CN117490643A - 跟踪目标位置信息的获取方法、盘旋领航方法，及无人机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种跟踪目标位置信息的获取方法、盘旋领航方法，及无人机。该跟踪目标位置信息的获取方法包括：选定跟踪目标；获取飞行器的航向角β和光电平台方位角α等参数；计算飞行器与跟踪目标之间的水平距离X：令飞行器绕跟踪目标盘旋飞行；依次获取飞行器所在纬线圈的纬线圈半径R_w、飞行器与跟踪目标的地理经度偏差量ΔL等跟踪目标位置信息。本发明归纳总结了无人机以不同航向角β飞行，且以不同光电平台方位角α观测跟踪目标时，东向分量ΔE与北向分量ΔN的计算方式；同时，本发明可通过光电平台方位角α及无人机与跟踪目标的水平距离X自动设定盘旋方式与盘旋半径，解决了传统方法实时性较差且观测效果不佳的问题。

Description

跟踪目标位置信息的获取方法、盘旋领航方法，及无人机

技术领域

本发明涉及无人机导航领域，尤其涉及一种跟踪目标位置信息的获取方法、盘旋领航方法，及无人机。

背景技术

由于很少受气候条件的限制，能潜入敌目标上空进行昼夜侦察，并向作战指挥中心准确地传输实时目标图像和信息，使战场指挥官及时掌握战场情况及制定作战计划，无人机在近代局部战争中已经逐渐显示出其巨大威力。

在无人机执行任务过程中，盘旋飞行是无人机围绕跟踪目标进行长时间侦查时经常进行的机动动作。在传统的无人机盘旋领航方法中，是根据既定的盘旋半径、期望的盘旋方式以及由传感器获得的无人机位置、高度及地速信息，连续实时计算无人机期望轨迹的侧向偏离及侧偏移速度等导航参数，并同由姿态运动传感器获得的无人机姿态运动信息一同输入至侧向控制回路得到舵偏度指令，实现引导无人机沿着期望航线盘旋飞行。

在实现本发明的过程中，申请人发现传统无人机盘旋领航方法在对陌生环境侦查的任务中，对特定跟踪目标的位置信息计算较为复杂，且精度低、实时性差，只能以粗略估算目标位置的方式来设定航线，且无人机在跟踪移动目标时不能根据跟踪目标的位置变化及时修正航线，经常出现跟踪目标丢失的情况，难以达到最佳跟踪效果。

发明内容

(一)要解决的技术问题

有鉴于此，本发明提供了一种跟踪目标位置信息获取方法、盘旋领航方法，及无人机，期望能够至少部分解决上述技术问题中的其中之一。

(二)技术方案

本发明的第一方面中，提供了一种跟踪目标位置信息的获取方法，包括：

步骤A，对飞行器相机视场范围内的目标进行识别，选定跟踪目标；

步骤B，对跟踪目标进行锁定跟踪，获取飞行器的航向角β和光电平台方位角α，飞行器与跟踪目标之间的直线距离L，飞行器的真实飞行高度H；

步骤C，计算飞行器与跟踪目标之间的水平距离X：

步骤D，以跟踪目标的实时位置作为盘旋中心，以所述水平距离X为既定盘旋半径Rturn，令飞行器绕跟踪目标盘旋飞行；

步骤E，根据飞行器的航向角β和光电平台方位角α，计算光电平台观测方向与北向的夹角θ；根据所述水平距离X和夹角θ，计算飞行器到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内的北向分量ΔN和东向分量ΔE；

步骤F，计算飞行器所在位置的地心半径R_q：地心纬度B_EC：/>其中，B为飞行器的地理纬度，H为飞行器的真实飞行高度，R_a、R_b、f分别为地球长半轴、地球短半轴、地球椭偏度；

步骤G，根据所述北向分量ΔN、所述地心半径R_q，获取飞行器与跟踪目标的地心纬度偏差量ΔB_C，进而获取跟踪目标的地心纬度B_ECC与地理纬度B_C；

步骤H，根据飞行器所在位置的地心半径R_q、地心纬度B_EC，获取飞行器所在纬线圈的纬线圈半径R_w；根据飞行器所在纬线圈的纬线圈半径R_w获取纬线圈周长C_b；根据所述东向向量ΔE与纬线圈周长C_b获取飞行器与跟踪目标的地理经度偏差量ΔL。

本发明的第二方面中，提供了一种盘旋领航方法，包括：

如上所述的跟踪目标位置信息的获取方法；

所述步骤H之后还包括：

步骤I，根据地球长半轴R_a、跟踪目标的地理纬度B_C，获取盘旋圆心处的地心半径R_p：

步骤J，根据所述地理经度偏差量ΔL、跟踪目标的地心纬度B_ECC、飞行器的地心纬度B_EC、盘旋圆心处的地心半径R_p，获取当前位置到盘旋圆心的空间向量在空间直角坐标系内的东向分量Δx和北向分量Δy：由所述东向向量Δx和北向分量Δy获得飞行器当前位置到盘旋圆心的距离D；由所述距离D及盘旋半径Rturn，获取飞行器的侧偏距D_Z；

步骤K，由所述东向分量Δx和北向分量Δy，获取从盘旋圆心到飞行器当前位置的空间向量与东向的夹角γ，并根据该夹角γ获取侧偏移速度D_Zd；

步骤L，将所述侧偏距D_Z和侧偏移速度D_Zd输入飞行器的侧向控制回路，得到舵偏度指令，引导飞行器绕跟踪目标盘旋飞行。

本发明的第三方面中，无人机包括：存储器；以及处理器，电性耦接至所述存储器，其被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如上所述的跟踪目标位置信息的获取方法或如上所述的无人机盘旋领航方法。

(三)有益效果

从上述技术方案可知，本发明相对于现有技术至少具有以下有益效果之一：

(1)通过光电平台跟踪目标时的方位角α与无人机航向角β，结合激光雷达测出的无人机与跟踪目标的直线距离L、无人机的飞行高度H，得出无人机到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内的东向分量ΔE与北向分量ΔN。相较于传统方式获得这两个参数，本发明归纳总结了无人机以不同航向角β飞行时，且以不同光电平台方位角α观测跟踪目标时，东向分量ΔE与北向分量ΔN的计算方式；同时，本发明可通过光电平台方位角α自动获取、设定盘旋方式，避免轨迹设定不合理造成对无人机飞行安全的影响。

(2)通过上述无人机到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内的东向分量ΔE与北向分量ΔN，并获取得出无人机所在位置的地心半径Rq、无人机的地心纬度B_EC及无人机所在纬圈的周长C_b，进而得到无人机与跟踪目标的地心纬度偏差量ΔB_C与地理经度偏差量ΔL。相较于传统方式获得无人机与盘旋圆心的地心纬度偏差量与地理经度偏差量，本发明能够以光电平台所跟踪目标的位置为盘旋中心，实时地对无人机与跟踪目标的经纬度偏差量进行解算，避免了人工计算时较为繁琐与只能粗略估算目标位置进行盘旋飞行导致不能达到最佳观测效果等问题。

(3)由于能够通过光电平台持续跟踪观测目标，并通过本发明快速实时地解算出无人机盘旋飞行时的侧偏距D_Z与侧偏移速度D_Zd，并引导无人机沿着以与目标固定距离的轨迹进行盘旋飞行。由于始终保持以跟踪目标为中心的盘旋飞行，避免了因目标移动导致的频繁修正航线及风干扰等其他因素的影响，可达到最理想的侦察观测效果，最大限度避免了跟丢目标的情况。

附图说明

图1为本发明实施例无人机盘旋领航方法的流程图。

图2为如图1所示无人机盘旋领航方法中无人机跟踪目标盘旋飞行时飞行轨迹示意图。

图3为如图1所示无人机盘旋领航方法中无人机光电平台观测方向与北向的夹角示意图。

图4为如图1所示无人机盘旋领航方法中不同垂线和纬度之间的关系示意图。

图5为如图1所示无人机盘旋领航方法中无人机所在纬线圈及其半径示意图。

图6为本发明实施例无人机盘旋领航方法实现的整体工作原理图。

具体实施方式

本发明提出了一种跟踪目标位置信息获取的方法、盘旋领航方法，及无人机，能够引导无人机进行盘旋飞行，并且能够根据无人机与跟踪目标的相对位置关系对轨迹进行实时调整。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文结合具体实施方式，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

在下文的实施例中，将提供一种完整的盘旋领航方法，而获取跟踪目标位置信息的方法将在其中进行说明。但本领域技术人员应当了解，跟踪目标位置信息除了应用于盘旋领航之外，还可以用于其他领域，例如为导弹、炮弹提供打击目标的精确位置信息。因此，下文中获取跟踪目标位置信息的方法可以脱离盘旋领航方法来实施，同样应当在本发明的保护范围之内。同时，虽然下述实施例以无人机为例进行说明，但其同样可以应用其他飞行器，例如：有人飞机、巡飞弹等。

在本发明的一个示例性实施例中，提供了一种无人机盘旋领航方法，其根据既定的跟踪目标、盘旋半径、期望的盘旋方式以及由传感器获得的无人机位置、高度及地速信息，连续实时跟踪目标、获取无人机期望轨迹的侧向偏离及侧偏移速度等导航参数，最终实现引导无人机沿着期望航线对目标进行跟踪盘旋飞行。

图1为本发明实施例无人机盘旋领航方法的流程图。如图1所示，本实施例无人机盘旋领航方法包括：

步骤A，利用深度学习YOLO算法及尺度不变特征变换(Scale-invariant featuretransform，简称“SIFT”)SIFT算法对可见光相机视场范围内的目标进行识别与跟踪，在观测界面将实时检测出的目标框出，并输出目标类型及其ID，选定跟踪目标。

本步骤中，采用YOLO及SIFT目标识别跟踪技术，可实时识别出战场常见目标并加以显示、跟踪，从而当需要更换目标跟踪盘旋飞行时，可快速切换目标。

本步骤中，选定跟踪目标可以是自动选定，也可以是由无人机操作人员选定，或者自动选定后由无人机操作人员进行修正，均在本发明的保护范围之内。

步骤B，对跟踪目标进行锁定跟踪，获取飞行器的航向角β和光电平台方位角α，飞行器与跟踪目标之间的直线距离L；

该步骤B进一步包括：

子步骤B1，利用光电平台对跟踪目标进行锁定跟踪；

子步骤B2，由安装于飞行器上的相应传感器获取所述飞行器的航向角β与光电平台方位角α；

子步骤B3，利用激光测距仪测量无人机与跟踪目标之间的直线距离L，将距离L与光电平台方位角α输出至观测界面。

本领域技术人员应当理解，光电平台方位角α由安装于飞行器上的相应传感器获取。除了激光测距方式之外，还可以采用其他方式测量无人机和跟踪目标之间直线距离，例如雷达测距等，此处不再赘述。

步骤C：根据无线电高度表给出的无人机真实飞行高度H与实时的激光测距结果L，由两点间距离公式推算出无人机与跟踪目标的水平距离X：

步骤D，以跟踪目标的实时位置作为盘旋中心，以无人机与跟踪目标之间的水平距离X作为既定盘旋半径Rturn，令无人机绕跟踪目标进行盘旋飞行；

其中，既定盘旋半径Rturn受无人机盘旋性能制约，当符合无人机盘旋性能时盘旋任务开始。其中，盘旋方式由光电平台锁定跟踪目标时的方位角α确定，如附图2所示，具体而言，如下式所示：

步骤E：如附图3所示，根据无人机航向角β与光电平台方位角α，计算光电平台观测方向与北向的夹角θ，并根据无人机与跟踪目标的水平距离X，计算无人机到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内东向分量ΔE与北向分量ΔN：

θ＝α+β (3)

步骤F：根据无人机的地理纬度B获取无人机所在位置的地心半径R_q，并根据无人机高度H、无人机的地理纬度B可以获取无人机的地心纬度B_EC：

其中，无人机的真实飞行高度H及地理纬度B由机上相应传感器获得。

为了描述无人机相对地球的位置，进行无人机的导航定位，首先进行参考椭球系的选取。由于卫星技术和遥测技术的发展，目前已可利用卫星测量的办法取得全球性的大地测量数据，从而拟合出全球大地坐标系。WGS_84坐标系正是于1984年制定的全球大地坐标系，适应于全球定位。选取WGS_84坐标系，即确定了地球长半轴和地球椭偏度参数，依据该坐标系，地球长半轴R_a＝6378137.0m，短半轴R_b＝6356752.3m，地球椭偏度f＝0.003352811。

地球表面某点常用的垂线和纬度有：地理垂线和地理纬度、地心垂线和地心纬度。其中，地理垂线是指参考椭球上某点处的法线，地理垂线与赤道平面的夹角为地理纬度；地心垂线是指参考椭球上某点到地球中心的连线，地心垂线与赤道平面的夹角为地心纬度，如附图4所示。设无人机位置为C，地心为O，CA为地理垂线，地理纬度为B，CO为地心垂线也就是地心半径R_q，地心纬度为B_EC。

步骤G，根据无人机到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内的北向分量ΔN与无人机所在位置的地心半径R_q计算得到无人机与目标的地心纬度偏差量ΔB_C，并进而获取跟踪目标的地心纬度B_ECC与地理纬度B_C：

B_ECC＝B_EC+ΔB_C (8)

步骤H，根据无人机的地心纬度B_EC与无人机所在位置的地心半径R_q由式(10)计算无人机所在纬线圈的半径R_w，如附图5所示。由式(11)获取此纬线圈周长C_b，根据无人机到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内的东向分量ΔE与纬圈周长C_b获取无人机与目标的地理经度偏差量ΔL，如式(12)：

R_w＝R_q·cosB_EC (10)

C_b＝2π·R_w (11)

本领域技术人员应当理解，本发明通过光电平台方位角α与无人机航向角β得出无人机到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内的东向分量ΔE与北向分量ΔN，并计算得出无人机所在位置的地心半径R_q与地心纬度B_EC，进而得到无人机与跟踪目标的地理经度偏差量ΔL与地心纬度偏差量ΔB_C，再进而得到跟踪目标的地心纬度B_ECC与地理纬度B_C。相较于现有技术，本发明能够实时地跟踪目标并对目标位置信息进行解算，避免了人工计算的繁琐或只能粗略估算目标位置的问题。

需要说明的是，本实施例中，步骤A～H可以单独地执行，从而获得跟踪目标的位置信息。而该跟踪目标位置信息可以为无人机盘旋领航或者其他潜在应用提供支持。在下文中，将上述跟踪目标位置信息在无人机盘旋领航中的应用继续进行说明。

步骤I：根据跟踪目标的地理纬度B_C，计算盘旋圆心处的地心半径R_p：

步骤J，获取无人机到盘旋圆心的距离D及无人机的侧偏距D_Z。

采用以地球中心为原点、与地球固联的坐标系作为基准的方法进行导航定位时，一般采用空间直角坐标系定位方法与经纬度和高度定位方法。在计算空间两点之间的距离时，需要将经纬度和高度信息转换至空间直角坐标系内进行解算。根据盘旋圆心与当前无人机位置的地理经度偏差量ΔL、盘旋圆心地心纬度B_ECC、无人机的地心纬度B_EC以及盘旋圆心处的地心半径R_p，计算得到当前位置到盘旋圆心的空间向量在空间直角坐标系内东向分量Δx和北向分量Δy：

由两点间距离公式可知无人机当前位置到盘旋圆心的距离D可由下式得到：

根据无人机距盘旋圆心的距离D以及既定的盘旋半径Rturn，由式(16)计算无人机的侧偏距D_Z：

D_Z＝D-Rturn (16)

步骤K，获取从盘旋圆心到无人机当前位置的空间向量与东向的夹角γ，并根据该夹角γ获取侧偏移速度D_Zd；

其中，从盘旋圆心到无人机当前位置的空间向量与东向的夹角γ为：

γ＝arctg(Δy/Δx) (17)

根据盘旋方式的不同，所获取的侧偏移速度也不同，如式(18)：

其中，V_dn为无人机的北向地速，V_de为无人机的东向地速，可以由无人机的相应传感器获得。

步骤L：将无人机的侧偏距D_Z及侧偏移速度D_Zd输出至无人机侧向控制回路得到舵偏度指令，实现引导无人机沿着期望航线飞行。

在无人机试图对跟踪目标进行盘旋领航跟踪时，按照预设周期重复执行所述步骤A～L，实时引导无人机绕跟踪目标盘旋飞行，所述预设周期介于10ms～50ms之间。优选地，所述预设周期介于20ms～30ms之间。本实施例中，预设周期为25ms。

本实施例中，实时计算出无人机相对跟踪目标的侧偏距与侧偏移速度并输入至侧向控制回路得到舵偏度指令，实时修正引导无人机的飞行航线，保持以跟踪目标为中心的盘旋飞行，避免了目标移动、目标位置信息解算复杂与风干扰等其他因素的影响，可达到最理想的侦察观测效果。

此外，应用本发明提供的盘旋领航方法能够实现对跟踪目标位置信息的实时解算，并引导无人机沿着以与目标固定距离的轨迹进行盘旋飞行；改善了对陌生目标定位及设定相应盘旋轨迹时人工计算的不便，避免了原地盘旋侦察时不能以跟踪目标作为盘旋中心的问题，并且在目标缓慢移动时也能对轨迹及时进行修正，保持跟踪，不易丢失目标，也无需人工设定航线。

根据本发明的另一方面，还提供了一种无人机。该无人机包括：存储器；以及处理器，电性耦接至所述存储器，其被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如上所述的跟踪目标位置信息获取方法或如上所述的无人机盘旋领航方法。

图6为本发明实施例无人机盘旋领航方法实现的整体工作原理图。如图6所示，本实施例中，在盘旋开始之后，光电平台将盘旋圆心、既定盘旋半径及盘旋方式等的信息提供给无人机中的处理器，同时，无人机的位置、高度及地速、无人机高度与跟踪目标的直线距离，等参数由相应传感器提供给无人机中的处理器。处理器按照本发明所提供的无人机盘旋领航方法，得到侧偏距D_Z和侧偏移速度D_Zd，并将该两参数输入至无人机的侧向控制回路。侧向控制回路结合姿态运动传感器提供的无人机姿态运动信息，得到舵偏度指令，通过舵回路输入至无人机的飞控系统，最终实现引导无人机沿着期望航线对目标进行跟踪盘旋飞行。

至此，已经结合附图对本发明实施例进行了详细描述。依据以上描述，本领域技术人员应当对本发明有了清楚的认识。

综上所述，本发明能够实时地进行跟踪目标位置信息的解算，避免了人工计算的繁琐或只能粗略估算目标位置进行盘旋飞行等问题，从而使无人机可以围绕预设的跟踪目标进行盘旋，改善了传统技术中只设定盘旋方向和半径导致的盘旋圆心位置难以精确控制且计算繁琐的缺陷，具有良好的应用前景。

需要说明的是，对于某些实现方式，如果其并非本发明的关键内容，且为所属技术领域中普通技术人员所熟知，则在附图或说明书正文中并未对其进行详细说明，此时可参照相关现有技术进行理解。

除非明确指明为相反之意，本发明的说明书及权利要求中的数值参数可以是近似值，能够根据通过本发明的内容改变。具体而言，所有记载于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化、在一些实施例中±5％的变化、在一些实施例中±1％的变化、在一些实施例中±0.5％的变化。

再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件或步骤之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件或步骤。

说明书与权利要求中所使用的序数例如阿拉伯数字、字母等，以修饰相应的步骤，其本意仅用来使具有某命名的一个步骤得以和另一具有相同命名的步骤能做出清楚区分，并不意味着该步骤有任何的序数，也不代表某一步骤与另一步骤的顺序。同时，除非特别描述或必须依序发生的步骤，上述步骤的顺序并无限制于以上所列，且可根据所需设计而变化或重新安排。

本发明可以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。本发明的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。硬件结构的物理实现包括但不局限于物理器件，物理器件包括但不局限于晶体管，忆阻器，DNA计算机、单片机、微处理器或者数字信号处理器(DSP)。

本发明还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部分或者全部的设备或者装置程序(例如，计算机程序和计算机程序产品)。这样的实现本发明的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载体信号上提供，或者以任何其他形式提供。

在此提供的算法和显示不与任何特定计算机、虚拟系统或者其他固有设备相关。各种通用系统也可以与基于在此的启示一起使用。根据上面的描述，构造这类系统所要求的结构是显而易见的。此外，本发明也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现本发明的内容，本文对特定语言所做的描述是为了披露本发明的最佳实施方式。

类似的，应当理解，为了精简本发明并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图，或者对其的描述中。同时，并不应将该发明的方法解释成反映如下意图：所要求保护的本发明需要比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如权利要求书所反映的那样，各个发明方面在于少于前面单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种跟踪目标位置信息的获取方法，其特征在于，包括：

步骤A，对飞行器相机视场范围内的目标进行识别，选定跟踪目标；

步骤B，对跟踪目标进行锁定跟踪，获取飞行器的航向角β和光电平台方位角α，飞行器与跟踪目标之间的直线距离L，飞行器的真实飞行高度H；

步骤C，计算飞行器与跟踪目标之间的水平距离X：

步骤D，以跟踪目标的实时位置作为盘旋中心，以所述水平距离X为既定盘旋半径Rturn，令飞行器绕跟踪目标盘旋飞行；

步骤E，根据飞行器的航向角β和光电平台方位角α，计算光电平台观测方向与北向的夹角θ；根据所述水平距离X和夹角θ，计算飞行器到跟踪目标的空间向量在空间直角坐标系内的北向分量ΔN和东向分量ΔE；

步骤F，计算飞行器所在位置的地心半径R_q：地心纬度B_EC：/>其中，B为飞行器的地理纬度，H为飞行器的真实飞行高度，R_a、R_b、f分别为地球长半轴、地球短半轴、地球椭偏度；

步骤G，根据所述北向分量ΔN、所述地心半径R_q，获取飞行器与跟踪目标的地心纬度偏差量ΔB_C，进而获取跟踪目标的地心纬度B_ECC与地理纬度B_C；

步骤H，根据飞行器所在位置的地心半径R_q、地心纬度B_EC，获取飞行器所在纬线圈的纬线圈半径R_w；根据飞行器所在纬线圈的纬线圈半径R_w获取纬线圈周长C_b；根据所述东向向量ΔE与纬线圈周长C_b获取飞行器与跟踪目标的地理经度偏差量ΔL。

2.根据权利要求1所述的跟踪目标位置信息的获取方法，其特征在于，

所述步骤G中，B_ECC＝B_EC+ΔB_C，/>

3.根据权利要求1所述的跟踪目标位置信息获取方法，其特征在于，

所述步骤E中，θ＝α+β；ΔN＝X·cosθ，ΔE＝X·sinθ；和/或

所述步骤H中，R_w＝R_q·cosB_EC，C_b＝2π·R_w，和/或

所述步骤D中，所述令飞行器绕跟踪目标盘旋飞行的步骤中，盘旋方式由光电平台锁定跟踪目标时的方位角α确定：

4.根据权利要求1所述的跟踪目标位置信息的获取方法，其特征在于，

所述飞行器为无人机、有人飞机或巡飞弹；和/或

所述步骤B中，通过激光测距仪获取飞行器与跟踪目标之间的直线距离L；和/或

所述步骤B中，由安装于飞行器上的相应传感器获取所述飞行器的航向角β与光电平台方位角α；和/或

所述步骤A中，利用深度学习YOLO算法和尺度不变特征转换SIFT算法对飞行器相机视场范围内的目标进行识别和跟踪。

5.一种盘旋领航方法，其特征在于，包括：

如权利要求1至4中任一项所述的跟踪目标位置信息的获取方法；

所述步骤H之后还包括：

步骤I，根据地球长半轴R_a、跟踪目标的地理纬度B_C，获取盘旋圆心处的地心半径R_p：

步骤J，根据所述地理经度偏差量ΔL、跟踪目标的地心纬度B_ECC、飞行器的地心纬度B_EC、盘旋圆心处的地心半径R_p，获取当前位置到盘旋圆心的空间向量在空间直角坐标系内的东向分量Δx和北向分量Δy：由所述东向向量Δx和北向分量Δy获得飞行器当前位置到盘旋圆心的距离D；由所述距离D及盘旋半径Rturn，获取飞行器的侧偏距D_Z；

步骤K，由所述东向分量Δx和北向分量Δy，获取从盘旋圆心到飞行器当前位置的空间向量与东向的夹角γ，并根据该夹角γ获取侧偏移速度D_Zd；

步骤L，将所述侧偏距D_Z和侧偏移速度D_Zd输入飞行器的侧向控制回路，得到舵偏度指令，引导飞行器绕跟踪目标盘旋飞行。

6.根据权利要求5所述的盘旋领航方法，其特征在于，

所述步骤E中；和/或

所述步骤I中，f为地球椭偏度。

7.根据权利要求5所述的盘旋领航方法，其特征在于，

所述步骤J中，D_Z＝D-Rturn。

8.根据权利要求5所述的盘旋领航方法，其特征在于，

所述步骤K中，γ＝arctg(Δy/Δx)，

其中，V_dn和V_de分别为飞行器的北向地速和东向地速。

9.根据权利要求8所述的盘旋领航方法，其特征在于，

所述步骤K中，飞行器的北向地速V_dn和东向地速V_de由安装于飞行器上的相应传感器获得；和/或

所述步骤L之后还包括：按照预设周期重复执行所述步骤A～L，实时引导飞行器绕跟踪目标盘旋飞行，所述预设周期介于10ms～50ms之间。

10.一种无人机，其特征在于，包括：

存储器；以及

处理器，电性耦接至所述存储器，其被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如权利要求1至4中任一项所述的跟踪目标位置信息的获取方法或如权利要求5至9中任一项所述的无人机盘旋领航方法。