载体姿态测量方法及装置与流程

本发明涉及无线电导航技术领域，尤其是涉及一种载体姿态测量方法及装置。

背景技术：

随着科技的发展，全球导航卫星系统(globalnavigationsatellitesystem，gnss)越来越成为生产和生活不可或缺的一部分。全球导航卫星系统受限于复杂的无线电环境，且易受到遮挡、干扰和欺骗，因此存在可用性差的缺陷。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种载体姿态测量方法及装置，以缓解了现有技术中存在的全球导航系统受限于复杂的无线电环境，且易受到遮挡、干扰和欺骗，因此存在可用性差的技术问题。

本发明提供的一种载体姿态测量方法，其中，包括：利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于所述天基机会信号计算基线的相位差；基于所述天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符；基于所述目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置；其中，所述目标卫星的发射位置为目标卫星在发射天基机会信号时刻的位置；基于所述基线的相位差和所述目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息。

进一步的，所述基线包括：第一天线和第二天线，所述第一天线和所述第二天线分别位于所述基线的两端；利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于所述天基机会信号计算基线的相位差，包括：将所述第一天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第一天基机会信号，并从所述第一天基机会信号中提取第一导频信号；将所述第二天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第二天基机会信号，并从所述第二天基机会信号中提取第二导频信号；基于所述第一导频信号和所述第二导频信号，计算基线的相位差。

进一步的，基于所述天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符，包括：对所述天基机会信号进行解调，得到原始数据比特和载波多普勒偏移；基于所述原始数据比特和预设判断条件，判断所述天基机会信号中是否含有目标卫星的唯一识别符；若是，则从所述天基机会信号中提取所述目标卫星的唯一识别符；若否，则基于所述载波多普勒偏移确定所述目标卫星的唯一识别符。

进一步的，基于所述目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置，包括：根据所述目标卫星的唯一标识符，确定目标卫星的星历；根据所述目标卫星的星历，计算所述目标卫星的发射位置。

进一步的，所述目标卫星的个数与所述基线的相位差的个数一致；若所述目标卫星的个数为至少三个；基于所述基线的相位差和所述目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息，包括：获取载体的当前位置；基于所述载体的当前位置和至少三个所述目标卫星的发射位置，计算载体到每个目标卫星的方向矢量；基于所述载体到每个目标卫星的方向矢量，至少三个所述基线的相位差和预设公式，求解出多个候选的相对位置，其中，所述相对位置为所述第二天线相对于所述第一天线的坐标位置；基于所述多个候选的相对位置，确定多个候选的载体姿态信息；从所述多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息。

进一步的，从所述多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息，包括：利用目标去除方式从所述多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息；其中，所述目标去除方式包括：短基线去除方式和辅助姿态测量方式。

本发明提供的一种载体姿态测量装置，其中，包括：接收计算单元，用于利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于所述天基机会信号计算基线的相位差；识别单元，用于基于所述天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符；第一计算单元，用于基于所述目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置；其中，所述目标卫星的发射位置为目标卫星在发射天基机会信号时刻的位置；第二计算单元，用于基于所述基线的相位差和所述目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息。

进一步的，所述基线包括：第一天线和第二天线，所述第一天线和所述第二天线分别位于所述基线的两端；接收计算单元，包括：第一确定提取模块，用于将所述第一天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第一天基机会信号，并从所述第一天基机会信号中提取第一导频信号；第二确定提取模块，用于将所述第二天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第二天基机会信号，并从所述第二天基机会信号中提取第二导频信号；第一计算模块，用于基于所述第一导频信号和所述第二导频信号，计算基线的相位差。

本发明还提供一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，其中，所述处理器执行所述计算机程序时实现的所述的载体姿态测量方法的步骤。

本发明还提供一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，其中，所述程序代码使所述处理器执行所述的载体姿态测量方法。

本发明提供的一种载体姿态测量方法及装置，包括：先利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于天基机会信号计算基线的相位差；然后基于天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符；再基于目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置；其中，目标卫星的发射位置为目标卫星在发射天基机会信号时刻的位置；最后基于基线的相位差和目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息。本发明提供的载体姿态测量方法及装置，在gnss信号不可用时，可以利用非导航信号的天基机会信号测量载体姿态信息，由于天基机会信号不受无线电环境的影响，因此可以保证安全可靠的载体姿态测量。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种载体姿态测量方法的流程图；

图2为两个基线的结构示意图；

图3为图1中步骤s101的流程图；

图4为图1中步骤s102的流程图；

图5为图1中步骤s104的流程图；

图6为实际接收的一个天基机会信号的概率分布图；

图7为载体姿态信息测量结果的示意图；

图8为本发明实施例提供的一种载体姿态测量装置的结构示意图。

图标：

11-接收计算单元；12-识别单元；13-第一计算单元；14-第二计算单元。

具体实施方式

下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。

随着科技的发展，全球导航卫星系统越来越成为生产和生活不可或缺的一部分。全球导航卫星系统受限于复杂的无线电环境，且易受到遮挡、干扰和欺骗，这些都会导致全球导航卫星系统的不可用。在很多场景下，保持安全可靠的导航定位非常重要，那么就需要利用其他的手段来确保导航行为的准确性、可用性和完好性。

机会信号导航定位是指利用所有可以利用的非导航无线电信号进行导航，机会信号导航定位可以作为现有导航系统的备份和增强，能够大大提高导航系统的性能。天基机会无线电信号(以下简称天基机会信号)是机会信号中的一大类。天基机会信号是指辐射源位于太空的非导航无线电信号，最常见的信号是低轨卫星通信信号。利用天基机会信号进行导航定位具有重要意义，其中，天基机会信号的定位方法主要包括多普勒定位、差分多普勒定位等。同理，天基机会无线电信号也可以用于载体姿态测量。姿态测量用于确定载体的航向角、俯仰角和横滚角，姿态信息与位置信息一样重要。目前为止，现有技术尚未公开基于天基机会信号进行载体姿态测量方法。基于此，本发明提供了一种载体姿态测量方法及装置，在gnss信号不可用时，可以利用非导航信号的天基机会信号测量载体姿态信息，由于天基机会信号不受无线电环境的影响，因此可以保证安全可靠的载体姿态测量。

为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的一种载体姿态测量方法进行详细描述。

实施例1：

根据本发明实施例，提供了一种载体姿态测量方法的实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

图1为本发明实施例提供的一种载体姿态测量方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤s101，利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于天基机会信号计算基线的相位差。

在本发明实施例中，天基机会信号可以指：目标卫星发射的非导航无线电信号，主要是通信卫星发射的信号，例如：铱星系列移动通信卫星，鸿雁系列移动通信卫星，灵巧通信试验卫星，starlink通信卫星等。基于天基机会信号进行载体姿态测量与基于gnss信号进行姿态测量的方式不同，基于天基机会信号的载体姿态测量需要解决以下问题：(1)信号不连续，难以通过连续的载波相位观测解决整周模糊度问题；(2)只能从所接收信号的特定部分获得姿态测量观测量，而不是全部信号；(3)可同时利用的过顶卫星通常只有几颗，而在gnss中则有很多；(4)不是每一个信号中都含有卫星唯一标识符，因此，可能不能从所接收信号中直接判断当前信号来自哪一个颗卫星；(5)不能从卫星信号中获得卫星的轨道信息，需要从网络上获得卫星的轨道信息。

在执行步骤s101之前，可以在载体上安装至少两个天线(或称为接收天线)，其中，每两个天线可以构成一个测量基线，简称为基线。当载体上设置一个基线时，将两个天线分别安装在基线的两端，并且在安装好两个天线之后，本发明实施例可以接收一段时间内的天基机会信号。当载体上有多个基线时，每个基线均接收天基机会信号，因此多个基线时对应多个相位差。一般情况下，各个基线的方向不重合。由于基线包含两个天线，因此，基线的相位差可以理解为：基线两端天线接收的目标天基机会信号的相位差。

如图2所示，给出了两个基线的结构示意图。具体的，载体上共有3个天线a，b，c。其中，天线a和天线b构成基线1，记为(a，b)，天线a和天线c构成基线2，记为(a，c)。图2给出的两个基线可以支持三轴载体姿态测量，在基线1的基础上还存在一个基线2。基线2的最佳实践是与基线1垂直。定义基线1的长度为b1，基线2的长度为b2。在载体坐标系中，基线1所在的坐标轴为y轴，与载体运动方向平行，记a端(即天线a)为原点；与基线1垂直的基线2位于载体坐标系x轴，坐标轴z方向向上，而x轴方向按照右手定则确定。在本实施例中，若只测量载体姿态信息中的航向角和俯仰角，则只需要一个基线1即可；若还测量横滚角，则需要基线2。当然，也可以设计多个基线，以改善载体姿态测量的精度。其中，航向角可以指真航向角，即载体运动方向和正北方向的夹角。俯仰角可以指载体运动方向和惯性坐标系中xoy平面的夹角。

步骤s102，基于天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符。

在本发明实施例中，一个目标卫星对应一个唯一标识符，唯一标识符便于提高确定目标卫星的准确性。

步骤s103，基于目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置。

在本发明实施例中，在确定目标卫星的唯一标识符之后，可以确定目标卫星的星历，进而确定该目标卫星的发射位置。目标卫星的发射位置为目标卫星在发射天基机会信号时刻的位置。

步骤s104，基于基线的相位差和目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息。

本发明实施例提供的一种载体姿态测量方法，包括：先利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于天基机会信号计算基线的相位差；然后基于天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符；再基于目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置；其中，目标卫星的发射位置为目标卫星在发射天基机会信号时刻的位置；最后基于基线的相位差和目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息。本发明实施例提供的载体姿态测量方法，在gnss信号不可用时，可以利用非导航信号的天基机会信号测量载体姿态信息，由于天基机会信号不受无线电环境的影响，因此可以保证安全可靠的载体姿态测量。

在一个可选的实施例中，基线包括：第一天线和第二天线，第一天线和第二天线分别位于基线的两端。如图3所示，步骤s101，利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于天基机会信号计算基线的相位差，包括如下步骤：

步骤s201，将第一天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第一天基机会信号，并从第一天基机会信号中提取第一导频信号；

步骤s202，将第二天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第二天基机会信号，并从第二天基机会信号中提取第二导频信号；

步骤s203，基于第一导频信号和第二导频信号，计算基线的相位差。

在本发明实施例中，天基机会信号包含数据信息和导频信号，其中导频信号以测量为目的，通常为单一频率。本发明实施例还可以将上述步骤s101划分为如下步骤：

步骤1，在同一时刻提取第一天线和第二天线分别接收到的目标卫星的天基机会信号中的导频信号，得到第一导频信号和第二导频信号，分别记为和

步骤2，将两个导频信号共轭相乘后得到

步骤3，将共轭相乘结果作为已知量代入公式φⁱ＝arctan[imag(s)/real(s)]/(2π)+nⁱ，得到相位差φⁱ，其中，nⁱ为基线长度超过目标卫星信号波长λi时的整周模糊度，arctan表示反正切函数，imag表示虚部，real表示实部；

步骤4，设基线1和基线2在本地坐标系(即载体坐标系)的原点端为a端，另外一端分别为b端和c端。为区分基线1和基线2对应的相位差，进一步的，记基线1的相位差为φbⁱ，基线2的相位差为φcⁱ；记基线1的整周模糊度nⁱ为nbⁱ，基线2的相位差整周模糊度nⁱ为ncⁱ。

在一个可选的实施例中，如图4所示，步骤s102，基于天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符，包括如下步骤：

步骤s301，对天基机会信号进行解调，得到原始数据比特和载波多普勒偏移；

在本发明实施例中，解调的含义是从携带原始数据比特和载波多普勒偏移的天基机会信号中恢复原始数据比特和载波多普勒偏移的过程。

步骤s302，基于原始数据比特和预设判断条件，判断天基机会信号中是否含有目标卫星的唯一识别符；

在本发明实施例中，预设判断条件可以指数据域类型先验知识，该数据域类型先验知识是预先设置好的，包括但不限于：信号中心频点，信息速率，信号带宽，信号调制格式等。

步骤s303，若是，则从天基机会信号中提取目标卫星的唯一识别符；

步骤s304，若否，则基于载波多普勒偏移确定目标卫星的唯一识别符。

在本发明实施例中，若天基机会信号中不含有目标卫星的唯一识别符，则将所接收的天基机会信号与多个已经成功判断出唯一识别符的已知卫星的历史天基机会信号根据载波多普勒偏移的变化情况进行匹配，将匹配成功的卫星(该卫星发出的历史天基机会信号与目标卫星所发射的天基机会信号属于同一类信号)确定为同一卫星，并将该卫星的唯一识别符确定为目标卫星的唯一识别符。

在一个可选的实施例中，步骤s103，基于目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置，包括：根据目标卫星的唯一标识符，确定目标卫星的星历；根据目标卫星的星历，计算目标卫星的发射位置。

在本发明实施例中，可以根据目标卫星的唯一识别符从载体的内存或者网络上查找目标卫星的星历。也就是说，上述星历，可以是自主观测得到的星历，也可以是从互联网上第三方服务中获得的星历，例如：从noard提供的两行根数中获得星历。

在一个可选的实施例中，目标卫星的个数与基线的相位差的个数一致；若目标卫星的个数为至少三个；如图5所示，步骤s104，基于基线的相位差和目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息，包括如下步骤：

步骤s401，获取载体的当前位置；

步骤s402，基于载体的当前位置和至少三个目标卫星的发射位置，计算载体到每个目标卫星的方向矢量；

步骤s403，基于载体到每个目标卫星的方向矢量，至少三个基线的相位差和预设公式，求解出多个候选的相对位置；

在本发明实施例中，相对位置为第二天线相对于第一天线的坐标位置。

步骤s404，基于多个候选的相对位置，确定多个候选的载体姿态信息；

步骤s405，从多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息。

在本发明实施例中，1)目标卫星i的发射位置可以指目标卫星i在地心地固坐标系的位置psⁱ，载体的当前位置可以指载体在地心地固坐标系的位置pu，载体到目标卫星i的方向矢量eⁱ可以通过公式进行计算；2)利用方程λiφbⁱ＝pb，ecef·eⁱ，可以计算出在地心地固坐标系中，b端的坐标相对于a端的坐标pb，ecef。在上述方程中，λi表示目标卫星i的信号波长，当给定nbⁱ时，pb，ecef是唯一的未知数。3)获取不低于3个目标卫星的观测量(即基线1的相位差)φbⁱ，基于方程λiφbⁱ＝pb，ecef·eⁱ，代入多个给定的nbⁱ，可以求解出多个候选的pb，ecef。4)同理，可以计算出c端相对于a端的坐标pc，ecef，具体的，获取不低于3个目标卫星的观测量φcⁱ，基于方程λiφcⁱ＝pc，ecef·eⁱ，代入多个给定的ncⁱ，可以求解出多个候选的pc，ecef。5)根据多个候选的pb，ecef和多个候选的pc，ecef，可以计算出多个候选的载体姿态信息；6)去除候选的载体姿态信息中虚假的载体姿态信息，获得最终的载体姿态信息。

由于每个天线均固定在载体上，并且随载体一起运动，在求解出最终的pb，ecef和最终的pc，ecef之后，其坐标分量之间的比值即体现了航向角、俯仰角以及横滚角。该计算过程为常规的计算过程，因此本发明实施例在此不做赘述。

在一个可选的实施例中，步骤s104可能存在不足3个目标卫星的情况，在该情况下，不能同时获得载体的俯仰角、横滚角和航向角。在只有一颗目标卫星的情况下计算航向角，只需要保留基线1。假设在东北天坐标系中b点的位置为pb＝[xb,enu,yb,enu,zb,enu]，则航向角y＝-arctan(xb,enu/yb,enu)。因此，求解航向角的核心问题是求解enu坐标系中的b点坐标，由于ecef坐标系与enu坐标系之间存在着如下固定转换关系：

其中，l0为经度，b0为纬度。因此该求解问题可以进一步转换为求解ecef坐标系下的b点坐标相对于a点的坐标pb，ecef，该坐标满足以下方程组：

因此，求解上述方程组，可以获得pb，ecef，进而得到航向角y。步骤3a)仍然存在整周模糊度问题，仍可用前述方法克服。

进一步的，步骤s405，从多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息，包括：利用目标去除方式从多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息；其中，目标去除方式包括：短基线去除方式和辅助姿态测量方式。

在本发明实施例中，第一种去除方式，短基线去除方式为：使基线的长度小于目标信号的1个波长，并比较两个天线到达的信号实际相位的先后，确保观测结果φⁱ不存在整周模糊。第二种去除方式，辅助姿态测量方式为：目前基于地磁测量的指北仪，精度可以在大多数情况下精度可以优于3°，而基于低成本加速度计的测量俯仰角和横滚角的精度也可以达到2°，只是这些测量手段受限于应用环境，比如指北仪需要环境磁场比较干净，而实际环境中总是存在各种磁干扰，加速度计智能在载体自身加速度为0的时候才能取得上述精度，而载体通常处于有加速的运动状态。利用廉价的辅助姿态测量手段可以获得粗姿态，而基于天基机会信号测量结果的所有候选姿态，只有与粗姿态一致性最高的，才是真实的，其他的候选项可以排除掉。在实际系统中，nⁱ的绝对值通常小于5。

图6为实际接收的一个天基机会信号的概率分布图。通过图6可以看到，其典型信噪比(snr)在23db左右。图7给出了根据所接收天基机会信号仿真后得到的载体姿态信息测量结果，通过图7可以看到，实际精度达到了方均根误差小于0.1度，优于gnss姿态测量的精度。

本发明提供的一种载体姿态测量方法及装置，可以在gnss信号不可用的情况下，提供基于非导航信号的姿态测量，其精度不低于基于gnss的方法，可以提高载体的导航自主性和弹性。

实施例2：

本发明实施例还提供了一种载体姿态测量装置，该载体姿态测量装置主要用于执行本发明实施例上述内容所提供的载体姿态测量方法，以下对本发明实施例提供的载体姿态测量装置做具体介绍。

图8是根据本发明实施例的一种载体姿态测量装置的示意图。如图8所示，该载体姿态测量装置主要包括接收计算单元11，识别单元12和第一计算单元13和第二计算单元14，其中：

接收计算单元11，用于利用载体上的基线接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于天基机会信号计算基线的相位差；

识别单元12，用于基于天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符；

第一计算单元13，用于基于目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置；其中，目标卫星的发射位置为目标卫星在发射天基机会信号时刻的位置；

第二计算单元14，用于基于基线的相位差和目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息。

本发明实施例提供的一种载体姿态测量装置，先利用接收计算单元11接收目标卫星发射的天基机会信号，并基于天基机会信号计算基线的相位差；然后利用识别单元12基于天基机会信号，识别目标卫星的唯一标识符；再利用第一计算单元13基于目标卫星的唯一标识符，计算目标卫星的发射位置；其中，目标卫星的发射位置为目标卫星在发射天基机会信号时刻的位置；最后利用第二计算单元14基于基线的相位差和目标卫星的发射位置，计算载体姿态信息。本发明实施例提供的载体姿态测量装置，在gnss信号不可用时，可以利用非导航信号的天基机会信号测量载体姿态信息，由于天基机会信号不受无线电环境的影响，因此可以保证安全可靠的载体姿态测量。

可选地，基线包括：第一天线和第二天线，第一天线和第二天线分别位于基线的两端；接收计算单元11，包括第一确定提取模块，第二确定提取模块和第一计算模块，其中：

第一确定提取模块，用于将第一天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第一天基机会信号，并从第一天基机会信号中提取第一导频信号；

第二确定提取模块，用于将第二天线接收到的目标卫星发射的天基机会信号确定为第二天基机会信号，并从第二天基机会信号中提取第二导频信号；

第一计算模块，用于基于第一导频信号和第二导频信号，计算基线的相位差。

可选地，识别单元12包括解调模块，判断模块，提取模块和第一确定模块，其中：

解调模块，用于对天基机会信号进行解调，得到原始数据比特和载波多普勒偏移；

判断模块，用于基于原始数据比特和预设判断条件，判断天基机会信号中是否含有目标卫星的唯一识别符；

提取模块，用于若是，则从天基机会信号中提取目标卫星的唯一识别符；

第一确定模块，用于若否，则基于载波多普勒偏移确定目标卫星的唯一识别符。

可选地，第一计算单元13包括第二确定模块和第二计算模块，其中：

第二确定模块，用于根据目标卫星的唯一标识符，确定目标卫星的星历；

第二计算模块，用于根据目标卫星的星历，计算目标卫星的发射位置。

可选地，目标卫星的个数与基线的相位差的个数一致；若目标卫星的个数为至少三个；第二计算单元14，包括获取模块，计算模块，求解模块，第三确定模块和去除模块，其中：

获取模块，用于获取载体的当前位置；

计算模块，用于基于载体的当前位置和至少三个目标卫星的发射位置，计算载体到每个目标卫星的方向矢量；

求解模块，用于基于载体到每个目标卫星的方向矢量，至少三个基线的相位差和预设公式，求解出多个候选的相对位置，其中，相对位置为第二天线相对于第一天线的坐标位置；

第三确定模块，用于基于多个候选的相对位置，确定多个候选的载体姿态信息；

去除模块，用于从多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息。

可选地，去除模块包括：去除子模块；其中，去除子模块，用于利用目标去除方式从多个候选的载体姿态信息中去除虚假的载体姿态信息，得到最终的载体姿态信息；其中，目标去除方式包括：短基线去除方式和辅助姿态测量方式。

本发明实施例所提供的装置，其实现原理及产生的技术效果和前述方法实施例相同，为简要描述，装置实施例部分未提及之处，可参考前述方法实施例中相应内容。

在一个可选的实施例中，本实施例还提供一种电子设备，包括存储器、处理器，存储器中存储有可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述方法实施例方法的步骤。

在一个可选的实施例中，本实施例还提供了一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，其中，所述程序代码使所述处理器执行上述方法实施例方法。

另外，在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本实施例所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的方法和装置，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、只读存储器(rom，read-onlymemory)、随机存取存储器(ram，randomaccessmemory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，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：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。