CN104197958B - 一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法 - Google Patents

Abstract

一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，它有八大步骤如下：一、将惯组、激光测速仪和里程计安装到载体上，系统上电启动；二、装订初始参数至导航计算机；三、采集和处理陀螺和加速度计的输出数据；并完成系统的粗对准和精对准；四、导航系统由对准模式切换到惯导/激光测速仪航位推算模式，运动过程中保持航位推算模式；五、采集保存激光测速仪与捷联惯导构成的航位推算系统输出的姿态矩阵和导航系下的速度以及里程计的速度输出；六、利用激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，将其在导航系下的速度转换成载体系下的速度；七、用最小二乘法辨识里程计的安装角及标度因数误差；八、标定精度评价分析。

Description

一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法

技术领域：

本发明涉及一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，属于惯性技术领域。

背景技术：

里程计是测量车辆行驶速度和路程的一种传感器，具有完全自主、精度高、测速范围宽、动态性能好、测量误差不随时间发散的优点。单独的里程计不具备导航定位功能，但是与惯导系统组合能优势互补，能实现全自主、高精度导航定位。

组合导航系统实际使用中捷联惯导系统和里程计分别装在载体的不同位置，需要标定里程计安装角，而且由于车轮周长受轮胎温度、充气压力以及表面磨损等因素的影响，需要同时对里程计标度因数误差进行标定。目前公开文献中用于导航定位领域的里程计并没有统一的标定方法，本文提出了一种里程计安装角和标度因数误差的标定方法。

发明内容：

1、目的：本发明的目的是提供了一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，它克服了现有技术的不足，解决了里程计装到载体上时需要标定安装角和标度因数误差的问题。

2、技术方案：

本发明一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，该方法具体步骤如下：

步骤1、将惯组、激光测速仪和里程计安装到载体上，系统上电启动。

步骤2、装订初始参数(包括初始的经度、纬度、高度、激光测速仪的标度、激光测速仪的安装角、里程计标度初值)至导航计算机。

步骤3、采集陀螺和加速度计的输出数据，对采集到的陀螺和加速度计数据进行处理，根据捷联惯导系统误差传播特性和古典控制理论，采用二阶调平和方位估算法来完成系统的粗对准，初步确定载体姿态角。粗对准时间为2分钟。粗对准后利用卡尔曼滤波技术精对准3分钟。

步骤4、导航系统由对准模式切换到惯导/激光测速仪航位推算模式，切换完成后载体开始运动，运动过程中保持航位推算模式。

步骤5、采集保存激光测速仪与捷联惯导构成的航位推算系统输出的姿态矩阵和导航系下的速度以及里程计的速度输出，至少采集保存三个不同时刻的数据。

步骤6、利用激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，将其在导航系下的速度转换成载体系下的速度。

步骤7、用最小二乘法辨识里程计的安装角及标度因数误差。

步骤8、标定精度评价分析。

其中，步骤6中所述“利用激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，将其在导航系下的速度转换成载体系下的速度”，进行过程说明如下：

分别为激光测速仪航位推算系统在导航系下的速度输出，分别为激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的速度输出，为激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，导航系下的速度转换成载体下的速度公式如下：

$\left[\begin{array}{c}{V}_x^b\\ V_y^b\\ V_z^b\end{array}\right]=C_n^b\left[\begin{array}{c}{V}_E^n\\ V_N^n\\ V_U^n\end{array}\right]$

其中，步骤7中所述“用最小二乘法辨识里程计的安装角和标度因数误差”，进行过程说明如下：

定义V_DT为里程计理想速度输出，V_D为里程计实际速度输出，分别为激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的速度输出，δK为里程计标度因数误差，α、β、γ分别为里程计与载体系x、y、z三个轴向的夹角，即安装角。测得n个点(n≥3)里程计的速度输出V_D(1)、V_D(2)…V_D(n)及n个点(n≥3)激光测速仪航位推算系统在载体系下的速度输出

V_DT＝(1+δK)V_D

$V_{\mathrm{DT}}=\sqrt{{\left(V_x^b\right)}^2+{\left(V_y^b\right)}^2+{\left(V_z^b\right)}^2}$

$\sqrt{{\left(V_x^b\right)}^2+{\left(V_y^b\right)}^2+{\left(V_z^b\right)}^2}={(1+\mathrm{\δK})V}_D$

$V_x^b=V_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\α}$

$V_y^b=V_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\β}$

$V_z^b=V_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\γ}$

令 $V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)=\sqrt{{\left[V_x^b\left(i\right)\right]}^2+{\left[V_y^b\left(i\right)\right]}^2+{\left[V_z^b\left(i\right)\right]}^2}$ (i＝1...n)，由最小二乘法可得：

$\mathrm{\δK}=\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)V_D\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_D\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_D\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_D\left(i\right)\right]}^2}-1$

$\mathrm{\α}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_x^b\left(i\right)V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_x^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2}\right)$

$\mathrm{\β}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_y^b\left(i\right)V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_y^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2}\right)$

$\mathrm{\γ}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_z^b\left(i\right)V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_z^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2}\right).$

其中，步骤8中所述“标定精度评价分析”，进行过程说明如下：

将标定结果δK、α、β、γ代入

${\hat{V}}_{\mathrm{DT}}=(1+\mathrm{\δK})V_D$

${\hat{V}}_x^b={\hat{V}}_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\α}$

${\hat{V}}_y^b={\hat{V}}_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\β}$

${\hat{V}}_z^b={\hat{V}}_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\γ}$

得

通过标准差计算公式(下式)计算 与激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的输出 之间的离散程度,由此判断标定结果的精确度。

${\mathrm{\σ}}_x=\sqrt{({[{\hat{V}}_x^b\left(1\right)-V_x^b\left(1\right)]}^2+{[{\hat{V}}_x^b\left(2\right)-V_x^b\left(2\right)]}^2+...+{[{\hat{V}}_x^b\left(n\right)-V_x^b\left(n\right)]}^2)/(n-1)}.$

${\mathrm{\σ}}_y=\sqrt{({[{\hat{V}}_y^b\left(1\right)-V_y^b\left(1\right)]}^2+{[{\hat{V}}_y^b\left(2\right)-V_y^b\left(2\right)]}^2+...+{[{\hat{V}}_y^b\left(n\right)-V_y^b\left(n\right)]}^2)/(n-1)}$

${\mathrm{\σ}}_z=\sqrt{({[{\hat{V}}_z^b\left(1\right)-V_z^b\left(1\right)]}^2+{[{\hat{V}}_z^b\left(2\right)-V_z^b\left(2\right)]}^2+...+{[{\hat{V}}_z^b\left(n\right)-V_z^b\left(n\right)]}^2)/(n-1)}.$

3、优点及功效：本发明一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，其优点是：相对目前公开的标定方法，用激光测速仪航位推算系统标定里程计不需要外部参考信息，无需停车标定，可进行在线标定。

附图说明

图1为里程计标定方法框图；

图2为本发明里程计标定方法的流程图。

图中符号说明如下：

Vⁿ：激光测速仪航位推算系统在导航系下的速度输出

V^b：激光测速仪航位推算系统在载体系下的速度输出的

V_D：里程计输出的速度

激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵

α、β、γ：里程计与载体系x、y、z三个轴向的夹角，即安装角

δK：里程计标度因数误差

具体实施方式：

见图1、图2，本发明一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，该方法具体步骤如下：

步骤1、将惯组、激光测速仪和里程计安装到载体上，系统上电启动。

步骤2、装订初始参数(包括初始的经度、纬度、高度、激光测速仪的标度、激光测速仪的安装角、里程计标度初值)至导航计算机。

步骤3、采集陀螺和加速度计的输出数据，对采集到的陀螺和加速度计数据进行处理，根据捷联惯导系统误差传播特性和古典控制理论，采用二阶调平和方位估算法来完成系统的粗对准，初步确定载体姿态角。粗对准时间为2分钟。粗对准后利用卡尔曼滤波技术精对准3分钟。

步骤4、导航系统由对准模式切换到惯导/激光测速仪航位推算模式，切换完成后载体开始运动，运动过程中保持航位推算模式。

步骤5、采集保存激光测速仪与捷联惯导构成的航位推算系统输出的姿态矩阵和导航系下的速度以及里程计的速度输出，至少采集保存三个不同时刻的数据。

步骤6、利用激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，将其在导航系下的速度转换成载体系下的速度。

步骤7、用最小二乘法辨识里程计的安装角及标度因数误差。

步骤8、标定精度评价分析。

其中，步骤6中所述“利用激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，将其在导航系下的速度转换成载体系下的速度”进行过程说明如下：

分别为激光测速仪航位推算系统在导航系下的速度输出，分别为激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的速度输出，为激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，导航系下的速度转换成载体下的速度公式如下：

$\left[\begin{array}{c}{V}_x^b\\ V_y^b\\ V_z^b\end{array}\right]=C_n^b\left[\begin{array}{c}{V}_E^n\\ V_N^n\\ V_U^n\end{array}\right]$

其中，步骤7中所述“用最小二乘法辨识里程计的安装角和标度因数误差”进行过程说明如下：

定义V_DT为里程计理想速度输出，V_D为里程计实际速度输出，分别为激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的速度输出，δK为里程计标度因数误差，α、β、γ分别为里程计与载体系x、y、z三个轴向的夹角，即安装角。测得n个点(n≥3)里程计的速度输出V_D(1)、V_D(2)…V_D(n)及n个点(n≥3)激光测速仪航位推算系统在载体系下的速度

V_DT＝(1+δK)V_D

$V_{\mathrm{DT}}=\sqrt{{\left(V_x^b\right)}^2+{\left(V_y^b\right)}^2+{\left(V_z^b\right)}^2}$

$\sqrt{{\left(V_x^b\right)}^2+{\left(V_y^b\right)}^2+{\left(V_z^b\right)}^2}={(1+\mathrm{\δK})V}_D$

$V_x^b=V_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\α}$

$V_y^b=V_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\β}$

$V_z^b=V_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\γ}$

令 $V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)=\sqrt{{\left[V_x^b\left(i\right)\right]}^2+{\left[V_y^b\left(i\right)\right]}^2+{\left[V_z^b\left(i\right)\right]}^2},$ 由最小二乘法可得

$\mathrm{\δK}=\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)V_D\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_D\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_D\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_D\left(i\right)\right]}^2}-1$

$\mathrm{\α}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_x^b\left(i\right)V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_x^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2}\right)$

$\mathrm{\β}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_y^b\left(i\right)V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_y^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2}\right)$

$\mathrm{\γ}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_z^b\left(i\right)V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_z^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left[V_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2-{\left[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{\mathrm{DT}}\left(i\right)\right]}^2}\right)$

其中，步骤8中所述“标定精度评价分析”进行过程说明如下：

将标定结果δK、α、β、γ代入

${\hat{V}}_{\mathrm{DT}}=(1+\mathrm{\δK})V_D$

${\hat{V}}_x^b={\hat{V}}_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\α}$

${\hat{V}}_y^b={\hat{V}}_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\β}$

${\hat{V}}_z^b={\hat{V}}_{\mathrm{DT}}\cos \mathrm{\γ}$

得

通过标准差计算公式(下式)计算 与激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的速度 之间的离散程度,由此判断标定结果的精确度。

${\mathrm{\σ}}_x=\sqrt{({[{\hat{V}}_x^b\left(1\right)-V_x^b\left(1\right)]}^2+{[{\hat{V}}_x^b\left(2\right)-V_x^b\left(2\right)]}^2+...+{[{\hat{V}}_x^b\left(n\right)-V_x^b\left(n\right)]}^2)/(n-1)};$

${\mathrm{\σ}}_y=\sqrt{({[{\hat{V}}_y^b\left(1\right)-V_y^b\left(1\right)]}^2+{[{\hat{V}}_y^b\left(2\right)-V_y^b\left(2\right)]}^2+...+{[{\hat{V}}_y^b\left(n\right)-V_y^b\left(n\right)]}^2)/(n-1)};$

${\mathrm{\σ}}_z=\sqrt{({[{\hat{V}}_z^b\left(1\right)-V_z^b\left(1\right)]}^2+{[{\hat{V}}_z^b\left(2\right)-V_z^b\left(2\right)]}^2+...+{[{\hat{V}}_z^b\left(n\right)-V_z^b\left(n\right)]}^2)/(n-1)}.$

Claims (4)

1.一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：

步骤1、将惯组、激光测速仪和里程计安装到载体上，系统上电启动；

步骤2、装订初始参数，包括初始的经度、纬度、高度、激光测速仪的标度、激光测速仪的安装角、里程计标度初值至导航计算机；

步骤3、采集陀螺和加速度计的输出数据，对采集到的陀螺和加速度计数据进行处理，根据捷联惯导系统误差传播特性和古典控制理论，采用二阶调平和方位估算法来完成系统的粗对准，初步确定载体姿态角，粗对准时间为2分钟，粗对准后利用卡尔曼滤波技术精对准3分钟；

步骤4、导航系统由对准模式切换到惯导/激光测速仪航位推算模式，切换完成后载体开始运动，运动过程中保持航位推算模式；

步骤5、采集保存激光测速仪与捷联惯导构成的航位推算系统输出的姿态矩阵和导航系下的速度以及里程计的速度输出，至少采集保存三个不同时刻的数据；

步骤6、利用激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，将其在导航系下的速度转换成载体系下的速度；

步骤7、用最小二乘法辨识里程计的安装角及标度因数误差；

步骤8、标定精度评价分析。

2.根据权利要求1所述的一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，其特征在于：步骤6中所述“利用激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，将其在导航系下的速度转换成载体系下的速度”进行过程说明如下：

分别为激光测速仪航位推算系统在导航系下的速度输出，分别为激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的速度输出，为激光测速仪航位推算系统输出的姿态矩阵，导航系下的速度转换成载体下的速度公式如下：

$\left[\begin{array}{c}{V}_x^b\\ V_y^b\\ V_z^b\end{array}\right]=C_n^b\left[\begin{array}{c}{V}_E^n\\ V_N^n\\ V_U^n\end{array}\right].$

3.根据权利要求1所述的一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，其特征在于：步骤7中所述“用最小二乘法辨识里程计的安装角及标度因数误差”，进行过程说明如下：

定义V_DT为里程计理想速度输出，V_D为里程计实际速度输出，分别为激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的速度输出，δK为里程计标度因数误差，α、β、γ分别为里程计与载体系x、y、z三个轴向的夹角，即安装角，测得n个点(n≥3)里程计的速度输出V_D(1)、V_D(2)…V_D(n)及n个点(n≥3)激光测速仪航位推算系统在载体系下的速度输出

V_DT＝(1+δK)V_D

$V_{DT}=\sqrt{{\left(V_x^b\right)}^2+{\left(V_y^b\right)}^2+{\left(V_z^b\right)}^2}$

$\sqrt{{\left(V_x^b\right)}^2+{\left(V_y^b\right)}^2+{\left(V_z^b\right)}^2}=(1+\mathrm{\δ}K)V_D$

$V_x^b=V_{DT}cos\mathrm{\α}$

$V_y^b=V_{DT}cos\mathrm{\β}$

$V_z^b=V_{DT}cos\mathrm{\γ}$

令由最小二乘法得：

$\mathrm{\δ}K=\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)V_D\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_D\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\[V_D\left(i\right)\]}^2-{\[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_D\left(i\right)\]}^2}-1$

$\mathrm{\α}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_x^b\left(i\right)V_{DT}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_x^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\[V_{DT}\left(i\right)\]}^2-{\[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)\]}^2}\right)$

$\mathrm{\β}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_y^b\left(i\right)V_{DT}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_y^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\[V_{DT}\left(i\right)\]}^2-{\[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)\]}^2}\right)$

$\mathrm{\γ}=\arccos \left(\frac{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_z^b\left(i\right)V_{DT}\left(i\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_z^b\left(i\right)\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)}{n\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\[V_{DT}\left(i\right)\]}^2-{\[\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{DT}\left(i\right)\]}^2}\right).$

4.根据权利要求3所述的一种基于激光测速仪航位推算系统的里程计标定方法，其特征在于：将标定结果δK、α、β、γ代入

${\hat{V}}_{DT}=(1+\mathrm{\δ}K)V_D$

${\hat{V}}_x^b={\hat{V}}_{DT}cos\mathrm{\α}$

${\hat{V}}_y^b={\hat{V}}_{DT}cos\mathrm{\β}$

${\hat{V}}_z^b={\hat{V}}_{DT}cos\mathrm{\γ}$

得

通过标准差计算公式计算 与激光测速仪航位推算系统在载体系x、y、z三个轴向上的输出 之间的离散程度,由此判断标定结果的精确度；

${\mathrm{\σ}}_x=\sqrt{({\[{\hat{V}}_x^b\left(1\right)-V_x^b\left(1\right)\]}^2+{\[{\hat{V}}_x^b\left(2\right)-V_x^b\left(2\right)\]}^2+...+{\[{\hat{V}}_x^b\left(n\right)-V_x^b\left(n\right)\]}^2)/(n-1)}$

${\mathrm{\σ}}_y=\sqrt{({\[{\hat{V}}_y^b\left(1\right)-V_y^b\left(1\right)\]}^2+{\[{\hat{V}}_y^b\left(2\right)-V_y^b\left(2\right)\]}^2+...+{\[{\hat{V}}_y^b\left(n\right)-V_y^b\left(n\right)\]}^2)/(n-1)}$

${\mathrm{\σ}}_z=\sqrt{({\[{\hat{V}}_z^b\left(1\right)-V_z^b\left(1\right)\]}^2+{\[{\hat{V}}_z^b\left(2\right)-V_z^b\left(2\right)\]}^2+...+{\[{\hat{V}}_z^b\left(n\right)-V_z^b\left(n\right)\]}^2)/(n-1)}.$