时进行多种航姿解算算法，同时使用传递对准技术提高航姿解算的精度，多种航姿数据来源也提高了天线系统的可靠性。

e)将数据延迟、安装误差角和挠曲变形角度进行估计和补偿，克服了使用天线安装载体上的导航设备数据时造成的额外的天线指向误差；

f)不需要对天线的安装误差进行标校，由算法自动完成，不需人工干预，降低了天线的调试和安装的工作量，算法适应性好，与天线座架的结构形式无关；

h)使用多平台计算方法同时进行多种航姿解算算法，同时使用传递对准技术提高航姿解算的精度，多种航姿数据来源也提高了天线系统的可靠性。

综上，本发明方法建立了一种全新的动中通天线航姿确定方法，该方法通过在动中通天线的方位旋转平台上安装惯性测量单元并进行多平台航姿计算，同时使用天线安装载体上导航设备的输出信息和传递对准算法对惯性测量单元的捷联导航算法结果进行误差补偿。最后使用多平台航姿数据有效性评估方法获取有利于天线提升跟踪性能的航姿信息。该方法不仅省去了标校流程，同时提高了航姿精度，提高了天线的可靠性，是对现有技术的一种重要改进。

附图说明

图1是本发明流程关系图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明技术方案做进一步的详细说明。

附图1中包含反射面、第一位置、第二位、方位驱动模块4、载体的导航设备5。以A-E(方位-俯仰)两轴座架天线为例，该天线的多平台航姿确定算法包括以下步骤：

(1)自主惯性测量单元的多平台计算方法

附图1中，天线的惯性导航单元设置在位于第一位置和第二位置处，任选其一安装自主惯性测量单元，惯性导航单元可以计算天线反射面的航姿，导航设备5为粗计算载体如飞机、坦克、汽车、导弹火箭等飞行载体的航姿，采集自主惯性测量单元的陀螺仪输出ω_x、ω_y、ω_z，加速度计输出f_x、f_y、f_z，磁力计输出m_x、m_y、m_z，使用捷联惯导的姿态、速度和位置算法得到当前时刻经度λ₁、纬度L₁、高度h₁、东向速度v_e1、北向速度v_n1、天向速度v_u1、航向角ψ₁、俯仰角θ₁、横滚角γ₁，使用航姿参考算法得到当前时刻航向角ψ₂、俯仰角θ₂、横滚角γ₂，使用动态倾角算法得到当前时刻航向角ψ₃、俯仰角θ₃、横滚角γ₂，其中航向角ψ₂和ψ₃与所述载体上的导航设备输出的航向角ψ一致；

S0.建立天线和自主惯性测量单元的坐标系：天线坐标系以天线的重心为坐标原点O，过坐标原点O且指向天线安装载体前进方向为Y轴正方向，过坐标原点O且垂直于天线安装载体纵切面指向所述载体右侧为X轴正方向，过坐标原点O垂直于X轴和Y轴所在平面且指向所述载体上方为Z轴正方向，建立三轴坐标系；自主惯性测量单元安装位置如图1所示，任选其一，以自主惯性测量单元中心为原点O，其X轴、Y轴、Z轴分别与天线坐标系的X轴、Y轴、Z轴平行；

S1.使用所述载体上的导航设备输出的经度λ、纬度L、高度h、东向速度v_e、北向速度v_n、天向速度v_u、航向角ψ、俯仰角θ、横滚角γ对天线的航姿进行初始装订，采集天线方位转角A_j，获取天线的初始航姿；

S3.采集自主惯性测量单元的陀螺仪输出ω_x、ω_y、ω_z，加速度计输出f_x、f_y、f_z，磁力计输出m_x、m_y、m_z；

使用捷联惯导的姿态、速度和位置算法得到当前时刻天线的经度λ₁、纬度L₁、高度h₁、东向速度v_e1、北向速度v_n1、天向速度v_u1、航向角ψ₁、俯仰角θ₁、横滚角γ₁，使用航姿参考算法得到当前时刻天线输出的航向角ψ₂、俯仰角θ₂、横滚角γ₂，使用动态倾角算法得到当前时刻航向角ψ₃、俯仰角θ₃、横滚角γ₂，其中航向角ψ₂和ψ₃与所述载体上的导航设备输出的航向角ψ一致；

S4.天线对准卫星，根据当前俯仰角θ、横滚角γ和卫星的空间位置，因为卫星的位置和姿态是确切的，所以两者可以反解，反向求解出天线真实航向角，并赋值(将上述数据进行替换)给航向角ψ₁、ψ₂和ψ₃；

S4.反解航向角由捷联惯导算法求得的航向角ψ₁、俯仰角θ₁、横滚角转换成姿态矩阵

左乘由天线方位转角A_j得到的转换矩阵

得到天线安装平面的姿态矩阵

进而计算出天线安装平面的航向角ψ′₁，计算公式如下：

S5.获取误差角，采用Kalman滤波器作为传递对准滤波器；

建立系统状态方程

式中A(t)为状态转移矩阵，W(t)为噪声向量(自己进行预设)，系统状态向量

其中Δv＝[Δv_e Δv_nΔv_u]分别为东向、北向、天向速度误差，Δv为速度误差，φ＝[φ_e φ_n φ_u]分别为东向、北向、天向失准角，ε＝[ε_x ε_y ε_z]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的加速度计螺零偏，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的陀螺零偏，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的安装误差角，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的挠曲变形角，

为相应的挠曲角速率；

以速度误差和姿态角误差作为观测量，建立量测方程：

式中H(t)为观测矩阵，V(t)为观测噪声矩阵。

采用上述三个方程经过滤波器状态更新和量测更新之后，得到状态向量的估计值。

S6，构建误差矩阵，由航向角ψ′₁、俯仰角θ₁、横滚角γ₁构建姿态矩阵，补偿掉失准角φ后得到新的航向角ψ″₁、俯仰角θ″₁、横滚角γ″₁。

可选的，所述步骤(3)的具体方式为：

S7，构建误差矩阵，使用传递对准的安装误差角

构造误差矩阵：

S8，计算载体真实姿态信息，所述载体上导航设备的姿态矩阵

左乘误差矩阵

并计算出载体真实的航向角ψ′、俯仰角θ′、横滚角γ′，计算公式如下：

判断真实性，根据所述载体上的导航设备数据有效性，分以下两种情况：

①所述载体上的导航设备数据无效时，定义归一化后的地磁误差

当w_mag≥δ₁时天线使用航向角ψ₃、俯仰角θ₃、横滚角γ₂。当w_mag＜δ₁时天线使用航向角ψ₂、俯仰角θ₂、横滚角γ₂。其中δ₁为正常数；

②所述载体上的导航设备数据有效时，定义综合角误差

当w_chuandi≥δ₂时天线使用航向角ψ′、俯仰角θ′、横滚角γ′。当w_chuandi＜δ₂时天线使用航向角ψ″₁、俯仰角θ″₁、横滚角γ″₁。其中δ₁为正常数。

Claims (4)

1.一种基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法,其特征在于，包括以下步骤：

S1.获取载体的初始航姿，采集本时刻的移动载体所输出的航姿速度位置信息：航向角ψ、俯仰角θ、横滚角γ和天线方位转角A_j，获取载体的初始航姿；

S2.获取天线的初始航姿，

①采集天线所输出的地理坐标位置，获取天线的地理坐标；

②采用航姿算法取得天线航姿速度位置信息，取得当前时刻天线航向角ψ₁，俯仰角θ₁、横滚角γ₁获取天线的初始航姿；

S3.反解天线真实航向角，根据载体相对基准卫星的俯仰角θ、横滚角γ和天线航向角ψ₁反解求出天线的真实航向角并将真实航向角赋值给天线天线航向角ψ₁；

S4，反解航向角，将上述天线的航向角ψ₁、俯仰角θ₁、横滚角γ₁，转换为姿态矩阵

将姿态矩阵

左乘由天线方位转角A_j得到的转换矩阵

以此得到天线底座所在平面的姿态矩阵

求解得到天线底座所在平面的航向角ψ′₁；

S5，获取误差角，使用传递对准滤波器获取航姿速度位置信息的估量值，得到失准角φ，安装误差角

和X轴、Y轴、Z轴方向的安装误差

S6，天线底座所在平面的航向角ψ′₁、俯仰角θ₁、横滚角γ₁构建姿态矩阵，补偿失准角φ后得到新的航向角ψ″₁、俯仰角θ″₁、横滚角γ″₁；

S7，构建误差矩阵，由

构建误差矩阵

S8，计算载体真实姿态信息，由姿态矩阵

左乘误差矩阵

计算得到本时刻天线真实的航向角ψ′、俯仰角θ′、横滚角γ′；

S9，循环计算，在下一时刻重新获取载体的初始航姿并重新执行步骤S1-步骤S8。

2.根据权利要求1所述的一种基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法，其特征在于：所述的步骤2中，依次采用下列算法获取天线的初始航姿，

①用捷联惯导算法取得天线航姿速度位置信息，取得当前时刻天线航向角ψ₁，俯仰角θ₁、横滚角γ₁获取天线的初始航姿；

②航姿参考算法取得航姿速度位置信息，取得当前时刻天线航向角ψ₂，俯仰角θ₂、横滚角γ₂，获取天线的初始航姿；

③用动态倾角算法取得航姿速度位置信息，取得当前时刻天线航向角ψ₃、俯仰角θ₃、横滚角γ₂获取天线的初始航姿；

校对天线航向角ψ₁、天线航向角ψ₂、天线航向角ψ₃是否相同，若相同继续以下步骤，若不相同重新依次执行步骤S1、步骤S2。

3.根据权利要求1所述的一种基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法，其特征在于：所述的步骤2中，依次采用下列算法获取天线的初始航姿，所述的步骤S4的计算公式为：

姿态矩阵

左乘由天线方位转角A_j：

得到的转换矩阵

求解得到天线底座所在平面的航向角ψ′₁：

4.根据权利要求1所述的一种基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法，其特征在于：

步骤S6中的传递对准滤波器为Kalman滤波器；

传递对准滤波器的求解过程为：

①建立系统状态方程

式中A(t)为状态转移矩阵，W(t)为噪声向量(自己进行预设)，系统状态向量

其中Δv＝[Δv_e Δv_n Δv_u]分别为东向、北向、天向速度误差，Δv为速度误差，φ＝[φ_e φ_n φ_u]分别为东向、北向、天向失准角，ε＝[ε_x ε_y ε_z]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的加速度计螺零偏,

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的陀螺零偏，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的安装误差角，

分别为X轴、Y轴、Z轴方向的挠曲变形角，

为相应的挠曲角速率；

②以速度误差和姿态角误差作为观测量，建立量测方程：

式中H(t)为观测矩阵，V(t)为观测噪声矩阵。

采用上述三个方程经过滤波器状态更新和量测更新之后，得到状态向量的估计值。

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