CN110282121A - 坐标系转换方法、其装置、飞行器航向控制方法及飞行器 - Google Patents

坐标系转换方法、其装置、飞行器航向控制方法及飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种坐标系转换方法、其装置、飞行器航向控制方法及飞行器。所述坐标系转换方法包括：分别获取机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系的水平面上的投影的X轴单位向量和Y轴单位向量，所述机身坐标系为以飞行器为坐标原点的坐标系；计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量的向量和；通过所述向量和表示倾斜角；使用所述倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换。该转换方法使用了新的方式来表示倾斜角，从而使得进行当地水平坐标系与控制坐标系之间的旋转转换时具有对称性。

Description

坐标系转换方法、其装置、飞行器航向控制方法及飞行器
【技术领域】
本发明涉及飞行器航向控制技术领域，尤其涉及坐标系转换方法、其装置、飞行器航向控制方法及飞行器。
【背景技术】
在传统的飞行器航向控制过程中，存在着多个不同的坐标系，需要使用欧拉角旋转转换等的刚体转动表示方法来进行坐标系之间的转换。通过构建相应的坐标系，采用速度向量控制的方式可以方便的实现飞行器对于控制信号的响应，实现飞行器航向的改变。
在实现本发明的过程中，发明人发现现有技术至少存在以下问题：在采用传统的欧拉角表示或者定义不同坐标系之间的转换关系时，存在着不对称性。
因此，在基于上述的转换关系或者数学表示方法进行控制时，对于飞行器的控制行为也是不对称的，对于人类感觉而言是不直观的。另外，也限制了飞行器航向物理控制的精确度。
【发明内容】
为了解决上述技术问题，本发明实施例提供一种具有对称性和直观表达的坐标系转换方法、其装置、飞行器航向控制方法及飞行器。
为解决上述技术问题，本发明实施例提供以下技术方案：一种飞行器的坐标系转换方法。
所述坐标系转换方法包括如下步骤：分别获取机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系的水平面上的投影的X轴单位向量和Y轴单位向量，所述机身坐标系为以飞行器为坐标原点的坐标系；计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量的向量和；通过所述向量和表示倾斜角；使用所述倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换。
在一些实施例中，所述机身坐标系与所述当地水平坐标系之间通过欧拉角旋转矩阵进行转换；
所述欧拉角旋转矩阵的旋转顺序为依次绕飞行器自身的横滚轴、航向轴以及俯仰轴旋转。
在一些实施例中，分别通过如下算式计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量；
其中，T为一个取自所述欧拉角旋转矩阵的2×2矩阵，kx为X轴单位向量，ky为Y轴单位向量，为矩阵乘积的范数。
在一些实施例中，T为从所述欧拉角旋转矩阵中前两行和前两列中取出的数据构成的2×2矩阵。
在一些实施例中，所述倾斜角通过如下算式表示：
其中，Ψ为倾斜角，所述向量和为二维向量，k(2)和k(1)分别为所述向量和在Y轴和X轴上投影的长度。
为解决上述技术问题，本发明实施例还提供以下技术方案：一种飞行器的坐标系转换装置。
所述飞行器的坐标系转换装置包括：单位向量获取模块，用于获取机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系的水平面上的投影的X轴单位向量和Y轴单位向量，所述机身坐标系为以飞行器为坐标原点的坐标系；向量和计算模块，用于计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量的向量和；倾斜角表示模块，通过所述向量和表示倾斜角，以及坐标系转换模块，用于使用所述倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换。
在一些实施例中，所述机身坐标系与所述当地水平坐标系之间通过欧拉角旋转矩阵进行转换；所述欧拉角旋转矩阵的旋转顺序为依次绕飞行器自身的横滚轴、航向轴以及俯仰轴旋转。
在一些实施例中，所述单位向量获取模块通过如下算式计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量；
其中，T为一个取自所述欧拉角旋转矩阵的2×2矩阵，kx为X轴单位向量，ky为Y轴单位向量，为矩阵乘积的范数。
在一些实施例中，T为从所述欧拉角旋转矩阵中前两行和前两列中取出的数据构成的2×2矩阵。
在一些实施例中，所述倾斜角表示模块通过如下算式表示所述倾斜角：
其中，Ψ为倾斜角，所述向量和为二维向量，k(2)和k(1)分别为所述向量和在Y轴和X轴上投影的长度。
为解决上述技术问题，本发明实施例还提供以下技术方案：一种飞行器航向控制方法。
所述飞行器航向控制方法包括如下步骤：接收来自控制器的控制指令，该控制指令包含至少一个速度向量；通过如上所述的坐标系转换方法，将所述控制坐标系中的速度向量转换为当地水平坐标系中的第一速度向量；通过欧拉角旋转矩阵，将所述当地水平坐标系中的第一速度向量转换为机身坐标系的目标加速度；根据所述目标加速度控制所述飞行器的电机运转。
为解决上述技术问题，本发明实施例还提供以下技术方案：一种无人飞行器。
该无人飞行器包括机身、旋翼、用于驱动所述旋翼旋转的电机以及控制器。其中，所述旋翼在所述机身中对称设置；所述控制器应用如上所述的飞行器航向控制方法，控制所述电机的运行。
在一些实施例中，所述无人飞行器为四旋翼飞行器；四个旋翼之间沿机身两两对称设置。
与现有技术相比较，本发明实施例提供的坐标系转换方法使用了新的方式来表示倾斜角，从而使得进行当地水平坐标系与控制坐标系之间的旋转转换时具有对称性，可以有效的提高在飞行器航向控制过程中的精确性，并且控制行为较为直观。
【附图说明】
一个或多个实施例通过与之对应的附图中的图片进行示例性说明，这些示例性说明并不构成对实施例的限定，附图中具有相同参考数字标号的元件表示为类似的元件，除非有特别申明，附图中的图不构成比例限制。
图1为本发明实施例的应用环境示意图；
图2为当地水平坐标系与控制坐标系的几何关系示意图；
图3为Φ＝20°时，俯仰角速度与倾斜角之间的相关关系；
图4为Θ＝20°时，翻滚角速度与倾斜角之间的相关关系；
图5为本发明实施例提供的飞行器的坐标系转换方法的示意图；
图6为本发明实施例提供的当地水平坐标系与机身坐标系的几何关系示意图；
图7为本发明实施例提供的坐标系转换方法在Φ＝20°时，俯仰角速度与倾斜角之间的相关关系；
图8为本发明实施例提供的坐标系转换方法在Θ＝20°的前提下，翻滚角速度与倾斜角之间的相关关系；
图9为本发明实施例提供的坐标系转换装置的功能框图；
图10为本发明实施例提供的无人飞行器控制***的结构示意图。
【具体实施方式】
为了便于理解本发明，下面结合附图和具体实施例，对本发明进行更详细的说明。需要说明的是，当元件被表述“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上、或者其间可以存在一个或多个居中的元件。当一个元件被表述“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件、或者其间可以存在一个或多个居中的元件。本说明书所使用的术语“上”、“下”、“内”、“外”、“底部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
除非另有定义，本说明书所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本说明书中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是用于限制本发明。本说明书所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
此外，下面所描述的本发明不同实施例中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
图1为本发明实施例提供的应用环境。如图1所示，所述应用环境包括无人飞行器10、遥控器20以及用户30。
无人飞行器10可以是任何类型的无人飞行器，例如四轴无人飞行器。其具体可以由机身、旋翼、用于驱动所述旋翼旋转的电机以及控制器等几个部分组成。一个或者多个电机在控制器的控制下运行，通过传动机构驱动旋翼旋转从而为无人飞行器提供相应方向上的加速度，使无人飞行器完成多种不同的动作，例如转向、加速、上升或者下降。
具体的，如图1所示，该无人飞行器可以是四旋翼飞行器。四个旋翼分别沿机身的两个轴向方向对称设置，作为四个角围成一个具有两个对称轴的四边形。
遥控器20可以是任何类型的，与无人飞行器10建立有通信连接的用户端设备。遥控器20上设置有摇杆、操作按键或者触控屏幕等一个或多个交互设备，用于供用户30输入控制指令，以控制无人飞行器10执行不同的飞行动作。
用户30输入的控制指令最终都会转换为相应的加速度，提供给电机控制器，控制电机运行以产生相应的加速度。在运行以速度控制飞行器航向时，需要构建一个“控制坐标系”(stick-frame)。在本说明书中，以表示“控制坐标系”。在该坐标系中，x轴表示飞行器的前进方向，y轴表示飞行器的右弦方向。
当用户在遥控器上施加相应的操作指令，例如希望在x轴方向施加一个加速度a时，飞行器的控制器需要首先将坐标系转换为“当地水平坐标系”(NED-frame)，然后进一步通过欧拉角转换方法，转换为最终的“机体坐标系”(body frame)中对应的向量后，才能对电机的运行状态进行控制，改变飞行器的航向。
图2为典型的当地水平坐标系与控制坐标系之间的相关关系示意图。如图2所示，在控制坐标系的z轴与当地水平坐标系的z轴重合的情况下，控制坐标系的x轴和y轴均处于当地水平坐标系的水平面上，两者之间的关系可以通过x轴与正北方向(N)之间的夹角α来表示。
惯常的，夹角是通过欧拉角(该欧拉角的旋转矩阵以横滚轴、航向轴以及俯仰轴的顺序旋转，即x-y-z顺序)中的倾斜角Ψ来表示的。倾斜角Ψ的表达式可以通过如下算式(1)表示：
由算式(1)可以看到，惯常倾斜角表示方式中，倾斜角只与俯仰角速度r(pitchrate)和偏航角速度(yaw rate)q相关，与翻滚角速度p(roll rate)无关。因此，倾斜角具有明显的不对称性。
为了进一步的印证惯常的数学表示方式带来的偏航角的不对称性，可以保持翻滚角不变的情况下，观察改变俯仰角带来的变化，或者在保持俯仰角不变的情况下，观察改变翻滚角带来的变化。
图3为保持Φ＝20°的前提下，俯仰角速度与倾斜角Ψ(psi)之间的相关关系。图4为保持Θ＝20°的前提下与翻滚角速度与倾斜角Ψ(psi)之间的相关关系。
应当说明的是，上述图3和图4所示的结果为理想状态下的模拟仿真计算结果。在现实飞行器控制操作过程中，可能会与图3和图4所示的结果有所区别但不影响印证倾斜角Ψ(psi)调整过程中存在的不对称性。
上述倾斜角存在的不对称性会带来一系列的问题。由于通常飞行器的动力布置都是沿机身的轴线对称设置的。因此，飞行器在控制过程中，希望能够采用具有对称性的数学表示或者控制方式。而且，具有对称性的坐标系转换方式能够使得航向控制在人们看来更加直观。
在本发明实施例中提供了一种新的坐标系转换方法。在该转换方法中，通过新的方式来表达倾斜角，使遥控坐标系与当地水平坐标系之间的转换具有对称性，使其对于飞行器的航向控制效果更好。
如图5所示，所述飞行器的坐标系转换方法可以包括如下步骤：
510、分别获取机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系的水平面上的投影的X轴单位向量和Y轴单位向量。
在本实施例中，具有机身坐标系、当地水平坐标以及控制坐标系三个不同的坐标系需要相互之间进行转换。
其中，所述机身坐标系为以飞行器的重心为坐标原点的坐标系，该坐标系是飞行器航向控制的基础，坐标系的三个轴分别为俯仰轴、横滚轴和偏航轴。最终从飞行器输出的速度向量都是在机身坐标系中表示的向量。
当地水平坐标系(NED frame)是在导航计算中经常使用的坐标系，该坐标系的三轴分别指向北(North)、东(East)以及地(Down)。通过当地水平坐标系可以很方便的使用速度向量的方式对无人飞行器进行控制。
控制坐标系(stick frame)是飞行器所在位置的平面坐标系。这个坐标系是用户输入控制指令的基准。控制指令对应的加速度或者速度向量是基于该控制坐标系的，需要通过欧拉角旋转转换，转换到机身坐标系从而实现对于飞行航向的控制。
520、计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量的向量和。
X轴单位向量和Y轴单位向量是两个长度单位为1的二维向量，表示对应的水平面上投影的方向。两者的向量之和也是一个二维向量。
530、通过所述向量和表示倾斜角。
基于两个坐标系之间的立体几何关系，可以确定该向量和与倾斜角之间的相关关系。基于该相关关系，即可推导获得以向量和表示的倾斜角。
540、使用所述倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换。
在获得了倾斜角的新的表达算式以后，基于该新的表达算式可以进行当地水平坐标系与控制坐标系之间的相互转换(求出夹角)
在本实施例提供的当地水平坐标系与控制坐标系之间的转换关系表达式中，由于引入了x轴和y轴的因素。因此，可以使航向的表示更为准确，同时也使其具备了对称性(航向的计算过程中，每个轴均被考虑到)。
以下结合图6所示的计算原理图，详细描述所述倾斜角的表达式构建过程。如图6所示，具有两个不同的立体坐标系，分别为机身坐标系B以及当地水平坐标系O。机身坐标系B的X轴和Y轴分别用Xb和Yb表示，当地水平坐标系的O的的X轴和Y轴分别用Xo和Yo表示。Xo和Yo形成水平面P
其中，两个坐标系之间的转换关系通过欧拉角(以x-y-z的顺序)旋转变换的方式表示。当地水平坐标系O依次序的在横滚轴、航向轴以及俯仰轴相应的旋转Ψ,Θ,Φ三个角度以后，便可以与机身坐标系B重合。ky`为位于当地水平坐标系的水平面中，用于表示角度Θ,和Φ的参考直线。
基于以上的坐标系转换关系，可以求出机身坐标系B中的Xb轴和Yb轴在当地水平坐标系的水平面上的投影以及两个投影各自的单位向量kx和ky。
其中，kx可以通过算式(2)计算获得，ky可以通过算式(3)计算获得：
在上述算式(1)和算式(2)中，T是一个取自所述欧拉角旋转矩阵的2×2矩阵。
具体的，T是从欧拉角旋转矩阵中前两行和前两列中取出的数据构成的2×2矩阵。该欧拉角旋转矩阵是指从当地水平坐标系转换至机身坐标系的欧拉角旋转矩阵。
亦即，T可以通过算式(4)表示如下：
T2X2＝MOB(1:2,1:2) (4)
其中，MOB为现有非常经典常用的欧拉角旋转矩阵。
请继续参阅图6，两个单位向量kx和ky可以相加获得一个在水平面上的二维向量k。在本实施例中，该二维向量k可以通过(k1，k2)来表示。亦即该二维向量在水平面的x轴和y轴上的投影的长度。
由于该向量k由两个单位向量kx和ky相加形成，使得向量k中引入了x轴和y轴。根据图6所示的几何关系，可以看到二维向量k的tan值等于倾斜角+45°。因此，可以推导获得倾斜角Ψ的数学表达式如算式(5)所示：
其中，k(2)为该二维向量k在水平面Y轴上的投影长度，k(1)为该二维向量k在水平面X轴上的投影长度。
图7和图8是应用本发明实施例提供的坐标系转换方法时，机身坐标系各轴的角速度与倾斜角之间相关关系。
其中，图7是保持Φ＝20°的前提下，俯仰角速度与倾斜角(psi)之间的相关关系。图8是保持Θ＝20°的前提下，翻滚角速度与倾斜角(psi)之间的相关关系。
在实际运行过程中，振荡变化的航向角会在飞行器的高度方向上(Z轴)产生出现对应的垂直高度变化。通过图3-4以及图7-8之间的对比可以看出：
在传统的倾斜角表示方式中，这个垂直高度变化完全与翻滚轴上的角速度无关。这意味着即使直观看来两个状态是相同的(例如其它轴的角度保持不变，只有翻滚角速度发生变化)，但由于欧拉角表示的特性，仍然会导致结果发生变化。亦即，传统欧拉角表示带来的不对称性。
而使用本发明实施例提供的表示方式时，在不同的情况下，可以具有相类似的控制行为。坐标系之间转换关系的定义中同时引入了机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系中的投影。由此，使定义或者转换公式具有对称性，能够解决控制坐标系转换过程中存在的问题，具有对称并且直观的控制行为。
应当说明的是，本发明实施例提供的坐标系转换方法除应用于图1所示的无人飞行器飞行控制的应用环境以外，还可以应用于其它类型的运动设备的航向控制，用以解决坐标系之间使用欧拉角进行旋转转换时存在不平衡性的问题。
本发明实施例还进一步提供了一种坐标系转换装置。图9为本发明实施例提供的坐标系转换装置的结构示意图。
如图9所示，所述飞行器的坐标系转换装置包括：单位向量获取模块910、向量和计算模块920、倾斜角表示模块930以及坐标系转换模块940。
其中，所述单位向量获取模块910用于获取机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系的水平面上的投影的X轴单位向量和Y轴单位向量。所述机身坐标系为以飞行器为坐标原点的坐标系。
所述向量和计算模块920用于计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量的向量和。所述倾斜角表示模块930用于通过所述向量和表示倾斜角。坐标系转换模块940用于使用所述倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换。
在实际操作过程中，首先通过单位向量获取模块910获取投影的X轴单位向量和Y轴单位向量。然后，向量和计算模块930计算这两个单位向量之间的向量和，获得一个二维向量。倾斜角表示模块930基于计算获得的所述向量和来表示倾斜角。坐标系转换模块940使用由向量和表示的倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换，提供一个对称并且直观的调整行为。
在一些实施例中，所述机身坐标系与所述当地水平坐标系之间可以通过x-y-z顺序的欧拉角旋转矩阵进行转换。亦即，机身坐标系中的向量可以通过欧拉角旋转矩阵转换为当地水平坐标系中的向量。
具体的，所述单位向量获取模块通过如下算式分别计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量；
其中，T为从所述欧拉角旋转矩阵中前两行和前两列中取出的数据构成的2×2矩阵，kx为X轴单位向量，ky为Y轴单位向量，为矩阵T和矩阵的乘积的范数。
更具体的，所述倾斜角表示模块通过如下算式表示所述倾斜角：
其中，Ψ*为倾斜角，所述向量和为二维向量，k(2)和k(1)分别为所述向量和在水平面的Y轴和X轴上投影的长度。
本发明实施例提供的坐标系转换装置一方面能够在提高外环控制的增益时，不会导致不对称的调整行为在飞行姿态中上升。另一方面，飞行器的姿态估计结果是以对称的方式影响飞行器的行为，这样可以使飞行器控制器的设计者能够在设计控制器时具有更直观的理解。
本发明实施例还进一步提供了一种飞行器航向控制方法。该飞行器航向控制方法可以包括如下步骤：
首先，接收来自控制器的控制指令，所述控制指令包括在控制坐标系中的初始加速度。然后，通过如上所述的坐标系转换方法，将所述控制坐标系中的初始加速度转换为当地水平坐标系中的第一加速度。
然后，再通过欧拉角旋转矩阵，将所述当地水平坐标系中的第一加速度转换为机身坐标系的目标加速度。最后，根据所述目标加速度控制所述飞行器的电机运转。
在本实施例中，该坐标系转换方法是独立可的。新的倾斜角表达方式可以仅在当地水平坐标系与控制坐标系之间进行转换时使用。在当地水平坐标系与机身坐标系之间进行转换时，飞行器控制方法仍然可以兼容或者使用传统的欧拉角转换矩阵，不需要相应的对欧拉角其它的角度定义进行修改。
由此，该坐标系转换方法能够非常简便的作为一个额外的功能模块，添加到传统的飞行器控制***中，实现更精确和更好的控制性能。
图10是本发明实施例提供的一种无人飞行器控制***的结构示意图，如图10所示，该设备100包括一个或多个处理器110以及存储器120。其中，图10中以一个处理器110为例。
执行上述坐标系转换方法的无人飞行器控制***还可以包括输入装置130和输出装置140。当然，也可以根据实际情况需要，添加或者减省其它合适的模块。
处理器110、存储器120、输入装置130和输出装置140可以通过总线或者其他方式连接，图10中以通过总线连接为例。
存储器120作为一种非易失性计算机可读存储介质，可用于存储非易失性软件程序、非易失性计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的诊断方法对应的程序指令或模块，例如，附图9所示的单位向量获取模块910、向量和计算模块920、倾斜角表示模块930以及坐标系转换模块940。处理器110通过运行存储在存储器120中的非易失性软件程序、指令以及模块，从而执行服务器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法实施例的坐标系转换方法。
存储器120可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作***、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储根据坐标系转换装置的使用所创建的数据等。此外，存储器120可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非易失性存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非易失性固态存储器件。在一些实施例中，存储器120可选包括相对于处理器110远程设置的存储器，上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
输入装置130可接收输入的数字或字符信息，以及产生与坐标系转换装置的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输出装置140可包括显示屏等显示设备。所述一个或者多个模块存储在所述存储器120中，当被所述一个或者多个处理器110执行时，执行上述任意方法实施例中的坐标系转换方法。
本领域技术人员应该还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的示例性的坐标系转换方法的各个步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。
本领域技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。所述的计算机软件可存储于计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述的存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；在本发明的思路下，以上实施例或者不同实施例中的技术特征之间也可以进行组合，步骤可以以任意顺序实现，并存在如上所述的本发明的不同方面的许多其它变化，为了简明，它们没有在细节中提供；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (13)

1.一种飞行器的坐标系转换方法，其特征在于，所述方法包括：
分别获取机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系的水平面上的投影的X轴单位向量和Y轴单位向量，所述机身坐标系为以飞行器为坐标原点的坐标系；
计算所述X轴单位向量kx和Y轴单位向量ky的向量和；
通过所述向量和表示倾斜角；
使用所述倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换。
2.根据权利要求1所述的坐标系转换方法，其特征在于，所述机身坐标系与所述当地水平坐标系之间通过欧拉角旋转矩阵进行转换；
所述欧拉角旋转矩阵的旋转顺序为依次绕飞行器自身的横滚轴、航向轴以及俯仰轴旋转。
3.根据权利要求2所述的坐标系转换方法，其特征在于，分别通过如下算式计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量；
其中，T为一个取自所述欧拉角旋转矩阵的2×2矩阵，kx为X轴单位向量，ky为Y轴单位向量，为矩阵乘积的范数。
4.根据权利要求3所述的坐标系转换方法，其特征在于，T为从所述欧拉角旋转矩阵中前两行和前两列中取出的数据构成的2×2矩阵。
5.根据权利要求3所述的坐标系转换方法，其特征在于，所述倾斜角通过如下算式表示：
其中，Ψ为倾斜角，所述向量和为二维向量，k(2)和k(1)分别为所述向量和在Y轴和X轴上投影的长度。
6.一种飞行器的坐标系转换装置，其特征在于，所述装置包括：
单位向量获取模块，用于获取机身坐标系的X轴和Y轴在当地水平坐标系的水平面上的投影的X轴单位向量和Y轴单位向量，所述机身坐标系为以飞行器为坐标原点的坐标系；
向量和计算模块，用于计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量的向量和；
倾斜角表示模块，通过所述向量和表示倾斜角；
坐标系转换模块，用于使用所述倾斜角进行所述当地水平坐标系和控制坐标系之间的转换。
7.根据权利要求6所述坐标系转换装置，其特征在于，所述机身坐标系与所述当地水平坐标系之间通过欧拉角旋转矩阵进行转换；所述欧拉角旋转矩阵的旋转顺序为依次绕飞行器自身的横滚轴、航向轴以及俯仰轴旋转。
8.根据权利要求7所述坐标系转换装置，其特征在于，所述单位向量获取模块通过如下算式计算所述X轴单位向量和Y轴单位向量；
其中，T为一个取自所述欧拉角旋转矩阵的2×2矩阵，kx为X轴单位向量，ky为Y轴单位向量，为矩阵乘积的范数。
9.根据权利要求8所述坐标系转换装置，其特征在于，T为从所述欧拉角旋转矩阵中前两行和前两列中取出的数据构成的2×2矩阵。
10.根据权利要求8所述坐标系转换装置，其特征在于，所述倾斜角表示模块通过如下算式表示所述倾斜角：
其中，ψ*为倾斜角，所述向量和为二维向量，k(2)和k(1)分别为所述向量和在Y轴和X轴上投影的长度。
11.一种飞行器航向控制方法，其特征在于，包括：
接收来自控制器的控制指令，该控制指令包含至少一个速度向量；
通过如权利要求1-5任一所述的坐标系转换方法，将所述控制坐标系中的速度向量转换为当地水平坐标系中的第一速度向量；
通过欧拉角旋转矩阵，将所述当地水平坐标系中的第一速度向量转换为机身坐标系的目标加速度；
根据所述目标加速度控制所述飞行器的电机运转。
12.一种无人飞行器，包括机身、旋翼、用于驱动所述旋翼旋转的电机以及控制器，其特征在于，所述旋翼在所述机身中对称设置；
所述控制器应用如权利要求11所述的飞行器航向控制方法，控制所述电机的运行。
13.根据权利要求12所述的无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器四旋翼飞行器；四个旋翼之间沿所述机身两两对称设置。
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