CN110347175A - 飞行器到最佳位置的轨迹进行控制的方法和系统及飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器到最佳位置的轨迹进行控制的方法和系统及飞行器，披露了对尾随飞行器到最佳位置的轨迹进行控制的方法，在最佳位置中尾随飞行器受益于由在编队飞行中在其前方的前导飞行器产生的至少一个涡流的效应，该方法包括：第一区段控制步骤，基于前导飞行器和尾随飞行器的当前飞行参数测量结果来控制尾随飞行器沿着经过接近区域的接近区段从安全位置飞行到搜索位置；第二区段控制步骤，基于尾随飞行器和前导飞行器的当前飞行参数测量结果来控制尾随飞行器沿着经过搜索区域的搜索区段从搜索位置飞行到精确位置；以及第三区段控制步骤，控制尾随飞行器沿着经过优化区域的优化区段从精确位置飞行到最佳位置。

Description

飞行器到最佳位置的轨迹进行控制的方法和系统及飞行器
技术领域
本发明涉及一种用于相对于由在该尾随飞行器前方的被称为前导飞行器的飞行器产生的涡流对被称为尾随飞行器的飞行器的轨迹进行控制的方法和装置，所述前导飞行器和尾随飞行器执行编队飞行。
编队飞行包括至少两个飞行器、特别是运输机，即，前导飞行器(或前导机)、以及一个或多个尾随飞行器。尾随飞行器通过尾随它们直接尾随的飞行器(即，前导飞行器或另一尾随飞行器)来飞行，其方式为保持它们之间的恒定间距。在特定应用中，特别是在巡航飞行时，飞行器在同一飞行高度上以相同的航向和相同的速度彼此前后飞行。还可以提供的是，对这些不同尾随飞行器施加速度控制指令，这些指令使得它们允许所述不同尾随飞行器具有与前导飞行器在给定的较早时间段所具有的相同的位置、相同的速度以及相同的加速度。
现有技术
已知的是，飞行中的飞行器在其尾流中产生涡流(或尾流湍流)。涡流(或尾流湍流)是指飞行器下游形成的空气动力学湍流(或漩涡)。
飞行中的飞机主要在其尾流中产生两个涡流，即由于机翼的下侧与顶侧之间的压力差以及由此产生的空气流的向下偏转而引起的从飞机的每个机翼开始的涡流。这些涡流是反向旋转的漩涡、并且由风场表征，该风场总体上在这些漩涡外侧上升并且总体上在这些漩涡之间下降。
从机翼开始，涡流首先倾向于彼此接近，并且然后在它们之间维持或多或少恒定的距离，同时相对于产生涡流的高度而降低高度。
由于涡流的这种构型，对于尾随产生涡流的前导飞行器的尾随飞行器，有利的是能够利用上升的风以降低其燃料消耗、并因此使尾随飞行器进入适当的位置。
然而，尾随飞行器朝向诸如此类的适当位置的轨迹可能包括遇到由涡流产生的湍流区域的风险，从而引起尾随飞行器的不适感。
发明内容
本发明的目的是弥补这个缺点。本发明涉及一种对被称为尾随飞行器的飞行器到所谓的最佳位置的轨迹进行控制的方法，在所述最佳位置中所述尾随飞行器受益于由被称为前导飞行器的飞行器产生的涡流中的至少一个涡流的效应，所述前导飞行器和所述尾随飞行器执行编队飞行，其中所述前导飞行器在所述尾随飞行器之前。
根据本发明，所述方法包括以下一系列步骤：
-由第一控制单元实施的第一区段控制步骤，所述第一区段控制步骤在于基于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器沿着所述轨迹的经过所谓的接近区域的被称为接近区段的区段从安全位置飞行到搜索位置；
-由第二控制单元实施的第二区段控制步骤，所述第二区段控制步骤在于基于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器在沿所述尾随飞行器的飞行方向所述接近区段的下游沿着所述轨迹的经过所谓的搜索区域的被称为搜索区段的区段从所述搜索位置飞行到精确位置；以及
-由第三控制单元实施的第三区段控制步骤，所述第三区段控制步骤在于控制所述尾随飞行器在沿所述尾随飞行器的飞行方向所述搜索区段的下游沿着所述轨迹的经过所谓的优化区域的被称为优化区段的区段从所述精确位置飞行到最佳位置。
因此，借助于本发明，尾随飞行器遵循到优化区域的优化轨迹，在该优化区域中尾随飞行器受益于涡流的效应，从而使得尾随飞行器尤其能够节省燃料。此外，在该优化轨迹的过程中，尾随飞行器在到达优化区域之前经历与引起不舒适感觉的涡流相关的湍流的风险被最小化。
有利地，该方法包括在所述第一区段控制步骤之前由第一确定模块实施的第一确定步骤，所述第一确定步骤在于借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的当前飞行参数测量结果以及涡流特性的理论模型来确定涡流的中心的位置和由涡流产生的并位于所述涡流周围的影响区域的位置，所述影响区域包括不舒适区域和所述优化区域。
优选地，该方法包括由第二确定模块实施的第二确定步骤，所述第二确定步骤在于借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的完整性值来确定所述接近区域。
以有利的方式，该方法包括由第三确定模块实施的第三确定步骤，所述第三确定步骤在于借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的精确值来确定所述搜索区域，所述接近区域与所述搜索区域之间的共同极限由所述搜索位置限定。
此外，该方法包括由第一计算模块实施的第一计算步骤，所述第一计算步骤在于借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第二确定步骤中由所述第二确定模块确定的所述接近区域中的所述接近区段、然后将所述接近区段提供给所述控制模块。
此外，该方法包括由第二计算模块实施的第二计算步骤，所述第二计算步骤在于借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第三确定步骤中由所述第三确定模块确定的所述搜索区域中的所述搜索区段、然后将所述搜索区段提供给所述控制模块。
在特定实施例中，所述第一区段控制步骤包括由保护模块实施的保护步骤，所述保护步骤包括以下一系列子步骤：
-由第一测量结果处理模块实施的第一测量结果处理子步骤，所述第一测量结果处理子步骤在于处理所述接近区域中所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值；
-由第一测试模块实施的第一测试子步骤，所述第一测试子步骤在于将所述尾随飞行器的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-由第一决策模块实施的第一决策子步骤，所述第一决策子步骤在于：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述涡流的影响区域中的特征阈值，则对所述控制模块提供关于所述尾随飞行器沿着返回区段从所述接近区域回退到安全位置的信息；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域中的特征阈值，则不对所述控制模块提供任何特定信息。
以有利的方式，所述搜索区段包括多个搜索段，这一系列所述搜索段根据所述涡流特性形成所述搜索区域的空间和时间上的扫掠，以便优化对所述优化区域的搜索并且使所述尾随飞行器避开所述不舒适区域。
在特定实施例中，所述第二区段控制步骤包括由估计模块实施的估计步骤，所述估计步骤在于搜索所述优化区域并且包括以下一系列子步骤：
-由测量结果处理模块实施的第二测量结果处理子步骤，所述第二测量结果处理子步骤在于处理所述搜索区域中所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值；
-由测试模块实施的第二测试子步骤，所述第二测试子步骤在于将所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-由决策模块实施的第二决策子步骤，所述第二决策子步骤在于：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述优化区域中的特征阈值，则对所述控制模块提供关于所述尾随飞行器到达所述精确位置的信息，所述精确位置表示进入所述优化区域的位置；并且
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述不舒适区域中的特征阈值，则对所述控制模块提供关于从当前搜索段转到新搜索段的信息，以避免所述尾随飞行器进入所述不舒适区域；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域中的特征阈值，则不对所述控制模块提供任何特定信息。
有利地，所述优化区段包括多个优化段，这一系列所述优化段形成在所述优化区域的周围的时间上的竖直扫掠以及然后在所述搜索区域中的侧向扫掠，以确定所述尾随飞行器力图到达的所述最佳位置，每个优化段对应于所述优化区域周围或之中所述尾随飞行器的两个当前位置之间的距离。
优选地，所述第三区段控制步骤包括由收敛模块实施的收敛步骤，所述收敛步骤在于相对于所述尾随飞行器在所述优化区域中的当前位置确定所述最佳位置并且包括以下一系列子步骤：
-由第三测量结果处理模块实施的第三测量结果处理子步骤，所述第三测量结果处理子步骤在于处理每个优化段上所述尾随飞行器的飞行参数的值；
-由收敛计算模块实施的第三收敛计算子步骤，所述第三收敛计算子步骤在于将所述飞行参数的值提供给卡尔曼滤波器，直到获得通过所述卡尔曼滤波器得到并通过所述涡流特性的理论模型得到的所述最佳位置的收敛性为止；以及
-由决策模块实施的第三决策子步骤，所述第三决策子步骤在于对所述控制模块提供关于所述尾随飞行器一直到所述最佳位置的飞行控制的信息。
本发明还涉及一种用于对被称为尾随飞行器的飞行器到所谓的最佳位置的轨迹进行控制的系统，在所述最佳位置中所述尾随飞行器受益于由被称为前导飞行器的飞行器产生的涡流中的至少一个涡流的效应，所述前导飞行器和所述尾随飞行器执行编队飞行，其中所述前导飞行器在所述尾随飞行器之前。
为此，根据本发明，该系统包括：
-第一控制单元，所述第一控制单元包括至少一个控制模块并且被配置成基于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器沿着所述轨迹的经过所谓的接近区域的被称为接近区段的区段从安全位置飞行到搜索位置；
-第二控制单元，所述第二控制单元至少包括所述控制模块并且被配置成基于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器在沿所述尾随飞行器的飞行方向所述接近区段的下游沿着所述轨迹的经过所谓的搜索区域(ZR)的被称为搜索区段的区段从所述搜索位置飞行到精确位置；以及
-第三控制单元，所述第三控制单元至少包括所述控制模块并且被配置成控制所述尾随飞行器在沿所述尾随飞行器的飞行方向所述搜索区段的下游沿着所述轨迹的经过所谓的优化区域的被称为优化区段的区段从所述精确位置飞行到最佳位置。
有利地，该系统包括第一确定模块，所述第一确定模块被配置成借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的当前飞行参数测量结果以及涡流特性的理论模型来确定涡流的中心的位置和由涡流产生的并位于所述涡流周围的影响区域的位置，所述影响区域包括不舒适区域和所述优化区域。
此外，该系统包括第二确定模块，所述第二确定模块被配置成借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的完整性值来确定所述接近区域。
此外，该系统包括第三确定模块，所述第三确定模块被配置成借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的精确值来确定所述搜索区域，所述接近区域与所述搜索区域之间的共同极限由所述搜索位置限定。
优选地，所述系统包括第一计算模块，所述第一计算模块被配置成借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第二确定步骤中由所述第二确定模块确定的所述接近区域中的所述接近区段、然后将所述接近区段提供给所述控制模块。
以有利的方式，该系统包括第二计算模块，所述第二计算模块被配置成借助于所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第三确定步骤中由所述第三确定模块确定的所述搜索区域中的所述搜索区段、然后将所述搜索区段提供给所述控制模块。
在特定实施例中，所述第一控制单元包括保护模块，所述保护模块包括：
-第一测量结果处理模块，所述第一测量结果处理模块被配置成处理所述接近区域中所述尾随飞行器和所述前导飞行器的飞行参数的值；
-第一测试模块，所述第一测试模块被配置成将所述尾随飞行器的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-第一决策模块，所述第一决策模块被配置成：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述涡流的影响区域中的特征阈值，则对所述控制模块提供关于所述尾随飞行器沿着返回区段从所述接近区域回退到安全位置的信息；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域中的特征阈值，则不对所述控制模块提供任何特定信息。
此外，所述第二控制单元包括被配置成估计所述优化区域的估计模块，所述估计模块包括：
-第二测量结果处理模块，所述第二测量结果处理模块被配置成处理所述搜索区域中所述尾随飞行器的飞行参数的值；
-第二测试模块，所述第二测试模块被配置成将所述尾随飞行器的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-第三决策模块，所述第三决策模块被配置成：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述优化区域中的特征阈值，则对所述控制模块提供关于所述尾随飞行器到达所述精确位置的信息，所述精确位置表示进入所述优化区域的位置；并且
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述不舒适区域中的特征阈值，则对所述控制模块提供关于从当前搜索段转到新搜索段的信息，以避免所述尾随飞行器进入所述不舒适区域；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域中的特征阈值，则不对所述控制模块提供任何特定信息。
优选地，所述第三控制单元包括收敛模块，所述收敛模块被配置成相对于所述尾随飞行器在所述优化区域中的当前位置确定所述最佳位置并且包括：
-第三测量结果处理模块，所述第三测量结果处理模块被配置成处理每个优化段上所述尾随飞行器的飞行参数的值；
-第三收敛计算模块，所述第三收敛计算模块被配置成将所述飞行参数的值提供给卡尔曼滤波器，直到获得通过所述卡尔曼滤波器得到并通过所述涡流特性的理论模型得到的所述最佳位置的收敛性为止；以及
-第三决策模块，所述第三决策模块被配置成对所述控制模块提供关于所述尾随飞行器一直到所述最佳位置的飞行控制的信息。
此外，本发明涉及一种飞行器，特别是运输飞机，所述飞行器配备有如上文所述的控制系统。
附图说明
附图将阐明本发明可以被实施的方式。在这些图中，相同附图标记表示相似要素。更具体地：
-图1是根据本发明的用于控制飞行器轨迹的系统的特定实施例的示意图；
-图2是示出了产生涡流的前导飞行器和飞行器的编队飞行的示意性表示；
-图3是根据本发明的控制飞行器轨迹的方法的特定实施例的示意图；
-图4是作为侧向位置和竖直位置的函数的涡流影响区域的示例性空间表示；
-图5表示尾随飞行器的从安全位置到最佳位置的示例性轨迹；
-图6表示接近区域中从安全位置一直到搜索位置的接近区段；
-图7表示搜索区域中从搜索位置一直到精确位置的搜索区段；并且
-图8表示优化区域中从精确位置一直到最佳位置的优化区段。
具体实施方式
使得可以展示本发明的且在图1中示意性表示的系统S是用于相对于由在尾随飞行器AC2前方的前导飞行器AC1产生的涡流V1和V2对该尾随飞行器的轨迹(如图2所示)进行控制的系统。所述前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2(例如两架运输机)执行编队飞行F。如图2中非常示意性地表示的，系统S安装在尾随飞行器AC2中。
以通常的方式，编队F包括前导飞行器AC1和尾随飞行器，如图2的示例所表示的，该尾随飞行器尾随位于位置PL处的前导飞行器AC1。在优选应用中，特别是在巡航飞行时，飞行器AC1和AC2在同一飞行高度上以相同的航向和相同的速度彼此前后飞行。
在优选实施例中，系统S形成总体单元(未具体表示)的一部分，该总体单元还包括嵌入在尾随飞行器AC2上的编队飞行管理单元。对于尾随飞行器AC2，这样的单元被配置成管理编队飞行。
前导飞行器AC1遵循飞行轨迹TV、并且主要在其尾流中产生两个涡流V1和V2，即由于每个机翼的下侧与顶侧之间的压力差以及由此产生的空气流的向下偏转而引起的从飞行器的每个机翼2A和2B开始的涡流V1和V2。这些涡流V1和V2是反向旋转的漩涡、并且由风场表征，该风场总体上在这些漩涡外侧上升并且总体上在这些漩涡之间下降。从机翼2A和2B开始，涡流V1和V2首先倾向于彼此接近，并且然后在它们之间维持或多或少恒定的距离，同时相对于产生涡流的高度而降低高度。
为了便于下面的描述，规定了如图2所表示的并由三个相互正交的轴线(或方向)X、Y和Z形成的正交参考系R，这些轴线穿过点O、并且是这样的：
-X是前导飞行器AC1的机身在前导飞行器AC1的航向S上正向定向的纵向轴线；
-Z是竖直轴线，该轴线与X轴线形成与前导飞行器AC1的竖直对称平面相对应的平面；并且
-Y是与所述X轴线和Z轴线正交的横向轴线。
尽管为了清楚起见，点O在图2中呈现在前导飞行器AC1的外部，但它可以对应于前导飞行器AC1的重心。
图1中所表示的系统S被配置成控制如图5所表示的尾随飞行器AC2从安全位置PS到最佳位置PO的轨迹。安全位置PS对应于尾随飞行器AC2的不会感觉到由前导飞行器AC1产生的涡流V1、V2中的至少一个涡流的任何效应的位置。最佳位置PO对应于尾随飞行器AC2受益于涡流V1、V2中的至少一个涡流的效应的位置。这些效应可以特别使得尾随飞行器AC2节省燃料。
如图1所表示的，系统S包括一组信息源，该组信息源被配置成测量和接收关于前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的飞行参数的信息。该组信息源10包括至少一个测量单元10A和至少一个测量信息接收单元10B，该至少一个测量单元包括多个传感器。这些传感器是卫星定位系统，例如GPS系统(英文为“Global Positioning System(全球定位系统)”)或GALILEO系统、机载惯性平台等。信息接收单元10B特别包括用于在广播模式(英文为“Automatic Dependent Surveillance Broadcast(自动相关监视广播)”或ADS-B)下进行自动相关监测的设备。信息接收单元10B包括用于在1090兆赫兹的频率上接收交叉链路类型的响应的天线。信息接收单元还可以包括由专用电信链路提供的信息。
该组信息源10测量尾随飞行器AC2和前导飞行器的飞行参数，例如当前位置和相对速度。
此外，所测量的飞行参数还可以对应于滚转或侧向姿态控制的值，从这些值可以相应地推导出在没有任何涡流影响的情况下估计的滚转控制或侧向姿态控制的值。所测量的飞行参数还可以对应于侧滑、角偏航率、角滚转率以及侧向姿态。
此外，系统S包括计算元件11，该计算元件被配置成使用涡流特性的理论模型来计算涡流特性。涡流V1、V2的特性取决于表示前导飞行器AC1的以下参数的标准：重量，翼展，空气速度，空气密度，空气温度，风感。涡流V1、V2的特性还取决于尾随飞行器AC2感受到的风。
系统S还包括第一确定模块1A，该第一确定模块被配置成确定前导飞行器尾流中产生的涡流V1和V2的位置。确定模块1A使得可以基于由该组信息源10提供的飞行参数的测量结果以及由计算元件11提供的数据来确定每个涡流V1和V2周围的影响区域ZT(例如，参见图4和图5)的位置。如图4所表示的，每个影响区域ZT包括不舒适区域ZI和优化区域ZO。优化区域ZO对应于尾随飞行器AC2可受益于涡流的效应以允许减少其燃料消耗的区域。这些效应例如是尾随飞行器AC2的升力效应。
系统S还包括第二确定模块1B，该第二确定模块被配置成借助于尾随飞行器AC2和AC1的飞行参数的测量结果以及这些测量结果的完整性值来确定涡流V1、V2周围的接近区域ZA。如图5所表示的，接近区域ZA是沿横向轴线Y和竖直轴线Z限定的。作为示例，飞行参数的测量结果是通过卫星定位系统获得的前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的位置的测量结果或每个飞行器AC1、AC2的气压高度的测量结果。关于前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2沿横向轴线Y的位置的测量结果的完整性值由水平完整性等级HIL确定。沿竖直轴线Z的气压高度的测量结果的完整性值由大气数据基准单元ADR确定。在特定实施例中，飞行参数的测量结果和相应的完整性值还包括由大气数据惯性基准单元ADIRU提供的风测量结果。惯性基准单元和卫星定位系统形成测量单元10A的一部分。接近区域ZA被定义为每个涡流V1、V2周围的沿着横向轴线Y和竖直轴线Z的区域，其中涡流存在的概率是固定的并且根据安全性和可操作性标准来定义：它足够低以允许取消操作但足够高以需要特定的轨迹，例如接近区段TA。在接近区域ZA中，涡流存在的概率低于搜索区域ZR中涡流存在的概率。然而，在该区域中，涡流存在的概率大于每飞行小时10-7，其原因是HIL的完整性值是以每飞行小时10-7的概率给出的。该概率值可以根据ADR单元的故障率进行适配，特别是对于竖直轴线Z。
此外，系统S包括第三确定模块1C，该第三确定模块被配置成借助于尾随飞行器AC2和前导飞行器AC1的飞行参数的测量结果以及这些测量结果的精确值来确定搜索区域ZR。前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的位置的测量结果以及涡流V1和V2的位置可能缺乏精度。精确值由水平和/或竖直品质因数HFOM/VFOM(“Horizontal Figure Of Merit/Vertical Figure Of Merit(水平品质因数/竖直品质因数)”)确定。举例而言，从GPS获得的位置测量结果的精确值是95％。还可以将精确值与由尾随飞行器AC2和/或前导飞行器AC1的传感器提供的风测量结果相结合。前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的位置测量结果和由HFOM/VFOM获得的精确值使得可以限定沿横向轴线Y和竖直轴线Z的搜索区域ZR，如图5和图6所表示的那样。在该搜索区域ZR中，从表示测量精度的概率直接推导出涡流V1、V2存在的概率。举例而言，95％的测量结果位于由HFOM/VFOM品质因数定义的搜索区域ZR中。当尾随飞行器AC2和前导飞行器AC1的设备以标称方式操作时，测量结果的精度对应于涡流V1、V2的实际位置与涡流V1、V2的估计位置之间的差。
此外，系统S包括多个计算模块2A、2B。在特定实施例中，计算模块2A和2B形成计算单元2(图1)的一部分。在另一实施例中，计算模块2A和2B是两个单独的计算模块。
计算模块2A被配置成计算由确定模块1B基于HIL类型的完整性值所确定的接近区域ZA中的接近区段TA。借助于尾随飞行器AC2和前导飞行器AC1的飞行参数的值、借助于涡流特性的理论模型并且根据涡流V1、V2的特性(包括风)来计算接近区段TA。飞行参数的值特别地对应于由卫星定位系统发射的或者基于气压高度的测量结果以及它们的完整性值的、与由确定模块1A发射的信息相结合的前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的位置的测量结果。接近区段TA在安全位置PS处开始并且在搜索位置PR处结束。搜索位置PR对应于表示接近区ZA的终点的位置。计算模块2A还被配置成将与接近区段TA相对应的数据提供给控制模块6。
计算模块2B被配置成计算由确定模块1C基于HFOM/VFOM类型的精确值所提供的搜索区域ZR中的搜索区段TR。搜索区段TR的计算是基于由卫星定位系统发射的前导飞机AC1和尾随飞行器AC2的位置的测量结果并且根据涡流V1、V2的特性(包括风)来执行的。位置的测量结果还可以由嵌入在尾随飞行器AC2上的惯性平台提供。位置的测量结果与由确定模块1A发射的信息相结合，以确定涡流V1和V2的位置。搜索区段TR在搜索位置PR处开始，并且在与表示搜索区域ZR的终点的位置相对应的精确位置PP处结束。计算模块2B还被配置成将与搜索区段TR相对应的数据提供给控制模块6。
此外，系统S包括下文中指明的多个控制单元3、4、5。由前导飞行器AC1产生的涡流V1和V2的位置以及它们各自的影响区域ZT的位置被传输到这些控制单元3、4和5。每个控制单元3、4、5至少包括控制模块6，该控制模块被配置成控制尾随飞行器AC2相继地沿着接近区段TA、搜索区段TR和优化区段TO飞行。
包括控制模块6的控制单元3控制尾随飞行器AC2在接近区域ZA中沿着由计算模块2A提供的接近区段TA从安全位置PS一直飞行到搜索位置PR。
如图1所表示的，控制单元3还包括保护模块7，该保护模块被配置成沿着接近区段TA估计尾随飞行器AC2进入涡流V1、V2的不舒适区域ZI的风险。该保护模块7包括：
-测量结果处理模块7A，该测量结果处理模块被配置成处理飞行参数的值。所处理的飞行参数是通过侧向姿态值或滚转控制值与它们的远离涡流V1、V2的任何影响的相应值之间的差值来估计的力和力矩；
-测试模块7B，该测试模块被配置成将由测量结果处理模块7A处理后的力和力矩的值与由计算元件11基于涡流特性的理论模型所提供的阈值进行比较。这些阈值定义涡流V1、V2的不舒适区域ZI的存在；
-决策模块7C，其中：
·如果力矩和力的值对应于表示存在涡流V1、V2的不舒适区域ZI的特性的阈值，则该决策模块决定对控制模块6提供关于尾随飞行器AC2沿着返回区段TR从其当前位置回退到安全位置PS的信息。返回区段TR对应于接近区段TA的已经执行的、但在相反方向上执行的部分；并且
·如果力矩和力的值并不对应于表示存在涡流V1、V2的不舒适区域ZI的特性的阈值，则该决策模块决定不对控制模块6提供任何特定的信息。
此外，包括控制模块6的控制单元4控制尾随飞行器AC2在搜索区域ZR中沿着由计算模块2B提供的搜索区段TR从搜索位置PR飞行到精确位置PP。
此外，控制单元4还包括估计模块8，该估计模块被配置成估计优化区域ZO。如图1所表示的，估计模块8包括：
-用于处理飞行参数的测量结果的模块8A。这些飞行参数是由该组信息源10提供的力矩和力。该组信息源10可以包括通过尾随飞行器AC2的滚转控制值或侧向姿态值来估计力和力矩，从中分别推导出它们的远离涡流V1、V2的任何影响的估计值；
-测试模块8B，该测试模块被配置成将由测量结果处理模块8A处理后的力矩和力的值与基于关于涡流V1和V2的位置的和由涡流特性计算元件11提供的涡流影响区域ZT的位置的信息所确定的多个阈值进行比较。这些阈值表示在涡流V1、V2的影响区域ZT中产生的效应；
-决策模块8C，其中：
·如果由测量结果处理模块8A处理后的飞行参数值对应于表示优化区域ZO的阈值，则该决策模块决定对控制模块6提供指示尾随飞行器AC2到达精确位置PP的信息。尾随飞行器AC2到达精确位置PP还对应于其进入优化区域ZO；并且
·如果由测量结果处理模块8A处理后的飞行参数值对应于表示不舒适区域ZI的阈值，则该决策模块决定对控制模块6提供关于从搜索区段TR的搜索段SR到新的搜索段SR的信息，这一系列搜索段SR形成搜索区段TR；并且
·如果处理后的飞行参数值并不对应于表示优化区域ZO的阈值，则该决策模块决定不对控制模块6提供任何特定信息。
此外，控制单元5控制尾随飞行器AC2在优化区域ZO中沿着优化区段TO从精确位置PP飞行到最佳位置PO。优化区段TO基于由该组飞行参数信息源10提供的飞行参数的测量结果来确定。
此外，控制单元5还包括收敛模块9，该收敛模块被配置成通过收敛计算来相对于由诸如卫星定位系统的测量单元10A提供的尾随飞行器AC2的当前位置或对优化区域ZO中的力和力矩的估计值确定最佳位置PO。如图1所表示的，收敛模块9包括：
-测量结果处理模块9A，该模块处理由前导飞行器和尾随飞行器的位置传感器和速度传感器(GPS、气压计……)沿着优化区段TO提供的测量结果。为此，优化区段TO包括多个优化段SOn，这一系列优化段形成在优化区域ZO周围是竖直和时间上的并且然后在搜索区域ZR中是侧向的扫掠，以便确定尾随飞行器AC2力图到达的最佳位置PO，每个优化段SOn对应于尾随飞行器AC2在优化区域ZO周围或之中的两个当前位置之间的距离(图8)；
-收敛模块9B，该处理模块将处理后的测量结果提供给卡尔曼滤波器，直到获得优化区域ZO中的最佳位置PO到由计算元件11提供的最佳位置PO的收敛性为止；以及
-决策模块9C，该决策模块对控制模块6提供关于将由收敛模块9B确定的最佳位置PO确定到控制模块6的信息。
如上所述的系统S以自动方式实施图3中所表示的方法的总体步骤。
在该方法的过程中，前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的飞行参数(例如位置、速度、侧向姿态、角偏航率、角滚转率)被测量并且由该组信息源10以重复的方式提供给确定模块1A、1B和1C。使用涡流特性的理论模型的计算元件11还对确定模块1A提供表示由涡流产生的力矩和力的信息。
基于由该组信息源10提供的测量结果和由计算元件11传输的数据，确定模块1A在确定步骤E11的过程中确定在前导飞行器AC1的尾流中产生的一个或多个涡流V1和V2的位置。还确定了涡流V1和V2的影响区域ZT，在该影响区域中涡流产生可由计算单元10A测量的效应。
如图4所表示的，涡流的影响区域ZT被定义为由涡流产生的力矩的值的函数，这些力矩是相对于涡流的中心位置的竖直距离ΔZ和横向距离ΔY的函数。作为这些力矩值的函数，影响区域ZT包括不舒适区域ZI和优化区域ZO。
如图4所表示的，对于在飞行方向S上相对于机身轴线位于前导飞行器AC1右侧的涡流V1，不舒适区域ZI是其中力矩值小于-0.5的区域。这是由涡流V1产生的抽吸区域，该抽吸区域引起尾随飞行器AC2感觉到的湍流。优化区域ZO是其中力矩值大于-0.5的区域。因此，优化区域ZO对应于涡流V1的斥力区域，该斥力区域允许尾随飞行器AC2受益于升力的恢复，这可以使得其燃料消耗减少。
在飞行轨迹TV的方向S上位于前导飞机AC1左侧的涡流V2产生与位于前导飞行器AC1右侧的涡流V1类似但力矩相反的效应。
此后，在确定步骤E12的过程中确定以涡流V1、V2为中心的接近区域ZA。该确定步骤E12在于确定涡流V1、V2周围区域的大小，使得该区域中涡流存在的概率足够低以允许取消操作但足够高以需要特定轨迹(如接近区段TA)。在接近区域ZA中，涡流存在的概率低于搜索区域ZR中涡流存在的概率。然而，在该区域中，涡流存在的概率大于每飞行小时10-7，其原因是HIL的完整性值是以每飞行小时10-7的概率给出的。该概率值可以根据ADR单元的故障率进行适配，特别是对于竖直轴线Z。为了确定该接近区域ZA的大小，确定模块1B使用由卫星定位系统提供的前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的位置以及气压高度的测量结果。还需要知道这些测量结果的完整性值。完整性值对应于HIL或气压高度的值。举例而言，HIL的值可以是150米的量级。关于气压高度的测量结果，这些测量结果的完整性是300英尺。
在变型中，该信息补充以关于由形成测量单元10A的一部分的大气数据惯性基准单元(ADIRU)提供的风测量结果的完整性值。
在确定步骤E13的过程中，确定搜索区域ZR。搜索区域ZR对应于其大小由涡流V1、V2存在的某一预定概率限定的区域。涡流V1、V2存在的概率是从表示测量结果的精度的概率直接推导出的。举例而言，95％的测量结果位于由HFOM/VFOM品质因数定义的搜索区域ZR中。当尾随飞行器AC2和前导飞行器AC1的设备以标称方式操作时，测量结果的精度对应于涡流V1、V2的实际位置与涡流V1、V2的估计位置之间的差。基于由卫星定位系统提供的前导飞行器AC1和尾随飞行器AC2的位置的测量以及与关于这些测量结果的精确值相结合的涡流V1、V2的位置来确定搜索区域ZR的大小。该信息补充以关于由形成测量单元10A的一部分的大气数据惯性基准单元(ADIRU)提供的风测量结果的完整性值。这些精确值由水平和/或竖直品质因数HFOM/VFOM提供。例如，位置测量结果的可能的误差约为60米。
与涡流特性模型相结合的关于接近区域ZA的信息被提供给计算模块2A。在计算步骤E21期间，接近区段TA被确定为限定尾随飞行器AC2从其安全位置朝最接近它的涡流V1、V2的方向的飞行轨迹，如图5和图6所表示的那样。举例而言，朝向位于前导飞行器AC1右侧的涡流V1的接近区段TA对应于尾随飞行器AC2的高度逐渐增大并且朝向涡流V1的位置的偏差变窄的轨迹。接近区段TA在与接近区域ZA的终点相对应的搜索位置PR处结束。
在可以在计算步骤E21之后或与之并行执行的计算步骤E22期间，在确定步骤E12中确定的关于搜索区域ZR的信息与涡流特性模型相结合，以便计算搜索区域ZR中的搜索区段TR。搜索区段TR被定义为尾随飞行器AC2到精确点PP的飞行轨迹、并且在计算步骤E22中计算出，该精确点对应于搜索区域ZR和优化区域ZO的公共极限。为了优化对精确点PP的搜索，搜索区段TR包括在搜索区域ZR中的多个搜索段SRn(其中n＝1，……，N，其中N是正整数)。第一搜索段SR1在搜索点PR处开始。每段的长度以及几个段之间的角度由涡流V1、V2的特性来确定。
基于提供给计算步骤E21的关于接近区段TA的信息，在步骤E3的过程中，控制尾随飞行器AC2在接近区域ZA中沿着从尾随飞行器AC2所在的安全位置PS飞行到搜索位置PR的接近区段TA，该搜索位置定义接近区域ZA的终点和搜索区域ZR的始点。
控制步骤E3尤其包括保护步骤，该保护步骤在于执行一组子步骤E31至E33，以便判定基于确定模块1A和1B的信息而未检测到其存在的涡流是否位于尾随飞行器AC2的飞行的接近区段TA上。因此，在处理测量结果的子步骤E31的过程中，对由侧向姿态值或滚转控制值与它们的远离涡流V1、V2的任何影响的相应值之间的差值测量到的力矩或力进行评估。处理后的测量结果被传输到测试模块7B，该测试模块在测试子步骤E32期间将这些处理后的测量结果与在确定步骤E11中确定的阈值进行比较。这些阈值表示涡流V1、V2的影响区域ZT中的力矩和力的值的特性。之后，将这种比较的结果传输到决策模块7C。
在随后的决策子步骤E33期间，决策模块7C根据比较结果来决定是否将信息传输到控制模块6。因此，如果力矩的值为零，则尾随飞行器AC2沿着接近区段TA继续其飞行。在另一方面，如果测量到的力矩的值对应于涡流V1、V2的影响区域ZT中的特征阈值，则关于尾随飞行器AC2回退到安全位置的信息被传输到控制模块6。尾随飞行器AC2从其当前位置到安全位置的飞行是沿着返回区段(参见图5)执行的。通过考虑涡流V1、V2的可能移位来确定返回区段。关于涡流V1、V2的可能移位的信息由计算元件11传输，与由前导飞行器AC和尾随飞行器AC2上的表面传感器获得的风测量结果相结合。
返回区段可以对应于在尾随飞行器AC2从初始安全位置PS起的飞行期间已经执行的接近区段TA。作为变型，返回区段可以对应于到辅助安全位置PSA(参见图5)的轨迹。安全位置PSA是相对于涡流V1、V2的位置与初始安全点对称的位置。
如图7所表示的，当到达搜索点PR时，在控制步骤E4期间控制尾随飞行器AC2在搜索区域ZR中沿着搜索区段TR飞行。
此外，控制步骤E4包括在估计步骤的过程中执行的对优化区域ZO的搜索。估计步骤包括一系列子步骤E41至E43。
因此，在测量结果处理子步骤E41的过程中，由滚转控制值或侧向姿态值与它们的远离涡流V1、V2的任何影响相应估计值之间的差值提供的测量结果被处理，以确定表示尾随飞行器AC2在接近涡流V1、V2的影响区域ZT时的感觉的力矩和/或力的值。在图7中表示的整个一系列搜索段SRn中，对测量结果进行处理。之后，处理后的测量结果被传输到测试模块8B。在随后的子步骤E42的过程中，测试模块8B将处理后的测量结果与表示不舒适区域ZI和优化区域ZO的特性的力矩和/或力的阈值进行比较。在决策子步骤E42的过程中由决策模块8C分析这些比较结果。
如果处理后的测量结果对应于表示优化区域ZO的特性的力矩和/或力，则对控制模块6提供指示尾随飞行器AC2到达精确位置PP的信息。举例而言，对于涡流V1，提供给测量结果处理子步骤E41的力矩值大于或等于1指明尾随飞行器AC2已到达精确位置PP。控制模块6接收关于到达精确位置PP的信息，并命令转到控制步骤E5，并且因此控制尾随飞行器AC2在优化区域ZO中飞行。
如果处理后的测量结果对应于表示不舒适区域ZI的特性的力矩和/或力，则对控制模块6提供指示转到新的搜索段SRn的信息，从而使得可以避免尾随飞行器AC2进入不舒适区域ZI。举例而言，对于涡流V1，提供给测量结果处理子步骤E41的力矩值小于-0.5指明尾随飞行器AC2尚未到达精确位置PP而是到达不舒适区域ZI的入口。在图4中表示的该不舒适区域ZI、并且特别是不舒适区域ZI的在这两个涡流V1和V2之间的部分表示尾随飞行器AC2飞行的真正危险。控制模块6接收关于转到新搜索段SRn的信息，并且命令这种轨迹变化以避开不舒适区域ZI。
最后，如果处理后的测量结果并不对应于表示影响区域ZT的特性的力矩和/或力，则不对控制模块6提供特定的信息。然后，控制模块6继续控制尾随飞行器AC2在搜索区域ZR中沿着形成搜索区段TR的多个搜索段SRn飞行。
此外，如果沿着搜索区段TR，没有成功搜索到优化区域ZO，则对控制模块6提供信息以控制尾随飞行器AC2朝向安全位置飞行。举例而言，该安全位置可以是辅助安全位置PSA。
当尾随飞行器AC2已经到达精确位置PP时，在控制步骤E5期间控制该尾随飞行器朝向优化区域ZO中的最佳位置PO飞行。然而，对最佳位置PO的估计可能由于传感器和卫星定位系统造成的误差而受损。因此，在收敛步骤的过程中，通过收敛来估计实际最佳位置PO。对最佳位置PO的估计可能由于风信息和卫星定位系统的测量结果造成的误差而受损。收敛步骤包括一系列若干子步骤E51至E53。
因此，在处理测量结果的子步骤E51的过程中，对由测量单元10A提供的侧向姿态或滚转控制的测量结果进行处理，以确定尾随飞行器AC2在优化区域ZO中感受到的力矩和力。对这些测量结果的处理在于根据侧向姿态或滚转控制的测量结果相应地推导出在没有涡流的情况下侧向姿态或滚转控制的估计值。如图8所表示的，当尾随飞行器AC2到达精确点PP时，它在优化区域ZO的周围的搜索区域ZR的一部分中在直到辅助位置PK的竖直搜索段上执行额外的飞行。延伸到辅助位置PK的该附加搜索段使得可以在尾随飞行器AC2穿过优化区域时考虑到最佳位置PO相对于精确位置PP的潜在误差。从辅助位置PK起，尾随飞行器AC2在多个附加搜索段上继续飞行，并且然后在多个优化段SOn上继续飞行。这些竖直和时间上间隔非常窄的段的相继遍历允许测量单元10A和测量结果处理模块9A在测量结果处理子步骤E51的过程中测量和处理在优化区域ZO和优化区域ZO的周围的搜索区域ZR的一部分中的大量传感器测量结果。此外，该竖直扫掠允许尾随飞行器AC2将其位置在竖直方向上关于涡流V1、V2的对称轴线居中。当尾随飞行器AC2在竖直方向上居中时，它朝最佳点PO的方向侧向地靠近。
与这些移位并行地，在收敛子步骤E52期间，将表示尾随飞行器AC2在优化区域ZO周围以及然后在其之中感受到的力矩和/或力的处理后的测量结果提供给卡尔曼滤波器，直到获得通过卡尔曼滤波器得到的最佳位置PO的值的收敛性为止。
此后，在决策子步骤E53期间，将关于确定表示先前获得的最佳位置PO的值的实际最佳位置PO的信息传输到控制模块6。

Claims (21)

1.一种对被称为尾随飞行器(AC2)的飞行器到所谓的最佳位置(PO)的轨迹进行控制的方法，在所述最佳位置中所述尾随飞行器(AC2)受益于由被称为前导飞行器(AC1)的飞行器产生的涡流(V1，V2)中的至少一个涡流的效应，所述前导飞行器(AC1)和所述尾随飞行器(AC2)执行编队飞行(F)，其中所述前导飞行器(AC1)在所述尾随飞行器(AC2)之前，
其特征在于所述方法包括以下一系列步骤：
-由第一控制单元(3)实施的第一区段控制步骤(E3)，所述第一区段控制步骤(E3)在于基于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器(AC2)沿着所述轨迹的经过所谓的接近区域(ZA)的被称为接近区段(TA)的区段从安全位置(PS)飞行到搜索位置(PR)；
-由第二控制单元(4)实施的第二区段控制步骤(E4)，所述第二区段控制步骤(E4)在于基于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器(AC2)在沿所述尾随飞行器(AC2)的飞行方向所述接近区段(TA)的下游沿着所述轨迹的经过所谓的搜索区域(ZR)的被称为搜索区段(TR)的区段从所述搜索位置(PR)飞行到精确位置(PP)；以及
-由第三控制单元(5)实施的第三区段控制步骤(E5)，所述第三区段控制步骤(E5)在于控制所述尾随飞行器(AC2)在沿所述尾随飞行器(AC2)的飞行方向所述搜索区段(TR)的下游沿着所述轨迹的经过所谓的优化区域(ZO)的被称为优化区段(TO)的区段从所述精确位置(PP)飞行到最佳位置(PO)。
2.根据权利要求1所述的方法，
其特征在于，所述方法包括在所述第一区段控制步骤(E3)之前由第一确定模块(1A)实施的第一确定步骤(E11)，所述第一确定步骤(E11)在于借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的当前飞行参数测量结果以及涡流特性的理论模型来确定涡流(V1，V2)的中心的位置和由涡流(V1，V2)产生的并位于所述涡流周围的影响区域(ZT)的位置，所述影响区域(ZT)包括不舒适区域(ZI)和所述优化区域(ZO)。
3.根据权利要求1和2所述的方法，
其特征在于，所述方法包括由第二确定模块(1B)实施的第二确定步骤(E12)，所述第二确定步骤(E12)在于借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的完整性值来确定所述接近区域(ZA)。
4.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述方法包括由第三确定模块(1C)实施的第三确定步骤(E13)，所述第三确定步骤(E13)在于借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的精确值来确定所述搜索区域(ZR)，所述接近区域(ZA)与所述搜索区域(ZR)之间的共同极限由所述搜索位置(PR)限定。
5.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述方法包括由第一计算模块(2A)实施的第一计算步骤(E21)，所述第一计算步骤(E21)在于借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第二确定步骤(E12)中由所述第二确定模块(1B)确定的所述接近区域(ZA)中的所述接近区段(TA)、然后将所述接近区段提供给所述控制模块(6)。
6.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述方法包括由第二计算模块(2B)实施的第二计算步骤(E22)，所述第二计算步骤(E22)在于借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第三确定步骤(E13)中由所述第三确定模块(1C)确定的所述搜索区域(ZR)中的所述搜索区段(TR)、然后将所述搜索区段提供给所述控制模块(6)。
7.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述第一区段控制步骤(E3)包括由保护模块(7)实施的保护步骤，所述保护步骤包括以下一系列子步骤：
-由第一测量结果处理模块(7A)实施的第一测量结果处理子步骤(E31)，所述第一测量结果处理子步骤在于处理所述接近区域(ZA)中所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值；
-由第一测试模块(7B)实施的第一测试子步骤(E32)，所述第一测试子步骤在于将所述尾随飞行器(AC2)的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-由第一决策模块(7C)实施的第一决策子步骤(E33)，所述第一决策子步骤在于：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述涡流(V1，V2)的影响区域(ZT)中的特征阈值，则对所述控制模块(6)提供关于所述尾随飞行器(AC2)沿着返回区段从所述接近区域(ZA)回退到安全位置(PS)的信息；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域(ZT)中的特征阈值，则不对所述控制模块(6)提供任何特定信息。
8.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述搜索区段(TR)包括多个搜索段(SRn)，这一系列所述搜索段根据所述涡流特性形成所述搜索区域(ZR)的空间和时间上的扫掠，以便优化对所述优化区域(ZO)的搜索并且使所述尾随飞行器(AC2)避开所述不舒适区域(ZI)。
9.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述第二区段控制步骤(E4)包括由估计模块(8)实施的估计步骤，所述估计步骤在于搜索所述优化区域(ZO)并且包括以下一系列子步骤：
-由测量结果处理模块(8A)实施的第二测量结果处理子步骤(E41)，所述第二测量结果处理子步骤在于处理所述搜索区域(ZR)中所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值；
-由测试模块(8B)实施的第二测试子步骤(E42)，所述第二测试子步骤在于将所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-由决策模块(8C)实施的第二决策子步骤(E43)，所述第二决策子步骤在于：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述优化区域(ZO)中的特征阈值，则对所述控制模块(6)提供关于所述尾随飞行器(AC2)到达所述精确位置(PP)的信息，所述精确位置(PP)表示进入所述优化区域(ZO)的位置；并且
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述不舒适区域(ZI)中的特征阈值，则对所述控制模块(6)提供关于从当前搜索段(SRn)转到新搜索段(SRn)的信息，以避免所述尾随飞行器(AC2)进入所述不舒适区域(ZI)；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域(ZT)中的特征阈值，则不对所述控制模块(6)提供任何特定信息。
10.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述优化区段(TO)包括多个优化段(SOn)，这一系列所述优化段形成在所述优化区域(ZO)的周围是竖直和时间上的并且然后在所述搜索区域(ZO)中是侧向的扫掠，以确定所述尾随飞行器(AC2)力图到达的所述最佳位置(PO)，每个优化段(SOn)对应于所述优化区域(ZO)周围或之中所述尾随飞行器(AC2)的两个当前位置之间的距离。
11.根据以上权利要求中任一项所述的方法，
其特征在于，所述第三区段控制步骤(E5)包括由收敛模块(9)实施的收敛步骤，所述收敛步骤在于相对于所述尾随飞行器在所述优化区域中的当前位置确定所述最佳位置(PO)并且包括以下一系列子步骤：
-由第三测量结果处理模块(9A)实施的第三测量结果处理子步骤(E51)，所述第三测量结果处理子步骤在于处理每个优化段(SOn)上所述尾随飞行器(AC2)的飞行参数的值；
-由收敛计算模块(9B)实施的第三收敛计算子步骤(E52)，所述第三收敛计算子步骤在于将所述飞行参数的值提供给卡尔曼滤波器，直到获得通过所述卡尔曼滤波器得到并通过所述涡流特性的理论模型得到的所述最佳位置(PO)的收敛性为止；以及
-由决策模块(9C)实施的第三决策子步骤(E53)，所述第三决策子步骤在于对所述控制模块(6)提供关于所述尾随飞行器(AC2)一直到所述最佳位置(PO)的飞行控制的信息。
12.一种用于对被称为尾随飞行器(AC2)的飞行器到所谓的最佳位置(PO)的轨迹进行控制的系统，在所述最佳位置中所述尾随飞行器(AC2)受益于由被称为前导飞行器(AC1)的飞行器产生的涡流(V1，V2)中的至少一个涡流的效应，所述前导飞行器(AC1)和所述尾随飞行器(AC2)执行编队飞行(F)，其中所述前导飞行器(AC1)在所述尾随飞行器(AC2)之前，
其特征在于所述系统包括：
-第一控制单元(3)，所述第一控制单元包括至少一个控制模块(6)并且被配置成基于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器(AC2)沿着所述轨迹的经过所谓的接近区域(ZA)的被称为接近区段(TA)的区段从安全位置(PS)飞行到搜索位置(PR)；
-第二控制单元(4)，所述第二控制单元至少包括所述控制模块(6)并且被配置成基于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的当前飞行参数测量结果来控制所述尾随飞行器(AC2)在沿所述尾随飞行器(AC2)的飞行方向所述接近区段(TA)的下游沿着所述轨迹的经过所谓的搜索区域(ZR)的被称为搜索区段(TR)的区段从所述搜索位置(PR)飞行到精确位置(PP)；以及
-第三控制单元(5)，所述第三控制单元至少包括所述控制模块(6)并且被配置成控制所述尾随飞行器(AC2)在沿所述尾随飞行器(AC2)的飞行方向所述搜索区段(TR)的下游沿着所述轨迹的经过所谓的优化区域(ZO)的被称为优化区段(TO)的区段从所述精确位置(PP)飞行到最佳位置(PO)。
13.根据权利要求12所述的系统，
其特征在于，所述系统包括第一确定模块(1A)，所述第一确定模块被配置成借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的当前飞行参数测量结果以及涡流特性的理论模型来确定涡流(V1，V2)的中心的位置和由涡流(V1，V2)产生的并位于所述涡流周围的影响区域(ZT)的位置，所述影响区域(ZT)包括不舒适区域(ZI)和所述优化区域(ZO)。
14.根据权利要求12和13之一所述的系统，
其特征在于，所述系统包括第二确定模块(1B)，所述第二确定模块被配置成借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的完整性值来确定所述接近区域(ZA)。
15.根据权利要求12至14中任一项所述的系统，
其特征在于，所述系统包括第三确定模块(1C)，所述第三确定模块被配置成借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的测量结果以及所述测量结果的精确值来确定所述搜索区域(ZR)，所述接近区域(ZA)与所述搜索区域(ZR)之间的共同极限由所述搜索位置(PR)限定。
16.根据权利要求12至15中任一项所述的系统，
其特征在于，所述系统包括第一计算模块(2A)，所述第一计算模块被配置成借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第二确定步骤(E12)中由所述第二确定模块(1B)确定的所述接近区域(ZA)中的所述接近区段(TA)、然后将所述接近区段提供给所述控制模块(6)。
17.根据权利要求12至16中任一项所述的系统，
其特征在于，所述系统包括第二计算模块(2B)，所述第二计算模块被配置成借助于所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值以及所述涡流特性的理论模型来计算在所述第三确定步骤(E13)中由所述第三确定模块(1C)确定的所述搜索区域(ZR)中的所述搜索区段(TR)、然后将所述搜索区段提供给所述控制模块(6)。
18.根据权利要求12至17中任一项所述的系统，
其特征在于，所述第一控制单元(3)包括保护模块(7)，所述保护模块包括：
-第一测量结果处理模块(7A)，所述第一测量结果处理模块被配置成处理所述接近区域(ZA)中所述尾随飞行器(AC2)和所述前导飞行器(AC1)的飞行参数的值；
-第一测试模块(7B)，所述第一测试模块被配置成将所述尾随飞行器(AC2)的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-第一决策模块(7C)，所述第一决策模块被配置成：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述涡流(V1，V2)的影响区域(ZT)中的特征阈值，则对所述控制模块(6)提供关于所述尾随飞行器(AC2)沿着返回区段从所述接近区域(ZA)回退到安全位置(PS)的信息；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域(ZT)中的特征阈值，则不对所述控制模块(6)提供任何特定信息。
19.根据权利要求10至18中任一项所述的系统，
其特征在于，所述第二控制单元(4)包括被配置成估计所述优化区域(ZO)的估计模块(8)，所述估计模块(8)包括：
-第二测量结果处理模块(8A)，所述第二测量结果处理模块被配置成处理所述搜索区域(ZR)中所述尾随飞行器(AC2)的飞行参数的值；
-第二测试模块(8B)，所述第二测试模块被配置成将所述尾随飞行器(AC2)的飞行参数的值与由所述涡流特性的理论模型确定的飞行参数的阈值进行比较；以及
-第三决策模块(8C)，所述第三决策模块被配置成：
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述优化区域(ZO)中的特征阈值，则对所述控制模块(6)提供关于所述尾随飞行器(AC2)到达所述精确位置(PP)的信息，所述精确位置(PP)表示进入所述优化区域(ZO)的位置；并且
·如果所测量到的飞行参数的值对应于所述不舒适区域(ZI)中的特征阈值，则对所述控制模块(6)提供关于从当前搜索段(SRn)转到新搜索段(SRn)的信息，以避免所述尾随飞行器(AC2)进入所述不舒适区域(ZI)；并且
·如果所测量到的飞行参数的值并不对应于所述影响区域(ZT)中的特征阈值，则不对所述控制模块(6)提供任何特定信息。
20.根据权利要求12至19中任一项所述的系统，
其特征在于，所述第三控制单元(5)包括收敛模块(9)，所述收敛模块被配置成相对于所述尾随飞行器(AC2)在所述优化区域(ZO)中的当前位置确定所述最佳位置(PO)并且包括：
-第三测量结果处理模块(9A)，所述第三测量结果处理模块被配置成处理每个优化段(SOn)上所述尾随飞行器(AC2)的飞行参数的值；
-第三收敛计算模块(9B)，所述第三收敛计算模块被配置成将所述飞行参数的值提供给卡尔曼滤波器，直到获得通过所述卡尔曼滤波器得到并通过所述涡流特性的理论模型得到的所述最佳位置(PO)的收敛性为止；以及
-第三决策模块(9C)，所述第三决策模块被配置成对所述控制模块(6)提供关于所述尾随飞行器(AC2)一直到所述最佳位置(PO)的飞行控制的信息。
21.一种飞行器，包括根据权利要求12至20中任一项所述的轨迹控制系统。
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