TWI643045B

TWI643045B - 非全球定位系統支配的導航系統、自動導引飛行載具以及引導飛行中的自動導引飛行載具的方法

Info

Publication number: TWI643045B
Application number: TW105115651A
Authority: TW
Inventors: 史蒂芬Ａ萊特
Original assignee: 美商波音公司
Priority date: 2015-08-17
Filing date: 2016-05-20
Publication date: 2018-12-01
Also published as: US20170053536A1; EP3133413A3; CN106468547A; TW201710815A; US9852645B2; EP3133413A2

Abstract

本發明揭示一種用於自動導引飛行載具(SAV)(200,500,600,700,800)的非全球定位系統(GPS)支配的導航系統(GINS)(100)。所述SAV具有外殼(200)，其中所述外殼具有外表面(204)、長度(206)、前端(208)和沿著所述外殼的所述長度的縱軸。所述GINS包括第一光學感測器(102)、第二光學感測器(104)、儲存單元(106)和比較器(110)。

Description

非全球定位系統支配的導航系統、自動導引飛行載具以及引導飛行中的自動導引飛行載具的方法

本發明涉及自動導引飛行載具，並且更特別地是涉及非全球定位系統(GPS)致能的自動導引飛行載具。

許多現代的空對地系統包括能夠由對峙距離(standoff distance)導航至一目標的自動導引飛行載具。大部分的這些系統包括控制表面而允許飛行載具行駛或滑行穿過空中至它們各自的目標。一般而言，所有這些類型的系統皆是“發射後離開(launch-and-leave)”(亦被稱為“發射後不管(fire-and-forget)”)類型的系統，其在發射後不需要進一步的導引並且能夠到達預定位置，而不需要發射器在該位置的視線內。

一般而言，大多數類型的自動導引飛行載具利用感測器技術的某些組合來導引它們自己到所希望的位置，感測器技術舉例而言包括慣性量測單元(inertial measurement unit(IMU)，舉例而言諸如，蛇螺儀、高度計、加速度計)、全球定位系統(GPS)導航系統、雷達、雷射、紅外線導歸光學元件(infrared homing optics)、地形匹配或星體追蹤技術(star-tracking technology)。在這些當中，GPS致能的飛行載具已經成為最常見的技術。

現有的GPS導航系統包括：NAVSTAR(其為“Navigation Signal Timing and Ranging”或“Navigation Satellite Timing and Ranging”的縮寫)，其由美國空軍所開發並且操作；以及全球導航衛星系統(Global Navigation Satellite System，GLONASS)，其由蘇聯所開發並且目前由俄羅斯航空航天防衛部隊(Russia Aerospace Defense Forces)所操作。未來的GPS導航系統將包括：全球導航衛星系統(global navigation satellite system，GNSS)(其被稱作GALILEO)，其由歐盟(EU)的歐洲太空總署(ESA)所生產；印度區域導航衛星系統(Indian Regional Navigation Satellite System，IRNSS)，其由印度太空研究組織(Indian Space Research Organization，ISRO)所生產；以及中國北斗導航衛星系統，其由中國所生產。

不幸地，反GPS的技術(舉例而言，諸如GPS電子欺騙和干擾)也在進步，而創造出可能需要使自動導引飛行載具通過競爭降級操作(contested degraded operation，CDO)條件的情況，其可包括GPS拒絕或GPS降級的環境。一旦GPS被拒絕，則其他已知的導航技術(諸如，IMU、目標尋找成像感測器(舉例而言，諸如雷達式的、光電式的和紅外線式的)和星體追蹤技術)可能無法在當飛行時間或行駛距離很長的時候提供在所希望位置處的高度精確之傳遞精準度，因為這些導航技術提供的是中期導航或是末期精準度。再者，星體追蹤技術可能會被周圍條件(亦即，天氣、周圍照明…等等)所限制，感測器是相當昂貴的，並且可能需要密集的處理。

本發明揭示一種用於自動導引飛行載具(SAV)的非全球定位系統(GPS)支配的導航系統(GINS)。所述SAV具有外殼，其中所述外殼具有外表面、長度、前端和沿著所述外殼的所述長度的縱軸。所述GINS可包括第一光學感測器、第二光學感測器、儲存單元和比較器。所述第一光學感測器沿著所述外殼的所述外表面定位，並且往由所述外表面所展開的第一角度瞄準。所述第二光學感測器定位在所述外殼的所述前端，並且往大約沿著所述縱軸的方向瞄準。所述儲存單元被配置以包括具有多個參考影像的資料庫，並且所述比較器與所述第一光學感測器、所述第二光學感測器和所述儲存單元信號通訊。所述第一光學感測器被配置以在當所述SAV在飛行時取得具有在所述SAV下方的視野的多個俯視影像，並且所述第二光學感測器被配置以在當所述SAV在飛行時取得具有在所述SAV前方的正面視野的多個前視影像。再者，所述比較器被配置以將所取得的所述多個俯視影像和前視影像與在所述資料庫中的所述多個參考影像進行比較，並且作為響應而產生用以引導在飛行時的所述SAV的導航資訊。

一旦檢視下面的附圖和詳細的說明，本發明的其他裝置、設備、系統、方法、特徵和優點對於該領域中習知此技術者將是顯而易見或是將變得顯而易見。希望的是，所有此類額外的系統、方法、特徵和優點是包含於此說明內、是位於本發明的範疇內並且是由所附申請專利範圍所保護。

100‧‧‧非全球定位系統支配的導航系統/GINS

102‧‧‧第一光學感測器

104‧‧‧第二光學感測器

106‧‧‧儲存單元

108‧‧‧資料庫

110‧‧‧比較器

112‧‧‧導航系統

114‧‧‧導航濾波器

116‧‧‧導航狀態模組

118‧‧‧GPS追蹤器

120‧‧‧慣性測量單元/IMU

122‧‧‧高度計

124‧‧‧信號路徑

126‧‧‧信號路徑

128‧‧‧信號路徑

130‧‧‧信號路徑

132‧‧‧信號路徑

134‧‧‧信號路徑

136‧‧‧信號路徑

138‧‧‧信號路徑

140‧‧‧信號路徑

142‧‧‧位置數值

144‧‧‧位置資訊量測結果

146‧‧‧GPS位置資訊量測結果

147‧‧‧信號路徑

148‧‧‧IMU位置量測結果

150‧‧‧高度計位置量測結果

152‧‧‧位置數值

153‧‧‧方向控制模組

154‧‧‧影像

156‧‧‧影像

158‧‧‧參考影像

200‧‧‧SAV

202‧‧‧外殼

204‧‧‧外表面

206‧‧‧長度

208‧‧‧前端

210‧‧‧縱軸

212‧‧‧底部

215‧‧‧視線

217‧‧‧第一角度

218‧‧‧控制表面

220‧‧‧控制表面

222‧‧‧控制表面

224‧‧‧控制表面

226‧‧‧控制表面

227‧‧‧控制表面

228‧‧‧方向

230‧‧‧改裝組件

234‧‧‧非引導載具

300‧‧‧方向

304‧‧‧法線

500‧‧‧SAV

502‧‧‧底部部分

504‧‧‧傾斜角度

506‧‧‧傾斜角度

512‧‧‧部分

600‧‧‧SAV

602‧‧‧方向

604‧‧‧傾斜角度

612‧‧‧部分

634‧‧‧傾斜角度

700‧‧‧SAV

702‧‧‧方向

704‧‧‧角度

706‧‧‧第三光學感測器

708‧‧‧方向

800‧‧‧SAV

802‧‧‧飛行路徑

804‧‧‧目標

806‧‧‧地面

808‧‧‧方向

810‧‧‧方向

812‧‧‧方向

808’‧‧‧中期巡航部分

810’‧‧‧轉換部分

812’‧‧‧末期部分

814‧‧‧方向

816‧‧‧方向

818‧‧‧方向

820‧‧‧第一光學感測器

822‧‧‧第二光學感測器

900‧‧‧方法

902‧‧‧開始

904‧‧‧步驟

906‧‧‧步驟

908‧‧‧步驟

910‧‧‧步驟

912‧‧‧步驟

914‧‧‧步驟

916‧‧‧步驟

918‧‧‧步驟

920‧‧‧步驟

922‧‧‧步驟

924‧‧‧步驟

926‧‧‧結束

本發明可以藉由參照隨附圖示而可以更好地瞭解。圖示中的構件不一定是按比例繪製，而是將重點放在解釋本發明的原理上。在圖示中，相同的參考符號表示遍及不同視圖中的對應部件。

圖1是用於自動導引飛行載具(SAV)的非全球定位系統(GPS)支配的導航系統(GINS)的實作的範例的系統方塊圖。

圖2是具有GINS的SAV的實作的範例的立體側視圖。

圖3是圖2中所示的SAV的側視圖。

圖4是圖2、圖3和圖4中所示的SAV的正視圖。

圖5是具有GINS的SAV的另一實作的範例的正視圖。

圖6是具有GINS的SAV的替代性實作的範例的正視圖。

圖7是具有GINS的SAV的又另一替代性實作的範例的側視圖。

圖8是沿著飛行路徑行駛至一目標的SAV的操作的實作的範例的系統圖。

圖9是由GINS所執行的方法的實作的範例的流程圖。

本文所描述的實施例提供負擔得起的用於自動導引飛行載具的非全球定位系統(Global Positioning System，GPS)支配的導航系統(Global Positioning System independent navigation system，GINS)，其能夠在不利用GPS位置信號的情況下導航自動導引飛行載具(self-guided aerial vehicle，SAV)。SAV具有外殼，其中外殼具有外表面、長度、前端和沿著外殼的長度的縱軸。GINS可包括第一光學感測器、第二光學感測器、儲存單元和比較器。第一光學感測器沿著外殼的外表面定位，並且往由外表面所展開的第一角度瞄準。第二光學感測器定位在外殼的前端，並且往大約沿著縱軸的方向瞄準。儲存單元被配置以包括具有多個參考影像的資料庫，並且比較器與第一光學感測器、第二光學感測器和儲存單元信號通訊。第一光學感測器被配置以在當SAV在飛行時取得具有在SAV下方的視野的多個俯視影像，並且第二光學感測器被配置以在當SAV在飛行時取得具有在SAV前方的正面視野的多個前視影像。再者，比較器被配置以將所取得的多個俯視影像和前視影像與在資料庫中的多個參考影像進行比較，並且作為響應而產生用以引導在飛行時的SAV的導航資訊。

在當SAV在飛行時的操作中，GINS執行用於導引在飛行時的SAV的方法。該方法可包括：藉由第一光學感測器，以在當SAV在飛行時取得具有在SAV下方的視野的多個俯視影像；以及藉由第二光學感測器，以在當SAV在飛行時取得具有在SAV前方的正面視野的多個前視影像。該方法接著將所取得的多個俯視和前視影像與在資料庫中的多個參考影像進行比較，並且作為響應而產生由導航系統利用以引導在飛行時的SAV的導航資訊。導航資訊接著被提供至導航系統，其中導航系統利用導航資訊以引導在飛行中的SAV。

圖1例示用於自動導引飛行載具(SAV)的非全球定位系統(GPS)支配的導航系統(GINS)100的實作的範例的系統方塊圖。在此範例中，GINS 100包括第一光學感測器102、第二光學感測器104、具有資料庫108的儲存單元106、比較器110和導航系統112。導航系統112可包括導航濾波器114、導航狀態模組116、GPS追蹤器118、慣性量測單元(IMU)120和高度計122。比較器110可經由信號路徑124、126、128、130和132分別與第一光學感測器102、第二光學感測器104、儲存單元106的資料庫 108、導航濾波器114和導航狀態模組116信號通訊。此外，導航濾波器114可經由信號路徑134、136、138和140分別與導航狀態模組116、GPS追蹤器118、IMU 120和高度計122信號通訊。

第一光學感測器102和第二光學感測器104可以是能夠獲得多個數位圖像(亦即，影像)的攝影機。作為一範例，第一光學感測器102和第二光學感測器104可以是光電(electro-optical，EO)攝影機或紅外線(IR)攝影機，舉例而言，諸如感測IR幅射的熱影像(thermographic)前視紅外線(forward-looking infrared，FLIR)攝影機。第一光學感測器102和第二光學感測器104可以是已知的捷聯式(strap-down)光學感測器。作為進一步範例，第一光學感測器102和第二光學感測器104選擇性而言可以是相同類型的EO或IR攝影機。無論是相同的類型或是不同的類型，一般而言第一光學感測器102和第二光學感測器104是具備寬視角的光學感測器，舉例而言，諸如大約30度。

在此範例中，(如圖2中所示)SAV 200具有外殼202，其中外殼202具有外表面204、長度206、前端208和沿著外殼202的長度206的縱軸210。第一光學感測器102可沿著外殼202的外表面204而設置(亦即，定位)，同時第二光學感測器104可設置(亦即，定位)在外殼202的前端208。第一光學感測器102可大約垂直於SAV 200的外表面204而設置，以使得第一光學感測器102的視線215對於SAV 200的外殼202的縱軸210而言是大約90度，並且大約正交於外表面204。再者，第一光學感測器102的視線215可由SAV 200的外殼202的外表面204所展開的第一角度217定向，同時第二光學感測器104的視線228可大約沿著縱軸210定向。第一角度217可以是由縱軸210展開90度，以使得第一光學感測器102的視線215是正交於外殼202的外表面204，並且對於第二光學感測器104的定向方向而言是大約直角。一般而言，第一光學感測器102被配置以在當SAV 200在飛行時取得具有在SAV 200下方的視野的即時多個俯視影像。類似而言，第二光學感測器104被配置以在當SAV 200在飛行時取得具有在SAV 200前方的正面視野的即時多個前視影像。

回到圖1，儲存單元106可以是可裝載(on board)在SAV 200上的任何已知類型的資料儲存裝置，舉例而言，諸如固態記憶體、隨機存取記憶體(RAM)、唯讀記憶體(ROM)、電機儲存裝置(舉例而言，諸如硬碟，或其他等效的裝置或構件)。資料庫108可以是具有參考影像資料的任何已知類型之被組織的資料集合，其包括多個參考影像。多個參考影像可以是多個經壓縮或未經壓縮的全球性參考影像或區域性參考影像。

在此範例中，參考影像資料可為經大地測量校準(geodetically calibrated)的參考資料，其中該經大地測量校準的參考資料是利用大地基準點(geodetic datum)(亦稱為大地座標系統(geodetic system))來校準，該大地基準點是被用以定位在地球上的位置的坐標系統以及一組參考點。在此範例中，經大地測量校準的參考資料可以利用一般而言用於製圖、大地測量和導航的世界大地座標系統(world geodetic system，WGS)84標準來校準。WGS 84標準一般而言包括用於地球的標準坐標系統、用於原始高度資料的標準球形參考表面以及定義標稱海平面的重力等位面。利用WGS 84標準，第一光學感測器102和第二光學感測器104可利用資料庫108的參考影像資料來地理註記(geo-register)，以使得分別來自第一光學感測器102和第二光學感測器104的所取得的俯視和前視影像可與在資料庫108的多個參考影像中的經大地測量校準的參考資料對準。

比較器110可以為任何裝置、構件、電路或模組，可以是硬體、軟體或兩者，其被配置以將所取得的多個俯視和前視影像與在資料庫108中的多個參考影像進行比較，並且作為響應而產生用以引導在飛行時的SAV的導航資訊。比較器110被配置以對所即時取得的多個俯視和前視影像與在資料庫108中的多個參考影像的參考圖像進行光學影像關聯，其藉由逐個影像的比較來決定是否所取得的即時俯視或前視影像與在資料庫108中的經儲存的參考影像匹配。比較器110的示範性裝置包括相關器(correlator)、匹配濾波器、數位信號處理器(DSP)和處理器。一般而言，比較器110被配置以在所即時取得的俯視或前視影像與在資料庫108中的多個經儲存的參考影像之間執行場景關聯。應該由該領域中習知此技術者瞭解的是，高的關聯數值表示匹配。

該經改良的GINS 100的電路、構件、模組和/或裝置，或者與該經改良的GINS 100相關聯的電路、構件、模組和/或裝置被描述為彼此信號通信，其中信號通信係指在電路、構件、模組和/或裝置之間而可允許電路、構件、模組和/或裝置從另一個電路、構件、模組和/或裝置傳遞和/或接受信號和/或資訊的任一類型的通信和/或連接。通信和/或連接可以是沿著允許信號和/或資訊從一電路、構件、模組和/或裝置傳遞至另一者，並且包括無線或有線信號路徑之在電路、構件、模組和/或裝置之間的任一路徑。信號路徑可以是實體性的，舉例而言，諸如導電線、電磁波導、電纜、附接的和/或電磁的或機械式耦合的端子、半導電或介電材料或裝置，或其他類似的實體性連接或耦合。此外，信號路徑可以是非實體性的，諸如經由數位構件的自由空間(就電磁傳播的情形而言)或資料路徑，其中通信資訊以不同的數位格式從一電路、構件、模組和/或裝置被傳遞至另一者，而不經由直接的電磁連接傳遞。

轉向導航系統112，導航系統112是裝置、構件、電路或模組，其能夠基於來自比較器110、GPS追蹤器118、IMU 120和高度計122的輸入來決定SAV的位置，並且能夠利用該位置來為SAV的方向性控制提供導航修正資訊。方向性控制件可包括在SAV 200的外殼、機翼、其他氣動構件和推進系統上的控制表面，該控制表面被利用以在當SAV 200航行一段軌跡路徑至所要的位置、目標或是此兩者時，引導SAV 200的運動。

在導航系統112中，導航濾波器114可以是導航合成(fusion)裝置、構件、其之模組、電路、或其他類型的裝置，其被配置以接收來自不同類型的SAV位置感測器(亦即，第一光學感測器102和第二光學感測器104)、GPS追蹤器118、IMU 120和高度計122的多個輸入，並且作為響應而產生準確的SAV位置數值142，其可經由信號路徑134被發送至導航狀態模組116。在至少一些導航系統中，單一個感測器可不提供完全準確的SAV位置資訊。作為一範例，雖然一般而言GPS感測器(諸如，GPS追縱器118)提供GPS感測器(和相關聯的導航系統)之準確的位置資料，但是在GPS降級或拒絕的區域內這些GPS感測器可能不能夠為導航系統提供準確的位置資訊。因而，合成技術已經發展到可從不同的來源將互補的來源(有時候為多餘資訊)合成為一位置資料的表示格式。一般而言，此多感測器的整合和合成提供強健的運算效能、經擴展的空間覆蓋範圍、經擴展的時間覆蓋範圍、經增加的信賴度、經改善的位置偵測、經強化的空間分辨度、經改善的系統操作可靠度以及在位置的決定上經減少的不確定性。在此範例中，導航濾波器114被配置以分別經由信號路徑130、136、138和140合成由比較器110、GPS追蹤器118、IMU 120和高度計122所接收到的位置資訊量測結果144、146、148和150。

作為一範例，導航濾波器114可以為卡爾曼濾波器(Kalman filter)(或是擴展型卡爾曼濾波器(extended Kalman filter))，其利用量測模型的統計特性來遞迴地估計不同感測器(比較器110、GPS追蹤器118、IMU 120和高度計122)的合成資料。一般而言，假如導航濾波器114是卡爾曼濾波器，則導航濾波器114能夠合成來自比較器110、GPS追蹤器118、IMU 120和高度計122的位置資訊量測結果144、146、148和150，並且同時估計導航系統112的現行狀態以及亦預測導航系統112的未來狀態。在此範例中，在比較器110中(來自第一和第二光學感測器102和104的)即時影像154和156與來自資料庫108的參考影像158之間的每一個“匹配”結果皆是來自比較器110的實際位置資訊測量結果144，其經由信號路徑130被發送至導航濾波器114的卡爾曼濾波器。由卡爾曼濾波器所產生的所得資訊(其涉及位置數值142)接著被發送至導航狀態模組116。

GPS追蹤器118是能夠接收來自GPS人造衛星組(GPS satellite constellation)的GPS信號的裝置、構件、模組或電路。GPS追蹤器118可以是GPS追蹤器或GPS接收器。GPS接收器是能夠接收GPS信號的裝置，並且作為響應而決定所接收的GPS信號的偽距數值(pseudo-range value)以及基於所接收的偽距數值決定GPS接收器的所得位置。GPS追蹤器是能夠僅接收GPS信號而決定對應偽距數值的裝置，而不需基於偽距數值來決定GPS追蹤器的所得位置。

IMU 120一般而言是電子裝置、構件、模組或電路，其被配置以測量和通報SAV 200的速度和指向以及由SAV 200所感受到的重力。IMU 120可包括加速度計、陀螺儀和磁力計的組合，並且可以是在導航系統112內的慣性導航系統的部分(未圖示)。

IMU 120亦可選擇性地經由信號路徑147與比較器110信號通訊。假如IMU 120與比較器110信號通信，則IMU 120可使比較器110備有IMU資訊，其允許比較器110決定是否比較器110應該將多個參考影像158與(第一光學感測器102的)即時俯視影像154或是第二光學感測器104的即時前視影像156中之一者進行比較。在SAV被定向到地面上的一位置之情況下，當比較器110位於沿著SAV 200飛行路徑的轉換區域時，比較器110可從比較多個參考影像158與即時俯視影像154，切換至比較多個參考影像158與即時前視影像156，其中轉換區域係指當SAV 200在沿著飛行路徑的中期巡航部分期間由大約水平飛行轉換至SAV 200指向改變之時刻，於此處，SAV 200改變高度並且向前傾向為俯衝(亦即，“鼻子朝下”)，以沿著SAV 200行駛至該位置之飛行路徑的末期部分行駛。

當發生此轉換時，由第一光學感測器102所取得的即時俯視影像154將伴隨SAV 2000之高度而改變直到一飛行路徑的可能點，於此處，第一光學感測器102不再能夠取得在SAV 200下方的地面影像。類似而言，第二光學感測器104將從取得在SAV 200前方的水平線的即時前視影像，轉換成取得在SAV 200前方的地面的即時前視影像156。由於比較器 110將第一和第二光學感測器102和104的即時“地面”影像與多個參考影像158進行匹配的緣故，比較器110可在當感測器102和104任一者未取得地面的即時影像時，選擇性地忽略或停止從第一或第二光學感測器102和104接收和處理影像。忽略或停止從第一或第二光學感測器102和104任一者接收和處理非地面影像的該決定可基於：決定偵測感測器102或104的其中一者是否正在產生即時非地面影像(舉例而言，諸如水平線影像)、接收到IMU資訊，其指出SAV 200正轉換至第一光學感測器102將不會取得即時地面影像之飛行路徑的末期階段，或是以上兩者。

根據此範例，在飛行路徑的轉換區域中，SAV 200的傾角可能存在一種情形，使得第一和第二光學感測器102和104兩者皆能夠取得即時地面影像。在此情形中，比較器110可利用第一和第二光學感測器102和104兩者即時取得的影像154和156，以與資料庫108的參考影像158進行比較。在此範例中，藉由將(資料庫108的)參考影像158與兩個所取得的地面的即時影像154和156進行比較，可提高比較的精確度。

高度計122可以是氣壓高度計、雷達高度計或是以上兩者。導航狀態模組116可以是導航濾波器114的部分或個別構件。導航狀態模組116是裝置、構件、模組或電路，其被配置以接收位置數值142資訊，並且產生用於導航系統112(以及就廣義而言，GINS 100和SAV 200)的所得位置數值152。該位置數值152可經由信號路徑132被傳遞至比較器110和SAV 200的(多個)方向控制模組153。

GINS 100亦可包括與比較器110信號通信的選擇性第三光學感測器(未圖示)。類似於第一光學感測器102，第三光學感測器亦可為能夠取得多個數位影像的攝影機。作為一範例，第三光學感測器可以是IR攝影機，舉例而言，諸如感測IR幅射的FLIR攝影機。類似於第一光學感測器102，第三光學感測器可以是亦沿著外殼202的外表面204設置(亦即，定位)。第三光學感測器可大約垂直於SAV 200的外表面204而定位，以使得第三光學感測器的視線是在正交於外表面204的方向上，且相對於SAV 200的外殼202的縱軸210而言以大約90度指向。再者，第三光學感測器可在由SAV 200的外殼202的外表面204所展開的第三角度的方向上定向。第三角度可以是90度，以使得第三光學感測器是在正交於外殼202的外表面204，並且對於第二光學感測器104的定向方向而言大約是直角的方向上定向。在一特別實施例中，第三光學感測器亦被配置以在當SAV 200在飛行時取得具有在SAV 200下方的視野的另外即時多個俯視影像。

在此範例中，比較器110被配置以用逐個影像比較是否(第一光學感測器102和第三光學感測器兩者的)所取得的即時俯視或是前視影像與在資料庫108中的經儲存的參考影像匹配。類似於第一光學感測器102，第三光學感測器亦可利用資料庫108的參考影像資料來地理註記，以使得來自第三光學感測器的所取得的俯視影像亦可與在資料庫108的多個參考影像中的經大地測量校準的參考資料對準。

在這些範例中，第一光學感測器102可被定位在SAV 200的外表面204上，使得第一光學感測器102係二擇一地：當SAV 200在飛行並且在與SAV 200的外殼202的縱軸210共線的方向228上行駛時，在由SAV 200的朝向下方地面之底部212所展開的法線方向上向下定向；或當SAV 200在飛行時，以由SAV 200的朝向下方地面之底部212的法線方向所展開的斜向角度(圖5、6的角度504、634之任一者)和由SAV 200的行駛方向228所展開的直角而定向。斜向角度可以是朝向SAV 200的外殼202的第一下側部分(未圖示)或是第二下側部分(未圖示)。類似而言，第三光學感測器亦可以定位在SAV 200外表面204上，而使得第三光學感測器亦在當SAV 200在飛行時在由SAV 200的朝向下方地面之底部212所展開的法線方向上向下定向，使得第三光學感測器定向在與第一光學感測器102相同方向上。在此範例中，第一光學感測器102和第三光學感測器可沿著縱軸210在SAV 200的底部212上被定位而鄰近於彼此。

替代而言，當SAV 200在飛行時，第三光學感測器可由SAV 200的朝向下方地面之底部212以由法線方向所展開的傾斜角度向下定向並且以由SAV 200的行進方向228所展開的直角定向。在此替代性範例中，第一光學感測器102和第三光學感測器可沿著縱軸210被定位在SAV 200的下側部分上而鄰近於彼此。在另一替代性範例中，第一光學感測器102和第三光學感測器可被定位在SAV 200的下側部分的相對側處，當SAV 200在飛行時，使得第一光學感測器102由SAV 200的朝向下方地面之底部212以由法線方向所展開的第一傾斜角度向下定向並且以由SAV 200的行進方向228展開的直角向下定向，第三光學感測器由SAV 200的朝向下方地面之底部212以由法線方向所展開的第二傾斜角度向下定向，其中第一和第二傾斜角度是不同的。作為一範例，第一傾斜角度和第二傾斜角度之間的間隔角度可為大約90度或較少。

作為使用第一光學感測器102和第二光學感測器104的操作的範例，當SAV 200發射並且在飛行時，第一光學感測器102取得當SAV 200 在飛行時SAV 200下方的視野的即時多個俯視影像，並且第二光學感測器104亦取得在SAV 200前方的正面視野的即時多個前視影像。多個俯視影像154和多個前視影像156分別沿著信號路徑124和126被發送至比較器110。比較器110亦接收SAV 200的用於導航系統112之位置數值152。比較器110接著使用來自位置數值152的資訊，讀取來自資料庫108的單一個參考影像(或次多個參考影像)，以與多個俯視影像154和多個前視影像156進行比較。比較器110在單一個參考影像(或次多個參考影像)與多個俯視影像154和多個前視影像156之間執行場景關聯，以決定是否匹配。一旦決定是匹配，比較器110接著在SAV 200沿著其飛行路徑移動的同時可“追蹤”SAV 200的位置，其藉由留意由第一和第二光學感測器102和104所產生的新的即時影像154和156與來自資料庫108的經選擇的參考影像的不同來達成，其中經選擇的參考影像在先前取得的影像154和156之間產生“匹配”(亦即，有高的場景關聯)因而選擇了該經選擇的參考影像。

當來自第一和第二光學感測器102和104的新的即時取得的影像154和156開始接近比較器110正在使用之經選擇的參考影像的邊緣時，比較器110被配置以擷取來自資料庫108的額外參考影像158，其與新的即時取得的影像154和156有高的場景關聯。此過程隨著比較器110追蹤SAV 200的位置而參照資料庫108的參考影像158而繼續。比較器110的匹配結果接著作為即時位置資訊量測結果144，並經由信號路徑130被發送至導航濾波器114。在此範例中，比較器110可執行影像配準(image registration)和場景關聯過程。一般而言，此過程可包括將(來自資料庫108的)參考影像158和即時影像(來自第一或第二光學感測器102和104的即時影像 154或156)納入一共同投影空間，並且接著與被採用的統計數據匹配以找到正確的影像對準。

與被採用的統計數據匹配以找到正確的影像對準的範例過程包括一般性圖樣匹配(general pattern match，GPM)方法。在另一手段中，比較器110可替代而言利用來自即時影像154和156的經感測的地形執行包括數位標高地圖關聯的地形匹配過程的。這替代性過程利用被動IR感測器的標高回覆演算法，以將SAV 200的飛行路徑與已知地形資料庫進行比較。此方法可舉例而言使用地形匹配過程。

一旦導航濾波器114接收到來自比較器110的即時位置資訊量測結果144，則導航濾波器114會將此些位置資訊量測結果144與任何可用的GPS位置資訊量測結果146、IMU位置量測結果148和高度計位置量測結果150合併，以產生合成的位置數值142，其被發送至導航狀態模組以產生準確的位置數值152。

轉到圖2，具有GINS(諸如圖1中所示的GINS 100)的SAV 200的實作的範例的立體側視圖被例示。SAV 200可包括外殼202，其中外殼202具有外表面204、長度206、前端208、沿著外殼202的長度206的縱軸210和底部212。SAV 200亦可包括定位在SAV 200的底部212的第一光學感測器102以及定位在SAV 200的前端208的第二光學感測器104。再者，SAV 200可包括多個控制表面218、220、222、224和226，以在沿著飛行路徑的方向228上航行SAV 200至一經規劃的位置或目標。在此範例中，SAV 200可包括可被設置在現有非導引飛行載具234上的改裝組件(retro-fit kit)，其包括第一部分改裝組件230和第二部分改裝組件232。

在圖3中，SAV 200(如圖2中所示)的側視圖被例示。在此視圖中，第一光學感測器102沿著外殼202的外表面204被定位在SAV 200的底部212上。在此範例中，第一光學感測器102被例示為被定位在第二部分改裝組件232；然而該瞭解的是，假如SAV 200不是經改裝的現有非導引飛行載具234，則第一光學感測器102可沿著SAV 200的底部212被定位於任何地方。第二光學感測器104被例示為被定位在SAV 200的前端208，SAV 200被定向於在行駛方向228上沿著縱軸210的方向300上。第一光學感測器102被例示為被定向在與SAV 200的外表面或底部212正交304的方向215上，該外表面或底部212是在當SAV 200在飛行時直接向下朝向地面。在此範例中，第一光學感測器102和第二光學感測器104的定向方向215和300被例示以大約正交(亦即，垂直)，其中，由第一光學感測器102所定向的方向215的角度217為由縱軸210展開大約90度。轉向圖4，SAV 200的正視圖被例示。在圖4中，附加控制表面227被例示。

在圖5中，具有GINS(諸如圖1中所示的GINS 100)的SAV 500的另一實作的範例的正視圖被例示。如前面所述，SAV 500可包括外殼202，其中外殼202具有外表面204、長度(未圖示)、前端208、沿著外殼202的長度的縱軸(未圖示)和底部212。在此範例中，SAV 500包括定位在SAV 500的底部部分502的第一光學感測器102以及定位在SAV 500的前端208的第二光學感測器104。再者，SAV 500可包括多個控制表面218、220、222、224、226和227，以在沿著飛行路徑的方向上航行SAV 500至一經規劃的位置或目標。類似於前述，在此範例中，SAV 500可包括可被設置在現有非導引飛行載具上的改裝組件，其包括第一部分改裝組件230和第二部分改裝組件232。與圖4中所示的範例不同的是，在圖5中，第一光學感測器102可沿著SAV 500的外表面204設置，以使得第一光學感測器102在角度504的方向上定向，該角度504的方向與SAV 500的外表面204的法線304夾一傾斜角度506，而外表面204在當SAV 200在飛行時向下朝向地面定向。

在圖6中，具有GINS(諸如圖1中所示的GINS 100)的SAV 600的替代性實作的範例的正視圖被例示。如前面所述，SAV 600可包括外殼202，其中外殼202具有外表面204、長度(未圖示)、前端208、沿著外殼202的長度206的縱軸(未圖示)和底部212。在此範例中，SAV 600包括定位在SAV 600的底部部分502的第一光學感測器102以及定位在SAV 600的前端208的第二光學感測器104。再者，SAV 600可包括多個控制表面218、220、222、224、226和227，以在沿著飛行路徑的方向上航行SAV 600至一經規劃的位置或目標。類似於前述，在此範例中，SAV 600可包括可被設置在現有非導引武器上的改裝組件，其包括第一部分改裝組件230和第二部分改裝組件232。與圖5中所示的範例不同的是，在圖6中，第一光學感測器102可沿著SAV 600的底部部分502的其他側而沿著SAV 600的外表面204設置，以使得第一光學感測器102在方向602上定向，該方向602與SAV 600的外表面204的法線304亦是夾另一傾斜角度604，而外表面204在當SAV 600在飛行時向下朝向地面定向。然而，傾斜角度634是朝向底部部分502的第二部分定向，同時傾斜角度504(圖5中所示)是朝向底部部分502的第一部分定向。

假如選擇性第三光學感測器(未圖示)存在，則第三光學感測器可沿著如同在圖5中所示的底部部分502的第一部分設置。作為一範例，第一光學感測器102和第三光學感測器可在不同方向上被定向，其中，假如第一光學感測器102和第三光學感測器被假定為由朝向地面的法線方向304展開最多大約45度，則不同定向方向之間的分離角度可以是大約90度或更小；然而基於設計而言，該瞭解的是不同定向方向之間的分離角度亦可大於90度。

轉到圖7，具有GINS(諸如圖1中所示的GINS 100)的SAV 700的又另一替代性實作的範例的側視圖被例示。如前述，SAV 700可包括外殼202，其中外殼202具有外表面204、長度206、前端208、沿著外殼202的長度206的縱軸210和底部212。SAV 700亦可包括定位在SAV 700的底部212的第一光學感測器102以及定位在SAV 700的前端208的第二光學感測器104。再者，SAV 700可包括多個控制表面218、220、222和224，以在沿著飛行路徑的方向228上航行SAV 700至一經規劃的位置或目標。如前述，在此範例中，SAV 700可包括可被設置在現有非導引武器234上的改裝組件，其包括第一部分改裝組件230和第二部分改裝組件232。在此視圖中，該瞭解的是第一光學感測器102是沿著外殼202的外表面204被定位於SAV 700的底部212上。在此範例中，第一光學感測器102被例示為被定位於第二部分改裝組件232；然而該再次瞭解的是，假如SAV 700不是經改裝的現有非導引武器234，則第一光學感測器102可沿著SAV 700的底部212被定位於任何地方。第二光學感測器104被例示為被定位於SAV 700的前端208處，該前端208沿著縱軸210沿著方向300被定向而對應沿著飛行路徑的行進方向228。

第一光學感測器102被例示為在與SAV 700的外表面或底部212正交304的方向702上被定向，該外表面或底部212是在當SAV 700在飛行時直接向下朝向地面。如前述，在此範例中，第一光學感測器102和第二光學感測器104的定向方向702和300被例示大約正交(亦即，垂直)，其中，由第一光學感測器102所定向的方向702的角度704為由縱軸210展開大約90度。然而與圖3中的範例不同的是，在圖7中，SAV 700亦包括第三光學感測器706，該第三光學感測器706可被定位以鄰近於沿著外表面204的第一光學感測器102。在此範例中，第一光學感測器102和第三光學感測器706可被定位在SAV 700的底部212，並且第三光學感測器706被定向的方向708可與第一光學感測器102的定向方向702平行。這將導致第一光學感測器102和第三光學傳感器706兩者能夠取得小量偏移之望向SAV 700下方的多個即時向下看的影像。藉由利用這些額外的向下看的影像，GINS的比較器110將可以在當將這些影像與在GINS的資料庫108中的經儲存的參考影像158進行比較時產生較高的關聯結果。亦應該瞭解的是，在此範例中第一光學感測器102和第三光學感測器706可在不同方向上被定向，而將能夠組合式的取得具有類似於圖6所討論的不同角度的視角的向下看的影像。

轉向圖8，沿著飛行路徑802行駛至在地面806上的目標804的SAV 800的操作的實作的範例的系統圖被例示。在此範例中，SAV 800可如同圖1至圖7中所示的SAV 200、500、600和700的實作的任何範例被實作。在此範例中，首先SAV 800沿著飛行路徑802的中期巡航部分808’行駛至飛行路徑802的轉換部分810’，於此處，SAV切換方向至會通行至目標804的位置的飛行路徑的末期部分812’。在圖8中，該瞭解的是，第一光學感測器820和第二光學感測器822兩者的瞄準方向808、810、812、814、816和818分別沿著飛行路徑802的中期巡航部分808’、轉換部分810’和末期部分812’改變。作為一範例，在飛行路徑802的中期巡航部分808’中第一光學感測器820是往向下朝向地面806的方向808瞄準，而允許第一光學感測器820取得由導航系統使用的地面的即時向下看的影像，以引導沿著飛行路徑802的SAV 800。第二光學感測器822將取得SAV 800前方的水平線的即時向前看的影像，而允許SAV 800的高度調整，以保持SAV 800沿著飛徑路徑802的航行高度。一旦SAV 800到達飛行路徑的轉換部分810’，SAV 800調整其傾角以向下傾向朝向目標804，並且遵循飛行路徑802的末期部分812’。在此時第一光學感測器820的瞄準方向810開始從瞄準向地面806移開並瞄準朝向水平線。類似而言，第二光學感測器822的瞄準方向816開始從瞄準向水平線移開轉而瞄準朝向地面806並且最終朝向目標804。在轉換部分810’內的某一點處，第一光學感測器820可能不再能夠取得地面806的即時俯視影像，並且隨著GINS開始往朝向地面的方向816瞄準時，GINS將開始使用第二光學感測器822的所取得的即時前視影像。一旦到達飛徑路徑802的末期部分812’，第一光學感測器820可往不再“看”地面806的方向812瞄準，並且不能夠取得地面806的有意義的即時俯視影像，同時第二光學感測器822往目標的方向818瞄準，以使得第二光學感測器822現在能夠在接受衝擊前，沿著飛徑路徑802的末期部分812’取得目標804的準確的向前看的影像。

在圖9中，由裝載在SAV上(舉例而言，諸如圖1至圖8 所示的SAV 200、500、600、700和800)的GINS 100(如圖1所示)所執行的方法900的實作的範例的流程圖被例示。方法900藉由飛行器或地面位置發射SAV開始902。在決定步驟904中，裝載在SAV上的GINS 100決定GPS信號是否是可用、遭拒絕或遭降級。假如GPS信號是可用且未遭降級，則GINS在步驟906中可利用GPS信號導航，並且方法900返回決定步驟904以持續監控是否GPS信號是可用、遭拒絕或遭降級。假如GPS信號是不可用(無論是因為它們在環境中遭拒絕或是因其他理由而不可用的)或遭降級，則方法900反而繼續步驟908。

在步驟908，GINS 100決定SAV的最後已知位置，其中在空對地SAV的例子中，最後已知位置可由發射載具(舉例而言，諸如飛行器)所提供，或是可以是SAV在沿著到目標的飛行路徑進入GPS拒絕或降級區域之前的最後已知位置。在步驟910中，GINS 100從在裝載的儲存單元106中的資料庫108擷取有關於SAV的最後已知位置的次多個(sub-plurality)參考影像，以使得比較器110能夠將所擷取的次多個參考影像158與來自第一光學感測器102和第二光學感測器104兩者的即時取得的影像154和156進行比較。GINS 100接著在步驟912中藉由第一光學感測器102取得在SAV下方的視野的即時多個俯視影像154，並且在步驟914中藉由第二光學感測器104取得在SAV前方的正面視野的即時多個前視影像156。

比較器110接著在步驟916中將所取得的多個俯視影像154和多個前視影像156與在資料庫108的次多個參考影像158進行比較，並且作為響應而在步驟918中產生由導航系統112利用以引導沿著飛行路徑的 SAV的導航資訊。方法900接著在步驟920中，於導航濾波器114內結合導航資訊與的其他感測器的位置資訊，以產生SAV的位置。如前面所討論的，導航濾波器114可以為卡爾曼濾波器，並且其他感測器的位置資訊可以為由包括GPS追蹤器118(假定環境是遭GPS降級但不拒絕的)、IMU 120和高度計122的裝置所提供的位置資訊。導航系統112接著在步驟922中決定沿著飛行路徑的SAV的位置，並且在步驟924中引導沿著飛行路徑的SAV。方法900接著結束926。

應該理解的是，在不背離本發明的範疇的情況下，本文所示的實作的各種態樣或細節可被加以改變。以上所描述並非意欲是詳盡的且並非意欲以限制所揭示的精確型式。此外，前述描述僅是用於解釋的目的，並且不是用於限制的目的。各種修改和變化在基於上述描述的情況下皆是可能的或是可從實施本發明而獲得。本發明的申請專利範圍和它們的等效物限定本發明的範疇。

Claims

一種用於具有外殼的自動導引飛行載具(SAV)的非全球定位系統(GPS)支配的導航系統(GINS)，其中所述外殼具有外表面、長度、前端和沿著所述外殼的所述長度的縱軸，所述GINS包括：第一光學感測器，其中所述第一光學感測器沿著所述外殼的所述外表面定位，並且相對於所述縱軸以第一角度定向；第二光學感測器，其中所述第二光學感測器沿著所述外殼的所述外表面定位，並且相對於所述縱軸以第二角度定向；儲存單元，其中所述儲存單元被配置以包括具有多個參考影像的資料庫；以及比較器，其中所述比較器與所述第一光學感測器、所述第二光學感測器和所述儲存單元信號通訊，其中所述第一光學感測器被配置以在當所述SAV在飛行時取得對於所述SAV而言具有第一視野的第一多個影像，其中所述第二光學感測器被配置以在當所述SAV在飛行時取得對於所述SAV而言具有第二視野的第二多個影像，其中所述比較器被配置以將所取得的所述第一多個影像和所取得的所述第二多個影像與在所述資料庫中的所述多個參考影像進行比較，並且作為響應而產生用以引導在飛行時的所述SAV的導航資訊。
如申請專利範圍第1項所述的GINS，其中所述第一角度是由所述縱軸展開大約90度。
如申請專利範圍第2項所述的GINS，其中所述第二光學感測器定位在所述外殼的所述前端，其中所述第二光學感測器定向在大約沿著所述縱軸的方向上，其中所取得的所述第一多個影像是多個俯視影像，且所述第一視野是在當所述SAV在飛行時位於所述SAV下方的視野，以及其中所取得的所述第二多個影像是在當所述SAV在飛行時具有所述SAV的正面視野的多個前視影像。
如申請專利範圍第3項所述的GINS，其中所述SAV被配置以在與所述外殼的所述縱軸共線的方向上行駛，並且其中所述第一光學感測器由所述外表面由法線方向斜向地定向。
如申請專利範圍第1項所述的GINS，進一步包括：導航濾波器；以及慣性量測單元(IMU)，其中所述導航濾波器與所述比較器和所述IMU信號通訊。
如申請專利範圍第1項所述的GINS，進一步包括第三光學感測器，其中所述第三光學感測器沿著所述外殼的所述外表面定位，並且以由所述外表面所展開的第三角度定向。
如申請專利範圍第6項所述的GINS，其中所述第一角度是由所述縱軸展開大約90度，其中所述SAV被配置以在與所述外殼的所述縱軸共線的方向上行駛，其中所述第一光學感測器以由所述行駛方向所展開的第一直角斜向地定向，以及其中所述第三光學感測器以由所述行駛方向所展開的第二直角斜向地定向。
如申請專利範圍第1項所述的GINS，其中所述第一光學感測器和所述第二光學感測器是紅外線照相機。
一種具有導航系統的自動導引飛行載具(SAV)，所述SAV包括：外殼，所述外殼具有外表面、長度、前端和沿著所述外殼的所述長度的縱軸；第一光學感測器，其中所述第一光學感測器沿著所述外殼的所述外表面定位，並且相對於所述縱軸以第一角度定向；第二光學感測器，其中所述第二光學感測器沿著所述外殼的所述外表面定位，並且相對於所述縱軸以第二角度定向；儲存單元，其中所述儲存單元被配置以包括具有多個參考影像的資料庫；以及比較器，其中所述比較器與所述第一光學感測器、所述第二光學感測器和所述儲存單元信號通訊，其中所述第一光學感測器被配置以在當所述SAV在飛行時取得對於所述SAV而言具有第一視野的第一多個影像，其中所述第二光學感測器被配置以在當所述SAV在飛行時取得對於所述SAV而言具有第二視野的第二多個影像，其中所述比較器被配置以將所取得的所述第一多個影像和所取得的所述第二多個影像與在所述資料庫中的所述多個參考影像進行比較，並且作為響應而產生用以引導在飛行時的所述SAV的導航資訊。
一種藉由利用第一光學感測器、第二光學感測器、具有多個參考影像的資料庫和比較器的導航系統來引導飛行中的自動導引飛行載具(SAV)的方法，所述方法包括：以所述第一光學感測器取得當所述SAV在飛行時對於所述SAV而言具有第一視野的第一多個影像；以所述第二光學感測器取得當所述SAV在飛行時對於所述SAV而言具有第二視野的第二多個影像；將所取得的所述第一多個影像和所取得的所述第二多個影像與在所述資料庫中的所述多個參考影像進行比較，並且作為響應而產生由所述導航系統利用以引導在飛行時的所述SAV的導航資訊；以及提供所述導航資訊至所述導航系統，其中所述導航系統使用所述導航資訊以引導在飛行中的所述SAV。
如申請專利範圍第10項所述的方法，進一步包括：決定是否所述SAV可使用全球定位系統(GPS)的信號；決定所述SAV的最後已知位置；以及由具有所述多個參考影像的所述資料庫擷取次多個(sub-plurality)參考影像，其中所述次多個參考影像是有關於所述SAV的所述最後已知位置。
如申請專利範圍第11項所述的方法，進一步包括：卡爾曼式(Kalman)地過濾伴隨其他感測器資訊的所述導航資訊；決定所述SAV的位置；以及引導所述SAV，其中所述其他感測器資訊包括GPS資訊、慣性量測單元(IMU)資訊和高度計資訊。