本發(fā)明涉及無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法、裝置及無人機(jī)。

背景技術(shù)：

無人駕駛飛機(jī)簡(jiǎn)稱“無人機(jī)”，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機(jī)。獲取即時(shí)、準(zhǔn)確的高度信息是對(duì)無人機(jī)位置進(jìn)行控制的關(guān)鍵。大部分無人機(jī)的高度讀數(shù)采用氣壓測(cè)高儀得出，氣壓測(cè)高儀通過測(cè)量氣壓來確定海拔高度。近來，超聲波等基于反射波測(cè)量高度的方案也得到應(yīng)用。氣壓計(jì)測(cè)量的是海拔高度，但是由于器件本身和大氣壓力的不均勻，精度不高，對(duì)空氣流動(dòng)敏感且存在測(cè)量值緩慢漂移的現(xiàn)象。超聲波測(cè)高儀精度很高，測(cè)量的是相對(duì)于地面(或者是其它表面)的高度，超聲波測(cè)高儀的測(cè)量量程往往在10米以內(nèi)。

目前，常用的高度融合技術(shù)采用簡(jiǎn)單的切換方式。例如，獲取氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度，判斷超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度是否超過超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的有效高度，如果是，則將氣壓測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度作為無人機(jī)的飛行高度，如果否，則將超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度作為無人機(jī)的飛行高度。現(xiàn)有的高度融合技術(shù)有一些明顯的缺陷：切換會(huì)導(dǎo)致高度不連續(xù)，影響控制效果；因?yàn)闅鈮河?jì)的漂移，會(huì)導(dǎo)致切換過程中有高度突變；在量程之外，超聲波測(cè)量值會(huì)出現(xiàn)明顯噪點(diǎn)，噪點(diǎn)會(huì)導(dǎo)致高度誤切換。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

有鑒于此，本發(fā)明要解決的一個(gè)技術(shù)問題是提供一種無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法、裝置及無人機(jī)。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法，包括：獲取氣壓測(cè)高裝置檢測(cè)的第一飛行高度；獲取超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度；基于所述第二飛行高度確定采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信度；根據(jù)所述置信度、所述第一飛行高度和所述第二飛行高度確定無人機(jī)的飛行高度。

可選地，所述根據(jù)所述置信度、所述第一飛行高度和所述第一飛行高度確定無人機(jī)的飛行高度包括：獲取所述第一飛行高度和所述第二飛行高度的檢測(cè)高度差；根據(jù)所述置信度、所述檢測(cè)高度差確定采用超聲波測(cè)高裝置進(jìn)行檢測(cè)的高度偏差估計(jì)值；根據(jù)所述置信度、所述高度偏差估計(jì)值、所述第一飛行高度和所述第二飛行高度獲取飛行高度的估計(jì)值，將所述估計(jì)值確定為無人機(jī)的飛行高度。

可選地，所述根據(jù)所述置信度、所述檢測(cè)高度差確定采用超聲波測(cè)高裝置進(jìn)行檢測(cè)的高度偏差估計(jì)值包括：獲取所述高度偏差估計(jì)值的微分方程，通過求解所述微分方程獲取所述高度偏差估計(jì)值；其中，所述微分方程為為所述高度偏差估計(jì)值，α為所述置信度，k＝h_baro-h_u，h_baro為所述第一飛行高度，h_u為所述第二飛行高度。

可選地，所述根據(jù)所述置信度、所述高度偏差估計(jì)值、所述第一飛行高度和所述第二飛行高度獲取飛行高度的估計(jì)值包括：獲取高度融合算法公式計(jì)算所述飛行高度的估計(jì)值；其中，所述高度融合算法公式為為所述飛行高度的估計(jì)值。

可選地，所述基于所述第二飛行高度確定采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信度包括：確定所述置信度與所述第二飛行高度的連續(xù)函數(shù)關(guān)系，根據(jù)所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系獲取所述置信度；其中，所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系包括：線性函數(shù)關(guān)系、指數(shù)函數(shù)關(guān)系；所述置信度的值大于等于0并小于等于1。

可選地，確定所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系為其中，α為所述置信度，h_baro為所述第二飛行高度，H為高度閾值，β為常數(shù)。

可選地，確定濾波函數(shù)，基于所述濾波函數(shù)對(duì)通過所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系所獲得的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行處理，獲取所述置信度。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置，包括：檢測(cè)值獲取模塊，用于獲取氣壓測(cè)高裝置檢測(cè)的第一飛行高度，獲取超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度；置信度確定模塊，用于基于所述第二飛行高度確定采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信度；高度融合計(jì)算模塊，用于根據(jù)所述置信度、所述第一飛行高度和所述第二飛行高度確定無人機(jī)的飛行高度。

可選地，所述高度融合計(jì)算模塊，包括：高度偏差估計(jì)單元，用于獲取所述第一飛行高度和所述第二飛行高度的檢測(cè)高度差，根據(jù)所述置信度、所述檢測(cè)高度差確定采用超聲波測(cè)高裝置進(jìn)行檢測(cè)的高度偏差估計(jì)值；飛行高度估計(jì)單元，用于根據(jù)所述置信度、所述高度偏差估計(jì)值、所述第一飛行高度和所述第二飛行高度獲取飛行高度的估計(jì)值，將所述估計(jì)值確定為無人機(jī)的飛行高度。

可選地，所述高度偏差估計(jì)單元，用于獲取所述高度偏差估計(jì)值的微分方程，通過求解所述微分方程獲取所述高度偏差估計(jì)值；其中，所述微分方程為為所述高度偏差估計(jì)值，α為所述置信度，k＝h_baro-h_u，h_baro為所述第一飛行高度，h_u為所述第二飛行高度。

可選地，所述飛行高度估計(jì)單元，用于獲取高度融合算法公式計(jì)算所述飛行高度的估計(jì)值；其中，所述高度融合算法公式為為所述飛行高度的估計(jì)值。

可選地，所述置信度確定模塊，用于確定所述置信度與所述第二飛行高度的連續(xù)函數(shù)關(guān)系，根據(jù)所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系獲取所述置信度；其中，所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系包括：線性函數(shù)關(guān)系、指數(shù)函數(shù)關(guān)系；所述置信度的值大于等于0并小于等于1。

可選地，所述置信度確定模塊確定所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系為其中，α為所述置信度，h_baro為所述第二飛行高度，H為高度閾值，β為常數(shù)。

可選地，所述置信度確定模塊，還用于確定濾波函數(shù)，基于所述濾波函數(shù)對(duì)通過所述連續(xù)函數(shù)關(guān)系所獲得的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行處理，獲取所述置信度。

根據(jù)本發(fā)明的又一方面，提供一種無人機(jī)，包括：如上所述的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置。

根據(jù)本發(fā)明的再一方面，提供一種無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置，包括：存儲(chǔ)器；以及耦接至所述存儲(chǔ)器的處理器，所述處理器被配置為基于存儲(chǔ)在所述存儲(chǔ)器中的指令，執(zhí)行如權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法。

本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法、裝置及無人機(jī)，通過超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度得到采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的置信度,將置信度值與氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度進(jìn)行融合計(jì)算，產(chǎn)生平滑且精確的融合高度值，可以解決現(xiàn)有的融合計(jì)算中的飛行高度檢測(cè)值不連續(xù)的問題，避免飛行高度檢測(cè)值突變的現(xiàn)象。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作一簡(jiǎn)單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)性的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例的流程示意圖；

圖2為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例中的高度融合計(jì)算的原理示意圖；

圖3為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例中的置信度計(jì)算的S函數(shù)示意圖；

圖4A為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例中的置信度計(jì)算的原理示意圖；

圖4B為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例中的氣壓計(jì)讀數(shù)、真實(shí)高度數(shù)據(jù)、超聲波測(cè)高讀數(shù)的曲線示意圖；

圖4C為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例中的融合檢測(cè)高度、真實(shí)高度數(shù)據(jù)的曲線示意圖；

圖4D為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例中的高度偏差估計(jì)值的曲線示意圖；

圖5為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置的一個(gè)實(shí)施例的模塊示意圖；

圖6為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置的一個(gè)實(shí)施例中的高度融合計(jì)算模塊的模塊示意圖；

圖7為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置的另一個(gè)實(shí)施例的模塊示意圖。

具體實(shí)施方式

下面參照附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行更全面的描述，其中說明本發(fā)明的示例性實(shí)施例。下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合各個(gè)圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行多方面的描述。

下文中的“第一”、“第二”等僅用于描述上相區(qū)別，并沒有其它特殊的含義。

圖1為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)實(shí)施例的流程示意圖，如圖1所示：

步驟101，獲取氣壓測(cè)高裝置檢測(cè)的第一飛行高度。

步驟102，獲取超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度。

步驟103，基于第二飛行高度確定采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信度。

步驟104，根據(jù)置信度、第一飛行高度和第二飛行高度確定無人機(jī)的飛行高度。

如圖2所示，通過超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度得到采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的置信度，將置信度值與氣壓測(cè)高裝置檢測(cè)的第一飛行高度、超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度進(jìn)行融合計(jì)算，得出的無人機(jī)的飛行高度是融合后平滑的高度值，并送入飛行器的導(dǎo)航模塊中，能夠提高無人機(jī)控制的穩(wěn)定性。

上述實(shí)施例中的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法，將通過氣壓測(cè)高方式和超聲波測(cè)高方式獲取的高度值進(jìn)行平滑融合，可以解決現(xiàn)有的融合計(jì)算中飛行高度值不連續(xù)的問題，避免檢測(cè)的飛行高度突變的現(xiàn)象，提高了飛行高度測(cè)量的準(zhǔn)確性。

在一個(gè)實(shí)施例中，確定置信度與第二飛行高度的連續(xù)函數(shù)關(guān)系，根據(jù)連續(xù)函數(shù)關(guān)系獲取置信度。連續(xù)函數(shù)關(guān)系可以有多種，例如線性函數(shù)關(guān)系、指數(shù)函數(shù)關(guān)系等。可以充分利用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的有效量程來確定采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信度。

例如，確定連續(xù)函數(shù)關(guān)系為S函數(shù)，即：

α為置信度，h_baro為第二飛行高度，H為高度閾值，β為常數(shù)。S函數(shù)的形態(tài)如圖3所示，S函數(shù)為值域在0到1之間的連續(xù)函數(shù)，β,H分別表示函數(shù)值從1到0過渡的陡峭程度以及切換的中點(diǎn)。H可以根據(jù)超聲波高度傳感器量程選取，h變量代表高度。例如，如果超聲波高度傳感器最大量程為7m，則可以選取保守值H＝5m。β值越小則函數(shù)曲線坡度越緩，值越大，坡度越陡。

置信度滿足1≥α≥0，當(dāng)α＝1時(shí)，則表明采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信度達(dá)到100％，當(dāng)α＝0時(shí)，則表明采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信為0。

可以確定濾波函數(shù)，基于濾波函數(shù)對(duì)通過連續(xù)函數(shù)關(guān)系所獲得的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行處理,獲取置信度，使得置信度成為時(shí)間和高度的函數(shù)。如圖4A所示，連續(xù)函數(shù)關(guān)系為S函數(shù)，S函數(shù)產(chǎn)生的值會(huì)通過一個(gè)低通濾波器，把有可能產(chǎn)生的高頻信號(hào)過濾掉，可以避免信號(hào)的突變，同時(shí)也可以使切換變得光滑。

濾波函數(shù)可以選取多種。例如，濾波函數(shù)選取一種一階線性濾波器函數(shù)，S函數(shù)(1－1)計(jì)算產(chǎn)生的值通過一階線性濾波器處理，把有可能產(chǎn)生的高頻信號(hào)濾去。確定的低通濾波器函數(shù)為：

s為拉普拉斯變換的變量。在h連續(xù)的情況下，通過(1－1)中的F(h)可以獲取置信度α的序列，即可以獲取置信度與時(shí)間t的函數(shù)關(guān)系α＝W(t)。將W(t)進(jìn)行拉普拉斯變換得到函數(shù)W(s)，將函數(shù)W(s)進(jìn)行低通濾波處理，即將W`(s)進(jìn)行反拉普拉斯變換得到W`(t)。W`(t)經(jīng)過了一階線性濾波處理，基于W`(t)可以計(jì)算置信度α。對(duì)于W(t)也可以不進(jìn)行拉普拉斯變換而進(jìn)行低通濾波處理。T>0為可調(diào)參數(shù)，T值越大表明濾波器帶寬越高，允許通過的高頻成分越多，T值越小表明濾波器帶寬越低，允許通過的高頻成分越少。

在一個(gè)實(shí)施例中，獲取氣壓測(cè)高裝置檢測(cè)的第一飛行高度和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度的檢測(cè)高度差，根據(jù)置信度、檢測(cè)高度差確定采用超聲波測(cè)高裝置進(jìn)行檢測(cè)的高度偏差估計(jì)值，根據(jù)置信度、高度偏差估計(jì)值、第一飛行高度和第二飛行高度獲取飛行高度的估計(jì)值，將估計(jì)值確定為無人機(jī)的飛行高度。

考慮到超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度有可能不在其有效量程內(nèi)，例如，超聲波測(cè)高裝置的有效量程為7米，而超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)到的第二飛行高度為10米，則超出了量程?？梢詫?duì)氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度的差異進(jìn)行在線估計(jì)，產(chǎn)生高度偏差估計(jì)值，該高度偏差估計(jì)值可以實(shí)時(shí)修正氣壓計(jì)高度的作用。

可以采用多種方法對(duì)對(duì)氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度的差異進(jìn)行在線估計(jì)，例如，采用非線性估計(jì)方程等。建立獲取高度偏差估計(jì)值的微分方程，通過求解微分方程獲取高度偏差估計(jì)值。微分方程為：

該微分方程中的為高度偏差估計(jì)值，α為置信度，k＝h_baro-h_u，h_baro為第一飛行高度，h_u為第二飛行高度。

對(duì)微分方程(1－3)求解，微分方程(1－3)等價(jià)為：

對(duì)公式(1－4)進(jìn)行積分運(yùn)算，則獲取高度偏差估計(jì)值

公式(1－5)中的t1和t2值可以根據(jù)檢測(cè)的時(shí)間進(jìn)行設(shè)置。

例如，可以采用離散化的方式來求解微分方程(1－3)。在求解過程中，可以采用零階保持器積分的方法。具體來說，可以根據(jù)測(cè)量的要求等選定一個(gè)采樣時(shí)間寬度Δt，例如，采樣時(shí)間寬度為20秒、50秒等。積分方程(1-5)可以表示為如下遞推公式：

為n+1時(shí)刻的高度偏差估計(jì)值，為n時(shí)刻的高度偏差估計(jì)值，α為置信度，Δt為n+1時(shí)刻與n時(shí)刻的時(shí)間間隔，如為1秒等，k＝h_baro-h_u。通過(1－6)式可以通過離散化的方式計(jì)算出高度偏差估計(jì)值。

可以選取初始值方程(1－3)利用置信度α調(diào)節(jié)對(duì)氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的差異估計(jì)的更速率。當(dāng)置信度為0時(shí)，此等式表明更新過程停止。當(dāng)置信度為1時(shí)，更新過程為如下的線性估計(jì)器：

采用動(dòng)態(tài)更新機(jī)制避免了簡(jiǎn)單地高度切換，充分利用了S函數(shù)產(chǎn)生的置信度的連續(xù)性。

獲取高度融合算法公式計(jì)算飛行高度的估計(jì)值，高度融合算法公式為：

為飛行高度的估計(jì)值。利用置信度來進(jìn)行高度值的切換，并且具有高度偏差估計(jì)值能夠避免由于氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的差異而帶來的飛行高度檢測(cè)值的跳變。

在一個(gè)實(shí)施例中，無人機(jī)隨時(shí)間變化產(chǎn)生一定的高度變化：從0米到20米，然后在2米高度懸停，隨后回到6米高度懸停。如圖4B所示，3條曲線分別為氣壓檢測(cè)高度、真實(shí)高度、超聲波檢測(cè)高度曲線，分別表示的是氣壓計(jì)讀數(shù)、真實(shí)高度數(shù)據(jù)，以及超聲波測(cè)高讀數(shù)曲線。從圖4B中可知，氣壓計(jì)讀數(shù)與真實(shí)高度讀數(shù)有一個(gè)偏差，而超聲波高度讀數(shù)則在高度高于15米時(shí)超出量程。

采用本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法，根據(jù)氣壓計(jì)和超聲波讀數(shù)來估算真實(shí)的高度值，如圖4C所示，融合檢測(cè)高度曲線為采用本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法計(jì)算的高度估計(jì)值的曲線，為虛線。從圖4C中可知，融合檢測(cè)高度曲線與真實(shí)高度曲線(實(shí)線)非常接近。圖4D中的曲線2為真實(shí)的氣壓計(jì)偏差的曲線，曲線2為基于公式(1－3)獲取的高度偏差估計(jì)值的曲線。從圖4D可以得出，當(dāng)進(jìn)入超聲波量程的時(shí)候，高度偏差估計(jì)值比較準(zhǔn)確。當(dāng)超過超聲波量程時(shí)，高度偏差估計(jì)值也不會(huì)發(fā)散，而是停留在最優(yōu)的常數(shù)估計(jì)。

上述實(shí)施例提供的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法、裝置及無人機(jī)，將采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的置信度與氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)值進(jìn)行融合計(jì)算，產(chǎn)生平滑且精確的融合高度值，可以解決現(xiàn)有的融合計(jì)算中的飛行高度檢測(cè)值不連續(xù)的問題，避免飛行高度檢測(cè)值突變的現(xiàn)象，提高飛行高度測(cè)量的準(zhǔn)確性以及無人機(jī)控制的穩(wěn)定性。

在一個(gè)實(shí)施例中，如圖5所示，本發(fā)明提供一種無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置50，包括：檢測(cè)值獲取模塊51、置信度確定模塊52和高度融合計(jì)算模塊53。檢測(cè)值獲取模塊51獲取氣壓測(cè)高裝置檢測(cè)的第一飛行高度，獲取超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的第二飛行高度。置信度確定模塊52基于第二飛行高度確定采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)飛行高度的置信度。高度融合計(jì)算模塊53根據(jù)置信度、第一飛行高度和第二飛行高度確定無人機(jī)的飛行高度。

置信度確定模塊52確定置信度與第二飛行高度的連續(xù)函數(shù)關(guān)系，根據(jù)連續(xù)函數(shù)關(guān)系獲取置信度，連續(xù)函數(shù)關(guān)系包括：線性函數(shù)關(guān)系、指數(shù)函數(shù)關(guān)系等。置信度確定模塊52確定連續(xù)函數(shù)關(guān)系為α為置信度，h_baro為第二飛行高度，H為高度閾值，β為常數(shù)。

置信度確定模塊52確定濾波函數(shù)，基于濾波函數(shù)對(duì)通過連續(xù)函數(shù)關(guān)系所獲得的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行處理，獲取置信度。

如圖6所示，高度融合計(jì)算模塊53包括：高度偏差估計(jì)單元531和飛行高度估計(jì)單元532。高度偏差估計(jì)單元531獲取第一飛行高度和第二飛行高度的檢測(cè)高度差，根據(jù)置信度、檢測(cè)高度差確定采用超聲波測(cè)高裝置進(jìn)行檢測(cè)的高度偏差估計(jì)值。飛行高度估計(jì)單元532根據(jù)置信度、高度偏差估計(jì)值、第一飛行高度和第二飛行高度獲取飛行高度的估計(jì)值，將估計(jì)值確定為無人機(jī)的飛行高度。

高度偏差估計(jì)單元532建立獲取高度偏差估計(jì)值的微分方程，通過求解微分方程獲取高度偏差估計(jì)值，微分方程為為高度偏差估計(jì)值，α為置信度，k＝h_baro-h_u，h_baro為第一飛行高度，h_u為第二飛行高度。

飛行高度估計(jì)單元532獲取高度融合算法公式計(jì)算飛行高度的估計(jì)值，高度融合算法公式為為飛行高度的估計(jì)值。

在一個(gè)實(shí)施例中，本發(fā)明提供一種無人機(jī)，包括：如上的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置。

圖7為根據(jù)本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)裝置的另一個(gè)實(shí)施例的模塊示意圖。如圖7所示，該裝置可包括存儲(chǔ)器71、處理器72、通信接口73以及總線74。存儲(chǔ)器71用于存儲(chǔ)指令，處理器72耦合到存儲(chǔ)器71，處理器72被配置為基于存儲(chǔ)器71存儲(chǔ)的指令執(zhí)行實(shí)現(xiàn)上述的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法。

存儲(chǔ)器71可以為高速RAM存儲(chǔ)器、非易失性存儲(chǔ)器(non-volatile memory)等，存儲(chǔ)器71也可以是存儲(chǔ)器陣列。存儲(chǔ)器71還可能被分塊，并且塊可按一定的規(guī)則組合成虛擬卷。處理器72可以為中央處理器CPU，或?qū)Ｓ眉呻娐稟SIC(Application Specific Integrated Circuit)，或者是被配置成實(shí)施本發(fā)明的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法的一個(gè)或多個(gè)集成電路。

上述實(shí)施例提供的無人機(jī)飛行高度的檢測(cè)方法、裝置及無人機(jī)，通過超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度得到采用超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的置信度,將置信度值與氣壓測(cè)高裝置和超聲波測(cè)高裝置檢測(cè)的飛行高度進(jìn)行融合計(jì)算，產(chǎn)生平滑且精確的融合高度值，充分利用了超聲波測(cè)高和氣壓計(jì)測(cè)高的優(yōu)點(diǎn)，可以解決現(xiàn)有的融合計(jì)算中的飛行高度檢測(cè)值不連續(xù)的問題，避免飛行高度檢測(cè)值突變的現(xiàn)象，提高飛行高度測(cè)量的準(zhǔn)確性并提高了無人機(jī)控制的穩(wěn)定性。

可能以許多方式來實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的方法和系統(tǒng)。例如，可通過軟件、硬件、固件或者軟件、硬件、固件的任何組合來實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的方法和系統(tǒng)。用于方法的步驟的上述順序僅是為了進(jìn)行說明，本發(fā)明的方法的步驟不限于以上具體描述的順序，除非以其它方式特別說明。此外，在一些實(shí)施例中，還可將本發(fā)明實(shí)施為記錄在記錄介質(zhì)中的程序，這些程序包括用于實(shí)現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的方法的機(jī)器可讀指令。因而，本發(fā)明還覆蓋存儲(chǔ)用于執(zhí)行根據(jù)本發(fā)明的方法的程序的記錄介質(zhì)。

本發(fā)明的描述是為了示例和描述起見而給出的，而并不是無遺漏的或者將本發(fā)明限于所公開的形式。很多修改和變化對(duì)于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言是顯然的。選擇和描述實(shí)施例是為了更好說明本發(fā)明的原理和實(shí)際應(yīng)用，并且使本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員能夠理解本發(fā)明從而設(shè)計(jì)適于特定用途的帶有各種修改的各種實(shí)施例。