TWI591365B - 旋翼飛行器的定位方法 - Google Patents
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Description
本發明係與旋翼飛行器有關，特別有關於旋翼飛行器的定位方法。
全球定位系統(GPS)定位技術為當前最普及且成熟的定位技術。使用者僅須於旋翼飛行器上裝設GPS定位裝置，即可獲取旋翼飛行器的當前位置(即經緯度座標)，並實現定位相關應用(如軌跡記錄、導航或自動駕駛)。
雖GPS技術具有前述易用優點，然而，由於GPS定位技術係使用衛星訊號來進行定位，GPS定位裝置與定位衛星間的傳輸路徑不僅距離遙遠且傳輸路徑中存在大量遮蔽物(如雲層或建物)，這使得GPS定位技術於定位時會常發生飄移現象，而大幅降低定位穩定度。
請參閱圖1，為使用GPS定位技術造成的位置飄移示意圖，用以示例性說明GPS定位技術的前述缺失。
當使用GPS定位技術的旋翼飛行器處於定點狀態時(以旋翼飛行器停懸於位置1為例)，由於前述飄移現象，經由GPS定位技術連續獲得的旋翼飛行器的當前位置並不會固定於正確的位置1，而是於正確的位置1及錯誤的位置10-18間飄移，這使得使用者無法得知定點狀態下的旋翼飛行器的正確位置。
本發明之主要目的，係在於提供一種旋翼飛行器的定位方法，可避免定點狀態下的定位飄移現象。
為達前述目的，本發明係提供一種旋翼飛行器的定位方法，運用於具備一衛星定位裝置及一慣性感測單元的一旋翼飛行器，包括：a)經由該衛星定位裝置接收一定位資料；b)經由該慣性感測單元取得一自體加速度及一姿態角資料，其中該自體加速度是基於該慣性感測單元的一自體三維座標系並對應該旋翼飛行器當前的一三軸加速度，該姿態角資料是對應該旋翼飛行器當前的一三軸傾斜角度；c)使用該姿態角資料將該自體加速度轉換為一世界加速度，其中該世界加速度對應至一世界三維座標系；d)對該世界加速度執行一移除重力效應處理；e)依據處理後的該世界加速度判斷該旋翼飛行器是否移動；及，f)於判定該旋翼飛行器移動時以該定位資料更新該旋翼飛行器的一當前位置。
本發明經由僅於旋翼飛行器移動時更新位置，可有效避免於定點狀態下因定位訊號飄移造成定位錯誤，而可有效提升定位準確度及穩定度。
1、10-18‧‧‧位置
2‧‧‧旋翼飛行器
200‧‧‧微控制器
202‧‧‧衛星定位裝置
204‧‧‧慣性感測單元
206‧‧‧加速度計
208‧‧‧陀螺儀
210‧‧‧記憶體
212‧‧‧驅動裝置
214‧‧‧計時器
216‧‧‧無線收發器
218‧‧‧電子羅盤
3‧‧‧外部電子裝置
X、Y、X、X’、Y’、Z’‧‧‧軸
W‧‧‧世界坐標系
B‧‧‧自體坐標系
ag‧‧‧重力加速度
ax’、ay’、az’‧‧‧分量
PK‧‧‧世界位移
VK‧‧‧世界速度
OK‧‧‧姿態角
S100-S112‧‧‧第一定位步驟
S20-S22‧‧‧第一偵測步驟
S30-S32‧‧‧第二偵測步驟
S400-S420‧‧‧第二定位步驟
S500-S520‧‧‧第三定位步驟
圖1為GPS技術的位置飄移示意圖。
圖2為本發明第一實施例的旋翼飛行器架構圖。
圖3為本發明第一實施例的旋翼飛行器的定位方法流程圖。
圖4為本發明的世界三維座標系與自體三維座標系示意圖。
圖5為本發明第一實施例的狀態向量計算流程圖。
圖6為本發明第二實施例的旋翼飛行器的定位方法部分流程圖。
圖7為本發明第三實施例的旋翼飛行器的定位方法部分流程圖。
圖8為本發明第四實施例的旋翼飛行器的定位方法流程圖。
圖9為本發明第五實施例的旋翼飛行器的定位方法流程圖。
茲就本發明之一較佳實施例，配合圖式，詳細說明如後。
首請參閱圖2，為本發明第一實施例的旋翼飛行器架構圖。本發明揭露了一種旋翼飛行器的定位方法，應用於如圖2所示的旋翼飛行器2。本發明的定位方法主要係依據所感測的加速度來判斷旋翼飛行器2是否移動(即零速偵測)，並於判斷旋翼飛行器2移動時才更新當前位置。藉此，本發明可有效避免衛星定位技術於定點狀態下因定位飄移所導致的定位錯誤。
更進一步地，為避免重力效應影響前述零速偵測的結果，本發明於執行零速偵測前會先將重力效應所造成的加速度自所感測的加速度中排除。藉此，本發明可有效提升零速偵測的正確率。
接著說明本發明的旋翼飛行器2。旋翼飛行器2(如直升機、四旋翼飛行器)主要包括衛星定位裝置202(如GPS定位裝置、北斗(BDS)定位裝置、格洛納斯(GLONASS)定位裝置或伽利略(Galileo)定位裝置)、慣性感測單元(Inertial Measurement Unit，IMU)204、記憶體210、驅動裝置212及電性連接前述元件的微控制器(Microcontroller Unit，MCU)200。
衛星定位裝置202用來自複數定位衛星接收一組定位資料，所述定位資料係包括衛星定位裝置202的一組絕對位置(如經緯度座標及海拔高度)。慣性感測單元204固定設置於旋翼飛行器2，用來感測旋翼飛行器2當前的姿態(如旋翼飛行器2的加速度及傾斜角)。記憶體210用來儲存資料。驅動裝置212用來
驅動旋翼飛行器2移動及停止移動(如於空中停懸或降落至地面)。微控制器200用來控制旋翼飛行器2。
請一併參閱圖3，為本發明第一實施例的旋翼飛行器的定位方法流程圖。本發明各實施例的定位方法主要是運用於圖2所示的旋翼飛行器2。具體而言，旋翼飛行器2的記憶體210儲存有電腦程式(圖未標示)，電腦程式內儲存有微控制器200可執行的程式碼。當電腦程式被微控制器200執行後，可實現本發明各實施例的定位方法。本實施例的定位方法包括以下步驟。
步驟S100：微控制器200經由衛星定位裝置202自複數定位衛星接收定位資料。
步驟S102：微控制器200經由慣性感測單元204取得一組自體加速度及一組姿態角資料。
較佳地，微控制器200經由慣性感測單元204的加速度計206感測取得自體加速度，並經由慣性感測單元204的陀螺儀208感測取得姿態角資料。
較佳地，前述自體加速度是基於慣性感測單元204的自體三維座標系(如圖4所示之自體三維座標系B)，並對應旋翼飛行器2當前的三軸加速度。前述姿態角資料對應旋翼飛行器2當前的三軸傾斜角度。
較佳地，前述姿態角資料係前述自體三維座標系與世界三維座標系間的尤拉角，而可指示兩組座標系之間的角度偏差。
較佳地，前述姿態角資料經換算後可獲得一組旋轉矩陣，所獲得的旋轉矩陣可用來將基於自體三維座標系的向量(如位移、速度或加速度)或座標轉換為基於通用的世界三維座標系(如以正東方為正X軸，以正南方為正Y軸，並以海拔高度為正Z軸的世界三維座標系，或結合經緯度座標及海拔高度的世界三維座標系)的向量或座標。
請同時參閱圖4，為本發明的世界三維座標系與自體三維座標系示意圖。圖4示出了通用的世界三維座標系W及以旋翼飛行器2當前的自體朝向為軸向的自體三維座標系B，其中世界三維座標系W係由X軸、Y軸及Z軸構成，自體三維座標系B係由X’軸、Y’軸及Z’軸構成。並且，地球的重力加速度ag於世界三維座標系W中僅包括Z分量，其向量矩陣[X Y Z]為[0 0 g]，其中g為地球的重力加速度的Z分量(垂直分量)，其值約為9.8m/s2。
如圖所示，當旋翼飛行器2傾斜時，自體三維座標系B的軸向將會改變，而與世界三維座標系W的軸向不同。此時，重力加速度ag於改變軸向後的自體三維座標系B中包括X’、Y’及Z’三種分量，其向量矩陣[X’ Y’ Z’]為[ax’ ay’ az’]。
復請參閱圖3，由於相同的重力加速度ag於不同座標系中的向量矩陣皆不同，為將重力加速度ag自基於不同座標系的自體加速度中減除，本發明更經由執行下述步驟S104來提供座標系轉換功能，可將基於不同座標系的重力加速度及自體加速度轉換至基於相同座標系，而可進行運算。
步驟S104：微控制器200使用姿態角資料來將自體加速度轉換為世界加速度。
值得一提的是，由於姿態角資料可指示自體三維座標系及世界三維座標系之間的角度偏差，因此姿態角資料可用來執行座標系轉換。
步驟S106：微控制器200對世界加速度執行移除重力效應處理。較佳地，前述移除重力效應處理係將世界加速度減去重力加速度。並且，前述世界加速度與重力加速度係對應至相同的世界三維座標系。
於本發明之另一實施例中，姿態角資料可被換算為一組旋轉矩陣，微控制器200可經由下述式(一)來對自體加速度及旋轉矩陣執行乘法運算，以獲得世界加速度，並完成移除重力效應處理。
其中，為第k時間點基於世界三維座標系W的經過移除重力效應處理的世界加速度；為第k時間點用來於世界三維座標系W與自體三維座標系B間進行轉換的旋轉矩陣；為第k時間點基於自體三維座標系B的自體加速度；G為[0 0 g]T，代表地球的重力加速度。
舉例來說，若微控制器200經由加速度計206取得自體加速度=[0.7812-0.3194 9.6588]，經由陀螺儀208取得旋轉矩陣
，則微控制器200可依據上述式(一)計算出移除重力效應後的世界加速度=[0.1191 0.8792-0.1441]T。藉此，微控制器200可依據移除重力效應後的世界加速度來執行零速偵測。
步驟S108：微控制器200依據處理後的世界加速度判斷旋翼飛行器2是否移動。較佳地，微控制器200係於處理後的世界加速度不小於預設的加速度門檻值時，判定旋翼飛行器2移動；於處理後的世界加速度小於預設的加速度門檻值時，判定旋翼飛行器2處於定點狀態。
若微控制器200判定旋翼飛行器2移動，則執行步驟S110。否則，微控制器200執行步驟S112。
步驟S110：微控制器200以定位資料(即於步驟S100中接收的定位資料)更新旋翼飛行器2的當前位置。
若於步驟S108中，微控制器200判定旋翼飛行器2未移動，則執行步驟S112：微控制器200捨棄定位資料(即不更新當前位置)。
本發明經由於旋翼飛行器移動時更新位置，並於旋翼飛行器未移動時停止更新位置，可有效避免於定點狀態下因定位訊號飄移造成定位錯誤，而可有效提升定位準確度及穩定度。
本發明中更提供旋翼飛行器2的狀態向量取得功能。具體而言，旋翼飛行器2的狀態向量係如下述式(二)：狀態向量Xk=(PK VK OK)T=(xK yK zK x’K y’K z’K ψk θk φk)T……式(二)
其中，PK=(xK yK zK)T為旋翼飛行器2的世界位移；VK=(x’K y’K z’K)T為旋翼飛行器2的世界速度；OK=(ψk θk φk)T為旋翼飛行器2的姿態角。
續請參閱圖5，為本發明第一實施例的狀態向量計算流程圖，用以說明微控制器200如何取得上述狀態向量Xk。
如圖所示，微控制器200先自加速度計206接收旋翼飛行器2的自體加速度，自陀螺儀208取得旋翼飛行器2的傾斜感測參數，並對傾斜感測參數執行積分處理以獲得姿態角OK。
接著，微控制器200對自體加速度及姿態角執行乘法運算以獲得世界加速度，並將世界加速度減去重力加速度，以獲得處理後的世界加速度。
最後，微控制器200對處理後的世界加速度執行積分處理以獲得世界速度VK，並對處理後的世界加速度執行雙重積分處理以獲得世界位移PK。
藉此，本發明可取得旋翼飛行器2的狀態向量Xk，而可執行更多種類的應用。
續請參閱圖6，為本發明第二實施例的旋翼飛行器的定位方法部分流程圖。相較於圖3所示之第一實施例，本實施例的步驟5108係依據旋翼飛行器2
的速度來進行零速偵測。具體而言，本實施例的定位方法的步驟S108更包括以下步驟。
步驟S20：微控制器200對處理後的世界加速度執行積分處理，以獲得世界速度，其中前述世界速度係對應至世界三維座標系W。
步驟S22：依據世界速度判斷旋翼飛行器2是否移動。較佳地，微控制器200係於世界速度不小於預設的速度門檻值時，判定旋翼飛行器2移動；於世界速度小於預設的速度門檻值時，判定旋翼飛行器2處於定點狀態。
若微控制器200判定旋翼飛行器2移動，則執行步驟S110。否則，微控制器200執行步驟S112。
圖7為本發明第三實施例的旋翼飛行器的定位方法部分流程圖。相較於圖3所示之第一實施例，本實施例的步驟S108係依據旋翼飛行器2的位移來進行零速偵測。具體而言，本實施例的定位方法的步驟S108更包括以下步驟。
步驟S30：微控制器200對處理後的世界加速度執行雙重積分處理，以獲得世界位移，其中前述世界位移係對應至世界三維座標系W。
步驟S32：依據世界位移判斷旋翼飛行器2是否移動。較佳地，微控制器200係於世界位移不小於預設的位移門檻值時，判定旋翼飛行器2移動；於世界位移小於預設的位移門檻值時，判定旋翼飛行器2處於定點狀態。
若微控制器200判定旋翼飛行器2移動，則執行步驟S110。否則，微控制器200執行步驟S112。
值得一提的是，雖於圖3所示之第一實施例、圖6所示之第二實施例及圖7所示之第三實施例中，微控制器200係依據世界加速度、世界速度及世界位移其中之一來判斷旋翼飛行器2是否移動，但不應以此限定。
於本發明之另一實施例中，微控制器200可依據世界加速度、世界速度及世界位移的全部或部分來判斷旋翼飛行器2是否移動(如同時依據世界加速度及世界速度進行判斷，或同時依據三者進行判斷)。
續請參閱圖8為本發明第四實施例的旋翼飛行器的定位方法流程圖。於本實施例中，旋翼飛行器2更包括電性連接微控制器200的計時器214及無線收發器216(如Wi-Fi收發器、藍牙收發器、紅外線收發器或超音波收發器等等)。計時器214用以計時，無線收發器216用以與外部電子裝置3(如旋翼飛行器2的遙控器、使用者持有的智慧型手機、筆記型電腦、平板電腦、穿戴式裝置等等)進行通訊。
值得一提的是，於本實施例中，微控制器200可持續計時預設的定位時間，並於每次計時定位時間經過時，都經由衛星定位裝置202接收一次定位資料(即於步驟S408判斷為是後再次執行步驟S400)，以持續對旋翼飛行器2進行定位。
並且，微控制器200還可持續計時預設的零速偵測時間，並於每次計時零速偵測時間經過時，都經由慣性感測單元204接收一次自體加速度並進行處理(即於步驟S410判斷為是後再次執行步驟S402-S406)。較佳地，所述定位時間不小於2倍的零速偵測時間。
本實施例的定位方法包括以下步驟。
步驟S400：微控制器200經由衛星定位裝置202接收定位資料。
步驟S402：微控制器200經由加速度計206取得自體加速度，並經由陀螺儀208取得姿態角資料。
步驟S404：微控制器200使用姿態角資料來將自體加速度轉換為世界加速度。
步驟S406：微控制器200對世界加速度執行移除重力效應處理。
步驟S408：微控制器200判斷定位時間(如1秒)是否經過。
若微控制器200判定定位時間經過，則執行步驟S412。否則，微控制器200執行步驟S410。
步驟S410：微控制器200判斷零速偵測時間(如0.1秒)是否經過。
若微控制器200判定零速偵測時間經過，則再次執行步驟S402至S406以取得下一筆處理過的世界加速度。否則，微控制器200再次執行步驟S408，以持續判斷定位時間或零速偵測時間是否經過。具體地，由於定位時間不小於2倍的零速偵測時間，因此當定位時間經過時，微控制器200已取得複數處理後的世界加速度。
若於步驟S408中，微控制器200判定定位時間經過，則執行步驟S412：微控制器200依據複數處理後的世界加速度計算統計加速度。較佳地，微控制器200係計算複數處理後的世界加速度的平均值，並將所計算出的平均值作為統計加速度。
步驟S414：微控制器200依據統計加速度判斷旋翼飛行器2是否移動。較佳地，微控制器200係於統計加速度不小於加速度門檻值時，判定旋翼飛行器2移動；於統計加速度小於加速度門檻值時，判定旋翼飛行器2處於定點狀態。
若微控制器200判定旋翼飛行器2移動，則執行步驟S416。否則，微控制器200執行步驟S418。
步驟S416：微控制器200以定位資料更新旋翼飛行器2的當前位置。較佳地，微控制器200還可進一步經由無線收發器216將更新後的當前位置發送至外部電子裝置3。
藉此，使用者可於外部電子裝置3即時查看旋翼飛行器2的當前位置。
步驟S418：微控制器200捨棄最新的一筆定位資料。
步驟S420：微控制器200判斷是否結束定位(如使用者關閉定位功能)。
若微控制器200判定結束定位，結束本次定位動作。否則，微控制器200再次執行步驟S400以持續進行定位。
續請參閱圖9，為本發明第五實施例的旋翼飛行器的定位方法流程圖。本實施例更提供移動定位功能(步驟S514)，而可主動對移動中的旋翼飛行器2的定位資料的正確性進行判斷。
值得一提的是，於本實施例中，步驟S500與步驟S502-506之間並無順序關係，步驟S500與步驟S502-506可先後執行或平行執行。本實施例的定位方法包括以下步驟。
步驟S500：微控制器200經由衛星定位裝置202持續接收定位資料，以取得複數定位資料(如兩筆定位資料)。
較佳地，微控制器200係於每次計時預設的定位時間經過時，接收一次定位資料。藉此，微控制器200可依序接收複數定位資料。
步驟S502：微控制器200經由加速度計206取得自體加速度，並經由陀螺儀208取得姿態角資料。
步驟S504：微控制器200使用姿態角資料來將自體加速度轉換為世界加速度。較佳地，微控制器200是先將姿態角資料換算為旋轉矩陣，再如上述式(一)所示對自體加速度及旋轉矩陣進行乘法運算，以獲得世界加速度。
步驟S506：微控制器200對世界加速度執行移除重力效應處理。
步驟S508：微控制器200依據複數定位資料決定一組定位移動方向。
步驟S510：微控制器200依據處理後的世界加速度決定一組世界移動方向。
步驟S512：微控制器200依據世界加速度判斷旋翼飛行器2是否移動。
若微控制器200判定旋翼飛行器2移動，則執行步驟S514。否則，微控制器200執行步驟S518。
步驟S514：微控制器200判斷世界移動方向與定位移動方向是否相符。具體而言，於旋翼飛行器2移動狀態下，定位資料仍有可能發生飄移現象。為解決上述問題，本實施例經由比對世界移動方向與定位移動方向是否一致，以判斷於步驟S500中取得的複數定位資料之一是否發生飄移現象。
更進一步地，當複數定位資料之一是否發生飄移現象時，依據複數定位資料所決定的定位移動方向會與依據處理後的世界加速度所決定的世界移動方向不相符。藉此，本發明可於旋翼飛行器2移動過程中，即時判斷定位資料是否正確。
若微控制器200判定世界移動方向與定位移動方向相符，則執行步驟S516。否則，微控制器200執行步驟S518。
步驟S516：微控制器200以定位資料更新旋翼飛行器2的當前位置。較佳地，微控制器200係以最新的定位資料來更新旋翼飛行器2的當前位置，或以複數定位資料的統計值(如平均值或中位數)來更新旋翼飛行器2的當前位置。
步驟S518：微控制器200捨棄所接收的(複數)定位資料。
步驟S520：微控制器200判斷是否結束定位。若微控制器200判定結束定位，則結束本次定位動作。否則，微控制器200再次執行步驟S500，以持續進行定位。
雖於上述實施例的步驟S514中，係比對定位移動方向與世界移動方向是否相符，但不以此限定。
於本發明之另一實施例中，旋翼飛行器2更包括電性連接微控制器200的電子羅盤218。電子羅盤218用以感測旋翼飛行器2的特定面向(如正面)的方位角。
於此實施例中，微控制器200係比對定位移動方向與電子羅盤218感測的方位角所指示方向是否相符，以判斷定位資料是否正確。並於比對定位移動方向與方位角所指示方向相符時，才允許更新旋翼飛行器2的當前位置(即執行步驟S516)。
藉此，本發明可有效提升旋翼飛行器2的定位穩定度。
以上所述僅為本發明之較佳具體實例，非因此即侷限本發明之專利範圍，故舉凡運用本發明內容所為之等效變化，均同理皆包含於本發明之範圍內，合予陳明。
S100-S112‧‧‧第一定位步驟
Claims (9)
- 一種旋翼飛行器的定位方法，運用於具備一衛星定位裝置及一慣性感測單元的一旋翼飛行器，包括：a)經由該衛星定位裝置接收一定位資料；b)經由該慣性感測單元取得一自體加速度及一姿態角資料，其中該自體加速度是基於該慣性感測單元的一自體三維座標系並對應該旋翼飛行器當前的一三軸加速度，該姿態角資料是對應該旋翼飛行器當前的一三軸傾斜角度；c)使用該姿態角資料將該自體加速度轉換為一世界加速度，其中該世界加速度對應至一世界三維座標系；d)對該世界加速度執行一移除重力效應處理；e)依據處理後的該世界加速度判斷該旋翼飛行器是否移動；f)於判定該旋翼飛行器移動時以該定位資料更新該旋翼飛行器的一當前位置；及g)於判定該旋翼飛行器未移動時捨棄該定位資料。
- 如請求項1所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟b係經由該慣性感測單元的一加速度計感測該自體加速度，並經由該慣性感測單元的一陀螺儀取得該姿態角資料。
- 如請求項1所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟c係先將該姿態角資料換算為一旋轉矩陣，再對該自體加速度及該旋轉矩陣執行一乘法運算以獲得該世界加速度，該步驟d係將該世界加速度減去一重力加速度。
- 如請求項1所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟e包括以下步驟：e1)重複執行該步驟b至該步驟d，以取得複數處理後的該世界加速度； e2)依據複數處理後的該世界加速度計算一統計加速度；及e3)依據該統計加速度判斷該旋翼飛行器是否移動。
- 如請求項4所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟a係於每次計時一定位時間經過時接收該定位資料。
- 如請求項5所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟e1係於每次計時一零速偵測時間經過時執行該步驟b至該步驟d，並且該定位時間不小於2倍的該零速偵測時間。
- 如請求項1所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟e包括以下步驟：e4)對處理後的該世界加速度執行一積分處理以獲得一世界速度；及e5)於該世界速度不小於一速度門檻值時判定該旋翼飛行器移動。
- 如請求項1所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟e包括以下步驟：e6)對處理後的該世界加速度執行一雙重積分處理以獲得一世界位移；及e7)於該世界位移不小於一位移門檻值時判定該旋翼飛行器移動。
- 如請求項1所述之旋翼飛行器的定位方法，其中該步驟a係依序接收複數該定位資料，並且該步驟f包括以下步驟：f1)依據複數該定位資料決定一定位移動方向；f2)依據處理後的該世界加速度決定一世界移動方向；及f3)於判定該旋翼飛行器移動且該定位移動方向與該世界移動方向相同時，以最新的該定位資料更新該旋翼飛行器的該當前位置。
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| TWI731283B (zh) * | 2018-01-03 | 2021-06-21 | 美商高通公司 | 空中機器人式運載工具、處理設備及其操作方法 |
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-
2016
- 2016-09-26 TW TW105131116A patent/TWI591365B/zh not_active IP Right Cessation
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