用于飞行器的增强飞行视景系统
阅读说明：本技术 用于飞行器的增强飞行视景系统 (Enhanced flight view system for aircraft ) 是由 A·佩兰 J·古里卢 于 2021-05-20 设计创作，主要内容包括：本公开涉及用于飞行器的增强飞行视景系统。用于飞行器(1)的增强飞行视景系统(10)包括：图像采集系统(20)和显示系统(12),所述图像采集系统被设计用于采集所述飞行器外部周围环境的图像,所述显示系统被配置用于接收由所述图像采集系统(20)产生的图像并将这些图像显示在所述飞行器的驾驶舱(3)中的显示器(16)上。所述显示系统(12)被配置用于：采集关于所述飞行器在进近跑道(40)时的航迹角(FPA)的信息；计算所述飞行器的航迹角(FPA)与标称角(γ-(nom))之间的差值；并且在所述差值的绝对值大于第一角度值(γ-(1))时去激活从所述图像采集系统(20)接收到的图像在所述显示器(16)上的显示。(The present disclosure relates to enhanced flight vision systems for aircraft. Enhanced flight vision system (10) for an aircraft (1) comprising: an image acquisition system (20) designed to acquire images of the environment surrounding the exterior of the aircraft, and a display system (12) configured to receive the images generated by the image acquisition system (20) and to display these images on a display (16) in the cockpit (3) of the aircraft. The display system (12) is configured for: collecting information about a track angle (FPA) of the aircraft as it approaches a runway (40); calculating a track angle (FPA) and a nominal angle (gamma) of the aircraft nom ) The difference between them; and when the absolute value of said difference is greater than a first angle value (gamma) 1 ) Time-deactivated received from the image acquisition system (20)Display of an image on the display (16).)
技术领域
本发明涉及飞行器驾驶舱中的显示器的领域。
背景技术
一些飞行器具有增强飞行视景系统EFVS。这种EFVS系统总体上包括飞行器驾驶舱中的显示系统，该显示系统被配置用于允许在显示器上显示信息，使得该信息以叠加在飞行器外部周围环境上的方式对飞行器的飞行员可见。EFVS系统还包括图像采集系统，该图像采集系统包括至少一个图像传感器并被设计用于采集飞行器外部周围环境的图像。该显示系统被配置用于接收由图像采集系统产生的图像并将这些图像显示在显示器上。显示器例如是平视显示器，通常被称为HUD，或者是被设计用于戴在用户头部上的显示器，通常被称为HMD(“头戴式显示器”)。图像传感器优选地被设计用于捕获包括人眼不可见的波长(例如，红外或雷达波长)的波长区域内的图像。由于这些图像以叠加在飞行器外部周围环境上的方式在显示器上进行显示，因此EFVS系统使得使用所述系统的飞行机组成员(例如，飞行员)具有增强的外部周围环境视景。这特别是在晚上或有雾的情况下有用。例如，在进近跑道阶段期间，不论是夜间条件下还是有雾的情况下，EFVS系统都能给予飞行员更好的跑道视野。
最初，EFVS系统是被飞行员用作辅助以允许他们增强其对飞行器外部周围环境的感知，但是现行法规不允许将其用作在朝向跑道进近或在该跑道上着陆时的单一视觉源。因此，除了被称为“全天候”着陆的情况，飞行器的飞行员朝向跑道进近时在他或她已经下降到预定高度(被称为决断高度)时必须看到跑道(不使用EFVS系统)。如果他或她无法看到跑道，则飞行员必须进行复飞。到目前为止，已经可以使用EFVS系统以允许飞行员作出在他或她达到决断高度时继续朝向跑道进近的决定，并且然后仅基于通过EFVS系统显示的图像将飞行器引导至跑道并进行着陆。因此，尽管能见度条件较差(例如，在有雾的情况下)，飞行员也可以继续朝向跑道进近。这因此使得尽管能见度条件较差飞行器也能在跑道上着陆，即使机场没有配备被设计用于允许全天候着陆的系统。然而，在这些操作的背景下，最低能见度条件仍然是必须的，特别是为了限制在视景系统出错的情况下产生的影响。
为了使飞行员能够使用通过EFVS系统产生的图像以在不受外部能见度条件的任何限制的情况下作出在跑道上着陆的决定，并且然后将飞行器非自动地引导至跑道，EFVS系统发生故障的概率应当足够低以免存在造成被认为是灾难性情况的风险。在这方面，飞行器认证机构要求该概率小于或等于1x10-9。在这方面，根据文件Eurocae ED-79A/SAE ARP4754A中定义的分类，EFVS系统的质量保证等级将必须是DAL A型(DAL表示“设计保证等级”)。驾驶舱中的显示系统的质量保证等级通常是DAL-A型。相比之下，图像采集系统的质量保证等级不是DAL-A型，而是DAL-B型或者甚至是DAL-C型。因此，包括图像采集系统和驾驶舱中的显示系统的EFVS系统的质量保证等级不是DAL-A型。然而，开发DAL-A型图像采集系统将是极其昂贵的。
发明人已经分析了在EFVS系统的图像采集系统发生故障的情况下的潜在风险。在进近跑道时的主要风险是，图像采集系统向EFVS系统的显示系统提供的图像发生偏移的风险。该偏移风险涉及到空间(垂直的或水平的)偏移和时间偏移两者。具体而言，在显示器上显示的图像向下偏移的情况下，会引导飞行员发出使飞行器向下俯冲的命令以便能够在跑道上着陆，而该向下俯冲的命令不是必要的。因此，在图像向下偏移过大的情况下，这会导致飞行器与地面相撞的风险，特别是当飞行器在低空飞行时。由图像采集系统采集图像的时间与该图像在显示器上的显示时间之间的时间偏移过大在某些情况下会导致相同的结果。具体而言，显示器上的显示则不再与飞行器的当前姿态一致。特别地，当飞行员发出增大飞行器下降角度的命令时，所述命令的效果在显示器上的显示有延迟，这可能导致飞行员加强俯冲命令，而这不是必要的。这就会导致飞行器与地面相撞的风险，特别是当飞行器在低空飞行时。
发明内容
本发明特别旨在提供针对该问题的解决方案。本发明涉及一种增强飞行视景系统，该增强飞行视景系统包括：
-用于飞行器的驾驶舱的显示系统，所述显示系统被配置用于允许在显示器上显示信息，使得该信息以叠加在所述飞行器外部周围环境上的方式对所述飞行器的飞行员可见；以及
-图像采集系统(所述图像采集系统被设计用于采集所述飞行器外部周围环境的图像，
其中，所述显示系统被配置用于接收由所述图像采集系统产生的图像并将这些图像显示在所述显示器上，
其特征在于，所述显示系统被配置用于：
-采集在所述飞行器进近跑道时关于所述飞行器的航迹角的信息；
-计算所述飞行器的航迹角与对应于朝向所述跑道的所述进近的标称角之间的差值；并且
-将所述差值的绝对值与第一角度值进行比较，并在所述差值的绝对值大于所述第一角度值时去激活从所述图像采集系统接收到的图像在所述显示器上的显示。
因此，根据本发明的增强飞行视景系统使得可以检测在显示器上显示的图像向下偏移的后果，具体而言是由飞行器的飞行员发出的过度俯冲命令，从而导致飞行器的航迹角相对于与所考虑的进近相对应的标称角过大。在这种情况下，增强飞行视景系统去激活图像在显示器上的显示。这使得可以停止显示可能导致飞行员发出不恰当驾驶命令(例如，过度俯冲命令)的图像。去激活图像在显示器上的显示意味着，飞行员必须检查他或她通过挡风玻璃是否可直接看到跑道，并且如果否，则实施在这种情况下规定的程序。例如，飞行员知道，在他或她下降到被称为决断高度的高度时通过飞行器的挡风玻璃无法看到跑道的情况下，他或她必须进行复飞。因此，增强飞行视景系统使得即使其在进近跑道时使用也可以保证飞行器的飞行安全。
有利地，所述显示系统还被配置用于在所述差值的绝对值大于所述第一角度值时命令在所述显示器上显示警报。
在一个实施例中，所述显示系统还被配置用于将所述差值的绝对值与小于所述第一角度值的第二角度值进行比较，并在所述差值的绝对值大于所述第二角度值且小于所述第一角度值时命令在所述显示器上显示预警信息。
有利地，所述显示系统还被配置用于将所述第一角度值确定为与所述飞行器在地面上方的当前高度的递增函数相对应。
同样有利地，所述显示系统还被配置用于将所述第二角度值确定为与所述飞行器在地面上方的当前高度的递增函数相对应。
在一个具体实施例中，所述显示系统还被配置用于命令在所述显示器上显示与所述第二角度值相对应的信息。
特别地，所述显示系统还被配置成用于将针对朝向所述跑道的进近而公布的标称角度值用作与朝向所述跑道的该进近相对应的标称角的值。
本发明还涉及一种在飞行器的驾驶舱中的显示方法，所述飞行器包括增强飞行视景系统，所述增强飞行视景系统包括：
-显示系统，所述显示系统被配置用于允许在所述驾驶舱中的显示器上显示信息，使得该信息以叠加在所述飞行器外部周围环境上的方式对所述飞行器的飞行员可见；以及
-图像采集系统(所述图像采集系统被设计用于采集所述飞行器外部周围环境的图像，
所述方法包括由所述显示系统实施的、接收由所述图像采集系统产生的图像并将所述图像显示在所述显示器上的步骤，
其特征在于，所述方法还包括由所述显示系统实施的以下步骤：
-采集在所述飞行器进近跑道时关于所述飞行器的航迹角的信息；
-计算所述飞行器的航迹角与对应于朝向所述跑道的所述进近的标称角之间的差值；以及
-将所述差值的绝对值与第一角度值进行比较，并在所述差值的绝对值大于所述第一角度值时去激活从所述图像采集系统接收到的图像在所述显示器上的显示。
本发明还涉及一种包括如上所述的增强飞行视景系统的飞行器。
附图说明
通过阅读以下描述并检查附图将更好地理解本发明。
图1示意性地展示了根据本发明的增强飞行视景系统。
图2展示了飞行器进近跑道的第一种情况。
图3展示了飞行器进近跑道的第二种情况。
图4展示了飞行器进近跑道的第三种情况。
图5展示了根据本发明的一个实施例的被设计用于在飞行器进近跑道时在飞行器驾驶舱中的屏幕上显示的符号的一个示例。
图6展示了包括增强飞行视景系统的飞行器。
具体实施方式
图1所示的增强飞行视景系统10包括用于飞行器驾驶舱的显示系统12、图像采集系统20、以及从图像采集系统20到显示系统12的通信链路18。显示系统12包括处理单元14、显示器16、以及从处理单元14到显示器16的链路15。图像采集系统20包括处理单元22、图像源24、以及从图像源24到处理单元22的链路25。图像源24例如对应于红外相机。增强飞行视景系统10被设计用于安装在飞行器(诸如图5所示的飞行器1)上。然后，显示器16安装在飞行器的驾驶舱3中。该显示器例如对应于平视显示器(HUD)或旨在戴在用户(诸如飞行器的飞行员)头部上的显示器。处理单元14和22例如安装在飞行器的航空电子设备舱2中。图像源24被布置用于能够采集飞行器的飞行员通过驾驶舱3的挡风玻璃可能看到的飞行器周围环境的图像。增强飞行视景系统10的处理单元14经由链路31在输入端处连接到能够提供与朝向跑道的进近相对应的标称角的信息源30。信息源30例如对应于飞行器的飞行管理计算机FMS(“飞行管理系统”)。增强飞行视景系统10的处理单元14还经由链路33在输入端处连接到能够提供关于飞行器航迹角的信息的信息源32。信息源32例如对应于飞行器的飞行控制计算机。
在操作期间，图像源24采集飞行器外部周围环境的图像，并且该图像源经由链路25将这些图像传输到图像采集系统20的处理单元22。处理单元22接收这些图像并将这些图像传输到显示系统12的处理单元14。显示系统12的处理单元14接收由图像采集系统20产生的这些图像，并相应地经由链路15控制在显示器16上的显示，使得在显示器16上显示的图像以叠加在飞行器外部周围环境上并与之相匹配的方式(被称为全等视景)对飞行器的飞行员可见。
根据本发明，如图2所展示的，在飞行器1进近跑道40时，显示系统12的处理单元14经由链路33从信息源32采集关于飞行器的航迹角的FPA(“航迹角”)信息。处理单元14还经由链路31从信息源30采集与朝向跑道的所述进近的进近轴线42相对应的标称角γnom。该标称角的信息与例如针对所考虑的朝向跑道的进近而公布的角度相对应。处理单元14计算飞行器的航迹角FPA与对应于朝向跑道的进近的标称角γnom之间的差值。然后，处理单元14将该差值的绝对值与第一角度值γ1进行比较，并且该处理单元在该差值的绝对值大于该第一角度值γ1时去激活从该图像采集系统20接收到的图像在显示器16上的显示，如图3所展示的。因此，当飞行器的航迹角FPA过大时，特别是由于图像采集系统20存在缺陷，显示系统12去激活图像在显示器16上的显示。于是，飞行器的飞行员再也不能使用这些图像来驾驶飞行器。因此，飞行员不再被误导。由于现行程序，他或她必须检查他或她通过飞行器的挡风玻璃是否能够看到跑道。如果是，则他或她可以继续进近。如果否，即在低于预定高度(被称作决断高度)时无法看到跑道的情况下，飞行员必须命令飞行器复飞。因此，根据本发明的增强飞行视景系统10使得即使其在进近跑道时使用也可以保证飞行器的安全性。
有利地，在该差值的绝对值大于第一角度值γ1时，显示系统12的处理单元14还命令在显示器16上显示警报，以便于向飞行员发送进近角FPA过大的信号。
在一个具体实施例中，处理单元14还将所述差值的绝对值与小于第一角度值γ1的第二角度值γ2进行比较，如图4所展示的。在该差值的绝对值大于第二角度值γ2且小于第一角度值γ1时，处理单元14命令在显示器16上显示预警信息。这使得可以吸引飞行员注意到所考虑的进近的航迹角FPA过大的风险。
有利地，第一角度值γ1被确定为与飞行器在地面上方的当前高度的递增函数相对应。因此，γ1的值在进近开始时最大，并在进近期间减小、在飞行器到达接近跑道40的入口时达到最小值。这使得可以关于对应于所考虑的进近的标称角γnom(一方面)与在飞行器进近地面时飞行器的航迹角FPA(另一方面)之间的差值来减小公差。具体而言，对于飞行器的航迹角FPA的相同角度差，飞行器在地面上方的高度越小，飞行器与地面相撞的风险就变得越大。因此，减小所述公差使得可以降低飞行器与地面相撞的风险。根据第一替代方案，γ1的值由显示系统12的处理单元14来确定。根据其他替代方案，γ1的值由飞行器上的其他计算机(例如，飞行管理计算机30或飞行控制计算机32)来确定，并且然后被传输到显示系统12的处理单元14。
同样有利地，第二角度值γ2被确定为与飞行器在地面上方的当前高度的递增函数相对应。因此，γ2的值在进近开始时最大，并在进近期间减小、在飞行器到达接近跑道40的入口时达到最小值。这些优点与前面段落中针对第一角度值γ1描述的那些优点类似。
在一个具体实施例中，显示系统12的处理单元14还命令在显示器16上显示与第二角度值γ2相对应的信息。这允许飞行器的飞行员注意到对应于所考虑的进近的标称角γnom(一方面)与飞行器的航迹角FPA(另一方面)之间的当前公差。与第二角度值γ2相对应的该信息例如以符号的形式(诸如图5所展示的符号45a、45b和45c之一)示出。所述符号中的每个符号都包括对飞行器在上部的符号描绘以及由飞行器的所述符号描绘在下部所越过的U形。该U形的高度在所述公差减小时降低。因此，该高度在进近开始时针对符号45a最大，经过在进近中间时针对符号45b为中间高度，并且然后在进近结束时减小到针对符号45c的最小高度。
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