DE60119785T2

DE60119785T2 - Flugzeug-andocksystem und verfahren mit automatischer überprüfung von flughafengelände und detektion von nebel oder schnee

Info

Publication number: DE60119785T2
Application number: DE60119785T
Authority: DE
Inventors: Lars Millgard
Original assignee: Safegate International AB
Current assignee: ADB Safegate Sweden AB
Priority date: 2001-01-12
Filing date: 2001-12-11
Publication date: 2007-04-26
Anticipated expiration: 2021-12-12
Also published as: CA2746618A1; KR20030077001A; EP1350124B1; EP1350124A2; ES2266302T3; PT1482326E; EP1482326A1; CA2434444A1; WO2002056054B1; CN1489703A; ES2402294T3; JP4080880B2; ATE326707T1; DK1482326T3; EP1482326B1; JP2007121307A; CN101196565A; WO2002056054A2; CA2746618C; CA2434444C

Description

Erfindungsgebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft Flugzeug-Andocksysteme und insbesondere Sicherheitsverbesserungen für Flugzeug-Andocksysteme zum automatischen Prüfen des Vorfeldes vor und während des Andockens und zum Ermitteln von Nebel und Schneefall vor dem Andocksystem. Die vorliegende Erfindung betrifft weiterhin auf solchen Systemen implementierte Verfahren.
Beschreibung des verwandten Stands der Technik
In den vergangenen Jahren hat es eine signifikant erhöhte Anzahl von Passagier-, Fracht- und anderem Flugzeugverkehr gegeben, einschließlich Starts, Landungen und anderem Flugzeugbodenverkehr. Außerdem hat es eine deutliche Erhöhung der Anzahl der Ground-Support-Fahrzeuge gegeben, die erforderlich sind, um Fracht auszuladen und um Cateringdienste und für alle Flugzeuge ständig Wartung und Support bereitzustellen. Mit dieser substantiellen Erhöhung beim Bodenverkehr ist eine Notwendigkeit für größere Kontrolle und Sicherheit beim Andocken und der Identifikation von Flugzeugen auf einem Flughafen einhergegangen.
Dazu lehrt das am 8. Februar 2000 erteilte US-Patent Nr. 6,023,665, das dem gleichen Erfinder erteilt wurde, der in der vorliegenden Anmeldung benannt ist, und das durch Bezugnahme hierdurch in die vorliegende Offenbarung aufgenommen ist, ein System zum Ermitteln, Identifizieren und Andocken von Flugzeugen unter Verwendung von Laserimpulsen, um ein Profil eines Objekts in der Entfernung zu erhalten. Das System tastet anfänglich den Bezirk vor dem Gate ab, bis es ein Objekt findet und identifiziert. Nachdem das Objekt als ein Flugzeug identifiziert ist, verfolgt das System das Flugzeug. Unter Verwendung der Informationen von dem Profil kann das System den Flugzeugtyp, die Entfernung von dem Haltepunkt und die seitliche Position des Flugzeugs in Echtzeit anzeigen. Die Betriebsarten des Systems beinhalten einen Erfassungsmodus, in dem ein Objekt als ein Flugzeug erkannt und ermittelt wird, und einen Verfolgungsmodus, in dem der Flugzeugtyp verifiziert wird und die Bewegung des Flugzeugs in Richtung auf das Gate überwacht wird.
Unter Bezugnahme auf 1A sorgt das Andockungsführungssystem des oben erwähnten Patents, allgemein mit 10 bezeichnet, für das computerisierte Auffinden eines Objektes, Verifikation der Identität des Objektes und Verfolgen des Objektes, wobei das Objekt bevorzugt ein Flugzeug 12 ist. Bei Betrieb informiert es das System, nachdem der Kontrollturm 14 ein Flugzeug 12 gelandet hat, dass sich das Flugzeug einem Gate 16 annähert und den erwarteten Flugzeugtyp (d.h. 747, L-1011, usw.). Das System 10 tastet dann den Bezirk 19 vor dem Gate 16 ab, bis es ein Objekt findet, das es als ein Flugzeug 12 identifiziert. Das System 10 vergleicht dann das gemessene Profil des Flugzeugs 12 mit einem Referenzprofil für den erwarteten Flugzeugtyp und wertet andere geometrische, für den erwarteten Flugzeugtyp charakteristische Kriterien aus. Wenn das gefundene Flugzeug in einer spezifizierten Mindestentfernung (z.B. 12 m) vor der Halteposition nicht dem erwarteten Profil und den anderen Kriterien entspricht, informiert oder signalisiert das System den/dem Turm 14, zeigt ein Haltezeichen an und schaltet ab.
Wenn das Objekt das erwartete Flugzeug 12 ist, verfolgt das System 10 es in das Gate 16, indem es dem Piloten in Echtzeit die bis zu dem richtigen Haltepunkt verbleibende Entfernung und die seitliche Position des Flugzeugs 12 anzeigt. Die seitliche Position des Flugzeugs 12 wird auf einer Sichtanzeige 18 bereitgestellt, wodurch der Pilot die Position des Flugzeugs zum Annähern an das Gate 16 aus dem richtigen Winkel korrigieren kann. Nachdem sich das Flugzeug 12 an seinem Haltepunkt befindet, wird die Tatsache auf der Sichtanzeige 18 angezeigt und der Pilot stoppt das Flugzeug.
Unter Bezugnahme auf 1B enthält das System 10 einen Laser-Range-Finder (LRF) 20, zwei Spiegel 21, 22, eine Sichtanzeigeeinheit 18, zwei Schrittmotoren 24, 25 und einen Mikroprozessor 26. Geeignete LRF-Produkte werden von Laser Atlanta Corporation vertrieben und können Laserimpulse emittieren, die Reflexionen jener von entfernten Objekten wegreflektierten Impulse empfangen und die Entfernung zu jenen Objekten berechnen.
Das System 10 ist so ausgelegt, dass eine Verbindung 28 zwischen dem seriellen Port des LRF 20 und dem Mikroprozessor 26 besteht. Durch diese Verbindung sendet der LRF 20 Messdaten etwa alle 1/400 einer Sekunde an den Mikroprozessor 26. Die allgemein mit 23 bezeichneten Hardwarekomponenten des Systems 20 werden von dem programmierten Mikroprozessor 26 gesteuert. Außerdem liefert der Mikroprozessor 26 Daten an die Sichtanzeige 18. Als Schnittstelle zum Piloten ist die Sichtanzeigeneinheit 18 über dem Gate 16 platziert, um dem Piloten zu zeigen, wie weit sich das Flugzeug von seinem Haltepunkt 29 befindet, den Flugzeugtyp 30, von dem das System meint, dass er sich annähert, und die seitliche Lage des Flugzeugs. Unter Verwendung dieser Sichtanzeige kann der Pilot die Annäherung des Flugzeugs 12 an das Gate 16 einstellen, um sicherzustellen, dass sich das Flugzeug in dem richtigen Winkel zum Erreichen des Gates befindet. Wenn die Sichtanzeige 18 den falschen Flugzeugtyp 30 zeigt, kann der Pilot die Annäherung abbrechen, bevor irgendeine Beschädigung erfolgt. Diese Doppelprüfung stellt die Sicherheit der Passagiere, des Flugzeugs und der Flughafeneinrichtungen sicher, weil, wenn das System versucht, eine größere 747 an einem Gate anzudocken, wo eine 737 erwartet wird, wahrscheinlich größere Schäden verursacht werden.
Zusätzlich zu der Sichtanzeige 18 verarbeitet der Mikroprozessor 26 die Daten von dem LRF 20 und steuert die Richtung des Lasers 20 durch seine Verbindung 32 mit den Schrittmotoren 24, 25. Die Schrittmotoren 24, 25 sind mit den Spiegeln 21, 22 verbunden und bewegen sie als Reaktion auf Anweisungen von dem Mikroprozessor 26. Durch Steuern der Schrittmotoren 24, 25 kann der Mikroprozessor 26 somit den Winkel der Spiegel 21, 22 ändern und die Laserimpulse von dem LRF 20 ausrichten.
Die Spiegel 21, 22 richten den Laser aus, indem sie die Laserimpulse nach außen über das Rollfeld des Flughafens reflektieren. Bei der bevorzugten Ausführungsform bewegt sich der LRF 20 nicht. Das Abtasten durch den Laser erfolgt mit Spiegeln. Ein Spiegel 22 steuert den horizontalen Winkel des Lasers, während der andere Spiegel 21 den vertikalen Winkel steuert. Durch Aktivieren der Schrittmotoren 24, 25 steuert der Mikroprozessor 26 den Winkel der Spiegel und somit die Richtung des Laserimpulses.
Das System 10 steuert den horizontalen Spiegel 22, damit eine kontinuierliche horizontale Abtastung innerhalb eines Winkels von ±10 Grad in Winkelschritten von etwa 0,1 Grad erzielt wird, was 16 Mikroschritten pro Schritt mit dem Schrittmotor Escap EDM-453 entspricht. Ein Winkelschritt wird für jede Antwort von der Leseeinheit genommen, d.h. etwa alle 2,5 ms. Der vertikale Spiegel 21 kann gesteuert werden, um eine vertikale Abtastung zwischen +20 und –30 Grad in Winkelschritten von etwa 0,1 Grad mit einem Schritt alle 2,5 ms zu erreichen. Mit dem vertikalen Spiegel wird dann vertikal abgetastet, wenn die Nasenhöhe bestimmt ist und wenn das Flugzeug 12 identifiziert ist. Während des Verfolgungsmodus wird der vertikale Spiegel 21 ständig nachgeführt, damit das horizontale Abtasten weiterhin die Nasenspitze des Flugzeugs 12 verfolgt.
Wenngleich das in dem oben angeführten Patent offenbarte System das Flugzeug erkennt, erkennt dieses System keine Grundunterstützungsfahrzeuge oder andere Objekte auf dem Rollfeld des Andockbezirks. Wegen des begrenzten Blickfelds des Piloten kann das Flugzeug mit solchen Ground-Support-Fahrzeugen und anderen Objekten kollidieren. Außerdem kann das System bei Nebel oder Schnee, besonders dem Ersteren, falsche Warnungen ausgeben.
Das System sieht Nebel am häufigsten zwischen 10–25 m. Da sich diese Entfernung näher oder in dem Bezirk der Haltepositionen befindet, erzeugt das System einen Gate-Blockiert- oder ID-Versagen-Zustand, wenn die Erfassungsprozedur bei dem Nebel ausgelöst wird. Die Erfassungsprozedur benötigt ein Verfahren zum Erkennen, dass das erfasste Objekt höchstwahrscheinlich Nebel ist und keine Behinderung für die Andockprozedur, nachdem das Flugzeug aufgetauscht ist.
Während nebliger Bedingungen erfasste Protokolldateien zeigen, dass Nebel wie ein massives Objekt vor dem System gemeldet wird. Ein Absuchen in Nebel hinein meldet oftmals Echos in der Nähe von 100%, und die Echos variieren hinsichtlich Entfernung nur innerhalb einiger weniger Dezimeter voneinander. Schneefall ist am häufigsten verteilt und ergibt Echos von 60–80% mit einer Verteilung von 5–10 m. Somit ist es im Allgemeinen leichter, Schnee zu erkennen, d.h. ihn von einem festen Objekt zu unterscheiden, als Nebel. 2A und 2B zeigen Beispielbilder von Nebel, während 2C und 2D Beispielbilder von Schnee zeigen.
Die Literaturstelle DE 43 01 637 lehrt ein Kollisionsvermeidungssystem für Flughäfen. Diese Literaturstelle lehrt jedoch nicht die Verwendung erster und zweiter Mengen von Lichtimpulsen, um ein Flugzeug und Hindernisse zu erkennen, und schlägt dies auch nicht vor.
Die Literaturstelle US 5,627,511 lehrt ein Kraftfahrzeugantikollisionssystem, das die Entfernung zu einem Objekt vor einem Fahrzeug misst, um eine Kollision zu vermeiden, nicht ein Flugzeug-Andocksystem. Dieses System ist einfach eine Entfernungsmessvorrichtung unter Verwendung eines "Referenzentfernungsbereichs" (Spalte 12, Zeile 62) auf der Basis von "mehreren Entfernungsdatenstücken, die im Wesentlichen den gleichen kurzen Entfernungswert zeigen" (Spalte 8, Zeilen 3–5). Es tut dies, weil das in dieser Literaturstelle gelehrte System "auf der Tatsache basiert, dass durch Schnee, Nebel oder Regen gestreutes Licht in einem sehr kurzen Bereich produziert wird" (Spalte 9, Zeilen 4–6). Wenn ein Objekt mit geringem Reflexionsvermögen wie etwa eine dunkle Kleidung tragende Person, ein schmutziges oder dunkles Fahrzeug, ein Abschnitt unter einer Ladefläche eines Lastwagens in kurzer Entfernung vorliegt, nimmt es folglich die gleichen physikalischen Eigenschaften wie jene von Nebel an, da der Nebel in kurzer Entfernung vorliegt und ein niedriges Reflexionsvermögen aufweist (Spalte 10, Zeilen 28 ff.).
Kurze Darstellung der Erfindung
Es ergibt sich aus dem obigen, dass in der Technik ein Bedarf besteht für ein Flugzeugerkennungssystem, das die oben erwähnten Probleme des Stands der Technik überwindet. Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht deshalb darin, die Erkennung von Objekten auf dem Vorfeld zu gestatten.
Eine weitere Aufgabe besteht in der Unterstützung des Urteils des Piloten dahingehend, ob es sicher ist, sich zum Gate vorzubewegen oder ob ein Kollisionsrisiko vorliegt.
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine präzise Erkennung von Nebel und Schnee zu gestatten.
Um die obigen und weitere Aufgaben zu lösen, betrifft die vorliegende Erfindung ein Verfahren und ein System wie durch die beigefügten Ansprüche 1 bzw. 5 definiert. Wenn das System und das Verfahren zur Flugzeugerkennung verwendet wird, wird das Vorfeld vor und während dem Andocken automatisch auf Hindernisse geprüft. Da sich das Flugzeug dem Gate möglicherweise mit hoher Geschwindigkeit nähert, ist es wesentlich, dass das Prüfen auf Hindernisse das System für ein Minimum an Zeitdauer beschäftigt, so dass der Einfluss auf die Andockfunktion minimiert wird. Es wird angenommen, dass es besonders wichtig ist, dass der Bezirk geprüft wird, der von den Tragflächen eines Schmalrumpfflugzeuges oder von den Triebwerken eines Breitrumpfflugzeuges überstrichen wird. Es wird außerdem angenommen, dass es nicht so wichtig ist, das Vorfeld auf der Brückenseite der Mittellinie zu prüfen, wie auf der gegenüberliegenden Seite, da die meisten Bewegungen von Servicefahrzeugen auf der gegenüberliegenden Seite stattfinden. Deshalb wird angenommen, dass die Scannereinheit derart montiert werden kann, dass die optische Achse links von der Mittellinie zeigt, z.B. 5°, wodurch der horizontale Abtastbereich des Systems maximal genutzt wird.
Die vorliegende Erfindung betrifft ein System und Verfahren zur Flugzeugerkennung, bei dem Nebel und Schneefall erkannt werden, indem die den Erfassungszustand auslösende Laserablenkung analysiert wird. Wenn sich herausstellt, dass die gemessene Entfernung zu dem erfassten Objekt über die Breite des Objekts hinweg (auf nichtdeterministische Weise) zufällig variiert, wird das Objekt als ein möglicher Nebel-/Schneezustand betrachtet. Ein möglicher Nebelzustand wird von dem System nicht als ein gültiges Ziel für die Verfolgungsphase betrachtet, so dass das System im Erfassungsmodus bleibt. Wenn der Nebelzustand weiterhin vorherrscht, informiert das System den Piloten/Standplatzbediener durch Anzeigen einer Warnmeldung. Unter diesen Bedingungen ist beabsichtigt, dass der Pilot vorsichtig sich weiter dem Standplatzbezirk nähert, da das System das Flugzeug erkennen kann, sobald es durch den Nebel hindurch gesehen wird.
Wenn ein Nebelzustand erkannt worden ist, schaltet die Sichtanzeige von der standardmäßigen Erfassungssichtanzeige zu einer Sichtanzeige um, die den Flugzeugtyp abwechselnd mit einer Meldung wie etwa "herabgestuft" oder "geringe Sicht" zeigt, um anzuzeigen, dass das System auf Grund reduzierter Sicht die Leistungsfähigkeit herabgestuft hat. Eine entsprechende Meldung wird in dem Bedienerfeld angezeigt.
Jede Ausführungsform oder Kombination von Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung kann in dem System des oben erwähnten Patents durch entsprechende Modifikation implementiert werden.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Bevorzugte Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung werden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen ausführlich dargelegt. Es zeigen:
1A und 1B das Flugzeug-Andocksystem des oben erwähnten Patents, das gemäß der vorliegenden Erfindung modifiziert werden kann;
2A und 2B mit dem Flugzeug-Andocksystem von 1A und 1B aufgenommene Bilder von Nebel;
2C und 2D mit dem Flugzeug-Andocksystem von 1A und 1B aufgenommene Bilder von Schnee;
3 eine Zeichnung, die einen während der Vorfeld prüfung zu prüfenden Bezirk zeigt;
4 eine Zeichnung, die die Geometrie zeigt, die während der Vorfeldprüfung bei der Bodenunterdrückung verwendet wird;
5 eine Zeichnung, die die Geometrie zeigt, die beim Berechnen von vertikalen Abtastwinkeln während der Vorfeldprüfung verwendet wird;
6A und 6B Diagramme von Flussdiagrammen der während des Erfassungs- bzw. Verfolgungsmodus durchgeführten Vorfeldabtastung;
7A–7I Zeichnungen, die Stadien bei der Nebelerkennungsprozedur zeigen;
8 ein Diagramm eines Flussdiagramms der Nebelerkennungsprozedur und
9–11 Diagramme, die Flussdiagramme von drei alternativen Algorithmen zeigen, die von der vorliegenden Erfindung zur Nebelerkennung verwendet werden.
Ausführliche Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen
Verschiedene bevorzugte Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung werden nun ausführlich unter Bezugnahme auf die Zeichnungen dargelegt, in denen sich durchweg die gleichen Bezugszahlen auf die gleichen Komponenten oder Arbeitsschritte beziehen. Zuerst wird eine bevorzugte Ausführungsform der Vorfeldprüfung offenbart; dann wird eine bevorzugte Ausführungsform der Nebelerkennung offenbart. Wenngleich die beiden Ausführungsformen getrennt offenbart werden, versteht sich, dass sie kombiniert werden können.
Zuerst wird die Vorfeldprüfungsausführungsform offenbart. Da es üblich ist, dass sich Ground-Support-Fahrzeuge einem Flugzeug von links nähern, wird die bevorzugte Ausführungsform der Vorfeldprüfung auf dieser Basis offenbart. Wenn erwartet wird, dass sich Ground-Support-Fahrzeuge von rechts nähern, kann die Vorfeldprüfung natürlich dementsprechend variiert werden.
3 zeigt den zu prüfenden Bezirk. Es wird angenommen, dass das Andocksystem einen horizontalen Abtastbereich von ±10° aufweist. Da eine Abtastung um 5° von der Mittellinie nach rechts nur einen Bezirk abdeckt, für den der Pilot keine Unterstützung benötigt, erfolgt die Vorfeldprüfung nur links von der Mittellinie. Der 10°-Winkel der Vorfeldabtastung deckt nur den Bezirk vor der rechten Tragflächenspitze bis zu einer Innengrenze von etwa 60 m für Flugzeuge der gleichen Größe wie eine B737 ab. Er deckt auch den Bezirk ab, der von dem inneren Triebwerk eines Breitrumpfflugzeugs in etwa 48 m überstrichen wird. Das entspricht einer Nasenposition von etwa 45 m für eine B737 und einer Nasenposition on etwa 25 m für eine B747. Es wird angenommen, dass das kleinste zu erkennende Objekt die folgenden Abmessungen aufweist: eine Breite von 1 m und eine Höhe von 1,5 m. Das Vorfeldprüfmerkmal ignoriert alle Echos aus einem kürzeren Abstand als der Stoppposition (Nase) +5 m, damit an der Parkposition Bodenpersonal präsent sein kann.
4 zeigt eine für die Unterdrückung des Bodens verwendete Abtastgeometrie. Um Probleme mit Bodenechos zu reduzieren, z.B. auf Grund von Schneehaufen, werden alle Echos unter einer bestimmten Höhe g über dem Boden ignoriert. Somit wird ein Echo ignoriert, wenn die gemessene Entfernung l größer ist als lg, gegeben durch lg = (Laserhöhe – g)/sin γwobei

γ = δ + β
δ = arcsin (Laserhöhe/lmax)
β = vertikaler Winkel, auf "Referenzstrahl" referenziert
lmax = Länge des "Referenzstrahls", während Mittelliniendefinition erzielt.
Laserhöhe = der während der Mittelliniendefinitionsprozedur automatisch definierte Wert.

Falls es auf Grund von Bodenhöhenvariationen mehrere Laserhöhe-Werte gibt, wird der Wert verwendet, der dem unten angegebenen tatsächlichen "Abgedeckten Bereich" entspricht.
Der vertikale Winkel der Abtastungen für die Vorfeldprüfung wird unter Bezugnahme auf 5 erläutert. Um ein Objekt mit einer Höhe h zu erkennen, muss die Abtastung somit das Objekt in einer Höhe zwischen g und h treffen.
Mehrere Abtastungen werden verwendet, um den zu prüfenden Bezirk abzudecken. Der zwischen den Abtastungen erforderliche Winkelschritt dγ ist gegeben durch die Formel dγ = ½ × [(h – g)/(Laserhöhe – g)] × sin 2γ
Als Beispiel wird angenommen, dass ein Bezirk von etwa 30 m bis hinaus zu 100 m abgedeckt werden soll. Dadurch erhält man die folgenden beiden Beispiele der Abdeckung und Abtastwinkel γ in Graden. Für beide Beispiele ist Laserhöhe = 5 m. In dem ersten Beispiel ist h = 1,5 m und g = 0,5 m. Die resultierenden Werte für γ und des abgedeckten Bereichs m sind in Tabelle 1 angegeben:
In dem zweiten Beispiel sind h = 2 m und g = 1 m. Die resultierenden Werte von γ und des abgedeckten Bereichs m sind in Tabelle 2 angegeben:
Es wird nun der Winkelschritt in der horizontalen Abtastung beschrieben. Es sei angenommen, dass ein 1 m breites Objekt bei 100 m erkannt werden soll. Es sei angenommen, dass das Objekt dreimal getroffen werden muss. Das bedeutet, dass die Auflösung < arctan(0,3/100) ≈ 0,17°, was bedeutet, dass ein Mikroschritt pro Messung erforderlich ist, d.h. der gleiche wie für die normale Abtastung.
Eine Vorfeldprüfung kann während des Erfassungsmodus, des Verfolgungsmodus oder beider durchgeführt werden. Eine Vorfeldprüfung während des Erfassungsmodus wird zuerst unter Bezugnahme auf 6A beschrieben. Dann wird die Vorfeldprüfung während des Verfolgungsmodus unter Bezugnahme auf 6B beschrieben.
Während des Erfassungsmodus werden in Schritt 602 die normalen Erfassungsabtastungen (±5°) (jede zweite Abtastung) mit Vorfeldprüfabtastungen von –15° bis –5° verschachtelt. Der vertikale Winkel γ der Vorfeldprüfabtastung wird zwischen jeder Abtastung gemäß Tabelle 1 oder Tabelle 2 oben geändert, um den Sektor –15° bis –5° abzudecken.
Wenn bei Schritt 604 ein Objekt erkannt wird, wird es in Schritt 606 als mögliches Flugzeug behandelt, und in Schritt 608 wird in den Verfolgungsmodus eingetreten, um zu prüfen, ob sich das Objekt bewegt (berechnete Geschwindigkeit über einem bestimmten Wert). Wenn es sich bewegt, wird die Verfolgung in Schritt 610 fortgesetzt. Wenn es sich nicht bewegt, wird es in Schritt 612 als ein Hindernis angesehen; das System kehrt zum Erfassungsmodus zurück, speichert die repräsentativen Koordinaten des Hindernisses und setzt ein "Hindernis-Flag", das anzeigt, dass sich auf dem Vorfeld ein Hindernis befindet. Wenn das Hindernis während einer späteren Vorfeldprüfung in Schritt 614 erkannt wird, wird das Objekt in Schritt 616 als erkannt angesehen; ansonsten werden die Koordinaten in Schritt 618 entfernt. Wenn keine gespeicherten Hinderniskoordinaten vorliegen, wird das Flag zurückgesetzt. Die Vorfeldprüfung endet in Schritt 620.
Während des Erfassungsmodus wird eine Vorfeldprüfungsablenkung für jeweils drei Erfassungsablenkungen durchgeführt. Die Vorfeldprüfungsablenkungen durchlaufen den Vorfeldbezirk vom Erfassungspunkt zur Stoppposition, aber niemals näher als 30 m vom System, wobei zur Seite der Mittellinie abgetastet wird (–15 bis –5°. Wenn ein Objekt erkannt wird, wird die Andockprozedur mit einem Gate-Blockiert-Zustand angehalten. Wenn das Objekt verschwindet, wird die Andockprozedur wieder aufgenommen. Um als blockierendes Objekt angesehen zu werden, muss das Objekt über mindestens zwei Prüfungen hinweg an seiner Position bleiben, was anzeigt, dass in dem Vorfeldbezirk ein sich nicht bewegendes Objekt vorliegt.
Die Vorfeldprüfung während der Erfassung verwendet eine feste Menge von Prüfpunkten, die so ausgewählt sind, dass sie den bestimmten Vorfeldprüfbezirk abdecken. Wenn ein Objekt in dem Vorfeldprüfbezirk erkannt wird, hält das System den Erfassungsprozess an und zeigt eine Warnmeldung an. Zu diesem Zeitpunkt durchläuft das System nur die Vorfeldprüfpunkte, wobei es die Geschwindigkeit der Vorfeldprüfung erhöht. Dies wird fortgesetzt, bis alle Vorfeldprüfpunkte melden, dass der Bezirk frei ist, wobei dann das System wieder in den Erfassungsmodus zurückkehrt.
Damit der Vorfeldbezirk als frei angesehen wird, müssen mindestens 1,5 Zyklen durch die Vorfeldprüfpunkte kein Objekt melden, damit sie mit einem sich bewegenden Objekt in dem Vorfeldprüfbezirk Schritt halten können.
Während des Verfolgungsmodus erfolgt sobald wie möglich nach dem Verifizieren der Flugzeug-ID in Schritt 623 im Schritt 634 eine Vorfeldprüfabtastung, die etwa alle 2 Sekunden wiederholt wird (z.B. nach jeweils 8 Abtastungen). Der vertikale Winkel der Vorfeldprüfabtastung wird so gewählt, dass die Abtastung den Bereich von 5 m hinter der Flugzeugnase und nach innen abdeckt. Wenn in Schritt 636 ein sich nicht bewegendes Objekt erkannt wird, dann wird in Schritt 638 das "Hindernis-Flag" gesetzt und der Verfolgungsmodus geht weiter. Wenn in Schritt 640 ermittelt wird, dass das Objekt verschwindet, wird das Flag in Schritt 642 zurückgesetzt. So lange das Flag während des Verfolgungsmodus gesetzt ist, wird im Schritt 644 die Meldung WARTEN – VORFELD BLOCKIERT angezeigt. Der Prozess endet mit Schritt 646.
Während des Verfolgungsmodus wird eine Vorfeldprüfablenkung bei allen 8 Nasenablenkungen durchgeführt (4Hor + 4Ver). Die Vorfeldprüfungsablenkung ist so synchronisiert, dass sie nicht mit den Triebswerks-ID-Ablenkungen zusammenfällt, da das dazu führen würde, dass zu viel Zeit darauf verwendet wird, das Flugzeug nicht zu verfolgen. Auch Triebwerks-ID-Ablenkungen weisen eine Periodizität von 8 Nasenablenkungen auf. Bei einem erfolglos identifizierten Flugzeug würde die Ablenkungssequenz sein: Ver Hor Ver Hor MotorId Ver Hor Ver Hor ApronCheck... wiederholt bis zu einem ID-Versagen bei 12 m bei dem Stopp.
Die Vorfeldprüfungsablenkung betrachtet eine feste Position relativ zur Flugzeugnase. Wenn ein Objekt gefunden wird, wird die Andockungsprozedur mit einem Vorfeld-Blockiert-Zustand angehalten. Wenn das Objekt verschwindet, wird die Andockprozedur wieder aufgenommen.
Wenn ein Objekt vor dem Flugzeug gefunden worden ist, arretiert das System die Vorfeldprüfungsablenkung auf das Objekt ungeachtet der Position des Flugzeugs, damit nicht gestattet wird, dass die Vorfeldprüfungsablenkung vom Objekt weggleitet, während sich das Flugzeug weiter nach vorne bewegt. Das System muss weiterhin die Nase des Flugzeuges verfolgen, darf aber keine einführenden Informationen geben. Wenn sich herausstellt, dass sich das Flugzeug an der Stoppposition befindet, während ein Vorfeld-Blockiert-Zustand existiert, ignoriert das System den Vorfeld-Blockiert-Zustand und zeigt die STOPP-Meldung an.
Die Vorfeldprüfung wird nicht fortgesetzt, wenn sich das Flugzeug näher als 4 m von der Stoppposition befindet oder das Flugzeug näher als 30 m von dem System weg ist, damit die Stopppositionsgenauigkeit nicht gestört wird.
Nun wird die Nebelerkennungsausführungsform beschrieben. Zunächst wird ein Überblick gegeben unter Bezugnahme auf die Zeichnungen der 7A–7I und das Flussdiagramm von 8.
In Schritt 802 wird das Flugzeug-Andocksystem gemäß der normalen Prozedur gestartet. Die normale Sichtanzeige von 7A ist gezeigt. Der in 7B in einer Draufsicht gezeigte Stehplatzbezirk liegt total im Nebel.
Das Echobild des Nebels erscheint in 7C. Im Schritt 804 betrachtet das System den Nebel als ein Objekt, das groß genug ist, um eine Erfassung zu erzeugen.
In Schritt 806 analysiert das System die Daten von 7C und ermittelt, dass das erfasste Objekt am wahrscheinlichsten Nebel oder Schnee ist. Das System bleibt weiterhin im Erfassungsmodus, aktiviert aber die Geringe-Sicht-Sichtanzeige, bei der die Sichtanzeige von 7D mit der von 7E abwechselt.
In Schritt 808 nähert sich das Flugzeug dem Standplatz. Eine Draufsicht auf die Annäherung ist in 7F gezeigt.
In Schritt 810 sieht das System, während sich das Flugzeug dem Standplatz nähert, das Flugzeug durch den Nebel. Das Echobild ist in 7G gezeigt.
In Schritt 812 wird, während das System das Flugzeug erfasst, die Entfernung- und Azimutsichtanzeige von 7H aktiviert.
In Schritt 814 wird das Andocken gemäß dem normalen Betrieb fortgesetzt und die Sichtanzeige von 7I wird gezeigt. Die Prozedur endet im Schritt 816.
Es werden nun drei Algorithmen zur Nebelerkennung vorgelegt. Jeder der Algorithmen unterscheidet ein aus Nebel resultierendes Echobild von einem aus festen Objekten resultierenden Echobild. Die Algorithmen basieren auf der Tatsache, dass die räumliche Verteilung von Echos von Nebel bis zu einem gewissen Ausmaß zufällig ist. Jeder der Algorithmen kann während des Erfassungsmodus verwendet werden, um eine durch Echos von Nebel verursachte Meldung "Gate blockiert" oder "ID-Versagen" zu vermeiden. In den Algorithmen verwendete spezifische Zahlenverhältnisse wie etwa 50% oder 60% aller Echos werden empirisch ermittelt.
Der erste Algorithmus wird unter Bezugnahme auf das Flussdiagramm von 9 erläutert. Der erste Algorithmus enthält eine Vorkonditionierungsphase 902 zum Vorkonditionieren des Echomusters und eine Kriterienphase 904, in der das vorkonditionierte Echomuster mit Kriterien verglichen wird, um zu ermitteln, ob das Muster von Nebel oder einem festen Objekt herrührt.
Die Vorkonditionierungsphase 902 enthält zwei Bewertungen der räumlichen Verteilung der Echos. Es gibt n Echos mit Entfernungen l_i, i = 1 bis n, von dem Laser-Range-Finder. Wenn im Schritt 906 ermittelt wird, dass die Entfernung zwischen zwei benachbarten Echos |(l_i – l_i+1)| < 0,5 m, dann werden im Schritt 908 beide Echos unterdrückt. Wenn in Schritt 910 ermittelt wird, dass die Entfernungsänderung für drei benachbarte aufeinanderfolgende Echos das gleiche Vorzeichen hat, dann werden die drei Echos in Schritt 908 unterdrückt.
Die Kriterienphase 904 wendet zwei Kriterien auf die vorkonditionierten Daten an. Wenn in Schritt 912 ermittelt wird, dass nach der Vorverarbeitung weniger als 60% aller Echos zurückbleiben (d.h., in Schritt 908 werden mehr als 40% unterdrückt), dann wird in Schritt 914 ermittelt, dass kein Nebel vorliegt. Ansonsten wird in Schritt 916 ermittelt, ob die mittlere Entfernung l_mean = 20 ± 2 m und ν = 4 ± 1 m, wobei
l_mean = Σl_i/π und
ν = [(n × Σl 2 / i) – (Σl_i)²j/[n × (n – 1)].
Wenn dies der Fall ist, wird in Schritt 918 ermittelt, dass Nebel vorliegt. Ansonsten wird in Schritt 914 ermittelt, dass kein Nebel vorliegt. Der Algorithmus endet in Schritt 920.
Der zweite Algorithmus wird unter Bezugnahme auf 10 erläutert. Der zweite Algorithmus ist dem ersten Algorithmus ähnlich und weist ebenfalls eine Vorkonditionierungsphase 1002 und eine Kriterienphase 1004 auf.
Die Vorkonditionierungsphase 1002 beginnt mit Schritt 1006, bei dem l_mean und ν für alle die Echodaten gemäß den oben angegebenen Gleichungen berechnet werden. Für jedes Echo i werden die Entfernungen von benachbarten Echos in Schritt 1008 bewertet. Wenn |l_i – l_i-1| < 0,5 m oder |l_i – l_i+1| < 0,5 m, dann wird das Echo i im Schritt 1010 unterdrückt.
Die Kriterienphase 1004 wendet zwei Kriterien auf die vorkonditionierten Daten an. Wenn im Schritt 1012 bestimmt wird, dass die verbleibende Anzahl von Echos unter n/2 ist, oder mit anderen Worten in Schritt 1010 mehr als die Hälfte der Echos unterdrückt wurde, dann wird in Schritt 1014 ermittelt, dass kein Nebel vorliegt. Ansonsten werden in Schritt 1016 l_mean und ν für die verbleibenden Echos neu berechnet, um l_mean-new und ν_new zu erhalten. Wenn |l_mean-new – l_mean| < 2 m und |ν_new – ν| < 2 m, wird in Schritt 1018 ermittelt, dass Nebel vorliegt. Ansonsten wird in Schritt 1014 bestimmt, dass kein Nebel vorliegt. Der Algorithmus endet im Schritt 1020.
Der dritte Algorithmus wird unter Bezugnahme auf 11 erläutert. Der dritte Algorithmus basiert auf zwei Annahmen. Zuerst wird angenommen, dass eine Charakteristik von Nebel ist, dass zwischen den Positionen benachbarter Echos wenig oder keine Korrelation existiert. Zweitens wird angenommen, dass eine Charakteristik für feste Objekte ist, dass die meisten Gruppen aus drei oder vier benachbarten Echos so positioniert sind, dass eine ungefähr gerade Linie sie verbinden kann. Im dritten Algorithmus ist kein Vorkonditionierungsschritt erforderlich und alle Echowerte werden verwendet.
In Schritt 1102 wird für jedes Echo i eine Abweichung μ_i aus einer geraden Linie, aus den beiden Echos auf der linken Seite extrapoliert, wie folgt berechnet: μi = |li – 2li-1 + li-2|.
Im Schritt 1104 wird die Variable ν_i wie folgt berechnet:
ν_i = 1 wenn μ_i ≥ U, wobei U = empirisch entschieden, z.B. = 1;
ν_i = 0 wenn μ_i < U.
In Schritt 1106 wird folgendes berechnet: S = Σνi.
In Schritt 1108 wird ermittelt, ob S > V, wobei V ein empirisch ermittelter Wert ist, z.B. V = 50. Wenn dem so ist, wird im Schritt 1110 ermittelt, dass Nebel vorliegt. Ansonsten wird im Schritt 1112 ermittelt, dass kein Nebel vorliegt. Der Algorithmus endet in Schritt 1114.
Jede Laserablenkung, die die Standarderfassungszustände auslöst, wird auf mögliche Nebelzustände hin analysiert, bevor die Steuerung an den Verfolgungsalgorithmus weitergegeben wird. Während der Nebelanalyse werden nur Echos aus ±8 m der Entfernung zu dem erfassten Objekt und nicht näher als 2 m und nicht weiter weg als 35 m von dem Laser berücksichtigt. Für die gültigen Echos von dem Objekt wird eine Zählung von Richtungsänderungen vorgenommen, wobei eine Richtungsänderung definiert ist als ein Echo, das 2 dm oder mehr von seinem Nachbarn entfernt ist und mit einem anderen Kurs (nach innen/nach außen) von dem des vorausgegangenen Entfernungsschritts. Die ersten beiden Richtungsänderungen werden nicht gezählt, da erwartet wird, dass sie an einem realen Flugzeug angetroffen werden; nur die Änderungen jenseits der ersten beiden werden gezählt. Wenn das Verhältnis gültiger Echos von dem Objekt zu der Anzahl von Richtungsänderungen unter 8 liegt (Echos pro Änderung), wird das Echomuster als durch Nebel oder Schnee verursacht angesehen. Wenn Nebel oder Schnee ermittelt wird, geht die Erfassungsphase weiter, Wenn mehr als 4 der letzten 8 Erfassungsablenkungen einen Nebelzustand melden, wird erachtet, dass ein Zustand "geringe Sicht" vorliegt und die Sichtanzeige schaltet zur Meldung "geringe Sicht".
Wenngleich verschiedene bevorzugte Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung oben dargelegt worden sind, erkennt der Fachmann, der die vorliegende Offenbarung studiert hat, ohne weiteres, dass innerhalb des Schutzbereichs der Erfindung andere Ausführungsformen realisiert werden können. Beispielsweise sind Zahlenwerte viel mehr veranschaulichend als beschränkend. Insbesondere können empirisch ermittelte Werte variiert werden, wie diese verschiedenen Zustände an verschiedenen Bedingungen rechtfertigen. Außerdem können die oben offenbarten Techniken an andere als die offenbarte Hardware angepasst werden. Zudem können zum Erkennen von Nebel offenbarte Techniken für jede Form von Kondensation oder Niederschlag verwendet werden (Schnee, Regen, Schneeregen usw.). Deshalb sollte die vorliegende Erfindung so ausgelegt werden, dass sie nur durch die beigefügten Ansprüche begrenzt wird.

Claims

Verfahren zum Erkennen eines Objektes in einem Bezirk, in dem Kondensation oder Niederschlag herrschen kann, wobei das Verfahren umfasst: (a) Projizieren von Lichtimpulsen in den Bezirk, um reflektierte Impulse zu erzeugen: (b) Empfangen der reflektierten Impulse in einem Detektor und (c) Erkennen des Objektes aufgrund der reflektierten Impulse, wobei das Verfahren ferner umfasst, dass (d) ermittelt wird, ob die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, und dass Schritt (c) durchgeführt wird, wenn ermittelt ist, dass die reflektierten Impulse nicht aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, wobei das Verfahren dadurch gekennzeichnet ist, dass Schritt (d) umfasst: (i) Berechnen einer Größe, die eine räumliche Verteilung der reflektierten Impulse darstellt, wobei die Größe ein Maß für die Willkürlichkeit der Raumpositionen der reflektierten Impulse ist, und (ii) Verwenden der in Schritt (d) (i) berechneten Größe, um, auf der Grundlage der Feststellung, ob die Willkürlichkeit der Raumpositionen der reflektierten Impulse ein empirisch bestimmtes Kriterium übersteigt, zu Ermitteln, ob die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren.
Verfahren nach Anspruch 1, ferner dadurch gekennzeichnet, dass, wenn in Schritt (d) ermittelt wird, dass die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, die Schritte (a) und (b) fortgesetzt werden, bis das Objekt durch die Kondensation oder den Niederschlag hindurch erkannt ist.
Verfahren nach Anspruch 2, worin: das Objekt ein Flugzeug ist; das Verfahren in ein Flugzeug-Andocksystem implementiert ist, das eine Flugzeug-Andocksichtanzeige umfasst, und ferner dadurch gekennzeichnet ist, dass, wenn in Schritt (d) ermittelt ist, dass die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, die Flugzeug-Andocksichtanzeige so gesteuert wird, dass einem Piloten des Flugzeuges eine herabgesetzte Leistungsfähigkeit des Flugzeug-Andocksystemes angezeigt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, ferner dadurch gekennzeichnet, dass Schritt (d) (i) umfasst: (A) Berechnen einer Differenz zwischen Entfernungswerten für zueinander benachbarte, reflektierte Impulse; (B) Unterdrücken solcher reflektierter Impulse, für die die in Schritt (d) (i) (A) berechnete Differenz kleiner als ein Schwellenwert ist; (C) Unterdrücken jeglicher drei benachbarter reflektierter Impulse, die eine Entfernungsänderung mit gleichem Vorzeichen besitzen, und (D) Berechnen eines Quotienten aus der Anzahl der nach den Schritten (d) (i) (A) bis (d) (i) (C) verbleibenden Impulse und der Gesamtanzahl der reflektierten Impulse.
System zum Erkennen eines Objektes in einem Bezirk, in dem Kondensation oder Niederschlag herrschen kann, wobei das System umfasst: eine Lichtquelle zum Projizieren von Lichtimpulsen in den Bezirk, um reflektierte Impulse zu erzeugen; einen Detektor zum Empfangen der reflektierten Impulse und eine Rechnervorrichtung für das Erkennen des Objektes aufgrund der reflektierten Impulse, wobei die Rechnervorrichtung ermittelt, ob die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren und wobei, wenn die reflektierten Impulse nicht aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, die Rechnervorrichtung das Objekt auf Grundlage der reflektierten Impulse erkennt, wobei das System dadurch gekennzeichnet, ist, dass die Rechnervorrichtung ermittelt, ob die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, nämlich durch: (i) Berechnen einer Größe, die die räumliche Verteilung der reflektierten Impulse darstellt, wobei die Größe ein Maß für die Willkürlichkeit der Raumpositionen der reflektierten Impulse ist, und (ii) Verwenden der Größe, um auf der Grundlage der Feststellung, ob die Willkürlichkeit der Raumpositionen der reflektierten Impulse ein empirisch bestimmtes Kriterium übersteigt, zu Ermitteln ob die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren.
System nach Anspruch 5, ferner dadurch gekennzeichnet, dass, wenn die Rechnervorrichtung ermittelt, dass die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, die Lichtquelle und der Detektor fortfahren zu arbeiten, bis das Objekt durch die Kondensation oder den Niederschlag hindurch erkannt ist.
System nach Anspruch 6, worin: das System in ein Flugzeug-Andocksystem implementiert ist, das eine Flugzeug-Andocksichtanzeige umfasst, und ferner dadurch gekennzeichnet ist, dass, wenn die Rechnervorrichtung ermittelt, dass die reflektierten Impulse aus Kondensation oder Niederschlag herrühren, die Rechnervorrichtung die Flugzeug-Andocksichtanzeige so steuert, dass eine herabgesetzte Leistungsfähigkeit des Flugzeug-Andocksystemes angezeigt wird.
System nach einem der Ansprüche 5 bis 7, ferner dadurch gekennzeichnet, dass die Rechnervorrichtung die Größe berechnet durch: (A) Berechnen der Differenz zwischen Entfernungswerten für benachbarte reflektierte Impulse; (B) Unterdrücken solcher reflektierten Impulse, für die die in Schritt (A) berechnete Differenz kleiner ist als ein Schwellenwert; (C) Unterdrücken jeglicher drei benachbarter reflektierter Impulse, die eine Entfernungsänderung mit gleichem Vorzeichen besitzen, und (D) Berechnen eines Quotienten aus der Anzahl der nach den Schritten (A) bis (C) verbleibenden Impulse und der Gesamtanzahl der reflektierten Impulse.