PT2109063E

PT2109063E - Sistemas de identificação orientação para estacionamento de aeronaves

Info

Publication number: PT2109063E
Application number: PT90089376T
Authority: PT
Inventors: Lars Millgaard
Original assignee: Safegate Int Ab
Priority date: 1999-10-29
Filing date: 2000-10-27
Publication date: 2013-09-03
Also published as: RU2268498C2; EP2109064B1; PT2109064E; CA2389205C; PT2109065E; EP1230620A4; EP2109063A3; HK1053186A1; US20030060998A1; JP5705484B2; DK2109065T3; CN1399767A; DK1230620T3; JP4778179B2; CN1399767B; US6324489B1; CA2389205A1; KR100542466B1; DK2109063T3; US6807511B2

Description

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DESCRIÇÃO

"SISTEMAS DE IDENTIFICAÇÃO ORIENTAÇÃO PARA ESTACIONAMENTO DE AERONAVES"

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

Campo da invenção A presente invenção refere-se a sistemas de localização, identificação e detecção de objectos. Mais particularmente, está relacionado com a localização de aeronaves e sistemas de orientação para estacionamento e métodos de controlo de tráfego em terra para localização e identificação de objectos num campo de aviação e estacionamento seguro e eficiente de uma aeronave nesse aeroporto.

Descrição da Técnica Relacionada

Nestes últimos anos tem havido uma quantidade consideravelmente maior de tráfego de passageiros, carga e outras aeronaves, incluindo descolagens, aterragens e outro tráfego de aeronaves em terra. Além disso, houve um aumento marcado no número de veículos de apoio em terra que têm de descarregar carga, fornecer serviços de catering e manutenção permanente assim como apoio a todas as aeronaves. Com esse substancial aumento do tráfego em terra surgiu a necessidade de maior controlo e segurança no estacionamento e identificação de uma aeronave num campo de aviação. 2

Como exemplo dos sistemas da técnica anterior que foram propostos para detectar a presença de aeronaves e outro tráfego num campo de aviação encontram-se os sistemas divulgados na patente norte-americana 4,995,102; Patente Europeia n.° 188 757; e pedidos de patente PCT publicados WO 93/13104 e WO 93/15416.

No entanto, nenhum destes sistemas fio considerado como satisfatório para a detecção da presença de aeronaves num campo de aviação, particularmente em condições climáticas adversas com visibilidade diminuída, como no caso de nevoeiro, neve ou gelo. Além disso, nenhum dos sistemas apresentados nas referências anteriores é capaz de identificar e verificar os tipos específicos de uma aeronave em aproximação. Além disso, nenhum dos sistemas anteriores oferece técnicas adequadas para detecção e estacionamento de uma aeronave num ponto de paragem designado, como um pátio de carga do aeroporto. Portanto, nenhum dos sistemas anteriores forneceu técnicas que permitem uma calibração adequada do instrumento. O sistema apresentado no pedido de patente aparentado, citado anteriormente procura ultrapassar os problemas referidos através de correspondência de perfis. Impulsos de luz de um telémetro (LRF) são projectados em coordenadas angulares no avião. Os impulsos de luz reflectem no avião para detectar a forma do mesmo ou uma porção deste, por ex. o nariz. A forma detectada é comparada com um perfil correspondente à forma de um modelo conhecido de avião para determinar se a forma detectada corresponde à forma do modelo conhecido. 3

No entanto, este sistema tem uma desvantagem. Com frequência, dois ou mais modelos de aviões têm perfis do nariz tão semelhantes que um modelo é muitas vezes confundido com o outro. Em particular, em condições meteorológicas adversas, perdem-se muitos ecos de forma que a discriminação do perfil é cada vez menos fiável. Dado que os modelos são similares mas não idênticos quanto à configuração da fuselagem, uma posição de estacionamento correcta para um pode provocar um choque do motor com um obstáculo físico noutro.

Assim, tem sido um problema constante fornecer sistemas que sejam suficientemente seguros e fiáveis sob uma vasta gama de condições atmosféricas para permitir a detecção de objectos tais como aeronaves e outro tráfego de terra num campo de aviação.

Além disso, tem persistido desde há muito uma necessidade de sistemas que não só sejam capazes de detectar objectos tais como aeronaves mas que também proporcionem uma identificação eficaz do objecto detectado e verificação da identidade desse objecto, por exemplo, uma aeronave detectada com o grau de certeza necessário, independentemente da prevalência de condições meteorológicas e magnitude do tráfego terrestre.

Tem também havido uma necessidade persistente de sistemas que sejam capazes de detectar e guiar com precisão e eficiência objectos tais como aeronaves em aproximação de um ponto de paragem adequado, tal como o pátio de carga de um aeroporto. Além disso, a apresentação de técnicas precisas e eficazes de calibração destes sistemas tem constituído um problema persistente que requer resolução. 4

SUMÁRIO DA INVENÇÃO DO exposto é evidente que existe uma necessidade na técnica de uma identificação mais precisa de aeronaves.

Constitui, por conseguinte, um principal objecto da invenção distinguir entre múltiplos modelos de aeronave com formas do nariz idênticas ou quase idênticas.

Constitui um outro objecto da invenção melhorar a detecção da aeronave de forma a evitar acidentes durante o estacionamento da aeronave. A invenção é definida nas reivindicações independentes 1 e 2.

Para alcançar o objecto anterior e outros, a presente invenção identifica a aeronave num processo em duas fases. Primeira, é executada uma correspondência do perfil como conhecida do pedido original anteriormente identificado. Segundo, é executada pelo menos uma correspondência de critérios. Na correspondência de critérios da aeronave, é seleccionado um componente da aeronave, como o motor, como uma base para distinguir entre as aeronaves. A deslocação desse componente relativamente a outro componente facilmente localizado, como o nariz, é determinada da seguinte forma. Um volume interno, no qual se prevê que se defina o motor, e um volume externo envolvente do volume interno são também definidos. 0 LFR é dirigido para os volumes, interno e externo, para reduzir os ecos de ambos os volumes. Recolhe-se uma razão a partir do número de ecos nos volumes internos para o número de ecos em ambos os volumes. Se esse eco exceder um dado limiar, o motor é determinado como estando presente no volume interno e a aeronave é considerada como estando identificada. Se a 5 identificação da aeronave ainda for ambígua, pode ser detectado outro critério da aeronave, tal como a cauda.

Os critérios da aeronave seleccionados para a segunda fase da identificação são diferenças fisicas que podem ser detectadas através de um telémetro laser. Um exemplo de um critério destes consiste na posição, lateralmente e em comprimento, de um motor em relação ao nariz da aeronave. Para considerar uma aeronave como identificada, o padrão do eco não deve só reflectir uam fuselagem com a forma correcta. Deve ainda reflectir a existência de um motor numa posição relativa ao nariz na qual se espera que a aeronave tenha efectivamente um motor. Outros exemplos de critérios que podem ser utilizados são a posição do trem de aterragem principal, posição das asas e posição da cauda. A correspondência é executada preferencialmente por comparação com os critérios específicos para o tipo de aeronave esperado. Pode ser muito moroso comparar com os critérios de todos os outros tipos possíveis. Esta comparação teria de ser realizada com todos os tipos de aeronave que possa aterrar num aeroporto específico.

Por cada pátio de estacionamento existe uma posição definida de estacionamento para cada tipo de aeronave prevista para estacionar num pátio. Pode existir um risco de segurança para qualquer outro tipo que tente uma aproximação desse pátio. A posição de estacionamento é definida de forma a existir numa margem de segurança suficiente entre o pátio e a aeronave para evitar colisões. A posição de paragem para cada tipo de aeronave é frequentemente definida como a posição do trem de aterragem do nariz quando a porta se encontra em posição apropriada 6 em relação ao pátio. Não existe uma base de dados no sistema em que a distância do nariz até ao trem de aterragem esteja registada para cada tipo de avião. 0 sistema de estacionamento guia a aeronave relativamente à posição do nariz desta e para a aeronave com o nariz numa posição em que o tipo correcto tenha o respectivo trem de aterragem do nariz na posição de paragem correcta. Se o tipo incorrecto for estacionado e se as asas ou motores estiverem mais próximo do nariz do que os do tipo correcto existe o risco de colisão no pátio.

Durante a fase de critérios da aeronave, todos os critérios da aeronave especificados para o tipo de aeronave esperado podem ser verificados. Se uma aeronave possui um perfil que possa ser utilizado para a discriminar de qualquer outro tipo, o que raramente acontece, o perfil será o único critério da aeronave. Caso contrário, são verificados outros critérios, como a posição do motor e se a identificação ainda for ambigua, são verificados ainda outros critérios, tais como a posição da cauda. 0 LFR é dirigido para obter ecos a partir dos volumes internos e externos. Se a proporção do número de ecos do interior do volume interno para o número de ecos do interior de ambos os volumes for maior do que o valor limiar, a aeronave está identificada como tendo um motor na posição correcta e o critério específico está preenchido. A proporção dos números de ecos é, no entanto, apenas um exemplo de um teste utilizado para avaliar a presença de um motor na posição correcta ou para determinar se os ecos vêm de uma outra fonte, por ex. uma asa. Nos casos em que este é o único critério, a aeronave é considerada como identificada. Caso contrário, os outros critérios 7 específicos (por ex. a altura do nariz da aeronave para avaliação de outros critérios da aeronave) têm de ser satisfeitos.

Se necessário podem ser utilizadas várias características, como a cauda, trens de aterragem, etc. para identificar um tipo específico. Os volumes interno e externo são depois identificados para cada característica geométrica que vai se utilizada para a identificação. A extensão exacta dos volumes depende do tipo específico de aeronave, constituindo assim o valor limiar.

Um outro critério de identificação é a altura do nariz. A altura do nariz é medida de forma a permitir a colocação da detecção horizontal acima da ponta do nariz. A altura medida do nariz é também comparada com a altura da aeronave esperada. Se ambas diferiram em mais de 0,5 m, a aeronave é considerada como pertencendo ao tipo errado e o estacionamento é interrompido. O valor de 0,5 m é indicado pelo facto de a altura em relação ao solo variar com frequência ao longo do percurso da aeronave, o que dificulta a medição com maior precisão. A invenção proporciona-se ao uso de algoritmos "inteligentes", o que minimiza a necessidade de processamento do sinal ao mesmo tempo que minimiza o efeito das condições meteorológicas adversas e reflectividade deficiente da superfície da aeronave. A vantagem reside na possibilidade de utilizar microcomputadores de baixo custo e/ou capacidade de computador liberta para outras tarefas e na possibilidade estacionamento em quase todas as condições meteorológicas.

Um algoritmo importante nesse respeito consiste no algoritmo de manuseamento de perfis de referência. A informação do perfil é guardada como um conjunto de perfis. Cada perfil do conjunto reflecte o padrão de eco previsto para a aeronave a uma determinada distância do sistema. A posição de uma aeronave é calculada através do cálculo da distância entre o padrão de eco alcançado com o perfil de referência mais próximo. 0 intervalo da distância entre os perfis no conjunto é seleccionado para ser tão curto que o este último cálculo pode ser executado por aproximações e mantém ainda a precisão necessária. Em vez de utilizar escalas com um número de multiplicações, que é uma operação exigente, podem ser empregues simples adições e subtrações.

Outro algoritmo importante é o algoritmo para determinar um desvio lateral da aeronave relativamente ao percurso apropriado. Esse algoritmo utiliza principalmente adições e subtrações e muito poucas multiplicações e divisões. 0 cálculo baseia-se em áreas entre o perfil de referência e o padrão de eco. Dado que estas áreas não são muito afectadas pelas variações do posicionamento ou ausência de ecos individuais, o algoritmo torna-se muito insensível a perturbações devido a condições meteorológicas adversas. 0 procedimento de calibração permite uma verificação da calibração relativamente a um objecto ao lado do sistema. A vantagem reside na possibilidade de realizar esta verificação da calibração quando não existe um objecto fixo na parte da frente do sistema. Na maioria dos casos, não existem objectos na frente do sistema que possam ser utilizados. É muito importante efectuar uma verificação de calibração com regularidade. Pode acontecer algo ao 9 sistema, por ex. que altere a direcção apontada pelo sistema. Este problema pode dever-se a um erro óptico ou mecânico dentro do sistema ou pode dever-se a um desalinhamento provocado por uma força externa, tal como a passagem de um camião. Nesse caso o sistema pode guiar a aeronave para uma colisão com objectos dentro do trajeto apropriado.

Outro aspecto útil da presente invenção consiste na facilidade de adaptação para ter em conta o ângulo de guinada da aeronave. É útil conhecer o ângulo de guinada por duas razões. Primeiro, conhecer o ângulo de guinada facilita um estacionamento com precisão da aeronave. Segundo, assim que o ângulo de guinada é determinado, o perfil sofre uma rotação em conformidade para uma correspondência mais precisa.

No processo de verificação é determinado se determinadas caracteristicas geométricas, tal como um motor, estão presentes numa determinada posição, por ex. relativamente ao nariz. Se a aeronave estiver dirigida num ângulo em relação ao sistema de guia de estacionamento (docking guidance System - DGS), como acontece frequentemente, esse ângulo tem de ser conhecido a fim de se saber onde procurar as caracteristicas. 0 procedimento é o seguinte: 1. Converter as coordenadas polares (ângulo, distância) dos ecos em coordenadas cartesianas (x, y). 2. Calcular o ângulo de guinada. 3. Rodar o perfil do eco para corresponder ao ângulo de guinada calculado para a aeronave. 10 4. Determinar a existência das caracteristicas ID. O ângulo de guinada é tipicamente calculado através de uma técnica que envolve encontrar ângulos de regressão em ambos os lados do nariz da aeronave. Mais amplamente, a geometria da parte da aeronave logo após o nariz é utilizada. Este processo era anteriormente considerado impossível.

Ainda outro aspecto da invenção refere-se às linhas centrais pintadas na área de estacionamento. As linhas de centrais estacionamento curvadas são pintadas como sendo o trajecto correcto que a roda do nariz deve seguir, a qual não faz parte do nariz. Se um DGS não medir directamente a posição real da roda do nariz, o ângulo de guinada é necessário para a calcular com base em dados medidos, tais como a posição do nariz. A posição da roda do nariz em relação à linha central curvada pode ser calculada.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

As características e vantagens da presente invenção serão evidentes a partir da descrição detalhada seguinte em conjunto com as figuras anexas, as quais:

Fig. 1 vista que ilustra o sistema tal como utilizado num aeroporto;

Fig. 2 diagrama ilustrador dos componentes gerais de um sistema preferido de acordo com a presente invenção;

Fig. 3 é uma vista em planta que ilustra a área de detecção em frente ao pátio de estacionamento, que está estabelecido para detecção e identificação da aeronave em aproximação; 11

Figs. 4A e 4B juntas mostram um fluxograma que ilustra a principal rotina e modo de estacionamento do sistema; que ilustra o modo de ilustra os componentes do que ilustra o modo de que ilustra a fase de que ilustra a fase de que ilustra a fase de que ilustra a fase de

Fig. 5 é um fluxograma calibração do sistema;

Fig. 6 é uma vista que modo de calibração;

Fig. 7 é um fluxograma captura do sistema;

Fig. 8 é um fluxograma detecção do sistema;

Fig. 9 é um fluxograma medição da altura do sistema;

Fig. 10 é um fluxograma identificação do sistema;

Fig. 11 é um fluxograma critério da aeronave do sistema;

Fig. 12 é um diagrama que mostra os volumes interno e externo em torno do motor de uma aeronave utilizados na fase de critérios da aeronave;

Fig. 13 É um diagrama que mostra os limites de tolerância da distância medida nariz-motor para aceitar uma aeronave num pátio de estacionamento;

Fig. 14 é um diagrama que mostra a dependência da margem de segurança relativamente à distância nariz-motor numa situação em que uma aeronave do tipo incorrecto é estacionada no pátio 12

Fig. 15 é um fluxograma que mostra os passos básicos utilizados no reconhecimento de uma aeronave que se encontra num ângulo de guinada relativamente ao pátio;

Fig. 15A é um diagrama que mostra a geometria do ângulo de guinada;

Fig. 16 é um diagrama que mostra a geometria utilizada na determinação das linhas de regressão que são utilizadas no cálculo do ângulo de guinada;

Fig. 17 é um fluxograma que mostra os passos para o cálculo do ângulo de guinada;

Fig. 18 é um diagrama que mostra a geometria utilizada na rotação de um perfil de eco;

Fig. 19 é um fluxograma que mostra os passos na rotação do perfil do eco;

Fig. 20 é um fluxograma que mostra os passos utilizados no cálculo do desfasamento de uma roda do nariz de uma aeronave relativamente a uma linha central;

Fig. 21 é um diagrama que mostra a geometria da posição da roda do nariz relativamente à do nariz e

Fig. 22 é um diagrama que mostra a geometria da posição da roda do nariz relativamente à linha central.

Quadro I É uma forma de realização preferida de um

Quadro Perfil de Referência Horizontal que é empregue para estabelecer a identidade de uma aeronave nos sistemas presentes na invenção;

Quadro II é uma forma de realização preferida de um quadro de comparação que é empregue nos sistemas da 13 presente invenção com a finalidade de estacionar com eficácia e eficiência uma aeronave.

DESCRIÇÃO PORMENORIZADA DA REALIZAÇÃO PREFERIDA

Remete-se agora para as figuras 1-22 e quadros I-II, onde numerais iguais designam elementos iguais ao longo das várias vistas. Ao longo da seguinte descrição detalhada, estágios numerados descritos nos fluxogramas ilustrados são indicados geralmente pelo número do elemento entre parêntesis a seguir a estas referências.

Relativamente à fig. 1, os sistemas de orientação de estacionamento da presente invenção designados geralmente 10 nas figuras, fornecem a localização computorizada de um objecto, verificação da identidade do objecto e detecção do objecto, sendo o objecto preferencialmente uma aeronave 12. Em funcionamento, assim que a torre de controlo 14 aterra uma aeronave 12, informa o sistema que existe um avião que se aproxima do pátio de estacionamento 16 e espera-se o tipo correcto de aeronave (isto é 747, L- 1011, etc. ) . 0 sistema 10 rastreia a área em frente ao pátio de estacionamento 16 até localizar um objecto que identifica como um avião 12. O sistema 10 compara então o perfil medido da aeronave 12 com o perfil de referência do tipo esperado de aeronave e avalia outros critérios geométricos do tipo de aeronave esperada. Se a aeronave localizada não corresponde ao perfil esperado e aos outros critérios, o sistema informa ou assinala a torre 14 e encerra.

Se o objecto for a aeronave esperada 12, o sistema 10 segue-a até ao pátio de estacionamento 16 exibindo em tempo real ao piloto a distância entre o ponto de paragem correcta 29 e a posição lateral 31 do avião 12. A posição 14 lateral 31 do avião 12 é fornecida num ecrã 18, permitindo ao piloto corrigir a posição do avião para fazer a aproximação ao pátio de estacionamento pelo ângulo correcto. Assim que o avião 12 se encontra no seu ponto de paragem 53 esse facto é exibido no ecrã 18 e o piloto pára o avião.

Relativamente à fig. 2, o sistema 10 inclui um telémetro laser (LRF) 20, dois espelhos 21, 22, uma unidade ecrã 18, dois motores de passo 24, 25 e um microprocessador 26. Produtos LRF adequados para utilização nesta invenção são vendidos pela Laser Atlanta Corporation e são capazes de emitir impulsos laser e receber os reflexos destes impulsos reflectidos em objectos afastados e computar a distância relativamente a estes objectos. O sistema 10 é disposto de forma a estabelecer ligação 28 entre a porta série do LRF 20 e o microprocessador 26. Através desta ligação, o LRF 20 envia dados de medição aproximadamente a cada 1/400 de segundo para o microprocessador 26. Os componentes de hardware, geralmente designados 23, do sistema 20 são controlados pelo microprocessador programado 26. Além disso, o microprocessador 26 alimenta dados para o ecrã 18. Como a interface para o piloto, o ecrã 18 encontra-se acima do pátio de estacionamento 16 para mostrar ao piloto a distância entre o avião e o ponto de paragem 29, o tipo de aeronave 30 que o sistema pensa que se aproxima e a localização lateral do avião 31. Com este ecrã, o piloto pode ajustar a aproximação do avião 12 ao pátio de estacionamento 16 para assegurar que o avião se encontra no ângulo correcto para chegar ao pátio de estacionamento. Se o ecrã 18 mostrar o tipo incorrecto de aeronave 30, o 15 piloto pode abortar a aproximação antes que ocorra qualquer dano. A dupla verificação assegura a segurança dos passageiros, avião e instalações do aeroporto porque se o sistema tentar estacionar um 747 de maiores dimensões num pátio de estacionamento previsto para um 737 é provável que ocorram danos em grande escala.

Para além do ecrã 18, o microprocessador 26 processa os dados do LRF 20 e controla a direcção do laser 20 através da ligação 32 para os motores de passo 24, 25. Os motores de passo 24, 25 estão ligados aos espelhos 21, 22 e movem-nos em resposta a instruções do microprocessador 26. Assim, o controlo dos motores de passo 24, 25 permite ao microprocessador 26 alterar o ângulo dos espelhos 21, 22 e apontar os impulsos laser do LRF 20.

Os espelhos 21, 22 apontam o laser reflectindo os impulsos laser para fora, pela pista do aeroporto. Numa forma de realização preferida, o LRF 20 não se move. A detecção com o laser é efectuada com espelhos. Um espelho 22 controla o ângulo horizontal do laser enquanto o outro espelho 21 controla o ângulo vertical. Ao activar os motores de passo 24, 25, o microprocessador 26 controla o ângulo dos espelhos e, assim, a direcção do impulso laser. O sistema 10 controla o espelho horizontal 22 para atingir um rastreio horizontal continuo dentro de um ângulo ±10° em passos angulares de aproximadamente 0,1 ° que são equivalentes a 16 micropassos por passo com o motor de passo Escap EDM-453. Um passo angular é tomado por cada resposta da unidade de leitura, isto é, aproximadamente a cada 2,5 ms. O espelho vertical 21 pode ser controlado para alcançar um rastreio vertical +20 e -30° em passos 16 angulares de aproximadamente 0,1° com um passo a cada 2,5 ms. O espelho vertical é utilizado para detectar verticalmente quando a altura do nariz está a ser determinada e enquanto a aeronave 12 está a ser identificada. Durante o modo de localização, o espelho vertical 21 é ajustado continuamente para manter o rastreio horizontal fixo na ponta do nariz da aeronave 12.

Relativamente à fig. 3, o sistema 10 divide o campo defronte longitudinalmente em três partes. A secção mais distante, a cerca de 50 metros é a zona de captura 50. Nessa zona 50, o sistema 10 detecta o nariz da aeronave e faz uma estimativa por alto da posição lateral e longitudinal da aeronave 12. Dentro da zona de captura 50 encontra-se a área de identificação 51. Nessa área o sistema 10 verifica o perfil da aeronave 12 comparando com um perfil gravado 51. Nessa área, o sistema 10 verifica o perfil da aeronave 12 nessa região relativamente a uma linha pré-determinada no monitor 18. Finalmente, mais próximo do LRF 20 encontra-se o monitor ou área de localização 52. Na área do monitor 52, o sistema 10 mostra a posição lateral e longitudinal da aeronave 12 relativamente à posição correcta de paragem, no máximo grau de precisão. No final da área do monitor 52 encontra-se o ponto de paragem 53. No ponto de paragem 53, a aeronave encontrar-se-á na posição correcta no estacionamento 16.

Para além do hardware e do software, o sistema 10 mantém uma base de dados contendo perfis de referência para qualquer tipo de aeronave que possa encontrar. Nessa base de dados, o sistema guarda o perfil para cada tipo de aeronave como um perfil horizontal e vertical que reflecte o padrão de eco esperado para esse tipo de aeronave. 17

Conforme o quadro I, o sistema mantém o perfil horizontal na forma de um quadro I cujas colunas 40 estão indexadas por passo angular e cujas colunas 41 estão indexadas pela distância relativamente à posição de paragem para esse tipo de aeronave. Para além das filas indexadas, o quadro inclui uma fila 42 que indica o ângulo vertical relativamente ao nariz do avião a cada distância desde o LRF, uma fila 44 que indica o factor forma k para o perfil e uma fila 45 que indica o número dos valores de perfil para cada distância do perfil. A fuselagem 43 do quadro I contém as distâncias previstas para esse tipo de aeronave a vários ângulos e distâncias de detecção a partir de do ponto de paragem 53.

Teoricamente, os passos angulares 50 e as distâncias 50 até ao ponto de paragem 53 exigiriam um quadro I com 50 x 50 ou seja 2500 entradas. No entanto, o quadro I contém efectivamente muito menos entradas porque o perfil não prevê um retorno a partir de todos os ângulos e todas as distâncias. Espera-se que um quadro típico contenha efectivamente entre 500 e 1000 valores. Técnicas de programação bem conhecidas proporcionam métodos de manutenção de um quadro parcialmente preenchido sem recorrer à memória necessária para um quadro cheio.

Além do perfil horizontal, o sistema 10 mantém um perfil vertical de cada tipo de aeronave. Esse perfil é guardado do mesmo modo que o perfil horizontal, excepto no que se refere às filas que são indexadas por passos angulares em sentido vertical e o respectivo índice da coluna contém menos distâncias desde a posição de paragem do que o perfil horizontal. O perfil vertical exige menos colunas porque é utilizado apenas para a identificação da 18 aeronave 12 e para determinar a altura do nariz, o que ocorre a um intervalo definido de distâncias desde o LRF 20 na área de identificação 51. Consequentemente, o perfil vertical guarda apenas os ecos esperados dentro desse intervalo sem desperdiçar espaço de armazenamento de dados com valores desnecessários. O sistema 10 utiliza o hardware e base de dados descritos anteriormente para localizar, identificar e monitorizar os seguintes procedimentos:

Relativamente às figs. 4A e 4B, o software executado no microprocessador realiza uma rotina principal contendo sub-rotinas para o modo de calibração 60, modo de captura 62 e modo de estacionamento 400. O microprocessador executa primeiro o modo de calibração 60, depois o modo de captura 62 e depois o modo de estacionamento 400 . Assim que a aeronave 12 está estacionada o programa termina. Estes modos são descritos mais detalhadamente da seguinte forma:

Modo de calibração

Para assegurar a precisão do sistema, o microprocessador 26 é programado para se auto-calibrar de acordo com o procedimento ilustrado na fig. 5 antes de capturar uma aeronave 26 e a vários intervalos durante a detecção. Calibrar o sistema 10 assegura que a relação entre os motores de passo 24, 25 e a direcção apontada é conhecida. A capacidade de medição do comprimento do LRF 20 é também verificada.

Relativamente à fig. 6, para calibração, o sistema 10 utiliza uma placa quadrada 66 com uma posição conhecida. A placa 66 é montada a 6 metros do LRF 20 e à mesma altura que o LRF 20. 19

Para calibrar, o sistema define (cx, β) como (0, 0) fazendo com que o laser seja direccionado para a frente. O espelho vertical 22 é depois tombado de forma que o feixe laser seja orientado para trás, para um espelho traseiro ou adicional 68 que reorienta o feixe para a placa de calibração 66. (100) O microprocessador 26 utiliza depois os motores de passo 24, 25 para mover os espelhos 21, 22 até encontrar o centro da placa de calibração 66. Assim que encontra o centro da placa de calibração 66, o microprocessador 26 regista os ângulos (acp. βορ) nesse ponto e compara-os com os ângulos esperados guardados. (102) O sistema 10 compara ainda a distância indicada até ao centro da placa 66 com um valor esperado guardado. (102) Se os valores registados não corresponderem aos valores guardados, o microprocessador 26 altera as constantes de calibração que determinam os valores esperados, até corresponderem. (104, 106) No entanto, se qualquer um desses valores se desviar demasiado dos valores guardados no momento da instalação, é indicado um alarme. (108)

Modo de captura

Inicialmente, a torre do aeroporto 14 notifica o sistema 10 para esperar uma aeronave 12 e o tipo de avião a esperar. Esse sinal coloca o software em modo de captura 62 como delineado na fig. 7. Em modo de captura 62, o microprocessador 26 utiliza os motores de passo 24, 25 para dirigir o laser para rastreio da zona de captura 50 horizontalmente para o avião 12. Esse rastreio horizontal é realizado num ângulo vertical, correspondente à altura do nariz do tipo esperado de aeronave no ponto central da zona de captura 50. 20

Para determinar a altura correcta a rastrear, o microprocessador 26 calcula o ângulo vertical para o impulso laser como: P/=arctan [ (H-h)//f ] em que H = altura do LRF 20 acima do solo, h = a altura do nariz da aeronave esperada e lr = a distância a partir do LRF 20 no meio da zona de captura 50. A equação resulta num ângulo vertical para o espelho 12 que irá permitir que a pesquisa seja executada à altura correcta no meio da zona de captura 50 para o avião 12 esperado.

Em alternativa, o sistema 10 pode guardar numa base de dados valores para Pf para diferentes tipos de aeronave a uma dada distância. No entanto, guardar pf limita a flexibilidade do sistema 10 porque pode capturar uma aeronave 12 apenas a uma distância simples do LRF 20.

Na zona de captura 50 e utilizando o ângulo vertical, o microprocessador 26 dirige o laser para rastrear horizontalmente em impulsos com intervalos de aproximadamente 0,1°. O microprocessador 26 rastreia horizontalmente variando α o ângulo horizontal a partir de uma linha central que parte do LRF 20, entre ±amax, um valor definido no momento da instalação. Tipicamente amax é definido para 50, o que, utilizando impulsos de 0,1 graus, é equivalente a 5 0 e resulta num rastreio de 10 °. A libertação de impulsos laser resulta em eco ou em reflexões de objectos na zona 50 de captura. O aparelho de detecção do LRF 20 captura os impulsos reflectidos, regista a distância até ao objecto a partir do tempo entre a transmissão do impulso e a recepção do eco e envia o valor 21 da distância calculada para cada eco para 0 microprocessador 26. 0 micro processador 26 armazena, em registos separados num equipamento de armazenamento de dados, o número total de ecos ou hits em cada sector de grau I da zona 50 de captura. (70) E porque os impulsos são gerados em intervalos de grau 0,1, em cada sector podem ocorrer até dez ecos. O microprocessador 26 regista esses hits em variáveis designadas sa onde a varia de 1 a 10 para reflectir cada grau do corte da zona 50 de captura de grau dez .

Para além disso, ao registar o número de hits por sector, o microprocessador 26 regista, também num aparelho de armazenamento de dados, a distância do LRF 20 até ao objecto para cada hit ou eco. Registar a distância para cada reflexo requer um suporte de armazenamento suficientemente grande para registar até dez hits em cada grau 1 da zona 50 de captura ou até 100 valores possíveis. E porque, em muitos casos, a maioria das entradas estará vazia, as técnicas de programação bem conhecidas podem diminuir esses requisitos de armazenamento tendo sempre disponível 100 registos alocados a esses valores.

Assim que os dados estiverem disponíveis para leitura, o microprocessador 26 regista informaticamente o número total de ecos, ST, no leitor ao somar os sa's. O microprocessador 26 calcula então o SM, a maior soma de ecos em três sectores adjacentes. (72) Por outras palavras, SM é a maior soma de (Sa_i, Sa, Sa+i) .

Assim que calcula SM e ST, o microprocessador 26 determina se os ecos provêm duma nova aeronave 12. Se SM não for maior do que 24, não se descobriu nenhuma aeronave 22 12 e o microprocessador 26 regressa ao início do modo de captura 62. Se o número maior de ecos, SM, for maior do que 24 (74), foi então localizado uma "possível" aeronave 12. Se tiver sido localizado uma "possível" aeronave 12, o microprocessador verifica se SM/ST é maior do que 0,5 (76), ou então os três sectores adjacentes com a soma maior contêm, pelo menos, metade de todos os ecos recebidos durante a leitura.

Se SM /SM for maior do que 0,5, o microprocessador 26 calcula a localização do centro do eco. (78, 82) A localização angular do centro do eco é calculada como segue: al ~ ttv + (Se+| - S._|)/(Sa.2 + S„ + SB*|) em que Sa é o Sa que resultou em SM e cxv é o sector angular que corresponde a esse Sa. A posição longitudinal do centro do eco é calculada como segue: 1 10

n i = I em que lavi são os valores avaliados, ou distâncias até ao objecto, para os impulsos que transmitem um eco do sector av e em que n é o número total de valores avaliados nesse sector. (78, 82) O maior número possível dos valores calculados é dez, logo, n tem que ser inferior ou igual a dez .

No entanto, se SM/ST < 0,5, os ecos poderão ter sido resultado de neve ou duma outra aeronave que tenha passado numa rota perto. Se a causa se tratar duma aeronave em rota 23 próxima, essa aeronave encontra-se possivelmente bastante perto da linha central, pelo que se assume que cxt deveria ser zero em vez do valor abaixo calculado e lt deveria ser a distância média facultada pelos três sectores médios. (80) Se a distribuição da distância for demasiado extensa, o microprocessador 26 não descobriu uma aeronave 12 e retoma o início do modo captura 62. (81).

Após calcular a posição da aeronave 12, o sistema 10 passa para o modo estacionamento 400. Modo Estacionamento. O modo estacionamento 400 ilustrado nas Figs. 4A e 4B incluem quatro fases, a fase de localização 84, a fase de medição da altura 86, a fase de reconhecimento de perfil 404 e a fase de critérios da aeronave 408. Na fase de localização 84, o sistema 10 monitoriza a posição da aeronave em aproximação 12 e faculta ao piloto informação sobre a localização axial 31 e distância do ponto de paragem 53 da aeronave através do monitor 18. O sistema 10 inicia a localização da aeronave 12 por meio de leitura horizontal.

No que se refere à Fig. 8, durante a primeira leitura na fase de localização, o microprocessador 26 direcciona o LRF 20 para enviar os impulsos laser em fases angulares únicas, α ou, de preferência, em intervalos de grau 0,1 entre (cxt - ap - 10) e (cxt + ap + 10), onde at é determinado durante o modo captura 62 como a posição angular do centro do eco e cxp é a maior posição angular na coluna de perfil actual que contém os valores da distância.

Após a primeira leitura, α anda para a frente e para trás com um passo por valor LRF recebido entre (as - ap - 24 10) e (oís + oíp + 10), em que as é a posição angular do azimute determinada durante a leitura anterior.

Durante a fase de localização 84, o ângulo vertical β é definido ao nivel necessário para a aeronave 12 identificada na sua distância actual do LFR 20, a qual é obtida a partir do Quadro I do perfil de referência. A coluna de perfil actual é a coluna que representa uma posição menor do que mas mais aproximada de lt. 0 microprocessador 26 utiliza a distância do ponto de paragem 53 para encontrar o ângulo vertical para a distância actual da aeronave no Quadro I de perfil. Durante a primeira leitura, a distância, it' calculada durante o modo captura 62, determina a coluna apropriada do Quadro I de perfil e, deste modo, o ângulo para a aeronave 12. Para cada leitura subsequente, o microprocessador 26 utiliza β na coluna do Quadro I de perfil, reflectindo a distância actual do ponto de paragem 53. (112)

Utilizando os dados das leituras e os dados no Quadro I de perfil horizontal, o microprocessador 26 cria um Quadro de Comparação II. O Quadro de Comparação II é uma tabela a duas dimensões com o número do impulso, ou número de fase angular, como o índice 91, i, para as filas. Utilizando esse índice, é possível aceder, para cada fila, à seguinte informação representada como colunas da tabela: li 92, distância medida para o objecto nessa fase angular; Ik 93, o valor medido compensado para inclinação causado pela deslocação (igual a 1± menos a qualidade sm, a deslocação total durante a última leitura, menos a qualidade i vezes sp, a deslocação media durante cada fase na última leitura, i.e., 1±-(sm-isp) ) ; d± 94, a distância 25 entre o perfil gerado e o perfil de referência (igual a r±j, o valor do perfil para o ângulo correspondente à distância do perfil j menos lkl) ; ai 95, a distância do nariz da aeronave e o equipamento de medição (igual a r]50, o valor de perfil de referência a zero graus, menos di) ; ac 96, a estimativa da distância do nariz após cada fase (igual a am, a distância do nariz no final da última leitura, menos a quantidade i vezes sp) ; ad, a diferença estimada entre a distância medida do nariz (igual ao valor absoluto de a± menos ac) ; e Nota 97, a qual indica os ecos que são possivelmente criados por uma aeronave.

Durante a primeira leitura na fase de localização 84. o sistema 10 utiliza a coluna de perfil horizontal que representa a posição duma aeronave, j, menos do que mas o mais próximo do valor de lt, · Para cada nova leitura, é escolhida a coluna de perfil, cujo valor é menos do que mas mais próximo de (am - sm) em que am é a última distância medida para a aeronave 12 e sm é a deslocação da aeronave durante a última leitura. Para além disso, os valores de perfil são transferidos lateralmente por as para compensar a posição lateral da aeronave. (112)

Durante cada leitura, o microprocessador 26 gera igualmente um Quadro de Distribuição de Distância (DDT). Este quadro contém a distribuição dum valor si à medida que estes vão surgindo no Quadro de Comparação II. Assim, este Quadro de Distribuição de Distância possui uma entrada que representa o número de ocorrências de cada valor de ax no Quadro de Comparação II com incrementos de um metro entre 10 a 100 metros. 26

Após cada leitura, o sistema 10 utiliza o DDT para

calcular a distância média am, para o ponto de paragem 53 correcto. O microprocessador 26 faz a leitura dos dados no DDT para encontrar as duas entradas adjacentes no DDT para as quais a soma dos seus valores é a mais elevada. O microprocessador 26 sinaliza então a coluna da Nota 97 no Quadro de Comparação II para cada fila que contém uma entrada para ai que corresponde a ambas as duas filas DDT com a soma mais elevada. (114) O sistema 10 determina então o desvio lateral da compensação. (116) O microprocessador 26 define primeiro: 2d “ ttmu ' ®min em que α max S Oímin são os valores mais altos e mais baixos de a para um bloco de compensação continuo de valores dj no Quadro de Comparação II. Para além disso, 0 microprocessador 26 calcula:

y.-K para a metade superior da sinalização d3 no bloco e: Y2= £di para a metade inferior do bloco. Utilizando Yi e Y2 "a" 116 é calculado como: a - k x (Y, - Y, )/d2 em que k é apresentado no perfil de referência. Se "a" exceder um determinado valor, de preferência definido para um, presume-se que existe um desvio lateral aproximadamente igual a "a". A coluna 1± do Quadro de Comparação II é 27 depois mudado "a" passos e o Quadro de Comparação II é recalculado. 0 processo continua até "a" ser mais pequeno do que um valor empiricamente estabelecido, preferencialmente um. A mudança total, oís, da coluna 1± é considerada igual ao desvio lateral ou compensação. (116) Se a compensação lateral é superior a um valor pré-determinado, de preferência definido para um, o perfil é ajustado lateralmente antes da leitura seguinte. (118, 120)

Após a compensação lateral ter sido verificada, o microprocessador 26 faculta o total de ajustamentos laterais do perfil, o que corresponde à posição lateral 31 da aeronave 12, no monitor 18. (122) O microprocessador 26 calcula depois a distância para o nariz da aeronave, am

a™ * £(flagged a^yN onde N é o número total de a± assinalados a partir de am, o microprocessador 26 pode calcular a distância da aeronave 12 até ao ponto de paragem 53 ao subtrair a distância desde LRF 20 até ao ponto de paragem 53 desde a distância do nariz da aeronave. (124)

Uma vez calculada a distância para o ponto de paragem 53, o microprocessador 26 calcula a deslocação média durante a última leitura, sm. A deslocação durante a última leitura é calculada como segue: 3,,,.( * 9η, em que am-i, e am pertencem às duas últimas leituras. Para a primeira leitura na fase de localização 84, Sm é 28 definido para 0. A deslocação média durante cada fase é calculada da seguinte forma:

Sp.S^P onde P é o número total de fases para o último ciclo de leitura. O microprocessador 26 irá informar o piloto da distância para o ponto de paragem 53 ao mostrar o mesmo na unidade de visualização 18, 29. Ao exibir a distância para o ponto de paragem 29, 53 após cada leitura, o piloto recebe informação constantemente actualizada em tempo real de qual a distância a que se encontra a aeronave 12 para parar.

Se a aeronave 12 se encontrar na área de visualização 52, tanto a posição lateral 31 como a posição longitudinal 29 são exibidas no monitor 18. (126,128) Assim que o microprocessador 26 exibir a posição da aeronave 12, a fase de localização termina.

Uma vez concluída a fase de localização, o microprocessador 26 verifica que a localização não foi perdida ao verificar que o número total de filas assinaladas dividido pelo número total de valores calculados, ou ecos, na última leitura é maior do que 0,5. (83) Por outras palavras, se mais de 50% dos ecos não corresponder ao perfil de referência, a localização está perdida. Se se perder a localização e a aeronave 12 se encontrar a uma distância superior a 12 metros do ponto de paragem, o sistema 10 retoma o modo captura 62. (85) Caso se perder a localização e a aeronave 12 se encontrar a uma distância inferior a ou igual a 12 metros do ponto de 29 paragem 53, o sistema 10 acciona o sinal de paragem para informar o piloto gue perdeu a localização. (85, 87)

Se a localização não tiver sido perdida, o microprocessador 26 determina se a altura do nariz foi determinada. (13) Se a altura ainda não tiver sido determinada, o microprocessador 26 entra na fase de medição da altura 86. Se a altura já tiver sido determinada, o microprocessador 26 verifica se o perfil foi determinado (402) .

Na fase de medição de altura, ilustrada na Fig. 9, o microprocessador 26 determina a altura do nariz da aeronave direccionando o LRF 20 para leitura vertical. A altura do nariz é utilizada pelo sistema para assegurar que as leituras horizontais são realizadas ao longo da ponta do nariz .

Para verificação da altura do nariz, o microprocessador 26 define β para um valor pré-determinado βιηΕχ e depois reduz o mesmo para intervalos de grau 0,1 uma vez por impulse recebido/reflectido até atingir βπύη, outro valor pré-determinado. 3min e βπ^χ são definidos durante a instalação e são tipicamente - 20 e 30 graus respectivamente. Depois de β atingir βπύη o microprocessador 26 direcciona os motores das fases, 24, 25 até atingir βπ^χ-Essa leitura vertical é feita com α definido para as, a posição do azimute da última leitura.

Utilizando a distância calculada da aeronave, o microprocessador 26 selecciona a coluna no quadro de perfil vertical mais próxima da distância calculada. (140) Utilizando os dados da leitura e os dados na tabela de leitura vertical, o microprocessador 26 cria um quadro de 30 comparação aqui apresentado abaixo como Quadro II. O Quadro II é uma tabela a duas dimensões com o número do impulso, ou número de fase angular, como o indice 91, i, para as filas. Utilizando esse indice, é possível aceder, para cada fila, à seguinte informação representada como colunas da tabela: 1± 92, distância medida para o objecto nessa fase angular; Iki 93, o valor medido compensado para inclinação causado pela deslocação (igual a 1± menos a quantidade sm, a deslocação total durante a última leitura, menos a quantidade, i, vezes sp, a deslocação média durante cada fase na última leitura), dx 94, a distância entre o perfil gerado e o perfil de referência (igual a r13, o valor do perfil para o ângulo correspondente à distância do perfil j menos lki) , ai 95, a distância entre o nariz da aeronave e o equipamento de medição (igual a rj50, o valor de perfil de referência a zero graus, menos di) , ac 96, a estimativa da distância do nariz após cada fase (igual a am, a distância do nariz no final da última leitura, menos a quantidade i vezes sp) , ad, a diferença estimada e a distância medida do nariz (igual ao valor absoluto de a± menos ac) , e Nota 97, a qual indica os ecos que são possivelmente criados por uma aeronave 12.

Durante cada leitura, o microprocessador 26 gera igualmente um Quadro de Distribuição de Distância (DDT). Este quadro contém a distribuição de valores ak à medida que aparecem no Quadro 11. Deste modo, o DDT possui uma entrada que representa o número de ocorrências de cada valor de ak no Quadro II num metro de diferenciais entre 10 a 100 metros.

Durante cada rastreio, o microprocessador 26 gera também um Quadro de Distribuição de Distância (Distance 31

Distribution Table - DDT) . Este quadro contém a distribuição de valores a± como aparecem no quadro 11. Assim o DDT possui uma entrada que representa o número de ocorrências de cada valor de oíí no quadro II e com incrementos de 1 metro entre 10 e 100 metros.

Após cada leitura, o sistema 10 utiliza o DDT para calcular a distância média, am, para o ponto de paragem 53 correcto. O microprocessador 26 faz a leitura dos dados no DDT para encontrar as duas entradas adjacentes no DDT para as quais a soma dos seus valores é a mais elevada. O microprocessador 26 sinaliza então a coluna da Nota 97 no Quadro II para cada fila que contém uma entrada para a^ que corresponde a ambas as duas filas DDT com a soma mais elevada. (142)

Uma vez calculada a distância média para o ponto de paragem 53 correcto, o microprocessador 26 calcula a deslocação média durante a última leitura, sm. A deslocação durante a última leitura é calculada como segue: - *Wl " em que am-i e am pertencem às duas últimas leituras. Para a primeira leitura na fase de localização 84, Sm é definido para 0. A deslocação média sp durante cada fase é calculada da seguinte forma:

sp = s(I/P onde P é o número total de fases para o último ciclo de leitura.

Para calcular a altura actual do nariz adiciona-se a altura nominal do nariz, altura pré-determinada da aeronave 32 esperada quando vazia, ao desvio vertical ou de altura. Consequentemente, para determinar a altura do nariz, o sistema 10 determina primeiro o desvio vertical ou de altura (144) O desvio vertical é calculado ao se definir: 2d = pmM-Pmin em que (3max e βΓηΐη são os valores mais altos e mais baixos de β para um bloco de compensação continuo de valores d3 no Quadro de Comparação II. Para além disso, o microprocessador 26 calcula: Υ.-Σ4 para a metade superior da sinalização d± no bloco e; para a metade inferior do bloco. Utilizando Yi e Y2' "a" é calculado como

a = k x (Y, - Y3)/dJ em que k é apresentado no perfil de referência. Se "a" exceder um determinado valor, de preferência um, presume-se que existe um desvio vertical aproximadamente igual a "a". A coluna 1; é depois deslocada "a" passos, o Quadro de Comparação II passa a uma segunda leitura e "a" é recalculado. Esse processo continua até "a" ser mais pequeno do que o valor apresentado, preferencialmente um. A deslocação total, β5 da coluna 1± é considerada igual ao desvio de altura. (144) Os valores βι no Quadro de Comparação II na vertical são depois ajustados como βί + Δβ3 em que o desvio de altura Δβ3 é: 33 δΡ; - β, χ (a^p + 3,)/(^ + 0^ e em que amp é o valor válido am quando β3 foi calculado.

Uma vez determinado o desvio de altura, o microprocessador 26 verifica se esse desvio é maior do que um valor já pré determinado, de preferência um. (146) Se o desvio é maior do que esse valor, o microprocessador 26 ajusta verticalmente o perfil que corresponde a essa compensação. (148) 0 microprocessador 26 regista o ajuste vertical como o desvio da altura nominal do nariz. (150) A altura actual da aeronave é a altura nominal do nariz mais o desvio.

Se a altura do nariz for determinada ou uma vez executada a fase de medição da altura 86, o microprocessador 26 entra na fase de identificação ilustrada na Fig. 10. (133, 88) Na fase de identificação 88, o microprocessador 26 cria um Quadro de Comparação II para fazer reflectir os resultados de outra leitura vertical e os conteúdos do quadro de perfil. (152, 154). É realizada outra leitura vertical na fase de identificação 88 pois a leitura anterior pode ter facultado dados suficientes para a determinação da altura mas não suficientes para a identificação. Efectivamente, poderá ser necessário realizar várias leituras antes de se poder fazer uma identificação positiva. Após calcular a compensação vertical 156, verificar que não é demasiado grande (158) e ajustar verticalmente o perfil correspondente à compensação (160) antes que a compensação baixe para valores abaixo dum determinado número, de preferência um, o microprocessador 26 calcula a distância média entre os ecos marcados e o 34 perfil e distância média entre os ecos marcados e essa distância média. (162) A distância média dm entre o perfil avaliado e corrigido e o desvio T dessa distância média são calculadas após uma leitura vertical e uma leitura horizontal, tal como segue:

do^Id/N

Τ-ΣΙ4- <U/N

Se T for inferior a um determinado valor, de preferência 5, para ambos os perfis, a aeronave 12 é julgada como sendo a do tipo correcto considerando que foi recebido um número de ecos suficiente. (164) A verificação de se foi recebido um número de ecos suficiente tem como base: N/tamanho>0, 75 em que N é o número de ecos "aceites" e "tamanho" é o número máximo de valores possível. Se a aeronave 12 não for do tipo correcto, o microprocessador acciona o sinal de paragem 136 e suspende o modo de estacionamento 400.

Se o perfil for determinado (402) ou uma vez executada a fase de determinação (404), o microprocessador 26 determina se os critérios da aeronave estão estabelecidos (406) . Caso contrário, avança-se para fase de critérios da aeronave 408, ilustrada nas Figs.ll e 12.

De modo a se satisfazer os critérios, os ecos necessitam regressar do local onde existe um motor na aeronave esperada. Considerando que existe incerteza nas medições, poderão existir ecos que efectivamente provêm do motor mas que parecem surgir do exterior do mesmo. Por 35 conseguinte, é necessário definir um espaço Vi, denominado o volume interior ou o volume activo, à volta do motor de modo a que os ecos dentro de Vi sejam considerados como provenientes do motor. Fig. 12 apresenta uma amostra de Vi à volta do motor 13 dum aparelho 12.

Um motor é caracterizado em que para uma leitura horizontal existe uma superfície reflectora circundada por espaço livre. De modo a se poder discriminar entre um motor e, por ex., uma asa, deverá ser definido um outro espaço Vo à volta do motor onde deverá existir nenhum eco ou mínimo eco. 0 espaço Vo é denominado o volume exterior ou o volume passivo. Fig. 12 apresenta também uma amostra do Vo à volta do Vi. 0 motor é definido pelas suas coordenadas (dx, dy, dz) para o centro da frente do motor relativamente ao nariz e pelo seu diâmetro D. Esses parâmetros são registados numa base de dados para todos os tipos de aeronaves.

Vi e Vo são definidos pela extensão lateral (direcção x) e longitudinal (direcção z) a partir desse centro do motor. A posição vertical do motor é facultada como (altura do nariz + dy) .

Para um motor na asa, Vi e Vo são definidos pela seguinte série de coordenadas: Vi: direcção x: ±(D/2 + 1 m) direcção z: + 3 m, - 1 m

Vo: direcção x: ± 2 m de Vi direcção z: ±1,5 m de Vi

No que respeita aos motores da cauda, a definição é a mesma excepto para Vo na direcção x, a qual é obtida por + 2 m de Vi. Caso contrário os ecos da fuselagem podem 36 integrar-se com o Vo e os critérios não seriam deste modo cumpridos.

Finalmente, os critérios são

Vi/(Vi + Vo) > 0,7 O valor limite 0,7 nos critérios é definido empiricamente. Os limites acima indicados para Vi e Vo são igualmente definidos empiricamente. Neste momento os valores são escolhidos de forma a evitar falhas de ID desnecessárias. Esses valores são diferentes e dependem apenas do local onde se encontra o motor - se na asa se na cauda. Como os dados de estacionamento são acumulados, estes podem ser ajustados, provavelmente diferentes para tipos diferentes de aeronaves, para se atingir uma discriminação cada vez melhor. A fase de critérios da aeronave 408 aplica os princípios tal como definido no fluxograma da Fig. 11. Quando se inicia a fase de critérios da aeronave, o LRF é direcionado no sentido do motor ou outros critérios da aeronave seleccionados na fase 1102. Na fase 1104, encontra-se o número de ecos em Vi e na fase 1106 encontra-se o número de ecos em Vo. Na fase 1108, é determinado se Vi/(Vi+Vo) exceder o valor limite. Caso positivo, os critérios da aeronave são considerados como cumpridos (OK) na fase 1110. Caso contrário, os critérios da aeronave são indicados como não cumpridos (não OK) na fase 1112.

Se os critérios da aeronave tiverem sido determinados (406) ou uma vez concluída a fase de critérios da aeronave (408), o microprocessador 26 determina se a aeronave 12 foi identificada. (410). Se a aeronave 12 tiver sido identificada, o microprocessador 26 verifica se a aeronave 37 12 alcançou a posição de paragem. (412) . Se a posição de paragem é alcançada, o microprocessador 26 acciona o sinal de paragem, pelo que o sistema 10 conclui o modo estacionamento 400. (414) Se a aeronave 12 não alcançou a posição de paragem, o microprocessador 26 regressa à fase de localização 84.

Se a aeronave 12 não é identificada, o microprocessador 26 verifica se a distância da aeronave 12 da posição de paragem 53 é menor ou igual a 12 metros. (416) Se a aeronave 12 se encontrar a não mais de 12 metros da posição de paragem 53, o sistema 10 acciona o sinal de paragem para informar o piloto que a identificação falhou. (418) Após exibir o sinal de paragem, o sistema 10 encerra.

Se a aeronave 12 se encontrar a mais de 12 metros da posição de paragem 53, o microprocessador 26 volta à fase de localização 84.

Numa possível implementação, a distância nominal (longitudinal e lateral) desde o nariz ao motor é utilizada como critério de aeronave. Nessa implementação, o estacionamento é interrompido se a distância nariz-ao-motor, tal como calculado na fase 408, for mais do que dois metros mais curta que a distância estimada para a aeronave esperada. Se a diferença se enquadrar dentro de dois metros, poderá ser ainda possível aceitar uma aeronave de tipo errado com segurança. Neste ultimo caso, se a margem de segurança entre o motor e uma estrutura do pátio do aeroporto for de três metros para o tipo correcto de aeronave, a margem de segurança para o outro tipo de aeronaves será ainda de, pelo menos, um metro. Os testes revelam que a posição do motor pode alocada dentro 38 aproximadamente de ± 1 metro e que a altura do nariz pode ser determinada para dentro de aproximadamente ± 0,5 metros.

Fig. 13 mostra a distância nominal desde o nariz ao motor duma aeronave. A distância do nariz do avião até ao seu motor 13 é de particular preocupação, uma vez que o motor 13 está em tal posição que uma má identificação pode originar uma colisão entre o motor 13 e um componente do pátio. São também apresentados limites de tolerância para parte da frente e traseiras para a posição do motor 13 que define as extensões da frente e traseiras de Vi.

Fig. 14 apresenta uma aplicação do procedimento de identificação acima descrito e, principalmente, apresenta o que poderá acontecer se o sistema for definido para uma determinada aeronave 12a seleccionada, sendo uma outra aeronave 12 B a tentar estacionar no pátio. Se um tipo de aeronave 12B for diferente da aeronave 12A seleccionada, a aeronave 12B será parada com o nariz na mesma posição, na qual o nariz da aeronave 12A seleccionada seria parado, nariz na mesma posição, na qual o nariz da aeronave 12A seleccionada seria parado. Consequentemente, a margem de segurança, a qual compreende a distância do motor até ao componente mais próximo do pátio, tal como a ponte 15, é diferente para a aeronave 12A e aeronave 12B se a distância do nariz-ao-motor dessas aeronaves for diferente. Tal como é possível observar pela Fig. 14, a margem de segurança para a aeronave 12B é igual à margem de segurança para a aeronave 12A menos a diferença das distâncias nariz-ao-motor. Se, por exemplo, a margem de segurança para a aeronave 12A é 3 m, e a distância nariz-ao-motor para a aeronave 12B for 3,5 mais curta do que a da aeronave 12A, o 39 motor 13B da aeronave 12B irá colidir com a ponte 15. Por conseguinte, se todos os tipos de aeronaves, para as quais a distância nariz-ao-motor é demasiado curta comparativamente à distância para a aeronave 12A forem parados, i.e., não aceites na porta, a margem de segurança pode ser sempre mantida a um nivel aceitável.

Será agora considerada uma situação, na qual a aeronave se encontra num ângulo relativamente à DGS 10. Tal como mostrado na Fig. 15A, uma primeira aeronave 12D pode ser correctamente alinhada com as DGS10, enquanto uma segunda aeronave 12D pode desviar-se do alinhamento correcto por um ângulo de guinada. Uma descrição ao mais alto nível da técnica utilizada numa situação destas é que o ângulo de guinada da aeronave é determinado e o perfil é rodado de modo a coincidir com o ângulo de guinada.

Fig. 15 apresenta um fluxograma da técnica. Na fase 1502, as coordenadas polares dos ecos que retornaram da aeronave são convertidos em coordenadas cartesianas. Na fase 1504, é calculado o ângulo de guinada. Na fase 1506, é rodado o perfil do eco. Na fase 1508, são detectadas as características ID na forma atrás já descrita. A fase 1502 é conduzida da seguinte maneira. As coordenadas do eco recebidas da aeronave são convertidas de coordenadas polares (otj r-j) para coordenadas Cartesianas (Xj,Yj) com origem na ponta do nariz (oínariz^ rnariz) e com o eixo-y ao longo da linha da unidade laser até à ponta do nariz, como segue:

Xj=rjSinoij yj=rjCosaj-rnariz 40

Fase 1504 é conduzida duma forma que será explicada com referência às Figs. 16 e 17. Fig. 16 é um diagrama que apresenta a geometria das linhas de regressão em ambos os lados da ponta do nariz. Fig. 17 é um fluxograma que apresenta as fases no algoritmo. O algoritmo tem por base as linhas de regressão, calculadas para ecos numa região definida atrás da ponta do nariz. Se se verificar um número suficiente de ecos em ambos os lados do nariz, então o ângulo de guinada é calculado a partir da diferença no ângulo entre as linhas de regressão. Se só for possível calcular a linha de regressão dum lado do nariz, por exemplo, devido ao ângulo de guinada, então o ângulo de guinada é calculado a partir da diferença no angulo entre essa linha de regressão e a parte correspondente do perfil de referência.

Na fase 1702, as coordenadas do eco são convertidas em coordenadas Cartesianas (xp,yj) da maneira acima descrita. Na fase 1704, são calculadas as coordenadas aproximadas da ponta do nariz.

Na fase 1706, os ecos são avaliados da seguinte forma. Os ecos não representativos para a forma geral do quadro dos ecos são removidos antes de se proceder ao cálculo do ângulo do quadro do eco. A avaliação do eco tem início na origem (a ponta do nariz assinalada) e elimina ambos os ecos se um dos ecos se encontrar à mesma distância ou a uma menor distância na próxima fase angular mais elevada.

Na fase 1708, é calculada a distância Rni para a ponta do nariz como

41

Na fase 1710, para cada lado da ponta do nariz, os ecos são seleccionados para os quais Rn] são maiores do que Rmint o qual é constante (pela ordem de 1 - 2 m) definido especificamente para cada tipo de aeronave. Na fase 1712, são calculadas as seguintes médias:

Xteftmean ~ ^left X --Xjlefi Xrightmean ~ right X — Xjright

y/eftmean ~ N^left X ^Yjleti Vrightmean ~ ^right X — íyrigW X^lettmean ~ ^nleft x — x jleft rightmean ~ ^nrightx “ X^jright

Xyleftmean ~ ^^left X — (Xjíeft Xypeã) rightmean ~~ rightx “ í*right X yright) em que n = o número de ecos > Rmin num respectivo lado, e os índices direitos ou esquerdos identificam o lado respectivo ao qual se aplica uma determinada quantidade.

Na fase 1712, cada ângulo da linha de regressão vreg para o eixo y é calculado como segue: v = arccot «8 ,'St mc&tS mtftn mton A média em índice deverá entender-se como média esquerda ou média direita de acordo o cálculo do ângulo -se este é calculado no lado esquerdo ou direito do nariz. O ângulo de guinada γ é calculado da seguinte maneira. Na fase step 1714, é determinado se o número n de ecos em ambos os lados do nariz é maior do que o valor N determinado N, por exemplo, 5. Caso positivo, então na fase 1718, γ é calculado da seguinte forma: Y ~ íVM^+V«*r>Kta)/2, em que vregieft e vregright sao os ângulos calculados para os lados esquerdo e direito do nariz utilizando o procedimento da fase 1712. Por outro lado, se η < N num dos lados do nariz, é utilizado o perfil de referência para 42 realizar o cálculo. Na fase 1720, é identificado o lado e segmento do perfil, o qual corresponde ao lado em que n > N. Na fase 1722. É calculado o ângulo vrefreg para esse segmento utilizando o procedimento da fase 1712. Posteriormente, é calculado γ na fase 1718 como γ = (Vrefreg " Vreg) .

Uma vez calculado o ângulo de guinada, então, na fase 1506, o perfil do eco é rodado em concordância. Mais especificamente, o perfil do eco é convertido de um sistema de coordenadas Cartesianas (x,y) para outro sistema (u, v) o qual tem a mesma origem mas é rodado por um ângulo igual ao ângulo de guinada γ, tal como demonstrado na Fig. 18. A rotação do perfil do eco será agora descrita com referência às to Figs. 18 e 19.

Na fase 1902, são calculadas as coordenadas aproximadas da ponta do nariz. Na fase 1904, as coordenadas do eco são convertidas de polares para coordenadas Cartesianas (xi, yi) com a ponta do nariz como origem do sistema de coordenadas. A técnica utilizada para este fim foi já acima descrita. Na fase 1906, as coordenadas do eco são convertidas do sistema de coordenadas (x,y) para o sistema de coordenadas (u,v), tal como mostrado na Fig. 18, através das seguintes fórmulas:

Ui=xicos γ + y±sin y;

Vi^XiSinY+yiCOSY.

As coordenadas do eco assim rodadas são utilizadas para identificar a aeronave na maneira acima descrita.

Será agora descrito como estabelecer os parâmetros, definindo linhas do centro (CL's), curvas assim como 43 rectas, com referência às Figs. 20-22. Um sistema de estacionamento pode lidar com inúmeras linhas de centro por meio da técnica a ser descrita. A CL é especificada como uma curva linear composta, em que α, 1 são coordenadas (a - laterais, 1-longitudinalmente) para pontos de ruptura e são utilizadas como nos parâmetros definidos. O número de coordenadas utilizado é escolhido com respeito à precisão da posição exigida. Uma CL recta é, deste modo, definida pelas coordenadas de dois pontos (por exemplo, à distância do clipe e numa posição de parado) . O número de coordenadas necessárias para uma CL curva depende do seu raio. O microprocessador 26 é utilizado no modo de definição de CL da fase 2002, na qual as CL' s são mapeadas no microprocessador. Uma CL a ser definida, é seleccionada a partir de um menu. Um ou mais polos de calibragem com altura conhecida e um topo que seja facilmente reconhecível no quadro de calibragem são colocados em diferentes posições nessas CL. Para cada polo - a altura do polo é digitada e clicado o topo do polo conforme aparece no quadro de calibragem. As coordenadas α e 1 para o polo são automaticamente introduzidas no quadro para essa CL. O processo é repetido para cada polo. As coordenadas para os vários polos são colocadas por ordem no quadro pelos seus valores 1. O número de polos necessário depende do tipo de Cl, sendo que com uma coordenada recta são necessários apenas dois polos e com uma CL curva são necessários mais. O cálculo da compensação do nariz para a roda dianteira do nariz será agora abordado. Normalmente, a CL é facultada como a localização da roda dianteira, mas a 44 orientação dada à aeronave é, normalmente, baseada na posição do nariz. Isto significa que, no caso de uma CL curva, que também as coordenadas CL deverão ser convertidas em coordenadas-nariz, ou a posição do nariz deverá ser convertida em posição da roda dianteira. Esta última é a opção escolhida, o que significa que o ângulo de guinada (v rot) da aeronave é determinado na fase 2004 pela forma acima descrita. A posição nariz-roda dianteira (cxw, lw) é calculada na fase 2006 como segue:

O, · 0.+ /w x sín + !nw x cos O (em rad.) L’K + L x cos em que oin, ln: medição da posição do nariz; lnw: distância nariz-roda; e vrot: estimativa do ângulo de guinada da aeronave. A compensação da roda do nariz a partir de CL é calculada na fase 2008 como segue:

Compensação= α±-α„ + (1„-1±) (α±+1-1±) em que ap h é o par da coordenada CL com valor I±- mesmo abaixo de In; e cti+í, h+i é o par de coordenada CL com valor 1±- mesmo acima de lw. 45

Os cálculos da fase 2006 serão agora explicados com referência à Fig. 21, na qual:

Inw: distância nariz-roda dianteira v: estimativa do ângulo de guinada da aeronave x: estimativa da posição lateral de nariz-roda dianteira α„ » αΛ + x/(/„+/„* x cos v) (em rad.)

lw» t* + l„XCOSV x * x sin v

Os cálculos da fase 2008 serão agora explicados com

referência à Fig. 22, na qual x0/ yo representa a posição estimada da roda dianteira e x±/ y± representa os pontos de ruptura no modelo linear composto de CL curvada. A compensação "real" a partir da CL é a distância calculada num ângulo direito relativamente à CL. Uma aproximação dessa distância é a distância calculada num ângulo direito relativamente ao feixe do laser a partir do sistema de estacionamento. Essa distância corresponde ao valor (xm -x0) na Fig. 22. Considerando que o valor absoluto não é importante, é utilizado o valor de aproximação. Da Fig. 22, conclui-se que

Compensação = (xm-x0) =xí-x0+ (yo-yi) (xí+i-Yí) .

Enquanto uma realização preferida da presente invenção tenha sido apresentada acima em detalhe, os especialistas na técnica irão rapidamente apreciar que outras realizações 4 6 possam ser realizadas no âmbito da invenção. Por exemplo, enquanto a fase de critérios da aeronave 408 é divulgada utilizando a razão Vi/(Vi+Vo), poderá ser antes utilizada a diferença Vi-Vo. A variação numérica especifica acima divulgada deveria ser considerada como sendo mais ilustrativa do que limitativa. Os especialistas na técnica terão capacidade para obter outras razões numéricas, consoante necessário, de modo a adaptar a invenção a outros modelos de aeronaves ou a necessidades especificas de vários aeroportos. A presente invenção deverá ser interpretada como limitada apenas pelas reivindicações em anexo.

Quadro I 41

42 78,25 78 77,5 23 44 5 5 5, 6 10 45 1 2 3 50 0 XX XX XX XX 1 ' XX XX XX XX 2 XX XX XX XX 3 XX XX XX XX 4 XX XX XX XX 5 XX XX XX XX 6 XX XX XX XX 7 XX XX XX XX 8 XX XX XX XX 9 XX XX XX XX 50 XX XX XX XX 43 47

Quadro II

91 92 93 94 95 96 97 i 1± l-1 1-1 d a± ae Nota 1 XX XX XX XX XX XX 2 XX XX XX XX XX XX 3 XX XX XX XX XX XX 4 XX XX XX XX XX XX 5 XX XX XX XX XX XX 6 XX XX XX XX XX XX 50 XX XX XX XX XX XX 100 XX XX XX XX XX XX 48

REFERÊNCIAS CITADAS NA DESCRIÇÃO A presente listagem de referências citadas pela requerente é apresentada meramente por razões de conveniência para o leitor. Não faz parte da patente de invenção europeia. Embora se tenha tomado todo o cuidado durante a compilação das referências, não é possível excluir a existência de erros ou omissões, pelos quais o EPO não assume nenhuma responsabilidade.

Patentes de invenção citadas na descrição * US 4995102 A [0003] " WO 9313104 A [0603] * £P 188757 A [0003] * WO §315416 A [0003]

Claims

1 REIVINDICAÇÕES 1. Sistema para determinação de um ângulo de guinada (γ) de um objecto detectado, sistema esse que compreende: meios de projecção (21, 22) para a projecção de impulsos de luz sobre o objecto detectado; meios de recolha (20) para recolha de impulsos de luz reflectidos no objecto detectado e para a detecção de uma forma do objecto detectado de acordo com os impulsos de luz e meios de determinação do ângulo para determinar o ângulo de guinada (γ) a partir da forma detectada pelos meios de recolha (20); em que o objecto detectado compreende um nariz com uma ponta do nariz e um lado esquerdo e um lado direito relativamente à ponta do nariz e em que os meios de determinação do ângulo de guinada (γ) a partir de uma porção da forma que é adjacente à ponta do nariz; determinando ainda os meios de determinação do ângulo o ângulo de guinada (γ) , utilizando uma geometria de uma parte do nariz que é uma região definida logo atrás da ponta do nariz, em que os meios de determinação do ângulo caracterizado por determinar pelo menos uma linha de regressão ou mais do lado esquerdo e/ou do lado direito de forma a que os meios de determinação do ângulo sejam capazes de calcular o ângulo de guinada (1) a partir de uma diferença no ângulo entre a linha de regressão e uma parte correspondente de um perfil de referência para o objecto detectado ou uma diferença no ângulo entre as linhas de regressão. 2

2. Método para determinação de um ângulo de guinada (γ) de um objecto detectado, cujo método compreende: projecção de impulsos de luz sobre o objecto detectado; recolha de impulsos de luz reflectidos no objecto detectado e para a detecção de uma forma do objecto detectado de acordo com os impulsos de luz e determinação do ângulo de guinada (γ) a partir da forma detectada pelos meios de recolha (20); o objecto detectado compreende um nariz com uma ponta do nariz e um lado esquerdo e um lado direito relativamente à ponta do nariz e em que a referida fase de determinação compreende a determinação do ângulo de guinada (γ) a partir de uma porção da forma que é adjacente à ponta do nariz; utilizando ainda a fase de determinação do ângulo de guinada (γ) uma geometria de uma parte do nariz que é uma região definida logo atrás da ponta do nariz, caracterizado por ser determinada pelo menos uma linha de regressão ou mais do lado esquerdo e/ou do lado direito de forma que o ângulo de guinada (γ) seja calculado a partir de uma diferença no ângulo entre a linha de regressão e uma parte correspondente de um perfil de referência para o objecto detectado ou uma diferença no ângulo entre as linhas de regressão.