SE523828C2 - Metod och system för att beräkna en flygrutt - Google Patents

Description

25 . . ø . . . - . a ~ .n 523 828 2 hänsyn tas till hotexponering och där dessutom medges att flygrutten beräknas i både vertikal- och horisontalled.

Detta har i ett utförande uppnåtts medelst en metod, där initialt väljs som aktuell position den första positionen och där följande steg upprepas till dess den andra positionen nås: - för en uppsättning av i förhållande till aktuell flygriktning i förväg definierade lika långa färdvägar bestäms en till varje färdväg svarande förlustfunktion, - en färdväg som ger det mest fördelaktiga värdet på förlustfunktionen väljs ut, - för den valda färdvägen registreras för flygrutten en delsträcka från den aktuella positionen och ett förutbestämt antal positioner framåt och - som ny aktuell position väljs positionen vid delsträckans slut.

Metoden är avsedd att användas i flygdon, exempelvis jaktflygplan, spaningsflygplan och obemannade flygfarkoster. Metoden är tidsdiskret, varför förlustfunktionen för varje testad färdväg beräknas som en summa av ”förlusten” i ett antal beräkningspositioner utmed färdvägen. I ett utförande av uppfinningen registreras endast den första beräkningspositionen, varvid denna anges som ny aktuell position och metoden upprepas såsom beskrivits ovan.

I enlighet med ett utförande av uppfinningen är färdvägarna i färdvägsuppsättningen valda utifrån en till varje färdväg tillhörande styrsignalsekvens. Av beräkningstekniska skäl är det fördelaktigt om den andra till och med den sista signalen i varje styrsignalsekvens är nollställd.

Förlustfunktionen innefattar företrädesvis en eller flera av följande parametrar a) en första parameter som anger om testad färdväg korsar i förväg definierade hotområden, b) en andra parameter som anger om testad färdväg passerar alltför nära terrängen, c) en tredje parameter som anger om testad färdväg överstiger ett i förväg definierat altitudvärde, d) en fjärde parameter som anger om testad färdväg är kostsam ur bränslesynpunkt, e) en femte parameter som anger avståndet till ruttens andra position.

När så krävs kan metoden kompletteras med ett förfiningssteg, där registrerade punkter, vilka ligger så långt från varandra som möjligt, men mellan vilka fri sikt råder, markeras som brytpunkter och där rutten väljs som raka linjer mellan dessa markerade brytpunkter. 10 15 20 525 828 3 I 1:1' n ø ; ø . < - . . a » nu Föreliggande uppfinning omfattar även ett system inrättat att realisera den ovan beskrivna metoden. Systemet innefattar en terrängdatabas inrättad att lagra terrängdata innefattande latitud- och longituddata med tillhörande altituddata, eller liknande; en hotdatabas inrättad att lagra data angående hot innefattande åtminstone data angående hotens geografiska utsträckning, och en med terrängdatabasen och hotdatabasen operativt förbunden första beräkningsenhet inrättad att beräkna rutten mellan den första och den andra positionen.

Där systemet dessutom är inrättat att utföra förfiningssteget är den första beräkningsenheten, terrängdatabasen och hotdatabasen är operativt förbundna med en andra beräkningsenhet, vilken är inrättad att ta emot den av den första beräkningsenheten beräknade flygrutten och förfina denna, varvid registrerade punkter som ligger så långt från varandra som möjligt, men mellan vilka fri sikt råder markeras som brytpunkter och att rutten väljs som raka linjer mellan dessa markerade brytpunkter.

Med den uppfinningsenliga metoden och systemet medges att en tredimensionell rutt predikteras som tar ett flygdon till en slutpunkt med minimerad risk för att hamna i hotområden och där flygdonet kan flyga så lågt som möjligt utan risk för att kollidera med terrängen. Dessutom är metoden mycket beräkningseffektiv och en rutt kan generellt planeras inom loppet av några sekunder.

KORT FIGURBESKRIVNING Fig 1 visar ett blockdiagram som illustrerar ett exempel på ett system för uppdragsplanering, avsett för flygdon.

Fig 2 visar ett flödesschema som illustrerar funktionen i den första beräkningsenheten i systemet i fig 1.

Fig 3 visar ett flödesschema som illustrerar funktionen i den andra beräkningsenheten i systemet i fig l.

Fig 4 visar ett exempel på en av den första beräkningsenheten predikterad rutt och en av den andra beräkningsenheten beräknad, förfinad rutt. ; ~ . - ø u. 10 15 20 25 É"':30 4 . o - - n n . ø . .- 523 828 4 FÖREDRAGNA UTPöRmGsFoRMER I fig 1 anger hänvisningssiffra 6 ett system för att beräkna en rutt för ett flygdon mellan en startposition och en slutposition. Systemet 6 innefattar en terrängdatabas 1, en hotdatabas 2, en första beräkningsenhet 3 för att beräkna en preliminär rutt, en andra beräkningsenhet 4 för att modifiera den preliminära rutten och en display 5. Systemet 6 kan i sin helhet vara byggt i flygdonet. Alternativt finns hela systemet i en markbaserad station (inte visad), i vilket fall data avseende flygdonets aktuella position (startposition) och slutmålet kommuniceras till den markbaserade stationen via länk, varvid den markbaserade stationen beräknar en rutt och returnerar koordinater för denna till flygdonet. I ytterligare ett exempel är några delar av systemet 6 utfört i den markbaserade stationen och resten utförda i flygdonet. Flygdonet är exempelvis ett militärt spaningsflygplan, ett militärt jaktflygplan eller en obemannad flygkost.

Iden följande beskrivningen kommer ett icke-begränsande exempel användas där flygdonet är ett flygplan.

Terrängdatabasen 1 lagrar terrängdata över stora landområden. Iett exempel omfattar terrängdatabasen 1 altituddata lagrade med 50 meters intervall tillsammans med tillhörande latitud- och longituddata eller liknande. Altitudvärden mellan dessa samplingspunkter kan erhållas genom bilinjär interpolation. I hotdatabasen 2 finns lagrade hot. Varje hot har ett geografiskt läge. Till varje hot är också förknippad en räckvidd. I ett exempel där hotet är en radarstation är till radarn kopplad ett visst täckområde. Täckområdets storlek och riktning är styrt av radarns effekt och hur den är riktbar. I ett annat exempel är hotet en missil uppskjuten från en uppskjutningsramp. Även missilen har ett geografiskt läge och en räckvidd.

Den första ruttberäknande enheten 3 har förbindelse med terrängdatabasen 1 och med hotdatabasen 2. Beräkningsenheten 3 matas med starttillstånd och sluttillstånd. Starttillståndet definierar karaktäristiskt flygplanets aktuella läge, dvs startposition, och representeras exempelvis av latitud, longitud och altitud. I detta exemplifierade utförande kan beräkningsenheten 3 vara ansluten till en GPS-mottagare som tillhandahåller aktuella latitud-, longitud- och altituddata. Sluttillståndet definierar slutmålet för flygplanet och representeras exempelvis slutposition och bäring. Slutpositionen är exempelvis angiven med latitud, longitud och altitud. Att det är fördelaktigt att inkludera bäring i sluttillståndet beror på att flygplanet vid slutmålet oftast skall landa, varvid planet måste komma in mot landningsbanan från en vinkel som medger landning. Sluttillståndet matas t ex in via ett i cockpit anordnat inmatningsorgan. Alternativt matas sluttillstånddata till planet via länk för vidarematning till 10 15 20 ' :E25 n . a . . . . . - . .q 523 828 s beräkningsenheten 3. Utifrån det inmatade starttillstånd- och sluttillstånddatat och datat i terrängdatabasen och hotdatabasen beräknar beräkningsenheten 3 den preliminära rutten. Den preliminära rutten matas till den andra beräkningsenheten 4, vilken även den står i kommuni- kation med terrängdatabasen 1 och hotdatabasen 2. Den andra beräkningsenheten 4 beräknar den modifierade rutten utifrån den inmatade preliminära färdvägen och datat i terrängdata- basen och hotdatabasen. Den modifierade färdvägen matas till displayen 5 för presentation.

Presentationen av färdvägen kan exempelvis ske genom visning av koordinatdata eller genom en grafisk illustration av rutten i terrängen. Den modifierade rutten består karaktäristiskt av ett antal brytpunkter, angivna i tre dimensioner, med raka färdvägar dem emellan.

I fig 2 läser 7 beräkningsenheten 3 först in starttillståndet och läser 8 därefter in sluttillståndet.

I ett inte visat exempel läses start- och sluttillstånden in i omvänd ordning. Beräkningsenheten 3 använder sedan sk prediktionsreglering, eller MPC (eng Model Predictive Control), i en modifierad form enligt nedan för att bestämma den preliminära rutten. För att implementera MPC-algoritmen krävs en tillståndsbeskrivning för det system som skall styras.

Tillståndsbeskrivningen för en olinjär modell har den generella formen: X(k +1) = f(X(/<),H(k)) u(k)E U I ett enkelt utförande används en tredimensionell punktmassemodell med konstant hastighet.

Riktningen hos punktens hastighetsvektor kan styras med en styrsignaler innefattande en styrsignalkomponent ue för omriktning i vertikalplanet och en styrsignalkomponent u., för ornriktning i horisontalplanet. I enlighet med denna enkla punktmassemodell används följande tillståndsvektor x(k+1): mk + 1) ¿9(k+1) =9(k)+60u9 (k) x,(k + 1) x(k + 1) = x3 (k + 1) = x(k + l) = x(k) + sO cos(ç0(k) + çoouø (k)) cos(6(k) + Ûouø (k)) X4 (k + 1) y(k +1) = y(k) + so sin(ça(k) + øouç, (k)) cos(l9(k) + Ûouß (k)) X5 (k +1> ak + 1) = z(1<)+ s, Sin(e(1<)+ 0,1), (k)) Observera att tillstånden X3, X4, X5 i det visade exemplet representerar de kartesiska koordinaterna x,y och z, representerande exempelvis latitud, longitud och altitud. Ur antagandet att hastigheten är konstant följer att S0 är en konstant som markerar den sträcka 10 15 =IÃI=2s - . n - ; . . . - . .- 525 828 6 flygplanet antas avverka mellan två beräkningspunkter. S0 är alltså en konstant beroende av flyghastigheten och samplingsintervallet. I ett utförande väljs samplingsintervallet så att S0 är 200-300m, exempelvis 250m. 60 och (00 är i förväg definierade vinkelkonstanter, där 60 anger en vinkel i vertikalplanet och (00 anger en vinkel i horisontalplanet. Exempelvis är 60 =1t/24 rad och (po =1t/ 12 rad. För att förenkla de senare beräkningarna antas styrsignalerna ug, uç endast kunna anta ett antal i förväg definierade värden. Samtliga tillstånd i tillståndsmatrisen är mätbara.

Vid bestämningen av den preliminära rutten utvärderas i ett nästa steg 9 i fig 2 en kostnadsfunktion k+N-l J= Zjgfljlk)Qig<1|k>+Q2h j=k där i ett exempel g(j|k) och h(j|k) är valda enligt nedan _ xend golk) = wild-yet, z<1|k> - ef, fefwxrflk),yolkxzolk» fhfeaftxolk),yUIkLzuI/o) heighmUI/o) fuelwol/a) hol/o = xcnd, ycnd, Zend representerar koordinaterna för sluttillståndet (i tillståndsmatrisen sluttillstånden för x3, X4, X5) och har därmed funktionen som en konstant referenssignal. Funktionerna terr(x,y,z) och threat(x,y,z) levererar värdet 1 om positionen x(j|k), y(j Ik), z(j|k) bestämd av tillstånden x3, x4, x5 ligger under terrängen eller i ett hotområde och som levererar värdet 0 om så inte är fallet. I ett utökat utförande undersöks i fallet att positionen ligger i ett hotområde om sk radarskugga råder, dvs om det finns en siktlinje mellan hotet och punkten eller om terrängen ligger mellan. Skulle radarskugga råda levererar threat(x,y,z) värdet 0 även om positionen ligger i ett hotområde. Funktionen height(z) levererar värdet 1 om planet stiger 10 15 20 _ _25 5 2 3 8 2 8 7 ~ . . . . . . . - - .- över en förbestämd höjd zmax och värdet 0 om så inte är fallet. Den förbestämda höjden zmax är satt för att i så stor utsträckning som möjligt undvika att flygplanet flyger onödigt högt, med de risker det innebär. Funktionen fuel(6(j|k)) anger bränslekonsumtionen i enlighet med en enkel modell, exempelvis fue1<0> = s.,e°” där c är en konstant med ett i förväg angivet värde. Åtminstone när flygplanet börjar närma sig slutmålet bör även bäring tas med i kostnadsfunktionen om planet ska gå in för landning.

Kostnadsfunktionen J (k) utvärderas för en i förväg vald prediktionshorisont N. Exempelvis är prediktionshorisonten vald så att kostnadsfunktionen minimeras för en flygsträcka på 5 -20 km. I ett exempel med s0=250m och N=50 minimeras kostnadsfunktionen för en flygsträcka på 12,5 km. Karaktäristiskt flygsträckan som utvärderas betydligt kortare än avståndet mellan startpositionen och slutpositionen.

Vid utvärderingen av kostnadsfunktionen testas vilka värden denna ger för ett antal i förväg definierade styrsignaler ug, uip, varvid den styrsignal ug, uq,, väljs som minimerar kostnadsfunktionen. I ett exempel gäller U = { -3, -2, -1, O, 1, 2, 3 }, i vilket exempel styrsignalen u9, uq, kan anta 49 olika värden ( (-3,-3), (-3,-2) ....) För att hålla nere beräkningsbördan är dessutom en styrsignalhorisont M satt till 1. Det betyder att endast den första styrsignalprediktionen u(k|k) optimeras. Resten av styrsignalerna u(k+j Ik), j = 1, ..., N- 1 ges värdet 0. På detta sätt utvärderas kostnadsfunktionen J (k) längs strålar i en kon i den tredimensionella rymden. Varje stråle representerar en potentiell färdväg, vars längd är beroende av prediktionshorisonten N och samplingsintervallet. För att ytterligare minska beräkningsbördan kan antalet färdvägar begränsas för vilka förlustfunktionen beräknas.

Q; och Q; i kostnadsfunktionen J (k) är viktmatriser definierade enligt nedan Ql :M Qz :ißi ßz Ißs ß4] uno 10 15 20 523 828 g . . . . . . . . . . ._ Hur värdena ska väljas i viktmatriserna är inte föremål för föreliggande ansökan, men generellt gäller att värdet hos ßl, som bestämmer vikten av att planet inte skall krocka med terrängen är satt mycket högt medan ßg, som bestämmer vikten av att inte planet skall flyga in i ett hotområde generellt har ett lägre värde. Exempelvis kan värdet på ß; bero av hotets art.

Värdet hos ßg, som anger vikten av att inte flyga för högt, är också betydligt lägre än värdet hos ßl. Däremot måste värdet hos ß4, som anger vikten av att bränslet inte tar slut, vara ställt så att risken minimeras för att råka ut för att bränslet tar slut före avslutat uppdrag.

Sammanfattningsvis fastställs i steg 9 den styrsignal ua, uq, som minimerar kostnadsfunktionen J (k). Dessutom tas fram en till den fastställda styrsignalen tillhörande färdväg. I ett nästa steg 10 registreras de koordinater x(k+l),y(k+1),z(k+1) som i steg 9 gav det minsta värdet på J (k). Om avståndet mellan positionen x(k+l), y(k+1), z(k+l) och slutpositionen xend, yend, Zend är mindre eller lika med ett minsta givet avstånd d matas i ett steg 12 en banvektor till den andra beräkningsenheten 4 innefattande samtliga registrerade positionsvärden. Om avståndet mellan den beräknade positionen x(k+l), y(k+l),z(k+1) och slutpositionen xend, yend, Zend överstiger det givna avståndet d sätts i ett steg 11 k=k+1, varpå proceduren upprepas från steg 9.

Den banvektor som matas till den andra beräkningsenheten 4 består av ett förhållandevis stort antal, här angivet R, brytpunkter där avståndet mellan brytpunkterna är so. Såsom nämnts tidigare är so karaktäristiskt 200-300 m. Den andra beräkningsenheten är inrättad att skapa en rutt bestående av ett reducerat antal brytpunkter genom att arbeta enligt det i fig 3 visade schemat.

I ett första steg 13 undersöks om en siktlinje existerar mellan startpunkten P1=x( 1), y(1), z(1) och slutpunkten P2=x(n=R),y(n=R),z(n=R). Siktlinje definieras som den raka linjen mellan två punkter, där linjen inte passerar genom terräng eller hotområden. Skulle det inte vara fri sikt väljs en punkt närmare startpunkten P1, varpå återigen det undersöks om det är fri sikt mellan punkterna P| och P2. Detta förfarande upprepas till dess att en punkt P2 är funnen där det är fri sikt till Pl. Idet i figuren visade exemplet räknas n ned 14 med ett steg i taget varpå det undersöks om fri sikt råder. Fackmannen inser att det finns metoder som kan vara mer effektiva än att räkna ned ett steg i taget från slutpositionen, när det gäller att söka efter den 10 15 20 - . - . n n n . ø - u: 523 828 9 : : : punkt P2 som ligger längst bort från P1 men som ändå ger fri sikt. Uppfinningen skall ej anses begränsad till den häri beskrivna metoden att finna P2.

När fri sikt är funnen mellan punktparet P; , P2 lagras koordinaterna för detta punktpar. Om punkten P2 inte sammanfaller med slutpunkten xend, yend, Zend för uppdraget upprepas förfarandet för att hitta en siktlinje mellan P2 och en punkt P3 där initialt P3 =x(n=R),y(n=R),z(n=R). Om det inte är fri sikt mellan P2 och P3 räknas n ned med ett steg enligt ovan, varpå det testas om fri sikt existerar. När en punkt P3 är funnen med fri sikt till P2 undersöks 16 om P3 sammanfaller med slutpunkten för uppdraget. Om så ej är fallet upprepas det ovan beskrivna förfarandet till dess samtliga brytpunkter Pl, P2, osv för den förfinade rutten är funna. De i den andra beräkningsenheten 4 fastställda förfinade brytpunkterna P1, P2, osv levereras 17 till displayen 5.

I fig 4 markerar hänvisning 20 startpositionen och hänvisning 21 slutpositionen för rutten.

Mellan startpositionen 20 och slutpositionen 21 är markerad den preliminära rutten 18 beräknad av den första beräkningsenheten 3 och den förfinade rutten 19 beräknad av den andra beräkningsenheten 4. Utöver att innehålla ett i förhållande till den preliminära rutten begränsat antal brytpunkter är dessutom den förfinade rutten kortare än den preliminära rutten. Detta beror på att vid beräknandet av den preliminära rutten används en begränsad prediktionshorisont. Hotområdena 22, 23 upptäcks därmed inte förrän de hamnar inom prediktionshorisonten, varför resultatet i vissa situationer leder till att den preliminära rutten inte blir den kortast tänkbara.

Claims (15)

1. 0 15 20 25 5 2 3 3 2 8 2.:= f: fi. f; fi. -; 10 '

2. PATENTKRAV

3. Metod att beräkna en flygrutt (18, 19) mellan en första position (20) och en andra position (21), k ä n n e t e c k n a d a v att initialt väljs som aktuell position den första positionen (20) och att följande steg upprepas till dess den andra positionen (21) nås: - för en uppsättning av i förhållande till aktuell flygriktning i förväg definierade färdvägar bestäms en till varje färdväg svarande förlustfunktion, - en färdväg som ger det mest fördelaktiga värdet på förlustfunktionen väljs ut (9), - för den valda färdvägen registreras (10) för flygrutten en delsträcka från den aktuella positionen och ett förutbestämt antal positioner framåt och - som ny aktuell position väljs positionen vid delsträckans slut.

4. Metod enligt patentkrav l, k ä n n e t e c k n a d a v att färdvägama i färdvägsuppsätt- ningen är valda utifrån en till varje färdväg tillhörande styrsignalsekvens.

5. Metod enligt patentkrav 2, k ä n n e t e c k n a d a v att varje styrsignalsekvens omfattar styrsignaler med en styrsignalkomponent ue för omriktning i ett vertikalplan och en styrsignalkomponent uq, för omriktning i ett horisontalplan.

6. Metod enligt patentkrav 3, k ä n n e t e c k n a d a v att den andra till och med den sista signalen i varje styrsignalsekvens är nollställd.

7. Metod enligt patentkrav 2, k ä n n e t e c k n a d a v att det förutbestämda antalet positioner framåt är ett.

8. Metod enligt patentkrav l, k ä n n e t e c k n a d a v att i förlustfunktionen inkluderas en första parameter som anger om testad färdväg korsar i förväg definierade hotornråden.

9. Metod enligt patentkrav 6, k ä n n e t e c k n a d a v att i förlustfunktionen inkluderas en andra parameter som anger om testad färdväg passerar alltför nära terrängen. 10 15 20 25 30

10.

11.

12. 523 828 11 n ø o ~ . Q Q o u - u. Metod enligt patentkrav 7, k ä n n e te c k n a d a v att i förlustfunktionen inkluderas en tredje parameter som anger om testad färdväg överstiger ett i förväg definierat altitudvärde. Metod enligt patentkrav 8, k ä n n e t e c k n a d a v att i förlustfunktionen inkluderas en fjärde parameter som anger om testad färdväg är kostsam ur bränslesynpunkt. Metod enligt patentkrav 9, k ä n n e t e c k n a d a v att i förlustfunktionen inkluderas en femte parameter som anger avståndet till ruttens andra position. Metod enligt patentkrav 1, k ä n n e t e c k n a d a v att efter att flygrutten har beräknats mellan den första (20) och den andra (21) positionen förfinas den beräknade rutten i ett förfiningssteg, i vilket registrerade punkter som ligger så långt från varandra som möjligt, men mellan vilka fri sikt råder markeras som brytpunkter och att rutten (19) väljs som raka linjer mellan dessa markerade brytpunkter. System för att beräkna en flygrutt (18, 19) för ett flygdon mellan en första position (20) och en andra position (21), k ä n n e t e c k n a d a v att systemet innefattar: - en terrängdatabas (1) inrättad att lagra terrängdata innefattande latitud- och longituddata med tillhörande altituddata, eller liknande, - en hotdatabas (2) inrättad att lagra data angående hot innefattande åtminstone data angående hotens geografiska utsträckning, - en med terrängdatabasen (1) och hotdatabasen (2) operativt förbunden första beräkningsenhet (3) inrättad att beräkna rutten (18) mellan den första och den andra positionen, varvid den första beräkningsenheten arbetar enligt ett förutbestämt schema, där initialt väljs som aktuell position den första positionen och där följande steg upprepas till dess att den andra positionen nås: a) för en uppsättning av i förhållande till aktuell flygriktning i förväg definierade färdvägar bestäms en till varje färdväg svarande förlustfunktion baserad åtminstone på terrängdata och/eller hotdata, b) en färdväg som ger det mest fördelaktiga värdet på förlustfunktionen väljs ut, c) för den valda färdvägen registreras en delsträcka från den aktuella positionen och ett förutbestämt antal positioner framåt och d) som ny aktuell position väljs positionen vid delsträckans slut. 10

13.

14.

15. 523 828 12 ~ ø ø o . . ~ . . . u; System enligt patentkrav 12, k ä n n e t e c k n a d a v att den första beräkningsenheten (3), terrängdatabasen (1) och hotdatabasen (2) är operativt förbundna med en andra beräkningsenhet (4), vilken är inrättad att ta emot den av den första beräkningsenheten (3) beräknade flygrutten och förfina denna, varvid registrerade punkter som ligger så långt från varandra som möjligt, men mellan vilka fri sikt råder markeras som brytpunkter och att rutten (19) väljs som raka linjer mellan dessa markerade brytpunkter. System enligt patentkrav 12 eller 13, k ä n n e t e c k n at a v att hela systemet är implementerat i flygdonet. System enligt patentkrav 12 eller 13, k ä n n e t e c k n at a v att systemet är delvis implementerat i flygdonet och delvis i en markbaserad station varvid data kommuniceras mellan flygdonet och den markbaserade stationen via länk.