CN110702106B - 一种无人机及其航向对准方法、装置和存储介质 - Google Patents

一种无人机及其航向对准方法、装置和存储介质 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种无人机及其航向对准方法、装置和计算机可读存储介质，该无人机的航向对准方法包括：根据全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；根据姿态确定第一航向角，并根据速度和姿态计算第一加速度；根据第一加速度与惯性器件输出的第二加速度，计算惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值；将第一航向角与航向差值之和，作为惯性器件在导航坐标系下的航向角。本申请利用基于全球导航卫星系统得到的第一加速度与基于惯性器件得到的第二加速度，可求取惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值，进而可在无需更改实际安装工艺的情况下，从理论上完成对惯性器件的初始航向对准，提高了航向对准效率和便利性。

Description

一种无人机及其航向对准方法、装置和存储介质
技术领域
本申请涉及导航定位技术领域，特别涉及一种无人机及其航向对准方法、装置和计算机可读存储介质。
背景技术
目前，多旋翼无人机的应用越来越广泛，在遥感测绘、植保、电力巡查等领域已得到较为成功的应用。无人机上一般需要安装全球导航卫星系统进行位置和速度解算，并利用惯性器件进行运动姿态检测等。现有技术中，特别是在中大型无人机上，全球导航卫星系统多采用双天线，需要严格保证惯性器件的坐标系与双天线的航向一致，这对惯性器件的安装工艺提出了较高的要求，在实际应用中很难实现。并且，双天线的安装也会受制于无人机的体积大小和安装空间位置。鉴于此，提供一种解决上述技术问题的方案，已经是本领域技术人员所亟需关注的。
发明内容
本申请的目的在于提供一种无人机及其航向对准方法、装置和计算机可读存储介质，以便有效简化航向对准的操作要求和对器件安装的工艺要求，进而提高航向对准效率和便利性。
为解决上述技术问题，第一方面，本申请公开了一种无人机的航向对准方法，所述无人机装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统，所述航向对准方法包括：
根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；
根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；
根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；
将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角。
可选地，所述根据所述速度和所述姿态计算第一加速度包括：
通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
可选地，所述计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值，包括：
确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；
确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；
将所述初值代入所述目标函数进行计算；
将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；
将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；
判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；
若是，则将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；
若否，则根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续执行所述将所述初值代入所述目标函数进行计算的步骤。
可选地，所述确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数，包括：
将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；
其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵。
可选地，所述目标函数的增量方程为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
可选地，将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算，包括：
将所述增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000021
中进行更新计算；
其中，ΔR*为更新后的增量偏差；|| ||2表示二范数。
第二方面，本申请还公开了一种无人机的航向对准装置，所述无人机装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统，所述航向对准装置包括：
第一计算模块，用于根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；
第二计算模块，用于根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；
第三计算模块，用于根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；
矫正模块，用于将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角。
可选地，所述第二计算模块具体用于：
通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
可选地，所述第三计算模块具体包括：
确定单元，用于确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；
计算单元，用于将所述初值代入所述目标函数进行计算；将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；
判断单元，用于判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；
处理单元，用于在更新后的增量偏差小于预设阈值时，将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；在更新后的增量偏差不小于预设阈值时，根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，以便计算单元继续用于将所述初值代入所述目标函数进行计算。
可选地，所述确定单元具体用于：将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵。
可选地，所述目标函数的增量方程为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
可选地，所述计算单元具体用于：
将所述增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000031
中进行更新计算；其中，ΔR*为更新后的增量偏差；|| ||2表示二范数。
第三方面，本申请还公开了一种无人机，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于执行所述计算机程序以实现如下步骤：
根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角。
可选地，所述处理器在执行所述存储器中存储的计算机程序时具体用于：通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
可选地，所述处理器在执行所述存储器中存储的计算机程序时具体用于：确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；将所述初值代入所述目标函数进行计算；将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；若是，则将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；若否，则根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续将所述初值代入所述目标函数进行计算。
可选地，所述处理器在执行所述存储器中存储的计算机程序时具体用于：将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵。
可选地，所述处理器在执行所述存储器中存储的计算机程序时具体用于：将所述目标函数的增量方程确定为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
可选地，所述处理器在执行所述存储器中存储的计算机程序时具体用于：将所述增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000041
中进行更新计算；
其中，ΔR*为更新后的增量偏差；|| ||2表示二范数。
第四方面，本申请还公开了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时用以实现如下步骤：
根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角。
可选地，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
可选地，可选地，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；将所述初值代入所述目标函数进行计算；将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；若是，则将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；若否，则根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续将所述初值代入所述目标函数进行计算。
可选地，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度； R为姿态偏差旋转矩阵。
可选地，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：将所述目标函数的增量方程确定为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
可选地，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：将所述增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000021
中进行更新计算；
其中，ΔR*为更新后的增量偏差；|| ||2表示二范数。
本申请所提供的无人机的航向对准方法应用于装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统的无人机，所述航向对准方法包括：根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角。
可见，本申请利用基于全球导航卫星系统得到的第一加速度与基于惯性器件得到的第二加速度，可求取惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值，进而根据该航向差值和基于全球导航卫星系统得到的第一航向角，对惯性器件的航向进行矫正，从而可在无需更改实际安装工艺的情况下，从理论上完成对惯性器件的初始航向对准，有效简化了航向对准的操作要求和对器件安装的工艺要求，进而提高了航向对准效率和便利性。本申请所提供的无人机的航向对准装置、无人机及计算机可读存储介质同样具有上述有益效果。
附图说明
为了更清楚地说明现有技术和本申请实施例中的技术方案，下面将对现有技术和本申请实施例描述中需要使用的附图作简要的介绍。对于本领域普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图，所获得的其他附图也属于本申请的保护范围。
图1为本申请实施例公开的一种无人机的航向对准方法的流程图；
图2为本申请实施例公开的一种无人机的航向对准方法的示意图；
图3为本申请实施例公开的一种计算航向差值的方法流程图；
图4为本申请实施例公开的一种无人机的航向对准装置的结构框图；
图5为本申请实施例公开的一种无人机的结构框图。
具体实施方式
本申请的核心在于提供一种无人机及其航向对准方法、装置和计算机可读存储介质，以便有效简化航向对准的操作要求和对器件安装的工艺要求，进而提高航向对准效率和便利性。
为了对本申请实施例中的技术方案进行更加清楚、完整地描述，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行介绍。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他实施例，都属于本申请保护的范围。
当前，无人机的应用越来越广泛。无人机上一般需要安装全球导航卫星系统进行位置和速度解算，并利用惯性器件进行运动姿态检测等。现有技术中，特别是在中大型无人机上，全球导航卫星系统多采用双天线，需要严格保证惯性器件的坐标系与双天线的航向一致，这对惯性器件的安装工艺提出了较高的要求，在实际应用中很难实现。并且，双天线的安装也会受制于无人机的体积大小和安装空间位置。鉴于此，本申请提供了一种无人机的航向对准方法，可有效解决上述问题。
参见图1所示，本申请实施例公开了一种无人机的航向对准方法，无人机装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)，航向对准方法主要包括：
S101：根据全球导航卫星系统输出的速度计算姿态。
S102：根据姿态确定第一航向角，并根据速度和姿态计算第一加速度。
S103：根据第一加速度与惯性器件输出的第二加速度，计算惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值。
S104：将第一航向角与航向差值之和，作为惯性器件在导航坐标系下的航向角。
本申请所提供的上述航向对准方法可对照参考图2所示的示意图。需要指出的是，本申请实施例所提供的无人机的航向对准方法，具体是利用全球导航卫星系统的解算结果来对惯性器件进行初始航向对准的。同时还需要说明的是，本申请中全球导航卫星系统具体为单天线结构，无需要求惯性器件在安装时与单天线的航向严格对齐，即允许两者间存在一定的航向偏差。而同时本申请通过一定的理论计算，可将全球导航卫星系统与惯性器件的航向偏差计算出来，进而利用该航向偏差对惯性器件的航向进行矫正，从而可在无需更改实际安装工艺的情况下在理论上完成对惯性器件的初始航向对准。
具体地，本申请首先利用全球导航卫星系统所输出的无人机的速度解算无人机的姿态。姿态包括俯仰角、横滚角和航向角，根据解算出来的姿态即可确定出基于全球导航卫星系统得到的无人机的航向角，称为第一航向角。同时，根据姿态和速度，可进一步计算得到基于全球导航卫星系统得到的无人机的加速度，称为第一加速度。
其中，作为一个具体实施例，可具体通过对速度和姿态进行插值求导以计算第一加速度。
同时，基于惯性器件也可以获取无人机的加速度，称为第二加速度。其中，惯性器件一般包括用于测量加速度的加表和用于测量角速度的陀螺仪。
由于全球导航卫星系统与惯性器件均装载在无人机上，因此，基于全球导航卫星系统得到的第一加速度与基于惯性器件得到的第二加速度均为无人机的加速度，理论上是相同的。但是，因为安装工艺问题，惯性器件的方向与全球导航卫星系统单天线的方向间存在差值，因此，实际上检测得到的第一加速度与第二加速度间存在偏差。
由此本申请便可基于第一加速度与第二加速度求取惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值，进而对惯性器件的航向进行对准矫正：在求得航向差值之后，将其与基于全球导航定位系统得到的第一航向角相加，得到的结果即可作为惯性器件的对准后的航向角。
本申请实施例所提供的无人机的航向对准方法，应用于装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统的无人机，该航向对准方法包括：根据全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；根据姿态确定第一航向角，并根据速度和姿态计算第一加速度；根据第一加速度与惯性器件输出的第二加速度，计算惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值；将第一航向角与航向差值之和，作为惯性器件在导航坐标系下的航向角。
可见，本申请利用基于全球导航卫星系统得到的第一加速度与基于惯性器件得到的第二加速度，可求取惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值，进而根据该航向差值和基于全球导航卫星系统得到的第一航向角，对惯性器件的航向进行矫正，从而可在无需更改实际安装工艺的情况下，从理论上完成对惯性器件的初始航向对准，有效简化了航向对准的操作要求和对器件安装的工艺要求，进而提高了航向对准效率和便利性。
在上述内容的基础上，参见图3所示，图3为本申请实施例公开的一种计算航向差值的方法流程图。在本实施例中，计算惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值主要包括以下步骤：
S201：确定关于惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及目标函数的增量方程。
其中，导航坐标系指全球导航卫星系统的天线所采用的坐标系。进一步地，作为一个具体实施例，可具体将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵。
可知，当姿态偏差旋转矩阵R足够精确时，目标函数f(R)的取值足够接近零。姿态偏差旋转矩阵R的具体形式为：R＝RrollRpitchRyaw；
Figure RE-GDA0002239476140000091
Figure RE-GDA0002239476140000092
Figure RE-GDA0002239476140000093
其中，r表示横滚角差值，p表示俯仰角差值，y表示航向角差值。
同时，作为一个具体实施例，目标函数的增量方程可具体为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
S202：确定姿态偏差旋转矩阵的初值。
S203：将初值代入目标函数进行计算。
初值R0可依据经验选取与真实值较为接近的数值，然后代入至目标函数 f(R)中进行计算。
S204：将目标函数的计算结果代入增量方程以计算增量偏差。
S205：将增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算。
具体地，本申请实施例采用最小二乘法对姿态偏差旋转矩阵进行求解。作为一种具体实施例，可具体将增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000021
中进行更新计算；其中，ΔR*为更新后的增量偏差；|| ||2表示二范数。
S206：判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；若是，则进入S207；若否，则进入S208。
S207：将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为航向差值。
若更新后的增量偏差ΔR*足够小，则说明当前的姿态偏差旋转矩阵已经较为接近真实值，可停止迭代过程，则可将ΔR*+R0作为当前的姿态偏差旋转矩阵，并将其中的航向角差值确定为惯性器件与全球导航卫星系统间的航向差值。
S208：根据增量偏差更新姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续进入S203。
若更新后的增量偏差ΔR*不小于预设阈值，则需要继续迭代，直至ΔR*小于预设阈值。
参见图4所示，本申请实施例公开了一种无人机的航向对准装置，该无人机装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统，该航向对准装置主要包括：
第一计算模块301，用于根据全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；
第二计算模块302，用于根据姿态确定第一航向角，并根据速度和姿态计算第一加速度；
第三计算模块303，用于根据第一加速度与惯性器件输出的第二加速度，计算惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值；
矫正模块304，用于将第一航向角与航向差值之和，作为惯性器件在导航坐标系下的航向角。
可见，本申请实施例所公开的无人机的航向对准装置，利用基于全球导航卫星系统得到的第一加速度与基于惯性器件得到的第二加速度，可求取惯性器件与全球导航卫星系统的航向差值，进而根据该航向差值和基于全球导航卫星系统得到的第一航向角，对惯性器件的航向进行矫正，从而可在无需更改实际安装工艺的情况下，从理论上完成对惯性器件的初始航向对准，有效简化了航向对准的操作要求和对器件安装的工艺要求，进而提高了航向对准效率和便利性。
关于上述无人机的航向对准装置的具体内容，可参考前述关于无人机的航向对准方法的详细介绍，这里就不再赘述。
进一步地，在上述内容的基础上，本申请实施例所公开的无人机的航向对准装置，在一种具体实施方式中，第二计算模块302具体用于：通过对速度和姿态进行插值求导，计算第一加速度。
进一步地，在上述内容的基础上，本申请实施例所公开的无人机的航向对准装置，在一种具体实施方式中，第三计算模块303具体包括：
确定单元，用于确定关于惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及目标函数的增量方程；确定姿态偏差旋转矩阵的初值；
计算单元，用于将初值代入目标函数进行计算；将目标函数的计算结果代入增量方程以计算增量偏差；将增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；
判断单元，用于判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；
处理单元，用于在更新后的增量偏差小于预设阈值时，将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为航向差值；在更新后的增量偏差不小于预设阈值时，根据增量偏差更新姿态偏差旋转矩阵的初值，以便计算单元继续用于将初值代入目标函数进行计算。
进一步地，在上述内容的基础上，本申请实施例所公开的无人机的航向对准装置在一种具体实施方式中，确定单元具体用于：将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵。
进一步地，在上述内容的基础上，本申请实施例所公开的无人机的航向对准装置在一种具体实施方式中，目标函数的增量方程为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
进一步地，在上述内容的基础上，本申请实施例所公开的无人机的航向对准装置在一种具体实施方式中，计算单元具体用于：
将增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000121
中进行更新计算；其中，ΔR*为更新后的增量偏差；||||2表示二范数。
参见图5所示，本申请实施例公开了一种无人机，包括：
存储器401，用于存储计算机程序；
处理器402，用于执行所述计算机程序以实现如上所述的任一种无人机的航向对准方法的步骤。
根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角。
在本实施例中，所述处理器402在执行所述存储器401中存储的计算机程序时具体用于：通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
在本实施例中，所述处理器402在执行所述存储器401中存储的计算机程序时具体用于：确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；将所述初值代入所述目标函数进行计算；将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；若是，则将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；若否，则根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续将所述初值代入所述目标函数进行计算。
在本实施例中，所述处理器402在执行所述存储器401中存储的计算机程序时具体用于：将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵。
在本实施例中，所述处理器402在执行所述存储器401中存储的计算机程序时具体用于：将所述目标函数的增量方程确定为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
在本实施例中，所述处理器402在执行所述存储器401中存储的计算机程序时具体用于：将所述增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000021
中进行更新计算；其中，ΔR*为更新后的增量偏差；||||2表示二范数。
关于上述无人机的具体内容，可参考前述关于无人机的航向对准方法的详细介绍，这里就不再赘述。
进一步地本申请还公开了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时用以实现如下步骤：
根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角。
在本实施例中，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
在本实施例中，在本实施例中，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；将所述初值代入所述目标函数进行计算；将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；若是，则将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；若否，则根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续将所述初值代入所述目标函数进行计算。
在本实施例中，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：将f(R)＝aGNSS-RaIMU确定为关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数；其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵。
在本实施例中，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：将所述目标函数的增量方程确定为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
在本实施例中，所述计算机可读存储介质中存储的计算机子程序在被处理器执行时具体用于：将所述增量偏差代入
Figure RE-GDA0002239476140000021
中进行更新计算；其中，ΔR*为更新后的增量偏差；||||2表示二范数。
关于计算机可读存储介质的具体内容，可参考前述关于无人机的航向对准方法的详细介绍，这里就不再赘述。
本申请中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的设备而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
还需说明的是，在本申请文件中，诸如“第一”和“第二”之类的关系术语，仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或者操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或者操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。此外，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上对本申请所提供的技术方案进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以对本申请进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本申请的保护范围内。

Claims (8)

1.一种无人机的航向对准方法，其特征在于，所述无人机装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统，所述航向对准方法包括：
根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；
根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；
根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；
将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角；
其中，所述计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值，包括：
确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；所述目标函数为f(R)＝aGNSS-RaIMU，其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵；
确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；
将所述初值代入所述目标函数进行计算；
将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；
将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；
判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；
若是，则将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；
若否，则根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续执行所述将所述初值代入所述目标函数进行计算的步骤。
2.根据权利要求1所述的航向对准方法，其特征在于，所述根据所述速度和所述姿态计算第一加速度包括：
通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
3.根据权利要求1所述的航向对准方法，其特征在于，所述目标函数的增量方程为：
J(R)TJ(R)ΔR＝-J(R)Tf(R)；
其中，J(R)为f(R)的偏导数；ΔR为增量偏差。
4.根据权利要求3所述的航向对准方法，其特征在于，将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算，包括：
将所述增量偏差代入
Figure FDA0002931876990000021
中进行更新计算；
其中，ΔR*为更新后的增量偏差；|| ||2表示二范数。
5.一种无人机的航向对准装置，其特征在于，所述无人机装载有惯性器件和单天线的全球导航卫星系统，所述航向对准装置包括：
第一计算模块，用于根据所述全球导航卫星系统输出的速度计算姿态；
第二计算模块，用于根据所述姿态确定第一航向角，并根据所述速度和所述姿态计算第一加速度；
第三计算模块，用于根据所述第一加速度与所述惯性器件输出的第二加速度，计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值；
矫正模块，用于将所述第一航向角与所述航向差值之和，作为所述惯性器件在导航坐标系下的航向角；
其中，所述第三计算模块在计算所述惯性器件与所述全球导航卫星系统的航向差值时，具体用于：
确定关于所述惯性器件与导航坐标系的姿态偏差旋转矩阵的目标函数以及所述目标函数的增量方程；所述目标函数为f(R)＝aGNSS-RaIMU，其中，aGNSS为第一加速度；aIMU为第二加速度；R为姿态偏差旋转矩阵；确定所述姿态偏差旋转矩阵的初值；将所述初值代入所述目标函数进行计算；将所述目标函数的计算结果代入所述增量方程以计算增量偏差；将所述增量偏差代入最小二乘偏差函数进行更新计算；判断更新后的增量偏差是否小于预设阈值；若是，则将当前的姿态偏差旋转矩阵中的航向角差值确定为所述航向差值；若否，则根据所述增量偏差更新所述姿态偏差旋转矩阵的初值，并继续将所述初值代入所述目标函数进行计算。
6.根据权利要求5所述的航向对准装置，其特征在于，所述第二计算模块具体用于：
通过对所述速度和所述姿态进行插值求导，计算所述第一加速度。
7.一种无人机，其特征在于，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于执行所述计算机程序以实现如权利要求1至4任一项所述的无人机的航向对准方法的步骤。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时用以实现如权利要求1至4任一项所述的无人机的航向对准方法的步骤。
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