CN110371318B - 一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，动态变形下产生的动态变形角以及动态变形和机体运动之间的耦合角会降低传递对准的精度；将传递对准滤波器分为两部分，第一部分针对弯曲变形角和耦合角进行估计，采用姿态匹配方法；第二部分针对动态杠杆臂进行估计，采用“速度+角速度”匹配方法。相比现有的传递对准滤波器的设计，本发明将耦合角作为滤波器的状态量，在滤波器一中对耦合角进行估计，并用于滤波器二补偿杠杆臂误差，两个滤波器同步进行，在最后一步进行信息融合，估计出子惯导系统的初始姿态误差，进行初始姿态校准。本发明不仅提高了传递对准系统的精度，同时缩短了传递对准过程的时间。

Description

一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法
技术领域
本发明属于惯性导航技术领域，利用惯性导航系统测量飞机的机翼变形，其中涉及高精度主惯导系统对低精度子惯导系统进行校准的过程，具体涉及一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法。
背景技术
飞机的承载能力有限，特别是机翼部分，因此飞机机翼动态变形测量对测量设备的重量和尺寸有非常严格的要求，而IMU单元的测量精度与重量和尺寸成正比，每个负载处无法同时安装高精度的IMU。
目前飞机机翼变形测量采用机身安装高精度的POS，而机翼部分则采用低精度IMU单元，通过主、子系统间传递对准获取各定位点的高精度位置、姿态信息。但是主、子之间挠曲变形产生的附加速度、角速度和角度是影响其精度的主要因素，现有的飞机机翼动态变形测量将机翼视为刚体，不考虑挠曲变形，其传递对准精度难以达到所需要的精度。
发明内容
发明目的：针对现有技术的不足，本发明目的在于提供一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，对飞机机翼动态变形测量传递对准过程中机体运动和动态变形之间的耦合所引起的误差角度和角速度进行几何建模和数学分析，推导出耦合角度和角速度的表达式，并将传递对准滤波器分为两部分，第一部分针对弯曲变形角和耦合角进行估计，采用姿态匹配方法；第二部分针对动态杠杆臂进行估计，采用“速度+角速度”匹配方法，此设计在提高传递对准精度的前提下，同时缩短了传递对准过程的时间。
技术方案：为实现上述发明目的，本发明采用的技术方案如下：
一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，应用于飞机机翼变形测量系统中，其中主惯导系统安装在机舱，子惯导系统安装在机翼，该方法包括以下步骤：
(1)用轨迹发生器产生主惯导系统的姿态、速度和位置信息以及陀螺仪和加速度计的输出，用二阶马尔科夫模拟主、子惯导之间的弯曲变形角
Figure GDA0002705999160000011
和弯曲变形角速度
Figure GDA0002705999160000012
对弯曲变形进行几何分析，推导出由载体动态变形和载体运动所引起的耦合角度
Figure GDA0002705999160000013
表达式；
(2)将弯曲变形角、弯曲变形角速度和耦合角作为状态量，采用姿态匹配方法，建立滤波器一模型；
(3)利用步骤(2)中估计的弯曲变形角和耦合角建立动态杠杆臂模型，推导速度误差表达式和角速度误差表达式；
(4)利用步骤(3)推导的速度误差表达式和角速度误差表达式，采用“速度+角速度”匹配方法，建立滤波器二的模型，估计子惯导系统的初始姿态误差，并将此误差用于子惯导系统的初始姿态校准，完成传递对准过程。
进一步地，所述步骤(1)中，对弯曲变形进行几何分析，推导出由载体动态变形和载体运动所引起的耦合角度
Figure GDA0002705999160000021
表达式为：
Figure GDA0002705999160000022
其中，
Figure GDA0002705999160000023
M表示为：
Figure GDA0002705999160000024
其中，
Figure GDA0002705999160000025
分别表示东、北、天三个方向下子惯导系统角速度理想值。
进一步地，所述步骤(2)中，将弯曲变形角、弯曲变形角速度和耦合角作为状态量，采用姿态匹配方法建立滤波器一模型，具体如下：
选取滤波器一的状态量为：
Figure GDA0002705999160000026
其中，
Figure GDA0002705999160000027
表示姿态误差，
Figure GDA0002705999160000028
表示子系统陀螺仪测量零漂，
Figure GDA0002705999160000029
表示主、子系统之间的初始安装角误差；
滤波器一的状态方程为：
Figure GDA00027059991600000210
其中，F1表示滤波器一状态转移矩阵，G1表示滤波器一系统噪声分配矩阵，w1表示滤波器一系统噪声，状态转移矩阵F1表示为：
Figure GDA0002705999160000031
其中，
Figure GDA0002705999160000032
表示导航系相对于惯性系的旋转，
Figure GDA0002705999160000033
表示反对称矩阵，
Figure GDA0002705999160000034
表示子系统理想坐标系与导航坐标系之间的转换矩阵，
Figure GDA0002705999160000035
βi(i＝x,y,z)表示东、北、天三个方向上二阶马尔科夫模型的系数，F64＝MB2，F65＝MB1；
系统量测方程为：
y1＝H1x1+μ1
其中，y1表示姿态真实值与滤波器估计值的差值，H1表示滤波器一量测矩阵，μ1表示滤波器一量测噪声。
进一步地，所述步骤(3)中，推导出的速度误差表达式和角速度误差表达式，具体如下：
角速度误差表达式为：
Figure GDA0002705999160000036
其中，
Figure GDA0002705999160000037
表示主系统坐标系下主系统的角速度，
Figure GDA0002705999160000038
表示主、子系统之间的理想误差角，
Figure GDA0002705999160000039
表示幅值矩阵，
Figure GDA00027059991600000310
表示
Figure GDA00027059991600000311
方向上的单位矩阵，
Figure GDA00027059991600000312
表示子系统坐标系下子系统的角速度，U＝[1 1 1]T；
速度误差表达式为：
Figure GDA00027059991600000313
其中，
Figure GDA00027059991600000314
为地球自转引起的导航系旋转，
Figure GDA00027059991600000315
为子系统在地球表面移动因地球表面弯曲引起的导航系的旋转，
Figure GDA00027059991600000316
Figure GDA00027059991600000317
分别表示主、子系统在导航坐标系下的速度矢量，
Figure GDA0002705999160000041
为主、子惯导之间的弯曲变形角，
Figure GDA0002705999160000042
为主、子惯导之间的耦合角，
Figure GDA0002705999160000043
表示导航系下主系统的角速度，
Figure GDA0002705999160000044
表示子系统与导航坐标系之间的转换矩阵，
Figure GDA0002705999160000045
表示子系统加速度计测量零偏，
Figure GDA0002705999160000046
表示子系统在导航坐标系下的比力，
Figure GDA0002705999160000047
表示动态杠杆臂，
Figure GDA0002705999160000048
表示静止状态下杠杆臂，x0 y0 z0分别表示东、北、天三个方向的静止状态下杠杆臂，R0可表示为：
Figure GDA0002705999160000049
进一步地，所述步骤(4)中，滤波器二采用“速度+角速度”匹配，利用步骤(3)推导的速度误差表达式和角速度误差表达式建立量测量方程，建立卡尔曼滤波器模型，具体如下：
选取卡尔曼滤波器二的状态量为：
Figure GDA00027059991600000410
其中，
Figure GDA00027059991600000411
表示速度误差，
Figure GDA00027059991600000412
表示子系统加速度计测量零偏；
滤波器的状态方程为：
Figure GDA00027059991600000413
其中，G2表示滤波器二系统噪声分配矩阵，w2表示滤波器二系统噪声，状态转移矩阵F2表示为：
Figure GDA00027059991600000414
其中，
Figure GDA00027059991600000415
F13＝R0B2+R0M(B1B2+B2),
Figure GDA00027059991600000416
Figure GDA00027059991600000417
F53＝R0MB2,F54＝R0+R0MB1，系统量测方程为：
y2＝H2x2+μ2
其中，y2表示速度、角速度真实值与滤波器估计值的差值，μ2表示滤波器二量测噪声，
Figure GDA0002705999160000051
有益效果：与现有技术相比，本发明考虑了载体运动主、子系统之间刚体运动和动态弹性形变耦合误差，对动态弹性变形下主、子系统之间的角度和角速度误差进行空间几何建模和数学分析，得出动态形变下主、子系统之间的耦合角度误差，由此推导出动态形变下主、子系统之间的角速度误差表达式，并采用双重滤波器的方法，两滤波器同步进行，在最后一步进行融合；传统的传递对准过程，不考虑动态形变和机体运动之间的耦合误差，传递对准精度无法达到高精度传递对准的要求，另一方面，采用24维的滤波器，计算量大，本发明对主、子系统之间的耦合角度进行几何分析，得出耦合角度的表达式，并将状态量分为两组，分别在两个滤波器中同步进行，此设计在提高传递对准精度的前提下，同时缩短了传递对准过程的时间。
附图说明
图1为本发明基于双重滤波器的传递对准流程图；
图2为角速度矢量与附加动态弯曲角速度矢量之间的空间关系示意图；
图3为动态变形下主、子惯导之间耦合角度(投影到yoz平面)示意图；
图4为主、子系统相对位置关系示意图。
具体实施方式
以下结合具体的实施方案和附图对本发明作进一步详细说明：
如图1所示，本发明实施提出的一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，用轨迹模拟器模拟飞机主系统的姿态、速度、位置和惯性器件的输出数据，同时采用二阶马尔科夫模拟输出主、子系统之间的弯曲变形角
Figure GDA0002705999160000052
和弯曲变形角速度
Figure GDA0002705999160000053
对载体运动和挠曲变形解耦合，得到耦合角并将其作为滤波器一的状态量，采用姿态匹配；滤波器二利用滤波器一的结果对杠杆臂误差进行补偿，并采用速度+角速度匹配方法。下面进行详细的分析：
步骤1：轨迹发生器产生主惯导系统的姿态、速度和位置信息以及惯性器件(陀螺仪和加速度计)的输出，用二阶马尔科夫模拟主惯导与子惯导之间的弯曲变形角
Figure GDA0002705999160000054
和弯曲变形角速度
Figure GDA0002705999160000055
并对弯曲变形进行几何分析，推导出由主、子系统之间动态变形所引起的主、子系统之间的耦合角度
Figure GDA0002705999160000056
主、子系统之间弯曲变形角
Figure GDA0002705999160000057
可用二阶马尔科夫表示为：
Figure GDA0002705999160000061
其中，β＝2.146/τ，τ表示相关时间，
Figure GDA0002705999160000062
表示高斯白噪声，主、子系统之间的理想误差角矢量
Figure GDA0002705999160000063
表示为：
Figure GDA0002705999160000064
Figure GDA0002705999160000065
其中，
Figure GDA0002705999160000066
表示理想状态下子系统陀螺仪的输出，
Figure GDA0002705999160000067
表示主系统陀螺仪的输出，
Figure GDA0002705999160000068
表示主、子系统之间的姿态矩阵，
Figure GDA0002705999160000069
表示主系统初始安装误差角矢量，
Figure GDA00027059991600000610
表示弯曲变形角，由于动态弯曲变形的作用，产生了附加的角速度
Figure GDA00027059991600000611
其可表示为
Figure GDA00027059991600000612
则如图2所示，实际状态下子系统的角速度输出
Figure GDA00027059991600000613
可表示为：
Figure GDA00027059991600000614
取弯曲变形耦合角速度所引起的主、子系统之间的耦合误差角矢量为
Figure GDA00027059991600000615
Figure GDA00027059991600000616
下标x,y,z分别表示东、北、天三个方向，
Figure GDA00027059991600000617
为弯曲变形耦合角速度所引起的主、子系统之间的耦合误差角，即
Figure GDA00027059991600000618
与
Figure GDA00027059991600000619
的夹角，取
Figure GDA00027059991600000620
Figure GDA00027059991600000621
则有：
Figure GDA00027059991600000622
如图3所示，由几何关系有：
Figure GDA00027059991600000623
用泰勒级数将反正切函数arctan展开，并略去高次项，可得：
Figure GDA00027059991600000624
其中，M可表示为：
Figure GDA0002705999160000071
步骤2：将弯曲变形角、弯曲变形角速度和耦合角作为状态量，采用姿态匹配方法建立滤波器一的模型，具体如下：
选取滤波器一的状态量为：
Figure GDA0002705999160000072
其中，
Figure GDA0002705999160000073
表示姿态误差，
Figure GDA0002705999160000074
表示子系统陀螺仪测量零漂，
Figure GDA0002705999160000075
表示主、子系统之间的初始安装角误差；
滤波器一的状态方程为：
Figure GDA0002705999160000076
其中，F1表示状态转移矩阵，G1表示系统噪声分配矩阵，w1表示系统噪声，根据步骤(1)中得到的耦合角模型，状态转移矩阵F1可表示为：
Figure GDA0002705999160000077
其中，
Figure GDA0002705999160000078
表示导航系相对于惯性系的旋转，
Figure GDA0002705999160000079
表示反对称矩阵，
Figure GDA00027059991600000710
表示子系统理想坐标系与导航坐标系之间的转换矩阵，
Figure GDA00027059991600000711
βi(i＝x,y,z)表示x,y,z三个方向上二阶马尔科夫模型的系数，F64＝MB2，F65＝MB1；
系统量测方程为：
y1＝H1x1+μ1
其中，y1表示姿态真实值与滤波器估计值的差值，H1表示量测矩阵，H矩阵的具体表达式见文献“Multi-node Transfer Alignment based on Mechanics Modeling forAirborne DPOS”，μ1表示滤波器一量测噪声；
步骤3：推导速度误差表达式和角速度误差表达式，具体如下：
主、子系统之间的角速度之差
Figure GDA0002705999160000081
可表示为：
Figure GDA0002705999160000082
Figure GDA0002705999160000083
其中，主、子系统之间的耦合误差角矢量为
Figure GDA0002705999160000084
则主、子系统之间的转换矩阵可以表示为
Figure GDA0002705999160000085
主、子系统之间的误差角速度可以表示为：
Figure GDA0002705999160000086
其中，
Figure GDA0002705999160000087
为
Figure GDA0002705999160000088
在
Figure GDA0002705999160000089
上的投影，由于主系统到子系统之间的旋转矢量
Figure GDA00027059991600000810
为小量，则有
Figure GDA00027059991600000811
故有：
Figure GDA00027059991600000812
其中，
Figure GDA00027059991600000813
表示反对称矩阵，取
Figure GDA00027059991600000814
为：
Figure GDA00027059991600000815
其中，
Figure GDA00027059991600000816
表示幅值矩阵，
Figure GDA00027059991600000817
表示
Figure GDA00027059991600000818
方向上的单位矩阵，
Figure GDA00027059991600000819
表示
Figure GDA00027059991600000820
与
Figure GDA00027059991600000821
之间的夹角矢量，
Figure GDA00027059991600000822
表示由
Figure GDA00027059991600000823
到
Figure GDA00027059991600000824
之间的转换矩阵，
Figure GDA00027059991600000825
其中，U＝[1 1 1]T，且有：
Figure GDA00027059991600000826
符号| |表示求模，将
Figure GDA00027059991600000827
代入
Figure GDA00027059991600000828
的表达式，则有：
Figure GDA0002705999160000091
将
Figure GDA0002705999160000092
代入
Figure GDA0002705999160000093
的表达式，则有：
Figure GDA0002705999160000094
主、子系统之间的位置关系如图4所示，表达式为：
Figure GDA0002705999160000095
其中，
Figure GDA0002705999160000096
分别表示主、子节点到地心的矢量，
Figure GDA0002705999160000097
表示主、子节点之间的动态杠杆臂矢量，则在惯性系下可表示为：
Figure GDA0002705999160000098
其中，
Figure GDA0002705999160000099
表示主系统到惯性系的转换矩阵，
Figure GDA00027059991600000910
表示主系统坐标系下动态杠杆臂矢量，根据牛顿第二定律，有：
Figure GDA00027059991600000911
Figure GDA00027059991600000912
其中，
Figure GDA00027059991600000913
表示子系统在惯性系下的比力，
Figure GDA00027059991600000914
表示主系统在惯性系下的比力，g表示重力加速度，
Figure GDA00027059991600000915
表示地球自转角速度，联立上式有：
Figure GDA00027059991600000916
由于，主、子系统速度矢量微分方程可表示为：
Figure GDA00027059991600000917
Figure GDA00027059991600000918
其中，
Figure GDA00027059991600000919
分别表示主、子系统在导航坐标系下的速度矢量，
Figure GDA00027059991600000920
为地球自转引起的导航系旋转，
Figure GDA00027059991600000921
为子系统在地球表面移动因地球表面弯曲引起的导航系的旋转，
Figure GDA00027059991600000922
表示导航系下主系统的角速度，
Figure GDA00027059991600000923
表示子系统在导航坐标系下的比力，
Figure GDA00027059991600000924
表示子系统加速度计测量零偏，速度误差矢量方程表示为：
Figure GDA00027059991600000925
将上式两边微分有：
Figure GDA00027059991600000926
动态杠杆臂矢量可表示为：
Figure GDA0002705999160000101
Figure GDA0002705999160000102
其中，
Figure GDA0002705999160000103
表示静止状态下杠杆臂，x0 y0 z0分别表示东、北、天三个方向的静止状态下杠杆臂,
Figure GDA0002705999160000104
将上式两边微分有：
Figure GDA0002705999160000105
Figure GDA0002705999160000106
将动态杠杆臂表达式代入速度误差矢量表达式中，有：
Figure GDA0002705999160000107
步骤4：传递对准滤波器二采用“速度+角速度”匹配，利用步骤3推导的速度误差表达式和角速度误差表达式建立量测量方程，建立卡尔曼滤波器模型，估计子节点的初始姿态误差，并将此误差用于子节点的初始姿态校准，完成传递对准过程。
本步骤中选取滤波器二的状态量为：
Figure GDA0002705999160000108
其中，
Figure GDA0002705999160000109
表示速度误差，
Figure GDA00027059991600001010
表示子系统加速度计测量零偏；
滤波器的状态方程为：
Figure GDA00027059991600001011
其中，G2表示滤波器二的系统噪声分配矩阵，w2表示滤波器二的系统噪声，F2表示为：
Figure GDA00027059991600001012
其中，
Figure GDA00027059991600001013
F13＝R0B2+R0M(B1B2+B2),
Figure GDA00027059991600001014
Figure GDA00027059991600001015
F53＝R0MB2,F54＝R0+R0MB1，系统量测方程为：
y2＝H2x2+μ2
其中，y2表示速度、角速度真实值与滤波器估计值的差值，μ2表示滤波器二量测噪声，
Figure GDA0002705999160000111

Claims (5)

1.一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，应用于飞机机翼变形测量系统中，其中主惯导系统安装在机舱，子惯导系统安装在机翼，其特征在于，包括以下步骤：
(1)用轨迹发生器产生主惯导系统的姿态、速度和位置信息以及陀螺仪和加速度计的输出，用二阶马尔科夫模拟主惯导系统、子惯导系统之间的弯曲变形角
Figure FDA0002705999150000011
和弯曲变形角速度
Figure FDA0002705999150000012
对弯曲变形进行几何分析，推导出由载体动态变形和载体运动所引起的耦合角
Figure FDA0002705999150000013
表达式；
(2)将弯曲变形角、弯曲变形角速度和耦合角作为状态量，采用姿态匹配方法，建立滤波器一模型；
(3)利用步骤(2)中估计的弯曲变形角和耦合角建立动态杠杆臂模型，推导速度误差表达式和角速度误差表达式；
(4)利用步骤(3)推导的速度误差表达式和角速度误差表达式，采用“速度+角速度”匹配方法，建立滤波器二的模型，估计子惯导系统的初始姿态误差，并将此误差用于子惯导系统的初始姿态校准，完成传递对准过程。
2.根据权利要求1所述的一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，其特征在于，所述步骤(1)中，对弯曲变形进行几何分析，推导出由载体动态变形和载体运动所引起的耦合角
Figure FDA0002705999150000014
表达式为：
Figure FDA0002705999150000015
其中，
Figure FDA0002705999150000016
M表示为：
Figure FDA0002705999150000017
其中，
Figure FDA0002705999150000018
分别表示东、北、天三个方向下子惯导系统角速度理想值。
3.根据权利要求2所述的一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，其特征在于，所述步骤(2)中，将弯曲变形角、弯曲变形角速度和耦合角作为状态量，采用姿态匹配方法建立滤波器一模型，具体如下：
选取滤波器一的状态量为：
Figure FDA0002705999150000021
其中，
Figure FDA0002705999150000022
表示姿态误差，
Figure FDA0002705999150000023
表示子惯导系统陀螺仪测量零漂，
Figure FDA0002705999150000024
表示主惯导系统、子惯导系统之间的初始安装角误差；
滤波器一的状态方程为：
Figure FDA0002705999150000025
其中，F1表示滤波器一状态转移矩阵，G1表示滤波器一系统噪声分配矩阵，w1表示滤波器一系统噪声，状态转移矩阵F1表示为：
Figure FDA0002705999150000026
其中，
Figure FDA0002705999150000027
表示导航系相对于惯性系的旋转，
Figure FDA0002705999150000028
表示反对称矩阵，
Figure FDA0002705999150000029
表示子惯导系统理想坐标系与导航坐标系之间的转换矩阵，
Figure FDA00027059991500000210
βi(i＝x,y,z)表示东、北、天三个方向上二阶马尔科夫模型的系数，F64＝MB2，F65＝MB1；
系统量测方程为：
y1＝H1x1+μ1
其中，y1表示姿态真实值与滤波器估计值的差值，H1表示滤波器一量测矩阵，μ1表示滤波器一量测噪声。
4.根据权利要求2所述的一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，其特征在于，所述步骤(3)中，推导出的速度误差表达式和角速度误差表达式，具体如下：
角速度误差表达式为：
Figure FDA00027059991500000211
其中，
Figure FDA00027059991500000212
表示主惯导系统坐标系下主惯导系统的角速度，
Figure FDA00027059991500000213
表示主惯导系统、子惯导系统之间的理想误差角，
Figure FDA0002705999150000031
表示幅值矩阵，
Figure FDA0002705999150000032
表示
Figure FDA0002705999150000033
方向上的单位矩阵，
Figure FDA0002705999150000034
表示子惯导系统坐标系下子惯导系统的角速度，U＝[1 1 1]T；
速度误差表达式为：
Figure FDA0002705999150000035
其中，
Figure FDA0002705999150000036
为地球自转引起的导航系旋转，
Figure FDA0002705999150000037
为子系统在地球表面移动因地球表面弯曲引起的导航系的旋转，
Figure FDA0002705999150000038
Figure FDA0002705999150000039
分别表示主惯导系统、子惯导系统在导航坐标系下的速度矢量，
Figure FDA00027059991500000310
为主惯导系统、子惯导系统之间的弯曲变形角，
Figure FDA00027059991500000311
为主惯导系统、子惯导系统之间的耦合角，
Figure FDA00027059991500000312
表示导航系下主惯导系统的角速度，
Figure FDA00027059991500000313
表示子惯导系统与导航坐标系之间的转换矩阵，
Figure FDA00027059991500000314
表示子惯导系统加速度计测量零偏，
Figure FDA00027059991500000315
表示子惯导系统在导航坐标系下的比力，
Figure FDA00027059991500000316
表示动态杠杆臂，
Figure FDA00027059991500000317
表示静止状态下杠杆臂，x0 y0 z0分别表示东、北、天三个方向的静止状态下杠杆臂，R0可表示为：
Figure FDA00027059991500000318
5.权利要求4所述的一种动态变形下基于双重滤波器的传递对准方法，其特征在于，所述步骤(4)中，滤波器二采用“速度+角速度”匹配，利用步骤(3)推导的速度误差表达式和角速度误差表达式建立量测量方程，建立卡尔曼滤波器模型，具体如下：
选取卡尔曼滤波器二的状态量为：
Figure FDA00027059991500000319
其中，
Figure FDA00027059991500000320
表示速度误差，
Figure FDA00027059991500000321
表示子惯导系统加速度计测量零偏；
滤波器的状态方程为：
Figure FDA00027059991500000322
其中，G2表示滤波器二系统噪声分配矩阵，w2表示滤波器二系统噪声，状态转移矩阵F2表示为：
Figure FDA0002705999150000041
其中，
Figure FDA0002705999150000042
F13＝R0B2+R0M(B1B2+B2),
Figure FDA0002705999150000043
Figure FDA0002705999150000044
F54＝R0+R0MB1，系统量测方程为：
y2＝H2x2+μ2
其中，y2表示速度、角速度真实值与滤波器估计值的差值，μ2表示滤波器二量测噪声，
Figure FDA0002705999150000045
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