CN115166802A - 飞行器定位方法、装置及电子设备 - Google Patents

飞行器定位方法、装置及电子设备 Download PDF

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CN115166802A CN202210954254.1A CN202210954254A CN115166802A CN 115166802 A CN115166802 A CN 115166802A CN 202210954254 A CN202210954254 A CN 202210954254A CN 115166802 A CN115166802 A CN 115166802A
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孙宾姿
陶永康
林俊
王建
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Guangdong Huitian Aerospace Technology Co Ltd
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Abstract

本申请涉及一种飞行器定位方法、装置及电子设备。该方法包括：通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，目标定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数；通过GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值；根据第一定位参数的第一观测值，第二定位参数的第二观测值和目标定位参数的预测值建立观测方程；根据观测方程对状态向量进行卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值；使用状态向量的估计值对目标定位参数的预测值进行修正得到目标定位参数的目标值，目标值用于在导航过程中指示飞行器当前的位置，速度和姿态角。本申请提供的方案，能够提升定位精度。

Description

飞行器定位方法、装置及电子设备
技术领域
本申请涉及智能驾驶技术领域，尤其涉及飞行器定位方法、装置及电子设备。
背景技术
随着民用航空飞行器的不断发展，导航定位系统的精度要求越来越高，其中姿态定位是导航定位系统中不可缺少的重要组成部分，姿态信息主要包括：俯仰角、横滚角和航向角。
传统的飞行器定位方法是采用单天线全球导航卫星系统(Global NavigationSatellite System，GNSS)和惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)组合定位，具体可以采用INS对飞行器的速度，位置和姿态进行预测，然后采用GNSS对位置和速度进行较正和融合得到最终的定位结果。
上述方案仅仅采用INS递推确定飞行器的姿态信息，没有对姿态信息进行较正。并且移动端一般只安装一个GNSS天线，受限于观测环境的影响，单天线GNSS卫星观测个数较少，遮挡环境下严重降低GNSS性能，影响定位的准确性，定位精度差。
发明内容
为解决或部分解决相关技术中存在的问题，本申请提供一种飞行器定位方法、装置及电子设备，能够提升定位精度。
本申请第一方面提供一种飞行器定位方法，包括：
通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，所述目标定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数；
通过全球导航卫星系统GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，所述第一定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项，所述第二定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项；
根据所述第一定位参数的第一观测值，所述第二定位参数的第二观测值和所述目标定位参数的预测值建立观测方程；
根据所述观测方程对所述目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到所述状态向量的估计值；
使用所述状态向量的估计值对所述目标定位参数的预测值进行修正得到所述目标定位参数的目标值，所述目标值用于在导航过程中指示所述飞行器当前的位置，速度和姿态角。
在一种可能的实现方式中，所述姿态参数包括航向角；
所述通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值包括：
通过所述磁传感器或太阳方位角传感器对所述飞行器的航向角进行测量，得到所述航向角的第二观测值。
在一种可能的实现方式中，所述姿态参数还包括俯仰角；
所述通过全球导航卫星系统GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值包括：
通过GNSS信号确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值；
所述根据所述第一定位参数的第一观测值，所述第二定位参数的第二观测值和所述目标定位参数的预测值建立所述目标定位参数的观测方程包括：
根据所述航向角的预测值和所述航向角的第一观测值的差值，以及所述航向角的预测值和所述航向角的第二观测值的差值建立所述姿态参数的观测方程。
在一种可能的实现方式种，所述飞行器包括两条GNSS天线，所述两条GNSS天线之间的距离在预设范围内；
所述通过GNSS信号确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值包括：
通过所述两条GNSS天线获取GNSS信号；
根据所述GNSS信号采用实时相对定位技术确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值。
在一种可能的实现方式种，所述通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值包括：
通过GNSS定位对所述惯性导航系统进行初始对准，得到所述目标定位参数的初始值；
对惯性导航系统输出的比力观测值和角速度观测值进行零偏补偿；
根据零偏补偿后的比力观测值和角速度观测值，通过更新算法计算所述目标定位参数的预测值和状态向量对应的协方差矩阵；
所述方法还包括：
根据所述观测方程对所述状态向量的协方差矩阵进行卡尔曼滤波更新得到目标协方差矩阵。
本申请第二方面提供一种定位装置装置，包括：
第一确定模块，用于通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，所述目标定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数；
第二确定模块，用于通过全球导航卫星系统GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，所述第一定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项；
第三确定模块，用于通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，所述第二定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项；
建立模块，用于根据所述第一定位参数的第一观测值，所述第二定位参数的第二观测值和所述目标定位参数的预测值建立观测方程；
更新模块，用于根据所述观测方程对所述目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到所述状态向量的估计值；
修正模块，用于使用所述状态向量的估计值对所述目标定位参数的预测值进行修正得到所述目标定位参数的目标值，所述目标值用于在导航过程中指示所述飞行器当前的位置，速度和姿态角。
在一种可能的实现方式中，所述目标传感器包括磁传感器或太阳方位角传感器，所述姿态参数包括航向角；
所述第三确定模块包括：
测量单元，用于通过所述磁传感器或所述太阳方位角传感器对所述飞行器的航向角进行测量，得到所述航向角的第二观测值。
在一种可能的实现方式中，所述姿态参数还包括俯仰角；
所述第二确定模块包括：
确定单元，用于通过GNSS信号确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值；
所述建立模块包括：
建立单元，用于根据所述航向角的预测值和所述航向角的第一观测值的差值以及所述航向角的预测值和所述航向角的第二观测值的差值建立所述姿态参数的观测方程。
本申请第三方面提供一种电子设备，包括：
处理器；以及
存储器，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被所述处理器执行时，使所述处理器执行如上所述的方法。
本申请第四方面提供一种计算机可读存储介质，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被电子设备的处理器执行时，使所述处理器执行如上所述的方法。
本申请提供的技术方案中，定位装置会通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，通过GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，并通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，然后根据第一定位参数的第一观测值和预测值以及第二定位参数的第二观测值和预测值的差值建立目标定位参数的观测方程，根据观测方程对目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值，再使用状态向量的估计值对目标定位参数的预测值进行修正得到目标定位参数的目标值，目标值用于在导航过程中指示飞行器当前的位置、速度和姿态角。也就是说，本方案除了会采用GNSS对惯性导航系统确定的定位参数的观测值作为约束信息，对定位参数进行较正，还会采用目标传感器测量得到定位参数的观测值作为约束信息，对定位参数进行较正，提高了定位精度。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。
附图说明
通过结合附图对本申请示例性实施方式进行更详细地描述，本申请的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本申请示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1是本申请实施例示出的飞行器定位方法的流程示意图；
图2是本申请实施例示出的定位装置的结构示意图；
图3是本申请实施例示出的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本申请的实施方式。虽然附图中显示了本申请的实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本申请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申请更加透彻和完整，并且能够将本申请的范围完整地传达给本领域的技术人员。
在本申请使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本申请。在本申请和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本文中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。
应当理解，尽管在本申请可能采用术语“第一”、“第二”、“第三”等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本申请范围的情况下，第一信息也可以被称为第二信息，类似地，第二信息也可以被称为第一信息。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
为了便于理解本申请实施例，下面对本申请实施例涉及的一些词语进行介绍。
惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)：指根据惯性测量单元(Inertial Measurement Unit，IMU)模块解算出物体在导航坐标系中的速度，位置和姿态角。
全球导航卫星系统GNSS(Global Navigation Satellite System)指包括美国全球定位系统(Global Positioning System，GPS)、格洛纳斯、中国北斗和欧洲伽利略等全球导航卫星系统的总称。
俯仰角：机体坐标系x轴与水平面的夹角。当机体坐标系的x轴在惯性坐标系XOY平面上方时，俯仰角为正，否则为负。即平行于机身轴线并指向飞行器前方的向量与地面的夹角。
航向角：飞机和航天飞机的纵轴与地球北极之间的夹角。又称真航向角。
卡尔曼滤波(Kalman filtering)：一种线性最小方差估计，算法具有递推性，使用状态空间方法在时域内涉及滤波器，适于对多为随机过程进行估计。
利用线性系统状态方程，通过系统输入输出观测数据，对系统状态进行最优估计的算法。由于观测数据中包括系统中的噪声和干扰的影响，所以最优估计也可看作是滤波过程。
站心坐标系：也称东-北-天坐标系(ENU)，主要是用于需了解以观察者为中心的其他物体运动规律。
为了便于理解本申请实施例，下面对本申请实施例涉及的场景进行介绍。
飞行器内部安装有INS，GNSS接收机和目标传感器，当用户开启飞行器的辅助驾驶功能或自动驾驶功能时，飞行器会通过惯性导航系统，GNSS接收机和目标传感器采集的定位信息通过本实施例提供的飞行器定位方法进行定位，并依据定位结果辅助驾驶员驾驶飞行器，或依据定位结果控制飞行器飞行。
应理解，本实施例中的飞行器可以是飞行汽车，可以是无人机，还可以是其他安装有INS，GNSS接收机和目标传感器的设备，具体本实施例不作限定。
本申请实施例提供一种飞行器定位方法，能够提升定位精度。
以下结合附图详细描述本申请实施例的技术方案。
图1是本申请实施例示出的飞行器定位方法的流程示意图。
参见图1，本申请实施例中的飞行器定位方法包括：
101、定位装置通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值；
当飞行器开启定位功能后，定位装置通过飞行器内部的惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，其中，目标定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数，预测值指的是惯性导航系统通过内部的陀螺仪和加速度计等硬件测量和解算得到的值。
在一些实施例中，定位装置可以通过如下方式确定飞行器的目标定位参数的预测值：
S1、通过GNSS定位对惯性导航系统进行初始对准，得到目标定位参数的初始值；
本实施例中定位装置通过GNSS定位技术可以在飞行器处于静止状态或运动状态时实现惯性导航系统的初始对准，得到目标定位参数的初始值。具体地，飞行器可以通过GNSS定位技术获飞行器的位置参数的当前值PosGNSS，速度参数的当前值VelGNSS，姿态参数的当前值AttGNSS，然后通过如下公式(1)计算得到位置参数的初始值PosIMU，速度参数的初始值VelIMU和姿态参数的初始值AttIMU；其中，位置参数包括经度B，纬度L和高度H；速度参数VelGNSS包括东向E，北向N和天向U三个方向的速度；姿态参数包括俯仰角θ，横滚角γ和航向角ψ。
Figure BDA0003790618410000071
S2、对惯性导航系统输出的比力观测值和角速度观测值进行零偏补偿；
本实施例中，惯性导航系统中包括加速度计和陀螺仪，其中，加速度计是用于测量惯性参考系的加速度(即比力)的传感器，陀螺仪是用于测量相对于惯性参考系的角速度的传感器。定位装置对惯性导航系统中加速度计输出的比力观测值和陀螺仪输出的角速度观测值进行零偏补偿，具体可以通过如下公式(2)：
Figure BDA0003790618410000072
其中，
Figure BDA0003790618410000073
为零偏补偿后的速度观测值，
Figure BDA0003790618410000074
为零偏补偿后的角速度观测值，
Figure BDA0003790618410000075
为载体坐标系中测量的角度增量，
Figure BDA0003790618410000076
为载体坐标系中测量的速度增量，ba为加速度计的零偏误差，bg为陀螺仪的零偏误差，Δt为前后观测历元的时间间隔。
S3、根据零偏补偿后的比力观测值和角速度观测值，通过更新算法计算飞行器的目标定位参数的预测值和协方差矩阵。
定位装置获取零偏补偿后的比力观测值和角速度观测值后，根据目标定位参数的初始值，零偏补偿后的比力观测值和角速度观测值，通过目标定位参数的更新算法计算出目标定位参数当前时刻对应的参数值(即预测值)，具体的计算过程为本领域技术人员的惯用手段，此处不再赘述。
可选地，定位装置还可以设定状态向量对应的协方差矩阵的初始值以及状态噪声协方差矩阵，然后在计算目标定位参数的预测值后，可以通过协方差矩阵更新方程对该协方差矩阵进行更新，得到当前时刻对应的状态向量的协方差矩阵。
具体地，根据惯性导航定位原理，位置、速度和姿态参数的误差微分方程(公式(3))可以表示为：
Figure BDA0003790618410000081
其中，δrn为ENU位置误差参数；δvn为ENU速度误差参数；φn为失准角误差参数；
Figure BDA0003790618410000082
和
Figure BDA0003790618410000083
分别表示加速度计和陀螺仪的误差项；Fpp，Fpv、Fvp，Fvv，
Figure BDA0003790618410000084
Fvf，
Figure BDA0003790618410000085
均为不同各误差参数对应的系数矩阵；
上述惯性导航微分方程是线性连续方程，其矩阵表达式为：
Figure BDA0003790618410000086
其中，F(t)为系统参数的状态转移矩阵；G(t)为系统噪声驱动矩阵；w(t)为系统过程噪声。
系统参数状态向量δx(即目标状态参数的状态向量)可表示：
Figure BDA0003790618410000087
式中，δbg和δba分别为陀螺仪和加速度计的零偏误差参数。
为了得到线性离散的系统误差状态方程，可将上式离散化，具体表达形式如下：
δxt+1＝Φt+1,tδxt+wt 公式(6)
其中，Φt+1,t为状态转移矩阵；wt为等效过程噪声。
当采样间隔足够小时，F(t)在这段时间内可以近似认为是常值，因此状态转移矩阵可取一阶近似为：
Φt+1,t＝exp(FΔt)≈I+F(t)Δt 公式(7)
由于驱动白噪声序列是不相关的零均值序列，因此等效过程噪声wt的协方差矩阵可以表示为：
Figure BDA0003790618410000091
Figure BDA0003790618410000092
式中，Qpsd为对角矩阵，由系统噪声向量各元素的单边功率谱密度构成；Qt为wt的方差矩阵，其近似表达为：
Figure BDA0003790618410000093
最终的协方差矩阵更新方程可表示为：
Figure BDA0003790618410000094
102、定位装置通过GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值；
定位装置通过飞行器中的GNSS天线接收GNSS信号，根据接收的GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，其中，第一定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数中的至少一项。
具体地，姿态参数包括航向角和俯仰角，定位装置通过GNSS天线获取GNSS信号，根据GNSS信号采用实时相对定位(Real Time Kinematic，RTK)技术确定飞行器的姿态参数(航向角和俯仰角)的第一观测值。在一些实施例中，定位装置通过实时相对定位技术还可以确定飞行器的位置参数和速度参数的第一观测值。定位装置通过RTK技术确定飞行器的姿态参数，位置参数和速度参数的具体过程为本领域技术人员的惯用技术手段，具体此处不再赘述。
可选地，本实施例中，飞行器内安装有两条GNSS天线，这两条GNSS天线之间的距离在预设范围内，示例性地，两条天线的距离可以在1至1.5米内，通过两条GNSS进行定位可以提高卫星观测个数，提高位置和速度的定位精度，并且两条天线的安装距离较短，通过超短基线姿态解算可以提供精度为1°的航向角和俯仰角信息，提高姿态角的定位精度。
103、定位装置通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值；
本实施例中，第二定位参数可以包括姿态参数，位置参数和速度参数中的一项或多项，定位装置可以通过目标传感器中的一个或多个传感器对第二定位参数进行测量，得到第二定位参数的第二观测值。
在一些实施例中，第二定位参数包括姿态参数，该姿态参数包括航向角，则目标传感器可以包括磁传感器，太阳方位传感器或其他能够测量角度信息的传感器。即定位装置可以通过磁传感器或太阳方位传感器或其他传感器对飞行器的航向角进行测量，得到航向角的第二观测值。
在一些实施例中，第二定位参数包括位置参数和/或速度参数，目标传感器可以包括测高雷达，气压计或其他可以测量距离信息的传感器。即定位装置可以通过测高雷达，气压计或其他传感器对飞行器的位置参数和速度参数进行测量，得到位置参数和速度参数的第二观测值。
104、定位装置根据第一定位参数的第一观测值，第二定位参数的第二观测值和目标定位参数的预测值建立目标定位参数的观测方程；
本实施例中，目标定位参数包括第一定位参数和/或第二定位参数，定位装置确定了目标定位参数的预测值，即确定了第一定位参数的预测值和第二定位参数的预测值。
定位装置确定第一定位参数的第一观测值和第二定位参数的第二观测值后，可以根据第一定位参数的预测值和第一观测值的差值，以及第二定位参数的预测值和第二观测值的差值建立目标定位参数的观测方程。
具体地，第一定位参数包括位置参数，速度参数，航向角和俯仰角，第二定位参数包括航向角。定位装置根据位置参数的预测值和第一观测值的差值以及速度参数的预测值和第一观测值可以建立如下观测方程：
Figure BDA0003790618410000101
其中，rIMU为当地地理坐标系下的位置的预测值；rGNSS为当地地理坐标系下的位置的第一观测值；vIMU为当地地理坐标系下的速度的预测值；vGNSS为当地地理坐标系下的速度的第一观测值；I表示3行3列的单位矩阵；δrn为ENU位置误差参数；δvn为ENU速度误差参数；φn为失准角误差参数；bg为陀螺仪的零偏误差向量；ba为加速度计的零偏误差向量；εr为位置残差，εv为速度残差。
定位装置根据航向角的预测值和第一预测值的差值，以及航向角的预测值和第二观测值的差值建立如下观测方程：
Figure BDA0003790618410000111
其中，ψIMU为航向角的预测值，ψGNSS为航向角的第一观测值，ψMAG为航向角的第二观测值，θ为俯仰角的估计值，ψ为航向角的估计值，
Figure BDA0003790618410000112
为东向的失准角误差值，
Figure BDA0003790618410000113
北向的失准角误差值，
Figure BDA0003790618410000114
为天向的失准角误差值。
105、定位装置根据观测方程对目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值；
定位装置建立观测方程后，可以进行卡尔曼滤波的更新估计，即根据观测方程对目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值，可选地，定位装置根据观测方程还可以对状态向量的协方差矩阵进行卡尔曼滤波更新得到目标协方差矩阵。
应理解，本实施例中状态向量包括如下一项或多项：ENU位置误差参数，ENU速度误差参数，失准角误差参数，陀螺仪的零偏误差参数，加速度计的零偏误差参数。
具体地，定位装置可以设置所有状态向量的初始值为零，然后根据惯性导航系统通过更新算法计算得到的状态向量的协方差矩阵计算出滤波增益矩阵K，然后再根据增益矩阵K通过如下公式(14)计算状态向量的估计值和目标协方差矩阵：
Figure BDA0003790618410000115
其中，
Figure BDA0003790618410000116
为卡尔曼滤波更新后t+1时刻的状态向量，
Figure BDA0003790618410000117
是惯性导航系统递推出来的状态向量，Zt+1表示t+1时刻的常数矩阵，Ht+1表示t+1时刻的系数矩阵，Qt+1表示t+1时刻的目标协方差矩阵，Qt+1,t表示惯性导航系统通过更新算法计算得到的t+1时刻目标定位参数的协方差矩阵。
106、定位装置使用状态向量的估计值对目标定位参数预测值进行修正得到目标定位参数的目标值。
定位装置通过卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值后，使用该估计值对目标定位参数的预测值进行修正得到目标定位参数的目标值，该目标值用于在导航过程中指示飞行器当前的位置，速度和姿态角。
定位装置使用状态向量的估计值通过如下公式(15)对位置参数，速度参数和姿态矩阵的预测值进行修正得到位置参数，速度参数和姿态矩阵的目标值，然后再根据姿态矩阵通过如下公式(16)计算出航向角，横滚角和俯仰角的目标值。
Figure BDA0003790618410000121
Figure BDA0003790618410000122
其中，
Figure BDA0003790618410000123
为修正后的位置参数，rn修正前的位置参数，δrn为ENU位置误差参数；
Figure BDA0003790618410000124
为修正后的速度参数，vn修正前的速度参数，δvn为ENU速度误差参数的估计值；
Figure BDA0003790618410000125
为修正后姿态矩阵，
Figure BDA0003790618410000126
为修正前的姿态矩阵，φn×为失准角构建的反对称矩阵；θ为俯仰角，γ为横滚角，ψ为航向角。
在一些实施例中，定位装置还可以使用状态向量对陀螺仪的零偏误差和加速度计的零偏误差进行修正，具体可以通过如下公式(17)进行修正，修正后陀螺仪的零偏误差和加速度计的零偏误差用于下一阶段的惯性导航系统观测值的误差修正。
Figure BDA0003790618410000127
其中，
Figure BDA0003790618410000128
为修正后陀螺仪的零偏误差，bg为修正前陀螺仪的零偏误差，δbg为通过卡尔慢滤波更新得到的陀螺仪的零偏误差的估计值，
Figure BDA0003790618410000129
为修正后加速度计的零偏误差，ba为修正前加速度计的零偏误差，δba为通过卡尔慢滤波更新得到的加速度计的零偏误差的估计值。
需要说明的是，本实施例中步骤302和步骤303不区分先后顺序，具体本实施例不作限定。还需要说明的是，本实施例中的所有公式仅为示例，实际应用中还可以使用其他变形公式进行计算，具有本实施例不作限定。
本申请提供的技术方案中，定位装置会通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，通过GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，并通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，然后根据第一定位参数的第一观测值和预测值以及第二定位参数的第二观测值和预测值的差值建立目标定位参数的观测方程，根据观测方程对目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值，再使用状态向量的估计值对目标定位参数的预测值进行修正得到目标定位参数的目标值，目标值用于在导航过程中指示飞行器当前的位置、速度和姿态角。也就是说，本方案除了会采用GNSS对惯性导航系统确定的定位参数的观测值作为约束信息，对定位参数进行较正，还会采用目标传感器测量得到定位参数的观测值作为约束信息，对定位参数进行较正，提高了定位精度。
其次，本实施例中的飞行器安装有2个GNSS天线，可以极大提高卫星观测个数，还可以采用RTK技术进行GNSS定位，RTK可提供厘米级定位结果，可极大提升定位精度。
与前述应用功能实现方法实施例相对应，本申请还提供了一种定位装置、电子设备及相应的实施例。
图2是本申请实施例示出的定位装置的结构示意图。
参见图2，该定位装置200包括：
第一确定模块201，用于通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，目标定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数；
第二确定模块202，用于通过全球导航卫星系统GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，第一定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数中的至少一项；
第三确定模块203，用于通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，第二定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数中的至少一项；
建立模块204，用于根据第一定位参数的第一观测值，第二定位参数的第二观测值和目标定位参数的预测值建立观测方程；
更新模块205，用于根据观测方程对目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值；
修正模块206，用于使用状态向量的估计值对目标定位参数的预测值进行修正得到目标定位参数的目标值，目标值用于在导航过程中指示飞行器当前的位置，速度和姿态角。
在一些实施例中，目标传感器包括磁传感器或太阳方位角传感器，姿态参数包括航向角；
第三确定模块203包括：
测量单元，用于通过磁传感器或太阳方位角传感器对飞行器的航向角进行测量，得到航向角的第二观测值。
在一些实施例中，第二确定模块202包括：
确定单元，用于通过GNSS信号确定航向角和俯仰角的第一观测值；
建立模块204包括：
建立单元，用于根据航向角的预测值和航向角的第一观测值的差值以及航向角的预测值和航向角的第二观测值的差值建立姿态参数的观测方程。示例性地，该观测方程如上述公式(13)所示。
在一些实施例中，飞行器包括两条GNSS天线，两条GNSS天线之间的距离在预设范围内；
确定单元包括：
获取子单元，用于通过两条GNSS天线获取GNSS信号；
确定子单元，用于根据GNSS信号采用实时相对定位技术确定航向角和俯仰角的第一观测值。
在一些实施例中，第一确定模块201包括：
初始对准单元，用于通过GNSS定位对惯性导航系统进行初始对准，得到目标定位参数的初始值；
零偏补偿单元，用于对惯性导航系统输出的比力观测值和角速度观测值进行零偏补偿；
计算单元，用于根据零偏补偿后的比力观测值和角速度观测值，通过更新算法计算目标定位参数的预测值和状态向量对应的协方差矩阵；
定位装置200还包括：
矩阵更新模块，用于根据观测方程对状态向量的协方差矩阵进行卡尔曼滤波更新得到目标协方差矩阵。
本申请提供的技术方案中，第一确定模块301会通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，第二确定模块302会通过GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，第三确定模块303会通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，然后建立模块304可以根据第一定位参数的第一观测值和预测值以及第二定位参数的第二观测值和预测值的差值建立目标定位参数的观测方程，更新模块305可以根据观测方程对目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到状态向量的估计值，修正模块306再使用状态向量的估计值对目标定位参数的预测值进行修正得到目标定位参数的目标值，目标值用于在导航过程中指示飞行器当前的位置、速度和姿态角。也就是说，本方案除了会采用GNSS对惯性导航系统确定的定位参数的观测值作为约束信息，对定位参数进行较正，还会采用目标传感器测量得到定位参数的观测值作为约束信息，对定位参数进行较正，提高了定位精度。
其次，本实施例中的飞行器安装有2个GNSS天线，可以极大提高卫星观测个数，还可以采用RTK技术进行GNSS定位，RTK可提供厘米级定位结果，可极大提升定位精度。
关于上述实施例中的装置，其中各个模块执行操作的具体方式已经在有关该方法的实施例中进行了详细描述，此处将不再做详细阐述说明。
图3是本申请实施例示出的电子设备的结构示意图。
参见图3，电子设备300包括存储器310和处理器320。
处理器320可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。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。
存储器310可以包括各种类型的存储单元，例如系统内存、只读存储器(ROM)和永久存储装置。其中，ROM可以存储处理器320或者计算机的其他模块需要的静态数据或者指令。永久存储装置可以是可读写的存储装置。永久存储装置可以是即使计算机断电后也不会失去存储的指令和数据的非易失性存储设备。在一些实施方式中，永久性存储装置采用大容量存储装置(例如磁或光盘、闪存)作为永久存储装置。另外一些实施方式中，永久性存储装置可以是可移除的存储设备(例如软盘、光驱)。系统内存可以是可读写存储设备或者易失性可读写存储设备，例如动态随机访问内存。系统内存可以存储一些或者所有处理器在运行时需要的指令和数据。此外，存储器310可以包括任意计算机可读存储媒介的组合，包括各种类型的半导体存储芯片(例如DRAM，SRAM，SDRAM，闪存，可编程只读存储器)，磁盘和/或光盘也可以采用。在一些实施方式中，存储器310可以包括可读和/或写的可移除的存储设备，例如激光唱片(CD)、只读数字多功能光盘(例如DVD-ROM，双层DVD-ROM)、只读蓝光光盘、超密度光盘、闪存卡(例如SD卡、min SD卡、Micro-SD卡等)、磁性软盘等。计算机可读存储媒介不包含载波和通过无线或有线传输的瞬间电子信号。
存储器310上存储有可执行代码，当可执行代码被处理器320处理时，可以使处理器320执行上文述及的方法中的部分或全部。
此外，根据本申请的方法还可以实现为一种计算机程序或计算机程序产品，该计算机程序或计算机程序产品包括用于执行本申请的上述方法中部分或全部步骤的计算机程序代码指令。
或者，本申请还可以实施为一种计算机可读存储介质(或非暂时性机器可读存储介质或机器可读存储介质)，其上存储有可执行代码(或计算机程序或计算机指令代码)，当可执行代码(或计算机程序或计算机指令代码)被电子设备(或服务器等)的处理器执行时，使处理器执行根据本申请的上述方法的各个步骤的部分或全部。
以上已经描述了本申请的各实施例，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。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其他普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

Claims (10)

1.一种飞行器定位方法，其特征在于，包括：
通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，所述目标定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数；
通过全球导航卫星系统GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，所述第一定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项，所述第二定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项；
根据所述第一定位参数的第一观测值，所述第二定位参数的第二观测值和所述目标定位参数的预测值建立观测方程；
根据所述观测方程对所述目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到所述状态向量的估计值；
使用所述状态向量的估计值对所述目标定位参数的预测值进行修正得到所述目标定位参数的目标值，所述目标值用于在导航过程中指示所述飞行器当前的位置，速度和姿态角。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述姿态参数包括航向角；
所述通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值包括：
通过所述磁传感器或太阳方位角传感器对所述飞行器的航向角进行测量，得到所述航向角的第二观测值。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述姿态参数还包括俯仰角；
所述通过全球导航卫星系统GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值包括：
通过GNSS信号确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值；
所述根据所述第一定位参数的第一观测值，所述第二定位参数的第二观测值和所述目标定位参数的预测值建立所述目标定位参数的观测方程包括：
根据所述航向角的预测值和所述航向角的第一观测值的差值，以及所述航向角的预测值和所述航向角的第二观测值的差值建立所述姿态参数的观测方程。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述飞行器包括两条GNSS天线，所述两条GNSS天线之间的距离在预设范围内；
所述通过GNSS信号确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值包括：
通过所述两条GNSS天线获取GNSS信号；
根据所述GNSS信号采用实时相对定位技术确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其特征在于，所述通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值包括：
通过GNSS定位对所述惯性导航系统进行初始对准，得到所述目标定位参数的初始值；
对惯性导航系统输出的比力观测值和角速度观测值进行零偏补偿；
根据零偏补偿后的比力观测值和角速度观测值，通过更新算法计算所述目标定位参数的预测值和状态向量对应的协方差矩阵；
所述方法还包括：
根据所述观测方程对所述状态向量的协方差矩阵进行卡尔曼滤波更新得到目标协方差矩阵。
6.一种定位装置，其特征在于，包括：
第一确定模块，用于通过惯性导航系统确定飞行器的目标定位参数的预测值，所述目标定位参数包括姿态参数，速度参数和位置参数；
第二确定模块，用于通过全球导航卫星系统GNSS信号确定第一定位参数的第一观测值，所述第一定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项；
第三确定模块，用于通过目标传感器确定第二定位参数的第二观测值，所述第二定位参数包括所述姿态参数，所述速度参数和所述位置参数中的至少一项；
建立模块，用于根据所述第一定位参数的第一观测值，所述第二定位参数的第二观测值和所述目标定位参数的预测值建立观测方程；
更新模块，用于根据所述观测方程对所述目标定位参数对应的状态向量进行卡尔曼滤波更新得到所述状态向量的估计值；
修正模块，用于使用所述状态向量的估计值对所述目标定位参数的预测值进行修正得到所述目标定位参数的目标值，所述目标值用于在导航过程中指示所述飞行器当前的位置，速度和姿态角。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述目标传感器包括磁传感器或太阳方位角传感器，所述姿态参数包括航向角；
所述第三确定模块包括：
测量单元，用于通过所述磁传感器或所述太阳方位角传感器对所述飞行器的航向角进行测量，得到所述航向角的第二观测值。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述姿态参数还包括俯仰角；
所述第二确定模块包括：
确定单元，用于通过GNSS信号确定所述航向角和所述俯仰角的第一观测值；
所述建立模块包括：
建立单元，用于根据所述航向角的预测值和所述航向角的第一观测值的差值以及所述航向角的预测值和所述航向角的第二观测值的差值建立所述姿态参数的观测方程。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：
处理器；以及
存储器，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被所述处理器执行时，使所述处理器执行如权利要求1-5中任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被电子设备的处理器执行时，使所述处理器执行如权利要求1-5中任一项所述的方法。
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