Системы опознавания и наведения при парковке воздушных судов

Системы опознавания и наведения при парковке воздушных судов

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Эта заявка является частичным продолжением в настоящее время рассматриваемой заявки на патент США № 09/429609, зарегистрированной 29 октября 1999 г., которая является частичным продолжением заявки на патент США № 08/817368, зарегистрированной 17 июля 1997 г., теперь - патента США № 6023665, который является национальным этапом США международной заявки РСТ № PCT/SE94/00968, зарегистрированной 14 октября 1994 г. и опубликованной 25 апреля 1996 г. под номером WO 96/12265 A1. Описания заявок на патенты, таким образом, включены в данное описание в качестве ссылочного материала во всей их полноте.

Это изобретение относится к системам для определения местонахождения, опознавания и сопровождения объектов. Более конкретно, оно относится к системам определения местоположения, опознавания и наведения при парковке воздушных судов и к способам управления наземным движением для определения местонахождения и опознавания объектов на аэродроме и для безопасной и эффективной парковки воздушного судна на таком аэродроме.

В последние годы значительно увеличился объем пассажирских, грузовых и других воздушных перевозок, включающих взлеты, посадки и другие виды наземного движения воздушных судов. Кроме того, отмечено увеличение количества наземных транспортных средств обеспечения, которые требуются для разгрузки грузов, обслуживания кухни воздушного судна и текущего обслуживания и обеспечения всего самолета. При таком значительном увеличении наземного движения возникла необходимость в усилении мер контроля и безопасности при направлении воздушных судов на парковку и опознавания их на аэродроме.

Типичными системами известного уровня техники, которые были предложены для обнаружения наличия воздушного судна и другого движения на аэродроме, являются системы, описанные в патенте США № 4995102, европейском патенте № 188757 и опубликованных заявках РСТ WO 93/13104 и WO 93/15416.

Однако ни одна из этих систем не была признана удовлетворительной с точки зрения обнаружения наличия воздушного судна на аэродроме, особенно в неблагоприятных климатических условиях, вызывающих ухудшение видимости, которые возникают при тумане, выпадении снега или дождя со снегом. Кроме того, ни одна из систем, раскрытых в ссылках известного уровня техники, не способна опознавать и проверять конкретный тип приближающегося воздушного судна. Кроме того, ни одна из известных систем не обеспечивает получение адекватной техники сопровождения и парковки воздушного судна в назначенном пункте остановки, таком как погрузочный выход аэропорта. Также ни одна из известных систем не обеспечивает получение технического решения, которое позволяет выполнять адекватную калибровку входящей в них аппаратуры.

Система, описанная в указанной выше первоначальной заявке, направлена на преодоление указанных выше проблем посредством сопоставления контуров. Световые импульсы от лазерного дальномера (LRF) проецируются в угловых координатах на самолет. Световые импульсы отражаются от самолета и по ним определяется конфигурация самолета или части самолета, например носовой части. Определенная конфигурация сравнивается с контуром, соответствующим конфигурации известной модели самолета, для определения, соответствует ли определенная конфигурация конфигурации известной модели.

Однако эта система имеет недостаток. Часто две или более моделей самолетов имеют настолько похожие контуры носовой части, что одну модель часто ошибочно принимают за другую. В частности, при неблагоприятных погодных условиях многие отраженные импульсы теряются и, таким образом, распознавание контура становится менее надежным. Поскольку модели подобны, но не идентичны в конфигурации фюзеляжа, правильное положение при парковке одной модели может привести к столкновению двигателя другой с физическим препятствием.

Таким образом, сохранялась проблема создания систем, которые достаточно безопасны и надежны в широком диапазоне погодных условий для обеспечения обнаружения объектов, таких как воздушное судно, и других участников наземного движения на аэродроме.

В дополнение к этому, в течение долгого времени была насущной необходимость в системах, которые не только способны обнаруживать такие объекты, как воздушное судно, но которые также обеспечивают эффективное опознавание обнаруженного объекта и проверку опознавания такого объекта, например обнаруженного воздушного судна, с необходимой степенью достоверности независимо от превалирующих погодных условий и интенсивности наземного движения.

Кроме того, долгое время оставалась неудовлетворенной потребность в системах, которые способны точно и эффективно сопровождать и наводить объекты, такие как прибывающее воздушное судно, к пригодным пунктам остановки, таким как погрузочный выход аэропорта. Кроме того, долговременной, требующей разрешения проблемой оставалось получение точной и эффективной техники калибровки для таких систем.

Из указанного выше можно легко понять, что в данной области техники существует необходимость в более точном опознавании воздушного судна.

Таким образом, главной задачей настоящего изобретения является установление различий среди множества моделей воздушных судов с идентичными или почти идентичными конфигурациями носовой части.

Другой задачей настоящего изобретения является усовершенствование обнаружения воздушного судна таким образом, чтобы избежать происшествий при парковке воздушного судна.

Для решения указанных выше и других задач настоящее изобретение предусматривает опознавание воздушного судна в процессе выполнения двух операций. Сначала сопоставление контуров выполняется способом, известным из указанной выше первоначальной заявки. Затем выполняется сопоставление по меньшей мере одного признака воздушного судна. При сопоставлении признака воздушного судна в качестве основы для распознавания среди самолетов избирают компонент воздушного судна, такой как двигатель. Смещение этого компонента относительно другого компонента, местоположение которого легко обнаруживается, такого как носовая часть, определяется следующим образом. Определяют внутренний объем, в котором ожидается расположение двигателя, и также определяют внешний объем, окружающий внутренний объем. Лазерный дальномер наводят на внутренний и внешний объемы для получения отраженных импульсов из этих объемов. Получают отношение количества отраженных импульсов из внутреннего объема и количества отраженных импульсов из обоих объемов. Если этот показатель превышает заданное пороговое значение, считается, что двигатель находится во внутреннем объеме и воздушное судно считается опознанным. Если опознавание воздушного судна еще допускает двоякое толкование, может обнаруживаться другой признак самолета, такой как хвостовая часть.

Признаками воздушного судна, избранными для второй фазы опознавания, являются физические различия, обнаруживаемые лазерным дальномером. Примером такого признака является местоположение по длине и по ширине двигателя относительно носовой части воздушного судна. Для определения, что воздушное судно опознано, рисунок отраженных импульсов должен не только отражать фюзеляж правильной формы. Он должен также отражать наличие двигателя в положении относительно носовой части, в котором ожидается наличие двигателя воздушного судна. Другими примерами признаков, которые могут использоваться, являются положение основной опоры, положение крыльев и положение хвостовой части.

Сопоставление, предпочтительно, выполняют только относительно признака, характерного для ожидаемого типа воздушного судна. Выполнение сопоставления относительно признаков всех других возможных типов будет отнимать слишком много времени. Такое сопоставление может также выполняться относительно каждого типа воздушного судна, которое может приземляться в конкретном аэропорту.

Для каждого выхода аэропорта определено положение остановки для каждого типа воздушного судна, которое планируется парковать у этого выхода. При приближении к выходу любого другого типа может возникать угроза безопасности. Положение остановки определяют так, что существует достаточный запас безопасности между выходом и воздушным судном для исключения столкновения. Положение остановки для каждого типа воздушного судна часто определяют как положение передней стойки шасси, когда дверь находится в надлежащем положении относительно выхода. В системе существует база данных, в которой хранятся данные о расстоянии от носа до передней стойки шасси для каждого типа воздушного судна. Система парковки наводит воздушное судно относительно положения его носовой части и останавливает самолет так, что его нос находится в положении, в котором у правильно определенного типа самолета передняя стойка шасси находится в правильном положении остановки. Если стыкуется самолет неправильно определенного типа и если его крылья и двигатели расположены ближе к носу, чем у самолета надлежащего типа, существует риск столкновения с выходом.

В ходе фазы определения признаков воздушного судна могут быть проверены все признаки самолета, заданные для ожидаемого типа самолета. Если воздушное судно имеет контур, который может использоваться для его отличия от любого другого типа, что является редким случаем, контур будет единственным признаком воздушного судна. В другом случае проверяют другой признак, такой как положение двигателя, и если опознавание еще допускает двоякое толкование, проверяют еще один признак, такой как положение хвостовой части.

Лазерный дальномер наводят для получения отраженных импульсов из внутреннего и внешнего объемов. Если отношение количества отраженных импульсов из внутреннего объема и количества отраженных импульсов из обоих объемов больше порогового значения, воздушное судно опознается как имеющее двигатель в надлежащем положении, и характерный признак, таким образом, соответствует ожидаемому. Однако отношение количеств отраженных импульсов является лишь примером теста, используемого для оценки наличия двигателя в надлежащем положении или для определения, поступают ли отраженные импульсы от какого-то другого источника, например крыла. В случаях, когда это является единственным признаком, воздушное судно считается опознанным. В другом случае должен проверяться другой заданный признак (например, высота носа самолета, или оценивается другой признак самолета).

Если необходимо, для опознавания одного конкретного типа самолета может использоваться несколько характеристик, таких как хвостовая часть, стойки шасси и т.д. Затем определяют внутренний и внешний объемы для каждой геометрической характеристики, используемой для опознавания. Точная протяженность объемов зависит от типа конкретного воздушного судна и, таким образом, она является пороговым значением.

Другим идентификационным признаком является высота носа. Высоту носа измеряют так, чтобы обеспечивать горизонтальное сканирование по оконечности носа. Измеренная высота носа также сравнивается с высотой ожидаемого воздушного судна. Если два значения отличаются более чем на 0,5 м, воздушное судно рассматривается как самолет ненадлежащего типа и парковка прекращается. Значение, составляющее 0,5 м, задано тем фактом, что высота земной поверхности часто изменяется на линии движения воздушного судна, что затрудняет измерение с более высокой точностью.

Изобретение приспособлено для использования "интеллектуальных" алгоритмов, которые сводят к минимуму потребность в обработке сигналов и одновременно сводят к минимуму влияние неблагоприятной погоды и слабой отражающей способности поверхности самолета. Преимуществом является то, что могут использоваться недорогие микрокомпьютеры и/или ресурс компьютера освобождается для выполнения других задач и парковка возможна почти при всех погодных условиях.

Одним важным в этом отношении алгоритмом является алгоритм обработки эталонных контуров. Информация о контурах хранится как комплект контуров. Каждый контур в комплекте отражает ожидаемый рисунок отраженных импульсов для воздушного судна, находящегося на определенном расстоянии от системы. Положение воздушного судна вычисляется посредством вычисления расстояния между полученным рисунком отраженных импульсов и ближайшим эталонным контуром. Интервал расстояний между контурами в комплекте подобран таким коротким, что последующее вычисление может выполняться с использованием приближений и все же будет сохранять необходимую точность. Вместо использования масштабирования с рядом умножений, что является трудной операцией, может использоваться простое сложение и вычитание.

Другим важным алгоритмом является алгоритм для определения бокового смещения воздушного судна от надлежащей линии движения. Алгоритм предусматривает большей частью операции сложения и вычитания и лишь очень немного операций умножения и деления. Вычисление основано на районах между эталонным контуром и рисунком отраженных импульсов. Поскольку эти районы не так сильно подвержены влиянию изменений положения или отсутствия отдельных отраженных импульсов, алгоритм становится очень нечувствительным к помехам вследствие неблагоприятной погоды.

Процедура калибровки допускает проверку калибровки по объекту, находящемуся сбоку от системы. Преимущество состоит в том, что такая проверка калибровки возможна также, когда перед системой нет доступного неподвижного объекта. В большинстве случаев перед системой нет объектов, которые можно использовать. Очень важно регулярно выполнять проверку калибровки. С системой может что-то происходить, например, так, что направление наведения системы изменяется. Это может происходить вследствие оптической или механической погрешности в системе или вследствие рассогласования, вызванного внешней силой, например от проехавшего автомобильного тягача. Если это происходит, система может приводить к столкновению воздушного судна с объектами, расположенными сбоку от его надлежащей линии движения.

Другим аспектом настоящего изобретения является то, что оно может легко адаптироваться для учета угла рыскания самолета. Угол рыскания полезно знать по двум причинам. Во-первых, знание угла рыскания облегчает точную парковку воздушного судна. Во-вторых, когда угол рыскания определен, контур поворачивается соответственно для более точного сопоставления.

В процессе проверки определяется, находятся ли в определенном положении, например, относительно носа, определенные геометрические характеристики, такие как двигатель. Если воздушное судно направлено под углом к системе наведения при парковке (DGS), что происходит часто, этот угол должен быть известен для того, чтобы знать, где искать признаки. Процедура выполняется следующим образом:

1. Преобразование полярных координат (угол, расстояние) отраженных импульсов в прямоугольные координаты (х, у).

2. Вычисление угла рыскания.

3. Поворот контура отраженных импульсов для соответствия углу рыскания, вычисленному для воздушного судна.

4. Определение наличия идентификационных характеристик.

Угол рыскания в типичном варианте вычисляется способом, который включает определение углов регрессии по обе стороны от носа воздушного судна. В более широком смысле используется геометрия части воздушного судна, расположенной сразу за носом. До сих пор это считалось невозможным.

Еще один аспект изобретения относится к центральным линиям, нанесенным в районе парковки. Изогнутые парковочные центральные линии наносят в качестве правильной линии движения, которой должно следовать переднее шасси, но которая не является линией движения для носа. Если система наведения при парковке не измеряет непосредственно фактическое положение переднего шасси, знание угла рыскания необходимо для его вычисления на основе данных измерения, таких как положение носа. Затем может вычисляться положение переднего шасси относительно изогнутой центральной линии.

Для этого предусмотрены система и способ для определения, следует ли транспортное средство по центральной линии, причем транспортное средство имеет нос и шасси, а система содержит запоминающее устройство для хранения (I) координат, представляющих траекторию центральной линии, и (II) расстояния между носом и шасси, устройство обнаружения для определения (I) положения носа и (II) угла рыскания транспортного средства и вычисляющее устройство для вычисления (I) положения шасси по положению носа, углу рыскания, определенного устройством обнаружения, и расстоянию, хранящемуся в запоминающем устройстве, и (II) смещения шасси от центральной линии по координатам, хранящимся в запоминающем устройстве, и положению шасси.

Признаки и преимущества изобретения будут понятны при ознакомлении со следующим подробным описанием, данным в сочетании с прилагаемыми чертежами, на которых:

фиг.1 изображает вид, показывающий систему при ее использовании в аэропорту;

фиг.2 изображает схематический вид, показывающий общую компоновку элементов предпочтительной системы, соответствующей настоящему изобретению;

фиг.3 изображает вид сверху в плане, показывающий зону обнаружения перед стыковочным выходом, которая образована для обнаружения и опознавания приближающегося воздушного судна;

фиг.4А и 4В совместно изображают схему последовательности операций, показывающую главную программу и режим парковки работы системы;

фиг.5 изображает схему последовательности операций, показывающую режим калибровки системы;

фиг.6 изображает вид, показывающий компоненты для выполнения режима калибровки;

фиг.7 изображает схему последовательности операций, показывающую режим захвата работы системы;

фиг.8 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу сопровождения работы системы;

фиг.9 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу измерения высоты при работе системы;

фиг.10 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу опознавания при работе системы;

фиг.11 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу определения признака воздушного судна работы системы;

фиг.12 изображает схему, показывающую внутренний и внешний объемы вокруг двигателя воздушного судна, используемые в фазе определения признака воздушного судна;

фиг.13 изображает схему, показывающую пределы допусков измеренного расстояния от носа до двигателя для принятия решения о допуске воздушного судна к выходу;

фиг.14 изображает схему, показывающую зависимость запаса безопасности от расстояния между носом и двигателем в ситуации, когда воздушное судно неприемлемого типа паркуется у выхода;

фиг.15 изображает схему последовательности операций, показывающую базовые операции, используемые при опознавании воздушного судна, которое имеет угол рыскания относительно выхода аэропорта;

фиг.15А изображает схему, показывающую геометрию угла рыскания;

фиг.16 изображает схему, показывающую геометрию, используемую для определения линий регрессии, которые используются при вычислении угла рыскания;

фиг.17 изображает схему последовательности операций, показывающую операции, используемые для вычисления угла рыскания;

фиг.18 изображает схему, показывающую геометрию, используемую для поворота контура отраженных импульсов;

фиг.19 изображает схему последовательности операций, показывающую операции, используемые для поворота контура отраженных импульсов;

фиг.20 изображает схему последовательности операций, показывающую операции, используемые для вычисления смещения переднего шасси воздушного судна от центральной линии;

фиг.21 изображает схему, показывающую геометрию положения переднего шасси относительно положения носа; и

фиг.22 изображает схему, показывающую геометрию положения переднего шасси относительно центральной линии.

Таблица I представляет предпочтительный вариант Таблицы горизонтального эталонного контура, которая используется для установления идентичности воздушного судна данной системой.

Таблица II представляет предпочтительный вариант Таблицы сравнения, которая используется в системах, соответствующих настоящему изобретению, для эффективной и надежной парковки воздушного судна.

Теперь будут сделаны ссылки на фиг.1-22 и Таблицы I-II, на которых одинаковые ссылочные позиции обозначают подобные элементы на разных фигурах. В нижеследующем подробном описании пронумерованные операции, изображенные в схемах последовательности операций, как правило, обозначены номером в круглых скобках, следующим за такими ссылками.

Как показано на фиг.1, системы наведения при парковке, соответствующие настоящему изобретению, в целом обозначенные позицией 10 на фигурах, предусматривают компьютеризированное определение местоположения объекта, проверку идентичности объекта и сопровождение объекта, причем объектом, предпочтительно, является воздушное судно (самолет) 12. При работе, когда диспетчерская башня 14 осуществляет посадку воздушного судна 12, она информирует систему о том, что самолет приближается к выходу 16, и об ожидаемом типе самолета (то есть 747, L-1011 и т.д.). В этом случае система 10 сканирует район перед выходом 16, пока не обнаружит местоположение объекта, который она опознает как самолет 12. Затем система 10 сравнивает измеренный контур воздушного судна 12 с эталонным контуром ожидаемого типа самолета и оценивает другие геометрические признаки ожидаемого типа самолета. Если обнаруженное воздушное судно не соответствует ожидаемому контуру и другим признакам, система информирует диспетчерскую башню 14 или подает ей сигнал и выключается.

Если объектом является ожидаемое воздушное судно 12, система 10 сопровождает его к выходу 16, отображая для пилота в реальном масштабе времени расстояние, оставшееся до надлежащей точки 29 остановки, и положение 31 самолета 12 в боковом направлении. Положение 31 самолета 12 в боковом направлении отображается на дисплее 18, что позволяет пилоту корректировать положение самолета при приближении к выходу 16 под правильным углом. Когда воздушное судно 12 находится в точке 53 его остановки, этот факт отображается на дисплее 18 и пилот останавливает самолет.

Как показано на фиг.2, система 10 включает лазерный дальномер (LRF) 20, два зеркала 21, 22, дисплейный блок 18, два шаговых электродвигателя 24, 25 и микропроцессор 26. Лазерные дальномеры, пригодные для использования согласно настоящему изобретению, поставляет Laser Atlanta Corporation и они способны излучать лазерные импульсы и принимать отражения этих импульсов, отраженные от удаленных объектов, и вычислять расстояние до этих объектов.

Система 10 устроена таким образом, что она имеет соединение 28 между последовательным портом лазерного дальномера 20 и микропроцессором 26. По этому соединению лазерный дальномер 20 посылает данные измерений приблизительно каждую 1/400 долю секунды в микропроцессор 26. Компоненты аппаратного обеспечения системы 20, обозначенные в целом номером 23, управляются программируемым микропроцессором 26. В дополнение к этому микропроцессор 26 подает данные на дисплей 18. В качестве интерфейса для пилота над выходом 16 расположен дисплейный блок 18 для показа пилоту расстояния, на котором находится самолет от точки 29 остановки, типа 30 самолета, который приближается по данным системы, и положения 31 самолета в боковом направлении. Используя этот дисплей, пилот может корректировать подход самолета 12 к выходу 16 для обеспечения того, что самолет будет находиться под правильным углом для достижения выхода. Если дисплей 18 показывает не тот тип 30 самолета, пилот может прервать подход до того, как произойдет какое-либо повреждение. Эта двойная проверка обеспечивает безопасность для пассажиров, самолета и оборудования аэропорта, поскольку, если система пытается парковать больший 747 у выхода, где ожидается 737, это с большой вероятностью может привести к обширным повреждениям.

В дополнение к работе с дисплеем 18 микропроцессор 26 обрабатывает данные, полученные от лазерного дальномера 20 и управляет наведением лазера 20 по соединению 32 с шаговыми электродвигателями 24, 25. Шаговые электродвигатели 24, 25 соединены с зеркалами 21, 22 и приводят их в движение в соответствии с командами микропроцессора 26. Таким образом, посредством управления шаговыми электродвигателями 24, 25, микропроцессор 26 может изменять угловое положение зеркал 21, 22 и наводить лазерные импульсы лазерного дальномера 20.

Зеркала 21, 22 наводят лазерное излучение посредством отражения лазерных импульсов наружу поверх бетонного покрытия аэропорта. В предпочтительном варианте осуществления изобретения лазерный дальномер 20 неподвижен. Сканирование лазером осуществляется зеркалами. Одно зеркало 22 управляет горизонтальным углом наведения лазера, тогда как другое зеркало 21 управляет вертикальным углом наведения. Посредством приведения в действие шаговых электродвигателей 24, 25 микропроцессор 26 управляет угловым положением зеркал и, таким образом, направлением лазерных импульсов.

Система 10 управляет зеркалом 22 горизонтального наведения для выполнения непрерывного горизонтального сканирования в пределах ±10 градусов угловыми шагами приблизительно по 0,1 градуса, которые эквивалентны 16 микрошагам за шаг для шагового электродвигателя Escap EDM-453. Один угловой шаг выполняется при каждом ответном сигнале от считывающего устройства, то есть приблизительно каждые 2,5 мс. Зеркало 21 вертикального наведения может управляться для выполнения вертикального сканирования между +20 и -30 градусами угловыми шагами приблизительно по 0,1 градуса по одному шагу каждые 2,5 мс. Зеркало вертикального наведения используется для вертикального сканирования при определении высоты носа и опознавании воздушного судна 12. В режиме сопровождения зеркало 21 вертикального наведения непрерывно регулируется для поддержания горизонтального сопровождающего сканирования оконечности носовой части самолета 12.

Как показано на фиг.3, система 10 делит расположенное перед нею поле по дальности на три части. Самая дальняя часть на удалении приблизительно от 50 метров является зоной 50 захвата. В этой зоне 50 система обнаруживает носовую часть самолета и делает грубую оценку положения самолета 12 в боковом и продольном направлениях. Внутрь от зоны 50 захвата располагается район 51 опознавания. В этом районе система 10 сверяет контур самолета 12 с хранящимся контуром 51. В этом районе система 10 сверяет контур самолета 12 в части, относящейся к заданной линии на дисплее 18. Наконец, ближайшим к лазерному дальномеру 20 районом является район отображения или район 52 сопровождения. В районе отображения 52 система 10 отображает на дисплее положение самолета 12 в боковом и продольном направлении относительно надлежащего положения остановки с наивысшей для нее степенью точности. В конце района отображения 52 находится точка 53 остановки. В точке 53 остановки самолет будет в правильном положении у выхода 16.

В дополнение к аппаратному обеспечению и программному обеспечению система 10 поддерживает базу данных, содержащую эталонные контуры любого типа самолета, который может здесь появиться. В базе данных система хранит контуры для каждого типа самолета как горизонтальный и вертикальный контуры, представляющие ожидаемый рисунок отраженных сигналов для этого типа самолета.

Обратившись к Таблице I, можно видеть, что система поддерживает горизонтальный контур в форме Таблицы I, в которой ряды 40 представлены угловым шагом и в которой колонки 41 представлены расстоянием до положения остановки для этого типа самолета. В дополнение к этим пронумерованным рядам таблица содержит ряд 42, представляющий вертикальный угол относительно носа самолета на каждом расстоянии до лазерного дальномера, ряд 44, представляющий коэффициент k формы контура, и ряд 45, представляющий количество значений контура для каждого расстояния, соответствующего контуру. Основная часть Таблицы I содержит значения ожидаемых расстояний для данного типа самолета при разных углах сканирования и расстояниях до точки 53 остановки.

Теоретически, 50 угловых шагов и 50 расстояний до точки 53 остановки потребовали бы Таблицы I, содержащей 50×50 или 2500 записей. Однако Таблица I будет фактически содержать значительно меньше записей, поскольку сопоставление профиля не требует ответных результатов при всех углах на всех расстояниях. Представляется, что типичная таблица будет реально содержать от 500 до 1000 значений. Хорошо известная техника программирования дает способы поддержания частично заполненной таблицы без использования памяти, требуемой для полной таблицы.

В дополнение к горизонтальному контуру система 10 поддерживает вертикальный контур для каждого типа самолета. Этот контур хранится так же, как и горизонтальный профиль, за исключением того, что ряды представлены угловыми шагами в вертикальном направлении и записи в колонках содержат меньшее количество расстояний до положения остановки, чем для горизонтального контура. Вертикальный контур требует меньшего количества колонок, поскольку он используется только для опознавания самолета 12 и для определения высоты положения его носа, что происходит в ограниченном диапазоне расстояний от лазерного дальномера 20 в районе 51 опознавания. Следовательно, для сопоставления вертикального контура хранятся только данные для ожидаемых отраженных сигналов в этом диапазоне без лишнего расходования пространства памяти для не являющихся необходимыми значений.

Система 10 использует описанные выше аппаратное обеспечение и базу данных для определения местоположения, опознавания и сопровождения воздушного судна с использованием следующих процедур:

Как показано на фиг.4А и 4В, работа программного обеспечения микропроцессора выполняет главную программу, содержащую подпрограммы для режима 60 калибровки, режима захвата и режима 400 парковки. Микропроцессор сначала выполняет работу в режиме 60 калибровки, затем в режиме 62 захвата и затем в режиме 400 парковки. Когда самолет 12 припаркован, программа заканчивает работу. Эти режимы описаны более подробно ниже:

Режим калибровки

Для обеспечения точности работы системы микропроцессор 26 запрограммирован для самокалибровки в соответствии с алгоритмом, показанным на фиг.5, до захвата самолета 12 и с разными интервалами в ходе сопровождения. Калибровка системы 10 обеспечивает то, что соотношение между работой шаговых электродвигателей 24, 25 и направлением наведения является известным. Также проверяется способность лазерного дальномера 20 измерять дальность.

Как показано на фиг.6, для калибровки в системе 10 используется квадратная пластина 66, находящаяся в известном положении. Пластина 66 установлена в 6 метрах от лазерного дальномера 20 и на такой же высоте, как и лазерный дальномер 20.

Для выполнения калибровки система устанавливает (α,β) на (0,0), при этом лазер направляется строго вперед. Зеркало 22 вертикального наведения затем наклоняется так, что лазерный луч направляется назад, на заднее или дополнительное зеркало 68, которое переориентирует луч на калибровочную пластину 66. (100) Микропроцессор 26 затем приводит в действие шаговые электродвигатели 24, 25 для приведения в движение зеркал 21, 22, пока он не обнаружит центр калибровочной пластины 66. После обнаружения центра калибровочной пластины 66 микропроцессор 26 сохраняет значения углов (α_ср, β_ср) в этой точке и сравнивает их с хранящимися ожидаемыми углами. (102) Система 10 также сравнивает полученное расстояние до центра 66 пластины с хранящимся ожидаемым значением. (102) Если полученные значения не соответствуют хранящимся значениям, микропроцессор 26 изменяет калибровочные постоянные, которые задают ожидаемые значения, пока они не будут соответствовать. (104, 106) Однако, если любое из этих значений отклоняется слишком сильно от значений, сохраненных при инсталляции, подается сигнал предупреждения. (108)

Режим захвата

Первоначально диспетчерская башня 14 оповещает систему об ожидаемом приближении самолета 12 и ожидаемом типе самолета. Сигнал приводит программное обеспечение в режим 62 захвата, как показано на фиг.7. В режиме 62 захвата микропроцессор 26 приводит в действие шаговые электродвигатели 24, 25 для наведения лазера для горизонтального сканирования зоны 50 захвата самолета 12. Это горизонтальное сканирование выполняется под вертикальным углом, соответствующим высоте носа ожидаемого типа воздушного судна в средней части зоны 50 захвата.

Для определения правильной высоты сканирования микропроцессор 26 вычисляет вертикальный угол для лазерных импульсов как:

β_f=arctan [(H-h)/l_f],

где Н - это высота лазерного дальномера 20 над землей, h - это высота носа ожидаемого самолета и l_f - это расстояние от лазерного дальномера 20 до середины зоны 50 захвата. Это уравнение дает значение вертикального угла для зеркала 21, который обеспечивает поиск на правильной высоте в середине зоны 50 захвата для ожидаемого самолета 12.

В альтернативном варианте система 10 может хранить в базе данных значения β_f для разных типов самолетов на определенном расстоянии. Однако хранение значений β_f ограничивает гибкость системы 10, поскольку она в таком случае может захватывать самолет 12 только на одном расстоянии от лазерного дальномера 20.

С использованием этого вертикального угла для зоны 50 захвата микропроцессор 26 направляет лазер для горизонтального сканирования импульсами, разнесенными приблизительно на 0,1 градуса друг от друга. Микропроцессор выполняет горизонтальное сканирование посредством изменения значения α, то есть горизонтального угла от центральной линии, начинающейся от лазерного дальномера 20 между ±α_макс, значение которого вводится при инсталляции. Как правило, α_макс устанавливают на уровне 50, что при разнесении импульсов на 0,1 градуса эквивалентно 5 градусам и дает сканирование в пределах 10 градусов.

Испускание лазерных импульсов дает отраженные сигналы или отражения от объектов в зоне 50 захвата. Устройство обнаружения лазерного дальномера 20 захватывает отраженные импульсы, вычисляет расстояние до объекта по времени между посылкой импульса и приемом отраженного сигнала и посылает вычисленное значение расстояния для каждого отраженного сигнала в микропроцессор 26. Микропроцессор 26 сохраняет в отдельных регистрах устройства для хранения данных суммарное количество отраженных сигналов или импульсов облучения в каждом секторе величиной в 1 градус в зоне 50 захвата. (70) Поскольку импульсы генерируются с интервалами в 0,1 градуса, в каждом секторе может возникать до десяти отраженных сигналов. Микропроцессор 26 сохраняет эти импульсы облучения как переменные, названные s_α, где α изменяется от 1 до 10 для представления каждого сектора величиной в 1 градус зоны 50 захвата величиной в десять градусов.

В дополнение к сохранению количества импульсов облучения на сектор микропроцессор 26 сохраняет также в устройстве для сохранения данных значение расстояния от лазерного дальномера 20 до объекта для каждого импульса облучения или отраженного сигнала. Сохранение значения расстояния для каждого отражения требует достаточно емкой запоминающей среды для сохранения до десяти импульсов облучения в каждом секторе величиной в 1 градус зоны 50 захвата или до 100 возможных значений. Поскольку во многих случаях большинство записей будут пустыми, хорошо известная техника программирования уменьшает потребность в такой емкости до уровня ниже 100 регистров, всегда назначенных для этих значений.

Когда данные сканирования готовы, микропроцессор 26 вычисляет суммарное количество отраженных сигналов S_T за одно сканирование посредством суммирования значений s_α. Затем микропроцессор 26 вычисляет S_M, наибольшую сумму количества отраженных сигналов в трех соседних секторах. (72) Другими словами, S_M является наибольшей суммой (S_α-1, S_α, S_α+1).

Когда микропроцессор 26 вычислил S_M и S_T, он определяет, являются ли отраженные сигналы исходящими от самолета 12. Если S_M не больше 24 (74),