WO2022237973A1 - Ermitteln eines flugzustandes und steuerung eines gleitschirms - Google Patents

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WO2022237973A1
WO2022237973A1 PCT/EP2021/062545 EP2021062545W WO2022237973A1 WO 2022237973 A1 WO2022237973 A1 WO 2022237973A1 EP 2021062545 W EP2021062545 W EP 2021062545W WO 2022237973 A1 WO2022237973 A1 WO 2022237973A1
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WO
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flight
distance
canopy
sensor
paraglider
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PCT/EP2021/062545
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English (en)
French (fr)
Inventor
Jürgen STÄDTLER
Marius MEISSNER
Original Assignee
Pegasus Gmbh
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/02—Canopy arrangement or construction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C31/00—Aircraft intended to be sustained without power plant; Powered hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
    • B64C31/028—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
    • B64C31/036—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft having parachute-type wing

Definitions

  • the invention relates to a flight condition system for determining a flight condition of a paraglider and an evaluation system and/or control system for it, a paraglider with such a system and a method for determining a flight condition of a paraglider.
  • the initial flight condition system is used to determine a flight condition of a paraglider.
  • the paraglider comprises a canopy with two canopy ends and carries a load when operated as intended.
  • the flight status system has a sensor arrangement for determining a first distance between the end of the canopy and/or at least a second distance between the end of the canopy and the load.
  • the flight status system includes an evaluation unit that determines the flight status using the first distance and/or the second distances.
  • a paraglider also known as a paraglider or paraglider, is foot-launched air sports equipment for paragliding or paragliding. It includes a canopy, lines and risers.
  • the canopy or the wing is usually approximately elliptical made of nylon fabric. It usually includes an upper and lower surface and is divided into numerous chambers that extend in the direction of flight. It has two shield cap ends, i.e. two wing tips, which form the lateral end of the wing.
  • Gallery lines usually run down from the underside of the sail in several levels, which are brought together to form main lines. The main lines are in turn hooked into line locks and are connected to the respective left and right webbing.
  • a harness for the pilot is required for paragliding.
  • the paraglider is connected to the pilot's harness with carabiners via the straps, also known as risers.
  • the load which is carried by the paraglider, is attached to the risers by means of carabiners.
  • the load therefore refers to the total weight hanging from the paraglider.
  • the load z. B. also include a motor and a linkage sen.
  • the motor can be arranged behind the pilot, for example by means of the linkage or by means of push rods.
  • the flight status system includes the components required to determine the flight status. i.e. the term "flight condition system” means a flight condition detection system and/or a flight condition prediction system, as will be described later in detail.
  • the “flight state” can usually be determined from the interaction of a large number of input parameters which, according to the invention, include the first distance and/or at least a second distance. Other parameters will be explained in detail later, they include, for example - for one or more axes 3 sen - a position, a speed, an acceleration, an angular position, an angular velocity and / or an angular acceleration of the paraglider or an individual components thereof and z.
  • the sensor arrangement includes sensors that are suitable for detecting the parameters required to determine the flight condition. So e.g. B. the determination of a first distance and/or the second distance can be done directly by means of a distance sensor or indirectly by means of sensors that record the inertial moments of the individual components of the paraglider relative to each other and/or absolutely, e.g. one or more IMU (Inertial Measurement Unit).
  • the sensors can thus be combined, for example, in sensor units which are arranged in particular at the ends of the screen cap and/or in the area of the load.
  • a distance generally describes the distance between two points.
  • the first distance designates the distance between the two ends of the screen cap and the second distances the distance between each end of the screen cap and the load.
  • the flight status is determined by means of the evaluation unit.
  • the evaluation unit combines, for example, the previously recorded values of individual input parameters into output parameters that are relevant for the pilot and characteristic of the flight condition and outputs their values.
  • output parameters are a general flight status parameter, which combines all input parameters into a value that is characteristic of the current and/or future flight situation, or a stability parameter for the canopy, which indicates whether the canopy is in a stable condition or, e.g. B. is about to collapse.
  • the flight status can also be characterized by a vector of individual output parameters.
  • an abstract parameter or vector of parameters can also be determined as the flight status, which enables the flight status to be categorized into conventional maneuvers, aerobatic maneuvers and/or hazardous situations, for example. 4
  • Conventional flight maneuvers are e.g. E.g.: Control maneuvers such as pitching, rolling, “fast figure eight", “circling in the updraft band", descent aids such as a steep spiral, "big ears” or “B-stall”.
  • Aerobatic maneuvers are e.g. E.g.: "Helicopter”, “SAT” or "(infinity) tumbling”.
  • Dangerous situations are e.g. B.: a complete or one-sided stall ("stall"), an accelerated or unaccelerated lateral deformation (“collapse”), a front deformation ("front stall") as well as a permanent deformation ("cravat”).
  • stall complete or one-sided stall
  • stall an accelerated or unaccelerated lateral deformation
  • front deformation front stall
  • cravat permanent deformation
  • the flight status is thus described by output parameters which, compared to the input parameters, enable the actual flight situation to be recorded and evaluated more quickly and easily.
  • the assessment can be made by the pilot, by a flight instructor or z. B. also computer-based.
  • the invention is therefore based on the knowledge that in particular the determined distance between the ends of the canopy or the load and the ends of the canopy improves the determination of the flight condition.
  • Other parameters such as B. the acceleration or angular acceleration of the canopy ends or a tension or force that acts on the main lines or gallery lines are in this respect ge taken alone disadvantageous.
  • the distance between the ends of the canopy and/or the load is characteristic of the stability of the canopy and thus also of the general flight condition.
  • a flight status system in particular according to the invention, in particular for a paraglider, comprises a sensor arrangement for recording flight data and an evaluation unit which, based on the flight data, makes a prediction about a future flight status.
  • the flight data include at least the current sensor data.
  • previous sensor data are preferably also included as a flight history in order to include a development of the flight situation or the flight status.
  • the flight data include z. B. completely or partially measured values for the input parameters mentioned above.
  • the position of the paraglider represents an independent idea in itself. However, special synergetic effects result when it is combined with the flight status system described above.
  • the flight status as described above, can be determined, included in the flight data and included in the prediction.
  • the prediction of the future flight status is preferably based on the experiences or assessments of experienced pilots.
  • the evaluation unit evaluates a similarity of the current flight situation in relation to example flight situations, the flight data of which was previously recorded and the z. B. have been expertly assessed with regard to their dangerousness.
  • the evaluation of the similarity can e.g. This can be done, for example, simply by comparing the parameters and their time course using the least squares method.
  • the evaluation unit for evaluating the similarity preferably includes the use of a trained AI-based method, in particular a neural network, as will be described later in detail.
  • the evaluation system and/or control system mentioned at the outset is suitable for use in a flight status system according to the invention.
  • it has interfaces for receiving sensor data from a sensor arrangement.
  • the sensor data include in particular a first distance between the ends of the screen cap and/or at least a second distance between the end of the screen cap and a load.
  • It also has an evaluation unit which determines and/or predicts the flight status, preferably using the first distance and/or the second distances.
  • it also includes a control unit that controls a motor and/or a trigger of a reserve parachute based on the flight condition and/or a forecast.
  • the flight status is determined and/or predicted essentially as already described above.
  • the control unit Depending on the flight condition and/or its forecast, the control unit generates control signals for controlling the motor and/or the release mechanism of the rescue parachute in order to alleviate a critical flight situation. For example, at the right moment, a short boost from the motor can be used to adjust the relative speed between pilot and paraglider. This makes it possible, for example, to prevent a front collapse/stall. This situation can occur, for example, when changing between rising and falling air masses. 6
  • Another example is the brief influencing of the angle of attack by controlling the motor accordingly.
  • a dynamic stall can occur, since the angle of attack can briefly become critically high due to the inertia of the system. This effect can be mitigated by reducing the thrust (possibly by using a reverse thrust).
  • control unit can, for example, cause an emergency shutdown of the engine if z. B. the lines or the canopy get into a safety area around the rotor.
  • the motor can be designed, for example, as a battery-powered electric motor with a rotor that is used as an electric climbing aid. It is preferably arranged at a distance behind the pilot in the direction of flight, so that the pilot cannot get into the safety area of the rotor.
  • the rescue parachute (short: rescuer) has been thrown manually by the pilot.
  • the control device can, for example, actuate or trigger a mechanical (e.g. by means of a pre-stressed spring) or pyromechanical (by means of a suitable propellant charge) throwing device, which transports the rescuer away from the pilot to a sufficient distance.
  • a mechanical e.g. by means of a pre-stressed spring
  • pyromechanical by means of a suitable propellant charge
  • the uncontrolled spin be particularly advantageous because the control unit can coordinate the timing of the release better than the pilot. This can advantageously prevent the rescuer from getting caught in the lines or the canopy. This ensures that the rescuer can carry out its intended function.
  • the paraglider mentioned at the outset comprises a flight status system according to the invention and/or an evaluation system and/or control system according to the invention.
  • it also includes an electrical ascent aid, optionally controlled by the control unit, and/or a throwing device for the rescue parachute, which can be actuated by the control unit.
  • the above-mentioned method for determining a flight condition of a paraglider which comprises a canopy with two canopy ends and carries a load during normal operation, has at least the following steps.
  • a first distance between the canopy ends and/or at least a second distance between a canopy end and the load is determined.
  • the flight condition is determined using the first distance and/or the second distances.
  • the individual characteristics 7 of the method are configured essentially analogously to the device features described above.
  • the evaluation system and/or control system according to the invention in particular also the entire flight status system, can advantageously be retrofitted in existing paragliders. However, it is also possible to equip new paragliders to be manufactured with one of the systems according to the invention during manufacture.
  • the essential components of the evaluation system and/or control system according to the invention, or a corresponding part of the flight status system, can for the most part be designed in the form of software components. In principle, however, these components can also be partially implemented in the form of software-supported hardware, for example FPGAs or the like, particularly when particularly fast calculations are involved.
  • the required interfaces can also be designed as software interfaces, for example when it is only a matter of taking over data from other software components. However, they can also be in the form of hardware interfaces that are controlled by suitable software.
  • the evaluation system and/or control system according to the invention can be part of a paraglider with an electric ascent aid and/or a rescue parachute that can be triggered by the controller.
  • a largely software-based implementation has the advantage that paragliders or flight status systems that have already been used can be retrofitted in a simple manner by means of a software update and possibly using fewer components in order to work in the manner according to the invention.
  • the task is also solved by a corresponding computer program product with a computer program, which can be loaded directly into a memory device of an evaluation system and/or control system of a paraglider, with program sections to carry out all steps of the method according to the invention if the program is in the evaluation system and/or control system is running.
  • Such a computer program product can, in addition to the computer program, optionally contain additional components such as e.g. B. documentation and / or additional components, including hardware components such as hardware keys (dongles, etc.) for using the software include. 8th
  • a computer-readable medium e.g. a memory stick, a hard disk or another transportable or permanently installed data medium, on which the information from a computer unit of the Evaluation tesystems and / or control system or the flight status system readable and executable program sections of the computer program are stored.
  • the computer unit can, for example, have one or more microprocessors or the like working together.
  • the sensor arrangement preferably comprises a number of distance sensors which are arranged in the area of the load and/or in the area of at least one end of the canopy.
  • a distance sensor is particularly preferably arranged in the area of the load or of the pilot and in each case at the two ends of the canopy.
  • a distance sensor is particularly preferably arranged both at both ends of the screen cap and in the area of the load. Accordingly, the distances are preferably determined directly using the distance sensors.
  • the distance sensors can be implemented as optical sensors, for example, but they are particularly preferably designed as ultrasonic sensors.
  • the sensor arrangement preferably includes one or more of the following sensors: acceleration sensor, gyroscope, magnetometer, barometer, GPS sensor, dynamic pressure sensor.
  • acceleration sensors and gyroscopes can be integrated in an IMU.
  • a canopy sensor unit particularly preferably has a distance sensor and a magnetometer in addition to such an IMU.
  • a central sensor unit also includes a barometer and a GPS sensor.
  • preferably z. B. Add load cells to measure line load. These are then integrated between the line buckles and the risers.
  • a dynamic pressure sensor can, for example, in a 9 of the chambers of the canopy and measure the air pressure in this chamber.
  • Several dynamic pressure sensors can preferably also be arranged in different chambers in each case in order to record the prevailing pressure in the chambers more holistically.
  • the sensor arrangement preferably comprises at least one LIDAR sensor.
  • the LIDAR sensor is particularly preferably designed and arranged in such a way that it detects the intrusion of foreign bodies - e.g. lines, parts of the canopy, parts of the pilot's body - into a safety area around a rotor. If the intrusion of foreign objects has been detected, the control unit can, for example, trigger an emergency shutdown of the rotor in order to minimize the resulting danger.
  • the LIDAR sensor can, for example, be assigned to the central sensor unit or also be connected directly to the evaluation unit separately.
  • the individual components (sensors, sensor units) of the sensor arrangement to the evaluation unit or the evaluation system and/or control system or the other components of the flight status system by cable.
  • the connection to the components of the sensor arrangement is preferably wireless, i.e. it is implemented, for example, using W-LAN, Bluetooth, Zigbee or similar standards for wireless transmission.
  • the individual measured values are preferably transmitted at a frequency of at least 100 Hz and with a maximum latency of 10 ms.
  • the flight status system preferably includes a flight recorder that stores flight data that includes a chronological sequence of flight statuses.
  • the flight recorder particularly preferably also stores other flight data, such as the individual measured values of the sensors. On the one hand, this enables the pilot to understand and train certain flight situations and reactions to them.
  • the data sets generated in this way can be used to improve or train the evaluation unit, in particular a AI-based method, or the flight status system.
  • the evaluation unit preferably includes an analysis unit with a trained AI-based method.
  • AI-based method refers to a machine method that mimics cognitive functions related to the human mind.
  • the term includes B. simple machine learning and deep machine learning.
  • “Simple” or “traditional” machine learning methods include e.g. B. logistical 10 gression, support vector machine (SVM), random forest or similar.
  • SVM support vector machine
  • the trained AI-based method is able to adapt to new circumstances and to recognize and extrapolate patterns through training on the basis of training data.
  • supervised training, semi-supervised training, unsupervised training, reinforcement learning and/or active learning can be used.
  • the parameters of the trained AI-based method can be iteratively adjusted through several training steps.
  • the trained AI-based method can particularly preferably be embodied as a deep machine learning method, very particularly preferably as a neural network.
  • the neural network may include a deep neural network, a foldable neural network, or a foldable deep neural network.
  • the neural network has a known basic architecture. However, its inner structure is individually shaped by the training. The training thus defines the inner "structure” of the neural network and distinguishes it from other trained neural networks (also with the same basic architecture).
  • the weights or parameters within its structure are automatically adjusted so that they resemble the training data.
  • Known optimization approaches e.g. B. a gradient descent algorithm or an Adam algorithm in combination with e.g. B. the cross-entropy loss function can be used.
  • the input data (input vector) for the neural network includes measured values from the sensors mentioned above. Depending on the application or specific configuration of the neural network, either measurement data from all sensors or only the measurement data from some of the sensors can be used. The measured values can only be included at one point in time, but a time profile of the measured values from a defined time interval can also be combined as an input vector.
  • the training data includes the input data or input vectors and assigned annotations by experienced pilots.
  • the pilots can, for example, create annotations for their own flight or, for example, annotate the flight status accordingly using additionally recorded video sequences.
  • the flight condition can be like a general 11 flight condition parameters (general evaluation of the flight situation under safety aspects) e.g. B. using a freely selectable scale, stability parameters for the canopy z. B. using a freely selectable scale, a categorization of the flight condition in defi ned conventional maneuvers, aerobatic maneuvers and / or defined dangerous situations or the like are annotated.
  • the conventional maneuvers include z. B. Control maneuvers such as pitching, rolling, “fast eight", “circling in the thermal band”; Descent aids such as spiral dives, "big ears", “B-stall” or the like.
  • the aerobatic maneuvers include "helicopter", “SAT”, “(infinity) tumbling” or the like. Whereas hazardous situations include, for example, a full or one-sided stall ("stall"), accelerated/unaccelerated lateral deformation ("collapse”), frontal deformation ("front stall”), permanent deformation (“cravat”), or the like. However, the transition between aerobatic maneuvers and dangerous situations can be fluid.
  • the output vector of the neural network therefore includes all or at least some of the output parameters mentioned and/or the categorization.
  • the measured values of the sensors for the training data in relation to the conventional maneuvers can also be recorded during normal paragliding, the measured values of the sensors for the training data in relation to the dangerous situations in a safe environment (e.g. over water at present water rescue) by experienced pilots by means of deliberately initiated dangerous situations.
  • a safe environment e.g. over water at present water rescue
  • the weights/parameters of the network are adjusted for the specific task and can e.g. B. Evaluate flight situations with regard to safety and/or the stability of the canopy and/or recognize the current maneuvers or dangerous situations.
  • a future flight state can be predicted, preferably using a trained AI-based method, particularly preferably using a neural network.
  • Typical countermeasures such as e.g. B. weight shift, 12
  • Countersteering, braking or the like are assigned to help the pilot to avoid the dangerous situation and / or improve the flight condition.
  • the flight status system preferably includes acoustic and/or optical output means for outputting the flight status and/or an instruction based on the flight status and/or a prediction.
  • Instructions corresponding to the flight status can be issued via the output means.
  • a shift in body weight can also be used (e.g. in the event of a lateral collapse or cravat).
  • Some situations also require the "pulling" of certain lines (e.g. stabilo line in the event of a tangle).
  • the acoustic output means can include headphones and/or a loudspeaker, for example.
  • the optical output means can e.g. B. as a wrist dis play, be formed on a smartwatch or a smartphone with the appropriate holder.
  • the optical output means AR displays include the instructions or information z. B. in a pair of glasses or in a helmet visor as an overlay in the field of view.
  • the flight status system preferably includes a control unit that controls a motor and/or a trigger of a rescue parachute based on the flight status and/or a prediction.
  • FIG. 1 shows a roughly schematic front view of an exemplary embodiment of a paraglider according to the invention with an exemplary embodiment of a flight status system according to the invention, 13
  • FIG. 2 shows a roughly schematic side view of a further exemplary embodiment of a paraglider according to the invention with an exemplary embodiment of a flight status system according to the invention
  • FIG. 3 shows a schematic block diagram of an exemplary embodiment of a flight status system according to the invention
  • FIG. 4 shows a schematic flow diagram of an exemplary embodiment of a method according to the invention for determining a flight condition.
  • FIG. 1 shows, by way of example and roughly schematically, an embodiment of a paraglider 50 according to the invention with an embodiment of a flight status system 20 according to the invention in a frontal view.
  • the paraglider 50 comprises a canopy 51 which is connected to a load 53 by means of gallery lines and main lines 60 .
  • the load is provided by a pilot 53 is.
  • the canopy 51 has a substantially elliptical shape whose main axis extends perpendicularly to a flight direction.
  • the canopy 51 has two canopy ends 52 on its lateral sides (left to right from the pilot's perspective).
  • the flight status system 20 includes a sensor arrangement S1, S2, S3, S4 and other components, such as the central unit 30, which are explained in detail with reference to FIG.
  • the sensor arrangement S1, S2, S3, S4 has four sensor units S1, S2, S3, S4.
  • a central sensor unit S1 is arranged in the area of the load or of the pilot 53 and can be integrated in the central unit 30, for example.
  • a screen cap end sensor unit S2, S3 is arranged in the region of one of the screen cap ends 52 in each case.
  • another canopy center sensor unit S4 is arranged in the region of the center of the canopy.
  • the canopy end sensor units S2, S3 are arranged at a first distance d1 from one another.
  • One of the canopy end sensor units S2, S3 is arranged at a second distance d2 or d3 from the load.
  • the distances d1, d2, d3 change in a characteristic manner, so that the flight maneuvers or dangerous situation can be well characterized using these distances.
  • the sensor units S1, 14 In order to measure the distances d1, d2, d3, the sensor units S1, 14
  • S2, S3 each have an ultrasonic distance sensor 21, as will be explained in more detail with reference to FIG.
  • FIG. 2 shows a roughly schematic side view of a further exemplary embodiment of a parachute 50' according to the invention.
  • the paraglider 50' shown in FIG. 2 is basically similar to the paraglider 50 from FIG.
  • the electric climbing aid 58, 59 to summarizes an electric motor 58 which drives a rotor 59 to generate thrust.
  • the electric ascent aid 58, 59 is arranged behind the pilot (not shown here) in the direction of flight and is spaced from the pilot by means of a spacer element 57 in such a way that the pilot cannot get into a safety area around the rotor 59 with his extremities.
  • the spacer element 57 is by means of two push rods 56 on either side of the pilot in a respective suspension point 55 z.
  • B. lines 60 connected by means of a carabiner with the trunk. The weight of the electric ascent aid 58, 59, the spacer element 57 and the push rods 56 is thus also carried by the paraglider 50' and contributes to the
  • a rescue parachute 61 is arranged on the harness 54, which includes a throwing mechanism including a trigger that can be controlled by a control unit 35, such as is described in detail with reference to FIG. Likewise, the motor 58 can be controlled by the control unit 35 .
  • the control unit 35 is an integrated part of the central unit 30 here.
  • the central unit 30 also includes the central sensor unit S1 here.
  • FIG. 3 shows a block diagram of an exemplary embodiment of a flight status system 20 according to the invention.
  • the flight status system 20 includes a central unit 30 which is arranged in the area of the load 53 . It also comprises two peripheral canopy end sensor units S2, S3, which are arranged in the region of the canopy ends 52 of the paraglider 50, 50'.
  • a central sensor unit S1 is integrated into the central unit 30 .
  • the central sensor unit S1 and the two screen cap end sensor units S2, S3 form a sensor arrangement S1, S2, S3 with the first and second distances already described with reference to FIG. 15
  • the two canopy end sensor units S2, S3 are each connected to the central unit 30 by means of sensor interfaces 28. They each have a distance sensor 21, an acceleration sensor 22 and a 23 gyroscope.
  • the trimming sensor 22 or the gyroscope 23 is the acceleration in the direction of all axes and can be designed, for example, as a combined IMU.
  • the canopy end sensor units S2, S3 can also have other sensors, such as a magnetormeter 24 or a dynamic pressure sensor, if required.
  • the central sensor unit S1 also includes a barometer 25, a GPS sensor 26 and a LIDAR sensor 27, the measuring range of which is aligned with the rotor 59, compared to the sensor units S2, S3 at the end of the canopy. It can thus be determined with the LIDAR sensor 27 whether an object penetrates into the safety area of the rotor 59 .
  • the gyroscopic values of the paraglider 50, 50' are determined in order to determine the rotational speed about the roll, pitch and yaw axes and to detect deformation of the airfoil.
  • the acceleration values of the paraglider 50, 50' are determined in order to be able to derive the movement of the paraglider or individual parts, to determine the horizontal alignment (vector of earth gravity) and for the absolute long-term correction of the relative gyroscope
  • the long-term correction describes the compensation of the long-term drift of the gyroscopes. Since a gyroscope only records relative angular velocities, the absolute starting point must be redetermined at defined intervals. This is done for the roll and pitch axis by means of a comparison to the (time-averaged) vector of the earth's gravity and for the yaw axis by means of a comparison to the magnetometric data.
  • the acceleration values of the pilot or of the load 53 are determined in order to determine the "synchronization" between paraglider and pilot, since movement deviations can occur due to the system (pendulum) and to determine the movement vector during a take-off phase. 16
  • the gyroscopic data of the pilot or the load 53 are determined to determine the thrust vector and to detect disturbances during the takeoff phase (e.g. the pilot falls during takeoff).
  • the magnetometric data of the paraglider and the pilot are used to determine the difference in the orientation around the z-axis, since the pilot is in the final phase when using a so-called "reverse launch” (glide is inflated backwards, but still has to be launched forwards). must turn 180° in relation to the paraglider before take-off. It is important to clearly determine the point in time of turning and the start of the acceleration phase.
  • the magnetometric data from the paraglider are also used for long-term correction of the relative gyroscope.
  • the relative distance measurement between the wing end points and the pilot using ultrasound is also used as a long-term correction of the "integrated acceleration" or to determine speed and position and in addition to determining line stretch.
  • the air pressure is measured in order to determine the internal dynamic pressure of the paraglider and to record thermals (sinking or rising air masses).
  • the global positioning system e.g. GPS, Galileo, etc.
  • GPS global positioning system
  • Galileo Galileo, etc.
  • All of these calculations can be performed before the corresponding results are sent to the neural network as input data.
  • the neural network can also be trained in such a way that it immediately evaluates the measured sensor data.
  • the flight status system 20 can, for example, also include one or more additional sen soriens such.
  • the canopy center sensor unit S4 (see Figure 1), which serves as an additional (zero) reference for the long-term correction of the relative gyroscope and, if necessary, also includes a dynamic pressure sensor in order to enable a holistic detection of the dynamic pressure distribution in the canopy. 17
  • the central unit 30 comprises an evaluation system and/or control system 40, which is connected to the sensor interface 28 and the central sensor unit S1 via a central bus 29 and receives data sent via it.
  • the evaluation system and/or control system 40 has an evaluation unit 37 , a control unit 35 and a flight recorder 31 .
  • the flight recorder 31 is a writable and readable memory. It can be designed as an SD card or micro SD card, for example. Alternatively, it can also be in the form of a permanently installed memory that can be read out via an interface.
  • the flight data that is to say the measurement data from all sensors and determined flight conditions, are stored on the flight recorder 31 .
  • the flight states are determined by the evaluation unit 37 by means of an analysis unit 38 using a neural network.
  • the measurement data from the sensors and possibly a time profile of this measurement data serve as the input vector.
  • the neural network of the analysis unit 38 has been trained and is therefore designed for the specific task, by analyzing the flight data, i.e. the measurement data from the sensors, the flight situations with regard to safety and/or the canopy with regard to to evaluate their stability and/or to recognize the current maneuvers and/or dangerous situations.
  • the analysis unit 38 can predict dangerous situations based on the patterns that precede them in the flight data, as also described above.
  • control unit 35 can, for example, control the motor 58 via a control interface 36 . In this way, for example, additional thrust can be provided if the canopy 51 threatens to collapse, or the motor 58 can be shut down in an emergency if foreign objects enter the safety area of the rotor 59 .
  • the control unit 35 can, for example, also control the trigger for the rescue parachute 61 so that it deploys automatically in an emergency situation.
  • the evaluation system and/or control system 40 is also connected via two output interfaces 32 to acoustic output means 33 and optical output means 34 .
  • the acoustic output means 33 can include headphones and/or a loudspeaker, for example.
  • the optical output means 34 can e.g. B. as a hand 18 steering display, be designed on a smartwatch or a smartphone with the appropriate holder.
  • the optical output means AR displays include the instructions or information z. B. in glasses or in a helmet visor as an overlay in the field of view.
  • the central sensor unit S1 or the evaluation system and/or control system 40 can be designed as a separate component.
  • the evaluation system and/or control system 40 can, as already stated above, essentially be implemented using software, so that with suitable interfaces (e.g. W-LAN, wireless connection, etc.), it can also be configured on a smartphone, for example, or arranged in a ground station can.
  • the interfaces 28, 32, 36 shown and also the connection to the central sensor unit S1 can be wired or wireless (e.g. W-LAN, Bluetooth, Zigbee, radio connection, etc.).
  • FIG. 4 shows a flowchart of an exemplary embodiment of a method according to the invention for determining a flight condition of a paraglider 50, 50'.
  • the sensor arrangement S1, S2, S3 is used to acquire measurement data from the sensors and a first distance d1 between the shield cap ends 52 and the two second distances d2, d3 between a shield cap end 52 and the load 53 are determined.
  • a flight state is determined in the analysis unit 38 of the evaluation unit 37 by means of a neural network using the first distance d1 and/or the second distances d2, d3. This means that the flight situation is evaluated with regard to safety and/or the canopy is evaluated with regard to its stability and/or the current maneuvers and/or dangerous situations are recognized.
  • the analysis unit 38 uses the neural network to make a prediction about possible dangerous situations based on the patterns preceding them in the flight data.
  • the flight condition and/or the prediction can be output by means of the acoustic output means 33 and/or optical output means 34 in step IV turn 19
  • an instruction can be issued via the acoustic output means 33 and/or optical output means 34, with the help of which the current flight status can be improved or the current dangerous situation can be ended.
  • the motor 58 or the trigger for the rescue parachute 61 can be activated by means of the control device on the basis of the flight condition and/or the prediction.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Flugzustandssystem (20) zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms (50, 50'), der eine Schirmkappe (51) mit zwei Schirmkappenenden (52) umfasst und im bestimmungsgemäßen Betrieb eine Last (53) trägt. Dabei umfasst das Flugzustandssystem eine Sensoranordnung (S1, S2, S3) zum Ermitteln eines ersten Abstands (d1) zwischen den Schirmkappenenden (52) und/oder zumindest eines zweiten Abstands (d2, d3) zwischen einem Schirmkappenende (52) und der Last (53). Zudem umfasst das Flugzustandssystem eine Auswerteeinheit (37), die den Flugzustand unter Verwendung des ersten Abstands (d1) und/oder der zweiten Abstände (d2, d3) ermittelt. Die Erfindung betrifft ferner ein Auswertesystem und/oder Steuersystem (40), einen Gleitschirm (50, 50') sowie ein Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms (50, 50').

Description

1
Ermitteln eines Flugzustandes und Steuerung eines Gleitschirms
Die Erfindung betrifft ein Flugzustandssystem zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms sowie ein Auswertesystem und/oder Steuersystem dafür, einen Gleitschirm mit einem solchen System und ein Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms.
Das Gleitschirmfliegen erfreut sich anhaltend großer Beliebtheit. Um neue Gleitschirmpilo ten vor dem selbstständigen Fliegen vorzubereiten, ist es empfohlen oder landesabhängig teilweise vorgeschrieben, eine Schulung zu absolvieren. Weiterhin ist es wichtig sich über die Wettersituation und die Eigenheiten des Fluggeländes zu informieren, um Gefahrensi tuationen entgegenzutreten. Ebenso gilt es Regeln während des Fluges zu beachten (z. B. das Verhalten in der Thermik) und bestimmte Routineabläufe sind aus Sicherheits gründen vorgegeben. Trotz all dieser Vorsichtsmaßnahmen kommt es, z. B. bei sich plötz lich ändernden Wind- und/oder Auftriebsverhältnissen, Fehlern des Piloten oder derglei chen, immer wieder zu Situationen mit erhöhtem Gefahrenpotential, z. B. dem Zusam menfallen der Schirmkappe oder Ähnlichem. In diesen Fällen kann der Flug bzw. der Gleitschirm häufig mittels einer geeigneten Reaktion stabilisiert und in eine weniger kriti sche Flugsituation überführt werden.
Ein unerfahrener Pilot schätzt diese Ausnahmesituationen zuweilen falsch ein und weiß aufgrund ihrer Seltenheit und/oder hinzukommender Panik dann nicht die richtige Reakti onsweise. Auch im Schulungsbetrieb gestaltet sich in manchen Fällen die Einschätzung des Flugzustands des jeweiligen Flugschülers schwierig, da in der aktuell gängigen Schu lungspraxis lediglich der visuelle Kontakt und die Funkverbindung des Fluglehrers vom Boden bzw. Hang aus zur Überwachung der Flugsituation des jeweiligen Flugschülers dient.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein System bzw. ein Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms anzugeben.
Diese Aufgabe wird durch ein Flugzustandssystem gemäß Patentanspruch 1, Auswerte system und/oder Steuersystem gemäß Patentanspruch 10, einen Gleitschirm gemäß Pa tentanspruch 11 und ein Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms gemäß Patentanspruch 12 gelöst. 2
Das eingangs Flugzustandssystem dient zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleit schirms. Der Gleitschirm umfasst eine Schirmkappe mit zwei Schirmkappenenden und trägt im bestimmungsgemäßen Betrieb eine Last. Das Flugzustandssystem weist dabei eine Sensoranordnung zum Ermitteln eines ersten Abstands zwischen den Schirmkap penenden und/oder zumindest eines zweiten Abstands zwischen einem Schirmkappen ende und der Last auf. Zudem umfasst das Flugzustandssystem eine Auswerteeinheit, die den Flugzustand unter Verwendung des ersten Abstands und/oder der zweiten Abstände ermittelt.
Ein Gleitschirm, auch Paragleiter oder Gleitsegel, ist ein fußstartfähiges Luftsportgerät zum Gleitsegeln oder Gleitschirmfliegen. Er umfasst eine Schirmkappe, Leinen und Tra gegurte. Die Schirmkappe bzw. die Tragfläche ist meist näherungsweise elliptisch aus Ny lon-Stoff gefertigt. Sie umfasst üblicherweise ein Ober- und ein Untersegel und ist in zahl reiche Kammern unterteilt, die sich in Flugrichtung erstrecken. Sie weist zwei Schirmkap penenden, also zwei Flügelspitzen auf, die den seitlichen Abschluss der Tragfläche bil den. Üblicherweise laufen von der Segelunterseite in mehreren Ebenen Galerieleinen herab, die zu Stammleinen zusammengeführt werden. Die Stammleinen werden wiede rum in Leinenschlösser eingehängt und sind mit dem jeweiligen linken und rechten Gurt band verbunden. Zusätzlich wird zum Gleitschirmfliegen ein Gurtzeug für den Piloten be nötigt. Über die Gurtbänder, auch Tragegurte genannt, wird der Gleitschirm mittels Kara binern mit dem Gurtzeug des Piloten verbunden.
D. h. an den Tragegurten ist mittels der Karabiner die Last befestigt, die vom Gleitschirm getragen wird. Die Last bezeichnet also insgesamt das Gewicht, das an dem Gleitschirm hängt. Neben dem Piloten kann die Last z. B. auch einen Motor und ein Gestänge umfas sen. Dabei kann der Motor beispielsweise mittels des Gestänges bzw. mittels Schubstan gen hinter dem Piloten angeordnet sein.
Das Flugzustandssystem umfasst die zur Ermittlung des Flugzustands nötigen Kompo nenten. D. h. der Begriff „Flugzustandssystem“ bezeichnet ein Flugzustandserkennungs system und/oder ein Flugzustandsvorhersagesystem, wie es später noch detailliert be schrieben wird. Der „Flugzustand“ kann üblicherweise aus dem Zusammenwirken einer Vielzahl von Eingangsparametern ermittelt werden, die erfindungsgemäß den ersten Ab stand und/oder zumindest einen zweiten Abstand umfassen. Weitere Parameter werden im Detail später noch erläutert, sie umfassen beispielsweise - für eine oder mehrere Ach- 3 sen - eine Position, eine Geschwindigkeit, eine Beschleunigung, eine Winkelposition, eine Winkelgeschwindigkeit und/oder eine Winkelbeschleunigung des Gleitschirms oder ein zelner Komponenten davon sowie z. B. eine Flughöhe, eine Flughöhenänderung, eine durchschnittliche Windgeschwindigkeit, einen Staudruck in den Kammern der Schirmkap pe oder dergleichen.
Die Sensoranordnung umfasst Sensoren, die zur Erfassung der zur Ermittlung des Flug zustands erforderlichen Parameter geeignet sind. So kann z. B. das Ermitteln eines ersten Abstands und/oder des zweiten Abstands direkt mittels eines Abstandssensors erfolgen oder indirekt mittels Sensoren, die die Inertialmomente der einzelnen Komponenten des Gleitschirms zueinander und/oder absolut erfassen, also z.B. einer oder mehrerer IMU (Inertial Measurement Unit). Die Sensoren können also beispielsweise in Sensoreinheiten zusammengefasst sein, die insbesondere jeweils an den Schirmkappenenden und/oder im Bereich der Last angeordnet sind.
Ein Abstand bezeichnet allgemein die Entfernung zweier Punkte zueinander. So bezeich net der erste Abstand die Entfernung zwischen den beiden Schirmkappenenden und die zweiten Abstände die Entfernung zwischen jeweils einem Schirmkappenende und der Last.
Das Ermitteln des Flugzustandes erfolgt mittels der Auswerteeinheit. Das heißt, die Aus werteeinheit kombiniert beispielsweise die zuvor erfassten Werte einzelner Eingangspa rameter zu für den Piloten relevanten und für den Flugzustand charakteristischen Aus gangsparametern und gibt deren Werte aus. Beispiele für Ausgangsparameter sind ein allgemeiner Flugzustandsparameter, der alle Eingangsparameter zu einem für die mo mentane und/oder zukünftige Flugsituation charakteristischen Wert zusammenfasst, oder ein Stabilitätsparameter für die Schirmkappe, der angibt, ob sich die Schirmkappe in ei nem stabilen Zustand befindet oder z. B. im Zusammenfallen begriffen ist. Der Flugzu stand kann aber je nach Anwendung auch durch einen Vektor aus einzelnen Aus gangsparametern charakterisiert sein. Insbesondere bei der Verwendung von eine Kl- basierten Methode zur Auswertung der Eingangsparameter kann auch ein abstrakter Pa rameter oder Vektor aus Parametern als Flugzustand ermittelt werden, der z.B. eine Ka- tegorisierung des Flugzustands in konventionelle Manöver, Kunstflugmanöver und/oder Gefahrensituationen ermöglicht. 4
Konventionelle Flugmanöver sind z. B.: Steuermanöver wie Nicken, Rollen, „schnelle Acht“, „Kreisen im Aufwindband“, Abstiegshilfen wie Steilspirale, „Ohren anlegen“ oder „B- Stall“. Kunstflugmanöver sind z. B.: „Helikopter“, „SAT“ oder „(infinity) tumbling“. Gefah rensituationen sind z. B.: ein vollständiger oder einseitiger Strömungsabriss („Stall“), eine beschleunigte oder unbeschleunigte seitliche Deformation („Klapper“), eine Frontdeforma tion („Front Stall“) sowie eine dauerhafte Deformation („Verhänger“). Dabei ist der Über gang zwischen Kunstflug und Gefahrensituationen fließend ist.
Der Flugzustand wird also durch Ausgangsparameter beschrieben, die gegenüber den Eingangsparametern eine schnellere und einfachere Erfassung und Bewertung der tat sächlichen Flugsituation ermöglichen. Die Bewertung kann dabei durch den Piloten, durch einen Fluglehrer oder z. B. auch rechnerbasiert erfolgen.
Dass die Ermittlung des Flugzustandes „unter Verwendung“ der Abstände erfolgt, bedeu tet, dass auch noch weitere Parameter in die Ermittlung des Flugzustandes einfließen können, wie oben bereits angegeben.
Der Erfindung liegt also die Erkenntnis zugrunde, dass insbesondere der ermittelte Ab stand zwischen den Schirmkappenenden bzw. der Last und den Schirmkappenenden die Ermittlung des Flugzustandes verbessert. Andere Parameter wie z. B. die Beschleunigung bzw. Winkelbeschleunigung der Schirmkappenenden oder eine Spannung bzw. Kraft, die auf die Stammleinen oder Galerieleinen wirkt, sind in dieser Hinsicht für sich alleine ge nommen nachteilig. Denn insbesondere der Abstand der Schirmkappenenden zueinander und/oder zur Last sind charakteristisch für die Stabilität der Schirmkappe und somit auch für den allgemeinen Flugzustand.
Ein, insbesondere erfindungsgemäßes, Flugzustandssystem, insbesondere für einen Gleitschirm, umfasst eine Sensoranordnung zur Erfassung von Flugdaten und eine Aus werteeinheit, die auf Basis der Flugdaten eine Vorhersage über einen zukünftigen Flugzu stand trifft.
Die Flugdaten umfassen dabei zumindest die aktuellen Sensordaten. Zusätzlich sind be vorzugt auch vorhergehende Sensordaten als Flughistorie umfasst, um eine Entwicklung der Flugsituation bzw. des Flugzustandes einzubeziehen. Die Flugdaten umfassen dabei z. B. vollständig oder zum Teil Messwerte für die oben genannten Eingangsparameter. Das hier beschriebene Flugzustandssystem zur Vorhersage eines zukünftigen Flugzu- 5
Stands des Gleitschirms stellt für sich genommen eine eigenständige Idee dar. Besondere synergetische Effekte ergeben sich jedoch bei der Kombination mit dem zuvor beschrie benen Flugzustandssystem. Insbesondere kann der Flugzustand, wie oben beschrieben, ermittelt werden, von den Flugdaten umfasst sein und in die Vorhersage miteinfließen.
Die Vorhersage über den zukünftigen Flugzustand basiert bevorzugt auf den Erfahrungen bzw. Einschätzungen routinierter Piloten. Die Auswerteeinheit bewertet eine Ähnlichkeit der derzeitigen Flugsituation in Relation zu Beispielsflugsituationen, deren Flugdaten zu vor erfasst und die z. B. im Hinblick auf ihre Gefährlichkeit fachmännisch beurteilt wurden. Die Bewertung der Ähnlichkeit kann dabei z. B. einfach durch einen Vergleich der Para meter und deren zeitlichen Verlauf mittels der Methode der kleinsten Quadrate erfolgen. Bevorzugt umfasst die Auswerteeinheit für die Bewertung der Ähnlichkeit jedoch die Ver wendung einer trainierte Kl-basierten Methode, insbesondere ein neuronales Netz, wie später noch im Detail beschrieben wird.
Das eingangs genannte Auswertesystem und/oder Steuersystem ist für die Verwendung in einem erfindungsgemäßen Flugzustandssystem geeignet. Dazu weist es Schnittstellen zum Empfang von Sensordaten einer Sensoranordnung auf. Dabei umfassen die Sensor daten insbesondere einen ersten Abstand zwischen Schirmkappenenden und/oder zu mindest eines zweiten Abstands zwischen einem Schirmkappenende und einer Last. Zu dem weist es eine Auswerteeinheit auf, die den Flugzustand, vorzugsweise unter Ver wendung des ersten Abstands und/oder der zweiten Abstände ermittelt und/oder vorher sagt. Optional umfasst es ferner eine Steuereinheit, die einen Motor und/oder einen Aus löser eines Rettungsschirms auf Basis des Flugzustands und/oder einer Vorhersage steuert.
Die Ermittlung und/oder die Vorhersage des Flugzustands erfolgt im Wesentlichen wie oben bereits beschrieben. In Abhängigkeit von dem Flugzustand und/oder dessen Vor hersage erzeugt die Steuereinheit Steuersignale zur Ansteuerung des Motors und/oder des Auslösers des Rettungsschirms, um eine kritische Flugsituation abzumildern. Bei spielsweise kann im richtigen Moment ein kurzer Schub durch den Motor die Relativge schwindigkeit zwischen Pilot und Gleitschirm angepasst werden. Hierdurch ist es bei spielsweise möglich, einen Frontklapper/Frontstall zu verhindern. Diese Situation kann beispielsweise eintreten, wenn zwischen steigenden und sinkenden Luftmassen gewech selt wird. 6
Ein weiteres Beispiel besteht in der kurzzeitigen Beeinflussung des Anstellwinkels durch entsprechende Steuerung des Motors. Beim Einflug in starke Thermik kann es zu einem dynamischen Stall kommen, da durch die Trägheit des Systems der Anstellwinkel kurzzei tig kritisch hoch werden kann. Durch eine Reduzierung des Schubs (ggf. durch einen Rückwärtsschub) kann dieser Effekt abgemildert werden.
In einer anderen Situation kann die Steuereinheit beispielsweise eine Notabschaltung des Motors bewirken, falls z. B. die Leinen oder die Schirmkappe in einen Sicherheitsbereich um den Rotor gelangen. Der Motor kann beispielsweise als akkubetriebener Elektromotor mit einem Rotor ausgebildet sein, der als elektrische Aufstiegshilfe eingesetzt wird. Er ist bevorzugt in einem Abstand in Flugrichtung hinter dem Piloten angeordnet, sodass der Pilot nicht in den Sicherheitsbereich des Rotors gelangen kann.
Bisher wird der Rettungsschirm (kurz: Retter) von dem Piloten händisch geworfen. Die Steuervorrichtung kann aber beispielsweise eine mechanische (z. B. mittels einer vorge spannten Feder) oder pyromechanische (mittels eines geeigneten Treibsatzes) Wurfvor richtung betätigen bzw. auslösen, die den Retter bis in eine ausreichende Entfernung vom Piloten weg befördert. Dies kann in einer gegebenenfalls unübersichtlichen Situation wie z. B. dem unkontrollierten Trudeln besonders vorteilhaft sein, da die Steuerungseinheit den Zeitpunkt des Auslösens besser koordinieren kann als der Pilot. Dadurch kann vor teilhafterweise vermieden werden, dass sich der Retter in den Leinen oder der Schirm kappe verfängt. Dadurch wird sichergestellt, dass der Retter seine bestimmungsgemäße Funktion ausführen kann.
Der eingangs genannte Gleitschirm umfasst ein erfindungsgemäßes Flugzustandssystem und/oder ein erfindungsgemäßes Auswertesystem und/oder Steuersystem. Bevorzugt umfasst er zudem eine gegebenenfalls von der Steuereinheit angesteuerte elektrische Aufstiegshilfe und/oder eine von der Steuereinheit betätigbare Wurfvorrichtung für den Rettungsschirm.
Das eingangs genannte Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms, der eine Schirmkappe mit zwei Schirmkappenenden umfasst und im bestimmungsgemä ßen Betrieb eine Last trägt, weist zumindest folgende Schritte auf. Ein erster Abstand zwi schen den Schirmkappenenden und/oder zumindest ein zweiter Abstand zwischen einem Schirmkappenende und der Last wird ermittelt. Der Flugzustand wird unter Verwendung des ersten Abstands und/oder der zweiten Abstände ermittelt. Die einzelnen Merkmale 7 des Verfahrens sind dabei im Wesentlichen analog zu den zuvor beschriebenen Vorrich tungsmerkmalen ausgestaltet.
Das erfindungsgemäße Auswertesystem und/oder Steuersystem, insbesondere auch das gesamte Flugzustandssystem, kann vorteilhafterweise in bereits existenten Gleitschirmen nachgerüstet werden. Ebenso ist es jedoch möglich neu zu fertigende Gleitschirme be reits bei der Fertigung mit einem der erfindungsgemäßen Systeme auszustatten.
Die wesentlichen Komponenten der erfindungsgemäßen Auswertesystems und/oder Steuersystems bzw. ein entsprechender Teil des Flugzustandssystems können zum überwiegenden Teil in Form von Softwarekomponenten ausgebildet sein. Grundsätzlich können diese Komponenten aber auch zum Teil, insbesondere wenn es um besonders schnelle Berechnungen geht, in Form von softwareunterstützter Hardware, beispielsweise FPGAs oder dergleichen, realisiert sein. Ebenso können die benötigten Schnittstellen, beispielsweise wenn es nur um eine Übernahme von Daten aus anderen Softwarekom ponenten geht, als Softwareschnittstellen ausgebildet sein. Sie können aber auch als hardwaremäßig aufgebaute Schnittstellen ausgebildet sein, die durch geeignete Software angesteuert werden.
Insbesondere kann das erfindungsgemäße Auswertesystem und/oder Steuersystem Teil eines Gleitschirms mit einer elektrischen Aufstiegshilfe und/oder einem durch die Steue rung auslösbaren Rettungsschirms sein.
Eine weitgehend softwaremäßige Realisierung hat den Vorteil, dass auch schon bisher verwendete Gleitschirme bzw. Flugzustandssysteme auf einfache Weise durch ein Soft ware-Update und gegebenenfalls mittels weniger Komponenten nachgerüstet werden können, um auf die erfindungsgemäße Weise zu arbeiten. Insofern wird die Aufgabe auch durch ein entsprechendes Computerprogrammprodukt mit einem Computerprogramm ge löst, welches direkt in eine Speichereinrichtung eines Auswertesystems und/oder Steuer systems eines Gleitschirms ladbar ist, mit Programmabschnitten, um alle Schritte des er findungsgemäßen Verfahrens auszuführen, wenn das Programm in dem Auswertesystem und/oder Steuersystem ausgeführt wird. Ein solches Computerprogrammprodukt kann neben dem Computerprogramm gegebenenfalls zusätzliche Bestandteile wie z. B. eine Dokumentation und/oder zusätzliche Komponenten, auch Hardware-Komponenten, wie z.B. Hardware-Schlüssel (Dongles etc.) zur Nutzung der Software, umfassen. 8
Zum Transport zum Auswertesystem und/oder Steuersystem bzw. zum Flugzustandssys tem und/oder zur Speicherung daran oder darin kann ein computerlesbares Medium, bei spielsweise ein Memorystick, eine Festplatte oder ein sonstiger transportabler oder fest eingebauter Datenträger dienen, auf welchem die von einer Rechnereinheit des Auswer tesystems und/oder Steuersystems bzw. des Flugzustandssystems einlesbaren und aus führbaren Programmabschnitte des Computerprogramms gespeichert sind. Die Rech nereinheit kann z.B. hierzu einen oder mehrere zusammenarbeitende Mikroprozessoren oder dergleichen aufweisen.
Weitere, besonders vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung er geben sich aus den abhängigen Ansprüchen sowie der nachfolgenden Beschreibung, wobei die unabhängigen Ansprüche einer Anspruchskategorie auch analog zu den ab hängigen Ansprüchen einer anderen Anspruchskategorie weitergebildet sein können und insbesondere auch einzelne Merkmale verschiedener Ausführungsbeispiele zu neuen Ausführungsbeispielen kombiniert werden können.
Die Sensoranordnung umfasst bevorzugt eine Anzahl von Abstandssensoren, welche im Bereich der Last und/oder im Bereich zumindest eines Schirmkappenendes angeordnet sind. Besonders bevorzugt ist jeweils ein Abstandssensor im Bereich der Last bzw. des Piloten und jeweils an den beiden Schirmkappenenden angeordnet. Besonders bevorzugt ist sowohl an beiden Schirmkappenenden als auch im Bereich der Last jeweils ein Ab standssensor angeordnet. Dementsprechend werden die Abstände bevorzugt direkt mit tels der Abstandssensoren ermittelt. Die Abstandssensoren können beispielsweise als optische Sensoren realisiert sein, besonders bevorzugt sind sie jedoch als Ultra schallsensoren ausgebildet.
Bevorzugt umfasst die Sensoranordnung einen oder mehrere der folgenden Sensoren: Beschleunigungssensor, Gyroskop, Magnetometer, Barometer, GPS-Sensor, Staudruck sensor. Mehrere der Sensoren sind bevorzugt zu Sensoreinheiten zusammengefasst. So können beispielsweise Beschleunigungssensoren und Gyroskope, wie oben beschrieben, in einer IMU integriert sein. Eine Schirmkappensensoreinheit weist besonders bevorzugt zusätzlich zu einer solchen IMU noch einen Abstandssensor und ein Magnetometer auf. Eine zentrale Sensoreinheit umfasst zusätzlich zu den vorgenannten Sensoren noch ein Barometer und einen GPS-Sensor. Zusätzlich können vorzugsweise z. B. Wägezellen zur Messung der Leinenbelastung hinzugefügt werden. Diese sind dann zwischen Leinen schlössern und Tragegurten integriert. Ein Staudrucksensor kann beispielsweise in einer 9 der Kammern der Schirmkappe angeordnet sein und den in dieser Kammer herrschenden Luftdruck messen. Mehrere Staudrucksensoren können bevorzugt auch in jeweils unter schiedlichen Kammern angeordnet sein, um den in den Kammern herrschenden gesamt- heitlicher zu erfassen.
Vorzugsweise umfasst die Sensoranordnung zumindest einen LIDAR-Sensor. Besonders bevorzugt ist der LIDAR-Sensor so ausgebildet und angeordnet, dass er ein Eindringen von Fremdkörpern - z.B. Leinen, Teile der Schirmkappe, Körperteile des Piloten - in ei nen Sicherheitsbereich um einen Rotor erfasst. Wenn das Eindringen von Fremdkörpern erfasst wurde, kann beispielsweise die Steuereinheit eine Notabschaltung des Rotors auslösen, um die resultierende Gefahr zu minimieren. Der LIDAR-Sensor kann beispiels weise der zentralen Sensoreinheit zugeordnet sein oder auch separat direkt mit der Aus werteeinheit verbunden sein.
Grundsätzlich ist es möglich die einzelnen Komponenten (Sensoren, Sensoreinheiten) der Sensoranordnung kabelgebunden mit der Auswerteeinheit bzw. dem Auswertesystem und/oder Steuersystem bzw. den übrigen Komponenten des Flugzustandssystems zu verbinden bevorzugt ist die Verbindung zu den Komponenten der Sensoranordnung je doch kabellos ausgeführt, d.h. sie ist beispielsweise mittels W-LAN, Bluetooth, Zigbee o- der ähnlichen Standards zur kabellosen Übertragung realisiert. Dabei erfolgt die Übertra gung der einzelnen Messwerte bevorzugt mit einer Frequenz von mindestens 100 Hz und bei einer Latenz von höchstens 10 ms.
Das Flugzustandssystem umfasst bevorzugt einen Flugschreiber, der Flugdaten spei chert, welche eine zeitliche Abfolge von Flugzuständen umfassen. Besonders bevorzugt speichert der Flugschreiber auch weitere Flugdaten, wie z.B. die einzelnen Messwerte der Sensoren. Dadurch wird es zum einen für den Piloten ermöglicht, bestimmte Flugsituatio nen und Reaktionen darauf nachzuvollziehen und zu trainieren. Zum anderen können die so generierten Datensätze zur Verbesserung bzw. zum Training der Auswerteeinheit, ins besondere einer Kl-basierten Methode, bzw. des Flugzustandssystems genutzt werden.
Bevorzugt umfasst die Auswerteeinheit eine Analyseeinheit mit einer trainierten Kl- basierten Methode. Der Begriff Kl-basierte Methode bezeichnet eine maschinelle Metho de, die kognitive Funktionen im Zusammenhang mit dem menschlichen Geist nachahmt. Der Begriff umfasst z. B. einfaches maschinelles Lernen und Deep-Machine-Learning. "Einfache" oder "traditionelle" maschinelle Lernmethoden umfassen z. B. logistische Re- 10 gression, Support-Vektor-Maschine (SVM), Random Forest oder ähnliches. Insbesondere ist die trainierte Kl-basierte Methode durch Training auf Basis von Trainingsdaten in der Lage, sich an neue Gegebenheiten anzupassen und Muster zu erkennen und zu extrapo lieren. Insbesondere können überwachtes Training, halbüberwachtes Training, unüber- wachtes Training, Verstärkungslernen und/oder aktives Lernen verwendet werden. Ferner können die Parameter der trainierten Kl-basierten Methode durch mehrere Trainings schritte iterativ angepasst werden.
Besonders bevorzugt kann die trainierte Kl-basierte Methode als Deep-Machine-Learning- Methode, ganz besonders bevorzugt als ein neuronales Netz, ausgebildet sein. Insbeson dere kann das neuronale Netz als ein tiefes neuronales Netz, ein faltbares neuronales Netz oder ein faltbares tiefes neuronales Netz umfassen.
Das neuronale Netz hat zwar eine bekannte Grundarchitektur. Seine innere Struktur wird jedoch durch das Training individuell gestaltet. Das Training definiert also die innere "Struktur" des neuronalen Netzes und unterscheidet es von anderen trainierten neurona len Netzen (auch mit gleicher Grundarchitektur).
Innerhalb seiner Trainingsphase werden die Gewichte bzw. Parameter innerhalb seiner Struktur automatisch so angepasst, dass sie den Trainingsdaten ähneln. Für die Optimie rung der Gewichte/Parameter aller Schichten können bekannte Optimierungsansätze, z. B. ein Gradientenabstiegsalgorithmus oder ein Adam-Algorithmus in Kombination mit z. B. der Kreuzentropie-Verlustfunktion, verwendet werden.
Die Eingangsdaten (Eingangsvektor) für das neuronale Netz umfassen Messwerte der oben genannten Sensoren. Je nach Anwendung bzw. konkreten Ausgestaltungen des neuronalen Netzes können entweder Messdaten aller Sensoren oder auch nur die Mess daten eines Teils der Sensoren verwendet werden. Es können die Messwerte nur eines Zeitpunkts umfasst sein, es kann aber auch ein zeitlicher Verlauf der Messwerte aus ei nem definierten Zeitintervall als Eingangsvektor zusammengefügt werden.
Die Trainingsdaten umfassen die Eingangsdaten bzw. Eingangsvektoren und zugeordne te Annotationen durch erfahrene Piloten. Die Piloten können beispielsweise Annotationen für ihren eigenen Flug erstellen oder zum Beispiel anhand von zusätzlich aufgenomme nen Videosequenzen den Flugzustand entsprechend annotieren. Wie oben bereits be schrieben, kann der Flugzustand im Hinblick auf Ausgangsparameter wie einen allgemei- 11 nen Flugzustandsparameter (generelle Bewertung der Flugsituation unter Sicherheitsas pekten) z. B. anhand einer frei wählbaren Skala, Stabilitätsparameter für die Schirmkappe z. B. anhand einer frei-wählbaren Skala, eine Kategorisierung des Flugzustands in defi nierte konventionelle Manöver, Kunstflugmanöver und/oder definierte Gefahrensituationen oder dergleichen annotiert werden.
Dabei umfassen die konventionellen Manöver z. B. Steuermanöver wie Nicken, Rollen, „schnelle Acht“, „Kreisen im Aufwindband“; Abstiegshilfen wie Steilspirale, „Ohren anle- gen“, „B-Stall“ oder dergleichen. Die Kunstflugmanöver umfassen „Helikopter“, „SAT“, „(in- finity) tumbling“ oder dergleichen. Wohingegen Gefahrensituationen beispielsweise einen vollständigen oder einseitigen Strömungsabriss („Stall“), beschleunigte/unbeschleunigte seitliche Deformation („Klapper“), Frontdeformation („Front Stall“), dauerhafte Deformation („Verhänger“) oder dergleichen umfassen. Dabei kann jedoch der Übergang zwischen Kunstflugmanöver und Gefahrensituation fließend sein. Der Ausgangsvektor des neurona len Netzes umfasst also alle oder zumindest einen Teil der genannten Ausgangsparame ter und/oder die Kategorisierung.
Während die Messwerte der Sensoren für die Trainingsdaten in Bezug auf die konventio nellen Manöver auch beim normalen Gleitschirmfliegen erfasst werden können, lassen sich die Messwerte der Sensoren für die Trainingsdaten in Bezug auf die Gefahrensituati onen in einem sicheren Umfeld (z. B. über Wasser bei anwesender Wasserrettung) von erfahrenen Piloten mittels gezielt eingeleiteter Gefahrensituationen erfassen.
Nach dem Training sind die Gewichte/Parameter des Netzes für die spezifische Aufgabe angepasst und können z. B. Flugsituationen bzgl. der Sicherheit und/oder die Schirmkap pe bzgl. ihrer Stabilität bewerten und/oder die momentanen Manöver oder Gefahrensitua tionen erkennen.
Auf Grundlage der oben beschriebenen Daten lassen sich in den Messwerten der Senso ren bzw. in den Eingangsdaten Muster erkennen, die kurz vor einer Gefahrensituation auf- treten. Entsprechend kann, bevorzugt unter Verwendung einer trainierten Al-basierten Methode, besonders bevorzugt unter Verwendung eines neuronalen Netzes, ein Vorher sagen eines zukünftigen Flugzustands erfolgen.
Den einzelnen nachteiligen Flugzuständen, Gefahrensituationen bzw. deren vorausge henden Mustern können typische Gegenmaßnahmen, wie z. B. Gewichtsverlagerung, 12
Gegenlenken, Bremsen oder dergleichen zugeordnet werden, die dem Piloten helfen, die Gefahrensituation zu vermeiden und/oder den Flugzustand zu verbessern.
Dementsprechend umfasst das Flugzustandssystem bevorzugt akustische und/oder opti sche Ausgabemittel zur Ausgabe des Flugzustands und/oder einer Anweisung, die auf dem Flugzustand und/oder einer Vorhersage basiert.
Über die Ausgabemittel können dem Flugzustand entsprechende Anweisungen ausgege ben werden, die geeignete Gegenmaßnahmen beinhalten. Mittels genauer Anweisungen kann je nach Situation z. B. Zeitpunkt, Geschwindigkeit und Dauer des Bremsimpulses genau auf die Situation abgestimmt werden. Neben den Bremsleinen, kann auch eine Verlagerung des Körpergewichts eingesetzt werden (z.B. bei einem seitlichen Klapper oder Verhänger). Manche Situationen erfordern auch das „Ziehen“ bestimmter Leinen (z.B. Stabiloleine bei einem Verhänger).
Die akustischen Ausgabemittel können beispielsweise einen Kopfhörer und/oder einen Lautsprecher umfassen. Die optischen Ausgabemittel können z. B. als Handgelenksdis play, auf einer Smartwatch oder einem Smartphone mit entsprechender Halterung ausge bildet sein. Alternativ oder zusätzlich können die optischen Ausgabemittel AR-Anzeigen (augmented reality) umfassen, die die Anweisungen bzw. Informationen z. B. in einer Bril le oder in einem Helmvisier als Überlagerung im Sichtfeld anzeigen.
Wie oben bereits analog in Bezug zum Auswerte und/oder Steuersystem beschrieben, umfasst das Flugzustandssystem vorzugsweise eine Steuereinheit, die einen Motor und/oder einen Auslöser eines Rettungsschirms auf Basis des Flugzustands und/oder ei ner Vorhersage steuert.
Die Erfindung wird im Folgenden unter Hinweis auf die beigefügten Figuren anhand von Ausführungsbeispielen noch einmal näher erläutert. Dabei sind in den verschiedenen Fi guren gleiche Komponenten mit identischen Bezugsziffern versehen. Die Figuren sind in der Regel nicht maßstäblich. Es zeigen:
Figur 1 eine grob schematische Frontansicht eines Ausführungsbeispiels eines er findungsgemäßen Gleitschirms mit einem Ausführungsbeispiel eines erfin dungsgemäßen Flugzustandssystems, 13
Figur 2 eine grob schematische Seitenansicht eines weiteren Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Gleitschirms mit einem Ausführungsbeispiel ei nes erfindungsgemäßen Flugzustandssystems,
Figur 3 eine schematische Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels eines erfin dungsgemäßen Flugzustandssystems,
Figur 4 ein schematisches Flussdiagramm eines Ausführungsbeispiels eines erfin dungsgemäßen Verfahrens zum Ermitteln eines Flugzustandes.
In Figur 1 ist beispielhaft und grob schematisch ein Ausführungsbeispiel eines erfin dungsgemäßen Gleitschirms 50 mit einem Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugzustandssystems 20 in einer frontalen Ansicht dargestellt. Der Gleitsschirm 50 um fasst eine Schirmkappe 51, die mittels Galerieleinen und Stammleinen 60 mit einer Last 53 verbunden ist. In diesem Ausführungsbeispiel ist die Last durch einen Piloten 53 dar gestellt. Die Schirmkappe 51 hat im Wesentlichen eine elliptische Form, deren Hauptach se sich senkrecht zu einer Flugrichtung erstreckt. Die Schirmkappe 51 weist zu ihren late ralen Seiten (links bis rechts aus der Sicht des Piloten) zwei Schirmkappenenden 52 auf.
Das Flugzustandssystem 20 umfasst eine Sensoranordnung S1, S2, S3, S4 sowie weitere Komponenten, wie beispielsweise die Zentraleinheit 30, die im Detail anhand von Figur 3 erläutert werden. Die Sensoranordnung S1, S2, S3, S4 weist in diesem Ausführungsbei spiel vier Sensoreinheiten S1, S2, S3, S4 auf. Eine zentrale Sensoreinheit S1 ist im Be reich der Last bzw. des Piloten 53 angeordnet und kann beispielsweise in der Zentralein heit 30 integriert sein. Jeweils im Bereich eines der Schirmkappenenden 52 ist eine Schirmkappenend-Sensoreinheit S2, S3 angeordnet. Diesem Ausführungsbeispiel ist eine weitere Schirmkappenmitten-Sensoreinheit S4 im Bereich der Mitte der Schirmkappe an geordnet.
Die Schirmkappenend-Sensoreinheiten S2, S3 sind zueinander in einem ersten Abstand d1 angeordnet. Je eine der Schirmkappenend-Sensoreinheiten S2, S3 ist zur Last in ei nem zweiten Abstand d2 bzw. d3 angeordnet. Bei zahlreichen Flugmanövern und auch in Gefahrensituation ändern sich die Abstände d1, d2, d3 in charakteristischer Weise, so dass die Flugmanöver bzw. Gefahrensituation gut mittels diese Abstände charakterisiert werden können. Um die Abstände d1, d2, d3 zu messen, weisen die Sensoreinheiten S1, 14
S2, S3 jeweils einen Ultraschall-Abstandssensor 21 auf, wie anhand von Figur 3 noch de taillierter erläutert wird.
Figur 2 zeigt eine grob schematische Seitenansicht eines weiteren Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Geleitsschirms 50‘. Figur 2 dargestellte Gleitschirm 50‘ ist grundsätzlich ähnlich dem Gleitschirm 50 aus Figur 1. Im Unterschied dazu weist er je doch eine elektrische Aufstiegshilfe 58, 59 auf. Die elektrische Aufstiegshilfe 58, 59 um fasst einen Elektromotor 58, der einen Rotor 59 antreibt, einen Schub zu erzeugen. Die elektrische Aufstiegshilfe 58, 59 ist in Flugrichtung hinter dem Piloten (hier nicht gezeigt) angeordnet und mittels eines Abstandselements 57 so vom Piloten beabstandet, dass dieser mit seinen Extremitäten nicht in einen Sicherheitsbereich um den Rotor 59 gelan gen kann. Das Abstandselement 57 ist mittels zweier Schubstangen 56 zu beiden Seiten des Piloten in je einem Aufhängepunkt 55 z. B. mittels eines Karabiners mit den Stamm leinen 60 verbunden. Das Gewicht der elektrischen Aufstiegshilfe 58, 59, des Abstandse lements 57 sowie der Schubstangen 56 wird somit auch vom Gleitschirm 50‘ getragen und trägt zur Last 53 bei.
Der Pilot ist hier nicht dargestellt, sitzt im Normalbetrieb aber in dem Gurtzeug 54 und ist somit auch Teil der Last 53. Am Gurtzeug 54 ist ein Rettungsschirm 61 angeordnet, der einen Wurfmechanismus inklusive Auslöser umfasst, der mittels einer Steuerungseinheit 35 angesteuert werden kann, wie anhand von Figur 3 im Detail beschrieben wird. Ebenso kann der Motor 58 mittels der Steuereinheit 35 angesteuert werden. Die Steuerungsein heit 35 ist hier ein integrierter Teil der Zentraleinheit 30. Die Zentraleinheit 30 ist am Ab standselement 57 und somit im Bereich der Last 53 angeordnet. Die Zentraleinheit 30 um fasst auch hier die zentrale Sensoreinheit S1.
In Figur 3 ist schematisch ein Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels eines erfin dungsgemäßen Flugzustandssystems 20 dargestellt. Das Flugzustandssystems 20 um fasst eine Zentraleinheit 30, die im Bereich der Last 53 angeordnet ist. Es umfasst ferner zwei periphere Schirmkappenend-Sensoreinheiten S2, S3, die im Bereich der Schirmkap penenden 52 des Gleitschirms 50, 50’ angeordnet sind. In die Zentraleinheit 30 ist in die sem Ausführungsbeispiel eine zentrale Sensoreinheit S1 integriert. Die zentrale Sen soreinheit S1 sowie die beiden Schirmkappenend-Sensoreinheiten S2, S3 bilden eine Sensoranordnung S1, S2, S3 mit den bereits anhand von Figur 1 beschriebenen ersten und zweiten Abständen. 15
Die beiden Schirmkappenend-Sensoreinheiten S2, S3 sind jeweils mittels Sensor- Schnittstellen 28 mit der Zentraleinheit 30 verbunden. Sie weisen jeweils einen Abstands sensor 21, einen Beschleunigungssensor 22 sowie ein Gyroskop 23 auf. Der Beschnei dungssensor 22 bzw. das Gyroskop 23 ist die Beschleunigungen in Richtung aller Achsen und kann beispielsweise als kombinierte IMU ausgebildet sein. Die Schirmkappenend- Sensoreinheiten S2, S3 können bei Bedarf auch noch weitere Sensoren wie beispielswei se ein Magnetormeter 24 oder ein Staudrucksensor aufweisen.
Die zentrale Sensoreinheit S1 umfasst gegenüber den Schirmkappenend-Sensoreinheiten S2, S3 zusätzlich ein Barometer 25, einen GPS-Sensor 26 und einen LIDAR-Sensor 27, dessen Messbereich auf den Rotor 59 ausgerichtet ist. Mit dem LIDAR-Sensor 27 kann somit festgestellt werden ob ein Gegenstand in den Sicherheitsbereich des Rotors 59 ein dringt.
Die Wirkungsweise der einzelnen Sensoren ist grundsätzlich bekannt. Sie dienen im Ein zelnen zu folgenden Zwecken:
Die gyroskopischen Werte des Gleitschirms 50, 50’ werden ermittelt, um die Rotationsge schwindigkeit um die Roll-, Nick- und Gierachse zu bestimmen und um eine Deformation des Tragflächenprofils zu erfassen.
Die Beschleunigungswerte des Gleitschirms 50, 50’ werden ermittelt, um die Bewegung des Schirms oder einzelner Teile ableiten zu können, zur Bestimmung der horizontalen Ausrichtung (Vektor Erdgravitation) sowie zur absoluten Langzeitkorrektur des relativen Gyroskops
Die Langzeitkorrektur bezeichnet den Ausgleich des Langzeitdrifts des der Gyroskope. Da ein Gyroskop nur relative Winkelgeschwindigkeiten erfasst, muss in definierten Intervallen der absolute Ausgangspunkt neu bestimmt werden. Dies erfolgt für die Roll- und Nick- Achse mittels eines Abgleichs zum (zeitlich gemittelten) Vektor der Erdgravitation und für die Gier-Achse mittels eines Abgleich zu den magnetometrischen Daten.
Die Beschleunigungswerte des Piloten bzw. der Last 53 werden ermittelt, um die "Syn chronisation" zwischen Gleitschirm und Pilot festzustellen, da es systembedingt (Pendel) zu Bewegungsabweichungen kommen kann, und zur Feststellung des Bewegungsvektors während einer Startphase. 16
Die gyroskopischen Daten des Piloten bzw. der Last 53 werden zur Bestimmung des Schubvektors und zur Feststellung von Störungen während der Startphase (z.B. Sturz des Piloten beim Anlaufen) ermittelt.
Die magnetometrischen Daten von Gleitschirm und Pilot werden zur Bestimmung der Dif ferenz der Ausrichtung um die z-Achse verwendet, da sich der Pilot bei Anwendung eines sog. "Rückwärtsstarts" (Schirm wird rückwärts aufgezogen, muss aber dennoch vorwärts gestartet werden) in der Endphase des Starts um 180° gegenüber dem Gleitschirm dre hen muss. Es gilt dabei den Zeitpunkt des Ausdrehens und den Beginn der Beschleuni gungsphase eindeutig zu bestimmen. Die magnetometrischen Daten vom Gleitschirm werden zudem zur Langzeitkorrektur des relativen Gyroskops verwendet.
Die relative Abstandsmessung zwischen den Tragflächenendpunkten und dem Piloten unter Verwendung von Ultraschall erfolgt auch als Langzeitkorrektur der "integrierten Be schleunigung" bzw. zur Ermittlung von Geschwindigkeit und Position und zusätzlich zur Feststellung der Leinenstreckung.
Die Luftdruckmessung erfolgt, um den internen Staudruck des Gleitschirms zu bestimmen und für die Erfassung von Thermik (sinkende oder steigende Luftmassen).
Das globale Positionssystem (z.B. GPS, Galileo, etc.) dient zur Flugnavigation und Flug aufzeichnung.
All diese Berechnungen können durchgeführt werden bevor die entsprechenden Ergeb nisse als Eingangsdaten an das neuronale Netz übermittelt werden. Alternativ kann das neuronale Netz auch so trainiert sein, dass es unmittelbar die gemessenen Sensordaten auswertet.
Das Flugzustandssystem 20 kann beispielsweise auch eine oder mehrere weitere Sen soreinheit, wie z. B. die Schirmkappenmitten-Sensoreinheit S4 (siehe Figur 1) aufweisen, die als zusätzliche (Null-)Referenz für die Langzeitkorrektur des relativen Gyroskops dient und gegebenenfalls auch einen Staudrucksensor umfasst, um eine ganzheitliches Erfas sung der Staudruckverteilung in der Schirmkappe zu ermöglichen. 17
Die Zentraleinheit 30 umfasst neben der zentralen Sensoreinheit S1 ein Auswertesystem und/oder Steuersystem 40, das über einen zentralen Bus 29 mit der Sensorschnittstelle 28 und der zentralen Sensoreinheit S1 verbunden ist und darüber gesendete Daten emp fängt. Das Auswertesystem und/oder Steuersystem 40 weist eine Auswerteeinheit 37, ei ne Steuereinheit 35 sowie einen Flugschreiber 31 auf.
Der Flugschreiber 31 ist ein beschreibbarer und auslesbarer Speicher. Er kann beispiels weise als SD-Karte bzw. Mikro-SD- Karte ausgebildet sein. Alternativ kann er auch als fest verbauter Speicher ausgebildet sein, der sich über eine Schnittstelle auslesen lässt. Auf dem Flugschreiber 31 werden die Flugdaten, also die Messdaten aller Sensoren sowie ermittelte Flugzustände, gespeichert.
Die Flugzustände werden der Auswerteeinheit 37 mittels einer Analyseeinheit 38 unter Einsatz eines neuronalen Netzes ermittelt. Dabei dienen die Messdaten der Sensoren und gegebenenfalls ein zeitlicher Verlauf dieser Messdaten als Eingangsvektor.
Das neuronale Netz der Analyseeinheit 38 wurde, wie oben bereits ausführlich beschrie ben, trainiert und ist daher für die spezifische Aufgabe ausgebildet, durch die Analyse der Flugdaten, also der Messdaten der Sensoren, die Flugsituationen bzgl. der Sicherheit und/oder die Schirmkappe bzgl. ihrer Stabilität zu bewerten und/oder die momentanen Manöver und/oder Gefahrensituationen zu erkennen. Zudem kann die Analyseeinheit 38 Gefahrensituationen anhand der ihnen in den Flugdaten vorausgehenden Muster Vorher sagen, wie ebenfalls oben beschrieben.
Auf Basis des ermittelten Flugzustands kann die Steuereinheit 35 über eine Steuer schnittstelle 36 beispielsweise den Motor 58 ansteuern. Dadurch kann beispielsweise zu sätzlicher Schub bereitgestellt werden, wenn die Schirmkappe 51 droht zusammen zu fal len, oder eine Notabschaltung des Motors 58 erfolgen, falls Fremdkörper in den Sicher heitsbereich des Rotors 59 Eindringen. Die Steuereinheit 35 kann beispielsweise auch den Auslöser für den Rettungsschirm 61 ansteuern, sodass sich dieser in einer Notfallsi tuation automatisch entfaltet.
Das Auswertesystem und/oder Steuersystem 40 ist zudem über zwei Ausgabenschnitt stellen 32 mit akustischen Ausgabemitteln 33 und optischen Ausgabemitteln 34 verbun den. Die akustischen Ausgabemittel 33 können beispielsweise einen Kopfhörer und/oder einen Lautsprecher umfassen. Die optischen Ausgabemittel 34 können z. B. als Handge- 18 lenksdisplay, auf einer Smartwatch oder einem Smartphone mit entsprechender Halterung ausgebildet sein. Alternativ oder zusätzlich können die optischen Ausgabemittel AR- Anzeigen (augmented reality) umfassen, die die Anweisungen bzw. Informationen z. B. in einer Brille oder in einem Helmvisier als Überlagerung im Sichtfeld anzeigen.
Auch wenn die Komponenten der Zentraleinheit 30 hier vollständig integriert dargestellt sind, ist klar, dass die einzelnen Elemente der Zentraleinheit 30 auch an den jeweiligen Schnittstellen separiert ausgeführt sein können, sofern dies zweckdienlich ist. So können beispielsweise die zentrale Sensoreinheit S1 oder das Auswertesystem und/oder Steuer system 40 als separate Komponente ausgebildet sein. Insbesondere das Auswertesystem und/oder Steuersystem 40 kann wie oben bereits angegeben im Wesentlichen mittels Software realisiert sein, sodass es bei geeigneten Schnittstellen (z.B. W-LAN, Funkver bindung etc.) zum Beispiel auch auf einem Smartphone ausgebildet oder in einer Boden station angeordnet sein kann. Grundsätzlich können die dargestellten Schnittstellen 28, 32, 36 und auch die Verbindung zur zentralen Sensoreinheit S1 sowohl kabelgebundenen als auch kabellos (z.B. W-LAN, Bluetooth, Zigbee, Funkverbindung etc.) ausgeführt sein.
Figur 4 zeigt ein Ablaufdiagramm eines Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Verfahrens zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms 50, 50’. In einem ersten Schritt I werden mittels der Sensoranordnung S1, S2, S3 Messdaten der Sensoren erfasst und ein erster Abstand d1 zwischen den Schirmkappenenden 52 sowie die beiden zwei ten Abstände d2, d3 zwischen einem Schirmkappenende 52 und der Last 53 ermittelt.
In einem zweiten Schritt II wird in der Analyseeinheit 38 der Auswerteeinheit 37 mittels eines neuronalen Netzes unter Verwendung des ersten Abstands d1 und/oder der zweiten Abstände d2, d3 ein Flugzustand ermittelt. D.h. die Flugsituationen wird bzgl. der Sicher heit und/oder die Schirmkappe bzgl. ihrer Stabilität bewertet und/oder die momentanen Manöver und/oder Gefahrensituationen werden erkannt.
In einem weiteren optionalen Schritt III trifft die Analyseeinheit 38 unter Verwendung des neuronalen Netzes eine Vorhersage über mögliche Gefahrensituationen anhand der ihnen in den Flugdaten vorausgehenden Muster.
Anschließend an die Bestimmung des Flugzustands gemäß Schritt II oder an die Vorher sage gemäß Schritt III kann im Schritt IV der Flugzustand und/oder die Vorhersage mittels der akustischen Ausgabemittel 33 und/oder optischen Ausgabemittel 34 ausgegeben 19 werden. Des Weiteren kann im Schritt V über die akustischen Ausgabemittel 33 und/oder optischen Ausgabemittel 34 eine Anweisung ausgegeben werden, mit deren Hilfe der der zeitige Flugzustand verbessert oder die derzeitige Gefahrensituation beendet werden kann. Ferner kann im Schritt VI auf Basis des Flugzustands und/oder der Vorhersage mit- tels der Steuervorrichtung der Motor 58 bzw. der Auslöser für den Rettungsschirm 61 an gesteuert werden.
Es wird abschließend noch einmal darauf hingewiesen, dass es sich bei den vorherge hend detailliert beschriebenen Vorrichtungen lediglich um Ausführungsbeispiele handelt, welche vom Fachmann in verschiedenster Weise modifiziert werden können, ohne den Bereich der Erfindung zu verlassen. Weiterhin schließt die Verwendung der unbestimmten Artikel „ein“ bzw. „eine“ nicht aus, dass die betreffenden Merkmale auch mehrfach vor handen sein können. Ebenso schließen die Begriffe „System“, „Einheit“ und „Anordnung“ nicht aus, dass die betreffende Komponente aus mehreren zusammenwirkenden Teil- komponenten besteht, die gegebenenfalls auch räumlich verteilt sein können.

Claims

20 Patentansprüche
1. Flugzustandssystem (20) zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms (50, 50’), der eine Schirmkappe (51) mit zwei Schirmkappenenden (52) umfasst und im be stimmungsgemäßen Betrieb eine Last (53) trägt, wobei das Flugzustandssystem
- eine Sensoranordnung (S1, S2, S3) zum Ermitteln eines ersten Abstands (d1) zwischen den Schirmkappenenden (52) und/oder zumindest eines zweiten Abstands (d2, d3) zwi schen einem Schirmkappenende (52) und der Last (53), und
- eine Auswerteeinheit (37), die den Flugzustand unter Verwendung des ersten Abstands (d1) und/oder der zweiten Abstände (d2, d3) ermittelt, aufweist.
2. Flugzustandssystem nach Anspruch 1, wobei die Sensoranordnung (S1, S2, S3) eine Anzahl von Abstandssensoren (21) umfasst, welche im Bereich der Last (53) und/oder im Bereich zumindest eines Schirmkappenendes (52) angeordnet sind.
3. Flugzustandssystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Sensoran ordnung (S1, S2, S3) einen oder mehrere der folgenden Sensoren (S1, S2, S3) umfasst: Beschleunigungssensor (22), Gyroskop (23), Magnetometer (24), Barometer (25), GPS- Sensor (26), Staudrucksensor.
4. Flugzustandssystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Sensoran ordnung (S1, S2, S3) zumindest einen LIDAR-Sensor (27) umfasst.
5. Flugzustandssystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, umfassend einen Flug schreiber (31), der Flugdaten speichert, welche eine zeitliche Abfolge von Flugzuständen umfassen.
6. Flugzustandssystem, insbesondere nach einem der vorstehenden Ansprüche, mit einer Sensoranordnung (S1, S2, S3) zur Erfassung von Flugdaten und einer Auswerteeinheit (37), die auf Basis der Flugdaten eine Vorhersage über einen zukünftigen Flugzustand trifft.
7. Flugzustandssystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Auswerteein heit (37) eine Analyseeinheit (38) mit einer trainierten Kl-basierten Methode umfasst. 21
8. Flugzustandssystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, umfassend akustische Ausgabemittel (33) und/oder optische Ausgabemittel (34) zur Ausgabe des Flugzustands und/oder einer Anweisung, die auf dem Flugzustand und/oder einer Vorhersage basiert.
9. Flugzustandssystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, umfassend eine Steu ereinheit (35), die einen Motor (58) und/oder einen Auslöser eines Rettungsschirms (61) auf Basis des Flugzustands und/oder einer Vorhersage steuert.
10. Auswertesystem und/oder Steuersystem (40) für ein Flugzustandssystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, mit
- Schnittstellen zum Empfang von Sensordaten (28) einer Sensoranordnung (S1, S2, S3), wobei die Sensordaten insbesondere einen ersten Abstand (d1) zwischen Schirmkappen enden und/oder zumindest eines zweiten Abstands (d2, d3) zwischen einem Schirmkap penende (52) und einer Last (53) umfassen, sowie
- einer Auswerteeinheit (37), die den Flugzustand, vorzugsweise unter Verwendung des ersten Abstands (d1) und/oder der zweiten Abstände (d2, d3) ermittelt und/oder vorher sagt, und
- optional einer Steuereinheit (35), die einen Motor (58) und/oder einen Auslöser eines Rettungsschirms (61) auf Basis des Flugzustands und/oder einer Vorhersage steuert.
11. Gleitschirm (50, 50’) mit einem Flugzustandssystem (20) nach einem der Ansprüche 1 bis 9 und/oder einem Auswertesystem und/oder Steuersystem (40) nach Anspruch 10.
12. Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Gleitschirms (50, 50’), der eine Schirmkappe (51) mit zwei Schirmkappenenden (52) umfasst und im bestimmungsgemä ßen Betrieb eine Last (53) trägt, aufweisend zumindest folgende Schritte:
- Ermitteln eines ersten Abstands (d1) zwischen den Schirmkappenenden (52) und/oder zumindest eines zweiten Abstands (d2, d3) zwischen einem Schirmkappenende (52) und der Last (53), und
- Ermitteln des Flugzustands unter Verwendung des ersten Abstands (d1) und/oder der zweiten Abstände (d2, d3).
13. Verfahren, insbesondere nach Anspruch 12, umfassend ein Vorhersagen eines zu künftigen Flugzustands, vorzugsweise unter Verwendung einer trainierten Kl-basierten Methode. 22
14. Computerprogrammprodukt mit einem Computerprogramm, welches direkt in eine Speichereinrichtung eines Flugzustandssystems (20), eines Auswertesystems und/oder Steuersystems (40) ladbar ist, mit Programmabschnitten, um alle Schritte eines Verfah rens nach einem der Ansprüche 11 bis 13 auszuführen, wenn das Computerprogramm in dem Flugzustandssystem (20), dem Auswertesystem und/oder Steuersystem (40) ausge führt wird.
15. Computerlesbares Medium, auf welchem von einer Rechnereinheit einlesbare und ausführbare Programmabschnitte gespeichert sind, um alle Schritte eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 11 bis 13 auszuführen, wenn die Programmabschnitte von der Rechnereinheit ausgeführt werden.
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