CN102589546B - 一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，本发明所述方法充分利用往复式两位置对准过程，在传统最优两位置对准的基础上，不增加硬件成本条件下，通过对转动时间间隔、转动方式、滤波器设计的参数等的合理设计，能够有效消除器件常值误差，同时也能抑制器件斜坡误差的影响，提高了光纤惯组的寻北精度。

Description

一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法

技术领域

本发明涉及一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，属于惯性技术领域。

背景技术

1、光纤捷联惯导

捷联惯导是一种完全自主的导航方式，它具有不依赖外界信息，隐蔽性强，机动灵活等优点，且具备多功能参数输出；与平台惯导相比，捷联惯导系统不需要精密的稳定平台，减少了硬件结构，因而成本大大降低。光纤捷联惯导一般由三个光纤陀螺与三个加速度计组成。其中，光纤陀螺与传统的机械陀螺相比，具有无运动部件、耐冲击、抗加速运动、结构简单、寿命长、分辨率高、动态范围宽、启动时间极短等突出优点；与激光陀螺仪相比，能够有效地克服闭锁现象，易于制造，成本低，已成为新一代理想惯性器件，目前已发展成为惯性技术领域具有划时代特征的新型主流仪表，未来的惯性设备领域中将占据重要地位。

2、初始对准技术

光纤捷联惯导系统是一种积分推算系统，这就需要预先给定积分初始值(包括位置、速度和姿态)。载体的位置与速度初值较容易得到，如在静止状态下开始导航时，初始速度为零，也可以利用外部数据直接装订。而初始姿态值相对而言较难得到，这时需要依赖惯导系统的初始对准过程来实现。初始对准误差是光纤捷联惯导系统主要的测量误差源，初始对准误差对系统的误差影响不仅表现在姿态测量输出上，而且表现在速度和位置测量输出上。由于初始对准的精度、对准时间直接影响导航精度和准备时间，所以初始对准技术一直是惯导系统的关键技术之一。按照对外信息需求的不同，初始对准可分为自主式对准和非自主式对准。自主式对准指惯导系统依靠重力矢量和地球自转角速度矢量就可以实现对准，而不需要其他外部信息，该方式对惯性仪表精度要求较高，对准时间通常较长；非自主式对准指通过机电或者光学方法直接引入外部姿态信息或通过引入外部主惯导的导航信息等方法来完成的初始对准。

初始对准的两项重要指标是对准时间和对准精度。对于自主式对准，为了提高初始对准的精度，一方面可以提高惯性器件的精度，但是由于提高惯性器件的精度需要增加系统的成本，此外受加工水平的限制，无限制的提高器件的精度是很难实现的；另一方面就是对影响初始对准精度的器件误差进行补偿，可以使现有精度的惯性器件达到较高精度的初始对准精度。

常用的初始对准方法有：解析式对准方法、罗经回路对准方法、方位估算方法、两位置卡尔曼滤波对准法等。在两位置卡尔曼滤波对准过程中，一般集中在对方位失准角的估计，同时还能观测一部分陀螺漂移误差。

3、惯性器件误差补偿

根据初始对准的原理，在对准过程中，惯性器件的常值误差的存在是导致寻北精度难以提高的主要因素。惯性器件的常值误差虽然可以对器件建立误差模型后，通过预先标定补偿一部分，但是由于常值误差实际上也是随时间改变的，每次上电后都不一样，如陀螺常值漂移除了有逐次启动误差外，还有逐日漂移的变化，即在一次启动后随着陀螺仪运转时间的增长，陀螺常值漂移量也在缓慢地变化着，因此标定后仍存在常值误差。在实际工程应用中，器件漂移往往不完全是常值，还伴随着随机斜坡漂移。相比常值误差，随机斜坡漂移由于随时间的变化较快，会降低寻北精度，并且一般斜率不定，依靠建模补偿比较困难，而常用的最优两位置对准无法抑制该项误差对寻北的精度影响。

通常采用卡尔曼滤波方法在线估计惯性器件的常值误差进行补偿，最常见的对准方案有最优两位置对准方案，但是最优两位置对准方案并不能解决器件随机斜坡漂移对寻北精度的影响。因此如何充分利用对准过程中的零速信息，建立合适的寻北方案消除器件斜坡漂移的影响，对于提高光纤捷联惯组的寻北精度将具有非常重要的军事意义和实用价值。

在现有的技术中，通常采用卡尔曼滤波方法在线估计惯性器件的常值误差，并进行补偿，对于固定位置的静基座对准方案，由于陀螺常值漂移与可观测程度较差，因此估计精度不高，加速度计零偏估计不出来，造成补偿效果并不理想。针对静基座捷联惯导系统初始对准时可观测性差的缺点：

专利1申请号：200810064146.7，提出了基于滤波的光纤陀螺捷联惯导系统两位置初始对准方法，实质是最优两位置对准。该方法首先使载体静止在第一位置，利用卡尔曼滤波方法估计出航向角K₁和陀螺漂移ε_x1、ε_y1，然后绕方位轴旋转得到最优第二位置，再估计出第二位置的航向角K₂和陀螺漂移ε_x2、ε_y2；利用K₁、ε_x1、ε_y1、K₂、ε_x2、ε_y2求出陀螺漂移ε_x、ε_y，代入到陀螺的误差模型中，对陀螺的逐次启动误差进行了修正，估计出平台失准角，克服地理等效陀螺漂移对方位失准角估计精度的影响，提高了对准的精度。专利2申请号：200510130615.7，提出了一种捷联惯性导航系统的任意双位置初始对准方法，原理同专利1，但是第二位置可以是任意的。

文献1：关劲等.旋转式捷联惯导系统精对准方法[J].中国惯性技术学报.2010.18(4)：396-400，提出了捷联式惯导系统四位置转停的单轴旋转方案，以及在此方案下的精对准方法。将陀螺常值漂移和加速度计零位误差调制成周期变量，通过改变惯导系统误差模型中的捷联矩阵改善系统的可观测性。为了使捷联惯导系统的误差方程适合卡尔曼滤波模型，将加速度计误差和陀螺漂移扩充为状态变量，在IMU旋转状态下的对准方法大大提高了系统失准角的可观测性，从而提高了对准精度。

文献2：孙枫等.旋转捷联惯导系统精对准技术[J].系统工程与电子技术.2010.32(3)：630-633，以及专利3申请号：200910071734.8，针对惯性器件常值偏差对捷联惯导系统导航精度的影响，提出了一种单轴旋转调制方案并建立该系统误差方程，将系统中陀螺常值漂移和加速度计零位误差调制成周期变化的量。通过改变惯导系统误差模型中的捷联矩阵来改善系统的可观测性。利用谱条件数法计算出惯性测量单元在静止和旋转状态下捷联系统的可观测度，采用卡尔曼滤波方法实现了旋转捷联系统的精对准。仿真结果表明，IMU旋转状态下的对准方法消除了陀螺常值漂移和加速度计零偏对系统对准精度的影响，大大提高了对准精度。

文献3：孙枫等.旋转调制捷联惯导惯性测量组件零偏的估计方法[J].系统工程与电子技术.2011.33(9)：2045-2049，提出一种基于单轴旋转惯性测量组件的三位置初始对准估计加速度计零偏和陀螺常值漂移水平分量的方法，并给出了惯性器件误差最优估计时IMU的最优转动位置。数字仿真表明该方法能估算和补偿惯性器件误差的水平分量，提高初始对准精度。

但是文献1-3、专利1-3中，只是针对惯性器件的常值误差进行补偿，都没有针对惯性器件的随机斜坡漂移进行补偿。

针对捷联惯性导航系统(SINS)中陀螺常值漂移存在逐次启动误差以及逐日漂移变化的问题，文献4宫晓琳，房建成.一种在线实时消除SINS陀螺常值漂移的方法[J].仪器仪表学报.2008.29(7)：1350-1354、专利4申请号：200610114096.X，提出一种捷联状态下在线实时消除陀螺常值漂移的方法，通过附加一个监控陀螺，实现对SINS中导航陀螺常值漂移的在线测量与补偿。半物理仿真结果表明，该方法能够自主地在线测量SINS中导航陀螺逐次启动后的常值漂移量及其缓慢变化，并能够获得误差小于0.02°/h的陀螺常值漂移，可据此进行陀螺常值漂移的在线实时补偿，有效克服陀螺性能变化对SINS系统精度的影响，提高了SINS的精度。

但是文献4和专利4只针对陀螺的常值漂移提出了补偿方案，没有提出加速度计的常值漂移补偿方案；同时没有提出惯性器件斜坡漂移误差的补偿方案。而且通过增加一个监控陀螺和转位机构来达到陀螺漂移补偿的目的，增加了系统的成本，同时转位机构能够引入误差。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法。

一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，包括以下几个步骤：

步骤一、通过外部设备确定载体的初始位置参数并将其装订至导航计算机；

载体的初始位置参数包括初始的经度、纬度、高度；

步骤二、光纤捷联惯组进行预热，然后采集光纤陀螺仪和石英加速度计的输出数据；

光纤陀螺仪输出的数据为载体相对于惯性参考系的角速率石英加速度计输出的数据为载体相对于惯性参考下的比力f^b；

步骤三、对采集到的光纤陀螺仪和石英加速度计的数据进行处理，采用二阶调平法和方位估算法完成光纤捷联惯导系统的粗对准，初步确定载体姿态角；

步骤四、粗对准结束后进入精对准阶段；保持载体在第一位置上静止不动，进行第一次零速修正；

步骤五、载体从第一位置以45度/秒的转速绕航向轴旋转180度至第二位置；保持载体在第二位置上静止不动，进行第二次零速修正；

步骤六、载体从第二位置以-45度/秒的转速绕航向轴旋转-180度至第一位置；保持载体在第一位置上静止不动，进行第三次零速修正；

步骤七、载体从第一位置以45度/秒的转速绕航向轴旋转180度至第二位置；保持载体在第二位置上静止不动，进行第四次零速修正；

步骤八、通过步骤七的第四次零速修正，得到载体的真实航向角，光纤捷联惯导系统完成寻北，同时估计出器件的漂移误差。

本发明的优点在于：

本发明所述方法充分利用往复式两位置对准过程，在传统最优两位置对准的基础上，不增加硬件成本条件下，通过对转动时间间隔、转动方式、滤波器设计的参数等的合理设计，能够有效消除器件常值误差，同时也能抑制器件斜坡误差的影响，提高了光纤惯组的寻北精度。

附图说明

图1是本发明的方法流程图；

图2是本发明的卡尔曼滤波的反馈校正方式示意图；

图3为本发明实施例的基于往复式两位置和传统航向两位置对准方式下光纤捷联惯组寻北误差估计收敛过程的比对曲线。

图4为本发明实施例的光纤陀螺漂移误差、加速度计常值漂移误差状态变量估计值的仿真曲线。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明是一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，流程如图1所示，包括以下几个步骤：

步骤一、通过外部设备确定载体的初始位置参数并将其装订至导航计算机。

载体的初始位置参数包括初始的经度、纬度、高度，外部设备可以为GPS接收机。

步骤二、光纤捷联惯组进行预热，然后采集光纤陀螺仪和石英加速度计的输出数据。

光纤陀螺仪输出的数据为载体相对于惯性参考系的角速率石英加速度计输出的数据为载体相对于惯性参考下的比力f^b。

步骤三、对采集到的光纤陀螺仪和石英加速度计的数据进行处理，根据光纤捷联惯导系统的误差传播特性和古典控制理论，采用二阶调平法和方位估算法完成光纤捷联惯导系统的粗对准，初步确定载体姿态角。

粗对准时间不少于30秒。

步骤四、粗对准结束后进入精对准阶段。保持载体在第一位置上静止不动，进行第一次零速修正，光纤捷联惯导系统寻北对准时间不超过30秒。

此时惯组初始俯仰角和滚转角设为0度，航向角为45度(实例)。

步骤五、载体从第一位置以45度/秒的转速绕航向轴旋转180度至第二位置。保持载体在第二位置上静止不动，进行第二次零速修正，光纤捷联惯导系统寻北对准时间不超过70s。

步骤六、载体从第二位置以-45度/秒的转速绕航向轴旋转-180度至第一位置。保持载体在第一位置上静止不动，进行第三次零速修正，光纤捷联惯导系统寻北对准时间不超过70s。

步骤七、载体从第一位置以45度/秒的转速绕航向轴旋转180度至第二位置。保持载体在第二位置上静止不动，进行第四次零速修正，光纤捷联惯导系统寻北对准时间不超过30s。

步骤八、通过步骤七的第四次零速修正，得到载体的真实航向角，光纤捷联惯导系统完成寻北，同时估计出来了器件的漂移误差，达到抑制器件随机漂移目的。

步骤四至步骤七中所述的零速修正为基于卡尔曼滤波技术的零速修正方法，即利用载体此时速度为零作为卡尔曼滤波器的观测量，通过卡尔曼滤波迭代，估计出载体的航向误差角ψ_z、光纤陀螺仪的漂移误差B_x、B_y，加速度计的漂移误差A_x、A_y，最后对航向角、光纤陀螺仪和加速度计的输出进行修正。具体包括以下几个步骤：

步骤1、建立精对准的系统状态方程和量测方程；

导航坐标系取为游动自由方位坐标系；

根据载体现在的位置，建立系统状态方程和量测方程分别为：

$\stackrel{\·}{X}=F\left(t\right)X\left(t\right)+W\left(t\right)$

Z(t)＝HX(t)+η(t)

式中，表示系统状态的微分、F(t)表示状态矩阵、X(t)表示系统状态向量、W(t)表示系统噪声、Z(t)表示量测值、H表示观测矩阵、η(t)表示量测噪声；

其中：系统状态向量与系统噪声分别为：

X(t)＝[δθ_x δθ_y δh δv_x δv_y δv_z ψ_x ψ_y ψ_z A_x A_y A_z B_x B_y B_z]^T

$W\left(t\right)={\left[\begin{array}{ccccccccccccccc}0& 0& 0& w_{{\mathrm{\δv}}_x}& w_{{\mathrm{\δv}}_y}& w_{{\mathrm{\δv}}_z}& w_{{\mathrm{\ψ}}_x}& w_{{\mathrm{\ψ}}_y}& w_{{\mathrm{\ψ}}_z}& 0& 0& 0& 0& 0& 0\end{array}\right]}^T$

式中，δθ表示角位置误差矢量、δθ_x表示角位置误差矢量X轴分量、δθ_y表示角位置误差矢量Y轴分量、δh表示高度误差、δV表示速度误差矢量、δV_x表示速度误差矢量X轴分量、δV_y表示速度误差矢量Y轴分量、δV_z表示速度误差矢量Z轴分量、ψ表示姿态角误差、ψ_x表示俯仰角误差、ψ_y横滚角误差、ψ_z航向角误差、A_x、A_y、A_z为加速度计的漂移误差状态变量，A_x为X轴加速度计载体坐标系下漂移误差、A_y为Y轴加速度计载体坐标系下漂移误差、A_z为Z轴加速度计载体坐标系下漂移误差，B_x、B_y、B_z表示光纤陀螺仪的漂移误差状态变量，B_x表示载体系下X轴陀螺的漂移误差，B_y表示载体系下Y轴陀螺的漂移误差，B_z表示载体系下Z轴陀螺的漂移误差。系统噪声W(t)六个分量分别为加速度计和陀螺在载体坐标系下均值为O，方差为Q、呈正态分布的白噪声。

状态矩阵为：

$F\left(t\right)=\left[\begin{array}{cc}{F}_1\left(t\right)& F_2\left(t\right)\\ 0_{9\×9}& F_3\left(t\right)\end{array}\right]$

式中，F₁(t)、F₂(t)、F₃(t)具体为：

$F_1\left(t\right)=\left[\begin{array}{cccccc}-\frac{v_z}{R}& 0& \frac{v_y}{R^2}& 0& -\frac{1}{R}& 0\\ 0& -\frac{v_z}{R}& -\frac{v_x}{R^2}& \frac{1}{R}& 0& 0\\ -v_y& v_x& 0& 0& 0& 1\\ 0& -g& 0& 0& 2{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_z& -{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_y\\ g& 0& 0& -2{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_z& 0& {(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_x\\ 0& 0& 2\frac{g}{R}& {(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_y& -{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_x& 0\end{array}\right]$

$F_2\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}{0}_{3\×3}& 0_{3\×3}& 0_{3\×3}\\ F_{21}\left(t\right)& C_b^n& 0_{3\×3}\end{array}\right]F_{21}\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}0& -f_z& f_y\\ f_z& 0& -f_x\\ -f_y& f_x& 0\end{array}\right]$

$F_3\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}{F}_{31}\left(t\right)& 0_{3\×3}& C_b^n\\ 0_{6\×6}& 0_{6\×6}& 0_{6\×6}\end{array}\right]F_{31}\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}0& {\mathrm{\Ω}}_z& -{\mathrm{\ω}}_y\\ -{\mathrm{\Ω}}_z& 0& {\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y& -{\mathrm{\ω}}_x& 0\end{array}\right]$

$C_b^n=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]$

式中：v表示载体运动速度矢量、v_x表示载体运动速度矢量X轴分量、v_y表示载体运动速度矢量Y轴分量、v_z表示载体运动速度矢量Z轴分量、R表示地球半径、Ω表示地球自转角速率矢量、Ω_z表示地球自转角速率矢量Z轴分量、g表示地球重力加速度、ρ表示载体运动角速率矢量、ω表示ρ+Ω、(ρ+2Ω)_x表示矢量(ρ+2Ω)的X轴分量、(ρ+2Ω)_y表示矢量(ρ+2Ω)的Y轴分量、(ρ+2Ω)_z表示矢量(ρ+2Ω)的Z轴分量、f表示载体敏感的比力矢量、f_x表示载体感受的比力矢量X轴分量、f_y表示载体感受的比力矢量Y轴分量、f_z表示载体感受的比力矢量Z轴分量、ω_x表示ω矢量X轴分量、ω_y表示ω矢量Y轴分量。表示捷联姿态矩阵，C_ij(i，j＝1，2，3)表示捷联姿态矩阵各个分量。

在静基座对准时，使用的外部信息是零速信息，取速度误差为观测量，则系统的观测方程及观测矩阵分别为：

Z(t)＝HX(t)+η(t)

H＝[O_3×3 I_3×3 O_3×9]其中，η(t)分别为零速量测噪声矢量、I表示单位矩阵。

步骤2：对系统状态方程进行离散化。

对步骤1建立的系统状态变量进行估计，需要对光纤捷联惯组的系统状态方程进行离散化。离散化采用泰勒级数展开，则：

$\mathrm{\Φ}(k+1,k)=I+\mathrm{TF}\left(k\right)+\frac{T^2}{2!}{F}^2\left(k\right)+\frac{T^3}{3!}{F}^3\left(k\right)+\·\·\·$

其中：Φ(k+1，k)为状态一步转移矩阵、I为十五阶单位阵、F(k)为状态转移矩阵，T为滤波周期。

系统模型噪声的方差为：

$Q\left(k\right)=\mathrm{QT}+[\mathrm{FQ}+{\left(\mathrm{FQ}\right)}^T]\frac{T^2}{2!}+\left\{F\right[\mathrm{FQ}+{\left(\mathrm{FQ}\right)}^T]+F{\left[(\mathrm{FQ}+{\mathrm{QF}}^T)\right]}^T\}\frac{T^3}{3!}+\·\·\·$

其中：Q(k)为离散系统噪声方差阵、Q连续系统噪声方程强度阵、F为状态转移矩阵。

步骤3：进行卡尔曼滤波状态估计；

对卡尔曼滤波器进行迭代，第k+1步的量测值为Z_k+1，则x(k+1)的卡尔曼滤波估计值按下述方程求解：

获取系统状态向量的一步预测：

获取预测误差的方差：

$P_{k+1/k}={\mathrm{\Φ}}_{k+1,k}{P}_{k/k}{\mathrm{\Φ}}_{k+1,k}^T+{\mathrm{\Γ}}_k{Q}_k{\mathrm{\Γ}}_k^T$

获取卡尔曼滤波器的增益：

$K_{k+1}=P_{k+1/k}{H}_{k+1}^T{(H_{k+1}{P}_{K+1/k}{H}_{k+1}^T+R_{k+1})}^{-1}$

获取系统状态的估计：

获取滤波估计误差的方差：

$P_{k+1/k+1}=(I-K_{k+1}{H}_{k+1})P_{k+1/k}{(I-K_{k+1}{H}_{k+1})}^T+K_{k+1}{R}_{k+1}{K}_{k+1}^T$

最后估计得到载体此刻所在位置的航向误差角ψ_z、光纤陀螺仪的漂移误差B_x、B_y，加速度计的漂移误差A_x、A_y，最后对航向角、光纤陀螺仪和加速度计的输出进行修正，利用ψ_z对载体的航向角进行修正，得到载体的真实航向角，光纤捷联惯导系统完成寻北。

步骤四中，进行第一次零速修正，在步骤四的修正基础上，步骤五再进行第二次零速修正，在步骤五的修正基础上，步骤六再进行第三次零速修正进行，在步骤六的修正基础上，步骤七再进行第四次零速修正进行。

卡尔曼滤波器反馈校正方式如图2所示，图中X_I表示由惯导系统输出的状态变量，X_N表示由外部信息源(实例中为载体零速信息)输出的状态变量，二者均为卡尔曼滤波器的输入，滤波后的输出又反馈给惯导系统和外部信息源，为反馈给惯导系统的校正信息、为反馈给外部信息源的校正信息，其中反馈给惯导系统的校正信息又包括系统误差校正参数和惯性器件误差校正参数。

实施例：

对本发明所述方法进行仿真，具体为：

(1)：仿真条件设定为

a.对准过程时间序列如表1；

表1光纤惯组寻北过程时间序列表

b.对准过程误差源分配如表2；

表2光纤惯组寻北过程误差源分配

c.滤波器主要参数如表3。其中陀螺、加速度计随机斜坡漂移误差分别设定为6.0deg/h/h、3600μg/h。

表3光纤惯组寻北过程滤波器参数

(2)从图3可见，传统航向两位置对准方式寻北误差为1432角秒，本发明基于往复式两位置对准寻北误差为545角秒，寻北精度提高了两倍以上。通过与传统最优两位置对准进行比较，验证了往复式两位置对准方案削弱了随机斜坡漂移误差的影响，提升了惯组寻北精度。从表4单项误差源测试可见，水平方向器件随机斜坡漂移误差估计精度不低于40％，常值漂移误差估计精度不低于95％。从图4可见，器件误差状态变量的具体收敛过程，具体如表4所示。

表4器件误差估计稳态收敛精度(单项误差源)

Claims (4)

1.一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，其特征在于，包括以下几个步骤：

步骤一、通过外部设备确定载体的初始位置参数并将其装订至导航计算机；

载体的初始位置参数包括初始的经度、纬度、高度；

步骤二、光纤捷联惯组进行预热，然后采集光纤陀螺仪和石英加速度计的输出数据；

光纤陀螺仪输出的数据为载体相对于惯性参考系的角速率石英加速度计输出的数据为载体相对于惯性参考下的比力f^b；

步骤三、对采集到的光纤陀螺仪和石英加速度计的数据进行处理，采用二阶调平法和方位估算法完成光纤捷联惯导系统的粗对准，初步确定载体姿态角；

步骤四、粗对准结束后进入精对准阶段；保持载体在第一位置上静止不动，进行第一次零速修正；

步骤五、载体从第一位置以45度/秒的转速绕航向轴旋转180度至第二位置；保持载体在第二位置上静止不动，进行第二次零速修正；

步骤六、载体从第二位置以-45度/秒的转速绕航向轴旋转-180度至第一位置；保持载体在第一位置上静止不动，进行第三次零速修正；

步骤七、载体从第一位置以45度/秒的转速绕航向轴旋转180度至第二位置；保持载体在第二位置上静止不动，进行第四次零速修正；

步骤八、通过步骤七的第四次零速修正，得到载体的真实航向角，光纤捷联惯导系统完成寻北，同时估计出器件的漂移误差。

2.根据权利要求1所述的一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，其特征在于，步骤一中，外部设备为GPS接收机。

3.根据权利要求1所述的一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，其特征在于，所述的零速修正基于卡尔曼滤波，即利用载体此时速度为零作为卡尔曼滤波器的观测量，通过卡尔曼滤波迭代，估计出载体的航向误差角ψ_z、光纤陀螺仪的漂移误差B_x、B_y，加速度计的漂移误差A_x、A_y，最后对航向角、光纤陀螺仪和加速度计的输出进行修正。

4.根据权利要求1或者3所述的一种抑制器件斜坡误差影响的光纤捷联惯组往复式两位置寻北方法，其特征在于，所述零速修正具体包括以下几个步骤：

步骤1、建立精对准的系统状态方程和量测方程；

导航坐标系取为游动自由方位坐标系；

根据载体现在的位置，建立系统状态方程和量测方程分别为：

$\stackrel{\·}{X}=F\left(t\right)X\left(t\right)+W\left(t\right)$

Z(t)＝HX(t)+η(t)

式中，表示系统状态的微分、F(t)表示状态矩阵、X(t)表示系统状态向量、W(t)表示系统噪声、Z(t)表示量测值、H表示观测矩阵、η(t)表示量测噪声；

其中：系统状态向量与系统噪声分别为：

X(t)＝[δθ_x δθ_y δh δv_x δv_y δv_z ψ_x ψ_y ψ_z A_x A_y A_z B_x B_y B_z]^T

$W\left(t\right)={\left[\begin{array}{ccccccccccccccc}0& 0& 0& w_{{\mathrm{\δv}}_x}& w_{{\mathrm{\δv}}_y}& w_{{\mathrm{\δv}}_z}& w_{{\mathrm{\ψ}}_x}& w_{{\mathrm{\ψ}}_y}& w_{{\mathrm{\ψ}}_z}& 0& 0& 0& 0& 0& 0\end{array}\right]}^T$

式中，δθ表示角位置误差矢量、δθ_x表示角位置误差矢量X轴分量、δθ_y表示角位置误差矢量Y轴分量、δh表示高度误差、δV表示速度误差矢量、δV_x表示速度误差矢量X轴分量、δV_y表示速度误差矢量Y轴分量、δV_z表示速度误差矢量Z轴分量、ψ表示姿态角误差、ψ_x表示俯仰角误差、ψ_y横滚角误差、ψ_z航向角误差、A_x、A_y、A_z为加速度计的漂移误差状态变量，A_x为X轴加速度计载体坐标系下漂移误差、A_y为Y轴加速度计载体坐标系下漂移误差、A_z为Z轴加速度计载体坐标系下漂移误差，B_x、B_y、B_z表示光纤陀螺仪的漂移误差状态变量，B_x表示载体系下X轴陀螺的漂移误差，B_y表示载体系下Y轴陀螺的漂移误差，B_z表示载体系下Z轴陀螺的漂移误差；系统噪声W(t)六个分量分别为加速度计和陀螺在载体坐标系下均值为0，方差为Q、呈正态分布的白噪声；

状态矩阵为：

$F\left(t\right)=\left[\begin{array}{cc}{F}_1\left(t\right)& F_2\left(t\right)\\ 0_{9\×9}& F_3\left(t\right)\end{array}\right]$

式中，F₁(t)、F₂(t)、F₃(t)具体为：

$F_1\left(t\right)=\left[\begin{array}{cccccc}-\frac{v_z}{R}& 0& \frac{v_y}{R^2}& 0& -\frac{1}{R}& 0\\ 0& -\frac{v_z}{R}& -\frac{v_x}{R^2}& \frac{1}{R}& 0& 0\\ -v_y& v_x& 0& 0& 0& 1\\ 0& -g& 0& 0& 2{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_z& -{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_y\\ g& 0& 0& -2{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_z& 0& {(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_x\\ 0& 0& 2\frac{g}{R}& {(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_y& -{(\mathrm{\ρ}+2\mathrm{\Ω})}_x& 0\end{array}\right]$ $F_2\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}{0}_{3\×3}& 0_{3\×3}& 0_{3\×3}\\ F_{21}\left(t\right)& C_b^n& 0_{3\×3}\end{array}\right]F_{21}\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}0& {-f}_z& f_y\\ f_z& 0& -f_x\\ -f_y& f_x& 0\end{array}\right]$

$F_3\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}{F}_{31}\left(t\right)& 0_{3\×3}& C_b^n\\ 0_{6\×6}& 0_{6\×6}& 0_{6\×6}\end{array}\right]F_{31}\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}0& {\mathrm{\Ω}}_z& -{\mathrm{\ω}}_y\\ -{\mathrm{\Ω}}_z& 0& {\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y& -{\mathrm{\ω}}_x& 0\end{array}\right]$

$C_b^n=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]$

式中：v表示载体运动速度矢量、v_x表示载体运动速度矢量X轴分量、v_y表示载体运动速度矢量Y轴分量、v_z表示载体运动速度矢量Z轴分量、R表示地球半径、Ω表示地球自转角速率矢量、Ω_z表示地球自转角速率矢量Z轴分量、g表示地球重力加速度、ρ表示载体运动角速率矢量、ω表示ρ+Ω、(ρ+2Ω)_x表示矢量(ρ+2Ω)的X轴分量、(ρ+2Ω)_y表示矢量(ρ+2Ω)的Y轴分量、(ρ+2Ω)_z表示矢量(ρ+2Ω)的Z轴分量、f表示载体敏感的比力矢量、f_x表示载体感受的比力矢量X轴分量、f_y表示载体感受的比力矢量Y轴分量、f_z表示载体感受的比力矢量Z轴分量、ω_x表示ω矢量X轴分量、ω_y表示ω矢量Y轴分量；表示捷联姿态矩阵，C_ij(i，j＝1,2,3)表示捷联姿态矩阵各个分量；

在静基座对准时，使用的外部信息是零速信息，取速度误差为观测量，则系统的观测方程及观测矩阵分别为：

Z(t)＝HX(t)+η(t)

H＝[0_3×3 I_3×3 0_3×9]

其中，η(t)分别为零速量测噪声矢量、I表示单位矩阵；

步骤2：对系统状态方程进行离散化；

对步骤1建立的系统状态变量进行估计，需要对光纤捷联惯组的系统状态方程进行离散化；离散化采用泰勒级数展开，则：

$\mathrm{\Φ}(k+1,k)=I+\mathrm{TF}\left(k\right)+\frac{T^2}{2!}{F}^2\left(k\right)+\frac{T^3}{3!}{F}^3\left(k\right)+...$

其中：Φ(k+1,k)为状态一步转移矩阵、I为十五阶单位阵、F(k)为状态转移矩阵，T为滤波周期；

系统模型噪声的方差为：

$Q\left(k\right)=\mathrm{QT}+[\mathrm{FQ}+{\left(\mathrm{FQ}\right)}^T]\frac{T^2}{2!}+\left\{F\right[\mathrm{FQ}+{\left(\mathrm{FQ}\right)}^T]+F{\left[(\mathrm{FQ}+{\mathrm{QF}}^T)\right]}^T\}\frac{T^3}{3!}+...$

其中：Q(k)为离散系统噪声方差阵、Q连续系统噪声方程强度阵、F为状态转移矩阵；

步骤3：进行卡尔曼滤波状态估计；

对卡尔曼滤波器进行迭代，第k+1步的量测值为Z_k+1，则x(k+1)的卡尔曼滤波估计值按下述方程求解：

获取系统状态向量的一步预测：

获取预测误差的方差：

$P_{k+1/k}={\mathrm{\Φ}}_{k+1,k}{P}_{k/k}{\mathrm{\Φ}}_{k+1,k}^T+{\mathrm{\Γ}}_k{Q}_k{\mathrm{\Γ}}_k^T$

为系统噪声矩阵，表征由k-1到k时刻的各系统噪声分别影响k时刻各个状态的程度；

获取卡尔曼滤波器的增益：

$K_{k+1}=P_{k+1/k}{H}_{k+1}^T{(H_{k+1}{P}_{K+1/k}{H}_{k+1}^T+R_{k+1})}^{-1}$

获取系统状态的估计：

获取滤波估计误差的方差：

最后估计得到载体此刻所在位置的航向误差角ψ_z、光纤陀螺仪的漂移误差B_x、B_y，加速度计的漂移误差A_x、A_y，最后对航向角、光纤陀螺仪和加速度计的输出进行修正，利用ψ_z对载体的航向角进行修正，得到载体的真实航向角，光纤捷联惯导系统完成寻北。