CN103991553B

CN103991553B - 飞机精准着陆辅助装置

Info

Publication number: CN103991553B
Application number: CN201310247028.0A
Authority: CN
Inventors: 张国飙
Original assignee: Chengdu Haicun IP Technology LLC
Current assignee: Chengdu Haicun IP Technology LLC
Priority date: 2013-02-19
Filing date: 2013-06-21
Publication date: 2016-02-24
Anticipated expiration: 2033-06-21
Also published as: US20140236400A1; US9091538B2; CN103991553A; WO2014127606A1

Abstract

本发明提出了一种精准飞机着陆辅助装置。其测量装置使用调制激光束来测量高度，并具有厘米级精度。其处理装置根据一降落高度模型预测飞机的未来高度，并计算至少一降落操作时刻（即开始一降落操作的时刻）。

Description

飞机精准着陆辅助装置

本申请要求申请号为61/766,686、申请日为2013年2月19日的美国专利申请的优先权。

技术领域

本发明涉及航空领域，更确切地说，涉及飞机的着陆辅助装置。

背景技术

着陆是飞行中最具挑战性的部分。对于轻型飞机，正常着陆包括两个操作：拉平和预着陆。当飞机进入地面效应区域时，飞行员实施第一操作，即将机头拉起，使飞机水平于地面飞行。当飞机速度进一步降低，且与地面足够接近时，飞行员实施第二操作，即将机头进一步拉起，使飞机以较小的下降速度着陆。本说明书将第一操作称为拉平，开始拉平操作的时刻和高度分别称为拉平时刻和拉平高度；将第二操作称为预着陆，开始预着陆操作的时刻和高度分别称为预着陆时刻和预着陆高度。其中，拉平时刻和预着陆时刻统称为降落操作时刻，拉平高度和预着陆高度统称为降落操作高度。轻型飞机和大型飞机均使用上述定义。

对于小型飞机，拉平高度一般在地面之上5m到10m。由于飞行学员通常难以判断拉平高度，他们需要练习几百次着陆才能掌握拉平的合适时间。大量练习着陆会延长学习时间，浪费大量燃料，对环境有负面影响。尽管在拉平时雷达测高仪可能会有所帮助，但雷达测高仪较为昂贵，最好能采用低成本的着陆辅助装置来帮助飞行学员掌握拉平技巧。此外，该着陆辅助装置在飞机接近地面（≤40m）时能准确测量飞机高度，其精度最好在厘米级。

对于小型飞机，预着陆高度一般在地面之上2m左右，最好在1m左右。它对高度判断的错误容忍度远小于拉平高度。多数飞行员，甚至经验丰富的飞行员，都难以判断预着陆高度。由于雷达测高仪的精度范围在±1m内，它不能用于辅助预着陆。为了使着陆平稳，需要使用精准着陆辅助装置，它在飞机接近地面（≤10m）时能准确测量飞机高度，其精度需要在厘米级。

对于大型飞机，标准的着陆程序只有一个操作：拉平。在拉平高度时，飞行员改变飞机的仰角，并在着陆之前一直保持该仰角。在拉平过程中，一般建议使用中等下降速度（如2m/s），但是以这种速度着陆会牺牲乘客的舒适度。为了提高乘客的舒适度，最好在着陆前采用一定程度的预着陆操作。这要求使用精准着陆辅助装置，它在飞机接近地面（≤100m）时能准确测量飞机高度，其精度最好在厘米级。

美国专利7,106,424（发明人：Meneely等，授权日：2006年9月12）和专利7,400,386（发明人：Jamieson等，授权日：2008年7月15）建议使用一种脉冲激光测高仪。该测高仪直接测量激光脉冲从激光源传到测量对象，再反射回来的传输时间（TOF）。脉冲激光测高仪的测量范围在几千米之内，其精度在1米内。与雷达测高仪相似，其精度不能满足着陆的要求。因此，脉冲激光测高仪不能用作精准着陆辅助装置。

美国专利6,864,966（发明人：Giger，授权日：2005年3月8日）、美国专利5,309,212（发明人：Clark，授权日：1994年5月3日）以及美国专利4,611,912（发明人：Falk等，授权日：1986年9月16）提出了多种激光测距仪（LDM）。它们使用调制的激光束来测量距离，其测量范围为几十米，精度在毫米级。为了将精度达到毫米级，LDM需要统计评估成百上千个距离数据。这样，其评估周期T(指获得一个新的距离读数所需的时间)很长，一般为~0.1s到~7s。

LDM是用来测量静止距离的，即到固定物体（或者慢速移动物体）的距离；而不能用来测量动态距离，即到快速移动物体的距离。对于快速移动物体来说，实时测量距离没有太大意义，用户更想知道的是在未来一时刻的距离（如飞机的预期高度），以便预先准备特定的操作。不幸的是，LDM不能提供该信息。此外，由于LDM的评估周期T很长，它完全不可能用于飞机着陆时的高度测量。如图1所示，降落时飞机的飞行速度为~60节(~30m/s)到~230节(~115m/s)，下降速度为~1.5m/s到~6m/s，在一个评估周期T（~0.5s）内，飞机的飞行距离L为~15m到~58m，高度差ΔA(=A1-A2)为~0.8m到~3m。对于如此长的飞行距离L，飞行轨迹下方的任何异物（如在位置o的ILS天线）都可能导致高度数据产生较大误差。此外，飞机降落本身带来的较大高度差ΔA也会使LDM出错。因此，LDM不适用于精准着陆辅助装置。

发明内容

本发明的主要目的是在着陆时提高乘客舒适度。

本发明的另一目的是帮助飞行学员掌握着陆技巧。

本发明的另一目的是节约能源并提高环境质量。

本发明的另一目的是提供一种低成本的精准着陆辅助装置。

为了实现上述目的，本发明提出了一种精准飞机着陆辅助装置。在本说明书中，该装置又被称为激光测高仪，它由一个测量单元和一个处理单元组成。测量单元与激光测距仪（LDM）的类似，它使用调制激光束来测量高度A。由于测量单元只在飞机接近地面时（比如A≤100m）测量距离，它可以使用低能激光（如平均功率小于或等于1mW）。通过极大地放大激光传输时间（TOF），测量单元可以采用低成本组件来达到厘米级的单次测量精度。

激光测高仪的处理单元与LDM的不同，其主要功能不是处理静止的高度，而是预测飞机的未来高度。相应地，它采用一个降落高度模型来评估高度数据。在每次评估时，由于只需要厘米级精度（而不像LDM需要毫米级精度），激光测高仪仅需测量较少的高度数据，因此其评估周期比LDM显著缩短。激光测高仪可以达到>100Hz的数据采集率，该数据采集率足以用于飞机着陆。处理单元根据预测的未来高度来计算至少一降落操作时刻（即预测需要开始一降落操作的时刻，如拉平时刻或预着陆时刻），并输出相应的操作信号。

相应地，本发明提出一种飞机精准着陆辅助装置，包括：一种飞机精准着陆辅助装置，包括：一测量单元，该测量单元在该飞机接近地面时使用一调制激光束来测量该飞机与地面的距离；一处理单元，该处理单元根据多个测量的距离来预测该飞机的未来高度，并计算至少一降落操作时刻。

本发明还提出一种预测与一物体之间未来距离的装置，包括：一测量单元，该测量单元在一个测量时间内使用一调制激光束来测量该测量单元与该物体的距离，该测量时间大于该测量单元与该物体之间的激光传输时间；一处理单元，该处理单元根据一个评估周期内测量的多个距离来计算该评估周期内的估算距离和估算速度，并根据该估算距离和估算速度来计算在该未来距离，该评估周期含有多个连续的测量时间。

附图说明

图1为飞机在一个评估周期开始时（T₁）和该评估周期结束时（T₂）的位置。

图2为一架装配有精准着陆辅助装置（又被称为激光测高仪）的飞机剖面图。

图3是一台激光测高仪的功能框图。

图4A－图4C为三种测量单元的功能框图。

图5展示一台激光测距仪（LDM，以往技术）中处理单元采用的数据处理方法。

图6展示一台激光测高仪中处理单元采用的数据处理方法。

图7为一架装配有两台激光测高仪的飞机。

图8AA－图8BB展示了两种具有定向功能的激光测高仪。

注意到，这些附图仅是概要图，它们不按比例绘图。为了显眼和方便起见，图中的部分尺寸和结构可能做了放大或缩小。在不同实施例中，相同的符号一般表示对应或类似的结构。

具体实施方式

图2为一架使用精准着陆装置20的飞机10。在本说明书中，该装置又被称为激光测高仪。激光测高仪20安装在机身底部，也可以装在飞机10的其他地方，如机翼底部。激光测高仪20使用调制激光束100测量到地面0的距离D，并能达到厘米级的精度。飞机10的高度A定义为主起落架底部到地面0的距离。在激光光束100与地面0垂直时，高度A可以通过测量距离D减去一个偏置量Δ计算得到。在激光光束100与地面0不垂直时，高度A可以通过简单三角原理计算得到。

图3是该精准着陆装置20的功能框图。它是一激光测高仪，并含有一个测量单元30和一个处理单元70。测量单元30与激光测距仪（LDM）的测量单元相似。它使用激光光束100测量高度A（或距离D），激光光束可以是振幅调制的和/或频率调制的。作为着陆辅助装置，测量单元30仅在飞机靠近地面时（如A≤100m）测量高度。相应地，它可以使用一种低能激光（比如平均功率小于或等于1mW），这可以降低系统成本。

通过调制激光束来距离测量的实质是极大地放大激光传输时间（TOF），这样所需测量的时间（timetomeasure或TTM）是TOF的几千倍。例如，在距离D为15m时，TOF为100ns，而TTM可以放大1000倍，达到100μs。假设系统时钟仅以中等速率10MHz运行，TTM的测量精度为100ns，则距离D的单次测量精度为15mm。这样，测量单元30可以使用低成本组件来达到厘米级的单次测量精度。关于测量单元30的详细介绍可以参见图4A－图4C。

尽管可以使用低成本的组件达到较高的精度，采用调制激光束来测量距离仍需付出一定的代价：这种测量方法需要较长时间，其TTM远大于TOF。而且，由于LDM需要评估成百上千个距离数据以产生一个新的距离读数，因此其评估周期（指获得一个新的距离读数所需的时间）很长，约为~0.1s到~7s。对于飞机着陆来说，这个反应时间太慢了（图1）。

激光测高仪的处理单元70与LDM的处理单元有所不同。其主要功能不是处理静止的高度，而是预测飞机在未来一时刻的高度（未来高度）。相应地，它采用一降落高度模型来评估高度数据。降落高度模型可以假设一定的下降速度或者一定的加速度，还可以考虑飞机空速等其它因素。在每次评估时，由于只需要厘米级精度（而不像LDM需要毫米级精度），激光测高仪仅需测量较少的高度数据，因此其评估周期比LDM显著缩短。激光测高仪可以达到>100Hz的数据采集率，该数据采集率足以用于飞机着陆。根据预测的未来高度，处理单元70计算出降落操作时刻（即预测需要开始一降落操作的时刻），并输出相应的操作信号。关于处理单元70的数据处理方法可以参见图6。

在获得降落操作时刻后，处理单元70对飞机10的自动驾驶仪或者飞行员输出至少一操作信号80。对于自动驾驶仪，处理单元70一般在降落操作时刻输出操作信号80。对于飞行员来说，由于人类需要一定的反应时间，处理单元70最好在飞机降落操作时刻之前输出操作信号80。操作信号80可以使用至少一种可视的、听得到的或可触摸的方式传达。例如，在降落操作时刻（拉平时刻或预着陆时刻）前两秒内，发出两个短哔声和一个长哔声。飞行员应该在听到前两次短哔声时做好准备，在听到最后的长哔声时进行操作。

图4A－图4C展示了三种测量单元30。图4A中的实施例使用振幅调制的激光束，它基于相移测量的原理。一频率为参考频率f_ref的调制信号30x通过一激光二极管31和一调制器32来调制源激光束110的振幅。光电二极管39将部分反射的激光束120转化为光电流，并由放大器38放大。距离可以从光电流和调制信号30x之间的相移推导得到。为了提高测量精度，该测量单元30没有在高频的参考信号f_ref中测量相移，而是在中频信号f_if=|f_ref-f_lo|中测量相移。这里，f_lo为本地振荡器30y的频率。混频器33、37的信号通过带通滤波器34、36过滤。相位表35可以使用较慢的时钟来测量相移。更多关于相移测量的细节参见Amann等著《Laserranging:acriticalreviewofusualtechniquesfordistancemeasurement》（OpticalEngineering杂志，第40卷第1期，第10-19页，2001年1月）。

图4B为使用振幅调制激光束的另一实施例，该实施例基于距离到频率转换的原理。反射的激光束120由光电二极管39产生光电信号，该光电信号被反向器42放大并反向。该反向信号直接通过调制器32来调制激光二极管31。这种配置形成一振荡器回路，其振荡周期是TOF加电路延迟时间。该回路产生的振荡信号的频率通过频率表44来测量，测量出的频率可以直接转化为距离。更多关于距离到频率转换原理的细节参见美国专利5,309,212（发明人：Clark，授权日：1994年5月3日）。

图4C中的实施例使用频率调制的激光束，该实施例基于频移测量。一个斜坡产生器52以锯齿方式调制源激光束110的频率，如源激光光束110的频率在时间范围t_m内变化Δf。混频器54将调制信号和反射激光束120产生的光电流进行混合，其产生的混频频率f_if由频率表56测量。由于f_if与TOF成正比，即f_if=Δf×TOF/t_m，测量出的f_if可以用来推算距离。关于频移测量的细节可以参见Amann等著《Laserranging:acriticalreviewofusualtechniquesfordistancemeasurement》（OpticalEngineering杂志，第40卷第1期，第10-19页，2001年1月）。

图5和图6比较LDM（以往技术）和激光测高仪的数据处理方法。在这两个图中，每个测量时间（如t₁…）测量一距离数据（如D₁…）。评估周期T由n个连续的测量时间（如t₁,t₂…）组成。在评估周期T结束时，所有在该评估周期T内测量的距离数据（如D₁,D₂…）被统计分析。

图5中的LDM测量静止距离，其测量的平均距离D_avg是所有距离的算术平均值。为了达到毫米级的精度，LDM要统计评估成百上千个距离数据，因此评估周期T由成百上千的测量时间组成。在本实施例中，T含有1024个测量时间。因此，LDM具有较长的评估周期（~0.1sto~7s）。这使它反应迟钝，不适用于精准着陆辅助装置。

图6中的激光测高仪可以预测未来距离。其测量的距离数据先经过过滤，任何超出由上限曲线86和下限曲线88界定范围内的距离数据都将被剔除。过滤后的距离数据可以通过一降落高度模型来做最优拟合。在本实施例里，降落高度模型假设固定下降速度。相应地，距离数据可以使用一斜线84来拟合。在评估周期T内，斜线84被用来计算估算距离（如平均距离）和估算速度（如平均速度）。斜线84还可以在时间上外推来预测未来距离（或者高度）。降落操作时刻t_M为未来高度达到一降落操作高度A_M的时刻。注意降落操作高度A_M可能受下降速度、空速、仰角或其它因素的影响。

由于精准着陆辅助装置20仅要求厘米级的精度，在每次评估中，处理单元70可以使用较少的距离数据。本实施例仅使用了8个距离数据。这显著地缩短了评估周期T。因此，激光测高仪比LDM更为敏感，它可以达到>100Hz的数据采集率，该数据采集率足以用于飞机着陆。

图7中的飞机装配有两台激光测高仪20a、20b，它们装在飞机10的机身底部，并分别在飞机10纵轴X方向上处于不同位置。这里，激光测高仪20a装在飞机10的前端，激光测高仪20b装在飞机10的后端。注意到，激光束100a、100b与飞机垂轴Z之间的角度是固定的。在本实施例中，它们都沿着垂轴Z的方向。如果飞机具有一俯仰角α，则激光束100a、100b向前倾斜，它们与重力线z之间的夹角也同样为α。通过激光测高仪100a、100b各自测量得到的D_a、D_b，可以计算出俯仰角α和飞机的高度A。这些参数可以用来更准确地计算降落操作时刻。本实施例的另外一个优点是可以防止大型飞机在着陆时触尾。

图8AA－图8BB展示两种具有定向功能的激光测高仪。它保证激光束100在飞机降落时始终沿重力的方向。这样测量的距离始终垂直于地面，故能简化高度的计算。

图8AA－图8BB中的实施例为一类钟摆装置13。它安装在飞机机身底部19，并支撑在支架12上。钟摆设备13由一支点11，一测量单元30和一可以绕支点11摆动的重块（weight）14组成。无论飞机10是在水平位置（图8AA），还是有一个俯仰角α（图8AB），重块14保证测量单元30发送的激光束100始终沿着重力方向。重块14最好含有金属材料，以与磁铁15形成一对阻尼器，从而稳定类钟摆装置13。

图8BA－图8BB的实施例为一类摇篮装置18。它通过球轴承16安装在支架17上。类摇篮装置18由一测量单元30和一重块14组成，它可以在支架17上自由移动。无论飞机10是在水平位置（图8BA），还是有一个俯仰角α（图8BB），重块14保证测量单元30发出的激光束100总是沿着重力方向的。重块14最好含有金属材料，以与磁铁15形成一对阻尼器，从而稳定类摇篮装置18。

应该了解，在不远离本发明的精神和范围的前提下，可以对本发明的形式和细节进行改动，这并不妨碍它们应用本发明的精神。例如说，本发明中的实施例均应用在固定翼飞机中，它也可以用在旋转翼飞机（如直升飞机）或无人飞行器（UAV）中。因此，除了根据附加的权利要求书的精神，本发明不应受到任何限制。

Claims

1.一种飞机精准着陆辅助装置，包括：

一测量单元，该测量单元在该飞机接近地面时使用一调制激光束来测量该飞机与地面的距离，该调制激光束是连续激光；

一处理单元，该处理单元根据多个测量的距离来预测该飞机的未来高度，并计算至少一降落操作时刻。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征还在于：所述处理单元计算该飞机的下降速度。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征还在于：所述处理单元根据该下降速度计算该降落操作时刻。

4.根据权利要求1所述的装置，其特征还在于：所述降落操作是拉平操作。

5.根据权利要求1所述的装置，其特征还在于：所述降落操作是预着陆操作。

6.根据权利要求1所述的装置，其特征还在于：在该降落操作时刻，所述处理单元输出一操作信号至该飞机的自动驾驶仪。

7.根据权利要求1所述的装置，其特征还在于：在该降落操作时刻之前，所述处理单元输出一操作信号至该飞机的飞行员。

8.根据权利要求1所述的装置，其特征还在于含有：第一和第二测量单元，所述第一和第二测量单元在该飞机纵轴方向上处于不同位置。

9.根据权利要求1所述的装置，其特征还在于含有：一定向单元，该定向单元保证所述激光束在飞机降落时始终沿重力指向。