DE69433170T2

DE69433170T2 - System zur Flugzeugidentifikation

Info

Publication number: DE69433170T2
Application number: DE1994633170
Authority: DE
Inventors: Lars Millgard
Original assignee: Safegate International AB
Current assignee: ADB Safegate Sweden AB
Priority date: 1994-10-14
Filing date: 1994-10-14
Publication date: 2004-05-27
Anticipated expiration: 2014-10-15
Also published as: DE69433170D1

Description

Diese Erfindung bezieht sich auf Systeme zum Lokalisieren, Identifizieren und Verfolgen von Objekten. Genauer bezieht sie sich auf Flugzeugstandort, Identifikation und Andockungslenkungssysteme und auf Verkehrsüberwachungsverfahren am Boden zum Lokalisieren und Identifizieren von Objekten auf einem Flugfeld und zum sicheren und effizienten Andocken eines Flugzeugs auf einem derartigen Flugplatz, und speziell auf Kalibrierung derartiger Systeme.
Aufmerksamkeit wird auf die europäische Patentanmeldung 95902358.1 (die Stammanmeldung) gelenkt, von der die vorliegende Anmeldung abgeteilt wurde.
Beschreibung des Stands der Technik
In den letzten Jahren gab es einen beträchtlich erhöhten Umfang an Passagier-, Fracht- und anderem Flugzeugverkehr einschließlich Starts, Landungen und anderem Flugzeugverkehr am Boden. Auch gab es eine merkliche Erhöhung in der Anzahl von Bodenunterstützungsfahrzeugen, die erforderlich sind, um Fracht auszuladen, Verpflegungsservice und laufende Wartung und Unterstützung aller Flugzeuge vorzusehen. Mit dieser wesentlichen Erhöhung an Bodenverkehr kam es zu einer Notwendigkeit nach größerer Steuerung und Sicherheit beim Andocken und Identifizieren eines Flugzeugs auf einem Flugfeld.
Beispiele von Systemen des Stands der Technik, die zum Erfassen des Vorhandenseins eines Flugzeugs und anderen Verkehrs auf einem Flugfeld vorgeschlagen wurden, sind jene Systeme, die in US-Patent 4,995,102; europäischem Patent Nr. 188 757 und veröffentlichter PCT-Anmeldung WO 93/15416 vorgeschlagen wurden.
Keines jener Systeme wurde jedoch als befriedigend für eine Erfassung des Vorhandenseins eines Flugzeugs auf einem Flugfeld befunden, insbesondere unter widrigen klimatischen Bedingungen, die verringerte Sichtbarkeit verursachen, wie etwa bei Nebel-, Schnee- oder Graupelbedingungen angetroffen. Des weiteren war keines der in den früheren Literaturstellen offengelegten Systeme zum Identifizieren und Verifizieren der speziellen Konfiguration eines sich nähernden Flugzeugs fähig. Weiter noch sieht keines der früheren Systeme adäquate Techniken zum Verfolgen und Andocken eines Flugzeugs an einem bestimmten Stopppunkt, wie etwa einem Flugplatzverladetor vor. Auch hat keines der früheren Systeme Techniken vorgesehen, die eine adäquate Kalibrierung der darin befindlichen Geräteausstattung ermöglichen.
Somit gab es ein fortgesetztes Problem, Systeme bereitzustellen, die ausreichend sicher und zuverlässig über einen weiten Bereich von atmosphärischen Bedingungen sind, um Erfassung von Objekten, wie etwa einem Flugzeug und anderem Bodenverkehr, auf einem Flugfeld zu ermöglichen.
Außerdem gab es eine lange bestehende Notwendigkeit für Systeme, die nicht nur zum Erfassen von Objekten, wie etwa einem Flugzeug, fähig sind, sondern auch die effektive Identifizierung des erfassten Objekts und Verifizierung der Identität eines derartigen Objekts, z. B. eines erfassten Flugzeugs, mit dem notwendigen Grad an Gewissheit ungeachtet vorherrschender Wetterbedingungen und Umfang an Bodenverkehr vorsehen.
Es gab auch eine lange bestehende nicht erfüllte Notwendigkeit für Systeme, die zum genauen und effizienten Verfolgen und Leiten von Objekten, wie etwa eines ankommenden Flugzeugs, zu einem geeigneten Stopppunkt, wie etwa einem Flugplatzverladetor, fähig sind.
In US-A-4,319,332 wird ein System zum Verifizieren der Form eines Objekts beschrieben, umfassend:
einen Laser, der angepasst ist, Lichtimpulse auf das Objekt zu projizieren;
ein erstes Spiegelsystem, das angepasst ist, die projizierten Lichtimpulse zu und von dem Objekt zu lenken; einen Detektor, der angepasst ist, Lichtimpulse nach Reflexion an dem Objekt zu empfangen; und
eine Bearbeitungseinheit, die angepasst ist, die erfasste Form des Objekts gemäß Lichtimpulsen, die von dem Objekt reflektiert werden, zu bestimmen, um die erfasste Form mit einem Profil entsprechend der Form eines bekannten Objekts zu vergleichen und zu bestimmen, ob die erfasste Form der bekannten Form entspricht.
Außerdem war die Bereitstellung von genauen und effektiven Kalibrierungstechniken für derartige Systeme ein fortgesetztes Problem, das eine Lösung erfordert.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein System zum Verifizieren der Form eines Objekts vorgesehen, umfassend: einen Laser, angepasst, Impulse auf das Objekt zu projizieren; ein erstes Spiegelsystem, angepasst, die projizierten Lichtimpulse zu und von dem Objekt zu lenken; einen Detektor, angepasst, Lichtimpulse nach Reflexion an dem Objekt zu empfangen; eine Bearbeitungseinheit, angepasst, die erfasste Form des Objekts gemäß den erfassten Lichtimpulsen, die von dem Objekt reflektiert werden, zu bestimmen, um die erfasste Form mit einem Profil entsprechend der Form eines bekannten Objekts zu vergleichen und zu bestimmen, ob die erfasste Form der bekannten Form entspricht; gekennzeichnet dadurch, dass in einem Kalibrierungsmodus des Systems das erste Spiegelsystem angepasst ist, die projizierten Lichtimpulse zu und von einem zweiten Spiegelsystem zu lenken, das angepasst ist, die projizierten Lichtimpulse weiter zu und von einem Kalibrierungselement zu lenken, das in einer bekannten Winkelrichtung und bei einem bekannten Abstand positioniert ist, und dadurch, dass der Detektor angepasst ist, Lichtimpulse nach Reflexion in dem Kalibrierungselement zu empfangen.
Die Bearbeitungseinheit kann angepasst sein, eine erfasste Winkelrichtung des Kalibrierungselements bezüglich des ersten Spiegelsystems basierend auf den Impulsen, die in dem Detektor empfangen werden, und in Übereinstimmung mit vorbestimmten Winkelparametern zu bestimmen; und die Bearbeitungseinheit kann angepasst sein, die erfasste Winkelrichtung mit einer bekannten Winkelrichtung zu vergleichen um zu bestimmen, ob die erfasste Winkelrichtung der bekannten Winkelrichtung entspricht.
Die Bearbeitungseinheit kann ferner angepasst sein, den erfassten Abstand des Kalibrierungselements von dem zweiten Spiegelsystem basierend auf vorbestimmten Abstandsparametern zu bestimmen; und die Bearbeitungseinheit kann ferner angepasst sein, den erfassten Abstand mit einem bekannten Abstand des Kalibrierungselements von dem zweiten Spiegelsystem zu vergleichen, um zu bestimmen, ob der erfasste Abstand dem bekannten Abstand entspricht.
Es kann ein Alarm gegeben werden, falls eine erfasste Winkelrichtung und/oder ein erfasster Abstand des Kalibrierungselements zu sehr von der bekannten Winkelrichtung und/oder dem bekannten Abstand des Kalibrierungselements abweicht.
Die Bearbeitungseinheit kann ferner angepasst sein, die Winkelparameter zu justieren, falls die erfasste Winkelrichtung und die bekannte Winkelrichtung einander nicht entsprechen, sodass die erfasste Winkelrichtung der bekannten Winkelrichtung entspricht.
Die Bearbeitungseinheit kann ferner angepasst sein, die Abstandsparameter zu justieren, falls der erfasste Abstand und der bekannte Abstand einander nicht entsprechen, sodass der erfasste Abstand dem bekannten Abstand entspricht.
Die Kalibrierung des Systems kann in verschiedenen Intervallen während einer Verfolgung wiederholt werden.
Das System der vorliegenden Erfindung zum Verifizieren der Form eines Objekts bezieht sich insbesondere auf Flugzeugstandort, Identifikation und Andockungslenksysteme und kann in dem Gesamtsystem vier Software-Module umfassen, die die Hauptberechnungsaufgaben durchführen und die Hardware steuern. Diese Module inkludieren einen zur Ergreifung, einen zu Identifikation, einen zur Verfolgung und einen in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung zur Kalibrierung des Systems.
Der Ergreifungsmodul wird eingesetzt, um die Vorrichtungen zum Projizieren von Lichtimpulsen zu lenken, um den Bereich vor einem Andockungstor abzutasten. Wenn Spiegel eingesetzt werden, um Impulse, wie etwa Laserimpulse, zu reflektieren und zu projizieren, setzt der Ergreifungsmodul fort, den Laser zu lenken, um diesen Bereich abzutasten, bis er ein Objekt erfasst, das in den Bereich eintritt. Sobald er ein Objekt erfasst, berechnet der Ergreifungsmodul den Abstand und die Winkelposition des Objekts und gibt eine Steuerung zu dem Verfolgungsmodul weiter.
Sobald aktiviert, folgt der Verfolgungsmodul dem ankommenden Flugzeug zu dem Tor, während Information über seinen seitlichen Standort und Abstand bezüglich des gewünschten Stopppunkts vorgesehen wird. Unter Verwendung dieser Information kann der Pilot den Kurs des Flugzeugs korrigieren und an dem präzisen Punkt bremsen, was zu einem Stopp des Flugzeugs in einer gewünschten Andockungsposition in Ausrichtung zu dem Tor führt. Während der Verfolgung tastet ein Identifikationsmodul zuerst das erfasste Objekt ab, um zu bestimmen, ob sein Profil mit dem Referenzprofil des Typs des erwarteten Flugzeugs übereinstimmt. Falls die Profile nicht übereinstimmen, informiert das System die Flugplatzleitung (Tower) und es wird ein Signal zum Stoppen der Andockungsfunktion übertragen.
Der Kalibrierungsmodul kalibriert den Abstand und Winkelmessungen um sicherzustellen, dass die Messwerte der Erfassungsvorrichtungen, wie etwa einem Laserentfernungsmesser, genau dem Abstand und Winkel des Flugzeugs entsprechen. Dieser Modul läuft periodisch während der Ergreifungs- und Verfolgungsmodule, um die fortgesetzte Genauigkeit des Systems zu bestimmen.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Die Merkmale und Vorteile der Erfindung werden aus der folgenden detaillierten Beschreibung offensichtlich, genommen in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen, wobei:
1 eine Ansicht ist, die das System wie in Verwendung auf einem Flugplatz veranschaulicht;
2 eine schematische Ansicht ist, die die Baugruppe eines Beispielsystems in Übereinstimmung mit der Stammanmeldung veranschaulicht;
3 eine Grundrissansicht ist, die den Erfassungsbereich vor einem Andockungstor veranschaulicht, der für Zwecke einer Erfassung und Identifizierung eines ankommenden Flugzeugs festgesetzt wird;
4 ein Flussdiagramm ist, das die Hauptroutine und den Andockungsmodus eines Systems veranschaulicht, das die vorliegende Erfindung einbezieht;
5 ein Flussdiagramm ist, das den Kalibrierungsmodus des Systems der vorliegenden Erfindung veranschaulicht;
6 eine Ansicht ist, die die Komponenten des Kalibrierungsmodus veranschaulicht;
7 ein Flussdiagramm ist, das den Ergreifungsmodus des Systems der Stammanmeldung veranschaulicht;
8 ein Flussdiagramm ist, das die Verfolgungsphase des Systems der Stammanmeldung veranschaulicht;
9 ein Flussdiagramm ist, das die Höhenmessphase des Systems der Stammanmeldung veranschaulicht; und
10 ein Flussdiagramm ist, das die Identifikationsphase des Systems der Stammanmeldung veranschaulicht;
Tabelle I ein Beispiel einer horizontalen Referenzprofiltabelle ist, die eingesetzt wird, um die Identität eines Flugzeugs in den Systemen der Stammanmeldung festzustellen;
Tabelle II eine Vergleichstabelle ist, die in den Systemen der Stammanmeldung für den Zweck eines effektiven und effizienten Andockens eines Flugzeugs eingesetzt wird.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
Es wird nun Bezug auf 1–10 und Tabelle I–II genommen, in denen gleiche Bezugszeichen überall in den verschiedenen Ansichten gleiche Elemente bezeichnen. Überall in der folgenden detaillierten Beschreibung werden nummerierte Stufen, die in den dargestellten Flussdiagrammen abgebildet sind, allgemein durch Elementnummern in Klammern derartigen Verweisen folgend identifiziert.
Bezugnehmend auf 1 sehen die Systeme der Stammanmeldung und der vorliegenden Erfindung, allgemein in den Zeichnungen mit 10 bezeichnet, den computergesteuerten Standort eines Objekts, Verifizierung der Identität des Objekts und Verfolgung des Objekts vor, wobei das Objekt vorzugsweise ein Flugzeug 12 ist. Sobald der Kontrollturm 14 ein Flugzeug 12 landet, informiert er im Betrieb das System, dass sich ein Flugzeug dem Tor 16 nähert, und den Typ eines erwarteten Flugzeugs (d. h. 747, L-1011 etc.). Das System 10 tastet dann den Bereich vor dem Tor 16 ab, bis es ein Objekt lokalisiert, das es als ein Flugzeug 12 identifiziert. Das System 10 vergleicht dann das Profil des Flugzeugs 12 mit einem Referenzprofil für den erwarteten Typ eines Flugzeugs. Falls das lokalisierte Flugzeug nicht mit dem erwarteten Profil übereinstimmt, informiert das System den Turm 14 oder signalisiert ihm und schaltet sich ab.
Falls das Objekt das erwartete Flugzeug 12 ist, verfolgt es das System 10 in das Tor 16 durch Anzeige in Echtzeit dem Piloten des verbleibenden Abstands zu dem richtigen Stopppunkt 29 und der seitlichen Position 31 des Flugzeugs 12. Die seitliche Position 31 des Flugzeugs 12 wird auf einer Anzeige 18 vorgesehen, die dem Piloten erlaubt, die Position des Flugzeugs zu korrigieren, um sich dem Tor 16 von dem richtigen Winkel anzunähern. Sobald das Flugzeug 12 an seinem Stopppunkt 53 ist, wird diese Tatsache auf der Anzeige 18 angezeigt und der Pilot stoppt das Flugzeug. Bei Einsatz des Systems 10 der Stammanmeldung und der vorliegenden Erfindung sollte vermerkt werden, dass sobald das Flugzeug 12 zur Ruhe kommt, es akkurat zu dem Tor 16 ausgerichtet ist, wobei keine Justierung des Tors 16 durch das Bodenpersonal erforderlich ist.
Bezugnehmend auf 2 besteht das System 10 aus einem Laserentfernungsmesser (Laser Range Finder, LRF) 20, zwei Spiegeln 21, 22, einer Anzeigeeinheit 18, zwei Schrittmotoren 24, 25 und einem Mikroprozessor 26. Geeignete LRF-Produkte zur Verwendung hierin werden durch Laser Atlanta Corporation verkauft und sind zum Emittieren von Laserimpulsen und Empfangen der Reflexionen jener Impulse, die von den entfernten Objekten reflektiert werden, und Vergleichen des Abstands zu jenen Objekten fähig.
Das System 10 ist derart angeordnet, dass es eine Verbindung 28 zwischen dem seriellen Port des LRF 20 und dem Mikroprozessor 26 gibt. Durch diese Verbindung sendet der LRF 20 Messdaten ungefähr zu jedem 1/400- ten einer Sekunde zu dem Mikroprozessor 26. Die Hardwarekomponenten des Systems 10, die allgemein durch 23 bezeichnet werden, werden durch den programmierten Mikroprozessor 26 gesteuert. Außerdem führt der Mikroprozessor 26 der Anzeige 18 Daten zu. Als die Schnittstelle zu dem Piloten ist die Anzeigeeinheit 18 oberhalb des Tors 16 platziert, um dem Piloten zu zeigen, wie weit das Flugzeug von seinem Stopppunkt 29 entfernt ist, den Typ von Flugzeug 30, von dem das System glaubt, dass es sich annähert, und den seitlichen Standort des Flugzeugs 31. Unter Verwendung dieser Anzeige kann der Pilot die Annäherung des Flugzeugs 12 zu dem Tor 16 justieren um sicherzustellen, dass das Flugzeug auf dem richtigen Winkel ist, um das Tor zu erreichen. Falls die Anzeige 18 den falschen Flugzeugtyp 30 zeigt, kann der Pilot die Annäherung abbrechen, bevor es irgendeinen Schaden gibt. Diese doppelte Überprüfung stellt die Sicherheit der Passagiere, des Flugzeugs und der Flugplatzeinrichtungen sicher, da falls das System versucht, eine größere 747 zu manövrieren, falls es eine 737 war, es wahrscheinlich großen Schaden verursachen wird.
Zusätzlich zu der Anzeige 18 bearbeitet der Mikroprozessor 26 die Daten von dem LRF 20 und steuert die Richtung des Lasers 20 durch seine Verbindung 32 zu 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. Somit kann der Mikroprozessor 26 durch Steuerung der Schrittmotoren 24, 25 den Winkel der Spiegel 21, 22 ändern und die Laserimpulse von dem LRF 20 zielen.
Die Spiegel 21, 22 zielen den Laser durch Reflektieren der Laserimpulse nach außen über den Asphalt des Flugplatzes. In der bevorzugten Ausführungsform bewegt sich der LRF 20 nicht. Die Abtastung durch den Laser wird mit Spiegeln vorgenommen. Ein Spiegel 22 steuert den horizontalen Winkel des Lasers, während der andere Spiegel 21 den vertikalen Winkel steuert. Durch Aktivierung 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, um eine kontinuierliche horizontale Abtastung innerhalb eines Winkels von ± 10 Grad in Winkelschritten von ungefähr 0,1 Grad zu erreichen, die ungefähr 16 Mikroschritten pro Schritt mit dem Escap EDM-453 Schrittmotor entsprechen. Es wird ein Winkelschritt für jede Antwort von der Leseeinheit genommen, d. h. ungefähr jede 2,5 ms. Der vertikale Spiegel 21 kann gesteuert werden, um eine vertikale Abtastung zwischen +20 und –30 Grad in Winkelschritten von ungefähr 0,1 Grad mit einem Schritt alle 2,5 ms zu erreichen. Der vertikale Spiegel 21 wird verwendet, um vertikal abzutasten, wenn die Nasenhöhe bestimmt und wenn das Flugzeug 12 identifiziert ist. Während des Verfolgungsmodus wird der vertikale Spiegel 21 kontinuierlich justiert, um die horizontale Abtastung beizubehalten, die die Nasenspitze des Flugzeugs 12 verfolgt.
Bezugnehmend auf 3 teilt System 10 das Feld vor ihm durch einen Abstand in drei Teile. Die fernste Sektion, von ungefähr 50 Meter auswärts, ist die Ergreifungszone 50. In dieser Zone 50 erfasst das System 10 die Nase des Flugzeugs und nimmt eine rohe Schätzung einer seitlichen und Längsposition des Flugzeugs 12. Innerhalb der Ergreifungszone 50 befindet sich der Identifikationsbereich 51. In diesem Bereich überprüft das System 10 das Profil des Flugzeugs 12 gegen ein gespeichertes Profil. Das System 10 zeigt die seitliche Position des Flugzeugs in dieser Region, bezogen auf eine vorbestimmte Linie, auf der Anzeige 18. Schließlich ist der nächste zu dem LRF 20 der Anzeige- oder Verfolgungsbereich 52. In dem Anzeigebereich 52 zeigt das System 10 die seitliche und Längsposition des Flugzeugs 12 bezüglich der richtigen Stoppposition mit ihrem höchsten Grad an Genauigkeit. An dem Ende des Anzeigebereichs 52 ist der Stopppunkt 53. In dem Stopppunkt 53 wird das Flugzeug in der richtigen Position an dem Tor 16 sein.
Zusätzlich zu der Hardware und Software unterhält das System 10 eine Datenbank, die Referenzprofile für einen beliebigen Typ eines Flugzeugs enthält, auf das es treffen kann. Innerhalb dieser Datenbank speichert das System das Profil für jeden Flugzeugtyp als ein horizontales und vertikales Profil, das das erwartete Echomuster für diesen Typ eines Flugzeugs widerspiegelt.
Bezugnehmend auf Tabelle I unterhält das System das horizontale Profil in der Form einer Tabelle I, deren Zeilen 40 durch einen Winkelschritt indiziert sind und deren Spalten 41 durch einen Abstand von der Stoppposition für diesen Typ eines Flugzeugs indiziert sind. Zusätzlich zu den indizierten Zeilen enthält die Tabelle eine Zeile 42, die den vertikalen Winkel zu der Nase des Flugzeugs in jedem Abstand von dem LRF vorsieht, eine Zeile 49, die den Formfaktor k für das Profil vorsieht und eine Zeile 45, die die Anzahl von Profilwerten für jeden Profilabstand vorsieht. Der Körper 43 der Tabelle I enthält erwartete Abstände für diesen Typ eines Flugzeugs bei verschiedenen Abtastwinkeln und Abständen von dem Stopppunkt 53.
Theoretisch würden die 50 Winkelschritte und die 50 Abstände zu dem Stopppunkt 53 eine Tabelle I erfordern, die 50 × 50 oder 2500 Einträge enthält. Die Tabelle I wird jedoch tatsächlich weit weniger Einträge enthalten, da das Profil nicht von allen Winkeln bei allen Abständen eine Rückgabe erwarten wird. Es wird erwartet, dass eine typische Tabelle tatsächlich zwischen 500 und 1000 Werten enthalten wird. Gut bekannte Programmiertechniken sehen Verfahren zum Unterhalten einer teilweise belegten Tabelle ohne Verwendung des Speichers vor, der durch eine belegte Tabelle erfordert wird.
Zusätzlich zu dem horizontalen Profil unterhält das System 10 ein vertikales Profil von jedem Typ eines Flugzeugs. Dieses Profil wird auf die gleiche Art und Weise wie das horizontale Profil gespeichert, mit Ausnahme dessen, dass seine Zeilen durch Winkelschritte in der vertikalen Richtung indiziert sind und sein Spaltenindex weniger Abstände von der Stoppposition als das horizontale Profil enthält. Das vertikale Profil erfordert weniger Spalten, da es nur zum Identifizieren des Flugzeugs 12 und zum Bestimmen seiner Nasenhöhe verwendet wird, was bei einem definierten Bereich von Abständen von dem LRF 20 in dem Identifikationsbereich 51 stattfindet. Folglich speichert das vertikale Profil nur die erwarteten Echos in diesem Bereich ohne Verschwendung von Datenspeicherraum für unnötige Werte.
Das System 10 verwendet die zuvor beschriebene Hardware und Datenbanken, um ein Flugzeug unter Verwendung der folgenden Prozeduren zu lokalisieren, zu identifizieren und zu verfolgen:
Bezugnehmend auf 4 führt die Software, die in dem Mikroprozessor läuft, eine Hauptroutine durch, die Subroutinen für den Kalibrierungsmodus 60, Ergreifungsmodus 62 und Andockungsmodus 64 enthält. Der Mikroprozessor führt zuerst den Kalibrierungsmodus 60, dann den Ergreifungsmodus 62 und dann den Andockungsmodus 64 durch. Sobald das Flugzeug 12 angedockt ist, wird das Programm beendet. Diese Modi werden detaillierter wie folgt beschrieben:
Kalibrierungsmodus
Um Systemgenauigkeit sicherzustellen, ist der Mikroprozessor 26 programmiert, sich in Übereinstimmung mit der in 5 dargestellten Prozedur, bevor ein Flugzeug 12 ergriffen wird, und in verschiedenen Intervallen während einer Verfolgung selbst zu kalibrieren. Kalibrieren des Systems 10 stellt sicher, dass die Beziehung zwischen den Schrittmotoren 24, 25 und der Zielrichtung bekannt ist. Es wird auch die Längenmessfähigkeit des LRF 20 überprüft.
Bezugnehmend auf 6 verwendet das System 10 zur Kalibrierung eine Quadratplatte 66 mit einer bekannten Position. Die Platte 66 ist 6 Meter von dem LRF 20 angebracht und in der gleichen Höhe wie der LRF 20.
Um zu kalibrieren setzt das System (α,β) auf (0,0), was den Laser veranlasst, geradeaus gerichtet zu sein. Der vertikale Spiegel 22 ist dann derart geneigt, dass der Laserstrahl rückwärts zu einem rückwärtigen oder zusätzlichen Spiegel 68 gerichtet ist, der den Strahl zu der Kalibrierungsplatte 66 umlenkt. (100) Der Mikroprozessor 26 verwendet dann die Schrittmotoren 24, 25, um die Spiegel 21, 22 zu bewegen, bis er den Mittelpunkt der Kalibrierungsplatte 66 findet. Sobald er den Mittelpunkt der Kalibrierungsplatte 66 findet, speichert der Mikroprozessor 26 die Winkel (α_cp, β_cp) in diesem Punkt und vergleicht sie mit den gespeicherten erwarteten Winkeln. (102) Das System 10 vergleicht auch den gemeldeten Abstand zu dem Mittelpunkt der Platte 66 mit einem gespeicherten erwarteten Wert. (102) Falls die gemeldeten Werte nicht mit den gespeicherten Werten übereinstimmen, ändert der Mikroprozessor 26 die Kalibrierungskonstanten, die die erwarteten Werte bestimmen, bis sie es tun. (104, 106) Falls jedoch beliebige dieser Werte zu sehr von den Werten abweichen, die bei Installation gespeichert werden, wird ein Alarm gegeben. (108)
Ergreifungsmodus
Zu Anfang meldet der Flugplatzturm 14 dem System 10, ein ankommendes Flugzeug 12 zu erwarten, und den Typ eines Flugzeugs, der erwartet wird. Dieses Signal bringt die Software in einen Ergreifungsmodus 62, wie in 8 ausgeführt. Im Ergreifungsmodus 62 verwendet der Mikroprozessor 26 die Schrittmotoren 24, 25, um den Laser zu lenken, die Ergreifungszone 50 horizontal nach dem Flugzeug 12 abzutasten. Diese horizontale Abtastung geschieht bei einem vertikalen Winkel entsprechend der Höhe der Nase des erwarteten Typs eines Flugzeugs in dem Mittelpunkt der Ergreifungszone 50.
Um die richtige Höhe zum Abtasten zu bestimmen, berechnet der Microcomputer 26 den vertikalen Winkel für den Laserimpuls als: βf = arctan[(H – h)/If]wobei H = die Höhe des LRF 20 über dem Boden ist, h = die Nasenhöhe des erwarteten Flugzeugs ist und I_f = der Abstand von dem LRF 20 zu der Mitte der Ergreifungszone 50 ist. Diese Gleichung führt zu einem vertikalen Winkel für den Spiegel 21, der ermöglichen wird, dass die Suche in der richtigen Höhe in der Mitte der Ergreifungszone 50 für das erwartete Flugzeug 12 ist.
Alternativ kann das System 10 in der Datenbank Werte für β_f für unterschiedliche Typen eines Flugzeugs in einem bestimmten Abstand speichern. Eine Speicherung von β_f begrenzt jedoch die Flexibilität des Systems 10, da es ein Flugzeug 12 nur in einem einzelnen Abstand von dem LRF 20 ergreifen kann.
In der Ergreifungszone 50 und unter Verwendung dieses vertikalen Winkels lenkt der Mikroprozessor 26 den Laser, horizontal in Impulsen ungefähr 0,1 Grad getrennt abzutasten. Der Mikroprozessor 26 tastet horizontal durch Variieren von α, den horizontalen Winkel von einer Mittellinie, beginnend von dem LRF 20, zwischen ±α_max, einen bei der Installation definierten Wert, ab. Typischerweise wird α_max auf 50 eingestellt, was unter Verwendung von Impulsen von 0,1 Grad 5 Grad entspricht und zu einer Abtastung von 10 Grad führt.
Die Freigabe der Laserimpulse führt zu Echos oder Reflexionen von Objekten in der Ergreifungszone 50. Die Erfassungsvorrichtung des LRF 20 ergreift die reflektierten Impulse, berechnet den Abstand zu dem Objekt aus der Zeit zwischen einer Impulsübertragung und Empfang des Echos und sendet den kalkulierten Abstandswert für jedes Echo zu dem Mikroprozessor 26. Der Mikroprozessor 26 speichert in getrennten Registern in einer Datenspeichervorrichtung die Gesamtzahl von Echos oder Treffern in jedem Sektor von 1 Grad der Ergreifungszone 50. (70) Da die Impulse in Intervallen von 0,1 Grad generiert werden, können bis zu zehn Echos in jedem Sektor auftreten. Der Mikroprozessor 26 speichert diese Treffer in Variablen mit dem Namen s_α, wobei α von 1 bis 10 variiert, um jede Scheibe von einem Grad von der Ergreifungszone von zehn Grad 50 widerzuspiegeln.
Zusätzlich zum Speichern der Anzahl von Treffern pro Sektor speichert der Mikroprozessor 26 wiederum in einer Datenspeichervorrichtung den Abstand von dem LRF 20 zu dem Objekt für jeden Treffer oder Echo. Eine Speicherung des Abstands zu jeder Reflexion erfordert ein Speichermedium, das groß genug ist, um bis zu zehn Treffer in jedem 1 Grad der Ergreifungszone 50 oder bis zu 100 möglichen Werten zu speichern. Da in vielen Fällen die meisten dieser Einträge leer sein werden, können gut bekannte Programmiertechniken diese Speicheranforderungen auf unter 100 Register, die diesen Werten immer zugeordnet sind, reduzieren.
Sobald diese Daten für eine Abtastung verfügbar sind, berechnet der Mikroprozessor 26 die Gesamtzahl von Echos, ST, in der Abtastung durch Summierung der s_α's. Der Mikroprozessor 26 berechnet dann S_M, die größte Summe von Echos in drei benachbarten Sektoren. (72) Mit anderen Worten ist S_M die größte Summe von (S_α-1, S_α-1 S_α+1). Sobald er S_M und ST berechnet, bestimmt der Mikroprozessor 26, ob die Echos von einem ankommenden Flugzeug 12 sind. Falls S_M nicht größer als 24 ist, wurde kein Flugzeug 12 gefunden und der Mikroprozessor 26 kehrt zu dem Beginn des Ergreifungsmodus 62 zurück. Falls die größte Summe von Echos, S_M, größer als 24 ist (79), wurde ein "mögliches" Flugzeug 12 lokalisiert. Falls ein "mögliches" Flugzeug 12 lokalisiert wurde, überprüft der Mikroprozessor, ob S_M/S_T > 0,5 ist (76), oder die drei benachbarten Sektoren mit der größten Summe mindestens der Hälfte von allen während der Abtastung empfangenen Echos enthalten.
Falls S_M/S_T größer als 0,5 ist, kalkuliert der Mikroprozessor 26 den Standort des Mittelpunkts des Echos. (78, 82) Der Winkelstandort des Mittelpunkts des Echos wird als αt = αv + (Sα+1 – Sα-1)/(Sα-1 + Sα + Sα+1)kalkuliert, wobei S_α das Sa ist, das S_M ergeben hat, und a_v der Winkelsektor ist, der diesem Sa entspricht.
Die Längsposition des Mittelpunkts des Echos wird als It = (1/n)i=tΣ10Iavi kalkuliert, wobei die I_avi die gemessenen Werte oder Abstände zu dem Objekt für die Impulse, die ein Echo von dem Sektor α_v zurückgegeben haben, sind und wobei n die gesamte Anzahl von gemessenen Werten in diesem Sektor ist. (78, 82) Da die größte mögliche Anzahl von gemessenen Werten zehn ist, muss n kleiner oder gleich zehn sein.
Falls jedoch S_M/S_T < 0,5 ist, können die Echos durch Schnee oder ein anderes Flugzeug in einem nahen Bereich verursacht worden sein. Falls die Ursache ein Flugzeug in einem nahen Bereich ist, ist das Flugzeug wahrscheinlich ziemlich nahe zu der Mittellinie positioniert, sodass angenommen wird, dass α_t an Stelle des oben kalkulierten Werts null sein sollte und dass I_t der mittlere Abstand sein sollte, der durch die drei mittleren Sektoren gegeben ist. (80) Falls die Abstandsverteilung zu groß ist, hat der Mikroprozessor 26 kein Flugzeug 12 gefunden und er kehrt zu dem Anfang des Ergreifungsmodus 62 zurück (81).
Nach Kalkulation der Position des Flugzeugs 12 schaltet das System 10 zu dem Andockungsmodus 69. um.
Andockungsmodus
Der Andockungsmodus 69, der in 4 veranschaulicht wird, inkludiert drei Phasen, die Verfolgungsphase 84, die Höhenmessphase 86 und die Identifikationsphase 88. In der Verfolgungsphase 89 überwacht das System 10 die Position des ankommenden Flugzeugs 12 und versieht den Piloten mit Information über einen axialen Standort 31 und einen Abstand von dem Standpunkt 53 des Flugzeugs durch die Anzeige 18. Das System 10 beginnt eine Verfolgung des Flugzeugs 12 durch horizontale Abtastung.
Bezugnehmend auf 8 lenkt der Mikroprozessor 26 während der ersten Abtastung in der Verfolgungsphase 84 den LRF 20, um Laserimpulse in einzelnen Winkelschritten, α, oder vorzugsweise in Intervallen von 0,1 Grad zwischen (αt – αp – 10) und (αt + αp + 10)auszusenden, wobei α_t während des Ergreifungsmodus 62 als die Winkelposition des Echomittelpunkts bestimmt wird und α_p die größte Winkelposition in der gegenwärtigen Profilspalte ist, die Abstandswerte enthält.
Nach der ersten Abtastung wird α mit einem Schritt pro empfangenen LRF-Wert zwischen (αs – αp – 10) und (αs + αp + 10)hin und her gestuft, wobei α_s die Winkelposition des Azimuth ist, die während der vorherigen Abtastung bestimmt wird.
Während der Verfolgungsphase 84 wird der vertikale Winkel β auf das Niveau gesetzt, das für das identifizierte Fahrzeug 12 in seinem gegenwärtigen Abstand von dem LRF 20 erforderlich ist, der aus der Referenzprofiltabelle I erhalten wird. Die gegenwärtige Profilspalte ist die Spalte, die eine Position darstellt, die kleiner als, aber am nächsten zu I_t ist.
Der Mikroprozessor 26 verwendet den Abstand von dem Stopppunkt 53, um den vertikalen Winkel für den gegenwärtigen Abstand des Flugzeugs in der Profiltabelle I zu finden. Während der ersten Abtastung bestimmt der Abstand I_t, der während des Ergreifungsmodus 62 kalkuliert wird, die geeignete Spalte der Profiltabelle I und somit den Winkel zu dem Flugzeug 12. Für jede nachfolgende Abtastung verwendet der Mikroprozessor 26 das β in der Spalte der Profiltabelle I, was den gegenwärtigen Abstand von dem Stopppunkt 53 widerspiegelt. (112)
Unter Verwendung der Daten von den Abtastungen und der Daten in der horizontalen Profiltabelle I erstellt der Mikroprozessor 26 eine Vergleichstabelle II. Bezugnehmend auf Tabelle II, ist die Vergleichstabelle II eine zweidimensionale Tabelle mit der Nummer des Impulses, oder Winkelschrittnummer, als der Index 9l, i, zu den Zeilen.
Unter Verwendung dieses Index kann auf die folgende Information, die als Spalten der Tabelle dargestellt wird, für jede Zeile zugegriffen werden: I_i 92, der gemessene Abstand zu dem Objekt in diesem Winkelschritt, I_ki 93, der gemessene Wert, der den Schräglauf kompensiert, der durch die Verlagerung (gleich I_i minus der Größe s_m, der gesamten Verlagerung während der letzten Abtastung, minus der Größe i mal s_p, der mittleren Verlagerung während jedes Schritts in der letzten Abtastung (d. h.) I_i-(s_m-is_p)) verursacht wird, d_i 99, der Abstand zwischen dem generierten Profil und dem Referenzprofil (gleich r_ij, dem Profilwert für den entsprechenden Winkel in dem Profilabstand j, minus I_ki), a_i 95, der Abstand zwischen der Nase des Flugzeugs und der Messausrüstung (gleich r_j50, dem Referenzprofilwert bei null Grad, minus d_i), a_e 96, der geschätzte Nasenabstand nach jedem Schritt (gleich a_m, dem gemessenen Abstand an dem Ende der letzten Abtastung, minus der Größe i mal s_p), a_d, die Differenz zwischen dem geschätzten und gemessenen Nasenabstand (gleich dem Absolutwert von a_i minus a_e) und Note 97, die Echos anzeigt, die wahrscheinlich durch ein Flugzeug verursacht werden.
Während der ersten Abtastung in der Verfolgungsphase 84 verwendet das System 10 die horizontale Profilspalte, die eine Flugzeugposition j darstellt, die kleiner als, aber am nächsten zu dem Wert I_t ist. Für jede neue Abtastung wird die Profilspalte, deren Wert kleiner als, aber am nächsten zu (a_m – s_m) ist, verwendet, wobei a_m der letzte gemessene Abstand zu dem Flugzeug 12 ist und s_m die Verlagerung des Flugzeugs während der letzten Abtastung ist. Außerdem werden die Werte des Profils seitwärts um a_s verschoben, um die seitliche Position des Flugzeugs zu kompensieren. (112)
Während jeder Abtastung generiert der Mikroprozessor 26 auch eine Abstandsverteilungstabelle (Distance Distribution Table, DDT). Diese Tabelle enthält die Verteilung von Werten a_i, wie sie in der Vergleichstabelle II erscheinen. Somit hat die DDT einen Eintrag, der die Zahl von Auftritten von jedem Wert von a_i in der Vergleichstabelle II in Inkrementen von 1 Meter zwischen 10 bis 100 Metern darstellt.
Nach jeder Abtastung verwendet das System 10 die DDT, um den mittleren Abstand a_m zu dem richtigen Stopppunkt 53 zu kalkulieren. Der Mikroprozessor 26 tastet die Daten in der DDT ab, um die beiden benachbarten Einträge in der DDT zu finden, für die die Summe ihrer Werte am größten ist. Der Mikroprozessor 26 markiert dann die Spalte Note 97 in der Vergleichstabelle II für jede Zeile, die einen Eintrag für a_i entsprechend einer der beiden DDT-Zeilen mit der größten Summe enthält. (114)
Das System 10 bestimmt dann die seitliche Abweichung oder Versatz. (116) Der Mikroprozessor 26 setzt zuerst 2d = αmax – αmin wobei α_max und α_min die höchsten und niedrigsten α-Werte für einen kontinuierlichen markierten Block von d_i Werten in der Vergleichstabelle II sind. Außerdem kalkuliert der Mikroprozessor 26 Y1 = Σdi für die obere Hälfte der markierten d_i in dem Block und Y2 = Σdi für die untere Hälfte des Blocks. Unter Verwendung von Y₁ und Y₂ wird "a" 116 als a = k × (Y1 – Y2)/d2 kalkuliert, wobei k in dem Referenzprofil gegeben ist. Falls "a" einen gegebenen Wert überschreitet, der vorzugsweise auf eins gesetzt ist, wird angenommen, dass es eine seitliche Abweichung ungefähr gleich "a" gibt. Die I_i-Spalte der Vergleichstabelle II wird dann "a" Schritte verschoben und die Vergleichstabelle II wird neu kalkuliert. Dieser Prozess setzt sich fort, bis "a" kleiner als ein empirisch festgesetzter Wert ist, vorzugsweise eins. Die Gesamtverschiebung α_s der I_i-Spalte wird betrachtet, gleich der seitlichen Abweichung oder Versatz zu sein. (116) Falls der seitliche Versatz größer als ein vorbestimmter Wert ist, der vorzugsweise auf eins eingestellt ist, wird das Profil vor der nächsten Abtastung seitwärts justiert. (118, 120)
Nachdem der seitliche Versatz überprüft ist, sieht der Mikroprozessor 26 die gesamte seitliche Justierung des Profils, die der seitlichen Position 31 des Flugzeugs 12 entspricht, auf der Anzeige 18 vor. (112)
Der Mikroprozessor 26 kalkuliert als nächstes den Abstand zu der Nase des Flugzeugs a_m am = Σ(markierte ai)/Nwobei N die Gesamtzahl von markierten a_i ist. Aus a_m kann der Mikroprozessor 26 den Abstand von dem Flugzeug 12 zu dem Stopppunkt 53 durch Subtrahieren des Abstands von dem LRF 20 zu dem Stopppunkt 53 aus dem Abstand zu der Nase des Flugzeugs kalkulieren. (124)
Sobald er den Abstand zu dem Stopppunkt 53 kalkuliert, kalkuliert der Mikroprozessor 26 die mittlere Verlagerung während der letzten Abtastung, s_m. Die Verlagerung während der letzten Abtastung wird als Sm = am-1 – am kalkuliert, wobei a_m-1 und a_m zu den letzten beiden Abtastungen gehören. Für die erste Abtastung in Verfolgungsphase 84 wird S_m auf 0 gesetzt.
Die mittlere Verlagerung s_p während jedes Schritts wird als Sp = Sm/Pkalkuliert, wobei P die Gesamtzahl von Schritten für den letzten Abtastungszyklus ist.
Der Mikroprozessor 26 wird den Piloten über den Abstand zu dem Stopppunkt 53 durch seine Anzeige auf der Anzeigeeinheit 18, 29 informieren. Durch Anzeigen des Abstands zu der Stoppposition 29, 53 nach jeder Abtastung empfängt der Pilot ständig aktualisierte Information in Echtzeit darüber, wieweit ungefähr das Flugzeug 12 vom Stopp ist.
Falls das Flugzeug 12 in dem Anzeigebereich 52 ist, werden sowohl die seitliche 31 als auch die Längsposition 29 auf der Anzeige 18 vorgesehen. (126, 128) Sobald der Mikroprozessor 26 die Position des Flugzeugs anzeigt, ist die Verfolgungsphase beendet.
Sobald er die Verfolgungsphase abschließt, verifiziert der Mikroprozessor 26, dass die Verfolgung nicht verloren wurde durch Überprüfung dessen, dass die Gesamtzahl von markierten Zeilen, geteilt durch die Gesamtzahl von gemessenen Werten oder Echos in der letzten Abtastung größer als 0,5 ist. (83) Falls mit anderen Worten mehr als 50% der Echos nicht dem Referenzprofil entsprechen, ist eine Verfolgung verloren. Falls die Verfolgung verloren ist und das Flugzeug mehr als 12 Meter von dem Stopppunkt entfernt ist, kehrt das System 10 zu dem Ergreifungsmodus 26 zurück. (85) Falls die Verfolgung verloren ist und das Flugzeug 12 weniger oder gleich 12 Meter von dem Stopppunkt 53 entfernt ist, schaltet das System 10 das Stoppzeichen ein, um den Piloten zu informieren, dass es die Verfolgung verloren hat. (85, 87)
Falls die Verfolgung nicht verloren ist, bestimmt der Mikroprozessor 26, ob die Nasenhöhe bestimmt wurde. (130) Falls die Höhe noch nicht bestimmt wurde, tritt der Mikroprozessor 26 in die Höhenmessphase 86 ein. Falls die Höhe bereits bestimmt wurde, überprüft der Mikroprozessor 26 um zu sehen, ob das Flugzeug identifiziert wurde. (132)
In der Höhenmessphase, die in 9 veranschaulicht wird, bestimmt der Mikroprozessor 26 die Nasenhöhe durch Lenken des LRF 20, vertikal abzutasten. Die Nasenhöhe wird durch das System verwendet um sicherzustellen, dass die horizontalen Abtastungen über die Spitze der Nase vorgenommen werden.
Um die Nasenhöhe zu überprüfen, stellt der Mikroprozessor 26 β auf einen vorbestimmten Wert β_max ein und stuft ihn dann in Intervallen von 0,1 Grad einmal pro empfangenem/reflektiertem Impuls herab, bis er β_min einen anderen vorbestimmten Wert, erreicht. β_min und β_max werden während der Installation eingestellt und sind typischerweise –20 bzw. 30 Grad. Nachdem β β_min erreicht, lenkt der Mikroprozessor 26 die Schrittmotoren 24, 25 herauf, bis er β_max erreicht. Diese vertikale Abtastung geschieht mit α eingestellt auf α_s, der Azimuthposition der vorherigen Abtastung.
Unter Verwendung des gemessenen Flugzeugabstands wählt der Mikroprozessor 26 die Spalte in der vertikalen Profiltabelle, die dem gemessenen Abstand am nächsten ist. (140) Unter Verwendung der Daten von der Abtastung und der Daten in der vertikalen Profiltabelle erstellt der Mikroprozessor 26 eine Vergleichstabelle II. Bezugnehmend auf 4 ist die Vergleichstabelle II eine zweidimensionale Tabelle mit der Nummer des Impulses, oder Winkelschrittnummer, als ein Index 91, i, zu den Zeilen. Unter Verwendung dieses Index kann auf die folgende Information, die als Spalten der Tabelle dargestellt ist, für jede Zeile zugegriffen werden: I_i 92, der gemessene Abstand zu dem Objekt in diesem Winkelschritt, I_ki 93, der gemessene Wert, der den Schräglauf kompensiert, der durch die Verlagerung verursacht wird (gleich I_i minus der Größe S_m, der Gesamtverlagerung während der letzten Abtastung, minus der Größe i mal s_p, der mittleren Verlagerung während jedes Schrittes in der letzten Abtastung), d_i 94, der Abstand zwischen dem generierten Profil und dem Referenzprofil (gleich r_ij, dem Profilwert für den entsprechenden Winkel in dem Winkelabstand j minus I_ki), a_i 95, der Abstand zwischen der Nase des Flugzeugs und der Messausrüstung (gleich r_j50, dem Referenzprofilwert bei null Grad, minus d_i), a_e 96, der geschätzte Nasenabstand nach jedem Schritt (gleich a_m, dem Nasenabstand an dem Ende der letzten Abtastung, minus der Größe i mal s_p), a_d, die Differenz zwischen dem geschätzten und gemessenen Nasenabstand (gleich dem Absolutwert von a_i minus a_e) und Note 97, die Echos anzeigt, die wahrscheinlich durch ein Flugzeug 12 verursacht werden.
Während jeder Abtastung generiert der Mikroprozessor 26 auch eine Abstandsverteilungstabelle (DDT). Diese Tabelle enthält die Verteilung von Werten a_i wie sie in der Vergleichstabelle II erscheinen. Somit hat die DDT einen Eintrag, der die Zahl von Auftritten von jedem Wert von a_i in der Vergleichstabelle II in Inkrementen von 1 Meter zwischen 10 bis 100 Metern darstellt.
Nach jeder Abtastung verwendet das System 10 die DDT, um den mittleren Abstand a_m zu dem richtigen Stopppunkt 53 zu kalkulieren. Der Mikroprozessor 26 tastet die Daten in der DDT ab, um die beiden benachbarten Einträge in der DDT zu finden, für die die Summe ihrer Werte die Größte ist. Der Mikroprozessor 26 markiert dann die Spalte Note 97 in der Vergleichstabelle II für jede Zeile, die einen Eintrag für a_i entsprechend einer der beiden DDT-Zeilen mit der größten Summe enthält. (142)
Sobald er die Kalkulation des mittleren Abstands zu dem richtigen Stopppunkt 53 abschließt, kalkuliert der Mikroprozessor 26 die mittlere Verlagerung während der letzten Abtastung, sm. Die Verlagerung während der letzten Abtastung wird als sm = am-1 – am kalkuliert, wobei a_m-1 und a_m zu den letzten beiden Abtastungen gehören. Für die erste Abtastung in Verfolgungsphase 84 wird s_m auf 0 gesetzt. Die mittlere Verlagerung sp während jedes Schrittes wird als sp = sm/Pkalkuliert, wobei P die Gesamtzahl von Schritten für den letzten Abtastungszyklus ist.
Kalkulation der tatsächlichen Nasenhöhe geschieht durch Hinzufügung der Nennnasenhöhe, der vorbestimmten Höhe des erwarteten Flugzeugs, wenn es leer ist, zu der vertikalen oder Höhenabweichung. Um die Nasenhöhe zu bestimmen, bestimmt das System 10 folglich zuerst die vertikale oder Höhenabweichung. (144) Die vertikale Abweichung wird durch Einstellen von 2d = βmax – βmin kalkuliert, wobei β_max und β_min der höchste und niedrigste Wert von β für einen kontinuierlichen markierten Block von Werten d_i in der Vergleichstabelle II sind. Außerdem kalkuliert der Mikroprozessor 26 Y1 = Σdi für die obere Hälfte der markierten d_i in dem Block und Y2 = Σdi für die untere Hälfte des Blocks. Unter Verwendung von Y₁ und Y₂ wird "a" als a = k × (Y1 – Y2)/d2 kalkuliert, wobei k in dem Referenzprofil gegeben ist. Falls "a" einen gegebenen Wert überschreitet, vorzugsweise eins, wird angenommen, dass es eine vertikale Abweichung ungefähr gleich "a" gibt. Die Spalte 1; wird dann "a" Schritte verschoben, die Vergleichstabelle II wird neu überprüft und "a" wird neu kalkuliert. Dieser Prozess setzt sich fort, bis "a" kleiner als der gegebene Wert ist, vorzugsweise eins. Die Gesamtverschiebung β_s der Spalte I_i wird gleich der Höhenabweichung betrachtet. (144) Die Werte β_j in der vertikalen Vergleichstabelle II werden dann als β_j + Δβ_j justiert, wobei die Höhenabweichung Δβ_j Δβj = βs × amβ + as)/(aj + as)ist und wobei aβ_m der gültige Wert a_m ist, wenn βs kalkuliert wurde.
Sobald die Höhenabweichung bestimmt ist, überprüft der Mikroprozessor 26, ob sie größer als ein vorbestimmter Wert ist, vorzugsweise eins. (146) Falls die Abweichung größer als dieser wert ist, justiert der Mikroprozessor 26 das Profil vertikal entsprechend diesem Versatz. (148) Der Mikroprozessor 26 speichert die vertikale Justierung als die Abweichung von der Nennnasenhöhe. (150) Die tatsächliche Höhe des Flugzeugs ist die Nennnasenhöhe plus die Abweichung. Sobald er die Höhenmessphase 86 abschließt, kehrt der Mikroprozessor 26 zu der Verfolgungsphase 84 zurück.
Falls der Mikroprozessor 26 bereits die Nasenhöhe bestimmt hat, überspringt er die Höhenmessphase 86 und bestimmt, ob das Flugzeug 12 identifiziert wurde. (130, 122) Falls das Flugzeug 12 identifiziert wurde, überprüft der Mikroprozessor 26, ob das Flugzeug 12 die Stoppposition erreicht hat. (134) Falls die Stoppposition erreicht ist, schaltet der Mikroprozessor 26 das Stoppzeichen ein und das System 10 hat den Andockungsmodus 69 abgeschlossen. (136) Falls das Flugzeug 12 die Stoppposition nicht erreicht hat, kehrt der Mikroprozessor 26 zu der Verfolgungsphase 84 zurück. (134)
Falls das Flugzeug 12 nicht identifiziert ist, überprüft der Mikroprozessor 26, ob das Flugzeug 12 kleiner oder gleich 12 Meter von der Stoppposition 53 entfernt ist. (133) Falls das Flugzeug 12 nicht mehr als 12 Meter von der Stoppposition 53 entfernt ist, schaltet das System 10 das Stoppzeichen ein, um den Piloten zu informieren, dass eine Identifikation fehlgeschlagen ist. (135) Nach Anzeige des Stoppzeichens schaltet sich das System 10 ab.
Falls das Flugzeug 12 mehr als 12 Meter von dem Stopppunkt 53 entfernt ist, tritt der Mikroprozessor 26 in die Identifikationsphase ein, die in 10 veranschaulicht wird. (133, 88) In der Identifikationsphase 88 erstellt der Mikroprozessor 26 eine Vergleichstabelle II, um die Ergebnisse einer anderen vertikalen Abtastung und den Inhalt der Profiltabelle widerzuspiegeln. (152, 154) In der Identifikationsphase 88 wird eine andere vertikale Abtastung durchgeführt, da die vorherige Abtastung ausreichende Daten für eine Höhenbestimmung bereitgestellt haben kann, aber nicht genug für eine Identifikation. In der Tat kann eine Durchführung von mehreren Abtastungen benötigt werden, bevor eine positive Identifikation vorgenommen werden kann. Nach Kalkulation des vertikalen Versatzes 156, überprüfen, ob er nicht zu groß ist 158 und Justieren des Profils vertikal entsprechend dem Versatz 160, bis der Versatz unter einen gegebenen Betrag fällt, vorzugsweise eins, kalkuliert der Mikroprozessor 26 den mittleren Abstand zwischen markierten Echos und dem Profil und den mittleren Abstand zwischen den markierten Echos und diesem mittleren Abstand. (162)
Der mittlere Abstand d_m zwischen dem gemessenen und korrigierten Profil und die Abweichung T von diesem mittleren Abstand werden nach vertikalen und horizontalen Abtastungen wie folgt kalkuliert: dm = Σdi/N T = Σ|di – dm|/N
Falls T für beide Profile kleiner als ein gegebener Wert ist, vorzugsweise 5, wird das Flugzeug 12 beurteilt, vom richtigen Typ zu sein, vorausgesetzt, dass eine ausreichende Anzahl von Echos empfangen wird. (164) Ob eine ausreichende Anzahl von Echos empfangen ist, basiert auf: N/Größe > 0,75wobei N die Anzahl von "akzeptierten" Echos ist und "Größe" die maximale Anzahl von möglichen Werten ist. Falls das Flugzeug 12 nicht vom richtigen Typ ist, schaltet der Mikroprozessor das Stoppzeichen 136 ein und suspendiert den Andockungsmodus 64. Sobald der Mikroprozessor 26 die Identifikationsphase 88 abschließt, kehrt er zu der Verfolgungsphase 84 zurück.
Während die vorliegende Erfindung in Verbindung mit bestimmten Ausführungsformen von ihr beschrieben wurde, wird durch einen Durchschnittsfachmann verstanden, dass viele Änderungen vorgenommen werden können, ohne von dem Bereich der vorliegenden Erfindung abzuweichen, wie in den folgenden Ansprüchen dargelegt.
Tabelle 1
Tabelle II

Claims

System zum Verifizieren der Form eines Objekts, umfassend: einen Laser (20), angepasst, Lichtimpulse auf das Objekt (12) zu projizieren; ein erstes Spiegelsystem (21, 22), angepasst, die projizierten Lichtimpulse zu und von dem Objekt (12) zu richten; einen Detektor (20), angepasst, Lichtimpulse nach Reflexion an dem Objekt (12) zu empfangen; eine Bearbeitungseinheit (26), angepasst, die erfasste Form des Objekts gemäß den erfassten Lichtimpulsen, die von dem Objekt (12) reflektiert werden, zu bestimmen, um die erfasste Form mit einem Profil entsprechend der Form eines bekannten Objekts zu vergleichen und zu bestimmen, ob die erfasste Form der bekannten Form entspricht; gekennzeichnet dadurch, dass in einem Kalibrierungsmodus des Systems das erste Spiegelsystem (21, 22) angepasst ist, die projizierten Lichtimpulse zu und von einem zweiten Spiegelsystem (68) zu richten, das angepasst ist, die projizierten Lichtimpulse weiter zu und von einem Kalibrierungselement (66) zu richten, das in einer bekannten Winkelrichtung und bei einem bekannten Abstand positioniert ist, und dadurch, dass der Detektor (20) angepasst ist, Lichtimpulse nach Reflexion an dem Kalibrierungselement (66) zu empfangen.
System nach Anspruch 1, gekennzeichnet dadurch, dass die Bearbeitungseinheit (26) angepasst ist, eine erfasste Winkelrichtung des Kalibrierungselements (66) in Bezug auf das erste Spiegelsystem (21, 22) basierend auf den Impulsen, die an dem Detektor (20) empfangen werden und in Übereinstimmung mit vorbestimmten Winkelparametern zu bestimmen; und die Bearbeitungseinheit (26) angepasst ist, die erfasste Winkelrichtung mit der bekannten Winkelrichtung zu vergleichen, um zu bestimmen, ob die erfasste Winkelrichtung der bekannten Winkelrichtung entspricht.
System nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet dadurch, dass die Bearbeitungseinheit (26) weiter angepasst ist, den erfassten Abstand des Kalibrierungselements (66) von dem zweiten Spiegelsystem (68) basierend auf vorbestimmten Abstandsparametern zu bestimmen; und die Bearbeitungseinheit (26) weiter angepasst ist, den erfassten Abstand mit einem bekannten Abstand des Kalibrierungselements (66) von dem zweiten Spiegelsystem (68) zu vergleichen, um zu bestimmen, ob der erfasste Abstand dem bekannten Abstand entspricht.
System nach Anspruch 2 oder 3, gekennzeichnet dadurch, dass ein Alarm gegeben wird (108), falls eine erfasste Winkelrichtung und/oder ein erfasster Abstand des Kalibrierungselements (66) zu sehr von der bekannten Winkelrichtung und/oder dem bekannten Abstand des Kalibrierungselements (66) abweicht.
System nach Anspruch 2, gekennzeichnet dadurch, dass die Bearbeitungseinheit (26) ferner angepasst ist, die Winkelparameter zu justieren, falls die erfasste Winkelrichtung und die bekannte Winkelrichtung nicht korrespondieren, sodass die erfasste Winkelrichtung der bekannten Winkelrichtung entspricht.
System nach einem der Ansprüche 2 bis 5, gekennzeichnet dadurch, dass die Bearbeitungseinheit (26) ferner angepasst ist, die Abstandsparameter zu justieren, falls der erfasste Abstand und der bekannten Abstand nicht korrespondieren, sodass der erfasste Abstand dem bekannten Abstand entspricht.
System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, gekennzeichnet dadurch, dass die Kalibrierung des Systems bei verschiedenen Intervallen während einer Kursverfolgung wiederholt wird.