CN105797281B - 调节旋转机架系统的系统和方法 - Google Patents

Abstract

一种机架轮调节系统和用于调节质子治疗系统的机架轮的方法，机架轮调节系统包括：估计单元，其基于各个可调节支承件的刚度参数估计各个可调节支承件的支承件调节值，刚度参数是施加在各个可调节支承件处的力和机架轮的与施加在各个可调节支承件处的力相关联的偏离的函数，支承件调节值与各个可调节支承件的用于在机架轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时补偿机架轮挠曲的标称位置值对应，可调节支承件构造为将机架轮支撑在支承表面上并且在机架轮旋转期间将质子束保持在机架轮的等中心点。

Description

调节旋转机架系统的系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请是2013年10月28日提交的美国申请No.14/064,732的部分继续申请，该美国申请要求2012年10月26日提交的美国临时专利申请No.61/719,129和2013年9月20日提交的美国临时专利申请No.61/880,605的优先权，这两个美国临时专利申请的公开内容以引用方式并入本文。

技术领域

本发明一般性构思涉及一种旋转机架系统，更具体地，涉及调节用于质子疗法的旋转机架系统以保持ae质子递送机构与机架的旋转轴线的对准的系统和方法。

背景技术

质子疗法(PT)是一种癌症治疗技术，其采用高能质子来穿透患者的身体，并且将能量沉积到诸如癌性肿瘤等治疗区域中。PT系统常常采用旋转机架轮，该旋转机架轮以零度至360度之间的任何角度将质子束引导到患者。这允许医师设计治疗计划，该治疗计划从不同的角度攻击癌性肿瘤，并且减少对重要器官和/或健康组织的辐射伤害。

PT系统所面临的一个难点在于：当机架旋转到不同治疗角度时，保持质子递送喷嘴与旋转机架系统的等中心点(isocenter)之间的正确对准。例如，期望的是，保持质子束相对于机架中心的精确度，以便将质子束精确地聚焦到所关注的目标区域。由于机架设备及其各种部件的固有制造公差以及极端尺寸和重量，而使得结构在以不同角度旋转时可能发生偏离，从而使得系统的中心可能漂移到超出目标精确度。

已知的是，移动患者的床来补偿系统在不同旋转角度下的微小漂移。然而，移动患者以补偿束的失准可能变得非常耗时且复杂，尤其是在治疗计划对于每个患者而言要求多于一个应用角度的情况下。因此，期望的是，在预期到机架设备的旋转过程中出现的异常的情况下使机架设备自身对准。

PT系统面临的另一个难点在于：构造和实施工作系统所花费的时间。例如，通常要花费大约6个月现场构建机架，并且需要花费额外的12个月来部署设备。这么长的构建时间与将质子引导通过机架所需的磁体的尺寸以及相关的束精确度要求极为相关。

发明内容

本发明一般性构思提供质子治疗机架设备、质子治疗机架系统以及操作和/或构造质子治疗机架设备和系统的方法的各种实施例。

本发明一般性构思的附加特征和实施例将在以下的说明书中部分地列出，并且部分地从说明书中将变得明显，或者可以从本发明一般性构思的实施中获得。

本发明一般性构思的示例性实施例可以通过提供用于质子治疗系统的机架设备来实现，该机架设备包括：质子束喷嘴，该质子束喷嘴用于将质子束发射到患者的目标区域；机架轮，该机架轮用于支撑质子束喷嘴，以将质子束引导到机架轮的等中心点，机架轮的等中心点对应于目标区域的中心；多个可调节支承件，所述多个可调节支承件沿着机架轮的外径表面增量地间隔开；以及支承表面，该支承表面用于支撑可调节支承件的一部分，使得当轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时，支承件的至少一部分接触支承表面以升高或降低机架轮，从而将质子束重新对准到目标区域的中心。

可调节支承件可以分别包括一个或多个支承辊和可调节构件，可调节构件联接到一个或多个支承辊并且设置成与机架轮的周边表面相邻，使得一个或多个支承辊能够相对于该周边表面选择性地运动。

可调节构件可以被构造成能够相对于该周边表面沿径向进行往复滑动。

可调节构件还可以包括一个或多个锁定构件，所述一个或多个锁定构件设置用于可调节构件，以将可调节构件固定在选择的位置。

可调节支承件还可以分别包括调节构件，该调节构件用于驱动可调节构件的运动。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种制造用于质子治疗系统的机架轮设备的方法来实现，该方法包括：建立机架轮的等中心点；将多个可调节支承件沿着机架轮的外径表面安装在增量地间隔开的位置处；将机架轮设置在支承表面上，使得支承件的一部分接触支承表面；调节可调节支承件，使得当机架轮旋转时，等中心点不漂移；以及在轮旋转的同时机加工机架轮的基准表面。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种用于质子治疗系统的机架设备来实现，包括：质子束喷嘴，该质子束喷嘴用于将质子束发射到患者的目标区域；机架轮，该机架轮具有偏心外表面，质子束喷嘴能够安装到机架轮，以便将质子束引导到机架轮的等中心点，机架轮的等中心点对应于目标区域的中心；以及支承表面，该支承表面用于支撑机架轮，使得当机架轮旋转时，支承表面接触偏心外表面，以升高或降低机架轮，从而保持质子束对准到目标区域的中心。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种对准用于质子治疗系统的机架设备的方法来实现，所述方法包括：估计机架的等中心点和旋转中心；响应于液压致动器位移和旋转角度的预定变化而对喷嘴轨迹的变化进行建模；确定致动器位移和旋转角度修正，以使每个旋转角度处的喷嘴轨迹误差最小；以及根据确定的致动器位移和旋转角度修正来调节凸轮从动件。

该方法还可以包括：识别喷嘴轨迹在机架的多个旋转角度处的定位和取向误差，以估计等中心点和旋转中心。

可以通过利用激光测距系统测量喷嘴上的多个点，来确定喷嘴轨迹。

建模还可以包括：确定与模型化的变化相对应的灵敏度函数，该灵敏度函数形成机架的线性化模型。

旋转角度修正可以存储在查找表中。

确定致动器位移和旋转角度修正的步骤选择性地可以包括：与单个旋转中心相对应的平滑对准，或者与当机架旋转时对旋转中心的变化率进行限制的路径相对应的优化对准。

调节凸轮从动件的步骤可以包括：利用液压致动器升高机架以离开凸轮从动件；移动凸轮从动件以获得最大间隙；利用液压致动器重新定位机架；调节凸轮从动件以支撑机架；以及缩回液压致动器。

该方法还可以包括：响应于凸轮从动件被调节，而重新估计机架的等中心点和旋转中心。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种调节用于质子治疗系统的机架设备的系统来实现，其包括：机架，该机架用于承载质子束喷嘴，该质子束喷嘴被构造成用于将质子束发射到机架的等中心点；一个或多个可调节构件，所述一个或多个可调节构件绕机架的周边间隔开，以便将机架可旋转地支撑在支撑表面上；一个或多个位移构件，所述一个或多个位移构件使机架从支撑表面位移；以及控制器，该控制器用于对当机架在支撑表面上旋转时喷嘴轨迹中的变化进行建模，并且用于确定各个旋转角度处的机架的修正位移，以使每个旋转角度处的喷嘴轨迹误差最小。

一个或多个可调节构件可以被致动以自动地进行控制。

机架的旋转中心可以是与系统的模糊球的中心相同的空间点。

可以在机架上提供致动，以便将喷嘴轨迹移动到等中心点。

经由外部测量(即视觉系统或激光干涉仪)的反馈，所述一个或多个可调节构件可以被致动以自动地进行控制。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种质子治疗系统来实现，其包括：粒子加速器，该粒子加速器用于产生质子束；质子束喷嘴，该质子束喷嘴用于将质子束发射到患者的目标区域；束线路径，该束线路径用于将质子束从粒子加速器引导到质子束喷嘴；机架轮，该机架轮用于支撑质子束喷嘴，以将质子束引导到机架轮的等中心点，机架轮的等中心点对应于目标区域的中心；多个可调节支承件，所述多个可调节支承件沿着机架轮的外径表面增量地间隔开；以及支承表面，该支承表面用于支撑可调节支承件的一部分，使得当轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时，支承件的至少一部分接触支承表面以升高或降低机架轮，从而将质子束重新对准到目标区域的中心。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种机架轮调节系统和用于调节质子治疗系统的机架轮的方法来实现，所述机架轮调节系统包括：估计单元，其基于各个可调节支承件的刚度参数估计各个所述可调节支承件的支承件调节值，所述刚度参数是施加在各个可调节支承件处的力和所述机架轮的与施加在各个可调节支承件处的力相关联的偏离的函数，所述支承件调节值与各个可调节支承件的用于在所述机架轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时补偿机架轮挠曲的标称位置值对应，所述可调节支承件构造为将所述机架轮支撑在所述支承表面上并且在机架轮旋转期间将所述质子束保持在所述机架轮的所述等中心点。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种用于调节质子治疗系统的机架轮的机架轮调节系统来实现，所述质子治疗系统包括：质子束喷嘴，其将质子束引导至所述机架轮的等中心点；多个可调节支承件，其沿着所述机架轮的外径表面增量地间隔开；以及支承表面，其用于接纳所述可调节支承件的一部分，使得所述机架轮借助于所述可调节支承件的接纳在所述支承表面上的一部分被支撑在所述支承表面上，该机架轮调节系统包括：估计单元，其基于各个可调节支承件的刚度参数估计各个所述可调节支承件的支承件调节值，所述刚度参数是施加在各个可调节支承件处的力和所述机架轮的与施加在各个可调节支承件处的力相关联的偏离的函数，所述支承件调节值与各个可调节支承件的用于在所述机架轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时补偿机架轮挠曲的标称位置值对应，所述可调节支承件构造为将所述机架轮支撑在所述支承表面上并且在机架轮旋转期间将所述质子束保持在所述机架轮的所述等中心点。

机架设备可以包括：质子束喷嘴，其用于将质子束发射到患者的目标区域；机架轮，其用于支撑所述质子束喷嘴，以将所述质子束引导到所述机架轮的与所述目标区域的中心对应的等中心点；多个可调节支承件，其沿着所述机架轮的外径表面增量地间隔开；支承表面，其用于支撑所述可调节支承件的一部分，使得当所述机架轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时，所述支承件的至少一部分接触所述支承表面以升高或降低所述机架轮，从而将所述质子束重新对准到所述目标区域的所述中心；偏离测量单元，其用于根据施加在各个可调节支承件上的力测量所述机架轮的在各个所述可调节支承件处的偏离值；以及标称定位单元，其用于根据偏离值确定在各个可调节支承件处的机架轮压缩的标称值。

机架设备还可以包括：位置确定单元，位置确定单元用于确定各个所述可调节支承件的初始位置，通过将所述各个可调节支承件延伸到相应的长度来实现所述初始位置。

机架设备还可以包括：线性逼近单元，线性逼近单元用于逼近在各个可调节支承件位置处的机架轮挠曲。

线性逼近单元可以逼近将同时接触所述支承表面的多个所述可调节支承件处的所述机架轮挠曲。

线性逼近单元可以根据通过所述支承表面作用在与所述支承表面接触的所述可调节支承件上且与所述机架轮的重量相等的各力之和来逼近所述机架轮挠曲。

线性逼近单元可以逼近以五度的增量间隔同时接触所述支承表面的五个或六个可调节支承件处的所述机架轮挠曲。

线性逼近单元可以确定与所述支承表面接触的各个可调节支承件的沿x方向和y方向的力平衡方程。

线性逼近单元可以根据力平衡方程确定残余误差，所述力平衡方程被确定用于包括与所述支承表面接触的五个和六个可调节支承件的构造。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种对准用于质子治疗系统的机架设备的方法来实现，该方法包括：测量支承表面上的机架轮的重量，所述机架轮被构造为旋转的并且借助于多个可调节支承件被支撑在所述支承表面上；根据分别施加在各个所述可调节支承件上的力测量所述机架轮的相应偏离值；以及根据测得的重量和偏离值确定所述机架轮的标称工作点。

该方法还可以包括：确定用于各个所述可调节支承件的初始位置，通过将所述各个可调节支承件延伸到相应的长度来实现所述初始位置。

该方法还可以包括：利用线性逼近单元逼近在所述标称工作点的各个可调节支承件位置处的机架轮挠曲。

线性逼近单元可以逼近将同时接触所述支承表面的多个所述可调节支承件处的所述机架轮挠曲。

线性逼近单元可以根据通过所述支承表面作用在与所述支承表面接触的所述可调节支承件上且与所述机架轮的重量相等的各力之和逼近所述机架轮挠曲。

线性逼近单元可以逼近以五度的增量间隔同时接触所述支承表面的五个或六个可调节支承件的所述机架轮挠曲。

线性逼近单元可以确定与所述支承表面接触的各个可调节支承件的沿x方向和y方向的力平衡方程。

线性逼近单元可以根据力平衡方程确定残余误差，所述力平衡方程被确定用于包括与所述支承表面接触的五个和六个可调节支承件的构造。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种对准用于质子治疗系统的机架设备的方法来实现，该方法包括：建立机架轮的等中心点；旋转所述机架轮，使得设置在所述机架轮上的质子束喷嘴位于预定位置；调节设置在所述机架轮上且与支撑表面联结的多个可调节支承件，直到来自所述质子束喷嘴的喷射落在所述机架轮的轴线和所述等中心点这两者的预定公差内；在预定位置进行调节之后，确定作为来自所述质子束喷嘴的喷射与所述等中心点之间的距离的主调节值；以预定度数旋转所述机架轮，并且调节所述联结的可调节支承件，直到在各个后续机架轮位置处在来自所述质子束的喷射与所述等中心点之间达到主调节值；以及重复旋转和调节，直到已经达到整个360度的旋转。

质子束喷嘴的预定位置可以为相对于所述机架轮的9点钟位置。

本发明一般性构思的示例性实施例还可以通过提供一种用于调节质子治疗系统的机架轮的机架轮调节系统来实现，该质子治疗系统包括：质子束喷嘴，其将质子束引导至所述机架轮的等中心点；多个可调节支承件，其沿着所述机架轮的外径表面增量地间隔开；以及支承表面，其用于接纳所述可调节支承件的一部分，使得所述机架轮借助于所述可调节支承件的接纳在所述支承表面上的一部分被支撑在所述支承表面上，所述机架轮调节系统：旋转控制器，其旋转所述机架轮，使得所述质子束喷嘴位于预定位置；位置检测器，在调节设置在所述机架轮上且与支撑表面联结的多个可调节支承件期间和/或之后，所述位置检测器检测何时来自所述质子束喷嘴的喷射落在所述机架轮的轴线和所述等中心点这两者的预定公差内；以及主调节值确定单元，其用于在预定位置进行调节之后确定作为来自所述质子束喷嘴的喷射与所述等中心点之间的距离的主调节值，其中，所述旋转控制器以预定度数旋转所述机架轮，以能够调节所述联结的可调节支承件，直到在各个后续机架轮位置处在来自所述质子束喷嘴的喷射与所述等中心点之间达到主调节值，并且重复旋转和调节，直到已经达到所述机架轮的整个360度的旋转。

本发明一般性构思的其它特征和实施例可以从以下的详细说明、附图和权利要求书中变得明显。

附图说明

以下的示例性实施例表示被设计成用于实施本发明一般性构思的目的的示例性技术和结构，但是本发明一般性构思并不限于这些示例性实施例。在附图和图示中，为了清楚起见，线、实体和区域的尺寸和相对尺寸、形状和质量可能被夸大。参考附图，通过以下示例性实施例的详细描述，将会更加容易理解和领会宽范围的各种额外实施例，其中：

图1为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的机架系统的示意图；

图2为在标准国际船运集装箱中装箱以便进行运输的旋转机架系统和相关的磁体系统的示意图；

图3为示出机架系统的中心线漂移的示意图，其中机架轮旋转了大约90度；

图4为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的偏心机架轮的示意图；

图5为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的具有偏心机加工边缘的圆形机架轮的示意图；

图6A和图6B示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的机架调节系统；

图7为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的质子治疗系统的示意图；

图8为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的质子治疗系统和环境的示意图；

图9示出了根据本发明一般性构思的实施例的机架系统的各种部件；

图10示出了根据本发明一般性构思的实施例的图9中所示的凸轮从动件的更详细的视图；

图11示出了本发明一般性构思的实施例的涉及机架轮对准的坐标系；

图12A和图12B示出了根据本发明一般性构思的实施例的在旋转和没有旋转的情况下的机架对准补偿；

图13示出了根据本发明一般性构思的实施例的用于机架系统的喷嘴轨迹和模糊球(Sphere-of-Confusion)；

图14示出了根据本发明一般性构思的实施例的等中心点的确定以及三个不同喷嘴轨迹造成的SoC的确定；

图15示出了根据本发明一般性构思的实施例的机架挠曲模型和对准过程；

图16示出了根据本发明一般性构思的实施例的挠曲局部修正；

图17示出了根据本发明一般性构思的实施例的当机架旋转时所遵循的旋转中心路径；

图18示出了当各组凸轮从动件独立地进行调节时可能出现的机架对准过程中的中断；

图19示出和描述了本发明一般性构思的实施例的机架系统，其中对准过程中不存在中断；

图20示出了本发明一般性构思的实施例的平滑机架对准；

图21示出了根据本发明一般性构思的实施例的表示用于补偿挠曲的致动器位移和机架角度修正作为机架旋转角度的函数的曲线图；

图22示出了根据本发明一般性构思的实施例的从机架中心点偏移的理想旋转中心的路径；

图23示出了根据本发明一般性构思的实施例的表示当机架旋转时旋转中心的变化量值的曲线图；

图24示出了根据本发明一般性构思的实施例的表示在利用多项式逼近位移函数且将变化率限制到可接受范围之后旋转中心的变化量值的导数的曲线图；

图25示出了根据本发明一般性构思的实施例的处于理想旋转中心路径内的旋转中心的优化路径；

图26进一步示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的优化机架对准，并且示出了某些凸轮从动件的调节后的定位，该定位产生对旋转中心的最大变化率进行限制的优化路径；

图27示出了根据本发明一般性构思的实施例的机架对准系统的各种部件；

图28示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的用来驱动机架马达的反馈控制环路；

图29示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的机架轮挠曲的简化线性模型；

图30和图31示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的可以用于对挠曲力进行建模的凸轮从动件构造；以及

图32示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例对凸轮从动件施加法向力的机架轮。

具体实施方式

现在将参考本发明一般性构思的示例性实施例，附图和图示中示出了这些实施例的例子。在本文中描述示例性实施例，以参考附图来解释本发明一般性构思。

以下的详细说明用来使读者获得本文所述的方法、设备和/或系统的全面理解。因此，本领域普通技术人员能够想到本文所述的方法、设备和/或系统的各种改变、修改和等同形式。然而，所述的任何处理操作的所述流程仅仅是示例性的，除了必须以一定的顺序进行的操作之外，操作顺序并不限于本文所列的操作顺序并且可以进行本领域中已知的改变。另外，为了清楚和简明起见，可以省略众所周知的功能和构造的描述。

要注意的是，为了易于说明，在本文中可以采用空间相关术语，例如“向上”、“向下”、“左”、“右”、“下”、“下方”、“下部”、“上”、“上部”等，以便如图所示那样描述一个元件或特征与其它(一个或多个)元件或特征的关系。除了图中所示的取向之外，空间相关术语将涵盖装置在使用或操作时的不同取向。例如，如果图中的装置翻转或旋转，那么描述为处于其它元件或特征“下方”或“下部”的元件将取向为处于该其它元件或特征的“上方”。因此，示例性术语“下方”可以涵盖上方和下方的取向。装置可以以其它方式取向(旋转90度或者处于其它取向)，并且本文所用的空间相关描述进行相应的解释。

以下提供如本文所述的本发明一般性构思的各种示例性实施例。

图1为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的机架系统10的示意图。在质子治疗(PT)系统中，通常采用机架轮32来旋转质子喷嘴(图3中的30)，以将质子束以零度至360度之间的任何角度引向躺在机架轮的等中心点附近的床上的患者。如图1所示，机架系统10可以包括中层平台12，该中层平台用于供技术人员在上面行走，以便技术人员能够触及磁体、喷嘴等来进行服务。图1还示出了用于将轮与固定的等中心点对准的凸轮从动件/支承表面结构15，如以下结合图3更详细地描述。

PT系统所面临的一个难点在于：当机架旋转到不同治疗角度时，保持质子递送喷嘴、旋转机架系统的等中心点与目标治疗区域之间的正确对准。例如，在大多数治疗计划中，期望的是，保持质子束相对于机架中心的精确度，以便将质子束精确地聚焦到患者体内所关注的目标区域(例如肿瘤)的中心。然而，由于机架设备的固有制造公差以及极端尺寸和重量，而使得结构在轮以不同角度旋转时可能发生偏离，从而使得系统的中心可能漂移到超出目标精确度。

PT系统面临的另一个难点在于：使它们更小、更轻且更加易于制造，原因是系统相当大、重且难以高效地生产。

图2为在标准国际船运集装箱20中装箱以便进行运输的旋转机架系统和相关的磁体系统的示意图。如以下更详细地讨论的，本发明一般性构思的实施例包括超导磁体，与常规暖(warm)磁体相比，超导磁体更小且更轻。因此，可以同等地使容纳这些磁体的机架更小。这些较小的机架-磁体系统可以在工厂组装和对准，然后原封不动地进行运输，以减少整体构建和部署时间。完整的机架和框架能够在一个集装箱内运输，然后各个部件可以拆开、展开等，并且组装成完整的结构。因此，通过尽可能多地在工厂完成然后以大的组件运输该系统，可以显著减少现场构建和部署时间。

图3为根据本发明一般性构思的示例性实施例的当机架轮32旋转大约90度时机架系统的中心线漂移和调节的示意图。在这里，质子束喷嘴用附图标记30表示。质子束喷嘴30将质子束30b投射到轮的等中心点，当患者正确地定位在床31上时，该等中心点对应于肿瘤的中心35。

参考图3的上部，喷嘴30取向在12点钟位置，质子束30b向下指向目标中心。当机架轮32逆时针旋转90度时，如图3的底部部分所示，质子束30b由于结构的松垂而被引导为偏离目标。为了补偿这种失准，不采取现有系统中所采用的移动患者，而是可以设置支承表面33或支架33来支撑机架轮32，并且多个支承件34或凸轮从动件34可以设置在机架轮32的外径部分上以抵靠支承表面33。支承件34可以选择性地向上和向下调节(例如通过旋转螺纹件)，以升高和降低整个机架轮32和喷嘴设备，从而移动轮的等中心点来匹配目标治疗区域的中心，以补偿轮的松垂。应当理解，在本说明书中向上和向下是相对术语，凸轮从动件34可以被调节以从机架轮32的直径进一步延伸，从而当这些特定凸轮从动件34接触支承表面33时使机架轮32从支承表面33进一步升高。同样，凸轮从动件34可以被调节以定位成更靠近机架轮32的直径，从而当这些特定凸轮从动件34接触支承表面33时使机架轮32降低而更靠近支承表面33。因为当轮旋转时肿瘤的中心不会移动，所以实现了在每个角度位置处相对于肿瘤中心调节轮(和附接的束喷嘴)的中心，以补偿每个位置处的轮的松垂。

要注意的是，在图3的底部右侧，为了方便进行图示，仅仅一个支承件34(即中间支承件34)示出为处于调节位置。然而，实际上，要注意的是，每个支承件34都可以进行调节而进入与支承表面33接触的接触位置，使得当轮旋转到任何特定角度时，被带到与支承表面33联结的对应支承件34将靠着轮32的外径部而起作用，以便在每个角度位置处将质子束与等中心点对准。例如，在图3所示的示例性实施例中，具有二十四个支承件，这些支承件沿着轮32的外径部以15度的间距间隔开，支承表面33覆盖轮32的大约60度。因此，在该实施例中，任一时刻最多五个支承件34接触支承表面33。然而，本领域技术人员应当理解，本发明一般性构思并不限于任何特定数量的支承件34或任何特定长度的支承表面33。在不脱离本发明一般性构思的较宽范围和内容的情况下，可以采用为各种角度间距的更多的或更少的支承件34，并且可以采用更长的或更短的支承表面33。例如，某些实施例可以采用以6度的角度间隔开的六十个支承件34，并且支承表面33的尺寸可以形成为在任一时刻容纳四个支承件34。

本发明一般性构思的实施例的一个优点在于，能够补偿整体机架系统的固有偏离和制造公差，以保持系统的精确度，并且改善患者护理，同时降低制造成本，缩短设备的构建和部署时间。

图4为根据本发明一般性构思的另一示例性实施例构造的偏心机架轮的示意图。在该实施例中，凸轮从动件是颠倒的，并且安装在支承表面上，在轮上具有可调节的或偏心的接触表面。例如，一组支承件44可以固定到支承表面33，并且机架轮42可以制成为偏心的，使得机架轮42的外接触表面能够抵靠固定的支承件44。当机架轮42在各角度位置之间旋转时，抵靠在支承表面33上而接合的机架轮42的偏心形式用来移动轮的等中心点，以匹配目标患者区域的静止中心，从而补偿在机架轮42的多个角度位置处出现的高和低的偏离。

例如，参考图4，当偏心机架轮42处于9点钟位置时，偏心机架轮42的构造(该构造在这个图中是沿竖向伸长的)使机架轮42相对于支承表面33升高，以补偿轮的较大偏离，结果质子束30b保持与肿瘤的中心对准。

图5为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的具有偏心机加工边缘50的圆形机架轮32的示意图。该实施例示出了校准过程，在该校准过程中，如上所述，当轮32转过每个角度位置时，凸轮从动件34用来在束线和肿瘤中心之间形成同心度。除了现场操作之外，在制造过程期间可以采用这种设置，以利用凸轮从动件34校准轮旋转，然后在轮旋转时利用静止机加工工具加工同心基准边缘50。然后，自身将是偏心形状的基准边缘50可以用来使得固定的支承件在上面行进以便能够现场自修正轮偏离，而不必现场使用如上所述的多个凸轮从动支承件。因此，除了可以现场使用之外，可调节的凸轮从动件构思可以用于制造过程以形成同心旋转，然后可以使用机加工步骤来形成使固定的凸轮在上面行进的同心基准表面，从而有效地形成自修正表面。这样，利用凸轮从动件来校准轮的过程也可以是用于制造偏心基准表面的设置过程。

图6A和图6B示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的机架调节系统。参考图6A，可以采用被致动的凸轮从动件64，或者支架自身可以被致动，以修正同心度失准。因此，本发明一般性构思设想当轮从一个角度位置旋转到另一个角度位置时利用凸轮从动件64或支架自身使轮向上和向下运动(这视情况而定)而进行主动修正。

图6B示出了代替凸轮从动件34使机架轮32沿径向运动或者除了凸轮从动件34使机架轮32沿径向运动之外，还可以使用凸轮从动件66来使机架轮32沿z轴运动，以补偿沿z轴的失准。能够用来使机架轮32沿z轴运动(相对于由凸轮从动件34执行的径向运动)的一个或多个凸轮从动件66可以与支承表面67接触，并且能够以与凸轮从动件34类似的方式进行调节。能够与一个或多个凸轮从动件66接触的支承表面67可以是固定的，或者也可以是可调节的，以帮助机架轮32沿相关z轴的运动。

在操作中，本发明一般性构思的实施例可以提供可调节的多点接触支承件，以便喷嘴、机架和治疗区域能够具有在大约0.1mm内的精确同心度。可以消除高达大约5mm的喷嘴和机架偏离，但是本发明一般性构思并不限于任何特定的精确度或调节范围或程度。

通过凸轮从动件的精确运动可以实现多点调节。还可以利用所包含的提升装置在调节支承件时精确地定位机架轮，来促进多点调节。

机架可以包括对准标记和基准标记，以有助于磁体相对于彼此和相对于机架的对准。例如，在工厂中，磁场可以与机架装置对准，然后基准标记可以设置在机架和磁体上，使得当轮偏离时，可以利用使用激光的三角测量技术来拾取标记的位置，以确定要进行什么样的修正来保持对准。

在机架制造商的工厂进行初始组装之后，对设计到凸轮和支架构思中的等中心点调节特征的构思验证进行测试。在组装期间，机架的原位置是9点钟位置(-90度)。在11-7点钟旋转位置(-170度至40度)之间针对使等中心点对准来进行测试。经由调节块以及抵靠凸轮板的完全停止的量块，来设定其它凸轮板。测试的目的在于确定：凸轮从动件构思作为被动等中心点调节系统是否是可行的；凸轮从动件噪声的粗略评估；凸轮从动件振动的粗略评估；以及凸轮从动件对准过程的粗略评估。期望的结果是，将等中心点对准到±0.5mm，并且获得360度等中心点数据。测试装置包括：没有喷嘴的机架、附接到安装于磁体框架上的喷嘴上的主动目标托架、API主动目标以及API激光器。测试结果中存在有关等中心点偏移、振动和对准过程的数据。

关于等中心点偏移，在调节的凸轮和量块测试的凸轮之间存在显著的差异。调节的凸轮通常导致0.5mm(最大1.0mm)的偏移，而量块凸轮通常为1.0mm(最大2.0mm)的偏移。该测试仅仅聚焦于等中心点的y轴对准。因此，dy偏移范围达～0.4mm。该偏移范围与分别达～1mm和～1.2mm的dx和dz偏移范围相比是较低的。对准的凸轮沿着y轴的等中心点变化为量块类型的14％，而沿x轴和z轴的分别为50％和43％。所得的调节的凸轮的等中心点偏移为量块类型的37％。关于振动结果，支架滚道与凸轮的接合产生小的振动。没有进行分贝记录，但是噪声整体上是安静的。在凸轮接触时能够听到低频振动。关于对准过程结果，凸轮的对准花费了一些时间。在三天内完成了±0.5mm下的22个凸轮，在大致10天内将第一基准放置在±0.5mm下的72个凸轮。提升机构、密封空间和反复循环显著占用了时间。

这些结果的结论是：凸轮的初步调节证实，±0.5mm的等中心点偏移是可用的。一种复杂情况可能来自于x轴偏移。在系统进行测试的情况下，修正要考虑x轴和y轴两者。因此，在给定位置处，由于在其它旋转位置处对x轴的影响，而使得y轴不能够设定为0.0。这种影响将在之后的试验中进一步检查。

重新参考图3和图6B，在本发明一般性构思的多种示例性实施例中，本发明的机架设计可以包括可以安装在机架轮32的仅仅一侧上的消色差透镜68。因此，当技术人员在平台地板12(图1)上行走时，该技术人员已经能够触及磁体以进行服务或更换。该设计还允许将消色差透镜和软管从束线和冷却系统快速解除，以简化磁体的更换和/或服务。

图7为根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的质子治疗系统的示意图。图7的质子治疗系统的示例性实施例包括两个机架轮32以及相应的磁体70、降解器72和能量选择系统75，每个机架轮都设置有喷嘴30，其中质子从单个回旋加速器74沿着束线路径被供给到喷嘴30。

图8为示出根据本发明一般性构思的示例性实施例构造的质子治疗系统和环境的示意图。

本发明一般性构思的多个实施例提供一种机架轮32，通过在任意给定时刻使5-6个凸轮从动件34接触支承表面33而支撑该机架轮，并且凸轮从动件34可以进行调节以补偿机架系统的挠曲。当确定凸轮从动件34应当如何进行调节以补偿该挠曲时要考虑到若干问题。例如，因为机架轮32在物理上是大而厚重的，所以对于技术人员而言难以利用试验-误差方法来调节凸轮从动件34。另外，虽然系统的建模可以提供对于调节的辅助，但是因为没有模型是完美的，所以可能要考虑没有建模的挠曲的额外影响。可期望的是，用于补偿挠曲的调节提供平滑的操作，原因是中断可能导致噪声、振动和不确定的定位。另外，调节凸轮从动件的自动化方法可能是期望的，以使得在新客户地点高效地进行安装过程。在本文所述的各种示例性实施例中，在任意给定时刻与支架33相互作用的5-6个凸轮从动件34与25度的支架33联结。然而，根据本发明一般性构思的不同实例，各种其他构造也是可能的。例如，可以在诸如1-2个凸轮从动件与5度的支架33联结、36-37个凸轮从动件34与180度的支架33联结等构造中应用该构思。在各种示例性实施例中，凸轮从动件可以被以5度间隔开的凸轮驱动。凸轮的间距、凸轮的负载、支架33的联结路径和机架直径是可用于确定凸轮34的与支架33联结的数量的因素。

如图8所示，当机架轮32旋转时，喷嘴30的轨迹应当以正确取向(例如凸轮从动件的正确调节所产生的取向)穿过等中心点。在机架轮32的不同旋转点处，机架轮32将会出现某些取决于角度的挠曲，这可能导致来自喷嘴的质子束的轨迹中的误差。喷嘴轨迹是轴线的取向，质子束将沿着该轴线从喷嘴中出现。理想的是，喷嘴轨迹将以正确取向穿过等中心点。凸轮从动件34可以进行调节，以尽可能地补偿挠曲。然而，同时还期望的是，凸轮从动件34尽可能均匀地支撑机架。在本发明一般性构思的多种示例性实施例中，支架33的可能与凸轮从动件34接触的部分可以被构造成对应于机架轮32的圆形形状，因此当与支架33接触的凸轮从动件34形成相同的圆形路径时，可以出现基本上完美的支撑。如果在机架轮32旋转时凸轮从动件34改变机架轮的取向，那么可能存在一定的过渡区，在该过渡区中，支架没有完美地支撑机架轮32。显著的过渡可能引起噪声、振动和磨损。如果过渡是突然的，那么机架轮32可能会以一定的角度摆动。在这样的中断处，喷嘴30的定位可能是不确定的。因此，期望的是，在对凸轮从动件34进行最小的调节的情况下，尽可能地补偿挠曲。

图9示出了根据本发明一般性构思的实施例的机架系统的各种部件。图示的从喷嘴30延伸的箭头示出了与图2所示类似的机架挠曲的例子。如图9所示，理想的是，质子束的轨迹将跟随实线箭头至等中心点。然而，如起源于喷嘴30的虚线箭头所示，松垂导致喷嘴轨迹落到期望线下方。挠曲可能使喷嘴轨迹平移和旋转，而不仅仅存在松垂效应。挠曲取决于机架的旋转角度，并且由于没有模型是完美的，所以不能够完全通过模型来预测。因为挠曲受旋转方向的影响，所以机架可能经历滞后作用。可重复的方法可能是期望的，以估计等中心点。另外，尽管机架可以是刚性的，但是1mm的等中心点是非常小的目标，因此任何挠曲都可能是要关注的。

图10示出了根据本发明一般性构思的实施例的图9中所示的凸轮从动件34的更详细视图。如上所述，可调节支承件/凸轮从动件34可以延伸以使机架轮32运动，从而修正松垂。在多种示例性实施例中，凸轮从动件34可以包括：固定构件101，其可以在机架轮32的外径部附近直接联接到机架轮32；可调节构件102，其可以从固定构件101延伸或者向固定构件缩回；以及调节构件103，其用于使可调节构件102延伸/缩回。每个可调节构件102可以设有一个或多个支承辊104，以接触支架33的表面，从而支撑机架轮32。支承辊104可以设置有轴，该轴固定到可调节构件102，使得支承辊104在与支架33接触期间可以沿着支架33的表面滚动。根据多种示例性实施例，支承辊104的直径可以大于或小于或者基本上等于相应地与支承辊104联接的可调节构件102的宽度。在图10所示的示例性实施例中，调节构件103被构造成螺杆类型的调节器，其延伸穿过固定构件101，并延伸到可调节构件102的对应螺纹部分中，使得调节构件103的旋转引起可调节构件102并由此引起支承辊104远离或朝向机架轮32的外径部运动。支承辊104可以通过常规联接构件联接到可调节构件102，以便为机架轮32提供足够的支撑，并且沿着支架33的表面滚动。固定构件101可以通过常规手段(例如一个或多个图示的螺栓105)联接到机架轮32。可调节构件102也可以通过诸如图示螺栓105等常规联接手段固定到期望位置，该螺栓可以在利用调节构件103调节可调节构件102的位置之前由技术人员松动，然后在可调节构件102运动到期望位置的情况下张紧。设置用于可调节构件102的螺栓105的远侧端部可以被接纳在例如设置于机架轮32内的对应凹槽中，以便在可调节构件102延伸或缩回时沿直线引导该可调节构件，螺栓105的螺纹与一个或多个接纳凹槽的一部分相互作用。要注意的是，图10中所示的联接手段(即螺栓105)仅仅只是支承件34的部件可以如何固定到机架轮32的一个例子，在本发明一般性构思的其它各种例子中，可以提供本领域技术人员已知的任何若干其它手段。相似地，支承辊104仅仅只是与支架33接触的支承件的一个例子，在其它各种示例性实施例中，可以设置多种其它可调节的构造或装置，例如球形支承件。在其它多种示例性实施例中，支承件34可以不设置有滚动部件，而是可以为与支架33联结的固定点。例如，支承件34可以在润滑剂等的帮助下直接沿着支架33的表面滑动。

图11示出了本发明一般性构思的实施例的涉及机架轮对准的坐标系。要考虑的三个坐标系是机架(G)、(理想的)等中心点(I)和喷嘴(N)。图11示出了G、I和N的x、y和z坐标轴。如图11所示，升高N坐标系可以使得X_N穿过等中心点，但是取向可能是错误的。因此，凸轮从动件调节和机架旋转角度修正的组合对于补偿挠曲而言可能是最佳的。没有旋转角度修正的情况可能需要较大的凸轮从动件调节。由于挠曲，而使得大多数喷嘴轨迹将不会穿过理想等中心点。当机架旋转时，挠曲引发喷嘴的定位和取向出现误差。用于修正定位和取向误差的完美补偿需要六个自由度(DoF)。通过改变能够获取的三个DoF可以进行最合适的修正：一个DoF来自机架的旋转角度，另两个DoF来自于凸轮从动件。(凸轮从动件的变化不是完全独立的，原因是它们还引起绕背支承件的轻微旋转)。凸轮从动件的变化可以使得机架轮32的前部的取向产生小的变化。这种取向变化可能升高/降低机架轮32，或者使其向右/向左运动非常小的量。

在任何特定的旋转角度处，可以找到最佳地补偿喷嘴的定位和取向误差的凸轮从动件的角度修正和调节。通过修正旋转角度，可以在凸轮从动件调节较小的情况下实现最合适的方案。较小的凸轮从动件调节将允许更均匀地支撑机架轮32，以降低噪声、振动、磨损和中断的风险。旋转角度修正可以存储在机架的运动控制系统所用的查找表中。可以通过调节凸轮从动件来进行机架轮32的前部的取向变化。

图12A和图12B示出了根据本发明一般性构思的实施例的在旋转和没有旋转的情况下的机架对准补偿。如图12A所示，在不旋转的情况下，将需要利用凸轮从动件进行较大的修正，喷嘴轨迹的取向可能是不正确的。如图12B所示，在旋转的情况下，能够利用凸轮从动件进行较小的修正，并且改善了喷嘴轨迹的取向。

图13示出了根据本发明一般性构思的实施例的用于机架系统的喷嘴轨迹和模糊球。如图13所示，在机架建模中要考虑的喷嘴轨迹130并不是完美地相交的，也不是直接穿过旋转轴线。因此，在机架建模中，可能期望对于等中心点I(x、y、z)132的精确限定。该限定的等中心点132应当是可重复的且唯一的，并且可以评估是否考虑滞后作用的可能性。中心位于I(x、y、z)132处的模糊球(SoC)134是用于机架系统的被接受的性能测量。更具体地，描绘机架特征的过程可包括：估计等中心点132的位置；以及确定模糊球134的半径。在理想的机架系统中，所有的喷嘴轨迹都将穿过单个点，该点称为等中心点。然而，由于挠曲而使得实际上不可能是这种情况。因此，等中心点可以以不同的方式限定。给定空间中的任何点，该点和任何喷嘴轨迹之间的最短距离是将轨迹与该点连接的法向量的长度。等中心点132是使得所有法向量的长度的平方和最小的点。

如上所述，机架的被接受的性能测量是SoC。基于等中心点的上述限定，SoC是中心处于等中心点处的包含所有前述法向量的最小球体。SoC的半径为最长法向量的长度。等中心点的这个限定不绝对保证它是唯一的点。例如，两个平行的喷嘴轨迹对于等中心点而言具有无数种方案。对于许多轨迹，等中心点不太可能(但是可以)具有多种方案，原因在于方程系统因多种因素而是超定的。空间分析器(SA)是可以购买到的具有API激光测距系统的软件应用。SA提供特别的方法来估计等中心点，但不是真实的等中心点。

图14示出了根据本发明一般性构思的实施例的等中心点I(x、y、z)的确定以及三个不同喷嘴轨迹造成的SoC的确定。图14示出了喷嘴轨迹130、等中心点132、SoC 134和具有长度ε_i的法线。如上所述，等中心点是使得从p到喷嘴轨迹的所有法向量的长度的平方和最小的点p(x、y、z)，如以下的公式(公式(A))所示：

公式(A)

SoC是中心处于I(x、y、z)处的具有半径R_I的最小球体，其包含喷嘴轨迹的所有法线，如以下的公式(公式(B))所示：

公式(B)

现在将描述根据本发明一般性构思的实施例的用于找出SoC的特别方法。应当理解，这仅仅只是一种用于估计等中心点的方法，可替代的是可以采用其它方法和/或软件应用。如上所述，空间分析器(SA)可以用来提供估计等中心点的特别方法。根据本发明一般性构思的该示例性实施例的方法包括：从附接到喷嘴的两个反射器中产生各个旋转角度处的向量的集合。对于该集合中的每一对向量，SA可以找出最接近每个向量的点，并且将这些点保存在新的点集合中。然后，对于点集合，SA可以找出这些点的质心，该质心为估计的等中心点。本领域技术人员可以想到，可重复的方法可能是期望的，以评估机架挠曲并评估滞后作用，并且进行修正以补偿挠曲。

图15示出了根据本发明一般性构思的实施例的机架挠曲模型和对准过程。在这个示例性实施例中，假设所有的凸轮从动件34初始被调节到行程的中点，并且可以测量利用液压致动器150施加的位移。这个示例性实施例的方法包括：对于不同的机架旋转角度，利用每个致动器(每次一个)施加小的扰动，并且使机架旋转发生小的变化。灵敏度函数是描述喷嘴如何改变定位和取向的数值模型。对于位移和旋转角度的小变化而言，这些函数是相对不变的，并且包括没有通过CAD工具建模的挠曲。

更详细地，根据本发明一般性构思的示例性实施例提出的自动化机架对准过程可以分为以下阶段：表征、建模、计算和实施。该示例性实施例中的表征阶段识别机架旋转时喷嘴轨迹的定位和取向误差，如图15中的Np和No所示，并且估计机架的旋转中心。通过利用激光测距系统测量喷嘴上的两个点，可以确定喷嘴轨迹。初始，如上所述，机架被表征为所有的凸轮从动件34设定到中立位置〈调节范围的中点〉。

该示例性实施例中的建模指的是：预测机架将如何响应于每个液压致动器150施加的小扰动，以及使旋转角度发生小的变化。利用致动器150施加的扰动改变机架32的前部的取向(改变非常小的量)。喷嘴轨迹相对于扰动的小变化提供绕机架32的多个旋转角度处的灵敏度函数。这些灵敏度函数形成线性化的机架模型，并且在固定的机架角度处保持相对恒定，但是将随着机架旋转而变化。因为主动液压致动器位移足以估计灵敏度，所以不需要改变凸轮从动件。这使得该阶段是完全自动化的，而不需要技术人员的交互作用。

在本发明一般性构思的该示例性实施例的计算阶段期间，灵敏度函数可以用来预测机架32的前部的最佳旋转修正和取向变化，以便在绕机架32的各个旋转角度处尽可能地补偿挠曲。根据多种示例性实施例，角度修正可以存储在査找表中，以供后续使用。取向修正使机架前部处的旋转中心稍稍漂移。当机架32旋转时，这些漂移的旋转中心形成路径。基于该路径，机架对准可以是“平滑的”或“优化的”。关于通过拾取路径上所有点附近的一个点而进行的平滑的机架对准，可以限定新的旋转中心，该旋转中心对挠曲提供增强的补偿。如果凸轮从动件34被调节以将旋转中心移动到该点，那么它们将在机架32旋转时跟随圆形路径。在这种情况下，机架32将在所有旋转角度处受到支架33均匀地支撑。这将提供平滑操作，原因是没有中断，并且振动将被最小化。作为替代形式，在“优化的”机架对准中，可以选择最接近的路径，该路径也限制旋转中心的最大变化率。在这种情况(在本文中称为“优化的”情况(为了方便描述，而不是限制性的))下，以机架32被支架33支撑的均匀程度为代价，喷嘴30可以获得较佳的补偿。因为旋转中心在机架旋转时变化，所以其将不会被均匀地支撑。但是这可以通过限制旋转中心随旋转角度变化的程度来进行控制。

在该示例性实施例的实施阶段期间，凸轮从动件34可以进行调节。该系统引导技术人员有效地进行凸轮从动件34调节。基本的操作包括：(i)将机架32旋转到应用了旋转修正的角度；(ii)利用液压致动器150升高机架32以离开凸轮从动件34；(iii)技术人员移动凸轮从动件34，以获得最大间隙；(iv)利用液压系统正确地重新定位机架32；(v)技术人员调节凸轮从动件34，以支撑机架32；以及(vi)缩回液压致动器150，以将载荷传递回到凸轮从动件34。这些操作可以重复进行，直到所有的凸轮从动件34都被调节，在这点处可以重新评估表征(阶段)。

图16示出了根据本发明一般性构思的实施例的挠曲局部修正。根据该示例性实施例的方案包括：对于不同的机架旋转角度(θ)，利用灵敏度函数计算使得期望的喷嘴轨迹和所得的喷嘴轨迹(定位和取向)之间的误差最小化的致动器位移(D1、D2)和旋转角度修正(Δθ)。采用最小二乘方案，仅仅利用3-DOF不可能获得完美的修正。该示例性实施例的方案假定对于所应用的小的修正而言挠曲变化不会太大(线性逼近)。位移使得机架前部处的旋转中心160移动。旋转修正引起较小的位移。

图17示出了根据本发明一般性构思的实施例的当机架旋转时所遵循的旋转中心路径。当机架32旋转时旋转中心所跟随的路径170的观察包括：在任何旋转角度θ处，通过向机架角度应用修正且使旋转中心移动，可以局部地补偿挠曲。当机架旋转时，每个机架角度(θ)处的旋转中心形成闭合路径。

图18示出了当各组凸轮从动件34独立地进行调节时可能出现的机架对准过程中的中断。在各组凸轮从动件独立地进行调节以补偿挠曲的情况下可能出现中断，在中断附近的过渡期间可能导致磨损、振动、噪声和不确定的定位/取向。图18所示的例子示出了机架的前部倾斜以补偿挠曲，并且假定在相邻组的凸轮从动件之间挠曲不会变化太多。在机架升高或降低且不倾斜的情况下，出现同样的问题。图19示出和描述了本发明一般性构思的实施例的机架系统，其中对准过程中不存在中断。在这个例子中，当机架32旋转时，如果凸轮从动件34被调节以保持固定的旋转中心190，而不是保持机架32的中心192，那么可能不会出现中断。凸轮从动件34基本上总是保持与支架33均匀接触，并且可以不均等地分担重量。

图20示出了本发明一般性构思的实施例的平滑机架对准。图20示出了从旋转中心160位移时的机架的中心192，并且示出了在每个机架角度均最佳地补偿挠曲的旋转中心路径170。该方案包括：当机架32旋转时，调节凸轮从动件34，以将旋转中心190移动到为喷嘴轨迹(定位和取向)提供最大整体修正的位置。该方法没有中断，加权该路径以在更多重要的旋转角度处提供更佳的方案，并且是平滑的，原因是该方法不产生中断并且凸轮从动件34保持与支架33均匀接触。

当机架旋转时，在旋转中心160跟随理想路径的情况下，可能出现最佳的机架对准(用于挠曲的修正)，但是如上所述，凸轮从动件34可能不会在所有的角度处都保持与支架33均匀接触。通过选择最接近理想路径的路径，可以找出优化的对准，该路径受到约束以限制旋转中心160相对于机架角度的变化率。当比较平滑和优化机架对准方法时，需要作出折中考虑。图21示出了根据本发明一般性构思的实施例的表示用于补偿挠曲的致动器位移(D1、D2)和机架角度修正(Δθ)作为机架旋转角度(θ)的函数的曲线图。图22示出了根据本发明一般性构思的实施例的从机架中心点偏移的理想旋转中心的路径。位移使得理想旋转中心漂移，理想旋转中心在机架旋转时跟随一路径。旋转中心平移由以下的公式(公式(C))确定的距离：

公式(C)

图23示出了根据本发明一般性构思的实施例的表示当机架旋转时旋转中心的变化的量值的曲线图。||D(θ)||是当机架旋转时旋转中心的变化的量值，所示的导数示出了当机架旋转时旋转中心的变化率。位移函数(D1、D2)可以利用多项式逼近，该多项式限制||D||的导数(由虚线界定)，并且确保连续一阶导数。当旋转中心移动以补偿挠曲时，机架将进行更为平滑的过渡。图24示出了根据本发明一般性构思的实施例的表示在利用多项式逼近位移函数且将变化率限制到可接受范围之后旋转中心的变化的量值导数的曲线图。图25示出了根据本发明一般性构思的实施例的处于理想旋转中心路径220内的优化旋转中心路径250，该优化旋转中心路径仍然相对于机架中心点192偏移。旋转中心所跟随的路径250被优化，以限制当机架32旋转时中心变化的速度。这提供了补偿挠曲和均匀支撑机架32之间的折中。图26进一步示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的优化机架对准，并且示出了某些凸轮从动件的调节后的定位，该定位产生限制旋转中心的最大变化率的优化路径。

如上所述，根据本发明一般性构思的示例性实施例的四个机架对准操作包括：表征、建模、计算和实施。应当理解，本发明一般性构思的多种示例性实施例可以省略或改变本文所列和所述的一个或多个操作和/或子操作，本发明一般性构思并不限于这些数量的操作，也不限于所列或所述的顺序。

表征操作可以包括：测量多种旋转角度(θ)处的喷嘴轨迹；以及估计等中心点和旋转中心。建模操作可以包括：响应于液压致动器位移和旋转角度的小变化而对喷嘴轨迹的变化进行建模；以及确定灵敏度函数。这些灵敏度函数在每个旋转角度处保持相对恒定，并且随着旋转角度变化而变化。该示例性实施例的建模不需要凸轮从动件的任何变化。

计算操作可以包括：确定每个旋转角度θ处使得喷嘴轨迹误差(由于挠曲)最小化的致动器位移(D1、D2)和旋转角度修正(Δθ)。修正角度可以存储在查找表中。当机架旋转时，致动器位移使旋转中心移动。在平滑对准方法中，可以选择单个旋转中心，在优化对准方法中，可以选择限制当机架旋转时旋转中心的变化率的路径。

实施操作可以包括：引导技术人员有效地进行凸轮从动件调节。在该示例性实施例中，机架可以旋转到应用旋转修正的角度，并且可以采用液压方式来将机架升高至离开凸轮从动件。技术人员移动凸轮从动件以保持最大间隙，并且液压系统可以用来正确地重新定位机架。技术人员调节凸轮从动件以支撑机架，在完成之后缩回液压致动器。这些操作可以重复进行，直到所有的凸轮从动件都被调节。在多种示例性实施例中，在实施操作完成之后可以重复进行表征操作。另外，要注意的是，尽管在若干这些示例性实施例中液压系统已经被描述为用来升高机架以离开凸轮从动件/支架且正确地重新定位机架的致动器系统，但是应当理解，本发明一般性构思并不限于此，任何数量的其它致动器和/或致动器系统可以用来取代液压系统或与液压系统组合。

图27示出了根据本发明一般性构思的实施例的机架对准系统的各种部件。前述API激光测距系统270可以用来在机架的旋转中心的估计期间测量喷嘴上的两个点，以确定喷嘴轨迹。在前述实施操作期间，液压系统可以用来升高和定位机架以及将机架移送回凸轮从动件上，该液压系统包括具有位置编码器的两个液压致动器150以及用于控制液压致动器的液压控制器272。SEW马达控制系统274可以控制机架的旋转。机架对准计算机276可以与API 270、液压控制器272和SEW马达控制器274通信，并且可以在机架对准的表征和建模操作期间协调该系统，并且可以在凸轮从动件调节期间与技术人员进行交互。在本发明一般性构思的多种示例性实施例中，可能需要一定水平的自动化，来帮助技术人员表征该机架，然后调节凸轮从动件。机架是可能以不可预知的方式挠曲的大的、重的、复杂的结构。在任何旋转角度处，角度修正和凸轮从动件调节的优化组合可能是不明显的。这将使得用于机架对准的任何试验-误差方法变得困难。自动化方法还使得该过程更加高效且是可重复的。

根据本发明一般性构思的多种示例性实施例，机架可以尽可能地补偿挠曲，并且同时保持平滑的操作。在计算操作期间，可以确定针对机架挠曲而最佳地补偿喷嘴的致动器位移和机架角度修正。角度修正可以存储在查找表中，该查找表将由控制机架旋转角度的系统使用。致动器位移使机架的旋转中心移动。因为挠曲不取决于角度，所以移动的旋转中心也随着机架角度而变化，并且将跟随作为旋转角度的函数的路径。凸轮从动件还可以被调节，以使得机架绕固定的旋转中心旋转。在这种情况下，凸轮从动件将保持与支架均匀接触。通过选择与在计算操作中追踪的路径中的所有点最接近的旋转中心，机架将保持与支架均匀接触，并且可以针对由于挠曲而导致的喷嘴轨迹误差提供改进的整体补偿。在所有旋转角度处凸轮从动件和支架之间的均匀接触将使得噪声、振动和磨损最小化，并且防止中断。旋转中心还可以从路径中的加权组的点选择，从而以其它角度处的修正为代价，对更重要的机架角度进行更好的修正。这种补偿方法在某些情况下提供最平滑的操作。

根据多种其它示例性实施例，替代形式允许旋转中心在机架旋转时变化，以允许旋转中心追踪的路径优化喷嘴轨迹的修正。通过限制旋转中心随旋转角度变化的变化率，可以获得较平滑的操作。这允许在喷嘴轨迹修正的良好程度与机架被支架支撑的均匀程度之间进行折中。

图28示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的用来驱动机架马达的反馈控制环路。可能需要这样的控制环路来驱动马达，以便使机架精确地旋转到期望角度。图28所示的控制环路在本发明一般性构思的多种示例性实施例中可能比开环方法更加精确。速度反馈可以提供阻尼，并且25页所示的控制器KG(s)可以是本领域技术人员已知的简单的PID控制器。

本文所述的本发明一般性构思的多种示例性实施例已经描述为包括被动凸轮从动件，当例如机架由液压提升器或致动器支撑时，该被动凸轮从动件可以由技术人员进行调节。然而，本领域的技术人员应该理解，本发明一般性构思还能够想到，当轮从一个角度位置旋转到另一个角度位置时，采用致动的凸轮从动件和/或支架自身来使轮上下运动(这视情况而定)。因此，本发明一般性构思的多种示例性实施例可以包括被动地调节的凸轮从动件、主动地调节的凸轮从动件或者它们的组合。

本发明一般性构思的多种示例性实施例提供一种机架对准方法和系统，以利用估计的等中心点和旋转中心并且响应于不同的旋转角度而对喷嘴轨迹的变化进行建模，来有效地对准机架系统。这种系统的若干优点在于：表征和建模操作可以自动地执行而不需要改变凸轮从动件，可以利用旋转角度修正和较小的凸轮从动件调节进行挠曲补偿，可以脱机计算凸轮从动件调节值以消除试验-误差方法，对准可以是“平滑的”以防止中断，或者可以是“优化的”而以不太平滑地操作的可能代价进行更好的补偿，并且可以向技术人员提供指导以进行凸轮从动件调节，使得部署过程更加高效。在机架对准系统的实施过程期间，本领域技术人员将会认识到各种其它优点。

如上述本发明一般性构思的各个示例性实施例所述的那样，机架轮32搁置在凸轮从动件34上，凸轮从动件34可被调节，以补偿挠曲。已提出不同的方法来调节凸轮从动件34。已提出各种方法来优化喷嘴轨迹，但通常假定挠曲分布在整个机架轮32上。在各个示例性实施例中，机架轮32的旋转测试表明：可能在机架轮32的位于用于消色差透镜及其配重的切口附近的外边缘处出现显著的挠曲变化。因为机架轮32在这些区域刚度较低，所以当在不同组的支撑凸轮从动件34之间进行过渡时可能发生中断。中断可能引起噪声和振动。一个解决办法是增加支撑，以使这些外部区域变硬。

有证据显示：可以利用沿径向位于各个凸轮从动件34位置的弹簧对机架轮32的外边缘的刚度进行建模。基于弹簧的模型是机架轮32的边缘附近的挠曲的线性逼近，并可以基于经验数据。线性模型对于非线性系统的工作点附近的增量变化是有效的。为了测量机架轮32的弹簧刚度，可以在每个凸轮从动件34处施加力，并且测量挠曲。刚度是力与偏离的比率。在本文中讨论本发明一般性构思的各种示例性实施例，以描述这些刚度参数如何被用于调节凸轮从动件34，从而补偿机架轮32的挠曲。

图29示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的机架轮挠曲的简化线性模型。机架轮32的外部区域是利用具有刚度常数K_i的弹簧模型化的，其中，i与凸轮从动件34附接到弹簧上的位置对应。图29的左侧部分示出了在没有施加力的情况下悬置在空间中的这种简单系统。在图29的图示的中间部分中，施加机架轮32的重量，从而将弹簧压缩Δ。支架33施加在凸轮F_c上的力抵消了机架W_G的重量：

F_c＝W_G 等式(1)

＝K_iΔ

术语Δ表示当机架轮32的边缘开始搁置在凸轮从动件34、弹簧和支架33的支撑系统中时机架轮32的边缘压缩的标称距离。

在本发明一般性构思的各种示例性实施例中，五个或六个凸轮从动件34可以以固定的径向尺寸R支撑机架轮32。在线性逼近中，因为系统受到约束，所以一个凸轮从动件34的小调节不会改变R。在图29的图示的右侧部分中，凸轮从动件34延伸较小的量δ，从而因为受到约束而进一步压缩弹簧。(在机架轮32的情况下，δ也可以为负值。)由机架轮32和支架33施加的反作用力必须有ΔF_i的增量：

W_G+ΔF_i＝K_i(Δ+δ) 等式(2)

挠曲是非线性的过程。等式(2)是在标称工作点Δ的凸轮从动件位置i处的机架轮挠曲的线性逼近。响应于扰动δ，凸轮从动件和弹簧上的力的增量为ΔF_i。如果扰动(ΔF_i＝K_iδ)的效果不随工作点变化而急剧变化(K_i保持相对恒定)，则线性逼近比较良好。在这种情况下，线性逼近是有效的，即使Δ未被精确地知道也如此。

在多个凸轮从动件34支撑机架轮32的情况下，理想地抵消该组支撑凸轮从动件34的ΔF_i之和。因此，通过支架33提供的净力与机架轮的重量相等且相反。这假定机架轮32相对于背支承件定位在中心。如果这些力未被抵消，则这些力将被诸如背支承件等任何约束机架的部件抵消。

图30和图31示出了根据本发明一般性构思的示例性实施例的可以用于对挠曲力进行建模的凸轮从动件构造。在本发明一般性构思的各种示例性实施例中，机架轮32设置有以大约五度的增量间隔开的72个凸轮从动件34。在图30和图31所示的示例性实施例中，随着机架轮32旋转，取决于机架轮32的位置，机架轮32被五个凸轮从动件34或六个凸轮从动件34支撑。凸轮从动件34可以以从1开始的标号i编号，并如图30和图31所示那样沿逆时针方向增加。当五个凸轮从动件34支撑机架轮32时，指数为{(i-2)、(i-1)、i、(i+1)、(i+2)}。在机架轮32顺时针(CW)旋转2.5度之后，机架轮32被六个凸轮从动件34支撑。在该构造中，六个支撑凸轮从动件34为{(i-2)、(i-1)、i、(i+1)、(i+2)、(i+3)}。这两个构造均与标号i相关联。

轴线穿过机架轮32的旋转中心和各个凸轮从动件34，并且在力平衡方程的计算中使用。图32示出了以相对于竖直方向的角度θ对凸轮从动件34施加法向力F_c的机架轮32。沿x方向和y方向的力为：

F_cx＝F_csinθ

F_cy＝F_ccosθ 等式(3)

在机架轮32被五个凸轮从动件34支撑的结构中，角度θ可以被估计为以与凸轮从动件34{(i-2)、(i-1)、i、(i+1)、(i+2)}对应的(-10、-5、0、+5、+10)度出现。在机架轮32被六个凸轮从动件34支撑的结构中，角度θ可以被估计为以与凸轮从动件34{(i-2)、(i-1)、i、(i+1)、(i+2)、(i+3)}对应的(-12.5、-7.5、-2.5、+2.5、+7.5、+12.5)度出现。

可以针对五个或六个凸轮从动件34支撑机架轮32时的情况写出力平衡方程。当五个凸轮从动件34支撑围绕位于位置i处的凸轮从动件34定中心的机架轮32时，沿x方向和y方向的力平衡方程为：

W_G+ΔF_5iy＝K_i-2(Δ+δ_i-2)cos(-10)

+K_i-1(Δ+δ_i-1)cos(-5)

+K_i(Δ+δ_i)cos(0)

+K_i+1(Δ+δ_i+1)cos(+5)

+K_i+2(Δ+δ_i+2)cos(+10)

ΔF_5ix＝K_i-2(Δ+δ_i-2)sin(-10)

+K_i-1(Δ+δ_i-1)sin(-5)

+K_i(Δ+δ_i)sin(0)

+K_i+1(Δ+δ_i+1)sin(+5)

+K_i+2(Δ+δ_i+2)sin(+10) 等式(4)

当机架轮32顺时针旋转2.5度时，六个凸轮从动件34支撑件机架轮32。在该构造中，力平衡方程为：

W_G+ΔF_6iy＝K_i-2(Δ+δ_i-2)cos(-12.5)

+K_i-1(Δ+δ_i-1)cos(7.5)

+K_i(Δ+δ_i)cos(-2.5)

+K_i+1(Δ+δ_i+1)cos(+2.5)

+K_i+2(Δ+δ_i+2)cos(+7.5)

+K_i+3(Δ+δ_i+3)cos(+12.5)

ΔF_6ix＝K_i-2(Δ+δ_i-2)sin(-12.5)

+K_i-1(Δ+δ_i-1)sin(-7.5)

+K_i(Δ+δ_i)sin(-2.5)

+K_i+1(Δ+δ_i+1)sin(+2.5)

+K_i+2(Δ+δ_i+2)sin(+7.5)

+K_i+3(Δ+δ_i+3)cos(+12.5) 等式(5)

在五个凸轮和六个凸轮的构造中，等式以凸轮从动件i为基准。

在系统的标称工作点处进行线性逼近。工作点周围的扰动假定为较小。为了进行线性逼近，可以采用以下假设：对于支撑机架的该组凸轮从动件而言，通过延伸凸轮从动件而施加的附加力理想地求和为零，因此等式(4)和(5)的左侧的ΔF在标称工作点处为零；并且参数Δ是当机架轮32的柔性外边缘通过弹簧和凸轮从动件34的系统获得支撑时机架轮32的位移，并且表示系统的工作点。

利用这些假设，可以简化沿y方向的净力的等式。为了说明这一点，可以首先从等式(4)和(5)找到残余误差的两个表达式。在五个凸轮从动件34支撑机架轮32的情况下残余误差e_5iy可被定义为：

e_5iy＝W_G-[K_i-2cos(-10)+K_i-1cos(-5)+K_i+K_i+1cos(+5)+K_i+2cos(+10)]Δ

等式(6)

在六个凸轮从动件34支撑机架轮32的情况下，残余误差e_6iy可被定义为：

e_6iy＝W_G-[K_i-2cos(-12.5)+K_i-1cos(-7.5)+K_icos(-2.5)+K_i+1cos(+2.5)

+K_i+2cos(+7.5)+K_i+3cos+12.5]Δ

等式(7)

就残余误差e_5iy而言，等式(4)可以被写为：

等式(8)

就残余误差e_6iy而言，等式(5)可以被写为：

等式(9)

当机架轮32处于其标称工作点时，可以找出凸轮调节值δ_i的理想解，两个残余误差将为零。

从等式(4)、(6)和(8)可以看出：力分量ΔF_5iy等于残余误差，即ΔF_5iy＝e_5iy。类似地，等式(5)、(7)和(9)示出：力分量ΔF_6iy等于残余误差，即ΔF_6iy＝e_6iy。通过类推，等式(4)示出：在五个凸轮从动件34支撑机架轮32的情况下，ΔF_5ix等于沿x方向的残余误差；并且等式(5)示出：在六个凸轮从动件34支撑机架轮32的情况下，ΔF_6ix等于沿x方向的残余误差。当可以找出理想解时，所有残余误差为零。

可以假定不能找出凸轮从动件34的调节值的理想解。在这种情况下，基于可以利用的Δ的最佳估计，等式(6)和(7)提供残余误差。然后等式(8)和(9)可以组合成表述残余误差的一个矩阵方程：

等式(10)

等式(10)左侧的2×6矩阵可以用K_i–2,i+3表示，凸轮从动件34调节值的6元素向量可以用δ _i–2,i+3表示，并且二元素的残余误差可用向量e _i表示。对于i＝1,2,…,72的凸轮从动件而言，存在72组这样的等式。

矩阵K_i–2,i+3可以被整理成一个大的矩阵K。为了说明这一点，首先要注意的是，该二元素的残余误差向量可以组合成一个144元素的残余误差向量E：

等式(11)

随着标号i增大，凸轮从动件调节值的标号也增大。这些调节值可以被集中在一起成为一个72元素的凸轮从动件调节值δ向量：

等式(12)

向量δ以位于位置71、72、1的凸轮从动件34开始，然后以位置70结束。子矩阵K_i–2,i+3应当与凸轮从动件34调节值(δ)联合。

矩阵K可被整理成如下：

等式(13)

等式(13)的矩阵K的维度为是144行×72列。δ的整理需要K_i–2,i+3子矩阵的底部五行跨列分开。[K_i–2,i+3]_m-n的下标暗示其含有m到n列。

残余误差向量与凸轮从动件34调节值之间存在简单的线性关系：

E＝Kδ 等式(14)

等式(14)中的表达式包含72个未知的凸轮从动件34调节值和144个等式。由于这个等式系统是超定方程组，因此可能不存在理想解(除非方程组是零解)。任何其他解

导致误差向量ε：

等式(15)

奇异值分解可以用于找到使得最小二乘误差||ε||²最小的解。K的SVD为：

K＝U∑V^T 等式(16)

矩阵U和V是正交的，并表示坐标系的旋转。就Κ的行(r)和列(c)的数量而言，U具有行/列维度(r×r)，Σ具有维度(r×c)，并且V具有维度(c×c)。矩阵Σ包含Κ的对角线上的奇异值σ_i。当行数大于列数时，Σ具有以下结构：

等式(17)

(c×c)子矩阵Σ_u表示Σ的非零分区。奇异值被从最大值到最小值布置，并且总是正定的。

凸轮从动件34调节值的最小二乘解为：

等式(18)

在上述等式(18)中，括号内的项是Κ的广义逆矩阵。

是Σ与倒奇异值的转置矩阵。如果任何奇异值接近零(机器精度内)，则它们被设定为零。

矩阵如下：

等式(19)

矩阵U可被划分成右子矩阵和左子矩阵：

U＝[U_l U_r] 等式(20)

在等式(20)中，U_l具有维度(r×c)。然后，可以在无需乘以零的情况下找到等式(18)中的解：

等式(21)

在本发明一般性构思的各种示例性实施例中，凸轮从动件34可以被调节，以补偿机架轮32的局部挠曲。然而，由于凸轮从动件34通过共同附接在机架轮32上而联接，因此可希望将凸轮从动件34作为一个系统来调节。等式(21)给出了示例性解。理想解被描述为在不贡献将被系统约束抵消的附加力的情况下支撑凸轮从动件34的所有集合。由于该解不是理想的，因此当凸轮从动件34补偿挠曲时发生应力集中。考虑利用等式(21)实现的

的解，可以根据等式(4)和(5)确定这些附加力。

为了量化该解沿y方向的作用，可以从两个等式中减去涉及重量的项。当五个凸轮从动件34支撑机架轮32时，力的y分量因不理想的解而为：

ΔF_5iy＝K_i-2(δ_i-2)cos(10)

+K_i-1(δ_i-1)cos(5)

+K_i(δ_i)

+K_i+1(δ_i+1)cos(5)

+K_i+2(δ_i+2)cos(10) 等式(22)

当六个凸轮从动件34支撑机架轮32时，附加力的y分量为：

ΔF_6iy＝K_i-2(δ_i-2)cos(12.5)

+K_i-1(δ_i-1)cos(7.5)

+K_i(δ_i)cos(2.5)

+K_i+1(δ_i+1)cos(2.5)

+K_i+2(δ_i+2)cos(7.5)

+K_i+3(δ_i+3)cos(12.5) 等式(23)

这些力不直接依赖于机架重量和标称工作点Δ。

力的x分量通过Δ项取决于机架轮32的重量W_G。当五个凸轮从动件34支撑机架轮32时，力的x分量因不理想的解而为：

ΔF_5iy＝K_i-2(Δ+δ_i-2)sin(10)

-K_i-1(Δ+δ_i-1)sin(5)

+K_i+1(Δ+δ_i+1)sin(+5)

+K_i+2(Δ+δ_i+2)sin(+10) 等式(24)

在六个凸轮从动件34支撑机架轮32的情况下，附加力的x分量为：

ΔF_6ix＝-K_i-2(δ_i-2)sin(-12.5)

-K_i-1(Δ+δ_i-1)sin(-7.5)

-K_i(Δ+δ_i)sin(-2.5)

+K_i+1(Δ+δ_i+1)sin(+2.5)

+K_i+2(Δ+δ_i+2)sin(+7.5)

+K_i+3(Δ+δ_i+3)cos(+12.5) 等式(25)

虽然ΔF_5ix和ΔF_6ix的表达式包括机架轮32的重量，但因符号差异而会发生一些抵消。

当凸轮从动件34被调节来补偿受约束的机架轮32的挠曲时，添加附加应力的反力是不可避免的。在本发明一般性构思的各种示例性实施例中，由等式(21)给出的解产生最少的附加应力。

机架轮32的工作点Δ是当开始搁置在支架中时的标称偏离。它可以基于机架轮32的刚度常量和重量来估计。精确值难以确定。然而，如果机架轮32的刚度常量(K_i)对于较小的Δ变化不发生急剧变化，则无需精确值。

在本发明一般性构思的各种示例性实施例中，凸轮从动件34具有有限的调节范围。在某些示例性实施例中，当凸轮从动件34被设定为正确的默认延伸值时，机架轮32的理论中心与背支承件之间的轴线可能理想地与支承件的表面垂直。凸轮从动件34的调节范围可以基于在制造机架轮32时预期的机械误差为多少、用于补偿挠曲所需的附加范围的最佳猜测值等。这些默认的凸轮从动件34调节值可以假定是已知的。

让Δ₀为机架偏离的标称值的初始猜测值。可以使用Δ₀作为标称工作点来从等式(21)确定凸轮从动件34偏离。如果Δ₀接近于是正确的，则平均偏离应接近基于机架设计的凸轮从动件34偏离。如果不是正确的，则可以执行Δ的简单灵敏度分析，以估计它应如何调节以推导出下一个估计值Δ₁。这个过程可以重复，直到估计值收敛到最终值Δ_f。即使不知道Δ_f是否达到精确值，也很可能足够接近这样的事实：可以确定有利的一组凸轮从动件34调节值。这为这样的情况：Δ的小变化不会显著改变刚度常量K_i。

上述本发明一般性构思的各种示例性实施例提供一种用于预测凸轮从动件调节值来补偿机架轮挠曲的方法。在各种示例性实施例中，由于凸轮从动件相互作用，因此可能不存在在所有旋转角度完全均匀地支撑机架轮的理想解。加强机架轮可能会导致更小的调节值以及更流畅的操作。由于总会发生一些残余挠曲，因此所提出的方法提供了一种合理的选择来估计有利的一组凸轮从动件调节值。

给定理想化解所需的复杂性和假设，能够形成简化的对准方法，该对准方法说明了机械尺寸和材料特性中的许多变化。根据本发明一般性构思的各种示例性实施例，本示例性方法起始于图11中的机架轮32的9点钟位置。认为从该取向是“对准”的，X_N轴的投影必须与Z_I相交，然后必须与Z_G相交。在9点钟位置，偏离仅仅在Y轴(Y_G或Y_I)上。调节凸轮从动件34，直到Z_I和Z_G的X_N交叉点在公差范围内。X_N和Z_I之间的距离变为用于调节的主标量值。因此，当机架旋转几度时，联结的凸轮从动件34被调节，直到从X_N到Z_I的半径与在9点钟处的那些点之间的原始距离匹配。围绕整个360度的旋转，重复这个过程。

要注意的是，简化的图示和附图并没有示出各个部件的全部各种连接和组装，但是本领域的技术人员将会理解如何基于本文提供的所示部件、附图和说明书，利用良好的工程判断来实施这样的连接和组装。

可以存在许多变型形式、修改形式和额外的实施例，因此所有这样的变型形式、修改形式和实施例将被认为处于本发明一般性构思的精神和范围内。例如，除非存在清楚的相反指示，否则不管本申请的任何部分的内容如何，都不要求在本文的任何权利要求或者要求优先权的任何申请中包含任何特别描述或图示的动作或元件、这些动作的任何特定的顺序或者这些元件任何特定的相互关系。此外，任何动作可以重复，任何动作可以由多个实体执行和/或任何元件可以是可复制的。

虽然已经通过若干示例性实施例的描述来说明了本发明一般性构思，但是申请人的目的并不是将本发明的构思约束或以任何方式限制为这样的描述和说明。相反，本文的说明书、附图和权利要求被认为实质上是示意性的，而非限制性的，在阅读了上述说明书和附图的情况下，额外的实施例对于本领域技术人员而言将是显而易见的。

Claims (21)

1.一种用于调节质子治疗系统的机架轮的机架轮调节系统，所述质子治疗系统包括：质子束喷嘴，其将质子束引导至所述机架轮的等中心点；多个可调节支承件，其沿着所述机架轮的外径表面增量地间隔开；以及支承表面，其用于接纳所述可调节支承件的一部分，使得所述机架轮借助于所述可调节支承件的接纳在所述支承表面上的一部分而被支撑在所述支承表面上，所述机架轮调节系统包括：

估计单元，其基于各个可调节支承件的刚度参数估计各个所述可调节支承件的支承件调节值，所述刚度参数是施加在各个所述可调节支承件处的力和所述机架轮的与施加在各个所述可调节支承件处的力相关联的偏离的函数，所述支承件调节值与各个所述可调节支承件的用于在所述机架轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时补偿机架轮挠曲的标称位置值对应，所述可调节支承件构造为将所述机架轮支撑在所述支承表面上并且在机架轮旋转期间将所述质子束保持在所述机架轮的所述等中心点。

2.根据权利要求1所述的机架轮调节系统，还包括：

偏离测量单元，其用于根据施加在各个所述可调节支承件上的力测量所述机架轮的在各个所述可调节支承件处的偏离值；以及

标称定位单元，其用于根据偏离值确定在各个所述可调节支承件处的机架轮压缩的标称值。

3.根据权利要求2所述的机架轮调节系统，还包括：

位置确定单元，其用于确定各个所述可调节支承件的初始位置，通过将各个所述可调节支承件延伸到相应的长度来实现所述初始位置。

4.根据权利要求3所述的机架轮调节系统，还包括：

线性逼近单元，其用于逼近在各个所述可调节支承件位置处的机架轮挠曲。

5.根据权利要求4所述的机架轮调节系统，其中，所述线性逼近单元逼近将同时接触所述支承表面的多个所述可调节支承件处的所述机架轮挠曲。

6.根据权利要求5所述的机架轮调节系统，其中，所述线性逼近单元根据通过所述支承表面作用在与所述支承表面接触的所述可调节支承件上且与所述机架轮的重量相等的各力之和来逼近所述机架轮挠曲。

7.根据权利要求5所述的机架轮调节系统，其中，所述线性逼近单元逼近以五度的增量间隔同时接触所述支承表面的五个或六个可调节支承件处的所述机架轮挠曲。

8.根据权利要求5所述的机架轮调节系统，其中，所述线性逼近单元确定与所述支承表面接触的各个所述可调节支承件的沿x方向和y方向的力平衡方程。

9.根据权利要求8所述的机架轮调节系统，其中，所述线性逼近单元根据力平衡方程确定残余误差，所述力平衡方程被确定用于包括与所述支承表面接触的五个和六个可调节支承件的构造。

10.一种对准用于质子治疗系统的机架设备的方法，所述方法包括：

测量支承表面上的机架轮的重量，所述机架轮被构造为旋转的并且借助于多个可调节支承件被支撑在所述支承表面上；

根据分别施加在各个所述可调节支承件上的力测量所述机架轮的相应偏离值；

根据测得的重量和偏离值确定所述机架轮的标称工作点；以及

基于各个可调节支承件的刚度参数估计各个所述可调节支承件的支承件调节值，所述刚度参数是施加在各个所述可调节支承件处的力和所述机架轮的与施加在各个所述可调节支承件处的力相关联的偏离的函数。

11.根据权利要求10所述的方法，还包括确定用于各个所述可调节支承件的初始位置，通过将各个所述可调节支承件延伸到相应的长度来实现所述初始位置。

12.根据权利要求11所述的方法，还包括利用线性逼近单元逼近在所述标称工作点的各个所述可调节支承件位置处的机架轮挠曲。

13.根据权利要求12所述的方法，其中，所述线性逼近单元逼近将同时接触所述支承表面的多个所述可调节支承件处的所述机架轮挠曲。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述线性逼近单元根据通过所述支承表面作用在与所述支承表面接触的所述可调节支承件上且与所述机架轮的重量相等的各力之和来逼近所述机架轮挠曲。

15.根据权利要求13所述的方法，其中，所述线性逼近单元逼近以五度的增量间隔同时接触所述支承表面的五个或六个可调节支承件处的所述机架轮挠曲。

16.根据权利要求13所述的方法，其中，所述线性逼近单元确定与所述支承表面接触的各个所述可调节支承件的沿x方向和y方向的力平衡方程。

17.根据权利要求16所述的方法，其中，所述线性逼近单元根据力平衡方程确定残余误差，所述力平衡方程被确定用于包括与所述支承表面接触的五个和六个可调节支承件的构造。

18.根据权利要求10所述的方法，其中，所述支承件调节值与各个可调节支承件的用于在所述机架轮从第一角度位置旋转到第二角度位置时补偿机架轮挠曲的标称位置值对应，所述可调节支承件构造为将所述机架轮支撑在所述支承表面上并且在机架轮旋转期间将质子束保持在所述机架轮的等中心点。

19.一种对准用于质子治疗系统的机架设备的方法，所述方法包括：

建立机架轮的等中心点；

旋转所述机架轮，使得设置在所述机架轮上的质子束喷嘴位于预定位置，所述机架轮包括多个可调节支承件，所述多个可调节支承件沿着所述机架轮的外径表面增量地间隔开，使得所述可调节支承件的一部分与支撑表面交接以支撑所述机架轮；

基于各个可调节支承件的刚度参数估计各个所述可调节支承件的支承件调节值，所述刚度参数是施加在各个所述可调节支承件处的力和所述机架轮的与施加在各个所述可调节支承件处的力相关联的偏离的函数；

调节与所述支撑表面交接的可调节支承件的所述一部分，直到来自所述质子束喷嘴的喷射落在所述机架轮的轴线和所述等中心点这两者的预定公差内；

在预定位置进行调节之后，确定主调节值作为来自所述质子束的喷射与所述等中心点之间的距离；

以预定度数旋转所述机架轮，并且调节与所述支撑表面交接的可调节支承件的另一部分，直到在各个后续机架轮位置处在来自所述质子束喷嘴的喷射与所述等中心点之间达到主调节值；以及

重复旋转和调节，直到已经达到整个360度的旋转。

20.根据权利要求19所述的方法，其中，所述质子束喷嘴的预定位置为相对于所述机架轮而言的9点钟位置。

21.一种用于调节质子治疗系统的机架轮的机架轮调节系统，所述质子治疗系统包括：质子束喷嘴，其将质子束引导至所述机架轮的等中心点；多个可调节支承件，其沿着所述机架轮的外径表面增量地间隔开；以及支承表面，其用于接纳所述可调节支承件的一部分，使得所述机架轮借助于所述可调节支承件的接纳在所述支承表面上的一部分被支撑在所述支承表面上，所述机架轮调节系统包括：

旋转控制器，其旋转所述机架轮，使得所述质子束喷嘴位于预定位置；

估计单元，其基于各个可调节支承件的刚度参数估计各个所述可调节支承件的支承件调节值，所述刚度参数是施加在各个所述可调节支承件处的力和所述机架轮的与施加在各个所述可调节支承件处的力相关联的偏离的函数；

位置检测器，在调节设置在所述机架轮上且与支撑表面交接的多个可调节支承件期间和/或之后，所述位置检测器检测来自所述质子束喷嘴的喷射何时落在所述机架轮的轴线和所述等中心点这两者的预定公差内；以及

主调节值确定单元，其用于在预定位置进行调节之后确定作为来自所述质子束喷嘴的喷射与所述等中心点之间的距离的主调节值；

其中，所述旋转控制器以预定度数旋转所述机架轮，使得能够调节交接的所述可调节支承件，直到在各个后续机架轮位置处在来自所述质子束喷嘴的喷射与所述等中心点之间达到主调节值；并且

重复旋转和调节，直到已经达到所述机架轮的整个360度的旋转。

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