一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法与流程

1.本发明属于运动平台定位定向技术领域，特别涉及一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法。


背景技术：

2.目前车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体普遍采用惯性、卫星以及各种组合导航技术。然而gps/bd等导航定位系统由于导航终端普遍采用全向天线、扩频信号体制、星地距离远等原因，非常容易被干扰和欺骗。在复杂环境和对抗环境下，运动载体不能仅依赖卫星导航作为手段。惯性导航方式可以实现自主导航，但其误差会随时间积累，对于长时间、高精度导航来说其精度难以满足要求。当前无人系统发展迅速，智能化程度越来越高，对高精度抗干扰导航要求非常迫切。
3.申请人于2021
‑
07
‑
26提交了申请号为202110845079.8的中国发明专利，其涉及一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置。能够实现在gps/bd等导航定位系统失效的情况下，利用地球同步通信卫星等固定或移动信标的位置和信标信号，提供车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的一定精度导航定位信息。但该专利存在以下不足：一是该专利提出的方法中运动载体的定位精度与imu系统的精度、天线波束对准卫星精度、以及多普勒频移测量精度深度相关，其中天线波束对准卫星精度引起最终的定位误差较大；二是针对车辆、舰船、飞机、导弹等运动平台在某些应用场景中对运动载体的定向精度要求非常高，虽然该专利给出方法可以给出运动载体的定向信息，即定向波束对准卫星时输出的方位角。但该方位角精度一般情况下难以满足武器装备平台高精度测向等特殊应用场景的需要，核心原因在于天线波束对准卫星精度引起的误差。


技术实现要素：

4.为了克服上述现有技术的缺点，针对运动载体高精度的定位、定向需求，本发明的目的在于提供一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法，相对于专利202110845079.8基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法，采取了跟踪接收机或者单脉冲接收机实现天线波束更精确的对准卫星，提供了天线波束控制模块控制天线波束精确对准通信卫星的新的方法，能够实现在gnss等导航定位系统失效的情况下，利用地球同步通信卫星等的位置和信号，在运动载体上进行信号处理，从而实现低成本的应急定位和定向，满足车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的导航需要，尤其可以满足类似武器装备平台高精度测向等应用需求。
5.为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
6.一种基于相控阵天线的定位定向装置，包含：相控阵天线、惯性测量组件或惯性导航系统、天线波束控制模块、多普勒频移跟踪模块、定位定向计算模块，其特征在于：
7.相控阵天线：安装于运动载体上，包含四个天线子阵，分别对应四个输出通道。四个天线子阵用于共同形成具有明显方向性的天线波束。
8.惯性测量组件或者惯性导航系统：搭载于运动载体，用于获取运动载体的运动信息，即运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及姿态角变化率；
9.天线波束控制模块：搭载于运动载体，利用运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及通信卫星位置确定相控阵天线的方位角、俯仰角，并利用接收机控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星；
10.多普勒频移跟踪模块：搭载于运动载体，完成通信卫星信标或载波信号的滤波、处理和多普勒频率跟踪，获得多普勒频移信息；
11.定位定向计算模块：搭载于运动载体，根据相控阵天线对准信标时的运动载体姿态角及姿态角偏差、通信卫星位置信息、运动载体接收到的信号多普勒频率信息，修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，输出修正后的运动载体位置信息和航向信息。
12.本发明还可包括：gnss模块，用于在gnss信号可用时获取运动载体的位置。
13.在上述基于相控阵天线的定位定向装置应用平台也即运动载体可为导弹、飞机、舰船、炮弹或车辆，所述通信卫星可为geo、meo或leo卫星。所述相控阵天线可以为机械相控阵多波束天线、半导体相控阵天线、超材料相控阵天线、光学相控阵天线或dbf相控阵天线。相控阵天线的主瓣用于接收信号，主瓣的宽度尽量窄并且增益高，天线覆盖频率应当能够满足接收跟踪信标信号的要求，副瓣应尽可能小以增强抗干扰性。
14.在天线波束控制模块组成中，所述实现精确波束控制的接收机为单脉冲接收机或者跟踪接收机。如果是单脉冲接收机可以为测幅体制或测相体制，能够分别接收四个子阵天线的输出信号，按照单脉冲测向原理给出天波波束方位角、俯仰角更精确偏差；如果接收机为信标跟踪接收机接收整个相控阵天线信号，并按照信号能量最大的原则辅助天线波束控制模块控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星。
15.本发明的实施例中，多普勒频移跟踪模块接收整个天线波束获得的通信卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息，输出给定位定向计算模块进行融合。
16.发明给出了一种基于相控阵天线的运动载体定位方法，包括以下步骤：
17.a1：已知运动载体的精确初始位置(gnss信号可用时由gnss模块提供)、固定或者移动的通信卫星位置信息，所述运动载体搭载有相控阵天线；
18.a2：基于所述天线波束控制模块利用惯性测量组件或惯性导航系统辅助，在运动载体的运动过程中保持相控阵天线波束始终对准通信卫星，输出对准时的运动载体姿态角及姿态角偏差；
19.a3：利用多普勒频移跟踪模块接收相控阵天线获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息；
20.a4：基于相控阵天线对准通信卫星时运动载体姿态角及姿态角偏差、卫星位置信息以及运动载体接收到的信号多普勒频率信息，定位定向计算模块修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，最后输出修正后的运动载体导航位置信息。
21.上述步骤中的a2步骤，可以分为下步骤：
22.a2.1：在运动载体的运动过程中，在惯性测量组件或惯性导航系统的辅助下，获得运动载体的运动信息，即运动载体的经纬度信息、姿态角以及姿态角变化率；
23.a2.2：利用运动载体的经纬度信息、姿态角以及信标位置确定相控阵天线的天线
波束在地理系的方位角a、俯仰角e、极化角v，并利用天线波束控制模块实现波束调整，使相控阵天线初步对向卫星，实现通信卫星信号的捕获；
24.a2.3：相控阵天线捕获到卫星信号后，利用接收机精对准信标，完成卫星稳定跟踪，并得到精对准时相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角a
t
与俯仰角e
t
；
25.a2.4：实现波束跟踪后，根据方位角和俯仰角控制偏差信号，获得姿态角偏差，所述姿态角偏差即方位角a、俯仰角e与实际的方位角a
t
、俯仰角e
t
之间的偏差。
26.上述a2.3步骤中，分为以下两种情况：天线波束控制模块采用单脉冲接收机时，单脉冲接收机分别接收四个子阵天线的输出信号，按照单脉冲测向原理给出天波波束方位角、俯仰角更精确偏差；天线波束控制模块采用跟踪接收机时，跟踪接收机接收整个相控阵天线信号，并按照信号能量最大的原则辅助天线波束控制模块控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星。
27.相控阵天线的天线波束在地理系的方位角a、俯仰角e、极化角v如下：
[0028][0029]
其中，l为运动载体所在点的纬度，pi为π，λ为运动载体的经度，λ
s
为卫星星下点的经度；
[0030]
天线波束控制模块初步捕获卫星信号后，对a、e进行精对准，即调制天线波束方向，直至跟踪接收机接收到的卫星信号能量最大或者单脉冲接收机实现单脉冲跟踪，此时即认为实现了精对准，精对准后即得到相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角a
t
与俯仰角e
t
。
[0031]
多普勒频移跟踪模块中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息包括真实的多普勒频率和多普勒频率误差δf，其中：
[0032][0033]
δf＝δv
r
·
e
rs
·
c/f
carrier
＝δv
a
·
c/f
carrier
[0034]
式中：v
r
是运动载体在地心地固坐标系中的速度，δv
r
是运动载体在地心地固坐标系中的速度误差，v
s
是卫星在地心地固坐标系中的速度，e
rs
是运动载体到卫星的视线方向在地心地固坐标系中的单位矢量，c是光速，f
carrier
是载波频率，δv
a
是运动载体在运动载体到卫星视频方向的速度误差。
[0035]
本发明还提供了一种基于相控阵天线的运动载体定向方法，主要包括以下步骤：
[0036]
b1：相控阵天线安装于运动载体上，相控阵天线方位角零位与运动载体的方向零位(例如汽车的车头方向)尽量重合，安装误差记为δθ。开始工作时，定位定向装置首先加电启动，使天线波束处于相控阵天线方位角零位；
[0037]
b2：根据运动载体所在地理位置和通信卫星位置，计算天线波束的指向位置，即天线波束的方位角a和俯仰角e以及波束的极化角v；
[0038]
b3：初始捕获：调整天线波束指向计算得到的俯仰角e，利用天线波束控制模块完成极化角v对准。以相控阵天线方位角零位开始，天线波束瞬时针或逆时针旋转一周360
°
，实现空域扫描，记录接收机输出信号的强度，找到信号强度最大值，天线波束控制模块驱动天线波束指向最大值对应的方位角，完成初始捕获；
[0039]
b4：精跟踪：在初始捕获前提下，在极化角跟踪对齐前提下，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角
±2°
度范围，对通信卫星进行精确方位角对准，获得实际对准时的方位角a
t
、俯仰角e
t
；
[0040]
b5：根据对准时的方位角a
t
和δθ，计算获得精确的航向角。
[0041]
上述b2步骤包括以下情况：
[0042]
b2.1：当gnss信号可用时，运动载体所在地理位置可以通过gnss模块提供；
[0043]
b2.2：当gnss信号不可用时，运动载体所在地理位置可以通过权利要求9所述相控阵天线的运动载体定位方法获得；
[0044]
b2.3：通信卫星位置可以通过卫星星历获得。
[0045]
上述方法实施过程中，当通信卫星信号有极化调制时，天线波束控制模块应当具有极化跟踪功能，能够完成极化角v对准。
[0046]
天线波束控制模块中初始对准扫描时的接收机为单脉冲接收机或者跟踪接收机。
[0047]
上述b4步骤包括以下情况：
[0048]
b4.1：天线波束控制模块采用跟踪接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角
±2°
度范围，利用跟踪接收机采用基于圆锥扫描或步进跟踪的方式实现精确对准；
[0049]
b4.2：天线波束控制模块采用单脉冲接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角
±2°
度范围，利用单脉冲接收机采用单脉冲跟踪的方式实现精确对准；
[0050]
上述b5步骤中精确的航向角a
′
＝a
t
‑
δθ。
[0051]
与现有技术相比，本发明的有益效果是：能够实现在gnss等导航定位系统失效的情况下，利用地球同步通信卫星等和卫星信号，在运动载体上进行信号处理，从而实现一种低成本的应急导航定位系统，满足车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的一定精度导航定位信息。本发明相对于专利202110845079.8的一种基于相控阵天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置，主要的创新之处在于天线波束控制模块控制天线波束精确对准通信卫星的方法，并且给出了精确实现运动载体定向的方法。
附图说明
[0052]
图1为本发明相控阵天线车载应用方式的示意图。
[0053]
图2为本发明装置组成及原理示意图。
[0054]
图3为本发明实例中多普勒频移跟踪模块和定位定向计算模块框图。
[0055]
图4为本发明运动载体定位原理示意图。
[0056]
图5为本发明天线波束控制模块跟踪接收机精确对准方式原理图。
[0057]
图6为本发明天线波束控制模块单脉冲接收机精确对准方式原理图。
[0058]
图7为本发明单脉冲接收机跟踪中和差馈源网络原理图。
具体实施方式
[0059]
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附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和出示的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的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。
[0060]
如图1所示，本发明提供一种基于相控阵天线的定位定向装置，包含：相控阵天线、惯性测量组件或惯性导航系统、天线波束控制模块、多普勒频移跟踪模块、定位定向计算模块、gnss模块。本发明基于天线波束控制模块利用惯性测量组件辅助，通过搜索完成通信卫星捕获和粗跟踪；相控阵天线四个子阵的输出结合单脉冲接收机，共同实现相控阵天线波束精确跟踪通信卫星；基于相控阵天线波束精确指向信息和相控阵天线在运动载体安装位置偏差，获得运动载体精确位置和航向信息。本发明还提供了相应的定位定向装置，包含相控阵天线、惯性测量组件或惯性导航系统、天线波束控制模块、多普勒频移跟踪模块、定位定向计算模块、gnss模块。可实现在gnss导航定位系统受干扰失效的情况下，为车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体提供满足定位和定向功能。
[0061]
具体地：
[0062]
相控阵天线：安装于运动载体上，包含四个天线子阵，分别对应四个输出通道。四个天线子阵用于共同形成具有明显方向性的天线波束。
[0063]
惯性测量组件或者惯性导航系统：搭载于运动载体，用于获取运动载体的运动信息，即运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及姿态角变化率；
[0064]
天线波束控制模块：搭载于运动载体，利用运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及通信卫星位置确定相控阵天线的方位角、俯仰角，并利用接收机控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星；
[0065]
多普勒频移跟踪模块：搭载于运动载体，完成通信卫星信标或载波信号的滤波、处理和多普勒频率跟踪，获得多普勒频移信息；
[0066]
定位定向计算模块：搭载于运动载体，根据相控阵天线对准信标时的运动载体姿态角及姿态角偏差、通信卫星位置信息、运动载体接收到的信号多普勒频率信息，修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，输出修正后的运动载体位置信息和航向信息。
[0067]
gnss模块：gnss信号可用时用于获取运动载体的位置。装置需要gnss模块提供运动载体初始位置，工作后，不再依赖gnss模块提供运动载体的位置和其它信息。当gnss模块受干扰后，该装置正常工作。
[0068]
本发明可应用于车载、船载、机载和导弹等运动载体平台。图2为本发明车载应用方式的示意图，相控阵天线安装于车体顶部。其中相控阵天线201方位角零位与运动载体的方向零位(例如汽车的车头方向)标志202尽量重合，安装误差记为δθ。
[0069]
本发明提供了发明给出了一种基于相控阵天线的运动载体定位方法，包括以下步骤：
[0070]
a1：已知运动载体的精确初始位置(gnss信号可用时由gnss模块提供)、固定或者
移动的通信卫星位置信息，所述运动载体搭载有相控阵天线；
[0071]
a2：基于所述天线波束控制模块利用惯性测量组件或惯性导航系统辅助，在运动载体的运动过程中保持相控阵天线波束始终对准通信卫星，输出对准时的运动载体姿态角及姿态角偏差；
[0072]
a3：利用多普勒频移跟踪模块接收相控阵天线获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息；
[0073]
a4：基于相控阵天线对准通信卫星时运动载体姿态角及姿态角偏差、卫星位置信息以及运动载体接收到的信号多普勒频率信息，定位定向计算模块修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，最后输出修正后的运动载体导航位置信息。
[0074]
上述步骤中的a2步骤，可以分为下步骤：
[0075]
a2.1：在运动载体的运动过程中，在惯性测量组件或惯性导航系统的辅助下，获得运动载体的运动信息，即运动载体的经纬度信息、姿态角以及姿态角变化率；
[0076]
a2.2：利用运动载体的经纬度信息、姿态角以及信标位置确定相控阵天线的天线波束在地理系的方位角a、俯仰角e、极化角v，并利用天线波束控制模块实现波束调整，使相控阵天线初步对向卫星，实现通信卫星信号的捕获；
[0077]
a2.3：相控阵天线捕获到卫星信号后，利用接收机精对准信标，完成卫星稳定跟踪，并得到精对准时相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角a
t
与俯仰角e
t
；
[0078]
a2.4：实现波束跟踪后，根据方位角和俯仰角控制偏差信号，获得姿态角偏差，所述姿态角偏差即方位角a、俯仰角e与实际的方位角a
t
、俯仰角e
t
之间的偏差。
[0079]
图3为本发明实例中多普勒频移跟踪模块和定位定向计算模块组成原理框图。
[0080]
本发明利用相控阵天线指向信息、姿态角偏差、信标位置信息、多普勒信息修正得到的导航信息可以抑制惯性测量组件imu或者惯性导航系统ins的误差累积，实现高精度的导航信息输出；上述方法和装置仅利用相控阵天线接收\跟踪信标信号，由于运动载体不断运动，干扰或欺骗信号难以通过相控阵天线主瓣进入，是一种抗干扰的导航方法。
[0081]
在本发明的一个具体实施例中运动载体、通信卫星以及坐标关系如图4所示，设运动载体(在北半球)所在点的经纬度分别为λ(东经为正，西经为负)、l；卫星星下点的经度为λ
s
。
[0082]
符号定义：
[0083]
[v
e
，v
n
，v
u
]
t
是运动载体在东北天坐标下的速度矢量；
[0084]
[δv
e
，δv
n
，δv
u
]
t
是运动载体速度误差矢量；
[0085]
[λ，l，h]
t
是运动载体的经
‑
纬
‑
高表达形式下的位置矢量；
[0086]
[δλ，δl，δh]
t
为相应的误差矢量；
[0087]
[e
x
，e
y
，e
z
]
t
是运动载体相对通信卫星视线方向在地心地固坐标系下的单位矢量；
[0088]
r
n
地球半径，f地球的偏心率。
[0089]
球面坐标系到直角坐标系的转换：
[0090]
x＝(r
n
+h)cos l cosλ
[0091]
y＝(r
n
+h)cos l sinλ
[0092]
z＝[r
n
(1
‑
f)2+h]sin l
[0093]
根据图3所示：
[0094]
λ
delta
＝λ
‑
λ
sat
[0095]
x
b2s
＝
‑
(r
e
+h
sat
)
·
sinλ
delta
[0096]
y
b2s
＝
‑
(r
e
+h
sat
)
·
cosλ
delta
·
sin l
[0097]
z
b2s
＝(r
e
+h
sat
)
·
cosλ
delta
·
cos l
‑
r
e
‑
alt
b
[0098]
其中：
[0099][0100][0101][0102]
化简可得：
[0103][0104]
此即为相控阵天线的天线波束在地理系的方位角a、俯仰角e、极化角v，可以称为静态对星角。其中，pi即为π，λ为运动载体的经度，λ
s
为卫星星下点的经度。
[0105]
在a2中，运动载体运动过程中对星的过程是，通过运动载体大概的经纬度，可以算出计算出目标卫星在地理系的方位角a、俯仰角e、极化角v，将天线调整到相应的角度后，开始对星，捕获卫星波束后，再对波束方位角与俯仰角进行精对准，即调制天线波束方向，直至接收到的信标信号能量最大，此时即认为实现了精对准，精对准后即得到相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角a
t
与俯仰角e
t
。
[0106]
在a2中，采用ecef坐标进行处理，由llh到ecef的位置关系转换为：
[0107]
x＝(r
n
+h)cos l cosλ
[0108]
y＝(r
n
+h)cos l sinλ
[0109]
z＝[r
n
(1
‑
f)2+h]sin l
[0110]
从llh到ecef的坐标转换关系为：
[0111][0112][0113]
从ecef到llh的坐标转换关系为：
[0114][0115]
接收机测量卫星信标信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息包括真实的多普勒频率和多普勒频率误差δf：
[0116][0117][0118]
δf＝δv
r
·
e
rs
·
c/f
carrier
＝δv
a
·
c/f
carrier
[0119]
式中：
[0120]
是真实的多普勒频率
[0121]
δf是多普勒频率误差
[0122]
c是光速
[0123]
f
carrier
是载波频率
[0124]
v
r
是运动载体在地心地固坐标系中的速度
[0125]
v
s
是目标卫星在地心地固坐标系中的速度
[0126]
δv
r
是运动载体在地心地固坐标系中的速度误差
[0127]
e
rs
是运动载体到目标卫星的视线方向在地心地固坐标系中的单位矢量
[0128]
δv
a
是运动载体在运动载体到卫星视频方向的速度误差
[0129][0130]
由于目标卫星为赤道同步轨道卫星，v
s
基本为0，所以
[0131][0132][0133]
v
a
＝(
‑
v
e
sinλ
‑
v
n
sin l cosλ+v
u
cos l cosλ)e
x
[0134]
+(v
e
cosλ
‑
v
n
sin l sinλ+v
u
cos l sinλ)e
y
[0135]
+(v
n
cosl+v
u
sin l)e
z
[0136]
式中：
[0137][0138]
δx＝x
(s)
‑
x
r
＝(r
n
+h
sat
)cosλ
sat
‑
(r
n
+h
r
)cos l cosλ
[0139]
δy＝y
(s)
‑
y
r
＝(r
n
+h
sat
)sinλ
sat
‑
(r
n
+h
r
)cos l sinλ
[0140]
δz＝z
(s)
‑
z
r
＝
‑
[r
n
(1
‑
f)2+h
r
]sin l
[0141]
由于式中λ和l的变化对[e
x e
y e
z
]的影响非常小，所以在微分的时候，可以将[e
x e
y e
z
]看成一个常量来处理。
[0142]
对上式求微分，得其误差形式：
[0143]
δv
a
＝[(
‑
v
n
cosl
‑
v
u
sinl)(e
x
cosλ+e
y
sinλ)+(
‑
v
n
sin l+v
u
cos l)e
z
]δl
[0144]
+[(v
n
sin l sinλ
‑
v
e
cosλ
‑
v
u
cos l sinλ)e
x
+(
‑
v
n
sin l cosλ
‑
v
e
sinλ+v
u
cos l cosλ)e
z
]δλ
[0145]
(
‑
e
x
sin l cosλ
‑
e
y
sin l sinλ+e
z
cosl)δv
n
+(
‑
e
x
sinλ+e
y
cosλ)δv
e
+
[0146]
(e
x
cos l cosλ+e
y
cos l sinλ+e
z
sin l)δv
u
[0147]
从上式可以看出，运动载体相对卫星速度(多普勒频率)对经度、纬度以及东、北、天向速度都有可观测性，利用此信息可对经度、纬度定位信息以及东、北、天向速度信息进行修正。
[0148]
a4中，由于运动载体的姿态精确已知，在此基础上利用惯性导航得到的运动载体运行轨迹在空间内走向是确定的，已知运动载体的初始位置，则这条空间内的轨迹只受加速度传感器的零偏造成其积分的速度与位置误差。利用a3得到的多普勒频率与速度和位置的可观性，可以估计加速度传感器的零偏，从而对速度与位置误差进行修正。
[0149]
在本实施例中，构建状态空间模型如下：
[0150][0151]
表示状态过程更新方程，x是状态量组合滤波器，采用扩展卡尔曼滤波器等组合滤波器，可以对状态x进行估计。
[0152]
z＝hx+v表示量测方程，z是观测量状态空间模型，
[0153]
式中，为运动载体的航向与姿态在东向、北向与天向三个方向上的误差，通过[θ γ ψ]与运动载体ins当前航姿计算得到；θ是动中通系统通过波束扫描得到的惯导的俯仰角量测值；γ是惯性导航系统通过重力观测到横滚角测量值；ψ是动中通系统通过波束扫描得到的惯导的方位角量测值；δv
n
为运动载体的速度误差；δp为运动载体的位置误差；ε
b
为惯性导航系统的角速度零偏；为惯性导航系统的加速度计零偏。
[0154]
为惯性导航系统的东向误差；为惯性导航系统的北向误差；为惯性导航系统的天向误差；δv
a
是天线接收到的信标的多普勒频率测量出来的运动载体与卫星的相对速度误差；δl为利用运动载体初始位置计算出来的当地纬度误差；δλ为利用运动载体初始位置计算出来的当地经度误差；δalt为利用气压计计算出来的当地高度误差。
[0155]
其中：
[0156]
f为过程更新矩阵：
[0157]
[0158]
式中：
[0159]
表示以为矢量的反对称矩阵，m
ap
＝m1+m2，，，，，
[0160]
为地球自转以及运动载体在地球表面运动产生的角速度在导航坐标系中的投影；是陀螺测量的角速度以及加速度计测量的比力；分别是陀螺测量的运动载体相对惯性坐标系旋转量在运动载体坐标系x，y，z轴上的投影，分别是运动载体比力在运动载体坐标系x，y，z轴上的投影；是导航坐标系下的比力，为运动载体在导航坐标系下的东向向速度，为运动载体在导航坐标系下的北向速度，为运动载体在导航坐标系下的天向速度；为地球自转矢量在导航坐标系中的投影；ω
ie
＝7.2921151467
×
10
‑5rad/s，是地球自转角速度；为运动载体在地球表面运动产生的角速度在导航坐标系中的投影；l为运动载体所在位置的纬度；r
mh
＝r
m
+h，r
nh
＝r
n
+h，r
m
，r
n
分别为地球的子午圈主曲率半径和卯酉圈主曲率半径，h为海拔高度；g＝g0(1+β1sin2l+β2sin4l)
‑
β3h，为重力加速度大小，β1＝5.27094
×
10
‑3，β2＝2.32718
×
10
‑5，β3＝2g0/r
e
＝3.086
×
10
‑6(1/s2)为重力加速度拟合多项式参数；为从运动载体坐标系向导航坐标系的旋转矩阵，表示中的第i列，例如表示的第2列，g0＝9.80616m/s2是重力加速度多项式常量；g为噪声输入驱动矩阵，w为状态更新的过程噪声。
[0161]
h为量测矩阵：
[0162][0163]
其中：
[0164]
fd1×5＝[f
d
v
e f
d
v
n f
d
v
u f
d
λ f
d
l]
[0165]
f
d
v
e
＝
‑
e
x
sinλ+e
y
cosλ
[0166]
f
d
v
n
＝
‑
e
x
sin l cosλ
‑
e
y
sin l sinλ+e
z
cos l
[0167]
f
d
v
u
＝e
x
cos l cosλ+e
y
cos l sinλ+e
z
sin l
[0168][0169][0170]
i3×3是三行三列的单位矩阵，[e
x
，e
y
，e
z
]
t
是运动载体相对通信卫星视线方向在地心地固坐标系下的单位矢量；λ为运动载体的经度，l为运动载体的纬度。
[0171]
本实例中运动载体定向方法，主要包括以下步骤：
[0172]
b1：相控阵天线安装于运动载体上，相控阵天线方位角零位与运动载体的方向零位(例如汽车的车头方向)尽量重合，安装误差记为δθ。开始工作时，定位定向装置首先加电启动，使天线波束处于相控阵天线方位角零位；
[0173]
b2：根据运动载体所在地理位置(gnss模块提供初始位置)和通信卫星位置(通过星历获得)，计算天线波束的指向位置，即天线波束的方位角a和俯仰角e以及波束的极化角v；
[0174]
b3：初始捕获：调整天线波束指向计算得到的俯仰角e，利用天线波束控制模块完成极化角v对准。以相控阵天线方位角零位开始，天线波束瞬时针或逆时针旋转一周360
°
，实现空域扫描，记录接收机输出信号的强度，找到信号强度最大值，天线波束控制模块驱动天线波束指向最大值对应的方位角，完成初始捕获；
[0175]
b4：精跟踪：在初始捕获前提下，在极化角跟踪对齐前提下，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角
±2°
度范围，对通信卫星进行精确方位角对准，获得实际对准时的方位角a
t
、俯仰角e
t
；
[0176]
b5：根据对准时的方位角a
t
和δθ，计算获得精确的航向角a
′
＝a
t
‑
δθ。
[0177]
上述方法实施过程中，当通信卫星信号有极化调制时，天线波束控制模块应当具有极化跟踪功能，能够完成极化角v对准。
[0178]
天线波束控制模块中初始对准扫描时的接收机为单脉冲接收机或者跟踪接收机。
[0179]
一种基于相控阵天线的运动载体定向方法中，所述b4步骤，包括以下两种情况：
[0180]
如图5所示，天线波束控制模块采用跟踪接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角的基础上，利用跟踪接收机采用基于圆锥扫描或步进跟踪的方式实现精确对准；
[0181]
如图6所示，天线波束控制模块采用单脉冲接收机时，控制天线波束在初始捕获的
俯仰角和方位角的基础上，利用单脉冲接收机采用单脉冲跟踪的方式实现精确对准。
[0182]
在利用单脉冲接收机采用单脉冲跟踪方式实现精准对准时，需要利用相控阵天线的四个子阵并利用和差馈源网络来实现。图7为本发明实例单脉冲接收机跟踪中和差馈源网络原理图。