本發(fā)明屬于導(dǎo)航定位技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛行器航向角的檢測方法及其檢測裝置。

背景技術(shù)：

隨著導(dǎo)航定位技術(shù)的快速發(fā)展，對快速、高精度位置信息的需求也日益強(qiáng)烈。rtk(real-timekinematic)載波相位差分技術(shù)，即基于載波相位觀測值的實(shí)時(shí)動態(tài)定位技術(shù)，能夠?qū)崟r(shí)地提供測站點(diǎn)在指定坐標(biāo)系中的三維定位結(jié)果，其不僅精度高，而且具有很強(qiáng)的抗電磁干擾能力。將rtk技術(shù)帶入無人機(jī)領(lǐng)域，能夠?yàn)闊o人機(jī)等飛行器提高定位精度、降低飛行誤差。

雙天線可以提供一個高精度航向，使得無人機(jī)等飛行器在飛行時(shí)始終保持方向不會出現(xiàn)大的偏差，確保無人機(jī)飛行的安全，同時(shí)也可以保證轉(zhuǎn)向的精度，特別是在進(jìn)行范圍性的、多機(jī)同時(shí)自動作業(yè)的情況下，如農(nóng)業(yè)植保。采用雙天線測向技術(shù)，輸出精準(zhǔn)的航向信息，提供強(qiáng)大的抗磁干擾能力，在高壓線、金屬建筑等強(qiáng)磁干擾的環(huán)境下保障飛行可靠性，避免使用指南針時(shí)因磁干擾帶來安全風(fēng)險(xiǎn)。

rtk技術(shù)在應(yīng)用中遇到的最大問題就是參考站校正數(shù)據(jù)的有效作用距離。gps誤差的空間相關(guān)性隨參考站和移動站距離的增加而逐漸失去線性，在較長距離下觀測誤差的占比增加，導(dǎo)致定位精度的下降。而航線偏移帶來的誤差會存在一定的風(fēng)險(xiǎn)，造成事故的發(fā)生或不能達(dá)到目標(biāo)。因此，需要對飛行器的航向角進(jìn)行實(shí)時(shí)檢測并校正。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)存在的技術(shù)缺陷，根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種飛行器航向角的檢測方法，其通過對rtk雙天線測量的原始航向角進(jìn)行校準(zhǔn)并獲得飛行器航向角，包括如下步驟：

a.將rtk雙天線編碼為第一rtk天線和第二rtk天線，定義所述第一rtk天線指向所述第二rtk天線的方向?yàn)樘炀€矢量,定義機(jī)尾指向機(jī)頭的方向?yàn)闄C(jī)身方向；

b.獲取所述天線矢量與所述機(jī)身方向的夾角數(shù)據(jù)作為校正角度數(shù)據(jù)；

c.通過所述rtk雙天線配合rtk模塊獲取所述飛行器的原始航向角；

d.通過所述校正角度數(shù)據(jù)對所述原始航向角進(jìn)行校正后再轉(zhuǎn)換為所述飛行器的航向角。

優(yōu)選地，所述第一rtk天線上設(shè)置第一傳感器，在所述第二rtk天線上設(shè)置第二傳感器，所述步驟b包括如下步驟：

b1.確定所述飛行器的虛擬平面圖并將所述虛擬平面圖置于二維坐標(biāo)系中，定義所述飛行器在所述二維坐標(biāo)系的朝向機(jī)頭的軸線方向?yàn)樗鰴C(jī)身方向；

b2.模擬所述第一傳感器和所述第二傳感器在所述二維坐標(biāo)系中的位置，則所述第一傳感器指向所述第二傳感器的方向即為所述天線矢量；

b3.獲取所述二維坐標(biāo)系中所述機(jī)身方向和所述天線矢量的夾角作為所述校正角度數(shù)據(jù)。

優(yōu)選地，所述步驟c包括如下步驟：

c1.獲取所述rtk雙天線載波相位信號的相位差；

c2.基于所述相位差確定飛行器坐標(biāo)系相對于導(dǎo)航坐標(biāo)系的角位置；

c3.基于所述角位置確定原始航向角。

優(yōu)選地，所述步驟d為如下步驟；

d1.對所述校正角度數(shù)據(jù)對所述原始航向角進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。

優(yōu)選地，所述步驟d包括如下步驟：

d2.基于所述飛行器在歷次飛行過程中測得的全部航向角確定最小航向角和最大航向角，若所述原始航向角小于所述最小航向角則執(zhí)行步驟d3，若所述原始航向角大于所述最大航向角則執(zhí)行步驟d4，若所述原始航向角處于所述最小航向角和所述最大航向角之間則執(zhí)行步驟d5；

d3.對所述最小航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角；

d4.對所述最大航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角；

d5.對所述原始航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，還公開了一種飛行器航向角的檢測裝置，其用于本發(fā)明所述的檢測方法，包括：

編碼裝置，其用于對rtk雙天線進(jìn)行編碼，定義所述第一rtk天線指向所述第二rtk天線的方向?yàn)樘炀€矢量,定義機(jī)尾指向機(jī)頭的方向?yàn)闄C(jī)身方向；

校正角度數(shù)據(jù)獲取裝置，其用于獲取天線矢量與機(jī)身方向的夾角數(shù)據(jù)作為校正角度數(shù)據(jù)；

原始航向角獲取裝置，其用于通過所述rtk雙天線配合rtk模塊獲取所述飛行器的原始航向角；

轉(zhuǎn)換裝置，其用于通過所述校正角度數(shù)據(jù)對所述原始航向角進(jìn)行校正后再轉(zhuǎn)換為所述飛行器的航向角。

優(yōu)選地，所述第一rtk天線上設(shè)置第一傳感器，在所述第二rtk天線上設(shè)置第二傳感器，所述校正角度數(shù)據(jù)獲取裝置包括：

第一確定裝置，其用于確定所述飛行器的虛擬平面圖并將所述虛擬平面圖置于二維坐標(biāo)系中，定義所述飛行器在所述二維坐標(biāo)系的朝向機(jī)頭的軸線方向?yàn)樗鰴C(jī)身方向；

模擬裝置，其用于模擬所述第一傳感器和所述第二傳感器在所述二維坐標(biāo)系中的位置，則所述第一傳感器指向所述第二傳感器的方向即為所述天線矢量；

第一獲取裝置，其用于獲取所述二維坐標(biāo)系中所述機(jī)身方向和所述天線矢量的夾角作為所述校正角度數(shù)據(jù)。

優(yōu)選地，所述原始航向角獲取裝置包括：

第二獲取裝置，其用于獲取所述rtk雙天線載波相位信號的相位差；

第二確定裝置，其用于基于所述相位差確定飛行器坐標(biāo)系相對于導(dǎo)航坐標(biāo)系的角位置；

第三確定裝置，其用于基于所述角位置確定原始航向角。

優(yōu)選地，所述轉(zhuǎn)換裝置包括：

第一運(yùn)算裝置，其用于對所述校正角度數(shù)據(jù)對所述原始航向角進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。

優(yōu)選地，所述轉(zhuǎn)換裝置包括：

第四確定裝置，其用于基于所述飛行器在歷次飛行過程中測得的全部航向角確定最小航向角和最大航向角；

判斷裝置，其用于判斷所述原始航向角與所述最小航向角以及最大航向角的大小；

第二運(yùn)算裝置，其用于基于所述判斷裝置的判斷結(jié)果獲得所述飛行器的航向角。

本發(fā)明通過rtk雙天線對飛行器的原始航向角進(jìn)行檢測并校正，最終轉(zhuǎn)換為飛行器的航向角，本發(fā)明檢測精度高，能夠?qū)崟r(shí)對飛行器作業(yè)過程中航向角偏差進(jìn)行校正，確保航向的正確、穩(wěn)定，避免操作事故的發(fā)生，提高飛行器作業(yè)效率。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖對非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點(diǎn)將會變得更明顯：

圖1示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，一種飛行器航向角的檢測方法流程圖；

圖2示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，獲取校正角度數(shù)據(jù)的方法流程圖；

圖3示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，獲取飛行器的原始航向角的方法流程圖；

圖4示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，對原始航向角校正獲取飛行器的航向角的方法流程圖；

圖5示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，另一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖7示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，另一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖8示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，另一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；以及

圖9示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，另一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

圖1示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，一種飛行器航向角的檢測方法流程圖。本發(fā)明的技術(shù)方案通過對rtk雙天線測量的原始航向角進(jìn)行校準(zhǔn)并獲得飛行器航向角，其中，rtk雙天線通過完全對稱的天線結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)相位中心與幾何中心的重合，以減小天線對誤差的影響。

在本發(fā)明中，首先進(jìn)入步驟s101，將rtk雙天線編碼為第一rtk天線和第二rtk天線，定義所述第一rtk天線指向所述第二rtk天線的方向?yàn)樘炀€矢量，定義機(jī)尾指向機(jī)頭的方向?yàn)闄C(jī)身方向。具體地，所述rtk雙天線用于配合接收衛(wèi)星定位或者導(dǎo)航信號。本發(fā)明利用安裝在所述飛行器上的gps信號接收機(jī)中所述第一rtk天線以及所述第二rtk獲取的上述定位信號之間的精確相對定位數(shù)據(jù)，對數(shù)據(jù)進(jìn)行處理計(jì)算出所述飛行器的姿態(tài)或所述航向角。進(jìn)一步地，本發(fā)明的rtk雙天線測向系統(tǒng)只需通過gps接收機(jī)、所述第一rtk天線、所述第二rtk天線以及具有計(jì)算功能的硬件平臺即可獨(dú)立完成所述飛行器航向角的測量。進(jìn)一步地，所述天線矢量用于表征所述第一rtk天線與所述第二rtk天線的測量偏差，本步驟通過定義所述機(jī)身方向，即所述飛行器的正前方，判斷所述rtk雙天線的測量誤差。

隨后，在步驟s102中，獲取所述天線矢量與所述機(jī)身方向的夾角數(shù)據(jù)作為校正角度數(shù)據(jù)。本領(lǐng)域技術(shù)人員理解，本步驟可以通過所述飛行器的飛控系統(tǒng)的機(jī)載計(jì)算機(jī)，所述機(jī)載計(jì)算機(jī)將獲取的所述天線矢量以及所述機(jī)身方向的電子信號數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，解算出所述天線矢量與所述機(jī)身方向的夾角數(shù)據(jù)，即所述校正角度數(shù)據(jù)，進(jìn)一步地，設(shè)定以所述機(jī)身方向所在邊為起始邊向所述天線矢量所在邊旋轉(zhuǎn)所述校正角度數(shù)據(jù)，若旋轉(zhuǎn)方向?yàn)轫槙r(shí)針，則所述校正角度數(shù)據(jù)為正值；若所述旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針，則所述校正角度數(shù)據(jù)為負(fù)值。通過這樣的設(shè)置，當(dāng)所述飛行器在飛行過程中出現(xiàn)偏航現(xiàn)象時(shí)，若所述校正角度數(shù)據(jù)為正值，表明此時(shí)所述飛行器向右側(cè)偏航，則需要將所述飛行器的航向角向左側(cè)調(diào)整；若所述校正角度數(shù)據(jù)為負(fù)值，表明此時(shí)所述飛行器向左側(cè)偏航，則需要將所述飛行器的航向角向右側(cè)調(diào)整。

進(jìn)一步地，步驟s103中，通過所述rtk雙天線配合rtk模塊獲取所述飛行器的原始航向角。所述原始航向角為所述飛行器在飛行過程中校正前的航向角。具體地，在所述gps接收機(jī)中，所述rtk模塊基于載波相位差分技術(shù)，利用所述rtk雙天線接收地面基準(zhǔn)站發(fā)送的差分?jǐn)?shù)據(jù)，對所述飛行器進(jìn)行實(shí)時(shí)定位，確定所述飛行器在指定坐標(biāo)系中的三維定位及姿態(tài)信息，并達(dá)到厘米級精度。在本發(fā)明中，根據(jù)所述rtk雙天線接收到的gps衛(wèi)星信號，組建單差、雙差等觀測量方程，進(jìn)而求解得到所述飛行器的包括航向角的姿態(tài)信息。

最后，在步驟s104中，通過所述校正角度數(shù)據(jù)對所述原始航向角進(jìn)行校正后再轉(zhuǎn)換為所述飛行器的航向角。在該步驟中，所述飛行器的飛控系統(tǒng)中，機(jī)載計(jì)算機(jī)對所述校正角度數(shù)據(jù)和所述原始航向角進(jìn)行計(jì)算，具體地，可以通過將所述原始航向角與所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和進(jìn)行校正，并將求和后獲取的結(jié)果轉(zhuǎn)為所述飛行器的航向角，更為具體地，求和后獲取的結(jié)果可能超出0°～360°的范圍，優(yōu)選地，步驟s104中，若求和后獲取的結(jié)果小于0°，則將求和后獲取的結(jié)果與360°相加得到所述飛行器的航向角；若求和后獲取的結(jié)果大于360°，則將求和后獲取的結(jié)果與360°相減得到所述飛行器的航向角。例如，求和后獲取的結(jié)果為-5°，則所述飛行器的航向角為355°，又例如，求和后獲取的結(jié)果為365°，則飛行器的航向角5°。

本發(fā)明利用所述rtk雙天線對所述飛行器的飛行作業(yè)過程中實(shí)際航向角進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測，并根據(jù)測量誤差，對所述實(shí)際航向角進(jìn)行校正，從而校正所述飛行器的航向角，保證所述飛行器不偏離航向，并正常作業(yè)。

圖2示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，獲取校正角度數(shù)據(jù)的方法流程圖。作為圖1所示實(shí)施例中步驟s102的子步驟，本實(shí)施例對所述校正角度數(shù)據(jù)的獲取做了更為詳細(xì)的說明。具體地，所述第一rtk天線上設(shè)置有第一傳感器，所述第二rtk天線設(shè)置有第二傳感器，其中所述第一傳感器以及所述第二傳感器分別用于獲取所述第一rtk天線以及所述第二rtk天線的實(shí)時(shí)位置信息。

具體地，所述步驟s102，進(jìn)一步包括步驟s1021，確定所述飛行器的虛擬平面圖并將所述虛擬平面圖置于二維坐標(biāo)系中，定義所述飛行器在所述二維坐標(biāo)系的朝向機(jī)頭的軸線方向?yàn)樗鰴C(jī)身方向。所述虛擬平面圖為所述飛行器在水平面的正投影視圖，所述機(jī)身方向指向所述飛行器的正前方。

步驟s1022，模擬所述第一傳感器和所述第二傳感器在所述二維坐標(biāo)系中的位置，則所述第一傳感器指向所述第二傳感器的方向即為所述天線矢量。具體地，所述第一傳感器以及所述第二傳感器分別隨所述第一rtk天線以及所述第二rtk天線指向的改變而改變位置。分別將所述第一rtk天線以及所述第二rtk天線的特定位置，優(yōu)選為所述rtk天線的中點(diǎn)作為定位點(diǎn)。進(jìn)一步地，通過將所述第一傳感器以及所述第二傳感器映射在所述二維坐標(biāo)系中，確定所述第一傳感器以及所述第二傳感器在所述二維坐標(biāo)系中的具體坐標(biāo)(x1,y1)、(x2,y2)，以矢量(x2-x1,y2-y1)作為所述天線矢量。

步驟s1023，獲取所述二維坐標(biāo)系中所述機(jī)身方向和所述天線矢量的夾角作為所述校正角度數(shù)據(jù)。具體地，可以分別確認(rèn)所述機(jī)身方向與所述二維坐標(biāo)系中的橫坐標(biāo)的夾角，所述機(jī)身方向和所述天線矢量的角度數(shù)據(jù)，進(jìn)一步，分別基于所述機(jī)身方向以及所述天線矢量進(jìn)行求差運(yùn)算，從而獲取所述校正角度數(shù)據(jù)。

進(jìn)一步地，圖3示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，獲取飛行器的原始航向角的方法流程圖。作為圖1所示實(shí)施例中步驟s103的子步驟，本實(shí)施例對所述飛行器的原始航向角的獲取做了更為詳細(xì)的描述。

步驟s1031，獲取所述rtk雙天線載波相位信號的相位差。本領(lǐng)域技術(shù)人員理解，在rtk作業(yè)模式下，基準(zhǔn)站通過數(shù)據(jù)鏈將其觀測值和測站坐標(biāo)信息通過所述rtk雙天線一起傳送給所述rtk模塊，所述rtk模塊對通過所述rtk雙天線接收的衛(wèi)星信號進(jìn)行解碼等方式將調(diào)制在載波上的信息去掉后，恢復(fù)載波，進(jìn)行求差解算，獲取所述相位差。

步驟s1032，基于所述相位差確定飛行器坐標(biāo)系相對于導(dǎo)航坐標(biāo)系的角位置。具體地，所述rtk模塊進(jìn)一步包括rf射頻信號處理、基帶信號處理和雙天線導(dǎo)航解算構(gòu)成，所述rf信號處理用于射頻信號下變頻，所述基帶信號處理用于載波跟蹤和碼跟蹤并輸出二進(jìn)制導(dǎo)航電文及載波相位原始數(shù)據(jù)，所述雙天線導(dǎo)航解算利用所述rtk雙天線測量的載波相位信號的相位差實(shí)時(shí)確定所述飛行器坐標(biāo)系相對于所述導(dǎo)航坐標(biāo)系的角位置。

步驟s1033，基于所述角位置確定原始航向角。在該步驟中，根據(jù)所述角位置，可以確定所述飛行器的方位角和俯仰角信息，進(jìn)一步地，對所述方位角和所述俯仰角信息進(jìn)行數(shù)據(jù)解算，確定所述飛行器的原始航向角。

圖4示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，對原始航向角校正獲取飛行器的航向角的方法流程圖。在本實(shí)施例中，通過對所述校正角度數(shù)據(jù)和所述原始航向角進(jìn)行求和的方式對所述原始航向角進(jìn)行校正后再轉(zhuǎn)換為所述飛行器的航向角。需要說明的是，當(dāng)所述飛行器偏向所述機(jī)身方向右側(cè)時(shí)，所述校正角度數(shù)據(jù)為正值，將所述校正角度數(shù)據(jù)與所述原始航向角求和后轉(zhuǎn)換得到的所述飛行器的航向角表明所述飛行器經(jīng)過向左調(diào)整校正；當(dāng)所述飛行器偏向所述機(jī)身方向左側(cè)時(shí)，所述校正角度數(shù)據(jù)為負(fù)值，將所述校正角度數(shù)據(jù)與所述原始航向角求和后轉(zhuǎn)換得到的所述飛行器的航向角表明所述飛行器經(jīng)過向右調(diào)整校正。具體地，作為圖1所示實(shí)施例的一個子實(shí)施例，具體包括如下步驟：

步驟s1041，基于所述飛行器在歷次飛行過程中測得的全部航向角確定最小航向角和最大航向角。具體地，全部所述航向角通過所述rtk雙天線測量獲取，所述最小航向角以及所述最大航向角數(shù)據(jù)信息基于所述飛行器的飛行歷史被存儲在所述飛行器的存儲裝置中，并隨著所述飛行器飛行次數(shù)的變化而更新。

進(jìn)一步地，若所述原始航向角小于所述最小航向角，則執(zhí)行步驟s1042，對所述最小航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。

若所述原始航向角大于所述最大航向角，則執(zhí)行步驟s1043，對所述最大航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。

若所述原始航向角處于所述最小航向角和所述最大航向角之間，則執(zhí)行步驟s1044，對所述原始航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。

上述步驟s1042至步驟s1044，分別根據(jù)所述原始航向角與歷次飛行過程中測量的所述最小航向角以及所述最大航向角之間的大小關(guān)系，為了減小計(jì)算誤差，當(dāng)所述原始航向角超出所述最大航向角以及所述最小航向角的范圍時(shí)，選擇性地采用所述最小航向角、所述最大航向角作為閾值替代所述原始航向角與所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角以對所述飛行器的航向進(jìn)行修正。當(dāng)所述原始航向角位于所述最大航向角以及所述最小航向角范圍內(nèi)時(shí)，則直接以所述原始航向角與所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角以對所述飛行器的航向進(jìn)行修正。

以下結(jié)合附圖對本發(fā)明的裝置部分進(jìn)行描述。需要說明的是，本發(fā)明的控制方法通過本發(fā)明裝置部分的各種邏輯單元，采用數(shù)字信號處理器、特殊用途集成電路、現(xiàn)場可編程門陣列或者其它可編程邏輯器件、硬件元器件(例如寄存器和fifo)、執(zhí)行一系列固件指令的處理器以及編程軟件組合實(shí)現(xiàn)。

圖5示出了本發(fā)明的具體實(shí)施方式的，一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖，所述檢測裝置1通過上述方式被集成在所述飛行器的相應(yīng)部件中，用于執(zhí)行本發(fā)明的控制方法。具體的，所述檢測裝置1包括編碼裝置11，校正角度數(shù)據(jù)獲取裝置12、原始航向角獲取裝置13以及轉(zhuǎn)換裝置14.其中，所述編碼裝置11用于對所述rtk雙天線進(jìn)行編碼，定義所述第一rtk天線指向所述第二rtk天線的方向?yàn)樘炀€矢量,定義機(jī)尾指向機(jī)頭的方向?yàn)闄C(jī)身方向。所述校正角度數(shù)據(jù)獲取裝置12用于獲取所述天線矢量與機(jī)身方向的夾角數(shù)據(jù)作為校正角度數(shù)據(jù)，所述機(jī)身方向沿順時(shí)針偏向所述天線矢量時(shí)，所述校正角度數(shù)據(jù)為正值，表明所述飛行器發(fā)生了向左偏航的情形，需要將所述飛行器的航向向右調(diào)整；所述機(jī)身方向沿逆時(shí)針偏向所述天線矢量時(shí)，所述校正角度數(shù)據(jù)為負(fù)值，表明所述飛行器發(fā)生了向右偏航的情形，需要將所述飛行器的航向向左調(diào)整。所述原始航向角獲取裝置13用于通過所述rtk雙天線配合rtk模塊獲取所述飛行器的原始航向角，具體地，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以參考上述方法實(shí)施例中關(guān)于步驟s103的描述，在此不予贅述。進(jìn)一步地，所述轉(zhuǎn)換裝置14用于通過所述校正角度數(shù)據(jù)對所述原始航向角進(jìn)行校正后再轉(zhuǎn)換為所述飛行器的航向角。

進(jìn)一步地，在本發(fā)明的一個變化實(shí)施例中，圖6示出了本發(fā)明另一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。在這樣的實(shí)施例中，所述第一rtk天線上設(shè)置第一傳感器，在所述第二rtk天線上設(shè)置第二傳感器，所述第一傳感器以及所述第二傳感器分別用于獲取所述第一rtk天線以及所述第二rtk天線的實(shí)時(shí)位置信息，以用于確定所述第一rtk天線以及所述第二rtk天線的指向。如圖6所示，所述校正角度數(shù)據(jù)獲取裝置12還包括第一確定裝置121，模擬裝置122，以及第一獲取裝置123。更為具體地，所述第一確定裝置121用于確定所述飛行器的虛擬平面圖并將所述虛擬平面圖置于二維坐標(biāo)系中，定義所述飛行器在所述二維坐標(biāo)系的朝向機(jī)頭的軸線方向?yàn)樗鰴C(jī)身方向，所述機(jī)身方向用于確定所述飛行器的航向角信息。所述模擬裝置122用于模擬所述第一傳感器和所述第二傳感器在所述二維坐標(biāo)系中的位置，則所述第一傳感器指向所述第二傳感器的方向即為所述天線矢量。所述第一獲取裝置123用于獲取所述二維坐標(biāo)系中所述機(jī)身方向和所述天線矢量的夾角作為所述校正角度數(shù)據(jù)，在此不予贅述。

在本發(fā)明的另一個變化例中，圖7示出了另一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。如圖7所示，區(qū)別于圖5所示實(shí)施例，所述原始航向角獲取裝置13還包括第二獲取裝置131、第二確定裝置132、以及第三確定裝置。其中，所述第二獲取裝置131用于獲取所述rtk雙天線載波相位信號的相位差。所述第二確定裝置132用于基于所述相位差確定飛行器坐標(biāo)系相對于導(dǎo)航坐標(biāo)系的角位置，所述飛行器坐標(biāo)系以及所述導(dǎo)航坐標(biāo)系均采用二維坐標(biāo)系。所述第三確定裝置133用于基于所述角位置確定原始航向角。本領(lǐng)域技術(shù)人員理解，以所述導(dǎo)航坐標(biāo)系為基準(zhǔn)坐標(biāo)系，當(dāng)所述飛行器坐標(biāo)系與所述導(dǎo)航坐標(biāo)系重合，即二者夾角為0度時(shí)，所述原始航向角為0度，當(dāng)所述飛行器坐標(biāo)系相對于所述導(dǎo)航坐標(biāo)系順時(shí)針或逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)一定的角度，獲取所述角位置，從而確定所述飛行器的原始航向角。

進(jìn)一步地，在圖5所示實(shí)施例的其他變化例中，圖8及圖9分別示出了另一種飛行器航向角的檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。具體地，如圖8所示，所述轉(zhuǎn)換裝置14還包括第一運(yùn)算裝置141，其用于對所述校正角度數(shù)據(jù)和所述原始航向角進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。而在圖9所示實(shí)施例中，所述轉(zhuǎn)換裝置14包括第四確定裝置142、判斷裝置143以及第二運(yùn)算裝置144。具體地，所述第四確定裝置用于基于所述飛行器在歷次飛行過程中測得的全部航向角確定最小航向角和最大航向角，所述最大航向角以及所述最小航向角為所述rtk雙天線在測量誤差范圍內(nèi)所述測得的所述飛行器的航向角的最大值和最小值，所述最大值以及所述最小值的差值越小，表明所述rtk雙天線的測量精度越高，所測量獲取的數(shù)據(jù)結(jié)果越穩(wěn)定。所述判斷裝置143用于判斷所述原始航向角與所述最小航向角以及最大航向角的大小。進(jìn)一步地，根據(jù)所述判斷裝置143的判斷結(jié)果的不同，所述第二運(yùn)算裝置144采取不同的運(yùn)算方式獲得所述飛行器的航向角，具體地，若所述原始航向角小于所述最小航向角，所述第二運(yùn)算裝置144則對所述最小航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。若所述原始航向角大于所述最大航向角，所述第二運(yùn)算裝置144則對所述最大航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角。若所述原始航向角處于所述最小航向角和所述最大航向角之間，所述第二運(yùn)算裝置144則對所述原始航向角和所述校正角度數(shù)據(jù)進(jìn)行求和獲得所述飛行器的航向角，在此不予贅述。

本領(lǐng)域技術(shù)人員理解，上述圖6至圖9分別對圖5所示實(shí)施例中的不同子裝置進(jìn)行了細(xì)化，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以結(jié)合圖5至圖9所示實(shí)施例對所述檢測裝置所包含的子裝置進(jìn)行任意組合，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的目的，在此不予贅述。

以上對本發(fā)明的具體實(shí)施例進(jìn)行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實(shí)施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實(shí)質(zhì)內(nèi)容。