浮球式慣性平臺連續(xù)翻滾自標定自對準方法

浮球式慣性平臺連續(xù)翻滾自標定自對準方法收稿日期收稿日期：基金項目：航天科技創(chuàng)新基金(CASC201105)；作者簡介：丁智堅（1988－），男，新疆烏魯木齊人，博士研究生，E-mail：dzjqe@126.com；蔡洪（通信作者），男，教授，博士，博士生導師，E-mail：hcai@丁智堅1，蔡洪1，楊華波1，連丁磊2(1.國防科學技術大學航天科學與工程學院，湖南長沙410073；2.北京控制儀器研究所，北京100039)摘要：針對浮球式慣性平臺系統(tǒng)的標定與初始對準問題，提出了一種基于姿態(tài)角的連續(xù)翻滾自標定自對準方法。根據(jù)浮球平臺工作原理，建立了慣性器件誤差模型，推導了浮球平臺的姿態(tài)動力學方程；設計了平臺在重力場連續(xù)翻滾的施矩方案；利用PWCS和輸出靈敏度理論分析了系統(tǒng)的可觀性。仿真結(jié)果表明，該方法可以同時實現(xiàn)平臺系統(tǒng)42誤差系數(shù)的高精度標定與初始對準，有效地提高了系統(tǒng)的測量精度。關鍵詞：浮球式慣性平臺；自標定；自對準；擴展卡爾曼濾波中圖分類號：V448.12文獻標志碼：A文章編號：Continuousself-calibrationandself-alignmentmethodforfloatedinertialplatformDingZhijian1,CaiHong1,YangHuabo1,LianDinglei2(1.CollegeofAerospaceScienceandEngineering,NationalUniversityofDefenseTechnology,Changsha,410073,China;2.BeijingInstituteofAerospaceControlDevices,Beijing100039,China）Abstract:Inthispaper,acontinuousself-calibrationandself-alignmentmethodwasproposedforthefloatedinertialplatform(FLIP).Atfirst,theinertialsensorerrormodelswerebuiltandtheattitudedynamicmodelfortheFLIPwasestablishedbasedontheoperatingprincipleoftheFLIP.Then,inordertomaketheplatformtoberotatedinthegravityplane,thetorquingpolicywasdesigned.UsingthetheoryofPWCSandoutputsensitivity,theobservabilityofsystemwasanalyzed.Finally,theproposedmethodwasverifiedbysimulations.Theresultsshowedthattheproposedmethodcouldcalibrate42errorcoefficientsoftheFLIPandaligntheplatformwithhighaccuracyatthesametime,andsignificantlyimprovedthemeasurementprecisionofthesystem.Keywords:floatedinertialplatform;self-calibration;self-alignment;EKF(ExtendedKalmanFilter)浮球式慣性導航平臺系統(tǒng)（簡稱浮球平臺）相對于傳統(tǒng)框架式慣性平臺具有精度高、可靠性強、穩(wěn)定性好和抗干擾能力突出等優(yōu)勢，常裝備于戰(zhàn)略武器型號（如“民兵III”和“侏儒”等戰(zhàn)略導彈）REF_Ref394652610\n\h[1]-REF_Ref394652611\n\h[2]。不同于傳統(tǒng)框架式慣性平臺，浮球平臺是一種無框架支撐的靜壓液浮穩(wěn)定平臺，慣性測量單元（Inertialmeasurementunit,IMU）安裝在一個球形穩(wěn)定部件（內(nèi)球）上，采用靜壓液浮支撐技術將內(nèi)球穩(wěn)定在一個大球（外球）殼內(nèi)，以此隔離外界運動對內(nèi)球的干擾，消除了動態(tài)條件下軸承之間的摩擦，改善了IMU的工作環(huán)境，提高了系統(tǒng)的測量精度REF_Ref394654446\n\h[3]。作為導航、制導與控制（Guidance,navigationandcontrol,GNC）系統(tǒng)的核心器件，浮球平臺的初始對準精度與測量水平關系到整個導彈的打擊精度。因此在導彈發(fā)射前，必須對浮球平臺進行標定與對準。目前，慣性平臺的標定常采用多位置標定方法REF_Ref394655176\n\h[4]-REF_Ref394822785\n\h[5]。這種方法不需要外界其他設備提供基準信息，運算量小，但易引入器件的安裝誤差以及對準誤差等誤差因素，且該方法能夠標定的誤差系數(shù)的個數(shù)有限。關于靜基座下平臺慣導系統(tǒng)初始對準方法主要有基于經(jīng)典控制理論的頻域法和基于現(xiàn)代控制理論的狀態(tài)空間法等兩大類REF_Ref394673011\n\h[6]-REF_Ref394822905\n\h[7]。無論采用哪類方法，其初始對準的精度均受制于慣性器件的測量水平。由于這些方法將慣性平臺的標定與對準分開進行，使得二者之間相互影響，相互制約，無法滿足戰(zhàn)略武器的高精度要求REF_Ref394822929\n\h[8]。連續(xù)翻滾自標定自對準技術REF_Ref394822940\n\h[9]-REF_Ref394822945\n\h[16]是一種適用于慣性平臺系統(tǒng)的自標定自對準方法。該方法以當?shù)刂亓κ噶亢偷厍蜃赞D(zhuǎn)角速度信息為基準，通過框架系統(tǒng)控制臺體在1g重力場內(nèi)連續(xù)翻滾，同時完成對平臺的標定與對準。文獻REF_Ref394822940\n\h[9]-REF_Ref394822945\n\h[16]針對慣性平臺連續(xù)翻滾自標定技術展開了深入的研究。但是這些研究都是針對框架式平臺系統(tǒng)，關于浮球平臺的研究較少。除此以外，大多數(shù)文獻以平臺失準角作為狀態(tài)量，建立失準角濾波方案。這種方法沒有考慮到大失準角的情況，且小角度的假設條件較為苛刻，當模型不準確或標定時間較長時容易導致濾波器發(fā)散。文獻REF_Ref394822945\r\h[16]表明當失準角誤差超過0.05°時，失準角濾波方案將無法對平臺各項誤差系數(shù)有效的估計。針對上述問題，本文以浮球平臺為研究對象，開展了浮球平臺連續(xù)翻滾自標定自對準的研究。仿真結(jié)果表明，利用本文所提的方法，陀螺誤差系數(shù)的標定精度可優(yōu)于，加速度計誤差系數(shù)的標定精度小于1e-6g，對準精度優(yōu)于，滿足高精度戰(zhàn)略武器的精度要求。1浮球平臺姿態(tài)動力學模型1.1相應坐標系其相互關系假設浮球平臺由三個三浮陀螺儀和三個石英加速度計組成，各儀表的安裝取向如圖1所示。MACROBUTTONMTEditEquationSection2EquationChapter1Section1SEQMTEqn\r\hSEQMTSec\r1\hSEQMTChap\r1\h圖1平臺幾何結(jié)構(gòu)Fig.1Platformgeometry與框架式平臺系統(tǒng)不同，浮球平臺的內(nèi)球內(nèi)并沒有六面體基準，本文以X石英加速度計的敏感軸為基準，建立內(nèi)球坐標系，描述IMU與內(nèi)球之間的安裝關系。a）導航系（n系）：以當?shù)氐乩硐底鳛閷Ш阶鴺讼担幢?天-東坐標系。b）內(nèi)球坐標系（p系）：取內(nèi)球幾何中心O為原點；軸與X石英加速度計的敏感軸平行；軸平行于X和Y石英加速度計的敏感軸所確定的平面，并與軸垂直；軸與軸和軸構(gòu)成右手坐標系。c）i（）加速度計坐標系（ai系）：該坐標系的坐標軸分別與i石英加速度計的I軸、P軸和O軸平行。根據(jù)定義可以看出X加速度計不存在安裝誤差，Y加速度計存在1個安裝誤差角，Z加速度計存在2個安裝誤差角。假設安裝誤差角均為小量，根據(jù)小角度假設理論，有 d）加速度計敏感軸坐標系（as系）：該坐標系是非正交坐標系，其坐標軸與三個石英加速度計的敏感軸平行，與p系的關系如圖2所示。根據(jù)小角度假設理論，從p系到as系的轉(zhuǎn)換矩陣可寫為 e）i陀螺儀坐標系（gi系）：該坐標系的坐標軸分別與i陀螺儀的I軸、O軸和S軸平行。由定義易知，每個陀螺儀存在兩個安裝誤差角（如圖3所示）。假設安裝誤差角為小量，根據(jù)小角度假設理論，有 f）陀螺儀敏感軸坐標系（gs系）：該坐標系是非正交坐標系，坐標軸與三個陀螺儀的敏感軸平行。根據(jù)小角度假設，從p系到gs系的轉(zhuǎn)換矩陣可寫為 此外，本文以常見的“321”轉(zhuǎn)序定義從p系到n系的歐拉角轉(zhuǎn)序，對應的歐拉角分別為，即 圖2加速度計敏感坐標系Fig.2Accelerometersensitivityaxesframe圖3陀螺儀敏感坐標系Fig.3Gyroscopesensitivityaxesframe1.2慣性器件誤差模型1）陀螺儀誤差模型以X陀螺儀為例，目前最常用的陀螺儀靜態(tài)誤差模型為REF_Ref394866016\r\h[17] 其中表示X陀螺儀的靜態(tài)漂移；為陀螺儀零偏；、、為陀螺儀一次項；、和為交叉項；表示零均值高斯白噪聲；、和表示比力在X陀螺儀坐標系中的投影，即 2）加速度計誤差模型以X加速度計為例，其測量模型為REF_Ref394866016\r\h[17] 其中為加速度計的輸出；為加速度計零偏；為加速度計刻度因子誤差；為加速度計二次項；為觀測噪聲；表示比力在X加速度計輸入軸的分量。1.3內(nèi)球姿態(tài)動力學方程根據(jù)歐拉動力學方程有 其中表示內(nèi)球相對導航系的角速度在內(nèi)球坐標系的投影。將式GOTOBUTTONZEqnNum771069REFZEqnNum771069\*Charformat\!(13)改寫為 其中表示內(nèi)球的絕對角速度；為地球自轉(zhuǎn)角速度。根據(jù)慣性平臺的工作原理REF_Ref394822929\r\h[8]，內(nèi)球的絕對角運動主要由陀螺儀輸出信號和相應的穩(wěn)定回路決定的REF_Ref394654446\r\h[3]，主要包括指令角速度信息、陀螺儀漂移，穩(wěn)定回路誤差等，即 其中表示陀螺儀的靜態(tài)漂移在p系下的投影，為由平臺穩(wěn)定回路造成的不確定偏差；為指令角速度在p系下的投影?？紤]到平臺工作原理和陀螺儀的安裝誤差以及陀螺儀力矩器線性偏差，式GOTOBUTTONZEqnNum858665REFZEqnNum858665\*Charformat\!(15)可寫為 其中，由式GOTOBUTTONZEqnNum381132REFZEqnNum381132\*Charformat\!(10)決定；為陀螺儀力矩器刻度因子。假設陀螺儀刻度因子只有線性偏差，即，為陀螺儀刻度因子誤差。將式GOTOBUTTONZEqnNum544786REFZEqnNum544786\*Charformat\!(16)代入式GOTOBUTTONZEqnNum945518REFZEqnNum945518\*Charformat\!(14)，有 式GOTOBUTTONZEqnNum202948REFZEqnNum202948\*Charformat\!(17)描述了內(nèi)球相對于導航系的姿態(tài)角變化過程，其中陀螺儀漂移和指令角速度是引起內(nèi)球絕對角運動的主要因素。2浮球平臺自標定自對準方案從上一節(jié)姿態(tài)動力學的推導過程中可以看出，加速度計輸出中包含內(nèi)球的姿態(tài)信息，而內(nèi)球的姿態(tài)又與陀螺儀漂移相關。因此，可以將加速度計的輸出作為觀測量，通過Kalman濾波器估計出加速度計和陀螺儀的各項誤差系數(shù)及內(nèi)球的姿態(tài)角信息。2.1濾波模型選取陀螺儀各項誤差系數(shù)（包括陀螺儀零偏、一次項、交叉項和安裝誤差）、加速度計各項誤差系數(shù)（包含加速度計零次項、刻度因子偏差、二次項和安裝誤差）、陀螺儀力矩系數(shù)偏差以及浮球平臺姿態(tài)角作為系統(tǒng)狀態(tài)變量，即 為了簡化濾波方程，忽略部分高階小量乘積，將式GOTOBUTTONZEqnNum202948REFZEqnNum202948\*Charformat\!(17)改寫為 其中。根據(jù)簡化后的浮球平臺姿態(tài)動力學方程GOTOBUTTONZEqnNum531905REFZEqnNum531905\*Charformat\!(19)和加速度計的輸出方程GOTOBUTTONZEqnNum773445REFZEqnNum773445\*Charformat\!(12)，建立系統(tǒng)方程和觀測方程 與傳統(tǒng)失準角模型不一樣，本文所建的系統(tǒng)模型和觀測模型均為時變非線性模型。由于用姿態(tài)角代替了失準角，這種模型可以有效地避免由失準角過大導致模型失效的問題，增強了模型的真實性和魯棒性，減小了模型的偏差，但同時也增加了運算量。為了計算方便，本文采用EKF非線性濾波算法對誤差系數(shù)辨識。2.2施矩方案1.2節(jié)中的IMU誤差模型反應了部分誤差系數(shù)的激勵大小與其所受的比力相關。為了保證所有誤差系數(shù)都可觀，必須設計合理的施矩方案，以確保p系的三個軸均有在1g重力場內(nèi)翻滾的時間段，從而確保施矩方案能夠激勵出所有誤差系數(shù)。此外，合理的施矩方案不僅可以提高系統(tǒng)的可觀測性，而且可以加快誤差系數(shù)的收斂速度為了減小桿臂效應對加速度計輸出的影響，要求指令角速度不得太大。但過慢的轉(zhuǎn)速會降低陀螺力矩系數(shù)和陀螺儀安裝誤差角的可觀性，且延長了標定所需的時間。與此同時，為了簡化對平臺的操作，避免因多軸同時旋轉(zhuǎn)帶來的平臺“飛轉(zhuǎn)”，采取單軸依次旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)方案。此外，文獻REF_Ref402127378\r\h[10]指出繞垂直于重力矢量方向的旋轉(zhuǎn)能夠最大的激勵慣導平臺各項誤差系數(shù)。考慮了上述的約束條件，本文采用的施矩方案如下：Step1、平臺歸零，與導航系進行粗對準；Step2、以0.1°/s的速率繞地理南旋轉(zhuǎn)1800s；Step3、以0.1°/s的速率繞地理東旋轉(zhuǎn)900；Step4、以0.1°/s的速率繞地理南旋轉(zhuǎn)1800s；Step5、以0.1°/s的速率繞地理東旋轉(zhuǎn)900。上述施矩方案能夠確保內(nèi)球繞每個軸均轉(zhuǎn)動了180°左右，且所有的轉(zhuǎn)動均是在重力矢量平面內(nèi)進行的。根據(jù)文獻REF_Ref402127378\r\h[10]的結(jié)論，這種施矩方案具有較好的可觀性，且方便實驗員能夠?qū)?nèi)球的轉(zhuǎn)動直接地進行觀察，以便判斷內(nèi)球是否按照設計軌跡旋轉(zhuǎn)。2.3系統(tǒng)可觀測性分析對于非線性系統(tǒng)的可觀性分析目前尚無成熟的理論可供參考。文獻REF_Ref394822945\r\h[16]采用Lie導數(shù)和奇異值理論分析了系統(tǒng)的可觀測性。文獻REF_Ref394948206\r\h[15]-REF_Ref394822945\r\h[16]采用靈敏度方法分析了狀態(tài)參數(shù)的激勵特性。從理論角度來看，參數(shù)的激勵程度與參數(shù)的可觀測性不能一一對應，但能在一定程度上反應出參數(shù)的可觀測性。由于本文所建立的濾波模型維數(shù)較高（45維），很難利用Lie導數(shù)計算系統(tǒng)的信息矩陣M?？紤]到指令角速度較小，采樣周期較短（2ms），內(nèi)球在采樣周期內(nèi)姿態(tài)變化不大，故可認為系統(tǒng)在采樣周期內(nèi)為線性定常系統(tǒng)系統(tǒng)?；谏鲜黾僭O，利用PWCS理論分析系統(tǒng)的可觀測性。結(jié)果表明，系統(tǒng)信息矩陣M的秩為45，與系統(tǒng)的維數(shù)相同，因此所設計的施矩方案是可觀的。利用輸出靈敏度理論對誤差系數(shù)的激勵特性進行了分析，結(jié)果如下（限于篇幅，這里給出部分誤差系數(shù)的輸出靈敏度曲線）：圖4陀螺儀零偏的靈敏度曲線Fig.4Thesensitivitycurvesofgyroscopebiases圖5X陀螺儀一次項的靈敏度曲線Fig.5ThesensitivitycurvesforXgyroscopeacceleration-sensitivedriftcoefficient圖6X陀螺儀安裝誤差項的靈敏度曲線Fig.6ThesensitivitycurvesforXgyroscopemisalignments圖7Y加速度計誤差項的靈敏度曲線Fig.7ThesensitivitycurvesforYaccelerometererrorcoefficients從圖5-圖7中可以看出，不同誤差系數(shù)由于激勵大小存在差異，系數(shù)的輸出靈敏度不同，但是均有相對較高輸出靈敏度的時間段。這說明了所設計的施矩方案能夠確保所有誤差系數(shù)得到充分有效的激勵。此外，從式GOTOBUTTONZEqnNum169110REFZEqnNum169110\*Charformat\!(20)中可以看出，指令角速度的是激勵陀螺安裝誤差和陀螺力矩系數(shù)的主要因素。由于設計的指令角速度較小，因此，相對于其他參數(shù)，陀螺儀安裝誤差與陀螺力矩系數(shù)的可觀性較差。3仿真分析3.1仿真條件誤差系數(shù)的仿真真值按照正態(tài)分布隨機生成，其均值與標準差如表1所示。其中姿態(tài)角單位為°，陀螺儀零偏單位為°/h，一次項單位為°/h/g，交叉項單位為°/h/g2，所有安裝誤差單位為角秒，加速度計刻度因子誤差和陀螺力矩系數(shù)誤差單位為ppm，加速度計零偏單位為，加速度計二次項單位為。如果不作特殊說明，后文采用相同的單位。假設陀螺儀隨機漂和加速度計測量噪聲均為零均值高斯白噪聲，其標準差分別為0.05°/h和1；系統(tǒng)采樣周期2ms，加矩指令周期1s，濾波周期0.2s；濾波變量初值為零。加速度計桿臂矢量為 加速度計桿臂效應可以描述為 在仿真中，觀測值按照式GOTOBUTTONZEqnNum202948REFZEqnNum202948\*Charformat\!(17)、式GOTOBUTTONZEqnNum179104REFZEqnNum179104\*Charformat\!(9)、式GOTOBUTTONZEqnNum773445REFZEqnNum773445\*Charformat\!(12)與式GOTOBUTTONZEqnNum154267REFZEqnNum154267\*Charformat\!(23)生成，濾波模型采用式GOTOBUTTONZEqnNum169110REFZEqnNum169110\*Charformat\!(20)與式GOTOBUTTONZEqnNum952992REFZEqnNum952992\*Charformat\!(21)，所有積分過程采用4階龍哥庫塔積分算法。3.2仿真結(jié)果與分析為了驗證自標定與自對準方法的魯棒性，采用MonteCarlo仿真。濾波初值均為0，其他參數(shù)根據(jù)慣性器件性能相應的設計。濾波結(jié)束后，取最后100s（此時濾波已經(jīng)穩(wěn)定）數(shù)據(jù)的平均值作為當次誤差系數(shù)標定的結(jié)果，對500次仿真的標定誤差與對準偏差進行統(tǒng)計分析，結(jié)果如表1所示。其中姿態(tài)角的估計偏差的單位為角秒。從表1中可以看出，姿態(tài)角的估計偏差小于；陀螺儀零偏的估計偏差小于1e-3°/h；陀螺儀一次項估計偏差小于0.01°/h/g；交叉項估計偏差小于0.005°/h/g2；加速度計零偏估計偏差小于1；刻度因子估計偏差小于1ppm；二次項小于1e-6g；陀螺儀安裝誤差角估計偏差小于；加速度計安裝誤差角估計偏差小于；陀螺儀力矩系數(shù)估計偏差小于5ppm。各項誤差系數(shù)估計偏差的標準差與估計偏差均值大小量級一致。此外，從仿真結(jié)果還可以看出，加速度計的誤差系數(shù)估計效果是最好的，這是由于加速度計輸出作為觀測值，使得加速度計的誤差系數(shù)可觀性較強引起的。對比陀螺儀安裝誤差和陀螺力矩系數(shù)與其他參數(shù)的估計效果可以看出，陀螺儀安裝誤差和陀螺力矩系數(shù)估計效果相對較差，這與之前的可觀性分析結(jié)果一致。另一方方面，從姿態(tài)角的跟蹤結(jié)果中可以看出，姿態(tài)角濾波方案能在初始姿態(tài)最大誤差角為5°條件下實現(xiàn)對慣性平臺的有效標定，減輕了標定對初始條件的依賴。上述仿真結(jié)果充分地驗證了本文所提的自標定自對準方法的穩(wěn)定性和有效性。表1狀態(tài)初值與仿真結(jié)果Tab.1InitialstatevaluesandSimulationresults參數(shù)真值估計偏差參數(shù)真值估計偏差均值標準差均值標準差均值標準差均值標準差20.10.76230.6582120200.44620.320230.10.95610.7562120201.47601.160150.10.68120.6213120200.22050.182310.20.00030.0002120200.32920.323110.20.00040.0003120200.03230.029110.20.00090.0009120200.05140.0360330.0027120200.04270.04800330.0032400501.46570.2590490.0058400504.82970.6460080.0005400502.07790.4800110.0007100100.24310.0380500.0030100100.21730.0450050.0003100100.36480.0480050.00040.010.0050.00390.00300470.00300.010.0050.00430.0037100100.25760.04250.010.0050.00180.0016100100.23780.04860.010.0050.00120.0008100100.33440.04530.010.0050.00130.0011100100.10390.01570.010.0050.00240.0015100100.06950.01270.010.0050.00080.0007100100.06800.01260.010.0050.00290.0020120201.22201.05430.010.0050.00260.0019120202.40251.6516-4結(jié)論針對浮球平臺的自標定與自對準問題，本文提出了一種基于內(nèi)球姿態(tài)角的自標定自對準方法。該方法能同時標定出42項平臺誤差系數(shù)并實現(xiàn)平臺初始對準。仿真結(jié)果表明，利用該方法陀螺儀的標定精度小于5e-3，加速度計標定精度優(yōu)于1e-6，姿態(tài)角對準精度高于。相對于傳統(tǒng)的平臺標定與初始對準方法，本文所提的方法適用于浮球平臺的高精度標定和初始對準，整個過程無需外界設備提供輔助信息，標定與對準的精度較高，是一種具有良好工程應用前景的自標定與自對準方法。參考文獻HanchingGW,ThomasCW.High-accuracyinertialstabilizedplatformforhostile[J].IEEEControlSystems,2008,2:65?85.張宗美.浮球平臺[J].導彈與航天器運載技術,1991,4:1-22.ZHANGZongmei.Floatedinertialplatform[J].MissileandSpaceVehicles,1991,4:1-22.李安梁,蔡洪,白錫斌.浮球式慣導平臺的自適應模糊滑膜穩(wěn)定控制[J].國防科技大學學報,2013,35(6):41-45.LIAnliang,CAIHong,BAIXibin.Adaptivefuzzyslidingmodestabilizationcontrolforfloatedinertialplatform[J].JournalofNationalUniversityof包為民，申功勛，李華濱.慣性平臺在系統(tǒng)中多位置翻滾自標定方法[J].北京航空航天大學學報,2011,37(4):462-465.BAOWeimin,SHEN,Gongxun,LIHuabin.Investigationoninertialplatformmulti-positionrollingself-calibration.[J].JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics,2011,37(4):462-465.(inChinese)楊華波,蔡洪,張士峰.高精度慣性平臺誤差自標定方法[J].上海航天,2006,2:33-36.YANGHuabo,CAIHong,ZHANGShifeng.CalibrationfortheErrorsofaHighAccurateInertialPlatform[J].AerospaceSHANGHAI,2006,2:33-36.(inChinese)GrewalMS,HendersonVD,TazartesDA.ApplicationofKalmanfilteringtothecalibrationandalignmentofinertialnavigationsystems[J].IEEETransactionsonAutomaticControl,1991,36(l):4-13.萬德鈞,房建成.慣性導航初始對準[M].南京：東南大學出版社,1995:36-45.WANDejun,FANGJiancheng.InitialAlignmentofInertialNavigation[M].Nanjing:Southeast陸元九.慣性器件[M].北京:宇航出版社,1993:369-437.LUYuanjiu.Inertialsensors[M].Beijing:ChinaAstronauticsPublishingHouse，1993:369-437.(inChinese)AndrewDJ.Continuouscalibrationandalignmenttechniquesforanall-attitudeinertialplatform[C].AIAAGuidanceandControlConference,KeyBiscayne,Florida,USASifterDJ,HendersonVD.Anadvancedsoftwaremechanizationforcalibrationandalignmentoftheadvancedinertialreferencesphere[C].EighthGuidanceTestSymposium,HAFB,NewMexico,USA,May13,1977.楊華波,蔡洪,張士峰,等.高精度慣性平臺連續(xù)自標定自對準技術[J].宇航學報,2006,27(4):600-604.YANGHuabo,CAIhong,ZHANGShifeng,etal.Continuouscalibrationandalignmenttechniquesforahighprecisioninertialplatform[J].JournalofAstronautics,2006,27(4):600-604.(inChinese)StrunceRR.Calibrationandalignmentstudies[R].AIAA0173-11433,Florida,1973,7:56-78.曹淵,張士峰,楊華波,等.慣導平臺誤差快速自標定方法研究[J].宇航學報,2011,32(6):1281-1287.(inChinese)CAOYuan,ZHANGShifeng,YANGHuabo,etc.ResearchonRapidSelf-CalibrationMethodforInertialPlatform[J].JournalofAstronautics,2011,32(6):1281-1287.(inChinese)HellingsFJ.ApplicationofextendedKalmanfilteringtoadynamiclaboratorycalibrationofaninertialnavigationsystem[R].AD763718:77-118.曹淵,張士峰,楊華波,等.一種新的慣性平臺快速連續(xù)旋轉(zhuǎn)自對準方法[J].兵工學報,2011,32(12):1468-1473.CAOYuan,ZHANGShifeng,YANGHuabo,etc.Fast