CN112325841B - 一种动中通天线安装误差角的估计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种动中通天线安装误差角的估计方法，属于卫星通信以及测控技术领域。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，使用天线安装载体上导航设备的输出信息作为外部观测信息，建立适用于任意安装误差角的传递对准算法模型，估计出天线安装平面的安装误差角，同时对惯性测量单元的捷联导航算法结果进行误差补偿。本发明通过将天线安装载体上的导航设备进行旋转变换，克服了使用Kalman滤波进行姿态匹配传递对准时的小角度误差要求，具有实施简单、适用范围广的优点。
Description
技术领域
本发明属于卫星通信以及测控技术领域，特别是指一种动中通天线安装误差角的估计方法。该方法可应用于动中通天线，用来测量天线安装面与天线安装载体之间的安装误差角。
背景技术
在卫星通信以及测控领域的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，天线使用载体的航姿信息时，姿态信息反映的是天线安装载体的空间状态，其与天线安装平面的姿态之间存在固定的安装误差。为了测定这些误差，需要使用专门的标校方法，而现有的标校方法大都比较复杂，实施起来较为繁琐。
发明内容
本发明的目的在于提供一种动中通天线安装误差角的估计方法，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，使用天线安装载体上导航设备的输出信息作为外部观测信息，建立适用于任意安装误差角的传递对准算法模型，估计出天线安装平面的安装误差角，同时对惯性测量单元的捷联导航算法结果进行误差补偿。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种动中通天线安装误差角的估计方法，包括以下步骤：
(1)采集天线的方位转动角、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和比力数据，得到天线安装平面的航姿数据；
(2)将天线安装载体上的导航设备的航姿数据与天线安装平面的航姿数据进行比较，若某一项数据相差超过3°，则将载体上导航设备的航姿数据进行坐标变换，以满足小角度误差模型；
(3)建立含安装误差角的状态空间，以及含速度误差、小角度姿态角误差的观测模型，使用传递对准技术对安装误差角进行估计。
进一步的，所述步骤(1)的具体方式为：
(101)建立天线和惯性测量单元的坐标系；
(102)采集惯性测量单元的陀螺仪输出的角速度数据ωx、ωy、ωz，以及惯性测量单元的加速度计输出的比力数据fx、fy、fz，计算出天线当前位置的俯仰角θ和横滚角γ，并将航向角ψ置0；
(103)将天线对准卫星，根据步骤(102)中的俯仰角θ和横滚角γ以及卫星的空间位置，反解出真实航向角ψ；
(104)根据步骤(102)获得的俯仰角θ、横滚角γ以及步骤(103)获得的航向角ψ，计算出姿态矩阵
将其右乘由天线方位转动角Aj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
俯仰角
横滚角
进一步的，所述步骤(2)的具体方式为：
(201)采集天线安装载体上的导航设备的航向角ψm、俯仰角θm、横滚角γm，将其与天线安装平面的航向角
俯仰角
横滚角
相比较，若某一项相差超过3°，则执行步骤(202)，否则基准航姿数据为：
[ψj θj γj]＝[ψm θm γm]
(202)根据导航设备的航向角ψm、俯仰角θm、横滚角γm计算出姿态矩阵
将载体上导航设备的航姿数据按下式进行坐标变换：
其中，
进一步的，所述步骤(3)的具体方式为：
(301)采用Kalman滤波器作为传递对准滤波器，建立系统状态方程：
其中，A(t)为状态转移矩阵，W(t)为噪声矩阵，上标·表示求导；系统状态向量
其中Δv＝[Δve Δvn Δvu]分别为东向、北向、天向速度误差，φ＝[φe φn φu]分别为东向、北向、天向失准角，ε＝[εx εy εz]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的陀螺零偏，
分别为X轴、Y轴、Z轴方向的加速度计零偏，λ＝[λx λy λz]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的安装误差角；
(302)构造矩阵
以速度误差和姿态误差ZDCM作为观测量，建立量测方程：
其中，I为单位矩阵，H(t)为观测矩阵，V(t)为观测噪声矩阵，×表示反对称矩阵，ZDCMx、ZDCMy、ZDCMz分别为ZDCM的x、y、z分量；
(303)将Kalman滤波估计得到的安装误差角λ，按下式变换后得到实际的安装误差角λx、λy、λz：
本发明采用上述技术方案的有益效果在于：
a)使用算法对安装误差角进行估计，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。
b)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)通过将天线安装载体上的导航设备进行旋转变换，克服了使用Kalman滤波进行姿态匹配传递对准时的小角度误差要求。
d)适应性好，与天线座架的结构形式无关。
附图说明
图1是本发明实施例中动中通天线以天线安装载体上的导航设备的安装示意图。
图2是本发明实施例方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案做进一步的详细说明。
一种动中通天线安装误差角的估计方法，如图2所示，其包括以下步骤：
(1)采集天线的方位转动角、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和比力数据，得到天线安装平面的航姿数据；
(2)将天线安装载体上的导航设备的航姿数据与天线安装平面的航姿数据进行比较，若某一项数据相差超过3°，则将载体上导航设备的航姿数据进行坐标变换，以满足小角度误差模型；
(3)建立含安装误差角的状态空间，以及含速度误差、小角度姿态角误差的观测模型，使用传递对准技术对安装误差角进行估计。
本方法中的天线如图1所示，其包括天线面1、方位电机4，其中位置2和位置3均可安装惯性测量单元。
其中，步骤(1)的具体方式为：
(101)建立天线和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；如图1所示，在位置2和位置3中任选一处安装自主惯性测量单元，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；
(102)采集惯性测量单元的陀螺仪输出ωx、ωy、ωz，加速度计输出fx、fy、fz，计算出天线当前位置的俯仰角θ和横滚角γ，航向角ψ置0，以此为初值进行纯惯性航姿解算；
(103)天线对准卫星，根据当前时刻俯仰角θ、横滚角γ和卫星的空间位置，反解出真实航向角ψ；
(104)由航向角ψ、俯仰角θ、横滚角γ计算出姿态矩阵
右乘由天线方位转角Aj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
俯仰角
横滚角
计算公式如下：
步骤(2)的具体方式为：
(201)采集天线安装载体上的导航设备的航向角ψm、俯仰角θm、横滚角γm，计算出姿态矩阵
计算
若|Δψ|＜3°、|Δθ|＜3°、|Δγ|＜3°均成立，则基准航姿数据为：
[ψj θj γj]＝[ψm θm γm]
(202)若|Δψ|、|Δθ|、|Δγ|中存在不小于3°的值，则将载体上导航设备的航姿数据按下式进行坐标变换，以减小二者之间的差值[Δψ Δθ Δγ]。
其中，
步骤(3)的具体方式为：
(301)采用Kalman卡尔曼滤波器作为传递对准滤波器，建立系统状态方程：
其中，A(t)为状态转移矩阵，W(t)为噪声矩阵，上标·表示求导；系统状态向量
其中Δv＝[Δve Δvn Δvu]分别为东向、北向、天向速度误差，φ＝[φe φn φu]分别为东向、北向、天向失准角，ε＝[εx εy εz]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的陀螺零偏，
分别为X轴、Y轴、Z轴方向的加速度计零偏，λ＝[λx λy λz]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的安装误差角；
(302)构造矩阵
以速度误差和姿态误差ZDCM作为观测量，建立量测方程：
其中，I为单位矩阵，H(t)为观测矩阵，V(t)为观测噪声矩阵，×表示反对称矩阵，ZDCMx、ZDCMy、ZDCMz分别为ZDCM的x、y、z分量；
(303)将Kalman滤波估计得到的安装误差角λ，按下式变换后得到实际的安装误差角λx、λy、λz：
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，使用天线安装载体上导航设备的输出信息作为外部观测信息，建立基于速度姿态匹配模式的、适用于任意安装误差角的传递对准算法模型，估计出天线安装平面的安装误差角，同时对惯性测量单元的捷联导航算法结果进行误差补偿。
总之，本发明应用传递对准技术估计动中通天线的非小角度安装误差角，其通过将天线安装载体上的导航设备进行旋转变换，克服了使用Kalman滤波进行姿态匹配传递对准时的小角度误差要求，具有实施简单、适用范围广的优点。
Claims (1)
1.一种动中通天线安装误差角的估计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)采集天线的方位转动角、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和比力数据，得到天线安装平面的航姿数据；具体方式为：
(101)建立天线和惯性测量单元的坐标系；
(102)采集惯性测量单元的陀螺仪输出的角速度数据ωx、ωy、ωz，以及惯性测量单元的加速度计输出的比力数据fx、fy、fz，计算出天线当前位置的俯仰角θ和横滚角γ，并将航向角ψ置0；
(103)将天线对准卫星，根据步骤(102)中的俯仰角θ和横滚角γ以及卫星的空间位置，反解出真实航向角ψ；
(104)根据步骤(102)获得的俯仰角θ、横滚角γ以及步骤(103)获得的航向角ψ，计算出姿态矩阵
将其右乘由天线方位转动角Aj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
俯仰角
横滚角
(2)将天线安装载体上的导航设备的航姿数据与天线安装平面的航姿数据进行比较，若某一项数据相差超过3°，则将载体上导航设备的航姿数据进行坐标变换，以满足小角度误差模型；具体方式为：
(201)采集天线安装载体上的导航设备的航向角ψm、俯仰角θm、横滚角γm，将其与天线安装平面的航向角
俯仰角
横滚角
相比较，若某一项相差超过3°，则执行步骤(202)，否则基准航姿数据为：
(202)根据导航设备的航向角ψm、俯仰角θm、横滚角γm计算出姿态矩阵
，将载体上导航设备的航姿数据按下式进行坐标变换：
其中，
(3)建立含安装误差角的状态空间，以及含速度误差、小角度姿态角误差的观测模型，使用传递对准技术对安装误差角进行估计；具体方式为：
(301)采用Kalman滤波器作为传递对准滤波器，建立系统状态方程：
其中，A(t)为状态转移矩阵，W(t)为噪声矩阵，上标·表示求导；系统状态向量
其中Δv＝[Δve Δvn Δvu]分别为东向、北向、天向速度误差，φ＝[φe φn φu]分别为东向、北向、天向失准角，ε＝[εx εy εz]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的陀螺零偏，
分别为X轴、Y轴、Z轴方向的加速度计零偏，λ＝[λx λy λz]分别为X轴、Y轴、Z轴方向的安装误差角；
(302)构造矩阵
以速度误差和姿态误差ZDCM作为观测量，建立量测方程：
其中，I为单位矩阵，H(t)为观测矩阵，V(t)为观测噪声矩阵，×表示反对称矩阵，ZDCMx、ZDCMy、ZDCMz分别为ZDCM的x、y、z分量；
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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