一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于导航领域，设及一种机载动中通的惯导误差的修正方法。
【背景技术】
[0002] 同步卫星的移动通信应用俗称"动中通"，是当前卫星通信领域需求旺盛、发展迅 速的应用。"动中通"除了具有卫星通信覆盖区域广、不受地形地域限制、传输线路稳定可靠 的优点外，真正实现了宽带、移动通信的目的。
[0003] 在飞机上，同时搭载有机载惯导W及动中通，动中通自身又包括一个MEMS惯导用 于天线的指向控制。对于两种惯导，机载的惯导精度高但是姿态信息更新慢，而MEMS惯导精 度低但是姿态更新快。仅用MEMS惯导进行天线指向控制，由于MEMS惯导精度较差，无法独立 完成长时间高精度的姿态稳定，必须通过外部辅助信息不断修正其导航误差。仅用机载的 惯导控制动中通天线指向，虽然指向精度有所提高，但由于机载惯导较慢的更新速率，天线 无法完成大角度的动态跟踪。
【发明内容】
[0004] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用机载惯导导航信 息修正动中通的MEMS惯导导航误差的方法，兼顾了MEMS惯导和机载惯导各自的优势，取长 补短，较好的解决了机载惯导数据速率低而MEMS惯导精度差的问题，可此陕速估计出MEMS 巧螺零偏，并修正MEMS惯导的姿态误差，使MEMS惯导能长时间满足机载动中通控制要求，更 加适合对天线指向进行精确的控制。
[0005] 本发明的技术解决方案是：一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法，包括 如下步骤：
[0006] (1)当机载惯导导航信息有效时，获取机载惯导的导航信息，包括载体的方位角 Φρ、俯仰角θρ和横滚角丫P，根据所述的方位角斬、俯仰角θρ和横滚角丫P得到机载惯导的姿态 矩阵和姿态四元数舶；
[0007] (2)将机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数舶由机载惯导本体系转换到MEMS惯导 本体系下，得到折算后的姿态矩阵C1::'和姿态四元数化;所述的机载惯导本体系的原点位于 载体的质屯、，X轴、Y轴、Z轴分别指向载体的右方、前方和上方，所述的MEMS惯导本体坐标系 为MEMS惯导的Ξ个敏感轴构成的坐标系；
[000引（3)从MEMS惯导获取Ξ轴巧螺仪输出的角速率份;.，从载体航电系统获取数据传输 时间延迟Δt，由此得到旋转矢量度=巧；·Δ?;利用旋转矢量R对姿态四元数化进行姿态更 新，得到更新后的姿态四元数化；
[0009] (4)W更新后的姿态四元数Q4作为MEMS惯导的导航四元数化和天线控制四元数化 的初值并装订；
[0010] (5)再次执行步骤（1)~（3)，获得更新后的姿态四元数Q4，W及与化对应的姿态矩 阵C4r，与姿态矩阵对应的载体方位角fc、俯仰角0m和横滚角丫m，使用再次更新后的姿 态四元数Q4替换MEMS惯导的导航四元数Q2;同时根据MEMS惯导采集到的Ξ轴巧螺输出量
圧行姿态解算，得到MEMS惯导导航四元数姿态对应的方位角Φη、俯仰角θη 和横滚角丫η，从而得到MEMS惯导的方位误差ΔΦ=φη-Φη、俯仰误差Δθ=θη-θη和横滚误差Δ 丫二丫η-丫m;
[0011] (6)根据所述的方位误差ΔΦ、俯仰误差ΔΘ和横滚误差Δ丫，W及机载惯导的传输 时间延迟At，得到MEMS惯导的巧螺零偏值εχ=ΔΘ/Δ?，εγ=Δ丫/Δt，εz=Δφ/Δt，利用 最小二乘滤波估计出εχ、εγ、εζ的估计值lxJy、lz，由此得到补偿后的MEMS惯导S轴巧螺输出 量
[0012] (7)将最新的天线控制四元数跑和步骤(5)更新后的导航四元数化对应的姿态角相 比较，产生天线控制四元数的指令角速度[ω0χω0γω0ζ]τ，并与步骤（6)得到的
相加得到最终的指令角速度对天线控制四元数化进行更新；
[0013] (8)重复步骤(5)~(7)，对导航四元数Q沸天线控制四元数跑进行持续更新。
[0014]本发明与现有技术相比的优点在于：
[001引（1)本发明方法中，采用低成本的MEMS惯导作为动中通控制单元，解决了机载惯导 数据速率较低，不能满足动中通控制实时性的问题；
[0016] (2)本发明方法中，采用机载惯导的导航信息修正MEMS惯导的导航误差，保证了 MEMS惯导的长时间导航精度，同时也保证了MEMS惯导对天线的控制精度；
[0017] (3)本发明方法中，采用机载惯导的导航信息修正MEMS惯导的导航误差，给出了一 种估计MEMS巧螺零偏的方法，将估计出的巧螺零偏作为控制系统的反馈量，有效减小了姿 态漂移。
【附图说明】
[001引图1为本发明方法的流程框图。
【具体实施方式】
[0019] 如图1所示，为本发明方法的流程框图。本发明方法采用机载惯导的精确导航信息 修正MEMS惯导的导航差。
[0020] 本发明方法的主要步骤如下：
[0021] (1)当机载惯导导航信息有效时，获取机载惯导的导航信息，包括载体的方位角 Φρ、俯仰角θρ、横滚角Tp，根据方位角恥、俯仰角θρ、横滚角γρ得到机载惯导的姿态矩阵Ct、 姿态四元数舶。
[0022] 运里的机载惯导的导航信息有效时刻，是指由机载总线传递到动中通系统的一帖 导航姿态数据传递完成的时刻。
[0023] 如何由方位角恥、俯仰角θρ、横滚角丫P得到机载惯导的姿态矩阵G、姿态四元数 Qo,具体可参见《惯性导航》(科学出版社，秦永元编著，2006年5月第一版)一书。
[0024] 载体姿态矩阵的一般表达式为：
[0025]
[0031] 式中巧为巧的转置。
[0032] (2)将机载惯导的姿态矩阵C、姿态四元数Qo由机载惯导本体系转换到MEMS惯导 本体系下，得到折算后的姿态矩阵C];;'和姿态四元数化。
[0033] 机载惯导本体系是机载惯导的基准坐标系，其与飞机载体坐标系（圆点在质屯、，X 轴、Y轴、Z轴分别指向飞机的右方、前方和上方)重合。MEMS惯导本体坐标系是MEMS惯导的基 准坐标系，该坐标系的Ξ个坐标轴即为MEMS惯导的Ξ个敏感轴，该坐标系在出厂时已经确 定。
[0034] 将姿态矩阵G'转换到MEMS惯导本体系下的具体方法是
[0035]
[0036] 其中G ，得是机载惯导本体坐标系和MEMS惯导本体坐标系之间的转换 矩阵，由飞机总装部口给出。
[0037] 由姿态矩阵C巧得到姿态四元数化的方法具体可参见《惯性导航》(科学出版社，秦 永元编著，2006年5月第一版)一书。
[0038] 3)从MEMS惯导获取各轴巧螺仪输出的角速率6《，从飞机航电系统获取数据传输 时间延迟Δt，由此得到旋转矢量/?=巧',.'Δ/%利用旋转矢量3对姿态四元数化进行姿态更 新，得到更新后的姿态四元数化。
[0039] 破是的形式为城=1；城的（运ω诚切7。将延迟的时间段内载体的姿态运 动近似为惯性空间内无外力作用的刚体自由滚动，MEMS惯导各轴巧螺仪输出的角速率近似 为恒定值r每，碱是MEMS惯导测得的MEMS惯导本体坐标系相对于惯性系的Ξ轴旋转角速 度。
[0040] 传输的时间延迟At是飞机航电系统给出的参数，为确知量，由飞机设