CN107014397A - 飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法 - Google Patents

Abstract

本发明的总体涉及一种飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其包括：头部支撑体(C)，其支撑观察装置(V)；姿势检测器(DDP)；传感器，其用于检测限定所述飞行器的姿态的各个参数；用于计算并以图形方式生成所述姿态的装置，显示的成组的参数(S)被称为“姿态指引指示符”；在根据本发明的方法中，当头部支撑体定向于确定的方向(该方向与水平线和/或与“速度矢量”形成的角度大于第一值)时和/或当飞行器的姿态参数的至少一个变为大于第二值时，姿态指引指示符局部地显示在关联于头部支撑体的参考框架和观察装置的场中。

Description

飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法

技术领域

本发明的领域为用于航空应用的穿戴于用户头部的观察系统。

背景技术

这些系统用于民用和军用飞行器的驾驶舱中，以向飞行员呈现关于驾驶或导航的基本信息。所述信息显示为叠加于外部场景。这些系统特别地被称为“透视HMD”，“HMD”为“头部安装的显示器”的缩写。他们可以是单眼的或双眼的。

该类型的系统总是包括两个主要的子组件：观察系统以及姿势检测系统，所述姿势检测系统使得可以相对于已知基准来精确确定用户头部的姿势。因此，可以将信息显示于空间中完全确定的区域。

观察系统主要包括产生合成图像的微成像仪、中继光学器件以及光学组合器或混合器，所述光学组合器或混合器可以将从中继光学器件得到的图像叠加于外部场景。

存在可以精确定位空间中的对象的各种技术。可以使用电磁检测器。发射器设置于固定参考框架，而接收器设置于移动参考框架。还可以使用可以为被动或主动的光学检测。在后者的方案中，观察装置设置有发光二极管，该发光二极管发光的位置由照相机精确定位。对本领域技术人员而言，所有这些技术均是已知的。它们与实时操作兼容并且容易适应根据本发明的观察系统。

该类型的系统的一个优势是可以将信息(特别是符号系统信息)呈现于保形位置，也就是说，完全叠加于他们在外部场景中所占据的空间的位置。因此，可以呈现完全叠加于外部的基本驾驶信息。常规地，该信息一起集合于已知的“ADI”的视图，ADI是表示“姿态指引指示符”的缩写。基本地，该视图包括象征性地表示飞行器的飞机模型和表示就相对于地形基准的滚转和俯仰而言的飞行器的姿态和速度的符号。该符号包括至少一个人工地平线和滚转刻度。应当理解，为了可以容易地解释所述符号系统，该符号系统必须位于飞行器的轴线上。当ADI配置呈现于“透视HMD”时，其还包括称为“速度矢量”的符号，其也称作“飞行路径矢量”并且已知缩写为“FPV”。该符号表示飞机的轨迹，也就是说，飞行器驾驶瞬时朝向的方向。因此，其表示航向或“轨迹”参数，已知缩写为“TRK”，或者表示斜率或“飞行路径角度”参数，已知缩写为“FPA”。另一方面，飞机模型表示飞行器的机头相对于航向角和平衡角的方向。下文中所描述的原理在FPV上示出，但是如果FPV没有呈现在ADI中，则该原理可以应用于飞机模型。

在头部观察系统中呈现驾驶信息的困难之一是，当用户转动其头部时，如果“ADI”符号常规地呈现，则其离开其视场。

为了减轻这种困难，存在“驻留”算法，该算法提供驾驶回到场边界所需的符号。但是，将这些符号驻留会引起这样的效果：所述符号会失去它们所携带的信息的一致性。例如，在确定的飞行器姿态条件下，速度矢量可以驻留于水平线上方，而在现实中，该速度矢量位于水平线下方。另外，符号的表示可能不再适合于任务或飞行阶段的特定力矩。

发明内容

根据本发明的方法不会出现这些缺点。实际上，“姿态指引指示符”可以表现在关联于头部支撑体的参考框架中，因此，其一直在用户的视野中。更精确地，本发明的主题为一种在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，所述头部观察系统包括：

头部支撑体，其支撑观察装置；

所述头部支撑体的姿势的检测器；

传感器，其用于检测限定所述飞行器的姿态的各个参数；

用于在所述观察装置中计算并以图形方式生成所述姿态的装置，以符号形式显示的成组的参数被称为“姿态指引指示符”，所述姿态指引指示符显示于确定的角度场；

其特征在于，当头部支撑体定向于与水平线和/或与飞行器的“速度矢量”形成的角度大于第一确定值的确定方向时，和/或当飞行器的姿态参数的至少一个变为大于第二确定值时，姿态指引指示符显示于地形参考框架，或局部地显示在关联于头部支撑体的参考框架，并且显示于观察装置的场中。

有利地，姿态指引指示符包括采用飞机模型形式的中心符号，其表示飞行器的速度矢量，该模型包括第一中心圆，所述第一中心圆由称为小翼的两个对称的直短线包围，并且垂直于前两条短线的第三直短线位于所述第一中心圆的顶端。

有利地，当头部支撑体定向于与水平线和/或与“速度矢量”形成的角度大于第一确定值的确定方向时，姿态指引指示符包括表示这种情形的符号。

有利地，表示符号为角直径为几度的第二圆，所述第二圆以飞机模型的第一圆为中心。

有利地，当头部支撑体定向于与“速度矢量”形成的角度大于第一确定值的确定方向时，模型的三条短线将第一圆的中心作为公共点。

有利地，当滚转角度超过第二确定值时，滚转刻度以至少一个圆弧的形式出现，弧的数量或弧的尺寸或所述弧的短线的厚度随滚转的增加而增加，所述弧以第一圆为中心。

有利地，当俯仰角度超过第二确定值时，俯仰符号以V形线条的形式出现，该V形线条在这两个分支内部包括行进刻度，行进速率表示俯仰的变化率。

附图说明

通过阅读下文中的非限制性的描述并且通过以下附图，将会更好地理解本发明，并且其他优点将会变得明显，在所述附图中：

图1表示实施根据本发明的方法的头部观察系统的总体示意图；

图2表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第一变型；

图3表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第二变型；

图4表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第三变型；

图5表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第四变型；

图6表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第五变型；

图7表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第六变型；

图8表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第七变型；

图9表示根据本发明的方法中实施的符号系统的第八变型。

具体实施方式

在图1中示意性地示出了根据本发明的头部观察系统。该头部观察系统包括：

装配的头部支撑体或头枕C，其包括光电显示组件V。该观察组件可以为单眼的或双眼的。当用户穿戴头部支撑体或头枕时，该组件给出从显示器获取的准直图像。该图像通过光学组合器或混合器而叠加于外部场景；

姿势检测系统DDP，其用于头部支撑体或头枕，可以在飞行器的参考框架中确定支撑体的位置或头枕的位置。存在对本领域技术人员已知的各种检测系统。将提到磁检测系统以及光学检测系统，所述磁检测系统中的接收器测量已知电磁场的分量，所述光学检测系统包括发射器和接收器，所述接收器能够通过形状识别来确定该发射器的位置和方向。通过各种传感器(例如，飞行器的惯性平台)，地形参考框架中的飞行器的位置本身是已知的；

电子组件或计算机(未示出于图1)，其通过光电显示组件而保证叠加于外部场景的符号系统S的计算和产生。该符号系统一般包括驾驶所需的基础信息，例如，速度、姿态、平衡角、水平位置等的各种指示符。常规地，限定飞行器的姿态的成组的参数被称为“姿态指引指示符”，也如上文所述地由缩写“ADI”表示。为了保证该功能，飞行器的各个传感器为计算机提供了所需的信息。头枕定位检测系统给出了位置信息和方向信息，其可以采用保形方式(也即是说，在独立于飞行器的移动和头枕的移动的地形参考框架中)或非保形方式(也就是说，关联于用户的参考框架)来显示符号系统；

控制装置，通常为一个或多个控制台，其可以选择、修改或验证由观察装置显示的信息和数据。这些控制装置还可以设置于控制杆，或者由声音控制激活。

常规而言，姿态指引指示符显示于保形位置。在头部观察系统中呈现驾驶信息的困难之一是，当用户转动其头部时，如果“ADI”符号常规地表示，则其离开他们的视场。也就是说，在头部移动中，当采用倾斜飞行(banking)时，可能会失去作为ADI的关键元素的FPV、水平线或滚转刻度的显示。在根据本发明的方法中，作为头部方向和飞行参数的函数，FPV的表示变为ADI的符号系统的支持，该FPV表示可以关联于地形参考框架或头枕。因此，姿态指引指示符可以局部显示于关联至头部支撑体的参考框架，并且显示于观察装置的场中。

因此，当不再能够在保形位置显示时，根据本发明的方法是有利的。因此，该方法仅在头部支撑体定位于确定方向(该方向与水平线和/或“速度矢量”形成的角度大于第一确定值)时实施。当飞行器的姿态参数的至少一个变为大于第二确定值时，实施该方法是有利的。

另外，根据本发明的ADI具有小视觉“足迹”是有利的。也就是说，其包括最少数量的符号。因此，符号系统仅包括对ADI不可缺少的符号和/或表示危急情况的符号。

在第一典型情况下，当速度矢量或水平线变为受限时，典型地当飞行员希望看向将速度矢量置于场外的方向时，局部ADI出现。“受限的”符号意味着不在保形位置处表示的符号。当飞行员转移他们的目光以执行除了驾驶之外的任务时，在标称飞行条件期间，这些飞行参数的新表示以小的视觉足迹开始，当飞行器的姿态变差时，这些飞行参数的新表示增大。

在第二典型情况下，当飞行器的姿态作为可参数化阈值的函数而变得过大时，局部ADI出现。为了不遮挡可能完成另一个任务的飞行员的外部视觉，视觉足迹水平是渐变的，当飞行器的参数大大变差时，该视觉足迹水平增大。

图2至图9通过示例而示出了符号系统S的这些不同的配置。为了给出飞行员所见的各种符号系统的角度大小的量级，出现于图2、图3、图4和图5中的圆10具有大约为5度的明显的角直径。所有这些图均具有相同的刻度。符号基本上由短线组成，所述短线的角厚度为大约为毫弧度或几毫弧度的水平。所有这些符号可以表示为黑白的，或包括多个不同的颜色。一般而言，这些符号为绿色的。可以保留红色以用于危急符号。

图2至图9均以飞机模型1作为中心。其表示飞行器的速度矢量。该模型包括第一中心圆2，该第一中心圆2由称为小翼的两个对称的直短线3包围，并且垂直于前两条短线的第三直短线4位于该第一中心圆2的顶端。

图2至图5示出了第一典型情况，其对应于，当速度矢量或水平线变得受限时，ADI出现。这四幅图全部由圆10包围，该圆10在速度矢量或水平线变得受限时出现。该圆10以FPV 1为中心。在这些图中，水平线由短划线5来表示。

图2表示最简单的配置。其包括FPV 1和圆10，该圆10表示水平线5受限，该水平线已经退出该显示区域。将表示机翼和舵的FPV的三条短线3和4展开，这表示仅水平线受限，而速度矢量或FPV具有标称值。因此，其仍显示于地形参考框架。在该图中没有滚转指示还表示滚转保持在标称限制内。该限制为例如+/-10度。

在图3中，速度矢量或FPV具有受限的值。该速度矢量或FPV沿头部必须转向以“恢复”它的方向而显示于场边界。表示机翼和舵的FPV的三条短线3和4这时缩回，并且穿过圆2的中心。在该图中没有滚转指示还表示滚转保持在标称限制内。

在图4和图5中，滚转已经变得更加明显。表示滚转的值的两条滚转条20出现于圆10的圆周处。还出现了滚转刻度21。水平条和滚转条之间的倾斜角度表示速度矢量相对于水平的倾斜角度。该角度由缩写“FPA”表示，意思是“飞行路径角”。

在图4中，将表示机翼和舵的FPV的三条短线3和4展开，这表示仅水平线受限，而速度矢量或FPV具有标称值。在图5中，速度矢量或FPV具有受限的值。表示机翼和舵的FPV的三条短线3和4这时缩回。

图6至图9示出了第二典型情况，其对应于，当作为参数化阈值的函数的飞行器的姿态变得过大时，出现ADI。为了更加清楚，在这些示例中，速度矢量和水平线不受到限制，并因此不出现于这些图中。

图6至图8示出了滚转变得越来越明显的情况。在图6中，滚转为大约10度。如图5所示，条20和滚转刻度21出现。在图7中，滚转大于30度。滚转刻度伴有多个同心圆弧22，其为飞行员指示过度滚转。在图8中，滚转大于60度。同心圆弧22变得更强。由多个同心圆弧组成的符号还可以在滚转角度接近限制值时保留滚转方向的概念。

因此，弧的数量或弧的大小或所述弧的短线的厚度随滚转的增加而增加，所述弧以模型为中心。

图9表示在飞行器的俯仰变得过大的情况下的符号系统。当俯仰角度超过确定值时，俯仰符号以V形线条30的形式出现，该V形线条30在这两个分支内部包括行进刻度31，行进速率表示俯仰的变化率。在更突然的操纵期间，该信息为飞行员提供了其飞行器动力学的更确切的感受。如果俯仰变化非常明显，则可以预料俯仰变化率，从而保持于限制值之下。

当显示局部ADI时，局部ADI周围的真实水平线被消除，从而使飞行员不会混淆各种表示，一种为保形的且由标准ADI表示，而另一种为非保形且由局部ADI表示。

Claims (8)

1.一种在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，所述头部观察系统包括：

头部支撑体(C)，其支撑观察装置(V)；

所述头部支撑体的姿势的检测器(DDP)；

传感器，其用于检测限定所述飞行器的姿态的各个参数；

用于在所述观察装置中计算并以图形方式生成所述姿态的装置，以符号形式显示的成组的参数(S)被称为“姿态指引指示符”，所述姿态指引指示符显示于确定的角度场；

其特征在于，当头部支撑体定向于与水平线和/或与“速度矢量”形成的角度大于第一确定值的确定方向时和/或当飞行器的姿态参数的至少一个变为大于第二确定值时，姿态指引指示符显示于地形参考框架，或局部地显示在关联于头部支撑体的参考框架，并且显示于观察装置的场中。

2.根据权利要求1所述的在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其特征在于，姿态指引指示符的视觉足迹是渐变的，在飞行器的参数变差时，所述姿态指引指示符的视觉足迹增大。

3.根据权利要求1或2所述的在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其特征在于，姿态指引指示符包括采用飞机模型形式的中心符号(1)，其表示飞行器的速度矢量，该模型包括第一中心圆(2)，所述第一中心圆由称为小翼的两个对称的直短线(3)包围，并且垂直于前两条短线的第三直短线(4)位于所述第一中心圆的顶端。

4.根据权利要求1或2所述的在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其特征在于，当头部支撑体定向于与水平线和/或与“速度矢量”形成的角度大于第一确定值的确定方向时，姿态指引指示符包括表示这种情形的符号(10)。

5.根据权利要求4所述的在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其特征在于，表示符号为角直径为几度的第二圆，所述第二圆以飞机模型的第一圆为中心。

6.根据权利要求1或2所述的在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其特征在于，当头部支撑体定向于与“速度矢量”形成的角度大于第一确定值的确定方向时，模型的三条短线将第一圆的中心作为公共点。

7.根据权利要求1或2所述的在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其特征在于，当滚转角度超过第二确定值时，滚转刻度(21)以至少一个圆弧的形式出现，弧的数量或弧的尺寸或所述弧的短线的厚度随滚转的增加而增加，所述弧以第一圆为中心。

8.根据权利要求1或2所述的在飞行器的头部观察系统中显示“姿态指引指示符”的方法，其特征在于，当俯仰角度超过第二确定值时，俯仰符号以V形线条(30)的形式出现，该V形线条在这两个分支内部包括行进刻度(31)，行进速率表示俯仰的变化率。