目標跟蹤方法、裝置和系統(tǒng)的制作方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及無人駕駛飛行器技術領域，尤其涉及一種目標跟蹤方法、裝置和系統(tǒng)。
【背景技術】
[0002]無人飛行器(也稱為無人機、無人駕駛飛行器等)是一種以無線電遙控或者在自主、半自主程序控制下的不載人的飛行器。由于其成本較低，無人員傷亡風險，機動性好等優(yōu)勢，其在各類航空拍攝、地質(zhì)測量、線路巡檢、應急救援等領域應用廣泛。其中，無人機憑借其獨特的機動優(yōu)勢，大量應用于航空拍攝中。隨著智能化技術發(fā)展，人們對無人飛行器的智能功能提出了更高的要求，如要求無人機對被攝目標自動跟蹤等。
[0003]一般說來，飛行器對目標的跟蹤是通過視覺傳感器或者基于GPS標準定位實現(xiàn)的。例如專利申請CN105100728A、專利CN103149939B的方案，均使用視覺傳感器作為目標跟蹤傳感器。專利申請CN104965522A的方案是基于GPS標準定位實現(xiàn)的。
[0004]但是，現(xiàn)有的視頻識別系統(tǒng)構成復雜，在視線短時被遮擋或者目標高速運動的情況下算法會丟失目標，有一定的局限性。采用視覺傳感器作為目標跟蹤傳感器，其跟蹤算法冗長，不利于無人機機載系統(tǒng)集成?；贕PS定位的目標跟蹤系統(tǒng)定位和跟蹤精度不高，難以實現(xiàn)被攝目標在拍攝設備中的影響穩(wěn)定鎖定。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]技術問題
[0006]有鑒于此，本發(fā)明要解決的技術問題是，提供一種新的目標跟蹤方法、裝置與系統(tǒng)，能夠提高無人機在拍攝過程中的定位和跟蹤精度。
[0007]解決方案
[0008]為了解決上述技術問題，本發(fā)明提供一種目標跟蹤方法，包括:
[0009]根據(jù)被攝目標和飛行器的位置信息建立參考坐標系，得到在所述參考坐標系下從所述被攝目標到所述飛行器的第一位置矢量；
[0010]根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息，計算在所述參考坐標系下從所述飛行器的天線位置到云臺位置的方向矢量；
[0011 ]根據(jù)所述第一位置矢量和所述方向矢量，計算在所述參考坐標系下從所述被攝目標到所述云臺位置的第二位置矢量，并將所述第二位置矢量轉(zhuǎn)換為所述飛行器的目標姿態(tài)信息；
[0012]根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息和目標姿態(tài)信息，得到目標控制量，所述目標控制量用于指示對云臺運動控制的調(diào)整量。
[0013]對于上述方法，在一種可能的實現(xiàn)方式中，根據(jù)被攝目標和飛行器的位置信息建立參考坐標系，得到在所述參考坐標系下從所述被攝目標到所述飛行器的第一位置矢量，包括:
[0014]從所述被攝目標的GNSS信標獲取所述被攝目標在地理坐標系下的位置信息；
[0015]從所述飛行器的GNSS接收機及天線獲取所述飛行器在地理坐標系下的位置信息；
[0016]根據(jù)所述被攝目標和所述飛行器在所述地理坐標系下的位置信息建立所述參考坐標系，得到所述第一位置矢量。
[0017]對于上述方法，在一種可能的實現(xiàn)方式中，根據(jù)所述被攝目標和所述飛行器在所述地理坐標系下的位置信息建立所述參考坐標系，得到所述第一位置矢量，包括:
[0018]根據(jù)所述被攝目標在所述地理坐標系下的位置信息？*(10如，1&。，116“)，和所述飛行器所述地理坐標系下的位置信息?11(101111，1&匕，11&11)，采用下式1和式2建立所述參考坐標系，得到所述第一位置矢量^ (χι,γι,ζι),
[0019]Xi= (lonu-lont)*cos(latt)*lonO 式1，
[0020]yi= (latu-latt)*latO 式2，
[0021]zi = heiu_heit 式3，
[0022]其中，lon0= 2*Ji*a/360，IatO = (2*Ji*c+4*(a-c) )/360，31 為圓周率，a為地球長軸半徑，c為地球短軸半徑，1n表示經(jīng)度、Iat表示維度、hei表示高度，t表示所述被攝目標，u表示所述飛行器，cos ()表示余弦函數(shù)，X1、y1、Z1表示所述參考坐標系下的坐標值。
[0023]對于上述方法，在一種可能的實現(xiàn)方式中，根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息，計算在所述參考坐標系下從所述飛行器的天線位置到云臺位置的方向矢量，包括:
[0024]從姿態(tài)傳感器獲得所述飛行器的當前姿態(tài)信息；
[0025]根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息，計算在所述參考坐標系下從所述飛行器的天線相位中心到云臺運動中心的方向矢量。
[0026]對于上述方法，在一種可能的實現(xiàn)方式中，根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息，計算在所述參考坐標系下從所述飛行器的天線相位中心到云臺運動中心的方向矢量，包括:
[0027]根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息六1:1:；[11(?；^(31111，1?01111，￥3￥11)，，采用下式3至式5，計算在所述參考坐標系下從所述飛行器的天線相位中心到云臺運動中心的方向矢量dA’(dx，，dy，，dz，)，
[0028]dx，=dx(cos(Rollu)cos(Yawu)-sin(Pitchu)sin(Rollu)sin(Yawu))-dy(cos(Pitchu)sin(Yawu))+dz(sin(Rollu)cos(Yawu)+sin(Pitchu)cos(Rollu)sin(Yawu))式3，
[0029]dy，=dx(cos(Rollu)sin(Yawu)-sin(Pitchu)sin(Rollu)cos(Yawu) )-dy(cos(Pitchu)cos(Yawu))+dz(sin(Rollu)sin(Yawu)+sin(Pitchu)cos(Rollu)cos(Yawu))式4，
[0030]dz，=dx(-cos(Pitchu)sin(RoIIu))~dy(sin(Pitchu)+dz(cos(Pitchu)cos(Rollu))式5，
[0031]其中，Pitchu表示飛行器u的當前俯仰角，Rollu表示飛行器u的當前翻滾角，Yawu表示飛行器u的當前偏航角，SinO表示正弦函數(shù)；
[0032]dA(dx，dy，dz)表示天線相位中心到云臺運動中心的方向矢量在所述飛行器的機體坐標系下坐標值。
[0033]對于上述方法，在一種可能的實現(xiàn)方式中，根據(jù)所述第一位置矢量和所述方向矢量，計算在所述參考坐標系下從所述被攝目標到所述云臺位置的第二位置矢量，并將所述第二位置矢量轉(zhuǎn)換為所述飛行器的目標姿態(tài)信息，包括:
[0034]根據(jù)所述第一位置矢量△1(11，71，116；[11-116；[1；)和所述方向矢量(^’(dx’，dy’，dz’)，計算從所述被攝目標到云臺運動中心的第二位置矢量A2 = (X2，y2，Z2) = (Ai+dA，)；
[0035]采用下式6，將所述第二位置矢量轉(zhuǎn)換為所述飛行器的在機體坐標系下的目標姿態(tài)信息Attic^Pitchc^Rollc^Yawc):
[0036]Attic(Pitchc,Rollc,Yawc) = (arcs in (X2/ IA21 )，arcs in (y〗/ IA21)，arcsin(Z2/ | A2))式6，
[0037]其中，arcsinO為反正弦函數(shù)。
[0038]對于上述方法，在一種可能的實現(xiàn)方式中，根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息和目標姿態(tài)信息，得到目標控制量，包括:
[0039]根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息Attiu(Pitchu，Rollu，Yawu)和目標姿態(tài)信息，采用下式7得到三軸云臺的目標控制量Output，
[0040]Output = (Pitchc-Pitchu, Ro I Ic-Ro I lu, Yawc-Yawu)式 7。
[0041 ]本發(fā)明還提供一種目標跟蹤裝置，包括:
[0042]第一位置矢量模塊，用于根據(jù)被攝目標和飛行器的位置信息建立參考坐標系，得到在所述參考坐標系下從所述被攝目標到所述飛行器的第一位置矢量；
[0043]方向矢量模塊，用于根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息，計算在所述參考坐標系下從所述飛行器的天線位置到云臺位置的方向矢量；
[0044]第二位置矢量模塊，用于根據(jù)所述第一位置矢量和所述方向矢量，在所述參考坐標系下計算從所述被攝目標到所述云臺位置的第二位置矢量，并將所述第二位置矢量轉(zhuǎn)換為所述飛行器的目標姿態(tài)信息；
[0045]控制量模塊，用于根據(jù)所述飛行器的當前姿態(tài)信息和目標姿態(tài)信息，得到目標控制量，所述目標控制量用于指示對云臺運動控制的調(diào)整量。
[0046]對于上述裝置，在一種可能的實現(xiàn)方式中，所述第一位置矢量模塊還用于從所述被攝目標的GNSS信標獲取所述被攝目標在地理坐標系下的位置信息;從所述飛行器的GNSS接收機及天線獲取所述飛行器在地理坐標系下的位置信息;根據(jù)所述被攝目標和所述飛行器在所述地理坐標系下的位置信息建立所述參考坐標系，得到所述第一位置矢量。
[0047]對于上述裝置，在一種可能的實現(xiàn)方式中，所述第一位置矢量模塊還用于根據(jù)所述被攝目標在所述地理坐標系下的位置信息？*(1011*，1&。，1^“)，和所述飛行器所述地理坐標系下的位置信息Pu(1nu，Iatu,heiu)，采用下式I和式2建立所述參考坐標系，得到所述第一位置矢量Ai(xi，yi，heiu-heit)，
[0048]Xi= (lonu-lont)*cos(latt)*lonO 式1，
[0049]yi= (latu-latt)*latO 式2，
[0050]zi = heiu_heit 式3，
[0051 ]其中，lon0 = 2*Ji*a/360，Ia