本發(fā)明涉及無(wú)人飛行器和飛行控制領(lǐng)域；具體講，涉及使用北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的多旋翼飛行器定位與導(dǎo)航。

背景技術(shù)：

隨著低成本慣性測(cè)量系統(tǒng)(Inertial Navigation System，INS)和全球定位系統(tǒng)的出現(xiàn)，無(wú)人飛行器系統(tǒng)的應(yīng)用已經(jīng)不僅局限于軍用領(lǐng)域，低成本的無(wú)人飛行器越來(lái)越多的被應(yīng)用于民用領(lǐng)域中。目前無(wú)人機(jī)領(lǐng)域研究成果中的絕大多數(shù)均依賴(lài)于全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System，GPS)系統(tǒng)進(jìn)行定位。然而，GPS接收機(jī)是一種被動(dòng)傳感器，極易受到干擾或欺騙，在常用的低成本微機(jī)電系統(tǒng)(Micro-Electro-Mechanical System，MEMS)傳感器組成的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中，一旦失去GPS位置信息的更新，位置和速度的解算精度將會(huì)迅速的降低。在微型無(wú)人飛行器潛在應(yīng)用場(chǎng)景中，GPS信號(hào)的可靠性無(wú)法得到保證，急需一種替代定位方式。

通過(guò)機(jī)載視覺(jué)傳感器獲得的圖像信息，通過(guò)相關(guān)圖像處理算法，獲得飛行器位置與姿態(tài)信息進(jìn)而進(jìn)行控制，是微型無(wú)人飛行器自主定位與導(dǎo)航方面可行的一條途徑。然而單獨(dú)視覺(jué)導(dǎo)航算法，無(wú)法提供目標(biāo)的準(zhǔn)確經(jīng)緯度信息，在戰(zhàn)場(chǎng)偵查等方面的應(yīng)用受到很大限制。

由美國(guó)軍方控制的GPS系統(tǒng)，于1994年完全建成，與之相比，中國(guó)新近開(kāi)發(fā)的北斗導(dǎo)航系統(tǒng)，由于擁有獨(dú)特的雙向通信能力，使其對(duì)于干擾和欺騙信號(hào)具有很高的抵抗能力。目前，北斗導(dǎo)航系統(tǒng)尚未完全建成，覆蓋區(qū)域僅限于中國(guó)和亞太地區(qū)，與成熟的GPS系統(tǒng)相比，定位精度也有差距，在中國(guó)大陸地區(qū)的定位精度約為10m，而GPS系統(tǒng)在經(jīng)過(guò)幾十年的完善后，定位精度已提高到1m。北斗系統(tǒng)相對(duì)較低的定位精度，對(duì)于需要懸停飛行的四旋翼飛行器的控制帶來(lái)了很大的挑戰(zhàn)，現(xiàn)有商品化、成熟的飛行控制系統(tǒng)所采用的GPS+慣導(dǎo)的融合方式，已不再適用于北斗系統(tǒng)。

為了實(shí)現(xiàn)使用北斗導(dǎo)航系統(tǒng)的高精度位置、速度估計(jì)，結(jié)合機(jī)載視覺(jué)導(dǎo)航系統(tǒng)是解決方案之一。在相關(guān)文獻(xiàn)中，已有將視覺(jué)導(dǎo)航應(yīng)用于輔助GPS系統(tǒng)的應(yīng)用案例。例如：使用光流傳感器獲得的速度信息提高GPS的位置和速度測(cè)量精度。光流法提供的速度信息還可與GPS的速度進(jìn)行比較，進(jìn)而獲得地面的相對(duì)高度。在空間交會(huì)對(duì)接過(guò)程中，視覺(jué)導(dǎo)航算法被用于與GPS信息融合，以獲得空間飛行器間的相對(duì)位置信息。

在過(guò)去的研究工作中，使用GPS衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的無(wú)人飛行器導(dǎo)航算法已取得了相對(duì)多的研究成果，尤其是在輔助GPS的廣域增強(qiáng)系統(tǒng)(Wide Area Augmentation System，WAAS)投入應(yīng)用以及美國(guó)軍方去除SA(Selective Availability)干擾之后，民用GPS定位精度已經(jīng)從初期的100米提高了1米。WAAS廣域增強(qiáng)系統(tǒng)提供的輔助信息，可提高GPS位置測(cè)量信息的可靠性和精度。而SA干擾在2000年被美軍關(guān)閉后，更大大提高了民用GPS的定位精度。在WASS系統(tǒng)覆蓋的區(qū)域，GPS系統(tǒng)的定位精度可達(dá)1米，這就使低成本慣性導(dǎo)航系統(tǒng)也能在GPS的幫助下獲得相對(duì)精確的位置估計(jì)，進(jìn)而大大推動(dòng)了民用無(wú)人飛行器領(lǐng)域的發(fā)展。

然而作為我國(guó)尚處于建設(shè)階段的北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)，類(lèi)似WAAS這樣的增強(qiáng)系統(tǒng)尚未搭建，因此無(wú)論是定位精度還是定位可靠性方面，均有較大的差距。在同一地點(diǎn)同一時(shí)刻采集北斗導(dǎo)航系統(tǒng)與GPS導(dǎo)航系統(tǒng)的原始測(cè)量值進(jìn)行對(duì)比。通過(guò)靜止?fàn)顟B(tài)下連續(xù)10分鐘的測(cè)量，在東方向上所有GPS的位置測(cè)量值均在±1.5m的范圍內(nèi)，而北斗導(dǎo)航系統(tǒng)的位置測(cè)量值散布在±15m的范圍。

除了精度的不足之外，實(shí)際應(yīng)用中北斗導(dǎo)航系統(tǒng)由于在軌衛(wèi)星數(shù)量有限，定位可靠性較低，時(shí)常會(huì)因遮擋造成定位丟失。而對(duì)于傳統(tǒng)的與低成本慣性導(dǎo)航器件組成的系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，可靠的位置測(cè)量是必不可少的，缺少位置信息的更新，低成本、低精度的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的位置估計(jì)在幾秒鐘內(nèi)就會(huì)發(fā)散。即便是使用精密的導(dǎo)航級(jí)慣性器件，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的位置估計(jì)誤差在五分鐘內(nèi)就達(dá)到了30m以上。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器的精確控制，獲得位置的準(zhǔn)確、平滑估計(jì)是非常重要的。但是由于北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)精度的不足，使用傳統(tǒng)的、應(yīng)用于GPS系統(tǒng)的傳感器融合方法，并不能實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的穩(wěn)定自主懸停。另一方面，北斗導(dǎo)航系統(tǒng)尚處于建設(shè)當(dāng)中，在軌衛(wèi)星數(shù)量的限制，使北斗系統(tǒng)更易受建筑、樹(shù)木等障礙物的遮擋，造成定位質(zhì)量的惡化。為解決上述問(wèn)題,本發(fā)明提出了一種適合北斗系統(tǒng)的傳感器融合方法，通過(guò)引入視覺(jué)導(dǎo)航，位置估計(jì)的準(zhǔn)確性和魯邦性均得到了提升。本發(fā)明采用的具體技術(shù)方案是，基于北斗導(dǎo)航系統(tǒng)的微小型無(wú)人飛行器定位與導(dǎo)航方法，包括如下步驟：利用安裝在四旋翼無(wú)人機(jī)底部的光流傳感器獲取無(wú)人機(jī)的速度信息，利用機(jī)載慣性導(dǎo)航裝置獲取加速度信息,利用機(jī)載視覺(jué)系統(tǒng)獲取速度信息，結(jié)合北斗系統(tǒng)位置的原始測(cè)量值，經(jīng)融合濾波獲得對(duì)于位置和速度的估計(jì)；進(jìn)而通過(guò)非線性的位置控制算法，實(shí)現(xiàn)飛行器位置控制。

所述融合濾波其濾波器的狀態(tài)向量X定義為：

其中，(x,y)為水平方向的位置，為水平方向的速度；

濾波器為卡爾曼濾波器，狀態(tài)轉(zhuǎn)移方程和觀測(cè)方程如下式所示：

X(k)＝AX(k-1)+Bu(k-1)+ω(k-1)

Z(k)＝CX(k)+ν(k)

其中，k代表時(shí)刻，u為輸入向量，Z為觀測(cè)向量，ω和v為具有正態(tài)分布特征的相互獨(dú)立的輸入噪聲和觀測(cè)噪聲，輸入向量u，和觀測(cè)向量Z的定義如下：

u＝(a_x,a_y)^T

其中(a_x,a_y)為機(jī)載慣性傳感器獲得的水平方向加速度測(cè)量值，狀態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣A和輸入控制矩陣B的定義如下：

其中δ_t為傳感器的采樣周期，觀測(cè)矩陣C定義如下：

卡爾曼濾波器的目標(biāo)是使用k時(shí)刻的觀測(cè)值Y(k)，前一時(shí)刻的狀態(tài)估計(jì)值以及前一時(shí)刻的輸入控制量u(k-1)，對(duì)k時(shí)刻的狀態(tài)進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)，這一統(tǒng)計(jì)學(xué)上的最優(yōu)濾波器如下式所示：

P(k|k-1)＝AP(k-1)A^T+BQB^T

H(k)＝P(k|k-1)C^T(CP(k|k-1)C^T+R)^-1

P(k)＝(I-H(k)C)P(k|k-1)

其中P為狀態(tài)的協(xié)方差矩陣，協(xié)方差矩陣Q代表了加速度數(shù)據(jù)的噪聲，協(xié)方差矩陣R代表北斗系統(tǒng)和視覺(jué)系統(tǒng)的觀測(cè)值的噪聲，這兩個(gè)矩陣均為對(duì)角陣，并可以由記錄的實(shí)際飛行數(shù)據(jù)確定，

其中矩陣Q的數(shù)值較小，而R中對(duì)應(yīng)與北斗系統(tǒng)觀測(cè)值的項(xiàng)選取了較大的數(shù)值，而對(duì)應(yīng)視覺(jué)系統(tǒng)觀測(cè)值的項(xiàng)數(shù)值較小

通過(guò)非線性的位置控制算法，實(shí)現(xiàn)飛行器位置控制是指采用非線性的魯邦控制器，具體如下所述：

選擇飛行器的位置和偏航角作為系統(tǒng)的輸出，表示為η＝[x y z ψ]^T，控制目標(biāo)是使飛行器跟蹤某一給定的軌跡，這條軌跡可表示為η_d＝[x_d y_d z_d ψ_d]^T；橫向位置x和縱向位置y可通過(guò)機(jī)載視覺(jué)系統(tǒng)的反饋獲得，豎直方向的位置z可從板載氣壓計(jì)的讀數(shù)獲得，控制器由內(nèi)環(huán)既姿態(tài)環(huán)與外環(huán)既位置環(huán)構(gòu)成；內(nèi)環(huán)采用了經(jīng)典的比例、積分、微分控制(Proportion Integration Differentiation，PID)控制器，外環(huán)使用了非線性魯邦控制器，期望的橫滾、俯仰姿態(tài)角及橫滾、俯仰姿態(tài)角速度由外環(huán)控制器計(jì)算得到，簡(jiǎn)化后的的四旋翼飛行器的平動(dòng)方向的動(dòng)力學(xué)模型，表示為：

當(dāng)飛行器到達(dá)了給定的軌跡η_d＝[x_d y_d z_d ψ_d]^T時(shí),

定義輔助向量μ＝[μ_x μ_y μ_z]^T:

這里μ代表了期望的加速度向量或虛擬位置控制向量。

外環(huán)位置控制器使用了基于魯棒誤差符號(hào)函數(shù)積分(Rotust Inetgral of the Signum of the Error，RISE)的新型魯棒控制器。定義位置跟蹤的誤差信號(hào)如下：

e_x1＝x_d-x e_y1＝y(tǒng)_d-y e_z1＝z_d-z

其中x_d,y_d,z_d為時(shí)變的參考軌跡，引入如下的輔助誤差信號(hào)：

這里α_x,α_y和α_z是正的增益，設(shè)計(jì)位置控制器μ：

其中k_sx,k_sy,k_sz,β_x,β_y,β_z為正的增益，sgn(·)為標(biāo)注的符號(hào)函數(shù)。

μ(t)中各項(xiàng)可表示為：

解出總升力u₁(t)和期望的姿態(tài)角

設(shè)計(jì)內(nèi)環(huán)即姿態(tài)環(huán)控制器的控制輸入u₂,u₃,u₄如下：

式中k_pθ,k_dθ,k_iθ,k_pψ,k_dψ,k_iψ是正的增益，其中，為滾轉(zhuǎn)角度姿態(tài)控制器的比例、微分、積分系數(shù)，k_pθ,k_dθ,k_iθ,為俯仰角度姿態(tài)控制器的比例、微分、積分系數(shù)，k_pψ,k_dψ,k_iψ為偏航角度姿態(tài)控制器的比例、微分、積分系數(shù)，跟蹤誤差e_θ,e_ψ定義為：

e_θ＝θ_d-θ e_ψ＝ψ_d-ψ

θ_d由外環(huán)控制器得到，ψ_d為偏航角的時(shí)變軌跡。

與已有技術(shù)相比，本發(fā)明的技術(shù)特點(diǎn)與效果：

使用相對(duì)低精度的國(guó)產(chǎn)北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時(shí)，無(wú)人飛行器高精度位置控制的方法進(jìn)行了初步研究。通過(guò)將北斗位置信息與機(jī)載視覺(jué)導(dǎo)航系統(tǒng)的速度信息進(jìn)行融合，獲得了對(duì)飛行器位置高精度、無(wú)累積誤差的估計(jì)值，同時(shí)，在非線性位置控制器的控制下，實(shí)現(xiàn)了使用北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的高精度位置控制。長(zhǎng)距離的飛行驗(yàn)證顯示，本發(fā)明所提出的傳感器融合方案，結(jié)合了光流法短期位置估計(jì)精度高和北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)無(wú)長(zhǎng)期累積誤差的優(yōu)點(diǎn)，初步實(shí)現(xiàn)了北斗導(dǎo)航系統(tǒng)在具備懸停飛行能力的無(wú)人飛行器上的應(yīng)用。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明所涉及的多傳感器融合濾波器的一種具體實(shí)施方式的示意圖。

圖2為本發(fā)明所涉及的機(jī)載北斗飛行控制系統(tǒng)的一種具體實(shí)施方式。

圖3為本發(fā)明所涉及方法的實(shí)際效果。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是，提供一種基于北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)與視覺(jué)傳感器數(shù)據(jù)融合的無(wú)人機(jī)自主定位方法，實(shí)現(xiàn)室外環(huán)境下無(wú)人機(jī)的精準(zhǔn)無(wú)漂移定位。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：采用北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)與光流傳感器數(shù)據(jù)融合的方法用于無(wú)人機(jī)的定位系統(tǒng)中，包括如下步驟：

本發(fā)明采用“傳感器融合(濾波)—控制”架構(gòu)，將北斗與光流、慣導(dǎo)通過(guò)濾波器進(jìn)行融合，實(shí)現(xiàn)了單獨(dú)北斗導(dǎo)航系統(tǒng)無(wú)法實(shí)現(xiàn)的飛行控制精度。此外，還將非線性的基于魯棒誤差符號(hào)函數(shù)積分(Rotust Inetgral of the Signum of the Error，RISE)的新型魯棒控制器用于飛行器的控制算法中，進(jìn)一步提高了控制效果。

利用安裝在四旋翼無(wú)人機(jī)底部的光流傳感器獲取無(wú)人機(jī)的速度信息，并利用此速度信息來(lái)提高位置估計(jì)精度。通過(guò)使用如圖1示的濾波器結(jié)構(gòu)，在慣導(dǎo)的加速度信息、機(jī)載視覺(jué)系統(tǒng)的速度信息的幫助下，結(jié)合北斗系統(tǒng)位置的原始測(cè)量值，可以獲得對(duì)于位置和速度的高精度的的可靠估計(jì)。進(jìn)而通過(guò)非線性的位置控制算法，實(shí)現(xiàn)高精度的飛行器位置控制。

本發(fā)明采取的技術(shù)方案是，將視覺(jué)傳感器的數(shù)據(jù)與北斗導(dǎo)航系統(tǒng)的位置信息進(jìn)行融合，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的定位，包括如下步驟：

利用安裝在四旋翼無(wú)人機(jī)底部的光流傳感器獲取無(wú)人機(jī)的速度信息，并利用此速度信息來(lái)提高位置估計(jì)精度。通過(guò)使用如圖1示的濾波器結(jié)構(gòu)，在慣導(dǎo)的加速度信息、機(jī)載視覺(jué)系統(tǒng)的速度信息的幫助下，結(jié)合北斗系統(tǒng)位置的原始測(cè)量值，可以獲得對(duì)于位置和速度的高精度的可靠估計(jì)。

所設(shè)計(jì)的濾波器的狀態(tài)向量定義為：

其中，(x,y)為水平方向的位置，為水平方向的速度。

卡爾曼濾波器的狀態(tài)轉(zhuǎn)移方程和觀測(cè)方程如下式所示：

X(k)＝AX(k-1)+Bu(k-1)+ω(k-1)

Z(k)＝CX(k)+ν(k)

其中，u為輸入向量，Z為觀測(cè)向量，w和v為具有正態(tài)分布特征的相互獨(dú)立的輸入噪聲和觀測(cè)噪聲。輸入向量u，和觀測(cè)向量Z的定義如下：

u＝(a_x,a_y)^T

其中(a_x,a_y)為機(jī)載慣性傳感器獲得的水平方向加速度測(cè)量值，狀態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣A和輸入控制矩陣B的定義如下：

其中δ_t為傳感器的采樣周期，觀測(cè)矩陣C定義如下：

卡爾曼濾波器的目標(biāo)是使用k時(shí)刻的觀測(cè)值Y(k)，前一時(shí)刻的狀態(tài)估計(jì)值以及前一時(shí)刻的輸入控制量u(k-1)，對(duì)k時(shí)刻的狀態(tài)進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)，這一統(tǒng)計(jì)學(xué)上的最優(yōu)濾波器如下式所示：

P(k|k-1)＝AP(k-1)A^T+BQB^T

H(k)＝P(k|k-1)C^T(CP(k|k-1)C^T+R)^-1

P(k)＝(I-H(k)C)P(k|k-1)

其中協(xié)方差矩陣Q代表了加速度數(shù)據(jù)的噪聲，協(xié)方差矩陣R代表北斗系統(tǒng)和視覺(jué)系統(tǒng)的觀測(cè)值的噪聲，這兩個(gè)矩陣均為對(duì)角陣，并可以由記錄的實(shí)際飛行數(shù)據(jù)確定。在本系統(tǒng)中，矩陣Q的數(shù)值較小，而R中對(duì)應(yīng)與北斗系統(tǒng)觀測(cè)值的項(xiàng)選取了較大的數(shù)值，而對(duì)應(yīng)視覺(jué)系統(tǒng)觀測(cè)值的項(xiàng)數(shù)值較小

為了提高對(duì)外界擾動(dòng)的抑制能力，在無(wú)人飛行器上使用了非線性的魯邦控制器。該控制器設(shè)計(jì)如下：

選擇飛行器的位置和偏航角作為系統(tǒng)的輸出，表示為η＝[x y z ψ]^T，控制目標(biāo)是使飛行器跟蹤某一給定的軌跡，這條軌跡可表示為η_d＝[x_d y_d z_d ψ_d]^T。平動(dòng)方向的位置x和y可通過(guò)機(jī)載視覺(jué)系統(tǒng)的反饋獲得，豎直方向的位置z可從板載氣壓計(jì)的讀數(shù)獲得。控制器由內(nèi)環(huán)(姿態(tài)環(huán))與外環(huán)(位置環(huán))構(gòu)成。內(nèi)環(huán)采用了經(jīng)典的比例、積分、微分控制(Proportion Integration Differentiation，PID)控制器，外環(huán)使用了非線性魯邦控制器。期望的姿態(tài)角及姿態(tài)角速度由外環(huán)控制器計(jì)算得到，簡(jiǎn)化后的的四旋翼飛行器的平動(dòng)方向的動(dòng)力學(xué)模型，可表示為：

當(dāng)飛行器到達(dá)了給定的軌跡η_d＝[x_d y_d z_d ψ_d]^T時(shí),

定義輔助向量μ＝[μ_x μ_y μ_z]^T:

這里μ(t)代表了期望的加速度向量或虛擬位置控制向量。

由于微小型無(wú)人飛行器的重量較小，易受到氣流等外界擾動(dòng)的影響。為了提高控制器的魯棒性，外環(huán)位置控制器使用了基于魯棒誤差符號(hào)函數(shù)積分(Rotust Inetgral of the Signum of the Error，RISE)的新型魯棒控制器。定義位置跟蹤的誤差信號(hào)如下：

e_x1＝x_d-x e_y1＝y(tǒng)_d-y e_z1＝z_d-z

其中x_d,y_d,z_d為時(shí)變的參考軌跡。為了方便后面的控制器設(shè)計(jì)，引入如下的輔助誤差信號(hào)：

這里α_x,α_y和α_z是正的增益。設(shè)計(jì)位置控制器μ(t)：

其中k_sx,k_sy,k_sz,β_x,β_y,β_z為正的增益，sgn(·)為標(biāo)注的符號(hào)函數(shù)。

μ(t)中各項(xiàng)可表示為：

可解出總升力u₁和期望的姿態(tài)角

設(shè)計(jì)內(nèi)環(huán)(姿態(tài)環(huán))控制器的控制輸入u₂,u₃,u₄如下：

式中k_pθ,k_dθ,k_iθ,k_pψ,k_dψ,k_iψ是正的增益，其中，為滾轉(zhuǎn)角度姿態(tài)控制器的比例、微分、積分系數(shù)，k_pθ,k_dθ,k_iθ,為俯仰角度姿態(tài)控制器的比例、微分、積分系數(shù)，k_pψ,k_dψ,k_iψ為偏航角度姿態(tài)控制器的比例、微分、積分系數(shù)，跟蹤誤差e_θ,e_ψ定義為：

e_θ＝θ_d-θ e_ψ＝ψ_d-ψ

θ_d由外環(huán)控制器得到，ψ_d為偏航角的時(shí)變軌跡。

下面給出具體的實(shí)例：

一、系統(tǒng)硬件連接及配置

如圖2所示，本發(fā)明的基于視覺(jué)的四旋翼無(wú)人機(jī)自主飛行控制方法采用基于嵌入式架構(gòu)的飛行控制結(jié)構(gòu)，所搭建的實(shí)驗(yàn)平臺(tái)包括四旋翼無(wú)人機(jī)本體、地面站、遙控器等。其中四旋翼無(wú)人機(jī)搭載了嵌入式計(jì)算機(jī)(該計(jì)算機(jī)內(nèi)嵌Intel Core i3雙核處理器，主頻1.8GHz)、機(jī)載PX4FLOW光流傳感器、GPS和飛行控制器(含慣性導(dǎo)航單元和氣壓計(jì)模塊等)。地面站包括一臺(tái)裝有Linux操作系統(tǒng)的筆記本計(jì)算機(jī)，用于機(jī)載程序的啟動(dòng)及遠(yuǎn)程監(jiān)控。該平臺(tái)可通過(guò)遙控器進(jìn)行手動(dòng)起飛和降落，并在發(fā)生意外時(shí)緊急切換為手動(dòng)模式，以確保實(shí)驗(yàn)安全。

二、飛行實(shí)驗(yàn)結(jié)果

本實(shí)施例對(duì)上述實(shí)驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行了多組飛行控制實(shí)驗(yàn)，飛行實(shí)驗(yàn)環(huán)境為室外校園環(huán)境中。實(shí)驗(yàn)?zāi)繕?biāo)是使用北斗導(dǎo)航系統(tǒng)信息實(shí)現(xiàn)無(wú)人飛行器的高精度無(wú)漂移定位。

室外手持實(shí)驗(yàn)過(guò)程中的飛行軌跡曲線如圖3所示。其中，標(biāo)有●的曲線為用作參考的高精度GPS接收機(jī)的測(cè)量值，標(biāo)有▲的為使用視覺(jué)傳感器的速度信息積分而得的視覺(jué)里程計(jì)測(cè)量值，標(biāo)有■的為本發(fā)明所設(shè)計(jì)的多傳感器融合方法的融合結(jié)果。從圖中可以看出，北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的原始測(cè)量值的精度相對(duì)較低，而視覺(jué)里程計(jì)法在長(zhǎng)距離的工作后，產(chǎn)生了明顯的累積誤差，而使用本發(fā)明所設(shè)計(jì)的融合方法，可以獲得高精度且無(wú)累積誤差的位置估計(jì)，證明了本發(fā)明所設(shè)計(jì)的融合算法的有效性。

顯然，上述實(shí)例僅僅是為清楚的說(shuō)明所作的舉例，而并非對(duì)實(shí)施方式的限定，對(duì)于所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在上述說(shuō)明的基礎(chǔ)上還可以做出其他不同形式的變化或變動(dòng)。這里無(wú)需也無(wú)法對(duì)所有實(shí)施方式予以窮舉。而由此引申出的顯而易見(jiàn)的變化或變動(dòng)仍處于本發(fā)明創(chuàng)造的保護(hù)范圍之中。