CN105302146A - 用于飞行器的自动自主着陆的方法及*** - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于飞行器的自动自主着陆的方法及***。该***包括：机载图像捕获***；图像分析装置，在图像中检测着陆跑道且确定将跑道上的计划碰撞点与图像的灭点连接的线段的特征；测量装置，基于线段的特征来测量多个可观测量，包括飞行器相对于跑道中轴的相对航向角定义的第一可观测量、飞行器位置相对于碰撞点的横向偏离与垂直偏离之比定义的第二可观测量和飞行器位置相对于碰撞点的纵向偏离与垂直偏离之比定义的第三可观测量；估计装置，基于第一、第二和第三可观测量的测量估计惯性坐标系中表达的飞行器位置相对于碰撞点的纵向、横向和垂直位置偏离；以及引导装置，基于估计的纵向、横向和垂直位置偏离及相对航向角来计算飞行器的引导命令。

Description

用于飞行器的自动自主着陆的方法及***

技术领域

本发明一般地涉及航空领域，并且更具体地涉及自动着陆***领域。

背景技术

着陆阶段是飞行器的飞行的关键阶段，因为大多数事件和事故发生在该阶段期间。为了使飞行员的任务简易，已经提出了大量的自动着陆***。特别地，已知以下仪器着陆***或ILS：其被装配至大容量客机并且其地面基础设施存在于国际机场。在一些欧洲机场中，也能够利用MLS微波着陆***。这些***使用无线电或微波信号来在其进场(approach)阶段中既相对于跑道的轴横向地又相对于进场平面(下滑道)垂直地引导飞行器。然而，它们表现出以下缺点：尤其由于其高成本而不能够在所有机场利用，并且表现出严重的使用制约。此外，地面基础设施表现出10^-3/小时级的故障概率。因此，飞行器不一定能够以自动模式执行着陆。最近出现了使用卫星定位的被称为GLS(基于地面的增强***着陆***)或SLS(基于卫星的着陆***)的自动着陆***。由于当前卫星定位***不可以获得执行着陆所需要的精度，所以它们必须增设有地面参考站，如WAAS(广域增强***)或EGNOS(欧洲地球同步导航重叠服务)网络的地面参考站。这些***仍然不是很普遍，并且表现出相对低的利用率(99.5％级)，这再次不可以永久保证以自动模式着陆。

由于这样的地面基础设施的空间和时间不可利用性，关注已经转向使用由机载相机捕获的地面的视频图像的自主着陆***。

这些自主***通常使用由机载相机捕获的视频图像以及与跑道有关的信息来估计飞行器相对于跑道的姿态和位置。之后，基于由此确定的位置和姿态来计算飞行器引导命令。然而，该估计是复杂的运算，这通常要求机场的地形的机载数字模型的可用性或至少与着陆跑道有关的几何和地形信息。此外，当包含数字模型的数据库不可用时或者在紧急着陆在任意现场的情况下，前面提到的自主***不工作。

由本申请人提交的申请FR-A-2835314提出了不需要知道着陆跑道的特征的着陆辅助***。然而，根据非常类似于道路交通背景下的驱动辅助的原理，该***仅当飞行器距地面几米时进行操作。特别是，它不可以在整个最后进场期间，也就是说在最后十千米左右期间来引导飞行器。

本发明的目的是提出用于飞行器的自动着陆的***，该***尤其是鲁棒的，能够在全部或部分缺少关于着陆跑道的信息的情况下进行操作，并且能够在整个最后进场期间以自主方式引导飞行器。

发明内容

本发明涉及用于飞行器在着陆跑道上自动着陆的***，其包括：

机载图像捕获***，其由所述飞行器携带，并且意在捕获地面的一系列连续图像；

图像分析装置，用于在图像中检测着陆跑道，并且用于在该图像中确定将所述跑道上的计划碰撞点P与所述图像的灭点(vanishingpoint)Ω连接的线段[P，Ω]的特征。

自动着陆***的优点在于其包括：

测量装置，用于基于线段[P，Ω]的特征来测量与跑道相关联的惯性坐标系中的多个可观测量，所述多个可观测量包括：由飞行器相对于跑道的中轴的相对航向角(ψ)定义的第一可观测量、由飞行器的位置相对于所述碰撞点的横向偏离与垂直偏离的比率定义的第二可观测量以及由飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向偏离与垂直偏离的比率定义的第三可观测量

估计装置，用于基于第一可观测量、第二可观测量和第三可观测量的测量来估计在惯性坐标系中表达的、飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向位置偏离(ΔX)、横向位置偏离(ΔY)和垂直位置偏离(ΔH)；

引导装置，用于基于这样估计的纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离以及所述相对航向角来计算用于飞行器的引导命令。

可观测量的特定选择使得可以以尤其简单的方式估计包括在惯性坐标系中表达的、飞行器相对于碰撞点的纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离的状态向量。这些偏离可以由引导装置直接利用。

有利地，在图像中线段[P，Ω]的特征是：直线(PΩ)与图像的垂直线之间的角度ζ、点P与水平线D_h的距离d_y以及点P在水平线上的正交投影P_h与灭点Ω之间的距离d_F。

在第一实施方式中，图像捕获***包括机载相机，并且相对航向角ψ在图像中由测量装置借助于以下关系式来测量：

其中，f是机载相机的焦距，φ是飞行器的滚转角，并且θ是飞行器的俯仰角。

在该同一实施方式中，第二可观测量在图像中由测量装置借助于以下关系式来测量：

同样地，第三可观测量在图像中由测量装置借助于以下关系式来测量：

有利地，飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离由估计装置借助于动态模型来估计，该动态模型用作状态方程其中，u(t)＝(ΔX，ΔY，ΔH)^T是包括时刻t下的纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离的向量，v(t)是飞行器在惯性坐标系中的速度向量，并且该动态模型用作观测方程r(t)＝g(u(t))+n(t)，其中，r(t)是第二可观测量和第三可观测量的向量，并且g是将任意向量u(t)＝(ΔX，ΔY，ΔH)^T映射至向量的函数，n(t)是测量噪声向量。

飞行器引导命令包括例如负载系数设置和滚转速率设置，引导装置通过以下关系式来计算负载系数设置：

其中，ΔZ＝-ΔH，是垂直速度，并且K_z，K_Vz是预定常数，并且引导装置通过以下关系式来计算滚转速率设置：

其中，K_Y，K_ψ和K_φ是预定常数。

着陆***还可以包括飞行控制计算机，其适于计算要被应用于飞行器的控制面的致动器的控制以满足所述引导命令。

在第二实施方式中，图像分析装置还确定来自均将跑道的顶点连接至灭点Ω的多个线段中的至少一个线段([A，Ω])的特征，测量装置基于所述至少一个线段的特征来测量与跑道相关联的惯性坐标系中的多个附加可观测量，所述多个附加可观测量包括：由飞行器相对于通过跑道的顶点和灭点的直线的相对航向角(ψ_A)定义的第一附加可观测量、由飞行器的位置相对于所述顶点的横向偏离与垂直偏离的比率定义的第二附加可观测量以及由飞行器的位置相对于所述顶点的纵向偏离与垂直偏离的比率定义的第三附加可观测量估计装置然后基于第一附加可观测量、第二附加可观测量和第三附加可观测量的测量来估计在惯性坐标系中表达的、飞行器的位置相对于跑道的所述顶点的附加纵向位置偏离(ΔX_A)、附加横向位置偏离(ΔY_A)和附加垂直位置偏离(ΔZ_A)，自动着陆***还包括合并装置，其用于将纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离的估计与相对于跑道的所述顶点的所述附加纵向位置偏离、所述附加横向位置偏离和所述附加垂直位置偏离的估计融合，并且提供飞行器与计划碰撞点之间的合并的纵向位置偏离、合并的横向位置偏离和合并的垂直位置偏离。

在第二实施方式中，在将纵向位置偏离估计、横向位置偏离估计和垂直位置偏离估计与附加纵向位置偏离、附加横向位置偏离和附加垂直位置偏离融合之后，引导装置基于纵向位置偏离估计、横向位置偏离估计和垂直位置偏离估计来计算飞行器引导命令。

然后，估计装置还可以基于附加纵向位置偏离、附加横向位置偏离和附加垂直位置偏离的估计来提供着陆跑道的长度和/或斜率的估计。

最后，本发明还涉及飞行器在着陆跑道上自动着陆的方法，包括：

捕获地面的一系列连续图像；

进行图像分析，用于在图像中检测着陆跑道的存在，并且用于在该图像中确定将所述跑道上的计划碰撞点P与所述图像的灭点Ω连接的线段[P，Ω]的特征；

基于所述线段[P，Ω]的特征来测量与跑道相关联的惯性坐标系中的多个可观测量，所述多个可观测量包括：由飞行器相对于跑道的中轴的相对航向角(ψ)定义的第一可观测量、由飞行器的位置相对于所述碰撞点的横向偏离与垂直偏离的比率定义的第二可观测量以及由飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向偏离与垂直偏离的比率定义的第三可观测量

基于第一可观测量、第二可观测量和第三可观测量的测量来估计在惯性坐标系中表达的、飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向位置偏离(ΔX)、横向位置偏离(ΔY)和垂直位置偏离(ΔH)；以及

基于这样估计的纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离以及所述相对航向角来计算用于飞行器的引导命令。

附图说明

结合下面的图，在阅读本发明的优选实施方式时，本发明的其他特征和优点将变得明显：

图1以示意性方式表示根据本发明的第一实施方式的自动着陆***；

图2表示结合第一实施方式由图像捕获装置捕获的着陆跑道的图像；

图3表示飞行器相对于惯性坐标系中的着陆跑道的相对情形；

图4以侧面图示出了机载相机的图像平面中的着陆跑道的图像的形成；

图5以示意性方式表示根据本发明的第二实施方式的自动着陆***；以及

图6表示结合第二实施方式由图像捕获装置捕获的着陆跑道的图像。

具体实施方式

在下文中我们应当考虑使用由飞行器携带的机载图像捕获***捕获的图像的自动着陆***。该图像捕获***包括一个或更多个相机。通过自动着陆***，我们意在在下文中表示使得飞行器能够在不需要飞行员干预的情况下降落在着陆跑道上的***(自动着陆***)或等同地在着陆期间辅助飞行员的***(辅助着陆***)。具体地，飞行员将在任何时候都能够根据视觉指示对由自动着陆***生成的控制进行校正。

根据本发明的自动着陆***使得可以在整个最后进场期间引导或辅助飞行员。一例如借助于由飞行员指定的图像或其他的处理识别到着陆跑道(机场跑道上的常规着陆)，尤其在紧急着陆于临时跑道上的情况下，自动着陆***就可以操作。

图1示意性地表示根据本发明的第一实施方式的自动着陆***。

自动着陆***100包括图像捕获***110，例如机载相机，其适于捕获地面的连续图像，并且被安装在飞行器的垂直对称面中。

有利地，该机载相机可以是被装配至具有最新构造的大多数飞行器的EVS(增强视景***)***的相机。该***通常包括能够在能见度降低的情况下给飞行员提供地面的图像的多个传感器(红外/可视相机、毫米雷达等)。

在不失一般性的情况下，我们还将在下文中假定相机的轴与飞行器的纵轴一致。通常，相机的轴位于飞行器的纵向对称面中，并且可以表现出与上面提到的纵轴有已知的角偏离θ_cam，使得其总是可以减小至之前假设的零角偏离。

假设已知相机的固有特征(特别是其焦距)。

图像分析装置120接收由相机捕获的连续图像，并且对它们进行处理以检测其中着陆跑道的存在。该检测可以借助于在国际申请WO2014/075657中描述的图像处理方案来执行。在第一步骤中，图像处理方案要求(callupon)水平微分器进行滤波以确定跑道的边缘，并且在第二步骤中，图像处理方案要求图像的逐行校正，其中该图像这样被滤波为由图像(相对于其中轴)对称。

可以按照图像速率或按照需要实际上较低的速率来执行图像处理。在适当情况下，该处理还可以包括卡尔曼滤波，其使得可以以本身已知的方式执行着陆跑道的跟踪。

在所有情况下，该处理使得可以识别着陆跑道的边缘，如图2中表示的在其中轴(Δ)的任一侧上界定跑道210的另外阐述的直线(AB)和(CD)。

直线(AB)和(CD)在属于水平线D_h的灭点Ω处相交。以其他方式阐述的，点Ω是直线D_h与中轴Δ的交叉点。

在图2中，还用P表示飞行器在着陆跑道上的计划碰撞点(也称为触地点)。该点可以由图像分析装置基于跑道上的限定触地区域的开始的矩形标记来确定或者以其他方式由飞行员(借助于例如触摸敏感接口)在图像上手动指定。

图像分析装置还确定线段[P，Ω]的特征，即一组参数，使得可以定义图像中的该线段。该线段的特征的优选示例包括：

垂直轴与直线(ΩP)之间的角ζ，

点P与水平线D_h的距离d_y，

点P在水平线上的正交投影P_h与灭点Ω之间的距离d_F。

本领域中的普通技术人员应当理解的是，在不偏离本发明的范围的情况下，替选地可以选择其他特征。例如，可以选择直线(ΩP)与水平线D_h之间的角来代替ζ。类似地，可以选择灭点与计划碰撞点之间的距离ΩP来代替距离d_y和d_F。还可以选择图像中的点P和Ω的坐标作为线段的特征。

可选地，图像分析装置还可以确定飞行器的滚转角φ以及其俯仰角θ。实际上，滚转角φ可以被确定为图像的水平线D_h与水平轴之间的角(参考图2)。同样地，飞行器的俯仰角θ(假定θ_cam＝0)由来定义，其中，OO_h是从图像的中心O至水平线D_h的距离，并且其中，f是相机的焦距(参考图4)。

无论设想哪个变量，线段[P，Ω]的特征之后被提供给模块以用于在惯性坐标系130中进行测量。在此，如在图3中示意性地表示的，与着陆跑道相关联的地形局部坐标系将被称作惯性坐标系。

惯性坐标系R_rw由与跑道相关联的原点O_rw以及轴O_rwX_rw、O_rwY_rw和O_rwZ_rw来定义。优选地，轴O_rwX_rw被选择为与跑道的纵轴(或中轴)一致，轴O_rwY_rw是跑道的横向轴，以及轴O_rwZ_rw是向下定向的垂直轴，坐标系R_rw被选择为右手正交。跑道的顶点由A_rw，B_rw，C_rw，D_rw指定和跑道上的计划碰撞点由P_rw指定。应当理解的是，图像的点A，B，C，D，P在相机的图像平面中表示跑道的点A_rw，B_rw，C_rw，D_rw，P_rw

在图3中还表示与相机相关联的坐标系R_c，其由其原点(相机的针孔模型的光学中心)以及其轴O_cX_c、O_cY_c和O_cZ_c来定义。轴O_cX_c是相机的焦轴，并且其指向观测方向。轴O_cY_c和O_cZ_c分别平行于图像的水平轴和垂直轴，坐标系R_c被选择为右手正交。坐标系R_c被视为与和飞行器相关联的坐标系相同。

图4以侧面图示出了相机的图像平面∏中的着陆跑道的图像的形成。在此，针对相机以及以Q_c表示的其光学中心已经采用针孔模型。为了简便原因，还假定飞行器的纵轴处于跑道的对称面(图的平面)中。

灭点Ω由通过Q_c的水平线与图像平面Π的交叉点来定义。在图中还表示了惯性坐标系R_rw。

返回图1，用于在惯性坐标系130中进行测量的模块基于线段[P，Ω]的特征来测量该坐标系中的多个可观测量，即：

惯性坐标系中的第一可观测量是飞行器相对于着陆跑道的中轴的航向角ψ。

惯性坐标系中的第二可观测量是比率其中，ΔX是飞行器的位置与计划碰撞点的位置之间的纵向偏离，并且ΔH＝-ΔZ，其中，ΔZ是飞行器的位置与计划碰撞点的位置之间的垂直偏离。

惯性坐标系中的第三可观测量是其中，ΔY是飞行器的位置与计划碰撞点的位置之间的横向偏离，并且其中，ΔH是先前定义的垂直偏离。

这三个可观测量被表达为线段[P，Ω]的特征的函数。实际上，如果R表示将惯性坐标系R_rw移动至相机的坐标系中的旋转矩阵，则

R＝R_φR_θR_ψ(1)

其中，矩阵R_φ是滚转矩阵，R_θ是俯仰矩阵，并且R_ψ是航向矩阵。飞行器的滚转角用φ表示，并且其俯仰角用θ表示。飞行器与着陆跑道之间的相对航向角用ψ表示。更精确地，该航向角被这样形成在跑道O_rwX_rw的纵轴与飞行器的纵轴之间的水平面O_rwX_rwY_rw中。

那么，旋转矩阵R可以按照下面的形式来表达：

或者另外：

在惯性坐标系中表达的碰撞点P_rw与飞行器之间的位置偏离ΔX，ΔY，ΔZ以及在相机的坐标系中表达的偏离通过以下向量关系式来联系：

此外，计划碰撞点P在相机的图像平面中的坐标由以下给出：

类似地，在与相机相关联的坐标系中表达的灭点与飞行器之间的位置偏离由以下向量关系式来给出：

假定灭点位于轴O_rwX_rw上无穷远处。

灭点在相机的图像平面中的坐标由以下式给出：

图像中的线段[P，Ω]的特征ζ，d_y，d_F可以借助于预期的碰撞点的坐标和图像平面中的灭点的坐标来表达：

d_y＝sin_φ.(y_P-y_Ω)+cos_φ.(z_P-z_Ω)(8-2)

通过将由关系式(4)、(5)和(6)、(7)提供的坐标x_P，y_P，z_P和x_Ω，y_Ω，z_Ω的表达***关系式(8-1)、(8-2)、(8-3)中，我们最终获得：

因此根据图像中的线段[P，Ω]的特征借助于以下关系式推导出惯性坐标系中的可观测量ψ，和

在可观测量的计算中，滚转角φ和俯仰角θ可以借助于飞行器机载的传感器来获得或者以其他方式基于前面所说明的图像来确定。与相对航向角相比，不可以基于线段[P，Ω]的特征来直接估计偏离ΔX，ΔY，ΔH。

如果u(t)表示由u(t)＝(ΔX，ΔY，ΔH)^T定义的向量，其中，在此t表达向量随时间而变的依赖关系，v(t)＝(v₁v₂v₃)^T是飞行器在例如由飞行器的惯性平台提供的惯性坐标系中的速度向量，我们具有下面的关系式：

r(t)＝g(u(t))+n(t)(11-2)

其中，A(t)是通常依赖于时间的旋转矩阵，g是将任意向量u(t)＝(ΔX，ΔY，ΔH)^T映射至向量的函数，r(t)是惯性坐标系中的先前定义的第二可观测量和第三可观测量的向量，并且n(t)是随机噪声向量，假定高斯噪声向量。该噪声向量在关系式(11-2)的存在简单地表示，可观测量的测量受测量噪声的影响。

关系式(11-1)和(11-2)被识别为构成包括演变方程(11-1)的动态模型的常规形式和观测方程(11-2)的常规形式，其中，v(t)是生成处理。状态向量为向量u(t)，并且测量的可观测量的向量为向量r(t)。

状态向量的明智选择(在惯性坐标系中表达的、预期的碰撞点与飞行器之间的位置偏离)以及(基于线段[P，Ω]的特征直接测量的)可观测量的状态向量的明智选择引起上面提到的位置偏离的尤其简单的估计。

实际上，通过在惯性坐标系中直接使用状态向量而在飞行器的坐标系中不使用状态向量(相对于惯性坐标系使用旋转运动而移动)，可以获得尤其简单形式的演变方程，因为在该情况下A(t)=0。因此，动态模型可以由以下关系式来描述：

r(t)＝g(u(t))+n(t)(12‐2)

返回图1，由测量模块130测量的、以其他方式阐述的向量的分量的第二可观测量和第三可观测量在每个时刻被提供至估计模块140。该估计模块还接收飞行器的速度向量v(t)的分量，其由例如飞行器的惯性平台提供。

在每个时刻t，模块140执行飞行器与计划碰撞点之间的位置偏离的向量u(t)的估计。表示为的该估计以如下方式被获得，该方式使得使测量噪声n(t)最小化。

例如，可以使用在以下论文中描述的估计器：D.Karagiannis等人，题目为“Anewsolutiontotheproblemofrangeidentificationinperspectivevisionsystems”，公布在自动控制的IEEE学报中，第50卷，第12期，第2074页至第2077页，2005年12月，即：

其中，

其中，λ是决定算法收敛的预定常数，以及

其中，其中，和

在上面的方程中，时间指数t(或+Δt)表示考虑值的时刻。应当注意的是，方程(13-1)给出了垂直偏离的倒数(inverse)的估计的更新，Δt表示该更新的周期性。

之后，根据向量和根据垂直偏离的估计来推导估计

在不偏离本发明的范围的情况下，替选地还可以使用其他估计器。例如，可以依靠以下论文中描述的估计器：O.Dahl等人，题目为“Lineardesignofanonlinearobserverforperspectivesystems”，公布在西班牙巴塞罗那的关于机器人自动化的2005届IEEE国际会议的会刊中的第429页至第435页(2005年)。

之后，估计以其他方式阐述的估计偏离以及测量被提供至引导计算机150。该计算机以如下方式计算引导命令，该方式使得飞行器将其自身放置于进场平面(通常相对于地面倾斜3％)中，并且将自身沿跑道的纵轴对齐。通常，一组引导命令定义飞行器在最后进场期间必须遵循的引导法则。引导命令由负载系数设置(负载系数要求)和滚转速率设置(滚转速率要求)来表达。在空气动力载荷中回想到，负载系数是表观重量与实际重量的比率，并且滚转速率是滚转角的导数。

负载系数设置由以下给出：

其中，ΔZ=-ΔH，是垂直速度，并且K_z，K_Vz是预定常数。

滚转速率设置由以下给出：

其中，K_Y，K_ψ和K_φ是预定常数，并且其中，相对于跑道的相对航向角ψ基于(10-1)来测量。滚转角φ可以基于飞行器上机载的传感器的测量来获得或者基于先前所说明的在水平线与图像的水平线之间形成的角来测量。

之后，引导命令被发送至飞行控制计算机160。然后，飞行控制计算机160确定要被应用至控制面的致动器的控制以满足引导命令。自动飞行***尤其可以以本身已知的方式使用用于纵向控制的法则C*和用于横向控制的法则Y*。

从而，法则C*借助于以下控制升降舵：

DQ＝K₁q+K₂n_z+K₃∫(n_z-Nz_c)dt+K₄Nz_c(15-1)

其中，DQ是控制面致动器的控制，Nz_c是先前计算的负载系数设置，n_z是瞬时负载系数，q是俯仰速率，并且K₁,...,K₄是预定常数。

类似地，法则Y*分别借助于以下控制副翼和尾翼：

其中，DP和DR分别是用于副翼的控制和用于尾翼的控制，φ是滚转角，p是滚转速率(其中，其中，r是偏航速率并且是θ俯仰角)，q是俯仰速率，β是侧滑角，并且系数K_ij是预定常数。上面提到的控制法则的详细描述可以在以下论文中找到：Farineau，题目为“LateralelectricflightcontrollawsoftheA320baseduponeigenstructureassignmenttechniques”，公布在AIAAGNC会议的会报中，2004年。

在其最简单的形式中，根据本发明的自动着陆***不包括飞行控制计算机160(虚线表示)，飞行控制计算机160可以简单地是飞行器上的现有EFC(电飞行控制)***。因此，可以在不必须修改EFC***的情况下，容易地执行飞行器的改进。

图5以示意性方式表示根据本发明的第二实施方式的自动着陆***500。

该实施方式与第一实施方式的不同在于：除了执行飞行器与计划碰撞点P_rw之间的位置偏离的估计以外，该实施方式还估计飞行器与跑道的各个“角落”(即表示跑道的矩形的顶点)之间的所有或部分位置偏离，并且更精确地：

飞行器与左侧邻近的顶点A_rw之间的位置偏离ΔX_A,ΔY_A,ΔZ_A；

飞行器与左侧远离的顶点B_rw之间的位置偏离ΔX_B,ΔY_B,ΔZ_B；

飞行器与右侧邻近的顶点C_rw之间的位置偏离ΔX_C,ΔY_C,ΔZ_C；以及

飞行器与右侧远离的顶点D_rw之间的位置偏离ΔX_D,ΔY_D,ΔZ_D；

如在第一实施方式中那样，根据本发明的第二实施方式的自动着陆***包括：与先前描述的***110相同的图像捕获***510、图像分析装置520、适于测量惯性坐标系中的可观测量的测量模块530、用于除了估计第一实施方式的位置偏离ΔX，ΔY，ΔH以外还估计跑道的各个顶点与飞行器之间的全部或部分位置偏离的估计模块540。

之后，这样估计的位置偏离集合被提供至合并模块545，其将这样估计的位置偏离融合以获得计划碰撞点与飞行器之间的合并的位置偏离

此外，估计模块540还可以基于各个估计的位置偏离来确定跑道的长度和/或斜率，以调整例如当其与地面接触时飞行器的制动力(跑道长度的估计)或者修改轨迹的滑行平飞(斜率的估计)。

如先前那样，图像分析装置520首先执行着陆跑道的检测。图像分析装置除了确定线段[P，Ω]的特征以外，还可以确定线段[A,Ω]、[B,Ω]、[C,Ω]、[D,Ω]的特征。回想到，线段的特征是使得可以在图像中定义该线段的一组参数。

图6表示由图像***510捕获的图像以及线段[A，Ω]的特征的示例，即：

垂直轴与直线(ΩA)之间的角ζ_A；

点A与水平线D_h的距离d_yA；以及

点A在水平线上的正交投影A_h与灭点Ω之间的距离d_FA。

应当理解的是，可以针对跑道的其他顶点B,C,D来确定类似的特征。

测量模块530不仅与模块130一样测量可观测量ψ，而且还测量与跑道的各个顶点有关的对应的可观测量，例如与点A有关的可观测量ψ_A，其中，角ψ_A是飞行器相对于直线(AΩ)的相对航向。

又在此，估计模块540不仅如同第一实施方式估计位置偏离ΔX，ΔY，ΔH，而且还估计与跑道的各个顶点有关的位置偏离，例如位置偏离ΔX_A，ΔY_A，ΔZ_A。根据与关系式(12-1)、(12-2)和(13)的原理相同的原理来获得估计。

与第一实施方式相比，第二实施方式包括合并模块545，其将偏离的估计与针对跑道的各个顶点而获得的偏离的估计，例如与点A_rw有关的位置偏离的估计与点B_rw有关的位置偏离的估计等等融合。

与各个顶点有关的估计的偏离可以和与计划碰撞点有关的偏离合并，以获得合并的偏离的估计。例如，飞行器的位置相对于碰撞点的横向偏离的估计可以与飞行器的位置相对于顶点A_rw和C_rw的横向偏离的估计和合并：

类似地，飞行器的位置相对于碰撞点的纵向偏离的估计可以与纵向偏离的估计和合并：

其中，δ是计划碰撞点与由线段[A_rw，C_rw]限定的跑道阈值的归一化距离。

在不偏离本发明的范围的情况下，本领域中普通技术人员可以设想其他形式的合并。在任意情形下，这样合并的估计表现出比初始估计更强的鲁棒性和更好的跟踪稳定性。具体地，当飞机与着陆跑道的轴对齐并且稳定在进场平面中时，该合并使得可以提高初始估计的可观测性。

Claims (12)

1.一种用于飞行器在着陆跑道上自动着陆的***，其特征在于，所述***包括：

机载图像捕获***(110，510)，所述机载图像捕获***(110，510)由所述飞行器携带，并且意在捕获地面的一系列连续图像；

图像分析装置(120，520)，所述图像分析装置(120，520)用于在图像中检测着陆跑道，并且用于在该图像中确定将所述跑道上的计划碰撞点P与所述图像的灭点Ω连接的线段[P，Ω]的特征；

测量装置(130，530)，所述测量装置(130，530)用于基于所述线段[P，Ω]的特征来测量与所述跑道相关联的惯性坐标系中的多个可观测量，所述多个可观测量包括：由所述飞行器相对于所述跑道的中轴的相对航向角(ψ)定义的第一可观测量、由所述飞行器的位置相对于所述碰撞点的横向偏离与垂直偏离的比率定义的第二可观测量以及由所述飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向偏离与所述垂直偏离的比率定义的第三可观测量

估计装置(140，540)，所述估计装置(140，540)用于基于所述第一可观测量、所述第二可观测量和所述第三可观测量的测量来估计在所述惯性坐标系中表达的、所述飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向位置偏离(ΔX)、横向位置偏离(ΔY)和垂直位置偏离(ΔH)；

引导装置(150，550)，所述引导装置(150，550)用于基于这样估计的纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离以及所述相对航向角来计算用于所述飞行器的引导命令。

2.根据权利要求1所述的自动着陆***，其特征在于，所述图像中的所述线段[P，Ω]的特征是：直线(PΩ)与所述图像的垂直线之间的角度ζ、所述点P与水平线D_h的距离d_y以及所述点P在所述水平线上的正交投影P_h与所述灭点Ω之间的距离d_F。

3.根据权利要求2所述的自动着陆***，其特征在于，所述图像捕获***包括机载相机，并且所述相对航向角ψ在所述图像中由所述测量装置(130，530)借助于以下关系式来测量：

其中，f是所述机载相机的焦距，φ是所述飞行器的滚转角，并且θ是所述飞行器的俯仰角。

4.根据权利要求3所述的自动着陆***，其特征在于，所述第二可观测量在所述图像中由所述测量装置(130，530)借助于以下关系式来测量：

5.根据权利要求4所述的自动着陆***，其特征在于，所述第三可观测量在所述图像中由所述测量装置(130，530)借助于以下关系式来测量：

6.根据权利要求5所述的自动着陆***，其特征在于，所述飞行器的位置相对于所述碰撞点的所述纵向位置偏离、所述横向位置偏离和所述垂直位置偏离由所述估计装置(140，540)借助于动态模型来估计，所述动态模型用作状态方程其中，u(t)＝(ΔX，ΔY，ΔH)^T是包括时刻t下的所述纵向位置偏离、所述横向位置偏离和所述垂直位置偏离的向量，v(t)是所述飞行器在惯性坐标系中的速度向量，并且所述动态模型用作观测方程r(t)＝g(u(t))+n(t)，其中，r(t)是所述第二可观测量和所述第三可观测量的向量，并且g是将任意向量u(t)＝(ΔX，ΔY，ΔH)^T映射至向量的函数，n(t)是测量噪声向量。

7.根据权利要求1所述的自动着陆***，其特征在于，所述飞行器引导命令包括负载系数设置和滚转速率设置，所述引导装置(150，550)通过以下关系式来计算所述负载系数设置：

其中，是垂直速度，并且K_z，K_Vz是预定常数，并且所述引导装置(150，550)通过以下关系式来计算所述滚转速率设置：

其中，K_Y、K_ψ和K_φ是预定常数。

8.根据权利要求1所述的自动着陆***，其特征在于，所述自动着陆***还包括飞行控制计算机(160，560)，所述飞行控制计算机(160，560)适于计算要被应用于所述飞行器的控制面的致动器的控制以满足所述引导命令。

9.根据权利要求1所述的自动着陆***，其特征在于，所述图像分析装置(520)还确定来自均将所述跑道的顶点连接至所述灭点Ω的多个线段中的至少一个线段([A，Ω])的特征，所述测量装置(530)基于所述至少一个线段的特征来测量与所述跑道相关联的惯性坐标系中的多个附加可观测量，所述多个附加可观测量包括：由所述飞行器相对于通过所述跑道的顶点和所述灭点的直线的相对航向角(ψ_A)定义的第一附加可观测量、由所述飞行器的位置相对于所述顶点的横向偏离与垂直偏离的比率定义的第二附加可观测量以及由所述飞行器的位置相对于所述顶点的纵向偏离与所述垂直偏离的比率定义的第三附加可观测量所述估计装置(540)基于所述第一附加可观测量、所述第二附加可观测量和所述第三附加可观测量的测量来估计在所述惯性坐标系中表达的、所述飞行器的位置相对于所述跑道的所述顶点的附加纵向位置偏离(ΔX_A)、附加横向位置偏离(ΔY_A)和附加垂直位置偏离(ΔZ_A)，所述自动着陆***还包括合并装置(545)，所述合并装置(545)用于将所述纵向位置偏离、所述横向位置偏离和所述垂直位置偏离的估计与相对于所述跑道的所述顶点的所述附加纵向位置偏离、所述附加横向位置偏离和所述附加垂直位置偏离的估计融合，并且提供所述飞行器与所述计划碰撞点之间的合并的纵向位置偏离、合并的横向位置偏离和合并的垂直位置偏离。

10.根据权利要求9所述的自动着陆***，其特征在于，在将所述纵向位置偏离估计、所述横向位置偏离估计和所述垂直位置偏离估计与所述附加纵向位置偏离、所述附加横向位置偏离和所述附加垂直位置偏离融合之后，所述引导装置基于所述纵向位置偏离估计、所述横向位置偏离估计和所述垂直位置偏离估计来计算所述飞行器引导命令。

11.根据权利要求9所述的自动着陆***，其特征在于，所述估计装置还基于所述附加纵向位置偏离、所述附加横向位置偏离和所述附加垂直位置偏离的估计来提供所述着陆跑道的长度的估计和/或斜率的估计。

12.一种用于飞行器在着陆跑道上自动着陆的方法，其特征在于，所述方法包括：

捕获地面的一系列连续图像；

进行图像分析，用于在图像中检测着陆跑道的存在，并且用于在该图像中确定将所述跑道上的计划碰撞点P与所述图像的灭点Ω连接的线段[P，Ω]的特征；

基于所述线段[P，Ω]的特征来测量与所述跑道相关联的惯性坐标系中的多个可观测量，所述多个可观测量包括：由所述飞行器相对于所述跑道的中轴的相对航向角(ψ)定义的第一可观测量、由所述飞行器的位置相对于所述碰撞点的横向偏离与垂直偏离的比率定义的第二可观测量以及由所述飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向偏离与所述垂直偏离的比率定义的第三可观测量

基于所述第一可观测量、所述第二可观测量和所述第三可观测量的测量来估计在所述惯性坐标系中表达的、所述飞行器的位置相对于所述碰撞点的纵向位置偏离(ΔX)、横向位置偏离(ΔY)和垂直位置偏离(ΔH)；以及

基于这样估计的纵向位置偏离、横向位置偏离和垂直位置偏离以及所述相对航向角来计算用于所述飞行器的引导命令。