DE69430270T2

DE69430270T2 - Identifikations- und andockungsführungsanlage für flugzeuge

Info

Publication number: DE69430270T2
Application number: DE69430270T
Authority: DE
Inventors: Lars Millgard
Original assignee: Safegate International AB
Current assignee: ADB Safegate Sweden AB
Priority date: 1994-10-14
Filing date: 1994-10-14
Publication date: 2002-11-21
Anticipated expiration: 2014-10-15
Also published as: EP1172666A2; KR100350402B1; EP0787338A1; EP0787338B1; ATE215252T1; KR970707522A; ES2171523T3; EP1172666B1; JPH10509512A; US6023665A; WO1996012265A1; ES2206373T3; ATE250232T1; DE69430270D1; BR9408629A; JP4034341B2; AU1125195A; TW278141B; EP1172666A3; HK1005960A1

Description

Gebiet der Erfindung

Diese Erfindung betrifft ein System zum Verfolgen eines ankommenden Flugzeugs. Insbesondere betrifft sie ein Flugzeugorts-, Identifikations- und Kopplungsführungssystem für ein sicheres und wirksames Koppeln eines Flugzeugs an einem solchen Flughafen.

Beschreibung des Stands der Technik

In den zurückliegenden Jahren gab es eine signifikante erhöhte Menge von Passagier-, Fracht- und anderem Luftverkehr einschließlich der Starts, Landungen und anderem Flugzeug-Bodenverkehr. Weiterhin zeigte sich eine markante Zunahme der Zahl der Bodenunterstützungsfahrzeuge, die zum Entladen von Fracht, zum Bereitstellen von Catering-Diensten und zum Ausführen einer Wartung und Unterstützung des gesamten Flugzeugs erforderlich sind. Mit dieser erheblichen Zunahme des Bodenverkehrs ergab sich eine Anforderung für eine größere Steuerung und Sicherheit bei der Verfolgung und Identifikation eines Flugzeugs bei einem Flugplatz.
Beispielhafte Systeme nach dem Stand der Technik, die zum Detektieren des Vorliegens eines Flugzeugs oder eines anderen Verkehrs auf einem Flugplatz vorgeschlagen wurden, sind die Systeme, die offenbart sind in dem US-Patent Nr. 4,995,102; dem europäischen Patent Nr. 188 757; und den offengelegten PCT Ameldungen LWO 93/13104 und WO 93/15416.
Ferner wird die deutsche Offenlegungsschrift DE 43 01 637 A1 als nächstliegender Stand der Technik angesehen. Sie offenbart ein Flugzeug- Identifikations- und Verfolgungsleitsystem unter Verwendung eines angleichbaren Spiegelsystems zum Senden eines Lasers für die Bestimmung der Form des Flugzeugs durch Vergleichen der detektierten Form mit der Form bekannter Objekte. Der Typ eines Flugzeugs lässt sich zusammen mit der Distanz und der Seitenposition identifizieren und anzeigen. Es sind Mitte zum Kalibrieren des Systems umfasst.
Das US-Patentdokument US 4319332 A offenbart ein System mit abgetastetem Laser zum Verifizieren der Form eines detektierten Objekts durch Vergleichen der detektierten Form mit der Form bekannter Objekte. Dieses Patentdokument behandelt nicht spezielle Probleme im Zusammenhang mit dem Parken eines Flugzeugs auf einem Flugplatz. Es führt mit sich einen Alarm bei einer Störung, und wenn dies erfüllt ist, hat das System seine Mission erfüllt. Demnach führt es nicht irgendwelche Fahrzeuge zum Parken und Koppeln. Das US-Patentdokument betrifft sicherlich einige fortgeschrittene Merkmale, jedoch wird es zum Bestimmen einer Störung und zum Überwachen einer Verkehrsverletzung verwendet. Als solches und im Ganzen gesehen lehrt es nicht die speziellen Merkmale im Zusammenhang mit dem Parken eines Flugzeugs bei einem Gate.
Jedoch ist keines dieser Systeme zufriedenstellend für das Detektieren des Vorliegens eines Flugzeugs auf einem Flugplatz, insbesondere unter ungünstigen klimatischen Bedingungen, die zu einer verringerten Sichtbarkeit führen, beispielsweise im Zusammenhang mit Nebel, Schnee oder Schneeregen-Bedingungen. Ferner hat keines der in den genannten Referenzen offenbarten Systeme die Fähigkeit zum Identifizieren und Verifizieren der spezifischen Konfiguration eines sich nähernden Flugzeugs. Weiterhin stellt keines der bekannten Systeme adäquate Techniken zum Verfolgen und Koppeln eines Flugzeugs bei einem bezeichneten Stopppunkt wie einem Flugplatzlandegerät bereit. Weiterhin stellt keines der bekannten Systeme Techniken bereit, die eine adäquate Kalibrierung der hierin enthaltenen Instrumente erlaubt.
Demnach war ein fortlaufend bestehendes Problem das Bereitstellen von Systemen, die ausreichend sicher und zuverlässig sind, über einen großen Bereich von Wetterbedingungen, um das Detektieren von Objekten wie einem Flugzeug und anderem Bodenverkehr auf einem Flugplatz zu ermöglichen.
Weiterhin gab es eine lang bestehende Anforderung für Systeme, die nicht nur die Fähigkeit zum Detektieren von Objekten wie einem Flugzeug aufweisen, sondern die auch die effektive Identifikation des detektierten Objekts ermöglichen, sowie das Verifizieren der Identität eines derartigen Objekts, beispielsweise eines detektierten Flugzeugs, und zwar mit dem erforderlichen Umfang an Sicherheit unabhängig von bestehenden Wetterbedingungen und dem Umfang an Bodenverkehr.
Es gibt auch eine lang bestehende, nicht erfüllte Anforderung für Systeme mit der Fähigkeit für ein genaues und wirksames Verfolgen und Leiten von Objekten - beispielsweise ein ankommendes Flugzeug - zu einem geeigneten Stützpunkt, beispielsweise einem Flugplatzlandegate. Zusätzlich war das Bereitstellen genauer und wirksamer Kalibriertechniken für derartige Systeme ein fortlaufendes Problem, das eine Lösung erfordert.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Zum Überwinden der vorgenannten Probleme sind Systeme und Verfahren erforderlich, die die Fähigkeit zum Erzielen einer genauen, sicheren, wirksamen und kostenwirksamen Lokalisierung von Objekten wie einem Flugzeug auf einem Flugplatz haben, sowie für ein geeignetes Identifizieren und Verifizieren der Identität derartiger Objekte. Zusätzlich sind Systeme und Verfahren für ein Verfolgen und eine Kopplungsführung von Objekten wie einem Flugzeug erforderlich, insbesondere in einem Echtzeit-Betriebsmodus. Ferner sind Systeme und Verfahren zum Kalibrieren derartiger Betriebssysteme erforderlich.
Demnach besteht ein primäres technisches Problem der vorliegenden Erfindung in der Bereitstellung derartiger Systeme und Verfahren. In diesem Zusammenhang ist es ein spezifisches technisches Problem der vorliegenden Erfindung, Kopplungsleitsysteme bereitzustellen, die die Fähigkeit zum Bestimmen der präzisen Position aufweisen, sowie zum Verifizieren der Identität eines Flugzeugs auf einem Flugplatz. Ein anderes technisches Problem der Erfindung besteht in der Bereitstellung von Information für ein Individuum oder für Individuen, die das Koppeln oder Parken eines Flugzeugs auf einem Flugplatz steuern, über eine Anzeigeeinheit unter Verwendung von Kommunikationsvorgängen zwischen dem System und einem Personalcomputer und anderen Verfahren zum Überwachen des Gesamtverfahrensbetriebs.
Ein weiteres technisches Betriebsproblem besteht in der Bereitstellung der Sicherheit mit einer digital präzisen Kopplungssteuerung, und ebenso in der Bereitstellung einer Implementierung einer derartigen Steuerung in einer außerordentlich kostenwirksamen Weise.
Ein zusätzliches weiteres technisches Problem besteht in der Bereitstellung der Anzeige von Flugzeugkopplungsinformation durch Anwendung durch einen Piloten, Co-Piloten oder anderes Personal, das ein Flugzeug koppelt, einschließlich von Information im Hinblick auf die Abschlussratendistanz von einem geeigneten Stopppunkt für das Flugzeug. Ein anderes signifikantes technisches Problem besteht in der Bereitstellung eines automatischen Vergleichs und einer automatischen Bestimmung, dahingehend, dass die Flugzeugposition und Eingangsrichtung nicht von dem geeigneten Pfad abweicht, der für den bestimmten Typ des gekoppelten Flugzeugs erforderlich ist, und insbesondere in der Bereitstellung einer visuellen Rückkopplung im Hinblick auf die Abschlussdistanz in einem Herunterzählformat auf einer Anzeige, die vorwärts gegenüber dem Flugzeug positioniert ist, und die die Distanz für das Koppeln enthält, sowie die Position nach links oder rechts gegenüber der geeigneten Mittenlinie für das Koppeln, sowie eine Prüfung des Flugzeugtyps.
Ein zusätzliches anderes technisches Problem besteht in der Bereitstellung von Systemen, die nicht nur eine Azimuthführung entweder für den Piloten oder den Co-Piloten erzielen, sondern auch das Abtasten des Vorfelds zum Ermöglichen einer geeigneten und sicheren Kopplung eines Flugzeug. Ein anderes technisches Problem besteht in der Bereitstellung von Systemen, die besonders sensitiv dahingehend sind, dass genaue Parkpositionen innerhalb extrem minimaler Toleranzen erzielt werden.
Ein weiteres technisches Problem besteht in der Bereitstellung von Systemen, die extrem flexibel sind, und die die Implementierung neuer Betriebsparameter ermöglichen, beispielsweise das Ergänzen neuer Flugzeugtypen, das Wechseln oder Bestimmen von sekundären Parkstopppositionen oder anderer betroffener Informationen im Hinblick auf das Identifizieren, Führen und Koppeln des Flugzeugs auf einem Flugplatz.
Diese und andere technische Probleme der Erfindung werden erzielt, indem ein System gemäß dem Patentanspruch 1 bereitgestellt wird, zum Detektieren des Vorliegens eines Objekts auf einem Flugplatz unter Einsatz von Lichtpulsen wie Laserpulsen, die beispielsweise weg von Spiegeln entlang der Richtung eines ankommenden Objekts projiziert werden, positioniert in einer Einfangzone auf dem Flugfeld, sowie durch Sammeln der Lichtpulse, die von dem Objekt weg reflektiert werden, zum Anzeigen des Vorliegens des Objekts. Ähnlich ermöglicht diese Technik das Bestimmen der Flugzeugposition innerhalb des Einfangbereichs sowie die Detektion hiervon.
Gemäß der vorliegenden Erfindung werden auch Systeme geschaffen, und zwar zum Verifizieren der Identität des detektierten Objekts, was beispielsweise eine Bestimmung dahingehend ermöglicht, dass der korrekte Typ eines Flugzeugs sich der Kopplungseinrichtung nähert und hier zu koppeln ist. Derartige Verifikationssysteme und Verfahren betreffen das Projizieren von Lichtpulsen, wie Laserpulsen, in Winkelkoordinaten auf ein Objekt und das Sammeln reflektierter Pulse, weg von dem Objekt, in einer Detektionseinrichtung, die einen Vergleich der reflektierten Pulse mit einem Profil ermöglicht, gemäß der Form eines bekannten Objekts, zum Bestimmen, ob die detektierte Form der bekannten Form entspricht.
Ferner werden gemäß der vorliegenden Erfindung Systeme zum Verfolgen ankommender Objekte geschaffen, wobei Lichtpulse wie Laserpulse auf ein ankommendes Objekt projiziert werden, und das von dem Objekt reflektierte Licht gesammelt wird, und zum Vergewissern der Position des Objekts relativ zu einer imaginären Axiallinie eingesetzt wird, die sich von einem vorgegebenen Kopplungspunkt erstreckt, sowie zum Detektieren der Distanz zwischen dem Objekt und dem vorgegebenen Punkt für den Zweck der Bestimmung des Orts des Objekts.
Demnach erzielt die vorliegende Erfindung ein Bestimmen des Orts oder ein Einfangen eines sich nähernden Flugzeugs und ferner das Identifizieren oder Erkennen von dessen Form in der bezeichneten Einfangzone oder dem Steuerbereich, was wesentlich bei der Initialisierung einer Flugzeugkopplungsprozedur ist. Hiernach wird in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung eine Anzeige erzielt, die das Koppeln des identifizierten Flugzeugs in einem geeigneten Kopplungsbereich zum Entladen von Passagieren, Fracht und dergleichen ermöglicht.
Die vorliegende Erfindung erzielt diese Merkmale bei Eliminierung der bisher bekannten Standardanforderung für Sensoren, die in dem Vorfeld der Kopplungsbereiche eingelassen werden müssen. Dies führt zu einer signifikanten Reduktion nicht nur der Installationszeit und zugewiesener Kosten, sondern es reduzieren sich auch hiernach die Wartungskosten. Ferner ermöglicht diese Erfindung das Umnisten der vorliegenden Systeme in existierende System, ohne dass eine Vorfeldkonstruktion und die diese begleitende Unterbrechung bei der Anwendung der Flugplatzkopplungsbereiche erforderlich ist, was bei bekannten Einrichtungen, die zuvor für Kopplungsleitsysteme verwendet wurden, erforderlich war.
Bei bevorzugten Ausführungsformen der Systeme der vorliegenden Erfindung wird einem Pilot, der ein Flugzeug zu einem Gate bei einem Flugplatz bringt, eine Echtzeitanzeige bereitgestellt, die beispielsweise über dem Gate montiert ist, und die die Flugzeugposition relativ zu dem Punkt anzeigt, wo der Pilot mit dem Bremsen des Flugzeugs beginnen muss. Ebenso wird die Seitenposition des Flugzeugs im Vergleich zu einer vorgegebenen Linie für ein Flugzeug dieses Typs angezeigt, die in Folge zu befolgen sind, um möglichst schnell bei dem Gate anzukommen.
Die in den Systemen der vorliegenden Erfindung eingesetzte Software enthält bevorzugt vier Moduln, die die Hauptberechnungsaufgaben des Systems und die Steuerung der Hardware ausführen. Diese Moduln umfassen eines für das Erfassen, eines für das Identifizieren, eines für das Verfolgen und eines für das Kalibrieren des Systems.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform dieser Erfindung wird das Einfangmodul eingesetzt, um die Einrichtungen zum Projizieren von Lichtpulsen für das Abtasten des Bereichs vor dem Kopplungsgate zu richten. Demnach setzt bei Einsatz von Spiegeln zum Reflektieren und Projizieren von Pulsen wie Laserpulsen, das Einfangmodul das Ausrichten des Lasers fort, zum Abtasten dieses Bereichs, bis es ein Objekt detektiert, das in den Bereich eintritt. Sobald es ein Objekt detektiert, berechnet das Einfangmodul die Distanz und die Winkelposition des Objekts, und es leitet die Steuerung zu dem Verfolgungsmodul weiter.
Sobald aktiviert, folgt das Verfolgungsmodul dem ankommenden Flugzeug zu dem Gate bei Bereitstellung von Information über dessen zweiten Position und dessen Distanz relativ zu dem gewünschten Stopppunkt. Unter Verwendung dieser Information kann der Pilot den Lauf des Flugzeugs korrigieren und bei dem präzisen Punkt bremsen, was im Ergebnis zu einem Stopp des Flugzeugs bei einer gewünschten Kopplungsposition in Ausrichtung zu dem Gate führt. Während dem Verfolgen scannt zunächst ein Identifikationsmodul das detektierte Objekt zum Bestimmen, ob sein Profil mit einem Referenzprofil des Typs des erwarteten Flugzeugs abgestimmt ist. Stimmen die Profile nicht überein, so informiert das System den Flugplatztower, und es wird ein Signal zum Stoppen der Kopplungsfunktion übertragen.
Schließlich kalibriert das Kalibriermodul die Distanz und die Winkelmessungen zum Gewährleisten, dass die Lesegrößen der Detektionseinrichtungen wie einem Laserbereichs-Finder genau der Distanz und dem Winkel des Flugzeugs entsprechen. Dieses Modul, läuft periodisch während den Einfang- und Verfolgungsmoduln zum Bestimmen der fortlaufenden Genauigkeit des Systems.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNG

Die Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich anhand der folgenden detaillierten Beschreibung im Zusammenhang mit der beiliegenden Zeichnung; es zeigen:
Fig. 1 eine Ansicht zum Darstellen des Systems, wie es bei einem Flugplatz eingesetzt wird;
Fig. 2 eine schematische Ansicht zum Darstellen der allgemeinen Komponenten eines bevorzugten Systems in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung;
Fig. 3 eine Draufsichtansicht zum Darstellen des Detektionsbereichs vor einem Kopplungsgate, das für die Zwecke der Detektion und Identifikation eines sich nähernden Flugzeugs eingerichtet ist;
Fig. 4 ein Flussdiagramm zum Darstellen der Hauptroutine und des Kopplungsmodus des Systems;
Fig. 5 ein Flussdiagramm zum Darstellen des Kalibriermodus des Systems;
Fig. 6 eine Ansicht zum Darstellen der Komponenten für den Kalibiermodus;
Fig. 7 ein Flussdiagramm zum Darstellen des Einfangmodus des Systems;
Fig. 8 ein Flussdiagramm zum Darstellen der Verfolgungsphase des Systems;
Fig. 9 ein Flussdiagramm zum Darstellen der Höhenmessphase des Systems; und
Fig. 10 ein Flussdiagramm zum Darstellen der Identifikationsphase des Systems.
Fig. 11 zeigt eine bevorzugte Ausführungsform einer Horizontalreferenz-Profiltabelle (Tabelle I), die zum Bestimmen der Identität eines Flugzeugs in den Systemen der vorliegenden Erfindung eingesetzt wird.
Fig. 12 zeigt eine bevorzugte Ausführungsform einer Vergleichstabelle (Tabelle II), die in den Systemen der vorliegenden Erfindung für die Zwecke einer wirksamen und effektiven Kopplung eines Flugzeugs eingesetzt wird.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN

Nun erfolgt ein Bezug auf die Fig. 1-10 und Tabellen I-II, dargestellt in den Fig. 11 und 12, und gleiche Bezugszeichen bezeichnen ähnliche Elemente über die gesamten Ansichten. Durchgehend in der folgenden Beschreibung sind nummerierte Stufen, angegeben in den dargestellten Flussdiagrammen, allgemein durch Elementnummern in Folge nach dem Bezugsnamen angezeigt.
Unter Bezug auf die Fig. 1 ist gezeigt, dass Systeme der vorliegenden Erfindung, allgemein in der Zeichnung mit 10 bezeichnet, eine computerisierte Lokalisation eines Objekts erzielen, sowie eine Verifikation der Identität des Objekts und ein Verfolgen des Objekts, wobei das Objekt bevorzugt ein Flugzeug 12 ist. Betriebsgemäß informiert, sobald der Steuertower 14 ein Flugzeug 12 landet, er das System, dass sich ein Flugzeug dem Gate 16 nähert, und ferner teilt es den Typ des Flugzeugs (d. h., 747, L-1011, etc.), das erwartet wird, mit. Das System 10 tastet dann den Bereich vor dem Gate 16 solange ab, bis es ein Objekt lokalisiert, das es als ein Flugzeug 12 identifiziert. Das System 10 vergleich dann das Profil des Flugzeugs 12 mit einem Referenzprofil für den erwarteten Typ des Flugzeugs. Ist das lokalisierte Flugzeug nicht auf das erwartete Profil abgestimmt, so informiert oder signalisiert das System dem Tower 14 dies, und es schließt ab.
Ist das Objekt das erwartete Flugzeug 10, so verfolgt das System 10 dieses in das Gate 16 durch Anzeigen in Echtzeit für den Piloten der Distanz, die zu dem geeigneten Stopppunkt 29 verbleibt, sowie der Seitenposition 31 für das Flugzeug 12. Die Seitenposition 31 des Flugzeugs 12 wird an einer Anzeige 18 bereitgestellt, was dem Piloten das Korrigieren der Position des Flugzeugs bei der Näherung zu dem Gate 16 ausgehend von dem korrekten Winkel ermöglicht. Sobald das Flugzeug 12 bei seinem Stopppunkt 53 angelangt, so wird diese Tatsache an der Anzeige 18 angezeigt, und der Pilot stoppt das Flugzeug. Für den Einsatz des Systems 10 der vorliegenden Erfindung ist zu erwähnen, dass sobald das Flugzeug 10 zur Ruhe kommt, es genau mit dem Gate 16 ausgerichtet ist, was kein Angleichen des Gates 16 durch Bodenpersonal erfordert.
Unter Bezug auf die Fig. 2 ist gezeigt, dass das System 10 aus einem Laserbereich-Entfernungsmessgerät (LRF) 20 besteht, sowie zwei Spiegeln 21, 22, einer Anzeigeeinheit 18, zwei Schrittmotoren 24, 25, und einem Mikroprozessor 26. Geeignete LRF Produkte für die Anwendung hier werden durch die Laser Atlanta Corporation verkauft, und sie haben die Fähigkeit zum Emittieren von Laserpulsen und zum Empfangen der Reflexionen dieser Pulse, die von beabstandeten Objekten reflektiert werden, sowie zum Berechnen der Distanz zu diesen Objekten.
Das System 10 ist so ausgebildet, dass es eine Verbindung 28 zwischen dem seriellen Anschluss des LRF 20 und dem Mikroprozessor 26 gibt. Über diese Verbindung sendet der LRF 20 Messdaten näherungsweise jeweils bei einem 1/400-ten Teil einer Sekunde an den Mikroprozessor 26. Die allgemein mit 23 bezeichneten Hardware-Komponenten dieses Systems 10 werden durch den programmierten Mikroprozessor 26 gesteuert. Zudem speist der Mikroprozessor 26 Daten an die Anzeige 18. Als Schnittstelle zu dem Piloten ist die Anzeigeeinheit 18 über dem Gate 16 platziert, um dem Piloten anzuzeigen, wie weit sich das Flugzeug von seinem Stopppunkt 29 befindet, sowie den Typ des Flugzeugs 30, von dem das System ausgeht, dass es sich nähert, und den Seitenort des Flugzeugs 31. Unter Verwendung dieser Anzeige kann der Pilot den Annäherungsvorgang des Flugzeugs 12 zu dem Gate 16 angleichen, um zu gewährleisten, dass sich das Flugzeug in einem korrekten Winkel zum Erreichen des Gates befindet. Zeigt die Anzeige 16 den falschen Flugzeugtyp 30 an, so kann der Pilot das Annähern abbrechen, bevor irgendein Schaden entsteht. Diese Doppelprüfung gewährleistet die Sicherheit der Passagiere, des Flugzeugs und von Flugplatzeinrichtungen, da dann, wenn das System das Manövrieren einer größeren 747 derart versucht, als ob es sich um eine 737 handelt, es sehr wahrscheinlich ist, dass umfangreicher Schaden bewirkt wird.
Zusätzlich zu der Anzeige 18 verarbeitet der Mikroprozessor 26 die Daten von dem LRF 20, und er steuert die Richtung des Lasers 20 über seine Verbindung 32 zu den Schrittmotoren 24, 25. Die Schrittmotoren 24, 25 sind mit den Spiegeln 21, 22 verbunden, und sie bewegen sie in Ansprechen auf Anweisungen von dem Mikroprozessor 26. Demnach kann durch Steuern der Schrittmotoren 24, 25 der Mikroprozessor 26 den Winkel der Spiegel 21, 22 ändern, und die Laserpulse von dem LRF 20 auf ein Ziel richten.
Die Spiegel 21, 22 leiten den Laser durch Reflektieren der Laserpulse nach außen über das Rollfeld des Flugplatz. Bei einer bevorzugten Ausführungsform bewegt sich der LRF 20 nicht. Das Abtasten durch den Laser erfolgt mit den Spiegeln. Ein Spiegel 22 steuert den Horizontalwinkel des Lasers, während der andere Spiegel 21 den Vertikalwinkel steuert. Durch Aktivieren der Schrittmotoren 24, 25 steuert der Mikroprozessor 26 den Winkel der Spiegel, und somit die Richtung des Laserpulses.
Das System 10 steuert den Horizontalspiegel 22 zum Erzielen einer fortlaufend Horizontalabtastung in eine ± 10 Grad Winkel mit näherungsweise 0.1 Grad Winkelschritten, äquivalent zu 16 Mikroschritten pro Stufe mit dem Escap EDM-453 Schrittmotor. Eine Winkelstufe wird für jede Antwort von der Leseeinheit herangezogen, d. h., jeweils näherungsweise bei 2,5 ms. Der Vertikalspiegel 21 lässt sich zum Erzielen einer Vertikalabtastung zwischen plus 20 und minus 30 Grad steuern, mit näherungsweise 0.1 Grad Winkelstufen, mit einer Stufe jeweils bei 2.5 ms. Der Vertikalspiegel 21 wird zum Vertikalabtasten dann verwendet, wenn die Nasenhöhe bestimmt wird und wenn das Flugzeug 12 identifiziert wird. Während dem Verfolgungsmodus wird der Vertikalspiegel 21 fortlaufend angeglichen, zum Halten der Horizontalabtastverfolgung der Nasenspitze des Flugzeugs 12.
Unter Bezug auf die Fig. 3 ist gezeigt, dass das System 10 das Feld vor sich gemäß der Distanz in drei Teile unterteilt. Der am weitesten weg gelegene Abschnitt, ausgehend von 50 Meter nach außen, ist die Einfangzone 50. In dieser Zone 50 detektiert das System 10 die Nase des Flugzeugs, und es führt eine grobe Schätzung der Seiten- und Längsposition des Flugzeugs 12 aus. Innerhalb der Einfangzone 50 liegt der Identifikationsbereich 51. In diesem Bereich prüft das System 10 das Profil des Flugzeugs 12 gegenüber einem gespeicherten Profil. Das System 10 zeigt die Seitenposition des Flugzeugs 12 in diesem Gebiet an, im Zusammenhang mit einer vorgegebenen Linie, auf der Anzeige 18. Schließlich befindet sich am nächsten zu dem LRF 20 der Anzeige oder Verfolgungsbereich 52. In dem Anzeigebereich 52 bewirkt das System 10 die Anzeige der Seiten- und Längsposition des Flugzeugs 12 relativ zu der korrekten Stoppposition mit seinem höchsten Genauigkeitsumfang. Bei dem Ende des Anzeigebereichs 52 liegt der Stopppunkt 53. Bei dem Stopppunkt 53 befindet sich das Flugzeug in der korrekten Position bei dem Gate 16.
Zusätzlich zu der Hardware und Software unterhält das System 10 eine Datenbasis mit Referenzprofilen für jeden Typ eines Flugzeugs, auf das es treffen könnte. In dieser Datenbank speichert das System das Profil für jeden Flugzeugtyp als ein horizontales und vertikales Profil zum Reflektieren des erwarteten Echomusters für diesen Typ von Flugzeug.
Unter Bezug auf die Fig. 11 ist gezeigt, dass das System das horizontale Profil in der Form einer Tabelle gemäß der Fig. 11 unterhält, und dessen Zeilen 40 sind durch den Winkelschritt indiziert, und dessen Spalten 51 sind durch die Distanz gegenüber der Stoppposition für diesen Typ des Flugzeugs indiziert. Zusätzlich zu den induzierten Zeilen enthält die Tabelle eine Zeile 52 zum Bereitstellen des Vertikalwinkels zu der Nase des Flugzeugs bei jeder Distanz ausgehend von dem LRF, eine Zeile 44 zum Bereitstellen eines Formfaktors, k, für das Profil und eine Reihe 45 zum Bereitstellen der Zahl der Profilwerte für jede Profildistanz. Der Körper 43 der Tabelle gemäß Fig. 11 enthält erwartete Distanzen für diesen Typ des Flugzeugs bei zahlreichen Abtastwinkeln und Distanzen gegenüber dem Stopppunkt 53.
Theoretisch würden die 50 Winkelstufen und die 50 Distanzen zu dem Stopppunkt 53 eine Tabelle gemäß Fig. 11 erfordern, mit 50 · 50 oder 2500 Einträgen. Jedoch enthält die Tabelle gemäß Fig. 11 tatsächlich viel weniger Einträge, da für das Profil keine Rückgabe bei allen Winkeln bei sämtlichen Distanzen erwartet wird. Es wird erwartet, dass eine typische Tabelle tatsächlich zwischen 500 und 1000 Werten enthält. Bekannte Programmiertechniken bilden Methoden zum Unterhalten einer partiell gefüllten Tabelle ohne Verwendung des Speichers, der für eine volle Tabelle erforderlich ist.
Zusätzlich zu dem Horizontalprofil unterhält das System 10 ein Vertikalprofil für jeden Typ eines Flugzeugs. Dieses Profil wird in derselben Weise wie das Horizontalprofil gespeichert, mit der Ausnahme, dass seine Zeilen durch Winkelstufen entlang der Vertikalrichtung indiziert sind, und sein Spaltenindex weniger Distanzen ausgehend von dem Stopppunkt als das Horizontalprofil enthält. Das Vertikalprofil erfordert weniger Spalten, da es lediglich zum Identifizieren des Flugzeugs 12 und zum Bestimmen von dessen Nasenhöhe verwendet ist, was bei einem definierten Bereich der Distanzen ausgehend von dem LRF 20 in dem Identifikationsbereich 51 stattfinden kann. Als Konsequenz speichert das Vertikalprofil lediglich die erwarteten Echos in diesem Bereich ohne Verschwendung von Datenspeicherraum für nicht erforderliche Werte.
Das System 10 verwendet die zuvor beschriebene Hardware und Datenbasis zum Lokalisieren, Identifizieren und Verfolgen eines Flugzeugs unter Verwendung der folgenden Prozeduren.
Unter Bezug auf die Fig. 4 ist gezeigt, dass die auf den Mikroprozessor laufende Software eine Hauptroutine ausführt, mit Unterroutinen für den Kalibiermodus 60, den Einfangmodus 62 und den Kopplungsmodus 64. Der Mikroprozessor führt zunächst den Kalibriermodus 60 aus, dann den Einfangmodus 62 und dann den Kopplungsmodus 64. Sobald das Flugzeug 12 gekoppelt ist, endet das Programm. Diese Modi werden detaillierter nachfolgend beschrieben:

Kalibriermodus

Zum Gewährleisten einer Systemgenauigkeit ist der Mikroprozessor 26 für eine Selbstkalibrierung in Übereinstimmung mit der in Fig. 5 dargestellten Prozedur programmiert, vor dem Einfangen eines Flugzeugs 12 und bei zahlreichen Intervallen während der Verfolgung. Die Kalibrierung des Systems 10 gewährleistet, dass die Beziehung zwischen den Schaltmotoren 24, 25 und der Zielrichtung bekannt ist. Es wird auch die Längenmessfähigkeit des LRS 20 geprüft.
Unter Bezug auf die Fig. 6 ist gezeigt, das für das Kalibrieren das System 10 eine quadratische Platte 66 mit einer bekannten Position verwendet. Die Platte 66 ist 6 Meter vor dem LRF 20 montiert, und bei derselben Höhe wie der LRF 20.
Zum Kalibrieren setzt das System (a, β) zu (0,0), wodurch der Laser geradeaus nach vorne gerichtet ist. Der Vertikalspiegel 22 wird dann so geneigt, dass der Laserstrahl zurück zu einem Rückwärts- oder Extraspiegel 68 gerichtet ist, der den Strahl zu der Kalibrierlatte 66 zurück richtet. (100) Der Mikroprozessor 26 verwendet dann die Schrittmotoren 24, 25 zum Bewegen der Spiegel 21, 22 bis er die Mitte der Kalibrierplatte 66 findet. Sobald er die Mitte bzw. das Zentrum der Kalibrierplatte 66 findet, speichert der Mikroprozessor 26 die Winkel (αcp, βcp) bei dem Punkt und er vergleicht diese mit gespeicherten, erwarteten Winkeln. (102) Das System 10 vergleicht auch die berichtete Distanz zu der Mitte der Platte 66 mit einem gespeicherten erwarteten Wert. (102) Sind die berichteten Werte nicht auf die gespeicherten Werte abgestimmt, so ändert der Mikroprozessor 26 die Kalibrierkonstanzen, die die erwarteten Werte bestimmen, solange, bis dies der Fall ist. (104, 106) Weicht jedoch irgendeiner dieser Werte zu sehr gegenüber den bei der Installation gespeicherten Werten ab, so wird ein Alarm abgegeben. (108)

Einfangmodus

Anfänglich teilt der Flugplatztower 14 dem System 10 mit, dass es ein ankommendes Flugzeug 12 erwartet, und ferner den Typ des erwarteten Flugzeugs. Das Signal überführt die Software in den Einfangmodus 62, wie in Fig. 8 herausgestellt ist. In dem Einfangmodus 62 verwendet der Mikroprozessor 26 die Schrittmotoren 24, 25 zum Richten des Lasers für ein Abtasten der Einfangzone 50 horizontal für das Flugzeug 12. Die Horizontalabtastung erfolgt bei einem Vertikalwinkel gemäß der Höhe der Nase des erwarteten Typs von Flugzeug bei dem Mittenpunkt der Einfangzone 50.
Zum Bestimmen der korrekten Abtasthöhe berechnet der Mikroprozessor 26 den Vertikalwinkel für dem Laserpuls zu:
βf= arctan [(H-h)/lf]
mit H als Höhe des LRF 20 über dem Boden, h als Nasenhöhe des erwarteten Flugzeugs, und lf als Distanz von dem LRF 20 zu der Mitte der Einfangzone 50. Diese Gleichung führt zu einem Vertikalwinkel für den Spiegel 21, der das Ausführen der Suche bei der korrekten Höhe bei der Mitte der Einfangzone 50 für das erwartete Flugzeug 12 ermöglicht. Alternativ kann das System 10 in der Datenbasis Werte für βf für unterschiedliche Typen eines Flugzeugs bei einer bestimmten Distanz speichern. Jedoch begrenzt das Speichern von βf die Flexibilität des Systems 10, da es dann ein Flugzeug 12 lediglich bei einer einzigen Distanz ausgehend von dem LRF 20 einfangen kann.
In der Einfangzone 50 und unter Verwendung dieses Vertikalwinkels richtet der Mikroprozessor 26 den Laser zum horizontalen Abtasten bei Pulsen, näherungsweise 0.1 Grad beabstandet zueinander. Der Mikroprozessor 26 bewirkt ein horizontales Abtasten durch Variieren von α, dem horizontalen Horizontalwinkel gegenüber einer Mittenlinie, die ausgehend von dem LRF 20 startet, zwischen ±αnax, einem bei der Installation definierten Wert. Typischerweise wird αmax zu 50 festgelegt, was bei Verwendung von 0.1 Grad Pulsen äquivalent zu 5 Grad ist, und zu einer 10 Grad Abtastung im Ergebnis führt.
Die Freigabe der Laserpulse führt im Ergebnis zu Echos oder Reflexionen von Objekten in der Einfangzone 50. Die Detektionseinrichtung von dem LRF 20 fängt die reflektierten Pulse ein, sie berechnet die Distanz zu dem Objekt ausgehend von dem Zeitpunkt zwischen der Pulsübertragung und dem Empfang des Echos, und es sendet den berechneten Distanzwert für jedes Echo zu dem Mikroprozessor 26. Der Mikroprozessor 26 speichert in separierten Registern in einer Datenspeichereinrichtung die Gesamtzahl der Echos oder Treffer für jeden 1 Grad Sektor in der Einfangzone 50. (70) Da die Pulse in 0.1 Grad Intervallen generiert werden, können bis zu 10 Echos in jedem Sektor auftreten. Der Mikroprozessor 26 speichert diese Treffer in Variablen mit dem Titel sα, mit α variierend von 1 bis 10, zum Reflektieren jeder einzelnen 1 bis 10 Grad Scheibe der zehn Grad Einfangzone 50.
Zusätzlich zum Speichern der Zahl der Treffer pro Sektor speichert der Mikroprozessor 26, wiederum in einer Datenspeichereinrichtung, die Distanz von dem LRF 20 zu dem Objekt für jeden Treffer oder jedes Echo. Das Speichern der Distanz für jede Reflexion erfordert ein Speichermedium, das groß genug ist, um bis zu zehn Treffer für jedes 1 grad der Einfangzone 50 zu speichern, oder bis zu 100 mögliche Werte. Da in vielen Fällen die meisten Einträge leer sein werden, können bekannte Programmiertechniken dies Speicheranforderungen reduzieren, ohne dass immer 100 Register für diese Werte allokiert sind.
Sobald diese Daten für einen Abtastvorgang verfügbar sind, berechnet der Mikroprozessor 26 die Gesamtzahl der Echos, ST, in dem Abtastvorgang durch Summieren der Werte sα. Der Mikroprozessor 26 berechnet dann SM, die größte Summe von Echos in drei aneinandergrenzende Sektoren. (72) In anderen Worten ausgedrückt, ist SM die größte Summe von (Sα-1, Sα, Sα+1).
Sobald er SM und ST berechnet, bestimmt der Mikroprozessor 26, ob die Echos von einem ankommenden Flugzeug 12 stammen. Ist SM nicht größer als 24, so wurde kein Flugzeug 12 gefunden, und der Mikroprozessor 26 kehrt zu dem Beginn des Einfangmodus 62 zurück. Ist die größte Summe von Echos, SM größer als 24 (74), so wurde ein "mögliches" Flugzeug 12 lokalisiert. Ist ein "mögliches" Flugzeug 12 lokalisiert, so prüft der Mikroprozessor, ob SM/ST größer ist als 0.5 (76), oder ob die drei aneinandergrenzenden Sektoren mit der größten Summe zumindest die Hälfte sämtlicher während dem Abtastvorgang empfangenen Echos enthalten.
Ist SM/ST größer als 0.5, so berechnet der Mikroprozessor 26 den Ort der Mitte des Echos. (78, 82) Der Winkelort des Zentrums des Echos wird berechnet zu:
αt = αv + (Sα+1-Sα-1)/(Sα-1 + Sα + Sα+1)
mit Sα als das Sα, das zu SM führt, und av als Winkelsektor, der Sα entspricht.
Die Längsposition des Zentrums des Echos wird berechnet zu:
lt = (l/n)i=1 Σ¹&sup0; lavi
mit lavi als Messwerte oder Distanzen zu dem Objekt für die Pulse, die ein Echo zurückgeben, von dem Sektor αv, und mit n als Gesamtzahl der gemessenen Werte in diesem Sektor. (78, 82) Da der größtmögliche Wert der Messwerte zehn ist, muss n kleiner als oder gleich zehn sein.
Jedoch können bei SM/St < 0.5 die Echos durch Schnee oder ein anderes Flugzeug in einem Nahbereich bewirkt sein. Ist der Grund ein Flugzeug in dem naheliegenden Bereich, so ist das Flugzeug wahrscheinlich ziemlich nahe zu der Mittenlinie positioniert, so dass angenommen wird, dass αt Null sein sollte, anstelle dem oben berechneten Wert, und dass lc die Mitteldistanz sein sollte, die durch die drei Mittelsektoren gegeben ist. (80) Ist die Distanzverteilung zu groß, so hat der Mikroprozessor 26 nicht ein Flugzeug 12 gefunden, und er kehrt zu dem Beginn des Einfangmodus 62 zurück. (81).
Nach dem Berechnen der Position des Flugzeugs 12 schaltet das System 10 zu dem Kopplungsmodus 64.

Kopplungsmodus

Der Kopplungsmodus 64, dargestellt in Fig. 4, umfasst drei Phasen, die Verfolgungsphase 84, die Höhenmessphase 86 und die Identifikationsphase 88. In der Verfolgungsphase 84 überwacht das System 10 die Position der ankommenden Flugzeugs 12, und es stellt für den Piloten Information über die axiale Anordnung 31 und die Distanz von dem Stopppunkt 53 von dem Flugzeug über die Anzeige 18 bereit. Das System 10 beginnt mit dem Verfolgen des Flugzeugs 12 durch ein horizontales Abtasten.
Unter Bezug auf die Fig. 8 ist gezeigt, dass während der ersten Abtastung in der Verfolgungsphase 84 der Mikroprozessor 26 den LRF 20 zum Aussenden von Laserpulsen in einzelnen Winkelstufen, α, richtet, bevorzugt bei 0.1 Grad Intervallen zwischen:
(αt - αp - 10) und (αt + αp + 10)
mit αt so, wie während dem Einfangmodus 62 bestimmt, als Wickelposition des Echozentrums, und αp als größte Wickelposition in der Momentanprofilspalte, die Distanzwerte enthält.
Nach dem ersten Abtastvorgang wird α vorwärts und rückwärts gestuft, mit einem Schritt pro empfangenem LRF Wert, zwischen:
(αs - αp - 10) und (αs + αp + 10)
mit αs als Wickelposition des Azimuth, der während dem vorangehenden Abtastvorgang bestimmt wird.
Während der Verfolgungsphase 84 wird der Vertikalwinkel, β, zu dem Pegel festgelegt, der für das identifizierte Flugzeug 12 bei dessen momentaner Distanz von dem LRF 20 erforderlich ist, und er wird anhand der Referenzprofiltabelle gemäß Fig. 11 erhalten. Die Momentanprofilspalte ist die Spalte zum Darstellen einer Position kleiner als, jedoch am nächsten liegend zu lt.
Der Mikroprozessor 26 nützt die Distanz von dem Stopppunkt 53 zum Finden des Vertikalwinkels für die Momentanposition des Flugzeugs in der Profiltabelle gemäß Fig. 11. Während dem ersten Abtastvorgang bestimmt die Distanz, lt, berechnet während dem Einfangmodus 62, die geeignete Spalte der Profiltabelle gemäß Fig. 11, und somit den Winkel zu dem Flugzeug 12. Für jeden nachfolgenden Abtastvorgang verwendet der Mikroprozessor 26 den Wert β in der Spalte der Profiltabelle gemäß Fig. 11 unter Reflexion der momentanen Distanz von dem Stopppunkt 53. (112)
Unter Verwendung der Daten von den Abtastvorgängen und der Daten in der Horizontalprofiltabelle gemäß Fig. 11 kreiert der Mikroprozessor 26 eine Vergleichstabelle gemäß Fig. 12. Unter Bezug auf die Fig. 12 ist die Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 eine zweidimensionale Tabelle mit der Zahl der Pulse, einer Winkelstufennummer, als Index 91, i, zu den Reihen. Unter Verwendung dieses Index ist ein Zugriff auf die folgende Information, dargestellt als Spalten der Tabelle, für jede Reihe möglich: li 92, die gemessene Distanz zu dem Objekt bei diesem Winkelschritt, lki 93, der Messwert kompensiert im Hinblick auf die Laufzeitdifferenz aufgrund der Verschiebung (gleich li minus der Größe sm, der Gesamtverstellung während dem letzten Abtastvorgang, minus der Größe i mal sp, der durchschnittlichen Verstellung während jedes Schritts bei dem letzten Abtastvorgang (d. h.) li- (sm-isp)), di 94, die Distanz zwischen dem erzeugten Profil und dem Referenzprofil (gleich rij, dem Profilwert für den entsprechenden Winkel bei der Profildistanz j, minus lki), ai 95, der Distanz zwischen der Nase des Flugzeugs und der Messausrüstung (gleich rj&sub5;&sub0;, dem Referenzprofilwert bei null Grad, minus di), ae 96, der geschützten Nasendistanz nach jedem Schritt (gleich am, der Nasendistanz bei dem Ende des letzten Abtastvorgangs, minus der Größe i mal sp), ad, der Differenz zwischen dem geschätzten und der gemessenen Nasendistanz (gleich dem Absolutwert von ai minus ae), und der Notierung 97 zum Anzeigen der Echos, die wahrscheinlich durch ein Flugzeug bewirkt sind.
Während dem ersten Abtastvorgang in der Verfolgungsphase 84 verwendet das System 10 die Horizontalprofilspalte zum Darstellen einer Flugzeugposition, j, weniger als jedoch am nächsten an dem Wert von lt. Für jeden neuen Abtastvorgang wird die Profilspalte gewählt, deren Wert kleiner als, jedoch am nächsten bei (am - sm) liegt, mit am als letzte gemessene Distanz zu dem Flugzeug 12 und sm als Verstellung des Flugzeugs während dem letzten Abtastvorgang. Zusätzlich werden die Werte des Profils seitlich um αs verschoben, für ein Kompensieren im Hinblick auf die Seitenposition des Flugzeugs. (112)
Während jedem Abtastvorgang generiert der Mikroprozessor 26 auch eine Distanzverteilungstabelle (DDT). Diese Tabelle enthält die Verteilung der ai Werte, wie sie in der Kompensationstabelle gemäß der Fig. 12 erscheinen. Demnach hat die DDT einen Eintrag zum Darstellen der Zahl des Auftretens jedes Werts von ai in der Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 in 1 Meter Inkrementierschritten zwischen 10 bis 100 Meter.
Nach jedem Abtastvorgang verwendet das System 10 die DDT zum Berechnen der Durchschnittsdistanz, am, zu dem korrekten Stopppunkt 53. Der Mikroprozessor 26 tastet die Daten in der DDT ab, zum Auffinden der zwei angrenzenden Einträge in der DDT, für die die Summe ihrer Werte am größten ist. Der Mikroprozessor 26 markiert dann die Notierung 97-Spalte in der Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 für jede Zeile, die einen Eintrag für ai enthält, gemäß einer der beiden DDT Reihen mit der größten Summe. (114)
Das System 10 bestimmt dann die Seitenabweichung oder den Seitenversatz. (116) Der Mikroprozessor 26 legt zunächst fest:
2d = αmax - αmin
mit αmax und αmin als höchste und niedriges a Werte für einen fortlaufend markierten Block von di Werten in der Vergleichstabelle gemäß Fig. 12. Zusätzlich berechnet der Mikroprozessor 26:
Y&sub1; = Σdi
für die obere Hälfte der markierten di in dem Block, und:
Y&sub2; = Σdi
für die untere Hälfte des Blocks. Unter Verwendung von Y&sub1; und Y&sub2;, wird "a" 116 berechnet zu:
a = k · (Y&sub1; - Y&sub2;)/d²
wobei k als Referenzprofil vorgegeben ist. Übersteigt "a" einen vorgegebenen Wert, bevorzugt festgelegt zu 1, so wird angenommen, dass eine Seitenabweichung näherungsweise gleich zu "a" vorliegt. Die li Spalte der Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 wird dann um "a" Schritte verschoben, und die Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 wird neu berechnet. Dieser Prozess wird solange fortgesetzt, bis "a" kleiner als ein empirisch festgelegter Wert ist, bevorzugt eins. Die Gesamtverschiebung, αs, der li Spalte wird als gleich zu der Seitenabweichung oder dem Seitenversatz angesehen. (116) Ist der Seitenversatz größer als ein vorgegebener Wert, bevorzugt zu eins festgelegt, so wird das Profil seitlich vor dem nächsten Abtastvorgang angeglichen. (118, 120).
Nach dem Prüfen des Seitenversatzes bildet der Mikroprozessor 26 die Gesamtseitwärtsangleichung des Profils, was der Seitenposition 31 des Flugzeugs 12 entspricht, und zwar an der Anzeige 18. (122)
Der Mikroprozessor 26 berechnet als nächstes die Distanz zu der Nase des Flugzeugs, am, zu:
am = Σ(markiertes ai)/N
mit N als Gesamtzahl der markierten ai. Anhand von am kann der Mikroprozessor 26 die Distanz von dem Flugzeug 12 zu dem Stopppunkt 53 berechnen, durch Subtrahieren der Distanz von dem LRF 20 zu dem Stopppunkt 53 von der Distanz zu der Nase des Flugzeugs. (124)
Sobald er einmal die Distanz zu dem Stopppunkt 53 berechnet hat, berechnet der Mikroprozessor 26 die mittlere Verstellung während dem letzten Abtastvorgang, sm. Die Verstellung während dem letzten Abtastvorgang wird berechnet zu:
SM = am-1 - am
wobei am-i und am zu den letzten beiden Abtastvorgängen gehören. Für den ersten Abtastvorgang in der Verfolgungsphase 84 wird SM zu 0 festgelegt.
Die durchschnittliche Verstellung sp während jeder Stufe wird berechnet zu:
Sp = Sm/P
mit P als Gesamtzahl der Schritte für den letzten Abtastzyklus.
Der Mikroprozessor 26 informiert den Pilot über die Distanz zu dem Stopppunkt 53 durch Anzeige derselben an der Anzeigeeinheit 18, 29. Durch Anzeigen der Distanz zu der Stoppposition 29, 53 nach jedem Abtastvorgang erhält der Pilot fortlaufend aktualisierte Information in Echtzeit dahingehend, wie weit das Flugzeug 12 von dem Stopppunkt entfernt ist.
Befindet sich das Flugzeug 12 in dem Anzeigebereich 52, so werden sowohl die Seiten- 31 als auch die Längsposition 29 an der Anzeige 18 bereitgestellt. (126, 128) Sobald der Mikroprozessor 26 die Position des Flugzeugs 12 anzeigt, endet die Verfolgungsphase.
Nach dem Abschließen der Verfolgungsphase verifiziert der Mikroprozessor 26, dass die Verfolgung nicht verloren gegangen ist, durch Prüfen, dass die Gesamtzahl der markierten Zeilen geteilt durch die Gesamtzahl der Messwerte oder Echos in dem letzten Abtastvorgang größer als 0.5 ist. (83) In anderen Worten ausgedrückt, ist dann, wenn mehr als 50% der Echos nicht dem Referenzprofil entsprechen, die Verfolgung verloren gegangen. Ist die Verfolgung oder das Nachführen verloren gegangen und ist das Flugzeug 12 um mehr als 12 Meter von dem Stopppunkt entfernt, so kehrt das System 10 zu dem Einfangmodus 62 zurück. (85) Ist das Verfolgen verloren gegangen und befindet sich das Flugzeug 12 weniger als oder gleich 12 Meter von dem Stopppunkt 53 entfernt, so schaltet das System 10 ein Stoppzeichen an, um den Knoten dahingehend zu informieren, dass das Verfolgen verloren gegangen ist. (85, 87)
Ist die Verfolgung nicht verloren gegangen, so bestimmt der Mikroprozessor 26, dass die Nasenhöhe bestimmt wurde. (130) Ist die Höhe noch nicht bestimmt, so tritt der Mikroprozessor 26 in die Höhenmessphase 86 ein. Wurde die Höhe bereits bestimmt, so prüft der Mikroprozessor, ob das Flugzeug identifiziert wurde. (132)
In der Höhenmessphase, dargestellt in Fig. 9, bestimmt der Mikroprozessor 26 die Nasenhöhe durch das Richten? des LRF 20 für eine Vertikalabtastung. Die Nasenhöhe wird durch das System verwendet, um zu gewährleisten, dass die Horizontalabtastvorgänge quer zu der Spitze der Nase ausgeführt werden.
Zum Prüfen der Nasenhöhe setzt der Mikroprozessor 26 den Wert β zu einem vorgegebenen Wert βmax, und er stuft ihn dann in 0.1 Grad Intervallen herunter, einmal pro empfangenen/reflektierten Puls, bis er βmin erreicht, einen anderen vorgegebenen Wert. βmin und βmax werden während der Installation festgelegt, und sie sind typischerweise jeweils -20 und 30 Grad. Nachdem β den Wert βmin erreicht, richtet der Mikroprozessor 26 die Schrittmotoren 24, 25, bis er βmax erreicht. Diese Vertikalabtastung erfolgt mit einer Festlegung von α zu αs, der Azimluthposition des vorangehenden Abtastvorgangs.
Unter Verwendung der gemessenen Flugzeugdistanz wählt der Mikroprozessor 26 die Spalte in der Vertikalprofiltabelle, die am nächsten bei der gemessenen Distanz liegt. (140) Unter Verwendung der Daten von dem Abtastvorgang und der Daten in der Vertikalprofiltabelle kreiert der Mikroprozessor 26 eine Vergleichstabelle gemäß Fig. 12. Unter Bezug auf die Fig. 4, ist die Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 eine zweidimensionale Tabelle mit der Zahl des Pulses oder der Winkelstufennummer, als Indes 91, i, zu den Reihen bzw. Zeilen. Unter Verwendung dieses Index ist ein Zugang zu der folgenden Information, dargestellt als Spalten der Tabelle, für jede Reihe möglich: li 92, die Messdistanz zu dem Objekt bei diesem Winkelschritt, lki 93, der Messwert, kompensiert im Hinblick auf die Laufzeitdifferenz, bewirkt durch die Verstellung (gleich li minus der Größe SM, der Gesamtverstellung während dem letzten Abtastvorgang, minus der Größe i mal sp, der durchschnittlichen Verstellung während jedem Schritt bei dem letzten Abtastvorgang), di 94, der Distanz zwischen dem erzeugten Profil und dem Referenzprofil (gleich rij, dem Profilwert für den entsprechenden Winkel bei der Profildistanz j, minus lki), ai 95, der Distanz zwischen der Nase des Flugzeugs und der Messausrüstung (gleich rj&sub5;&sub0;, dem Referenzprofilwert bei null Grad, minus di), am 96, der geschätzten Nasendistanz nach jedem Schritt (gleich am, der Nasendistanz bei dem Ende des letzten Abtastvorgangs, minus der Größe i mal sp), ad, der Differenz zwischen der geschätzten und der gemessenen Nasendistanz (gleich dem Absolutwert von ai minus am), und der Notierung 97 zum Anzeigen der Echos, die wahrscheinlich durch ein Flugzeug 12 bewirkt sind.
Während jedem Abtastvorgang generiert der Mikroprozessor 26 auch eine Distanzverteilungstabelle (DDT). Diese Tabelle enthält die Verteilung der am Werte, wie sie in dem Vergleich gemäß Fig. 12 erscheinen. Demnach hat die DDT einen Eintrag zum Darstellen der Zahl für das Auftreten jedes Werts von ai in der Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 in 1 Meter Inkrementschritten zwischen 10 und 100 Metern.
Nach jedem Abtastvorgang verwendet das System 10 die DDT zum Verwenden der Durchschnittsdistanz, am, zu dem korrekten Stopppunkt 53. Der Mikroprozessor 26 bewirkt ein Abtasten der Daten in der DDT zum Auffinden zweier angrenzender Einträge in der DDT, für die die Summe ihrer Werte am größten ist. Der Mikroprozessor 26 markiert die Notierung 97 Spalte in der Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 für jede Reihe mit einem Eintrag für ai gemäß einer der zwei DDT Reihen mit der größten Summe. (142)
Sobald er die Berechnung der Durchschnittsdistanz zu dem korrekten Stopppunkt 53 abschließt, berechnet der Mikroprozessor 26 die durchschnittliche Verstellung während dem letzten Abtastvorgang, sm. Die Verstellung während dem letzten Abtastvorgang wird berechnet zu:
sm = am-1 - am
mit am-i und am als zu den letzten zwei Abtastvorgängen gehörend. Für den ersten Abtastvorgang in der Verfolgungsphase 84 wird sm zu Null festgelegt. Die Durchschnittsverstellung se während jeder Stufe wird berechnet zu
sp = sm/P
mit P als Gesamtzahl der Schritte für den letzten Abtastzyklus.
Das Berechnen der tatsächlichen Nasenhöhe erfolgt durch Addieren der Nenn-Nasenhöhe, vorgegebene Höhe des erwarteten Flugzeugs, sofern leer, zu der vertikalen oder Höhenabweichung. Demnach bestimmt zum Bestimmen der Nasenhöhe das System 10 zunächst die vertikale oder Höhenabweichung. (144) Die Vertikalabweichung wird berechnet, indem festgelegt wird:
2d = βmax βmin
mit βmax und βmin als höchster und geringster β Wert für einen fortlaufend markierten Block der di Werte in der Vergleichstabelle gemäß Fig. 12. Zusätzlich berechnet der Mikroprozessor 26
Y&sub1; = Σdi
Für die obere Hälfte der markierten di in dem Block, und:
Y&sub2; = Σdi
für die untere Hälfte des Blocks. Unter Verwendung von Y&sub1; und Y&sub2; wird "a" berechnet zu
a = k · (Y&sub1; - Y&sub2;)/d²
wobei k in dem Referenzprofil vorgegeben ist. Übersteigt "a" einen vorgegebenen Wert, bevorzugt 1, wird angenommen, dass es eine Vertikalabweichung näherungsweise gleich "a" gibt. Die li Spalte wird dann in "a" Schritten verschoben, die Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 wird erneut durchlaufen und "a" wird erneut berechnet. Dieser Prozess wird wiederholt, bis "a" kleiner als der vorgegebene Wert ist, bevorzugt 1. Die Gesamtverschiebung, βs der li Spalte wird als gleich zu der Höhenabweichung angesehen. (144) Die βj Werte in dem Vertikalvergleich, Fig. 12, werden dann als βj + Δβj angeglichen, wobei die Höhenabweichung Δβj wie folgt gegeben ist:
Δβj = βs · (amβ + as)/(aj + as)
und wobei amβ der gültige am Wert ist, wenn βs berechnet wird.
Sobald die Höhenabweichung bestimmt ist, prüft der Mikroprozessor 26, ob sie größer als ein vorgegebener Wert ist, bevorzugt 1. (146) Ist die Abweichung größer als dieser Wert, so bewirkt der Mikroprozessor 26 ein Angleichen des Profils in vertikaler Weise gemäß diesem Versatz. (148) Der Mikroprozessor 26 speichert die Vertikalangleichung als Abweichung gegenüber der Nenn-Nasenhöhe. (150) Die tatsächliche Höhe des Flugzeugs ist die Nenn-Nasenhöhe plus die Abweichung. Sobald er die Höhenmessphase 86 abschließt, kehrt der Mikroprozessor 26 zur der Verfolgungsphase 84 zurück.
Hat der Mikroprozessor 26 bereits die Nasenhöhe bestimmt, so überspringt er die Höhenmessphase 86 und bestimmt, ob das Flugzeug 12 identifiziert wurde. (130, 132) Wurde das Flugzeug 12 identifiziert, so prüft der Mikroprozessor 26, ob das Flugzeug 12 die Stoppposition erreicht hat. (134) Ist die Stoppposition erreicht, so schaltet der Mikroprozessor 26 das Stoppzeichen an, und das System 10 hat den Kopplungsmodus 64 abgeschlossen. (136) Hat das Flugzeug 12 die Stoppposition nicht erreicht, so kehrt der Mikroprozessor 26 zu der Verfolgungsphase 84 zurück. (134)
Ist das Flugzeug nicht identifiziert, so prüft der Mikroprozessor 26, ob das Flugzeug 12 weniger als oder gleich 12 Meter von der Stoppposition 53 entfernt ist. (133) Ist das Flugzeug 12 nicht mehr als 12 Meter von der Stoppposition 53 entfernt, so schaltet das System 10 das Stoppzeichen an, um den Piloten dahingehend zu informieren, dass die Identifikation fehlgeschlagen ist. (135) Nach Anzeige des Stoppzeichens, fährt das System 10 herunter.
Ist das Flugzeug 12 mehr als 12 Meter von der Stoppposition 53 entfernt, so tritt der Mikroprozessor 26 in die in Fig. 10 gezeigte Identifikationsphase ein. (133, 88) In der Identifikationsphase 88 kreiert der Mikroprozessor 26 eine Vergleichstabelle gemäß Fig. 12 zum Reflektieren der Ergebnisse einer anderen vertikalen Abtastung und der Inhalte der Profiltabelle. (152, 154) Es wird ein anderer vertikaler Abtastvorgang in der Identifikationsphase 88 durchgeführt, da der vorangehende Abtastvorgang ausreichend Daten für die Höhenbestimmung erzielt haben kann, jedoch nicht genug für die Identifikation. Tatsächlich kann das Ausführen mehrerer Abtastvorgänge vor dem Ausführen einer positiven Identifikation erforderlich sein. Nach dem Berechnen des vertikalen Versatzes 156, oder Prüfung, dass er nicht zu groß (158) ist, und dem Angleichen des Profils in vertikaler Weise gemäß dem Versatz 160, bis der Versatz unter eine vorgegebene Größe abfällt, bevorzugt 1, berechnet der Mikroprozessor 26 die Durchschnittsdistanz zwischen markierten Echos und dem Profil und die mittlere Distanz zwischen dem markierten Echo und dieser Durchschnittsdistanz. (162)
Die Durchschnittsdistanz dm zwischen dem gemessenen und dem korrigierten Profil und die Abweichung T von dieser Durchschnittsdistanz wird nach vertikalen und horizontalen Abtastvorgängen berechnet, wie folgt:
dm = Σdi/N
T = Σdi - dm/N
Ist T kleiner als ein vorgegebener Wert, bevorzugt 5, für beide Profile, so wird für das Flugzeug 12 die Bewertung getroffen, dass es vom korrekten Typ ist, vorausgesetzt, dass eine ausreichende Zahl von Echos empfangen wird. (164) Ob eine ausreichende Zahl von Echos empfangen wird, wird auf der Grundlage von:
N/Größe > 0.75
entschieden, mit N als der zahl "akzeptierter" Echos und "Größe" als der maximalen Zahl der möglichen Werte. Ist das Flugzeug 12 nicht vom korrekten Typ, so schaltet der Mikroprozessor das Stoppzeichen 136 an, und er suspendiert den Kopplungsmodus 64. Sobald der Mikroprozessor 26 die Identifikationsphase 88 abschließt, kehrt er zu der Verfolgungsphase 84 zurück.

Claims

1. System (10) zum Verfolgen eines ankommenden Flugzeugs (12), umfassend:

eine Einrichtung (20) zum Erzeugen von Lichtimpulsen;

eine Einrichtung (21, 22, 24, 25) zum Projizieren der Impulse nach außen auf ein ankommendes Flugzeug (12) hin und zum Reflektieren der Lichtimpulse von dem Flugzeug (12) weg;

eine Einrichtung zum Sammeln (21, 22, 24, 25) der von dem Flugzeug (12) reflektierten Lichtimpulse;

eine Einrichtung (26) zum Erfassen der Position relativ zu einer imaginären axialen Linie, die von einem vorgegebenen Punkt ausgeht, und zum Erfassen des Abstands zwischen dem Flugzeug und dem vorgegebenen Punkt, wodurch eine Verfolgung der Position des Flugzeugs ermöglicht wird; wobei

eine Vergleichstabelle erzeugt wird, die Information über den Laserscan reflektiert, und mit einer Profiltabelle, die die Form bekannter Flugzeuge anzeigt, verglichen wird;

eine Abstandsverteilungstabelle erzeugt wird, die die Verteilung von Abständen von der Nase des Flugzeugs zu der Einrichtung (20) zum Erzeugen von Lichtimpulsen für jeden reflektieren Impuls aufzeichnet; und

ein Durchschnittsabstand zu einer gewünschten Stopp-Position (53) berechnet wird.

2. Verfolgungssystem nach Anspruch 1, wobei der Durchschnittsabstand zu der Stopp-Position durch Mitteln des Abstands zu der Stopp-Position (53), aufgezeichnet für die Einträge in der Vergleichstabelle entsprechend zu den zwei benachbarten Einträgen in der Abstandsverteilungstabelle mit der größten Summe, berechnet wird.

3. Verfolgungssystem nach den Ansprüchen 1-2, wobei eine Anzeige (18) den Abstand von dem Flugzeug (12) zu dem Stopp-Punkt (53), den Typ des Flugzeugs und die Position des Flugzeugs verglichen mit einem Zentrum zeigt.

4. Verfolgungssystem nach den Ansprüchen 1-3, wobei der Durchschnittsstoppabstand zu einem Computer an Bord des Flugzeugs kommuniziert wird, wodurch diesen Computer ermöglicht wird, das Flugzeug (12) zu stoppen, wenn das Flugzeug die Stopp-Position (53) erreicht.

5. Verfolgungssystem nach den Ansprüchen 1-4, wobei die Lichtimpulse auf ein Spiegelsystem (21, 22) mit einer Einrichtung (24, 25) zum Einstellen des Spiegelsystems (21, 22) zum Projizieren der Lichtimpulse nach außen projiziert werden.

6. Verfolgungssystem nach Anspruch 5, wobei das einstellbare Spiegelsystem (21, 22) von Schrittmotoren (24, 25) unter der Steuerung eines programmierten Mikroprozessors (26) betrieben wird.

7. Verfolgungssystem nach den Ansprüchen 5-6, wobei:

der Mikroprozessor (26) die Anzahl von reflektierten Impulsen in jedem Scan einer Einfangzone (50, 51, 52) aufaddiert;

der Mikroprozessor (26) die größte Summe von reflektierten Impulsen für drei benachbarte Sektoren (50, 51, 52) bestimmt; und

der Mikroprozessor (26) bestimmt, dass ein Flugzeug erfasst worden ist, wenn die größte Summe von reflektierten Impulsen für drei benachbarte Sektoren (50, 51, 52) wenigstens eine vorgegebene minimale Anzahl aus einer Gesamtanzahl von Impulsen, die innerhalb der drei benachbarten Sektoren projiziert werden, ist und die Anzahl von reflektierten Impulsen in den drei Sektoren mit der größten Summe mehr als die Hälfte der Gesamtanzahl von reflektierten Impulsen in dem Scan der Einfangzone ist.