一种应用于动中通的惯导系统航向漂移误差闭环补偿方法
【技术领域】
[0001] 本发明提供了一种应用于动中通的惯导系统航向漂移误差补偿方法，适用于要求 系统长时间保持天线跟踪卫星精度的场合，属于卫星通讯技术领域。
【背景技术】
[0002] 基于惯导方案的"动中通"天线系统的卫星跟踪控制主要是依赖惯导系统能实时 解算出载体的俯仰、滚动和航向角信息，再通过坐标转换引导天线隔离载体运动维持天线 始终指向目标卫星。由于惯性仪表存在漂移误差，惯导系统在长时间不断电运行时，会使捷 联惯导方程解算出的载体姿态和航向角产生漂移误差，影响天线系统卫星指向精度。
[0003] 根据惯导系统误差传播特性可知，载体两水平姿态角满足84. 4min的舒拉振荡周 期，并受舒拉周期限制使载体两水平姿态角保持在一定的角度范围内振荡。惯导系统姿态 解算精度较高，又受到舒拉周期限制，所以载体两水平姿态角长期漂移误差较小，可以忽略 其对天线跟踪卫星精度的影响。但惯导系统航向角不满足舒拉振荡周期，其误差随时间增 长而不断增加，长时间使用时航向角将存在较大的误差累积，从而导致天线系统卫星指向 精度的不断变差。
[0004] 根据上述分析可以看出，单纯依靠惯导系统高精度导航技术，来实现"动中通"天 线系统长期高精度卫星信号跟踪功能，存在较大的困难，尤其针对船载"动中通"应用领域， 惯导系统航向角的长时间漂移误差累积会严重影响天线系统卫星信号的跟踪精度。
[0005] 因此，如何克服惯导系统航向角误差随时间不断累积的弊端，实现长时间不间断 运行情况下天线系统的高精度稳定卫星跟踪功能是目前基于惯导方案"动中通"系统的一 个难点。
【发明内容】
[0006] 本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供了一种应用于动中通的惯导 系统航向漂移误差闭环补偿方法，解决惯导系统航向角误差随时间不断累积而导致动中通 天线系统卫星跟踪精度受损的问题。
[0007] 本发明的技术解决方案：
[0008] -种应用于动中通的惯导系统航向漂移误差闭环补偿方法，步骤如下：
[0009] (1)所述动中通完成卫星对准后，设置控制导航周期计数器M、航向定时器 SCANFLAG和补偿标志M0DIFLAG，初值均为0 ;
[0010] (2)控制导航周期计数器M和航向定时器SCANFLAG开始计时，当导航周期计数器 M计时到5ms时，进入步骤（3);
[0011] ⑶对动中通中的惯导系统提供的数据进行导航解算，得到载体的姿态角，并根据 载体的姿态角、载体的位置信息和卫星的位置信息，计算天线的极化角、俯仰角和方位角， 完成天线的姿态驱动，之后进入步骤（4);所述载体是指承载动中通系统的运输设备；
[0012] (4)判断航向定时器SCANFLAG是否达到预设的定时时间，如果达到，则天线方位 轴按照预设步长进行步进扫描，每次扫描时，均读取信标值，确定最大信标值处对应的航向 误差Λ Y ;之后根据所述航向误差ΛY驱动天线方位轴转动到最大信标值处对应的天线方 位角度上，同时设置补偿标志MODIFLAG= 1，之后进入步骤（5);如果航向定时器SCANFLAG 未达到预设的定时时间，则直接进入步骤（5);
[0013] (5)判断补偿标志MODIFLAG是否有效，MODIFLAG = 1时表示有效，MODIFLAG = 0 时表示无效，若补偿标志MODIFLAG无效则返回步骤（2);若补偿标志MODIFLAG有效，则根 据步骤（4)确定的最大信标值处对应的航向误差△ Y补偿当前惯导系统航向角Y'，补偿后 的惯导系统航向角
[0014] Ywt= Υ'+ΔΥ，根据Y#<g更新惯导系统捷联四元数矩阵Q'和捷联姿态矩阵T，实 现漂移误差的闭环修正，之后返回步骤（2)进行下一个导航周期的漂移误差闭环修正。
[0015] 所述根据Y#it更新惯导系统捷联四元数矩阵Q'和捷联姿态矩阵T具体为：
[0016] (2. 1)根据Ywg更新惯导系统捷联四元数矩阵Q'，具体为：
[0017]
[0018] 其中，P为当前载体俯仰角，R为当前载体滚动角；
[0019] (2.2)将更新后的捷联四元数矩阵Q'进行归一化，得到归一化后的捷联四元数 矩阵Q，公式如下：
[0020]
[0021] (2. 3)更新捷联姿态矩阵T为：
[0022]
[0023] 本发明与现有技术相比的优点如下：
[0024] 设计了航向定时扫描功能，利用信标信号辅助筛选出卫星信号最强点，并驱动天 线方位轴实时对准卫星信号最大值，实现了天线控制系统实时跟踪最强卫星信号的功能。 设计了航向漂移误差闭环补偿算法，利用扫描过程中获取的航向误差实现了航向漂移误差 补偿，并闭环修正了惯导系统捷联四元数矩阵和捷联姿态矩阵，消除了惯导系统长时间的 仪表累积误差，确保载体姿态和航向角的高精度解算，实现了天线控制系统长期高精度稳 定跟踪卫星信号的功能。
【附图说明】
[0025] 图1为本发明的方法流程图；
【具体实施方式】
[0026] 动中通（SOTM，Satcom On The Move)是"移动中的卫星地面站通信系统"的简称， 其利用地球同步静止卫星作为通信信号的中转平台，实现其覆盖区域内的点到点、点到多 点、多点到多点的实时通信。主要特点为：卫星覆盖区域大，不受地域、距离等因素限制，专 用传输信道，传输带宽大，传输速率高；可实现远程视频图像、伴音、电话以及数据传输。所 述动中通包括天线、天线控制系统、惯导系统。
[0027] 如图1所示，本发明提供了一种应用于动中通的惯导系统航向漂移误差闭环补偿 方法，其特征在于步骤如下：
[0028] (1)所述动中通完成卫星对准后，设置控制导航周期计数器M、航向定时器 SCANFLAG和补偿标志M0DIFLAG，初值均为0 ;
[0029] (2)控制导航周期计数器M和航向定时器SCANFLAG开始计时，当导航周期计数器 M计时到5ms时，进入步骤（3);
[0030] (3)对动中通中的惯导系统提供的数据进行导航解算，得到载体的姿态角，并根据 载体的姿态角、载体的位置信息和卫星的位置信息，计算天线的极化角、俯仰角和方位角， 完成天线的姿态驱动，之后进入步骤（4);所述载体是指承载动中通系统的运输设备；具体 计算方法如下：
[0031] 首先按照陈哲《捷联惯性导航原理》第6章中的导航方法解算得到载体俯仰角P、 滚动角R和航向角Y' ；
[0032] 然后计算卫星位置信息在地理坐标系上的投影fXt、fYt、fZ t:
[0033]
[0034] 其中，Re为地球半径，Iitl为载体当前高度，λ Sat、Aci、外分别为卫星经度、载体经度 和载体炜度；
[0035] 再根据载体姿态和航线角计算卫星在载体坐标系上的投影fX。、fY。、fZc:
[0036]
;最后计算出天线俯仰角
^天线方位角
天 线极化角
[0037]
[0038] (4)判断航向定时器SCANFLAG是否达到预设的定时时间，如果达到，则天线方位 轴按照预设步长进行步进扫描，每次扫描时，均读取信标值，确定最大信标值处对应的航向 误差Δ Y ;具体按照如下步骤实现：
[0039] (a)设置扫描计数器SCnt和步长总角度Sum，初值均为零；
[0040] (b)根据预设步长SAngle步进增加天线方位轴角度fYaw = fYaw+SAngle，并计算 步长总角度Sum = Sum+SAngle，扫描计数器SCnt = SCnt+1，同时读取信标实时电压值fXB ; 判断信标实时电压值fXB是否大于预设最大电压值XBMAX，即fXB多XBMAX，若满足条件，则 最大电压值XBMX = fXB，并记录信标最大值点对应的航向误差ΔΥ = Sum，之后进入步骤 (b);否则直接进入步骤（C);<