《一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法.pdf（14页珍藏版）》请在专利查询网上搜索。
1、(10)申请公布号 CN 103090865 A (43)申请公布日 2013.05.08 CN 103090865 A *CN103090865A* (21)申请号 201310003496.3 (22)申请日 2013.01.06 G01C 21/16(2006.01) (71)申请人 哈尔滨工程大学 地址 150001 黑龙江省哈尔滨市南岗区南通 大街 145 号 (72)发明人 孙枫 王秋滢 齐昭 高伟 高峰 (74)专利代理机构 北京永创新实专利事务所 11121 代理人 周长琪 (54) 发明名称 一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制 方法 (57) 摘要 本发明提供了一种调制型。
2、捷联惯性导航系统 姿态误差抑制方法， 旋转机构带动惯性组件旋转 至 IMU 坐标系与载体坐标系重合的位置， 惯性组 件进行单轴正反转停运动， 依据旋转调制下导航 参数设计原则， 设计导航参数， 实时采集光纤陀螺 仪和石英加速度计测量载体运动的角速度和线加 速度， 修正控制角速率， 利用 IMU 测量信息以及修 正的控制角速率进行导航解算， 得到载体姿态信 息， 更新载体运动速度， 得到解算的速度误差， 将 得到的载体姿态信息和速度误差作为系统最终输 出的导航信息。本发明方法消除了解算姿态信息 中与旋转调制有关的振荡误差， 提高了导航精度， 增强了系统解算姿态信息的适用性。 (51)Int.Cl。
3、. 权利要求书 3 页 说明书 7 页 附图 3 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书3页 说明书7页 附图3页 (10)申请公布号 CN 103090865 A CN 103090865 A *CN103090865A* 1/3 页 2 1. 一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法， 其特征在于， 包括以下步骤 ： 步骤 1 ： 旋转机构带动惯性组件旋转至惯性组件 (IMU) 坐标系与载体坐标系重合的位 置， 有其中 b 表示载体坐标系， s 表示 IMU 坐标系， 表示 s 系到 b 系转换矩阵， I 表 示单位阵 ； 步骤 2 ： 将光纤陀螺捷联。
4、惯导系统进行充分预热后， 旋转机构带动惯性组件以角速度 进行单轴正反转停运动， 惯性组件采用四个转停次序为一个旋转周期的旋转方案 ； 步骤 3 ： 根据惯性组件的旋转调制周期 T 设计导航参数， 具体是 ： 首先， 确定导航解算过程中固有频率 0的取值范围 ：1表示惯性组件 的旋转调制周期的调制频率 1 2/T ； 为光纤陀螺捷联惯导系统阻尼系数， 取值范围 0 1 ； k 表示光纤陀螺捷联惯导系统解算姿态误差角受 IMU 常值偏差的影响降低倍数 ； 然后， 确定根据下式确定导航参数 K1、 K2、 KE、 KN和 KU：表示载体 所在位置的地理纬度 ； g 表示重力加速度 ； 0004167。
5、 /s， 表示地球自转角速度 ； 步骤 4 ： 实时采集光纤陀螺仪和石英加速度计测量载体运动的角速度和线加速度， 修 正控制角速率， 具体根据下式来修正 ： 其中， n 表示导航坐标系，分别表示控制角速率在导航坐标系 oxn轴、 oyn 轴、 ozn轴上的分量， vj（j x,y） 表示光纤陀螺捷联惯导系统解算速度误差 ； p 表示复数 域参变量 ； 步骤 5 ： 利用 IMU 测量信息以及修正的控制角速率进行导航解算， 得到载体姿态信息 ； 步骤 6 ： 更新载体运动速度， 得到光纤陀螺捷联惯导系统解算速度误差 ； 步骤 7 ： 重复步骤 4 至步骤 6， 直至导航结束， 不断更新修正控制角。
6、速率、 速度误差和载 体姿态信息。 2. 根据权利要求 1 所述的一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法， 其特征在 于， 步骤 2 中所述的惯性组件采用四个转停次序为一个旋转周期的旋转方案， 具体是 ： 次序 1， IMU 从 A 点出发顺时针转动 90， 到达位置 C， 停位时间 Tr； 次序 2， IMU 从 C 点出发顺时针转动 180， 到达位置 B， 停位时间 Tr； 次序 3， IMU 从 B 点出发逆时针转动 90， 到达位置 D， 停位时间 Tr； 次序 4， IMU 从 D 点出发逆时针转动 180， 到达位置 A， 停位时间 Tr； 惯性组件的旋转调制周期 3. 根据。
7、权利要求 1 所述的一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法， 其特征在 权 利 要 求 书 CN 103090865 A 2 2/3 页 3 于， 所述的步骤 5 具体为 ： 首先更新角速度 ：其中， i 表示地心惯性系， e 表示地 球坐标系 ； 表示 s 系到 n 系转换矩阵 ； T表示矩阵转置 ； （m n,i,e， p1 s,e,n， q s,n） 表示 p1系相对 m 系的旋转角速度在 q 系投影 ； 为地球自转角速度在 n 系投影， 的更新公式为 ： 的更新公式为 ：其中， vj（j x,y） 表示光纤陀螺捷联惯导 系统解算速度 ； R 表示地球半径 ； 然后采用更新四元数法更。
8、新转换矩阵 设载体坐标系相对导航坐标系的转动四元数 Q 为 ： Q q0+q1ib+q2jb+q3kb， q0、 q1、 q2和 q3 为四元数的四个实数 ； ib、 jb和 kb分别为载体坐标系 oxb轴、 oyb轴和 ozb轴上的单位方向向 量 ； 对四元数 Q 的及时修正 ：表示 IMU 系 相对导航坐标系的旋转角速度在 IMU 坐标系 oxs轴、 oys轴、 ozs轴上的分量， 分别表示 q0、 q1、 q2、 q3的微分量 ； 利用求出的 q0、 q1、 q2、 q3更新转换矩阵 转换矩阵更新为 ：进一步得到更新的载体姿态信息 ： 其中， 、 、 为载体纵摇角、 横摇角和航向角 ； 。
9、cij（i,j 1,2,3） 表示转换矩阵中第 i 行第 j 列矩阵元素。 4. 根据权利要求 1 或 3 所述的一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法， 其特 征在于， 所述的步骤 6 具体是 ： 将加速度计测量比力通过转换矩阵转换 ：其中， fn、 fs分别表示加速度计测 量比力在 n 系和 s 系投影 ； 利用微分方程求解载体运动速度 ： 其中，分别表示加速度计测量比力 fn在导航坐标系 oxn轴、 oyn轴、 ozn轴上 的分量 ；和分别表示地球自转角速度在导航坐标系oxn轴、 oyn轴、 ozn轴上的分 量 ；分别表示导航坐标系相对地球坐标系变化的旋转角速度在导航坐标系 oxn轴。
10、、 oyn轴上的投影 ； vx、 vy和 vz分别表示光纤陀螺捷联惯导系统解算的载体沿导航坐标系 oxn 权 利 要 求 书 CN 103090865 A 3 3/3 页 4 轴、 oyn轴和 ozn轴的运动速度，分别表示 vx、 vy、 vz的微分量 ； 最后得到系统解算速度误差 ：其中， vrx、 vry分别表示外界测量的载体运动 速度， 为速度基准。 权 利 要 求 书 CN 103090865 A 4 1/7 页 5 一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法 技术领域 0001 本发明涉及一种调制型光纤陀螺捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法， 属于惯性 技术领域中减小导航信息误差的抑制。
11、方法。 背景技术 0002 捷联惯导系统 SINS 作为能够连续输出载体速度、 姿态、 位置信息的全自主导航系 统被广泛应用于航空、 航天、 航海等领域。 其主要是利用陀螺仪和加速度计测量载体的角运 动和线运动信息， 经导航解算后得到导航信息。 然而， 由于惯性组件输出值与测量值总是存 在一定偏差， 即存在惯性组件常值偏差， 导致系统解算定位误差随导航时间的增长而逐渐 发散， 影响系统导航精度， 制约了捷联惯导系统的长时间导航能力。 0003 为了提高系统定位精度， 一方面可以提高惯性元件精度， 但是由于受加工技术水 平的限制， 无限制地提高元件精度是很难实现的 ； 另一方面就是采取捷联惯性导。
12、航系统的 误差抑制技术， 自动抵消惯性器件的误差对系统精度的影响。这样就可以应用现有精度的 惯性元件构成较高精度的捷联惯性导航系统。 0004 旋转调制技术作为一种误差抑制技术， 主要是通过旋转机构带动惯性组件按照已 经设定好的旋转方案旋转， 使得惯性组件常值偏差沿导航系投影呈周期振荡形式， 一个旋 转周期内积分结果为零， 进而抵消惯性组件常值输出误差对定位误差影响， 提高导航精度。 虽然旋转调制能够抑制系统发散式定位误差， 但又为系统解算姿态信息带来了与旋转周期 有关的新振荡误差， 使姿态精度降低， 制约了该信息的可用性。并且旋转周期越长， 该姿态 误差振荡幅值越大。 0005 中国惯性技术。
13、学报 2009年17卷第1期由翁海娜等人撰写的 旋转式光学陀螺捷 联惯导系统的旋转方案设计 ， 针对惯性测量组件输出误差的特性， 设计单轴正反转停和双 轴转位的系统旋转方案 ；北京航空航天大学学报 2012 年 38 卷第 4 期由杨国梁等人撰写 的 基于双轴旋转的惯导系统误差自补偿技术 ， 提出了一种通过单元体的连续正反旋转， 双单元体结构的误差自补偿方案， 可以实现对所有方向上陀螺常值漂移的调制 ； 公开号为 101514899的中国发明专利在2009年8月26日公开的 基于单轴旋转的光纤陀螺捷联惯性 导航系统误差抑制方法 ， 主要针对旋转调制这一环境， 设计了单轴正反转停旋转方案， 该 。
14、方案能够有效地抑制与水平轴惯性组件常值偏差。 以上文献都是提出了能够抑制定位误差 的旋转方案， 但并没有分析研究旋转状态下， 系统解算姿态信息的精度和姿态误差的形式， 也没有给出相应的误差抑制方案。 发明内容 0006 本发明针对旋转状态下的姿态误差的抑制， 提出了一种调制型捷联惯性导航系统 姿态误差抑制方法。本发明方法依据旋转调制下导航参数设计原则， 在制定旋转方案的基 础上设计导航参数， 通过调整修正控制角速率值来消除系统解算姿态信息中与旋转调制有 关的姿态误差， 提高姿态精度， 增强系统解算姿态信息的适用性。 说 明 书 CN 103090865 A 5 2/7 页 6 0007 一种调。
15、制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法， 包括如下步骤 ： 0008 步骤1 ： 旋转机构带动惯性组件旋转至惯性组件 （Inertial Measurement Unit， 简 称 IMU） 坐标系与载体坐标系重合的位置， 有其中 b 表示载体坐标系， s 表示 IMU 坐标 系， 表示 s 系到 b 系转换矩阵， I 表示单位阵 ； 0009 步骤 2 ： 将光纤陀螺捷联惯导系统进行充分预热后， 旋转机构带动惯性组件以角 速度 进行单轴正反转停运动 ； 惯性组件采用四个转停次序为一个旋转周期的旋转方案 ； 0010 步骤 3 ： 依据导航参数设计原则， 根据惯性组件的旋转调制周期 T 设计导航。
16、参数 ； 具体是 ： 首先， 确定导航解算过程中固有频率 0的取值范围 ：1表示惯性组 件的旋转调制周期的调制频率 1 2/T ； 为光纤陀螺捷联惯导系统阻尼系数， 取值范 围 0 1 ； k 表示光纤陀螺捷联惯导系统解算姿态误差角受 IMU 常值偏差的影响降低倍数 ； 然后， 确定根据下式确定导航参数 K1、 K2、 KE、 KN和 KU：g 表示重力加 速度 ； 0004167 /s， 表示地球自转角速度 ；表示载体所在位置的地理纬度 ； 0011 步骤 4 ： 实时采集光纤陀螺仪和石英加速度计测量载体运动的角速度和线加速 度， 依据下式修正控制角速率 ：其中， 分别表示控制角速率在导航坐。
17、标系 oxn轴、 oyn轴、 ozn轴上的分量， vj（j x,y） 表示 光纤陀螺捷联惯导系统解算速度误差 ； p 表示复数域参变量 ； 0012 步骤 5 ： 利用 IMU 测量信息以及修正的控制角速率进行导航解算， 得到载体姿态信 息 ； 0013 步骤 6 ： 更新载体运动速度信息， 得到光纤陀螺捷联惯导系统解算速度误差 ； 0014 步骤7 ： 重复步骤4至步骤6， 直至光纤陀螺捷联惯导系统导航结束， 不断更新修正 控制角速率、 速度误差和载体姿态信息， 将抑制后的载体姿态信息和速度误差作为光纤陀 螺捷联惯导系统最终输出导航信息。 0015 本发明提供了一种针对调制型捷联惯导系统的姿。
18、态误差抑制方法， 相比现有技 术， 具有如下优点和积极效果 ： 本发明方法依据导航参数设计原则， 根据一个旋转调制周期 设计导航参数， 利用该导航参数实时更新修正控制角速率， 进而消除解算姿态信息中与旋 转调制有关的振荡误差 ； 此外， 根据惯导系统基本原理可知， 系统解算各导航信息包含与舒 勒和地球周期有关的振荡误差， 按本发明提出的导航参数设计方法可一并消除这两项振荡 误差， 使得系统解算姿态稳定， 提高导航精度。 附图说明 0016 图 1 为本发明的调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法的流程图 ； 0017 图 2 为利用本发明的步骤 2 中 IMU 四位置转停示意图 ； 说 明 书。
19、 CN 103090865 A 6 3/7 页 7 0018 图 3 为本发明实施例 1 中利用 Visual C+ 仿真得到未使用本发明方法解算的姿 态误差曲线 ； 0019 图 4 为本发明实施例 1 中利用 Visual C+ 仿真得到使用本发明方法解算的姿态 误差曲线 ； 0020 图 5 为本发明实施例 2 中利用单轴转台试验， 未使用本发明方法解算的姿态误差 曲线 ； 0021 图 6 为本发明实施例 2 中利用单轴转台试验， 使用本发明方法解算的姿态误差曲 线。 具体实施方式 0022 下面结合附图对本发明的具体实施方式进行详细描述。 0023 如图 1 所示， 本发明提供一种针。
20、对调制型捷联惯导系统的姿态误差抑制方法， 具 体包括如下步骤 ： 0024 步骤 1 ： 旋转机构带动惯性组件旋转至 IMU 坐标系与载体坐标系重合的位置， 有 其中 b 表示载体坐标系， s 表示 IMU 坐标系， 表示 s 系到 b 系转换矩阵， I 表示单位 阵。 0025 步骤 2 ： 将光纤陀螺捷联惯导系统进行充分预热后， 旋转机构带动惯性组件以 进行单轴正反转停运动。采用四个转停次序为一个旋转周期的旋转方案。 0026 所述惯性组件转动过程采用四个转停次序为一个旋转周期的转位方案， 如图 2 所 示， 图中， 表示前 4 个旋转过程， A、 B、 C、 D 表示四个停留位置， xb。
21、、 yb表示载体坐标系 的水平轴， 并要求旋转初始时刻 IMU 与载体坐标系完全重合。具体为 ： 0027 次序 1， IMU 从 A 点出发顺时针转动 90， 到达位置 C， 停位时间 Tr； 0028 次序 2， IMU 从 C 点出发顺时针转动 180， 到达位置 B， 停位时间 Tr； 0029 次序 3， IMU 从 B 点出发逆时针转动 90， 到达位置 D， 停位时间 Tr； 0030 次序 4， IMU 从 D 点出发逆时针转动 180， 到达位置 A， 停位时间 Tr。 0031 IMU 按照此转动顺序循环进行。 0032 由此得到惯性组件的旋转调制周期 T 为 0033 0。
22、034 式中， T 表示一个旋转调制的调制周期， 表示转动过程中的转动角速度， Tr表示 停位时间。 0035 旋转机构提供其实时转过的角度， 得到 s 系到 b 系转换矩阵为 0036 0037 其中， 表示旋转机构绕 IMU 的 z 轴实时转过的角度。 0038 步骤 3 ： 依据导航参数设计原则， 根据旋转周期时间设计导航参数。设计方法如 下 ： 说 明 书 CN 103090865 A 7 4/7 页 8 0039 0040 式中， 0表示导航解算过程中固有频率， 是参数设计过程中的主要设计对象 ； 1 2/T， 表示一个旋转调制周期的调制频率 ； 为光纤陀螺捷联惯性导航系统的阻尼系 。
23、数， 取值范围 0 1 ； k 表示光纤陀螺捷联惯性导航系统解算姿态误差角受 IMU 常值偏差的 影响降低倍数， 可采用任意值。 0041 依据 （3） 式可以得到 n的取值范围。在该范围内 n取值， 按下式计算得到导航 参数的最终设计结果， 0042 0043 其中， K1、 K2、 KE、 KN、 KU都为导航参数， 主要用于下一步的修正控制角速率计算。 0004167 /s， 表示地球自转角速度 ；表示载体所在位置的地理纬度 ； g 表示重力加速 度。 0044 步骤 4 ： 实时采集光纤陀螺仪和石英加速度计测量载体运动的角速度和线加速度 信息， 修正控制角速率。修正控制角速度的公式为 。
24、： 0045 0046 其中，分别表示控制角速率在导航坐标系 oxn轴、 oyn轴、 ozn轴上的 分量， vj（j x,y） 表示光纤陀螺捷联惯导系统解算速度误差 ； p 表示复数域参变量。 0047 步骤 5 ： 利用 IMU 测量信息以及修正控制角速率导航解算， 得到载体姿态信息。 0048 首先更新角速度 ： 0049 0050 其中， i 表示地心惯性系， e 表示地球坐标系， s 表示 IMU 坐标系， n 表示导航坐标 系， 表示 s 系到 n 系转换矩阵 ； T 表示矩阵转置 ； （m n,i,e， p1 s,e， n， q s,n） 表示 p1系相对 m 系的旋转角速度在 q。
25、 系投影 ； 为地球自转角速度在 n 系投影。 0051 地球自转角速度在导航坐标系投影更新为 ： 0052 0053 表示载体运动导致导航坐标系相对地球坐标系变化的旋转角速度在导航坐标 系投影 , 更新过程为 0054 说 明 书 CN 103090865 A 8 5/7 页 9 0055 其中， vj（j x,y） 表示光纤陀螺捷联惯导系统解算的载体沿导航坐标系 oxn轴 和 oyn轴的运动速度 ； R 表示地球半径。 0056 然后采用更新四元数法更新转换矩阵 0057 设载体坐标系相对导航坐标系的转动四元数 Q 为 ： 0058 Q q0+q1ib+q2jb+q3kb （9） 0059。
26、 其中， q0、 q1、 q2和 q3为四元数的四个实数 ； ib、 jb和 kb分别为载体坐标系 oxb轴、 oyb轴和 ozb轴上的单位方向向量。 0060 四元数 Q 的及时修正 ： 0061 0062 其中，表示 IMU 系相对导航坐标系的旋转角速度在 IMU 坐标系 oxs 轴、 oys轴、 ozs轴上的分量。分别表示 q0、 q1、 q2、 q3的微分量。 0063 利用求出的 q0、 q1、 q2、 q3更新转换矩阵 0064 0065 转换矩阵更新 ： 0066 0067 更新载体姿态信息 ： 0068 0069 其中， 、 、 为载体纵摇角、 横摇角和航向角 ； cij（i,。
27、j 1,2,3） 表示中第 i 行第 j 列矩阵元素。 0070 步骤 6 ： 更新载体运动速度信息， 得到系统解算速度误差。具体过程为， 0071 将加速度计测量比力通过转换矩阵转换， 得到 ： 0072 0073 其中， fn、 fs分别表示加速度计测量比力在 n 系和 s 系投影。 0074 利用下列微分方程求解载体运动速度 ： 0075 0076 其中，分别表示加速度计测量比力 fn在导航坐标系 oxn轴、 oyn轴、 ozn 轴上的分量。和分别表示地球自转角速度在导航坐标系 oxn轴、 oyn轴、 ozn轴 上的分量。分别表示由于载体运动导致导航坐标系相对地球坐标系变化的旋转角 速度。
28、在导航坐标系 oxn轴、 oyn轴上的投影。vx、 vy和 vz分别表示光纤陀螺捷联惯导系统解 算的载体沿导航坐标系 oxn轴、 oyn轴和 ozn轴的运动速度，分别表示 vx、 vy、 vz的 说 明 书 CN 103090865 A 9 6/7 页 10 微分量。 0077 光纤陀螺捷联惯导系统解算的速度误差 ： 0078 0079 其中， vrx、 vry分别表示外界测量载体运动速度， 这里作为速度基准。 0080 步骤 7 ： 重复步骤 4 到步骤 6， 直至光纤陀螺捷联惯导系统导航结束。利用步骤 6 得到的系统解算速度误差 vx和 vy更新修正控制角速率再利用求取转换矩阵 最终得到载。
29、体姿态信息， 得到的载体姿态信息和速度误差作为光纤陀螺捷联惯导系统的输 出。 0081 对本发明的有益效果进行验证如下 ： 0082 （1） 在 Visual C+ 仿真条件下， 对该方法进行仿真实验 ： 0083 载体初始位置 ： 北纬 457796， 东经 1266705 ； 0084 载体匀速直航运动， 运动速度为 v 15m/s ； 0085 赤道半径 ： R 6378393.0m ； 0086 由万有引力可得的地球表面重力加速度 ： g 9.78049m/s2； 0087 地球自转角速度 ： 7292115810-5rad/s ； 0088 常数 ： 3.1415926535 ； 0。
30、089 光纤陀螺常值漂移 ： 001 /h ； 0090 光纤陀螺白噪声误差 ： 0005 /h ； 0091 光纤陀螺刻度因数误差 ： 10ppm ； 0092 光纤陀螺安装误差 ： 110-3rad ； 0093 加速度计零偏 ： 10-4g0； g0表示赤道重力加速度 ； 0094 加速度计白噪声误差 ： 510-5g0； 0095 加速度计刻度因数误差 ： 10ppm ； 0096 加速度计安装误差 ： 110-3rad ； 0097 仿真时间 ： t 48h ； 0098 采样频率 ： Hn 0.01s ； 0099 IMU 四位置转停方案的参数 ： 0100 四个位置的停顿时间 ：。
31、 Tr 800s ； 0101 转动 180和 90的转动角速度 ： 6 /s ； 0102 转动 180和 90的过程中， 每一个转位中的角加 （减） 速度 ： 3 /s2； 0103 导航参数 ： k 50、 0707、 0 00005。 0104 利用发明所述方法， 得到姿态误差比较曲线如图 3 和图 4 ： 图 3 为未使用本发明方 法的捷联惯导系统解算的姿态误差曲线， 图 4 为使用本发明方法的捷联惯导系统解算的姿 态误差曲线。 结果表明采用本发明方法能够较好地抑制调制状态下捷联惯导系统解算的姿 态误差， 提高导航精度， 增强姿态信息可用性。 0105 （2） 光纤陀螺捷联惯导系统单。
32、轴转台试验 0106 采用 920E 型单轴测试转台和自行研制的光纤陀螺惯导系统构建试验系统。 0107 a. 所用光纤陀螺惯导系统主要技术指标如下 ： 说 明 书 CN 103090865 A 10 7/7 页 11 0108 动态范围 ： 100 /s ； 0109 零偏稳定性 ： 0005 /h ； 0110 随机游走 ： 0111 标度因数非线性度 ： 5ppm。 0112 b.920E 型单轴转台台主要技术指标如下 ： 0113 面直径 ： 450mm ； 0114 负载要求 ： 重量 50kg ； 0115 台体回转精度 ： 2 ； 0116 台体转角范围 ： 连续无限 ； 011。
33、7 位置精度 ： 3 ； 0118 位置分辨力 ： 00001 ； 0119 速率范围 ： 0005-200 /s ； 0120 速率精度 ： 510-5（360平均） 、 510-4（10平均） 、 110-2（1平均） 。 0121 c. 其他实验条件 0122 试验时间 ： t 48h ； 0123 IMU 四位置转停方案的参数 ： 0124 四个位置的停顿时间 ： Tr 800s ； 0125 转动 180和 90的转动角速度 ： 6 /s ； 0126 导航参数 ： k 50、 0707、 0 00005。 0127 本发明实施例 2 得到的姿态误差比较曲线如图 5 和图 6 所示 ： 图 5 为未使用本发 明方法解算的姿态误差曲线， 图 6 为使用本发明方法解算的姿态误差曲线。结果表明采用 本发明方法抑制姿态误差能力较好， 可以满足实际需求。 说 明 书 CN 103090865 A 11 1/3 页 12 图 1 图 2 图 3 说 明 书 附 图 CN 103090865 A 12 2/3 页 13 图 4 图 5 说 明 书 附 图 CN 103090865 A 13 3/3 页 14 图 6 说 明 书 附 图 CN 103090865 A 14 。