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Die Erfindung bezieht sich auf Fahrzeugnavigationssysteme mit einem passiven
Bildsensor zur Beobachtung der Umgebung des Fahrzeugs, zur Identifizierung von
Merkmalen im Sichtfeld und zur Erzeugung eines entsprechenden Ausgangssignals und
mit einer Eingabeeinheit zur Eingabe von Information über die anfängliche Position
des Fahrzeugs.
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Bei vielen Fahrzeugen ist eine möglichst genaue Angabe der momentanen Position
entsprechend der Darstellung auf einer Karte erwünscht. Bei vielen Systemen,
insbesondere bei Flugzeugen, ist es darüberhinaus erwünscht, möglichst viele, wenn
nicht alle Werte orthogonaler Bewegung und Orientierung zu messen.
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Vorzugsweise wird die momentane Position und Orientierung ohne Zusammenarbeit
mit kooperierenden äußeren Stellen wie beispielsweise Funkfeuern gemessen und
bestimmt. Durch die Unabhängigkeit von solchen äußeren Stellen entfällt das
Risiko einer Leistungsverschlechterung bei zufälliger Störung oder bei Ausfall dieser
äußeren Dienste.
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Vorzugsweise arbeitet die von einem derartigen Fahrzeugnavigations- und
Orientierungssystem verwendete Meßvorrichtung passiv, weil hierbei keine Signale emmitiert
werden, welche außerhalb des Fahrzeugs detektierbar wären. Hierdurch kann eine
Vielzahl derartiger Systeme in unmittelbarer Nachbarschaft zueinander arbeiten,
ohne daß sich Interferenzstörungen oder zahlenmäßige Begrenzungen ergeben. Im
militärischen Einsatz können derartige Systeme auch ohne ein Detektionsrisiko
betrieben werden.
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Bei bemannten Fahrzeugen ist es üblich, Landkarten mitzuführen mit deren Hilfe die
Besatzung durch Beobachtung des Umfelds die momentane Position feststellen kann.
Sowohl bei bemannten als auch bei unbemannten Fahrzeugen ist es darüberhinaus
bekannt, Trägheitsnavigationssysteme mitzuführen, bei denen die momentane
Position mathematisch aus der Akkumulation sämtlicher Beschleunigungen berechnet
werden kann seit einer letzten Position, welche durch eine andere
Navigationsmethode bekannt ist. Derartige Trägheitsnavigationssysteme summieren im Laufe der
Zeit jedoch die auftretenden Fehler bis zur Unbestimmbarkeit der Position.
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Die Trägheitsbezugselemente derartiger Systeme können auch ein Maß für die
momentane Orientierung des Fahrzeugs geben, indem ein Vergleich mit einer bekannten
Bezugsgröße stattfindet, welche beispielsweise ein Pendel für die vertikale
Orientierung und ein magnetischer Kompaß für die Richtung sein kann.
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Manche Fahrzeuge führen außerdem stellare Navigationssysteme mit sich, welche
wiederholt die Positionen von Sternen bestimmen und deren relative Positionen mit
einem Atlas vergleichen, wodurch die Orientierung des Fahrzeugs im Raum errechnet
werden kann. Eine Messung der momentanen lokalen Erdvertikalen in der stellaren
Kugel, kombiniert mit Information über die Erdwinkelgeschwindigkeit innerhalb der
Sternkugel ermöglicht dann die Identifizierung der Position der lokalen Vertikalen
auf einer Karte mit einer Genauigkeit, welche von der verwendeten Meßvorrichtung
abhängt. Derartige Systeme haben den Nachteil, daß sie nur dann brauchbar sind,
wenn das Sternenlicht nicht verdunkelt ist und können daher, wenn man darauf
angewiesen ist, nur bei sehr hochfliegenden Flugzeugen und Raketen eingesetzt
werden.
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Bei Flugzeugen ist es auch bekannt, aktive Suchgeräte zu verwenden, beispielsweise
Radargeräte, um Daten über den überflogenen Grund zu sammeln und diese Daten
automatisch mit den vorher abgespeicherten Bodenkarten der Bodenoberfläche zu
vergleichen und sodann die bestmögliche mathematische Korrelation vorzunehmen,
was eine Aussage über die wahrscheinlichste momentane Position ergibt.
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Bei computergestützten bildverarbeitenden Systemen ist es bekannt, serielle
digitalisierte Eingangssignale von Matrixdetektoren von Bildsensoren zu verwenden, um
Objekte automatisch zu identifizieren, welche von dem Sensor erfaßt wurden, was
beispielsweise in der GB 2206270A beschrieben ist. Die Eingangsinformation kann
aus einem oder mehreren Videobildern bestehen, welche digitalisiert oder in anderer
Form vorliegen können. Die das Objekt charakterisierende Information befindet sich
in diesen seriellen Eingangsdaten und kann durch rechnergestützte Verarbeitung
unter Bezug auf eine digitale Bibliothek derartiger charakterisierender Informationen
herausgearbeitet und erkannt werden.
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Andere Systeme, bei welchen ein passiver Sensor die Umgebung beobachtet und
die Beobachtungen mit einer abgespeicherten Landkarte korreliert, sind
beschrieben in den Dokumenten GB-A-2116000; US-A-4,700,307; US-A-4,179,693; EP-
A-139292; IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, vol AESI2 Nr.
2, Seiten 152 - 161; und GB-2060306.
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Aus der GB-A-2228642 ist es auch bekannt, daß die Ausdehnung oder die
Entfernung eines Objektes von dem Betrachtungssensor unmittelbar berechnet werden
kann, wenn der Winkel gegenüber des Bildes eines so erkannten Objekts meßbar ist
und die tatsächliche Größe dieses Objekts senkrecht zu der Betrachtungsrichtung
aufgrund vorheriger Informationen ebenfalls bekannt ist.
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Ein Ziel der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein verbessertes passives
Navigationssystem bereitzustellen.
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Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist daher ein Fahrzeugnavigationssystem
der eingangs genannten Art, welches dadurch gekennzeichnet ist, daß es eine
Indikation der Änderungsrate des Betrachtungswinkels eines Merkmals liefert und diese
Indikation dazu verwendet eine spätere Position des Fahrzeugs durch
Besteckrechnen aus der anfänglichen Position und der Änderung des Betrachtungswinkels zu
identifizieren.
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Das System kann eine Indikation der Fahrzeugbewegung gemäß der Änderungsrate
des Betrachtungswinkels liefern. In einem Flugzeug kann das System eine Indikation
des Rollens des Flugzeugs durch Überwachung von Änderungen in der
Winkelposition des Horizonts seitlich des Flugzeugs liefern. Auf ähnliche Weise kann das System
eine Indikation der Steigung des Flugzeugs durch Überwachung von Änderungen in
der Winkelposition des Horizonts vor oder hinter dem Flugzeug liefern.
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Das System kann ein Trägheitsnavigationssystem umfassen, wobei das
Positionsausgangssignal dem Trägheitsnavigationssystem zugeführt wird, um die darin
enthaltene Information auf den neuesten Stand zu bringen. Das System kann ein
Ausgangssignal bezüglich der Bewegung des Fahrzeugs relativ zum Grund liefern, wobei
das System ein Luftdatensystem umfaßt, welches ein Ausgangssignal erzeugt, das der
Fahrzeugbewegung relativ zur umgebenden Luft entspricht und wobei das
Navigationssystem ein Ausgangssignal erzeugt, das der Windgeschwindigkeit und -richtung
gemäß der Differenz zwischen den die Bodenbewegung und die Luftbewegung
angebenden Ausgangssignalen erzeugt. Das Luftdatensystem kann ein Ausgangssignal
liefern, welches repräsentativ für die Luftgeschwindigkeit ist und das System kann
ein Ausgangssignal liefern, welches die Höhe des Flugzeugs aus der
Winkelverschiebungsrate eines Bodenmerkmals relativ zu dem Flugzeug liefert.
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Ein passives Navigationssystem gemäß der vorliegenden Erfindung wird im folgenden
anhand eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die begleitenden
Zeichnungen näher beschrieben, welche zeigen:
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Fig. 1 eine perspektivische Darstellung eines Flugzeugs mit dem System;
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Fig. 2 eine Seitenansicht des Flugzeugs;
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Fig. 3 eine schematische Darstellung der Konstruktion des Systems;
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Fig. 4A und 4B Draufsichten auf das Flugzeug zu verschiedenen Zeiten;
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Fig. 5 eine Draufsicht auf das Flugzeug; und
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Fig. 6 eine Seitenansicht des Flugzeugs zu zwei verschiedenen Zeiten.
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Das anhand der Figuren 1 bis 3 beschriebene Navigationssystem ist in einem
Flugzeug P untergebracht und umfaßt drei Bildsensoren 1 bis 3 in Form von
Infrarotfernsehkameras, welche auf Rasterhalterungen befestigt sind, um den Boden unterhalb
des Flugzeugs zu beobachten. Im einzelnen beobachtet der Sensor 1 den Boden
backbord und vor dem Flugzeug, der Sensor 2 den Boden steuerbord und vor dem
Flugzeug und der Sensor 3 den Boden unterhalb des Flugzeugs. Wie in Figur 2
dargestellt, betrachtet die Kamera 1 während eines Teils ihres Rasterdurchgangs
die Merkmale C und D. Die Kamera 2 sieht die Merkmale E bis H und die
Kamera 3 sieht den Bereich zwischen den Punkten A und B. Der Rasterdurchlauf der
Kameras 1 bis 3 wird von einer gemeinsamen Rasterkontrolleinheit 4 kontrolliert,
welche den Kameras über die Leitungen 5 bis 7 Signale zuführt. Die Sensoren 1 bis
3 müssen keine Fernsehkameras sein, sondern es können auch andere Bildsensoren
wie bildgebende Radiometer, Schalldetektionsarrays, Sensoren für Licht im
visuellen, ultravioletten oder infraroten Bereich des Spektrums, Sterndetektionssensoren
oder Sensoren für kosmische Strahlen oder Gammastrahlen sein.
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Das Ausgangssignal jeder Kamera 1 bis 3 wird über ein entsprechendes Kabel 11
bis 13 in serieller, digitalisierter Form einem entsprechenden Bildprozessor 21 bis
23 zugeführt. Jeder Prozessor 21 bis 23 empfängt auch Eingangssginale aus einer
Bildbibliothek oder einem Bildspeicher 24 über Leitungen 25 bis 27. Der Speicher
24 enthält eine Bibliothek der Formen verschiedener Merkmale, welche von den
Kameras 1 bis 3 gesehen werden könnten, beispielsweise Gebäude, Straßen, Bäumen,
Seen, Hügel und ähnliches. Im allgemeinen ist die Bibliothek speziell für die zu
überfliegende Region ausgewählt, wobei jedoch auch einige Formen in verschiedenen
Regionen gemeinsam vorkommen können. Der Speicher 24 erhält über die Leitung 28
die für den Betrachtungswinkel der Kameras repräsentativen Eingangssignale. Der
Betrachtungswinkel wird unmittelbar aus der bekannten Flughöhe (wie sie in einem
späteren Betriebszustand des Systems bestimmt wird) und aus den bekannten
Abrastungswinkeln der Kameras auf dem Flugzeugrahmen bestimmt. Die Bildbibliothek
24 transformiert die abgespeicherten Bilder entsprechend der Betrachtungswinkelin
formation, wodurch die Ausgangssignale auf den Leitungen 25 bis 27 der durch jede
Kamera gesehenen Perspektive entsprechen. Die Bildprozessoren 21 bis 23 können
Prozessoren umfassen wie sie in der Patentanmeldung GB 2206270A beschrieben
sind.
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Jeder Prozessor 21 bis 23 liefert sechs Sätze von Ausgangssignalen auf die Leitungen
211 bis 216, 221 bis 226 bzw. 231 bis 236. Die Ausgangssignale auf den Leitungen
211, 221 und 23l bezeichnen die Koordinaten jeglicher Merkmale der Bildbibliothek
24, welche von den entsprechenden Kameras 1, 2 oder 3 identifiziert wurden. Diese
Information wird einem Kartenkorrelator 30 zugeführt, welcher auch ein
Eingangssignal von einem digitalen Kartenspeicher 31 mit Information über die überflogene
Region enthält sowie Informationen bezüglich der in der Bildbibliothek enthaltenen
Merkmale. Der Kartenspeicher 31 erzeugt über die Leitung 32 ein Ausgangssignal
zur Steuerung des Betriebs der Rasterkontrolleinheit, wodurch der Rastervorgang
der Kameras auf Bereiche besonderen Interesses konzentriert werden kann, das heißt
Bereiche mit Merkmalen die in der Bildbibliothek enthalten sind.
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Der Kartenkorrelator 30 korreliert die digitalen Kartendaten mit den Informationen
auf den Leitungen 211, 221 und 231 zur Identifizierung des Orts der Merkmale,
welche von den Kameras wahrgenommen wurden bezüglich der digitalen Karten und
liefert so eine Abschätzung der Position des Flugzeugs, welche über die Leitung
33 einem Navigationsrechner 40 zugeführt wird. Nachdem die Merkmale auf den
Boden oder einer anderen Bezugsoberfläche, deren topografische Charakteristika in
einem Kartenspeicher 31 enthalten sind, lokalisiert wurden kann die Distanz zu dem
Merkmal wie in der GB 2228642A beschrieben, trigonometrisch unter der
Voraussetzung berechnet werden, daß die Position und Höhe der Kamera über Grund und
der Depressionswinkel des Merkmals relativ zu der Kamera bekannt sind.
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Das zweite Ausgangssignal jeder Bildverarbeitungseinheit 21 bis 23 wird über die
Leitungen 212, 222 bzw. 232 einem neuen Bildspeicher 50 zugeführt. Das zweite
Ausgangssignal enthält Information über die Anwesenheit und räumliche Position
ausgewählter Merkmale innerhalb des Sichtfeldes der entsprechenden Kamera,
welche nicht mit irgendwelchen Merkmalen in der Bildbibliothek 24 korrelieren, aber
in Übereinstimmung mit Regeln bezüglich der Abgrenzung geformt er Merkmale
liegen.
Derartige Merkmale können beispielsweise Vegetationsmuster, Wolken oder
Wirkungen von Wind auf Wasser (Wellen und ähnliches) sein. Solche Merkmale
können ihre Position oder Form langsam mit der Zeit oder in Abhängigkeit von
verschiedenen Betrachtungswinkeln aus dem Flugzeug ändern. Wenn jedoch die
Entfernung groß genug oder die Änderungsrate der Position oder der Form, verglichen
mit den aufeinanderfolgenden Betrachtungsintervallen des Systems gering genug ist,
sind die Objekte in aufeinanderfolgenden Bildern reidentifizierbar und die Änderung
im scheinbaren Betrachtungswinkel ist meßbar und zur Ermittlung von Winkel- und
Geschwindigkeitsparametern des Flugzeugs verwendbar. Diese nicht mit der
Landkarte korrelierten Merkmale können zur Abschätzung von Winkeländerungsrate und
Geschwindigkeitsinformation aus den Daten über die berechnete Positionsänderung
verwendet werden, wenn die erhältlichen Informationen des Sensors zur
unmittelbaren Berechnung dieser Parameter ungenügend sind, beispielsweise wenn ein einzelnes
auf der Karte auffindbares Merkmal im Sichtfeld ist, aber nur unzureichend wenige
weit verstreute Merkmale zur komplizierten Berechnung der Sechsachsenbewegung
vorhanden sind.
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Das zweite Ausgangssignal von den Bildverarbeitungseinheiten 21 bis 23 kann
Information über die räumliche Position möglicher Ziele oder Angriffsstellungen
umfassen. Diese können durch Vergleich mit dem digitalen Kartenspeicher 31 identifiziert
werden, wobei das Vorhandensein eines Merkmals im Sichtfeld der Kamera bei
Fehlen dieses Merkmals in dem Kartenspeicher als Indikation dafür herangezogen wird,
daß dieses Merkmal vorübergehender Natur ist und damit eine mögliche Bedrohung
oder ein mögliches Ziel. Alternativ hierzu können die spezifischen Merkmale in der
Bildbibliothek 24 als von ausgewähltem Interesse markiert werden und Information
hierüber kann dem neuen Bildspeicher 50 übertragen werden, wenn ein derartiges
Merkmal von den Kameras erfaßt wird. Der Speicher 50 ist an einen
Entfernungsrechner 51 angeschlossen, welcher die Entfernung der identifizierten ausgewählten
Merkmale berechnet und ein Ausgangssignal auf der Leitung 52 erzeugt, welches
beispielsweise einer (nicht dargestellten) Waffenzielvorrichtung zugeführt wird. Die
Entfernung kann aus der bekannten Größe des identifizierten Merkmals
trigonometrisch berechnet werden und zwar bezüglich des Winkels gegenüber des Bildes des
Merkmals wie er von den Bildprozessoren 21 bis 23 gemessen wird. Weitere
Einzelheiten eines derartigen Systems sind in der GB 2228642A beschrieben.
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Das System umfaßt einen Horizontdetektor 80, welcher über die Leitungen 215,
225 bzw. 235 Eingangssignale von den Bildprozessoren 21 bis 23 empfängt und
ständig eine Indikation der lokalen Erdvertikalen durch Erkennung des
Erdhorizonts ableitet. Die Kameras 1 bis 3 des Flugzeugs können vorzugsweise nahezu
gleichzeitig in mehrere nahezu horizontale Richtungen sehen und vorzugsweise in
mehreren Bereichen des elektromagnetischen Spektrums, beispielsweise auch im
ultravioletten, empfindlich sein. Vorzugsweise können sie auch Polarisationseffekte der
umgebenden Strahlung erkennen. Die Bildprozessoren 21 bis 23 weisen die
Rasterkontrolleinheit 4 an, die Kameras 1 bis 3 zur Suche des Linearbildes der Planeten-
Atmosphäre-Grenzlinie am Horizont auszurichten. Weil diese Grenzlinie bei einer
einzelnen Betrachtung schlecht definiert ist, werden multispektrale Beobachtungen
zwischen mehreren aufeinanderfolgenden Bildern ausgeführt und sodann einer
Bildverschärfungsprozedur unterworfen, wodurch ein definierter, momentaner mittlerer
Horizont entsteht, und zwar bei Tag und bei Nacht und unabhängig von Wolken.
Die momentane lokale vertikale Referenz kann aus dieser Geometrie definiert werden.
Die momentane lokale vertikale Referenz kann in Fahrzeugen vielfach angewendet
werden, insbesondere in Flugzeugen unter Blindflugbedingungen.
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Das Ausgangssignal des Horizontdetektors 80 wird über die Leitung 71 als
Vertikalreferenz einem Fluglagenkorrelator 70 zugeführt. Alternativ hierzu kann die vertikale
Referenz von einem Kreisel 83 oder einem Trägheitsnavigationssystem 62 erzeugt
werden; der Kreisel 83 kann eine Komponente eines Trägheitsnavigationssystems
sein. Das Ausgangssignal des Kreisels 83 wird auch einem Integrator 85 zugeführt,
welcher sein Ausgangssignal mit dem des Horizontdetektors integriert und ein
entsprechendes Ausgangssignal einer Anzeigevorrichtung 86 oder einer anderen
Vorrichtung
zur Verwendung dieses Signals, welches eine Indikation der Fluglage gibt,
zuführt. Der Fluglagenkorrelator 70 erhält auch Signale auf den Leitungen 214, 224
und 234 von den Bildprozessoren 21 bis 23, welche der Winkeländerungsrate
entsprechen; darin sind enthalten Bildverschiebungsinformationen durch Winkel- und
Linearbewegungen. Der Korrelator 70 führt auf der Grundlage dieser
Informationen Berechnungen aus, um festzustellen, welcher Anteil durch Winkelbewegung und
welcher durch Linearbewegung verursacht wird. Aus Figur 4A ist beispielsweise
ersichtlich, daß sich das Flugzeug anfänglich in der Mitte zwischen zwei Objekten
A&sub1; und B&sub1; auf einen Zielpunkt H&sub1; zu bewegt. Zu einer Zeit T später ist das
Flugzeug in der in Figur 4B dargestellten Position, in welcher das Objekt A&sub2; horizontal
um x&sup0; verdreht und das andere Objekt B&sub2; horizontal um y&sup0; verdreht erscheint.
Durch Berechnung ergibt sich, daß hier eine gleichförmige Verschiebung aufgrund
der Winkelgeschwindigkeit V&sup0; = (x + y)/2 vorliegt, welche durch eine Änderung
der Zielrichtung des Flugzeuges von H&sub1; nach H&sub2; über einen Gierwinkel Y&sup0; = x -
y gestört ist, was einer Gierrate Y = Y/T Grad/Sekunde entspricht. Die
Entfernung des Objekts, wie sie von dem Entfernungsrechner 51, der Bildbibliothek 24,
dem Kartenkorrelator 30 und dem Navigationsrechner 40 geliefert wird, beeinflußt
das Ausmaß, zu welchem die Verschiebung durch eine Winkelbewegung anstelle
einer Linearbewegung bewirkt wird. Je größer die Entfernung, desto mehr wird die
Verschiebung durch eine Winkelbewegung und desto weniger durch eine
Linearbewegung verursacht. Die Winkelrateninformation umfaßt drei Achsen, welche entweder
relativ zu den Flugzeugachsen liegen können, und zwar Gieren, Steigen und Rollen
oder relativ zu äußeren Achsen bezüglich der Vertikalreferenz. Diese Information
wird über eine Leitung 72 einem Trägheitsnavigationssystem 62 und über eine
Leitung 74 einem Integrator 75 zugeführt und bewirkt eine Anzeige 76 der Gier-, Steig-
und Rollrate. Eine hiervon getrennte Anzeige 96 kann zudem für die Fluglage des
Steigens und Rollens vorgesehen sein. Die dem Trägerheitsnavigationssystem 62
zugeführte Information wird zur Korrektur der sich dort akkumulierenden Fehler
verwendet, welche auf der Leitung 74 ein Ausgangssignal zu einem Integrator 75
erzeugt, so daß die getrennt abgeleitete Fluglageninformation kombiniert wird und
einen besseren Meßwert ergibt als es nur unter Verwendung eines Informationssatzes
möglich wäre.
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Der Fluglagenkorrelator 70 erzeugt auch ein Ausgangssignal, welches einem
eigenen Bewegungsfilter 64 zugeführt wird und dessen Zweck darin besteht, einem
Geschwindigkeitskorrelator 60 Information darüber zu geben, welche Verschiebungen
von Winkeldrehungen bewirkt wurden. Der Geschwindigkeitskorrelator 60 erhält
auch korroborative barometrische Höheninformationen aus einem Luftdatensystem
61 über eine Leitung 67 und Daten über die Bildverschiebungsrate von dem
Bildprozessor 21 bis 23 über die Leitungen 213, 223 und 233. Der
Geschwindigkeitskorrelator 60 führt Berechnungen unter Verwendung dieser Bildverschiebungen aus,
welche nicht durch Winkelveränderungen, also zwangsläufig durch eine
Linearbewegung verursacht wurden, und erzeugt ein Ausgangssignal, welches repräsentativ für
die Geschwindigkeiten in den drei Achsen ist.
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In Figur 5 ist beispielsweise ein Objekt A&sub1; nach Entfernung der durch die Rotation
bewirkten Effekte dargestellt. Der Betrachtungswinkel zu diesem Objekt ändert
sich durch D&sup0; während eines Zeitintervalls T, wobei seine Entfernung bei der ersten
Beobachtung R&sub1; und bei der letzten Beobachtung R&sub2; betrug. Die Geschwindigkeit
V beträgt demnach
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Die höchste Genauigkeit wird erreicht, wenn naheliegende Objekte gewählt werden,
weil dann der Verschiebungswinkel D größer ist.
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Das Ausgangssignal aus dem Geschwindigkeitskorrelator 60 wird dem
Trägheitsnavigationssystem 62 über die Leitung 63 zugeführt, um die sich dort anhäufenden
Fehler zu korrigieren. Ein Ausgangssignal wird auch einem Integrator 65 zugeführt,
der mit dem Integrator 75 die Geschwindigkeitsinformation unmittelbar von dem
Korrelator 60 mit der gleichen Information aus dem Trägheitsnavigationssystem 62
integriert und einen Anzeigeausgang 66 liefert.
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Die auf diese Weise gelieferte Geschwindigkeitsinformation betrifft die
Geschwindigkeit über Grund. Die von dem Luftdatensystem 61 des Flugzeugs gelieferte
Information betrifft dagegen die relativ zur Umgebungsluft gemessene
Geschwindigkeit. Das Luftdatensystem 61 kann die Differenz zwischen beiden bestimmen,
wobei die Zielrichtungsinformation aus dem Navigationsrechner 40 abgeleitet wird
und die Geschwindigkeit über Grund aus dem Korrelator 60, um eine Indikation
der Windgeschwindigkeit und Windrichtung zu erhalten, welche als separates (nicht
dargestelltes) Ausgangssignal einem Flugmanagementsystem oder dem
Trägheitsnavigationssystem 62 zugeführt wird. Wenn das System bei einem Landevorgang
verwendet wird, beispielsweise zur Blindlandung, ist dieser Ausgang auch ein
dreiachsiger Windscherungsdetektor.
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Das System umfaßt auch eine Höheneinheit 90, welche Informationen von den
Prozessoren 21 bis 23 über die Leitungen 216, 226 und 236 erhält. Obwohl die Höhe
trigonometrisch berechnet werden kann, wenn ein kartenkorreliertes Objekt
lokalisiert wird, benötigt man die Höheneinheit 90, wenn kein kartenkorreliertes Objekt
identifizierbar ist, das heißt wenn die Entfernung von dem Objekt unbekannt ist.
Die Höheneinheit 90, wie sie in Figur 6 dargestellt ist, beruht auf dem Vergleich
der Winkelverschiebungsrate zu irgendeinem Objekt A, welches als auf dem
Boden befindlich identifiziert wird. Dieses ergibt zusammen mit einer Indikation der
Luftgeschwindigkeit aus dem Luftdatensystem 61, welche auf die letzte bekannte
Windgeschwindigkeit korrigiert ist, die Höhe H gemäß der Gleichung
H = L cos n cos m(sin(n + m))&supmin;¹.
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Darin ist m der erste Betrachtungswinkel des Objekts A, n der zweite
Betrachtungswinkel und L die zwischen den beiden Betrachtungen zurückgelegte Entfernung.
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Die Genauigkeit, mit welcher die Höhe berechnet werden kann, ist umso größer,
je näher man sich bei einer gegebenen Flugstrecke L am Boden befindet. Diese
Höheninformation wird von der Einheit 90 einer Höhenanzeige 47 zugeführt, und
zwar über den Navigationsrechner 40 oder eine andere Vorrichtung, beispielsweise
ein grundbasiertes System, welches von niedrig fliegenden Militärflugzeugen zur
Vermeidung von Radardetektoren verwendet wird. Eine Fluglagenindikation kann sich
auch aus der bekannten Kartenposition des Flugzeugs und der Bodenhöhe an dieser
Stelle ergeben.
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Der Navigationsrechner 40 erhält Eingangssignale von dem Kartenkorrelator 30,
einem magnetischen Kompaß 91, dem Geschwindigkeitskorrelator 60, dem
Trägheitsnavigationssystem 62 und einer manuellen Eingabeeinheit 92. Beim Beginn der Reise
oder zu anderen Zeiten, zu denen die genaue Position des Flugzeugs dem
Navigator bekannt ist, kann dieser die Information über die Eingabeeinheit 92 eingeben,
so daß der Navigationscomputer eine darauffolgende Navigationsberechnung durch
Besteckrechnen von den bekannten Positionen durchführen kann. Auf diese Weise
werden die Informationen über Flugzeugpeilung und Geschwindigkeit dem Rechner
40 von dem Geschwindigkeitskorrelator 60 und dem Kompaß 91 in üblicher Weise
zugeführt. Abweichungen von diesen einfachen, herkömmlichen Berechnungen,
beispielsweise durch Windeffekte auf das Flugzeug, werden über die Information von
dem Kartenkorrelator 30 und dem Trägheitsnavigationssystem 62 ausgeglichen. Die
Information über die momentane Position des Flugzeugs wird einer
Anzeigevorrichtung 46 oder einer anderen Vorrichtung zugeführt. Wenn im Vergleich mit dem
Kartenspeicher 31 kein Merkmal identifiziert werden kann, kann der Navigationsrechner
40 noch immer Informationen bezüglich der Winkelrate und der
Lineargeschwindigkeit ableiten, indem er Merkmale aus dem neuen Bildspeicher 50 verwendet, die
jedoch nicht im Kartenspeicher zu finden sind. Hierdurch können sich genügend
Daten für den Navigationsrechner 40 ergeben, damit dieser Besteckrechnungen für
die momentanen Positionen ausführen kann bis wieder kartenkorrelierte Merkmale
in das Blickfeld kommen.
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Das Ausgangssignal des Kompasses 91 wird an der Stelle 98 mit Information von
dem Navigationsrechner 40 integriert und hierdurch ein Zielausgangssignal für die
Anzeige 48 oder eine andere Vorrichtung erzeugt. Die Komponenten der
Geschwindigkeitsvektoren, welche von dem Geschwindigkeitskorrelator 60 berechnet
wurden, werden auf die kartenbezogenen Koordinaten der gegenwärtigen Position aus
dem Kartenkorrelator 30 bezogen, um das Zielausgangssignal zu liefern. Wenn der
Kompaß 91, beispielsweise in großen Höhen, nicht mehr funktioniert, übernimmt
der Navigationsrechner 40 die Bereitstellung von Zielinformationen.
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Die vorliegende Erfindung ist nicht nur in Flugzeugen verwendbar, sondern kann
beispielsweise auch in Land- oder Wasserfahrzeugen eingesetzt werden, wenn die
Kameras so angebracht sind, daß sie den Boden um das Fahrzeug herum betrachten
können.
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Es sei angemerkt, daß das System anstelle oder zusätzlich zu bestehenden
Navigationssystemen verwendet werden kann und unabhängig von externen Vorrichtungen,
beispielsweise Navigationsfunkfeuern, funktioniert. Aus diesem Grund weist das
vorliegende System besondere Vorteile in Verbindung mit unbemannten
Fahrzeugen, beispielsweise mit Marschflugkörpern auf, welche auf ihr Ziel gelenkt werden
können, ohne daß es einer äußeren Steuerung oder eines Rückgriffs auf äußere
Steuerungseinrichtungen bedarf.
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Das System kann so ausgebildet sein, daß es seine eigene Informationskarte bei
einem anfänglichen Flug über unbekanntes Gelände zum späteren Gebrauch für die
Navigation über diesem Gelände erzeugt. Daher kann das System zur Verwendung in
Raumfahrzeugen auf Flügen zu anderen Planeten oder Kometen eingesetzt werden,
zu denen nur geringe Karteninformationen vorliegen. Das Fahrzeug würde dann
einen anfänglichen Erkundungsflug über die Oberfläche des Planeten oder Kometen
durchführen, während dessen Informationen in dem digitalen Kartenspeicher 31 und,
oder alternativ hierzu, in dem neuen Bildspeicher 50 abgespeichert werden. Diese
Informationen werden dann zur Navigation in bestimmten Bereichen besonderen
Interesses bei darauffolgenden Flügen verwendet.