DE60016748T2

DE60016748T2 - Verfahren und vorrichtung zur bestimmung der vertikalgeschwindigkeit eines flugzeugs

Info

Publication number: DE60016748T2
Application number: DE60016748T
Authority: DE
Inventors: C. Steven JOHNSON
Original assignee: Honeywell International Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 1999-05-14
Filing date: 2000-05-12
Publication date: 2005-12-08
Anticipated expiration: 2020-05-13
Also published as: US6430479B1; WO2000070354A1; US6324448B1; US20020032504A1; EP1190261A1; DE60016748D1; ATE285077T1; EP1190261B1

Description

GEBIET DER ERFINDUNG
Diese Erfindung bezieht sich allgemein auf Verfahren, Vorrichtungen und Computerprogrammprodukte zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs und insbesondere auf Verfahren, Vorrichtungen und Computerprogrammprodukte zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs zur Verwendung in einem Bodenannäherungswarnsystem.
ALLGEMEINER STAND DER TECHNIK
In der Luftfahrt ist die Vertikalgeschwindigkeit oder vertikale Geschwindigkeit eines Flugzeugs ein wichtiger Flugparameter und wird verwendet in einer Vielzahl von unterschiedlichen Arten. Zum Beispiel verwendet ein Verkehrswarn- und Kollisionsverhinderungssystem (TCAS) die Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs bei der Bestimmung der Abstände zwischen Flugzeugen und der Leistung von anderen Navigationsbeibehaltungs-Steuerungsfunktionen.
Ein Maß für die Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs kann bereitgestellt werden durch einen von mehreren unterschiedlichen Typen von Avionikausrüstung, die herkömmlich von Verkehrsflugzeugen getragen wird. Zum Beispiel können ein Trägheitsnavigationssystem (INS) oder ein Trägheitsbezugssystem (IRS) die Vertikalgeschwindigkeit, sowie die Beschleunigung, Fluglage, Höhe, Position, den missweisenden Steuerkurs/Kurs über Grund, den rechtweisenden Steuerkurs/Kurs über Grund und die Geschwindigkeit über Grund eines Flugzeugs anzeigende Signale bereitstellen. Alternativ kann ein Air Data Computer (ADC) die Vertikalgeschwindigkeit sowie die Höhe, die berechnete Fluggeschwindigkeit, die korrigierte Höhe, die wahre Fluggeschwindigkeit und die Außentemperatur anzeigende Signale bereitstellen.
Als Beispiel ist ein besonders wichtiges Avionikteilsystem, das die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs sowie eine Anzahl von anderen Flugparametern verwendet ein Bodenannäherungswarnsystem. Bodenannäherungswarnsysteme, ebenfalls bekannt als Terrain-Awareness-Systeme, analysieren die Flugparameter des Flugzeugs einschließlich der Vertikalgeschwindigkeit, und das das Flugzeug umgebende Gelände. Basierend auf dieser Analyse, stellen diese Warnsysteme Alarmsignale für die Flugzeugbesatzung in Bezug auf ungewollte Kollisionen des Flugzeugs mit dem umgebenden Gelände oder anderen Hindernissen einschließlich Fälle, in denen sich aus der Flugbahn des Flugzeugs eine zu kurze Landebahn ergeben würde, bereit.
Bodenannäherungswarnsysteme haben oft mehrere Modi, um abhängig von den Flugbedingungen verschiedene Arten von Alarmsignalen bereitzustellen. So hat zum Beispiel das von Honeywell, Inc. bereitgestellte verbesserte Bodenannäherungswarnsystem sechs primäre Betriebsmodi, von denen mindestens zwei von der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs abhängig sind. In dieser Hinsicht ist Modus 1 darauf ausgelegt, Alarmsignale für ein Flugzeug bereitzustellen, das eine überhöhte Sinkgeschwindigkeit, d. h., eine negative Vertikalgeschwindigkeit mit einer übermäßig großen Größenordnung hat, das relativ nahe am darunter liegenden Gelände ist. Modus 2 stellt ein Alarmsignal bereit in Fällen, in denen sich das Flugzeug dem Gelände in einer überhöhten Geschwindigkeit annähert, sogar in Fällen, in denen das Flugzeug nicht sinkt. Modus 3 stellt Alarmsignale bereit in Fällen, in denen ein Flugzeug sofort nach dem Abflug oder während einem verfehlten Anflug bedeutend an Höhe verliert. Modus 3 wird indes basierend auf der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs aktiviert und deaktiviert. Modus 4 stellt Alarmsignale bereit für ungenügende Sicherheitshöhe über dem Gelände basierend auf der Flugphase und der Geschwindigkeit des Flugzeugs. In dieser Hinsicht stellt Modus 4 Alarmsignale bereit basierend auf unterschiedlichen Kriterien abhängig davon, ob das Flugzeug in der Startphase des Flugs oder in der Reiseflugphase oder Anflugphase des Flugs ist und des Weiteren abhängig davon, ob das Fahrwerk in einer Landekonfiguration ist. Modus 5 stellt ebenfalls zwei Stufen von Alarmsignalen bereit, wenn die Flugbahn des Flugzeugs bei Front-Course Instrumentenlandesystem (ILS) Anflügen unter dem Gleitpfad-Strahl ist. Zuletzt, stellt Modus 6 Alarmsignale oder Call-Outs bereit für ein Sinken unterhalb vorbestimmter Höhen oder ähnliches während eines Anflugs, sowie Alarmsignale für übermäßige Roll- und Querneigungswinkel.
Zusätzlich zu den verschiedenen Betriebsmodi, definiert das von Honeywell, Inc. bereitgestellte verbesserte Bodenannäherungswarnsystem eine Alarmhülle und, insbesondere, sowohl eine Vorwarnungshülle als auch eine Warnungshülle. Die imaginären Alarmhüllen bewegen sich mit dem Flugzeug und sind aufgebaut, um sich vor dem Flugzeug auszudehnen und, um einen Bereich zu definieren, in dem Alarmsignale erzeugt werden, wenn Geländehindernisse oder andere Hindernisse durch Eindringen in eine der Alarmhüllen eintreten. In dieser Hinsicht beschreibt die US-Patentschrift Nr. 5,839,080 von Hans R. Muller et al. und übertragen auf Allied-Signal Inc. ein vorteilhaftes Bodenannäherungswarnsystem, das eine Alarmhülle erzeugt.
Wie durch die US-Patentschrift Nr. 5,839,080 beschrieben, ist eine Alarmhülle definiert durch eine Anzahl von Parametern, die eine Look-Ahead-Distanz (LAD), eine Basisbreite (DOFF) und einen Geländeboden (H) aufweisen. In allgemeinen Worten, definiert die Look-Ahead-Distanz die Distanz vor dem Flugzeug, über die sich die Alarmhülle erstreckt. In ähnlicher Weise, ist die Basisbreite die seitliche Breite der Alarmhülle bei einer Stelle in der Nähe des Flugzeugs. Des Weiteren definiert der Geländeboden typischerweise eine vertikale Entfernung unter dem Flugzeug, die verwendet wird während dem Aufbau des Bodens der Alarmhülle. Oftmals neigt sich der Geländeboden abwärts oder aufwärts abhängig vom Flugbahnwinkel des Flugzeugs, welcher seinerseits zumindest teilweise abhängig ist von der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs. Demzufolge ist der Aufbau der Alarmhülle teilweise abhängig von der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs.
Wie in der US-Patentschrift Nr. 5,839,080 beschrieben, kann das Bodenannäherungswarnsystem ein Paar von Alarmhüllen aufbauen, und zwar eine Vorwarnungshülle und eine Warnungshülle, die beide teilweise abhängig sind von der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs, wie vorhergehend beschrieben. Während jede Hülle, wie vorhergehend beschrieben, eine ähnliche Form hat, erstreckt sich die Vorwarnungshülle typischerweise weiter vor dem Flugzeug nach vorne als die Warnungshülle und ist deshalb allgemein größer als die Warnungshülle. Demzufolge wird das Bodenannäherungswarnsystem Vorwarnungs-Alarmsignale erzeugen in Fällen, in denen das bevorstehende Gelände oder andere Hindernisse in die Vorwarnungshülle, aber nicht in die Warnungshülle, eindringen. Wenn das bevorstehende Gelände oder andere Hindernisse in die Warnungshülle eindringen, wird das Bodenannäherungswarnsystem indes ein stärkeres Warnungs-Alarmsignal erzeugen. Als solcher kann der Pilot die Schwere des Alarmsignals und die Geschwindigkeit, mit der Ausweichmanöver durchgeführt werden müssen, um das bevorstehende Gelände oder andere Hindernisse zu vermeiden, basierend auf der Art des bereitgestellten Alarmsignals, d. h., ein weniger starkes Vorwarnungs-Alarmsignal und ein schwereres Warnungs-Alarmsignal, erkennen.
Während Bodenannäherungswarnsysteme das Situationsbewusstsein der Flugzeugbesatzungen von Verkehrsflugzeugen durch Bereitstellen von einer Vielzahl von Alarmsignalen von bevorstehenden Situationen, die die Aufmerksamkeit der Flugzeugbesatzungen verdienen und durch Bereitstellen von grafischen Anzeigen des bevorstehenden Geländes, Hindernissen oder anderen beachtenswerten Merkmalen, wesentlich verbessert haben, benötigen Bodenannäherungswarnsysteme allgemein einen relativ stabilen Satz von Eingabeparametern, einschließlich der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs wie vorhergehend erwähnt. Zum Beispiel benötigen herkömmliche Bodenannäherungswarnsysteme ein die Funkhöhe anzeigendes Signal von einem Funkhöhenmesser, die Höhe, die berechnete Fluggeschwindigkeit, die korrigierte Höhe, die barometrische Höhengeschwindigkeit, d. h., die Vertikalgeschwindigkeit, die wahre Fluggeschwindigkeit, die Außentemperatur anzeigende Signale von einem Air Data Computer (ADC), die Position, den missweisenden Kurs über Grund und die korrigierte Höhe anzeigende Signale von einem Flight Management System (FMS), die Beschleunigung, Fluglage, Höhe, Vertikalgeschwindigkeit, Position, den missweisenden Steuerkurs/Kurs über Grund, den rechtweisenden Steuerkurs/Kurs über Grund und die Geschwindigkeit über Grund anzeigende Signale von einem Trägheitsbezugssystem (IRS), einem Trägheitsnavigationssystem (INS) und/oder Fluglage- und Steuerkursreferenzsystem (AHRS), die Position, Positionsqualität, Höhe, Geschwindigkeit über Grund, Flugweg über Grund, Datum, Zeit und Status anzeigende Signale von einem globalen Navigationspositionierungssystem (GNPS) oder einem globalen Positionierungssystem (GPS) (worauf nachstehend gemeinsam mit GPS Bezug genommen wird), die Gleitpfadabweichung, Landekurssenderabweichung und die gewählten Landebahnkoordinaten anzeigende Signale von einem Instrumentenlandesystem (ILS) und/oder Mikrowellenlandesystem (MLS) sowie andere Signale von anderen Avionikteilsystemen. Deshalb muss das Flugzeug, damit das herkömmliche Bodenannäherungswarnsystem vollständig funktionsfähig ist, nicht nur das Bodenannäherungswarnsystem sondern ebenfalls eine Anzahl von anderen Teilsystemen tragen, wie einen Funkhöhenmesser, einen ADC, ein FMS, ein IRS, ein INS oder ein AHRS, ein GPS und ein ILS oder ein MLS. Es ist offensichtlich, dass jedes dieser Teilsysteme recht teuer ist. Für die meisten großen Verkehrsflugzeuge ist jedoch vorgeschrieben, über die meisten, wenn nicht sogar über alle dieser Teilsysteme zu verfügen, derart, dass die Eingabeparameter, die für ein herkömmliches Bodenannäherungswarnsystem erforderlich sind, ohne weiteres verfügbar sind.
Im Gegensatz zu Verkehrsflugzeugen, sind für Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt, wie leichte Turbinen- und Kolbenflugzeuge, nicht viele der vorhergehenden Teilsysteme vorgeschrieben und demzufolge tragen sie die meisten der vorhergehenden Teilsysteme nicht, da jedes Teilsystem recht teuer ist. Zum Beispiel weisen die meisten Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt nicht einen Funkhöhenmesser, einen ADC, ein INS oder ein IRS auf. Obwohl GPS immer erschwinglicher wird und viele Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt deshalb GPS-Ausrüstung tragen, können herkömmliche Bodenannäherungswarnsysteme basierend auf den lediglich durch das GPS bereitgestellten Parametern und ohne Dateneingabe von einer Vielzahl von anderen Teilsystemen, die nicht allgemein durch Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt getragen werden, nicht richtig funktionieren. Als solches wurde ein Bodenannäherungswarnsystem von Honeywell, Inc. entwickelt, das spezifisch darauf ausgelegt ist, basierend auf einem reduzierten Satz von Eingabeparametern zu wirken, wie beschrieben durch die US-Patentanmeldung mit dem Aktenzeichen Nr. 09/534,222 mit dem Titel „Ground Proximity Warning System and Method Having a Reduced Set of Input Parameters", eingereicht am 24. März 2000.
In Bezug auf die Vertikalgeschwindigkeit, tragen die meisten Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt nicht die Avionikteilsysteme, die typischerweise die die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs anzeigenden Signale bereitstellen. In dieser Hinsicht tragen die meisten Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt nicht einen ADC, ein INS oder ein IRS, die typischerweise die die Vertikalgeschwindigkeit für Verkehrsflugzeuge anzeigenden Signale bereitstellen. Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt haben indes verschiedene Möglichkeiten zum Erhalten eines Vertikalgeschwindigkeitswerts. Zum Beispiel kann bei Flugzeugen der allgemeinen Luftfahrt, die eine GPS-Einheit tragen, die GPS-Einheit die die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs anzeigenden Signale bereitstellen. Zusätzlich, wird die GPS-Einheit die Höhe des Flugzeugs anzeigende Signale bereitstellen, von denen die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs durch Berechnen der Änderungsrate der Höhe des Flugzeugs bestimmt werden kann. Während der von einer GPS-Einheit entweder direkt oder durch Ableitung aus den Höhenwerten erhaltene Wert der Vertikalgeschwindigkeit eine relativ gute Auflösung hat, wie zum Beispiel 1 Fuß, ist die von einer GPS-Einheit erhaltene Vertikalgeschwindigkeit einer Abdrift ausgesetzt, derart, dass die von einer GPS-Einheit erhaltene Vertikalgeschwindigkeit langfristig weniger zuverlässig ist, als allgemein erwünscht.
Flugzeuge in der allgemeinen Luftfahrt weisen ebenfalls Mittel zum Bestimmen der Drückhöhe auf, von der die Vertikalgeschwindigkeit basierend auf der Änderungsrate der Druckhöhe errechnet werden kann. Wie in der US-Patenanmeldung mit dem Aktenzeichen Nr. 09/255,670 mit dem Titel „Method and Apparatus for Determining Altitude", eingereicht am 23. Februar 1999, beschrieben, ist die Druckhöhe indes einigen Fehlern ausgesetzt, basierend auf der Berechnung der Druckhöhe vom tatsächlichen Außenluftdruck, d. h., eine lokale Druckmessung, sowie vorausgesetzte Werte der internationalen Normatmosphäre (INA) für Druck auf Meeresspiegel, Temperatur auf Meeresspiegel und vertikaler Temperaturgradient, d. h., die vorausgesetzte Änderung der Temperatur als Funktion der Höhe. Siehe „Introduction to Flight", 3rd Edition (McGraw-Hill Series in Aeronautical and Aerospace Engineering), S. 79 (Nov. 1988). Zum Beispiel weisen die meisten Flugzeuge in der allgemeinen Luftfahrt einen Höhenencoder zum Messen der Druckhöhe, wenn auch nur bis zu einer Auflösung von 100 Fuß, auf. Während einige Blindencoder bessere Auflösungen bieten als Höhenencoder, sind Blindencoder immer noch beschränkt auf eine Auflösung von ungefähr 10 Fuß. Als solche wird, während Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt Mittel zum Bestimmen der Druckhöhe, von der die Vertikalgeschwindigkeit berechnet werden kann, aufweisen, die Schätzung der von der Änderungsrate der Druckhöhe abgeleiteten Vertikalgeschwindigkeit eine unerwünscht schlechte Auflösung haben.
Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt fliegen typischerweise in viel niedrigeren Höhen und in viel größerer Nähe in Bezug auf das darunter liegende Gelände und andere Hindernisse als Verkehrsflugzeuge und es würde sich daher ein zumindest gleich großer, wenn nicht sogar größerer Bedarf an einem genauen Maß der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zur Verwendung in einem Bodenannäherungswarnsystem und ähnlichem herausstellen. Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt können indes nicht allgemein eine genaue Darstellung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erzeugen, da Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt nicht die anderen Teilsysteme wie zum Beispiel ein INS, ein IRS und einen ADC, die von Verkehrsflugzeugen zum Messen der Vertikalgeschwindigkeit verwendet werden, tragen.
KURZDARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Ein Verfahren, eine Vorrichtung und ein Computerprogrammprodukt werden gemäß dieser Erfindung bereitgestellt zum genauen Bestimmen der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs auf eine Art, unabhängig von durch einen Air Data Computer, ein Trägheitsbezugssystem und ein Trägheitsnavigationssystem bereitgestellten Signalen. Das Verfahren, die Vorrichtung und das Computerprogrammprodukt dieser Erfindung sind deshalb besonders gut geeignet für Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt, die nicht einige der teureren Avionikteilsysteme aufweisen, die aber einer genauen Schätzung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zur Verwendung in einem Bodenannäherungswarnsystem und ähnlichem bedürfen.
Gemäß dieser Erfindung wird eine erste Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt, basierend auf einem mit dem Flugzeug verbundenen Druckhöhe-Wert. Typischerweise, wird die erste Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt durch die Änderungsrate eines Druckhöhe-Werts über die Zeit. Die Druckhöhe kann durch eine Vielzahl von Instrumenten gemessen werden, einschließlich eines Höhenencoders, eines Blindencoders und ähnlichem. Gemäß dieser Erfindung, wird ebenfalls eine zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhalten von einem vom Flugzeug getragenen GPS-Empfangsapparat. In einer Ausführungsform wird die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhalten durch Empfangen einer Reihe von Höhenwerten vom GPS-Empfangsapparat über die Zeit und anschließendes Bestimmen der Änderungsrate der durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Höhenwerte. Um die Genauigkeit der zweiten Vertikalgeschwindigkeit weiter zu verbessern, kann die Änderungsrate der durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Höhenwerte ebenfalls tiefpassgefiltert werden. Alternativ kann die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs direkt von einem GPS-Empfangsapparat, der darauf ausgerichtet ist, die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu messen, erhalten werden.
Gemäß dieser Erfindung, werden die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten kombiniert, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu bestimmen. In dieser Hinsicht, werden die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten kombiniert in einer Art, die poten tielle Fehler in den ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten kompensiert. Als solche ist die resultierende Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs genauer als die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten allein genommen. In dieser Hinsicht, werden die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten kombiniert durch ergänzendes Filtern der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten. Genauer gesagt, wird die erste Vertikalgeschwindigkeit vorzugsweise tiefpassgefiltert, um Hochfrequenzrauschen, das auf die relativ geringe Auflösung des ersten Vertikalgeschwindigkeitswerts zurückführbar ist, zu beseitigen. Zusätzlich wird die zweite Vertikalgeschwindigkeit vorzugsweise hochpassgefiltert, um durch langfristige Abdrift hervorgerufene Fehler zu reduzieren. Folglich wird die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs gemäß dieser Erfindung bestimmt, um die besten Attribute sowohl der ersten als auch der zweiten Vertikalgeschwindigkeitswerte zu erhalten und die geläufigsten Arten von in den ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeitswerten enthaltenen Fehlern zu beseitigen. Folglich sollte diese Erfindung eine genaue Schätzung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bereitstellen, auch wenn die Vertikalgeschwindigkeit nicht mit einem ADC, einem INS oder einem IRS gemessen wird.
Zur weiteren Verbesserung der Genauigkeit, mit der die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt wird, kann mindestens eine der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten basierend auf ihrer entsprechenden Auflösung gewichtet werden. Zum Beispiel, kann die erste Vertikalgeschwindigkeit gewichtet werden basierend auf der Auflösung des Druckhöhe-Werts von dem die erste Vertikalgeschwindigkeit abgeleitet wird. Folglich kann eine aus durch einen Höhenencoder bereitgestellten Druckhöhe-Werten abgeleitete erste Vertikalgeschwindigkeit in einem höheren Maße im Wert vermindert werden als eine erste Vertikalgeschwindigkeit, die auf Druckhöhen-Werten basiert, die durch einen Blindencoder gemessen wurden, da der Blindencoder eine höhere Auflösung hat als ein Höhenencoder.
Gemäß einer Ausführungsform wird die Gültigkeit der durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Signale einschließlich der Signale, von denen die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhalten wird, überwacht, um zu gewährleisten, dass die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs nur auf gültigen Daten basiert. In dieser Hinsicht, wird ermittelt, ob mindestens eine vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats ist. Wenn weniger als eine vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats ist, wird die zweite Vertikalgeschwindigkeit gleich ihrem vorherigen Wert beibehalten, wie der letzte Wert der zweiten Vertikalgeschwindigkeit, der erhalten wurde basierend auf mindestens der vorbestimmten Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats. Wenn weniger als die vorbestimmte Anzahl von Satelliten über einen kontinuierlichen Zeitraum, der mindestens so groß ist wie eine vorbestimmte Zeit, in Sicht des GPS-Empfangsapparats ist, kann ein Signal bereitgestellt werden, um anzuzeigen, dass die Vertikalgeschwindigkeit unzuverlässig ist, da der letzte gültige Wert der zweiten Vertikalgeschwindigkeit nicht mehr repräsentativ für die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs sein könnte.
Gemäß einem Aspekt dieser Erfindung wird die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt durch eine Vorrichtung, die einen Prozessor aufweist, der die erste Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs basierend auf Druckhöhe-Werten bestimmt, eine zweite Vertikalgeschwindigkeit von einem GPS-Empfangsapparat erhält und angepasst ist, um die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten zu kombinieren, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu bestimmen, wie zum Beispiel durch ergänzendes Filtern der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten. Gemäß einem anderen Aspekt dieser Erfindung, wird die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs durch ein Computerprogrammprodukt bestimmt, das ein computerlesbares Speichermedium aufweist, das ein darin ausgeführtes computerlesbares Programmcodemittel hat. Das computerlesbare Programmcodemittel weist ein erstes Computerbefehlmittel zur Bestimmung der ersten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs basierend auf Druckhöhe-Werten, ein zweites Computerbefehlmittel zum Erhalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs von einem GPS-Empfangsapparat und ein drittes Computerbefehlmittel zum Kombinieren der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten zum Bestimmen der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs auf.
Durch Kombinieren der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs, die vorausgesetzt wird basierend auf der Druckhöhe und dem Erhalten der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs vom GPS-Empfangsapparat, kann eine genaue Schätzung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhalten werden, da die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten in einer Art kombiniert werden, die Fehler, die den ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten eigen sind, abschwächt und dadurch kann ein Maß der Vertikalgeschwindigkeit erhalten werden, das genauer ist als entweder der erste oder der zweite Vertikalgeschwindigkeitswert allein. Durch Bestimmen der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs basierend auf Druckhöhe-Signalen und durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Signalen kann die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs indes auf eine Art bestimmt werden, die unabhängig ist von Signalen, bereitgestellt durch einen ADC, ein IRS oder ein INS. Folglich sind das Verfahren, die Vorrichtung und das Computerprogrammprodukt dieser Erfindung besonders gut geeignet für Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt, die einen GPS-Empfangsapparat aufweisen können aber typischerweise keine teureren Teilsysteme wie einen ADC, ein IRS oder ein INS aufweisen.
KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
1 ist ein Blockdiagramm einer Vorrichtung zum Bestimmen der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform dieser Erfindung.
2 veranschaulicht die Arbeitsabläufe, die durchgeführt werden, um die Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform dieser Erfindung zu bestimmen.
3 veranschaulicht die Arbeitsabläufe, die durchgeführt werden, um die Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs gemäß einer anderen Ausführungsform dieser Erfindung zu bestimmen.
4 veranschaulicht die Betriebsabläufe, die durchgeführt werden durch das Verfahren, die Vorrichtung und das Computerprogrammprodukt, um die Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform dieser Erfindung zu bestimmen.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Diese Erfindung wird nun nachstehend vollständiger beschrieben unter Bezugnahme auf die begleitenden Zeichnungen, in denen bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung gezeigt werden. Diese Erfindung kann indes in vielen unterschiedlichen Formen ausgeführt werden und sollte nicht als durch die hierin dargelegten Ausführungsformen beschränkt aufgefasst werden; eher werden diese Ausführungsformen bereitgestellt, um diese Offenbarung eingehender und vollständiger zu machen und sie werden den Fachleuten den Bereich der Erfindung vollständig vermitteln. Gleiche Nummern beziehen sich durchweg auf gleiche Elemente.
Nun Bezug nehmend auf 1, wird ein Blockdiagramm, das eine Vorrichtung zur Bestimmung der Vertikal geschwindigkeit eines Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform dieser Erfindung darstellt, bildlich dargestellt. Wie allgemein veranschaulicht, weist die Vorrichtung einen Prozessor 10 zur Kommunikation mit einem Instrument 12 zum Messen der Druckhöhe-Werte und mit einem GPS-Empfangsapparat 14 und zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs auf. Der Prozessor kann dann die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs einem Bodenannäherungswarnsystem oder einem anderen Avionikteilsystem, wie zum Beispiel TCAS, bereitstellen, wie gewünscht. In dieser Hinsicht, kann das Bodenannäherungswarnsystem die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bei der Erzeugung von Modus 1 Alarmsignalen verwenden, d. h., von den Alarmsignalen, die ausgelöst werden durch eine überhöhte Sinkgeschwindigkeit in der Nähe des Geländes, und Modus 3 Alarmsignalen, die häufig aktiviert und deaktiviert werden basierend auf der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs, d. h., Modus 3 Alarmsignale werden nur herausgegeben während das Flugzeug sinkt. Das Bodenannäherungswarnsystem kann die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs ebenfalls verwenden beim Aufbau der Geländevorwarnungs- und Warnungshüllen.
Typischerweise ist der Prozessor 10 ein Datenverarbeitungsgerät, wie zum Beispiel ein Mikroprozessor, ein Mikrocontroller oder eine andere zentrale Verarbeitungseinheit. Der Prozessor kann indes in einem anderen Logik-Baustein wie einem DMA (direkter Speicherzugriff) Prozessor, einem integrierten Kommunikationsprozessor-Gerät, einem Custom-VLSI (sehr hohe Integrationsdichte) Gerät, oder einem ASIC (anwendungsspezifischer integrierter Schaltkreis) Gerät ausgeführt werden. Des Weiteren kann der Prozessor irgendeine andere Art von analoger oder digitaler Schaltung oder irgendeine Kombination von Hardware und Software sein, die darauf ausgelegt ist, die nachstehend beschriebenen Verarbeitungsfunktionen durchzuführen.
Der Prozessor 10 kann die Druckhöhe von einer Anzahl von Instrumenten 12 empfangen. Zum Beispiel kann der Prozessor Druckhöhe annehmen von einem Höhenencoder, der Gillham/Gray kodierte Höhendaten bereitstellt oder von einem Blindencoder, entweder einzeln oder kombiniert mit einem Höhen-Serializer. Die Höhenencoder haben allgemein die schlechteste Auflösung, typischerweise in einer Größenordnung von 100 Fuß, sind aber die am weitesten verfügbaren Quellen von Druckhöhen-Ablesungen. Im Gegensatz dazu haben Blindencoder typischerweise eine bessere Auflösung, wie zum Beispiel ungefähr 10 Fuß, werden aber nicht so gebräuchlich eingesetzt. Wie nachstehend erörtert werden wird, kann die Auflösung von jedem Instrument durch den Prozessor bei der Ermittlung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs berücksichtigt werden. Wie hierin verwendet, bezieht sich die Druckhöhe allgemein auf eine unkorrigierte Druckhöhe. In Fällen, in denen die Druckhöhe korrigiert werden kann, wie zum Beispiel in Fällen, in denen der Pilot den lokalen Luftdruck eingeben kann, bezieht sich die Druckhöhe indes auf die korrigierte Druckhöhe. Folglich wird Druckhöhe hierin allgemein sowohl für korrigierte als auch für unkorrigierte Druckhöhe verwendet.
Der Prozessor 10 kann ebenfalls eine Schnittstelle haben mit einer Vielzahl von GPS-Empfangsapparaten 14 einschließlich eines AlliedSignal Global GNS-XLS/2100 Empfangsapparats sowie Honeywell GPS-Empfangsapparaten mit den Modellnummern HG2021 und HT9100, entweder direkt oder über eine GPS Express Leiterplatte. Unabhängig vom Typ, wird die GPS-Einheit typischerweise die die GPS-Höhe anzeigenden Signale bereitstellen sowie den Breitengrad und den Längengrad des Flugzeugs, die Geschwindigkeit über Grund des Flugzeugs, den Winkel des Flugwegs über Grund des Flugzeugs (auch bekannt als der Winkel des rechtweisenden Kurses über Grund des Flugzeugs) anzeigende Signale und eine Anzeige der Qualität der durch die GPS-Einheit bereitgestellten Navigationslösung. Zusätzlich werden zumindest einige GPS-Einheiten die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs anzeigende Signale bereitstellen. Während das durch die GPS-Einheit bereitgestellte Maß der Vertikalgeschwindigkeit eine relativ gute Auflösung hat, beispielsweise innerhalb von 1 Fuß, hat das durch die GPS-Einheit bereitgestellte Maß der Vertikalgeschwindigkeit wegen der selektiven Verfügbarkeit (SA) einen langsam variierenden Fehler, was ein Ergebnis des absichtlichen Ditherings der Satellitenuhr ist. Als solche kann die durch die GPS-Einheit bereitgestellte Vertikalgeschwindigkeit über die Zeit unvorteilhaft abdriften.
Zusätzlich zu GPS-Höhe, Breitengrad, Längengrad, Geschwindigkeit über Grund, Winkel des Flugwegs über Grund, Signalqualität und, in zumindest einigen Ausführungsformen, Vertikalgeschwindigkeit, kann der Prozessor 10 ebenfalls mehrere zusätzliche GPS-Signale empfangen und verarbeiten, einschließlich die Nummer der ausfindig gemachten Satelliten, die Ergebnisse des Receiver Autonomous Integrity Monitoring (RAIM) anzeigende Signale und eine Höhenunterstützungs-Kennzeichnung. Wie die Fachleute wissen, stellen die RAIM-Ergebnisse eine Anzeige bereit, ob die entsprechenden Satelliten ungenaue Daten bereitstellen, während die Höhenunterstützungs-Kennzeichnung Fälle identifiziert, in denen der GPS-Empfangsapparat 14 mit weniger als einer vorbestimmten Anzahl, zum Beispiel vier, Satelliten kommuniziert. Wie unten beschrieben werden wird, kann der Prozessor den Wert der GPS-Höhe und/oder der GPS-Vertikalgeschwindigkeit in Fällen, in denen der GPS-Empfangsapparat mit weniger als einer vorbestimmten Anzahl von Satelliten kommuniziert, vermindern, da die durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Signale viel weniger genau sein werden.
Gemäß dieser Erfindung, erhält der Prozessor 10 erste und zweite Maße der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs und kombiniert danach die ersten und zweiten Maße der Vertikalgeschwindigkeit, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs genau zu bestimmen. Wie unten beschrieben, leitet der Prozessor die erste Vertikalgeschwindigkeit von der Druckhöhe ab und erhält die zweite Vertikalgeschwindigkeit von der GPS-Einheit. In Bezug auf die erste Vertikalgeschwindigkeit und wie in 2 und den Blöcken 20 und 22 von 4 bildlich dargestellt, empfängt der Prozessor eine Reihe von Druckhöhe-Werten über die Zeit und bestimmt die Änderungsrate der Druckhöhe-Werte. Der Prozessor multipliziert ebenfalls allgemein die sich ergebende Änderungsrate mit 60 zum Umrechnen in Fuß pro Minute im Gegensatz zu Fuß pro Sekunde, um die erste, in 2 mit HpDot bezeichnete Vertikalgeschwindigkeit zu erhalten. Siehe Block 24.
In Bezug auf die zweite Vertikalgeschwindigkeit, erhält der Prozessor 10 die zweite Vertikalgeschwindigkeit auf unterschiedliche Art und Weise abhängig davon, ob der GPS-Empfangsapparat 14 einen Vertikalgeschwindigkeitswert bereitstellt oder ob er lediglich GPS-Höhe bereitstellt. Wenn der GPS-Empfangsapparat die die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs anzeigenden Signale bereitstellt, definiert der Prozessor die zweite Vertikalgeschwindigkeit als gleich dem durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Vertikalgeschwindigkeitswert. Siehe Blöcke 26 und 28. Wenn der GPS-Empfangsapparat keine Vertikalgeschwindigkeit bereitstellt, empfängt der Prozessor indes eine Reihe von GPS-Höhenwerten über die Zeit und bestimmt die Änderungsrate der GPS-Höhenwerte. Siehe Blöcke 30 und 32. Der Prozessor multipliziert dann die Änderungsrate mit 60 zum Umrechnen in Fuß pro Minute im Gegensatz zu Fuß pro Sekunde, um die zweite, in 2 mit HgDot bezeichnete Vertikalgeschwindigkeit zu erhalten. Siehe Block 34. Wie in 2 und in Block 36 von 4 gezeigt, kann der Prozessor ebenfalls die zweite Vertikalgeschwindigkeit tiefpassfiltern, um das Hochfrequenzrauschen zu beseitigen und die sich ergebende Vertikal geschwindigkeit auszugleichen. Während der Tiefpassfilter in verschiedenartiger Art und Weise ausgeführt werden kann, ist der Tiefpassfilter von einer Ausführungsform ein drei Abtastwerte-Medianfilter.
Der Prozessor 10 kombiniert dann die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu bestimmen. Siehe Block 38. Insbesondere kombiniert der Prozessor die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten, um die besten Attribute der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten einzubeziehen, während ihre weniger wünschenswerten Attribute zumindest teilweise gefiltert oder abgeschwächt werden. Zum Beispiel kombiniert der Prozessor vorzugsweise die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs auf eine Art zu bestimmen, dass die Vertikalgeschwindigkeit die Auflösung der zweiten Vertikalgeschwindigkeit, d. h., der vom GPS-Empfangsapparat erhaltenen Vertikalgeschwindigkeit, und die langfristige Stabilität der ersten Vertikalgeschwindigkeit, d. h., der auf der Druckhöhe basierenden Vertikalgeschwindigkeit, hat. Des Weiteren kombiniert der Prozessor vorzugsweise die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten in einer Art, dass die sich daraus ergebende Vertikalgeschwindigkeit nicht wesentlich ungünstig beeinträchtigt wird, weder durch die Abdrift der zweiten Vertikalgeschwindigkeit, d. h., die durch den GPS-Empfangsapparat erhaltene Vertikalgeschwindigkeit, noch durch die relativ schlechte Auflösung der ersten Vertikalgeschwindigkeit, d. h., der auf der Druckhöhe basierenden Vertikalgeschwindigkeit.
Als solcher führt der Prozessor 10 vorzugsweise einen ergänzenden Filter aus, um die besten Attribute der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten zu kombinieren. Obwohl der ergänzende Filter in einer Anzahl unterschiedlicher Arten ausgeführt werden kann, teilt der ergänzende Filter der veranschaulichten Ausfüh rungsform anfangs den Unterschied zwischen der ersten Vertikalgeschwindigkeit, d. h., der von der Druckhöhe abgeleiteten Vertikalgeschwindigkeit, und dem vorherigen Ergebnis des ergänzenden Filters (als ein Ergebnis des unten beschriebenen Feedbacks) durch eine Filterzeitkonstante τ, und integriert dann das Ergebnis. Siehe Blöcke 50 und 52 von 2, in dieser Reihenfolge. Durch Teilen durch die Filterzeitkonstante, kann der ergänzende Filter die erste Vertikalgeschwindigkeit effektiv gewichten. Vorzugsweise gewichtet der ergänzende Filter den Unterschied zwischen der ersten Vertikalgeschwindigkeit und dem vorherigen Filterergebnis abhängig von der Auflösung der Druckhöhe von der die erste Vertikalgeschwindigkeit abgeleitet wurde, mit größeren Zeitkonstanten und daher wird den Druckhöhe-Werten mit schlechterer Auflösung weniger Gewicht verliehen. In einer Ausführungsform wählt der Prozessor die Zeitkonstante τ wie folgt:

Auflösung der Druckhöhe

100 Fuß 60

10 Fuß 30

1 Fuß 10
Die Zeitkonstante τ muss indes nicht in Form von einigen diskreten Werten definiert werden, aber kann durch eine mathematische Funktion definiert werden, die zumindest teilweise abhängig ist von der Auflösung der Druckhöhe-Werte.
Solange das Flugzeug in der Luft ist, summiert der Prozessor 10 dann die von der Druckhöhe und dem GPS-Empfangsapparat 14 erhaltenen Vertikalgeschwindigkeitskomponenten, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs in Fuß pro Minute zu bestimmen. Siehe Block 54 von 2. Wie gezeigt, kann der Prozessor die Summe der Vertikalgeschwindigkeitskomponenten ebenfalls nega tiv zurückleiten, derart, dass die sich ergebende Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs tatsächlich wie folgt definiert ist:
Wie die vorhergehende Gleichung veranschaulicht, tiefpassfiltert der Prozessor 10 daher effektiv die erste Vertikalgeschwindigkeit, d. h., die von der Druckhöhe abgeleitete Vertikalgeschwindigkeit, um das Hochfrequenzrauschen zu vermindern. Im Gegensatz dazu, hochpassfiltert der Prozessor effektiv die zweite Vertikalgeschwindigkeit, d. h., die vom GPS-Empfangsapparat 14 erhaltene Vertikalgeschwindigkeit, um die Offsetfehler, d. h., das Abdriften, zu reduzieren.
Dementsprechend basiert der Prozessor 10, der in 2 bildlich dargestellten Ausführungsform die Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs in erster Linie auf der vom GPS-Empfangsapparat 14 erhaltenen zweiten Vertikalgeschwindigkeit, aufgrund ihrer relativ guten Auflösung mit einigen Korrekturen für das Abdriften oder andere Tendenzen weg von der von der Druckhöhe abgeleiteten Vertikalgeschwindigkeit. Folglich kombiniert der Prozessor dieser Erfindung effektiv die besten Attribute von sowohl der von der Druckhöhe abgeleiteten Vertikalgeschwindigkeit als auch von der vom GPS abgeleiteten Vertikalgeschwindigkeit, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs genau zu bestimmen.
Wie vorhergehend beschrieben, kann der Prozessor 10 die zweite Vertikalgeschwindigkeit entweder direkt von einem durch den GPS-Empfangsapparat 14 bereitgestellten Maß der Vertikalgeschwindigkeit oder indirekt basierend auf der Änderungsrate der GPS-Höhe erhalten. Da die Änderungsrate der GPS-Höhe etwas zu Verzögerungen tendieren kann, ist der Prozessor vorzugsweise darauf ausgelegt, die zweite Vertikalgeschwindigkeit direkt vom GPS-Empfangsapparat zu empfangen, wenn der GPS-Empfangsapparat tatsächlich ein Maß der Vertikalgeschwindigkeit bereitstellt. In dieser Hinsicht weist 2 einen Schalter 56 auf, der die verfügbare GPS-Vertikalgeschwindigkeit, nicht die GPS-Höhe, als Eingabe auswählt, wenn die GPS-Vertikalgeschwindigkeit verfügbar ist und der die GPS-Höhe als Eingabe auswählt, wenn die GPS-Vertikalgeschwindigkeit nicht verfügbar ist. Die Konstruktion des Prozessors kann indes vereinfacht werden, wenn im Voraus bekannt ist, dass der GPS-Empfangsapparat ein Maß der Vertikalgeschwindigkeit bereitstellen wird. In dieser Hinsicht stellt 3 vereinfachte Arbeitsabläufe, die von einem Prozessor durchgeführt werden, der darauf ausgelegt ist, mit einem GPS-Empfangsapparat zu arbeiten, von dem bekannt ist, dass er ein Maß der Vertikalgeschwindigkeit bereitstellt, bildlich dar.
Obwohl nicht notwendig für die vorliegende Erfindung, kann der Prozessor 10 ebenfalls die Anzahl von Satelliten überwachen, die gegenwärtig vom GPS-Empfangapparat 14 ausfindig gemacht werden. In dieser Hinsicht, kann der Prozessor bestimmen, ob der GPS-Empfangsapparat gegenwärtig mindestens eine vorbestimmte Mindestanzahl von Satelliten ausfindig macht, zum Beispiel fünf wie in der veranschaulichten Ausführungsform. Siehe Block 40. Wenn der GPS-Empfangsapparat mindestens die vorbestimmte Mindestanzahl von Satelliten ausfindig macht, werden die durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Signale, einschließlich der die GPS-Höhe und die Vertikalgeschwindigkeit anzeigenden Signale, wenn verfügbar, als gültig betrachtet und werden der weiteren Verarbeitung unterzogen. Wenn der Prozessor indes bestimmt, dass der GPS-Empfangsapparat gegenwärtig weniger als die vorbestimmte Mindestanzahl von Satelliten ausfindig macht, wird der Prozessor dieser vorteilhaften Ausführungsform die gegenwärtig vom GPS-Empfangsapparat empfangenen Signale als ungültig oder sonst unzuverlässig betrachten. In diesem Fall behält der Prozessor die zweite Vertikalgeschwindigkeit bei einer konstanten Höhe bei, typischerweise gleichgesetzt mit dem unmittelbar vorhergehenden Wert der zweiten Vertikalgeschwindigkeit, d. h., dem letzten Wert für die zweite Vertikalgeschwindigkeit, die auf gültigen GPS-Signalen basiert. Siehe Block 42. Der Prozessor von dieser Ausführungsform überwacht dann weiterhin den GPS-Empfangsapparat, derart, dass, wenn der GPS-Empfangsapparat anzeigt, dass er erneut mindestens eine vorbestimmte Mindestanzahl von Satelliten ausfindig gemacht hat, der Prozessor die durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Signale erneut als gültig betrachten und die zweite Vertikalgeschwindigkeit nicht länger bei einem konstanten Wert halten wird, sondern wieder damit anfangen wird, die zweite Vertikalgeschwindigkeit basierend auf den gegenwärtigen vom GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Signalen zu aktualisieren.
Wenn der GPS-Empfangsapparat 14 während einer ausgedehnten Zeitspanne, wie zum Beispiel 30 oder 60 Sekunden, weniger als die vorbestimmte Mindestanzahl von Satelliten ausfindig macht, kann der unmittelbar vorhergehende Wert der zweiten Vertikalgeschwindigkeit nicht mehr repräsentativ für die gegenwärtige Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs sein. Siehe Block 44. Als solcher kann der Prozessor 10 dieser Ausführungsform ein Signal bereitstellen, das anzeigt, ob der sich ergebende Wert der Vertikalgeschwindigkeit ungültig oder sonst nicht vertrauenswürdig ist, bis der GPS-Empfangsapparat erneut mindestens die vorbestimmte Mindestanzahl von Satelliten ausfindig macht. Siehe Block 46. Alternativ kann der Prozessor die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs vollständig auf die erste Vertikalgeschwindigkeit stützen, die von der Druckhöhe abgeleitet wird, bis der GPS-Empfangsapparat erneut mindestens die vorbestimmte Mindestanzahl von Satelliten ausfindig macht. Als solcher gewährleistet der Prozessor dieser Ausführungsform, dass der Wert der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs ein echtes Maß der gegenwärtigen Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs ist.
Wie vorhergehend beschrieben, kann das Verfahren und die Vorrichtung dieser Erfindung die Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs genau bestimmen, ohne Abhängigkeit von den relativ teuren Teilsystemen, wie einem ADC, einem IRS und einem INS, die typischerweise Maße für die Vertikalgeschwindigkeit von Verkehrsflugzeugen bereitstellen. Stattdessen bestimmen das Verfahren und die Vorrichtung dieser Erfindung die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs genau, nur basierend auf Druckhöhe-Ablesungen und auf von einem GPS-Empfangsapparat 14 bereitgestellten Signalen, wie GPS-Höhe oder GPS-Vertikalgeschwindigkeit. Folglich ist das Verfahren und die Vorrichtung dieser Erfindung besonders wichtig für Flugzeuge in der allgemeinen Luftfahrt, die für gewöhnlich nicht die teuren Teilsysteme, die von Verkehrsflugzeugen getragen werden, wie zum Beispiel einen ADC, ein IRS oder ein INS, aufweisen.
Wie vorhergehend beschrieben, kann die durch das Verfahren und die Vorrichtung dieser Erfindung bestimmte Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs in einer Anzahl von Arten durch das Flugzeug und, insbesondere andere durch das Flugzeug getragene Avionikteilsysteme, verwendet werden. Zum Beispiel kann für Flugzeuge, die ein Bodenannäherungswarnsystem aufweisen, die Vertikalgeschwindigkeit beim Aufbau der Vorwarnungs- und Warnungshüllen verwendet werden. Genauer gesagt, wird der Flugbahnwinkel, der abhängig ist von der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs, verwendet zum Aufbau der Untergrenzen von sowohl den Vorwarnungs- als auch den Warnungshüllen. Zusätzlich stützen sich die Bodenannäherungswarnsysteme auf die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs, um zu bestimmen, ob das Flugzeug mit einer überhöhten Geschwindigkeit sinkt, während es auf einer relativ niedrigen Höhe über dem Boden fliegt, und wird ein Modus 1 Warnsignal ausgeben, wenn diese Situation ermittelt wird. Des Weiteren, stützen sich Bodenannäherungswarnsysteme typischerweise auf die Vertikalgeschwindigkeit, um die Modus 3 Warnsignale auszulösen und aufzuheben, wenn das Flugzeug in dieser Reihenfolge sinkt und steigt.
Zusätzlich zum Bereitstellen von Verfahren und Vorrichtungen zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs, stellt diese Erfindung ebenfalls Computerprogrammprodukte zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs bereit. Die Computerprogrammprodukte haben ein computerlesbares Speichermedium, das darin ausgeführte computerlesbare Programmcodemittel hat. In einer Ausführungsform, kann die Vorrichtung von 1 ebenfalls eine Speichervorrichtung 16 aufweisen, die als computerlesbares Speichermedium dient, derart, dass der Prozessor auf die computerlesbaren, im computerlesbaren Speichermedium ausgeführten computerlesbaren Programmcodemittel zugreifen kann, um die erste Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu bestimmen, die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu erhalten und danach die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten zu kombinieren, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu bestimmen.
In dieser Hinsicht weist das computerlesbare Programmcodemittel erste Computerbefehlmittel zur Bestimmung der ersten auf den mit dem Flugzeug verbundenen Druckhöhe-Werten basierenden Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs auf. Das computerlesbare Programmcodemittel weist ebenfalls zweite Computerbefehlmittel zum Erhalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs vom durch das Flugzeug getragenen GPS-Empfangsapparat 14 auf. Des Weiteren, weist das computerlesbare Programmcodemittel dritte Computerbefehlmittel zum Kombinieren der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten zum Bestimmen der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs auf. Wie vorhergehend beschrieben, kombiniert das dritte Computerbefehlmittel die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten durch ergänzendes Filtern der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten, typischerweise durch Tiefpassfiltern der ersten Vertikalgeschwindigkeit und Hochpassfiltern der zweiten Vertikalgeschwindigkeit, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu bestimmen. Folglich kombiniert das dritte Computerbefehlmittel die ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten, um die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu bestimmen in einer Art, die unabhängig ist von den durch einen Funkhöhenmesser, einen ADC oder einen INS bereitgestellten Signalen.
Gemäß einer Ausführungsform, weist das computerlesbare Programmcodemittel ebenfalls vierte Computerbefehlmittel auf, zum Bestimmen, ob mindestens eine vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats 14 ist, und fünfte Computerbefehlmittel zum Beibehalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit gleich einem vorherigen Wert, wenn weniger als die vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats ist. Zusätzlich kann das computerlesbare Programmcodemittel sechste Computerbefehlmittel aufweisen, um ein Signal bereitzustellen zur Anzeige, dass die Vertikalgeschwindigkeit unzuverlässig ist, wenn weniger als die vorbestimmte Anzahl von Satelliten über einen kontinuierlichen Zeitraum, der mindestens so groß ist, wie eine vorbestimmte Zeit, in Sicht des GPS-Empfangsapparats ist.
In dieser Hinsicht, sind 2–4 Blockdiagramm-, Ablaufdiagramm- und Steuerablaufdarstellungen von Verfahren, Systemen und Programmprodukten gemäß der Erfindung. Es wird verstanden werden, das jeder Block oder Schritt der Blockdiagramm-, Ablaufdiagramm- und Steuerungsablaufdarstellungen und Kombinationen von Blöcken in den Blockdiagramm-, Ablaufdiagramm- und Steuerungsablaufdarstellungen durch Computerprogramm befehle ausgeführt werden können. Diese Computerprogrammbefehle können auf einen Computer oder eine andere programmierbare Vorrichtung geladen werden, um einen Apparat herzustellen, derart, dass die auf dem Computer oder der anderen programmierbaren Vorrichtung ausgeführten Befehle Mittel zur Ausführung der im Block/in den Blöcken oder im/in den Schritt(en) des Blockdiagramms, Ablaufdiagramms oder Steuerungsablaufs angegebenen Funktionen erzeugen. Diese Computerprogrammbefehle können ebenfalls in einem computerlesbaren Speicher gespeichert werden, der einen Computer oder eine andere programmierbare Vorrichtung steuern kann, um in einer bestimmten Art zu funktionieren, derart, dass die im computerlesbaren Speicher gespeicherten Befehle einen gefertigten Gegenstand herstellen, der Befehlsmittel aufweist, die die im Block/in den Blöcken oder im/in den Schritten) des Blockdiagramms, Ablaufdiagramms oder Steuerungsablaufs angegebene Funktion ausführt. Die Computerprogrammbefehle können ebenfalls auf einen Computer oder eine andere programmierbare Vorrichtung geladen werden, um das Durchführen von einer Reihe von Arbeitschritten auf dem Computer oder der anderen programmierbaren Vorrichtung zu verursachen, derart, dass die auf dem Computer oder der anderen programmierbaren Vorrichtung ausgeführten Befehle Schritte zur Ausführung der im Block/in den Blöcken oder im/in den Schritt(en) des Blockdiagramms, Ablaufdiagramms oder Steuerungsablaufs angegebenen Funktionen bereitstellen.
Dementsprechend unterstützen die Blöcke oder Schritte der Blockdiagramm-, Ablaufdiagramm- oder Steuerungsablaufdarstellungen Kombinationen von Mitteln zum Durchführen der angegebenen Funktionen, Kombinationen von Schritten zum Durchführen der angegebenen Funktionen und Programmbefehlsmittel zum Durchführen der angegebenen Funktionen. Es wird ebenfalls verstanden werden, dass jeder Block oder Schritt der Blockdiagramm-, Ablaufdiagramm- oder Steuerungsablaufdarstellungen und Kombinationen von Blöcken oder Schritten in den Blockdiagramm-, Ablaufdiagramm- oder Steuerungsablaufdarstellungen ausgeführt werden können durch hardwarebasierende Computersysteme für diesen besonderen Zweck, welche die angegebenen Funktionen oder Schritte durchführen oder Kombinationen aus hardwarebasierenden Computersystemen und Computeranweisungen für diesen besonderen Zweck.
Durch Kombinieren der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs, die vorausgesetzt wird basierend auf der Druckhöhe und Erhalten der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs vom GPS-Empfangsapparat 14, stellen die Verfahren, Vorrichtungen, und Computerprogrammprodukte dieser Erfindung eine genaue Schätzung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bereit durch Kombinieren der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten, derart, dass die Fehlerquellen, die den ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten eigen sind, abgeschwächt werden und das sich daraus ergebende Maß der Vertikalgeschwindigkeit genauer ist, als die ersten oder zweiten Vertikalgeschwindigkeitswerte einzeln. Durch Bestimmen der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs basierend auf Druckhöhe-Signalen und von einem GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Signalen, bestimmen die Verfahren, Vorrichtungen und Computerprogrammprodukte dieser Erfindung ebenfalls die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs in einer Art, die unabhängig ist von den von einem ADC, einem IRS oder einem INS bereitgestellten Signalen. Folglich sind die Verfahren, Vorrichtungen und Computerprogrammprodukte dieser Erfindung besonders gut geeignet für Flugzeuge der allgemeinen Luftfahrt, die Informationen in Bezug auf die Vertikalgeschwindigkeit verwenden könnten und die einen GPS-Empfangsapparat aufweisen können, die aber typischerweise nicht teurere Teilsysteme, wie einen ADC, ein IRS oder ein INS, die die Vertikalgeschwindigkeit von Verkehrsflugzeugen messen, aufweisen.
Einem Fachmann werden viele Änderungen und andere Ausführungsformen der Erfindung einfallen, zu denen dieser Erfindung das Vorrecht der in den vorhergehenden Beschreibungen und den verbundenen Zeichnungen behandelten Lehren zukommt. Folglich ist zu verstehen, dass diese Erfindung sich nicht auf die offenbarten spezifischen Ausführungsformen beschränkt und dass Änderungen und andere Ausführungsformen als in den Bereich der angefügten Ansprüche gehörend zu verstehen sind. Obwohl hierin spezifische Begriffe gebraucht werden, werden sie nur in einem allgemeinen oder beschreibenden Sinn und nicht zum Zweck der Abgrenzung verwendet.

Claims

Verfahren zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs, welches Folgendes aufweist: Bestimmung einer ersten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs basierend auf einem Druckhöhe-Wert verbunden mit dem Flugzeug; Erhalten einer zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs von einem Empfangsapparat (14) eines globalen Positionierungssystems (GPS), der getragen wird durch das Flugzeug; und gekennzeichnet durch den Schritt des: Kombinierens der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs, wobei das Kombinieren der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten das ergänzende Filtern der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten durch Tiefpassfiltern der ersten Vertikalgeschwindigkeit und Hochpassfiltern der zweiten Vertikalgeschwindigkeit aufweist.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Kombinieren der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten des Weiteren die Gewichtung von mindestens einer der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten basierend auf ihrer entsprechenden Auflösung umfasst.
Verfahren nach Anspruch 2, wobei die Gewichtung von mindestens einer der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten die Gewichtung der ersten Vertikalgeschwindigkeit basierend auf der Auflösung des Druckhöhe-Werts aufweist.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Bestimmung der ersten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs die Bestimmung einer Änderungsrate des Druckhöhe-Werts über die Zeit aufweist.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Erhalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs Folgendes aufweist: Empfangen einer Reihe von Höhenwerten vom GPS-Empfangsapparat (14) über die Zeit; und Bestimmung einer Änderungsrate der durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Höhenwerte.
Verfahren nach Anspruch 5, wobei das Erhalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs des Weiteren das Tiefpassfiltern der Änderungsrate der durch den GPS-Empfangsapparat (14) bereitgestellten Höhenwerte aufweist.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Erhalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs das Empfangen der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs vom GPS-Empfangsapparat (14) umfasst.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Erhalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs ein wiederholtes Erhalten von Werten für die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs über die Zeit umfasst, und wobei das Verfahren des Weiteren Folgendes umfasst: Bestimmung, ob mindestens eine vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats (14) ist; und Beibehalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit gleich einem vorherigen Wert der zweiten Vertikalgeschwindigkeit, wenn weniger als eine vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats ist.
Verfahren nach Anspruch 8, des Weiteren aufweisend das Bereitstellen eines Signals zum Anzeigen, dass die Vertikalgeschwindigkeit unzuverlässig ist, wenn weniger als die vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats (14) ist über einen kontinuierlichen Zeitraum, der mindestens so groß ist wie eine vorbestimmte Zeit.
Vorrichtung zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit eines Flugzeugs, die Folgendes aufweist: einen Prozessor (10), der eine erste Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt basierend auf einem Druckhöhe-Wert verbunden mit dem Flugzeug, und zum Erhalten einer zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs von einem Empfangsapparat (14) eines globalen Positionierungssystems (GPS), der getragen wird durch das Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, dass: dieser Prozessor (10) angepasst ist zum Kombinieren der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten zur Bestimmung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs durch ergänzendes Filtern der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten, und wobei dieser Prozessor angepasst ist zum ergänzenden Filtern der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten durch Tiefpassfiltern der ersten Vertikalgeschwindigkeit und Hochpassfiltern der zweiten Vertikalgeschwindigkeit.
Vorrichtung nach Anspruch 10, wobei dieser Prozessor (10) angepasst ist zum Kombinieren der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten durch ebenfalls Gewichtung von mindestens einer der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten basierend auf ihrer entsprechenden Auflösung.
Vorrichtung nach Anspruch 11, wobei dieser Prozessor (10) mindestens eine der ersten und zweiten Vertikalgeschwindigkeiten gewichtet durch Gewichtung der ersten Vertikalgeschwindigkeit basierend auf der Auflösung des Druckhöhe-Werts.
Vorrichtung nach Anspruch 10, wobei dieser Prozessor (10) die erste Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt durch Bestimmen einer Änderungsrate des Druckhöhe-Werts über die Zeit.
Vorrichtung nach Anspruch 10, wobei dieser Prozessor (10) die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhält durch Empfangen einer Reihe von Höhenwerten vom GPS-Empfangsapparat (14) über die Zeit, und Bestimmen einer Änderungsrate der durch den GPS-Empfangsapparat bereitgestellten Höhenwerte.
Vorrichtung nach Anspruch 14, wobei dieser Prozessor (10) die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhält durch ebenfalls Tiefpassfiltern der Änderungsrate der 20 durch den GPS-Empfangsapparat (14) bereitgestellten Höhenwerte.
Vorrichtung nach Anspruch 10, wobei dieser Prozessor (10) die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhält durch Empfangen der zweiten Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs vom GPS-Empfangsapparat (14).
Vorrichtung nach Anspruch 10, wobei dieser Prozessor (10) die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs erhält durch wiederholtes Erhalten von Werten für die zweite Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs über die Zeit, und wobei dieser Prozessor des Weiteren angepasst ist zur Bestimmung, ob mindestens eine vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats (14) ist, und zum Beibehalten der zweiten Vertikalgeschwindigkeit gleich einem vorherigen Wert der zweiten Vertikalgeschwindigkeit, wenn weniger als eine vorbe stimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats ist.
Vorrichtung nach Anspruch 17, wobei dieser Prozessor (10) des Weiteren angepasst ist zum Bereitstellen eines Signals zum Anzeigen, dass die Vertikalgeschwindigkeit unzuverlässig ist, wenn weniger als die vorbestimmte Anzahl von Satelliten in Sicht des GPS-Empfangsapparats (14) ist über einen kontinuierlichen Zeitraum, der mindestens so groß ist wie eine vorbestimmte Zeit.