基于MEMS惯导的双四元数动中通天线控制方法及系统

摘要

基于MEMS惯导的双四元数动中通天线控制方法，在导航姿态四元数基础上引入天线控制四元数。在导航计算机的每个中断周期，都用陀螺测得的载体系相对于理想平台坐标系的旋转矢量更新两种四元数。在每个滤波周期都用卡尔曼滤波修正导航姿态四元数的误差。根据由两种姿态四元数所确定的姿态之间的关系，确定天线控制指令角速度。最后由天线控制四元数姿态换算出的天线伺服控制角驱动伺服系统转动。基于MEMS惯导的双四元数动中通天线控制系统，以所述控制方法为控制流程，可以实现对动中通天线指向的精确控制。本发明可以有效避免卡尔曼滤波暂态过程中导航姿态四元数不稳定对动中通天线伺服系统带来的冲击，有效缩短动中通系统的对星时间。

主权项

基于MEMS惯导的双四元数动中通天线控制方法，其特征在于包括如下步骤：(1)在载体上同时安装MEMS惯导、GPS和动中通，其中MEMS惯导和GPS构成组合导航系统；(2)设定天线控制四元数，天线控制四元数的形式为[q'₀ q′₁ q'₂ q'₃]，天线控制四元数中每个参数的含义与捷联惯导解算中获取的导航姿态四元数[q₀ q₁ q₂ q₃]对应一致，天线控制四元数的初值与导航姿态四元数相同；(3)在捷联惯导导航计算机的每个中断周期里，用载体系相对于理想平台坐标系的旋转矢量分别更新导航姿态四元数和天线控制四元数；(4)在所述组合导航系统的每个滤波周期内，利用卡尔曼滤波组合导航算法修正MEMS惯导的导航姿态中的水平姿态误差，从而修正导航姿态四元数；(5)在捷联惯导导航计算机的每个中断周期里，将由导航姿态四元数确定的载体姿态角与由天线控制四元数确定的载体姿态角对应相减，得到姿态角差值，并根据姿态角差值产生用于校正天线控制四元数的三轴指令角速度旋转矢量，具体为：a.若由天线控制四元数确定的航向角大于由导航姿态四元数确定的航向角，则三轴指令角速度旋转矢量的第三个元素取正的修正指令角速度；b.若由天线控制四元数确定的航向角小于由导航姿态四元数确定的航向角，则三轴指令角速度旋转矢量的第三个元素取负的修正指令角速度；c.若由天线控制四元数确定的俯仰角大于由导航姿态四元数确定的俯仰角，则三轴指令角速度旋转矢量的第一个元素取正的修正指令角速度；d.若由天线控制四元数确定的俯仰角小于由导航姿态四元数确定的俯仰角，则三轴指令角速度旋转矢量的第一个元素取负的修正指令角速度；e.若由天线控制四元数确定的横滚角大于由导航姿态四元数确定的横滚角，则三轴指令角速度旋转矢量的第二个元素取正的修正指令角速度；f.若由天线控制四元数确定的横滚角小于由导航姿态四元数确定的横滚角，则三轴指令角速度旋转矢量的第二个元素取负的修正指令角速度；(6)利用三轴指令角速度旋转矢量校正天线控制四元数，并在校正以后的下一个捷联惯导导航计算机的中断周期，利用校正后的天线控制四元数，解算得到动中通天线的伺服方位角、伺服仰角和伺服极化角，由此获得三个姿态方向所对应的控制量控制动中通天线转动。