基于GNSS四天线的机体航姿坐标系建立方法及装置与流程

本申请涉及机体航姿测量技术领域，尤其涉及一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立方法及装置。

背景技术：

随着全球卫星导航定位(globalnavigationsatellitesystem,gnss)技术的飞速发展及北斗全球卫星导航系统(beidounavigationsatellitesystem,bds)的布局完善及系统定位精度的不断提高，军事和民用行业对位置服务的需求愈发强烈，gnss在航天航空、航海和路面导航等场合的应用越来越多元化，利用gnss进行运动载体航姿测量是卫星导航技术的重要应用方向之一。而对运动载体航姿测量主要是确定载体的姿态，其中，载体的姿态包括载体自身与北向和当地水平面的角度偏移，通常用三维姿态角来表示，即航向角、俯仰角和横滚角，其反映的是运动载体相对于当地水平坐标系的角位置，是运动载体重要的状态信息。因此，运动载体姿态信息的精确测量对高精度导航定位有着重要影响。

目前，常见的对运动载体的姿态信息进行测量的方法是利用gnss测量运动载体的航向、姿态，而利用gnss测量运动载体姿态信息的基础是构建机体等效坐标系。传统的gnss双天线姿态测量方案只能提供基于该天线基线方向上的航向角和俯仰角，无法提供载体的横滚角，因此无法建立机体等效坐标系。而当安装的gnss天线数量过多时，由于需要处理的数据量的增大，因此增加姿态解算时间的同时也影响了姿态测量的实时性，且受运载体结构及体积的限制，难以在工程化应用中实现。因此，现有技术中在利用gnss进行机体航姿测量时，不能准确构建机体的等效坐标系。

技术实现要素：

本申请解决的技术问题是：针对现有技术中不能准确构建机体的等效坐标系。本申请提供了一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立方法及装置，本申请实施例所提供的方案中，通过在机体主体上安装四个gnss天线，根据四个gnss天线即可构建机体航姿坐标系，避免现有技术中不能准确构建机体航姿坐标系的问题。

第一方面，本申请实施例提供一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立方法，该方法包括：

确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，其中，所述gnss天线阵列包括四个gnss天线；

根据所述安装信息将所述四个gnss天线安装于所述机体主体上，并在安装后根据所述四个gnss天线构建机体航姿坐标系。

本申请实施例所提供的方案中，确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，其中，所述gnss天线阵列包括四个gnss天线；根据所述安装信息将所述四个gnss天线安装于所述机体主体上，并在安装后根据所述四个gnss天线构建机体航姿坐标系。因此，本申请实施例所提供的方案中，通过在机体主体上安装四个gnss天线，根据四个gnss天线即可构建机体航姿坐标系，避免现有技术中不能准确构建机体航姿坐标系的问题。

可选地，确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，包括：

根据预设的安装策略确定所述四个gnss天线安装于所述机体主体上的安装位置信息；

根据预设的测量误差以及预设的航姿角度误差约束条件，确定所述四个gnss天线中相对设置的两个gnss天线之间的基线长度。

可选地，所述安装信息包括：所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

可选地，所述四个gnss天线包括天线m1、天线s1、天线m2以及天线s2；

所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

可选地，若航姿角度误差包括航向角误差、俯仰角误差以及横滚角误差，则所述预设的航姿角度误差约束条件包括：所述航向角误差以及所述俯仰角误差均小于0.132°，所述横滚角误差小于0.312°。

可选地，根据预设的测量误差以及预设的航姿角度误差约束条件，确定所述四个gnss天线中相对设置的两个gnss天线之间的基线长度，包括：

所述测量误差、航姿角度误差以及所述基线长度存在如下关系：

φ＝arcsin(dx/l)

其中，φ表示航姿角度误差；l表示所述gnss天线阵列中基线长度；dx表示测量误差。

可选地，所述基线长度包括：所述天线m1与所述天线s1之间基线长度为8.105m，所述天线m2与所述天线s2之间基线长度为3.332m。

第二方面，本申请实施例提供了一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立装置，该装置包括：

确定单元，用于确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，其中，所述gnss天线阵列包括四个gnss天线；

构建单元，用于根据所述安装信息将所述四个gnss天线安装于所述机体主体上，并在安装后根据所述四个gnss天线构建机体航姿坐标系。

可选地，所述确定单元，具体用于：

根据预设的安装策略确定所述四个gnss天线安装于所述机体主体上的安装位置信息；

根据预设的测量误差以及预设的航姿角度误差约束条件，确定所述四个gnss天线中相对设置的两个gnss天线之间的基线长度。

可选地，所述安装信息包括：所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

可选地，所述四个gnss天线包括天线m1、天线s1、天线m2以及天线s2；

所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

可选地，若航姿角度误差包括航向角误差、俯仰角误差以及横滚角误差，则所述预设的航姿角度误差约束条件包括：所述航向角误差以及所述俯仰角误差均小于0.132°，所述横滚角误差小于0.312°。

可选地，所述确定单元，具体用于：

所述测量误差、航姿角度误差以及所述基线长度存在如下关系：

φ＝arcsin(dx/l)

其中，φ表示航姿角度误差；l表示所述gnss天线阵列中基线长度；dx表示测量误差。

可选地，所述基线长度包括：所述天线m1与所述天线s1之间基线长度为8.105m，所述天线m2与所述天线s2之间基线长度为3.332m。

附图说明

图1为本申请实施例所提供的一种机体姿态角示意图；

图2为本申请实施例所提供的一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立方法的流程示意图；

图3为本申请实施例所提供的一种航向-东场景下航姿测量误差分布图；

图4为本申请实施例所提供的一种航向-南场景下航姿测量误差分布图；

图5为本申请实施例所提供的一种航向-西场景下航姿测量误差分布图；

图6为本申请实施例所提供的一种航向-北场景下航姿测量误差分布图；

图7为本申请实施例所提供的一种飞行测试验证航姿测量误差分布图；

图8为本申请实施例所提供的一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立装置的结构示意图。

具体实施方式

本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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它实施例，都属于本申请保护的范围。

为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。

下面对本申请实施例中出现的名词进行解释。

机体航姿，是指机体坐标系与本地地理坐标系各轴的角度关系，该角度关系包括偏航角、俯仰角以及横滚角。

参见图1，坐标系oxyz表示地理坐标系，机体相对于x轴旋转的角度定义为俯仰角，绕x轴正方向逆时针旋转为正，顺时针旋转为负；机体相对于y轴旋转的角度定义为滚动角，绕y轴正方向逆时针旋转为正，顺时针旋转为负；机体相对于z轴旋转的角度定义为偏航角，绕z轴正方向顺时针旋转为正，逆时针旋转为负。

以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立方法做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图2所示)：

步骤201，确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，其中，所述gnss天线阵列包括四个gnss天线。

在本申请实施例所提供的方案中，为了构建机体航姿坐标系，需要在机体上安装gnss天线阵列，因此，在安装gnss天线阵列之前需要确定gnss天线阵列在机体主体上的安装信息。具体的，确定gnss天线阵列在机体主体上的安装信息的方式有多种，下面以一种较佳的方式为例进行说明。

在一种可能实现方案中，确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，包括：根据预设的安装策略确定所述四个gnss天线安装于所述机体主体上的安装位置信息；根据预设的测量误差以及预设的航姿角度误差约束条件，确定所述四个gnss天线中相对设置的两个gnss天线之间的基线长度。

在本申请实施例所提供的方案中，gnss天线阵列的构型稳定度、基线长度和等效坐标系偏差对于机体航姿测量的精度有着重要的影响。因此，在构建机体航姿坐标系，以及根据机体航姿坐标系对机体航姿测量之前，需要对gnss天线阵列进行设计。在本申请实施例所提供的方案中，对gnss天线阵列设计的内容主要包括每个gnss天线的安装位置，以及相对设置的任意两个gnss天线之间的基线长度等。

为了便于理解下面分别从每个gnss天线的安装位置以及相对设置的任意两个gnss天线之间的基线长度两个方面对对gnss天线阵列设计过程进行说明。

一、每个gnss天线的安装位置设计

在一种可能实现的方式中，所述安装信息包括：所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

在一种可能实现的方式中，所述四个gnss天线包括天线m1、天线s1、天线m2以及天线s2；

所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

二、相对设置的任意两个gnss天线之间的基线长度设计

在本申请实施例所提供的方案中，在相对设置的任意两个gnss天线之间的基线长度设计过程中，基线长度与利用gnss天线阵列测量机体航姿角时，测量误差以及测量的航姿角度误差有关。

在一种可能实现方式中，根据预设的测量误差以及预设的航姿角度误差约束条件，确定所述四个gnss天线中相对设置的两个gnss天线之间的基线长度，包括：

所述测量误差、航姿角度误差以及所述基线长度存在如下关系：

φ＝arcsin(dx/l)

其中，φ表示航姿角度误差；l表示所述gnss天线阵列中基线长度；dx表示测量误差。

具体的，根据上述测量误差、航姿角度误差以及基线长度之间的关系可知，航姿角度误差与测量误差成正比，与基线长度成反比关系，即在测量误差一定的情况下，基线越长航姿角度误差越小。因此，在基线长度设计过程中考虑低航姿角度误差的方案。

进一步，在一种可能实现的方案中，若航姿角度误差包括航向角误差、俯仰角误差以及横滚角误差，则所述预设的航姿角度误差约束条件包括：所述航向角误差以及所述俯仰角误差均小于0.132°，所述横滚角误差小于0.312°。

进一步，在一种可能的方案中，所述基线长度包括：所述天线m1与所述天线s1之间基线长度为8.105m，所述天线m2与所述天线s2之间基线长度为3.332m。

例如，参见图2，本申请实施例提供的一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系的示意图。在图2中oxyz表示机体坐标系，定义4个gnss天线分别为m1、s1、m2、s2，将四个gnss天线依次安装于机尾顶部、机头顶部、左测机翼顶部和右侧机翼顶部，定义m1至s1构建的基线长度为a，m2至s2构建的基线长度为b。在图2所示的机体中，所述天线m1设置于机背中轴26-27号框的位置，所述天线s1设置于机背中轴5-6号框的位置，所述天线m2设置于左中央翼，后缘9-10号隔板与0-1号肋之间；所述天线s2设置于右中央翼，后缘9-10号隔板与0-1号肋之间，a＝8.105m，b＝3.332m。

进一步，在确定出gnss天线阵列中基线a以及基线b的长度之后，分别确定不同长度下gnss天线阵列的测量的航姿角度误差。下面分别对基线a以及基线b两种情况进行说明。

情况1、若选取的gnss测量误差为典型测量值0.015m，基线长度a＝8.105m时，

航向角和俯仰角测量误差为：φ1＝0.11°

情况2、若选取的gnss测量误差为典型测量值0.015m，基线长度b＝3.332m时，

横滚角测量误差为：φ2＝0.26°

进一步，根据以上方法对gnss天线阵列的设计之后，需要计算机体天线阵列安装带来的最大航姿角度误差，具体计算过程如下：

假设，基线a与机体y轴的夹角α，基线b与机体x轴的夹角β，即天线阵列安装引起的航向角和俯仰角误差为：在基线长度a＝8.105m，基线与轴向误差≤3mm时，α误差：≤0.022°；横滚角测量误差为：在基线长度a＝8.105m，基线与轴向误差≤3mm时，β误差：≤0.052°。

步骤202，根据所述安装信息将所述四个gnss天线安装于所述机体主体上，并在安装后根据所述四个gnss天线构建机体航姿坐标系。

具体的，在本申请实施例所提供的方案中，在构建机体航姿坐标系之后，可以根据该机体航姿坐标系对机体进行航姿测量。为了确定对航姿测量的准确性，需要对机体进行测试验证，具体的，测试验证包括地面静态测试和飞行测试两种测试场景。下面分别对每种测试场景下的测试结果进行说明。

(一)、地面测试

具体的，地面测试包括航向-东、航向-南、航向-西、航向-北四个参考方向，分四组进行测试评估，结果如下：

1)、航向-东

参见图3，表示本申请实施例所提供的一种航向-东场景下航姿测量误差分布图，对分布图数据进行均方根误差计算，即得到测量精度统计值，参见表1，表示航向-东场景下航姿测量精度统计表

表1

2)、航向-南

参见图4，表示本申请实施例所提供的一种航向-南场景下航姿测量误差分布图，对分布图数据进行均方根误差计算，即得到测量精度统计值，参见表2，表示航向-南场景下航姿测量精度统计表

表2

3)、航向-西

参见图5，表示本申请实施例所提供的一种航向-西场景下航姿测量误差分布图，对分布图数据进行均方根误差计算，即得到测量精度统计值，参见表3，表示航向-西场景下航姿测量精度统计表

表3

4)、航向-北

参见图6，表示本申请实施例所提供的一种航向-北场景下航姿测量误差分布图，对分布图数据进行均方根误差计算，即得到测量精度统计值，参见表4，表示航向-北场景下航姿测量精度统计表

表4

(二)、飞行测试

参见图7，表示本申请实施例所提供的一种飞行测试验证航姿测量误差分布图，对分布图数据进行均方根误差计算，即得到测量精度统计值，参见表5，表示飞行测试验证航姿测量精度统计表

表5

本申请实施例所提供的方案中，确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，其中，所述gnss天线阵列包括四个gnss天线；根据所述安装信息将所述四个gnss天线安装于所述机体主体上，并在安装后根据所述四个gnss天线构建机体航姿坐标系。因此，本申请实施例所提供的方案中，通过在机体主体上安装四个gnss天线，根据四个gnss天线即可构建机体航姿坐标系，避免现有技术中不能准确构建机体航姿坐标系的问题。

基于与上述图2所示的方法相同的发明构思，本申请实施例提供了一种基于gnss四天线的机体航姿坐标系建立装置，参见图8，该装置包括：

确定单元801，用于确定gnss天线阵列中每个gnss天线在机体主体上的安装信息，其中，所述gnss天线阵列包括四个gnss天线；

构建单元802，用于根据所述安装信息将所述四个gnss天线安装于所述机体主体上，并在安装后根据所述四个gnss天线构建机体航姿坐标系。

可选地，所述确定单元801，具体用于：

根据预设的安装策略确定所述四个gnss天线安装于所述机体主体上的安装位置信息；

根据预设的测量误差以及预设的航姿角度误差约束条件，确定所述四个gnss天线中相对设置的两个gnss天线之间的基线长度。

可选地，所述安装信息包括：所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

可选地，所述四个gnss天线包括天线m1、天线s1、天线m2以及天线s2；

所述四个gnss天线分别设置于所述机尾、所述机头、所述左侧机翼以及所述右侧机翼的顶部主梁上。

可选地，若航姿角度误差包括航向角误差、俯仰角误差以及横滚角误差，则所述预设的航姿角度误差约束条件包括：所述航向角误差以及所述俯仰角误差均小于0.132°，所述横滚角误差小于0.312°。

可选地，所述确定单元801，具体用于：

所述测量误差、航姿角度误差以及所述基线长度存在如下关系：

φ＝arcsin(dx/l)

其中，φ表示航姿角度误差；l表示所述gnss天线阵列中基线长度；dx表示测量误差。

可选地，所述基线长度包括：所述天线m1与所述天线s1之间基线长度为8.105m，所述天线m2与所述天线s2之间基线长度为3.332m。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。