基于mems慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制方法及系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制方法，在導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)基礎(chǔ)上引入天線控制四元數(shù)。在導(dǎo)航計算機(jī)的每個中斷周期，都用陀螺測得的載體系相對于理想平臺坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矢量更新兩種四元數(shù)。在每個濾波周期都用卡爾曼濾波修正導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)的誤差。根據(jù)由兩種姿態(tài)四元數(shù)所確定的姿態(tài)之間的關(guān)系，確定天線控制指令角速度。最后由天線控制四元數(shù)姿態(tài)換算出的天線伺服控制角驅(qū)動伺服系統(tǒng)轉(zhuǎn)動?；贛EMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制系統(tǒng)，以所述控制方法為控制流程，可以實現(xiàn)對動中通天線指向的精確控制。本發(fā)明可以有效避免卡爾曼濾波暫態(tài)過程中導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)不穩(wěn)定對動中通天線伺服系統(tǒng)帶來的沖擊，有效縮短動中通系統(tǒng)的對星時間。
【專利說明】基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制方法及系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種動中通天線控制方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 同步衛(wèi)星的移動通信應(yīng)用系統(tǒng)俗稱"動中通"，是當(dāng)前衛(wèi)星通信領(lǐng)域需求旺盛、發(fā) 展迅速的應(yīng)用。"動中通"除了具有衛(wèi)星通信覆蓋區(qū)域廣、不受地形地域限制、傳輸線路穩(wěn)定 可靠的優(yōu)點外，真正實現(xiàn)了寬帶、移動通信的目的。
[0003] 目前，國內(nèi)基于MEMS慣性導(dǎo)航（簡稱為MEMS慣導(dǎo)）的動中通系統(tǒng)尚且沒有較為 成熟的方案。隨著MEMS慣性技術(shù)的發(fā)展，MEMS慣導(dǎo)的精度穩(wěn)步提升。目前國內(nèi)動中通系 統(tǒng)應(yīng)用越來越廣泛，市場對降低動中通系統(tǒng)的成本提出了迫切需求。因此研究MEMS慣導(dǎo)對 動中通天線伺服系統(tǒng)的控制方法具有十分重要的意義。
[0004] 通常的做法，是利用由捷聯(lián)慣導(dǎo)解算的導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)直接控制天線，在卡爾曼 濾波組合導(dǎo)航過程中，狀態(tài)估計若得到較大的誤差估計量，那么在修正估計量的同時，會通 過給伺服系統(tǒng)瞬間輸入非常大的電流來驅(qū)動伺服系統(tǒng)瞬間轉(zhuǎn)動一個較大的角度（角度大 小為卡爾曼濾波估計得到的誤差估計量），這樣勢必會對天線伺服系統(tǒng)造成較大的電學(xué)和 力學(xué)沖擊。為了避免這種沖擊，只能花費大量時間等待卡爾曼濾波穩(wěn)定，直到伺服系統(tǒng)能夠 承受由卡爾曼濾波估計的到的誤差修正量所帶來的沖擊時再啟動動中通伺服系統(tǒng)，顯然這 是有悖于市場對動中通的快速對星需求的。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種基于MEMS慣導(dǎo)的雙 四元數(shù)動中通天線控制方法及系統(tǒng)，通過在傳統(tǒng)導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)的基礎(chǔ)上引入了新的天線 控制四元數(shù)，從而隔離了卡爾曼濾波修正姿態(tài)誤差時對動中通天線伺服系統(tǒng)帶來的沖擊， 可以顯著縮短動中通系統(tǒng)的對星時間。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制方法， 包括如下步驟：
[0007] (1)在載體上同時安裝MEMS慣導(dǎo)、GPS和動中通，其中MEMS慣導(dǎo)和GPS構(gòu)成組合 導(dǎo)航系統(tǒng)；
[0008] (2)設(shè)定天線控制四元數(shù)，天線控制四元數(shù)的形式為[q' ^ q' i q' 2 q' 3]，天線控制四 元數(shù)中每個參數(shù)的含義與捷聯(lián)慣導(dǎo)解算中獲取的導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)[% qi q2 q3]對應(yīng)一致，天 線控制四元數(shù)的初值與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)相同；
[0009] (3)在捷聯(lián)慣導(dǎo)導(dǎo)航計算機(jī)的每個中斷周期里，用載體系相對于理想平臺坐標(biāo)系 的旋轉(zhuǎn)矢量，分別更新導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)；
[0010] (4)在所述組合導(dǎo)航系統(tǒng)的每個濾波周期內(nèi)，利用卡爾曼濾波組合導(dǎo)航算法修正 MEMS慣導(dǎo)的導(dǎo)航姿態(tài)中的水平姿態(tài)誤差，從而修正導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)；
[0011] (5)在捷聯(lián)慣導(dǎo)導(dǎo)航計算機(jī)的每個中斷周期里，將由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的載體 姿態(tài)角與由天線控制四元數(shù)確定的載體姿態(tài)角對應(yīng)相減，得到姿態(tài)角差值，并根據(jù)姿態(tài)角 差值產(chǎn)生用于校正天線控制四元數(shù)的三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量，具體為：
[0012] a.若由天線控制四元數(shù)確定的航向角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取正的修正指令角速度；
[0013] b.若由天線控制四元數(shù)確定的航向角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0014] c.若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取正的修正指令角速度；
[0015] d.若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0016] e.若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取正的修正指令角速度；
[0017] f.若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0018] (6)利用三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量校正天線控制四元數(shù)，并在校正以后的下一個 捷聯(lián)慣導(dǎo)導(dǎo)航計算機(jī)的中斷周期，利用校正后的天線控制四元數(shù)，解算得到動中通天線的 伺服方位角、伺服仰角和伺服極化角，由此獲得三個姿態(tài)方向所對應(yīng)的控制量控制動中通 天線轉(zhuǎn)動。
[0019] GPS:測量獲取載體的速度和位置信息并送至動中通天線控制器中的濾波單元；
[0020] MEMS陀螺：測量獲取載體在三維空間內(nèi)的角速度信息并送至動中通天線控制器 中的慣導(dǎo)解算單元和天線控制四元數(shù)計算單元；
[0021] MEMS加速度計：測量獲取載體在三維空間內(nèi)的比力信息并送至動中通天線控制 器中的慣導(dǎo)解算單元；
[0022] 動中通天線控制器：包括慣導(dǎo)解算單元、濾波單元、天線控制四元數(shù)計算單元、天 線控制指令生成單元、天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元，其中 ：
[0023] 慣導(dǎo)解算單元：將MEMS陀螺測量獲取的載體在三維空間內(nèi)的角速度信息，扣除由 地球自轉(zhuǎn)、載體沿地球表面運(yùn)動帶來的角速度后，得到載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三 軸旋轉(zhuǎn)矢量 ;將MEMS加速度計測量獲取的載體在三維空間內(nèi)的比力信息，扣除重力加速 度、哥氏加速度后，得到載體的對地加速度；利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn) 角速度和載體的對地加速度，經(jīng)過慣導(dǎo)解算得到載體的姿態(tài)、位置和速度信息并送至濾波 單元；將載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量ΛΛ,.以及首次慣導(dǎo)解算直接得到的 載體姿態(tài)所對應(yīng)的姿態(tài)四元數(shù)[q0 q2 q3]送至天線控制四元數(shù)計算單元；從濾波單元獲取 修正后的載體姿態(tài)信息，利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量更新與修 正后的載體姿態(tài)信息所對應(yīng)的姿態(tài)四元數(shù)作為導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)送至天線控制四元數(shù)校正 指令角速度生成單元；
[0024] 濾波單元：利用GPS輸出的載體速度和位置信息，以及慣導(dǎo)解算單元輸出的載體 速度和位置信息，通過卡爾曼濾波組合導(dǎo)航算法，以固定的濾波周期修正慣導(dǎo)解算單元輸 出載體姿態(tài)中的水平姿態(tài)誤差并將修正后的結(jié)果送至慣導(dǎo)解算單元；
[0025] 天線控制四元數(shù)計算單元：生成天線控制四元數(shù)，所述的天線控制四元數(shù)的形式 為[q' ^ q' i q' 2 q' 3]，天線控制四元數(shù)中每個參數(shù)的含義與慣導(dǎo)解算單元獲取的姿態(tài)四元數(shù) [qQ qi q2 q3]對應(yīng)一致，且[q' Q q' i q' 2 q' 3]的初值為[qQ qi q2 q3];從慣導(dǎo)解算單元每接收到 一次載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量狀，就利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐 標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量以更新天線控制四元數(shù)[q' 0 q' i q' 2 q' 3]并送至天線控制四元數(shù)校正 指令角速度生成單元；從天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元獲取三軸指令角速度旋 轉(zhuǎn)矢量，并用所述三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量再次更新天線控制四元數(shù)[q' 0 q' i q' 2 3]并送 至天線控制指令生成單元；
[0026] 天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元：分別從慣導(dǎo)解算單元和天線控制四元 數(shù)計算單元獲取導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)，將由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的載體姿態(tài) 角與由天線控制四元數(shù)確定的載體姿態(tài)角對應(yīng)相減，得到姿態(tài)角差值，并根據(jù)姿態(tài)角差值 生成用于校正天線控制四元數(shù)的三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量并送至天線控制四元數(shù)計算單 元，三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量中各元素的取值方法如下：
[0027] a.若由天線控制四元數(shù)確定的航向角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取正的修正指令角速度；
[0028] b.若由天線控制四元數(shù)確定的航向角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0029] c.若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取正的修正指令角速度；
[0030] d.若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0031] e.若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取正的修正指令角速度；
[0032] f.若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0033] 天線控制指令生成單元：從天線控制四元數(shù)計算單元接收最新的天線控制四元 數(shù)，根據(jù)天線控制四元數(shù)解算得到動中通天線的伺服方位角、伺服仰角和伺服極化角，送至 動中通天線伺服機(jī)構(gòu)；
[0034] 動中通天線伺服機(jī)構(gòu)：包括方位向、俯仰向和極化向的電機(jī)驅(qū)動器和相應(yīng)的電機(jī)， 三個方向的電機(jī)驅(qū)動器根據(jù)天線控制指令生成單元傳來的伺服方位角、伺服仰角和伺服極 化角分別驅(qū)動相應(yīng)方向的電機(jī)，由此控制動中通天線的三軸轉(zhuǎn)動。
[0035] 所述的修正指令角速度，在a和b兩種情況下，大小至少是天線控制四元數(shù)確定的 航向角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角之差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不大于動中通 天線每秒所允許的最大對星角度誤差；在c和d兩種情況下，大小至少是天線控制四元數(shù)確 定的俯仰角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角之差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不大于動 中通天線每秒所允許的最大對星角度誤差；在e和f兩種情況下，大小至少是天線控制四元 數(shù)確定的橫滾角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角之差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不大 于動中通天線每秒所允許的最大對星角度誤差。
[0036] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：
[0037] (1)本發(fā)明方法中引入了天線控制四元數(shù)。由于組合導(dǎo)航算法對導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù) 的誤差修正使得由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)解算得到的姿態(tài)產(chǎn)生跳躍，這種跳躍將會對天線伺服系 統(tǒng)帶來沖擊。獨立于導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)的天線控制四元數(shù)隔離了組合導(dǎo)航誤差修正時導(dǎo)航姿 態(tài)四元數(shù)震蕩所導(dǎo)致的天線伺服系統(tǒng)震蕩，從而保證了在組合導(dǎo)航算法對慣導(dǎo)誤差進(jìn)行修 正時，天線伺服系統(tǒng)的平穩(wěn)運(yùn)行；
[0038] (2)本發(fā)明方法中，通過利用天線控制四元數(shù)以較小的指令角速度逼近導(dǎo)航姿態(tài) 四元數(shù)，初始時刻可用導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)初值直接初始化天線控制四元數(shù)，天線控制四元數(shù) 被初始化后可立刻驅(qū)動天線完成對星功能；天線控制四元數(shù)初始化完成后，即可由天線控 制四元數(shù)獨立控制天線伺服系統(tǒng)平滑的轉(zhuǎn)動，隔離導(dǎo)航姿態(tài)誤差修正對天線伺服系統(tǒng)帶來 的沖擊，從而使天線始終穩(wěn)定的對準(zhǔn)衛(wèi)星；
[0039] (3)本發(fā)明系統(tǒng)中，慣導(dǎo)解算單元采集MEMS陀螺和MEMS加表測量的載體轉(zhuǎn)動角速 率信息和加速度信息，完成慣導(dǎo)解算；濾波單元通過采集GPS的速度信息和位置信息完成 對慣導(dǎo)解算的誤差修正；天線控制四元數(shù)計算單元隔離了濾波單元對慣導(dǎo)解算進(jìn)行誤差修 正時對天線伺服系統(tǒng)帶來的沖擊；天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元通過對導(dǎo)航姿 態(tài)四元數(shù)對應(yīng)的姿態(tài)和天線控制四元數(shù)對應(yīng)的姿態(tài)進(jìn)行比較，產(chǎn)生了用于修正天線控制四 元數(shù)的三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量；天線控制指令生成單元通過實時解算天線控制四元數(shù)對 應(yīng)的姿態(tài)來進(jìn)一步計算動中通天線伺服系統(tǒng)所需要的伺服方位角、伺服仰角、伺服極化角， 進(jìn)而通過動中通天線伺服機(jī)構(gòu)完成對動中通天線的實時控制；實現(xiàn)了動中通天線的實時、 平滑、穩(wěn)定控制，提高了對星精度。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0040] 圖1為本發(fā)明方法的原理框圖；
[0041] 圖2為天線指向偏差隨時間變化的曲線示意圖；
[0042] 圖3為本發(fā)明系統(tǒng)的組成原理框圖。

【具體實施方式】
[0043] 如圖1所示，為本發(fā)明方法的原理圖。本發(fā)明方法采用導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控 制四元數(shù)協(xié)同控制載體上的動中通的天線伺服系統(tǒng)。
[0044] 本發(fā)明方法中引入天線控制四元數(shù)的概念。天線控制四元數(shù)的形式為[q' ^ q' i q' 2 q' 3]，每個參數(shù)的含義與捷聯(lián)慣導(dǎo)解算中的四元數(shù)[q0 q2 q3]對應(yīng)一致。在導(dǎo)航初始時刻， 天線控制四元數(shù)與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)相等。天線控制四元數(shù)在每個導(dǎo)航周期需要經(jīng)歷兩次更 新，一次由載體系b相對于理想平臺系T的旋轉(zhuǎn)矢量在載體系b下旋轉(zhuǎn)矢量更新，一次由恒 定的三軸小指令角速度更新。第一次更新用于跟蹤載體姿態(tài)變化。第二次更新的目的是使 天線控制四元數(shù)虛擬的數(shù)學(xué)平臺以很小的角速度追趕導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)虛擬的數(shù)學(xué)平臺，而 不因瞬間較大幅度地修正導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)使得天線伺服姿態(tài)角發(fā)生劇烈變化。
[0045] 天線控制四元數(shù)和導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)的相同之處是它們都用同樣的旋轉(zhuǎn)矢量更新 來跟蹤載體姿態(tài)變化。它們的不同之處是導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)用卡爾曼濾波在到達(dá)濾波時間時 一次性修正估計誤差（會沖擊天線伺服系統(tǒng)），而天線控制四元數(shù)則以較小的指令角速度 緩慢逼近導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)（不會沖擊伺服系統(tǒng)）。
[0046] 如圖2所示，是天線指向偏差隨時間變化的曲線示意圖。實線AEBGCID表示假設(shè) 由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)控制天線轉(zhuǎn)動時，天線指向誤差曲線。虛線AEFGHI表示由天線控制四元 數(shù)控制天線轉(zhuǎn)動時，天線的指向偏差曲線。AB、BC、CD分別表示組合導(dǎo)航算法對導(dǎo)航姿態(tài)四 元數(shù)的誤差修正周期。在A點處，天線控制四元數(shù)和導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)同時初始化。AE段實 線虛線重合表示用相同的旋轉(zhuǎn)矢量同時更新導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)，由于 導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)初值相同，因此在ΑΒ段內(nèi)，二者始終相等，所以ΑΕ段實 線和虛線重合。EB(GC、ID)段實線表示組合導(dǎo)航算法對導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行修正，導(dǎo)航姿 態(tài)誤差歸零，由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)控制的天線指向誤差由非零值瞬間變?yōu)?,對天線伺服系統(tǒng) 帶來震蕩。BG(CI)段實線表示隨著時間推移和慣性器件誤差累積，天線指向偏差逐漸增大。 EF(GH)虛線表示天線控制四元數(shù)姿態(tài)以較小的指令角速度緩慢追趕導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)的過 程。FG(HI)虛線表示天線控制四元數(shù)姿態(tài)與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)相等后，二者以相同的旋轉(zhuǎn)矢 量更新，二者對應(yīng)的天線指向誤差發(fā)展?fàn)顩r相同。
[0047] 本發(fā)明方法的主要步驟如下：
[0048] (1)設(shè)置天線控制四元數(shù)的初值。因獨立設(shè)計天線控制四元數(shù)的目的是隔離載體 姿態(tài)誤差修正時對動中通伺服系統(tǒng)帶來的力學(xué)和電學(xué)沖擊，天線控制四元數(shù)實際上和導(dǎo)航 姿態(tài)四元數(shù)一樣描述了載體姿態(tài)，因此在系統(tǒng)啟動時刻，可使其與捷聯(lián)慣導(dǎo)解算四元數(shù)法 中獲取的導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)相同。
[0049] (2)在捷聯(lián)慣導(dǎo)的導(dǎo)航計算機(jī)的每個中斷周期里，用載體系相對于理想平臺坐標(biāo) 系的旋轉(zhuǎn)矢量，分別更新導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)。
[0050] (3)在每個濾波周期內(nèi)，利用卡爾曼濾波修正MEMS慣導(dǎo)的導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)，速度 和位置，從而保證MEMS慣導(dǎo)的長時間導(dǎo)航精度。
[0051] (4)在每個中斷周期，將由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的載體姿態(tài)角與由天線控制四元 數(shù)確定的載體姿態(tài)角對應(yīng)相減，得到姿態(tài)角的差值；
[0052] (5)在每個中斷周期，根據(jù)姿態(tài)角的差值確定天線控制方式；基本原則是以天線 控制四元數(shù)逼近導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)，在此引入用于校正天線控制四元數(shù)的三軸指令角速度旋 轉(zhuǎn)矢量，分為如下幾種情況 ：
[0053] a.若由天線控制四元數(shù)確定的航向角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取正的修正指令角速度；
[0054] b.若由天線控制四元數(shù)確定的航向角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0055] 修正指令角速度的大小取值方法為：為了使修正天線控制四元數(shù)帶給天線伺服系 統(tǒng)的沖擊量達(dá)到最小，三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素的修正指令角速度的大小為 天線控制四元數(shù)航向角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)航向角之差除以組合導(dǎo)航濾波周期，當(dāng)該指令角 速度的大小為天線控制四元數(shù)航向角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)航向角之差除以組合導(dǎo)航濾波周 期時，該指令角速度恰好使天線控制四元數(shù)的航向角誤差與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)的航向角誤差 最大值相等?？紤]到系統(tǒng)運(yùn)行中的不確定因素，應(yīng)使該指令角速度大于天線控制四元數(shù)航 向角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)航向角之差除以組合導(dǎo)航濾波周期，但其最大值不應(yīng)超過每秒動中 通天線允許的最大對星角度誤差。
[0056] c.若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取正的修正指令角速度；
[0057] d.若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0058] 上述兩種情況下修正指令角速度的大小取值方法與a，b兩種情況原理相同，不同 的是由于是第一個元素，與其對應(yīng)的為俯仰角，因此應(yīng)將a，b兩種情況對應(yīng)的航向角替換 為俯仰角進(jìn)行計算即可。
[0059] e.若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取正的修正指令角速度；
[0060] f.若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取負(fù)的修正指令角速度；
[0061] 上述兩種情況下修正指令角速度的大小取值方法與a，b兩種情況原理相同，不同 的是由于是第二個元素，與其對應(yīng)的為橫滾角，因此應(yīng)將a，b兩種情況對應(yīng)的航向角替換 為橫滾角進(jìn)行計算即可。
[0062] (6)根據(jù)天線控制四元數(shù)對應(yīng)的姿態(tài)角計算動中通天線的伺服方位角、伺服仰角、 伺服極化角，驅(qū)動動中通伺服系統(tǒng)對天線進(jìn)行控制。
[0063] 如圖3所示，為本發(fā)明基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制系統(tǒng)的組成原理 圖。主要包括：動中通天線控制器、GPS、MEMS陀螺、MEMS加速度計和動中通天線伺服機(jī)構(gòu)。
[0064] GPS主要是測量獲取載體的速度和位置信息并送至動中通天線控制器中的濾波單 J Li 〇
[0065] MEMS陀螺主要是測量獲取載體在三維空間內(nèi)的角速度信息并送至動中通天線控 制器中的慣導(dǎo)解算單元和天線控制四元數(shù)計算單元。
[0066] MEMS加速度計主要是測量獲取載體在三維空間內(nèi)的比力信息并送至動中通天線 控制器中的慣導(dǎo)解算單元。
[0067] 動中通天線伺服機(jī)構(gòu)：包括方位向、俯仰向和極化向的電機(jī)驅(qū)動器和相應(yīng)的電機(jī)， 三個方向的電機(jī)驅(qū)動器根據(jù)天線控制指令生成單元傳來的伺服方位角、伺服仰角和伺服極 化角分別驅(qū)動相應(yīng)方向的電機(jī)，由此控制動中通天線的三軸轉(zhuǎn)動。
[0068] 動中通天線控制器是本發(fā)明系統(tǒng)的核心部分，主要包括慣導(dǎo)解算單元、濾波單元、 天線控制四元數(shù)計算單元、天線控制指令生成單元、天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成 單元，其中：
[0069] 慣導(dǎo)解算單元：將MEMS陀螺測量獲取的載體在三維空間內(nèi)的角速度信息，扣除由 地球自轉(zhuǎn)、載體沿地球表面運(yùn)動帶來的角速度后，得到載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三 軸旋轉(zhuǎn)矢量將MEMS加速度計測量獲取的載體在三維空間內(nèi)的比力信息，扣除重力加速 度、哥氏加速度后，得到載體的對地加速度；利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn) 角速度和載體的對地加速度，經(jīng)過慣導(dǎo)解算得到載體的姿態(tài)、位置和速度信息并送至濾波 單元；將載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量以及首次慣導(dǎo)解算直接得到的 載體姿態(tài)所對應(yīng)的姿態(tài)四元數(shù)[q0 q2 q3]送至天線控制四元數(shù)計算單元；從濾波單元獲取 修正后的載體姿態(tài)信息，利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量ΛΛ更新與修 正后的載體姿態(tài)信息所對應(yīng)的姿態(tài)四元數(shù)作為導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)送至天線控制四元數(shù)校正 指令角速度生成單元。
[0070] 濾波單元：將GPS輸出的載體速度和位置信息，以及慣導(dǎo)解算單元輸出的載體速 度和位置信息進(jìn)行組合，將GPS獲取的載體的東向速度和北向速度，以及慣導(dǎo)解算單元輸 出的載體的東向速度和北向速度分別做差，將兩個差值構(gòu)成卡爾曼濾波的量測量，通過卡 爾曼濾波組合導(dǎo)航算法，以固定的濾波周期修正慣導(dǎo)解算單元輸出的載體姿態(tài)信息并將修 正后的結(jié)果送至慣導(dǎo)解算單元?？柭鼮V波組合導(dǎo)航算法具體可參見2012年西北工業(yè) 大學(xué)出版社出版的，由秦永元、張洪鉞、王淑華編著的《卡爾曼濾波與組合導(dǎo)航原理（第二 版）》一書。本發(fā)明中，選取其中東向和北向速度誤差、東向和北向失準(zhǔn)角、右向和前向陀螺 的漂移，以及右向和前向加速度計的偏置量這八個量作為狀態(tài)變量。
[0071] 天線控制四元數(shù)計算單元：生成天線控制四元數(shù)，所述的天線控制四元數(shù)的形式 為[q' ^ q' i q' 2 q' 3]，天線控制四元數(shù)中每個參數(shù)的含義與慣導(dǎo)解算單元獲取的姿態(tài)四元數(shù) [qQ qi q2 q3]對應(yīng)一致，且[q' Q q' i q' 2 q' 3]的初值為[qQ qi q2 q3];從慣導(dǎo)解算單元每接收到 一次載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量就利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐 標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量更新天線控制四元數(shù)[q' 0 q' i q' 2 q' 3]并送至天線控制四元數(shù)校正 指令角速度生成單元；從天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元獲取三軸指令角速度旋 轉(zhuǎn)矢量，并用所述三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量再次更新天線控制四元數(shù)[q' 0 q' i q' 2 3]并送 至天線控制指令生成單元。
[0072] 天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元：分別從慣導(dǎo)解算單元和天線控制四元 數(shù)計算單元獲取導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)，將由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的載體姿態(tài) 角與由天線控制四元數(shù)確定的載體姿態(tài)角對應(yīng)相減，得到姿態(tài)角差值，并根據(jù)姿態(tài)角差值 生成用于校正天線控制四元數(shù)的三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量并送至天線控制四元數(shù)計算單 J Li 〇
[0073] 天線控制指令生成單元：從天線控制四元數(shù)計算單元接收最新的天線控制四元 數(shù)，根據(jù)天線控制四元數(shù)解算得到動中通天線的伺服方位角、伺服仰角和伺服極化角，送至 動中通天線伺服機(jī)構(gòu)。
[0074] 在慣導(dǎo)解算單元中運(yùn)行的主要是捷聯(lián)慣導(dǎo)算法。在捷聯(lián)慣導(dǎo)解算算法中，分別進(jìn) 行了姿態(tài)解算、速度解算、位置解算。其中，姿態(tài)信息的具體數(shù)學(xué)載體是導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)；導(dǎo) 航姿態(tài)四元數(shù)是天線控制四元數(shù)變化的參考量；速度信息用于與GPS得到的速度信息構(gòu)成 濾波單元的濾波量測量；通過位置信息和天線控制四元數(shù)對應(yīng)的姿態(tài)信息來計算動中通天 線的伺服方位角、伺服仰角和伺服極化角。
[0075] 伺服方位角、伺服仰角和伺服極化角的計算方法如下：
[0076] 計算中有導(dǎo)航系n，載體坐標(biāo)系b，天線坐標(biāo)系v和地球坐標(biāo)系e。其中導(dǎo)航系η取 地理坐標(biāo)系（X-東，y-北，Ζ-天）；載體坐標(biāo)系的X軸、y軸、ζ軸分別指向載體的右、前、上； 天線坐標(biāo)系v中y軸與天線指向一致，Z軸指向天線方位軸向上，X軸與另外兩軸構(gòu)成右手 系；地球坐標(biāo)系e，原點位于地心，x軸穿越本初子午線與赤道的交點，ζ軸穿越地球北極點， y軸穿越東經(jīng)90°子午線與赤道的交點，該坐標(biāo)系與地球固連。
[0077] 根據(jù)上述坐標(biāo)系的定義，可以方便的計算出各坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣：天線坐標(biāo) 系至載體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為 <，載體坐標(biāo)系至導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為?：，導(dǎo)航坐標(biāo)系 至載體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為，天線坐標(biāo)系至導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為，地球坐標(biāo)系至 導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為c：。
[0078] 對于天線伺服方位角和伺服仰角，可由衛(wèi)星經(jīng)度λ s得到衛(wèi)星在地球直角坐標(biāo)系 下的坐標(biāo)(I： f <)，同時易得載體在地球直角坐標(biāo)系下的坐標(biāo)為ρ? κ z〗），則載 體到衛(wèi)星的矢量為

【權(quán)利要求】
1. 基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制方法，其特征在于包括如下步驟： ⑴在載體上同時安裝MEMS慣導(dǎo)、GPS和動中通，其中MEMS慣導(dǎo)和GPS構(gòu)成組合導(dǎo)航 系統(tǒng)； ⑵設(shè)定天線控制四元數(shù)，天線控制四元數(shù)的形式為[q' ^ q' i q' 2 q' 3]，天線控制四元數(shù) 中每個參數(shù)的含義與捷聯(lián)慣導(dǎo)解算中獲取的導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)[% q2 q3]對應(yīng)一致，天線控 制四元數(shù)的初值與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)相同； (3) 在捷聯(lián)慣導(dǎo)導(dǎo)航計算機(jī)的每個中斷周期里，用載體系相對于理想平臺坐標(biāo)系的旋 轉(zhuǎn)矢量，分別更新導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)； (4) 在所述組合導(dǎo)航系統(tǒng)的每個濾波周期內(nèi)，利用卡爾曼濾波組合導(dǎo)航算法修正MEMS 慣導(dǎo)的導(dǎo)航姿態(tài)中的水平姿態(tài)誤差，從而修正導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)； (5) 在捷聯(lián)慣導(dǎo)導(dǎo)航計算機(jī)的每個中斷周期里，將由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的載體姿態(tài) 角與由天線控制四元數(shù)確定的載體姿態(tài)角對應(yīng)相減，得到姿態(tài)角差值，并根據(jù)姿態(tài)角差值 產(chǎn)生用于校正天線控制四元數(shù)的三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量，具體為： a. 若由天線控制四元數(shù)確定的航向角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取正的修正指令角速度； b. 若由天線控制四元數(shù)確定的航向角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取負(fù)的修正指令角速度； c. 若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取正的修正指令角速度； d. 若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取負(fù)的修正指令角速度； e. 若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取正的修正指令角速度； f. 若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取負(fù)的修正指令角速度； (6) 利用三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量校正天線控制四元數(shù)，并在校正以后的下一個捷聯(lián) 慣導(dǎo)導(dǎo)航計算機(jī)的中斷周期，利用校正后的天線控制四元數(shù)，解算得到動中通天線的伺服 方位角、伺服仰角和伺服極化角，由此獲得三個姿態(tài)方向所對應(yīng)的控制量控制動中通天線 轉(zhuǎn)動。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制方法，其特征在 于：所述步驟（5)中的修正指令角速度，在a和b兩種情況下，大小至少是天線控制四元數(shù) 確定的航向角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角之差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不大于 動中通天線每秒所允許的最大對星角度誤差；在c和d兩種情況下，大小至少是天線控制四 元數(shù)確定的俯仰角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角之差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不 大于動中通天線每秒所允許的最大對星角度誤差；在e和f兩種情況下，大小至少是天線控 制四元數(shù)確定的橫滾角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角之差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并 且不大于動中通天線每秒所允許的最大對星角度誤差。
3. 基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制系統(tǒng)，其特征在于包括：動中通天線控制 器、GPS、MEMS陀螺、MEMS加速度計和動中通天線伺服機(jī)構(gòu)，其中： GPS:測量獲取載體的速度和位置信息并送至動中通天線控制器中的濾波單元； MEMS陀螺：測量獲取載體在三維空間內(nèi)的角速度信息并送至動中通天線控制器中的 慣導(dǎo)解算單元和天線控制四元數(shù)計算單元； MEMS加速度計：測量獲取載體在三維空間內(nèi)的比力信息并送至動中通天線控制器中 的慣導(dǎo)解算單元； 動中通天線控制器：包括慣導(dǎo)解算單元、濾波單元、天線控制四元數(shù)計算單元、天線控 制指令生成單元、天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元，其中： 慣導(dǎo)解算單元：將MEMS陀螺測量獲取的載體在三維空間內(nèi)的角速度信息，扣除由地球 自轉(zhuǎn)、載體沿地球表面運(yùn)動帶來的角速度后，得到載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋 轉(zhuǎn)矢量;將MEMS加速度計測量獲取的載體在三維空間內(nèi)的比力信息，扣除重力加速度、 哥氏加速度后，得到載體的對地加速度；利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)角 速度和載體的對地加速度，經(jīng)過慣導(dǎo)解算得到載體的姿態(tài)、位置和速度信息并送至濾波單 元；將載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量以及首次慣導(dǎo)解算直接得到的載 體姿態(tài)所對應(yīng)的姿態(tài)四元數(shù)[q〇 q2 q3]送至天線控制四元數(shù)計算單元；從濾波單元獲取修 正后的載體姿態(tài)信息，利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量ΛΛ更新與修正 后的載體姿態(tài)信息所對應(yīng)的姿態(tài)四元數(shù)作為導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)送至天線控制四元數(shù)校正指 令角速度生成單元； 濾波單元：利用GPS輸出的載體速度和位置信息，以及慣導(dǎo)解算單元輸出的載體速度 和位置信息，通過卡爾曼濾波組合導(dǎo)航算法，以固定的濾波周期修正慣導(dǎo)解算單元輸出載 體姿態(tài)中的水平姿態(tài)誤差并將修正后的結(jié)果送至慣導(dǎo)解算單元； 天線控制四元數(shù)計算單元：生成天線控制四元數(shù)，所述的天線控制四元數(shù)的形式為 [q' ^ q' i q' 2 q' 3]，天線控制四元數(shù)中每個參數(shù)的含義與慣導(dǎo)解算單元獲取的姿態(tài)四元數(shù)[(? qi % (?]對應(yīng)一致，且[q' cl q' 1 q' 2 q' 3]的初值為[%ι I % ;從慣導(dǎo)解算單元每接收到一 次載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo)系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量β/?就利用載體坐標(biāo)系相對于地理坐標(biāo) 系的三軸旋轉(zhuǎn)矢量0Λ,更新天線控制四元數(shù)[q' 〇 q' i q' 2 q' 3]并送至天線控制四元數(shù)校正指 令角速度生成單元；從天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元獲取三軸指令角速度旋轉(zhuǎn) 矢量，并用所述三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量再次更新天線控制四元數(shù)[q' 〇 q' i q' 2 q' 3]并送至 天線控制指令生成單元； 天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元：分別從慣導(dǎo)解算單元和天線控制四元數(shù)計 算單元獲取導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)和天線控制四元數(shù)，將由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的載體姿態(tài)角與 由天線控制四元數(shù)確定的載體姿態(tài)角對應(yīng)相減，得到姿態(tài)角差值，并根據(jù)姿態(tài)角差值生成 用于校正天線控制四元數(shù)的三軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量并送至天線控制四元數(shù)計算單元，三 軸指令角速度旋轉(zhuǎn)矢量中各元素的取值方法如下： a. 若由天線控制四元數(shù)確定的航向角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取正的修正指令角速度； b. 若由天線控制四元數(shù)確定的航向角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第三個元素取負(fù)的修正指令角速度； C.若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取正的修正指令角速度； d. 若由天線控制四元數(shù)確定的俯仰角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第一個元素取負(fù)的修正指令角速度； e. 若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角大于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取正的修正指令角速度； f. 若由天線控制四元數(shù)確定的橫滾角小于由導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫滾角，則三軸指 令角速度旋轉(zhuǎn)矢量的第二個元素取負(fù)的修正指令角速度； 天線控制指令生成單元：從天線控制四元數(shù)計算單元接收最新的天線控制四元數(shù)，根 據(jù)天線控制四元數(shù)解算得到動中通天線的伺服方位角、伺服仰角和伺服極化角，送至動中 通天線伺服機(jī)構(gòu)； 動中通天線伺服機(jī)構(gòu)：包括方位向、俯仰向和極化向的電機(jī)驅(qū)動器和相應(yīng)的電機(jī)，三個 方向的電機(jī)驅(qū)動器根據(jù)天線控制指令生成單元傳來的伺服方位角、伺服仰角和伺服極化角 分別驅(qū)動相應(yīng)方向的電機(jī)，由此控制動中通天線的三軸轉(zhuǎn)動。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于MEMS慣導(dǎo)的雙四元數(shù)動中通天線控制系統(tǒng)，其特征在 于：所述的天線控制四元數(shù)校正指令角速度生成單元生成的修正指令角速度，在a和b兩種 情況下，大小至少是天線控制四元數(shù)確定的航向角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的航向角之差再 除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不大于動中通天線每秒所允許的最大對星角度誤差；在c和d 兩種情況下，大小至少是天線控制四元數(shù)確定的俯仰角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的俯仰角之 差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不大于動中通天線每秒所允許的最大對星角度誤差；在 e和f兩種情況下，大小至少是天線控制四元數(shù)確定的橫滾角與導(dǎo)航姿態(tài)四元數(shù)確定的橫 滾角之差再除以組合導(dǎo)航濾波周期，并且不大于動中通天線每秒所允許的最大對星角度誤 差。
【文檔編號】H01Q3/02GK104064869SQ201410265808
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2014年6月13日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月13日
【發(fā)明者】于清波, 門吉卓, 趙書倫, 郎嶸, 劉曉濱, 楊春香 申請人:北京航天控制儀器研究所