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一種GNSS和MIMU組合導航中微陀螺G敏感性誤差補償方法.pdf

摘要
申請專利號:

CN201410158231.5

申請日:

2014.04.18

公開號:

CN103954298A

公開日:

2014.07.30

當前法律狀態:

授權

有效性:

有權

法律詳情: 授權|||實質審查的生效IPC(主分類):G01C 25/00申請日:20140418|||公開
IPC分類號: G01C25/00 主分類號: G01C25/00
申請人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
發明人: 胡小平; 何曉峰; 范晨; 羅兵; 唐康華; 江明明; 王安成; 李濤; 練軍想; 張禮廉
地址: 410073 湖南省長沙市硯瓦池正街47號中國人民解放軍國防科學技術大學三院
優先權:
專利代理機構: 湖南兆弘專利事務所 43008 代理人: 周長清
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法律狀態
申請(專利)號:

CN201410158231.5

授權公告號:

||||||

法律狀態公告日:

2017.03.01|||2014.08.27|||2014.07.30

法律狀態類型:

授權|||實質審查的生效|||公開

摘要

本發明公開了一種GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,其步驟為:(1)建立微陀螺的g敏感性誤差方程;(2)建立含g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合導航系統方程;(3)采用非線性全局可觀性分析方法,對含g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合導航系統進行全局可觀性分析,設計該組合系統全局可觀的運動路徑;(4)依據步驟(1)中得到的微陀螺的g敏感性誤差方程,構建相應的卡爾曼濾波器,并按照步驟(3)得到的運動路徑運動,實現微陀螺g敏感性誤差的補償。本發明具有原理簡單、操作簡便、適用范圍廣等優點。

權利要求書

權利要求書
1.  一種GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,其特征在于,步驟為:
(1)建立微陀螺的g敏感性誤差方程:
Go=Ggfb
式中,Go表示微陀螺的g敏感性誤差,Gg表示g敏感性誤差的系數矩陣,fb表示加速度計測得的比力信息;
(2)建立含g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合導航系統方程;
(3)采用非線性全局可觀性分析方法,對含g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合導航系統進行全局可觀性分析,設計該組合系統全局可觀的運動路徑;
(4)依據步驟(1)中得到的微陀螺的g敏感性誤差方程,構建相應的卡爾曼濾波器,并按照步驟(3)得到的運動路徑運動,實現微陀螺g敏感性誤差的補償。

2.  根據權利要求1所述的GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,其特征在于,在所述步驟(2)中,選取GNSS/MIMU組合系統的狀態為位置、速度、姿態、陀螺零偏、加速度計零偏和g敏感性誤差系數,則系統狀態方程為:
r·e=ve]]>
v·e=Cbe(fb-δfb)-2ωiee×vee+gle]]>
C·be=Cbe(ωebb×)]]>
ωebb=ωibb-δωb-Cebωiee]]>
式中:×表示矢量積運算;re和ve分別是載體在e系的位置和對地速度;為載體坐標系b系到e系的姿態變換矩陣;為在e系中表示的地球自轉角速度;為在e系中表示的重力加速度;為在b系中表示的載體相對地球的轉動角速度,為其反對稱陣;為陀螺測量的載體相對慣性系的轉動角速度;δωb和δfb分別為陀螺和加速度計的測量誤差;
考慮g敏感性誤差后,微陀螺的誤差模型可分為兩部分,一部分為與載體運動無關的誤差項,由陀螺的固定零偏和隨機噪聲組成,記為另一部分則為g敏感性誤差,記為δω2b=Go=Ggfb;]]>即:
δωb=δω1b+δω2b]]>
滿足關系:
δω·1b=0]]>
δω·2b=Ggf·b]]>
G·g=03×3]]>
若以衛星接收機輸出的位置和速度作為觀測量,則系統的觀測方程為:
Z=z1z2=reve]]>
滿足關系:
z2=z·1.]]>

3.  根據權利要求2所述的GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,其特征在于,經步驟(3)的全局可觀性分析后,對于含g敏感性誤差的組合導航系統,以位置和速度為觀測量,若載體的運動滿足以下兩個條件,則系統是全局可觀的:
(a)存在一個直線段在這個直線段上存在兩個時刻t1≠t2,使比力導數和線性不相關;
(b)存在兩個直線運動段,且在這兩個路段中存在三個不同時刻t1、t2與t3,使得R(A)=R(A,B)=3或存在直線運動段,使得在此路段中各分量都存在不為零的時刻。

4.  根據權利要求1或2或3所述的GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,其特征在于,所述卡爾曼濾波器的狀態方程為:
X·(t)=F(t)X(t)+W(t)]]>
式中,系統狀態為:
X=(δre,δve,ϵe,δω1b,δfb,G1,G2,G3)T]]>
狀態轉移矩陣為:
F(t)=03×3I3×303×303×303×303×303×303×3Ne-2Ωiee-Fe03×3Cbe03×303×303×303×303×3-ΩieeCbe03×3F1eF2eF3e03×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×3]]>
系統噪聲陣為:
W(t)=[wr wv wε 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3]T
觀測方程為:
Z(t)=H(t)X(t)+N(t)
式中,系統的觀測矩陣H(t)=I3×303×303×303×303×303×303×303×303×3I3×303×303×303×303×303×303×3,]]>觀測噪聲陣為N(t)=[Nr Nv 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3]T。

說明書

說明書一種GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法
技術領域
本發明主要涉及到組合導航技術領域,特指一種適用于高動態條件下GNSS/MIMU組合導航中微陀螺的g敏感性誤差誤差補償方法。
背景技術
微慣性測量單元(MIMU)與衛星接收機構成的組合導航系統具有體積小、成本低等優勢,應用潛力巨大,成為當前導航領域的一個研究熱點。MIMU一般精度較差,尤其是其中的微機械陀螺,多數還處于角速率級的水平。當前多數微機械陀螺都屬于哥氏振動陀螺,振動或線加速運動對其性能影響很大。g敏感性(g-sensitivity)誤差系數是微陀螺重要的性能參數之一,它表征了載體線加速運動所引起的微陀螺性能惡化程度。
目前,市場上微機械陀螺的g誤差系數標定的典型值為0.1°/s/g左右,例如美國Melexis公司的MLX90609和Silicon Sensing公司的CRG20-01,這意味著1g加速度的變化將引起360°/h的零偏變化,在更高動態的應用場合中,微機械陀螺的性能會變得很差甚至不可用。因此高動態下微陀螺g敏感性誤差對MIMU/GNSS組合導航性能的影響,是一個值得關注的問題。
總而言之,目前的MEMS精度較低,動態性能較差,難以適應高動態條件下的導航需求,尤其是其表現出顯著地g敏感性誤差,極大地制約了MEMS的應用,因此需要對高動態條件下微陀螺g敏感性誤差分析與補償技術進行研究。
發明內容
本發明要解決的技術問題就在于:針對現有技術存在的技術問題,本發明提供一種原理簡單、操作簡便、適用范圍廣的GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法。
為解決上述技術問題,本發明采用以下技術方案:
一種GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,其步驟為:
(1)建立微陀螺的g敏感性誤差方程:
Go=Ggfb
式中,Go表示微陀螺的g敏感性誤差,Gg表示g敏感性誤差的系數矩陣,fb表示加速度計測得的比力信息;
(2)建立含g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合導航系統方程;
(3)采用非線性全局可觀性分析方法,對含g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合導航系統進行全局可觀性分析,設計該組合系統全局可觀的運動路徑;
(4)依據步驟(1)中得到的微陀螺的g敏感性誤差方程,構建相應的卡爾曼濾波器,并按照步驟(3)得到的運動路徑運動,實現微陀螺g敏感性誤差的補償。
作為本發明的進一步改進:在所述步驟(2)中,選取GNSS/MIMU組合系統的狀態為位置、速度、姿態、陀螺零偏、加速度計零偏和g敏感性誤差系數,則系統狀態方程為:
r·e=ve]]>
v·e=Cbe(fb-δfb)-2ωiee×vee+gle]]>
C·be=Cbe(ωebb×)]]>
ωebb=ωibb-δωb-Cebωiee]]>
式中:×表示矢量積運算;re和ve分別是載體在e系的位置和對地速度;為載體坐標系b系到e系的姿態變換矩陣;為在e系中表示的地球自轉角速度;為在e系中表示的重力加速度;為在b系中表示的載體相對地球的轉動角速度,為其反對稱陣;為陀螺測量的載體相對慣性系的轉動角速度;δωb和δfb分別為陀螺和加速度計的測量誤差;
考慮g敏感性誤差后,微陀螺的誤差模型可分為兩部分,一部分為與載體運動無關的誤差項,由陀螺的固定零偏和隨機噪聲組成,記為另一部分則為g敏感性誤差,記為δω2b=Go=Ggfb;]]>即:
δωb=δω1b+δω2b]]>
滿足關系:
δω·1b=0]]>
δω·2b=Ggf·b]]>
G·g=03×3]]>
若以衛星接收機輸出的位置和速度作為觀測量,則系統的觀測方程為:
Z=z1z2=reve]]>
滿足關系:
z2=z·1.]]>
作為本發明的進一步改進:經步驟(3)的全局可觀性分析后,對于含g敏感性誤差的組合導航系統,以位置和速度為觀測量,若載體的運動滿足以下兩個條件,則系統是全局可觀的:
(a)存在一個直線段在這個直線段上存在兩個時刻t1≠t2,使比力導數和線性不相關;
(b)存在兩個直線運動段,且在這兩個路段中存在三個不同時刻t1、t2與t3,使得R(A)=R(A,B)=3或存在直線運動段,使得在此路段中各分量都存在不為零的時刻。
作為本發明的進一步改進:所述卡爾曼濾波器的狀態方程為:
X·(t)=F(t)X(t)+W(t)]]>
式中,系統狀態為:
X=(δre,δve,ϵe,δω1b,δfb,G1,G2,G3)T]]>
狀態轉移矩陣為:
F(t)=03×3I3×303×303×303×303×303×303×3Ne-2Ωiee-Fe03×3Cbe03×303×303×303×303×3-ΩieeCbe03×3F1eF2eF3e03×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×3]]>
系統噪聲陣為:
W(t)=[wr wv wε 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3]T
觀測方程為:
Z(t)=H(t)X(t)+N(t)
式中,系統的觀測矩陣H(t)=I3×303×303×303×303×303×303×303×303×3I3×303×303×303×303×303×303×3,]]>觀測噪聲陣為N(t)=[Nr Nv 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3]T。
與現有技術相比,本發明的優點在于:本發明的GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,原理簡單、操作簡便、適用范圍廣,對于解決高動態條件下微陀螺g敏感性誤差提供了理論依據,有效地提高了高動態條件下GNSS/MIMU組合系統的精度,對于高動態條件下的GNSS/MIMU組合導航系統設計具有重要的理論指導和工程實踐意義。
附圖說明
圖1是本發明方法的流程示意圖。
圖2是本發明在具體應用實例中載體全局可觀的運動路徑示意圖。
具體實施方式
以下將結合說明書附圖和具體實施例對本發明做進一步詳細說明。
如圖1所示,本發明的一種GNSS和MIMU組合導航中微陀螺g敏感性誤差補償方法,為:首先,建立了含微陀螺g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合導航模型;然后,采用非線性全局可觀性法對系統進行可觀性分析,設計相應的全局可觀的路徑;最后,依據微陀螺g敏感性誤差的模型,設計用于補償g敏感性誤差的卡爾曼濾波器。
在具體應用實例中,本發明方法的具體流程為:
(1)微陀螺g敏感性誤差方程為:
Go=Ggfb    (1)
式中,Go表示微陀螺的g敏感性誤差,Gg表示g敏感性誤差的系數矩陣,fb表示加速度計測得的比力信息。
等價變換:
Go=G11G12G13G21G22G23G31G32G33fxbfybfzb=G1G2G3Tfb---(2)]]>
式中,G1、G2和G3分別表示x、y和z三個軸向陀螺的g敏感性誤差系數矢量。
為了方便設計包含g敏感性誤差組合濾波器,則需將g敏感性誤差系數作為誤差狀態。因此利用矩陣變換,將其寫成矢量形式:
G1G2G3Tfb=G103×103×1Tfb+03×1G203×1Tfb+03×103×1G3Tfb=fb03×103×1TG1+03×1fb03×1TG2+03×103×1fbTG3---(3)]]>

F1b=fb03×103×1TF2b=03×1fb03×1TF3b=03×103×1fbT---(4)]]>
則可得到:
Go=F1bG1+F2bG2+F3bG3---(5)]]>
(2)選取GNSS/MIMU組合系統的狀態為位置、速度、姿態、陀螺零偏、加速度計零偏和g敏感性誤差系數,則系統狀態方程為:
r·e=ve---(6)]]>
v·e=Cbe(fb-δfb)-2ωiee×vee+gle---(7)]]>
C·be=Cbe(ωebb×)---(8)]]>
ωebb=ωibb-δωb-Cebωiee---(9)]]>
式中:×表示矢量積運算;re和ve分別是載體在e系的位置和對地速度;為載體坐標系b系到e系的姿態變換矩陣;為在e系中表示的地球自轉角速度;為在e系中表示的重力加速度;為在b系中表示的載體相對地球的轉動角速度,為其反對稱陣;為陀螺測量的載體相對慣性系的轉動角速度;δωb和δfb分別為陀螺和加速度計的測量誤差。
考慮g敏感性誤差后,微陀螺的誤差模型可分為兩部分,一部分為與載體運動無關的誤差項,由陀螺的固定零偏和隨機噪聲組成,記為另一部分則為g敏感性誤差,記為δω2b=Go=Ggfb.]]>即:
δωb=δω1b+δω2b---(10)]]>
滿足關系:
δω·1b=0---(11)]]>
δω·2b=Ggf·b---(12)]]>
其中,g敏感性誤差滿足關系
若以衛星接收機輸出的位置和速度作為觀測量,則系統的觀測方程為:
Z=z1z2=reve---(13)]]>
滿足關系:
z2=z·1---(14)]]>
(3)采用非線性全局可觀性的方法,對含g敏感性誤差的GNSS/MIMU組合系統進行了全局可觀性分析,得出了系統全局可觀的充分條件,對實現微陀螺g敏感性誤差的補償提供了理論依據。該步驟的具體分析過程如下。
系統已知的輸入信息有:fb、和Z,如果在有限時間內,根據上述輸入信息能夠唯一地確定系統的初始狀態,則系統是可觀的,否則系統不可觀。
為了更清楚描述推導過程,先說明以下兩個引理:
引理1:對于任意兩個線性不相關的向量,如果它們在任意兩個坐標系的坐標均已知,則這兩個坐標系之間的姿態轉換矩陣可以被唯一地確定。
引理2:設A是m×n矩陣,X=(x1,x2,…,xn)T,B=(b1,b2,…,bm)T,其構成的非齊次線性方程組AX=B有唯一解的充要條件是R(A)=R(A,B)=n。
(3.1)加速度計零偏的可觀性;
設在載體運行過程中,存在一段直線運動,姿態不發生變化,即:
C·be=0---(15)]]>
由系統的狀態方程和觀測方程可得:
z·2=Cbe(fb-δfb)-2ωiee×z2+gle---(16)]]>
對上式兩邊同時求導,并且整理得:
Cbef·b=z··2+2ωiee×z·2---(17)]]>
式中,地球自轉角速度已知,故已知;z2為速度觀測量,故其各階導數均已知;fb為加速度計測得的比力信息,其一階導數也已知,因此上式中除外,其余狀態均為已知。
根據引理1,如果此路段上存在線性不相關的和t1≠t2,則可被唯一地確定,故在此路段上的姿態矩陣已知。
整理得:
δfb=fb-Cbe(z·2+2ωiee×z2-gle)---(18)]]>
根據上式等號右側各項均已知,故δfb可以被唯一確定。由于δfb為固定常數,因此加速度計零偏是可觀的。
(3.2)g敏感性誤差系數的可觀性;
根據組合導航的系統方程可得:
ωebb=ωibb-Cebωiee-δω1-Ggfb---(19)]]>
對上式兩邊同時求導數,設則可寫為:
Ggf·b=ω·ibb---(20)]]>
微陀螺g敏感性誤差是由于載體的大加速度產生,故對于上式,陀螺測量值的一階導數為因變量,而加速度計測量值的一階導數為自變量,因此g敏感性系數矩陣Gg是否存在唯一解取決于則上式的求解等價于求解一個非齊次線性方程組。
根據步驟1可得:
G1G2G3Tf·b=ω·ibb---(21)]]>
展開后,寫成分量形式:
G11f·xb+G12f·yb+G13f·zb=ω·ibxb---(22)]]>
G21f·xb+G22f·yb+G23f·zb=ω·ibyb---(23)]]>
G31f·xb+G32f·yb+G33f·zb=ω·ibzb---(24)]]>
對于上述,與均可由測量值得到,僅含有三個未知系數G11、G12與G13,因此需得到三個不同時刻的和和其與三個未知系數構成非齊次線性方程組:
G11f·xb(t1)+G12f·yb(t1)+G13f·zb(t1)=ω·ibxb(t1)---(25)]]>
G11f·xb(t2)+G12f·yb(t2)+G13f·zb(t2)=ω·ibxb(t2)---(26)]]>
C11f·xb(t3)+G12f·yb(t3)+G13f·zb(t3)=ω·ibxb(t3)---(27)]]>
記A=(fb(t1) fb(t2) fb(t3))T,則對于上述方程,根據引理2可知,若載體在整個運動過程中,存在兩個直線路段,且在這兩個路段上存在三個不同時刻t1、t2與t3,使得R(A)=R(A,B)=3,則G11、G12與G13就可被唯一確定。
同理可知,在滿足上述條件的同時,其余兩個軸的g敏感性誤差系數也都可觀。
(3.3)的可觀性分析;
陀螺的此部分偏差與載體的運動無關,因此單獨分開討論。在直線段滿足關系:
δω1b=ωibb-Cebωiee-Ggfb---(28)]]>
易知等號右側均已知,可以被唯一確定,所以在此路段上可觀。
(3.4)姿態的可觀性;
由系統的狀態方程和觀測方程可得:
z·2=Cbe(fb-δfb)-2ωiee×z2+gle---(29)]]>
對上式兩邊同時求導,整理得:
z··2=Cbef·b+C·be(fb-δfb)-2ωiee×z·2+g·le---(30)]]>
設在載體運行過程中,存在一段直線運動,姿態不發生變化,則:
z··2=Cbef·b-2ωiee×z·2+g·le---(31)]]>
y=z··2+2ωiee×z·2-g·le,]]>則:
y=Cbef·b---(32)]]>
定義慣性坐標系i系,使之與初始時刻t0的e系重合,則當前時刻t的姿態矩陣和初始時刻的姿態矩陣的關系可表示為:
Cbe=Ce(t0)e(t)Cb(t0)e(t0)Cb(t)b(t0)=Ci(t0)e(t)Cb(t0)e(t0)Cb(t)b(t0)=Ci(t)e(t)Cb(t0)e(t0)Cb(t)b(t0)=CieCbe(t0)Cbb(t0)---(33)]]>
其中上標b(t0)表示初始時刻的載體坐標系,表示當前時刻的載體坐標系到初始時刻載體坐標系的坐標轉換矩陣,表示慣性系到地固坐標系的坐標轉換矩陣。
兩邊同時左乘得:
Cbe(t0)Cbb(t0)f·b=Ceiy---(34)]]>
是地球自轉角速度和時間的函數,由于地球自轉角速度已知,故已知;代表t0時刻的b系與t時刻的b系之間的坐標轉換矩陣,此矩陣可通過陀螺輸出的角速度(補償固定零偏與g敏感性誤差后)積分得到,故已知;忽略位置誤差,故當地的重力加速度矢量已知;可通過加速度計測得的比力求一階導得到,z2為速度觀測量可直接得到,因此上式各項除外均已知的。
令則根據引理1,如果存在和t1≠t2,且與線性不相關,則可以被唯一地確定,因此姿態可觀,能夠唯一被確定。
(3.5)速度與位置的可觀性;
由于系統的觀測量為衛星提供的速度和位置,則可知兩者一定可觀。
綜上分析過程可知,對于含g敏感性誤差的組合導航系統,以位置和速度為觀測量,若載體的運動滿足如下兩個條件,則系統是全局可觀的。
(a)存在一個直線段在這個直線段上存在兩個時刻t1≠t2,使比力導數和線性不相關;
(b)存在兩個直線運動段,且在這兩個路段中存在三個不同時刻t1、t2與t3,使得R(A)=R(A,B)=3或存在直線運動段,使得在此路段中各分量都存在不為零的時刻。
依據上述的全局可觀的充分條件,設計了如圖2所示的載體運動軌跡示意圖。
(4)根據微陀螺g敏感性誤差模型,設計了相應的卡爾曼濾波器,以實現g敏感性誤差的補償。
考慮g敏感性誤差后的失準角誤差方程為:
ϵ·e=-Ωieeϵe+Cbeδω1b+CbeF1bG1+CbeF2bG2+CbeF3bG3---(35)]]>
等價變換:
ϵ·e=-Ωieeϵe+Cbeδω1b+F1eG1+F2eG2+F3eG3---(36)]]>
在組合濾波器中,考慮微陀螺g敏感性誤差,增加微陀螺3個軸的g敏感性誤差系數作為新的狀態變量,則將原有的15維濾波器擴充為24維濾波器,即:
X=(δre,δve,ϵe,δω1b,δfb,G1,G2,G3)T]]>
可得到組合系統的誤差狀態方程:
X·(t)=δr·eδv·eϵ·eδω·1bδf·bG·1G·2G·3=δve-Feϵe+Cbeδfb-2ωiee×δve+Neδre-Ωieeϵe+Cbeδω1b+F1eG1+F2eG2+F3eG300000---(37)]]>
在此基礎上,可得到卡爾曼濾波器的狀態方程為:
X·(t)=F(t)X(t)+W(t)---(38)]]>
其中,狀態轉移矩陣為:
F(t)=03×3I3×303×303×303×303×303×303×3Ne-2Ωiee-Fe03×3Cbe03×303×303×303×303×3-ΩieeCbe03×3F1eF2eF3e03×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×303×3---(39)]]>
系統噪聲陣為:
W(t)=[wr wv wε 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3]T    (40)
觀測方程為:
Z(t)=H(t)X(t)+N(t)    (41)
式中,系統的觀測矩陣H(t)=I3×303×303×303×303×303×303×303×303×3I3×303×303×303×303×303×303×3,]]>觀測噪聲陣N(t)=[Nr Nv 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3 01×3]T。
上述卡爾曼濾波器方程,將g敏感性誤差系數作為狀態進行濾波估計,結合全局可觀的充分條件,設計相應的全局可觀路徑,理論上能夠實現g敏感性誤差的補償。
以上僅是本發明的優選實施方式,本發明的保護范圍并不僅局限于上述實施例,凡屬于本發明思路下的技術方案均屬于本發明的保護范圍。應當指出,對于本技術領域的普通技術人員來說,在不脫離本發明原理前提下的若干改進和潤飾,應視為本發明的保護范圍。

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一種 GNSS MIMU 組合 導航 陀螺 敏感性 誤差 補償 方法
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本文標題:一種GNSS和MIMU組合導航中微陀螺G敏感性誤差補償方法.pdf
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