技術特征：

技術總結
本發(fā)明涉及一種共支架基座三捷聯(lián)慣組導航一致性試驗方法，包括如下步驟：將三套捷聯(lián)慣性組件，分別安裝在支架基座上，通過支架基座固定在振動臺上；根據(jù)捷聯(lián)慣性組件輸出的測量數(shù)據(jù)計算三套捷聯(lián)慣性組件初始俯仰不水平度和偏航不水平度；計算三套捷聯(lián)慣性組件的四元數(shù)初始值；開始振動試驗，記錄三套捷聯(lián)慣性組件中的陀螺和加速度計輸出數(shù)據(jù)；通過慣性導航算法進行導航計算，獲得三套捷聯(lián)慣性組件輸出計算出的位置、速度和姿態(tài)；計算三套捷聯(lián)慣性組件兩兩之間的位置差值，判斷捷聯(lián)慣性組件的一致性。本發(fā)明在振動環(huán)境中，評估三套捷聯(lián)慣性組件導航一致性和精度，避免在飛行中出現(xiàn)由于支架基座影響而導致的誤判。

技術研發(fā)人員：徐帆;李學鋒;尚騰;曹潔;王輝;張宇;王會霞;吳驍
受保護的技術使用者：北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
技術研發(fā)日：2017.02.24
技術公布日：2017.08.01