DE4301637C2 - Verfahren zum Andocken eines Flugzeuges an eine Fluggastbrücke eines Flughafengebäudes - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff von Anspruch 1.

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.

Aus der DE 40 09 668 A1 ist ein Verfahren und eine Vor­ richtung zum positionsgenauen Abstellen von Flugzeugen be­ kannt, mit dem bzw. mit der der Steuerung eines Flugzeu­ ges automatisch Anweisungen zur Positionskorrektur über­ mittelt werden. Hierbei wird ständig die aktuelle Posi­ tion des Flugzeuges durch die Auswertung mindestens eines vom Flugzeug hervorgerufenen und von einem Detektor durch die Luft gemessenen mindestens eindimensionalen Signal­ feldes ermittelt. Die Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens weist einen Detektor zum Erfassen des Signal­ feldes, Mittel zum Speichern vorgebbarer Referenzfelder, Mittel zum Vergleichen des gemessenen Signalfeldes mit den vorgegebenen Referenzfeldern sowie ein Ausgabegerät zur Ausgabe von Anweisungen auf. Der Detektor kann aus einer Vielzahl von linear oder matrixförmig angeordneten Detek­ torelementen bestehen. Auch ist die Verwendung einer Vi­ deokamera möglich. Bei dem vorbekannten Gegenstand handelt es sich nachteiligerweise um ein passives Verfahren (bzw. System), welches von Umwelteinflüssen wie z. B. Störlicht, unterschiedlicher Beleuchtung bei Tag und Nacht, Reflexen oder Blendungen abhängig ist.

Weiterhin ist in der DE-OS 21 51 509 eine Anzeigevorrich­ tung für das Lenken von Fahrzeugen, insbesondere von Luft­ fahrzeugen während des Rollens zu einem vorgegebenen Hal­ tepunkt beschrieben. Die Vorrichtung weist eine an dem Fahrzeug befestigte Anordnung zur Aussendung elektromag­ netischer Strahlung einer ersten Frequenz bei Bestrahlung mit elektromagnetischer Strahlung einer zweiten Frequenz auf. In der Nähe des Endes des vorgegebenen Weges sind ei­ ne Quelle zur Erzeugung elektromagnetischer Energie der zweiten Frequenz zum Bestrahlen der am Flugzeug befestig­ ten Anordnung und Fühlermittel zum Empfang der elektromag­ netischen Strahlung der ersten Frequenz und zur Ableitung eines Positions-Fehlersignals angeordnet. Hierzu sind die Fühlermittel auf die am Flugzeug befestigte Anordnung auto­ matisch nachführbar gerichtet, wenn sich das Luftfahrzeug vorwärts bewegt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs genannten Art zu schaffen, mit dem ein verhältnis­ mäßig großes Meßsignal erzielt und ein störungsfreies Andocken eines Flugzeuges an eine Fahrgastbrücke ermöglicht wird.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die folgenden Ver­ fahrensschritte gelöst:

• a) die Rumpfspitze des auf dem Vorfeld eines Flughafens ge­ orteten Flugzeuges wird durch die von der Lasersender­ einrichtung ausgesandten Laserstrahlimpulse in horizon­ taler und vertikaler Richtung abgetastet,
• 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, und
• e) die Verfahrensschritte a bis d werden stufenweise für weitere, sich aufgrund der Fortbewegung des Flugzeuges verkürzende Entfernungen zwischen Flugzeug und Halte­ position unter gleichzeitiger Abänderung des Neigungs­ winkels zwischen den von der Lasersendereinrichtung ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Rollbahn in Abhängigkeit von den jeweiligen Entfernungen solange wiederholt, bis die Halteposition von dem Flugzeug er­ reicht wird.

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 13 beschrieben.

Ein erfindungsgemäßes Verfahren zum Ausdocken eines Flug­ zeuges von einer Fahrgastbrücke eines Flughafengebäudes ist im Unteranspruch 14 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 Flugzeuges 1, beispielsweise einer B747, bis zu einer durch die Flug­ gastbrücke vorgegebenen Halteposition und zur Erzeugung eines Haltesignals für den Flugzeugführer, wenn das Flug­ zeug 1 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 5, der vor Beginn des Ortungsvorganges den Flugzeugtyp charakterisierende Daten zwecks Ermittlung der Halteposition des Flugzeuges 1 z. B. vom Flughafengebäu­ de eingegeben werden, dient zur Ermittlung der Entfernung bzw. Abweichung des Flugzeuges 1 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 der jeweiligen Entfernung (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 zu der Steuer- und Auswerte­ einrichtung 5 über Transputerlinks 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 2, 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 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 IR-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 kann als ein rotierendes System mit vier Spiegeln ausgebildet sein, wobei die Spiegel gegenüber der Horizontalen jeweils einen unterschiedlichen Neigungswinkel gegeneinander aufweisen. Zusammen mit den Lasersende- und Empfangseinrichtungen 2, die aus einer gepulsten Laserdiode und einem an gleicher Po­ sition montierten IR-empfindlichen Empfänger bestehen kön­ nen, 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 1 auf dem Rollfeld verfolgt werden.

Als Zielzone für die durchzuführenden Messungen ist der vor­ dere Bereich des Flugzeugrumpfes besonders geeignet, auch wenn die Spitze (Radom) in den meisten Fällen wegen der Spiegelwirkung keine Signale liefert. Die Fig. 3 und 4 zeigen die prinzipiellen Signalverläufe. Hierbei ist festzu­ stellen, 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 Flugzeugrumpf auswertbare Meßergebnisse liefert.

Die Hauptabtastebene des Sensors wird durch den rotierenden Winkelspiegel 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 1 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 Halteposition benötigt. Der Sensor tastet die Land­ schaft in horizontaler Richtung (genau betrachtet auf einem Kegelmantel) ab. Die Lage der Abtastzeile(n) wird mit Hilfe des Elevationsantriebs 3 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 Rumpfspitze durch Vergleich mit einer abgelegten Schablo­ ne gewonnen. Aus den Daten des nun vorliegenden Signalver­ laufes werden der seitliche Abstand Mittelachse zur Ideal­ rollinie sowie der Abstand der Flugzeugspitze von dem Scanner ermittelt.

Beide Informationen werden auf der Anzeigevorrichtung 8 zur Anzeige gebracht. Beim nächsten Abtasten hat sich das Flug­ zeug 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 erfaßten Entfernung noch nicht verlassen hat, wird die Mes­ sung wiederholt. Entfernung, Horizontalabweichung und Flug­ zeugtyp werden auf der Anzeigevorrichtung 8 zur Anzeige ge­ bracht. Anschließend wird der Elevationsspiegel so geneigt, daß die nächste zu erfassende Entfernung ca. 5 m hinter der ersten liegt. Die Anzeige bleibt auf der Anzeigevorrichtung 8 für die Entfernung solange stehen, bis die Rumpfspitze in der zweiten aktuellen Entfernung erfaßt worden ist. Der seit­ liche Abstand wird nach jeder Messung auf der Anzeigevor­ richtung 8 korrigiert angezeigt. Die Meßvorgänge wiederholen sich solange, bis das Flugzeug seine Halteposition erreicht hat. Dabei werden die Abstände der erfaßten aktuellen Ent­ fernungen voneinander wegen der abnehmenden Rollgeschwindig­ keit und der zunehmenden erforderlichen Genauigkeit immer kleiner. Es besteht außerdem die Möglichkeit, die Elevation fortlaufend in 125 ms Intervallen nachzuregeln. Legt man die obengenannten technischen Daten des Sensors zugrunde, so be­ trägt die Abtastdauer bei 8 Umdrehungen des Winkelspiegels pro Sekunde Ts = 125 ms. Die Dauer eines Meßvorganges be­ trägt bei 4600 Meßvorgängen pro Sekunde Tl = 217,4 µs. Je­ der Abtastvorgang enthält Ts/Tl = 575 Meßvorgänge. Auf ein Grad entfallen somit 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 vom Laserstrahl ein Winkel von Ω = 1/1,6 = 0,625° überstrichen. Diesem Win­ kel entspricht bei einer Entfernung R = 55 m eine Strecke mit der Länge S = 2R tg Ω/2 = 0,6 m. Wegen der Divergenz des Laserstrahles von β = 2,4 mrad erweitert sich der Strahl­ durchmesser 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 einer Entfernung R = 55 m eine Fläche von der Höhe Ds und der Breite S zur Verfügung ste­ hen. Sollen zwei Meßvorgänge durchgeführt werden, so sollte die entsprechende Fläche mindestens 2 S = 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 er­ reicht. Da das Radom von diesem Durchmesser 1,60 m verdeckt, steht zur Messung ein Kreisring (projiziert auf eine Fläche senkrecht zum Laserstrahl) mit einer Breite von nur 1,10 m zur Verfügung. In den meisten Fällen wird man bei einer Er­ fassungsreichweite 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 1 verwendeten Radome vorgegeben. Diese haben einen Durchmesser von 2,5 m (Tristar, Transall). Die Tiefe des Radoms wird auf 11,8 m geschätzt. Der horizontale Erfassungswinkel (ausnutzbarer Abtastbereich 4) 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 Elevation 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 Rumpfdurchmesser, 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 erfaßt. Hierbei wird nach Abtastung der Rumpfspitze durch Vergleich mit mit vorgegebenen abgespeicherten Rumpfspitzen von Flugzeu­ gen 1 eine Typenerkennung des Flugzeuges 1 in der Steuer- und Auswerteeinrichtung 5 vorgenommen. Stimmen hierbei die obengenannten Rumpfspitzen nicht überein, kann einem Flug­ zeugführer ein Warnsignal gegeben werden, derart, daß sein Flugzeugtyp für die vorgegebene Gate-Position nicht zuge­ lassen ist. Auch kann die Flugzeugtyperkennung zur Unter­ scheidung von anderen auf dem Vorfeld befindlichen Flug­ zeugen 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 1 möglich.

Eine weitere Ausgestaltung geht dahin, daß nach Vorwahl eines Flugzeugtyps der gesamte Vorfeldbereich mittels der Lasereinrichtungen 2 bzw. 3 auf Hindernisfreiheit über­ prüft wird und daß bei Vorhandensein eines Hindernisses ein Warnsignal erzeugt wird.

Weiterhin kann die erfindungsgemäße Vorrichtung zum Aus­ docken eines an einer Fahrgastbrücke angedockten Flugzeu­ ges 1 verwendet werden, wobei nach dem Zurückfahren der Fahrgastbrücke in ihre Ruhestellung die im Unteranspruch 14 genannten Verfahrensschritte a bis e durchzuführen sind.

Claims (14)

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 von einer Ausgangsstellung zu einer durch die Flug­ gastbrücke 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 und Ab­ weichung des Flugzeuges von der Halteposition und 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 und Ab­ weichung des Flugzeuges von der Halteposition und der Idealrollinie sowie eines Haltesignals beim Erreichen der Halteposition durch das Flugzeug, gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte:
• a) die Rumpfspitze des auf dem Vorfeld eines Flughafens ge­ orteten Flugzeuges (1) wird durch die von der Lasersen­ dereinrichtung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulse 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, und
• e) die Verfahrensschritte a bis d werden stufenweise für weitere, sich aufgrund der Fortbewegung des Flugzeuges (1) verkürzende Entfernungen zwischen Flugzeug (1) und Halteposition unter gleichzeitiger Abänderung des Nei­ gungswinkels zwischen den von der Lasersendereinrich­ tung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Roll­ bahn in Abhängigkeit von den jeweiligen Entfernungen solange wiederholt, bis die Halteposition von dem Flug­ zeug (1) erreicht wird.

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 Hauptabtastrichtung gleichzeitig in meh­ reren vertikal übereinander liegenden Zeilen abgetastet werden.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) durch die von der La­ sersendereinrichtung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulse bei vertikaler Hauptabtastrichtung gleichzeitig in mehreren horizontal nebeneinander liegenden Spalten abgetastet wer­ den.

6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) durch die von der La­ sersendereinrichtung ausgesandten Laserstrahlimpulse bei horizontaler Hauptabtastrichtung zeitlich aufeinanderfol­ gend in mehreren vertikal übereinander liegenden Zeilen abgetastet werden.

7. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rumpfspitze des Flugzeuges (1) durch die von der La­ sersendereinrichtung ausgesandten Laserstrahlimpulse bei vertikaler Hauptabtastrichtung zeitlich aufeinanderfol­ gend in mehreren horizontal nebeneinander liegenden Zeilen abgetastet werden.

8. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Neigungswinkel zwischen den von der Lasersendereinrich­ tung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Rollbahn für Flugzeuge (1), deren Abstand zwischen Rumpfspitze und Rollbahn kleiner als der Abstand zwischen Lasersenderein­ richtung (2) und Rollbahn ist, in Abhängigkeit von den sich aufgrund der Fortbewegung des Flugzeuges (1) verkür­ zenden Entfernungen zwischen Flugzeug (1) und Halteposi­ tion stufenweise 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 sich aufgrund der Fortbewegung des Flugzeu­ ges (1) verkürzenden Entfernungen zwischen Flugzeug (1) und Halteposition 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 Rumpfspitzen 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 10 oder 11, 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.

14. Verfahren zum Ausdocken eines Flugzeuges von einer Fluggastbrücke eines Flughafengebäudes, wobei der Andock­ vorgang vorzugsweise durch Ortung des auf dem letzten Streckenabschnitt des Vorfeldes eines Flughafens befind­ lichen Flugzeuges und durch Führung des Flugzeuges zu einer durch die Fluggastbrücke vorgegebenen Halteposition erfolgt ist, 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 und Ab­ weichung des Flugzeuges von der Halteposition und 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 und Ab­ weichung des Flugzeuges von der Halteposition und der Idealrollinie sowie eines Haltesignals bei Erreichen der Halteposition durch das Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß nach dem 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) Rumpfspitzen-Schablone der aktuelle Signalver­ lauf der Rumpfspitze in der Halteposition ermittelt wird,
• d) aus den Daten des aktuellen Signalverlaufes der Rumpf­ spitze für weitere, sich aufgrund der Fortbewegung des Flugzeuges (1) verlängernde Entfernungen zwischen Halte­ position und Flugzeug (1) unter gleichzeitiger Abände­ rung des Neigungswinkels zwischen den von der Lasersen­ dereinrichtung (2) ausgesandten Laserstrahlimpulsen und der Rollbahn in Abhängigkeit von den jeweiligen Entfer­ nungen die jeweils aktuelle Entfernung und die aktuelle Abweichung des Flugzeuges (1) von der Halteposition und der Idealrollinie unter Wiederholung der Schritte a bis c ermittelt und auf der Anzeigevorrichtung (8) zur An­ zeige 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.