DE19709097C2 - Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte - Google Patents
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Description
Die Erfindung betrifft ein Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte.
Zur sicheren Erfassung von Hindernissen, die dem Piloten eines tieffliegenden
Fluggerätes gefährlich werden können, reichen die natürliche Sicht, Restlicht
verstärker oder Nachtsichtgerät häufig nicht aus. Hochauflösende, bildgebende
Entfernungsbildsensoren auf Laserradarbasis liefern zusätzliche Hindernisin
formation. Das Problem besteht darin, diese Zusatzinformation für den manuell
fliegenden Piloten oder eine automatische Flugführung (Autopilot) nutzbar zu
machen.
In der US 5,555,175 ist ein Flugführungssystem offenbart, bei dem in einem er
sten Verarbeitungsschritt, die für das Fluggerät gefährlichen Hindernisse von
den ungefährlichen unterschieden werden können. Dabei werden sowohl der
aktuelle Bewegungszustand des Fluggeräts wie auch dessen Manövrierfähig
keit berücksichtigt. In einem zweiten Schritt werden die Koordinaten der als ge
fährlich erkannten Objekte als Überlagerung zum Basisbild des Piloten in einem
Display markiert. Zusätzlich können die markierten Koordinaten der einzelnen
Objekte durch eine Kurve verbunden werden. Sie entspricht somit einer angenä
herten Konturlinie der Hindernissilhoutte.
Mit diesem Verfahren ist ein sicheres Manövrieren grundsätzlich möglich. Will
der Pilot aber entsprechend den typischen taktischen Vorgaben im Einsatz sich
möglichst unter Ausnutzung der Deckung der Hindernisse bewegen, reichen die
dem Piloten in Form der Konturlinie präsentierten Flugführungsinformationen
nicht aus.
Aufgabe der Erfindung ist es deshalb, ein Verfahren zur Generierung visueller
Flugführungsinformation für den Piloten bzw. digitaler Information für einen Au
topiloten zur Vermeidung von Kollisionen mit Hindernissen zu schaffen, mit dem
ein sicheres Manövrieren ermöglicht wird, wobei das Fluggerät gleichzeitig mög
lichst lange in der Deckung der Szene gehalten werden kann.
Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des Hauptanspruchs gelöst. Vorteil
hafte Ausbildungen der Erfindung sind Gegenstände von Unteransprüchen.
Die Erfindung wird unter Bezugnahme auf mehrere Figuren näher erläutert.
Es zeigen:
Fig. 1 den Aufbau des erfindungsgemäßen Flugführungssystems
Fig. 2 Display mit Basisbild, dem symbolische Flugführungs
informationen überlagert sind;
Fig. 3 bis 6 Skizzen zur Erläuterung der Flugsteuerungsfunktion.
Das erfindungsgemäße Flugführungssystem, wie in Fig. 1 dargestellt, umfaßt
die folgenden Hardwarekomponenten:
- - Entfernungsbildsensor (3-d-Sensor), insbesondere ein abbildendes Laser radar, zur dreidimensionalen Erfassung der vor dem Fluggerät liegenden Szene. Es wird ein Entfernungsbild erzeugt, also eine zweidimensionale Vielfalt von Punkten, wobei der Farbwert eines Punktes nicht der Reflektivität wie bei einem normalen optischen Bild der Umgangssprache, sondern der Entfernung des jeweiligen Punktes entspricht. Es werden vorteilhaft flugfä hige, gepulste, hochauflösende abbildende Laserradare mit Reichweiten von bis zu 1 km verwendet.
- - Navigationssystem;
- - Flugführungseinheit mit Auswerterechner und geeigneter Flugsteuerungs funktion;
- - Sensor für die Erzeugung eines Basisbilds, im folgenden auch Basissensor genannt. Der Basissensor ist der Primärsensor des Fluggeräts. Über den Basissensor erhält der Pilot die wesentlichen Umgebungsinformationen zur Steuerung des Fluggeräts. Der Basissensor ist im allgemeinen ein passiver Sensor, z. B. eine Kamera. Wenn das Display ein Helmet Mounted Display ist, kann der Basissensor z. B. ein Nachtsichtgerät oder ein Restlichtverstär ker sein. Der Basissensor kann entfallen, wenn es sich beim Display um ein Head-Up Display handelt. In diesem Fall ist das Basisbild die natürliche Sicht des Piloten.
- - Display.
Das Flugführungssystem generiert auf dem Display symbolische Flugführungs
information in Gestalt eines Flugvektors FV und einer Sicherheitslinie SL (Fig. 2).
Der Flugvektor FV markiert die Projektion des Geschwindigkeitsvektors des
Fluggerätes in die Bildebene des Basisbildes und zeigt dem Piloten an, auf wel
chen Punkt der Szene er gerade zufliegt. Die Sicherheitslinie SL führt den Pilo
ten dadurch über Hindernisse, daß er das Fluggerät nur so zu steuern braucht,
daß der Flugvektor immer auf oder über dieser Linie im Bild liegt.
Das Display wird von einer echtzeitfähigen Software auf dem Auswerterechner
der Flugführungseinheit angesteuert. Die Software realisiert Verfahren, die spe
ziell für 3-d Meßdaten geschaffen wurden und daher nur in Verbindung mit einem
entsprechenden 3-d-Sensor funktionieren. Wegen der großen Reichweiten und
vollständigen, redundanten Szenenerfassung kommt als 3-d Sensor nach dem
heutigen Stand der Technik nur eine abbildendes Laserradar, wie es z. B. in der
DE 39 42 770 C2 beschrieben wurde, in Frage.
Wesentlicher Bestandteil der Verfahren ist eine geeignete Flugsteuerungsfunk
tion. Die Flugsteuerungsfunktion berechnet für jeden Meßpunkt einen Sollge
schwindigkeitsvektor, der in seinem Depressionswinkel nicht unterschritten wer
den darf, wenn es nicht zur Kollision mit dem betreffenden Szenenpunkt kommen
soll. Die Sicherheitslinie setzt sich zusammen aus den Projektionspunkten die
ser Sollgeschwindigkeitsvektoren für alle möglichen Kursrichtungen im Ge
sichtsfeld des Beobachters. Die Flugsteuerungsfunktion kann für jeden Meß
punkt unabhängig von allen anderen ausgewertet werden; insbesondere ist kei
ne vorhergehende Klassifikation des Meßpunktes (Hindernis/Boden usw.) erfor
derlich. Das vereinfacht die Datenauswertung und erlaubt eine Echtzeitrealisie
rung mit beschränkter (flugtauglicher) Rechnerhardware. Die Flugsteuerungs
funktion wird unten im Detail beschrieben.
Für die Anwendung der Flugsteuerungsfunktion müssen die erdfesten Koordina
ten der Position p des Fluggerätes und der Position r eines Szenenpunktes ge
geben sein. Für die Ermittlung der erdfesten Darstellung von p wird das Naviga
tionssystem benötigt. Für die Ermittlung der erdfesten Darstellung von r ist die
Verwendung eines 3-d Sensors in Verbindung mit dem Navigationssystem erfor
derlich.
Die Sicherheitslinie wird vorteilhaft im 25 Hz Takt aufgedatet. Dazu braucht das
Laserradar nicht ebenfalls mit 25 Hz Bildfrequenz zu arbeiten. Wenn das Naviga
tionssystem wenigstens mit 25 Hz Aufdatfrequenz arbeitet, kann p und folglich
die Sicherheitslinie im 25 Hz Takt aktualisiert werden.
- - sichere sensorseitige Hindernisdetektion durch Verwendung eines ge pulsten Laserradars hoher Leistung
- - robuste, einfache, echtzeitfähige Datenverarbeitung durch Verwendung eines 3-d Sensors in Kombination mit einer analytischen Flugsteue rungsfunktion
- - Flugführung in der Deckung der Szene je nach Steigvermögen des Flug gerätes (durch den Piloten stufenlos am Flugführungssystem einstellbar);
- - Verwendbarkeit der Flugsteuerungsfunktion für eine Flugführungsauto matik (Autopilot) zur Bahngenerierung, insbesondere auch unter Zuhilfe nahme von Optimierungsfunktionen (Kostenfunktionen) zur Bestimmung des optimalen Ausweich- oder Überflugkurses;
- - visuelle Flugführung des Piloten im Basisbild (z. B. Head-Up Display, Helmet Mounted Display);
- - übersichtliche, transparente Flugführungssymbolik mit 25 Hz Auf datrate auch bei kleinerer 3-d-Sensorbildrate.
Gegenstand des vorliegenden Abschnitts ist ein Verfahren zur Berechnung
einer sog. Sicherheitslinie aus der aktuellen Position und Lage des Flug
gerätes einerseits und aus den mit dem Laserradar erfaßten Meßpunkten
der Szene andererseits. Die Sicherheitslinie verläuft definitionsgemäß in der
Bildebene des Basisbildes, nach dem der Pilot fliegt. Solange der Pilot den
Flugvektor seines Fluggerätes auf oder über der Sicherheitslinie hält, über
fliegt er alle Hindernisse in der jeweiligen Bildrichtung. Um die jeweils
tiefste zulässige Stellung des Flugvektors zu bestimmen, muß eine optimale
Flugbahn von der aktuellen Beobachter Position bis zum anvisierten Szenen
punkt berechnet werden. Dazu dient die sog. Flugsteuerungsfunktion (FSF).
Die Flugsteuerungsfunktion ist so konzipiert, daß sie das Fluggerät erstens
möglichst lange in der Deckung der Hinderniskulisse hält und zweitens das
Fluggerät in geringer Höhe über das jeweilige Hindernis hinwegführt.
Die Flugsteuerungsfunktion ist in der hier erläuterten Ausführung so konzipiert,
daß sie das Fluggerät erstens möglichst lange in der Deckung der Hindernisku
lisse hält und zweitens das Fluggerät in geringer Höhe über das jeweilige Hin
dernis hinwegführt.
Gegeben seien eine Menge von Szenenpunkten {k | k = 1. .K} in ihrer erd
festen Darstellung, eine aktuelle Beobachterposition sowie eine zugehöri
ge aktuelle Lage des Beobachters (Fig. 3).
Es bezeichnet eine zur z-Achse des erdfesten Systems parallele Achse
durch . Es sei weiterhin Vo die von und der ys-Achse des Sensor
systems aufgespannte vertikale Ebene, die durch verläuft (Fig. 4).
Durch Drehung von Vo um die Achse und δψl = l.δψ Grad erhält man
die vertikalen Ebenen Vl (-L ≦ l ≦ L).
Die Projektion der vertikalen Ebenen Vl in die Bildebene liefert Geraden, und
der zwischen zwei benachbarten Ebenen Vl, Vl+1 eingeschlossene
Raumsektor liefert in der Bildprojektion den von diesen Geraden begrenzten
Bildstreifen (s. Fig. 4, rechts oben). Nur im Falle eines verschwindenden
Nick- und Rollwinkels der Beobachterlage sind die Geraden im Bild exakt
senkrecht und parallel.
Jeder Meßpunkt k definiert eine eindeutige vertikale Ebene Wk, die durch
vertikale Drehung aus Vo hervorgeht und die den Punkt k enthält. Für die
Berechnung des Beitrags von k zur Sicherheitslinie wird angenommen, der
Beobachter bewege sich genau auf k zu; dazu wird die Beobachter
geschwindigkeit solange um rotiert, bis in Wk zu liegen kommt. Das
Problem ist somit auf eine zweidimensionale Bewegung in Wk reduziert. In
Abhängigkeit von , und k liefert die FSF eine Geschwindigkeitsempfeh
lung soll. Der Vektor soll liegt ebenfalls in Wk und geht bei der Projektion
in die Bildebene in einen Punkt k über. Von allen Punkten k, die in einen
diskreten Bildstreifen fallen, wird nur der im Bild höchstgelegene beibehal
ten. Die Sicherheitslinie erhält man durch horizontales Verbinden der beibe
haltenen Streifenpunkte.
Ausgehend von , und definiert die FSF eine Flugbahn, die in der von
und festgelegten vertikalen Ebene verläuft (gestrichelte Linie in Fig. 5).
Aus der Steigung dieser Flugbahn am Ort wird die Sollgeschwindigkeit
soll abgeleitet, mit der gleichen horizontalen Komponente hor wie .
Unter Zugrundelegung eines maximalen, vertikalen Beschleunigungsvermö
gens az des Fluggerätes definiert soll die Anfangsgeschwindigkeit einer
potentiellen Flugbahn, die unter Beibehaltung der Horizontalkomponente und
zeitlich konstanter Einwirkung von az zu der in Fig. 5 dargestellten Über
fliegung des Szenenpunktes führt. Die abgebildete Flugbahn ist nach
stehend definiert und weist zwei für einen in der Deckung vorzunehmenden
Tiefflug wichtige Eigenschaften auf. Erstens wird das Hindernis so tief wie
möglich angeflogen; zweitens wird das Hindernis möglichst tief überflogen.
soll berechnet sich aus , , vhor = | hor |, az und einen zusätzlichen, vom
Piloten einstellbaren Parameter δ wie folgt. Es werde eine Freiflugparabel
über wie in Fig. 5 gelegt. Als Freiflugparabel wird die Flugbahn eines
Objektes bezeichnet, das die horizontale Geschwindigkeitskomponente vhor
besitzt und auf das keine anderen Kräfte als die Schwerkraft wirken. Der
Meßpunkt befindet sich einen Sicherheitsabstand δ unterhalb des
Scheitels der Freiflugparabel. Die Freiflugparabel wird nur im Ebenenbereich
zwischen und konstruiert; hinter wird sie durch einen Viertelkreis mit
Radius δ fortgesetzt. Die so konstruierte Gesamtfigur wird im folgenden mit
σ1 bezeichnet.
σ1 bezeichne die Flugparabel, die sich aus der Bewegung eines Objektes mit
Horizontalgeschwindigkeit vhor und unter dem Einfluß einer konstanten,
positiven (Der Fall az = 0 ist zulässig und führt den Piloten längs der Sichtlinie zum
Hindernis. In diesem Fall wird die Sicherheitslinie praktisch zur Konturlinie der Hin
dernissilhouette) Beschleunigung az ergibt. σ1 läßt sich in eindeutiger Weise so
plazieren, daß sie erstens durch geht und zweitens σ2 tangential schnei
det. soll ist nun die Anfangsgeschwindigkeit (am Ort ) bei der Bewegung
längs σ1.
σ bezeichne die aus σ1 und σ2 zusammengesetzte Bahn. Ein Fluggerät, das
von bis zum Scheitel von σ1 (oberhalb ) mit konstanter Horizontalge
schwindigkeit vhor fliegt, muß längs σ1 die konstante Aufwärtsbeschleuni
gung az anwenden und nach dem Übergang in σ2 in den freien Fall über
gehen (az = -g).
Bei diesem Flugmanöver wird also zunächst möglichst rasch aufgestiegen,
der Aufstieg dann aber so rechtzeitig eingestellt, daß das Hindernis knapp
(mit einem Sicherheitsabstand δ) überflogen wird und der Pilot nicht über
das Hindernis hinaus-schießt. Als Fallbeschleunigung für σ2 kann man
natürlich auch einen anderen Wert als die Erdbeschleunigung nehmen, je
nachdem, welche Vertikalbeschleunigung der Pilot seinem Fluggerät in
dieser Phase aufprägen kann und will.
Falls höher als ist und relativ nahe an ist, findet ein Übergang von σ1
und σ2 erst hinter statt (Fig. 6). In diesem Fall ist das Hindernis bei An
näherung bereits überflogen, und ein Übergang in den freien Fall (um das
Objekt möglichst flach zu überfliegen) ist unnötig. Deshalb nimmt σ2 hinter
nur Kugelgestalt an, um einen Sicherheitsabstand beim Vorbeiflug zu ge
währleisten.
Es bezeichne vz den vertikalen, vhor (wie bisher) den horizontale Ge
schwindigkeitsbetrag von soll. Die Größe vz ist analytisch als Funktion
folgender Größen ableitbar:
d = rx-px = horizontaler Abstand von und ;
h = rz-pz = Höhenunterschied zwischen und ;
vhor = horizontale Geschwindigkeitskomponente von ;
a1 = vertikales Steigvermögen des Fluggerätes (→ σ1);
a2 = vertikales Sinkvermögen des Fluggerätes (→ σ2);
z. B. a2 = g = 9.81 m/s2
δ= Sicherheitsabstand vom Hindernispunkt.
h = rz-pz = Höhenunterschied zwischen und ;
vhor = horizontale Geschwindigkeitskomponente von ;
a1 = vertikales Steigvermögen des Fluggerätes (→ σ1);
a2 = vertikales Sinkvermögen des Fluggerätes (→ σ2);
z. B. a2 = g = 9.81 m/s2
δ= Sicherheitsabstand vom Hindernispunkt.
Dabei sind verschiedene Fälle zu unterscheiden. Wir formulieren den in
Fig. 5 dargestellten Fall, der der Bedingung
genügt. (Diese Bedingung besagt, daß nicht schon so nahe bei ist, daß
in Fig. 5 rechts von σ2 liegt.) In diesem Fall berechnet sich vz zu
Zusammenfassend läßt sich sagen, daß vz für einen einzelnen Meßpunkt
die (im mathematischen Sinne!) kleinste (also evtl. größte negative) vertikale
Geschwindigkeit ist, die eine rechtzeitige Überfliegung von mittels des
oben beschriebenen Flugmanövers zuläßt. Der Pilot darf also - auf bezo
gen - den Flugvektor auch höher halten; nur eben nicht tiefer als soll.
Wenn mehrere Meßpunkte k in einer vertikalen Ebene liegen, führt die
individuelle Auswertung der FSF zu ebensovielen k (der Index "Soll" wurde
jetzt weggelassen). Von diesen wird diejenige mit der geringsten Depression
als Sollgeschwindigkeit für diese Ebene ausgewählt. In der Praxis bedient
man sich - wegen möglicher falscher Meßpunkte k - einer Akkumulations
methode zur Absicherung bei der Wahl von soll. Die Akkumulations
methode überprüft, ob der Urheber k für k wenigstens zwei oder drei
räumliche Nachbarn k' besitzt; andernfalls wird er ignoriert, da es sich um
einen, mit hoher Wahrscheinlichkeit isoliert auftretenden, fehlerhaften Meß
punkt handelt. Reale Objekte hingegen rufen bei Verwendung eines abbil
denden Laserradars immer auch räumlich benachbarte Meßpunkte k'
hervor.
Claims (8)
1. Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte, wobei ein Basisbild als
Bild der vor dem Fluggerät liegenden Szene durch die natürliche Sicht des
Piloten vorhanden oder mittels eines Sensors erzeugt wird, sowie
- - einem Navigationssystem zur Bestimmung der erdfesten Koordina ten und der Lage des Fluggeräts,
- - einem Entfernungsbildsensor zur dreidimensionalen Erfassung der vor dem Fluggerät liegenden Szene, und einer
- - Flugführungseinheit, die aus den Daten des Navigationssystems so wie des Laserradars eine Sicherheitslinie als Überlagerung zum Ba sisbild auf einem Display generiert, wobei die Sicherheitslinie bei ge gebenem Steigvermögen des Fluggeräts ein Maß für den minde stens erforderlichen Bahnanstieg des Fluggeräts für einen kollisions freien Flug in der jeweiligen Kursrichtung ist, und
- - die Sicherheitslinie sich zusammensetzt aus den Projektionspunkten des Sollgeschwindigkeitsvektors des Fluggeräts, der in seinem De pressionswinkel gerade nicht unterschritten werden darf, wenn es nicht zur Kollision mit einem Szenepunkt kommen soll.
2. Führungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
der Sensor ein Nachtsichtgerät oder ein Restlichtverstärker ist und das
Display ein Helmet Mounted Display ist.
3. Führungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
das Display ein Head-up-Display ist.
4. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß der Entfernungsbildsensor ein abbil
den des Laserradar ist.
5. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß die Flugführungseinheit vom Piloten des
Fluggeräts stufenlos einstellbare Bahnparameter aufweist:
- (1) Steigvermögen des Fluggeräts und/oder
- (2) vorgegebener Sicherheitsabstand beim Hindernisflug.
6. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß die Sicherheitslinie mit einer Frequenz
von 25 Hz aufdatbar ist.
7. Flugführungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß mittels der Flugführungseinheit die Si
cherheitslinie derart generierbar ist, daß das Fluggerät möglichst lange
in der Deckung der zu überfliegenden Hinderniskulisse gehalten wird.
8. Verwendung des Flugführungssystems nach einem der vorangegange
nen Ansprüche in einem automatischen Flugsteuerungssystem.
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