ES2601082T3 - Sistema y método de pilotaje automático para repostaje en vuelo de un avión, y avión que incluye dicho sistema - Google Patents
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Abstract
Un sistema de pilotaje automático (15) configurado para instalarse en un avión receptor (1) para controlar una operación de repostaje en vuelo del avión receptor (1), incluyendo un primer dispositivo óptico pasivo (8), para disponerse en el avión receptor (1) y configurado para adquirir primera información geométrica asociada con una primera zona de detección (22) y una segunda zona de detección (24) pertenecientes a un avión petrolero (20), estando relacionadas dichas zonas de detección primera y segunda una con otra por una relación geométrica conocida por el sistema de pilotaje automático (15), caracterizado porque incluye además: - un medio de procesado (14), configurado para determinar, en base a la primera información geométrica adquirida, primera información de posición asociada con una posición relativa del avión receptor (1) con respecto al avión petrolero (20) ejecutando una primera operación de triangulación en base a la primera información geométrica adquirida; y - un dispositivo de piloto automático (2) acoplado a dicho medio de procesado (14) y configurado para variar, en base a la primera información de posición, parámetros de vuelo del avión receptor (1), incluyendo controlar el avión receptor en aproximación a, y en alineación con, el avión petrolero para llevar a cabo dicha operación de repostaje en vuelo.
Description
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DESCRIPCION
Sistema y metodo de pilotaje automatico para repostaje en vuelo de un avion, y avion que incluye dicho sistema
La presente invencion se refiere a un sistema y a un metodo de pilotaje automatico para repostaje en vuelo de un avion y a un avion que incluye dicho sistema, en particular para controlar la aproximacion en condiciones de seguridad de un avion a repostar a un avion petrolero.
Los sistemas de repostaje en vuelo de un tipo conocido contemplan la transferencia de combustible entre un avion petrolero y un avion receptor por medio de una manguera que pasa a traves de un tubo ngido (conocido como “lanza”) y una lmea telescopica. La lanza esta fijada a una porcion trasera del fuselaje del avion petrolero a traves de una conexion semirngida, que permite un cierto grado de libertad de movimiento. Es evidente que el avion receptor, con el fin de efectuar satisfactoriamente la operacion de repostaje en vuelo, ante todo debe realizar una aproximacion correcta al avion petrolero, manteniendo una distancia no superior a la distancia que puede cubrir la lanza y la lmea telescopica, y luego mantener una posicion y una velocidad lo mas conforme posible a la del avion petrolero.
Un metodo de repostaje diferente contempla en cambio el uso de una manguera, provista, en su porcion terminal, de una cesta, configurada para conectar hasta una boca de entrada del sistema de repostaje del avion receptor. El avion receptor debe ejecutar movimientos mmimos tal como llegar a la cesta de la manguera y permanecer en una posicion fija con respecto al avion petrolero.
La operacion de aproximacion del avion receptor a la zona contemplada para repostaje (conocida como “zona de encuentro”) y de colocacion inicial con respecto al avion petrolero la efectua actualmente el piloto del avion receptor. A efectos experimentales, durante las operaciones mas cnticas de alineacion fina (por ejemplo, enganche de la manguera con la lmea de recepcion de combustible del avion receptor) se realizaron pruebas en las que el piloto del avion receptor es ayudado en el posicionamiento correcto por sistemas de alineacion de un tipo optico, en particular dispositivos que operan en los dispositivos visibles o infrarrojos, que emiten una senal optica detectada por detectores opticos apropiados instalados en el avion receptor, en particular en la proximidad de la lmea de recepcion de combustible. Sin embargo, dichos sistemas de alineacion, usados solamente en el paso terminal de enganche con la lmea de recepcion de combustible, contemplan una intervencion activa por parte del piloto del avion receptor para mantener estable la posicion del avion receptor con respecto a la del avion petrolero durante el procedimiento de repostaje.
Una solucion de un tipo conocido a este problema se describe en la patente numero US 6.669.145. En detalle, esta solucion contempla poner en el avion petrolero y/o en la cesta fijada a la lanza una pluralidad de reflectores, configurados para operar como filtros de polarizacion. En cambio, el avion receptor dispone de una fuente de radiacion (por ejemplo, un LED o un laser) y un detector de radiacion (por ejemplo, un fotodiodo).
En el paso final de aproximacion entre el avion receptor y el avion petrolero, el avion receptor emite, por medio de la fuente de radiacion, una radiacion incidente que se propaga en la direccion del avion petrolero y/o de la cesta. Los reflectores instalados en el avion petrolero y/o en la cesta reflejan la radiacion incidente, generando cada uno una radiacion reflejada propia (caracterizada por una polarizacion propia), que es detectada por el detector de radiacion instalado en el avion receptor. Analizando la radiacion reflejada, y en particular la polarizacion de la senal recibida, el avion receptor es capaz de conocer su propia posicion con respecto a cada reflector, y, en consecuencia, con respecto al avion petrolero y/o la lanza.
El sistema descrito en US 6.669.145 presenta la desventaja de implicar considerables modificaciones, incluyendo estructurales, en el avion petrolero y en la cesta de la lanza. Esto implica un alto costo para actualizar el avion petrolero existente, y un aumento de los costos de produccion del avion petrolero construido segun la idea del documento numero Us 6.669.145. Ademas, segun dicho sistema, un avion receptor que requiere repostaje en vuelo, podna completar satisfactoriamente los pasos de repostaje conectando solamente con un avion petrolero construido segun la idea del documento numero US 6.669.145, y no con un avion petrolero generico.
Otra solucion de un tipo conocido para llevar a cabo el repostaje automatico en vuelo se describe en US 2008/0265097. El metodo descrito en US 2008/0265097 se refiere al control del vuelo del avion petrolero y al control de orientacion de la lanza. De hecho, en este caso, el avion petrolero esta provisto de una unidad de medicion inercial (UMI), un dispositivo GPS, y un procesador, configurado para calcular un estado actual de navegacion inercial del avion petrolero que compense posibles errores (por ejemplo, debidos a fenomenos de ruido electronico de la UMI y errores de posicion GPS). El avion petrolero puede incluir ademas sensores electrroopticos, para adquirir imagenes de la lanza y/o del avion receptor durante el paso final de aproximacion para repostaje.
La Patente numero GB 2 438 218 describe un metodo y un sistema para permitir el vuelo relativo de dos aviones, en particular un avion petrolero y un avion receptor que ha de repostar. La posicion correcta de vuelo del avion receptor se mantiene comparando datos de posicion obtenidos mediante un receptor GPS instalado tanto en el avion petrolero como en el avion receptor. Las mediciones GPS son integradas con mas mediciones obtenidas por medio
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de sensores de aceleracion y sensores de velocidad angular, instalados ambos a bordo del avion petrolero y a bordo del avion receptor. Sin embargo, este sistema no garantiza un alto grado de precision (al menos a nivel de centimetres) durante el paso final de aproximacion y el contacto entre la lanza y el avion receptor (ultimos 10 m).
La Patente numero US 6.889.941 describe la navegacion y el guiado de un avion seguidor, tal como un UAV, con relacion a un avion lfder y espedficamente a un sistema de vuelo en formacion y repostaje aereo para UAVs.
La finalidad de la presente invencion es proporcionar un sistema y un metodo de pilotaje automatico para repostaje en vuelo de avion, y un avion que incluye dicho sistema, que permitiran superar las desventajas de la tecnica conocida, y en particular que permitira el repostaje del avion receptor automatizando los procedimientos de aproximacion y de alineacion fina entre el avion receptor y el avion petrolero sin hacer modificaciones estructurales en el avion petrolero o haciendo modificaciones con mmimo impacto estructural en el avion petrolero.
Segun la presente invencion se facilitan un sistema y un metodo de pilotaje automatico para repostaje en vuelo de un avion, y un avion que incluye dicho sistema, como los definidos en las reivindicaciones 1, 9 y 25, respectivamente.
Para una mejor comprension de la presente invencion, ahora se describe una realizacion preferida, puramente a modo de ejemplo no limitador, con referencia a los dibujos adjuntos, donde:
La figura 1 es una ilustracion esquematica de un avion receptor provisto de un sistema de pilotaje automatico segun la presente invencion.
La figura 2 es una ilustracion esquematica de un avion petrolero configurado para cooperar con el avion receptor de la figura 1 durante la aproximacion del avion receptor, segun la presente invencion.
La figura 3 representa, por medio de un diagrama de bloques, modulos para gestionar el sistema de pilotaje automatico segun la presente invencion.
La figura 4 representa, por medio de un diagrama de flujo, pasos sucesivos de un metodo de aproximacion del avion de la figura 1 a una zona de encuentro y de aproximacion al avion petrolero de la figura 2 a efectos de repostaje en vuelo segun la presente invencion.
La figura 5 representa, por medio de un diagrama de estado, estados que asumen los modulos de gestion de la figura 3.
La figura 6 representa el avion receptor de la figura 1 durante un paso de aproximacion al avion petrolero de la figura 2.
La figura 7 representa la grafica de un parametro que representa la incertidumbre en los datos de posicion GPS en funcion del error de prediccion, en metros, en los datos de posicion GPS.
La figura 8 representa la grafica de tiempo de un parametro de retardo que depende del retardo con el que los datos de posicion GPS son actualizados.
La figura 9 representa la grafica de un parametro de exactitud de la distancia entre el avion receptor de la figura 1 y el avion petrolero de la figura 2, detectada mediante procesado de imagenes del avion petrolero capturadas por el avion receptor, en funcion de la distancia.
La figura 10 representa la grafica de un valor de incertidumbre en la medicion de distancia entre el avion receptor de la figura 1 y el avion petrolero de la figura 2, detectada mediante procesado de las imagenes del avion petrolero capturadas por el avion receptor, en funcion de la distancia.
La figura 11 representa la grafica de tiempo de un parametro de fiabilidad de la medicion optica.
Y la figura 12 representa, por medio de un diagrama de bloques, pasos de un proceso de ponderacion y filtracion de datos de distancia entre el avion receptor de la figura 1 y el avion petrolero de la figura 2 segun la presente invencion.
La figura 1 representa un avion receptor 1, que puede ser indiferentemente un vehreulo aereo no tripulado (UAV) o un vehreulo aereo tripulado, configurado para aproximacion automatica de un avion petrolero (ilustrado en la figura 2) para operaciones de repostaje en vuelo. En el caso de UAVs, se puede contemplar en cualquier caso la presencia, en tierra, de un piloto remoto, que pueda controlar el avion a distancia. En la descripcion siguiente, si no se indica lo contrario, el termino “piloto” se refiere indiferentemente a un piloto presente a bordo del avion o situado a distancia del avion y en comunicacion con el, para controlar el rumbo u otras operaciones.
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El avion receptor 1 incluye un sistema de pilotaje automatico 15 para permitir el repostaje en vuelo, incluyendo: un dispositivo de vuelo autonomo 2, configurado para controlar el rumbo y los parametros de vuelo (velocidad, altitud, etc) del avion receptor 1; un dispositivo de posicionamiento 4, por ejemplo un receptor GPS, configurado para adquirir una senal GPS con el fin de detectar coordenadas de posicion del avion receptor 1 durante el vuelo; un dispositivo transceptor 6, configurado para comunicar en recepcion y transmision con un dispositivo transceptor respectivo instalado en un avion petrolero (ilustrado en la figura 2); un primer dispositivo optico 8 y un segundo dispositivo optico 10, por ejemplo una primera videocamara y una segunda videocamara, instalada cada una en un ala respectiva del avion receptor 1, preferiblemente en una porcion inferior de cada ala respectiva, y configuradas para adquirir pelmulas y/o imagenes en el rango visible o infrarrojo; una memoria 12; y un microcontrolador 14, conectado a la memoria 12, a los dispositivos opticos primero y segundo 8 y 10, al dispositivo transceptor 6, al dispositivo de posicionamiento 4, y al dispositivo de vuelo autonomo 2. El microcontrolador 14 y la memoria 12 pueden ser sustituidos por un procesador digital integrado (no ilustrado).
Segun una realizacion preferida de la presente invencion, los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 son detectores opticos pasivos. En este caso, un detector optico pasivo indica un dispositivo optico configurado para adquirir una senal (en particular, una senal optica, indiferentemente en el espectro visible o invisible, por ejemplo infrarrojo) generada por una fuente instalada a distancia. Los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10, de tipo pasivo, no estan configurados por lo tanto para emitir una senal (en particular, una senal optica) y adquirir una porcion de la senal emitida reflejada por un obstaculo o por otro objeto situado a distancia. Los dispositivos opticos pasivos son, por ejemplo, camaras video o camaras fotograficas.
La figura 2 representa, en vista posterior desde abajo, un avion petrolero 20, configurado para cooperar con el avion receptor 1 de la figura 1 con el fin de permitir el repostaje en vuelo del avion receptor 1. En concreto, el avion petrolero 20 incluye, segun una realizacion de la presente invencion, una primera fuente de senales 22 y una segunda fuente de senales 24, por ejemplo una primera fuente de senales y una segunda fuente de senales de tipo activo, configuradas para emitir una senal luminosa. Las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 estan formadas, por ejemplo, por dispositivos opticos configurados para emitir una senal en el espectro visible y/o infrarrojo. Esta realizacion presenta la ventaja de requerir modificaciones mmimas en el avion petrolero 20 que se pueden hacer tambien en aviones petroleros ya existentes 20 de forma economicamente ventajosa, requiriendo mmimas modificaciones en el avion petrolero existente 20.
Segun otra realizacion de la presente invencion, las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 estan formadas por las luces de baliza/posicion que normalmente lleva cualquier avion. Esta realizacion presenta la ventaja de no requerir ninguna modificacion de naturaleza estructural o cualquier otra naturaleza en el avion petrolero 20.
Segun otra realizacion de la presente invencion, las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 son fuentes de tipo pasivo. En este caso, las fuentes de senal 22, 24 no emiten radiacion de luz, sino que, por ejemplo, reflejan la luz del entorno circundante.
Las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 se instalan en el fuselaje del avion petrolero 20 en una porcion inferior del fuselaje de tal forma que sean identificables por un avion receptor 1 que se aproxime al avion petrolero 20 por detras y a una altitud de vuelo inferior a la altitud de vuelo del avion petrolero 20. Las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 estan espaciadas una distancia d elegida en base al tipo de fuentes de senal 22, 24 usado, por ejemplo, en el caso de fuentes de senal luminosa enfocada de tipo LED, de mas de 70 cm, preferiblemente 1 m. El avion petrolero 20 incluye ademas: un dispositivo transmisor 26 propio, configurado para comunicar en transmision con el dispositivo transceptor 6 del avion receptor 1; un dispositivo de posicionamiento 28, por ejemplo un receptor GPS; y un microcontrolador 30, conectado al dispositivo transceptor 26 y al dispositivo de posicionamiento 28. Las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 pueden ser encendidas manualmente por un operador a bordo del avion petrolero 20 solamente cuando sea necesario (es decir, durante las operaciones de repostaje en vuelo).
La figura 3 muestra una representacion esquematica, por medio de bloques funcionales, de modulos de gestion (designados en conjunto con el numero de referencia 31) del sistema de pilotaje automatico 15 del avion receptor 1 segun la presente invencion. Los modulos de gestion 31 pueden ser del tipo de software, almacenado dentro de la memoria 12 y ejecutado por el microprocesador 14, o implementado de forma distribuida dentro de memorias apropiadas (no ilustradas) del dispositivo de posicionamiento 4, del dispositivo transceptor 6, y del dispositivo de vuelo autonomo 2 (o del procesador digital integrado, si lo hay).
Los modulos de gestion 31 incluyen un bloque para medir la aproximacion en vuelo 32, incluyendo un modulo de gestion de sensores 33, del tipo de software, configurado para controlar la adquisicion de imagenes a traves de los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 y procesarlas (como se explicara mas plenamente a continuacion); un bloque de gestion de mision 34, incluyendo un modulo de control de mision 35, configurado para impartir ordenes de vuelo y/u ordenes de mision al avion receptor 1 (por ejemplo, controlando el dispositivo de vuelo autonomo 2 con el fin de ejecutar maniobras necesarias para llegar a la zona prevista de encuentro y la ejecucion de repostaje en vuelo), y un modulo de conmutacion de enlace ascendente 36, configurado para inhibir temporalmente el modulo de control de mision 35 en el avion receptor 1 y permitir al piloto controlar manualmente el avion receptor 1; un bloque
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de gestion de vuelo 38, incluyendo un modulo de procesado GPS 39, configurado para recibir una o varias senales de posicion GPS procedentes de uno o varios satelites del GPS y procesarlas con el fin de identificar coordenadas de posicion del avion receptor 1, y un modulo de control de vuelo 40, configurado para recibir, mediante el modulo de conmutacion de enlace ascendente 36, las ordenes de vuelo (rumbo, direccion, etc) generadas por el modulo de control de mision 35 o recibidas por el piloto; y un bloque de comunicacion 41, incluyendo un modulo transmisor/receptor 43, configurado para permitir la comunicacion en recepcion con el dispositivo transmisor 26 del avion petrolero 20 (por ejemplo, para recibir datos de posicion GPS del avion petrolero 20) y un modulo de enlace de datos de control 42, configurado para permitir el intercambio de datos de orden y control del avion receptor 1 entre el avion receptor 1 propiamente dicho y una estacion remota 37 (en la que opera el piloto remoto).
En el uso, los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 operan para adquirir imagenes del avion petrolero 20, en particular cuando el avion receptor 1 esta en la proximidad espacial del avion petrolero 20. La proximidad espacial del avion receptor 1 al avion petrolero 20 es detectada por deteccion de datos de posicion (por ejemplo, azimut, elevacion, distancia relativa) del avion receptor 1 y del avion petrolero 20 mediante los respectivos dispositivos de posicionamiento 4 y 28, y por comparacion de dichos datos de posicion detectados. La comparacion de dichos datos de posicion la efectua el avion receptor 1. Para ello, el modulo de procesado GPS 39 esta conectado al modulo de control de mision 35, que en cambio esta conectado al modulo transmisor/receptor 43. El modulo transmisor/receptor 43 (por ejemplo, implementado en el dispositivo transceptor 6) adquiere datos de posicion GPS del avion petrolero 20 transmitido por el dispositivo transceptor 26 y los comunica al modulo de control de mision 35. Este ultimo, en base a los datos de posicion GPS del avion receptor 1 (adquiridos por el modulo de procesado GPS 39) y de los datos de posicion GPS del avion petrolero 20 recibidos por el modulo transmisor/receptor 43, identifica las posiciones relativas del avion 1 y 20. El modulo de control de mision 35 esta conectado al modulo de gestion de sensores 33 y esta configurado para controlar, mediante el modulo de gestion de sensores 33, la adquisicion de imagenes por los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10. Las imagenes adquiridas por los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 son convertidas a formato digital y procesadas por el modulo de gestion de sensores 33 con el fin de llevar a cabo una operacion de reconocimiento del objeto de dichas imagenes. En concreto, esta operacion tiene la finalidad de reconocer, durante el paso de aproximacion del avion receptor 1 al avion petrolero 20, el tipo de avion petrolero 20 que se esta aproximando, y luego detectar la posicion de las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 del avion petrolero 20. De esta forma, es posible detectar fuentes de senal 22, 24 tanto de tipo activo como de tipo pasivo.
El reconocimiento de imagenes puede ser efectuado por medio de software de tipo conocido, comparando las imagenes capturadas con una pluralidad de imagenes presentes en una base de datos, por ejemplo almacenada en la memoria 12, como se describe mas plenamente mas adelante.
Asf es posible llevar a la practica una aproximacion fina y completar el posicionamiento correcto del avion receptor 1 con respecto al avion petrolero 20 para llevar a cabo repostaje en vuelo.
Las mediciones de posicion mediante GPS, las operaciones de reconocimiento del avion petrolero 20, y la deteccion de la posicion de las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 pueden ser ejecutadas de forma continua y simultaneamente; es decir, no son mutuamente exclusivas.
La figura 4 representa, por medio de un diagrama de bloques, los pasos 45-49 de planificar la operacion de aproximacion del avion receptor 1 al avion petrolero 20 gestionada por los modulos de gestion 31 de la figura 3. Las transiciones entre pasos realizadas de forma autonoma por los modulos de gestion 31 se representan en la figura 4 con flechas de lmeas continuas, mientras que cualquier posible intervencion manual por parte del piloto, encaminadas a modificar el flujo automatico entre los pasos, se representan con flechas de trazos. En el caso de no intervencion por parte del piloto, el avion receptor 1 sena guiado de forma totalmente automatica y autonoma por los modulos de gestion 31 hasta la terminacion de la operacion de repostaje.
La activacion de los pasos de aproximacion para ejecutar la operacion de repostaje en vuelo se puede efectuar automaticamente (por ejemplo, a la deteccion de una condicion de combustible mmimo) o despues de una intervencion de activacion manual por parte del piloto (orden IFR_Req en la figura 4).
Durante el paso 45, el modulo de control de mision 35 esta en un paso de repostaje autonomo inactivo, y la gestion de repostaje en vuelo es de tipo manual, encomendada al piloto. El paso 45 es ejecutado, por ejemplo, durante el despegue, cuando no hay necesidad de llevar a cabo repostaje, o cuando, por razones de seguridad, el piloto considera necesario controlar manualmente el avion receptor 1. La activacion del paso 45 se realiza mediante orden directa del piloto, que, comunicando con los modulos de gestion 31 mediante el modulo transmisor/receptor 43, controla el modulo de conmutacion de enlace ascendente 36 mediante el modulo de enlace de datos de control 42 de tal forma que inhiba el control automatico del modulo de control de vuelo 40 por el modulo de control de mision 35.
En ausencia de control manual por el piloto, y en el caso donde el repostaje en vuelo es necesario (detectado automaticamente o controlado por el operador remoto mediante la orden IFR_Req), el control pasa del paso 45 al paso 46, de planificacion de mision. Durante este paso, el modulo de control de mision 35 controla, mediante el
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modulo de conmutacion de enlace ascendente 36, el modulo de control de vuelo 40, para controlar el rumbo de vuelo del avion receptor 1 hacia la zona de encuentro. En concreto, en base a las coordenadas actuales de posicion de vuelo (detectadas automaticamente mediante los instrumentos apropiados del dispositivo de vuelo autonomo 2), el modulo de control de mision 35 controla el modulo de control de vuelo 40 de tal forma que imparta al avion receptor 1 las ordenes necesarias para llevar a cabo desviaciones de rumbro, aceleraciones, deceleraciones, o en otro caso la adopcion de un recorrido mas tortuoso con el fin de crear las condiciones de retardo/avance con respecto a un posible programa de encuentro que se contempla.
Entonces, cuando el avion receptor 1 entra en la zona contemplada para el encuentro (conocida en base a los datos de posicion GPS supervisados de forma continua), el control pasa al paso 47, de entrada a la zona. Durante este paso, el modulo de control de mision 35 controla el avion receptor 1 de modo que este ultimo efectue, si es necesario, una o varias vueltas de radio fijo (“vuelo sin direccion determinada”), a la espera de la llegada del avion petrolero 20 a la zona de encuentro. A la llegada del avion petrolero 20 a la zona de encuentro, el control pasa al paso 48. En caso de que el avion petrolero 20 ya este en la zona de encuentro, el paso 47 no produce ningun efecto en el vuelo del avion receptor 1, y el control pasa al paso 48.
Durante el paso 48, que se refiere a la maniobra de caza, el modulo de control de mision 35 controla, mediante el modulo de control de vuelo 40, el avion receptor 1 de modo que este ultimo efectue las maniobras necesarias para colocarse a la cola del avion petrolero 20 (como se ilustra en la figura 6 y se describe a continuacion con referencia a dicha figura), para preparar el repostaje en vuelo. Los procedimientos usados se pueden desarrollar ventajosamente segun el estandar NATO ATP 56.
La posicion correcta del avion receptor 1 a la cola del avion petrolero 20 es verificada por el modulo de control de mision 35 por medio de una comparacion de las coordenadas de posicion del avion receptor 1 obtenidas a traves de GPS y de las coordenadas del avion petrolero 20 recibidas por este ultimo a traves del modulo transmisor/receptor 43. Durante el paso 48, el modulo de control de mision 35 imparte al avion receptor 1 ordenes de aceleracion o deceleracion tales que permitan una reduccion progresiva de la distancia del avion petrolero 20 y las posibles ordenes de cambio de direccion (por ejemplo giros) o de modificacion de la altitud de vuelo (por ejemplo, comenzando en 1000 pies - aproximadamente 300 metros - inferior a la altitud de vuelo del avion petrolero 20) para colocarse en condiciones de seguridad a la cola del avion petrolero 20.
Finalmente (paso 49), se efectua una colocacion fina del avion receptor 1 para permitir el enganche con los sistemas de repostaje (de tipo conocido y no ilustrado) dispuestos en el avion petrolero 20. Durante este paso, la distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 y la diferencia de altitud entre los dos se reducen gradualmente, hasta que se alcanza una posicion espacial preestablecida para llevar a cabo el repostaje en vuelo (dependiendo de varios parametros, entre ellos el tipo de avion petrolero, y la longitud del tubo, ngido o flexible, usado para repostaje, etc). El control de la distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 se efectua en este caso tanto analizando el dato de posicion GPS como procesando las imagenes capturadas por medio de los dispositivos opticos 8, 10 (como se explicara mas plenamente a continuacion con referencia a la figura 5).
Cada uno de los pasos 45-49 puede ser interrumpido por el operador remoto (orden SALIDA de cada paso), para poner el modulo de control de mision 35 de nuevo en el estado inactivo de repostaje automatico del paso 45. Entonces, el control puede pasar de nuevo al paso 46, o en otro caso, mediante una orden del piloto, saltar directamente al paso 47 (orden AREA_ENTRY_Comm), o en otro caso al paso 48 (orden CHASE_Comm), o en otro caso al paso 49 (orden jOlNING_Comm).
La orden SALIDA de cada paso 46-49 produce una interrupcion del paso actual y cambios de direccion apropiados del avion receptor 1 por ejemplo para evitar una posible colision con el avion petrolero 20 si este ultimo esta en su proximidad espacial (por ejemplo, en el caso de salida del paso 49, el avion receptor 1, al estar especialmente cerca del avion petrolero 20, es controlado en picado, y su rumbo es controlado en una direccion opuesta a la del avion petrolero 20).
La figura 5 representa un diagrama de estado que ilustra la operacion del bloque para medir la aproximacion en vuelo 32, en particular durante los pasos 48 y 49 de la figura 4.
El modulo de gestion de sensores 33 se mantiene en un estado de espera 54 (no operativo, en el que las camaras video no son controladas para adquisicion de imagenes) hasta la llegada de una orden de activacion correspondiente (por ejemplo, unos pocos instantes despues del despegue o cuando se alcanza una altitud de vuelo dada, pasando despues a un estado de adquisicion de datos 56, en el que los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 funcionan para adquisicion de imagenes). Sin embargo, el modulo de procesado GPS 39 ya es operativo y esta en uso, y pasa alternativamente de un estado de espera 52 (en el que los datos de posicion gPs no son procesados, por ejemplo porque no son recibidos a causa de condiciones meteorologicas adversas u oscurecimiento temporal de los satelites GPS) a un estado de procesado GPS 53 (durante el que la senal GPS se recibe correctamente). Por lo tanto, solamente en el caso donde la senal de posicion GPS falta o se considera no fiable, entra en el estado de espera 52.
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Volviendo al modulo de gestion de sensores 33, este ultimo controla los dispositivos opticos primero y segundo 8 y 10 para adquisicion de imagenes de forma continua para identificar en cualquier momento, pero ante todo cuando el avion receptor 1 esta cerca del avion petrolero 20, la presencia del avion petrolero 20. En primer lugar, la proximidad espacial entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 la determina el avion receptor 1 en base a una comparacion entre los datos de posicion GPS detectados por el dispositivo de orientacion 26 del avion petrolero 20 (y transmitidos al avion receptor 1) y los datos de posicion GPS detectados por el dispositivo de orientacion 6 y por el modulo de procesado GpS 39 del avion receptor 1.
Durante el estado 56, el modulo de gestion de sensores 33 coopera con el modulo de control de mision 35 para identificar el avion petrolero 20 desde el que llevar a cabo repostaje. Los datos de posicion del avion receptor 1 y los datos de posicion del avion petrolero 20 son actualizados continuamente y comparados uno con otro para definir un grado de confianza de las imagenes capturadas por los dispositivos opticos 8, 10 y/o para llevar a cabo una correccion de la direccion de vuelo del avion receptor 1. En la proximidad del avion petrolero 20, es altamente probable que las imagenes capturadas se refieran al avion petrolero 20 propiamente dicho; en cambio, a distancia del avion petrolero 20, las posibles imagenes capturadas por los dispositivos opticos 8, 10 podnan referirse a un avion desconocido o a otros elementos.
Una vez alcanzado un grado de confianza aceptable (por ejemplo, superior a un cierto umbral preestablecido), el control pasa del estado de adquisicion de datos 56 al estado de seguimiento 58. En el estado de seguimiento 58, las imagenes adquiridas por los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10, convertidas a senales digitales, son procesadas por medio de algoritmos de reconocimiento de imagenes para llevar a cabo un reconocimiento automatico del tipo del avion petrolero 20. El reconocimiento automatico del avion petrolero 20 del que se ha de realizar el repostaje puede tener lugar por medio de software de reconocimiento de imagenes de un tipo conocido y por ejemplo incluye los pasos siguientes. Ante todo, es posible ejecutar en las imagenes capturadas una operacion de correccion de defectos originados por los dispositivos opticos 8, 10 propiamente dichos y de reduccion del ruido de la imagen. Por ejemplo, se puede usar una matriz de operadores de correccion, que se puedan adaptar segun la calidad de la imagen. Estos pueden incluir correcciones radiometricas o correcciones de homogeneidad, para reducir el fenomeno de distorsion o de degradacion de los niveles de color o de gris, o aplicar una filtracion de tipo gaussiano para reducir el ruido de alta frecuencia. Con respecto a defectos conocidos de tipo fijo, es igualmente posible contemplar el uso de una mascara de correccion predefinida. A continuacion, las imagenes filtradas asf obtenidas pueden ser procesadas de tal forma que extraigan los contornos de los elementos representados en dichas imagenes filtradas, definidos por un cierto numero de pfxeles de resolucion, usando tecnicas de procesado grafico de tipo conocido. Los contornos asf obtenidos (definidos en base al numero de pfxeles de resolucion) se pueden comparar facilmente con modelos de contorno previamente almacenados en una base de datos apropiada, por ejemplo almacenados en la memoria 12 del avion receptor 1. Los modelos de contorno almacenados pueden referirse a porciones y detalles del avion petrolero 20 (usados para las imagenes capturadas cerca del avion petrolero 20), o su forma general (usada para imagenes del avion petrolero 20 capturadas a distancia, que por lo tanto identifican toda la forma o el contorno del avion petrolero 20). Como alternativa o ademas de lo indicado, es posible equipar el avion petrolero 20 con elementos de reconocimiento ffsico apropiados, conocidos por el avion receptor 1, de tal forma que limite los pasos del procesado de las imagenes a identificacion de dichos elementos de reconocimiento.
A modo de ejemplo, aqrn se facilita una lista de las posibles porciones del avion petrolero 20 que pueden ser usadas (individualmente o una pluralidad de las mismas) a efectos de reconocimiento. Por ejemplo, es posible considerar la envergadura, las dimensiones del plano de cola (su anchura y altura), la posicion de los motores con respecto a cada ala respectiva, la anchura del fuselaje, con especial atencion a su grosor en proporcion a la envergadura segun una vista posterior, la longitud del avion en vista lateral, es decir, la longitud de morro a cola. Los elementos de contorno esperados de dichas porciones del avion petrolero 20 pueden ser catalogados para esta finalidad en la base de datos preestablecida desde una pluralidad de angulos diferentes y distancias diferentes.
La comparacion de cada contorno o elemento de reconocimiento detectado con los contornos o elementos de reconocimiento almacenados en una base de datos produce un resultado de comparacion asociado a un valor de confianza de dicho resultado. Dicho valor de confianza se puede obtener, por ejemplo, usando una distribucion de tipo gaussiano, por ejemplo una distribucion gaussiana de sigma 2, conocida en la literatura.
Es evidente que los contornos almacenados en la base de datos pueden ser almacenados de la forma mas apropiada, por ejemplo en forma de matrices. Igualmente, tambien los contornos extrafdos de las imagenes capturadas por medio de los dispositivos opticos 8, 10 pueden ser codificados en forma de matriz, para hacer el paso de comparacion lo mas rapido y cierto posible.
Si los pasos descritos con respecto al reconocimiento dan un resultado negativo (el avion petrolero esperado 20 no ha sido reconocido), el control vuelve al estado de adquisicion de datos 56. De otro modo, un valor de distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 se determina en base a los contornos y/o elementos de reconocimiento detectados. De hecho, es posible proporcionar una estimacion de la distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 en base a las dimensiones evidentes de los contornos y/o elementos de reconocimiento detectados (es decir, las dimensiones de los contornos y/o elementos de reconocimiento detectados por los dispositivos opticos 8,
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10). La estimacion de distancia as^ obtenida se puede comparar con el dato de distancia obtenido mediante GPS o en otro caso puede ser usada para compensar cualquier inexactitud intrmseca posible en el GPS (otros detalles con respecto a la compensacion de los errores de los datos GPS se ofrecen a continuacion).
En base a los datos GPS y a la medicion de la distancia del avion petrolero 20 efectuada por medio de los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10, el avion receptor 1 se pone a la cola del avion petrolero 20, a una altitud de vuelo inferior a la del avion petrolero 20, para la operacion de repostaje, como se ilustra en la figura 6. Dado que los pasos de aproximacion final son especialmente delicados dada la corta distancia entre los dos aviones
l, 20 (cuya finalidad es evitar cualquier colision entre ellos), el uso de los datos GPS y de la estimacion de distancia suministrada por los dispositivos opticos 8, 10 descritos no puede suministrar al dispositivo de vuelo autonomo 2 una referencia que sea suficientemente fiable para permitir la aproximacion en condiciones de seguridad. En consecuencia, para distancias entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 de menos de aproximadamente 200
m, el modulo de control de mision 35 permanece en el estado de seguimiento 58, pero la identificacion de la distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 se efectua detectando preferiblemente las senales (por ejemplo, como se ha indicado, senales luminosas visibles o infrarrojas, segun los dispositivos opticos 8, 10 usados) emitidas por las fuentes de senal primera y segunda 22, 24. Dado que la distancia d entre las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 es conocida, es posible, mediante triangulacion, procesar una distancia relativa dada entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 con alta precision, y el dispositivo de vuelo autonomo 2 puede controlar el avion receptor 1 en aproximacion fina al avion petrolero 20 y en alineacion apropiada para llevar a cabo la operacion de repostaje en vuelo.
La operacion de triangulacion es posible mediante el conocimiento de los angulos incluidos entre los extremos de la lmea recta ideal que une las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 y las respectivas lmeas rectas ideales que unen las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 a los dispositivos opticos 8, 10. Estos datos se obtienen de los valores de: acimut, elevacion, y distancia relativa entre el avion 8, 20 (obtenidos, preliminarmente, de los datos de posicion detectados mediante GPS), en base a la distancia, que es conocida, entre los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10; la posicion, que es conocida, de instalacion de los dispositivos opticos 8, 10; la actitud de vuelo del avion receptor 1; la distancia d entre las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 instaladas en el avion petrolero 20; y la posicion de las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 en la imagen adquirida por medio de los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 (por ejemplo, en el caso donde estos ultimos sean camaras video o camaras fotograficas). Para obtener valores correctos es conveniente calibrar los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 en tierra, verificando el angulo de apertura para capturar imagenes de cada uno de ellos usando blancos opticos apropiados.
Una vez alcanzada una posicion relativa optima de los dos aviones 1 y 20, es posible proseguir con el paso de repostaje en vuelo (los detalles relativos a los procedimientos de repostaje como tales no se describen aqu en la medida en que no forman parte de la presente invencion).
Al final de las operaciones de repostaje en vuelo, el avion receptor 1 puede abandonar la zona de encuentro. Entonces se abandona el estado de seguimiento 58, y el modulo de control de mision 35 vuelve al estado de espera 54 o al estado de adquisicion de datos 56. La salida del paso de seguimiento se puede producir tambien por una perdida de las imagenes por uno o ambos dispositivos opticos 8, 10. En este caso, la salida del estado de seguimiento 58 va al estado de adquisicion de datos 56, volviendo al estado de seguimiento 58 tan pronto como se capture de nuevo una imagen que pueda pertenecer al avion petrolero 20 (por ejemplo, cuando en una e identica imagen haya elementos con un marcado contraste una con respecto a otra).
Volviendo a la figura 5, el modulo de gestion de sensores 33 puede pasar del estado de espera 54 tambien a un estado de almacenamiento de imagenes 60. El paso del estado de espera 54 al estado de almacenamiento de imagenes 60 puede tener lugar en paralelo con el paso del estado de espera 54 al estado de adquisicion de datos 56 y no interfiere con el. Durante el estado de almacenamiento de imagenes 60, el modulo de gestion de sensores 33 guarda (por ejemplo, en la memoria 12) imagenes adquiridas durante la permanencia en el estado de adquisicion de datos 56.
En el caso de deteccion de mal funcionamiento en alguno de los modulos de gestion 31, tanto del estado de seguimiento 58 como del estado de almacenamiento de datos 60, el control pasa al estado de fallo de hardware 62. Si el estado de fallo de hardware 62 persiste, se interrumpe el repostaje automatico en vuelo y el piloto puede continuar el repostaje manualmente o en otro caso interrumpir el proceso.
Finalmente, debera considerarse que los estados 54, 56, 58 pueden ser activados independientemente del estado de espera 52 y el estado de procesado GPS 53 (estos ultimos siempre estan activos en alternacion segun la condicion de recepcion de la senal GPS).
Para garantizar una estimacion de las distancias entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 lo mas correcta posible, el dato de distancia detectado mediante GPS es integrado y comparado continuamente con el dado de distancia calculado en base a las imagenes adquiridas mediante los dispositivos opticos 8, 10.
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En la practica, la tasa de procesado de la senal video es mucho mas alta que la tasa de procesado de la senal GPS usada por sistemas de recepcion GPS ordinarios (una relacion por ejemplo de aproximadamente 30:1). En consecuencia, hay que garantizar en cada instante un valor predictivo de la posicion del avion petrolero 20 para cubrir los penodos de tiempo durante los que el dato que deriva de los dispositivos opticos 8, l0 este disponible, pero el dato GPS no lo este. Tambien se aplican consideraciones similares a aquellas condiciones en las que la senal GPS se degrade o falte.
Para ello, a cada valor de posicion (en particular, de distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20) detectado mediante el modulo de procesado GPS 39, se le asigna un factor de fiabilidad Cgps del dato GPS. Como es conocido, un factor de fiabilidad se refiere a la exactitud de una medicion, e indica el error o falta de fiabilidad, o la incertidumbre de dicha medicion con respecto al denominado “valor verdadera” o “score verdadero”. A modo de ejemplo, un valor medido generico M0 viene dado por M0 = Mt ± e, donde Mt es el valor verdadero y e es el error.
El factor de fiabilidad Cgps del dato GPS se basa en una pluralidad de parametros, a saber: un parametro de precision Cp, basado en el parametro conocido como DOP (“Dilucion de Precision”), por ejemplo HDOP (“Dilucion de Precision Horizontal”), proporcionado por aparatos de recepcion GPS de un tipo conocido y que representan una estimacion de la precision del dato de posicion GPS; un parametro de incertidumbre Cerr, que representa la incertidumbre del dato de posicion GPS; un parametro Csat, que depende del numero de satelites usados para calculo del dato de posicion GPS; un parametro de retardo Cd, que depende del retardo con el que el dato de posicion GPS es actualizado; y un parametro de distancia del avion petrolero 20 detectado a traves del procesado de las imagenes capturadas por los dispositivos opticos 8, 10.
Con mas detalle, el parametro de precision Cp se obtiene por medio de la formula siguiente (1):
Cp=(6-HD()P)!6 fl)
donde HDOP es el parametro de “Dilucion de Precision Horizontal”, y no es valido para valores inferiores o iguales a cero (no sena un valor razonable) o en otro caso superiores o iguales a 6 (valor que se considera sumamente pobre en terminos cualitativos). En ambos casos de invalidez, el dato GPS es rechazado y no se considera para procesado posterior. Los valores que se consideran buenos para el parametro de precision Cp estan incluidos entre 1 y 2.
El parametro de incertidumbre Cerr viene dado por la formula siguiente (2):
donde el termino err designa el error de prediccion (en metros) en el dato de posicion GPS, • es una constante de tiempo, que tiene un valor por ejemplo de 0,21, y max_e es el error de prediccion maximo admitido, por ejemplo fijado en 15 m. En base a la formula (2), la grafica del parametro de incertidumbre Cerr en funcion del termino err (error de prediccion) se ilustra en la figura 7.
El parametro Csat asume un valor incluido entre 0 (valor muy bajo) y 5 (valor optimo en la medida en que es detectado en base a gran numero de satelites GPS). La tabla 1 siguiente ilustra una posible opcion del valor a asignar al parametro Csat en base al numero de satelites disponible:
Tabla 1
- Numero de satelites
- < 2 3 > 4
- Csat
- 0 2 5
El parametro de retardo Cd viene dado por la formula siguiente (3):
CD =l-e~nn-tD) +e~m (3)
donde: tD identifica el retardo con el que el dato de posicion GPS es actualizado; • es una constante de tiempo, que tiene un valor por ejemplo de 0,8; y n es el tiempo de retardo maximo admitido, que tiene un valor por ejemplo de 4 s.
Considerando que el dato GPS es actualizado con una frecuencia de aproximadamente 1 Hz, se estima conveniente considerar un dato GPS como no valido despues de tres valores de posicion GPS ausentes (falta de senal GPS) o para tres valores consecutivos del parametro Csat iguales a cero.
La grafica del parametro de retardo Cd en funcion del tiempo tD se ilustra en la figura 8.
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Usando las formulas (1)-(3), se calcula un parametro de precision Cp_t, un parametro de incertidumbre Cerr_t, un parametro Csat_t, y un parametro de retardo Cd_t para el avion petrolero 20. Para el avion receptor 1 se calcula igualmente un parametro de precision Cp_r, un parametro de incertidumbre Cerr_r, un parametro Csat_r, y un parametro de retardo Cd_r. En base a los parametros as^ calculados, el avion receptor 1 calcula factores de fiabilidad Cgps_t y Cgps_r del dato GPS, que se refieren al dato de posicion GPS del avion petrolero 20 y el dato de posicion GPS del avion receptor 1, respectivamente.
El factor de fiabilidad Cgps_t para el avion petrolero 20 viene dado por la formula siguiente (4):
mientras que el factor de fiabilidad Cgps_r para el avion receptor 1 viene dado por la formula siguiente (5):
Cgps_r — irdn{cp_/j, CERR_R ,CSAT_R, Cd_r } (5,
El factor de fiabilidad Cgps viene dado finalmente por la formula siguiente (6):
CGPS — niirt\Pgps_T ’ CGPs_r } (6 )
Dado que, como es conocido, el dato de posicion GPS tiene un error intrmseco del orden de metros, no es aconsejable dar prioridad a la medicion de la distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 suministrada por el GPS sobre la obtenida por medio de los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 (es decir, en concreto, suministrada por la operacion de triangulacion en los pasos de aproximacion fina entre los aviones 1 y 20, por ejemplo para distancias entre ellos de menos de 200 m).
Sin embargo, tambien la medicion de distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 obtenida procesando las imagenes capturadas por medio de los dispositivos opticos 8, 10 puede no ser suficientemente exacta ante todo si se obtiene comenzando en una triangulacion efectuada a gran distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 (por ejemplo, en consonancia con lo que se ha descrito previamente, superior a 200 m).
Por lo tanto, es conveniente definir un factor de fiabilidad Copt para la medicion de la distancia optica realizada mediante los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10.
El factor de fiabilidad Copt se calcula en base a una pluralidad de parametros, a saber: un parametro Cacc de exactitud de la distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 (detectada mediante procesado de las imagenes capturadas); un valor Cu de incertidumbre en la medicion (detectado mediante procesado de las imagenes capturadas); un parametro de fiabilidad de la medicion optica Ccoast; y el estado del procesado de las imagenes capturadas.
En detalle, el parametro de exactitud Cacc viene dado por la formula siguiente (7):
donde:
L = y]l+r2 ,
y
_ -i ,DS
a- 2 tan 1 (—) ,
donde r es la distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 (detectada a traves del procesado de las imagenes capturadas); • es la incertidumbre (media cuadratica - RMS) asociada a la posicion del avion petrolero 20; D es una constante que tiene un valor por ejemplo de 4,5; Kc es una constante que tiene un valor por ejemplo de 0,00015; y Ks es una constante que tiene un valor, por ejemplo, de 0,0001.
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La figura 9 representa la grafica del parametro de exactitud Cacc en funcion de la distancia r.
En base al parametro de exactitud Cacc, el valor de incertidumbre Cu viene dado por la formula siguiente (8):
donde x es un coeficiente empmco que tiene la funcion de refinar la tolerancia con los errores de medicion propiamente dichos y tiene un valor, por ejemplo, de 1.
La figura 10 representa la grafica del parametro de incertidumbre Cu en funcion de la distancia r, con • = 0,5 y x = 1. El parametro de fiabilidad de la medicion optica Ccoast viene dado por la formula siguiente (9):
donde: Tcoazt es la edad del dato optico adquirido y tiene un valor incluido entre 0 y 2, por ejemplo 0,5; • es una constante de tiempo, que tiene un valor por ejemplo de 3; y z es el valor maximo admitido de Tcoazt, por ejemplo 2.
La figura 11 representa la grafica del parametro de Ccoazt en funcion del valor de Tcoazt, con • = 3 y z = 2.
El reconocimiento del avion petrolero 20 por el avion receptor 1 y la operacion de triangulacion realizada en base a las senales emitidas por las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 son realizados en base a visiones monoscopicas (monovision derecha para las imagenes capturadas por el primer dispositivo optico 8, y monovision izquierda para las imagenes capturadas por el segundo dispositivo optico 10) y en base a una vision estereoscopica (usando conjuntamente las imagenes capturadas por ambos dispositivos opticos 8, 10). A la posicion del avion petrolero 20, calculada en base a la monovision derecha, la monovision izquierda, y la vision estereoscopica, esta asociado un factor de confianza respectivo Cipr, Cipl, Cips, teniendo cada uno un valor propio incluido entre 0 (confianza minima) y 1 (confianza maxima).
Finalmente, es posible definir un factor de confianza global Cright, Cleft, Cztereo respectivamente para las mediciones opticas de monovision derecha (mediciones de distancia dist_R entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 realizadas por triangulacion en base solamente a los datos adquiridos por medio del primer dispositivo optico 8), monovision izquierda (mediciones de distancia dist_L entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 efectuadas por triangulacion en base solamente a los datos adquiridos por medio del segundo dispositivo optico 10), estereoscopfa (mediciones de distancia dist_S entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 realizadas por triangulacion en base a los datos adquiridos por ambos dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 operando en estereoscopfa) segun las formulas (10)-(12) que se exponen a continuacion.
El factor de confianza global obtenido solamente mediante la monovision derecha viene dado por:
Cright ~ mLn{ Cv _RIGHT, CCOAST RIGHT , CIPR } , (10)
donde Cu_right es el valor de incertidumbre para la medicion optica de monovision derecha calculado segun la formula (8), y Ccoast_right es el parametro de fiabilidad de la medicion optica para la medicion optica de monovision derecha calculado segun la formula (9).
El factor de confianza global obtenido solamente mediante la monovision izquierda viene dado por:
donde Cu_left es el valor de incertidumbre para la medicion optica de monovision izquierda calculado segun la formula (8), y Ccoast_left es el parametro de fiabilidad de la medicion optica con respecto a la medicion optica de monovision izquierda calculado segun la formula (9).
El factor de confianza global obtenido mediante estereoscopfa viene dado por:
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donde Cu_stereo es el valor de incertidumbre para la medicion optica en estereoscop^a calculado segun la formula (8), y Ccoast_stereo es el parametro de fiabilidad de la medicion optica para la medicion optica en estereoscopfa calculado segun la formula (9).
El factor de fiabilidad Copt viene dado por el mas alto entre Cright, Cleft y Cstereo, segun la formula siguiente (13):
Dado que, para mediciones exactas, el dato de posicion GPS da una fiabilidad inferior al dato de posicion obtenido mediante triangulacion, se deduce que es conveniente introducir un umbral por debajo del que el valor de distancia entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 obtenido en base a los datos adquiridos mediante GPS se considera poco fiable. En concreto, los datos de distancia obtenidos en base a los datos adquiridos mediante GPS pueden ser rechazados si: la distancia supuesta entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20 (detectada, por ejemplo, mediante GPS y/o mediante procesado de las imagenes capturadas a traves de los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10) es inferior a 200 m; la desviacion detectada entre la medicion de distancia obtenida mediante GPS y procesado de las imagenes capturadas por medio de los dispositivos opticos 8, 10 es superior a 3 m; el factor de fiabilidad Cgps es superior a cero; y el factor de fiabilidad Copt de la medicion de distancia obtenida procesando las imagenes capturadas por medio de los dispositivos opticos 8, 10 es superior a 0,7.
Cuando se dan las condiciones indicadas anteriormente, el peso del valor de confianza del factor de fiabilidad Cgps se limita segun la formula siguiente (14) para obtener un factor de fiabilidad limitado Cgps':
Cgps ~ CGPS — S , (14)
con
2
S=-COFT-0.5.
Por lo tanto, como se representa esquematicamente en la figura 12, el factor de fiabilidad Cgps (o el factor de fiabilidad limitado Cgps') del dato GPS, el factor de confianza global Cstereo para las mediciones opticas de estereoscopfa, el factor de confianza global Cleft para las mediciones opticas de monovision izquierda, y el factor de confianza global Cright para las mediciones opticas de monovision derecha son suministrados en entrada a un bloque de ponderacion 80 con el fin de usarlos como pesos para definir un grado de fiabilidad (probabilidad de la informacion obtenida libre de error) de la informacion de distancia entre el avion 1 y el avion 20 que esta asociado a dichos factores.
La operacion de ponderacion puede incluir, por ejemplo, el paso de suministrar los factores de confianza globales Cleft y Cright en terminos de valores porcentuales que indican la probabilidad de que la medicion a la que se refieren sea la medicion “verdadera” entendida como medicion libre de error. Un valor porcentual igual a 100% (que en la practica no se puede lograr) indica una medicion sin error, mientras que un valor porcentual proximo a 0% indica una medicion altamente afectada por error y probablemente inutilizable.
Cada informacion de distancia asociada a un factor de confianza global respectivo forma informacion de distancia ponderada. Dicha asociacion tiene la finalidad de suministrar una indicacion preferente de uso de una informacion de posicion con respecto a otra, y/o de establecer una importancia preferente de uno o mas datos de informacion de posicion con respecto a otros.
Los datos de distancia ponderados obtenidos son suministrados despues en entrada a un bloque de filtracion 81, configurado para calcular un valor esperado condicional de la posicion relativa del avion receptor 1 con respecto al avion petrolero 20, acondicionado con respecto a los datos de distancia entre el avion 1 y el avion 20, que son ponderados preferiblemente (dichos datos de distancia se obtienen, como se ha indicado, procesando las imagenes capturadas por medio de los dispositivos opticos 8, 10, para obtener las mediciones opticas de monovision derecha e izquierda).
Como es conocido por los principios fundamentales de probabilidad y estadfstica, el valor esperado de una variable medida se basa en la medicion de probabilidad P para dicho experimento.
Esta medicion de probabilidad es de tipo condicional cuando se acondiciona en un evento B para dicho experimento (siendo P(B) > 0). La notacion normalmente usada para indicar el valor esperado condicional es E(P | B).
5
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30
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55
Las operaciones descritas para el bloque de filtracion 81 pueden ser ejecutadas de forma conocida por medio de una operacion de filtracion Kalman. La operacion de filtracion Kalman produce en salida un valor de distancia altamente fiable entre el avion receptor 1 y el avion petrolero 20. En base al valor de distancia asf obtenido, el avion receptor 1 vana sus propias coordenadas de vuelo y/o parametros de vuelo (por ejemplo, la velocidad, la altitud, la actitud), para aproximacion al avion petrolero 20 en condiciones de seguridad y con alta precision de forma autonoma (es decir, sin necesidad de una intervencion por parte de un operador) y manteniendo con respecto al avion petrolero 20 una distancia util y estable a efectos de ejecucion de un procedimiento de repostaje en vuelo.
A partir del examen de las caractensticas de la invencion obtenidas segun la presente descripcion son evidentes las ventajas que proporciona.
En particular, la invencion segun la presente descripcion hace posible la aproximacion a un blanco generico con alta precision (al menos a nivel de centfmetros) usando recursos de hardware comerciales, limitando por lo tanto considerablemente los costos de produccion.
Ademas, dado que el procedimiento de aproximacion entre el avion es completamente automatico, la carga de trabajo del piloto se reduce considerablemente. De hecho, la presente invencion permite la gestion de todos los pasos de repostaje automatico en vuelo, desde el paso de planificacion de la operacion de repostaje hasta los pasos finales de caza y colocacion fina.
Finalmente, el avion petrolero no requiere ninguna modificacion a excepcion de la posible instalacion de las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 y de un modem GPS radio.
Finalmente, es claro que se puede hacer modificaciones y variaciones en la invencion aqu descrita e ilustrada, sin por ello apartarse del ambito de proteccion de la presente invencion, definido en las reivindicaciones anexas.
Por ejemplo, es posible utilizar el sistema y el metodo descritos para mantener una formacion en vuelo de vehuculos aereos no tripulados de cohesion automatica, o para operaciones conocidas como “detectar y evitar” para vehmulos aereos no tripulados, que permite al avion en cuestion detectar automaticamente (por medio de los dispositivos opticos primero y segundo 8, 10 y procesando las imagenes capturadas como se ha descrito) posibles obstaculos o avion no cooperante presente en su propio rumbo y entonces hacer cambios de direccion apropiados (por ejemplo giros) con el fin de evitar una colision.
Ademas, las fuentes de senal primera y segunda 22, 24 pueden no ser de tipo luminoso, sino que pueden ser, por ejemplo, fuentes de calor o fuentes de cualquier otra naturaleza a condicion de que puedan ser detectadas mediante los dispositivos opticos 8, 10 usados. Ademas, puede haber mas de dos fuentes de senal, por ejemplo una pluralidad de fuentes de senal instaladas en lmea una con otra, o con posiciones decaladas una con respecto a otra, o en una lmea curvada.
Ademas, los dispositivos opticos pueden estar presentes en un numero distinto de dos (por ejemplo, de forma no ilustrada, puede haber solamente un dispositivo optico o en otro caso tres o mas dispositivos opticos). Finalmente, los dispositivos opticos pueden instalarse en una porcion del avion receptor 1 distinta de las alas, por ejemplo en la cola, en el arco o, en general, en el fuselaje.
Ademas, el bloque de filtracion 81 puede estar configurado para ejecutar una operacion de media ponderada, usando como pesos el factor de fiabilidad Cgps (o el factor de fiabilidad limitado Cgps') del dato GPS, el factor de confianza global Cstereo para las mediciones opticas de estereoscopfa, el factor de confianza global Cleft para las mediciones opticas de monovision izquierda, y el factor de confianza global Cright para las mediciones opticas de monovision derecha.
Finalmente, la operacion de triangulacion puede ser realizada por medio de dispositivos opticos de tiempo de vuelo (por ejemplo, dispositivos laser de tiempo de vuelo, de tipo conocido) o por medio de dispositivos de triangulacion optica (por ejemplo, dispositivos laser de triangulacion optica, que tambien son de tipo conocido), que son capaces de ofrecer altos niveles de exactitud de medicion.
Claims (25)
- 5101520253035404550556065REIVINDICACIONES1. Un sistema de pilotaje automatico (15) configurado para instalarse en un avion receptor (1) para controlar una operacion de repostaje en vuelo del avion receptor (1), incluyendo un primer dispositivo optico pasivo (8), para disponerse en el avion receptor (1) y configurado para adquirir primera informacion geometrica asociada con una primera zona de deteccion (22) y una segunda zona de deteccion (24) pertenecientes a un avion petrolero (20), estando relacionadas dichas zonas de deteccion primera y segunda una con otra por una relacion geometrica conocida por el sistema de pilotaje automatico (15),caracterizado porque incluye ademas:- un medio de procesado (14), configurado para determinar, en base a la primera informacion geometrica adquirida, primera informacion de posicion asociada con una posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20) ejecutando una primera operacion de triangulacion en base a la primera informacion geometrica adquirida; y- un dispositivo de piloto automatico (2) acoplado a dicho medio de procesado (14) y configurado para variar, en base a la primera informacion de posicion, parametros de vuelo del avion receptor (1), incluyendo controlar el avion receptor en aproximacion a, y en alineacion con, el avion petrolero para llevar a cabo dicha operacion de repostaje en vuelo.
- 2. El sistema segun la reivindicacion 1, donde dicho primer dispositivo optico pasivo (8) y dicho medio de procesado (14) estan configurados ademas para cooperar con el fin de adquirir imagenes del avion petrolero (20) y ejecutar una operacion de reconocimiento automatico de dichas zonas de deteccion primera y segunda (22, 24).
- 3. El sistema segun la reivindicacion 2, donde dicho medio de procesado (14) esta configurado ademas para ejecutar una operacion de reconocimiento automatico del avion petrolero (20) y/o de porciones del avion petrolero (20).
- 4. El sistema segun alguna de las reivindicaciones precedentes, incluyendo ademas un dispositivo de posicionamiento (4), configurado para suministrar coordenadas de posicion del avion receptor (1) y un dispositivo transceptor (6) configurado para recibir coordenadas de posicion del avion petrolero (20), y donde el medio de procesado (14) esta configurado ademas para calcular una segunda informacion de posicion del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (2) en base a dichos parametros de vuelo del avion receptor y del avion petrolero, estando configurado dicho dispositivo de piloto automatico (2) para variar los parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a dicha informacion de posicion primera y segunda.
- 5. El sistema segun la reivindicacion 4, donde el medio de procesado (14) esta configurado ademas para:- asociar un primer factor de fiabilidad (Cright; Cleft), que indica la exactitud de la primera informacion de posicion, a la primera informacion de posicion, obteniendo primera informacion de posicion ponderada;- asociar un segundo factor de fiabilidad (Cgps), que indica la exactitud de la segunda informacion de posicion, a la segunda informacion de posicion, obteniendo segunda informacion de posicion ponderada;- ejecutar una operacion de filtracion Kalman de dicha informacion de posicion primera y segunda para calcular un valor esperado condicional de la posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20) acondicionado con respecto a la primera y segunda informacion de posicion ponderada, obteniendo primera informacion de posicion filtrada,estando configurado dicho dispositivo de piloto automatico (2) para variar los parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a dicha primera informacion de posicion filtrada.
- 6. El sistema segun alguna de las reivindicaciones precedentes, incluyendo ademas un segundo dispositivo optico pasivo (10) dispuesto en el avion receptor (1) y configurado para adquirir segunda informacion geometrica asociada con las zonas de deteccion primera y segunda (22, 24), estando configurado ademas dicho medio de procesado (14) para:- determinar, en base a la primera y segunda informacion geometrica adquirida por medio del segundo dispositivo optico pasivo, tercera informacion de posicion asociada con una posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20),estando configurado dicho dispositivo de piloto automatico (2) para variar parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a la tercera informacion de posicion.
- 7. El sistema segun la reivindicacion 6, donde dicho medio de procesado (14) esta configurado ademas para5101520253035404550556065ejecutar una segunda operacion de triangulacion en base a la segunda informacion geometrica.
- 8. El sistema segun la reivindicacion 6 o la reivindicacion 7, donde los dispositivos opticos pasivos primero y segundo (8, 10) estan configurados para operar en estereoscopfa.
- 9. Un metodo de pilotaje automatico para controlar operaciones de repostaje en vuelo de un avion receptor (1), incluyendo el paso de detectar, mediante un primer dispositivo optico pasivo (8) dispuesto en el avion receptor (1), primera informacion geometrica asociada con zonas de deteccion primera y segunda (22, 24) pertenecientes a un avion petrolero (20), estando relacionadas dichas zonas de deteccion primera y segunda una con otra por una relacion geometrica conocida por el sistema de pilotaje automatico (15), caracterizado porque incluye ademas los pasos de:- determinar, en base a la primera informacion geometrica detectada, primera informacion de posicion asociada con una posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20), incluyendo ejecutar, por el avion receptor (1), una primera operacion de triangulacion en base a la primera informacion geometrica adquirida; y- variar, en base a la primera informacion de posicion, parametros de vuelo del avion receptor (1) incluyendo controlar el avion receptor en aproximacion a, y en alineacion con, el avion petrolero para llevar a cabo dicha operacion de repostaje en vuelo.
- 10. El metodo segun la reivindicacion 9, donde el paso de detectar primera informacion geometrica incluye adquirir de forma pasiva una o mas senales opticas que identifican dicha primera zona de deteccion (22) y/o dicha segunda zona de deteccion (24).
- 11. El metodo segun la reivindicacion 10, incluyendo ademas los pasos de:- adquirir una o mas imagenes del avion petrolero (20) y/o de porciones del avion petrolero (20); y- ejecutar una operacion de reconocimiento automatico del avion petrolero (20) y/o de porciones del avion petrolero (20) en base a dichas imagenes adquiridas.
- 12. El metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 9-11, incluyendo ademas los pasos de:- adquirir, por el avion receptor (1), sus propias coordenadas de posicion;- recibir, por el avion receptor (1), coordenadas de posicion del avion petrolero (20);- determinar, en base a dichas coordenadas de posicion del primer avion y del avion petrolero (1, 20), segunda informacion de posicion asociada con una posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20),incluyendo dicho paso de variar parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a la primera informacion de posicion variar los parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a dicha informacion de posicion primera y segunda.
- 13. El metodo segun la reivindicacion 12, incluyendo ademas los pasos de:- asociar un primer factor de fiabilidad (Cright; Cleft), que indica la exactitud de la primera informacion de posicion, a la primera informacion de posicion, obteniendo primera informacion de posicion ponderada;- asociar un segundo factor de fiabilidad (Cgps), que indica la exactitud de la segunda informacion de posicion, a la segunda informacion de posicion, obteniendo segunda informacion de posicion ponderada;- ejecutar una operacion de filtracion Kalman de dicha primera y segunda informacion de posicion ponderada con el fin de calcular un valor esperado condicional de la posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20) acondicionado con respecto a la primera informacion de posicion ponderada y a la segunda informacion de posicion ponderada para obtener primera informacion de posicion filtrada; y- variar los parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a dicha primera informacion de posicion filtrada.
- 14. El metodo segun alguna de las reivindicaciones 9-13, incluyendo ademas los pasos de:- detectar, por un segundo dispositivo optico pasivo (10), dispuesto en el avion receptor (1), segunda informacion geometrica asociada con las zonas de deteccion primera y segunda (22, 24);- determinar, en base a la segunda informacion geometrica, tercera informacion de posicion asociada con una5101520253035404550556065posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20); y- incluyendo ademas dicho paso de variar parametros de vuelo del avion receptor (1) variar parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a la tercera informacion de posicion.
- 15. El metodo segun la reivindicacion 14 en cuanto dependiente de la reivindicacion 13, incluyendo ademas los pasos de:- asociar un tercer factor de fiabilidad (Cleft; Cright), que indica la exactitud de la tercera informacion de posicion, con la tercera informacion de posicion para obtener tercera informacion de posicion ponderada,donde el paso de filtracion incluye ademas ejecutar una operacion de filtracion Kalman de dicha primera, segunda y tercera informacion de posicion ponderada calculando asf un valor esperado condicional de la posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20) acondicionado con respecto a la primera, segunda y tercera informacion de posicion ponderada, obteniendo segunda informacion de posicion filtrada,incluyendo dicho paso de variar parametros de vuelo del avion receptor (1) variar los parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a dicha segunda informacion de posicion filtrada.
- 16. El metodo segun la reivindicacion 14 o la reivindicacion 15, donde el paso de detectar segunda informacion geometrica incluye adquirir de forma pasiva una o mas senales opticas que identifican dichas zonas de deteccion primera y/o segunda (22, 24).
- 17. El metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 14-16, donde dicho paso de determinar incluye ejecutar, por el avion receptor (1), una segunda operacion de triangulacion en base a la primera y segunda informacion geometrica adquirida mediante el segundo dispositivo optico pasivo.
- 18. El metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 14-17, donde el paso de adquirir segunda informacion geometrica asociada con las zonas de deteccion primera y segunda (22, 24) incluye detectar senales de tipo visible e infrarrojo.
- 19. El metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 14-18, incluyendo ademas los pasos de adquirir la primera y segunda informacion geometrica en estereoscopfa.
- 20. El metodo segun la reivindicacion 19, incluyendo ademas los pasos de:- determinar, en base a la primera y segunda informacion geometrica adquirida en estereoscopfa, cuarta informacion de posicion asociada con una posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20);- asociar un cuarto factor de fiabilidad (Cstereo), que indica la exactitud de la cuarta informacion de posicion, a la cuarta informacion de posicion para obtener cuarta informacion de posicion ponderada;- ejecutar una operacion de filtracion Kalman de dicha primera, segunda, tercera y cuarta informacion de posicion ponderada para calcular un valor esperado condicional de la posicion relativa del avion receptor (1) con respecto al avion petrolero (20) acondicionado con respecto a la primera, segunda, tercera y cuarta informacion de posicion ponderada, obteniendo tercera informacion de posicion filtrada; y- variar los parametros de vuelo del avion receptor (1) en base a dicha tercera informacion de posicion filtrada.
- 21. El metodo segun la reivindicacion 20, donde dicho paso de determinacion incluye ejecutar una tercera operacion de triangulacion en base a la primera y segunda informacion geometrica adquirida en estereoscopfa.
- 22. El metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 9-21, incluyendo ademas, antes del paso de detectar primera informacion geometrica, los pasos de:- controlar el recorrido de vuelo del avion receptor (1) hacia una zona de encuentro entre el avion receptor (1) y el avion petrolero (20);- en el caso donde el avion petrolero (20) no esta presente en la zona de encuentro, controlar automaticamente el vuelo del avion receptor (1) de modo que el avion receptor espere la llegada del avion petrolero (20) dentro de la zona de encuentro o en su proximidad; y- en presencia del avion petrolero en la zona de encuentro, controlar automaticamente el vuelo del avion receptor (1) de modo que el avion receptor se coloque a la cola del avion petrolero (20).
- 23. El metodo segun la reivindicacion 22, incluyendo ademas el paso de intercambiar datos de posicion entre elavion receptor (1) y el avion petrolero (20) al objeto de verificar la presencia simultanea del primer avion y del avion petrolero (1,20) dentro de la zona de encuentro.
- 24. El metodo segun la reivindicacion 22 o la reivindicacion 23, donde el paso de controlar automaticamente el vuelo 5 del avion receptor (1) de modo que el avion receptor se ponga a la cola del avion petrolero (20) incluye:- controlar el vuelo del avion receptor (1) a la cola del avion petrolero (20) a una altitud inferior a la altitud de vuelo del avion petrolero (20); e10 - incrementar progresivamente la altitud de vuelo del avion receptor (1) manteniendolo a la cola del avion petrolero(20).
- 25. Un avion (1), incluyendo un sistema de pilotaje automatico (15) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-8.
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