CN101529203A

CN101529203A - 使用gps和激光基准的导航系统

Info

Publication number: CN101529203A
Application number: CNA2007800387671A
Authority: CN
Inventors: A·泰勒; N·C·塔尔博特
Original assignee: Trimble Navigation Ltd
Current assignee: Trimble Inc
Priority date: 2006-10-17
Filing date: 2007-09-18
Publication date: 2009-09-09
Also published as: WO2008048759A2; DE112007002393B4; US8705022B2; US20070052950A1; DE112007002393T5; WO2008048759A3

Abstract

一种机器控制系统(10)，其使用激光系统和全球导航卫星系统来确定机器(14)的位置。该激光系统具有激光探测器，该激光探测器以与全球导航卫星天线(16)的公称相位中心已知且固定的关系而设置。所述激光探测器接收从激光发射器(12)发射的激光。在用来确定所述机器的位置之前，所述激光系统和所述全球导航卫星系统的输出被共同用来确定所述发射器的位置。

Description

使用GPS和激光基准的导航系统

技术领域

本发明涉及位置追踪和机器控制系统，尤其涉及一种激光系统和全球导航卫星系统的组合，以追踪机器的位置并基于所述追踪信息来准确控制所述机器。

背景技术

全球导航卫星系统(下文中统称为GNSS)，如GPS和GLONASS，已经被广泛地用来确定位置坐标(position coordination)。此种位置坐标能够在测量操作中使用，以及用于移动单元的自动化控制。在将来，欧洲GALILEO系统将具有相似的功能。包含卫星接收器和导航计算机的自动导航系统能够在单独使用卫星信号确定移动单元中实现10米水平的精确度。使用除卫星信号以外的差分校正的差分导航系统能够在米级的精确度范围内确定位置信息。能够利用从此种卫星发射的代码和携带信息的实时动态(RTK)导航系统能够实现厘米级的精确度。

尽管这种GNSS系统能够监控移动设备的移动以及作为控制诸如平地机和其它类型的土方设备的设备的运转的系统的部分而运转，但是当卫星从视图(view)中阻断(block)或部分阻断时，全球导航卫星系统不能够有效地运转。最优地，这种全球导航卫星系统从视图中所有卫星接收数据并基于所有卫星来计算接收器的位置。当仅从四个卫星接收传播时或当卫星几何学(satellite geometry)微弱时(精度几何衰减(dilution)高)，这种系统能够运转，然而，系统定位精确度和性能将降低。很明确的是，当接收少于四个卫星时，或当追踪多于四个卫星但卫星几何学微弱时，系统的控制必须以可选的方式来实现。另外，在某些情况下，甚至当从五个卫星接收传输时，得到的精确度比期望的要小。

当来自卫星的信号阻断、或当卫星位置妨碍精确位置测定时，为了处理这些情况，能够设置一个基于定位系统的激光器以提供针对机器位置的增补信息。例如，如果自动平地机将在天桥下通过时，可以预期的是，自动平地机系统将捕捉不到许多卫星。因为全球卫星导航系统利用以视线为基础进行接收的接收器来运转，可以预期的是，卫星接收的损失将是显著的。为了弥补这种损失，针对位置数据的损失，增补位置信息源(诸如固定激光发射器)和机器上的激光接收器协同以确定机器位置。当机器在天桥下移动并返回具有全部卫星的清晰视野的位置，固定激光发射器有效地取代了阻断的卫星，允许控制自动平地机继续运行且不受影响。

因为机器的位置部分根据激光发射器来确定，对于定位系统来说，在相同坐标系中确定激光发射器的位置是重要的，因为在所述相同坐标系中，当全球导航卫星系统控制时，定位系统运转。尽管可能使用手工测量技术预先确定激光发射器的位置，但是可以理解的是，这可以减慢定位系统的运转并且也产生误差出现的机会。

发明内容

本发明涵盖一种组合激光系统和全球导航卫星定位系统，其允许使用者实现移动单元的高精度控制，包括高精度机器控制，而不需要广泛的预备程序。定位系统包括激光发射器、光学传感器、GPS接收器以及接收和利用来自光学传感器和GPS接收器的信号的设备。激光传感器发射至少一束绕基本竖直轴旋转的激光束。GPS接收器(包括GPS天线)确定天线的位置。光学传感器可以与GPS天线的相位中心同轴或与之偏离一小段距离。另外，光学传感器可以仅仅放置在相对于GPS天线的相位中心的固定的位置。光学传感器接收激光束。该设备接收来自GPS接收器的信号和来自光学传感器的信号以确定发射器的位置。随后，该设备基于来自GPS接收器的信号，使用来自光学传感器的信号来改进对位置的判断。定位系统可以确定机器的位置，并通过提供控制信号来控制该机器。所述GPS数据和所述光学传感器数据可以方便地在卡尔曼滤波器中联合。

因此，本发明的目的是提供一种系统，以确定机器的位置并控制该机器，其中该系统的操作是方便的。

附图说明

由于结合以下附图(其中同样的元件用同样的符号来表示)，本发明的优选的实施方式的详细描述，将更清楚地理解上述本发明的优点及其另外的优点。

图1表示根据本发明的一个实施方式的位置追踪和控制(PTC)系统，其中该PTC系统包括激光系统，一个或多个移动单元，每个具有组合激光探测器、全球导航卫星(CLDGNS)天线、联合控制系统和通信链路；

图2-4为根据本发明的组合激光探测器和全球导航卫星天线的各种实施方式；

图5-7为用于解释该联合来自激光系统的数据和来自全球导航卫星系统的数据的方式的示意图；

图8是表示联合基于GPS的数据和基于激光器的数据的示意图；以及

图9是表示本发明使用自动平地机的位置追踪和控制系统操作的流程图。

具体实施方式

参考图1所述的位置追踪和控制(PTC)系统10，能够最佳地理解本发明。该PTC系统10包括激光发射器系统12，一个或多个移动或迁移单元14，每个具有组合激光探测器、全球导航卫星(CLDGNS)天线16和联合控制系统18，并具有用于建立通信链路20的发射器，优选地为无线电连接。CLDGNS天线16接收来自多个地球轨道运转的全球导航卫星22(例如GPS、GLONASS、GALILEO及其组合)的信号21，这样能够在厘米级的精确度、通过控制系统18来确定地块17的动态点的坐标(例如DP₁和DP₂)。控制系统18包含构造以处理来自天线16的数据的微处理器或其它计算硬件以提供天线16的位置的估计。

控制系统18除了利用卫星22接收的信号外还利用由激光发射器12提供的其坐标(x、y、z)位置计算的信息，提供毫米级的精确度，确定相对于每个CLDGNS天线16的动态点DP₁和DP₂的位置。在一个实施方式中，该激光发射器12提供至少两个发散或扇形射束23和23′，其以统一速率、在地块17中的不动点SP上绕竖直轴Z₀连续旋转。扇形射束23和23′从激光系统12在非垂直面中发射，以便第一扇形射束23将以α的角度相交任意水平基准面24，以及第二扇形射束23′将以β的角度相交任意水平基准面。动态点DP₁可以是该机器上的工作元件，例如平地机刮板，而动态点DP₂可以是被测量员到处移动的手动放置的桅杆(mast)底端的点。

可以理解的是，该扇形射束23和23′如果以恒定的速度绕竖直轴旋转，将连续地激励(期间存在一定的时间延迟)每个CLDGNS天线16的至少一个光学传感器44(图2和3)。另外，可以理解的是，在图1的实施方式中，由于CLDGNS天线16的相对位置分别在水平基准面24上方或下方移动，通过该扇形射束23和23′激励该光学传感器44之间的时间延迟将增大或减小。可以理解的是，简单地通过选入和输入该控制系统18检测时间延迟，能够将CLDGNS天线16初始化至任何任意水平基准面24。另外，可以理解的是，通过CLDGNS天线16检测到的检测时间延迟的任何变化与角度γ相关，其是以下角度：直线以该角度穿过CLDGNS天线16的光学传感器44(图2-4)，且扇形射束23和23′的辐射点以该角度与所选择的任意水平基准面24相交。

如上所述，角度α和β是常数。角度γ通过感测射束23和23′对传感器44的照射时间来确定。传感器44越高，该延迟越大。以下将是明显的：扇形射束23和23′的转动速度的波动将引起短期的、暂时的误差。为使这种误差最小化，控制处理器18可以经由通信链路20被提供激光系统12的转动速度。然而，该转动速度可以锁相(phase locked)至晶体振荡器，以提供足够的精确度。因此，知道转动速度，该控制系统18能够从测定的通过射束23和23′照射之间的时间延迟在算术上计算角度γ的值，并从而确定水平基准面24上方的CLDGNS天线16中的光学传感器的仰角。

在另外的实施方式中，激光发射器12进一步设置有多个光源，其在射束23和23′的每个转动期间在相同的时间点上频闪(strobe)。指示灯26在与扇形射束23和23′不同的波长处提供同步360°闪烁信号38。通过取向该激光发射器12，使得当扇形射束23和23′之间的中间点通过已知的正航向(true leading)A₀时指示灯26闪烁，控制系统18也能够从探测指示灯的信号38与探测扇形射束23和23′之间的时间延迟来计算激光发射器12的相对方位(relative bearing)。

在另一个实施方式中，激光系统12设置有全球导航卫星系统(GNSS)接收器30。GNSS接收器30能够从由全球导航系统卫星22提供的信号21接收和计算其位置。如何通过这种信号确定位置，在已转让给天宝导航公司(Trimble Navigation，LTD)的美国专利第6,433,866号中详细公开，其公开内容在此全部引入作为参考。

控制系统18除了计算其自身的位置外(从通过CLDGNS天线16接收和提供的探测卫星信号来计算)，也可以提供激光系统12的已知和固定位置。使用激光发射器12针对相关性和误差校正提供的信息，控制系统18随后能够以高精度计算相对于CLDGNS天线16的任何移动点的坐标(x、y、z)位置。以下公开了由控制系统18执行计算的更详细的讨论。

可以理解的是，PTC系统10通过集成激光探测器和全球导航卫星天线向潜在的移动用户提供许多益处。例如，CLDGNS天线16比单独的激光探测器和全球导航卫星天线的成本更低，这是因为该集成CLDGNS天线仅需要一套封装(packaging)，并且能够利用共享的电路和配线、计算机存储器和处理器以及共用电源。其它益处参照图2-4，图2-4表明根据本发明的组合激光探测器和全球导航卫星天线各种实施方式。

图2图解地表明CLDGNS天线16的一个实施方式，CLDGNS天线16提供安装至电子外壳34的天线元件32，所述电子外壳34又安装至狭长支架(例如桅杆)36的一端。在外壳34中，天线元件32连接至低噪声放大器(LNA)38，激光探测器40连接至激光信号处理器42。激光探测器40可以包含许多放置在外壳34的周围的光学传感器44。光学传感器44通常朝向下方或外面。在该取向下，光学传感器44的至少一个将探测来自激光系统12的扇形射束23和23′，并且两个或多个光学传感器44有时探测扇形射束。每个光学传感器44能够被独立地读取并且通过控制系统18来计算其位置。

在图2的图示的实施方式中，提供三个光学传感器44，并且如果需要，还可以包括其它实施方式以改进激光探测。在这种实施方式中，已知每个光学传感器44至其各自的天线元件32的公称相位中心x的相对位置X₀、Y₀和Z₀，将每个光学传感器44的检测激光器位置变换至天线元件32的公称相位中心x，通过控制系统18，这是易于算术地计算的。

在该三个光学传感器44间的检测的高度中的差异提供倾斜的指示，其又可以通过控制系统18使用来补偿误差，否则该误差影响DP₁和DP₂的计算的位置。另外，尽管对于将各个光学传感器44的检测激光高度调整至联合天线元件32的公称相位中心，天线倾斜角度是重要的，也能够使用检测激光高度中的这些变化来帮助确定该设备的取向(诸如平地机/推土机推土铲)，CLDGNS天线16与这些设备相连接。然而，如果需要，倾斜/航向传感器46可以进一步包含在CLDGNS天线16的封装中以进一步使对于倾斜、错误校正和装置取向确定的补偿简单化。

在图3所表示的CLDGNS天线16的另一个实施方式中，电子外壳34和天线元件32由天线罩46保护。激光探测器的光学纤维拾波器(pick-up)48设置在天线罩46的顶端。该光学纤维拾波器48很小，大约直径为0.25英寸(6mm)，这是因为其仅需要收集足够的能量以激活光学传感器44。该非金属光学纤维拾波器48沿Z轴方向，与天线元件32的公称相位中心x垂直地对齐。激光探测器也包括光学纤维50，其将光学纤维拾波器48连接至光学传感器44。在该实施方式中，光学传感器44设置在天线元件32之下。可以任选地提供纤维52以滤出由光学纤维拾波器48接收的光噪音。这改进了光学传感器44对于扇形射束23和23′的能量的灵敏度(图1)。如果需要，光学传感器44可以向上移动及基本上直接放置在光纤拾波器48之下、天线元件32之上。

在一个实施方式中，光学纤维拾波器48包括圆形对称双曲线反射面54(图3a)，其捕获来此360度的光，并经由光学纤维50将光反射至光学传感器44。在另一个实施方式中，光学纤维拾波器48可以包括TIR棱镜56(图3b)，其通过光学纤维50将激光能量重新定向至光学传感器44。全内反射(TIR)棱镜56的使用，要求非金属涂层以保证反射率，因此从上述天线元件32去除了全部金属。因为光学传感器44的金属和半金属部分位于天线元件32的下方，它们将不会不良地影响天线16拾取相对弱的卫星信号21的能力。通过支架36提供电缆58，以将CLDGNS天线16的输出连接至控制系统18(图1)。

在图4所表示的另一个实施方式中，一个或多个传感器60设置在电子外壳34下方，沿着支架36放置。这样的设置对于传感器60具有不干扰接收的优点，并且也不影响天线元件32的公称相位中心x的位置。每个传感器60可以包括圆形对称双曲线反射镜或棱镜。因为每个传感器60在天线元件32的下方，因为传感器可以与探测器紧密地整合，所以光学纤维可以不是必须的。可以提供纤维52，以滤去无关的能量，来改进激光的灵敏度。在全部上述所公开的实施方式中，来自探测器的输出信号被耦合至联合处理器42。处理器42的输出包含在CLDGNS天线16的输出中，并提供给控制系统18用于进一步使用和评估。可以理解的是，控制系统18在图1中被放置在天线16的外部并远离天线16。然而，在一些实施方式中，希望将控制系统18设置在接近天线16处或设置在天线16内。

在图4的实施方式中，可以在沿着支架36的已知位置提供传感器60。控制系统18能够使用由传感器60提供的信息来确定从发射器12至传感器60的距离，以及相对于发射器高度基准24的传感器的高度差。因为计算对于本领域的技术人员是已知的，所以没有提供进一步的描述。尽管非共轴实施也是可能的，但该共轴校准使实施简单化。

在以上的CLDGNS天线16(图1-4)所公开的实施方式中，激光探测器的每一个和天线元件的公称相位中心x通过已知、固定的距离分隔且通常共轴对齐。尤其是，相对于天线元件32的公称相位中心x，各个光学传感器44的Z₀距离(如果需要还有X₀、Y₀距离)是工厂设置的。因此，通过防止操作员由于激光探测器的光学传感器和天线元件的公称相位中心x间的误算测量而手动地将定位误差输入控制系统18，CLDGNS天线16提高了PTC系统10的精确度。

在以上实施方式中，所述CLDGNS天线16图示为具有测地形状或大致平面圆盘形状。然而，可以理解的是，其它卫星天线也可方便地与本发明的构思一起使用。

参见图示GNSS和激光系统的图5。基础(base)GNSS接收器70设置在已知标记处，并追踪视图内的卫星，由所述基础接收器70执行距离和/或载波相位测量，并将其传送至所述移动或迁移GNSS接收器72，所述移动GNSS接收器72追踪两个或多个也受所述基础接收器70追踪的GNSS卫星。或者，基础GNSS接收器的网络能够用来产生数据流，该数据流被相对于大气和卫星误差源基本校正。此法被称为网络实时动态定位，优于使用单个基础接收器的系统的位置精确度。

激光发射器74实地设置，并提供对所述激光探测器76适合的覆盖。相对于与所述GNSS相同的数据，所述激光发射器70的高度是已知的。就GPS而言，所述参考椭球是1984年的世界测地系统，所述激光检测器76感测所述发射器74发送的信号，并确定相对于所述发射器74的高度差。所述激光发射器自身与重力的瞬间方向一致，且通常与相同点处椭球的法线的方向不一致。幸运的是，所述参考椭球正好接近所述物理地球(平均海平面)，尤其是当所述激光的操作范围小于500米时。因此，从所述激光系统获得的高度差与所述GNSS确定的高度变化相一致。假设r₁、r₂..r_s是从移动GNSS天线到卫星1、2..s的距离观测，从所述基础GNSS系统的观测用来校正所述移动观测，能够将所述距离观测视为代码或相位。就相位而言，假定所述载波相位模糊已经去除。

卫星坐标是已知的，且经由星历表典型地通过各自卫星的广播而获得。所述卫星坐标根据WGS84 XYZ笛卡儿形式给出(即，X_i，Y_i，Z_i，其中i＝1，2..s)。

在所述移动探测器76处读取的激光高度读数提供所述激光发射器的高度差(ΔH)。此高度差然后必须应用于高于所述参考椭球的激光发射器的高度(H_T)，以获得高于所述椭球的激光探测器76的高度(H_D)。从所述椭球中心到激光探测器76的距离通过将H_T加到移动单元处的椭球曲率半径来计算。最终，从所述椭球中心到所述GNSS天线的距离通过以下来产生：应用激光探测器76和用于所述接收器72的天线之间的任意高度偏移量-最终距离测量(r_L)与从GNSS获得的相一致。因此，当所述卫星设置在地球中心处时，能够将所述激光高度数据输入视为附加卫星观测。

我们接着应用最小二乘估算法估算所述移动单元的X、Y和Z的坐标(加上接收器时钟偏移项T)。需用于该法的观测方程对GNSS和激光数据是共用的，且能够以线性化形式表示为：

l_i+v_i＝Ax (1)

其中：

l_i是观测量减去对各个卫星(i＝1，2..s)和所述激光探测器(i＝L)的计算项的矢量。所述迁移单元的近似坐标(X₀、Y₀、Z₀)用来形成所计算(理论)的距离值，R_i；

V_i是观测残差的矢量，其识别出所述观测并非是理想的，而是受小误差的影响；

A是设计矩阵，其使所述观测量与未知量关联；以及

x是对近似迁移天线坐标和近似GNSS接收器时钟偏移项(T₀)的校正矢量。

方程(1)的分量以全部矩阵的形式表示如下：

[\begin{matrix} r_{1} - R_{1} \\ r_{2} - R_{2} \\ \cdot \cdot \\ r_{s} - R_{s} \\ r_{L} - R_{L} \end{matrix}] + [\begin{matrix} v_{1} \\ v_{2} \\ \cdot \cdot \\ v_{s} \\ v_{L} \end{matrix}] = [\begin{matrix} a_{1} & b_{1} & c_{1} & 1 \\ a_{2} & b_{2} & c_{2} & 1 \\ \cdot \cdot & \cdot \cdot & \cdot \cdot & \cdot \cdot \\ a_{s} & b_{s} & c_{s} & 1 \\ a_{L} & b_{L} & c_{L} & 0 \end{matrix}] [\begin{matrix} ΔX \\ ΔY \\ ΔZ \\ ΔT \end{matrix}]

(2)

设计矩阵项a_i、b_i、c_i是所述迁移天线72到卫星(用于GNSS观测)和所述迁移天线72到所述椭球中心(用于激光观测)的距离观测的方向余弦。所述方向余弦使用以下来计算：

a_{i} = \frac{- (X_{i} - X_{0})}{R_{i}};

b_{i} = \frac{- (Y_{i} - Y_{0})}{R_{i}};

c_{i} = \frac{- (Z_{i} - Z_{0})}{R_{i}};

(3)

方程(1)中表示的每个观测具有关联不确定性。对于所述GNSS相位观测，通常在厘米的数量级上。对于激光高度读数，其在几毫米的数量级上。因此，引入观测权矩阵，该观测权矩阵通过单个观测方差的倒数而形成：

P = [\begin{matrix} p_{1} & 0 & \cdot \cdot & 0 & 0 \\ 0 & p_{2} & \cdot \cdot & 0 & 0 \\ \cdot \cdot & \cdot \cdot & \cdot \cdot & \cdot \cdot & \cdot \cdot \\ 0 & 0 & p_{s} & 0 \\ 0 & 0 & 0 & p_{L} \end{matrix}]

(4)

基于最小二乘原理，对未知量校正的最概然值通过根据以下而最小化加权观测残差的平方和来获得：

x＝(A^TPA)^-1(A^TPl) (5)

最终，迁移单元经校正的坐标和时钟偏移项通过将方程(5)的结果应用于用作线性化调整点各自的近似值：

[\begin{matrix} \hat{X} \\ \hat{Y} \\ \hat{Z} \\ \hat{T} \end{matrix}] = [\begin{matrix} X_{0} \\ Y_{0} \\ Z_{0} \\ T_{0} \end{matrix}] + [\begin{matrix} ΔX \\ ΔY \\ ΔZ \\ ΔT \end{matrix}]

(6)

所述激光系统可包含形成参考确定方向(诸如北方)水平角的测量的设备。参见图6，每次旋转激光穿过参考标记时，在所述激光发射器80处将LED的单向系列照亮。在所述激光探测器82处，下次激光照射和LED照亮之间的时间提供所述探测器离参考线的角位移量，假设所述激光发射器80的旋转速率被测量，因而是已知的。

在图6中，所述激光发射器80任意排列，使得其相对于正北方向有B角度的设备角位移。在所述发射器参考线84和所述探测器82之间的角度的读数在每次激光扫描时可以获得，且由a_i来表示。所述发射器80的位置根据三个空间笛卡尔坐标X_T、Y_T和Z_T给出，同时如前所述，所述探测器坐标是X、Y和Z。

所述角度读数可作为位置观测输入用在联合的激光/GNSS系统中的整个估算策略。能够再次应用最小二乘法。为了简化，根据以所述发射器80为中心的水平面来考虑所述探测器的未知坐标。假设E_T、N_T为所述发射器的平面坐标，E、N为所述探测器的坐标，连接所述角度观测和所述探测器坐标的观测方程如下：

a_{i} + w_{i} = \tan^{- 1} (\frac{E - E_{T}}{N - N_{T}}) - B

(7)

每个角度观测都会有小的、随机的误差wi。可能将所述激光发射器手动对准区域北部，其中变量B将等于零。出于讨论目的，下面将B视为能够经由GPS和激光设备的整合来确定的未知参数。

方程(7)中的三个未知参数是E、N和B：

a_i＝f(E，N，B) (8)

为了应用最小二乘原理，我们必须使所述观测方程线性化：

a_{i} = f (E_{0}, N_{0}, B_{0}) + \frac{df}{dE} ΔE + \frac{df}{dN} ΔN + \frac{df}{dB} ΔB

(9)

其中，E0、N0和B0分别是E、N和B值的初始猜测值，df/dE、df/dN和df/dB是相对于每个未知参数的函数偏导数；以及ΔE、ΔN和ΔB是对初始猜测值E0、N0和B0的校正值，其产生未知数的最大概率值。当以矩阵的形式写出时，方程(9)变为：

[a_{i} - α_{0}] + [w_{i}] = [\begin{matrix} \frac{df}{dE} & \frac{df}{dN} & \frac{df}{dB} \end{matrix}] [\begin{matrix} ΔE \\ ΔN \\ ΔB \end{matrix}]

(10)

其中，α₀是基于所述探测器的近似坐标所计算的角度。换句话说，通过在方程(7)中插入的E₀作为E，N₀作为N以及B₀作为B，我们得到α₀。

如果我们对E、N和B的初始猜测值非常好，那么α₀将非常接近于实际观测角度α_i。

对于未知数的观测方程的偏导数通过以下给出：

\frac{df}{dE} = \frac{(N - N_{T})}{{(E - E_{T})}^{2} + {(N - N_{T})}^{2}} = \frac{(N - N_{T})}{L^{2}}

(11)

\frac{df}{dN} = \frac{- (E - E_{T})}{L^{2}}

(12)

\frac{df}{dB} = - 1

(13)

从单个发射器的单个角度观测，不足以用于确定所述探测器的位置。对于多个发射器，两个角度观测的交集足以使之完成。

方程(2)示出用来估算所述探测器天线的未知坐标的GNSS和激光观测的矩阵形式。现在我们希望将所述角度观测积分入所述探测器坐标的组合方案中，因此，我们需要将所述角度观测进展从所述E、N平面系统转换为X、Y和Z笛卡尔坐标。这两个坐标系通过下面的旋转矩阵关联：

[\begin{matrix} (E - E_{T}) \\ (N - N_{T}) \\ (U - U_{T}) \end{matrix}] = [\begin{matrix} - \sin λ & - \cos λ & 0 \\ - \sin φ \cos λ & - \sin φ \sin λ & \cos φ \\ \cos φ \cos λ & \cos φ \sin λ & \sin φ \end{matrix}] [\begin{matrix} (X - X_{T}) \\ (Y - Y_{T}) \\ (Z - Z_{T}) \end{matrix}]

(14)

所述旋转矩阵含有三角值，其涉及所述发射器的纬度(φ)和经度(λ)。方程(14)能够用在方程(7)中，以产生新的角度观测方程，该角度观测方程涉及与用于GNSS数据相同的坐标系：

a_{i} + w_{i} = \tan^{- 1} (\frac{- \sin λ (X - X_{T}) - \cos λ (Y - Y_{T})}{- \sin φ \cos λ (X - X_{T}) - \sin φ \sin λ (Y - Y_{T}) + \cos φ (Z - Z_{T})}) - B

(15)

在方程(15)中，假设所述发射器的X_T、Y_T、Z_T和φ、λ坐标是已知的，且是X、Y、Z和B的函数：

a_i+w_i＝g(X，Y，Z，B) (16)

线性化过程用来产生观测方程，此观测方程能够应用于最小二乘估计法：

a_{i} + w_{i} = g (X_{0}, Y_{0}, Z_{0}, B_{0}) + \frac{dg}{dX} ΔX + \frac{dg}{dY} ΔY + \frac{dg}{dZ} ΔZ + \frac{dg}{dB} ΔB

(17)

在涉及三角函数的方程(17)中的偏导数易于计算，因而本文忽略。

我们现在得到表示用于联合GNSS、激光高度和激光方向数据的观测方程的矩阵形式所需的所有分量：

[\begin{matrix} r_{1} - R_{1} \\ r_{2} - R_{2} \\ r_{s} - R_{s} . \\ r_{L} - R_{L} \\ a - α \end{matrix}] + [\begin{matrix} v_{1} \\ v_{2} \\ v_{s} \\ v_{L} \\ w \end{matrix}] = [\begin{matrix} a_{1} & b_{1} & c_{1} & 1 & 0 \\ a_{2} & b_{2} & c_{2} & 1 & 0 \\ a_{s} & b_{s} & c_{s} & 1 & 0 \\ a_{L} & b_{L} & c_{L} & 1 & 0 \\ h & j & k & 0 & - 1 \end{matrix}] [\begin{matrix} ΔX \\ ΔY \\ ΔZ \\ ΔT \\ ΔB \end{matrix}]

(18)

其中，相对于X、Y和Z的水平方向偏倒数分别通过h、j和k给出。

必须将观测量权值分配至方程(18)所示的角度测量。然后，使用矩阵表达(5)获得对坐标、GNSS接收器时钟和激光发射器取向的校正的最佳估算。最后，通过应用它们近似值的校正，计算参数的最佳估算：

[\begin{matrix} \hat{X} \\ \hat{Y} \\ \hat{Z} \\ \hat{T} \\ \hat{B} \end{matrix}] = [\begin{matrix} X_{0} \\ Y_{0} \\ Z_{0} \\ T_{0} \\ B_{0} \end{matrix}] + [\begin{matrix} ΔX \\ ΔY \\ ΔZ \\ ΔT \\ ΔB \end{matrix}]

(19)

上述方法基于以下假设：所述激光发射器的位置，例如高度和方位是已知的。联合激光和GNSS系统的一个优点是：其能够自校准。代替仅用于解决所述探测器天线(加上时钟和取向多余参数)的位置，其也可能包含所述激光发射器的三个空间位置作为未知数。如图7所示，激光和GNSS位置读数必须在所述发射器94附近的多于两个非共线点90、92(即，不成一行的两点)处读取，以能够计算所述发射器位置。优选地，能够在所述发射器周围的点范围内读取多个读数，以能够平均GNSS随机误差和小的系统误差源。如果需要，应该将所述探测器设置在以下点处：在所述发射器处大约90度的角度。这对所述发射器位置提供了良好的固定。

例如，假设以下状态：其中平地机在GNSS系统控制下正在运转且其接近路基段，在所述路基段，所述平地机将在天桥或其它高架建筑物之下穿过。对于本发明，平地机的操作者或工友将在邻近所述天桥的适当点设置激光发射器，或可能多于一个这样的发射器，使得所述激光将在所述平地机到达所述天桥之前照亮一定距离平地机上的激光探测器。选择所述发射器的位置，以便当所述平地机穿过所述天桥之下时，所述激光束发射器也将接收来自所述发射器的光束。

GNSS系统随后将用来计算各个激光发射器的位置。这是通过以下来实现的：使用来自GNSS系统的信号重复计算自动平地机的位置，随后基于激光系统确定从自动平地机至发射器的方向矢量。该多个矢量将在发射器的位置处相交。随后由该系统将该信息存储，以便当自动平地机在天桥下移动且某些卫星对于接收器不可见时，能够由少数卫星(该卫星在任何瞬间是可见的)提供的信号结合来自激光探测器的信号计算该系统的位置。

可以理解的是，为建立激光发射器的位置，激光和GNSS位置的读数以多个非共线性位置读取，即不落在与发射器的相同直线的位置。如图7所表示的，该评估的精确度将部分地通过聚合矢量之间的角度确定。另外，读取多于两个方向的读数可以提高精确度。

当该自动平地机在天桥经过时，将各个发射器的测量的位置存储以供使用，GNSS卫星的定位和控制系统视图在一定程度上是被阻断的。如图8所示，该信息可以存储在存储器100中。GNSS观察值和精确度可在102与激光系统观察值和精确度在106一起提供至评估设备104。评估设备104随后使用在106从激光探测器接收的信号以根据来自GNSS接收器的信号改进机器的位置的评估。可以理解的是，可以通过评估设备104将其它位置数据与来自GNSS接收器的数据联合以提高或改进位置的评估。图8表示在该实施方式的可选的变化中，也可以为惯性系统108将惯性传感器读数和精确度提供至评估设备104。优选地，将评估设备104实施为作为卡尔曼滤波器的编程计算机。卡尔曼滤波器是递归数字算法，其能够用来联合各种水平的不确定性的评估数据。卡尔曼滤波器简单地将可获得的位置数据联合，并且基于预期误差水平提供位置评估。

在规则时间间隔或区间(epoch)下正常地做出GNSS观察值。通过发射器的转动速率控制激光读数，因此可能不能精确地与GNSS观察值一致。假定接收器的移动足够快以至于误差可起因于缺乏同步化，有若干种方法来处理这种情况。第一，激光发射器的转动速率可以增加以便读取能够进行，其与在位置结果中可忽略误差的GNSS区间十分接近。第二，迁移单元的移动能够在卡尔曼滤波器中模拟，并且GNSS和激光探测器观察值能够当其发生时被输入该滤波器。第三，GNSS或激光观察值变化的速率能够模拟以便该观察值能够斜交至共有区间。在任何情况下，GNSS和激光观察值能够以一致的方式共同容易地被处理。

可以理解的是，其它变化可以是可利用的位置确定系统。例如，系统是预期的，其中评估设备104不使用激光传感器和接收器对GNSS接收器102、以及惯性传感器系统108做出应答。另外，系统在无惯性系统下，可以联合GNSS接收器和激光发射器和接收器106。位置确定系统在无GNSS观察值时，可以使用与惯性传感器数据相结合的激光生成位置数据。在各个变量中，来自两个或三个不同来源的位置数据在卡尔曼滤波器中联合以提供位置评估，该位置评估不会降至如果使用用于位置数据的单一源所可能发生的程度，使用单一源的情况下，操作条件降低单一源的精确度。如前所解释的，使用激光接收器结合GNSS接收器来检测平地机位置，将帮助在那些情况下维持精确的位置确定，这些情况包括平地机移动进入一些GNSS卫星不能够被GNSS接收器所接收的区域。以同样的方式，惯性传感器可以被在激光接收器的位置或结合激光接收器而使用，维持所确定的位置的精确度。另外，因为其周围操作平地机的结构，激光接收器可以临时地锁定而不接收发射的激光束或光束。可以联合GNSS接收器输出和惯性传感器输出以在这些时候确定位置。

激光发射器作为这样类型的发射器而示出，所述类型的发射器提供两束倾斜的扇形光束和周期性的360°的闪光以对接收器提供相对于该发射器的相对位置的指示。本发明涵盖激光发射器和接收器的其它类型，还包括通过大致水平面的扫描激光细束的发射器和具有多种用于检测激光面的相对位置的检测器的接收器。其它变化包括使用发射器，其发射单一激光的扇形光束，优选地为倾斜的，以及周期性的360°闪光以给出相对位置。该激光接收器和GNSS天线被表示为在单个桅杆上非常接近设置在一起。然而，可以理解的是，如果不是这样的情况的话，只需要激光接收器和GNSS天线间的距离同样的是一个已知的恒定的距离，该变化将在位置确定计算中注意。

现在参见图9，其是流程图，该流程图图解性地图示本发明的一个实施方式运转的方式，以便从仅在所述GNSS接收器控制下的运转过渡至在所述GNSS接收器和所述激光束接收器的控制下的运转。在此实施方式中，所述控制系统应用设置在已知位置处的激光发射器、GNSS卫星系统、安装在所述机器上的激光束接收器和安装在所述机器上的GNSS接收器。

例如，所述GNSS接收器和所述激光束接收器均可安装在正移向且将要穿过天桥下的平地机上。一个或多个激光发射器设置在天桥区域附近并发射一个或多个光束，从而至少照亮所述天桥下面的区域部分。如在200所显示的，比较所述平地机的测量位置和其对分级表面的理想水平的分级实施时，所述控制系统实质上可在所述GNSS接收器的控制下运转。如在202处所显示的，当所述平地机到达卫星对视觉部分封锁的点时，位置计算将基于所述激光和GNSS数据。该系统自然需要知道所述激光发射器或多个激光发射器的位置，以便所述平地机相对位置能够转换为绝对位置计算。如果需要，可以用常规方式调查激光发射器的位置并储存位置数据。或者，所述相对激光发射器位置可如204所显示的通过系统自身来确定——尽管所述GNSS数据是完全的。所述系统提供参考标坐标系，该系统对于所述激光发射器和所述激光接收器以及所述GNSS卫星系统和所述GNSS接收器是共用的。

所述机器可移动至所述GNSS接收器不再从所述GNSS卫星上接收有用的数据的点处。如206处所显示的，在该点所述机器的位置的计算将仅仅由所述激光接收器和所述激光发射器来确定。在所述平地机穿过所述天桥下之后，所述GNSS接收器将再次从GNSS卫星获取信号，且如在208处所显示，该系统将根据所述联合信号运转。最后，所述平地机将移出所述激光发射器的范围，且所述GNSS接收器将无需辅助地提供位置信息。可以理解的是，来自所述GNSS接收器和所述激光接收器的信息将被联合(如使用卡尔曼滤波器)以产生对所述机器位置的估算。然后基于估算的实际机器位置和理想的机器位置来运转和控制所述平地机。

尽管已经根据目前优选的实施方式对本发明进行了描述，但可以理解的是，不应将该公开解释为限制。例如，在一个实施方式中，描述了所述光学传感器和所述GNSS天线安装在所述机器上，这意图包含将这些元件安装在所述机体上，或者安装在随其移动的机器工具上。在阅读上述公开文本之后，各种变化和修改对于本领域技术人员而言将无疑变得清楚。因而，意图将所附权利要求解释为覆盖落入本发明的真实主旨和范围的全部变化和修改。

Claims

1.一种用于确定位置的系统，包括

激光发射器，其发射至少一束绕基本竖直的轴旋转的激光束；

用于确定位置的GNSS接收器，所述GNSS接收器具有GNSS天线；

用于接收所述激光束的光学传感器，所述光学传感器相对于所述GNSS天线的相位中心处于固定位置；以及

设备，其接收来自所述GNSS接收器的信号和来自所述光学传感器的信号，以确定并存储所述发射器距所述信号的位置，所述设备随后利用从所述光学传感器和从所述GNSS接收器所接收的信号来确定所述GNSS接收器的位置。

2.根据权利要求1所述的系统，其中所述激光发射器发射一束或多束所述光学传感器所响应的定形激光束。

3.根据权利要求1所述的系统，其中所述设备使用最小二乘平均法将来自所述传感器和所述接收器的输出联合。

4.根据权利要求1所述的系统，其中所述设备包含卡尔曼滤波器，所述卡尔曼滤波器根据来自所述光学传感器和所述GNSS接收器的探测信号确定最可能的位置。

5.根据权利要求1所述的系统，其中所述发射器的位置由接收所述激光束来确定，其包含当通过所述传感器接收时的所述激光束的旋转角和在所述发射器与所述GNSS接收器之间的距离。

6.根据权利要求1所述的系统，其中所述设备利用从所述光学传感器和从所述GNSS接收器所接收的信号来确定所述GNSS接收器的竖直位置。

7.一种用于确定机器的位置和控制所述机器的系统，包括

设置在基准位置的激光发射器，其发射两束或多束扇形激光束并使所述激光束绕基本竖直的轴而旋转，所述两束或多束扇形激光束在非平行、非水平的平面中发散，这些非平行、非水平的平面的交线是不竖直的；

在所述机器上用于确定所述机器位置的GNSS接收器，所述GNSS接收器具有安装在所述机器上的GNSS天线；

安装在机器上用于接收所述扇形激光束的光学传感器，所述光学传感器与所述GNSS天线的相位中心共轴，且在所述GNSS天线的相位中心处，或者与其相距一小段距离；以及

在所述机器上的设备，其接收来自所述GNSS接收器的信号和来自所述光学传感器的信号，以确定所述发射器的位置，随后所述设备利用从所述光学传感器和所述GNSS接收器所接收的信号确定所述机器的位置，并用于提供控制信号。

8.根据权利要求7所述的系统，其中所述GNSS天线和所述光学传感器以非常接近的方式设置在相同的桅杆上。

9.根据权利要求7所述的系统，其中所述设备包含卡尔曼滤波器，所述卡尔曼滤波器根据来自所述光学传感器和所述GNSS接收器的探测信号，来确定所述机器的最可能位置。

10.一种用于确定所述机器的位置的系统，包括

激光发射器，其发射至少一束激光束并使所述至少一束激光束绕基本竖直的轴旋转；

在所述机器上用于确定所述机器的位置的GNSS接收器，所述GNSS接收器具有安装在所述机器上的GNSS天线；

安装在所述机器上用于接收所述至少一束激光束的光学传感器，所述光学传感器以相对于所述GNSS天线的相位中心已知的位置关系而设置；以及

在所述机器上的设备，其接收来自所述GNSS接收器的信号和来自所述光学传感器的信号，以确定所述机器的位置，所述设备包含用于从所述信号来确定所述机器的最可能位置的卡尔曼滤波器。

11.根据权利要求10所述的系统，其中所述激光发射器的位置由当通过所述传感器所接收时的激光束的旋转角和在所述发射器与所述GNSS接收器之间的距离来确定。

12.根据权利要求10所述的系统，其中所述GNSS天线和所述光学传感器以非常接近的方式设置在相同的桅杆上。

13.根据权利要求10所述的系统，其中使用最小二乘近似来根据来自所述光学传感器和所述GNSS接收器的信号确定最可能位置。

14.根据权利要求10所述的系统，其中所述GNSS天线和所述光学传感器以彼此接近、彼此固定地接近的方式安装在所述机器上，且其中所述GNSS天线和所述光学传感器被安装为随着所述机器的实施而移动。

15.根据权利要求14所述的系统，其中所述机器上的设备根据由所述卡尔曼滤波器提供的估计位置、以及根据理想位置来实现所述实施的位置控制。

16.一种用于确定机器的位置和控制所述机器的系统，包括

位于基准位置的激光发射器，其发射一束或多束激光束；

安装在所述机器上用于接收一束或多束激光束的光学传感器，所述光学传感器与所述GNSS天线的相位中心共轴，且与其相距一小段距离；

在机器上的惯性传感器，其用于提供指示所述机器的移动和位置的输出；以及

在所述机器上的设备，其接收来自所述GNSS接收器的信号、来自所述光学传感器的信号和来自所述惯性传感器的输出，以从所述信号和输出来确定所述机器的最可能位置，并用来提供控制操作所述机器的控制信号。

17.根据权利要求16所述的系统，其中所述激光发射器发射一对扇形激光束，并且其中所述光学传感器对所述光束均进行响应，以确定所述位置。

18.根据权利要求16所述的系统，其中所述GNSS天线和所述光学传感器以非常接近的方式设置在相同的桅杆上。

19.根据权利要求16所述的系统，其中利用最小二乘近似来根据来自所述光学传感器和所述GNSS接收器的探测信号确定最可能位置。

20.根据权利要求16所述的系统，其中所述设备包含卡尔曼滤波器，所述卡尔曼滤波器用于根据来自所述光学传感器和来自所述GNSS接收器的探测信号来确定所述机器的最可能位置。

21.根据权利要求16所述的系统，其中所述激光发射器的位置由当通过所述光学传感器接收时的激光束的旋转角和在所述发射器与所述GNSS接收器之间的距离来确定。

22.一种在利用固定位置激光发射器、GNSS卫星系统、安装在所述机器上的激光束接收器以及安装在所述机器上的GNSS接收器用于所述机器的位置确定和制导控制的机器控制系统中用于在仅在所述GNSS接收器的控制下运转和在所述GNSS接收器和所述激光束接收器两者的控制下运转之间进行转换的方法，其包括以下步骤：

提供基准坐标系，其对于所述激光发射器、所述激光接收器、所述GNSS卫星系统和所述GNSS接收器是共用的；

在所述机器上提供处理器系统，构造该处理器系统以接收来自所述激光接收器的位置信息及接收来自所述GNSS接收器的位置信息；

将来自所述激光接收器的信息和来自所述GNSS接收器的信息应用于卡尔曼滤波器以产生机器位置的评估；以及

根据实际机器位置和理想机器位置来控制所述机器的运转。

23.根据权利要求22所述的方法，其进一步包括以下步骤：将来自所述机器上的惯性传感器的信息应用于所述处理器系统。