KR101127726B1 - 개선된 항공기 도킹 시스템 - Google Patents

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Abstract

항공기 도킹 시스템(115, 117)은 도킹 지점(103, 105)에 위치되도록 구성된다. 시스템은 전자기 방사선 신호 수신 수단을 이용하여 시스템과 항공기(111, 113) 사이에서 적어도 거리를 결정하도록 구성된다. 거리 결정 수단은 신호 수신 수단에 의해 수신된 수신기 신호의 적어도 하나의 특성을 측정하고, 적어도 하나의 수신기 신호 특성의 측정치를 임계치 값과 비교하고, 비교에 따라, 도킹 지점에서의 가시도가 시스템을 이용하여 안전한 도킹을 충분히 양호하게 허용하는지 또는 허용하지 않는지에 대한 표시 신호를 제공하도록 구성되며, 상기 특성은 상기 도킹 지점에서의 가시도와 관련된다.

Description

개선된 항공기 도킹 시스템{IMPROVED AIRCRAFT DOCKING SYSTEM}
본 발명은 도킹 지점에 위치된 항공기 도킹 시스템에 관한 것으로, 상기 시스템은 적어도 시스템과 항공기 간의 거리를 결정하도록 구성된 거리 결정 수단을 포함한다.
최근에는 효율적인 동작을 위해 공항에 대한 요구조건이 증가되고 있고 다수의 공항에서 자동 항공기 도킹 시스템에 의한 게이트로의 항공기의 수동 마샬링(marshalling)을 대체하는 조건이 문제시되고 있다.
통상적으로, 자동 도킹 시스템은 예를 들어, 안개 및 강수(precipitation)로 인해 감소되는 가시도에 의해 다소 영향을 받게 되는 기술에 기반을 두고 있다. "가시도(visibility)"란 표현은 관련 파장에서 전자기 방사선의 대기 투과율 (atmospheric transmittance)로 해석된다. 이러한 시스템의 일례는 항공기에 대한 거리를 검출 및 결정하는 시스템이 레이저 펄스를 이용하여 게이트에서 구역을 스캔하는 미국 특허 6,563,432호에 개시된다. 반사된 레이저 펄스는 고체 물체들을 검출하고 고체 물체들과 안개 또는 강수 사이를 구별하도록 분석된다.
가시도 조건에 의해 영향을 받는 자동 도킹 시스템의 또 다른 예는 미국 특허 6,542,086호에 개시된다. 미국 6,542,086호에서의 시스템은 센서와 같은 비디 오 카메라를 이용한다.
이러한 시스템이 갖는 단점은 항공기가 수송(traffic)을 위해 개방되는 동안 모든 날씨 조건에서 항상 도킹이 허용되지 않는다는 것이다. 항공기가 80-100 미터 미만의 가시도에서 수송을 위해 개방된 채 유지되는 동안, 항공기는 도킹 시스템이 통상적으로 게이트에 장착될 수 있는 가장 근접한 위치로부터 80-100 미터의 거리의 간격을 둔 가이던스(guidance)를 요구할 수 있다. 이러한 결과로, 자동 도킹이 안개 또는 강수로 인해 불가능한 조건 동안, 도킹은 마샬러(marshaller)에 의해 수동으로 수행된다. 이러한 상황이 갖는 문제점은 수동 마샬링을 위한 조건은 항공기가 게이트에 도달할 때까지 명확하지 않을 수 있다는 것이며, 안개 또는 강수가 너무 짙으면 도킹 시스템에 대해 가이던스를 부여할 수 없게 된다. 대형 항공기에서는, 동시에 몇 개의 게이트들에서 도킹이 발생할 수 있고, 계획되지 않았기 때문에, 이는 비용 추가 또는 안정성 감소와 같이 관련된 문제점들이 수반되는 항공기 동작에 교란을 야기시킬 수 있다.
미국 특허 6,563,432호에 개시된 시스템은 항공기를 검출하고, 식별하고 도킹하며 또한 검출된 물체가 고체인지 또는 안개 또는 강수가 존재하는지를 결정하나, 이는 자동 도킹이 불가능한지 또는 불가능하지 않은지를 결정할 수 없다.
일반적으로, 가시도 측정은 활주로 부근에 위치된 가시도 측정기의 사용에 의해 항공기에서 수행될 수 있다. 그러나 현재의 가시도 측정기의 출력은 이들이 통상적으로 터미널 건물들 부근에 있는 게이트들에 위치되고, 일반적으로 짙은 안개는 항공기 상에서 상당히 가변적이기 때문에, 통상적으로 도킹 시스템의 상태를 확실히 나타낼 수 없다. 또한, 각각의 게이트에 이러한 가시도 측정기 장착은 최적의 방안은 아니다. 측정기의 출력은 종종 안개가 패치들(patches)에 존재하고 시스템에 대한 작동 구역이 시스템으로부터 약 100미터 밖으로 연장되는 섹터이기 때문에 도킹 시스템의 성능을 제어하는 상태를 나타내지 않을 수 있다. 이러한 방안이 갖는 또 다른 문제점은 값비싼 다수의 가시도 측정기를 제공하는 추가 비용에 있다.
이에, 종래 기술의 시스템들과 관련된 문제점에 대한 설명을 통해, 가시도 상태가 시스템과의 도킹을 허용하는지 허용하지 않은지를 결정할 수 있는 능력을 갖는 항공기 도킹 시스템에 대해 기술분야에서 요구사항이 존재한다는 것이 밝혀졌다.
따라서 본 발명의 목적은 작업 구역 내에서 가시도 상태를 결정하고 이러한 상태들이 더 이상 시스템과의 도킹을 허용하지 않을 때 신호를 제공하는 도킹 시스템을 구성하는 방법에 있다.
이러한 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 제 1 면에서 도킹 지점에 위치되도록 구성되는 항공기 도킹 시스템을 제공한다. 상기 시스템은 적어도 시스템과 항공기 사이의 거리를 전자기 방사선 신호 수신 수단을 이용하여 결정하도록 구성된 거리 결정 수단을 포함한다. 또한, 거리 결정 수단은 상기 신호 수신 수단에 의해 수신된 수신기 신호의 적어도 하나의 특성을 측정하도록 구성되며, 상기 특성은 도킹 위치에서의 가시도와 관련되며, 임계치 값과 적어도 하나의 수신기 신호 특성의 상기 측정치를 비교하며, 상기 비교에 따라, 도킹 지점에서 가시도가 시스템을 이용한 안전한 도킹을 허용할 만큼 충분히 양호한지 아닌지를 표시하는 신호를 제공한다.
제 2 면에서, 본 발명은 도킹 지점에 위치된 항공기 도킹 시스템에서 항공기 도킹을 제어하는 방법을 제공한다. 시스템은 적어도 시스템과 항공기 사이의 거리를 전자기 방사선 신호 수신 수단을 사용하여 결정하도록 구성된 거리 결정 수단을 포함하며 거리 결정 수단은 상기 신호 수신 수단에 의해 수신된 수신기 신호의 적어도 하나의 특성을 측정하는 단계를 수행하며, 도킹 지점에서의 가시도와 관련되는 상기 특성은 임계치 값과 적어도 하나의 수신기 신호 특성을 상기 측정치와 비교하며, 상기 비교에 따라, 도킹 지점에서 가시도가 시스템과의 안전한 도킹을 허용할 만큼 충분히 양호한지 아닌지를 표시하는 신호를 제공한다.
제 3 면에서, 본 발명은 컴퓨터에서 실행될 때 앞서 개시된 방법을 수행하는 소프트웨어 명령들을 포함하는 컴퓨터 프로그램을 제공한다.
제 4 면에서, 본 발명은 공항에서 동작들을 제어하는 항공기 도킹 시스템의 사용을 제공한다.
다른 말로, 본 발명에 따른 시스템은 항공기 도킹 이전에 및/또는 항공기 도킹 동안 도킹 시스템의 작업 구역의 가시도 상태를 검사하도록 구성된다. 시스템은 도킹 지점에서의 가시도와 관련되며 시스템의 성능을 제한하는 특징들을 측정한다. 측정 결과는 가시도 상태들이 안전한 도킹을 허용하는지 또는 허용하지 않는지를 결정하는 결정 인자로서 사용된다.
따라서 본 발명의 장점은 안전한 도킹이 가능한지 또는 불가능한지 여부에 대해 불확실성이 존재하는 범위로 가시도가 감소될 때 도킹 동작을 수행할 수 있는지 또는 수행할 수 없는지를 결정할 수 있는 강화된 능력을 공항의 작업자에게 제공한다는 것이다. 예를 들어, 종래 기술의 시스템은 통상적으로 짙은 안개 또는 강수와 접근하는 항공기의 부품 사이를 구별할 수 없다. 말할 필요도 없이, 이러한 구별 능력의 부족은 위험한 상황을 유도할 수 있다. 한편, 종래 기술의 시스템들은 이러한 구별 능력의 부족을 위해 구성되고 시스템이 불명확할 때 도킹이 불가능하다는 결과를 간단히 신호로 제공할 수 있다. 그러나 이는 종래 기술의 시스템의 능력은 본 발명에 따른 시스템의 능력만큼 우수하지는 않다.
또한, 짙은 안개 또는 강수가 자동 도킹을 불가능하게 하는지 또는 가능하게 하는지가 실시간 연속적으로 결정될 수 있고 이와 관련된 정보에 근거한 수송 제어기들을 유지할 수 있다는 것이 장점이다. 마샬링에 대한 조건은 예견될 수 있어 마샬러(marshaller)는 항공기가 도착할 때 적소에 있을 수 있고 도킹 지연에 관한 교란이 방지될 수 있다. 따라서, 효과적인 공항 작업이 달성된다, 예를 들면 항공기에 대한 대기 시간을 줄여 자동 도킹이 가능한 게이트 및 터미널로 도착하는 항공기를 보다 신속하고 보다 효과적으로 할당할 수 있다.
본 발명의 또 다른 장점은 앞서 개시된 문제점들에 대한 해결책을 제공함으로써, 현재의 도킹 시스템이 도킹 지점에서 가시도 상태를 표시하는 신호를 제공하도록 조작될 수 있다는 것이다. 통상적으로, 구현에는 시스템의 제어 소프트웨어의 재-프로그래밍만이 수반되며, 이는 개별적인 가시도 시스템이 요구되는 상황과 비교할 때 비용 면에서 상당한 절감을 의미한다. 도킹 시스템이 동작하는 파장 간격이 가시도 상태 결정과 관련한 동작을 위해 적합하기 때문에 현재 도킹 시스템의 임의의 하드웨어를 조작할 필요가 없다.
본 발명의 실시예들은 전자기 방사선의 산란과 관련된 수신기 신호 특성을 측정하도록 구성된 거리 결정 수단을 포함한다. 예를 들어, 거리 결정 수단은 레이저 방사선 수단을 포함할 수 있고 거리 결정 수단은 레이저 방사선의 산란을 측정하도록 구성될 수 있다. 선택적으로, 거리 결정 수단은 레이더 범위 수단을 포함할 수 있고 거리 결정 수단은 레이더 방사선의 산란을 측정하도록 구성될 수 있다. 또 다른 실시예에서, 후방산란된 전자기 방사선, 또는 더욱 정확하게는 후방산란된 방사선의 파워 분산은 산란(scattering)을 나타낸다.
또 다른 실시예들에 포함되는 거리 결정 수단은 도킹 지점의 2-차원 이미지들을 제공하도록 구성된 이미징 수단을 포함하는 신호 수신 수단을 포함하며 거리 결정 수단은 이미지 내에서 적어도 2개의 구역들 사이에서 적어도 콘트라스트 차와 관련된 수신기 신호의 저어도 하나의 특성을 측정하도록 구성된다. 이러한 이미지 구역들은 바람직하게는 시스템으로부터 동일한 거리에서, 도킹 지점에서 예정된 위치에 해당할 수 있다.
다른 말로, 도킹 시스템은 2차원 이미징 기술을 이용하며, 가시도 상태의 측정치는 이미지에서의 콘트라스트이다. 안개 또는 강수에 의해 야기되는 이러한 신호의 손상(deterioration) 결정 및 항공기의 위치 결정을 위해 사용되는 이미지 신호 분석은 가시도 손상이 도킹이 불안전한 또는 심지어 도킹이 불가능한 레벨 이상으로 초과되었는지 초과되지 않았는지에 대한 양호한 표시를 제공한다.
이미징 수단은 임의의 가시 파장 간격 및 적외선 파장 간격에서의 전자기 방사선 및 이들 파장 간격들 모두에서의 전자기 방사선을 검출하도록 구성될 수 있다.
본 발명은 첨부된 도면을 참조로 보다 상세히 하기에서 설명된다.
도 1은 본 발명에 따라 도킹 시스템이 배열되는 도킹 지점들을 개략적으로 나타낸다.
도 2a는 본 발명의 제 1 실시예에 따라 도킹 시스템을 개략적으로 나타낸다.
도 2b는 안개에서 반사된 전자기 펄스와 관련되는 반응 곡선의 그래프를 나타낸다.
도 3은 본 발명의 제 2 실시예에 따라 도킹 시스템을 개략적으로 나타낸다.
도 4 및 도 5는 본 발명에 따른 방법들의 흐름도를 나타낸다.
도 1은 공항에서 앞서 언급된 상황을 개략적으로 나타낸다. 승객 터미널 및/또는 화물 터미널일 수 있는 터미널(101)이 제 1 항공기 도킹 시스템(115)과 제 2 항공기 도킹 시스템(117)으로 구성된다. 제 1 도킹 지점(103)과 제 2 도킹 지점(105)이 각각의 도킹 시스템(115, 117)에 각각 위치된다. 도킹 지점들이 도 1에 점선으로 도시되었지만, 이들 선들은 지면 상에서의 실제 마킹을 표시하는 것이 아니라 본 명세서 판독시 참조를 위해서만 표시된다.
또한, 도 1은 2개의 도킹 시스템(115, 117)이 터미널(101)에 부착되지만, 선택적 구성으로 도킹 시스템은 터미널에 직접 부착되는 것이 아니라 도킹 지점에서 임의의 다른 적합한 수단과 부착된다. 사실, 도킹 지점은 특정한 터미널과 직접적으로 관련되지 않으며, 공항 작업이 도킹을 허용하는 공항에서 지정된 도킹 지점 어디든지와 관련될 수 있다.
도 1에 도시된 상황은 지면 상의 가이드 라인(107)을 따라 제 1 도킹 지점에 제 1 항공기(111)가 도달하는 것이다. 제 2 항공기(113)는 성공적 도킹 작업이 수행되고 승객 브릿지(109)를 통해 터미널(101)과 접속되는 제 2 도킹 지점(105)에 위치된다.
제 1 도킹 지점(103)은 안개(119)로 커버된 넓은 범위에 있다. 안개(119)는 도킹 지점에서 대기중에 3차원으로 연장되며 제 1 도킹 시스템(115)에 접근함에 따라 제 1 항공기(111)의 안전한 도킹을 방지할 수 있는 잠재적 방해물로서 인식된다.
공지된 바와 같이, 입사 전자기 방사선은 대기중의 물방울에 의해 산란되어 안개 또는 강수는 주로 가시도에 영향을 미친다. 산란 과정 동안, 조명된 물방울은 모든 방향에서 입사 전자기 방사선의 일부를 재방출한다. 다음 물방울은 재방출된 에너지의 점원(point source)으로 작용한다. 입사 전자기 방사선의 일부는 물방울 크기와 방사선 파장 간의 관계에 따라 방사선 소스를 향해 후방으로 산란된다. 가시도와 산란된 전자기 방사선 간의 관계는 예를 들어, "Ground-based remote sensing of visual range/Visual range lidar"(Verein Deutscher Ingenieure VDI 3786) 또는 "Elastic Lidar: Theory, practise and analysis methods"(V.A.Kovalev, W.E.Eichinger, Hoboken, N.J., Wiley, 2004)의 문헌에 광범위하게 개시되어 있다.
전자기 방출 수단, 이를 테면, 펄스 방출에 따른 도킹 시스템에 대해, 산란은 검출되는 물체로부터 반사되는 수신되는 에너지량을 감소시킨다. 이미징 수단에 따른 도킹 시스템에 대해, 산란은 사용되는 이미지에서의 콘트라스트 감소를 야기시킨다.
도 2a 및 도 2b를 참조로, 도킹 시스템(215)이 개시되며, 이는 펄스들의 방출 및 이러한 펄스들의 후방산란된 방사선의 수신과 관련된 전자기 방사선을 이용한다. 도킹 시스템(215)은 진입하는 항공기(240)에 대한 거리를 실시간 결정하도록 구성되며 또한 도킹 시스템(215)과 진입하는 항공기(240) 사이에 위치된 도킹 지점에서의 가시도가 항공기(240)의 안전한 도킹을 허용할 만큼 충분히 양호한지 아닌지를 표시하도록 구성된다.
도 2a의 도킹 시스템(215)은 도 1과 관련하여 앞서 개시된 임의의 도킹 시스템들(115, 117)을 나타내며, 제어 유닛(221), 송신기(223) 및 수신기(225)를 포함한다. 송신기(223)는 제어 유닛(221)의 제어 하에, 레이저 방사선 형태인 전자기 방사선 펄스를 방출하도록 구성된다(다른 실시예들은 레이더 펄스로 동작하도록 구성된 송신기/수신기 쌍을 포함할 수 있다). 방사선은 도 2a에 개략적으로 도시된 것처럼, 투과 빔 방향(230)을 따라 송신기로부터 투과 빔(229)으로 방출된다. 결과적으로, 수신기는 제어 유닛(221)의 제어 하에, 수신 빔 방향(232)을 따라 수신 빔(231)으로 후방산란된 방사선을 수신하고 제어 유닛(221)으로 후방산란된 방사선의 표시 신호를 수신하도록 구성된다.
송신기(223) 및 수신기(225)는 제어 유닛(221)에 의해 제어되는 빔 방향 장치(226)를 통해 임의의 원하는 공간 방향으로 방향설정될 수 있도록 구성된다. 당업자들은 빔 방향 장치(226)가 미러들, 스텝퍼 모터들 등으로 구현될 수 있다는 것을 인식할 것이다.
도 1에 도시된 것처럼, 도킹 시스템(215)은 공항 터미널에 배치된 거대한 시스템의 일부를 형성할 수 있고 또한 공항 직원들에 의해 동작하는 외부 제어 시스템(227)과 접속될 수 있다.
하기에는 안전한 도킹이 가능한지 또는 불가능한지의 표시를 제공하기 위해 도 2의 도킹 시스템(221)이 어떻게 동작하는지를 나타내며, 도킹 시스템(221)의 거리 결정은 레이저 펄스들 또는 레이더 펄스들 중 하나의 형태로 전자기 펄스들을 방출 수신하기 위해 송신기(223) 및 수신기(225)를 이용한다. 도 4의 흐름도를 참조할 수 있다.
도 2b의 그래프는 시스템의 보정된 범위의 수신기 신호의 전형적인 전력 분배(z(r))를 나타내며, 방출 단계(401)에서 펄스가 방출될 때, 균일한 안개 및 후방 산란돈 방사선은 수신기(225)에 의해 수신 단계(403)에서 파워 분산(P(r))을 갖는 수신기 신호 형태로 수신된다. 다음 가시도(V)에 대한 값이 계산되는 동안 계산 단계(405)로 이어진다.
계산 단계(405)에서, 보정된 범위의 파워 분산(Z(r))은 긴 거리에서 수신기 신호가 1/r2으로 떨어지는 것을 보상하기 위해 Z(r)=r2*P(r)로 초기에 계산된다. r은 송신기/수신기 및 반사/산란 물체 간의 거리이다.
다음 가시도(V)는 보정된 범위의 수신기 신호(Z(r))로부터, 예를 들면 DE 19642967호에 개시된 알고리즘을 사용하여 또는 소위 점근 근사화(asymptotic approximation)를 사용함으로써 계산된다. 이 방법에 따라 가시도(V)는 식
Figure 112008056434633-pct00001
에 의해 계산될 수 있고,
여기서, c는 빛의 속도이며,
Figure 112008056434633-pct00002
이고,
ro는 송신기와 수신기의 시야각(field of view)이 완전히 오버랩되기 시작하는 거리이며,
r1은 거리(ro)에서 신호가 최대값의 10%로 떨어지는 거리이며,
Figure 112008056434633-pct00003
이다.
Figure 112008056434633-pct00004
의 인티그레이션 타임(integration time)은 to부터
Figure 112008056434633-pct00005
이고
Figure 112008056434633-pct00006
의 인티그레이션 타임은 t1에서
Figure 112008056434633-pct00007
이며, 여기서,
Figure 112008056434633-pct00008
및
Figure 112008056434633-pct00009
는 도 2에 정의된 대로
Figure 112008056434633-pct00010
및
Figure 112008056434633-pct00011
과 관련된다.
다음 계산된 가시도(V)는 비교 단계(407)에서, 표시, 즉 도킹이 가능한지 불가능한지 여부를 표시하는 신호를 얻기 위해 예정된 임계치와 비교된다. 임계치에 대한 특정한 값은 실험적으로 결정된다. 가시도(V)가 임계치 값보다 크다면, 표시 단계(409)에서 가시도가 좋고 안전한 도킹이 가능하다는 표시가 제공된다. 한편, 가시도(V)가 임계치 값 미만이면, 표시 단계(411)에서 가시도는 열악하며 안전한 도킹이 불가능하다는 표시가 제공된다.
도 3을 참조로, 도킹 시스템(315)이 개시되며, 이는 카메라(324) 형태인 이미징 수단을 이용한다. 이전 실시예에서처럼, 도킹 시스템(315)은 실시간으로 진입하는 항공기에 대한 거리를 검출하도록 구성되며 또한 도킹 지점에서의 가시도가 항공기(340)의 안전한 도킹을 충분히 허용하는지 또는 허용하지 않는지를 나타내도록 구성된다.
도 1을 참조로 앞서 개시된 임의의 형태의 도킹 시스템(115, 117)을 나타낼 수 있는 도 3의 도킹 시스템은 카메라(324)와 접속되고 도 2a의 실시예를 참조로 앞서 개시된 상황과 유사하게 외부 제어 시스템(327)과 접속되는 제어 유닛(321)을 포함한다.
카메라(324)는 도킹 시스템(315)으로부터 간격(d)을 두고 위치된 어두운 점(dark spot)(303) 및 밝은 점(bright spot)(304)에 의해 표시되는 콘트라스트 테스트 물체의 이미지를 기록하도록 제어된다. 당업자들이 인식하는 바와 같이, 테스트 물체(304, 305)는 예를 들어, 인쇄된 가이딩 라인(107)의 일부인, 도킹 시스템의 시야각 내의 도킹 지점에 위치된 임의의 예정된 물체 또는 마킹일 수 있다. 안개(305)는 도킹 시스템과 진입하는 항공기(340) 사이에서 대기중으로 연장되는 것으로 도 3에 도시된다.
안전한 도킹이 가능한지 불가능한지의 표시를 제공하기 위해 도 3의 도킹 시스템(315)이 어떻게 동작하는지 하기에 개시되며, 제어 유닛(321)의 거리 결정은 이미지들을 기록하는 카메라(324)를 이용한다. 기록된 이미지들에서, i로 표시되는 제 1 픽셀 및 j로 표시되는 제 2 픽셀은 교정 물체의 각각의 점들(303, 304)에 해당하는 각각의 장면 포인트(Pi 및 Pj)의 이미지 데이터를 포함한다. 도 5의 흐름도를 참조할 수 있다.
기록 단계(501)에서의 이미지 기록 이후, 카메라로부터 동일한 간격(d)에서 2개의 장면 포인트(Pi 및 Pj)에 해당하는 카메라 이미지에서의 2개의 픽셀들(i 및 j) 간의 콘트라스트는 계산 단계(503)에서 계산된다. 다음 콘트라스트는 하기에 개시되는 것처럼, 감소된 가시도에 의해 야기되는 성능 경감의 측정치로 이용된다.
카메라 이미지에서의 콘트라스트는 도 3에 도시된 것처럼, 2개의 방식으로, 대기중 미립자에 의한 광 산란에 의해 영향을 받는다. 직접적인 투과선(transmission)(307)은 시선을 따라 장면 포인트(303, 304)로부터 카메라 센서에 의해 수신된 감쇠된 방사광(attenuated irradiance)이다. 대기광(airlight)(309)은 대기중 입자에 의한 시선으로 반사되는 전체 양의 주변 조사선(environmental illumination)(311)(햇빛 야광, 등화(ground light))이다.
하기 식들이 적용되는 것으로 공지되어 있다 :
Figure 112008056434633-pct00012
여기서,
Figure 112008056434633-pct00013
및
Figure 112008056434633-pct00014
는 각각 2개의 픽셀들(i, j)에서의 광도이다.
Figure 112008056434633-pct00015
는 주변 조사선 세기이다.
Figure 112008056434633-pct00016
는 장면 포인트 반사율, 정규화된 주변 조사 스펙트럼 및 카메라(324)의 스펙트럼 반응의 함수인 장면 포인트(303, 304)의 정규화된 휘도(radiance)이다.
Figure 112008056434633-pct00017
는 카메라(324)의 정면에서 대기중의 후방산란 계수이다.
d는 시스템(315)과 장면 포인트(303, 304) 간의 거리이다.
Pi와 Pj 간에 관찰된 콘트라스트는
Figure 112008056434633-pct00018
로 정의될 수 있다.
이는 안개(305)가 존재하는 상황에서 장면 포인트들의 깊이와 산란 계 수(
Figure 112008056434633-pct00019
)에 따라 콘트라스트가 지수적으로 감소된다는 것을 나타낸다.
2개 픽셀들의 명도(E)가 측정되며 2개 포인트들 간의 콘트라스트
Figure 112008056434633-pct00020
는
Figure 112008056434633-pct00021
로서 계산된다.
다음 계산된 콘트라스트(C)는 비교 단계(505)에서, 표시, 즉 도킹이 가능한지 불가능한지를 표시하는 신호를 제공하기 위해 예정된 임계치 값과 비교된다. 임계치에 대한 특정한 값들은 이를 테면 실험적으로 결정된다. 콘트라스트(C)가 임계치 값보다 크면, 가시도가 양호하고 안전한 도킹이 가능하다는 표시가 표시 단계(507)에서 제공된다. 한편, 콘트라스트(C)가 임계치 값 미만이면, 가시도가 열악하고 안전한 도킹이 불가능하다는 표시가 표시 단계(509)에서 제공된다.

Claims (20)

  1. 도킹 지점에 위치되도록 구성된 항공기 도킹 시스템으로서,
    상기 시스템은 전자기 방사선 신호 수신 수단을 사용하여 적어도 상기 시스템과 항공기 간의 거리를 결정하도록 구성된 거리 결정 수단을 포함하며, 상기 거리 결정 수단은,
    상기 신호 수신 수단에 의해 수신된 수신기 신호의 적어도 하나의 특성(property)을 측정하고 ?상기 특성은 상기 도킹 지점에서의 가시도(visibility)와 관련됨?,
    상기 적어도 하나의 수신기 신호 특성의 측정치를 임계치 값과 비교하고,
    상기 비교에 따라, 상기 도킹 지점에서의 가시도가 상기 시스템을 이용하여 안전한 도킹을 허용할 만큼 충분히 양호한지 아닌지를 표시하는 신호를 제공하도록
    추가로 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    적어도 상기 전자기 방사선의 산란과 관련하여 상기 적어도 하나의 수신기 신호 특성을 측정하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 거리 결정 수단은 레이저 범위 수단을 포함하며 상기 거리 결정 수단은 레이저 방사선의 산란을 측정하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 거리 결정 수단은 레이더(radar) 범위 수단을 포함하며 상기 거리 결정 수단은 레이더 방사선의 산란을 측정하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  5. 제 2 항 내지 제 4 항중 어느 한 항에 있어서,
    상기 거리 결정 수단은 후방산란된 전자기 방사선을 측정하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 거리 결정 수단은 상기 후방산란된 전자기 방사선의 수신된 신호의 파워 분산을 결정하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 거리 결정 수단은 상기 도킹 지점의 2차원 이미지들을 제공하도록 구성된 이미징 수단을 포함하는 신호 수신 수단을 포함하며, 상기 거리 결정 수단은 이미지 내에서 적어도 2개의 구역들 간의 콘트라스트 차와 관련된 상기 수신기 신호의 적어도 하나의 특성을 측정하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 이미징 수단은 상기 도킹 지점에서의 예정된(predeterminded) 위치들 간의 상기 콘트라스트 차를 결정하도록 구성되며, 상기 예정된 위치들은 상기 이미지 내에서의 상기 2개의 구역에 해당하는, 항공기 도킹 시스템.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 예정된 위치들은 상기 시스템으로부터 실질적으로 동일한 거리에 위치되는, 항공기 도킹 시스템.
  10. 제 7 항 내지 제 9 항중 어느 한 항에 있어서,
    상기 이미징 수단은 적어도 가시 파장 간격에서 전자기 방사선을 검출하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  11. 제 7 항 내지 제 9 항중 어느 한 항에 있어서,
    상기 이미징 수단은 적어도 적외선 파장 간격에서 전자기 방사선을 검출하도록 구성되는, 항공기 도킹 시스템.
  12. 도킹 지점에 위치된 항공기 도킹 시스템에서 항공기 도킹을 제어하는 방법으로서,
    상기 시스템은 적어도 전자기 방사선 신호 수신 수단을 이용하여 적어도 상기 시스템과 항공기 간의 거리를 결정하도록 구성되며,
    상기 거리 결정 수단은,
    상기 신호 수신 수단에 의해 수신된 수신기 신호의 적어도 하나의 특성을 측정하는 단계 ?상기 특성은 상기 도킹 지점에서의 가시도와 관련됨?,
    상기 적어도 하나의 수신기 신호 특성의 측정치를 임계치 값과 비교하는 단계,
    상기 비교에 따라, 상기 도킹 지점에서의 가시도가 상기 시스템을 이용한 안전한 도킹을 허용할 만큼 충분히 양호한지 아닌지를 표시내는 신호를 제공하는 단계
    를 수행하는, 항공기 도킹 제어 방법.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 수신기 신호 특성을 측정하는 단계는 적어도 상기 전자기 방사선의 산란을 측정하는 단계를 포함하는, 항공기 도킹 제어 방법.
  14. 제 13 항에 있어서,
    상기 측정하는 단계는 후방산란된 전자기 방사선을 측정하는 단계를 수반하는, 항공기 도킹 제어 방법.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 후방산란된 전자기 방사선의 파워 분산을 결정하는 단계를 더 포함하는, 항공기 도킹 제어 방법.
  16. 제 12 항에 있어서,
    상기 거리 결정 수단은 상기 도킹 지점의 2차원 이미지들을 제공하도록 구성된 이미징 수단을 포함하는 신호 수신 수단을 포함하며, 상기 수신기 신호의 적어도 하나의 특성을 측정하는 단계는 이미지 내에서 적어도 2개 구역 사이에서의 적어도 콘트라스트 차를 측정하는 단계를 수반하는, 항공기 도킹 제어 방법.
  17. 제 16 항에 있어서,
    상기 도킹 지점에서 예정된 위치들 사이에서의 상기 콘트라스트 차의 결정은 상기 이미지 내에서 상기 적어도 2개 구역에 해당하는 예정된 위치들 사이에서의 콘트라스트 차의 결정을 포함하는, 항공기 도킹 제어 방법.
  18. 제 17 항에 있어서,
    상기 예정된 위치들은 상기 시스템으로부터 실질적으로 동일한 거리에 위치되는, 항공기 도킹 제어 방법.
  19. 컴퓨터에서 실행될 때, 제 12 항 내지 제 18 항중 어느 한 항에 따른 방법을 수행하는 소프트웨어 명령들을 포함하는 컴퓨터-판독가능 매체.
  20. 제 1 항 내지 제 4 항중 어느 한 항에 따른 항공기 도킹 시스템을 사용하여 공항에서의 작업들을 제어하기 위한 방법.
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