WO2012140191A1 - System und verfahren zur steuerung eines unbemannten fluggeräts - Google Patents

System und verfahren zur steuerung eines unbemannten fluggeräts Download PDF

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WO2012140191A1
WO2012140191A1 PCT/EP2012/056760 EP2012056760W WO2012140191A1 WO 2012140191 A1 WO2012140191 A1 WO 2012140191A1 EP 2012056760 W EP2012056760 W EP 2012056760W WO 2012140191 A1 WO2012140191 A1 WO 2012140191A1
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aircraft
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PCT/EP2012/056760
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Bernhard Metzler
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Hexagon Technology Center Gmbh
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0011—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots associated with a remote control arrangement
    • G05D1/0033—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots associated with a remote control arrangement by having the operator tracking the vehicle either by direct line of sight or via one or more cameras located remotely from the vehicle
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/10—UAVs characterised by their flight controls autonomous, i.e. by navigating independently from ground or air stations, e.g. by using inertial navigation systems [INS]
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C15/00—Surveying instruments or accessories not provided for in groups G01C1/00 - G01C13/00
    • G01C15/002—Active optical surveying means
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/005—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 with correlation of navigation data from several sources, e.g. map or contour matching

Definitions

  • the invention relates to a surveying system for controlling an auto-mobile, unmanned, controllable aircraft with a surveying unit according to the preamble of
  • Terrain sections to be recorded from the air contiguous may be used for military purposes e.g. for monitoring,
  • Target detection used as a combat unit or means of transport.
  • a control or movement of an unmanned aerial vehicle can take place manually by means of a remote control by a user or completely autonomously or semi-autonomously, usually on the basis of GNSS position information.
  • predefined axis or flight route proves difficult for a user in manual control.
  • the range of application for an autonomous GNSS-based control is limited to locations where a sufficient number of positions for determining the position
  • Satellite signals can be received.
  • An insert e.g. in closed rooms or tunnels is thus in the
  • EP 1 926 007 proposes a first flyover of the relevant area, wherein images are captured and GPS information is stored for each image. The images are then combined to an overview image with GPS position information. For a navigation of the aircraft now images that are taken in a smaller height than the pre-recorded compared with the overview image and based on the stored GPS information a respective position of the aircraft be derived. Disadvantages of this procedure may arise if the first overview image does not cover all areas of the buildings and the interspaces of the buildings, and thus no image comparison
  • Movement of vehicles depicted in the picture or changes in lighting conditions may cause a
  • Positioning be affected. Furthermore, this method is limited by the resolution of the environment detecting camera.
  • EP 1 898 181 Another system and method for controlling an unmanned aerial vehicle is disclosed in EP 1 898 181, wherein GPS signals, measurement data from inertial sensors and images captured with a camera are used for a determination or estimation of a position of the aircraft.
  • the detected signals and data can be supplied to a computing unit and the position can be determined therefrom. By using the camera, you can carry out this
  • Changes in the detected environment may be only conditionally feasible.
  • the aircraft may also have the route in the form of a trajectory, e.g. defined by several waypoint positions.
  • the route in the form of a trajectory, e.g. defined by several waypoint positions.
  • EP 2 177 966 discloses a navigation method for a
  • Described aircraft on the basis of a predetermined flight route wherein the control of the aircraft with a camera captured images of the flight environment and on the basis of the flight route can be adjusted.
  • Waypoint positions with a current actual position of the aircraft which e.g. can be determined by the GNSS signals.
  • Movement of the aircraft determined and thus a deviation of the actual position to the target position can be successively reduced.
  • Object of the present invention is therefore to provide an improved, more robust system or method for
  • a specific object of the invention is to make this positioning and movement of the aircraft independently of a reception of GNSS signals feasible.
  • the Unmanned Aerial Vehicle (UAV) system includes, for example, a theodolite, a total station, a laser tracker, a laser scanner or a rotating laser and a control unit.
  • UAV Unmanned Aerial Vehicle
  • Control unit can by means of control signals a
  • the respective orientation of the rotors is defined adjustable.
  • the respective surveying device stands with the
  • Aircraft for example, by a laser beam emitted by the surveying device and / or by radio signals in
  • Aircraft are determined to the surveying device.
  • protractor on the surveying device can also be determined.
  • Coordinate system can be determined geodetically accurately.
  • the laser beam may be e.g. in a combination aircraft / rotating laser be received by the aircraft by a laser beam receiving unit.
  • a laser beam receiving unit By means of this unit, an angle of incidence of the laser beam relative to the receiving unit can be determined and from this a relative
  • Orientation of the aircraft to the laser beam (actual state of the aircraft) are derived with an evaluation unit.
  • a storage of the beam from a defined zero position of the receiving unit determines and in turn a relative position of the aircraft to Laser beam are derived.
  • Correction parameters can be determined from the respective tray and / or the angle of incidence, which serve to control the aircraft such that a desired position and desired orientation are achieved, whereby when the desired state is reached, the tray or the relative angle of incidence respectively
  • the aircraft can also be coupled to a laser beam.
  • this beam may be emitted by a laser scanner and the aircraft controlled by a user with a remote control so that the
  • Laser beam hits the receiving unit. Once the beam is received, then a computing unit in
  • Aircraft take over the control at least partially.
  • the current position the current position
  • the speed and flight direction of the aircraft are continuously determined and compensated or corrected so that the laser beam centrally, i. without deviations from the zero position, hits the receiving unit.
  • the user can now with the remote control the aircraft along the laser beam, so with a
  • the emitted beam are guided the aircraft. If, instead of the laser scanner, e.g. a rotating laser, e.g. a rotating laser
  • plane or beam can be aligned horizontally, thus causing a horizontal movement of the aircraft.
  • these can be aligned at any angle or vertically, in particular, wherein in a vertical orientation, the height of the aircraft can remain freely selectable above the ground.
  • Application may be useful, for example, when working along or surveying a building facade.
  • the range of incident angles to be detected can be set to one
  • the arrangement of the receiving unit on the aircraft must be adapted to the respective orientation of the laser beam or the laser plane.
  • the laser beam receiving unit may e.g. attached laterally to the UAV, in a vertical orientation e.g. be arranged on the underside of the UAVs.
  • the laser beam receiving unit may further be pivotally mounted on the aircraft such that the receiving unit pivots depending on the orientation of the laser beam in a certain angular position and thus the beam within the structurally predetermined
  • the arrangement of the receiving unit can also be adapted to determine the beam deposition, depending on the beam alignment
  • Main detection direction of the receiving unit are donated to the beam.
  • an actual state of the aircraft in the relative coordinate system ie, a state, for example, at least partially describes a current position, a current orientation, a speed and / or a direction of flight of the aircraft, by cooperating with the
  • Measuring unit to be determined.
  • a can Measuring unit to be determined.
  • Control data can thus be derived from the corrections and made available to the aircraft, for example for controlling the rotors.
  • Control data can be determined by the control unit, wherein the control unit of the
  • the system may further include a single point, a trajectory, an axis and / or a plane as a target state or
  • a trajectory or flight route may e.g. through a
  • Starting point and an end point are determined in this case, the aircraft in a straight line from the start to the end point manually, autonomously or semi-autonomously, i. the aircraft is essentially moving
  • a user can work in the Intervene movement and this example, temporarily interrupt, can be performed. Between the start and end points further waypoints can be defined and the flight route, in particular automatically, be adjusted so that the waypoints are on the route. Furthermore, the flight path to be dropped can be defined independently of start, end and waypoints, but by the position of a movement axis. For the control of the aircraft can at a defined flight route
  • Correction movement e.g. taking into account the current direction of flight and speed of the aircraft.
  • Laser beam receiving unit can also be used measurements of a sensor unit arranged on the aircraft for determining the orientation of the aircraft and / or the speed in the relative coordinate system for determining corrections.
  • the sensor unit can do this
  • Inertia values e.g. by means of an acceleration sensor
  • a geographic orientation e.g. through a
  • Magnetometer capture.
  • the corrections can also be translated into control signals for the aircraft and thus a change in position, orientation,
  • markings for example defined patterns, pseudo-random patterns or illuminants, can be mounted in a specific position and arrangement on the aircraft and an external detection unit can detect these markings.
  • Detecting unit in particular a camera, can for this purpose be arranged on the surveying device or as independent
  • the location of at least parts of the markings on an image captured by the camera can then allow a conclusion about the orientation of the aircraft in the relative coordinate system. Furthermore, the aircraft with a RIM camera (Range Imaging Camera) detected and thus a picture with point-resolved
  • the control of the aircraft can take place such that a distance to an object, e.g. to 40 cm, especially for collision avoidance or
  • additional data acquisition sensor e.g., scanner or
  • aircraft are coupled to a laser beam and guided by this beam.
  • a beam can also, for example, in horizontal
  • the position of the surveying unit i. whose point of erection is to be predetermined by a known point and an orientation determination by a measurement of a known target point or by means of a
  • Position and orientation determination may also, in particular if the point of erection is not known, by aiming at least three target points
  • Coordinate system can be determined. Furthermore, the direction of the movement axis can be given in the global coordinate system. With this knowledge, a reference of the relative coordinate system to the global coordinate system, e.g. by coordinate transformation. This can be used to determine the position and position determined in the relative coordinate system
  • the invention relates to a geodetic surveying system with a geodetic surveying unit, in particular total station, theodolite, laser tracker or laser scanner, with a beam source for emitting a substantially collimated optical beam, a base, a motorized relative to the base about two axes pivotable
  • Targeting unit for aligning an emission direction of the optical beam and angle measuring sensors for determining the alignment of the targeting unit, and in particular with a distance measuring functionality.
  • controllable aircraft with an optical module wherein the aircraft is designed such that the aircraft is controlled movable and substantially positionally fixed position.
  • an evaluation unit is provided, wherein the evaluation unit is configured such that from a cooperation of the optical beam with the optical module, a through a position, a
  • the surveying system has a
  • Control unit for controlling the aircraft, wherein the control unit is configured such that by means of an algorithm in dependence of, in particular continuously determinable, actual state and a defined
  • Target state control data can be generated and the aircraft by means of the control data in the target state, in particular in a defined tolerance range to the target state, automatically controlled can be brought.
  • the targeting unit of the geodesic surveying unit may, in one embodiment, be a beam source
  • Theodolites be realized.
  • the beam source for example, in a support which is designed to pivot about a defined by the base standing axis relative to the base, or provided in the base, wherein the emitted radiation can be guided by means of optical beam guiding elements to the target unit.
  • the beam source for example, in a support which is designed to pivot about a defined by the base standing axis relative to the base, or provided in the base, wherein the emitted radiation can be guided by means of optical beam guiding elements to the target unit.
  • Targeting unit may be formed, for example, as a beam deflecting element (e.g., mirrors).
  • a condition of the aircraft e.g. the position, the orientation, the
  • the surveying unit can emit a laser beam for this, with a sensor or reflector on the aircraft
  • a desired state for the aircraft for example, a position at which the UAV is to be positioned, are defined and by comparing the determined actual state of the aircraft with this
  • Target state the control of the aircraft carried out such that the aircraft moves toward the desired state or
  • control data for controlling the aircraft is generated by means of an algorithm.
  • a Kaimanfilter the measured data generated or the actual position and orientation of the aircraft are supplied and generated from the sum of the data, the control data, taking into account a defined target state.
  • mean values can also be derived from the measured variables.
  • a difference formation of individual desired-actual quantity pairs can be carried out continuously and, for example, based on such a determined position difference, a direction and
  • Airspeed are derived. With that you can
  • the optical module of the geodetic surveying system can be embodied by a reflector which indicates the actual position of the aircraft and which Beam can be reflected by means of the reflector, wherein a distance from the measuring unit to the aircraft can be determined and the actual position of the aircraft, in particular continuously, from the distance and the emission direction of the beam can be derived.
  • the reflector is aimed at the aircraft, the actual state, in particular the
  • Beam for distance measurement and the detected angle at which the beam is emitted are used for direction determination and from a position and
  • optical module of a geodetic surveying system according to the invention can be replaced by a
  • Beam detection unit be embodied and the optical beam be received by the beam detection unit, wherein a beam deposition from a zero position and / or an angle of incidence of the beam by means of
  • Beam detection unit in particular continuously, for at least partially determining the actual state are determined, and the control unit is configured such that the aircraft is positionable and alignable depending on the beam deposition and / or the angle of incidence of the beam.
  • the aircraft by the
  • Beam detection unit can be coupled to the beam and along the beam and / or by a change in the
  • Beams a Floppyebene in particular a laser plane, in particular horizontal, be definable and the aircraft by means of the beam detection unit defined relative to the Floppyebene in particular in the Floppyebene or parallel to the Floppyebene, be positioned and / or feasible.
  • the beam at the UAV can be received at the corresponding detection unit and from a determinable beam incidence angle and / or a possible deviation from a zero position of the UAV
  • Impact point on a detector in the detection unit a state of the aircraft relative to the measurement unit are determined. Based on thereby detectable
  • the UAV can be coupled to the beam. This can also be dependent on the specific deviations of the in the beam detection unit
  • the UAV are controlled so that the deviations are compensated continuously and the beam remains aligned on the beam detection unit or the UAV.
  • the UAV can then be controlled by changing the orientation of the beam, the aircraft corresponding to the
  • Alignment change moves.
  • the degrees of freedom in which the aircraft can be moved in a coupling can be defined by means of the beam configuration, ie for example an aligned beam or a plane defined by rotation of the beam.
  • the aircraft can also be coupled to a plane spanned and moved in this, with no continuous Contact between beam and detection unit, but this continuously, intermittently depending on a rotation frequency of the beam is.
  • the geodetic surveying system can be designed such that the beam detection unit on the aircraft can be pivoted in such a defined manner that the beam can be received. This can e.g. at an oblique
  • Alignment of the beam make a contact between the beam and beam detection unit to produce and thus open up a universal applicability to the system or a wide range of applications for aircraft control.
  • the aircraft a
  • Magnetometer an accelerometer
  • Rate of rotation sensor and / or a speed sensor, in particular a GNSS module can be any suitable rate of rotation sensor and / or a speed sensor, in particular a GNSS module.
  • Aircraft have a mark indicating the actual orientation, in particular a defined pattern, a pseudo-random pattern, a bar code and / or a light emitting diode, and the surveying system comprise a detection unit, in particular camera, for detecting the marking and for determining the actual orientation of the aircraft in
  • Distance imaging unit for detecting an image of the aircraft, wherein a contour and / or image-point-dependent
  • Distance data to the aircraft are derived from the image and from the actual orientation and / or the distance to
  • Aircraft in the coordinate system can be determined.
  • the position of the aircraft can be determined by means of one of the arrangements described above and thus the actual state of the aircraft can be determined.
  • a GNSS module can be arranged on the aircraft and the actual position, a direction of flight and thus the actual orientation of the aircraft can be determined from, in particular, continuously received GNSS signals.
  • Measuring unit whose distance to the aircraft are determined and this information in the determination of the
  • the measuring unit can be equipped with a GNSS module (for receiving GNSS signals) and thus the position of the unit or a position relation to the
  • Aircraft are detected.
  • control unit can be configured such that the aircraft can be moved as a function of the actual state and a specific flight route, wherein the flight route through a starting point and a
  • a Kalman filter are fed and the movement of the aircraft is controlled taking into account calculated by the Kalman filter parameters.
  • the flight route may also take into account the Be defined environment of the aircraft and thereby, for example, obstacles or changes in direction in a narrow
  • the route can be adjusted so that a
  • Terrain model in particular a CAD model to be defined.
  • the sensor measurements are controlled so that in turn obstacles can be detected and a collision with these can be avoided.
  • a detection or measurement of objects on which the aircraft is guided along take place.
  • the aircraft may be controllable such that the aircraft is constantly feasible in a certain desired distance to the object as a function of the measurement of the object distance. By adhering to a predetermined distance to an object thus a possible collision with an obstacle can be avoided.
  • the UAV may be coupled to a laser plane and so e.g. at
  • a position and orientation of the measuring unit in a global coordinate system can be predeterminable, the position being determined by a known position of the
  • Targets is determinable, in particular where the
  • Coordinate system with the global coordinate system is referenced so that the actual state of the aircraft in the global coordinate system can be determined. This allows the aircraft to relate to the parent, global
  • Controlled coordinate system and the actual state are also determined with respect to this system.
  • state information in particular
  • Aircraft be transferable, in particular the
  • the surveying system can have a remote control unit for controlling the aircraft, wherein the status information and / or the control data can be transmitted between the remote control unit and the surveying unit and / or the aircraft, in particular by radio or via a cable.
  • measurement data can be between the system components
  • Control data can be generated on this component.
  • the information e.g. the distance or the actual state
  • the information are transmitted by means of a signal which is modulated on the laser beam. So can a direct
  • the invention also relates to a method for controlling an auto-mobile, unmanned, controllable aircraft, wherein the aircraft moves under control and / or in the
  • Substantially fixed position is positioned with a geodetic surveying unit, in particular total station, theodolite, laser tracker or laser scanner, with a geodetic surveying unit, in particular total station, theodolite, laser tracker or laser scanner, with a geodetic surveying unit, in particular total station, theodolite, laser tracker or laser scanner, with a geodetic surveying unit, in particular total station, theodolite, laser tracker or laser scanner, with a
  • Beam source for emitting a substantially
  • collimated optical beam a base, a relative to the base about two axes motorized pivotable
  • Targeting unit for aligning an emission direction of the optical beam and angle measuring sensors for determining the alignment of the targeting unit, and in particular with a distance measuring functionality.
  • Measuring unit takes place an emitting in the
  • the optical beam interacts with the aircraft in such a way that it is reflected or received by the aircraft, wherein the cooperation results in an actual state of the aircraft in a plane determined by a position, an orientation and / or a change in position
  • Actual state is an actual position, an actual orientation and / or an actual speed of the aircraft and / or at
  • Actual position of the aircraft in particular continuously, be derived from the distance and the direction of emission.
  • a beam deposit can be produced from a beam
  • Zero position and / or an angle of incidence of the beam, in particular continuously, are determined for determining the actual state, and the aircraft are positioned and aligned depending on the beam deposition and / or the angle of incidence of the beam, in particular wherein the aircraft coupled to the beam and along the beam and / or by a change in the emission direction of the beam can be performed.
  • a guiding plane in particular a laser plane, in particular horizontally, can be defined and the aircraft defined relative to the guiding plane in particular in the Fuehrebene or parallel to the Fuehrebene, positioned and / or, are performed.
  • a determination of the actual orientation of the aircraft in the coordinate system in pitch, roll and yaw direction can take place, in particular wherein the determination by means of an internal, the aircraft
  • Tilt sensor magnetometer, accelerometer
  • Yaw rate sensor and / or speed sensor takes place. In addition, determining the actual orientation in the
  • Mark in particular a defined pattern, a pseudo-random pattern, a barcode and / or a
  • the marking to determine the actual orientation of a location and location of the marker done. Furthermore, the determination of the actual orientation in the coordinate system can take place by detecting an image of the aircraft, wherein a contour and / or image point-dependent
  • Distance data to the aircraft are derived from the image.
  • the flight route through a starting point and an end point and / or by a number of waypoints, in particular automatically, and / or by a defined position of a flight axis
  • Information regarding the actual state in particular the actual position, the actual orientation, the Istgeschwindikeit, the Angle of incidence, the beam deposition and / or the distance to the measuring unit, are supplied to a Kalman filter and the movement of the aircraft are controlled taking into account parameters calculated by the Kalman filter.
  • a position and orientation of the measuring unit in a global coordinate system can be predetermined, wherein the position can be predetermined by a known setting point of the measuring unit and / or the position and orientation can be determined by measuring using known target points, in particular Coordinate system can be referenced with the global coordinate system, so that the actual state of the aircraft in the global
  • Coordinate system can be determined.
  • the invention also relates to a geodesic
  • Measuring unit in particular total station, theodolite, laser tracker or laser scanner, for a system according to the invention, with a beam source for emitting an im
  • pivoting target unit for aligning a
  • Target unit and in particular with a
  • Measuring unit designed such that control data for controlling an auto-mobile, unmanned, controllable aircraft can be generated and transmitted to the aircraft.
  • the invention also relates to a computer program product stored on a machine-readable carrier or computer data signal embodied by a computer program
  • electromagnetic wave with program code for carrying out a generation of control data as a function of, in particular continuously determined, actual state of an aircraft and a defined desired state for
  • Fig. La-c an inventive positioning movement of the aircraft from an actual state towards a desired state
  • Fig. 3 shows a second embodiment of a leadership
  • inventive surveying system with an unmanned aerial vehicle and a laser scanner
  • FIGS. 4a-b are each a third embodiment of a guide
  • inventive surveying system with an unmanned aerial vehicle and a rotating laser
  • Fig. 5a-c three application forms for a by a
  • Positioning process for an aircraft schematic The aircraft is here in an actual state, which is defined by an actual position 12, a
  • the desired state of the aircraft is predetermined by a desired position 11 and a
  • Airspeed target speed
  • Target position 11 should be zero.
  • a desired orientation of the aircraft can be defined, wherein the aircraft can be equipped with a measuring sensor for determining the orientation and thus capable of defined self-alignment.
  • a correction 13 can now be determined, i. E.
  • the actual state of the aircraft can be compared with the desired state and from this a difference for the respective state variable (position, speed, orientation) can be calculated.
  • control data or signals can be derived from these state differences and transmitted to the motors of the rotors for controlling the aircraft. Based on the
  • Corrections 13 the aircraft can now with a certain Speed and orientation based on the actual state, in particular of the actual position 12, are controlled such that, for example, an iterative approach to the
  • Target state or to the target position 11 takes place.
  • the current state of the aircraft is continuously with the
  • Correction 13 derived. This correction 13 of the actual state of the aircraft can take place until the actual state of the aircraft coincides with the desired state or the difference comes to lie below a predefined threshold value and thus no longer a correction 13 has to be carried out.
  • FIG. 1b an inventive positioning of an aircraft on a given trajectory 17 is shown.
  • the trajectory 17 or flight route for the aircraft is limited by a starting point 14 and an end point 15 and their course defined by further waypoints 16a, 16b.
  • the aircraft is in an actual state, which in turn may be defined by a
  • the actual orientation of the aircraft can be determined by means of an evaluation unit.
  • Target state (target position 11) of the aircraft is determined in this arrangement by the course of the trajectory 17. Again, corrections 13 are determined by a comparison of the actual state with the target state, which in
  • Control signals for the aircraft translated and transmitted to this.
  • Position correction 13 here can be the current orientation or the direction of flight and the speed
  • the aircraft is not necessarily at the shortest distance to the trajectory 17 is directed, but is controlled in an optimized direction and with optimized speed to the flight route.
  • this can be a strong deceleration and acceleration of the aircraft and abrupt changes of direction are avoided.
  • Airspeed can be specified.
  • the corrections 13 can be calculated. Analogous to the positioning according to FIG. 1b, the movement of the aircraft from the actual position 12 to the desired position 11 can be optimized in such a way that, in particular, the airspeed or control commands additionally input by a user, e.g. a movement direction 19, is taken into account in the correction movement 13 and thereby not the shortest distance between actual position 12 and axis 18 is flown. In the case shown, the correction movement 13 of the
  • Aircraft 20 due to a control command in direction 19 to the right.
  • Figure 2 shows an inventive surveying system 1 with an unmanned aerial vehicle 20 and a
  • the actual position can here by measurements of the total station 30 or a laser scanner (not here shown).
  • the total station 30 is equipped with a pivotable in two axes emission unit 31, whereby an emission direction to the aircraft 20
  • the emission unit 31 a can be aligned. The exact alignment can be detected with angle measuring sensors at the total station 30.
  • angle measuring sensors at the total station 30.
  • emission unit 31 a in the emission unit 31 a
  • Integrated distance measuring module which is a measurement of a distance to a reflector 22 on the aircraft 20
  • Actual orientation may be on the part of the surveying device, e.g. via a camera integrated in the emission unit 31, or via an external camera, the field of view of which, in particular via a mirror, can be aligned with the aircraft 20, with a marking, e.g. several LEDs or defined patterns, at a known position on the surveying device, e.g. via a camera integrated in the emission unit 31, or via an external camera, the field of view of which, in particular via a mirror, can be aligned with the aircraft 20, with a marking, e.g. several LEDs or defined patterns, at a known position on the
  • housing of the aircraft 20 can be observed and recorded.
  • measurement data on the actual state can also be provided with a sensor unit 21, which, for example, a
  • Accelerometer, yaw rate sensor, magnetometer, inclinometer and / or a speed sensor are detected.
  • All measurement data can e.g. be transmitted via cable or radio to a control unit 60, which is in this form imple mentation in the total station 30, but may alternatively be arranged in a remote control or in the aircraft 20. From the measurement data, then by means of an algorithm, e.g. with a cayman filter, the
  • Actual state (position, speed, orientation) of the aircraft 20 are calculated.
  • the measured data can be recorded at different measuring rates.
  • the total station 30 can measure the angles and the distance at a measuring rate of, for example, 1 Hz
  • the acceleration sensor detects the accelerations acting on it at a rate of e.g. 100 Hz or higher.
  • Kalman filters so at a rate of e.g. 100 Hz or higher, and thus have a positive effect on the regulation of
  • Rotation rates from the sensor unit may be supplied to the Kalman filter which is continuously operated at a rate of e.g. 100 Hz or higher position coordinates, one
  • Velocity vector and / or an orientation angle as well as any sensor-specific parameters, e.g. calculated the bias of the accelerometer, the aircraft.
  • Control signals are transmitted to the engines of the aircraft 20 and a corrected positioning of the
  • the emission unit 31 of the total station 30 can by an automatic
  • Targeting function on the reflector 22 on the aircraft 20 are continuously aligned and thus track the aircraft 20.
  • the automatic Target tracking due to, for example, a visual obstruction loses the connection to the target (reflector 22) may be a coarse position based on measurements of the sensor unit 21 and / or a GNSS module on the aircraft 20 to the
  • Surveying device 30 are transmitted via radio. Based on this information, the surveying device 30 can retrieve the destination, reestablish the connection, and re-run the automatic tracking. Furthermore, in such a
  • the aircraft 20 detected and by image processing, e.g. derived a contour of the aircraft 20 and based on the
  • Surveying unit 30 will be re-aligned to the UAV 20. Through the distance measuring module and through the
  • Angle sensors which are arranged at the total station 30, the distance to the reflector 22 and the orientation of the emission unit 31 and thus the direction of a emitted from the emission unit 31 beam 32, in particular measuring beam, are measured.
  • the measurement data can then be forwarded to the control unit 60 in the total station 30.
  • the alignment of the aircraft 20 can be determined with the sensor unit 21.
  • measurements of an acceleration sensor, a rotation rate sensor, a speed sensor, a tilt sensor and / or a magnetometer which can be arranged in the sensor unit 21 on board the aircraft 20, are used.
  • the thus determined measurement data may e.g. be transmitted via radio to the control unit 60.
  • the control unit 60 may from the of the
  • Total station 30 and determined by the sensor unit 21 measured data, the actual state of the aircraft 20 calculated and be adjusted with the specified nominal state. From this, in turn, the corrections can be derived, which can be transmitted via radio to the aircraft 20, and there as control signals to the rotors 23 for
  • FIG. 3 shows a second embodiment of a
  • unmanned aerial vehicle 20 and a laser scanner 40 as a surveying unit The aircraft 20 is here by emission of an optical beam 42 by the laser scanner 40 a
  • Motion axis 43 predetermined.
  • the beam 42 in particular a laser beam, via a rotatable
  • Aircraft 20 determined by the predetermined axis 43.
  • Additional measurement data such as the inclinations of the aircraft 20, in turn, can be detected by the sensor unit 21.
  • the coupling of the aircraft 20 to the jet 42 may be e.g. be done by a user 100, the aircraft 20 by remote control unit 70 for
  • Laser beam 42 is moved or e.g. in that the
  • Aircraft 20 remains coupled and is moved along with the realignment of the beam 42 accordingly.
  • the measurement data to be detected for the determination of the actual state can here by means of the beam detection unit 25 on
  • Aircraft 20 are detected. These are
  • Beam detection unit 25 may be e.g. from one
  • Receiving optics and an image sensor wherein the laser beam 42 imaged in the captured image as a laser point and a beam storage or an angle of incidence can be detected.
  • the lateral positional deviation or the angular deviation of the laser beam 42 from an optical axis of the receiving optics can be determined from the position of the laser spot in the image.
  • the angular deviation can be detected by means of a collimator associated with the receiving optics. It is also a detection unit 25 conceivable, which with two
  • Receiving optics can detect both the lateral position deviation and the angular deviation.
  • All measured data can be transmitted via a cable connection or by radio to the control unit 60 on the aircraft
  • Control data from the user 100 which may cause a forward or backward movement of the aircraft along the axis 43, via the remote control unit 70 to the
  • Control unit 60 are sent. From a comparison of the actual state with the desired state can under
  • corrections can be calculated, which can be transmitted as control signals to the rotors of the aircraft 20 and an alignment and positioning of the aircraft 20 on the laser beam 20, i. a match of
  • Winkelablage the Kalman filter which is executed in particular in the control unit 60, are supplied.
  • the Kalman filter which is executed in particular in the control unit 60, are supplied.
  • this version can be also a semi-autonomous
  • Control of the aircraft 20 realize such that the system 1, the movement axis 43 is specified as a target state along which the aircraft is to move 20.
  • this system which through the interaction of
  • Laser beam 42 beam detection unit 25 and
  • the aircraft 20 can automatically on the
  • Movement axis 43 are held.
  • the back and forth movement along the axis 43 i. a movement of the aircraft 20 with a degree of freedom, thus can be easily by the user 100 by means of
  • Remote control unit 70 done.
  • Laser scanner 40 can be positioned by a
  • Corrections are calculated, which are transmitted as control signals for controlling the rotors 23 to the aircraft 20 and can cause a positioning of the aircraft 20 in the given target distance. Because the
  • aircraft 20 exactly determined or the coordinates with respect to a relative coordinate system of the
  • Laser scanner 40 are derived.
  • FIGS. 4a and 4b each show a third one
  • Rotation laser 50 or by a rotating emission of a laser beam 52 from the rotary laser 50, a guide plane 53 and Sollbewegsebene horizontal (4a) (Fig.4a) or at a certain angle to the horizontal H (Fig.4b) are given to the aircraft 20 at a constant height hold and move or move in a defined direction.
  • a plane can also be defined with a rotating target unit of a total station by emitting a measuring beam.
  • the target unit rotated about the vertical axis and thus the emitted
  • Measuring beam are aligned on the aircraft 20. At the
  • Rotary laser 50 can plane 53 regardless of the position of the aircraft 20 by a fast about an axis
  • the beam detection unit 25 With the beam detection unit 25, the deviation of the aircraft 20 from a position predetermined by the plane, e.g. in height, be captured.
  • Alignment of the aircraft 20 may turn over the
  • Sensor unit 21 are determined on board the aircraft 20. These measurement data are transmitted via radio to the control unit 60, which is integrated in the remote control unit 70 of the
  • User 100 generated control data computes corrections, which are transmitted as control signals for driving the rotors 23 to the aircraft 20 and a positioning of the aircraft 20 in the predetermined desired state, i. a positioning and / or movement of the aircraft 20 in the Fhakebene 53, can cause.
  • an automatic continuous change in the height of the aircraft 20 can be made such that it is positioned on the given horizontal plane 53
  • the change in the position of the aircraft 20 in the plane 53 can also be brought about by the user 100 by means of the remote control 70, which can be implemented as a smartphone or tablet PC.
  • the remote control 70 which can be implemented as a smartphone or tablet PC.
  • User 100 may thus operate the aircraft 20 in plane 53, i. with two remaining degrees of freedom, move.
  • the beam detection unit 25 can be arranged at a corresponding angle on the aircraft 20 or the alignment of the detection unit 25 can be adapted to the angle of the plane 53 by a pivoting device. In such an arrangement, the user 100 can freely move the aircraft 20 with two degrees of freedom on this inclined plane 53 - indicated by the arrow P -.
  • Figures 5a, 5b and 5c show three application forms for a by an inventive surveying system
  • FIG. 5 a shows an aircraft 20, which has a
  • Laser beam 82 is aligned. This can do that
  • Aircraft 20 are guided along a movement axis 83.
  • the laser beam 82 is aligned coaxially with the axis of a tube 81, which thus coincides with the movement axis 83.
  • Beam 82 for example, in a narrow tube 81 are moved so that the distance to the tube wall kept constant and a collision with the tube wall can be avoided.
  • the aircraft 20 via
  • Distance measuring sensors 26a, 26b e.g. Scanners have, the consecutive distances to the tube wall capture and provide measurement data. This data may be used in addition to the control of the aircraft 20 and taken into account in the calculation of aircraft attitude state correction values. A user can thus do that
  • Aircraft 20 in particular by means of a remote control, very easy manually move back and forth in the tube 81 and position.
  • a terrain 85 is to be measured.
  • Radiation deposit and / or the angle of incidence, at this Beam 82 are moved along.
  • an additional sensor 26, which is aligned in the vertical direction down a distance measurement to the ground surface during a flying over the terrain 85 can be carried out continuously. This can be a distance between the
  • the aircraft 20 is here again in a by a
  • Flight route 86 used for the aircraft 20 Through this continuous measurement, during the movement of the
  • Aircraft 20 a constant distance from the object 85

Landscapes

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein geodätisches Vermessungssystem (1) mit einer geodätischen Vermessungseinheit (30), insbesondere Totalstation, Theodolit, Lasertracker oder Laserscanner, mit einer Strahlquelle zur Emission eines im Wesentlichen kollimierten optischen Strahls (32), einer Basis, einer relativ zur Basis um zwei Achsen motorisiert schwenkbaren Anzieleinheit zur Ausrichtung einer Emissionsrichtung des optischen Strahls (32), und Winkelmesssensoren zur Bestimmung der Ausrichtung der Anzieleinheit. Zudem weist das Vermessungssystem (1) ein auto-mobiles, unbemanntes, steuerbares Fluggerät (20) mit einem optischen Modul (22) auf, wobei das Fluggerät (20) derart ausgebildet ist, dass das Fluggerät (20) gesteuert bewegbar und im Wesentlichen positionsfest positionierbar ist. Ausserdem ist eine Auswerteeinheit vorgesehen, wobei die Auswerteeinheit derart konfiguriert ist, dass aus einer Zusammenwirkung des optischen Strahls (32) mit dem optischen Modul (22) ein durch eine Lage, eine Ausrichtung und/oder eine Lageänderung bestimmter Istzustand des Fluggeräts (20) in einem Koordinatensystem bestimmbar ist. Das Vermessungssystem (1) weist eine Steuereinheit (60) zur Steuerung des Fluggeräts (20) auf, wobei die Steuereinheit (60) derart konfiguriert ist, dass anhand eines Algorithmus in Abhängigkeit des, insbesondere fortlaufend bestimmbaren, Istzustands und eines definierten Sollzustands Steuerdaten erzeugbar sind und das Fluggerät (20) mittels der Steuerdaten in den Sollzustand, insbesondere in einen definierten Toleranzbereich um den Sollzustand, automatisch gesteuert bringbar ist.

Description

System und Verfahren zur Steuerung eines unbemannten
Fluggeräts
Die Erfindung betrifft ein Vermessungssystem zur Steuerung eines auto-mobilen, unbemannten, steuerbaren Fluggeräts mit einer Vermessungseinheit nach dem Oberbegriff des
Anspruchs 1 und ein Verfahren zum Steuern des Fluggeräts nach Anspruch 8.
Aufgrund einer flexiblen Einsetzbarkeit , sei es zum
Erreichen schwer zugänglicher Geländeabschnitte,
beispielsweise bei der Feuerbekämpfung oder in
Katastrophengebieten, oder zur bildgestützten Überprüfung grosser Objekte, finden unbemannte Fluggeräte heute auf vielen Gebieten der Technik Anwendung. Zur Erfassung von Geländeformationen können derartige Geräte mit Sensoren, beispielsweise mit Kameras, ausgerüstet und grössere
Geländeabschnitte damit aus der Luft zusammenhängend aufgenommen werden. Weiterhin können entsprechende Drohnen zu militärischen Zwecken z.B. zur Überwachung,
Zielerfassung, als Kampfeinheit oder Transportmittel eingesetzt werden.
Eine Steuerung bzw. Bewegung eines unbemannten Fluggeräts kann dabei prinzipiell manuell mittels einer Fernsteuerung durch einen Benutzer oder vollständig autonom bzw. semiautonom, zumeist auf Basis von GNSS-Positionsinformationen, erfolgen .
Im Allgemeinen können bei einer Bewegung des Fluggeräts, beispielsweise bei einem helikopter-ähnlichen Fluggerät, vier von sechs Freiheitsgraden geändert werden, d.h. das Fluggerät kann vor und zurück, links und rechts sowie auf und ab bewegt werden. Zudem kann durch eine Drehung um die vertikale Achse die Ausrichtung des Fluggeräts verändert werden. Die verbleibenden zwei Freiheitsgrade sind durch die im Wesentlichen horizontale Lage des Fluggeräts festgelegt . Eine präzise Positionierung in einer vorgegebenen Position oder eine präzise Bewegung z.B. entlang einer
vordefinierten Achse oder Flugroute erweist sich bei der manuellen Steuerung für einen Benutzer als schwierig.
Insbesondere dann, wenn das Fluggerät äusseren Einflüssen, wie z.B. Wind, ausgesetzt ist und die dadurch entstehenden Abweichungen reaktionsschnell kompensiert werden müssen, kann bei einer derartigen manuellen Steuerung eine
geforderte Genauigkeit oftmals nicht eingehalten werden.
Weiters ist der Einsatzbereich für eine autonome GNSS- basierte Steuerung limitiert auf Orte, an denen eine für die Positionsbestimmung ausreichende Anzahl von
Satellitensignalen empfangen werden kann. Ein Einsatz z.B. in geschlossenen Räumen oder Tunneln ist somit im
Allgemeinen nicht möglich. Auch der Einsatz in dicht bebauten Gebieten kann bei einer Abschirmung von GNSS- Signalen durch Gebäude sich als schwierig erweisen.
Zur Steuerung eines Fluggeräts in einem derart bebauten Gebiet schlägt die EP 1 926 007 ein erstes Überfliegen des relevanten Gebiets vor, wobei Bilder erfasst und zu jedem Bild eine GPS-Information gespeichert wird. Die Bilder werden anschliessend zu einem Übersichtsbild mit GPS- Positionsinformation zusammengefügt. Für eine Navigation des Fluggeräts können nun Bilder, die in einer kleineren Höhe als die vorab erfassten aufgenommen werden mit dem Übersichtsbild verglichen und anhand der gespeicherten GPS- Information eine jeweilige Position des Fluggeräts abgeleitet werden. Nachteile bei diesem Vorgehen können sich ergeben, wenn das erste Übersichtsbild nicht alle Bereiche der Gebäude und der Zwischenräume der Gebäude umfasst und bei einem Bildvergleich somit keine
Übereinstimmung auffindbar ist. Auch durch Veränderungen der zuerst erfassten Umgebung, beispielsweise durch
Bewegung von auf dem Bild dargestellten Fahrzeugen oder Veränderungen von Lichtverhältnissen kann eine
Positionsbestimmung beeinträchtigt werden. Ferner ist diese Methode durch die Auflösung der die Umgebung erfassenden Kamera limitiert.
In der EP 1 898 181 wird ein weiteres System und Verfahren zum Steuern eines unbemannten Fluggeräts geoffenbart, wobei GPS-Signale, Messdaten von Trägheitssensoren und mit einer Kamera erfasste Bilder für eine Bestimmung bzw. Schätzung einer Position des Fluggeräts herangezogen werden. Die erfassten Signale und Daten können einer Recheneinheit zugeführt und daraus die Position bestimmt werden. Durch den Einsatz der Kamera kann die Durchführung dieser
Positionsbestimmung gegenüber Systemen ohne Kamera
verlässlichere Ergebnisse liefern und eine erhöhte
Genauigkeit ermöglichen. Jedoch ist auch diese Methode durch die Auflösung der Kamera limitiert bzw. durch
Veränderungen der erfassten Umgebung gegebenenfalls nur bedingt durchführbar.
Bei einer autonomen Steuerung kann dem Fluggerät ferner die Route in Form einer Trajektorie, z.B. definiert durch mehrere Wegpunktpositionen, vorgegeben werden. In der
EP 2 177 966 wird ein Navigationsverfahren für ein
Fluggerät auf Basis einer vorgegeben Flugroute beschrieben, wobei zur Steuerung des Fluggeräts mit einer Kamera Bilder der Flugumgebung erfasst und auf deren Basis die Flugroute angepasst werden kann. Zur Steuerung des Fluggeräts auf der Flugroute können bestimmte Sollpositionen bzw.
Wegpunktpositionen mit einer aktuellen Istposition des Fluggeräts, welche z.B. durch die GNSS-Signale bestimmt werden kann, abgeglichen werden. Aus den
Positionsdifferenzen können so Steuersignale für die
Bewegung des Fluggeräts ermittelt und damit eine Abweichung der Istposition zur Zielposition sukzessive verkleinert werden .
Den genannten Methoden bzw. Systemen ist gemein, dass die Lage des Fluggeräts mittels GNSS-Sensoren, insbesondere die vertikale Position, nur bis auf 2-5 cm genau bestimmt werden kann. Diese Unsicherheit wirkt sich im Weiteren stark limitierend auf die Genauigkeit bei einer
Positionsbestimmung des Fluggeräts und auf die Genauigkeit bei der Steuerung des Fluggeräts aus.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es demnach, ein verbessertes, robusteres System bzw. Verfahren zur
Steuerung eines unbemannten Fluggeräts bereitzustellen, mit welchen das Fluggerät benutzerfreundlicher, präziser und mit einem höheren Automatisierungsgrad positioniert und bewegt werden kann. Eine spezielle Aufgabe der Erfindung ist es, diese Positionierung und Bewegung des Fluggeräts unabhängig von einer Empfangbarkeit von GNSS-Signalen durchführbar zu machen.
Diese Aufgaben werden durch die Verwirklichung der
kennzeichnenden Merkmale der unabhängigen Ansprüche gelöst. Merkmale, die die Erfindung in alternativer oder
vorteilhafter Weise weiterbilden, sind den abhängigen
Patentansprüchen zu entnehmen. Das System zur Steuerung des unbemannten Fluggeräts (UAV = Unmanned Aerial Vehicle) weist z.B. einen Theodolit, eine Totalstation, einen Lasertracker, einen Laserscanner oder einen Rotationslaser und eine Steuereinheit auf. Die
Steuereinheit kann mittels Steuersignalen eine
Positionierung oder Bewegung des Fluggeräts erwirken, indem dadurch z.B. eine Rotationsgeschwindigkeit der,
insbesondere vier, Rotoren des Fluggeräts oder eine
jeweilige Ausrichtung der Rotoren definiert einstellbar ist. Das jeweilige Vermessungsgerät steht dabei mit dem
Fluggerät beispielsweise durch einen vom Vermessungsgerät emittierten Laserstrahl und/oder durch Funksignale in
Kontakt. Mittels des Laserstrahls und einem am Fluggerät angebrachten Reflektor kann durch Reflexion des Strahls und Empfangen am Vermessungsgerät eine Entfernung des
Fluggeräts zum Vermessungsgerät bestimmt werden. Durch Winkelmesser am Vermessungsgerät können ferner ein
Vertikal- und Horizontalwinkel des emittierten Strahls, also eine Emissionsrichtung, erfasst und in Kombination mit der bestimmten Entfernung daraus eine Position des
Fluggeräts zum Vermessungsgerät in einem relativen
Koordinatensystem geodätisch genau bestimmt werden.
Weiters kann der Laserstrahl z.B. in einer Kombination Fluggerät/Rotationslaser seitens des Fluggeräts durch eine Laserstrahlempfangseinheit empfangen werden. Mittels dieser Einheit kann ein Einfallswinkel des Laserstrahls relativ zur Empfangseinheit bestimmt und daraus eine relative
Ausrichtung des Fluggeräts zum Laserstrahl (Istzustand des Fluggeräts) mit einer Auswerteeinheit abgeleitet werden. Zudem kann eine Ablage des Strahls aus einer definierten Nullposition der Empfangseinheit bestimmt und daraus wiederum eine relative Position des Fluggeräts zum Laserstrahl abgeleitet werden. Aus der jeweiligen Ablage und/oder dem Einfallswinkel können Korrekturparameter ermittelt werden, die dazu dienen das Fluggerät derart zu steuern, dass eine Sollposition und Sollausrichtung erreicht wird, wobei bei Erreichen des Sollzustands die Ablage bzw. der relative Einfallswinkel jeweils die
Nulllage, d.h. keine Abweichung vom einem Sollwert
aufweisen, einnehmen.
Mit einer derartigen Empfangseinheit kann das Fluggerät ausserdem an einen Laserstrahl angekoppelt werden.
Beispielsweise kann dieser Strahl von einem Laserscanner emittiert werden und das Fluggerät von einem Benutzer mit einer Fernsteuerung so gesteuert werden, dass der
Laserstrahl auf die Empfangseinheit trifft. Sobald der Strahl empfangen wird, kann dann eine Recheneinheit im
Fluggerät die Steuerung zumindest teilweise übernehmen. In einem Regelkreis kann die aktuelle Position, die
Orientierung, die Geschwindigkeit und Flugrichtung des Fluggeräts fortlaufend ermittelt werden und so ausgeglichen oder korrigiert werden, dass der Laserstrahl zentral, d.h. ohne Abweichungen aus der Nulllage, in die Empfangseinheit trifft. Der Benutzer kann jetzt mit der Fernsteuerung das Fluggerät entlang des Laserstrahls, also mit einem
verbleibenden Freiheitsgrad, bewegen. In dieser
Konfiguration kann nun zusätzlich oder alternativ durch eine Neuausrichtung bzw. durch ein Schwenken des
emittierten Strahls das Fluggerät geführt werden. Wird anstelle des Laserscanners z.B. ein Rotationslaser
eingesetzt, kann damit eine Laserebene aufgespannt werden und das Fluggerät auf diese Ebene „gesetzt" werden. Auch hier kann der Benutzer - jetzt mit zwei Freiheitsgraden - das Fluggerät in der Ebene bzw. parallel dazu bewegen. Die Ebene oder Strahl können z.B. horizontal ausgerichtet werden und so eine horizontale Bewegung des Fluggeräts bewirken. Ausserdem können diese in einem beliebigen Winkel oder vertikal ausgerichtet werden, insbesondere wobei bei einer vertikalen Ausrichtung die Höhe des Fluggeräts über dem Boden frei wählbar bleiben kann. Eine derartige
Anwendung kann beispielsweise bei Arbeiten entlang oder für eine Vermessung einer Gebäudefassade nützlich sein.
Je nach Ausgestaltung der Laserstrahlempfangseinheit kann der zu detektierende Einfallswinkelbereich auf einen
Bereich beispielsweise zwischen 0° und 180°, insbesondere zwischen 0° und 45°, beschränkt sein. Damit muss, um ein kontinuierliches Empfangen des Strahls zu gewährleisten, die Anordnung der Empfangseinheit am Fluggerät an die jeweilige Ausrichtung des Laserstrahls bzw. der Laserebene angepasst sein. Bei einer horizontalen Stahlausrichtung kann die Laserstrahlempfangseinheit z.B. seitlich am UAV angebracht, bei einer vertikalen Ausrichtung z.B. an der Unterseite des UAVs angeordnet sein. Für einen universellen Einsatz des Fluggeräts kann die Laserstrahlempfangseinheit ferner derart schwenkbar am Fluggerät angebracht sein, dass die Empfangseinheit je nach Ausrichtung des Laserstrahls in eine bestimmte Winkelstellung geschwenkt und damit den Strahl innerhalb des strukturell vorgegebenen
Erfassungsbereichs empfangen kann. Auch zur Bestimmung der Strahlablage kann, abhängig von der Strahlausrichtung, die Anordnung der Empfangseinheit angepasst bzw. eine
Haupterfassungsrichtung der Empfangseinheit schenkend zum Strahl ausgerichtet werden.
Prinzipiell kann für die Steuerung des UAV fortlaufend ein Istzustand des Fluggeräts im relativen Koordinatensystem, d.h. ein Zustand, der beispielsweise zumindest teilweise eine aktuelle Position, eine aktuelle Ausrichtung, eine Geschwindigkeit und/oder eine Flugrichtung des Fluggeräts beschreibt, durch ein Zusammenwirken mit der
Vermessungseinheit bestimmt werden. Zudem kann ein
Sollzustand für das Fluggerät mit einem in Zusammensetzung und Format zum Istzustand korrespondierenden
Informationsgehalt im Vermessungssystem vorgegeben werden. Auf Basis des so bestimmten Istzustands und des
definierten, von Fluggerät zu erreichenden Sollzustands können durch einen Zustandsvergleich Korrekturwerte
ermittelt werden, mittels derer die gezielte Steuerung des Fluggeräts hin zum Sollzustand realisierbar ist. Aus den Korrekturen können somit Steuerungsdaten abgeleitet und dem Fluggerät beispielsweise zur Ansteuerung der Rotoren zur Verfügung gestellt werden. Die Korrektur- bzw.
Steuerungsdaten können durch die Steuereinheit ermittelt werden, wobei die Steuereinheit dabei der
Vermessungseinheit, dem Fluggerät oder der Fernsteuerung zugeordnet oder als weiter strukturell eigenständige
Einheit ausgebildet sein kann.
Dem System können ferner ein Einzelpunkt, eine Trajektorie, eine Achse und/oder eine Ebene als Sollzustand bzw.
Sollposition vorgegeben und das Fluggerät entsprechend der jeweiligen Vorgabe, insbesondere durch ein fortlaufendes Vergleichen von Soll- und Istwerten und ein iteratives Neupositionieren, positioniert und bewegt werden. Eine Trajektorie bzw. eine Flugroute kann z.B. durch einen
Startpunkt und einen Endpunkt festgelegt werden, wobei das Fluggerät in diesem Fall auf einer geraden Verbindungslinie vom Start- zum Endpunkt manuell, autonom oder semi-autonom, d.h. das Fluggerät bewegt sich im Wesentlichen
selbstständig, ein Benutzer kann jedoch in den Bewegungsablauf eingreifen und diesen beispielsweise vorübergehend unterbrechen, geführt werden kann. Zwischen dem Start- und Endpunkt können weitere Wegpunkte definiert werden und die Flugroute, insbesondere automatisch, so angepasst werden, dass die Wegpunkte auf der Route liegen. Ferner kann die abzufliegende Flugroute unabhängig von Start-, End- und Wegpunkten, sondern durch die Lage einer Bewegungsachse definiert werden. Für die Steuerung des Fluggeräts kann bei einer definierten Flugroute ein
Vergleich des Routenverlaufs mit dem aktuellen Istzustand des Fluggeräts vorgenommen werden und auf dieser Basis die jeweiligen Korrekturwerte bzw. Steuerungsdaten ermittelt werden. Dabei kann zur Optimierung der Flugbewegung des Fluggeräts bei einer notwendigen Positionskorrektur hin zur Flugroute anstelle einer direkten Bewegung, d.h. anstelle einer Bewegung entlang der kürzesten Verbindung zwischen Istposition und Flugroute, eine optimierte
Korrekturbewegung z.B. unter Berücksichtigung der aktuellen Flugrichtung und Geschwindigkeit des Fluggeräts erfolgen.
Neben Messungen des Vermessungsgeräts und/oder der
Laserstrahlempfangseinheit können auch Messungen einer am Fluggerät angeordneten Sensoreinheit zur Bestimmung der Ausrichtung des Fluggeräts und/oder der Geschwindigkeit im relativen Koordinatensystem zur Bestimmung von Korrekturen verwendet werden. Die Sensoreinheit kann hierfür
Trägheitswerte, z.B. mittels eines Beschleunigungssensors, und eine geografische Ausrichtung, z.B. durch ein
Magnetometer, erfassen. Die Korrekturen können ebenfalls in Steuersignale für das Fluggerät übersetzt werden und damit eine Änderung der Position, der Ausrichtung, der
Geschwindigkeit und/oder der Flugrichtung bewirken. Weiter können zur Bestimmung der Ausrichtung des Fluggeräts Markierungen, z.B. definierte Muster, Pseudo-Random- Patterns oder Leuchtmittel, in einer bestimmten Lage und Anordnung am Fluggerät angebracht sein und eine externe Erfassungseinheit diese Markierungen erfassen. Die
Erfassungseinheit, insbesondere eine Kamera, kann hierfür am Vermessungsgerät angeordnet oder als eigenständige
Einheit ausgebildet sein. Die Lage von zumindest Teilen der Markierungen auf einem von der Kamera erfassten Bild kann dann einen Rückschluss auf die Ausrichtung des Fluggeräts im relativen Koordinatensystem zulassen. Ferner kann das Fluggerät mit einer RIM-Kamera (Range Imaging Kamera) erfasst und damit ein Bild mit punktaufgelösten
Abstandswerten von der RIM-Kamera zum Fluggerät erfasst werden. Aus diesen Daten kann somit ebenfalls die
Entfernung und bei Kenntnis der Form des Fluggeräts die Ausrichtung des Fluggeräts abgeleitet werden.
Mit an dem Fluggerät angeordneten Abstandsmesssensoren können ausserdem weitere Anwendungen ermöglicht werden. Dabei kann beispielsweise die Steuerung des Fluggeräts derart erfolgen, dass ein Abstand zu einem Objekt z.B. auf 40 cm, insbesondere zur Kollisionsvermeidung oder
Beibehaltung eines optimalen Messabstands für einen
zusätzlich Datenerfassungssensor (z.B. Scanner oder
Kamera), konstant gehalten werden kann. Z.B. kann somit eine verlässliche Steuerung des Fluggeräts in Umgebungen mit begrenztem Platzangebot durchgeführt werden, indem durch die Abstandssensoren allfällige Hindernisse
detektiert und umflogen werden können bzw. räumliche
Begrenzungen, z.B. bei einem Flug durch ein Rohr, eine Pipeline oder einen Tunnel, fortlaufend gemessen und die Position des Fluggeräts entsprechend angepasst werden kann. Bei einer derartigen raumbegrenzten Bewegung kann das
Fluggerät insbesondere an einen Laserstrahl gekoppelt und anhand dieses Strahls geführt werden. Mit einer derartigen Kombination aus Abstandsmessung und Führung anhand eines Strahls kann ferner beispielsweise bei horizontaler
Ausrichtung des Führungsstrahls, Bewegung des Fluggeräts entlang dieses Strahls und einer kontinuierlichen
Abstandsmessung zum überflogenen Gelände durch eine
Verknüpfung von jeweiligen Anstandsmessungen und jeweiligen Fluggerätpositionen ein Geländeprofil bzw. ein
Geländeschnitt erstellt werden.
Insbesondere kann die Position der Vermessungseinheit, d.h. deren AufStellpunkt , durch einen bekannten Punkt vorgegeben sein und eine Ausrichtungsbestimmung durch ein Anmessen eines bekannten Zielpunkts oder mittels eines
Neigungssensors und eines Magnetometers erfolgen. Die
Positions- und Ausrichtungsbestimmung kann ausserdem, insbesondere dann wenn der AufStellpunkt nicht bekannt ist, durch ein Anzielen mindestens dreier Zielpunkte
durchgeführt werden. Durch dieses Vorgehen können die
Position und die Koordinaten der Vermessungseinheit und die Orientierung der Vermessungseinheit in einem globalen, dem relativen Koordinatensystem übergeordneten,
Koordinatensystem bestimmt werden. Ferner kann die Richtung der Bewegungsachse im globalen Koordinatensystem gegeben sein. Mit dieser Kenntnis kann nun eine Referenzierung des relativen mit dem globalen Koordinatensystem, z.B. durch Koordinatentransformation, erfolgen. Damit können die im relativen Koordinatensystem bestimmte Position und
Ausrichtung des UAVs in das globalen Koordinatensystem übertragen und z.B. eine absolute Position und Ausrichtung des UAVs in diesem übergeordneten Koordinatensystem
angegeben werden.
Die Erfindung betrifft ein geodätisches Vermessungssystem mit einer geodätischen Vermessungseinheit, insbesondere Totalstation, Theodolit, Lasertracker oder Laserscanner, mit einer Strahlquelle zur Emission eines im Wesentlichen kollimierten optischen Strahls, einer Basis, einer relativ zur Basis um zwei Achsen motorisiert schwenkbaren
Anzieleinheit zur Ausrichtung einer Emissionsrichtung des optischen Strahls und Winkelmesssensoren zur Bestimmung der Ausrichtung der Anzieleinheit, sowie insbesondere mit einer Entfernungsmessfunktionalität. Zudem weist das
Vermessungssystem ein auto-mobiles , unbemanntes,
steuerbares Fluggerät mit einem optischen Modul auf, wobei das Fluggerät derart ausgebildet ist, dass das Fluggerät gesteuert bewegbar und im Wesentlichen positionsfest positionierbar ist. Ausserdem ist eine Auswerteeinheit vorgesehen, wobei die Auswerteeinheit derart konfiguriert ist, dass aus einer Zusammenwirkung des optischen Strahls mit dem optischen Modul ein durch eine Lage, eine
Ausrichtung und/oder eine Lageänderung bestimmter
Istzustand des Fluggeräts in einem Koordinatensystem bestimmbar ist. Das Vermessungssystem weist eine
Steuereinheit zur Steuerung des Fluggeräts auf, wobei die Steuereinheit derart konfiguriert ist, dass anhand eines Algorithmus in Abhängigkeit des, insbesondere fortlaufend bestimmbaren, Istzustands und eines definierten
Sollzustands Steuerdaten erzeugbar sind und das Fluggerät mittels der Steuerdaten in den Sollzustand, insbesondere in einen definierten Toleranzbereich um den Sollzustand, automatisch gesteuert bringbar ist. Die Anzieleinheit der geodätischen Vermessungseinheit kann in einer Aus führungs form als eine die Strahlquelle
aufweisende Emissionseinheit (mit Teleskopeinheit)
ausgebildet sein. Eine derartige Ausführung kann
insbesondere zum Aufbau einer Totalstation oder eines
Theodoliten realisiert sein.
Hinsichtlich der Konstruktion von Lasertrackern oder
Laserscannern kann die Strahlquelle beispielsweise in einer Stütze, die um eine durch die Basis definierte Stehachse relativ zur Basis schwenkbar ausgeführt ist, oder in der Basis vorgesehen sein, wobei die emittierte Strahlung mittels optischer Strahlführungselemente zur Anzieleinheit geführt werden kann. In diesem Zusammenhang kann die
Anzieleinheit beispielsweise als Strahlumlenkelement (z.B. Spiegel) ausgebildet sein.
Im erfindungsgemässen geodätischen Vermessungssystem kann bei der Bestimmung des Istzustands eine Istposition, eine Istausrichtung und/oder eine Istgeschwindigkeit des
Fluggeräts und/oder bei der Definition des Sollzustands eine Sollposition, eine Sollausrichtung und/oder eine
Sollgeschwindigkeit berücksichtigbar sein.
In einem derartigen System kann fortlaufend ein Zustand des Fluggeräts, z.B. die Position, die Ausrichtung, die
Fluggeschwindigkeit oder -ausrichtung, bestimmt werden. Die Vermessungseinheit kann dafür einen Laserstrahl emittieren, der mit einem Sensor oder Reflektor am Fluggerät
wechselwirken kann. Auf Basis dieser Wechselwirkung kann dann die Zustandsermittlung für das Fluggerät durchgeführt werden. Zudem kann ein Sollzustand für das Fluggerät, beispielsweise eine Position an der das UAV positioniert werden soll, definiert werden und durch einen Vergleich des ermittelten Istzustands des Fluggeräts mit diesem
Sollzustand die Steuerung des Fluggeräts derart erfolgen, dass das Fluggerät hin zum Sollzustand bewegt bzw.
ausgerichtet wird und den Sollzustand einnimmt, somit also z.B. die Istposition mit der Sollposition übereinstimmt. Für diesen Regelvorgang werden anhand eines Algorithmus Steuerdaten zur Steuerung des Fluggeräts erzeugt. Dabei können z.B. einem Kaimanfilter die erzeugten Messdaten bzw. die Istposition und -ausrichtung des Fluggeräts zugeführt werden und aus der Summe der Daten die Steuerdaten unter Berücksichtigung eines definierten Sollzustands generiert werden. Zur Ermittlung der Steuerdaten können zudem aus den Messgrössen Mittelwerte abgeleitet werden. Ferner kann fortlaufend eine Differenzbildung einzelner Soll-Ist- Grössenpaare durchgeführt werden und z.B. auf Basis einer so bestimmten Positionsdifferenz eine Richtung und
Entfernung zur Sollposition bestimmt und die Steuerdaten hinsichtlich Flugrichtung, Flugstrecke und
Fluggeschwindigkeit abgeleitet werden. Damit können
beispielsweise die Rotoren des Fluggeräts derart
angesteuert werden, dass insbesondere durch
unterschiedliche Rotationsgeschwindigkeiten eine gesteuerte Bewegung des Fluggeräts hin zur Sollposition erfolgt.
Ausserdem kann im Rahmen des Algorithmus eine fortlaufende Neubewertung und Berechnung der Steuerdaten aus einem fortlaufenden Vergleich der Istposition mit der
Sollposition erfolgen, wodurch die Position des Fluggeräts durch einen derartigen Regelkreis ständig nachgeregelt werden kann. Insbesondere kann das optische Modul des erfindungsgemässen geodätischen Vermessungssystems durch einen die Istposition des Fluggeräts angebenden Reflektor verkörpert sein und der Strahl mittels des Reflektors reflektierbar sein, wobei eine Entfernung von der Vermessungseinheit zum Fluggerät bestimmbar und die Istposition des Fluggeräts, insbesondere fortlaufend, aus der Entfernung und der Emissionsrichtung des Strahls ableitbar ist.
Indem z.B. mit einem Laserstrahl der Reflektor am Fluggerät angezielt wird, kann der Istzustand, insbesondere die
Istposition, des Fluggeräts mit der Vermessungseinheit, z.B. mit einer Totalstation, ermittelt werden. Hierfür können der reflektierte, am Vermessungsgerät erfasste
Strahl zur Entfernungsmessung und die erfassten Winkel, mit denen der Strahl emittiert wird, zur Richtungsbestimmung herangezogen werden und daraus eine Position und
Ausrichtung des Fluggeräts relativ zur Position der
Vermessungseinheit abgeleitet werden.
Ferner kann das optische Modul eines erfindungsgemässen geodätischen Vermessungssystems durch eine
Strahlerfassungseinheit verkörpert sein und der optische Strahl von der Strahlerfassungseinheit empfangbar sein, wobei eine Strahlablage aus einer Nullposition und/oder ein Einfallswinkel des Strahls mittels der
Strahlerfassungseinheit, insbesondere fortlaufend, zur zumindest teilweisen Bestimmung des Istzustands bestimmbar sind, und die Steuereinheit derart konfiguriert ist, dass das Fluggerät in Abhängigkeit der Strahlablage und/oder des Einfallswinkels des Strahls positionierbar und ausrichtbar ist. Zudem kann insbesondere das Fluggerät durch die
Strahlerfassungseinheit an den Strahl ankoppelbar und entlang des Strahls und/oder durch eine Änderung der
Emissionsrichtung des Strahls führbar sein. Im Rahmen der Erfindung kann durch eine Rotation des
Strahls eine Führebene, insbesondere eine Laserebene, insbesondere horizontal, definierbar sein und das Fluggerät vermittels der Strahlerfassungseinheit definiert relativ zur Führebene insbesondere in der Führebene oder parallel zur Führebene, positionierbar und/oder führbar sein.
Alternativ zur Reflexion des Strahls am UAV kann dieser an der entsprechenden Erfassungseinheit empfangen werden und aus einem bestimmbaren Strahleinfallswinkel und/oder einer allfälligen Abweichung zu einer Nullposition des
Auftreffpunkts auf einem Detektor in der Erfassungseinheit ein Zustand des Fluggeräts relativ zur Vermessungseinheit bestimmt werden. Basierend auf dadurch ermittelbaren
Grössen kann wiederum die Steuerung des Fluggeräts - durch einen Ist-Soll-Vergleich - erfolgen und das Fluggerät in den Sollzustand gebracht werden. Mit einer derartigen
Anordnung kann das UAV ausserdem an den Strahl angekoppelt werden. Dafür kann ebenfalls in Abhängigkeit der bestimmten Abweichungen des in die Strahlerfassungseinheit
einfallenden Strahls das UAV so gesteuert werden, dass die Abweichungen fortlaufen ausgeglichen wird und der Strahl auf die Strahlerfassungseinheit bzw. das UAV ausgerichtet bleibt. Insbesondere kann das UAV dann zudem gesteuert werden indem die Ausrichtung des Strahls verändert wird, wobei sich das Fluggerät korrespondierend zur
Ausrichtungsänderung bewegt. Die Freiheitsgrade, in denen das Fluggerät bei einer Ankopplung bewegt werden kann, können mittels der Strahlkonfiguration, d.h. beispielsweise einem ausgerichtete Strahl oder einer durch Rotation des Strahls definierten Ebene, definiert sein. Somit kann das Fluggerät auch an eine aufgespannte Ebene angekoppelt und in dieser bewegt werden, wobei dabei kein kontinuierlicher Kontakt zwischen Strahl und Erfassungseinheit besteht, sondern dieser fortlaufend, unterbrochen in Abhängigkeit einer Rotationsfrequenz des Strahls besteht.
Erfindungsgemäss kann das geodätisches Vermessungssystem derart ausgeführt sein, dass die Strahlerfassungseinheit am Fluggerät derart definiert schwenkbar ist, dass der Strahl empfangbar ist. Dies kann z.B. bei einer schrägen
Ausrichtung des Strahls einen Kontakt zwischen Strahl und Strahlerfassungseinheit herstellbar machen und damit eine universelle Einsetzbarkeit für das System bzw. ein breites Anwendungsspektrum für die Fluggerätssteuerung eröffnen.
Zudem kann erfindungsgemäss das Fluggerät eine
Sensoreinheit zur Bestimmung der Istausrichtung und/oder der Istgeschwindigkeit des Fluggeräts im Koordinatensystem aufweisen, insbesondere einen Neigungssensor, ein
Magnetometer, einen Beschleunigungssensor, einen
Drehratensensor und/oder einen Geschwindigkeitssensor, insbesondere ein GNSS-Modul. Darüber hinaus kann das
Fluggerät eine die Istausrichtung angebende Markierung aufweisen, insbesondere ein definiertes Muster, ein Pseudo- Random-Pattern, einen Barcode und/oder eine Leuchtdiode, und das Vermessungssystem eine Erfassungseinheit aufweisen, insbesondere Kamera, zur Erfassung der Markierung und zur Bestimmung der Istausrichtung des Fluggeräts im
Koordinatensystem aus der Lage und Anordnung der
Markierung. Ausserdem kann das Vermessungssystem eine
Entfernungs-Bilderfassungseinheit aufweisen, insbesondere RIM-Kamera, zur Erfassung eines Bildes des Fluggeräts, wobei eine Kontur und/oder bild-punkt-abhängige
Abstandsdaten zum Fluggerät aus dem Bild ableitbar sind und daraus die Istausrichtung und/oder die Entfernung zum
Fluggerät im Koordinatensystem bestimmbar ist. Die Ausrichtung und/oder die Fluggeschwindigkeit,
insbesondere die Position, des Fluggeräts können mittels einer der oben beschriebenen Anordnungen bestimmt und damit der Istzustand des Fluggeräts ermittelt werden.
Unterstützend kann zudem ein GNSS-Modul an dem Fluggerät angeordnet sein und die Istposition, eine Flugrichtung und damit die Istausrichtung des Fluggeräts aus insbesondere fortlaufend empfangenen GNSS-Signalen bestimmbar sein.
Somit kann z.B. bei bekannter Position der
Vermessungseinheit deren Entfernung zum Fluggerät bestimmt werden und diese Information bei der Ermittlung des
Istzustands und der Steuerdaten berücksichtigt werden.
Zudem kann die Vermessungseinheit mit einem GNSS-Modul (zum Empfangen von GNSS-Signalen) ausgerüstet sein und damit die Position der Einheit bzw. eine Positionsrelation zum
Fluggerät ermittelt werden.
Insbesondere kann erfindungsgemäss die Steuereinheit derart konfiguriert sein, dass das Fluggerät in Abhängigkeit des Istzustands und einer bestimmten Flugroute bewegbar ist, wobei die Flugroute durch einen Startpunkt und einen
Endpunkt und/oder durch eine Anzahl von Wegpunkten, insbesondere automatisch, und/oder durch eine definierte Lage einer Flugachse bestimmbar ist, insbesondere wobei eine Bewegung des Fluggeräts unter Berücksichtigung des Istzustands optimierbar ist und insbesondere wobei
Informationen bezüglich des Istzustands, insbesondere die Istposition, die Istausrichtung, die Istgeschwindikeit , der Einfallswinkel, die Strahlablage und/oder die Entfernung zur Vermessungseinheit, einem Kaimanfilter zuführbar sind und die Bewegung des Fluggeräts unter Berücksichtigung von durch den Kaimanfilter berechneten Parametern steuerbar ist. Die Flugroute kann ferner unter Berücksichtigung der Umgebung des Fluggeräts definiert werden und dabei z.B. Hindernisse oder Richtungsänderungen in einer engen
Umgebung berücksichtigen. Beispielsweise in einer Röhre kann die Route so angepasst werden, dass eine
Kollisionsvermeidung mit der Röhrenwand gewährleistet wird. Zudem kann z.B. die Flugroute in Abhängigkeit eines
Geländemodells, insbesondere eines CAD-Modells, definiert werden .
Ferner kann das Fluggerät eines erfindungsgemässen
geodätischen Vermessungssystems einen Sensor zur,
insbesondere fortlaufenden, Messung eines Ob ektabstands zu einem Objekt aufweisen, wobei der Objektabstand bei der Steuerung des Fluggeräts berücksichtigbar ist und/oder bei einer, insbesondere linearen horizontalen, Führung des Fluggeräts der jeweilige Objektabstand mit dem jeweiligen Istzustand, insbesondere der Istposition, derart
verknüpfbar ist, dass ein Objektoberflächenverlauf,
insbesondere ein Geländeschnitt, bestimmbar ist. Mit einer derartigen Ausführung kann das Fluggerät unter
Berücksichtigung der Sensormessungen so gesteuert werden, dass wiederum Hindernisse erkannt und eine Kollision mit diesen vermieden werden kann. Zudem kann durch die Sensoren eine Erfassung bzw. Vermessung von Objekten, an denen das Fluggerät entlang geführt wird, erfolgen.
Ausserdem kann das Fluggerät derart steuerbar sein, dass das Fluggerät in einem bestimmten Sollabstand zum Objekt in Abhängigkeit der Messung des Objektabstands konstant führbar ist. Mit der Einhaltung eines vorgegebenen Abstands zu einem Objekt kann somit eine allfällige Kollision mit einem Hindernis vermieden werden. Zudem kann das UAV an eine Laserebene angekoppelt sein und so z.B. bei
horizontaler Ausrichtung der durch einen rotierenden Laserstrahl definierten Ebene horizontal bewegt werden, wobei ein konstanter Abstand zu z.B. einer Tunnelwand beibehalten werden kann.
Weiters kann im Rahmen des geodätisches Vermessungssystems eine Position und Ausrichtung der Vermessungseinheit in einem globalen Koordinatensystem vorbestimmbar sein, wobei die Position durch einen bekannten AufStellpunkt der
Vermessungseinheit vorgebbar und/oder die Position und Ausrichtung durch eine Einmessung anhand bekannter
Zielpunkte bestimmbar ist, insbesondere wobei das
Koordinatensystem mit dem globalen Koordinatensystem referenzierbar ist, sodass der Istzustand des Fluggeräts im globalen Koordinatensystem bestimmbar ist. Dadurch kann das Fluggerät in Bezug zu dem übergeordneten, globalen
Koordinatensystem gesteuert und der Istzustand ebenfalls bezüglich dieses Systems bestimmt werden.
In einem erfindungsgemässen geodätisches Vermessungssystem können eine Zustandsinformation, insbesondere
Istzustandsinformation, Sollzustandsinformation und/oder die Entfernung zwischen der Vermessungseinheit und dem Fluggerät, zur Erzeugung von Steuerdaten und/oder die
Steuerdaten zwischen der Vermessungseinheit und dem
Fluggerät übertragbar sein, insbesondere wobei die
Zustandsinformation mittels Funk, kabelgebunden und/oder auf den Strahl aufmoduliert übertragbar ist. Weiters kann das Vermessungssystem eine Fernsteuereinheit zur Steuerung des Fluggeräts aufweisen, wobei die Zustandsinformation und/oder die Steuerdaten zwischen der Fernsteuereinheit und der Vermessungseinheit und/oder dem Fluggerät, insbesondere mittels Funk oder über ein Kabel, übertragbar sind. Somit können Messdaten zwischen den Systemkomponenten
ausgetauscht, auf einer Komponente gesammelt und die Steuerungsdaten auf dieser Komponente erzeugt werden.
Beispielsweise bei einer Kopplung des Fluggeräts an den Laserstrahl kann die Information, z.B. die Entfernung oder der Istzustand, anhand eines Signals übertragen werden, das dem Laserstrahl aufmoduliert wird. So kann ein direkter
Austausch der Messdaten erfolgen und z.B. die Steuerung des Fluggeräts durch eine Steuereinheit im Fluggerät basierend auf einem Vergleich des jeweils bereitgestellten
Istzustands mit dem Sollzustand erfolgen. Die Erfindung betrifft zudem ein Verfahren zum Steuern eines auto-mobilen, unbemannten, steuerbaren Fluggeräts, wobei das Fluggerät gesteuert bewegt und/oder im
Wesentlichen positionsfest positioniert wird, mit einer geodätischen Vermessungseinheit, insbesondere Totalstation, Theodolit, Lasertracker oder Laserscanner, mit einer
Strahlquelle zur Emission eines im Wesentlichen
kollimierten optischen Strahls, einer Basis, einer relativ zur Basis um zwei Achsen motorisiert schwenkbaren
Anzieleinheit zur Ausrichtung einer Emissionsrichtung des optischen Strahls und Winkelmesssensoren zur Bestimmung der Ausrichtung der Anzieleinheit, sowie insbesondere mit einer Entfernungsmessfunktionalität. Mittels der
Vermessungseinheit erfolgt ein Emittieren eines im
Wesentlichen kollimierten optischen Strahls in einer
Emissionsrichtung. Der optische Strahl wirkt derart mit dem Fluggerät zusammen, dass dieser am Fluggeräts reflektiert oder empfangen wird, wobei aus dem Zusammenwirken ein durch eine Lage, eine Ausrichtung und/oder eine Lageänderung bestimmter Istzustand des Fluggeräts in einem
Koordinatensystem bestimmt wird. Weiters werden in
Abhängigkeit des, insbesondere fortlaufend bestimmten, Istzustands und eines definierten Sollzustands Steuerdaten erzeugt und das Fluggerät mittels der Steuerdaten in den Sollzustand, insbesondere in einen definierten
Toleranzbereich um den Sollzustand, automatisch gesteuert gebracht .
Im Rahmen des Verfahrens können beim Bestimmen des
Istzustands eine Istposition, eine Istausrichtung und/oder eine Istgeschwindigkeit des Fluggeräts und/oder beim
Definieren des Sollzustands eine Sollposition, eine
Sollausrichtung und/oder eine Sollgeschwindigkeit
berücksichtigt werden.
Weiterhin können erfindungsgemäss mittels des Reflektierens des Strahls am Fluggerät eine Entfernung von der
Vermessungseinheit zum Fluggerät bestimmt und die
Istposition des Fluggeräts, insbesondere fortlaufend, aus der Entfernung und der Emissionsrichtung abgeleitet werden.
Im erfindungsgemässe Verfahren kann beim Empfangens des Strahls am Fluggerät eine Strahlablage aus einer
Nullposition und/oder ein Einfallswinkel des Strahls, insbesondere fortlaufend, zum Bestimmen des Istzustands bestimmt werden, und das Fluggerät in Abhängigkeit der Strahlablage und/oder des Einfallswinkels des Strahls positioniert und ausgerichtet werden, insbesondere wobei das Fluggerät an den Strahl angekoppelt und entlang des Strahls und/oder durch eine Änderung der Emissionsrichtung des Strahls geführt werden kann.
Zudem kann im Rahmen des erfindungsgemässen Verfahrens durch ein Rotieren des Strahls eine Führebene, insbesondere eine Laserebene, insbesondere horizontal, definiert werden und das Fluggerät definiert relativ zur Führebene insbesondere in der Führebene oder parallel zur Führebene, positioniert und/oder, geführt werden.
Darüber hinaus kann erfindungsgemäss ein Bestimmen der Istausrichtung des Fluggeräts im Koordinatensystem in Nick- , Roll- und Gierrichtung erfolgen, insbesondere wobei das Bestimmen mittels einer internen, dem Fluggerät
zugeordneten Sensoreinheit, insbesondere mittels
Neigungssensor, Magnetometer, Beschleunigungssensor,
Drehratensensor und/oder Geschwindigkeitssensor erfolgt. Ausserdem kann das Bestimmen der Istausrichtung im
Koordinatensystem mittels Zusammenwirkens einer dem
Fluggerät zugeordneten, die Istausrichtung angebenden
Markierung, insbesondere eines definierten Musters, eines Pseudo-Random-Patterns , eines Barcodes und/oder einer
Leuchtdiode, und einem Erfassen, insbesondere mittels
Kamera, der Markierung zum Bestimmen der Istausrichtung aus einer Lage und Anordnung der Markierung erfolgen. Weiters kann das Bestimmen der Istausrichtung im Koordinatensystem mittels Erfassen eines Bildes des Fluggeräts erfolgen, wobei eine Kontur und/oder bild-punkt-abhängige
Abstandsdaten zum Fluggerät aus dem Bild abgeleitet werden.
Im Rahmen des erfindungsgemässen Verfahrens kann das
Fluggerät in Abhängigkeit des Istzustands und einer
bestimmten Flugroute bewegt werden, wobei die Flugroute durch einen Startpunkt und einen Endpunkt und/oder durch eine Anzahl von Wegpunkten, insbesondere automatisch, und/oder durch eine definierte Lage einer Flugachse
bestimmt werden kann, insbesondere wobei ein Bewegen des Fluggeräts unter Berücksichtigen des Istzustands optimiert werden kann. Alternativ oder zusätzlich können
Informationen bezüglich des Istzustands, insbesondere die Istposition, die Istausrichtung, die Istgeschwindikeit , der Einfallswinkel, die Strahlablage und/oder die Entfernung zur Vermessungseinheit, einem Kaimanfilter zugeführt werden und die Bewegung des Fluggeräts unter Berücksichtigen von durch den Kaimanfilter berechneten Parametern gesteuert werden .
Weiterhin kann erfindungsgemäss ein Ob ektabstand vom
Fluggerät zu einem Objekt, insbesondere fortlaufend, gemessen werden, wobei der Objektabstand beim Steuern des Fluggeräts berücksichtigt werden kann und/oder wobei das Fluggerät (20) derart gesteuert werden kann, dass das Fluggerät (20) in einem bestimmten Sollabstand zum
Objekt (81,85) in Abhängigkeit der Messung des
Objektabstands konstant geführt wird.
Ferner kann im erfindungsgemässen Verfahren eine Position und Ausrichtung der Vermessungseinheit in einem globalen Koordinatensystem vorbestimmt werden, wobei die Position durch einen bekannten AufStellpunkt der Vermessungseinheit vorgegeben sein kann und/oder die Position und Ausrichtung durch ein Einmessen anhand bekannter Zielpunkte bestimmt werden kann, insbesondere wobei das Koordinatensystem mit dem globalen Koordinatensystem referenziert werden kann, sodass der Istzustand des Fluggeräts im globalen
Koordinatensystem bestimmt werden kann.
Die Erfindung betrifft zudem eine geodätische
Vermessungseinheit, insbesondere Totalstation, Theodolit, Lasertracker oder Laserscanner, für ein erfindungsgemässes System, mit einer Strahlquelle zur Emission eines im
Wesentlichen kollimierten optischen Strahls, einer Basis, einer relativ zur Basis um zwei Achsen motorisiert
schwenkbaren Anzieleinheit zur Ausrichtung einer
Emissionsrichtung des optischen Strahls und Winkelmesssensoren zur Bestimmung der Ausrichtung der
Anzieleinheit, sowie insbesondere mit einer
Entfernungsmessfunktionalität. Ferner ist die
Vermessungseinheit derart ausgebildet, dass Steuerdaten zur Steuerung eines auto-mobilen, unbemannten, steuerbaren Fluggeräts erzeugbar und zum Fluggerät übermittelbar sind.
Die Erfindung betrifft zudem ein Computerprogrammprodukt, das auf einem maschinenlesbaren Träger gespeichert ist, oder Computer-Daten-Signal, verkörpert durch eine
elektromagnetische Welle, mit Programmcode zur Durchführung eines Erzeugens von Steuerdaten in Abhängigkeit eines, insbesondere fortlaufend bestimmten, Istzustands eines Fluggeräts und eines definierten Sollzustands zum
automatischen Steuern des Fluggeräts in den Sollzustand, insbesondere wenn das Programm in einer elektronischen Datenverarbeitungseinheit ausgeführt wird.
Das erfindungsgemässe Verfahren und das erfindungsgemässe System werden nachfolgend anhand von in den Zeichnungen schematisch dargestellten konkreten Ausführungsbeispielen rein beispielhaft näher beschrieben, wobei auch auf weitere Vorteile der Erfindung eingegangen wird. Im Einzelnen zeigen :
Fig. la-c eine erfindungsgemässe Positionierungsbewegung des Fluggeräts aus einem Istzustand hin zu einem Sollzustand;
Fig. 2 eine erste Aus führungs form eines
erfindungsgemässen Vermessungssystems mit einem unbemannten Fluggerät und einer Totalstation; Fig. 3 eine zweite Aus führungs form eines
erfindungsgemässen Vermessungssystems mit einem unbemannten Fluggerät und einem Laserscanner;
Fig. 4a-b jeweils eine dritte Aus führungs form eines
erfindungsgemässen Vermessungssystems mit einem unbemannten Fluggerät und einem Rotationslaser;
Fig. 5a-c drei Anwendungs formen für ein durch ein
erfindungsgemässes Vermessungssystem gesteuertes Fluggerät .
Figur la zeigt einen erfindungsgemässen
Positionierungsvorgang für ein Fluggerät schematisch. Das Fluggerät befindet sich hierbei in einem Istzustand, der definiert wird durch eine Istposition 12, eine
Istgeschwindigkeit und/oder eine Istausrichtung, und soll einen Sollzustand einnehmen. Der Sollzustand des Fluggeräts ist vorgegeben durch eine Sollposition 11 und eine
Fluggeschwindigkeit (Sollgeschwindigkeit) , die in der
Sollposition 11 gleich Null sein soll. Zudem kann im Rahmen des Sollzustands eine Sollausrichtung des Fluggeräts festgelegt sein, wobei das Fluggerät mit einem Messsensor zur Bestimmung der Ausrichtung ausgerüstet und damit zu einer definierten Selbstausrichtung befähigt sein kann. In Abhängigkeit des Sollzustands und des Istzustands kann nun eine Korrektur 13 bestimmt werden, d.h. der Istzustand des Fluggeräts kann mit dem Sollzustand verglichen und daraus eine Differenz für die jeweilige Zustandsgrösse (Position, Geschwindigkeit, Ausrichtung) berechnet werden. Aus diesen Zustandsdifferenzen können weiters Steuerdaten bzw. - signale abgeleitet und zur Steuerung des Fluggeräts an die Motoren der Rotoren übermittelt werden. Auf Basis der
Korrekturen 13 kann das Fluggerät nun mit einer bestimmten Geschwindigkeit und Ausrichtung ausgehend vom Istzustand, insbesondere von der Istposition 12, derart gesteuert werden, dass z.B. eine iterative Annäherung an den
Sollzustand bzw. an die Sollposition 11 erfolgt. Dabei wird fortlaufend der Istzustand des Fluggeräts mit dem
Sollzustand verglichen und daraus eine jeweilige
Korrektur 13 abgeleitet. Diese Korrektur 13 des Istzustands des Fluggeräts kann solange erfolgen, bis der Istzustand des Fluggeräts mit dem Sollzustand übereinstimmt oder die Differenz unter einem vordefinierten Schwellwert zu liegen kommt und somit nicht länger eine Korrektur 13 durchgeführt werden muss.
In Figur lb ist eine erfindungsgemässe Positionierung eines Fluggeräts auf einer vorgegebenen Trajektorie 17 gezeigt. Die Trajektorie 17 bzw. Flugroute für das Fluggerät wird dabei durch einen Startpunkt 14 und einen Endpunkt 15 begrenzt und deren Verlauf durch weitere Wegpunkte 16a, 16b definiert. Das Fluggerät befindet sich in einem Istzustand, welcher wiederum definiert sein kann durch eine
Istposition 12, eine Istgeschwindigkeit und/oder eine
Istausrichtung des Fluggeräts. Der Istzustand kann dabei mittels einer Auswerteeinheit bestimmt werden. Der
Sollzustand (Sollposition 11) des Fluggeräts bestimmt sich in dieser Anordnung durch den Verlauf der Trajektorie 17. Auch hier werden durch einen Abgleich des Istzustands mit dem Sollzustand Korrekturen 13 ermittelt, welche in
Steuersignale für das Fluggerät übersetzt und an dieses übermittelt werden. Bei der Berechnung einer
Positionskorrektur 13 kann hierbei die aktuelle Ausrichtung bzw. die Flugrichtung und die Geschwindigkeit
berücksichtigt werden, wodurch das Fluggerät nicht zwingend auf kürzester Distanz zur Trajektorie 17 gelenkt wird, sondern in einer optimierten Richtung und mit optimierter Geschwindigkeit zur Flugroute gesteuert wird.
Beispielsweise können dadurch ein starkes Abbremsen und Beschleunigen des Fluggeräts und abrupte Richtungswechsel vermieden werden. Ausserdem kann z.B. bei den
Wegpunkten 16a, 16b, 16c an denen eine Richtungsänderung der Flugbahn erfolgt, eine optimierte Verringerung der
Fluggeschwindigkeit vorgegeben werden.
Figur lc zeigt eine erfindungsgemässe Ausrichtung und
Positionierung eines Fluggeräts auf einer vorgegebenen Achse 18. Unter Berücksichtigung des Istzustands, u.a. der Istposition 12, sowie von durch einen Benutzer übermittelte Steuersignale, die eine Vor- und Zurückbewegung des
Fluggeräts entlang der Achse 18 bewirken können, können die Korrekturen 13 berechnet werden. Analog zur Positionierung gemäss Figur lb kann die Bewegung des Fluggeräts von der Istposition 12 zur Sollposition 11 derart optimiert werden, dass insbesondere die Fluggeschwindigkeit oder von einem Benutzer zusätzlich eingegebene Steuerbefehle, wie z.B. eine Bewegungsrichtung 19, bei der Korrekturbewegung 13 berücksichtigt wird und dadurch nicht die kürzeste Strecke zwischen Istposition 12 und Achse 18 abgeflogen wird. Im gezeigten Fall kann die Korrekturbewegung 13 des
Fluggeräts 20 aufgrund eines Steuerbefehls in Richtung 19 nach rechts erfolgen.
Figur 2 zeigt ein erfindungsgemässes Vermessungssystem 1 mit einem unbemannten Fluggerät 20 und einer eine
Vermessungseinheit repräsentierende Totalstation 30.
Eine Erfassung des Istzustands des Fluggeräts 20,
insbesondere der Istposition, kann hier durch Messungen der Totalstation 30 oder einem Laserscanner (hier nicht gezeigt) erfolgen. Die Totalstation 30 ist mit einer in zwei Achsen schwenkbaren Emissionseinheit 31 ausgestattet, womit eine Emissionsrichtung auf das Fluggerät 20
ausgerichtet werden kann. Die genaue Ausrichtung kann mit Winkelmesssensoren an der Totalstation 30 erfasst werden. Zusätzlich ist in der Emissionseinheit 31 ein
Distanzmessmodul integriert, welches eine Messung einer Entfernung zu einem Reflektor 22 am Fluggerät 20
durchführbar macht. Aus den gemessenen Winkeln und der Entfernung können eine Istposition bzw. Istkoordinaten des Fluggeräts 20 bestimmt werden. Zur Bestimmung der
Istausrichtung können seitens des Vermessungsgeräts, z.B. über eine in der Emissionseinheit 31 integrierten Kamera, oder über eine externe Kamera, deren Bildfeld, insbesondere über einen Spiegel, auf das Fluggerät 20 ausgerichtet werden kann, erfolgen, wobei eine Markierung, z.B. mehrere LEDs oder definierte Muster, an bekannter Position am
Gehäuse des Fluggeräts 20 beobachtet und erfasst werden kann. Zudem können Messdaten über den Istzustand auch mit einer Sensoreinheit 21, welche beispielsweise einen
Beschleunigungssensor, Drehratensensor, Magnetometer, Neigungssensor und/oder einen Geschwindigkeitssensor aufweist, erfasst werden.
Alle Messdaten können z.B. über Kabel oder Funk an eine Steuereinheit 60 übertragen werden, welche sich in dieser Aus führungs form in der Totalstation 30 befindet, jedoch alternativ in einer Fernsteuerung oder im Fluggerät 20 angeordnet sein kann. Aus den Messdaten kann dann mittels eines Algorithmus, z.B. mit einem Kaimanfilter, der
Istzustand (Position, Geschwindigkeit, Ausrichtung) des Fluggeräts 20 berechnet werden. Dabei können die Messdaten mit unterschiedlichen Messraten erfasst werden. So kann die Totalstation 30 z.B. die Winkel und die Entfernung mit einer Messrate von z.B. 1 Hz
erfassen, während der Beschleunigungssensor die auf ihn wirkenden Beschleunigungen mit einer Rate von z.B. 100 Hz oder höher bestimmen kann. Durch eine geeignete Kombination der Sensoren kann die Positionsbestimmungen durch den
Kaimanfilter so mit einer Rate von z.B. 100 Hz oder höher erfolgen, und sich damit positiv auf die Regelung des
Fluggeräts auswirken. Alle Messungen, z.B. Winkel und
Distanz und/oder Beschleunigungen, Neigungen und/oder
Drehraten von der Sensoreinheit, können dem Kaimanfilter zugeführt werden, der kontinuierlich mit einer Rate von z.B. 100 Hz oder höher Positionskoordinaten, einen
Geschwindigkeitsvektor und/oder einen Ausrichtungswinkel sowie etwaige sensorspezifische Parameter, z.B. den Bias des Beschleunigungssensors, des Fluggeräts berechnet.
Aus dem Istzustand und Steuersignalen, die beispielsweise durch einen Benutzer über eine Fernsteuerung in das
System 1 eingegeben werden, können Korrekturen abgeleitet werden, wobei diese direkt oder in Form von weiteren
Steuersignalen an die Motoren des Fluggeräts 20 übermittelt werden und eine korrigierte Positionierung des
Fluggeräts 20 bewirken können. In dieser hier gezeigten ersten Aus führungs form kann die
Erfassung der Messdaten zur Bestimmung des Istzustands des Fluggeräts 20 über die Totalstation 30 und eine
Sensoreinheit 21 erfolgen. Die Emissionseinheit 31 der Totalstation 30 kann durch eine automatische
Zielerfassungsfunktion auf den Reflektor 22 am Fluggerät 20 fortlaufend ausgerichtet werden und damit das Fluggerät 20 verfolgen. Für den Fall dass die automatische Zielverfolgung aufgrund z.B. einer Sichtbehinderung die Verbindung zum Ziel (Reflektor 22) verliert, kann eine Grobposition basierend auf Messungen der Sensoreinheit 21 und/oder eines GNSS-Moduls am Fluggerät 20 an das
Vermessungsgerät 30 über Funk übermittelt werden. Basierend auf dieser Information kann das Vermessungsgerät 30 das Ziel wieder auffinden, die Verbindung wieder hergestellt und die automatische Zielverfolgung wieder ausgeführt werden. Weiters kann bei einem derartigen
Verbindungsverlust mit einer Kamera das Fluggerät 20 erfasst und durch Bildverarbeitung z.B. eine Kontur des Fluggeräts 20 abgeleitet und basierend darauf die
Vermessungseinheit 30 neu auf das UAV 20 ausgerichtet werden. Durch das Distanzmessmodul und durch die
Winkelsensoren, welche an der Totalstation 30 angeordnet sind, werden die Entfernung zum Reflektor 22 sowie die Ausrichtung der Emissionseinheit 31 und damit die Richtung eines von der Emissionseinheit 31 emittierten Strahls 32, insbesondere Messstrahls, gemessen. Die Messdaten können dann an die Steuereinheit 60 in der Totalstation 30 weitergeleitet werden.
Gleichzeitig kann mit der Sensoreinheit 21 die Ausrichtung des Fluggeräts 20 bestimmt werden. Hierfür können Messungen eines Beschleunigungssensors, eines Drehratensensors, eines Geschwindigkeitssensors, eines Neigungssensors und/oder eines Magnetometers, welche in der Sensoreinheit 21 an Bord des Fluggeräts 20 angeordnet sein können, herangezogen werden. Die somit bestimmten Messdaten können z.B. über Funk an die Steuereinheit 60 übertragen werden. In der Steuereinheit 60 kann aus den von der
Totalstation 30 und durch die Sensoreinheit 21 ermittelten Messdaten der Istzustand des Fluggeräts 20 berechnet und mit dem vorgegebenen Sollzustand abgeglichen werden. Daraus können wiederum die Korrekturen abgeleitet werden, welche über Funk an das Fluggerät 20 übermittelt werden können, und dort als Steuersignale an die Rotoren 23 zur
Positionierung und Ausrichtung weitergeleitet werden.
Figur 3 zeigt eine zweite Aus führungs form eines
erfindungsgemässen Vermessungssystems 1 mit einem
unbemannten Fluggerät 20 und einem Laserscanner 40 als Vermessungseinheit . Dem Fluggerät 20 wird hier durch Emission eines optischen Strahls 42 seitens des Laserscanners 40 eine
Bewegungsachse 43 vorgegeben. Dazu wird der Strahl 42, insbesondere ein Laserstrahl, über einen drehbaren
Spiegel 41 in einer Emissionseinheit in einer Richtung emittiert, in der das Fluggerät 20 bewegt werden soll. Beim Ankoppeln des Fluggeräts 20 an den Laserstrahl 42 wird durch eine Strahlerfassungseinheit 25 eine laterale
Positionsabweichung sowie eine Winkelabweichung des
Fluggeräts 20 von der vorgegebenen Achse 43 bestimmt.
Zusätzliche Messdaten, wie beispielsweise die Neigungen des Fluggeräts 20, können wiederum durch die Sensoreinheit 21 erfasst werden. Das Ankoppeln des Fluggeräts 20 an den Strahl 42 kann z.B. dadurch erfolgen, dass ein Benutzer 100 das Fluggerät 20 mittels Fernsteuereinheit 70 zum
Laserstrahl 42 bewegt oder z.B. dadurch, dass der
Laserstrahl 42 auf die Erfassungseinheit 25 gerichtet, das Fluggerät 20 angekoppelt und dann der Strahl 42 in eine definierte Richtung ausgerichtet wird, wobei das
Fluggerät 20 angekoppelt bleibt und mit der Neuausrichtung des Strahls 42 entsprechend mitbewegt wird. Die zur Bestimmung des Istzustands zu erfassenden Messdaten können hier mittels der Strahlerfassungseinheit 25 am
Fluggerät 20 erfasst werden. Diese
Strahlerfassungseinheit 25 kann z.B. aus einer
Empfangsoptik und einem Bildsensor bestehen, wobei im aufgenommenen Bild der Laserstrahl 42 als Laserpunkt abgebildet und eine Strahlablage bzw. ein Einfallswinkel erfasst werden kann.
Je nach Bauweise der Empfangsoptik kann aus der Position des Laserpunkts im Bild die laterale Positionsabweichung oder die Winkelabweichung des Laserstrahls 42 von einer optischen Achse der Empfangsoptik bestimmt werden. Die Winkelabweichung kann mittels eines der Empfangsoptik zugeordneten Kollimators erfasst werden. Es ist auch eine Erfassungseinheit 25 denkbar, welche mit zwei
Empfangsoptiken sowohl die laterale Positionsabweichung als auch die Winkelabweichung erfassen kann.
Alle Messdaten können über eine Kabelverbindung oder mittels Funk an die Steuereinheit 60 am Fluggerät
übertragen und dort zur Berechnung des Istzustands des Fluggeräts verwendet werden. Zusätzlich können
Steuerungsdaten von dem Benutzer 100, welche ein Vor- oder Zurückbewegung des Fluggeräts entlang der Achse 43 bewirken können, über die Fernsteuereinheit 70 an die
Steuereinheit 60 gesendet werden. Aus einem Vergleich des Istzustandes mit dem Sollzustand können unter
Berücksichtigung der benutzerdefinierten Steuerungsdaten Korrekturen berechnet werden, welche als Steuersignale an die Rotoren des Fluggeräts 20 übertragen werden können und eine Ausrichtung und Positionierung des Fluggeräts 20 auf dem Laserstrahl 20, d.h. eine Übereinstimmung der
vorgegebenen Richtung der Bewegungsachse 43 mit einer optischen Achse der Strahlerfassungseinheit 25, bewirken. Zudem können die laterale Strahlablage sowie die
Winkelablage dem Kaimanfilter, welcher insbesondere in der Steuereinheit 60 ausgeführt wird, zugeführt werden. In dieser Ausführung lässt sich auch eine semi-autonome
Steuerung des Fluggeräts 20 derart verwirklichen, dass dem System 1 die Bewegungsachse 43 als Sollzustand vorgegeben wird, entlang derer sich das Fluggerät 20 bewegen soll. Mit diesem Systems 1, welches durch das Zusammenspiel von
Laserstrahl 42, Strahlerfassungseinheit 25 und
gegebenenfalls zusätzlichen Messdaten der Sensoreinheit 21 arbeitet, kann das Fluggerät 20 automatisch auf der
Bewegungsachse 43 gehalten werden. Die Vor- und Zurück- Bewegung entlang der Achse 43, d.h. eine Bewegung des Fluggeräts 20 mit einem Freiheitsgrad, kann somit in einfacher Weise durch den Benutzer 100 mittels der
Fernsteuereinheit 70 erfolgen.
Soll darüber hinaus das Fluggerät 20 auf der vorgegebnen Bewegungsachse 43 in einer vorgegebnen Entfernung vom
Laserscanner 40 positioniert werden, kann durch eine
Distanzmessung mit dem Laserscanner 40 die Istentfernung gemessen werden. Aus einem Abgleich dieser Istentfernung mit der vorgegebenen Sollentfernung können wiederum
Korrekturen berechnet werden, welche als Steuersignale zur Ansteuerung der Rotoren 23 an das Fluggerät 20 übermittelt werden und eine Positionierung des Fluggeräts 20 in der gegebenen Sollentfernung bewirken können. Da die
Ausrichtung des vom Laserscanner 40 emittierten Strahls 42 und die Entfernung zum Fluggerät 20 in dieser
Strahlrichtung bekannt sind, kann die Position des
Fluggeräts 20 zudem exakt bestimmt bzw. die Koordinaten bezüglich eines relativen Koordinatensystems des
Laserscanners 40 abgeleitet werden.
Die Figuren 4a und 4b zeigen jeweils eine dritte
Aus führungs form eines erfindungsgemässen
Vermessungssystems 1 mit einem unbemannten Fluggerät 20 und einem Rotationslaser 50 und werden deshalb hier gemeinsam beschrieben. In diesen Ausführungen kann durch den
Rotationslaser 50 bzw. durch eine rotierende Emission eines Laserstrahls 52 vom Rotationslaser 50 eine Führebene 53 bzw. Sollbewegungsebene horizontal (Fig.4a) oder in einem bestimmten Winkel zur Horizontalen H (Fig.4b) vorgegeben werden, um das Fluggerät 20 auf konstanter Höhe zu halten und zu bewegen oder in einer definierten Richtung zu bewegen. Prinzipiell kann eine derartige Ebene auch mit einer sich drehenden Anzieleinheit einer Totalstation unter Emission eines Messstrahls definiert werden.
Bei Verwendung einer Totalstation kann abhängig von der horizontalen Lage des Fluggeräts 20 die Anzieleinheit um die vertikale Achse gedreht und somit der emittierte
Messstrahl auf das Fluggerät 20 ausgerichtet werden. Beim
Rotationslaser 50 kann die Ebene 53 unabhängig von der Lage des Fluggeräts 20 durch einen schnell um eine Achse
rotierenden Laserstrahl 52 aufgespannt werden.
Mit der Strahlerfassungseinheit 25 kann die Abweichung des Fluggeräts 20 aus einer durch die Ebene vorgegebenen Lage, z.B. in der Höhe, erfasst werden. Die Neigung und
Ausrichtung des Fluggeräts 20 kann wiederum über die
Sensoreinheit 21 an Bord des Fluggeräts 20 bestimmt werden. Diese Messdaten werden über Funk an die Steuereinheit 60, die in der Fernsteuereinheit 70 integriert ist, des
Benutzers 100 übertragen. Dort kann so der Istzustand des Fluggeräts 20 berechnet werden. Aus einem Vergleich des Istzustandes mit dem Sollzustand, der hier z.B. einer
Positionierung und Ausrichtung des Fluggeräts 20 auf der definierten Laserebene 53 entspricht, werden unter
Berücksichtigung gegebenenfalls zusätzlicher vom
Benutzer 100 erzeugter Steuerdaten Korrekturen berechnet, welche als Steuersignale zur Ansteuerung der Rotoren 23 an das Fluggerät 20 übermittelt werden und eine Positionierung des Fluggeräts 20 in dem vorgegebenen Sollzustand, d.h. eine Positionierung und/oder Bewegung des Fluggeräts 20 in der Führebene 53, bewirken können.
Somit kann eine automatische fortlaufende Änderung der Höhe des Fluggeräts 20 derart erfolgen, dass dieses auf der vorgegebenen horizontalen Ebene 53 positioniert wird
(Fig.4a) . Die Veränderung der Lage des Fluggeräts 20 in der Ebene 53 kann ferner durch den Benutzer 100 mittels der Fernsteuerung 70, welche als Smartphone oder Tablet-PC realisiert sein kann, herbeigeführt werden. Der
Benutzer 100 kann somit das Fluggerät 20 in der Ebene 53, d.h. mit zwei verbleibenden Freiheitsgraden, bewegen.
Bei einer nicht-horizontalen Ausrichtung der Ebene 53 gemäss Figur 4b kann die Strahlerfassungseinheit 25 in einem entsprechenden Winkel an dem Fluggerät 20 angeordnet sein bzw. die Ausrichtung der Erfassungseinheit 25 durch eine Schwenkvorrichtung an den Winkel der Ebene 53 angepasst werden. Bei einer solchen Anordnung kann der Benutzer 100 das Fluggerät 20 mit zwei Freiheitsgraden auf dieser schrägen Ebene 53 - angezeigt durch den Pfeil P - frei bewegen. Die Figuren 5a, 5b und 5c zeigen drei Anwendungs formen für ein durch ein erfindungsgemässes Vermessungssystem
gesteuertes Fluggerät 20.
In Figur 5a ist ein Fluggerät 20 gezeigt, das eine
Strahlerfassungseinheit 23 aufweist, auf die ein
Laserstrahl 82 ausgerichtet ist. Hiermit kann das
Fluggerät 20 entlang einer Bewegungsachse 83 geführt werden. Der Laserstrahl 82 ist koaxial zur Achse einer Röhre 81 ausgerichtet, die somit mit der Bewegungsachse 83 übereinstimmt. Mit dieser Anordnung kann das Fluggerät 20, durch die mittels der Strahlerfassungseinheit 23
bereitgestellte kontinuierliche Führung entlang des
Strahls 82, beispielsweise in einer engen Röhre 81 derart bewegt werden, dass der Abstand zur Röhrenwand konstant gehalten und eine Kollision mit der Röhrenwand vermieden werden kann. Zudem kann das Fluggerät 20 über
Abstandsmesssensoren 26a, 26b, z.B. Scanner, verfügen, die fortlaufend Abstände zur Röhrenwand erfassen und Messdaten bereitstellen. Diese Daten können zusätzlich zur Steuerung des Fluggeräts 20 herangezogen und bei der Berechnung von Korrekturenwerten zur Änderung des Fluggerätezustands berücksichtigt werden. Ein Benutzer kann somit das
Fluggerät 20, insbesondere mittels einer Fernsteuerung, sehr einfach manuell in dem Rohr 81 vor und zurück bewegen und positionieren.
In Figur 5b wird eine weitere Anwendung für ein
erfindungsgemäss geführt gesteuertes Fluggerät 20 gezeigt. Dabei soll ein Gelände 85 vermessen werden. Hierfür kann wiederum ein Laserstrahl 82 in Richtung einer horizontalen Achse 83 ausgerichtet und das Fluggerät 20 mittels einer Strahlempfangseinheit 25, insbesondere anhand der
Strahlablage und/oder des Einfallswinkels, an diesem Strahl 82 entlang bewegt werden. Mit einem zusätzlichen Sensor 26, der in Lotrichtung nach unten ausrichtbar ist, kann eine Entfernungsmessung zur Geländeoberfläche während eines Überfliegens des Geländes 85 fortlaufend durchgeführt werden. Daraus kann jeweils ein Abstand zwischen der
Achse 83 und dem Gelände abgeleitet und durch eine
Verknüpfung dieser Abstandswerte mit der jeweiligen
Istposition des Fluggeräts 20 ein Geländeprofil bzw. ein Geländeschnitt erstellt werden.
In Figur 5c wird eine weitere Anwendung für ein
erfindungsgemäss gesteuertes Fluggerät 20 gezeigt. Das Fluggerät 20 wird hier wiederum in einer durch eine
Vermessungseinheit definierten vertikalen Ebene (nicht gezeigt) mittels der Strahlempfangseinheit 25 geführt. Mit dem Abstandsmesssensor 26 wird während der Bewegung des Fluggeräts 20 eine Distanz zu einer Oberfläche eines
Objekts 85 gemessen und für die Bestimmung einer
Flugroute 86 für das Fluggerät 20 herangezogen. Durch diese fortlaufende Messung kann bei der Bewegung des
Fluggeräts 20 ein konstanter Abstand zum Objekt 85
eingehalten und damit eine Kollision mit dem Objekt
vermieden werden.
Es versteht sich, dass diese dargestellten Figuren nur mögliche Ausführungsbeispiele schematisch darstellen. Die verschiedenen Ansätze können erfindungsgemäss ebenso miteinander sowie mit Systemen und Verfahren zum Steuern von Fluggeräten und mit Vermessungsgeräten des Stands der Technik kombiniert werden.

Claims

Patentansprüche
Geodätisches Vermessungssystem (1) mit
• einer geodätischen Vermessungseinheit (30,40,50), insbesondere Totalstation, Theodolit, Lasertracker oder Laserscanner, mit
° einer Strahlquelle zur Emission eines im
Wesentlichen kollimierten optischen
Strahls (32,42,52,82),
° einer Basis,
° einer relativ zur Basis um zwei Achsen motorisiert schwenkbaren Anzieleinheit zur Ausrichtung einer
Emissionsrichtung des optischen
Strahls (32,42,52,82) und
° Winkelmesssensoren zur Bestimmung der Ausrichtung der Anzieleinheit,
° sowie insbesondere mit einer
Ent fernungsmess funktionalität ,
• einem auto-mobilen, unbemannten, steuerbaren
Fluggerät (20) mit einem optischen Modul (22,25), wobei das Fluggerät (20) derart ausgebildet ist, dass das Fluggerät (20) gesteuert bewegbar und/oder im Wesentlichen positionsfest positionierbar ist, und
• einer Auswerteeinheit, wobei die Auswerteeinheit derart konfiguriert ist, dass aus einer
Zusammenwirkung des optischen Strahls (32,42,52,82) mit dem optischen Modul (22,25) ein durch eine Lage, eine Ausrichtung und/oder eine Lageänderung
bestimmter Istzustand des Fluggeräts (20) in einem Koordinatensystem bestimmbar ist,
dadurch gekennzeichnet, dass das Vermessungssystem (1) eine Steuereinheit (60) zur Steuerung des Fluggeräts (20) aufweist, wobei die Steuereinheit (60) derart konfiguriert ist, dass anhand eines Algorithmus in Abhängigkeit des, insbesondere fortlaufend bestimmbaren, Istzustands und eines definierten Sollzustands Steuerdaten erzeugbar sind und das Fluggerät (20) mittels der Steuerdaten in den
Sollzustand, insbesondere in einen definierten
Toleranzbereich um den Sollzustand, automatisch
gesteuert bringbar ist.
Geodätisches Vermessungssystem (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass
bei der Bestimmung des Istzustands eine Istposition, eine Istausrichtung und/oder eine Istgeschwindigkeit des Fluggeräts (20) und/oder bei der Definition des Sollzustands eine Sollposition, eine Sollausrichtung und/oder eine Sollgeschwindigkeit berücksichtigbar sind .
Geodätisches Vermessungssystem (1) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass
das optische Modul (22,25) durch einen die Istposition des Fluggeräts (20) angebenden Reflektor (22)
verkörpert und der Strahl (32,42,52,82) mittels des Reflektors (22) reflektierbar ist, wobei eine
Entfernung von der Vermessungseinheit (30,40,50) zum Fluggerät (20) bestimmbar und die Istposition des Fluggeräts (20), insbesondere fortlaufend, aus der Entfernung und der Emissionsrichtung des
Strahls (32,42,52,82) ableitbar ist.
4. Geodätisches Vermessungssystem (1) nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
das optischen Modul (22,25) durch eine
Strahlerfassungseinheit (25) verkörpert ist und der optische Strahl (32,42,52,82) von der
Strahlerfassungseinheit 25 () empfangbar ist, wobei eine Strahlablage aus einer Nullposition und/oder ein
Einfallswinkel des Strahls (32,42,52,82) mittels der Strahlerfassungseinheit (25) , insbesondere fortlaufend, zur zumindest teilweisen Bestimmung des Istzustands bestimmbar sind, und die Steuereinheit (60) derart konfiguriert ist, dass das Fluggerät (20) in
Abhängigkeit der Strahlablage und/oder des
Einfallswinkels des Strahls (32,42,52,82)
positionierbar und ausrichtbar ist,
insbesondere wobei das Fluggerät (20) durch die
Strahlerfassungseinheit (25) an den
Strahl (32,42,52,82) ankoppelbar und entlang des
Strahls (32,42,52,82) und/oder durch eine Änderung der Emissionsrichtung des Strahls (32,42,52,82) führbar ist,
insbesondere wobei
durch eine Rotation des Strahls (32,42,52,82) eine Führebene (53), insbesondere eine Laserebene,
insbesondere horizontal, definierbar ist und das
Fluggerät (20) vermittels der
Strahlerfassungseinheit (25) definiert relativ zur Führebene (53), insbesondere in der Führebene (53) oder parallel zur Führebene (53), positionierbar und/oder führbar ist,
insbesondere wobei die Strahlerfassungseinheit (25) am Fluggerät (20) derart definiert schwenkbar ist, dass der
Strahl (32,42,52,82) empfangbar ist.
5. Geodätisches Vermessungssystem (1) nach einem der
Ansprüche 2 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Fluggerät (20) eine Sensoreinheit (21) zur
Bestimmung der Istausrichtung und/oder der
Istgeschwindigkeit des Fluggeräts (20) im
Koordinatensystem aufweist, insbesondere einen
Neigungssensor, ein Magnetometer, einen
Beschleunigungssensor, einen Drehratensensor und/oder einen Geschwindigkeitssensor,
und/oder
• das Fluggerät (20) eine die Istausrichtung angebende Markierung aufweist, insbesondere ein definiertes Muster, ein Pseudo-Random-Pattern, einen Barcode und/oder eine Leuchtdiode, und
• das Vermessungssystem (1) eine Erfassungseinheit
aufweist, insbesondere Kamera, zur Erfassung der Markierung und zur Bestimmung der Istausrichtung des Fluggeräts (20) im Koordinatensystem aus der Lage und Anordnung der Markierung,
und/oder
das Vermessungssystem (1) eine Entfernungs- Bilderfassungseinheit aufweist, insbesondere RIM- Kamera, zur Erfassung eines Bildes des Fluggeräts (20), wobei eine Kontur und/oder bild-punkt-abhängige
Abstandsdaten zum Fluggerät (20) aus dem Bild ableitbar sind und daraus die Istausrichtung und/oder die
Entfernung im Koordinatensystem bestimmbar ist.
6. Geodätisches Vermessungssystem (1) nach einem der
Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Steuereinheit (60) derart konfiguriert ist, dass das Fluggerät (20) in Abhängigkeit des Istzustands und einer bestimmten Flugroute (17) bewegbar ist, wobei die Flugroute (17) durch einen Startpunkt (14) und einen Endpunkt (15) und/oder durch eine Anzahl von
Wegpunkten (16a, 16b), insbesondere automatisch, und/oder durch eine definierte Lage einer
Flugachse (18) bestimmbar ist,
insbesondere wobei
eine Bewegung des Fluggeräts (20) unter
Berücksichtigung des Istzustands optimierbar ist, insbesondere wobei
Informationen bezüglich des Istzustands, insbesondere die Istposition, die Istausrichtung, die
Istgeschwindigkeit, der Einfallswinkel, die
Strahlablage und/oder die Entfernung zur
Vermessungseinheit (30,40,50), einem Kalmanfilter zuführbar sind und die Bewegung des Fluggeräts (20) unter Berücksichtigung von durch den Kalmanfilter berechneten Parametern steuerbar ist,
und/oder
das Fluggerät (20) einen Sensor (26, 26a, 26b) zur, insbesondere fortlaufenden, Messung eines
Ob ektabstands zu einem Objekt (81,85) aufweist, wobei
• der Objektabstand bei der Steuerung des
Fluggeräts (20) berücksichtigbar ist und/oder
• das Fluggerät (20) derart steuerbar ist, dass das Fluggerät (20) in einem bestimmten Sollabstand zum Objekt (81,85) in Abhängigkeit der Messung des
Objektabstands konstant führbar ist. Geodätisches Vermessungssystem (1) nach einem der
Ansprüche 1 bis 6
dadurch gekennzeichnet, dass
eine Position und Ausrichtung der
Vermessungseinheit (30,40,50) in einem globalen
Koordinatensystem vorbestimmbar ist, wobei die Position durch einen bekannten AufStellpunkt der
Vermessungseinheit (30,40,50) vorgebbar und/oder die
Position und Ausrichtung durch eine Einmessung anhand bekannter Zielpunkte bestimmbar ist,
insbesondere wobei das Koordinatensystem mit dem globalen Koordinatensystem referenzierbar ist, sodass der Istzustand des Fluggeräts (20) im globalen
Koordinatensystem bestimmbar ist,
und/oder
eine Zustandsinformation, insbesondere
Ist zustands Information, Sollzustands Information
und/oder die Entfernung zwischen der
Vermessungseinheit (30,40,50) und dem Fluggerät (20), zur Erzeugung der Steuerdaten und/oder die Steuerdaten zwischen der Vermessungseinheit (30,40,50) und dem Fluggerät (20) übertragbar sind, insbesondere wobei die Zustandsinformation mittels Funk, kabelgebunden
und/oder auf den Strahl (32,42,52,82) aufmoduliert übertragbar ist,
und/oder
das Vermessungssystem (1) eine Fernsteuereinheit (70) zur Steuerung des Fluggeräts (20) aufweist, wobei die Zustandsinformation und/oder die Steuerdaten zwischen der Fernsteuereinheit (70) und der
Vermessungseinheit (30,40,50) und/oder dem Fluggerät (20), insbesondere mittels Funk oder über ein Kabel, übertragbar sind.
Verfahren zum Steuern eines auto-mobilen, unbemannten, steuerbaren Fluggeräts (20), wobei das Fluggerät (20) gesteuert bewegt und/oder im Wesentlichen positionsfest positioniert wird, mit einer geodätischen
Vermessungseinheit (30,40,50), insbesondere
Totalstation, Theodolit, Lasertracker oder
Laserscanner, mit
• einer Strahlquelle zur Emission eines im Wesentlichen kollimierten optischen Strahls (32,42,52,82),
• einer Basis,
• einer relativ zur Basis um zwei Achsen motorisiert schwenkbaren Anzieleinheit zur Ausrichtung einer Emissionsrichtung des optischen Strahls (32,42,52,82) und
• Winkelmesssensoren zur Bestimmung der Ausrichtung der Anzieleinheit,
• sowie insbesondere mit einer
Entfernungsmess funktionalität ,
wobei
• mittels der Vermessungseinheit (30,40,50) ein
Emittieren des im Wesentlichen kollimierten optischen Strahls (32,42,52,82) in einer Emissionsrichtung erfolgt,
• der optische Strahl (32,42,52,82) derart mit dem
Fluggerät (20) zusammenwirkt, dass dieser am
Fluggerät (20) reflektiert oder empfangen wird, und
• aus dem Zusammenwirken ein durch eine Lage, eine
Ausrichtung und/oder eine Lageänderung bestimmter Istzustand des Fluggeräts (20) in einem
Koordinatensystem bestimmt wird,
dadurch gekennzeichnet, dass
in Abhängigkeit des, insbesondere fortlaufend
bestimmten, Istzustands und eines definierten
Sollzustands Steuerdaten erzeugt werden und das
Fluggerät (20) mittels der Steuerdaten in den
Sollzustand, insbesondere in einen definierten
Toleranzbereich um den Sollzustand, automatisch
gesteuert gebracht wird.
Verfahren nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet, dass
beim Bestimmen des Istzustands eine Istposition, eine Istausrichtung und/oder eine Istgeschwindigkeit des Fluggeräts (20) und/oder beim Definieren des
Sollzustands eine Sollposition, eine Sollausrichtung und/oder eine Sollgeschwindigkeit berücksichtigt werden,
insbesondere wobei
mittels des Reflektierens des Strahls (32,42,52,82) am Fluggerät (20) eine Entfernung von der
Vermessungseinheit (30,40,50) zum Fluggerät (20) bestimmt und die Istposition des Fluggeräts (20), insbesondere fortlaufend, aus der Entfernung und der Emissionsrichtung abgeleitet wird.
Verfahren nach Anspruch 8 oder 9,
dadurch gekennzeichnet, dass
beim Empfangen des Strahls (32,42,52,82) am
Fluggerät (20) eine Strahlablage aus einer Nullposition und/oder ein Einfallswinkel des Strahls (32,42,52,82), insbesondere fortlaufend, zum Bestimmen des Istzustands bestimmt wird, und das Fluggerät (20) in Abhängigkeit der Strahlablage und/oder des Einfallswinkels des Strahls (32,42,52,82) positioniert und ausgerichtet wird,
insbesondere wobei das Fluggerät (20) an den
Strahl (32,42,52,82) angekoppelt und entlang des
Strahls und/oder durch eine Änderung der
Emissionsrichtung des Strahls (32,42,52,82) geführt wird,
insbesondere wobei
durch ein Rotieren des Strahls (32,42,52,82) eine
Führebene (53), insbesondere eine Laserebene,
insbesondere horizontal, definiert wird und das
Fluggerät (20) definiert relativ zur Führebene (53), insbesondere in der Führebene (53) oder parallel zur Führebene (53), positioniert und/oder geführt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 9 oder 10,
dadurch gekennzeichnet, dass
ein Bestimmen der Istausrichtung des Fluggeräts (20) im Koordinatensystem in Nick-, Roll- und Gierrichtung erfolgt, insbesondere wobei das Bestimmen mittels einer internen, dem Fluggerät (20) zugeordneten
Sensoreinheit (21), insbesondere mittels
Neigungssensor, Magnetometer, Beschleunigungssensor, Drehratensensor und/oder Geschwindigkeitssensor erfolgt und/oder
das Bestimmen der Istausrichtung im Koordinatensystem mittels Zusammenwirkens
• einer dem Fluggerät (20) zugeordneten, die
Istausrichtung angebenden Markierung, insbesondere eines definierten Musters, eines Pseudo-Random- Patterns, eines Barcodes und/oder einer Leuchtdiode, und
• einem Erfassen, insbesondere mittels Kamera, der
Markierung zum Bestimmen der Istausrichtung aus einer Lage und Anordnung der Markierung erfolgt,
und/oder
das Bestimmen der Istausrichtung im Koordinatensystem mittels Erfassen eines Bildes des Fluggeräts (20) erfolgt, wobei eine Kontur und/oder bild-punkt- abhängige Abstandsdaten zum Fluggerät (20) aus dem Bild abgeleitet werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 11,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Fluggerät (20) in Abhängigkeit des Istzustands und einer bestimmten Flugroute (17) bewegt wird, wobei die Flugroute (17) durch einen Startpunkt (14) und einen Endpunkt (15) und/oder durch eine Anzahl von
Wegpunkten (16a, 16b), insbesondere automatisch, und/oder durch eine definierte Lage einer
Flugachse (18) bestimmt wird,
insbesondere wobei
ein Bewegen des Fluggeräts (20) unter Berücksichtigen des Istzustands optimiert wird,
insbesondere wobei
Informationen bezüglich des Istzustands, insbesondere die Istposition, die Istausrichtung, die
Istgeschwindigkeit, der Einfallswinkel, die
Strahlablage und/oder die Entfernung zu der
Vermessungseinheit (30,40,50), einem Kalmanfilter zugeführt werden und die Bewegung des Fluggeräts (20) unter Berücksichtigen von durch den Kalmanfilter berechneten Parametern gesteuert wird. Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
ein Ob ektabstand vom Fluggerät (20) zu einem
Objekt (81,85), insbesondere fortlaufend, gemessen wird, wobei
• der Objektabstand beim Steuern des Fluggeräts (20) berücksichtigt wird und/oder
das Fluggerät (20) derart gesteuert wird, dass das Fluggerät (20) in einem bestimmten Sollabstand zum Objekt (81,85) in Abhängigkeit der Messung des
Objektabstands konstant geführt wird, und/oder
eine Position und Ausrichtung der
Vermessungseinheit (30,40,50) in einem globalen
Koordinatensystem vorbestimmt ist, wobei die Position durch einen bekannten AufStellpunkt der
Vermessungseinheit (30,40,50) vorgegeben wird und/oder die Position und Ausrichtung durch ein Einmessen anhand bekannter Zielpunkte bestimmt wird,
insbesondere wobei das Koordinatensystem mit dem globalen Koordinatensystem referenziert wird, sodass der Istzustand des Fluggeräts (20) im globalen
Koordinatensystem bestimmt wird.
Geodätische Vermessungseinheit (30,40,50), insbesondere Totalstation, Theodolit, Lasertracker oder
Laserscanner, für ein System nach einem der Ansprüche 1 bis 7, mit
• einer Strahlquelle zur Emission eines im Wesentlichen kollimierten optischen Strahls (32,42,52,82),
• einer Basis, • einer relativ zur Basis um zwei Achsen motorisiert schwenkbaren Anzieleinheit zur Ausrichtung einer Emissionsrichtung des optischen Strahls (32,42,52,82) und
• Winkelmesssensoren zur Bestimmung der Ausrichtung der Anzieleinheit,
• sowie insbesondere mit einer
Ent fernungsmess funktionalitat ,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Vermessungseinheit (30,40,50) derart ausgebildet ist, dass Steuerdaten zur Steuerung eines auto-mobilen, unbemannten, steuerbaren Fluggeräts (20) erzeugbar und zum Fluggerät (20) übermittelbar sind.
Computerprogrammprodukt, das auf einem
maschinenlesbaren Träger gespeichert ist, oder
Computer-Daten-Signal, verkörpert durch eine
elektromagnetische Welle, mit Programmcode zur
Durchführung eines Erzeugens von Steuerdaten in
Abhängigkeit eines, insbesondere fortlaufend
bestimmten, Istzustands eines Fluggeräts (20) und eines definierten Sollzustands zum automatischen Steuern des Fluggeräts (20) in den Sollzustand nach einem der
Ansprüche 8 bis 13, insbesondere wenn das Programm in einer elektronischen Datenverarbeitungseinheit
ausgeführt wird.
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