DE69413642T4

DE69413642T4 - Verfahren und Einrichtung zur Steuerungshilfe eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE69413642T4
Application number: DE69413642T
Authority: DE
Inventors: Michel D'orso
Original assignee: Eurocopter France SA; Eurocopter SA
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 1993-11-10
Filing date: 1994-10-18
Publication date: 1999-11-11
Anticipated expiration: 2014-10-19
Also published as: RU94040178A; DE69413642T2; EP0652544B1; JPH07165193A; JP3614193B2; FR2712251A1; EP0652544A1; CA2135410C; CA2135410A1; RU2095280C1; DE69413642D1; FR2712251B1; US5555175A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft, so wie in den Ansprüchen definiert, ein Verfahren und eine Einrichtung zur Steuerungshilfe eines Flugzeugs, durch die es insbesondere möglich wird, gefährliche Hindernisse im Flugraum des Flugzeugs zu bestimmen.
Das Dokument EP-A-0464 263 offenbart ein Gerät zum Aufspüren von Hindernissen für Flugzeuge.
Der Pilot eines Flugzeugs, insbesondere eines Hubschraubers, erkennt vor sich bei niedrigem Flug bei geringen Anflugwinkeln eine große Anzahl von Bodenpunkten oder Hindernissen, die er im allgemeinen gut von der Richtung zuordnen kann, jedoch nicht immer von der Entfernung.
Die geistige Verarbeitung dieser Anhäufung schlecht zuordenbaren Punkte stellt oft eine anstrengende und schwierige Belastung dar, um so mehr, als auch schlechte Sicht herrschen kann und es Hindernisse gibt, die zu fein sind, um von weitem ausgemacht zu werden.
Diese Nachteile werden insbesondere dann deutlich, wenn der Pilot Nachtsichtgeräte oder Nachtsichtkameras einsetzt, die in einem begrenzten Sichtbereich farblose unscharfe Bilder lief ern.
Die vorliegende Erfindung hat zum Ziel, diesen Nachteilen abzuhelfen. Sie betrifft ein Verfahren zur Steuerungshilfe eines Flugzeugs, vor allem für Tiefflüge, das es erlaubt, für das Flugzeug gefährliche Hindernisse zu entdecken.
Zu diesem Zweck ist erfindungsgemäß das Verfahren zur Steuerungshilfe eines Flugzeugs bei niedrigerer Flughöhe, durch das sich die Umrisse von für das Flugzeug gefährlichen Hindernissen im Bereich vor diesem aufspüren lassen, dadurch ausgezeichnet,
- daß ausgehend von den Manövriermöglichkeiten des Flugzeugs eine fiktive Kurve berechnet wird, die mit dem Flugzeug verbunden wird und mit einer theoretisch optimalen Flugbahn zum Überschreiten eines Hindernisses in einer vertikalen Ebene vereinigt ist; und,
- daß im Bereich vor dem Flugzeug folgende Schritte ausgeführt werden:
a) es werden alle Hindernisse bestimmt, die in einer Suchzone liegen;
b) es werden die höchsten Punkte der ermittelten Hindernisse mit der fiktiven Kurve verglichen;
c) als gefährliches Hindernis wird das Hindernis ermittelt, dessen höchster Punkt im Vergleich zur fiktiven Kurve höher liegt; und
d) es werden die Koordinaten des höchsten Punktes dieses gefährlichen Hindernisses mitgeteilt.
Durch die Erfindung ist man auf diese Weise in der Lage, unter allen potentiellen Hindernisse, ob nun für den Piloten sichtbar oder nicht, das Hindernis zu identifizieren, das eine unmittelbare Gefahr darstellt und das, wenn es sich in der Flugbahn befindet, ein unmittelbares Ausweichmanöver des Piloten zur Folge haben muß.
Im übrigen erleichtert diese Verringerung der in Rechnung zu ziehenden Hindernisse die Beobachtungstätigkeit des Piloten beträchtlich.
Vorteilhafterweise wird der Bereich vor dem Flugzeug in Winkelabschnitte unterteilt und in jedem dieser Winkelabschnitte werden die Schritte a, b, c, und d ausgeführt. Ausgehend von den aus jedem der Winkelabschnitte erhaltenen Informationen verfügt der Pilot auf diese Weise in einer vorbestimmten Richtung nicht nur über eine Hilfe zum senkrechten Ausweichen, sondern auch über eine Hilfe zum seitlichen Ausweichen.
Vorteilhafterweise werden außerdem in jedem der Winkelabschnitte die Koordinaten eines Referenzpunktes, der in einem vorbestimmten Abstand über dem höchsten Punkt des gefährlichen Hindernisses liegt, berechnet, wobei der vorbestimmte Abstand der für das Überfliegen eines Hindernisses gewünschten Mindesthöhe entspricht.
Indem dem Piloten der Referenzpunkt angezeigt wird, wird ihm auf diese Weise auch die Stelle im Raum angegeben, die er durchfliegen muß, um den vorteilhaftesten Überflug über das gefährliche Hindernis auszuführen, d. h. den niedrigsten, der kein Kollisionsrisiko darstellt. Selbstverständlich wird die Mindestüberflughöhe den Charakteristika des Flugzeugs sowie dem auszuführenden Auftrag angepaßt. Für einen Hubschrauber kann beispielsweise eine Höhe von 20 m in Betracht gezogen werden.
Um dem Piloten des Flugzeugs auf effektivste Weise die vorherigen Ergebnisse anzuzeigen, werden auf das Bild der Außenlandschaft charakteristische Zeichen überlagert, die auf den Raumpunkten angeordnet sind, die den ermittelten Koordinaten entsprechen.
Wenn diese Koordinaten jene der Referenzpunkte sind, sieht der Pilot so direkt den Raumpunkt, den er zur Ausführung eines optimalen Überflugs passieren muß. Wenn diese Koordinaten die der höchsten Punkte der gefährlichen Hindernisse sind, dann erlaubt diese Überlagerung jene gefährlichen Hindernisse offen zu legen, die nicht immer gut direkt zu sehen sind und bei denen sich die leichte Erkennbarkeit oft mit den Wetterbedingungen ändert. Diese Überlagerung bietet dem Piloten also eine wirksame Beobachtungshilfe, indem es vor allem bei schlechten Sichtverhältnissen das Erkennen gefährlicher Hindernisse erleichtert.
Vorteilhafterweise wird eine Navigationskurve bestimmt, die einer geglätteten Kurve entspricht, die alle Referenzpunkte miteinander verbindet und auf das Bild der Außenlandschaft überlagert und zwar so, daß ein charakteristisches Zeichen den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs in Richtung auf unendlich anzeigt.
Diese Navigationskurve teilt also das Bild der Außenlandschaft in zwei Abschnitte, einen unteren, der den Bereich zwischen Boden und Navigationskurve umfaßt und den das Flugzeug wegen der vorhandenen gefährlichen Hindernisse um jeden Preis meiden muß, und einen oberen Abschnitt, der über der Navigationskurve liegt und in dem sich kein gefährliches Hindernis befindet. Man erkennt zudem, daß es, um einen zugleich möglichst niedrigen und für das Flugzeug gefahrlosen Flug auszuführen, genügt, wenn der Pilot das Flugzeug gegen einen Punkt der Navigationskurve steuert, da diese Navigationskurve definitionsgemäß die Referenzpunkte wie vorstehend beschrieben miteinander verbindet, wobei die Mindesthöhe für den Überflug eines Hindernisses berücksichtigt wird.
Um einen optimalen Überflug auszuführen reicht es daher, wenn der Pilot das Flugzeug so steuert, daß das charakteristische Zeichen des Geschwindigkeitsvektors die Navigationskurve überlagert, die unverkennbar die Flugrichtung des Flugzeugs anzeigt.
Dank der Erfindung läßt sich also mittels Überlagerung von Geschwindigkeitsvektor und Navigationskurve eine Richtungsführung verwirklichen.
Anzumerken ist im übrigen, daß die Navigationskurve implizit eine Entfernungsanzeige liefert, weil der Winkelabstand zwischen dem höchsten Punkt eines Hindernisses und der Navigationskurve proportional zum Abstand zwischen diesem Hindernis und dem Flugzeug ist.
Um das dem Piloten übermittelte Bild der Außenlandschaft nicht zu überladen, wird auf dieses Bild vorteilhafterweise nur der Mittelabschnitt der Navigationskurve überlagert, der die für das Flugzeug mit einer vorbestimmten Grenzrollbewegung erreichbaren Punkte ausweist. Dies erlaubt es außerdem, dem Piloten eindeutig den Teil des Raumes anzuzeigen, den er von seiner gegenwärtigen Position aus erreichen kann. Weiter kann der Pilot durch die ständige Präsenz des gesamten Abschnitts der zugänglichen Navigationskurve den Zusammenhang der Navigationskurve mit den tatsächlich gesehenen Hindernissen überprüfen. Es ist anzumerken, daß der Wert der Grenzrollbewegung insbesondere vom jeweiligen Flugzeugtyp abhängt. Für einen Helikopter beispielsweise kann ein Wert von 45º verwendet werden.
Es ist festzuhalten, daß es die Navigation durch Überlagerung von Geschwindigkeitsvektor und Navigationskurve nicht immer zuläßt, genau in der Horizontalen auf Mindestflughöhe über das betreffende Hindernis hinwegzufliegen. Um diesem Nachteil abzuhelfen, kann man das Flugzeug, damit es schneller auf die ermittelte Höhe kommt, um sich bereits vor dem Überflug in horizontaler Position zu befinden, mittels einer gegen das Flugzeug abgesetzten Navigationskurve zur Unterstützung leiten, die auf selbe Weise wie die genannte Navigationskurve ermittelt wird, wobei für die Berechnung modifizierte Koordinaten der gefährlichen Hindernisse eingesetzt werden, die sich jedesmal durch Verringerung nach einer gleichen Beziehung ergeben, z. B. ein Viertel der horizontalen Komponente der Koordinaten.
Vorteilhafterweise wird außerdem eine Hilfsnavigationskurve berechnet, die in derselben Weise ermittelt wird wie die genannte Navigationskurve, wobei Hindernisse in Betracht gezogen werden, die vom Flugzeug weiter entfernt sind als die gefährlichen Hindernisse und wobei die Hilfsnavigationskurve auf das Bild der Außenlandschaft überlagert wird, mittels einer gepunkteten Linie beispielsweise, um diese von der Navigationskurve abzuheben. Diese Hilfskurve erlaubt es, Hindernisse offen zu legen, die weiter weg liegen als die gefährlichen Hindernisse der Navigationskurve und die nach dem Überschreiten der gefährlichen Hindernisse zu berücksichtigen sind. Insbesondere diese Informationen können dem Piloten bei der Wahl einer eventuell seitlichen Kursänderung helfen.
Es ist auch möglich, die Hilfsnavigationskurve anders zu nutzen, ohne sie auf das Bild zu überlagern. Z. B. kann man die von der Hilfsnavigationskurve gelieferten Daten dazu benutzen, gewisse Teile der Navigationskurve zu unterscheiden, wobei dem Piloten die zu meidenden Richtungen angezeigt werden, d. h. jene, wo die Hilfsnavigationskurve erhöht ist, sowie die zu suchenden Richtungen, d. h. jene, wo die Hilfsnavigationskurve niedrig ist. Diese Differenzierung läßt sich durch unterschiedliche Stärken der Navigationskurvenlinie, durch Verwendung punktierter Linien oder von Farben erzielen.
Vorteilhafterweise wird ein optimaler Ausweichpunkt bestimmt, der dem Punkt der Navigationskurve entspricht, den das Flugzeug ansteuern muß, um die optimale Ausweichbahn über die Hindernisse auszuführen.
Um den optimalen Ausweichpunkt zu bestimmen, wird erfindungsgemäß:
- für jeden Referenzpunkt der Navigationskurve ein relativer, kompensierter Abstand D berechnet, wobei die Funktion D = h + kv erfüllt wird, h der horizontale und v der vertikale Abstand zwischen dem Referenzpunkt und der Position des Geschwindigkeitsvektors und k ein vordefinierter Koeffizient ist;
- zwischen diesen die berechneten relativen, kompensierten Abständen verglichen; und
- als optimaler Ausweichpunkt der Referenzpunkt bestimmt, dessen relativer, kompensierter Abstand der geringste ist.
Um den optimalen Ausweichpunkt zu bestimmen, kann es zuweilen ausreichen, sich auf die Referenzpunkte von drei Winkelabschnitten zu beschränken, nämlich auf den zentralen Winkelabschnitt vor dem Flugzeug, in welchem sich der Geschwindigkeitsvektor befindet, ebenso wie auf die anliegenden Winkelabschnitte, die beiderseits jeweils rechts und links des mittleren Winkelabschnitts angeordnet sind.
Der optimale Ausweichpunkt kann auf zwei unterschiedliche Weisen benutzt werden. Einmal läßt sich auf das Bild der Außenlandschaft ein charakteristisches Zeichen überlagern, das auf dem optimalen Ausweichpunkt angeordnet ist. Um ein optimales Ausweichen zu bewerkstelligen genügt es also, das charakteristische Kennzeichen des Geschwindigkeitsvektors mit dem charakteristischen Kennzeichen des Ausweichpunktes in Übereinstimmung zu bringen. Andererseits können die Koordinaten des optimalen Ausweichpunktes dem Autopiloten des Flugzeugs übermittelt werden, um auf diese Weise ein automatisches Ausweichen zu verwirklichen.
Auf das Bild der Außenlandschaft wird im übrigen ein charakteristisches Zeichen überlagert, das auf dem Punkt der Navigationskurve angeordnet ist, welcher das Flugzeug mit seiner gegenwärtigen Rollbewegung durchfliegen wird.
Vorteilhafterweise besteht die fiktive Kurve aus einem geradlinigen Teil der Länge P, die parallel zum Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs verläuft sowie aus einem Kreisbogen mit Radius R, der von den Manövrierfähigkeiten des Flugzeugs abhängt, in der vertikalen Ebene zu steigen und herunterzugehen.
Vorzugsweise ist die Länge P des geraden Teils der fiktiven Kurve proportional zur Geschwindigkeit des Flugzeugs, wodurch man eine Zeit erhält (Zeitvoranzeige), die das Flugzeug braucht, um die Entfernung zurückzulegen, die unabhängig von der Geschwindigkeit des Flugzeugs fest ist. Diese feste Zeitvoranzeige, bei einem Helikopter z. B. 3 oder 5 Sekunden, entspricht der dem Piloten maximal verbleibenden Zeitspanne, um ein Ausweichmanöver zu beginnen, nachdem dieser zuvor von der Aufforderung zum Ausweichen wegen eines gefährlichen Hindernisses Kenntnis erhalten hat.
Im übrigen erfüllt der Radius R des Kreisbogens die Funktion R = Rc + Rp, wobei Rc den Grenzradius für das Steigen in Abhängigkeit vom Grenzwert der Höchstbelastung beim Steigen angibt, und Rp den Grenzradius für das Heruntergehen in Abhängigkeit vom Grenzwert der Höchstbelastung beim Heruntergehen.
Es ist anzumerken, daß der Grenzwert der Höchstbelastung beim Heruntergehen generell unter Berücksichtigung des Wohlbefindens des Piloten bestimmt wird, denn die Möglichkeiten des Flugzeugs beim Belastungswert nach unten sind als Funktion von Masse, Temperatur und atmosphärischem Druck wenig eingeschränkt. Ein allgemein für Piloten zulässiger Wert ist 0,6 g, wobei g die Schwerebeschleunigung ist.
Andererseits hängt der Belastungsgrenzwert beim Steigen, dem das Flugzeug ausgesetzt sein darf, in sehr empfindlicher Weise von vorgenannten Parametern wie Masse, Temperatur und Druck sowie von Geschwindigkeit und Fluglage des Flugzeugs ab.
Weiter läßt sich, nachdem die Navigationskurve durch die Berechnung von mehreren Punkten erzeugt wurde, entweder der gleiche Wert für die Berechnung von jedem Punkt der Navigationskurve nehmen oder ein davon abweichender Wert, der berücksichtigt, daß das Flugzeug eine Rollbewegung ausführen muß, um die Punkte der Navigationskurve zu erreichen, die nicht genau vor ihm liegen und daß die Aufnahme der Rollbewegung den Grenzbelastungswert verringert, den das Flugzeug aushalten kann.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung kann also der Grenzbelastungswert beim Steigen, der für die Berechnung des Steig-Grenzradius Rc verwendet wird, auf unterschiedlich mögliche Weisen bestimmt werden. Zum Beispiel kann man einen festen Wert nehmen, den das Flugzeug in allen Flugbereichen aushalten kann, oder es lassen sich vorbestimmte Werte nehmen, die abhängig von der Geschwindigkeit des Flugzeugs variieren. Gemäß einer anderen Möglichkeit kann der Grenzbelastungswert für das Steigen direkt aus Temperatur, Druck, Masse und Geschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt werden.
Vorteilhafterweise ist in jedem Winkelabschnitt die Suchzone auf eine Entfernung L des Flugzeugs beschränkt, wobei die Funktion L = P + R erfüllt wird, was verhindert, daß Hindernisse berücksichtigt werden, die nicht als gefährliche Hindernisse definiert werden können, weil sie sich außerhalb der Reichweite der fiktiven Kurve der Länge L befinden, die mit dem Flugzeug verbunden ist.
Zur Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahren ist eine Vorrichtung vorgesehen, umfassend:
- einen telemetrischen Aufnehmer, der dafür bestimmt ist, Richtung und Abstand aller Hindernisse zu messen, die in den Suchzonen liegen;
- einen Rechner, der mit dem telemetrischen Aufnehmer verbunden ist, der die fiktive Kurve aus den registrierten Daten berechnet, die ein gefährliches Hindernis definieren und der dafür ausgelegt ist, die Koordinaten der Referenzpunkte und die Navigationskurve zu berechnen; und
- ein Sichtgerät, das mit dem Rechner verbunden und dafür ausgelegt ist, dem Piloten des Flugzeugs durch Überlagerung auf die Außenlandschaft oder deren Bild, die charakteristischen Zeichen der Koordinaten, die Navigationskurve sowie das charakteristische Zeichen, das die Position des Geschwindigkeitsvektors angibt, anzuzeigen.
Vorteilhafterweise verfügt das Gerät über einen Tonalarm, der mit einer Zeitbasis vereinigt ist, die mit dem Sichtgerät verbunden ist und der dann ausgelöst wird, wenn sich der Geschwindigkeitsvektor seit einer vorbestimmten Dauer unterhalb der Navigationskurve befindet, beispielsweise der Hälfte der Voranzeigezeit.
Außerdem filtert das Sichtgerät die Veränderungen der Navigationskurve und zeigt dem Piloten in fortschreitender Form die Änderungen der Navigationskurve, wodurch plötzliche Sprünge der Navigationskurve vermieden werden, die den Piloten unnötig stören oder ermüden könnten.
Die Figuren der anliegenden Zeichnungen machen verständlich, wie die Erfindung umgesetzt werden kann. Identische Bezugszeichen bezeichnen in diesen Figuren gleiche Elemente.
Fig. 1A, 1B und 1C veranschaulichen die Erarbeitung einer fiktiven Kurve, die mit einer optimalen Flugbahn zur Überschreitung eines Hindernisses vereinigt ist.
Fig. 2 veranschaulicht schematisch die Aufteilung des Bereichs vor dem Flugzeug in Winkelabschnitte.
Fig. 3 zeigt eine Form der Darstellung von Ergebnissen durch Überlagerung auf das Bild der Außenlandschaft.
Fig. 4 zeigt eine andere Form der Darstellung von Ergebnissen, ebenfalls durch Überlagerung auf das Bild der Außenlandschaft.
Fig. 5 stellt die Ermittlung des nutzbaren Teils einer Navigationskurve dar.
Fig. 6 ist das Übersichtsschema einer Vorrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung.
Die vorliegende Erfindung ist dafür bestimmt, dem Piloten eines Flugzeugs, speziell eines Helikopters, dabei zu helfen, in gefährlichem Umfeld eine möglichst niedrige Flugbahn beizubehalten, wobei dem Piloten die für das Flugzeug in seinem Flugbereich gefährlichen Hindernisse angezeigt werden.
Zur Bestimmung dieser gefährlichen Hindernisse wird eine fiktive Kurve F, die mit dem Flugzeug A verbunden ist, genutzt, deren Zustandekommen unter Bezug auf Fig. 1A, 1B und 1C nachstehend erklärt wird.
Die Berechnung dieser fiktiven Kurve F erfolgt in einem Bezugspunkt (Ox, Oy), wobei der Ursprung O das einem Punkt gleichgestellte Flugzeug A darstellt und die Achse Ox parallel zum Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs verläuft, im dargestellten Beispiel in horizontaler Richtung, und die Achse Oy senkrecht zum Geschwindigkeitsvektor , d. h. vertikal und in diesem Beispiel nach oben gerichtet.
Um ein Hindernis 1, schematisch dargestellt, zu übersteigen und auf der Horizontalen unmittelbar am höchsten Punkt 2 zu passieren, d. h. auf Höhe eines Punktes 3, der leicht über dem höchsten Punkt 2 liegt, durchfliegt das Flugzeug A eine Flugbahn T1, die einerseits, von der Ausgangsposition im Punkt 0 bis zu einem Punkt 4, einen Kreisbogen 5 mit Kurvenradius Rc einschließt und andererseits von Punkt 4 bis zum Überflugpunkt 3, einen Kreisbogen 6 mit Kurvenradius Rp (nicht dargestellt).
Die Kurvenradien Rc und Rp, die jeweils den Grenzradien beim Steigen und Heruntergehen entsprechen, hängen von der Manövrierfähigkeit des Flugzeugs A ab. Sie sind beide nach den Faktoren der Grenzbelastung beim Steigen und Niedergehen berechnet, so wie vorstehend beschrieben.
Der höchste Punkt, ebenso wie der Punkt 3, befindet sich auf einem Kreisbogen 7, der den Geschwindigkeitsvektor V im Punkt 0 berührt und einen Radius R = Rc + Rp aufweist.
Die Flugbahn T1, so wie in Fig. 1A dargestellt, ist die Flugbahn, auf der das Hindernis 1 ohne weiteren Zwischenabstand überschritten wird, da sich der Überflugpunkt 3 leicht über den höchsten Punkt 2 des Hindernisses 1 befindet. Um über dieses Hindernis 1 mit einem vertikalen Zwischenabstand H hinwegzukommen, der beispielsweise der vorgeschriebenen Mindesthöhe für den Überflug eines Hindernisses entspricht, wird der Kreisbogen 7 um einen Abstand H nach unten (im Verhältnis zum Flugzeug) verschoben, d. h. der Achse Oy folgend im Sinne negativer Koordinaten, so wie in Fig. 1B dargestellt.
Damit dem Piloten des Flugzeugs eine gewisse Reaktionszeit DR (oder Voranzeigezeit) zur Verfügung steht, bevor er das Manöver zum Überflug des Hindernisses 1 beginnt, wird der Kreisbogen 7 um eine Entfernung P nach vorne verschoben, d. h. der Achse Ox folgend, so wie in Fig. 1C dargestellt. Es ist anzumerken, daß, um eine fixe Voranzeigezeit DR zu haben, z. B. 3 Sekunden, wie hoch die Geschwindigkeit des Flugzeugs auch ist, die Entfernung P proportional zu dieser Geschwindigkeit V bestimmt wird, ausgehend von der Funktion P = DR · V.
Unter diesen Bedingungen vollführt das Flugzeug A eine Überflugbahn T2, die der optimalen Flugbahn beim Überflug eines Hindernisses unter Beachtung der Manövriermöglichkeiten des Flugzeugs entspricht. Die Steigungswinkel dieser Flugbahn T2 sind weit geringer als jene der Flugbahn T1, die in Fig. 1C gestrichelt dargestellt ist und die eine Grenzflugbahn ist.
Man erhält so die gesuchte fiktive Kurve F. Diese besteht aus einem geradlinigen Teil 8 der Länge P und dem Kreisbogen 7.
Durch die vorstehenden zur Erklärung der Berechnung der fiktiven Kurve F beschriebenen Schritte läßt sich der gesamte Nutzen dieser Kurve gut anschaulich machen und es lassen sich ihre Zusammenhänge mit der theoretisch optimalen Flugbahn T2 aufzeigen.
Es ist anzumerken, daß die Flugbahn für den Überflug eines Hindernisses 1 optimal, d. h. mit der Flugbahn T 2 identisch ist, wenn der Überflug im gleichen Augenblick losgeht, wo das zu überfliegende Hindernis 1 die fiktive Kurve F berührt.
Im Bezugspunkt (Ox, Oy), hat der Kreis (nicht dargestellt), der den Kreisbogen 7 einschließt, folgende Gleichung:
(x - P)² + [y - (R-H)]² = R²
mit der Wurzel: y = R-H- (R² - (x - P)²).
Folglich lautet die Gleichung der fiktiven Kurve F im Bezugspunkt (Ox, Oy):
Y = - H für 0 < x < P
Y = R-H- (R² - (x - P)²) für P < P + R
Die fiktive Kurve F ist also auf eine Entfernung L = P + R vom Punkt O begrenzt.
Diese fiktive Kurve F wird dazu genutzt, die für das Flugzeug gefährlichen Hindernisse zu bestimmen, wie man nachstehend sehen wird.
Aus diesem Grunde interessiert allein ein Bereich 10 vor dem Flugzeug, so wie in Fig. 2 dargestellt, der sich mindestens über den Teil des Raums erstreckt, den das Flugzeug von seiner gegenwärtigen Position aus unter Berücksichtigung seiner dynamischen Leistungsmerkmale erreichen kann. Erfindungsgemäß wird der davorliegende Bereich 10 in Winkelabschnitte 11 bis 14 mit gleichem Öffnungswinkel α aufgeteilt.
In jedem der Winkelabschnitte 11 bis 14:
- werden alle Hindernisse 15 bis 20, die in einer Suchzone liegen, nachstehend näher verdeutlicht, zum Beispiel mittels eines telemetrischen Detektors ermittelt;
- werden die höchsten Punkte 2 der mit 15 bis 20 bezeichneten Hindernisse mit der fiktiven Kurve F verglichen, die mit dem Flugzeug verknüpft und in Fig. 2 nicht dargestellt ist;
- wird als gefährliches Hindernis 16, 18, 20 das Hindernis bestimmt, dessen höchster Punkt im Vergleich zur fiktiven Kurve F höher liegt; und
- es wird die Position des höchsten Punktes 2 dieses gefährlichen Hindernisses 16, 18, 20 aufgezeichnet.
Wenn ein Abschnitt offensichtlich kein sichtbares Hindernis enthält, wie z. B. Abschnitt 12, dann wird ein Punkt 21 am Boden als gefährliches Hindernis bestimmt (vgl. Fig. 3).
Im Allgemeinen wird ein telemetrischer Detektor verwendet, wie z. B. ein Radar der mit einem Laserstrahl verbunden ist, der regelmäßig und systematisch den Raum vor dem Detektor abtastet. Der Detektor tastet in jeder Richtung ab, besonders die Entfernung zum Boden, der ein Echo zurückschickt. Alle aufgespürten Punkte, wie z. B. Bäume, der Boden oder Kabel, von denen so die Richtung und Entfernung im Verhältnis zum Flugzeug bekannt ist, werden als geeignete Hindernisse betrachtet, die beim Einsatz der Erfindung verwertet werden.
Erfindungsgemäß wird beispielsweise in einem mit einem Flugzeug verbundenen Bezugspunkt für jedes Hindernis die Höhe berechnet (y-Koordinate gem. Fig. 1). Dann wird der Höhenunterschied zwischen jedem Hindernis y(O) und dem entsprechenden Punkt y(F) der fiktiven Kurve F berechnet. Das als gefährlich definierte Hindernis ist dasjenige, bei dem die Differenz y(0)-y(F) unabhängig von der Beschaffenheit des Hindernisses (Baum, Boden, Kabel, ...) den größten algebraischen Wert einnimmt.
Außerdem ist die fiktive Kurve definitionsgemäß auf die Entfernung L = P + R beschränkt, wobei die mit den Suchzonen verbundenen Winkelabschnitte 11 bis 14 ebenfalls auf eine Entfernung L vom Flugzeug aus beschränkt sind, da die Hindernisse, die weiter entfernt liegen, außerhalb der Reichweite der fiktiven Kurve F sind und folglich nicht als gefährlich definiert werden können.
Vorstehende Ergebnisse werden dem Piloten des Flugzeugs dann durch Überlagerung auf ein Bild 22 der Außenlandschaft angezeigt, zum Beispiel mittels eines Klar- oder Helmvisiers oder durch Schirmdarstellung (bei Kopf niedrig oder in Mittelstellung des Kopfes) in Überlagerung eines Kamerabildes (sichtbares oder Infrarotspektrum).
Unterschiedliche Darstellungsarten sind möglich.
Gemäß einer ersten Möglichkeit werden auf das Bild 22 der Außenlandschaft charakteristische Zeichen in Form von Fadenkreuzen 23 eingeblendet, die an den höchsten Punkten der gefährlichen Hindernisse 16, 18 und 20 angeordnet sind, so wie in Fig. 3 dargestellt.
Diese Lösung ist von doppeltem Vorteil. Zum einen erlaubt sie es, aus allen existierenden Hindernissen 15 bis 20 diejenigen zu bestimmen, die als gefährlich definiert werden und auf die der Pilot seine ganze Aufmerksamkeit konzentrieren muß. Zum anderen bringt sie eine wirksame Beobachtungshilfe, vor allem nützlich für schlechte Sicht, indem sie dem Piloten das Vorhandensein eventuell unbekannter Hindernisse anzeigt.
Zum Zwecke der Aufklärung kann ein bestimmtes Fadenkreuz 24 benutzt werden, wenn das gefährliche Hindernis einen Bodenpunkt betrifft, wie Punkt 21 z. B.
Gemäß einer anderen Möglichkeit, werden auf das Bild der Außenlandschaft charakteristische Zeichen in Form von Fadenkreuzen 25 überlagert, die an den Raumpunkten 26 bis 29 angeordnet sind (Referenzpunkte), die sich in einer vorbestimmten Höhe über den höchsten Punkten 2 der gefährlichen Hindernisse befinden. Indem als Höhe die für den Überflug eines Hindernisses vorgeschriebene Mindesthöhe H ausgenützt wird, wird dem Piloten der Raumpunkt klar angezeigt, durch den er hindurchfliegen muß, um einen optimalen Überflug auszuführen, das heißt der niedrigst mögliche und ohne Kollisionsgefahr.
Um ein solches Manöver zu erleichtern, wird zusätzlich auf das Bild 22 der Außenlandschaft ein Fadenkreuz 30 überlagert, welches den auf unendlich ausgerichteten Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs anzeigt, d. h. die Flugrichtung des Flugzeugs A. Um bestmöglich über ein gefährliches Hindernis 16, 18 oder 20 hinwegzukommen, genügt es somit, wenn der Pilot das Flugzeug A so steuert, daß sich das Fadenkreuz 30 mit dem Fadenkreuz 25 eines der Referenzpunkte 26, 28 oder 29 überlagert, die mit den gefährlichen Hindernissen 16, 18 oder 20 zusammenfallen.
Gemäß einer dritten Möglichkeit der Informationsdarstellung wird auf das Bild 22 der Außenlandschaft eine Navigationskurve 31 Überlagert, die einer geglätteten Kurve entspricht, die alle Referenzpunkte 26 bis 29 verbindet, so wie in Fig. 4 dargestellt. Diese Navigationskurve 31 teilt das Bild 22 der Außenlandschaft in zwei Teile, einen unteren Teil 32, den das Flugzeug wegen der vorhandenen gefährlichen Hindernisse 16, 18 und 20 meiden muß und einen oberen Teil 33, in dem sich kein gefährliches Hindernis befindet. Um auf niedrigster Flughöhe ohne Kollisionsgefahr zu fliegen, genügt es also, das Flugzeug A so zu steuern, daß das Fadenkreuz 30 der Geschwindigkeitskurve sich mit der Navigationskurve 31 überlagert.
Um das dem Piloten übermittelte Bild 22 nicht zu überladen, wird nur ein Mittelabschnitt 34 der Navigationskurve 31 dargestellt, so wie in Fig. 5 wiedergegeben, wobei die Seitenbereiche 35 und 36 unterdrückt werden, die Raumpunkte einschließen, die für das Flugzeug mit einer vorbestimmten Grenzrollbewegung nicht erreichbar sind. In dieser Fig. 5 wurden die Linien 37 und 38 gestrichelt dargestellt, welche fiktiven Flugbahnen bei maximaler Rollbewegung entsprechen, die von einem Flugzeug jeweils nach rechts und links ausgeführt werden können, das sich im Punkt 39 befindet.
Es ist klar, daß die unterschiedlichen Punkte des Mittelabschnittes 34 der Navigationskurve 31 mehr oder weniger leicht durch das Flugzeug zu erreichen sind. Um dem Piloten die Wahl zu erleichtern, wird ein optimaler Ausweichpunkt bestimmt, der dem Punkt des Mittelabschnitts 34 entspricht, den das Flugzeug A ansteuern muß, um die bestmögliche Ausweichbahn über die Hindernisse hinweg auszuführen.
Folgende Schritte werden deshalb durchgeführt:
- für jeden Referenzpunkt 27 bis 29 des Mittelabschnittes 34 der Navigationskurve 31 wird ein relativer, kompensierter Abstand D berechnet, der die Funktion D = h + kv erfüllt, wobei h der horizontale und v der vertikale Abstand zwischen dem Referenzpunkt 27 bis 29 und der Position 30 des Geschwindigkeitsvektors ist, wie für den Referenzpunkt 28 in Fig. 4 dargestellt, und wobei k ein vorbestimmter Koeffizient ist;
- unter diesen werden die berechneten relativen, kompensierten Abstände verglichen, und
- es wird der Punkt als bestmöglicher Ausweichpunkt bestimmt, dessen relativer, kompensierter Abstand der geringste ist.
Der Koeffizient k wird positiv und größer 1 bestimmt, um dem seitlichen Ausweichen vor einem Hindernis in Bezug auf das vertikale Überfliegen den Vorzug zu geben.
Um dem Piloten dabei zu helfen, eine gute Flugbahn zu realisieren, z. B. zwischen zwei höheren Hindernissen hindurchzufliegen, wird in Form eines Fadenkreuzes 48 ein charakteristisches Zeichen auf den Punkt 49 der Navigationskurve 31 überlagert, den das Flugzeug durchfliegt, wenn es seine gegenwärtige Rollbewegung beibehält, wobei diese Rollbewegung durch die Position 30 des Fadenkreuzes des Geschwindigkeitsvektors angezeigt wird, so wie in Fig. 5 dargestellt.
Um zwischen zwei höheren Hindernissen hindurchzufliegen, genügt es so z. B., daß der Pilot sein Flugzeug so steuert, daß das Fadenkreuz 48 den Punkt des Raumes der Navigationskurve überlagert, den er zu durchfliegen wünscht und daß er diese Position hält.
In Fig. 6 wird eine erfindungsgemäße Vorrichtung 40 dargestellt, um das oben beschriebene Verfahren ausführen zu können. Diese Vorrichtung 40 besteht aus:
- einem telemetrischen Aufnehmer 41, dazu bestimmt, Richtung und Entfernung aller Hindernisse 15 bis 20 zu vermessen, die in den unterschiedlichen Suchzonen liegen;
- einem Rechner 42, der über eine Verbindung 43 an den telemetrischen Aufnehmer 41 angeschlossen ist, der aus registrierten Daten die fiktive Kurve (F) berechnet, die die gefährlichen Hindernisse 16, 18 und 20 bestimmt und in der Lage ist, die Koordinaten der höchsten Punkte 2 dieser gefährlichen Hindernisse, die Koordinaten der Referenzpunkte 26 bis 29 und die Navigationskurve 31 zu berechnen; sowie
- aus einem Sichtgerät 44, das über eine Verbindung 45 an den Rechner 42 angeschlossen ist und dem Piloten durch Überlagerung auf das Bild der Außenlandschaft die charakteristischen Zeichen 23 und 25, die Navigationskurve 31 sowie das Fadenkreuz 30, das die Position des Geschwindigkeitsvektors angibt, anzeigt.
Außerdem ist ein Tonalarm 46 mit einer nicht dargestellten Zeitbasis vereinigt und über eine Verbindung 47 an das Sichtgerät 44 angeschlossen. Dieser Tonalarm 46 wird dann ausgelöst, wenn sich das Strichfadenkreuz 30 des Geschwindigkeitsvektors seit einer vorbestimmten Zeit unterhalb der Navigationskurve befindet, wobei auf diese Weise die dringende Notwendigkeit eines Ausweichmanövers gemeldet wird.

Claims

1. Verfahren zur Steuerungshilfe eines Flugzeugs (A) bei niedriger Flughöhe, durch das sich die Umrisse von für das Flugzeug gefährlichen Hindernissen im Bereich vor diesem (10) aufspüren lassen, dadurch gekennzeichnet, daß:

- ausgehend von den Manövriermöglichkeiten des Flugzeugs eine fiktive Kurve (F) berechnet wird, die mit dem Flugzeug (A) verbunden wird und mit einer theoretisch optimalen Flugbahn (T2) zum Überschreiten des gefährlichen Hindernisses in einer vertikalen Ebene vereinigt ist und

- im Bereich (10) vor dem Flugzeug (A) folgende Schritte ausgeführt werden:

a) es werden alle Hindernisse bestimmt (15 bis 21), die in einer Suchzone liegen;

b) es werden die höchsten Punkte (2) dieser bestimmten Hindernisse (15 bis 21) mit der fiktiven Kurve (F) verglichen;

c) es wird als gefährliches Hindernis (16, 18, 20, 21) das Hindernis bestimmt, dessen höchster Punkt (2) im Vergleich zur fiktiven Kurve (F) höher liegt; und

d) es werden die Koordinaten des höchsten Punktes (2) dieses gefährlichen Hindernisses (16, 18, 20, 21) mitgeteilt.

2. Verfahren gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Bereich(10) vor dem Flugzeug in Winkelabschnitte (11 bis 14) aufgeteilt wird und daß in jedem der Winkelabschnitte (11 bis 14) die Schritte a, b, c und d durchgeführt werden.

3. Verfahren gemäß Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß in jedem der Winkelabschnitte (11 bis 14) die Koordinaten eines Referenzpunktes (26 bis 29) berechnet werden, der in einem vorbestimmten Abstand (H) über dem höchsten Punkt (2) des gefährlichen Hindernisses (16, 18, 20, 21) liegt, wobei der vorbestimmte Abstand (H) der für das Überfliegen eines Hindernisses gewünschten Mindesthöhe entspricht.

4. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß auf das Bild der Außenlandschaft (22) charakteristische Zeichen (23, 25) überlagert werden, die auf den Raumpunkten angeordnet sind, die den ermittelten Koordinaten entsprechen.

5. Verfahren gemäß Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß eine Navigationskurve (31) ermittelt wird, die einer geglätteten Kurve entspricht, die alle Referenzpunkte (26 bis 29) verbindet.

6. Verfahren gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß auf das Bild der Außenlandschaft (22) die Navigationskurve (31) sowie ein charakteristisches Zeichen (30) überlagert wird, das die Position des auf unendlich gerichteten Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs (A) angibt.

7. Verfahren gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß auf das Bild der Außenlandschaft (22) der Mittelabschnitt (34) der Navigationskurve (31) überlagert wird, der aus Raumpunkten besteht, die das Flugzeug (A) mit einer begrenzten vorbestimmten Rollbewegung erreichen kann.

8. Verfahren gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine verschobene Navigationskurve berechnet wird, die auf gleiche Weise wie die Navigationskurve bestimmt wird, wobei für die Berechnung modifizierter Koordinaten der gefährlichen Hindernisse verwendet werden, die sich jedesmal durch Verringerung der horizontalen Komponente dieser Koordinaten nach einer gleichen Beziehung ergeben.

9. Verfahren gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine Hilfsnavigationskurve berechnet wird, die auf gleiche Weise wie die Navigationskurve ermittelt wird, indem die Hindernisse berücksichtigt werden, die vom Flugzeug weiter entfernt sind als die gefährlichen Hindernisse.

10. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 5 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein optimaler Ausweichpunkt bestimmt wird, der dem Punkt der Navigationskurve (31) entspricht, den das Flugzeug (A) anfliegen muß, um eine optimale Ausweichflugbahn über die Hindernisse hinweg auszuführen.

11. Verfahren gemäß Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß, um den optimalen Ausweichpunkt zu ermitteln:

- für jeden Referenzpunkt (26 bis 29) der Navigationskurve (31) ein relativer, kompensierter Abstand D berechnet wird, wobei die Funktion D = h + kv erfüllt wird, h der horizontale und v der vertikale Abstand zwischen dem Referenzpunkt (26 bis 29) und der Position (30) des Geschwindigkeitsvektors und k ein vorherbestimmter Koeffizient ist;

- man unter ihnen die berechneten relativen, kompensierten Abstände vergleicht; und

- als optimaler Ausweichpunkt der Referenzpunkt bestimmt wird, dessen relativer, kompensierter Abstand der geringste ist.

12. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß auf das Bild der Außenlandschaft ein charakteristisches Zeichen überlagert wird, das im optimalen Ausweichpunkt angeordnet ist.

13. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Koordinaten des optimalen Ausweichpunktes an den Autopiloten des Flugzeugs übermittelt werden, um ein automatisches Ausweichen zu bewirken.

14. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die fiktive Kurve (F) aus einem geradlinigen Abschnitt (8) der Länge P besteht, parallel zum Geschwindigkeitsvektor ( ) des Flugzeugs (A) und aus einem Kreisbogen (7) mit dem Radius R, der von den Manövrierfähigkeiten des Flugzeugs, in der vertikalen Ebene zu steigen und herunterzugehen, abhängt.

15. Verfahren gemäß Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Länge P des geradlinigen Teils (8) proportional zur Geschwindigkeit (V) des Flugzeugs (A) ist.

16. Verfahren gemäß Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß der Radius R des Kreisbogens (7) die Funktion R = Rc + Rp erfüllt, mit Rc als Grenzradius für das Steigen, der vom Grenzbelastungswert für das Steigen abhängt, und Rp, dem Grenzradius für das Heruntergehen, der vom Grenzbelastungswert für das Heruntergehen abhängt.

17. Verfahren gemäß Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß als Grenzbelastungswert für das Steigen ein fester Wert genommen wird, den das Flugzeug in allen Flugbereichen aushalten kann.

18. Verfahren gemäß Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß als Grenzbelastungswert für das Steigen vorbestimmte Werte genommen werden, die sich als Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeugs verändern.

19. Verfahren gemäß Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß der Grenzbelastungswert für das Steigen ausgehend von Temperatur, Druck, Masse und Geschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt wird.

20. Verfahren gemäß Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß in jedem Winkelabschnitt die Suchzone auf eine Entfernung L vom Flugzeug beschränkt ist, wobei die Funktion L = P + R erfüllt wird.

21. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß auf das Bild (22) der Außenlandschaft ein charakteristisches Zeichen (48) überlagert wird, das in dem Punkt (49) der Navigationskurve (31) angeordnet ist, den das Flugzeug mit seiner gegenwärtigen Rollbewegung durchfliegt.

22. Vorrichtung zur Ausführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 21 dadurch gekennzeichnet, daß sie umfaßt:

- einen telemetrischen Aufnehmer, der dafür bestimmt ist, Richtung und Entfernung aller Hindernisse (15 bis 20) zu messen, die in den unterschiedlichen Suchzonen liegen;

- einen Rechner (42), der mit dem telemetrischen Aufnehmer (41) verbunden ist, und der aus den registrierten Daten die fiktive Kurve (F) berechnet, die die gefährlichen Hindernisse (16, 18, 20, 21) genau bestimmt und dafür ausgelegt ist, die Koordinaten der höchsten Punkte (2) dieser gefährlichen Hindernisse (16, 18, 20, 21), die Koordinaten der Referenzpunkte (26 bis 29) und die Navigationskurve (31) zu berechnen; sowie

- ein Sichtgerät (44), das mit dem Rechner (42) verbunden ist und dafür ausgelegt ist, dem Piloten des Flugzeugs (A) durch Überlagerung auf die Außenlandschaft oder deren Bild, die charakteristischen Zeichen (23, 25) der Koordinaten, die Navigationskurve (31) sowie das charakteristische Zeichen (30), das die Position des Geschwindigkeitsvektors angibt, anzuzeigen.

23. Vorrichtung gemäß Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß es einen Tonalarm (46) aufweist, der mit einer Zeitbasis vereinigt ist, die mit dem Sichtgerät (44) verbunden ist und der dann ausgelöst wird, wenn sich der Geschwindigkeitsvektor seit einer vorbestimmten Dauer unter der Navigationskurve befindet.

24. Vorrichtung gemäß einem der Ansprüche 22 oder 23, dadurch gekennzeichnet, daß das Sichtgerät (44) die Veränderungen der Navigationskurve (31) filtert und dem Piloten in fortschreitender Form die Änderungen der Navigationskurve (31) anzeigt.