CN117405108B - 目标姿态测量方法、系统、电子设备和介质 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及导航测量技术与卫星导航应用技术领域，提供目标姿态测量方法、系统、电子设备和介质，方法包括：获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标并获取导航卫星的坐标；得到导航卫星分别与目标载体基线矢量两端的连线，目标载体基线矢量和连线形成三角形，其中一连线与目标载体基线矢量形成夹角，获得夹角与三角形三边长度的关系；重复上述步骤，获取多个导航卫星的夹角与三角形三边长度的关系，得到目标载体基线矢量的估值表达式；根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式；获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角。本方案能精确测量目标载体的姿态。
Description
技术领域
本发明涉及导航测量技术与卫星导航应用技术领域，尤其涉及一种目标姿态测量方法、系统、电子设备和介质。
背景技术
利用导航卫星进行载体姿态测量是卫星导航领域的一个重要技术分支。与惯导系统相比，利用导航卫星进行姿态测量具有无误差积累、成本低的优点，同时也能够保证较高的测量精度。
目前，利用导航卫星进行姿态测量主要包括长基线和短基线两种，各自存在明显的优缺点。对于长基线来说，姿态测量精度更高，但是长基线存在整周期模糊，对于安装环境要求较高，需要较大的安装空间，受环境影响较大。对于短基线来说，不存在整周期模糊，但是测量精度偏低。因此，关于导航卫星姿态测量技术还需在整周模糊度快速解算、算法改进、接收天线布局等方面进行进一步研究。
为了解决上述问题，亟需提供一种目标姿态测量方法、系统、电子设备和介质，能够利用导航卫星高精度距离测量的优点，将导航星到测量天线的距离测量量转化为测量基线相对于导航星的角度，从而避免了长基线利用载波相位求角度存在相位模糊的问题，有效缩减了测量基线长度，可以应用于较小目标、较短基线的姿态测量。
在所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本发明主要目的是克服目标载体姿态测量中长基线需解算整周模糊度、短基线测量精度低的问题，提供一种目标姿态测量方法、系统、电子设备和介质，能够利用导航卫星高精度距离测量的优点，将导航星到测量天线的距离测量量转化为测量基线相对于导航星的角度，从而避免了长基线利用载波相位求角度存在相位模糊的问题，有效缩减了测量基线长度，可以应用于较小目标、较短基线的姿态测量。
为实现上述的目的，本发明第一方面提供了一种目标姿态测量方法，包括以下步骤：
S1：通过导航卫星获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标并获取导航卫星的坐标；
S2：根据导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到导航卫星分别与目标载体基线矢量两端的连线，目标载体基线矢量和连线形成三角形，其中一连线与目标载体基线矢量形成夹角，获得该夹角与三角形三边长度的关系；
S3：重复步骤S1和步骤S2，根据多个导航卫星获取多个夹角与三角形三边长度的关系，根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式；
S4：根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式；
S5：根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角。
根据本发明一示例实施方式，步骤S1中，载体包括导航卫星接收机和设置在载体两端的卫星信号接收天线，目标载体基线矢量由一个卫星信号接收天线指向另一个卫星信号接收天线，导航卫星接收机通过卫星信号接收天线获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标和导航卫星的坐标。
根据本发明一示例实施方式，步骤S2中，所述夹角与三角形三边长度的关系采用公式2：
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，d表示目标载体基线矢量的长度，β表示导航卫星与目标载体基线矢量一端的连线和目标载体基线矢量的夹角，β为锐角。
根据本发明一示例实施方式，导航卫星和目标载体基线矢量两端的距离通过导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到；
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，目标载体基线矢量一端的坐标为(x1，y1，z1)，目标载体基线矢量的另一端的坐标为(x2，y2，z2)，导航卫星的坐标为(xi，yi，zi)。
根据本发明一示例实施方式，步骤S3中，所述根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式的方法包括：
获取误差项，根据夹角、目标载体基线矢量、目标载体基线矢量的一端指向导航卫星的距离矢量和误差项的关系、夹角和三角形三边长度的关系得到距离矢量和误差项的关系式；
将距离矢量和误差项的关系式转换成矩阵形式；
利用马尔可夫估计法得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式。
根据本发明一示例实施方式，所述距离矢量和误差项的关系式为公式3：
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，d表示目标载体基线矢量的长度，表示目标载体基线矢量，表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的矢量形式，εi表示误差项。
根据本发明一示例实施方式，距离矢量和误差项的关系式转换成的矩阵形式为公式4：
其中，表示目标载体基线矢量/>的矩阵形式，△xi1表示x1-xi，△yi1表示y1-yi，△zi1表示z1-zi，d表示目标载体基线矢量的长度，△Ri表示Ri1-Ri2，εi表示误差项。
根据本发明一示例实施方式，所述目标载体基线矢量在地心坐标系中的估计表达式为公式5：
其中，表示目标载体基线矢量/>的矩阵形式，i表示第i颗导航卫星，L表示观测到目标载体基线矢量的导航卫星的数量，△xi1表示x1-xi，△yi1表示y1-yi，△zi1表示z1-zi，d表示目标载体基线矢量的长度，△Ri表示Ri1-Ri2，εi表示误差项，/>为误差项εi的方差。
根据本发明一示例实施方式，步骤S4中，所述地心坐标系和东北天坐标系转换矩阵采用公式6：
其中，M表示地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵，γ表示目标载体基线矢量所在的地理经度，φ表示目标载体基线矢量所在的地理纬度。
根据本发明一示例实施方式，步骤S4中，所述根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式采用公式7：
其中，表示目标载体基线矢量/>在地心坐标系中的矩阵形式，M表示地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵，/>表示目标载体基线矢量/>在东北天坐标系中的估值表达式。
根据本发明一示例实施方式，步骤S5中，所述根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角采用公式8：
其中，A表示方位角，E表示俯仰角，表示目标载体基线矢量/>在东北天坐标系中的估值表达式，atan表示反三角函数。
作为本发明的第二个方面，提供一种目标姿态测量系统，包括：
坐标获取模块，用于通过导航卫星获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标并获取导航卫星的坐标；
夹角与三边长度关系计算模块，用于根据导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到导航卫星分别与目标载体基线矢量两端的连线，目标载体基线矢量和连线形成三角形，其中一连线与目标载体基线矢量形成夹角，获得该夹角与三角形三边长度的关系；
地心坐标系估值表达式计算模块，用于获取多个导航卫星的夹角与三角形三边长度的关系，根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式；
东北天坐标系估值表达式计算模块，用于根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式；和
姿态计算模块，用于根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角。
作为本发明的第三个方面，本发明提供一种电子设备，包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序；
当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现所述基于导航卫星测距的目标姿态测量方法。
作为本发明的第四个方面，本发明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所述基于导航卫星测距的目标姿态测量方法。
本发明的优势效果是，本发明利用导航卫星高精度距离测量的优点，将导航星到测量天线的距离测量量转化为测量基线相对于导航星的角度，从而避免了长基线利用载波相位求角度存在相位模糊的问题，有效缩减了测量基线长度，可以应用于较小目标、较短基线的姿态测量。
附图说明
通过参照附图详细描述其示例实施例，本申请的上述和其它目标、特征及优点将变得更加显而易见。下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，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他的附图。
图1示意性示出了目标姿态测量系统的结构图。
图2示意性示出了基于导航卫星测距的目标姿态测量方法的步骤图。
图3示意性示出了目标姿态测量的示意图。
图4示意性使出了一种电子设备的框图。
图5示意性示出了一种计算机可读介质的框图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本申请将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的各方面。
附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
应理解，虽然本文中可能使用术语第一、第二、第三等来描述各种组件，但这些组件不应受这些术语限制。这些术语乃用以区分一组件与另一组件。因此，下文论述的第一组件可称为第二组件而不偏离本申请概念的教示。如本文中所使用，术语“及/或”包括相关联的列出项目中的任一个及一或多者的所有组合。
本领域技术人员可以理解，附图只是示例实施例的示意图，附图中的模块或流程并不一定是实施本申请所必须的，因此不能用于限制本申请的保护范围。
根据本发明的第一个具体实施方式，本发明提供一种目标姿态测量系统，如图1所示，包括：坐标获取模块1、夹角与三边长度关系计算模块2、地心坐标系估值表达式计算模块3、东北天坐标系估值表达式计算模块4和姿态计算模块5。
坐标获取模块1用于通过导航卫星获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标并获取导航卫星的坐标。载体包括导航卫星接收机及设置在载体两端的卫星信号接收天线，由一个天线指向另一个天线即为目标载体基线矢量。坐标获取模块1可以采用该导航卫星接收机，获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标和导航卫星的坐标。
夹角与三边长度关系计算模块2与坐标获取模块1通讯地连接，用于根据导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到导航卫星分别与目标载体基线矢量两端的连线，目标载体基线矢量和连线形成三角形，其中一连线与目标载体基线矢量形成夹角，获得该夹角与三角形三边长度的关系。
地心坐标系估值表达式计算模块3与夹角与三边长度关系计算模块2通讯地连接，用于获取多个导航卫星的夹角与三角形三边长度的关系，根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式。
东北天坐标系估值表达式计算模块4与地心坐标系估值表达式计算模块3通讯地连接，用于根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式。
姿态计算模块5与东北天坐标系估值表达式计算模块4通讯地连接，用于根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角。
作为本发明的第二个具体实施方式，提供一种基于导航卫星测距的目标姿态测量方法，采用第一个具体实施方式的目标姿态测量系统，如图2所示，包括以下步骤：
S1：通过导航卫星获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标并获取导航卫星的坐标。
载体包括导航卫星接收机和设置在载体两端的卫星信号接收天线，目标载体基线矢量由一个卫星信号接收天线指向另一个卫星信号接收天线，导航卫星接收机通过卫星信号接收天线获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标和导航卫星的坐标。
基线，在测量学中指的是经精确测定长度的直线段。本方案中，基线的意思是安装在载体两端的两个卫星信号接收天线的连线，两个接收天线的距离叫做基线长度，基线长度可以事先进行精确测定。由载体的一端的卫星信号接收天线向另一端的卫星信号接收天线的连线即为目标载体基线矢量。载体就是需要进行姿态测量的设备、装备，例如飞机、无人机等。载体上安装一个导航卫星信号接收机，以及两个卫星信号接收天线用于接收信号，导航卫星信号接收机处理卫星信号后得到导航卫星的坐标、两个天线坐标(目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标)。
S2：根据导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到导航卫星分别与目标载体基线矢量两端的连线，目标载体基线矢量和连线形成三角形，其中一连线与目标载体基线矢量形成夹角，获得该夹角与三角形三边长度的关系。
三角形的三条边分别为目标载体基线矢量、导航卫星与目标载体基线矢量一端的连线、导航卫星与目标载体基线矢量另一端的连线。三角形三边长度即为目标载体基线矢量的长度、导航卫星与目标载体基线矢量一端的连线的距离、导航卫星与目标载体基线矢量另一端的连线的距离。
导航卫星和目标载体基线矢量两端的距离通过导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到；
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，目标载体基线矢量一端的坐标为(x1，y1，z1)，目标载体基线矢量的另一端的坐标为(x2，y2，z2)，导航卫星的坐标为(xi，yi，zi)。
夹角与三角形三边长度的关系采用公式2：
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，d表示目标载体基线矢量的长度，β表示导航卫星与目标载体基线矢量一端的连线和目标载体基线矢量的夹角，β为锐角。
绝对值符号是为了保证每次所测得角度β均为锐角。
目标载体基线矢量有两端，由第一端指向第二端，β角为第一端与导航卫星的连线和目标载体基线矢量的夹角。
S3：重复步骤S1和步骤S2，根据多个导航卫星获取多个夹角与三角形三边长度的关系，根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式。
根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式的方法包括：
S31：获取误差项，根据夹角、目标载体基线矢量、目标载体基线矢量的一端指向导航卫星的距离矢量和误差项的关系、夹角和三角形三边长度的关系得到距离矢量和误差项的关系式。
目前，市面上常见的导航卫星接收机对于导航卫星距离的测量精度可以达到厘米级，精度已经较高。根据已有结论，目标基线越短，则误差源的空间相关性越强，通过做差消除公共误差的效果就越好。观察图3不难发现，由于距离Ri1和Ri2远大于d，所以对于测得的距离Ri1和Ri2中所包含的主要误差项可以看做是共性误差，而在公式2中，等号左边使用的是距离差Ri1-Ri2，这样进一步消除了共性误差，得到更加精确的距离差值。对于目标载体基线矢量的长度d，其为已知量，这样可以计算出公式2等号左边的值，从而夹角β可以确定。
观察图3，cos(β)还可以由确定，但是，由于导航卫星接收机给出的天线坐标尚存在一个误差项，因此将公式2中的cos(β)用/>代替，并考虑误差项后，得到距离矢量和误差项的关系式。
距离矢量和误差项的关系式为公式3：
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，d表示目标载体基线矢量的长度，表示目标载体基线矢量，表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的矢量形式(目标载体基线矢量的一端指向导航卫星)，εi表示误差项。
公式3的左边为夹角和三角形三边长度的关系，右边为夹角、目标载体基线矢量、目标载体基线矢量的一端指向导航卫星的距离矢量和误差项的关系，公式3等于cos(β)。
S32：将距离矢量和误差项的关系式转换成矩阵形式。
距离矢量和误差项的关系式转换成的矩阵形式为公式4：
其中，表示目标载体基线矢量/>的矩阵形式，△xi1表示x1-xi，△yi1表示y1-yi，△zi1表示z1-zi，d表示目标载体基线矢量的长度，△Ri表示Ri1-Ri2，εi表示误差项。
S33：利用马尔可夫估计法得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式。
目标载体基线矢量在地心坐标系中的估计表达式为公式5：
其中，表示目标载体基线矢量/>的矩阵形式，i表示第i颗导航卫星，L表示观测到目标载体基线矢量的导航卫星的数量，1≤i≤L，△xi1表示x1-xi，△yi1表示y1-yi，△zi1表示z1-zi，d表示目标载体基线矢量的长度，△Ri表示Ri1-Ri2，εi表示误差项，/>为误差项εi的方差。
S4：根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式。
站心坐标系也叫做站点坐标系、东-北-天坐标系ENU，英文名称是localCartesian coordinates coordinate system，以测站为原点的坐标系，三个轴分别指向东向，北向和天向，用于需了解以观察者为中心的其他物体运动规律。
地心坐标系和东北天坐标系转换矩阵采用公式6：
其中，M表示地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵，γ表示目标载体基线矢量所在的地理经度，φ表示目标载体基线矢量所在的地理纬度。
根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式采用公式7：
其中，表示目标载体基线矢量/>在地心坐标系中的矩阵形式，M表示地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵，/>表示目标载体基线矢量/>在东北天坐标系中的估值表达式。
S5：根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角。
根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角采用公式8：
A＝atan(dENUy/dENUx)
E＝atan(dENUz) 公式8；
其中，A表示方位角，E表示俯仰角，表示目标载体基线矢量/>在东北天坐标系中的估值表达式，atan表示反三角函数。
本方案利用导航卫星高精度距离测量的优点，将导航星到测量天线的距离测量量转化为测量基线相对于导航星的角度，从而避免了长基线利用载波相位求角度存在相位模糊的问题，有效缩减了测量基线长度，可以应用于较小目标、较短基线的姿态测量，测量精度高、计算量小。
根据本发明的第三个具体实施方式，本发明提供一种电子设备，如图4所示，图4是根据一示例性实施例示出的一种电子设备的框图。
下面参照图4来描述根据本申请的这种实施方式的电子设备400。图4显示的电子设备400仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。
如图4所示，电子设备400以通用计算设备的形式表现。电子设备400的组件可以包括但不限于：至少一个处理单元410、至少一个存储单元420、连接不同系统组件(包括存储单元420和处理单元410)的总线430、显示单元440等。
其中，所述存储单元存储有程序代码，所述程序代码可以被所述处理单元410执行，使得所述处理单元410执行本说明书中描述的根据本申请各种示例性实施方式的步骤。例如，所述处理单元410可以执行第二个具体实施方式所示的步骤。
所述存储单元420可以包括易失性存储单元形式的可读介质，例如随机存取存储单元(RAM)4201和/或高速缓存存储单元4202，还可以进一步包括只读存储单元(ROM)4203。
所述存储单元420还可以包括具有一组(至少一个)程序模块4205的程序/实用工具4204，这样的程序模块4205包括但不限于：操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
总线430可以为表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储单元总线或者存储单元控制器、外围总线、图形加速端口、处理单元或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。
电子设备400也可以与一个或多个外部设备400’(例如键盘、指向设备、蓝牙设备等)通信，使得用户能与该电子设备400交互的设备通信，和/或该电子设备400能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如路由器、调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(I/O)接口450进行。并且，电子设备400还可以通过网络适配器460与一个或者多个网络(例如局域网(LAN)，广域网(WAN)和/或公共网络，例如因特网)通信。网络适配器460可以通过总线430与电子设备400的其它模块通信。应当明白，尽管图中未示出，可以结合电子设备400使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、RAID系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施方式可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。
因此，根据本发明的第四个具体实施方式，本发明提供一种计算机可读介质。如图5所示，根据本发明实施方式的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等)中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备(可以是个人计算机、服务器、或者网络设备等)执行根据本发明实施方式的上述方法。
所述软件产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以为但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。
所述计算机可读存储介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了可读程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。可读存储介质还可以是可读存储介质以外的任何可读介质，该可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。可读存储介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于无线、有线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。
可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本发明操作的程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、C++等，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络，包括局域网(LAN)或广域网(WAN)，连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该设备执行时，使得该计算机可读介质实现第二个实施方式的功能。
本领域技术人员可以理解上述各模块可以按照实施例的描述分布于装置中，也可以进行相应变化唯一不同于本实施例的一个或多个装置中。上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块。
通过以上的实施例的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施例可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。因此，根据本发明实施例的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等)中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备(可以是个人计算机、服务器、移动终端、或者网络设备等)执行根据本发明实施例的方法。
以上具体地示出和描述了本发明的示例性实施例。应可理解的是，本发明不限于这里描述的详细结构、设置方式或实现方法；相反，本发明意图涵盖包含在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等效设置。
Claims (8)
1.一种目标姿态测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标并获取导航卫星的坐标；
S2：根据导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到导航卫星分别与目标载体基线矢量两端的连线，目标载体基线矢量和连线形成三角形，其中一连线与目标载体基线矢量形成夹角，获得该夹角与三角形三边长度的关系；
S3：重复步骤S1和步骤S2，根据多个导航卫星获取多个夹角与三角形三边长度的关系，根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式；
S4：根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式；
S5：根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角；
步骤S3中，所述根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式的方法包括：
获取误差项，根据夹角、目标载体基线矢量、目标载体基线矢量的一端指向导航卫星的距离矢量和误差项的关系、夹角和三角形三边长度的关系得到距离矢量和误差项的关系式；
将距离矢量和误差项的关系式转换成矩阵形式；
利用马尔可夫估计法得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式；
所述目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式为公式5：
其中，表示目标载体基线矢量/>的矩阵形式，i表示第i颗导航卫星，L表示观测到目标载体基线矢量的导航卫星的数量，△xi1表示x1-xi，△yi1表示y1-yi，△zi1表示z1-zi，d表示目标载体基线矢量的长度，△Ri表示Ri1-Ri2，εi表示误差项，/>为误差项εi的方差。
2.根据权利要求1所述的目标姿态测量方法，其特征在于，步骤S1中，目标载体包括导航卫星接收机和设置在载体两端的卫星信号接收天线，目标载体基线矢量由一个卫星信号接收天线指向另一个卫星信号接收天线，导航卫星接收机通过卫星信号接收天线获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标和导航卫星的坐标。
3.根据权利要求1所述的目标姿态测量方法，其特征在于，步骤S2中，所述夹角与三角形三边长度的关系用公式2：
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，i表示第i颗导航卫星；d表示目标载体基线矢量的长度，β表示导航卫星与目标载体基线矢量一端的连线和目标载体基线矢量的夹角，β为锐角。
4.根据权利要求3所述的目标姿态测量方法，其特征在于，导航卫星和目标载体基线矢量两端的连线的长度通过导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到；
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，目标载体基线矢量一端的坐标为(x1，y1，z1)，目标载体基线矢量的另一端的坐标为(x2，y2，z2)，导航卫星的坐标为(xi，yi，zi)。
5.根据权利要求1所述的目标姿态测量方法，其特征在于，所述距离矢量和误差项的关系式为公式3：
其中，Ri1表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的距离，Ri2表示导航卫星和目标载体基线矢量另一端的距离，d表示目标载体基线矢量的长度，表示目标载体基线矢量，/>表示导航卫星和目标载体基线矢量一端的矢量形式，εi表示误差项。
6.一种目标姿态测量系统，其特征在于，包括：
坐标获取模块，用于获取目标载体基线矢量两端在地心坐标系中的坐标并获取导航卫星的坐标；
夹角与三边长度关系计算模块，用于根据导航卫星的坐标及目标载体基线矢量两端的坐标得到导航卫星分别与目标载体基线矢量两端的连线，目标载体基线矢量和连线形成三角形，其中一连线与目标载体基线矢量形成夹角，获得该夹角与三角形三边长度的关系；
地心坐标系估值表达式计算模块，用于获取多个导航卫星的夹角与三角形三边长度的关系，根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式；
东北天坐标系估值表达式计算模块，用于根据地心坐标系和东北天坐标系的转换矩阵、目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式；和
姿态计算模块，用于根据目标载体基线矢量在东北天坐标系中的估值表达式获得目标载体基线矢量的方位角和俯仰角；
所述根据夹角与三角形三边长度的关系得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式包括：
获取误差项，根据夹角、目标载体基线矢量、目标载体基线矢量的一端指向导航卫星的距离矢量和误差项的关系、夹角和三角形三边长度的关系得到距离矢量和误差项的关系式；
将距离矢量和误差项的关系式转换成矩阵形式；
利用马尔可夫估计法得到目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式；
所述目标载体基线矢量在地心坐标系中的估值表达式为公式5：
其中，表示目标载体基线矢量/>的矩阵形式，i表示第i颗导航卫星，L表示观测到目标载体基线矢量的导航卫星的数量，△xi1表示x1-xi，△yi1表示y1-yi，△zi1表示z1-zi，d表示目标载体基线矢量的长度，△Ri表示Ri1-Ri2，εi表示误差项，/>为误差项εi的方差。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序；
当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现如权利要求1-5中任一所述的目标姿态测量方法。
8.一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述程序被处理器执行时实现如权利要求1-5中任一所述的目标姿态测量方法。
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