CN104834316A - 车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，采集捷联惯组陀螺输出的角速率以及捷联惯组加速度计输出的比力f^b；根据所述比力f^b和罗经回路网络计算参数计算得到姿态保持数学平台调整指令角速率根据角速率以及调整指令角速率计算姿态变化角速率利用姿态变化角速率更新计算姿态四元数向量Q，根据更新计算后的姿态四元数向量Q更新计算平台系姿态矩阵利用更新计算后的平台系姿态矩阵计算俯仰、滚动、方位姿态角γ、ψ。本发明方法在车载晃动环境下，能够持续保持精确而稳定的姿态角输出，具有更高的姿态保持抗干扰性。

Description

车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法

技术领域

本发明涉及一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法。

背景技术

为了确保打击精度，精确瞄准是车载导弹武器发射前的一项重点环节，需要占用一定时间才能完成。随着车载武器捷联惯组一次通电使用时间的提高，在长时间的热待发过程中如何保持精确的瞄准精度是一项重要的研究问题。

热待发环境一般为准静基座环境，车体振动、人员走动等使车载武器惯组产生晃动，先前的瞄准结果不能在热待发过程中直接被使用。为了保证武器的快速反应能力，需要一种在热待发过程中使惯组保持对准精度的算法。最常见的姿态精度保持算法即直接使用角速率信息在瞄准结果基础上积分，此种姿态精度保持算法多用于起竖过程等短时间待发过程中，陀螺漂移的存在会使姿态精度随着时间的增长而大幅下降。实验表明，在此基础上采用初始对准卡尔曼滤波器估计姿态漂移角也仅能维持短时间内的精度。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：为车载武器惯性系统提供一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，在能够持续保持精确而稳定的姿态角输出，具有更高的姿态保持抗干扰性。

本发明包括如下技术方案：

一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，包括如下步骤：

步骤1、初始化姿态保持计算参数，初始化罗经回路网络计算参数；姿态保持计算参数包括数学平台姿态矩阵姿态四元数向量Q、载体的纬度L和经度λ；罗经回路网络计算参数包括网络状态变量d_N、d_E、d_a、d_b和d_c，网络参数k_a，k_b，k_EN和k_U；

步骤2、采集捷联惯组陀螺输出的角速率以及捷联惯组加速度计输出的比力f^b；

步骤3、根据所述比力f^b和罗经回路网络计算参数计算得到姿态保持数学平台调整指令角速率

步骤4、根据步骤2中的角速率以及步骤3中的姿态保持数学平台调整指令角速率计算姿态变化角速率

步骤5、利用步骤4中的姿态变化角速率更新计算姿态四元数向量Q，根据更新计算后的姿态四元数向量Q更新计算数学平台姿态矩阵

步骤6、利用步骤5中更新计算后的数学平台姿态矩阵计算俯仰、滚动、方位姿态角γ、ψ；

步骤7、判断是否收到热待发停止指令，若没有收到热待发停止指令，返回步骤2；如果收到热待发停止指令，将步骤5所计算出的数学平台姿态矩阵和步骤6所计算的姿态角作为对准结果使用。

所述步骤3具体包括如下步骤：

步骤3a、将比力f^b投影至导航坐标系得到比力在导航坐标系的投影值fⁿ， $f^n=C_b^m{f}^b;$

步骤3b、根据fⁿ计算为数学平台调整指令角速率在导航坐标系上的投影值

步骤3c、将投影到载体坐标系得到数学平台调整指令角速率 ${\mathrm{\ω}}_c^b={\left(C_b^n\right)}^T{\mathrm{\ω}}_c^n.$

所述步骤3b按顺序执行如下计算公式：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δd}}_N=f_y^n-k_a{d}_N\\ {\mathrm{\δd}}_E=f_x^n-k_a{d}_E\\ {\mathrm{\δd}}_a\text{=}{d}_N-k_b{d}_a\\ {\mathrm{\δd}}_b=d_E-k_b{d}_b\\ {\mathrm{\δd}}_c=k_U{d}_b\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}{d}_N^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_N+d_N\\ d_E^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_E+d_E\\ d_a^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_a+d_a\\ d_b^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_b+d_b\\ d_c^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_c+d_c\end{array}\right.$

令 $\left\{\begin{array}{c}{d}_N=d_N^{\′}\\ d_E=d_E^{\′}\\ d_a=d_a^{\′}\\ d_b=d_b^{\′}\\ d_c=d_c^{\′}\end{array}\right.$

${\mathrm{\ω}}_c^n=\left[\begin{array}{c}{k}_{\mathrm{EN}}{d}_N\\ k_{\mathrm{EN}}{d}_E+{\mathrm{\ω}}_e{d}_c\\ k_U{d}_a\end{array}\right]$

其中，为fⁿ在导航坐标系x和y轴上的投影；δd_N、δd_E、δd_a、δd_b、δd_c为积分中间变量；ΔT为导航计算周期，ω_e为地球自转角速率。

k_a＝k_b＝2ξω_n，g表示重力加速度，ω_e为地球自转角速率，ξ为阻尼比，ω_n为无阻尼频率。

${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nb}}^b={\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ib}}^b-{\left(C_b^n\right)}^T({\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}}^n+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}^n)-{\mathrm{\ω}}_c^b;$

其中，表示地球坐标系相对平台坐标系的角速率在导航坐标系系上的投影， ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}^n={\left[\begin{array}{ccc}0& {\mathrm{\ω}}_e\cos L& {\mathrm{\ω}}_e\sin L\end{array}\right]}^T,$ ω_e为地球自转角速率；

表示导航坐标系相对地球坐标系的角速率在导航坐标系上的投影； ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}}^n={\left[\begin{array}{ccc}-V_y^n/R_e& V_x^n/R_e& \tan L\·V_x^n/R_e\end{array}\right]}^T,$ 其中，表示载体速度在导航坐标系的x和y轴上的投影值，R_e表示当地地球半径。

所述步骤1中，将捷联惯组的精对准结果姿态矩阵作为数学平台姿态矩阵的初值。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

本发明利用平台罗经原理进行姿态保持计算，利用数学网络参数建立起平台罗经回路，并进一步结合车载捷联惯性系统的使用环境优化网络设置；罗经回路无发散现象，其姿态输出精度与时间推移无关，能够克服常用姿态保持算法的发散误差；而且，经过网络优化后可以很好的实现对晃动基座的抑制，采用此种方法能够获得更高的姿态保持抗干扰性。

附图说明

图1为本发明车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法的流程图。

图2为本发明中所使用的罗经原理控制回路原理图。

图3为使用本发明进行晃动基座初始对准方位输出效果图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

根据平台罗经原理可知，按该原理所构成的罗经系统为典型的稳定系统，其姿态误差小且不会随时间的增加而增长。利用平台罗经原理的此种特点，将平台罗经回路的方法应用于捷联惯性系统长时间热待发姿态精度保持中，即可满足长时间热待发过程中的姿态精度保持问题。使捷联系统在初始对准后持续的工作在罗经状态，持续保持精确而稳定的姿态角输出；即可达到车载武器捷联惯性系统在长时间热待机过程中持续保持瞄准精度的效果。

对本发明用到的坐标系进行如下定义：

载体坐标系简称b系：即为捷联惯组所在坐标系，x、y、z三轴即为捷联惯组自身的三个坐标轴。

导航坐标系简称n系：导航坐标系选取东北天地理坐标系，即x、y、z三轴分别指向当地的东、北、天向。

惯性坐标系简称i系：即与惯性空间保持相对姿态不变的坐标系。

地球坐标系简化e系：即与地球保持相对姿态不变的坐标系。

捷联惯组在经过精确初始对准后可以采用本发明的方法进行姿态保持。如图1所示，本发明车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，包括如下步骤：

步骤1、初始化姿态保持计算参数，初始化罗经回路网络计算参数。

具体包括如下步骤：

步骤1a、将捷联惯组的精对准结果姿态矩阵作为数学平台姿态矩阵的初值。

步骤1b、利用数学平台姿态矩阵初始化系统姿态四元数向量Q＝[q₀ q₁ q₂ q₃ ]^T。

计算方法如下：

$q_0=\sqrt{1+C_{b11}^n+C_{b22}^n+C_{b33}^{\text{n}}}$

$q_1=\frac{1}{4}(C_{b32}^n-C_{b23}^n)/q_0$

$q_2=\frac{1}{4}(C_{b13}^n-C_{b31}^n)/q_0$

$q_3=\frac{1}{4}(C_{b12}^n-C_{b21}^n)/q_0---\left(1\right)$

上述计算方法中，表示输入的姿态矩阵的第x行第y列的数值。

步骤1c、根据点位信息设定载体的纬度L和经度λ初值。

步骤1d、初始化罗经回路的网络状态变量d_N、d_E、d_a、d_b、d_c为零。

步骤1f、根据阻尼比和无阻尼频率计算罗经回路的网络参数，具体计算方法如下：

k_a＝k_b＝2ξω_n＝0.0283

$k_{\mathrm{EN}}=\frac{{\mathrm{\ω}}_n^2(1+{\mathrm{\ξ}}^2)}{g}=6.12\×{10}^{-5}$

$k_U=\frac{{\mathrm{\ξ}}^2{\mathrm{\ω}}_n^4}{{\mathrm{\ω}}_{e}g}=1.60\×{10}^{-4}---\left(\text{2}\right)$

其中，g表示重力加速度，ω_e为地球自转角速率，阻尼比ξ＝0.707，无阻尼频率ω_n＝0.015。

步骤2、采集捷联惯组陀螺输出的角速率以及捷联惯组加速度计输出的比力f^b；

其中，形式向量表示y坐标系相对x坐标系的角速率在z系上的投影。f^x形式向量表示捷联惯组所受的比力在x系上的投影。

步骤3、根据所述比力f^b和罗经回路网络计算参数计算得到姿态保持数学平台调整指令角速率

所述步骤3的计算过程为：

步骤3a、将比力测量值f^b投影至导航坐标系得到比力在导航坐标系的投影值fⁿ， $f^n=C_b^n{f}^b.$

步骤3b、结合附图2网络形式，利用系统网络输入fⁿ计算得到数学平台调整指令角速率在导航坐标系上的投影值

网络计算方法如下：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δd}}_N=f_y^p-k_a{d}_N\\ {\mathrm{\δd}}_E=f_x^p-k_a{d}_E\\ {\mathrm{\δd}}_a\text{=}{d}_N-k_b{d}_a\\ {\mathrm{\δd}}_b=d_E-k_b{d}_b\\ {\mathrm{\δd}}_c=k_U{d}_b\end{array}\right.---\left(\text{3}\right)$

$\left\{\begin{array}{c}{d}_N=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_N+d_N\\ d_E=\mathrm{\ΔT}\·\mathrm{\δ}{d}_E+d_E\\ d_a=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_a+d_a\\ d_b=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_b+d_b\\ d_c=\mathrm{\ΔT}\·{\mathrm{\δd}}_c+d_c\end{array}\right.---\left(4\right)$

输出方程如下：

${\mathrm{\ω}}_c^n=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{cx}}^n\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{cy}}^n\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{cz}}^n\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{k}_{\mathrm{EN}}{d}_N\\ k_{\mathrm{EN}}{d}_E+{\mathrm{\ω}}_e{d}_c\\ k_U{d}_a\end{array}\right]---\left(5\right)$

其中，网络输入信号为fⁿ在导航坐标系x和y轴上的投影，网络状态变量d_N、d_E、d_a、d_b、d_c的初值为零，网络参数k_a、k_b、k_EN、k_U为步骤1中设定值；δd_N、δd_E、δd_a、δd_b、δd_c为积分中间变量；ΔT为控制周期； 为在导航坐标系三轴的分量。

步骤3c、将数学平台调整指令角速率在导航系上的投影值投影到载体坐标系，得到姿态保持数学平台调整指令角速率

${\mathrm{\ω}}_c^b={\left(C_b^n\right)}^T{\mathrm{\ω}}_c^n---\left(6\right)$

步骤4、利用步骤2中的测量角速率以及步骤3中的姿态保持数学平台调整指令角速率计算系统的姿态变化角速率即b系相对n系的角速率在b系上的投影。

计算方法如下：

${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nb}}^b={\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ib}}^b-{\left(C_b^n\right)}^T({\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}}^n+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}^n)-{\mathrm{\ω}}_c^b---\left(7\right)$

其中，表示地球系(简化为e系)相对i系的角速率在n系上的投影，表示n系相对e系的角速率在n系上的投影。和的表示方式如下：

${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}^n={\left[\begin{array}{ccc}0& {\mathrm{\ω}}_e\cos L& {\mathrm{\ω}}_e\sin L\end{array}\right]}^T---\left(8\right)$

${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}}^n={\left[\begin{array}{ccc}-V_y^n/R_e& V_x^n/R_e& \tan L\·V_x^n/R_e\end{array}\right]}^T---\left(9\right)$

其中，表示载体速度在n系的x和y轴上的投影值，R_e表示当地地球半径。

步骤5、利用步骤4中的姿态变化角速率更新计算姿态四元数向量Q以及平台系姿态矩阵

所述步骤5的更新计算的过程具体包括：

步骤5a、利用步骤4中计算的姿态变化角速率更新计算相应的当前拍姿态四元数向量Q。姿态四元数计算方法如下：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{dq}}_0\\ {\mathrm{dq}}_1\\ {\mathrm{dq}}_2\\ {\mathrm{dq}}_3\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbx}}^b& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nby}}^b& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbz}}^b\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbx}}^b& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbz}}^b& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nby}}^b\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nby}}^b& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbz}}^b& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbx}}^b\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbz}}^b& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nby}}^b& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nbx}}^b& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]---\left(10\right)$

$\left[\begin{array}{c}{q}_0^{\′}\\ q_1^{\′}\\ q_2^{\′}\\ q_3^{\′}\end{array}\right]=\mathrm{\ΔT}\·\left[\begin{array}{c}{\mathrm{dq}}_0\\ {\mathrm{dq}}_1\\ {\mathrm{dq}}_2\\ {\mathrm{dq}}_3\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]---\left(11\right)$

其中，dq₀、dq₁、dq₂、dq₃、q′₀、q′₁、q′₂、q′₃为中间变量；ΔT表示导航计算周期；表示角速率在载体系三个坐标轴上的投影；

$Q=\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]=\frac{1}{\sqrt{{q_0^{\′}}^2+{q_1^{\′}}^2+{q_2^{\′}}^2+{q_3^{\′}}^2}}\left[\begin{array}{c}{q}_0^{\′}\\ q_1^{\′}\\ q_2^{\′}\\ q_3^{\′}\end{array}\right]---\left(12\right)$

步骤5b、利用当前拍四元数更新计算平台系姿态矩阵

$C_b^n=\left[\begin{array}{ccc}{q}_0^2+q_1^2-q_2^2-q_3^2& 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& q_0^2-q_1^2+q_2^2-q_3^2& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)& q_0^2-q_1^2-q_2^2+q_3^2\end{array}\right]---\left(13\right).$

步骤6、利用步骤5中更新所得的平台系姿态矩阵计算系统的俯仰、滚动、方位姿态角γ、ψ(欧拉角转序为：)。

计算方法如下：

$\mathrm{\γ}=\arctan \frac{-C_{b23}^n}{C_{b22}^n}$

$\mathrm{\ψ}=\arctan \frac{-C_{b31}^n}{C_{b11}^n}---\left(14\right)$

其中γ、ψ表示对应输出的俯仰、滚动、方位姿态角；式中表示平台系姿态矩阵的第x行第y列的数值。

步骤7、判断是否收到热待发停止指令，若没有收到热待发停止指令，返回步骤2；如果收到热待发停止指令，将步骤5所计算出的平台系姿态矩阵和步骤6所计算的姿态角作为对准结果使用。

仿真中设定各陀螺存在常值漂移0.005度/小时；各加速度计存在零偏10^-5g；以正弦波形式在载体三个轴向加入晃动加速度误差(幅值0.1m/s²,周期1s)。图3中所示曲线为24小时内的姿态保持计算方位角输出曲线(真实方位角为90度)。从图3可以看出，在持续的车载晃动环境中，采用此种方法持续的进行24小时姿态保持计算仍然可以保证输出的姿态精度不变，无任何发散现象与误差放大的趋势。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (6)

1.一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、初始化姿态保持计算参数，初始化罗经回路网络计算参数；姿态保持计算参数包括数学平台姿态矩阵姿态四元数向量Q、载体的纬度L和经度λ；罗经回路网络计算参数包括网络状态变量d_N、d_E、d_a、d_b和d_c，网络参数k_a，k_b，k_EN和k_U；

步骤2、采集捷联惯组陀螺输出的角速率以及捷联惯组加速度计输出的比力f^b；

步骤3、根据所述比力f^b和罗经回路网络计算参数计算得到姿态保持数学平台调整指令角速率

步骤4、根据步骤2中的角速率以及步骤3中的姿态保持数学平台调整指令角速率计算姿态变化角速率

步骤5、利用步骤4中的姿态变化角速率更新计算姿态四元数向量Q，根据更新计算后的姿态四元数向量Q更新计算数学平台姿态矩阵

步骤6、利用步骤5中更新计算后的数学平台姿态矩阵计算俯仰、滚动、方位姿态角γ、ψ；

步骤7、判断是否收到热待发停止指令，若没有收到热待发停止指令，返回步骤2；如果收到热待发停止指令，将步骤5所计算出的数学平台姿态矩阵和步骤6所计算的姿态角作为对准结果使用。

2.根据权利要求1所述的一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，其特征在于，所述步骤3具体包括如下步骤：

步骤3a、将比力f^b投影至导航坐标系得到比力在导航坐标系的投影值fⁿ， $f^n=C_b^n{f}^b;$

步骤3b、根据fⁿ计算为数学平台调整指令角速率在导航坐标系上的投影值

步骤3c、将投影到载体坐标系得到数学平台调整指令角速率 ${\mathrm{\ω}}_c^b={\left(C_b^n\right)}^T{\mathrm{\ω}}_c^n.$

3.根据权利要求2所述的一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，其特征在于，所述步骤3b按顺序执行如下计算公式：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\δ}{d}_N=f_y^n-k_a{d}_N\\ \mathrm{\δ}{d}_E=f_x^n-k_a{d}_E\\ \mathrm{\δ}{d}_a=d_N-k_b{d}_a\\ \mathrm{\δ}{d}_b=d_E-k_b{d}_b\\ \mathrm{\δ}{d}_c=k_U{d}_b\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}{d}_N^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·\mathrm{\δ}{d}_N+d_N\\ d_E^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·\mathrm{\δ}{d}_E+d_E\\ d_a^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·\mathrm{\δ}{d}_a+d_a\\ d_b^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·\mathrm{\δ}{d}_b+d_b\\ d_c^{\′}=\mathrm{\ΔT}\·\mathrm{\δ}{d}_c+d_c\end{array}\right.$

令 $\left\{\begin{array}{c}{d}_N=d_N^{\′}\\ d_E=d_E^{\′}\\ d_a=d_a^{\′}\\ d_b=d_b^{\′}\\ d_c=d_c^{\′}\end{array}\right.$

${\mathrm{\ω}}_c^n=\left[\begin{array}{c}{k}_{\mathrm{EN}}{d}_N\\ k_{\mathrm{EN}}{d}_E+{\mathrm{\ω}}_e{d}_c\\ k_U{d}_a\end{array}\right]$

其中，为fⁿ在导航坐标系x和y轴上的投影；δd_N、δd_E、δd_a、δd_b、δd_c为积分中间变量；ΔT为导航计算周期，ω_e为地球自转角速率。

4.根据权利要求3所述的一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，其特征在于，k_a＝k_b＝2ξω_n， $k_{\mathrm{EN}}=\frac{{\mathrm{\ω}}_n^2(1+{\mathrm{\δ}}^2)}{g},k_U=\frac{{\mathrm{\ξ}}^2{\mathrm{\ω}}_n^4}{{\mathrm{\ω}}_{e}g},$ g表示重力加速度，ω_e为地球自转角速率，ξ为阻尼比，ω_n为无阻尼频率。

5.根据权利要求1所述的一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，其特征在于， ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nb}}^b={\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ib}}^b-{\left(C_b^n\right)}^T({\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}}^n+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}^n)-{\mathrm{\ω}}_c^b;$

其中，表示地球坐标系相对平台坐标系的角速率在导航坐标系系上的投影， ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}^n={\left[\begin{array}{ccc}0& {\mathrm{\ω}}_e\cos L& {\mathrm{\ω}}_e\sin L\end{array}\right]}^T,$ ω_e为地球自转角速率；

表示导航坐标系相对地球坐标系的角速率在导航坐标系上的投影； ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}}^n={\left[\begin{array}{ccc}-V_y^n/R_e& V_x^n/R_e& \tan L\·V_x^n/R_e\end{array}\right]}^T,$ 其中，表示载体速度在导航坐标系的x和y轴上的投影值，R_e表示当地地球半径。

6.根据权利要求1所述的一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，其特征在于，所述步骤1中，将捷联惯组的精对准结果姿态矩阵作为数学平台姿态矩阵的初值。