CN108802789A - 载体姿态数据测量方法、装置以及电子设备 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种载体姿态数据测量方法、装置以及电子设备，涉及载体姿态测量技术领域，载体姿态测量方法包括：获取目标物体上的主天线信号和副天线信号；对所述主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量；基于所述主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量；对所述主天线观测量和所述副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据，解决了现有技术中存在的测姿过程使用资源较多、功耗较高的技术问题，能缩短首次测姿时间、提高测姿精度和可用性。

Description

载体姿态数据测量方法、装置以及电子设备

技术领域

本发明涉及数据测量技术领域，尤其是涉及一种载体姿态数据测量方法、装置以及电子设备。

背景技术

通过姿态测量得到的飞机等载体的航向是指飞机纵轴在水平面上的投影与真北之间的夹角，测得的俯仰是指飞机纵轴与水平面之间的夹角。目前，常用的测姿算法有：天文测姿法、陀螺经纬测姿法、机载摄像测量测姿以及卫星多天线测姿法。

其中，卫星多天线测姿是由卫星导航载波相位差分相对定位技术衍生出来的测姿新技术，与上述其他测姿方法对比具有初始化时间短、体积小、重量轻、精度高等优点。在机载应用中有广阔的应用前景，可作为机载姿态测量的有效补充。

然而，目前常规的卫星导航多天线测姿方法普遍使用多套商用接收机或板卡组成测姿系统，还有的使用双天线共时钟接收机，从而使测姿过程使用的资源较多、功耗较高。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种载体姿态测量方法、装置以及电子设备，以解决现有技术中存在的测姿过程使用资源较多、功耗较高的技术问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种载体姿态数据测量方法，包括：

获取目标物体上的主天线信号和副天线信号；

对所述主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量；

基于所述主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量；

对所述主天线观测量和所述副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述对所述主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量之后，还包括：

对所述主天线观测量进行位置-速度-时间(position-velocity-time，简称PVT)解算，得到主天线预测位置。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述基于所述主天线观测量拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量，具体包括：

根据主天线和副天线相位中心间距信息，基于所述主天线观测量中的码相位、载波相位以及载波多普勒，通过在预设范围内拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行码跟踪和载波跟踪，得到副天线观测量；

其中，所述主天线观测量和所述副天线观测量的提取脉冲同步。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述对所述主天线观测量和所述副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据，具体包括：

根据星历数据、所述主天线预测位置、所述主天线观测量中的主天线码相位和主天线载波相位、所述副天线观测量中的副天线码相位和副天线载波相位进行基线解算，得到天线基线向量以及所述基线向量的协方差；

根据所述天线基线向量以及所述协方差进行解算，得到天线方位角以及天线俯仰角；

根据所述天线方位角和所述天线俯仰角得到目标物体的姿态数据。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，所述根据所述天线方位角和所述天线俯仰角得到目标物体的姿态数据，具体包括：

根据所述天线方位角和所述天线俯仰角，通过网平差处理以及基线安装误差计算得到实时方位角以及实时俯仰角，并根据机体形变补偿参数对所述实时方位角和所述实时俯仰角进行补偿，得到目标物体的姿态数据。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，所述根据所述天线方位角和所述天线俯仰角，通过网平差处理以及基线安装误差计算得到实时方位角以及实时俯仰角，并根据机体形变补偿参数对所述实时方位角和所述实时俯仰角进行补偿，得到目标物体的姿态数据，具体包括：

根据所述基线向量以及所述协方差利用全球导航卫星系统GNSS三角网的信息进行网平差处理，得到基线向量的平差解，其中，所述GNSS三角网由参考接收机天线、主天线以及副天线组成；

根据所述平差解得到目标基线向量；

通过对比机体纵轴基线和所述目标基线向量，得到天线基线安装误差；

将所述天线方位角、所述天线俯仰角分别和所述天线基线安装误差中的方位角误差值以及俯仰角误差值进行相减，得到实时方位角以及实时俯仰角；

将所述实时方位角、所述实时俯仰角分别和机体方位角形变补偿参数、机体俯仰角形变补偿参数进行相减，得到目标物体方位角和目标物体俯仰角；

根据所述目标物体方位角和所述目标物体俯仰角得到目标物体的姿态数据。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第六种可能的实施方式，其中，所述通过对比机体纵轴基线和所述目标基线向量，得到天线基线安装误差，具体包括：

根据所述目标基线向量进行计算，得到标定方位角以及标定俯仰角；

将所述标定方位角、所述标定俯仰角分别和机体纵轴基线方位角、机体纵轴基线俯仰角进行相减，得到方位角误差值以及俯仰角误差值。

第二方面，本发明实施例还提供一种载体姿态数据测量装置，包括：

接收模块，用于获取目标物体上的主天线信号和副天线信号；

处理模块，用于对所述主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量；

跟踪模块，用于基于所述主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量；

计算模块，用于对所述主天线观测量和所述副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据。

第三方面，本发明实施例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，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述如第一方面所述的方法的步骤。

第四方面，本发明实施例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，所述程序代码使所述处理器执行如第一方面所述的方法。

本发明实施例提供的技术方案带来了以下有益效果：本发明实施例提供的载体姿态数据测量方法、装置以及电子设备中，载体姿态数据测量方法包括：首先，获取目标物体上的主天线信号和副天线信号，然后，对主天线信号进行基带处理从而得到主天线观测量，之后，基于主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对副天线信号直接进行跟踪从而得到副天线观测量，最后，对主天线观测量和副天线观测量进行解算从而得到目标物体的姿态数据。通过在主天线观测量的基础上拉偏码片、载波相位以及多普勒，对副天线信号进行跟踪，从而使副天线信号的捕获流程得以省去，能够直接进行副天线信号的跟踪过程，且能省去副天线信号的位同步和帧同步过程，从而实现了对副天线信号处理过程所需资源和时间的节省，此外，主副天线的观测量在同一时钟间隔脉冲下同步提取，进而降低了功耗、提高了双差观测量精度、加快了测姿速度，从而解决了现有技术中存在的测姿过程使用资源较多、功耗较高的技术问题。

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示出了本发明实施例一所提供的载体姿态数据测量方法的流程图；

图2示出了本发明实施例二所提供的载体姿态数据测量方法的流程图；

图3示出了本发明实施例二所提供的载体姿态数据测量方法的另一流程图；

图4示出了本发明实施例二所提供的载体姿态数据测量方法中，主天线信号处理的具体方法流程图；

图5示出了本发明实施例二所提供的载体姿态数据测量方法中，副天线信号处理的具体方法流程图；

图6示出了本发明实施例二所提供的载体姿态数据测量方法中，测姿处理的具体方法流程图；

图7示出了本发明实施例二所提供的GNSS三角网结构中，天线向量与机体纵轴向量之间的误差标定示意图；

图8示出了本发明实施例二所提供的载体姿态数据测量方法中，天线安装误差补偿和机体形变补偿过程的具体流程图；

图9示出了本发明实施例三所提供的一种载体姿态数据测量装置的结构示意图；

图10示出了本发明实施例四所提供的一种电子设备的结构示意图。

图标：3-载体姿态数据测量装置；31-接收模块；32-处理模块；33-跟踪模块；34-计算模块；4-电子设备；41-存储器；42-处理器；43-总线；44-通信接口。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图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。

目前，常规的卫星导航多天线测姿方法普遍使用多套商用接收机或板卡组成测姿系统，还有的使用双天线共时钟接收机，但接收机双路信号处理过程是独立完成的，未对主副天线观测量进行同步提取，从而使测姿过程使用的资源较多、功耗较高，基于此，本发明实施例提供的一种载体姿态数据测量方法、装置以及电子设备，可以解决现有技术中存在的测姿过程使用资源较多、功耗较高的技术问题。

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数据测量方法、装置以及电子设备进行详细介绍。

实施例一：

本发明实施例提供的一种载体姿态数据测量方法，可以作为基于BDS多天线的载体姿态数据测量方法，如图1所示，载体姿态数据测量方法包括：

S11：获取目标物体上的主天线信号和副天线信号。

S12：对主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量。

S13：基于主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量。

因此，能够对副天线信号直接进行跟踪，具体的，基于主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对副天线信号进行跟踪，从而得到副天线观测量。

S14：对主天线观测量和副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据。

作为本实施例的优选实施方式，载体姿态数据测量方法不仅可以应用于飞机，也可以应用于其它需要确定载体航向角、俯仰角和横滚角的场合。

现有的常规卫星导航多天线测姿方法普遍使用多套商用接收机或板卡组成测姿系统，还有的使用双天线共时钟接收机，从而使测姿过程使用的资源较多、功耗较高，测姿时间较长。

本实施例中，通过在主天线观测量的基础上拉偏码片、载波相位以及多普勒，来对副天线信号直接进行跟踪，从而使副天线信号的捕获流程得以省去，能够直接进行副天线信号的跟踪过程，并省去了副天线信号的位同步和帧同步过程，从而实现了对副天线信号处理过程所需资源和时间的节省，进而降低了功耗、缩短了测姿时间，从而解决了现有技术中存在的测姿过程使用资源较多、功耗较高、主副天线观测量异步提取、未充分利用主副天线基线向量长度的技术问题。

实施例二：

本发明实施例提供的一种载体姿态数据测量方法，作为基于BDS多天线的载体姿态数据测量方法，可以用于确定飞行载体的航向角和俯仰角，如图2所示，载体姿态数据测量方法包括：

S21：获取目标物体上的主天线信号和副天线信号。

作为一个优选方案，在载机的机背沿纵轴方向前后布置有两个BDS多频天线。

具体的，如图3所示，两个天线射频信号直接送入测姿终端的两路射频信号处理单元，射频信号处理单元将BDS B1频点和BDS B3频点射频信号处理成数字中频信号B1_IF和B3_IF，射频处理单元的时钟基准由同一10MHz晶振提供。

S22：对主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量。

在实际应用中，如图3所示，主天线支路射频处理单元输出中频采样时钟信号(Clock，简称CLK)至后级的捕获和跟踪模块，作为基带的系统工作时钟。

进一步的是，对主天线数字中频采样信号进行捕获、跟踪、位同步、帧同步处理，通过时钟间隔计数(简称TIC)模块产生码相位(CODE_PHASE)、码片计数(CODE_CHIP)、载波相位(CARR_PHASE)、载波周计数(CARR_CYCLE)、载波多普勒(CARR_DOP)等原始观测量的提取脉冲(TIC_pulse)。

S23：对主天线观测量进行PVT解算，得到主天线预测位置。

本步骤中，在进行PVT解算后，得到主天线预测位置，并提取星历数据。具体的，从主天线跟踪模块的对应通道提取相应的原始观测量，并进行观测量组装、电文解析、计算卫星位置等，然后进行PVT解算，并对本地时钟进行修钟处理。

S24：根据主天线和副天线相位中心间距信息，基于主天线观测量中的码相位、载波相位以及载波多普勒，通过在预设范围内拉偏码片、载波相位以及多普勒，对副天线信号进行码跟踪和载波跟踪，得到副天线观测量。

需要说明的是，本步骤中根据的主天线和副天线相位中心间距的信息，为主天线和副天线相位中心间距的先验信息。

其中，主天线观测量和副天线观测量的提取脉冲同步。作为本实施例的优选实施方式，利用主天线跟踪模块中相应跟踪通道产生的码相位、载波相位和载波多普勒，在小范围内拉偏码片、载波相位以及多普勒，从而直接在副天线跟踪模块的相应跟踪通道中进行对应卫星信号的码跟踪和载波跟踪。

S25：根据星历数据、主天线预测位置、主天线观测量中的主天线码相位和主天线载波相位、副天线观测量中的副天线码相位和副天线载波相位进行基线解算，得到天线基线向量以及基线向量的协方差。

进一步，将主天线跟踪模块、副天线跟踪模块相应跟踪通道的码相位、载波相位原始观测量以及由主天线信号支路获取的星历数据、终端概略位置送入测姿模块进行基线解算。测姿模块利用主副天线对应通道的载波相位建立双差载波相位观测误差方程。

S26：根据天线基线向量以及协方差进行解算，得到天线方位角以及天线俯仰角。

优选的，使用扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter，简称EKF)对方程的待估计状态进行估计，将EKF结果作为改进型最小二乘模糊度去相关平差法(Modified Leastsquares Ambiguity Decorrelation Adjustment，简称MLAMBDA)的输入，并使用MLAMBDA算法对载波相位模糊度进行固定，从而求解出基线向量(Δx,Δy,Δz)的固定解，利用基线向量固定解求解出主副天线的方位角与天线的俯仰角θ_实时。

S27：根据天线方位角和天线俯仰角得到目标物体的姿态数据。

具体的，根据天线方位角和天线俯仰角，通过网平差处理以及基线安装误差计算得到实时方位角以及实时俯仰角，并根据机体形变补偿参数对实时方位角和实时俯仰角进行补偿，得到目标物体的姿态数据。

进一步的是，步骤S27具体包括：

S271：根据基线向量以及协方差利用全球导航卫星系统GNSS三角网的信息进行网平差处理，得到基线向量的平差解，其中，GNSS三角网由参考接收机天线、主天线以及副天线组成。

本步骤中，通过在远端部署参考站即参考接收机和天线，与两个机载天线构成一个GNSS三角网，根据步骤S25求解的基线向量及其协方差，利用闭合三角形的约束条件进行网平差处理，得到主副天线基线向量的平差解。

S272：根据平差解得到目标基线向量。

作为本实施例的另一种实施方式，根据基线向量的平差解进行计算，得到目标基线向量，从而提高基线向量的精度。

S273：通过对比机体纵轴基线和目标基线向量，得到天线基线安装误差。

优选的，步骤S273具体包括：

首先，根据目标基线向量进行计算，得到标定方位角以及标定俯仰角。具体的，利用平差后的基线向量计算出主副天线的方位角与俯仰角θ_标定，进而提高姿态标定的精度。该步骤可以在多天线测姿设备初次安装于飞行载体时进行。

然后，将标定方位角、标定俯仰角分别和机体纵轴基线方位角、机体纵轴基线俯仰角进行相减，得到方位角误差值以及俯仰角误差值。具体的，将上述主副天线的标定方位角和标定俯仰角θ_标定分别与预先获知的机体纵轴的方位角和俯仰角θ_机体做差，求得主副天线的安装误差Δα和Δθ，该步骤可以在多天线测姿设备初次安装于飞行载体时进行。

S274：将天线方位角、天线俯仰角分别和天线基线安装误差中的方位角误差值以及俯仰角误差值进行相减，得到实时方位角以及实时俯仰角。

作为本实施例的优选实施方式，将步骤S26中求得的天线方位角即航向角以及天线俯仰角θ_实时分别减去安装误差Δα和Δθ，从而得到和θ′_实时。

S275：将实时方位角、实时俯仰角分别和机体方位角形变补偿参数、机体俯仰角形变补偿参数进行相减，得到目标物体方位角和目标物体俯仰角。

当有外部形变补偿输入时，利用形变补偿量和θ_补偿分别对第九步求得的和θ′_实时进行补偿，得到和θ″_实时＝θ′_实时-θ_补偿。

S276：根据目标物体方位角和目标物体俯仰角得到目标物体的姿态数据。

需要说明的是，本实施例提供的载体姿态数据测量方法也可以为一种时钟同步、副天线信号由主天线观测量直接引导跟踪的BDS多天线姿态测量方法，该方法包括利用时钟同步、主天线观测量引导副天线信号直接跟踪、主副天线统一调度观测量同步提取，缩小了初始化时间，提高了测姿可用性。应用载波相位相对定位技术实时解算出载机纵轴的方位角和俯仰角。初始天线安装误差标定时，通过远端设立参考接收机和天线与机载主副天线构成闭合三角形，利用GNSS网平差方法提高了初始标定精度。

因此，该方法充分发挥了时钟同步接收机以及机载多天线测姿应用条件的优势，在测姿接收机设计时能够充分利用时钟同步、各天线相位中心间距较小的特性，省去副天线信号的捕获流程，直接进行副天线信号的跟踪，节省逻辑资源、降低功耗、缩短首次测姿时间、提高测姿可用性。

本实施例以测姿终端为例进行说明，如图3所示，在测姿终端中，将天线射频信号进行下变频并送入基带处理单元进行处理，主副天线采用了时钟同步技术，基带处理单元对主天线信号进行捕获跟踪，主天线观测量引导副天线跟踪，主副天线基带处理单元将观测数据、电文数据送入后端处理单元，进行PVT解算、GPS网平差处理、姿态解算。其中，在副天线跟踪模块，主天线跟踪通道观测量辅助副天线信号直接进行跟踪。

其中，对于主天线的通道部分，如图4所示，主天线射频信号经过下变频及模数转换之后，送入主天线基带处理单元，对B1/B3卫星信号进行各个通道的捕获、跟踪、位同步、帧同步，并将各个通道解析的星历数据、码相位、载波相位等数据送入后端处理单元进行PVT解算，求得主天线的预测位置X₀＝(x₀,y₀,z₀)^T。

对于副天线的通道部分，如图5所示，在主天线支路完成对B1/B3各个通道卫星信号的捕获、跟踪、位同步、帧同步之后，可以利用主天线副天线共用时钟、天线相位中心间距较小的特性，省去副天线信号的捕获流程和位帧同步流程，直接在52个码片的迁入范围进行副天线信号的跟踪，从而节省逻辑资源、降低功耗。副天线实现对各个通道卫星信号的跟踪之后，可以直接将副天线跟踪得到的码相位、载波相位等数据送入后端处理单元进行测姿解算。

需要说明的是，对于天线相位中心间距较小的特性，一般机载应用天线间距在10m以内，边界情况卫星信号来向与主副天线基线向量平行，此时对应卫星信号到主副天线的伪距相差52个B1码片或42个B3码片。根据实际应用时主副天线的间隔，可相应的调整码片和载波牵入范围。

如图6所示，主副天线跟踪模块将得到的星历数据、码相位、载波相位等数据发送给后端处理单元进行测姿处理。测姿单元在对观测量数据进行预处理之后，建立载波相位双差观测误差方程，并使用扩展卡尔曼滤波器(Extended Kalman Filter，简称EKF)对接收机位置、速度以及各颗卫星模糊度的各状态进行估计，将结果送入MLAMBDA运算部分对各颗卫星载波相位模糊度进行整数最小二乘搜索，从而得到各颗卫星载波相位模糊度的固定解，进而得到副天线相对于主天线相对位置的固定解。至此，可以得到主副天线所构成基线向量的固定解基线向量固定解在水平面上的投影与真北之间的夹角即为载体航向角，基线向量与水平面的夹角即为俯仰角。其中，航向角与俯仰角计算公式如下：

基线长度：

根据坐标转换公式，主天线的经纬高程如下：

其中，a,b为地球长短半径；为纬度；λ为经度；h高程；N为卯酉圈曲率半径；e为偏心率。

根据主天线经纬高程，计算坐标变换矩阵S：

则基线向量东北天坐标du为：

东北天矢量：

du＝(Δe,Δn,Δu)^T

其中，Δe为东向矢量，Δn为北向矢量，Δu为天向矢量

方位角：

俯仰角：

如图7所示，在天线初装标定时，可以在远端部署参考站即参考接收机和天线，参考站天线距主天线、副天线的距离分别大于100m。参考接收机与两个机载天线即主天线、副天线构成一个GNSS三角网，根据上述步骤求解的基线向量及其协方差，利用闭合三角形的约束条件进行网平差处理，得到主副天线基线向量的平差解，从而提高基线向量的精度。然后利用平差后的基线向量计算出主副天线的方位角与俯仰角θ_标定，以提高初装标定时姿态测量的精度。标定的主副天线基线方位角、俯仰角分别与预知的机体纵轴的方位角和俯仰角θ_机体做差，求得主副天线安装误差导致的方位角误差Δα和俯仰角误差Δθ。

如图8所示，利用标定的方位角和俯仰角安装误差对实时航向角与俯仰角θ_实时分别进行补偿，然后再根据外部置入的形变补偿量进行形变补偿。具体的，将上述主副天线的标定方位角和标定俯仰角θ_标定分别与预先获知的机体纵轴的方位角和俯仰角θ_机体做差，求得主副天线的安装误差Δα和Δθ，该步骤可以在多天线测姿设备初次安装于飞行载体时进行；将求得的天线方位角即航向角以及天线俯仰角θ_实时分别减去安装误差Δα和Δθ，从而得到和θ′_实时；当有外部形变补偿输入时，利用形变补偿量和θ_补偿分别对求得的和θ′_实时进行补偿，得到

因此，本实施例提供的载体姿态数据测量方法也可以为一种时钟同步、利用主天线观测量引导副天线信号直接跟踪、双路观测量同步提取的BDS多天线姿态测量的方法，该方法能够用于飞行载体的航向和俯仰角测量。

对于现有技术而言，在载波相位差分中多采用双差载波相位观测模型，虽然星间差分可以消除由接收机钟差所引起的观测量误差，但无法消除由两路天线信号观测量提取时刻偏差导致的双差组合观测量误差。

通过采用双天线共时钟，并进行双路信号观测量同步提取，能够进一步消除观测量提取时刻偏差导致的双差组合观测量误差，从而进一步减小姿态解算误差。

实施例三：

本发明实施例提供的一种载体姿态数据测量装置，如图9所示，载体姿态数据测量装置3包括：接收模块31、处理模块32、跟踪模块33以及计算模块34。

作为本实施例的另一种实施方式，接收模块用于获取目标物体上的主天线信号和副天线信号。处理模块用于对主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量。

在实际应用中，跟踪模块用于基于主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对副天线信号直接进行跟踪，得到副天线观测量。计算模块用于对主天线观测量和副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据。

实施例四：

本发明实施例提供的一种电子设备，如图10所示，电子设备4包括存储器41、处理器42，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，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述实施例一或实施例二提供的方法的步骤。

参见图10，电子设备还包括：总线43和通信接口44，处理器42、通信接口44和存储器41通过总线43连接；处理器42用于执行存储器41中存储的可执行模块，例如计算机程序。

其中，存储器41可能包含高速随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)，也可能还包括非易失性存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。通过至少一个通信接口44(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。

总线43可以是ISA总线、PCI总线或EISA总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图10中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

其中，存储器41用于存储程序，所述处理器42在接收到执行指令后，执行所述程序，前述本发明实施例任一实施例揭示的流过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器42中，或者由处理器42实现。

处理器42可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器42中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器42可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(Digital SignalProcessing，简称DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器41，处理器42读取存储器41中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。

实施例五：

本发明实施例提供的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，所述程序代码使所述处理器执行上述实施例一或实施例二提供的方法。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对步骤、数字表达式和数值并不限制本发明的范围。

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，上述描述的系统和装置的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在这里示出和描述的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制，因此，示例性实施例的其他示例可以具有不同的值。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

附图中的流程图和框图显示了根据本发明的多个实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

本发明实施例提供的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，与上述实施例提供的载体姿态数据测量方法、装置以及电子设备具有相同的技术特征，所以也能解决相同的技术问题，达到相同的技术效果。

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。

在本发明的描述中，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发明的限制。

本发明实施例所提供的进行载体姿态数据测量方法的计算机程序产品，包括存储了处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，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，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明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-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、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。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种载体姿态数据测量方法，其特征在于，包括：

获取目标物体上的主天线信号和副天线信号；

对所述主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量；

基于所述主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量；

对所述主天线观测量和所述副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据。

2.根据权利要求1所述的载体姿态数据测量方法，其特征在于，所述对所述主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量之后，还包括：

对所述主天线观测量进行位置速度时间PVT解算，得到主天线预测位置。

3.根据权利要求1所述的载体姿态数据测量方法，其特征在于，所述基于所述主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量，具体包括：

根据主天线和副天线相位中心间距信息，基于所述主天线观测量中的码相位、载波相位以及载波多普勒，通过在预设范围内拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行码跟踪和载波跟踪，得到副天线观测量；

其中，所述主天线观测量和所述副天线观测量的提取脉冲同步。

4.根据权利要求2所述的载体姿态数据测量方法，其特征在于，所述对所述主天线观测量和所述副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据，具体包括：

根据星历数据、所述主天线预测位置、所述主天线观测量中的主天线码相位和主天线载波相位、所述副天线观测量中的副天线码相位和副天线载波相位进行基线解算，得到天线基线向量以及所述基线向量的协方差；

根据所述天线基线向量以及所述协方差进行解算，得到天线方位角以及天线俯仰角；

根据所述天线方位角和所述天线俯仰角得到目标物体的姿态数据。

5.根据权利要求4所述的载体姿态数据测量方法，其特征在于，所述根据所述天线方位角和所述天线俯仰角得到目标物体的姿态数据，具体包括：

根据所述天线方位角和所述天线俯仰角，通过网平差处理以及基线安装误差计算得到实时方位角以及实时俯仰角，并根据机体形变补偿参数对所述实时方位角和所述实时俯仰角进行补偿，得到目标物体的姿态数据。

6.根据权利要求5所述的载体姿态数据测量方法，其特征在于，所述根据所述天线方位角和所述天线俯仰角，通过网平差处理以及基线安装误差计算得到实时方位角以及实时俯仰角，并根据机体形变补偿参数对所述实时方位角和所述实时俯仰角进行补偿，得到目标物体的姿态数据，具体包括：

根据所述基线向量以及所述协方差利用全球导航卫星系统GNSS三角网的信息进行网平差处理，得到基线向量的平差解，其中，所述GNSS三角网由参考接收机天线、主天线以及副天线组成；

根据所述平差解得到目标基线向量；

通过对比机体纵轴基线和所述目标基线向量，得到天线基线安装误差；

将所述天线方位角、所述天线俯仰角分别和所述天线基线安装误差中的方位角误差值以及俯仰角误差值进行相减，得到实时方位角以及实时俯仰角；

将所述实时方位角、所述实时俯仰角分别和机体方位角形变补偿参数、机体俯仰角形变补偿参数进行相减，得到目标物体方位角和目标物体俯仰角；

根据所述目标物体方位角和所述目标物体俯仰角得到目标物体的姿态数据。

7.根据权利要求6所述的载体姿态数据测量方法，其特征在于，所述通过对比机体纵轴基线和所述目标基线向量，得到天线基线安装误差，具体包括：

根据所述目标基线向量进行计算，得到标定方位角以及标定俯仰角；

将所述标定方位角、所述标定俯仰角分别和机体纵轴基线方位角、机体纵轴基线俯仰角进行相减，得到方位角误差值以及俯仰角误差值。

8.一种载体姿态数据测量装置，其特征在于，包括：

接收模块，用于获取目标物体上的主天线信号和副天线信号；

处理模块，用于对所述主天线信号进行基带处理，得到主天线观测量；

跟踪模块，用于基于所述主天线观测量通过拉偏码片、载波相位以及多普勒，对所述副天线信号进行跟踪，得到副天线观测量；

计算模块，用于对所述主天线观测量和所述副天线观测量进行解算，得到目标物体的姿态数据。

9.一种电子设备，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，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至7任一项所述的方法的步骤。

10.一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，其特征在于，所述程序代码使所述处理器执行所述权利要求1至7任一所述方法。