技术领域
[0001] 本
发明涉及一种混合式平台惯导系统的标定方法，尤其涉及一种采用双轴连续旋转的系统级导航自标定方法，属于惯导系统标定领域。
背景技术
[0002] 中国
专利公开号CN 106767806A，公开日是2017年5月31日，名称为“一种用于混合式惯性
导航系统的物理平台”中公开了混合式惯性导航系统的定义，是一种吸取了平台式和捷联式各自优点的新型惯导系统，该方案采用两
框架三轴结构，在台体上利用光学
陀螺仪和
石英加速度计作为惯性敏感元件。中国专利公开号CN 105973271A，公开日是2016年9月28日，名称为“一种混合式惯导系统自标定方法”中阐述了一种混合式惯导的标定方案，但该标定方法存在以下缺点：
[0003] (1)、部分安装误差和标度因数误差无法通过一次旋转实现标定，通过一次旋转可标定出两个
正交陀螺仪的标度因数误差和安装误差，必须通过多
位置实现全部陀螺仪误差系数的标定，并且要求标定过程中陀螺正反转时旋
转轴需在
水平面内；
[0004] (2)、实际使用的混合式惯导是两框架三轴结构，但内环轴为避免“失
锁”现象，存在挡钉限位，旋转范围为-45°～45°，无法满足该专利中提出的三轴旋转标定要求；
[0005] (3)、要求转位步骤多，标定时间长，位置编排复杂。
[0006] 目前平台式惯导系统采用
力反馈法或静漂法标定，采用这种方法存在以下三方面缺点是：
[0007] (1)、标定前需进行自瞄准来得到平台台体方位；
[0008] (2)、标定时间较长，在标定时首先得精确转到预
定位置，转位置完成后再调平，调平完成后采集数据，转位过程中不采集数据；
[0009] (3)、标定的误差项较少，无法标定出安装误差和标度因数误差等误差系数。
[0010] 通过以上分析可以看出，混合式平台惯导系统不能采用平台式的标定方法，也无法采用双轴捷联惯导系统级标定方法实现全参数的标定。因此，需要研究一种新的标定方法以弥补上述标定方法的
缺陷。
发明内容
[0011] 本发明解决的技术问题是：克服
现有技术的不足，发明了一种基于双轴连续旋转的混合式平台惯导系统标定方法，该方法能够精确的、快速的标定出陀螺仪和加速度计误差，可以解决陀螺仪标定参数不全、标定时间长等问题，提高标定效率，提升系统
精度。
[0012] 本发明解决的技术方案是：一种基于双轴连续旋转的混合式平台惯导系统标定方法，该方法步骤如下：
[0013] (1)、将混合式平台惯导系统静置，将外环框架
角、内环框架角和台体框架角锁定到零位状态并保持，采集陀螺仪和加速度计输出，进行粗对准，得到粗略的初始
姿态矩阵；
[0014] (2)、控制平台系统外环轴和台体轴同时以相同的
角速度旋转，内环轴始终处于锁定状态，旋转过程中，采集陀螺仪和加速度计输出；
[0015] (3)、建立导航解算误差模型，根据惯导系统误差模型，以载体在导航
坐标系下东、北、天三个方向速度为观测量，建立混合式平台惯导系统的误差
状态方程和观测方程，根据初始姿态矩阵和步骤(2)采集的陀螺仪和加速度计输出，解算误差状态方程和观测方程，标定出陀螺仪标度因数误差、陀螺仪安装误差、加速度计等效零偏；
[0016] (4)、控制外环框架角、内环框架角和台体框架角锁定到零位状态，再令台体轴旋转180°后锁定，外环轴和内环轴锁定在零位状态，采集陀螺仪的输出数据；
[0017] (5)、控制外环框架角、内环框架角和台体框架角锁定到零位状态，再令外环轴旋转180°后锁定，内环轴和台体轴锁定在零位状态，采集陀螺仪的输出数据；
[0018] (6)、根据步骤(3)所标定出的陀螺仪标度因数误差和安装误差，回带到步骤(1)、步骤(4)和步骤(5)的陀螺仪输出数据中，计算出陀螺仪常值漂移。
[0019] 所述内环轴存在挡钉限位，可旋转角度范围为-45°～+45°。
[0020] 所述步骤(2)中外环轴和台体轴的旋转角速度大于等于1°/s。
[0021] 所述惯导系统误差模型为：
[0022]
[0023] 其中，φn为姿态误差角， 为姿态误差角的导数， 为导航坐标系相对惯性系的角速度在导航坐标系下的投影， 为导航坐标系相对惯性系的角速度误差分量在导航坐标系下的投影， 为载体坐标系到导航坐标系的坐标转换矩阵，εs为陀螺仪常值漂移，Kg为陀螺仪标度因数误差， 为陀螺仪安装误差， 为台体坐标系下陀螺仪输出，δVn为速度误差， 为速度误差的导数；fn为导航坐标系下的加速度计输出， 表示地球自转角速度在导航坐标系下的投影， 为导航坐标系相对地球坐标系的角速度在导航坐标系下的投影， 为地球自转角速度误差在导航坐标系下的投影， 导航坐标系相对地球坐标系的角速度误差在导航坐标系下的投影，Vn为导航坐标系下的速度分量，δgn为
重力加速度误差在导航坐标系下的投影，Δs为加速度计等效零偏；
[0024]
[0025]
[0026] 式中：δKgx为台体坐标系x向陀螺仪标度因数误差，δKgy为台体坐标系y向陀螺仪标度因数误差，δKgz为台体坐标系z向陀螺仪标度因数误差，δθgxy为台体坐标系x向陀螺仪相对台体坐标系y轴的安装误差角，δθgxz为台体坐标系x向陀螺仪相对台体坐标系z轴的安装误差角，δθgyx为台体坐标系y向陀螺仪相对台体坐标系x轴的安装误差角，δθgyz为台体坐标系y向陀螺仪相对台体坐标系z轴的安装误差角，δθgzx为台体坐标系z向陀螺仪相对台体坐标系x轴的安装误差角，δθgzy为台体坐标系z向陀螺仪相对台体坐标系y轴的安装误差角。
[0027] 所述混合式平台惯导系统误差状态方程为：
[0028]
[0029] 其中，W(t)为N(0 ,Q)的高斯白噪声，Q阵为系统噪声方差阵，且ωφE、ωφN、ωφU分别为导航坐标
系下东、北、天三个方向的陀螺仪量测噪声， 分别为导航坐标系下东、
北、天三个方向的加速度计量测噪声；
[0030] X为状态量，且：
[0031]
[0032] 式中，φE为东向失准角，φN为北向失准角，φU为天向失准角，ΔVE为东向速度误差，ΔVN为北向速度误差，ΔVU为天向速度误差， 为台体坐标系x向加速度计输出等效零偏， 为台体坐标系y向加速度计输出等效零偏， 为台体坐标系z向加速度计输出等效零偏；
[0033]
[0034] 式中， 为台体坐标系到载体坐标系的坐标转换矩阵， 为载体坐标系和导航坐标系之间的初始状态转移矩阵；
[0035]
[0036] 式中：ωie为地球自转角速度；L为当地地理纬度；
[0037]
[0038] 式中，RM为地球子午圈的
曲率半径，RN为地球卯酉圈的
曲率半径，h为载体相对当地水平面的高度；
[0039]
[0040] 式中，θx是外环框架角输出，θz是台体框架角输出， 为外环框架角角速度， 为台体框架角角速度；
[0041]
[0042] 式中，g为当地重力加速度；
[0043]
[0044] 所述量测方程为：
[0045] Z＝HX+V
[0046] Z＝[VE VN VU]T
[0047] 式中，H＝[03×3 I3×3 03×12]，V为系统量测噪声，为N(0,R)的高斯白噪声过程，R阵为量测噪声方差阵，VE为根据惯性器件解算出的速度在地理东向的投影，VN为根据惯性器件解算出的速度在地理北向的投影，VU为根据惯性器件解算出的速度在天向的投影。
[0048] 陀螺仪常值漂移的具体计算方法为：
[0049]
[0050]
[0051]
[0052] 式中， 为步骤(2)的陀螺仪输出为步骤(4)的陀螺仪输出 为步骤(5)的陀螺仪输出
[0053] 步骤(1)的陀螺仪输出 步骤(4)的陀螺仪输出 和步骤(5)的陀螺仪输出取预设的一段时间内的均值。
[0054] 本发明与现有技术相比的优点如下：
[0055] (1)、本发明通过双轴连续旋转激励出陀螺仪和加速度计全部误差参数，陀螺仪和加速度计的安装误差和标度因数误差可通过一次旋转实现完全标定，相对于传统平台式惯导系统和捷联式惯导系统的标定方法，可节约标定时间，要求转位步骤少，位置编排相对简单，在武器系统发射前可实现一次快速误差系数标定，大大提高修正效率。
[0056] (2)、本发明对于转位机构要求简单，根据预定方案设计可以全自动运行，不需要加入过多的人工参与，采集的数据可根据程序实现误差参数的修正，理论清晰简单，编程容易实现。
附图说明
[0057] 图1为本发明混合式平台惯导系统的标定方法实现
流程图；
[0058] 图2为本发明
实施例旋转过程中陀螺仪的输出曲线；
[0059] 图3为本发明实施例旋转过程中加速度计的输出曲线；
[0060] 图4(a)为本发明实施例标定过程中东向失准角估计误差；
[0061] 图4(b)为本发明实施例标定过程中北向失准角估计误差；
[0062] 图4(c)为本发明实施例标定过程中天向失准角估计误差；
[0063] 图4(d)为本发明实施例标定过程中东向速度估计误差；
[0064] 图4(e)为本发明实施例标定过程中北向速度估计误差；
[0065] 图4(f)为本发明实施例标定过程中天向速度估计误差；
[0066] 图5(a)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下x陀螺仪标度因数估计误差；
[0067] 图5(b)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下y陀螺仪标度因数估计误差；
[0068] 图5(c)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下z陀螺仪标度因数估计误差；
[0069] 图5(d)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下x陀螺仪绕y轴安装误差估计误差；
[0070] 图5(e)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下x陀螺仪绕z轴安装误差估计误差；
[0071] 图5(f)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下y陀螺仪绕x轴安装误差估计误差；
[0072] 图5(g)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下y陀螺仪绕z轴安装误差估计误差；
[0073] 图5(h)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下z陀螺仪绕y轴安装误差估计误差；
[0074] 图5(i)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下z陀螺仪绕x轴安装误差估计误差；
[0075] 图6(a)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下x加速度计零偏估计误差；
[0076] 图6(b)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下y加速度计零偏估计误差；
[0077] 图6(c)为本发明实施例标定过程中台体坐标系下z加速度计零偏估计误差；
[0078] 图7为本发明实施例标定过程中误差补偿前后导航解算的纬度变化对比曲线；
[0079] 图8为本发明实施例标定过程中误差补偿前后导航解算的经度变化对比曲线；
[0080] 图9为本发明实施例标定过程中误差补偿前后导航解算的航向角变化对比曲线。
具体实施方式
[0081] 以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
[0082] 混合式平台惯导系统一般采用两框架三轴结构，包括陀螺仪、加速度计、外环框、内环框和平台台体；陀螺仪、加速度计安装在平台台体上，外环框、内环框和平台台体能够分别绕外环轴、内环轴和台体轴旋转，分别实现
俯仰、
滚转、
偏航三个方向单
自由度的旋转，为防止“闭锁效应”的产生，所述内环轴存在挡钉限位，可旋转角度范围为-45°～+45。
[0083] 本发明提供了一种混合式平台惯性导航系统的标定方法，该方法利用混合式平台惯导系统的优点，由
电机驱动环架转动给予台体上陀螺仪一定的角速度激励，通过外环轴和台体轴的同时旋转，即可激励出3个轴向陀螺仪的全部误差系数，从而达到标定结果。该方法具有标定时间短、思路简单明了，工程上容易实现等优点，通过一次旋转可实现陀螺仪误差参数的全部标定，提高了标定效率，节省标定时间。
[0084] 如图(1)所示，本发明标定实施过程如下：
[0085] (1)、将混合式平台惯导系统放置在大理石平板上，通电加温使惯性器件内部
温度场稳定，达到稳定温度点后将外环框架角、内环框架角和台体框架角锁定到零位状态并保持，采集陀螺仪和加速度计输出，进行粗对准，得到粗略的初始姿态矩阵，即惯性器件所在的台体坐标系与导航系之间的关系；
[0086] 在框架停止旋转处于静止状态时，此时陀螺仪输出为当地地速，即为地球自转角速度： 其中， 为陀螺仪等效常值零偏。设此时所在位置为s1，在此位置的陀螺仪输出为 故：
[0087] 所述载体坐标系(b系)与混合式平台惯导系统
基座系(bm系)固联，假设载体坐标系和平台基座系为刚性连接，即b系和bm系坐标转换关系固定。
[0088] 混合式平台惯导系统的外环轴与基座系的OXb轴固联，混合式平台惯导系统的内环轴OY内轴与外环轴的OY外轴固联，混合式平台惯导系统的台体轴OZ台轴与内环轴的OZ内轴固联。
[0089] 在不考虑轴系安装误差的情况下，根据上述关系可知，当平台三个轴的框架角均为零时，载体坐标系(b系)与混合式平台惯导系统的台体坐标系(s系)重合。当三个轴框架角中存在任意框架角不为零时，载体坐标系(b系)到台体坐标系(s系)的坐标转换矩阵为：
[0090]
[0091] 其中，θx、θy和θz分别为外环框架角、内环框架角和台体框架角；Cx(θx)表示外环框绕平台外环轴x轴旋转θx个角度后外环坐标系和基座坐标系间的转换矩阵，Cy(θy)表示内环框绕平台内环轴y轴旋转θy个角度后内环坐标系和外环坐标系间的转换矩阵，Cz(θz)表示平台台体绕平台台体轴z轴旋转θz个角度后台体坐标系和内环坐标系间的转换矩阵。
[0092] 导航坐标系n系采用东北天坐标系，该状态下还可以利用解析式粗对准可得到台体坐标系s系和导航坐标系n系之间的初始状态转移矩阵 具体为：
[0093]
[0094] 由上式可得：
[0095]
[0096] 其中，gn表示当地重力值在导航坐标系下的投影，gn＝[0 0 -g]T； 表示地球自转角速度在导航坐标系下的投影， L表示当地地理纬度；fs和ωs分别表示台体坐标系下的加速度计输出和角速度输出。
[0097] 由于粗对准时，混合式平台系统处于锁零状态，即：平台三个轴的框架角均为零，此时，载体坐标系(b系)与混合式平台惯导系统的台体坐标系s系重合，载体坐标系和导航坐标系之间的初始状态转移矩阵 与 相等。
[0098] (2)、控制平台系统外环轴和台体轴同时以相同的角速度旋转，内环轴始终处于锁定状态，旋转过程中，采集陀螺仪和加速度计输出；
[0099] 这个步骤可得到此时的陀螺仪的理想输出，具体为：
[0100] 根据步骤(1)
中轴系定义以及框架之间的约束关系，省去推导过程，可得平台台体角速度 和台体基座角速度 以及框架角速度 之间的关系为：
[0101]
[0102] 由于内环锁定在零位状态θy＝0，即内环框架角不变化 令混合式平台惯导系统外环轴和台体轴同时以一定的角速度旋转，平台台体坐标系角速度输出变为：
[0103]由上式
可得台体坐标系相对台体基座系的角速度投影
[0104] (3)、建立导航解算误差模型，根据惯导系统误差模型，以载体在导航坐标系下东、北、天三个方向速度为观测量，建立混合式平台惯导系统的误差状态方程和观测方程，根据初始姿态矩阵和步骤(2)采集的陀螺仪和加速度计输出，解算误差状态方程和观测方程，标定出陀螺仪标度因数误差、陀螺仪安装误差、加速度计等效零偏；
[0105] 所述惯导系统误差模型为：
[0106]
[0107] 其中，φn为姿态误差角， 为姿态误差角的导数， 为导航坐标系相对惯性系的角速度在导航坐标系下的投影， 为导航坐标系相对惯性系的角速度误差分量在导航坐标系下的投影， 为载体坐标系到导航坐标系的坐标转换矩阵，εs为陀螺仪常值漂移，Kg为陀螺仪标度因数误差， 为陀螺仪安装误差， 为台体坐标系陀螺仪输出，δVn为速度误差， 为速度误差的导数；fn为导航坐标系下的加速度计输出， 表示地球自转角速度在导航坐标系下的投影， 为导航坐标系相对地球坐标系的角速度在导航坐标系下的投影， 为地球自转角速度误差在导航坐标系下的投影， 导航坐标系相对地球坐标系的角速度误差在导航坐标系下的投影，为Vn为导航坐标系下的速度分量，δgn为重力加速度误差在导航坐标系下的投影，Δs为加速度计等效零偏；
[0108]
[0109]
[0110] 式中：δKgx为台体坐标系x向陀螺仪标度因数误差，δKgy为台体坐标系y向陀螺仪标度因数误差，δKgz为台体坐标系z向陀螺仪标度因数误差，δθgxy为台体坐标系x向陀螺仪相对台体坐标系y轴的安装误差角，δθgxz为台体坐标系x向陀螺仪相对台体坐标系z轴的安装误差角，δθgyx为台体坐标系y向陀螺仪相对台体坐标系x轴的安装误差角，δθgyz为台体坐标系y向陀螺仪相对台体坐标系z轴的安装误差角，δθgzx为台体坐标系z向陀螺仪相对台体坐标系x轴的安装误差角，δθgzy为台体坐标系z向陀螺仪相对台体坐标系y轴的安装误差角。
[0111] 由于 当双轴同时旋转且旋转角速度远大于地速时，即时，如:旋转角速度大于等于1°/s时，故陀螺仪等效零偏可简化为：
[0112]
[0113] 上式中，矩阵 、 可分别通过初始对准和框架角输出得到， 和 可分别通过外环框架角和台体框架角的输出差分得到，陀螺仪的零位漂移，标度因数误差以及安装误差为未知变量，根据混合式惯导系统误差模型，可得到混合式平台惯导系统18维误差状态方程为：
[0114]
[0115] 其 中 ，W ( t ) 为 N ( 0 , Q ) 的 高 斯 白 噪 声 ， 且ωφE、ωφN、ωφU分别为导航坐标系下
东、北、天三个方向的陀螺仪量测噪声， 分别为导航坐标系下东、北、天
三个方向的加速度计量测噪声。
[0116] X为状态量，且：
[0117]
[0118] 式中，φE为东向失准角，φN为北向失准角，φU为天向失准角，ΔVE为东向速度误差，ΔVN为北向速度误差，ΔVU为天向速度误差， 为台体坐标系x向加速度计输出等效零偏， 为台体坐标系y向加速度计输出等效零偏， 为台体坐标系z向加速度计输出等效零偏；
[0119]
[0120] 式中， 为台体坐标系到载体坐标系的坐标转换矩阵， 为载体坐标系和导航坐标系之间的初始状态转移矩阵；
[0121]
[0122] 式中：ωie为地球自转角速度；L为当地地理纬度；
[0123]
[0124] 式中，RM为地球子午圈的曲率半径，RN为地球卯酉圈的曲率半径，h为载体相对当地水平面的高度
[0125]
[0126] 式中，θz是内环框架角，θx是外环框架角，θz是台体框架角， 为外环框架角角速度，可通过外环框架角输出差分得到； 为台体框架角角速度，可通过台体框架角输出差分得到。
[0127]
[0128] 式中，g为当地重力加速度。
[0129]
[0130] 旋转标定过程中，基座处于静止状态 并且内环轴处于锁定状态，可通过读取外环框架角和台体框架角的值得到台体坐标系到基座系的姿态转移矩阵和 分别为预先设定的外环轴和台体轴的旋转角速度； 可
通过步骤(1)中解析式粗对准获得。
[0131] 由于混合式惯导系统处于静基座条件下，惯性器件解算出的速度为各项误差引起，观测量可选导航坐标系下的速度分量。
[0132] 因此，量测方程为：
[0133] Z＝HX+V
[0134] Z＝[VE VN VU]T
[0135] 式中，H＝[03×3 I3×3 03×12]，V为系统量测噪声，为N(0,R)的高斯白噪声过程，VE为根据惯性器件解算出的速度在地理东向的投影，VN为根据惯性器件解算出的速度在地理北向的投影，VU为根据惯性器件解算出的速度在天向的投影。
[0136] 设定
滤波器初值后，可以采用卡尔曼滤波可得到需要标定的误差参数。
[0137] (4)、控制外环框架角、内环框架角和台体框架角锁定到零位状态，再令台体轴按右手定则正向旋转180°后锁定，外环轴和内环轴锁定在零位状态，采集陀螺仪的输出数据；
[0138] 设当前所在位置为s2，相对s1位置绕z轴转动180°。在此位置陀螺仪输出为[0139] (5)、控制外环框架角、内环框架角和台体框架角锁定到零位状态，再令外环轴按右手定则正向旋转180°后锁定，内环轴和台体轴锁定在零位状态，采集陀螺仪的输出数据；
[0140] 设当前所在位置为s3，相对s1位置绕x轴转动180°。陀螺仪输出为
[0141] (6)、根据步骤(3)所标定出的陀螺仪标度因数误差和安装误差，回带到步骤(1)、步骤(4)和步骤(5)的陀螺仪输出数据中，计算出陀螺仪常值漂移。
[0142] 陀螺仪常值漂移的具体计算方法为：
[0143]
[0144]
[0145]
[0146] 式中， 为步骤(2)的陀螺仪输出步骤(4)的陀螺仪输出 为步骤(5)的陀螺仪输出 步
骤(1)的陀螺仪输出 步骤(4)的陀螺仪输出 和步骤(5)的陀螺仪输出 取预设的
一段时间(如:10min及以上)内的均值。
[0147] 通过上述方法即可完成混合式平台惯导系统的标定工作。
[0148] 实施例：
[0149] 在一次混合式平台惯导系统标定中，设陀螺仪常值漂移均为0.02°/h，随机漂移为0.02°/h，加速度计常值零偏均为100μg，随机偏置均为50μg，陀螺仪标度因数误差为(单位：ppm)，各个轴的安装误差分别为
(单位：角分)。地理纬度为33.912°，地理经度为0°，初始姿态角为(0°，0°，30°)。
[0150] 设置滤波初始条件，状态矢量X的初始值X(0)均为0，初始估计均方误差阵P(0),系统噪声阵Q,量测噪声阵R分别为：
[0151] P(0)＝diag[(0.1°)2 (0.1°)2 (0.1°)2 (0.1m/s)2 (0.1m/s)2 (0.1m/s)2 (0.01)2 (0.01)2 (0.01)2 (20”)2 (20”)2 (20”)2 (20”)2 (20”)2 (20”)2 (100μg)2 (100μg)2 (100μg
[0152] Q＝[(0.02°/h)2 (0.02°)2 (0.02°)2 (50μg)2 (50μg)2 (50μg)2 012×1][0153] R＝diag[(0.1)2 (0.1)2 (0.1)2]
[0154] 转位方案采用上述步骤，外环和台体的旋转角速度都为6°/s，转位时间为10分钟。图 ( 2 ) 为 双 轴 旋 转 过 程 中 陀 螺 仪 的 输 出 ，由 推 导 过 程 可 知 ：
图(3)为双轴旋转过程中加速度计的输出，由推导
过程可知： 图4(a)～图4(f)为滤波估计出的三个方向失准角以及东向速
度误差，北向速度误差和天向速度估计误差。图5(a)～图5(i)为滤波估计出的陀螺仪的3个标度因数误差和6个安装误差的估计误差。图6(a)～图6(c)为估计出的加速度计零偏估计误差。图7为误差补偿前后导航解算的纬度变化对比曲线。图8为误差补偿前后导航解算的经度变化对比曲线。图9为误差补偿前后导航解算的航向角变化对比曲线。
[0155] 由图5(a)～图5(i)和图6(a)～图6(c)可以看出，通过卡尔曼滤波估计，陀螺仪的标度因数误差和安装误差估计结果，以及加速度计等效零偏估计误差均趋于收敛，证明了该标定方法切实有效；陀螺仪标度因数估计精度达25ppm，安装误差角估计精度达1.5角秒。由图6(a)～图6(c)可以看出，加速度计等效零偏估计精度可达4×10-5g。静基座条件下，采集一定时间的惯性器件输出利用本文提到的标定方法进行误差项补偿，补偿后进行导航解算，同时将未经补偿的惯性器件输出进行导航解算，图7、图8、图9分别显示了补偿前后的纬度解算差异，经度解算差异，方位角解算差异。从图中可知，未经补偿的惯性器件输出由于误差的累积，解算结果偏差较大，经过补偿后的解算结果变化明显优于未经补偿的解算结果，变化明显变缓，证明运用该方法后，惯性器件的误差得到了准确的标定。
[0156] 本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。
