CN102902275B

CN102902275B - 用于优化控制飞机的垂直轨迹的方法和设备

Info

Publication number: CN102902275B
Application number: CN201210334068.4A
Authority: CN
Inventors: F·康斯坦; M·勒费布夫雷
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2011-07-29
Filing date: 2012-07-27
Publication date: 2016-12-21
Anticipated expiration: 2032-07-27
Also published as: EP2551836A1; US8892275B2; FR2978589A1; FR2978589B1; CN102902275A; EP2551836B1; US20130030611A1

Abstract

本发明涉及用于优化控制飞机的垂直轨迹的方法和设备。设备(1)包括用于预测飞机在此处将达到设定接近速度的稳定高度的装置(21)，用于将预测稳定高度和设定稳定高度进行比较的装置(22)，以及用于当预测稳定高度和设定稳定高度之间的差异大于预定的高度阈值时建立优化垂直轨迹的装置(24)。

Description

用于优化控制飞机的垂直轨迹的方法和设备

技术领域

本发明涉及用于飞机的垂直轨迹的优化控制的方法和设备，其中飞机沿预定的接近轨迹飞行，从而提供从设定稳定高度出发的稳定的最后接近。

背景技术

已知的是，在着陆在跑道上以前，飞机需要遵循由稳定的最后接近终止的接近轨迹。在该接近轨迹上，飞机减速（最小发动机推力），以便在稳定点达到设定接近速度。在接近期间，驾驶员控制不同的空气动力布局以及起落架的打开。理想的情况是在飞机达到稳定点时，飞机具有大致接近设定接近速度的速度并且处于着陆布局。基于该稳定的最后接近，处于着陆布局的飞机以相对于地面的预定倾角（一般为-3度）且以设定接近速度沿最后接近轴运动（也称为“滑行”），调整发动机速度以保持所述接近速度和从设定稳定高度（与所述稳定点相关）出发的稳定倾斜角，该设定稳定高度例如等于1000英尺（大约300米）。

但是，有可能出现的是，最后接近是非稳定接近，由于用来耗散能量的跑道的距离过短，从而阻碍了稳定高度伴随着稳定的飞行条件（过能的情况），或者是由于能量的快速耗散（低能的情况），或者还是由于飞机的外部情况，这些都会导致接近困难。

此外，已知的是，当检测到飞机处于过能状态或低能状态时，在该情况下，目前存在多种不同的操作允许飞机来恢复到稳定接近。

特别是，在未检测到飞机的低能状态（即，当飞机的效率（fineness）降低太多时（空气动力布局建立过快、迎风、弱速以及飞机远离跑道等））的情况下，飞机将以其减小的速度来沿着接近轨迹运动，使得恰好在稳定点（以稳定高度定位在最后接近轴上，例如针对-3度的最后接近轴在离跑道入口三海里处进行定位）之前将达到设定接近速度。

用语飞机的“效率”意味着飞机的空气动力效率。因此，飞机的总能量变化取决于效率和飞机发动机的推力。

在该情况下，低能状态只会被滞后检测到，并且驾驶员更快地（与理想情况相比）使用发动机来保持设定接近速度直到稳定点，并且然后保持直到跑道入口。

但是，滞后检测到的低能状态导致需要使用发动机，从而导致：

-额外的燃料消耗；

-发动机磨损；以及

-机舱中的噪音和地面水平处的噪声。

当借助于针对飞机的能量状态的预测装置的帮助，足够快地检测到低能状态时，驾驶员可以决定通过使用发动机通过提高发动机功率来保持当前速度。然后，飞机的效率将将不会降低太多。一旦驾驶员考虑到需要将发动机复位到怠速，飞机可以继续其减速，从而在稳定点处达到接近速度。

但是，即使在该最后的情况下，发动机的提前使用导致：

-额外的燃料消耗;

-发动机磨损;以及

-机舱中的噪音和地面水平处的噪声（尽管相对于前述情况而言，因为飞机更高，因而噪音被减小。）。

此外，在检测到飞机的过能状态的情况下（即，当飞机的效率没有被足够降低时（空气动力布局还未建立、顺风、飞机太快以及太接近跑道等）），飞机将以其减小的速度沿接近轨迹运动，使得恰好在稳定点之前将达到接近速度。

在该情况下，过能状态只会被滞后检测到，并且驾驶员使用减速板，从而提高减速能力直到跑道入口。

但是，滞后检测到过能状态将导致需要使用减速板，从而导致：

－在接近稳定程序的某些情况下的遗漏（non respect）；

－可能取消接近，而继之以复飞；

－机舱中的噪音和地面水平处的噪声；以及

－乘客的不舒适。

当借助于针对飞机的能量状态的预测装置的帮助足够快地检测到过能状态时，驾驶员可以决定提前打开：

－减速板来更大地降低飞机的效率。一旦驾驶员考虑到需要来收回减速板，飞机可以继续其减速，从而在稳定点处达到设定接近速度；

－或者翼缝和襟翼布局，从而更大地降低飞机的效率。然后，飞机将更大地减速到直到在稳定点处的设定接近速度。

－或者起落架，以便更大地降低飞机的效率。然后，飞机将更大地减速直到在稳定点处的设定接近速度。

但是，减速板、翼缝和襟翼布局或者起落架的提前使用将导致机舱中的噪音和地面水平处的噪声，并且可能导致乘客的不舒适。

简而言之，使用前面提及的不同装置（发动机、减速板、翼缝和襟翼布局、起落架）来恢复稳定接近可以导致：

- 额外的燃油消耗;

- 发动机磨损;

- 机舱中的噪音；

- 地面水平处的噪音；

- 乘客不舒适。

发明内容

本发明的目的在于克服该缺点并且尤其是引导飞机，使得飞机执行稳定接近，即，使得飞机以着陆布局以接近速度并且以保持在接近速度的机动速度抵达接近轨迹上的点。

本发明的目标还在于通过改进飞机的能量控制，从检测到的过能状态或低能状态出发恢复到稳定接近。

为此，根据本发明，一种用于飞机的垂直轨迹的优化控制方法，其中该飞机沿预定的接近轨迹飞行，理论垂直轨迹与该预定的接近轨迹相关，从而提供由所述预定的接近轨迹上的设定接近速度和设定稳定高度限定的稳定的最后接近，其值得注意的是，在飞机沿所述预定接近轨迹的飞行期间，自动地连续执行以下步骤，所述步骤是：

A ：确定飞机的参数的当前值；

B：通过计算来根据飞机的参数中的至少一些的确定当前值、理论垂直轨迹和预定模型预测飞机在此处将达到所述接近速度的稳定高度；

C：将预测稳定高度和设定稳定高度进行比较；

D：当预测稳定高度和设定稳定高度之间的差异在绝对值上大于预定的高度阈值时，根据飞机的参数中的至少一些的确定当前值、辅助参数值和基于步骤C确定的预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异，提供优化垂直轨迹；以及

E：将所述优化垂直轨迹传输给在飞机上嵌入的引导装置。

因此，受益于本发明，飞机（飞机将能够飞行）的垂直轨迹基于接近阶段被优化，从而可以在检测到的过能状态（当预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异是负的并且在绝对值上大于所述高度阈值时）或低能状态（当预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异是正的且大于所述高度阈值时）的情况下恢复到稳定接近。换而言之，本发明允许飞机以着陆布局以设定接近速度并且以保持所述设定接近速度的机动速度来到达稳定点（稳定高度与稳定点相关）。

优选地，只要预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异在绝对值上大于所述高度阈值，则对步骤A，B，C，D 进行迭代，基于步骤B理论垂直轨迹被基于前一次迭代建立的优化垂直轨迹取代。

因此，就实现了迭代过程，从而允许通过连续优化基于接近阶段调整垂直轨迹，从而获得稳定接近飞行。

特别是，基于步骤D，有利地使用以下辅助参数的当前值：

- 最后接近轴的截止点；

- 基于步骤D的前一次迭代确定的优化垂直轨迹的转折点。

此外，优化垂直轨迹有利地包括在以下两个极端垂直轨迹之间：

- 最小优化垂直轨迹，其优选地包括：

● 倾斜段，其从飞机在接近轨迹上的当前点出发延伸直到与接近轨迹相关的最后接近轴的最小截止高度；

● 水平段，其沿所述最小截止高度延伸直到最小截止点; 以及

● 倾斜段，其位于最后接近轴上，从最小截止点延伸直到稳定点，

- 最大优化垂直轨迹，其优选地包括：

● 水平段，其从飞机的当前点出发在恒定高度延伸直到最后接近轴的截止点;以及

● 倾斜段，其位于最后接近轴上，从所述截止点出发延伸直到稳定点。

此外，当基于步骤D的最后迭代建立的优化垂直轨迹属于所述极端垂直轨迹的其中一个轨迹时，针对该情况，基于步骤E传输给引导装置的优化垂直轨迹是相关的预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异最小时的该优化垂直轨迹。

此外，有利的是：

- 当预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异为负的并且在绝对值上大于所述高度阈值时，飞机处于过能状态，并且基于步骤D建立的优化垂直轨迹趋向最大优化垂直轨迹。

- 当预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异为正的并且大于所述高度阈值时，飞机处于低能状态，并且基于步骤D建立的优化垂直轨迹趋向最小优化垂直轨迹。

基于步骤A，例如，确定飞机的以下参数的当前值：

- 同步时间；

- 飞机的空速；

- 飞机相对于给定点的地面距离，该给定点优选为跑道入口；

- 飞机的高度；

- 飞机的翼缝和襟翼的位置；

- 起落架的位置；

- 减速板的位置

- 机动推力的水平。

优选的，当预测稳定高度与设定稳定高度之间的差异在绝对值上大于所述高度阈值时触发声音和/或视觉警报。

此外，基于步骤D建立的优化垂直轨迹可以显示在飞机的驾驶舱中。

此外，在本发明的方法的优选实施例中，基于步骤E，通过驾驶员的主动动作触发来将优化垂直轨迹传输给飞机的引导装置。

此外，所述预定模型可以包括以下要素中的至少一些：

- 风模型；

- 效率模型；

- 致动器的动力特性的指示；

- 操作限制的指示。

此外，本发明涉及用于飞机的垂直轨迹的优化控制设备，其中该飞机沿预定的接近轨迹飞行，理论垂直轨迹与该预定的接近轨迹相关，从而提供由所述预定的接近轨迹上的设定接近速度和设定稳定高度限定的稳定的最后接近。

根据本发明，该设备包括：

- 用于确定飞机的参数的当前值的装置；

- 用于通过计算来根据飞机的参数中的至少一些的确定当前值、理论垂直轨迹和预定模型预测飞机在此处将达到所述接近速度的稳定高度的装置；

- 用于将预测稳定高度与设定稳定高度进行比较的装置；以及

- 用于当由比较装置确定的预测稳定高度和设定稳定高度之间的差异在绝对值上大于预定的高度阈值时，根据飞机的所述参数中的至少一些的确定当前值、辅助参数值和所述确定的预测稳定高度和设定稳定高度之间的差异，建立优化垂直轨迹的装置。

此外，该设备还可以包括用于当由比较装置确定的预测稳定高度和设定稳定高度之间的差异在绝对值上大于所述预定的高度阈值时，向飞机的驾驶舱中发出声音和/或视觉警报的装置。

此外，所述设备还可以包括显示装置，用于在显示屏上将与建立的优化垂直轨迹有关的信息呈现给驾驶员。

本发明还涉及包括前述类型的设备的飞机。

附图说明

附图的图将使得更好地理解本发明可以如何被实现。在该图中，相同的附图标记表示类似的部件。

图1是根据本发明的用于飞机的优化能量控制设备的架构图。

图2是图1的设备的预测装置的示意性代表图。

图3示出了由图1的设备建立的优化的垂直轨迹的实例。

具体实施方式

图1中，根据本发明的装置1表示用于飞机（在该图中未表示）的优化能量控制，其中飞机沿预定的接近轨迹飞行，理论垂直轨迹与预定的接近轨迹相关，从而提供稳定的最后接近。

如前面提及的以及图2中所示的那样，接近轨迹终止于稳定的最后接近，在此期间，飞机处于着陆布局中，飞机从设定稳定高度Zs出发以相对于地面G的预定倾角且以设定接近速度沿最后接近轴Ax运动，调整发动机速度和倾斜角处于稳定和预定状态。

在本说明书中，表述“垂直轨迹”意味着由通过点限定的飞机轨迹，所述通过点取决于地面距离X处在不同的高度Z处。

如图1中所示，根据本发明的设备1包括：

- 一套常见的信息源2（下面详述），从而能够确定飞机的飞行参数的当前值；

- 至少一个数据库3，其包括如本文下文中所详述的那样的模型；

- 交互装置4，特别是与显示器4B相关的键盘4A或者任何其他常见装置，用于允许驾驶员来将数据（例如引导目标（位置、速度以及期望的和作为目标的最后布局）输入到装置1中；

- 一个信息处理单元5，其通过链接物6-8分别连接到一套信息源2、数据库3以及交互装置4，并且其形成为以便：

. 预测飞机的过能状态或低能状态；以及

. 在检测到该过能状态或低能状态的情况下建立优化的垂直轨迹TO；

- 用于飞机的引导装置9，其执行垂直轨迹引导规则和侧向轨迹引导规则，从而将飞机分别保持在计划的垂直轨迹和侧向轨迹上。该引导装置9通过链接物10连接到处理单元5上，从而能够接收由处理单元5建立的优化垂直轨迹TO。从接收到的优化垂直轨迹TO出发，引导装置9能够发展出针对飞机的常见致动器A1，A2，…. An的控制命令，通过链接物11，12，…，13来致动相关的部件（发动机、翼缝、襟翼、起落架等），并且以这种方式提供建立的优化垂直轨迹TO。

- 用于在飞机的驾驶舱中发出声音和/或视觉警报的装置14，其通过链接物15连接到处理单元5上。当通过处理单元5已经检测到过能或低能状态时，装置14能够触发警报从而向驾驶员发出关于该状态的警告；

- 显示装置16，其通过链接物17连接到处理单元5上，并且其形成为将与本发明的实施有关的信息，并且特别是与由处理单元5建立的优化垂直轨迹TO有关的信息，在驾驶舱的显示屏18上呈现给飞机的驾驶员，从而使驾驶员有机会来了解与优化垂直轨迹TO有关的信息的特性；以及

- 数据输入装置19，其通过链接物20连接到处理单元5上。通过该数据输入装置，驾驶员能够将信息和/或控制命令直接传输给处理单元5，如下面详述的那样。

在本发明的范围内，所述该套信息源2例如可以包括：

- ADC（“大气数据计算机”）类型的大气数据计算器；和

- 至少一个IRS（“惯性参考系统”）类型的惯性参考系统；和

- FMS（“飞行控制系统”）类型的飞行控制系统。将注意到的是，引导装置9能够结合到FMS中。

因此，装置2适合通过链接物8向处理单元5传输：

- 以下参数的当前值：

◆ 时间（其与设备1同步）；

◆ 飞机的空速；

◆ 飞机相对于给定点的地面距离X，给定点优选为跑道入口；

◆ 飞机的高度；

◆ 翼缝和襟翼的位置（即，飞机的空气动力布局）；

◆ 起落架的位置；

◆ 减速板的位置；

◆ 机动推力水平；

- 由通过点限定的侧向轨迹，其与预定的接近轨迹相关；和

- 与预定的接近轨迹相关的理论垂直轨迹。

如前面所指出的那样，处理单元5还可以通过链接物6接收引导目标。

此外，数据库3可以通过链接物7向处理单元5提供不同种类的信息，特别是以下信息：

- 风模型。为了使预测精确，贯穿轨迹使用可能的风信息。出于该目的，有可能使用与飞机的飞行控制系统FMS相同的风模型。

- 致动器的动力特性。为了使预测精确，使用不同致动器的动力特性（特别是针对翼缝和襟翼以及针对起落架的打开时间）。

- 速度限制。为了确保设备1能够考虑该操作限制，提供最小和最大的操作速度；以及

- 效率模型。为了使预测可能，针对飞机使用不同的效率模型，优选地，针对其中起落架打开或未打开的各个空气动力布局的模型。

此外，如图1中所示，处理单元5包括：

- 装置21，其用于通过计算来预测稳定高度，飞机在该稳定高度处从通过链接物L1（将前面提及的链接物6，7，9组合在一起）接收的信息（特别是参数的当前值，理论垂直轨迹和预定模型）出发将达到设定接近速度。为此，装置21将进行沿飞机轨迹直到稳定点的针对多个连续段的逐步计算。各个段对应恒定空气动力布局阶段，其中起落架打开或者不打开，以及对应空气动力布局的临时阶段，或者其中打开起落架，其中在任何段的末尾处预测的参数值直接用作针对下一个段的初始参数。因此，通过从一个段到另一个段的计算的传输，出现了通过预测装置21实施的预测。因此，要考虑两个不同：

◆ 具有恒定的空气动力布局的段的情况；以及

◆ 针对临时的空气动力布局的段的情况。

由于基于接近阶段，驾驶员必须要控制不同的空气动力布局，即，翼缝和襟翼以及起落架的位置，因此在预测中采用的假设是，该不同的空气动力布局以及位置都是根据标准程序来打开（即，取决于标准特性速度）。但是，可以设想的是，那些特性速度不同于标准特性速度；

- 装置22，其用于将通过链接物23接收的来自预测装置21的预测稳定高度与设定稳定高度Zs比较。比较装置22适合计算预测稳定高度和设定稳定高度Zs之间的差异，并且适合将该差异的绝对值与预定的高度阈值比较。然后可能出现以下三种情况：

● 计算出的差异小于高度阈值，飞机处于正常的能量状态；

● 计算出的差异是负的，并且计算出的差异在绝对值上大于所述高度阈值，飞机处于过能状态；

● 计算出的差异是正的，且大于所述高度阈值，飞机处于低能状态。

在通过装置22检测到过能状态或低能状态的情况下，通过装置22能够发出信号，该信号包括与检测有关的信息，并且能够通过发射装置14（链接物15）接收该信号，发射装置14对应地触发发出警报以向驾驶员发出关于该能量状态的警告；和

- 装置24，其用于建立优化垂直轨迹TO，其通过链接物L2，20，25（将前面提及的链接物6，7，8组合在一起）分别连接到装置2，3和4 、数据输入装置19以及比较装置22上。

如图2中所示，针对稳定高度的预测装置21包括：

- 一个部件E1，其进行预测：

● 在具有恒定空气动力布局的段的情况下，在最后时间的情况下，其中飞机将从通过链接物L1接收的初始空速、最后空速和初始时间出发达到最后空速；

● 或者在针对飞机的临时的空气动力布局的段的情况下，在所述段上的最后空速的情况下，一样能从链接物L1接收的从所述段的初始空速和时间差异出发获知段的时间（布局的打开时间）。

因此，部件E1能够在输出端口处通过链接物L3传输最后时间的预测或在所考虑的段上的最后空速的预测；

- 一个部件E2，其执行在所考虑的段的末尾处的地面距离的预测，其借助了初始空速和最后空速、所考虑的段的最后时间和初始时间之间的时间差异以及所考虑的段的初始地面距离（通过链接物L1和L3接收）的帮助。部件E2适合在输出端口通过链接物L4传输与所考虑的段相关的最后地面距离；和

- 一个部件E3，其通过考虑表从所述最后地面距离（通过链接物L4接收）出发来执行对所考虑的段上的最后高度的预测。该表代表了计划要飞行的垂直轨迹。该计划的轨迹通常是简单的，并且可以由一系列连续的段来限定。然后，可能的是，通过来自所述表的通过点（或插入点）来代表这些轨迹。所有插入的这些点允许轨迹的整体特性来被表示出来。然后，可能的是，从地面标示中的一个点（最后预测的地面距离）出发来计算与所述地面标示中的所述点相关的最后高度。在其中垂直轨迹被认为要进行修正的情况下，该表可以演变。

如图3中所示，为了与空中管制一致，每个由装置24建立的优化垂直轨迹TO被包括在以下两个极端的垂直轨迹TOmin 和TOmax之间：

- 最小优化垂直轨迹TOmin，包括：

● 倾斜段S1，其从飞机在接近轨迹上的当前点{Xa， Z a}出发延伸到最后接近轴Ax的最小截止高度Zmin。Zmin可以由驾驶员通过交互装置4设定。

● 水平段S2，其沿所述最小截止高度Zmin延伸直到最小截止点{Xmin，Zmin}; 和

● 倾斜段S3，其位于最后接近轴Ax上，从最小截止点{Xmin，Zmin}延伸到稳定点{Xs，Zs}， Zs是设定稳定高度。

- 最大优化垂直轨迹TOmax，包括：

● 水平段S4，其从飞机的当前点{Xa， Z a}出发在恒定高度Za处延伸到最后接近轴A x的截止点{Xi，Zi};和

● 倾斜段S5，其位于最后接近轴Ax上，从截止点{Xi，Zi}出发延伸到稳定点{Xs，Zs}。

替换地，该最小优化垂直轨迹可以通过最大下降斜率或最大垂直下降速度来限定，并且该最大优化垂直轨迹可通过最小下降斜率或最小垂直下降速度来限定。

装置24用来建立优化垂直轨迹TO的逻辑依赖于以下考虑：

- 在检测到过能状态的情况下，装置24将优选考虑从飞机的当前位置{Xa，Za}出发的水平线来构建优化垂直轨迹TO。实际上，飞机的效率可以解读为根据总斜率的能力。总斜率γ_T ^A/C由两个参数来限定，即，飞机在轨迹上的加速度(V是飞机的速度)和轨迹的斜率γ，总斜率如由以下公式所示的那样：

γ_T ^A/C= +γ

其中g是地球的重力加速度。因此，在其中飞机在恒定高度处飞行的情况下（即，飞机在水平飞行），斜率是0（γ=0），使得飞机的总效率用加速度的比率来使用。由于在接近阶段中总斜率是负的（发动机处于怠速），飞机将会以其最大的能力进行减速。通过快速减速，飞机将快速地减小其速度，这允许能量在第一时间内来被耗散。此外，随着飞机快速地达到小速度（并且因而达到特性布局修正速度），将能够更快地控制翼缝、襟翼和起落架的不同布局从而更大地降低飞机效率。因此，由于垂直轨迹修正导致的这两个效果将允许飞机来恢复到有利于稳定的能量状态；和

- 在检测到低能状态的情况下，装置24将优选考虑从飞机的当前位置{Xa， Z a}出发的斜率构建优化垂直轨迹TO。实际上，斜率越陡，而加速度比率越小，且因此对飞机的减速越小。在第一种极端的情况下，针对此种情况，轨迹的斜率等于总斜率。飞机以恒定速度飞行。在第二种极端的情况下，针对此种情况，斜率（负的）小于总斜率（也是负的），然后，加速度比率变为正的，而飞机速度增加。因此，在低能状态的情况下，通过优选考虑斜率修正垂直轨迹将允许飞机来减速得更小，且因而来限制飞机效率的下降。由于垂直轨迹的修正导致的那些效果将允许飞机来恢复到有利于稳定的能量状态。换而言之，通过得益于斜率来避免任何过快的减速，就是避免了过快地改变翼缝、襟翼和起落架的布局，从而能够避免来过快地达到总的大斜率且因此避免过快地减速。这允许在低能的状态的情况下使得能量耗散最小化。

在本发明的优选实施例中，装置24可以由驾驶员例如通过在激活/不激活按钮26上的主动动作来激活，按钮26属于数据输入装置19。如果不通过驾驶员激活装置24，则不会建立优化垂直轨迹TO。显然，替换地，该激活/不激活可以是可选的。

当它们接收到（链接物25）信号时，该信号包括由比较装置22提供的与检测到过能或低能状态有关的信息，装置24-在事先由驾驶员激活后-适合从来自装置2，3，4和22的信息出发来建立优化垂直轨迹TO。然后，它们将与建立的优化垂直轨迹TO有关的信息传输给预测装置21（链接物27）。

当预测装置21接收到与优化垂直轨迹TO有关的信息时，它们计算稳定高度-其与该优化垂直轨迹TO相关，飞机将在该稳定高度处达到设定接近速度。

然后将这样预测的稳定高度传输给比较装置22（链接物23），比较装置22适合将其与设定稳定高度Zs进行比较。

当预测的稳定高度和设定稳定高度Zs之间的差异在绝对值上小于高度阈值时，与建立的优化垂直轨迹TO有关的信息将通过链接物17发送给显示装置16，该显示装置适合显示建立的优化垂直轨迹TO以便进行核准。然后驾驶员可以：

- 通过致动针对数据输入装置19的核准按钮28来核准显示在装置16上的优化垂直轨迹TO。在该情况下，建立的优化垂直轨迹TO通过链接物10传输给引导装置9；

- 或者否决显示在装置16上的优化垂直轨迹。该否决通过例如不在数据输入装置19上进行动作而获得。在该最后的情况下，优化垂直轨迹TO将不会传输给引导装置9。

当预测稳定高度和设定稳定高度Zs之间的差异在绝对值上大于高度阈值时，通过装置24建立新的优化垂直轨迹。然后，与建立的该新的优化垂直轨迹TO有关的信息将传输给预测装置21，预测装置再次计算相关的稳定高度，飞机将在该稳定高度达到设定接近速度。然后，这样预测的稳定高度将被传输给比较装置22（链接物23），比较装置22适合将其与设定稳定高度Zs进行比较。

当预测稳定高度和设定稳定高度Zs之间的差异在绝对值上小于高度阈值时，与建立的优化垂直轨迹有关的信息通过链接物17发送给显示装置16，该显示装置适合显示建立的优化垂直轨迹TO以便进行核准。

当预测稳定高度和设定稳定高度Zs之间的差异在绝对值上大于高度阈值时，针对建立优化垂直轨迹的前述操作（预测和比较）进行连续迭代，只要相关的预测稳定高度与设定稳定高度Zs之间的差异在绝对值上保持大于所述高度阈值。

下文中可以以详细的方式通过装置24进行优化垂直轨迹TO的确定。

优化垂直轨迹TO，从飞机的当前点{Xa， Za}出发，在截止点{Xmin，Zmin}与最后接近轴Ax交汇，Zmin是最小截止高度。

此外，优化垂直轨迹TO包括两个段，即：

- 第一段，其从飞机的当前位置{Xa，Za}出发延伸直到转折点{Xc，Zc};和

- 第二段，其从转折点{Xc，Zc}出发延伸直到最后接近轴上的截止点{Xmin，Zmin}。

然后，转折点限定了优化垂直轨迹的该两个段之间的分隔点。因此，实质上通过该转折点{Xc，Zc}完成优化垂直轨迹的结构。

如图3中所示，基于前面提及的连续迭代，转折点{Xc，Zc}可以演变出两个参考段Sref1和Sref2，其中:

- 第一参考段Sref1 是在最小截止高度Zmin处限定的水平段。其对应最小优化垂直轨迹TOmin的S2段；和

- 第二参考段Sref2 是倾斜段，该倾斜段属于最后接近轴Ax并且在截止点{Xi，Zi}和最小截止点{Xmin，Zmin}之间延伸。

基于连续迭代，通过装置24修正转折点{Xc，Zc}从而建立起新的优化垂直轨迹。要考虑两种不同的情况：

- 第一种情况（低能的情况）：从前一个迭代处（称为k）给定的转折点出发，当由装置22确定的预测稳定高度和设定稳定高度（Zs）之间的差异是负的，且该差异在绝对值上大于所述高度阈值时，飞机处于过能状态，使得装置24根据箭头Ｆ1的方向（图3）通过下一次的迭代（称为k+1）修正转折点的坐标。在该第一种情况下，首先，当所述转折点位于水平段Sref1上时，出现通过给定的地面距离增量X以从最小截止点{Xmin，Zmin}接近来修正转折点{Xc，Zc}的坐标，然后，当所述转折点在倾斜段Sref2上前往最小截止点{Xmin，Zmin}时，通过给定的高度增量来修正调整转折点{Xc，Zc}的坐标。

- 第二种情况（过能的情况）：从由前一个迭代k处给定的转折点出发，当预测稳定高度和设定稳定高度Zs之间的差异是正的且大于所述高度阈值时，飞机处于低能状态，使得装置24根据沿箭头Ｆ2的方向（图3）通过下一次的迭代k+1修正转折点的坐标。在该第二种情况下，当所述点在倾斜段Sref2时，出现通过一直到最小截止点{Xmin，Zmin}的给定的高度增量来修正转折点{Xc，Zc}的坐标，然后当所述点位于水平段Sref1上时，通过给定的远离最小截止点{Xmin，Zmin}的地面距离增量来修正转折点{Xc，Zc}的坐标。

因此，可以从连续迭代的实施推演出以下两种不同情况：

- 第一种情况：预测装置预测到使飞机稳定处于设定稳定高度Zs，使得终止迭代。最后建立的优化垂直轨迹就是所谓的优化垂直轨迹，并且在通过驾驶员核准后，最后建立的优化垂直轨迹将被传输至引导装置9；

- 第二种情况：由于基于最后迭代建立的优化垂直轨迹TO定位在极端垂直轨迹TOmin或者TOmax中的其中一个上，不再可能建立新的优化垂直轨迹。然后，针对该情况，在通过驾驶员核准后，传输给引导装置9的优化垂直轨迹是使得相关的预测稳定高度和设定稳定高度Zs之间的差异最小化的该优化垂直轨迹。

所以，本发明允许贯穿计划的接近轨迹实时预测飞机的能量状态，并且提出了能够在接近中稳定飞行的新的优化垂直轨迹TO。

换而言之，得益于本发明，执行接近阶段的垂直轨迹的调整从而改进能量控制，并且因而能够以这样的方式满足接近中的能量。

Claims

1.一种用于飞机的垂直轨迹的优化控制方法，其中所述飞机沿预定的接近轨迹飞行，理论垂直轨迹与所述预定的接近轨迹相关，从而提供由所述预定的接近轨迹上的设定接近速度和设定稳定高度（Zs）限定的稳定的最后接近，其特征在于，在飞机沿所述预定的接近轨迹的飞行期间，自动地连续执行以下步骤，所述步骤是：

A：确定飞机的参数的当前值；

B：通过计算来根据所述飞机的参数中的至少一些的确定当前值、理论垂直轨迹和预定模型预测飞机在此处将达到所述接近速度的稳定高度；

C：将预测稳定高度和设定稳定高度（Zs）进行比较；

D：当预测稳定高度和设定稳定高度（Zs）之间的差异在绝对值上大于预定的高度阈值时，根据所述飞机的参数中的至少一些的确定当前值、辅助参数值和基于步骤C确定的预测稳定高度与设定稳定高度（Zs）之间的差异，提供优化垂直轨迹（TO）；

E：将所述优化垂直轨迹（TO）传输给在飞机上嵌入的引导装置（9）。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，只要预测稳定高度与设定稳定高度（Zs）之间的差异在绝对值上大于所述高度阈值，则对步骤A，B，C以及D 进行迭代，基于步骤B理论垂直轨迹被基于前一次迭代建立的优化垂直轨迹（TO）取代。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于步骤D，使用以下辅助参数的当前值：

-最后接近轴（Ax）的截止点；

-基于步骤D的前一次迭代确定的优化垂直轨迹（TO）的转折点。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的方法，其特征在于，所述优化垂直轨迹（TO）被包括在以下两个极端垂直轨迹之间：

- 最小优化垂直轨迹（TOmin），其优选地包括：

倾斜段（S1），其从飞机在接近轨迹上的当前点{Xa，Z a}出发延伸直到与所述接近轨迹相关的最后接近轴（Ax）的最小截止高度（Zmin）；

水平段（S2），其沿所述最小截止高度（Zmin）延伸直到最小截止点{Xmin，Zmin}; 和

倾斜段（S3），其位于最后接近轴的(Ax)上，从最小截止点({Xmin，Zmin})延伸直到稳定点({Xs，Zs})，

-最大优化垂直轨迹（TOmax），其优选地包括：

水平段（S4），其从飞机的当前点（{Xa，Z a}）出发，在恒定高度（Z a）延伸直到最后接近轴（A x）的截止点（{Xi，Zi}）;和

倾斜段（S5），其位于最后接近轴（Ax）上，从所述截止点（{Xi，Zi}）出发延伸直到稳定点（{Xs，Zs}）。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，当基于步骤D的最后迭代建立的优化垂直轨迹（TO）属于所述极端垂直轨迹（TOmin，TOmax）的其中一个轨迹时，针对该情况，基于步骤E传输给引导装置（9）的优化垂直轨迹（TO）是使得相关的预测稳定高度与设定稳定高度（Zs）之间的差异最小化的该优化垂直轨迹（TO）。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，当预测稳定高度与设定稳定高度（Zs）之间的差异为负的并且在绝对值上大于所述高度阈值时，飞机处于过能状态，并且基于步骤D建立的优化垂直轨迹（TO）趋向最大优化垂直轨迹（TOmax）。

7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，当预测稳定高度与设定稳定高度（Zs）之间的差异为正的并且大于所述高度阈值时，飞机处于低能状态，并且基于步骤D建立的优化垂直轨迹（TO）趋向最小优化垂直轨迹（TOmin）。

8.根据权利要求1-3中任一项所述的方法，其特征在于，基于步骤A，确定飞机的以下参数的当前值：

- 同步时间；

- 飞机的空速；

-飞机相对于给定点的地面距离（X），该给定点优选为跑道入口；

-飞机的高度（Za）；

-飞机的翼缝和襟翼的位置；

-起落架的位置；

-减速板的位置；

-机动推力的水平。

9.根据权利要求1-3中任一项所述的方法，其特征在于，当预测稳定高度与设定稳定高度（Zs）之间的差异在绝对值上大于所述高度阈值时将触发声音和/或视觉警报。

10.根据权利要求1-3中任一项所述的方法，其特征在于，基于步骤E，通过驾驶员的主动动作来触发来将优化垂直轨迹（TO）传输给飞机的引导装置（9）。

11.根据权利要求1-3中任一项所述的方法，其特征在于，所述预定模型包括以下要素中的至少一些：

- 风模型；

- 效率模型；

- 致动器的动力特性的指示；

- 操作限制的指示。

12.一种用于飞机的垂直轨迹的优化控制设备，其中所述飞机沿预定的接近轨迹飞行，理论垂直轨迹与所述预定的接近轨迹相关，从而提供由所述预定的接近轨迹上的设定接近速度和设定稳定高度（Zs）限定的稳定的最后接近，其特征在于，其包括：

-用于确定飞机的参数的当前值的装置（2）；

-用于通过计算来根据所述飞机的参数中的至少一些的确定当前值、理论垂直轨迹和预定模型预测飞机在此处将达到所述接近速度的稳定高度的装置（21）；

-用于将预测稳定高度和设定稳定高度（Zs）进行比较的装置（22）；和

-当预测稳定高度和设定稳定高度（Zs）之间的由比较装置（22）确定的差异在绝对值上大于预定的高度阈值时，用于根据所述飞机的参数中的至少一些的确定当前值、辅助参数值和所述确定的差异来建立优化垂直轨迹（TO）的装置（24）。

13.根据前述权利要求所述的设备，其特征在于，其包括用于当由比较装置（22）确定的预测稳定高度和设定稳定高度（Zs）之间的差异在绝对值上大于所述预定的高度阈值时，向飞机的驾驶舱中发出声音和/或视觉警报的装置（14）。

14.根据权利要求12或13中任一项所述的设备，其特征在于，其包括显示装置(16)，其用于在显示屏（18）上将与建立的优化垂直轨迹（ＴＯ）有关的信息呈现给驾驶员。

15.一种飞机，其特征在于，其包括如权利要求12-14中任一项中所述的设备（1）。