專利名稱：飛機識別和入塢引導系統(tǒng)的制作方法
參考相關申請本申請是待審的1999年10月29日申請的美國專利申請No.09/429,609的部分繼續(xù)，所述09/429,609專利申請是1997年7月17日申請的No.08/817,368，現在的美國專利No.6,023,665的部分繼續(xù)，所述665專利是1994年10月14日申請的，1996年4月25日作為WO96/12265A1公開的PCT國際申請No.PCT/SE94/00968的美國國家階段。這些專利申請的全部內容被包括在本說明中作為參考。
用于檢測機場上的飛機和其它交通的存在而提出的現有技術的系統(tǒng)的例子包括在美國專利4,995,102、歐洲專利188757和PCT公開的申請WO93/13104以及WO93/15416中披露的那些系統(tǒng)。
然而，尚未發(fā)現在這些系統(tǒng)中的能夠滿意地檢測在機場上存在飛機的系統(tǒng)，特別是在引起能見度降低的不利的氣候條件下，例如在霧、雪或冰雹的條件下遇到的情況那樣。此外，在現有技術披露的系統(tǒng)中，沒有一種系統(tǒng)能夠識別和檢驗正在接近的飛機的特定類型。此外，現有技術的系統(tǒng)不能提供足夠的技術，用于在指定的停機地點例如飛機場的裝載門跟蹤和入塢飛機。此外，現有技術的系統(tǒng)沒有提供能夠對其中的儀器進行足夠的校準的技術。
上面引用的專利申請中披露的系統(tǒng)試圖通過外形匹配解決上述的問題。來自激光范圍探測器(LRF)的光脈沖以角坐標投射到飛機上。所述光脈沖被飛機反射，從而檢測飛機的形狀，或者檢測飛機的一個部分的形狀，例如飛機機頭的形狀。檢測的形狀和相應于已知型號的飛機的形狀的輪廓比較，從而確定檢測的形狀是否相應于已知模型的形狀。
不過，這種系統(tǒng)具有缺點。通常，兩個或多個型號的飛機的機頭的形狀是如此相似，以致于常常把一種型號的飛機誤認為另一種型號的飛機。特別是在不利的氣候下，許多回波被丟失，使得形狀識別的可靠性大大降低。因為不同型號的飛機的本體構型相似而不相同，對于一種飛機的正確的入塢位置可能引起另一種飛機的發(fā)動機撞上實際的障礙物。
因而，一直存在這樣一個問題，即提供一種系統(tǒng)，該系統(tǒng)在一個寬的氣候條件范圍內是足夠安全和可靠的，從而能夠檢測例如飛機和機場上的其它地面交通等物體。
此外，長期來，一直需要一種系統(tǒng)，該系統(tǒng)不僅能夠檢測例如飛機這樣的物體，而且用于有效地識別被檢測的物體，并用于以所需的可信度證實這種物體例如檢測的飛機的等同性，而不受當時的氣候條件和地面交通數量的影響。
長期來還一直需要這樣一種系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠精確而有效地跟蹤并引導物體例如到達的飛機到達合適的停止地點，例如機場裝載門。此外；提供用于這種系統(tǒng)的精確而有效的校準技術也是長期來需要解決的問題。
因此，本發(fā)明的主要目的在于在具有相同或幾乎相同的機頭形狀的不同型號的飛機當中進行識別。
本發(fā)明的另一個目的在于改善檢測飛機的方法，使得避免在飛機入塢期間發(fā)生事故。
為了實現上述的和其它的目的，本發(fā)明利用兩步處理識別飛機。首先，按照由上述的系列專利申請得知的方法進行輪廓匹配。第二，進行至少一個飛機標準匹配。在飛機標準匹配中，飛機的部件，例如發(fā)動機被選擇作為識別飛機的依據。按下述方式確定所述部件和容易定位的部件例如機頭之間的位移。確定一個內部容積，認為發(fā)動機在所述內部容積內，并確定一個包圍著所述內部容積的外部容積。使LRF指向所述內部容積和外部容積，從而兩個容積產生回波。求取在內部容積內的回波數和在兩個容積內的回波數的比。如果回波超過一個給定的門限，則確定發(fā)動機處于內部容積內，并且認為所述飛機是要被識別的飛機。如果飛機的識別仍然不明確，則可以檢測另一個飛機標準，例如尾部。
選擇用于識別的第二階段的飛機標準是可以被激光范圍探測器檢測到的物理差。這種標準的一個例子是相對于機頭的發(fā)動機的位置，包括側向和縱向。要認為一個飛機是被識別的飛機，回波圖形必須不僅反映正確形狀的機身。其還必須反映在相對于機頭的一個位置上具有發(fā)動機，在所述位置預計的飛機確實具有發(fā)動機?？梢允褂玫臉藴实钠渌邮侵鼾X輪的位置，機翼的位置以及尾部的位置。
所述匹配最好只對于專用于預計的飛機類型的標準進行。對于所有其它可能的類型進行匹配是非常花費時間的。這種匹配必須對可以在機場上著陸的每一類飛機進行。
對于每個門，具有為每種預計類型的飛機入塢所用的停止位置。對于接近所述門的任何其它類型的飛機，存在安全問題。所述停止位置被這樣確定，使得在門和飛機之間具有足夠的安全裕度，以便避免碰撞。所述用于每類飛機的停止位置通常被規(guī)定為當飛機門處于相對于機場門一個接近的位置時機頭輪的位置。在系統(tǒng)中具有一個數據庫，其中存儲有每類飛機從機頭到機頭輪的距離。入塢系統(tǒng)按照其機頭位置引導飛機，并當所述飛機停止時，使飛機的機頭位于這樣一個位置，在此位置，正確類型的飛機的機頭輪將處于正確的停止位置。如果錯誤類型的飛機入塢，并且如果其機翼或發(fā)動機比正確類型的飛機更接近機頭，則具有和機場門碰撞的危險。
在飛機標準階段期間，可以檢查為預計的飛機類型規(guī)定的所有的飛機標準。如果一個飛機具有可以用于和其它任何類型的飛機區(qū)分的輪廓，則所述輪廓將是唯一的飛機標準，這是罕見的情況。否則，就要檢查其它的標準，例如發(fā)動機的位置，并且如果仍然不能明確地識別，則檢查另外的標準，例如飛機尾部的位置。
控制LRF的方向以便獲得來自內部和外部容積的回波。如果來自內部容積內的回波數和來自兩個容積內的回波數的比大于一個門限值，則該飛機便被識別為具有在正確位置的發(fā)動機的飛機，因而滿足特定的標準。不過，回波數的比只是一個用于判斷在正確位置具有發(fā)動機或者用于確定回波是否來自一些其它的回波源例如機翼的試驗的例子。在這是唯一的標準的情況下，飛機被認為是要被識別的。否則，必須滿足其它的規(guī)定標準(例如機頭的高度或者另外的飛機標準)。
如果需要，幾個特征，例如尾部、齒輪等等，可用于識別一種特定的類型。此時對于每個幾何特征都規(guī)定內部和外部容積，用于進行識別。容積的精確范圍取決于特定的飛機類型，門限值也是。
另一個識別標準是機頭高度。機頭高度被這樣測量，使得水平掃描能夠在機頭尖端進行。測量的機頭高度也和預計的飛機的機頭高度比較。如果二者相差大于0.5米，則認為飛機是錯誤類型的飛機，因而停止入塢。給出0.5米這個值是基于這樣的事實地面高度通常沿著飛機的通路而改變，這使得難于以高的精度進行測量。
本發(fā)明使用“靈巧”算法，在減少不利天氣的影響和飛機表面的差的反射率的影響的同時，其減少了對信號處理的要求。其優(yōu)點是可以使用低成本的微型計算機，與/或計算機不需要具有用于處理其它任務的能力，并且?guī)缀踉谒械臍夂驐l件下都能實現入塢。
在這方面一個重要的算法是用于處理參考輪廓的算法。輪廓信息作為一組輪廓被存儲。在組中的每個輪廓都反射用于離開系統(tǒng)一定距離的飛機的預計的回波圖形。通過計算到達的回波圖形和最接近的參考輪廓之間的距離計算飛機的位置。在所述組中的輪廓之間的距離間隔被這樣選擇，使得可以利用近似來進行短的計算而仍然保持所需的精度。代替使用要求大量操作的許多乘法計算，可以使用簡單的加減運算。
另一個重要算法是用于確定離開飛機的正確的通路的飛機的橫向偏移的算法。所述算法主要使用加減算法，很少使用乘法和除法。所述計算基于在參考輪廓和回波圖形之間的區(qū)域。因為這些區(qū)域受位置改變或沒有單個的回波的影響不大，所以這種算法不易受不利氣候條件的干擾。
校準處理能夠在系統(tǒng)側對一個對象進行校準檢查。其優(yōu)點是當在系統(tǒng)的前方沒有固定的對象可利用時也能進行這種校準檢查。在大多數情況下，在系統(tǒng)的前方沒有可以使用的對象。進行定期的校準是非常重要的?？赡茈S時都會對系統(tǒng)發(fā)生一些情況，例如系統(tǒng)的瞄準方向被改變。這可能由系統(tǒng)內部的光學或機械誤差引起，或者由于外力例如來自經過的車輛的外力而引起不能對準。如果發(fā)生這些情況，系統(tǒng)可能引導飛機和在其正確通路的一側的物體碰撞。
本發(fā)明的另一個有用的方面是，其可以容易地在考慮飛機的偏航角的情況下被采用。已知由于兩個原因偏航角是有用的。第一，知道偏航角有助于使飛機精確入塢。第二，一旦偏航角被確定，可以相應地使輪廓旋轉，從而實現更精確的匹配。
在核實處理中，確定某個幾何特征例如發(fā)動機是否位于例如相對于機頭的某個位置。如果飛機以一個角度被引向入塢引導系統(tǒng)(DGS)，這是一種通常的情況，則所述角度必須已知，以便知道在何處尋找所述特征。這個處理如下1.將回波的極坐標(角度，距離)變換為迪卡兒坐標(x，y)。
2.計算偏航角。
3.旋轉回波輪廓以便和對所述飛機計算的偏航角匹配。
4.確定ID特征的存在。
偏航角一般通過涉及在飛機機頭的兩側求取回歸角的技術進行計算。更廣泛地說，只使用在機頭后面的飛機部分的幾何形狀。這樣做在以前認為是不可能的。
本發(fā)明的另一個方面涉及在入塢區(qū)域繪制的中心線。彎曲的入塢中心線被作為機頭輪行駛的正確路徑被繪制，其不是機頭的路徑。如果DGS不直接地測量機頭輪的實際位置，則需要偏航角用于根據測量數據，例如機頭的位置，計算所述實際位置。然后可以計算和彎曲的中心線有關的機頭輪的位置。


圖14表示在錯誤類型的飛機在門入塢的情況下安全裕度和機頭到發(fā)動機距離的相關性；圖15是用于識別對門有一個偏航角的飛機的基本步驟的流程圖；圖15A表示偏航角的幾何關系；圖16是在確定用于計算偏航角的回歸線時使用的幾何關系；圖17是用于計算偏航角的流程圖；圖18表示在旋轉回波輪廓時使用的幾何關系；圖19表示在旋轉回波輪廓時使用的步驟的流程圖；圖20表示在計算飛機的機頭輪和中心線的偏移時使用的步驟的流程圖；圖21表示相對于機頭的位置的機頭輪的位置的幾何關系；以及圖22表示相對于中心線機頭輪的位置的幾何關系。
表1是在建立在本發(fā)明的系統(tǒng)中的飛機的等同性時使用的水平參照輪廓表的優(yōu)選實施例；表II是在本發(fā)明的系統(tǒng)中為了有效地和高效地入塢飛機而使用的對照表的優(yōu)選實施例。
參見圖1，本發(fā)明的入塢引導系統(tǒng)在圖中用標號10表示，該系統(tǒng)用于通過計算機確定物體的位置，證實物體的等同性和對物體進行跟蹤，所述物體最好是飛機12。在操作時，一旦控制塔14使飛機12著陸，其便通知系統(tǒng)飛機正在接近門16以及預料的飛機的類型(即，747，L-1011等)。然后，系統(tǒng)10掃描門16前方的區(qū)域，直到其確定其識別為飛機12的物體的位置。然后，系統(tǒng)10比較飛機12的測量的輪廓和預計類型的飛機的參考輪廓，并測算預計類型的飛機的其它標準的幾何特征。如果被確定的飛機和預計的輪廓以及其它準則不匹配，則系統(tǒng)通知控制塔14，或者向控制塔14發(fā)送信號并關斷。
如果所述物體是預料的飛機12，系統(tǒng)10則通過實時地向領航員顯示到合適的停止點29的剩余距離和飛機12的橫向位置31來跟蹤飛機12進入門16。飛機12的橫向位置31被提供在顯示器18上，使得領航員能夠從正確的角度使飛機以正確的位置接近門16。一旦飛機12位于其停止點53，這個事實便被顯示在顯示器18上，領航員便使飛機停止。
參看圖2，系統(tǒng)10包括激光范圍探測器(LRF)20，兩個反射鏡21，22，顯示單元18，兩個步進電機24，25和微處理器26。此處使用的合適的LRF產品由Laser Atlanta公司銷售，其能夠發(fā)射激光脈沖和接收由遠方物體反射的這些脈沖的反射脈沖，并計算到這些物體的距離。
系統(tǒng)10被這樣設置，使得在LRF20的幾個端口和微處理器26之間具有連線28。通過所述連線，LRF20向微處理器26大約每1/400秒發(fā)送一次測量數據。系統(tǒng)20的硬件用標號23表示，其被編程的微處理器26控制。此外，微處理器26還向顯示器18發(fā)送數據。作為和領航員的接口，顯示單元18位于門16的上方，以便向領航員顯示飛機離開停止點29的距離，正在接近的系統(tǒng)識別的飛機的連類型30，以及飛機的橫向位置31。通過使用所述的顯示，領航員可以調整飛機12和門16的接近程度，從而保證飛機以正確的角度到達門的位置，如果顯示器18顯示錯誤的飛機類型30，領航員可以在發(fā)生任何破壞之前停止所述的接近。這種雙重檢查能夠確保乘客、飛機和機場設備的安全性，因為如果系統(tǒng)試圖使較大的747在預計為737的門入塢，則可能引起極大的破壞。
除去顯示器18之外，微處理器26處理來自LRF20的數據，并通過和步進電機24，25的連線控制激光器20的方向。步進電機24，25和反射鏡21，22相連，并響應來自微處理器26的指令使所述反射鏡運動。因而，通過控制步進電機24，25微處理器25可以改變反射鏡21，22的角度，從而對準來自LRF20的激光脈沖。
反射鏡21，22通過在機場的停機坪上方向外反射激光脈沖使激光器瞄準。在優(yōu)選實施例中，LRF20不運動。掃描通過激光器利用反射鏡進行。一個反射鏡22控制激光的水平角度，而另一個反射鏡21控制垂直角度。通過激勵步進電機24，25，微處理器25控制反射鏡的角度，因而控制激光脈沖的方向。
系統(tǒng)10控制水平反射鏡22，以大約0.1度的角度步在±10度角的范圍內進行連續(xù)的水平掃描，利用EDM-453步進電機，這相當于每步16個微步。取一個角度步用于來自讀單元的每個回答，即，大約每2.5ms。垂直反射鏡21可以被控制，用于以每2.5ms一步，以大約0.1度的角度步實現在+20度到-20度之間的垂直掃描。當確定機頭的高度時，以及當對飛機12進行識別時，垂直反射鏡用于進行垂直掃描。在跟蹤方式期間，垂直反射鏡21被連續(xù)地調整，以便保持水平掃描跟蹤飛機12的鼻尖。
參看圖3，系統(tǒng)10將其前方的視野按照距離分成3個部分。最遠的部分是捕捉區(qū)50，距離大約為50米以上。在所述區(qū)域50，系統(tǒng)10檢測飛機的機頭，并對飛機12的橫向和縱向位置進行粗略的估算。在捕捉區(qū)50的內側，是識別區(qū)51。在所述識別區(qū)，系統(tǒng)10對照存儲的輪廓51檢查飛機12的輪廓。在該區(qū)內，系統(tǒng)10相對于一個預定的線在顯示器18上的那個區(qū)域內檢查飛機12的輪廓。最后，距離LRF20最近的是顯示區(qū)域或跟蹤區(qū)52。在顯示區(qū)52中，系統(tǒng)10以其最高的精度顯示飛機12相對于正確的停止位置的橫向和縱向位置。在顯示區(qū)52的末端是停止點53。在停止點53，飛機將位于在門16的正確的位置。
除去硬件和軟件之外，系統(tǒng)10還具有包含其可能遇到的任何類型的飛機的參考輪廓的數據庫。在所述數據庫中，系統(tǒng)存儲每種類型的飛機的輪廓，作為反映預計的那種飛機的回波型式的水平輪廓和垂直輪廓。
參見表I，系統(tǒng)以表I的形式含有水平輪廓，其行40利用角度步標引，其列41利用那種類型的飛機離開停止點的距離標引。除去標引的行之外，表中還含有一個行42，其提供在距離LRF的每個距離對于飛機機頭的垂直角度，行44對所述輪廓提供形狀系數k，行45提供每個輪廓距離的輪廓值的數量。表I的主體43包含在不同的掃描角時的那類飛機的預計的距離以及離開停止點53的距離。
在理論上，到停止點53的50個角度步和50個距離將要求含有50×50或2500個項的表I。不過，實際上，表I所含的項遠遠小于這個值，這是因為，所述輪廓不期望在所有的距離從所有的角度返回。期望一種典型的表實際上含有在500和1000個之間的值。熟知的編程技術提供了用于保持部分地充滿表而不使用整個表所需的存儲器的方法。
除去水平輪廓之外，系統(tǒng)10保持每種類型的飛機的垂直輪廓。所述輪廓以相同的方式作為垂直輪廓被存儲，除去其行利用沿垂直方向的角度步標引，其列的標引比水平輪廓含有較少的離開停止點的距離之外。垂直輪廓需要較少的列，這是因為其只用于識別飛機12和確定其機頭的高度，這發(fā)生在離開識別區(qū)域51中的LRF20一個確定的距離范圍內。因而，垂直輪廓只存儲在該范圍內的預期的回波，而不因不需要的值浪費數據存儲空間。
系統(tǒng)10使用上述的硬件和數據庫通過使用以下步驟對飛機進行定位、識別和跟蹤參看圖4A，4B，在微處理器上運行的軟件執(zhí)行含有校準方式60，捕捉方式62和入塢方式400的子程序的主程序。微處理器首先執(zhí)行校準方式60，然后執(zhí)行捕捉方式62，再然后執(zhí)行入塢方式400。一旦飛機12入塢，程序就結束。下面詳細說明這些方式校準方式為了確保系統(tǒng)的精度，微處理器26被編程，在捕捉飛機12之前和在跟蹤期間的各個時間間隔按照圖5所示的步驟對自身進行校準。校準系統(tǒng)10確保步進電機24，25和瞄準方向之間的關系是已知的。還檢查LRF20的長度測量能力。
參看圖6，為了進行校準，系統(tǒng)10使用一個具有已知位置的方板66。方板66被設置在距離LRF206米處，并和LRF20處于相同的高度。
為了進行校準，系統(tǒng)將(α，β)設置為(0，0)，從而使激光器指向正前方。此時垂直反射鏡22被這樣傾斜，使得指向后方的后反射鏡或額外的一個反射鏡68，所述后反射鏡使光束再次指向校準板66(100)。微處理器26然后使用步進電機24，25移動反射鏡21，22，直到其找到校準板66的中心。一旦其找到校準板66的中心，微處理器66就存儲在那一點的角度(αcp，βcp)，并將所述角度和存儲的預期角度進行比較(102)。如果報告的值和存儲的值不一致，則微處理器26就改變決定期望值的校準常數，直到它們一致為止(104，106)。不過，如果這些值偏離在安裝時存儲的值太多，則給出報警(108)。
捕捉方式最初，機場塔14通知系統(tǒng)10預計有一到達的飛機12以及預計的飛機的類型。該信號使軟件進入捕捉方式62，如圖7所示。在捕捉方式62，微處理器26使用步進電機24，25控制激光器沿水平方向掃描捕捉區(qū)50，以便尋找飛機12。水平掃描在捕捉區(qū)50的中點以相應于預計類型的飛機的機頭的高度的垂直角度進行。
為了正確地確定掃描的高度，微處理器26計算激光脈沖的垂直角度如下βf＝arctan[(H-h)/lf]其中H＝LRF20在地面上的高度，h＝預計飛機的機頭高度，lf＝從LRF20到捕捉區(qū)50的中點的距離。該公式能夠得到反射鏡21的以正確的高度在捕捉區(qū)50的中點搜索預計飛機12的垂直角度。
此外，系統(tǒng)10可以在數據庫中存儲在某個距離的不同類型的飛機的βf值。不過，存儲這個值能夠限制系統(tǒng)10的靈活性，因為其只能以離開LRF20的一個距離捕捉飛機12。
微處理器26在捕捉區(qū)50使用所述的垂直角度引導激光器以大約0.1度的間距用脈沖進行水平掃描。微處理器26通過改變α、從LRF20開始和中心線之間的水平角進行水平掃描，所述水平角在±αmax之間，是一個在安裝時確定的值。一般地說，αmax被設置為50，當使用0.1度的脈沖時，這相當于5度，因而得到10度的掃描。
激光脈沖的釋放引起來自捕捉區(qū)50的物體的回波或反射。LRF20的檢測裝置捕捉反射的脈沖，由發(fā)射脈沖和收到回波之間的時間計算到物體的距離，并向微處理器26發(fā)送回波的計算的距離值。微處理器26在數據存儲裝置中的單獨的寄存器中存儲在捕捉區(qū)50的1度的扇區(qū)內的回波或命中的總數(70)。因為脈沖以0.1度的間隔發(fā)出，在每個扇區(qū)內可以具有多達10個回波。微處理器26以不同的標號Sα存儲這些命中，其中α從1到10改變，以便反映10度捕捉區(qū)50的每1度的部分。
除去存儲每個扇區(qū)的命中次數之外，對于每個回波或命中，微處理器26還在數據存儲裝置中存儲從LRF20到物體的距離。存儲每個反射的距離需要足夠大的存儲介質，以便存儲捕捉區(qū)50的每1度中的10個命中，即多達100個可能的值。因為，在許多情況下，大部分的輸入是空的，熟知的編程技術可以把這些存儲要求減少，使得對這些值總是最多分配100個存儲器。
一旦得到用于掃描的數據，微處理器26就通過加Sa計算掃描中的回波的總數ST。微處理器26然后計算在3個相鄰扇區(qū)中的最大和SM(72)。換句話說，SM是(Sα-1，Sα，Sα+1)最大的和。
一旦計算SM和ST，微處理器26便確定所述回波是否來自到達的飛機12。如果SM不大于24，則沒有發(fā)現飛機12，因而微處理器26返回捕捉方式62的開始。如果回波的最大和SM大于24(74)，則已經定位“可能的”飛機12，如果“可能的”飛機12被定位，則微處理器檢查是否SM/ST大于0.5(76)，或者具有最大和的3個相鄰的扇區(qū)是否含有在掃描期間收到的所有回波的至少一半。
如果SM/ST大于0.5，則微處理器26計算回波的中心的位置(78，82)?；夭ㄖ行牡慕嵌任恢糜嬎闳缦娄?＝αV+(Sα+1-Sα-1)/(Sα-2+Sα+Sα+1)其中Sα是給出SM的Sα，αV是相應于Sα的角度扇區(qū)。
回波的中心的縱向位置計算如下l1=1nΣi=110lavi]]>其中l(wèi)avi是對于從扇區(qū)αv返回回波的脈沖的測量值，或者到物體的距離，n是在該扇區(qū)中測量值的總數(78，82)。因為可以得到的最大的測量值的數量是10，所以n必須小于或等于10。
不過，如果SM/ST＜0.5，則回波可能由雪或在近距離內的其它飛機引起。如果原因是近距離內的飛機，所述飛機可能位于相當靠近中心線，使得其假定αt應當是0，代替上述的計算值，并且lt應當是由3個中扇區(qū)給出的平均距離(80)。如果距離分布太大，微處理器26則尚未發(fā)現飛機12，并且其返回捕捉方式62的開始(81)。
在計算飛機12的位置之后，系統(tǒng)10轉向入塢方式400。
入塢方式圖4A，4B說明的入塢方式400包括4個階段跟蹤階段84，高度測量階段86，輪廓識別階段404和飛機標準階段408。在跟蹤階段84，系統(tǒng)10監(jiān)視到達的飛機12的位置，并通過顯顯示器18對領航員提供軸位置31和距離飛機的停止點53的距離的信息。系統(tǒng)10利用水平掃描開始跟蹤飛機12。
參見圖8，在跟蹤階段中的第一掃描期間，微處理器26控制LRF20以1個角度步發(fā)出激光脈沖，或者最好是以在(αt-αp-10)和(αt+αp+10)之間0.1度的間隔發(fā)出脈沖，其中αt被在捕捉方式62期間作為回波的角度位置被確定，αp是在含有距離值的當前的輪廓列中的最大的角度位置。
在第一掃描之后，每收到一個LRF值，α便在(αs-αp-10)和(αs+αp+10)之間前后步進一步，其中αs是在先前掃描期間確定的方位的角度位置。
在跟蹤階段84期間，垂直角β被設置為在離開LRF20的當前距離識別飛機12所需的值，所述的值由參考輪廓表I獲得。當前輪廓欄是表示小于但是接近lt的位置的欄。
微處理器26使用離開停止點53的距離求取在輪廓表I上的飛機的當前距離的垂直角。在第一掃描期間，在捕捉方式62期間計算的距離lt確定輪廓表I的合適的欄，因而確定了對于飛機12的角度。對于每個隨后的掃描，微處理器26使用在輪廓表I的該欄中的反映離開停止點53的當前距離的β(112)。
利用由掃描得到的數據和水平輪廓表I上的數據，微處理器26產生一個對照表II。對照表II是一個兩維表，具有脈沖數或角度步數作為行的標引91，i。使用所述標引，對于每行可以訪問該表的列中表示的以下信息在那個角度步的到物體的測量距離li92；補償由位移引起的歪斜的測量值lk93(等于li減去數量sm，在最后掃描期間的總位移，減去量I乘以sp，在最后掃描中每步期間的平均位移，即li-(sm-isp))；在產生的輪廓和參考輪廓之間的距離di94(等于rij，在輪廓距離j的相應的角的輪廓值減去IKI)；飛機的機頭和測量設備之間的距離ai95(等于rj50，在0度的參考輪廓值減去di)；在每步之后估算的機頭距離ac96(等于am，在最后掃描結束時機頭的距離減去量I乘以sp)；在估算的機頭距離和測量的機頭距離之間的差ad等于ai的絕對值減去ac)；以及注解97，其說明可能由飛機引起的回波。
在跟蹤階段84的第一掃描期間，系統(tǒng)10使用小于但是最接近值li的表示飛機位置的水平輪廓欄j。對于每個新的掃描，選擇其值小于但最接近(am-sm)的輪廓欄，其中am是離開飛機12的最后測量的距離，sm是在最后掃描期間飛機的位移。此外，所述輪廓的值被側向移動αs，以便補償飛機的橫向位置(112)。
在每次掃描期間，微處理器26還產生距離分布表(DDT)。該表含有si值的分布，當它們出現在對照表II中時。因而，DDT具有表示在對照表II中，在10到100米之間1米的增量內，ai的每個值出現的次數的項。
在每次掃描之后，系統(tǒng)10使用DDT計算到正確停止點53的平均距離am。微處理器26掃描DDT中的數據，尋找DDT中兩個其值的和為最大的相鄰的項。微處理器26然后在對照表II中對于每個含有相應于具有最大和的兩個DDT行的任何一個的ai的項的行標記注解97欄(114)。
系統(tǒng)10然后確定偏移的橫向偏差(116)。微處理器26首先設2d＝αmax-αmin其中αmax和αmin是對于對照表II中的dj值的連續(xù)的標記塊的最高和最低的α值。此外，微處理器26計算Y1＝∑di對于塊中的標記的dj的上半個，以及Y2＝∑di
對于塊中的下半個。使用Y1，Y2計算“a”116如下a-kx(Y1-Y2)/d2其中k在參考輪廓中給出。如果“a”超過一個給定的值，所述給定的值最好設置為1，則其假定具有一個大約等于“a”的橫向偏差。然后對照表II的li欄被移動“a”步，并且重新計算對照表II。所述處理一直進行到“a”小于由經驗確定的值為止，該值最好是1。li欄的總的偏移αs被認為等于橫向偏差或橫向偏移(116)。如果橫向偏差大于預定的最好設置為1的值，則在下一次掃描之前所述輪廓沿側向被調整(118，120)。
在橫向偏移被檢查之后，微處理器26提供輪廓的總的側向調整，其相應于在顯示器18上的飛機12的橫向位置31(122)。
微處理器26接著計算到飛機機頭的距離amam＝∑(flagged ai)/N其中N是標記的ai的總數。微處理器26由am可以計算從飛機12到停止點53的距離，它是通過從飛機的機頭的距離減去從LRF20到停止點53的距離(124)而得到的。
一旦算出到停止點53的距離，微處理器26就計算在最后掃描期間的平均距離sm。在最后掃描期間的位移被計算如下Sm＝am-1-am其中am-1和am屬于最后兩次掃描。對于在跟蹤階段84的第一掃描，Sm被設置為0。
在每步期間的平均位移被計算如下Sp＝Sm/P其中P是在最后掃描期間的總的步數。
微處理器26通過在顯示單元18，19上顯示到停止點53的距離通知領航員。在每次掃描之后，通過顯示4到停止點53的距離，領航員可以實時地收到關于飛機12距離停止點多遠的信息。
如果飛機12位于顯示區(qū)52中，則在顯示器18上提供橫向位置31和縱向位置29(126，128)。一旦微處理器26顯示飛機12的位置，跟蹤階段便告結束。
一旦完成跟蹤階段，微處理器26便通過檢查由在最后掃描中的測量值或回波的總數除的標記行的總數大于0.5證實跟蹤沒有失敗(83)。換句話說，如果大于50％的回波和參考輪廓不一致，則跟蹤失敗。如果跟蹤失敗，并且飛機12離開停止點大于12米，則系統(tǒng)10返回捕捉方式62(85)。如果跟蹤失敗并且飛機12離開停止點53小于或等于12米，則系統(tǒng)10接通停止符號通知領航員跟蹤失敗，(85，87)如果跟蹤沒有失敗，微處理器26就確定是否機頭高度被確定(13)。如果所述高度尚未被確定，微處理器26就進入高度測量階段86。如果高度已經被確定，微處理器26則檢查輪廓是否被確定(402)。
在高度測量階段，如圖9所示，微處理器26通過使LRF20進行垂直掃描確定機頭高度。機頭高度被系統(tǒng)用來確保水平掃描跨過鼻尖被進行。
為了檢查機頭高度，微處理器26把β設置為預定值βmax，然后每個接收的/反射的脈沖使其以0.1度的間隔遞減一次，直到其達到另一個預定值βmin。βmin和βmax在安裝期間被設置，一般分別為-20和30度。在β到達βmin之后，微處理器26控制步進電機24，25增加，直到其達到βmax。在把α設置為先前的掃描方位αs的條件下進行垂直掃描。
使用測量的飛機距離，微處理器26選擇垂直輪廓表中的最接近測量的距離的欄(140)。使用由掃描獲得的數據和垂直輪廓表上的數據，微處理器26產生如表II所示的比較表。表II是一個兩維表，具有脈沖數量或角度步數，作為行的標引91，i。使用所述標引，對于每行可以訪問作為表的列表示的以下信息在所述角度步測量的到物體的距離li92；用于補償由位移引起的歪斜的測量值lki93(等于li減去量Sm，在最后掃描期間的總位移，減去量i乘sp，在最后掃描中的每步期間的平均位移)，在產生的輪廓和參考輪廓之間的距離di94(等于rij，在輪廓距離j下的相應的角度的輪廓值，減去lki)，在飛機的機頭和測量設備之間的距離ai95(等于rj50，在0度下的參考輪廓值，減去di)，在每步之后估算的機頭距離ae96(等于am，在最后掃描結束時的機頭距離，減去量i乘sp)，在估算的和測量的機頭距離之間的差ad(等于ai的絕對值減去ac)，以及注解97，其表示可能由飛機12引起的回波。
在每次掃描期間，微處理器26還產生距離分布表(DDT)。該表含有ai值的分布，當它們出現在對照表II中時。因而，DDT具有表示在對照表II中，在10到100米之間1米的增量內，ai的每個值出現的次數的項。
在每次掃描之后，系統(tǒng)10使用DDT計算到正確停止點53的平均距離am。微處理器26掃描DDT中的數據，尋找DDT中兩個其值的和為最大的相鄰的項。微處理器26然后在對照表II中對于每個含有相應于具有最大和的兩個DDT行的任何一個的ai的項的行標記注解97欄(142)。
一旦完成到正確停止點53的平均距離的計算，微處理器26就計算在最后掃描期間的平均位移sm。所述在最后掃描期間的位移按下式計算sm＝am-1-am其中am-1和am屬于最后兩次掃描。對于在跟蹤階段84中的第一掃描，sm被設置為0。在每步期間的平均位移sp按下式計算sp＝sm/P其中P是在最后掃描期間的步的總數。
通過把標準的機頭高度，即當預計的飛機空載時的預定高度，加上垂直偏差或高度差來計算實際的機頭高度。因而，為了確定機頭高度，系統(tǒng)10首先確定垂直偏差或高度偏差(44)。通過設置2d＝βmax-βmin計算垂直偏差，其中βmax和βmin是對于在比較表II中的di值的連續(xù)的標記塊的最高和最低的β值。此外，微處理器26計算Y1＝∑di對于塊中的標記di的上半個，以及Y2＝∑di
對于塊的下半個。使用Y1和Y2，計算“a”a＝kx(Y1-Y2)/d2其中k在參考輪廓中給出。如果“a”超過一個最好是1的給定的值，則其假定具有一個大約等于“a”的垂直偏差。然后欄被移動“a”步，對照表II被重新審查并重新計算“a”，重復所述處理，直到“a”小于給定的值為止，該值最好是1。li欄的總的偏移βs被認為等于高度偏差(144)。然后作為βj+Δβj調整垂直比較表II中的βi值，其中高度偏差Δβj是Δβj＝βsx(amβ+as)/(aj+as)其中amβ是當計算βs時的正確的am值。
一旦高度偏差被確定，微處理器26便檢查其是否大于一個最好是1的值(146)。如果偏差大于所述的值，則微處理器26沿垂直方向按照所述偏移調整輪廓(148)。微處理器26存儲所述的垂直調整作為和標準機頭高度的偏差(150)。飛機的實際高度是標準的機頭高度加上所述偏差。
如果機頭高度被確定，或者再次運行高度測量階段86，微處理器26便進入圖10所示的識別階段(133，88)。在識別階段88，微處理器26產生比較表II，以便反映另一個垂直掃描的結果和輪廓表的內容(152，154)。在識別階段88中進行另一個垂直掃描，這是因為前一次掃描可能為確定高度提供了足夠的數據，但是未對識別提供足夠的數據。事實上，在作出肯定的識別之前可能需要若干次掃描。在156計算垂直偏移之后，在158檢查其是否太大，并且按照偏移沿垂直方向調整輪廓(160)，直到偏移降低到最好為1的給定值以下，微處理器26計算標記的回波和輪廓之間的平均距離和在標記的回波和所述平均距離之間的平均距離(162)。
在測量的和正確的輪廓之間的平均距離dm和與所述平均距離的偏差T在垂直和水平掃描之后按下式計算dm＝∑di/NT-∑|di-dm|/N
如果對于兩個輪廓T小于最好為5的給定值，只要收到足夠的回波數量便確定飛機12的類型正確(164)。按照下式判斷是否收到足夠的回波數N/size＞0.75其中N是收到的回波數，“size”是可能的值的最大數。如果飛機12的類型不正確，則微處理器26在136接通停止符號，并暫停入塢方式400。
如果輪廓被確定(402)，或者再次運行輪廓確定階段(404)，微處理器26便確定飛機標準是否被確定(406)。如果沒有，則執(zhí)行圖11和12所示的飛機標準階段408。
為了滿足標準，回波必須從在預計的飛機上的發(fā)動機所在處返回。因為具有一些測量不確定性，可能具有實際上來自發(fā)動機的回波似乎是來自發(fā)動機的外部。因此，必須在發(fā)動機周圍確定一個空間Vi，其被稱為內部容積或有源容積，使得來自Vi內的回波被認為是來自發(fā)動機。圖12表示在飛機12的發(fā)動機13周圍的一個試樣Vi發(fā)動機的特征在于，對于水平掃描具有由自由空間包圍著的反射表面。為了能夠在發(fā)動機和例如翅膀之間進行識別，必須在發(fā)動機周圍確定另一個空間Vo，在此空間內必須沒有或有很少的回波?？臻gVo被稱為外部空間或者無源空間。圖12還表示在Vi周圍的Vo。
發(fā)動機由相對于機頭的發(fā)動機前方的中心的坐標(dx，dy，dz)及其直徑D確定。對于所有類型的飛機，這些參數被存儲在數據庫中。
Vi和Vo由從所述發(fā)動機中心沿橫向(x方向)和縱向(z方向)的延伸確定。發(fā)動機的垂直位置由(機頭高度+dy)給出。
對于在翅膀上的發(fā)動機，Vi和Vo由以下的坐標范圍限定Vix方向±(D/2+1m)z方向+3m，-1mV0x方向+2m距Vi
z方向±1.5m距Vi對于尾部發(fā)動機，和上述的限定相同，除去Vo沿x方向，由距離Vi+2m給出之外。其它的來自機身的回波可能落在Vo內，因而不符合標準。
最后，所述標準是Vi/(Vi+Vo)＞0.7標準中的門限值0.7由實驗確定。上面對Vi和Vo給出的限制也是如此。此時這些值被這樣選擇，使得避免不需要的ID失敗，并且它們只根據發(fā)動機是位于翅膀上還是位于尾部而不同。隨著入塢數據的積累，它們將被調整，可能對于不同種類的飛機而不同，從而實現越來越好的識別。
飛機標準階段408應用上述的原理，如圖11的流程圖所示。當飛機標準階段開始時，在步1102，LRF被引向發(fā)動機或者其它選擇的飛機標準。在步1104，求取Vi中的回波數，在步116，求取在V0中的回波數。在步1108，確定Vi/V(Vi+Vo)超過門限值。如果超過，則在步1110表示飛機標準滿足(OK)，否則，在步1112表示飛機標準不滿足(不OK)。
如果飛機標準已被確定(406)，或者飛機標準階段已完成(408)，微處理器26則確定飛機12是否已被識別(410)。如果飛機12已被識別，微處理器26則檢查飛機12是否達到停止位置(412)。如果達到停止位置，微處理器26則接通停止符號，于是系統(tǒng)10完成入塢方式(414)。如果飛機12未到達停止位置，則微處理器26返回跟蹤方式84。
如果飛機12未被識別，微處理器26則檢查飛機12離開停止位置53是否小于或等于12米(416)。如果飛機12距離停止點53不大于12米，則系統(tǒng)10接通停止符號，通知領航員識別失敗(418)。在顯示停止符號之后，系統(tǒng)10關斷。
如果飛機12距離停止點53大于12米，則微處理器26返回跟蹤階段84。
在一種可能的實施中，從機頭到發(fā)動機的垂直距離(縱向和橫向)被用作飛機標準。在所述實施中，如果在步408測量的機頭到發(fā)動機的距離大于2米而小于預計飛機的所述距離，則停止入塢。如果差值在2米以內，則仍然可以安全地接受一個錯誤類型的飛機。在后一種情況下，如果在發(fā)動機和機場門的結構之間的安全裕度對于正確類型的飛機是3米，則對于其它類型的飛機的安全裕度仍然至少為1米。試驗表明，發(fā)動機位置可以在大約±1米以內被確定，并且頭部的高度可以在±0.5米以內被確定。
圖13表示飛機12的機頭到發(fā)動機的垂直距離。從飛機的機頭到其發(fā)動機13的距離是特別關心的，這是因為發(fā)動機13位于這樣一個位置，使得錯誤的識別可能引起在發(fā)動機13和機場門的部件之間的碰撞。圖中還示出了對于發(fā)動機13的位置的前后允差限制，其限定了Vi的前后范圍。
圖14表示上述的識別處理的應用，并且特別表示如果用于選擇的飛機12A的系統(tǒng)而另一種飛機12B試圖在所述的門入塢的情況下可能發(fā)生的情況。如果和選擇的飛機12A的類型不同的飛機12B試圖進入機場門，則飛機12B將被停止在這樣的位置，在此位置其機頭的位置和選擇的飛機12A停止時其機頭的位置相同。結果，安全裕度，即從發(fā)動機到最接近的門部件例如橋15的距離等于飛機12A和12B之間的差，如果這些飛機的機頭到發(fā)動機的距離不同。由圖14可見，對于飛機12B的安全裕度等于對于飛機12A的安全裕度減去機頭到發(fā)動機的距離中的差。例如，如果飛機12A的安全裕度是3m，飛機12B的機頭到發(fā)動機的距離是3.5m，小于飛機12A的所述距離，則飛機12B的發(fā)動機13B將撞在橋15上。因此，如果機頭到發(fā)動機的距離和選擇的飛機12A的所述距離相比太小的所有類型的飛機都被停止，即不被接收在機場門中，則安全裕度總能保持在一個可接收的值。
現在考慮飛機處于相對于DGS10一個角度的情況。如圖15A所示，第一飛機12C可以相對于DGS10被正確地對準，而第二飛機12D可能偏離正確對準一個偏航角γ。在這種情況下使用的一種高級的技術是確定飛機的偏航角，然后使輪廓旋轉，從而和所示偏航角匹配。
圖15表示這種技術的流程圖。在步1502，從飛機返回的回波的極坐標被變換成迪卡兒坐標。在步1504，計算偏航角。在步1506，旋轉回波輪廓。在步1508，用上述方式檢測ID特征。
按照下述方式進行步1502。從飛機收到的回波的坐標以機頭尖端(αnose，rnose)為原點，以沿著激光裝置通過機頭尖端的線為y軸，按照下式由極坐標(αj，rj)變換為迪卡兒坐標(xj，yj)xj＝rjsinαjyj＝rjcosαj-rnose按照將要參照圖16和17說明的方式進行步1504。圖16表示在機頭尖端的每一側上的回歸線的幾何形狀。圖17表示所述算法的步驟的流程圖。
所述算法基于對在機頭尖端后方的確定的區(qū)域內的回波計算的回歸線。如果在機頭的兩側具有足夠數量的回波，則偏航角由在回歸線之間的角度差進行計算。如果例如由于偏航角只能計算機頭的一側的回歸線，則由在所述回歸線和參考輪廓的相應部分之間的角度差進行計算。
在步1702，按照上述方式把回波的極坐標變換成迪卡兒坐標(xj，yj)。在步1704，計算機頭尖端的近似坐標。
坐標1706，回波按照下述方式被篩選。在計算回波圖的角度之前除去不表示回波圖的一般形狀的回波。回波篩選從原點(把機頭作為一個點)開始，并且如果在下一個較高角度步的回波相同或者具有較短的距離，則除去這些回波。
在步1708，對于每個回波，按照下式計算到機頭尖端的距離RniRnj=xj2+yj2]]>在步1710，對于機頭尖端的每一側，選擇Rnj大于Rmin的回波，其中Rmin是對于一種類型的飛機具體規(guī)定的常數(在1-2米的數量級)。在步1712，計算以下的平均值xleftmean＝1/nleftx∑xjleftxrightmean＝1/nrightx∑xjrightyleftmean＝1/nleftx∑yjleftyrightmean＝1/nrightx∑yjrightx2leftmean＝1/nleftx∑x2jleftx2rightmean＝1/nrightx∑x2jrightxyleftmean＝1/nleftx∑(xjleftxyjleft) xyrightmcan＝1/nrightx∑(xjrightxyjright)其中n＝在每一側上大于等于Rmin的回波數，并且下標right或left表示特定的數量所適用的各個側。
在步1712，按照下式計算對于y軸的每個回歸線的角度vregVreg=arccot{xymean-xmeanymeanxmean2-(xmean)2}]]>按照角度是在機頭的左側還是在機頭的右側被計算，下標mean應當讀作leftmean或rightmean。
偏航角γ按照下述方式進行計算。在步1714，確定在機頭兩側上的回波的數量n是否大于一個預定值N，例如5。如果是，則在步1718計算γγ＝(vregleft+vregright)其中vregleft和vregright是使用步1712的處理對機頭的左側和右側計算的角度。在另一方面，如果在機頭的一側上n＜N，則使用參考輪廓進行計算。在步1720，相應于n＞N的一側的輪廓的一側和一部分被識別。在步1722，使用步1712的處理對于所述部分計算角度vrefreg。然后在步1718按照γ＝(vrefreg-vreg)計算γ。
一旦計算出偏航角，則在步1506，相應地旋轉回波輪廓。更具體地說，回波輪廓被從一個迪卡兒坐標系統(tǒng)(x，y)變換到另一個迪卡兒坐標系統(tǒng)(u，v)，后一個坐標系統(tǒng)和前一個具有相同的原點，但是被旋轉一個等于γ的角度，如圖18所示?，F在參照圖18和19說明回波輪廓的旋轉。
在步1902，計算機頭尖端的近似坐標。在步1904，以機頭尖端作為坐標系統(tǒng)的原點把回波坐標從極坐標變換為迪卡兒坐標(xi，yi)。上面說明了進行這種變換的技術。在步1906，通過下式，如圖18所示，把回波坐標從(x，y)坐標系統(tǒng)變換到(u，v)坐標系統(tǒng)ui＝xicosγ+yisinγ；
vi＝-xisinγ+yicosγ；這樣被旋轉的回波坐標被用于按照上述方式識別飛機。
現在參照圖20-22說明如何設置確定作為曲線和直線的中心線(CL)的參數。一個入塢系統(tǒng)可以利用將要說明的技術處理幾個中心線。CL被表示為分段的直線，其中α，l是間斷點的坐標(α-側向，l-縱向)，用于作為確定的參數。使用的坐標的數量根據所需的分割精度來選擇。因而，直的LC由兩個點的坐標限定(例如切斷距離和停止位置)。對于彎曲的CL所需的坐標數取決于其半徑。
微處理器26被用于步2002的CL設置方式，其中CL在微處理器中被變換。從菜單中選擇要被規(guī)定的CL。一個或幾個校準桿被放置在所述CL的不同的位置上，所述校準桿具有已知的高度和在校準圖中容易識別的頂點。對于每個桿，輸入桿的高度，出現在校準圖中的桿的頂點被點擊。所述桿的α和l坐標被自動地輸入所述CL的表中。對于每個桿，重復所述的處理。各個桿的坐標按照其l值被按順序排列在表中。所需的桿的數量取決于CL的類型，直的CL只需要2個，而彎曲的CL則需要多個。
現在討論機頭離開機頭輪的偏移計算。CL一般作為理想的機頭輪的軌跡給出，但是給予飛機的制導一般基于機頭的位置。這就是說，在彎曲的CL的情況下，或者CL的坐標必須被變換為機頭坐標，或者機頭位置必須被變換為機頭輪位置?，F在選擇后者，這意味著飛機的偏航角(vrot)在步2004中按照上述方式被確定。在步2006，按照下式計算機頭輪的位置(αw，lw)αw＝αn+lnw×sinvrot/(ln+lnw×cosvtot) 弧度lw＝ln+lnw×cosvvot其中，αw機頭的測量位置；lnw機頭輪距離；以及vrot估算的飛機的偏航角。
在步2008按照下式計算機頭輪離開CL的偏移
偏移＝αi-αw+(lw-li)(αI+1-αw)/(li+1-li)其中αi，li是CL坐標對，具有剛好小于lw的li值；以及αi+1，li+1是CL坐標對，具有剛好大于lw的li值?，F在參照圖21說明步2006的計算，其中l(wèi)nw.機頭輪距離v估算的飛機的偏航角x估算的機頭輪的側向位置αw＝αn+x/(ln+lnwxcosv) (弧度)lw＝ln+lnw×cosvx＝lnw×sinv現在參照圖22說明步2008的計算，其中x0/y0表示估算的機頭輪的位置，xi/yi表示在彎曲的CL的分段線性化模型中的間斷點。離開CL的“實際”偏移是垂直于CL測量的。所述距離的近似值是由入塢系統(tǒng)垂直于激光束測量的距離。所述距離相應于圖22中的(xm-x0)的值。因為所述偏移的絕對值是不重要的，所以使用近似值。由圖22得偏移＝(xm-x0)＝xi-x0+(y0-yi)(xi+1-xi)/(yi+1-yi)雖然上面詳細說明了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，本領域的技術人員應當理解，在本發(fā)明的范圍內，可以實現其它的實施例。例如，雖然所披露的飛機標準階段408使用比Vi/(Vi+Vo)，但是也可以使用差值Vi-V0來代替。此外，上面披露的特定的數值范圍應當認為是說明性的而不是限制性的。當需要把本發(fā)明應用于其它型號的飛機或者應用于不同的機場時，本領域的技術人員能夠導出其它的數值范圍。此外，雖然回歸線是一種有用的用于確定偏航角的技術，但是，也可以使用其它的技術。因此，本發(fā)明的范圍只由所附權利要求限定。
表I 0 xx xxxx ...xx1 xx xxxx ...xx2 xx xxxx ...xx3 xx xxxx ...xx4 xx xxxx ...xx5 xx xxxx ...xx6 xx xxxx ...xx7 xx xxxx ...xx8 xx xxxx ...xx9 xx xxxx ...xx...50xx xxxx... xx
表II 1 xx xx xx xx xx xx2 xx xx xx xx xx xx3 xx xx xx xx xx xx4 xx xx xx xx xx xx5 xx xx xx xx xx xx6 xx xx xx xx xx xx....50 xx xx xx xx xx xx...100 xx xx xx xx xx xx
權利要求
1.一種用于確定被檢測的物體是否是已知物體的系統(tǒng)，所述已知物體具有已知的輪廓，還具有在已知位置的已知特征，所述系統(tǒng)包括投射裝置，用于在被檢測的物體上投射光脈沖；收集裝置，用于收集從被檢測的物體上反射的光脈沖，并用于按照所述光脈沖檢測被檢測的物體的形狀；比較裝置，用于比較檢測的形狀和相應于已知形狀的輪廓，并用于確定檢測的形狀是否相應于已知的形狀；以及識別裝置，用于通過確定被檢測的物體是否具有在已知位置的已知特征來識別被檢測的物體是否是已知物體。
2.如權利要求1所述的系統(tǒng)，其中對于已知物體，限定一個內部容積，使得所述內部容積包含所述的已知特征，并限定一個外部容積，使得所述外部容積不包含所述已知特征；所述識別裝置按照由內部容積內反射的光脈沖的數量和由外部容積內反射的光脈沖的數量確定被檢測的物體是否具有在已知位置的已知特征。
3.如權利要求2所述的系統(tǒng)，其中所述外部容積被限定使得包圍著所述內部容積。
4.如權利要求2所述的系統(tǒng)，其中所述識別裝置按照是否Vi/(Vi+Vo)＞T確定被檢測的物體是否具有位于已知位置的已知特征，其中Vi＝從內部容積反射的激光脈沖數；Vo＝從外部容積反射的激光脈沖數；T＝預定的門限值。
5.如權利要求4所述的系統(tǒng)，其中T＝0.7。
6.如權利要求2所述的系統(tǒng)，其中識別裝置控制投射裝置，使得把激光脈沖投射到內部容積和外部容積。
7.如權利要求1所述的系統(tǒng)，其中已知的物體包括已知的前端高度的前端；以及所述識別裝置還通過檢測被檢測的物體的前端高度并比較檢測的前端高度和已知的前端高度識別被檢測的物體是否是已知物體。
8.如權利要求7所述的系統(tǒng)，其中識別裝置通過求取檢測的前端高度和已知的前端高度的差比較檢測的前端高度和已知的前端高度。
9.如權利要求8所述的系統(tǒng)，其中只有當所述的差小于或等于一個門限差值時所述識別裝置才識別被檢測的物體為已知物體。
10.如權利要求9所述的系統(tǒng)，其中所述門限差值是0.5米。
11.如權利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述比較裝置確定被檢測的物體的偏航角。
12.如權利要求11所述的系統(tǒng)，其中比較裝置旋轉相應于已知形狀的輪廓一個等于偏航角的角度。
13.一種用于確定被檢測的物體是否是已知物體的方法，所述已知物體具有已知的輪廓，還具有在已知位置的已知特征，所述方法包括(a)在被檢測的物體上投射光脈沖；(b)收集從被檢測的物體上反射的光脈沖，并用于按照所述光脈沖檢測被檢測的物體的形狀；(c)比較檢測的形狀和相應于已知形狀的輪廓，并用于確定檢測的形狀是否相應于已知的形狀；以及(d)通過確定被檢測的物體是否具有在已知位置的已知特征識別被檢測的物體是否是已知物體。
14.如權利要求13所述的方法，其中對于已知物體，限定一個內部容積，使得所述內部容積包含所述的已知特征，并限定一個外部容積，使得所述外部容積不包含所述已知特征；所述識別步驟包括按照由內部容積內反射的光脈沖的數量和由外部容積內反射的光脈沖的數量確定被檢測的物體是否具有在已知位置的已知特征。
15.如權利要求14所述的方法，其中所述外部容積被限定使得包圍著所述內部容積。
16.如權利要求14所述的方法，其中所述識別步驟按照是否Vi/(Vi+Vo)＞T確定被檢測的物體是否具有位于已知位置的已知特征，其中Vi＝從內部容積反射的激光脈沖數；Vo＝從外部容積反射的激光脈沖數；T＝預定的門限值。
17.如權利要求16所述的方法，其中T＝0.7。
18.如權利要求14所述的方法，其中識別步驟包括控制所述投射步驟，使得把激光脈沖投射到內部容積和外部容積。
19.如權利要求13所述的方法，其中已知的物體包括已知的前端高度的前端；以及所述識別步驟還通過檢測被檢測的物體的前端高度并比較檢測的前端高度和已知的前端高度識別被檢測的物體是否是已知物體。
20.如權利要求19所述的方法，其中識別步驟通過求取檢測的前端高度和已知的前端高度的差比較檢測的前端高度和已知的前端高度。
21.如權利要求20所述的方法，其中只有當所述的差小于或等于一個門限差值時所述識別裝置才識別被檢測的物體為已知物體。
22.如權利要求21所述的方法，其中所述門限差值是0.5米。
23.如權利要求13所述的方法，其中所述比較步驟包括確定被檢測的物體的偏航角。
24.如權利要求23所述的方法，其中所述比較步驟還包括旋轉相應于已知形狀的輪廓一個等于偏航角的角度。
25.一種用于確定被檢測的物體的偏航角的系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括投射裝置，用于在被檢測的物體上投射光脈沖；收集裝置，用于收集從被檢測的物體上反射的光脈沖，并用于按照所述光脈沖檢測被檢測的物體的形狀；以及角度確定裝置，用于由收集裝置檢測的形狀確定偏航角。
26.如權利要求25所述的系統(tǒng)，其中被檢測的物體包括具有前端尖端的前端，并且其中角度確定裝置由和所述前端尖端相鄰的形狀的一部分確定偏航角。
27.如權利要求26所述的系統(tǒng)，其中所述前端具有相對于前端尖端的左側和右側，并且其中角度確定裝置確定在左側和右側的至少一個上的回歸線，并按照所述回歸線確定偏航角。
28.一種用于確定被檢測的物體的偏航角的方法，所述方法包括在被檢測的物體上投射光脈沖；收集從被檢測的物體上反射的光脈沖，并用于按照所述光脈沖檢測被檢測的物體的形狀；以及由收集步驟檢測的形狀確定偏航角。
29.如權利要求28所述的方法，其中被檢測的物體包括具有前端尖端的前端，并且其中所述角度確定步驟包括由和所述前端尖端相鄰的形狀的一部分確定偏航角。
30.如權利要求29所述的方法，其中所述前端具有相對于前端尖端的左側和右側，并且其中所述角度確定步驟包括確定在左側和右側的至少一個上的回歸線，并按照所述回歸線確定偏航角。
31.一種用于確定交通工具是否跟隨一個中心線的系統(tǒng)，所述交通工具具有前端和輪子，所述系統(tǒng)包括存儲裝置，用于存儲(i)表示所述中心線的路徑的坐標和(ii)所述前端和所述輪子之間的距離；檢測裝置，用于檢測(i)所述前端的位置和(ii)所述交通工具的偏航角；以及計算裝置，用于(i)由所述前端的位置、由所述檢測裝置檢測的偏航角和在所述存儲裝置中存儲的距離計算所述輪子的位置和(ii)由存儲在所述存儲裝置中的坐標和所述輪子的位置計算所述輪子和中心線的偏移。
32.一種用于確定交通工具是否跟隨一個中心線的方法，所述交通工具具有前端和輪子，所述方法包括存儲表示所述中心線的路徑的坐標；存儲所述前端和所述輪子之間的距離；檢測所述前端的位置；檢測所述交通工具的偏航角；由所述前端的位置、由所述檢測裝置檢測的偏航角和在所述存儲裝置中存儲的距離計算所述輪子的位置；以及由存儲在所述存儲裝置中的坐標和所述輪子的位置計算所述輪子和中心線的偏移。
全文摘要
一種激光范圍探測器(LRF)20用于識別接近一個門的飛機12。LRF20指向飛機12，由回波導出一個輪廓并和已知輪廓比較。為了在具有相似輪廓的飛機12當中進行識別，LRF指向一個其中預計具有一個特征例如發(fā)動機的容積和其中預計沒有發(fā)動機的另一個容積。使用來自兩個容積中的回波確定發(fā)動機是否位于其預計的位置，如果是，飛機12就被識別為正確的類型，并且允許在所述的門入塢。否則，飛機12被停止。也可以使用機頭的高度作為另一個識別標準。
文檔編號G06K9/00GK1399767SQ00815802
公開日2003年2月26日 申請日期2000年10月27日 優(yōu)先權日1999年10月29日
發(fā)明者拉斯·米爾蓋德 申請人:安全門國際股份公司