CN107407937A - 航空器着陆的自动辅助方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种自动辅助方法，该自动辅助方法用于使航空器从返回点(A)到终点(PA)着陆在着陆跑道上，航空器在该终点处与着陆跑道发生接触，该自动辅助方法通过数据处理设备来实施，该数据处理设备在所述航空器上是机载的并且被配置为被连接到惯性单元、高度计和偏差测量仪，所述方法包括：‑基于由惯性单元提供的位置和姿态数据以及由高度计提供的高度数据来沿着预定轨迹从返回点(A)到与着陆跑道的轴线大致对齐的预定的接入点(C)对航空器进行制导，基于使用由惯性单元提供的航空器的位置数据和由偏差测量仪发送的测量值计算出的经校正的位置数据来在所述预定轨迹的至少一部分上执行制导，‑从接入点(C)到终点(PA)进行制导。

Description

航空器着陆的自动辅助方法
技术领域
本发明涉及航空器制导领域。
本发明具有更具体的目标为一种用于诸如无人驾驶飞机的航空器从远离机场的位置直至该航空器在机场跑道上着陆的自动制导方法。
背景技术
现有的无人驾驶飞机的制导系统使得能够沿着例如对应于观察任务的轨迹的预定轨迹来对无人机进行自动制导。为了完成这样的制导，要以固定的时间间隔确定航空器的位置并且与待遵循的轨迹进行比较。一般使用利用卫星的诸如GPS或伽利略系统的绝对定位系统的接收机来确定该位置。
然而，可能会发生由于航空器部件(例如GPS接收器)的故障或由于定位信号不可用(例如该定位信号被干扰的情况下)而导致航空器的计算机无法确定航空器的当前位置。不知道航空器的位置，则计算机不能对航空器进行制导以使其遵循预定轨迹。尤其是，航空器的制导系统于是不能使该航空器到达其预期的着陆点，诸如机场的跑道。于是航空器有在未知的位置坠毁并且丢失的危险。
为了避免这种情况，可使用航空器上携带的另一个系统来确定航空器的当前位置。例如，航空器的计算机可以基于航空器的不断测量航空器的直线加速度和角加速度的惯性单元提供的信号来确定该位置。对由该惯性单元提供的信号进行积分使得能够确定航空器的位移，并且因此能够确定该航空器相对于由卫星定位系统提供的最后位置的相对位置。
然而，通过基于惯性单元的信号积分的这种方法来确定航空器的位置可能具有高度的不确定性。通过积分确定的移动和航空器的实际移动之间的偏差随时间的累积导致所确定的航空器位置相对于该航空器的真实位置出现航差。这种航差从卫星定位系统提供的最后位置开始可达到每飞行小时几千米。在距预期着陆点较长距离发生卫星定位故障并且导致在较长时段内基于来自于惯性单元的信号来对航空器进行制导的情况下，制导系统可能因这种航差而将航空器不知不觉的引导到远离着陆点几千米的位置。于是该航空器将不能获知它的真实位置，以找到预期的着陆机场，然后降落。
因此，需要一种制导方法，该制导方法使得尽管卫星定位不可用以及尽管基于来自于航空器惯性单元的信号确定的航空器的当前位置具有显著航差但仍能够安全、自动地引导航空器从遥远的返回点到达机场并且之后使航空器着陆在机场跑道上。
发明内容
根据第一方面，本发明涉及一种自动辅助方法，该方法用于使航空器从返回点到达终点着陆在着陆跑道上，航空器在该终点处与着陆跑道发生接触。
所述方法通过所述航空器上机载的数据处理设备来实施，该数据处理设备被配置为被连接到：
-惯性单元，该惯性单元被配置为估测航空器的位置和姿态，
-高度计，该高度计被配置为测量航空器的高度，
-偏差测量仪，该偏差测量仪被配置为相对于参考点测量航空器的相对于参考方向的方位角，
所述方法的特征在于该方法包括：
-返回导航辅助阶段，该返回导航辅助阶段包括基于由惯性单元提供的位置和姿态数据以及由高度计提供的高度数据来沿着预定轨迹从返回点到预定的接入点(connection point)对航空器进行制导，该接入点与着陆跑道的轴线大致对齐，基于使用由惯性单元提供的航空器位置数据和由偏差测量仪传输的测量值计算出的经校正的位置数据来在所述预定轨迹的至少一部分上实现制导，
-着陆辅助阶段，该着陆辅助阶段包括从接入点到终点对航空器进行制导。
由偏差测量仪传输的测量值使得能够校正惯性单元的位置数据，以补偿该惯性单元的航差。因此，可以降低的不确定性使航空器到达接入点C，这使得该航空器能够安全着陆。
构成返回导航辅助的阶段可包括：
-基于由惯性单元提供的位置和姿态数据以及由高度计提供的高度数据来沿着预定轨迹从返回点到预定的采集点对航空器进行制导的第一制导步骤，
-基于由惯性单元提供的姿态数据、由高度计提供的高度数据、以及使用由惯性单元提供的航空器位置数据和由偏差测量仪传输的方位角测量值计算出的经校正的位置数据来沿着预定轨迹从采集点到接入点对航空器进行制导的第二制导步骤，所述预定轨迹使航空器在采集点B与接入点之间进行转向运动。
在采集点与接入点之间实施的转向运动使得能够减小与航空器位置有关的不确定性，该不确定性与偏差测量仪的测量值的不确定性和偏差相关联。因此，可以以提高的精度对航空器进行制导直至接入点，这保证了航空器与着陆跑道的良好对齐。
返回导航辅助阶段的第一制导步骤可包括：基于由惯性单元提供的姿态数据、由高度计提供的高度数据以及使用由惯性单元提供的航空器位置数据和由偏差测量仪传输的方位角测量值计算出的经校正的位置数据来沿着预定轨迹从返回点到采集点对航空器进行制导。
偏差测量仪测量值也可被用于补偿惯性单元的从返回点开始的航差，从而使得在朝向采集点对航空器进行制导的过程中与该航空器的位置有关的不确定性最小化。
在第一变型实施方式中，返回点和采集点之间的预定轨迹是直线的。
直线的轨迹使得能够使返回点和采集点之间的待行进的距离最小化，从而使返回时间和与返回轨迹的这部分有关的资源消耗最小化。
在第二变型实施方式中，返回点和采集点之间的预定轨迹是锯齿形的。
锯齿形轨迹使得能够更大范围地改变偏差测量仪所测量的角度变化范围，并且因此能够减小相关的不确定性和与航空器的位置有关的不确定性。
数据处理设备被配置为还被连接到航空器机载的摄像头，着陆辅助阶段可包括在由摄像头采集的着陆跑道图像中对终点的位置进行估测以及取决于在图像中所估测的终点的所述位置和由高度计提供的高度数据来对航空器位置进行估测。
因此，在着陆过程中从始至终地，可以以更低的不确定性确定航空器的位置而非由惯性单元和/或偏差测量仪来确定该航空器位置。该增加的精度使得能够在接入点与终点之间安全地对航空器进行制导，并且使该航空器着陆。
数据处理设备进一步被配置为被连接到一收发器，该收发器是所述航空器上机载的并且被设计为接收由位于地面上的至少三个收发器发射的信号，着陆辅助阶段可包括基于由惯性单元提供的位置数据、由偏差测量仪发送的方位角测量值以及机载收发器与所述至少三个地面收发器之间的距离数据来估测航空器的经校正的位置数据。
使用有关于航空器与具有已知位置的地面上的固定点(诸如地面收发器)之间的距离的信息使得能够减小基于惯性单元和偏差测量仪确定的航空器的位置方面的不确定性，从而使得准确地将航空器制导至终点。
根据第二方面，本发明涉及一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括当该程序被处理器执行时用于执行根据第一方面的方法的代码指令。
根据第三方面，本发明涉及一种数据处理设备，该数据处理设备被配置为用于实施根据第一方面的辅助方法。
根据第四方面，本发明涉及一种用于自动辅助航空器在着陆跑道上着陆的系统，该系统包括：
-惯性单元，该惯性单元被配置为估测航空器的位置和姿态，
-高度计，该高度计被配置为测量航空器的高度，
-偏差测量仪，该偏差测量仪被配置为相对于参考点测量航空器相对于参考方向的方位角，
-根据第三方面的数据处理设备。
根据第四方面的所述辅助系统还可包括被配置为被连接到数据处理设备的摄像头。
根据第四方面的所述辅助系统还可包括：
-位于地面上的至少三个收发器；
-被设计为接收由位于地面上的所述至少三个收发器发射的信号的收发器，该收发器在所述航空器上是机载的并且被配置为被连接至数据处理设备。
这种计算机程序产品、数据处理设备和系统具有与根据第一方面的方法的提及的优点相同的优点。
附图说明
通过阅读实施例的后续说明，其它的特性和优点将呈现。该说明将参考附图来给出，在附图中：
图1示意性地示出了根据本发明的一个实施例的对正在着陆于着陆跑道上的航空器进行的从返回点A到达终点PA的制导的示例；
图2示出了根据本发明的一个实施例的用于航空器的着陆辅助系统；
图3示出了根据本发明的将数据处理设备连接到地面上的站点以及被包括在着陆辅助系统中的偏差测量仪的两个无线电链路；
图4示出了根据本发明的实施例的用于航空器的着陆辅助系统；
图5为示意性地示出了根据本发明的用于航空器的自动着陆辅助方法的示例性实施例的框图；
图6为一框图，该框图示出了根据本发明的一个实施例的基于由偏差测量仪发送的测量值对经校正的位置数据进行的计算；
图7为一标绘图，该标绘图示意性地示出了航空器进行转向移动之后航空器的位置和接入点之间的随曲率半径的偏差；
图8示出了根据本发明的当辅助系统配备有摄像头时的着陆辅助阶段；
图9示出了终点处的图像中的十字线定位；
图10为一框图，该框图示出了根据本发明的一个实施例的基于由偏差测量仪发送的测量值对经校正的位置数据进行的计算。
具体实施方式
如图1所示，本发明的一个实施例涉及一种用于使航空器1从返回点A到达终点PA从而着陆在着陆跑道上的自动辅助方法，在该终点处航空器与着陆跑道接触。该方法通过如图2所示的着陆辅助系统3的数据处理设备2来实施。着陆辅助系统3还可包括在航空器上承载的高度计4和惯性单元5，并且数据处理设备可被连接到该高度计和该惯性单元。
高度计4可以是气压高度计或激光高度计。气压高度计可具有10m的精度，并且可以使用大气压力QNH的值来进行调整，该大气压力是针对仪器误差、温度误差和重力误差被校正过以及针对平均密封水平(MSL)被重新计算过的气压。在实践中，可以参考着陆跑道的入口来给出该压力QNH，使得当航空器位于所讨论的跑道入口的上空时，高度计显示终点PA的地理高度。激光高度计可以具有0.2m的精度并且在高度小于100米时使用。
惯性单元5能够对航空器的运动(加速度和角速度)进行积分以估测该航空器的定向(滚转、俯仰和航向角)、该航空器的线速度和该航空器的位置。该惯性单元包括加速度计以测量航空器沿三个正交的方向的直线加速度以及包括陀螺仪以测量角速度矢量的三个分量(滚转、俯仰和偏航率)。惯性单元还提供了航空器的姿态(滚转、俯仰和航向角)。
该方法提出了尽管卫星定位系统不可用以及尽管通过航空器的惯性单元5确定的该航空器的当前位置存在明显偏差但仍通过使用由地面系统提供的补充位置数据对由该单元提供的位置数据进行校正来将诸如为无人机或客机的航空器从遥远的返回点安全地、自动地引导到着陆跑道(例如机场的着陆跑道)，并且使航空器着陆在该跑道上。
为此，数据处理设备2能够被承载在航空器上并且可包括计算机和通信接口。该机载计算机可以包括：例如为x-86型或RISC类型的处理器或微处理器、控制器或微控制器、DSP、诸如ASIC的集成电路或诸如FPGA的可编程集成电路、使得能够执行下文所描述的方法的计算步骤的这些元件的组合或部件的任何其它组合。该通信接口可以是使得计算机能够与辅助系统3的其它元件(诸如高度计4和惯性单元5)交换信息的任何模拟的或数字的接口。例如，该接口可以是RS232串行接口、USB、火线、HDMI接口或以太网类型的网络接口。
如图2所示，数据处理设备2的计算机可在自主导航系统6和飞行控制系统(SCV)7之间共用。可命令自主导航系统6估测航空器位置的纬度和经度以及着陆期间的高度。可命令飞行控制系统7取决于由自主导航系统6提供的纬度数据和经度数据、由高度计4提供的高度以及由惯性单元5提供的诸如航向、滚转和俯仰的航空器姿态数据来继续对航空器进行制导。为此，飞行控制系统可将设定值传送到航空器的控制构件，诸如使控制表面8或油门杆9致动的电致动器、液压致动器或混合致动器。
数据处理设备2可经由如图3所示的下述两个链路被连接到通常位于机场附近或着陆跑道附近的地面站：
-一个所谓的“命令/控制”C2链路11，该链路是通过无线电的方式并且在介于3GHz到6GHz之间的电磁频谱的频带内是双向的，该链路使得能够在地面站和航空器之间交换控制信息和命令信息。所传输的信号被使用单载波调制技术进行调制，并且通过被安装在地面站的桅顶上的全向天线被发送/接收；
-任务数据链路12M，该链路是通过无线电的方式并且在介于10GHz到15GHz之间的电磁频谱的频带内是双向的，该链路使得能够交换由不同的机载传感器产生的数据馈送。所传输的信号被使用多载波调制技术进行调制，并且通过被安装在桅顶上的诸如为抛物面的定向天线被发送/接收。
着陆辅助系统3还包括偏差测量仪13。该偏差测量仪是被连接到用于任务数据链路12的地面站的定向天线的地面系统。偏差测量仪被配置为连续地测量航空器的方向，即航空器相对于参考方向(例如北方)的方位角。测量航空器相对于参考点，例如相对于被安装在桅顶上的定向天线的位置的方位角。偏差测量仪可以基于由机电天线定位设备提供的定向天线的定向来测量该角度，该机电天线定位设备被配置为在高度和方位上对定向天线进行定位，以便使该定向天线指向航空器以最大程度地提高无线电链路的质量。偏差测量仪被配置为通过所述命令/控制链路11将所测量的方位角数据传输到数据处理设备。
该方法提出了使用由偏差测量仪传输的这些方位角数据和由惯性单元提供的航空器位置数据来计算用于对惯性单元的航差进行补偿的经校正的位置数据。如图1所示，这些经校正的位置数据可被用于将航空器制导到预定的接入点C，该接入点大致与着陆跑道的轴线对齐并且位于接入区域的周界上，该接入区域以终点PA为中心并且具有预定的半径。通过示例的方式，这样的接入区域可以具有小于或等于5km的半径。
着陆辅助系统3还可以包括补充定位系统，该补充定位系统专用于在着陆阶段期间对接入区域中的航空器进行制导直至终点为止。
在图2所示的第一实施例中，着陆辅助系统3包括被装载在航空器上的摄像头14，数据处理设备可被连接到该摄像头。该摄像头可以是SWIR(短波红外范围，波长介于0.9微米到1.7微米之间)类型的红外全景摄像头。通过摄像头获取的视频馈送一方面被传输到处理设备2，以便定位着陆跑道并确定在着陆期间航空器相对于该着陆跑道的位置，另一方面则通过任务数据链路被传输到地面站。
在图4所示的第二实施例中，着陆辅助系统3包括位于地面上的至少三个收发器和航空器上机载的收发器15，该机载的收发器被配置为连接到数据处理设备2。这些收发器可以是UWB(超宽带)无线电信标台。通过与地面收发器交换信号，例如通过测量信号的来回传输时间，机载的发射机接收机能够确定其与每个地面收发器分开的距离。机载的收发器还被配置为将这些距离传输到处理设备2。获知地面收发器的位置后，处理设备2则可以基于由偏差测量仪传输的方位角数据、由惯性单元提供的航空器位置数据、以及由机载的收发器提供的距离数据来确定航空器的经校正的位置。
参照图5，后文的段落中更为详细地描述了该方法的步骤。
该方法可以包括返回导航辅助阶段P1，在该阶段期间，处理设备基于由惯性单元5提供的位置和姿态和由高度计4提供的高度数据来对航空器沿着预定轨迹从返回点A到与着陆跑道的轴线大致对齐的预定接入点C执行制导。为了补偿由惯性单元提供的位置数据的航差，可基于经校正的位置数据在所述预定的航线的至少一部分上实现制导，该经校正的位置数据是使用由惯性单元提供的航空器位置数据和由偏差测量仪传输的测量值计算出的。根据一个变型，还可以取决于由高度计提供的高度数据来计算经校正的位置数据。
该方法还可以包括着陆辅助阶段P2，在该阶段期间，处理设备对航空器从接入点C到终点PA执行制导。
涉及由偏差测量仪传输的测量值的对经校正的位置数据进行的计算，可以通过如图6所示的使成本函数最小化的最小化模块16来实现。该成本函数可以是一数学表达式，该数学表达式包括航空器的真实位置坐标与由惯性单元或偏差测量仪提供的对应坐标之间的离差幂的项。可以任意选择或选定这些幂次以调整或加重一个幂次相比于其它幂次的贡献的相对重要性。于是所需的经校正的位置坐标是根据最小“幂”准则被选择作为使成本函数最小化的实际位置坐标的坐标。下文提供了没有考虑到由高度计提供的高度测量值的简单成本函数C的一个示例。例如，该成本函数包括项C1和项C2，该项C1为通过惯性单元确定的位置坐标的函数，该项C2为由偏差测量仪提供的方位角测量值的函数。
对航空器位置进行的确定是离散地完成的，在本示例中假设以采样周期T周期性地执行该确定。在t＝kT时刻
其中，
(x(mT)，y(mT))：在mT时刻航空器的确定的位置。
(xI(mT)，yI(mT))：在mT时刻由惯性单元给出的位置。
在mT时刻惯性单元的最大航差。
p，q：使得成本函数能够逐渐符合“矩形井(rectangular well)”的可选参数(当p，q→∞)。
θ(mT)：在mT时刻航空器的相对于参考方向的确定的方位角。
θe(mT)：在mT时刻航空器的相对于参考方向的测量方位角。
σe：由偏差测量仪产生(commit)的测量误差的标准离差。
角度θ(t)与坐标(x(t)，y(t))通过以下方式相关联：
θ(t)＝arg(x(t)+iy(t))＝Re(-ilog(x(t)+iy(t)))
其中，Re表示实部。
幂次p、q可被调整以便取决于进行中的制导步骤来改变函数C中的每项的权重，例如，使得一旦越过采集点B就减小惯性单元的重要性。
该示例中给出的项C1和C2为在需要经校正的位置数据x(t)、y(t)的时刻kT之前的几个时刻mT提供的位置数据和方位角测量值的函数。位置坐标(x(mT)，y(mT))、(xI(mT)，yI(mT))和方位角测量值θ(mT)、θe(mT)在t＝kT之前的时刻已被确定或测量，假设对于这些项已知m＜k。
最小化C(x(t)，y(t))则相当于使下式最小化：
解是通过求解以下的方程组得到的：
可通过本领域技术人员熟知的任何方法，例如通过牛顿-拉夫逊(Newton-Raphson)迭代方法来求解该方程组。为此，形成以下矢量F和雅可比(Jacobian)矩阵J：
其中，n表示当前的迭代标数。
如下通过迭代的方式来确定解：
使得上述等式能够启动的初始位置在先前的过滤迭代之后通过滤波被给出。
如果矩阵J条件较差，则可以继续进行吉洪诺夫(Tikhonov)正则化。
可使用卡尔曼(Kalman)滤波器17来对通过使成本函数最小化得到的经校正的位置数据(x(t)，y(t))进行过滤，以便在使用该位置对航空器完成制导之前改善对航空器位置进行的估测。为了提高该过滤的有效性，处理设备可包括轨迹跟踪模块18，该轨迹跟踪模块被设计为修改滤波器的状态矩阵以考虑预定的轨迹轮廓，以使航空器遵循该预定的轨迹轮廓。为此，轨迹跟踪模块可通过命令/控制链路11从地面站得到该预定轨迹。
尽管卫星定位不可用以及尽管惯性单元存在航差，但使用由偏差测量仪提供的测量值对航空器的惯性单元的航差进行的这种补偿使得辅助系统能够改善该辅助系统对航空器位置的获知。尽管如此，所确定的经校正的位置数据仍然受偏差测量仪的不确定性和测量值偏差的影响。涉及所测量的方位角的这种偏差和不确定性可高达半度，当航空器距终点PA较长的距离时这可能代表该航空器在位置方面的相当大的误差。
为了使由于偏差测量仪的偏差和测量不确定性引起的航空器位置的误差最小化，导航辅助阶段P1可包括沿着预定轨迹从返回点A到预定的采集点B对航空器进行制导的第一制导步骤E1。导航辅助阶段P1还可以包括沿着预定轨迹从采集点B到接入点C对航空器进行制导的第二制导步骤E2，所述预定轨迹使航空器在采集点B和接入点C之间进行转向运动。该转向运动尤其可围绕参考点进行，偏差测量仪相对于该参考点进行测量。在该第二制导步骤E2期间，可基于由惯性单元提供的姿态数据、由高度计提供的高度数据以及使用由惯性单元提供的航空器位置数据和由偏差测量仪传输的方位角测量值计算出的经校正的位置数据来完成对航空器的制导。
实施这种转向运动使得地面站的定向天线的位置能够被改变，并且因此能够改变由偏差测量仪提供的角度测量值。这使得能够减小基于惯性单元的位置数据和偏差测量仪的测量值估测的航空器位置的误差。通过示例的方式，预定轨迹被选定以使航空器相对于地面站扫过的角度大于90°。在图1所示的采集区域内实施这种转向运动，该采集区域呈以终点PA为中心的环的形式并且围绕接入区域。通过示例的方式，采集区域的最大半径可小于或等于10km。围绕接入区域并包括返回点A的环被称为返回导航区域，并且该环可以延伸至距终点150km的距离处。
尽管由于惯性单元的航差和偏差测量仪的测量不确定性导致航空器位置存在误差，但是可选择从其实施转向运动的采集点B，以使当处理设备估计航空器位于采集点B时在采集区域中确定地定位航空器的实际位置。
通过示例的方式，如图1所示，在采集点B和接入点C之间选择的轨迹可以是U形轨迹。替代地，所述轨迹可以是O形轨迹或螺旋形的轨迹，该轨迹使得航空器相对于地面站所扫过的角度可能大于360°。航空器则在到达接入点之前围绕地面站进行多于一次完全转向。
如图7所示，航空器位置方面的剩余不确定性越小，转向运动的曲率半径越小。优选地，于是可以以尽可能最小的曲率半径来实施转向运动，该曲率半径例如小于5km，或许小于或等于2km。
在该第一制导步骤E1期间，可以仅基于由惯性单元提供的位置和姿态数据以及由所述高度计提供的高度数据来完成对航空器的制导。于是不再使用偏差测量仪的在返回点A和采集点B之间的偏差测量仪测量值来重新计算航空器的位置数据。替代地，在该第一制导阶段E1期间，可以基于由惯性单元提供的姿态数据、由高度计提供的高度数据以及使用由惯性单元提供的航空器位置数据和由偏差测量仪传输的方位角测量值计算出的经校正的位置数据来完成对航空器的制导。于是使用偏差测量仪的从返回点A到接入点C的测量值重新计算航空器的位置数据。
在该第一制导步骤E1期间，航空器在返回点A和采集点B之间所遵循的预定轨迹可以是直线的，因此使得到达采集点B的行进距离和消耗的能量最小化。
替代地，当第一制导步骤E1包括基于经校正的位置数据对航空器进行制导时，即，当已采用偏差测量仪的在返回点A和采集点B之间的测量值以补偿惯性单元的航差时，航空器在返回点A和采集点B之间所遵循的预定轨迹可以是锯齿形的。因此，这样的轨迹使得地面站的定向天线的定向能够被稍微改变，因此减小了在实施转向运动之前关于航空器位置的不确定性。
上述步骤使得能够补偿惯性单元的航差并且能够以通常在大约五十米或更小的数量级的精度得到航空器的位置，这样足以使航空器到达跑道与接入点C的对准线处。然而，所得到的精度可被证明不足以将航空器制导至终点并使其降落在着陆跑道上。在定位不确定度大约为50米的情况下，航空器有被制导到跑道旁边的风险。因此，可能期望以提高的精度得到航空器的位置，以保证安全着陆。
在第一实施例中，当在第二制导步骤E2中时，基于由惯性单元提供的姿态数据、由高度计提供的高度数据、以及使用由惯性单元提供的航空器位置数据和由偏差测量仪传输的方位角测量值计算出的经校正的位置数据将航空器从接入点C制导至终点PA。
在第二实施例中，如图5和图8所示，着陆辅助阶段P2(在其期间，航空器从接入点C被制导至终点PA)可利用由被装载在航空器上的摄像头14提供的着陆跑道和终点PA的图像。为此，着陆辅助阶段P2可包括图像处理步骤E3，在该步骤期间，在由摄像头采集的着陆跑道的图像中对终点PA的位置进行估测。可沿着航空器朝着跑道的进场路径和该航空器的着陆进场路径重复执行该步骤。
如果在图像中可容易地检测到终点，例如终点在着陆跑道上被体现为地面上的一位置，或者如果跑道本身被存在于地面上的一个或多个参考点(诸如标记或灯)定位，则在图像中对终点进行的该检测可以完全是自动的。于是可通过已知的图案或图像识别技术来确定终点在图像中的位置。
替代地，终点在图像中的位置可以由操作人员在第一图像中通过命令/控制链路11来指定，例如如图9所示通过在图像中将瞄准十字线定位在终点上。然后，处理设备能够提供对在由机载摄像头稍后提供的图像中由十字线指出的终点的位置的追踪，并且能够自动地调整十字线的位置以保持终点处于该十字线的中心。当着陆跑道或终点的标记不足以进行自动检测时，或当飞行条件(夜间飞行、雨、雾...)不允许进行自动检测时，这种手动启动追踪可能是必要的。
如果有必要，操作员可通过在当前图像中对十字线的位置进行一次或两次手动调整来校正位置追踪，以使在所处理的连续图像中，十字线保持被正确地定位在终点上。为了有助于自动追踪终点的位置，可在终点处着陆跑道的两侧布置红外光源。
着陆辅助阶段P2还可包括第一确定位置步骤E4，在该步骤期间，取决于在图像处理步骤E3期间在图像中估测的终点的位置来估测航空器的位置。该估测还需要由高度计提供的航空器的高度数据和终点的坐标，该坐标可由地面站通过命令/控制链路11来提供。在第一确定位置步骤E4之后，处理设备得到了航空器的例如呈经度和纬度的形式的位置。于是在第三制导步骤E6期间，可利用该位置来完成对航空器的制导，直到该航空器在终点PA处着陆为止。与在辅助阶段P1期间一样，在第一确定位置步骤E4之后得到的航空器的位置数据在过滤步骤E5期间可使用卡尔曼滤波器被过滤，以便在第三制导步骤E6期间使用该位置来完成对航空器的制导之前改善对航空器位置的估测。
该第一确定位置步骤E4的实施模式的一个非限制性示例将在下文的段落中给出。替代地，可实施对本领域技术人员公知的其它实施模式。如图5所示，第一确定位置步骤E4可包括计算瞄准线的步骤E41，在该步骤期间，在中心陆地参考系中确定航空器到终点PA的瞄准线。
这种确定可以基于以下参数来完成：
●(PAL，PAG，PAz)由地面站提供的终点PA的位置，
●(PAH，PAv)在图像处理步骤E3之后得到的来自于机载摄像头的图像中被十字线所指向的终点的、例如相对于图像的左上角的横坐标和纵坐标，
●机载摄像头在与航空器关联的参考系中的定位角度，
●(CAOH，CAOV)摄像头的水平开度角和竖直开度角，
●(CRH，CRV)摄像头的水平分辨率和竖直分辨率，
●由惯性单元提供的航空器的滚转角度、俯仰角度和航向角，
●AZ由高度计提供的航空器的高度。
还要标示出的是：
●C方位角和C海拔高度航空器在摄像头的参考系中的方位角和海拔高度，
●RT地球的半径，
●Vx：在摄像头参考系中与瞄准线相关的矢量，
●Vy：在摄像头参考系中与正交于瞄准线的第1法线相关的矢量，
●Vz：在摄像头参考系中与正交于瞄准线的第2法线相关的矢量，
●Wx：在中心陆地参考系中与瞄准线相关的向量，
●Wy：在中心陆地参考系中与正交于瞄准线的第1法线相关的向量，
●Wz：在中心陆地参考系中与正交于瞄准线的第2法线相关的向量。
于是瞄准线计算步骤E41可包括以下运算：
●确定与像素相关的基本角度，
●确定瞄准线相对于摄像头的轴线的角位置，
●确定摄像头的参考系中的瞄准线：
与朝向终点的瞄准线相关的矢量：
与正交于朝向终点的瞄准线的第一法线相关的矢量：
与正交于朝向终点的瞄准线的第二法线相关的矢量：
Vz＝Vx∧Vy
●构建从摄像头的参考系到航空器的参考系的转换矩阵：
●构建从航空器参考系到终点的局部陆地参考系的转换矩阵：
●构建从终点的局部陆地参考系到中心陆地参考系的转换矩阵：
MPRTL→RTC＝(xt yt -ut)
●计算从摄像头参考系到中心陆地参考系的转换矩阵：
MPC→RTC＝MPRTL→RTC·MPA→RTL·MPC→A
●在中心陆地参考系中确定瞄准线(Wx，Wy，Wz)。
在中心陆地参考系中与瞄准线相关的向量：
Wx＝MPC→RTC·Vx
与正交于朝向终点的瞄准线的第1法线相关的矢量：
Wy＝MPC→RTC·Vy
与正交于朝向终点的瞄准线的第2法线相关的矢量：
Wz＝MPC→RTC·Vz
于是第一确定位置步骤E4可包括位置计算步骤E42，在该位置计算步骤期间：
●以下方程被求解：
○其法线ut正切于由将终点投影到航空器的高度产生的点的平面的方程，
○由(Wx，Wz)生成的平面的方程，该平面具有法线Wy并且通过(PAL，PAG，PAZ)，
○由(wx，Wy)生成的平面的方程，该平面具有法线Wz并且通过(PAL，PAG，PAZ)，
●在中心陆地参考系中确定航空器的坐标。
它们对应于这三个平面的交点：
解X是当时通过求解线性方程组MX＝A得到的：
其中：
上述线性方程组的解为：
纬度和经度则通过下式给出：
G＝arg(x1+ix2)
在图5和图10所示的第三实施例中，着陆辅助阶段P2(在其期间航空器被从接入点C制导至终点PA)可使用航空器机载的收发器与地面上的至少三个收发器之间的距离数据。为此，着陆辅助阶段P2可包括第二确定位置步骤E7，在该第二确定位置步骤期间，基于由惯性单元提供的位置数据、由偏差测量仪传输的方位角测量值、机载收发器与地面上的所述至少三个收发器之间的距离数据来估测航空器的经校正的位置数据。如上文所说明的，地面上的每个收发器与机载收发器之间的距离可通过这些发射机之间的信号交换来确定。由于地面上的收发器的位置是已知的，因此可使用这些距离信息来最小化关于航空器位置的不确定性。
为此，以与在返回导航辅助阶段P1期间完成并已在上文描述的使成本函数最小化相似的方式，涉及由偏差测量仪传输的测量值和收发器(ER)之间的距离的对经校正的位置数据的计算可通过使成本函数最小化的最小化模块16来完成。在下文提供了简单成本函数C的一个示例。例如，该成本函数包括项C1、项C2和项C3，该项C1为机载收发器和地面上的收发器之间的距离数据的函数，该项C2为由惯性单元确定的位置数据的函数，该项C3为由偏差测量仪提供的方位角测量值的函数。
对航空器位置进行的确定是离散地执行的，在本示例中假设以采样周期T周期性地执行该确定。在t＝kT时刻
其中，
(x(mT)，y(mT))：在mT时刻航空器的确定的位置。
(xn，yn)：具有标数n的地面发射机/接收机(ER ULB)的位置。
AZ(mT)：在t＝mT时刻由高度计测量的航空器高度。
N：部署在地面上的ER ULB的数量(N≥3)。
dn(τ)：在τ时刻航空器与地面上的具有标数n的ER ULB之间的距离的测量值。
距离测量过程期间产生的最大距离误差。
wn(τ)：如果可进行距离测量(地面上的ER在机载ER的发射范围内)则为1，否则为0。
(xI(mT)，yI(mT))：在mT时刻由惯性单元给出的位置。
在mT时刻惯性单元的最大航差。
o，p，q：使得成本函数能够逐渐符合“矩形井”的可选参数(当o，p，q→∞)。
θ(mT)：在mT时刻航空器相对于参考方向的确定的方位角。
θe(mT)：在mT时刻航空器相对于参考方向的测量方位角。
σe：偏差测量仪所产生的测量误差的标准离差。
角度θ(t)与坐标(x(t)，y(t))通过以下方式相关联：
θ(t)＝Re(-ilog(x(t)+iy(t)))
其中，Re表示实部。
作为示例给出的项C1、C2和C3分别为在需要经校正的位置数据x(t)、y(t)的时刻kT之前的几个时刻mT提供的距离的、位置数据的和方位角测量值的函数。对于在t＝kT之前的时刻，距离的测量值dn(mT)、位置坐标(x(mT)，y(mT))、(xI(mT)，yI(mT))和方位角测量值θ(mT)、θe(mT)已被确定或测量，假设这些项已知m＜k。
最小化C(x(t)，y(t))则相当于使下式最小化：
通过求解以下方程组，例如通过牛顿-拉夫逊法，得到如下所示的解：
替代地，可对地面接收机的高度zn加以考虑并且可使用使成本函数最小化来确定航空器的高度z(t)。成本函数则可写成：
其中，
最小化C(x(t)，y(t)，z(t))则相当于使下式最小化：
通过求解以下方程组，例如通过牛顿-拉夫逊法，得到如下所示的解：
与在返回导航辅助阶段P1中一样，可使用卡尔曼滤波器17对通过使成本函数最小化得到的经校正的位置数据(x(t)，y(t))进行过滤，使得在使用该位置来完成对航空器的制导之前改善对航空器位置的估计，轨迹跟踪模块18可更改滤波器的状态矩阵以考虑到航空器所遵循的预定轨迹轮廓。
因此，所提出的方法使得尽管卫星定位不可用以及尽管航空器的惯性单元存在航差但仍能够以较低的不确定性对航空器进行定位，从而使得能够将航空器制导至终点并且能够使该航空器着陆。

Claims (11)

1.一种自动辅助方法，所述自动辅助方法用于使航空器(1)从返回点(A)到达终点(PA)着陆在着陆跑道上，所述航空器在所述终点处与着陆跑道发生接触，
所述方法通过所述航空器(1)上机载的数据处理设备(2)来实施，并且所述数据处理设备被配置为被连接到：
-惯性单元(5)，所述惯性单元被配置为估测所述航空器的位置和姿态，
-高度计(4)，所述高度计被配置为测量所述航空器的高度，
-偏差测量仪(13)，所述偏差测量仪被配置为相对于参考点测量所述航空器相对于参考方向的方位角，
所述方法的特征在于，所述方法包括：
-返回导航辅助阶段(P1)，所述返回导航辅助阶段包括基于由所述惯性单元(5)提供的位置和姿态数据和由所述高度计(4)提供的高度数据来沿着预定轨迹从所述返回点(A)到与所述着陆跑道的轴线大致对齐的预定接入点(C)对所述航空器进行制导(E1，E2)，基于使用由所述惯性单元(5)提供的航空器位置数据和由所述偏差测量仪(13)传输的测量值计算出的经校正的位置数据来在所述预定轨迹的至少一部分上实现制导，所述返回导航辅助阶段(P1)包括：
-基于由所述惯性单元(5)提供的位置和姿态数据和由所述高度计(4)提供的高度数据来沿着所述预定轨迹从所述返回点(A)到预定的采集点(B)对所述航空器进行制导的第一制导步骤(E1)；
-基于由所述惯性单元提供的姿态数据、由所述高度计(4)提供的高度数据以及使用由所述惯性单元(5)提供的航空器位置数据和由所述偏差测量仪(13)发送的方位角测量值计算出的经校正的位置数据来沿着所述预定轨迹从所述采集点(B)到所述接入点(C)对所述航空器进行制导的第二制导步骤(E2)，所述预定轨迹使所述航空器(1)在所述采集点(B)与所述接入点(C)之间进行转向运动，
-着陆辅助阶段(P2)，所述着陆辅助阶段包括从所述接入点(C)到所述终点(PA)对所述航空器进行制导(E6)。
2.根据权利要求1所述的辅助方法，其中，所述返回导航辅助阶段(P1)的第一制导步骤(E1)包括基于由所述惯性单元提供的姿态数据、由所述高度计(4)提供的高度数据以及使用由所述惯性单元(5)提供的航空器位置数据和由所述偏差测量仪(13)发送的方位角测量值计算出的经校正的位置数据来沿着所述预定轨迹从所述返回点(A)到所述采集点(B)对所述航空器进行制导。
3.根据权利要求1或2所述的辅助方法，其中，所述返回点(A)和所述采集点(B)之间的预定轨迹是直线的。
4.根据权利要求2所述的辅助方法，其中，所述返回点(A)和所述采集点(B)之间的预定轨迹是锯齿形的。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的辅助方法，其中，所述数据处理设备(2)被配置为还被连接到所述航空器(1)机载的摄像头(14)，
所述着陆辅助阶段(P2)包括在由所述摄像头(14)采集的着陆跑道的图像中对所述终点(PA)的位置进行估测(E3)以及取决于在图像中所估测的所述终点(PA)的位置和由所述高度计(4)提供的高度数据来对航空器的位置进行估测(E4)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的辅助方法，其中，所述数据处理设备(2)进一步被配置为被连接到一收发器(15)，该收发器是所述航空器上机载的并且被设计为接收由位于地面上的至少三个收发器发射的信号，
所述着陆辅助阶段(P2)包括基于由所述惯性单元(5)提供的位置数据、由所述偏差测量仪(13)发送的方位角测量值、所述机载收发器(15)与所述至少三个地面收发器之间的距离数据来对航空器的经校正的位置数据进行估测(E7)。
7.一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括当该程序被处理器执行时用于执行根据权利要求1至6中任一项所述的方法的代码指令。
8.一种数据处理设备(2)，所述数据处理设备被配置为用于执行根据权利要求1至6中任一项所述的辅助方法。
9.一种用于自动辅助航空器(1)着陆在着陆跑道上的系统(3)，所述系统包括：
-惯性单元(5)，所述惯性单元被配置为估测所述航空器的位置和姿态，
-高度计(4)，所述高度计被配置为测量所述航空器的高度，
-偏差测量仪(13)，所述偏差测量仪被配置为相对于参考点测量所述航空器相对于参考方向的方位角，
-根据权利要求8所述的数据处理设备(2)。
10.根据权利要求9所述的辅助系统(3)，所述辅助系统进一步包括摄像头(14)，所述摄像头被配置为被连接到所述数据处理设备(2)。
11.根据权利要求9所述的辅助系统(3)，所述辅助系统进一步包括：
-位于地面上的至少三个收发器；
-被设计成接收由位于地面上的所述至少三个收发器发射的信号的收发器(15)，该收发器被在所述航空器上是机载的并且被配置为被连接到所述数据处理设备(2)。
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