ES2316089T3 - Procedimiento para el guiado de vuelo de varios aviones que vuelan en formacion. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento para el guiado de vuelo de varios aviones que vuelan en formación entre sí, en que se generan señales de corrección para un sistema de piloto automático o una indicación de mando, para permitir que uno o varios aviones seguidores dentro de una formación sigan a un líder de la formación en una posición relativa prefijable, caracterizado porque en cada posición instantánea P''akt del avión seguidor se calcula una trayectoria (2), paralela a la trayectoria (1) del líder, del avión seguidor, cuya trayectoria (2) discurre a través de la posición real instantánea P''akt y a través de un punto de referencia P''RP, en que el punto de referencia P''RP es, teniendo en cuenta las distancias lateral y vertical reales yist y zist entre la trayectoria (1) del líder y la del avión seguidor, la proyección de un punto PRP separado por la distancia longitudinal deseada xSoll entre líder y avión seguidor sobre la trayectoria (1) del líder, en que el cálculo de la trayectoria (2) del avión seguidor se produce, teniendo en cuenta la distancia lateral real yist respecto a la trayectoria (1) del líder, por determinación de puntos de apoyo P'' sobre la trayectoria (2) del avión seguidor, los cuales tienen las mismas coordenadas temporales que los puntos de apoyo correspondientes sobre la trayectoria (1) del líder, y en que la determinación de señales de corrección comprende los siguientes pasos: - Medición de la distancia longitudinal real xist , de la distancia lateral real yist y de la distancia vertical real zist entre la trayectoria del líder y la del avión seguidor en la posición instantánea P''akt del avión seguidor - Cálculo de la desviación longitudinal x, la desviación vertical z y la desviación lateral y de la posición real instantánea P''akt y de la posición deseada P''Soll del avión seguidor a partir de los respectivos valores deseados xSoll, zSoll, ySoll y de los valores reales medidos xist , zist , yist - Cálculo de la velocidad deseada y la aceleración deseada del avión seguidor en el punto P''RP - Cálculo de la curvatura deseada, de la velocidad de ascenso deseada y del ángulo de curvatura deseado de la trayectoria (2) del avión seguidor en la posición instantánea P''akt del avión seguidor.
Description
Procedimiento para el guiado de vuelo de varios
aviones que vuelan en formación.
La invención se refiere a un procedimiento para
el guiado de vuelo de varios aviones que vuelan en formación
conforme al preámbulo de la reivindicación 1.
El guiado de vuelo en el vuelo en formación, tal
como se conoce por ejemplo a partir de los documentos US
2005/0165516 A1 y US 6.587.757 B2, se ocupa de un vuelo coordinado
de varios aviones. Un guiado automático de vuelo en vuelo en
formación debe proporcionar al sistema de control de vuelo de un
avión seguidor señales de referencia, para mantener el avión
seguidor en una posición relativa respecto al líder. Las señales de
referencia deben clasificar perturbaciones exteriores tales como
ráfagas de viento o errores de dirección previos y deben compensar
las dinámicas diferentes de la trayectoria del avión seguidor en
particular en lo referente a un radio de curvatura mayor o menor.
El problema de un vuelo en formación cercano de aviones automatizado
se refiere a la determinación de la trayectoria de un avión
seguidor así como a su posición relativa con respecto a un líder.
La determinación de la trayectoria de un avión comprende para ello
habitualmente dos pasos, a saber la reconstrucción de la
trayectoria del líder y la determinación de la trayectoria del avión
seguidor como derivación de la trayectoria del líder teniendo en
cuenta una distancia longitudinal, lateral y vertical prefijada
entre el líder y el avión seguidor.
En un vuelo en formación cercano, la distancia
entre líder y avión seguidor tiene típicamente un valor de tres
veces la envergadura o menor. De ello se sigue que los movimientos
dinámicos de vuelo del avión seguidor, en particular la velocidad y
la aceleración, son aproximadamente iguales a los del líder.
En un vuelo en formación táctico, la distancia
lateral entre líder y avión seguidor tiene típicamente un valor de
hasta 300 m. La distancia longitudinal, en unidades de tiempo o
respectivamente de longitud, tiene típicamente un valor entre 10 s
o respectivamente 0,3 NM (1 NM = 1 milla náutica) y 1 min o
respectivamente 3 NM. Son posibles sin embargo también distancias
de hasta 100 NM. Con ello, en un vuelo en formación abierto la
dinámica de vuelo del avión seguidor no puede considerarse como
idéntica a la del líder. La mayor distancia lateral requiere en
caso de vuelo en viraje una variación de velocidad para compensar la
longitud aumentada o reducida de la trayectoria.
En general, en el guiado automático de vuelo se
diferencia entre un modo sincronizado y un modo de túnel. En el
modo sincronizado, las variaciones de velocidad y altura del líder
son llevadas a cabo inmediatamente de forma correspondiente por el
avión seguidor. En el modo de túnel, las variaciones de velocidad y
altura del líder son llevadas a cabo por el avión seguidor cuando
el avión seguidor alcanza exactamente la posición (teniendo en
cuenta la distancia lateral) en la que el líder introdujo la
variación.
A partir del documento US 4.674.710 se conoce el
producto SKE (del inglés "Station Keeping Equipment", sistema
de mantenimiento de posición) para un vuelo en formación abierto
automático. Se basa en el intercambio mutuo de datos por radio
entre los aviones dentro de la formación de vuelo. Se emplean
antenas direccionales para la determinación de la disposición de
los aviones dentro de la formación con respecto a un avión seguidor.
El sistema fue desarrollado para obtener una formación de aviones
durante un vuelo recto o respectivamente durante un vuelo en
viraje. El procedimiento que está en la base del sistema es en
cualquier caso poco apropiado para el empleo en maniobras de vuelo
altamente dinámicas. El procedimiento conforme al documento US
4.674.710 precisa para garantizar la formación en caso de vuelo en
viraje una velocidad de balanceo fija, un ángulo de inclinación
lateral fijo así como un radio de curvatura fijo.
A partir del documento US 6.405.124 B1 es
conocido un procedimiento para el guiado de vuelo conforme al
preámbulo de la reivindicación 1. Aquí, para una trayectoria
prefijada se genera una trayectoria deseada con una distancia
deseada, sobre la cual el avión seguidor sigue al líder. El avión
seguidor lleva asociado aquí un avión virtual, que es guiado
paralelamente al avión seguidor sobre la trayectoria real con la
distancia deseada. La desviación del avión virtual respecto a la
trayectoria real se emplea como magnitud de regulación, para regular
el avión real hacia la trayectoria deseada.
Constituye la tarea de la invención proporcionar
un procedimiento del tipo en cuestión, con el que se pueda mantener
la formación de aviones también para maniobras de vuelo altamente
dinámicas.
Esta tarea se resuelve con el procedimiento
conforme a la reivindicación 1. Realizaciones ventajosas de la
invención son el objeto de reivindicaciones subordinadas. Conforme a
la invención, en cada posición instantánea P'_{akt} del avión
seguidor se calcula una trayectoria deseada, paralela a la
trayectoria del líder, del avión seguidor, cuya trayectoria deseada
discurre a través de la posición real instantánea P'_{akt} y a
través de un punto de referencia P'_{RP}, en que el punto de
referencia P'_{RP} es, teniendo en cuenta las distancias lateral
y vertical reales y_{ist} y z_{ist} entre la trayectoria del
líder y la del avión seguidor, la proyección de un punto P_{RP}
separado por la distancia longitudinal deseada x_{Soll} entre
líder y avión seguidor sobre la trayectoria del líder, en que el
cálculo de la trayectoria (2) del avión seguidor se produce,
teniendo en cuenta la distancia lateral real y_{ist} respecto a la
trayectoria (1) del líder, por determinación de puntos de apoyo P'
sobre la trayectoria (2) del avión seguidor, los cuales tienen las
mismas coordenadas temporales que los puntos de apoyo
correspondientes sobre la trayectoria (1) del líder, y en que la
determinación de señales de corrección comprende los siguientes
pasos:
- -
- Medición de la distancia longitudinal real x_{ist}, de la distancia lateral real y_{ist} y de la distancia vertical real z_{ist} entre la trayectoria del líder y la del avión seguidor en la posición instantánea P'_{akt} del avión seguidor
- -
- Cálculo de la desviación longitudinal \Deltax, la desviación vertical \Deltaz y la desviación lateral \Deltay de la posición real instantánea P'_{akt} y de la posición deseada P'_{Soll} del avión seguidor a partir de los respectivos valores deseados x_{Soll}, z_{Soll}, y_{Soll} y de los valores reales medidos x_{ist}, z_{ist}, y_{ist}
- -
- Cálculo de la velocidad deseada y la aceleración deseada del avión seguidor en el punto P'_{RP}
- -
- Cálculo de la curvatura deseada, de la velocidad de ascenso deseada y del ángulo de curvatura deseado \Psi de la trayectoria del avión seguidor en la posición instantánea P'_{akt} del avión seguidor.
En una realización ventajosa del procedimiento
se determinan sobre la trayectoria del líder un número de puntos de
apoyo P, para los cuales se conocen las coordenadas espaciales y una
coordenada temporal con relación a una base de tiempo unitaria para
la formación.
Convenientemente, se determina la desviación
vertical \Deltaz entre la trayectoria del avión seguidor y la
posición deseada.
El ángulo de rumbo \Psi del avión seguidor se
determina en particular como ángulo entre la dirección de la
trayectoria del avión seguidor en su posición instantánea P'_{akt}
y el norte geográfico.
El punto de referencia P_{RP} sobre la
trayectoria del líder y el punto de referencia P'_{RP} sobre la
trayectoria del avión seguidor tienen ventajosamente la misma
coordenada temporal.
El cálculo de la trayectoria del avión seguidor
se produce ventajosamente, teniendo en cuenta la distancia lateral
real y_{ist} respecto a la trayectoria del líder, por
determinación de puntos de apoyo P' sobre la trayectoria del avión
seguidor, los cuales tienen las mismas coordenadas temporales que
los correspondientes puntos de apoyo sobre la trayectoria del
líder.
Conforme a la invención, un avión seguidor puede
ser guiado a lo largo de una trayectoria calculada, en que el
guiado para los tres ejes espaciales se produce respectivamente de
forma separada e independiente entre sí. Para cada eje espacial, el
guiado de vuelo puede producirse automáticamente a través de un
sistema de piloto automático o de mando automático de gases.
Conforme a la invención, de cara al guiado de vuelo se determinan
para los distintos ejes espaciales los siguientes parámetros para la
generación de señales de corrección correspondientes:
para el eje espacial longitudinal: la desviación
longitudinal \Deltax (diferencia entre el punto de referencia
P'_{RP} y la posición actual P'_{akt} sobre la trayectoria del
avión seguidor), la velocidad deseada y la aceleración deseada;
para el eje espacial lateral: la desviación
lateral \Deltay (diferencia entre la desviación real lateral
y_{ist} y la desviación deseada y_{Soll}), la curvatura de la
trayectoria del avión seguidor, el ángulo de rumbo;
para el eje espacial vertical: la desviación
vertical \Deltaz (en el modo de túnel: diferencia entre la altura
actual del avión seguidor y la suma de la desviación prefijada
z_{Soll} y la altura del punto de apoyo, que corresponde a la
proyección de la posición actual del avión seguidor sobre la
trayectoria del líder; en el modo sincronizado: diferencia entre la
altura actual del avión seguidor y la altura actual del líder más
la desviación prefijada z_{Soll}) y la velocidad de ascenso
deseada.
El procedimiento conforme a la invención para el
guiado de vuelo depende de la coordenada temporal de las
respectivas posiciones del líder y del avión seguidor. Conforme al
procedimiento, se desacoplan entre sí los distintos ejes de
regulación en lo relativo a la distancia longitudinal, la distancia
vertical y la distancia lateral entre líder y avión seguidor así
como las desviaciones respectivas ahí contenidas. Un seguimiento de
la posición del avión seguidor con respecto a un eje de regulación
es con ello posible independientemente de los otros ejes de
regulación. Este desacoplamiento se alcanza mediante la introducción
del punto de referencia P'_{RP} sobre la trayectoria del avión
seguidor. Con el punto de referencia P'_{RP} se ligan entre sí la
distancia longitudinal deseada x_{Soll} y la distancia lateral
real y_{ist} así como la distancia vertical real z_{ist}.
Convenientemente, la trayectoria deseada del avión seguidor es
calculada continuamente para cada posición actual P'_{akt} del
avión seguidor.
Con el procedimiento conforme a la invención es
posible calcular la trayectoria del avión seguidor mediante
coordenadas espaciales dependientes del tiempo
(time-tagged), en que estas coordenadas
espaciales resultan de mediciones, dependientes del tiempo, de la
posición espacial del líder sobre su trayectoria. La posición de un
avión se entiende con ello en lo que sigue como magnitud
cuatridimensional, que se compone de una coordenada temporal y tres
coordenadas espaciales.
Estas informaciones pueden ser determinadas por
el líder idealmente mediante el sistema de navegación de a bordo.
La transmisión de la posición dependiente del tiempo del líder a los
aviones seguidores dentro de la formación se produce ventajosamente
por radio.
\newpage
\global\parskip0.900000\baselineskip
El procedimiento conforme a la invención puede
emplearse por supuesto igualmente cuando el líder de una formación
es un avión seguidor de una formación superior.
La invención así como otras realizaciones
ventajosas se explican más detalladamente con ayuda de dibujos.
Muestran:
la figura 1 en representación esquemática plana
una trayectoria de un líder con puntos de apoyo P así como una
trayectoria estimada de un avión seguidor con puntos de apoyo P'
calculados,
la figura 2 una representación esquemática para
el cálculo del punto de apoyo P'_{RP} sobre la trayectoria del
avión seguidor en caso de curva de vuelo cóncava y convexa,
la figura 3 una representación esquemática para
el cálculo de la velocidad deseada y la aceleración deseada,
la figura 4 una representación esquemática para
el cálculo del radio de curvatura de una trayectoria,
la figura 5 una representación tridimensional
esquemática de una situación en el vuelo en formación para ilustrar
las desviaciones de la trayectoria del avión seguidor respecto a los
valores prefijados.
La figura 1 muestra en representación plana una
trayectoria 1 de un líder MF con puntos de apoyo P. Además, la
figura 1 muestra la trayectoria estimada 2 de un avión seguidor FF
con puntos de apoyo P', los cuales han sido calculados mediante los
puntos de apoyo P sobre la trayectoria 1 del líder.
Con la referencia x_{Soll} se designa la
distancia longitudinal relativa prefijada entre el líder MF y el
avión seguidor FF. La distancia lateral real entre el líder MF y el
avión seguidor FF se designa con y_{ist}. La distancia vertical
prefijada no está representada. La distancia longitudinal deseada
x_{Soll} se fija convenientemente antes de la agrupación de los
aviones en una formación, por ejemplo por los pilotos. Lo
correspondiente es válido para una distancia vertical y lateral
deseada prefijada. Las distancias pueden indicarse aquí bien en
unidades de tiempo o en unidades de separación.
Para la determinación de un punto de apoyo
P_{RP} para el punto de referencia sobre la trayectoria del líder
se determina la distancia longitudinal x_{Soll} a partir de la
posición actual P_{ist} del líder a lo largo de la trayectoria 1.
La determinación de la distancia x_{Soll} se produce o bien
respecto al tiempo o bien respecto a la longitud según
procedimientos matemáticos conocidos, por ejemplo integración sobre
el recorrido o sobre el segmento temporal.
Si el punto de referencia P_{RP} así calculado
está situado entre dos puntos de apoyo P_{x} y P_{y} contiguos,
el punto de apoyo perteneciente al punto de referencia P_{RP} es
calculado mediante interpolación. Teniendo en cuenta las distancias
lateral y vertical reales y_{ist} y z_{ist} se calcula entonces
un punto de apoyo P'_{RP}, que conforme a la definición está
situado sobre la trayectoria 2 estimada del avión seguidor que es
paralela a la trayectoria 1 del líder.
La figura 2 muestra en detalle cómo se determina
la trayectoria para el avión seguidor y con ello el punto de apoyo
P'_{RP}. Sobre la trayectoria 1 del líder se consideran un punto
de apoyo P_{k-1}, directamente anterior en el
tiempo a cada punto de apoyo P_{k}, y un punto de apoyo P_{k+1},
directamente posterior en el tiempo. Teniendo en cuenta la distancia
lateral real y_{ist} se calculan puntos de apoyo Q_{1} y Q_{2}
sobre la trayectoria 2 del avión seguidor.
Para una curva de vuelo cóncava (figura 2a), una
recta a través de los puntos de apoyo Q_{1} y P_{k} está
situada perpendicularmente a una recta a través de los puntos de
apoyo P_{k-1} y P_{k}. Al mismo tiempo, una
recta a través de los puntos de apoyo Q_{2} y P_{k} está situada
perpendicularmente a una recta a través de los puntos de apoyo
P_{k} y P_{k+1}. Para una curva de vuelo convexa (figura 2b), de
forma correspondiente una recta a través de los puntos de apoyo
Q_{1} y P_{k} está situada perpendicularmente a una recta a
través de los puntos de apoyo P_{k} y P_{k+1}, así como una
recta a través de los puntos de apoyo Q_{2} y P_{k} está
situada perpendicularmente a una recta a través de los puntos de
apoyo P_{k} y P_{k-1}. El punto de apoyo
P'_{k} sobre la trayectoria 2 del avión seguidor es con ello el
centro de gravedad de la línea de unión entre los puntos de apoyo
Q_{1} y Q_{2}.
Correspondientemente es posible calcular a
partir de puntos de apoyo P conocidos sobre la trayectoria 1 del
líder otros puntos de apoyo P' sobre la trayectoria 2 del avión
seguidor. El punto de referencia P'_{RP} sobre la trayectoria del
avión seguidor resulta de una interpolación entre los puntos de
apoyo P'_{x} y P'_{y} contiguos sobre la trayectoria del avión
seguidor, que han sido calculados con el procedimiento anteriormente
descrito a partir de los puntos de apoyo P_{x} y P_{y}
directamente antes y después del punto de referencia P_{RP} sobre
la trayectoria del líder.
La desviación longitudinal \Deltax (figura 1)
se calcula por integración entre la posición actual P'_{akt} del
avión seguidor y el punto de apoyo P'_{RP}, en que la integración
se produce o bien con respecto al tiempo o bien respecto a la
longitud.
La integración se produce típicamente respecto
al tiempo cuando como distancia longitudinal x_{Soll} está
prefijado un tiempo. La integración se produce en otro caso con
respecto a la distancia, cuando como distancia longitudinal
x_{Soll} está prefijada una longitud. Si la integración se produce
con respecto a la longitud, se integran convenientemente los
segmentos lineales entre puntos de apoyo contiguos.
Una representación esquemática para el cálculo
de la velocidad deseada y de la aceleración deseada de un avión
seguidor es mostrada por la figura 3.
\global\parskip1.000000\baselineskip
La figura 3 muestra la trayectoria 2 de un avión
seguidor con varios puntos de apoyo P', por ejemplo P'_{1},
P'_{2} y P'_{3}, así como la posición actual P'_{akt} del
avión seguidor. Se calcula entonces la velocidad
V(P'_{1}P'_{2}) para aquel segmento de longitud que está
más próximo a la posición actual P'_{akt}. A continuación se
calcula la velocidad V(P'_{2}P'_{3}) para el segmento de
longitud siguiente en el tiempo:
\vskip1.000000\baselineskip
donde x designa la coordenada
espacial del respectivo punto de apoyo P' y t designa la coordenada
temporal del respectivo punto de apoyo
P'.
La aceleración deseada en la posición P'_{akt}
se calcula según ello como sigue:
\vskip1.000000\baselineskip
La velocidad deseada en la posición P'_{akt}
se calcula con ello según:
\vskip1.000000\baselineskip
Una representación esquemática para el cálculo
del radio de curvatura de una trayectoria es mostrada por la figura
4. Para el cálculo del radio de curvatura R de la trayectoria 2 del
avión seguidor se emplean tres puntos de apoyo P'_{1}, P'_{2} y
P'_{3} y los segmentos A_{1} y A_{2} que resultan de ello.
A_{1} designa aquí el segmento entre P'_{1} y P'_{2}, que es
el más próximo a la posición actual P'_{akt} del avión seguidor.
A_{2} designa el segmento directamente posterior en el tiempo
entre P'_{2} y P'_{3}. P'_{2} es aquí el punto de apoyo
directamente siguiente en el tiempo a la posición actual
P'_{akt}.
El radio de curvatura R es el radio de la
circunferencia con centro M sobre la cual están situados tanto
P'_{1} como P'_{2} y P'_{3}. Las respectivas bisectrices de
los segmentos A1 y A2 se cortan en el punto M. El segmento entre M
y P'_{2} puede designarse entonces como radio R de curvatura. La
curvatura de la curva de la trayectoria se calcula conforme a la
definición por 1/R, en que para curvas hacia la derecha se añade un
signo positivo y para curvas hacia la izquierda un signo
negativo.
El ángulo de rumbo \Psi se calcula a partir
del ángulo en la posición actual P'_{akt} del avión seguidor
entre la perpendicular R_{1} respecto a la unión MP entre el punto
M y la posición actual P'_{akt} y el norte geográfico N.
La figura 5 muestra una representación
esquemática tridimensional de una situación en vuelo en formación.
A partir de la representación resulta respecto a las distintas
direcciones espaciales la desviación de la trayectoria del avión
seguidor respecto a los valores deseados prefijados.
La representación muestra un líder MF sobre su
trayectoria 1 y un avión seguidor sobre la trayectoria 2 así como
los puntos de referencia P_{RP} y P'_{RP} sobre las respectivas
trayectorias 1, 2.
Sobre la trayectoria 2 se encuentra el avión
seguidor FF sobre la posición actual P'_{akt}. La posición
deseada está designada con P'_{Soll}. A partir de la
representación resultan los respectivos valores deseados
y_{Soll}, x_{Soll}, z_{Soll} así como los valores reales
y_{ist}, x_{ist}, z_{ist} con respecto a las respectivas
direcciones espaciales y las desviaciones \Deltax, \Deltay,
\Deltaz ligadas a ellos.
Para la compensación de la desviación vertical
es necesario el cálculo de una velocidad de ascenso. Para ello se
calcula la velocidad de ascenso del líder. Para el cálculo de la
velocidad de ascenso, primeramente se proyecta la posición actual
P'_{akt} del avión seguidor sobre el punto P_{akt\_proj} sobre
la trayectoria 1 del líder. A partir de dos puntos de apoyo
inmediatamente contiguos al punto anterior (no representados), en
que uno de ellos tiene una coordenada temporal anterior y el otro
una coordenada temporal posterior a la del punto de apoyo
proyectado P_{akt\_proj}, se calcula la velocidad de ascenso.
Convenientemente pueden incluirse en el cálculo otros puntos de
apoyo sobre la trayectoria 1, por ejemplo mediante métodos conocidos
de filtrado o interpolación.
Claims (9)
1. Procedimiento para el guiado de vuelo de
varios aviones que vuelan en formación entre sí, en que se generan
señales de corrección para un sistema de piloto automático o una
indicación de mando, para permitir que uno o varios aviones
seguidores dentro de una formación sigan a un líder de la formación
en una posición relativa prefijable, caracterizado porque en
cada posición instantánea P'_{akt} del avión seguidor se calcula
una trayectoria (2), paralela a la trayectoria (1) del líder, del
avión seguidor, cuya trayectoria (2) discurre a través de la
posición real instantánea P'_{akt} y a través de un punto de
referencia P'_{RP}, en que el punto de referencia P'_{RP} es,
teniendo en cuenta las distancias lateral y vertical reales
y_{ist} y z_{ist} entre la trayectoria (1) del líder y la del
avión seguidor, la proyección de un punto P_{RP} separado por la
distancia longitudinal deseada x_{Soll} entre líder y avión
seguidor sobre la trayectoria (1) del líder, en que el cálculo de
la trayectoria (2) del avión seguidor se produce, teniendo en cuenta
la distancia lateral real y_{ist} respecto a la trayectoria (1)
del líder, por determinación de puntos de apoyo P' sobre la
trayectoria (2) del avión seguidor, los cuales tienen las mismas
coordenadas temporales que los puntos de apoyo correspondientes
sobre la trayectoria (1) del líder, y en que la determinación de
señales de corrección comprende los siguientes pasos:
- -
- Medición de la distancia longitudinal real x_{ist}, de la distancia lateral real y_{ist} y de la distancia vertical real z_{ist} entre la trayectoria del líder y la del avión seguidor en la posición instantánea P'_{akt} del avión seguidor
- -
- Cálculo de la desviación longitudinal \Deltax, la desviación vertical \Deltaz y la desviación lateral \Deltay de la posición real instantánea P'_{akt} y de la posición deseada P'_{Soll} del avión seguidor a partir de los respectivos valores deseados x_{Soll}, z_{Soll}, y_{Soll} y de los valores reales medidos x_{ist}, z_{ist}, y_{ist}
- -
- Cálculo de la velocidad deseada y la aceleración deseada del avión seguidor en el punto P'_{RP}
- -
- Cálculo de la curvatura deseada, de la velocidad de ascenso deseada y del ángulo de curvatura deseado \Psi de la trayectoria (2) del avión seguidor en la posición instantánea P'_{akt} del avión seguidor.
2. Procedimiento según la reivindicación 1, en
que sobre la trayectoria (1) del líder se determinan un número de
puntos de apoyo P, para los cuales se conocen las coordenadas
espaciales y una coordenada temporal con relación a una base de
tiempo unitaria para la formación.
3. Procedimiento según una de las
reivindicaciones precedentes, en que el ángulo de rumbo \Psi del
avión seguidor se determina en particular como ángulo entre la
dirección de la trayectoria (2) del avión seguidor en su posición
instantánea P'_{akt} y el norte geográfico.
4. Procedimiento conforme a la reivindicación 1,
en que el punto de referencia P_{RP} y el punto de referencia
P'_{RP} tienen la misma coordenada temporal.
5. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 2-4, en que los puntos de apoyo P
dependientes del tiempo sobre la trayectoria del líder son
equidistantes entre sí.
6. Procedimiento según una de las
reivindicaciones precedentes, en que la determinación de la
desviación longitudinal \Deltax en unidades de longitud se
produce como suma de segmentos de longitud individuales entre puntos
de apoyo contiguos entre el punto de apoyo del punto de referencia
P'_{RP} y la posición actual P'_{akt} del avión seguidor.
7. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 1 hasta 6, en que la determinación de la desviación
longitudinal \Deltax en unidades de tiempo se produce como
diferencia de la coordenada temporal del punto de apoyo del punto
de referencia P'_{RP} y de la posición actual P'_{akt} del avión
seguidor.
8. Procedimiento según una de las
reivindicaciones precedentes, en que la trayectoria del líder se
calcula como trayectoria de un avión seguidor de un líder de una
formación superior.
9. Procedimiento según una de las
reivindicaciones precedentes, en que el líder transmite por radio la
posición espacial actual o la coordenada temporal actual al o a los
aviones seguidores.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102005038017A DE102005038017B3 (de) | 2005-08-09 | 2005-08-09 | Verfahren zur Flugführung mehrerer im Verband fliegender Flugzeuge |
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| Publication Number | Publication Date |
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| ES2316089T3 true ES2316089T3 (es) | 2009-04-01 |
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ID=37398749
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES06775793T Active ES2316089T3 (es) | 2005-08-09 | 2006-08-03 | Procedimiento para el guiado de vuelo de varios aviones que vuelan en formacion. |
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