CN100595774C

CN100595774C - 执行必备导航性能程序的方法

Info

Publication number: CN100595774C
Application number: CN200680007497A
Authority: CN
Inventors: 丹尼尔·A·格里蒂; 杰森·E·多尔蒂; 约翰·H·安德森; 斯戴芬·D·福尔顿
Original assignee: Naverus Inc
Current assignee: Naverus Inc
Priority date: 2005-03-10
Filing date: 2006-03-10
Publication date: 2010-03-24
Anticipated expiration: 2026-03-10
Also published as: EP1856681A2; EP1856681B1; CN101176097A; EP1856681A4; AU2006223410A2; WO2006099076A2; US7302318B2; AU2006223410A1; HK1118119A1; NZ561740A; CA2599474C; CA2599474A1; AU2006223410B2; WO2006099076A3; US20060253232A1

Abstract

披露了一种用于设计航空器在特定跑道(90)的RNP进近的方法(200)。该方法包括选择跑道(201)、收集障碍物评价区域的障碍物数据(202)、选择VEB方法和条款(204)、布置初步进近、归纳复飞阶段(206)、计算初步的超障面(208)、利用航空器的物理模型计算瞬时降落阶段(210)、调整超障面使得没有障碍物与超障面相交(212)，以及通过偏离操作者标准程序可选择地对进近进行优化(214)。优先地对超障面进行调整使其恰好接触障碍物，而没有任何物体与超障面相交，从而提供了一种优化的决断高度。

Description

执行必备导航性能程序的方法

交叉引用相关申请

本申请要求于2005年3月10日提交的第60/662,133号美国发明专利申请的权益，在此特别引入其所披露的全部内容，作为参考，同时要求此处在35U.S.C.§119下所要求的提交日的优先权。

技术领域

本发明涉及航空器飞行路径设计，以及更具体而言，涉及最终进近程序设计。

背景技术

在商业航空领域，准确地定位航空器方位的能力对于安全和有效的空中旅行来说是重要的。最初，在起飞和接近着陆过程中，飞行员依赖目视线索躲避障碍物。然而，天气条件通常妨碍飞行员看见上述物体的能力。因此，导航程序被开发出来以引导航空器进入或离开仅需要位置信息而不需要目视线索的终端区域。目前，定期航线通常利用地面无线电导航系统提供方位信息，尤其是在恶劣的可视环境下。然而，地面无线电定位系统的缺点是该系统不是特别准确，航空器离发射机越远，则提供的航空器方位越不确定。认识到这一限制，管理者已制定了一套标准，用于建立上述被称作TERPS(终端仪表程序)的导航程序，该程序用于设计识别技术限度的方法。TERPS采用梯形障碍物识别表面，该表面考虑了航空器的方位确定性的误差。在美国FAA会议规则8260.3B中正式定义了TERPS，与之一起的还有8260系列的相关文件。TERPS的国际等效标准被称作PANS-OPS，由国际民航组织(“ICAO”)发布(文件8168)；这合并在一起的两个标准实际上恰当地代表了100％的当今传统方法。上述障碍物识别表面通常从最终进近定位点(即进近开始的空间内的一点)延伸至盘旋决断高度或复飞点。如果预期的障碍物识别表面与障碍物相交，拟定的表面(且因此成为飞行路径)必须被偏离或相反被修改，这可能导致航空器相对于跑道来说处于不希望的位置。

笼统地，复飞点或决断高度是在进近程序过程中的最低点，在该程序中障碍物识别表面明确所有的障碍物。如果航空器着陆条件不满足成功着陆的要求(例如，与跑道环境目视接触、着陆许可，等等)，那么飞行员做出盘旋决定并且通常在复飞点，航空器转换到为防备普通航空器安全撤出而有着类似设计的复飞表面。然而，在充满障碍物的环境中，TERPS表面可能不提供充分的许可，让导航自始至终下至决断高度。在上述情况下，使用了非决断进近，仅提供导航下至特定的最小降落高度。如果在最低降落高度以下必须放弃着陆，TERPS不提供复飞表面。如果无法实现仪器进近，航班机组人员通常执行盘旋程序，当在低能见度下实施时这可能给航空器带来不应有的危险。据估计超过半数的涉及进入地形的管制飞行的所有飞行事故发生在上述非精确进近过程中，且航空器有5倍的可能性在非精确进近过程中经历事故。

通过经验分析和经验已经基本上建立了传统标准集，诸如TERPS和PANS-OPS的包容体积(被障碍物识别表面包封的受保护的体积)，并且由于在上述体积范围内安全地完成了大量操作，而被认为是安全的。与早期技术相比，导航系统已经改进了几个数量级，并比先前可获得的允许具有更加紧密的密封度。公共设计标准集必要地缓慢发展，已经跟不上上述新的导航能力。

用于设计进近的TERPS的替代品正在不断出现，诸如基于性能的导航。在这一概念下，最优飞行路径是基于航空器能力设计的，而不是基于导航信号的特征。这允许先进的航空器执行高级程序，并将进入、安全、效率和载量利益给予配备优良的航空器。RNAV是一类允许在可获得信号的极限范围内任何期望的飞行路径(与基于导航信标的点对点相反)上操作的导航。所要求的导航性能(“RNP”)是用于描述基于性能的RNAV的术语。

RNP是一种新的导航方法，该方法需要新的理解安全的手段。在某种意义上，RNP颠覆了安全函数；RNP程序定义了最优程序所需的安全缓冲(该程序反过来驱动了导航系统性能对航空器的要求)，而不是详细说明定导航设备的性能限制并随之在其周围设计安全程序。以这种方或，可以设计确证是安全的程序，但该程序只能透行在被认为具有足够的导航系统精确度和完整性的航空器中。由传统程序所回答的基本问题是：“如果给出基本导航需要的特征，什么是最好的进入办法？”，而RNP程序的基本问题是：“执行进入跑道的最安全的和最有效率的飞行路径需要什么级别的性能？”

RNP是对于被定义的空域范围内的操作来说是必需的导航性能的陈述。由于具有利用导航设备诸如全球定位系统清楚定义的路径规范、且/或处于自备能力诸如惯性导航系统极限范围内，RNP导航允许任何期望的飞行路径上的航空器操作。现代系统允许航空母舰从基于TERPS的进近和着陆程序转换到利用RNP开发的更加挠性的线性表面，为航空母舰提供了准确进近的能力。RNP的关键组元是航空器导航系统准确监控其实际导航性能并确保其符合具体航线或空域所需精确度的能力。据估计80％的现有航线舰队配备有飞行管理系统、导航系统，像DME、GPS和INS，以及需要用来执行RNP的测高法。

基于RNP的进近和离开程序提供重要的安全和性能利益，包括在恶劣的可见度下在任何可获得的跑道上完成安全的仪器进近的能力。通过自始至终在整个程序中提供垂直引导强化安全。节省大量的时间和燃料的更短、更直接的航线是可行的。通过允许装备精良的航空器执行简化的分离标准，提高了空域能力。空中交通管制获益于在目视和仪器飞行规则情况下安全的和可预测的航空器飞行路径，且机场和航空公司不再需要依赖地面着陆系统。

对用于确定准备着陆的航空器的安全跑道的改进方法有着需求，该方法提供有效的进近，而不是从负面影响可接受的安全等级。

发明内容

该发明内容概述被提供用来以简化的方式介绍在以下具体实施方式中将进一步描述的概念选择。该概述不是意图识别所声明的主题的关键特征，也不是意图被用作确定所声明主题的范围的辅助手阶段。

本发明披露了为所选跑道设计进近的方法。该方法包括收集关于障碍物评价区域内所有自然的和人工的障碍物的高度和位置的数据。为跑道布置了初步进近路径，包括复飞阶段，并且计算了对应的超障面。在优选的方法中，超障面包括构成期望的固定进近阶段基础的部分，且可以利用垂直误差预算方法进行计算。该超障面包括复飞阶段，当在航空器到达决断高度时而跑道没有被视觉捕获的情况下，航空器将执行该阶段。瞬时降落阶段在第一阶段和复飞之间延伸，并依物理原则被计算以估计航空器从其在决断高度时的方位转换到复飞阶段过程中的投射路径。

然后测试初步路径以确保没有障碍物穿透复飞表面，且可以通过调整超障面改进初步路径，例如，降低决断高度，直到其恰好接触障碍物。

附图说明

当结合附图，通过参照下列详细描述，将会更好地理解同样也会更容易重视本发明前述的各个方面和许多附带优点。

图1是略图，示意地显示跑道和跑道附近普通障碍物，以及显示根据本发明开发的进近剖面；

图2是流程图，显示设计进近剖面的方法的目前优选实施例中的步骤，包括复飞阶段；以及

图3是与图1类似的略图，显示了进一步优化进近设计的方法。

具体实施方式

现代商用航空器通常包括非常精确的机载全球定位系统。例如，配备有史密新管理系统的波音737NG不断地计算航空器飞行中方位的不确定性。该系统通过全球定位系统(“GPS”)时时更新，以确保连续性并保持方位的准确性。多模接收器处理数据并实时将航空器的实际导航性能(″ANP″)显示给机组人员。因此，上述航空器穿过的具有方位不确定性的狭长通道要大大小于利用传统地面无线电定位系统所得到的不确定性。在进近过程中，ANP可以与被称作必备导航性能(″RNP″)的预定义标准相比较，以直接向跑道提供极大改进的引导和保护。

ANP是精确度、可用性和完整性的函数。导航系统必须准确地确定方位。它们也必须仅在信息有效时提供上述信息-也就是说，它们必须完整性地运行，且必须在需要时持续地可用。根据RTCA DO-236B，系统的持续性是整个系统(包括将航空器方位保持在定义的空域范围内所有必需的所有元件)在预定的运行期间无计划外干扰情况下执行其功能的能力。持续性风险是系统将被非故意地干扰且不为预定操作提供引导信息的概率。更具体而言，假设在运行的上述阶段的初始时系统可用，持续性即在运行阶段的整段期间内系统将可用的概率。导航系统即每个DO-236B的可用性是系统服务处于所需性能极限范围内的时间百分比。可用性是系统在指定的覆盖区域内提供有用服务的能力的标志。信号可用性即由外部信源传输的导航信号可以用于使用的时间百分比。有效性既是环境的物理特征的函数，也是发射机设备的技术能力的函数。

下列定义将有助于读者理解下列描述。

进近表面基线(″ASBL″)：与(“RCL”)对齐的线，该跑道中心线位于与着陆入口点(″LTP″)处的正交大地水准面的切线平行的平面内。

决断高度/实际高度(″DA(H)″)：DA(H)即在没有获得继续进近所需要的目视参考情况下而必须启动复飞时的高度。对于RNP操作来说，利用垂直误差预算确定DA(H)，除非可以强制实行最小DA(H)，例如着地点以上200英尺。决断高度(DA)在平均海平面以上以英尺表示，并行决断高度(DH)在着地区标高以上以英尺表示。二者的组合DA(H)以DA再加上括号内的DH表示，例如，1659(250)。

最终进近定位点(″FAF″)：FAF标注下滑道截距的点以及最终进近阶段降落的起始点。

最终进近阶段(″FAS″)：FAS起始于FAF，终止于着陆入口点。通常，但不是必要地，FAS与外延跑道中心线对齐。

下滑角(″GPA″)：GPA即指定的最终进近降落路径相对于ASBL的倾角。

着陆入口点(″LTP″)：跑道中心线与跑道入口相交的点被称作LTP。

瞬时下落：在DA(H)启动复飞盘旋即刻之后和在获得期望的爬升速率前的飞行路径(包括实际高度降低)。

障碍物评价区域(″OEA″)：OEA即横向RNP阶段宽度极限范围内的空域，在横向RNP阶段宽度极限范围内，通过应用超障面评价障碍物。

必备导航性能(″RNP″)：RNP(通常以海里表示)是一份在与特定程序阶段相关的OEA范围内保持飞行所需的导航性能的陈述。

所需障碍物间隔(″ROC″)：ROC即在仪表程序阶段的OEA范围内，必需存在于航空器和最高地面阻碍或障碍物之间的最小垂直间隔。ROC作为阶段长度方向上的指定值、常量被应用在途中、支线、初始以及中间阶段。VEB ROC(以RNP进近)作为离开LTP的距离的函数被应用到最终阶段上。

垂直误差预算(VEB)：对于FAS，应用了变量ROC。FAS ROC的具体值是许多变量的函数，其中最重要的是离开LTP的距离、温度、LTP的标高、RNP层以及下滑角。通过以因垂直导航系统的组件而导致的误差总量为特征的垂直误差预算等式定义了VEB。上述VEB等式的应用确定了必须存在于名义下滑道上的航空器和FAS的OEA范围内的地面障碍物之间的垂直间隔的最小量。

目视阶段：DA(H)和LTP之间的最终阶段的那部分。

特定跑道的进近设计可以包括许多定义明确的阶段，航空器将要遵循上述阶段以着地降落。例如，典型的RNP进近可以包括：1)进近支线阶段(approach feeder segment)；2)初始进近阶段；3)中间进近阶段；4)以及最终进近阶段。此外，复飞阶段被纳入进近设计中，提供了在航空器必须放弃着陆尝试的情形下的离开剖面。

进近支线阶段提供从途中环境到初始进近阶段的转换。从巡航高度降落启动于上述阶段上，因此对最小高度给与了关注，使得飞行管理计算机空载飞行路径降落与减速计算可以运行起来不受约束。典型的进近支线阶段可以具有1.0海里(nm)的RNP、1,000-2,000英尺的所需障碍物间隔、以及通过在障碍物评价区域内将ROC加到障碍物高度上并将调整加到障碍物标高上而确定的最小高度。

初始进近阶段提供从进近支线阶段到中间进近阶段的平滑转换。就障碍物间隔、期望的标高降低以及减速所需要的距离而言，要考虑的初始设计因素是对空域的恰如其分的使用。初始进近阶段的特定几何学是相当灵活地获取期望的性能和安全目标。在典型的进近设计程序中，初始阶段限于最大50nm，并具有0.3nm的RNP(除非某些运行上的改进需要更小的值)、1000英尺的ROC、以及以类似于上述进近支线阶段的方式确定的最小高度。

中间进近阶段提供从初始进近阶段到最终进近阶段的平滑转换。就障碍物间隔和关系到距离的期望标高降低而言，中间进近阶段的初始设计因素是对空域恰如其分的使用。中间进近阶段的几何学也是非常灵活的，允许RNP进近沿着任何适当的路径获取操作上的和安全的目标。在典型的进近设计中，中间进近阶段长度上限于15nm，并采用与初始进近阶段相同的RNP(例如RNP 0.3)。中间进近阶段的最小ROC可以是500英尺。

在优选设计方法中，最终选近阶段的障碍物间隔要求是基于垂直导航(″VNAV″)路径定义和航空器系统的引导能力。FAF被定义为VNAV截距点，VNAV截距高度被定义为终止于FAF处的中间阶段的最小高度。尽管在RNP进近的设计中最终进近阶段几何学仍然有些灵活，FAS必须明显地终止于LTP处，且优选在跑道中心线的3度范围内被对齐。在FAS中可能会转弯，但是针对转弯必须考虑DA(H)的方位。在优选的进近中，DA(H)将被定位在FAS的直进部分上，尽管预期在非常情况下，DA(H)可能会位于FAS的转弯部分内。FAF的最优长度是5到7海里，尽管它可以更长或更短。在优选的设计程序中，FAF被限制在长度不小于0.3nm。FAS的宽度优选与中间进近阶段的相同(例如，RNP0.3)，且利用VEB程序(如下所述)，可以确定所需障碍物间隔。

在优选的方法中，利用垂直下滑角(GPA)设计最终进近阶段。最终进近阶段具有通过数学方式将独立的有助因素合并到飞机垂直路径内的误差上计算而得的ROC。这种合并被称作垂直误差预算，或VEB。具有平均零的独立高斯分布的合并的方差等于单个高斯分布的方差的均方根总和(“和的平方根”)。通过将偏差(即，非高斯)有助因素加到高斯分布的和的平方根算出最终的ROC。

例如，气压误差校正没有被算入和的平方根项，因为它不具有零均值。由于历史原因，体几何误差没有被算入和的平方根的计算内。上述校正分别被加到和的平方根值上。

通过上述VEB定义的ROC被从名义下滑道高度上减去，以定义FAS超障面。可以在FAA公告8000.287及其后续FAA公告8000.300″Airworthiness and operational approval for specialrequired navigation performance(RNP)procedures with specialaircraft and aircrew authorization required(SAAAR)″中找到计算VEB的方法论，特此全文引入，作为参考。

进近设计的重要部分是DA(H)的确定。DA(H)是指在没有获得将进近持续到目视阶段所需的目视参考的情况下必须启动复飞时的进近中的高度。换言之，DA(H)必须位于某一高度，在此高度如果飞行员启动复飞程序，航空器可以(以非常高的概率)安全地爬升离开，而不会遭遇地面或任何其他障碍物。更具体而言，DA(H)必须足够高，以致于即使在非常特殊的环境下，诸如失去引擎且航空器发生名义进近飞行路径下方的最大偏离，航空器仍可以安全地离开跑道区域。另一方面，提供期望的安全空层的最低DA(H)是首选的，以将必须被执行的复飞的数量降至最低。将会容易地理解出于安全、效率和机场后勤原因，不必要的复飞是不期望的。

通进复飞表面的评价确定DA(H)，正如其来源于最终阶段障碍物间隔表面(″OCS″)一样。被应用到进近程序的OCS包括利用VEB到DA(H)的点、瞬时降落部分以及复飞阶段，在FAS下方计算所得的障碍物间隔表面。所有上述三个部分或阶段组成了OCS。

结合复飞爬升剖面，采用了VEB计算以确定DA(H)。ROC通过最终进近VEB计算而确定，并且可以包括来自净爬升剖面的固定ROC(例如，35ft)，其中“净爬升”通常是航空器指定的总爬升速率减去固定量，从而得到保守的净爬升剖面。例如，在本方法的本实施例中，净爬升是总爬升减去0.8％坡度，尽管预期在计算净爬升剖面中可以以不同的缩减率或无任何缩减来采用该方法。

在DA(H)处，复飞剖面用于开始确定障碍物间隔。最低DA(H)是障碍物恰好接触OCS且没有障碍物穿过OCS时的点。要理解的是，在复飞的最初几秒种内，航空器经历了通常由下滑道上的航空器动量导致的瞬时降落。在传统的进近设计中，为了解释上述瞬时降落，航空器被假设在DA(H)之后在下滑道上移动了一定距离，然后施加了初始复飞爬升坡度。上述传统假设不是基于任何给定航空器的性能，从物理学上讲是不现实的，且不是必然导致保守的计算。

基于性能的导航的要点是利用航空器的实际性能特征确定最安全的路径。对于进近的复飞阶段来说，所有的传统方法以及由ICAO和FAA发布的RNP标准视普通航空器而定。在最佳情况下，这是限制，在最坏的情况下，它是不安全的。

在本方法的优选实施例中，利用航空器离开DA(H)的实际的期望路径的更现实的物理模型、利用飞行状态(诸如空速、机身重量以及下滑角)以及航空器性能参数(诸如引擎起飞推力和来自进近推力的引擎转子向上)。利用从初始推力到最终起飞推力的引擎推力坡道，可以确定引擎贡献给垂直动量的能量。另一个有用的假设是航空器不会失去任何空速(即，动态能量是常量)。

在本模型中，航空器速率、阻力、重量和推力变化的速率(推力坡度)被构造成常量。那么，推力T可以构造成：

T = T_{t} + ΔT \cdot t = T_{t} + ΔT \cdot \frac{x_{g}}{V_{g}}

其中，

T_t＝瞬时推力(lbf)；

ΔT＝推力坡度(lbf/s)；

t＝时间(s)；

X_g＝相对地面离开DA(H)的水平方位(ft)；

V_g＝地速(ft/s)。

爬升速率被定义为剩余功率除以机身重量。对于更加保守的分析来说，计算所得的爬升速率与其他调节模型相一致，减去0.8/100得到保守的所谓的净爬升速率。则，

RC = \frac{T - D}{W} - 0.8 / 100

其中，

RC＝净爬升速率；

D＝航空器阻力(lbf，假设为常数)；

W＝机身重量(lbf)。

至于DA(H)，实际高度或高度的变化，则可以计算为：

ΔH = {&Integral;}_{0}^{x_{0}} RCdx

现在会容易地显而易见，在常速假设下，在瞬时降落过程中航空器被计算为沿着通常为抛物线的飞行路径。在优选的方法中，OCS基于上述计算所得航空器轨迹直到襟翼回缩的第一阶段已经完成(从DA(H)通常在2到4秒之间)。在襟翼回缩的第一阶段之后，如果没有达到足够的起飞推力，推力继续斜线上升。在优选模型中，引擎被假设在襟翼已经回缩到进近爬升构型时失效。然后，剩下的复飞则是通常的进近爬升剖面(单一引擎/传动装置上升)。

现在参照图1，该图显示了包括最终进近的剖面和障碍物间隔表面的略图，更加清楚地解释了本方法。显示了跑道90、第一向上突出的障碍物92和第二向上突出的障碍物94。将会理解的是障碍物92、94可以是自然拓扑标高变化、其他的自然障碍物诸如树、或人工障碍物。当然，总的来说障碍物92、94通常不在跑道90上，它们也不直接与跑道90相邻。点划线100表示了FAS的追踪剖面，即航空器将会沿着其在跑道90上着陆的名义路径。

OCS 110包括直接在最终进近阶段100之下的第一部分112、通常为抛物线瞬时降落部分114、以及包括第一爬升部分118的复飞阶段116、水平部分120和第二爬升部分122。通常通过航空器操作人员的标准运行程序明确第一爬升部分118的长度。DA(H)被标示在124处，且是在环境不适合着陆时飞行员必须执行复飞时的最小标高。正好位于DA(H)下方的OCS110上的点被标示为126，这是航空器被期望基于VEB且假设所有的方位误差处于负方向上(即，在航空器下方)的最低高度。点126因此被置于OCS 110的第一部分112与瞬时降落部分114的交点处。

基于航空器飞行性能特征的物理模型计算瞬时降落，例如如上所概述，假设航空器开始于点126。在瞬时降落部分114之后，航空器沿着第一爬升部分118爬升到指定高度，然后在沿着复飞阶段116的第二爬升部分122恢复爬升之前沿着水平部分120进入平飞。通常复飞阶段116与FAS到LTP(一般沿着跑道的延长中心线)的航迹对齐，并继续顺着跑道中心线到达初始复飞基准点。初始复飞基准点位于不近于跑道的相反一端。显然，必须选择DA(H)124，这样在区域如92、94内没有障碍物穿过障碍物间隔表面110的任何部分。

现在将要参照图2对设计航空器的RNP进近程序的优选方法200进行描述。首先，选择跑道，其RNP进近程序是被期望的201。收集所选跑道周围的障碍物评价区域的地形和障碍物数据，包括人工和自然障碍物202。然后选择VEB方法204，例如上述在FAA公告8000.287中描述的方法。

同样获得或选择了VEB方法的特定的条件(terms)，诸如RNP层和航空器特定输入。通常在最低的可能的地形和障碍物之上，布置初步最终进近阶段和发动机失效复飞跑道206，例如沿山谷往下和不超过山体，并且包括初步DA(H)。然后，计算特定航空器的初步超障面208，说明了襟翼回缩、加速、推力变化以及实际爬升性能的。利用航空器性能，诸如推力坡度，的物理模型并考虑襟翼构形的变化，计算瞬时降落210。如上所讨论的，瞬时降落计算通常产生抛物线形状的瞬时降落，而不是用在传统设计中的三角形状的沟槽。

VEB计算、瞬时降落计算和复飞计算定义了OCS。利用来自以上步骤的数据，可以调整(例如，沿着VEB定义的OCS部分滑移瞬时降落和复飞剖面的DA(H)点)OCS直到超障面恰好接触到障碍物，而没有障碍物与超障面相交210。再次参照图1，如果在初步设计中，OCS 110被障碍物92、94贯穿，则没有满足目标安全级别，必须提高DA(H)。或者，如果在初步设计中，超障面110不接触任何障碍物，DA(H)124高于最优方位。在这种情况下，修改进近设计以提供更优的进近。例如，设计者可以向下沿着超障面110的(延长的)第一部分112移动或“滑移”瞬时降落部分114的初始点126，直到OCS 110的一部分恰好接触到障碍物92、94。然后DA(H)被确定为正好位于初始点126上方的最终进近阶段100上的点。

现在参照图2和图3，预期在某些例子中，可能通过产生偏离航空器使用人(operators)标准运行程序214的复飞阶段的剖面而选一步降低DA(H)。例如，图3显示了源于图1的超障面剖面110(部分为剖视图)和修正的超障面剖面110’(其中新的DA(H)124’进一步在最终进近阶段100之下)，修正的第一爬升部分118’恰好接触第一障碍物92，并且比原第一爬升部分118延伸了更长的距离。在上述修正的超障面剖面110’中，DA(H)124’明显地更低，这将导致更少的所需复飞，而不会负面地影响航空器安全。

尽管已经说明和描述了说明性的实施例，要理解的是其中可以进行各种不偏离本发明精神实质和范畴的改变。

Claims

1.一种用于设计航空器接近跑道的进近路径的方法，包括以下步骤：

选择跑道；

收集所选跑道的障碍物评价区域的地形数据和障碍物数据，识别障碍物评价区域内所有向上突出的障碍物；

选择垂直误差预算方法并获得针对垂直误差预算方法的条件：所需导航性能层和航空器性能输入；

在最低的可能的地形和障碍物之上布置进入跑道的初步进近路径，包括复飞阶段；

计算初步进近路径的超障面，这说明了襟翼回缩、加速、推力变化以及航空器爬升性能；

使用航空器性能特征的物理模型计算超障面的瞬时降落部分；

调整超障面使得任何一个已识别的障碍物都不与超障面相交，其中超障面包括最终进近障碍物间隔阶段、瞬时降落阶段和复飞阶段。

2.权利要求1的方法，其中复飞阶段包括第一爬升阶段、水平阶段和第二爬升阶段。

3.权利要求1的方法，其中利用航空器性能的物理模型计算瞬时降落阶段。

4.权利要求1的方法，其中通过建立引擎坡度向上和航空器动量的模型计算瞬时降落阶段。

5.权利要求1的方法，其中瞬时降落阶段被建模成为抛物线阶段，该抛物线阶段导致了航空器沿下滑道的向下动量。

6.权利要求1的方法，其中调整超障面包括沿着初步进近路径移动超障面直到超障面恰好接触已识别的障碍物之一。

7.权利要求2的方法，其中通过操作者标准程序初次建立复飞阶段的第一爬升阶段的长度。

8.权利要求7的方法，进一步包括通过延长复飞阶段的第一爬升阶段以降低决断高度而进一步调整超障面的步骤。

9.一种用于设计跑道的航空器所需导航性能进近的方法，该跑道具有障碍物评价区域和在障碍物评价区域内多个向上延伸的障碍物，该方法包括以下步骤：

选择跑道；

收集跑道的障碍物评价区域的地形数据和障碍物数据，识别障碍物评价区域内所有向上突出的障碍物；

选择垂直误差预算方法并获得垂直误差预算条件：所需导航性能层和航空器性能输入；

在最低的可能的地形和障碍物之上布置初步的最终进近阶段；

利用垂直误差预算计算来计算在初步最终进近阶段之下的超障面的第一部分；

布置具有与超障面的第一部分相交的第一爬升阶段的复飞阶段，使得多个向上延伸的障碍物没有一个与复飞阶段相交，并且这说明了襟翼回缩、加速、推力变化以及航空器爬升性能；

计算具有位于超障面的第一部分上的初始点和复飞阶段上的终点的瞬时降落阶段，瞬时降落阶段使用航空器性能特征的物理模型从自初始点盘旋的起始处开始对航空器计算所得的飞行路径进行建模，其中超障面的第一部分、瞬时降落阶段和复飞阶段定义了超障面；

通过沿超障面的第一部分滑移初始点来调整超障面，使得超障面接触多个障碍物的至少一个且多个障碍物中的任何一个都不与超障面相交；以及

在沿着垂直地直接位于初始点上方的最终进近阶段的点处识别决断高度点。

10.权利要求9的方法，其中复飞阶段包括第一爬升阶段、水平阶段和第二爬升阶段。

11.权利要求9的方法，其中通过建立引擎坡度向上和航空器动量模型计算瞬时降落阶段。