CN108279006B - 电子监测设备、相关监测方法和计算机程序 - Google Patents

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Abstract

本电子监测设备(30)被配置为在至跑道(12)的进场期间监测至少一个无线电导航信号，其中每个无线电导航信号从航空器(10)上的接收链(32)获得。设备(30)包括：计算模块(34)，计算参考平面中的角位移值；比较模块(36)，将角位移值与相应的无线电导航信号进行比较；以及报警模块(38)，基于角位移值和相应的无线电导航信号之间的比较产生报警信号。计算模块被配置为根据所监测的无线电导航信号依照关于航空器航线和下滑航迹的幅度计算角位移值，所述幅度来自独立于接收链的航空电子装备(18,20)。

Description

电子监测设备、相关监测方法和计算机程序
技术领域
本发明涉及用于在进场跑道时监测至少一个无线电导航信号的电子设备，其中每个无线电导航信号来自于航空器机载接收链。
监测设备包括：计算模块，被配置为计算参考平面中的角位移值；比较模块，被配置为将所计算的角位移值与相应的无线电导航信号进行比较；以及报警模块，被配置为基于所计算的角位移值和所述相应的无线电导航信号之间的比较结果产生报警信号。
本发明还涉及用于在进场跑道时监测至少一个无线电导航信号的方法。
本发明还涉及一种计算机程序，包括在由计算机执行时实施这种监测方法的软件指令。
本发明涉及在航空器至跑道的进场期间监测航空器的领域，尤其是监测无线电导航信号从而根据低能见度条件(例如根据ICAO附件10卷一的IIIB类别)下进场和着陆操作的需要使自动引航高度安全。这些自动引航系统还使用IRS(惯性参考系统)装备提供的速度测量信息。
待监测的无线电导航信号包括例如ILS(仪表着陆系统)信号、MLS(微波着陆系统)信号或者甚至GLS(GBAS，即陆基增强系统着陆系统)信号。
背景技术
US8,630,756B2公开了一种前述类型的电子监测设备。该ILS信号监测设备包括：计算模块，被配置为基于来自能够发射ILS信号的地面信标的位置信息以及来自航空器机载GPS接收器的航空器的位置信息计算航空器在参考平面中的角位移值。
该ILS信号监测设备还包括用于将基于信标位置所计算的角位移值与相应的无线电导航信号进行比较的模块、以及用于根据所述比较结果产生报警信号的报警模块。
然而，这种监测设备需要通过结合导航信息数据库来精确了解能够发射ILS信号的地面信标的位置以及由GPS接收器提供的航空器的足够精确的位置。
发明内容
本发明的目的在于提供一种较易于实施的电子监测设备，并且既不需要由使用GPS接收器提供的航空器的位置也不需要地面信标的位置。
为了该目的，本发明的目的在于提供一种前述类型的电子监测设备，其中计算模块被配置为基于所监测的无线电导航信号根据关于航空器航线和下滑斜度的幅度计算角位移值，其中关于航空器的幅度从独立于接收链的航空电子装备获得。
根据本发明的其他有利方面，电子监测设备包括以下特征中的一个或多个，这些特征分别或者以任意技术可行的组合采用：
-计算模块，被配置为独立于来自能够发射无线电导航信号的地面信标的位置信息来计算角位移值；
-所监测的无线电导航信号为LOC信号，并且计算模块于是被配置为根据航空器的航线计算水平平面中的横向角位移值；
-所监测的无线电导航信号为GLIDE信号，并且计算模块于是被配置为根据航空器的下滑斜度计算竖直平面中的竖直角位移值；
-角位移值表示为DMM(调制深度差)，并且计算模块被配置为根据所监测的无线电导航信号和关于航空器航线和下滑斜度的幅度计算幅度的线性偏差、并且之后将该线性偏差转化成表示为DMM的角位移值；
-计算模块被配置为对所监测的无线电导航信号的连续值实施滤波，而取决于所监测的无线电导航信号的幅度为通过对所监测的无线电导航信号的值进行滤波而得到的平均值；
-该设备还包括第二比较模块，第二比较模块被配置为将通过对所监测的无线电导航信号的值进行滤波而得到的平均值与根据所监测的无线电导航信号关于预计航线和预计下滑斜度相对于跑道的幅度进行比较，其中预计幅度从航空器机载数据库获得，并且提供所监测的数量的理论值；以及
-计算模块被配置为还根据参考平面中航空器的预计速度的集合计算线性偏差。
本发明的目的还在于一种在至跑道的进场期间监测至少一个无线电导航信号的方法，其中每个无线电导航信号从航空器机载接收链获得，并且其中该方法由电子监测设备实施，并且包括：
-计算参考平面中的角位移值；
-将所计算的角位移值与相应的无线电导航信号进行比较；以及
-根据所计算的角位移值与相应的无线电导航信号之间的比较结果产生报警信号，
其中计算角位移值根据所监测的无线电导航信号依照关于航空器航线和下滑斜度的幅度执行，其中关于航空器的幅度从获取自接收链中的航空电子装备的幅度获得。
本发明还涉及一种包括软件指令的计算机程序，软件指令在由计算机执行时实施如上所限定的方法。
附图说明
以下通过结合附图阅读仅以非限制性示例提供的说明，本发明的特征及优点将更显现，在附图中：
图1显示在航空器至跑道的进场期间航空器的示意图，其中航空器包括数个航空电子系统和用于监测至少一个无线电导航信号的电子设备；
图2显示图1的监测设备的更详细图示；
图3显示航空器在水平平面中的横向位移的示意图；
图4显示航空器在竖直平面中的竖直位移的示意图；
图5显示在计算水平平面中的横向角位移时根据本发明的监测方法的流程图；
图6显示在计算竖直平面中的竖直角位移时类似于图5的流程图的视图；
图7显示现有技术中包括数个航空电子系统的冗余架构的示意图；
图8显示根据本发明的冗余架构的示意图，其包括根据第一配置的图1的数个航空电子系统和监测设备；以及
图9显示根据第二配置的与图8的示意图类似的视图。
具体实施方式
通常，在本申请中，用语“大致相等”表示加或减10％的相等关系，更优选地表示加或减5％的相等关系。
在说明书的其余部分中，1ft意为1英尺，等于0.3048米，1nm意为1海里，等于1852米，并且1kt意为1海里/小时，等于1852m/h或0.514ms-1。
在图1中，航空器10正在进场跑道12，并且能够沿朝向跑道12的预定进场轴线14移动。
航空器10优选地为飞机。替换地，航空器10可以是直升机或者远程引航的无人驾驶飞机。
相对于陆地参考，航空器10具有当前位置P(也称为瞬时位置)以及当前速度V(也称为瞬时速度)。
航空器10包括以下系统中的全部或部分，以提供专用于航空器的参数：
-系统16，用于管理航空器的飞行，也称为FMS(飞行管理系统)；
-卫星定位系统18，也称为GNSS(全球导航卫星系统)，例如GPS(全球定位系统)；
-惯性参考系统20，又称IRS，其可以耦接或不耦接至GPS系统；
-ILS 22(仪表着陆系统)；
-MLS 24(微波着陆系统)；
-GLS着陆系统26(来自GBAS着陆系统，其中GBAS表示陆基增强系统)；
-用于测量航空器相对于地面的高度的系统，例如RADALT无线电高度计27；
-无线电定位系统28，还称为VOR系统(VHF全向信标)，其以VHF频率操作；以及
-数据库29，尤其包括关于一个或多个区域的某些机场的不同跑道的数据。
本领域技术人员将理解，在某些配置中，航空器10由于冗余原因包括数个前述系统，将参考图8和9以更详细的方式描述。
根据本发明，航空器10还包括用于在至跑道12的进场中监测至少一个无线电导航信号的电子设备30，其中每个无线电导航信号来自于航空器10机载接收链32。
跑道12是大致平坦的，并且限定参考水平平面A。跑道12包括特征点Pc，参考该特征点能够具体地确定航空器10和跑道12之间的距离。
预定进场中心线14具有相对于跑道的参考平面A的角度α。角度α的值为例如等于3度，并且例如被存储在包含机场跑道上的信息的数据库29中。
不同的航空电子系统(即FMS 16、GNSS 18、IRS 20、ILS 22、MLS 24、GLS 26和VOR28系统)本身是已知的，并且能够为监测设备30供应各种航空电子参数。
航空电子参数包括：
-航空器10至跑道入口Pc的距离，由FMS 16和/或GNSS 18系统提供；
-航空器10的瞬时速度V，由GNSS 18和/或IRS 20系统供应，尤其是瞬时地面速度(表示GSpeed)；
-航空器10的瞬时下滑航迹FPA(飞行航迹角)，还称为当前下滑航迹，并且由IRS20和/或GNSS 18系统提供；
-航空器10在跑道上方的瞬时高度H，还称为当前高度，其由RADALT 27和/或FMS16和/或GNSS 18系统供应；
-航空器10的瞬时航线，还称为当前航线，其由GNSS 18和/或IRS 20系统提供；
-航空器10相对于跑道12的预定进场中心线的当前横向角偏差或者LOC(航向偏差)信号，其由ILS 22和/或MLS 24和/或GLS 26系统提供；以及
-航空器10相对于跑道12的预定进场中心线的当前竖直角偏差或GLIDE(下滑偏差)信号，其由ILS 22和/或MLS 24和/或GLS 26系统提供。
用于监测至少一个无线电导航信号的电子设备30包括：计算模块34，被配置为计算参考平面中的角位移值；第一比较模块36，被配置为将所计算的角位移值与相应的无线电导航信号进行比较；以及报警模块38，被配置为基于所计算的角位移值和相应的无线电导航信号之间的比较结果产生报警信号。
另外，任选地，计算模块34还被配置为对所监测的无线电导航信号中的连续值进行滤波。
根据该任选的另外方案，监测设备30还包括第二比较模块40，其被配置为将通过对所监测的无线电导航信号的值进行滤波而得到的平均值与根据所监测的无线电导航信号关于预计航线和预计下滑斜度相对于跑道的中心线的幅度进行比较。第二比较模块40还被配置为将所测量的变化敏感度与根据所监测的无线电导航信号的预计敏感度进行比较。预计幅度由航空器10机载数据库29提供并且提供所监测的幅度的理论值。
在图1的示例中，监测设备30包括信息处理单元42，其例如通过与处理器46相关联的存储器44形成。
接收链32包括上述着陆辅助系统(即ILS 22、MLS 24和GLS 26系统)中的至少一个。
在图1的示例中，计算模块34、第一比较模块36、报警模块38以及另外任选的第二比较模块40均以可由处理器46执行的软件形式制造。于是，监测设备30的存储器44能够存储：计算软件，被配置为计算参考平面中的角位移值；第一比较软件，被配置为将所计算的角位移值与相应的无线电导航信号进行比较；以及报警软件，被配置为根据所计算的角位移值和相应的无线电导航信号之间的比较结果产生报警信号；以及任选地，另外的第二比较软件，被配置为将通过对所监测的无线电导航信号值进行滤波而得到的平均值与根据所监测的无线电导航信号关于预计航线和预计下滑斜度相对于跑道的预计幅度进行比较。于是，信息处理单元42的处理器46能够执行计算软件、第一比较软件、报警软件以及任选地另外的第二比较软件。
在一个变型(未显示)中，计算模块34、第一比较模块36、报警模块38以及另外任选的第二比较模块40均为可编程逻辑组件的形式，例如FPGA(现场可编程门阵列)，或者专用集成电路的形式，例如ASIC(特定应用集成电路)。
根据本发明，计算模块34被配置为根据所监测的无线电导航信号依照关于航空器航线和下滑斜度的幅度计算角位移值，其中关于航空器的幅度从独立于接收链32的航空电子装备获得，例如从GNSS 18或IRS 20系统获得。
于是，计算模块34被配置为独立于来自能够发射无线电导航信号的地面信标(例如能够发射LOC信号的LOC信标或者能够发射GLIDE信号的GLIDE信标)的位置信息而计算角位移值。
当所监测的无线电导航信号为LOC信号时，计算模块34被配置为根据航空器10的瞬时航线计算在水平平面中至跑道的进场平均方向任一侧上的横向角位移Δ，也称为横向角位移值，其中平均方向也通过计算模块34计算(如图3中所示)。
当所监测的无线电导航信号为GLIDE信号时，计算模块34被配置为根据航空器10的瞬时下滑航迹FPA计算在竖直平面中至跑道的平均下滑航迹任一侧上的竖直角位移值，其中平均下滑航迹也通过计算模块34计算(如图4中所示)。
另外，所计算的角位移值优选地表示为DDM，而计算模块34被配置为计算与取决于所监测的无线电导航信号的幅度以及关于航空器航线和下滑斜度的幅度的线性偏差，之后，线性偏差被转化成表示为DDM的角位移值。取决于所监测的无线电导航信号的幅度为例如通过对所监测的无线电导航信号的值进行滤波而获得的平均值。
根据这一另外的方案，计算模块34例如被配置为还根据航空器10在相应的参考平面中沿平均进场方向或平均下滑航迹的预计瞬时速度V的集合计算线性偏差。
现将参考图5和6更具体地描述电子监测设备30、尤其是计算模块34的操作，图5和6分别显示了在通过计算水平平面中横向角位移值来监测LOC信号时根据本发明的监测方法的流程图(图5)以及在通过计算竖直平面中竖直角位移值来监测GLIDE信号时根据本发明的监测方法的流程图(图6)。
当在初始步骤100期间监测LOC信号时，计算模块34首先检测航空器10是否相对于相应参考平面中(即，水平平面中)航道12的中心线对准以用于LOC信号。
为了执行航空器10的水平对准(即，航空器10在水平平面中的对准)的这一检测，计算模块34例如检查从LOC信号连续接收的值是否变化超过预定阈值一段预定时间。通过示例的方式，计算模块34检查到从LOC信号连续接收到的DDM值变化小于0.01至少10秒的时间。
当所接收的LOC信号变化不超过预定阈值预定时间段时，计算模块34得出已经检测到航空器10水平对准的结论，并继续至下一步骤110。
在相反的情况下，计算模块34确定航空器10在水平平面中未对准，并且由此不继续至下一步骤110。计算模块34之后保持在该初始步骤100直至检测到水平对准。
在下一步骤110中，计算模块34对信号的连续值执行滤波，从而允许监测所考虑的无线电导航信号(在这一情况下为LOC信号)，以识别航空器10的进场方向。换言之，计算模块34于是通过对来自例如由GNSS 18或IRS 20系统提供的LOC信号进行滤波而确定航空器10的瞬时航线的方向。
由计算模块34执行的滤波是例如以大于或等于30秒的时间常数进行的低通滤波。
所执行的滤波是例如经由从LOC信号稳定时的时刻起的当前航线的所接收的连续值的滑动平均值来实施。由计算模块34实施的滤波之后检查例如以下等式：
TrackRWYN＝((N-1)TrackRWYN+Track(T))/N (1)
TrackRWY(T)＝TrackRWYN (2)
其中N是整数指数，其值在每个LOC信号的新值处增长一个单位；
TrackRWYN代表由IRS和/或GNSS系统提供的平均航线的指数值N，限定朝向航线(例如假定为跑道12中心线)的平均进场方向；
Track(T)代表航空器10在时刻T的瞬时航线；以及
TrackRWY(T)代表LOC信号在时间T由此经滤波的值。
另外，任选地，滤波步骤110确定例如由GNSS 18或IRS 20系统提供的航空器10的进场方向，其实施为航空器10的瞬时高度H，该高度H是否大于预定阈值，其中该阈值为例如小于或等于300ft。
计算模块34之后在步骤120期间计算相应的参考平面中的角位移值，在这种情况下为水平平面中的角航线偏差。
角航线偏差优选地表示为DDM，其中计算模块34于是计算从取决于所监测的无线电导航信号和航线的幅度的线性航线偏差，并且之后将该线性航线偏差转化成表示为DDM的角航线偏差。在所描述的示例中，取决于所监测的无线电导航信号的幅度为在前述步骤120期间实施的通过对当前航线的值进行滤波而得到的平均值。
另外，任选地，偏差计算步骤120自例如由GNSS 18或IRS 20系统供应的航空器10的瞬时高度H小于预定阈值时的时刻起实施，其中该阈值优选地具有与前述高度阈值相同的值，并且例如小于或等于300ft。
为了计算线性航线偏差，自在前一步骤中航空器10相对于跑道12的进场方向已经被识别出时的时刻起，计算模块34通过具有航线偏差的航空器10的预计横向地面速度的集合来计算例如水平中心线上航空器10相对于跑道12的中心线的横向位移。
航空器10的横向位移的计算由计算模块34实现，其之后例如检查以下等式：
Ecart_track(T)＝Track(T)-TrackRWY(T) (3)
其中Track(T)代表航空器10在时间T的瞬时航线；
TrackRWY(T)代表LOC信号在时间T经滤波的值，其在前一步骤110期间获得；以及
Ecart_track(T)代表航空器10在时间T的横向偏差。
在水平平面中具有航线偏差的横向投影的航空器10的地面速度的集合于是满足例如以下等式：
Depl_Lat(T)＝GSpeed(T)*sin(Ecart_track(T))*Tech (4)
Cumul_depl_lat(T)＝Cumul_depl_lat(T)+Dep_Lat(T) (5)
其中GSpeed(T)代表由例如GNSS 18或IRS 20系统提供的航空器10的瞬时地面速度；
Ecart_track(T)代表使用等式(3)计算的航空器10的横向偏差；
Tech代表采样周期；以及
Cumul_depl_lat(T)代表由于通过航空器10的地面速度的集合计算的航空器10的横向位移。
在步骤120中，航空器10的横向位移或者所计算的线性横向航线偏差之后由计算模块34转化成表示为DDM的角航线偏差。
将航空器10的横向位移角转化成水平DDM是例如基于航空器与跑道12的入口处的距离测量而实施的，该距离通过LOC信标的模拟位置值以及比例系数的参考值而增加，使得LOC信号偏差能够从角值到DDM值，其中该参考值例如存储在数据库29中。
于是，航空器10的横向位移角转化成水平DDM例如验证以下等式：
LOC_IRS_Deg(T)＝Atan(Cumul_depl_lat(T)/(Dist(T)+LocDist)) (6)
LocAmp＝Atan(THLoc/2/LocDist) (7)
LOC_IRS_ddm(T)＝LOC_IRS_Deg(T)*0,155/LocAmp (8)
其中，Cumul_depl_lat(T)代表之前使用公式(5)计算的航空器10的横向位移；
Dist(T)代表航空器与跑道12的入口处的距离；
LocDist代表LOC信标的模拟位置值，其中该预定值例如存储在数据库29中；
LOC_IRS_Deg(T)代表在时间T的角航线偏差；
LocAmp是LOC偏差信号从角值变成DDM值的比例因数；以及
LOC_IRS_ddm(T)代表在时间T表示为DDM的角航线偏差。
在下一步骤130中，比较模块36之后将由比较模块34所计算的角位移值(例如表示为DDM的角航线偏差LOC_IRS_ddm(T))与来自于接收链32的相应的无线电导航信号(例如在时间T表示为DDM的LOC信号LOC(T))进行比较。其之后使得能够检测接收链32中LOC信号的任何测量错误。
报警模块38之后在步骤140期间根据所计算的角位移值LOC_IRS_ddm(T)与相应的无线电导航信号LOC(T)之间的比较结果产生报警信号，该比较在前一步骤130中由比较模块36执行。更具体地，报警模块38在接收链32中检测到测量错误时产生报警信号。
在至少一个预定最小周期期间，报警信号例如自所计算的角位移值LOC_IRS_ddm(T)与相应的无线电导航信号LOC(T)之间的绝对差值大于预定阈值时的时刻起产生，其中该预定最小周期例如大致等于两秒。
另外，任选地，第二比较模块40将通过在步骤110中实施的对当前航线的值进行滤波而得到的平均值与相对于跑道12的中心线的预计航线进行比较。这还在之后允许由定位在靠近跑道12的地面上的LOC信标发射的LOC信号的可能的校准异常的检测。相对于跑道12的中心线的预计航线例如存储在航空器10机载数据库29中。
另外，还任选地，第二比较模块40将通过观察在步骤120期间计算的LOC(T)信号和LOC_IRS_ddm(T)信号之间的偏差而得到的敏感度差进行比较。这于是使得能够另外检测由定位在靠近跑道12的地面上的信标LOC发射的LOC信号的可能的敏感度异常。
在如图6的流程图所示在初始步骤200期间监测GLIDE信号的情况下，计算模块34首先检测航空器10是否在相应的参考平面中(即，在GLIDE信号的情况下在竖直平面中)相对于跑道12的中心线对准。
为了执行航空器10的竖直对准(即，航空器10在竖直平面中的对准)的这一监测，计算模块34例如确定连续接收的GLIDE信号的值是否变化超过预定阈值一段预定时间。通过示例的方式，计算模块34验证出连续接收的GLIDE信号的值的变化小于0.01DDM大于或等于20秒的时间。
当所接收的GLIDE信号的变化不超过预定阈值预定时间段时，计算模块34得出其已经检测到航空器10的竖直对准的结论，并且继续至下一步骤210。
在相反的情况下，计算模块34确定航空器10在竖直平面中未对准并且不继续至下一步骤210。计算模块34之后保持在该初始步骤200直至检测到竖直对准。
在下一步骤210中，计算模块34对所考虑的无线电导航信号(在该情况下为GLIDE信号)的监测信号的连续值执行滤波，以识别航空器10的进场下滑航迹。换言之，计算模块34之后通过对由例如GNSS 18或IRS 20系统提供的GLIDE信号的下滑航迹进行滤波来识别航空器10的瞬时下滑航迹FPA(T)。
由计算模块34执行的滤波例如是具有大致等于30秒的时间常数的低通滤波。
所执行的滤波是例如经由从GLIDE信号稳定时起的当前下滑航迹的所连续接收的值的滑动平均值来实施。由计算模块34实现的滤波之后检查例如以下等式：
FPARWYN＝((N-1)FPARWYN+FPA(T))/N (9)
FPARWY(T)＝FPARWYN (10)
其中N是整数指数，其值在每个GLIDE信号的新值处增长一个单位；
FPARWYN代表平均斜度信号的指数值N；
FPA(T)代表航空器10在时间T的瞬时斜度；以及
FPARWY(T)代表平均斜度信号在时间T由此经滤波的值。
另外，任选地，滤波步骤210确定例如由GNSS 18或RADALT 27系统提供的航空器10的进场下滑航迹，其被提供为航空器10的瞬时高度H，该高度H大于预定阈值，其中该阈值为例如小于或等于300ft。
计算模块34之后在步骤220期间计算相应的参考平面中关于平均下滑航迹的角位移值，在这种情况下为竖直平面中的角下滑航迹偏差。
角下滑航迹偏差优选地表示为DDM，并且计算模块34于是计算从取决于所监测的无线电导航信号和当前下滑航迹的幅度的线性下滑航迹偏差，并且之后将该线性航线偏差转化成表示为DDM的角下滑航迹偏差。在所描述的示例中，取决于所监测的无线电导航信号的幅度为在前述步骤220期间实施的通过对当前下滑航迹信号的值进行滤波而得到的平均值。
另外，任选地，偏差计算步骤220自例如由GNSS 18或IRS 20系统供应的航空器10的瞬时高度H小于预定阈值时的时刻起实施，其中该阈值优选地具有与前述高度阈值相同的值，并且例如小于或等于300ft。
为了计算线性下滑航迹差，自在前一步骤中航空器10相对于跑道12的进场下滑航迹已经被识别出时的时刻起，计算模块34通过在竖直方向上具有下滑航迹偏差的航空器10的预计地面速度的集合计算例如航空器10在竖直轴线上且横向于相对于跑道12的下滑航迹的竖直位移。
航空器10的竖直位移的计算由计算模块34实现，之后检查以下等式：
Ecart_FPA(T)＝FPA(T)-FPARWY(T) (11)
其中FPA(T)代表航空器10在时间T的瞬时下滑航迹；
FPARWY(T)代表GLIDE信号在时间T由此经滤波的值，其在前一步骤210中获得；以及
Ecart_FPA(T)代表航空器10在时间T的竖直偏差。
预计在竖直平面中在竖直方向上具有下滑航迹偏差的航空器10的地面速度的集合于是满足例如以下等式：
Depl_Vert(T)＝GSpeed(T)*sin(FPA(T))*sin(Ecart_FPA(T))*Tech (12)
Cumul_depl_vert(T)＝Cumul_depl_vert(T)+Dep_vert(T) (13)
其中GSpeed(T)代表由例如GNSS 18或IRS 20系统提供的航空器10的瞬时地面速度；
Ecart_FPA(T)代表使用等式(11)计算的航空器10的竖直偏差；
Tech代表采样周期；以及
Cumul_depl_vert(T)代表通过航空器10的地面速度的集合计算的航空器10的竖直位移。
在步骤220期间，航空器10的竖直位移或者所计算的竖直下滑航迹的线性偏差之后由计算模块34转化成表示为DDM的角下滑航迹偏差。
将航空器10的竖直位移至竖直DDM的该角转化是例如由航空器与跑道12的入口处的距离测量而实现的，该距离通过来自GLIDE信标的模拟位置值以及比例系数的参考值来增加，用于对GLIDE信号偏差从角值改变成DDM值，其中该参考值例如存储在数据库29中。
于是，航空器10的竖直位移角转化成竖直DDM例如验证以下等式：
GS_IRS_Deg(T)＝Atan(Cumul_depl_vert(T)/(Dist(T)+GSDist)) (14)
GSAmp＝0.75*FPAREF (15)
GS_IRS_ddm(T)＝GS_IRS_Deg(T)*0.175/GSAmp (16)
其中，Cumul_depl_vert(T)代表之前使用公式(13)计算的航空器10的竖直位移；
Dist(T)代表航空器与跑道12的入口的距离；
GSDist代表GLIDE信标的模拟位置值，其中该预定值例如存储在数据库29中；
GS_IRS_Deg(T)代表在时间T的角下滑航迹偏差；
GSAmp是GLIDE信号偏差从角值变成DDM值的比例因数；以及
GS_IRS_ddm(T)代表在时间T表示为DDM的角下滑航迹偏差。
在下一步骤230中，比较模块36之后将由比较模块34所计算的角位移值(例如表示为DDM的下滑航迹角偏差GS_IRS_ddm(T))与来自于接收链32的相应的无线电导航信号(例如在时间T表示为DDM的GLIDE信号，表示为GS(T))进行比较，以检测接收链32中GLIDE信号的可能的测量错误。
报警模块38之后在步骤240期间根据所计算的角位移值GS_IRS_ddm(T)与相应的无线电导航信号GS(T)之间的比较结果产生报警信号，其中该比较在前一步骤230中由比较模块36实现。更具体地，报警模块38在接收链32中检测到测量错误时产生报警信号。
在至少一个预定最小周期期间，报警信号例如自所计算的角位移值GS_IRS_ddm(T)与相应的无线电导航信号GS(T)之间的偏差绝对值大于预定阈值时的时刻起产生，其中该预定最小预定周期例如大致等于两秒。
另外，任选地，第二比较模块40将通过在步骤210中实施的对GLIDE信号的值进行滤波而得到的平均值与相对于跑道12的中心线的预计下滑航迹进行比较。这还在之后允许由定位在靠近跑道12的地面上的GLIDE信标发射的可能的GLIDE信号校准异常的进一步检测。相对于跑道12的中心线的预计下滑航迹例如存储在航空器10机载数据库29中。
另外，还任选地，第二比较模块40将通过观察在步骤220期间计算的GS(T)和GS_IRS_ddm(T)信号之间的偏差而得到的敏感度差进行比较。这于是使得能够需求量一步检测由定位在靠近跑道12的地面上的GLIDE信标发射的GLIDE信号的可能的敏感度异常。
根据本发明的监测设备30由此利用如下事实：航空器10至跑道12的最终进场以航空器10的大致瞬时速度实施。在这些条件下，由IRS惯性导航系统或GNSS卫星定位系统提供的测量错误在进场的有限时间期间保持大体恒定。
在该进场阶段期间，IRS惯性导航系统或GNSS卫星定位系统于是使得能够精确、可能严密地观察航空器10所遵循的方向和下滑航迹。
根据本发明的监测设备30于是分别使用由航空器10遵循的平均方向周围的变化以及平均下滑航迹周围的变化，以监测所接收的相应的无线电导航信号(即分别为LOC信号和GLIDE信号)，并且以监测提供水平和竖直LOC和GLIDE无线电导航信号的简单链上可能的测量错误。
另外，任选地，当第二比较模块40将方向观察结果和平均下滑航迹以及在所观察的值周围的移动与所考虑的由ILS、MLS或GLS系统引导的朝向给定跑道12进场所预计的理论值进行比较，根据本发明的监测设备30使得进一步能够验证，根据本发明的监测设备30的输入信号与相应的预计信号一致(即，表明其应当是什么)。监测设备30于是使得能够在与适合条件相比更严苛的条件下使用ILS、MLS和/或GLS引导信号，尤其是在与SVGS(合成视觉导航系统)系统结合使用时使航空器10能够降落至更低的最小值。
另外，根据本发明的监测设备30使得能够在至跑道的进场阶段期间监测所接收的无线电导航信号，例如所接收的LOC和/或GLIDE信号，并且在必要时检测相应的接收链中的测量错误，以及减少架构中需要的装备冗余，允许实施最具限制性的进场和着陆操作。
根据本发明的监测设备30于是还使得能够减小对于两个简单ILS、MLS或GLS 32链的冗余的需要来支持与在检测到冗余链中的一个上的故障之后继续以充分的完整性水平操作的能力相关的需要。在两个简单ILS、MLS或GLS 32链中的一个故障的情况下，相应的监测设备30于是使得能够识别有缺陷的ILS、MLS或GLS 32链，并且确保监测保持操作的ILS、MLS或GLS 32链。根据本发明的监测设备30于是使得能够固定可以在架构的各种组件中实施的ILS、MLS或GLS参数。
用于在进场阶段期间监测至少一个无线电导航信号的电子设备30由此使得能够简化被实施以满足在最限制性能见度的条件下着陆所需的完整性和连续性需要的架构方案的装备复杂性，如以下将参考图7至9所解释的，其中图7显示现有技术的冗余架构的示意图，而图8和9分别显示根据第一配置和第二配置的根据本发明的冗余架构的示意图。
为了保证支持在最限制性能见度条件(所谓的IIIB类别条件)下着陆和滑行操作所需的完整性和连续性水平，简单引导装备链是不充分的，并且于是具有一些航空电子系统的冗余是必要的。在系统设计中支持着陆和滑行的需要是在检测到冗余链中的一个上的故障之后以充分的完整性水平继续操作的能力，其中这些系统于是指的是故障操作(FAIL-OPERATIONAL)类型。
允许在IIIB类别条件下着陆的航空器10于是通常通过成对的多模式接收装备实施COM/MON双类型硬件架构，还称为MMR(多模式接收器)，其内部架构是冗余的，用于供应ILS、MLS和/或GLS引导信息。
图7显示现有技术中使用MMR组件来支持在IIIB类别条件下进场和着陆操作的航空电子架构。
该图主要显示MMR组件，但是还显示IRS和AFCS 56(自动飞行控制系统)系统，这些系统需要构造在FAIL-OPERATIONAL类型的自动引航系统中，该FAIL-OPERATIONAL类型需要支持在非常低能见度条件(IIIB类别)下的进场和着陆操作。
该架构为用于提供ILS或GLS中的LOC和GLIDE偏差的MMR组件中的双COM/MON，并且在AFC56自动引航系统中通过使用AND52逻辑门以及之后使用OR54逻辑门来计算控制表面命令和引擎命令。该架构为三个一组，用于提供由AFCS 56自动引航系统使用的惯性信息，以用于稳定航空器10。MMR组件还包括用于VHF数据传输的VDB系统50。
本领域技术人员将认识到，MMR组件的功能不限于在至跑道12的进场阶段期间提供ILS或GLS信息。事实上，提供ILS信息需要实施VHF类型无线电接收模块，然而，当不在ILS模式中时，这些VHF类型无线电接收模块可以用于为常规导航提供VOR测量或者提供由VHF无线电接收器模块使用的数据链数据；GLS26系统。GLS信息的提供需要实施GNSS系统18。
图8显示根据第一配置的根据本发明的航空电子架构，其具有简化的MMR组件。与复制MMR组件中的处理链ILS和GPS不同的是，仅仅在简单ILS和GLS链的每一个上复制根据本发明的监测设备30，例如以由现有电子设备的信息处理单元42执行的监测算法形式、或者以专用电子设备的形式。与简单ILS链相关联的监测设备30基于航线的惯性输入数据、下滑航迹和与跑道入口的距离保持GLS进场模式中简单GLS链的监测。相反，与简单GLS链相关联的监测设备30基于航线的惯性输入数据、下滑航迹和与跑道入口的距离保持ILS进场模式中简单ILS链的监测。与现有技术中包括双ILS链和双GLS链的MMR组件相比，根据本发明的优点在于简化MMR组件中的两个计算机。相关联的优势于是为具有等同功能的设计的简化和成本的显著减小。还可能在不需要故障操作(FAIL-OPERATIONAL)类型能力的用于航空器的航空电子架构内使用简化MMR组件。
图9显示根据第二配置的根据本发明的航空电子架构，其使用单独的单个ILS和GPS链，提供ILS和GLS引导偏差，通过实施根据本发明的监测设备30，FAIL-OPERATIONAL类型能力添加到该架构，以监测所接收的ILS或GLS信号，尤其是对于各种AFCS56自动引航系统而言，它们必须提供FAIL-OPERATIONAL能力。通过重新使用还在不以FAIL-OPERATIONAL能力为目标的航空器架构中使用的GPS18或ILS22系统，相关联的优点于是为MMR组件提供替换架构。

Claims (10)

1.一种用于在跑道(12)的进场阶段中监测航空器(10)的至少一个无线电导航信号的电子设备(30)，每个无线电导航信号从所述航空器(10)机载接收链(32)获得，
所述设备(30)机载于所述航空器(10)上并且包括：
处理器；和
存储器，所述存储器具有存储于其上的指令，所述指令当由所述处理器执行时使得所述处理器：
计算参考平面中的角位移值；
将所计算的角位移值与相应的无线电导航信号进行比较；以及
根据所计算的角位移值和所述相应的无线电导航信号之间的比较结果产生报警信号，
其特征在于，所述指令还使得所述处理器根据所监测的无线电导航信号依照在航线和下滑航迹之中的关于所述航空器(10)的幅度来计算所述角位移值，并且
其中关于所述航空器(10)的所述幅度来源于独立于所述接收链(32)的、机载于所述航空器(10)上的航空电子装备(18，20)。
2.根据权利要求1所述的设备(30)，其中所述指令还使得所述处理器独立于能够发射所述无线电导航信号的地面信标的位置信息来计算所述角位移值。
3.根据权利要求1所述的设备(30)，其中所监测的无线电导航信号包括航向偏差信号，其中所述指令还使得所述处理器根据所述航空器(10)的所述航线计算在水平平面中的横向角位移值。
4.根据权利要求1所述的设备(30)，其中所监测的无线电导航信号包括下滑偏差信号，并且所述指令还使得所述处理器根据所述航空器(10)的下滑航迹计算竖直平面中的竖直角位移值。
5.根据权利要求1所述的设备(30)，其中所述角位移值表示为DDM，并且所述指令还使得所述处理器基于根据所监测的无线电导航信号的幅度和关于所述航空器的航线和下滑航迹的幅度计算线性偏差、之后将所述线性偏差转化成表示为DDM的所述角位移值。
6.根据权利要求5所述的设备(30)，其中所述指令还使得所述处理器对所监测的无线电导航信号的连续值执行滤波，而取决于所监测的无线电导航信号的所述幅度为通过对所监测的无线电导航信号的值滤波而得到的平均值。
7.根据权利要求6所述的设备(30)，其中所述指令还使得所述处理器将通过对所监测的无线电导航信号的值进行滤波而得到的平均值与根据所监测的无线电导航信号关于预计航线和预计下滑斜度相对于航道的中心线的预计幅度进行比较，其中所述预计幅度从所述航空器(10)机载数据库获得并且提供所监测的幅度的理论值。
8.根据权利要求5所述的设备(30)，其中所述指令还使得所述处理器还根据所述参考平面中所述航空器(10)的预计速度的集合计算所述线性偏差。
9.一种用于在跑道(12)的进场阶段中监测航空器(10)的至少一个无线电导航信号的方法，每个无线电导航信号来自于所述航空器(10)机载接收链(32)，所述方法由机载于所述航空器(10)上的电子监测设备(30)的处理器来实现，并且所述方法包括：
-计算参考平面中的角位移值(100，110，120；200，210，220)；
-将所计算的角位移值与相应的无线电导航信号进行比较(130；230)；以及
-根据所计算的角位移值和所述相应的无线电导航信号之间的比较结果产生报警信号(140；240)，
其特征在于，计算所述角位移值(100，110，120；200，210，220)根据所监测的无线电导航信号依照在航线和下滑航迹之中的关于所述航空器(10)的幅度来执行，其中关于所述航空器(10)的所述幅度从独立于所述接收链(32)的航空电子装备(18，20)获得。
10.一种计算机程序，包括软件指令，所述软件指令在由计算机执行时实施根据权利要求9所述的方法。
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