CN114061623B - 一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法 - Google Patents

一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法 Download PDF

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CN114061623B CN202111641978.2A CN202111641978A CN114061623B CN 114061623 B CN114061623 B CN 114061623B CN 202111641978 A CN202111641978 A CN 202111641978A CN 114061623 B CN114061623 B CN 114061623B
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Abstract

本发明属于惯性传感器标定技术领域，具体涉及一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法。利用双天线测向结果，通过计算辨识惯性航向姿态参考系统中的惯性传感器零偏误差的方法，惯性传感器包括各轴向的陀螺以及加速度计。本发明实现利用双天线测量得到的航向结果，获得三个轴向的惯性传感器零偏误差的方法，满足惯性航向姿态参考系统使用过程中误差自动辨识，避免了系统拆卸后误差标定过程，降低了系统维护成本，提升了系统使用性能。

Description

一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法
技术领域
本发明属于惯性传感器标定技术领域，具体涉及一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法。
背景技术
惯性航向姿态参考系统由三个正交轴方向布置的陀螺和加速度计、计算机、台体与机箱结构件组成，可以为载体实时提供角速度、加速度、姿态、航向、速度、位置等航向姿态参考信息，具有自主性、隐蔽性和实时性等突出特征。
精度较低的惯性航向姿态参考系统通常与双天线卫星导航系统结合，通过双天线测向原理快速获取较高精度的航向数据，从而完成系统初始对准过程，建立较高精度的初始姿态航向信息。
然而，惯性航向姿态参考系统所使用的陀螺和加速度计等惯性传感器在使用一段时间后其参数会发生不同程度的变化，误差会越来越大，并直接影响惯性航向姿态参考系统的性能。为保持性能指标满足应用需求，当前的解决方案是通过定期的离机误差标定来修正惯性器件的参数误差。但是离机标定成本高、时间长、对惯性航向姿态参考系统的性能保持效果有限，且增加了用户对系统的维护负担和难度，影响整体可用性与保障效率。
发明内容
本发明的目的是：提出一种在初始对准过程中，利用双天线测向结果，通过计算辨识惯性航向姿态参考系统中的惯性传感器零偏误差的方法，惯性传感器包括各轴向的陀螺以及加速度计。
本发明的技术方案：本发明提供了一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法，用于与双天线卫星导航系统结合使用的惯性航向姿态参考系统，所述惯性传感器为惯性航向姿态参考系统中的惯性传感器，包括各轴向的陀螺以及加速度计，所述方法包括以下步骤：
S1：惯性航向姿态参考系统从双天线卫星导航系统的卫星导航接收机得到载体在地球表面的位置信息，作为系统的初始位置；
S2：惯性航向姿态参考系统通过解析粗对准过程和基于卡尔曼滤波的精对准过程得到载体的姿信息态和惯性航向信息，包括俯仰角、横滚角和惯性航向角；
S3：双天线卫星导航系统的卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线得到载体卫星航向角；
S4：利用双天线基线与载体纵轴之间的安装误差对载体卫星航向角进行校正补偿，利用惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差对载体惯性航向角进行校正补偿；
S5：利用利用步骤S2中得到的载体俯仰角
Figure 704130DEST_PATH_IMAGE001
、横滚角
Figure 440005DEST_PATH_IMAGE002
，以及经步骤S4校正补偿的卫星航向角
Figure 373326DEST_PATH_IMAGE003
，计算得到载体的初始姿态转换矩阵；
S6: 通过卡尔曼滤波计算得到等效天向陀螺零偏估计值和等效天向加速度计零偏估计值；
S7：结合卫星导航双天线测向结果，计算得到等效北向陀螺零偏、等效东向陀螺零偏；
S8：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏；
S9：在不同的姿态或航向条件下，重复进行三次步骤S1-S6，通过卡尔曼滤波计算得到三次的等效天向加速度计零偏估计值；采用S5所述方法计算得到三次的姿态转换矩阵;
S10：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏。
在一个可能的实施例中，所述步骤S4中，利用惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差对载体惯性航向角进行校正补偿的过程具体包括：
通过光学测量手段，对惯性航向姿态参考系统航向角基准定位销或者基准平面与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到惯性航向安装误差角
Figure 229155DEST_PATH_IMAGE004
；
利用初始航向角
Figure 488098DEST_PATH_IMAGE005
和惯性航向安装误差角
Figure 914532DEST_PATH_IMAGE004
，根据下式（一）计算校正之后的载体惯性航向角
Figure 917123DEST_PATH_IMAGE006
：
Figure 624529DEST_PATH_IMAGE007
式（一）。
在一个可能的实施例中，所述步骤S4中，利用双天线基线与载体纵轴之间的安装误差对载体卫星航向角信息进行校正补偿的过程具体包括：
通过光学测量手段，对卫星导航接收机通过双天线形成的基线与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到卫星航向安装误差角
Figure 788794DEST_PATH_IMAGE008
；
双天线卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线得到载体的卫星航向角
Figure 968103DEST_PATH_IMAGE009
；
利用载体的卫星航向角
Figure 508805DEST_PATH_IMAGE010
和卫星航向安装误差角
Figure 73648DEST_PATH_IMAGE011
，根据下式（二）计算校正之后的载体卫星航向角
Figure 674393DEST_PATH_IMAGE012
如下：
Figure 75419DEST_PATH_IMAGE013
式（二）。
在一个可能的实施例中，在所述步骤S5中，利用利用步骤S2中得到的载体俯仰角
Figure 419812DEST_PATH_IMAGE001
、横滚角
Figure 104741DEST_PATH_IMAGE002
，以及经步骤S4校正补偿的卫星航向角
Figure 610808DEST_PATH_IMAGE003
，根据下式（三）可以计算得到载体的初始姿态转换矩阵如下：
Figure 764709DEST_PATH_IMAGE014
式（三）
式中，
Figure 647214DEST_PATH_IMAGE015
表示机体坐标系到当地地理坐标系之间的转换矩阵，
Figure 999698DEST_PATH_IMAGE016
表示对载体俯仰角、横滚角以及卫星航向角求余弦值，
Figure 863618DEST_PATH_IMAGE017
表示对载体俯仰角、横滚角以及卫星航向角求正弦值，
Figure 301553DEST_PATH_IMAGE018
表示矩阵
Figure 925432DEST_PATH_IMAGE019
的第
Figure 132422DEST_PATH_IMAGE020
行
Figure 435752DEST_PATH_IMAGE021
列元素。
在一个可能的实施例中，所述步骤S6具体包括如下步骤：
S601：选取初始对准卡尔曼滤波器状态变量如下式（四）所示：
Figure 360983DEST_PATH_IMAGE022
式（四）
其中，
Figure 522974DEST_PATH_IMAGE023
表示纬度误差，
Figure 850050DEST_PATH_IMAGE024
表示经度误差，
Figure 321352DEST_PATH_IMAGE025
表示高度误差，
Figure 468299DEST_PATH_IMAGE026
表示地理坐标系下东、北、天三个方向的速度误差，
Figure 433981DEST_PATH_IMAGE027
表示地理坐标系下东、北、天三个方向的平台偏角误差，
Figure 615564DEST_PATH_IMAGE028
表示地理坐标系下东、北、天三个轴向的陀螺零偏误差，
Figure 257767DEST_PATH_IMAGE029
表示地理坐标系下东、北、天三个轴向的加速度计零偏误差；
S602：建立卡尔曼滤波器的状态转移矩阵如下式（五）所示：
Figure 157589DEST_PATH_IMAGE030
式（五）
其中，
Figure 661383DEST_PATH_IMAGE031
Figure 697472DEST_PATH_IMAGE032
Figure 510576DEST_PATH_IMAGE033
Figure 632116DEST_PATH_IMAGE034
其中，
Figure 939601DEST_PATH_IMAGE035
表示地球半径，
Figure 95776DEST_PATH_IMAGE036
表示当地地理坐标系下东、北、天三个方向的速度，
Figure 76851DEST_PATH_IMAGE037
表示地球自转角速度，
Figure 685687DEST_PATH_IMAGE038
表示地球自转角速度在当地地理坐标系北向和天向上的投影，
Figure 531283DEST_PATH_IMAGE039
表示当地地理坐标系下东、北、天三个方向的平均比力；
S603：建立卡尔曼滤波器量测信息如下式（六）所示：
Figure 541965DEST_PATH_IMAGE040
式（六）
其中，
Figure 696871DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure 793003DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 442291DEST_PATH_IMAGE043
为系统对准开始时刻的初始纬度、经度和高度，
Figure 573058DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 711915DEST_PATH_IMAGE045
、
Figure 216714DEST_PATH_IMAGE046
为系统对准过程中实时解算得到的纬度、经度和高度；
S604：建立卡尔曼滤波器量测矩阵如下式（七）所示：
Figure 732009DEST_PATH_IMAGE047
式（七）
S605：操作惯性航向姿态参考系统进行地面静态初始对准卡尔曼滤波，计算得到状态量的估计结果为：
Figure 654966DEST_PATH_IMAGE048
；通过卡尔曼滤波器仅可以计算得到等效天向陀螺零偏估计值，以及等效天向加速度计零偏估计值如下：
Figure 964725DEST_PATH_IMAGE049
Figure 956820DEST_PATH_IMAGE050
。
在一个可能的实施例中，在所述步骤S7中，结合卫星导航双天线测向结果，根据下式（八）计算得到等效北向陀螺零偏
Figure 10227DEST_PATH_IMAGE051
：
Figure 787690DEST_PATH_IMAGE052
式（八）
根据下式（九）计算得到等效东向陀螺零偏
Figure 268350DEST_PATH_IMAGE053
：
Figure 16251DEST_PATH_IMAGE054
式（九）。
在一个可能的实施例中，在所述步骤S8中，根据下式（十）计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏：
Figure 607769DEST_PATH_IMAGE055
式（十）。
在一个可能的实施例中，在所述步骤S10中，根据下式（十一）计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏：
Figure 505318DEST_PATH_IMAGE056
式（十一）
其中，
Figure 156879DEST_PATH_IMAGE057
、
Figure 920305DEST_PATH_IMAGE058
、
Figure 315514DEST_PATH_IMAGE059
Figure 270832DEST_PATH_IMAGE060
表示三次不同姿态航向条件下载体的初始姿态转换矩阵中第三行要素；
Figure 93294DEST_PATH_IMAGE061
表示三次不同姿态航向条件下初始对准时通过卡尔曼滤波计算得到的等效天向加速度计零偏估计值。
本发明的有益效果：本发明实现利用双天线测量得到的航向结果，获得三个轴向的惯性传感器零偏误差的方法，满足惯性航向姿态参考系统使用过程中误差自动辨识，避免了系统拆卸后误差标定过程，降低了系统维护成本，提升了系统使用性能。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。本发明不限于下面所提出的任何具体设置和方法。
本发明提供了基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法，其特征在于包括以下步骤：
S1：惯性航向姿态参考系统从卫星导航接收机得到载体在地球表面的位置信息,包括纬度
Figure 547278DEST_PATH_IMAGE044
、经度
Figure 746178DEST_PATH_IMAGE045
和高度
Figure 352740DEST_PATH_IMAGE062
，作为系统的初始位置；
S2：通过光学测量手段，对惯性航向姿态参考系统航向角基准定位销或者基准平面与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到惯性航向安装误差角
Figure 346104DEST_PATH_IMAGE004
；
S3：惯性航向姿态参考系统通过解析粗对准过程和基于卡尔曼滤波的精对准过程可以得到载体较为精确的姿态信息和惯性航向信息，包括俯仰角
Figure 287384DEST_PATH_IMAGE001
、横滚角
Figure 289975DEST_PATH_IMAGE002
和惯性航向角
Figure 813360DEST_PATH_IMAGE005
；
S4：利用惯性航向角
Figure 712046DEST_PATH_IMAGE005
和惯性航向安装误差角
Figure 953672DEST_PATH_IMAGE004
，计算校正之后的载体惯性航向角
Figure 905095DEST_PATH_IMAGE006
如下：
Figure 282987DEST_PATH_IMAGE063
S5：通过光学测量手段，对卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到卫星航向安装误差角
Figure 821416DEST_PATH_IMAGE008
；
S6：双天线卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线可以得到载体的卫星航向角
Figure 284758DEST_PATH_IMAGE009
；
S7：利用载体的卫星航向角信息
Figure 612840DEST_PATH_IMAGE010
和卫星航向安装误差角
Figure 845238DEST_PATH_IMAGE008
，计算校正之后的载体卫星航向角信息
Figure 757831DEST_PATH_IMAGE003
如下：
Figure 708469DEST_PATH_IMAGE064
鉴于双天线基线与载体纵轴之间的安装误差、惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差，均已得到校正补偿，故可以认为两者的航向角测量基准一致，即
Figure 574663DEST_PATH_IMAGE006
和
Figure 927147DEST_PATH_IMAGE003
的测量基准一致。
S8：通过载体的俯仰角
Figure 10640DEST_PATH_IMAGE001
、横滚角
Figure 448575DEST_PATH_IMAGE002
和卫星航向角
Figure 134771DEST_PATH_IMAGE003
可以计算得到载体的初始姿态转换矩阵如下：
Figure 528712DEST_PATH_IMAGE065
式中，
Figure 642162DEST_PATH_IMAGE015
表示机体坐标系到当地地理坐标系之间的转换矩阵，
Figure 301813DEST_PATH_IMAGE066
表示对载体俯仰角、横滚角以及卫星航向角求余弦值，
Figure 526121DEST_PATH_IMAGE067
表示对载体俯仰角、横滚角以及卫星航向角求正弦值，
Figure 246340DEST_PATH_IMAGE018
表示矩阵
Figure 265112DEST_PATH_IMAGE019
的第
Figure 412059DEST_PATH_IMAGE020
行
Figure 440058DEST_PATH_IMAGE021
列元素。
S9：通过卡尔曼滤波计算得到等效天向陀螺零偏估计值和等效天向加速度计零偏估计值，具体包括以下步骤：
S901：选取初始对准卡尔曼滤波器状态变量如下：
Figure 808591DEST_PATH_IMAGE068
其中，
Figure 263843DEST_PATH_IMAGE023
表示纬度误差，
Figure 39033DEST_PATH_IMAGE024
表示经度误差，
Figure 605143DEST_PATH_IMAGE025
表示高度误差，
Figure 890500DEST_PATH_IMAGE069
表示地理坐标系下东、北、天三个方向的速度误差，
Figure 516653DEST_PATH_IMAGE070
表示地理坐标系下东、北、天三个方向的平台偏角误差，
Figure 779138DEST_PATH_IMAGE071
表示地理坐标系下东、北、天三个轴向的陀螺零偏误差，
Figure 148940DEST_PATH_IMAGE029
表示地理坐标系下东、北、天三个轴向的加速度计零偏误差；
S902：建立卡尔曼滤波器的状态转移矩阵如下：
Figure 492065DEST_PATH_IMAGE030
其中，
Figure 289120DEST_PATH_IMAGE031
Figure 835639DEST_PATH_IMAGE072
Figure 743552DEST_PATH_IMAGE073
Figure 938255DEST_PATH_IMAGE074
其中，
Figure 906211DEST_PATH_IMAGE075
表示地球半径，
Figure 940026DEST_PATH_IMAGE036
表示当地地理坐标系下东、北、天三个方向的速度，
Figure 651630DEST_PATH_IMAGE037
表示地球自转角速度，
Figure 703768DEST_PATH_IMAGE038
表示地球自转角速度在当地地理坐标系北向和天向上的投影，
Figure 842625DEST_PATH_IMAGE039
表示当地地理坐标系下东、北、天三个方向的平均比力；
S903：建立卡尔曼滤波器量测信息如下：
Figure 426054DEST_PATH_IMAGE076
其中，
Figure 879032DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure 598726DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 95435DEST_PATH_IMAGE043
为系统对准开始时刻的初始纬度、经度和高度，
Figure 166159DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 157249DEST_PATH_IMAGE045
、
Figure 997029DEST_PATH_IMAGE046
为系统对准过程中实时解算得到的纬度、经度和高度；
S904：建立卡尔曼滤波器量测矩阵如下：
Figure 664640DEST_PATH_IMAGE077
S905：操作惯性航向姿态参考系统进行地面静态初始对准卡尔曼滤波，计算得到状态量的估计结果为：
Figure 222660DEST_PATH_IMAGE048
。静止条件下部分状态量的可观测度差，通过卡尔曼滤波器仅可以计算得到等效天向陀螺零偏估计值，以及等效天向加速度计零偏估计值如下：
Figure 751862DEST_PATH_IMAGE049
Figure 446148DEST_PATH_IMAGE078
；
S10：结合卫星导航双天线测向结果，计算得到等效北向陀螺零偏
Figure 553169DEST_PATH_IMAGE051
、等效东向陀螺零偏
Figure 332906DEST_PATH_IMAGE053
如下：
Figure 665798DEST_PATH_IMAGE052
Figure 480171DEST_PATH_IMAGE079
S11：进一步，计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏如下：
Figure 489584DEST_PATH_IMAGE080
S12：在不同的姿态或航向条件下，重复进行三次上述S1到S9过程。通过卡尔曼滤波计算得到三次的等效天向加速度计零偏估计值如下：
Figure 756617DEST_PATH_IMAGE081
，
Figure 893200DEST_PATH_IMAGE082
，
Figure 562079DEST_PATH_IMAGE083
其中，
Figure 742394DEST_PATH_IMAGE084
表示三次不同姿态航向条件下初始对准时通过卡尔曼滤波计算得到的等效天向加速度计零偏估计值。
S13：通过载体俯仰角
Figure 496723DEST_PATH_IMAGE001
、横滚角
Figure 233735DEST_PATH_IMAGE002
和卫星航向角
Figure 694803DEST_PATH_IMAGE003
，采用S8所述方法计算得到三次的姿态转换矩阵如下：
Figure 124647DEST_PATH_IMAGE085
，
Figure 553224DEST_PATH_IMAGE086
，
Figure 828347DEST_PATH_IMAGE087
其中，
Figure 409501DEST_PATH_IMAGE088
表示三次不同姿态航向条件下初始对准时计算得到的机体坐标系到当地地理坐标系的转换矩阵。
S14：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏如下：
Figure 744668DEST_PATH_IMAGE089
。

Claims (1)

1.一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法，适用于与双天线卫星导航系统结合的惯性航向姿态参考系统，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
S1：惯性航向姿态参考系统从双天线卫星导航系统的卫星导航接收机得到载体在地球表面的位置信息，作为系统的初始位置；
S2：惯性航向姿态参考系统通过解析粗对准过程和基于卡尔曼滤波的精对准过程得到载体的姿态信息和惯性航向信息，包括俯仰角、横滚角和惯性航向角；
S3：双天线卫星导航系统的卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线得到载体卫星航向角；
S4：利用双天线基线与载体纵轴之间的安装误差对载体卫星航向角进行校正补偿，利用惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差对载体惯性航向角进行校正补偿；
所述步骤S4中，利用惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差对载体惯性航向角进行校正补偿的过程具体包括：
通过光学测量手段，对惯性航向姿态参考系统航向角基准定位销或者基准平面与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到惯性航向安装误差角
Figure 87501DEST_PATH_IMAGE001
；
利用惯性航向角
Figure 378805DEST_PATH_IMAGE002
和惯性航向安装误差角
Figure 504893DEST_PATH_IMAGE001
，根据下式（一）计算校正之后的载体惯性航向角：
Figure 907055DEST_PATH_IMAGE003
式（一）；
所述步骤S4中，利用双天线基线与载体纵轴之间的安装误差对载体卫星航向角进行校正补偿的过程具体包括：
通过光学测量手段，对卫星导航接收机通过双天线形成的基线与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到卫星航向安装误差角
Figure 418677DEST_PATH_IMAGE004
；
双天线卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线得到载体的卫星航向角
Figure 880882DEST_PATH_IMAGE005
；
利用载体的卫星航向角
Figure 228687DEST_PATH_IMAGE006
和卫星航向安装误差角
Figure 434541DEST_PATH_IMAGE004
，根据下式（二）计算校正之后的载体卫星航向角
Figure 302134DEST_PATH_IMAGE007
如下：
Figure 200819DEST_PATH_IMAGE008
式（二）；
S5：利用经步骤S4校正补偿后的俯仰角、横滚角和卫星航向角，计算得到载体的初始姿态转换矩阵；
在所述步骤S5中，利用步骤S2中得到的载体俯仰角
Figure 35920DEST_PATH_IMAGE009
、横滚角
Figure 779885DEST_PATH_IMAGE010
，以及经步骤S4校正补偿的卫星航向角
Figure 266099DEST_PATH_IMAGE007
，根据下式（三）可以计算得到载体的初始姿态转换矩阵如下：
Figure 70107DEST_PATH_IMAGE011
式（三）
式中，
Figure 392504DEST_PATH_IMAGE012
表示机体坐标系到当地地理坐标系之间的转换矩阵，
Figure 736898DEST_PATH_IMAGE013
表示对载体俯仰角、横滚角以及卫星航向角求余弦值，
Figure 703717DEST_PATH_IMAGE014
表示对载体俯仰角、横滚角以及卫星航向角求正弦值，
Figure 819571DEST_PATH_IMAGE015
表示矩阵
Figure 973472DEST_PATH_IMAGE016
的第
Figure 449453DEST_PATH_IMAGE017
行
Figure 270778DEST_PATH_IMAGE018
列元素；
S6: 通过卡尔曼滤波计算得到等效天向陀螺零偏估计值和等效天向加速度计零偏估计值；
所述步骤S6具体包括如下步骤：
S601：选取初始对准卡尔曼滤波器状态变量如下式（四）所示：
Figure 478906DEST_PATH_IMAGE019
式（四）
其中，
Figure 759583DEST_PATH_IMAGE020
表示纬度误差，
Figure 383463DEST_PATH_IMAGE021
表示经度误差，
Figure 449508DEST_PATH_IMAGE022
表示高度误差，
Figure 31799DEST_PATH_IMAGE023
表示地理坐标系下东、北、天三个方向的速度误差，
Figure 222609DEST_PATH_IMAGE024
表示地理坐标系下东、北、天三个方向的平台偏角误差，
Figure 791124DEST_PATH_IMAGE025
表示地理坐标系下东、北、天三个轴向的陀螺零偏误差，
Figure 55884DEST_PATH_IMAGE026
表示地理坐标系下东、北、天三个轴向的加速度计零偏误差；
S602：建立卡尔曼滤波器的状态转移矩阵如下式（五）所示：
Figure 933710DEST_PATH_IMAGE027
式（五）
其中，
Figure 815078DEST_PATH_IMAGE028
Figure 108656DEST_PATH_IMAGE029
Figure 156419DEST_PATH_IMAGE030
Figure 814934DEST_PATH_IMAGE031
其中，
Figure 42653DEST_PATH_IMAGE032
表示地球半径，
Figure 77605DEST_PATH_IMAGE033
表示当地地理坐标系下东、北、天三个方向的速度，
Figure 723481DEST_PATH_IMAGE034
表示地球自转角速度，
Figure 349634DEST_PATH_IMAGE035
表示地球自转角速度在当地地理坐标系北向和天向上的投影，
Figure 205595DEST_PATH_IMAGE036
表示当地地理坐标系下东、北、天三个方向的平均比力；
S603：建立卡尔曼滤波器量测信息如下式（六）所示：
Figure 168872DEST_PATH_IMAGE037
式（六）
其中，
Figure 528309DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure 168106DEST_PATH_IMAGE039
、
Figure 980205DEST_PATH_IMAGE040
为系统对准开始时刻的初始纬度、经度和高度，
Figure 747172DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure 226695DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 538859DEST_PATH_IMAGE043
为系统对准过程中实时解算得到的纬度、经度和高度；
S604：建立卡尔曼滤波器量测矩阵如下式（七）所示：
Figure 103833DEST_PATH_IMAGE044
式（七）
S605：操作惯性航向姿态参考系统进行地面静态初始对准卡尔曼滤波，计算得到状态量的估计结果为：
Figure 408912DEST_PATH_IMAGE045
；通过卡尔曼滤波器仅可以计算得到等效天向陀螺零偏估计值，以及等效天向加速度计零偏估计值如下：
Figure 742941DEST_PATH_IMAGE046
Figure 147378DEST_PATH_IMAGE047
；
S7：结合卫星导航双天线测向结果，计算得到等效北向陀螺零偏、等效东向陀螺零偏；
在所述步骤S7中，根据下式（八）计算得到等效北向陀螺零偏
Figure 573549DEST_PATH_IMAGE048
：
结合卫星导航双天线测向结果，计算得到等效北向陀螺零偏
Figure 292106DEST_PATH_IMAGE048
：
Figure 870855DEST_PATH_IMAGE049
式（八）
根据下式（九）计算得到等效东向陀螺零偏
Figure 383876DEST_PATH_IMAGE050
：
Figure 798808DEST_PATH_IMAGE051
式（九）；
S8：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏；
在所述步骤S8中，根据下式（十）计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏：
Figure 117794DEST_PATH_IMAGE052
式（十）；
S9：在不同的姿态或航向条件下，重复进行三次步骤S1-S6，通过卡尔曼滤波计算得到三次的等效天向加速度计零偏估计值；采用S5所述方法计算得到三次的姿态转换矩阵;
S10：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏；
在所述步骤S10中，根据下式（十一）计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏如下：
Figure 426415DEST_PATH_IMAGE053
式（十一）
其中，
Figure 500551DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure 261833DEST_PATH_IMAGE055
、
Figure 961674DEST_PATH_IMAGE056
Figure 859223DEST_PATH_IMAGE057
表示三次不同姿态航向条件下载体的初始姿态转换矩阵中第三行要素；
Figure 104259DEST_PATH_IMAGE058
表示三次不同姿态航向条件下初始对准时通过卡尔曼滤波计算得到的等效天向加速度计零偏估计值。
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