CN106249592A - 用于航空器的优化下降和进场剖面的自动确定方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种用于航空器的优化下降和进场剖面的自动确定方法和系统，其基于用于沿着航段S(i)从向后推算开始点到航空器减速开始的开始点DECEL扩展航空器的状态的向后推算。该自动确定方法包括针对每一航段S(i)，在下一空气动力学构型C(j+1)的速度范围上确定航空器的最佳速度VOPT(i)的步骤(112)，以根据预定的减速策略和/或飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束来执行。
Description
技术领域
本发明涉及自动确定优化航空器的空气动力学构型的管理的进场剖面的方法。
本发明还涉及一种系统，其配置成实施自动确定优化航空器的空气动力学构型管理的进场剖面的方法。
本发明还涉及用于显示和/或输入自动确定方法的输入参数的装置。
本发明还涉及用于显示由自动确定方法确定的进场剖面并优化航空器的空气动力学构型管理的装置。
背景技术
目前，民用飞机在航空数据库、输入到有效飞行计划中的数据以及用于航空器的性能数据的帮助下确定它们的垂直下降剖面。垂直剖面由飞行管理系统FMS建立，其计算与航空器的性能相关的、允许最好地遵守操作限制的轨迹。
预测的垂直下降和进场剖面，考虑了一些关于影响航空器减速的致动器的展开的时刻的设想，即缝翼、襟翼、起落架和减速板，这些瞬间随后也称为空气动力学构型设置的瞬间。
今天，空气动力学构型的设置瞬间也由性能数据库直接提供的速度来限定。惯例使用的速度为演习速度，也就是说自动管理模式中构型设置的最小速度。因此，除了取决于飞机的性能和预测的斜率的减速板，这些瞬间不改变。这意味着这些瞬间既不考虑实际气象条件，也不考虑程序。这些瞬间对于减速剖面、飞行时间、燃料消耗以及地面察觉到的噪音水平的计算而言仍然是重要的。
例如，缝翼和襟翼在演习速度伸展，否则，所谓的F/S/O分别代表：称为FULL(或3)的空气动力学构型，其中缝翼和襟翼延伸到较高的程度称为着陆；称为2的空气动力学构型，其中缝翼和襟翼延伸到较小的程度；以及称为1的构型。这些速度为最小速度Vmin，其中，当飞机处于飞行管理系统FMS的自动管理模式时，空气动力学构型可被延伸。此外，构型设置的最大速度Vmax称为VFEs，且确保翼上的载荷保持可接受。这些后面的速度提供给驾驶员座舱中的飞行员。
此外，出于简化的原因(例如依靠程序的高度约束的几何剖面的计算)，现有程序的垂直斜率通常被冻结。
在现有的经济和生态环境下，航空公司寻求减小飞行的操作成本以及减小它们的环境影响，也就是说通过减少燃油消耗来降低环境损害，例如噪音或温室效应气体的排放。
为了实现这些目的，提出了新的CAD(连续下降进场)/CDO(连续下降操作)类的新进场程序(噪音更小一没有等待航线)。它们必须在一个时间且同一时间提供环境效益并确保更好的决定，尤其是关于由空中交通管制预测的程序的结束时间涉及进场流动分离的问题。
一般地，所谓的CDA/CDO飞行程序在于以空档能量剖面飞行得更高，也就是说以最小的推力，不使用减速板，并利用在能量稳定和声音损害方面优化的构型设置瞬间。
因此，CDA/CDO程序的执行产生非常优化的垂直剖面的构型，在该处，如果偏航，则用于和垂直计划再次结合的演习的空间被减小。
考虑这个棘手的问题，缝翼和襟翼的伸展时刻因此在所谓的CDA/CDO飞行程序领域中计算下降和进场剖面方面具有重要作用。
然而，构型改变速度的选择固定在单一值的现有的技术方案在这方面是非常保守的，且不支持将减小操作成本作为由所述CDA/CDO程序固定的目标之一。特别地，现有的技术方案产生更高的燃料消耗。
此外，将构型改变速度固定在单一值意味着固定减速剖面且不能根据要满足的速度约束来进行调整。
此外，现有的技术方案与飞行员的操作实践不一致，因此不允许燃油消耗和到着陆的飞行时间的可靠且准确的预测。
一般而言，现在没有根据程序、气象条件、速度、时间、噪声及其他参数的约束的特征，而能够为每一次飞行适应构型设置的速度的自适性方案，即使专利申请FR3005759A1描述了自动确定优化下降和进场剖面的方法，其能够修改构型设置的瞬间，从而避免非适航斜率问题。然而，该描述的方法不能够在更宽泛且更复杂设定的环境下处理空气动力学构型的设定的优化。
构型设置的调整在使飞机的轨迹及其速度剖面适应多个操作约束的主要因素。然而，现在，空气动力学构型设置的顺序的简化建模的瞬间一般地基于固定的且最小的速度，不能够覆盖操作程序的可变性，称为“Dive和Drive”或“CDA/CDO”，且因此不反应飞行员的当前实践。
技术问题是要提供一种用于航空器的优化下降和进场剖面的自动确定方法，其能够计算优化构型设置的速度且因此空气动力学构型改变的瞬间，通过考虑机翼上的载荷及结构、演习速度、程序(速度、时间、噪音、斜率的约束)以及操作成本(燃油消耗、噪音)。
技术问题是要提供一种用于航空器的优化下降和进场剖面的自动确定方法，其允许飞行员具有根据惯例实践对提前或较迟减速进行选择，同时保证用于航空器在IFR(仪表飞行规则)下在1000ft AGL(在地面上)或在VFR(可视飞行规则)下在500ft AGL的稳定的充分减速能力。
发明内容
为了这个目的，本发明的主题是一种用于航空器的下降和进场剖面的自动确定方法，其在基于一个或多个电子计算机的飞行管理系统的基础上执行，该下降和进场剖面从航空器的减速开始的开始点DECEL发展到稳定点，包括限定在连续的特征点之间的一系列航段，其中一些点为空气动力学构型改变点，该构型取自预定空气动力学构型的离散集合；该自动确定方法基于向后推算，用于沿着该序列航段从稳定点到航空器下降开始的开始点DECEL扩展航空器的状态；并且对于包含在剖面中的、限定在向后推算的相关当前开始特征点SP(i)和向后推算的相关当前将到达的特征点SP(i+1)之间的每一当前航段S(i)，该自动确定方法包括：
.-依据在向后推算的当前开始特征点SP(i)处有效的当前构型C(j)和空气动力学构型改变的标称顺序，来确定航空器的一个或多个下一空气动力学构型C(j+1)的步骤；以及
为下一个或下多个空气动力学构型(Cj+1)确定并提供可能用于所述下一空气动力学构型C(j+1)的一系列速度，其由最小速度Vmin(j+1)和最大速度Vmax(j+1)划界；
该自动确定方法特征在于其包括，针对包含的每一航段S(i)，在下一空气动力学构型C(j+1)的一系列速度上确定航空器的最佳速度VOPT(i)的步骤，所述航空器的最佳速度VOPT(i)取决于预定的减速策略和/或在飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束。
根据特定的实施例，自动确定方法包括下列特征的一个或多个：
.-减速策略是单一标准的优化策略，其最小化取自航空器的燃油消耗、航空器产生的噪音水平、飞行时间中的一个参数；或多标准优化策略，其优化多个标准的组合，它们中的至少一个包括在由燃料消耗、噪声水平和飞行时间组成的组内；
.-飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束包括在由如下组成的约束的组内：在航段的特征点达到的速度的约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BELOW)，或包括在预定的速度窗口(WINDOW)内；以及在航段特征点的达到时间的约束，其大于或等于预定阈值(AT或AFTER)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BEFORE)，或包括在预定的时间窗口(WINDOW)内；以及在航段的特征点的基础上遵守的噪音约束；以及在航段的特征端点达到的海拔的约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BELOW)，或包括在预定的速度窗口(WINDOW)内；以及燃料消耗约束；
.-自动确定方法进一步包括针对包含的每一当前航段S(i)，所述航段S(i)的数值集成步骤，使得能够沿着当前航段S(i)从向后推算的相关开始特征点SP(i)到向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)扩展航空器的状态，该状态根据由序列发生器限定的当前航段S(i)的类型以及终止条件来实施，该终止条件或者由在当前航段达到飞行器的最佳速度来限定，或者由达到相关当前向后推算到达特征点但还没有达到航空器最佳速度来限定；
.-航段的类型包括在由如下组成的组内：FPA(飞行路径角)类型航段，在于相对于地面固定斜率；以及OPEN类型航段，在于固定发动机额定功率；以及VS类型航段，在于固定垂直速度；以及LEVEL类型航段，在于固定海拔；FPA、OPEN、VS、LEVEL类型航段，能够通过选择在减速模式、恒速模式或加速模式中执行；
.-自动确定方法包括在达到航空器最佳速度时执行的飞行能力测试步骤，其在于：将与新构型C(j+1)的展开相关的极限斜率FPAlim确定为允许在不减速和不加速的“空载”推力下保持航空器的速度的绝对值最大的斜率，并且将当前航段S(i)的斜率与确定的极限斜率FPAlim相比较；
.-当达到形成向后推算的相关当前达到点的特征点，但还没有达到航空器的最佳速度时，比较根据选自第一方案和第二方案的DECEL策略的优化方面的性能，第一方案在于在当前航段S(i)的达到点推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变；且在根据第一方案的选择DECEL策略的优化方面的性能优于第二方案的性能的情况下，与新空气动力学构型的展开相关的极限斜率FPAlim被确定为允许在不减速和不加速的“空载”推力下保持航空器的速度的最大斜率，然后，当前航段S(i)的斜率与极限斜率FPAlim相比较；
.-在当前航段S(i)的斜率大于或等于预报的新的标称构型上的极限斜率FPAlim时，寻求是否存在新的标称空气动力学构型的替代空气动力学构型；且如果确定存在新的替代空气动力学构型，则针对这个替代，比较根据DECEL策略的优化方面的性能，该策略选自第一方案和第二方案之间，第一方案在于利用这个替代在当前航段的达到点推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变；且对于这个替代，在根据第一方案的选择DECEL策略优化方面的性能优于第二方案的性能的情况下，与新的替代空气动力学构型的展开相关的极限斜率FPAlim被确定为允许在不减速和不加速的“空载”推力下保持航空器的速度的绝对值最大的斜率，然后当前航段S(i)的斜率与确定的极限斜率FPAlim相比较；然后，在当前航段S(i)的斜率的绝对值严格小于或等于确定的极限斜率FPAlim的情况下，在修改当前空气动力学构型的步骤中，实施当前空气动力学构型到新的替代空气动力学构型的改变；而在不存在任意新的替代空气动力学构型的情况下，对于其当前航段S(i)的斜率的绝对值严格小于或等于确定的极限斜率FPAlim，当前空气动力学构型在整个下一航段S(i+1)内保持；
.-在当前航段S(i)的斜率严格小于或等于用于新的空气动力学构型C(j+1)的极限斜率FPAlim时，在修改当前空气动力学构型的步骤中，实施当前空气动力学构型到根据序列发生器的标称顺序的新的标称空气动力学构型的改变；
.-在达到相关当前向后推算到达特征点，但还没有达到航空器的最佳速度时，比较根据DECEL策略的优化方面的性能，该策略选自第一方案和第二方案，第一方案在于在当前航段的到达特征点处推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变；而在根据第二方案的选择的DECEL策略的优化方面的性能优于第一方案的性能的情况下，寻求是否存在针对标称空气动力学构型的替代空气动力学构型，且如果确定存在替代空气动力学构型，则针对这个替代，比较根据DECEL策略的优化方面的性能，该DECEL策略选自第一方案和第二方案，第一方案在于利用这个替代方案在当前航段的到达点推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变。
本发明的主题还为用于航空器的下降和进场剖面的自动确定方法，其在基于一个或多个电子计算机的飞行管理系统的基础上执行，该下降和进场剖面从航空器减速开始的开始点DECEL演变到稳定点，包括经过连续的特征点的一系列水平的和垂直的飞行阶段，其中的一些点为空气动力学构型改变点，该构型选自预定空气动力学构型C(j)的离散集；该自动确定方法基于优化轨迹的计算，其将水平和垂直飞行阶段直接集成进飞行计划中且特征在其包括：
.-提供空气动力学构型C(j)并针对每一空气动力学构型计算可能用于所述空气动力学构型的一系列速度的步骤，该速度由最小速度Vmin(j)和最大速度Vmax(j)划界；以及
.-以优化控制问题的形式将从开始点DECEL到稳定点计算全球轨迹的问题用公式表示的步骤；以及
.-利用用于空气动力学构型的约束之间的折衷来解决优化控制问题，从而确定它们的最佳顺序的步骤，特征点的计算和根据预定减速策略和/或飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束优化的构型的设置的速度VOPT(j)的计算。
本发明的主题还为用于航空器的下降和进场剖面的自动确定系统，其包括：基于一个或多个电子计算机的飞行管理系统，用于输入数据以允许飞行员将数据输入至飞行管理系统中的装置，一个或多个用于显示航空器的一个或多个下降剖面的显示器；且在其中：
.-航空器的下降和进场剖面被预报，以从航空器的减速开始的开始点DECEL演变到向后推算开始点，且包括限定在连续的特征点和空气动力学构型改变的位置之间的一系列航段，该空气动力学构型取自整数个预定空气动力学构型；以及
.-飞行管理系统(10)配置成执行自动确定方法，其基于用于沿着该系列航段从向后推算开始点到航空器的减速开始的开始点DECEL扩展航空器的状态的向后推算；并且针对包括在剖面内的、限定在向后推算的相关的当前开始特征点SP(i)和向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)之间的每一当前航段S(i)来执行，
.*确定航空器的一个或多个下一个空气动力学构型C(j+1)的步骤，其基于在向后推算的当前开始特征点SP(i)有效的当前构型C(j)以及空气动力学构型的改变的标称顺序；以及
.*针对下一个或多个空气动力学构型(Cj+1)确定并提供一系列用于所述下一空气动力学构型C(j+1)的可能的速度，该速度由最小速度Vmin(j+1)和最大速度Vmax(j+1)划界；
用于自动确定下降和进场剖面的系统特征在于：
.-该输入装置和飞行管理系统配置成留给飞行员对输入和选择减速策略进行选择；以及
.-飞行管理系统配置成为包含的每一个当前航段S(i)，在下一空气动力学构型C(j+1)的一系列速度中，根据选择的减速策略和/或飞行程序中固有的或由飞行员引入他的飞行计划中的预定约束来确定航空器的最佳速度VOPT(j+1)。
根据特定的实施例，用于自动确定的系统包括下列特征的一个或多个：
.-该飞行管理系统配置成通过一个或多个显示器为飞行员提供最佳空气动力学构型改变速度和/或预测轨迹上实施空气动力学构型的改变的假定航路点，和/或为自动领航提供最佳空气动力学构型改变速度和/或用于启动对应的一个或多个致动器的空气动力学构型改变的瞬间；
.-用于航空器的下降和进场剖面的自动确定系统进一步包括一组致动器，其由航空器的缝翼、襟翼、减速板、起落架构成，用于执行序列发生器允许的多个空气动力学构型；每一空气动力学构型特征在于选自缝翼、襟翼、减速板、起落架的致动器的展开状态以及起落架的伸展状态的组合，致动器的展开状态的每一个由参数提供，该参数代表缝翼与第一预定方向所成的第一角度、襟翼与第二预定方向所成的第二角度、以及减速板与第三预定方向所成的第三角度。
本发明的主题还为空气动力学构型改变的显示器，根据上面描述的自动确定方法来确定，所述显示器包括：
.-第一屏幕，用于以海拔和/或速度显示横向航空剖面和/或垂直下降剖面，该剖面包括在其每一个上发生空气动力学构型的改变的每一假定航路点，假定航路点的地理位置根据选择的减速策略而变化；和/或
.-第二屏幕，用于显示用于选择的空气动力学构型的可能的速度的标识，和/或与减速策略的选择以及输入的飞行计划相对应的空气动力学构型的延伸的最佳速度。
附图说明
通过阅读对多个实施例的说明将更好地理解本发明，其仅借助于示例给出，其将遵循并参考附图，其中：
-图1为用于航空器的FMS类型的飞行管理系统的视图，其配置成执行本发明的自动确定方法；
-图2为根据本发明的自动确定方法的流程图，由图1的飞行管理系统执行；
-图3A和3B分别为输入减速策略选择的显示器的视图，这里是标称的，以及包括与选择的标称减速策略相对应的空气动力学构型改变点的航行显示器的视图；
-图4A和4B分别为用于输入减速策略的选择的显示器的视图，这里是延迟的，以及包括与选择的延迟的减速策略相对应的空气动力学构型改变点的航行显示器的视图；
-图5A和5B为用于减速策略的确认选择的输入的显示器的视图，这里是延迟的，以及包括与选择的延迟的减速策略相对应的空气动力学构型改变点的确认的航行显示器的视图；
-图6为可比较的竖直显示器的视图，剖面的海拔和速度分别与标称减速策略和延迟的减速策略相关联；
-图7为关于速度的信息的显示器的视图，该速度允许空气动力学构型的改变，并由图2的自动确定方法确定。
具体实施方式
一般地且按照惯例地，在飞行准备或在改线中，机组人员将其飞行计划输入至飞行管理系统中，通常称为FMS，其依据表述“飞行管理系统”。
在已知的方式中，在由飞行员限定的、为一列航路点和一列与出发、到达航线、任务相关的程序的形式的飞行计划的基础上，横向轨迹根据航路点(通常称为LEGs)之间的几何段、和/或用于转向半径的计算的海拔和速度条件来计算。在这个横向轨迹上，该FMS优化了垂直轨迹，其遵守海拔、速度、时间、斜率上的可能约束。
为了预报飞机的行为并因此确定轨迹，该FMS使用性能数据库，其能够预报飞机给定状态的行为。
根据惯例，当航空器为飞机时，称为“航空器状态”的航空器的状态限定为由影响飞机的飞行技巧的所有参数组成的组：特别是斜率，但也包括推力、阻力、质量、速度、海拔、空气动力学构型等等。
根据图1和用于航空器的飞行管理系统的功能性表示，基于一个或多个电子计算机的飞行管理系统FMS 10具有包括例如由键盘组成的输入装置的人机界面12，以及例如由显示屏幕组成的显示装置，或者仅仅为显示触摸屏，以及执行1996年12月命名为“先进飞行管理计算机系统”的ARINC702标准中描述的多个功能的模块。根据本发明的方法可在类似结构的框架中执行，但不限定到后者。飞行管理系统FMS10配置成通过下列多个模块执行ARINC702标准的全部或部分功能：
.-航行模块14，称为LOCNAV，其用于根据地理定位装置16来执行航空器的最佳定位，所述地理定位装置16例如基于卫星的地理定位或GPS、GALILEO、VHF(超高频)无线电导航信标、惯性平台。这个模块与前面提到的地理定位设备通信；
.-确定飞行计划的模块18，称为“FPLN”，用于输入组成要遵循的路线的轮廓的地理元素，例如由起飞和到达程序强加的点、航路点、航路；
.-航行数据库20，称为NAVDB，用于在数据的帮助下构建地理路线和程序，该数据包括在与点、信标，并与轨迹的部分相关的数据库中，也称为截获或海拔的“腿”，等等；
.-性能数据库22，称为PRF DB，包括与空气动力学参数以及航空器发动机的性能，以及其使用领域或飞行模型相关的信息；
.-横向轨迹确定模块24，称为TRAJ，用于在飞行计划的点的基础上构建连续的轨迹，遵循航空器的性能和限制约束(RNP)；
.-预测模块26，称为PRED，用于构建横向轨迹上的优化的垂直剖面，并提供对距离、时间、海拔、速度、燃料和风的评估，尤其在每一个点上、在飞行参数每一次改变上以及在目的地的每一次改变上的评估，并且其将被显示给机组人员。形成本发明主题的功能特别地影响计算机的这部分，并且应注意的是，模块24和26可集成为单一模块TRAJ-PRED，其全局地处理横向和垂直计算；
.-导航模块28，称为GUIDANCE，其在由预测模块26计算的信息的帮助下，用于在其三维轨迹的横向平面和垂直平面内引导航空器，同时遵守速度。在配置有自动领航装置30的航空器中，自动领航装置30与导航模块28交换信息；
.-数字化数据传送链接装置32，称为DATALINK，用于在飞行计划模块和预测模块与控制中心或其他航空器34之间交换信息。
根据图2和优选实施例，根据本发明的用于航空器的优化下降和进场剖面的自动确定方法102由飞行员在飞行计划的输入和DECEL策略的选择期间初始化。
一般地，自动确定方法102基于FMS预测的计算并在于计算航空器进场的最佳最终减速。这个计算包括通过考虑多个约束(燃料、时间、噪音、载荷、等等)，构型设置能达到的最小和最大速度的计算，以及轨迹的特征点的计算以及构型设置的最佳速度的计算。
自动确定方法102依赖于序列发生器，其对应于传统的状态机，本领域技术人员非常了解其变形。这个序列发生器限定要使用的航段的顺序并包含将多个类型的航段的集成串接在一起的预定策略。使用的航段可传达航空器引导的多个模式，例如依靠四个类型的航段。倾斜航段，称为FPA(飞行路线角度)，在于固定相对于地面的斜率；OPEN航段，在于固定发动机额定功率；垂直速度航段，称为VS，在于固定垂直速度；海拔水平或等待航线航段，称为LEVEL，在于固定在一个海拔上。这四个类型航段的每一个分为两类：加速(或减速)航段以及恒定CAS或MACH速度航段。因此，序列发生器根据预定策略，在称为初始“航空器状态”的起始航空器状态的基础上组合这多个航段，以构建航空器的轨迹。该航空器状态因此通过数值集成被沿着给定类型的航段扩展，直到达到标志当前航段结束以及新航段开始的一个或多个退出条件。退出条件可由对应于考虑的航段类型的速度、海拔和/或距离来限定。例如，恒速LEVEL航段可仅根据距离条件终止，而恒速FPA航段可根据海拔条件或距离条件终止。航段结束时的最终航空器状态组成随后航段的初始航空器状态，并因此被扩展直到达到计算的最终条件。
也可使用加速和减速方面的变形。
因为其涉及更新的最佳速度VOPT的限定，所以本发明与排序和数值集成机制关系紧密地描述，代替传统使用的演习速度，即空气动力学构型设置的最小速度，且其组成退出数值集成航段的条件。此外，其可选地涉及迭代以优化考虑的航段上的航空器的空气动力学构型。然而，通过公式化表示等于这些退出条件的正规约束，可采用类似的方式来应用同样的逻辑。
根据本发明的自动确定方法102基于用于计算传统地由当前飞行管理系统FMS使用的预测的算法。
根据本发明的优选实施例，自动确定方法102借助于向后轨迹推算来应用，并且其能够根据由状态机的序列发生器预定的顺序并依靠飞行员选择的减速策略，来建立连续的多个空气动力学构型直到建立平稳的构型。
在这里，空气动力学构型在广义上限定为与航空器的减速元件或致动器的展开状态的允许组合相对应的空气动力学构型，即缝翼、襟翼、起落架和可选地减速板。
致动器的展开状态分别由参数提供，所述参数代表缝翼与第一预定方向所成的第一角度、襟翼与第二预定方向所成的第二角度、减速板与第三预定方向所成的第三角度、以及起落架的伸展状态。因此航空器的空气动力学构型可由航空器的多个致动器的展开状态的相关向量来限定和识别。
自动确定方法102包括一组步骤。
在第一初始化和输入步骤104，飞行员按照惯例通过他的飞行管理显示器FMD输入飞行计划FPLN。在同一第一步骤104，飞行员在至少两个不同的减速策略(其包括第一标称减速策略，标记为NOMINAL)的菜单上输入并选择DECEL减速策略。例如，第二减速策略(标记为LATE)比第一标称减速策略更迟地执行航空器的减速。
根据步骤104的变形，在不询问飞行员的意见的情况下，系统地预先选择第二优化策略LATE。
之后，在第二向后推算初始化步骤106，当前航段S(i)的计数器i被设定为1，以执行根据本发明的方法102以及表示为S(1)的第一航段的集成。
一般地，下降和进场剖面从航空器开始减速的开始的开始点(标记为DECEL)，演变到与开始着陆阶段之前的航空器的稳定点相对应的向后推算开始点。
一般地，下降和进场剖面包括一序列或一系列整数N个航段S(i)，它们限定在连续的特征点SP(i)、SP(i+1)和取自一组空气动力学构型的空气动力学构型改变位置之间。整数i表示标号的索引或等级并按照用于航段S(i)的向后推算的算法沿着剖面向后的遍历移动，航段S(i)由分别标记为SP(i)和SP(i+1)的向后推算开始特征点和向后推算到达特征点划界。
自动确定方法102是基于向后推算的，用于沿着顺序的航段S(i)扩展航空器的状态，i从1变到N，即从向后推算开始点SP(1)(也称为稳定点)到航空器减速开始的开始点SP(N+1)DECEL。
向后推算开始点SP(1)为第一航段S(1)的开始特征点，并组成在IFR(仪表飞行规则)仪表飞行模式中地面以上(AGL)至少1000英尺或VFR(可视飞行模式)中地面以上(AGL)至少500英尺的航空器的稳定点，可操作余量可添加到这些最小值中。
当前航段由具有可由领航选择的第一(所谓着陆)空气动力学构型(3或FULL)的第一航段S(1)初始化，与其开始特征点相关，在同样的第二初始化步骤106，航空器的下一空气动力学构型根据可利用的多个致动器以及空气动力学构型的顺序来确定，该顺序被状态机的序列发生器根据由数据库22PERF DB提供的信息来预报或编程。
此后，在同样的第二初始化步骤106，对于针对第一航段S(i)预报的下一空气动力学构型，计算并提供可能用于所述下一空气动力学构型的一系列速度，该速度的范围由最小速度Vmin和最大速度Vmax划界。授权的速度的范围特别地考虑了在详述航空器的性能的数据库中提供的航空器机翼上授权的最大载荷、以及在第一航段S(1)的开始特征点SP(1)、由航空器状态在这一点SP(1)提供的航空器的质量。
此后，在航段S(i)遍历移动(由航段遍历移动的索引i来描述)的循环108中，在计算下一特征条件的第三步骤110，确定当前航段S(i)的到达特征点SP(i+1)的特征条件。在这个第三步骤110，到达特征点的下一特征条件为当前航段S(i)的数值集成的终止条件。能依靠以形成到达特征点的一个或多个下一终止点被在飞行计划和飞行程序的基础上特别地确定，且可为：
.-或者航路点，约束通过其可能被联系起来；
.-或者由沿着轨迹的浮动地纬度/经度限定的多个点(假定航路点、约束的噪音带的进入，等等)；或者
.-具有例如限定速度的特征海拔。
之后，在第四最佳速度推算步骤VOPT(i)112中，针对当前航段S(i)，在与当前航段S(i)相关的下一空气动力学构型的一系列速度上，根据预定减速策略和/或飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束来确定航空器的最佳速度。
该减速策略为单标准优化策略，其最小化了选自燃料消耗、噪音水平、噪音功率模版、下降时间的一个参数，或多标准优化策略，其优化了多个标准的组合，它们中的一个包含在由燃料消耗、噪音水平以及下降时间组成的组内。
飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束包括在一组约束内，该组约束由如下组成：
.-在航段的特征点达到的速度约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BEFORE)，或包含在预定的速度窗口(WINDOW)内；以及
.-在航段特征点处的达到时间约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BELOW)，或包含在预定的时间窗口(WINDOW)内；以及
.-最大噪音约束，其为在航段特征点的基础上或在给定的海拔下遵守的；以及
.-在航段特征端点处达到的海拔约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BEFORE)，或包含在预定的速度窗口(WINDOW)内；以及
.-燃料消耗约束。
之后，在当前航段的数值集成的第五步骤中114，执行当前航段S(i)的数值集成，以允许飞机的状态根据序列发生器限定的当前航段的类型以及终止条件，沿着当前航段S(i)从向后推算的相关当前开始特征点SP(i)扩展到向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)，该终止条件由如下来限定：
.-或者在当前航段S(i)达到航空器的最佳速度VOPT(i)；
.-或者达到向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)，而没有达到航空器的最佳速度。
当前航段的数值集成在于考虑了航段的类型以及其相关约束，来确定飞机的状态的时间演化的轨迹的部分。
在第七分支步骤116，在当前航段达到航空器的最佳速度VOPT(i)时，执行验证未超过当前航段S(i)授权的极限斜率阈值的第八步骤118，或者当达到向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)而没有达到航空器的最佳速度VOPT(i)时，执行评估推进空气动力学构型改变的优势的第九步骤120。
在第八步骤118中，将与下一空气动力学构型的展开相关的极限斜率FPAlim(i)，确定为航空器遵守的、允许在不减速和不加速的“空载”推力下保持的航空器的速度的最大斜率，且之后将当前航段S(i)的相关斜率与先前确定的极限斜率FPAlim(i)相比较。这个保持功能的目的在于避免过陡地下降，一般称为“过陡路线”。
在第九步骤120，比较根据选自第一方案和第二方案的DECEL策略的优化方面的性能，第一方案在于在当前航段的到达点推进空气动力学构型的改变，第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变。
之后，在第十分支步骤122，当根据第一方案的选择的DECEL策略的优化方面的性能优于第二方案的性能时，执行第八步骤118，否则执行第十一步骤124。
在第十一步骤124，寻求是否存在标称空气动力学构型的替代空气动力学构型，其在用于将标称空气动力学构型串接在一起的标称次序的等级方面是相等的。
在第十二分支步骤126，当存在由序列发生器预报的等同于标称空气动力学构型的替代空气动力学构型时，至少执行第九和第十步骤120、122，或者，当不存在或不再存在由序列发生器预报的等于标称空气动力学构型的替代空气动力学构型时，执行保持当前或目前空气动力学构型的第十三步骤128。
第十三步骤128的执行是步骤118或步骤120被拒绝的结果，以进行在当前航段S(i)的到达特征点SP(i+1)预报的下一空气动力学构型的启动。在当前航段S(i)保持当前空气动力学构型的一个或多个致动器的启动，要预报的用于下一航段S(i+1)的下一标称空气动力学构型将与针对当前航段S(i)确定的下一标称空气动力学构型相同。
在第十四分支步骤130，在第八步骤118之后，当与当前航段S(i)相关的斜率大于或等于极限斜率FPAlim(i)时执行第十一步骤124，或者在与当前航段S(i)相关的斜率严格小于极限斜率FPAlim(i)时执行修改当前航段的到达特征点SP(i+1)的空气动力学构型的第十五步骤132。
在第十五步骤132，通过在当前航段S(i)的到达特征点启动新构型，来修改航空器的空气动力学构型。
之后，在第十六步骤134，根据多个可利用的致动器以及空气动力学构型的顺序，来确定下一个或多个构型(如果合适的话，至少下一标称构型和替代构型)，该顺序被状态机的序列发生器根据由数据库22PERF DB提供的信息来预报或编程。
在第十七步骤136，针对为下一航段S(i+1)预报的下一空气动力学构型，计算和提供一系列可能用于所述下一空气动力学构型的速度，该速度范围由最小速度Vmin(i+1)和最大速度Vmax(i+1)划界。授权的速度的范围特别考虑了在详细说明航空器的性能的数据库中提供的航空器机翼上授权的最大载荷，以及由航空器状态在这个点提供的、在集成当前航段S(i)的步骤中计算的、航空器在当前航段S(i)的到达特征点SP(i+1)的质量。
在第十八步骤138，在步骤128或步骤136之后，只要减速阶段未终止，或在更严格的模式中，只要航空器未处于起落架缩回的平稳构型中，航段的遍历移动的当前索引i增加一个单位。在当前索引i增加之后，在步骤128中保持的空气动力学构型或者在步骤132启动的新构型成为当前航段S(i)的开始特征点SP(i)的有效空气动力学构型。此外，在之前航段修改的情况下在步骤134确定的下一个或多个空气动力学构型，或者在保持当前构型的情况下在步骤128之前确定的下一个或多个构型，构成要被启动的下一个或多个空气动力学构型，如果这对于退出第十八步骤138时得到的目前或当前航段S(i)是可能的。
当减速阶段已经终止时，或者以更严格的方式，当航空器处于起落架收回的平稳构型时，循环108的算法停止。
通过在与向后推算的方向相反的方向上组合航段来得到下降和进场剖面。
诸如上面描述的自动确定方法102能够向机组人员预测并展示构型的设置点或多个空气动力学构型的启动点，这些点参照单独考虑或组合考虑的多个标准来进行优化，即：
.-一个或多个速度约束，
.-一个或多个时间约束，
.-燃料消耗的优化，
.-噪音的最小化，
.-机翼上的载荷。
应当注意的是，剖面的飞行能力将总是与一个或多个前述标准结合。
诸如上面描述的自动确定方法102呈现如下优点：
.-关于标称减速策略，产生燃料和时间节约；
.-针对RTA类的功能(到达时间的调整)，扩展最小/最大ETA(评估的到达时间)范围；
.-提高FMS预测的精确性并因此增强系统中机组人员的信心；
.-通过更接近操作实践(推进根据选择的策略来稳定航空器能源方面的要素)的建模，
.-通过限定减速阶段并因此限定暴露给可能的非优化减速余量的应用的飞行时间。
根据图3A和显示并输入座舱的飞行命令的装置的示例，具有飞行命令屏幕202的显示器，称为FMD(飞行管理显示器)，包括能够显示命令的DECEL菜单的菜单框式204的图形对象，该命令用于从包括至少两个不同的减速策略的组中选择减速策略或减速的类型，其中一种为传统的标称策略，称为NOMINAL，另一种为相对于该标称策略延迟的减速策略，称为LATE。这里，已经选择了标称策略NOMINAL。
根据图3B和示例性航空或横向轨迹显示器208，称为ND(航空显示器)，与选择的标称减速策略相关联的横向轨迹212包括：假定-航路点214、216、218、220、222，这里仅为速度和阶段或空气动力学构型的变化，分别由D、1、2、3、4或F标记，并分别对应于标志进场阶段开始的减速开始的开始点，或具有平稳构型和速度改变的向后推算到达特征点；缝翼展开的第一特征点，根据由缝翼和缝翼的预定参考方向所成的第一缝翼角度；缝翼和襟翼展开的第二特征点，根据第二缝翼角度和由襟翼和襟翼的预定参考方向所成的第二襟翼角度；缝翼和襟翼展开的第三特征点，根据第三缝翼角度和第三襟翼角度；以及缝翼和襟翼展开的第四特征点，根据第四缝翼角度和第四襟翼角度，第四特征点也形成向后推算开始特征点。本发明不限定于缝翼和襟翼的构型的特定数目，而可接受在离散逻辑扩展中，任意预定数量JN的构型。
一般地，给定航空器类型的空气动力学构型由用于编号空气动力学构型的不同的整数索引j识别，j从1变到JN，而JN标示序列发生器所允许的空气动力学构型的总数。每一空气动力学构型j以选自缝翼、襟翼、减速板、起落架的致动器的展开状态的组合为特征。
致动器的展开状态例如为：
.-第一角度θslats，代表缝翼展开的角度；
.-第二角度θflaps，代表襟翼展开的角度；
.-第三角度θairbrakes，代表减速板的展开角度；以及
.-起落架的展开状态。
座舱内的机组人员可采用这样的方式得到一个选择，他们可以根据飞行的状况和限定飞行策略的标准，来选择减速的计算模式，标称的、调整且优化的，或迟的。
根据图4A，减速策略LATE从用于选择减速策略的菜单框204中选择。
在延迟减速策略LATE启动之后，建立第二飞行计划。构型设置的瞬间因此根据图2的自动确定方法202来调整，且这个调整在第二横向轨迹232上可见，在图4B中描绘出。
根据图4B和第二轨迹232，标称轨迹212的特征点214、216、218、220、222分别与减速点相关，而空气动力学构型改变点D、1、2、3、4由分别与空气动力学构型D、1、3、4相关的特征点234、236、238、240代替。
在第二轨迹232上可见，减速点D被延迟而空气动力学构型1已经被删除，空气动力学构型2在平稳空气动力学构型之后启动。
根据图5A和5B，飞行员维持其选择以执行延迟的减速策略LATE，并插入相应的临时飞行计划，其由自动确定方法102确定并在图4B中通过以第一颜色上色和/或由第一图形表示(这里以虚线示出)的临时横向轨迹显示，通过插入所述的临时计划，这由为第二颜色和/或第二图案(这里以实线示出)的横向轨迹232的显示表明。
根据图6，分别与NOMINAL和LATE减速策略相关的海拔剖面252、254和速度剖面262、264根据纵向显示器VD来叠加。
剖面252、254、262、264显示了速度的不同和存在于NOMINAL和LATE减速策略之间的空气动力学构型设置的假定航路点之间的不同。
一般地，假定航路点限定为浮动点，也就是说其地理位置在整个根据预定约束固定的横向轨迹上变化的点。
根据图7和示例性显示器，主要飞行显示器272，PFD，配置成显示优化的速度VOPT，该速度为针对允许执行选择的减速策略DECEL的每一构型，根据自动确定方法102来计算的。
主要飞行显示器272配置成显示分别对应于一个空气动力学构型j的速度标识。
这里，在图7中，四个空气动力学构型282、284、286、288由它们各自的速度标识292、294、296、298来表示。
第一构型282，其对应于例如等于1的识别索引j，以第一速度标识292表征，第一速度标识由等于210kts的最小展开速度Vmin(1)的值和等于230kts的展开速度Vmax(1)的值划界。第一标志302指在最小速度值Vmin(1)处并通过第一几何形状和/或可区分的固有颜色来强调它，而第二标志304指在最大速度值Vmax(1)处并通过第二几何形状和/或第二可区分的固有颜色来强调它。最佳速度VOPT(1)的值由自动确定方法102计算并位于最小展开速度Vmin(1)和最大展开值Vmax(1)之间，这里等于213kts，由第三标志306指明，第三标志设置在空气动力学构型的索引j旁边，这里设定为1。
第二构型284，其对应于等于2的识别索引j，以第二速度标识294来表征，第二速度标识由等于185kts的最小展开速度Vmin(2)的值和等于200kts的展开速度Vmax(2)划界。第一标志302指在该最小速度Vmin(2)处并通过第一几何形状和/或可区分的固有颜色来强调它，而第二标志304指在最大速度值Vmax(2)处并通过第二几何形状和/或第二可区分的固有颜色来强调它。最佳速度VOPT(2)的值由自动确定方法102计算并位于最小展开速度Vmin(2)和最大展开值Vmax(2)之间，这里等于195kts，由第三标志306指明，第三标志设置在空气动力学构型的索引j旁边，这里设定为2。
第三构型286，其对应于等于3的识别索引j，以第三速度标识296表征，第三速度标识由等于148kts的最小展开速度Vmin(3)的值和等于186kts的展开速度Vmax(3)的值划界。第一标志302指在最小速度Vmin(3)处并通过第一几何形状和/或可区分的固有颜色来强调它，而第二标志304指在最大速度值Vmax(3)处并通过第二几何形状和/或第二可区分的固有颜色来强调它。最佳速度VOPT(3)的值由自动确定方法102计算并位于最小展开速度Vmin(3)和最大展开值Vmax(3)之间，这里等于176kts，由第三标志306指明，第三标志设置在空气动力学构型的索引j旁边，这里设定为3。
第四构型288，其对应于等于4的识别索引j，以第四速度标识298来表征，第四速度标识由等于148kts的最小展开速度Vmin(4)的值和等于176kts的展开速度Vmax(4)的值划界。第一标志302指在该最小速度Vmin(4)处并通过第一几何形状和/或可区分的固有颜色来强调它，而第二标志304指在最大速度值Vmax(4)处并通过第二几何形状和/或第二可区分的固有颜色来强调它。最佳速度VOPT(4)的值由自动确定方法102计算并位于最小展开速度Vmin(4)和最大展开值Vmax(4)之间，这里等于158kts，由第三标志306指明，第三标志设置在空气动力学构型的索引j旁边，这里设定为4。
速度标识的显示是对航空显示器ND上空气动力学构型改变的假定航路点显示的补充，和/或垂直显示器VD上空气动力学构型改变的同样的假定航路点显示的补充。
速度标识的显示也是对显示在原理飞行显示器PFD上或在任意同等装置上的可选文本消息的补充，例如由A350型空中客机显示且称为“EXTEND CONFx”的消息。
一般地，最佳速度VOPT(j)是设想空气动力学构型在构型改变的假定航路点改变为索引j的空气动力学构型的速度，如果存在这样的一个点。
应当注意到，当前在FMS或同样类型的系统中不存在这样的功能，其旨在通过考虑多个标准来优化构型设置的瞬间，多个标准例如速度/时间/噪音/斜率方面约束的支持，并遵守机翼上的载荷。
一般地，目前不存在这样的多标准自适应性方案，其能够根据程序的特征、预测或实际气象条件、速度、时间、噪音及其他参数上的约束，为每一次飞行调整构型设置的速度。
目前传统地使用的速度是演习速度或最大极限速度，因此为构型设置的最小或最大速度。
应当注意的是，通过构型设置瞬间的调整，多种要素和观点有利于能源管理，且特别地有利于进场阶段的减速。
首先，配置飞机通常使其能够增加减速能力，且扩展其速度方面的飞行领域，因此使其能够达到较低的速度，逐渐降到最终进场速度。其因此由飞行员用作用于管理进场时的能源以稳定的手段，目的在于最晚在500ft或1000ft AGL达到滑行上的进场速度。假定尽可能晚地减速利于减小燃油消耗，这构成用于重新计算缝翼和襟翼的展开速度的第一种观点。
之后，调整构型设置的瞬间也构成一种手段，使其能够遵守所有类型的速度约束(AT、AT或ABOVE、AT或BELOW)，如由DO-236C标准强加的，其称为“最小飞行系统性能标准：区域航行的区域航行性能的要求的航空性能”。
此外，这些速度对于飞行的减速剖面有影响，对飞行时间有直接影响，并因此能够遵守例如由空中交通管制规定的时间约束，且因此扩展ETAmin/ETAmax范围，从而有利于航空器满足进场的RTA(要求的到达时间)的能力。
最终，空气动力学构型的设定对飞机的速度剖面和空气动力学构型有影响，且因此对飞机发出的、在地面上由人或麦克风感受到的噪音有影响。这个第四观点强化了对调节构型设置速度以发现最佳燃料/时间/噪音折衷的需求。
提出的方案因此是有利的，因为它部分依赖于存在的计算模块，且能够使系统更接近操作实际。
此外，因为优化策略可以显示给机组人员，从而保证其应用，所以通过系统化的燃料消耗减小为公司提供了减小操作成本的可能性。
此外，该方案通过进场时可能调整飞行时间以及可能遵守AT和AT或ABOVE类的速度约束，还介绍了一种航空器分离的手段。
最后，该方案展示了考虑与航空器相关的噪音，从而得到机场区局部居民的舒适度和公司承受的费用之间的最佳折衷的优点。
其可应用于FMS中出现的任意预测计算。本发明还可应用于管理航空器(例如，无人驾驶飞机)的轨迹的任意航行装置(机载的或者非机载的)。
本发明的自动确定方法能够以可靠的方式通知飞行员关于它们的减速策略以及关于要采取的行动，从而根据预先选择的策略来减速。
此外，仍然在减小每次飞行的环境影响的角度，本发明能够限制余量系统(其降低了剖面的优化)使用的影响。
一般地，本发明还涉及一种航空器，其使用如上所述的进场剖面的自动确定方法，并优化所述航空器的空气动力学构型的管理。
一般地，自动确定方法102基于FMS预测的计算，并且在于计算航空器进场时的最佳最终减速。这个计算包括构型设置可实现的最小和最大速度计算、轨迹特征点的计算以及构型设置最佳速度的计算，同时考虑了多个约束(燃料、时间、噪音、载荷等等)。
作为图2的确定方法的变形，根据本发明的用于航空器的进场剖面的自动确定方法优化了航空器的空气动力学构型的管理，通过以约束的形式用公式表达它，而在轨迹计算中使用图2的方法的描述的逻辑，该逻辑在申请号为FR 14/02752的法国专利申请中进行了限定。在这个法国专利申请中描述的该轨迹计算方法，能够通过在飞行计划的计算中直接集成水平和垂直飞行阶段的结合来计算优化的轨迹。这个轨迹计算方法基于优化控制方法，通过例如以博尔赞问题建模。然后该轨迹通过已知的优化控制方案工具来确定，根据该方法，利用约束之间的折衷，从而确定它们的优化顺序。这样的方法允许轨迹的全局确定，其不依赖于航段的集成。
Claims (15)
1.用于航空器的下降和进场剖面的自动确定方法，其在基于一个或多个电子计算机的飞行管理系统的基础上执行，
该下降和进场剖面从航空器减速的设定的开始点DECEL演变到稳定点，包括限定在连续的特征点之间的一系列航段，其中的一些特征点为空气动力学构型改变点，该构型选自预定空气动力学构型的离散集合；
该自动确定方法基于用于沿着顺序的航段从稳定点到航空器减速开始的开始点DECEL扩展航空器的状态的向后推算；以及
该自动确定方法包括针对包含在剖面内的、限定在向后推算的相关当前开始特征点SP(i)和向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)之间的每一个当前航段S(i)，执行：
在向后推算的当前开始点特征点SP(i)处有效的当前构型C(j)以及空气动力学构型改变的标称顺序的基础上，确定航空器的一个或多个下一空气动力学构型C(j+1)的步骤(106；134)；以及
为下一个或多个空气动力学构型(Cj+1)确定并提供可能用于所述下一空气动力学构型C(j+1)的一系列速度的步骤(106；136)，该速度由最小速度Vmin(j+1)和最大速度Vmax(j+1)划界；
该自动确定方法的特征在于针对包含的每一当前航段S(i)，在包括在下一空气动力学构型C(j+1)的一系列速度上确定航空器的最佳速度VOPT(i)的确定步骤(112)，航空器的所述最佳速度VOPT(i)取决于预定的减速策略和/或飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束。
2.根据权利要求1所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其中，减速策略为单标准优化策略，其最小化选自航空器的燃料消耗、航空器产生的噪音水平、航行时间中的一个参数，或者为多标准优化策略，其优化多个标准的组合，它们中的至少一个包括在由燃料消耗、噪音水平和航行时间组成的组中。
3.根据权利要求1所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其中，在飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定的约束包括在由如下组成的约束组中：
.-在航段的特征点达到的速度的约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BELOW)，或包括在预定的速度窗口(WINDOW)内；以及
.-航段特征点的到达时间的约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BEFORE)，或包含在预定的时间窗口(WINDOW)内；以及
.-在航段的特征点的基础上遵守的噪音约束；以及
.-在航段的特征端点达到的海拔的约束，其大于或等于预定阈值(AT或ABOVE)，或等于预定阈值(AT)，或小于或等于预定阈值(AT或BELOW)，或包含在预定的速度窗口(WINDOW)内；以及
.-燃料消耗约束。
4.根据权利要求1所述的下降和进场剖面的自动确定方法，针对包含的每一当前航段S(i)，进一步包括所述航段S(i)的数值集成的步骤(114)，其能够将飞机的状态沿着当前航段S(i)从向后推算的相关当前开始特征点SP(i)扩展到向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)，并根据由序列发生器限定的当前航段S(i)的类型以及终止条件来实施，该终止条件由如下来限定：
.-或者在当前航段达到航空器的最佳速度；
.-或者达到相关当前向后推算到达特征点，而没有达到航空器的最佳速度。
5.根据权利要求4所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其中航段的类型包含在由如下组成的组中：
.-FPA飞行路线角度类航段，其在于固定相对于地面的斜率；以及
.-OPEN类航段，其在于固定发动机额定功率；以及
.-VS类航段，其在于固定垂直速度；以及
.-LEVEL类航段，其在于固定海拔；
FPA、OPEN、VS、LEVEL类航段能够通过选择而以减速模式、恒速模式或加速模式实施。
6.根据权利要求4和5中的任一项所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其包括在达到航空器的最佳速度时执行的可飞行性测试步骤(118)，包括：
.-确定与新构型C(j+1)的展开相关的极限斜率FPAlim，作为允许在不减速和不加速的“空载”推力下保持航空器的速度的绝对值的最大斜率，以及
.-将当前航段S(i)的斜率与确定的极限斜率FPAlim相比较。
7.根据权利要求4和5中的任一项所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其中
当达到形成向后推算的相关当前到达点的特征点，而没有达到航空器的最佳速度时，比较根据选自第一方案和第二方案的DECEL策略的优化方面的性能(120)，第一方案在于在当前航段S(i)的到达点推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变；以及
在根据第一方案的选择DECEL策略的优化方面的性能优于第二方案的性能的情况下，
确定与新空气动力学构型的展开相关的极限斜率FPAlim，作为允许在不减速和不加速的“空载”推力下保持航空器的速度的最大斜率(118)，然后
比较当前航段S(i)的斜率与极限斜率FPAlim(118，130)。
8.根据权利要求6和7中的任一项所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其中
.-在当前航段S(i)的斜率大于或等于预报的新标称构型的极限斜率FPAlim时，
寻求是否存在新标称空气动力学构型的替代空气动力学构型(124)，以及
如果确定出存在新的替代空气动力学构型，则针对这个替代，比较根据选自第一方案和第二方案的DECEL策略的优化方面的性能(120)，第一方案在于利用这个替代，在当前航段的到达点推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变；以及
针对这个替代，在根据第一方案的选择的DECEL策略的优化方面的性能优于第二方案的性能的情况下，然后确定与新替代空气动力学构型的展开相关的极限斜率FPAlim，作为允许在不减速和不加速的“空载”推力下保持航空器的速度的绝对值的最大斜率(118)，且然后将当前航段S(i)的斜率与确定的极限斜率FPAlim相比较(130)；然后在当前航段S(i)的斜率的绝对值严格小于或等于确定的极限斜率FPAlim的情况下，在修改当前空气动力学构型的步骤(132)中，执行当前空气动力学构型到新的替代空气动力学构型的改变；以及
在不存在任意新的替代空气动力学构型的情况下，对于其当前航段S(i)的斜率的绝对值严格小于或等于确定的极限斜率FPAlim，当前空气动力学构型在整个下一航段S(i+1)被保持。
9.根据权利要求6和7中的任一项所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其中
.-在当前航段S(i)的斜率严格小于或等于新的空气动力学构型C(j+1)的极限斜率FPAlim时，在修改当前空气动力学构型的步骤(132)中，根据序列发生器的标称顺序，执行当前空气动力学构型到新的标称空气动力学构型的改变。
10.根据权利要求4和5中的任一项所述的下降和进场剖面的自动确定方法，其中
当达到相关的当前向后推算到达特征点，而没有达到航空器的最佳速度时，比较根据选自第一方案和第二方案的DECEL策略的优化方面的性能(120)，第一方案在于在当前航段的到达特征点推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变；以及
在根据第二方案的选择的DECEL策略的优化方面的性能优于第一方案的性能的情况下，寻求是否存在标称空气动力学构型的替代空气动力学构型(124)，且如果确定出存在替代空气动力学构型，则针对这个替代，比较根据选自第一方案和第二方案的DECEL策略的优化方面的性能(120)，第一方案在于利用这个替代，在当前航段的到达点推进空气动力学构型的改变，而第二方案在于不推进空气动力学构型的当前改变。
11.用于航空器的下降和进场剖面的自动确定方法，其在基于一个或多个电子计算机的飞行管理系统的基础上执行，
该下降和进场剖面从航空器的减速开始的开始点DECEL演变到稳定点，包括经过连续的特征点的一系列水平和垂直飞行阶段，其中的一些特征点为空气动力学构型改变点，该构型选自预定空气动力学构型C(j)的离散组；
该自动确定方法以优化轨迹的计算为基础，其直接将水平和垂直飞行阶段的结合集成进飞行计划中且其特征在于包括：
提供空气动力学构型C(j)并且针对每一空气动力学构型计算一系列可能用于所述空气动力学构型的速度的步骤，该速度由最小速度Vmin(j)和最大速度Vmax(j)划界；
以优化控制问题形式，将计算从开始点DECEL到稳定点的全局轨迹的问题用公式表示的步骤；
以用于空气动力学构型的约束之间的折衷来解决优化控制问题，从而确定它们的最佳顺序的步骤，特征点的计算和构型设置的速度VOPT(j)的计算根据预定减速策略和/或飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束来优化。
12.用于航空器的下降和进场剖面的自动确定系统，其包括：
基于一个或多个电子计算机的飞行管理系统(10)，
用于输入数据以允许飞行员将数据输入至飞行管理系统中的装置(12；202)；
一个或多个用于显示航空器的一个或多个下降剖面的显示器(208)，以及
其中
航空器的下降和进场剖面被预报以从航空器的减速开始的开始点DECEL演变到向后推算开始点，并且包括限定在连续的特征点和空气动力学构型改变的位置之间的一系列航段，该空气动力学构型取自整数个预定的空气动力学构型；以及
该飞行管理系统(10)配置成
执行自动确定方法，其基于用于沿着该系列航段从向后推算开始点到航空器的减速的开始的开始点DECEL扩展航空器的状态的向后推算；以及
针对包含在剖面中的、限定在向后推算的相关当前开始特征点SP(i)和向后推算的相关当前到达特征点SP(i+1)之间的每一当前航段S(i)，执行：
在向后推算的当前开始特征点SP(i)有效的当前构型C(j)和空气动力学构型的改变的标称顺序的基础上，确定航空器的一个或多个下一空气动力学构型C(j+1)的步骤；以及
针对下一个或多个空气动力学构型(Cj+1)确定并提供一系列可能用于所述空气动力学构型C(j+1)的速度，该速度由最小速度Vmin(j+1)和最大速度Vmax(j+1)划界；
下降和进场剖面的自动确定系统特征在于：
输入装置(202)和飞行管理系统(10)配置成留给飞行员对输入并选择减速策略进行选择；以及
飞行管理系统(10)配置成针对包含的每一当前航段S(i)，在下一空气动力学构型C(j+1)的速度范围上，根据选择的减速策略和/或飞行程序中固有的或由飞行员在他的飞行计划中引入的预定约束来确定航空器的最佳速度VOPT(j+1)。
13.根据权利要求12所述的用于航空器的下降和进场剖面的自动确定系统，其中
所述飞行管理系统配置成
通过一个或多个显示器(12；208)为飞行员提供最佳空气动力学构型改变速度和/或预测轨迹上的假定航路点，在该处执行空气动力学构型的改变和/或
为自动领航(30)提供最佳空气动力学构型改变速度和/或空气动力学构型改变的瞬间，用于启动相应的一个或多个致动器。
14.根据权利要求12到13中的任一个所述的用于航空器的下降和进场剖面的自动确定系统，其进一步包括
一组致动器，其由航空器的缝翼、襟翼、减速板、起落架组成，用于执行序列发生器所允许的多个空气动力学构型，
每一空气动力学构型的特征在于选自缝翼、襟翼、减速板、起落架的致动器的展开的状态的组合，
致动器的展开状态的每一个由参数提供，所述参数代表
缝翼与第一预定方向所成的第一角度；
襟翼与第二预定方向所成的第二角度；
减速板与第三预定方向所成的第三角度；
以及
起落架的展开状态。
15.空气动力学构型改变的显示器，其根据权利要求1到9中的任一项所述的自动确定方法来确定，包括：
第一屏幕(208)，用于以海拔和/或以速度显示横向航行剖面和/或垂直下降剖面，每一个剖面包括假定航路点，在其中的每一个假定航路点上发生空气动力学构型的改变，假定航路点的地理位置根据选择的减速策略来变化，和/或
第二屏幕(272)，用于显示用于选择的空气动力学构型的可能速度的标识、和/或与减速策略的选择以及输入的飞行计划相对应的空气动力学构型的延伸的最佳速度。
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