CN114485675A - 无人机航姿解算方法 - Google Patents

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CN114485675A CN202210129199.2A CN202210129199A CN114485675A CN 114485675 A CN114485675 A CN 114485675A CN 202210129199 A CN202210129199 A CN 202210129199A CN 114485675 A CN114485675 A CN 114485675A
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陈曦
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Abstract

本发明提供了一种无人机航姿解算方法，该无人机航姿解算方法包括机身；步骤101：获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵；步骤102：获得地理坐标系到载体坐标系的规范化姿态四元数；步骤103：基于所述规范化姿态四元数和所述变换矩阵，获取规范化变换矩阵；步骤104：基于所述规范化变换矩阵和规范化后的三轴加速度，获取陀螺仪补偿误差；步骤105：基于所述陀螺仪补偿误差和所述规范化变换矩阵，获取无人机的姿态角。该无人机航姿解算方法提高了无人机姿态角解算精度，能够精确获取无人机当前的姿态角。

Description

无人机航姿解算方法
技术领域
本发明属于无人机领域，更具体地，涉及一种无人机航姿解算方法。
背景技术
无人机的姿态角包括滚转角、俯仰角和偏航角，根据载体坐标系和地理坐标系之间的相对角位置关系，分别定义为：滚转角为载体绕纵轴相对于铅垂面的转角，以机体向右偏转为正；俯仰角为载体绕横向水平轴转动产生的纵轴与纵向水平轴的夹角，以机体向上抬头为正；航向角为载体纵轴在水平面的投影与地理北向间的夹角，以机体从北向东偏转为正。由于航向角通道计算误差较大，且外部传感器信息源较多，一般航向角可引入磁航向、GNSS等信息，故本方法主要针对滚转角和俯仰角的解算展开。
姿态角是无人机核心飞行参数，其解算精度直接决定了无人机飞行控制系统的性能。作为控制律的重要输入量，姿态信息是实现姿态控制的必要条件，因此航姿解算是飞控系统设计的关键技术。
常见的姿态解算方法有方向余弦法、欧拉角法、四元数法、卡尔曼滤波及互补滤波等。其中，方向余弦法运算量较大；欧拉角法存在奇异点导致无法实现全姿态工作；卡尔曼滤波作为最优递推线性最小方差估计，需要准确建模获取系统噪声统计特性且计算量巨大，涉及复杂的矩阵计算，不适合应用于中低端无人机的嵌入式处理器；互补滤波多用于基于MEMS传感器的多旋翼姿态解算，但应用于高动态、姿态变化剧烈的载体时存在解算误差较大的问题；四元数法可全姿态工作，但高动态载体在面临低采样率时低子样算法仍无法有效解决姿态解算中的圆锥误差。
因此有必要研发一种基于中、低精度传感器和低成本嵌入式处理器运行，能够提高航姿解算精度的无人机航姿解算方法。
公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的一般背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
发明内容
本发明的目的是提供一种无人机航姿解算方法，该无人机航姿解算方法能够基于中、低精度传感器和低成本嵌入式处理器运行，能够提高航姿解算精度。
为了实现上述目的，本发明提供了一种无人机航姿解算方法，该无人机航姿解算方法包括：
步骤101：获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵；
步骤102：获得地理坐标系到载体坐标系的规范化姿态四元数；
步骤103：基于所述规范化姿态四元数和所述变换矩阵，获取规范化变换矩阵；
步骤104：基于所述规范化变换矩阵和规范化后的三轴加速度，获取陀螺仪补偿误差；
步骤105：基于所述陀螺仪补偿误差和所述规范化变换矩阵，获取无人机的姿态角。
在上述任一技术方案中，所述获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵的步骤包括：
基于无人机初始对准姿态角和GNSS定位数据，获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵。
在上述任一技术方案中，所述获得地理坐标系到载体坐标系的规范化姿态四元数的步骤包括：
获取所述载体坐标下的机体角速率；
获得所述地理坐标系到所述载体坐标系的姿态四元数；
基于等效旋转矢量简化双子样算法，获取所述规范化姿态四元数。
在上述任一技术方案中，所述基于等效旋转矢量简化双子样算法，获取所述规范化姿态四元数的步骤包括:
获取无人机姿态四元数；
获取载体系的角速率；
获取近似旋转矢量进而获得规范化姿态四元数。
在上述任一技术方案中，所述基于所述规范化姿态四元数和所述变换矩阵，获取规范化变换矩阵的步骤包括：
在航姿解算周期不大于10ms的情况下，基于所述规范化姿态四元数和旋转矢量简化双子样算法求解，获取所述规范化变换矩阵。
在上述任一技术方案中，所述基于所述规范化变换矩阵和规范化后的三轴加速度计，获取陀螺仪补偿误差的步骤包括：
基于所述规范化变换矩阵与所述规范化后的三轴加速度进行叉乘运算，获得所述陀螺仪补偿误差。
在上述任一技术方案中，所述基于所述陀螺仪补偿误差和所述规范化变换矩阵，获取无人机的姿态角的步骤包括：
基于所述陀螺仪补偿误差、所述规范化变换矩阵和当前的所述规范化变换矩阵判断符号象限解算出所述姿态角。
在上述任一技术方案中，无人机航姿解算方法还包括：
基于所述陀螺仪补偿误差，获得新的三轴陀螺仪测量值，基于所述新的陀螺仪测量值重复执行步骤104至步骤105。
本发明的有益效果在于：本发明提供的无人机航姿解算方法通过对四元数进行实时修正，显著提高了姿态转换矩阵的解算精度；再通过规范化姿态转换矩阵与三轴加速度计获得陀螺仪补偿误差，极大消除了陀螺仪的测量噪声，进而提高了无人机姿态角解算精度，能够精确获取无人机当前的姿态角。
本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的一个实施例的无人机航姿解算方法的示意性步骤流程结构图。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
本发明提供了一种无人机航姿解算方法，该无人机航姿解算方法包括：
步骤101：获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵；
步骤102：获得地理坐标系到载体坐标系的规范化姿态四元数；
步骤103：基于规范化姿态四元数和变换矩阵，获取规范化变换矩阵；
步骤104：基于规范化变换矩阵和规范化后的三轴加速度，获取陀螺仪补偿误差；
步骤105：基于陀螺仪补偿误差和规范化变换矩阵，获取无人机的姿态角。
本发明提供的无人机航姿解算方法通过对四元数进行实时修正，显著提高了姿态转换矩阵的解算精度；再通过规范化姿态转换矩阵与三轴加速度获得陀螺仪补偿误差，极大消除了陀螺仪的测量噪声，进而提高了无人机姿态角解算精度，能够精确获取无人机当前的姿态角。
在上述任一技术方案中，获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵的步骤包括：基于无人机初始对准姿态角和GNSS定位数据，获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵。
在一些示例中，可以通过下式获取变换矩阵：
Figure 840354DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 445778DEST_PATH_IMAGE002
为变换矩阵，
Figure 849078DEST_PATH_IMAGE003
为俯仰角，
Figure 639179DEST_PATH_IMAGE004
为滚转角，
Figure 298569DEST_PATH_IMAGE005
为航向角。三个姿态角可在飞行前初始对准阶段由人工填入，对于采用滑跑起降方式的无人机，由于跑道一般为水平，滚转和俯仰角基本接近0°，即使不进行初始对准，算法也可在飞机滑出后在较短时间内计算收敛至正常值。对于采用发射架火箭助推的无人机，由于一般俯仰角超过10°，为减小风险，应在发射前完成人工初始对准。
在上述任一技术方案中，获得地理坐标系到载体坐标系的规范化姿态四元数的步骤包括：获取载体坐标下的机体角速率；获得地理坐标系到载体坐标系的姿态四元数；基于等效旋转矢量简化双子样算法，获取规范化姿态四元数。
在一些示例中，可以通过下式计算获取机体角速率：
Figure 35580DEST_PATH_IMAGE006
其中，
Figure 355703DEST_PATH_IMAGE007
为机体角速率，
Figure 254389DEST_PATH_IMAGE008
为陀螺仪的输出量，
Figure 902539DEST_PATH_IMAGE002
为变换矩阵，
Figure 239980DEST_PATH_IMAGE009
为地球自转角速率，
Figure 352292DEST_PATH_IMAGE010
为位置角速率。
在上述任一技术方案中，基于等效旋转矢量简化双子样算法，获取规范化姿态四元数的步骤包括：获取无人机姿态四元数；获取载体系的角速率；获取近似旋转矢量进而获得规范化姿态四元数。
在一些示例中，可以通过下式获取地理坐标系到载体坐标系的姿态四元数：
Figure 359563DEST_PATH_IMAGE011
其中，Q为姿态四元数，
Figure 619643DEST_PATH_IMAGE003
为俯仰角，
Figure 698457DEST_PATH_IMAGE004
为滚转角，
Figure 337380DEST_PATH_IMAGE005
为航向角
在一些示例中，可以通过下式获取陀螺在采样周期内的角增量：
Figure 905764DEST_PATH_IMAGE012
其中，
Figure 590824DEST_PATH_IMAGE013
角增量，
Figure 381319DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 530540DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 207509DEST_PATH_IMAGE016
为采样周期内的三轴陀螺仪输出值。
其中，可以通过下式获取姿态四元数
Figure 317548DEST_PATH_IMAGE017
其中，
Figure 738165DEST_PATH_IMAGE018
为无人机姿态四元数。
Figure 476314DEST_PATH_IMAGE019
其中，
Figure 996288DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 718256DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 676985DEST_PATH_IMAGE016
为采样周期内的三轴陀螺仪输出值。
Figure 410586DEST_PATH_IMAGE020
为上个采样时刻。
获取规范化姿态四元数的步骤可以包括获取当前时刻采样值
Figure 226095DEST_PATH_IMAGE021
与上个采样时刻值
Figure 543681DEST_PATH_IMAGE022
的中间值
Figure 306101DEST_PATH_IMAGE023
作为增加的一个采样点，分别将上个采样时刻与中间值、中间值与当前时刻的三轴角速率输出对应的机体角速率
Figure 284421DEST_PATH_IMAGE007
作叉乘运算，得到等效转动矢量修正量
Figure 146198DEST_PATH_IMAGE024
；获取四元数规范化后的姿态转换矩阵。
在上述任一技术方案中，基于规范化姿态四元数和变换矩阵，获取规范化变换矩阵的步骤包括：在航姿解算周期不大于10ms的情况下，基于规范化姿态四元数和旋转矢量简化双子样算法求解，获取规范化变换矩阵。
在上述任一技术方案中，基于规范化变换矩阵和规范化后的三轴加速度计，获取陀螺仪补偿误差的步骤包括：基于规范化变换矩阵与规范化后的三轴加速度进行叉乘运算，获得陀螺仪补偿误差。
在一些示例中，基于规范化变换矩阵与规范化后的三轴加速度进行叉乘获得陀螺仪补偿误差，具体步骤包括：
对三轴加速度值进行归一化；
获取姿态转换矩阵的重力分量信息如下：
Figure 311600DEST_PATH_IMAGE025
式中，
Figure 612132DEST_PATH_IMAGE026
为姿态转换矩阵的重力分量，
Figure 320325DEST_PATH_IMAGE027
为姿态四元数。
将加速度与重力分量做叉乘运算，得到补偿值。
Figure 743216DEST_PATH_IMAGE028
式中，
Figure 599176DEST_PATH_IMAGE029
为经加速度解算出的补偿量，
Figure 641082DEST_PATH_IMAGE030
为三轴加速度输出值，
Figure 531677DEST_PATH_IMAGE031
姿态转换矩阵的重力分量。
基于当前姿态转换矩阵判断符号象限解算出姿态角；将补偿误差代入下一解算周期的三轴陀螺仪测量值，迭代进行结算。
在上述任一技术方案中，基于陀螺仪补偿误差和规范化变换矩阵，获取无人机的姿态角的步骤包括：基于陀螺仪补偿误差、规范化变换矩阵和当前的规范化变换矩阵判断符号象限解算出姿态角。
作为优选方案，取当前时刻采样值
Figure 125470DEST_PATH_IMAGE021
与上个采样时刻值
Figure 468726DEST_PATH_IMAGE032
的中间值
Figure 538489DEST_PATH_IMAGE023
作为增加的一个采样点，分别将上个采样时刻与中间值、中间值与当前时刻的三轴角速率输出对应的机体角速率
Figure 283591DEST_PATH_IMAGE007
作叉乘运算，得到等效转动矢量修正量
Figure 48285DEST_PATH_IMAGE024
；
Figure 550942DEST_PATH_IMAGE033
Figure 996967DEST_PATH_IMAGE034
为上个采样时刻角速率输出对应的机体角速率，
Figure 658892DEST_PATH_IMAGE035
为当前采样时刻角速率输出对应的机体角速率。
Figure 532170DEST_PATH_IMAGE036
Figure 787702DEST_PATH_IMAGE035
为当前采样时刻角速率输出对应的机体角速率，
Figure 37418DEST_PATH_IMAGE037
为上个采样时刻角速率输出对应的机体角速率。
Figure 553850DEST_PATH_IMAGE038
Figure 598029DEST_PATH_IMAGE039
为采样间隔前半周期转动矢量修正量。
Figure 340857DEST_PATH_IMAGE040
Figure 128685DEST_PATH_IMAGE041
为采样间隔后半周期转动矢量修正量。
Figure 765202DEST_PATH_IMAGE042
Figure 150922DEST_PATH_IMAGE027
为姿态四元数，
Figure 443363DEST_PATH_IMAGE043
为等效转动矢量。
更新变化四元数，并将其规范化后得到姿态转换矩阵；
Figure 831619DEST_PATH_IMAGE044
式中，
Figure 260327DEST_PATH_IMAGE045
为变换矩阵，
Figure 849571DEST_PATH_IMAGE027
为姿态四元数。
对三轴加速度计值进行归一化；
Figure 160466DEST_PATH_IMAGE046
Figure 290097DEST_PATH_IMAGE047
Figure 776573DEST_PATH_IMAGE048
式中，
Figure 333456DEST_PATH_IMAGE049
加速度计在三个方向的输出量。
基于姿态转换矩阵与规范化后的三轴加速度进行叉乘运算获得陀螺仪补偿误差；
Figure 397227DEST_PATH_IMAGE025
Figure 330548DEST_PATH_IMAGE050
为姿态转换矩阵的重力分量，
Figure 671530DEST_PATH_IMAGE027
为姿态四元数。
Figure 399315DEST_PATH_IMAGE051
式中，
Figure 950382DEST_PATH_IMAGE029
为经加速度解算出的补偿量，
Figure 421815DEST_PATH_IMAGE030
为三轴加速度计输出值，
Figure 118769DEST_PATH_IMAGE050
为姿态转换矩阵的重力分量。
在一些示例汇总，基于当前姿态转换矩阵判断符号象限解算出姿态角的步骤包括：
1）滚转角
Figure 283034DEST_PATH_IMAGE004
:
如果
Figure 321397DEST_PATH_IMAGE052
<0且
Figure 330941DEST_PATH_IMAGE053
>0，
Figure 380937DEST_PATH_IMAGE004
=-180°+
Figure 512841DEST_PATH_IMAGE004
；
如果
Figure 976183DEST_PATH_IMAGE052
<0且
Figure 727102DEST_PATH_IMAGE053
<0，
Figure 959500DEST_PATH_IMAGE004
=180°+
Figure 527884DEST_PATH_IMAGE004
。
2）俯仰角
Figure 212944DEST_PATH_IMAGE003
：
Figure 767553DEST_PATH_IMAGE003
等于解算值。
3)航向角
Figure 854458DEST_PATH_IMAGE005
：
如果
Figure 593743DEST_PATH_IMAGE054
<0，
Figure 766099DEST_PATH_IMAGE005
=180°+
Figure 357355DEST_PATH_IMAGE005
；
如果
Figure 564345DEST_PATH_IMAGE055
>0且
Figure 474532DEST_PATH_IMAGE056
<0，
Figure 134184DEST_PATH_IMAGE005
=360°+
Figure 30596DEST_PATH_IMAGE005
；
如果
Figure 623251DEST_PATH_IMAGE055
>0且
Figure 642023DEST_PATH_IMAGE056
>0，
Figure 726653DEST_PATH_IMAGE005
等于解算值；
将补偿误差代入下一解算周期的三轴陀螺仪测量值，迭代进行结算。
Figure 489073DEST_PATH_IMAGE057
姿态四元数矩阵，
Figure 467393DEST_PATH_IMAGE058
为滚转角，
Figure 391487DEST_PATH_IMAGE003
为俯仰角，
Figure 963414DEST_PATH_IMAGE059
为航向角。
在上述任一技术方案中，无人机航姿解算方法还包括：基于陀螺仪补偿误差，解算三轴陀螺仪测量值，获取新的规范化后的三轴加速度，基于新的规范化后的三轴加速度重复执行步骤104至步骤105。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (8)

1.一种无人机航姿解算方法，其特征在于，包括：
步骤101：获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵；
步骤102：获得地理坐标系到载体坐标系的规范化姿态四元数；
步骤103：基于所述规范化姿态四元数和所述变换矩阵，获取规范化变换矩阵；
步骤104：基于所述规范化变换矩阵和规范化后的三轴加速度，获取陀螺仪补偿误差；
步骤105：基于所述陀螺仪补偿误差和所述规范化变换矩阵，获取无人机的姿态角。
2.根据权利要求1所述的无人机航姿解算方法，其特征在于，所述获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵的步骤包括：
基于无人机初始对准姿态角和GNSS定位数据，获取由地理坐标系到载体坐标系的变换矩阵。
3.根据权利要求1所述的无人机航姿解算方法，其特征在于，所述获得地理坐标系到载体坐标系的规范化姿态四元数的步骤包括：
获取所述载体坐标下的机体角速率；
获得所述地理坐标系到所述载体坐标系的姿态四元数；
基于等效旋转矢量简化双子样算法，获取所述规范化姿态四元数。
4.根据权利要求3所述的无人机航姿解算方法，其特征在于，所述基于等效旋转矢量简化双子样算法，获取所述规范化姿态四元数的步骤包括：
获取无人机姿态四元数；
获取载体系的角速率；
获取近似旋转矢量进而获得规范化姿态四元数。
5.根据权利要求4所述的无人机航姿解算方法，其特征在于，所述基于所述规范化姿态四元数和所述变换矩阵，获取规范化变换矩阵的步骤包括：
在航姿解算周期不大于10ms的情况下，基于所述规范化姿态四元数和旋转矢量简化双子样算法求解，获取所述规范化变换矩阵。
6.根据权利要求1所述的无人机航姿解算方法，其特征在于，所述基于所述规范化变换矩阵和规范化后的三轴加速度，获取陀螺仪补偿误差的步骤包括：
基于所述规范化变换矩阵与所述规范化后的三轴加速度进行叉乘运算，获得所述陀螺仪补偿误差。
7.根据权利要求1所述的无人机航姿解算方法，其特征在于，所述基于所述陀螺仪补偿误差和所述规范化变换矩阵，获取无人机的姿态角的步骤包括：
基于所述陀螺仪补偿误差、所述规范化变换矩阵和当前的所述规范化变换矩阵判断符号象限解算出所述姿态角。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的无人机航姿解算方法，其特征在于，还包括：
基于所述陀螺仪补偿误差，获取新的三轴陀螺仪测量值，基于所述新的陀螺仪测量值重复执行步骤104至步骤105。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN116662937A (zh) * 2023-07-31 2023-08-29 西安交通大学城市学院 一种航空器大气数据安全监测评价方法

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CN116662937A (zh) * 2023-07-31 2023-08-29 西安交通大学城市学院 一种航空器大气数据安全监测评价方法
CN116662937B (zh) * 2023-07-31 2023-10-20 西安交通大学城市学院 一种航空器大气数据安全监测评价方法

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