專利名稱：用于優(yōu)化控制飛機的垂直軌跡的方法和設(shè)備的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于飛機的垂直軌跡的優(yōu)化控制的方法和設(shè)備，其中飛機沿預(yù)定的接近軌跡飛行，從而提供從設(shè)定穩(wěn)定高度出發(fā)的穩(wěn)定的最后接近。
背景技術(shù)：
已知的是，在著陸在跑道上以前，飛機需要遵循由穩(wěn)定的最后接近終止的接近軌跡。在該接近軌跡上，飛機減速(最小發(fā)動機推力)，以便在穩(wěn)定點達到設(shè)定接近速度。在接近期間，駕駛員控制不同的空氣動力布局以及起落架的打開。理想的情況是在飛機達到穩(wěn)定點時，飛機具有大致接近設(shè)定接近速度的速度并且處于著陸布局?；谠摲€(wěn)定的最后接近，處于著陸布局的飛機以相對于地面的預(yù)定傾角(一般為_3度)且以設(shè)定接近速度沿最后接近軸運動(也稱為“滑行”)，調(diào)整發(fā)動機速度以保持所述接近速度和從設(shè)定穩(wěn)定高 度(與所述穩(wěn)定點相關(guān))出發(fā)的穩(wěn)定傾斜角，該設(shè)定穩(wěn)定高度例如等于1000英尺(大約300 米)。但是，有可能出現(xiàn)的是，最后接近是非穩(wěn)定接近，由于用來耗散能量的跑道的距離過短，從而阻礙了穩(wěn)定高度伴隨著穩(wěn)定的飛行條件(過能的情況)，或者是由于能量的快速耗散(低能的情況)，或者還是由于飛機的外部情況，這些都會導(dǎo)致接近困難。此外，已知的是，當(dāng)檢測到飛機處于過能狀態(tài)或低能狀態(tài)時，在該情況下，目前存在多種不同的操作允許飛機來恢復(fù)到穩(wěn)定接近。特別是，在未檢測到飛機的低能狀態(tài)(即，當(dāng)飛機的效率(fineness)降低太多時(空氣動力布局建立過快、迎風(fēng)、弱速以及飛機遠離跑道等))的情況下，飛機將以其減小的速度來沿著接近軌跡運動，使得恰好在穩(wěn)定點(以穩(wěn)定高度定位在最后接近軸上，例如針對_3度的最后接近軸在離跑道入口三海里處進行定位)之前將達到設(shè)定接近速度。用語飛機的“效率”意味著飛機的空氣動力效率。因此，飛機的總能量變化取決于效率和飛機發(fā)動機的推力。在該情況下，低能狀態(tài)只會被滯后檢測到，并且駕駛員更快地(與理想情況相比)使用發(fā)動機來保持設(shè)定接近速度直到穩(wěn)定點，并且然后保持直到跑道入口。但是，滯后檢測到的低能狀態(tài)導(dǎo)致需要使用發(fā)動機，從而導(dǎo)致-額外的燃料消耗；-發(fā)動機磨損；以及-機艙中的噪音和地面水平處的噪聲。當(dāng)借助于針對飛機的能量狀態(tài)的預(yù)測裝置的幫助，足夠快地檢測到低能狀態(tài)時，駕駛員可以決定通過使用發(fā)動機通過提高發(fā)動機功率來保持當(dāng)前速度。然后，飛機的效率將將不會降低太多。一旦駕駛員考慮到需要將發(fā)動機復(fù)位到怠速，飛機可以繼續(xù)其減速，從而在穩(wěn)定點處達到接近速度。但是，即使在該最后的情況下，發(fā)動機的提前使用導(dǎo)致-額外的燃料消耗；
-發(fā)動機磨損；以及-機艙中的噪音和地面水平處的噪聲(盡管相對于前述情況而言，因為飛機更高，因而噪音被減小。)。此外，在檢測到飛機的過能狀態(tài)的情況下(即，當(dāng)飛機的效率沒有被足夠降低時(空氣動力布局還未建立、順風(fēng)、飛機太快以及太接近跑道等))，飛機將以其減小的速度沿接近軌跡運動，使得恰好在穩(wěn)定點之前將達到接近速度。在該情況下，過能狀態(tài)只會被滯后檢測到，并且駕駛員使用減速板，從而提高減速能力直到跑道入口。但是，滯后檢測到過能狀態(tài)將導(dǎo)致需要使用減速板，從而導(dǎo)致-在接近穩(wěn)定程序的某些情況下的遺漏(nonrespect)；
-可能取消接近，而繼之以復(fù)飛；-機艙中的噪音和地面水平處的噪聲；以及-乘客的不舒適。當(dāng)借助于針對飛機的能量狀態(tài)的預(yù)測裝置的幫助足夠快地檢測到過能狀態(tài)時，駕駛員可以決定提前打開-減速板來更大地降低飛機的效率。一旦駕駛員考慮到需要來收回減速板，飛機可以繼續(xù)其減速，從而在穩(wěn)定點處達到設(shè)定接近速度；-或者翼縫和襟翼布局，從而更大地降低飛機的效率。然后，飛機將更大地減速到直到在穩(wěn)定點處的設(shè)定接近速度。-或者起落架，以便更大地降低飛機的效率。然后，飛機將更大地減速直到在穩(wěn)定點處的設(shè)定接近速度。但是，減速板、翼縫和襟翼布局或者起落架的提前使用將導(dǎo)致機艙中的噪音和地面水平處的噪聲，并且可能導(dǎo)致乘客的不舒適。簡而言之，使用前面提及的不同裝置(發(fā)動機、減速板、翼縫和襟翼布局、起落架)來恢復(fù)穩(wěn)定接近可以導(dǎo)致-額外的燃油消耗；-發(fā)動機磨損；-機艙中的噪音；-地面水平處的噪音；-乘客不舒適。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服該缺點并且尤其是引導(dǎo)飛機，使得飛機執(zhí)行穩(wěn)定接近，即，使得飛機以著陸布局以接近速度并且以保持在接近速度的機動速度抵達接近軌跡上的點。本發(fā)明的目標(biāo)還在于通過改進飛機的能量控制，從檢測到的過能狀態(tài)或低能狀態(tài)出發(fā)恢復(fù)到穩(wěn)定接近。為此，根據(jù)本發(fā)明，一種用于飛機的垂直軌跡的優(yōu)化控制方法，其中該飛機沿預(yù)定的接近軌跡飛行，理論垂直軌跡與該預(yù)定的接近軌跡相關(guān)，從而提供由所述預(yù)定的接近軌跡上的設(shè)定接近速度和設(shè)定穩(wěn)定高度限定的穩(wěn)定的最后接近，其值得注意的是，在飛機沿所述預(yù)定接近軌跡的飛行期間，自動地連續(xù)執(zhí)行以下步驟，所述步驟是A :確定飛機的參數(shù)的當(dāng)前值；B :通過計算來預(yù)測飛機在此處將達到所述接近速度的穩(wěn)定高度，其作為至少一些飛機的參數(shù)的確定當(dāng)前值、理論垂直軌跡和預(yù)定模型的函數(shù)；C :將預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度進行比較；D :當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異在絕對值上大于預(yù)定的高度閾值時，提供優(yōu)化垂直軌跡，該優(yōu)化垂直軌跡作為至少一些飛機的參數(shù)的確定當(dāng)前值、輔助參數(shù)值和基于步驟C確定的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異的函數(shù)；以及E :將所述優(yōu)化垂直軌跡傳輸給在飛機上嵌入的引導(dǎo)裝置。因此，受益于本發(fā)明，飛機(飛機將能夠飛行)的垂直軌跡基于接近階段被優(yōu)化， 從而可以在檢測到的過能狀態(tài)(當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異是負的并且在絕對值上大于所述高度閾值時)或低能狀態(tài)(當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異是正的且大于所述高度閾值時)的情況下恢復(fù)到穩(wěn)定接近。換而言之，本發(fā)明允許飛機以著陸布局以設(shè)定接近速度并且以保持所述設(shè)定接近速度的機動速度來到達穩(wěn)定點(穩(wěn)定聞度與穩(wěn)定點相關(guān))。優(yōu)選地，只要預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異在絕對值上大于所述高度閾值，則對步驟A，B, C，D進行迭代，基于步驟B理論垂直軌跡被基于前一次迭代建立的優(yōu)化軌跡取代。因此，就實現(xiàn)了迭代過程，從而允許通過連續(xù)優(yōu)化基于接近階段調(diào)整垂直軌跡，從而獲得穩(wěn)定接近飛行。特別是，基于步驟D，有利地使用以下輔助參數(shù)的當(dāng)前值-最后接近軸的截止點；-基于步驟D的前一次迭代確定的優(yōu)化垂直軌跡的轉(zhuǎn)折點。此外，優(yōu)化垂直軌跡有利地包括在以下兩個極端垂直軌跡之間-最小優(yōu)化垂直軌跡,其優(yōu)選地包括 傾斜段，其從飛機在接近軌跡上的當(dāng)前點出發(fā)延伸直到與接近軌跡相關(guān)的最后接近軸的最小截止高度； 水平段，其沿所述最小截止高度延伸直到最小截止點；以及 傾斜段，其位于最后接近軸上，從最小截止點延伸直到穩(wěn)定點，-最大優(yōu)化垂直軌跡,其優(yōu)選地包括 水平段，其從飛機的當(dāng)前點出發(fā)在恒定高度延伸直到最后接近軸的截止點；以及 傾斜段，其位于最后接近軸上，從所述截止點出發(fā)延伸直到穩(wěn)定點。此外，當(dāng)基于步驟D的最后迭代建立的優(yōu)化垂直軌跡屬于所述極端垂直軌跡的其中一個軌跡時，針對該情況，基于步驟E傳輸給引導(dǎo)裝置的優(yōu)化垂直軌跡是相關(guān)的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異最小時的該優(yōu)化垂直軌跡。此外，有利的是-當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異為負的并且在絕對值上大于所述高度閾值時，飛機處于過能狀態(tài)，并且基于步驟D建立的優(yōu)化垂直軌跡趨向最大優(yōu)化垂直軌跡。-當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異為正的并且大于所述高度閾值時，飛機處于低能狀態(tài)，并且基于步驟D建立的優(yōu)化垂直軌跡趨向最小優(yōu)化垂直軌跡。基于步驟A，例如，確定飛機的以下參數(shù)的當(dāng)前值-同步時間；-飛機的空速；-飛機相對于給定點的地面距離，該給定點優(yōu)選為跑道入口；-飛機的高度；
·
-飛機的翼縫和襟翼的位置；-起落架的位置；-減速板的位置-機動推力的水平。優(yōu)選的，當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異在絕對值上大于所述高度閾值時觸發(fā)聲音和/或視覺警報。此外，基于步驟D建立的優(yōu)化垂直軌跡可以顯示在飛機的駕駛艙中。此外，在本發(fā)明的方法的優(yōu)選實施例中，基于步驟E，通過駕駛員的主動動作觸發(fā)來將優(yōu)化垂直軌跡傳輸給飛機的弓I導(dǎo)裝置。此外，所述預(yù)定模型可以包括至少一些以下要素-風(fēng)模型；-效率模型；-致動器的動力特性的指示；-操作限制的指示。此外，本發(fā)明涉及用于飛機的垂直軌跡的優(yōu)化控制設(shè)備，其中該飛機沿預(yù)定的接近軌跡飛行，理論垂直軌跡與該預(yù)定的接近軌跡相關(guān)，從而提供由所述預(yù)定的接近軌跡上的設(shè)定接近速度和設(shè)定穩(wěn)定高度限定的穩(wěn)定的最后接近。根據(jù)本發(fā)明，該設(shè)備包括-用于確定飛機的參數(shù)的當(dāng)前值的裝置；-用于通過計算來預(yù)測飛機在此處將達到所述接近速度的穩(wěn)定高度的裝置，預(yù)測穩(wěn)定高度作為至少一些飛機的參數(shù)的確定當(dāng)前值、理論垂直軌跡和預(yù)定模型的函數(shù)；-用于將預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度進行比較的裝置；以及-用于當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度之間的所述確定的差異在絕對值上大于預(yù)定的高度閾值時，建立優(yōu)化垂直軌跡的裝置，該優(yōu)化垂直軌跡作為至少一些飛機的所述參數(shù)的確定當(dāng)前值、輔助參數(shù)值和由比較裝置確定的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異的函數(shù)。此外，該設(shè)備還可以包括用于當(dāng)由比較裝置確定的預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異在絕對值上大于所述預(yù)定的高度閾值時，向飛機的駕駛艙中發(fā)出聲音和/或視覺警報的裝置。此外，所述設(shè)備還可以包括顯示裝置，用于在顯示屏上將與建立的優(yōu)化垂直軌跡有關(guān)的信息呈現(xiàn)給駕駛員。
本發(fā)明還涉及包括前述類型的設(shè)備的飛機。


附圖的圖將使得更好地理解本發(fā)明可以如何被實現(xiàn)。在該圖中，相同的附圖標(biāo)記表示類似的部件。圖I是根據(jù)本發(fā)明的用于飛機的優(yōu)化能量控制設(shè)備的架構(gòu)圖。圖2是圖I的設(shè)備的預(yù)測裝置的示意性代表圖。圖3示出了由圖I的設(shè)備建立的優(yōu)化的垂直軌跡的實例。
具體實施例方式圖I中，根據(jù)本發(fā)明的裝置I表示用于飛機(在該圖中未表示)的優(yōu)化能量控制， 其中飛機沿預(yù)定的接近軌跡飛行，理論垂直軌跡與預(yù)定的接近軌跡相關(guān)，從而提供穩(wěn)定的最后接近。如前面提及的以及圖2中所示的那樣，接近軌跡終止于穩(wěn)定的最后接近，在此期間，飛機處于著陸布局中，飛機從設(shè)定穩(wěn)定高度Zs出發(fā)以相對于地面G的預(yù)定傾角且以設(shè)定接近速度沿最后接近軸Ax運動，調(diào)整發(fā)動機速度和傾斜角處于穩(wěn)定和預(yù)定狀態(tài)。在本說明書中，表述“垂直軌跡”意味著由通過點限定的飛機軌跡，所述通過點取決于地面距離X處在不同的高度Z處。如圖I中所示，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備I包括-一套常見的信息源2 (下面詳述)，從而能夠確定飛機的飛行參數(shù)的當(dāng)前值；-至少一個數(shù)據(jù)庫3，其包括如本文下文中所詳述的那樣的模型；-交互裝置4，特別是與顯示器4B相關(guān)的鍵盤4A或者任何其他常見裝置，用于允許駕駛員來將數(shù)據(jù)(例如引導(dǎo)目標(biāo)(位置、速度以及期望的和作為目標(biāo)的最后布局)輸入到裝置I中；-一個信息處理單元5，其通過鏈接物6-8分別連接到一套信息源2、數(shù)據(jù)庫3以及交互裝置4，并且其形成為以便.預(yù)測飛機的過能狀態(tài)或低能狀態(tài)；以及.在檢測到該過能狀態(tài)或低能狀態(tài)的情況下建立優(yōu)化的垂直軌跡TO;-用于飛機的引導(dǎo)裝置9，其執(zhí)行垂直軌跡引導(dǎo)規(guī)則和側(cè)向軌跡引導(dǎo)規(guī)則，從而將飛機分別保持在計劃的垂直軌跡和側(cè)向軌跡上。該引導(dǎo)裝置9通過鏈接物10連接到處理單元5上，從而能夠接收由處理單元5建立的優(yōu)化垂直軌跡T0。從接收到的優(yōu)化垂直軌跡TO出發(fā)，引導(dǎo)裝置9能夠發(fā)展出針對飛機的常見致動器Al，A2，. . ..An的控制命令，通過鏈接物11，12，. . .，13來致動相關(guān)的部件(發(fā)動機、翼縫、襟翼、起落架等)，并且以這種方式提供建立的優(yōu)化垂直軌跡T0。-用于在飛機的駕駛艙中發(fā)出聲音和/或視覺警報的裝置14，其通過鏈接物15連接到處理單元5上。當(dāng)通過處理單元5已經(jīng)檢測到過能或低能狀態(tài)時，裝置14能夠觸發(fā)警報從而向駕駛員發(fā)出關(guān)于該狀態(tài)的警告；-顯示裝置16，其通過鏈接物17連接到處理單元5上，并且其形成為將與本發(fā)明的實施有關(guān)的信息，并且特別是與由處理單元5建立的優(yōu)化垂直軌跡TO有關(guān)的信息，在駕駛艙的顯示屏18上呈現(xiàn)給飛機的駕駛員，從而使駕駛員有機會來了解與優(yōu)化垂直軌跡TO有關(guān)的信息的特性；以及-數(shù)據(jù)輸入裝置19，其通過鏈接物20連接到處理單元5上。通過該數(shù)據(jù)輸入裝置，駕駛員能夠?qū)⑿畔⒑?或控制命令直接傳輸給處理單元5，如下面詳述的那樣。在本發(fā)明的范圍內(nèi)，所述該套信息源2例如可以包括-ADC( “大氣數(shù)據(jù)計算機”)類型的大氣數(shù)據(jù)計算器；和-至少一個IRS( “慣性參考系統(tǒng)”)類型的慣性參考系統(tǒng)；和-FMS ( “飛行控制系統(tǒng)”)類型的飛行控制系統(tǒng)。將注意到的是，引導(dǎo)裝置9能夠結(jié)合到FMS中。
因此，裝置2適合通過鏈接物8向處理單元5傳輸-以下參數(shù)的當(dāng)前值 時間(其與設(shè)備I同步)； 飛機的空速； 飛機相對于給定點的地面距離X，給定點優(yōu)選為跑道入口 ； 飛機的高度； 翼縫和襟翼的位置(即，飛機的空氣動力布局)； 起落架的位置； 減速板的位置； 機動推力水平；-由通過點限定的側(cè)向軌跡，其與預(yù)定的接近軌跡相關(guān)；和-與預(yù)定的接近軌跡相關(guān)的理論垂直軌跡。如前面所指出的那樣，處理單元5還可以通過鏈接物6接收引導(dǎo)目標(biāo)。此外，數(shù)據(jù)庫3可以通過鏈接物7向處理單元5提供不同種類的信息，特別是以下
信息-風(fēng)模型。為了使預(yù)測精確，貫穿軌跡使用可能的風(fēng)信息。出于該目的，有可能使用與飛機的飛行控制系統(tǒng)FMS相同的風(fēng)模型。-致動器的動力特性。為了使預(yù)測精確，使用不同致動器的動力特性(特別是針對翼縫和襟翼以及針對起落架的打開時間)。-速度限制。為了確保設(shè)備I能夠考慮該操作限制，提供最小和最大的操作速度；以及-效率模型。為了使預(yù)測可能，針對飛機使用不同的效率模型，優(yōu)選地，針對其中起落架打開或未打開的各個空氣動力布局的模型。此外,如圖I中所示,處理單元5包括-裝置21，其用于通過計算來預(yù)測穩(wěn)定高度，飛機在該穩(wěn)定高度處從通過鏈接物L(fēng)I (將前面提及的鏈接物6，7，9組合在一起)接收的信息(特別是參數(shù)的當(dāng)前值，理論垂直軌跡和預(yù)定模型)出發(fā)將達到設(shè)定接近速度。為此，裝置21將進行沿飛機軌跡直到穩(wěn)定點的針對多個連續(xù)段的逐步計算。各個段對應(yīng)恒定空氣動力布局階段，其中起落架打開或者不打開，以及對應(yīng)空氣動力布局的臨時階段，或者其中打開起落架，其中在任何段的末尾處預(yù)測的參數(shù)值直接用作針對下一個段的初始參數(shù)。因此，通過從一個段到另一個段的計算的傳輸，出現(xiàn)了通過預(yù)測裝置21實施的預(yù)測。因此，要考慮兩個不同 具有恒定的空氣動力布局的段的情況；以及 針對臨時的空氣動力布局的段的情況。由于基于接近階段，駕駛員必須要控制不同的空氣動力布局，S卩，翼縫和襟翼以及起落架的位置，因此在預(yù)測中采用的假設(shè)是，該不同的空氣動力布局以及位置都是根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)程序來打開(即，取決于標(biāo)準(zhǔn)特性速度)。但是，可以設(shè)想的是，那些特性速度不同于標(biāo)準(zhǔn)特性速度；-裝置22，其用于將通過鏈接物23接收的來自預(yù)測裝置21的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度Zs比較。比較裝置22適合計算預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異，并且適合將該差異的絕對值與預(yù)定的高度閾值比較。然后可能出現(xiàn)以下三種情況 計算出的差異小于高度閾值，飛機處于正常的能量狀態(tài)； 計算出的差異是負的，并且計算出的差異在絕對值上大于所述高度閾值，飛機處于過能狀態(tài)； 計算出的差異是正的，且大于所述高度閾值，飛機處于低能狀態(tài)。在通過裝置22檢測到過能狀態(tài)或低能狀態(tài)的情況下，通過裝置22能夠發(fā)出信號，該信號包括與檢測有關(guān)的信息，并且能夠通過發(fā)射裝置14 (鏈接物15)接收該信號，發(fā)射裝置14對應(yīng)地觸發(fā)發(fā)出警報以向駕駛員發(fā)出關(guān)于該能量狀態(tài)的警告；和-裝置24，其用于建立優(yōu)化垂直軌跡T0，其通過鏈接物L(fēng)2，20，25(將前面提及的鏈接物6，7，8組合在一起)分別連接到裝置2，3和4、數(shù)據(jù)輸入裝置19以及比較裝置22上。如圖2中所示，針對穩(wěn)定高度的預(yù)測裝置21包括-一個部件El，其進行預(yù)測 在具有恒定空氣動力布局的段的情況下，在最后時間的情況下，其中飛機將從通過鏈接物L(fēng)I接收的初始空速、最后空速和初始時間出發(fā)達到最后空速； 或者在針對飛機的臨時的空氣動力布局的段的情況下，在所述段上的最后空速的情況下，一樣能從鏈接物L(fēng)I接收的從所述段的初始空速和時間差異出發(fā)獲知段的時間(布局的打開時間)。因此，部件El能夠在輸出端口處通過鏈接物L(fēng)3傳輸最后時間的預(yù)測或在所考慮的段上的最后空速的預(yù)測；-一個部件E2，其執(zhí)行在所考慮的段的末尾處的地面距離的預(yù)測，其借助了初始空速和最后空速、所考慮的段的最后時間和初始時間之間的時間差異以及所考慮的段的初始地面距離(通過鏈接物L(fēng)I和L3接收)的幫助。部件E2適合在輸出端口通過鏈接物L(fēng)4傳輸與所考慮的段相關(guān)的最后地面距離；和-一個部件E3，其通過考慮表從所述最后地面距離(通過鏈接物L(fēng)4接收)出發(fā)來執(zhí)行對所考慮的段上的最后高度的預(yù)測。該表代表了計劃要飛行的垂直軌跡。該計劃的軌跡通常是簡單的，并且可以由一系列連續(xù)的段來限定。然后，可能的是，通過來自所述表的通過點(或插入點)來代表這些軌跡。所有插入的這些點允許軌跡的整體特性來被表示出來。然后，可能的是，從地面標(biāo)示中的一個點(最后預(yù)測的地面距離)出發(fā)來計算與所述地面標(biāo)示中的所述點相關(guān)的最后高度。在其中垂直軌跡被認為要進行修正的情況下，該表可以演變。
如圖3中所示，為了與空中管制一致，每個由裝置24建立的優(yōu)化垂直軌跡TO被包括在以下兩個極端的垂直軌跡TOmin和TOmax之間-最小優(yōu)化垂直軌跡TOmin,包括 傾斜段SI，其從飛機在接近軌跡上的當(dāng)前點{Xa，Za}出發(fā)延伸到最后接近軸Ax的最小截止高度Zmin。Zmin可以由駕駛員通過交互裝置4設(shè)定。 水平段S2，其沿所述最小截止高度Zmin延伸直到最小截止點{Xmin，Zmin};和
傾斜段S3，其位于最后接近軸Ax上，從最小截止點{Xmin，Zmin}延伸到穩(wěn)定點{Xs, Zs}, Zs是設(shè)定穩(wěn)定高度。-最大優(yōu)化垂直軌跡TOmax,包括 水平段S4，其從飛機的當(dāng)前點{Xa，Za}出發(fā)在恒定高度Za處延伸到最后接近軸Ax的截止點{Xi，Zi};和 傾斜段S5，其位于最后接近軸Ax上，從截止點{Xi，Zi}出發(fā)延伸到穩(wěn)定點{Xs，Zs}。替換地，該最小優(yōu)化垂直軌跡可以通過最大下降斜率或最大垂直下降速度來限定，并且該最大優(yōu)化垂直軌跡可通過最小下降斜率或最小垂直下降速度來限定。裝置24用來建立優(yōu)化垂直軌跡TO的邏輯依賴于以下考慮-在檢測到過能狀態(tài)的情況下，裝置24將優(yōu)選考慮從飛機的當(dāng)前位置{Xa，Za}出發(fā)的水平線來構(gòu)建優(yōu)化垂直軌跡TO。實際上，飛機的效率可以解讀為根據(jù)總斜率的能力。總斜率Y TA/e由兩個參數(shù)來限定，即，飛機在軌跡上的加速度(V是飛機的速度)和軌跡的斜率Y，總斜率如由以下公式所示的那樣

V一
γτ = g其中g(shù)是地球的重力加速度。因此，在其中飛機在恒定高度處飛行的情況下(即，飛機在水平飛行)，斜率是0(γ = O)，使得飛機的總效率用加速度的比率來使用。由于在接近階段中總斜率是負的(發(fā)動機處于怠速)，飛機將會以其最大的能力進行減速。通過快速減速，飛機將快速地減小其速度，這允許能量在第一時間內(nèi)來被耗散。此外，隨著飛機快速地達到小速度(并且因而達到特性布局修正速度)，將能夠更快地控制翼縫、襟翼和起落架的不同布局從而更大地降低飛機效率。因此，由于垂直軌跡修正導(dǎo)致的這兩個效果將允許飛機來恢復(fù)到有利于穩(wěn)定的能量狀態(tài)；和-在檢測到低能狀態(tài)的情況下，裝置24將優(yōu)選考慮從飛機的當(dāng)前位置{Xa，Za}出發(fā)的斜率構(gòu)建優(yōu)化垂直軌跡T0。實際上，斜率越陡，而加速度比率越小，且因此對飛機的減速越小。在第一種極端的情況下，針對此種情況，軌跡的斜率等于總斜率。飛機以恒定速度飛行。在第二種極端的情況下，針對此種情況，斜率(負的)小于總斜率(也是負的)，然后，加速度比率變?yōu)檎?，而飛機速度增加。因此，在低能狀態(tài)的情況下，通過優(yōu)選考慮斜率修正垂直軌跡將允許飛機來減速得更小，且因而來限制飛機效率的下降。由于垂直軌跡的修正導(dǎo)致的那些效果將允許飛機來恢復(fù)到有利于穩(wěn)定的能量狀態(tài)。換而言之，通過得益于斜率來避免任何過快的減速，就是避免了過快地改變翼縫、襟翼和起落架的布局，從而能夠避免來過快地達到總的大斜率且因此避免過快地減速。這允許在低能的狀態(tài)的情況下使得能量耗散最小化。在本發(fā)明的優(yōu)選實施例中，裝置24可以由駕駛員例如通過在激活/不激活按鈕26上的主動動作來激活，按鈕26屬于數(shù)據(jù)輸入裝置19。如果不通過駕駛員激活裝置24，則不會建立優(yōu)化垂直軌跡T0。顯然，替換地，該激活/不激活可以是可選的。當(dāng)它們接收到(鏈接物25)信號時，該信號包括由比較裝置22提供的與檢測到過能或低能狀態(tài)有關(guān)的信息，裝置24-在事先由駕駛員激活后-適合從來自裝置2，3，4和22的信息出發(fā)來建立優(yōu)化垂直軌跡T0。然后，它們將與建立的優(yōu)化垂直軌跡TO有關(guān)的信息傳輸給預(yù)測裝置21 (鏈接物27)。當(dāng)預(yù)測裝置21接收到與優(yōu)化垂直軌跡TO有關(guān)的信息時，它們計算穩(wěn)定高度-其與該優(yōu)化垂直軌跡TO相關(guān)，飛機將在該穩(wěn)定高度處達到設(shè)定接近速度。然后將這樣預(yù)測的穩(wěn)定高度傳輸給比較裝置22 (鏈接物23)，比較裝置22適合將其與設(shè)定穩(wěn)定高度Zs進行比較。 當(dāng)預(yù)測的穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異在絕對值上小于高度閾值時，與建立的優(yōu)化垂直軌跡TO有關(guān)的信息將通過鏈接物17發(fā)送給顯示裝置16，該顯示裝置適合顯示建立的優(yōu)化垂直軌跡TO以便進行核準(zhǔn)。然后駕駛員可以-通過致動針對數(shù)據(jù)輸入裝置19的核準(zhǔn)按鈕28來核準(zhǔn)顯示在裝置16上的優(yōu)化垂直軌跡T0。在該情況下，建立的優(yōu)化垂直軌跡TO通過鏈接物10傳輸給引導(dǎo)裝置9 ；-或者否決顯示在裝置16上的優(yōu)化垂直軌跡。該否決通過例如不在數(shù)據(jù)輸入裝置19上進行動作而獲得。在該最后的情況下，優(yōu)化垂直軌跡TO將不會傳輸給引導(dǎo)裝置9。當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異在絕對值上大于高度閾值時，通過裝置24建立新的優(yōu)化垂直軌跡。然后，與建立的該新的優(yōu)化垂直軌跡TO有關(guān)的信息將傳輸給預(yù)測裝置21，預(yù)測裝置再次計算相關(guān)的穩(wěn)定高度，飛機將在該穩(wěn)定高度達到設(shè)定接近速度。然后，這樣預(yù)測的穩(wěn)定高度將被傳輸給比較裝置22 (鏈接物23)，比較裝置22適合將其與設(shè)定穩(wěn)定高度Zs進行比較。當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異在絕對值上小于高度閾值時，與建立的優(yōu)化垂直軌跡有關(guān)的信息通過鏈接物17發(fā)送給顯示裝置16，該顯示裝置適合顯示建立的優(yōu)化垂直軌跡TO以便進行核準(zhǔn)。當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異在絕對值上大于高度閾值時，針對建立優(yōu)化垂直軌跡的前述操作(預(yù)測和比較)進行連續(xù)迭代，只要相關(guān)的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異在絕對值上保持大于所述高度閾值。下文中可以以詳細的方式通過裝置24進行優(yōu)化垂直軌跡TO的確定。優(yōu)化垂直軌跡T0，從飛機的當(dāng)前點{Xa，Za}出發(fā)，在截止點{Xmin，Zmin}與最后接近軸Ax交匯，Zmin是最小截止高度。此外，優(yōu)化垂直軌跡TO包括兩個段，即-第一段，其從飛機的當(dāng)前位置{Xa，Za}出發(fā)延伸直到轉(zhuǎn)折點{Xe，Zcj;和-第二段，其從轉(zhuǎn)折點{Xe，Zcj出發(fā)延伸直到最后接近軸上的截止點{Xmin，Zmin}。然后，轉(zhuǎn)折點限定了優(yōu)化垂直軌跡的該兩個段之間的分隔點。因此，實質(zhì)上通過該轉(zhuǎn)折點{Xc，Zc}完成優(yōu)化垂直軌跡的結(jié)構(gòu)。
如圖3中所示，基于前面提及的連續(xù)迭代，轉(zhuǎn)折點{Xc，Zc}可以演變出兩個參考段Srefl 和 Sref2，其中-第一參考段Srefl是在最小截止高度Zmin處限定的水平段。其對應(yīng)最小優(yōu)化垂直軌跡TOmin的S2段；和-第二參考段Sref2是傾斜段，該傾斜段屬于最后接近軸Ax并且在截止點{Xi，ZiJ和最小截止點{Xmin, Zmin}之間延伸?；谶B續(xù)迭代，通過裝置24修正轉(zhuǎn)折點{Xe，Zcj從而建立起新的優(yōu)化垂直軌跡。要考慮兩種不同的情況-第一種情況(低能的情況)從前一個迭代處(稱為k)給定的轉(zhuǎn)折點出發(fā)，當(dāng)由裝置22確定的預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異是負的，且該差異在絕對值上大于所述高度閾值時，飛機處于過能狀態(tài)，使得裝置24根據(jù)箭頭Fl的方向(圖3)通過下 一次的迭代(稱為k+Ι)修正轉(zhuǎn)折點的坐標(biāo)。在該第一種情況下，首先，當(dāng)所述轉(zhuǎn)折點位于水平段Srefl上時，出現(xiàn)通過給定的地面距離增量X以從最小截止點{Xmin，Zmin}接近來修正轉(zhuǎn)折點{Xc,Zc}的坐標(biāo),然后，當(dāng)所述轉(zhuǎn)折點在傾斜段Sref2上前往最小截止點{Xmin,Zmin}時，通過給定的高度增量來修正調(diào)整轉(zhuǎn)折點{Xc，Zc}的坐標(biāo)。-第二種情況(過能的情況)從由前一個迭代k處給定的轉(zhuǎn)折點出發(fā)，當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異是正的且大于所述高度閾值時，飛機處于低能狀態(tài)，使得裝置24根據(jù)沿箭頭F2的方向(圖3)通過下一次的迭代k+Ι修正轉(zhuǎn)折點的坐標(biāo)。在該第二種情況下，當(dāng)所述點在傾斜段Sref2時，出現(xiàn)通過一直到最小截止點{Xmin, Zmin}的給定的高度增量來修正轉(zhuǎn)折點{Xc，Zc}的坐標(biāo)，然后當(dāng)所述點位于水平段Srefl上時，通過給定的遠離最小截止點{Xmin, Zmin}的地面距離增量來修正轉(zhuǎn)折點{Xe, Zc}的坐標(biāo)。因此，可以從連續(xù)迭代的實施推演出以下兩種不同情況-第一種情況預(yù)測裝置預(yù)測到使飛機穩(wěn)定處于設(shè)定穩(wěn)定高度Zs，使得終止迭代。最后建立的優(yōu)化垂直軌跡就是所謂的優(yōu)化垂直軌跡，并且在通過駕駛員核準(zhǔn)后，最后建立的優(yōu)化垂直軌跡將被傳輸至引導(dǎo)裝置9 ；-第二種情況由于基于最后迭代建立的優(yōu)化垂直軌跡TO定位在極端垂直軌跡TOmin或者TOmax中的其中一個上,不再可能建立新的優(yōu)化垂直軌跡。然后，針對該情況，在通過駕駛員核準(zhǔn)后，傳輸給引導(dǎo)裝置9的優(yōu)化垂直軌跡是使得相關(guān)的預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度Zs之間的差異最小化的該優(yōu)化垂直軌跡。所以，本發(fā)明允許貫穿計劃的接近軌跡實時預(yù)測飛機的能量狀態(tài)，并且提出了能夠在接近中穩(wěn)定飛行的新的優(yōu)化垂直軌跡T0。換而言之，得益于本發(fā)明，執(zhí)行接近階段的垂直軌跡的調(diào)整從而改進能量控制，并且因而能夠以這樣的方式滿足接近中的能量。
權(quán)利要求
1.一種用于飛機的垂直軌跡的優(yōu)化控制方法，其中所述飛機沿預(yù)定的接近軌跡飛行，理論垂直軌跡與所述預(yù)定的接近軌跡相關(guān)，從而提供由所述預(yù)定的接近軌跡上的設(shè)定接近速度和設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)限定的穩(wěn)定的最后接近，其特征在于，在飛機沿所述預(yù)定的接近軌跡的飛行期間，自動地連續(xù)執(zhí)行以下步驟，所述步驟是 A :確定飛機的參數(shù)的當(dāng)前值； B :通過計算來預(yù)測飛機在此處將達到所述接近速度的穩(wěn)定高度，其作為至少一些飛機的參數(shù)的確定當(dāng)前值、理論垂直軌跡和預(yù)定模型的函數(shù)； C :將預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)進行比較； D :當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異在絕對值上大于預(yù)定的高度閾值時，提供優(yōu)化垂直軌跡(TO)，該優(yōu)化垂直軌跡作為至少一些飛機的參數(shù)的確定當(dāng)前值、輔助參數(shù)值和基于步驟C確定的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異的函數(shù)； E :將所述優(yōu)化垂直軌跡(TO)傳輸給在飛機上嵌入的引導(dǎo)裝置(9)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，只要預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異在絕對值上大于所述高度閾值，則對步驟A，B，C以及D進行迭代，基于步驟B理論垂直軌跡被基于前一次迭代建立的優(yōu)化軌跡(TO)取代。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，基于步驟D，使用以下輔助參數(shù)的當(dāng)前值 -最后接近軸(Ax)的截止點； -基于步驟D的前一次迭代確定的優(yōu)化垂直軌跡(TO)的轉(zhuǎn)折點。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項所述的方法，其特征在于，所述優(yōu)化垂直軌跡(TO)被包括在以下兩個極端垂直軌跡之間 -最小優(yōu)化垂直軌跡(TOmin)，其優(yōu)選地包括 傾斜段(SI)，其從飛機在接近軌跡上的當(dāng)前點{Xa，Z a}出發(fā)延伸直到與所述接近軌跡相關(guān)的最后接近軸(Ax)的最小截止高度(Zmin)； 水平段(S2)，其沿所述最小截止高度(Zmin)延伸直到最小截止點{Xmin，Zmin};和 傾斜段(S3)，其位于最后接近軸的(Ax)上，從最小截止點({Xmin，Zmin})延伸直到穩(wěn)定點(lXs, Zs})， -最大優(yōu)化垂直軌跡(TOmax)，其優(yōu)選地包括 水平段(S4)，其從飛機的當(dāng)前點({Xa，Za})出發(fā)，在恒定高度(Za)延伸直到最后接近軸(Ax)的截止點({Xi，Zi});和 傾斜段(S5)，其位于最后接近軸(Ax)上，從所述截止點({Xi，Zi})出發(fā)延伸直到穩(wěn)定點({Xs，Zs})。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，當(dāng)基于步驟D的最后迭代建立的優(yōu)化垂直軌跡(TO)屬于所述極端軌跡(TOmin, TOmax)的其中一個軌跡時,針對該情況,基于步驟E傳輸給引導(dǎo)裝置(9)的優(yōu)化垂直軌跡(TO)是使得相關(guān)的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異最小化的該優(yōu)化垂直軌跡(T0)。
6.根據(jù)權(quán)利要求4或5中任一項所述的方法，其特征在于，當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異為負的并且在絕對值上大于所述高度閾值時，飛機處于過能狀態(tài)，并且基于步驟D建立的優(yōu)化垂直軌跡(TO)趨向最大優(yōu)化垂直軌跡(TOmax)。
7.根據(jù)權(quán)利要求4-6中任一項所述的方法，其特征在于，當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異為正的并且大于所述高度閾值時，飛機處于低能狀態(tài)，并且基于步驟D建立的優(yōu)化垂直軌跡(TO)趨向最小優(yōu)化垂直軌跡(TOmin)。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的方法，其特征在于，基于步驟A，確定飛機的以下參數(shù)的當(dāng)前值 -同步時間； -飛機的空速； -飛機相對于給定點的地面距離(X)，該給定點優(yōu)選為跑道入口 ； -飛機的高度(Za)； -飛機的翼縫和襟翼的位置； -起落架的位置； -減速板的位置； -機動推力的水平。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的方法，其特征在于，當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異在絕對值上大于所述高度閾值時將觸發(fā)聲音和/或視覺警報。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的方法，其特征在于，基于步驟E，通過駕駛員的主動動作來觸發(fā)來將優(yōu)化垂直軌跡(TO)傳輸給飛機的引導(dǎo)裝置(9)。
11.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的方法，其特征在于，所述預(yù)定模型包括至少一些以下要素 -風(fēng)模型； -效率模型； -致動器的動力特性的指示； -操作限制的指示。
12.一種用于飛機的垂直軌跡的優(yōu)化控制設(shè)備，其中所述飛機沿預(yù)定的接近軌跡飛行，理論垂直軌跡與所述預(yù)定的接近軌跡相關(guān)，從而提供由所述預(yù)定的接近軌跡上的設(shè)定接近速度和設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)限定的穩(wěn)定的最后接近，其特征在于，其包括 -用于確定飛機的參數(shù)的當(dāng)前值的裝置(2); -用于通過計算來預(yù)測飛機在此處將達到所述接近速度的穩(wěn)定高度的裝置(21)，預(yù)測穩(wěn)定高度作為至少一些飛機的參數(shù)的確定當(dāng)前值、理論垂直軌跡和預(yù)定模型的函數(shù)； -用于將預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)進行比較的裝置(22);和-當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度之間的所述確定的差異在絕對值上大于預(yù)定的高度閾值時，用于建立優(yōu)化垂直軌跡(TO)的裝置(24)，所述優(yōu)化垂直軌跡作為至少一些飛機的所述參數(shù)的確定當(dāng)前值、輔助參數(shù)值和由比較裝置(22)確定的預(yù)測穩(wěn)定高度與設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異的函數(shù)。
13.根據(jù)前述權(quán)利要求所述的設(shè)備，其特征在于，其包括用于當(dāng)由比較裝置(22)確定的預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度(Zs)之間的差異在絕對值上大于所述預(yù)定的高度閾值時，向飛機的駕駛艙中發(fā)出聲音和/或視覺警報的裝置(14)。
14.根據(jù)權(quán)利要求12或13中任一項所述的設(shè)備，其特征在于，其包括顯示裝置(16)，其用于在顯示屏(18)上將與建立的優(yōu)化垂直軌跡(TO)有關(guān)的信息呈現(xiàn)給駕駛員。
15. —種飛機,其特征在于,其包括如權(quán)利要求12-14中任一項中所述的設(shè)備(I)。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于優(yōu)化控制飛機的垂直軌跡的方法和設(shè)備。設(shè)備(1)包括用于預(yù)測飛機在此處將達到設(shè)定接近速度的穩(wěn)定高度的裝置(21)，用于將預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度進行比較的裝置(22)，以及用于當(dāng)預(yù)測穩(wěn)定高度和設(shè)定穩(wěn)定高度之間的差異大于預(yù)定的高度閾值時建立優(yōu)化垂直軌跡的裝置(24)。
文檔編號G05D1/10GK102902275SQ201210334068
公開日2013年1月30日 申請日期2012年7月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月29日
發(fā)明者F·康斯坦, M·勒費布夫雷 申請人:空中客車運營簡化股份公司