CN108021137A - 具有合成惯性滑翔道偏差的飞行控制系统及使用方法 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及具有合成惯性滑翔道偏差的飞行控制系统及使用方法。提供一种用于在飞行器(102)着陆期间计算滑翔道偏差(424、426)的飞行控制模块(402)。飞行控制模块(402)包括通信接口(415)和处理器(434)。通信接口(415)被配置为接收用于飞行器(102)的惯性数据。处理器(434)耦连到通信接口(415)并且被配置为基于惯性数据计算惯性滑翔道偏差(436)。

Description

具有合成惯性滑翔道偏差的飞行控制系统及使用方法
技术领域
本公开的领域通常涉及飞行控制系统，并且更具体地涉及利用合成惯性滑翔道(glideslope)偏差的飞行控制模块。
背景技术
许多已知的飞行器具有在着陆期间控制飞行器的自动着陆系统。自动着陆系统已经变得越来越普遍，并且经常依赖于仪表飞行规则(IFR)下的仪表着陆和视觉飞行规则(VFR)下执行的着陆。已知的自动着陆系统利用各种接收器(诸如多模式接收器(MMR))以例如接收从地面发送的引导信号。例如，此类引导信号可以包括仪表着陆系统(ILS)信号、全球定位服务(GPS)着陆系统(GLS)信号，和/或微波着陆系统(MLS)信号。引导信号通知飞行器其相对于到跑道所需的竖直和横向路径的位置，并且直至着地后的滑跑(roll-out)。所需的竖直路径被称为滑翔道(glideslope)，并且横向路径被称为定位信标(localizer)。滑翔道通常被定义为在超过跑道阈值1000英尺处与地面具有期望的截距的3°下降。定位信标将飞行器引导到跑道中心线。
从地面发送的引导信号由机载天线接收并且被路由到冗余的MMR。每个MMR计算路由到包括自动着陆系统的飞行控制模块的定位信标偏差和滑翔道偏差。定位信标偏差指示飞行器相对于到跑道中心线所需的路径的位置。例如，定位信标偏差可以指示飞行器距跑道中心线左侧约2°。滑翔道偏差指示飞行器相对于到跑道所需的滑翔道的位置。例如，滑翔道偏差可以指示飞行器在所需的滑翔道下方1°。飞行控制模块使用定位信标偏差和滑翔道偏差来调整自动着陆系统并且命令飞行器的控制表面。
许多已知的自动着陆系统需要三个独立计算的定位信标偏差和滑翔道偏差。此类冗余确保如果一个定位信标偏差或一个滑翔道偏差失败，则自动着陆系统仍然具有两个良好的信号来控制飞行器。用于独立计算的三个定位信标偏差和滑翔道偏差所需的冗余装备使飞行器增加了成本和重量。如果可用的定位信标偏差和滑翔道偏差不符合预定阈值，则自动着陆系统失去对飞行器到飞行员的控制。当飞行器下降到200英尺以下时，可靠的(即“良好的”)定位信标偏差信号和滑翔道偏差信号的可用性特别重要，因为错误的裕度(margin)更严格，并且自动着陆系统的错误控制可能导致飞行器错失跑道。因此，当检测到故障或错误的定位信标信号或滑翔道信号时，飞行控制系统依赖于良好的定位信标信号和滑翔道信号或者失去对飞行员的控制。
发明内容
根据本公开的一个方面，提供一种用于在飞行器着陆期间计算滑翔道偏差的飞行控制模块。该飞行控制模块包括通信接口和处理器。通信接口被配置为接收用于飞行器的惯性数据。处理器耦连到通信接口并且被配置为基于惯性数据计算惯性滑翔道偏差。
根据本公开的另一个方面，提供一种用于使飞行器着陆的飞行控制系统。该飞行控制系统包括通信总线、第一多模式接收器(MMR)和第二多模式接收器(MMR)以及飞行控制模块。第一MMR和第二MMR耦连到通信总线并且被配置为基于所接收的滑翔道信号计算第一滑翔道偏差和第二滑翔道偏差。第一MMR和第二MMR还被配置为将指示第一滑翔道偏差和第二滑翔道偏差的第一滑翔道偏差信号和第二滑翔道偏差信号发送到通信总线上。飞行控制模块耦连到通信总线，并且被配置为通过通信总线接收用于飞行器的惯性数据以及第一滑翔道偏差信号和第二滑翔道偏差信号。飞行控制模块还被配置为基于惯性数据计算惯性滑翔道偏差。飞行控制模块还被配置为从第一滑翔道偏差和第二滑翔道偏差以及惯性滑翔道偏差中选择一个滑翔道偏差。飞行控制模块还被配置为将一个滑翔道偏差发送到用于飞行器的自动着陆系统。
根据本公开的又一个方面，提供一种在着陆期间检测飞行器的滑翔道偏差的方法。该方法包括接收仪表着陆系统(ILS)滑翔道信号。该方法包括基于ILS滑翔道信号计算相对于飞行器的主起落架的MMR滑翔道偏差。该方法包括对MMR滑翔道偏差进行滤波。该方法包括将经滤波的MMR滑翔道偏差从主起落架转换至用于飞行器的引导控制点(GCP)。该方法包括基于经滤波的MMR滑翔道偏差初始化惯性滑翔道偏差计算。该方法包括根据经滤波的MMR滑翔道偏差对由用于飞行器的惯性参考单元(IRU)生成的惯性数据进行积分，以生成相对于IRU的惯性滑翔道偏差。该方法包括将惯性滑翔道偏差从IRU转换至GCP。
已经讨论的特征、功能和优点可以在各种实施例中被独立实现，或者可以在另一些其它实施例中被组合，该其它实施例的进一步的细节可以参考以下描述和附图获知。
附图说明
图1是用于在使飞行器着陆中使用的示例性仪表着陆系统(ILS)的俯视透视图；
图2是图1所示的示例性ILS的侧透视图；
图3是在着陆期间图1和图2所示的飞行器的侧透视图；
图4是图1至图3所示的飞行器的示例性飞行控制系统的框图；
图5是用于在图4所示的飞行控制系统中使用的示例性飞行控制模块的功能框图；以及
图6是用于在图4所示的飞行控制系统中使用的检测滑翔道偏差的示例性方法的流程图。
具体实施方式
如本文所使用的，以单数描述并以单词“一个”或“一种”修饰的元件或步骤应被理解为不排除复数个元件或步骤，除非明确地描述了此类排除。此外，对本发明的“一个实施例”或“示例性实施例”的引用并不旨在被解释为排除也包括所述特征的另外的实施例的存在。
图1是用于在使飞行器102着陆中使用的示例性仪表着陆系统(ILS)100的俯视透视图。图2是从侧面看的ILS 100的另一个透视图。示出了在跑道104上着陆的进场期间的飞行器102。跑道104由跑道中心线106表征，所述跑道中心线106朝向飞行器102延伸并且延伸超过飞行器102，以用于说明目的。
参考图1，在示例性实施例中，ILS 100包括定位信标发射器108和滑翔道发射器110。定位信标发射器108朝向飞行器102发送第一定位信标波束112和第二定位信标波束114。第一定位信标波束112和第二定位信标波束114协作定义由飞行器102接收并且被处理以生成指示飞行器102相对于跑道中心线106的横向位置的定位信标偏差的ILS定位信标信号。该定位信标信号通常用于控制飞行器102通过着陆和滑跑(rollout)，即在滑行之前沿跑道减速。
参考图2，飞行器102沿着预定的滑翔道116接近跑道104，该预定的滑翔道116在超过跑道104的跑道阈值的预定距离处拦截(intercept)跑道104。该预定距离通常距离跑道阈值例如至少1000英尺，其通常是滑翔道发射器110的位置。滑翔道116由在滑翔道116和跑道104之间测量的滑翔道角度118限定。例如，典型的滑翔道由大约等于3°的滑翔道角度118限定。滑翔道发射器110朝向飞行器102发射第一滑翔道波束120和第二滑翔道波束122。第一滑翔道波束120和第二滑翔道波束122限定由飞行器102接收并且被处理以生成指示飞行器102相对于滑翔道116的竖直位置的滑翔道偏差的ILS滑翔道信号。滑翔道信号通常用于控制飞行器102，直至其达到拉平(flare)高度，即当飞行器102的机头在着陆之前上仰(pitch up)时的高度，这通常发生在50英尺和75英尺之间。当达到拉平高度时，飞行器102通常切换到无线电高度计，以将飞行器102引导至跑道104以进行着陆。在可替代的实施例中，拉平高度可以大于75英尺，或在一些实施例中在50英尺以下。
图3是飞行器102在着陆期间的透视图。图3示出了在着陆过程期间接近跑道104的飞行器102的侧视图。飞行器102包括用于飞行器102的所有飞行控制命令所参考的引导控制点(GCP)302。GCP 302通常位于飞行器102的机头。飞行器102还包括惯性参考单元(IRU)304，该惯性参考单元包括用于检测飞行器102的线性加速度和角加速度(其可以转换为飞行器102沿三轴，即俯仰、滚转和偏航的加速度、速度和姿势)的各种传感器。IRU 304通常位于飞行器102的中心处或其附近，其在图3中被示出为飞行器102的机翼305和机身307的交叉点。因此，GCP 302和IRU 304通常被沿飞行器102的机身307的长度的一部分延伸的距离306分开。
飞行器102在滑翔道116之后接近跑道104，滑翔道116由相对于跑道104的平面的滑翔道角度118限定。滑翔道116在拦截(intercept)部分308处与跑道104相遇。飞行器102以地面速度310和竖直速度312行进。地面速度310和竖直速度312都可以在IRU 304处测量并且限定速度矢量314。竖直速度312包括两个分量：滑翔路径速率316和滑翔道误差速率318。给定由IRU 304和滑翔道116测量的惯性加速度，飞行器102可以计算随着时间使滑翔道偏差增加或减小的惯性竖直速度312。
飞行器102以一定程度的俯仰姿势或简单俯仰320操作。因此，GCP 302通常相对于IRU 304升高。对GCP 322的竖直校正是俯仰320和距离306的函数。此外，MMR滑翔道偏差计算在飞行器102的主起落架324处被参考，其需要进一步的转换以解释(account for)从主起落架324到GCP 302的竖直校正326。
图4是图1至图3所示的用于飞行器102的示例性飞行控制系统400的框图。飞行控制系统400包括飞行控制模块402，其通过向致动器控制模块404发送命令来控制飞行器102。飞行控制模块402通过通信总线406与致动器控制模块404通信。致动器控制模块404控制附接到飞行器102的各种飞行控制表面的一个或多个致动器408。致动器控制模块404通过通信总线410与致动器408通信。
飞行器102包括测量飞行参数并且生成被发送到通信总线414上的数据的各种传感器412。飞行控制模块402通过通信接口415可通信地耦连到通信总线414并且获得对数据的访问。
传感器412包括位于IRU 304处的各种加速计和陀螺仪，其提供竖直速度312、地面速度310以及俯仰320。通信总线414被配置为耦连到提供惯性数据的IRU 304。通信总线414还耦连到各种其它数据源，诸如导航系统(未示出)、提供起落架324参考的竖直速度416和竖直加速度417的飞行管理系统(未示出)，以及提供飞行器102的高度的雷达高度计418。通信总线414还耦连到左MMR 420和右MMR 422。左MMR 420提供左MMR滑翔道偏差424。右MMR422提供右MMR滑翔道偏差426。
通信接口415接收指示基于由飞行器102接收的滑翔道传输计算的相应的滑翔道偏差(诸如左MMR滑翔道偏差424和右MMR滑翔道偏差426)的第一滑翔道偏差信号和第二滑翔道偏差信号。
飞行控制模块402包括自动着陆系统428。飞行控制模块402接收并且处理来自通信总线414的数据以产生滑翔道偏差信号，该滑翔道偏差信号由自动着陆系统428使用以生成用于致动器控制模块404的命令。飞行控制模块402接收以不同的调制深度(ddm)表示的左MMR滑翔道偏差424和右MMR滑翔道偏差426。飞行控制模块402包括放大器430和放大器432，其各自对ddm值施加增益Kddm-degrees以将左MMR滑翔道偏差424和右MMR滑翔道偏差426转换为度。
飞行控制模块402包括合成惯性滑翔道偏差模块(SIGD)处理器434，其基于通过通信总线414接收的数据计算惯性滑翔道偏差436(也被称为SIGD)。惯性滑翔道偏差436由施加增益Kfeet-degrees的放大器438从英尺转换为度。飞行控制模块402使用信号选择故障检测(SSFD)算法选择使用哪个滑翔道信号来命令致动器控制模块404。飞行控制模块402包括用于执行SSFD的中值选择器440。中值选择器440有时被称为SSFD模块，其被配置为从用于在控制飞行器102的自动着陆系统428中使用的MMR滑翔道偏差424和MMR滑翔道偏差426以及惯性滑翔道偏差436中选择一个滑翔道偏差。中值选择器440从左MMR滑翔道偏差424、右MMR滑翔道偏差426以及惯性滑翔道偏差436中选择中间值。所选择的滑翔道偏差444由放大器442从度转换至英尺并且反馈到SIGD处理器434。SIGD处理器434对所选择的滑翔道偏差进行互补滤波，并且生成经互补滤波的滑翔道偏差446。
惯性滑翔道偏差436的添加使得在警报海拔(height)或高度以下的左MMR 420和右MMR 422中的一个中未检测到故障的情况下能够继续使用自动着陆系统428。通常，警报海拔为200英尺。如果左MMR滑翔道偏差424和右MMR滑翔道偏差426中的一个出现故障并且未分别由左MMR 420或右MMR 422检测到，则中值选择器440检测到故障，因为出现故障的信号将与两个良好的信号不同。通常，已知系统利用三个MMR，这增加了飞行器102的重量和成本。当两个剩余的良好的滑翔道偏差信号误比较时，自动着陆系统428脱离并且失去对飞行器102到飞行员的控制。其它已知的系统利用两个自监测MMR。在左MMR滑翔道偏差424或右MMR滑翔道偏差426中未检测到故障的情况下，两个信号误比较，但是没有第三信号可用。此类故障导致自动着陆系统428脱离。惯性滑翔道偏差436引入第三滑翔道信号，该第三滑翔道信号使得飞行控制模块402能够承受在左MMR滑翔道偏差424或右MMR滑翔道偏差426中的一个中的未检测到的故障。
飞行控制模块402可以体现在一个或多个处理器上。类似地，SIGD处理器434、中值选择器440以及自动着陆系统428可以体现在被配置为执行上述功能的一个或多个处理器上。
图5是飞行控制模块402，并且更具体地是图4所示的SIGD处理器434的功能框图。SIGD处理器434包括互补滤波器502、转换块504、滑翔道计算块506、惯性滑翔道误差速率块508以及转换至GCP块510。
互补滤波器502将来自IRU 304的惯性数据的高频内容与左MMR滑翔道偏差424和右MMR滑翔道偏差426的低频内容混合(blend)，以产生平滑的经互补滤波的滑翔道偏差446。互补滤波器502通常按照英尺操作。以英尺表示的经互补滤波的滑翔道偏差446被反馈并且从选择的滑翔道偏差444中被减去512以产生滑翔道偏差误差值。中值选择器440按照度或弧度操作。因此，所选择的滑翔道偏差444在由互补滤波器502使用之前通过增益442被转换为英尺，以计算滑翔道偏差误差值。滑翔道偏差误差值由K3增益(gained)并被积分514。积分514的结果加516到竖直加速度417，并且然后加518到由K2增益520的滑翔道偏差误差值。求和518的结果被积分522并且加524到竖直速度416，其结果加526到由K1增益528的滑翔道偏差误差值。求和526的结果被积分530，以生成经互补滤波的滑翔道偏差446，其被起落架324参考。互补滤波器502进一步由(但不限于)以下等式表征，其中DCF是作为时间t的函数并且以英尺表示的经互补滤波的滑翔道偏差446，Dsel是作为时间t的函数并且以英尺表示的所选择的滑翔道偏差444，Avert是作为时间t的函数的竖直加速度417，并且Vvert是作为时间t的函数的竖直速度416。
当飞行器102下降(如雷达高度计418所测量的)到高度阈值532以下时，经互补滤波的滑翔道偏差446被锁存534为用于惯性滑翔道误差速率318的积分536的初始条件。将来自雷达高度计418的飞行器高度与高度阈值(例如，200英尺)532进行比较536，以触发锁存534。锁存534防止由于通往跑道104的地形(即，飞行器102和跑道104之间的地形)引起的雷达高度计418的变化而导致的切换(toggling)。
转换块504将经互补滤波的滑翔道偏差446从起落架324转换至GCP302。转换块504计算校正326，所述校正326包括两个分量：X分量540和Z分量542，这两个分量被求和544以产生校正326。然后校正326与经互补滤波的滑翔道偏差446进行求和546，完成从起落架324到GCP 302的转换。
X分量540是沿着主起落架324和GCP 302之间的机身307的一部分的距离XGCP-LG的投影。该投影被计算为俯仰320的正弦548，其结果被距离XGCP-LG增益550。Z分量542类似地为主起落架324和GCP 302之间的竖直距离ZGCP-LG的投影。该投影被计算为俯仰320的余弦552，其结果被距离ZGCP-LG增益554。转换块504进一步由(但不限于)以下等式表征，其中CGCP-LG是作为时间t的函数的校正326，并且Attpitch是作为时间t的函数的俯仰320。
CGCp-LG(t)＝XGCP-LG×sin(Attpitch(t))+ZGCP-LG×cos(Attpitch(t))EQ.2
惯性滑翔道误差速率块508基于平均滑翔道角度558、地面速度310以及竖直速度312计算误差速率556。误差速率被计算为竖直速度312和期望的滑翔速率316之间的差值560。滑翔道速率316被计算为弧长度，即平均滑翔道角度558和地面速度310的乘积562。惯性滑翔道误差速率块508进一步由(但不限于)以下等式表征，其中Rerror是作为时间t的函数的误差速率556，Sgnd是作为时间t的函数的地面速度310，并且avgGP是作为时间t的函数并且以弧度表示的平均滑翔道角度558。
Rerror(t)＝Vvert(t)-Sgnd(t)×avgGP(t) EQ.3
滑翔道计算块506根据地面速度310和竖直速度312计算平均滑翔道角度558。平均滑翔道角度558是被计算为惯性高度速率(即竖直速度312)除以566地面速度310的积分564的平均行驶时间。然后积分564除以568经过的时间570。一旦飞行器102在滑翔道116上稳定，则积分564被初始化572为零。滑翔道116上的稳定性由逻辑指示符574指示，逻辑指示符574有时被称为“Vert应用程序活动(Vert App Active)”。经过的时间570是时间增量576的积分并且初始化578为零。滑翔道计算块506进一步由(但不限于)以下等式表征，其中tstable是逻辑指示符574指示飞行器102在滑翔道116上已经稳定时的时间。
当飞行器102下降到高度阈值532以下时，积分器536被初始化为经互补滤波的滑翔道偏差446，其表示该高度处的滑翔道偏差。然后积分器536基于惯性数据对误差速率556进行积分，以计算惯性滑翔道偏差436。积分536进一步由(但不限于)以下等式表征，其中SIGD是相对于IRU 304的惯性滑翔道偏差436，其为时间t的函数并且以弧度表示，t200是飞行器102下降到例如高度阈值532或200英尺时的时间。
积分536产生相对于IRU 304的惯性滑翔道偏差436。补偿580被加582到惯性滑翔道偏差436，以校正IRU 304处的惯性滑翔道偏差436与GCP 302处的惯性滑翔道偏差436之间的差异。补偿580解释在高度阈值532以下发生的任何俯仰姿势变化。
转换至GCP块510根据俯仰320和沿IRU 304与GCP 302之间的机身307的一部分的距离306计算补偿580。距离306乘以588俯仰320的正弦590，产生作为时间t的函数的补偿580。当飞行器102下降到高度阈值532时，由于俯仰320引起的IRU 304和GCP 302之间的竖直差值被锁存584并且在时间t处从补偿580中被减去586。转换至GCP块510进一步由(但不限于)以下等式表征，其中C是作为时间t的函数的补偿580，LIRU-GCP是沿IRU 304和GCP 302之间的飞行器102的机身的距离306，Attpitch是作为时间t的函数的俯仰320。
C(t)＝LIRU-GCP×[sin(Attpitch(t))-sin(Attpitch(t200))] EQ.6
图6是用于在图1至图3所示的飞行器102的(如图4所示的)飞行控制系统400中使用的检测滑翔道偏差的示例性方法600的流程图。方法600开始于飞行器102接收610由第一滑翔道波束120和第二滑翔道波束122限定的ILS滑翔道信号。用于接收第一滑翔道波束120和第二滑翔道波束122的天线通常位于飞行器102的机头中。然后所接收的信号被传递到左MMR420和右MMR 422。左MMR 420和右MMR 422分别基于所接收的ILS滑翔道信号计算620MMR滑翔道偏差424和MMR滑翔道偏差426。例如，MMR滑翔道偏差424和MMR滑翔道偏差426被发送到通信总线414上，诸如ARINC-429总线。
飞行控制模块402通过通信接口415获得对通信总线414上的MMR滑翔道偏差424和MMR滑翔道偏差426的访问，通信接口415可以包括ARINC-429接口电路卡，该ARINC-429接口电路卡被配置为使用外围部件互连(PCI)、PCI Express、PC/104、以太网、紧凑型PCI或其它合适的协议在飞行控制模块402内进行通信。SIGD处理器434接收MMR滑翔道偏差424和MMR滑翔道偏差426并且使用互补滤波器502对它们进行滤波630，以产生经互补滤波的滑翔道偏差446。经互补滤波的滑翔道偏差446相对于飞行器102的主起落架324被计算。经互补滤波的滑翔道偏差446被转换640至GCP302。
当飞行器102下降到高度阈值532时，惯性滑翔道偏差计算基于经互补滤波的滑翔道偏差446被初始化650，所述经互补滤波的滑翔道偏差446为滑翔道误差速率556的积分536提供了初始条件。将惯性数据进行积分660以生成相对于IRU 304的惯性滑翔道偏差436。惯性数据包括俯仰320、地面速度310以及竖直速度312，它们都可基于IRU 304处的测量来确定。
使用转换至GCP块510将惯性滑翔道偏差436从IRU 304转换670至GCP302，该转换至GCP块510解释在高度阈值532以下发生的俯仰320的变化。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种用于在飞行器着陆期间计算滑翔道偏差的飞行控制模块，其包括：
通信接口，其被配置为接收所述飞行器的惯性数据；
处理器，其耦连到所述通信接口并且被配置为基于惯性数据计算惯性滑翔道偏差。
条款2.根据条款1所述的飞行控制模块，其中所述通信接口还被配置为接收第一滑翔道偏差信号和第二滑翔道偏差信号，所述第一滑翔道偏差信号和所述第二滑翔道偏差信号指示基于由所述飞行器接收的滑翔道传输(transmission)计算的相应的滑翔道偏差。
条款3.根据条款2所述的飞行控制模块，还包括信号选择故障检测(SSFD)模块，所述故障检测(SSFD)模块被配置为从用于在控制所述飞行器的自动着陆系统中使用的相应的滑翔道偏差和惯性滑翔道偏差中选择一个滑翔道偏差。
条款4.根据条款3所述的飞行控制模块，其中所述SSFD模块包括中值选择器，所述中值选择器被配置为从相应的滑翔道偏差和惯性滑翔道偏差中选择中间值。
条款5.根据条款1至条款4中任一项所述的飞行控制模块，其中所述处理器包括互补滤波器，所述互补滤波器被配置为基于通过所述通信接口接收的滑翔道偏差信号和惯性数据生成经滤波的滑翔道偏差，所述惯性数据包括竖直加速度和竖直速度。
条款6.根据条款5所述的飞行控制模块，其中所述通信接口被配置为通过通信总线耦连到惯性参考单元(IRU)，IRU包括地面速度传感器、俯仰传感器、竖直速度传感器以及竖直加速度传感器，并且其中惯性数据包括地面速度、俯仰角度、竖直速度以及竖直加速度。
条款7.根据条款6所述的飞行控制模块，其中所述通信接口还耦连到雷达高度计，所述雷达高度计被配置为测量所述飞行器的高度并且将指示高度的高度信号发送到所述通信总线上，并且其中所述处理器还被配置为当高度下降到预定阈值以下时计算惯性滑翔道偏差。
条款8.根据条款7所述的飞行控制模块，其中所述处理器还被配置为：
基于地面速度、竖直速度以及基于地面速度和竖直速度计算的平均滑翔道角度计算相对于IRU的惯性滑翔道误差；以及
对惯性滑翔道误差应用校正以生成惯性滑翔道偏差，所述校正是基于俯仰姿势和所述飞行器的IRU与引导控制点之间的距离计算的。
条款9.一种用于使飞行器着陆的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：
通信总线；
第一多模式接收器(MMR)和第二多模式接收器(MMR)，所述第一多模式接收器和第二多模式接收器耦连到所述通信总线并且被配置为：
基于所接收的滑翔道信号计算第一滑翔道偏差和第二滑翔道偏差，和
将指示第一滑翔道偏差和第二滑翔道偏差的第一滑翔道偏差信号和第二滑翔道偏差信号发送到所述通信总线上；以及
飞行控制模块，其耦连到所述通信总线并且被配置为：
通过所述通信总线接收用于飞行器的惯性数据以及第一滑翔道偏差信号和第二滑翔道偏差信号，
基于惯性数据计算惯性滑翔道偏差，
从第一滑翔道偏差和第二滑翔道偏差以及惯性滑翔道偏差中选择一个滑翔道偏差，以及
将一个滑翔道偏差发送到用于所述飞行器的自动着陆系统。
条款10.根据条款9所述的飞行控制系统，还包括致动器控制模块，其通过第二通信总线耦连到所述自动着陆系统，所述致动器控制模块可通信地耦连到飞行控制致动器，所述自动着陆系统被配置为根据一个滑翔道偏差指示(instruct)所述致动器控制模块。
条款11.根据条款9至10中任一项所述的飞行控制系统，还包括被配置为检测所述飞行器的高度的雷达高度计，所述雷达高度计耦连到所述通信总线，其中所述飞行控制模块还被配置为当高度下降到预定阈值以下时计算惯性滑翔道偏差。
条款12.根据条款11所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制模块还被配置为当高度下降到200英尺的预定阈值以下时计算惯性滑翔道偏差。
条款13.根据条款11至12中任一项所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制模块还被配置为从第一滑翔道偏差和第二滑翔道偏差以及惯性滑翔道偏差中选择中值作为用于发送到所述自动着陆系统的一个滑翔道偏差。
条款14.根据条款11至13中任一项所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制模块还被配置为当所述飞行器高度下降到200英尺以下时，基于第一滑翔道偏差信号和第二滑翔道偏差信号中的至少一个初始化惯性滑翔道偏差的计算。
条款15.一种在着陆期间检测飞行器的滑翔道偏差的方法，所述方法包括：
接收仪表着陆系统(ILS)滑翔道信号；
基于ILS滑翔道信号计算相对于飞行器的主起落架的多模式接收器(MMR)滑翔道偏差；
对MMR滑翔道偏差进行滤波；
将经滤波的MMR滑翔道偏差从主起落架转换至用于飞行器的引导控制点(GCP)；
基于经滤波的MMR滑翔道偏差初始化惯性滑翔道偏差计算；
根据经滤波的MMR滑翔道偏差对由用于飞行器的惯性参考单元(IRU)产生的惯性数据进行积分，以产生相对于IRU的惯性滑翔道偏差；以及
将惯性滑翔道偏差从IRU转换至GCP。
条款16.根据条款15所述的方法，其中对MMR滑翔道偏差进行滤波包括使用互补滤波器将均由IRU测量的竖直加速度和竖直速度与MMR滑翔道偏差进行混合。
条款17.根据条款15至16中任一项所述的方法，其中对由IRU产生的惯性数据进行积分包括：
基于由IRU测量的地面速度和竖直速度以及基于地面速度和竖直速度计算的平均滑翔道角度来计算惯性滑翔道误差；以及
根据经滤波的MMR滑翔道偏差对惯性滑翔道误差进行积分，以产生相对于IRU的惯性滑翔道偏差。
条款18.根据条款15至17中任一项所述的方法，其中将经滤波的MMR滑翔道偏差从主起落架转换至用于飞行器的GCP还包括：
基于由IRU测量的俯仰姿势计算主起落架和GCP之间的竖直位置差值；以及
将竖直位置差值应用于经滤波的MMR滑翔道偏差。
条款19.根据条款15至18中任一项所述的方法，其中将IRU处的惯性滑翔道偏差转换至GCP包括：
基于由IRU测量的俯仰姿势计算IRU和GCP之间的竖直位置差值；以及
将竖直位置差值加到相对于IRU的惯性滑翔道偏差，以产生相对于GCP的惯性滑翔道偏差。
20.根据条款15至19中任一项所述的方法，其中初始化惯性滑翔道偏差计算包括在飞行器高度下降到预定阈值以下时锁存经滤波的MMR滑翔道偏差。
用于飞行器在着陆期间使用的飞行控制系统的上述实施例提供了当命令自动着陆系统时与MMR滑翔道偏差信号相结合考虑的惯性滑翔道偏差。更具体地，惯性滑翔道偏差提供在未检测到MMR滑翔道偏差故障的情况下自动着陆系统可以继续自动着陆的保证。本文所描述的飞行控制系统，更具体地飞行控制模块通过根据基于MMR滑翔道偏差建立的初始条件对来自飞行器的IRU的惯性数据进行积分来产生惯性滑翔道偏差。
用于飞行控制系统的方法、系统以及装置的示例性实施例不限于本文所描述的具体实施例，而是系统的部件和/或方法的步骤可以独立地并且与本文所描述的其它部件和/或步骤分开地被使用。例如，该方法也可以与其它非常规飞行控制系统组合使用，并且不限于仅使用本文所描述的系统和方法来实践。相反，示例性实施例可以结合许多其它应用程序、设备以及系统来实现和利用，所述应用程序、设备以及系统可以从增加的效率、降低的操作成本以及减少的资本支出中受益。
本文所描述的方法、系统以及装置的示例性技术效果包括以下中的至少一个：(a)生成用于在SSFD过程中考虑的SIGD；(b)基于SIGD控制自动着陆系统；(c)通过添加惯性滑翔道偏差来提高自动着陆系统的可靠性；(d)改善MMR滑翔道偏差信号中的故障检测；(e)通过消除第三MMR设备，降低产生用于自动着陆系统的三重冗余滑翔道偏差的成本和重量；以及(f)提高用于自动着陆系统的滑翔道精度。
一些实施例涉及使用一个或多个电子或计算设备。此类设备通常包括处理器、处理设备或控制器，诸如通用中央处理单元(CPU)、图形处理单元(GPU)、微控制器、精简指令集计算机(RISC)处理器、专用集成电路(ASIC)、可编程逻辑电路(PLC)、现场可编程门阵列(FPGA)、数字信号处理(DSP)设备和/或能够执行本文所描述功能的任何其它电路或处理设备。本文所描述的方法可以被编码为体现在包括但不限于存储设备和/或存储器设备的计算机可读介质中的可执行指令。当由处理设备执行时，此类指令导致处理设备执行本文所描述方法的至少一部分。上述示例仅是示例性的，并且因此不旨在以任何方式限制术语处理器、处理设备以及控制器的定义和/或含义。
在本文所描述的实施例中，存储器可以包括但不限于计算机可读介质(诸如随机存取存储器(RAM))和计算机可读非易失性介质(诸如闪存存储器)。可替代地，也可以使用软盘、光盘-只读存储器(CD-ROM)、磁光盘(MOD)、和/或数字通用盘(DVD)。此外，在本文所描述的实施例中，附加的输入通道可以是但不限于与操作者界面相关联的计算机外围设备(诸如鼠标和键盘)。可替代地，也可以使用其它计算机外围设备，例如，其可以包括但不限于扫描仪。此外，在示例性实施例中，附加的输出通道可以包括但不限于操作者界面监视器。
该书面描述使用示例来公开包括最佳模式的各种实施例，以使得本领域任何技术人员能够实践那些实施例，包括制造和使用任何设备或系统和执行任何包含的方法。可取得专利权的范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些示例具有不与权利要求书的字面语言不同的结构元素，或者如果这些示例包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等同的结构元素，那么此类其它示例旨在本权利要求书的范围内。

Claims (14)

1.一种用于在飞行器(102)的着陆期间计算滑翔道偏差的飞行控制模块(402)，其包括：
通信接口(415)，其被配置为接收用于所述飞行器(102)的惯性数据；
处理器(434)，其耦连到所述通信接口(415)并且被配置为基于所述惯性数据计算惯性滑翔道偏差(436)。
2.根据权利要求1所述的飞行控制模块，其中所述通信接口(415)还被配置为接收第一滑翔道偏差信号(424)和第二滑翔道偏差信号(426)，所述第一滑翔道偏差信号(424)和所述第二滑翔道偏差信号(426)指示基于由所述飞行器(102)接收的滑翔道传输计算的相应的滑翔道偏差。
3.根据权利要求2所述的飞行控制模块，还包括信号选择故障检测模块即SSFD模块(440)，其被配置为从用于在控制所述飞行器(102)的自动着陆系统(428)中使用的所述相应的滑翔道偏差(424、426)和所述惯性滑翔道偏差(436)中选择一个滑翔道偏差。
4.根据权利要求3所述的飞行控制模块，其中所述SSFD模块包括中值选择器(440)，所述中值选择器(440)被配置为从所述相应的滑翔道偏差(424、426)和所述惯性滑翔道偏差(436)中选择中间值。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行控制模块，其中所述处理器(434)包括互补滤波器(502)，所述互补滤波器(502)被配置为基于通过所述通信接口(415)接收的滑翔道偏差信号和所述惯性数据来产生经滤波的滑翔道偏差(446)，所述惯性数据包括竖直加速度(417)和竖直速度(416)。
6.根据权利要求5所述的飞行控制模块，其中所述通信接口(415)被配置为通过通信总线(414)耦连到惯性参考单元即IRU(304)，所述IRU(304)包括地面速度传感器(310)、俯仰传感器(320)、竖直速度传感器(312)以及竖直加速度传感器(417)，并且其中所述惯性数据包括地面速度(310)、俯仰角度(320)、竖直速度(416)以及竖直加速度(417)。
7.根据权利要求6所述的飞行控制模块，其中所述通信接口(415)还耦连到雷达高度计(418)，所述雷达高度计(418)被配置为测量所述飞行器(102)的高度并且将指示所述高度的高度信号发送到所述通信总线(414)上，并且其中所述处理器(434)还被配置为当所述高度下降到预定阈值(532)以下时计算所述惯性滑翔道偏差。
8.根据权利要求7所述的飞行控制模块，其中所述处理器(434)还被配置为：
基于所述地面速度、所述竖直速度和基于所述地面速度(310)和所述竖直速度(312)计算的平均滑翔道角度计算相对于所述IRU(304)的惯性滑翔道误差；以及
对所述惯性滑翔道误差应用校正以生成所述惯性滑翔道偏差，所述校正是基于所述俯仰姿势(320)和在所述IRU(304)和所述飞行器(102)的引导控制点(302)之间的距离计算的。
9.一种在着陆期间检测飞行器的滑翔道偏差的方法，所述方法包括：
接收(610)仪表着陆系统滑翔道信号即ILS滑翔道信号；
基于所述ILS滑翔道信号计算(620)相对于所述飞行器的主起落架(324)的多模式接收器滑翔道偏差即MMR滑翔道偏差(424、426)；
对所述MMR滑翔道偏差(424、426)进行滤波(630)；
将经滤波的MMR滑翔道偏差(436)从所述主起落架(324)转换(660)至所述飞行器(102)的引导控制点(GCP)(302)；
基于所述经滤波的MMR滑翔道偏差(446)初始化(650)惯性滑翔道偏差计算；
根据所述经滤波的MMR滑翔道偏差(436)对由用于所述飞行器(102)的惯性参考单元即IRU(304)产生的惯性数据(660)进行积分，以产生相对于所述IRU(304)的惯性滑翔道偏差；以及
将所述惯性滑翔道偏差从所述IRU(304)转换至所述GCP(302)。
10.根据权利要求9所述的方法，其中对所述MMR滑翔道偏差(424、426)进行滤波包括使用互补滤波器(502)将均由所述IRU(302)测量的竖直加速度(417)和竖直速度(416)与所述MMR滑翔道偏差(424、426)进行混合。
11.根据权利要求9至10中任一项所述的方法，其中对由所述IRU(304)产生的所述惯性数据进行积分包括：
基于由所述IRU(304)测量的地面速度(310)和竖直速度(312)和基于所述地面速度(310)和所述竖直速度(312)计算的平均滑翔道角度(558)来计算惯性滑翔道误差；以及
根据所述经滤波的MMR滑翔道偏差对所述惯性滑翔道误差(318)进行积分，以产生相对于所述IRU(304)的所述惯性滑翔道偏差(436)。
12.根据权利要求9至10中任一项所述的方法，其中将所述经滤波的MMR滑翔道偏差(446)从所述主起落架(324)转换至所述飞行器(102)的所述GCP(302)还包括：
基于由所述IRU(304)测量的俯仰姿势(320)计算在所述主起落架(324)和所述GCP(302)之间的竖直位置差值；以及
将所述竖直位置差值应用于所述经滤波的MMR滑翔道偏差(446)。
13.根据权利要求9至10中任一项所述的方法，其中将所述IRU(304)处的所述惯性滑翔道偏差(436)转换至所述GCP(302)包括：
基于由所述IRU(304)测量的俯仰姿势(320)计算在所述IRU(304)和所述GCP(302)之间的竖直位置差值；以及
将所述竖直位置差值加到相对于所述IRU(304)的所述惯性滑翔道偏差(436)，以产生相对于所述GCP(302)的惯性滑翔道偏差(436)。
14.根据权利要求9至10中任一项所述的方法，其中初始化所述惯性滑翔道偏差计算包括在所述飞行器(102)的高度下降到预定阈值(532)以下时锁存所述经滤波的MMR滑翔道偏差(446)。
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