CN102259704B - 能够空中悬停的飞机、飞机操纵辅助方法及界面 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种能够空中悬停的飞机、飞机操纵辅助方法及界面，其中，该飞机(1)具有：至少一个传感器(10、10'、10")，所述传感器具有平面扫过区域(R)，且设计成在飞机(1)操纵时获取平面扫过区域(R)内的障碍物(O)上的多个第一点(P)与飞机(1)上的第二点(Q)之间的相应距离(C)的值；以及控制单元(20)，设计成当第一点(P)中的至少一个位于包含飞机(1)上的第二点(Q)的安全区域(Z)内时，产生报警信号。

Description

能够空中悬停的飞机、飞机操纵辅助方法及界面
技术领域
本发明涉及一种能够空中悬停(即，在恒定高度处以基本为零的速度保持飞行)的飞机，具体地涉及直升飞机或垂直升降飞机。
本发明还涉及一种飞机操纵辅助方法，例如，用于辅助在起飞、着陆或救援工作期间(即，飞机在垂直于向上或向下方向的平面中几乎空中悬停或基本处于零速度)的操纵。
本发明还涉及一种图形界面。
背景技术
在靠近固定的和/或移动的障碍物进行操纵时，例如当在船上起飞和/或着陆时，或者在紧急情况下和/或难以到达的位置执行救援或营救工作(比如高山或海洋救援工作)时，通常采用空中悬停飞机。
在这些情况下，操作员从视觉上确定飞机与障碍物保持一给定距离。
如果飞机太靠近障碍物，那么会存在其中一个螺旋桨的桨叶与障碍物之间发生碰撞的风险，则操作员提醒飞行员，飞行员因此将飞机拉回。
行业中存在这样的需要，防止飞机与障碍物之间发生由操作员一方的判断误差和/或操作员与飞行员之间的通信误差而引起的碰撞，以保障安全。
US-A-5371581公开了一种设置有传感器的飞机，该传感器具有准水平扫过区域(quasi-horizontal sweep region)且设计成获取扫过区域内障碍物上的多个点与飞机上的点之间的距离值。具体地，所述传感器包括从机身的底部突出的旋转光学器件。
DE-A-102006053354公开了一种具有分布在飞机机身上的雷达探测器的直升飞机。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种设计成以直接的、低成本的方式满足这种要求的飞机。
根据本发明，提供了一种能够空中悬停的飞机，其中包括：
-机身；
-螺旋桨，安装至所述机身的顶部上；
-驱动轴，从所述机身伸出且用于驱动所述螺旋桨；
-至少一个传感器，具有平面扫过区域，且设计成当所述飞机空中悬停时获取所述平面扫过区域内的障碍物上的多个第一点与所述飞机上的第二点之间的相应距离的值；以及
-控制单元，设计成当至少一个所述第一点位于包含所述飞机上的所述第二点的安全区域内时产生报警信号；
其中，所述至少一个传感器围绕所述驱动轴。
本发明还涉及一种图形界面，包括用于显示多个指示的显示装置，该图形界面的特征在于，基于障碍物上的相应第一点与飞机上的第二点之间的相应距离的值，可由控制单元控制；所述飞机包括螺旋桨；所述值由传感器获取；
所述图形界面包括：
-所述第二点的位置的第一指示；
-所述飞机的整体尺寸的至少一个第二指示；
-所述障碍物的第一轮廓的第三指示，该第三指示定义为平面扫过区域与所述障碍物的外表面的交线；以及
-所述螺旋桨的盘片的第二轮廓的第四指示；
其中，包括：
-推荐后退方向的第五指示；以及
-由第三指示侧上的所述第二轮廓以及由所述第三指示的相对侧上的第三轮廓界定的区域；
所述区域代表这样的区域：其处在靠近所述障碍物的空间中且所述飞机必须保持远离该区域；
所述第三轮廓包括至少一些部分，所述至少一些部分代表离所述第二点的距离在阈值以下的所述第一点。
本发明还涉及一种辅助操纵能够空中悬停的飞机的方法，所述飞机包括：
-机身；
-螺旋桨，安装在所述机身的顶部上；
-驱动轴，从所述机身伸出并用于驱动所述螺旋桨；
所述方法包括以下步骤：
-当所述飞机操纵时，获取第一传感器的第一平面扫过区域内的障碍物上的多个第一点与所述飞机上的第二点之间的相应第一距离的第一值；
-限定包含所述飞机上的所述第二点的安全区域；以及
-当至少一个所述第一点位于包含所述飞机上的所述第二点的安全区域内时，产生报警信号；
其中，包括将所述第一传感器定位在其围绕所述驱动轴的位置的步骤。
附图说明
将参照附图以实例的方式描述本发明的优选的、非限制性的实施方式，附图中：
图1示出了根据本发明的执行基本空中悬停操纵的飞机的俯视图，为了清楚起见去除了一部分；
图2示出了图1中飞机的侧视图，为了清楚起见去除了一部分；
图3示出了图1和图2中飞机的一部分的示意图；
图4示出了图1和图2中飞机的图形界面；
图5示出了图1和图2中飞机的其他部分的操作图；
图6示出了图1和图2中飞机的控制单元的一部分的示意图；
图7示出了图6中控制单元的其他部分的示意图；
图8示出了图1和图2中飞机的俯视图，为了清楚起见去除了更多部分；
图9示出了图4的界面的其他部分的放大视图。
具体实施方式
图1、图2和图8中的标号1表示能够空中悬停(即，在恒定高度处以基本为零的速度保持飞行)的飞机。
在所示实例中，飞机是直升飞机。
可替换地，飞机1可以是垂直升降飞机。
直升飞机1基本上包括：机身2；主螺旋桨3，安装在机身2的顶部以围绕轴线A旋转；以及抗扭矩尾部螺旋桨4，在机身2的后端处从尾翼伸出，以对抗由螺旋桨3传递到机身2的扭矩。
直升飞机1包括：从机身2伸出(图2)并且用于驱动螺旋桨3的驱动轴5以及从尾翼伸出(图1)并且用于驱动螺旋桨4的驱动轴6。
直升飞机1包括：
-多个传感器10、10'、10"(图1中仅示出了一个)，每个传感器具有平面扫过区域(plane sweep region)R(图1中仅示出了一个)，并且设计成在直升飞机的空中悬停期间获取在障碍物O上的各点P与直升飞机上的点Q之间的距离C、C'、C"的第一数值；以及
-控制单元20，被设计成在其中一个点P位于包含Q点的安全区域中时产生报警信号。
有利地，每个传感器10、10'、10"围绕驱动轴6。
在所示实例中，具有三个传感器10、10'、10"，并且相应区域R位于相应的独立的平行平面中。
更具体地，传感器10、10'、10"围绕轴5定位(图8)，并且相应区域R重叠，无论是否位于相应的独立平面中。
在图1的实例中，点Q由轴线A与螺旋桨3的盘片7的平面的交点限定。
参照图3，每个传感器10基本上包括：
-发射器11，用于将相应区域R的平面中的电磁辐射发射到障碍物O上的点P上；
-接收器12，用于接收由障碍物O上的点P反射的电磁辐射；
-计时器13，用于测量发射器11发射电磁辐射与接收器12接收被反射的电磁辐射之间的时间间隔；以及
-计算装置14，用于基于由计时器13所测量的时间间隔来确定点P与点Q之间的距离C、C'、C"。
在所示实例中，发射器11是包括激光传输透镜15的激光器二极管；并且接收器12是包括激光接收透镜16的光电二极管。
发射器11发射多束激光束19，每束激光束与固定轴线形成一角度θ(图1)。
更具体地，计算装置14基于由计时器13所测量的时间间隔来确定点P与接收器12之间的距离，并且基于直升飞机的几何数据来确定点P与点Q之间的距离C、C'、C"。
控制单元20还被设计成基于由传感器10、10'、10"所测量的距离C、C'、C"来确定推荐后退方向(backoff direction)D，推荐后退方向为将直升飞机从障碍物O拉回的方向(图5)。
在本发明的第一实施方式中，方向D对应于连接点Q与障碍物O上的最接近点Q的点P的方向。
在本发明的另一实施方式中，方向D由控制单元20在考虑围绕最接近点Q的点P的障碍物O的形状的情况下确定。
安全区域Z优选地是中心点位于点Q的圆。
更具体地，安全区域Z的半径等于下列各项之和：
-轴线A与主螺旋桨3的桨叶的尖端之间的距离；以及
-安全距离。
安全区域Z的尺寸是使用者可选择性调节的，具体地由飞行员进行调节。
优选地，安全区域Z的尺寸是使用者利用同位方式(homothety)可调节的，即，保持安全区域Z的轮廓上的两个点的切线之间的角度的一种变换。
例如，如果安全区域Z是圆形的，则使用者可调节该圆的半径。
换句话说，使用者可设置不同的操纵安全裕度，即，安全区域Z的面积越小，则安全裕度越小。
直升飞机1还包括(图5)：
-自动导航系统25；
-滤波器系统30，包括多个滤波器(未示出)，其能够单一地或以组合方式被飞行员启动，以便削弱噪音或增强由传感器10、10'、10"获取的距离C、C'、C"值，从而将被滤波的距离C、C'、C"值供应至控制单元20的输出端；以及
-图形界面35，用于显示使用者信息，并且由控制单元20基于通过传感器10、10'、10"所获取的并且可能被滤波器系统30滤波的距离C、C'、C"值而控制。
更具体地，控制单元20被设计成，在障碍物O上的至少一个点P位于安全区域Z中时，对系统25发出命令，将直升飞机从障碍物O拉回。
控制单元20优选地设计成向系统25发出命令，使得直升飞机沿方向D平移。
滤波器系统30中的每个滤波器基本上包括比较级(comparing stage，未示出)，用于比较由传感器10、10'、10"所测量的一个或多个点P与点Q之间的距离C、C'、C"值；以及生成级(generating stage，未示出)，用于生成被滤波的距离C、C'、C"值。
第一滤波器从相同角度θ确定多重电磁辐射的存在，并选择最高的距离C、C'、C"值。第一滤波器用来消除产生多重反射的半透明物体，诸如雪花。
第二滤波器在连续时刻从相同角度θ接收由传感器10、10'、10"所测量的距离C、C'、C"值；并且第二滤波器的生成级生成被滤波的距离C、C'、C"值，其等于上述距离C、C'、C"值的算数平均值、移动平均值、或中间值。
第三滤波器接收由传感器10、10'、10"在相同时刻所测量的邻接点P的距离C、C'、C"值；并且第三滤波器的生成级针对每个角度θ生成相应的被滤波的距离C、C'、C"值，其等于在该角度所测量的值的组合，并且等于在其他角度θ所测量的值的函数。
第四滤波器包括：比较级，其接收距离C、C'、C"值，并比较由传感器10、10'、10"所测量的相同点P与点Q之间的距离C、C'、C"值；以及生成级(未示出)，用于生成被滤波的距离C、C'、C"值。
重要的是注意到，第四滤波器比较的是位于至少两个相应传感器10、10'、10"的至少两个重叠扫过区域R中的点Q与点P之间的距离C、C'、C"值。
第四滤波器的比较级被设计成：
-基于假设的三维(即圆柱形)形状的障碍物O来评估由传感器10、10'、10"所测量的多个相同点P的距离C、C'、C"值；
-比较由传感器10、10'、10"所测量的相同点P与点Q之间的距离C、C'、C"值；以及
-例如，如果一个距离值(例如，值C)与其他值(C'、C")差别很大，则放弃该距离值。
第四滤波器假设三维(在所示实例中是圆柱形的)形状的障碍物O，使得障碍物O上的每个点P能够与传感器10所测量的距离点Q的距离C、传感器10'所测量的距离点Q的距离C'和传感器10"所测量的距离点Q的距离C"相关。
换句话说，第四滤波器消除了由传感器10、10'、10"所测量的距离C、C'、C"值中的随机误差。
图形界面35包括图形显示器36，用于有利地显示以下各项(图4)：
-表示障碍物O的外表面和至少一个区域R的交线的轮廓37；
-表示直升飞机上的点Q相对于轮廓37的位置的点38；
-表示螺旋桨3的盘片7的轮廓的圆形形式的标记39；
-直升飞机的整体尺寸的标记46；以及
-表示方向D的矢量40。
更具体地，矢量40平行于方向D，并且从点Q朝向障碍物O(图4)或者从点Q远离障碍物O。
图形显示器36包括示出了轮廓37、点38、标记39、46和矢量40的第一区域41以及示出了由传感器10、10'、10"所测量的点Q与点P之间的距离C、C'、C"值中的最小距离值的标记43的第二区域42。
根据最小距离值，标记43可以以不同颜色示出。例如，当最小距离值低于下阈值时，即，当点Q特别接近障碍物O上的一个点P时，标记43可以以红色示出。
相反，当最小距离值高于上阈值时，即，当点Q距离障碍物O相当远时，标记43可以以绿色示出。
当最小距离值介于上阈值与下阈值之间时，标记43可以以黄色示出。
控制单元20还被设计成，基于由传感器10、10'、10"所测量的距离C、C'、C"值和图形界面35上的使用者可选值来评估以下各项(图9)：
-障碍物O上的第一组第一点P，位于距离点Q的一定距离处，且该距离高于第一使用者可选值；
-障碍物O上的第二组第二点P，位于距离点Q的一定距离处，该距离低于第一值且高于第二使用者可选值；
-障碍物O上的第三组第三点P，位于距离点Q的一定距离处，该距离低于第二第一值。
控制单元20还被设计成在图形显示器36上显示以下各项(图9)：
-第一颜色(例如，绿色)的区域100；
-第二颜色(例如，黄色)的区域101；
-第三颜色(例如，红色)的区域102；
-轮廓103，在标记39一侧上界定区域100，并且在与标记39相对的一侧上界定区域101；
-轮廓104，在标记39一侧上界定区域101，并且在与标记39相对的一侧上界定区域102；
-轮廓105，在标记39一侧上界定区域102，并且与区域Z的轮廓部分地重合。
轮廓103包括一个或多个部分110(在所示实例中是两个部分)，表示障碍物O上的离点Q的距离高于阈值的多个点P，并且可包括连接部分110的一个或多个部分111(在所示实例中，通过中心位于点38的第一圆弧进行连接)。
轮廓104包括一个或多个部分115(在所示实例中是两个)，表示障碍物O上的点P位于距离点Q低于阈值的距离处，并且可包括连接部分115的一个或多个部分116(在所示实例中，通过中心位于点38且半径小于第一圆弧的第二圆弧进行连接)。轮廓104与轮廓103共用相对两端。
轮廓105与轮廓104共用相对两端。
因此，由轮廓103界定的区域100表示障碍物O的距离点Q相当远的一区域，因此对于直升飞机的安全不构成威胁。由轮廓103和104界定的区域101表示障碍物O的距离点Q为平均距离的一区域。并且由轮廓104和105界定的区域102表示空间中的接近障碍物O的一区域中，飞行员必须保持直升飞机离开该区域。
在传感器10、10'、10"中的任一个发生故障的情况下，控制单元20被设计成在显示器36上指示出障碍物O的没有被故障的传感器10、10'、10"扫过的轮廓部分。
在传感器10、10'、10"中的任一个发生故障的情况下，控制单元20被设计成，基于由其他传感器10、10'、10"所测量的距离C、C'、C"值，在显示器36上指示出障碍物O的没有被故障的传感器10、10'、10"扫过的轮廓部分的重建轮廓。
直升飞机10还包括：变换器(transducer)50，用于在使用者头戴式耳机的第一听筒中产生第一声音信号；以及变换器51，用于在头戴式耳机的第二听筒中产生第二声音信号(图5)。
控制单元20还被设计成：
-接收例如由集成在使用者头戴式耳机中的惯性平台所产生的并且与第一和第二信道成角度整合的信号，该信号与和使用者头戴式耳机一体的轴与固定轴线之间的角度相关；以及
-通过变换器50、51并且还基于与上述角度相关的上述信号来命令立体声地表示方向D的相应声音信号的传输。
在本发明的一个具体实施方式中，控制单元20被设计成：
-当传感器10、10'、10"所测量的点Q与各点P之间的距离C、C'、C"值中的最小值高于第一使用者可选阈值时，不命令通过变换器50、51进行任何声音信号的传输；
-当上述最小值低于第一阈值且高于第二使用者可选阈值(其低于第一阈值)时，命令通过变换器50、51进行间歇声音信号的传输；
-当上述最小值低于第二阈值时，命令通过变换器50、51进行稳定信号的传输。
控制单元20优选地被设计成产生介于第一与第二阈值之间的多个其他阈值，并且每当上述最小值低于相应的所述其他阈值时产生声音危险信号。
换句话说，当因为直升飞机开始靠近障碍物而使得上述最小值从第一阈值下降到第二阈值时，控制单元20产生多个危险信号。
所述其他阈值在第一与第二阈值之间不是等分的，而是朝向第二阈值逐渐变密。
可替换地，当直升飞机沿方向D的行进速度超出给定值时，即使当所述最小值高于第二阈值时，控制单元20可产生稳定的声音信号。
直升飞机1还包括：
-探测装置60(图5)，例如，GPS接收器，用于确定直升飞机的重要点(例如，重心)的绝对位置；以及
-惯性平台61(图5)，用于确定与直升飞机一体的轴与空间中的固定轴线之间的绝对转动角度。
换句话说，探测装置60和惯性平台61确定限定直升飞机在与传感器10、10'、10"的扫过区域R的平面平行的平面中的运动的三个自由度。
基于由探测装置60和惯性平台61所确定的直升飞机的重心位置以及与直升飞机一体的轴和空间中的固定轴线之间的转动角度的时间图(timepatterns)，控制单元20设计成评估直升飞机在一平面内的参考运动规则。术语“参考运动规则”旨在表示直升飞机重心的线速度、直升飞机重心的线加速度、以及直升飞机的角速度和角加速度的时间图。
通过导出由探测装置60所确定的绝对重心位置的时间图、以及由惯性平台61所确定的转动角度的时间图来得到参考运动规则。
控制单元20还被编程为：
-基于由传感器10、10'、10"所测量的各点P与点Q之间的距离C、C'、C"的时间图来确定直升飞机的实际运动规则；
-将直升飞机的实际运动规则与参考运动规则进行比较；以及
-当实际运动规则与参考运动规则之间的差异的重要值(例如平均值(norm))超过给定阈值时，产生表示传感器10、10'、10"故障的故障信号。
重要的是应注意到，控制单元20被设计成假设障碍物O固定于空间中来确定直升飞机的实际运动规则。
更具体地，控制单元20包括(图6)：
-用于评估参考运动规则并且由探测装置60和惯性平台61控制的评估级70；
-用于评估实际运动规则并且由传感器10、10'、10"控制的评估级71；
-比较级72，由评估级70和71控制，并且被编程为评估实际运动规则与参考运动规则之间的差异的重要值(例如平均值)；以及
-生成级73，由比较级72控制，并被编程为当比较级72所计算的重要值超过给定阈值时产生表示传感器10、10'、10"故障的故障信号。
控制单元20还被编程为：
-对由至少两个传感器10、10'确定的运动规则与基于探测装置60和惯性平台61的测量所确定的参考运动规则进行比较；以及
-由此产生一信号以校正传感器10、10'中的至少一个。
换句话说，绝对的实际运动规则理论上是不关联的，这意味着它们之间的任何关联可能表示在传感器10、10'、10"对距离C、C'、C"的测量中存在系统误差。
控制单元20通过对由至少两个传感器10、10'所确定的运动规则与参考运动规则进行比较来确定任何关联，并且据此产生用于校正传感器10、10'的信号。
为此目的，控制单元20包括(图7)：
-比较级80，由至少两个传感器10、10'、探测装置60和惯性平台61控制，并被编程为计算基于由传感器10、10'、10"所测量的距离C、C'、C"而确定的运动规则与基于惯性平台61和探测装置60的测量所确定的参考运动规则之间的关联；以及
-校正级81,由比较级80控制，并被编程为校正由传感器10、10'中的至少一个测量的距离C、C'。
在控制单元20上所装载并执行的软件控制图形界面35和/或系统25和/或滤波器系统30、和/或调整安全区域Z的尺寸。
现在将描述飞行状态的直升飞机1的操作，其中直升飞机的行进速度在水平平面或垂直于直升飞机的上升/下降方向的平面内基本上为零，例如在起飞、着陆、或救援和/或营救工作期间。
使用者(例如直升飞机飞行员)选择安全区域Z的适合于给定安全裕度的面积值，并且，如果操作条件要求，还可以启动滤波器系统30的一个或多个滤波器。
传感器10、10'、10"扫过相应的区域R以确定障碍物O上的各点P与直升飞机上的点Q之间的多个距离C、C'、C"。
更具体地，通过每个传感器10、10'、10"的发射器11向相应区域R内发射激光辐射，并且该激光辐射由障碍物O上的各点P反射到相应的接收器12。
每个传感器10、10'、10"的计时器13测量激光辐射的发射与接收之间的时延，并且计算装置14在传感器10、10'、10"的扫过区域R内计算点Q与障碍物O上的每个点之间的距离C、C'、C"。
如果至少一个点P与点Q之间的距离C、C'、C"使得点P位于安全区域Z内，则控制单元20产生报警信号。
如果自动导航系统25打开，当障碍物O上的至少一个点P位于安全区域Z内时，则控制单元20命令自动导航系统将直升飞机从障碍物O拉回。
基于距离C、C'、C"，控制单元20还计算推荐后退方向D。
在图形界面35的显示器36的区域41中，控制单元20命令显示以下各项：表示障碍物O的外表面和其中一个区域R的交线的轮廓37；表示点Q相对于轮廓37的位置的点38；表示螺旋桨3的盘片7的标记39；与方向D关联并从点38指向或远离轮廓37的矢量40；以及示出直升飞机的整体尺寸的标记46。
在显示器36的区域42中，控制单元20命令显示标记43，该标记示出了由传感器10、10'、10"所测量的点Q与障碍物O上的各点P之间的距离C、C'、C"的最小值。
控制单元优选地还命令在显示器36上显示区域100、101、102。
在本发明的一个实施方式中，控制单元20还命令通过变换器50、51传输相应的声音信号，以向使用者提供方向D的立体声指示。
如果自动导航系统25打开，则控制单元20命令自动导航系统将直升飞机沿平行于方向D的方向从障碍物O拉回。
在本发明的一个具体实施方式中，在固定障碍物O(例如，高山)的情况下，控制单元20基于由传感器10、10'、10"所测量的距离C、C'、C"的时间图来计算直升飞机的实际运动规则。
控制单元20还基于由探测装置60和惯性平台61所确定的直升飞机的重心位置和绝对转动角来确定直升飞机的参考运动规则。
最后，控制单元20将基于探测装置60和惯性平台61的测量所确定的直升飞机的参考运动规则与基于由传感器10、10'、10"所测量的距离C、C’、C”而确定的直升飞机的实际运动规则进行比较，并且当参考运动规则与实际运动规则之间的差异的重要值超过给定阈值时，产生故障信号。
由此提醒使用者传感器10、10'、10"可能有故障。
控制单元20优选地确定由评估级71所确定的实际运动规则与由评估级70所确定的直升飞机的参考运动规则之间的关联，并且由此校正距离C、C'的值。
根据本发明的飞机1、方法、以及图形界面35的优点通过上面的描述将变得很显然。
具体地，传感器10、10'、10"(或者仅一个传感器10、10'、10")和控制单元20自动地通知使用者障碍物O上的至少一个点P位于安全区域Z内，即，直升飞机离障碍物O太近。
因此，这避免了在评估直升飞机相对于障碍物O的位置时由于救援/营救操作者一方的判断误差和/或由飞行员与负责视觉监视障碍物O的操作者之间的通信误差所导致的潜在碰撞情况。
另外，围绕轴6的传感器10、10'、10"(或者仅一个传感器10)、飞机1可有效地用于非常特别的操作情形，即，离固定的和/或移动的障碍物非常近和当飞行员检查障碍物与飞机1之间的最小距离时。这种情形的典型实例是在船上起飞和/或着陆、或者在紧急情况下和/或在难以到达的位置执行救援或营救工作(诸如高山或海洋救援工作)。
事实上，在这些情况下，如果飞机1离障碍物O太近，则需要对飞行员产生报警，飞机员因此将飞机1拉回。
在这种情形下，传感器10、10'、10"的或者仅一个传感器10、10'、10"的扫过区域离主螺旋浆3的平面非常近。因此，传感器10、10'、10"或者仅一个传感器10探测在非常靠近且基本上与主螺旋浆3的平面重合的平面中的障碍物O的存在。
因而，非常靠近主螺旋浆的障碍物的存在立即被探测到，并且由此产生报警。
选择性地调节安全区域Z的尺寸，控制单元20的操作能够让使用者适于不同的操作情况。
选择性启动的滤波器系统30使得使用者能够消除由特定的大气和/或操作条件所导致的噪音。
由控制单元20所确定的推荐后退方向D对于使用者从障碍物O拉回是很有帮助的。
图形界面35特别有利的是在一个仪器上向使用者提供障碍物O的轮廓37、方向D和安全区域Z的轮廓相对于障碍物O的位置的精确易读标记。因此，与方向D有关的所有信息以及在任何给定救援/营救工作中涉及的危险能够立即被飞行员以最小的误差裕度获知，这在安全方面将是决定性。
在固定障碍物O的情形下，控制单元20将由传感器10、10'、10"所确定的直升飞机的实际运动规则与参考运动规则进行比较的事实意味着飞行员被立即警告传感器10、10'、10"的任何故障。
通过评估由至少两个传感器10、10'所测量的距离C、C'、C"之间的关联、以及由此校正距离C、C'、C"值，控制单元20向飞行员及图形界面35提供报警信号和/或推荐后退方向D的非常精确的标记，而没有系统误差。
显然，可以对本文所描述的飞机、方法和图形界面35进行改变，但是，这种改变不应脱离本发明的保护范围。
特别地，飞机可包括围绕轴6的仅一个传感器10。

Claims (17)

1.一种能够空中悬停的飞机(1)，其特征在于，包括：
-机身(2)；
-螺旋桨(3)，安装至所述机身(2)的顶部上；
-驱动轴(5)，从所述机身(2)伸出且用于驱动所述螺旋桨(3)；
-多个传感器(10、10'、10")，所述传感器具有各自的平面扫过区域(R)，并且设计成在所述飞机(1)的悬停过程中当所述飞机(1)操纵时，获取所述平面扫过区域(R)内的障碍物(O)上的多个第一点(P)与所述飞机(1)上的第二点(Q)之间的相应距离(C、C'、C")的值；以及
-控制单元(20)，设计成当至少一个所述第一点(P)位于包含所述飞机(1)上的所述第二点(Q)的安全区域(Z)内时产生报警信号；
其特征在于，所述传感器(10、10'、10")围绕所述驱动轴并且绕所述驱动轴(5)延伸，
所述第二点(Q)由所述螺旋桨(3)的轴线(A)与所述螺旋桨(3)的平面的交点限定。
2.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述安全区域(Z)的大小是使用者可选择性调节的。
3.根据前述权利要求中任意一项所述的飞机，其特征在于，包括使用者选择性启动的滤波器装置(30)，且进而包括：
-比较级，用于比较由所述传感器(10、10'、10")获取的所述值；以及
-生成级，用于处理由所述传感器(10、10'、10")获取的所述值，并生成所获取值的被滤波值。
4.根据权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，所述控制单元(20)设计成基于所获取值确定从所述障碍物(O)的推荐后退方向(D)。
5.根据权利要求4所述的飞机，其特征在于，包括用于自动地控制飞机(1)的自动导航系统(25)；所述控制单元(20)设计成基于所获取值来控制所述自动导航系统(25)，以便在至少一个所述第一点(P)位于所述安全区域(Z)内时，将所述飞机(1)从所述障碍物(O)拉回。
6.根据权利要求5所述的飞机，其特征在于，所述自动导航系统(25)能够由所述控制单元(20)控制，以便在平行于所述推荐后退方向(D)的方向上移动所述飞机(1)远离所述障碍物(O)。
7.根据权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，包括探测装置(60、61)，所述探测装置独立于所述传感器(10、10'、10")且设计成独立于所述障碍物(O)的位置来确定所述飞机(1)的参考运动规则；
所述控制单元(20)设计成基于所获取值来确定所述飞机(1)的实际运动规则；
并且所述控制单元(20)还设计成，在使用中，当所述参考运动规则与所述实际运动规则之间的差异的重要值超过一给定阈值时，产生表示所述传感器(10、10'、10")故障的故障信号。
8.根据权利要求4所述的飞机，其特征在于，包括显示装置(36)；其特征还在于，所述控制单元(20)设计成命令在所述显示装置(36)上显示以下内容：
-所述推荐后退方向(D)的第一指示(40)；
-所述第二点(Q)的位置的第二指示(38)；
-所述飞机(1)的整体尺寸的第三指示(46)；以及
-所述障碍物(O)的轮廓的第四指示(37)，该轮廓定义为所述平面扫过区域(R)与所述障碍物(O)的外表面的交线。
9.根据权利要求4所述的飞机，其特征在于，包括：
-第一变换器(50)，用于第一声音信号；以及
-第二变换器(51)，用于第二声音信号，与所述第一变换器分离；
所述控制单元(20)设计成：
-当由所述传感器(10、10'、10")测量的所述距离(C、C'、C")中的最小值高于第一使用者可选阈值时，不命令经由所述第一变换器(50)和所述第二变换器(51)传输任何声音信号；
-当所述最小值低于所述第一使用者可选阈值且高于第二使用者可选阈值时，命令经由所述第一变换器(50)和所述第二变换器(51)传输间歇声音信号；以及
-当所述最小值低于所述第二使用者可选阈值时，命令经由所述第一变换器(50)和所述第二变换器(51)传输稳定信号。
10.根据权利要求9所述的飞机，其特征在于，所述控制单元(20)设计成命令经由所述第一变换器(50)和所述第二变换器(51)传输指示所述推荐后退方向(D)的声音信号。
11.一种显示装置(36)，包括用于在飞机(1)的悬停状态中显示多个指示(37、38、46、40、39、102)的图形界面(35)，所述图形界面的特征在于，基于障碍物(O)上的相应第一点(P)与所述飞机(1)上的第二点(Q)之间的相应距离(C、C'、C")的值由控制单元(20)来控制；所述飞机(1)包括螺旋桨(3)；所述值由传感器(10、10'、10")获取；
所述图形界面(35)包括：
-所述第二点(Q)的位置的第一指示(38)；
-所述飞机(1)的整体尺寸的至少一个第二指示(46)；
-所述障碍物(O)的第一轮廓的第三指示(37)，该第三指示定义为平面扫过区域(R)与所述障碍物(O)的外表面的交线；以及
-所述螺旋桨(3)的盘片(7)的第二轮廓(105)的第四指示(39)；
其特征在于，包括：
-推荐后退方向(D)的第五指示(40)；以及
-由所述第四指示(39)侧上的所述第二轮廓(105)以及由所述第四指示(39)的相对侧上的第三轮廓(104)界定的区域(102)；
所述区域(102)代表这样的区域：其处于靠近所述障碍物(O)的空间中且所述飞机必须保持远离该区域；
所述第三轮廓(104)包括至少一些部分(115)，该至少一些部分代表离所述第二点(Q)的距离在阈值以下的所述第一点(P)，
所述第二点(Q)由所述螺旋桨(3)的轴线(A)与所述螺旋桨(3)的平面的交点限定。
12.一种辅助操纵能够空中悬停的飞机(1)的方法，所述飞机(1)包括：
-机身(2)；
-螺旋桨(3)，安装在所述机身(2)的顶部上；
-驱动轴(5)，从所述机身(2)伸出并用于驱动所述螺旋桨(3)；
所述方法包括以下步骤：
-当所述飞机(1)操纵时，获取多个传感器(10、10'、10")的第一平面扫过区域(R)内的障碍物(O)上的多个第一点(P)与所述飞机(1)上的第二点(Q)之间的对应第一距离的第一值；
-限定包含所述飞机(1)上的所述第二点(Q)的安全区域(Z)；以及
-当至少一个所述第一点(P)位于包含所述飞机(1)上的所述第二点(Q)的安全区域(Z)内时，产生报警信号；
其特征在于，包括将所述传感器(10、10'、10")定位在其围绕所述驱动轴(5)并且绕所述驱动轴(5)延伸的位置的步骤；
所述第二点(Q)由所述螺旋桨(3)的旋转轴线(A)与所述螺旋桨(3)的平面的交点限定。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，包括基于所述第一值自动控制所述飞机(1)的运动的步骤，以便当至少一个所述第一点(P)位于所述安全区域(Z)内时将所述飞机(1)从所述障碍物(O)拉回。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，包括以下步骤：
-基于所述第一值确定所述飞机(1)从所述障碍物(O)的推荐后退方向(D)；以及
-在平行于所述推荐后退方向(D)上自动控制所述飞机(1)远离所述障碍物(O)的运动。
15.根据权利要求12至14中任意一项所述的方法，其特征在于，包括以下步骤：
-基于所述第一值来确定所述飞机(1)的第一实际运动规则；
-独立于所述第一值来确定所述飞机(1)的参考运动规则；
-估计所述参考运动规则与所述第一实际运动规则之间的差异的重要值；以及
-当所述重要值超过一给定阈值时，产生表示所述传感器(10、10'、10")故障的故障信号。
16.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，包括以下步骤：
-当所述飞机(1)操纵时，确定所述传感器(10、10'、10")的所述第一平面扫过区域(R)中的一个第一平面扫过区域内的所述障碍物(O)上的多个第一点(P)之间的相应第二距离的所述第一值中的至少一个；
-基于所述第一值确定所述飞机(1)的第二实际运动规则；
-确定所述第一实际运动规则和所述第二实际运动规则与所述参考运动规则之间的相关性；以及
-基于所述相关性来校正所述第一值。
17.根据权利要求12-14中任意一项所述的方法，其特征在于，包括以下步骤：
-当由所述传感器(10、10'、10")测量的所述第一距离中的最小值高于第一使用者可选阈值时，不命令经由第一变换器(50)和第二变换器(51)传输任何声音信号；
-当所述最小值低于所述第一使用者可选阈值且高于第二使用者可选阈值时，命令经由所述第一变换器(50)和所述第二变换器(51)传输间歇声音信号；以及
-当所述最小值低于所述第二使用者可选阈值时，命令经由所述第一变换器(50)和所述第二变换器(51)传输稳定信号。
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