计部口给 出。传输的时间延迟At表征了导航信息从机载惯导通过机载数据总线传递到动中通系统 所需的时间。
[0041] 旋转矢量是描述刚体有限转动的矢量，在本发明中，用角增量近似计算得到的旋 章专矢量为R=端.么t。
[0042] 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。
[0043] (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，也即令化=化=化。
[0044] (5)机载惯导导航信息再一次有效时，再次执行步骤（1)(2)(3),获得更新后的姿 态四元数94,W及与Q4对应的姿态矩阵C4;;'，与姿态矩阵e4：：对应的载体方位角相、俯仰角 和横滚角丫m，使用再次更新后的姿态四元数Q4直接替换MEMS惯导的导航四元数Q2。由于 导航四元数化仅为MEMS系统的导航姿态值，没有直接参与天线的控制，所W为了让化达到尽 可能高的精度，使用再次更新后的姿态四元数Q4直接替换了MEMS惯导的导航四元数化。
[0045]同时根据MEMS惯导采集到的Ξ轴巧螺输出量端、邱著、诚；，进行姿态解算，得 到MEMS惯导导航四元数对应的方位角Φη、俯仰角目η和横滚角丫n，从而得到MEMS惯导的方位 误差ΑΦ、俯仰误差ΔΘ和横滚误差Δ丫，其中
[0046]Λφ=φη-φηι，A丫二丫厂丫m，Δ目=θη-白m
[0047] 如何根据Ξ轴巧螺输出量进行姿态解算，得到MEMS惯导导航四元数对应的方位角 Φη、俯仰角θη和横滚角丫n，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。
[004引（6)根据MEMS惯导的方位误差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,由于巧螺零偏表征了巧螺的零位偏差，反应到实际中就是在任意时间段 内巧螺的漂移量除W该时间长度，得到MEMS惯导的巧螺零偏值为
[0049] Εχ= ΔΘ/Δ?：，εγ=Δ丫/ Δ?：，εζ=Δφ/Δ?
[0050]然后通过最小二乘滤波估计出εχ、εγ、εζ的估计值lx、ly、lz。
[0051]最小二乘滤波的量测方程写=巧-义+巧.中，每次滤波计算的观测量 之=[4ly|:ζ]τ，χ=[εχεγεζ]τ是εχ、εγ、εζ的估计值，馬取Ξ阶单位阵，巧是量测误差 矩阵。随迭代次数k的增加，Χ=[εχεγεζ]τ的迭代估计结果为：
[0化2]
[0053]由此得到补偿后的MEMS惯导S轴巧螺输出量[端始始了，
[0化4]
>
[0055] (7)将最新的天线控制四元数化和步骤(5)获得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指令角速度[ω0χω0γω0ζ]τ，并与步骤（6)得到的
相加得到的角速度用于更新天线控制四元数化。
[0056] 如何由天线控制四元数化和导航四元数化对应的姿态角相比较产生天线控制四元 数指令角速度的方法参见申请号为201410265808.2,名称为《基于MEMS惯导的双四元数动 中通天线控制方法及系统》的专利。采用所述专利方法来更新化，可W显著降低天线控制四 元数的天线姿态信息中的噪声。
[0057] (8)每一次机载惯导导航信息有效时，重复执行步骤巧)~(7)，即可对导航四元数 化和天线控制四元数化进行持续更新。
[005引MEMS惯导的导航误差主要是MEMS惯导巧螺零偏带来的误差，为了修正MEMS惯导巧 螺零偏带来的误差，根据导航四元数化和天线控制四元数化融合解算迭代，不仅修正了MEMS 惯导的导航误差，还估计除了MEMS巧螺的零偏，使MEMS惯导达到了较高导航精度的同时，实 现了动中通天线的平滑精确控制。
[0059]本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
【主权项】
1. 一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法，其特征在于包括如下步骤： (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0[)和横滚角 γ Ρ，根据所述的方位角ΦΡ、俯仰角0[)和横滚角γ ρ得到机载惯导的姿态矩阵 和姿态四元数Q〇; (2) 将机载惯导的姿态矩阵和姿态四元数Qq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cir和姿态四元数Q 1;所述的机载惯导本体系的原点位于载体 的质心，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惯导的三个敏感轴构成的坐标系； (3) 从MEMS惯导获取三轴陀螺仪输出的角速率,从载体航电系统获取数据传输时间 延迟A t，由此得到旋转矢量及._= <?& Δ?利用旋转矢量R对姿态四元数Ch进行姿态更新，得 到更新后的姿态四元数Q4; (4) 以更新后的姿态四元数Q4作为MEMS惯导的导航四元数Q2和天线控制四元数Q3的初 值并装订； (5) 再次执行步骤（1)~（3)，获得更新后的姿态四元数Q4,以及与Q4对应的姿态矩阵 与姿态矩阵C<对应的载体方位角fc、俯仰角0 m和横滚角Ym，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惯导采集到的三轴陀螺输出量 <>、6益、进行姿态解算，得到MEMS惯导导航四元数姿态对应的方位角Φη、俯仰角0" 和横滚角y η，从而得到MEMS惯导的方位误差Δ = 、俯仰误差Δ 9 = 9n-9m和横滚误差Δ T = Tn-Tm； (6) 根据所述的方位误差△ Φ、俯仰误差△ Θ和横滚误差△ γ，以及机载惯导的传输时间 延迟Δ t，得到MEMS惯导的陀螺零偏值εχ= Δ Θ/Δ ?，εγ= Δ γ /Δ ?，εζ= Δφ/Δ t，利用最小 二乘滤波估计出εχ、ey、εζ的估计值l x、ly、lz，由此得到补偿后的MEMS惯导三轴陀螺输出量(7) 将最新的天线控制四元数Q3和步骤（5)更新后的导航四元数Q2对应的姿态角相比 较，产生天线控制四元数的指令角速度[ω〇χ ω〇ζ]τ，并与步骤（6)得到的 [?1' <必T相加得到最终的指令角速度对天线控制四元数&进行更新； (8) 重复步骤(5)~(7)，对导航四元数Q2和天线控制四元数Q3进行持续更新。
【专利摘要】一种用于机载动中通的惯导误差快速修正方法，是一种利用机载高精度惯导的导航信息修正动中通天线的MEMS惯导导航信息的方法。机载惯导导航数据由机载总线广播，精度较高，但因数据时间间隔较长，不能满足动中通天线的控制要求。MEMS惯导数据速率较高，但精度较低，也不能满足动中通的控制要求。本发明方法采用机载惯导的导航信息定期修正MEMS惯导的导航误差，能同时满足动中通对控制精度和姿态数据时间间隔的要求，同时实现了MEMS惯导中陀螺零位的快速校准。
【IPC分类】G01C21/16
【公开号】CN105444762
【申请号】CN201510762311
【发明人】门吉卓, 于清波, 赵书伦
【申请人】北京航天控制仪器研究所
【公开日】2016年3月30日
【申请日】2015年11月10日