CN107589754A - 由飞行管理系统计算具有改进的过渡轨迹的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及由飞行管理系统计算具有改进的过渡轨迹的方法。通过称为FMS的飞行管理系统来计算飞行器将飞过的轨迹的方法，该方法包括由FMS计算的以下步骤：对于来自飞行计划的轨迹的至少一个过渡：1)确定初始过渡，所述初始过渡包括展示出单一初始转弯半径的至少一个弧线，2)确定包括初始过渡的初始轨迹，3)对于每个参数，确定在初始过渡过程中的所述参数的多个预测值，4)根据预定标准来确定初始过渡的弧线的多个有序子部，5)确定每个子部的相关转弯半径，6)基于有序子部和连续相关转弯半径来确定改进过渡，7)确定包括改进过渡的改进轨迹，8)将改进轨迹显示给飞行机的飞行员。

Description

由飞行管理系统计算具有改进的过渡轨迹的方法
技术领域
本发明涉及飞行器飞行管理系统(flight management system，FMS)的技术领域。更具体而言，本发明涉及一种用于计算横向轨迹的方法，以使得横向轨迹的一些转折或过渡(transitions，飞行器的方向改变)得到改进。
背景技术
飞行计划是对在计划飞行的框架内飞行器所遵循的路线的详细描述。通常由被称作“飞行管理系统”(其在后文中被称作FMS)的系统在民用飞机上对飞行计划进行管理，该飞行计划在机组人员和由其他机载系统处提供待遵循的路线。其中，这些系统能够通过显示对飞行员有用的信息或通过将飞行参数传送给自动驾驶系统而进行导航辅助。
图1示出了现有技术中已知的FMS的结构的概况。FMS类型的系统10具有人机界面12，该人机界面12包括例如键盘和显示屏，或仅包括显示触摸屏，并且该人机界面12至少包括由标准ARINC 702所描述的以下功能：
·导航(LOCNAV)101，其作为地理定位装置130(例如，基于卫星的地理定位(GPS、GALILEO)、VHF无线电导航信标、惯性平台)的功能，用于执行飞行器的最优定位。该模块与前述地理定位装置进行通信；
·飞行计划(FPLN)102，其用于输入构成待遵循的路线的主框架(skeleton)的地理元素，例如，由离场程序和进场程序硬性要求的点、航点和空中航线；
·导航数据库(NAVDB)103，其用于基于包括在涉及点、信标(beacons)、定位航段(interception legs)或高度航段(altitude legs)等的库中的数据来构建地理路线和程序；
·性能数据库(PRFDB)104，其包括飞行器气动性参数和发动机参数；
·横向轨迹(TRAJ)105，其用于基于飞行计划的点而构建符合飞行器的性能和限制约束(RNP)的连续轨迹；这个形成了本发明主题的功能特别影响了计算机的该部分。
·预测(PRED)106，其用于垂直在横向轨迹上构建最优垂直轮廓。
·导引(GUID)107，其用于在横向平面和垂直平面内沿飞行器的三维轨迹对飞行器进行导引，同时对飞行器的速度进行优化。在装配有自动领航装置11的飞行器中，自动领航装置11可以与导引模块107交换信息；
·数字数据链路(DATALINK)108，其用于与控制中心和其他飞行器13进行通信。
由飞行员输入飞行计划，或者基于包含于导航数据库的数据由数据链路输入飞行计划。飞行计划是基于存储在导航数据库130中的航点列表和程序(离场、进场、空中航线、任务)列表来设计的。
随后，飞行员输入以下飞行器参数：质量、飞行计划、巡航高度的范围、以及一个或多个优化标准(例如CI)。
飞行计划包括由航空标准限定的一系列有序航段(通常称为LEG)。航段对应于用于计算基本轨迹的指示。基于包含在每个航段中的指示(由这些航段限定的航点间几何形状)、飞机的性能、任意类型的限制(高度、速度、时间、倾斜度)以及推力和速度指示(其用于计算转弯半径)而逐航段地逐渐构建来自于飞行计划PV的轨迹。在商业航空中，ARINC424国际标准限定了各种类型的“LEG”或航段，每种类型对应于一种数据，所述数据需要用于计算对应于该类型的基本轨迹(例如，关于待遵循的位置、高度、航向或路线的指示)。
更具体地，模块TRAJ105和PRED106分别计算横向轨迹和垂直轮廓(即，关于高度和速度的飞行轮廓)，例如，使优化标准最小的横向轨迹和垂直轮廓。
因此，每个航段产生部分轨迹(基本轨迹)。该基本轨迹对应于几何元素，其可以为直线段、弧线(典型地为圆弧)或直线段和弧线的组合。
此外，可以连接对应于两个非对齐连续航段的基本轨迹的轨迹部分称为过渡T。因此，在过渡期间，两个航段之间存在的过渡必然会引起飞行器的转弯。
基于轨迹的完整计算，FMS确定对应于沿轨迹的轨迹关键参数的值的“预测”(由模块PRED执行)，即FMS确定轨迹的曲线横坐标x的各个值的“预测”。典型地，这些参数为：飞行器相对于周围气团的速度CAS(为Calibrated Air Speed的缩写)、飞行器的高度、风(由矢量限定)。
FMS可以根据来自飞行员的指令而使飞行器自动地受控于计算的轨迹。
过渡由过渡开始点(其可以为由FMS计算的点或飞行器的实时位置)、信息的过渡结束项(其可以为点)、航向或根据某一航向而必定飞过的点的组合来进行表征。根据现有技术，过渡的弯曲部分为幅角在2和358度之间并具有单一且恒定的半径R0的一个或多个圆弧。
一般而言，转弯半径R依赖于成组的参数，例如：飞行器相对于周围气团的速度(称为CAS，意思为“Calibrated Air Speed(校准空气速度)”)、风W(采用向量的形式)、高度、飞行器外的温度。
例如，已知公式：
其中：
GS为飞行器的地面速度，
g为重力常数，
为标称滚转角，其预定为性能或飞行器类型的函数。
具有以下向量等式：
GS＝TAS+W(2)
其中，TAS为“真实空气速度(True Air Speed)”，其对应于针对飞行器的高度和飞行器周围的外部温度而校准的CAS速度。
对于给定的过渡，FMS基于单一一组参数值而计算单一半径R0。每个参数的固定值被限定为取决于过渡：平均值、“最坏情况”(例如对于有风的情况，见下文)、在过渡开始点的值(例如：高度和温度)等。按照无论沿轨迹遇到何种危险，轨迹都是可飞的这样的方式来计算轨迹，就这个意义而言，单一转弯半径R0称为“保守”。
图2示出了第一示例，该第一示例计算了过渡开始点WPA和过渡结束点WPB之间的过渡T(包括WPA和点I之间的圆弧T0和点I和WPB之间的直线部分)。这里，飞行器受控于冻结的计算的轨迹。
W0表示在点WPA处的风向量。通过将风向量投影至横向轨迹来获得风的影响。风对飞机的影响的最坏情况对应于飞行器具有最大的地面速度GS的情况，即风向量基本与飞行器的空气速度共线。根据现有技术，FMS为计算转弯半径R0所考虑的风的影响为沿整个T0进行推断的风W0的“最坏情况”(也就是说，在过渡的开始处考虑)。但是，参数的值可以沿过渡具有很大的变化，导致用于计算的参数值组不具有代表性。在示例中，风的最坏情况仅发生在T0的结束处(在部分T3上)。因此，利用在过渡结束时飞行器获得的飞行器最高速度GSmax来计算R0。
因此，受控于由FMS计算的并且冻结的保守轨迹T的飞行器以小于标称滚转角的滚转角以及低于GSmax的地面速度飞过T0的大部分。该低地面速度将使得飞行器可以采用根据较小转弯半径的标称滚转角来飞行(见公式(1))。事实上，在T0的整体开始，考虑到风W0相对于轨迹的开始的方向，飞行器本来可以采用对应于小于R0的转弯半径的“更紧的”轨迹飞行，所述“更紧的”轨迹的开始由图2中的TF1或TF2示出。因此，保守轨迹T0相对于可飞轨迹是非优化的，并且在水平面上具有较大区域。
图3示出了对于计算过渡开始点WPA(对应于飞行器A的位置)和航向HD之间的过渡的情况的第二示例。根据现有技术，当飞行器朝向航向而飞过过渡时，轨迹没有如先前一样冻结，而是随着飞行器前进而自动更新轨迹计算。在该示例中，还考虑了地面速度的最坏情况仅发生在过渡的结束的情况。
FMS以计算半径为R0(“最坏情况”)的第一保守轨迹TC0开始。当在过渡的开始处的情况(参数的值，典型地为地面速度)比用于保守计算的情况更加有利时，飞行器(其在这里不像前文中的示例一样受控于计算的轨迹)实际上会飞行更紧的轨迹TF0。事实上，飞行器以标称滚转角来飞行，飞行器实际飞过的轨迹半径是由地面速度GS的值来确定的(见公式(1))。如果地面速度低于预期，则实际飞过的转弯半径小于R0。
这里，FMS自动地再次计算并更新轨迹。自动更新或者以规律的间隔触发，或者在例如FMS检测到飞行器的实际位置与计算位置有一定差距时触发，例如点Ref#1处所示。随后，FMS再次计算第一轨迹TC1，但是仍然基于仅会发生在过渡的结束处的“最坏情况”，即半径仍然等于R0。由于上述相同的原因，飞行器飞行更紧的轨迹TF1而非飞行TC1。当实际位置再次大大不同于计算位置时，例如在Ref#2处，FMS再次计算TC2，仍然采用“最差情况”(半径R0)但是飞行TF2。
最后，在Ref#3处，FMS再次计算TC3(半径仍然为R0)，由于实际地面速度的值与用于计算半径R0的地面速度的值相符合，这次飞行器实际上将飞过TC3。
因此，在飞机飞过过渡期间，新的轨迹在每个更新处重新计算并显示在飞机驾驶舱的屏幕上。后果是，这些计算的轨迹不代表实际飞过的轨迹，并且由FMS计算并显示的轨迹并不稳定。
此外，在此情况下，在过渡开始处基于TC0执行的预测是错误的，而飞行员将看到预测随更新而变化。这种预测的不稳定性影响了工作人员遵守RTA(Requested Time toArrival(要求到达的时间))的能力。
该类型的问题在以下情况下发生：例如，强风(将会由于大过渡角而加剧)，以及速度沿过渡而有较大变化(将会由于长过渡而加剧)。
此外，上文所描述并且与计算过渡(从一个点(计算的点或飞行器的实时位置)向另一个点或航向)的当前模式相关的技术问题在某些情况下，即使飞机的性能允许，也可能减少位于危险区域(例如山区)的机场的离场程序和/或进场程序的飞行可能性。
本发明的目标是，通过提出一种计算飞行器将要飞过的轨迹的方法，所述轨迹具有根据飞行器的性能的改进的、可飞的、可靠的过渡，从而缓和上述缺点。
发明内容
本发明的主题是一种由称为FMS的飞行管理系统来计算飞行器将飞过的轨迹的计算方法，轨迹是基于飞行计划而确定的，所述飞行计划包括由航空标准限定的一系列有序的航段，航段对应于用于计算基本轨迹的指示，基于每个航段中包含的指示而逐渐构建轨迹，可以连接对应于两个非对齐连续航段的轨迹部分称为过渡，该方法包括以下由FMS计算的步骤：
-对于来自飞行计划的轨迹的至少一个过渡：
1)确定初始过渡，其包括展示出单一初始转弯半径的至少一个弧线，所述初始转弯半径是基于代表飞行器状态的至少一个参数的初始值来计算的，所述初始值保证过渡的可飞特性，
2)确定包括初始过渡的初始轨迹，
3)对于每个参数，基于初始轨迹的计算来确定在初始过渡过程中的所述参数的多个预测值(PAk1，PAK2)，
4)根据预定标准来确定初始过渡的弧线的多个有序子部，
5)对于每个子部，基于所述子部中的预测值来推断所述子部的每个参数的典型值，基于所述子部的每个参数的典型值计算相关转弯半径，从而确定相关转弯半径，
6)基于有序子部和连续相关转弯半径来确定改进过渡，
7)确定包括改进过渡(Timp)的改进轨迹(Traj-imp)，
8)将改进轨迹(Traj-imp)显示给飞行器的飞行员。
有利地，步骤5)包括以下子步骤：
-基于对每个参数的多个预测值，通过插值方案来将参数的变型函数确定为沿过渡的横坐标的函数，
-基于子部中的参数的变型函数，确定每个子部的每个参数的典型值。
根据一个实施方案，在子部(Sub(i))中的参数的典型值(PA(i))等于子部中的变型函数(PA(x))的平均值。
有利地，参数为飞行器相对于空气的速度。
优选地，基于成组的参数确定转弯半径，所述成组的参数包括飞行器相对于空气的速度、风和/或飞行器的高度和/或飞行器外的温度。
根据变型，所述标准包括确定子部的数量，每个子部展示出一致的扇面角。
根据另一个变型，所述标准包括确定子部的数量，每个子部的扇面角作为沿过渡的典型参数的预测值的函数。
根据一个实施方案，步骤3至步骤7以迭代方式执行，迭代由j索引，该方法进一步包括步骤2’)，其包括加载最大迭代次数M，
其中，从第二次迭代j＝2开始，上一次迭代j-1的改进过渡的值被分配给当前迭代j的初始过渡，并且上一次迭代j-1的改进轨迹被分配给当前迭代j的初始轨迹，
该方法进一步包括以下步骤：
5’)确定在当前转弯半径和上一个转弯半径之间收敛的至少一个参数，
该方法在j＝1时执行额外的迭代，或只要j<M，就作为收敛参数和预定阈值之间的比较的函数来执行额外的迭代。
根据一个实施方案，通过子部来计算收敛参数，所述收敛参数等于当前转弯半径和前一转弯半径之间的比值，其与所述子部相关，在收敛参数的至少一个大于第一阈值时执行额外的迭代。
根据另一个实施方案，对于每个子部，计算当前转弯半径和前一转弯半径之间的比值，其与所述子部相关，收敛参数等于所述比值的平均，当收敛参数大于第二阈值时，执行额外迭代。
根据本发明的变型，所述方法在飞行器还没有飞行所述过渡时实施，那么过渡的开始点对应于由FMS计算的点。
根据另一个变型，在飞行器飞过过渡的过程中执行该方法，初始过渡的开始点对应于飞行器的实时位置。
根据一个实施方案，所述方法由飞行员触发。
根据另一个实施方案，所述方法或者由FMS以一定间隔自动触发，或者在飞行器正在飞过过渡时，基于检测到的先前计算的轨迹和飞过轨迹之间的飞行器的位置的差异，由FMS自动触发。
本发明还涉及一种称为FMS的飞行管理系统，其配置为计算飞行器将飞过的轨迹，轨迹是基于飞行计划而确定的，所述飞行计划包括由航空标准限定的一系列有序的航段，航段对应于用于计算基本轨迹的指示，基于每个航段中包含的指示而逐渐构建轨迹，可以连接对应于两个非对齐连续航段的基本轨迹的轨迹部分称为过渡，FMS包括：
-轨迹确定模块，其配置为，对于来自飞行计划的轨迹的至少一个过渡，确定初始过渡，所述初始过渡包括展示出单一初始转弯半径的至少一个弧线，基于代表飞行器状态的至少一个参数的初始值来计算所述初始转弯半径，所述初始值保证过渡的可飞特性，并且确定包括初始过渡的初始轨迹，
-预测计算模块，其配置为，对于每个参数，基于初始轨迹的计算而确定在初始过渡过程中的所述参数的多个预测值，
轨迹计算模块进一步配置为，根据预定标准来确定初始过渡的弧线的多个有序子部；基于所述子部中的预测值来推断所述子部的每个参数的典型值，基于所述子部的每个参数的典型值来计算相关转弯半径，从而确定对于每个子部的相关转弯半径；以及基于有序子部和连续相关转弯半径来确定改进过渡，并且确定包括改进过渡的改进轨迹，
-人机界面，其配置为将改进轨迹显示给飞行器的飞行员。
本发明进一步涉及一种计算机程序产品，其包括代码指令，该代码指定可以执行根据本发明的方法的步骤。
附图说明
通过阅读如下详细说明并且参考附图将使得本发明的其它特征、目的和优点变得明显，所述附图以非限制性实施例的形式给出，其中：
图1引用地示出了现有技术已知的FMS的结构的概况；
图2引用地示出了在过渡开始点和过渡结束点之间的根据现有技术的第一示例性过渡计算；
图3引用地示出了在过渡开始点和航向之间的根据现有技术的第二示例性过渡计算。
图4示出了根据本发明的方法。
图5a示出了沿过渡Tini的参数PA的各个预测值，图5b示出了对于基于预测值的推断方案而获得的每个子部的代表参数PA的各个值。
图6示出了对于点WPA和航向HD的初始过渡的改进过渡的构建。
图7示出了对于点WPA和点WPB之间的初始过渡的改进过渡的构建。
图8示出了对于点WPA以及由点WPC和航向HD表征的进场点之间的初始过渡的改进过渡的构建。
图9示意性地示出了根据本发明的方法的变型。
图10示出了沿过渡的参数：高度、地面速度和风速的预测值。
图11示出了通过分段线性插值而获得的每个参数，即，Alt(x)、CAS(x)和W(x)的示例性变化。
图12示出了本发明的实施方案，其中，在子部Sub(i)中的参数的典型值PA(i)等于子部中的变型函数PA(x)的平均值。
图13示出了根据本发明的方法的变型，其中，该方法以迭代方式来执行。
具体实施方式
本发明涉及一种由FMS对飞行器将要飞过的轨迹进行计算的方法40。轨迹是基于飞行计划PV而确定的，飞行计划PV包括由航空标准限定的一系列有序的航段(称为航节)，航段对应于用于计算基本轨迹的指示。轨迹是基于每个航段中包含的指示而逐渐构建的。可以连接对应于两个非对齐连续段的基本轨迹的轨迹部分称为过渡T。过渡必然会导致飞行器的方向的至少一个改变。
方法40示出于图4，其包括：通过计算至少一个改进过渡Timp来计算改进的轨迹Traj-imp，计算过程中不在整个过渡上使用单一的一组参数值，而使用多组参数值，从而可以构建“多半径”过渡。
相应地，在第一步骤1)，初始过渡Tini确定，包括展示出单一初始转弯半径R0的至少一个弧线。弯曲轨迹部分称为弧线，展示出单一半径的弧线为圆弧。例如，过渡可以包括半径为R0的圆弧或半径均为R0的两个圆弧。初始转弯半径R0是基于代表飞行器状态的至少一个参数PA的初始值PA0来计算的。该参数的值在过渡过程中变化。该初始值确定为保证过渡的可飞特性。例如，其对应于在考虑“最坏情况”下的过渡的开始处的飞行器的情况。例如，该值为可以在过渡的开始处得到的或者通过基于简单假设来推断预测的第一预测(由模块PRED执行)。该计算对应于现有技术中所描述的过渡计算，R0对应于“保守”转弯半径。通过考虑例如风的“最坏情况”(例如现有技术中所描述的)来实际保证可飞特性。
根据一个实施方案，使用的参数为飞行器的空气速度PA＝CAS。
根据优选的模式，考虑以下典型参数：
PA＝CAS，
PB＝Temp，飞行器外的温度，
PC＝Alt，飞行器的高度Alt，
其可以计算TAS(见现有技术)，
PD＝W，风，其与TAS结合可以计算地面速度GS。
使CAS0、Alt0、Temp0、以及W0为典型参数的初始值。基于这些值来计算TAS0以及GS0。基于GS0以及飞行器的标称滚转角利用公式(1)和(2)来计算转弯半径R0：
接下来，在步骤2)，同样对应于现有技术的计算，确定合并有初始过渡Tini的初始轨迹Traj-ini。
在步骤3)，基于初始轨迹的计算，对于每个参数，沿初始过渡Tini来确定参数PA，PB，PC和PD的多个预测值PAk1、PAk2……PBk1、PBk2……PCk1、PCk2……PDk1、PDk2……。由FMS的模块PRED来执行该预测的计算。模块TRAJ计算横向轨迹，模块PRED计算一般作为曲线横坐标x的函数的垂直轨迹，所述曲线横坐标x标记飞行器在轨迹上的位置，该位置由相对于轨迹的开始的距离(或在考虑飞行器的速度的情况下，从开始经过的时间)来表示。参数PA、PB、PC和PD的预测也由模块PRED来执行，参数PA、PB、PC和PD的预测为这些参数在轨迹的某些曲线横坐标处的值。预测计算的触发遵循复杂的逻辑，并且预测全局地在沿轨迹的每个显著点/事件处计算。因此，在过渡的各个关键位置处提取“飞机状态”。如进一步描述的，这些预测可以估计代表所使用的飞机状态的每个参数PA、PB、PC……的变化。
在步骤4)，初始过渡Tini的弧线或者至少一个弧线(当过渡中存在多个弧线时)的多个有序子部Sub(i)是根据预定标准来确定的。子部由从1到N变化的索引i来索引，N为子部的总数。标准的多个变型如下文所述。
在步骤5)，对于每个子部Sub(i)，基于在步骤3)确定的由子部中的参数PA、PB、PC和PD采用的预测值来推断子部i的典型值PA(i)、PB(i)、PC(i)、PD(i)，基于每个参数对于子部i的典型值PA(i)、PB(i)、PC(i)、PD(i)来计算R(i)，从而确定相关转弯半径R(i)。图5示出了确定参数PA的典型值的示例。图5a示出了位于对应于过渡开始处的曲线横坐标x0和对应于过渡结束处的曲线横坐标xf之间的横坐标x1、x2、x3、x4和x5处的参数PA的各个预测值PAk——沿过渡Tini的PAk1、PAk2、PAk3、PAk4和PAk5。
过渡Tini已经细分为3个子部，其表示为曲线横坐标的函数。应当注意的是，这些子部可以采用角度的形式来计算(见下文)，所述角度在下文中以曲线横坐标标示。
图5b示出了通过基于PAk1、PAk2、PAk3和PAk4的推断方案而获得的每个子部Sub(1)、Sub(2)和Sub(3)的典型值PA——分别为PA1、PA2和PA3。下文给出了插值方案的几个示例。
基于这些典型值，对于每个子部i计算转弯半径R(i)。由于典型值对应于基于子部中的情况而推断出的值，所以典型值比现有技术中采用的值更接近于飞行器的实际情况。因此，在大部分情况下，转弯半径R(i)小于预先确定的R0，但是在强加速的情况下，FMS评估不佳的航点处的转弯半径R(i)可以大于先前确定的R0。对于其典型值最接近用于初始计算的单一的值的子部，转弯半径R(i)接近或等于R0。
对于上述4个典型参数为速度、高度、温度和风的优选模式，基于子部i的典型值CAS(i)、Alt(i)、Temp(i)和W(i)，通过公式(1)和(2)来确定每个子部i的转弯半径R(i)。
接下来，在步骤6)，基于有序的子部Sub(i)和连续的相关转弯半径R(i)来确定改进过渡Timp。改进过渡的弧线(即其弯曲部分)由若干半径为R(i)的圆弧组成，其对于i＝1到N以连续并且有序的方式彼此串联，N为子部的数量。图6至图8中给出了确定改进过渡的多个示例。
图6示出了点WPA和航向HD之间的初始过渡Tini的构建。初始过渡Tini为保守的(或如上所述“被保护的”)半径为R0并且扇面角(angular sector)为180°的圆弧。初始过渡Tini已经细分为3部分，每个部分的扇面角等于60°。在过渡的开始处，风的情况会更加有利。过渡Timp的开始执行所利用的转弯半径小于保护半径R0，这由对于每个子部计算的典型参数的值表明。过渡Timp采用包括3个圆弧的弧线的形式，所述3个圆弧各自的半径为依次增加的R1、R2和R3，R3等于或非常接近于R0，这是由于风的影响在过渡的结束处更加不利。
图7示出了对于点WPA和点WPB之间的初始过渡为Tini时Timp的构建，Timp包括半径为R0并且扇面角为180°的圆弧以及直线部分。Tini的圆弧的切分根据对应于扇面角为60°的3个子部来执行。
改进过渡Timp包括圆弧(其由半径为依次增加的R1、R2和R3的3个圆弧组成)和直线部分。
图8示出了对于点WPA以及由点WPC和航向HD表征的进场点之间的初始过渡Tini的Timp的构建。Tini展示了单一转弯半径R0，但是飞行器在过渡期间执行两个半径为R0的转弯。Tini包括半径为R0的扇面角等于135°的第一圆弧(向右转)、直线部分以及半径为R0的扇面角等于45°的第二圆弧(向左转)。
在此示例中，两个圆弧(分别对应于飞行器的转弯)根据2个子部而进行切分，对于扇面角的初始值的一半的2个圆弧，角度切分部分具有2个值，即对于第一圆弧为67.5°，对于第二圆弧为22.5°。
构建的改进过渡Timp包括第一弧线、直线部分和第二弧线；所述第一弧线包括两个圆弧，半径分别为R1和R2(代替半径为R0的第一圆弧)；所述第二弧线包括两个圆弧，半径分别为R3和R4(代替半径为R0的第二圆弧)。优选地，如在该示例中，当初始过渡具有多个弧线时，对于初始过渡的所有弧线执行子部的切分。
改进过渡Timp在所有情况下均比初始过渡Tini更具有代表性。
在步骤7)确定包括改进过渡Timp的改进轨迹Traj-imp，在步骤8)中将改进轨迹Traj-imp显示给飞行器的飞行员。轨迹是逐渐构建的，因此为连续可微的。
优选地，对于飞行计划的所有过渡实施根据本发明的方法40。
该方法是基于“多半径”概念的，而“多半径”概念基于过渡的细分。其对于每个子部使用对飞行器的实际环境更具代表性的特定参数值而非对整个过渡使用单一值。因此，对于参与计算的同一个参数(例如，风、速度等)使用多个值(每个过渡子部使用一个值)。
根据本发明的方法40展示出了多个优点：
对于向点过渡的情况，方法40计算更接近于考虑到飞机的性能而可实现的轨迹，在大多数情况下减少了过渡的转弯半径。
对于向航向过渡的情况，方法40可以在进入过渡时显示这样的轨迹，其更接近于飞机将飞过的轨迹，因此具有在横向和垂直平面上更稳定的参考轨迹。飞行员也通过显示器感受到该稳定性，飞过的轨迹更接近于在每个更新处显示的轨迹。参考轨迹更加稳定、更加可靠且半径的数量更大(特别是在强风的情况下)。
因此，用于过渡Timp的计算的转弯半径的数量越大，可飞的(在强制航向或没有强制航向的情况下向点的过渡)或由飞机飞过的轨迹(向航向的过渡)的计算轨迹越具有代表性。
另外，根据本发明的方法在例如位于山区的机场处的离场程序或进场程序的情况下展示出了主要优势，这是由于过渡所需的区域(真实的区域或预测该情况下可能的区域)相对于初始过渡而言减小。因此，考虑到过渡的转弯半径的减小，可以设计根据现有技术的计算无法设计出的离场程序飞行或进场程序飞行。
根据本发明的方法在遵守RTA的能力的方面还提供了更好的稳定性，同时在计算目的地处的燃料方面提供了更高的精度，因此提供了减少采用的裕度的可能性。
可以采用多种方法执行将过渡的弧线切分为子部的方法。实际上，子部的数量直接影响计算的改进过渡的精度。对于FMS而言，分配给显示轨迹的计算能力和时间是有限的，必须在完整性和可用性之间进行协调。用于确定子部的数量的函数可以取决于：
-计算的预测的全局质量，
-速度的演变，
-高度的演变，
-风的演变。
对于线性加速的情况，当保持高度没有风时，一个实施方案为将扇面角切分为恒定的大小。
根据一个实施方案，标准包括：确定子部N的数量，每个子部对应于等于α角度的扇面角，角度α对应于将初始过渡的扇面角θ0划分为N份(N为子部的数量)。
在子部中对于每个参数使用少量的值称为“快速”预测，对于每个参数使用更大量的值称为“精确”预测。
因此，在“快速”预测中(每个典型参数的较少可用值)，子部的角度α较大(N小)，而在“精确”预测中，子部的角度α较小(N大)。
在另一情况(例如，减速并且高度改变)中，则切分可以为不恒定的扇面角，但是例如沿过渡而展示为线性函数(在减速的变化明显的开始处进行精细切分，在飞机具有稳定的减速的结束处(也就是说，加速度的变化为零)进行粗糙切分)。
根据另一实施方案，标准包括将子部N的数量以及每个子部Sub(i)的扇面角α(i)的值确定作为典型参数沿过渡的预测值的函数(例如，作为飞行器相对于空气的速度、和/或风、和/或温度、和/或高度的预测值的函数)。
确定子部的大小的另一个示例性方案如下：
考虑以下三个假设：沿过渡速度可变、沿过渡高度可变以及沿过渡存在风。
作为计算的预测的质量以及真实假设的数量的函数，用于确定子部Sub(i)的扇面角α(i)或角度孔径的表可以如下：
用于确定子部的扇面角的表
根据示出于图9的优选的变型，方法40的步骤5)包括子步骤51和子步骤52：在子步骤51，基于对每个参数的多个预测值，参数的变型函数PA(x)为通过插值方案所确定的沿过渡的横坐标x的函数；在子步骤52，基于在子部中的参数的变型函数PA(x)，来确定对于每个子部Sub(i)的每个参数PA的典型值PA(i)。
一般地，x为过渡的曲线横坐标。
图10、图11和图12示出了使用三个典型参数(即，高度Alt、空气速度CAS以及风W)的示例。
图10示出了这些参数的沿过渡(在x0和xf之间)的预测值Altk1……CASk1……Wk1……。沿过渡的这些参数的各个值表示在过渡的各个关键位置处的“飞机状态”。这些状态可以估计各个典型参数和大小的变化。
图11示出了的每个参数的变型函数，即Alt(x)、CAS(x)和W(x)，在这里为通过分段线性插值而获得的仿射函数。当然，也可以使用其他插值方案，例如，多项式近似或对数回归。
根据一个实施方案，在子部Sub(i)的参数的典型值PA(i)等于子部中的变型函数PA(x)的平均值。
该模式示出于图12，其中，对于每个子部所采用的每个参数的典型值Alt(1)……CAS(1)……W(1)……等于子部的参数的变型函数Alt(x)、CAS(x)、W(x)的平均值。基于该平均三元组，对每个子部Sub(i)计算平均转弯半径的值R(i)，并且以连续分段的方式来计算“多半径”改进过渡。
根据图13所示出的变型，以如下文所述的迭代方式来执行方法40，从而检查计算的转弯半径的一致性，并因此检查计算的改进过渡的可飞特性。
相应地，以迭代方法执行步骤3至步骤7，迭代由j来索引，索引j＝1对应于图4中所述的第一次。在额外的步骤2’)，加载了最大迭代次数M，以使得在非收敛的情况下不会保持阻塞，并且限制FMS的CPU负载。
从第二次迭代j＝2开始，上一次迭代j-1的改进过渡的值被分配给当前迭代j的初始过渡Tini(j)，并且上一次迭代j-1的改进轨迹Traj-imp(j-1)被分配给当前迭代j的初始轨迹Traj-ini(j)。利用这些新输入，将多半径轨迹Traj-imp(j-1)切分为子部，计算当前转弯半径并且检查其与上一次迭代计算的转弯半径的一致性。
这相当于检查新计算的预测是否确实与确定的转弯半径一致。
相应地，在步骤5')中，确定在当前转弯半径R(i)/j(迭代j)与前一转弯半径R(i)/j-1(迭代j-1)之间收敛的至少一个参数Pconv。
该方法在j＝1时执行附加迭代(以便至少一次地进行对转弯半径的新的计算)，或者作为收敛参数Pconv与预定阈值之间的比较的函数(只要j<M)来执行附加迭代。
实际上，如果在最大迭代次数M之后没有达到阈值，则该方法停止并显示最后计算的轨迹。可选地，飞行员被告知不收敛，并且提示他选择计算出的最佳改进轨迹。还可以限定调整最后计算的转弯半径(考虑了在先前迭代中计算的半径)。
当达到收敛时，包括过渡Timp(j)的最终轨迹Traj-imp(j)显示给飞行员。
根据变型，计算了多个收敛参数，每个子部计算一个收敛参数Pconv(i)。根据一个实施方案，每个收敛参数等于与所述子部相关的当前转弯半径R(i)/j和前一转弯半径R(i)/j-1之间的比值：
Pconv(i)＝迭代j的R(i)/迭代j-1的R(i)
收敛参数在这里被比作连续计算的半径之间的差量(dispersion)。
此外，例如，当至少一个收敛参数Pconv(i)大于第一阈值S1时(例如，对于先前的差量为20％情况)进行附加迭代。
根据另一个变型，对于每个子部计算与子部相关的当前转弯半径和前一转弯半径之间的比值，而收敛参数等于比值的平均值。当收敛参数大于第二阈值S2时(例如，对于差量为15％的情况)执行额外的迭代，第二阈值S2比第一阈值S1更严格。
当然，这两种变型可以结合在一起，当双重条件都满足时可以得到收敛。
根据本发明的方法可以在各种操作情景中实现。
根据第一情况，该方法在飞行器还没有飞行过渡Tini时实施，那么过渡Tini的开始点对应于由FMS计算出的点。
根据第二情况，该方法在飞行器正在飞过过渡时实施，那么初始过渡的开始点对应于飞行器的实时位置。
根据变型，根据本发明的方法由飞行员触发。
根据另一变型，方法40或者以一定间隔由FMS自动触发，或者在飞行器正在飞过过渡时，基于检测到的先前计算的轨迹和实际飞过的轨迹之间的飞行器的位置的差异，由FMS自动触发。
根据另一方面，本发明涉及称为FMS的飞行管理系统，其配置为计算飞行器将飞过的轨迹。FMS包括如现有技术所描述的模块TRAJ、模块PRED和人机界面12，这些模块以特定方式配置为实施根据本发明的方法。因此，轨迹确定模块TRAJ配置为，对于由飞行计划PV产生的轨迹的至少一个过渡T，确定初始过渡Tini，所述初始过渡Tini包括展示出单一初始转弯半径R0的至少一个弧线，基于代表飞行器状态的至少一个参数PA的初始值PA0来计算初始转弯半径，初始值保证过渡的可飞特性并且用来确定包括初始过渡Tini的初始轨迹Traj-ini。
预测计算模块PRED配置为，基于初始轨迹的计算，对于每个参数，确定初始过渡的过程中的参数的多个预测值PAk1、PAK2……。
轨迹计算模块TRAJ进一步配置为：
根据预定的标准，确定初始过渡Tini的弧线的多个有序子部Sub(i)，
对于每个子部Sub(i)，基于预测值推断所述子部的每个参数的典型值PA(i)，基于所述子部的每个参数的典型值PA(i)计算相关转弯半径R(i)，从而确定相关转弯半径R(i)，
基于有序子部Sub(i)和连续的相关转弯半径(Ri)确定改进过渡Timp，并且确定包括改进过渡Timp的改进轨迹Traj-imp。
人机界面12配置为将改进轨迹(Traj-imp)显示给飞行器的飞行员。
根据另一方面，本发明涉及一种包括代码指令的计算机程序产品，其可以执行根据本发明的方法的步骤。
该方法可以基于硬件元件和/或软件元件实现。该方法可以以计算机可读介质上的计算机程序产品的形式获得。
该方法可以在能够使用一个或多个专用电子电路或通用电路的FMS系统上实现。
根据本发明的方法的技术可以在执行包括指令序列的程序的可重复编程计算机(例如，处理器或微控制器)上实现，或者在专用计算机(例如，成组的逻辑门，例如FPGA或ASIC，或任何其他硬件模块)上实现。
根据本发明的FMS系统的各种模块可以在同一个处理器上或在同一个电路上实现，或分布在多个处理器或多个电路上。根据本发明的系统的模块由包括处理器的计算装置组成。
引用执行前述功能的任何一个计算机程序(在其执行时)不限于在单个主机上执行的应用程序。相反，术语计算机程序和软件在这里通常用于指代任何类型的计算代码(例如，应用软件，微软件，微代码或任何其他形式的计算机指令)，其可以用于编程一个或更多个处理器以实现这里描述的技术的各方面。

Claims (15)

1.一种由称为FMS的飞行管理系统来计算飞行器将飞过的轨迹的计算方法(40)，轨迹是基于飞行计划(PV)而确定的，所述飞行计划(PV)包括由航空标准限定的一系列有序的航段(Leg)，航段对应于用于计算基本轨迹的指示，基于每个航段中包含的指示而逐渐构建轨迹，能够连接对应于两个非对齐连续航段的基本轨迹称为过渡(T)，该方法包括以下由FMS计算的步骤：
-对于来自飞行计划(PV)的轨迹的至少一个过渡(T)：
1)确定初始过渡(Tini)，其包括展示出单一初始转弯半径(R0)的至少一个弧线，所述初始转弯半径是基于代表飞行器状态的至少一个参数(PA)的初始值(PA0)来计算的，所述初始值保证过渡的可飞特性，
2)确定包括初始过渡(Tini)的初始轨迹(Traj-ini)，
3)对于每个参数，基于初始轨迹的计算来确定在初始过渡过程中的所述参数的多个预测值(PAk1，PAK2)，
4)根据预定标准来确定初始过渡(Tini)的弧线的多个有序子部(Sub(i))，
5)对于每个子部(Sub(i))，基于所述子部中的预测值来推断每个参数的典型值(PA(i))，基于所述子部的每个参数的典型值(PA(i))来计算相关转弯半径(R(i))，从而确定相关转弯半径(R(i))，
6)基于有序子部(Sub(i))和连续相关转弯半径(Ri)来确定改进过渡(Timp)，
7)确定包括改进过渡(Timp)的改进轨迹(Traj-imp)，
8)将改进轨迹(Traj-imp)显示给飞行器的飞行员。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤5)包括如下子步骤：
-基于对每个参数的多个预测值，通过插值方案来将参数的变型函数(PA(x))确定为沿过渡的横坐标(x)的函数(51)，
-基于子部中的参数的变型函数(PA(x))，确定每个子部(Sub(i))的每个参数(PA)的典型值(PA(i))(52)。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，在子部(Sub(i))的参数的典型值(PA(i))等于子部中的变型函数(PA(x))的平均值。
4.根据前述权利要求中的一项所述的方法，其中，参数为飞行器相对于空气的速度(CAS)。
5.根据前述权利要求中的一项所述的方法，其中，基于成组的参数来确定转弯半径，所述成组的参数包括：飞行器相对于空气的速度(CAS)、风(W)和/或飞行器的高度(Alt)和/或飞行器外的温度(Temp)。
6.根据前述权利要求中的一项所述的方法，其中，所述标准包括确定子部的数量(N)，每个子部展现出完全相同的扇面角(α)。
7.根据前述权利要求中的一项所述的方法，其中，所述标准包括确定子部的数量(N)以及作为沿过渡的典型参数的预测值的函数的每个子部(Sub(i))的扇面角(α(i))。
8.根据前述权利要求中的一项所述的方法，其中，步骤3至步骤7以迭代方法执行，迭代由j来索引，该方法进一步包括步骤2’)，其包括加载最大迭代次数M，其中，从第二次迭代j＝2起，上一次迭代j-1的改进过渡(Timp(j-1))的值被分配给当前迭代j的初始过渡(Tini(j))，并且将上一次迭代j-1的改进轨迹(Traj-imp(j-1))分配给当前迭代j的初始轨迹(Traj-ini(j))，
该方法进一步包括以下步骤：
5’)确定在当前转弯半径(R(i)/j)和前一转弯半径(R(i)/j-1)之间收敛的至少一个参数(Pconv)，
该方法在j＝1时执行额外的迭代，或只要j<M，就作为收敛参数(Pconv)和预定阈值之间的比较的函数来执行额外的迭代。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，对于每个子部(Sub(i))计算收敛参数(Pconv(i))，所述收敛参数等于当前转弯半径(R(i)/j)和前一转弯半径(R(i)/j-1)之间的比值，当前转弯半径(R(i)/j)和前一转弯半径(R(i)/j-1)与所述子部相关，当至少一个收敛参数(Pconv(i))大于第一阈值(S1)时，执行额外迭代。
10.根据权利要求8至9中的一项所述的方法，其中，对于每个子部，计算当前转弯半径和前一转弯半径之间的比值，当前转弯半径和前一转弯半径与所述子部相关，收敛参数等于所述比值的平均，当收敛参数大于第二阈值(S2)时，执行额外迭代。
11.根据前述权利要求中的一项所述的方法，所述方法在飞行器还没有飞行所述过渡时实施，那么过渡的开始点对应于由FMS计算的点。
12.根据权利要求1至10中的一项所述的方法，所述方法在飞行器正在飞过过渡时实施，初始过渡的开始点对应于飞行器的实时位置。
13.根据权利要求1至12中的一项所述的方法，所述方法或者由FMS以一定间隔自动触发，或者在飞行器正在飞过过渡时，基于检测到的先前计算的轨迹和飞过轨迹之间的飞行器的位置的差异，由FMS自动触发。
14.一种称为FMS的飞行管理系统，其配置为计算飞行器将飞过的轨迹，轨迹是基于飞行计划(PV)而确定的，所述飞行计划(PV)包括由航空标准限定的一系列有序的航段(Leg)，航段对应于用于计算基本轨迹的指示，基于每个航段中包含的指示而逐渐构建轨迹，能够连接对应于两个非对齐连续航段的基本轨迹的轨迹部分称为过渡(T)，FMS包括：
-轨迹确定模块(TRAJ)，其配置为，对于来自飞行计划(PV)的轨迹的至少一个过渡(T)，确定初始过渡(Tini)，所述初始过渡(Tini)包括展示出单一初始转弯半径(R0)的至少一个弧线，基于代表飞行器状态的至少一个参数(PA)的初始值(PA0)来计算所述初始转弯半径，所述初始值保证过渡的可飞特性，并且确定包括初始过渡(Tini)的初始轨迹(Traj-ini)，
-预测计算模块(PRED)，其配置为，对于每个参数，基于初始轨迹的计算而确定在初始过渡过程中的所述参数的多个预测值(PAk1，PAK2)，
轨迹计算模块进一步配置为，根据预定标准来确定初始过渡(Tini)的弧线的多个有序子部(Sub(i))，基于所述子部的每个参数的典型值(PA(i))而进行计算、基于所述子部中的预测值来进行推断以对于每个子部(Sub(i))确定的相关转弯半径(R(i))，以及基于有序子部(Sub(i))和连续相关转弯半径(Ri)来确定改进过渡(Timp)，并且确定包括改进过渡(Timp)的改进轨迹(Traj-imp)，
-人机界面(12)，其配置为将改进轨迹(Traj-imp)显示给飞行器的飞行员。
15.一种计算机程序产品，所述计算机程序包括代码指令，该代码指令能够执行根据权利要求1至12中的任一项所述的方法的步骤。
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