CN116840824B - 飞行器定位方法、装置及系统 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种飞行器定位方法、装置及系统，涉及飞行器技术领域，所述方法包括：基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得飞行器与地面基站之间的相对距离；基于飞行器与地面基站之间的激光通信的捕获‑跟踪‑对准系统，确定飞行器与地面基站之间的空间位置相对角度；根据飞行器与地面基站之间的相对距离和相对角度，确定飞行器相对于与地面基站的空间位置。本申请能够降低测距功率成本，并且可以增强抗电磁干扰的能力。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器技术领域，具体而言，涉及一种飞行器定位方法、装置及系统。
背景技术
飞行器在执行飞行任务时，通常需要进行实时定位以进行导航或确定作业位置。常用的定位方式包括依赖卫星进行定位和依赖地面基站进行定位，其中，针对无人机，其远程操控链路和导航定位链路都基于射频电磁波建立，从而容易受到射频电磁的干扰。在一些现有的飞行器定位导航方案中，采用了融合激光通信和激光雷达两项技术的导航定位系统，但是该方案需要导航系统同时具备激光雷达和激光通信两个模块，测距功率成本较高。并且该方案中测距功能是基于激光回波雷达原理实现，光学隐蔽性较差，且安全性不高，容易被识别和探测。
发明内容
为了至少克服现有技术中的上述不足，本申请的目的在于提供一种飞行器定位方法、装置及系统。
第一方面，本申请实施例提供一种飞行器定位方法，所述飞行器定位方法包括：
基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离；
基于所述飞行器与所述地面基站之间的激光通信的捕获-跟踪-对准系统，确定所述飞行器与所述地面基站之间的空间位置相对角度；
根据所述飞行器与所述地面基站之间的所述相对距离和所述相对角度，确定所述飞行器相对于与所述地面基站的空间位置。
在一种可能的实现方式中，所述方法还包括：
基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的系统时钟差；
根据所述系统时钟差校正所述飞行器和/或所述地面基站的系统时钟。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器与所述地面基站之间的激光通信包括上行通信链路以及下行通信链路；
所述上行通信链路用于由所述地面基站向所述飞行器传输遥控指令，以实现对所述飞行器的远程操控，所述上行通信链路还用于由所述地面基站向所述飞行器传输第一伪码信息；
所述下行通信链路用于由所述飞行器向所述地面基站传输作业业务数据，所述下行通信链路还用于由所述飞行器向所述地面基站传输第二伪码信息。
在一种可能的实现方式中，所述方法还包括：
根据所述飞行器相对于与所述地面基站的空间位置以及所述地面基站的绝对位置，确定所述飞行器的绝对位置；
根据所述飞行器的所述绝对位置，对所述飞行器进行定位和/或导航。
在一种可能的实现方式中，所述基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离的步骤，包括：
基于所述地面基站通过激光通信向所述飞行器发送的第一伪码信息，确定传输所述第一伪码信息的第一伪飞行时间；
基于所述飞行器通过激光通信向所述地面基站发送的第二伪码信息，确定传输所述第二伪码信息的第二伪飞行时间；
根据所述第一伪飞行时间和所述第二伪飞行时间计算所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器和所述地面基站分别在其自身的系统时钟指示的相同时刻发送所述第一伪码信息和所述第二伪码信息；
所述传输所述第一伪码信息的第一伪飞行时间通过以下方式计算获得：
其中，为基于所述飞行器的系统时钟测定的所述第二伪码信息的发送时间，为基于所述飞行器的系统时钟测定的所述第一伪码信息的接收时间；
所述传输所述第二伪码信息的第二伪飞行时间通过以下方式计算获得：
其中，为基于所述地面基站的系统时钟测定的所述第一伪码信息的发送时间，为基于所述地面基站的系统时钟测定的所述第二伪码信息的接收时间；
所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离通过以下方式计算获得：
其中，表示大气中的光速。
在一种可能的实现方式中，所述捕获-跟踪-对准系统包括粗指向机构、精指向机构以及跟踪相机；
所述确定所述飞行器与所述地面基站之间的空间位置相对角度的步骤，包括：
基于所述粗指向机构执行的通信方向校准动作，获取所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角；
基于所述跟踪相机执行的曝光操作以及所述精指向机构执行的跟踪校准动作，获取所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站及所述飞行器连线的角度残差；
根据所述粗指向机构与所述精指向机构测量的方位角及俯仰角和所述角度残差，确定所述飞行器相对于所述地面基站的方位角及俯仰角。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器相对于所述地面基站的方位角及俯仰角通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角，/>、/>分别表示所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站及所述飞行器连线的角度残差；
所述角度残差、/>由所述精指向机构的偏转角度、所述跟踪相机测出的角度值，以及所用光学系统共同决定，可以通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差，/>表示跟踪相机前方光学系统的像方焦距，/>、/>分别表示所述精指向机构在水平和俯仰方向的转动角度值，k表示主天线的光学放大倍率；
接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差、/>通过以下方式计算获得：
其中，表示跟踪相机单个像素的宽度，/>、/>表示光强质心。
第二方面，本申请实施例还提供一种飞行器定位装置，所述飞行器定位装置应用于飞行器和/或地面基站，所述飞行器定位装置包括：
测距模块，所述测距模块用于基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离；
测角模块，所述测角模块用于基于所述飞行器与所述地面基站之间的激光通信的捕获-跟踪-对准系统，确定所述飞行器与所述地面基站之间的空间位置相对角度；
定位运算模块，所述定位运算模块用于根据所述飞行器与所述地面基站之间的所述相对距离和所述相对角度，确定所述飞行器相对于与所述地面基站的空间位置。
第三方面，本申请实施例还提供一种飞行器定位系统，其特征在于，所述飞行器定位系统包括飞行器和/或地面基站，所述飞行器或所述地面基站包括处理器及机器可读存储介质，所述机器可读存储介质存储有机器可执行指令，所述机器可执行指令在被所述处理器执行时，实现上述任意方面所述的方法。
基于上述任意一个方面，本申请实施例提供的飞行器定位方法、装置及系统，通过基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，使测距功率成本降低；同时，通过基于飞行器与地面基站之间的激光通信的捕获-跟踪-对准系统执行角度测量，能够增强抗电磁干扰能力，从而可应用于射频电磁干扰及GNSS拒止等复杂环境。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要调用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它相关的附图。
图1为本申请实施例提供的飞行器定位方法的流程示意图之一；
图2为本申请实施例提供的飞行器定位方法的一种示意性应用场景图；
图3为本申请实施例提供的飞行器定位方法的流程示意图之二；
图4为步骤S100的子步骤示意图；
图5为本申请实施例提供的伪码测距的示意图；
图6为本申请实施例提供的飞行器定位方法的流程示意图之三；
图7为步骤S200的子步骤示意图；
图8为本申请实施例提供的粗指向机构本体坐标系示意图；
图9为本申请实施例提供的空间坐标关系示意图；
图10为本申请实施例提供的飞行器定位系统的一种示意性结构框图；
图11为本申请实施例提供的飞行器定位装置的功能模块示意图。
图标：100-飞行器；200-地面基站；800-飞行器定位系统；810-处理器；820-机器可读存储介质；830-飞行器定位装置；831-测距模块；832-测角模块；833-定位运算模块。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例中的不同特征之间可以相互结合。
本实施例提供一种可以解决上述问题的方案，下面结合附图，对本申请的具体实施方式进行详细说明。
请参照图1，图1示例本实施例提供的飞行器定位方法的一种流程示意图，所述方法可以包括以下步骤。
步骤S100，基于飞行器100与地面基站200之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离。
请参照图2，在一些飞行器100定位导航场景中，飞行器100与地面基站200之间会进行激光通信，以实现地面基站200向飞行器100发送遥控数据（如，航向控制数据），或实现飞行器100向地面基站200发送作业业务数据（如，航拍图像数据）。在本实施例中，可以复用所述飞行器100与所述地面基站200之间建立的激光通信链路执行测距伪码信息的交互，从而获得所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离。
在上述设计中，复用飞行器100和地面基站200之间的激光通信链路执行伪码测距，能够在不增加额外的硬件的情况下，完成对所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离的测量，从而能够降低成本，减小功耗。由于本申请实施例的测距激光为通信激光，只经历单程链路，使得测距功率成本降低。同时，采用伪码测距技术无需回射激光，因此，可以采用光学隐身材料作为外层涂装，在有光学隐蔽需求的场景中能够表现出更高的安全性。
步骤S200，基于所述飞行器100与所述地面基站200之间的激光通信的捕获-跟踪-对准（Acquisition,Tracking and Pointing，ATP）系统，确定所述飞行器100与所述地面基站200之间的空间位置相对角度。
具体地，飞行器100和地面基站200的通信激光需要依赖所述捕获-跟踪-对准系统对激光的收发方向进行跟踪校正。在本实施例中，可以复用所述捕获-跟踪-对准系统执行跟踪矫正时的工作参数，在所述捕获-跟踪-对准系统在稳定跟踪的同时，根据入射激光确定所述飞行器100与所述地面基站200之间的方位角和俯仰角。并且，复用所述捕获-跟踪-对准系统的工作参数，能够在不增加额外的硬件的情况下，完成对所述飞行器100与所述地面基站200之间的空间位置相对角度的测量。
在本实施例中，通过伪码测距以及通过所述捕获-跟踪-对准系统进行测角，可以不再依赖卫星导航的射频链路，从而极大地增强抗电磁干扰能力。
步骤S300，根据所述飞行器100与所述地面基站200之间的所述相对距离和所述相对角度，确定所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置。
在本实施例中，根据步骤S100得出的所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离和步骤S200得出的所述飞行器100与所述地面基站200之间的空间位置相对角度，可以确定所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置。
可见，基于上述设计，本申请实施例提供的一种飞行器定位方法、装置及系统，通过激光通信执行伪码测距以及通过激光通信的捕获-跟踪-对准系统执行测角，确定所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置，实现对飞行器100的定位，使测距功率成本降低，同时，本申请无需依赖卫星导航的射频链路，从而不易受到电磁手段的干扰以及欺骗，进一步增强了抗电磁干扰的能力。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器100与所述地面基站200之间的激光通信包括上行通信链路以及下行通信链路。
所述上行通信链路用于由所述地面基站200向所述飞行器100传输遥控指令，以实现对所述飞行器100的远程操控，所述上行通信链路还用于由所述地面基站200向所述飞行器100传输第一伪码信息。
具体地，所述上行通信链路利用激光作为载波。所述第一伪码信息用于完成所述飞行器100的伪距测量，所述地面基站200实时解算的伪距信息以及所述飞行器100坐标信息也通过所述上行通信链路由所述地面基站200向所述飞行器100传输。
所述下行通信链路用于由所述飞行器100向所述地面基站200传输业务数据，所述下行通信链路还用于由所述飞行器100向所述地面基站200传输第二伪码信息。
具体地，所述下行通信链路利用激光作为载波。所述第二伪码信息用于完成所述地面基站200的伪距测量，所述飞行器100实时解算的伪距信息也通过所述下行通信链路由所述飞行器100向所述地面基站200传输。
请参照图3，本申请实施例提供的飞行器定位方法还可以包括以下步骤。
步骤S400，根据所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置以及所述地面基站200的绝对位置，确定所述飞行器100的绝对位置。
在本实施例中，选择一个导航坐标系，确定所述地面基站200的绝对位置，根据步骤S300获得的根据所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置，利用坐标融合算法，从而可以确定所述飞行器100的绝对位置。
步骤S500，根据所述飞行器100的所述绝对位置，对所述飞行器100进行定位和/或导航。
在一种可能的实施方式中，请参照图4，步骤S100还包括以下子步骤。
步骤S110，基于所述地面基站200通过激光通信向所述飞行器100发送的第一伪码信息，确定传输所述第一伪码信息的第一伪飞行时间。
在本实施例中，所述地面基站200生成伪随机测距码，以特定频率向所述飞行器100周期性地发送测距码，由所述飞行器100测量传输所述第一伪码信息的第一伪飞行时间。
示例性地，伪随机测距码可以为以1023码片为周期的10级m序列。
具体地，所述飞行器100和所述地面基站200分别在其自身的系统时钟指示的相同时刻发送所述第一伪码信息和所述第二伪码信息。
在本实施例中，由于所述飞行器100和所述地面基站200分别在其自身的系统时钟指示的相同时刻发送伪码信息，因此，所述飞行器100基于自身的系统时钟测定的所述第二伪码信息的发送时间可以视为所述地面基站200的所述第一伪码信息的发送时间，所述地面基站200基于自身的系统时钟测定的所述第一伪码信息的发送时间可以视为所述飞行器100的第二伪码信息的发送时间。
因此，传输所述第一伪码信息的所述第一伪飞行时间通过以下方式计算获得：
其中，为基于所述飞行器100的系统时钟测定的所述第二伪码信息的发送时间，/>为基于所述飞行器100的系统时钟测定的所述第一伪码信息的接收时间。
其中，所述地面基站200在周期性地发送测距码时，每个周期的第一码片上升沿时刻需要严格对齐所述地面基站200自身的频率标签，如此可以准确确定出所述第一伪码信息的发送时间。相应地，所述飞行器100在接收到所述第一伪码信息时，可以基于所述飞行器100的系统时钟确定出所述第一伪码信息的接收时间。
步骤S120，基于所述飞行器100通过激光通信向所述地面基站200发送的第二伪码信息，确定传输所述第二伪码信息的第二伪飞行时间。
具体地，与计算所述第一伪飞行时间的方式类似，传输所述第二伪码信息的所述第二伪飞行时间通过以下方式算获得：
其中，为基于所述地面基站200的系统时钟测定的所述第一伪码信息的发送时间，/>为基于所述地面基站200的系统时钟测定的所述第二伪码信息的接收时间。
其中，所述飞行器100生成伪随机测距码，以特定频率向所述地面基站200周期性地发送测距码，由所述地面基站200测量传输所述第二伪码信息的第二伪飞行时间。
在本实施例中，所述飞行器100和所述地面基站200分别基于自身的系统时钟，在相同发送所述第一伪码信息和所述第二伪码信息。
需要说明的是，在本实施例所述的场景中，所述飞行器100和所述地面基站200分别基于自身的系统时钟，分别在其本地时钟所指示的相同时刻发送所述第一伪码信息和所述第二伪码信息。但由于所述飞行器100和所述地面基站200的系统时钟可能存在时钟差，因此，所述第一伪码信息和所述第二伪码信息的实际发送时刻可能是不同的。在本实施例中，可以通过后续计算消除该时钟差的影响。
步骤S130，根据所述第一伪飞行时间和所述第二伪飞行时间计算所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离。
在本实施例中，可以根据步骤S120中测量的第一伪飞行时间以及步骤S130中测量的第二伪飞行时间，计算所述第一伪码信息及所述第二伪码信息的实际飞行时间，从而得到所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离。
具体地，请参照图5，由于所述飞行器100的系统时钟和所述地面基站200的系统时钟之间可能存在一定的系统时钟差，因此所述第一伪飞行时间和所述第二伪飞行时间与真实的激光飞行时间并不相等，在根据所述第一伪飞行时间和所述第二伪飞行时间计算真实的激光飞行时间时，需要消除系统时钟差对计算结果造成的影响。
具体地，假设所述飞行器100与所述地面基站200之间的系统时钟差为，则传输所述第一伪码信息的真实的第一飞行时间/>和传输所述第二伪码信息的真实的第二飞行时间/>
考虑到所述飞行器100与所述地面基站200之间的系统时钟差很小，因此，在所述第一伪码信息与所述第二伪码信息到达时刻，所述第一伪码信息相对于所述飞行器100的位移与所述第二伪码信息相对于所述地面基站200的位移可以忽略不计，即，传输所述第一伪码信息的第一飞行时间及传输所述第二伪码信息的第二飞行时间与传输所述第一伪码信息与传输所述第二伪码信息的实际飞行时间/>相等，/>满足：
因此，传输所述第一伪码信息与传输所述第二伪码信息的实际飞行时间可以通过以下方式计算获得：
所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离可以通过以下方式计算获得：
其中，表示大气中的光速。
请参照图6，本申请实施例提供的飞行器定位方法还可以包括以下步骤。
步骤S600，基于飞行器100与地面基站200之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器100与所述地面基站200之间的系统时钟差。
在本实施例中，可以在计算所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离时，获取所述飞行器100与所述地面基站200之间的系统时钟差。
步骤S700，根据所述系统时钟差校正所述飞行器100和/或所述地面基站200的系统时钟。
在本实施例中，通过根据所述系统时钟差校正所述飞行器100的系统时间漂移，可以实现精确的系统授时功能。
具体地，基于上述计算过程，所述飞行器100与所述地面基站200之间的系统时钟差可以通过以下方式计算获得：
在一种可能的实现方式中，所述捕获-跟踪-对准系统可以包括粗指向机构（Coarse Pointing Assembly，CPA）、精指向机构（Fine Pointing Assembly，FPA）以及跟踪相机。
具体地，所述捕获-跟踪-对准系统在稳定跟踪状态下，跟踪算法会将跟踪相机测得的光斑位置信息反馈给所述粗指向机构和所述精指向机构，通过两级闭环回路实时控制所述粗指向机构和所述精指向机构的指向角度，使从对端发射过来的光斑稳定在跟踪相机所设置的跟踪点位置。示例性地，该跟踪点可以定义为跟踪相机幅面坐标系的原点。
请参照图7，步骤S200还包括以下子步骤。
步骤S210，基于所述粗指向机构执行的通信方向校准动作，获取所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角。
在本实施例中，所述粗指向机构的转动角度可以通过方位伺服以及俯仰伺服的角度测量装置测量。若选择的伺服的具体形式不同，则光轴的角度变化和伺服转动角度会存在不同的函数关系。示例性地，方位伺服以及俯仰伺服的角度测量装置可以为编码器。请参照图8，当选择的伺服为经纬仪式伺服时，Z轴表示方位伺服的旋转轴，Y轴表示俯仰伺服的旋转轴，X轴、Y轴及Z轴满足右手定则。经系统光轴标校后，所述粗指向机构在零位时，其光轴，即XCPA与X轴平行。经纬仪式粗指向机构的方位角与俯仰角的角度变化和光轴变化是等价关系。所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角可以由伺服编码器直接测得。
步骤S220，基于所述跟踪相机执行的曝光操作以及所述精指向机构执行的跟踪校准动作，获取所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站200及所述飞行器100连线的角度残差。
在本实施例中，可以基于所述跟踪相机执行的曝光操作，获得相机幅面各像素位置的光强，并进一步计算得到接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差。同时，基于所述精指向机构执行的跟踪校准动作，测量所述精指向机构在水平和俯仰方向的转动角度值，从而获取所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站200及所述飞行器100连线的角度残差。
步骤S230，根据所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角和所述角度残差，确定所述飞行器100相对于所述地面基站200的方位角及俯仰角。
在本实施例中，可以根据步骤S210获取的方位角和俯仰角以及步骤S220获取的角度残差，计算得到所述飞行器100相对于所述地面基站200的方位角及俯仰角。
在一种可能的实现方式中，由所述跟踪相机测量相机幅面各像素位置的光强，即获得一个二维光强分布矩阵I，其中，元素I(i,j)表示第i行，j列像素所测得的光强度。
光强质心、/>可以通过以下方式计算获得：
接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差、/>可以通过以下方式计算获得：
其中，表示跟踪相机单个像素的宽度。
所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站200及所述飞行器100连线的角度残差、/>可以通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差，/>表示跟踪相机前方光学系统的像方焦距，/>、/>分别表示所述精指向机构在水平和俯仰方向的转动角度值，k表示主天线的光学放大倍率。
所述飞行器100相对于所述地面基站200的方位角及俯仰角/>可以通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角，/>、/>表示角度残差。
在一种可能的实施方式中，请参照图9，可以选择北斗坐标系作为空间导航坐标系O-xyz，进行所述地面基站200的参数标定，即，获取所述地面基站200的位置坐标：
并测量所述地面基站200本体坐标系A-x’y’z’到空间导航坐标系O-xyz的旋转矩阵C：
其中，表示地面基站200本体坐标系x’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系y’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系z’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系x’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系y’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系z’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系x’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系y’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度，/>表示地面基站200本体坐标系z’轴在空间导航坐标系O-xyz中的投影长度。
根据步骤S100获取所述飞行器100与所述地面基站200之间的所述相对距离，同时，根据步骤S200获取由所述地面基站200的捕获-跟踪-对准系统测量所述飞行器100在所述地面基站200本体坐标系A-x’y’z’下的方位角/>以及俯仰角/>，可以得到所述飞行器100在所述地面基站200本体坐标系A-x’y’z’下的坐标：
因此，在空间导航坐标系O-xyz下可表示为：
所述飞行器100在空间导航坐标系O-xyz下的坐标向量可以通过以下方式计算获得：
若所述地面终端的位置以及固定方式不随时间变化，即，所述地面基站200的位置坐标以及所述地面基站200本体坐标系A-x’y’z’到空间导航坐标系O-xyz的旋转矩阵C不随时间变化，则，在任意时刻t所述飞行器100在空间导航坐标系O-xyz下的坐标向量/>可以通过以下方式计算获得：
值得说明的是，选择北斗坐标系作为空间导航坐标系仅为本实施例的一种优选方式，在本实施例的其他实施方式中，空间导航坐标系也可以选择其他的地心坐标系，示例性地，可以选择CGCS2000、WGS84、GTRF、PZ-90作为空间导航坐标系。
在一种可能的实施方式中，可以由所述飞行器100根据所述第一伪飞行时间及所述第二伪飞行时间计算得到所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离，同时，可以由所述飞行器100基于捕获-跟踪-对准系统测得的相关信息，计算得到所述飞行器100与所述地面基站200之间的空间位置相对角度，从而通过坐标融合算法，获取所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置，以实现对所述飞行器100的定位和/或导航。
值得说明的是，在本实施例的其他实施方式中，也可以由所述地面基站200完成相关计算，将所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置通过所述上行通信链路传输给所述飞行器100，以实现对所述飞行器100的定位和/或导航。
本实施例还提供一种飞行器定位系统800，所述飞行器定位系统800包括飞行器100和/或地面基站200，请参照图10，图10示例所述飞行器定位系统800的方框示意图。所述飞行器100和/或所述地面基站200包括处理器810、机器可读存储介质820及飞行器定位装置830。所述机器可读存储介质820、处理器810相互之间直接或间接地电性连接，以实现数据的传输或交互。例如，这些元件相互之间可通过一条或多条通讯总线或信号线实现电性连接。所述飞行器定位装置830包括多个可以软件或固件（firmware）的形式存储于所述机器可读存储介质820中或固化在所述飞行器定位装置830的操作系统（operating system，OS）中的软件功能模块。所述处理器810用于执行所述机器可读存储介质820中存储的可执行模块，例如所述飞行器定位装置830所包括的软件功能模块及计算机程序等。
其中，所述机器可读存储介质820可以是，但不限于，随机存取存储器（RandomAccess Memory，RAM），只读存储器（ReadOnly Memory，ROM），可编程只读存储器（Programmable Read-Only Memory，PROM），可擦除只读存储器（Erasable ProgrammableRead-Only Memory，EPROM），电可擦除只读存储器（ElectricErasable ProgrammableRead-Only Memory，EEPROM）等。其中，机器可读存储介质820用于存储程序，所述处理器810在接收到执行指令后，执行所述程序。
所述处理器810可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。上述的处理器810可以是通用处理器810，包括中央处理器810（Central Processing Unit，简称CPU）、网络处理器810（Network Processor，简称NP）等；还可以是数字信号处理器810（DSP）、专用集成电路（ASIC）、现场可编程门阵列（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。可以实现或者执行本申请实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器810可以是微处理器810或者该处理器810也可以是任何常规的处理器810等。
请参照图11，本申请实施例还提供一种飞行器定位装置830，所述飞行器定位装置830应用于飞行器和/或地面基站200，所述飞行器定位装置830包括多个可以软件形式存储于机器可读存储介质820中的功能模块。从功能上划分，飞行器定位装置830可以包括测距模块831、测角模块832以及定位运算模块833。其中：
所述测距模块831用于基于飞行器100与地面基站200之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器100与所述地面基站200之间的相对距离。
在本实施例中，所述测距模块831可用于执行图1所示的步骤S100，关于所述测距模块831的具体描述可参考对所述步骤S100的描述。
所述测角模块832用于基于所述飞行器100与所述地面基站200之间的激光通信的捕获-跟踪-对准系统，确定所述飞行器100与所述地面基站200之间的空间位置相对角度。
在本实施例中，所述测角模块832可用于执行图1所示的步骤S200，关于所述测角模块832的具体描述可参考对所述步骤S200的描述。
所述定位运算模块833用于根据所述飞行器100与所述地面基站200之间的所述相对距离和所述相对角度，确定所述飞行器100相对于与所述地面基站200的空间位置。
在本实施例中，所述定位运算模块833可用于执行图1所示的步骤S300，关于所述定位运算模块833的具体描述可参考对所述步骤S300的描述。
综上所述，本申请实施例提供的一种飞行器定位方法、装置及系统，可以基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得飞行器与地面基站之间的相对距离，同时，可以基于飞行器与地面基站之间的激光通信的捕获-跟踪-对准系统，确定飞行器与地面基站之间的空间位置相对角度，从而确定所述飞行器相对于与所述地面基站的空间位置。在上述设计中，通过伪码测距，可以降低测距功率成本，并且提高光学隐蔽性；通过激光通信的捕获-跟踪-对准系统执行角度测量，可以增强抗电磁干扰的能力。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等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操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，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。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种飞行器定位方法，其特征在于，所述方法包括：
基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离；
基于所述飞行器与所述地面基站之间的激光通信的捕获-跟踪-对准系统，确定所述飞行器与所述地面基站之间的空间位置相对角度；
根据所述飞行器与所述地面基站之间的所述相对距离和所述相对角度，确定所述飞行器相对于与所述地面基站的空间位置；
所述捕获-跟踪-对准系统包括粗指向机构、精指向机构以及跟踪相机；
所述确定所述飞行器与所述地面基站之间的空间位置相对角度的步骤，包括：
基于所述粗指向机构执行的通信方向校准动作，获取所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角；
基于所述跟踪相机执行的曝光操作以及所述精指向机构执行的跟踪校准动作，获取所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站及所述飞行器连线的角度残差；
根据所述粗指向机构与所述精指向机构测量的方位角及俯仰角和所述角度残差，确定所述飞行器相对于所述地面基站的方位角及俯仰角；
所述飞行器相对于所述地面基站的方位角及俯仰角/>通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角，/>、/>分别表示所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站及所述飞行器连线的角度残差；
所述角度残差、/>通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差，/>表示跟踪相机前方光学系统的像方焦距，/>、/>分别表示所述精指向机构在水平和俯仰方向的转动角度值，k表示主天线的光学放大倍率；
接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差、/>通过以下方式计算获得：
其中，表示跟踪相机单个像素的宽度，/>、/>表示光强质心。
2.根据权利要求1所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述方法还包括：
基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的系统时钟差；
根据所述系统时钟差校正所述飞行器和/或所述地面基站的系统时钟。
3.根据权利要求1所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述飞行器与所述地面基站之间的激光通信包括上行通信链路以及下行通信链路；
所述上行通信链路用于由所述地面基站向所述飞行器传输遥控指令，以实现对所述飞行器的远程操控，所述上行通信链路还用于由所述地面基站向所述飞行器传输第一伪码信息；
所述下行通信链路用于由所述飞行器向所述地面基站传输作业业务数据，所述下行通信链路还用于由所述飞行器向所述地面基站传输第二伪码信息。
4.根据权利要求1所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据所述飞行器相对于与所述地面基站的空间位置以及所述地面基站的绝对位置，确定所述飞行器的绝对位置；
根据所述飞行器的所述绝对位置，对所述飞行器进行定位和/或导航。
5.根据权利要求1所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离的步骤，包括：
基于所述地面基站通过激光通信向所述飞行器发送的第一伪码信息，确定传输所述第一伪码信息的第一伪飞行时间；
基于所述飞行器通过激光通信向所述地面基站发送的第二伪码信息，确定传输所述第二伪码信息的第二伪飞行时间；
根据所述第一伪飞行时间和所述第二伪飞行时间计算所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离。
6.根据权利要求5所述的飞行器定位方法，其特征在于，所述飞行器和所述地面基站分别在其自身的系统时钟指示的相同时刻发送所述第一伪码信息和所述第二伪码信息；
所述传输所述第一伪码信息的第一伪飞行时间通过以下方式计算获得：
其中，为基于所述飞行器的系统时钟测定的所述第二伪码信息的发送时间，/>为基于所述飞行器的系统时钟测定的所述第一伪码信息的接收时间；
所述传输所述第二伪码信息的第二伪飞行时间通过以下方式计算获得：
其中，为基于所述地面基站的系统时钟测定的所述第一伪码信息的发送时间，为基于所述地面基站的系统时钟测定的所述第二伪码信息的接收时间；
所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离通过以下方式计算获得：
其中，表示大气中的光速。
7.一种飞行器定位装置，其特征在于，所述飞行器定位装置应用于飞行器和/或地面基站，所述飞行器定位装置包括：
测距模块，所述测距模块用于基于飞行器与地面基站之间的激光通信执行伪码测距，获得所述飞行器与所述地面基站之间的相对距离；
测角模块，所述测角模块用于基于所述飞行器与所述地面基站之间的激光通信的捕获-跟踪-对准系统，确定所述飞行器与所述地面基站之间的空间位置相对角度；
定位运算模块，所述定位运算模块用于根据所述飞行器与所述地面基站之间的所述相对距离和所述相对角度，确定所述飞行器相对于与所述地面基站的空间位置；
所述捕获-跟踪-对准系统包括粗指向机构、精指向机构以及跟踪相机；
所述确定所述飞行器与所述地面基站之间的空间位置相对角度，包括：
基于所述粗指向机构执行的通信方向校准动作，获取所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角；
基于所述跟踪相机执行的曝光操作以及所述精指向机构执行的跟踪校准动作，获取所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站及所述飞行器连线的角度残差；
根据所述粗指向机构与所述精指向机构测量的方位角及俯仰角和所述角度残差，确定所述飞行器相对于所述地面基站的方位角及俯仰角；
所述飞行器相对于所述地面基站的方位角及俯仰角/>通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示所述粗指向机构测量的方位角及俯仰角，/>、/>分别表示所述粗指向机构和所述精指向机构形成的方向向量与所述地面基站及所述飞行器连线的角度残差；
所述角度残差、/>通过以下方式计算获得：
其中，、/>分别表示接收光汇聚到跟踪相机的光斑质心相对于跟踪点在水平和纵向的位移偏差，/>表示跟踪相机前方光学系统的像方焦距，/>、/>分别表示所述精指向机构在水平和俯仰方向的转动角度值，k表示主天线的光学放大倍率；
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8.一种飞行器定位系统，其特征在于，所述飞行器定位系统包括飞行器和/或地面基站，所述飞行器或所述地面基站包括处理器及机器可读存储介质，所述机器可读存储介质存储有机器可执行指令，所述机器可执行指令在被所述处理器执行时，实现权利要求1-6任意一项所述的方法。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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