一种飞行器航向角的检测方法及装置与流程

本发明属于导航定位技术领域，具体涉及一种飞行器航向角的检测方法及其检测装置。

背景技术：

随着导航定位技术的快速发展，对快速、高精度位置信息的需求也日益强烈。rtk(real-timekinematic)载波相位差分技术，即基于载波相位观测值的实时动态定位技术，能够实时地提供测站点在指定坐标系中的三维定位结果，其不仅精度高，而且具有很强的抗电磁干扰能力。将rtk技术带入无人机领域，能够为无人机等飞行器提高定位精度、降低飞行误差。

双天线可以提供一个高精度航向，使得无人机等飞行器在飞行时始终保持方向不会出现大的偏差，确保无人机飞行的安全，同时也可以保证转向的精度，特别是在进行范围性的、多机同时自动作业的情况下，如农业植保。采用双天线测向技术，输出精准的航向信息，提供强大的抗磁干扰能力，在高压线、金属建筑等强磁干扰的环境下保障飞行可靠性，避免使用指南针时因磁干扰带来安全风险。

rtk技术在应用中遇到的最大问题就是参考站校正数据的有效作用距离。gps误差的空间相关性随参考站和移动站距离的增加而逐渐失去线性，在较长距离下观测误差的占比增加，导致定位精度的下降。而航线偏移带来的误差会存在一定的风险，造成事故的发生或不能达到目标。因此，需要对飞行器的航向角进行实时检测并校正。

技术实现要素：

针对现有技术存在的技术缺陷，根据本发明的一个方面，提供一种飞行器航向角的检测方法，其通过对rtk双天线测量的原始航向角进行校准并获得飞行器航向角，包括如下步骤：

a.将rtk双天线编码为第一rtk天线和第二rtk天线，定义所述第一rtk天线指向所述第二rtk天线的方向为天线矢量,定义机尾指向机头的方向为机身方向；

b.获取所述天线矢量与所述机身方向的夹角数据作为校正角度数据；

c.通过所述rtk双天线配合rtk模块获取所述飞行器的原始航向角；

d.通过所述校正角度数据对所述原始航向角进行校正后再转换为所述飞行器的航向角。

优选地，所述第一rtk天线上设置第一传感器，在所述第二rtk天线上设置第二传感器，所述步骤b包括如下步骤：

b1.确定所述飞行器的虚拟平面图并将所述虚拟平面图置于二维坐标系中，定义所述飞行器在所述二维坐标系的朝向机头的轴线方向为所述机身方向；

b2.模拟所述第一传感器和所述第二传感器在所述二维坐标系中的位置，则所述第一传感器指向所述第二传感器的方向即为所述天线矢量；

b3.获取所述二维坐标系中所述机身方向和所述天线矢量的夹角作为所述校正角度数据。

优选地，所述步骤c包括如下步骤：

c1.获取所述rtk双天线载波相位信号的相位差；

c2.基于所述相位差确定飞行器坐标系相对于导航坐标系的角位置；

c3.基于所述角位置确定原始航向角。

优选地，所述步骤d为如下步骤；

d1.对所述校正角度数据对所述原始航向角进行求和获得所述飞行器的航向角。

优选地，所述步骤d包括如下步骤：

d2.基于所述飞行器在历次飞行过程中测得的全部航向角确定最小航向角和最大航向角，若所述原始航向角小于所述最小航向角则执行步骤d3，若所述原始航向角大于所述最大航向角则执行步骤d4，若所述原始航向角处于所述最小航向角和所述最大航向角之间则执行步骤d5；

d3.对所述最小航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角；

d4.对所述最大航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角；

d5.对所述原始航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角。

根据本发明的另一方面，还公开了一种飞行器航向角的检测装置，其用于本发明所述的检测方法，包括：

编码装置，其用于对rtk双天线进行编码，定义所述第一rtk天线指向所述第二rtk天线的方向为天线矢量,定义机尾指向机头的方向为机身方向；

校正角度数据获取装置，其用于获取天线矢量与机身方向的夹角数据作为校正角度数据；

原始航向角获取装置，其用于通过所述rtk双天线配合rtk模块获取所述飞行器的原始航向角；

转换装置，其用于通过所述校正角度数据对所述原始航向角进行校正后再转换为所述飞行器的航向角。

优选地，所述第一rtk天线上设置第一传感器，在所述第二rtk天线上设置第二传感器，所述校正角度数据获取装置包括：

第一确定装置，其用于确定所述飞行器的虚拟平面图并将所述虚拟平面图置于二维坐标系中，定义所述飞行器在所述二维坐标系的朝向机头的轴线方向为所述机身方向；

模拟装置，其用于模拟所述第一传感器和所述第二传感器在所述二维坐标系中的位置，则所述第一传感器指向所述第二传感器的方向即为所述天线矢量；

第一获取装置，其用于获取所述二维坐标系中所述机身方向和所述天线矢量的夹角作为所述校正角度数据。

优选地，所述原始航向角获取装置包括：

第二获取装置，其用于获取所述rtk双天线载波相位信号的相位差；

第二确定装置，其用于基于所述相位差确定飞行器坐标系相对于导航坐标系的角位置；

第三确定装置，其用于基于所述角位置确定原始航向角。

优选地，所述转换装置包括：

第一运算装置，其用于对所述校正角度数据对所述原始航向角进行求和获得所述飞行器的航向角。

优选地，所述转换装置包括：

第四确定装置，其用于基于所述飞行器在历次飞行过程中测得的全部航向角确定最小航向角和最大航向角；

判断装置，其用于判断所述原始航向角与所述最小航向角以及最大航向角的大小；

第二运算装置，其用于基于所述判断装置的判断结果获得所述飞行器的航向角。

本发明通过rtk双天线对飞行器的原始航向角进行检测并校正，最终转换为飞行器的航向角，本发明检测精度高，能够实时对飞行器作业过程中航向角偏差进行校正，确保航向的正确、稳定，避免操作事故的发生，提高飞行器作业效率。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种飞行器航向角的检测方法流程图；

图2示出了本发明的具体实施方式的，获取校正角度数据的方法流程图；

图3示出了本发明的具体实施方式的，获取飞行器的原始航向角的方法流程图；

图4示出了本发明的具体实施方式的，对原始航向角校正获取飞行器的航向角的方法流程图；

图5示出了本发明的具体实施方式的，一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图；

图6示出了本发明的具体实施方式的，另一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图；

图7示出了本发明的具体实施方式的，另一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图；

图8示出了本发明的具体实施方式的，另一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图；以及

图9示出了本发明的具体实施方式的，另一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图。

具体实施方式

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种飞行器航向角的检测方法流程图。本发明的技术方案通过对rtk双天线测量的原始航向角进行校准并获得飞行器航向角，其中，rtk双天线通过完全对称的天线结构，实现相位中心与几何中心的重合，以减小天线对误差的影响。

在本发明中，首先进入步骤s101，将rtk双天线编码为第一rtk天线和第二rtk天线，定义所述第一rtk天线指向所述第二rtk天线的方向为天线矢量，定义机尾指向机头的方向为机身方向。具体地，所述rtk双天线用于配合接收卫星定位或者导航信号。本发明利用安装在所述飞行器上的gps信号接收机中所述第一rtk天线以及所述第二rtk获取的上述定位信号之间的精确相对定位数据，对数据进行处理计算出所述飞行器的姿态或所述航向角。进一步地，本发明的rtk双天线测向系统只需通过gps接收机、所述第一rtk天线、所述第二rtk天线以及具有计算功能的硬件平台即可独立完成所述飞行器航向角的测量。进一步地，所述天线矢量用于表征所述第一rtk天线与所述第二rtk天线的测量偏差，本步骤通过定义所述机身方向，即所述飞行器的正前方，判断所述rtk双天线的测量误差。

随后，在步骤s102中，获取所述天线矢量与所述机身方向的夹角数据作为校正角度数据。本领域技术人员理解，本步骤可以通过所述飞行器的飞控系统的机载计算机，所述机载计算机将获取的所述天线矢量以及所述机身方向的电子信号数据进行计算，解算出所述天线矢量与所述机身方向的夹角数据，即所述校正角度数据，进一步地，设定以所述机身方向所在边为起始边向所述天线矢量所在边旋转所述校正角度数据，若旋转方向为顺时针，则所述校正角度数据为正值；若所述旋转方向为逆时针，则所述校正角度数据为负值。通过这样的设置，当所述飞行器在飞行过程中出现偏航现象时，若所述校正角度数据为正值，表明此时所述飞行器向右侧偏航，则需要将所述飞行器的航向角向左侧调整；若所述校正角度数据为负值，表明此时所述飞行器向左侧偏航，则需要将所述飞行器的航向角向右侧调整。

进一步地，步骤s103中，通过所述rtk双天线配合rtk模块获取所述飞行器的原始航向角。所述原始航向角为所述飞行器在飞行过程中校正前的航向角。具体地，在所述gps接收机中，所述rtk模块基于载波相位差分技术，利用所述rtk双天线接收地面基准站发送的差分数据，对所述飞行器进行实时定位，确定所述飞行器在指定坐标系中的三维定位及姿态信息，并达到厘米级精度。在本发明中，根据所述rtk双天线接收到的gps卫星信号，组建单差、双差等观测量方程，进而求解得到所述飞行器的包括航向角的姿态信息。

最后，在步骤s104中，通过所述校正角度数据对所述原始航向角进行校正后再转换为所述飞行器的航向角。在该步骤中，所述飞行器的飞控系统中，机载计算机对所述校正角度数据和所述原始航向角进行计算，具体地，可以通过将所述原始航向角与所述校正角度数据进行求和进行校正，并将求和后获取的结果转为所述飞行器的航向角，更为具体地，求和后获取的结果可能超出0°～360°的范围，优选地，步骤s104中，若求和后获取的结果小于0°，则将求和后获取的结果与360°相加得到所述飞行器的航向角；若求和后获取的结果大于360°，则将求和后获取的结果与360°相减得到所述飞行器的航向角。例如，求和后获取的结果为-5°，则所述飞行器的航向角为355°，又例如，求和后获取的结果为365°，则飞行器的航向角5°。

本发明利用所述rtk双天线对所述飞行器的飞行作业过程中实际航向角进行实时监测，并根据测量误差，对所述实际航向角进行校正，从而校正所述飞行器的航向角，保证所述飞行器不偏离航向，并正常作业。

图2示出了本发明的具体实施方式的，获取校正角度数据的方法流程图。作为图1所示实施例中步骤s102的子步骤，本实施例对所述校正角度数据的获取做了更为详细的说明。具体地，所述第一rtk天线上设置有第一传感器，所述第二rtk天线设置有第二传感器，其中所述第一传感器以及所述第二传感器分别用于获取所述第一rtk天线以及所述第二rtk天线的实时位置信息。

具体地，所述步骤s102，进一步包括步骤s1021，确定所述飞行器的虚拟平面图并将所述虚拟平面图置于二维坐标系中，定义所述飞行器在所述二维坐标系的朝向机头的轴线方向为所述机身方向。所述虚拟平面图为所述飞行器在水平面的正投影视图，所述机身方向指向所述飞行器的正前方。

步骤s1022，模拟所述第一传感器和所述第二传感器在所述二维坐标系中的位置，则所述第一传感器指向所述第二传感器的方向即为所述天线矢量。具体地，所述第一传感器以及所述第二传感器分别随所述第一rtk天线以及所述第二rtk天线指向的改变而改变位置。分别将所述第一rtk天线以及所述第二rtk天线的特定位置，优选为所述rtk天线的中点作为定位点。进一步地，通过将所述第一传感器以及所述第二传感器映射在所述二维坐标系中，确定所述第一传感器以及所述第二传感器在所述二维坐标系中的具体坐标(x1,y1)、(x2,y2)，以矢量(x2-x1,y2-y1)作为所述天线矢量。

步骤s1023，获取所述二维坐标系中所述机身方向和所述天线矢量的夹角作为所述校正角度数据。具体地，可以分别确认所述机身方向与所述二维坐标系中的横坐标的夹角，所述机身方向和所述天线矢量的角度数据，进一步，分别基于所述机身方向以及所述天线矢量进行求差运算，从而获取所述校正角度数据。

进一步地，图3示出了本发明的具体实施方式的，获取飞行器的原始航向角的方法流程图。作为图1所示实施例中步骤s103的子步骤，本实施例对所述飞行器的原始航向角的获取做了更为详细的描述。

步骤s1031，获取所述rtk双天线载波相位信号的相位差。本领域技术人员理解，在rtk作业模式下，基准站通过数据链将其观测值和测站坐标信息通过所述rtk双天线一起传送给所述rtk模块，所述rtk模块对通过所述rtk双天线接收的卫星信号进行解码等方式将调制在载波上的信息去掉后，恢复载波，进行求差解算，获取所述相位差。

步骤s1032，基于所述相位差确定飞行器坐标系相对于导航坐标系的角位置。具体地，所述rtk模块进一步包括rf射频信号处理、基带信号处理和双天线导航解算构成，所述rf信号处理用于射频信号下变频，所述基带信号处理用于载波跟踪和码跟踪并输出二进制导航电文及载波相位原始数据，所述双天线导航解算利用所述rtk双天线测量的载波相位信号的相位差实时确定所述飞行器坐标系相对于所述导航坐标系的角位置。

步骤s1033，基于所述角位置确定原始航向角。在该步骤中，根据所述角位置，可以确定所述飞行器的方位角和俯仰角信息，进一步地，对所述方位角和所述俯仰角信息进行数据解算，确定所述飞行器的原始航向角。

图4示出了本发明的具体实施方式的，对原始航向角校正获取飞行器的航向角的方法流程图。在本实施例中，通过对所述校正角度数据和所述原始航向角进行求和的方式对所述原始航向角进行校正后再转换为所述飞行器的航向角。需要说明的是，当所述飞行器偏向所述机身方向右侧时，所述校正角度数据为正值，将所述校正角度数据与所述原始航向角求和后转换得到的所述飞行器的航向角表明所述飞行器经过向左调整校正；当所述飞行器偏向所述机身方向左侧时，所述校正角度数据为负值，将所述校正角度数据与所述原始航向角求和后转换得到的所述飞行器的航向角表明所述飞行器经过向右调整校正。具体地，作为图1所示实施例的一个子实施例，具体包括如下步骤：

步骤s1041，基于所述飞行器在历次飞行过程中测得的全部航向角确定最小航向角和最大航向角。具体地，全部所述航向角通过所述rtk双天线测量获取，所述最小航向角以及所述最大航向角数据信息基于所述飞行器的飞行历史被存储在所述飞行器的存储装置中，并随着所述飞行器飞行次数的变化而更新。

进一步地，若所述原始航向角小于所述最小航向角，则执行步骤s1042，对所述最小航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角。

若所述原始航向角大于所述最大航向角，则执行步骤s1043，对所述最大航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角。

若所述原始航向角处于所述最小航向角和所述最大航向角之间，则执行步骤s1044，对所述原始航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角。

上述步骤s1042至步骤s1044，分别根据所述原始航向角与历次飞行过程中测量的所述最小航向角以及所述最大航向角之间的大小关系，为了减小计算误差，当所述原始航向角超出所述最大航向角以及所述最小航向角的范围时，选择性地采用所述最小航向角、所述最大航向角作为阈值替代所述原始航向角与所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角以对所述飞行器的航向进行修正。当所述原始航向角位于所述最大航向角以及所述最小航向角范围内时，则直接以所述原始航向角与所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角以对所述飞行器的航向进行修正。

以下结合附图对本发明的装置部分进行描述。需要说明的是，本发明的控制方法通过本发明装置部分的各种逻辑单元，采用数字信号处理器、特殊用途集成电路、现场可编程门阵列或者其它可编程逻辑器件、硬件元器件(例如寄存器和fifo)、执行一系列固件指令的处理器以及编程软件组合实现。

图5示出了本发明的具体实施方式的，一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图，所述检测装置1通过上述方式被集成在所述飞行器的相应部件中，用于执行本发明的控制方法。具体的，所述检测装置1包括编码装置11，校正角度数据获取装置12、原始航向角获取装置13以及转换装置14.其中，所述编码装置11用于对所述rtk双天线进行编码，定义所述第一rtk天线指向所述第二rtk天线的方向为天线矢量,定义机尾指向机头的方向为机身方向。所述校正角度数据获取装置12用于获取所述天线矢量与机身方向的夹角数据作为校正角度数据，所述机身方向沿顺时针偏向所述天线矢量时，所述校正角度数据为正值，表明所述飞行器发生了向左偏航的情形，需要将所述飞行器的航向向右调整；所述机身方向沿逆时针偏向所述天线矢量时，所述校正角度数据为负值，表明所述飞行器发生了向右偏航的情形，需要将所述飞行器的航向向左调整。所述原始航向角获取装置13用于通过所述rtk双天线配合rtk模块获取所述飞行器的原始航向角，具体地，本领域技术人员可以参考上述方法实施例中关于步骤s103的描述，在此不予赘述。进一步地，所述转换装置14用于通过所述校正角度数据对所述原始航向角进行校正后再转换为所述飞行器的航向角。

进一步地，在本发明的一个变化实施例中，图6示出了本发明另一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图。在这样的实施例中，所述第一rtk天线上设置第一传感器，在所述第二rtk天线上设置第二传感器，所述第一传感器以及所述第二传感器分别用于获取所述第一rtk天线以及所述第二rtk天线的实时位置信息，以用于确定所述第一rtk天线以及所述第二rtk天线的指向。如图6所示，所述校正角度数据获取装置12还包括第一确定装置121，模拟装置122，以及第一获取装置123。更为具体地，所述第一确定装置121用于确定所述飞行器的虚拟平面图并将所述虚拟平面图置于二维坐标系中，定义所述飞行器在所述二维坐标系的朝向机头的轴线方向为所述机身方向，所述机身方向用于确定所述飞行器的航向角信息。所述模拟装置122用于模拟所述第一传感器和所述第二传感器在所述二维坐标系中的位置，则所述第一传感器指向所述第二传感器的方向即为所述天线矢量。所述第一获取装置123用于获取所述二维坐标系中所述机身方向和所述天线矢量的夹角作为所述校正角度数据，在此不予赘述。

在本发明的另一个变化例中，图7示出了另一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图。如图7所示，区别于图5所示实施例，所述原始航向角获取装置13还包括第二获取装置131、第二确定装置132、以及第三确定装置。其中，所述第二获取装置131用于获取所述rtk双天线载波相位信号的相位差。所述第二确定装置132用于基于所述相位差确定飞行器坐标系相对于导航坐标系的角位置，所述飞行器坐标系以及所述导航坐标系均采用二维坐标系。所述第三确定装置133用于基于所述角位置确定原始航向角。本领域技术人员理解，以所述导航坐标系为基准坐标系，当所述飞行器坐标系与所述导航坐标系重合，即二者夹角为0度时，所述原始航向角为0度，当所述飞行器坐标系相对于所述导航坐标系顺时针或逆时针旋转一定的角度，获取所述角位置，从而确定所述飞行器的原始航向角。

进一步地，在图5所示实施例的其他变化例中，图8及图9分别示出了另一种飞行器航向角的检测装置的结构示意图。具体地，如图8所示，所述转换装置14还包括第一运算装置141，其用于对所述校正角度数据和所述原始航向角进行求和获得所述飞行器的航向角。而在图9所示实施例中，所述转换装置14包括第四确定装置142、判断装置143以及第二运算装置144。具体地，所述第四确定装置用于基于所述飞行器在历次飞行过程中测得的全部航向角确定最小航向角和最大航向角，所述最大航向角以及所述最小航向角为所述rtk双天线在测量误差范围内所述测得的所述飞行器的航向角的最大值和最小值，所述最大值以及所述最小值的差值越小，表明所述rtk双天线的测量精度越高，所测量获取的数据结果越稳定。所述判断装置143用于判断所述原始航向角与所述最小航向角以及最大航向角的大小。进一步地，根据所述判断装置143的判断结果的不同，所述第二运算装置144采取不同的运算方式获得所述飞行器的航向角，具体地，若所述原始航向角小于所述最小航向角，所述第二运算装置144则对所述最小航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角。若所述原始航向角大于所述最大航向角，所述第二运算装置144则对所述最大航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角。若所述原始航向角处于所述最小航向角和所述最大航向角之间，所述第二运算装置144则对所述原始航向角和所述校正角度数据进行求和获得所述飞行器的航向角，在此不予赘述。

本领域技术人员理解，上述图6至图9分别对图5所示实施例中的不同子装置进行了细化，本领域技术人员可以结合图5至图9所示实施例对所述检测装置所包含的子装置进行任意组合，实现本发明的目的，在此不予赘述。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。