阅读说明：本技术 航向角的融合方法和设备 (Course angle fusion method and device ) 是由 霍盈盈 于 2019-03-22 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种航向角的融合方法和设备。该方法包括：判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据；根据判断结果,确定所述可移动平台的航向角,所述航向角包括磁航向角或全球定位系统GPS航向角；对所述航向角进行融合,得到所述可移动平台的航向角信息。本发明结合磁航向角或者GPS航向角进行航向融合,融合结果受数据失真度影响小,因此得到的航向角信息准确度高。(The invention provides a course angle fusion method and device. The method comprises the following steps: judging whether triaxial magnetic data of the movable platform can be acquired or not; determining a course angle of the movable platform according to a judgment result, wherein the course angle comprises a magnetic course angle or a Global Positioning System (GPS) course angle; and fusing the course angle to obtain course angle information of the movable platform. The invention combines the magnetic course angle or the GPS course angle to carry out course fusion, and the fusion result is slightly influenced by the data distortion degree, so the accuracy of the obtained course angle information is high.)

航向角的融合方法和设备

技术领域

本发明涉及导航技术领域，尤其涉及一种航向角的融合方法和设备。

背景技术

无人机是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞行器。无人机与载人飞机相比，具有体积小、造价低以及使用方便等特点，使其在航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援以及影视拍摄等方面有广泛的应用。无人机导航技术是无人机能否精准地按照设定轨迹去飞行的重要支撑。

目前应用在无人机上的导航主要是多传感器融合技术，比如：全球定位系统(Global Positioning System，简称GPS)和惯性测量单元Inertial measurement unit，简称IMU)的组合，或者，磁强计和惯性测量单元Inertial measurement unit，简称IMU)的组合。在磁强计和IMU的组合下，现有技术是依据磁强计检测得到的三轴磁数据直接修正航向角。

然而，三轴磁数据可能存在干扰，上述方法得到的航向角误差较大。

发明内容

本发明提供一种航向角的融合方法和设备，用以解决现有技术计算得到的航向角误差大的问题。

第一方面，本发明提供一种航向角的融合方法，包括：

判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据；

根据判断结果，确定所述可移动平台的航向角，所述航向角包括磁航向角或全球定位系统GPS航向角；

对所述航向角进行融合，得到所述可移动平台的航向角信息。

可选的，所述根据判断结果，确定所述可移动平台的航向角，包括：

若能够采集到所述三轴磁数据，且所述可移动平台与地面的距离小于第一预设值或所述可移动平台的姿态角大于或等于第二预设值时，将磁航向角确定为所述可移动平台的航向角。

可选的，所述根据判断结果，确定所述可移动平台的航向角，包括：

若未采集到所述三轴磁数据，则将全球定位系统GPS航向角确定为所述可移动平台的航向角。

可选的，所述对所述航向角进行融合，得到所述可移动平台的航向角信息，包括：

建立所述航向角的观测方程；

根据所述观测方程，确定所述航向角的观测矩阵；

根据所述观测矩阵，对所述航向角进行融合，得到所述航向角信息。

可选的，所述根据所述观测矩阵，对所述航向角进行融合，包括：

获取所述航向角的测量噪声；

根据所述观测矩阵和所述测量噪声，计算所述航向角的增益；

根据所述增益，对所述航向角进行融合。

可选的，所述根据所述增益，对所述航向角进行融合之前，所述方法还包括：

根据所述观测矩阵和所述测量噪声，计算所述航向角对应的方差；

判断所述方差是否大于或等于所述测量噪声；

所述根据所述增益，对所述航向角进行融合，包括：

在判断出所述方差大于或等于所述测量噪声时，根据所述增益，对所述航向角进行融合。

可选的，所述根据所述增益，对所述航向角进行融合之后，所述方法还包括：

根据所述增益和所述观测矩阵，对所述航向角对应的方差进行更新。

第二方面，本发明提供一种航向角的融合装置，包括：

判断模块，用于判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据；

确定模块，用于根据判断结果，确定所述可移动平台的航向角，所述航向角包括磁航向角或全球定位系统GPS航向角；

融合模块，用于对所述航向角进行融合，得到所述可移动平台的航向角信息。

可选的，所述确定模块，具体用于：

若能够采集到所述三轴磁数据，且所述可移动平台与地面的距离小于第一预设值或所述可移动平台的姿态角大于或等于第二预设值时，将磁航向角确定为所述可移动平台的航向角。

可选的，所述确定模块，具体用于：

若未采集到所述三轴磁数据，则将全球定位系统GPS航向角确定为所述可移动平台的航向角。

可选的，所述融合模块，具体用于：

建立所述航向角的观测方程；

根据所述观测方程，确定所述航向角的观测矩阵；

根据所述观测矩阵，对所述航向角进行融合，得到所述航向角信息。

可选的，所述融合模块，具体用于：

获取所述航向角的测量噪声；

根据所述观测矩阵和所述测量噪声，计算所述航向角的增益；

根据所述增益，对所述航向角进行融合。

可选的，所述融合模块，还用于：

根据所述观测矩阵和所述测量噪声，计算所述航向角对应的方差；

判断所述方差是否大于或等于所述测量噪声；

相应的，所述融合模块，具体用于：

在判断出所述方差大于或等于所述测量噪声时，根据所述增益，对所述航向角进行融合。

可选的，上述装置，还包括：

更新模块，用于根据所述增益和所述观测矩阵，对所述航向角对应的方差进行更新。

第三方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述航向角的融合方法。

第四方面，本发明提供一种导航设备，包括：

处理器；以及

存储器，用于存储所述处理器的可执行指令；

其中，所述处理器配置为经由执行所述可执行指令来实现上述航向角的融合方法。

本发明提供的航向角的融合方法和设备，首先判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据，当能够采集到可移动平台的三轴磁数据时，对磁航向角进行融合，得到可移动平台的航向角信息。当不能采集到可移动平台的三轴磁数据时，对GPS航向角进行融合，得到可移动平台的航向角信息；使得在无法采集到三轴磁数据的情况下(即IMU加磁强计的组合失效情况下)，可以利用GPS数据进行航向角融合，提高了飞行的稳定性和可靠性。另外，和现有技术相比，本发明结合磁航向角或者GPS航向角进行航向融合，融合结果受数据失真度影响小，因此得到的航向角信息准确度高。

附图说明

图1为本发明提供的航向角融合方法涉及到的应用场景示意图；

图2为本发明提供的航向角融合方法的实施例一的流程示意图；

图3为本发明提供的航向角融合方法的实施例二的流程示意图；

图4为本发明提供的航向角融合方法的实施例三的流程示意图；

图5为本发明提供的航向角的融合装置的结构示意图；

图6为本发明提供的导航设备的硬件结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

为了使无人机能够按照设定的轨迹实现安全精准的飞行，应用在无人机上的导航偏向使用组合导航，以充分利用各传感器的优点实现功能最大化。

应用在无人机上的导航用到的主要传感器为IMU，IMU包括三轴陀螺和三轴加速度计，用于检测载体的角速度和加速度。IMU的缺点为定位误差随时间积累，偏移较大。GPS的定位误差不随时间积累，但是动态性能和抗干扰能力较差；磁强计的定位误差也不随时间积累，但是同样易受干扰。基于各传感器的特性进行组合导航，能够很好地规避各种传感器的缺点。

现有技术提供了两种组合导航的方式，一种是以IMU为主，磁强计修正航向的组合导航系统；另外一种是以IMU为主，GPS修正航向的组合导航系统。在IMU加磁强计的组合方式下，现有技术是基于磁强计检测得到的三轴磁数据直接对IMU解算得到的航向角进行修正。然而，三轴磁数据在近地面或者受到干扰时会失真，这种情况下，使用三轴磁数据直接修正航向角会导致得到的航向角信息误差大。

基于上述技术问题，本发明提供一种航向角的融合方法和设备，首先判断是否能够采集到三轴磁数据，然后根据判断结果确定航向角，该航向角包括磁航向角和GPS航向角，最后对确定的航向角进行融合，得到航向角信息。本发明是结合磁航向角或GPS航向角进行航向融合，融合结果受数据失真度影响小，因此得到的航向角信息准确度高。

图1为本发明提供的航向角融合方法涉及到的应用场景示意图。图1所示应用场景中包括：IMU、GPS、磁强计以及用于执行本发明提供的航向角融合方法的处理设备。

其中，IMU包括三轴陀螺和三轴加速度计，IMU可根据三轴陀螺和三轴加速度计检测到的信号解算出无人机的姿态。GPS可通过检测到的信号计算得到GPS航向角。磁强计可通过检测到的信号计算得到磁航向角。处理设备可通过执行本发明提供的融合方法得到航向角信息。

可选的，图1中的处理设备可以为中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、微处理器、数字信号处理器以及专用集成电路等，也可以为集成有处理器的台式电脑、笔记本、个人数字助理(Personal Digital Assistant，简称：PDA)以及智能手机等，本发明对此不做限定。

下面结合具体的实施例对图1所示处理设备执行本发明提供的融合方法的过程进行详细的描述。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。下面将结合附图，对本发明的实施例进行描述。

图2为本发明提供的航向角融合方法的实施例一的流程示意图。本实施例提供的航向角融合方法可由图1中的处理设备执行，本实施例提供的航向角融合方法，包括：

S201、判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据。

S202、根据判断结果，确定所述可移动平台的航向角。

具体的，在航向角融合时，处理设备先判断是否能够从磁强计中采集到可移动平台的三轴磁数据，然后根据判断结果，确定可移动平台的航向角。

下面，对不同判断结果对应的航向角确定方法进行说明：

若S201的判断结果为：能够采集到三轴磁数据，则判断可移动平台与地面的距离是否小于第一预设值或可移动平台的姿态角是否大于或等于第二预设值，若判断结果为是，则将磁航向角确定为可移动平台的航向角。

其中，第一预设值可根据实际情况灵活设定，例如可将第一预设值设为1.5m或者2.5m。可移动平台的姿态角为IMU解算得到的姿态角。

若S201的判断结果为：未能采集到所述三轴磁数据，则将全球定位系统GPS航向角确定为可移动平台的航向角。

S203、对所述航向角进行融合，得到所述可移动平台的航向角信息。

具体的，在S202判断结果为是的情况下，本步骤具体为对磁航向角进行融合，得到可移动平台的航向角信息。在S202判断结果为否的情况下，本步骤具体为对GPS航向角进行融合，得到可移动平台的航向角信息。和现有技术中直接依据三轴磁数据或者GPS数据对航向角进行修正相比，提高了得到的航向角信息的准确度。

可选的，上述可移动平台可以是无人固定翼飞机、无人垂直起降飞机、无人飞艇、无人直升机、无人多旋翼飞行器以及无人伞翼机等，本发明对此不做限定。

本实施例提供的航向角融合方法，首先判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据，当能够采集到可移动平台的三轴磁数据时，对磁航向角进行融合，得到可移动平台的航向角信息。当不能采集到可移动平台的三轴磁数据时，对GPS航向角进行融合，得到可移动平台的航向角信息；使得在无法采集到三轴磁数据的情况下(即IMU加磁强计的组合失效情况下)，可以利用GPS数据进行航向角融合，提高了飞行的稳定性和可靠性。另外，和现有技术相比，本实施例中结合磁航向角或者GPS航向角进行航向融合，融合结果受数据失真度影响小，因此得到的航向角信息准确度高。

下面结合具体的实施例对上述实施例中对磁航向角进行融合的可实现方式进行说明。图3为本发明提供的航向角融合方法的实施例二的流程示意图。如图3所示，本实施例提供的航向角融合方法，包括：

S301、判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据。

S302、若能够采集到所述三轴磁数据，且所述可移动平台与地面的距离小于第一预设值或所述可移动平台的姿态角大于或等于第二预设值时，将磁航向角确定为所述可移动平台的航向角。

其中，S301-S302的实现方式可参见上述实施例，本发明在此不再赘述。

下面对磁航向角进行融合的过程进行说明，具体包括：

S303、建立磁航向角的观测方程。

具体的，本实施例中涉及到的状态变量为22维，该22维状态变量参见表1所示。

表1

具体的，地球坐标系下磁航向角观测方程为(式1)：

姿态矩阵，代表载体系到导航系的变换矩阵。例如：

根据(式1)得到载体坐标系下磁航向角观测方程为(式2)：

根据(式2)得到磁航向角的观测方程为(式3)：

其中，magmeasNED是存储的北东地的磁输出，其中，magmeasNED(1)代表北向磁输出，magmeasNED(2)代表东向磁输出。

S304、根据观测方程，确定磁航向角的观测矩阵。

令：

根据S303中的观测方程(式3)，对表1中所有的状态变量求偏导，得到：

H_MAGS(1)＝SH_MAGS(3)*((2*magY*q0+2*magX*q3-2*magZ*q1+4*magE*q0*SH_MAGS(5)+4*magE*q0*SH_MAGS(6)+4*magE*q0*SH_MAGS(7)+4*magE*q0*SH_MAGS(8))/SH_MAGS(1)-(SH_MAGS(2)*(2*magX*q0-2*magY*q3+2*magZ*q2+4*magN*q0*SH_MAGS(5)+4*magN*q0*SH_MAGS(6)+4*magN*q0*SH_MAGS(7)+4*magN*q0*SH_MAGS(8)))/SH_MAGS(1)^2)

H_MAGS(2)＝SH_MAGS(3)*((2*magX*q2-2*magY*q1-2*magZ*q0+4*magE*q1*SH_MAGS(5)+4*magE*q1*SH_MAGS(6)+4*magE*q1*SH_MAGS(7)+4*magE*q1*SH_MAGS(8))/SH_MAGS(1)-(SH_MAGS(2)*(2*magX*q1+2*magY*q2+2*magZ*q3+4*magN*q1*SH_MAGS(5)+4*magN*q1*SH_MAGS(6)+4*magN*q1*SH_MAGS(7)+4*magN*q1*SH_MAGS(8)))/SH_MAGS(1)^2)

H_MAGS(3)＝SH_MAGS(3)*((2*magX*q1+2*magY*q2+2*magZ*q3+4*magE*q2*SH_MAGS(5)+4*magE*q2*SH_MAGS(6)+4*magE*q2*SH_MAGS(7)+4*magE*q2*SH_MAGS(8))/SH_MAGS(1)-(SH_MAGS(2)*(2*magY*q1-2*magX*q2+2*magZ*q0+4*magN*q2*SH_MAGS(5)+4*magN*q2*SH_MAGS(6)+4*magN*q2*SH_MAGS(7)+4*magN*q2*SH_MAGS(8)))/SH_MAGS(1)^2)

H_MAGS(4)＝SH_MAGS(3)*((2*magX*q0-2*magY*q3+2*magZ*q2+4*magE*q3*SH_MAGS(5)+4*magE*q3*SH_MAGS(6)+4*magE*q3*SH_MAGS(7)+4*magE*q3*SH_MAGS(8))/SH_MAGS(1)-(SH_MAGS(2)*(2*magZ*q1-2*magX*q3-2*magY*q0+4*magN*q3*SH_MAGS(5)+4*magN*q3*SH_MAGS(6)+4*magN*q3*SH_MAGS(7)+4*magN*q3*SH_MAGS(8)))/SH_MAGS(1)^2)

H_MAGS(5)～H_MAGS(16)＝0，H_MAGS(19)＝0；

H_MAGS(20)＝(SH_MAGS(3)*SH_MAGS(4)*(magY*SH_MAGS(6)-magY*SH_MAGS(5)+magY*SH_MAGS(7)-magY*SH_MAGS(8)+magE*SH_MAGS(5)²+magE*SH_MAGS(6)²-magE*SH_MAGS(7)²-magE*SH_MAGS(8)²+2magE*SH_MAGS(5)*SH_MAGS(6)-2magE*SH_MAGS(7)*SH_MAGS(8)+2magZ*q0*q1+2magZ*q2*q3+2magN*q0*q3*SH_MAGS(5)+2magN*q1*q2*SH_MAGS(5)+2magN*q0*q3*SH_MAGS(6)+2magN*q1*q2*SH_MAGS(6)+2magN*q0*q3*SH_MAGS(7)+2magN*q1*q2*SH_MAGS(7)+2magN*q0*q3*SH_MAGS(8)+2magN*q1*q2*SH_MAGS(8)))/SH_MAGS(1)^{^}2

H_MAGS(21)＝(SH_MAGS(3)*SH_MAGS(4)*(magX*SH_MAGS(5)-magX*SH_MAGS(6)-magX*SH_MAGS(7)+magX*SH_MAGS(8)-magN*SH_MAGS(5)^{^}2+magN*SH_MAGS(6)^{^}2-magN*SH_MAGS(7)^{^}2+magN*SH_MAGS(8)^{^}2-2*magN*SH_MAGS(5)*SH_MAGS(7)+2*magN*SH_MAGS(6)*SH_MAGS(8)+2*magZ*q0*q2-2*magZ*q1*q3+2*magE*q0*q3*SH_MAGS(5)-2*magE*q1*q2*SH_MAGS(5)+2*magE*q0*q3*SH_MAGS(6)-2*magE*q1*q2*SH_MAGS(6)+2*magE*q0*q3*SH_MAGS(7)-2*magE*q1*q2*SH_MAGS(7)+2*magE*q0*q3*SH_MAGS(8)-2*magE*q1*q2*SH_MAGS(8)))/SH_MAGS(1)^{^}2

H_MAGS(22)＝-(2*SH_MAGS(3)*SH_MAGS(4)*(magX*q0*q1+magY*q0*q2+magX*q2*q3-magY*q1*q3+magE*q0*q2*SH_MAGS(5)+magE*q0*q2*SH_MAGS(6)+magE*q0*q2*SH_MAGS(7)+magE*q1*q3*SH_MAGS(5)+magE*q0*q2*SH_MAGS(8)+magE*q1*q3*SH_MAGS(6)+magE*q1*q3*SH_MAGS(7)+magE*q1*q3*SH_MAGS(8)+magN*q0*q1*SH_MAGS(5)+magN*q0*q1*SH_MAGS(6)+magN*q0*q1*SH_MAGS(7)

+magN*q0*q1*SH_MAGS(8)-magN*q2*q3*SH_MAGS(5)-magN*q2*q3*SH_MAGS(6)-magN*q2*q3*SH_MAGS(7)-magN*q2*q3*SH_MAGS(8)))/SH_MAGS(1)^{^}2

根据上述对各状态变量的偏导H_MAGS(1)～H_MAGS(22)，便可构成磁航向角的观测矩阵H_MAGS。

S305、根据所述观测矩阵，对磁航向角进行融合，得到所述航向角信息。

一种可实现的方式中，本步骤的可实现方式包括：

步骤1、获取磁航向角的测量噪声。

可选的，可以设定磁航向角的测量噪声为：

R_magyaw＝0.3弧度

步骤2、根据磁航向角的观测矩阵和测量噪声，计算磁航向角的增益。

可选的，可采用如下公式计算磁航向角的增益：

K(k)＝P^-(k)H^T(HP-(k)H^T+R)^-1

其中，H表示磁航向角的观测矩阵H_MAGS，R表示磁航向角的测量噪声，P-(k)表示预测误差方差阵。

步骤3、根据磁航向角的观测矩阵和测量噪声，计算磁航向角对应的方差。

可选的，可采用如下公式计算磁航向角对应的方差：

其中，

表示磁航向角对应的方差，H表示磁航向角的观测矩阵H_MAGS，R表示磁航向角的测量噪声，P-(k)表示预测误差方差阵。

步骤4、判断磁航向角对应的方差是否大于或等于测量噪声。

步骤5、若磁航向角对应的方差大于或等于测量噪声，则根据所述增益，对磁航向角进行融合。

具体的，可采用如下公式对磁航向角进行融合。

其中，H表示磁航向角的观测矩阵H_MAGS，表示滤波修正的状态，

表示预测得到的状态，Z(k)表示观测量。

步骤6、根据磁航向角的增益和磁航向角的观测矩阵，对磁航向角对应的方差进行更新。

可选的，可采用如下公式对方差进行更新。

P(k)＝(I-K(k)H)P^-(k)

其中，I表示单位矩阵。

具体的，根据更新后的方差重复执行上述S305的融合过程，可进一步提高融合结果的准确度。

本实施例提供的航向角融合方法，描述了基于磁航向角的融合过程，和现有技术相比，本实施例的方法结合磁航向角进行航向融合，融合结果受数据失真度影响小，因此得到的航向角信息准确度高。

下面结合具体的实施例对上述实施例中对GPS航向角进行融合的可实现方式进行说明。图4为本发明提供的航向角融合方法的实施例三的流程示意图。如图4所示，本实施例提供的航向角融合方法，包括：

S401、判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据。

S402、若未采集到所述三轴磁数据，则将全球定位系统GPS航向角确定为所述可移动平台的航向角。

其中，S401-S402的实现方式可参见上述实施例，本发明在此不再赘述。

下面对GPS航向角进行融合的过程进行说明，具体包括

S403、建立GPS航向角的观测方程。

具体的，GPS航向角的观测方程为(式4)：

S404、根据GPS航向角的观测方程，确定GPS航向角的观测矩阵。

具体的，根据S403中的观测方程(式4)，对表1中所有的状态变量求偏导，得到GPS航向角的观测矩阵H_GPS：

H(5)～H(22)＝0

根据H(1)～H(22)便可构成磁航向角的观测矩阵H_GPS。

S405、根据GPS航向角的观测矩阵，对GPS航向角进行融合，得到所述航向角信息。

一种可实现的方式中，本步骤的可实现方式包括：

步骤1、获取GPS航向角的测量噪声。

可选的，可以设定磁航向角的测量噪声为：

R_gpsyaw＝0.5弧度

步骤2、根据GPS航向角的观测矩阵和测量噪声，计算GPS航向角的增益。

可选的，可采用如下公式计算GPS航向角的增益：

K(k)＝P^-(k)H^T(HP-(k)H^T+R)^-1

其中，H表示磁航向角的观测矩阵H_GPS，R表示磁航向角的测量噪声，P-(k)表示预测误差方差阵。

步骤3、根据GPS航向角的观测矩阵和测量噪声，计算GPS航向角对应的方差。

可选的，可采用如下公式计算GPS航向角对应的方差：

其中，表示GPS航向角对应的方差，H表示GPS航向角的观测矩阵H_GPS，R表示磁航向角的测量噪声，P-(k)表示预测误差方差阵。

步骤4、判断GPS航向角对应的方差是否大于或等于测量噪声。

步骤5、若GPS航向角对应的方差大于或等于测量噪声，则根据所述增益，对GPS航向角进行融合。

具体的，可采用如下公式对GPS航向角进行融合。

其中，H表示磁航向角的观测矩阵H_GPS，表示滤波修正的状态，表示预测得到的状态，Z(k)表示观测量。

步骤6、根据GPS航向角的增益和GPS航向角的观测矩阵，对GPS航向角对应的方差进行更新。

可选的，可采用如下公式对方差进行更新。

P(k)＝(I-K(k)H)P^-(k)

其中，I表示单位矩阵。

具体的，根据更新后的方差重复执行上述S405的融合过程，可进一步提高融合结果的准确度。

本实施例提供的航向角融合方法，描述了基于GPS航向角的融合过程，和现有技术相比，本实施例的方法结合GPS航向角进行航向融合，融合结果受数据失真度影响小，因此得到的航向角信息准确度高。

图5为本发明提供的航向角的融合装置的结构示意图。如图5所示，本发明提供的航向角的融合装置，包括：

判断模块501，用于判断是否能够采集到可移动平台的三轴磁数据；

确定模块502，用于根据判断结果，确定所述可移动平台的航向角，所述航向角包括磁航向角或全球定位系统GPS航向角；

融合模块503，用于对所述航向角进行融合，得到所述可移动平台的航向角信息。

可选的，所述确定模块502，具体用于：

若能够采集到所述三轴磁数据，且所述可移动平台与地面的距离小于第一预设值或所述可移动平台的姿态角大于或等于第二预设值时，将磁航向角确定为所述可移动平台的航向角。

可选的，所述确定模块502，具体用于：

若未采集到所述三轴磁数据，则将全球定位系统GPS航向角确定为所述可移动平台的航向角。

可选的，所述融合模块503，具体用于：

建立所述航向角的观测方程；

根据所述观测方程，确定所述航向角的观测矩阵；

根据所述观测矩阵，对所述航向角进行融合，得到所述航向角信息。

可选的，所述融合模块503，具体用于：

获取所述航向角的测量噪声；

根据所述观测矩阵和所述测量噪声，计算所述航向角的增益；

根据所述增益，对所述航向角进行融合。

可选的，所述融合模块503，还用于：

根据所述观测矩阵和所述测量噪声，计算所述航向角对应的方差；

判断所述方差是否大于或等于所述测量噪声；

相应的，所述融合模块503，具体用于：

在判断出所述方差大于或等于所述测量噪声时，根据所述增益，对所述航向角进行融合。

可选的，上述装置，还包括：

更新模块504，用于根据所述增益和所述观测矩阵，对所述航向角对应的方差进行更新。

本发明提供的航向角的融合装置，可用于执行上述任一实施例描述的航向角的融合方法，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。

图6为本发明提供的导航设备的硬件结构示意图。如图6所示，本实施例的导航设备可以包括：

存储器601，用于存储程序指令。

处理器602，用于在所述程序指令被执行时实现上述任一实施例描述的航向角的融合方法，具体实现原理可参见上述实施例，本实施例此处不再赘述。

本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一实施例所述的航向角的融合方法。

本发明还提供一种程序产品，所述程序产品包括计算机程序，所述计算机程序存储在可读存储介质中，至少一个处理器可以从所述可读存储介质读取所述计算机程序，所述至少一个处理器执行所述计算机程序使得导航设备实施上述任一实施例所述的航向角的融合方法。

在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。

上述以软件功能单元的形式实现的集成的单元，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。上述软件功能单元存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)或处理器(英文：processor)执行本发明各个实施例所述方法的部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(英文：Read-Only Memory，简称：ROM)、随机存取存储器(英文：Random Access Memory，简称：RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

应理解，处理器可以是中央处理单元(英文：Central Processing Unit，简称：CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(英文：Digital Signal Processor，简称：DSP)、专用集成电路(英文：Application Specific Integrated Circuit，简称：ASIC)等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本申请所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件处理器执行完成，或者用处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。