CN111102991A - 一种基于航迹匹配的初始对准方法 - Google Patents

一种基于航迹匹配的初始对准方法 Download PDF

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CN111102991A
CN111102991A CN201911193530.1A CN201911193530A CN111102991A CN 111102991 A CN111102991 A CN 111102991A CN 201911193530 A CN201911193530 A CN 201911193530A CN 111102991 A CN111102991 A CN 111102991A
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Abstract

本发明公开了一种基于航迹匹配的初始对准方法，通过重力加速度和地球自转角速度在导航坐标系上的投影与它们在载体坐标上的投影之间的坐标转换关系，计算初始姿态矩阵；设定初始数据；通过得到的初始姿态矩阵和初始数据计算捷联矩阵初始值、初始姿态角和初始四元数；载体行进，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法得到水平姿态角及经纬度位置；记录载体行进轨迹并作为基准值；将轨迹上各点位置经纬度经过差分过程得到方位角变化量；将方位角变化量分别进行存储，建立匹配数据库。本方案主要针对航向角对准进行改进，提出了一种捷联惯导系统粗对准新思路，能有效提高惯导系统对准精度。

Description

一种基于航迹匹配的初始对准方法
技术领域
本发明涉及导航技术领域，更具体的说是涉及一种基于航迹匹配的初始对准方法。
背景技术
目前，智能车辆是一个集环境感知、规划决策、自动驾驶等多种功能于一体的综合系统，除特殊的军用价值外，还因其在公路交通运输中广阔的应用前景受到西方国家的普遍关注。在研究无人驾驶智能车的关键技术中，自主导航定位技术是最为关键的，它是区分智能车和非智能车最重要的标准。
车载导航系统是一种基于地理信息数字化的先进导航定位系统，通过航迹推算、卫星导航等方法准确地提供车辆的实时姿态信息。卫星导航具有全天候、全球性对载体速度、位置进行实时测量的能力。目前无论是在军用还是民用领域，卫星导航都得到了广泛应用。但卫星导航存在数据更新速率低、易受干扰的严重缺陷。而惯性导航系统不需要外部信号的测量，在较高的数据传输速率下，它提供短期高精度的位置、速度和姿态。惯性导航系统与卫星导航系统具有互补的误差特性。随着时间逐渐增长的惯性导航系统误差可以通过卫星导航确定的位置和速度信息进行削弱，卫星导航的信号缺失问题能够利用惯性导航系统在高数据更新速率下提供的短周期高精度导航信息解决。
惯性导航系统通过初始的姿态、方位基准和位置信息来确定车辆在特定坐标系下的姿态、速度和位置，因此要求初始对准必须保证准确性与快速性。初始对准技术是当前惯性技术研究的热点问题，是惯性导航与组合导航的关键技术之一，其关键问题是对准的精度与快速性，导航系统的快速启动需要初始对准过程实时快速准确地提供姿态、位置等初始信息，初始对准的品质直接影响导航系统的性能。
因此，如何提供一种基于航迹匹配的初始对准方法是本领域技术人员亟需解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种基于航迹匹配的初始对准方法。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种基于航迹匹配的初始对准方法，所述方法包括以下步骤：
步骤S1、通过重力加速度和地球自转角速度在导航坐标系上的投影gn、
Figure RE-GDA0002422729700000029
与它们在载体坐标上的投影gb、
Figure RE-GDA0002422729700000028
之间的坐标转换关系，计算初始姿态矩阵
Figure RE-GDA00024227297000000210
；
步骤S2、设定初始数据，包括初始位置、初始速度、初始游动方位角；
步骤S3、通过得到的所述初始姿态矩阵和所述初始数据计算捷联矩阵初始值、初始姿态角和初始四元数；
步骤S4、载体行进，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法得到水平姿态角及经纬度位置；
步骤S5、记录载体行进轨迹并作为基准值；
步骤S6、将所述轨迹上各点位置经纬度经过差分过程得到方位角变化量；
步骤S7、将所述方位角变化量分别进行存储，建立匹配数据库。
优选的，所述步骤S1的具体过程如下：
重力加速度g在导航坐标系上的投影为：gn＝[0 0 -g]T；地球自转角速度在导航坐标系上的投影为：
Figure RE-GDA0002422729700000021
其中，
Figure RE-GDA0002422729700000022
为当地的纬度，ωie为地球自转角速率，设为15°/h。重力加速度和地球自转角速度在载体坐标系上的投影gb、
Figure RE-GDA0002422729700000026
分别通过捷联惯导系统的加速度计与陀螺仪测量值
Figure RE-GDA0002422729700000023
与
Figure RE-GDA0002422729700000027
得到。
利用g、ωie以及g×ωie计算姿态矩阵
Figure RE-GDA0002422729700000024
计算公式为：
Figure RE-GDA0002422729700000025
优选的，所述步骤S2的具体过程如下：
设定初始数据，包括初始位置、初始速度、初始游动方位角。其中，初始位置包括起点的经度λ0和起点的纬度
Figure RE-GDA00024227297000000310
；由于从静止状态开始行驶，因此初始速度Vx0＝Vy0＝Vz0＝0；初始游动方位角α0＝0。
优选的，所述步骤S3的具体过程如下：
步骤S3.1、计算捷联矩阵初始值：
Figure RE-GDA0002422729700000031
步骤S3.2、根据捷联矩阵初始值
Figure RE-GDA0002422729700000032
进行反三角函数计算得到初始姿态角：
Figure RE-GDA0002422729700000033
步骤S3.3、求解四元数约束方程得到初始四元数Q，其中所述四元数约束方程如下：
Figure RE-GDA0002422729700000034
Figure RE-GDA0002422729700000035
Figure RE-GDA0002422729700000036
Figure RE-GDA0002422729700000037
优选的，所述步骤S4的具体过程如下：
载体按照预先设计好的轨迹运动，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法解算得到水平姿态角及经纬度位置；
步骤S4.1、设机体坐标系相对平台坐标系的转动四元数 Q＝q0+q1ib+q2jb+q3kb，即时修正转动四元数Q：
Figure RE-GDA0002422729700000038
步骤S4.2、通过q0、q1、q2、q3计算捷联矩阵T：
Figure RE-GDA0002422729700000039
步骤S4.3、四元数Q的最佳归一化：
Figure RE-GDA0002422729700000041
Figure RE-GDA0002422729700000042
步骤S4.4、比力的坐标转换：加速度计测量的比力
Figure RE-GDA0002422729700000043
通过矩阵T可转换为
Figure RE-GDA0002422729700000044
即
Figure RE-GDA0002422729700000045
步骤S4.5、速度
Figure RE-GDA0002422729700000046
的即时修正：
Figure RE-GDA0002422729700000047
步骤S4.6、位置矩阵
Figure RE-GDA0002422729700000048
的即时修正：
Figure RE-GDA0002422729700000049
步骤S4.7、位置速率的计算：
对于游动方位系统，由于
Figure RE-GDA00024227297000000410
因此
Figure RE-GDA00024227297000000411
其中，
Figure RE-GDA00024227297000000412
代表扭转挠率、Rxp代表x轴自由曲率半径、Ryp代表y轴自由曲率半径；
步骤S4.8、地球速率
Figure RE-GDA00024227297000000413
经矩阵C转换为
Figure RE-GDA00024227297000000414
Figure RE-GDA00024227297000000415
步骤S4.9、姿态速率的计算：
Figure RE-GDA00024227297000000416
步骤S4.10、将姿态矩阵T表示为ψG、θ、γ的关系，并求得姿态角θ、γ和格网航向角ψG；
Figure RE-GDA00024227297000000417
步骤S4.11、将位置矩阵C表示成λ，
Figure RE-GDA0002422729700000052
，α的关系，并求得位置经度
Figure RE-GDA0002422729700000053
、纬度λ和方位角α；
Figure RE-GDA0002422729700000051
优选的，所述步骤S5的具体过程如下：
实时动态载波相位差分技术记录载体行进轨迹并作为基准值，其中，采用GNSS-RTK技术对轨迹上各点进行定位，并以RTK数据作为载体行进轨迹的基准值。
优选的，所述步骤S6的具体过程如下：
将所述轨迹上各点位置经纬度分别进行差分获得方位角，再对方位角进行差分，得到方位角变化量。
经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种基于航迹匹配的初始对准方法，通过重力加速度和地球自转角速度在导航坐标系上的投影gn、
Figure RE-GDA0002422729700000054
与它们在载体坐标上的投影gb、
Figure RE-GDA0002422729700000055
之间的坐标转换关系，计算初始姿态矩阵cbn；设定初始数据；通过得到的所述初始姿态矩阵和所述初始数据计算捷联矩阵初始值、初始姿态角和初始四元数；载体行进，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法得到水平姿态角及经纬度位置；记录载体行进轨迹并作为基准值；将所述轨迹上各点位置经纬度经过差分过程得到方位角变化量；将所述方位角变化量分别进行存储，建立匹配数据库。本发明主要针对航向角对准进行改进，提出了一种捷联惯导系统粗对准新思路，有效提高了惯导系统对准精度，可以实时快速准确地提供姿态、位置等初始信息，提高了导航系统的性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1附图为本发明提供的载体行进轨迹示意图。
图2附图为本发明提供的近似方位角计算原理图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明实施例公开了一种基于航迹匹配的初始对准方法，
一种基于航迹匹配的初始对准方法，所述方法包括以下步骤：
步骤S1、通过重力加速度和地球自转角速度在导航坐标系上的投影gn、
Figure RE-GDA0002422729700000068
与它们在载体坐标上的投影gb、
Figure RE-GDA0002422729700000069
之间的坐标转换关系，计算初始姿态矩阵
Figure RE-GDA00024227297000000610
；
步骤S2、设定初始数据，包括初始位置、初始速度、初始游动方位角；
步骤S3、通过得到的所述初始姿态矩阵和所述初始数据计算捷联矩阵初始值、初始姿态角和初始四元数；
步骤S4、载体行进，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法得到水平姿态角及经纬度位置；
步骤S5、记录载体行进轨迹并作为基准值；
步骤S6、将所述轨迹上各点位置经纬度经过差分过程得到方位角变化量；
步骤S7、将所述方位角变化量分别进行存储，建立匹配数据库。
为了进一步优化上述技术方案，所述步骤S1的具体过程如下：
重力加速度g在导航坐标系上的投影为：gn＝[0 0 -g]T；地球自转角速度在导航坐标系上的投影为：
Figure RE-GDA0002422729700000061
其中，
Figure RE-GDA0002422729700000062
为当地的纬度，ωie为地球自转角速率，设为15°/h。重力加速度和地球自转角速度在载体坐标系上的投影gb、
Figure RE-GDA0002422729700000063
分别通过捷联惯导系统的加速度计与陀螺仪测量值
Figure RE-GDA0002422729700000064
与
Figure RE-GDA0002422729700000065
得到。
利用g、ωie以及g×ωie计算姿态矩阵
Figure RE-GDA0002422729700000066
计算公式为：
Figure RE-GDA0002422729700000067
为了进一步优化上述技术方案，所述步骤S2的具体过程如下：
设定初始数据，包括初始位置、初始速度、初始游动方位角。其中，初始位置包括起点的经度λ0和起点的纬度
Figure RE-GDA0002422729700000071
由于从静止状态开始行驶，因此初始速度Vx0＝Vy0＝Vz0＝0；通常可将初始游动方位角选为α0＝0。
为了进一步优化上述技术方案，所述步骤S3的具体过程如下：
步骤S3.1、计算捷联矩阵初始值：
Figure RE-GDA0002422729700000072
步骤S3.2、根据捷联矩阵初始值
Figure RE-GDA0002422729700000073
进行反三角函数计算得到初始姿态角：
Figure RE-GDA0002422729700000074
由θ主、γ主、ψ主判断其真值θ、γ、ψ的公式如下：
θ＝θ主
Figure RE-GDA0002422729700000075
Figure RE-GDA0002422729700000076
设起始点航向角ψ＝0；
步骤S3.3、求解四元数约束方程得到初始四元数Q，其中所述四元数约束方程如下：
Figure RE-GDA0002422729700000077
Figure RE-GDA0002422729700000078
Figure RE-GDA0002422729700000079
Figure RE-GDA00024227297000000710
求解上述方程得到如下绝对值方程：
Figure RE-GDA0002422729700000081
Figure RE-GDA0002422729700000082
Figure RE-GDA0002422729700000083
Figure RE-GDA0002422729700000084
为了确定q0、q1、q2、q3的符号，可选q0为正，则四元数符号如下所示：
sign q0＝+
signq1＝sign(T32-T23)
signq2＝sign(T13-T31)
signq3＝sign(T21-T12)
为了进一步优化上述技术方案，所述步骤S4的具体过程如下：
载体按照预先设计好的轨迹运动，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法解算得到水平姿态角及经纬度位置；
步骤S4.1、设机体坐标系相对平台坐标系的转动四元数 Q＝q0+q1ib+q2jb+q3kb，通过解下面的四元数微分方程来即时修正转动四元数Q：
Figure RE-GDA0002422729700000085
步骤S4.2、通过求得的q0、q1、q2、q3计算捷联矩阵T：
Figure RE-GDA0002422729700000086
步骤S4.3、四元数Q的最佳归一化：以欧几里得范数最小为指标的四元数最佳归一化：
Figure RE-GDA0002422729700000087
Figure RE-GDA0002422729700000088
步骤S4.4、比力的坐标转换：加速度计测量的比力
Figure RE-GDA0002422729700000089
通过矩阵T可转换为
Figure RE-GDA00024227297000000810
即
Figure RE-GDA0002422729700000091
步骤S4.5、通过解下列的微分方程来即时修正速度
Figure RE-GDA0002422729700000092
Figure RE-GDA0002422729700000093
步骤S4.6、通过求解下列的矩阵微分方程即时修正位置矩阵
Figure RE-GDA0002422729700000094
Figure RE-GDA0002422729700000095
步骤S4.7、位置速率的计算：
对于游动方位系统，由于
Figure RE-GDA0002422729700000096
因此
Figure RE-GDA0002422729700000097
其中，
Figure RE-GDA0002422729700000098
代表扭转挠率、Rxp代表x轴自由曲率半径、Ryp代表y轴自由曲率半径；
步骤S4.8、地球速率
Figure RE-GDA0002422729700000099
经矩阵C转换为
Figure RE-GDA00024227297000000910
Figure RE-GDA00024227297000000911
步骤S4.9、姿态速率的计算：
Figure RE-GDA00024227297000000912
步骤S4.10、将姿态矩阵T表示为ψG、θ、γ的关系；
Figure RE-GDA00024227297000000913
由上式的捷联矩阵T中各个元素，可由下式计算θ、γ、ψG的主值：
Figure RE-GDA00024227297000000914
由θ主、γ主、ψG主判断其真值θ、γ、ψG：
θ＝θ主
Figure RE-GDA0002422729700000101
Figure RE-GDA0002422729700000102
由上式求出的θ、γ为汽车的姿态角，而ψG为格网航向角，车辆的航向角后续步骤进行计算。
步骤S4.11、将位置矩阵C表示成λ，
Figure RE-GDA0002422729700000103
α的关系，并求得位置经度
Figure RE-GDA0002422729700000104
纬度λ和方位角α；
Figure RE-GDA0002422729700000105
根据位置矩阵C的元素可以用下式计算
Figure RE-GDA0002422729700000106
λ，α的主值：
Figure RE-GDA0002422729700000107
由
Figure RE-GDA0002422729700000108
λ主，α主判断其真值
Figure RE-GDA0002422729700000109
λ，α：
Figure RE-GDA00024227297000001010
Figure RE-GDA00024227297000001011
Figure RE-GDA00024227297000001012
为了进一步优化上述技术方案，所述步骤S5的具体过程如下：
实时动态载波相位差分技术(Real-time kinematic,RTK)记录载体行进轨迹并作为基准值。
高精度的GNSS动态定位一般采用RTK定位技术，实时动态定位精度可以达到厘米级。在RTK定位中，基准站将观测数据利用数据传输链路传送给流动站，流动站利用自身的和基准站的观测数据，运用相对定位原理解算自身位置向量。
采用GNSS-RTK技术对轨迹上各点进行定位，并以RTK数据作为载体行进轨迹的基准值。
为了进一步优化上述技术方案，所述步骤S6的具体过程如下：
将所述轨迹上各点位置经纬度分别进行差分获得方位角，再对方位角进行差分，得到方位角变化量。
本方案实施例如下：
图1为载体行进轨迹示意图，图2中a、b两点为图1轨迹上相邻很近的点，因此a点的方位角ψ可近似看作θ，而a、b两点的经纬度位置已由前述方法求得，不妨设a点为
Figure RE-GDA0002422729700000111
b点为
Figure RE-GDA0002422729700000112
则θ可由下式计算得到：
而轨迹上相邻两点都可求得一个方位角θ，若取n个点进行计算，则能得到n-1个方位角θ，分别记为θ1，θ2，θ3，...，θn-1，再将n-1个θ进行差分，得到n-2 个方位角变化量Δθ，分别记为Δθ1，Δθ2，Δθ3，...，Δθn-2。
由于在惯导初始化计算时，把起始点航向角当做0，因此理论上，若将惯导所得方位角θei与RTK所得方位角θri之间求残差，所得即为起始位置航向角。而最简易的匹配方法即为最小二乘法。不妨设θ初＝θei+θ，当通过最小二乘法得到θ′，使得θ初与θri之间残差最小时，θ＇即为所求初始航向角。
经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种基于航迹匹配的初始对准方法，通过重力加速度和地球自转角速度在导航坐标系上的投影gn、
Figure RE-GDA0002422729700000113
与它们在载体坐标上的投影gb、
Figure RE-GDA0002422729700000114
之间的坐标转换关系，计算初始姿态矩阵
Figure RE-GDA0002422729700000115
设定初始数据；通过得到的所述初始姿态矩阵和所述初始数据计算捷联矩阵初始值、初始姿态角和初始四元数；载体行进，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法得到水平姿态角及经纬度位置；记录载体行进轨迹并作为基准值；将所述轨迹上各点位置经纬度经过差分过程得到方位角变化量；将所述方位角变化量分别进行存储，建立匹配数据库。本发明主要针对航向角对准进行改进，提出了一种捷联惯导系统粗对准新思路，有效提高了惯导系统对准精度，可以实时快速准确地提供姿态、位置等初始信息，提高了导航系统的性能。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (7)

1.一种基于航迹匹配的初始对准方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤S1、通过重力加速度和地球自转角速度在导航坐标系上的投影与它们在载体坐标上的投影之间的坐标转换关系，计算初始姿态矩阵；
步骤S2、设定初始数据，包括初始位置、初始速度、初始游动方位角；
步骤S3、通过得到的所述初始姿态矩阵和所述初始数据计算捷联矩阵初始值、初始姿态角和初始四元数；
步骤S4、载体行进，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法得到水平姿态角及经纬度位置；
步骤S5、记录载体行进轨迹并作为基准值；
步骤S6、将所述轨迹上各点位置经纬度经过差分过程得到方位角变化量；
步骤S7、将所述方位角变化量分别进行存储，建立匹配数据库。
2.根据权利要求1所述的一种基于航迹匹配的初始对准方法，其特征在于，所述步骤S1的具体过程如下：
重力加速度g在导航坐标系上的投影为：gn＝[0 0 -g]T；地球自转角速度在导航坐标系上的投影为：
Figure RE-FDA0002422729690000011
其中，
Figure RE-FDA0002422729690000012
为当地的纬度，ωie为地球自转角速率，设为15°/h。重力加速度和地球自转角速度在载体坐标系上的投影gb、
Figure RE-FDA0002422729690000013
分别通过捷联惯导系统的加速度计与陀螺仪测量值
Figure RE-FDA0002422729690000014
与
Figure RE-FDA0002422729690000015
得到；
利用g、ωie以及g×ωie计算姿态矩阵
Figure RE-FDA0002422729690000016
计算公式为：
Figure RE-FDA0002422729690000017
3.根据权利要求1所述的一种基于航迹匹配的初始对准方法，其特征在于，所述步骤S2的具体过程如下：
设定初始数据，包括初始位置、初始速度、初始游动方位角。其中，初始位置包括起点的经度λ0和起点的纬度
Figure RE-FDA0002422729690000018
由于从静止状态开始行驶，因此初始速度Vx0＝Vy0＝Vz0＝0；初始游动方位角α0＝0。
4.根据权利要求1所述的一种基于航迹匹配的初始对准方法，其特征在于，所述步骤S3的具体过程如下：
步骤S3.1、计算捷联矩阵初始值：
Figure RE-FDA0002422729690000021
步骤S3.2、根据捷联矩阵初始值
Figure RE-FDA0002422729690000022
进行反三角函数计算得到初始姿态角：
Figure RE-FDA0002422729690000023
步骤S3.3、求解四元数约束方程得到初始四元数Q，其中所述四元数约束方程如下：
Figure RE-FDA0002422729690000024
Figure RE-FDA0002422729690000025
Figure RE-FDA0002422729690000026
Figure RE-FDA0002422729690000027
5.根据权利要求1所述的一种基于航迹匹配的初始对准方法，其特征在于，所述步骤S4的具体过程如下：
载体按照预先设计好的轨迹运动，通过捷联矩阵的实时更新，用惯导算法解算得到水平姿态角及经纬度位置；
步骤S4.1、设机体坐标系相对平台坐标系的转动四元数Q＝q0+q1ib+q2jb+q3kb，即时修正转动四元数Q：
Figure RE-FDA0002422729690000028
步骤S4.2、通过q0、q1、q2、q3计算捷联矩阵T：
Figure RE-FDA0002422729690000029
步骤S4.3、四元数Q的最佳归一化：
Figure RE-FDA00024227296900000210
Figure RE-FDA00024227296900000211
步骤S4.4、比力的坐标转换：加速度计测量的比力
Figure RE-FDA0002422729690000031
通过矩阵T可转换为
Figure RE-FDA0002422729690000032
即
Figure RE-FDA0002422729690000033
步骤S4.5、速度
Figure RE-FDA0002422729690000034
的即时修正：
Figure RE-FDA0002422729690000035
步骤S4.6、位置矩阵
Figure RE-FDA0002422729690000036
的即时修正：
Figure RE-FDA0002422729690000037
步骤S4.7、位置速率的计算：
对于游动方位系统，由于
Figure RE-FDA0002422729690000038
因此
Figure RE-FDA0002422729690000039
其中，
Figure RE-FDA00024227296900000310
代表扭转挠率、Rxp代表x轴自由曲率半径、Ryp代表y轴自由曲率半径；
步骤S4.8、地球速率
Figure RE-FDA00024227296900000311
经矩阵C转换为
Figure RE-FDA00024227296900000312
Figure RE-FDA00024227296900000313
步骤S4.9、姿态速率的计算：
Figure RE-FDA00024227296900000314
步骤S4.10、将姿态矩阵T表示为ψG、θ、γ的关系，并求得姿态角θ、γ和格网航向角ψG；
Figure RE-FDA00024227296900000315
步骤S4.11、将位置矩阵C表示成λ，
Figure RE-FDA00024227296900000316
α的关系，并求得位置经度
Figure RE-FDA00024227296900000317
纬度λ和方位角α；
Figure RE-FDA00024227296900000318
6.根据权利要求1所述的一种基于航迹匹配的初始对准方法，其特征在于，所述步骤S5的具体过程如下：
实时动态载波相位差分技术记录载体行进轨迹并作为基准值，其中，采用GNSS-RTK技术对轨迹上各点进行定位，并以RTK数据作为载体行进轨迹的基准值。
7.根据权利要求1所述的一种基于航迹匹配的初始对准方法，其特征在于，所述步骤S6的具体过程如下：
将所述轨迹上各点位置经纬度分别进行差分获得方位角，再对方位角进行差分，得到方位角变化量。
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