DE3779949T2

DE3779949T2 - Panoramischer schirm fuer flugzeug.

Info

Publication number: DE3779949T2
Application number: DE8787200256T
Authority: DE
Inventors: Patrick J Cleary; Arnold G Gesell; Craig A Hopperstad; Warren P Stewart
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1986-04-16
Filing date: 1987-02-17
Publication date: 1993-01-21
Anticipated expiration: 2007-02-18
Also published as: EP0241953A3; US4740779A; DE3779949D1; EP0241953A2; EP0241953B1

Description

Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft Systeme für das Darstellen von Information an eine Flugzeugbesatzung.

Hintergrund der Erfindung

In einem modernen Flugzeug liefern Sensoren umfassende Information, die den Status des Flugzeugs betrifft, und solche Information wird der Besatzung über eine große Anzahl von individuellen elektromechanischen Sichtanzeigen gezeigt. Jede solche Sichtanzeige umfaßt typischerweise eine Einrichtung zum Anzeigen einer Reihe von Dezimalziffern, die einen Parameter wie die Höhe repräsentieren, und/oder eine Sichtanzeige vom Analogtyp, in welche der Parameter durch die Position eines Zeigers auf einer kreisförmigen Skala angezeigt wird. Im allgemeinen gibt es zwei Arten von Problemen, die mit konventionellen elektromechanischen Sichtanzeigen verbunden sind. Das erste Problem betrifft die Tatsache, daß sich solche Sichtanzeigen in den Cockpits von modernen Luftfahrzeugen mit Strahlantrieb stark vermehren, was zu hohen Kosten für die Technik, die Herstellung, das Training, die Firmendokumentation und die Luftfahrzeughalterlogistik führt. Da Flugsteuersysteme komplexer werden, wachsen die Sichtanzeigeformate und -anordnungen proportional in der Komplexität, so daß dadurch die Verdrahtung, Kühlung, Besatzungsarbeitsvorgänge und Kundenwartung erschwert werden.
Ein zweites Problem bei konventionellen elektromechanischen Sichtanzeigen besteht darin, daß es solche Sichtanzeigen, wie sie gegenwärtig im Format ausgebildet sind, erfordern, daß die Besatzung die Sichtanzeigen eine auf einmal liest, indem sie eine foveale anstatt einer peripheren Sicht benutzt. Foveale Sicht ist eine Sicht, welche den kleinen zentralen Bereich der Retina nutzt, der die höchste visuelle Schärfe hat. Die Notwendigkeit, eine große und zunehmende Anzahl von elektromechanischen Sichtanzeigen unter Benutzung von fovealer Sicht abzutasten, erfordert es, daß die Besatzung eine integrative Verarbeitung von den individuellen Sichtanzeigen anwendet und mental die gegenwärtige Flugzeugkonfiguration oder den gegenwärtigen Flugstatus konstruiert. Die Konsequenz dieser Beschränkung von konventionellen elektromechanischen Sichtanzeigen liegt ersichtlich in dem großen Unterschied in der Leistungsfähigkeit zwischen einer menschlichen Bedienungsperson unter Sichtflugregelbedingungen (VFR-Bedingungen) mit Realweltfingerzeigen und einer unter Instrumentenflugregelbedingungen (IFR-Bedingungen) mit nur Instrumenteninformation von elektromechanischen Sichtanzeigen. Unter guten VFR-Bedingungen ist der durchschnittliche Pilot fähig, ein Flugzeug mit einem hohen Grad an Genauigkeit und mit relativ wenig Mühe zu landen. Unter IFR-Bedingungen mit nur Instrumenten als einem Führer kann das Landen eine schwierige Aufgabe sein. Getreidebestäuber und akrobatische Flugteams fliegen nicht nach Instrumenten.

Abriß der Erfindung

Das menschliche Auge und die visuelle Rinde des Gehirns sind fähig, eine große Menge an Information zu verarbeiten, wenn das Gesamtsichtfeld des Auges als ein Rezeptor verwendet wird. In der analytischen Behandlung von Bewegung, Orientierung und Position ist die Auflösung dieser Parameter in orthogonale Komponenten derart, daß jede Komponente gesondert behandelt werden kann, ein brauchbarer Kunstgriff. Diese Denkweise ist in die gegenwärtigen Flugdeck-Sichtanzeigen übernommen worden, so daß die individuellen Komponenten durch Sichtanzeigen, die nur unter Verwendung von fovealer Sicht gelesen werden können, separat dargestellt werden. Die menschliche Bedienungsperson muß daher ein mentales Bild der räumlichen Position, Orientierung und Bewegung durch Abtasten aller relevanten Instrumente erzeugen. Dieser Prozeß erfordert beträchtliche Erfahrung und beträchtliches Training und appelliert nicht an die volle Fähigkeit der visuellen Cortex. Zusätzlich ist die Möglichkeit des Übersehens von wichtigen Parametern verhältnismäßig hoch. Die Schwierigkeit besteht darin, daß eine menschliche Bedienungsperson Realweltprobleme der Position und Bewegung durch Analysieren solcher Merkmale in orthogonale Komponenten nicht löst, weder leicht noch schnell.
Der durchschnittliche Kraftfahrzeugfahrer kann von der Arbeit jeden Tag nach Hause fahren, wobei er durch Erkennen von Mustern der umgebenden Realwelt navigiert. Unter Benutzung der vollen visuellen Fähigkeiten interpretiert der Fahrer die Relativbewegung von anderen Fahrzeugen und stellt die Fahrzeuggeschwindigkeit und -position entsprechend ein, um eine Konflikt mit wenig Mühe zu vermeiden. Der Fahrer kommt zu Hause mit wenig Erinnerung darüber an, wie solche Aufgaben ausgeführt wurden, so einfach (subjektiv) ist diese Reihe von komplexen Aufgaben. Diese Analyse führt zu dem Schluß, daß der Grund für die Schwierigkeit des IFR-Fliegens aus der Komplexität und dem Fehlen von Information, die durch konventionelle elektromechanische Sichtanzeigen zugeführt wird, welche nicht in eine Form übersetzen, die von einer menschlichen Bedienungsperson leicht wahrnehmbar ist, herrührt.
Die vorliegende Erfindung stellt ein Sichtwiedergabesystem zur Verfügung, das den Vorteil der erhöhten Informationverarbeitungsfähigkeit des Auges einer menschlichen Bedienungsperson verwendet, wenn das Gesamtsichtfeld des Auges als ein Rezeptor benutzt wird. Das Sichtwiedergabesystem ist für die Verwendung in einem Flugzeug geeignet, in dem geeignete Signale geliefert werden, welche die Ortung des Flugzeugs repräsentieren.
Aus dem Artikel "Erzeugung von künstlichen elektronischen Sichtanzeigen mit Anwendung auf integrierte Fluginstrumentierung" von G.H. Balding u.a. aus den IRE Transactions on Aeronautical and Navigational Electronics, ANE-7, Band 78, September 1960, Seiten 92-98, ist ein Sichtwiedergabesystem, wie es im Oberbegriff des Anspruchs 1 definiert ist, bekannt.
Gemäß der Erfindung umfaßt die Linienerzeugungseinrichtung eine Einrichtung zum Bestimmen der Position eines Großkreises auf einer Kugel, deren Mittelpunkt an dem Augenpunkt ist, derart, daß die Position des Großkreises auf der Kugel dem auf die Kugel zu dem Augenpunkt projizierten Artefakt entspricht, und eine Einrichtung zum Erzeugen des Linienbilds derart, daß die Position des Linienbilds auf dem Sichtwiedergabeschirm der Position des Großkreises auf der Kugel entspricht. Das Fenster ist vorzugsweise ein Abschnitt der Oberfläche eines Zylinders, der eine mit Bezug auf das Flugzeug vertikal ausgerichtete Achse hat, und die Linienerzeugungseinrichtung umfaßt eine Einrichtung zum Projizieren des Großkreises von der Kugel auf den Zylinder in einer Richtung weg von dem Augenpunkt. Der Großkreis wird vorzugsweise bestimmt durch Bestimmen der Position eines Schnittpunkts zwischen dem Großkreis und einem Äquator auf der Kugel, wie auch eines sphärischen Winkels zwischen dem Großkreis und dem Äquator an dem Schnittpunkt.
Aus dem Artikel "Kopfhoch-Sichtwiedergabesysteme beurteilt" von R.R. Ropelewski aus Aviation Week and Space Technology, Band 106, Nr. 2, 10. Januar 1977, Seiten 70-73 ist ein Sichtwiedergabesystem zur Verwendung in einem Flugzeug bekannt, welches die Ortung des Flugzeugs repräsentiert und eine entsprechende Sichtanzeige erzeugt.
In einem weiteren Aspekt stellt die vorliegende Erfindung eine Mehrzahl von Sichtwiedergabeschirmen zur Verfügung, die angenähert benachbart einander positioniert sind, derart, daß alle Sichtwiedergabeschirme von einem einzigen Betrachtungspunkt betrachtet werden können, so daß sie einen Panoramaeffekt liefern. Die Linienerzeugungseinrichtung weist eine Einrichtung zum Erzeugen eines Teillinienbilds auf jedem Sichtwiedergabeschirm auf, derart, daß die Position von jedem Teillinienbild auf seinem zugehörigen Sichtwiedergabeschirm der Position der Projektion des Artefakts auf einen Fensterteil zu dem Augenpunkt entspricht, wobei der Augenpunkt allen Fensterteilen gemeinsam ist. Die räumliche Beziehung der Fensterteile mit Bezug aufeinander ist kongruent mit der räumlichen Beziehung der Sichtwiedergabeschirme mit Bezug aufeinander. Die Sichtwiedergabeschirme sind derart positioniert, daß eine Linie, die zu einem Teil von jedem Sichtwiedergabeschirm senkrecht ist, angenähert durch den Augenpunkt hindurchgeht. Die Linienerzeugungseinrichtung umfaßt vorzugsweise einen Hauptprozessor, eine Mehrzahl von Sichtwiedergabeprozessoren, und eine Übertragungseinrichtung zum Übertragen von Daten von dem Hauptprozessor zu den Sichtwiedergabeprozessoren. Ein Sichtwiedergabeprozessor ist mit jedem Sichtwiedergabeschirm verbunden. Der Hauptprozessor ist dahingehend operativ, daß er periodisch die Position des Schnittpunkts zwischen dem Großkreis und dem Äquator wie auch den sphärischen Winkel zwischen dem Äquator und dem Großkreis an dem Schnittpunkt bestimmt. Daten, welche den Schnittpunkt und den sphärischen Winkel repräsentieren, werden zu jedem Sichtwiedergabeprozessor geschickt. Jeder Sichtwiedergabeprozessor erzeugt periodisch das entsprechende Teillinienbild, entsprechend dem Bereich von Positionen, die jenem Sichtwiedergabeschirm zugeordnet sind.
In einer Ausführungsform umfaßt der Artefakt eine gerade Linie, die einen künstlichen Horizont vorwärts von dem Flugzeug repräsentiert. In einem anderen Aspekt umfaßt der Artefakt ein Paar von geraden Linien, welche den seitlichen Rändern eines Streifens entsprechen, der sich mit konstanter Höhe von der Position des Flugzeugs weg von dem Flugzeug in einer Richtung parallel zu der Bewegung des Flugzeugs erstreckt. Die Höhe des Streifens kann irgendeinen aus einer Mehrzahl von diskreten Werten annehmen. Der Streifen kann eine Decke oberhalb des Flugzeugs repräsentieren, in welchem Falle die Streifenhöhe der kleinste von solchen diskreten Werten ist, welche größer als die gegenwärtige Flugzeughöhe sind. Der Streifen kann auch einen Boden unterhalb des Flugzeugs repräsentieren, in welchem Falle die Streifenhöhe der größte der diskreten Werte ist, die kleiner als die Flugzeughöhe sind. Das Sichtwiedergabesystem ist vorzugsweise dazu geeignet, Linien zu zeigen, welche dem künstlichen Horizont, der Decke und dem Boden entsprechen.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Figur 1 ist eine konzeptionsmäßige Ansicht des Cockpits eines Flugzeugs, welches das Sichtwiedergabesystem der vorliegenden Erfindung verwendet.
Figur 2 ist eine schematische, perspektivische Ansicht, welche den künstlichen Horizont, Decken und Böden mit Bezug auf die Flugzeugposition zeigt.
Figuren 3A-3C veranschaulichen die Horizont-, Decken- und Bodenlinien für verschiedene Flugzeughöhen.
Figuren 4A-4C veranschaulichen die Horizont-, Decken- und Bodenlinien für unterschiedliche Flugzeugausrichtungen.
Figur 5 ist eine schematische, perspektivische Ansicht, die den Augenpunkt, die Kugel und den Zylinder zeigt.
Figur 6 veranschaulicht die Winkelübereinkünfte für den Sichtwiedergabeschirm und das Fenster.
Figur 7 veranschaulicht weiter die Winkelübereinkünfte für den Sichtwiedergabeschirm und das Fenster.
Figur 8 ist eine Kurvendarstellung, die gewisse der zum Definieren des Großkreises verwendeten Parameter zeigt.
Figur 9 zeigt die Beziehung zwischen dem Großkreis und dem Äquator.
Figur 10 veranschaulicht die Winkelbeziehungen des Großkreises mit Bezug auf den Äquator und den Nullmeridian.
Figur 11 veranschaulicht die Bestimmung der Entfernung zwischen dem Großkreis und dem Äquator für unterschiedliche geographische Längenpositionen.
Figur 12 zeigt die Projektion des Großkreises von der Kugel auf den Zylinder.
Figur 13 zeigt die Decken und Böden mit Bezug auf das Flugzeug.
Figur 14 zeigt die Projektion eines Bodens auf die Kugel.
Figur 15 zeigt die Winkelbeziehungen für eine Boden- oder Deckenlinie mit Bezug auf den Äquator.
Figur 16 ist ein Blockschaltbild einer bevorzugten Ausführungsform des Sichtwiedergabesystems für mehrere Sichtwiedergabeschirme.

Detaillierte Beschreibung der Erfindung

Die Konzepte und Prinzipien der vorliegenden Erfindung werden mittels Beispiel durch das in Figur 1 gezeigte panoramische Sichtwiedergabesystem erläutert. Das panoramische Sichtwiedergabesystem ist in dem Cockpit eines kommerziellen Strahlflugzeugs für eine Zwei-Personen-Besatzung ausgeführt und umfaßt im wesentlichen identische linke und rechte Installationen. Wechselweise können panoramische Sichtwiedergabesysteme entweder als ein Einzelsichtwiedergabesystem oder in Systemen von zwei oder mehr Sichtanzeigen ausgeführt sein, um Cockpitanordnungen entweder für eine Ein-Personen-Besatzung, Zwei-Personen-Besatzung oder eine Besatzung von mehr als zwei Personen anzupassen. In Figur 1 umfaßt jede Installation eine panoramische Sichtwiedergabe 12, Steuerknüppel 14, einen Sitz 15, einen konventionellen Sichtwiedergabeschirm 16 und eine Tastatur 18. Die Steuerknüppel 14, der Sichtwiedergabeschirm 16 und die Tastatur 18 können in einer Art und Weise ähnlich den entsprechenden Elementen in einem konventionellen Flugmanagementsteuersystem funktionieren.
Die panoramische Sichtanzeige 12 ist geeignet, eine große Anzahl von konventionellen elektromechanischen Sichtanzeigen zu ersetzen, indem sie die vorher durch solche Sichtanzeigen gelieferte Information in einem natürlicheren Realweltformat liefert. In dem in Figur 1 gezeigten Sichtanzeigesystem ist die panoramische Sichtanzeige 12 in der Horizontalrichtung herumgelegt, um eine panoramische Wirkung zu erzeugen. Der Krümmungsradius und die Position der panoramischen Sichtanzeige sind vorzugsweise derart eingerichtet, daß der Krümmungsmittelpunkt der Sichtanzeige angenähert mit den Augen des Piloten übereinstimmt. Wegen der Kosten sind effektive gekrümmte Sichtanzeigen der in Figur 1 veranschaulichten Art gegenwärtig nicht erhältlich, die beste Art und Weise des Ausführens der vorliegenden Erfindung in der Praxis mit gegenwärtig verfügbarer Technologie besteht darin, die panoramische Sichtanzeige 12 mittels einer Mehrzahl von nebeneinanderliegenden Flachtafel-Sichtanzeigen aufzubauen. Die mehreren Flachtafel-Sichtanzeigen sind mit Bezug aufeinander gewinkelt, um einen kombinierten Sichtanzeigebereich zu erzeugen, der gekrümmt ist, wie generell in Figur 1 angegeben ist. Eine Mehrzahl von Kathodenstrahlröhren-Sichtanzeigen könnte auch verwendet werden. Jedoch sind Kathodenstrahlröhren sowohl schwer als auch voluminös und werden daher für die vorliegende Erfindung nicht bevorzugt. Obwohl jede Art von Flachplatten-Sichtanzeige verwendet werden könnte, werden elektrolumineszente Sichtanzeigen in Anbetracht der gegenwärtigen Technologie wegen ihrer verhältnismäßig hohen Helligkeit bevorzugt.
Die grundsätzlichen Komponenten der auf der panoramischen Sichtanzeige 12 vorgesehenen Sichtanzeige sind ein künstlicher Horizont, der durch die Horizontlinie 20 definiert ist, eine Decke, die durch die Deckenlinien 22 und 24 definiert ist, ein Boden, der durch Bodenlinien 26 und 28 definiert ist, und eine Teilungsskala 30. Die Horizont-, Decken- und Bodenlinien treffen sich im Schnittpunkt 32. Der künstliche Horizont, die Decke und der Boden sind Artefakte, die außerhalb des Flugzeugs sind. Die Decke und der Boden könnten auch als imaginäre Fernstraßen, Bahnen oder Fahrwege am Himmel ausgedrückt werden. Figur 2 zeigt ein Flugzeug 40 im Horizontalflug, das nach dem Punkt 42 eines künstlichen Horizonts 44 zu fliegt. Der künstliche Horizont 44 ist als eine horizontale gerade Linie in einem unendlichen Abstand in der Höhe des Flugzeugs definiert. Das Flugzeug ist in Figur 2 aus unten beschriebenen Gründen in drei Positionen gezeigt. Die Position des Punkts 42 auf dem künstlichen Horizont 44 ist durch die Horizontalkomponente des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs 40 definiert. In dem Beispiel der Figur 2 ist angenommen, daß die Horizontalkomponente des Geschwindigkeitsvektors mit der Längsachse des Flugzeugs übereinstimmt, d.h. es sind keine Seitenwinde vorhanden.
Die Decke 50 und der Boden 52 sind planare Streifen konstanter Höhe, die parallel zu der Horizontalkomponente des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs 40 ausgerichtet sind, die seitlich mit Bezug auf die Horizontalposition des Flugzeugs zentriert sind, und die in der Höhe in einem festen Abstand voneinander sind. In einer bevorzugten Ausführungsform ist dieser feste Abstand 1.000 Fuß, die Höhe der Decke 50 ist die kleinste, glatt durch 1.000 teilbare Zahl, die größer ist als die gegenwärtige Höhe des Flugzeugs, und die Höhe des Bodens 52 ist die größte glatt durch 1.000 teilbare Zahl, die kleiner als die gegenwärtige Höhe des Flugzeugs ist.
Die panoramische Sichtanzeige 12 kann als ein Fenster gedacht werden, das in der Nase des Flugzeugs fixiert ist. Die Position der Horizontlinie 20 auf der panoramischen Sichtanzeige 12 entspricht der Position der Projektion des künstlichen Horizonts 44 auf und durch ein solches imaginäres Fenster zu einem Augenpunkt innerhalb des Flugzeugs. Der Augenpunkt ist derart positioniert, daß er angenähert der Position der Augen eines im Sitz 15 sitzenden Piloten entspricht. Etwas anders erklärt, wenn der künstliche Horizont 44 von dem Augenpunkt durch das imaginäre Fenster gesehen würde, wäre die scheinbare Position des künstlichen Horizonts in dem Fenster die gleiche wie die Position der Horizontlinie 20 auf der panoramischen Sichtanzeige 12. In einer identischen Art und Weise entsprechen die Positionen der Deckenlinien 22 und 24 auf der panoramischen Sichtanzeige 12 den Projektionen der seitlichen Ränder 56 und 58 der Decke 50 auf und durch das imaginäre Fenster zu dem Augenpunkt, und die Positionen der Bodenlinien 26 und 28 auf der panoramischen Sichtanzeige 12 entsprechen den Projektionen von seitlichen Rändern 60 und 62 des Bodens 52 auf und durch das imaginäre Fenster zu dem Augenpunkt. Sowohl von dem imaginären Fenster als auch von dem Augenpunkt wird angenommen, daß es bzw. er in dem Flugzeug fixiert ist. Die absolute Ausrichtung des Fensters ändert sich daher, wenn das Flugzeug rollt, sich neigt und giert. Die Höhe und Breite des Fensters entspricht der Höhe und Breite der panoramischen Sichtanzeige 12.
In Figur 2 ist das Flugzeug 40 in drei Positionen (A, B und C) gezeigt, die direkt über und unter einander sind, z.B. in Höhen von 1.850, 1.500 und 1.150 Fuß. Die Figuren 3A-3C veranschaulichen das Aussehen der Horizont-, Decken- und Bodenlinien auf der panoramischen Sichtanzeige 12 für die Flugzeugpositionen A bzw. B bzw. C. In allen diesen Positionen umfaßt die Horizontlinie 20 eine Horizontallinie, welche die panoramische Sichtanzeige 12 zweiteilt. Die Horizontlinie ändert sich nicht zwischen den Figuren 3A, 3B und 3C, weil der künstliche Horizont in einer unendlichen Entfernung und auf der gleichen Höhe wie das Flugzeug ist. Das Aussehen der Horizontlinie 20, wenn sich das Flugzeug 40 neigt, wenn es rollt oder wenn es giert, ist unten beschrieben. Da die Höhe des Flugzeugs 40 in Figur 2 im Bereich von 1.150 bis 1.850 Fuß liegt, sind die Höhen der Decke 50 und des Bodens 52 2.000 Fuß bzw. 1.000 Fuß für alle drei Positionen (A, B und C). Es wird angenommen, daß das Terrain 46 auf einer gewissen Höhe zwischen 0 und 1.000 Fuß ist. Die Figur 3B repräsentiert den Boden und die Decke in der Flugzeugposition B im Horizontalflug auf einer Höhe von 1.500 Fuß. Die Dekke 50 wird über Deckenlinien 22 und 24 dargestellt, wobei die Deckenlinien den seitlichen Rändern 56 bzw. 58 der Decke 50 entsprechen. Entsprechend wird der Boden 52 durch die Bodenlinien 26 und 28 definiert, die den seitlichen Rändern 60 und 62 des Bodens 52 entsprechen. Da das Flugzeug in der Position B vertikal halbwegs zwischen dem Boden 52 und der Decke 50 positioniert ist, sind die Decken- und Bodenlinien in Figur 3B symmetrisch mit Bezug auf die Horizontlinie 20. Die Horizont-, Decken- und Bodenlinien treffen sich immer im Schnittpunkt 32. Da das Flugzeug 40 in den Figuren 2 und 3B im Horizontalflug ist (d.h. kein Rollen, Neigen oder Gieren), liegt der Schnittpunkt in dem geometrischen Zentrum der panoramischen Sichtanzeige 12 in den Figuren 3A-3C.
In der Position A fliegt das Flugzeug auf einer Höhe von 1.850 Fuß und ist der Decke 50 viel näher als dem Boden 52. Die entsprechende Sichtanzeige ist in Figur 3A veranschaulicht. Wie dargestellt sind die Deckenlinien 22 und 24 mit Bezug auf ihre Positionen in Figur 3B divergiert, und die Bodenlinien 26 und 28 sind mit Bezug auf ihre Positionen in Figur 3B konvergiert. Das Ergebnis ist eine perspektivische Wirkung, die der Weise entspricht, in welcher die Decken und Böden erscheinen würden, wenn sie aktuelle Objekte im Himmel anstatt Artefakte wären. Die Besatzung erhält daher ein intuitives Gefühl für die Position des Flugzeugs mit Bezug auf die beiden nächsten 1.000-Fuß- Höhenniveaus. Weiterhin liefert die Geschwindigkeit, mit welcher sich die panoramische Sichtanzeige zwischen den Figuren 3B und 3A ändert, wenn das Flugzeug steigt, einen Fingerzeig für die Steiggeschwindigkeit. Wenn das Flugzeug durch die Decke 50 im Steigflug fortfahren würde, würden die Deckenlinien 22 und 24 fortfahren, zu divergieren, bis sie durch die Horizontlinie 20 hindurchgegangen sind und Bodenlinien werden. In diesem Augenblick würden die Bodenlinien 26 und 28 konvergieren und verschwinden und in der oberen Hälfte der panoramischen Sichtanzeige als neue Deckenlinien wiedererscheinen, die einer Decke bei 3.000 Fuß entsprechen.
Die Figur 3C veranschaulicht die panoramische Sichtanzeige, die der Flugzeugposition C entspricht, wobei die Sichtanzeige der Figur 3C im wesentlichen das Umgekehrte der Sichtanzeige in Figur 3A ist. In der Position C ist das Flugzeug 40 dem Boden 52 viel näher als der Decke 50. Die Deckenlinien 22 und 24 sind daher mit Bezug auf ihre Positionen in Figur 3B konvergiert, und die Bodenlinien 26 und 28 sind mit Bezug auf ihre Positionen in Figur 3B divergiert. Die panoramische Sichtanzeige der Figur 3C ist im wesentlichen das Spiegelbild der Sichtanzeige der Figur 3A. Diese Symmetrie fließt aus der Tatsache, daß das Flugzeug in der Position A 150 Fuß unter der Decke 50 ist, während das Flugzeug in der Position C 150 Fuß über dem Boden 52 ist.
Wenn die panoramische Sichtanzeige 12 mittels Sichtanzeigen ausgeführt ist, die die Verwendung von Zwischenschatten (d.h. Grauskala) gestatten, im Gegensatz zu einfachem Schwarz und Weiß oder beleuchtet und nichtbeleuchtet, dann kann es für einige Anwendungen wünschenswert sein, ein Schattieren vorzusehen, um das Bild zu erzeugen, daß die Böden und die Decke feste Objekte anstatt einfach Paare von Linien sind. In einem geeigneten System könnten der Bereich zwischen den Deckenlinien 22 und 24 und der Bereich zwischen der Horizontlinie und den Bodenlinien beide grau schattiert sein, während die übrigen Bereiche der panoramischen Schichtanzeige unschattiert bleiben könnten. Es könnten auch andere Schattierungstechniken verwendet werden.
Das Aussehen der panoramischen Sichtanzeige 12 während Roll-, Neig- und Giermanövern in der Flugzeugposition B ist mittels der Figuren 4A bzw. 4B bzw. 4C veranschaulicht. Wie in Figur 4A veranschaulicht ist, dreht sich, wenn das Flugzeug 40 rollt, jedoch ansonsten in geradem Vorwärts-Horizontalflug bleibt, die gesamte panoramische Sichtanzeige um den Punkt 32. Die Richtung der Drehung der Sichtanzeige ist entgegengesetzt zu der Richtung des Rollens des Flugzeugs, um das Aussehen des künstlichen Horizonts, der Decke und des Bodens zu simulieren, wie sie durch das imaginäre Fenster während eines aktuellen Rollmanövers erscheinen würden. Die Techniken, durch welche die Horizont-, Decken- und Bodenlinien für aktuelle Rollmanöver bestimmt werden, sind unten im Detail beschrieben. Es ist in Figur 4A zu beachten, daß sich der Schnittpunkt 32, da das Flugzeug sich weder geneigt noch gegiert hat, nicht mit Bezug auf seine Position in den Figuren 3A-3C bewegt hat. Wenn sich das Flugzeug während eines linken Rollmanövers nach abwärts neigt und giert, weicht die Horizontlinie 20 von dem linken Sichtanzeigequadranten zu dem rechten ab, und der Schnittpunkt 32 würde links und unter dem Mittelpunkt der Teilungsskala erscheinen. Eine Roll-Rechtsorientierung würde ein Spiegelbild der Sichtanzeige erzeugen.
Die Figur 4B zeigt die panoramische Sichtanzeige 12, wie sie erscheinen würde, wenn das Flugzeug 40 in einer Nase-Abwärts- Neigungs-Stellung ohne Rollen oder Gieren wäre. Wie dargestellt, hat sich die gesamte Sichtanzeige einschließlich des Schnittpunkts 32 längs der Teilungsskala 30 aufwärtsbewegt, derart, daß die Position des Schnittpunkts längs der Teilungsskala den Grad der Neigung anzeigt. Die Teilungsskala weist vorzugsweise Markierungen und numerische Symbole auf, um den Neigungswinkel anzugeben. Eine Nase-Aufwärts-Orientierung würde die entgegengesetzte Sichtanzeige mit dem Schnittpunkt 32 unterhalb des Mittelpunkts der Teilungsskala erzeugen. Schließlich veranschaulicht Figur 4G den Effekt eines Flugzeuggierens unter der Annahme, daß kein Rollen oder Neigen erfolgt. Wie dargestellt, bewirkt Gieren, daß sich die gesamte Sichtanzeige einschließlich des Schnittpunkts 32 seitlich über die panoramische Sichtanzeige bewegt. Gieren erzeugt eine solche Sichtanzeige, weil angenommen ist, daß die Grenzen der panoramischen Sichtanzeige (d.h. des imaginären Fensters) in dem Flugzeug fixiert sind, während die seitliche Position des Schnittpunkts 32 durch die Horizontalkomponente des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs definiert ist.
Zusätzliche Fluginformation kann graphisch dargestellt werden, wie die Eigengeschwindigkeit, welche durch eine Reihe von sich bewegenden Geschwindigkeitswerten mit vollständiger geometrischer Genauigkeit dargestellt werden kann, Wetterradar, Kollisionsvermeidung, Luftverkehrskontrolle, Kompaßskalen für die Flugrichtung und den Steuerkurs, VOR-Stationen, Wegpunktindikatoren und Höhenmessungen.
Die Technik für das Herstellen der Horizontlinie und der Boden - und Deckenlinien auf der panoramischen Sichtanzeige 12 sind in den Figuren 5-15 in groben Zügen dargestellt. Die Figur 5 zeigt eine Kugel 70, die innerhalb eines Zylinders 72 derart eingeschlossen ist, daß die Kugel längs des Äquators 74 tangential zu dem Zylinder ist. Der Äquator 74 definiert eine Ebene, die durch den Augenpunkt 76 hindurchgeht und die horizontal mit Bezug auf das Flugzeug ist. Die panoramische Sichtanzeige 12 ist auf dem Zylinder 72 positioniert und in der Vertikalrichtung um den Äquator 74 zentriert. Der Augenpunkt 76 ist bei dem Zentrum der Kugel. Um die Erläuterung zu vereinfachen sei angenommen, daß sich die panoramische Sichtanzeige 12 halbwegs um den Zylinder 72 herum erstreckt, obwohl panoramische Sichtanzeigen, die eine kleinere (oder größere) winkelmäßige Erstreckung haben, auch angewandt werden können. Es ist aus Figur 5 evident, daß der Radius der panoramischen Sichtanzeige (RPD) gleich dem Radius des Zylinders und der Kugel ist, und daß die Entfernung von dem Augenpunkt 76 zur panoramischen Sichtanzeige 12 auch RPD ist.
Ein Koordinatensystem für die panoramische Sichtanzeige 12 ist in den Figuren 6 und 7 veranschaulicht. Die panoramische Sichtanzeige 12 umfaßt eine obere und untere Grenze 34 bzw. 35 und eine linke und rechte Grenze 36 bzw. 37. Der Äquator 74 ist parallel zu und auf halbem Wege zwischen der oberen und unteren Grenze beabstandet. Der Nullmeridian 78 ist senkrecht zum Äquator 74 und auf halbem Wege zwischen der linken und rechten Grenze positioniert. Der Nullmeridian schneidet den Äquator im Mittelpunkt 80, der der geraden Vorwärtsrichtung entspricht, d.h. der nach vorwärts gerichteten Längsachse des Flugzeugs. Die Entfernungen längs des Äquators und des Nullmeridians werden in Grad "geografischer Länge" bzw. "geografischer Breite" mit Bezug auf den Mittelpunkt 80 gemessen. Da angenommen worden ist, daß sich die panoramische Sichtanzeige 12 halb um den Zylinder 72 erstreckt, ist die Längserstreckung des Äquators 180º. Wie in Figur 6 veranschaulicht, ist eine Übereinkunft angenommen, in welcher die geografische Länge und die geografische Breite im Mittelpunkt 80 beide als Null Grad genommen werden, die geografische Länge des linken Rands der panoramischen Sichtanzeige wird als 90º genommen, und die geografische Länge an dem rechten Rand der panoramischen Sichtanzeige wird als 270º genommen. Die geografische Breitenkoordinate längs des Nullmeridians 78 wird als positiv über dem Äquator 74 und negativ unter dem Äquator 74 angenommen.
Die Sichtanzeigetechnik der vorliegenden Erfindung basiert auf dem Prinzip, daß, wenn der Artefakt aus einer geraden Linie besteht oder das Aussehen einer geraden Linie hat, wenn er vom Flugzeug aus gesehen wird, die Projektion des Artefakts auf die Kugel 70 zum Augenpunkt 76 einen Bogen eines Großkreises auf der Kugel umfaßt. Es sei z.B. angenommen, daß das Flugzeug (zusammen mit dem panoramischen Schirm 12, dem Äquator 74 und dem Nullmeridian 78) nach abwärts geneigt und nach links gerollt ist. Das Aussehen der Horizontlinie 20 unter derartigen Bedingungen ist schematisch in Figur 8 veranschaulicht. Die Rollung, Gierung und Neigung des Flugzeugs werden durch die Symbole R bzw. Y bzw. P bezeichnet, wobei ein positives Rollen nach rechts (d.h. im Uhrzeigersinn), ein positives Gieren nach rechts und eine positive Neigung nach aufwärts sind. Am Nullmeridian 78, wo die geografische Länge gleich Null ist, wird der künstliche Horizont 20 um einen Winkel ψ, der gleich -P ist, nach aufwärts verlagert. Das Rollen der Horizontlinie 20 wird durch den sphärischen Winkel zwischen dem Nullmeridian 78 und der Horizontlinie beschrieben. Eine Prüfung der Figur 8 zeigt, daß:
= π/2 + R (1)
Die Parameter ψ und können in brauchbarere Parameter transformiert werden, wie in den Figuren 9 und 10 veranschaulicht ist. Die Figur 9 veranschaulicht die Beziehung zwischen der Horizontlinie 20 und dem Äquator 74 auf der Kugel 70. Der Winkel Ω ist als die geografische Länge des Punkts definiert, wo die Horizontlinie den Äquator schneidet und ist über dem Äquator in einem Gegenuhrzeigersinn. Der Winkel α ist als der sphärische Winkel definiert, welcher durch die Horizontlinie und den Äquator an einem derartigen Schnittpunkt gebildet wird. Durch schematisches Kombinieren der Figuren 8 und 9 in Figur 10 und durch Verwendung von Standardidentitäten der sphärischen Trigonometrie kann man schreiben:
α = arccos (sin cos ψ) (2)
Δ = arcsin tan ψ/tanα (3)
Ω = -Δ für das Rollen nach links (4)
Ω = Δ - π für das Rollen nach rechts (5)
worin Δ so definiert ist, wie in Figur 10 angegeben. Die Gleichungen (2) und (3) gelten für alle Flugzeugausrichtungen. Die Gleichungen (4) und (5) für 52 werden in Abhängigkeit davon, ob das Rollen nach links bzw. nach rechts erfolgt, wechselweise verwendet.
Es sei nun auf Figur 11 Bezug genommen, und zwar sei für einen Meridian 82, der ein anderer als der Nullmeridian 78 ist, x die geografische Länge des Meridians 82, und B(x) sei der Winkelabstand zwischen der Horizontlinie 20 und dem Äquator 74 längs der Meridians 82. Standardidentitäten des sphärischen Trigonometrie können dazu verwendet werden, B(x) wie folgt zu berechnen:
B(x) = arctan (sin(x - Ω) tan α) (6)
B(x) muß ein Maximum für einen Meridian in der Position x' sein, in welcher x' - Ω = π/2. Eine Substitution dieser Bedingung in der Gleichung (6) ergibt:
B(x') = arctan (sin(π/2) tan α) = α (7)
Demgemäß ist die maximale Trennung zwischen der Horizontlinie 20 und dem Äquator 74 in Grad gleich dem Winkel α zwischen der Horizontlinie und dem Äquator.
Die oben abgeleiteten Gleichungen sind für die Kugel 70 gültig und können von der Kugel 70 auf den Zylinder 72 übertragen werden, wie in Figur 12 angegeben ist. Die Figur 12 veranschaulicht einen vertikalen Querschnitt, der durch den Augenpunkt 76 (Figur 5) hindurchgeht und der die panoramische Sichtanzeige 12 bei der geografischen Länge x' schneidet. Wenn die Funktion H(x) als die vertikale Entfernung zwischen der Horizontlinie und dem Äquator, projiziert auf den Zylinder 72 und die panoramische Sichtanzeige 12, definiert ist, dann kann man schreiben:
H(x') = H(α) = RPDtan α (8)
worin RPD der Radius der panoramischen Sichtanzeige wie auch der Kugel 70 und des Zylinders 72 ist. Kombiniert man die Gleichungen (6) und (8), dann kann man schreiben:
H(x) = H(B(x)) = sin (x - Ω) H(α) (9)
um H(x) für alle anderen Meridiane zu bestimmen. Demgemäß ist es, um die Horizontlinie 20 auf der panoramischen Sichtanzeige 12 für einen Satz von Punkten x&sub1;, x&sub2;, ... xN geografischer Länge zu erzeugen, nur notwendig, H(α) unter Verwendungen der Gleichungen (1), (2) und (8) zu bestimmen unter Verwendung der Gleichungen (3), (4) und (5) zu bestimmen, und dann die Koordinate geografischer Breite für jeden Punkt xi wie folgt zu berechnen:
H(xi) = sin (xi - Ω) H(α) (10)
Die Genauigkeit, mit welcher die Horizontlinie 40 berechnet wird, wird demgemäß durch die Beabstandung der xi-Punkte entlang dem Äquator 74 bestimmt.
Die Berechnung der Deckenlinien 22 und 24 und der Bodenlinien 26 und 28 verwendet eine Technik, die generell ähnlich derjenigen ist, welche für die Berechnung der Horizontlinie 20 benutzt wird. Die Figur 13 veranschaulicht das Flugzeug 40 zwischen der Decke 50 und dem Boden 52 fliegend. Wie in Figur 2 sind die Ränder der Decke 50 durch Linien 56 und 58 definiert, und die Ränder des Bodens 52 sind durch Linien 60 und 62 definiert. Die Linien 90 und 92 repräsentieren die Mittellinien der Decke 50 bzw. des Bodens 52. Die Linie 96 erstreckt sich seitlich über die Decke 50 an der gegenwärtigen Flugzeugposition, und die Linie 98 erstreckt sich seitlich über den Boden 52 an der gegenwärtigen Flugzeugposition. Die Linien 90, 92, 96 und 98 erscheinen nicht in der panoramischen Sichtanzeige 12, sind jedoch in Figur 13 zu Zwecken der Erläuterung mit inbegriffen. Die Höhe der Decke 50 über dem Flugzeug 40 ist hc, und die Höhe des Flugzeugs über dem Boden 52 ist hf, hc und hf werden längs der vertikalen Linie 94 gemessen, welche durch die Position des Flugzeugs 40 hindurchgeht und den Schnittpunkt der Linien 90 und 96 mit dem Schnittpunkt der Linien 92 und 98 verbindet. Wenn die Decke und der Boden so genommen werden, daß sie identische Breiten W haben, dann werden die Winkel ac und af in Figur 13 gegeben durch: arctan
Die Figur 14 zeigt die Projektion der Linien 60 und 62 auf die Kugel 70, um die Deckenlinien 22 und 24 zu bilden. Da der Horizont parallel zu dem Boden (und zu der Decke) ist, bildet jede Linie 22 und 24 einen Winkel af mit der Linie 100, wobei die Linie 100 die Projektion der Linie 94 auf die Kugel 70 ist. Da die Ausrichtung der Decke 50 und des Bodens 52 durch den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs bestimmt ist, werden die Ausrichtung der Bodenlinien 60 und 62 und der Mittelpunkt 32 durch die Richtung der Bewegung, welche gleich - Y ist, bestimmt. Daher können die Boden- und Deckenlinien leicht in einer Art und Weise erhalten werden, die analog der Erzeugung der Horizontlinie 40 ist. Insbesondere wird die geografische Länge des Schnittpunkts der Boden- und Deckenlinien mit der Horizontlinie basierend auf dem Gieren des Flugzeugs bestimmt. Die Neigung des Horizonts bei der geografischen Länge wird dann gegeben durch:
ψ' = arctan (sin (λ - Ω) tan α) (13)
Die Gleichung (13) ist in einer Art und Weise abgeleitet, die identisch der Ableitung der Gleichung (6) ist. Unter Verwendung von Standardidentitäten der sphärischen Trigonometrie ist das Rollen des künstlichen Horizonts bei der geografischen Länge λ: arcsin
Die Parameter ψ' und ' sind in Figur 15 gezeigt. Demgemäß können das Rollen der rechten und linken Deckenlinien ( rc= und lc) und der rechten und linken Bodenlinien ( rf und lf) dann wie folgt bestimmt werden:
rc = ' + π/2 - ac (15)
lc = ' + π/2 + ac (16)
rf = ' + 3π/2 + af (17)
lf = ' + 3π/2 - af (18)
Da jede der Boden- und Deckenlinien ein Großkreis auf der Kugel 70 ist, kann jede dann in einer Art und Weise bestimmt werden, die vollständig analog dem oben erläuterten Verfahren für die Horizontlinie 20 ist, wobei die einzige Änderung darin besteht, daß der Winkel Ω sorgfältiger wie folgt definiert werden muß:
Ω = λ - Δ für tan ≥ 0 (19)
Ω = λ + Δ - π für tan < 0 (20)
Ein bevorzugtes System zum Ausführen des panoramischen Sichtanzeigesystems der vorliegenden Erfindung und der Gleichungen (1)-(20) oben, ist in Figur 16 veranschaulicht. In Figur 16 ist angenommen, daß die panoramische Sichtanzeige 12 drei Flachplatten-Sichtanzeigeschirme 120, 122 und 124 umfaßt. Jedoch könnte das System leicht auf eine willkürliche Anzahl von Flachplatten-Sichtanzeigeschirmen ausgedehnt werden. Jedem Sichtanzeigeschirm ist ein Bereich von geografischen Längen der panoramischen Sichtanzeige 12 zugeordnet, und er zeigt jene Teile der Horizont-, Decken und Bodenlinien, die innerhalb seines Bereichs geografischer Länge liegen. Die Hauptkomponenten des Sichtanzeigesystems der Figur 16 umfassen einen Hauptprozessor 128, Sichtanzeigeprozessoren 130, 132 und 134, und einen Analog/Digital-Umsetzer 136 (A/D-Umsetzer). Der A/D-Umsetzer steht mit dem Hauptprozessor 128 über den Steuerbus 140 und den Datenbus 142 in Verbindung. Der A/D-Umsetzer empfängt Eingangssignale von den verschiedenen Flugzeugsensoren und digitalisiert solche Signale in Ansprechung auf Steuersignale von dem Hauptprozessor über den Bus 140. Alternativ könnte der Hauptprozessor 128 eine direkte Schnittstelle zu einem seriellen Bus haben, wovon die erforderlichen Sensorsignale in digitaler Form abgeleitet werden könnten. In jedem Falle umfassen die Sensorsignale Signale, welche das Rollen, die Neigung, das Gieren und die Höhe des Flugzeugs repräsentieren. Die Aktualisierungsrate, mit welcher der Hauptprozessor solche Signale erhält, kann gleich der Auffrischungsrate für die Sichtanzeigeschirme 120, 122 und 124 eingestellt sein. Eine geeignete Aktualisierungs- /Auffrischungsrate ist 60 Hz. Demgemäß erhält der Hauptprozessor 128 in der in Figur 16 gezeigten Ausführungsform neue Werte für die Flugzeugrollung, -neigung, -gierung und -höhe von dem A/D-Umsetzer 136 über den Bus 142.
Jedes Mal, wenn der Hauptprozessor 128 neue Werte für das Rollen, die Neigung, das Gieren und die Höhe erhält, berechnet der Hauptprozessor die Parameter, welche die Horizont-, Decken- und Bodenlinien charakterisieren. Im einzelnen bestimmt der Hauptprozessor mit Bezug auf die Horizontlinie 20 die Größe H(α) unter Verwendung der Gleichungen in (1), (2) und (8), und die Größe Ω unter Verwendung der Gleichungen (3), (4) und (5). Analoge Berechnungen werden für die Deckenlinien 22 und 24 und die Bodenlinien 26 und 28 ausgeführt. Diese Parameter werden dann zu jedem der Sichtanzeigeprozessoren über serielle Datenverbindungen, die jedem Sichtanzeigeprozessor zugeordnet sind, übertragen. Im einzelnen wird die Übertragung zu dem Sichtanzeigeprozessor 130 über den Sender 144 im Hauptprozessor 128, den Empfänger 150 im Sichtanzeigeprozessor 130 und den seriellen Bus 156 ausgeführt. In ähnlicher Art und Weise erfolgt die Übertragung der Daten zum Sichtanzeigeprozessor 132 über den Sender 146, den Empfänger 152 und den Bus 158, und die Übertragung von Daten zum Sichtanzeigeprozessor 134 geschieht über den Sender 148, den Empfänger 154 und den Bus 160. Jeder Sichtanzeigeprozessor empfängt die durch den Hauptprozessor berechneten Parameter und fährt fort, die individuellen Punkte der Horizont-, Decken- und Bodenlinien innerhalb des Bereichs geografischer Länge seines zugeordneten Sichtanzeigeschirms mittels der Gleichung (10) für die Horizontlinie und analoger Gleichungen für die Decken- und Bodenlinien zu erzeugen. Die berechneten Punkte werden dann zu den Sichtanzeigeschirmen 120, 122 und 124 über Busse 164 bzw. 166 bzw. 168 übertragen. Jeder Sichtanzeigeprozessor umfaßt vorzugsweise einen Rasterabtastspeicher, der so kartographiert ist, daß eine Linie-auf-einmal-Abtastung mit einer 60 Hz-Wiederholungsrate zu dem entsprechenden Sichtanzeigeschirm ermöglicht wird. In einem solchen System ist es so, daß der Sichtanzeigeprozessor an zufälligen Stellen in dem Rasterabtastspeicher sowohl liest als auch schreibt, wobei der Speicherzugang auf Realzeitbasis mit dem Rasterabtastspeicherzugang vermultiplext ist. Alternativ können Daten von dem Sichtanzeigeprozessorspeicher zu einem Bitkartenspeicher über gewidmete DMA-Hardware übertragen werden. Solche Techniken sind konventionell in der Technik der Videosichtwiedergabesysteme. Sowohl im Haupt- als auch im Sichtanzeigeprozessor kann die Verarbeitungszeit vorteilhafterweise durch die Verwendung von Nachschlagtabellen für trigonometrische Funktionen verbessert werden.
Obwohl bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung veranschaulicht und beschrieben worden sind, versteht es sich, daß Variationen für solche, die in der Technik erfahren sind, ersichtlich sind. Zum Beispiel ist es oft beobachtet worden, daß Flugdeckfenster einen signifikanten Strömungswiderstand und Gewichtsnachteile bei dem Betrieb eines modernen kommerziellen Strahlflugzeugs auferlegen. Demgemäß könnte eine Anwendung eines panoramischen Sichtwiedergabesystems die Substitution eines Fernsehmonitors für Flugzeugfenster und die Integration des resultierenden Fernsehbilds mit der hier beschriebenen panoramischen Sichtwiedergabe umfassen.

Claims

Die Ausführungsformen der Erfindung, an welchen ein ausschließliches Eigentumsrecht oder Privileg beansprucht wird, sind wie folgt definiert:

1. Sichtwiedergabesystem für die Verwendung in einem Flugzeug, wobei das Sichtwiedergabesystem dazu geeignet ist, Signale zu empfangen, welche die Ausrichtung des Flugzeugs repräsentieren, und eine entsprechende Sichtwiedergabe zu erzeugen, wobei das Sichtwiedergabesystem folgendes umfaßt:

einen Sichtwiedergabeschirm; und

eine Linienerzeugungseinrichtung zum Erzeugen eines Linienbilds auf dem Sichtwiedergabeschirm derart, daß die Position des Linienbilds auf dem Sichtwiedergabeschirm der Position einer Projektion eines Artefakts außerhalb des Flugzeugs auf ein imaginäres Fenster zu einem Augenpunkt innerhalb des Flugzeugs entspricht, wobei der Augenpunkt auf der dem Artefakt entgegengesetzten Seite des Fensters positioniert ist; dadurch gekennzeichnet, daß die Linienerzeugungseinrichtung eine Einrichtung zum Bestimmen der Position eines Großkreises auf einer Kugel umfaßt, deren Mittelpunkt an dem Augenpunkt ist, derart, daß die Position des Großkreises auf der Kugel dem auf die Kugel zu dem Augenpunkt projizierten Artefakt entspricht, und eine Einrichtung zum Erzeugen des Linienbilds derart, daß die Position des Linienbilds auf dem Sichtwiedergabeschirm der Position des Großkreises auf der Kugel entspricht.

2. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 1, worin die Einrichtung zum Bestimmen der Position des Großkreises eine Einrichtung zum Bestimmen der Position eines Schnittpunkts zwischen dem Großkreis und einem Äquator auf der Kugel umfaßt, wobei der Äquator definiert ist als die Schnittlinie zwischen der Kugel und einer Ebene, welche durch den Augenpunkt hindurchgeht und welche mit Bezug auf das Flugzeug horizontal ist.

3. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 2, worin die Einrichtung zum Bestimmen der Position des Großkreises weiter eine Einrichtung zum Bestimmen des sphärischen Winkels zwischen dem Großkreis und dem Äquator an dem Schnittpunkt umfaßt.

4. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 1, worin das Fenster ein Abschnitt der Oberfläche eines Zylinders ist, dessen Achse vertikal mit Bezug auf das Flugzeug ausgerichtet ist.

5. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 4, worin die Achse des Zylinders durch den Augenpunkt hindurchgeht, und worin der Radius des Zylinders gleich dem Abstand zwischen dem Augenpunkt und dem Fenster ist.

6. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 5, worin das Fenster eine zu der Achse des Zylinders senkrechte Längenrichtung aufweist, und eine zu der Achse des Zylinders parallele Breitenrichtung, wobei das Fenster eine größere Winkelerstreckung in der Längenrichtung als in der Breitenrichtung hat.

7. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 6, worin die Linienerzeugungseinrichtung eine Einrichtung zum Bestimmen der Position eines Großkreises auf einer Kugel aufweist, deren Mitte an dem Augenpunkt ist, derart, daß die Position des Groß kreises auf der Kugel dem auf die Kugel zu dem Augenpunkt projizierten Artefakt entspricht, und eine Einrichtung zum Erzeugen des Linienbilds derart, daß die Position des Linienbilds auf dem Sichtwiedergabeschirm der Position des Großkreises auf der Kugel entspricht.

8. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 7, worin die Linienerzeugungseinrichtung weiter eine Einrichtung zum Projizieren des Großkreises von der Kugel auf den Zylinder in einer Richtung weg von dem Augenpunkt zum Bestimmen der Position des Linienbilds auf dem Sichtwiedergabeschirm aufweist.

9. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 1, umfassend eine Mehrzahl von Sichtwiedergabeschirmen, die angenähert einander benachbart positioniert sind, derart, daß jeder Sichtwiedergabeschirm von einem einzigen Betrachtungspunkt her betrachtet werden kann, und worin die Linienerzeugungseinrichtung eine Einrichtung zum Erzeugen eines Teillinienbilds auf jedem Sichtwiedergabeschirm aufweist, derart, daß die Position von jedem Teillinienbild auf dessen zugehörigem Sichtwiedergabeschirm der Position der Projektion des Artefakts auf einen Fensterteil zu dem Augenpunkt entspricht, derart, daß der Augenpunkt allen Fensterteilen gemeinsam ist, und derart, daß die räumliche Beziehung der Fensterteile mit Bezug aufeinander kongruent mit der räumlichen Beziehung der Sichtwiedergabeschirme mit Bezug aufeinander ist.

10. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 9, worin jeder Sichtwiedergabeschirm derart positioniert ist, daß eine zu einem Teil des Sichtwiedergabeschirms senkrechte Linie angenähert durch den Augenpunkt hindurchgeht.

11. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 10, worin die Fensterteile seitlich benachbarte Abschnitte der Oberfläche eines Zylinders umfassen, der eine vertikal mit Bezug auf das Flugzeug ausgerichtete Achse hat.

12. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 11, worin die Achse des Zylinders durch den Augenpunkt hindurchgeht, und worin der Radius des Zylinders gleich dem Abstand zwischen dem Augenpunkt und jedem Fensterteil ist.

13. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 12, worin jeder Fensterteil eine Längenrichtung, die senkrecht zu der Achse des Zylinders ist, und eine Breitenrichtung, die parallel zu der Achse des Zylinders ist, umfaßt, wobei die Fensterteile Seite- an-Seite mit Bezug aufeinander längs einer gemeinsamen Längenrichtung ausgerichtet sind.

14. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 3 und 10, worin die Linienerzeugungseinrichtung einen Hauptprozessor, eine Mehrzahl von Sichtwiedergabeprozessoren, wobei jedem Sichtwiedergabeschirm ein Sichtwiedergabeprozessor zugeordnet ist, und eine Übertragungseinrichtung zum Übertragen von Daten von dem Hauptprozessor zu den Sichtwiedergabeprozessoren umfaßt, wobei der Hauptprozessor dahingehend operativ ist, daß er periodisch die Position des Schnittpunkts und den sphärischen Winkel bestimmt und periodisch Daten, welche den Schnittpunkt und den sphärischen Winkel spezifizieren, zu jedem Sichtwiedergabeprozessor überträgt, wobei jeder Sichtwiedergabeprozessor dahingehend operativ ist, daß er die Daten empfängt und periodisch das Teillinienbild erzeugt, welches dem Bereich von Längenpositionen entspricht, die diesem Sichtwiedergabeschirm zugeordnet sind.

15. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 1, 9 oder 11, worin der Artefakt eine gerade Linie vorwärts von dem Flugzeug in einer Position, die angenähert der Position des aktuellen Horizonts, gesehen von dem Flugzeug aus, entspricht, umfaßt.

16. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 1, 9 oder 11, worin der Artefakt ein Paar von geraden Linien umfaßt, welche die seitlichen Grenzen eines, planaren Streifens definieren, wobei der planare Streifen eine konstante Höhe hat und sich nach vorwärts von der Position des Flugzeugs aus erstreckt.

17. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 16, worin die Höhe des planaren Streifens irgendeine aus einer diskreten Anzahl von Höhenwerten sein kann, und worin die zu einer gegebenen Zeit ausgewählten Höhenwerte der kleinste Höhenwert ist, der eine Länge hat, die größer als die gegenwärtige Höhe des Flugzeugs ist.

18. Sichtwiedergabesystem nach Anspruch 17, worin der Artefakt ein erstes Paar von geraden Linien umfaßt, welche den seitlichen Rändern eines ersten planaren Streifens entsprechen, und ein zweites Paar von geraden Linien, welchen den seitlichen Rändern eines zweiten planaren Streifens entsprechen, wobei der erste und zweite planare Streifen parallel zueinander sind, wobei jeder planare Streifen eine konstante Höhe hat und sich von der Flugzeugposition nach vorwärts weg von dem Flugzeug erstreckt, worin jeder planare Streifen irgendeinen aus einer diskreten Anzahl von Höhenwerten annehmen kann, wobei der Höhenwert des ersten planaren Streifens der kleinste der diskreten Werte ist, welcher größer als die gegenwärtige Flugzeughöhe ist, und wobei der Höhenwert des zweiten planaren Streifens der größte der diskreten Werte ist, der kleiner als die gegenwärtige Flugzeughöhe ist.