CN103782248A - 持续定位器捕捉 - Google Patents

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Abstract

仪表着陆系统（“ILS”）定位器捕捉历史上基于定位器偏差和偏差率的错误估计而倾向于性能衰退。ILS波束的角特性和波束相对狭窄的被信任的线性航线指导区段是许多这样问题的主因。非常希望当被自动驾驶仪和/或飞行指挥仪系统使用时，将角指导数据转换为线性形式，所述线性形式允许关于到跑道入口的距离的更持续的稳定性和性能。本文中公开的系统和方法用于将定位器角数据准确地转换为定位器线性数据，因此允许提高的定位器捕捉性能和稳定性。

Description

持续定位器捕捉
背景技术
仪表着陆系统（“ILS”）是支持对飞机接近跑道和在跑道上着陆的高精度指导的系统。ILS典型地包括在地面上的发射器和天线阵列，在飞机上的接收器和天线，以及在飞机上对飞行乘务员的显示。自动驾驶仪和/或飞行指挥仪也可以在飞机上被使用。
ILS的提供横向指导的部分被称为定位器。通过下滑部分提供垂直指导。定位器和下滑部分以被称为ILS角偏差的角误差的形式向飞机提供其与期望的接近路径分离的指示。
准备执行着陆接近的飞机一定飞行于与定位器相交的飞行路径。由于飞机靠近期望的接近路径（即，定位器的零位），飞机执行一次转动以捕捉所述零位。这个转动典型地被执行以响应于遵循显示器上的原始偏差由飞行员提供的操控输入，响应于遵循从飞行指挥仪系统接收的指导由飞行员提供的操控输入，或响应于遵循由ILS提供的指导由自动驾驶仪系统提供的操控输入。在成功的捕捉飞行动作以后，飞机的飞行路径将与跑道中心线处于一条直线。理想地，飞机将执行单个转动以捕捉定位器零位，并且在完成它的转动之前将不飞行通过零位（过冲）。当试图在距ILS定位器发射器的不同距离处执行持续的定位器捕捉时，ILS偏差的固有的角特性提出了挑战。
在装备有飞行指挥仪和/或自动驾驶仪系统的飞机上，将ILS角偏差转换为ILS线性偏差是有益的，以便无论距ILS定位器发射器的距离如何，持续的定位器捕捉指导都可以被提供。在一些飞机上，用于将ILS角偏差转换为ILS线性偏差的距离估计易于出现误差。通常使用无线电高度和下滑误差构成距离估计。地形影响、变化的跑道长度、不正常的下滑角度或试图在接收到有效无线电高度和/或下滑偏差之前进行的定位器捕捉均可导致不精准的距离估计。这种不精准的距离估计可能进而将不精准的定位器偏差和偏差率数据提供到定位器控制规则，并且导致衰退的定位器捕捉性能，该衰退的定位器捕捉性能的特征在于在捕捉飞行动作期间连同附加的过冲的不期望的横滚和/或偏航高度轮廓/剖面（profile）。
此外，被用于将ILS角偏差转换为ILS线性偏差的误差转换因子表明其自身为控制规则中的定位器偏差反馈循环上的增益。这个已知的不准确的来源要求定位器偏差反馈循环中的减少的控制规则增益，以及牺牲有利于鲁棒的性能。这个已知的误差来源也促使花费额外的时间和努力来设计和测试控制规则，这是因为设计者必须显示出控制规则对一系列广泛的目的地设施属性和接近几何形状的鲁棒性。
在实践中，大定位器过冲是普遍的。这主要是由于以下事实：可靠提供飞机位移的准确指示的定位器波束的部分是相对狭窄的。这个被称为航线指导区段的部分可以仅是关于定位器零位的大约+/-2度的弧形。如果飞机直到遇到这个区段才开始其转动，则飞机可能具有比完成其转动所要求的更小的物理距离，以避免过冲。
如果飞机以大相交角、高地面速度与定位器相交，或飞机接近飞机场（其中恒定的角波束宽度对应于较小的物理距离），则过冲的倾向剧增。当前的飞机系统不开始定位器捕捉飞行动作直到达到定位器波束的线性部分（即航线指导区段），并且因此倾向于大的过冲。
本发明在本文中提供了关于这些和其他的考虑。
发明内容
本文说明了持续的ILS定位器捕捉的概念和技术。根据本文中公开的概念和技术，用于准确地将定位器角度数据转换为定位器线性数据的方法被提供，以便定位器偏差和偏差率能够以大于当前方法的准确度被估计。
根据一个方面，用于在朝向跑道的最终接近期间指导飞机的方法包括：接收飞机的地理位置，跑道的跑道入口的地理位置，跑道的跑道长度以及跑道的跑道方位角。所述方法进一步包括利用飞机的地理位置和跑道入口的地理位置来计算从飞机到跑道入口的距离以及到跑道入口的方位。所述方法进一步包括利用跑道的跑道方位角把从飞机到跑道入口的距离投影为沿跑道分量和跨跑道分量，并且通过把跑道长度添加到从飞机到跑道入口的距离的投影的沿跑道分量中而计算从飞机到定位器发射器的距离。所述方法仍进一步包括部分地利用从飞机到定位器发射器的距离而将定位器角偏差转换为定位器线性偏差。
应该意识到，上述主题可以被实施为计算机控制的设备、计算机处理、计算系统或作为制造的物品，例如计算机可读存储介质。特别的，上述主题可以实施在航空电子系统的一个或多个组件中。这些和各种其他的特点将通过阅读以下具体实施方式和浏览相关联的附图而变得显然。
本发明内容被提供以便以简化形式在下面的具体实施方式中进一步描述选择的概念。本发明内容不意图确定要求保护的主题的关键特征或必要特征，本发明内容也不意图用于限制要求保护的主题的范围。此外，要求保护的主题不限于解决在本发明的任何部分中指出的任何或所有缺点的实施方式。
附图说明
图1是说明根据示例性实施例的用于估计在沿跑道的轴线中的从飞机到定位器发射器的距离的示例性方法的俯视图的图示，所述沿跑道的轴线被用于仪表着陆系统（“ILS”）定位器捕捉飞行动作中。
图2是说明根据示例性实施例的其中可以实施用于执行定位器捕捉的方法的航空电子系统的框图。
图3是说明了根据示例性实施例的用于估计在沿跑道的轴线中的从飞机到定位器发射器的距离的方法的各个方面的流程图，所述沿跑道的轴线被用于ILS定位器捕捉飞行动作中。
具体实施方式
下列详细的描述针对持续的定位器捕捉的概念和技术。根据本文描述的概念和技术，可机载地应用于飞机上的关于飞机当前位置（例如，纬度和经度）和目的地跑道的位置（例如，纬度和经度）的信息被用以确定更准确的距离测量，此距离测量用于从固有的角偏差到线性偏差的仪表着陆系统（“ILS”）偏差的转换，因此增强了定位器捕捉性能和稳定性。在描述附图之前，当前的ILS的一些重要细节将被描述以帮助辨别在文中展示的用于持续定位器捕捉的新颖的概念和技术。
如上所述，ILS指导是固有地成角度的并且仅被提供在被称为航线指导区段的狭窄区域，在该区域中，由飞机接收的角度偏置正确地报告飞机距目的地跑道的中线的距离。所述目的地跑道的中线也被称为ILS定位器零位。所述狭窄航线指导区段限制定时，在此定时期间，飞机可以起动或捕捉ILS定位器。
如果跑道中线被投影出定位器捕捉的预期点，并且如果飞机正在以特定的地面速度和特定的拦截角度朝向飞机试图捕捉的最终接近航线接近，则存在物理点，在该物理点处，飞机需要起动转动以便积聚到特定的倾斜角（例如，30度）并且执行跑道中线（即ILS定位器零位）的一个转动捕捉以获得没有过冲的最终的接近航线。给定上述要求，存在距ILS定位器零位的特定距离，在该距离处，飞机需要被定位以便起动恰当的转动，从而有效（即，没有过冲）捕捉ILS定位器零位。
对于一系列广泛的定位器捕捉，航线指导区段不足够宽以允许飞机足够早地起动定位器捕捉以便在一个转动中捕捉定位器零位。典型地，航线指导区段的狭窄属性限制飞机执行一个转动捕捉并且导致在试图捕捉期间跑道中线的过冲。这方面被美国专利No.7941251（“‘251专利”）关注，其整体作为参考合并于此。
在‘251专利里，飞行管理计算机数据被用于指示自动驾驶仪何时起动转动，即使飞机不位于航线指导区段内。这个开始在正确方向上的转动的指示不基于ILS指导，但是基于最终的接近航线偏差数据并且使用自动驾驶仪中的控制规则，该自动驾驶仪在恰当的方向上转动飞机，直到飞机拦截并且进入航线指导区段，在该点处，ILS指导数据被用于完成捕捉。
在对于定位器捕捉的一些现有方案中，飞机的自动驾驶仪接收具有与定位器零位的分离角度的形式的定位器偏差。这种角度偏差通过使用到定位器发射器的估计的距离而被转换为线性偏差。用于自动驾驶仪和飞行指挥仪的控制算法和定位器模式接合逻辑都使用这种计算的线性偏差。
定位器偏差到线性距离的转换当前以2个阶段执行。第一阶段包括从调制的深度差（“DDM”）到度（或弧度）的转换。国际民用航空组织（“ICAO”）规定ILS定位器波束灵敏度在跑道入口处应该是0.00044DDM/ft。基于这个规定，一些飞机（例如，波音宽体飞机）当前假定标准跑道长度并且因此可以应用恒定的转换因子以将DDM的偏差转换为度（或弧度）的偏差。这种转换可以在实际跑道长度不匹配用于以恒定转换达到的假定的跑道长度的任何设施中具有误差。
定位器偏差转换的第二阶段包括使用无线电高度和下滑偏差数据而从度（或弧度）到英尺（或一些其他的距离的线性单位）的转换，例如被用在波音宽体飞机上。这种对定位器捕捉的接近依赖于一些关键的假设：
1）飞机当前位置处的地形与目的地跑道处于相同的高度。
2）下滑发射器是超过跑道入口的假设的距离。
3）定位器发射器是超过跑道入口的假设的距离。
4）下滑波束零位是3度。
5）有效且准确的无线电测高计和下滑偏差数据在定位器捕捉时可用。
如果在定位器捕捉期间未满足任何前述假设，则被提供到控制规则的定位器偏差和偏差率将具有误差。在绝大多数时间里这些假设中的至少一个不被满足。因此，用于捕捉和跟踪定位器零位的捕捉逻辑和控制规则算法必须是鲁棒的以解决位置偏差和偏差率中的显著误差。
在其他现有的方案中，飞机的自动驾驶仪直接使用未转换为线性的ILS角偏差。这些设计具有它们自身的性能问题，其超出了本发明在此的范围。
本文中提供的对于持续定位器捕捉的概念和技术还帮助减轻上述问题，并且更基础地，一旦飞机已经进入了航线指导区段就帮助ILS定位器的跟踪和捕捉。基于缺少将固有的ILS角偏差转换为ILS线性偏差的准确的方法，ILS定位器的跟踪和捕捉在历史上是不良的。此外，即使当飞机处于航线指导区段中并且ILS角偏差是准确的时，有益的是将ILS角偏差转换为ILS线性偏差，从而提供与飞机距目的地跑道入口的距离分离的持续的捕捉性能。
在下面详细的描述中，参考构成说明书一部分的附图，并且附图以说明具体实施例或示例的方式被显示。现在参考附图，其中相同的数字贯穿若干附图表示相同的元件，将呈现用于持续的ILS定位器捕捉的计算系统、计算机可读存储介质和计算机实施的方法的各方面。
现在转到图1，将说明俯视图100，其说明了根据示例性实施例的用于估计飞机102到位于目的地跑道106处用于ILS定位器捕捉飞行动作的ILS定位器发射器104的距离的方法。在一些实施例中，ILS定位器发射器104是ILS的定位器部分的地面组分的一部分，所述地面组分包括一个或多个发射器和用于将指导信号发射到飞机102的一个或多个天线阵列（没有显示）。ILS定位器发射器104产生航线指导区段，此航线指导区段包括从ILS定位器发射器104沿着目的地跑道106的中线延伸并且超越所述中线的ILS定位器零位108。航线指导区段提供小的信任区域，其中由飞机102接收的角偏差正确地报告飞机102距目的地跑道106的中线的距离。
典型地，航线指导区段可以直观地作为由从ILS定位器发射器104产生的弧定义的并且被从其延伸的ILS定位器边界包围的区域。为了方便说明并且不使公开的方法的各个方面混淆，未示出ILS航线指导区段和ILS定位器边界。说明的方法关注在捕捉飞行动作在航线指导区段内执行期间跟踪以及捕捉ILS定位器零位108。然而，需要被理解的是，说明的方法的多个方面可以在给定情况下在航线指导区段之外起动的捕捉飞行动作期间被应用于跟踪和捕捉ILS定位器零位108。
俯视图100也说明了到跑道入口112的距离110，该距离100使用飞机102的飞行管理功能块（“FMF”）的算法而被计算，如将在下面被详细描述的。这个计算基于飞机102的地理位置（例如，根据纬度和经度）以及通过飞机102的导航系统获得的跑道入口112的地理位置（例如，根据纬度和经度），同样将在下面更详细地描述。利用FMF的算法还计算了到跑道入口112的方位（bearing）114。
在一些实施例中，为了计算从飞机102到ILS定位器发射器104的距离116，需要跑道长度（没有显示）以及跑道方位角118。在一些实施例中，实际跑道长度和跑道方位角118也从飞机102的导航系统获得。如果跑道106的跑道长度不可获得，则在一些实施例中，标准跑道长度或估计的跑道长度可以被使用。在一些实施例中，跑道方位角118也可以被估计。跑道方位角118和/或跑道长度的估计可以导致从飞机102到ILS定位器发射器104的距离116的准确度的降低，但是在一些情况下，可能是有益的或比使用现有方法确定的估计值更准确。
使用到跑道入口112的距离110、到跑道入口112的方位114、跑道方位角118以及跑道长度，根据以下公式计算从飞机102到ILS定位器发射器104的距离116：
dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+rwy_len.
在上面的公式中，dist_to_loc是距离116，dist_to_rwy_thd是距离110，brg_to_thd是方位114，rwy_azmth是跑道方位角118，而rwy_len是跑道长度。此外，在上面的公式中，距离110与方位114和跑道方位角118之间的差的余弦的乘积提供了距离110在沿跑道轴线中的沿跑道距离分量120。
在一些实施例中，计算距离110的跨跑道距离分量122。此外，在一些实施例中，跨跑道距离分量122被用作触发器，根据在'251专利中公开的实施例，用于起动航线指导区段之外的捕捉飞行动作。
用于计算沿跑道轴线的从飞机102到ILS定位器发射器104的距离116的上述方法产生了一种准确的距离估计，其不依赖于当前使用的并且通常导致从飞机到ILS定位器发射器的距离估计的严重误差的任何前述假设。此外，虽然本方法增加了具有在目的地跑道106的远端和ILS定位器发射器104的实际位置之间的未知距离的形式的误差的机会，但与由依赖于计算这种距离的上述假设而引入的误差相比，这种误差是可以忽略的。
在一些实施例中，通过在飞机102的导航数据库中存储ILS定位器发射器104的地理位置，消除了具有在目的地跑道106的远端和ILS定位器发射器104的实际位置之间的未知距离的形式的上述误差。在这些实施例中，消除了对于跑道长度值的需要以及对关于在目的地跑道106的端部和ILS定位器发射器104之间的距离的假设的需要。此外，在这些实施例中，通过使用跑道入口112和定位器发射器104的相应地理位置而计算从跑道入口112到定位器发射器104的距离。从跑道入口112到定位器发射器104的距离之后替换上面公式中的rwy_len，如下面修正的公式所示：
dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+
dist_from_rwy_thd_to_loc.
在一些实施例中，本方法用于与ILS下滑结合的前航线ILS定位器接近，或用于ILS后航线（“BCRS”）接近。然而，当前的方法在没有下滑或滑动路径基准可用时能够表现得特别恶劣，例如这通常是对于BCRS接近的情况。
通过使用根据上面所述方法计算的从飞机102到ILS定位器发射器104的距离116，可以进行ILS角偏差到ILS线性偏差的准确转换。这使得能够对现有定位器捕捉逻辑和控制规则进行修正以减轻困扰现今ILS定位器捕捉的性能问题。
在一些实施例中，飞机102是商用客机，包括例如来自伊利诺伊州芝加哥的波音公司的商业可获得的737、747、757、767、777、787模型。本文中公开的概念和技术也可以被应用在其他飞机的制造和/或组装，其他飞机包括但不限于：其他的商用飞机、民用飞机、军用飞机、客机、货机、固定翼飞机、旋翼飞机、固定翼与旋翼混合的飞机、无人驾驶飞机以及有人驾驶飞机。
现在转到图2，将描述系统图示，该系统图示说明了飞机的示例性航空电子系统200，其中可执行根据示例性实施例的用于估计从飞机到位于目的地跑道处用于ILS捕捉飞行动作的ILS定位器发射器的距离的方法。为了帮助实现下列描述，航空电子系统200进一步参考图1来描述。特别的，航空电子系统200被描述为包括在执行朝向目的地跑道106的着陆接近的飞机102中。
航空电子系统200包括：ILS传感器202；包括偏差计算器206的自动驾驶仪204；包括位置组件（“LC”）210、飞行管理功能（“FMF”）212和导航数据库214的导航系统208；飞行指挥仪216；播音器218；以及捕捉飞行动作计算机220。在一些实施例中，用于执行定位器捕捉飞行动作的方法可以被实施在捕捉飞行动作计算机220中。
ILS传感器202被配置为通过一个或多个接收器接收来自一个或多个ILS定位器发射器（例如ILS定位器发射器104）的指导信号。对于飞机102的每次着陆接近，ILS传感器202处理接收的指导信号并且获取飞机102从ILS定位器零位108（图1）的一个或多个分离角度。
自动驾驶仪204被配置为接收飞机102的飞行员想要捕捉的ILS定位器零位，并且配置为在不进行进一步人为干预的情况下捕捉该ILS定位器零位。在一些实施例中，自动驾驶仪204被配置为使用上述公式来计算到ILS定位器发射器104的距离116。在一些实施例中，自动驾驶仪204被配置为在飞机102朝向目的地跑道106的着陆接近期间接收ILS角偏差。在一些实施例中，通过部分地使用由自动驾驶仪204根据上面的公式计算出的ILS定位器发射器104的距离116，偏差计算器206将ILS角偏差转换为ILS线性偏差。
在一些实施例中，偏差计算器206被实施为实现在可由自动驾驶仪204执行的计算机可执行指令内的一个或多个软件算法。在其他的实施例中，偏差计算器206以类似的方式被实施在能够接收、处理以及储存数据的一个或多个其他的航空电子组件中。
在根据上面描述的各种实施例的各种组合中，导航系统208被用以提供飞行期间飞机102的地理位置（例如，纬度和经度）、跑道入口112的地理位置、跑道方位角118、跑道长度以及ILS定位器发射器104的实际位置。通过使用体现为惯性基准系统（“IRS”）、航向姿态和基准系统（“AHRS”）、全球定位系统（“GPS”）、它们的一些组合或类似物的LC210，可以提供飞机102的地理位置。根据上面描述的各种实施例，跑道入口112的地理位置、跑道方位角118、跑道长度以及ILS定位器发射器104的实际位置以一些组合被存储导航数据库214中。这种信息可以按需要为特定的目的地更新。
导航系统208也配备有FMF212。如上所述，FMF212包括被用以计算到跑道入口112的距离110以及到跑道入口112的方位114的一个或多个算法。
飞行指挥仪216被配置为在特定的飞行期间计算并且向一个或多个飞行员显示飞机102的恰当的路径。在一些实施例中，飞机指挥仪216包括飞行指挥仪指示器（“FDI”）、水平位置指示器（“HIS”）、模式选择器和/或飞行指挥仪计算机（全都没有显示）。此外，在一些实施例中，FDI包括用于呈现包括姿态指示符、固定飞机符号、俯仰和倾斜命令条、下滑指示符、定位器偏差指示符和/或类似物的一个或多个符号、指示符或其他信息的显示器。在一些实施例中，飞行指挥仪216向飞行员提供获得并且保持期望航线所必须的操控命令。这些操控命令可以是，例如那些执行捕捉飞行动作所必须的命令。在一些实施例中，飞行指挥仪216提供针对由自动驾驶仪计算的ILS线性偏差的操控命令。
在一些实施例中，播音器218包括扬声器、蜂鸣器或其他类型的警告或噪声生成设备中的一个或多个。播音器218可以被示例性的航空电子系统200激活以提供声音警告和消息给飞行机组人员。在一些实施例中，通过捕捉飞行动作计算机220激活播音器218。
自动驾驶仪204、导航系统210、飞行指挥仪216以及播音器218中的每个均配置为与捕捉飞行动作计算机220通信。虽然说明了航空电子系统200的这些组件之间的示例性的通信方向，但这些方向不意图以任何方式被限制。此外，假如特定实施方式中存在需要，则航空电子系统200的各种组件可以彼此通信以用于各种目的。
进一步如图2所示，捕捉飞行动作计算机220具有处理能力和适合存储和执行计算机可执行指令的存储器。在说明性实施例中，捕捉飞行动作计算机220包括一个或多个处理器222和存储器224。存储器224可以包括易失性和非易失性存储器、实施为用于存储信息（例如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据）的任何方法或技术的可移动和不可移动的介质。这种存储器包括但不限于：随机存取存储器（“RAM”）、只读存储器（“ROM”）、电可擦除可编程只读存储器（“EEPROM”）、闪存或其他的存储器技术、光盘、只读存储器（“CD-ROM”）、数字多功能光盘（“DVD”）或其他光学贮存器、盒式磁带、磁带、磁盘贮存器或其他磁性存储设备、独立磁盘冗余阵列（“RAID”）存储系统或能够用于存储期望的信息并且能够由计算机系统存取的任何其他介质。
使捕捉飞行动作计算机220能够执行各种功能的软件程序模块可以被存储在存储器224中。在说明性实施例中，存储器224包括自动驾驶仪接口模块226、飞行管理功能块接口模块228、数据库接口模块230、捕捉飞行动作模块232、飞行指挥仪接口模块234、警告接口模块236以及捕捉飞行动作计算机数据库238。这些模块可以被实施为由一个或多个处理器222实施以执行下述功能的计算机可执行指令。
自动驾驶仪接口模块226被配置为与自动驾驶仪204通信。所述通信可以基于电连接、光连接和/或类似物而建立。在一些实施例中，自动驾驶仪接口模块226被配置为接收一个或多个角偏差，或可替换地，从自动驾驶仪204接收估计的线性偏差。如上所述，估计的线性偏差根据由自动驾驶仪204接收的角偏差而计算。在一些实施例中，自动驾驶仪接口模块226也被配置为使自动驾驶仪204能够在捕捉飞行动作计算机220的引导下执行捕捉飞行动作，如下所述。
FMF接口模块228被配置为与导航系统208的FMF212通信。所述通信可以基于电连接、光连接和/或类似物而建立。在一些实施例中，FMF接口模块228被配置为自FMF212接收计算的FAC偏差。
数据库接口模块230使能从捕捉飞行动作计算机数据库238读取数据并且将数据写入捕捉飞行动作计算机数据库238。在一些实施例中，通过在存储器224中说明的其他模块中的一个或多个而激活数据库接口模块230，如下进一步的说明。在一些实施例中，捕捉飞行动作计算机数据库238包含可能是基于地面跟踪角、地面速度和跑道航向而起动标准的捕捉飞行动作所必须的数据。
在一些实施例中，捕捉飞行动作模块232被配置为命令自动驾驶仪204自动执行定位器捕捉飞行动作。可替换地，在其他的实施例中，捕捉飞行动作模块232被配置为提供信息到飞行指挥仪216。这种信息可以使飞行员能够手动执行定位器捕捉飞行动作。
飞行指挥仪接口模块234促进飞行指挥仪216和捕捉飞行动作模块232之间的通信。例如，飞行指挥仪接口模块234可以使飞行指挥仪216能够向飞行员提供必要的操控命令以完成捕捉飞行动作。
在一些实施例中，警告接口模块236通过捕捉飞行动作模块232引导以使得播音器218警告飞行机组人员特定的飞行模式被启用。在一些实施例中，警告接口模块236使得播音器218通知飞行机组人员特定飞行模式的起动和终止。在一些实施例中，警告接口模块236使得播音器218被激活达特定飞行模式被启用的持续时间。警告接口模块236激活播音器218以通过代表性音调、人类音色和/或计算机音色来传达信息。
在一些实施例中，捕捉飞行动作计算机220使用警告接口模块236以使得一个或多个座舱显示器（未示出）可视化指示特定的飞行模式被启用。例如，在一个实施方式中，主飞行显示器（“PFD”）被捕捉飞行动作计算机220激活以在特定的飞行模式的激活期间呈现符号和/或字符。在其他的实施方式中，在特定的飞行模式激活期间示出模式控制面板（“MCP”）上的一个或多个按钮光以提供视觉警告。
应该意识到的是，被说明的航空电子系统200仅仅是合适的操作环境中的一个示例并且不意图建议关于由所附权利要求定义的本发明的用途或功能的范围的任何限制。其他的航空电子环境和/或配置可以适合用于本文公开的概念和技术。例如，示例性捕捉飞行动作计算机220可以被提供为飞行管理计算机（“FMC”）的一部分。在其他示例性示例中，模块226-236中的一个或多个被直接实施在FMC、自动驾驶仪204、或飞行管理系统（“FMS”）的任何其他适合的航空电子组件、导航系统、或存在于能够接收、处理和存储数据的飞机中的任何航空电子系统上。
编码本文提供的软件程序模块可以转换本文提供的计算机可读介质例如存储器224的物理结构。在本说明书的不同实施方式中，物理结构的具体转换可以基于各种因素。这些因素的示例可以包括但不限于用于实施计算机可读介质的技术，无论计算机可读介质特征在于主贮存器还是辅助贮存器，等等。例如，如果计算机可读介质被实施为基于半导体的存储器，本文公开的软件可以通过转换半导体存储器的物理状态而编码在计算机可读介质上。例如，软件可以转换晶体管、电容器或构成半导体存储器的其他离散电路元件的状态。所述软件也可以转换这些组件的物理状态，以便在所述组件上存储数据。
作为另一个示例，本文公开的计算机可读介质可以使用磁性或光学技术实施。在这些实施方式中，当软件被编码在其中时，本文展示的软件可以转换磁性或光学介质的物理状态。这些转换可以包括改变给定磁性介质内的特定位置的磁性特性。这些转换也可以包括改变给定光学介质内的特定位置的物理特征或特性，以改变那些位置的光学特性。物理介质的其他转换是可行的而不背离本发明的范围和精神，提供前述示例仅为了便于本讨论。
鉴于上述内容，应该意识到，许多类型的物理转换在航空电子系统200中发生，以便存储和执行本文提供的软件组分。还应该意识到，航空电子系统200可包括其他类型的计算设备，包括手持计算机、嵌入式计算机系统、个人数字助理以及本领域技术人员已知的其他类型的计算设备。还可预计的是，航空电子系统200可不包括图2中所示的全部组件，可包括未在图2中详细示出的其他组件，或可以使用与图2中所示的结构完全不同的结构。
现在转到图3。将根据示例性实施例详细说明用于估计从飞机到ILS定位器发射器的距离的方法300的各方面。为了帮助便于下列描述，方法300进一步参考图1和图2加以说明。
应该理解的是，方法300的操作不必以任何特定的顺序呈现，并且具有可替换的顺序的一些或所有的操作的性能是可行的并且可预计的。以演示的顺序呈现所述操作以易于描述和说明。操作可以被添加，被省略和/或同时执行，而不背离所附权利要求的范围。
同样应该理解的是，本文中公开的方法可以在任何时间结束并且不需要执行其整体。如上所述，所述方法300的一些或所有操作和/或大致等价的操作可以通过执行包括在计算机存储介质上的计算机可读指令而被实施。如在说明书和权利要求中所使用的，术语“计算机可读指令”及其变体被可扩展地应用于此并包括例程、应用程序、应用程序模块、程序模块、程序、组件、数据结构、算法以及类似物。计算机可读指令可以被实施在各种系统配置上，包括单处理器或多处理器系统、小型计算机、大型计算机、个人计算机、手持计算设备、基于微处理器的可编程消费电子器件及其组合等。
因此，应该意识到在本文中描述的逻辑操作被实施为（1）在计算系统上运行的一系列计算机实施的动作或程序模块和/或（2）在计算系统内的互联的机器逻辑电路或电路模块。所述实施方式是依赖于计算系统的性能和其他要求的选择事件。因此，文中描述的逻辑操作被不同地称为状态、操作、结构设备、动作或模块。这些操作、结构设备、动作和模块可以被实施在软件中、固件中、专用目的数字逻辑及其任何组合中。
为了说明和描述本文中公开的概念和技术的目的，文中公开的方法300被描述为通过航空电子系统200或其一部分而执行。应该被理解的是，航空电子系统200、其中的组件以及附加的和/或可替换的系统、设备或其组件可以通过执行一个或多个应用程序而提供本文中描述的功能，所述应用程序包括但不限于至少部分地由程序模块、计算器和/或上述功能实现的应用程序。此外，应该理解的是，航空电子系统200的功能可以通过任意数量的系统或设备提供，并且不限于图2中所描述的航空电子系统200。因此，说明的实施例是示例性的，并且不应该被视为限于任何方式。
在操作302处开始方法300，其中FMF212从导航数据库214接收跑道入口112的地理位置（例如，经度，纬度）。从操作302，方法300前进到操作304，其中FMF212从导航系统208接收飞机102的地理位置（例如，经度，纬度）。在一些实施例中，飞机102的地理位置通过LC210获取并且之后至少暂时存储在导航数据库214中。可替换地，在一些实施例中，飞机102的地理位置直接从LC210接收，因此至少绕过导航数据库214中的暂存存储器。
从操作304，方法300前进到操作306，其中捕捉飞行动作计算机220自导航数据库214接收目的地跑道106的长度以及跑道方位角118。如上所述，目的地跑道106的长度可以是目的地跑道106的实际长度或标准跑道长度。例如，标准跑道长度可以是目的地跑道106作为其一部分的目的地机场的标准，或基于一些其他的准则。此外，在一些实施例中，如果替换为ILS定位器发射器104的实际地理位置，则对跑道长度的需求被取消。
从操作306，方法300前进到操作308，其中FMF212使用自导航系统208接收的飞机102纬度和经度以及跑道入口112的纬度和经度计算到跑道入口112的距离110和到跑道入口112的方位114。
从操作308，操作300前进到操作310，其中FMF212使用跑道方位角118将在操作308中计算的到跑道入口112的距离110投影为沿跑道分量（例如，沿跑道距离分量120）和跨跑道分量（例如，跨跑道距离分量122）。距离112与方位116和跑道方位角118之差的余弦的乘积提供了沿跑道距离分量，如图1中的距离110的投影120所示。
从操作310，方法300前进到操作312，其中FMF212将在操作306中接收的跑道长度添加到距离110的投影的沿跑道分量，因此产生从飞机102到ILS定位器发射器104的距离116的准确的估计。距离116因此通过从上面复制的下列公式提供：
dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+rwy_len
在上面的公式中，dist_to_loc是距离116，dist_to_rwy_thd是距离110，brg_to_thd是方位114，rwy_azmth是跑道方位角118，而rwy_len是跑道长度。
从操作312，方法300前进到操作314，其中FMF112提供从飞机102到ILS定位器发射器104的距离116到捕捉飞行动作计算机220。在操作316处，计算机飞行动作计算机220提供到自动驾驶仪204的距离116。可替换地，在一些实施例中，FMF212提供直接到自动驾驶仪204的距离116。
从操作316，方法300前进到操作318，其中自动驾驶仪204的偏差计算器206至少部分地使用在操作312中产生的距离116将一个或多个定位器角偏差转换为一个或多个定位器线性偏差。在操作320处，自动驾驶仪204输出一个或更多定位器线性偏差到用于捕捉定位器零位的捕捉飞行动作计算机220。例如，捕捉飞行动作计算机220之后可以将一个或多个线性偏差提供到飞行指挥仪216，该飞行指挥仪216之后指示飞行员操控飞机102以捕捉定位器零位。可替换地，在一些实施例中，线性偏差不被输出，而是由自动驾驶仪204使用以帮助使飞机102自动飞行以捕捉定位器零位并且继续朝着目的地跑道106的着陆接近。捕捉飞行动作计算机220和自动驾驶仪204之间的进一步通信可以被用以实施这些实施例。
从操作320，方法300前进到操作322。方法300在操作322处结束。
在一些实施例中，从导航数据库214获得的实际跑道长度被用以基于由ICAO规定的跑道入口处的标准DDM/ft转换（即，0.00044DDM/ft）执行DDM到度（或弧度）的转换。在这些实施例中，小角度近似被使用并且DDM到度的比例因子被计算如下：
57.3 ( deg rad ) [ ( 0.00044 ( DDM ft ) ) * ( rwy _ len ( ft ) + assumed _ dist _ from _ far _ end _ of _ rwy _ to _ loc ( ft ) ) ] ′
其中rwy_len是从导航数据库214获得的实际跑道长度，并且assumed_dist_from_far_end_of_rwy_to_loc是从目的地跑道106的远端（即，最接近定位器发射器104的目的地跑道106的端部）到定位器发射器104的假定距离。
在文中以及附图中，公开了用于在朝向跑道的最终接近期间引导飞机的方法。所述方法包括：接收飞机102的地理位置；接收跑道106的跑道入口112的地理位置；接收跑道106的跑道方位角118；使用飞机102的地理位置和跑道入口112的地理位置计算从飞机102到跑道入口112的距离；使用飞机102的地理位置和跑道入口112的地理位置计算到跑道入口112的方位；使用跑道106的跑道方位角118将从飞机102到跑道入口112的距离投影为沿跑道分量和跨跑道分量；确定从跑道入口112到定位器发射器104的距离；使用从跑道入口112到定位器发射器104的距离计算从飞机102到定位器发射器104的距离；至少部分地利用从飞机102到定位器发射器104的距离将定位器角偏差转换到定位器线性偏差；并且提供定位器线性偏差到指导系统以用于在朝向跑道106的最终接近期间指导飞机102。
在一个变体中，所述方法进一步包括接收跑道106的跑道长度，并且其中确定从跑道入口112到定位器发射器104的距离包括确定从跑道入口118到定位器发射器104的距离为跑道长度；并且计算从飞机102到定位器发射器104的距离包括通过将从跑道入口112到定位器发射器104的距离添加到从飞机到跑道入口112的距离110的投影的沿跑道分量而计算从飞机到定位器发射器104的距离。在另一个变体中，其中跑道长度包括不是跑道106的实际跑道长度的标准跑道长度；或跑道106的实际跑道长度。在另一个实施例中，其中根据下列公式执行计算从飞机102到定位器发射器104的距离：
dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从飞机102到定位器发射器104的距离110，dist_to_rwy_thd是从飞机102到跑道入口112的距离，brg_to_thd是到跑道入口112的方位，rwy_azmth是跑道方位角118，而dist_from_rwy_thd_to_loc是跑道长度。
在一个替换中，所述方法包括接收定位器发射器104的地理位置，并且其中：确定从跑道入口112到定位器发射器104的距离包含计算从跑道入口112到定位器发射器104的地理位置的距离110；并且计算从飞机102到定位器发射器104的距离包括通过将从跑道入口112到定位器发射器104的距离添加到从飞机102到跑道入口112的距离的投影的沿跑道分量而计算从飞机102到定位器发射器104的距离。在另一个替换中，其中根据下列公式执行计算从飞机到定位器发射器104的距离：dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd–rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从飞机到定位器发射器104的距离，dist_to_rwy_thd是从飞机102到跑道入口112的距离，brg_to_thd是到跑道入口112的方位，rwy_azmth是跑道方位角118，而dist_from_rwy_thd_to_loc是从跑道入口112到定位器发射器104的距离。
在另一个变体中，所述方法包括其中提供定位器线性偏差到指导系统包含提供定位器线性偏差到飞机102的自动驾驶仪系统，所述自动驾驶仪系统被配置为在最终接近期间控制飞机102以捕捉定位器发射器104的定位器零位：并且进一步包含：通过自动驾驶仪系统在最终接近期间控制飞机102以捕捉定位器发射器104的定位器零位。
在一个替换中，所述方法包括：其中将定位器线性偏差提供到指导系统包含提供定位器线性偏差到飞机102的飞行指挥仪系统，飞机102的飞行指挥仪系统被配置为在最终接近期间将控制指令提供给飞机102的飞行员以帮助定位器发射器104的定位器零位108的捕捉；并且进一步包括在最终接近期间通过飞行指挥仪系统将控制指令提供给飞机102的飞行员以帮助捕捉定位器发射器104的定位器零位108。
此外，飞机102的航空电子系统被公开为用于在朝向跑道的最终接近期间指导飞机102，所述航空电子系统包含：仪表着陆系统传感器，其配置为在飞机102朝向跑道的最终接近期间接收来自定位器发射器104的指导信号；导航系统208，其包括配置为获取飞机102的地理位置的位置组件、配置为存储跑道106的跑道入口112的地理位置、跑道106的跑道入口112的地理位置以及跑道106的跑道方位角118的导航数据库、以及飞行管理功能块212，其被配置为自导航数据库接收飞机102的地理位置、跑道的跑道入口112的地理位置以及跑道的跑道方位角118，使用飞机的地理位置和跑道入口112的地理位置计算从飞机102到跑道入口112的距离，使用飞机的地理位置和跑道入口112的地理位置计算到跑道入口112的方位，使用跑道106的跑道方位角118将从飞机102到跑道入口112的距离投影为沿跑道分量和跨跑道分量，确定从跑道入口112到定位器发射器的距离，使用从跑道入口到定位器发射器104的距离计算从飞机102到定位器发射器104的距离，并且将从飞机102到定位器发射器104的距离提供到偏差计算器206；和偏差计算器206，其被配置为部分地使用从飞机102到定位器发射器104的距离来将定位器角偏差转换为定位器线性偏差，并且将定位器线性偏差提供到指导系统以在朝向跑道106的最终接近期间指导飞机102。
在一个变体中，其中导航数据库进一步配置为存储跑道106的跑道长度，并且飞行管理功能块212进一步配置为从导航数据库接收跑道长度；并且其中：该飞行管理功能块212在被配置为确定从跑道入口112到定位器发射器104的距离时，被配置为将从跑道入口112到定位器发射器104的距离确定为跑道长度；并且该飞行管理功能块212在被配置为计算从飞机102到定位器发射器104的距离时，被配置为通过将从跑道入口112到定位器发射器104的距离添加到从飞机到跑道入口112的距离的投影的沿跑道分量而计算从飞机102到定位器发射器104的距离。在一个变体中，其中跑道长度包括：不是跑道的实际跑道长度的标准跑道长度；或跑道的实际跑道长度。在另一个变体中，其中该飞行管理功能块212在被配置为计算从飞机到定位器发射器104的距离时，被配置为根据以下公式计算从飞机到定位器发射器的距离：
dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从飞机102到定位器发射器104的距离，dist_to_rwy_thd是从飞机到跑道入口112的距离，brg_to_thd是到跑道入口114的方位，rwy_azmth是跑道方位角118，而dist_from_rwy_thd_to_loc是跑道长度。
在另一个变体中，其中导航数据库进一步配置为存储定位器发射器104的地理位置，并且飞行管理功能块212进一步配置为接收来自导航数据库的定位器发射器104的地理位置；并且其中：该飞行管理功能块212在被配置为确定从跑道入口112到定位器发射器104的距离时，被配置为计算从跑道入口112到定位器发射器104的地理位置的距离；并且该飞行管理功能块212在被配置为计算从飞机102到定位器发射器104的距离时，被配置为通过将从跑道入口112到定位器发射器104的距离添加到从飞机102到跑道入口112的距离的投影的沿跑道分量而计算从飞机102到定位器发射器104的距离。
在一个变体中，其中该飞行管理功能块212在被配置为计算从飞机到定位器发射器104的距离时，被配置为根据下列公式计算从飞机到定位器发射器104的距离：
dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从飞机到定位器发射器104的距离，dist_to_rwy_thd是从飞机到跑道入口112的距离110，brg_to_thd是到跑道入口112的方位，rwy_azmth是跑道方位角118，而dist_from_rwy_thd_to_loc是从跑道入口112到定位器发射器104的距离110。
在另一个变体中，所述系统进一步包括指导系统，所述指导系统包括自动驾驶仪系统；并且其中：偏差计算器206在被配置为提供线性偏差到指导系统时，被配置为提供线性偏差到自动驾驶仪系统；并且自动驾驶仪系统被配置为接收来自偏差计算器的定位器线性偏差，并且在最终接近期间控制飞机以捕捉定位器发射器104的定位器零位。
在另一个变体中，所述系统进一步包含指导系统，指导系统包含飞行指挥仪系统；并且其中：该偏差计算器206在被配置为提供线性偏差到指导系统时，被配置为提供定位器线性偏差到飞行指挥仪系统；并且飞行指挥仪系统被配置为：接收定位器线性偏差，并且在最终接近期间将控制指令提供给飞机102的飞行员以帮助捕捉定位器发射器104的定位器零位。
此外，公开的计算机存储介质具有存储于其上的计算机可读指令，当由飞机的计算机执行时，所述计算机可读指令使得计算机：接收飞机的地理位置；接收跑道106的跑道入口112的地理位置；接收跑道106的跑道长度；接收跑道106的跑道方位角118；使用飞机的地理位置和跑道入口112的地理位置计算从飞机102到跑道入口112的距离；使用飞机的地理位置和跑道入口112的地理位置计算到跑道入口112的方位；使用跑道的跑道方位角118将从飞机102到跑道入口112的距离投影为沿跑道分量和跨跑道分量；通过将跑道长度添加到从飞机102到跑道入口112的距离的投影的沿跑道分量而计算从飞机到定位器发射器104的距离；部分使用从飞机102到定位器发射器104的距离而将定位器角偏差转换为定位器线性偏差；并且输出定位器线性偏差到指导系统以在朝向跑道106的最终接近期间指导飞机102。
在一个变体中，其中跑道长度包括不是跑道106的实际跑道长度的标准跑道长度；或跑道106的实际跑道长度。在一个替换中，其中指导系统包括自动驾驶仪系统；或飞行指挥仪系统。在另一个替换中，其中用于计算从飞机102到定位器发射器104的距离的指令包括用于根据下列公式计算从飞机102到定位器发射器104的距离116的指令：
dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+rwy_len，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从飞机到定位器发射器104的距离，dist_to_rwy_thd是从飞机到跑道入口112的距离，brg_to_thd是到跑道入口112的方位，rwy_azmth是跑道方位角118，而rwy_len是跑道长度。
基于前述内容，应该意识到的是，用于持续定位器捕捉的技术已经在本文中公开。虽然本文中呈现的主题有时可能用具体到计算结构特征、方法的和变形的动作、特定计算机器和计算机可读介质的言语进行说明，但需要被理解的是，在所附权利要求中限定的本发明不必被限制于本文说明的特定的特征、动作或介质。相反，特定的特征、动作和介质被公开以作为实施权利要求的示例性形式。
如上所述的主题仅由说明的方式被提供并且不应该被视为限制。可以对本文描述的主题进行各种修改和变化而不遵循说明和描述的示例性实施例和应用，并且不背离由所附权利要求提出的本发明的真正精神和范围。

Claims (15)

1.一种用于在朝向跑道的最终接近期间指导飞机的方法，所述方法包含：
接收所述飞机（102）的地理位置；
接收跑道（106）的跑道入口（112）的地理位置；
接收跑道（106）的跑道方位角（118）；
使用飞机（102）的地理位置和所述跑道入口（112）的所述地理位置计算从飞机（102）到所述跑道入口（112）的距离；
使用飞机（102）的所述地理位置和所述跑道入口（112）的所述地理位置计算到跑道入口（112）的方位；
使用所述跑道（106）的所述跑道方位角（118）将从飞机到所述跑道入口（112）的距离投影为沿跑道分量和跨跑道分量；
确定从跑道入口（112）到定位器发射器（104）的距离；
使用从所述跑道入口（112）到定位器发射器（104）的距离来计算从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离；
部分地使用从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离将定位器角偏差转换为定位器线性偏差；并且
将所述定位器线性偏差提供到指导系统以便在朝向跑道（106）的最终接近期间指导飞机（102）。
2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括接收所述跑道（106）的跑道长度，并且其中：
确定从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的距离包括将从所述跑道入口（118）到所述定位器发射器（104）的距离确定为所述跑道长度；并且
计算从所述飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离包括通过将从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的距离添加到从飞机到所述跑道入口（112）的所述距离的投影的沿跑道分量中而计算从所述飞机（102）到所述定位器发射器（104）的所述距离。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述跑道长度包括：
不是所述跑道（106）的实际跑道长度的标准跑道长度；或所述跑道（106）的实际跑道长度。
4.根据权利要求3所述的方法，其中计算从所述飞机（102）到所述定位器发射器（104）的所述距离根据下列公式执行：dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的所述距离，dist_to_rwy_thd是从飞机（102）到所述跑道入口（112）的所述距离，brg_to_thd是到所述跑道入口（112）的方位，rwy_azmth是所述跑道方位角（118），而dist_from_rwy_thd_to_loc是所述跑道长度。
5.根据权利要求1所述的方法，进一步包括接收所述定位器发射器（104）的地理位置，并且其中：
确定从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的所述距离包括计算从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的所述地理位置的距离；并且
计算从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离包括通过将从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的距离添加到从所述飞机（102）到所述跑道入口（112）的所述距离的投影的沿跑道分量中而计算从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的所述距离。
6.根据权利要求5所述的方法，其中计算从所述飞机到所述定位器发射器（104）的所述距离根据下列公式执行：dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从飞机到所述定位器发射器（104）的距离，dist_to_rwy_thd是从飞机（102）到所述跑道入口（112）的距离，brg_to_thd是到跑道入口（112）的方位角，rwy_azmth是所述跑道方位角（118），而dist_from_rwy_thd_to_loc是从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的距离。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的方法，其中将所述定位器线性偏差提供到所述指导系统包括将所述定位器线性偏差提供到飞机（102）的自动驾驶仪系统，所述自动驾驶仪系统被配置为在所述最终接近期间控制飞机（102）以捕捉所述定位器发射器（104）的定位器零位；并且进一步包含：
经由所述自动驾驶仪系统在所述最终接近期间控制所述飞机（102）以捕捉所述定位器发射器（104）的所述定位器零位。
8.根据权利要求1-6中任一项所述的方法，其中将所述定位器线性偏差提供到所述指导系统包括将所述定位器线性偏差提供到飞机（102）的飞行指挥仪系统，所述飞机（102）的飞行指挥仪系统被配置为在所述最终接近期间提供控制指令给飞机（102）的飞行员以帮助捕捉所述定位器发射器（104）的定位器零位（108）；并且进一步包括：
在所述最终接近期间经由所述飞行指挥仪系统将所述控制指令提供给所述飞机（102）的飞行员以帮助捕捉所述定位器发射器（104）的所述定位器零位（108）。
9.一种用于在朝向跑道的最终接近期间指导飞机（102）的飞机（102）的航空电子系统，所述航空电子系统包括：
仪表着陆系统传感器，其配置为在飞机（102）朝向所述跑道的所述最终接近期间接收来自定位器发射器（104）的指导信号；
导航系统（208），其包括：
配置为获取飞机（102）的地理位置的位置组件，
配置为存储所述跑道（106）的跑道入口（112）的地理位置、跑道（106）的跑道入口（112）的地理位置以及跑道（106）的跑道方位角（118）的导航数据库，以及
飞行管理功能块（212），其被配置为
自所述导航数据库接收飞机（102）的所述地理位置、所述跑道的跑道入口（112）的所述地理位置以及所述跑道的所述跑道方位角（118），
使用飞机的所述地理位置和所述跑道入口（112）的所述地理位置来计算从飞机到所述跑道入口（112）的距离，
使用飞机的所述地理位置和所述跑道入口（112）的所述地理位置计算到所述跑道入口（112）的方位，
使用所述跑道（106）的所述跑道方位角（118）将从飞机到所述跑道入口（112）的所述距离投影为沿跑道分量和跨跑道分量，
确定从所述跑道入口（112）到定位器发射器的距离，
使用从所述跑道入口到所述定位器发射器（104）的所述距离来计算从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离，并且
将从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的所述距离提供到偏差计算器（206）；并且
所述偏差计算器（206）被配置为
部分地使用从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的所述距离来将定位器角偏差转换为定位器线性偏差，并且
将所述定位器线性偏差提供到指导系统以在朝向所述跑道（106）的所述最终接近期间指导飞机（102）。
10.根据权利要求9所述的航空电子系统，其中所述导航数据库进一步配置为存储所述跑道（106）的跑道长度，并且所述飞行管理功能块（212）进一步配置为自所述导航数据库接收所述跑道长度；并且其中：
所述飞行管理功能块（212）在被配置为确定从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的所述距离时，被配置为将从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的所述距离确定为所述跑道长度；并且
所述飞行管理功能块（212）在被配置为计算从所述飞机（102）到所述定位器发射器（104）的所述距离时，被配置为通过将从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的距离添加到从所述飞机到所述跑道入口（112）的距离的投影的所述沿跑道分量中而计算从所述飞机到所述定位器发射器（104）的距离。
11.根据权利要求9或10所述的航空电子系统，其中所述跑道长度包括：
不是所述跑道的实际跑道长度的标准跑道长度；或
所述跑道的实际跑道长度。
12.根据权利要求9或11所述的航空电子系统，其中所述飞行管理功能块（212）在被配置为计算从所述飞机到所述定位器发射器（104）的距离时，被配置为根据下列公式计算从所述飞机到所述定位器发射器（104）的距离：dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从所述飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离，dist_to_rwy_thd是从所述飞机到所述跑道入口（112）的距离，brg_to_thd是到所述跑道入口（112）的方位，rwy_azmth是所述跑道方位角（118），而dist_from_rwy_thd_to_loc是所述跑道长度。
13.根据权利要求9-12中任一项所述的航空电子系统，其中所述导航数据库进一步配置为存储所述定位器发射器（104）的地理位置，并且所述飞行管理功能块（212）进一步配置为从所述导航数据库接收所述定位器发射器（104）的所述地理位置；并且其中：
所述飞行管理功能块（212）在被配置为确定从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的所述距离时，被配置为计算从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的所述地理位置的距离；并且
所述飞行管理功能块（212）在被配置为计算从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离时，被配置为通过将从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的距离添加到从所述飞机到所述跑道入口（112）的距离的投影的所述沿跑道分量中而计算从飞机（102）到所述定位器发射器（104）的距离。
14.根据任何权利要求9或11所述的航空电子系统，其中所述飞行管理功能块（212）在被配置为计算从所述飞机到所述定位器发射器（104）的距离时，被配置为根据下列公式计算从所述飞机到所述定位器发射器（104）的距离：dist_to_loc=dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道轴线中的从所述飞机到所述定位器发射器（104）的距离，dist_to_rwy_thd是从所述飞机到所述跑道入口（112）的距离，brg_to_thd是到所述跑道入口（112）的方位，rwy_azmth是所述跑道方位角（118），而dist_from_rwy_thd_to_loc是从所述跑道入口（112）到所述定位器发射器（104）的距离。
15.根据权利要求9-14中的任一项所述的航空电子系统，进一步包括所述指导系统，所述指导系统包括自动驾驶仪系统；并且其中：
所述偏差计算器（206）在被配置为提供所述线性偏差到所述指导系统时，被配置为提供所述线性偏差到所述自动驾驶仪系统；并且
所述自动驾驶仪系统被配置为
接收来自所述偏差计算器的所述定位器线性偏差，并且
在所述最终接近期间控制所述飞机以捕捉所述定位器发射器（104）的定位器零位。
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