DE4301637A1 - Verfahren zum Andocken eines Flugzeuges an eine Fluggastbrücke eines Flughafengebäudes - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff von Anspruch 1 sowie eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens.

Aus der EP 0 368 692 A1 ist eine Vorrichtung zur Ortung der Position eines Flugzeuges bekannt, mit dessen Hilfe das Flugzeug zu einer durch die Fluggastbrücke vorgegebe­ nen Halteposition derart geführt wird, daß die Flugzeug­ tür und die Öffnung der Flugastbrücke unmittelbar neben­ einander liegen. Die Vorrichtung umfaßt eine Lasersender­ einrichtung, deren parallel zur Fortbewegungsfläche des Flugzeuges ausgesandten Laserstrahlimpulse auf das Bugrad des georteten und zu führenden Flugzeuges gerichtet sind, und eine Laserempfangseinrichtung, die die von dem Bugrad des Flugzeuges reflektierten Laserstrahlimpulse empfängt. Der Laserempfangseinrichtung ist eine Auswerteeinrichtung nachgeordnet, der vor Beginn eines Ortungsvorganges den zu ortenden und zu führenden Flugzeugtyp charakterisierende Daten eingegeben werden und die die jeweilige Entfernung des Flugzeuges von dem Haltepunkt sowie die jeweilige Ab­ weichung des Flugzeuges von der Idealrollinie ermittelt. Die ermittelten Werte werden auf einer in der Sichtlinie des Flugzeugführers befindlichen Anzeigevorrichtung ange­ zeigt, ebenso wie ein Haltesignal beim Erreichen der Hal­ teposition durch das Flugzeug. Diese vorbekannte Vorrich­ tung weist zwei wesentliche Nachteile auf, zum einen lie­ fern die Bugräder von Flugzeugen infolge ihrer verhält­ nismäßig geringen geometrischen Abmessungen keine ausrei­ chende Anzahl von Meßpunkten und daher ein geringes Meß­ signal, und zum anderen können die Meßvorgänge aufgrund der Anordnung der Meßvorrichtung in unmittelbarer Nähe der Fortbewegungsfläche beispielsweise durch Transportfahr­ zeuge oder dergleichen leicht unterbrochen werden.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Ver­ fahren der eingangs genannten Art zu schaffen, mit dem ein verhältnismäßig großes Meßsignal erzielt und ein störungs­ freies Andocken eines Flugzeuges an eine Fahrgastbrücke ermöglicht wird.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die folgenden Ver­ fahrensschritte gelöst:

• a) die Rumpfspitze des Flugzeuges wird in einer durch den Flugzeugtyp vorgegebenen Ausgangsstellung durch die von der Lasersendereinrichtung ausgesandten Laserstrahlim­ pulse in horizontaler und vertikaler Richtung abge­ tastet,
• b) die von dem außerhalb des Radombereichs befindlichen Rumpfspitzenbereich reflektierten Laserstrahlimpulse werden-von der Laserempfangseinrichtung empfangen und als Meßwerte der Steuer- und Auswerteeinrichtung zuge­ führt,
• c) aus den Meßwerten wird in der Steuer- und Auswerteein­ richtung durch Vergleich mit den Sollwerten einer in der Steuer- und Auswerteeinrichtung abgelegten und durch den Flugzeugtyp vorgegebenen (flugzeugtyp-spezi­ fischen) Rumpfspitzen-Schablone der aktuelle Signal­ verlauf der Rumpfspitze in der Ausgangsstellung ermit­ telt,
• d) aus den Daten des aktuellen Signalverlaufes der Rumpf­ spitze werden für die Ausgangsstellung die aktuelle Ent­ fernung und die aktuelle Abweichung des Flugzeuges von der Halteposition und der Idealrollinie ermittelt und auf der Anzeigevorrichtung zur Anzeige gebracht,
• e) die Verfahrensschritte a bis d werden für weitere, sich verkürzende Entfernungsschwellen zwischen Flugzeug und Halteposition unter gleichzeitiger Abänderung des Nei­ gungswinkels zwischen dem von der Lasersendereinrich­ tung ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Rollbahn in Abhängigkeit von den Entfernungsschwellen solange wiederholt, bis die Halteposition von dem Flugzeug er­ reicht wird, und
• f) beim Erreichen der Halteposition durch das Flugzeug wird auf der Anzeigevorrichtung ein Haltesignal für den Flugzeugführer angezeigt.

Das erfindungsgemäße Verfahren ermöglicht vorteilhafter­ weise aufgrund einer Hauptabtastebene, beispielsweise der Horizontalen, und einer hierzu senkrecht stehenden zusätz­ lichen Teilabtastebene, der Vertikalverschiebung, eine In­ terpolation von dreidimensionalen Meßdaten zur genauen Be­ stimmung von Rumpfteilen von Flugzeugen, insbesondere der Flugzeugnasen. Hierdurch werden verhältnismäßig große und genaue Meßergebnisse erzielt, deren Auswertung und weitere Verarbeitung zu einem vorteilhaften kleinen Aufwand an nachgeschalteten Signalverarbeitungsmitteln führen.

Vorteilhafte Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen Ver­ fahrens sind in den Unteransprüchen 2 bis 14 beschrieben.

Eine erfindungsgemäße Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens und erfindungsgemäße Weiterbildungen dieser Vorrichtung sind im Unteranspruch 15 bzw. den Unteran­ sprüchen 16 bis 18 beansprucht. Weiterhin ist die Ver­ wendung der Vorrichtung für einen Ausdockvorgang eines an einer Fahrgastbrücke angedockten Flugzeuges im Unter­ anspruch 19 beschrieben.

Das erfindungsgemäße Verfahren wird anhand der ein Aus­ führungsbeispiel der Erfindung darstellenden Zeichnung erläutert, und zwar zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Vorrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfah­ rens,

Fig. 2 ein Blockschaltbild der Vorrichtung gemäß Fig. 1,

Fig. 3a, 3b sowie 4a, 4b die prinzipiellen Verläufe der ermittelten Meßsignale in vertikaler bzw. hori­ zontaler Richtung,

Fig. 5 eine Darstellung des Prinzips der Erfassung und Führung eines Flugzeuges, und

Fig. 6 ein Spiegelsystem für eine kombinierte Lasersen­ der- und Laserempfangseinrichtung.

Die aus Fig. 1 ersichtliche Vorrichtung dient zur Führung eines auf dem Vorfeld eines Flughafens georteten Flugzeu­ ges 1, beispielsweise einer B747, bis zu einer durch die Fluggastbrücke vorgegebenen Halteposition und zur Erzeu­ gung eines Haltesignals für den Flugzeugführer, wenn das Flugzeug seine Halteposition erreicht hat. Die Vorrichtung weist eine kombinierte Lasersender- und Laserempfangsein­ richtung 2 mit zugehörigen Elevationsantrieb 3 auf, deren ausgesandte Laserstrahlimpulse die Rumpfspitze des Flug­ zeuges 1 innerhalb eines Abtastbereiches 4 in horizontaler und vertikaler Richtung abtasten. Hierbei wird zweckmäßi­ gerweise die horizontale Abtastrichtung als Hauptrichtung vorgegeben, während die Abtastung in vertikaler Richtung in mehreren übereinander liegenden Zeilen, beispielsweise vier Zeilen, erfolgt. Als Hauptrichtung kann allerdings auch die vertikale Abtastrichtung gewählt werden, wobei dann zusätzlich mehrere horizontal nebeneinander liegende Spal­ ten abgetastet werden. Die Abtastung einer Hauptrichtung und einer zugehörigen Nebenrichtung kann gleichzeitig oder zeitlich aufeinanderfolgend durchgeführt werden. Die von der Rumpfspitze reflektierten Laserstrahlimpulse werden von der Laserempfangseinrichtung 2 empfangen und der Steu­ er- und Auswerteeinrichtung 5 zugeführt, der ein Personal­ computer 6 und ein Monitor 7 für Abgleich- und Demonstra­ tionszwecke nachgeordnet sein kann. Die Steuer- und Aus­ werteeinrichtung, der vor Beginn des Ortungsvorganges den Flugzeugtyp charakterisierende Daten zwecks Ermittlung der Halteposition des Flugzeuges z. B. vom Flughafengebäu­ de eingegeben werden, dient zur Ermittlung der Entfernung bzw. Abweichung des Flugzeuges von der Halteposition bzw. von der Idealrollinie. Dieses erfolgt durch Vergleich der Meßwerte, deren Verlauf aus den Fig. 3a, 3b, 4a und 4b ersichtlich ist, mit den Sollwerten einer in der Steuer- und Auswerteeinrichtung 5 abgelegten und durch den Flug­ zeugtyp vorgegebenen (flugzeugtyp-spezifischen) Rumpf­ spitzen-Schablone, wodurch zunächst in der Ausgangsstel­ lung zur Erfassung des Flugzeuges 1 der aktuelle Signal­ verlauf der Rumpfspitze ermittelt wird. Aus den Daten des Signalverlaufs der Rumpfspitze werden dann für die Aus­ gangsstellung die aktuelle Entfernung und die aktuelle Abweichung des Flugzeuges 1 von der Halteposition und der Idealrollinie ermittelt und dem Flugzeugführer auf einer in seiner Sichtlinie befindlichen Anzeigevorrichtung 8 zur Anzeige gebracht. Für die sich aufgrund der Fortbewe­ gung des Flugzeuges 1 verkürzenden Entfernungsschwellen zwischen Flugzeug 1 und Halteposition werden unter gleich­ zeitiger Abänderung des Neigungswinkels zwischen den von der Lasersendereinrichtung 2 ausgesandten Laserstrahlim­ pulsen und der Rollbahn in Abhängigkeit von den Entfer­ nungsschwellen (vgl. Fig. 5) solange wiederholt, bis die Halteposition von dem Flugzeug 1 erreicht wird. Beim Er­ reichen der Halteposition wird die Anzeige eines Halte­ signals für den Flugzeugführer auf der Anzeigevorrichtung 8 veranlaßt.

Dem aus Fig. 2 ersichtlichen Blockschaltbild sind die Bau­ elemente der Steuer- und Auswerteeinrichtung 5 zu entneh­ men, wobei die Datenübertragung von der Lasersender- und Laserempfangseinrichtung 2 und 3 zu der Steuer- und Aus­ werteeinrichtung 5 über Transputer links geschieht. Die Datenvorverarbeitung erfolgt mit Transputern in der Steu­ er- und Auswerteeinrichtung 5, wobei die Steuerung, Er­ gebniszusammenfassung und Bedienung der Ein- und Ausgabe­ schnittstellen von dem Zentralprozessor 11 durchgeführt wird. Weiterhin weist die Vorrichtung gemäß Fig. 2 ein Bediengerät 10 auf, welches an der zeichnerisch nicht dar­ gestellten Fahrgastbrücke zur Bedienung derselben befestigt ist.

Die verwendbare Lasersender- und Laserempfangseinrichtung, die im folgenden auch als Sensor bezeichnet wird, soll unter allen Witterungs- und Beleuchtungsbedingungen ein­ setzbar sein. Die Sensorsignale sollten so beschaffen sein, daß der Aufwand der nachgeschalteten Signalverarbei­ tung klein gehalten werden kann. Diese Bedingungen haben zur Auswahl eines Laserscanners geführt, wie er aus Fig. 6 zu ersehen ist. Der gepulste Laserstrahl des Sen­ sors wird mit Hilfe eines rotierenden Winkelspiegels 12 in einer Ebene über die Landschaft geführt, wobei die remit­ tierte Strahlung vom achsparallel ausgerichteten Empfänger aufgenommen wird. Das empfangene Signal wird auf konstante Amplitude geregelt, so daß am Ausgang des Gerätes die Ent­ fernung als Funktion des Drehwinkels geliefert wird. Dieser Sensor kann zum Beispiel folgende Daten aufweisen:

Wellenlänge Laserdiode|905 nm
Scanrate	max 8/s
Öffnungswinkel (Meßbereich)	max 220
Anzahl der Entfernungsmessungen	4600/s
Genauigkeit Entfernungsmessung	± 20 mm
Reichweitenbereiche	0,5 m bis 5 m
	5 m bis 50 m
	50 m bis 500 m
Winkeldaten	incremental, 2 hoch 14 Schritte auf 360°

Die Lasersender- und Laserempfangseinrichtung 2 und 3 kann als ein rotierendes System mit vier Spiegeln ausgebildet sein, wobei die Spiegel gegenüber der Horizontalen jeweils einen unterschiedlichen Neigungswinkel gegeneinander auf­ weisen. Zusammen mit den Lasereinrichtungen 2 und 3, die aus einer gepulsten Laserdiode und einem an gleicher Posi­ tion montierten IR-empfindlichen Empfänger bestehen können, erzeugt das rotierende System insgesamt vier Meßlinien in unterschiedlicher Höhe über dem Vorfeld. Das rotierende System ist zusammen mit der Laserdiode und dem IR-Empfän­ ger um die vertikale Achse neigbar, so daß die vier Meß­ linien in ihrer Position auf und/oder über dem Vorfeld variiert werden können. Hierdurch kann nach Erfassung der Rumpfspitze eines Flugzeuges 1 die Fortbewegung dieses Flugzeuges auf dem Rollfeld verfolgt werden.

Als Zielzone für die durchzuführenden Messungen bietet sich der vordere Bereich des Flugzeugrumpfes an, auch wenn die Spitze in den meisten Fällen wegen der Spiegelwirkung keine Signale liefert. Die Fig. 3 und 4 zeigen die prinzipiellen Signalverläufe. Hierbei ist festzustellen, daß die Flugzeugspitze (Radom) wegen des hohen Glanzgrades und der Krümmung nur in Ausnahmefällen Meßwerte liefert. Nur wenn die Spiegelnormale direkt zum Empfänger zeigt, kann die Energie aufgenommen werden. Direkt anschließend an das Radom ist die Oberfläche so beschaffen, daß der Rumpf auswertbare Meßergebnisse liefert.

Die Hauptabtastebene des Sensors wird durch den rotieren­ den Spiegel bestimmt. Es erscheint sinnvoll, als Haupt­ abtastebene die Horizontale zu wählen. Wegen der unter­ schiedlichen Flugzeughöhen ist eine zusätzliche Vertikal­ verschiebung erforderlich. Die Abstände zwischen Boden und Flugzeugnasenmitte bei eingesetzten Flugzeugen schwankt zwischen 2,4 m (Boeing 737) und 5,3 m (Boeing 747), so daß also eine Höhendifferenz von mindestens 2,9 m zu berück­ sichtigen ist.

Das Flugzeug 1 soll im Abstand von 50 m erfaßt werden. Man kann davon ausgehen, daß der Flugzeugtyp bekannt und der Vorrichtung über die Schnittstelle zum Flughafen mit­ geteilt worden ist. Diese Information wird zur Festlegung der Parkposition benötigt. Der Sensor tastet die Land­ schaft in horizontaler Richtung (genau betrachtet auf einem Kegelmantel) ab. Die Lage der Abtastzeile(n) wird mit Hilfe eines Elevationsmotors für den gesamten Laser­ scanner, bzw. nur durch Bewegung eines Elevationsspiegels in diskreten Schritten verändert (vgl. Fig. 5). Der erste Schritt wird so gewählt, daß die Rumpfspitze im Abstand von ca. 50 m vom Laserstrahl getroffen wird. Aus den Meß­ punkten (vgl. Fig. 3a und 3b) wird der Verlauf der Rumpf spitze durch Vergleich mit einer abgelegten Schablo­ ne gewonnen. Aus den Daten des nun vorliegenden Signalver­ laufes werden der seitliche Abstand Mittelachse - Ideal­ rollinie sowie Flugzeugspitze - Scanner ermittelt.

Beide Informationen werden auf der Anzeigevorrichtung 8 zur Anzeige gebracht. Beim nächsten Abtasten hat sich das Flugzeug 1 bei der Maximalgeschwindigkeit von 10 m/s und einer Abtastperiode von 125 ms um maximal 1,25 m auf den Sensor zubewegt. Da das Flugzeug 1 den Erfassungsbereich der ersten Schwelle noch nicht verlassen hat, wird die Messung wiederholt. Entfernung, Horizontalabweichung und Flugzeugtyp werden auf dem Display zur Anzeige gebracht. Anschließend wird der Elevationsspiegel so geneigt, daß die nächste Erfassungsschwelle ca. 5 m hinter der ersten liegt. Die Anzeige auf der Anzeigevorrichtung 8 bleibt für die Entfernung solange stehen, bis die Rumpfspitze in der zweiten Schwelle erfaßt worden ist. Der seitliche Abstand wird nach jeder Messung auf der Anzeigevorrichtung 8 kor­ rigiert angezeigt. Die Meßvorgänge wiederholen sich so­ lange, bis die letzte Schwelle, die Parkposition, erreicht ist. Dabei werden die Abstände der Schwellen voneinander wegen der abnehmenden Rollgeschwindigkeit und der zuneh­ menden erforderlichen Genauigkeit immer kleiner. Es be­ steht außerdem die Möglichkeit, die Elevation kontinuier­ lich in 125 ms Intervallen nachzuregeln. Legt man die obengenannten technischen Daten des Sensors zugrunde, so beträgt die Abtastdauer bei 8 Umdrehungen pro Sekunde Ts = 125 ms. Die Dauer eines Meßvorganges beträgt bei 4600 Meßvorgängen pro Sekunde Tl = 217,4 µs. Jeder Abtastvorgang enthält Ts/Tl = 575 Meßvorgänge. Auf ein Grad entfallen so­ mit 575/360 = 1,6 Meßvorgänge.

Während eines Meßvorganges wird eine Anzahl n von Laser­ impulsen ausgesendet. Die Phasenlage zwischen Sende- und Empfangsimpuls wird für jeden der n Vorgänge gemessen. Anschließend wird der Mittelwert gebildet und als Meßwert ausgegeben. Während eines Meßvorganges wird ein Winkel von Ω = 1/1,6 = 0,625° überstrichen. Diesem Winkel ent­ spricht bei 55 m Entfernung eine Strecke mit der Länge S = 2R tg Ω/2 = 0,6 m. Wegen der Differenz von β = 2,4 mrad erweitert sich der Strahldurchmesser von D = 40 mm bei der Austrittspupille auf Ds = 40 mm + 2R tg β/2. Bei R = 50 m ist Ds = 160 mm, bei R = 55 m ist Ds = 172 mm.

Für einen Meßvorgang muß in 55 m eine Fläche von der Höhe Ds und der Breite S zur Verfügung stehen. Sollen zwei Meßvorgänge durchgeführt werden, so sollte die entspre­ chende Fläche mindestens 25 = 1,2 m breit sein.

Der Flugzeugrumpf einer Boeing 737 hat einen Durchmesser von 3,8 m. Dieser Durchmesser wird 5,5 m hinter der Spitze erreicht. Da das Radom 1,60 m davon verdeckt, stehen zur Messung auf jeder Seite (projiziert auf eine Fläche senk­ recht zum Laserstrahl) nur je 1,10 m zur Verfügung. In den meisten Fällen wird man bei einer Erfassungsreichwei­ te von 50 m für die Flugzeugspitze (55,5 m bis zum vollen Rumpfdurchmesser) links und rechts nur je einen Meßpunkt bekommen.

Mit der Spiegelanordnung nach Fig. 6 kann die Meßrate für einen auf 1/4 reduzierten Meßbereich (= 90°) vervier­ facht werden. Der Spiegel S1 rotiert nicht, sondern wird nur noch gekippt. Zusätzlich wird ein Polygonspiegel in den Strahlengang eingebracht, der um die Z-Achse rotiert. Der Meßbereich wird dann viermal innerhalb von 125 ms ab­ getastet. Die vollen 90° Meßbereiche können nicht für die Messung ausgenutzt werden, da lange vorher der Laserstrahl beschnitten bzw. die Eintrittspupille verdeckt werden.

Der erforderliche horizontale Erfassungswinkel wird durch den Durchmesser der größten bei Flugzeugen verwendeten Ra­ dome vorgegeben. Diese haben einen Durchmesser von 2,5 m (Tristar, Transall). Die Tiefe wird auf 1,8 m geschätzt.

Der horizontale Erfassungswinkel (ausnutzbarer Abtastbe­ reich) muß somit größer sein als:
2 arctg (1,25 m/ 11,8 m) = 12,1°. Vorgeschlagen wird ein Erfassungswinkel von 30°.

Der Sensor überstreicht während eines Meßvorganges einen Winkel von 0,625°. Die Genauigkeit für die Elevationsein­ stellung wird auf 0,5° definiert, da eine höhere Genauig­ keitsforderung keine Vorteile mehr bringt. Damit kann die Höhe des Meßpunktes auf dhm = +/- 0,44 m bei der Entfer­ nung 50 m bestimmt werden. Es werden vier Meßvorgänge in­ nerhalb 125 ms mit einem Elevationsversatz von 1° durch die vier vertikal versetzt angeordneten Spiegel des Scan­ ners durchgeführt. Die Verstellung der Servomotoren um 0,5° muß aufgrund der Winkelveränderung bei einem sich mit 2 m/s nähernden Flugzeug, bei 10 m Entfernung, innerhalb 125 ms durchführbar sein. Um eine ausreichende Anzahl von Meßer­ gebnissen für die Signalauswertung bereitstellen zu können, muß der Laser während aller vier Meßvorgänge innerhalb 125 ms den Flugzeugrumpf abtasten. Bei angenommen 3,8 m Rumpfdurchinesser, 50 m Meßentfernung (vier Messungen, 1° versetzt = 3 * 0,87 m + 0,44 m Toleranz = 3,05 m) ist das der Fall.

Die Rumpfspitze eines Flugzeuges 1 bekannten Typs wird erwartet und von den Lasereinrichtungen 2 und 3 erfaßt. Hierbei wird nach Abtastung der Rumpf spitze durch Ver­ gleich mit vorgegebenen abgespeicherten Rumpfspitzen von Flugzeugen eine Typenerkennung des Flugzeuges 1 in der Steuer- und Auswerteeinrichtung 5 vorgenommen. Stimmen hierbei die obengenannten Rumpfspitzen nicht überein, kann einem Flugzeugführer ein Warnsignal gegeben werden, der­ art, daß sein Flugzeugtyp für die vorgegebene Gate-Posi­ tion nicht zugelassen ist. Auch kann die Flugzeugtyperken­ nung zur Unterscheidung von anderen auf dem Vorfeld befind­ lichen Flugzeugen und Fahrzeugen verwendet werden.

Bei jedem Flugzeugtyp ist die Höhe der Rumpfspitze über der Rollbahn bekannt. Hierdurch ist es möglich, daß nach Erkennung und Erfassung eines Flugzeuges 1 alle auf dem Vorfeld befindlichen Störobjekte, die eine geringere Höhe als die Rumpfspitze des Flugzeuges 1 über der Rollbahn auf­ weisen, ausgeblendet werden. Dieses gilt z. B. für Schlepp­ fahrzeuge, die ein Flugzeug in eine Gate-Position schleppen. Weiterhin ist die Ausführung eines Systemselbsttestes vor oder nach der Erkennung und Erfassung eines Flugzeuges denkbar.

Eine weitere erfinderische Ausgestaltung geht dahin, daß nach Vorwahl eines Flugzeugtyps der gesamte Vorfeldbereich mittels der Lasereinrichtungen 2 bzw. 3 auf Hindernisfrei­ heit überprüft wird und daß bei Vorhandensein eines Hinder­ nisses ein Warnsignal erzeugt wird.

Weiterhin kann die erfindungsgemäße Vorrichtung zum Aus­ docken eines an einer Fahrgastbrücke angedockten Flugzeu­ ges verwendet werden, wobei nach dem Zurückfahren der Fahrgastbrücke in ihre Ruhestellung die im Unteranspruch 20 genannten Verfahrensschritte a bis e durchzuführen sind.

Claims (19)

1. Verfahren zum Andocken eines Flugzeuges an eine Flug­ gastbrücke eines Flughafengebäudes durch Ortung des auf dem letzten Streckenabschnitt des Vorfeldes eines Flugha­ fens befindlichen Flugzeuges und durch Führung des Flug­ zeuges zu einer durch die Fluggastbrücke vorgegebenen Halteposition unter Verwendung

• - einer Lasersendereinrichtung, die auf einen vorgegebenen Flugzeugteilbereich gerichtete Laserstrahlimpulse aus­ sendet,
• - einer Laserempfangseinrichtung, die die vom Flugzeug­ teilbereich reflektierten Laserstrahlimpulse empfängt,
• - einer der Laserempfangseinrichtung nachgeordneten Aus­ werteeinrichtung zur Ermittlung der Entfernung bzw. Ab­ weichung des Flugzeuges von der Halteposition bzw. von der Idealrollinie, wobei vor Beginn des Ortungsvorgan­ ges den Flugzeugtyp charakterisierende Daten in die Aus­ werteeinrichtung zwecks Ermittlung der Halteposition des Flugzeuges eingegeben werden, und
• - einer in der Sichtlinie des Flugzeugführers befindlichen Anzeigevorrichtung zur Anzeige der Entfernung bzw. Ab­ weichung des Flugzeuges von der Halteposition bzw. der Idealrollinie sowie eines Haltesignals, gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte:
  • a) die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) wird in einer durch den Flugzeugtyp vorgegebenen Ausgangsstellung durch die von der Lasersendereinrichtung (2) ausgesandten Laser­ strahlimpulse in horizontaler und vertikaler Richtung abgetastet,
  • b) die von dem außerhalb des Radombereichs befindlichen Rumpfspitzenbereich reflektierten Laserstrahlimpulse werden von der Laserempfangseinrichtung (2) empfangen und als Meßwerte der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) zugeführt,
  • c) aus den Meßwerten wird in der Steuer- und Auswerteein­ richtung (5) durch Vergleich mit den Sollwerten einer in der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) abgelegten und durch den Flugzeugtyp vorgegebenen (flugzeugtyp­ spezifischen) Rumpfspitzen-Schablone der aktuelle Si­ gnalverlauf der Rumpfspitze in der Ausgangsstellung ermittelt,
  • d) aus den Daten des aktuellen Signalverlaufes der Rumpf­ spitze werden für die Ausgangsstellung die aktuelle Entfernung und die aktuelle Abweichung des Flugzeuges (1) von der Halteposition und der Idealrollinie ermit­ telt und auf der Anzeigevorrichtung (8) zur Anzeige gebracht,
  • e) die Verfahrensschritte a bis d werden für weitere, sich verkürzende Entfernungsschwellen unter gleichzei­ tiger Abänderung des Neigungswinkels zwischen den von der Lasersendereinrichtung (2) ausgesandten Laserstrahl­ impulsen und der Rollbahn in Abhängigkeit von den Ent­ fernungsschwellen solange wiederholt, bis die Halte­ position von dem Flugzeug (1) erreicht wird, und
  • f) beim Erreichen der Halteposition durch das Flugzeug (1) wird auf der Anzeigevorrichtung (8) ein Haltesignal für den Flugzeugführer angezeigt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) von den Laserstrahlim­ pulsen in horizontaler Hauptrichtung und in mehreren ver­ tikal übereinander liegenden Zeilen abgetastet wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) von den Laserstrahlim­ pulsen in vertikaler Hauptrichtung und in mehreren neben­ einander liegenden Spalten abgetastet wird.

4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) durch die von der La­ sersendereinrichtung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulse bei horizontaler bzw. vertikaler Hauptabtastrichtung gleichzeitig in mehreren vertikal übereinander liegenden Zeilen bzw. in mehreren horizontal nebeneinander liegen­ den Spalten abgetastet werden.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) durch die von der La­ sersendereinrichtung ausgesandten Laserstrahlimpulse bei horizontaler bzw. vertikaler Hauptabtastrichtung zeitlich aufeinanderfolgend in mehreren vertikal übereinander lie­ genden Zeilen bzw. in mehreren horizontal nebeneinander liegenden Spalten abgetastet werden.

6. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3, 4 oder 5 dadurch ge­ kennzeichnet, daß die Ermittlung der Entfernung bzw. Ab­ weichung des Flugzeuges von der Halteposition bzw. von der Idealrollinie für jede Entfernungsschwelle solange wieder­ holt wird, bis das Flugzeug (1) die nachfolgende Entfer­ nungsschwelle zwischen Flugzeug (1) und Halteposition er­ reicht hat.

7. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Entfernung bzw. Abweichung des Flugzeuges (1) von der Halteposition bzw. von der Ideal­ rollinie für jede Entfernungsschwelle solange auf der An­ zeigevorrichtung angezeigt wird, bis das Flugzeug (1) die nachfolgende Entfernungsschwelle zwischen Flugzeug (1) und Halteposition erreicht hat.

8. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Neigungswinkel zwischen den von der Lasersenderein­ richtung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Rollbahn für Flugzeuge (1), deren Abstand zwischen Rumpf­ spitze und Rollbahn kleiner als der Abstand zwischen La­ sersendereinrichtung (2) und Rollbahn ist, in Abhängig­ keit von den Entfernungsschwellen verkleinert wird.

9. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Neigungswinkel zwischen den von der Lasersenderein­ richtung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Rollbahn für Flugzeuge (1), deren Abstand zwischen Rumpf­ spitze und Rollbahn größer als der Abstand zwischen La­ sersendereinrichtung (2) und Rollbahn ist, in Abhängig­ keit von den Entfernungsschwellen vergrößert wird.

10. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß nach Abtastung einer Rumpfspitze eines Flugzeuges (1) durch Vergleich mit vorgegebenen abgespei­ cherten Rumpf spitzen eine Typenerkennung des Flugzeuges (1) durchgeführt wird.

11. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugzeugtypenerkennung zur Unterscheidung von an­ deren auf dem Vorfeld befindlichen Flugzeugen und Fahr­ zeugen verwendet wird.

12. Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekenn­ zeichnet, daß nach Erkennung und Erfassung eines Flugzeu­ ges (1) alle auf dem Vorfeld befindlichen Störobjekte, die eine geringere Höhe als die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) über der Rollbahn aufweisen, ausgeblendet werden.

13. Verfahren nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch die Ausführung eines Systemselbsttestes vor oder nach der Er­ kennung und Erfassung eines Flugzeuges.

14. Verfahren nach Anspruch 9 oder 13, dadurch gekenn­ zeichnet, daß vor oder nach Erkennung und Erfassung eines Flugzeuges (1) der gesamte Vorfeldbereich mittels der La­ sereinrichtungen (2 bzw. 3) auf Hindernisfreiheit über­ prüft wird und daß bei Vorhandensein eines Hindernisses ein Warnsignal erzeugt wird.

15. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß einer Lasersender- und Laserempfangseinrichtung (2) eine Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) nachgeordnet ist, daß der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) das zu ortende Flugzeug (1) charakterisierende Daten zugeführt werden, und daß die von der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) ermittelten aktuellen Abweichungen des Flugzeuges (1) von der Halteposition und der Idealrollinie sowie ein Halte­ signal auf einer in der Sichtlinie des Flugzeugführers be­ findlichen Anzeigevorrichtung (8) angezeigt werden.

16. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß der Lasersender- und Laserempfangseinrichtung (2) ein von der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) gesteuerter Elevationsantrieb (3) zur Einstellung der Neigungswinkel zwischen den ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Roll­ bahn zugeordnet ist.

17. Vorrichtung nach Anspruch 15 oder 16, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) ein Personalcomputer (6) und ein Monitor (7) für Abgleich- und Demonstrationszwecke nachgeschaltet sind.

18. Vorrichtung nach Anspruch 15 oder 16, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Lasersender- und Laserempfangseinrich­ tung (2) in weiten Bereichen seitlich von der Einrolleit­ linie wahlfrei angeordnet ist.

19. Verwendung der Vorrichtung nach einem der Ansprüche 15, 16, 17 oder 18 zum Ausdocken eines vorzugsweise nach einem der Ansprüche 1 bis 16 an einer Fluggastbrücke ange­ dockten Flugzeuges dadurch gekennzeichnet, daß nach dein Zurückfahren der Fluggastbrücke in ihre Ruhestellung

• a) die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) in der durch den Flugzeugtyp vorgegebenen Halteposition durch die von der Lasersendereinrichtung (2) ausgesandten Laserstrahl­ impulse in horizontaler und vertikaler Richtung abge­ tastet wird,.
• b) die von dem außerhalb des Radombereichs befindlichen Rumpfspitzenbereich reflektierten Laserstrahlimpulse von der Laserempfangseinrichtung (2) empfangen und als Meßwerte der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) zuge­ führt werden,
• c) aus den Meßwerten in der Steuer- und Auswerteeinrich­ tung (5) durch Vergleich mit den Sollwerten einer in der Steuer- und Auswerteeinrichtung (5) abgelegten und durch den Flugzeugtyp vorgegebenen (flugzeugtyp-spezi­ fischen) Rumpf spitzen-Schablone der aktuelle Signalver­ lauf der Rumpf spitze in der Halteposition ermittelt wird,
• d) aus den Daten des aktuellen Signalverlaufes der Rumpf­ spitze für weitere, sich verlängernde Entfernungsschwel­ len unter gleichzeitiger Abänderung des Neigungswinkels zwischen den von der Lasersendereinrichtung (2) ausge­ sandten Laserstrahlimpulsen und der Rollbahn in Abhän­ gigkeit von den Entfernungsschwellen die jeweils aktuelle Entfernung und die aktuelle Abweichung des Flugzeuges (1) von der Halteposition und der Idealrollinie unter Wie­ derholung der Schritte a bis c ermittelt und auf der Anzeigevorrichtung (8) zur Anzeige gebracht werden, und
• e) beim Erreichen der Wende- und Startposition durch das Flugzeug (1) auf der Anzeigevorrichtung (8) ein Wende- und Startesignal für den Flugzeugführer angezeigt wird.