声随机误差，wax、way、waz分别为X轴、Y轴及Z轴加速度计白噪声随机误差，F为状 态系数矩阵，
FN为对 应9个基本导航参数的系统阵，?：为载体系到导航系的坐标转换矩阵，Fl、F2、F3、F 4为状态 系数子矩阵，G为误差系数矩阵
.，:H = [HP Hv He]T，HP为位置量测矩 阵，Hp=[03X(； diag[RM RNcosL 1]03X1S]3X27，HV为速度量测矩阵，HV=[0 3X3 diag[l
1 1]〇3Χ2?]3Χ27, He为姿态量测矩阵， r Rm、 l RN分别为子午圈半径和卯酉圈半径，L是炜度，Θ是俯仰角，φ是航向角，V= [VP Vv Ve]T，vp为位置量测噪声阵，vp= [Nn NE Nuf，、为速度量测噪声阵，Vv= [Me MN MjT，Ve为姿 态量测噪声阵，Ve= [v γ ve %]\乂、化、％为外测的位置误差噪声，1^、1^、11)为外测的速 度误差噪声，νγ、、％为外测的姿态误差噪声。
[0021] 作为所述多源组合导航系统分布式惯性节点全误差在线标定方法的进一步 优化方案，步骤C由卡尔曼滤波模型估计的主节点惯性器件误差参数，采用表达式：
对主节点惯性器件输出的测量值进行误差补偿得到主 节点惯性器件输出的估计值，/b分别为主节点陀螺输出的估计值和主节点加速度计输 出的估计值。
[0022] 作为所述多源组合导航系统分布式惯性节点全误差在线标定方法的进一步优化 方案，步骤D所述量测子节点陀螺输出，并由主节点陀螺输出的估计值转换得到子节点陀 螺输出的估计值，进而确定子节点陀螺误差参数，具体方法为：
[0023] D1、采用含安装误差、刻度因子误差和随机常值误差的子节点陀螺测量误差模型：
计算子节点P处陀螺的误差参数，ωρ分别为子节点p处 陀螺输出的测量值和理想值;卜δ Gp、ε ρ分别为子节点ρ处陀螺的刻度因子误差矩阵、 安装误差矩阵、随机常值误差矩阵；
[0024] D2、由子节点ρ安装坐标系和主节点安装坐标系的位置关系将主节点陀螺输出的 估计值转换为子节点Ρ处陀螺输出的估计值
士书占由胜也说玄$ι?羊书占 η由胜也?玄的桂
^为将主 节点安装坐标系旋转直至与子节点Ρ安装坐标系平行所需转过的角度；
[0025] D3、由子节点ρ处陀螺输出的测量值和估计值之差得到子节点陀螺误差Δ ωρ，
，δ Gxp、δ Gyp、δ Gzp分别为子节点p处 X轴、Y轴及Z轴的陀螺安装误差，δΚ^、δΚ^、δΚ^分别为子节点p处X轴、Y轴 及Ζ轴的陀螺刻度因子误差，<、<、< 分别为子节点ρ处X轴、Υ轴及Ζ轴的陀螺 随机常值误差，Mi为陀螺刻度因子误差的系数矩阵、Μ 2为陀螺安装误差的系数矩阵，
，以、巧、g分别为子节点ρ处X轴、Υ轴及 Ζ轴陀螺输出的估计值。
[0026] 作为所述多源组合导航系统分布式惯性节点全误差在线标定方法的进一步优化 方案，步骤Ε所述量测子节点加速度计输出，并由主节点加速度计输出的估计值转换得到 子节点加速度计输出的估计值，进而确定子节点加速度计误差参数，具体方法为：
[0027] Ε1、采用含安装误差、刻度因子误差和随机常值误差的子节点加速度计测量误差 模型：
计算子节点Ρ处加速度计的误差参数，fP分别 为子节点P处加速度计输出的测量值和理想值，AT]、δ Ap、分别为子节点p处加速度计 的刻度因子误差矩阵、安装误差矩阵、随机常值误差矩阵；
[0028] E2、由子节点p安装坐标系和主节点安装坐标系的位置关系将主节 点加速度计输出的估计值转换为子节点P处加速度计输出的估计值
[0029] E3、由子节点p处加速度计输出的测量值和估计值之差得到子节点p处加速度计 误差A fV
S Αχρ、δ Ayp、δ Azp分别为子节点p处 X轴、Y轴及Z轴的加速度计安装误差，δΚΑχρ、δΚΑ/、δΚ Αζρ分别为子节点p处X轴、Y轴及 Ζ轴的加速度计刻度因子误差，▽丨、分别为子节点ρ处X轴、Υ轴及Ζ轴的加速度计 随机常值误差，Ei为加速度计刻度因子误差的系数矩阵、E2S加速度计安装误差的系数矩 阵，
，乃、方、乃分别为子节点P处X轴、Y轴 及Z轴加速度计输出的估计值。
[0030] 本发明采用上述技术方案，具有以下有益效果：
[0031] (1)提出了一种分布式MU误差标定的方法，考虑到分布式惯性传感器组件配置 在飞行器的不同位置，若假设分布式惯性传感器安装在飞行器质心，那么采用安装在质心 的主导航系统提供全载体各位置基准信息不能准确反映各位置的实际情况，本申请首先标 定主节点误差，再标定子节点误差，采用包含安装误差、刻度因子误差和随机常值误差的惯 性传感器测量误差模型计算主节点误差参数，采用高阶滤波器对主节点误差参数进行在线 估计后再对主节点输出值进行误差补偿，再由主子节点安装系的位置关系转换得到子节点 输出的估计值，在进行子节点标定时考虑到子节点加速度计输出与子节点角速度有关，在 标定子节点陀螺误差后再标定子节点加速度计误差；
[0032] (2)构建了包含安装误差、刻度因子误差和随机常值误差的惯性传感器测量误差 模型以测量主节点输出值，并推导出主子节点测量误差模型的相对关系，其优点是能够标 定出了子节点的传感器误差。
[0033] 本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变 得明显，或通过本发明的实践了解到。
【附图说明】
[0034] 图1为分布式惯性传感器的示意图；
[0035] 图2为主子节点传感器安装示意图；
[0036] 图3为转动坐标系关系不意图；
[0037] 图4为多源组合导航系统分布式惯性节点全误差在线标定方法的流程图。
【具体实施方式】
[0038] 下面详细描述本发明的实施方式，下面通过参考附图描述的实施方式是示例性 的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
[0039] 本领域的技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术 语和科学术语）具有本发明所属技术领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应 该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的 意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
[0040] 本申请针对分布式多源组合导航系统，研究了分布式惯性传感器的结构，在此基 础上不同传感器节点的信息转换与修正。建立了分布式多源组合导航系统在线标定滤波模 型，解决了分布式IMU的标定问题。下面结合附图分两部分对发明的技术方案进行详细说 明，第一部分介绍了分布式惯性传感器的结构，第二部分提出了多源分布式导航系统的标 定算法。
[0041] L分布式惯性传感器结构
[0042] 分布式惯性网络导航系统中，传感器以分布式网络的形式安装在飞行器的不同位 置，构成了多个惯性传感器节点。为方便导航计算与传感器管理，这些传感器一般会选取一 个节点作为主节点，其他节点作为子节点，如图1所示。主子节点传感器（MU)的安装示意 图如图2所示。
[0043] 设惯性坐标系0ΧΥΖ和机体坐标系0bXbYbZ b，0b为飞行器的质心，0 bXbYbZb为主节点 安装坐标系，PXpYpZp为子节点頂U的安装坐标系，rp为子节点位置偏离飞行器质心的距离。 从0bXbYbZj PX PYPZP的过程可以分解为：将其从0 bXbYbZb旋转至0 v Xv Yb, zb,，再将其从 0b, Xb, Yb, Zb,平移至PXpYpZp。通过角度的旋转和位置的平移，子节点惯性输出与主节点惯 性输出之间的关系如下：
[0046] 式（1. 1)中，ω' fp分别是p位置的陀螺和加速度计输出（即为
【发明内容】
中子 节点P处陀螺和加速度计输出的理想值），《b、fb分别是〇 b位置的陀螺和加速度计输出 (即为
【发明内容】
中主节点陀螺和加速度计输出的理想值），€^:是〇bXbYbZ b至0b, Xb, Yb, Zb, 的坐标转换矩阵（即为从主节点安装坐标系到子节点P安装坐标系的转换矩阵），Θ = (S γ，δ 0，δ φ)为旋转角，如图3所示，δ γ、δ 0、δ φ为将主节点安装坐标系旋转至与子 节点Ρ安装坐标系平行所需转过的角度，rp为从0b, Xb, Yb, Zb,系到ΡΧρΥρΖρ系的距离。
[0047] 2.多源组合导航系统分布式在线标定算法
[0048] 2. 1多源组合导航系统分布式在线标定总体方