一種抗磁干擾的方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及抗磁干擾領(lǐng)域，尤其涉及一種抗磁干擾的方法。本發(fā)明公開設(shè)計的一種抗磁干擾的方法，先獲取飛行器在地理系下經(jīng)過控制指令生成的理想狀態(tài)下的速度，然后再測取實際飛行速度，根據(jù)理想速度和實際飛行速度求得飛行器的航向角誤差，根據(jù)航向角誤差來對飛行器的航向角進行修正，這樣達到一個無磁強計輔助修正下達到抗磁干擾的目的。
【專利說明】
一種抗磁干擾的方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001 ]本發(fā)明涉及抗磁干擾領(lǐng)域，尤其涉及一種抗磁干擾的方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 常規(guī)的MEMS航姿參考系統(tǒng)是一種由相互正交的三軸陀螺儀、三軸加速度計以及三 軸磁強計組成，通過數(shù)據(jù)融合算法精確測量空間姿態(tài)的傳感系統(tǒng)，其被廣泛應(yīng)用于微小型 無人機的姿態(tài)測量中。MEMS航姿系統(tǒng)中集成的MEMS磁強計主要是用于修正姿態(tài)測量系統(tǒng)的 航向角誤差，提高航向角測量精度和長期穩(wěn)定性，但當(dāng)其應(yīng)用于微小型無人機時，其工作環(huán) 境主要為低空區(qū)域，系統(tǒng)中集成的MEMS磁強計極易受地面局部磁場干擾以及機載電機磁場 等的干擾而導(dǎo)致航向角測量不準確，從而影響微小型無人機的飛行穩(wěn)定性。針對磁強計易 受磁場干擾的問題，研究學(xué)者提出了磁場干擾判斷及抗磁干擾的方法，但是這些抗磁干擾 方法，仍然無法完全有效控制和完全抵消磁場干擾對航向角測量精度的影響。而在微小型 無人機應(yīng)用中，基于多天線GPS或者D-RTK也可實現(xiàn)在無磁強計輔助下的航向角測量，從而 達到抗磁干擾的目的，但多天線GPS或者D-RTK的使用不僅會增加微小型無人機的開發(fā)成 本，同時當(dāng)GPS信號受遮擋或干擾后，無法實現(xiàn)航向角的穩(wěn)定測量。因此，為了達到以較低開 發(fā)成本、在各種應(yīng)用環(huán)境下有效隔離磁場干擾的目的，需要進一步提出一種新型的無磁強 計輔助修正航向角的抗磁干擾方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是提供一種抗磁干擾的方法，鑒于上述問題，它彌補了上述的缺陷 并提供以下優(yōu)點：
[0004] -種抗磁干擾的方法，其中，所述方法包括：
[0005] 獲取飛行器通過控制指令生成的理想狀態(tài)下速度；
[0006]記錄所述飛行器在飛行過程中的實際速度；
[0007] 通過所述實際速度和理想狀態(tài)速度來計算所述無人機的航向角誤差；
[0008] 以所述航向角誤差來計算并得到修正后的航向角，使得所述飛行器具備抗磁干擾 的能力。
[0009] 上述的方法，其中，所述理想狀態(tài)下的速度分解為地理上的北向的速度，東向的速 度和地向速度。
[0010] 上述的方法，其中，所述實際速度通過所述飛行器搭載的GPS定位模塊等其他定位 方式獲取。
[0011] 上述的方法，其中，所述方法包括：
[0012] 將所述北向的速度和所述東向的速度合成速度矢量；
[0013] 記錄所述速度矢量與所述北向的速度的夾角約#1。
[0014]上述的方法，其中，所述方法包括：
[0015]將所述實際速度分解為地理上的北向速度、東向速度和地向速度；
[0016] 將所述實際速度分解出來的北向速度和東向速度合成速度矢量；
[0017] 計算該速度矢量與北向速度的夾角
[0018] 上述的方法，其中，通過公式十算出航向角誤差Δ夕。
[0019] 上述的方法，其中，通過式< =爐+Δ辦計算修正后的航向角供％其中識是通過陀螺 儀積分獲取的微小型無人機航向角。
[0020] 綜上所述，本發(fā)明公開設(shè)計的一種抗磁干擾的方法，通過計算地理系下的理想速 度和實際速度中的速度矢量和北向速度之間的夾角，進而得出航向角的誤差，通過航向角 誤差和實際航向角直接得出修正后的航向角。
【附圖說明】
[0021] 參考所附附圖，以更加充分的描述本發(fā)明的實施例。然而，所附附圖僅用于說明和 闡述，并不構(gòu)成對本發(fā)明范圍的限制。
[0022] 圖1是本發(fā)明的流程圖。
【具體實施方式】
[0023]下面結(jié)合附圖和具體的實施例對本發(fā)明作進一步的說明，但是不作為本發(fā)明的限 定。
[0024]本發(fā)明設(shè)計一種抗磁干擾的方法，首先是獲取飛行器在地理系下通過控制指令生 成的理想狀態(tài)下的速度，然后記錄飛行器在飛行過程中的實際飛行速度，通過飛行器的實 際飛行速度和理想狀態(tài)下的速度計算出飛行器的航向角誤差，以該航向角誤差和陀螺儀積 分得到的航向角求得飛行器的修正航向角，使得飛行器具有抗磁干擾的能力。
[0025] 如圖1所示，具體的，通過以下具體步驟：
[0026] 1、獲取微小型無人機在地理系下通過控制指令而生成的理想地理系速度，主要是 獲取地理系下北向速度<^和東向速度Hk/。
[0027]地理系理想速度獲取的一種途徑是，首先獲取飛行控制中位置控制環(huán)路生成的地 理系的期望北向速度和期望東向速度，然后根據(jù)用戶操作的搖桿或其他方式輸 入的橫滾角γ和俯仰角θ，再結(jié)合待修正的航向角々，計算用戶期望的北向速度和期望 東向速度 1Jlj地理系理想北向速度= v0L + vlL，東向速度。但 地理系理想速度的獲取不僅局限于此種途徑。
[0028] 2、獲取微小型無人機在地理系下實際輸出的北向速度和東向速度。
[0029] 地理系下實際輸出的北向速度ν：；β;和東向速度V。的獲取可以通過無人機上搭載 的GPS定位模塊等其他定位方式獲取，但是獲取途徑不僅局限于此。
[0030] 3、計算航向角誤差首先計算地理系下理想的北向速度和東向速度合成的速 度矢量與北向的夾角％?，計算如式（1)所示;然后計算地理系下實際的北向速度和東向速 度合成的速度矢量與北向的夾角,計算如式(2)所示;最后計算航向角誤差A(yù)p,.計算如 式(3)所示。
[0031]
Π )
[0032] (2)
[0033] (3)
[0034]
[0035] 通過陀螺儀積分獲取微小型無人機的航向角於，然后將航向角誤差△於進行扣除， 從而得到修正后的航向角f。
[0036]這樣就可以直接得出修正后的航向角，使得無人機不需要磁強計輔助修正就可以 按照規(guī)定線路進行飛行，達到抗磁干擾的目的了。
[0037] 實施例一
[0038] -未設(shè)置有磁強計的無人機通過系統(tǒng)實現(xiàn)設(shè)計程序獲取設(shè)定飛行的理想飛行速 度，然后當(dāng)該無人機在實際飛行過程中的時候，自帶的GPS定位模塊記錄其實際飛行速度， 預(yù)先寫入的程序是將理想速度和實際速度進行分解，分別得到地理上的北向速度和東向速 度，然后分別得出北向速度與東向速度的合成速度矢量，通過速度矢量與北向速度之間的 夾角求出航向角誤差，通過航向角誤差和該無人機實際的航向角求出修正后的航向角，這 樣就不需要磁強計的輔助修正，直接依靠無人機自身的程序和其它硬件協(xié)同工作得出修正 的航向角。
[0039]綜上所述，本發(fā)明公開設(shè)計的一種抗磁干擾的方法，通過計算地理系下的理想速 度和實際速度中的速度矢量和北向速度之間的夾角，進而得出航向角的誤差，通過航向角 誤差和實際航向角直接得出修正后的航向角。
[0040] 通過說明和附圖，給出了【具體實施方式】的特定結(jié)構(gòu)的典型實施例，基于本發(fā)明精 神，還可作其他的轉(zhuǎn)換。盡管上述發(fā)明提出了現(xiàn)有的較佳實施例，然而，這些內(nèi)容并不作為 局限。
[0041] 對于本領(lǐng)域的技術(shù)人員而言，閱讀上述說明后，各種變化和修正無疑將顯而易見。 因此，所附的權(quán)利要求書應(yīng)看作是涵蓋本發(fā)明的真實意圖和范圍的全部變化和修正。在權(quán) 利要求書范圍內(nèi)任何和所有等價的范圍與內(nèi)容，都應(yīng)認為仍屬本發(fā)明的意圖和范圍內(nèi)。
【主權(quán)項】
1. 一種抗磁干擾的方法，其特征在于，所述方法包括： 獲取飛行器通過控制指令生成的理想狀態(tài)下速度； 記錄所述飛行器在飛行過程中的實際速度； 通過所述實際速度和理想狀態(tài)速度來計算所述飛行器的航向角誤差； 以所述航向角誤差來計算并得到修正后的航向角，使得所述飛行器抗磁干擾。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述理想狀態(tài)下的速度分解為地理上的北 向的速度，東向的速度和地向速度。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述實際速度通過所述飛行器搭載的GPS 定位模塊獲取。4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法包括： 將所述北向的速度和所述東向的速度合成速度矢量； 記錄所述速度矢量與所述北向的速度的夾角仍m5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述方法包括： 將所述實際速度分解為地理上的北向速度、東向速度和地向速度； 將所述實際速度分解出來的北向速度和東向速度合成速度矢量；計算該速度矢量與北向速度的夾角6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，通過公式 十算出航向角誤 差..Δ爐。7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，通過公式夕計算修正后的航向角 <，其中辦是通所述過陀螺儀積分獲取的所述飛行器的航向角。
【文檔編號】G01C25/00GK105890626SQ201610334386
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年5月19日
【發(fā)明人】杭義軍, 邢麗, 賈文峰, 呂印新
【申請人】極翼機器人(上海)有限公司