WO1998039620A1 - Flugführungssystem für tieffliegende fluggeräte - Google Patents

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WO1998039620A1
WO1998039620A1 PCT/DE1998/000638 DE9800638W WO9839620A1 WO 1998039620 A1 WO1998039620 A1 WO 1998039620A1 DE 9800638 W DE9800638 W DE 9800638W WO 9839620 A1 WO9839620 A1 WO 9839620A1
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Christoph Schaefer
Max Eibert
Enno Littmann
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Dornier Gmbh
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    • G08G5/0052—Navigation or guidance aids for a single aircraft for cruising
    • G—PHYSICS
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    • G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
    • G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
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    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S17/00—Systems using the reflection or reradiation of electromagnetic waves other than radio waves, e.g. lidar systems
    • G01S17/88—Lidar systems specially adapted for specific applications
    • G01S17/93—Lidar systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes
    • G01S17/933—Lidar systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft
    • G—PHYSICS
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    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
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    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
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    • G08G5/0073—Surveillance aids
    • G08G5/0086—Surveillance aids for monitoring terrain

Definitions

  • the invention relates to a flight guidance system for low-flying aircraft according to the preamble of claim 1.
  • Natural vision, low light intensifiers or night vision devices are often not enough to reliably detect obstacles that can be dangerous to the pilot of a low-flying aircraft.
  • High-resolution, imaging distance image sensors based on laser radar provide additional obstacle information. The problem is to make this additional information usable for the manually flying pilot or automatic flight guidance (autopilot).
  • the object of the invention is to generate visual flight guidance information for the pilot or digital information for an autopilot to avoid collisions with obstacles.
  • FIG. 1 shows the structure of the flight guidance system according to the invention
  • FIG. 2 display with a basic image on which symbolic flight guidance information is superimposed
  • the flight guidance system according to the invention as shown in FIG. 1, comprises the following hardware components:
  • 3-d sensor in particular an imaging laser radar, for three-dimensional detection of those in front of the aircraft
  • a distance image is generated, ie a two-dimensional variety of points, the color value of a point not corresponding to the reflectivity as in a normal optical image, but the distance of the respective point.
  • Airworthy, pulsed, high-resolution imaging laser radars with ranges of up to 1 km are advantageously used.
  • the base sensor is the primary sensor of the aircraft.
  • the pilot receives the essential environmental information for controlling the aircraft via the base sensor.
  • the basic sensor is generally a passive sensor, for example a camera. If the display is a Heimet Mounted Display, the base sensor can be a night vision device or a residual light amplifier, for example.
  • the basic sensor can be omitted if the display is a head-up display. In this case, the base picture is the natural one View of the pilot. - display.
  • the flight guidance system generates symbolic flight guidance information on the display in the form of a flight vector FV and a safety line SL (FIG. 2).
  • the flight vector FV marks the projection of the speed vector of the aircraft into the image plane of the basic image and shows the pilot to which point of the scene he is currently flying.
  • the safety line SL guides the pilot over obstacles in that he only needs to control the aircraft so that the flight vector is always on or above this line in the image.
  • the display is controlled by real-time software on the evaluation computer of the flight control unit.
  • the software implements processes that were specially created for 3-d measurement data and therefore only work in conjunction with a corresponding 3-d sensor. Due to the large ranges and complete, redundant scene detection, only an imaging laser radar, such as e.g. was described in DE 39 42 770, in question.
  • a suitable part of the procedures is a suitable flight control function.
  • the flight control function calculates a target speed vector for each measuring point, which must not be undercut in its depression angle if there should not be a collision with the scene point in question.
  • the safety line is composed of the projection points of these target speed vectors into the image plane of the basic image for all possible course directions in the field of view of the observer.
  • the flight control function can be evaluated for each measuring point independently of all others become; in particular, no previous classification of the measuring point (obstacle / ground, etc.) is required. This simplifies data evaluation and allows real-time implementation with limited (airworthy) computer hardware.
  • the flight control function is described in detail below.
  • the earth-fixed coordinates of the position p of the aircraft and the position r of a scene point must be given.
  • the navigation system is required to determine the earth-fixed representation of p.
  • To determine the earth-fixed representation of r the use of a 3-d sensor in connection with the navigation system is required.
  • the safety line is advantageously updated every 25 Hz.
  • the laser radar does not need to work with a 25 Hz frame rate. If the navigation system works with at least 25 Hz refresh rate, p and consequently the safety line can be updated every 25 Hz.
  • Flight guidance in the coverage of the scene depending on the climbing ability of the aircraft continuously adjustable on the flight guidance system by the pilot; - -
  • the basic image e.g. head-up display, home mounted display
  • flight control function serves this purpose.
  • the flight control function is designed so that, firstly, it can control the aircraft
  • Aircraft leads at a low altitude over the respective obstacle.
  • ⁇ denote an axis parallel to the z-axis of the earth-fixed system
  • V 0 be that of ⁇ and the y s axis of the sensor
  • spatial sector supplies the one delimited by these straight lines
  • the pitch and roll angle of the observer position are exactly the straight lines in the image
  • the FSF provides a speed recommendation
  • the safety line is obtained by horizontally connecting the remaining
  • the FSF defines a trajectory that is in the of
  • the obstacle becomes as deep as
  • the obstacle is scanned as deep as possible.
  • Pilot adjustable parameter ⁇ as follows. It would be a free-flying parabola
  • Measuring point r is a safety distance ⁇ below the
  • the safety line is practically the contour line of the obstacle silhouette) acceleration a z .
  • ⁇ 1 can be uniquely so
  • ⁇ denote the orbit composed of ⁇ - and ⁇ 2 .
  • the first step is to climb as quickly as possible
  • the acceleration of gravity for ⁇ 2 can be
  • V or horizontal velocity component of v
  • ⁇ safety distance from the obstacle point.
  • Laser radars always also have spatially adjacent measuring points r k >

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  • Navigation (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte, wobei ein Basisbild als Bild der vor dem Fluggerät liegenden Szene durch die natürliche Sicht des Piloten vorhanden oder mittels eines Sensors erzeugt wird. Zusätzlich sind folgende Einrichtungen vorhanden: ein Navigationssystem zur Bestimmung der erdfesten Koordinaten und der Lage des Fluggeräts, ein Entfernungsbildsensor zur dreidimensionalen Erfassung der vor dem Fluggerät liegenden Szene, eine Flugführungseinheit, die aus den Daten des Navigationssystems sowie des Laserradars eine Sicherheitslinie als Überlagerung zum Basisbild auf einem Display generiert, wobei die Sicherheitslinie bei gegebenem Steigvermögen des Fluggeräts ein Maß für den mindestens erforderlichen Bahnanstieg des Fluggeräts für einen kollisionsfreien Flug in der jeweiligen Kursrichtung ist.

Description

Flugführungssystem für tieffliegende Fiuggeräte
Die Erfindung betrifft ein Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte nach dem Oberbegriff des Anspruch 1.
Zur sicheren Erfassung von Hindernissen, die dem Piloten eines tieffliegenden Fluggerätes gefährlich werden können, reichen die natürliche Sicht, Restlichtverstärker oder Nachtsichtgerät häufig nicht aus. Hochauflösende, bildgebende Entfernungsbildsensoren auf Laserradarbasis liefern zusätzliche Hindernisinformation. Das Problem besteht darin, diese Zusatzinformation für den manuell fliegenden Piloten oder eine automatische Flugführung (Autopilot) nutzbar zu machen.
Aufgabe der Erfindung ist die Generierung visueller Flugführungsinformation für den Piloten bzw. digitaler Information für einen Autopiloten zur Vermeidung von Kollisionen mit Hindernissen.
Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des Hauptanspruchs gelöst. Vorteilhafte Ausbildungen der Erfindung sind Gegenstände von Unteransprüchen. Die Erfindung wird unter Bezugnahme auf mehrere Fig. näher erläutert.
Figure imgf000003_0001
Es zeigen:
Fig. 1 den Aufbau des erfindungsgemäßen Flugführungssystems Fig. 2 Display mit Basisbild, dem symbolische Flugführungsinformationen überlagert sind; Fig. 3 bis 6 Skizzen zur Erläuterung der Flugsteuerungsfunktion.
Das erfindungsgemäße Flugführungssystem, wie in Fig. 1 dargestellt, umfaßt die folgenden Hardwarekomponenten:
- Entfernungsbildsensor (3-d-Sensor), insbesondere ein abbildendes Laser- radar, zur dreidimensionalen Erfassung der vor dem Fluggerät liegenden
Szene. Es wird ein Entfernungsbild erzeugt, also eine zweidimensionale Vielfalt von Punkten, wobei der Farbwert eines Punktes nicht der Reflektivität wie bei einem normalen optischen Bild der Umgangssprache, sondern der Entfernung des jeweiligen Punktes entspricht. Es werden vorteilhaft flugfä- hige, gepulste, hochauflösende abbildende Laserradare mit Reichweiten von bis zu 1 km verwendet.
- Navigationssystem;
- Flugführungseinheit mit Auswerterechner und geeigneter Flugsteuerungsfunktion; - Sensor für die Erzeugung eines Basisbilds, im folgenden auch Basissensor genannt. Der Basissensor ist der Primärsensor des Fluggeräts. Über den Basissensor erhält der Pilot die wesentlichen Umgebungsinformationen zur Steuerung des Fluggeräts. Der Basissensor ist im allgemeinen ein passiver Sensor, z.B. eine Kamera. Wenn das Display ein Heimet Mounted Display ist, kann der Basissensor z.B. ein Nachtsichtgerät oder ein Restlichtverstärker sein. Der Basissensor kann entfallen, wenn es sich beim Display um ein Head-Up Display handelt. In diesem Fall ist das Basisbild die natürliche
Figure imgf000004_0001
Sicht des Piloten. - Display.
Das Flugführungssystem generiert auf dem Display symbolische Flugführungsinformation in Gestalt eines Flugvektors FV und einer Sicherheitslinie SL (Fig. 2). Der Flugvektor FV markiert die Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Fluggerätes in die Bildebene des Basisbildes und zeigt dem Piloten an, auf welchen Punkt der Szene er gerade zufliegt. Die Sicherheitslinie SL führt den Piloten dadurch über Hindernisse, daß er das Fluggerät nur so zu steuern braucht, daß der Flugvektor immer auf oder über dieser Linie im Bild liegt.
Das Display wird von einer echtzeitfähigen Software auf dem Auswerterechner der Flugführungseinheit angesteuert. Die Software realisiert Verfahren, die speziell für 3-d Meßdaten geschaffen wurden und daher nur in Verbindung mit einem entsprechenden 3-d-Sensor funktionieren. Wegen der großen Reichweiten und vollständigen, redundanten Szenenerfassung kommt als 3-d Sensor nach dem heutigen Stand der Technik nur eine abbildendes Laserradar, wie es z.B. in der DE 39 42 770 beschrieben wurde, in Frage.
Wesentlicher Bestandteil der Verfahren ist eine geeignete Flugsteuerungsfunktion. Die Flugsteuerungsfunktion berechnet für jeden Meßpunkt einen Sollgeschwindigkeitsvektor, der in seinem Depressionswinkel nicht unterschritten werden darf, wenn es nicht zur Kollision mit dem betreffenden Szenenpunkt kommen soll. Die Sicherheitslinie setzt sich zusammen aus den Projektionspunkten dieser Sollgeschwindigkeitsvektoren in die Bildebene des Basisbildes für alle möglichen Kursrichtungen im Gesichtsfeld des Beobachters. Die Flugsteuerungsfunktion kann für jeden Meßpunkt unabhängig von allen anderen ausgewertet
Figure imgf000005_0001
werden; insbesondere ist keine vorhergehende Klassifikation des Meßpunktes (Hindernis/Boden usw.) erforderlich. Das vereinfacht die Datenauswertung und erlaubt eine Echtzeitrealisierung mit beschränkter (flugtauglicher) Rechnerhardware. Die Flugsteuerungsfunktion wird unten im Detail beschrieben.
Für die Anwendung der Flugsteuerungsfunktion müssen die erdfesten Koordinaten der Position p des Fluggerätes und der Position r eines Szenenpunktes gegeben sein. Für die Ermittlung der erdfesten Darstellung von p wird das Navigationssystem benötigt. Für die Ermittlung der erdfesten Darstellung von r ist die Verwendung eines 3-d Sensors in Verbindung mit dem Navigationssystem erforderlich.
Die Sicherheitslinie wird vorteilhaft im 25 Hz Takt aufgedatet. Dazu braucht das Laserradar nicht ebenfalls mit 25 Hz Bildfrequenz zu arbeiten. Wenn das Naviga- tionssystem wenigstens mit 25 Hz Aufdatfrequenz arbeitet, kann p und folglich die Sicherheitslinie im 25 Hz Takt aktualisiert werden.
Vorteile der Erfindung:
- sichere sensorseitige Hindemisdetektion durch Verwendung eines gepulsten Laserradars hoher Leistung
- robuste, einfache, echtzeitfähige Datenverarbeitung durch Verwendung eines 3-d Sensors in Kombination mit einer analytischen Flugsteuerungsfunktion
Flugführung in der Deckung der Szene je nach Steigvermögen des Fluggerätes (durch den Piloten stufenlos am Flugführungssystem einstellbar);
Figure imgf000006_0001
- -
Verwendbarkeit der Flugsteuerungsfunktion für eine Flugführungsautomatik (Autopilot) zur Bahngenerierung, insbesondere auch unter Zuhilfenahme von Optimierungsfunktionen (Kostenfunktionen) zur Bestimmung des optimalen Ausweich- oder Überflugkurses;
visuelle Flugführung des Piloten im Basisbild (z.B. Head-Up Display, Heimet Mounted Display);
übersichtliche, transparente Flugführungssymbolik mit 25 Hz Aufdatrate auch bei kleinerer 3-d-Sensorbildrate.
Figure imgf000007_0001
- b -
Verfahren zur Berechnung einer Sicherheitslinie
aus 3-D Szenendaten
1. AUFGABENSTELLUNG
Gegenstand des vorliegenden Abschnitts ist ein Verfahren zur Berechnung
einer sog. Sicherheitslinie aus der aktuellen Position und Lage des Flug¬
gerätes einerseits und aus den mit dem Laserradar erfaßten Meßpunkten
der Szene andererseits. Die Sicherheitslinie verläuft definitionsgemäß in der
Bildebene des Basisbildes, nach dem der Pilot fliegt. Solange der Pilot den
Flugvektor seines Fluggerätes auf oder über der Sicherheitslinie hält, über¬
fliegt er alle Hindernisse in der jeweiligen Bildrich tung. Um die jeweils
tiefste zulässige Stellung des Flugvektors zu bestimmen, muß eine optimale
Flugbahn von der aktuellen Beobachter position bis zum anvisierten Szenen¬
punkt berechnet werden. Dazu dient die sog. Flugsteuerungsfunktion (FSF).
Die Flugsteuerungsfunktion ist so konzipiert, daß sie das Fluggerät erstens
möglichst lange in der Deckung der Hinderniskulisse hält und zweitens das
Fluggerät in geringer Höhe über das jeweilige Hindernis hinwegführt.
Die Flugsteuerungsfunktion ist in der hier erläuterten Ausführung so konzipiert,
daß sie das Fluggerät erstens möglichst lange in der Deckung der Hinderniskulisse hält und zweitens das Fluggerät in geringer Höhe über das jeweilige Hin¬
dernis hinwegführt. 2. GEOMETRISCHE VORAUSSETZUNGEN
Gegeben seien eine Menge von Szenenpunkten [ fk | k = 1..K ] in ihrer erd¬
festen Darstellung, eine aktuelle Beobachterposition p sowie eine zugehöri¬
ge aktuelle Lage des Beobachters (Fig. 3).
Es bezeichne ώ eine zur z-Achse des erdfesten Systems parallele Achse
durch p . Es sei weiterhin V0 die von ώ und der ys-Achse des Sensor¬
systems aufgespannte vertikale Ebene, die durch p verläuft (Fig. 4).
Durch Drehung von V0 um die Achse ώ und δψ = I • δψ Grad erhält man
die vertikalen Ebenen V| (-L < I < L).
Die Projektion der vertikalen Ebenen V| in die Bildebene liefert Geraden, und
der zwischen zwei benachbarten Ebenen Vj, V|+ eingeschlossene
Raumsektor liefert in der Bildprojektion den von diesen Geraden begrenzten
Bildstreifen (s. Fig. 4, rechts oben). Nur im Falle eines verschwindenden
Nick- und Rollwinkels der Beobachterlage sind die Geraden im Bild exakt
senkrecht und parallel.
Jeder Meßpunkt r|< definiert eine eindeutige vertikale Ebene W^ , die durch
vertikale Drehung aus V0 hervorgeht und die den Punkt f ^ enthält. Für die Berechnung des Beitrags von r^ zur Sicherheitslinie wird angenommen, der
Beobachter bewege sich genau auf r^ zu; dazu wird die Beobachter
geschwindigkeit v solange um ω rotiert, bis v in W^ zu liegen kommt. Das
Problem ist somit auf eine zweidimensionale Bewegung in W|< reduziert. In
Abhängigkeit von p , v und f k liefert die FSF eine Geschwindigkeitsempfeh¬
lung vsoll- Der Vektor vso|| liegt ebenfalls in W|< und geht bei der Projektion
in die Bildebene in einen Punkt über. Von allen Punkten , die in einen
diskreten Bildstreifen fallen, wird nur der im Bild höchstgelegene beibehal¬
ten. Die Sicherheitslinie erhält man durch horizontales Verbinden der beibe-
haltenen Streifenpunkte.
_ g _
3. FLUGSTEUERUNGSFUNKTION (FSF)
Ausgehend von p , v und r definiert die FSF eine Flugbahn, die in der von
p und r festgelegten vertikalen Ebene verläuft (gestrichelte Linie in Fig. 5).
Aus der Steigung dieser Flugbahn am Ort p wird die Sollgeschwindigkeit
vso|| abgeleitet, mit der gleichen horizontalen Komponente vnor wie v .
Unter Zugrundelegung eines maximalen, vertikalen Beschleunigungsvermö¬
gens az des Fluggerätes definiert vson die Anfangsgeschwindigkeit einer
potentiellen Flugbahn, die unter Beibehaltung der Horizontalkomponente und
zeitlich konstanter Einwirkung von az zu der in Fig. 5 dargestellten Über¬
fliegung des Szenenpunktes führt. Die abgebildete Flugbahn ist nach¬
stehend definiert und weist zwei für einen in der Deckung vorzunehmenden
Tiefflug wichtige Eigenschaften auf. Erstens wird das Hindernis so tief wie
möglich angeflogen; zweitens wird das Hindernis möglichst tief überflogen.
vso|| berechnet sich aus p , r , h0r = |vnor|, az und einen zusätzlichen, vom
Piloten einstellbaren Parameter δ wie folgt. Es werde eine Freiflugparabel
über r wie in Fig. 5 gelegt. Als Freiflugparabel wird die Flugbahn eines
Objektes bezeichnet, das die horizontale Geschwindigkeitskomponente vnor
besitzt und auf das keine anderen Kräfte als die Schwerkraft wirken. Der
Meßpunkt r befindet sich einen Sicherheitsabstand δ unterhalb des
Scheitels der Freiflugparabel. Die Freiflugparabel wird nur im Ebenenbereich 39620
- 10 -
zwischen r und p konstruiert; hinter r wird sie durch einen Viertelkreis mit
Radius δ fortgesetzt. Die so konstruierte Gesamtfigur wird im folgenden mit
σ! bezeichnet.
σ< bezeichne die Flugparabel, die sich aus der Bewegung eines Objektes mit
Horizontalgeschwindigkeit vhor und unter dem Einfluß einer konstanten, positiven (Der Fall az = 0 ist zulässig und führt den Piloten längs der Sichtlinie zum
Hindernis. In diesem Fall wird die Sicherheitslinie praktisch zur Konturlinie der Hindernissilhouette) Beschleunigung az ergibt. σ1 läßt sich in eindeutiger Weise so
plazieren, daß sie erstens durch p geht und zweitens σ2 tangential schnei¬
det. vso|| ist nun die Anfangsgeschwindigkeit (am Ort p) bei der Bewegung
längs σ1 t
σ bezeichne die aus σ-, und σ2 zusammengesetzte Bahn. Ein Fluggerät, das
von p bis zum Scheitel von σ (oberhalb r ) mit konstanter Horizontalge¬
schwindigkeit Vh0r fliegt, muß längs σ, die konstante Aufwärtsbeschleuni¬
gung az anwenden und nach dem Übergang in σ2 in den freien Fall über¬
gehen (az = -g).
Bei diesem Flugmanöver wird also zunächst möglichst rasch aufgestiegen,
der Aufstieg dann aber so rechtzeitig eingestellt, daß das Hindernis knapp (mit einem Sicherheitsabstand δ) überflogen wird und der Pilot nicht über
das Hindernis hinaus-schießt. Als Fallbeschleunigung für σ2 kann man
natürlich auch einen anderen Wert als die Erdbeschleunigung nehmen, je
nachdem, welche Vertikalbeschleunigung der Pilot seinem Fluggerät in
dieser Phase aufprägen kann und will.
Falls p höher als f ist und relativ nahe an f ist, findet ein Übergang von σ-,
und σ2 erst hinter f statt (Fig. 6). In diesem Fall ist das Hindernis bei An¬
näherung bereits überflogen, und ein Übergang in den freien Fall (um das
Objekt möglichst flach zu überfliegen) ist unnötig. Deshalb nimmt σ2 hinter r
nur Kugelgestalt an, um einen Sicherheitsabstand beim Vorbeiflug zu ge¬
währleisten.
Es bezeichne vz den vertikalen, hor (wie bisher) den horizontale Ge¬
schwindigkeitsbetrag von vso||. Die Größe vz ist analytisch als Funktion
folgender Größen ableitbar:
d = rx - Px = horizontaler Abstand von r und p ;
h = rz - pz = Höhenunterschied zwischen f und p ;
V or = horizontale Geschwindigkeitskomponente von v;
a - vertikales Steigvermögen des Fluggerätes (→ GT);
a2 = vertikales Sinkvermögen des Fluggerätes (→ σ2); z. B. a2 = g = 9.81 m/s2
δ = Sicherheitsabstand vom Hindernispunkt.
Dabei sind verschiedene Fälle zu unterscheiden. Wir formulieren den in
Fig.5 dargestellten Fall, der der Bedingung
Figure imgf000014_0001
genügt. (Diese Bedingung besagt, daß p nicht schon so nahe bei r ist, daß
p in Fig.5 rechts von σ2 liegt.) In diesem Fall berechnet sich vz zu
vz = d-^(a1+a2)(a2d2-2[h + δ]vhor 2)
Vhr or
AKKUMULATION VON MESSPUNKTEN
Zusammenfassend läßt sich sagen, daß vz für einen einzelnen Meßpunkt r
die (im mathematischen Sinne!) kleinste (also evtl. größte negative) vertikale
Geschwindigkeit ist, die eine rechtzeitige Überfliegung von r mittels des
oben beschriebenen Flugmanövers zuläßt. Der Pilot darf also - auf r bezo¬
gen - den Flugvektor auch höher halten; nur eben nicht tiefer als vso||.
Wenn mehrere Meßpunkte r^ in einer vertikalen Ebene liegen, führt die
individuelle Auswertung der FSF zu ebensovielen v k (der Index "Soll" wurde
jetzt weggelassen). Von diesen wird diejenige mit der geringsten Depression
als Sollgeschwindigkeit für diese Ebene ausgewählt. In der Praxis bedient
man sich - wegen möglicher falscher Meßpunkte rk - einer Akkumulations¬
methode zur Absicherung bei der Wahl von vso||. Die Akkumulations-
methode überprüft, ob der Urheber r |< für vk wenigstens zwei oder drei
räumliche Nachbarn rk' besitzt; andernfalls wird er ignoriert, da es sich um
einen, mit hoher Wahrscheinlichkeit isoliert auftretenden, fehlerhaften Me߬
punkt handelt. Reale Objekte hingegen rufen bei Verwendung eines abbil¬
denden Laserradars immer auch räumlich benachbarte Meßpunkte rk>
hervor.

Claims

. -
Patentansprüche
1. Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte, wobei ein Basisbild als Bild der vor dem Fluggerät liegenden Szene durch die natürliche Sicht des Piloten vorhanden oder mittels eines Sensors erzeugt wird, gekennzeichnet durch,
- ein Navigationssystem zur Bestimmung der erdfesten Koordinaten und der Lage des Fluggeräts,
- ein Entfernungsbildsensor zur dreidimensionalen Erfassung der vor | dem Fluggerät liegenden Szene,
- eine Flugführungseinheit, die aus den Daten des Navigationssystems sowie des Laserradars eine Sicherheitslinie (SL) als Überlagerung zum Basisbild auf einem Display generiert, wobei die Sicherheitslinie (SL) bei gegebenem Steigvermögen des Fluggeräts ein | Maß für den mindestens erforderlichen Bahnanstieg des Fluggeräts für einen kollisionsfreien Flug in der jeweiligen Kursrichtung ist.
2. Führungssystem nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß der Sensor ein Nachtsichtgerät oder ein Restlichtverstärker ist und das I Display ein Heimet Mounted Display ist.
3. Führungssystem nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß das Display ein Head-up-Display ist.
| 4. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Entfernungsbildsensor ein abbildendes Laserradar ist. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugführungseinheit vom Piloten des Fluggeräts stufenlos einstellbare Bahnparameter aufweist:
(1) Steigvermögen des Fluggeräts und/oder
(2) vorgegebener Sicherheitsabstand beim Hindernisflug.
Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Sicherheitslinie (SL) mit einer Frequenz von 25 Hz aufdatbar ist.
7. Fiugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß mittels der Flugführungseinheit die Sicherheitslinie (SL) derart generierbar ist, daß das Fluggerät möglichst lange in der Deckung der zu überfliegenden Hinderniskulisse gehalten wird.
8. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugführungseinheit einen Flugvektor (FV) als Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Fluggeräts in die Bildebene des Basisbilds generiert.
9. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine akustische Warnvorrichtung vorhanden ist, die automatisch betätigt wird, falls der Flugvektor (FV) unterhalb der Sicherheitslinie (SL) liegt.
10. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da-
Figure imgf000017_0001
durch gekennzeichnet, daß Flugvektor (FV) und Sicherheitslinie (SL) anstatt zur Überlagerung in ein Basisbild in einem Speicher abgelegt werden, und mit einer Vergleichseinheit ein Vergleich der Lage von Flugvektor (FV) relativ zur Sicherheitslinie (SL) erfolgt.
11. Verwendung des Flugführungssystems nach einem der vorangegangenen Ansprüche in einem automatischen Flugsteuerungssystem.
Figure imgf000018_0001
PCT/DE1998/000638 1997-03-06 1998-03-04 Flugführungssystem für tieffliegende fluggeräte WO1998039620A1 (de)

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