CN105425813A - 用于规划轨道的实时计算、组合任务的方法及用于管理这样的轨道的系统 - Google Patents

Abstract

轨道来自于由系统(100)管理的规划轨道(30)，以及来自第三方系统(8)发送给所述系统(100)的至少一个轨道段(30)，所述方法至少包括：-预备步骤(10)，其中生成知识库，所述知识库包括计算参数以及所述移动对象的其使用领域，被限定在所述使用领域内的对应于所述移动对象的不同操作约束的多个参数包络；-第一步骤(1)，其中所述系统(100)根据所述预备步骤的参数来初始化规划轨道，所述规划轨道的计算参数被包含在所述包络的一个包络中；-第二步骤(2)，其中所述系统接收由所述第三方系统发送的轨道段从而通过替代所述轨道的一部分而插入到所述规划轨道中；-第三步骤，其中以其计算参数被包含在所述包络的所述至少一个中的方式通过分段法来简化接收到的和接受的段；所述系统基于所述简化的段来实施计算。

Description

用于规划轨道的实时计算、组合任务的方法及用于管理这样的轨道的系统

技术领域

本发明涉及用于规划轨道尤其是飞行计划的规划轨道的实时计算、组合任务的方法。还涉及一种用于管理这样的轨道的系统。

背景技术

本发明的领域尤其是至少两个数字轨道计算核心之间的交互。本发明尤其适用于实时机载航空电子系统领域，特别是用于飞行管理系统(FMS)。

关于航空器系统，本发明尤其适用于安装在航空器中的实时系统，也称为航空电子系统。因此，本发明适用于飞行管理系统(FMS代表的是“飞行管理系统”)，用于在非隔离空域中飞行的“飞行计划”的仓库。

专用于飞行计划的系统，诸如FMS系统，根据AEECARINC424国际标准中所包含的、航空领域中的标准术语，使用“航路点”的概念作为输入。该国际标准的目的是调节按状态发布的程序的编码，诸如例如出发程序和到达程序。

航路点由终点(在ARINC标准中称为终点航路点)和类型构成，类型表征的是到达终点的方式(在ARINC标准中称为路径)。终点可以是固定的，也即由它们在地球仪上的地理坐标来确定，然后使用术语“路点”或途经点。它们还可以是浮动的，例如，它们可以对应于到达一定海拔或者被另一航路点拦截。路径可以是顺向型的或斜航型的。所述路径还能够表征根据固定方向(航向)的到达、根据固定路线(航线)、圆弧的到达，或者它们可以表征转弯程序。ARINC424标准列出了23个类型的航路点。还成对定义了航路点之间的可能的组合。为了调节程序的编码，以及确保根据国际民航标准的可飞行性，ARINC实际上仅授权有限集合的组合。

飞行计划是一系列的航路点，也即离散元素的列表。基于该列表，FMS系统构建了五维轨道，称为5D轨道，其由横向轨道和垂直轨道构成。

横向轨道是连续的“线程”，其将飞行计划的航路点彼此连接，同时符合：

-由ARINC424限定的每个航路点的“路径”的约束；

-航空器的经核证的包络：发动机参数、倾侧角等的限制；

-航空器舒适度：航向变化、倾侧速度、发动机推力变化等的限制。

垂直轨道代表了海拔、速度、途经时间以及时间航线上的燃料的变化。其必须符合：

-垂直约束(海拔、速度和时间约束)；

-航空器的经核证的垂直飞行包络：飞行升限海拔、最大俯仰值、冲角、速度等；

-航空器舒适度：所使用的冲角、速度变化、海拔变化的限制；

由于横向轨道和垂直轨道的融合得到的5D轨道实现复杂，因为两个轨道强耦合：

-横向轨道需要垂直轨道的数据以便被构建，特别是横向转弯半径是前述海拔与将确定符合有限负荷因数的最大倾侧角的速度的函数。ARINC424的航路点的一些终点在“海拔”上，航路点终止于达到目标海拔的位置，达到海拔的计算是由垂直轨道的计算得到的。

-垂直轨道需要横向轨道的数据，实际上是影响在达到第二点的海拔的两个点之间的线程的长度、转弯的开始和结束以及相关联的倾侧，影响航空器起飞等等。

-计算机通常实施两个轨道之间的迭代，直到收敛。计算是复杂的，而且计算时间长。

第三方轨道系统不能对飞行计划数据进行操作，而是直接对轨道的数据进行操作。考虑到它们的本质：

-监视系统(地形、交通、气象)按定义来计算横向或垂直或5D轨道；实际上它们完全不取决于空域航路点的链路，要避免的元素具有无论任何的几何形状和位置。这些系统不包括ARINC424导航数据库；

-相对导航系统计算轨道从而锁定目标(一般为航空器)；它们确定例如用于从给定海拔改变到目标海拔的垂直轨道，同时保持与在它们之前的并且其海拔与它们交叉的航空器相隔有限的距离；

-任务或先进引导系统实施具有其自身几何形状的任务的轨道模式，也称为“模式”，几乎在系统上不同于由ARINC424所提供的可能性。用于跟随海上浮标的“模式”，用于续加燃料、盘旋或螺旋、梯形或花形搜索以及降落模式是与ARINC424毫无关系的轨道。而且，它们具有几何形状并非按时间固定而是演进的特征，事实上，续加燃料的航空器的“模式”必须遵照续加燃料航空器，降落“模式”的降落点随风而演进，负载必须降落到地面上同一地点，SAR搜索模式按照传感器所检测到的实时演进，例如在空运警察的背景下还有战斗机拦截模式。这些轨道可以被视为动态的。

随着第三方系统在民用、商用或其他飞行的不同背景下发展，航空器的要求能力(约束、包络、舒适)不同，并且这些系统因此产生了依据不同计算模式的轨道。

其解决方案所寻求解决的一个问题是，使得专用于飞行计划的系统和第三方轨道系统和谐，从而给予那些操作它们的人(机组人员、地面操作者)关于任务的一致的总体视界，所述任务由来自于多台计算机的轨道段构成。特别地，其目的在于：

-使得能够在整个飞行中计算经过时间和燃料预测；

-通过各段的自动的、优化的连接，来避免飞行员手动地连接来自不同计算机的轨道段的繁冗操作；

-具有在同一方法内处理任何类型的段的能力，尤其是相对于飞行计划、2D轨道、2D+V轨道、3D轨道、3D+V轨道、具有过渡或不具有过渡的轨道；

-将战术问题(尤其是针对飞行员的显示，将轨道发送给自动驾驶仪类型的控制系统)与战略问题(尤其是时间和燃料预测的计算)解耦；

-具备通过另一系统的各个轨道段来转录一个系统的各个轨道段的能力，特别是具备在飞行计划专用系统的飞行计划中替代来自例如气象监视系统的第三方系统的段的能力，所述气象监视系统用气象避免轨道来替代当前飞行计划，并且在一定时间之后，考虑到气象演化，降低其避让率，使得需要在清除的区域中返回初始飞行计划。

在当前系统中，在近期的民用或运输航空器上，飞行计划的管理(产生于ARINC424航路点)通常与任务轨道的管理分离，尤其是：

-航空器处于“飞行计划”模式中，涉及到来自该飞行计划的轨道计算、用于在具体轨道上引导航空器的偏差的计算以及轨道的显示；

-或者航空器处于“任务”模式：术语“任务”应被理解为按轨道对飞行计划的任何改变，诸如躲避(例如由于气象、交通、减压或者威胁的原因)或者具体的“模式”(例如SAR、降落、续加燃料或地形跟随类型)；装备发起轨道，然后将其指令直接发送给引导系统或者飞行员以使他能够遵从指令；

-因此，对于指令轨道的计算以及对于航空器的引导、导航传感器的选择、向机组人员显示以及与其他地面或机载系统通信，系统是隔离的。

存在如下的航空器，其中诸如任务系统的第三方系统连接到专用于飞行计划的系统(例如FMS)，并且第三方系统向任务系统传送由FMS系统的标准化格式的路点构成的“任务”飞行计划，尤其是符合ARINC702A和ARINC424标准的标准化格式。任务系统不直接将轨道传送给FMS，FMS未被设计成管理外部轨道；任务系统因此必须生成与飞行计划兼容的格式从而与FMS连接。

文献FR2984538A公开了一种不使用FMS计算机来管理任务的解决方案，辅助计算机依据操作类型将FMS的指令和任务系统的指令路由到引导系统，操作类型即为非隔离空间中的飞行管理或者隔离空间中的任务。该文献描述了具有隔离的计算机而不具有轨道级联的系统。

文献EP2459963A描述了一种体系结构，包括任务系统和民用系统，两者在不同的分区中用于导航和通信，使得能够独立地更新系统，而无需对整个组件进行重新核证。FMS控制民用“导航和通信”分区。任务系统控制战术“导航和通信”分区。该系统还是一种在不具备轨道级联的隔离的计算机背景下的系统。

现有技术的解决方案，尤其是上述的解决方案，不令人满意。在已知的解决方案中，一个专用系统处理其飞行计划，例如FMS，而另一系统处理其轨道段，例如战术任务系统或者机载监视系统。两个系统不通信，导致当从一个段改变到另一段时，机组人员手动地实现连接以及手动地切换导航、通信和引导模式。这些解决方案因此通常需要在待协调的多个系统上漫长的操作。

在其他已知的解决方案中，专用于飞行计划的系统要求第三方系统将其轨道段进行格式化从而能够与它连接。这导致了多方面的缺点：

-第三方系统必须具有根据通常复杂的飞行计划系统的规则来实施转录的程序代码，例如以便生成ARINC424格式的FMS飞行计划。开发这些功能成本高，而且引入了第三方系统对专用于飞行计划的系统的能力的依赖性。这还限制了可互换性；

-所述第三方系统能够创建出由于存储器容量原因而不能被专用于飞行计划的系统所接受的数据，例如路点的数量通常固定在100或250，这取决于FMS系统的版本。这尤其限制了在第三方系统不得不约束其轨道而使其能够与接口兼容的情况下要实施的功能的操作能力以及专用于飞行计划的系统的计算能力；

-当第三方系统生成了待插入飞行计划中的轨道时，存在信息的复制，而且该冗余有时不一致，因为两个系统的构建假设并不是严格地彼此等同；

-轨道段可以是动态的，例如在移动浮标用于SAR(搜索与救援)计算机的情况下，需要周期性地传输与专用于飞行计划的系统的CPU性能不兼容的格式化后的段。以大于1Hz(每秒一个轨道)的速率更新轨道不可能与当今的专用于飞行计划的系统的机载技术和硬件集成在一起；

-专用于飞行计划的系统约束横向和垂直轨道的构造从而确保其“可飞行性”。几何形状以如下方式来产生：发送到待在此处用于控制的由自动驾驶员或者操纵仪构成的引导系统的指令本质上在正在讨论中的系统的飞行包络中；

-专用于飞行计划的系统不具有允许用轨道段来临时替换飞行计划的部分的零件的取代功能；

-专用于飞行计划的系统能够处理来自第三方系统的段特征，不可避免地要花费巨大代价，例如比专用于飞行计划的系统具有更大的动态性的段能够处理诸如例如不存在于专用于飞行计划的常规系统中的针对第三方系统的大的倾侧角或过渡。

发明内容

本发明的目的尤其是克服上述缺陷。出于该目的，本发明涉及一种用于实时计算移动对象所遵循的轨道的方法，所述轨道来自于由系统管理的规划轨道，以及来自于由第三方系统发送到所述系统的至少一个轨道段，所述方法至少包括：

-预备步骤，其中生成知识库，所述知识库包括计算参数及其对于所述移动对象的使用领域，被限定在其使用领域内的与所述移动对象的不同操作约束相对应的至少一个参数包络；

-第一步骤，其中所述系统(100)根据所述预备步骤的参数来初始化规划轨道，所述规划轨道的计算参数被包含在所述包络的一个包络中；

-第二步骤，其中所述系统接收由所述第三方系统发送的轨道段从而通过替代所述轨道的一部分而将轨道段插入在所述规划轨道中；

-第三步骤，其中以其计算参数包含在所述包络的至少一个中的方式通过分段法来简化接收到的和接受的段；

所述系统基于所述简化的段来实施计算。

在特定的实施例中，定义不同级别约束的多个包络，所述段的计算参数包含在所述包络的一个包络中。

所述系统根据被带入到所述包络的至少一个中的简化段的参数来集成例如所述移动体的动力学方程。包含所述段的计算参数的包络的约束水平例如低于包含所述规划轨道的计算参数的所述包络的约束水平。

计算结果例如乘以所述简化段的收缩率的倒数。

在第三步骤中，系统计算例如将所述规划轨道的部分和所述段的部分连接的轨道，利用与所替代的规划轨道部分的类型相对应的预备步骤的参数来计算所述段以将其插入到这些部分之间。

所述段的多个几何形状被连续地发送以用于插入，所述系统实施例如滤波以使得仅当新段几何形状以大于给定阈值的差值不同于当前段的几何形状时才插入新段几何形状。给定阈值例如等于所述当前段的简化率。

所述段的多个几何形状被连续地发送以用于插入，所述系统对所述段几何形状实施实时计算，从而根据计算结果来选择待插入的段。

所述段例如由在其真实轨道上的显示器件来显示，对简化段实施计算。

在由所述段替代的规划轨道的数据删除的情况下，所述系统取回例如由所述段替代的规划轨道的数据。

有益地，所述系统可以是飞行管理系统，所述规划轨道是航空器所遵循的飞行计划轨道。所述段例如是任务轨道段。所述计算例如包括航空器的燃料消耗的预测的计算以及在给定点航空器经过次数的预测计算。

能够经由显示屏上的交互来修改例如所述段与所述飞行计划轨道之间的过渡点。

所述方法包括例如依据与所述段的相对应任务以及依据预备步骤中建立的所述数据库的计算参数来配置传感器的步骤。当所述航空器飞过所述段时，该方法包括例如依据所述段的计算参数来配置导航系统的步骤。该方法还可以包括对轨道信息实施格式化以用于发送到已经请求插入所述段的客户端的步骤。

本发明还涉及利用上述的方法来实施实时轨道计算的机载轨道管理系统。

附图说明

本发明的其他特征和优点将借助下面参考随附的附图给出的说明而变得显而易见，在附图中：

-图1示出了根据本发明的方法的实现的可能的步骤；

-图2示出了轨道包络的三种级别的管理；

-图3示出了第二步骤的可能的子步骤；

-图4a和4b示出了待插入飞机所遵循的飞行计划的轨道中的第三方轨道的示例；

-图5示出了第三步骤的可能的子步骤；

-图6示出了构成轨道的多个分段；

-图7a和7b示出了简化轨道的两个示例；

-图8a和8b示出了端到端的两个轨道的布置；

-图9示出了第三方系统的个性化配置的不同的可能的步骤；

-图10a和10b示出了在验证待插入轨道的段的背景下的可交互性和显示；

-图11a和11b示出了在删除活动段的背景下的可交互性和显示；

-图12示出了对轨道进行格式化的示例；

-图13示出了飞行管理系统的不同的组件。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的方法实现的可能的步骤。针对航空电子应用描述了本发明，本发明尤其适用于将任务轨道与飞行计划轨道连接。

本发明还能够应用于其他的领域，尤其是用于船用或机动车应用。在机动车应用中，轨道的段例如为用于避免例如交通堵塞，临时道路作业区或者对车辆交通封闭的区域的可选路径。

在预备步骤10中，建立可配置计算参数及其应用领域。

专用于飞行计划的系统在将航空器的空气动力学方程和发动机方程集成在一起的同时实施轨道及预测计算。对于在飞行计划的计算中使用的参数，限定使用领域。使用领域与航空器对于特定用途的能力限制(例如认证限制)相对应。该使用领域定义了轨道包络。换言之，如果其计算参数保持约束在该使用领域内，则轨道属于该轨道包络。

使用领域可以由以下约束来限定：

-载客的民用航空器必须符合限制负荷因数的舒适规则。这影响了转向的任务，从而限制了离心力、海拔变化、速度变化，以及轨道所经历的变化；

-航空器经使用领域的恰当的权威被核证为“安全的”。因此，例如，航空器经过核证在最小速度范围内以用于避免停转，以及经过核证在最大速度范围内以用于保护结构，根据诸如例如海拔或重量的多个参数。在起飞或着陆过程期间，航空器必须遵守限定的速度和推力范围，从而避免触碰到跑道或附近的障碍物。

在另一使用领域中，航空器可以具有不同的约束：

-对于避免诸如减压、另一航空器或气象事件的危险的机动飞行，监视系统可能需要实施上述提到的惯常限界之外的临时策略。航空器的垂直避障会临时产生例如呈现大的垂直负荷因数；

-对于诸如例如低海拔飞行、SAR搜索或者避免危险的任务机动飞行，航空器可以按照在上述参数上拓宽的限界上飞行，尤其是对于急转向、用于地形遵从的极动态的水平变化、用于跟随移动浮标的轨道的急速变化或者以传感器的正确运转限定的海拔在轨道的部分上飞行的轨道的急速变化而言。

在该预备步骤中，生成与航空器动力学相关联的参数的知识库，其具有符合各种约束的可配置限界，尤其是上文限定的那些约束。使用这些参数的算法经过验证和资格审查，包括所述限界。该知识库能够存储在航空器记载的数据库中，或者从地面上传，或者直接集成在专用飞行计划系统的软件中，或者在任何其他适合的媒体存储手段上。

因此，通过现有的技术，专用于飞行计划并且无需修改代码和性能演示，可能定义用于计算中的三个级别的参数包络，或者三个级别的轨道，而且对应于不同的飞行约束水平。对于航空电子应用，能够从最缩窄的水平限定到最不缩窄的水平：

-最小包络水平，对应于商用认证，将参数限制为使得能够展示出符合由国际民航权威机构定义的导航要求的值或用途；

-较宽的包络水平，对应于航空器制造商的示范，将参数限制为使得能够展示与航空器制造商的性能要求相符合的值或用途。这使得需要获知尤其在精度和可靠性方面来说算法确保正确性质的限制。一般地，系统设计者需要为航空器制造商客户端提供性能声明文档。还有益的是，当略微修改他的航空器的参数时，航空器制造商不必重复性能的示范。在生产线上系统开发的背景下，设计者还能够展示比认证包络宽的飞行包络，以便在其他航空器中再次使用轨道和预测计算软件模块，而不必重复安全示范；

-更款的包络水平，对应于确保的鲁棒性，其中设计者展示他的算法的鲁棒性，并且尤其是在该包络中不被破坏的情况下提供结果的能力，甚至是降低可靠性，导致例如精度下降。

图2示出了这三个级别的包络管理。商用认证包络11包含在航空器制造商示范包络12中，它本身包含在确保鲁棒性包络13中。

当第三方系统希望以位于这三个包络之外的14的参数P1对专用于飞行计划的系统做出要求时，专用于飞行计划的系统可以通过鲁棒性包络13(参数P2)，或者通过航空器制造商包络12(参数P3)，或者通过认证包络11(参数P4)来使用其限制。

下面的列表是专用于飞行计划的功能所使用的轨道参数的非排他性的以及非限制性的列表，并且其边界能够在上述包络12、13的限制内针对第三方系统进行扩展。该列表可以包含：

-对于第三方系统而言批准和禁止的几何形状的列表(使得能够限定第三方系统与“飞行计划专用系统”之间的接口：

○仅纬度/经度点

○由其他点相对地限定的点

○批准和禁止的Arinc424航路点

○包括其定义的直线和圆弧：

■两个纬度/经度之间的直线

■来自纬度/经度的直线，具有长度和给定的航向或者给定的地面路线

■以其圆心(纬度/精度)、其半径、其方位、其起始角(相对于例如北极)及其远圆心角为特征的弧

○弧的更复杂的几何形状：例如椭圆、静态点(通常用于直升机的“盘旋”)

-最大侧倾

-最大侧倾速度

-最大俯仰

-最大俯仰速度(正的和负的)

-最大海拔(正的和负的)

-最大冲角(正的和负的)

-最小和最大飞行路径角(FPA)(正的和负的)

-根据航空动力学配置的最小速度和最大速度

○速度例如为：地面速度(GS),真正的空气速度(TAS),马赫数,校准空气速度(CAS),垂直速度(Vz)

○配置例如为：前缘缝翼和襟翼、空气制动器、着陆齿轮、突出元件(门、浮筒顶标、雷达吊舱…)的设定

-最大海拔和最小海拔

-最大和最小转向半径(对于曲线而言)

-最大加速度

-最大减速度

-最大横向负荷因数和垂直负荷因数

-最小推力和最大推力

-转换的强制类型和转换的禁止类型(例如“飞上”、“飞过”、平坦到达、平坦离开)

-从过渡点到下面的航路点的最大横向接合角

-海拔变化的强制模式，以及海拔变化的禁止模式

○模式为例如：固定Vz、固定FPA、固定推力“打开”

专用于飞行计划并且要对第三方系统扩展其边界的功能所使用的飞行计划参数的非排他性列表可以包含：

-附加的A424航路点的列表，13个类型的航路点中的批准的和禁止的

-航路点之间的批准和禁止的转接点(由Arinc424限定的可能的和不可能的配对到其他配对的扩展)

○例如，Arinc424转接DF-RF(直接到固定-半径到固定)，使得能够通过直线来连结圆弧

-对于“飞行计划”航路点的可定义的最小和最大飞行计划约束：海拔、速度和时间约束

○例如，‘高于(ATORFASTER)’速度约束的添加，而“飞行计划专用”系统仅能够考虑‘低于(ATORLESS)’速度限制

-飞行计划排序规则

○例如，要进行短途旅行以观其变的SAR上定序的分块。

专用于飞行计划并且要针对第三方系统扩展其边界的功能所使用的导航参数的非排他性列表可以包含：

-批准的和禁止的传感器和检测器(包括多传感器配置)：

○例如：民用GPS、战术GPS、Galileo、Gagan、Glonass、…雷达、卫星增强件、惯性系统、VOR、DME、TACAN、ILS、MLS、ADF等类型的无线导航信标

○强制性的或禁止性的频带。

在预备步骤10的库中所列出的参数具有默认值，这些默认值可以是：

-在代码中预先限定；

-在航空器启动时上传的默认配置文件中限定；

-通过储存手段或者通过数字数据链路经由装载而动态地限定；

-通过飞机上的操作者经由人机接口来限定。

再次参考图1，预备步骤10之后是第一步骤1，在该步骤初始化飞行计划和连续任务轨道。该步骤由专用于飞行计划的系统来实施，通常包括：仅在飞行计划的基础上利用由预备步骤10中的默认值限定的参数来构建轨道。

系统根据横向轨道和飞行计划标准来计算飞行计划的航路点之间的横向过渡，并且根据所选的垂直参数并行地或者紧接其后实施垂直飞行计划的集成。

第二步骤2管理对第三方系统给出的第三方轨道的接收，该第三方轨道由段来表示。更确切地，在该第二步骤中，如果该段不能被集成，专用于飞行计划的系统管理段的接收、其修改或其删除。在系统对段进行分析之后，并且如果其可接受，则系统对其进行格式化以便准备将其插入到轨道中。为此目的，该系统计算将由该段替代的飞行计划轨道的部分的边界，也称为枢轴点。

图3通过显示其可能的子步骤而示出了该第二步骤2。第一子步骤21分析从客户端8接收到的段。在该步骤中，专用于飞行计划的系统从第三方系统接收轨道段，也即，第三方系统为图1和图2中的客户端8。分析尤其涉及下面的特征：

-传输系统

-第三方系统请求的修正的类型：添加新的段、修改现有的段(替换)、删除段

-所使用的几何形状元素的类型：

○2D轨道：(航路点、直线、弧)

○2D+V(速度)轨道：对于段的每个分段集成了指定速度的2D轨道

○3D轨道：每个段的分段集成了海拔变化的2D轨道

○3D+V轨道：每个段的分段集成了指定速度的3D轨道

○“仅垂直”轨道：在现有的飞行计划上，指定速度曲线的集成(纯粹的垂直段、叠加在飞行计划上)

○航空器轴和速度或时间轴之间的任意其他组合

-来自步骤0的参数，可应用于与默认传输器相对应的段或者由默认传输器动态提供的段，诸如例如：

○待用于段上的传感器

○待用于段上的特定的引导参数

-分别指示在“飞行计划”的哪一点该方法必须针对第三方系统改变为任务模式以及在“飞行计划”的哪一点该方法必须结束第三方系统的任务从而恢复在“飞行计划”假设下的计算的“飞行计划”起点(任选)的存在和“飞行计划”终点(任选)的存在。

在第二子步骤22中，该系统计算段的管理。特别地，系统检查该段是否符合被集成于现有的飞行计划中的条件，这些条件尤其是：

-句法条件

○针对在步骤0中限定的使用领域对参数值的验证

○句法核查(正确格式的数字、被授权用于参数的字母数字字符)

-性能条件(CPU、RAM/ROM，堆栈大小...)

○相对于在“飞行计划专用”系统的输入上授权的最大数量的轨道元素(即，在简化步骤之前)添加的几何元素(直线、弧)的数量

-几何条件(将段链接到飞行计划的能力)

○用于限定直线和弧的元素的一致性(例如，对于RF类型的圆弧，半径与圆心和弧的出口点之间的距离一致)

○相对于飞行计划的距离一致性：轨道段具有与飞行计划分离以及与飞行计划交叉的一致性条件，第三方系统提出的枢轴点存在于飞行计划中，枢轴点与飞行计划一致，也即例如按正确的次序...

在子步骤23中，基于段的管理分析21和管理计算22，系统按照现有的飞行计划中的可接受标准来实施段的过滤。更具体地，该子步骤将该方法路由到以下两个可能的步骤24、25中的一个或另一个。

在拒绝将段集成在飞行计划中的情况下，系统将请求的拒绝通知24给第三方系统8。例如，状态被发送以允许第三方系统适合轨道。该状态表明了例如：

-句法错误；

-例如整个飞行计划、整个轨道或者所达到的最大数量的段得到的性能问题；

-几何元素的错误，在所述状态中被提供的受连累的元素。

在子步骤25中，在系统中接受段的情况下，系统在其飞行计划的数据结构中标识出截止区域，特别是起始枢转点和终止枢转点，由第三方系统提出的轨道将被插入其中，枢轴点是系统(在该情况下为飞行计划轨道)的段与另一系统(在该情况下为待插入的第三方轨道)的段之间的过渡点。

这些枢轴点可以或者可以不对应于已在飞行计划的数据结构中标识出的点。该子步骤25的结果使得能够继续进行到第三方轨道的插入步骤，从而构成连续任务轨道。

图4a和4b示出了待插入到航空器40所遵循的飞行计划的轨道中的第三方轨道。更确切地，图4a示出了由系统计算出的飞行计划的初始轨道20，以及图4b示出了相对于初始轨道20的第三方轨道段30。第三方系统希望将该轨道段30插入到初始轨道中。

图4a对应于在导航屏幕(导航显示器)上显示的初始飞行计划的表示，尤其包括点AGN、LAC10、LAC5、LAC2、LACOU、FISTO。在图4b中，系统确定轨道的进入点IN#1和离开点OUT#1并且通过投影方法来计算例如枢轴点。因此，第三方轨道的进入枢轴点“PIVOTIN#1”是例如点LAC5，在该点上进入点IN#1具有最小距离的正交投影。类似地，离开点“PIVOTOUT#1”是例如点FISTO，在该点上，离开点OUT#1具有最小距离的正交投影。

在任选的实现方式中，通过在如图4a和4b所示的椭圆形图形上选择另一元素，或者通过直接在屏幕上进行的适当的交互模式(利用光标、下拉菜单、触摸接口或者任何其他人机交互手段)，飞行员能够修改枢轴点。

再次参考图1，在第三步骤3中，专用于飞行计划的系统计算连续任务。该步骤将第三方段集成在飞行计划中，从而由其得到连续任务轨道。因此，该步骤尤其包括：将段的入口和出口附接到飞行计划的当前元素，以及根据对应的模式来实施轨道和预测计算。

图5示出了第三步骤3的可能的子步骤。在第一子步骤31中，该方法实施枢轴点之间的“飞行计划”处理。如果进入枢轴点和离开枢轴点不同，如图4b的情况那样，则方法保存中间的飞行计划元素，该中间的飞行计划元素将在第三子步骤33中被删除从而为段留出空间，使得在删除段或者相对于飞行计划改变其几何形状的修改的情况下能够取回该中间的飞行计划元素。

在第二子步骤32中，该段被插入在结构中。实施轨道的内部转换，从而使其在专用于飞行计划的系统的轨道包络之内。

该方法通过专用于飞行计划的系统以及系统中的内部存储设备来实施适合于预测计算的格式化。该轨道是第三方轨道，例如任务轨道，其与飞行计划轨道连接。更确切地，该适合的格式化包括：轨道段的简化，方式为轨道保持在限定的轨道包络内，尤其是针对专用于飞行计划的系统的计算的参数；以及专用于飞行计划的系统存储的参数。该包络可以是商用飞行认证包络11、航空器制造商示范包络12或者鲁棒性包络13，这取决于应用，其可能限定其他的轨道包络。基于简化的轨道来实施实时计算，尤其是预测计算，然后如果需要可以做出估计，从而相对于实时轨道来定义预测。例如，基于简化的轨道来计算燃料消耗的预测，并且然后估算出与真实轨道的消耗差值，从而得到该真实轨道的消耗预测计算。

根据本发明的方法如此实施轨道段的优化几何处理，允许将轨道段插入专用于飞行计划的计算机中，同时确保了段的存储设备的性能、用于后续计算的CPU性能以及所获得的计算的最终精度。根据轨道的视点和用于获得正确预测(经过时间、消耗的燃料...)的预测计算来简化段，而无需涉及到轨道的使用领域以及专用于飞行计划的系统的预测计算参数的问题。

在该子步骤32的入口处的初始段30可以由多个分段构成，尤其是如果预期的动力较大。典型地，段30可以包括用于几十海里的任务的几百个分段。图6示出了该大量的分段。其表明，段61要插入轨道段30中，已经显示了段61的放大视图62。与整个段30相比而言非常短距离的放大部分仅显示出了12个断点。

该方法根据从在预备步骤10中定义的可用的计算包络中对包络的选择(可配置硬件，可由飞行员选择，或者可由第三方系统选择)来限制第三方系统的输入参数。

在最低限度上，该方法使第三方系统的数据进入鲁棒性包络13。

有益的是，该方法调整第三方系统的数据和参数，从而符合精度要求：根据计算所要求的精度，其使参数进入航空器制造商包络12或认证包络11。事实上，即使这样在较大程度上修改了最终的轨道，这些包络的使用也使得能够获知以确定的方式在计算结束时将获得的精度。

因此，该方法确定了用于其余计算的可能的轨道动力学。例如，对于固定翼航空器，使得能够改变航向的转向由弧来限定，其转向半径等于：R＝V²/(g*tan(phi))，其中V是相对于地面的速度，g是重力常数，并且phi是侧倾角。实现转向是侧倾速度Vphi的函数。

V的最小值和最大值尤其取决于海拔、气象(风速)和航空器的重量。

phi和Vphi的最大值尤其是海拔、航空器状态和乘客舒适规则(例如在转向期间的最大负荷因素)的函数。

因此，该方法能够计算转向半径R沿着段的目标值。该方法利用转向半径假设来重新计算初始段的转向。

然后，该方法确定段的最终长度以及对预测的影响。特别地，简化得到了建模的风的略不同的预测，并且对可能估算的时间和燃料预测具有影响。例如，在该段上的时间和燃料预测可以是那些来自在简化段上的计算的时间和燃料预测乘以初始轨道的长度与所得到的简化后的轨道长度之间的收缩率的倒数。更一般地，尤其是在简化段上的实时或预测计算的计算结果乘以收缩率的倒数，从而获得适合于初始轨道(真实轨道)的最终结果。

在用于更加减少分段数量的可选方案中，该方法在其计算中忽略了转向。轨道变成了直线的延续。

图7a和7b示出了简化轨道的两个示例，原轨道仍为图4a和图6中所示的轨道30。图7a示出了简化的轨道30，具有68个分段71，包括弧。图7b示出了进一步的简化，其中忽略弧，并且其中简化的轨道包括31个分段72，这些分段则为直线分段。有利的是，预测计算是通过专用于飞行计划的系统在这些简化轨道上实施的，假设所有的计算和参数仍包含在所选的包络11、12、13内。

在图7a的情况下，相对于轨道的长度差为1％。在图7b的情况下，长度差为5％。该差别的知识能够用于根据在简化轨道上计算的预测来在真实轨道上进行预测计算。

在该第二子步骤32中还处理动态段。动态段应被理解成是指由第三方系统发送的段，其中几何形状周期性地变化，例如，跟随海上浮标的轨道或者跟随移动对象的轨道。在该情况下，段30的多个几何形状连续地发送到专用于飞行计划的系统。过滤机制使得能够仅在检测到几何形状的巨大变化的情况下才重新计算段。实际上，通过其坐标来检测轨道的几何形状。仅在其几何形状相对于当前几何形状以大于给定阈值的差值不同的情况下，该方法才对新段实施后续的计算。该阈值可以被视为等于段的简化率。因此，如果例如使用5％简化的轨道，如在图7b的情况那样，则仅当新段以大于5％的差值不同于当前段时该方法才实施该子步骤32之后的计算。这有利地使得能够保持专用于飞行计划的系统的存储器和计算性能。

即使对第三方轨道段进行过滤，其仍在为机组人员设置的屏幕上显示。这种计算轨道和显示轨道的双重轨道有利地允许第三方系统计量多个可选的段。虽然显示出真实轨道，但是第三方系统能够发送不同的段以及取回预测结果(例如燃料时间仍可供使用)从而选择最佳的段。另一优点在于，如航空器或机组人员所看到的，轨道是唯一的，避免了一致性问题。换言之，客户端仅处理一个轨道。

在第三子步骤33中，实施接合的计算，也即，用于将飞行计划的轨道20的部分与第三方轨道20的部分连接的轨道计算，第三方轨道被插入在这两个部分之间。图8a和8b示出了这些接合。系统计算段30的进入枢轴点LAC5与段30的进入点IN#1之间的轨道。使用预备步骤10中的对应于要替换的飞行计划的类型的参数。按相同的方式，系统计算段的离开点OUT#1与离开枢轴点FISTO之间的轨道。图8a示出了飞行计划的原轨道20和接合的第三方轨道30。然后，从轨道中去除包含在枢轴点LAC5与FISTO之间的飞行计划的部分。在一个选择中，该去除的部分可以由方法存储，以使其能够稍后被取回，并且如果例如取代它的任务段被删除则重新插入。图8b示出了所获得的新的连续任务轨道80。

能够使用所有已知类型的接合。可以使用使燃料消耗最小化的接合，其使得距离最小化，或者使得能够与例如段30的起点对准到达。在图8a和图8b的示例中，已经计算了接合以允许航空器与段30的入口和出口对准地到达和飞出。

在第四子步骤34中，实施该段上的轨道计算。为此目的，该方法尤其根据例如至少被带到鲁棒性包络13内的简化段的参数在飞行计划中集成航空器动力学方程。该系统例如视其计算参数为：

-用于初始飞行计划的部分的认证包络11的参数；

-用于段30的轨道的部分的、来自鲁棒性确保包络13的、航空器制造商包络12的或认证包络11的适当的参数。

在第五子步骤35中，实施后段轨道的计算。对于所有段均以相同的方式来实施轨道简化和接合计算。

系统通过在远至轨道下一段的范围内将认证包络的参数视为计算参数而在飞行计划上集成动力学方程。因此，在第三步骤3的输出处，可用连续任务轨道混合元素以及飞行计划的参数和轨道段30的参数。

再次参考图1：在第四步骤4中，实施客户端系统的个性化配置。在连续任务轨道80计算结束时，该计算包含了所有的预测计算，根据为经过的段的类型来配置该轨道80的客户端系统。在计算了集成不同段30的修正的飞行计划之后，该第四步骤使得能够将具有正确配置的结果传送给整套客户端系统。

图9示出了可能配置的不同步骤。实施这些步骤无需按特定的次序。列表不是限制性的。还可以不实施全部这些步骤，客户端系统客户端的其他个性化配置步骤是可能的。这些配置例如由专用于飞行计划的系统来实施。

第一步骤41涉及到可交互性以及个性化显示。该方法允许机组人员修正枢轴点，如图10a所示。离开枢轴点LACOU替代了在第二步骤2中计算出的枢轴点FISTO。机组人员能够验证该段。在图10b中，个性化显示显示出了修改后的和经验证的飞行计划100，将段30与在屏幕上的个性化显示进行集成，以及将段30与进入点IN#1和离开点OUT#1的特殊符号101进行集成。

该方法使得能够删除段。在该情况下，在根据子步骤33中的选项中的一个，实施了存储的情况下，包含在枢轴点之间的并且已经删除的飞行计划的点再次集成在飞行计划中，从而返回到原始飞行计划。

在图11a和图11b所示的示例中，机组人员决定在该段上飞行期间删除该段。形成枢轴点的点LAC5以及点LAC2返回到飞行计划的结构中。该方法创建了例如返回枢轴点LAC5并且遵循原始飞行计划的直接轨道，如图11b所示。

根据显示系统的性能，显示出原始段30或其从第三步骤得到的简化形式。有益的呈现包含了显示出真实的原始轨道，但是对于简化的轨道实施计算。

另一可能的步骤42是传感器的配置。该步骤的目的尤其是，当段活跃时，也即当航空器位于段的点IN#1与OUT#1之间时，与对应于该段的任务相符合地对传感器进行参数化。为此目的，系统取回在预备步骤中定义的参数当中的在第二步骤的第一子步骤21期间标识出的参数，并且将它们发送到传感器的对应的系统。例如，“海上搜索”类型的段能够配置光导发光传感器，例如可视光范围内的摄像机、红外摄像机、跟踪摄像机、和/或机载声纳浮标传感器。“避免雷达威胁”类型的段能够配置机载传感器以进入静音模式，活跃传感器发射波以便接收在该段期间被去激活的响应。在经过了“避免雷达威胁”或“低海拔飞行”类型的段的情况下，可以激活地形雷达。对于“交通避让”类型的段，可以激活TCAS的模式S雷达，从而拓宽其他航空器的接收锥。

另一可能的步骤43处理个性化引导。该步骤43尤其具有如下的目的：当段是活跃的时，对导航系统进行参数化。在该步骤中，在预备步骤10中定义的参数当中的在第二子步骤32中标识出的参数被取回，并且这些参数被送给对应的客户端系统9。

这些参数可以具有多种类型：

-按其名称或其类型或第三方系统“导航”航空器在该段上根据其特征来实施对段的特征的指定；

-当专用于飞行计划的系统拥有这些参数，例如所允许的最大侧倾时，通过专用于飞行计划的系统来实施对该段的轨道参数的指定。

另一可能的步骤44实施格式化以用于发送。特别地，当客户端系统9要求以“飞行计划”格式和/或以简化格式、以弧段71或直线段72的形式来接收轨道信息时，该方法计算分段以及对应的飞行计划。

为此目的，该方法使用由第三步骤得到的简化轨道，或者是从弧71得到的简化轨道，或者是从直线段72得到的简化轨道。图12示出了相对于之前图中的段示例30的对于第二种情况下的格式化。对于每个断点121，该方法根据客户端系统所预期的接口标准来创建路点。例如，对于通过数字数据链路与地面上的操作者(例如，AOC：航空公司，ATC：空域交通控制中心，CC：控制中心)的交换，该方法利用其特征来创建飞行计划类型的路点，这些特征尤其是2D或3D地理位置或速度约束。

上面已经针对航空电子应用描述了本发明。根据本发明的方法因此能够有利地由称为FMS(飞行管理系统)的飞行管理计算机、或者在尤其专用于飞行计划的计算机的飞行管理(FM)功能中使用。

图13示出了机载飞行管理系统FMS的功能体系结构。该公知的标准体系结构符合ARINC702A标准。FMS的一个功能是利用其传感器171(尤其是惯性系统、GPS、无线电信标)来定位航空器。该功能由定位功能LOCNAV170来实施。该系统包括以下功能和组件：

-飞行计划功能FPLN110，用于获得构成要遵循的路线的骨架的地理元素(出发程序和到达程序、路点...)；

-导航数据库NAVDB130，用于根据包含在库中的数据(点、信标、拦截航路点或海拔航路点...)来构建地理路线和程序；

-性能数据库PRFDB150，包含航空器的航空动力学参数和发动机参数；

-横向轨道功能TRAJ，120：用于由符合航空器性能和限制约束(RNP)的飞行计划的点来构建连续轨道；

-预测功能PRED，140：用于在横向轨道上构建优化的垂直轮廓；

-引导功能，GUID200，用于在其3D轨道上的横向平面和垂直平面上引导航空器，同时优化速度；

-数字数据链路DATALINK，180：用于与控制中心181和另一航空器进行通信。

根据飞行员定义的以路点为特征的飞行计划，依据对应航路点的路点之间的几何形状和/或海拔和速度条件，来计算横向轨道。在该横向轨道上，FMS从海拔和速度方面优化垂直轨道，穿过可能的海拔、速度和时间约束。在显示屏(MFD页、NTD和PFD显示器、HUD或其他)上对FMS输入或计算的所有信息进行分组。

HMI190(人机接口)部分包括FMS的HMI组件，其将用于发送到称为CDS(驾驶舱显示系统)的显示屏的数据进行结构化。

在FMS中该方法的多种实现方式是可能的。预备步骤10可以在设计期间来实施。专用于飞行计划的系统与第三方系统之间的编程接口(API)能够被实施，用于定义服务和使用领域。例如，将其集成在FMS、中间系统(AID，代表了例如“域交互代理”)或IHS(代表人系统接口)中。

作为专用于飞行计划的系统的FMS管理用于预测的简化轨道以及用于显示和引导的完整轨道。换言之，在简化轨道上实施计算，但是屏幕针对机组人员显示完整轨道。

第一步骤1、第二步骤2、第三步骤3和第四步骤4在FMS中实施。特别地：

-FMS的核心组件实施第一步骤1：尤其是FPLN、TRAJ和PRED；

-例如通过输入接口和输出接口来实施第二步骤2的子步骤21、22、23、24；

-第二步骤的第五子步骤25，实施段格式化和枢轴点的计算，并且通过FMS的核心组件来实施第三步骤3：尤其是FPLN、TRAJ和PRED；

-步骤41，通过FMS的HMI组件来实施个性化显示的配置；

-步骤42，通过FMS的LOCNAV组件来实施传感器的配置；

-步骤43，通过FMS的GUID组件来实施个性化引导的配置；

-步骤44，通过FMS的DATALINK组件来实施用于发送的格式化。

在第二可能的实现方式中，FMS管理用于预测的简化轨道。第三方系统，待插入到轨道段的发送方，管理用于显示和引导的整个轨道。除了下述之外，由与第一实现方式相同的组件来实施不同的步骤和子步骤：

-步骤41，通过发送第三方系统实施的个性化显示的配置；

-步骤42，通过发送第三方系统实施的传感器的配置；

-步骤43，通过发送第三方系统实施的个性化引导的配置。

在第三可能的实现方式中，FMS管理用于预测的简化轨道。第三方系统，待插入的轨道段的发送方，管理用于引导的整个轨道，并且集成的HIS管理连续的总体显示。除了下述之外，通过与第一实现方式相同的组件来实施不同的步骤和子步骤：

-步骤41，通过集成的HIS实施的个性化显示的配置；

-步骤42，通过发送第三方系统实施的传感器的配置；

-步骤43，通过发送第三方系统实施的个性化引导的配置。

在使用时各系统之间的其他实现方式是可能的。

应当注意的是，EFB、ANF、TP地面站或者图形输入装置尤其也具有类似的体系结构，尤其由显示屏、核心处理器和位于核心处理器中或者核心处理器与显示屏之间的显示管理器构成。因此，它们能够接收这些相同类型的实现，尤其是用于非航空电子学应用。

在航空电子领域，除了FMS应用之外，本发明能够应用于航空器上的实时系统，尤其是下面的系统：

-任务管理系统(MMS)，计算任务轨道(降落、续加燃料、低海拔地形遵从、搜索与救援(SAR)等等)；

-引导系统(用于飞行引导的FG或者用于自动驾驶的AP)，能够进行实施计算以及跟随的3D几何轨道(还有SAR)的所谓“更高”模式；

-滑行管理系统(用于“机场登机功能”的AOF)，计算地面轨道(称为“路线规划”)；

-气象监视系统(用于“天气信息管理系统”的WIMS)，计算几何轨道，根据天气(云、射流、湍流…)来优化飞行；

-地形监视系统(用于“地形识别和警告系统”的TAWS)，计算确保关于减压的安全性的轨道；

-轨道监视系统(用于“交通碰撞避让系统”的TCAS)，计算用于避让其他航空器的横向或垂直轨道；

-交通监控系统(交通计算机)，使得能够相对于目标航空器实施横向或垂直轨道(英文首字母缩略词ASAS或FIM所称的机动飞行)；

-电子飞行包(用于电子飞行包的EFB)，使得空中或地面的机组人员或者经由复杂的算法来提出对轨道的修正，从而优化飞行(迎冲最佳风，“触觉”轨道修正)；

-地面通信系统(用于通信管理单元的CMU)，使得能够与地面交换飞行计划和轨道；

-集成的HIS(控制多个上述系统的可交互接口)，显示各个系统的各部分。

本发明还能够应用于除了航空电子学的领域。本发明尤其适用于船用或机动车应用，例如，用于导航系统。在机动车应用中，轨道段为例如用于避免例如交通堵塞、临时道路作业或者针对机动车交通封闭的区域的可选路线。其他应用是可能的。在所有这些其他应用中，飞行计划轨道由另一类型的规划轨道来替代，该另一类型的规划轨道可以为例如由导航辅助系统提供的机动车导航轨道。

本发明尤其具有如下优势：使得能够在精确的背景下在具有展示的导航能力和安全能力的专用于飞行计划的系统与希望将轨道变化集成在系统内的系统之间进行交互。这使得能够计算可靠的预测，无论第三方段的接连性和飞行计划片的组成如何。

显示段以及旨在用于计算的简化段之间的双重机制，使得能够保持专用于飞行计划的系统的存储器和计算时间资源，前提是简化的段使得能够保持在接受的轨道包络内。该专用于飞行计划的系统如此能够实施计算，而无需修改代码或算法，这是因为根据本发明的方法使用了所述包络的参数。因此，不需要实施新的认证。

在其他优点当中，可以以非排他的方式提到以下这些：

-段可以为动态的(多个段被接连地发送)的事实：第三步骤3的第二子步骤32的过滤机制使得仅在检测到轨道坐标的巨大变化的情况下(如果例如使用了5％简化的轨道)才重新计算新段，该方法在该步骤之后不实施计算，从而保持专用于飞行计划的系统的存储和计算性能(RAM/ROM/CPU)；

-机制允许第三方系统对可选的段实施多种测试，从而计量与其他段相比某段如何是最优的事实。

-从航空器角度看轨道是唯一的，从而避免了管理一致性的问题的事实：客户端仅“占用”一个轨道。

Claims (19)

1.一种用于实时计算移动对象所遵循的轨道的方法，所述轨道来自于由系统(100)管理的规划轨道(30)，以及由第三方系统(8)发送给所述系统(100)的至少一个轨道段(30)，其特征在于，所述方法至少包括：

-预备步骤(10)，其中生成知识库，所述知识库包括计算参数以及其针对所述移动对象的使用领域，被限定在所述使用领域内的对应于所述移动对象的不同操作约束的至少一个参数包络(11，12，13)；

-第一步骤(1)，其中，所述系统(100)根据所述预备步骤的参数来初始化所述规划轨道，所述规划轨道的计算参数被包含在所述包络(11，12，13)中的一个包络中；

-第二步骤(2)，其中，所述系统(100)接收由所述第三方系统(8，9)发送的轨道段(30)，从而通过替代所述规划轨道(20)的一部分而被插入到所述规划轨道(20)中；

第三步骤(3)，其中，以其计算参数被包含在所述包络(11，12，13)中的至少一个中的方式通过分段法来简化接收到的和接受的段；

所述系统(100)基于所述简化的段(30)来实施计算。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，具有不同约束水平的多个包络(11，12，13)被定义，所述段的计算参数被包含在所述包络(11，12，13)中的一个包络中。

3.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，所述系统根据被带入到所述包络(12，13)中的至少一个中的简化的段(30)的参数来集成移动体的动力学方程。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，包含所述段的计算参数的包络(13)的约束水平低于包含所述规划轨道的计算参数的包络(11)的约束水平。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，使计算结果乘以所述简化的段的收缩率的倒数。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，在第三步骤(3)中，所述系统计算将所述规划轨道(2)的部分和所述段(30)的部分连接的轨道，利用与所替代的规划轨道部分的类型相对应的预备步骤的参数，所述段被计算以被插入到这些部分之间。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，所述段(30)的多个几何形状被连续地发送以用于插入，所述系统(100)实施滤波以使得仅当新的段(30)的几何形状以大于给定阈值的差值而不同于当前段的几何形状时才插入该新的段(30)的几何形状。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述给定阈值等于所述当前段(30)的简化率。

9.根据权利要求1至6中的任一项所述的方法，其特征在于，所述段(30)的多个几何形状被连续地发送以用于插入，所述系统(100)对所述段的几何形状实施实时计算，从而根据所述计算的结果来选择待插入的段。

10.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，所述段(30)由在其真实轨道上的显示单元来进行显示，所述计算在简化的段上被实施。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，在由所述段(30)替代的规划轨道的数据被删除的情况下，所述系统(100)取回由所述段(30)替代的规划轨道的数据。

12.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，所述系统(100)是飞行管理系统，所述规划轨道(30)是航空器所遵循的飞行计划轨道。

13.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述段(30)是任务轨道段。

14.根据权利要求12和13中的任一项所述的方法，其特征在于，所述计算包括所述航空器的燃料消耗的预测的计算以及在给定点处所述航空器的经过次数的预测的计算。

15.根据权利要求12和13中的任一项所述的方法，其特征在于，能够经由显示屏上的交互来修改所述段(30)与所述飞行计划轨道(20)之间的过渡点(PIVOTIN，PIVOTOUT)。

16.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，包括步骤(42)，依据与所述段相对应的任务并且依据在预备步骤(10)中建立的数据库的计算参数来配置传感器。

17.根据权利要求12至16中任一项所述的方法，其特征在于，当所述航空器飞经所述段(30)时，该方法包括例如步骤(43)，依据所述段的计算参数来配置导航系统。

18.根据权利要求12至17中任一项所述的方法，其特征在于，包括步骤(44)，对轨道信息实施格式化，以便发送到已经请求插入所述段的客户端(8，9)。

19.实施实时轨道计算的机载轨道管理系统，其特征在于，其使用根据前述权利要求中任一项所述的方法。