專利名稱：以改變航向為目的的駕駛飛行器的方法及該方法在水平繞過一個區(qū)域上的應(yīng)用的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及沿航線駕駛飛行器的方法，該航線包括定義方向改變的路徑的兩個不成一直線的段，并強制要求飛越兩段的公共點。
它具體但不局限于應(yīng)用在沿路徑駕駛航空器上，該路徑通常由一組用航線的直線段連接的過渡點定義，這些過渡點或“航線點”表示方向的改變。
這些方向的改變通常必須以預(yù)定的轉(zhuǎn)彎半徑進(jìn)行，例如，以保持滾動角不變的方式作為航空器的速度的函數(shù)變化的轉(zhuǎn)彎半徑。為了遵照預(yù)定的轉(zhuǎn)彎半徑，因此必須在過渡點之前開始轉(zhuǎn)彎，在這一情況中航空器將位于計劃的轉(zhuǎn)彎內(nèi)側(cè)；或者在飛越過渡點的時刻上轉(zhuǎn)彎，在這一情況中，航空器在飛越過渡點之后將位于計劃的轉(zhuǎn)彎外側(cè)，而隨后必須沿旨在與初始計劃的路徑會合的航線飛行。
在第二種情況中，如圖4中所示，在其改變方向Δψ期間，在飛越過渡點的時刻上，航空器明顯偏離計劃的路徑R1、R2，并且甚至離開它相對大的距離d，這一方面導(dǎo)致相對大的延長航線而另一方面對于管制與航空控制又是不希望的(依照可變水平寬度邊界)。
本發(fā)明的目的為消除這些缺點。為了這一目的，提出了以改變方向為目的的駕駛飛行器的方法，該飛行器沿路徑的第一直線部分航行以便與通過兩部分的交點與該路徑的第一部分構(gòu)成預(yù)定的角度的第二直線部分會合。
按照本發(fā)明，這一方法的特征在于包括計算與跟隨通過所述交會點的彎曲的改變方向的航線，其轉(zhuǎn)彎中心位于這兩部分路徑所構(gòu)成的內(nèi)角分角線上。
與圖4所示的先有技術(shù)航線相比，這一改變方向航線提供許多優(yōu)點。因為它有可能節(jié)省若干秒(對于90轉(zhuǎn)彎高達(dá)35秒或4.5海里)。它從路徑的直線部分所定義的計劃路徑偏離較少(小于傳統(tǒng)的過渡航線產(chǎn)生的偏離的30％)，對于管制與航空控制這是可觀的好處。它在連接在一起的轉(zhuǎn)彎中(如果路徑段較短時，它們是拐來拐去的)還帶有較少轉(zhuǎn)折點的危險。
此外，如將這一改變方向航線與傳統(tǒng)的由位于轉(zhuǎn)彎內(nèi)側(cè)與路徑的兩部分相切的曲線組成的航線相比，可看到按照本發(fā)明的航線比傳統(tǒng)航線偏離路徑部分較少。
有利地，按照本發(fā)明的方法包括計算與跟隨分別在路徑第一部分與改變方向航線之間及后者與路徑的第二部分之間的兩部分彎曲的連接航線，這兩部分連接航線具有與改變方向航線相同的轉(zhuǎn)彎半徑，并且是分別與后者及這兩部分路徑相切的。
本發(fā)明還涉及將改變方向方法應(yīng)用在多邊形區(qū)域的各角上而避開靜止的多邊形區(qū)域。
這是因為在某些情況中，已經(jīng)證明有必要繞過禁止進(jìn)入的區(qū)域。尤其是在禁止飛越諸如軍事區(qū)域國家的空域區(qū)時會出現(xiàn)這些情況。
這一避開方法的目的在于盡可能少地減少要航行的距離來確定要跟隨的新路徑。為此目的，該方法包括下述步驟-通過用一系列線段逼近該區(qū)域的輪廓及消除凹入點與過份短的線段而用凸多邊形來建立要避開的區(qū)的輪廓的模型，-相對于建模的區(qū)域定位計劃的路徑，-計算退出與返回到計劃的路徑的左側(cè)與路徑的右側(cè)部分，與計算的路徑形成預(yù)定的角度并與最接近計劃的路徑的多邊形頂點會合，以便得到由路徑的退出與返回部分及分別連接左側(cè)與右側(cè)退出與路徑的返回過渡部分的建模的輪廓部分構(gòu)成的兩條避開路徑、左側(cè)與右側(cè)，以及-選擇兩條避開路徑之一、左側(cè)或右側(cè)。
依靠這些措施，所跟隨的航線盡可能靠近該區(qū)域的邊界通過但不進(jìn)入這一區(qū)域。
下面參照附圖以非限制性示例的方式描述按照本發(fā)明的實施例，附圖中

圖1用圖形表示航空器機載的使之有可能實現(xiàn)按照本發(fā)明的避開方法的電子設(shè)備；圖2用圖形示出實現(xiàn)本避開方法所執(zhí)行的算法；圖3示出位于航空器路徑上的禁飛區(qū)，以便展示該避開方法；圖4用圖形表示按照先有技術(shù)的兩段路徑之間的過渡航線；圖5示出用按照本發(fā)明的導(dǎo)航方法計算的改變方向航線；以及圖6示出在兩次靠近的方向改變的情況中的優(yōu)化過渡航線。
如圖1中所示，按照本發(fā)明的避開方法是特別設(shè)計成用航空器的機載計算機4執(zhí)行的，該計算機用稱作“飛機總線”的數(shù)據(jù)傳輸總線5耦合在包含自動駕駛儀14及導(dǎo)航設(shè)備16的導(dǎo)航裝置、諸如數(shù)據(jù)鏈路等數(shù)據(jù)傳輸裝置15、以及包含控制部件及裝在駕駛艙中的諸如顯示屏7及揚聲器8等發(fā)信號部分的人/機接口裝置(MMI)6上。
以已知的方式，自動駕駛儀14包括存儲器，其中記錄有由一系列起飛點與目的地點之間的直線段及使得一個段有可能連接在另一段上的過渡航線構(gòu)成的飛行器的計劃航線。
數(shù)據(jù)傳輸裝置15能夠接收例如用其名字指示的暫時禁止飛越的空區(qū)的信息。此外，計算機4例如耦合在地理導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫9上，其中具體存儲有該航空器正常飛越的地區(qū)的空域的輪廓。也有可能航空器的駕駛員本人用人/機接口6輸入禁飛區(qū)的輪廓。
圖2中所示的算法是由航空器的機載計算機4執(zhí)行的。它包含首先采集由數(shù)據(jù)傳輸裝置15及駕駛員用人/機接口裝置6提供的數(shù)據(jù)(步驟21)。
當(dāng)接收到關(guān)于禁止穿過的空域的信息時，計算機4便相對于禁飛區(qū)定位由計劃的飛行計劃確定的路徑。為了做到這一點，當(dāng)所接收的信息沒有用該區(qū)域的輪廓的定義補充時，計算機4將在其數(shù)據(jù)庫9中搜索這一信息并訪問例如存儲在自動駕駛儀14中的計劃的飛行計劃的定義(步驟22)。
如果航空器不會進(jìn)入禁飛區(qū)，通過返回到算法的起點20繼續(xù)分析數(shù)據(jù)傳輸裝置15及MMI6提供的信息。在相反的情況中，在步驟23中計算機4向顯示器7發(fā)出報文以便警告駕駛員航空器1要經(jīng)過的路徑2穿過禁飛區(qū)10(圖3)。這一信息可用在屏幕7上顯示飛越區(qū)域的地圖，上面疊加禁飛區(qū)及其特征的可能程度的指示來補充。
接著，計算機觸發(fā)避開航線的計算(步驟24)，它包括首先建立禁飛區(qū)10的輪廓的模型。這一建模包含將區(qū)域10的輪廓近似成多邊形，然后消除多邊形的凹入頂點與過份短的邊，以便得出完全凸的多邊形11。
接著必須確定退出計劃的路徑的左側(cè)B1-B2與右側(cè)A1-A2路徑部分以便避開禁飛區(qū)10。為了這一目的，計算機4相對于區(qū)10的模型輪廓定位計劃的路徑2。取決于飛越區(qū)中現(xiàn)行的航空規(guī)定，路徑的這些部分偏離計劃的路徑245度或30度的預(yù)定角度α，并且分別與多邊形11的點B2、A2會合，這兩個點在計劃路徑2進(jìn)入多邊形11的進(jìn)入點2兩側(cè)之一上最靠近計劃路徑2。
然而，可證明當(dāng)航空器1位于太靠近禁飛區(qū)10時，不可能確定路徑的退出部分。這一情況出現(xiàn)在有可能避開該區(qū)域的從初始路徑退出的角度大于預(yù)定角度α?xí)r。出現(xiàn)這一情況時，計算機4執(zhí)行從步驟29開始的算法，在那里觸發(fā)顯示報文“自動避開不可能”。
在相反的情況中，計算機4接著確定返回到計劃的路徑2的左側(cè)B3-B4與右側(cè)A3-A4路徑部分。這些路徑部分在角度α上與計劃的路徑會合，并且在計劃路徑2從多邊形11的出口點Z’的兩側(cè)之一上分別在最靠近計劃路徑2的點B3、A3上連接在多邊形11上。
為了全面確定避開禁飛區(qū)10的右側(cè)A1-A4及左側(cè)B1-B2路徑，接著只要將路徑的右側(cè)A1-A2與左側(cè)B1-B2退出部分通過分別連接點A2與A3、及點B2與B3的多邊形11的輪廓部分A2-A3、B2-B3分別連接在路徑的右側(cè)A3-A4與左側(cè)B3-B4返回部分上即可。
由于右側(cè)A1與左側(cè)B1路徑退出點可以是不同的，到計劃路徑的右側(cè)A4與左側(cè)B4返回點也一樣，重構(gòu)具有相同的端點的避開路徑是重要的。從而，如果如圖3中所示A1比B1更靠近該區(qū)，便將線段B1-A1加在右側(cè)航線A1-A2-A3-A4上。類似地，如果返回點B4比A4更靠近該區(qū)，便將線段B4-A4加在左側(cè)航線B1-B2-B3-B4上。
接著必須選擇這樣確定的兩條避開路徑，右側(cè)A1-A4與左側(cè)B1-B4之一。為了做到這一點，計算機4計算兩條新路徑B1-A1-A2-A3-A4、B1-B2-B3-B4-A4中各條的長度以便選擇較短者，如果這兩條新路徑長度相等，便選擇位于區(qū)10上風(fēng)側(cè)上的。
有可能用選擇的避開路徑來修正自動駕駛儀14提供的初始飛行計劃，可以將其顯示在屏幕7上請求駕駛員確認(rèn)。
在步驟25中，計算機4等待駕駛員確認(rèn)包含所選擇的避開路徑A1-A4的新飛行計劃，一直等到已經(jīng)通過了從初始計劃的路徑2的退出點A1為止(步驟26)。在等待中，計算機4計算與顯示這一退出點A1到航空器1的當(dāng)前位置的距離的值，周期性地刷新該值(步驟27)。
如果在這一等待期間，駕駛員確認(rèn)了新飛行計劃，便將后者發(fā)送到自動駕駛儀14來替代初始計劃的路徑2，然后成為有效的(步驟28)。如果飛行計劃管理與水平模式自動駕駛系統(tǒng)是起作用的，這一新飛行計劃便能自動避開該區(qū)域。
如果在通過退出點A1之前駕駛員未確認(rèn)新飛行計劃，則在步驟29中，計算機4發(fā)送報文給駕駛員指出退出點已通過而避開該區(qū)域現(xiàn)在已經(jīng)不可能。接著在步驟30中，它計算航空器1的當(dāng)前位置與進(jìn)入用多邊形11界定的禁飛區(qū)的進(jìn)入點Z之間的距離。只要航空器1尚未到達(dá)點Z，便以周期性刷新顯示這一距離(步驟31)。通過了這一點Z之后，計算機4發(fā)出報警報文用信號通知駕駛員航空器1在禁飛區(qū)中(步驟32)。然后計算機4等待從禁飛區(qū)10出口，并考慮從這一區(qū)域的出口點Z的位置以及航空器1的當(dāng)前位置與速度(步驟33)，然后返回到步驟18去采集數(shù)據(jù)及擦除報警報文。
在發(fā)送新飛行計劃給自動駕駛儀之前但在駕駛員確認(rèn)之后，在步驟28中計算機4使遵照這一新的飛行計劃成為可能的航線，而具體地，計算使它有可能從飛行計劃的一段路徑通過到另一段的過渡航線。
在傳統(tǒng)方式中轉(zhuǎn)彎內(nèi)部進(jìn)行離開多邊形區(qū)11的輪廓的在諸如A1與A4等方向改變點上的過渡是通過確定與要連接的兩段路徑相切的預(yù)定半徑的圓進(jìn)行的。
當(dāng)它們是屬于凸多邊形區(qū)11的輪廓的方向改變點時，便不可能從轉(zhuǎn)彎內(nèi)部進(jìn)行方向改變，因為這要求進(jìn)入禁飛區(qū)10。從而，計算機4將按照本發(fā)明計算經(jīng)過轉(zhuǎn)彎外部且通過轉(zhuǎn)彎點的航線。
如圖5中所示，兩段路徑連接在點A上，形成角度θ，并要求改變方向一個角度Δψ，計算機4計算通過點A的彎曲航線17，其轉(zhuǎn)彎中心O位于角θ的內(nèi)角分角線3上且距點A距離R。這一距離R對應(yīng)于彎曲的航線17的轉(zhuǎn)彎半徑，這是作為必須以預(yù)定的滾動角進(jìn)行轉(zhuǎn)彎的航空器1的速度的函數(shù)確定的。
接著必須確定沿路徑段R1、R2的直線航線與彎曲航線17之間的連接航線部分18、19，使得有可能將段R1與彎曲的航線17連接的連接航線18包含具有相同的轉(zhuǎn)彎半徑R的一部分彎曲的航線，它在T1上與路徑段R1相切且在T2上與彎曲航線17相切。同樣，連接航線19為具有轉(zhuǎn)彎半徑R的一部分彎曲航線，它在T3上與彎曲航線17相切并在T4上與路徑段R2相切。
應(yīng)指出點T2與T3對應(yīng)于彎曲的航線17與線段d的中垂線的交點，線段d分別由通過轉(zhuǎn)彎中心O的垂直于路徑段R1、R2的直線與路徑段R1、R2及彎曲的航線17的交點I1、I2、I3、I4定界。
在圖6中也可觀察到，當(dāng)存在著兩個靠近的方向改變點A、B時，按照本發(fā)明的方法也是完全適用的。這一圖示出用點A與B連接并在A與B上構(gòu)成角θ與θ’的三段路徑R1、R2、R3。如上所述，為了進(jìn)行這兩次改變方向，計算分別通過A與B及具有轉(zhuǎn)彎中心O、O’與轉(zhuǎn)彎半徑R的兩條彎曲的航線17、17’，這兩條彎曲的航線分別通過兩條連接航線18、19’在點T1與T4’上與路徑段R1與R3會合。
在圖6的例子中，不可能將彎曲的航線17、17’連接在路徑段R2上，后者太短。在這一情況中，只要用在點T5與T5’上與兩條航線17、17’相切的連接航線20將它們連接即可。
如果將圖4的航線與圖5與6所示的航線相比，后者偏離計劃的路徑R1-R2小得多，并且更快地與它會合，這便能更高效地管制及航空控制。
從而，在傳統(tǒng)的飛越該點的繞過情況中的偏離等于R(1-cosΔψ)。在本發(fā)明所提出的解決方法中，這一偏離為R(1-cosΔψ/2)，即在Δψ=90度時小三分之二左右。
此外，在短的路徑段R2的情況中，按照圖6仍保持靠近計劃的路徑。與之相反，在圖4的情況中，很清楚難于與后面的路徑段R3會合。
權(quán)利要求
1.一種以改變航向為目的駕駛飛行器的方法，飛行器(1)跟隨第一路徑直線部分(R1)，通過兩部分路徑(R1、R2)的交會點(A)以便與和第一部分路徑(R1)構(gòu)成預(yù)定的角度(θ)的第二直線部分路徑(R2)會合，其特征在于，該方法包括由飛行器(1)計算與跟隨通過所述交會點(A)的彎曲的改變方向航線(17)，其轉(zhuǎn)彎中心(O)位于兩部分路徑(R1、R2)構(gòu)成的角(θ)的內(nèi)角分角線(3)上。
2.按照權(quán)利要求1的方法，其特征在于，該方法還包括計算與跟隨分別在第一部分路徑(R1)與改變方向航線(17)之間及后者與第二部分路徑(R2)之間的兩部分彎曲的連接航線(18、19)，這兩部分連接航線(18、19)具有與改變方向航線(17)相同的轉(zhuǎn)彎半徑(R)，并且分別與后者及兩部分路徑(R1、R2)相切。
3.按照權(quán)利要求1或2的方法，其特征在于，在兩次靠近的改變方向(A、B)的情況中，該方法還包括計算與跟隨用與兩條彎曲的改變方向航線(17、17’)相切的直線連接航線(20)連接在第一改變方向航線(17)上的第二彎曲的改變方向航線(17’)。
4.按照前面的權(quán)利要求之一的方法，其特征在于，以符合飛行器的預(yù)定滾動角的方式，作為飛行器(1)的速度的函數(shù)計算轉(zhuǎn)彎半徑(R)。
5.一種飛行器通過跟隨包括一系列方向改變的避開路徑來水平避開一禁飛區(qū)(10)的方法，所述方法將按照前面的權(quán)利要求之一的駕駛方法應(yīng)用在路徑的各方向改變點上，其特征在于，包括計算避開路徑的階段(24)，該階段包括-通過用一系列線段逼近要避開的區(qū)域(10)的輪廓及消除凹入點及過份短的線段，用一個凸多邊形(11)來建立該區(qū)域的模型，-相對于建模的區(qū)域(11)定位計劃的路徑(2)，-計算退出與返回到計劃的路徑(2)的、與后者構(gòu)成預(yù)定的角(α)且與多邊形輪廓(11)的頂點(A2、B2、A3、B3)會合的左側(cè)與右側(cè)路徑段(A1-A2、B1-B2、A3-A4、B3-B4)，以便得出兩條避開路徑，左側(cè)(B1-B4)及右側(cè)(A1-A4)這兩條路徑由路徑的退出(A1-A2、B1-B2)與返回(A3-A4、B3-B4)段以及分別連接路徑的左側(cè)與右側(cè)退出與返回段(A1-A2、B1-B2、A3-A4、B3-B4)的建模的輪廓(11)的部分(A2-A3、B2-B3)構(gòu)成，以及-選擇兩條避開路徑，左側(cè)(B1-B4)及右側(cè)(A1-A4)之-(A1-A4)。
6.按照權(quán)利要求5的方法，其特征在于，路徑的左側(cè)與右側(cè)退出與返回段(A1-A2、B1-B2、A3-A4、B3-B4)分別將計劃的路徑(2)連接在多邊形輪廓(11)的頂點(A2、B2、A3、B3)上，這些頂點是位于計劃的路徑的兩側(cè)上的，并且它們最靠近計劃的路徑(2)與多邊形輪廓(11)的交點(Z、Z’)。
7.按照權(quán)利要求5或8的方法，其特征在于，還包括以使得兩條避開路徑具有相同的端點的方式將初始路徑(2)的段(B1-A1、B4-A4)加到兩條避開路徑，右側(cè)(A1-A4)與左側(cè)(B1-B4)上，以及計算與比較所得出的左側(cè)(B1-B4-A4)與右側(cè)(B1-A1-A4)避開路徑的長度，并選擇較短的避開路徑(B1-A1-A4)。
8.按照權(quán)利要求5至7之一的方法，其特征在于，該方法包括下述先行步驟搜索計劃的路徑(2)穿過禁飛區(qū)(10)的段，及計算進(jìn)入所述區(qū)域的計劃進(jìn)入點(2)，如果考慮進(jìn)去飛行器的速度之后，飛行器(1)位于距計劃的進(jìn)入點(Z)足夠地遠(yuǎn)，便執(zhí)行避開路徑的計算。
9.按照權(quán)利要求5至8之一的方法，其特征在于，該方法還包括周期性地計算與顯示(27)飛行器(1)的當(dāng)前位置與從初始路徑(2)退出到選擇的避開路徑(A1-A4)的退出點(A1)之間的距離，如果已確認(rèn)這一新的路徑便執(zhí)行啟動(28)包含所選擇的避開路徑的新路徑。
10.按照權(quán)利要求5至9之一的方法，其特征在于，該方法包括周期性地計算與顯示(31)飛行器(1)的當(dāng)前位置與要避開的區(qū)域(10)之間的距離，如果退出點(A1)已經(jīng)過而新路徑未得到確認(rèn)，并在飛行器(1)進(jìn)入要避開的區(qū)域(10)時，顯示(32)報警報文。
全文摘要
為了改變方向的目的駕駛飛行器,飛行器(1)跟隨路徑的第一直線部分(R1),以便通過路徑的兩部分(R1、R2)的交會點(A)與第一路徑部分(R1)構(gòu)成預(yù)定的角度(θ)的路徑的第二直線部分(R2)會合,按照本發(fā)明的方法包括飛行器(1)計算與跟隨通過所述交會點(A)的彎曲的改變方向航線(17),該航線的轉(zhuǎn)彎中心(O)位于由路徑的兩部分(R1、R2)構(gòu)成的角(θ)的內(nèi)角分角航線(3)上。
文檔編號G01C21/00GK1222970SQ97195708
公開日1999年7月14日 申請日期1997年6月3日 優(yōu)先權(quán)日1997年6月3日
發(fā)明者居伊·德凱爾 申請人:塞克斯丹航空電子公司