CN111435082B - 用于远程光学地测量表面的位置的方法和装置 - Google Patents

用于远程光学地测量表面的位置的方法和装置 Download PDF

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Abstract

公开了用于远程光学地测量表面的位置的方法和装置。用于光学地测量测量表面相对于基准位置的位置的系统和方法。该系统为无线网络，其包括位于中心的数据采集计算机和位于远处的安装在中心接收器的无线通信范围内的不同位置处的多个传感器模块。每个传感器模块都安装到特定于控制面位置的夹具上，并嵌入RFID标签以表示夹具位置。选择传感器模块的光学部件以能够指示测量表面相对于基准位置的线性位置，然后广播测量结果。广播结果由中心接收器接收，并由数据采集计算机处理，该计算机宿留有显示测量数据的人机接口软件。

Description

用于远程光学地测量表面的位置的方法和装置
技术领域
本文公开的技术总体上涉及用于测量测量表面相对于基准位置的位置的系统和方法。具体地，本文公开的技术涉及用于相对于飞行器操作员控制机构校准转向装置的系统和方法，并且更具体地涉及相对于飞机操作员控制机构操纵飞机控制面的系统和方法。
背景技术
流体动力学包括空气动力学和流体动力学学科，以优化流体在飞行器控制面上的流动。操作员在飞行器运动期间会精确地移动控制面，以产生转向力，以将飞行器引导至指定的路径并提供飞行期间的稳定性。例如，可以调节方向舵以操纵飞机，或者可以将水平尾翼上的升降舵定位以稳定升力。复杂的三维形状通常用作控制面，以优化燃料消耗并提供有效的操作。这些形状与其他表面的组合决定了飞行器的性能特征。
用于校准控制面的各种操纵方法和相关系统是已知的。可枢转的控制面(例如，方向舵，升降舵，副翼或襟副翼)可以引导飞行器(例如，飞机)。控制面形状的偏差可能会使飞行器控制机构和控制面之间的关系失真。校准通过建立作为控制面的一部分的对准特征来恢复关系，该对准特征可以对准至与已知控制设置相关联的飞行器上的操纵点。计量装置和/或计算机软件可以用于校准。计量装置可以定义飞行器上的基准面(例如，包括多个线性测量标记的对准标定板)、控制面的旋转轴线以及对准特征的目标位置(例如，中立或零位置)之间的位置关系。通过相对于基准面将控制面操纵在目标关系，可以相对于操作员控制机构校准对准特征在控制面上的位置。以这种方式，可以操纵操作员控制机构以准确反映控制面的真实位置，以改善飞行器性能。
当前用于在某些飞机上进行控制面操纵的工具可能会带来关于确保测试准确性以及飞机和人员安全的担忧。需要一种系统和方法，该系统和方法将使用户能够测量各种控制面的位置以通过非接触方式进行操纵。
发明内容
以下详细公开的主题涉及用于光学地测量测量表面相对于基准位置的位置的系统和方法。该系统为无线网络，其包括位于中心的数据采集计算机和位于远处的安装在中心接收器的无线通信范围内的不同位置处的传感器(下文称为“传感器模块”)的套件(下文称为“多个”)。每个传感器模块被配置为测量测量表面相对于基准位置的位置，然后广播测量结果，该广播结果由中心接收器接收并由数据采集计算机处理。数据采集计算机宿留有显示测量数据的人机接口软件。
根据下面更详细地公开的示例实施例，传感器模块被安装到飞机上以用于控制面操纵程序。包括多个传感器模块的系统在下文中被称为“远程光学控制面指示系统”，该传感器模块被安装在飞机上并被配置为相对于基准位置测量控制面的位置，然后广播测量结果。远程光学控制面指示系统允许用户通过非接触方式测量控制面的位置以进行操纵，从而消除了人员与危险飞机能量接触的风险。
更具体地，远程光学控制面指示系统包括一组相同的传感器模块，其出于飞行控制机构操纵的目的而被固定到飞机的各个位置。传感器配备有光学部件，其相对于相邻飞机几何形状测量飞行控制面的位置。传感器通过定制的夹持组件被标定到飞机上，每个夹持组件具有用于识别夹具的装置和附接到夹具的传感器。测量结果以无线方式发送到宿留有数据采集(DAQ)软件应用的中心计算机。DAQ计算机能够将简单的远程命令发送到传感器模块。该套件配备了用于软件归零的传感器归零支架组件。当将远程光学控制面指示系统用于飞行控制机构操纵的目的时，将产生指示控制面何时处于其零度(中立)位置的数据信号。[如本文所用，术语“零位置”和“中立位置”为同义词。]
根据一种提出的实施方式，每个传感器模块被安装到夹具上，该夹具特定于控制面位置并且嵌入有射频识别标签(下文称为“RFID标签”)以识别夹具和在飞机上的相应位置。夹具使传感器相对于待测量的控制面标定。选择传感器模块的光学部件以能够以指定的精度指示飞行控制面的线性位置。人机接口软件显示每个特定控制面的测量和/或误差状态，允许用户进行微调以完成操纵程序。然而，只要需要实时进行特定于位置的表面高度测量，该系统就可以轻松地用于测量飞机控制面以外的事物。
本文提出的系统由于不需要人员在测量现场而在操纵作业期间节省时间。取而代之的是，所有传感器一次设置，然后用于按技术人员希望的任何顺序完成每个操纵作业，而无需与另一位技术人员沟通以进行手动测量，也无需等待该技术人员在测量位置之间移动。每个传感器单元将保持省电模式(下文称为“睡眠模式”)以延长电池寿命，并在每次操纵程序中“唤醒”。当每个控制面都在最终操纵容差之内时，用户将能够将测量值从人机接口发送到信任的自动化测试设备工作站，该工作站包括一台计算机，该计算机配置为与飞机上的计算机对接并代替人工检查员执行检查，从而节省了时间。
尽管下面将详细描述用于相对于基准位置光学地测量测量表面的位置的系统和方法，但是那些提出的实施方式中的一者或多者可以通过以下一个或多个方面来表征。
下面详细公开的本主题的一个方面为一种用于相对于基准位置光学地测量测量表面的位置的方法，该方法包括：(a)定位激光器件，使其相对于基准位置具有已知位置，并对准测量表面；(b)在第一平面中将一幕光从激光器件投射到测量表面上以形成入射光线；(c)检测从入射光线散射的光入射在一行光检测器上的对象质心；(d)发送代表测量表面相对于基准面的测量位置的对象质心数据信号。根据一些实施例，步骤(a)包括对传感器模块进行定向，以使得该行光检测器在大致垂直于第一平面并与一幕光相交的第二平面中对准。
根据在紧接前一段中描述的方法的一种实施方式，步骤(c)包括：查找强度基线和峰值；以及校正透镜晕映伪影的光强度；内插像素数据以获得伪子像素分辨率；对象检测阈值化；并计算对象质心。
根据一些实施例，该方法还包括使用存储的数据将对象质心数据信号转换为距离测量值，该存储的数据表示以测量表面和基准面的相对运动为特征的方式将像素值与测量的距离相关联的表格或方程式。
根据一些实施例，所述测量表面为飞机的控制面，并且所述方法还包括：通过离散的致动度旋转所述控制面；在每个离散的致动度下重复步骤(b)和(c)，直到所述控制面相对于基准面的测量位置为中立位置；并且操纵操作员控制机构以准确反映控制面的中立位置。
根据其他实施例，所述基准面为飞机的控制面，并且所述方法还包括：通过离散的致动度旋转所述控制面；在每个离散的致动度下重复步骤(c)和(d)，直到所述控制面相对于测量表面的测量位置为中立位置；并且操纵操作员控制机构以准确反映控制面的中立位置。
下面详细公开的本主题的另一个方面为一种传感器模块，其包括：壳体；以及激光器件，其安装在壳体内部并配置为在第一平面内投射一幕光；一行光检测器，其沿壳体内部的直线按顺序排列，并被配置为响应于光的入射而输出相应的模拟光检测器输出信号；以及透镜，其在壳体内安装在该行光检测器的前面并具有焦轴，其中，透镜的视场与一幕光相交；并且其中，透镜的焦轴和该行光检测器的直线位于大致垂直于第一平面的第二平面内。
根据在紧接前一段中描述的传感器模块的一些实施例，传感器模块还包括微控制器，该微控制器被配置为控制激光器件的操作并基于光检测器输出的模拟光检测器输出信号计算对象质心相对于该行光检测器的位置，以及收发器，其被配置为发送携带对象质心数据的射频信号。
下面详细公开的本主题的另一方面为一种无线网络，包括：计算机系统，其宿留有数据采集软件，被配置为将对象质心数据转换为距离测量数据；以及中心收发器，其可操作地耦接至计算机系统，以用于接收携带对象质心数据的射频信号并将对象质心数据发送到计算机系统；以及多个传感器模块，其位于中心收发器的通信范围内，其中，每个传感器模块包括：壳体；电池；激光器件，其安装在壳体内部并被配置为在第一平面内投射一幕光；一行光检测器，其在壳体内部沿直线按顺序排列并配置为响应于光的入射而输出相应的模拟光检测器输出信号；透镜，其在壳体内安装在所述一行光检测器的前面并具有焦轴，其中，透镜的视场与一幕光相交；并且其中，所述透镜的焦轴和该行光检测器的直线位于与第一平面垂直的第二平面中；微控制器，其被配置为控制激光器件的操作并基于由该行光检测器输出的模拟光检测器输出信号来计算对象质心相对于该行光检测器的位置；以及收发器，其被配置为发送射频信号，该射频信号携带表示由所述微控制器计算出的对象质心的位置的对象质心数据，其中，所述激光器件、所述微控制器和所述收发器从所述电池接收电力。根据一些实施例，多个传感器模块被夹持到飞机的相应表面。
下面公开了用于光学地测量测量表面相对于基准位置的位置的系统和方法的其他方面。
附图说明
在前面的部分中讨论的特征、功能和优点可以在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合。为了示出上述和其他方面，下文将参考附图描述各种实施例。
图1为示出根据一个实施例的由传感器模块发射的激光的光路的图示。
图2为根据一种提出的实施方式识别商用现成品(COTS)线发射激光器件的组件的图示，商用现成品(COTS)线发射激光器件可以作为图1中所示的传感器模块的一部分。
图3为在图1中所示的传感器模块的视场中，像素数据点随着测量表面移动期间的测量高度的曲线图。
图4为表示归零装配架的三维视图的图示，该归零装配架可用于校准图1中所示的传感器模块。
图5为根据一个实施例的识别图1中所示的传感器模块的部件的图示。
图6为根据一种提出的实施方式识别图1中所示的传感器模块的部件的图示。
图7A和图7B为分别表示根据一种提出的实施方式的位于归零支架中的传感器模块的前后三维视图的图示。
图8为表示图7A和图7B中所示的传感器模块的前视图的图示，其中移除了壳体的一部分并且没有归零支架。
图9为表示图7A和图7B中所示的传感器模块的局部截面图的图示。
图10为示出夹具上的物理特征和结合在用于检测夹具上的物理特征的传感器模块的底部中的微动开关的图示。
图11为表示具有控制面的飞机的等距视图的图示，该控制面可以使用本文公开的装置来操纵。
图12为表示安装在飞机上的传感器模块的无线网络的平面图的图示。
图13为示出使用无线网络将表示控制面的测量位置的数据从飞机传输到自动化测试设备(ATE)站的框图。
图14为根据一种提出的实施方式的识别用于获取和显示控制面位置测量数据的方法的步骤的流程图。
图15为示出根据一个实施例的呈现在数据采集计算机的显示屏上的图形用户界面的图示。
图16为表示典型飞机的机尾的侧视图的图示。
图17为表示具有附接到机身的对准标定板的机尾的一部分的等距视图的图示。
图18为表示相对于附接到机身的对准标定板具有非中立位置的方向舵的俯视图的图示。
图19为表示根据一个实施例的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，该远程光学控制面指示系统被配置(以泛光模式)并且被安装用于测量方向舵相对于附接到机身的对准标定板的位置。
图20为表示根据另一个实施例的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，该远程光学控制面指示系统被配置(以激光模式)并且被安装用于测量升降舵相对于附接到机身的对准标定板的位置。
图21为表示根据另一个实施例的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，该远程光学控制面指示系统被配置(以泛光模式)并且被安装用于测量升降舵相对于附接到机身的对准标定板的位置。
图22为表示根据又一个实施例的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，该远程光学控制面指示系统被配置(以激光模式)并被安装用于测量副翼相对于机翼的固定后缘的位置。
图23A和图23B为分别表示根据一种提出的实施方式的左侧(LH)副翼夹具的俯视和仰视三维视图的图示。
图24为表示安装在飞机右翼的固定后缘上的右侧(RH)副翼夹具(没有传感器模块)的三维视图的图示。
图25为表示用于安装在图22中所示的实施例中的副翼夹持组件的一些部件的三维视图的图示。
图26为表示根据另一个实施例的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，该远程光学控制面指示系统被配置(以激光模式)并且被安装用于测量襟副翼相对于襟翼的位置。
图27A和图27B为分别表示根据一种提出的实施方式的右侧(RH)襟副翼夹具的俯视和仰视三维视图的图示。
图28为表示用于安装在图23中所示的实施例中的襟副翼夹持组件的一些部件的三维视图的图示。
图29为表示根据另一种提出的实施方式的被夹持在内侧襟翼的外侧边缘上的RH襟副翼夹具(带有传感器模块)的标定的仰视图的图示。
图30为表示安装在升降舵的后缘上的升降舵夹具(没有传感器模块)的端视图的图示。升降舵夹具具有指示器标记，以确保夹具在安装后没有移动。
在下文中将参考附图，其中不同附图中的相似元件具有相同的附图标记。
具体实施方式
下面更详细地描述用于光学地测量测量表面相对于基准位置的位置的系统和方法的说明性实施例。然而，在本说明书中没有描述实际实施方式的所有特征。本领域技术人员将理解，在任何这样的实际实施例的开发中，必须做出许多特定于实施方式的决定来实现开发者的特定目标，如遵守与系统相关的约束和与业务相关的约束，这将使一种实施方式与另一种实施方式不同。而且，应当理解，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但是对于受益于本公开的本领域普通技术人员而言仍将是例行的工作。
该系统为无线网络，其包括位于中心的数据采集计算机和位于远程的安装在中心接收器的无线通信范围内的不同位置处的多个传感器模块(例如，插入数据采集计算机的USB端口中的USB加密狗)。每个传感器模块被配置为测量测量表面相对于基准位置的位置，然后广播测量结果，该广播结果由中心接收器接收并由数据采集计算机处理。在描述这种无线网络的具体实施方式之前，将对传感器模块采用的光学测量技术的基本原理进行详细描述。
图1为示出根据一个实施例的由附接到夹具6的传感器模块2发射的激光的光路的图示。在该示例中，夹具4耦接至基准面6，该基准面6设置为邻近于测量表面8(诸如飞机上的枢转控制面)。传感器模块2被配置为测量测量表面8相对于由图1中的两条虚线之间的实线指示的零(中立)位置的位置(例如，高度h)。上方的虚线表示测量表面8在零位置上方的高度h处的情况；下方的虚线表示测量表面8在零位置下方的高度–h处的情况。
传感器模块2包括壳体42和容纳在壳体42内的电池(未示出，但是参见图4中的电池30)。传感器模块2还包括线发射激光器件36(下文称为“激光器件36”)。激光器件36被安装在壳体42的内部，并且被配置为在被定向为垂直于图1中的页面的第一平面中投射一幕光(下文称为“一幕光A”)。当一幕光A入射在测量表面8上时，形成激光线C(再次垂直于图1中的页面延伸)。
在一种实施方式中，激光器件36为由台湾台北市的Quarton公司制造的VLM-635-27-LPA激光二极管。VLM-635-27-LPA激光二极管使用由石英制成的简单柱面透镜，并透射中心波长为635nm的光。柱面透镜将激光束转换成平面上的一幕光。一幕光被引导到测量表面上。
在替代实施方式中，可以使用具有旋转的多面镜的激光器件来产生激光线C。图2为识别适合用于本文中提出的位置测量系统的线发射激光器件36的部件的图示。图2中所示的激光器件36包括安装在电机190的输出轴上的多面镜188。多面镜188的旋转由电机控制器186控制，电机控制器186从时钟(未示出)接收时钟脉冲并将这些时钟脉冲转换成电机驱动脉冲。图2中所示的激光器件36还包括激光驱动器181，该激光驱动器181驱动激光器182以产生被引导到反射镜184(或其他反射表面)的连续波或脉冲激光束。反射镜184被定向为使得投射的激光束与来自时钟的时钟脉冲完全同步地反射到以高速旋转的多面镜188上。当多面镜188的每个反射小面的角度在旋转期间改变时，线发射的激光束A被每个小面反射到准直透镜192上。反射光束扫过准直透镜192的输入表面，但是当光子传播通过准直透镜192时，光子改变方向，从而平行地离开准直透镜192。
再次参考图1，传感器模块2还包括复合透镜16(在下文中称为“透镜16”)和线性光检测器阵列(或者，一行光检测器)18，线性光检测器按顺序排列为在壳体42内沿直线形成一行。透镜16在壳体42内被安装在该行光检测器18的前面。光检测器18被配置为响应于入射光而输出相应的模拟光检测器输出信号。
在测量表面8位于零位置的情况下(在图1中由标记为“8”的实心水平直线表示)，一幕光A入射在测量表面8上会产生激光线C。测量表面8继而散射激光线C的入射光。一些散射的激光进入透镜16，并由该行光检测器18检测。在图1所示的场景中，入射在该行光检测器18上的光包括来自激光线C的散射光。
为了更好地解释传感器模块2使用的光学测量技术，以下讨论假定图1中所示的基准面6和测量表面8为平面，并且测量表面8为可绕平行于测量表面8的平面的轴线旋转的部件的一部分。当部件枢转时，测量表面8根据部件旋转的方向上下移动(如图1中的箭头所示)。旋转运动近似于在测量区域的线性(上下)运动。这是基于小角度公式的合理近似值。
优选地，传感器模块2被定位成使得激光器件36以角度φ(相对于传感器模块2的基准平面测量得到的)将一幕光A向下传输到测量表面8上，从而将大体上水平定向的激光线C投射到测量表面8上。相反，透镜16被布置成使得透镜16的焦轴B相对于一幕光A以锐角θ向下指向。另外，透镜16的焦轴B和该行光检测器18的直线位于与一幕光A所在的第一平面(垂直于图1中的页面的平面设置)相交的第二平面(设置在图1中的页面的平面中)。
来自激光线C的入射光被测量表面8在所有方向上散射，包括朝向透镜16。然而，垂直定向的线性光检测器阵列18仅看到激光线C的薄截面(类似于通过高的狭窄窗口观察到的水平线)。用计算机视觉对象跟踪的话来说，“对象”是真实世界的目标。在这种情况下，对象为激光线C，并且对象的质心为在激光线的薄截面的中心处的点，该激光线入射在线性光检测器阵列18上。(激光线的薄片或“横截面”的强度从上到下都在上升和下降(反之亦然)；横截面的强度在中心达到峰值，并且衰减遵循高斯分布。)
激光入射在一个或多个光检测器上的位置为测量表面8的表观高度d(参见图1)的函数。表观高度d为实际高度h的函数。因此，该行光检测器18可用于测量使激光线朝着光检测器阵列散射的测量表面8的高度h。
更具体地，实际高度h和表观高度d之间的理论关系为d＝(h/cos(φ))sin(θ)。实际的数学关系取决于复合透镜16的几何形状和制造变量。将像素中的光束位置x与实际高度h关联的示例经验公式为：
为了说明起见，假设当测量表面8处于图1中由标记为h＝0的水平实线指示的中间位置时(对于本文公开的测量方法的实践，该条件没有必要)，透镜16的焦轴B与激光线C相交。在那种情况下，当测量表面8向上移动到图1中标为+h的水平虚线所示的上部位置时，检测来自激光线C的散射光的质心的特定光检测器的位置将变化。类似地，当测量表面8向下移动到图1中标记为-h的水平虚线所示的下部位置时，检测来自激光线C的散射光的质心的特定光检测器的位置将发生变化。换句话说，质心检测光检测器(或一对质心检测光检测器)的位置随着测量表面的位置变化而变化。
图3为像素数据点随着测量的高度的曲线图的一个示例。像素数据点(形成传感器响应曲线)是在插值过程(由微控制器执行，在下面详细描述)之后生成的，该插值过程是通过在线性光检测器阵列18上的每个现有的数据点之间注入新的数据点而使数据点数量加倍。然后处理像素数据点，以得出以像素为单位计算的对象质心。
对象质心在图3中绘制，并且这些输出用于生成整体传感器响应曲线，该曲线反映了以像素为单位的输出质心与测量表面的实际高度位置的关系。质心计算使用像素强度阈值化(如下文参考图14所述)。所有像素计算仅使用像素光检测器收集的数据。
在准备将传感器模块2用于操纵操作之前，应先对传感器模块2进行校准。图4为表示可以用来校准传感器模块2的归零装配架(jig，夹具)194的三维视图的图示。归零装配架194具有传感器模块支撑表面195、激光归零表面196和泛光归零线198。在以激光模式运行时，通过确定当传感器模块2发出入射在激光归零表面196上的一幕光A时哪个光检测器检测到对象质心来对传感器模块2进行校准。选择激光归零表面196相对于传感器模块参照系的位置，以匹配安装传感器模块2时控制面的中立位置。在一种实施方式中，传感器组件相对于中立平面的标准高度为1/2英寸。
通过在将传感器模块2打开之后但在将传感器模块2放置在任何夹具上之前，通过将传感器模块2夹在归零装配架194上或将传感器模块2放置在归零装配架194上来启动归零功能。归零装配架194像夹具一样具有RFID标签，以便传感器模块2装置知道它何时在归零装配架194上。当检测到归零装配架194时，归零过程自动开始。
传感器模块2也可在泛光模式下操作。在泛光模式下，激活发光二极管(LED)阵列(图1中未示出，但请参见图5和图25中的LED阵列34)以投射照亮泛光归零线198的光。当以泛光模式操作时，通过确定当传感器模块2发出入射在泛光归零线198及其邻近区域的泛光时哪个光检测器检测到对象质心来校准传感器模块2。在这种情况下，对象质心归因于没有通过泛光归零线198朝着光检测器散射的光。
图5为根据一个实施例的识别图1中所示的传感器模块2的部件和作为夹具的一部分的部件(RFID标签26)的图示。传感器模块2包括电池组30，该电池组向传感器模块2上的所有电力供电器件供电。在一种提出的实施方式中，电池组30包括六个AA电池。在一种提出的实施方式中，电池组30包括可再充电锂离子电池。
包含在传感器模块2的壳体42中的电力供电器件包括微控制器20、收发器24、RFID模块28、LED阵列34、线发射激光器件36和线性电荷耦合器件阵列46(下文称为“线性CCD阵列46”)。线性CCD阵列46包括前述的线性光检测器阵列18。更具体地，像素由p掺杂的金属氧化物半导体(MOS)电容器表示。当图像采集开始时，这些电容器的偏压高于反转阈值，从而允许在半导体-氧化物界面处将入射光子转换为电子电荷。然后，CCD阵列46将这些电荷读出到微控制器20。
传感器模块2还包括在壳体42内按以下顺序排列的光学部件：偏振滤波器12、带通滤波器14、复合透镜16和一行光检测器18。来自激光线C的散射光穿过偏振滤波器12，该偏振滤波器12使未定向在与表面平行的方向上的光衰减，以帮助隔离反射的激光。偏振滤波器12减少眩光和外部光干扰。在一种实施方式中，带通滤波器14为一块红色涂层玻璃，其透射曲线在与激光相同的波长(例如635nm)处具有尖锐的峰，而在其他波长处具有高的消光系数。这样可以滤除大部分外部干扰光，从而将激光与环境光隔离。然后，滤波后的光入射在复合透镜16上。单行光检测器(像素)垂直定向并以预设角度向下指向测量表面8。光检测器18捕获从测量表面8散射的激光。在一种实施方式中，线性阵列包括128个光检测器(像素)。
仍然参考图5，光检测器18将模拟光检测器输出信号(下文称为“像素数据”)输出至微控制器20。微控制器20连接到所有外围设备并处理逻辑输入/输出、串行通信、传感器输入和功率分配。微控制器20被配置为执行激光线跟踪算法，该算法包括以下操作：查找强度基线和峰值；校正透镜晕影伪影的光强度；内插像素数据以获得伪子像素分辨率；对象检测阈值化和对象质心的计算。微控制器20还被配置为根据指示哪个光检测器检测到对象质心的像素数来输出包含对象质心数据的串行有效载荷。根据一种实施方式，串行数据以约20Hz的速率输出。微控制器20经由分压器32从电池组30接收电力。分压器32按比例缩小电池电压以用于模拟电压读取。
微控制器20经由收发器接口22将串行数据输出到收发器24。收发器24处理网络通信协议。在一种实施方式中(下面参考图9和图10更详细地描述)，该网络为Zigbee网络60。Zigbee为用于一套高级通信协议的基于IEEE 802.15.4的规范，该协议用于通过小型低功耗数字无线电创建近距离区域网络。
微控制器20还控制激光器件36和LED阵列34的操作。如先前参考图1所描述的，激光器件36发射一幕光A，该一幕光A以预设角度向下朝向测量表面8，从而当一幕光A入射在测量表面8上时形成水平取向的激光线C。在一种实施方式中，发射的激光具有以635nm(红色)为中心的波长范围。在一些应用中(在下面更详细地描述)，LED阵列34代替激光照射测量表面8(或光学目标)。
根据一个实施例，传感器模块2还包括RFID模块28，其被配置为读取RFID标签26，该RFID标签26嵌入在安装有传感器模块2的夹持组件中。RFID标签识别传感器模块2安装在哪个夹持组件上。由于每个夹持组件在飞机上的身份和位置是已知的，因此夹持组件的识别使位于中心的计算机能够确定正在远程测量哪个控制面。
图6为根据一种提出的实施方式识别图1中所示的传感器模块2的部件的图示。在该实施方式中，光检测器18被并入安装在传感器板上的线性CCD阵列46中。复合透镜16为安装在同一传感器板上的12mm透镜。线性CCD阵列46具有垂直定向并以预设角度向下指向测量表面8的单行光检测器(像素)。线性CCD阵列46捕获从测量表面8散射的激光。
在一种实施方式中，线性CCD阵列46为TAOS TSL1401R 128像素线性阵列传感器(可从得克萨斯州普莱诺的Texas Advanced Optoelectronic Solutions商购)。TSL1401R芯片由单行128个光检测器组成。透镜16在传感器阵列上形成图像。相机处理器48开始和停止曝光，然后以每个递增像素的电压电平响应时钟脉冲。微控制器20读取像素值。相机模块40允许主机系统在一个维度上“看见”。
微控制器20处理所有模拟和数字输入和输出，运行传感器模块编程，并将零位置存储到EEPROM存储器。在一种实施方式中，主微控制器板为Arduino Mega 2560微控制器板，其具有54个数字输入/输出引脚(其中15个可用作LED阵列34的PWM输出)、16个模拟输入、四个UART(硬件串行端口)(其中一个用于将相机板连接至主微控制器板)、16MHz晶体振荡器、USB连接和电源插孔。
微控制器20还控制LED阵列34的开/关状态，但是它经由开关25来控制。在一种实施方式中，开关25包括两个反向偏置的MOSFET晶体管：一个用于泛光LED阵列34，一个用于激光器件36。当传感器模块处于睡眠模式时，相机模块40被供电。LED阵列34包括由DC电流供电的三个单独的LED。在一种实施方式中，三个LED由三个2-V线性稳压器供电，后者又全部由一个MOSFET供电，该MOSFET被指定用于开关LED电力。所有三个稳压器和两个MOSFET都位于“跳线板”(图中未示出)上，该跳线板还具有用于RGB指示器LED 132的三个电阻器，用于偏置MOSFET的两个下拉电阻器，与Arduino的本地USB端口并行连接的USB端口，以及用于所有外围设备和电源连接的螺丝端子。跳线板位于收发器接口板上，并具有用于接入所有Arduino引脚的直通引脚。跳线板的主要目的是通过提供牢固的端子连接并保持这些其他部件来简化最终组装。在图6中部分地所示的实施方式中，收发器24为工作在2.4GHz的Xbee无线电模块，并且收发器接口22为与Arduino微控制器对接并向Xbee无线电提供电力的Xbee屏蔽件。微控制器20经由收发器接口22与收发器24通信。收发器24能够在微控制器20和位于中心的数据采集计算机(下文称为“DAQ计算机”)之间无线中继测量和命令。
在一种实施方式中，收发器24为Xbee Pro S1 802.15.4模块，而收发器接口22为带有串行外围接口(SPI)直通的Seeedstudio Xbee屏蔽件，其适用于在Xbee无线电和Arduino微控制器板之间路由信号。(“屏蔽件”是指适合布局并直接插入Arduino微控制器板上的任何板。)Xbee Pro S1 802.15.4模块安装在Seeedstudio Xbee屏蔽件上。后者为前者提供电力，包含用于逻辑输入/输出的电路，并允许用户选择带有跳线的串行引脚。XbeePro S1 802.15.4模块内置了自己的处理器。Xbee在安装前已进行了预编程，然后与Arduino微控制器板之间来回发送和接收数据。一旦对Xbee进行编程和安装后，它将自动运行。
电池组30提供恒定电压的电力。电池电力从接通/断开开关直接流到并联连接的微控制器20和分压器32。微控制器20进而向显示屏44、收发器接口22和RGB指示器LED 132提供适当的电压。RGB指示器LED 132安装在传感器模块2的壳体42上，并用于指示何时打开器件、何时检测到有效目标以及何时指示错误状态。特别地，RGB指示器LED 132以不同的颜色发光以在一定距离处传达状态信息。
微控制器20还控制显示屏44。在一种实施方式中，显示屏44为液晶显示屏(LCD)，其显示对工作流程和故障排除有用的传感器状态信息。
图7A和图7B分别为表示根据一种提出的实施方式的传感器模块2的前和后三维视图的图示。传感器模块2的壳体42具有平坦的基座76，该基座被设计成齐平地放置在夹具上。一对锁扣33a和33b(在图7A和图7B中仅可见其中一个，但图8可见到)固定在壳体42的相对端的壁78a和78b上。如将在下面参考图26和图28更详细地描述的，各个闩锁被闩锁在锁扣33a和33b上以将传感器模块2保持在夹具上。壳体42在顶壁中具有开口(在图7A和图7B中不可见)，该开口由电池盖47封闭。在插入或取出电池之前，先取下电池盖47。
在将传感器模块2安装到夹具上之后，该夹具继而被附接至基准面，然后通过按下位于壳体42顶部的主电源按钮45手动打开传感器模块。微控制器20被配置为响应于模块的激活而默认为睡眠模式。响应于从中心站接收到“唤醒”命令，位于远处的传感器模块2改变为激光模式。响应于检测到在RFID标签26中编码的泛光命令，传感器模块2改变为泛光模式。
如图7A所示，壳体42包括保持相机板组件的光学支架136、激光器件36、LED阵列34、两个滤波器和聚碳酸酯激光孔板。光学支架136永久性地结合到壳体42的其余部分。光学支架136具有被设计为不阻挡从壳体42内部的光学部件透射或反向散射至壳体42内部的光学部件的光的表面构造。在图7A中所示的实施方式中，光学支架136的表面构造包括凹面136a，该凹面136a具有大致平行于一幕光A在其中传播的平坦表面。凹面136a具有与激光器件36对准的孔43。光学支架136的表面构造还包括凹面136b，该凹面136b具有大致平行于LED阵列34的轴线的平坦表面。凹面136b具有与LED阵列34对准的孔。光学支架136的表面构造还包括具有与透镜16对准的孔的凹面136c。
如图7B所示，壳体42还包括可移除的后部接入面板134，该后部接入面板134允许在被移除时接入壳体42的内部。后部接入面板134具有用于显示屏44的一个开口和用于光学透明的半球形LED灯泡130的另一个开口。RGB指示器LED 132穿过后部接入面板134突出并进入LED灯泡130内的凹室。
图8为表示图7A和图7B中所示的传感器模块的前视图的图示，其中光学支架136和其他部件被移除。激光器件36的轴线相对于壳体42的垂直中平面以预设角度φ(参见图1)设置。同样地，透镜16的焦轴相对于壳体42的垂直中平面以预设角度(φ+θ)设置。
图9为表示图7A、图7B和图8中所示的传感器模块的局部截面图的图示。如图9所示，相机模块40包括线性CCD阵列46和透镜16。激光器件36和相机模块40以在前段中描述并在图1中示出的相应预设角度定向。LED阵列4安装在激光器件36(位于上方)和相机模块40(位于下方)之间。激光器件36能够以激光模式在相机模块40的视场内向测量表面8的区域上发射激光线。LED阵列34能够以泛光模式照亮测量表面8的相同区域。
根据传感器模块2的替代实施例，RFID读取器可以由微动开关阵列代替。图10为示出夹具4上的物理特征5a和5b以及结合在传感器模块2的底部中的微动开关阵列19的微动开关SW1、SW2和SW3的图示。图10示出了传感器模块2尚未与夹具4接触的情形。当传感器模块2齐平放置在夹具4上时，微动开关阵列19检测夹具4上的物理特征5a和5b。该信息将用于识别夹具4。图10给出了一个简单的示例编码方案，其中当传感器模块2和夹具4正确对准时，三个微型开关SW1、SW2和SW3覆盖夹具上的相应编码区域。通过根据所使用的特定类型的夹具的识别码在相应的编码区域中形成或不形成物理特征，然后使用微动开关阵列19检测表示该识别码的物理特征的存在，来实现编码方案。在图10所示的示例中，物理特征5a已经建立在第一编码区域上，物理特征5b已经建立在第三编码区域上，并且在设置在第一编码区域和第三编码区域之间的第二编码区域上没有建立物理特征。微动开关SW1、SW2和SW3的输出的状态表示通过多路复用器21发送到微控制器20的开关组合。
根据下面更详细地公开的示例实施例，传感器模块2被安装到飞机100(例如，参见图12)上以用于控制面操纵程序。包括传感器模块和夹持组件的系统在下文中被称为“远程光学控制面指示系统”，该传感器模块和夹持组件被安装在飞机上并被配置为测量控制面相对于基准位置的的位置，然后广播测量结果。本文公开的远程光学控制面指示系统允许用户通过非接触方式测量控制面的位置以进行操纵，从而消除了人员与危险飞机能量接触的风险。
图11为表示具有控制面的飞机100的等距视图的图示，该控制面可以使用本文公开的远程光学控制面指示系统来操纵。飞机100包括机身104、一对机翼101a和101b以及机尾102。飞机100还包括分别安装在机翼101a和101b上的两个推进单元108a和108b。
仍然参考图11，机尾102包括：用于限制飞机的侧向运动的垂直尾翼106(偏航)；以及方向舵54，其通过铰链可枢转地耦接至垂直尾翼106。方向舵54可旋转以根据相应的偏转角提供适当的偏航力。机尾102还包括水平尾翼110，其用于提供俯仰稳定性。水平尾翼的后部具有通过铰链可枢转地耦接至其的左侧、右侧升降舵58a和58b。升降舵为一种可移动的机翼形主体，其可控制俯仰角的变化，即飞机机头的上下运动。图11中所示的飞机100还包括一个或多个前缘装置(本文未详细描述)和一个或多个后缘装置(其中一些在下文中详细描述)，其可以伸出和/或缩回以改变机翼101a和101b的升力特性。如图11所示，机翼101a和101b还包括位于机翼后缘的后缘装置。在图11所示的示例中，后缘装置包括左侧和右侧内侧襟翼55c和55d以及左侧和右侧外侧襟翼55a和55b。另外，后缘装置包括在左翼101a上的左侧襟副翼56a和左侧副翼52a以及在右翼101b上的右侧襟副翼56b和右侧副翼52b。襟副翼为一种兼具襟翼和副翼功能的控制面。
本文公开的装置(包括夹持组件和传感器模块)可以被安装到飞机100上，并且被用于操纵左侧副翼52a、右侧副翼52b、方向舵54、左侧襟副翼56a、右侧襟副翼56b、左侧升降舵58a和右侧升降舵58b。根据一种提出的实施方式，每个传感器模块2被安装到夹具上，该夹具被特定于飞机上的相应控制面位置。
图12为表示安装在飞机100上的传感器模块2的无线网络的平面图的图示。传感器模块2被安装到飞机100上在操纵过程期间测量各个控制面的零位置的位置处。由传感器模块2获取的控制面位置数据被无线发送至数据采集计算机62(参见图13)。该信息最终由自动化测试设备64(下文称为“ATE 64”)接收，以用于控制面操纵程序。
ATE 64包括系统控制器，该系统控制器具有存储器，该存储器用于存储编程指令，编程指令控制测试装置的操作以自动测试飞机100的飞行控制系统，并且该存储器用于存储所得的飞行控制系统测试数据。另外，该装置包括使操作员能够将信息输入到系统控制器中以及从系统控制器输出测试数据的部件。包括自动化测试装置的接口将系统控制器连接到飞机飞行控制系统，使系统控制器能够根据编程指令自动控制飞行控制系统，以实现飞行控制系统的各种功能以在地面上进行测试飞行控制系统的操作。在一个实施例中，ATE64通过接口连接到飞机的飞行设备内的机载中心维护计算机。中心维护计算机连接到飞机的飞行控制系统，包括多个LRU和控制面转换器(transducer)。中心维护计算机包括非易失性存储器，并经过编程以运行飞行控制系统的机上测试。连接后，系统控制器根据编程指令控制中心维护计算机，以运行飞行控制系统的机上测试，机上测试的结果通过接口传送以由系统控制器存储。
图13示出了使用无线网络将表示控制面的测量位置的数据从飞机传输到自动化测试设备(ATE)站。更具体地，传感器模块测量副翼52、方向舵54、襟副翼56和升降舵58的位置，然后经由Zigbee网络60将获取的数据(例如，对象质心数据信号)发送到数据采集计算机62。Zigbee为一套高级通信协议的基于IEEE 802.15.4的规范，该协议用于通过小型低功耗数字无线电创建近距离区域网络。对象质心数据信号由插入数据采集计算机62的USB端口中的USB加密狗接收。
数据采集计算机62宿留有数据采集软件应用，该数据采集软件应用处理从传感器模块2接收到的对象质心数据信号。原始数据和处理后的数据存储在数据存储库72中，该数据存储库72为非暂时性的有形计算机可读存储介质。
ATE 64的系统控制器为这样的计算机，即被配置为轮询用于测量的数据采集软件应用以执行通过/失败测试70。数字测试结果由系统控制器存储，并可以中继以存储在构建验证数据库74中，该数据库协调综合飞机系统测试。构建验证数据库74被存储在非暂时性有形计算机可读存储介质(例如，服务器)中。
仍然参考图13，由用户66经由地面测试68执行控制面的操纵过程，该地面测试68为在飞机的计算机上或在与飞机连接的膝上型计算机上运行的计算机程序。地面测试程序为飞机设计的一部分，并与各种飞机系统相关联。可以从驾驶舱或ATE系统控制器进行地面测试。读数用于在地面测试期间调节液压系统。地面测试程序执行一系列的硬件和软件操作以填充和排放液压系统，并在某些点上要求用户66将每个控制面的位置物理归零。这由用户66通过从地面测试68中启动液压致动的“冲击”来实现。用户单击向上和向下按钮，以较小的离散的致动度移动每个控制面，直到测量表面尽可能靠近以与相邻机翼表面齐平(零)为止。当这已经被物理验证时，用户66点击地面测试68内的另一个按钮以接受当前位置作为新的零。该点被存储在飞机的存储器中，然后地面测试68进入一系列液压操纵，该操纵将控制面的其他致动装置归零到新的零位置。完成此操作时，地面测试68会提示用户66继续，并对下一个控制面执行相同的操作。
图14为根据一种提出的实施方式的识别用于获取和显示控制面位置测量数据的方法200的步骤的流程图。线性CCD阵列46检测从测量表面散射的激光并输出像素阵列(步骤202)。微控制器20获取像素阵列，将模拟电压转换为数字电压(步骤204)。然后，微控制器20计算强度基线(步骤206)，执行透镜余弦误差校正算法(步骤208)，迭代强度基线计算(步骤210)，内插像素阵列值(步骤212)，应用检测阈值化标准(步骤214)，以像素为单位计算对象质心(步骤216)，然后发送包括对象质心数据的传感器有效载荷(步骤218)。数据采集计算机62经由无线电接收器接收传感器有效载荷(步骤220)。数据采集计算机62解析像素值、传感器身份、序列号等(步骤222)。序列号用于为所识别的控制面检索适当的传感器响应曲线方程式(步骤224)。然后，数据采集计算机62将像素输出值转换为英寸测量值(步骤226)，根据需要将英寸测量值转换为哈希标记(步骤228)，并在图形用户界面中显示测量结果输出(步骤230)。
内插可以人为地将测量分辨率提高到子像素范围内。这是在这样的假设下完成的，即测量表面在小尺度上足够光滑且平坦，从而可以安全地组成像素强度值并将其插入到现有强度之间。这可以通过在最近相邻像素强度值之间进行简单的平均来完成。
如本文所用，哈希标记是指在液压致动器处的特定的飞行控制面运动程度。具体而言，哈希标记为在控制面的后缘处的线性测量，其对应于致动器处的0.05度旋转运动。该定义与飞机的空气动力学要求相关，并且哈希标记形成操纵要求的基础。并非所有的操纵要求都明确地基于哈希标记来编写，但是在使用哈希标记的情况下，控制面运动的单位从英寸测量结果转换为哈希标记。DAQ计算机62首先以英寸为单位计算测量结果，然后将输出转换为哈希标记。
图15为示出在数据采集计算机62的显示屏96上呈现的图形用户界面80的图示。图形用户界面80包括具有多个栏的菜单82。控制面栏列出了操纵程序中涉及的控制面的名称。系统操作员可以通过单击行中命名要选择的控制面的关联字段来选择要进行操纵的任何一个控制面。夹具ID栏列出了每个列出的控制面的相应ID码。在窗口92中可以看到用于启动所选控制面的数据采集的指令。系统操作员可以向下滚动以在窗口92中查看其他信息。
启动数据采集的过程包括通过点击菜单82的选择栏中的字段来选择要操纵的控制面，然后通过触摸扫描虚拟按钮84来打开与所选控制面关联的传感器模块。然后通过触摸唤醒虚拟按钮86唤醒选定的传感器模块。可以通过触摸睡眠虚拟按钮88将相同的传感器模块切换到睡眠模式。可以通过触摸停止虚拟按钮90终止操纵程序。
通过光学地检测测量表面相对于基准位置的位置，本文中详细公开的操纵方法可用于校准副翼、襟副翼、升降舵、方向舵和其他类型的控制面。在某些情况下，测量表面是可移动的，而传感器模块被夹至的基准面是固定的；在其他情况下，测量表面是固定的，基准面是可移动的。
为了说明的目的，将详细描述用于操纵方向舵的过程。图16示出了飞机的典型机尾102的结构。典型机尾102的垂直尾翼包括被称为垂直尾翼106的固定前部，其用于限制飞机的侧向(side to side)运动(偏航)。垂直尾翼106附接到机身104的后部的顶部。垂直尾翼的后部通常具有通过铰链可枢转地耦接至垂直尾翼106的方向舵54。方向舵54可旋转以根据相应的偏转角提供适当的偏航力。图16中所示的典型机尾102还包括水平尾翼110，其用于提供俯仰稳定性。水平尾翼110的后部通常具有升降舵58a和58b，其通过铰链可枢转地耦接至水平尾翼110(在图16中仅可见升降舵58a)。升降舵为一种可移动的机翼形主体，其可控制俯仰角的变化，即飞机机头的上下运动。
相对于由飞机飞行员操作的方向舵控制机构，可以使用各种操纵方法来校准方向舵54。校准通过将方向舵的特征(例如中心线)与机身104的后部上的特征(例如，包括多个线性测量标记的对准标定板)对准来建立正确的关系。[类似的特征(例如，对准标定板)可用于相对于由飞机飞行员操作的升降舵控制机构来校准升降舵58a和58b]。通过将方向舵54相对于机身104旋转至目标关系，可以相对于方向舵控制机构校准方向舵特征的位置。以这种方式，可以操纵方向舵控制机构以准确地反映方向舵的真实位置以改善飞机性能。
图17表示机尾的一部分的等距视图，该机尾具有对准标定板112，该对准标定板112附接到垂直尾翼组件后部的机身104的后部的顶部。垂直尾翼组件包括垂直尾翼整流罩126，该垂直尾翼整流罩126通过一对L形梁122和124附接到机身104的后部，并且当方向舵54处于其中立位置(即，零度偏转角)时，该垂直尾翼整流罩126直接设置在方向舵54的下方。方向舵54具有安装在其下方的大的球形密封件(图14中未示出)，该球形密封件出于空气动力学目的而设置(ride，架)在垂直尾翼整流罩126的顶部上。
使用一对标定板紧固件114和116将对准标定板112附接在指定位置。标定板紧固件114和116被认为是飞机上的基准几何形状并且被精确地定位。对准标定板112上具有多个线性测量标记118，这些线性测量标记以尺子的方式以相等的间隔隔开。对准标定板112相对于垂直尾翼整流罩126定位为使得当方向舵54处于中立位置时，方向舵54的中心线将与多个线性测量标记118中的飞机对接线标记120对准。
一种已知的方向舵操纵工具为重的铝块(图17中未示出)，该铝块被夹持在方向舵54的后缘128上。该块具有指向对准标定板112的钢销(未示出)。当钢销的尖端覆盖对准标定板112上的飞机对接线标记120时，可以正确校准方向舵54。该技术可能会出现观测误差超出设计要求。另外，必须在近距离处读取已知的方向舵操纵工具。这就要求维护技术人员花费时间来获取和设置笔记本电脑和网络摄像头系统，以便遵守关于主动控制面的五英尺危险能量规则。然后，在工厂测试中摇动方向舵时，方向舵操纵工具仍保持连接状态，但存在潜在的分离风险。
根据本文公开的方向舵操纵技术，传感器模块2(图17中未示出，但是参见图19)可以被夹持在飞机100上，并用于指示在后缘128上具有光学目标的方向舵54的位置。根据图13中所示的一个实施例，该光学目标可以采取反射带142的形式，该反射带粘附到下面的接触带144上，该接触带144被工厂批准用于与方向舵54的蒙皮接触。在该实施方式中，传感器模块2以泛光模式操作，并且微控制器20以美国专利申请No.15/407,076中公开的方式测量位于光学目标的边缘之间的中心线的位置。
图18表示方向舵54的俯视图，该方向舵相对于附接到机身104后部的对准标定板112具有非中立位置。具体地，图18中标记为方向舵(RUDDER)CL的虚线指示方向舵54的中心线相对于飞机对接线标记120(该位置由标记为BL 0.00的点划线表示)的位置的位置。方向舵中心线相对于飞机对接线的线性位置被用作方向舵54以接近BL 0.00的中立位置的小角度的角偏转的近似值。当在方向舵的操纵操作过程中方向舵54的中心线与飞机对接线标记120对准时，驾驶舱的维护技术人员可以校准方向舵控制机构，以指示方向舵54的偏转角为零度。
图19为表示远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，远程光学控制面指示系统被配置(以泛光模式)并安装用于测量方向舵54相对于图18所示的对准标定板112的位置。传感器模块2附接到夹具4d，夹具4d被特定地配置以将传感器模块2相对于飞机100的方向舵54保持在固定位置。在该示例中，光学目标146(在美国专利申请号15/407,076中公开的类型)被附接到方向舵54的后缘128。光学目标146包括反射器和一对由不透明材料制成的翼，该一对翼布置在反射器的相对侧上，如美国专利申请号15/407,076中详细描述的。传感器模块2用于将方向舵54的零位置校准到飞行员使用的方向舵踏板的相应位置，以控制绕飞机垂直轴线的偏航方向(左或右)，以进行较小的调整。远程光学控制面指示系统不与移动方向舵54接触，而是牢固地附接在垂直尾翼整流罩126上，该尾翼整流罩被标定到图18中所示的对准标定板112。
图19所示的夹具4d包括：与对准标定板112对准的方向舵夹具基座148；一对方向舵夹具臂150a和150b，它们通过拧紧一对具有塑料尖端的指旋螺钉11a和11b而被夹持在垂直尾翼整流罩126上；以及方向舵夹具块157，传感器模块2闩锁在该方向舵夹具块157上。方向舵夹具基座148、方向舵夹具臂150a和150b以及方向舵夹具块157形成刚性支撑结构，该刚性支撑结构设计成相对于垂直尾翼整流罩126将传感器模块保持在特定位置(包括位置和取向)以用于测量方向舵54的角位置。下面更详细地描述用于校准副翼、襟副翼和升降舵的零位置的其他布置。
夹具4d被放置在机身104的后部上的位置上，该位置相对于上述对准标定板112在上方并且相对于其固定。方向舵夹具基座148包括一对定位机构(附图中未示出)，它们位于图18中所示的相应的标定板紧固件114和116上。在一种实施方式中，定位机构为刚性地设置在方向舵夹具基座148中的钻套，其与标定板紧固件114和116的头部对接。当钻套分别与标定板紧固件114和116的头部接合时，由此传感器模块2相对于对准标定板112以一定的精度和可重复性定位。当方向舵夹具基座148正确地安置在标定板紧固件114和116上时，维护技术人员知道传感器模块2相对于飞机的精确位置。更具体地，当方向舵54处于其中立位置时(即，当方向舵中心线与图18所示的基线BL 0.00重叠时)，传感器模块2相对于方向舵54的旋转轴线以及相对于方向舵54的中心线的精确位置(即，位置和取向)是已知的。
图20为表示根据另一个实施例的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，该远程光学控制面指示系统被配置(以激光模式)并且被安装用于测量升降舵58相对于附接到机身104的对准标定板111的位置。传感器模块2被闩锁至升降舵夹具4c。升降舵夹具4c包括：升降舵夹具臂178，其被夹持到升降舵58的后缘(使用一对指旋螺钉11a和11b)；以及升降舵夹具块180，其支撑传感器模块2。传感器模块2通过一对迫紧搭扣(在图20中仅可见迫紧搭扣160a)被保持在升降舵夹具块180上的适当位置。如图20所示，迫紧搭扣160a可枢转地耦接至锚固支架。另一个迫紧搭扣也可枢转地耦接至锚固支架(在图20中不可见)。升降舵夹具4c还包括用于将升降舵夹具4c相对于升降舵58放置在指定位置的标定销165。其他标定销在图20中不可见。升降舵夹具4c还包括指示器标记176，其指示升降舵夹具4c在安装到升降舵58的后缘上之后是否已经移动。
在图20所示的操纵场景中，将光学目标113放置在对准标定板111上，对准标定板111附接到机身104靠近升降舵58后缘的一侧。对准标定板111指示升降舵58的零位置。光学目标113为轻质塑料组件，其具有用于与紧固件标定(index)的孔，该紧固件将对准标定板111附接到机身104。光学目标113的平坦上表面位于与对准标定板111上的中心标记(零位置)齐平的平面上，并且来自传感器模块2的激光线入射到该上表面上。
图21为表示根据替代实施方式的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，该远程光学控制面指示系统被配置(以泛光模式)并安装用于测量升降舵58相对于对准标定板111的位置。在这种情况下，传感器模块内部的LED阵列被激活以使对准标定板111和相邻区域充满光，然后检测与对准标定板111的中心线吸收的光相对应的对象质心，以确定升降舵58何时处于其零位置。
需指出，在图20和图21中所示的实施方式中，传感器模块和夹持组件被固定到移动的控制面，即升降舵58(换句话说，基准面是移动的而测量表面是固定的)。在下面描述的其他实施方式中，传感器模块和夹持组件被固定到飞机的固定部分(换句话说，基准面是固定的，而测量表面是移动的)。
更具体地，将相应的夹具安装在飞机上，以用于测量在图11中看到的左右副翼52a和52b以及左右襟副翼56a和56b的零位置。可以在将传感器模块附接到夹具之前或之后将夹具安装到飞机上。夹具由控制面和字母码标记，其中A＝左副翼，B＝右副翼，C＝左襟副翼，D＝右襟副翼。
可以在将传感器模块2通电之前或之后将任何传感器模块2附接至任何夹具4，并且可以在将传感器模块2附接至夹具4之前或之后将夹具4附接至飞机。为了附接传感器模块2，将橡胶迫紧搭扣160一个接一个地安置在它们各自的锁扣33中。这两个对准特征将标定到传感器模块2底部的两个孔中。
为了打开传感器模块，检查技术人员按下主电源按钮。微控制器启动几秒钟后，LED和LCD屏幕变亮。无论何时将传感器放在夹具上，无论是在附接之前还是之后通电，传感器都会自动开始倒计时并默认进入睡眠模式。直到DAQ发送唤醒命令后，传感器才会准备好进行测量。
图22为表示根据又一个实施例的远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，远程光学控制面指示系统被配置(以激光模式)并被安装用于测量副翼52相对于机翼101b的固定后缘53的位置。传感器模块2被闩锁在副翼夹具4a上，副翼夹具4a继而被指旋螺钉11(在图22中仅可见一个指旋螺钉)夹持至机翼101b的后缘53。
图23A和图23B为分别表示根据一种提出的实施方式的副翼夹具4a的顶部和底部三维视图的图示。该视图示出了左侧的副翼夹具，但是图22所示的右侧副翼夹具在构造上与图23A和图23B所示的左侧副翼夹具相似。(更具体地说，夹具块为镜像，但是夹持组件是不对称的，因为传感器是不对称的，其具有长端和短端。)在任一种情况下，副翼夹具4a都是包括副翼夹具块152、内侧副翼夹具臂154a和外侧副翼夹具臂154b(下文称为“副翼夹具臂154a和154b”)的组件。副翼夹具臂154a和154b刚性地耦接至副翼夹具块152。副翼夹具臂154a和154b由金属(例如铝)制成。副翼夹具块152由聚合材料(例如，DuPontTM 缩醛树脂)制成，该聚合材料重量轻并且可以加工成具有严格的容差。
副翼夹具臂154a和154b中的每者具有螺纹孔，该螺纹孔与相应的指旋螺钉11a和11b的螺纹轴螺纹接合。副翼夹具臂154a和154b中的每者还用螺旋弹簧(未在图23A和图23B中示出)支撑安装螺钉，该螺旋弹簧支撑相应的聚合物夹持垫156(例如，由聚氨酯制成)和相应的压板158。当指旋螺钉11a和11b被拧紧时，压板158将聚合物夹持垫156挤压成与机翼的固定后缘的底表面接触。同时，副翼夹具块152(也由聚合物材料制成)压在机翼的固定后缘的顶表面上。由于接触机翼后缘的夹具表面由聚合材料制成，因此避免了机翼表面的损坏。在内侧夹具臂的一种替代实施方式中，省去了压板158和聚合物夹持垫156，取而代之的是安装在指旋螺钉11a和11b的端部的聚合物尖端。
图23A和图23B所示的副翼夹具4a还包括安装梁157，该安装梁157固定地耦接至副翼夹具块152。一对锚固支架159a和159b附接到安装梁157的相对端。此外，RFID定位器(puck)155连接到安装梁157，并占据锚固支架159b和副翼夹具块152之间的位置。RFID定位器155具有附接至其上的RFID标签(图23A和图23B中未示出，但是参见图5)。通常，RFID标签为粘贴在适当位置的薄盘。对于图23A和图23B中所示的示例，RFID标签将包含识别左侧副翼夹具的信息。
传感器模块2通过一对迫紧搭扣160a和160b锚定到锚固支架159a和159b。迫紧搭扣160a的一端可枢转地耦接至锚固支架159a；迫紧搭扣160b的一端可枢转地耦接至锚固支架159b。迫紧搭扣160a和160b闩锁在锁扣33a和33b上(参见图8)，以将传感器模块2固定到副翼夹具4a。副翼夹具块152具有固定到其上的传感器对准几何形状166a和166b，其从顶表面突出并且接合在传感器模块2的基座中的对应凹部中，该接合确保传感器模块2相对于测量表面正确地定位。
在一种实施方式中，两个副翼夹具在环绕燃油卸放套管(fuel jettison boom)的区域中与每个机翼的固定后缘相接。图24为表示副翼夹具4a的三维视图的图示，该副翼夹具4a(没有传感器模块)在环绕燃油卸放套管51的区域中安装在飞机的右翼的固定后缘23上。
图25为表示在安装过程中的副翼夹具4a的一部分的三维视图的图示。当指旋螺钉完全拧紧时，机翼的后缘53的一部分将被夹在聚合物副翼夹具块152和聚合物夹持垫156之间，以提供对机翼后缘53喷漆表面的无损夹持。如图25所示，迫紧搭扣160的一端可枢转地耦接至轮轴164，该轮轴在相对的两端由U型夹162支撑。U形夹162继而附接到锚固支架(诸如，图23A中所示的锚固支架159a和159b)。
根据另外的实施方式，可以安装传感器模块以用于操纵图11中所示的左右襟副翼56a和56b。图26为表示远程光学控制面指示系统的三维视图的图示，远程光学控制面指示系统被配置(以激光模式)并安装用于测量襟副翼56相对于内侧襟翼55的位置。传感器模块2被闩锁在襟副臂夹具4b上，该夹具继而通过一对指旋螺钉11(在图26中仅示出了一个指旋螺钉)被夹持至内侧襟翼55的外侧边缘。在该实施方式中，襟副翼夹具4b桥接易碎的襟翼面板57。
图27A和图27B为分别表示根据一种提出的实施方式的襟副翼夹具4b的俯视和仰视三维图的图示。该视图示出了右侧襟副翼夹具，但是左侧襟副翼夹具为图27A和图27B中所示的右侧襟副翼夹具的镜像。在任一种情况下，襟副翼夹具4b是包括襟副翼夹具块170和刚性耦接至襟副翼夹具块170的襟副翼夹具臂168的组件。襟副翼夹具臂168和襟副翼夹具块170由金属(例如铝)制成。襟副翼夹具接触衬垫172(在图27B中可见)连接到襟副翼夹具块170。襟副夹具接触衬垫172由聚合材料(例如，DuPontTM 缩醛树脂)制成。
襟副翼夹具臂168具有一对螺纹孔，它们与相应的指旋螺钉11a和11b的螺纹轴螺纹接合。襟副翼夹具臂168还用螺旋弹簧(未在图27A和图27B中示出)支撑安装螺钉，该螺旋弹簧支撑相应的聚合物夹持垫156(例如，由聚氨酯制成)和相应的压板158。当指旋螺钉11a和11b拧紧时，压板158按压聚合物夹持垫156以使其与襟翼55的底面接触。同时，襟副翼夹具接触衬垫172(也由聚合材料制成)压在襟翼55的顶表面上。由于接触襟翼55的夹具表面由聚合材料制成，因此避免了襟翼表面的损坏。图27A和图27B中所示的襟副翼夹具4b还包括安装梁157，该安装梁157固定地耦接至襟副翼夹具块170。一对锚固支架159a和159b附接到安装梁157的相对端。此外，RFID定位器155附接到安装梁157，并占据锚固支架159a和襟副翼夹具块170之间的位置。RFID定位器155具有附接到其上的RFID标签(未在图27A和图27B中示出)。对于图27A和图27B所示的示例，RFID标签将包含识别右侧襟副翼夹具的信息。
如前所述，传感器模块2通过一对迫紧搭扣160a和160b锚定到锚固支架159a和159b。迫紧搭扣160a和160b闩锁在锁扣33a和33b上(参见图8)，以将传感器模块2固定到襟副翼夹具4b。襟副翼夹具块170具有固定到其上的传感器对准几何形状166a和166b，其从顶表面突出并且接合在传感器模块2的基座中的对应凹部中，该接合确保传感器模块2相对于测量表面正确地定位。
图28为表示安装在内侧襟翼55上的襟副翼夹具4b的一些部件的三维视图的图示。当指旋螺钉11a和11b完全拧紧时，内侧襟翼55的一个后外侧角被夹在聚合物襟副翼夹具接触衬垫172和聚合物夹持垫156之间，以提供对内侧襟翼55的涂漆表面的无损夹持。在将襟副翼夹具接触衬垫172安装到襟副翼夹具块170上之后，将其加工成特定厚度，以将传感器安装高度保持在最佳操纵零位置的测量表面上方1/2英寸的位置。在这种情况下，襟副翼夹具块170由铝制成的原因在于，襟副翼夹具块170需要越过不应该安装任何东西的易碎襟翼板57，因此它需要坚硬并且在其长度上不下垂。
如图28所示，迫紧搭扣160的一端可枢转地耦接至轮轴164，该轮轴在相对的两端由U型夹162支撑。U形夹162继而附接到锚固支架(诸如，图27A中所示的锚固支架159a和159b)。迫紧搭扣160的另一端与锁扣(在图28中不可见)耦接，以将传感器模块2相对于相邻的襟副翼56保持在适当的位置。
借助三个标定(indexing)销165将襟副翼夹具4b正确地放置在内侧襟翼55上，在图28中只有其中两个标定销165是可见的。图29为表示被夹持在内侧襟翼55的外侧角落上的右侧襟副翼夹具4b(带有传感器模块2)的标定的仰视图的图示。如图29所示，两个对准销165a和165b必须接触内侧襟翼55的后缘，而第三对准销165c接触易碎襟翼面板57的外侧边缘。在拧紧两个指旋螺钉11a和11b之前，将襟副翼夹具4b推到襟翼组件上，直到所有三个标定销165a-165c与飞机蒙皮接触为止。然后用手拧紧指旋螺钉11a和11b，从而确保标定销仍保持接触。
在襟副翼操纵程序中，内侧襟翼55完全缩回并被操纵(机械设置)到其精确的零度位置。这是操纵襟副翼的先决条件，因为襟副翼被操纵到相对于内侧襟翼后缘的某个位置。然而，夹具和传感器可以随时附接至襟翼，而不会干扰襟翼的操纵(rigging)过程。
根据一些实施方式，一些或所有夹具臂配备有指示器标记，以确保在安装之后夹具不会因意外移动。图30为表示安装在升降舵58的后缘上的升降舵夹具4c(没有传感器模块)的端视图的图示。升降舵夹具4c具有指示器标记176，该指示器标记具有红色表面3a和绿色表面3b。当将升降舵夹具4c适当地安装在升降舵58的后缘上时，锁扣特征176a闩锁在该后缘下方，并且从升降舵58的后缘后方的有利位置可以看到绿色表面3b。然而，如果升降舵夹具4c以使锁扣特征176a从升降舵58的后缘解锁的方式移动，则弹簧174施加扭矩，该扭矩使指示器标记在图30中所示的视图中以顺时针方向旋转。作为该旋转的结果，从上述视点来看，绿色表面3b不再可见，而是红色表面3a可见。这提供了视觉警报，即在开始升降舵操纵程序之前应检查升降舵夹具4c的安装。
一种使用电池供电的传感器模块光学地测量测量表面相对于基准位置的位置的方法的一个实施例包括以下步骤。将第一夹具在第一位置处附接到第一基准面，其中，第一夹具具有设计成在第一位置处夹持在第一基准面上的第一结构。在附接第一夹具之前或之后，第一传感器模块固定地耦接至第一夹具，使得第一传感器模块内部的第一激光器件瞄准第一测量表面。第一测量表面和第一基准面中的一者可相对于另一者移动。当第一传感器模块在第一位置处于睡眠模式时，从第一传感器模块中包含的第一电池提供电力。然后，将第二夹具在第二位置处附接到第二基准面，其中，第二夹具具有设计成在第二位置处夹持在第二基准面上的第二结构。在附接第二夹具之前或之后，第二传感器模块固定地耦接至第二夹具，使得第二传感器模块内部的第二激光器件瞄准第二测量表面。第二测量表面和第二基准面中的一者可相对于另一者移动。当第二传感器模块在第二位置处于睡眠模式时，从第二传感器模块中包含的第二电池提供电力。
在安装第一传感器模块和第二传感器模块之后，可以在不同时间测量第一测量表面和第二测量表面的相应位置。根据该方法的一个实施例，第一传感器模块的模式在第一时间从睡眠模式无线地更改为激活模式。第二传感器模块在第一时间处于睡眠模式。然后，处于激活模式的第一传感器模块被无线激活以用于使用第一激光器件将一幕光沿着第一入射线投射到第一测量表面上，并检测从第一入射光散射的光入射到第一传感器模块的第一行光检测器上的第一对象质心。第一对象质心数据信号从第一传感器模块无线发送到数据采集模块(例如，数据采集计算机62)。第一对象质心数据信号表示第一测量表面在第一时间的测量位置。
此后，第二传感器模块的模式在第二时间从睡眠模式无线更改为激活模式。在第一时间和第二时间之间，第一传感器模块从激活模式无线更改为睡眠模式。因此，第一传感器模块在第二时间处于睡眠模式。然后，处于激活模式的第二传感器模块被无线地激活以使用第二激光器件将一幕光沿着第二入射线投射到第二测量表面上，并检测从第二入射线散射的光入射到第二传感器模块的第二行光检测器上的第二对象质心。第二对象质心数据信号从第二传感器模块无线发送到数据采集模块。第二对象质心数据信号代表第二测量表面在第二时间的测量位置。
数据采集模块使用第一存储的数据将第一对象质心数据信号转换为第一距离测量值，该第一存储的数据表示以第一测量表面的运动为特征的方式将像素值与测量的距离相关联的表格或方程式。同样，数据采集模块使用第二存储的数据将第二对象质心数据信号转换为第二距离测量值，该第二存储的数据表示以第二测量表面的运动为特征的方式将像素值与测量的距离相关联的表格或方程式。
可以推断紧接前四段中描述的过程包括在一个结构上安装两个以上的传感器模块。例如，多个传感器模块2可以在图12所示的位置处安装在飞机上，并用于飞机的副翼、襟副翼、升降舵、方向舵和其他控制面的操纵中。
尽管已经参考各种实施例描述了用于光学地测量测量表面相对于基准位置的位置的系统和方法，但是本领域技术人员将理解，在不脱离本文教导的情况下，可以进行各种改变并且可以用等效物代替元件。另外，可以进行许多修改以使概念和减少适应于特定情况下实践本文所公开的。因此，由权利要求书覆盖的主题旨在不限于所公开的实施例。
此外，本公开包括根据以下项的实施例：
项A1.一种用于光学地测量测量表面相对于基准位置的位置的方法，该方法包括：
(a)定位激光器件，以使得激光器件相对于基准位置具有已知位置，并瞄准测量表面；
(b)在第一平面中将一幕光从激光器件投射到测量表面上以形成入射光线；
(c)检测从入射光线散射的光入射在一行光检测器上的对象质心；以及
(d)发送代表测量表面相对于基准面的测量位置的对象质心数据信号。
项A2.根据项A1所述的方法，其中，步骤(a)包括定向传感器模块，以使得该行光检测器在大致垂直于第一平面并与一幕光相交的第二平面中排列。
项A3.根据项A1-A2中的任一项所述的方法，其中，步骤(c)包括：
查找强度基线和峰值；
校正透镜晕映伪影的光强度；
内插像素数据以用于获得伪子像素分辨率；
对象检测阈值化；以及
计算对象质心。
项A4.根据项A1-A3中的任一项所述的方法，还包括：使用存储的数据将对象质心数据信号转换为距离测量，该存储的数据表示以测量表面和基准面的相对运动为特征的方式将像素值与测量的距离相关联的表格或方程式。
项A5.根据项A1-A4中的任一项所述的方法，其中，所述基准面为飞机的控制面。
项A6.根据项A5中所述的方法，还包括将包括测量表面的光学目标附接到飞机的机身。
项A7.根据项A1-A4中的任一项所述的方法，其中，所述测量表面为飞机的第一控制面。
项A8.根据项A7所述的方法，其中，基准面为飞机的第二控制面。
项A9.根据项A7所述的方法，其中，所述基准面为飞机的机身的表面。
项A10.根据项A7所述的方法，其中，所述基准面为飞机的机翼的表面。
项A11.根据项A1-A6中的任一项所述的方法，其中，所述测量表面为飞机的控制面，所述方法还包括：
通过离散的致动度旋转所述控制面；
在每个离散的致动度下重复步骤(b)和(c)，直到所述控制面相对于所述基准面的测量位置为中立位置；以及
操纵操作员控制机构以准确反映所述控制面的中立位置。
项A12.根据项A1-A7中的任一项所述的方法，其中，所述基准面为飞机的控制面，所述方法还包括：
通过离散的致动度旋转所述控制面；
在每个离散的致动度下重复步骤(b)和(c)，直到所述控制面相对于所述测量表面的测量位置为中立位置；以及
操纵操作员控制机构以准确反映所述控制面的中立位置。
项A13.一种传感器模块，包括：
壳体；
激光器件，其安装在壳体内部并被配置为在第一平面内投射一幕光；
一行光检测器，其沿壳体内部的直线按顺序排列，并被配置为响应于光的入射而输出相应的模拟光检测器输出信号；以及
透镜，其在壳体内安装在该行光检测器的前面并具有焦轴，其中，该透镜的视场与一幕光相交；并且其中，透镜的焦轴和该行光检测器的直线位于大致垂直于第一平面的第二平面内。
项A14.根据项13所述的传感器模块，其中，所述壳体具有第一端壁和第二端壁，所述传感器模块还包括固定在第一端壁的外表面上的第一锁扣和固定在第二端壁的外表面上的第二锁扣，第一和第二锁扣被构造成接合相应的闩锁。
项A15.根据项A13-A14中的任一项所述的传感器模块，还包括微控制器，所述微控制器被配置为控制所述激光器件的操作并且基于所述光检测器输出的模拟光检测器输出信号来计算对象质心相对于所述一行光检测器的位置。
项A16.根据项A15所述的传感器模块，还包括：收发器，其被配置为发送携带对象质心数据的射频信号。
项A17.根据项A16中所述的传感器模块，还包括射频识别读取器，其中，所述微控制器被配置为从所述射频识别读取器接收夹具识别数据，并且其中，除对象质心数据外，由所述收发器发送的射频信号还携带所述夹具识别数据。
项A18.根据项A13-A17中的任一项所述的传感器模块，还包括发光二极管的阵列。
项A19.一种无线网络，包括：
宿留有数据采集软件的计算机系统，该数据采集软件被配置为将对象质心数据转换为距离测量数据；
中心收发器，其可操作地耦接至计算机系统，以用于接收携带对象质心数据的射频信号，并将对象质心数据发送到计算机系统；以及
位于中心收发器的通信范围内的多个传感器模块，其中，每个传感器模块包括：
壳体；
电池；
激光器件，其安装在壳体内部并被配置为在第一平面内投射一幕光；
一行光检测器，其在壳体内部沿直线按顺序排列，并被配置为响应于光的入射而输出相应的模拟光检测器输出信号；以及
透镜，其在壳体内安装在该行光检测器的前面并具有焦轴，其中，该透镜的视场与一幕光相交；并且其中，透镜的焦轴和该行光检测器的直线位于垂直于第一平面的第二平面内；
微控制器，其被配置为控制激光器件的操作并基于由该行光检测器输出的模拟光检测器输出信号来计算对象质心相对于该行光检测器的位置；以及
收发器，其被配置为发送射频信号，该射频信号携带表示由微控制器计算出的对象质心的位置的对象质心数据，
其中，所述激光器件、微控制器和收发器从电池接收电力。
项A20.根据项A19所述的无线网络，其中，所述多个传感器模块被夹持到飞机的各个表面。
以上公开的各实施例使用一个或多个计算系统。如本文所用，术语“计算系统”包括以下一项或多项：计算机，处理器，控制器，中央处理单元，微控制器，精简指令集计算机处理器，ASIC，可编程逻辑电路，FPGA，数字信号处理器和/或能够执行本文所述功能的任何其他电路或处理器件。例如，计算系统可以包括经由接口通信的多个微控制器或多个处理器。
本文描述的方法可以被编码为实施在非暂时性有形计算机可读存储介质中的可执行指令，该介质包括但不限于存储装置和/或存储器装置。当由处理或计算系统执行时，这样的指令使系统装置执行本文描述的方法的至少一部分。
如本文所用，术语“位置”包括在固定的三维坐标系中的位置和相对于该坐标系的取向。如权利要求中所用，术语“支撑构件”应被广义地解释为包括柱塞凸台(plungerboss)及其结构等同物。
对应于权利要求中所述的“用于识别夹具的装置”的结构包括RFID标签、可由微动开关阵列识别的物理特征及其等同结构。

Claims (12)

1.一种用于光学地测量测量表面（8）相对于基准位置的位置的方法，所述方法包括：
（a）定位激光器件（36），使得所述激光器件相对于基准位置具有已知位置并且瞄准所述测量表面；
（b）在第一平面中将一幕光（A）从所述激光器件投射到所述测量表面上以形成包括片的激光线（C），其中，形成所述激光线的所述片的入射光的一部分被所述测量表面散射向一行光检测器（18）并然后入射在所述一行光检测器（18）中的光检测器上，所述激光线的所述片的强度从上到下在上升和下降并且在所述片的中心达到峰值；
（c）在入射在所述一行光检测器（18）上的所述片中的光的入射期间，基于由所述一行光检测器（18）获取的像素数据以像素为单位检测对象质心，其中，所述对象质心是入射在所述一行光检测器（18）上的所述激光线的所述片的中心处的点；以及
（d）发送代表所述测量表面相对于基准面（6）的测量位置的对象质心数据信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤（a）包括定向传感器模块（2），使得所述一行光检测器在垂直于所述第一平面并且与所述一幕光相交的第二平面中排列。
3.根据权利要求1至2中的任一项所述的方法，其中，步骤（c）包括：
查找强度基线和峰值（210）；
校正透镜晕映伪影的光强度（208）；
内插像素数据以用于伪子像素分辨率（212）；
对象检测阈值化（214）；以及
计算所述对象质心（216）。
4.根据权利要求1至2中的任一项所述的方法，还包括：使用存储的数据来将所述对象质心数据信号转换为距离测量值（226），所述存储的数据表示以所述测量表面和所述基准面的相对运动为特征的方式将像素值与测量的距离相关联的表格或方程式。
5.根据权利要求1至2中的任一项所述的方法，其中，所述基准面为飞机（100）的控制面（52、54、56、58）。
6.根据权利要求5所述的方法，还包括将包括所述测量表面的光学目标（113、146）附接到所述飞机的机身（104）。
7.根据权利要求1至2中的任一项所述的方法，其中，所述测量表面为飞机（100）的控制面。
8.根据权利要求1至2中的任一项所述的方法，其中，所述测量表面为飞机（100）的控制面，所述方法还包括：
通过离散的致动度旋转所述控制面；
在每个离散的致动度下重复步骤（b）和（c），直到所述控制面相对于所述基准面的测量位置为中立位置；以及
操纵操作员控制机构以准确反映所述控制面的中立位置。
9.根据权利要求1至2中的任一项所述的方法，其中，所述基准面为飞机的控制面，所述方法还包括：
通过离散的致动度旋转所述控制面；
在每个离散的致动度下重复步骤（b）和（c），直到所述控制面相对于所述测量表面的测量位置为中立位置；以及
操纵操作员控制机构以准确反映所述控制面的中立位置。
10.一种传感器模块（2），包括：
壳体（42）；
激光器件（36），安装在所述壳体内部并被配置为在第一平面中将一幕光（A）投射到测量表面上以形成包括片的激光线（C），其中，形成所述激光线的所述片的入射光的一部分被所述测量表面散射向一行光检测器（18）并然后入射在所述一行光检测器（18）中的光检测器上，所述激光线的所述片的强度从上到下在上升和下降并且在所述片的中心达到峰值；
所述一行光检测器（18），在所述壳体内部沿直线按顺序排列，并被配置为响应于光的入射而输出相应的模拟光检测器输出信号并且在入射在所述一行光检测器（18）上的所述片中的光的入射期间，基于由所述一行光检测器（18）获取的像素数据以像素为单位检测对象质心，其中，所述对象质心是入射在所述一行光检测器（18）上的所述激光线的所述片的中心处的点；以及
透镜（16），在所述壳体内安装在所述一行光检测器的前面并具有焦轴，其中，所述透镜的视场与所述一幕光相交；并且其中，所述透镜的焦轴和所述一行光检测器的直线位于垂直于所述第一平面的第二平面内。
11.根据权利要求10所述的传感器模块，其中，所述壳体具有第一端壁（78a）和第二端壁（78b），所述传感器模块还包括固定在所述第一端壁的外表面上的第一锁扣（33a）和固定在所述第二端壁的外表面上的第二锁扣（33b），所述第一锁扣和所述第二锁扣被构造成接合相应的闩锁（160a、160b）。
12.根据权利要求10至11中的任一项所述的传感器模块，还包括微控制器（20），所述微控制器（20）被配置为控制所述激光器件的操作并且基于所述光检测器输出的所述模拟光检测器输出信号来相对于所述一行光检测器计算对象质心的位置。
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