DE19709097A1

DE19709097A1 - Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte

Info

Publication number: DE19709097A1
Application number: DE19709097A
Authority: DE
Inventors: Christoph Schaefer; Max Dr Eibert; Enno Dr Littmann
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1997-03-06
Filing date: 1997-03-06
Publication date: 1998-10-01
Anticipated expiration: 2017-03-07
Also published as: DE19709097C2; WO1998039620A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte nach dem Oberbegriff des Anspruch 1.

Zur sicheren Erfassung von Hindernissen, die dem Piloten eines tieffliegenden Fluggerätes gefährlich werden können, reichen die natürliche Sicht, Restlicht verstärker oder Nachtsichtgerät häufig nicht aus. Hochauflösende, bildgebende Entfernungsbildsensoren auf Laserradarbasis liefern zusätzliche Hindernisin formation. Das Problem besteht darin, diese Zusatzinformation für den manuell fliegenden Piloten oder eine automatische Flugführung (Autopilot) nutzbar zu machen.

Aufgabe der Erfindung ist die Generierung visueller Flugführungsinformation für den Piloten bzw. digitaler Information für einen Autopiloten zur Vermeidung von Kollisionen mit Hindernissen.

Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des Hauptanspruchs gelöst. Vorteil hafte Ausbildungen der Erfindung sind Gegenstände von Unteransprüchen.

Die Erfindung wird unter Bezugnahme auf mehrere Figuren. näher erläutert.

Es zeigen:

Fig. 1 den Aufbau des erfindungsgemäßen Flugführungssystems

Fig. 2 Display mit Basisbild, dem symbolische Flugführungs informationen überlagert sind;

Fig. 3 bis 6 Skizzen zur Erläuterung der Flugsteuerungsfunktion.

Das erfindungsgemäße Flugführungssystem, wie in Fig. 1 dargestellt, umfaßt die folgenden Hardwarekomponenten:

- Entfernungsbildsensor (3-d-Sensor), insbesondere ein abbildendes Laser radar, zur dreidimensionalen Erfassung der vor dem Fluggerät liegenden Szene. Es wird ein Entfernungsbild erzeugt, also eine zweidimensionale Vielfalt von Punkten, wobei der Farbwert eines Punktes nicht der Reflektivität wie bei einem normalen optischen Bild der Umgangssprache, sondern der Entfernung des jeweiligen Punktes entspricht. Es werden vorteilhaft flugfä hige, gepulste, hochauflösende abbildende Laserradare mit Reichweiten von bis zu 1 km verwendet.
- Navigationssystem;
- Flugführungseinheit mit Auswerterechner und geeigneter Flugsteuerungs funktion;
- Sensor für die Erzeugung eines Basisbilds, im folgenden auch Basissensor genannt. Der Basissensor ist der Primärsensor des Fluggeräts. Über den Basissensor erhält der Pilot die wesentlichen Umgebungsinformationen zur Steuerung des Fluggeräts. Der Basissensor ist im allgemeinen ein passiver Sensor, z. B. eine Kamera. Wenn das Display ein Helmet Mounted Display ist, kann der Basissensor z. B. ein Nachtsichtgerät oder ein Restlichtverstär ker sein. Der Basissensor kann entfallen, wenn es sich beim Display um ein Head-Up Display handelt. In diesem Fall ist das Basisbild die natürliche Sicht des Piloten.
- Display.

Das Flugführungssystem generiert auf dem Display symbolische Flugführungs information in Gestalt eines Flugvektors FV und einer Sicherheitslinie SL (Fig. 2). Der Flugvektor FV markiert die Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Fluggerätes in die Bildebene des Basisbildes und zeigt dem Piloten an, auf wel chen Punkt der Szene er gerade zufliegt. Die Sicherheitslinie SL führt den Pilo ten dadurch über Hindernisse, daß er das Fluggerät nur so zu steuern braucht, daß der Flugvektor immer auf oder über dieser Linie im Bild liegt.

Das Display wird von einer echtzeitfähigen Software auf dem Auswerterechner der Flugführungseinheit angesteuert. Die Software realisiert Verfahren, die spe ziell für 3-d Meßdaten geschaffen wurden und daher nur in Verbindung mit einem entsprechenden 3-d-Sensor funktionieren. Wegen der großen Reichweiten und vollständigen, redundanten Szenenerfassung kommt als 3-d Sensor nach dem heutigen Stand der Technik nur eine abbildendes Laserradar, wie es z. B. in der DE 39 42 770 beschrieben wurde, in Frage.

Wesentlicher Bestandteil der Verfahren ist eine geeignete Flugsteuerungsfunk tion. Die Flugsteuerungsfunktion berechnet für jeden Meßpunkt einen Sollge schwindigkeitsvektor, der in seinem Depressionswinkel nicht unterschritten wer den darf, wenn es nicht zur Kollision mit dem betreffenden Szenenpunkt kommen soll. Die Sicherheitslinie setzt sich zusammen aus den Projektionspunkten die ser Sollgeschwindigkeitsvektoren für alle möglichen Kursrichtungen im Ge sichtsfeld des Beobachters. Die Flugsteuerungsfunktion kann für jeden Meß punkt unabhängig von allen anderen ausgewertet werden; insbesondere ist kei ne vorhergehende Klassifikation des Meßpunktes (Hindernis/Boden usw.) erfor derlich. Das vereinfacht die Datenauswertung und erlaubt eine Echtzeitrealisie rung mit beschränkter (flugtauglicher) Rechnerhardware. Die Flugsteuerungs funktion wird unten im Detail beschrieben.

Für die Anwendung der Flugsteuerungsfunktion müssen die erdfesten Koordina ten der Position p des Fluggerätes und der Position r eines Szenenpunktes ge geben sein. Für die Ermittlung der erdfesten Darstellung von p wird das Naviga tionssystem benötigt. Für die Ermittlung der erdfesten Darstellung von r ist die Verwendung eines 3-d Sensors in Verbindung mit dem Navigationssystem erfor derlich.

Die Sicherheitslinie wird vorteilhaft im 25 Hz Takt aufgedatet. Dazu braucht das Laserradar nicht ebenfalls mit 25 Hz Bildfrequenz zu arbeiten. Wenn das Naviga tionssystem wenigstens mit 25 Hz Aufdatfrequenz arbeitet, kann p und folglich die Sicherheitslinie im 25 Hz Takt aktualisiert werden.

Vorteile der Erfindung

- sichere sensorseitige Hindernisdetektion durch Verwendung eines ge pulsten Laserradars hoher Leistung
- robuste, einfache, echtzeitfähige Datenverarbeitung durch Verwendung eines 3-d Sensors in Kombination mit einer analytischen Flugsteue rungsfunktion
- Flugführung in der Deckung der Szene je nach Steigvermögen des Flug gerätes (durch den Piloten stufenlos am Flugführungssystem einstellbar);
- Verwendbarkeit der Flugsteuerungsfunktion für eine Flugführungsauto matik (Autopilot) zur Bahngenerierung, insbesondere auch unter Zuhilfe nahme von Optimierungsfunktionen (Kostenfunktionen) zur Bestimmung des optimalen Ausweich- oder Überflugkurses;
- visuelle Flugführung des Piloten im Basisbild (z. B. Head-Up Display, Helmet Mounted Display);
- übersichtliche, transparente Flugführungssymbolik mit 25 Hz Auf datrate auch bei kleinerer 3-d-Sensorbildrate.

Verfahren zur Berechnung einer Sicherheitslinie aus 3-D Szenendaten 1. Aufgabenstellung

Gegenstand des vorliegenden Abschnitts ist ein Verfahren zur Berechnung einer sog. Sicherheitslinie aus der aktuellen Position und Lage des Flug gerätes einerseits und aus den mit dem Laserradar erfaßten Meßpunkten der Szene andererseits. Die Sicherheitslinie verläuft definitionsgemäß in der Bildebene des Basisbildes, nach dem der Pilot fliegt. Solange der Pilot den Flugvektor seines Fluggerätes auf oder über der Sicherheitslinie hält, über fliegt er alle Hindernisse in der jeweiligen Bildrichtung. Um die jeweils tiefste zulässige Stellung des Flugvektors zu bestimmen, muß eine optimale Flugbahn von der aktuellen Beobachter Position bis zum anvisierten Szenen punkt berechnet werden. Dazu dient die sog. Flugsteuerungsfunktion (FSF). Die Flugsteuerungsfunktion ist so konzipiert, daß sie das Fluggerät erstens möglichst lange in der Deckung der Hinderniskulisse hält und zweitens das Fluggerät in geringer Höhe über das jeweilige Hindernis hinwegführt.

Die Flugsteuerungsfunktion ist in der hier erläuterten Ausführung so konzipiert, daß sie das Fluggerät erstens möglichst lange in der Deckung der Hindernisku lisse hält und zweitens das Fluggerät in geringer Höhe über das jeweilige Hin dernis hinwegführt.

2. GEOMETRISCHE VORAUSSETZUNGEN

Gegeben seien eine Menge von Szenenpunkten {_k | k = 1. .K} in ihrer erd festen Darstellung, eine aktuelle Beobachterposition sowie eine zugehöri ge aktuelle Lage des Beobachters (Fig. 3).

Es bezeichne eine zur z-Achse des erdfesten Systems parallele Achse durch . Es sei weiterhin V₀ die von und der y_s-Achse des Sensor systems aufgespannte vertikale Ebene, die durch verläuft (Fig. 4).

Durch Drehung von V₀ um die Achse und δ_ψI = I.δ_ψ Grad erhält man die vertikalen Ebenen V_I (-L ≦ I ≦ L).

Die Projektion der vertikalen Ebenen V_I in die Bildebene liefert Geraden, und der zwischen zwei benachbarten Ebenen V_I, V_I+1 eingeschlossene Raumsektor liefert in der Bildprojektion den von diesen Geraden begrenzten Bildstreifen (siehe Fig. 4, rechts oben). Nur im Falle eines verschwindenden Nick- und Rollwinkels der Beobachterlage sind die Geraden im Bild exakt senkrecht und parallel.

Jeder Meßpunkt _k definiert eine eindeutige vertikale Ebene W_k, die durch vertikale Drehung aus V₀ hervorgeht und die den Punkt _k enthält. Für die Berechnung des Beitrags von _k zur Sicherheitslinie wird angenommen, der Beobachter bewege sich genau auf _k zu; dazu wird die Beobachter geschwindigkeit solange um rotiert, bis in W_k zu liegen kommt. Das Problem ist somit auf eine zweidimensionale Bewegung in W_k reduziert. In Abhängigkeit von , und _k liefert die FSF eine Geschwindigkeitsempfeh lung _soll. Der Vektor _soll liegt ebenfalls in W_k und geht bei der Projektion in die Bildebene in einen Punkt _k über. Von allen Punkten _k, die in einen diskreten Bildstreifen fallen, wird nur der im Bild höchstgelegene beibehal ten. Die Sicherheitslinie erhält man durch horizontales Verbinden der beibe haltenen Streifenpunkte.

3. Flugsteuerungsfunktion (FSF)

Ausgehend von , und definiert die FSF eine Flugbahn, die in der von und festgelegten vertikalen Ebene verläuft (gestrichelte Linie in Fig. 5). Aus der Steigung dieser Flugbahn am Ort wird die Sollgeschwindigkeit _soll abgeleitet, mit der gleichen horizontalen Komponente _hor wie . Unter Zugrundelegung eines maximalen, vertikalen Beschleunigungsvermö gens a_z des Fluggerätes definiert _soll die Anfangsgeschwindigkeit einer potentiellen Flugbahn, die unter Beibehaltung der Horizontalkomponente und zeitlich konstanter Einwirkung von a_z zu der in Fig. 5 dargestellten Über fliegung des Szenenpunktes führt. Die abgebildete Flugbahn ist nach stehend definiert und weist zwei für einen in der Deckung vorzunehmenden Tiefflug wichtige Eigenschaften auf. Erstens wird das Hindernis so tief wie möglich angeflogen; zweitens wird das Hindernis möglichst tief überflogen.

_soll berechnet sich aus , , v_hor = |_hor|, a_z und einen zusätzlichen, vom Piloten einstellbaren Parameter δ wie folgt. Es werde eine Freiflugparabel über wie in Fig. 5 gelegt. Als Freiflugparabel wird die Flugbahn eines Objektes bezeichnet, das die horizontale Geschwindigkeitskomponente v_hor besitzt und auf das keine anderen Kräfte als die Schwerkraft wirken. Der Meßpunkt befindet sich einen Sicherheitsabstand δ unterhalb des Scheitels der Freiflugparabel. Die Freiflugparabel wird nur im Ebenenbereich zwischen und konstruiert; hinter wird sie durch einen Viertelkreis mit Radius δ fortgesetzt. Die so konstruierte Gesamtfigur wird im folgenden mit σ₁ bezeichnet.

σ₁ bezeichne die Flugparabel, die sich aus der Bewegung eines Objektes mit Horizontalgeschwindigkeit v_hor und unter dem Einfluß einer konstanten, positiven (Der Fall a_z = 0 ist zulässig und führt den Piloten längs der Sichtlinie zum Hindernis. In diesem Fall wird die Sicherheitslinie praktisch zur Konturlinie der Hin dernissilhouette) Beschleunigung a_z ergibt. σ₁ läßt sich in eindeutiger Weise so plazieren, daß sie erstens durch geht und zweitens σ₂ tangential schnei det. _soll ist nun die Anfangsgeschwindigkeit (am Ort ) bei der Bewegung längs σ₁.

σ bezeichne die aus σ₁ und σ₂ zusammengesetzte Bahn. Ein Fluggerät, das von bis zum Scheitel von σ₁ (oberhalb ) mit konstanter Horizontalge schwindigkeit v_hor fliegt muß längs σ₁ die konstante Aufwärtsbeschleuni gung a_z anwenden und nach dem Übergang in σ₂ in den freien Fall über gehen (a_z = -g).

Bei diesem Flugmanöver wird also zunächst möglichst rasch aufgestiegen, der Aufstieg dann aber so rechtzeitig eingestellt, daß das Hindernis knapp (mit einem Sicherheitsabstand δ) überflogen wird und der Pilot nicht über das Hindernis hinausschießt. Als Fallbeschleunigung für σ₂ kann man natürlich auch einen anderen Wert als die Erdbeschleunigung nehmen, je nachdem, welche Vertikalbeschleunigung der Pilot seinem Fluggerät in dieser Phase aufprägen kann und will.

Falls höher als ist und relativ nahe an ist, findet ein Übergang von σ₁ und σ₂ erst hinter statt (Fig. 6). In diesem Fall ist das Hindernis bei An näherung bereits überflogen, und ein Übergang in den freien Fall (um das Objekt möglichst flach zu überfliegen) ist unnötig. Deshalb nimmt σ₂ hinter nur Kugelgestalt an, um einen Sicherheitsabstand beim Vorbeiflug zu ge währleisten.

Es bezeichne v_z den vertikalen, v_hor (wie bisher) den horizontale Ge schwindigkeitsbetrag von _soll. Die Größe v_z ist analytisch als Funktion folgender Größen ableitbar:

d = r_x-p_x = horizontaler Abstand von und ;
h = r_z-p_z = Höhenunterschied zwischen und ;
v_hor = horizontale Geschwindigkeitskomponente von ;
a₁ = vertikales Steigvermögen des Fluggerätes (→ σ₁);
a₂ = vertikales Sinkvermögen des Fluggerätes (→ σ₂);
z. B. a₂ = g = 9.81 m/s²
δ= Sicherheitsabstand vom Hindernispunkt.

Dabei sind verschiedene Fälle zu unterscheiden. Wir formulieren den in Fig. 5 dargestellten Fall, der der Bedingung

genügt. (Diese Bedingung besagt, daß nicht schon so nahe bei ist, daß in Fig. 5 rechts von σ₂ liegt.) In diesem Fall berechnet sich v_z zu

4. AKKUMULATION VON MESSPUNKTEN

Zusammenfassend läßt sich sagen, daß v_z für einen einzelnen Meßpunkt die (im mathematischen Sinne!) kleinste (also evtl. größte negative) vertikale Geschwindigkeit ist, die eine rechtzeitige Überfliegung von mittels des oben beschriebenen Flugmanövers zuläßt. Der Pilot darf also - auf bezo gen - den Flugvektor auch höher halten; nur eben nicht tiefer als _soll.

Wenn mehrere Meßpunkte _k in einer vertikalen Ebene liegen, führt die individuelle Auswertung der FSF zu ebensovielen _k (der Index "Soll" wurde jetzt weggelassen). Von diesen wird diejenige mit der geringsten Depression als Sollgeschwindigkeit für diese Ebene ausgewählt. In der Praxis bedient man sich - wegen möglicher falscher Meßpunkte _k - einer Akkumulations methode zur Absicherung bei der Wahl von _soll. Die Akkumulations methode überprüft, ob der Urheber _k für _k wenigstens zwei oder drei räumliche Nachbarn _k' besitzt; andernfalls wird er ignoriert, da es sich um einen, mit hoher Wahrscheinlichkeit isoliert auftretenden, fehlerhaften Meß punkt handelt. Reale Objekte hingegen rufen bei Verwendung eines abbil denden Laserradars immer auch räumlich benachbarte Meßpunkte _k' hervor.

Claims

1. Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte, wobei ein Basisbild als Bild der vor dem Fluggerät liegenden Szene durch die natürliche Sicht des Piloten vorhanden oder mittels eines Sensors erzeugt wird,
gekennzeichnet durch,

- ein Navigationssystem zur Bestimmung der erdfesten Koordinaten und der Lage des Fluggeräts,
- ein Entfernungsbildsensor zur dreidimensionalen Erfassung der vor dem Fluggerät liegenden Szene,
- eine Flugführungseinheit, die aus den Daten des Navigationssy stems sowie des Laserradars eine Sicherheitslinie als Überlagerung zum Basisbild auf einem Display generiert, wobei die Sicherheitslinie bei gegebenem Steigvermögen des Fluggeräts ein Maß für den min destens erforderlichen Bahnanstieg des Fluggeräts für einen kolli sionsfreien Flug in der jeweiligen Kursrichtung ist.

2. Führungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Sensor ein Nachtsichtgerät oder ein Restlichtverstärker ist und das Display ein Helmet Mounted Display ist.

3. Führungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Display ein Head-up-Display ist.

4. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß der Entfernungsbildsensor ein abbil dendes Laserradar ist.

5. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß die Flugführungseinheit vom Piloten des Fluggeräts stufenlos einstellbare Bahnparameter aufweist:

(1) Steigvermögen des Fluggeräts und/oder
(2) vorgegebener Sicherheitsabstand beim Hindernisflug.

6. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß die Sicherheitslinie mit einer Frequenz von 25 Hz aufdatbar ist.

7. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß mittels der Flugführungseinheit die Si cherheitslinie derart generierbar ist, daß das Fluggerät möglichst lange in der Deckung der zu überfliegenden Hinderniskulisse gehalten wird.

8. Verwendung des Flugführungssystems nach einem der vorangegange nen Ansprüche in einem automatischen Flugsteuerungssystem.