具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

下面结合附图对本发明的应用原理作进一步描述。

如图1所示，本发明提供一种新型光纤陀螺捷联惯导阻尼方法包括以下步骤：

S101，惯导系统包含“无阻尼回路”和“阻尼状态切换回路”加速度计和陀螺仪的输出信号同时传递给两个回路。两个回路同时、独立进行解算；

S102，当载体机动时，惯导输出无阻尼回路解算所得的导航参数；当载体由机动状态转换到静止或匀速运动状态时，阻尼回路中加入阻尼网络，输出有阻尼回路解算所得的存在超调量的导航参数。

S103，将超调误差存在的时间段称为超调期，其长度约为0.5-0.8个舒拉周期。为避免惯导系统输出的导航参数超调误差过大，在超调期内，仍以无阻尼回路解算出的导航参数作为惯导输出；

S104，待系统状态切换超调期结束后，将惯导的输出端切换到阻尼回路，输出阻尼回路解算出的导航参数；由此，超调部分的数据被滤去，只输出无阻尼状态和无超调的阻尼状态的导航参数值。

本发明还提供一种新型光纤陀螺捷联惯导阻尼系统，包括：

信号单独解算模块，用于将加速度计和陀螺仪的输出信号同时传递给无阻尼回路和阻尼状态切换回路，所述无阻尼回路和阻尼状态切换回路对接收的信号分别进行单独解算；

阻尼网络模块，用于当载体机动时，输出无阻尼回路解算所得的导航参数；当载体由机动状态转换到静止或匀速运动状态时，阻尼回路中加入阻尼网络，输出有阻尼回路解算所得的存在超调量的导航参数。无阻尼导航参数输出模块，用于进行输出在超调期内，无阻尼回路解算出的导航参数进行输出；

无阻尼状态和无超调的阻尼状态的导航参数值输出模块，用于待系统状态切换超调期结束后，将惯导的输出端切换到阻尼回路，输出阻尼回路解算出的导航参数；滤去超调部分的数据，只输出无阻尼状态和无超调的阻尼状态的导航参数值。

下面结合实施例对本发明技术方案作进一步描述。

实施例

1.1光纤陀螺的萨格奈克效应

光纤陀螺按其光学工作原理，可以分为：干涉式光纤陀螺、谐振式光纤陀螺和受激布里渊散射式光纤陀螺。目前，干涉式光纤陀螺技术较为成熟，已经产业化并得到广泛应用，本发明提到的光纤陀螺均指干涉式光纤陀螺。

光纤陀螺采用的是萨格奈克(Sagnac)干涉原理，利用光纤环绕成环形光路，并检测出随转动而产生的反向旋转的两路激光束之间的相位差，计算出旋转角速度。环形光路的萨格奈克干涉原理如图2所示。

如图2所示，环形光路的萨格奈克干涉仪由光源、分束板、反射镜和光纤环组成。光源发出的激光在 A点被分成两束等强的光束。一束在光纤环中沿逆时针方向传播，记为光束a；一束分别被反射镜和分束器反射后进入光纤环，沿顺时针方向传播，经两次反射后的光束记为光束b。分别记光束a和光束b再次回到分束板时所走的光程为L_a和L_b，与之相对应的传播时间为t_a和t_b。这里，先假设光传播介质的折射率为1。

当干涉仪无旋转运动时，沿相反方向传播的光束a和光束b在光纤环中绕行一周的光程相等，都等于环形光路的周长，即：

L_a＝L_b＝L＝2πR (1.2.1)

两束光绕行一周的时间也相等，设光速为c，则两束光传播的时间可以表示为：

t_a＝t_b＝L/c＝2πR/c (1.2.2)

若干涉仪绕与光路平面相垂直的轴以角速度ω相对惯性空间转动，则相反方向传播的两束光的光程不相等，传播的时间也不相等。

此时，沿逆时针方向传播的光束a从分束板出发，绕行一周，再次回到分束板，实际走的光程比光纤环的周长要多Rωt_a的距离。此时，光束a的实际光程可以表示为：

L_a＝2πR+Rωt_a (1.2.3)

同理，沿顺时针方向传播的光束b再次回到分束板，实际走的光程比光纤环的周长要少Rωt_a距离。此时，光束b的实际光程可以表示为：

L_b＝2πR-Rωt_b (1.2.4)

则，光束a和光束b绕行一周的时间可分别表示为：

t_a＝L_a/c＝(2πR+Rωt_a)/c (1.2.5)

t_b＝L_b/c＝(2πR-Rωt_b)/c (1.2.6)

由此，可以推出:

t_a＝2πR/(c-Rω) (1.2.7)

t_b＝2πR/(c+Rω) (1.2.8)

相反方向传播的两束光绕行一周重新到达分光板的时间差为：

式中c²＞＞(Rω)²，因此上式可以简化为：

则，两束光绕行一周，分别到达分束板的光程差为：

上述内容分析了光在折射率为1的介质中传播时，其光程差及传播时间差。下面，将光纤的折射率纳入考虑范围。设光纤的折射率为n。则当干涉仪静止时，光束在光纤中传播速度为c/n。当干涉仪以ω的角速度旋转时，光束a和光束b的传播速度可以表示为：

光束a，b绕行一周，回到分光板的时间分别为：

由上式得：

因此，两束光的传播时间差和光程差与折射率无关。

沿顺、逆时针方向传播的两束光的相位差可以表示为：

式中，l为光纤环的周长，λ为光源的波长。

以上是单匝光纤环的情况。光纤陀螺通常采用的是多匝光纤环，则两束光绕行N周，再回到分束板时的相位差为：

由于圆周率π、光纤环半径R、光纤环匝数N、真空中光速c以及激光束的波长λ都为定值或可以人为确定。因此，干涉仪的旋转角速度与两束光的光程差为正比关系，从而可以通过检测两束光的光程差来计算干涉仪旋转角速度。

1.2光纤陀螺仪的构成方式及特点

光纤陀螺的工作原理基于上述萨格奈克干涉效应。光纤陀螺结构设计最重要的原则是保持其互易性。所谓互易性，是指除输入速率和人为偏置所产生的非互易性相移外，沿系统光路相反方向传播的两束光之间不存在其他任何形式的相位差异。

保证光纤陀螺互易工作的最简单结构如图3所示。

如图3所示，保证光纤陀螺互易工作的最简单结构由光源、第一分束器、偏振器、空间滤波器、第二分束器、相位调制器、光检测器和光纤线圈等组成。其中，分束器、偏振器、空间滤波器和相位调制器是保证互易工作的核心部分。光束经过第二分束器后，在光纤中沿相反方向传播。若光纤环相对于惯性空间无旋转运动，则两束方向传播的光束到达光检测器时具有相同的相位。若光纤环相对惯性空间转动，则两束光到达光检测器时会出现相位差，因而可以计算出光纤环转动的角速度。

与机械式转子陀螺不同，光学陀螺的工作原理是建立在量子力学的基础上的。在光纤陀螺仪中，外部激光源产生激光束，采用多匝光导纤维构成激光传播的环路，通过测量两束光的相位移获得被测角速度。它利用传播的光路替代了传统陀螺的机械转子，陀螺无旋转和运动部件，因此其具有一系列传统机械陀螺不可比拟的优势。光纤陀螺具有激光陀螺的许多特点，同时也克服了激光陀螺的一些缺点。其最大的优点是制造成本低、体积小、重量轻。光纤陀螺的出现，使光学陀螺仪朝着小体积和低成本方向迈出了重要一步。

与激光陀螺或传统机械陀螺相比，光纤陀螺有如下优点：

(1)光纤陀螺中无运动部件，因此仪器牢固稳定；

(2)结构简单，价格低，体积小，质量轻；

(3)相干光束的传播时间短，可以实现短时间内启动；

(4)检测分辨率和灵敏度高；

(5)可以直接输出数字信号；

(6)光纤陀螺适用于大动态的量测环境；

(7)无磨损问题，使用寿命长；

(8)光纤陀螺的光纤环路通常由多匝光纤环组成，相对于激光陀螺增长了检测光路，因此检测灵敏度和分辨率比激光陀螺有极大提升，从而克服了激光陀螺仪的闭锁问题。

(9)可以与环形激光陀螺一起构成捷联惯导系统的角速度传感器；

(10)易于使用集成光路技术，信号稳定可靠。

在光纤陀螺中，除了萨格奈克非互易相移外还存在其他非互易相移。这些非互易相移主要由以下原因造成：(1)光源噪声；(2)检测电路噪声；(3)光纤环噪声，它主要包括光纤的瑞利后向散射效应、双折射效应、克尔效应、法拉第效应、温度效应等；(4)光路器件噪声。

上述因素决定了光纤陀螺的性能。在光纤陀螺的生产和使用过程中，可以通过一些技术手段，如改进光源性能、改进光学器件、优化检测技术、磁屏蔽和温控等手段对上述误差源的作用进行抑制。而随着光学技术、检测技术、磁屏蔽技术、温控技术等快速发展，光纤陀螺的上述误差源已经在不同程度上越来越有效地得到抑制，光纤陀螺的精度潜力也逐渐得以挖掘。

1.3捷联惯导系统基本方程

惯导系统的基本方程包含姿态方程，速度方程，位置方程。其表达式分别为：

姿态方程：

式中，为姿态角的方向余弦阵，为的斜对称矩阵。

速度方程：

式中，

位置方程：

1.4捷联惯导系统误差方程

捷联惯导系统的误差包含姿态误差、速度误差和位置误差。其表达式可以由式(1.2.22)～式(1.2.25)可以推得误差方程的表达式。

姿态误差方程：

式中，为姿态角反对称矩阵，且

φ_E，φ_N，φ_U为姿态误差角。

可表示为：

[δK_G]为加速度计的刻度系数误差，设三个陀螺仪的刻度系数误差分别为δK_Gx，δK_Gy，δK_Gz，则

[δK_G]＝diag[δK_Gx δK_Gy δK_Gz]

[δG]为加速度计的安装误差阵，为陀螺仪检测到的角速度，εⁿ为陀螺漂移在导航坐标系的投影。

忽略δg的影响，并略去二阶小量，可推得速度误差方程：

式中，

φⁿ为姿态角反对称矩阵，且

φ_E，φ_N，φ_U为姿态误差角。

[δK_A]为加速度计的刻度系数误差，设三个加速度计的刻度系数误差分别为δK_Ax，δK_Ay，δK_Az，则

[δK_A]＝diag[δK_Ax δK_Ay δK_Az]

[δA]为加速度计的安装误差阵。为加速度计零偏在导航坐标系内投影。

忽略高度因素影响，位置误差方程为：

记

将其代入式(1.2.26)～(1.2.29)式，可以以分量形式表示速度误差方程和姿态误差方程：

式中，

式中，

1.5捷联惯导系统舒拉振荡机理

在静基座条件下，V_E＝V_N＝V_U＝0，则由式(1.2.31)、(1.2.32)和式(1.2.28)可得：

式(1.2.33)～式(1.2.38)可写成矩阵形式：

即

系统误差X(t)由两类误差源引起：元器件误差ε_E、ε_N、ε_U；系统误差初值δV_E(0)、δV_N(0)、δL(0)、δφ_x(0)、δφ_y(0)、δφ_z(0)。对上式作拉氏变换得：

sX(s)＝AX(s)+X(0)+W(s) (1.2.41)

X(s)＝(sI-A)^-1[X(0)+W(s)] (1.2.42)

特征多项式为：

式中，ω_s为舒拉频率。

求得特征根为：

s_1,2＝±jω_ie (1.2.44)

考虑到ω_s＞＞ω_iesin L，所以

s_5,4＝±j(ω_s+ω_iesin L) (1.2.47)

s_3,6＝±j(ω_s-ω_iesin L) (1.2.48)

由式(1.2.44)～式(1.2.48)，特征根s_1,2对应的振荡基础项为：

sinω_iet，cosω_iet

特征根s_5,4对应的振荡基础项为：

sin[(ω_s+ω_iesin L)t]，cos[(ω_s+ω_iesin L)t]

特征根s_3,6对应的振荡基础项为：

sin[(ω_s-ω_iesin L)t]，cos[(ω_s-ω_iesin L)t]

以sin[(ω_s+ω_iesin L)t]为例分析振荡特点：

sin[(ω_s+ω_iesin L)t]＝sin(ω_st+sin Lω_iet)

＝cos(sin Lω_iet)sin(ω_st)+sin(sin Lω_iet)cos(ω_st)

＝a_c(t)sin(ω_st)+a_s(t)cos(ω_st)

若记s₁(t)＝a_c(t)sin(ω_st)，则s₁(t)是a_c(t)＝cos(sin Lω_iet)对sin(ω_st)的调制。ω_f＝sin Lω_ie称为傅科频率。

因此，惯导系统误差中存在三种频率的振荡：

(1)地球振荡，频率为ω_ie，周期为24小时。

(2)傅科振荡，频率为sin Lω_ie，周期随纬度变化。

(3)舒拉振荡，周期约为84.4分钟。

在中低纬度地区，傅科振荡在系统误差中体现的不明显，为了简化分析，常可以略去傅科周期的影响。

对式(1.2.42)做拉氏反变换可得系统误差的时间解。

从式(1.2.49)～式(1.2.53)可以看出，陀螺漂移和加速度计零偏引起的惯导系统振荡性误差可以分为两类，周期分别为84.4min和24h。因此，陀螺漂移和加速度计的零偏会导致惯导系统输出的经纬度、速度和姿态角出现舒拉振荡性误差。

1.6传统阻尼技术及超调产生机理

根据捷联惯导系统原理，以东向回路为例，建立捷联惯导系统的水平回路控制模型。系统北向加速度计输出的载体比力叠加上有害加速度和加速度计的器件误差得到北向加速度，经过积分后得到载体的北向速度，从而得到载体因北向运动引起的东向旋转角速率。在得到了运动角速率后，经过陀螺的器件误差补偿，可以得到载体的东向姿态角速率，经过积分后得到载体的东向姿态偏角，根据上述原理建立单通道系统的水平回路模型如图4所示。

图4中是载体的北向加速度，ΔA_y是北向加速度计误差，ε_x是东向陀螺漂移，R是地球半径(将地球近似为球体)，φ_x0是绕东向负轴转动的初始误差角，φ_x(s)是绕东向负轴旋转的误差角。

从陀螺漂移到水平误差角的传递函数为：

当ε_x不为常值时，误差角Φ_x(s)的幅度是随时间缓慢发散的。

如果回路中有阻尼。例如在图4所示的惯导水平回路中，在两个积分环节之间加上校正网络H_y(s)可得图5所示的阻尼系统东向误差回路。

从陀螺漂移到水平误差角的传递函数变为：

式中，ξ为阻尼系数。

若陀螺漂移ε_x是一白噪声，可以推导出误差角的均方根的稳态值为：

上式表明，加入阻尼后，的稳态均方根值为与阻尼系数成比例的常值，是有界的。ξ越大，的稳态均方根值越小。这表明，加入阻尼能有效抑制随机干扰作用下系统误差的发散。

阻尼网络H_y(s)的选取原则是，既要使系统具有阻尼性质，又要使H_y(s)尽可能接近于1，以尽量减小阻尼带来的不利影响。闭环系统的阻尼系数ξ越大，阻尼效果越好。但从水平回路满足舒拉调谐条件方面考虑，阻尼系数越小越好。综合考虑起来，一般选取ξ＝0.5左右。经过反复试探的方法，可以得到多种能满足要求的网络H_y(s)，例如：

本发明选择H₁(s)作为校正网络。

当惯导系统处于无阻尼状态时，误差回路如图4所示，当系统处于阻尼状态时，误差回路如图5所示。惯导在由无阻尼到阻尼切换时，回路参数产生突变。根据自动控制的基本原理，在阶跃输入作用下，阻尼网络的输出为：

对(1.2.59)式中的Y(s)进行拉式反变换可以得到阻尼网络时域下的输出：

y(t)＝1-(0.0244t+9.7101)e^-0.0088t+9.7101e^-0.0044t (1.2.60)

根据式(1.2.59)和式(1.2.60)，对阻尼网络的阶跃响应进行分析，可得其时域响应曲线如图6所示。

由阻尼网络阶跃响应曲线可知，文中选取的欠阻尼网络H₁(s)在阶跃输入作用下，在时域中会产生超调。

阻尼网络输出端的超调引入惯导系统解算回路后，必然引起捷联惯导系统阻尼状态切换时导航参数的超调误差。在某些情况下，这种超调尤为严重。无阻尼状态到阻尼状态切换时，北向速度误差的超调如图 7所示。

由图7的速度误差曲线可得，阻尼状态切换时，北向速度误差的超调量大约为40％，而在某些工况下，这种超调可能会更大。过大的超调会在较长时间(40min～60min)内增大惯导系统输出的导航参数与载体实际姿态、速度、位置之间的误差，影响导航参数的精度。传统惯导系统没有很好地解决这一问题。

2.1新型光纤陀螺捷联惯导阻尼技术

该算法通过对阻尼回路和无阻尼回路解算出的导航参数的时序输出实现了对超调量的滤波，有效抑制了状态切换时产生的超调。其主要思想如图8所示。

惯导系统包含“无阻尼回路”和“阻尼状态切换回路”(下文中称为“阻尼回路”)。加速度计和陀螺仪的输出信号同时传递给两个回路。两个回路同时、独立进行解算。当载体机动时，惯导输出无阻尼回路解算所得的导航参数。当载体由机动状态转换到静止或匀速运动状态时，阻尼回路中加入阻尼网络，解算出的导航参数中随即产生超调误差。将超调误差存在的时间段称为超调期，其长度约为0.5-0.8个舒拉周期。为避免惯导系统输出的导航参数超调误差过大，在超调期内，仍以无阻尼回路解算出的导航参数作为惯导输出。待系统状态切换超调期结束后，将惯导的输出端切换到阻尼回路，输出阻尼回路解算出的导航参数。由此，超调部分的数据被滤去，只输出无阻尼状态和无超调的阻尼状态的导航参数值。这样，一方面可以有效抑制超调误差；另一方面，无需频繁改变阻尼回路的阻尼比，降低了阻尼回路复杂程度，提高了系统稳定性和可靠性。

无阻尼状态向阻尼状态切换时，利用本发明的新型阻尼技术——“双模”阻尼超调误差抑制算法对北向速度误差超调量的滤波结果如图9所示。

如图9所示，利用本发明提出的算法，有效抑制了北向速度误差的超调量。同时，由于该算法在抑制超调误差的同时并没有对阻尼网络进行变化，因此，超调期结束后，该系统的阻尼效果和传统阻尼算法得到的阻尼效果完全相同。由上述分析可知，本发明提出的基于“双模”解算的阻尼超调误差抑制算法与传统阻尼方法以及今年来一些学者提出的超调误差抑制算法相比，有以下几点优势：(1)有效抑制了系统超调误差；(2)在抑制超调误差的同时，无需对阻尼网络参数进行频繁改动，系统结构简单，工作可靠；(3) 完全自主式解算，无需外部速度输入；(4)在抑制超调误差的同时，不会对传统方法取得的阻尼效果产生负面影响。

为了验证基于“双模”解算的阻尼超调误差抑制算法对惯导状态切换时超调误差的抑制作用以及捷联惯导系统舒拉周期的阻尼作用，进行了仿真实验。

取陀螺常值漂移ε_x＝0.01°/h，ε_y＝0.01°/h，ε_z＝0.01°/h。

陀螺随机漂移误差的均值为零、标准差为0.001°/h。

安装误差δG_yx＝δG_zx＝δG_xy＝δG_zy＝δG_xz＝δG_yz＝2"。

陀螺仪刻度系数存在对称性误差δK_Gx＝δK_Gy＝δK_Gz＝10ppm。

取加速度计的常值漂移

安装误差δA_yx＝δA_zx＝δA_xy＝δA_zy＝δA_xz＝δA_yz＝2"。

加速度计刻度系数存在对称性误差δK_Ax＝δK_Ay＝δK_Az＝10ppm。

本发明提出的基于“双模”解算的阻尼超调误差抑制算法的阻尼效果如图10所示；

由图10所示的仿真结果表明，利用“双模”阻尼超调误差抑制算法，可以有效抑制阻尼状态切换时的超调误差并取得良好的阻尼效果。

2.2新型光纤陀螺捷联惯导“广义”阻尼技术

传统水平阻尼可以抑制惯导系统中舒拉振荡，但同时又破坏了回路的加速度无干扰条件，当载体有加速度时，会使惯导系统出现姿态误差，从而引起系统其它误差。因此，传统的水平阻尼技术一般只能用于载体零机动或者小机动的状态下，而难以用于载体大机动的环境。针对这一问题，提出一种新型阻尼技术——基于“双模”平均的“广义”阻尼算法。其主要思路如图11所示：

图11中，惯性测量单元IMU(Inertial Measurement Unit)表示真实IMU的陀螺和加速度计的输出，设定系统采样率为1Hz，即每1s采集1次陀螺仪和加速度计的数据进行惯导解算。虚拟IMU表示虚拟的陀螺和加计的输出，同样设定系统采样率为1Hz。虚拟的陀螺和加计数据并不是仿真得到，而是惯导同一次开机后，载体处于准静态状态下采集得到的42.2min的数据。这里定义准静态为这样一种状态：几乎没有线运动，可以有角运动。这样，这一段虚拟数据有以下几个特点：(1)由于是惯导同一次开机之后采集的数据，因此与真实的陀螺和加计的数据有相似的误差特性；(2)数据长度为42.2min，即2532s，也就是大约半个舒拉周期；(3)这是一段准静态数据。至于为什么采用准静态的数据，在后文中做出解释。

Function模块代表一个函数，其表达式如下：

X(k)＝(X1(k)+X2(k+2532-T))/2 (2.2.1)

假设，网络2解算虚拟的陀螺和加计的数据耗时T。对于目前的导航计算机，解算2532s的导航数据需要的时间非常短。因此，T<<2532s。待虚拟的IMU数据解算完毕之后，网络2切换到真实的陀螺和加计数据进行解算。两个解算网络的解算时序如图12所示。

如图12所示，整个过程分为无阻尼，进入阻尼和阻尼三个阶段。

为了使网络1和网络2在阻尼阶段的初始经纬度基本一致(两个网络在该阶段的初始经纬度的差异仅由解算误差造成)，要求当网络2在解算虚拟的陀螺和加计的数据时，载体处于准静态，虚拟的陀螺和加计的数据也须使用准静态的数据。

无阻尼状态下，网路1和网络2的导航参数输出可表达为：

进入阻尼状态时，网络1和网络2的导航输出为：

网络1的导航输出：

网络2的导航输出：

由式(2.2.2)～式(2.2.13)可知，进入阻尼状态时，网络1仍然使用真实的陀螺和加计的数据，1s解算1 次。网络2则利用虚拟的陀螺和加计的数据，快速解算2532次。设该阶段持续时间T(T<<2532),在该状态结束时，网络2比网络1多解算(2532-T)次，即网络2比网络1多解算(2532-T)s的数据，也就是说网络2比网络1多解算大约半个舒拉周期。这一阶段结束之后，两个网络的舒拉振荡曲线的波峰与波谷就被交错开来，如图13所示。

阻尼状态下：

网络1的导航输出：

网络2的导航输出：

系统导航输出：

式中，Φ₁、Φ₂为网络1和网络2的姿态输出，它们分别由确定。

若记

则姿态角Φ_i可表示为：

由式(2.2.14)～式(2.2.21)可知，在阻尼阶段，网络2的解算将比网络1提前大约半个舒拉周期，两个网络的舒拉振荡曲线将呈交错状态，如图13所示。由式(2.2.22)～(2.2.25)，系统导航输出为两个网络导航输出的均值，这样就实现了对舒拉振荡的阻尼。

如图13所示，在进入阻尼后，网络1和网络2的振荡曲线被错开。此时，将网络1和网络2的输出取均值可以在很大程度上抑制舒拉周期。

为了验证基于“双模”平均的“广义”阻尼算法在载体不同机动状态下对捷联惯导系统舒拉周期的抑制作用，进行了仿真实验。

取陀螺常值漂移ε_x＝0.01°/h，ε_y＝0.01°/h，ε_z＝0.01°/h。

陀螺随机漂移误差的均值为零、标准差为0.001°/h。

安装误差δG_yx＝δG_zx＝δG_xy＝δG_zy＝δG_xz＝δG_yz＝2"。

陀螺仪刻度系数存在对称性误差δK_Gx＝δK_Gy＝δK_Gz＝10ppm。

取加速度计的常值漂移

安装误差δA_yx＝δA_zx＝δA_xy＝δA_zy＝δA_xz＝δA_yz＝2"。

加速度计刻度系数存在对称性误差δK_Ax＝δK_Ay＝δK_Az＝10ppm。

在45000秒时，引入载体机动，北向加速度a_y＝0.01m/s²。在46000秒时，保持沿北向的匀速运动状态，a_y＝0.01m/s²，V_y＝10m/s。

采用本发明提出的基于“双模”平均的“广义”阻尼算法得到的阻尼效果如图14所示。

由图14所示的仿真结果表明，基于“双模”平均的“广义”阻尼算法，可以有效阻尼惯导系统的舒拉周期，使惯导精度得到提高。并且，阻尼效果不受载体动态环境的影响。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。