CN102435193A - 一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法 - Google Patents

一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法，将惯性测量单元从初始位置逆时针依次转过三个位置，且保证这四个位置相互正交，利用四个位置陀螺和加速度计数据确定初始姿态角，由姿态角确定初始姿态矩阵，完成初始对准。通过该方法确定的初始姿态矩阵能有效提高后续的导航精度。

Description

一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法
技术领域
本发明涉及惯性导航技术领域，尤其涉及一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法。
背景技术
捷联惯性导航系统（SINS）是一种完全自主的导航系统，它利用陀螺测量的载体角速度信息和加速度计测量的比力信息，在初始信息的基础上进行积分运算，可以连续、实时地提供位置、速度和姿态信息，具有隐蔽性好、不受气候条件限制、不受干扰等优点，已广泛应用于航空、航天、航海等领域。
初始对准的目的是为了获得载体坐标系相对于导航坐标系的坐标变换矩阵即姿态矩阵的初始值，对准精度将直接影响着惯导系统的导航精度。
初始对准可以分为自主式和受控式两种，通常的自主式对准又可以分为单位置和双位置对准方法。单位置初始对准方法利用陀螺和加速度计输出的信息即可计算出载体的初始姿态，但是由于陀螺和加速度计存在漂移，导致对准精度不高；双位置初始对准利用互成90度或180度的两个位置抵消陀螺常值漂移和加速度计零偏，能够取得比单位置更高的精度；四位置初始对准利用互相正交的四位置的陀螺和加速度计输出信息，对两组互成180度的两个位置分别计算的初始姿态角进行平均，能够获得更高的对准精度。
发明内容
本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法，本发明能够提高SINS的初始对准精度。
本发明的技术解决方案为：一种捷联惯性导航系统（SINS）初始对准方法。其特征在于将惯性测量单元（IMU）从初始位置依次转过三个位置，且这四个位置相互正交，利用四个位置的陀螺和加速度计数据确定初始航向角、俯仰角和横滚角，由初始姿态角信息确定初始姿态矩阵，完成初始对准，进行后续导航。
具体步骤如下：
（1）保持SINS在初始对准位置即第一位置（P1）静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（2）利用转位机构实现IMU绕机体系的                                                
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE001
轴相对于第一位置（P1）逆时针转动
Figure 439744DEST_PATH_IMAGE002
，即到达第二位置（P2），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（3）利用转位机构实现IMU绕机体系的
Figure 400353DEST_PATH_IMAGE001
轴相对于第二位置（P2）逆时针转动，即到达第三位置（P3），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（4）利用转位机构实现IMU绕机体系的
Figure 316674DEST_PATH_IMAGE001
轴相对于第三位置（P3）逆时针转动
Figure 45595DEST_PATH_IMAGE002
，即到达第四位置（P4），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（5）利用采集到的四位置陀螺和加速度计数据计算SINS的初始俯仰角
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE003
、横滚角
Figure 311361DEST_PATH_IMAGE004
和航向角
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE005
，由姿态角信息确定初始姿态矩阵完成初始对准，进行后续导航。
本发明的有益效果是，本发明与现有技术相比，利用互相正交的四位置的陀螺和加速度计输出信息，抵消陀螺常值漂移和加速度计零偏，对两组互成180度的两个位置分别计算的初始姿态角进行平均，能够获得更高的对准精度。
附图说明
图1是本发明的四位置初始对准流程图。
图2是航向角示意图，表示从导航坐标系
Figure 809338DEST_PATH_IMAGE006
绕
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE007
轴逆时针旋转
Figure 518668DEST_PATH_IMAGE005
与机体坐标系
Figure 157722DEST_PATH_IMAGE008
重合，
Figure 40227DEST_PATH_IMAGE005
即为航向角。
图3是俯仰角示意图，表示从导航坐标系
Figure 392711DEST_PATH_IMAGE006
绕轴逆时针旋转与机体坐标系
Figure 897828DEST_PATH_IMAGE008
重合，
Figure 318445DEST_PATH_IMAGE003
即为俯仰角。
图4是横滚角示意图，表示从导航坐标系绕
Figure 842147DEST_PATH_IMAGE010
轴逆时针旋转与机体坐标系
Figure 671312DEST_PATH_IMAGE008
重合，
Figure 732809DEST_PATH_IMAGE004
即为横滚角。
具体实施方式
本发明的原理是：
选取东-北-天地理坐标系
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE011
作为参考系，机体系为右-前-上，地理系到机体系的转换矩阵
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE013
可用如下矩阵表示：
 
Figure 554321DEST_PATH_IMAGE014
 ；   （1）
上式中：
Figure 582319DEST_PATH_IMAGE016
表示地理系，
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE017
表示机体系，
Figure 701585DEST_PATH_IMAGE005
，
Figure 891258DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 791081DEST_PATH_IMAGE004
分别代表航向角，俯仰角和横滚角。
初始对准时，考虑陀螺的常值漂移，在第
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE019
个位置
Figure 45607DEST_PATH_IMAGE020
机体系
Figure 284959DEST_PATH_IMAGE012
三正交轴向上陀螺静止敏感地球自转角速度分别为：
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE021
  ，   （2）
Figure 645533DEST_PATH_IMAGE022
    ，（3）
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE023
    ，（4）
     ；（5）
其中：
Figure 527087DEST_PATH_IMAGE005
，
Figure 417683DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 214737DEST_PATH_IMAGE004
分别代表航向角，俯仰角和横滚角；
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE025
表示第
Figure 509059DEST_PATH_IMAGE019
位置的机体系
Figure 620234DEST_PATH_IMAGE026
轴陀螺输出，
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE027
表示第
Figure 630916DEST_PATH_IMAGE028
位置的机体系轴陀螺输出
Figure 785823DEST_PATH_IMAGE030
，由于四位置机体系
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE031
轴陀螺输出相同，
Figure 819638DEST_PATH_IMAGE032
表示机体系四位置中任一位置
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE033
轴陀螺输出；
Figure 219657DEST_PATH_IMAGE034
表示机体系
Figure 84845DEST_PATH_IMAGE026
轴陀螺的标度因数，表示机体系
Figure 161385DEST_PATH_IMAGE029
轴陀螺的标度因数，
Figure 744814DEST_PATH_IMAGE036
表示机体系
Figure 181480DEST_PATH_IMAGE033
轴陀螺的标度因数；
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE037
表示地球自转角速度的水平分量，
Figure 166753DEST_PATH_IMAGE038
表示地球自转角速度的天向分量，且
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE039
，
Figure 414195DEST_PATH_IMAGE040
，
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE041
为地球自转角速度，为对准点纬度；
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE043
表示机体系轴陀螺的常值漂移，表示机体系
Figure 487794DEST_PATH_IMAGE029
轴陀螺的常值漂移，表示机体系轴陀螺的常值漂移。
考虑加速度计的零偏，在第
Figure 761967DEST_PATH_IMAGE046
个位置
Figure 456253DEST_PATH_IMAGE020
机体系
Figure 107814DEST_PATH_IMAGE012
三正交轴向上加速度计测得的比力分别为：
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE047
       ，（6）
Figure 841546DEST_PATH_IMAGE048
        ，（7）
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE049
         ，（8）
         ；（9）
其中： 
Figure 723232DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 998224DEST_PATH_IMAGE004
分别代表俯仰角和横滚角；
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE051
表示第
Figure 202941DEST_PATH_IMAGE019
位置的机体系
Figure 401841DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计输出，
Figure 490626DEST_PATH_IMAGE052
表示第
Figure 749569DEST_PATH_IMAGE019
位置的机体系
Figure 503898DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计输出
Figure 178593DEST_PATH_IMAGE030
，由于四位置机体系
Figure 701979DEST_PATH_IMAGE031
轴加速度计输出相同，
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE053
表示机体系四位置中任一位置
Figure 318774DEST_PATH_IMAGE033
轴加速度计输出；
Figure 294820DEST_PATH_IMAGE054
表示机体系
Figure 773206DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计的标度因数，
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE055
表示机体系
Figure 105092DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计的标度因数，
Figure 440259DEST_PATH_IMAGE056
表示机体系
Figure 106863DEST_PATH_IMAGE033
轴加速度计的标度因数；
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE057
表示机体系轴加速度计的零偏，
Figure 870606DEST_PATH_IMAGE058
表示机体系轴加速度计的零偏，
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE059
表示机体系
Figure 233638DEST_PATH_IMAGE033
轴加速度计的零偏；为重力加速度的大小。
利用式（2）~（9）可以求得初始俯仰角
Figure 468628DEST_PATH_IMAGE003
、横滚角
Figure 348859DEST_PATH_IMAGE004
和航向角
Figure 786794DEST_PATH_IMAGE005
。根据姿态角信息确定初始姿态矩阵，完成初始对准，进行后续导航。
捷联惯性导航系统主要包括惯性测量单元（IMU）、转位机构、数据采集模块，通讯模块，电源模块等。
如图1所示，本发明的具体实施方法如下：
1. 对准开始，保持SINS静止在初始对准位置即第一位置（P1）不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
具体方法为：通过电源模块给SINS上电后，保持SINS不动，使用数据采集和通讯模块采集陀螺和加速度计数据，数据采集和通讯模块可以使用FPGA实现。
2. 利用转位机构实现IMU绕机体系的
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE061
轴相对于第一位置（P1）逆时针转动
Figure 394361DEST_PATH_IMAGE062
，即到达第二位置（P2），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
具体方法为：用光电编码器和DSP控制程序实现转位控制，逆时针转动
Figure 804614DEST_PATH_IMAGE062
到达第二位置后等待几秒陀螺和加速度计输出稳定后，使用数据采集和通讯模块采集陀螺和加速度计数据。
3. 利用转位机构实现IMU绕机体系的轴相对于第二位置（P2）逆时针转动
Figure 577715DEST_PATH_IMAGE062
，即到达第三位置（P3），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
具体方法为：用光电编码器和DSP控制程序实现转位控制，逆时针转动
Figure 428122DEST_PATH_IMAGE062
到达第三位置后等待几秒陀螺和加速度计输出稳定后，使用数据采集和通讯模块采集陀螺和加速度计数据。
4. 利用转位机构实现IMU绕机体系的
Figure 942148DEST_PATH_IMAGE061
轴相对于第三位置（P3）逆时针转动
Figure 226499DEST_PATH_IMAGE062
，即到达第四位置（P4），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
具体方法为：用光电编码器和DSP控制程序实现转位控制，逆时针转动
Figure 639026DEST_PATH_IMAGE062
到达第四位置后等待几秒陀螺和加速度计输出稳定后，使用数据采集和通讯模块采集陀螺和加速度计数据。
5. 利用采集到的四位置陀螺和加速度计数据计算SINS的初始俯仰角、横滚角和航向角。计算步骤如下： 
选取东-北-天地理坐标系作为参考系，机体系
Figure 520711DEST_PATH_IMAGE012
为右-前-上。
（1）初始俯仰角的真值为：
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE063
  ；                          （10）
其中：
Figure 661449DEST_PATH_IMAGE064
是由机体系
Figure 498955DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值，是由初始俯仰角的主值
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE065
变换而来；
Figure 252017DEST_PATH_IMAGE066
是由机体系
Figure 288106DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值，是由初始俯仰角的主值
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE067
变换而来。
Figure 851942DEST_PATH_IMAGE065
求解过程为：联立式（7）和（9）中的机体系X轴加速度计输出得：
     ；           （11）
同理，
Figure 31699DEST_PATH_IMAGE067
求解过程为：联立式（6）和（8）中的机体系Y轴加速度计输出得：
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE069
      ；             （12）
其中：
Figure 187874DEST_PATH_IMAGE051
表示第
Figure 922612DEST_PATH_IMAGE019
位置的机体系
Figure 531447DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计输出，
Figure 891891DEST_PATH_IMAGE052
表示第
Figure 902572DEST_PATH_IMAGE019
位置的机体系
Figure 870528DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计输出
Figure 904343DEST_PATH_IMAGE030
；
Figure 350368DEST_PATH_IMAGE054
表示机体系
Figure 481135DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计的标度因数，
Figure 311337DEST_PATH_IMAGE055
表示机体系轴加速度计的标度因数；为重力加速度的大小。
由于俯仰角取值范围为
Figure 67438DEST_PATH_IMAGE070
，所以
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE071
，
Figure 564147DEST_PATH_IMAGE072
。
（2）初始横滚角的真值为：
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE073
     ；                （13）
其中：
Figure 572554DEST_PATH_IMAGE074
是由机体系
Figure 625961DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值，是由初始横滚角的主值
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE075
变换而来；
Figure 154157DEST_PATH_IMAGE076
是由机体系
Figure 634817DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值，是由初始横滚角的主值
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE077
变换而来。
求解过程为：联立式（6）和（8）中的机体系X轴加速度计输出得：
Figure 722038DEST_PATH_IMAGE078
   ；     （14）
同理，
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE079
求解过程为：联立式（7）和（9）中的机体系Y轴加速度计输出得：
Figure 603275DEST_PATH_IMAGE080
   ；     （15）
其中：
Figure 192520DEST_PATH_IMAGE051
表示第
Figure 237836DEST_PATH_IMAGE046
位置的机体系
Figure 633045DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计输出，
Figure 867324DEST_PATH_IMAGE052
表示第
Figure 955366DEST_PATH_IMAGE046
位置的机体系
Figure 160082DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计输出
Figure 93403DEST_PATH_IMAGE030
；是由机体系
Figure 208176DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值，
Figure 696926DEST_PATH_IMAGE066
是由机体系
Figure 637200DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值；表示机体系
Figure 324850DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计的标度因数，表示机体系
Figure 795594DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计的标度因数；
Figure 173486DEST_PATH_IMAGE060
为重力加速度的大小。
由于横滚角取值范围为，
Figure 711915DEST_PATH_IMAGE074
 由下面表格判定：
表5 取值判定表
Figure 706601DEST_PATH_IMAGE082
Figure 204579DEST_PATH_IMAGE053
Figure 648330DEST_PATH_IMAGE074
+ +
Figure 864547DEST_PATH_IMAGE075
+ -
- +
Figure 426679DEST_PATH_IMAGE084
- -
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE085
同理，
Figure 716846DEST_PATH_IMAGE076
 由下面表格判定：
表6 
Figure 393815DEST_PATH_IMAGE076
取值判定表
Figure 704897DEST_PATH_IMAGE053
Figure 911887DEST_PATH_IMAGE076
+ +
Figure 963020DEST_PATH_IMAGE079
+ -
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE087
- +
Figure 576666DEST_PATH_IMAGE088
- -
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE089
（3）初始航向角的真值为：
Figure 800974DEST_PATH_IMAGE090
      ；            （16）
其中：
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE091
是由机体系
Figure 65733DEST_PATH_IMAGE026
轴陀螺在第
Figure 350084DEST_PATH_IMAGE019
位置采集数据计算得到的初始航向角的真值，是由初始航向角的主值
Figure 683982DEST_PATH_IMAGE092
变换而来；
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE093
是由机体系轴陀螺在第
Figure 831247DEST_PATH_IMAGE019
位置采集数据计算得到的初始航向角的真值，是由初始航向角的主值
Figure 971985DEST_PATH_IMAGE094
变换而来
Figure 871808DEST_PATH_IMAGE030
。
的求解过程为：联立式（2）-（5）中机体系X轴陀螺输出得：
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE095
    ；           （17）
Figure 411690DEST_PATH_IMAGE096
    ；        （18）
   ；  （19）
同理，
Figure 224795DEST_PATH_IMAGE094
的求解过程为：联立式（2）-（5）中机体系Y轴陀螺输出得：
       ；         （20）
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE099
        ；    （21）
    ；   （22）
其中：
Figure 498409DEST_PATH_IMAGE025
表示第
Figure 295464DEST_PATH_IMAGE046
位置的机体系
Figure 841983DEST_PATH_IMAGE026
轴陀螺输出，
Figure 749896DEST_PATH_IMAGE027
表示第位置的机体系轴陀螺输出
Figure 11616DEST_PATH_IMAGE030
；
Figure 660903DEST_PATH_IMAGE064
是由机体系
Figure 791670DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值，是由机体系
Figure 939722DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值，
Figure 392700DEST_PATH_IMAGE074
是由机体系
Figure 377973DEST_PATH_IMAGE026
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值，
Figure 687732DEST_PATH_IMAGE076
是由机体系
Figure 679828DEST_PATH_IMAGE029
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值；
Figure 733234DEST_PATH_IMAGE034
表示机体系
Figure 510697DEST_PATH_IMAGE026
轴陀螺的标度因数，表示机体系
Figure 549378DEST_PATH_IMAGE029
轴陀螺的标度因数；
Figure 829311DEST_PATH_IMAGE038
表示地球自转角速度的天向分量，且
Figure 789177DEST_PATH_IMAGE040
，为地球自转角速度，
Figure 158159DEST_PATH_IMAGE042
为对准点纬度。
由于航向角取值范围为，
Figure 678002DEST_PATH_IMAGE091
由下面表格判定： 
表7 
Figure 177860DEST_PATH_IMAGE091
取值判定表
Figure 322DEST_PATH_IMAGE102
Figure 2011104027885100002DEST_PATH_IMAGE103
Figure 205039DEST_PATH_IMAGE091
+ +
Figure 403939DEST_PATH_IMAGE092
+ -
Figure 259768DEST_PATH_IMAGE104
- +
- -
Figure 253132DEST_PATH_IMAGE104
同理，由下面表格判定：
表8 
Figure 947736DEST_PATH_IMAGE093
取值判定表
Figure 159536DEST_PATH_IMAGE106
Figure 323801DEST_PATH_IMAGE093
+ +
Figure 503110DEST_PATH_IMAGE094
+ -
Figure 43813DEST_PATH_IMAGE108
- +
- -
Figure 608655DEST_PATH_IMAGE108
6. 根据得到的姿态角信息确定初始姿态矩阵，完成初始对准，进行后续导航。确定初始姿态矩阵的公式为：
   ；     （23）
其中：
Figure 610426DEST_PATH_IMAGE016
表示地理系，
Figure 954820DEST_PATH_IMAGE017
表示机体系，
Figure 890282DEST_PATH_IMAGE005
，
Figure 661929DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 612567DEST_PATH_IMAGE004
分别代表计算得到的航向角，俯仰角和横滚角。

Claims (3)

1.一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法，其特征在于，包含以下步骤：
（1）对准开始，保持SINS在初始对准位置即第一位置（P1）静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（2）利用转位机构实现IMU绕机体系的                                                
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE001
轴相对于第一位置（P1）逆时针转动，即到达第二位置（P2），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（3）利用转位机构实现IMU绕机体系的
Figure 727066DEST_PATH_IMAGE001
轴相对于第二位置（P2）逆时针转动
Figure 667340DEST_PATH_IMAGE002
，即到达第三位置（P3），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（4）利用转位机构实现IMU绕机体系的
Figure 190725DEST_PATH_IMAGE001
轴相对于第三位置（P3）逆时针转动
Figure 541941DEST_PATH_IMAGE002
，即到达第四位置（P4），保持SINS在该位置静止不动，采集1~2分钟陀螺和加速度计数据；
（5）利用采集到的四位置陀螺和加速度计数据计算SINS的初始俯仰角
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE003
、横滚角
Figure 721250DEST_PATH_IMAGE004
和航向角
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE005
；
（6）由姿态角信息确定初始姿态矩阵完成初始对准，进行后续导航。
2.根据权利要求1所述的一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法，其特征在于：所述的步骤（5）中，SINS初始俯仰角、横滚角和航向角的计算公式为：
（1）初始俯仰角的真值为：
Figure 328260DEST_PATH_IMAGE006
 ；              
其中：
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE007
是由机体系
Figure 866688DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值；
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE009
是由机体系
Figure 516981DEST_PATH_IMAGE010
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值；
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE011
表示第
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE013
位置的机体系
Figure 484544DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计输出，
Figure 654625DEST_PATH_IMAGE014
表示第
Figure 426272DEST_PATH_IMAGE013
位置的机体系
Figure 563861DEST_PATH_IMAGE010
轴加速度计输出
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE015
；
Figure 384050DEST_PATH_IMAGE016
表示机体系
Figure 424949DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计的标度因数，
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE017
表示机体系
Figure 305181DEST_PATH_IMAGE010
轴加速度计的标度因数；为重力加速度的大小；
（2）初始横滚角
Figure 616262DEST_PATH_IMAGE004
的真值为：
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE019
；          
其中：
Figure 760936DEST_PATH_IMAGE020
是由机体系
Figure 874385DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值；
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE021
是由机体系
Figure 490961DEST_PATH_IMAGE010
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值；
Figure 652952DEST_PATH_IMAGE007
是由机体系
Figure 104662DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值；
Figure 811849DEST_PATH_IMAGE009
是由机体系
Figure 224376DEST_PATH_IMAGE010
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值；
Figure 190058DEST_PATH_IMAGE011
表示第
Figure 371641DEST_PATH_IMAGE013
位置的机体系
Figure 13843DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计输出，
Figure 648087DEST_PATH_IMAGE014
表示第位置的机体系轴加速度计输出
Figure 765188DEST_PATH_IMAGE015
；
Figure 886728DEST_PATH_IMAGE022
表示机体系四位置中任一位置
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE023
轴加速度计输出；
Figure 381163DEST_PATH_IMAGE016
表示机体系
Figure 537338DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计的标度因数，
Figure 334393DEST_PATH_IMAGE017
表示机体系
Figure 880912DEST_PATH_IMAGE010
轴加速度计的标度因数；
Figure 788825DEST_PATH_IMAGE018
为重力加速度的大小；
（3）初始航向角的真值为：
Figure 487922DEST_PATH_IMAGE024
；          
其中：
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE025
是由机体系陀螺在第
Figure 676644DEST_PATH_IMAGE013
位置采集数据计算得到的初始航向角的真值；
Figure 388248DEST_PATH_IMAGE026
是由机体系
Figure 191119DEST_PATH_IMAGE010
轴陀螺在第
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE027
位置采集数据计算得到的初始航向角的真值
Figure 329976DEST_PATH_IMAGE015
；
Figure 593031DEST_PATH_IMAGE020
是由机体系
Figure 108325DEST_PATH_IMAGE008
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值；是由机体系轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始横滚角的真值；
Figure 333136DEST_PATH_IMAGE007
是由机体系轴加速度计在第二和第四位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值；
Figure 164006DEST_PATH_IMAGE009
是由机体系
Figure 644666DEST_PATH_IMAGE010
轴加速度计在第一和第三位置采集数据计算得到的初始俯仰角的真值；表示第
Figure 482620DEST_PATH_IMAGE013
位置的机体系
Figure 176907DEST_PATH_IMAGE008
轴陀螺输出，
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE029
表示第
Figure 31730DEST_PATH_IMAGE013
位置的机体系轴陀螺输出
Figure 393627DEST_PATH_IMAGE015
；
Figure 208000DEST_PATH_IMAGE030
表示机体系
Figure 968145DEST_PATH_IMAGE008
轴陀螺的标度因数，
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE031
表示机体系
Figure 920664DEST_PATH_IMAGE010
轴陀螺的标度因数；
Figure 119565DEST_PATH_IMAGE032
表示地球自转角速度的天向分量，且
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE033
，
Figure 726126DEST_PATH_IMAGE034
为地球自转角速度，
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE035
为对准点纬度。
3.根据权利要求1所述的一种捷联惯性导航系统的高精度初始对准方法，其特征在于：所述的步骤（6）中，根据计算的姿态角信息，由下式确定初始姿态矩阵：
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE037
，
其中：
Figure 2011104027885100001DEST_PATH_IMAGE039
表示地理系，
Figure 598453DEST_PATH_IMAGE040
表示机体系，
Figure 23881DEST_PATH_IMAGE005
，
Figure 547266DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 914793DEST_PATH_IMAGE004
分别代表计算得到的航向角，俯仰角和横滚角。
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