基于天线自主跟踪的中低精度捷联惯导系统初始对准

基于天线自主跟踪的中低精度捷联惯导系统初始对准

0高清生物基人轨式传感器系统可靠性检测卫星通信系统（动态和平均通信系统）对卫星天线的跟踪提出了特殊要求。另一方面，天线必须快速响应，在桥、树、建筑物、山脉、隧道等覆盖后，快速完成对卫星目标的重复传输。另一方面，当负载严重时，可以准确自动跟踪卫星目标，确保通信质量。在动中通天线控制系统中使用捷联惯导系统,是解决上述问题的理想选择。高精度的动中通天线控制系统一般采用伪单脉冲单通道的自动跟踪模式。该模式跟踪精度高,但信号一旦因遮挡或颠簸而丢失,自身捕获卫星的时间较长,一般需数分钟。捷联惯导系统提供车体的姿态和航向信息,可以迅速引导天线指向卫星目标,当卫星进入天线电轴的半功率波束宽度内(范围一般为1°),天线控制系统自动根据信息最大化原理捕获卫星目标而进入高精度自主跟踪状态,从而极大地缩短重捕时间。一旦天线控制系统进入自主跟踪状态,便可不再使用惯导系统提供的信息。近年来,高精度的激光陀螺捷联惯导系统已逐步应用在一些高端场合,但因成本高而难以普及。中低精度的光纤陀螺捷联惯导系统主要存在两类缺陷:1)长时间姿态和航向保持精度不满足要求。2)陀螺零偏大,不能自主估计初始航向角,即不具备自对准能力。第1)类缺陷可通过与车载导航系统(GPS)或车载里程计构成组合导航系统得到解决。第2)类缺陷通过附加外部航向测量设备解决,如使用GPS双天线方位测量仪或在机载系统中使用磁航向传感器,也可通过在惯导系统中增加转位机构进行双位置对准解决,但都将增加成本和设备的复杂程度。本文在建立惯导系统辅助动中通天线控制系统模型的基础上,采用天线自主跟踪状态下输出的码盘值反解车体航向,在不增加任何设备的情况下实现了中低精度惯导的初始对准。1模型的构建1.1坐标系定义1.1.1地理坐标系g系地理坐标系为东北天坐标系。即原点位于车体旋转中心,x轴沿纬线方向指向东,y轴沿经线方向指向北,z轴指向天。1.1.2物体坐标系b系车体坐标系采用右前上坐标系。即原点位于车体旋转中心,x轴沿车体横轴指向右,y轴沿纵轴指向前方,z轴沿竖轴向上。1.1.3天气形势分析本坐标系与车载天线波束固联,以天线的质心为原点,y轴为天线电轴指向,x轴与电场矢量指向重合,即天线馈源矩形波导口窄边平行于车体平面,z轴与x、y轴构成右手系。1.1.4车体系b系与天线坐标系的相关关系以车体的旋转中心为原点,y轴指向所选定的通信卫星,x轴与所选定的通信卫星的极化方向一致,z轴与x、y轴构成右手系。地理系(g系)至车体坐标系(b系)的变换矩阵为Cbg,由俯仰角θI,滚转角γI和航向角ψI唯一确定。根据坐标系旋转原理可知:C1(ψΙ)=[cosψΙ-sinψΙ0sinψΙcosψΙ0001〗(1)C2(θΙ)=[1000cosθΙsinθΙ0-sinθΙcosθΙ〗(2)C3(γΙ)=[cosγΙ0-sinγΙ01sinθΙsinγΙ0cosγΙ〗(3)将式(1)～(3)相乘,则有Cbg=C3(γI)C2(θI)C1(ψI) (4)车体系(b系)与天线坐标系(T系)的关系可由俯仰码盘值θM,极化码盘值γM和方位码盘值ψM确定,将码盘值代入式(4)可得CΤb=C3(γM)C2(θM)C1(ψM) (5)地理系(g系)与理想波束坐标系(W系)的关系可由俯仰角θS、极化角γS和方位角ψS确定,代入式(4)可得CWg=C3(γS)C2(θS)C1(ψS)(6)1.2,l,h转换矩阵通信与广播卫星为地球同步卫星,相对于地球处于静止状态。同步卫星在地球赤道平面内运行,且绕地球旋转的周期和方向与地球自转一致,故从地球上看卫星是静止不动的。同步卫星轨道高度hS一般在35768km左右,纬度为0,地球半径R≈6371000m。若已知卫星所在经度为λS,车体所在点的经纬高为(λ,L,h),则理想指向波束相对于车体所在点地理系的角度为{ψS=π-tan-1[tan(λS-λ)sinL〗θS=tan-1[cos(λS-λ)cosL-(R+h)(R+h)+hS√1-[cos(λS-λ)cosL]2〗γS=tan-1[sin(λS-λ)tanL〗(7)车载惯导系统可实时提供姿态矩阵Cbg,将式(7)计算的(ψSθSγS)代入式(6)可求得转换矩阵CWg。要使车载天线波束精确指向通信卫星,则天线坐标系(T系)应与理想指向波束坐标系(W系)重合,即有CWg=CΤbCbg(8)式(8)两边同时右乘矩阵Cgb,可得CΤb=CWgCgb=CWg(Cbg)T(9)记,可求得码盘值{θΜ=sin-1(Τ23)γΜ=tan-1(-Τ13/Τ33)ψΜ=tan-1(Τ21/Τ22)(10)惯导系统在导航过程中,提供实时的Cbg,并由式(9)、(10)计算出码盘值,车载天线稳定跟踪系统根据码盘值驱动控制电机,即可保证车载天线始终对准通信卫星。1.3惯导静基准粗准bz由于中低精度的惯导系统无自对准能力,需通过外部输入航向进行对准。天线控制系统在高精度自主跟踪时可提供码盘值,进而求出车体航向。模型推导前首先应区分线极化卫星和圆极化卫星的差别。极化匹配是接收天线的极化方向应与电波的极化方向一致,这时接收天线能接收电波的全部能量。若接收天线的极化方向与电波的极化方向不一致时,则为极化失配,这时只能接收部分能量。对于线极化卫星,锁定状态下的天线码盘值(ψMθMγM)均为准确值。对于圆极化卫星,极化角为任意值接收到的能量均相等,即γM可为任意值;故在圆极化情况下,γM不可用。1.2节所述模型不能用来反解车体航向角ψI,需重新建立模型。在惯导系统对准前,动中通设备首先自主搜索通信卫星,然后根据信息最大化原理将天线中心指向所选定的卫星,处于自跟踪状态,并给出自跟踪状态下的码盘值(ψMθMγM)。已知卫星经度和载车位置,根据式(7)可求得角度(ψSθSγS)。设车体与卫星的距离为S,则车体天线指向卫星的向量在地理坐标系下的分量为Sg=[SgxSgySgz=[S⋅cosθS⋅sinψSS⋅cosθS⋅cosψSS⋅sinθS〗(11)根据锁定状态下的码盘值(ψMθM),则天线指向卫星的向量在车体坐标系下的分量为Sb=[SbxSbySbz=[S⋅cosθΜ⋅sinψΜS⋅cosθΜ⋅cosψΜS⋅sinθΜ〗(12)易知向量Sg与Sb之间存在如下关系:Sb=CbgSg(13)将式(4)、(11)和(12)代入式(13)可得[cosθΜ⋅sinψΜcosθΜ⋅cosψΜsinθΜ〗=C3(γΙ)C2(θΙ)C1(ψΙ)⋅[cosθS⋅sinψScosθS⋅cosψSsinθS〗(14)在惯导静基座粗对准阶段,加速度计输出比力与重力加速度g存在如下关系:fb=[fbxfbyfbz=Cbg[00g=[-gsinγΙcosθΙgsinθΙgcosγΙcosθΙ〗(15)由式(15)可求得{θΙ=sin-1(fbyg)γΙ=tan-1(-fbxfbz)(16)由式(16)可见,水平对准与方位角无关。将水平对准得到的θI和γI代入式(2)、(3)中可求得C3(γI)和C2(θI),然后代入式(14)并整理得CΤ2(θΙ)CΤ3(γΙ)[cosθΜ⋅sinψΜcosθΜ⋅cosψΜsinθΜ〗=C1(ψΙ)[cosθS⋅sinψScosθS⋅cosψSsinθS〗(17)式(17)中等号左边均为已知项,可记作将式(1)代入式(18),可得通过式(19)可求得sin(ψS-ψΙ)cos(ψS-ψΙ)=b0b1(20)从而可求出车体航向角ψI作为惯导系统的粗对准输入航向ψΙ=ψS-tan-1(b0b1)(21)从推导结果可知,该方法未使用极化码盘值γM,故对线极化和圆极化通信卫星均实用。2实验证实2.1理论输入误差仿真仿真实验根据预先设定的车体理论姿态角(ψ0Iθ0Iγ0I)和卫星位置λS计算天线跟踪码盘值(ψMθMγM),叠加相应误差后根据1.3节所述模型求解初始对准姿态和航向角(ψIθIγI),并比较对准结果和理论输入间的误差。仿真时取初始对准位置经纬高为(108.9°,34.2°,400m)(400m为高度),卫星经度为103°,粗对准时间为60s;初始对准时车体俯仰角和横滚角在-20°～20°之间分布,航向角在-180°～+180°之间分布;加速度计的随机零偏取为1×10-4g,天线码盘角度测量的随机误差为0.1°。对1000个样本进行仿真的结果如图1所示。由图1可见,姿态对准精度在0.01°内,初始航向角的精度在0.2°内,可作为惯导系统的粗对准输入航向使用。由于航向值具有一定的精度,在精对准过程中可用于估计陀螺常值漂移。2.2ps组合导航实验车载实验在某工程“动中通”通信系统天线控制设备车上进行,卫星天线分别跟踪中卫1号卫星和烽火1号02星。实验中使用光纤捷联惯导系统,陀螺零偏重复性为3(°)/h,零偏稳定性为0.5(°)/h,加速度计随机零偏为1×10-4g,与车载GPS进行组合导航。实验分为两类进行:1)惯导系统按1.3节所述方法对准并进入导航状态后,载车在视野开阔地带行驶,保证天线始终处于自跟踪状态,记录天线跟踪的测量码盘值和惯导解算输出的码盘值之差作为跟踪误差。该实验共进行了6次,单次实验时间不小于1h,计算每次码盘跟踪误差的均方根值如表1所示。由表可知,惯导系统提供的码盘跟踪精度满足要求。2)惯导系统对准并进入导航状态后,载车在有遮挡物或颠簸路面行驶。在行驶路段有树木、隧道和城市建筑物遮挡的条件下,分3天共进行4次试验,其间让载车故意在遮挡区域活动0.5h以上,也曾穿越亚洲最长的秦岭终南山隧道,当遮挡物消失后,惯导系统可辅助天线立即跟踪到通讯卫星,做到“零秒捕获”。在建筑工地的复杂地形条件下试验2次,天线在颠簸和大角速率干扰的条件下不丢失卫星信号,通信质量良好。3中低精