CN113503894B - 基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，该方法具体包括：根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，使惯导系统坐标系的OX轴与陀螺AX的敏感轴重合，惯导系统坐标系的OY轴位于由陀螺AX和AY的敏感轴所形成的平面内，惯导系统坐标系的OZ轴符合右手定则；对惯导系统进行粗对准；根据陀螺角速率和比力信息进行惯性导航解算以完成姿态四元数、位置和速度的更新；采用陀螺基准坐标系构建系统误差模型；初始化卡尔曼滤波器参数；根据系统误差模型进行卡尔曼滤波计算获取惯性器件误差估计。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中采用加速度计基准坐标进行惯导系统的误差标定存在惯导系统全温范围内的姿态输出精度低的技术问题。

Description

基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法

技术领域

本发明涉及惯性导航技术领域，尤其涉及一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法。

背景技术

传统的惯导系统的惯性测量组合通常是由三个单轴激光陀螺与三个加速度计组成，其中加速度计体积小，安装支架通过机械加工可以获得较高的安装精度，而单轴激光陀螺由于体积大，安装支架容易受到环境因素的影响产生变形。在惯导系统的使用过程中，通常会通过一个安装基准靠面安装在导弹或飞机等武器装备上，其中往往要求惯导输出的姿态与基准靠面之间是一个固定值或者变化很小的值。传统的单轴激光陀螺惯导系统与加速度计之间的安装误差更容易保证，通常采用加表基准坐标系的方式进行输出。

随着近年来，空间三轴激光陀螺技术的发展，采用空间三轴激光陀螺为角速度测量组合的惯导系统也越来越多。空间三轴激光陀螺是单轴机抖激光陀螺技术的集成创新，即用整体结构方式将三只单轴机抖激光陀螺集成于同一基体上，构成三轴正交的空间激光陀螺；将原有单轴机抖陀螺组合的抖动部件和控制回路减少为三分之一。与陀螺组合(含三只单轴机抖激光陀螺)相比，空间三轴激光陀螺的优越性主要表现为：部件少、体积小、重量轻、结构紧凑、振动性能提高和全温范围内安装误差变化在角秒级等。随着高精度定位定向系统和高精度航姿设备对全温范围内惯导姿态精度提出新的需求，即方位达到1角分(3σ)，水平姿态达到20角秒(3σ)，三个加速度计对应的安装支架需要付出更大的体积、重量和成本的代价才能满足全温范围内角秒级加速度计安装误差的要求。对于空间三轴激光陀螺惯导系统，采用传统的方式进行惯导参数的标定，即采用加表基准坐标系的方式全温的姿态变化量基本就取决于加速度本身的安装误差及加速度计安装结构的变形误差，姿态变化大。为了充分利用空间三轴激光陀螺全温范围内安装误差角的优势，需要对传统的标定误差模型进行调整优化，提升全温范围内的姿态精度。

发明内容

本发明提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，能够解决现有技术中采用加速度计基准坐标进行惯导系统的误差标定存在惯导系统全温范围内的姿态输出精度低的技术问题。

本发明提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，该基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法具体包括：根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，使惯导系统坐标系的OX轴与陀螺AX的敏感轴重合，惯导系统坐标系的OY轴位于由陀螺AX和AY的敏感轴所形成的平面内，惯导系统坐标系的OZ轴符合右手定则；对惯导系统进行粗对准以获取惯导初始姿态；根据陀螺角速率和比力信息进行惯性导航解算以完成姿态四元数、位置和速度的更新；采用陀螺基准坐标系构建系统误差模型；初始化卡尔曼滤波器参数；根据系统误差模型进行卡尔曼滤波计算获取惯性器件误差估计以完成基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定。

进一步地，采用陀螺基准坐标系构建系统误差模型具体包括：构建惯导系统的状态量；根据状态量和惯性导航解算结果构建系统误差模型。

进一步地，根据

构建惯导系统的状态量，其中，X(k)为k时刻系统的状态量，δL、δh和δλ分别表示惯导系统的纬度误差、高度误差和经度误差，δV_N、δV_U和δV_E为惯导北、天和东三个方向的速度误差，φ_N、φ_U和φ_E分别为惯导系统地理坐标系内北、天和东三个方向的失准角。

进一步地，根据构建系统误差模型，其中，X(k-1)为k-1时刻系统的状态量，Φ(k,k-1)为k-1至k时刻离散系统状态转移矩阵，Q(k)为k时刻系统噪声序列，Z(k)为k时刻的系统观测量，R(k)为k时刻观测噪声序列，H(k)为k时刻观测矩阵，/>I为单位矩阵，k代表计算时刻，k＝1,2,...,n。

进一步地，根据获取状态转移矩阵Φ(k,k-1)，其中，T_n为导航周期，T_e为滤波周期，A_t为t时刻的连续系统状态转移矩阵，每个滤波周期开始时t＝0，/> B₄＝0_3×3，/> 其中，ω_ie为地球自转角速率，V_N、V_U和V_E分别为惯导北向、天向和东向速度，L和h分别为惯导纬度和高度，R_M和R_N分别为地球子午面和卯酉面半径，/>为b系到n系的姿态转换矩阵，/>和/>分别为x陀螺、y陀螺和z陀螺的陀螺输出角速率，/> 和/>为x加速度计、y加速度计和z加速度计的加表输出比力。

进一步地，根据Z(k)＝[L-L₀ h-h₀ λ-λ₀ V_N V_U V_E]^T获取系统观测量Z(k)，其中，λ为惯导经度，L₀、h₀和λ₀分别为初始装订纬度、高度和经度。

进一步地，初始化卡尔曼滤波器参数具体包括：设定卡尔曼滤波的初始协方差矩阵P₀、系统噪声方差阵Q、系统误差状态初值X₀和卡尔曼滤波计算周期T_k。

应用本发明的技术方案，提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，该基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，构建基于陀螺基准坐标系的系统误差模型，并进行卡尔曼滤波计算以获取惯性器件的误差估计，能够提高惯导系统全温范围内的姿态输出精度。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中采用加速度计基准坐标进行惯导系统的误差标定存在惯导系统全温范围内的姿态输出精度低的技术问题。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法的流程示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的惯导系统滚动角随温度变化曲线图；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的惯导系统俯仰角随温度变化曲线图；

图4示出了根据本发明的具体实施例提供的惯导系统方位角随温度变化曲线图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，该基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法具体包括：根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，使惯导系统坐标系的OX轴与陀螺AX的敏感轴重合，惯导系统坐标系的OY轴位于由陀螺AX和AY的敏感轴所形成的平面内，惯导系统坐标系的OZ轴符合右手定则；对惯导系统进行粗对准以获取惯导初始姿态；采用陀螺基准坐标系构建系统误差模型；初始化卡尔曼滤波器参数；根据系统误差模型进行卡尔曼滤波计算获取惯性器件误差估计以完成基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定。

应用此种配置方式，提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，该基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，构建基于陀螺基准坐标系的系统误差模型，并进行卡尔曼滤波计算以获取惯性器件的误差估计，能够提高惯导系统全温范围内的姿态输出精度。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中采用加速度计基准坐标进行惯导系统的误差标定存在惯导系统全温范围内的姿态输出精度低的技术问题。

进一步地，在本发明中，为了实现基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定，首先根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，使惯导系统坐标系的OX轴与陀螺AX的敏感轴重合，惯导系统坐标系的OY轴位于由陀螺AX和AY的敏感轴所形成的平面内，惯导系统坐标系的OZ轴符合右手定则。

此外，在本发明中，在根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系后，对惯导系统进行粗对准以获取惯导初始姿态。作为本发明的一个具体实施例，惯导系统开机后利用角速率和比力信息/>进行粗对准，确定初始姿态。

进一步地，在本发明中，在完成惯导系统的粗对准之后，根据陀螺角速率和比力信息进行惯性导航解算以完成姿态四元数、位置和速度的更新。

此外，在本发明中，在完成惯性导航解算后，采用陀螺基准坐标系构建系统误差模型。

惯导系统基准坐标系的选取直接关系到系统全温范围及振动环境下的姿态输出精度，而姿态输出精度同样直接关系到需要依靠姿态基准进行姿态装订的武器系统的性能，复杂热力环境是其主要影响项。为此，在应用空间三轴激光陀螺的基础上，采用陀螺坐标系，利用系统级标定方法，通过建立导航输出误差与器件误差参数之间的误差模型，编排不同转动位置对器件误差参数进行标校。

本发明中，陀螺误差模型为其中，Δω_x、Δω_y和Δω_z分别表示由陀螺漂移、陀螺安装误差和陀螺刻度系数误差引起的x陀螺、y陀螺和z陀螺的输出测量误差值，ω_x、ω_y和ω_z分别表示惯导系统角速度在X轴、Y轴和Z轴上的投影，δk_gx、δk_gy和δk_gz分别表示x陀螺、y陀螺和z陀螺的比例系数误差，δk_gyx、δk_gzx和δk_gzy分别表示x陀螺仪相对于Y轴的安装误差、x陀螺相对于Z轴的安装误差和y陀螺仪相对于Z轴的安装误差；ε_x、ε_y和ε_z分别表示x、y陀螺漂移和z陀螺漂移。

加速度计误差模型为其中，Δa_x、Δa_y和Δa_z分别表示由加速度计零偏、加速度计安装误差和加速度计刻度系数误差引起的x加速度计、y加速度计和z加速度计的输出测量误差值，a_x、a_y和a_z分别表示惯导系统比力在X轴、Y轴和Z轴上的投影，/>和/>分别表示x加速度计、y加速度计和z加速度计的加速度计零偏，δk_ax、δk_ay和δk_az分别表示x加速度计、y加速度计和z加速度计的比例系数误差，δk_ax2、δk_ay2和δk_az2分别表示x加速度计、y加速度计和z加速度计的比例系数的非线性，δk_axy、δk_axz、δk_ayx、δk_ayz、δk_azx和δk_azy分别表示y加速度计相对于X轴的安装误差、z加速度计相对于X轴的安装误差、x加速度计相对于Y轴的安装误差、z加速度计相对于Y轴的安装误差、x加速度计相对于Z轴的安装误差、y加速度计相对于Z轴的安装误差。

在上述陀螺误差模型和加速度计误差模型的基础上构建系统误差模型，首先选取33维状态量为

其中，X(k)为k时刻系统的状态量，δL、δh和δλ分别表示惯导系统的纬度误差、高度误差和经度误差，δV_N、δV_U和δV_E为惯导北、天和东三个方向的速度误差，φ_N、φ_U和φ_E分别为惯导系统地理坐标系内北、天和东三个方向的失准角。

然后根据上述状态量和惯性导航解算结果构建系统误差模型其中，X(k-1)为k-1时刻系统的状态量，Φ(k,k-1)为k-1至k时刻离散系统状态转移矩阵，Q(k)为k时刻系统噪声序列，满足零均值白噪声，方差为Q_k，Z(k)为k时刻的系统观测量，R(k)为k时刻观测噪声序列，满足零均值白噪声，方差为R_k，H(k)为k时刻观测矩阵，/>I为单位矩阵。k代表计算时刻，k＝1,2,...,n，周期可设为1.0s。

本发明中，状态转移矩阵Φ(k,k-1)可根据

获取，其中，T_n为导航周期，T_e为滤波周期，作为本发明的一个具体实施例，T_n＝0.005s T_e＝1.0s。A_t为t时刻的连续系统状态转移矩阵，每个滤波周期开始时t＝0。/> B₄＝0_3×3，/> 其中，ω_ie为地球自转角速率，V_N、V_U和V_E分别为惯导北向、天向和东向速度，L和h分别为惯导纬度和高度，R_M和R_N分别为地球子午面和卯酉面半径，/>为b系到n系的姿态转换矩阵，/>和/>分别为x陀螺、y陀螺和z陀螺的陀螺输出角速率，/> 和/>为x加速度计、y加速度计和z加速度计的加表输出比力。

系统观测量可根据Z(k)＝[L-L₀ h-h₀ λ-λ₀ V_N V_U V_E]^T获取，其中，λ为惯导经度，L₀、h₀和λ₀分别为初始装订纬度、高度和经度。

此外，在本发明中，为了降低导航误差，在完成系统误差模型的构建后，初始化卡尔曼滤波器参数。作为本发明的一个具体实施例，设定卡尔曼滤波的初始协方差矩阵P₀，其参数可根据初始误差的量级进行设置；设定系统噪声方差阵Q，可根据实际系统噪声大小进行设置；设定系统误差状态初值X₀，维数为33×1，一般设为零矩阵；设定卡尔曼滤波计算周期T_k。

进一步地，在本发明中，在完成系统误差模型的构建后，根据系统误差模型进行卡尔曼滤波计算获取惯性器件误差估计以完成基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定。

本发明的基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法是针对采用空间三轴激光陀螺的惯性导航系统，为满足新武器装备更高精度的姿态输出精度要求，在现有加表基准坐标系的基础上进行调整，针对空间三轴激光陀螺的优势，提出的一种以空间三轴激光陀螺为基准坐标系，并通过调整惯导系统的误差模型，完成基于陀螺基准坐标系统的惯导系统器件误差标定的方法，能够满足新一代武器作战平台对复杂热磁环境下对高精度姿态基准的应用需求。

本发明在传统加表基准坐标系的基础上，以空间三轴激光陀螺惯性导航系统为应用对象，调整为陀螺坐标系，并调整空间三轴激光陀螺惯导系统的标定误差模型，采用卡尔曼滤波的方式完成基于陀螺坐标系的惯性器件误差标定。采用基于陀螺基准坐标系的空间三轴激光陀螺惯导系统误差建模方法可实现系统在复杂的热力环境仍具备高精度姿态输出的能力，大幅提升了采用装订基准惯导姿态进行快速发射的导弹的初始姿态精度。解决了传统方案中加速度计安装误差由于在不同温度、不同力学环境下变化较大而导致惯导系统姿态输出变化较大的问题，将全温范围内姿态输出变化由采用加表基准坐标系的百秒级提升到采用陀螺基准坐标系的角秒级，大大提升了全温范围内的姿态变化的精度。目前工程实践中在全温范围内，加速度计组合安装误差变化在100角秒以上，因此采用加表基准坐标系的惯导系统全温姿态输出精度也会在100角秒以上，而空间三轴激光陀螺安装误差在10角秒以内，采用本发明的加表基准坐标系的惯导系统全温姿态输出精度也会在10角秒以内。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1至图4对本发明的基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法进行详细说明。

如图1至图4所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，该基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法具体包括以下步骤。

步骤一，根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，使惯导系统坐标系的OX轴与陀螺AX的敏感轴重合，惯导系统坐标系的OY轴位于由陀螺AX和AY的敏感轴所形成的平面内，惯导系统坐标系的OZ轴符合右手定则。

步骤二，惯导系统开机，利用角速率和比力信息/>进行粗对准，获取惯导初始姿态。

步骤三，根据陀螺角速率和比力信息进行惯性导航解算以完成姿态四元数、位置和速度的更新。

步骤四，采用陀螺基准坐标系根据构建系统误差模型，状态量为/>

步骤五，初始化卡尔曼滤波器参数。

步骤六，根据系统误差模型进行卡尔曼滤波计算获取惯性器件误差估计以完成基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定。

在完成基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定后，按照以下步骤进行全温范围内的温度试验，完成姿态输出精度验证。

a).系统密封，置于带隔离地基的温箱中；

b).设定温箱温度，保温4小时，初始温度为-40℃，系统到温后开始通电进行对准试验，并记录姿态信息；

c).保温结束后设定温箱温变速率为3度每分钟，每次升温10度，重复步骤b)直至温度升至60度并保温结束；

d).统计全温过程中的姿态角变化量，试验结果如图2至图4，表1为根据图2至图4获取的姿态角变化量。

表1温度试验中各姿态角的变化量

姿态角	最小值	最大值	变化量
				滚动角	-0.04565	-0.04406	0.00159(5.7角秒)
俯仰角	-0.331	-0.33021	0.00079(2.8角秒)
				方位角	89.63571	89.64227	0.00656(23.6角秒)

由上述温度试验结果可知，水平姿态角变化量在角秒级，且从姿态随温度变化曲线图2至图4可以看出角度变化无温度趋势，空间三轴激光陀螺惯性导航系统采用陀螺基准坐标系后，姿态基本无趋势项，姿态输出精度受温度影响小。由于本方法相对于传统的采用加表基准坐标系的惯导系统，在建立误差模型时，结合空间三轴激光陀螺的安装误差变化小的独特优势，采用陀螺基准坐标系的方式，大幅提升了惯导系统在全温范围内的姿态输出精度，为武器装备的高精度姿态装订奠定基础。

综上所述，本发明提供了一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，该基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，构建基于陀螺基准坐标系的系统误差模型，并进行卡尔曼滤波计算以获取惯性器件的误差估计，能够提高惯导系统全温范围内的姿态输出精度。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中采用加速度计基准坐标进行惯导系统的误差标定存在惯导系统全温范围内的姿态输出精度低的技术问题。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，其特征在于，所述基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法包括：

根据陀螺基准坐标系设置惯导系统坐标系，使所述惯导系统坐标系的OX轴与陀螺AX的敏感轴重合，所述惯导系统坐标系的OY轴位于由陀螺AX和AY的敏感轴所形成的平面内，所述惯导系统坐标系的OZ轴符合右手定则；

对惯导系统进行粗对准以获取惯导初始姿态；

根据陀螺角速率和比力信息进行惯性导航解算以完成姿态四元数、位置和速度的更新；

采用陀螺基准坐标系构建系统误差模型，具体包括：构建惯导系统的状态量；根据所述状态量和惯性导航解算结果构建所述系统误差模型：根据构建系统误差模型，其中，X(k)为k时刻系统的状态量，X(k-1)为k-1时刻系统的状态量，Φ(k,k-1)为k-1至k时刻离散系统状态转移矩阵，Q(k)为k时刻系统噪声序列，Z(k)为k时刻的系统观测量，R(k)为k时刻观测噪声序列，H(k)为k时刻观测矩阵，/>I为单位矩阵，k代表计算时刻，k＝1,2,...,n；

初始化卡尔曼滤波器参数；

根据所述系统误差模型进行卡尔曼滤波计算获取惯性器件误差估计以完成基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定。

2.根据权利要求1所述的基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，其特征在于，根据构建所述惯导系统的状态量，其中，δL、δh和δλ分别表示惯导系统的纬度误差、高度误差和经度误差，δV_N、δV_U和δV_E为惯导北、天和东三个方向的速度误差，φ_N、φ_U和φ_E分别为惯导系统地理坐标系内北、天和东三个方向的失准角，▽_x、▽_y和▽_z分别表示x加速度计、y加速度计和z加速度计的加速度计零偏，ε_x、ε_y和ε_z分别表示x、y陀螺漂移和z陀螺漂移，δk_ax、δk_ay和δk_az分别表示x加速度计、y加速度计和z加速度计的比例系数误差，δk_axy、δk_axz、δk_ayx、δk_ayz、δk_azx和δk_azy分别表示y加速度计相对于X轴的安装误差、z加速度计相对于X轴的安装误差、x加速度计相对于Y轴的安装误差、z加速度计相对于Y轴的安装误差、x加速度计相对于Z轴的安装误差、y加速度计相对于Z轴的安装误差，δk_ax2、δk_ay2和δk_az2分别表示x加速度计、y加速度计和z加速度计的比例系数的非线性，δk_gx、δk_gy和δk_gz分别表示x陀螺、y陀螺和z陀螺的比例系数误差，δk_gyx、δk_gzx和δk_gzy分别表示x陀螺仪相对于Y轴的安装误差、x陀螺相对于Z轴的安装误差和y陀螺仪相对于Z轴的安装误差。

3.根据权利要求1所述的基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，其特征在于，根据获取状态转移矩阵Φ(k,k-1)，其中，T_n为导航周期，T_e为滤波周期，A_t为t时刻的连续系统状态转移矩阵，每个滤波周期开始时t＝0，/> B₄＝0_3×3，/> 其中，ω_ie为地球自转角速率，V_N、V_U和V_E分别为惯导北向、天向和东向速度，L和h分别为惯导纬度和高度，R_M和R_N分别为地球子午面和卯酉面半径，/>为b系到n系的姿态转换矩阵，/>和/>分别为x陀螺、y陀螺和z陀螺的陀螺输出角速率，/> 和/>为x加速度计、y加速度计和z加速度计的加表输出比力。

4.根据权利要求3所述的基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，其特征在于，根据Z(k)＝[L-L₀ h-h₀ λ-λ₀ V_N V_U V_E]^T获取系统观测量Z(k)，其中，λ为惯导经度，L₀、h₀和λ₀分别为初始装订纬度、高度和经度。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法，其特征在于，初始化卡尔曼滤波器参数具体包括：设定卡尔曼滤波的初始协方差矩阵P₀、系统噪声方差阵Q、系统误差状态初值X₀和卡尔曼滤波计算周期T_k。