DE69726595T2

DE69726595T2 - Verfahren und vorrichtung für konforme landebahnausrichtung für eine head-up-anzeige

Info

Publication number: DE69726595T2
Application number: DE69726595T
Authority: DE
Inventors: R. Dean WILKENS
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1996-11-18
Filing date: 1997-10-23
Publication date: 2004-11-11
Anticipated expiration: 2017-10-24
Also published as: US5745054A; DE69726595D1; EP0938645B1; EP0938645A1; WO1998022780A1

Description

ALLGEMEINER STAND DER TECHNIK
Die vorliegende Erfindung betrifft im Allgemeinen elektronische Anzeigegeräte und insbesondere die Positionierung künstlicher Landebahnsymbole auf einem Anzeigegerät im Luftfahrzeug.
Während Instrumentenflugbedingungen (d. h. bei geringer Sicht) müssen sich Piloten zum Navigieren eines Luftfahrzeugs zu einem Ziel und insbesondere bei Anflug und Landung auf einer Landebahn auf Instrumente verlassen. Herkömmliche Systeme verwenden Instrumentenlandesysteme (ILS), Mikrowellenlandesysteme (MLS) oder Satellitenlandesysteme (SLS) zum sicheren Führen des Luftfahrzeugs beim Anflug auf eine Landebahn. Diese Systeme verwenden herkömmlich einen Abweichungsbalken auf einer Anzeige der Horizontalsituation (HSI) zur Darstellung der lateralen Abweichung des Luftfahrzeugs vom Anflugkurs. Ähnlich wird ein Gleitweg-Abweichungsbalken auf der HSI verwendet, um die vertikale Abweichung des Luftfahrzeugs vom Gleitweg darzustellen. Diese Systeme sind nicht intuitiv und erfordern in einem signifikanten Umfang die Aufmerksamkeit des Piloten, damit der Pilot ihre Bedeutung richtig interpretiert.
In letzter Zeit wurden Anzeigesysteme eingeführt, welche versuchen, Landeanzeigen für die Piloten intuitiver zu machen. Ein Ansatz ist die Darstellung eines Landebahnsymbols (d. h. einer künstlichen Landebahn), welches einem Piloten die relative Position und Orientierung einer Ziellandebahn darstellt. Diese Anzeigesysteme finden sich typischerweise auf Head-Up-Displays, helmverbundenen Sichtgeräten und dergleichen. Ein wesentlicher Vorteil dieser Systeme ist die verringerte Arbeitsbelastung des Piloten, reduzierte Ermüdung des Piloten, weniger Fehler des Piloten und hoffentlich gesteigerte Sicherheit. Eine verringerte Arbeitsbelastung des Piloten ist insbesondere während Notfällen und anderer Zeiten hoher Arbeitsbelastung des Piloten wichtig, wie beispielsweise bei Anflug und Landung.
Anzeigegeräte einer künstlichen Landebahn nach dem Stand der Technik sind zwar intuitiv, ihr Mangel besteht jedoch darin, dass die künstliche Landebahn oft nicht korrekt zur Ziellandebahn ausgerichtet ist. Dies bringt Piloten insbesondere dann in Bedrängnis, wenn das Luftfahrzeug aus den Wolken hervorkommt und sie feststellen, dass die Landebahn nicht dort ist, wo die künstliche Landebahn es ihnen vorgespiegelt hat. Dies hat bewirkt, dass Piloten das Vertrauen in die Systeme verloren haben. Diese Ungenauigkeiten haben ferner die Entfernung der künstlichen Landebahnsymbole bei geringen Höhen erzwungen und folglich ihre Nützlichkeit eingeschränkt.
1 zeigt eine inkorrekt ausgerichtete künstliche Landebahn, welche für den Stand der Technik repräsentativ ist. Es ist die Ansicht dargestellt, welche bei der Betrachtung durch einen Kombinierer 10 (d. h. der Anzeigebildschirm) eines Head-Up-Displays gesehen wird. Die künstliche Landebahn 13 ist inkorrekt zur Ziellandebahn 14 ausgerichtet. Da dies ein Head-Up-Display ist, versteht es sich, dass die Ziellandebahn 14 nicht als Symbol auf den Kombinierer 10 projiziert wird, sondern dass es die tatsächliche Ziellandebahn ist, wie sie aus der Frontscheibe des Luftfahrzeugs zu sehen ist.
Die inkorrekte Ausrichtung in 1 repräsentiert einen Fehler von 75 Fuß bei einer Höhe von 75 Fuß über der Landebahn 14. Die künstliche Landebahn 13 liegt deutlich links von der Ziellandebahn 14. Der Flugwegvektor 12 ist im Wesentlichen mit der künstlichen Landebahn 13 ausgerichtet. Dies ist für Systeme nach dem Stand der Technik repräsentativ, welche bei der Annäherung des Luftfahrzeugs an die Landebahn 14 fehlerhaft versuchen, die künstliche Landebahn 13 mit dem Flugwegvektor 12 auszurichten.
In 1 werden auch die Fehler gezeigt, welche sich akkumulieren und von welchen angenommen wird, dass sie zur Fehlausrichtung der künstlichen Landebahn nach dem Stand der Technik beitragen. Fünf Fehler, welche zur Fehlausrichtung beitragen, umfassen Kursfehler des Luftfahrzeugs (CRS), Fehler der magnetischen Abweichung (MAGDEV), der erdmagnetischen Variation (MAGVAR), des Steuerkurses (HDG) und der Ausrichtung auf dem Sichtgerät. Zusammen können diese Fehler zu einem Fehler im Bereich von plus oder minus 3,1 Grad beitragen.
Durch ein Anzeigesystem für eine künstliche Landebahn, welches eine künstliche Landebahn nahe an einer Ziellandebahn ausrichtet, würde die Luftfahrzeugnavigation verbessert werden, Fehler und Ermüdung des Piloten würden reduziert werden, und die Flugsicherheit würde gesteigert werden.
Es besteht der klare Bedarf an einem Anzeigesystem für Luftfahrzeuge, welches ein künstliches Landebahnsymbol nahe mit einer Ziellandebahn ausrichtet und dadurch die Luftfahrzeugnavigation verbessert, die Ermüdung des Piloten reduziert und die Flugsicherheit erhöht.
KURZFASSUNG DER ERFINDUNG
Die Erfindung offenbart ein Anzeigesystem für Luftfahrzeuge, welches eine künstliche Landebahn so positioniert, dass sie bei Seitenwinden richtig mit einer Ziellandebahn ausgerichtet ist. Die Position der Ziellandebahn relativ zum Luftfahrzeug wird in einer Weise berechnet, welche akkumulierte Fehler wesentlich reduziert und dadurch die Ausrichtung verbessert.
Der laterale Abweichungskoeffizient des Luftfahrzeugs relativ zu einer verlängerten Mittellinie der Ziellandebahn wird aus Daten berechnet, welche durch verschiedene Luftfahrzeugnavigations- und Sensorsysteme bereit gestellt werden. Ein Bodenspurfehlerwinkel, welcher den Winkel zwischen der verlängerten Mittellinie der Landebahn und der Bodenspur des Luftfahrzeugs darstellt, wird aus dem lateralen Abweichungskoeffizienten und der Geschwindigkeit über Grund berechnet. Eine Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur wird aus dem Bodenspurfehlerwinkel und dem lateralen Abweichungswinkel berechnet. Eine kompensierende Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur mit dem Abdriftwinkel des Luftfahrzeugs ergibt eine Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurs des Luftfahrzeugs, welche für die Positionierung einer künstlichen Landebahn auf einem Anzeigegerät nützlich ist. Die bevorzugte Ausführungsform wird auf einem Head-Up-Display implementiert und ist zur Verwendung bei Instrumentenflugbedingungen gedacht.
Kernstück der Erfindung ist ein einzigartiges Verfahren zur Berechnung der Position der künstlichen Landebahn, welches viele der Fehler eliminiert, welche mit dem Stand der Technik verbunden sind. Wie oben beschrieben und in 1 dargestellt, akkumulieren Systeme nach dem Stand der Technik die Fehler, welche dem Kurs, der magnetischen Abweichung und der erdmagnetischen Variation, dem Steuerkurs des Luftfahrzeugs und der Ausrichtung auf der Anzeige anhaften. Diese Fehler stellen einen kumulativen Fehler von plus oder minus 3,1 Grad dar. Die Erfindung eliminiert die Fehler, welche dem Kurs, der magnetischen Abweichung und der erdmagnetischen Variation anhaften, wodurch der kumulative Fehler von 3,1 Grad auf ungefähr 0,6 Grad gesenkt wird. Die resultierende Verbesserung bei der Ausrichtung der künstlichen Landebahn gegenüber dem Stand der Technik wird in 2 dargestellt.
2 zeigt eine künstliche Landebahn 13, welche nur leicht inkorrekt mit der Ziellandebahn 14 ausgerichtet ist. Diese Fehlausrichtung repräsentiert einen Ausrichtungsfehler von 15 Fuß, wenn sich das Luftfahrzeug 75 Fuß über der Landebahn 14 befindet. Der Fehler von 15 Fuß ist eine wesentliche Verbesserung gegenüber dem Fehler von 75 Fuß nach dem Stand der Technik, welche in 1 dargestellt wird.
Die Erfindung ist auf die meisten Typen von Landesystemen einschließlich Instrumentenlandesystemen (ILS), Landesystemen mit globalem Positionierungssystem (GPS) und Mikrowellenlandesystemen (MLS) anwendbar. Die Erfindung ist ferner für viele alternative Ausführungsformen geeignet, welche von der Konfiguration der Navigations- und Sensorsysteme des Luftfahrzeugs abhängen. Die gattungsmäßigen Berechnungen, welche den meisten Ausführungsformen gemein sind, werden nachfolgend beschrieben.
Ein wesentlicher Schritt der Erfindung ist die Berechnung eines lateralen Abweichungskoeffizienten. Der laterale Abweichungskoeffizient ist die Geschwindigkeitsvektorkomponente des Luftfahrzeugs senkrecht zu einer gedachten, verlängerten Mittellinie der Ziellandebahn. Der laterale Abweichungskoeffizient ist ein wichtiger Schritt der Erfindung, da er eine eindeutige Abänderung des Stands der Technik für die Berechnung der Position einer künstlichen Landebahn ist. Verschiedene Berechnungsverfahren des lateralen Abweichungskoeffizienten werden nachfolgend im Abschnitt der ausführlichen Beschreibung diskutiert.
Als nächstes wird ein Spurfehlerwinkel aus dem lateralen Abweichungskoeffizienten und der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs über Grund berechnet. Die Geschwindigkeit über Grund ist durch verschiedene Systeme des Luftfahrzeugs verfügbar. Der Spurfehlerwinkel repräsentiert den Winkelfehler oder die Winkeldifferenz zwischen der verlängerten Mittellinie der Ziellandebahn und der Bodenspur des Luftfahrzeugs. Unter Verwendung der Erfindung wird der Spurfehlerwinkel berechnet, ohne die Fehler einzuführen, welche der magnetischen Abweichung oder der erdmagnetischen Variation nach dem Stand der Technik anhaften.
Die Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur wird dann durch Subtrahieren des lateralen Abweichungswinkels vom Spurfehler berechnet. Die Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur ist für die Positionierung einer künstlichen Landebahn relativ zu einem Flugwegvektor-Symbol auf dem Anzeigegerät geeignet. Das Subtrahieren des Abdriftwinkels von der Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur ergibt die Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurs des Luftfahrzeugs, welche es erlaubt die künstliche Landebahn so zu positionieren, dass sie korrekt mit der Ziellandebahn ausgerichtet ist. Der Abdriftwinkel (d. h. Bodenspur – Steuerkurs) wird aus Daten abgeleitet, welche aus verschiedenen Systemen des Luftfahrzeugs verfügbar sind.
Die Erfindung wird durch einen Komplementärfilter verbessert, welcher die Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurs des Luftfahrzeugs mit dem Kursfehlerkoeffizienten kombiniert. Die oben beschriebenen Berechnungen der Landebahnpeilung stellen sehr genaue Daten mit geringer Frequenz bereit, es mangelt ihnen jedoch an einem Ansprechverhalten hoher Frequenz, welches zur Bewahrung einer genauen Position der künstlichen Landebahn nötig ist. Die Erfindung verbessert das Ansprechverhalten hoher Frequenz durch Komplementärfilterung des Landebahnpeilungssignals mit einem Ansprechverhalten geringer Frequenz mit dem Kursfehlerkoeffizientensignal mit einem Ansprechverhalten hoher Frequenz. Der resultierende aufbereitete Landebahnpeilungswinkel weist ein verbessertes Ansprechverhalten mit breitem Frequenzband auf.
Die Landebahnpeilungssignale, welche gemäß der Erfindung erzeugt wurden, werden zur Positionierung eines künstlichen Landebahnsymbols in einer herkömmlichen Weise verwendet.
Deshalb sind es Aufgaben der Erfindung, verbesserte künstliche Landebahnsymbole für Anzeigegeräte in Luftfahrzeugen bereitzustellen, die Luftfahrzeugnavigation zu vereinfachen, die Arbeitsbelastung des Piloten zu reduzieren und die Flugsicherheit zu verbessern.
Ein Merkmal der Erfindung ist eine künstliche Landebahn, welche bei starken Seitenwinden im Wesentlichen mit der Ziellandebahn ausgerichtet ist.
Ein anderes Merkmal der Erfindung ist eine künstliche Landebahn, welche im Wesentlichen ausgerichtet ist, wenn das Luftfahrzeug sich nicht unmittelbar auf die Ziellandebahn zu bewegt.
Ein Vorteil der Erfindung ist eine künstliche Landebahn, welcher die Piloten vertrauen.
Ein anderer Vorteil der Erfindung ist eine künstliche Landebahn, welche nicht bei geringer Höhe entfernt werden muss.
Die wesentlichen Merkmale der Erfindung werden in den Figuren dargestellt und werden nachfolgend vollständiger beschrieben.
KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
1 zeigt Ausrichtungsfehler, welche den Anzeigesystemen nach dem Stand der Technik anhaften.
2 zeigt den reduzierten Ausrichtungsfehler, welcher durch die Erfindung bereitgestellt wird.
3 ist ein Diagramm, welches die Berechnung des Abstands zur Landebahn bei der Verwendung eines Instrumentenlandesystems zeigt.
4 ist ein Diagramm, welches die Berechnung des Landebahnpeilungswinkels gemäß der Erfindung zeigt.
5 zeigt ein Diagramm der Datenverarbeitung der bevorzugten Ausführungsform.
6 zeigt ein Blockdiagramm der angeschlossenen Erfindung und verschiedene Systeme des Luftfahrzeugs.
AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG
3 und 4 sind Diagramme, welche zeigen, wie die Landebahnpeilung gemäß der Erfindung berechnet wird. Die bevorzugte Ausführungsform ist zur Verwendung mit einem Instrumentenlandesystem entworfen und wird nachfolgend beschrieben. Durchschnittsfachleute verstehen, dass die Erfindung zur Verwendung mit beliebigen anderen Landesystemen einschließlich Satellitenlandesystemen (z. B. GPS-basierten Landesystemen) und Mikrowellenlandesystemen und auch mit verschiedenen Luftfahrzeugnavigations- und Sensorsystemkonfigurationen angepasst werden kann.
3 zeigt die Berechnung des Abstands zur Landebahn. Der Abstand wird vom Luftfahrzeug 30 bis zum entfernten Ende der Landebahn 31 berechnet. Die für diese Berechnung erforderlichen Daten sind die Höhe über der Landebahn (h), der Gleitwegwinkel und die Länge der Landebahn. Wenn diese Informationen einmal vorliegen, wird der Abstand zum Ende der Landebahn (X) wie folgt berechnet: X = h/tan(Gleitwegwinkel) + Landebahnlänge
Die Höhe (h) wird aus Höhendaten berechnet, welche durch einen Flugdatencomputer und der Höhendaten des Flughafens, welche entweder vom Piloten, von einer Borddatenbank oder dergleichen bereitgestellt werden. Alternative Höhendatenquellen umfassen Funkhöhenmesssysteme, Trägheitsbezugssysteme oder Systeme, welche Satelliten des globalen Positionierungssystems einsetzen.
Der Gleitwegwinkel wird vom an Bord befindlichen ILS-System und landebahnspezifischen Gleitwegdaten abgeleitet, welche entweder von einer an Bord befindlichen Datenbank oder vom Piloten bereitgestellt werden. Das ILS-System stellt Daten über die Abweichung bereit, welche die Winkelabweichung des Luftfahrzeugs vom Gleitwegsignal repräsentieren. Die an Bord befindliche Datenbank stellt den Winkel zwischen dem Gleitwegwinkel und dem eingesetzten spezifischen Anflugwinkel bereit. Addieren des Abweichungswinkels und des Gleitwegwinkels ergibt den tatsächlichen Gleitwegwinkel des Luftfahrzeugs.
Die Länge der Landebahn kann auch entweder durch den Piloten oder durch eine an Bord befindliche Datenbank bereitgestellt werden, die bevorzugte Ausführungsform verwendet jedoch bloß eine angenommene Länge der Landebahn von 8.000 Fuß, was zu annehmbaren Ergebnissen führt.
4 ist eine Draufsicht einer Landebahn, welche die Berechnung der Landebahnpeilung zeigt. In 4 werden die Landebahn 31, die verlängerte Mittellinie 31A, die Position des Luftfahrzeugs 32, die laterale Abweichung Y, die Bodenspur des Luftfahrzeugs, der Bodenspurfehlerwinkel, der Abweichungswinkel vom Landeführungssystem (d. h. der laterale Abweichungswinkel) und die Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur (RBRGT) gezeigt.
Die Landebahnpeilung ist ein Schlüsselwert für die Positionierung einer künstlichen Landebahn auf einem Anzeigegerät. Die zum Berechnen der Landebahnpeilung verwendeten Daten umfassen den lateralen Abweichungswinkel, die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs über Grund und den Abdriftwinkel. Stehen diese Daten einmal zur Verfügung, wird die Landebahnpeilung wie folgt berechnet: Y = X*tan(lat. Abw.-Winkel) Y = X*d(tan(lat. Abw.-Winkel))/dt Bodenspurfehlerwinkel = arcsin(Y/Geschwindigkeit über Grund) RBRGT = Bodenspurfehlerwinkel – lat. Abw.-Winkel RBRAH = RBRGT – Abdriftwinkelwobei:
RBRGT die Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur ist und
RBRAH die Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurs des Luftfahrzeugs ist.
Alle drei Eingaben (d. h. der laterale Abweichungswinkel, die Geschwindigkeit über Grund und der Abdriftwinkel) können aus verschiedenen Systemen des Luftfahrzeugs abgeleitet werden. Die bevorzugte Ausführungsform verwendet ein ILS-System, um die Abweichung vom Landeführungssystem bereitzustellen, welche für den lateralen Abweichungswinkel verwendet wird. Die Geschwindigkeit über Grund wird entweder durch ein GPS-basiertes System oder durch ein Trägheitsbezugssystem (IRS) bereitgestellt. Ersatzweise können Fluggeschwindigkeitsdaten, wie beispielsweise von einem Flugdatencomputer, als eine Näherung der Geschwindigkeit über Grund verwendet werden.
Der Abdriftwinkel wird als magnetischer Steuerkurs minus der magnetischen Bodenspur berechnet. Durch schnittsfachleute verstehen, dass der Abdriftwinkel auf vielfache Weise unter Verwendung der Daten von verschiedenen Systemen des Luftfahrzeugs berechnet werden kann.
5 ist ein Diagramm, welches die Datenverarbeitung in der bevorzugten Ausführungsform zeigt. Die Berechnungen werden auf einem universellen, digitalen Mikroprozessor durchgeführt.
Der laterale Abweichungswinkel wird der Tangens-Funktion 51 bereitgestellt. Der laterale Abweichungswinkel ist typischerweise klein, und deshalb kann die Annäherung für kleine Winkel von 0,0175 Radiant/Grad zur Beschleunigung der Berechnungen verwendet werden.
Die Ausgabe der Tangens-Funktion 51 und des Abstands X werden dem Multiplizierer 52 eingegeben, welcher die laterale Abweichung Y liefert. Die laterale Abweichung wird durch den Differenzierer 53 verarbeitet, um den lateralen Abweichungskoeffizienten Y zu ergeben. Der Differenzierer 53 der bevorzugten Ausführungsform verwendet die Funktion: s/tau s + 1wobei tau = 1 sec
zum Implementieren der Differenziererfunktion.
Die Dividierfunktion 54 dividiert den lateralen Abweichungskoeffizienten Y durch die Geschwindigkeit über Grund und kommuniziert das Ergebnis an die Arcsin-Funktion 55. Die Arcsin-Funktion 55 verarbeitet die Daten, um den Bodenspurfehlerwinkel zu erhalten. Wieder kann eine Annäherung für kleine Winkel verwendet werden, um die Arcsin-Funktion 55 zu ersetzen.
Der Addierer 56 subtrahiert den Abdriftwinkel und den lateralen Abweichungswinkel vom Bodenspurfehlerwinkel und ergibt die Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurs des Luftfahrzeugs (RBRAH).
Der Komplimentärfilter 57 kombiniert den RBRAH mit dem Kursfehlerkoeffizienten und ergibt ein Ansprechverhalten mit breitem Frequenzband. Der Kursfehler wird durch den Addierer 58 durch Subtrahieren des Landebahnkurses vom Steuerkurs berechnet. Der Kursfehler wird dann durch den Differenzierer 59 verarbeitet und ergibt einen Kursfehlerkoeffizienten. Der Differenzierer 59 der bevorzugten Ausführungsform verwendet die Funktion: s/tau s + 1wobei tau = 0,2 sec
zum Implementieren der Differenziererfunktion.
Der Komplimentärfilter 57 kombiniert den RBRAH mit dem Kursfehlerkoeffizienten zum Erzeugen eines RBRAH-Signals mit einem Ansprechverhalten mit breitem Frequenzband. Das RBRAH-Signal mit niedriger Frequenz wird dem Addierer 57A eingegeben, wo ein Rückkopplungssignal vom RBRAH subtrahiert wird. Die Ausgabe des Addierers 57A ist der RBRAH-Fehler, welcher durch den Verstärker 57B multipliziert wird, bevor er dem Addierer 57C eingegeben wird. Der Verstärker 57B der bevorzugten Ausführungsform wird durch die folgende Funktion implementiert: 1/tau wobei tau = 10 sec.
Der Verstärker 57B bildet die Überschneidungsfrequenz des Komplementärfilters, wobei für die Überschneidungsfrequenz gilt: ω = 1/τ = 0,1 Radiant oder 0,0159 Hz wobei ω = 2πf
Der Addierer 57C addiert den Kursfehlerkoeffizienten zum RBRAH-Fehlersignal, welches durch Verstärkung angepasst wird, und kommuniziert das Ergebnis an den Integrierer 57D. Der Integrierer 57D der bevorzugten Ausführungsform wird durch folgende Funktion implementiert: 1/s
Die Ausgabe des Integrierers 57D ist das aufbereitete RBRAH-Signal, welches zum Positionieren eines künstlichen Landebahnsymbols auf einem Anzeigegerät in einer herkömmlichen Weise geeignet ist. Die Ausgabe des Integrierers 57D wird auch in den Addierer 57A zurückgespeist, wo sie vom RBRAH subtrahiert wird.
6 ist ein Blockdiagramm der Erfindung, welche an verschiedene Systeme des Luftfahrzeugs angeschlossen ist. In 6 werden das Anzeigegerät 60, der Symbolerzeuger 61 und verschiedene Systeme des Luftfahrzeugs gezeigt, welche das Prozessregelungsfeld 62A, das Navigationssystem 62B, das Flugdatensystem 62C, den Funkhöhenmesser 62D, das Trägheitsbezugssystem (IRS) 62E und das globale Positionierungssystem (GPS) 62F umfassen.
Das Anzeigegerät 60 wird als ein Head-Up-Display dargestellt, welches den Abschnitt einer Überkopfeinheit 60A, eine Helligkeitsregelung 60B und einen Kombinierer 60C aufweist (allgemein auch als ein Anzeigebildschirm bezeichnet). Die Überkopfeinheit 60A empfängt Symbolbefehle vom Symbolerzeuger 61. Die Symbolbefehle werden in grafische Symbole konvertiert, welche auf den Kombinierer 60C projiziert werden. Der Kombinierer 60C ist so zwischen dem Piloten 63 und der Frontscheibe des Luftfahrzeugs positioniert, dass der Pilot gleichzeitig sowohl die künstlichen Landebahnsymbole als auch die Wirklichkeit draußen sehen kann.
Der Symbolerzeuger 61 erzeugt die Symbolbefehle, welche steuern, was durch das Anzeigegerät 60 angezeigt wird. Der Symbolerzeuger 61 ist an verschiedene Systeme des Luftfahrzeugs angeschlossen, um die nötigen Daten zum Berechnen der Landebahnpeilung gemäß der Erfindung zu empfangen. Die Berechnungen werden durch einen digitalen Mikroprozessor oder eine CPU 61A durchgeführt, welche im Symbolerzeuger 61 miteingeschlossen ist.
Die Systeme des Luftfahrzeugs, welche in 6 gezeigt werden, sind für die verschiedenen Systeme repräsentativ, welche an die Erfindung angeschlossen werden können. Jedes System wird nachfolgend kurz beschrieben.
Das Prozessregelungsfeld 62A erlaubt einem Bediener, manuell Daten, wie beispielsweise den Gleitwegwinkel (G/S-Winkel), die Landebahnhöhe und den Landebahnkurs einzugeben. Das Navigationssystem (z. B. ILS) 62B stellt die Gleitwegabweichung und Daten über die Abweichung vom Landeführungssystem bereit. Das Flugdatensystem 62C stellt barometrische Höhedaten und Fluggeschwindigkeitsdaten bereit. Der Funkhöhenmesser 62D stellt die Funkflughöhe bereit. Das Trägheitsbezugssystem (IRS) 62E stellt Fluglage- und Trägheitsdaten einschließlich des Abdriftwinkels, des Steuerkurses und der Geschwindigkeit über Grund bereit. Das GPS 62F stellt Daten bereit, welche aus Satellitensignalen und differenziellen GPS-Sendern abgeleitet werden. Die GPS-Daten umfassen Positionsdaten, den Bodenspurwinkel und die Geschwindigkeit über Grund. Die Datenbank 62G stellt Daten über die Landebahnlänge und Daten über den Gleitwegwinkel bereit.
Die Erfindung ist im Wesentlichen an beliebige Typen elektronischer Anzeigegeräte anpassbar, einschließlich helmverbundener Sichtgeräte, CRT-Bildschirme, Flachbildschirme und Plasmabildschirme, ist jedoch nicht darauf beschränkt.
Aus dem Voranstehenden wird deutlich, dass die vorliegende Erfindung ein neues und nützliches Verfahren und eine Vorrichtung zur künstlichen Landebahnanzeige darstellt.

Claims

Anzeigesystem für ein Luftfahrzeug, umfassend: a) ein Instrumentenlandesystem, welches Daten über die Abweichung vom Landeführungssystem und Daten über die Abweichung vom Gleitweg bereitstellt, welche für die Abweichung des Luftfahrzeugs von einem gewählten ILS-Flugweg kennzeichnend sind; b) Mittel zur Bereitstellung von Höhendaten, welche für die Höhe des Luftfahrzeugs über einer Ziellandebahn kennzeichnend sind; c) eine Datenbank, welche Daten über die Landebahnlänge bereitstellt; d) Mittel zur Bereitstellung von Daten über die Geschwindigkeit über Grund, welche für die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs über Grund kennzeichnend sind; e) Mittel zur Berechnung eines lateralen Abweichungskoeffizienten für das Luftfahrzeug relativ zur verlängerten Mittellinie der Ziellandebahn aus den Daten über die Abweichung vom Landeführungssystem, den Daten über die Abweichung vom Gleitweg, den Höhendaten und den Daten über die Landebahnlänge; f) Mittel zur Berechnung eines Spurfehlerwinkels aus dem lateralen Abweichungskoeffizienten und den Daten über die Geschwindigkeit über Grund; und g) Mittel zur Berechnung einer Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur aus dem Spurfehlerwinkel und den Daten über die Abweichung vom Landeführungssystem; und h) Mittel zur Symbolanzeige, welche die Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur auf einem Anzeigebildschirm anzeigt.
Anzeigesystem nach Anspruch 1, ferner umfassend: a) Mittel zur Bereitstellung von Daten über den Abdriftwinkel, welche für den Abstand zwischen Bodenspur und Steuerkurs des Luftfahrzeugs kennzeichnend sind; und b) Mittel zur Berechnung einer Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurssignal des Luftfahrzeugs aus der Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur und den Daten über den Abdriftwinkel.
Anzeigesystem nach Anspruch 2, ferner umfassend: a) Mittel zur Bereitstellung von Daten über den Kursfehlerkoeffizienten, welche für die Änderungsgeschwindigkeit zwischen dem Steuerkurs des Luftfahrzeugs und dem Landebahnkurs kennzeichnend sind; und b) einen Filter, welcher eine aufbereitete relative Peilung zum Landebahnsignal bereitstellt, welche aus der Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurssignal des Luftfahrzeugs und den Daten über den Kursfehlerkoeffizienten erzeugt wird.
Anzeigesystem nach Anspruch 3, wobei das Mittel zur Bereitstellung von Daten über den Kursfehlerkoeffizienten das Folgende umfasst: a) Mittel zur Bereitstellung von Steuerkursdaten des Luftfahrzeugs; und b) Mittel zur Bereitstellung von Landebahnkursdaten.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen auf einer Anzeige in einem Luftfahrzeug, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst: a) Bereitstellen von Navigations- und Trägheitsdaten, welche für den Zustand des Luftfahrzeugs kennzeichnend sind, wobei die Daten das Folgende umfassen: 1) Daten über die laterale Abweichung, welche für die laterale Abweichung des Luftfahrzeugs relativ zur verlängerten Mittellinie einer Ziellandebahn kennzeichnend sind, 2) Daten über die Geschwindigkeit über Grund, welche für die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs über Grund kennzeichnend sind, und 3) Daten über den lateralen Abweichungswinkel, welche für eine laterale Winkelabweichung des Luftfahrzeugs relativ zur Mittellinie der Landebahn kennzeichnend sind; b) Berechnen eines lateralen Abweichungskoeffizienten des Luftfahrzeugs relativ zur Mittellinie der Ziellandebahn aus den Navigations- und Trägheitsdaten; c) Berechnen eines Spurfehlerwinkels, welcher für den Winkelabstand zwischen der Bodenspur des Luftfahrzeugs und der verlängerten Mittellinie der Landebahn kennzeichnend ist, aus dem lateralen Abweichungskoeffizienten und den Daten über die Geschwindigkeit über Grund; d) Berechnen einer Landebahnpeilung relativ zum Bodenspurwinkel aus dem Spurfehlerwinkel und dem lateralen Abweichungswinkel; und e) Erzeugen von Symbolbefehlen, welche für ein künstliches Landebahnsymbol kennzeichnend sind, welches gemäß der Landebahnpeilung relativ zum Bodenspurwinkel positioniert wird.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen nach Anspruch 5, wobei dem Schritt des Erzeugens von Symbolbefehlen die folgenden Schritte vorausgehen: a) Bereitstellen von Daten über den Abdriftwinkel, welche für einen Abdriftwinkel des Luftfahrzeugs kennzeichnend sind; und b) Berechnen einer Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurs des Luftfahrzeugs aus der Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur und den Daten über den Abdriftwinkel.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen nach Anspruch 6, wobei dem Schritt des Erzeugens von Symbolbefehlen die folgenden Schritte vorausgehen: a) Bereitstellen eines Kursfehlerkoeffizientensignals, welches für den Abstand zwischen dem Steuerkurs des Luftfahrzeugs und dem Landebahnkurs der Ziellandebahn kennzeichnend ist; und b) Komplimentärfiltern der Landebahnpeilung relativ zum Steuerkurs des Luftfahrzeugs RBRAH mit dem Kursfehlerkoeffizientensignal zum Herstellen eines aufbereiteten RBRAH-Signals, welches einen Breitband-Frequenzgang aufweist.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen nach Anspruch 5, wobei der Schritt des Erzeugens von Symbolbefehlen das Erzeugen der Symbolbefehle umfasst, welche für eine Landebahn kennzeichnend sind, welche relativ zu einem Flugwegvektor-Symbol positioniert wird.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen nach Anspruch 5, wobei dem Schritt des Erzeugens von Symbolbefehlen die folgenden Schritte vorausgehen: a) Bereitstellen von Daten über den Kursfehlerkoeffizienten; und b) Komplimentärfiltern der Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur mit den Daten über den Kursfehlerkoeffizienten.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen nach Anspruch 5, wobei dem Schritt des Berechnens eines lateralen Abweichungskoeffizienten der Schritt des Bereitstellens eines Abstands zum Landebahnsignal vorausgeht, welcher für den Abstand vom Luftfahrzeug zu einem Punkt nahe dem anderen Ende der Ziellandebahn kennzeichnend ist, und wobei der laterale Abweichungskoeffizient unter Verwendung des Abstands zum Landebahnsignal berechnet wird.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen nach Anspruch 10, wobei der Schritt des Berechnens eines Abstands zum Landebahnsignal die folgenden Schritte umfasst: a) Bereitstellen von Höhendaten, welche für die Höhe des Luftfahrzeugs über der Landebahn kennzeichnend sind; b) Bereitstellen von Daten über den Gleitwegwinkel, welche für den Gleitwegwinkel des Luftfahrzeugs kennzeichnend sind; c) Bereitstellen von Daten über die Landebahnlänge; und d) Berechnen des Abstands zum Landebahnsignal aus den Höhendaten, den Daten über den Gleitwegwinkel und den Daten über die Landebahnlänge.
Verfahren zur Positionierung von Landebahnsymbolen nach Anspruch 5, wobei die Anzeige ein Head-Up-Display ist.
Vorrichtung zur Positionierung künstlicher Landebahnsymbole auf einem Anzeigebildschirm in einem Luftfahrzeug, die Vorrichtung umfassend: a) Mittel zur Erzeugung eines lateralen Abweichungskoeffizientensignals, welches für den Grad der lateralen Abweichung des Luftfahrzeugs relativ zur verlängerten Mittellinie einer Ziellandebahn kennzeichnend ist; b) Mittel zur Erzeugung eines Geschwindigkeitssignals, welches die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs über Grund anzeigt; c) Mittel zur Berechnung eines Spurfehlerwinkels aus dem lateralen Abweichungskoeffizientensignal und dem Geschwindigkeitssignal; d) Mittel zur Erzeugung eines lateralen Abweichungswinkelsignals, welches für die laterale Winkelabweichung des Luftfahrzeugs relativ zur Mittellinie der Ziellandebahn kennzeichnend ist, wobei der laterale Abweichungswinkel einen Scheitelpunkt nahe dem anderen Ende der Ziellandebahn aufweist; und e) Mittel zur Berechnung einer Landebahnpeilung relativ zum Bodenspursignal aus dem Spurfehlerwinkel und dem lateralen Abweichungswinkelsignal; und f) Mittel zur Positionierung künstlicher Landebahnsymbole auf dem Anzeigebildschirm, welcher auf die Landebahnpeilung relativ zur Bodenspur anspricht.
Vorrichtung zur Positionierung künstlicher Landebahnsymbole nach Anspruch 13, ferner Mittel, welche mit dem Anzeigebildschirm verbunden sind, zur Erzeugung von Symbolbefehlen umfassend, welche für ausgerichtete Landebahnsymbole kennzeichnend sind, welche auf dem Anzeigebildschirm gemäß der Landebahnpeilung relativ zum Bodenspursignal positioniert werden.