CN114162170A - 一种轨道测量系统及测量方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种轨道测量系统及测量方法，包括惯性测量组件数据处理、激光测量组件数据处理、惯性测量组件与激光测量组件数据融合，得到轨道的位置信息。本发明以惯性测量组件数据作为基准，将惯性测量组件与激光测量组件数据融合，实现轨道线形的高精度测量。

Description

一种轨道测量系统及测量方法
技术领域
本发明涉及一种轨道测量系统及测量方法，属于轨道检测应用技术领域。
背景技术
为保障轨道交通的运营安全，近年来，轨道精密检测技术得到快速发展，多个国家投入了大量的人力物力来研制和更新各种轨道检测方法，以满足当今铁路高速和重载的要求。由于车载式动态检测方式对正常运营影响小、效率高、速度快，且真实地反映了在列车运行条件下的基础设施状态，已经成为铁路和城轨交通基础设施安全状态的主要检测手段之一。
轨道几何参数状态检测主要包括轨距、轨向、高低等检测项目，其中轨距是指同一横截面左、右股钢轨工作面下16mm处轨距点之间的距离。常用的测量轨距方法主要有接触式测量和非接触式测量两大种类。接触式轨距测量方法是利用线位移传感器实现对轨距的测量，检测过程中通过机械结构保证传感器与待测轨道轨距点时刻接触，测量效率低，且不适用于高速测量。常用的非接触式轨距测量方法是利用摄像机构对轨距内侧断面连续摄像，通过图像重构的方法重现轨道内侧面曲线，计算出轨距值。这种测量方法测量精度高，且不受检测速度影响，但是这种方法易受光线干扰，对使用环境要求苛刻，使用范围受到限制。对轨道轨向、高低的检测方法主要包括弦测法、惯性基准法等，其中弦测法是指采用人工拉线的方法在轨道上真实搭建一条弦线，通过测量轨道轨顶面(轨距点)与该弦线的相对位移，评价轨道高低(轨向)平顺性。弦测法波长与检测弦的长度密切相关，当需要分析多种波长的轨道平顺性时，需要更换检测装置重新测量，或者根据当前检测结果进行“以小推大”的转换，前者增加了检测人员的工作量，工作效率低，后者存在较大误差。惯性基准法是在运用捷联惯性导航技术的基础上，分别用加速度计测量运载体在三个轴向的加速度信息，用陀螺仪测量三个轴向的角速率信息，通过加速度以及角速率信息建立一个惯性参考基准，再利用位移传感器或图像传感器测量轨道相对于基准的相对位置，从而得到钢轨在惯性坐标系内的相对位置。
目前，世界大多数国家的铁路轨道检测方法都经历了由弦测法到惯性基准法的转变，尤其在高速铁路检测领域，各个国家都在着力研制基于惯性技术的综合性强、精度高、速度快、高智能且高可靠性的先进轨道检测方法。如美国Ensco公司研制的T10型轨检车就采用了惯性基准测量原理和非接触式测量方法，可以对轨道几何参数，钢轨断面、波浪磨耗等参数进行测量。意大利“阿基米德”号综合检测列车同样采用基于惯性基准法的非接触式测量方案，能够检测包括轨道几何参数、钢轨断面、钢轨波浪磨耗、接触网及受流状态、通信和信号、车体和轴箱加速度以及轮轨作用力在内的119个不同参数。法国MVG综合检测列车，检测速度设计为320km/h，检测参数包括了轨道几何参数、钢轨断面、钢轨表面、通信信号、线路环境数字图像、扣件、枕木和道碴等各项基础设施状态。我国GJ-3型、GJ-4型以及GJ-5型轨道检测车均采用基于惯性技术的轨道检测方法，但对检测车的行驶速度有着严格的要求，以GJ-5型轨道检测车为例，其最高测量时速仅为180km/h。从国内外的技术发展来看，在高速环境下，基于惯性技术的非接触式测量是普遍采用的方式，主要是通过陀螺角速率信息不断更新姿态矩阵，将加速度信息转换到地理坐标系中，并对转换后的加速度信号进行连续的两次积分，从而获得惯性测量单元的空间运动轨迹，再通过图像重构等方法重现轨道内侧曲面计算，得到轨距、平顺性等轨道几何参数。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足之一，提供一种轨道测量系统及测量方法。
本发明的技术解决方案：一种轨道测量方法，包括以下步骤：
惯性测量组件数据处理，得到惯性测量组件的位置及姿态信息；
激光测量组件数据处理，利用轨道检测系统停车状态下解算得到的惯性测量组件的位置及姿态信息，得到激光测量组件相对于惯性测量组件的安装角度和杆臂距离；
根据激光测量组件测量数据，结合轨道廓型，选取出轨顶点和轨距点，将轨顶点和轨距点在激光测量坐标系下的坐标转换到载体坐标系，根据轨顶点和轨距点在载体坐标系的坐标信息以及惯性测量组件的位置信息，得到轨道的位置信息。
一种轨道测量系统，包括存储器和处理器，所述的存储器存储有计算机程序，所述的处理器执行计算机程序时实现轨道测量方法。
本发明与现有技术相比的有益效果：
(1)本发明以惯性测量组件数据作为基准，将惯性测量组件与激光测量组件数据融合，实现轨道线形的高精度测量；
(2)本发明利用停车时的惯性测量组件数据确定惯性测量组件和激光测量组件之间的转换关系，方法简便、效率高；
(3)本发明采用陀螺仪和加速度计补偿数作为停车判断依据的方法，停车判定无需其它传感器辅助，降低成本。
附图说明
图1为本发明流程图；
图2为本发明激光测量组件与惯性测量组件安装关系示意图。
具体实施方式
下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明提供一种轨道测量方法，包括以下步骤：
惯性测量组件数据处理，得到惯性测量组件的位置及姿态信息。
本步骤中，惯性测量组件可以是单纯惯性导航系统，也可是由惯导组成的组合导航系统，具体数据处理，通过Kalman滤波，可通过本领域公知技术获得。
进一步，本发明提供基于SINS/DGPS组合导航系统的数据处理，具体如下：
(1)利用高精度的差分GPS信息，采用基于Kalman滤波的组合导航方法，得到惯性测量组件的位置、速度以及姿态信息。
SINS/DGPS组合导航状态变量包括：北向、天向、东向速度误差δVN、δVU、δVE，北向、天向、东向姿态误差φN、φU、φE，北向、天向、东向位置误差
Figure BDA0003328088240000041
δh、δλ，载体系各轴向的陀螺漂移
Figure BDA0003328088240000042
以及加速度计零偏
Figure BDA0003328088240000043
其中，捷联惯导系统位置误差方程：
Figure BDA0003328088240000044
速度误差方程：
Figure BDA0003328088240000051
姿态角误差方程：
Figure BDA0003328088240000052
陀螺漂移和加速度计零偏误差方程：
Figure BDA0003328088240000053
式中，
Figure BDA0003328088240000054
λ、H分别表示惯导系统所在纬度、经度和高度，
Figure BDA0003328088240000055
表示纬度误差，δh表示高度误差，δλ表示经度误差，VN、VU、VE分别表示惯导系统北向速度、天向速度和东向速度，δVN、δVU、δVE分别表示惯导系统北向速度误差、天向速度误差和东向速度误差，φN、φU、φE分别表示北向、天向和东向失准角，fn、fu、fe分别表示北向、天向和东向加速度，ωie表示地球自转角速率，RM表示地球子午圈半径，RN表示地球卯酉圈半径，Cij(i＝1,2,3；j＝1,2,3)表示姿态转换矩阵
Figure BDA0003328088240000061
中相应的元素，▽x、▽y、▽z分别表示载体坐标系x轴、y轴以及z轴加速度计零位，εx、εy、εz分别表示载体坐标系x轴、y轴以及z轴陀螺漂移。
(2)SINS/DGPS组合导航Kalman滤波采用速度匹配模式，以惯导解算得到的速度和GPS测得的速度之差值作为Kalman滤波器的观测量。即观测量：
Figure BDA0003328088240000062
式中，Z表示Kalman滤波观测量，
Figure BDA0003328088240000063
分别表示惯导解算速度和GPS输出速度在导航坐标系的分量。
对应的系统量测矩阵为
Figure BDA0003328088240000064
式中，H表示Kalman滤波观测矩阵。
根据上述组合导航系统误差方程以及量测方程，选择合适的初始状态估计值X0、初始估计均方误差阵P0、系统噪声初始方差阵Q0以及量测噪声方差阵Rk，即可通过组合导航Kalman滤波计算得到惯性测量组件的位置及姿态信息。
激光测量组件数据处理，利用轨道检测系统停车状态下解算得到的惯性测量组件的位置及姿态信息，得到激光测量组件相对于惯性测量组件的安装角度和杆臂距离。
本步骤中，激光测量组件数据包括激光测量坐标系下的轨道三维坐标数据。激光测量组件包括激光测距仪等常用设备。
本步骤中，受车底安装空间以及检测方式的限制，激光测量组件与惯性测量组件存在多个自由度变换。对激光测量数据进行多自由度坐标变换是基于惯性/激光测量线路检测系统的难点之一。
常用的激光测量组件数据处理需要依赖立体靶标标定，利用空间形状已知的立体物体作为激光切面投射面，获取靶标特征点进行标定，标定过程较为复杂，并且增加了系统成本。
进一步，本步骤激光测量组件与惯性测量组件的安装关系如图2所示，激光测量组件安装在惯性测量组件下方两侧，对称分布。为了能够将激光测量数据与惯性测量结果进行融合，需要将激光测量数据转换到惯性测量坐标系。
具体如下：
(1)判定轨道检测系统停车状态，解算得到轨道检测系统停车状态下惯性测量组件的位置及姿态信息。
本步骤中判定轨道检测系统停车状态可采用现有停车判定方法。
进一步，本发明提供一种采用陀螺仪和加速度计补偿数作为停车判断依据的方法，停车判定无需其它传感器辅助，降低成本。
轨道检测系统运动状态判断，同时满足以下判断条件，判断轨道检测系统为停车状态。
条件一，载体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三轴陀螺补偿数在TΔ时段的均值分别满足
Figure BDA0003328088240000071
条件二，载体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三轴加速度计补偿数在TΔ时段的均值分别满足
Figure BDA0003328088240000072
条件三，载体坐标系X轴、Y轴、Z轴三轴加速度计补偿数在TΔ时段内的累加值的峰峰值分别满足不大于Δ。
其中，
Figure BDA0003328088240000073
为三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值，
Figure BDA0003328088240000074
为三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值阈值，
Figure BDA0003328088240000081
为k导航周期三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值，
Figure BDA0003328088240000082
为k-1导航周期三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值，
Figure BDA0003328088240000083
为三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值差阈值，Δ为峰峰值阈值，k为自然数。
进一步优选，三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值阈值
Figure BDA0003328088240000084
优选范围0.1～0.3°/s，具体数值根据实际的惯性导航系统精度等参数确定，数值越小条件判断越严格。
三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值差阈值
Figure BDA0003328088240000085
优选范围0.03～0.06m/s2，具体数值根据实际的惯性导航系统精度等参数确定，数值越小条件判断越严格。
峰峰值阈值Δ优选范围0.05～0.15m/s2，具体数值根据实际的惯性导航系统精度等参数确定，数值越小条件判断越严格。
为提高精度，对三轴陀螺补偿数和三轴加速度计补偿数选择TΔ时段滑动平均计算，取TΔ时段内的均值作为判断运动状态判断依据。
进一步，TΔ时段范围优选80～120ms，具体数值根据实际的惯性导航系统精度等参数确定。
本步骤中每个导航周期的三轴陀螺补偿数和三轴加速度计补偿数可通过惯性测量组件解算获得。
进一步，优选若某导航周期，上述三个判断条件只要一个不满足，判断轨道检测系统为运动状态。
(2)获得激光测量组件相对于惯性测量组件的坐标转换角度A。
A＝γ1-γ
其中，
Figure BDA0003328088240000086
y'、z'分别为激光测量组件测得的轨道特征点坐标；
γ为停车状态下，惯性测量组件解算得到的滚动角。
本步骤中根据激光测量组件测量数据，结合轨道廓型，选取出轨顶点和轨距点，y'为轨顶点在激光测量坐标系中的垂向坐标，z'为轨距点在激光测量坐标系中的横向坐标。
根据转换角度A得到激光测量坐标系到载体坐标系的转换矩阵
Figure BDA0003328088240000091
Figure BDA0003328088240000092
结合轨道廓型就可以在激光测量数据中选取出轨顶、轨距两个轨道特征点，再根据转换矩阵
Figure BDA0003328088240000093
将轨道在激光测量坐标系中的坐标转换到载体坐标系。
(3)获得激光测量坐标原点在载体坐标系下的坐标。
根据坐标转换角度A及转换矩阵
Figure BDA0003328088240000094
获得轨道的轨顶、轨距两个特征点在载体坐标系下的坐标。
惯导测量组件的坐标原点到轨顶点的垂向距离y0以及到轨距点的横向距离z0根据设计值准确已知，利用计算得到的激光测量组件到惯性测量组件的转换角度可以求得轨顶、轨距两个特征点在载体坐标系下的坐标。其中，轨顶点的yb轴(载体坐标系)坐标y1为载体坐标系下轨顶点相对于激光测量坐标系原点的垂向距离，轨距点的zb轴(载体坐标系)坐标z1为载体坐标系下轨距点相对于激光测量坐标系原点的横向距离。将两者的坐标相减即可得到激光测量坐标原点在载体坐标系下的坐标表示，即：
Figure BDA0003328088240000095
(4)根据激光测量坐标系原点在载体坐标系的坐标，得到激光测量坐标系原点O到载体坐标系原点Ob的杆臂距离L。
Figure BDA0003328088240000096
惯性测量组件与激光测量组件数据融合，得到轨道的位置信息。
激光测量组件测量数据，结合轨道廓型，选取出轨顶点和轨距点，将轨顶点和轨距点在激光坐标系下的坐标在转换到载体坐标系，根据轨顶点和轨距点在载体坐标系的坐标信息以及惯性测量组件的位置信息，得到轨道的位置信息。
(1)获得激光测量确定的轨道特征点相对于载体坐标系坐标原点的距离Lb，Lb＝[0y+y1 z+z1]T
式中，y、z分别为的激光坐标系原点在载体坐标系下的yb轴、zb轴坐标，y1、z1分别为激光测量确定的轨道特征点转换到载体坐标系的yb轴、zb轴坐标，Lb为激光测量坐标系原点到载体坐标系原点的杆臂距离L在载体坐标系(b系)下的表示。
根据激光测量坐标系到载体坐标系的转换矩阵，将激光测量坐标转换到载体坐标系，结合轨道廓型挑选出轨顶、轨距两个轨道特征点。根据激光测量坐标系原点到载体坐标系原点的杆臂距离，得到轨顶、轨距两个特征点相对于载体坐标系原点的距离。轨道特征点相对于载体坐标系坐标原点的距离可以表示为：
Lb＝[0 y+y1 z+z1]T
式中，y、z分别为的激光坐标系原点在载体坐标系下的yb轴、zb轴坐标，y1、z1分别为激光测量确定的轨道特征点坐标转换到载体坐标系的yb轴、zb轴坐标，Lb为激光测量坐标系原点到载体坐标系原点的杆臂距离L在载体坐标系(b系)下的表示。
(2)根据惯导系统姿态角，得到载体坐标系到导航坐标系的状态转移矩阵
Figure BDA0003328088240000101
Figure BDA0003328088240000102
式中，γ、ψ、θ分别表示解算得到的惯性测量组件的横滚角、航向角以及俯仰角。
(3)根据状态转移矩阵
Figure BDA0003328088240000111
得到轨道特征点相对于载体坐标系原点的距离在导航坐标系下的坐标表示：
Figure BDA0003328088240000112
式中，Ln为激光测量坐标系原点到载体坐标系原点的距离L在导航坐标系(n系)下的表示。
(4)根据轨道特征点相对于载体坐标系原点的距离，利用解算得到的惯性测量组件位置，得到轨道的位置。
Figure BDA0003328088240000113
式中，
Figure BDA0003328088240000114
hG、λG分别为表示轨道特征点的纬度、高度、经度，
Figure BDA0003328088240000115
hIMU、λIMU分别表示惯性测量组件的纬度、高度、经度，Ln(0)、Ln(1)、Ln(2)分别为Ln的元素。
根据轨道特征点的位置即可得到整条轨道的轨迹，进而可以根据相关轨道检测标准对整条线路的线形进行检测。
进一步，本发明还提供一种实现上述轨道测量方法的系统，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时实现轨道测量。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (12)

1.一种轨道测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
惯性测量组件数据处理，得到惯性测量组件的位置及姿态信息；
激光测量组件数据处理，利用轨道检测系统停车状态下解算得到的惯性测量组件的位置及姿态信息，得到激光测量组件相对于惯性测量组件的安装角度和杆臂距离；
惯性测量组件与激光测量组件数据融合，得到轨道的位置信息，
根据激光测量组件测量数据，结合轨道廓型，选取出轨顶点和轨距点，将轨顶点和轨距点在激光测量坐标系下的坐标转换到载体坐标系，根据轨顶点和轨距点在载体坐标系的坐标信息以及惯性测量组件的位置信息，得到轨道的位置信息。
2.根据权利要求1所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述激光测量组件数据处理步骤包括，
判定轨道检测系统停车状态，解算得到轨道检测系统停车状态下惯性测量组件的位置及姿态信息；
获得激光测量组件相对于惯性测量组件的坐标转换角度A，
A＝γ1-γ
其中，
Figure FDA0003328088230000011
y'、z'分别为激光测量组件测得的轨道特征点坐标，γ为停车状态下，惯性测量组件解算得到的滚动角；
获得激光测量坐标原点在载体坐标系下的坐标；
根据激光测量坐标系原点在载体坐标系的坐标，得到激光测量坐标系原点到载体坐标系原点的杆臂距离。
3.根据权利要求2所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述坐标转换角度A获得，根据激光测量组件测量数据，结合轨道廓型，选取出轨顶点和轨距点，y'为轨顶点在激光测量坐标系中的垂向坐标，z'为轨距点在激光测量坐标系中的横向坐标。
4.根据权利要求3所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述激光测量坐标系原点在载体坐标系下坐标的获得如下，
根据坐标转换角度A和转换矩阵，将轨道的轨顶、轨距两个特征点的坐标y'、z'转换成载体坐标系下的坐标y1、z1；
利用
Figure FDA0003328088230000021
得到激光测量坐标系原点在载体坐标系下坐标，其中y0为载体坐标系坐标原点到轨顶点的垂向距离，z0为载体坐标系坐标原点到到轨距点的横向距离。
5.根据权利要求4所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述转换矩阵
Figure FDA0003328088230000022
6.根据权利要求2所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述判定轨道检测系统停车状态，同时满足以下判断条件，判断轨道检测系统为停车状态，
条件一，载体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三轴陀螺补偿数在TΔ时段的均值分别满足
Figure FDA0003328088230000023
条件二，载体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三轴加速度计补偿数在TΔ时段的均值分别满足
Figure FDA0003328088230000024
条件三，载体坐标系X轴、Y轴、Z轴三轴加速度计补偿数在TΔ时段内的累加值的峰峰值分别满足不大于Δ；
其中，
Figure FDA0003328088230000031
为三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值，
Figure FDA0003328088230000032
为三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值阈值，
Figure FDA0003328088230000033
为k导航周期三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值，
Figure FDA0003328088230000034
为k-1导航周期三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值，
Figure FDA0003328088230000035
为三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值差阈值，Δ为峰峰值阈值，k为自然数。
7.根据权利要求6所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述的三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值阈值
Figure FDA0003328088230000036
范围为0.1～0.3°/s；所述的三轴陀螺补偿数在TΔ时段内的均值差阈值
Figure FDA0003328088230000037
范围为0.03～0.06m/s2；所述的峰峰值阈值Δ的范围0.05～0.15m/s2。
8.根据权利要求7所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述的TΔ时段范围为80～120ms。
9.根据权利要求6所述的一种轨道测量方法，其特征在于：在某导航周期，上述三个判断条件只要一个不满足，判断轨道检测系统为运动状态。
10.根据权利要求2所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述激光测量坐标系原点到载体坐标系原点的杆臂距离
Figure FDA0003328088230000038
11.根据权利要求1所述的一种轨道测量方法，其特征在于：所述惯性测量组件与激光测量组件数据融合，步骤包括，
(1)获得激光测量确定的轨道特征点相对于载体坐标系坐标原点的距离Lb，
Lb＝[0 y+y1 z+z1]T
其中，y、z分别为的激光坐标系原点在载体坐标系下的yb轴、zb轴坐标，y1、z1分别为激光测量确定的轨道特征点转换到载体坐标系的yb轴、zb轴坐标；
(2)根据惯导解算的惯性测量组件姿态信息，得到载体坐标系到导航坐标系的状态转移矩阵
Figure FDA0003328088230000039
Figure FDA0003328088230000041
式中，γ、ψ、θ分别表示解算得到的惯性测量组件的横滚角、航向角以及俯仰角；
(3)根据状态转移矩阵
Figure FDA0003328088230000042
得到轨道特征点相对于载体坐标系原点的距离在导航坐标系下的坐标，表示为
Figure FDA0003328088230000043
(4)根据轨道特征点相对于载体坐标系原点的距离，利用解算得到的惯性测量组件位置，得到轨道的位置，
Figure FDA0003328088230000044
式中，
Figure FDA0003328088230000045
hG、λG分别为表示轨道特征点的纬度、高度、经度，
Figure FDA0003328088230000046
hIMU、λIMU分别表示惯性测量组件的纬度、高度、经度，Ln(0)、Ln(1)、Ln(2)分别为Ln的元素。
12.一种轨道测量系统，其特征在于：包括存储器和处理器，所述的存储器存储有计算机程序，所述的处理器执行计算机程序时实现权利要求1至11任一轨道测量方法。
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