CN113126058A - 存储器、用于机载激光雷达系统的控制方法及装置 - Google Patents

存储器、用于机载激光雷达系统的控制方法及装置 Download PDF

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CN113126058A
CN113126058A CN201911401596.5A CN201911401596A CN113126058A CN 113126058 A CN113126058 A CN 113126058A CN 201911401596 A CN201911401596 A CN 201911401596A CN 113126058 A CN113126058 A CN 113126058A
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王佳楠
石磊
李明
黄梓健
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China Petroleum and Chemical Corp
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China Petroleum and Chemical Corp
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Abstract

本发明公开了存储器、用于机载激光雷达系统的控制方法及装置，其中所述方法包括：根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；分别将各连接点在两个航带中的观测值分别带入预设的观测方程，并分别生成与各连接点对应的误差方程；分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数；通过本发明可以准确获取安置角误差，从而可以提高系统整体测量精度。

Description

存储器、用于机载激光雷达系统的控制方法及装置
技术领域
本发明涉及地理信息技术领域，特别涉及存储器、用于机载激光雷达系统的控制方法及装置。
背景技术
机载激光雷达(又称机载LiDAR测量系统)是将激光测距设备、GNSS设备和INS等设备紧密集成，以飞行平台为载体，通过对地面进行扫描，记录目标的姿态、位置和反射强度等信息，获取地表的三维信息，并深入处理得到所需空间信息的技术。
机载LiDAR测量系统在对地定位的过程中，其精度会受到来自测距、测角、定位、集成等多种系统误差的影响。经研究表明，集成误差中的安置角误差是机载激光雷达测量系统中最大的系统误差源；也就是说，安置角误差会直接影响地面点定位精度。
为了消除安置角误差，很多商业激光数据处理软件中；例如Optech,比较常用的是交叉航线法；这种方法能很好的估计侧滚方向的安置角；但对于俯仰和航向的修正效果不好；从而导致误差较大，影响定位的精度。
公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域一般技术人员所公知的现有技术。
发明内容
本发明的目的在于通过提高机载激光雷达系统的安置角偏差的校正效果来提高机载激光雷达系统的定位精度。
在本发明实施例的一面，提供了一种用于机载激光雷达系统的控制方法，包括步骤：
S11、根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；
S12、在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；
S13、分别将各所述连接点在两个航带中的观测值带入预设的观测方程，并分别生成与各所述连接点对应的误差方程；
所述预设观测方程包括：
Figure BDA0002347611690000021
所述误差方程包括：
Figure BDA0002347611690000022
其中，[X84 Y84 Z84]T表示经过定标后的激光脚点在WGS-84坐标系下的坐标，[0 0L]T是激光测距的距离向量，[Δx Δy Δz]T是激光扫描镜中心到POS参考点的偏心分量，[XS YS ZS]T表示POS定位定向系统参考点在WGS-84坐标系中的坐标，RINS表示系统姿态矩阵，Rθ表示激光扫描角旋转矩阵，RM表示安置角旋转矩阵；误差方程中的下标(1和2)用于标识不同的航带；
S14、分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数。
本发明中，所述在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点，包括：
在重叠航带之间提取连接面；获取所述连接面的重心坐标；以所述重心坐标作为相邻航带的连接点。
本发明中，所述对激光脚点进行定标，包括根据所述采集数据，经坐标转换，解算到地理空间参考下的几何坐标，包括：
根据公式1计算激光脚点在WGS-84空间直角坐标系下的坐标；
Figure BDA0002347611690000031
其中
Figure BDA0002347611690000032
为激光脚点在WGS-84空间直角坐标系下的坐标，ρ为激光扫描仪激光发射中心到目标地物的距离，RL为瞬时激光坐标系到扫描仪坐标系的旋转矩阵；RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵，RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成；B和L为GPS天线相位中心的大地纬度和经度，
Figure BDA0002347611690000033
为GPS天线相位中心在空间直角坐标系的坐标矢量；RW为局部椭球坐标系到WGS-84空间直角坐标系的变换公式；矢量
Figure BDA0002347611690000034
为GPS偏心分量；RG是IMU基于垂线方向坐标系到局部椭球坐标系的转换矩阵，一般由设备制造商进行转换。
本发明中，所述对激光脚点进行定标，包括根据所述采集数据，经坐标转换，解算到地理空间参考下的几何坐标，包括：
当所述POS定位定向系统提供的扫描仪姿态为投影坐标系下的姿态角时，则激光点云坐标计算公式为：
Figure BDA0002347611690000035
其中
Figure BDA0002347611690000036
为激光脚点在在投影坐标系的坐标矢量，ρ为激光扫描仪激光发射中心到目标地物的距离，RL为瞬时激光坐标系到扫描仪坐标系的旋转矩阵；RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵，RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成；
Figure BDA0002347611690000037
为GPS天线相位中心在投影坐标系的坐标矢量；矢量
Figure BDA0002347611690000038
为GPS偏心分量。
本发明中，所述公式1中：
设扫描角为θi，则RL可表达为：
Figure BDA0002347611690000041
所述RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵；设在侧滚、俯仰和航向三个方向的旋转角度为α、β和γ，则RM可以表示为：
Figure BDA0002347611690000042
本发明中，所述公式1中：
RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成，可表示为：
Figure BDA0002347611690000043
本发明中，所述公式1中：
Figure BDA0002347611690000044
本发明中，所述公式2中：
Figure BDA0002347611690000045
其中，ω、
Figure BDA0002347611690000046
和κ为投影坐标系下的姿态角。
在本发明的另一面，还提供了一种用于机载激光雷达系统的控制装置，包括：
定标单元，用于根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；
连接点确定单元，用于在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；
误差方程单元，用于分别将各所述连接点在两个航带中的观测值带入预设的观测方程，并分别生成与各所述连接点对应的误差方程；
所述预设观测方程包括：
Figure BDA0002347611690000051
所述误差方程包括：
Figure BDA0002347611690000052
其中，[X84 Y84 Z84]T表示经过定标后的激光脚点在WGS-84坐标系下的坐标，[0 0L]T是激光测距的距离向量，[Δx Δy Δz]T是激光扫描镜中心到POS参考点的偏心分量，[XS YS ZS]T表示POS定位定向系统参考点在WGS-84坐标系中的坐标，RINS表示系统姿态矩阵，Rθ表示激光扫描角旋转矩阵，RM表示安置角旋转矩阵；误差方程中的下标(1和2)用于标识不同的航带；
误差参数计算单元，用于分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数。
在本发明实施例的另一面，还提供了一种存储器，包括软件程序，所述软件程序适于由处理器执行上述用于机载激光雷达系统的控制方法的步骤。所述存储器可以作为计算机程序，所述计算机程序包括程序指令；当所述程序指令被计算机执行时，可以使所述计算机执行以上各个方面所述的方法，并实现相同的技术效果。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
在本发明中，先在两个相邻航带的重叠航带之间自动提取连接面，并获取连接面的重心坐标；接着，以重心坐标作为不同航带的连接点；在分别将各连接点在两个航带中的观测值分别带入预设的观测方程后，构建用于表述连接点在不同航带之间差异的误差方程；这样，再根据最小二乘原理来解算多个连接点的误差方程以求解安置角误差参数。由于安置角的误差是系统中最大的误差来源，因此，通过本发明可以准确获取安置角误差，进而也就可以提高系统整体测量精度。
上述说明仅为本发明技术方案的概述，为了能够更清楚地了解本发明的技术手段并可依据说明书的内容予以实施，同时为了使本发明的上述和其他目的、技术特征以及优点更加易懂，以下列举一个或多个优选实施例，并配合附图详细说明如下。
附图说明
图1是本发明所述用于机载激光雷达系统的控制方法的步骤示意图；
图2是本发明所述用于机载激光雷达系统的控制方法的流程示意图；
图3是本发明所述用于机载激光雷达系统的控制装置的结构示意图；
图4是本发明所述用于机载激光雷达系统的控制设备的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细描述，但应当理解本发明的保护范围并不受具体实施方式的限制。
除非另有其他明确表示，否则在整个说明书和权利要求书中，术语“包括”或其变换如“包含”或“包括有”等等将被理解为包括所陈述的元件或组成部分，而并未排除其他元件或其他组成部分。
在本文中，为了描述的方便，可以使用空间相对术语，诸如“下面”、“下方”、“下”、“上面”、“上方”、“上”等，来描述一个元件或特征与另一元件或特征在附图中的关系。应理解的是，空间相对术语旨在包含除了在图中所绘的方向之外物件在使用或操作中的不同方向。例如，如果在图中的物件被翻转，则被描述为在其他元件或特征“下方”或“下”的元件将取向在所述元件或特征的“上方”。因此，示范性术语“下方”可以包含下方和上方两个方向。物件也可以有其他取向(旋转90度或其他取向)且应对本文使用的空间相对术语作出相应的解释。
在本文中，术语“第一”、“第二”等是用以区别两个不同的元件或部位，并不是用以限定特定的位置或相对关系。换言之，在一些实施例中，术语“第一”、“第二”等也可以彼此互换。
为了实现通过提高机载激光雷达系统的安置角偏差的校正效果来提高机载激光雷达系统的定位精度，如图1所示，在本发明实施例中提供了一种用于机载激光雷达系统的控制方法，包括步骤：
S11、根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；
在本发明实施例的一个典型的应用场景中，无人机作为机载激光雷达系统的飞行平台，可以携带GPS系统、INS系统、激光扫描仪等数据采集设备，以及，相应的数据处理设备；此外，还可以设有与远程服务器数据交互的通信设备。
本发明实施例中的用于机载激光雷达系统的控制方法，既可以由设于无人机的数据处理设备来实现，也可以由远程服务器来实现，此外，也可以是由数据处理设备协同远程服务器共同完成，在此并不做具体的限定。
本发明实施例中，机载激光雷达系统的数据预处理主要包括两大步骤：分别是高精度组合导航数据处理和激光点云解算，得到的结果为目标区域的高精度三维点云数据集。
其中，对激光脚点进行定标的过程可以包括根据采集数据，经坐标转换，解算得到地理空间参考下的几何坐标，具体的：
根据公式1计算激光脚点在WGS-84空间直角坐标系下的坐标；
Figure BDA0002347611690000081
其中，
Figure BDA0002347611690000082
为激光脚点在WGS-84空间直角坐标系下的坐标，ρ为激光扫描仪激光发射中心到目标地物的距离，RL为瞬时激光坐标系到扫描仪坐标系的旋转矩阵；RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵，RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成；B和L为GPS天线相位中心的大地纬度和经度，
Figure BDA0002347611690000083
为GPS天线相位中心在空间直角坐标系的坐标矢量；RW为局部椭球坐标系到WGS-84空间直角坐标系的变换公式；矢量
Figure BDA0002347611690000084
为GPS偏心分量；RG是IMU基于垂线方向坐标系到局部椭球坐标系的转换矩阵，一般由设备制造商进行转换。
在公式1中，如果设扫描角为θi，则RL可表达为：
Figure BDA0002347611690000085
接着，在公式1中，RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵；如果设在侧滚、俯仰和航向三个方向的旋转角度为α、β和γ，则RM可以表示为：
Figure BDA0002347611690000086
在无人机的实际安装时，IMU与扫描仪的坐标轴平行，α、β和γ一般为90°的整数倍。矢量
Figure BDA0002347611690000087
为GPS偏心分量，由两部分组成，即扫描仪激光发射中心到IMU参考中心的矢量，以及IMU参考中心到GPS天线相位中心的矢量，两部分都是在IMU参考坐标系下。IMU参考坐标系平移之后，通过旋转矩阵RN转换到局部导航坐标系下。
接着，在公式1中，
RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成，可表示为：
Figure BDA0002347611690000091
因为IMU的重力加速度计是基于垂线方向的，因此需要进行垂线偏差改正，将坐标系变换到局部椭球坐标系下。局部椭球坐标系到WGS-84空间直角坐标系的变换公式可以为：
Figure BDA0002347611690000092
其中，B和L为GPS天线相位中心的大地纬度和经度，
Figure BDA0002347611690000093
为GPS天线相位中心在空间直角坐标系的坐标矢量，且两者可以相互转换。
通过上述坐标系的变换，将机载LiDAR的观测值，包括距离、扫描角、传感器的位置和姿态，转化为激光脚点在WGS-84空间直角坐标系下的三维坐标，进而可进行投影变换转化为投影坐标系下的坐标。
在本发明实施例的另一个应用场景中，设定通过飞行平台测得的数据结果是基于投影坐标系的，假设POS提供的扫描仪姿态是经过投影变换后(即投影坐标系下)的姿态角，此时，激光点云坐标计算公式可以为：
Figure BDA0002347611690000094
所述公式2中：
设扫描角为θi，则RL可表达为：
Figure BDA0002347611690000101
所述RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵；设在侧滚、俯仰和航向三个方向的旋转角度为α、β和γ，则RM可以表示为：
Figure BDA0002347611690000102
接着，
Figure BDA0002347611690000103
ω、
Figure BDA0002347611690000104
和κ是投影坐标系下的姿态角，
Figure BDA0002347611690000105
和
Figure BDA0002347611690000106
分别为激光脚点和GPS天线相位中心在投影坐标系的坐标矢量。
S12、在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；
在实际应用中，确定多个连接点的具体方式可以是，首先在重叠航带之间提取连接面；然后再获取连接面的重心坐标；接着，以重心坐标作为相邻航带的连接点。
两个相邻的航带重叠的部分作为重叠航带，重叠航带中位于连接面的重心坐标的激光脚点即为连接点。
S13、分别将各所述连接点在两个航带中的观测值带入预设的观测方程，并分别生成与各所述连接点对应的误差方程；
所述预设观测方程包括：
Figure BDA0002347611690000107
所述误差方程包括：
Figure BDA0002347611690000111
其中，[X84 Y84 Z84]T表示经过定标后的激光脚点在WGS-84坐标系下的坐标，[0 0L]T是激光测距的距离向量，[Δx Δy Δz]T是激光扫描镜中心到POS参考点的偏心分量，[XsYS ZS]T表示POS定位定向系统参考点在WGS-84坐标系中的坐标，RINS表示系统姿态矩阵，Rθ表示激光扫描角旋转矩阵，RM表示安置角旋转矩阵；误差方程中的下标(1和2)用于标识不同的航带；
由于本发明实施例中的连接点，同属于两个航带，因此该连接点在两个航带中的观测值可以分别带入两个航带对应的预设观测方程中；接着，这两个预设观测方程还可以进一步的构建出如上的误差方程。
S14、分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数。
根据上述误差方程，可以解算各个连接点的误差值，然后，根据最小二乘算法可以估算出机载激光雷达系统的安置角误差参数。从而可以根据该安置角误差参数对地面点定位进行校正，从而提高提高机载激光雷达系统的定位精度。
在实际应用中，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数的具体过程还可以如图2所示，包括以激光脚点坐标改正量最小作为观测量，安置角误差作为待平差的量，列V＝BX-L的间接平差方程。从Lidar获得点云数据结合POS原始数据进行点云结算。获得点云数据后进行特征提取，通过连接面进行重心计算。通过最小二乘平差最后得出安置角。
综上所述，本发明实施例中，先在两个相邻航带的重叠航带之间自动提取连接面，并获取连接面的重心坐标；接着，以重心坐标作为不同航带的连接点；在分别将各连接点在两个航带中的观测值分别带入预设的观测方程后，构建用于表述连接点在不同航带之间差异的误差方程；这样，再根据最小二乘原理来解算多个连接点的误差方程以求解安置角误差参数。由于安置角的误差是系统中最大的误差来源，因此，通过本发明可以准确获取安置角误差，进而也就可以提高系统整体测量精度。
在本发明实施例的另一面，还提供了一种用于机载激光雷达系统的控制装置，图3示出本发明实施例提供的用于机载激光雷达系统的控制装置的结构示意图，所述用于机载激光雷达系统的控制装置为与图1所对应实施例中所述用于机载激光雷达系统的控制方法对应的装置，即，通过虚拟装置的方式实现图1所对应实施例中用于机载激光雷达系统的控制方法，构成所述用于机载激光雷达系统的控制装置的各个虚拟模块可以由电子设备执行，例如网络设备、终端设备、或服务器。具体来说，本发明实施例中的用于机载激光雷达系统的控制装置包括：
定标单元01，用于根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；
连接点确定单元02，用于在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；
误差方程单元03，用于分别将各所述连接点在两个航带中的观测值分别带入预设的观测方程，并分别生成与各所述连接点对应的误差方程；
所述预设观测方程包括：
Figure BDA0002347611690000121
所述误差方程包括：
Figure BDA0002347611690000122
其中，[X84 Y84 Z84]T表示经过定标后的激光脚点在WGS-84坐标系下的坐标，[0 0L]T是激光测距的距离向量，[Δx Δy Δz]T是激光扫描镜中心到POS参考点的偏心分量，[XS YS ZS]T表示POS定位定向系统参考点在WGS-84坐标系中的坐标，RINS表示系统姿态矩阵，Rθ表示激光扫描角旋转矩阵，RM表示安置角旋转矩阵；误差方程中的下标(1和2)用于标识不同的航带；
误差参数计算单元04，用于分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数。
由于本发明实施例中用于机载激光雷达系统的控制装置的工作原理和有益效果已经在图1所对应的用于机载激光雷达系统的控制方法中也进行了记载和说明，因此可以相互参照，在此就不再赘述。
在本发明实施例中，还提供了一种存储器，其中，存储器包括软件程序，软件程序适于处理器执行图1所对应的用于机载激光雷达系统的控制方法中的各个步骤。
本发明实施例可以通过软件程序的方式来实现，即，通过编写用于实现图1所对应的用于机载激光雷达系统的控制方法中的各个步骤的软件程序(及指令集)，所述软件程序存储于存储设备中，存储设备设于计算机设备中，从而可以由计算机设备的处理器调用该软件程序以实现本发明实施例的目的。
本发明实施例中，还提供了一种用于机载激光雷达系统的控制设备，该用于机载激光雷达系统的控制设备所包括的存储器中，包括有相应的计算机程序产品，所述计算机程序产品所包括程序指令被计算机执行时，可使所述计算机执行以上各个方面所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，并实现相同的技术效果。
图4是本发明实施例作为电子设备的用于机载激光雷达系统的控制设备的硬件结构示意图，如图4所示，该设备包括一个或多个处理器610、总线630以及存储器620。以一个处理器610为例，该设备还可以包括：输入装置640、输出装置650。
处理器610、存储器620、输入装置640和输出装置650可以通过总线或者其他方式连接，图4中以通过总线连接为例。
存储器620作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块。处理器610通过运行存储在存储器620中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行电子设备的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法实施例的处理方法。
存储器620可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储数据等。此外，存储器620可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器620可选包括相对于处理器610远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理装置。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
输入装置640可接收输入的数字或字符信息，以及产生信号输入。输出装置650可包括显示屏等显示设备。
所述一个或者多个模块存储在所述存储器620中，当被所述一个或者多个处理器610执行时，执行：
S11、根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；
S12、在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；
S13、分别将各所述连接点在两个航带中的观测值带入预设的观测方程，并分别生成与各所述连接点对应的误差方程；
所述预设观测方程包括：
Figure BDA0002347611690000141
所述误差方程包括：
Figure BDA0002347611690000151
其中，[X84 Y84 Z84]T表示经过定标后的激光脚点在WGS-84坐标系下的坐标，[0 0L]T是激光测距的距离向量，[Δx Δy Δz]T是激光扫描镜中心到POS参考点的偏心分量，[XS YS ZS]T表示POS定位定向系统参考点在WGS-84坐标系中的坐标，RINS表示系统姿态矩阵，Rθ表示激光扫描角旋转矩阵，RM表示安置角旋转矩阵；误差方程中的下标(1和2)用于标识不同的航带；
S14、分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数。
上述产品可执行本发明实施例所提供的方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。未在本实施例中详尽描述的技术细节，可参见本发明实施例所提供的方法。
在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统，装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储设备中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储设备包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-OnlyMemory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、ReRAM、MRAM、PCM、NAND Flash，NOR Flash，Memristor、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，包括步骤：
S11、根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；
S12、在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；
S13、分别将各所述连接点在两个航带中的观测值带入预设的观测方程，并分别生成与各所述连接点对应的误差方程；
S14、分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数。
2.根据权利要求1所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，所述在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点，包括：
在重叠航带之间提取连接面；获取所述连接面的重心坐标；以所述重心坐标作为相邻航带的连接点。
3.根据权利要求1所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，所述对激光脚点进行定标，包括根据所述采集数据，经坐标转换，解算到地理空间参考下的几何坐标，包括：
根据公式1计算激光脚点在WGS-84空间直角坐标系下的坐标；
Figure FDA0002347611680000011
其中
Figure FDA0002347611680000012
为激光脚点在WGS-84空间直角坐标系下的坐标，ρ为激光扫描仪激光发射中心到目标地物的距离，RL为瞬时激光坐标系到扫描仪坐标系的旋转矩阵；RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵，RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成；B和L为GPS天线相位中心的大地纬度和经度，
Figure FDA0002347611680000013
为GPS天线相位中心在空间直角坐标系的坐标矢量；RW为局部椭球坐标系到WGS-84空间直角坐标系的变换公式；矢量
Figure FDA0002347611680000021
为GPS偏心分量；RG为IMU基于垂线方向坐标系到局部椭球坐标系的转换矩阵。
4.根据权利要求1所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，所述对激光脚点进行定标，包括根据所述采集数据，经坐标转换，解算到地理空间参考下的几何坐标，包括：
当所述POS定位定向系统提供的扫描仪姿态为投影坐标系下的姿态角时，则激光点云坐标计算公式为：
Figure FDA0002347611680000022
其中
Figure FDA0002347611680000023
为激光脚点在在投影坐标系的坐标矢量，ρ为激光扫描仪激光发射中心到目标地物的距离，RL为瞬时激光坐标系到扫描仪坐标系的旋转矩阵；RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵，RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成；
Figure FDA0002347611680000024
为GPS天线相位中心在投影坐标系的坐标矢量；矢量
Figure FDA0002347611680000025
为GPS偏心分量。
5.根据权利要求3或4中所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，所述公式1中：
设扫描角为θi，则RL可表达为：
Figure FDA0002347611680000026
所述RM为扫描仪坐标系到IMU参考坐标系的旋转矩阵；设在侧滚、俯仰和航向三个方向的旋转角度为α、β和γ，则RM可以表示为：
Figure 3
6.根据权利要求3所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，所述公式1中：
RN是由IMU测量的三个姿态角即侧滚角(Roll，R)、俯仰角(Pitch，P)和航向角(Heading，H)构成，可表示为：
Figure FDA0002347611680000031
7.根据权利要求3所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，所述公式1中：
Figure FDA0002347611680000032
8.根据权利要求4所述的用于机载激光雷达系统的控制方法，其特征在于，所述公式2中：
Figure FDA0002347611680000033
其中，ω、
Figure FDA0002347611680000034
和κ为投影坐标系下的姿态角。
9.一种用于机载激光雷达系统的控制装置，其特征在于，包括：
定标单元，用于根据包括有GPS所获取的无人机的空间位置信息、INS系统所测定的所述无人机在空间的姿态信息、激光扫描仪所测定的激光发射点到激光脚点的距离和激光束的角度，以及，系统的安置误差的采集数据，对激光脚点进行定标；
连接点确定单元，用于在两个相邻航带的重叠航带中确定多个连接点；
误差方程单元，用于分别将各所述连接点在两个航带中的观测值带入预设的观测方程，并分别生成与各所述连接点对应的误差方程；
误差参数计算单元，用于分别以各连接点对应的误差方程为参数，根据最小二乘算法计算机载激光雷达系统的安置角误差参数。
10.一种存储器，其特征在于，包括软件程序，所述软件程序适于由处理器执行如权利要求1至8中任一所述用于机载激光雷达系统的控制方法的步骤。
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