CN101532841B - 基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明公布了一种基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法，属于导航与制导领域，用于对飞行器惯性导航系统进行误差修正。该方法具体为：飞行器沿航路捕获地标，每当捕获到一个地标，则启动飞行器定位。飞行器按照如下方式定位：采集飞行器在时刻t-Δt，t，t+Δt的位置相关测量数据，0秒＜Δt＜1秒，计算飞行器在地标坐标系中的坐标，再依据地标的大地坐标计算飞行器的大地坐标，最后使用飞行器的大地坐标对惯性导航系统进行定位误差修正。本发明中地标类型可为平面型或立体型，能在前视或下视成像条件下对地标进行捕获，通过采用三个相邻采样点测量数据计算飞行器的位置，有效提高了定位精度，可靠性好，适用于航迹规划中具有显著地标的飞行器导航定位。

Description

基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法

技术领域

本发明涉及导航与制导领域，具体涉及一种飞行器导航定位方法，飞行器导引系统在捕获跟踪地标的同时，按一定时间间隔采样飞行器的测量数据，依据采集的测量数据自动解算出飞行器在地标坐标系中的坐标，再根据地标大地坐标，计算出飞行器在大地坐标系中坐标，该方法用于对飞行器惯性导航系统进行误差修正，实现飞行器的精确导航。

背景技术

不断提高飞行器的导航精度一直是航空航天技术领域的重要研究课题，惯性导航系统的积累误差随着时间而逐渐增大，所以单独依靠惯性导航系统不能满足高精度导航的要求，可利用飞行器光电平台上图像成像系统获取外界基准信息，对飞行器惯性导航系统进行误差修正，实现对飞行器的精确导航。

美国发展的无人飞行器使用“惯导+景象匹配”组合导航系统，其景象匹配是采用下视可见光匹配(传感器垂直于飞行器正下方)或下视红外景象匹配，没有考虑前视条件下的场景地标匹配识别，其应用受到限制。

陈大志，张广军在“基于地标图像信息的惯导系统误差校正方法”，北京航空航天大学学报，Vol。29 No。1 January 2003中提出了一种基于地标图像信息的惯性导航系统误差校正方法，当飞机飞越某一地标时，该方法利用光电平台上的摄像机进行摄像，其图像经变换后形成标准图像，再与相对应的地标模板图像进行匹配处理，从而检测到地标在标准图像中的位置坐标(x₀，y₀)；同时，使用光电平台上的激光测距仪可以测出地标与光电平台之间的距离d。由x₀，y₀，d及相关的飞机姿态信息，经过坐标变换可以得出飞机的空间位置坐标(λ，ψ，h)，与惯性导航系统所测出的坐标(λ₀，ψ₀，h₀)进行比较，得出飞机的航迹误差(Δλ，Δψ，Δh)，从而实现对惯性导航系统的误差校正。该方法的问题主要有两方面：需要使用额外的激光测距仪设备，增加了飞行器导航定位的成本，一旦激光测距仪出现故障，则该方法无法实现；另一方面该方法仅适用于平面型地标，应用受到限制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法，该方法无需使用飞行器导航系统以外的测距设备，可靠性高，满足了飞行器导航定位的高精度要求。

基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法，其特征在于，飞行器沿航路捕获地标，每当捕获到一个地标，则启动飞行器定位；

定位方法具体为：采集飞行器在时刻t-Δt，t，t+Δt的位置相关测量数据，0秒＜Δt＜1秒，计算飞行器在地标坐标系中的坐标，再依据地标的大地坐标计算飞行器的大地坐标，最后使用飞行器的大地坐标对惯性导航系统进行定位误差修正；

所述飞行器在地标坐标系中的坐标按照如下方式计算：获取捕获的地标信息，以地标为原点O″构建地标坐标系O″x″y″z″；在时刻t-Δt，t，t+Δt，获取飞行器的俯仰夹角γ₁、γ₂、γ₃，航向夹角φ₁、φ₂、φ₃，飞行器在x″、y″、z″轴方向的飞行速度v_x″、v_y″、v_z″，则t时刻飞行器在地标坐标中的坐标(x_t，y_t，z_t)为： $x_t=L_2^{*}\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2,$ $y_t=L_2^{*}\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2,$ $z_t=L_2^{*}\sin {\mathrm{\γ}}_2,$ 其中 $L_2^{*}=(L_{12}+L_{32})/2,$ $L_{12}=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_1-v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1}{\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1-{\cos \mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_2},$ $L_{32}=\frac{v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δt}+L_3\sin {\mathrm{\γ}}_3}{\sin {\mathrm{\γ}}_2},$

$L_3=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_2-v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_3\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2-\cos {\mathrm{\γ}}_3\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_3}.$

所述地标按照如下方式捕获：当目标为平面型地标，则直接将获取图像与预存的二维基准参考图匹配识别定位；当目标为立体型地标时，依据采集的飞行器测量数据，将预存的地标三维模型进行二维映射生成特性视图，从特性视图提取模型特征，根据模型特征对获取图像进行滤波，分割，再从分割后的图像提取感兴趣区域的特征用于与模型特征匹配，保留与模型特性最接近的感兴趣区域，将其对应到获取图像的相应区域进行线条检测，从而捕获地标。

本发明的技术效果体现在：

本发明捕获地标过程中，当地标为平面型目标时，直接将获取图像与地标基准参考图作匹配识别，当地标为典型立体型目标时，则采用基于地标模型的检测识别方法捕获地标。由此可见，本发明采用的地标不受平面型和立体型的限制，能在前视或下视成像条件下对地标进行捕获，增强了本发明的应用广泛性。

本发明在捕获到地标后对其进行跟踪，并按等时间间隔采样飞行器的测量数据，根据3个相邻采样点的测量数据自动解算出飞行器在地标坐标系中坐标，再由已知的地标大地坐标，确定出飞行器在大地坐标系中坐标，并进行惯性导航误差修正。本发明采用3个相邻采样点测量数据计算飞行器在地标坐标系中坐标，有效提高了定位精度，可靠性好，适用于航迹规划中具有显著地标的飞行器导航定位。

附图说明

图1为本发明流程示意图；

图2为地标示意图，其中2(A)为公路交叉点；2(B)为港口；2(C)为机场跑道；2(D)为油罐；2(E)为城市立交桥；2(F)为标志性建筑物；2(G)为大型桥梁；2(H)为湖心小岛；2(I)为交通枢纽；

图3为地标捕获流程示意图；

图4为地标跟踪示意图，图4(A)为跟踪流程示意图，图4(B)为平面型地标跟踪示意图，图4(C)为立体型地标跟踪示意图；

图5为飞行器坐标系、导引头坐标系、地标坐标系及大地坐标系相互关系示意图；

图6为飞行器在地标坐标系中的位置解算示意图；

图7为飞行高度1000米，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图8飞行高度1500米，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图9飞行高度2000米，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图10飞行高度2500米，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图11飞行高度1500米，起始方位角φ＝6度，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图12飞行高度2500米，起始方位角φ＝6度，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图13起始飞行高度2500米，航迹与水平方向夹角5度俯冲，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图14起始飞行高度2500米，航迹与水平方向10度夹角俯冲，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图15起始飞行高度2500米，航迹与水平方向5度夹角爬升，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图16起始飞行高度2500米，航迹与水平方向10度夹角爬升，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图17起始飞行高度2500米，起始方位角φ＝6度，航迹与水平方向5度夹角俯冲，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图18起始飞行高度2500米，起始方位角φ＝6度，航迹与水平方向10度夹角俯冲，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图19起始飞行高度2500米，起始方位角φ＝6度，航迹与水平方向5度夹角爬升，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图；

图20起始飞行高度2500米，起始方位角φ＝6度，航迹与水平方向10度夹角爬升，俯仰角与飞行器位置解算误差曲线示意图。

具体实施方式

下面参考图1来说明本发明的步骤：

(1)沿飞行器航路选取地标步骤：预先进行航路规划选取具有若干个地标的航路，地标应选择那些具有适合匹配识别的结构特征显著子区，即与局部背景反差明显、特征相对于周围场景无重复模式。如：桥梁与河道的交叉区、公路交叉点、湖/海小岛礁、弯曲河道和孤立建筑物等，如图2所示。

(2)地标基准参考图制备步骤：若地标为平面型地标，用于制备平面型地标基准参考图的卫星图片取自不同的天候、季节和视点，不同地面景物在不同谱段下具有各自不同的机理特征，可见光与红外成像传感器获取图像之间可能存在较大差异，因此，制备平面型地标的基准图参考图，一般应含有对地标的有效共性特征，如结构特征，纹理特征，区域性特征，统计特征等。若地标为立体型地标时，则应制备地标的多视点、多尺度的特性视图。

(3)地标的捕获跟踪步骤：飞行器导引头成像仪获取前视地标景物实时图像，若地标为平面型地标时，对获取图像进行透视反变换与飞行器的导引头微处理器中预先存储的基准图像匹配识别定位(见图3(A))，或将基准图像进行透视变换，与实时图像匹配识别定位(见图3(B))。若地标为典型立体型地标时，则采用基于地标模型的检测识别方法捕获地标，如图3(C)所示，具体为：根据预先生成的地标三维模型，由飞行器测量数据实时对三维地标进行二维映射生成特性视图，从特性视图提取模型特征，依据模型特征对实时图像进行滤波，抑制背景。再对滤波后的图像进行分割，从分割后的图像进行感兴趣区特征提取，提取的特征与模型特征匹配保留那些与模型特征最接近的感兴趣区，对保留的感兴趣区对应到实时图像相应区域进行线条检测，以进一步对感兴趣区验证最终捕获目标。捕获到地标后对其进行实时跟踪，图4为地标跟踪示意图，图4(A)为跟踪流程示意图，图4(B)为平面型地标跟踪示意图，图4(C)为立体型地标跟踪示意图。

(4)飞行器的位置解算步骤：飞行器沿航路捕获地标，每当捕获到一个地标，则启动飞行器定位。定位方法具体为：

预先建好飞行器坐标系、导引头坐标系、地标坐标系及大地坐标系相互关系如图5所示，其中OXYZ为大地坐标系，O₀x₀y₀z₀为飞行器坐标系，O′x′y′z′为导引头坐标系，O″x″y″z″为地标坐标系。首先获取捕获的地标点信息，然后获取飞行器在三个时刻t-Δt，t，t+Δt的测量数据，再计算飞行器在该地标坐标系中的坐标，最后根据地标的大地坐标计算飞行器在大地坐标系中的坐标。下面将参考图6详细描述。

对应于飞行器的航路为P₁→P₂→P₃，以待匹配地标的一个形殊点为坐标原点O″建立地标坐标系，过原点与航迹在地面投影线平行线为y″轴，过原点的铅垂线为z″轴，x″轴与y″轴、z″轴构成右手坐标系。实时跟踪地标时，按等时间间隔采样飞行器的飞行速度、俯仰角和方位角等测量数据，根据连续3个相邻采样点测量数据解算出飞行器在地标坐标系中的坐标，再由地标的大地坐标计算出飞行器在大地坐标系中坐标。飞行器位置解算示意图如图6所示。其中P₁、P₂、P₃为连续3个采样点，分别对应时刻t-Δt，t，t+Δt，0＜Δt＜1秒，令L₁、L₂、L₃分别为这3个采样点对应的飞行器与地标的斜距，γ₁、γ₂、γ₃分别为这3个采样点对应的飞行器导引头光轴与飞行器的俯仰夹角，φ₁、φ₂、φ₃分别为这3个采样点对应的飞行器导引头光轴与飞行器的航向夹角，Δx₁、Δy₁、Δz₁为P₁、P₂两点在x″、y″、z″轴坐标变化量，Δx₂、Δy₂、Δz₂为P₂、P₃两点在x″、y″、z″三轴坐标变化量，v_x″、v_y″、v_z″为飞行器在x″、y″、z″三轴飞行速度。其中飞行器导引头的光轴与飞行器的俯仰夹角定义为导引头光轴与地面夹角，飞行器导引头光轴与飞行器的航向夹角定义为导引头光轴在地面的投影线与航向的夹角。导引头光轴一直指向地标坐标系的原点。

由图6中P₁、P₂点可得下式：

L₁sinθ₁-L₂sinθ₂＝Δx₁

P₁、P₂两点坐标变化量：

Δz₁＝v_z″Δt

Δy₁＝v_y″Δt

Δx₁＝v_x″Δt

方位角φ与θ的关系：

俯仰角γ与θ、φ、

的关系：

这里主要考虑在zy平面内飞行，Δx＝0的情况。由上式解出

综合可得 $L_2=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_1-v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1}{\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1-\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_2}$

$L_1=\frac{v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δt}+L_2\sin {\mathrm{\γ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_1}$

令 $L_{12}=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_1-v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1}{\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1-\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_2};$

同理，由P₂、P₃点可得下式：

L₂sinθ₂-L₃sinθ₃＝Δx₂

P₂、P₃两点坐标变化量：

Δz₂＝v_z″Δt

Δy₂＝v_y″Δt

Δx₂＝v_x″Δt

方位角φ与θ的关系：

俯仰角γ与θ、φ、的关系：

由上式解出

综合可得 $L_3=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_2-v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_3\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2-\cos {\mathrm{\γ}}_3\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_3}$

$L_2=\frac{v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δt}+L_3\sin {\mathrm{\γ}}_3}{\sin {\mathrm{\γ}}_2}$

令 $L_{23}=\frac{v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δt}+L_3\sin {\mathrm{\γ}}_3}{\sin {\mathrm{\γ}}_2}$

为了提高弹体与地标之间距离的估计精度，综合P₁、P₂点和P₂、P₃点对L₂的解算结果如下：

$L_2^{*}=(L_{12}+L_{32})/2$

同理，采用解算多个3个相邻点，即递推3个相邻点解算方法估计飞行器在地标坐标系中坐标，L₂ ^*的精度会得到进一步提高。由此可得，飞行器在地标坐标系中的x″、y″、z″方向上坐标表示如下：

$x_t=L_2^{*}\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2$

$y_t=L_2^{*}\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2$

$z_t=L_2^{*}\sin {\mathrm{\γ}}_2$

得到计算飞行器在地标坐标系坐标后，根据地标的大地坐标计算飞行器在大地坐标系中坐标。利用飞行器大地坐标中坐标对惯性导航系统进行误差校正，实现飞行器精确导航。

下面将对本发明技术方案进行误差评估。

飞行器位置解算误差主要与姿态角测量数据误差有关，其它测量数据误差，其性质也可等效为姿态角测量数据误差。下面以俯仰角测量值误差为例，详细说明位置解算误差Δd，这里考虑匀速运动，飞行器位置P₂处的位置解算误差Δd分为以下四种情况进行讨论：

(1)飞行器固定高度飞行，地标在飞行器正前方

即v_z″＝0、φ＝0，上面公式变为：

$L_2=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}{t}_1\sin {\mathrm{\γ}}_1}{\sin ({\mathrm{\γ}}_2-{\mathrm{\γ}}_1)}$

$L_1=\frac{L_2\sin {\mathrm{\γ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_1}$

在俯仰角测量数据相对误差条件下，飞行器位置解算误差Δd为：

$\mathrm{\Δd}=\frac{L_2\sin f{\mathrm{\γ}}_2}{\sin (1-f){\mathrm{\γ}}_2}$

其中f为俯仰角测量数据相对误差。

以飞行高度1000米、1500米、2000米、2500米为例，计算出俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的飞行器位置解算误差各数据：其中图7表示飞行高度1000米，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图8表示飞行高度1500米，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图9表示飞行高度2000米，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图10表示飞行高度2500米，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线。

(2)飞行器固定高度飞行，地标在飞行器的侧面

即v_z″＝0、φ≠0，上面公式变为：

$L_2=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_1}{\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1-\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_2}$

$L_1=\frac{L_2\sin {\mathrm{\γ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_1}$

在俯仰角测量数据误差条件下，飞行器位置解算误差Δd为：

$\mathrm{\Δd}=\frac{L_2\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos (1-f){\mathrm{\γ}}_2\sin ({\mathrm{\φ}}_2-{\mathrm{\φ}}_2^{\′})}{\sin (1-f){\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2}$

其中， $\sin {\mathrm{\φ}}_2^{\′}=\frac{\sin (1-f){\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos (1-f){\mathrm{\γ}}_2}$

其中f表示俯仰角测量数据相对误差。

以飞行器飞行高度1500米、2500米，起始方位角φ＝6度为例，计算出俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的飞行器位置解算误差各数据：其中图11表示飞行高度1500米，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图12表示飞行高度2500米，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线。

(3)飞行器俯冲或爬升飞行，地标在飞行器正前方

即v_z″≠0、φ＝0，上面公式变为：

$L_2=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_1-v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\cos {\mathrm{\γ}}_1}{\sin ({\mathrm{\γ}}_2-{\mathrm{\γ}}_1)}$

$L_1=\frac{v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δt}+L_2\sin {\mathrm{\γ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_1}$

在俯仰角测量数据相对误差条件下，飞行器位置解算误差Δd为：

$\mathrm{\Δd}=\frac{L_2\sin f{\mathrm{\γ}}_2\cos \left(\arctan \frac{v_{z^{\′\′}}}{v_{y^{\′\′}}}\right)}{\sin ({\mathrm{\γ}}_2(1-f)-\arctan \frac{v_{z^{\′\′}}}{v_{y^{\′\′}}})}$

其中f表示俯仰角测量数据相对误差，为飞行器与水平方向夹角。

以飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为5度和10度俯冲或爬升为例，计算出俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的飞行器位置解算误差各数据：其中图13表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为5度俯冲，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图14表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为10度俯冲，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图15表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为5度爬升，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图16表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为10度爬升，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线。

(4)飞行器俯冲或爬升飞行，地标在飞行器的侧面

即v_z″≠0、φ≠0，上面公式变为：

$L_2=\frac{v_{y^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\sin {\mathrm{\γ}}_1-v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δ}t\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1}{\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_1-{\cos \mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\γ}}_1\cos {\mathrm{\φ}}_2}$

$L_1=\frac{v_{z^{\′\′}}\mathrm{\Δt}+L_2\sin {\mathrm{\γ}}_2}{\sin {\mathrm{\γ}}_1}$

在俯仰角测量数据误差条件下，飞行器位置解算误差Δd为：

$\mathrm{\Δd}=\frac{L_2\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2^{\′}}{\sin {\mathrm{\φ}}_2^{\′}}-L_2\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2$

且有下式成立：

$(\sin {\mathrm{\γ}}_2-\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2\tan \left(\arctan \frac{v_{z^{\′\′}}}{v_{y^{\′\′}}}\right))\sin {\mathrm{\φ}}_2^{\′}+\tan \left(\arctan \frac{v_{z^{\′\′}}}{v_{y^{\′\′}}}\right)\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2^{\′}$

$={\cos \mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2\tan (1-f){\mathrm{\γ}}_2$

其中f表示俯仰角测量数据相对误差，

为飞行器与水平方向夹角。

令 $a=\sin {\mathrm{\γ}}_2-{\cos \mathrm{\γ}}_2\cos {\mathrm{\φ}}_2\tan \left(\arctan \frac{v_{z^{\′\′}}}{v_{y^{\′\′}}}\right)$

$b=\tan \left(\arctan \frac{v_{z^{\′\′}}}{v_{y^{\′\′}}}\right)\cos {\mathrm{\γ}}_2\sin {\mathrm{\φ}}_2$

c＝cosγ₂sinφ₂tan(1-f)γ₂

则有

asinφ′₂+bcosφ′₂＝c

令 $\frac{b}{\sqrt{a^2+b^2}}=\sin \mathrm{\β}$

则 ${\mathrm{\φ}}_2^{\′}=\arcsin \left(\frac{c}{\sqrt{a^2+b^2}}\right)-\mathrm{\β}$

飞行器以起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为5度和10度俯冲或爬升，起始方位角φ＝6度为例，计算出俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的飞行器位置解算误差各数据：其中图17表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为5度俯冲，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图18表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向为10度俯冲，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图19表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为5度爬升，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线，图20表示飞行器起始飞行高度2500米，飞行航迹与水平方向夹角为10度爬升，俯仰角测量数据相对误差f＝0.002，0.005，0.01的俯仰角与飞行器位置解算误差曲线。

从以上曲线可以看出，随着俯仰角的增大，飞行器对地标的距离越来越近，解算的精度也越来越高，相对于惯性导航偏差，飞行器位置解算误差低，优于惯导，比纯惯性导航定位精度提高一个数量级。

除了俯仰角测量数据误差，对本发明飞行器的位置解算误差因素还有方位角测量数据误差、横滚角测量数据误差、飞行速度测量数据误差和跟踪地标误差等误差。其中俯仰角测量误差对飞行器的位置解算误差影响最大。每种测量参数误差变量均为独立随机变量，将上述影响因素综合起来，得到飞行器位置解算误差标准差σ：

$\mathrm{\σ}=\sqrt{{\mathrm{\Δ}}_{d,\mathrm{\ω}}^2+{\mathrm{\Δ}}_{d,\mathrm{\Φ}}^2+{\mathrm{\Δ}}_{d,\mathrm{\γ}}^2+{\mathrm{\Δ}}_{d,t}^2+{\mathrm{\Δ}}_{d,v}^2}$

其中Δ_d，ω为横滚角测量数据误差导致飞行器位置解算误差，Δ_d，Φ为方位角测量数据误差导致飞行器位置解算误差，Δ_d，γ为俯仰角测量数据误差导致飞行器位置解算误差，Δ_d，t为跟踪地标误差导致飞行器位置解算误差，Δ_d，v为飞行速度测量数据误差导致飞行器位置解算误差。

Claims (2)

1.基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法，其特征在于，飞行器沿航路捕获地标，每当捕获到一个地标，则启动飞行器定位；

定位方法具体为：采集飞行器在时刻t-Δt，t，t+Δt的位置相关测量数据，0秒＜Δt＜1秒，计算飞行器在地标坐标系中的坐标，再依据地标的大地坐标计算飞行器的大地坐标，最后使用飞行器的大地坐标对惯性导航系统进行定位误差修正；

所述飞行器在地标坐标系中的坐标按照如下方式计算：获取捕获的地标信息，以地标为原点O″构建地标坐标系O″x″y″z″；在时刻t-Δt，t，t+Δt，获取飞行器的俯仰夹角γ₁、γ₂、γ₃，航向夹角φ₁、φ₂、φ₃，飞行器在x″、y″、z″轴方向的飞行速度v_x″、v_y″、v_z″，则t时刻飞行器在地标坐标系中的坐标(x_t，y_t，z_t)为：

其中

2.根据权利要求1所述的基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法，其特征在于，所述地标按照如下方式捕获：当目标为平面型地标，则直接将获取图像与预存的二维基准参考图匹配识别定位；当目标为立体型地标时，依据采集的飞行器测量数据，将预存的地标三维模型进行二维映射生成特性视图，从特性视图提取模型特征，根据模型特征对获取图像进行滤波，分割，再从分割后的图像提取感兴趣区域的特征用于与模型特征匹配，保留与模型特性最接近的感兴趣区域，将其对应到获取图像的相应区域进行线条检测，从而捕获地标。

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