CN114020003A - 用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法。所述方法根据轴系参数标校需要满足不同方位俯仰角度的跟踪要求，根据标校参数采用保持相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到航点的相对位置关系，并通过航点的相对位置关系和测量船当前地理位置，计算地理坐标系下的航点位置坐标，再将计算得到的地理坐标系下的航点位置坐标转换成地面站航路文件，上传到无人机，完成航路规划。利用本发明给出的计算模型，可以通过编程的方式实现快速高精度的跟踪无人机轴系参数标校应用的航路设计，提高低成本无人机用于轴系参数标校的效率。

Description

用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法

技术领域

本发明涉及航天测控技术领域，特别涉及一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法。

背景技术

为了实现海上高精度的角度测量，船载测控***每次在进行海上测控之前需要通对设备进行标校。对于无线电设备，标校内容为相位标定和轴系参数的标定。其中，海上轴系参数的标定，目前主要有两种方法：一种是通过跟踪过境卫星的方式直接得到电轴修正参数；另一种方法是先以经纬仪为基准，通过同步测恒星法得到各测控天线标校电视光轴修正参数，然后再以光轴为基准，通过放球的方式进行光电偏差的标定，得到电轴的参数。第一种方法虽然可以直接得到电轴参数，但受过境星频点的限制，如果其频点与本次测控频点不一致，还需要通过放球的方式得到不同频点之间光电参数的差异进行等效计算。轴系参数标校涉及时间长，效率低。

随着近几年无人机技术的发展，其价格不断降低、应用领域不断拓展，同样也可以应用于海上标校。通过无人机携带信标进行海上标校，不仅可以利用无人机可回收的优势降低成本，还可以利用无人机地面站和飞机之间的通信链路进行信标频率的远程切换，实现一次飞行完成多个频点的设备标校，提高标校效率；并且无人机飞行平稳，跟踪信号稳定，标校随机误差小，并且可以通过无人机的位置信息计算无人机相对天线的引导角度和距离。

但是利用无人机进行轴系参数标校，需要覆盖不同象限方位和俯仰角度，每次标校，船舶的位置也不同，需要根据实时的船位进行航路设计，传统的航路规划方法很难满足海上轴系参数标校应用的要求。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种低成本、高效率的用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法。

一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法，所述方法包括：

获取测量船当前地理位置，设置标校距离、最低俯仰角、最高俯仰角、上升过程飞行圈数、下降过程飞行圈数、上升过程航点数以及下降过程航点数。

根据所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述标校距离、所述上升过程飞行圈数、所述上升过程航点数、所述下降过程飞行圈数以及所述下降过程航点数，采用保持各航点与测量船的相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到所有航点的相对位置关系。

根据所述测量船当前地理位置和所述相对位置关系，得到每个航点的地理坐标位置；

设置返航点地理坐标位置，并将所述返航点地理坐标位置和所有航点的地理坐标位置转换成地面站航路文件，将所述地面站航路文件导入到地面站，并通过地面站软件上传至无人机，完成无人机航路规划。

在其中一个实施例中，航点的相对位置关系包括：航点与测量船的相对距离、航点的方位角和俯仰角。

根据所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述标校距离、所述上升过程飞行圈数、所述上升过程航点数、所述下降过程飞行圈数以及所述下降过程航点数，采用保持各航点与测量船的相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到所有航点的相对位置关系，包括：

设置初始方位角，设置各航点与测量船的相对距离为标校距离。

当为上升过程时，根据初始方位角、所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述上升过程飞行圈数以及所述上升过程航点数，得到上升航点的方位角和俯仰角；上升航点的方位角和俯仰角的计算表达式为：

A_i＝A₀+360×i×(N₁/M₁)

E_i＝E₀+i×(E_max-E₀)/M₁

其中，A₀为初始方位角；A_i为第i个上升航点的方位角，i为大于0且小于等于上升过程航点数的整数；N₁为上升过程飞行圈数；M₁为上升过程航点数；E_max为最高俯仰角；E₀为最低俯仰角；E_i为第i个上升航点的俯仰角。

当为下降过程时，根据上升过程中第M₁个上升航点的方位角、所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述下降过程飞行圈数以及所述下降过程航点数，得到下降航点的方位角和俯仰角；下降航点的方位角和俯仰角的计算表达式为：

A_j＝A_M1+360×j×(N₂/M₂)

E_j＝E_max-i×(E_max-E₀)/M₂

其中，A_M1为第M₁个上升航点的方位角；A_j为第j个下降航点的方位角，j为大于0且小于等于下降过程航点数的整数；N₂为下降过程飞行圈数；M₂为下降过程航点数；E_j为第j个下降航点的俯仰角。

在其中一个实施例中，根据所述测量船当前地理位置和所述相对位置关系，得到每个航点的地理坐标位置，包括：

将航点的相对位置关系转换成航点的直角坐标系坐标，并将测量船当前地理位置转换成当前位置的地心固连坐标系坐标。

根据航点的直角坐标系坐标与测量船当前位置的地心固连坐标系坐标，计算航点的地心固连坐标系坐标。

将航点的地心固连坐标系坐标转换成航点的地理坐标位置。

在其中一个实施例中，将航点的相对位置关系转换成航点的直角坐标系坐标，并将测量船当前地理位置转换成当前位置的地心固连坐标系坐标，包括：

将上升过程航点的相对位置关系按照俯仰角增大的顺序进行排序，下降过程航点的相对位置关系按照俯仰角减小的顺序进行排序，并将得到的两个序列组合，得到航点的相对位置关系序列。

根据航点的相对位置关系序列和相对位置关系到直角坐标系坐标的转换公式，得到航点的直角坐标系坐标；所述相对位置关系到直角坐标系坐标的转换公式为：

其中，(R,A_k,E_k)为航点的相对位置关系序列中第k个航点的相对位置关系，

其中，R为航点与测量船的相对距离，A_k为第k个航点的方位角，E_k为第k个航点的俯仰角，k为航点的序号，k为大于等于1小于等于上升过程航点数与下降过程航点数之和的整数；(X_kc,Y_kc,Z_kc)为第k个航点的直角坐标系坐标。

根据测量船当前地理位置和从地理坐标系到地心固连坐标系的转换公式，得到测量船当前地理位置的地心固连坐标系坐标；从地理坐标系到地心固连坐标系的转换公式为：

其中，(L₀,B₀,H₀)为测量船当前地理位置，(X_oc,Y_oc,Z_oc)为测量船当前地理位置的地心固连坐标系坐标,e为地球椭球偏心率，e²＝f(2-f)，f为地球椭球的极扁率，N为测量船当前地理位置的卯酉圈曲率。

在其中一个实施例中，根据航点的直角坐标系坐标与测量船当前位置的地心固连坐标系坐标，计算航点的地心固连坐标系坐标，步骤中航点的地心固连坐标系坐标的计算表达式为：

其中，(X_kt,Y_kt,Z_kt)为第k个航点的地心固连坐标系坐标。

在其中一个实施例中，将航点的地心固连坐标系坐标转换成航点的地理坐标位置，包括：

将航点位置的地心固连坐标系坐标转换成航点的经度、纬度和高度。

航点的经度为：

航点的纬度和高度是通过迭代计算公式得到的，所述迭代计算公式为：

其中，u为大于等于1的整数，初始值为

N₀＝a，

a、b分别为地球椭球的半长轴和半短轴；迭代收敛条件为：|H_u-H_u-1|＜ε₁，|B_u-B_u-1|＜ε₂，其中ε₁和ε₂为迭代收敛精度。

在其中一个实施例中，设置返航点地理坐标位置，并将所述返航点地理坐标位置和所有航点的地理坐标位置转换成地面站航路文件，将所述地面站航路文件导入到地面站，并通过地面站软件上传至无人机，完成无人机航路规划，包括：

根据测量船的位置设置返航点地理坐标位置。

根据地面站软件的航路文件的接口要求，将所有航点的地理坐标位置转化成航路文件。

将所述地面站航路文件导入到地面站软件中，并通过地面站软件与无人机的通信链路，将所述地面站航路文件加载到无人机，完成无人机航路规划。

上述一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法，所述方法根据轴系参数标校需要满足不同方位俯仰角度的跟踪要求，根据标校参数采用保持相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到航点的相对位置关系，并通过航点的相对位置关系和测量船当前地理位置，计算地理坐标系下的航点位置坐标，再将计算得到的地理坐标系下的航点位置坐标转换成地面站航路文件，上传到无人机，完成航路规划。利用本发明给出的计算模型，可以通过编程的方式实现快速高精度的跟踪无人机轴系参数标校应用的航路设计，提高低成本无人机用于轴系参数标校的效率

附图说明

图1为一个实施例中一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法的流程示意图；

图2为另一个实施例中跟踪无人机轴系参数标校应用航路设计流程；

图3为另一个实施例中轴系标校应用的等距绕圈航路规划结果。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

在一个实施例中，如图1所示，提供了一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法，该方法包括以下步骤：

步骤100：获取测量船当前地理位置，设置标校距离、最低俯仰角、最高俯仰角、上升过程飞行圈数、下降过程飞行圈数、上升过程航点数以及下降过程航点数。

具体的，测量船当前地理位置P₀(L₀,B₀,H₀)直接通过读取无人机下传并在地面站上显示为当前位置得到。

标校参数包括：标校距离R、最低俯仰角E₀以及最高俯仰角E_max。标校参数根据具体设备标校的要求设置。

上升过程飞行圈数N₁和下降过程飞行圈数N₂根据无人机的飞行性能设置，具体值可以是整数，也可取实数。

在本实施例中在方位上每10度设置1个航点，则上升过程航点数＝上升过程飞行圈数×(360/10)+1)，下降过程航点数＝下降过程飞行圈数×(360/10)，最高点包含在上升过程中，不包含在下降过程中。

步骤102：根据最低俯仰角、最高俯仰角、标校距离、上升过程飞行圈数、上升过程航点数、下降过程飞行圈数以及下降过程航点数，采用保持各航点与测量船的相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到所有航点的相对位置关系。

步骤104：根据测量船当前地理位置和相对位置关系，得到每个航点的地理坐标位置。

步骤106：设置返航点地理坐标位置，并将返航点地理坐标位置和所有航点的地理坐标位置转换成地面站航路文件，将地面站航路文件导入到地面站，并通过地面站软件上传至无人机，完成无人机航路规划。

上述一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法中，所述方法根据轴系参数标校需要满足不同方位俯仰角度的跟踪要求，根据标校参数采用保持相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到航点的相对位置关系，并通过航点的相对位置关系和测量船当前地理位置，计算地理坐标系下的航点位置坐标，再将计算得到的地理坐标系下的航点位置坐标转换成地面站航路文件，上传到无人机，完成航路规划。利用本发明给出的计算模型，可以通过编程的方式实现快速高精度的跟踪无人机轴系参数标校应用的航路设计，提高低成本无人机用于轴系参数标校的效率

在其中一个实施例中，航点的相对位置关系包括：航点与测量船的相对距离、航点的方位角和俯仰角；步骤102包括：设置初始方位角，设置各航点与测量船的相对距离为标校距离；当为上升过程时，根据初始方位角、最低俯仰角、最高俯仰角、上升过程飞行圈数以及上升过程航点数，得到上升航点的方位角和俯仰角；上升航点的方位角和俯仰角的计算表达式为：

A_i＝A₀+360×i×(N₁/M₁)

E_i＝E₀+i×(E_max-E₀)/M₁

其中，A₀为初始方位角；A_i为第i个上升航点的方位角，i为大于0且小于等于上升过程航点数的整数；N₁为上升过程飞行圈数；M₁为上升过程航点数；E_max为最高俯仰角；E₀为最低俯仰角；E_i为第i个上升航点的俯仰角。

当为下降过程时，根据上升过程中第M₁个上升航点的方位角、最低俯仰角、最高俯仰角、下降过程飞行圈数以及下降过程航点数，得到下降航点的方位角和俯仰角；下降航点的方位角和俯仰角的计算表达式为：

A_j＝A_M1+360×j×(N₂/M₂)

E_j＝E_max-i×(E_max-E₀)/M₂

其中，A_M1为第M₁个上升航点的方位角；A_j为第j个下降航点的方位角，j为大于0且小于等于下降过程航点数的整数；N₂为下降过程飞行圈数；M₂为下降过程航点数；E_j为第j个下降航点的俯仰角。

在其中一个实施例中，步骤104包括：将航点的相对位置关系转换成航点的直角坐标系坐标，并将测量船当前地理位置转换成当前位置的地心固连坐标系坐标；根据航点的直角坐标系坐标与测量船当前位置的地心固连坐标系坐标，计算航点的地心固连坐标系坐标；将航点的地心固连坐标系坐标转换成航点的地理坐标位置。

在其中一个实施例中，步骤104包括：将上升过程航点的相对位置关系按照俯仰角增大的顺序进行排序，下降过程航点的相对位置关系按照俯仰角减小的顺序进行排序，并将得到的两个序列组合，得到航点的相对位置关系序列；根据航点的相对位置关系序列和相对位置关系到直角坐标系坐标的转换公式，得到航点的直角坐标系坐标；相对位置关系到直角坐标系坐标的转换公式为：

其中，(R,A_k,E_k)为航点的相对位置关系序列中第k个航点的相对位置关系，

其中，R为航点与测量船的相对距离，A_k为第k个航点的方位角，E_k为第k个航点的俯仰角，k为航点的序号，k为大于等于1小于等于上升过程航点数与下降过程航点数之和的整数；(X_kc,Y_kc,Z_kc)为第k个航点的直角坐标系坐标；

根据测量船当前地理位置和从地理坐标系到地心固连坐标系的转换公式，得到测量船当前地理位置的地心固连坐标系坐标；从地理坐标系到地心固连坐标系的转换公式为：

其中，(L₀,B₀,H₀)为测量船当前地理位置，(X_oc,Y_oc,Z_oc)为测量船当前地理位置的地心固连坐标系坐标,e为地球椭球偏心率，e²＝f(2-f)，f为地球椭球的极扁率，f＝1/298.257223565，N为测量船当前地理位置的卯酉圈曲率

在其中一个实施例中，步骤104中航点的地心固连坐标系坐标的计算表达式为：

其中，(X_kt,Y_kt,Z_kt)为第k个航点的地心固连坐标系坐标。

在其中一个实施例中，将航点的地心固连坐标系坐标转换成航点的地理坐标位置，包括：

将航点位置的地心固连坐标系坐标转换成航点的经度、纬度和高度；航点的经度为：

航点的纬度和高度是通过迭代计算公式得到的，迭代计算公式为：

其中，u为大于等于1的整数，初始值为

N₀＝a，

a、b分别为地球椭球的半长轴和半短轴；迭代收敛条件为：|H_u-H_u-1|＜ε₁，|B_u-B_u-1|＜ε₂，其中ε₁和ε₂为迭代收敛精度。作为优选ε₁＝10^-3，ε₂＝10^-4。

在其中一个实施例中，步骤106包括：根据测量船的位置设置返航点地理坐标位置；根据地面站软件的航路文件的接口要求，将所有航点的地理坐标位置转化成航路文件；将地面站航路文件导入到地面站软件中，并通过地面站软件与无人机的通信链路，将地面站航路文件加载到无人机，完成无人机航路规划。

应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

在一个具体的实施例中，如图2所示，提供了一种跟踪无人机进行轴系参数标校的航路规划方法，包括以下步骤：

S1、获取测量船当前地理位置P₀(L₀,B₀,H₀)，设置标校距离为R(本实例中设置为5000m)，最低俯仰角为E₀(本实例中设置为10°)，最高俯仰角为E_max(本实例中设置为60°)，上升过程飞行圈数为N₁(本实例中设置为1)，下降过程飞行圈数为N₂(本实例中设置为1)，上升过程航点数为M₁(本实例中设置M₁为36)，下降过程航点数为M₂(本实例中设置M₂为36)。

S2、计算第1个航点的地理位置P₁(L₁,B₁,H₁),该位置相对测量船距离为R，俯仰角为E₀，方位角A₀；

具体的，将相对位置关系转换成航点的具体的地理坐标位置，先将相对位置关系(R,A₀,E₀)转换成直角坐标系坐标(X_c,Y_c,Z_c)，将测量船当前地理位置P₀(L₀,B₀,H₀)转换成地心固连坐标系坐标(X_oc,Y_oc,Z_oc),再计算第一个航点对应的地心固连坐标系坐标Pt(X_t,Y_t,Z_t),将Pt转换地理坐标位置P₁(L₁,B₁,H₁)；坐标转换的数学计算表达式如下：

1)相对位置关系(R,A₀,E₀)转换成直角坐标系坐标(X_c,Y_c,Z_c)

2)测量船当前地理位置P₀(L₀,B₀,H₀)转换成地心固连坐标系坐标(X_oc,Y_oc,Z_oc)

3)根据1)和2)的结果计算第一个航点对应的地心固连坐标系坐标Pt(X_t,Y_t,Z_t)

4)将航点位置的地心固连坐标系Pt(X_t,Y_t,Z_t)坐标转换成航点的经度、纬度和高度。经度的计算公式为，

纬度和高度采用迭代法计算，初始值设置为N₀＝a,

随后，每次迭代按下述公式进行：

迭代收敛条件为：|H_u-H_u-1|＜ε₁，|B_u-B_u-1|＜ε₂，其中ε₁和ε₂为迭代收敛精度。这里取ε₁＝10^-3，ε₂＝10^-4。

S3、计算上升过程中的第i(i＝1,2,...,M₁-1)个上升航点P_i(L_i,B_i,H_i)，该位置相对测量船距离为R，俯仰角为E_i，方位角为A_i；

S4、计算俯仰角最高点对应的航点P_M(L_M,B_M,H_M)，该位置相对测量船距离为R，俯仰角为E_max，方位角为A_M；

S5、计算下降升过程中的第j(j＝1,2,...,M₂)个下降航点P_j(L_j,B_j,H_j)，该位置相对测量船距离为R，俯仰角为E_j，方位角为A_j；

S6、设置反航点P_L(L_L,B_L,H_L)。

S7、将计算得到的航点位置信息转换成地面站可识别的航路文件，导入到地面站，并通过地面站软件上传至无人机完成规划。

通过上述步骤可完成低成本无人机1个架次的航路飞行。第2个架次飞行时，采用同样的方法设计航路，所不同的是，第一个航点的方位角相比第1个架次，增加180度，这样，通过两个架次飞行，每个象限的跟踪俯仰角均匀覆盖E₀到E_max。图3给出了测量船位置为(东经100°,南纬12°)时，按照本实例设计的航路，无人机以顺时针方向飞行，其中三角形的点表示无人机上升过程中的航点，圆形的点表示无人机下降过程中的航点。

本发明通过设计满足轴系标校的应用的等距离变高度和方向的相对位置关系，再将相对位置关系转换成航点坐标，进一步转换成航点文件，上传至无人机实现航路规划，每个架次飞行1圈上升，1圈下降，通过2个架次飞行就可以实现不同象限均匀覆盖E₀到E_max俯仰角。可有效提高航路设计的精度和效率，实现跟踪无人机进行轴系参数标校的应用，有助于提高标校效率和标校精度,降低标校成本。

以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (7)

1.一种用于测控天线海上轴系参数标校的无人机航路规划方法，其特征在于，所述方法包括：

获取测量船当前地理位置，设置标校距离、最低俯仰角、最高俯仰角、上升过程飞行圈数、下降过程飞行圈数、上升过程航点数以及下降过程航点数；

根据所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述标校距离、所述上升过程飞行圈数、所述上升过程航点数、所述下降过程飞行圈数以及所述下降过程航点数，采用保持各航点与测量船的相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到所有航点的相对位置关系；

根据所述测量船当前地理位置和所述相对位置关系，得到每个航点的地理坐标位置；

设置返航点地理坐标位置，并将所述返航点地理坐标位置和所有航点的地理坐标位置转换成地面站航路文件，将所述地面站航路文件导入到地面站，并通过地面站软件上传至无人机，完成无人机航路规划。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，航点的相对位置关系包括：航点与测量船的相对距离、航点的方位角和俯仰角；

根据所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述标校距离、所述上升过程飞行圈数、所述上升过程航点数、所述下降过程飞行圈数以及所述下降过程航点数，采用保持各航点与测量船的相对距离不变的绕圈升高和绕圈下降的方式设计航路，得到所有航点的相对位置关系，包括：

设置初始方位角，设置各航点与测量船的相对距离为标校距离；

当为上升过程时，根据初始方位角、所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述上升过程飞行圈数以及所述上升过程航点数，得到上升航点的方位角和俯仰角；上升航点的方位角和俯仰角的计算表达式为：

A_i＝A₀+360×i×(N₁/M₁)

E_i＝E₀+i×(E_max-E₀)/M₁

其中，A₀为初始方位角；A_i为第i个上升航点的方位角，i为大于0且小于等于上升过程航点数的整数；N₁为上升过程飞行圈数；M₁为上升过程航点数；E_max为最高俯仰角；E₀为最低俯仰角；E_i为第i个上升航点的俯仰角；

当为下降过程时，根据上升过程中第M₁个上升航点的方位角、所述最低俯仰角、所述最高俯仰角、所述下降过程飞行圈数以及所述下降过程航点数，得到下降航点的方位角和俯仰角；下降航点的方位角和俯仰角的计算表达式为：

E_j＝E_max-i×(E_max-E₀)/M₂

其中，

为第M₁个上升航点的方位角；A_j为第j个下降航点的方位角，j为大于0且小于等于下降过程航点数的整数；N₂为下降过程飞行圈数；M₂为下降过程航点数；E_j为第j个下降航点的俯仰角。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述测量船当前地理位置和所述相对位置关系，得到每个航点的地理坐标位置，包括：

将航点的相对位置关系转换成航点的直角坐标系坐标，并将测量船当前地理位置转换成当前位置的地心固连坐标系坐标；

根据航点的直角坐标系坐标与测量船当前位置的地心固连坐标系坐标，计算航点的地心固连坐标系坐标；

将航点的地心固连坐标系坐标转换成航点的地理坐标位置。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，将航点的相对位置关系转换成航点的直角坐标系坐标，并将测量船当前地理位置转换成当前位置的地心固连坐标系坐标，包括：

将上升过程航点的相对位置关系按照俯仰角增大的顺序进行排序，下降过程航点的相对位置关系按照俯仰角减小的顺序进行排序，并将得到的两个序列组合，得到航点的相对位置关系序列；

根据航点的相对位置关系序列和相对位置关系到直角坐标系坐标的转换公式，得到航点的直角坐标系坐标；所述相对位置关系到直角坐标系坐标的转换公式为：

其中，(R,A_k,E_k)为航点的相对位置关系序列中第k个航点的相对位置关系，其中，R为航点与测量船的相对距离，A_k为第k个航点的方位角，E_k为第k个航点的俯仰角，k为航点的序号，k为大于等于1小于等于上升过程航点数与下降过程航点数之和的整数；(X_kc,Y_kc,Z_kc)为第k个航点的直角坐标系坐标；

根据测量船当前地理位置和从地理坐标系到地心固连坐标系的转换公式，得到测量船当前地理位置的地心固连坐标系坐标；从地理坐标系到地心固连坐标系的转换公式为：

其中，(L₀,B₀,H₀)为测量船当前地理位置，(X_oc,Y_oc,Z_oc)为测量船当前地理位置的地心固连坐标系坐标,e为地球椭球偏心率，e²＝f(2-f)，f为地球椭球的极扁率，N为测量船当前地理位置的卯酉圈曲率。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，根据航点的直角坐标系坐标与测量船当前位置的地心固连坐标系坐标，计算航点的地心固连坐标系坐标，步骤中航点的地心固连坐标系坐标的计算表达式为：

其中，(X_kt,Y_kt,Z_kt)为第k个航点的地心固连坐标系坐标。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，将航点的地心固连坐标系坐标转换成航点的地理坐标位置，包括：

将航点位置的地心固连坐标系坐标转换成航点的经度、纬度和高度；

航点的经度为：

航点的纬度和高度是通过迭代计算公式得到的，所述迭代计算公式为：

其中，u为大于等于1的整数，初始值为

N₀＝a，

a、b分别为地球椭球的半长轴和半短轴；迭代收敛条件为：|H_u-H_u-1|＜ε₁，|B_u-B_u-1|＜ε₂，其中ε₁和ε₂为迭代收敛精度。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，设置返航点地理坐标位置，并将所述返航点地理坐标位置和所有航点的地理坐标位置转换成地面站航路文件，将所述地面站航路文件导入到地面站，并通过地面站软件上传至无人机，完成无人机航路规划，包括：

根据测量船的位置设置返航点地理坐标位置；

根据地面站软件的航路文件的接口要求，将所有航点的地理坐标位置转化成航路文件；

将所述地面站航路文件导入到地面站软件中，并通过地面站软件与无人机的通信链路，将所述地面站航路文件加载到无人机，完成无人机航路规划。

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