CN113933879A - 一种无人机抗磁导航方法和*** - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种无人机抗磁导航方法和***。本发明基于采用RTK/PPK技术得到的基准站高精度坐标求解无人机偏航角，可以实现对磁罗盘结果的替代或校正，摆脱了对地磁场测量的依赖，相较磁罗盘提高了精度，并且能够在飞行前校正也可以在飞行的过程中对陀螺仪积累误差以较高频率进行修正或校正。
Description
技术领域
本发明涉及无人机导航控制领域，特别是涉及一种无人机抗磁导航方法和***。
背景技术
磁罗盘是当前无人机导航不可或缺的传感器，主要作用是测量无人机航向角和对陀螺仪误差进行校正。因此磁罗盘数据的准确性对无人机的导航与控制具有重要意义。
磁罗盘由三轴磁阻传感器、三轴加速度计及相应电路组成，被安装在与机体坐标系重合位置，首先测得在机体坐标系下三轴的磁场强度
利用重力加速度计求得俯仰角θ和滚转角φ，得到机体坐标系与导航坐标系的转换矩阵，将磁场强度转换到导航坐标系下得到
利用磁场强度在水平面两坐标轴分量之比求得偏航角
最后通过地磁模型得到的磁偏角常量ρ修正获得的真正的偏航角ψ＝ψ+ρ。
磁罗盘对磁场环境极为敏感，而地磁场为一弱小的背景磁场，磁罗盘的测量精度极易受到环境及无人机自身磁场的干扰，例如，无人机工作高度较低且自身空间较小，磁罗盘会受到地面环境及自身天线、电机等设备磁场的干扰。磁罗盘也被用来与加速度计组合校准无人机上的陀螺仪，这是因为虽然磁罗盘精度不高但没有积累误差，而陀螺仪工作一段时间后就会产生积累误差，因而在实际使用过程中，每隔一段时间就会利用磁罗盘对陀螺仪进行校准。可见磁罗盘是无人机实现可靠自主飞行的关键设备，若磁罗盘受到干扰就会可能导致无人机失控或迷航。磁罗盘因其成本低、体积小、响应快的特点广泛应用于无人机，但其精度不高。地磁北极与地理北方有一个磁偏角常量，通过此常量的修正，才能得到无人机与地理北极的角度，磁罗盘应用于无人机导航时忽略了磁偏角常量在较小范围内的变化，从原理上决定磁罗盘精度较低，其次磁罗盘的安装误差、制造误差也会对测量结果产生影响，即使通过一些误差修正在实际使用当中磁罗盘的精度依然不高。
RTK/PPK技术是提高全球定位***、北斗卫星导航***等卫星定位***动态定位精度的重要手段，测量精度可达厘米级甚至毫米级，这对野外测量作业具有重要意义。随着无人机应用场景的多元化，无人机对高精度定位的要求也越来越高。RTK/PPK技术已经应用到无人机上，基于RTK/PPK技术得到的高精度定位数据使得无人机野外作业能力大大增强，例如测绘、植保、摄影等。对RTK/PPK技术得到的高精度定位数据的充分挖掘才能使该项技术的应用价值最大化，这也是当前研究的重点。RTK技术原理如图2所示，利用一定范围内基准站与导航设备接收的数据中大部分误差相近的原理，通过基准站动态求解定位误差然后将误差信息传输至导航设备对位置信息进行修正，极大地提高了定位精度，静态定位精度可达毫米级，动态定位精度可达厘米级。
其中，RTK/PPK技术都是利用载波相位观测量进行位置解算，这是因为相较于伪矩其结果精度更高，基于此，首先介绍载波相位观测方程并对其中的误差进行说明：
式中：
为接收机得到的载波相位观测值、r为卫星到接收机的真实距离、I为电离层误差、T为对流层误差、
为多径误差、δts为卫星钟差、O为卫星轨道误差、δtu为接收机钟差、
为接收机噪声、N为载波相位整周模糊度。
卫星钟差δts和卫星轨道误差O属于控制段误差，卫星会以一定频率发送导航电文对此误差修正，对于两个距离不是很远的基准站来说带来的误差不大并且基本相等。电离层误差I和对流层误差T以及多径误差
属于传输误差，卫星到接收机的距离是按照真空中的光速计算的，经过电离层和对流层时会发生折射使得实际速度降低，多径误差是由于近地面物体如建筑等反射造成的，对于相近的两个基准站这些误差相近。接收机钟差δtu和接收机噪声
属于测量误差，对于不同的接收机这两个误差是不同的。基准站接收机的安装位置偏差也会带来测量误差，接收机钟差通常通过研究得到修正函数进行修正。在RTK技术当中将基准站和流动站的接收机钟差的差值作为未知参数解算。接收机噪声误差相对较小。整周模糊度N是一个随机常数，若无信号中断或周跳情况发生是一个未知常数，进行单点定位至少需要四颗卫星就是因为除了计算x，y，z三个坐标未知量外还需计算整周模糊度N。RTK(Real-Time Kenimatic)是一种差分定位方法，差分即误差分离之意，距离较近的两个接收机接收到同一卫星信号后得到的载波相位观测量误差强烈类似，控制段误差和传输误差基本相等，而测量误差和整周模糊度分别可以通过前期研究和初始化的手段得到。基准站的精确位置信息已知，通过基准站得到的实时数据与精确值作差就可以得到实时误差，基准站再将实时误差信息通过无线电传送至无人机，无人机通过实时误差修正位置便可得到高精度的位置信息。因此利用RTK技术可以实时解算无人机位置并显示定位误差，但是流动站和基准站的距离受到限制(≤10km)，因为当两者距离增大误差的类似性会越来越差，定位精度会降低。RTK技术静态定位精度可达毫米级，动态定位精度可达厘米级，初始化时间在一分钟内，工作频率为1-2Hz。PPK(Post Processed Kinematic)即动态后处理技术，与RTK技术不同的是没有无线电信息输送环节，对于位置的计算过程是在测量完成后。PPK技术的动态定位精度也是厘米级，初始化时间较长，由于不需要信息传输设备，减小了无人机重量，使用的范围更大(≤50km)，工作频率可达1000Hz。
当前针对无人机与RTK/PPK技术的结合，主要集中在将高精度定位数据与无人机任务上，例如利用高精度定位数据修正无人机拍摄照片，但这并没有发掘出高精度定位数据的全部潜力。
发明内容
为解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种采用RTK/PPK技术替代和修正磁罗盘数据的无人机抗磁导航方法和***。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种无人机抗磁导航方法，包括：
确定地心固连坐标系到北东地坐标系的坐标转换矩阵；所述北东地坐标系为以基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据为坐标原点生成的北东地坐标系；基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据采用RTK/PPK技术获取；
利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将基准站在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第一地心固连坐标；所述第一地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
采用RTK/PPK技术获取无人机在卫星导航***坐标系下的坐标；
利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将无人机在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第二地心固连坐标；所述第二地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
根据所述第一地心固连坐标、所述第二地心固连坐标和所述坐标转换矩阵确定坐标差值；
根据所述坐标转换矩阵和所述坐标差值确定无人机在北东地坐标系中的坐标；
基于所述无人机在北东地坐标系中的坐标确定无人机机体轴上两点间的方位角差值；
根据所述无人机机体轴上两点间的方位角差值确定无人机的偏航角；
根据所述无人机的偏航角控制无人机的航向。
优选地，所述坐标转换矩阵为：
其中，RNED·ECEF为坐标转换矩阵，B0为基准站在卫星导航***坐标系下的纬度，L0为基准站在卫星导航***坐标系下的经度。
优选地，所述第二地心固连坐标为：
其中，
为第二地心固连坐标，N为无人机高度线从赤道平面交点到切平面交点之间的距离，H1为无人机飞行高度，e为地球椭球模型扁率，B1为无人机在卫星导航***坐标系下的纬度，L1为无人机在卫星导航***坐标系下的经度。
优选地，所述无人机在北东地坐标系中的坐标为：
其中，
为无人机在北东地坐标系中的坐标，RNED·ECEF为坐标转换矩阵，
为第二地心固连坐标，
为第一地心固连坐标。
对应于上述提供的无人机抗磁导航方法，本发明还提供了一种无人机抗磁导航***，该无人机抗磁导航***包括：
坐标转换矩阵确定模块，用于确定地心固连坐标系到北东地坐标系的坐标转换矩阵；所述北东地坐标系为以基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据为坐标原点生成的北东地坐标系；基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据采用RTK/PPK技术获取；
第一地心固连坐标转换模块，用于利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将基准站在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第一地心固连坐标；所述第一地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
坐标获取模块，用于采用RTK/PPK技术获取无人机在卫星导航***坐标系下的坐标；
第二地心固连坐标转换模块，用于利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将无人机在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第二地心固连坐标；所述第二地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
坐标差值确定模块，用于根据所述第一地心固连坐标、所述第二地心固连坐标和所述坐标转换矩阵确定坐标差值；
坐标确定模块，用于根据所述坐标转换矩阵和所述坐标差值确定无人机在北东地坐标系中的坐标；
方位角差值确定模块，用于基于所述无人机在北东地坐标系中的坐标确定无人机机体轴上两点间的方位角差值；
偏航角确定模块，用于根据所述无人机机体轴上两点间的方位角差值确定无人机的偏航角；
导航模块，用于根据所述无人机的偏航角控制无人机的航向。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提供的无人机抗磁导航方法和***，采用RTK/PPK技术得到的基准站高精度坐标来求解无人机偏航角，可以实现对磁罗盘结果的替代或校正，摆脱了对地磁场测量的依赖，相较磁罗盘提高了精度，并且能够在飞行前校正也可以在飞行的过程中对陀螺仪积累误差以较高频率进行修正或校正。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的无人机抗磁导航方法流程图；
图2为背景技术中RTK技术原理示意图；
图3为本发明实施例提供的WGS-84坐标示意图；
图4为本发明实施例提供的无人机方位角示意图；
图5为本发明实施例提供的无人机方位角求解流程图；
图6为本发明提供的无人机抗磁导航确定***的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种无人机抗磁导航方法和***，以解决现有技术中存在的磁罗盘不准或磁罗盘受局部高磁场影响无法确定航向情况下的精确航向测量问题。磁罗盘对磁场环境极为敏感，地磁场本身较弱且无人机上电机、大功率天线等自带设备及地面环境会对磁罗盘产生干扰，无人机上的磁罗盘对安装位置有较高要求。无人机在实际使用当中需要利用磁罗盘对陀螺仪进行校准以减小陀螺仪的积累误差，通过本发明就可以实现快速高精度的无人机导航数据计算，求解得到的方位角数据可以辅助校正或替换磁罗盘数据。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1所示，本发明提供的无人机抗磁导航方法，包括：
步骤100：确定地心固连坐标系到北东地坐标系的坐标转换矩阵。北东地坐标系为以基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据为坐标原点生成的北东地坐标系。基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据采用RTK/PPK技术获取。
步骤101：利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将基准站在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第一地心固连坐标。第一地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标。
步骤102：采用RTK/PPK技术获取无人机在卫星导航***坐标系下的坐标。
步骤103：利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将无人机在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第二地心固连坐标。第二地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标。
步骤104：根据第一地心固连坐标、第二地心固连坐标和坐标转换矩阵确定坐标差值。
步骤105：根据坐标转换矩阵和坐标差值确定无人机在北东地坐标系中的坐标。
步骤106：基于无人机在北东地坐标系中的坐标确定无人机机体轴上两点间的方位角差值。
步骤107：根据无人机机体轴上两点间的方位角差值确定无人机的偏航角；
步骤108：根据无人机的偏航角控制无人机的航向。
在背景技术部分已经详细讲解了磁罗盘用于无人机导航的原理和RTK/PPK技术的原理，下面基于上述提供的无人机抗磁导航方法，详细说明如何将RTK/PPK技术和磁罗盘结合起来进行高精度航向角的求解。
不同的卫星导航***所用的坐标系不同，美国GPS采用WGS-84坐标系(如图3所示)，俄罗斯GLONASS采用PZ-90坐标系，中国北斗导航***(COMPASS)采用CGCS2000坐标系，欧盟GALILEO采用ITRS坐标系，各种坐标系的参数表如下表1所示。采用不同的坐标系主要是出于保密考虑，这些不同的坐标系之间也可以相互转化。虽然各种坐标系有不同的定义，但不影响计算方法的通用性，因此本发明以WGS-84坐标系为例对上述提供的无人机抗磁导航方法的具体实施流程进行说明。
表1卫星导航***坐标参数表
WGS-84(World Geodetic System)是1984年确立的世界大地坐标系，坐标原点与地球质心重合，Z轴指向BIHI1984.0定义的协定地球极(CTP)方向，X轴指向BIHI1984.0定义的零度子午面和CTP赤道交点，Y轴和X轴、Z轴构成右手坐标系。该坐标系将地球看做一个椭球，高程H指的是物体与椭球切平面间的距离，该坐标系是美国国防部为GPS定位***研制确定的坐标系。
地心固连坐标系(ECEF)以参考椭球体的中心O为原点，OZ轴位于旋转轴，OX轴位于赤道平面与起始子午面的交线上，以格林威治天文台的标准子午面作为起始子午面，OY轴也位于赤道平面上，与OX、OZ轴构成右手系。该坐标系中一点P用X,Y,Z表示，记为P(X,Y,Z)。
卫星导航***对应的坐标系采用的LBH数据不便于计算，因此需要将无人机坐标转换为XYZ，转换方式如下，数据采用卫星导航***对应坐标系的地球椭球模型参数：
X＝(N+H)cos B cos L
Y＝(N+H)cos B sin L
Z＝[N(1-e2)+H]sin B
其中，L为经度、B为纬度、H为飞行器高度、e为地球椭球模型扁率。
例如WGS-84坐标系数据如下：
a＝6378137m
e2＝0.00669437999013
N表示飞行器高度线从赤道平面交点到切平面交点之间的距离，上述参数的几何关系如图3所示。
NED(North East Down)坐标系，即北东地坐标系，也称为导航坐标系，是在导航时根据导航***工作的需要而选取的用于导航解算的参考坐标系。以地面某一点为原点，x轴指向地球北，y轴指向地球东，z轴垂直于地球表面并指向下。
在导航解算时常常将ECEF坐标系下的坐标转化为NED坐标系下的坐标，此处以无人机坐标转换为例来说明坐标转换方法。地面一点选为基准站，假设基准站的位置P0的坐标为
对应的卫星导航***坐标系下的坐标为[L0,B0,H0]，同样无人机可以通过卫星导航***获取其在相应坐标系中的坐标，转换为地心固连坐标系下的位置表示为
则无人机的位置在NED坐标系中可以表示为：
其中，RNED·ECEF表示从地心固连坐标系(ECEF)到当地东北地坐标系(NED)的坐标转换矩阵：
通过上面的转换便可以得到无人机的坐标
如图4所示，具体计算流程为：
①利用RTK/PPK技术获取基准站在卫星导航***坐标系下的高精度坐标数据[L0,B0,H0]。不同卫星导航***使用的坐标系各不相同，GPS使用WGS-84坐标系、北斗使用CGCS2000坐标系、GLONASS使用PZ-90坐标系、Galileo使用ITRS坐标系，体现在地球椭球模型参数不同，计算时依据使用的卫星导航***确定相应参数即可。
②将基准站坐标[L0,B0,H0]作为坐标原点生成北东地坐标系，进而求解得到地心固连坐标系到北东地坐标系的坐标转换矩阵RNED·ECEF。
③利用卫星导航***中地球椭球模型参数将基准站在卫星导航***坐标系下的坐标转换为地心固连坐标系下的坐标。
④利用RTK/PPK技术获取无人机在卫星导航***坐标系下的坐标，利用步骤③相同的方法转化为地心固连坐标系下的坐标[X1,Y1,Z1]。
⑤根据坐标转换矩阵RNED·ECEF和坐标差值
得到无人机在北东地坐标系下的高精度坐标。
⑥根据上述方位角计算方法计算得到无人机在北东地坐标系下的高精度数据，根据无人机体轴上两点方位角差值求得无人机高精度偏航角。
⑦使用⑥计算得到的偏航角替代磁罗盘测量航向角，或者与磁罗盘协同工作完成航向角的测量，为无人机提供抗磁导航手段。
基于RTK/PPK技术的相关知识，基准站和无人机会实时同步接收同一卫星的载波相位观测值，基准站的精确位置已知，可以算出定位误差，基准站将误差信息通过无线电发送到无人机，无人机通过收到的载波相位观测值和误差信息可以解算得到精确的位置，通常这一步得到的都是卫星导航***坐标系下的LBH坐标，记基准站精确位置坐标为
无人机实时解算到的位置记为
根据基准站的精确位置坐标
可以得到基准站在ECEF坐标系下的坐标，记为(X0,Y0,Z0)，并且可以得到ECEF坐标系到NED坐标系的坐标转换矩阵RNED·ECEF。
这部分计算只需进行一次。无人机位置解算得到后需要进行两次坐标转换，首先是将卫星导航***坐标系下的坐标[L1,B1,H1]转换为ECEF坐标系下的坐标(X1,Y1,Z1)，即：
接着与基准站位置作差得到向量，乘以坐标转换矩阵RNED·ECEF，便可以得到无人机在NED坐标系下的坐标，记为[x,y,z]，即：
根据前面的介绍知道基准站是NED坐标系的原点，坐标为(0,0,0)。至此得到了所需的数据，接下来便是无人机方位角的计算。无人机方位角是指无人机相对于地球正北的夹角，顺时针方向为正，范围为[0,360°)在进行方位角计算时只需用到xoy平面坐标，如图4所示，方位角用χ表示。
根据计算得到的无人机坐标(x,y,z)可以利用反正切函数计算方位角，反正切函数的计算范围为
而方位角的范围是[0,2π),因此方位角需要划分角度范围进行计算：
当
时，x>0,y>0，
当
时，x<0,y>0，
当
时，x<0,y<0，
当
时，x>0,y<0，
当x＝0,y>0时，
当x＝0,y<0时，
通过上式可以根据x，y的组合判断调用哪个式子计算方位角，e和f为两个特殊情况，即无人机处于正东或正西的两个特殊情况，此时分母为零无法用反正切函数计算，直接给出其角度。在机体轴上布置两个定位数据采集点便可以根据两点的数据得到无人机的偏航角，替代掉磁罗盘，实现对陀螺仪积累误差静态或动态的修正。该计算过程的整体实施流程如图5所示。
综上，本发明在利用RTK/PPK技术实现无人机精准定位的基础上提出无人机高精度方位角的计算方法，利用RTK/PPK技术中的基准站构建当地北东地坐标系，即通过卫星校准基准站的坐标位置，再利用坐标转换关系求得无人机在北东地坐标系下的坐标，进而求出无人机的方位角，由于利用RTK/PPK技术得到的无人机精度很高，计算得到方位角具有很高的精度，算法简单因而能够实现快速求解。在机体轴布置两个定位数据采集点便可以实现偏航角的计算，用于替代或修正磁罗盘数据，可以实现对磁罗盘结果的替代或校正，摆脱了对地磁场测量的依赖，即实现了无人机抗磁导航方法。相较磁罗盘提高了精度，并且能够实现对陀螺仪积累误差的较高频率的修正，算法简洁求解快速，减少无人机上传感器的数量并提高了无人机上陀螺仪的准确性，充分发挥了RTK/PPK技术得到的高精度数据的潜力。
下面提供一个具体实施例，对上述提供的技术方案进行说明。
根据估算可知低纬度地区经度相差1°地表距离相差100km左右，无人机的飞行范围较小，所以本实施例中所需数据经纬度坐标具有很高精度，点之间的经纬度相差不大，这样才能与实际使用情形相符。
首先基准站利用RTK/PPK技术获得静态位置，由于是静态定位其定位精度可以达到毫米级，假定基准站求解得到的精准位置为(31°18'32.2540，121°33'42.2080″，71.78)，记为P0，基准站将卫星误差信息传送给无人机，无人机获取到卫星误差信息后对自身位置进行解算，假定为无人机测得的实时GPS数据为：(31°18'14.3796″，121°32'42.27.0596，71.316)，记为P1，这一步可以由无人机自带的GPS***完成，根据基准点的WGS-84坐标计算其ECEF坐标和坐标转换矩阵：
P0(B,L,H)＝(31°18'32.2540，121°33'42.2080″，71.78)
将基准站坐标转换为ECEF坐标：
P0＝(-2.854890019699060e6，4.647507638690014e6，3.295245364355753e6)
计算得到坐标转换矩阵RNED·ECEF：
无人机解算后得到的坐标：
P1(B,L,H)＝(31°18'14.3796″，121°32'42.27.0596，71.316)
将无人机坐标转换为ECEF坐标：
P1＝(-2.853344398448141e6，4.648791912816444e6，3.294774766058239e6)
计算得到无人机在NED坐标系下的坐标：
P1＝(-550.3231,-1989.1987,0.7977)
可以看出x<0,y<0,因此选用
计算：
χ＝4.442484149484749(≈254.5354402°)
可以从经纬度坐标看出无人机在基准站的左下角，即第三象限，计算得到的方位角也处于第三象限，并且计算得到的方位角有很高的精度。其中坐标转换矩阵只需计算一次，后续无人机方位角的计算频率和GPS更新位置的频率相同。由于RTK/PPK技术的精度可达厘米级甚至毫米级，在飞行器机体轴线布置两个GPS位置信息获取点即可实现对飞行器偏航角的计算和校正，从而实现不依赖磁罗盘数据的导航方法。
对应于上述提供的无人机抗磁导航方法，本发明还提供了一种无人机抗磁导航***，如图6所示，该无人机抗磁导航***包括：坐标转换矩阵确定模块200、第一地心固连坐标转换模块201、坐标获取模块202、第二地心固连坐标转换模块203、坐标差值确定模块204、坐标确定模块205、方位角差值确定模块206、偏航角确定模块207和导航模块208。
其中，坐标转换矩阵确定模块200用于确定地心固连坐标系到北东地坐标系的坐标转换矩阵。北东地坐标系为以基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据为坐标原点生成的北东地坐标系。基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据采用RTK/PPK技术获取。
第一地心固连坐标转换模块201用于利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将基准站在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第一地心固连坐标。第一地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标。
坐标获取模块202用于采用RTK/PPK技术获取无人机在卫星导航***坐标系下的坐标。
第二地心固连坐标转换模块203用于利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将无人机在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第二地心固连坐标。第二地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标。
坐标差值确定模块204用于根据第一地心固连坐标、第二地心固连坐标和坐标转换矩阵确定坐标差值。
坐标确定模块205用于根据坐标转换矩阵和坐标差值确定无人机在北东地坐标系中的坐标。
方位角差值确定模块206用于基于无人机在北东地坐标系中的坐标确定无人机机体轴上两点间的方位角差值。
偏航角确定模块207用于根据无人机机体轴上两点间的方位角差值确定无人机的偏航角。
导航模块208用于根据无人机的偏航角控制无人机的航向。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的***而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (5)
1.一种无人机抗磁导航方法，其特征在于，包括：
确定地心固连坐标系到北东地坐标系的坐标转换矩阵；所述北东地坐标系为以基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据为坐标原点生成的北东地坐标系；基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据采用RTK/PPK技术获取；
利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将基准站在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第一地心固连坐标；所述第一地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
采用RTK/PPK技术获取无人机在卫星导航***坐标系下的坐标；
利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将无人机在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第二地心固连坐标；所述第二地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
根据所述第一地心固连坐标、所述第二地心固连坐标和所述坐标转换矩阵确定坐标差值；
根据所述坐标转换矩阵和所述坐标差值确定无人机在北东地坐标系中的坐标；
基于所述无人机在北东地坐标系中的坐标确定无人机机体轴上两点间的方位角差值；
根据所述无人机机体轴上两点间的方位角差值确定无人机的偏航角；
根据所述无人机的偏航角控制无人机的航向。
2.根据权利要求1所述的无人机抗磁导航方法，其特征在于，所述坐标转换矩阵为：
其中，RNED·ECEF为坐标转换矩阵，B0为基准站在卫星导航***坐标系下的维度，L0为基准站在卫星导航***坐标系下的经度。
3.根据权利要求1所述的无人机抗磁导航方法，其特征在于，所述第二地心固连坐标为：
其中，
为第二地心固连坐标，N为无人机高度线从赤道平面交点到切平面交点之间的距离，H1为无人机飞行高度，e为地球椭球模型扁率，B1为无人机在卫星导航***坐标系下的纬度，L1为无人机在卫星导航***坐标系下的经度。
4.根据权利要求1所述的无人机抗磁导航方法，其特征在于，所述无人机在北东地坐标系中的坐标为：
其中，
为无人机在北东地坐标系中的坐标，RNED·ECEF为坐标转换矩阵，
为第二地心固连坐标，
为第一地心固连坐标。
5.一种无人机抗磁导航***，其特征在于，包括：
坐标转换矩阵确定模块，用于确定地心固连坐标系到北东地坐标系的坐标转换矩阵；所述北东地坐标系为以基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据为坐标原点生成的北东地坐标系；基准站在卫星导航***坐标系下的坐标数据采用RTK/PPK技术获取；
第一地心固连坐标转换模块，用于利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将基准站在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第一地心固连坐标；所述第一地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
坐标获取模块，用于采用RTK/PPK技术获取无人机在卫星导航***坐标系下的坐标；
第二地心固连坐标转换模块，用于利用卫星导航***中地球椭球模型的参数将无人机在卫星导航***坐标系下的坐标转换为第二地心固连坐标；所述第二地心固连坐标为地心固连坐标系下的坐标；
坐标差值确定模块，用于根据所述第一地心固连坐标、所述第二地心固连坐标和所述坐标转换矩阵确定坐标差值；
坐标确定模块，用于根据所述坐标转换矩阵和所述坐标差值确定无人机在北东地坐标系中的坐标；
方位角差值确定模块，用于基于所述无人机在北东地坐标系中的坐标确定无人机机体轴上两点间的方位角差值；
偏航角确定模块，用于根据所述无人机机体轴上两点间的方位角差值确定无人机的偏航角；
导航模块，用于根据所述无人机的偏航角控制无人机的航向。
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| CN106772493A (zh) * | 2017-01-03 | 2017-05-31 | 昆明理工大学 | 基于北斗差分定位的无人机航向测算***及其测算方法 |
| CN112284388A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-29 | 北京理工大学 | 一种无人机多源信息融合导航方法 |
| RU2749214C1 (ru) * | 2020-12-04 | 2021-06-07 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Северный (Арктический) федеральный университет имени М.В. Ломоносова" | Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата |
-
2021
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