CN111580139A - 卫星导航数据的有效性判断方法及装置、电子设备 - Google Patents

卫星导航数据的有效性判断方法及装置、电子设备 Download PDF

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Abstract

本公开提供了一种卫星导航数据的有效性的判断方法，其包括：基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量轨迹；基于惯性测量数据获得所述载体的实际轨迹；对所述测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；基于所述轨迹匹配结果判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。该判断方法可以提高卫星导航数据的有效性的准确性，使惯性导航更准确。本公开还提供了一种卫星导航数据的有效性判断装置和电子设备。

Description

卫星导航数据的有效性判断方法及装置、电子设备
技术领域
本公开实施例涉及卫星导航技术领域，特别涉及卫星导航数据的有效性的判断方法及装置、电子设备。
背景技术
惯性导航是利用安装在移动载体上的惯性测量元件测量移动载体的角速度和加速度信息，并通过积分运算得到移动载体的位置、速度等导航参数。
在实际应用中，惯性导航系统因需要通过积分产生导航数据，使得惯性导航的累计误差越来越大，常影响惯性导航的精度。为提高惯性导航的精度，将惯性导航和全球定位系统(Global Positioning System，GPS)的定位数据结合是比较有效的手段。然而，在许多场景(如隧道口、停车场、镜像、封闭道路)中存在静电反射，经常出现信噪比低、星数较多，但GPS数据无效的情况。因此，基于星数无法判断GPS数据的有效性，从而影响导航的准确性。
公开内容
本公开实施例提供一种卫星导航数据的有效性的判断方法及装置、电子设备。
第一方面，本公开实施例提供一种卫星导航数据的有效性的判断方法，其包括：
基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量轨迹；
基于惯性测量数据获得所述载体的实际轨迹；
对所述测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；
基于所述轨迹匹配结果判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，所述对所述测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果，包括：
根据所述测量轨迹上的测量点在所述实际轨迹上寻找与其距离最近的实际点，获得近距点对集；
调整所述近距点对集中测量点的位置，获得调整点对集；
利用所述调整点对集中的调整点和对应的所述实际点进行迭代计算所述调整点和实际点的平均误差，直至满足预设的迭代停止条件，并获得迭代结果；
基于所述迭代结果获得所述匹配结果。
在一些实施例中，所述基于迭代结果获得所述匹配结果，包括：
当所述迭代结果为达到迭代次数阈值时，确定匹配结果为所述测量轨迹和实际轨迹不匹配；
当所述迭代结果为达到误差阈值时，确定匹配结果为所述测量轨迹和实际轨迹匹配。
在一些实施例中，基于所述轨迹匹配结果判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性，包括：
在所述轨迹匹配结果为轨迹形状匹配时，所述卫星导航系统的测量数据为有效；
在所述轨迹匹配结果为轨迹形状不匹配时，所述卫星导航系统的测量数据为无效。
在一些实施例中，所述方法还包括：
基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量行驶距离；
基于惯性测量数据获得所述载体的实际行驶距离；
计算所述测量行驶距离和所述实际行驶距离获得距离差值；
基于所述轨迹匹配结果和距离差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，所述基于所述轨迹匹配结果和距离差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性，包括：
所述轨迹匹配结果为轨迹形状匹配，且所述距离差值小于预设的距离阈值时，所述卫星导航系统的测量数据为有效。
在一些实施例中，所述方法还包括：
基于卫星导航系统对载体的测量航向角获得所述载体的测量角度旋转变化量；
基于惯性测量航向角获得所述载体的实际角度旋转变化量；
基于所述测量角度旋转变化量和所述实际角度旋转变化量获得角度旋转变化量差值；
基于所述测量航向角获得航向角方差，并基于所述航向角方差获得航向角稳定度；
获取星数和所述载体的实际速度；
基于所述轨迹匹配结果、所述星数、所述载体的实际速度、所述角度旋转变化量差值、航向角差值和所述航向角稳定度判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，所述基于所述轨迹匹配结果、所述星数、所述载体的速度、所述角度旋转变化量差值、航向角变化值、积累航向角差值和所述航向角稳定度判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性，包括：
在无静电反射情况下，依据所述星数、所述载体的实际速度、所述航向角变化值、所述积累航向角差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性；
在有静电反射情况下，依据所述星数、所述载体的实际速度、所述航向角变化值、所述积累航向角差值、所述航向角方差判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
第二方面，本公开实施例提供一种卫星导航数据的有效性的判断装置，其包括：
测量轨迹获得模块，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量轨迹；
实际轨迹获得模块，用于基于惯性测量数据获得所述载体的实际轨迹；
轨迹匹配模块，用于对所述测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；
有效性判断模块，用于基于所述轨迹匹配结果判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，所述轨迹匹配模块，包括：
近距点对集生成单元，用于根据所述测量轨迹上的测量点在所述实际轨迹上寻找与其距离最近的实际点，获得近距点对集；
位置调整单元，用于调整所述近距点对集中测量点的位置，获得调整点对集；
计算单元，用于利用所述调整点对集中的调整点和对应的所述实际点进行迭代计算所述调整点和实际点的平均误差，直至满足预设的迭代停止条件，并获得迭代结果；
匹配结果获得单元，用于基于所述迭代结果获得所述匹配结果。
在一些实施例中，所述装置还包括：
测量行驶距离获得模块，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量行驶距离；
实际行驶距离获得模块，用于基于惯性测量数据获得所述载体的实际行驶距离；
距离差值计算模块，用于计算所述测量行驶距离和所述实际行驶距离获得距离差值；
所述有效性判断模块，还用于基于所述轨迹匹配结果和距离差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，所述装置还包括：
测量角度变化量获得模块，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量角度旋转变化量；
实际角度变化量获得模块，用于基于惯性测量数据获得所述载体的实际角度旋转变化量和所述载体的实际速度；
航向角计算模块，用于基于所述测量角度旋转变化量和所述实际角度旋转变化量获得角度旋转变化量差值、航向角差值和积累航向角差值；
稳定度获得模块，用于基于所述测量航向角获得航向角方差，并基于所述航向角方差获得航向角稳定度；
星数获得模块，用于获取星数；
所述有效性判断模块，还用于基于所述轨迹匹配结果、所述星数、所述载体的实际速度、所述角度旋转变化量差值、航向角差值和所述航向角稳定度判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
第三方面，本公开实施例提供一种电子设备，其包括：
一个或多个处理器；
存储器，其上存储有一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器上述任意一种卫星导航数据的有效性的判断方法；
一个或多个I/O接口，连接在所述处理器与存储器之间，配置为实现所述处理器与存储器的信息交互。
第四方面，本公开实施例提供一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现上述任意一种卫星导航数据的有效性的判断方法。
本公开实施例提供的卫星导航数据的有效性的判断方法，基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量轨迹；基于惯性测量数据获得载体的实际轨迹；对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；基于轨迹匹配结果判断卫星导航系统的测量数据的有效性。该卫星导航数据的有效性的判断方法可以大大提高卫星导航数据的有效性的准确性，使惯性导航更准确，从而提高惯性导航的整体性能。
附图说明
附图用来提供对本公开实施例的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本公开的实施例一起用于解释本公开，并不构成对本公开的限制。通过参考附图对详细示例实施例进行描述，以上和其它特征和优点对本领域技术人员将变得更加显而易见，在附图中：
图1为本公开第一实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断方法的流程图；
图2为本公开第一实施例提供的卫星导航数据的有效性的判断方法中步骤103的流程图；
图3为本公开第二实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断方法的流程图；
图4为本公开第三实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断方法的流程图；
图5为本公开第四实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断装置的原理框图；
图6为本公开第四实施例提供的卫星导航数据的有效性的判断装置中轨迹匹配模块的原理框图；
图7为本公开第五实施例提供的另一种卫星导航数据的有效性的判断装置的原理框图；
图8为本公开第六实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断装置的原理框图；
图9为本公开实施例提供的一种电子设备的组成框图。
具体实施方式
为使本领域的技术人员更好地理解本公开的技术方案，下面结合附图对本公开提供的卫星导航数据的有效性的判断方法及装置、电子设备、计算机可读介质进行详细描述。
在下文中将参考附图更充分地描述示例实施例，但是所述示例实施例可以以不同形式来体现且不应当被解释为限于本文阐述的实施例。反之，提供这些实施例的目的在于使本公开透彻和完整，并将使本领域技术人员充分理解本公开的范围。
在不冲突的情况下，本公开各实施例及实施例中的各特征可相互组合。
如本文所使用的，术语“和/或”包括一个或多个相关列举条目的任何和所有组合。
本文所使用的术语仅用于描述特定实施例，且不意欲限制本公开。如本文所使用的，单数形式“一个”和“该”也意欲包括复数形式，除非上下文另外清楚指出。还将理解的是，当本说明书中使用术语“包括”和/或“由……制成”时，指定存在所述特征、整体、步骤、操作、元件和/或组件，但不排除存在或添加一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元件、组件和/或其群组。
除非另外限定，否则本文所用的所有术语(包括技术和科学术语)的含义与本领域普通技术人员通常理解的含义相同。还将理解，诸如那些在常用字典中限定的那些术语应当被解释为具有与其在相关技术以及本公开的背景下的含义一致的含义，且将不解释为具有理想化或过度形式上的含义，除非本文明确如此限定。
增强现实(Augmented Reality，简称AR)导航是利用惯性导航技术和卫星导航技术实现更人性化的导航技术。由于惯性导航产生的导航数据的误差容易积累，影响导航精度，卫星导航可以对载体的行驶路线进行监控，对惯性导航的数据进行纠错，以提高AR导航的精度。然而，在存在静电反射的位置时，GPS数据的有效性难以确定，这将影响AR导航的准确性。
第一方面，本公开第一实施例提供一种卫星导航数据的有效性的判断方法。图1为本公开第一实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断方法的流程图。如图1所示，卫星导航数据的有效性的判断方法包括：
步骤101，基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量轨迹。
在本公开实施例中，卫星导航系统是用于高精度无线电导航使用的卫星，即泛指能够用以定位、导航的卫星。例如，全球定位系统(Global Positioning System，GPS)和北斗定位系统使用的卫星均为卫星导航系统。但在本第一实施例中，对卫星导航系统不作限定。
其中，载体是导航的对象，可以是自动驾驶车辆、自动驾驶飞行器，也可以是其它物体。卫星导航系统为载体提供定位和行驶路线的监控，以实现载体的安全行驶。
在本第一实施例中，通过卫星导航系统对载体的n个测量点的测量数据，获得载体的测量轨迹，如载体的n个位置点，利用n个位置点获得了载体的测量轨迹。其中，测量轨迹是指载体的移动轨迹。其中，测量轨迹可以是直线，也可以是曲线。
步骤102，基于惯性测量数据获得载体的实际轨迹。
在一个实施例中，在步骤102中，惯性测量数据是搭载于所述载体上的惯性测量元件获得的测量数据。根据载体上的惯性测量元件的测量数据，利用扩展卡尔曼滤波算法获得载体的实际轨迹。
其中，惯性测量元件可以是速度传感器、加速度传感器、陀螺仪等测量元件。惯性测量元件设置在载体上，用于测量载体的测量数据，如载体的速度、加速度、位置等，并通过扩展卡尔曼滤波算法推算载体的实际运行轨迹，即获得载体的实际轨迹。其中，实际轨迹可以是直线，也可以是曲线。
步骤103，对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果。
在一些实施例中，在步骤103中，可以通过匹配算法对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果。需要说明的是，测量轨迹和实际轨迹的匹配也可以被认为是测量轨迹形状和实际轨迹形状的匹配，即，测量轨迹形状尽可能地与实际轨迹形状匹配。为了表述方便，本公开第一实施例以测量轨迹和实际轨迹的匹配来表述测量轨迹形状和实际轨迹形状的匹配。
其中，匹配算法采用但不限于迭代最近点(Iterative Closest Point，简称ICP)算法。匹配算法也可以采用其他算法。
在本第一实施例中，轨迹匹配结果是根据停止迭代条件不同有所不同。停止迭代的条件可以是设置迭代次数阈值，也可以是设置匹配阈值，当达到迭代次数阈值或预设匹配阈值时，停止迭代运算。
当迭代结果为达到迭代次数阈值时，则确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹不匹配。当迭代结果为达到误差阈值时，则确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹匹配。
步骤104，基于轨迹匹配结果判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
在本公开第一实施例中，在轨迹匹配结果为轨迹形状匹配时，卫星导航系统的测量数据为有效。在轨迹匹配结果为轨迹形状不匹配时，卫星导航系统的测量数据为无效。
在一些第一实施例中，通过以下步骤对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果。如图2所示，步骤103具体包括：
步骤201，根据测量轨迹上的测量点在实际轨迹上寻找与其距离最近的实际点，获得近距点对集。
其中，测量轨迹是卫星导航根据若干测量点(测量值)生成的轨迹。实际轨迹是根据惯性测量元件的实际测量点(下称实际点)生成的轨迹。
在一些实施例中，在步骤201中，针对测量轨迹上的每个测量点，在实际轨迹上寻找与其距离最近的实际点，获得近距点对集。
其中，近距点对集是指测量轨迹上的测量点和实际轨迹上的实际点的集合，而且，每对测量点和实际点之间的距离最近。例如，测量轨迹上的测量点A与实际轨迹上的实际点a的距离最近，则测量点A与实际点a为一对近距点对。多个近距点对构成近距点对集。
步骤202，调整近距点对集中测量点的位置，获得调整点对集。
在一些实施例中，在步骤202中，通过平移、旋转等方式调整测量点的位置，将测量点替换为调整点，构成调整点和实际点组成的调整点对集，而且调整点对集中所有近距点对的平均误差最低。不难理解，调整点对集是利用调整点代替测量点，并与实际点构成调整点对集。
步骤203，利用调整点对集中的调整点和对应的实际点进行迭代计算平均误差，直至满足预设的迭代停止条件，获得迭代结果。
在一些实施例中，在步骤203中，利用调整点对集中的调整点和对应的实际点进行迭代计算调整点和实际点的平均误差，直至满足预设的迭代停止条件，获得迭代结果。
其中，迭代计算的停止条件可以是迭代次数阈值或者误差阈值。当迭代停止条件为迭代次数时，迭代结果为达到迭代次数阈值。当迭代停止条件为达到误差阈值，则迭代结果为达到误差阈值。
步骤204，基于迭代结果获得匹配结果。
当迭代结果为达到迭代次数阈值时，确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹不匹配。当迭代结果为达到误差阈值时，确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹匹配。
在第二实施例中，卫星导航数据的有效性的判断方法是依据第一实施例提供的轨迹匹配结果和行驶距离结合判断卫星导航数据的有效性。
图3为本公开第二实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断方法的流程图。如图3所示，卫星导航数据的有效性的判断方法包括：
步骤301，基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量行驶距离。
在一些实施例中，在步骤301，通过卫星导航系统对载体的测量数据，获得载体的测量行驶距离。其中，测量行驶距离是指载体的移动的距离。
步骤302，基于惯性测量数据获得载体的实际行驶距离。
在一些实施例中，在步骤302中，惯性测量数据是搭载于所述载体上的惯性测量元件获得的测量数据。基于搭载于载体上的惯性测量元件的测量数据，利用扩展卡尔曼滤波算法推算载体的实际行驶距离。
需要说明的是，推算载体的实际行驶距离的算法并不限于扩展卡尔曼滤波算法，也可采用其他算法推算载体的实际行驶距离。
步骤303，计算测量行驶距离和实际行驶距离获得距离差值。
在一些实施例中，在步骤303中，计算测量行驶距离和实际行驶距离获得距离差值。
步骤304，基于轨迹匹配结果和距离差值判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，在步骤304中，当测量行驶距离和实际行驶距离的距离差值大于预设的距离阈值时，卫星导航系统的测量数据为无效。轨迹匹配结果为轨迹形状匹配，且距离差值小于预设的距离阈值时，卫星导航系统的测量数据为有效。
其中，距离阈值可以根据实际情况预先设定。例如，距离阈值为实际行驶距离的1/5时，当测量行驶距离和实际行驶距离的距离差值大于实际行驶距离的1/5时，判断卫星导航系统的测量数据无效。当测量行驶距离和实际行驶距离的距离差值小于实际行驶距离的1/5，而且，轨迹匹配结果为轨迹形状匹配时，所卫星导航系统的测量数据为有效。
在本实施例中，按照第一实施例提供的测量轨迹和实际轨迹匹配方式获得轨迹匹配结果，在此不再赘述。
在第三实施例中，卫星导航数据的有效性的判断方法是依据第一实施例提供的轨迹匹配结果、第二实施例提供的行驶距离和航向角来判断卫星导航数据的有效性。
图4为本公开第三实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断方法的流程图。如图4所示，卫星导航数据的有效性的判断方法包括：
步骤401，基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量角度旋转变化量。
在一些实施例中，在步骤401，通过卫星导航系统对载体的测量数据，即航向角测量数据，根据航向角测量数据获得测量角度旋转变化量。
例如，通过卫星导航系统测量载体的n个航向角，第一个航向角和第n个航向角之间的差值为测量角度旋转变化量。换言之，测量角度旋转变化量是n个航向角中相邻航向角的差值之和。
如，航向角(yaw)差值＝yaw(n+1)-yaw(n)。
其中，yaw(n+1)为第n+1个航向角，yaw(n)为第n个航向角。
测量角度旋转变化量＝sum(yaw(n+1)-yaw(n))，即测量角度旋转变化量为航向角的差值之和。
步骤402，基于惯性测量数据获得载体的实际角度旋转变化量。
在一些实施例中，在步骤402中，基于搭载于载体上的惯性测量元件的测量数据，即航向角测量数据，利用扩展卡尔曼滤波算法计算得到载体的航向角，在根据航向角得到载体的实际角度旋转变化量。
载体的实际角度旋转变化量是通过惯性测量元件测量的n个航向角计算得到。根据航向角计算实际角度旋转变化量的方式与测量角度旋转变化量的方式相同，在此不再赘述。
步骤403，基于测量角度旋转变化量和实际角度旋转变化量获得角度旋转变化量差值。
在一些实施例中，在步骤403中，基于卫星导航系统获得的测量角度旋转变化量，以及惯性导航技术获得的实际角度旋转变化量，获得角度旋转变化量差值。
步骤404，基于卫星导航系统对载体的测量航向角获得航向角方差，并基于航向角方差获得航向角稳定度。
在一些实施例中，在步骤404中，基于卫星导航系统对载体的测量航向角获得航向角方差，并基于航向角方差获得航向角稳定度。
步骤405，获取星数和载体的实际速度。
在一些实施例中，在步骤405中，星数是指载体可以获得卫星导航系统的数量。载体的实际速度可通过惯性导航技术获得，即基于搭载于载体上的速度传感器、加速度传感器，通过扩展卡尔曼滤波算法获得载体的实际速度。
步骤406，基于轨迹匹配结果、星数、载体的实际速度、角度旋转变化量差值和航向角稳定度判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，在无静电反射情况下，依据星数、载体的实际速度、角度旋转变化量差值、航向角差值判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
具体地，在星数、信噪比和位移合理的情况下，且载体的实际速度小于5km/h，测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于25度，航向角差值最大相差小于5度时，认为卫星导航数据是有效的。在其他速度场景下，判断测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于20度，航向角差值最大相差小于4度，认为卫星导航数据是有效的。
在有静电反射情况下，依据星数、载体的实际速度、航向角变化值、积累航向角差值、航向角方差判断卫星导航数据的有效性。
具体地，在星数、信噪比和位移合理的情况下，且载体的实际速度小于5km/h，测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于25度，航向角差值最大相差小于5度，航向角方差小于n(如0.75),认为卫星导航数据是有效的。在其他速度场景下，测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于20度，航向角差值最大相差小于4度，航向角方差小于n×0.8，认为卫星导航数据是有效的。
需要说明的是，在航向角的基础上，结合轨迹匹配结果判断卫星导航数据的有效性时，基于航向角判断的卫星导航数据有效，以及基于轨迹匹配结果判断的卫星导航数据有效，这两者均有效时，判断卫星导航数据是有效的；两者有一个判断无效，则判定卫星导航数据是无效的。
基于轨迹匹配结果判断卫星导航数据的有效性与第一实施例相同，在此不再赘述。
在一些实施例中，判断卫星导航数据的有效性是基于轨迹匹配结果、行驶距离和航向角的基础上做出的。具体地，在基于轨迹匹配结果、行驶距离和航向角均判断卫星导航数据有效时，认为卫星导航数据是有效的，其中任意一个判断结果是卫星导航数据无效时，则认为卫星导航数据是无效的。
其中，基于轨迹匹配结果判断卫星导航数据的有效性与第一实施例相同，基于行驶距离判断卫星导航数据的有效性与第二实施例相同，基于航向角均判断卫星导航数据的有效性与第三实施例相同，在此不再赘述。
本公开实施例提供的卫星导航数据的有效性的判断方法，基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量轨迹；基于惯性测量数据获得载体的实际轨迹；对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；基于轨迹匹配结果判断卫星导航系统的测量数据的有效性。该卫星导航数据的有效性的判断方法可以大大提高卫星导航数据的有效性的准确性，使惯性导航更准确，从而提高惯性导航的整体性能。
第二方面，本公开第四实施例提供一种卫星导航数据的有效性的判断装置。图5为本公开第四实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断装置的原理框图。
参照图5，卫星导航数据的有效性的判断装置，包括：
测量轨迹获得模块501，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量轨迹。
在一些实施例中，测量轨迹获得模块501通过卫星导航系统对载体的n个测量点的测量数据，获得载体的测量轨迹，如载体的n个位置点，利用n个位置点获得了载体的测量轨迹。其中，测量轨迹是指载体的移动轨迹。其中，测量轨迹可以是直线，也可以是曲线。
实际轨迹获得模块502，用于基于惯性测量数据获得载体的实际轨迹。
在一些实施例中，实际轨迹获得模块502通过搭载在载体上的惯性测量元件用于测量载体的惯性测量数据，如载体的速度、加速度、位置等，然后通过扩展卡尔曼滤波算法推算载体的实际运行轨迹，即获得载体的实际轨迹。
轨迹匹配模块503，用于对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果。
在一些实施例中，轨迹匹配模块503通过匹配算法对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果。需要说明的是，测量轨迹和实际轨迹的匹配也可以被认为是测量轨迹形状和实际轨迹形状的匹配，即，测量轨迹形状尽可能地与实际轨迹形状匹配。
在本公开实施例的轨迹匹配模块503中，匹配算法采用但不限于迭代最近点(Iterative Closest Point，简称ICP)算法。匹配算法也可以采用其他算法。
停止迭代的条件可以是设置迭代次数阈值，也可以是设置匹配阈值，当达到迭代次数阈值或预设匹配阈值时，停止迭代运算。当迭代结果为达到迭代次数阈值时，确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹不匹配。当迭代结果为达到误差阈值时，确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹匹配。
有效性判断模块504，用于基于轨迹匹配结果判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
当轨迹匹配模块的轨迹匹配结果为轨迹形状匹配时，有效性判断模块504判定卫星导航系统的测量数据为有效。当轨迹匹配模块503的轨迹匹配结果为轨迹形状不匹配时，有效性判断模块504判定卫星导航系统的测量数据为无效。
图6为本公开第四实施例提供的卫星导航数据的有效性的判断装置中轨迹匹配模块的原理框图。如图6所示，轨迹匹配模块包括：
近距点对集生成单元601，用于根据测量轨迹上的测量点在实际轨迹上寻找与其距离最近的实际点，获得近距点对集。
其中，近距点对集是指测量轨迹上的测量点和实际轨迹上的实际点的集合，而且，每对测量点和实际点之间的距离最近。例如，测量轨迹上的测量点A与实际轨迹上的实际点a、b、c中的实际点A的距离最近，则测量点A与实际点a为一对近距点对。多个近距点对的集合组成近距点对集。
位置调整单元602，用于调整近距点对集中测量点的位置，获得调整点对集。
在一些实施例中，位置调整单元602通过平移、旋转等方式调整测量点的位置，将测量点替换为调整点，构成调整点和实际点组成的调整点对集，而且调整点对集中所有近距点对的平均误差最低。
计算单元603，用于利用调整点对集中的调整点和对应的实际点进行迭代计算调整点和实际点的平均误差，直至满足预设的迭代停止条件，并获得迭代结果。
其中，迭代计算的停止条件可以是迭代次数阈值或者误差阈值。当迭代停止条件为迭代次数时，迭代结果为达到迭代次数阈值。当迭代停止条件为达到误差阈值，则迭代结果为达到误差阈值。
匹配结果获得单元604，用于基于迭代结果获得匹配结果。
当迭代结果为达到迭代次数阈值时，确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹不匹配。当迭代结果为达到误差阈值时，确定匹配结果为测量轨迹和实际轨迹匹配。
本公开第五实施例提供的另一种卫星导航数据的有效性的判断装置。该卫星导航数据的有效性包括第四实施例公开的卫星导航数据的有效性的判断装置中的所有特征外，还包括基于距离判断卫星导航数据的有效性的模块。为了便于描述，下面仅对不同部分进行介绍。
图7为本公开第五实施例提供的另一种卫星导航数据的有效性的判断装置的原理框图。如图7所示，卫星导航数据的有效性的判断装置，还包括：
测量行驶距离获得模块701，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量行驶距离。
在一些实施例中，测量行驶距离获得模块701通过卫星导航系统对载体的测量数据，获得载体的测量行驶距离。其中，测量行驶距离是指载体的移动的距离。
实际行驶距离获得模块702，用于基于惯性测量数据获得载体的实际行驶距离。
在一些实施例中，实际行驶距离获得模块702是基于搭载于载体上的惯性测量元件的测量数据，利用扩展卡尔曼滤波算法推算载体的实际行驶距离。
距离差值计算模块703，用于计算测量行驶距离和实际行驶距离获得距离差值。
有效性判断模块704，还用于基于轨迹匹配结果和距离差值判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，在有效性判断模块704中，当测量行驶距离和实际行驶距离的距离差值大于预设的距离阈值时，卫星导航系统的测量数据为无效。轨迹匹配结果为轨迹形状匹配，且距离差值小于预设的距离阈值时，卫星导航系统的测量数据为有效。
其中，距离阈值可以根据实际情况预先设定。例如，距离阈值为实际行驶距离的1/5时，当测量行驶距离和实际行驶距离的距离差值大于实际行驶距离的1/5时，判断卫星导航系统的测量数据无效。当测量行驶距离和实际行驶距离的距离差值小于实际行驶距离的1/5，而且，轨迹匹配结果为轨迹形状匹配时，所卫星导航系统的测量数据为有效。
本公开第六实施例提供的又一种卫星导航数据的有效性的判断装置。该卫星导航数据的有效性包括第四实施例公开的卫星导航数据的有效性的判断装置中的所有特征外，还包括基于航向角判断卫星导航数据的有效性的模块。为了便于描述，下面仅对不同部分进行介绍。
图8为本公开第六实施例提供的一种卫星导航数据的有效性的判断装置的原理框图。如图8所示，卫星导航数据的有效性的判断装置，还包括：
测量角度变化量获得模块801，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量角度旋转变化量。
在一些实施例中，测量角度变化量获得模块801通过卫星导航系统测量载体的n个航向角，第一个航向角和第n个航向角之间的差值为测量角度旋转变化量。换言之，测量角度旋转变化量是n个航向角中相邻航向角的差值之和。
如，航向角(yaw)差值＝yaw(n+1)-yaw(n)。
其中，yaw(n+1)为第n+1个航向角，yaw(n)为第n个航向角。
测量角度旋转变化量＝sum(yaw(n+1)-yaw(n))，即测量角度旋转变化量为航向角的差值之和。
实际角度变化量获得模块802，用于基于惯性测量数据获得载体的实际角度旋转变化量和载体的实际速度。
在实际角度变化量获得模块802中，载体的实际角度旋转变化量是通过惯性测量元件测量的n个航向角计算得到。基于搭载于载体上的速度传感器、加速度传感器，通过扩展卡尔曼滤波算法获得载体的实际速度。根据航向角计算实际角度旋转变化量的方式与测量角度旋转变化量的方式相同，在此不再赘述。
航向角计算模块803，用于基于测量角度旋转变化量和实际角度旋转变化量获得角度旋转变化量差值、航向角差值和积累航向角差值。
在一些实施例中，航向角计算模块803基于卫星导航系统获得的测量角度旋转变化量，以及惯性导航技术获得的实际角度旋转变化量，获得角度旋转变化量差值。
稳定度获得模块804，用于基于测量航向角获得航向角方差，并基于航向角方差获得航向角稳定度。
在一些实施例中，稳定度获得模块804基于卫星导航系统对载体的测量航向角获得航向角方差，并基于航向角方差获得航向角稳定度。
星数获得模块805，用于获取星数。
其中，星数是指载体可以获得导航卫星的数量。
有效性判断模块806，还用于基于轨迹匹配结果、星数、载体的实际速度、角度旋转变化量差值、航向角差值和航向角稳定度判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
在一些实施例中，在无静电反射情况下，依据星数、载体的实际速度、角度旋转变化量差值、航向角差值判断卫星导航系统的测量数据的有效性。
具体地，在星数、信噪比和位移合理的情况下，且载体的实际速度小于5km/h，测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于25度，航向角差值最大相差小于5度时，认为卫星导航数据是有效的。在其他速度场景下，判断测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于20度，航向角差值最大相差小于4度，认为卫星导航数据是有效的。
在有静电反射情况下，依据星数、载体的实际速度、航向角变化值、积累航向角差值、航向角方差判断卫星导航数据的有效性。
具体地，在星数、信噪比和位移合理的情况下，且载体的实际速度小于5km/h，测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于25度，航向角差值最大相差小于5度，航向角方差小于n(如0.75),认为卫星导航数据是有效的。在其他速度场景下，测量角度旋转变化量差值与实际角度旋转变化量差值相差小于20度，航向角差值最大相差小于4度，航向角方差小于n×0.8，认为卫星导航数据是有效的。
本公开实施例还提供一种星导航数据的有效性的判断装置，该装置包含第四实施例、第五实施例和第六实施例中的全部模块和单元，在基于轨迹匹配结果、行驶距离和航向角均判断卫星导航数据有效时，认为卫星导航数据是有效的，其中任意一个判断结果是卫星导航数据无效时，则认为卫星导航数据是无效的。
本公开实施例提供的卫星导航数据的有效性的判断装置，测量轨迹获得模块基于卫星导航系统对载体的测量数据获得载体的测量轨迹；实际轨迹获得模块基于惯性测量数据获得载体的实际轨迹；轨迹匹配模块对测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；有效性判断模块基于轨迹匹配结果判断卫星导航系统的测量数据的有效性。该卫星导航数据的有效性的判断装置可以提高卫星导航数据的有效性的准确性，使惯性导航更准确，从而提高惯性导航的整体性能。
第三方面，参照图9，本公开实施例提供一种电子设备，其包括：
一个或多个处理器901；
存储器902，其上存储有一个或多个程序，当一个或多个程序被一个或多个处理器执行，使得一个或多个处理器实现上述任意一项的卫星导航数据的有效性的判断方法；
一个或多个I/O接口903，连接在处理器与存储器之间，配置为实现处理器与存储器的信息交互。
其中，处理器901为具有数据处理能力的器件，其包括但不限于中央处理器(CPU)等；存储器902为具有数据存储能力的器件，其包括但不限于随机存取存储器(RAM，更具体如SDRAM、DDR等)、只读存储器(ROM)、带电可擦可编程只读存储器(EEPROM)、闪存(FLASH)；I/O接口(读写接口)903连接在处理器901与存储器902间，能实现处理器901与存储器902的信息交互，其包括但不限于数据总线(Bus)等。
在一些实施例中，处理器901、存储器902和I/O接口903通过总线相互连接，进而与计算设备的其它组件连接。
第四方面，本公开实施例提供一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，程序被处理器执行时实现上述任意一种卫星导航数据的有效性的判断方法。
本领域普通技术人员可以理解，上文中所公开方法中的全部或某些步骤、系统、装置中的功能模块/单元可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。在硬件实施方式中，在以上描述中提及的功能模块/单元之间的划分不一定对应于物理组件的划分；例如，一个物理组件可以具有多个功能，或者一个功能或步骤可以由若干物理组件合作执行。某些物理组件或所有物理组件可以被实施为由处理器，如中央处理器、数字信号处理器或微处理器执行的软件，或者被实施为硬件，或者被实施为集成电路，如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读介质上，计算机可读介质可以包括计算机存储介质(或非暂时性介质)和通信介质(或暂时性介质)。如本领域普通技术人员公知的，术语计算机存储介质包括在用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其它数据)的任何方法或技术中实施的易失性和非易失性、可移除和不可移除介质。计算机存储介质包括但不限于RAM、ROM、EEPROM、闪存或其它存储器技术、CD-ROM、数字多功能盘(DVD)或其它光盘存储、磁盒、磁带、磁盘存储或其它磁存储装置、或者可以用于存储期望的信息并且可以被计算机访问的任何其它的介质。此外，本领域普通技术人员公知的是，通信介质通常包含计算机可读指令、数据结构、程序模块或者诸如载波或其它传输机制之类的调制数据信号中的其它数据，并且可包括任何信息递送介质。
本文已经公开了示例实施例，并且虽然采用了具体术语，但它们仅用于并仅应当被解释为一般说明性含义，并且不用于限制的目的。在一些实例中，对本领域技术人员显而易见的是，除非另外明确指出，否则可单独使用与特定实施例相结合描述的特征、特性和/或元素，或可与其它实施例相结合描述的特征、特性和/或元件组合使用。因此，本领域技术人员将理解，在不脱离由所附的权利要求阐明的本公开的范围的情况下，可进行各种形式和细节上的改变。

Claims (14)

1.一种卫星导航数据的有效性的判断方法，其包括：
基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量轨迹；
基于惯性测量数据获得所述载体的实际轨迹；
对所述测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；
基于所述轨迹匹配结果判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述对所述测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果，包括：
根据所述测量轨迹上的测量点在所述实际轨迹上寻找与其距离最近的实际点，获得近距点对集；
调整所述近距点对集中测量点的位置，获得调整点对集；
利用所述调整点对集中的调整点和对应的所述实际点进行迭代计算所述调整点和实际点的平均误差，直至满足预设的迭代停止条件，并获得迭代结果；
基于所述迭代结果获得所述匹配结果。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述基于迭代结果获得所述匹配结果，包括：
当所述迭代结果为达到迭代次数阈值时，确定匹配结果为所述测量轨迹和实际轨迹不匹配；
当所述迭代结果为达到误差阈值时，确定匹配结果为所述测量轨迹和实际轨迹匹配。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，基于所述轨迹匹配结果判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性，包括：
在所述轨迹匹配结果为轨迹形状匹配时，所述卫星导航系统的测量数据为有效；
在所述轨迹匹配结果为轨迹形状不匹配时，所述卫星导航系统的测量数据为无效。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述方法还包括：
基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量行驶距离；
基于惯性测量数据获得所述载体的实际行驶距离；
计算所述测量行驶距离和所述实际行驶距离获得距离差值；
基于所述轨迹匹配结果和距离差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，所述基于所述轨迹匹配结果和距离差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性，包括：
所述轨迹匹配结果为轨迹形状匹配，且所述距离差值小于预设的距离阈值时，所述卫星导航系统的测量数据为有效。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述方法还包括：
基于卫星导航系统对载体的测量航向角获得所述载体的测量角度旋转变化量；
基于惯性测量航向角获得所述载体的实际角度旋转变化量；
基于所述测量角度旋转变化量和所述实际角度旋转变化量获得角度旋转变化量差值；
基于所述测量航向角获得航向角方差，并基于所述航向角方差获得航向角稳定度；
获取星数和所述载体的实际速度；
基于所述轨迹匹配结果、所述星数、所述载体的实际速度、所述角度旋转变化量差值、航向角差值和所述航向角稳定度判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述基于所述轨迹匹配结果、所述星数、所述载体的速度、所述角度旋转变化量差值、航向角变化值、积累航向角差值和所述航向角稳定度判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性，包括：
在无静电反射情况下，依据所述星数、所述载体的实际速度、所述航向角变化值、所述积累航向角差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性；
在有静电反射情况下，依据所述星数、所述载体的实际速度、所述航向角变化值、所述积累航向角差值、所述航向角方差判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
9.一种卫星导航数据的有效性的判断装置，其包括：
测量轨迹获得模块，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量轨迹；
实际轨迹获得模块，用于基于惯性测量数据获得所述载体的实际轨迹；
轨迹匹配模块，用于对所述测量轨迹和实际轨迹进行匹配，获得轨迹匹配结果；
有效性判断模块，用于基于所述轨迹匹配结果判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
10.根据权利要求9所述的装置，其中，所述轨迹匹配模块，包括：
近距点对集生成单元，用于根据所述测量轨迹上的测量点在所述实际轨迹上寻找与其距离最近的实际点，获得近距点对集；
位置调整单元，用于调整所述近距点对集中测量点的位置，获得调整点对集；
计算单元，用于利用所述调整点对集中的调整点和对应的所述实际点进行迭代计算所述调整点和实际点的平均误差，直至满足预设的迭代停止条件，并获得迭代结果；
匹配结果获得单元，用于基于所述迭代结果获得所述匹配结果。
11.根据权利要求9所述的装置，其中，所述装置还包括：
测量行驶距离获得模块，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量行驶距离；
实际行驶距离获得模块，用于基于惯性测量数据获得所述载体的实际行驶距离；
距离差值计算模块，用于计算所述测量行驶距离和所述实际行驶距离获得距离差值；
所述有效性判断模块，还用于基于所述轨迹匹配结果和距离差值判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
12.根据权利要求9所述的装置，其中，所述装置还包括：
测量角度变化量获得模块，用于基于卫星导航系统对载体的测量数据获得所述载体的测量角度旋转变化量；
实际角度变化量获得模块，用于基于惯性测量数据获得所述载体的实际角度旋转变化量和所述载体的实际速度；
航向角计算模块，用于基于所述测量角度旋转变化量和所述实际角度旋转变化量获得角度旋转变化量差值、航向角差值和积累航向角差值；
稳定度获得模块，用于基于所述测量航向角获得航向角方差，并基于所述航向角方差获得航向角稳定度；
星数获得模块，用于获取星数；
所述有效性判断模块，还用于基于所述轨迹匹配结果、所述星数、所述载体的实际速度、所述角度旋转变化量差值、航向角差值和所述航向角稳定度判断所述卫星导航系统的测量数据的有效性。
13.一种电子设备，其包括：
一个或多个处理器；
存储装置，其上存储有一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现根据权利要求1-8任意一项所述的方法；
一个或多个I/O接口，连接在所述处理器与存储器之间，配置为实现所述处理器与存储器的信息交互。
14.一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现根据权利要求1-8任意一项所述的方法。
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