CN110007354A - 无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置及方法，装置包括接收器、姿态解算模块、九轴姿态传感器、GPS、雷达高度计、瞬变电磁接收机和飞行质量检查软件，接收器包括接收器外壳和设置在接收器外壳内的圆环形的接收线圈，接收线圈通过四条抗扭绳与无人机底部连接，可以有效减小线圈在飞行过程中自旋转。姿态解算模块、九轴姿态传感器和GPS均固定设置在接收线圈的圆心处，可以准确获得接收线圈的航向角，并实时计算接收线圈的姿态，接收线圈的圆心下方固定设有雷达高度计，可以提供数据反演过程中计算垂直方向磁分量的高度信息，飞行质量检查软件通过现场动态回放接收线圈的飞行参数，监测飞行质量。

Description

无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置及方法

技术领域

本发明涉及地球物理瞬变电磁勘探领域，具体涉及一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置及方法。

背景技术

无人机半航空瞬变电磁勘查系统的接收子系统主要由无人机及吊挂于无人机下方的接收线圈和机载瞬变电磁接收机组成。采用常用的地面瞬变电磁接收线圈直接用绳索吊挂于无人机下方，其外壳结构和吊挂技术不适于半航空瞬变电磁勘查系统接收子系统的空中飞行。工作过程中，受空中紊乱气流和非均匀航速的影响以及无人机机体振动的传导，接收线圈难以保持稳定的水平姿态飞行，会时常出现随时间变化的倾斜和颤动等非稳定姿态，使得感应二次场的计算面积偏小且不稳定。同时，接收线圈距地面的相对高度是后期反演的重要参数，一般通过使用谷歌地图等软件或者气压高度计等传感器提供的绝对海拔高度难以得到高精度的相对高度。上述问题严重影响接收数据的质量，导致反演结果差，地质解释困难且不可靠。

发明内容

针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置及方法解决了接收线圈飞行参数不容易测量的问题。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置，包括接收器、姿态解算模块、九轴姿态传感器、GPS、雷达高度计、瞬变电磁接收机和飞行质量检查软件，所述接收器包括接收器外壳和设置在接收器外壳内的圆环形的接收线圈，所述接收线圈通过四条抗扭绳与无人机底部连接，所述姿态解算模块、九轴姿态传感器和GPS均固定设置在接收线圈的圆心处，所述接收线圈的圆心下方固定设有雷达高度计，所述九轴姿态传感器包括三轴加速度计、三轴磁通门和角速度陀螺仪，所述姿态解算模块分别与三轴加速度计、三轴磁通门、角速度陀螺仪、雷达高度计和GPS连接，所述姿态解算模块还与瞬变电磁接收机通信连接。

进一步地：所述四条抗扭绳分别与接收线圈的四个等分点固定连接。

进一步地：所述瞬变电磁接收机上保存飞行参数至SD卡，并通过电脑端读取SD卡，所述电脑端上设有飞行质量检查软件，所述飞行质量检查软件包括姿态检查子模块、飞行轨迹检查子模块和飞行高度检查子模块。

进一步地：所述接收器外壳的材质为橡胶材料且外表面带弧度。

一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，其特征在于，具体步骤为：

a.根据角速度陀螺仪测得的数据建立四元数q，令q＝q₀+q₁i+q₂j+q₃k；

其中q₀、q₁、q₂、q₃为实数，i、j、k为相互正交的单位向量，又是虚单位，设q₀的初始值为1，q₁、q₂和q₃的初始值均为0；

b.通过四元数计算重力分量v；

c.将三轴加速度计测出的重力单位向量a与重力分量v的叉乘向量误差通过PI控制器补偿到角速度陀螺仪；

d.通过三阶龙格库塔法更新四元数方程，并将经过更新后的四元数方程求解后的角速度陀螺仪测量结果进行积分，得到接收线圈的姿态角；

e.将三轴磁通门的输出数据换算到由四元数建立的机体坐标系上，得到基于接收线圈的航向角，再将该航向角经过拓展卡尔曼滤波后得到滤波后接收线圈的航向角；

f.通过姿态角计算接收线圈与水平面的倾角；

g.通过雷达高度计的测量结果计算接收线圈的相对高度，将相对高度经中值滤波算法滤波后得到有效高度，并通过有效高度计算接收线圈的磁分量；

h.通过三轴加速度计的测量结果计算接收线圈的加速度。

进一步地：所述步骤b中重力分量v＝[vxvyvz]的计算公式为：

上式中，vx为四元数计算出的x轴上的重力分量，vy为四元数计算出的y轴上的重力分量，vz为四元数计算出的z轴上的重力分量。

进一步地：所述步骤d中姿态角包括俯仰角和翻滚角；

所述俯仰角的计算公式为：

pitch＝arcsin(-2(q₀q₂+q₁q₃))

上式中，pitch为接收线圈的俯仰角；

所述翻滚角的计算公式为：

上式中，roll为接收线圈的翻滚角。

进一步地：所述步骤e中航向角的计算公式为：

上式中，yaw为接收线圈的航向角，mx、my分别为换算到接收线圈坐标系下的磁力计x、y轴数据。

所述步骤f中倾角的计算公式为：

上式中，θ为接收线圈与水平面倾角，也为坐标系z轴与垂直向上方向的夹角，roll为接收线圈的翻滚角，pitch为接收线圈的俯仰角。

所述步骤g中相对高度的计算公式为：

H＝(HHValue×256+HLValue)×0.01

上式中，H为相对高度，HHValue为雷达高度计输出数据的高八位HLValue为雷达高度计输出数据的低八位；

所述步骤g中磁分量的计算公式为：

上式中，H_Z为接收线圈的磁分量，I为发射电流，L为AB电极长度的一半，R为偶极源到测点的距离，y为测点偏移距，R_TE为反射系数，u₀为中间参数，k₀为空气介质波数，λ为积分变量，H₁为经中值滤波算法后的有效高度，J₁为一阶Bessel函数，(x',y')为各偶极源的中心坐标，这里y'＝0；

所述步骤h中加速度的计算公式为：

上式中，g₂为接收线圈加速度，θ₁为Z轴与垂直向上方向的夹角，γ为速度V₀与垂直向下方向的夹角,θ₁＝90°-γ,g₁为减去重力加速度后垂直向下的加速度大小。

本发明的有益效果为：本发明中三轴磁通门作为磁场感应传感器，相对于传统MEMS磁力计精度更高，用作感知磁场强度更为合适；本发明通过PI控制将三轴加速度计的值补偿到陀螺仪数据上，此时四元数解算出的俯仰角和翻滚角以接收线圈建立机体坐标系，再将三轴磁通门解算的航向角转换到当前机体坐标系下，能够更准确地描述航向角；本发明中三轴加速度计、三轴磁通门经过四元数和拓展卡尔曼滤波之后，减小了外界对其的干扰，能够更加准确、迅速地描述非线性过程的姿态变化，从而可解算出接收线圈有效面积上的磁分量。

本发明接收线圈飞行参数和GPS数据结合可以精确解算出接收线圈的位置。确定了相对高度信息可用于计算垂直方向的磁分量。本发明中的线圈外壳可以保护好接收线圈和固定好传感器。四根抗扭绳悬挂线圈可以有效减小线圈在飞行过程中自旋转。

本发明中飞行质量检查软件用于在野外作业现场每次飞行结束后及时检查实际飞行测线是否与规划飞行测线一致，接收线圈的姿态和相对高度测量值是否有异常，以确保半航空瞬变电磁探测野外飞行作业的质量。

附图说明

图1为本发明的总体结构图；

图2为本发明中接收线圈的俯视图；

图3为本发明中接收线圈的正视图；

图4为本发明中飞行过程线圈姿态示意图；

图5为本发明中飞行过程线圈受力分析图；

图6为无人机的航飞示意图。

其中：1、接收器；2、抗扭绳；3、无人机；4、接收线圈；5、接收器外壳；6、雷达高度计；7、姿态解算模块；8、九轴姿态传感器，9、GPS。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

如图1、图2和图3共同所示，一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置，包括接收器1、姿态解算模块7、九轴姿态传感器8、GPS9、雷达高度计6和瞬变电磁接收机，接收器1包括接收器外壳5和设置在接收器外壳5内的圆环形的接收线圈4，接收线圈4通过四条抗扭绳2与无人机3底部连接，姿态解算模块7、九轴姿态传感器8和GPS9均固定设置在接收线圈4的圆心处，接收线圈4的圆心下方固定设有雷达高度计6，九轴姿态传感器8包括三轴加速度计、三轴磁通门和角速度陀螺仪，姿态解算模块7分别与三轴加速度计、三轴磁通门、角速度陀螺仪、雷达高度计6和GPS9连接，姿态解算模块7通过CAN总线与瞬变电磁接收机连接。

本发明中，角速度陀螺仪的型号为A3G4250D，三轴加速度计的型号为ADXL363，雷达高度计的型号为NRA24，中央控制器的型号为STM32F4。可用其他型号具有相同功能的模块组合或者集成模块所代替。

接收器1通过四条抗扭绳2与无人机3底部连接，四条抗扭绳2分别与接收线圈4的四个等分点固定连接。四根抗扭绳悬挂线圈可以有效减小线圈在飞行过程中自旋转。

瞬变电磁接收机将飞行参数保存至SD卡，并通过电脑端读取SD卡，运用C#编写飞行质量检查软件安装于电脑端，飞行质量检查软件包括姿态检查子模块、飞行轨迹检查子模块和飞行高度检查子模块。用于在野外作业现场每次飞行结束后及时检查实际飞行测线是否与规划飞行测线一致，接收线圈的姿态和相对高度测量值是否有异常，以确保半航空瞬变电磁探测野外飞行作业的质量。

接收器外壳5的材质为橡胶材料且外表面带弧度。可以起到绝缘和对线圈保护的作用。空中紊乱气流对飞行过程中的线圈造成的阻力是非常大的，不同的飞行方向会导致不同的姿态变化，从而对二次场的接收面积造成影响，光是知道线圈的姿态信息也不能弥补采集到的数据本身偏小的问题，因此首先要改善阻力的问题，外壳外围采用带弧度的结构设计，减小风阻带来的姿态影响，提高接收二次场数据的有效性。

一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，姿态解算模块一个运行周期t内的具体步骤为：

周期t为能被1s整除的值(1s为瞬变电磁接收机的运行周期)，以便飞行参数能同GPS数据保存时间对应，t具体数值根据接收线圈飞行环境而设定；

a.根据角速度陀螺仪测得的数据建立四元数q，令q＝q₀+q₁i+q₂j+q₃k，其中q₀、q₁、q₂、q₃实数，i、j、k为相互正交的单位向量，又是虚单位。设q₀的初始值为1，q₁、q₂和q₃的初始值均为0。

b.通过四元数计算重力分量v；重力分量v＝[vxvyvz]的计算公式为：

上式中，vx为四元数计算出的x轴上的重力分量，vy为四元数计算出的y轴上的重力分量，vz为四元数计算出的z轴上的重力分量。

c.将三轴加速度计测出的重力单位向量a与重力分量v的叉乘向量误差通过PI控制器补偿到角速度陀螺仪，建立基于接收线圈的机体坐标系。

角速度陀螺仪补偿具体步骤：

1.定义四元数：q＝q₀+q₁i+q₂j+q₃k

假设初始值q₀＝1，q₁＝0，q₂＝0，q₃＝0。

2.设地理坐标系用n系表示，“东-北-天”分别为n系下x,y,z三轴。机体坐标系用b系表示，n系旋转到b系由旋转矩阵来表示，

3.设加速度计测出来的重力单位向量为a＝[ax ay az]，四元数估计出来的机体坐标系下重力分量v＝[vxvyvz],其中

上式中，上式中，vx为四元数计算出的x轴上的重力分量，vy为四元数计算出的y轴上的重力分量，vz为四元数计算出的z轴上的重力分量。

4.各量的误差向量就是陀螺仪积分后的姿态和加速度计测出的姿态间的误差，用叉乘表示，叉乘大小与陀螺仪的积分误差成正比，用于补偿陀螺仪，即

E(n)＝E(n-1)+Ki×e*t

g(n)＝g(n-1)+Kp×e+E(n)

式中g(n)＝(gx，gy，gz)为陀螺仪角速度数据，e为两重力向量间的叉乘误差，E(n)为误差积分，初始值为0,t为运行周期。通过调整Ki和Kp两个参数能够借助加速度数据补偿陀螺仪角速度数据。

d.通过三阶龙格库塔法更新四元数方程，并将经过更新后的四元数方程求解后的角速度陀螺仪测量结果进行积分，得到接收线圈的姿态角。

采用三阶龙格库塔算法可准确且高效实现地对四元数的更新，并将四元数解算输出。三阶龙格库塔法公式：

其中：K₁＝f(t,x_i-1)，K₃＝f(2t,x_i-1-K₁t+2tK₂)，f(x,y)＝-x*y*y，x_i代表四元数，t为姿态解算模块运行周期。

姿态角包括俯仰角和翻滚角；

所述俯仰角的计算公式为：

pitch＝arcsin(-2(q₀q₂+q₁q₃))

上式中，pitch为俯仰角；

所述翻滚角的计算公式为：

上式中，roll为翻滚角。

e.将三轴磁通门的输出数据换算到由四元数建立的机体坐标系上，得到基于接收线圈的航向角，再将该航向角经过拓展卡尔曼滤波后得到滤波后接收线圈的航向角；

拓展卡尔曼滤波是在标准卡尔曼滤波算法基础上发展起来的，基本思想是在滤波值附近应用泰勒展开式将非线性系统展开，将二阶以上的高阶项省去，从而得到一个线性系统，再用标准卡尔曼滤波对系统线性化模型滤波。

拓展卡尔曼滤波流程：

非线性系统模型：x(t)＝f(x(t),t)+g(x(t),t)w(t)

z(t)＝C(x(t),t)+v(t)

其中：E[w(t)]＝0,Cov[w(t),w(τ)]＝Q(t)δ(t-τ)

E[v(t)]＝0,Cov[v(t),v(τ)]＝R(t)δ(t-τ)

Cov[w(t),v(τ)]＝0

假设在t时刻已经获得系统状态x的滤波估计X(t)，将f(x(t),t)和C(x(t),t)在X(t)附近展开成泰勒级数，忽略二阶以上的高阶项，得到线性化方程为：

令G(t)＝g(X(t),t),

卡尔曼滤波方程为：

系统模型：x(t)＝F(t)x(t)+u(t)+G(t)w(t)

量测方程：z(t)＝H(t)x(t)+y(t)+v(t)

状态估计方程：X1(t)＝F(X(t),t)+K(t)[z(t)-C(X(t),t)]

误差协方差：P1(t)＝F(X(t),t)P(t)+P(t)F^T(X(t),t)+G(t)Q(t)G^T(t)-K(t)R(t)K^T(t)

增益矩阵：K(t)＝P(t)H^T(X(t),t)R^-1(t)

航向角的计算公式为：

上式中，yaw为接收线圈的航向角，mx、my为经拓展卡尔曼滤波滤波并换算到接收线圈坐标系下的磁力计x、y轴数据。

f.通过姿态角计算接收线圈与水平面的倾角；倾角的计算公式为：

上式中，θ为接收线圈与水平面倾角，也为坐标系z轴与垂直向上方向的夹角，roll为接收线圈的横滚角，pitch为接收线圈的俯仰角。

在接收线圈飞行过程中接收线圈切割地磁场，导致接收线圈的磁通量变化从而产生感应电动势，即接收线圈运动噪声，接收线圈任何姿态的变化都会引起感应电动势的变化，影响探测结果。

接收线圈接收到的磁通量变化为地磁场和二次场产生的，根据法拉第电磁感应定律，可推算出运动噪声ε为：

ε为运动噪声，B₁代表地磁场，S为线圈投影在水平面上的有效面积，即S＝S₁*cosθ，S₁为接收线圈的面积，t为姿态解算模块运行周期。

在后期数据处理时，因得到了运动噪声ε后，可将1s内ε叠加并取均值，在1s内的原始二次场数据中减去取均值后的ε，则实现对原始数据的补偿。

g.通过雷达高度计的测量结果计算接收线圈的相对高度，将相对高度经中值滤波算法滤波后得到有效高度，并通过有效高度计算接收线圈的磁分量。

相对高度的计算公式为：

H＝(HHValue×256+HLValue)×0.01

上式中，H为接收线圈的相对高度，HHValue为雷达高度计输出数据的高八位，HLValue为雷达高度计输出数据的低八位；

每一周期t会输出一个相对高度值，使用中位值滤波法处理1s内的所有相对高度数据，将处理后的值作为1s的相对高度值记录。具体步骤为：

1.将1s内的高度值按大小排列

2.取中间值为本次有效值H₁。

磁分量的计算公式为：

上式中，H_Z为接收线圈的磁分量，I为发射电流，L为AB极长度的一半，R为偶极源到测点的距离，y为测点偏移距，R_TE为反射系数，k₀为空气介质波数，H₁为经中值滤波算法后的有效高度，λ为积分变量，J₁为一阶Bessel函数，(x',y')为各偶极源的中心坐标，这里y'＝0。

处理姿态数据，瞬变电磁接收机采集的二次场数据为从地面垂直向上的，当接收线圈出现倾斜等姿态变化时，二次场穿过接收线圈的有效面积会产生变化，由先前求得的θ角就可以得到有效面积上的磁通量B＝H_z×cosθ。

h.通过三轴加速度计的测量结果计算接收线圈的加速度。

由于飞行导致接收线圈出现了姿态变化，传感器原始输出的航向角并不是水平方向的航向角，因此应根据当前接收线圈的姿态，通过几何关系换算出加速度在水平方向的分量，从而解算出接收线圈的真实行驶速度。如图4图5，加速度的计算公式为：

上式中，G为带受重力影响的加速度值，X为加速度计x轴的输出值，Y为加速度计y轴的输出值，Z为加速度计z轴的输出值。

其中V₀为G在XY平面的加速度分量，θ₁为Z轴与垂直向上方向的夹角，γ为V₀与垂直向下方向(重力)的夹角,γ＝90°-θ₁,g₁为减去重力加速度后垂直向下的加速度大小。

可得到g₁＝v₀×cosγ-z×cosθ₁-g。

则由运动产生的水平方向真实加速度

如图6所示，其中A、B代表AB电极的位置坐标，1-20号代表规划航线上各测点。实线为设计测线，由于接收线圈在飞行中易受到风力影响，再加上导航型GPS接收机有10m左右的误差，仅使用GPS难以获得飞行过程中接收线圈的实际准确位置，致使后期反演结果的测点位置与真实位置有较大偏差。因此从航线测点①开始，由g₂和t计算出接收线圈的位移S，再由yaw1的变化计算出接收线圈的方向ω，其中yaw1＝yaw*cosθ,yaw为接收线圈的航向角，yaw1为接收线圈投影的水平方向的航向角。根据测点①的坐标，通过与S和ω结合可计算出测点②的位置坐标，再与测点②GPS数据通过拓展卡尔曼滤波进行数据融合以得到准确的真实位置坐标。将测点②的位置坐标再带入以上步骤中，可得到测点③的位置坐标，以此类推可计算出航线上每一个测点的真实位置坐标。真实位置坐标用于计算测线中每个测点的实际偏移距，能够提高后期反演结果的精度。

以上求解出的飞行参数(pitch,roll,yaw,θ，H_z,g₂)每t秒传输给接收机SD卡保存，相对高度有效值H₁通过传输线每1s传输给接收机SD卡中保存数据。

飞行质量检查软件采用C#开发，通过读取SD卡中的飞行参数，回放出接收线圈飞行过程中的姿态、轨迹、高度的动态情况，在野外作业时可及时检查飞行的质量，以便规划下一步的作业，方案如下：

1)姿态检查子模块软件

通过C#建立三维o-x-y-z坐标系，用来确定接收线圈模型的大小以及方位，定义A、B、C、D点分别在x、y轴上，圆点为圆心，半径则为点的坐标从而确定圆的大小，建立出接收线圈的模型，D点为接收线圈飞行方向。模型以圆形表示，可更直观地表示接收线圈。

读取SD卡中的姿态信息(pitch、roll、yaw)，以坐标系原点为中心并保持不变，通过接收线圈姿态值可得到模型与初始状态下模型姿态的夹角。由于圆的半径已经定义好，因此通过角度值可算出当前姿态下A、B、C、D点的坐标，即更新了模型的姿态。因读取了不同的姿态值，模型可实时显示出姿态变化，从而可以回放出接收线圈的飞行姿态。在野外作业检查时，如果发现接收线圈在飞行过程当中出现了严重影响采集数据的质量的姿态变化，可以及时重新采集。

2)飞行轨迹检查子模块软件

由于得到了接收线圈的GPS数据和飞行参数，通过读取保存在SD卡的GPS文件，可得到每秒的GPS数据，再通过飞行速度、飞行方向预测下一秒的接收线圈的位置，再将真实值和预测值通过拓展卡尔曼滤波寻得最优解，从而得到更准确的位置坐标。

首先建立飞行航迹显示图，通过预先设计航线的经纬度可以得出理想航线。在得到了航线中真实位置的经纬度信息后，可每一秒加载出数据位置，同时可以实时在同一界面中与设计航线相比较，可以观察真实飞行轨迹是否偏离预先设计轨迹，如果偏离较大，则可以在现场重新飞行作业。

3)飞行高度检查子模块软件

导出SD卡中的高度信息，建立二维坐标系，X轴为时间，Y轴为高度，通过读取到的高度信息和当前时间建立出坐标并显示该点的高度，每秒的数据依次在坐标系中显示并与上一秒数据连线，则可以直观得看到接收线圈在飞行过程中高度的变化。设置最高临界采集高度并用红线表示，如果高度数据超过最高采集高度会影响采集的数据质量，则应该在野外重新飞行采集数据。

Claims (10)

1.一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置，其特征在于，包括接收器(1)、姿态解算模块(7)、九轴姿态传感器(8)、GPS(9)、雷达高度计(6)和瞬变电磁接收机，所述接收器(1)包括接收器外壳(5)和设置在接收器外壳(5)内的圆环形的接收线圈(4)，所述接收线圈(4)通过四条抗扭绳(2)与无人机(3)底部连接，所述姿态解算模块(7)、九轴姿态传感器(8)和GPS(9)均固定设置在接收线圈(4)的圆心处，所述接收线圈(4)的圆心下方固定设有雷达高度计(6)，所述九轴姿态传感器(8)包括三轴加速度计、三轴磁通门和角速度陀螺仪，所述姿态解算模块(7)分别与三轴加速度计、三轴磁通门、角速度陀螺仪、雷达高度计(6)和GPS(9)连接，所述姿态解算模块(7)还与瞬变电磁接收机通信连接。

2.根据权利要求1所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置，其特征在于，所述四条抗扭绳(2)分别与接收线圈(4)的四个等分点固定连接。

3.根据权利要求1所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置，其特征在于，所述瞬变电磁接收机将飞行参数保存至SD卡，并通过电脑端读取SD卡，所述电脑端上设有飞行质量检查软件，所述飞行质量检查软件包括接收线圈的飞行姿态检查子模块、飞行轨迹检查子模块和飞行高度检查子模块。

4.根据权利要求1所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量装置，其特征在于，所述接收器外壳(5)的材质为橡胶材料且外表面带弧度。

5.一种无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，其特征在于，具体步骤为：

a.根据角速度陀螺仪测得的数据建立四元数q，令q＝q₀+q₁i+q₂j+q₃k；

其中q₀、q₁、q₂、q₃为实数，i、j、k为相互正交的单位向量，又是虚单位，设q₀的初始值为1，q₁、q₂和q₃的初始值均为0；

b.通过四元数计算重力分量v；

c.将三轴加速度计测出的重力单位向量a与重力分量v的叉乘向量误差通过PI控制器补偿到角速度陀螺仪；

d.通过三阶龙格库塔法更新四元数方程，并将经过更新后的四元数方程求解后的角速度陀螺仪测量结果进行积分，得到接收线圈的姿态角；

e.将三轴磁通门的输出数据换算到由四元数建立的机体坐标系上，得到基于接收线圈的航向角，再将该航向角经过拓展卡尔曼滤波后得到滤波后接收线圈的航向角；

f.通过姿态角计算接收线圈与水平面的倾角；

g.通过雷达高度计的测量结果计算接收线圈的相对高度，将相对高度经中值滤波算法滤波后得到有效高度，并通过有效高度计算接收线圈的磁分量；

h.通过三轴加速度计的测量结果计算接收线圈的加速度。

6.根据权利要求5所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，其特征在于，所述步骤b中重力分量v＝[vxvyvz]的计算公式为：

上式中，vx为四元数计算出的x轴上的重力分量，vy为四元数计算出的y轴上的重力分量，vz为四元数计算出的z轴上的重力分量。

7.根据权利要求5所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，其特征在于，所述步骤d中姿态角包括俯仰角和翻滚角；

所述俯仰角的计算公式为：

pitch＝arcsin(-2(q₀q₂+q₁q₃))

上式中，pitch为接收线圈的俯仰角；

所述翻滚角的计算公式为：

上式中，roll为接收线圈的翻滚角。

8.根据权利要求5所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，其特征在于，所述步骤e中航向角的计算公式为：

上式中，yaw为接收线圈的航向角，mx、my分别为换算到接收线圈坐标系下的磁力计x、y轴数据。

9.根据权利要求5所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，其特征在于，所述步骤f中倾角的计算公式为：

上式中，θ为接收线圈与水平面倾角，也为坐标系z轴与垂直向上方向的夹角，roll为接收线圈的翻滚角，pitch为接收线圈的俯仰角。

10.根据权利要求5所述的无人机半航空瞬变电磁接收线圈飞行参数测量方法，其特征在于，所述步骤g中相对高度的计算公式为：

H＝(HHValue×256+HLValue)×0.01

上式中，H为相对高度，HHValue为雷达高度计输出数据的高八位HLValue为雷达高度计输出数据的低八位；

所述步骤g中磁分量的计算公式为：

上式中，H_Z为接收线圈的磁分量，I为发射电流，L为AB电极长度的一半，R为偶极源到测点的距离，y为测点偏移距，R_TE为反射系数，u₀为中间参数，k₀为空气介质波数，λ为积分变量，H₁为经中值滤波算法后的有效高度，J₁为一阶Bessel函数，(x',y')为各偶极源的中心坐标，这里y'＝0；

所述步骤h中加速度的计算公式为：

上式中，g₂为接收线圈加速度，θ₁为Z轴与垂直向上方向的夹角，γ为速度V₀与垂直向下方向的夹角,θ₁＝90°-γ,g₁为减去重力加速度后垂直向下的加速度大小。