飞机识别和入坞引导系统转让专利
申请号 : CN00815802.9
文献号 : CN1399767B
文献日 : 2010-05-05
发明人 : 拉斯·米尔盖德
申请人 : 安全门国际股份公司
摘要 :
一种激光范围探测器(LRF)(20)用于识别接近一个门的飞机(12)。LRF(20)指向飞机(12)，由回波导出一个轮廓并和已知轮廓比较。为了在具有相似轮廓的飞机(12)当中进行识别，LRF指向一个其中预计具有一个特征例如发动机的区域和其中预计没有发动机的另一个区域。使用来自两个区域中的回波确定发动机是否位于其预计的位置，如果是，飞机(12)就被识别为正确的类型，并且允许在所述的门入坞。否则，飞机(12)被停止。也可以使用机头的高度作为另一个识别标准。
权利要求 :
1.一种用于确定被检测的物体是否是飞机的系统，所述飞机具有已知的轮廓，还具有在已知位置的已知特征，所述系统包括：投射装置，用于向被检测的物体上投射光脉冲；
收集装置，用于收集从被检测的物体上反射的光脉冲，并用于按照所述光脉冲检测被检测的物体的形状；
比较装置，用于比较检测的形状和相应于已知形状的轮廓，并用于确定检测的形状是否相应于已知的形状；以及识别装置，用于通过确定被检测的物体是否具有在已知位置的已知特征来识别被检测的物体是否是飞机。
2.如权利要求1所述的系统，其中：
对于飞机，限定一个内部区域，使得所述内部区域包含所述的已知特征，并限定一个外部区域，使得所述外部区域不包含所述已知特征；
所述识别装置按照由内部区域内反射的光脉冲的数量和由外部区域内反射的光脉冲的数量确定被检测的物体是否具有在已知位置的已知特征。
3.如权利要求2所述的系统，其中所述外部区域被限定使得包围着所述内部区域。
4.如权利要求2所述的系统，其中当Vi/(Vi+Vo)＞T时，所述识别装置确定被检测的物体具有位于已知位置的已知特征，其中Vi＝从内部区域反射的激光脉冲数；
Vo＝从外部区域反射的激光脉冲数；
T＝预定的门限值。
5.如权利要求4所述的系统，其中T＝0.7。
6.如权利要求2所述的系统，其中识别装置控制投射装置，使得把激光脉冲投射到内部区域和外部区域。
7.如权利要求1所述的系统，其中：
已知的物体包括已知的机头高度的机头；以及所述识别装置还通过检测被检测的物体的机头高度并比较检测的机头高度和已知的机头高度识别被检测的物体是否是飞机。
8.如权利要求7所述的系统，其中识别装置通过求取检测的机头高度和已知的机头高度的差比较检测的机头高度和已知的机头高度。
9.如权利要求8所述的系统，其中只有当所述的差小于或等于一个门限差值时所述识别装置才识别被检测的物体为飞机。
10.如权利要求9所述的系统，其中所述门限差值是0.5米。
11.如权利要求1所述的系统，其中所述比较装置确定被检测的物体的偏航角。
12.如权利要求11所述的系统，其中比较装置旋转相应于已知形状的轮廓一个等于偏航角的角度。
13.一种用于确定被检测的物体是否是飞机的方法，所述飞机具有已知的轮廓，还具有在已知位置的已知特征，所述方法包括：(a)向被检测的物体上投射光脉冲；
(b)收集从被检测的物体上反射的光脉冲，并用于按照所述光脉冲检测被检测的物体的形状；
(c)比较检测的形状和相应于已知形状的轮廓，并用于确定检测的形状是否相应于已知的形状；以及(d)通过确定被检测的物体是否具有在已知位置的已知特征识别被检测的物体是否是飞机。
14.如权利要求13所述的方法，其中：
对于飞机，限定一个内部区域，使得所述内部区域包含所述的已知特征，并限定一个外部区域，使得所述外部区域不包含所述已知特征；
所述识别步骤包括按照由内部区域内反射的光脉冲的数量和由外部区域内反射的光脉冲的数量确定被检测的物体是否具有在已知位置的已知特征。
15.如权利要求14所述的方法，其中所述外部区域被限定使得包围着所述内部区域。
16.如权利要求14所述的方法，其中当Vi/(Vi+Vo)＞T时，所述识别步骤确定被检测的物体具有位于已知位置的已知特征，其中Vi＝从内部区域反射的激光脉冲数；
Vo＝从外部区域反射的激光脉冲数；
T＝预定的门限值。
17.如权利要求16所述的方法，其中T＝0.7。
18.如权利要求14所述的方法，其中识别步骤包括控制所述投射步骤，使得把激光脉冲投射到内部区域和外部区域。
19.如权利要求13所述的方法，其中：
已知的物体包括已知的机头高度的机头；以及所述识别步骤还通过检测被检测的物体的机头高度并比较检测的机头高度和已知的机头高度识别被检测的物体是否是飞机。
20.如权利要求19所述的方法，其中识别步骤通过求取检测的机头高度和已知的机头高度的差比较检测的机头高度和已知的机头高度。
21.如权利要求20所述的方法，其中只有当所述的差小于或等于一个门限差值时所述识别装置才识别被检测的物体为飞机。
22.如权利要求21所述的方法，其中所述门限差值是0.5米。
23.如权利要求13所述的方法，其中所述比较步骤包括确定被检测的物体的偏航角。
24.如权利要求23所述的方法，其中所述比较步骤还包括旋转相应于已知形状的轮廓一个等于偏航角的角度。
25.一种用于确定被检测的物体的偏航角的系统，所述系统包括：投射装置，用于向被检测的物体上投射光脉冲；
收集装置，用于收集从被检测的物体上反射的光脉冲，并用于按照所述光脉冲检测被检测的物体的形状；以及角度确定装置，用于由收集装置检测的形状确定偏航角。
26.如权利要求25所述的系统，其中被检测的物体包括具有机头尖端的机头，并且其中角度确定装置根据和所述机头尖端相邻部分的形状确定偏航角。
27.如权利要求26所述的系统，其中所述机头具有相对于机头尖端的左侧和右侧，并且其中角度确定装置确定在左侧和右侧的至少一个上的回归线，并按照所述回归线确定偏航角.
28.一种用于确定被检测的物体的偏航角的方法，所述方法包括：在被检测的物体上投射光脉冲；
收集从被检测的物体上反射的光脉冲，并用于按照所述光脉冲检测被检测的物体的形状；以及由收集步骤检测的形状确定偏航角。
29.如权利要求28所述的方法，其中被检测的物体包括具有机头尖端的机头，并且其中所述角度确定步骤包括根据和所述机头尖端相邻部分的形状确定偏航角。
30.如权利要求29所述的方法，其中所述机头具有相对于机头尖端的左侧和右侧，并且其中所述角度确定步骤包括确定在左侧和右侧的至少一个上的回归线，并按照所述回归线确定偏航角。
31.一种用于确定交通工具是否跟随一个中心线的系统，所述交通工具具有机头和轮子，所述系统包括：存储装置，用于存储(i)表示所述中心线的路径的坐标和(ii)所述机头和所述轮子之间的距离；
检测装置，用于检测(i)所述机头的位置和(ii)所述交通工具的偏航角；以及计算装置，用于(i)由所述机头的位置、由所述检测装置检测的偏航角和在所述存储装置中存储的距离计算所述轮子的位置和(ii)由存储在所述存储装置中的坐标和所述轮子的位置计算所述轮子和中心线的偏移。
32.一种用于确定交通工具是否跟随一个中心线的方法，所述交通工具具有机头和轮子，所述方法包括：存储表示所述中心线的路径的坐标；
存储所述机头和所述轮子之间的距离；
检测所述机头的位置；
检测所述飞机的偏航角；
由所述机头的位置、由所述检测装置检测的偏航角和在所述存储装置中存储的距离计算所述轮子的位置；以及由存储在所述存储装置中的坐标和所述轮子的位置计算所述轮子和中心线的偏移。
说明书 :
技术领域
本发明涉及用于定位、识别和跟踪物体的系统。更具体地说，本发明涉及飞机定位、识别和入坞引导系统和用于定位与识别机场上的物体的地面交通控制方法，以便安全而有效地使飞机在这种机场入坞的方法。
背景技术
近些年来，客运量、货运量和包括起飞、着陆和其它的飞机地面交通的其它飞机交通大大增加。此外，用于卸货、提供餐饮和用于所有飞机的维修和支持所需的地面支持车辆的数量也显著增加。随着所述地面交通的大大增加，在机场上在飞机的入坞和识别方面需要具有较好的控制和安全性。
用于检测机场上的飞机和其它交通的存在而提出的现有技术的系统的例子包括在美国专利4,995,102、欧洲专利188 757和PCT公开的申请WO 93/13104以及WO 93/15416中披露的那些系统。
然而，尚未发现在这些系统中的能够满意地检测在机场上存在飞机的系统，特别是在引起能见度降低的不利的气候条件下，例如在雾、雪或冰雹的条件下遇到的情况那样。此外，在现有技术披露的系统中，没有一种系统能够识别和检验正在接近的飞机的特定类型。此外，现有技术的系统不能提供足够的技术，用于在指定的停机地点例如飞机场的装载门跟踪和入坞飞机。此外，现有技术的系统没有提供能够对其中的仪器进行足够的校准的技术。
上面引用的专利申请中披露的系统试图通过外形匹配解决上述的问题。来自激光范围探测器(LRF)的光脉冲以角坐标投射到飞机上。所述光脉冲被飞机反射，从而检测飞机的形状，或者检测飞机的一个部分的形状，例如飞机机头的形状。检测的形状和相应于已知型号的飞机的形状的轮廓比较，从而确定检测的形状是否相应于已知模型的形状。
不过，这种系统具有缺点。通常，两个或多个型号的飞机的机头的形状是如此相似，以致于常常把一种型号的飞机误认为另一种型号的飞机。特别是在不利的气候下，许多回波被丢失，使得形状识别的可靠性大大降低。因为不同型号的飞机的本体构型相似而不相同，对于一种飞机的正确的入坞位置可能引起另一种飞机的发动机撞上实际的障碍物。
因而，一直存在这样一个问题，即提供一种系统，该系统在一个宽的气候条件范围内是足够安全和可靠的，从而能够检测例如飞机和机场上的其它地面交通等物体。
此外，长期来，一直需要一种系统，该系统不仅能够检测例如飞机这样的物体，而且用于有效地识别被检测的物体，并用于以所需的可信度证实这种物体例如检测的飞机的等同性，而不受当时的气候条件和地面交通数量的影响。
长期来还一直需要这样一种系统，该系统能够精确而有效地跟踪并引导物体例如到达的飞机到达合适的停止地点，例如机场装载门。此外，提供用于这种系统的精确而有效的校准技术也是长期来需要解决的问题。
用于检测机场上的飞机和其它交通的存在而提出的现有技术的系统的例子包括在美国专利4,995,102、欧洲专利188 757和PCT公开的申请WO 93/13104以及WO 93/15416中披露的那些系统。
然而，尚未发现在这些系统中的能够满意地检测在机场上存在飞机的系统，特别是在引起能见度降低的不利的气候条件下，例如在雾、雪或冰雹的条件下遇到的情况那样。此外，在现有技术披露的系统中，没有一种系统能够识别和检验正在接近的飞机的特定类型。此外，现有技术的系统不能提供足够的技术，用于在指定的停机地点例如飞机场的装载门跟踪和入坞飞机。此外，现有技术的系统没有提供能够对其中的仪器进行足够的校准的技术。
上面引用的专利申请中披露的系统试图通过外形匹配解决上述的问题。来自激光范围探测器(LRF)的光脉冲以角坐标投射到飞机上。所述光脉冲被飞机反射，从而检测飞机的形状，或者检测飞机的一个部分的形状，例如飞机机头的形状。检测的形状和相应于已知型号的飞机的形状的轮廓比较，从而确定检测的形状是否相应于已知模型的形状。
不过，这种系统具有缺点。通常，两个或多个型号的飞机的机头的形状是如此相似，以致于常常把一种型号的飞机误认为另一种型号的飞机。特别是在不利的气候下，许多回波被丢失，使得形状识别的可靠性大大降低。因为不同型号的飞机的本体构型相似而不相同，对于一种飞机的正确的入坞位置可能引起另一种飞机的发动机撞上实际的障碍物。
因而，一直存在这样一个问题，即提供一种系统，该系统在一个宽的气候条件范围内是足够安全和可靠的，从而能够检测例如飞机和机场上的其它地面交通等物体。
此外，长期来，一直需要一种系统，该系统不仅能够检测例如飞机这样的物体，而且用于有效地识别被检测的物体，并用于以所需的可信度证实这种物体例如检测的飞机的等同性，而不受当时的气候条件和地面交通数量的影响。
长期来还一直需要这样一种系统，该系统能够精确而有效地跟踪并引导物体例如到达的飞机到达合适的停止地点，例如机场装载门。此外，提供用于这种系统的精确而有效的校准技术也是长期来需要解决的问题。
发明内容
由上述显然可见，在本领域中需要一种能够更精确地识别飞机的技术解决方案。
因此，本发明的主要目的在于在具有相同或几乎相同的机头形状的不同型号的飞机当中进行识别。
本发明的另一个目的在于改善检测飞机的方法，使得避免在飞机入坞期间发生事故。
为了实现上述的和其它的目的，本发明利用两步处理识别飞机。首先，按照由上述的系列专利申请得知的方法进行轮廓匹配。第二，进行至少一个飞机标准匹配。在飞机标准匹配中，飞机的部件，例如发动机被选择作为识别飞机的依据。按下述方式确定所述部件和容易定位的部件例如机头之间的位移。确定一个内部容积，认为发动机在所述内部容积内，并确定一个包围着所述内部容积的外部容积。使LRF指向所述内部容积和外部容积，从而两个容积产生回波。求取在内部容积内的回波数和在两个容积内的回波数的比。如果回波超过一个给定的门限，则确定发动机处于内部容积内，并且认为所述飞机是要被识别的飞机。如果飞机的识别仍然不明确，则可以检测另一个飞机标准，例如尾部。
选择用于识别的第二阶段的飞机标准是可以被激光范围探测器检测到的物理差。这种标准的一个例子是相对于机头的发动机的位置，包括侧向和纵向。要认为一个飞机是被识别的飞机，回波图形必须不仅反映正确形状的机身。其还必须反映在相对于机头的一个位置上具有发动机，在所述位置预计的飞机确实具有发动机。可以使用的标准的其它例子是主齿轮的位置，机翼的位置以及尾部的位置。
所述匹配最好只对于专用于预计的飞机类型的标准进行。对于所有其它可能的类型进行匹配是非常花费时间的。这种匹配必须对可以在机场上着陆的每一类飞机进行。
对于每个门，具有为每种预计类型的飞机入坞所用的停止位置。对于接近所述门的任何其它类型的飞机，存在安全问题。所述停止位置被这样确定，使得在门和飞机之间具有足够的安全裕度，以便避免碰撞。所述用于每类飞机的停止位置通常被规定为当飞机门处于相对于机场门一个接近的位置时机头轮的位置。在系统中具有一个数据库，其中存储有每类飞机从机头到机头轮的距离。入坞系统按照其机头位置引导飞机，并当所述飞机停止时，使飞机的机头位于这样一个位置，在此位置，正确类型的飞机的机头轮将处于正确的停止位置。如果错误类型的飞机入坞，并且如果其机翼或发动机比正确类型的飞机更接近机头，则具有和机场门碰撞的危险。
在飞机标准阶段期间，可以检查为预计的飞机类型规定的所有的飞机标准.如果一个飞机具有可以用于和其它任何类型的飞机区分的轮廓，则所述轮廓将是唯一的飞机标准，这是罕见的情况.否则，就要检查其它的标准，例如发动机的位置，并且如果仍然不能明确地识别，则检查另外的标准，例如飞机尾部的位置.
控制LRF的方向以便获得来自内部和外部容积的回波。如果来自内部容积内的回波数和来自两个容积内的回波数的比大于一个门限值，则该飞机便被识别为具有在正确位置的发动机的飞机，因而满足特定的标准。不过，回波数的比只是一个用于判断在正确位置具有发动机或者用于确定回波是否来自一些其它的回波源例如机翼的试验的例子。在这是唯一的标准的情况下，飞机被认为是要被识别的。否则，必须满足其它的规定标准(例如机头的高度或者另外的飞机标准)。
如果需要，几个特征，例如尾部、齿轮等等，可用于识别一种特定的类型。此时对于每个几何特征都规定内部和外部容积，用于进行识别。容积的精确范围取决于特定的飞机类型，门限值也是。
另一个识别标准是机头高度。机头高度被这样测量，使得水平扫描能够在机头尖端进行。测量的机头高度也和预计的飞机的机头高度比较。如果二者相差大于0.5米，则认为飞机是错误类型的飞机，因而停止入坞。给出0.5米这个值是基于这样的事实：地面高度通常沿着飞机的通路而改变，这使得难于以高的精度进行测量。
本发明使用“灵巧”算法，在减少不利天气的影响和飞机表面的差的反射率的影响的同时，其减少了对信号处理的要求。其优点是可以使用低成本的微型计算机，与/或计算机不需要具有用于处理其它任务的能力，并且几乎在所有的气候条件下都能实现入坞。
在这方面一个重要的算法是用于处理参考轮廓的算法。轮廓信息作为一组轮廓被存储。在组中的每个轮廓都反射用于离开系统一定距离的飞机的预计的回波图形。通过计算到达的回波图形和最接近的参考轮廓之间的距离计算飞机的位置。在所述组中的轮廓之间的距离间隔被这样选择，使得可以利用近似来进行短的计算而仍然保持所需的精度。代替使用要求大量操作的许多乘法计算，可以使用简单的加减运算。
另一个重要算法是用于确定离开飞机的正确的通路的飞机的横向偏移的算法。所述算法主要使用加减算法，很少使用乘法和除法。所述计算基于在参考轮廓和回波图形之间的区域。因为这些区域受位置改变或没有单个的回波的影响不大，所以这种算法不易受不利气候条件的干扰。
校准处理能够在系统侧对一个对象进行校准检查。其优点是当在系统的前方没有固定的对象可利用时也能进行这种校准检查。在大多数情况下，在系统的前方没有可以使用的对象。进行定期的校准是非常重要的。可能随时都会对系统发生一些情况，例如系统的瞄准方向被改变。这可能由系统内部的光学或机械误差引起，或者由于外力例如来自经过的车辆的外力而引起不能对准。如果发生这些情况，系统可能引导飞机和在其正确通路的一侧的物体碰撞。
本发明的另一个有用的方面是，其可以容易地在考虑飞机的偏航角的情况下被采用。已知由于两个原因偏航角是有用的。第一，知道偏航角有助于使飞机精确入坞。第二，一旦偏航角被确定，可以相应地使轮廓旋转，从而实现更精确的匹配。
在核实处理中，确定某个几何特征例如发动机是否位于例如相对于机头的某个位置。如果飞机以一个角度被引向入坞引导系统(DGS)，这是一种通常的情况，则所述角度必须已知，以便知道在何处寻找所述特征。这个处理如下：
1.将回波的极坐标(角度，距离)变换为迪卡儿坐标(x，y)。
2.计算偏航角。
3.旋转回波轮廓以便和对所述飞机计算的偏航角匹配。
4.确定ID特征的存在。
偏航角一般通过涉及在飞机机头的两侧求取回归角的技术进行计算。更广泛地说，只使用在机头后面的飞机部分的几何形状。这样做在以前认为是不可能的。
本发明的另一个方面涉及在入坞区域绘制的中心线。弯曲的入坞中心线被作为机头轮行驶的正确路径被绘制，其不是机头的路径。如果DGS不直接地测量机头轮的实际位置，则需要偏航角用于根据测量数据，例如机头的位置，计算所述实际位置。然后可以计算和弯曲的中心线有关的机头轮的位置。
因此，本发明的主要目的在于在具有相同或几乎相同的机头形状的不同型号的飞机当中进行识别。
本发明的另一个目的在于改善检测飞机的方法，使得避免在飞机入坞期间发生事故。
为了实现上述的和其它的目的，本发明利用两步处理识别飞机。首先，按照由上述的系列专利申请得知的方法进行轮廓匹配。第二，进行至少一个飞机标准匹配。在飞机标准匹配中，飞机的部件，例如发动机被选择作为识别飞机的依据。按下述方式确定所述部件和容易定位的部件例如机头之间的位移。确定一个内部容积，认为发动机在所述内部容积内，并确定一个包围着所述内部容积的外部容积。使LRF指向所述内部容积和外部容积，从而两个容积产生回波。求取在内部容积内的回波数和在两个容积内的回波数的比。如果回波超过一个给定的门限，则确定发动机处于内部容积内，并且认为所述飞机是要被识别的飞机。如果飞机的识别仍然不明确，则可以检测另一个飞机标准，例如尾部。
选择用于识别的第二阶段的飞机标准是可以被激光范围探测器检测到的物理差。这种标准的一个例子是相对于机头的发动机的位置，包括侧向和纵向。要认为一个飞机是被识别的飞机，回波图形必须不仅反映正确形状的机身。其还必须反映在相对于机头的一个位置上具有发动机，在所述位置预计的飞机确实具有发动机。可以使用的标准的其它例子是主齿轮的位置，机翼的位置以及尾部的位置。
所述匹配最好只对于专用于预计的飞机类型的标准进行。对于所有其它可能的类型进行匹配是非常花费时间的。这种匹配必须对可以在机场上着陆的每一类飞机进行。
对于每个门，具有为每种预计类型的飞机入坞所用的停止位置。对于接近所述门的任何其它类型的飞机，存在安全问题。所述停止位置被这样确定，使得在门和飞机之间具有足够的安全裕度，以便避免碰撞。所述用于每类飞机的停止位置通常被规定为当飞机门处于相对于机场门一个接近的位置时机头轮的位置。在系统中具有一个数据库，其中存储有每类飞机从机头到机头轮的距离。入坞系统按照其机头位置引导飞机，并当所述飞机停止时，使飞机的机头位于这样一个位置，在此位置，正确类型的飞机的机头轮将处于正确的停止位置。如果错误类型的飞机入坞，并且如果其机翼或发动机比正确类型的飞机更接近机头，则具有和机场门碰撞的危险。
在飞机标准阶段期间，可以检查为预计的飞机类型规定的所有的飞机标准.如果一个飞机具有可以用于和其它任何类型的飞机区分的轮廓，则所述轮廓将是唯一的飞机标准，这是罕见的情况.否则，就要检查其它的标准，例如发动机的位置，并且如果仍然不能明确地识别，则检查另外的标准，例如飞机尾部的位置.
控制LRF的方向以便获得来自内部和外部容积的回波。如果来自内部容积内的回波数和来自两个容积内的回波数的比大于一个门限值，则该飞机便被识别为具有在正确位置的发动机的飞机，因而满足特定的标准。不过，回波数的比只是一个用于判断在正确位置具有发动机或者用于确定回波是否来自一些其它的回波源例如机翼的试验的例子。在这是唯一的标准的情况下，飞机被认为是要被识别的。否则，必须满足其它的规定标准(例如机头的高度或者另外的飞机标准)。
如果需要，几个特征，例如尾部、齿轮等等，可用于识别一种特定的类型。此时对于每个几何特征都规定内部和外部容积，用于进行识别。容积的精确范围取决于特定的飞机类型，门限值也是。
另一个识别标准是机头高度。机头高度被这样测量，使得水平扫描能够在机头尖端进行。测量的机头高度也和预计的飞机的机头高度比较。如果二者相差大于0.5米，则认为飞机是错误类型的飞机，因而停止入坞。给出0.5米这个值是基于这样的事实：地面高度通常沿着飞机的通路而改变，这使得难于以高的精度进行测量。
本发明使用“灵巧”算法，在减少不利天气的影响和飞机表面的差的反射率的影响的同时，其减少了对信号处理的要求。其优点是可以使用低成本的微型计算机，与/或计算机不需要具有用于处理其它任务的能力，并且几乎在所有的气候条件下都能实现入坞。
在这方面一个重要的算法是用于处理参考轮廓的算法。轮廓信息作为一组轮廓被存储。在组中的每个轮廓都反射用于离开系统一定距离的飞机的预计的回波图形。通过计算到达的回波图形和最接近的参考轮廓之间的距离计算飞机的位置。在所述组中的轮廓之间的距离间隔被这样选择，使得可以利用近似来进行短的计算而仍然保持所需的精度。代替使用要求大量操作的许多乘法计算，可以使用简单的加减运算。
另一个重要算法是用于确定离开飞机的正确的通路的飞机的横向偏移的算法。所述算法主要使用加减算法，很少使用乘法和除法。所述计算基于在参考轮廓和回波图形之间的区域。因为这些区域受位置改变或没有单个的回波的影响不大，所以这种算法不易受不利气候条件的干扰。
校准处理能够在系统侧对一个对象进行校准检查。其优点是当在系统的前方没有固定的对象可利用时也能进行这种校准检查。在大多数情况下，在系统的前方没有可以使用的对象。进行定期的校准是非常重要的。可能随时都会对系统发生一些情况，例如系统的瞄准方向被改变。这可能由系统内部的光学或机械误差引起，或者由于外力例如来自经过的车辆的外力而引起不能对准。如果发生这些情况，系统可能引导飞机和在其正确通路的一侧的物体碰撞。
本发明的另一个有用的方面是，其可以容易地在考虑飞机的偏航角的情况下被采用。已知由于两个原因偏航角是有用的。第一，知道偏航角有助于使飞机精确入坞。第二，一旦偏航角被确定，可以相应地使轮廓旋转，从而实现更精确的匹配。
在核实处理中，确定某个几何特征例如发动机是否位于例如相对于机头的某个位置。如果飞机以一个角度被引向入坞引导系统(DGS)，这是一种通常的情况，则所述角度必须已知，以便知道在何处寻找所述特征。这个处理如下：
1.将回波的极坐标(角度，距离)变换为迪卡儿坐标(x，y)。
2.计算偏航角。
3.旋转回波轮廓以便和对所述飞机计算的偏航角匹配。
4.确定ID特征的存在。
偏航角一般通过涉及在飞机机头的两侧求取回归角的技术进行计算。更广泛地说，只使用在机头后面的飞机部分的几何形状。这样做在以前认为是不可能的。
本发明的另一个方面涉及在入坞区域绘制的中心线。弯曲的入坞中心线被作为机头轮行驶的正确路径被绘制，其不是机头的路径。如果DGS不直接地测量机头轮的实际位置，则需要偏航角用于根据测量数据，例如机头的位置，计算所述实际位置。然后可以计算和弯曲的中心线有关的机头轮的位置。
附图说明
由下面结合附图对本发明进行的详细说明可以更加清楚地看出本发明的特点和优点，其中：
图1表示在机场上使用的一种系统；
图2示例地表示按照本发明的一种优选的系统中的基本部件；
图3是一个顶视平面图，用于说明在入坞门的前方的用于检测和识别接近的飞机的检测区域；
图4A和4B是用于说明主程序和系统的入坞方式的流程图；
图5是用于说明系统的校准方式的流程图；
图6用于说明校准方式的部件；
图7是用于说明系统的捕获方式的流程图；
图8是用于说明系统的跟踪阶段的流程图；
图9是用于说明系统的高度测量阶段的流程图；
图10是用于说明系统的识别阶段的流程图；
图11是用于说明系统的飞机标准阶段的流程图；
图12表示在飞机标准阶段使用的围绕飞机发动机的内部和外部的容积；
图13表示用于使飞机进入门的测量的机头到发动机的距离的允差限制；
图14表示在错误类型的飞机在门入坞的情况下安全裕度和机头到发动机距离的相关性；
图15是用于识别对门有一个偏航角的飞机的基本步骤的流程图；
图15A表示偏航角的几何关系；
图16是在确定用于计算偏航角的回归线时使用的几何关系；
图17是用于计算偏航角的流程图；
图18表示在旋转回波轮廓时使用的几何关系；
图19表示在旋转回波轮廓时使用的步骤的流程图；
图20表示在计算飞机的机头轮和中心线的偏移时使用的步骤的流程图；
图21表示相对于机头的位置的机头轮的位置的几何关系；以及
图22表示相对于中心线机头轮的位置的几何关系。
表1是在建立在本发明的系统中的飞机的等同性时使用的水平参照轮廓表的优选实施例；
表II是在本发明的系统中为了有效地和高效地入坞飞机而使用的对照表的优选实施例。
图1表示在机场上使用的一种系统；
图2示例地表示按照本发明的一种优选的系统中的基本部件；
图3是一个顶视平面图，用于说明在入坞门的前方的用于检测和识别接近的飞机的检测区域；
图4A和4B是用于说明主程序和系统的入坞方式的流程图；
图5是用于说明系统的校准方式的流程图；
图6用于说明校准方式的部件；
图7是用于说明系统的捕获方式的流程图；
图8是用于说明系统的跟踪阶段的流程图；
图9是用于说明系统的高度测量阶段的流程图；
图10是用于说明系统的识别阶段的流程图；
图11是用于说明系统的飞机标准阶段的流程图；
图12表示在飞机标准阶段使用的围绕飞机发动机的内部和外部的容积；
图13表示用于使飞机进入门的测量的机头到发动机的距离的允差限制；
图14表示在错误类型的飞机在门入坞的情况下安全裕度和机头到发动机距离的相关性；
图15是用于识别对门有一个偏航角的飞机的基本步骤的流程图；
图15A表示偏航角的几何关系；
图16是在确定用于计算偏航角的回归线时使用的几何关系；
图17是用于计算偏航角的流程图；
图18表示在旋转回波轮廓时使用的几何关系；
图19表示在旋转回波轮廓时使用的步骤的流程图；
图20表示在计算飞机的机头轮和中心线的偏移时使用的步骤的流程图；
图21表示相对于机头的位置的机头轮的位置的几何关系；以及
图22表示相对于中心线机头轮的位置的几何关系。
表1是在建立在本发明的系统中的飞机的等同性时使用的水平参照轮廓表的优选实施例；
表II是在本发明的系统中为了有效地和高效地入坞飞机而使用的对照表的优选实施例。
具体实施方式
参看图1-22和表I-II，在几个图中，相同的标号表示相同的部件。在下面的详细说明中，在被说明的流程图中说明的有编号的步骤一般由在这种参考后面的括号中的部件号表示。
参见图1，本发明的入坞引导系统在图中用标号10表示，该系统用于通过计算机确定物体的位置，证实物体的等同性和对物体进行跟踪，所述物体最好是飞机12。在操作时，一旦控制塔14使飞机12着陆，其便通知系统飞机正在接近门16以及预料的飞机的类型(即，747，L-1011等)。然后，系统10扫描门16前方的区域，直到其确定其识别为飞机12的物体的位置。然后，系统10比较飞机12的测量的轮廓和预计类型的飞机的参考轮廓，并测算预计类型的飞机的其它标准的几何特征。如果被确定的飞机和预计的轮廓以及其它准则不匹配，则系统通知控制塔14，或者向控制塔14发送信号并关断。
如果所述物体是预料的飞机12，系统10则通过实时地向领航员显示到合适的停止点29的剩余距离和飞机12的横向位置31来跟踪飞机12进入门16。飞机12的横向位置31被提供在显示器18上，使得领航员能够从正确的角度使飞机以正确的位置接近门16。一旦飞机12位于其停止点53，这个事实便被显示在显示器18上，领航员便使飞机停止。
参看图2，系统10包括激光范围探测器(LRF)20，两个反射镜21，22，显示单元18，两个步进电机24，25和微处理器26。此处使用的合适的LRF产品由Laser Atlanta公司销售，其能够发射激光脉冲和接收由远方物体反射的这些脉冲的反射脉冲，并计算到这些物体的距离。
系统10被这样设置，使得在LRF20的几个端口和微处理器26之间具有连线28。通过所述连线，LRF 20向微处理器26大约每1/400秒发送一次测量数据。系统20的硬件用标号23表示，其被编程的微处理器26控制。此外，微处理器26还向显示器18发送数据。作为和领航员的接口，显示单元18位于门16的上方，以便向领航员显示飞机离开停止点29的距离，正在接近的系统识别的飞机的连类型30，以及飞机的横向位置31。通过使用所述的显示，领航员可以调整飞机12和门16的接近程度，从而保证飞机以正确的角度到达门的位置，如果显示器18显示错误的飞机类型30，领航员可以在发生任何破坏之前停止所述的接近。这种双重检查能够确保乘客、飞机和机场设备的安全性，因为如果系统试图使较大的747在预计为737的门入坞，则可能引起极大的破坏。
除去显示器18之外，微处理器26处理来自LRF 20的数据，并通过和步进电机24，25的连线控制激光器20的方向。步进电机24，25和反射镜21，22相连，并响应来自微处理器26的指令使所述反射镜运动。因而，通过控制步进电机24，25微处理器25可以改变反射镜21，22的角度，从而对准来自LRF20的激光脉冲。
反射镜21，22通过在机场的停机坪上方向外反射激光脉冲使激光器瞄准。在优选实施例中，LRF 20不运动.扫描通过激光器利用反射镜进行.一个反射镜22控制激光的水平角度，而另一个反射镜21控制垂直角度.通过激励步进电机24，25，微处理器25控制反射镜的角度，因而控制激光脉冲的方向.
系统10控制水平反射镜22，以大约0.1度的角度步在±10度角的范围内进行连续的水平扫描，利用EDM-453步进电机，这相当于每步16个微步。取一个角度步用于来自读单元的每个回答，即，大约每2.5ms。垂直反射镜21可以被控制，用于以每2.5ms一步，以大约0.1度的角度步实现在+20度到-20度之间的垂直扫描。当确定机头的高度时，以及当对飞机12进行识别时，垂直反射镜用于进行垂直扫描。在跟踪方式期间，垂直反射镜21被连续地调整，以便保持水平扫描跟踪飞机12的鼻尖。
参看图3，系统10将其前方的视野按照距离分成3个部分。最远的部分是捕捉区50，距离大约为50米以上。在所述区域50，系统10检测飞机的机头，并对飞机12的横向和纵向位置进行粗略的估算。在捕捉区50的内侧，是识别区51。在所述识别区，系统10对照存储的轮廓51检查飞机12的轮廓。在该区内，系统10相对于一个预定的线在显示器18上的那个区域内检查飞机12的轮廓。最后，距离LRF20最近的是显示区域或跟踪区52。在显示区52中，系统10以其最高的精度显示飞机12相对于正确的停止位置的横向和纵向位置。在显示区52的末端是停止点53。在停止点53，飞机将位于在门16的正确的位置。
除去硬件和软件之外，系统10还具有包含其可能遇到的任何类型的飞机的参考轮廓的数据库。在所述数据库中，系统存储每种类型的飞机的轮廓，作为反映预计的那种飞机的回波型式的水平轮廓和垂直轮廓。
参见表I，系统以表I的形式含有水平轮廓，其行40利用角度步标引，其列41利用那种类型的飞机离开停止点的距离标引。除去标引的行之外，表中还含有一个行42，其提供在距离LRF的每个距离对于飞机机头的垂直角度，行44对所述轮廓提供形状系数k，行45提供每个轮廓距离的轮廓值的数量。表I的主体43包含在不同的扫描角时的那类飞机的预计的距离以及离开停止点53的距离。
在理论上，到停止点53的50个角度步和50个距离将要求含有50×50或2500个项的表I。不过，实际上，表I所含的项远远小于这个值，这是因为，所述轮廓不期望在所有的距离从所有的角度返回。期望一种典型的表实际上含有在500和1000个之间的值。熟知的编程技术提供了用于保持部分地充满表而不使用整个表所需的存储器的方法。
除去水平轮廓之外，系统10保持每种类型的飞机的垂直轮廓。所述轮廓以相同的方式作为垂直轮廓被存储，除去其行利用沿垂直方向的角度步标引，其列的标引比水平轮廓含有较少的离开停止点的距离之外。垂直轮廓需要较少的列，这是因为其只用于识别飞机12和确定其机头的高度，这发生在离开识别区域51中的LRF 20一个确定的距离范围内。因而，垂直轮廓只存储在该范围内的预期的回波，而不因不需要的值浪费数据存储空间。
系统10使用上述的硬件和数据库通过使用以下步骤对飞机进行定位、识别和跟踪：
参看图4A，4B，在微处理器上运行的软件执行含有校准方式60，捕捉方式62和入坞方式400的子程序的主程序。微处理器首先执行校准方式60，然后执行捕捉方式62，再然后执行入坞方式400。一旦飞机12入坞，程序就结束。下面详细说明这些方式：
校准方式
为了确保系统的精度，微处理器26被编程，在捕捉飞机12之前和在跟踪期间的各个时间间隔按照图5所示的步骤对自身进行校准。校准系统10确保步进电机24，25和瞄准方向之间的关系是已知的。还检查LRF 20的长度测量能力。
参看图6，为了进行校准，系统10使用一个具有已知位置的方板66。方板66被设置在距离LRF 206米处，并和LRF 20处于相同的高度。
为了进行校准，系统将(α，β)设置为(0，0)，从而使激光器指向正前方。此时垂直反射镜22被这样倾斜，使得指向后方的后反射镜或额外的一个反射镜68，所述后反射镜使光束再次指向校准板66(100)。微处理器26然后使用步进电机24，25移动反射镜21，22，直到其找到校准板66的中心。一旦其找到校准板66的中心，微处理器66就存储在那一点的角度(αcp，βcp)，并将所述角度和存储的预期角度进行比较(102)。如果报告的值和存储的值不一致，则微处理器26就改变决定期望值的校准常数，直到它们一致为止(104，106)。不过，如果这些值偏离在安装时存储的值太多，则给出报警(108)。
捕捉方式
最初，机场塔14通知系统10预计有一到达的飞机12以及预计的飞机的类型。该信号使软件进入捕捉方式62，如图7所示。在捕捉方式62，微处理器26使用步进电机24，25控制激光器沿水平方向扫描捕捉区50，以便寻找飞机12。水平扫描在捕捉区50的中点以相应于预计类型的飞机的机头的高度的垂直角度进行。
为了正确地确定扫描的高度，微处理器26计算激光脉冲的垂直角度如下：
βf＝arctan[(H-h)/1f]
其中H＝LRF 20在地面上的高度，h＝预计飞机的机头高度，1f＝从LRF 20到捕捉区50的中点的距离。该公式能够得到反射镜21的以正确的高度在捕捉区50的中点搜索预计飞机12的垂直角度。
此外，系统10可以在数据库中存储在某个距离的不同类型的飞机的βf值。不过，存储这个值能够限制系统10的灵活性，因为其只能以离开LRF 20的一个距离捕捉飞机12。
微处理器26在捕捉区50使用所述的垂直角度引导激光器以大约0.1度的间距用脉冲进行水平扫描。微处理器26通过改变α、从LRF 20开始和中心线之间的水平角进行水平扫描，所述水平角在±αmax之间，是一个在安装时确定的值。一般地说，αmax被设置为50，当使用0.1度的脉冲时，这相当于5度，因而得到10度的扫描。
激光脉冲的释放引起来自捕捉区50的物体的回波或反射。LRF 20的检测装置捕捉反射的脉冲，由发射脉冲和收到回波之间的时间计算到物体的距离，并向微处理器26发送回波的计算的距离值。微处理器26在数据存储装置中的单独的寄存器中存储在捕捉区50的1度的扇区内的回波或命中的总数(70)。因为脉冲以0.1度的间隔发出，在每个扇区内可以具有多达10个回波。微处理器26以不同的标号sα存储这些命中，其中α从1到10改变，以便反映10度捕捉区50的每1度的部分。
除去存储每个扇区的命中次数之外，对于每个回波或命中，微处理器26还在数据存储装置中存储从LRF 20到物体的距离。存储每个反射的距离需要足够大的存储介质，以便存储捕捉区50的每1度中的10个命中，即多达100个可能的值。因为，在许多情况下，大部分的输入是空的，熟知的编程技术可以把这些存储要求减少，使得对这些值总是最多分配100个存储器。
一旦得到用于扫描的数据，微处理器26就通过加sa计算扫描中的回波的总数ST。微处理器26然后计算在3个相邻扇区中的最大和SM(72)。换句话说，SM是(Sα-1，Sα，Sα+1)最大的和。
一旦计算SM和ST，微处理器26便确定所述回波是否来自到达的飞机12。如果SM不大于24，则没有发现飞机12，因而微处理器26返回捕捉方式62的开始。如果回波的最大和SM大于24(74)，则已经定位“可能的”飞机12，如果“可能的”飞机12被定位，则微处理器检查是否SM/ST大于0.5(76)，或者具有最大和的3个相邻的扇区是否含有在扫描期间收到的所有回波的至少一半。
如果SM/ST大于0.5，则微处理器26计算回波的中心的位置(78，82)。回波中心的角度位置计算如下：
α1＝αV+(Sα+1-Sα-1)/(Sα-2+Sα+Sα+1)
其中Sα是给出SM的Sα，αV是相应于Sα的角度扇区。
回波的中心的纵向位置计算如下：
其中1avi是对于从扇区αv返回回波的脉冲的测量值，或者到物体的距离，n是在该扇区中测量值的总数(78，82)。因为可以得到的最大的测量值的数量是10，所以n必须小于或等于10。
不过，如果SM/ST＜0.5，则回波可能由雪或在近距离内的其它飞机引起。如果原因是近距离内的飞机，所述飞机可能位于相当靠近中心线，使得其假定αt应当是0，代替上述的计算值，并且1t应当是由3个中扇区给出的平均距离(80)。如果距离分布太大，微处理器26则尚未发现飞机12，并且其返回捕捉方式62的开始(81)。
在计算飞机12的位置之后，系统10转向入坞方式400。
入坞方式
图4A，4B说明的入坞方式400包括4个阶段：跟踪阶段84，高度测量阶段86，轮廓识别阶段404和飞机标准阶段408。在跟踪阶段84，系统10监视到达的飞机12的位置，并通过显显示器18对领航员提供轴位置31和距离飞机的停止点53的距离的信息。系统10利用水平扫描开始跟踪飞机12。
参见图8，在跟踪阶段中的第一扫描期间，微处理器26控制LRF 20以1个角度步发出激光脉冲，或者最好是以在(αt-αp-10)和(αt+αp+10)之间0.1度的间隔发出脉冲，其中αt被在捕捉方式62期间作为回波的角度位置被确定，αp是在含有距离值的当前的轮廓列中的最大的角度位置。
在第一扫描之后，每收到一个LRF值，α便在(αs-αp-10)和(αs+αp+10)之间前后步进一步，其中αs是在先前扫描期间确定的方位的角度位置。
在跟踪阶段84期间，垂直角β被设置为在离开LRF20的当前距离识别飞机12所需的值，所述的值由参考轮廓表I获得。当前轮廓栏是表示小于但是接近1t的位置的栏。
微处理器26使用离开停止点53的距离求取在轮廓表I上的飞机的当前距离的垂直角。在第一扫描期间，在捕捉方式62期间计算的距离1t确定轮廓表I的合适的栏，因而确定了对于飞机12的角度。对于每个随后的扫描，微处理器26使用在轮廓表I的该栏中的反映离开停止点53的当前距离的β(112)。
利用由扫描得到的数据和水平轮廓表I上的数据，微处理器26产生一个对照表II.对照表II是一个两维表，具有脉冲数或角度步数作为行的标引91，i.使用所述标引，对于每行可以访问该表的列中表示的以下信息：在那个角度步的到物体的测量距离1i92；补偿由位移引起的歪斜的测量值1k93(等于1i减去数量sm，在最后扫描期间的总位移，减去量I乘以sp，在最后扫描中每步期间的平均位移，即1i-(sm-isp))；在产生的轮廓和参考轮廓之间的距离di94(等于rij，在轮廓距离j的相应的角的轮廓值减去IKI)；飞机的机头和测量设备之间的距离ai95(等于rj50，在0度的参考轮廓值减去di)；在每步之后估算的机头距离ac96(等于am，在最后扫描结束时机头的距离减去量I乘以sp)；在估算的机头距离和测量的机头距离之间的差ad等于ai的绝对值减去ac)；以及注解97，其说明可能由飞机引起的回波。
在跟踪阶段84的第一扫描期间，系统10使用小于但是最接近值1i的表示飞机位置的水平轮廓栏j。对于每个新的扫描，选择其值小于但最接近(am-sm)的轮廓栏，其中am是离开飞机12的最后测量的距离，sm是在最后扫描期间飞机的位移。此外，所述轮廓的值被侧向移动αs，以便补偿飞机的横向位置(112)。
在每次扫描期间，微处理器26还产生距离分布表(DDT)。该表含有si值的分布，当它们出现在对照表I I中时。因而，DDT具有表示在对照表II中，在10到100米之间1米的增量内，ai的每个值出现的次数的项。
在每次扫描之后，系统10使用DDT计算到正确停止点53的平均距离am。微处理器26扫描DDT中的数据，寻找DDT中两个其值的和为最大的相邻的项。微处理器26然后在对照表II中对于每个含有相应于具有最大和的两个DDT行的任何一个的ai的项的行标记注解97栏(114)。
系统10然后确定偏移的横向偏差(116)。微处理器26首先设：
2d＝αmax-αmin
其中αmax和αmin是对于对照表II中的dj值的连续的标记块的最高和最低的α值。此外，微处理器26计算：
Y1＝∑di
对于块中的标记的dj的上半个，以及：
Y2＝∑di
对于块中的下半个。使用Y1，Y2计算“a”116如下：
a-kx(Y1-Y2)/d2
其中k在参考轮廓中给出。如果“a”超过一个给定的值，所述给定的值最好设置为1，则其假定具有一个大约等于“a”的横向偏差。然后对照表II的1i栏被移动“a”步，并且重新计算对照表II。所述处理一直进行到“a”小于由经验确定的值为止，该值最好是1。1i栏的总的偏移αs被认为等于横向偏差或横向偏移(116)。如果横向偏差大于预定的最好设置为1的值，则在下一次扫描之前所述轮廓沿侧向被调整(118，120)。
在横向偏移被检查之后，微处理器26提供轮廓的总的侧向调整，其相应于在显示器18上的飞机12的横向位置31(122)。
微处理器26接着计算到飞机机头的距离am：
am＝∑(flagged ai)/N
其中N是标记的ai的总数。微处理器26由am可以计算从飞机12到停止点53的距离，它是通过从飞机的机头的距离减去从LRF 20到停止点53的距离(124)而得到的。
一旦算出到停止点53的距离，微处理器26就计算在最后扫描期间的平均距离sm.在最后扫描期间的位移被计算如下：
Sm＝am-1-am
其中am-1和am属于最后两次扫描。对于在跟踪阶段84的第一扫描，Sm被设置为0。
在每步期间的平均位移被计算如下：
Sp＝Sm/P
其中P是在最后扫描期间的总的步数。
微处理器26通过在显示单元18，19上显示到停止点53的距离通知领航员。在每次扫描之后，通过显示4到停止点53的距离，领航员可以实时地收到关于飞机12距离停止点多远的信息。
如果飞机12位于显示区52中，则在显示器18上提供横向位置31和纵向位置29(126，128)。一旦微处理器26显示飞机12的位置，跟踪阶段便告结束。
一旦完成跟踪阶段，微处理器26便通过检查由在最后扫描中的测量值或回波的总数除的标记行的总数大于0.5证实跟踪没有失败(83)。换句话说，如果大于50％的回波和参考轮廓不一致，则跟踪失败。如果跟踪失败，并且飞机12离开停止点大于12米，则系统10返回捕捉方式62(85)。如果跟踪失败并且飞机12离开停止点53小于或等于12米，则系统10接通停止符号通知领航员跟踪失败，(85，87)
如果跟踪没有失败，微处理器26就确定是否机头高度被确定(13)。如果所述高度尚未被确定，微处理器26就进入高度测量阶段86。如果高度已经被确定，微处理器26则检查轮廓是否被确定(402)。
在高度测量阶段，如图9所示，微处理器26通过使LRF 20进行垂直扫描确定机头高度。机头高度被系统用来确保水平扫描跨过鼻尖被进行。
为了检查机头高度，微处理器26把β设置为预定值βmax，然后每个接收的/反射的脉冲使其以0.1度的间隔递减一次，直到其达到另一个预定值βmin。βmin和βmax在安装期间被设置，一般分别为-20和30度。在β到达βmin之后，微处理器26控制步进电机24，25增加，直到其达到βmax。在把α设置为先前的扫描方位αs的条件下进行垂直扫描。
使用测量的飞机距离，微处理器26选择垂直轮廓表中的最接近测量的距离的栏(140)。使用由扫描获得的数据和垂直轮廓表上的数据，微处理器26产生如表II所示的比较表。表II是一个两维表，具有脉冲数量或角度步数，作为行的标引91，i。使用所述标引，对于每行可以访问作为表的列表示的以下信息：在所述角度步测量的到物体的距离1i92；用于补偿由位移引起的歪斜的测量值1ki93(等于1i减去量Sm，在最后扫描期间的总位移，减去量i乘sp，在最后扫描中的每步期间的平均位移)，在产生的轮廓和参考轮廓之间的距离di94(等于rij，在轮廓距离j下的相应的角度的轮廓值，减去1ki)，在飞机的机头和测量设备之间的距离ai95(等于rj50，在0度下的参考轮廓值，减去di)，在每步之后估算的机头距离ae96(等于am，在最后扫描结束时的机头距离，减去量i乘sp)，在估算的和测量的机头距离之间的差ad(等于ai的绝对值减去ac)，以及注解97，其表示可能由飞机12引起的回波。
在每次扫描期间，微处理器26还产生距离分布表(DDT)。该表含有ai值的分布，当它们出现在对照表II中时。因而，DDT具有表示在对照表II中，在10到100米之间1米的增量内，ai的每个值出现的次数的项。
在每次扫描之后，系统10使用DDT计算到正确停止点53的平均距离am.微处理器26扫描DDT中的数据，寻找DDT中两个其值的和为最大的相邻的项.微处理器26然后在对照表II中对于每个含有相应于具有最大和的两个DDT行的任何一个的ai的项的行标记注解97栏(142)。
一旦完成到正确停止点53的平均距离的计算，微处理器26就计算在最后扫描期间的平均位移sm。所述在最后扫描期间的位移按下式计算：
sm＝am-1-am
其中am-1和am属于最后两次扫描。对于在跟踪阶段84中的第一扫描，sm被设置为0。在每步期间的平均位移sp按下式计算：
sp＝sm/P
其中P是在最后扫描期间的步的总数。
通过把标准的机头高度，即当预计的飞机空载时的预定高度，加上垂直偏差或高度差来计算实际的机头高度。因而，为了确定机头高度，系统10首先确定垂直偏差或高度偏差(44)。通过设置：
2d＝βmax-βmin
计算垂直偏差，其中βmax和βmin是对于在比较表II中的di值的连续的标记块的最高和最低的β值。此外，微处理器26计算：
Y1＝∑di
对于块中的标记di的上半个，以及
Y2＝∑di
对于块的下半个。使用Y1和Y2，计算“a”：
a＝kx(Y1-Y2)/d2
其中k在参考轮廓中给出。如果“a”超过一个最好是1的给定的值，则其假定具有一个大约等于“a”的垂直偏差。然后栏被移动“a”步，对照表I I被重新审查并重新计算“a”，重复所述处理，直到“a”小于给定的值为止，该值最好是1。1i栏的总的偏移βs被认为等于高度偏差(144)。然后作为βj+Δβj调整垂直比较表II中的βi值，其中高度偏差Δβj是：
Δβj＝βsx(amβ+as)/(aj+as)
其中amβ是当计算βs时的正确的am值。
一旦高度偏差被确定，微处理器26便检查其是否大于一个最好是1的值(146)。如果偏差大于所述的值，则微处理器26沿垂直方向按照所述偏移调整轮廓(148)。微处理器26存储所述的垂直调整作为和标准机头高度的偏差(150)。飞机的实际高度是标准的机头高度加上所述偏差。
如果机头高度被确定，或者再次运行高度测量阶段86，微处理器26便进入图10所示的识别阶段(133，88).在识别阶段88，微处理器26产生比较表II，以便反映另一个垂直扫描的结果和轮廓表的内容(152，154).在识别阶段88中进行另一个垂直扫描，这是因为前一次扫描可能为确定高度提供了足够的数据，但是未对识别提供足够的数据.事实上，在作出肯定的识别之前可能需要若干次扫描.在156计算垂直偏移之后，在158检查其是否太大，并且按照偏移沿垂直方向调整轮廓(160)，直到偏移降低到最好为1的给定值以下，微处理器26计算标记的回波和轮廓之间的平均距离和在标记的回波和所述平均距离之间的平均距离(162).
在测量的和正确的轮廓之间的平均距离dm和与所述平均距离的偏差T在垂直和水平扫描之后按下式计算：
dm＝∑di/N
T-∑|di-dm|/N
如果对于两个轮廓T小于最好为5的给定值，只要收到足够的回波数量便确定飞机12的类型正确(164)。按照下式判断是否收到足够的回波数：
N/size＞0.75
其中N是收到的回波数，“size”是可能的值的最大数。如果飞机12的类型不正确，则微处理器26在136接通停止符号，并暂停入坞方式400。
如果轮廓被确定(402)，或者再次运行轮廓确定阶段(404)，微处理器26便确定飞机标准是否被确定(406)。如果没有，则执行图11和12所示的飞机标准阶段408。
为了满足标准，回波必须从在预计的飞机上的发动机所在处返回。因为具有一些测量不确定性，可能具有实际上来自发动机的回波似乎是来自发动机的外部。因此，必须在发动机周围确定一个空间Vi，其被称为内部容积或有源容积，使得来自Vi内的回波被认为是来自发动机。图12表示在飞机12的发动机13周围的一个试样Vi
发动机的特征在于，对于水平扫描具有由自由空间包围着的反射表面。为了能够在发动机和例如翅膀之间进行识别，必须在发动机周围确定另一个空间Vo，在此空间内必须没有或有很少的回波。空间Vo被称为外部空间或者无源空间。图12还表示在Vi周围的Vo。
发动机由相对于机头的发动机前方的中心的坐标(dx，dy，dz)及其直径D确定。对于所有类型的飞机，这些参数被存储在数据库中。
Vi和Vo由从所述发动机中心沿横向(x方向)和纵向(z方向)的延伸确定。发动机的垂直位置由(机头高度+dy)给出。
对于在翅膀上的发动机，Vi和Vo由以下的坐标范围限定：
Vi：
x方向：±(D/2+1m)
z方向：+3m，-1m
V0：
x方向：±2m距Vi
z方向：±1.5m距Vi
对于尾部发动机，和上述的限定相同，除去Vo沿x方向，由距离Vi+2m给出之外。其它的来自机身的回波可能落在Vo内，因而不符合标准。
最后，所述标准是：
Vi/(Vi+Vo)＞0.7
标准中的门限值0.7由实验确定。上面对Vi和Vo给出的限制也是如此。此时这些值被这样选择，使得避免不需要的ID失败，并且它们只根据发动机是位于翅膀上还是位于尾部而不同。随着入坞数据的积累，它们将被调整，可能对于不同种类的飞机而不同，从而实现越来越好的识别。
飞机标准阶段408应用上述的原理，如图11的流程图所示。当飞机标准阶段开始时，在步1102，LRF被引向发动机或者其它选择的飞机标准。在步1104，求取Vi中的回波数，在步116，求取在V0中的回波数。在步1108，确定Vi/V(Vi+Vo)超过门限值。如果超过，则在步1110表示飞机标准满足(OK)，否则，在步1112表示飞机标准不满足(不OK)。
如果飞机标准已被确定(406)，或者飞机标准阶段已完成(408)，微处理器26则确定飞机12是否已被识别(410)。如果飞机12已被识别，微处理器26则检查飞机12是否达到停止位置(412)。如果达到停止位置，微处理器26则接通停止符号，于是系统10完成入坞方式(414)。如果飞机12未到达停止位置，则微处理器26返回跟踪方式84。
如果飞机12未被识别，微处理器26则检查飞机12离开停止位置53是否小于或等于12米(416)。如果飞机12距离停止点53不大于12米，则系统10接通停止符号，通知领航员识别失败(418)。在显示停止符号之后，系统10关断。
如果飞机12距离停止点53大于12米，则微处理器26返回跟踪阶段84。
在一种可能的实施中，从机头到发动机的垂直距离(纵向和横向)被用作飞机标准。在所述实施中，如果在步408测量的机头到发动机的距离大于2米而小于预计飞机的所述距离，则停止入坞。如果差值在2米以内，则仍然可以安全地接受一个错误类型的飞机。在后一种情况下，如果在发动机和机场门的结构之间的安全裕度对于正确类型的飞机是3米，则对于其它类型的飞机的安全裕度仍然至少为1米。试验表明，发动机位置可以在大约±1米以内被确定，并且头部的高度可以在±0.5米以内被确定。
图13表示飞机12的机头到发动机的垂直距离。从飞机的机头到其发动机13的距离是特别关心的，这是因为发动机13位于这样一个位置，使得错误的识别可能引起在发动机13和机场门的部件之间的碰撞。图中还示出了对于发动机13的位置的前后允差限制，其限定了Vi的前后范围。
图14表示上述的识别处理的应用，并且特别表示如果用于选择的飞机12A的系统而另一种飞机12B试图在所述的门入坞的情况下可能发生的情况。如果和选择的飞机12A的类型不同的飞机12B试图进入机场门，则飞机12B将被停止在这样的位置，在此位置其机头的位置和选择的飞机12A停止时其机头的位置相同。结果，安全裕度，即从发动机到最接近的门部件例如桥15的距离等于飞机12A和12B之间的差，如果这些飞机的机头到发动机的距离不同。由图14可见，对于飞机12B的安全裕度等于对于飞机12A的安全裕度减去机头到发动机的距离中的差。例如，如果飞机12A的安全裕度是3m，飞机12B的机头到发动机的距离是3.5m，小于飞机12A的所述距离，则飞机12B的发动机13B将撞在桥15上。因此，如果机头到发动机的距离和选择的飞机12A的所述距离相比太小的所有类型的飞机都被停止，即不被接收在机场门中，则安全裕度总能保持在一个可接收的值。
现在考虑飞机处于相对于DGS 10一个角度的情况。如图15A所示，第一飞机12C可以相对于DGS 10被正确地对准，而第二飞机12D可能偏离正确对准一个偏航角γ。在这种情况下使用的一种高级的技术是确定飞机的偏航角，然后使轮廓旋转，从而和所示偏航角匹配。
图15表示这种技术的流程图。在步1502，从飞机返回的回波的极坐标被变换成迪卡儿坐标。在步1504，计算偏航角。在步1506，旋转回波轮廓。在步1508，用上述方式检测ID特征。
按照下述方式进行步1502。从飞机收到的回波的坐标以机头尖端(αnose，rnose)为原点，以沿着激光装置通过机头尖端的线为y轴，按照下式由极坐标(αj，rj)变换为迪卡儿坐标(xj，yj)：
xj＝rjsinαj
yj＝rjcosαj-rnose
按照将要参照图16和17说明的方式进行步1504。图16表示在机头尖端的每一侧上的回归线的几何形状。图17表示所述算法的步骤的流程图。
所述算法基于对在机头尖端后方的确定的区域内的回波计算的回归线。如果在机头的两侧具有足够数量的回波，则偏航角由在回归线之间的角度差进行计算。如果例如由于偏航角只能计算机头的一侧的回归线，则由在所述回归线和参考轮廓的相应部分之间的角度差进行计算。
在步1702，按照上述方式把回波的极坐标变换成迪卡儿坐标(xj，yj)。在步1704，计算机头尖端的近似坐标。
坐标1706，回波按照下述方式被筛选。在计算回波图的角度之前除去不表示回波图的一般形状的回波。回波筛选从原点(把机头作为一个点)开始，并且如果在下一个较高角度步的回波相同或者具有较短的距离，则除去这些回波。
在步1708，对于每个回波，按照下式计算到机头尖端的距离Rni：
在步1710，对于机头尖端的每一侧，选择Rnj大于Rmin的回波，其中Rmin是对于一种类型的飞机具体规定的常数(在1-2米的数量级)。在步1712，计算以下的平均值：
xleftmean＝1/nleftx∑xjleft xrightmean＝1/nrightx∑xjright
yleftmean＝1/nleftx∑yjleft yrightmean＝1/nrightx∑yjright
x2leftmean＝1/nleftx∑x2jleft x2rightmean＝1/nrightx∑x2jright
xyleftmean＝1/nleftx∑(xjleftxyjleft) xyrightmean＝1/nrightx∑(xjrightxyjright)
其中n＝在每一侧上大于等于Rmin的回波数，并且下标right或left表示特定的数量所适用的各个侧。
在步1712，按照下式计算对于y轴的每个回归线的角度vreg：
按照角度是在机头的左侧还是在机头的右侧被计算，下标mean应当读作leftmean或rightmean。
偏航角γ按照下述方式进行计算。在步1714，确定在机头两侧上的回波的数量n是否大于一个预定值N，例如5。如果是，则在步1718计算γ：
γ＝(vregleft+vregright)
其中vregleft和vregright是使用步1712的处理对机头的左侧和右侧计算的角度。在另一方面，如果在机头的一侧上n＜N，则使用参考轮廓进行计算。在步1720，相应于n＞N的一侧的轮廓的一侧和一部分被识别。在步1722，使用步1712的处理对于所述部分计算角度vrefreg。然后在步1718按照γ＝(vrefreg-vreg)计算γ。
一旦计算出偏航角，则在步1506，相应地旋转回波轮廓.更具体地说，回波轮廓被从一个迪卡儿坐标系统(x，y)变换到另一个迪卡儿坐标系统(u，v)，后一个坐标系统和前一个具有相同的原点，但是被旋转一个等于γ的角度，如图18所示.现在参照图18和19说明回波轮廓的旋转.
在步1902，计算机头尖端的近似坐标。在步1904，以机头尖端作为坐标系统的原点把回波坐标从极坐标变换为迪卡儿坐标(xi，yi)。上面说明了进行这种变换的技术。在步1906，通过下式，如图18所示，把回波坐标从(x，y)坐标系统变换到(u，v)坐标系统：
ui＝xicosγ+yisinγ；
vi＝-xisinγ+yicosγ；
这样被旋转的回波坐标被用于按照上述方式识别飞机。
现在参照图20-22说明如何设置确定作为曲线和直线的中心线(CL)的参数。一个入坞系统可以利用将要说明的技术处理几个中心线。
CL被表示为分段的直线，其中α，1是间断点的坐标(α-侧向，1-纵向)，用于作为确定的参数。使用的坐标的数量根据所需的分割精度来选择。因而，直的LC由两个点的坐标限定(例如切断距离和停止位置)。对于弯曲的CL所需的坐标数取决于其半径。
微处理器26被用于步2002的CL设置方式，其中CL在微处理器中被变换。从菜单中选择要被规定的CL。一个或几个校准杆被放置在所述CL的不同的位置上，所述校准杆具有已知的高度和在校准图中容易识别的顶点。对于每个杆，输入杆的高度，出现在校准图中的杆的顶点被点击。所述杆的α和1坐标被自动地输入所述CL的表中。对于每个杆，重复所述的处理。各个杆的坐标按照其1值被按顺序排列在表中。所需的杆的数量取决于CL的类型，直的CL只需要2个，而弯曲的CL则需要多个。
现在讨论机头离开机头轮的偏移计算。CL一般作为理想的机头轮的轨迹给出，但是给予飞机的制导一般基于机头的位置。这就是说，在弯曲的CL的情况下，或者CL的坐标必须被变换为机头坐标，或者机头位置必须被变换为机头轮位置。现在选择后者，这意味着飞机的偏航角(vrot)在步2004中按照上述方式被确定。在步2006，按照下式计算机头轮的位置(αw，1w)：
αw＝αn+1nwxsinvrot/(1n+1nwxcosvtot)弧度
1w＝1n+1nwxcosvrot
其中，
αw：机头的测量位置；
1nw：机头轮距离；以及
vrot：估算的飞机的偏航角。
在步2008按照下式计算机头轮离开CL的偏移：
偏移＝αi-αw+(1w-1i)(αI+1-αw)/(1i+1-1i)
其中
αi，1i是CL坐标对，具有刚好小于1w的1i值；以及
αi+1，1i+1是CL坐标对，具有刚好大于1w的1i值。
现在参照图21说明步2006的计算，其中：
1nw：机头轮距离
v：估算的飞机的偏航角
x：估算的机头轮的侧向位置
αw＝αn+x/(1n+1nwxcosv)(弧度)
1w＝1n+1nwxcosv
x＝1nwxsin v
现在参照图22说明步2008的计算，其中x 0/y0表示估算的机头轮的位置，xi/yi表示在弯曲的CL的分段线性化模型中的间断点。离开CL的“实际”偏移是垂直于CL测量的。所述距离的近似值是由入坞系统垂直于激光束测量的距离。所述距离相应于图22中的(xm-x0)的值。因为所述偏移的绝对值是不重要的，所以使用近似值。由图22得：
偏移＝(xm-x0)＝xi-x0+(y0-yi)(xi+1-xi)/(yi+1-yi)
虽然上面详细说明了本发明的优选实施例，本领域的技术人员应当理解，在本发明的范围内，可以实现其它的实施例。例如，虽然所披露的飞机标准阶段408使用比Vi/(Vi+Vo)，但是也可以使用差值Vi-V0来代替。此外，上面披露的特定的数值范围应当认为是说明性的而不是限制性的。当需要把本发明应用于其它型号的飞机或者应用于不同的机场时，本领域的技术人员能够导出其它的数值范围。此外，虽然回归线是一种有用的用于确定偏航角的技术，但是，也可以使用其它的技术。因此，本发明的范围只由所附权利要求限定。
表I
表II
参考相关申请
本申请是待审的1999年10月29日申请的美国专利申请No.09/429,609的部分继续，所述09/429,609专利申请是1997年7月17日申请的No.08/817,368，现在的美国专利No.6,023,665的部分继续，所述665专利是1994年10月14日申请的，1996年4月25日作为WO 96/12265A1公开的PCT国际申请No.PCT/SE94/00968的美国国家阶段。这些专利申请的全部内容被包括在本说明中作为参考。
参见图1，本发明的入坞引导系统在图中用标号10表示，该系统用于通过计算机确定物体的位置，证实物体的等同性和对物体进行跟踪，所述物体最好是飞机12。在操作时，一旦控制塔14使飞机12着陆，其便通知系统飞机正在接近门16以及预料的飞机的类型(即，747，L-1011等)。然后，系统10扫描门16前方的区域，直到其确定其识别为飞机12的物体的位置。然后，系统10比较飞机12的测量的轮廓和预计类型的飞机的参考轮廓，并测算预计类型的飞机的其它标准的几何特征。如果被确定的飞机和预计的轮廓以及其它准则不匹配，则系统通知控制塔14，或者向控制塔14发送信号并关断。
如果所述物体是预料的飞机12，系统10则通过实时地向领航员显示到合适的停止点29的剩余距离和飞机12的横向位置31来跟踪飞机12进入门16。飞机12的横向位置31被提供在显示器18上，使得领航员能够从正确的角度使飞机以正确的位置接近门16。一旦飞机12位于其停止点53，这个事实便被显示在显示器18上，领航员便使飞机停止。
参看图2，系统10包括激光范围探测器(LRF)20，两个反射镜21，22，显示单元18，两个步进电机24，25和微处理器26。此处使用的合适的LRF产品由Laser Atlanta公司销售，其能够发射激光脉冲和接收由远方物体反射的这些脉冲的反射脉冲，并计算到这些物体的距离。
系统10被这样设置，使得在LRF20的几个端口和微处理器26之间具有连线28。通过所述连线，LRF 20向微处理器26大约每1/400秒发送一次测量数据。系统20的硬件用标号23表示，其被编程的微处理器26控制。此外，微处理器26还向显示器18发送数据。作为和领航员的接口，显示单元18位于门16的上方，以便向领航员显示飞机离开停止点29的距离，正在接近的系统识别的飞机的连类型30，以及飞机的横向位置31。通过使用所述的显示，领航员可以调整飞机12和门16的接近程度，从而保证飞机以正确的角度到达门的位置，如果显示器18显示错误的飞机类型30，领航员可以在发生任何破坏之前停止所述的接近。这种双重检查能够确保乘客、飞机和机场设备的安全性，因为如果系统试图使较大的747在预计为737的门入坞，则可能引起极大的破坏。
除去显示器18之外，微处理器26处理来自LRF 20的数据，并通过和步进电机24，25的连线控制激光器20的方向。步进电机24，25和反射镜21，22相连，并响应来自微处理器26的指令使所述反射镜运动。因而，通过控制步进电机24，25微处理器25可以改变反射镜21，22的角度，从而对准来自LRF20的激光脉冲。
反射镜21，22通过在机场的停机坪上方向外反射激光脉冲使激光器瞄准。在优选实施例中，LRF 20不运动.扫描通过激光器利用反射镜进行.一个反射镜22控制激光的水平角度，而另一个反射镜21控制垂直角度.通过激励步进电机24，25，微处理器25控制反射镜的角度，因而控制激光脉冲的方向.
系统10控制水平反射镜22，以大约0.1度的角度步在±10度角的范围内进行连续的水平扫描，利用EDM-453步进电机，这相当于每步16个微步。取一个角度步用于来自读单元的每个回答，即，大约每2.5ms。垂直反射镜21可以被控制，用于以每2.5ms一步，以大约0.1度的角度步实现在+20度到-20度之间的垂直扫描。当确定机头的高度时，以及当对飞机12进行识别时，垂直反射镜用于进行垂直扫描。在跟踪方式期间，垂直反射镜21被连续地调整，以便保持水平扫描跟踪飞机12的鼻尖。
参看图3，系统10将其前方的视野按照距离分成3个部分。最远的部分是捕捉区50，距离大约为50米以上。在所述区域50，系统10检测飞机的机头，并对飞机12的横向和纵向位置进行粗略的估算。在捕捉区50的内侧，是识别区51。在所述识别区，系统10对照存储的轮廓51检查飞机12的轮廓。在该区内，系统10相对于一个预定的线在显示器18上的那个区域内检查飞机12的轮廓。最后，距离LRF20最近的是显示区域或跟踪区52。在显示区52中，系统10以其最高的精度显示飞机12相对于正确的停止位置的横向和纵向位置。在显示区52的末端是停止点53。在停止点53，飞机将位于在门16的正确的位置。
除去硬件和软件之外，系统10还具有包含其可能遇到的任何类型的飞机的参考轮廓的数据库。在所述数据库中，系统存储每种类型的飞机的轮廓，作为反映预计的那种飞机的回波型式的水平轮廓和垂直轮廓。
参见表I，系统以表I的形式含有水平轮廓，其行40利用角度步标引，其列41利用那种类型的飞机离开停止点的距离标引。除去标引的行之外，表中还含有一个行42，其提供在距离LRF的每个距离对于飞机机头的垂直角度，行44对所述轮廓提供形状系数k，行45提供每个轮廓距离的轮廓值的数量。表I的主体43包含在不同的扫描角时的那类飞机的预计的距离以及离开停止点53的距离。
在理论上，到停止点53的50个角度步和50个距离将要求含有50×50或2500个项的表I。不过，实际上，表I所含的项远远小于这个值，这是因为，所述轮廓不期望在所有的距离从所有的角度返回。期望一种典型的表实际上含有在500和1000个之间的值。熟知的编程技术提供了用于保持部分地充满表而不使用整个表所需的存储器的方法。
除去水平轮廓之外，系统10保持每种类型的飞机的垂直轮廓。所述轮廓以相同的方式作为垂直轮廓被存储，除去其行利用沿垂直方向的角度步标引，其列的标引比水平轮廓含有较少的离开停止点的距离之外。垂直轮廓需要较少的列，这是因为其只用于识别飞机12和确定其机头的高度，这发生在离开识别区域51中的LRF 20一个确定的距离范围内。因而，垂直轮廓只存储在该范围内的预期的回波，而不因不需要的值浪费数据存储空间。
系统10使用上述的硬件和数据库通过使用以下步骤对飞机进行定位、识别和跟踪：
参看图4A，4B，在微处理器上运行的软件执行含有校准方式60，捕捉方式62和入坞方式400的子程序的主程序。微处理器首先执行校准方式60，然后执行捕捉方式62，再然后执行入坞方式400。一旦飞机12入坞，程序就结束。下面详细说明这些方式：
校准方式
为了确保系统的精度，微处理器26被编程，在捕捉飞机12之前和在跟踪期间的各个时间间隔按照图5所示的步骤对自身进行校准。校准系统10确保步进电机24，25和瞄准方向之间的关系是已知的。还检查LRF 20的长度测量能力。
参看图6，为了进行校准，系统10使用一个具有已知位置的方板66。方板66被设置在距离LRF 206米处，并和LRF 20处于相同的高度。
为了进行校准，系统将(α，β)设置为(0，0)，从而使激光器指向正前方。此时垂直反射镜22被这样倾斜，使得指向后方的后反射镜或额外的一个反射镜68，所述后反射镜使光束再次指向校准板66(100)。微处理器26然后使用步进电机24，25移动反射镜21，22，直到其找到校准板66的中心。一旦其找到校准板66的中心，微处理器66就存储在那一点的角度(αcp，βcp)，并将所述角度和存储的预期角度进行比较(102)。如果报告的值和存储的值不一致，则微处理器26就改变决定期望值的校准常数，直到它们一致为止(104，106)。不过，如果这些值偏离在安装时存储的值太多，则给出报警(108)。
捕捉方式
最初，机场塔14通知系统10预计有一到达的飞机12以及预计的飞机的类型。该信号使软件进入捕捉方式62，如图7所示。在捕捉方式62，微处理器26使用步进电机24，25控制激光器沿水平方向扫描捕捉区50，以便寻找飞机12。水平扫描在捕捉区50的中点以相应于预计类型的飞机的机头的高度的垂直角度进行。
为了正确地确定扫描的高度，微处理器26计算激光脉冲的垂直角度如下：
βf＝arctan[(H-h)/1f]
其中H＝LRF 20在地面上的高度，h＝预计飞机的机头高度，1f＝从LRF 20到捕捉区50的中点的距离。该公式能够得到反射镜21的以正确的高度在捕捉区50的中点搜索预计飞机12的垂直角度。
此外，系统10可以在数据库中存储在某个距离的不同类型的飞机的βf值。不过，存储这个值能够限制系统10的灵活性，因为其只能以离开LRF 20的一个距离捕捉飞机12。
微处理器26在捕捉区50使用所述的垂直角度引导激光器以大约0.1度的间距用脉冲进行水平扫描。微处理器26通过改变α、从LRF 20开始和中心线之间的水平角进行水平扫描，所述水平角在±αmax之间，是一个在安装时确定的值。一般地说，αmax被设置为50，当使用0.1度的脉冲时，这相当于5度，因而得到10度的扫描。
激光脉冲的释放引起来自捕捉区50的物体的回波或反射。LRF 20的检测装置捕捉反射的脉冲，由发射脉冲和收到回波之间的时间计算到物体的距离，并向微处理器26发送回波的计算的距离值。微处理器26在数据存储装置中的单独的寄存器中存储在捕捉区50的1度的扇区内的回波或命中的总数(70)。因为脉冲以0.1度的间隔发出，在每个扇区内可以具有多达10个回波。微处理器26以不同的标号sα存储这些命中，其中α从1到10改变，以便反映10度捕捉区50的每1度的部分。
除去存储每个扇区的命中次数之外，对于每个回波或命中，微处理器26还在数据存储装置中存储从LRF 20到物体的距离。存储每个反射的距离需要足够大的存储介质，以便存储捕捉区50的每1度中的10个命中，即多达100个可能的值。因为，在许多情况下，大部分的输入是空的，熟知的编程技术可以把这些存储要求减少，使得对这些值总是最多分配100个存储器。
一旦得到用于扫描的数据，微处理器26就通过加sa计算扫描中的回波的总数ST。微处理器26然后计算在3个相邻扇区中的最大和SM(72)。换句话说，SM是(Sα-1，Sα，Sα+1)最大的和。
一旦计算SM和ST，微处理器26便确定所述回波是否来自到达的飞机12。如果SM不大于24，则没有发现飞机12，因而微处理器26返回捕捉方式62的开始。如果回波的最大和SM大于24(74)，则已经定位“可能的”飞机12，如果“可能的”飞机12被定位，则微处理器检查是否SM/ST大于0.5(76)，或者具有最大和的3个相邻的扇区是否含有在扫描期间收到的所有回波的至少一半。
如果SM/ST大于0.5，则微处理器26计算回波的中心的位置(78，82)。回波中心的角度位置计算如下：
α1＝αV+(Sα+1-Sα-1)/(Sα-2+Sα+Sα+1)
其中Sα是给出SM的Sα，αV是相应于Sα的角度扇区。
回波的中心的纵向位置计算如下：
其中1avi是对于从扇区αv返回回波的脉冲的测量值，或者到物体的距离，n是在该扇区中测量值的总数(78，82)。因为可以得到的最大的测量值的数量是10，所以n必须小于或等于10。
不过，如果SM/ST＜0.5，则回波可能由雪或在近距离内的其它飞机引起。如果原因是近距离内的飞机，所述飞机可能位于相当靠近中心线，使得其假定αt应当是0，代替上述的计算值，并且1t应当是由3个中扇区给出的平均距离(80)。如果距离分布太大，微处理器26则尚未发现飞机12，并且其返回捕捉方式62的开始(81)。
在计算飞机12的位置之后，系统10转向入坞方式400。
入坞方式
图4A，4B说明的入坞方式400包括4个阶段：跟踪阶段84，高度测量阶段86，轮廓识别阶段404和飞机标准阶段408。在跟踪阶段84，系统10监视到达的飞机12的位置，并通过显显示器18对领航员提供轴位置31和距离飞机的停止点53的距离的信息。系统10利用水平扫描开始跟踪飞机12。
参见图8，在跟踪阶段中的第一扫描期间，微处理器26控制LRF 20以1个角度步发出激光脉冲，或者最好是以在(αt-αp-10)和(αt+αp+10)之间0.1度的间隔发出脉冲，其中αt被在捕捉方式62期间作为回波的角度位置被确定，αp是在含有距离值的当前的轮廓列中的最大的角度位置。
在第一扫描之后，每收到一个LRF值，α便在(αs-αp-10)和(αs+αp+10)之间前后步进一步，其中αs是在先前扫描期间确定的方位的角度位置。
在跟踪阶段84期间，垂直角β被设置为在离开LRF20的当前距离识别飞机12所需的值，所述的值由参考轮廓表I获得。当前轮廓栏是表示小于但是接近1t的位置的栏。
微处理器26使用离开停止点53的距离求取在轮廓表I上的飞机的当前距离的垂直角。在第一扫描期间，在捕捉方式62期间计算的距离1t确定轮廓表I的合适的栏，因而确定了对于飞机12的角度。对于每个随后的扫描，微处理器26使用在轮廓表I的该栏中的反映离开停止点53的当前距离的β(112)。
利用由扫描得到的数据和水平轮廓表I上的数据，微处理器26产生一个对照表II.对照表II是一个两维表，具有脉冲数或角度步数作为行的标引91，i.使用所述标引，对于每行可以访问该表的列中表示的以下信息：在那个角度步的到物体的测量距离1i92；补偿由位移引起的歪斜的测量值1k93(等于1i减去数量sm，在最后扫描期间的总位移，减去量I乘以sp，在最后扫描中每步期间的平均位移，即1i-(sm-isp))；在产生的轮廓和参考轮廓之间的距离di94(等于rij，在轮廓距离j的相应的角的轮廓值减去IKI)；飞机的机头和测量设备之间的距离ai95(等于rj50，在0度的参考轮廓值减去di)；在每步之后估算的机头距离ac96(等于am，在最后扫描结束时机头的距离减去量I乘以sp)；在估算的机头距离和测量的机头距离之间的差ad等于ai的绝对值减去ac)；以及注解97，其说明可能由飞机引起的回波。
在跟踪阶段84的第一扫描期间，系统10使用小于但是最接近值1i的表示飞机位置的水平轮廓栏j。对于每个新的扫描，选择其值小于但最接近(am-sm)的轮廓栏，其中am是离开飞机12的最后测量的距离，sm是在最后扫描期间飞机的位移。此外，所述轮廓的值被侧向移动αs，以便补偿飞机的横向位置(112)。
在每次扫描期间，微处理器26还产生距离分布表(DDT)。该表含有si值的分布，当它们出现在对照表I I中时。因而，DDT具有表示在对照表II中，在10到100米之间1米的增量内，ai的每个值出现的次数的项。
在每次扫描之后，系统10使用DDT计算到正确停止点53的平均距离am。微处理器26扫描DDT中的数据，寻找DDT中两个其值的和为最大的相邻的项。微处理器26然后在对照表II中对于每个含有相应于具有最大和的两个DDT行的任何一个的ai的项的行标记注解97栏(114)。
系统10然后确定偏移的横向偏差(116)。微处理器26首先设：
2d＝αmax-αmin
其中αmax和αmin是对于对照表II中的dj值的连续的标记块的最高和最低的α值。此外，微处理器26计算：
Y1＝∑di
对于块中的标记的dj的上半个，以及：
Y2＝∑di
对于块中的下半个。使用Y1，Y2计算“a”116如下：
a-kx(Y1-Y2)/d2
其中k在参考轮廓中给出。如果“a”超过一个给定的值，所述给定的值最好设置为1，则其假定具有一个大约等于“a”的横向偏差。然后对照表II的1i栏被移动“a”步，并且重新计算对照表II。所述处理一直进行到“a”小于由经验确定的值为止，该值最好是1。1i栏的总的偏移αs被认为等于横向偏差或横向偏移(116)。如果横向偏差大于预定的最好设置为1的值，则在下一次扫描之前所述轮廓沿侧向被调整(118，120)。
在横向偏移被检查之后，微处理器26提供轮廓的总的侧向调整，其相应于在显示器18上的飞机12的横向位置31(122)。
微处理器26接着计算到飞机机头的距离am：
am＝∑(flagged ai)/N
其中N是标记的ai的总数。微处理器26由am可以计算从飞机12到停止点53的距离，它是通过从飞机的机头的距离减去从LRF 20到停止点53的距离(124)而得到的。
一旦算出到停止点53的距离，微处理器26就计算在最后扫描期间的平均距离sm.在最后扫描期间的位移被计算如下：
Sm＝am-1-am
其中am-1和am属于最后两次扫描。对于在跟踪阶段84的第一扫描，Sm被设置为0。
在每步期间的平均位移被计算如下：
Sp＝Sm/P
其中P是在最后扫描期间的总的步数。
微处理器26通过在显示单元18，19上显示到停止点53的距离通知领航员。在每次扫描之后，通过显示4到停止点53的距离，领航员可以实时地收到关于飞机12距离停止点多远的信息。
如果飞机12位于显示区52中，则在显示器18上提供横向位置31和纵向位置29(126，128)。一旦微处理器26显示飞机12的位置，跟踪阶段便告结束。
一旦完成跟踪阶段，微处理器26便通过检查由在最后扫描中的测量值或回波的总数除的标记行的总数大于0.5证实跟踪没有失败(83)。换句话说，如果大于50％的回波和参考轮廓不一致，则跟踪失败。如果跟踪失败，并且飞机12离开停止点大于12米，则系统10返回捕捉方式62(85)。如果跟踪失败并且飞机12离开停止点53小于或等于12米，则系统10接通停止符号通知领航员跟踪失败，(85，87)
如果跟踪没有失败，微处理器26就确定是否机头高度被确定(13)。如果所述高度尚未被确定，微处理器26就进入高度测量阶段86。如果高度已经被确定，微处理器26则检查轮廓是否被确定(402)。
在高度测量阶段，如图9所示，微处理器26通过使LRF 20进行垂直扫描确定机头高度。机头高度被系统用来确保水平扫描跨过鼻尖被进行。
为了检查机头高度，微处理器26把β设置为预定值βmax，然后每个接收的/反射的脉冲使其以0.1度的间隔递减一次，直到其达到另一个预定值βmin。βmin和βmax在安装期间被设置，一般分别为-20和30度。在β到达βmin之后，微处理器26控制步进电机24，25增加，直到其达到βmax。在把α设置为先前的扫描方位αs的条件下进行垂直扫描。
使用测量的飞机距离，微处理器26选择垂直轮廓表中的最接近测量的距离的栏(140)。使用由扫描获得的数据和垂直轮廓表上的数据，微处理器26产生如表II所示的比较表。表II是一个两维表，具有脉冲数量或角度步数，作为行的标引91，i。使用所述标引，对于每行可以访问作为表的列表示的以下信息：在所述角度步测量的到物体的距离1i92；用于补偿由位移引起的歪斜的测量值1ki93(等于1i减去量Sm，在最后扫描期间的总位移，减去量i乘sp，在最后扫描中的每步期间的平均位移)，在产生的轮廓和参考轮廓之间的距离di94(等于rij，在轮廓距离j下的相应的角度的轮廓值，减去1ki)，在飞机的机头和测量设备之间的距离ai95(等于rj50，在0度下的参考轮廓值，减去di)，在每步之后估算的机头距离ae96(等于am，在最后扫描结束时的机头距离，减去量i乘sp)，在估算的和测量的机头距离之间的差ad(等于ai的绝对值减去ac)，以及注解97，其表示可能由飞机12引起的回波。
在每次扫描期间，微处理器26还产生距离分布表(DDT)。该表含有ai值的分布，当它们出现在对照表II中时。因而，DDT具有表示在对照表II中，在10到100米之间1米的增量内，ai的每个值出现的次数的项。
在每次扫描之后，系统10使用DDT计算到正确停止点53的平均距离am.微处理器26扫描DDT中的数据，寻找DDT中两个其值的和为最大的相邻的项.微处理器26然后在对照表II中对于每个含有相应于具有最大和的两个DDT行的任何一个的ai的项的行标记注解97栏(142)。
一旦完成到正确停止点53的平均距离的计算，微处理器26就计算在最后扫描期间的平均位移sm。所述在最后扫描期间的位移按下式计算：
sm＝am-1-am
其中am-1和am属于最后两次扫描。对于在跟踪阶段84中的第一扫描，sm被设置为0。在每步期间的平均位移sp按下式计算：
sp＝sm/P
其中P是在最后扫描期间的步的总数。
通过把标准的机头高度，即当预计的飞机空载时的预定高度，加上垂直偏差或高度差来计算实际的机头高度。因而，为了确定机头高度，系统10首先确定垂直偏差或高度偏差(44)。通过设置：
2d＝βmax-βmin
计算垂直偏差，其中βmax和βmin是对于在比较表II中的di值的连续的标记块的最高和最低的β值。此外，微处理器26计算：
Y1＝∑di
对于块中的标记di的上半个，以及
Y2＝∑di
对于块的下半个。使用Y1和Y2，计算“a”：
a＝kx(Y1-Y2)/d2
其中k在参考轮廓中给出。如果“a”超过一个最好是1的给定的值，则其假定具有一个大约等于“a”的垂直偏差。然后栏被移动“a”步，对照表I I被重新审查并重新计算“a”，重复所述处理，直到“a”小于给定的值为止，该值最好是1。1i栏的总的偏移βs被认为等于高度偏差(144)。然后作为βj+Δβj调整垂直比较表II中的βi值，其中高度偏差Δβj是：
Δβj＝βsx(amβ+as)/(aj+as)
其中amβ是当计算βs时的正确的am值。
一旦高度偏差被确定，微处理器26便检查其是否大于一个最好是1的值(146)。如果偏差大于所述的值，则微处理器26沿垂直方向按照所述偏移调整轮廓(148)。微处理器26存储所述的垂直调整作为和标准机头高度的偏差(150)。飞机的实际高度是标准的机头高度加上所述偏差。
如果机头高度被确定，或者再次运行高度测量阶段86，微处理器26便进入图10所示的识别阶段(133，88).在识别阶段88，微处理器26产生比较表II，以便反映另一个垂直扫描的结果和轮廓表的内容(152，154).在识别阶段88中进行另一个垂直扫描，这是因为前一次扫描可能为确定高度提供了足够的数据，但是未对识别提供足够的数据.事实上，在作出肯定的识别之前可能需要若干次扫描.在156计算垂直偏移之后，在158检查其是否太大，并且按照偏移沿垂直方向调整轮廓(160)，直到偏移降低到最好为1的给定值以下，微处理器26计算标记的回波和轮廓之间的平均距离和在标记的回波和所述平均距离之间的平均距离(162).
在测量的和正确的轮廓之间的平均距离dm和与所述平均距离的偏差T在垂直和水平扫描之后按下式计算：
dm＝∑di/N
T-∑|di-dm|/N
如果对于两个轮廓T小于最好为5的给定值，只要收到足够的回波数量便确定飞机12的类型正确(164)。按照下式判断是否收到足够的回波数：
N/size＞0.75
其中N是收到的回波数，“size”是可能的值的最大数。如果飞机12的类型不正确，则微处理器26在136接通停止符号，并暂停入坞方式400。
如果轮廓被确定(402)，或者再次运行轮廓确定阶段(404)，微处理器26便确定飞机标准是否被确定(406)。如果没有，则执行图11和12所示的飞机标准阶段408。
为了满足标准，回波必须从在预计的飞机上的发动机所在处返回。因为具有一些测量不确定性，可能具有实际上来自发动机的回波似乎是来自发动机的外部。因此，必须在发动机周围确定一个空间Vi，其被称为内部容积或有源容积，使得来自Vi内的回波被认为是来自发动机。图12表示在飞机12的发动机13周围的一个试样Vi
发动机的特征在于，对于水平扫描具有由自由空间包围着的反射表面。为了能够在发动机和例如翅膀之间进行识别，必须在发动机周围确定另一个空间Vo，在此空间内必须没有或有很少的回波。空间Vo被称为外部空间或者无源空间。图12还表示在Vi周围的Vo。
发动机由相对于机头的发动机前方的中心的坐标(dx，dy，dz)及其直径D确定。对于所有类型的飞机，这些参数被存储在数据库中。
Vi和Vo由从所述发动机中心沿横向(x方向)和纵向(z方向)的延伸确定。发动机的垂直位置由(机头高度+dy)给出。
对于在翅膀上的发动机，Vi和Vo由以下的坐标范围限定：
Vi：
x方向：±(D/2+1m)
z方向：+3m，-1m
V0：
x方向：±2m距Vi
z方向：±1.5m距Vi
对于尾部发动机，和上述的限定相同，除去Vo沿x方向，由距离Vi+2m给出之外。其它的来自机身的回波可能落在Vo内，因而不符合标准。
最后，所述标准是：
Vi/(Vi+Vo)＞0.7
标准中的门限值0.7由实验确定。上面对Vi和Vo给出的限制也是如此。此时这些值被这样选择，使得避免不需要的ID失败，并且它们只根据发动机是位于翅膀上还是位于尾部而不同。随着入坞数据的积累，它们将被调整，可能对于不同种类的飞机而不同，从而实现越来越好的识别。
飞机标准阶段408应用上述的原理，如图11的流程图所示。当飞机标准阶段开始时，在步1102，LRF被引向发动机或者其它选择的飞机标准。在步1104，求取Vi中的回波数，在步116，求取在V0中的回波数。在步1108，确定Vi/V(Vi+Vo)超过门限值。如果超过，则在步1110表示飞机标准满足(OK)，否则，在步1112表示飞机标准不满足(不OK)。
如果飞机标准已被确定(406)，或者飞机标准阶段已完成(408)，微处理器26则确定飞机12是否已被识别(410)。如果飞机12已被识别，微处理器26则检查飞机12是否达到停止位置(412)。如果达到停止位置，微处理器26则接通停止符号，于是系统10完成入坞方式(414)。如果飞机12未到达停止位置，则微处理器26返回跟踪方式84。
如果飞机12未被识别，微处理器26则检查飞机12离开停止位置53是否小于或等于12米(416)。如果飞机12距离停止点53不大于12米，则系统10接通停止符号，通知领航员识别失败(418)。在显示停止符号之后，系统10关断。
如果飞机12距离停止点53大于12米，则微处理器26返回跟踪阶段84。
在一种可能的实施中，从机头到发动机的垂直距离(纵向和横向)被用作飞机标准。在所述实施中，如果在步408测量的机头到发动机的距离大于2米而小于预计飞机的所述距离，则停止入坞。如果差值在2米以内，则仍然可以安全地接受一个错误类型的飞机。在后一种情况下，如果在发动机和机场门的结构之间的安全裕度对于正确类型的飞机是3米，则对于其它类型的飞机的安全裕度仍然至少为1米。试验表明，发动机位置可以在大约±1米以内被确定，并且头部的高度可以在±0.5米以内被确定。
图13表示飞机12的机头到发动机的垂直距离。从飞机的机头到其发动机13的距离是特别关心的，这是因为发动机13位于这样一个位置，使得错误的识别可能引起在发动机13和机场门的部件之间的碰撞。图中还示出了对于发动机13的位置的前后允差限制，其限定了Vi的前后范围。
图14表示上述的识别处理的应用，并且特别表示如果用于选择的飞机12A的系统而另一种飞机12B试图在所述的门入坞的情况下可能发生的情况。如果和选择的飞机12A的类型不同的飞机12B试图进入机场门，则飞机12B将被停止在这样的位置，在此位置其机头的位置和选择的飞机12A停止时其机头的位置相同。结果，安全裕度，即从发动机到最接近的门部件例如桥15的距离等于飞机12A和12B之间的差，如果这些飞机的机头到发动机的距离不同。由图14可见，对于飞机12B的安全裕度等于对于飞机12A的安全裕度减去机头到发动机的距离中的差。例如，如果飞机12A的安全裕度是3m，飞机12B的机头到发动机的距离是3.5m，小于飞机12A的所述距离，则飞机12B的发动机13B将撞在桥15上。因此，如果机头到发动机的距离和选择的飞机12A的所述距离相比太小的所有类型的飞机都被停止，即不被接收在机场门中，则安全裕度总能保持在一个可接收的值。
现在考虑飞机处于相对于DGS 10一个角度的情况。如图15A所示，第一飞机12C可以相对于DGS 10被正确地对准，而第二飞机12D可能偏离正确对准一个偏航角γ。在这种情况下使用的一种高级的技术是确定飞机的偏航角，然后使轮廓旋转，从而和所示偏航角匹配。
图15表示这种技术的流程图。在步1502，从飞机返回的回波的极坐标被变换成迪卡儿坐标。在步1504，计算偏航角。在步1506，旋转回波轮廓。在步1508，用上述方式检测ID特征。
按照下述方式进行步1502。从飞机收到的回波的坐标以机头尖端(αnose，rnose)为原点，以沿着激光装置通过机头尖端的线为y轴，按照下式由极坐标(αj，rj)变换为迪卡儿坐标(xj，yj)：
xj＝rjsinαj
yj＝rjcosαj-rnose
按照将要参照图16和17说明的方式进行步1504。图16表示在机头尖端的每一侧上的回归线的几何形状。图17表示所述算法的步骤的流程图。
所述算法基于对在机头尖端后方的确定的区域内的回波计算的回归线。如果在机头的两侧具有足够数量的回波，则偏航角由在回归线之间的角度差进行计算。如果例如由于偏航角只能计算机头的一侧的回归线，则由在所述回归线和参考轮廓的相应部分之间的角度差进行计算。
在步1702，按照上述方式把回波的极坐标变换成迪卡儿坐标(xj，yj)。在步1704，计算机头尖端的近似坐标。
坐标1706，回波按照下述方式被筛选。在计算回波图的角度之前除去不表示回波图的一般形状的回波。回波筛选从原点(把机头作为一个点)开始，并且如果在下一个较高角度步的回波相同或者具有较短的距离，则除去这些回波。
在步1708，对于每个回波，按照下式计算到机头尖端的距离Rni：
在步1710，对于机头尖端的每一侧，选择Rnj大于Rmin的回波，其中Rmin是对于一种类型的飞机具体规定的常数(在1-2米的数量级)。在步1712，计算以下的平均值：
xleftmean＝1/nleftx∑xjleft xrightmean＝1/nrightx∑xjright
yleftmean＝1/nleftx∑yjleft yrightmean＝1/nrightx∑yjright
x2leftmean＝1/nleftx∑x2jleft x2rightmean＝1/nrightx∑x2jright
xyleftmean＝1/nleftx∑(xjleftxyjleft) xyrightmean＝1/nrightx∑(xjrightxyjright)
其中n＝在每一侧上大于等于Rmin的回波数，并且下标right或left表示特定的数量所适用的各个侧。
在步1712，按照下式计算对于y轴的每个回归线的角度vreg：
按照角度是在机头的左侧还是在机头的右侧被计算，下标mean应当读作leftmean或rightmean。
偏航角γ按照下述方式进行计算。在步1714，确定在机头两侧上的回波的数量n是否大于一个预定值N，例如5。如果是，则在步1718计算γ：
γ＝(vregleft+vregright)
其中vregleft和vregright是使用步1712的处理对机头的左侧和右侧计算的角度。在另一方面，如果在机头的一侧上n＜N，则使用参考轮廓进行计算。在步1720，相应于n＞N的一侧的轮廓的一侧和一部分被识别。在步1722，使用步1712的处理对于所述部分计算角度vrefreg。然后在步1718按照γ＝(vrefreg-vreg)计算γ。
一旦计算出偏航角，则在步1506，相应地旋转回波轮廓.更具体地说，回波轮廓被从一个迪卡儿坐标系统(x，y)变换到另一个迪卡儿坐标系统(u，v)，后一个坐标系统和前一个具有相同的原点，但是被旋转一个等于γ的角度，如图18所示.现在参照图18和19说明回波轮廓的旋转.
在步1902，计算机头尖端的近似坐标。在步1904，以机头尖端作为坐标系统的原点把回波坐标从极坐标变换为迪卡儿坐标(xi，yi)。上面说明了进行这种变换的技术。在步1906，通过下式，如图18所示，把回波坐标从(x，y)坐标系统变换到(u，v)坐标系统：
ui＝xicosγ+yisinγ；
vi＝-xisinγ+yicosγ；
这样被旋转的回波坐标被用于按照上述方式识别飞机。
现在参照图20-22说明如何设置确定作为曲线和直线的中心线(CL)的参数。一个入坞系统可以利用将要说明的技术处理几个中心线。
CL被表示为分段的直线，其中α，1是间断点的坐标(α-侧向，1-纵向)，用于作为确定的参数。使用的坐标的数量根据所需的分割精度来选择。因而，直的LC由两个点的坐标限定(例如切断距离和停止位置)。对于弯曲的CL所需的坐标数取决于其半径。
微处理器26被用于步2002的CL设置方式，其中CL在微处理器中被变换。从菜单中选择要被规定的CL。一个或几个校准杆被放置在所述CL的不同的位置上，所述校准杆具有已知的高度和在校准图中容易识别的顶点。对于每个杆，输入杆的高度，出现在校准图中的杆的顶点被点击。所述杆的α和1坐标被自动地输入所述CL的表中。对于每个杆，重复所述的处理。各个杆的坐标按照其1值被按顺序排列在表中。所需的杆的数量取决于CL的类型，直的CL只需要2个，而弯曲的CL则需要多个。
现在讨论机头离开机头轮的偏移计算。CL一般作为理想的机头轮的轨迹给出，但是给予飞机的制导一般基于机头的位置。这就是说，在弯曲的CL的情况下，或者CL的坐标必须被变换为机头坐标，或者机头位置必须被变换为机头轮位置。现在选择后者，这意味着飞机的偏航角(vrot)在步2004中按照上述方式被确定。在步2006，按照下式计算机头轮的位置(αw，1w)：
αw＝αn+1nwxsinvrot/(1n+1nwxcosvtot)弧度
1w＝1n+1nwxcosvrot
其中，
αw：机头的测量位置；
1nw：机头轮距离；以及
vrot：估算的飞机的偏航角。
在步2008按照下式计算机头轮离开CL的偏移：
偏移＝αi-αw+(1w-1i)(αI+1-αw)/(1i+1-1i)
其中
αi，1i是CL坐标对，具有刚好小于1w的1i值；以及
αi+1，1i+1是CL坐标对，具有刚好大于1w的1i值。
现在参照图21说明步2006的计算，其中：
1nw：机头轮距离
v：估算的飞机的偏航角
x：估算的机头轮的侧向位置
αw＝αn+x/(1n+1nwxcosv)(弧度)
1w＝1n+1nwxcosv
x＝1nwxsin v
现在参照图22说明步2008的计算，其中x 0/y0表示估算的机头轮的位置，xi/yi表示在弯曲的CL的分段线性化模型中的间断点。离开CL的“实际”偏移是垂直于CL测量的。所述距离的近似值是由入坞系统垂直于激光束测量的距离。所述距离相应于图22中的(xm-x0)的值。因为所述偏移的绝对值是不重要的，所以使用近似值。由图22得：
偏移＝(xm-x0)＝xi-x0+(y0-yi)(xi+1-xi)/(yi+1-yi)
虽然上面详细说明了本发明的优选实施例，本领域的技术人员应当理解，在本发明的范围内，可以实现其它的实施例。例如，虽然所披露的飞机标准阶段408使用比Vi/(Vi+Vo)，但是也可以使用差值Vi-V0来代替。此外，上面披露的特定的数值范围应当认为是说明性的而不是限制性的。当需要把本发明应用于其它型号的飞机或者应用于不同的机场时，本领域的技术人员能够导出其它的数值范围。此外，虽然回归线是一种有用的用于确定偏航角的技术，但是，也可以使用其它的技术。因此，本发明的范围只由所附权利要求限定。
表I
表II
参考相关申请
本申请是待审的1999年10月29日申请的美国专利申请No.09/429,609的部分继续，所述09/429,609专利申请是1997年7月17日申请的No.08/817,368，现在的美国专利No.6,023,665的部分继续，所述665专利是1994年10月14日申请的，1996年4月25日作为WO 96/12265A1公开的PCT国际申请No.PCT/SE94/00968的美国国家阶段。这些专利申请的全部内容被包括在本说明中作为参考。