基于MEMS慣導的機載兩軸穩(wěn)定平臺方案

趙春標，沈桂鵬，楊凡宇，張 毅

（南京熊貓漢達科技有限公司，南京 210000）

0 引言

目前，通用的機載跟蹤系統(tǒng)往往基于成本等因素綜合考量后，選擇機載慣導作為姿態(tài)輸入，伺服控制系統(tǒng)的性能較大的以來于機載慣導的輸出精度以及系統(tǒng)轉發(fā)延遲，對于寬體載機飛行速度慢，盤旋角度與加速度等較低情況可以保證穩(wěn)定平臺系統(tǒng)指向的準確性；但輕型載機速度與加速度較大時數據轉發(fā)延遲等因素嚴重制約著設備的跟蹤精度，在無法要求載機提高機載航姿設備提高輸出頻率以及降低系統(tǒng)轉發(fā)延遲的情況下需要基于新的載體信息輸入等手段提高系統(tǒng)響應。

1 天線基于機載慣導的控制模式

經過對飛行試驗數據的分析與仿真，結合衛(wèi)通天線的伺服控制機理與目標跟蹤算法，初步定位為機載慣導的數據誤差或數據傳輸的延時影響了天線的跟蹤性能。下面為具體分析：

衛(wèi)通天線加電初始化完成后，等待慣導精校準后，衛(wèi)通信道傳來對星數據指令，按照飛機加載卡中的同步衛(wèi)星的參數，以及慣導提供的載體經緯度坐標等，通過如下公式天線伺服控制系統(tǒng)計算出衛(wèi)通天線理論俯仰角、理論方位角以及理論極化角：

式中，為當地經度與衛(wèi)星經度之差；θ為當地緯度；E為天線理論仰角；A為天線理論方位角；P為理論極化角。

當衛(wèi)通天線自動對星之后，飛機運動時，天線是依靠于伺服跟蹤系統(tǒng)中機載慣導模型來跟蹤衛(wèi)星的。慣導模型的建立主要思想如下：

兩坐標系任何復雜的角位置關系都可以看成有限次基本旋轉的復合，變換矩陣等于基本旋轉確定的變換矩陣的連乘，連乘順序依基本旋轉的先后次序由右向左排列。例如衛(wèi)通天線的空間姿態(tài)可看做依次繞航向軸、俯仰軸、橫滾軸做基本旋轉后的復合結果，如圖1所示。圖中，n坐標系為地理坐標系，Xn指東、Yn指北、Zn指天，b坐標系為地理坐標系，Xb指右、Yb指前、Zb指上。衛(wèi)通天線的空間角位置由下述依次基本旋轉確定：

各次基本旋轉對應的變換矩陣為：

所以姿態(tài)矩陣為

式中，Cbn與旋轉次序有關，即當旋轉角φ、θ、γ不都為小角時，對應于不同的旋轉次序，坐標系b的最終空間位置是不同的，這就是常說的有限轉到的不可交換性。

圖1 飛機坐標系旋轉示意圖

因此，慣導數據的不精確、數據傳輸的滯后，都將影響天線的跟蹤精度。

2 基于機載慣導的模型分析

首先分析慣導精度對天線跟蹤的影響：假設將天線的跟蹤精度控制在為0.5 dB，該型天線方位角方向圖和俯仰角方向圖如圖2、3所示，由圖2和圖3可以得到中心點信號下降0.5 dB的轉角位置。

分析圖2，可知天線在不同的頻段0.5 dB衰減對應的方位角波束寬度基本一致，大致為1.2°，根據項目的技術指標要求，可以限定天線角度偏差ε≤0.6°。

圖2 Z-X型天線方位角方向圖

圖3 Z-X型天線俯仰角方向圖

分析圖3，可知天線在不同的頻段0.5 dB衰減對應的俯仰角波束寬度亦基本一致，大致為1.3°，根據項目的技術指標要求，可以限定天線角度偏差ε≤0.65°。

當慣導精度產生誤差時，會影響天線的轉角。一般來說，由于慣導工作原理的限制，慣導的航向誤差比俯仰誤差和橫滾誤差要大得多，因此只對慣導的航向誤差帶來的影響進行分析。假設飛機的橫滾角分別為0°、35°，當慣導的航向誤差為0°～10°時，利用公式（1）、（2）、（3）與坐標系余弦矩陣轉換進行仿真運算可以得到圖4所示的結果（仿真曲線以哈爾濱的位置信息計算，且假設飛機俯仰角為0°）。圖4（a）、（b）分別對應橫滾角0°、35°的情況，橫坐標代表慣導的航向誤差，步進0.1°，范圍為0°～10°，縱坐標表示慣導航向誤差帶來的轉角誤差。

圖4 慣導航向誤差與天線姿態(tài)誤差趨勢圖

觀察圖4，通過分析，發(fā)現(xiàn)橫滾角越小，因慣導航向誤差帶來的方位角轉角誤差越大，造成的俯仰角誤差反之越小。當橫滾角為0°時，若慣導航向誤差為0.7，則會導致天線的方位轉角產生0.64°的誤差，俯仰的誤差基本為0。

當橫滾角變大時，慣導航向誤差會造成方位和俯仰兩個角度同時偏差，若慣導航向誤差為0.7，則會導致天線的方位轉角產生0.41°的誤差，俯仰角產生0.31°的誤差，兩者誤差的綜合影響比橫滾角0°時的單軸向影響大得多，這也是飛機盤旋角度越大，天線跟蹤性能越差的原因所在。

綜上分析，由于直-X載機慣導的航向誤差較大（多次測試結果表明慣導航向誤差在1°左右），提供給天線不精確的載體姿態(tài)會使天線產生嚴重的指向偏差，從而致使整個衛(wèi)通系統(tǒng)功能癱瘓。

3 仿真及跟蹤精度影響

考慮到直升機對天線體積與重量的限制，同時綜合成本、性能等多方面因素，建議在天線上加裝精度較高MEMS慣導。

經過對國內外多種型號MEMS慣導的性能摸底，發(fā)現(xiàn)目前大多數中高精度的MEMS慣導方位歐拉角隨機漂移普遍在1°/h至360°/h之間。因此，天線在指向衛(wèi)星的過程中必須結合信號跟蹤來彌補慣導的隨機漂移。即在利用慣導解算姿態(tài)變化的同時，依靠信標值（AGC）的大小變化進行適當的調整。實現(xiàn)天線跟蹤的過程如圖5所示。

圖5 天線跟蹤原理示意圖

其中，慣導用來采集載體姿態(tài)變化數據，編碼器則實時反饋天線的當前姿態(tài)。理論上來說，利用慣導矩陣解算與天線編碼器反饋可以保證天線一直準確指向衛(wèi)星，但是隨機漂移會導致慣導刻畫載體姿態(tài)失準。通過對信標處理單元AGC值的分析與計算，可以實現(xiàn)天線的自動信號跟蹤。

在該推導結論的基礎上，結合快速傅立葉變換（FFT）數字信號處理技術提取信標信號的頻域特征，可以充分濾除干擾信號，極大地彌補信標在時域處理時產生的誤差和抖動缺陷。采用該跟蹤方法的機載衛(wèi)通平板天線在某型旋轉翼飛機平臺上升降、懸停、大角度盤旋、爬升俯沖等機動飛行中跟蹤效果良好。在某次飛行跟隨試驗中，以2 Hz的采樣頻率采集天線的AGC值，并通過界面人為設置跟蹤模式的開啟與關閉，得到圖6所示的飛行數據圖。數據表明，未加跟蹤時，天線隨著飛機平臺姿態(tài)的變化AGC值抖動劇烈，指向誤差較大；加入跟蹤后，天線跟蹤能夠很快收斂，很好地抑制了飛行姿態(tài)變化引起的信號跌落。

圖6 飛行試驗數據圖

為了驗證跟蹤的收斂性，在方位指向偏離2° 后（此時信標信號跌落約4 dB），通過自動跟蹤算法可以在3個掃描周期（3 s左右）恢復最大信標，因此，完全可以彌補中高精度MEMS慣導的隨機漂移。因此，通過信號的自動跟蹤補償MEMS慣導隨機漂移的方案是一種優(yōu)化方案。

4 結束語

基于自身慣導的模型可以有效的彌補機載天線慣導轉發(fā)延遲，并借助機載慣導的歐拉角長期穩(wěn)定的特點進行修復，同時依據衛(wèi)星信標值進行漂移修正。極大地提高了天線的指向精度。保證設備衛(wèi)星指向，同時保障通信穩(wěn)定，具有較高的工程價值。