CN115114386A - 用于计算使飞行器着陆的轨迹的方法和系统 - Google Patents

用于计算使飞行器着陆的轨迹的方法和系统 Download PDF

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Abstract

为了将飞行中的飞行器带到跑道上，自动轨迹生成系统会获得一个规程，称为STARI规程，该规程提供飞行器可飞行的最终轨迹以降落在跑道上，这样，从最终轨迹的入口点或从其上方的任何点，预定义形状的保持环形模式是可飞行的，以便在必要时消散能量。自动轨迹生成系统然后基于适配于飞行器的运行状态的性能来计算侧向轨迹，从而避让在飞行器的当前位置和所述入口点或其上方的点之间的任何地形起伏、气象障碍和军事区。因此，通过将计算得到的侧向轨迹与STARI规程的最终轨迹链接起来，获得了整体轨迹，必要时包括保持环形模式的迭代。

Description

用于计算使飞行器着陆的轨迹的方法和系统
技术领域
本发明涉及一种用于自动和实时计算飞行器从当前飞行的地理位置和海拔高度开始在地理参考跑道上着陆所遵循的轨迹的系统。
背景技术
当飞行器在飞行中时，可能期望提供自动辅助以便自动确定可以将飞行器带到跑道的轨迹。例如，如果飞行器只有一名飞行员，这种辅助将特别有用，并且当该飞行员不能自己确定这条轨迹时，这种辅助尤其有利。在确定可飞行的轨迹时，必须考虑许多障碍：地形起伏、气象障碍、军事禁飞区、飞行器的运行状态(机舱降压、发动机停机等)。可飞行轨迹是在所有点上相对于任何已识别障碍物(地貌等)具有最小(或预定)距离余量，并且在给定其健康状态(潜在降压、发动机失效等)的情况下，飞行器能够遵循的轨迹。
在现有技术中，自动且实时地确定这样的轨迹需要大量的计算资源，并且尤其是大量的计算时间。于是，减轻现有技术的这些缺点是合需的。
特别合需的是提供一种解决方案，该解决方案能够确定要遵循的安全轨迹，以便使当前飞行的飞行器从其当前地理位置和海拔高度着陆在地理参考跑道上。更特别合需的是提供一种能够在减少的时间内确定该轨迹的解决方案。还合需的是提供一种能够告知飞行员这样的轨迹是否存在的解决方案。还合需的是提供一种解决方案，该解决方案能够告知飞行员在地理参考跑道的列表中存在这样的轨迹的跑道。
发明内容
本发明的一个目的是提出一种轨迹生成方法，用于生成将飞行中的飞行器从当前位置带到地理参考跑道的轨迹，该方法由飞行器的机载电子电路系统形式的自动轨迹生成系统实施，该方法包括以下连贯步骤：获得规程，称为STARI规程，该规程适用于所述地理参考跑道并提供用于进近所述跑道的最终轨迹，无论飞行器性能如何，该轨迹都可由飞行器都飞行以着陆，并且这样，从最终轨迹的入口点或其上方的任何点，预定形状的保持环形模式是可飞行的，以便在必要时消散能量；根据适配于飞行器的运行状态的性能，计算飞行器当前位置与所述进入点或其上方点之间的侧向(lateral)轨迹，从而避开任何地形起伏、气象障碍和军事禁飞区；通过将计算得到的侧向轨迹与STARI规程提供的最终轨迹链接起来，在必要时包括保持环形模式的一个或多个迭代，提供整体轨迹以使飞行器在所述跑道上着陆。因此，通过首先获得STARI规程并且随后通过计算侧向轨迹来执行轨迹确定大大减少了计算轨迹的复杂性，且因此也减少了确定安全、可飞行的轨迹所需的计算时间。
根据一个特定实施例，为了获得STARI规程，所述方法包括下述步骤：当为所述跑道预先定义了STARI规程并已经存储在数据库中时，从数据库中读取STARI规程；且当数据库没有存储该跑道的任何STARI规程时，实时建立STARI规程。STARI规程被如下实时建立：构建最终的进近轨迹；并寻找合适的STARI规程的入口点。STARI规程的所找到的入口点符合以下条件：存在到所构建的最终进近轨迹的入口点的可飞行的轨迹；保持环形模式可由飞行器从STARI规程的所述入口点安全飞行以消散能量。
根据一个特定实施例，为了寻找STARI规程的合适的入口点，所述方法包括下述步骤：根据有关跑道周围地形海拔的信息，通过将STARI规程的入口点放置在最终进近轨迹的入口点并将保持环形模式与所述最终进近轨迹对准来评估实施保持环形模式是否安全；当根据跑道周围地形海拔的信息可以安全地实施保持环形模式时，认为STARI规程的入口点是适当的；并且当根据跑道周围地形海拔的信息不能安全地实施保持环形模式时，通过应用下降斜率从最终进近轨迹的入口点执行对STARI规程的入口点的向后搜索。
根据一个特定实施例，所述向后搜索包括下述步骤：在预定义长度的轨迹区段中探索由一系列转弯和/或直线段形成的路径，考虑与飞行器的运行状态一致的飞行器的下降斜率、转弯半径和速度；基于有关跑道周围地形海拔的信息，通过将STARI规程的入口点放置在探索路径的末端，评估实施保持环形模式是否安全；当根据跑道周围地形海拔的信息可以安全地实施保持环形模式时，认为STARI规程的入口点是适当的，并在STARI规程的所述适当的入口点与最终进近规程的入口之间建立连接轨迹；并且当根据跑道周围地形海拔的信息不能安全地实施保持环形模式时，用新的区段延伸探索的路径，并重新评估保持环形模式的实施。
根据一个特定实施例，保持环形模式具有由半径r和距离d来表征的预定椭圆形形状，半径r是在端部的两个半圆的半径，距离d是这两个半圆之间的距离，并且其中半径r是根据适配于飞行器的运行状态的性能定义的，并且随着海拔高度的增加而增加。
根据一个特定实施例，在计算侧向轨迹之前所述方法包括下述步骤：确定相对于适配于飞行器的运行状态的性能的最大海拔高度，确定将飞行器带到该最大海拔高度的垂直轨迹轮廓。另外，遵循所确定的垂直轨迹轮廓来计算侧向轨迹。
根据一个特定实施例，通过以下步骤优化垂直轨迹轮廓以减少能够应用于STARI规程的预定保持环形模式的实施次数：获得沿侧向轨迹的地形海拔轮廓；确定到达STARI规程的入口点的下降顶点和相应的下降轨迹；如果需要，将保持环形模式的实施数目递增一个单位，直到所获得的下降轨迹是可飞行的。
根据一个特定实施例，如果当飞行器正在爬升以试图到达最大海拔高度时下降顶点出现在爬升顶点之前，则调整垂直轨迹轮廓，使得飞行器在爬升和下降斜率相交处执行爬升阶段和下降阶段之间的过渡。
还提出了一种包括指令的计算机程序，所述指令用于当所述指令由处理器执行时根据其实施例中的任何一个来实施所述方法。还提出了一种存储指令的信息存储介质，当所述指令从信息存储介质读取并由处理器执行时所述指令用于实现根据其实施例中的任何一个的上述实施的方法。
还提出了一种用于将飞行中的飞行器从当前位置带到地理参考跑道的自动轨迹生成系统，所述系统包括配置为实现以下步骤的电子电路系统：获得规程，称为STARI规程，该规程适用于所述地理参考跑道并提供用于进近所述跑道的最终轨迹，无论飞行器性能如何，该飞行器都可以沿其飞行以着陆，并且使得从最终轨迹的入口点或其上方的任何点，预定形状的保持环形模式是可飞行的，以便在必要时消散能量；根据适配于飞行器的运行状态的性能，计算飞行器的当前位置与所述入口点或其上方点之间的侧向轨迹，从而避开任何地形起伏、气象障碍和军事禁飞区；通过将计算得到的侧向轨迹与STARI规程提供的最终轨迹链接起来，必要时包括一个或多个保持环形模式的迭代，来提供一个整体轨迹以使飞行器在所述跑道上着陆。
还提出了结合上述自动轨迹生成系统的航空电子设备。
根据一个特定实施例，所述航空电子设备包括电子电路系统，其配置成：选择地理参考跑道；命令自动轨迹生成系统生成到达地理参考跑道的可飞行轨迹；如果自动轨迹生成系统无法生成这样的轨迹，则选择另一地理参考跑道，直到找到自动轨迹生成系统设法生成这样的轨迹的跑道。
根据一个特定实施例，航空电子设备的电子电路系统被配置成根据由自动轨迹生成系统提供的可飞行轨迹对自动驾驶仪进行编程。
还提出了一种飞行器，该飞行器包括上面在其任一实施例中概述的航空电子设备。
附图说明
在阅读以下对至少一个示例性实施例的描述时，上述本发明的特征以及其他特征将变得更加清楚，所述描述是参照附图给出的，其中：
[图1]示意性地示出了配备有自动轨迹生成系统的飞行器的侧视图；
[图2]示意性地说明了自动轨迹生成系统；
[图3]示意性地示出了自动轨迹生成系统的硬件架构的一个示例；
[图4]示意性地示出了由自动轨迹生成系统实现的轨迹生成算法；
[图5]示意性地示出了由自动轨迹生成系统实现的STARI规程获得算法；
[图6]示意性地示出了由自动轨迹生成系统实现的STARI规程生成算法；
[图7]示意性地示出了着陆最终进近轨迹的侧视图；
[图8]示意性地示出了着陆最终进近侧向轨迹的俯视图；
[图9A]示意性地示出了在与跑道对准之前具有强制下降角的着陆最终进近轨迹部分的侧视图。
[图9B]示意性地示出了在与跑道对准之前具有非零侧向进近角的着陆最终进近轨迹部分的俯视图。
[图10A]示意性地示出了以左侧为中心的保持环形模式的俯视图；
[图10B]示意性地示出了以右侧为中心的保持环形模式的俯视图；
[图10C]示意性地示出了在一个特定实施例中以左侧为中心的保持环形模式的俯视图，其中所述保持环形模式取决于其应用的海拔高度；
[图10D]示意性地示出了在一个特定实施例中以右侧为中心的保持环形模式的俯视图，其中所述保持环形模式取决于其应用的海拔高度；
[图10E]示出了以左侧为中心的保持环形模式的一个实现，其中根据跑道附近的地形起伏，它是不可飞行的；
[图10F]示出了以左侧为中心的保持环形模式的一个实现，其中根据跑道附近的地形起伏，它是可飞行的；
[图11]示意性地示出了在一个特定实施例中由自动轨迹生成系统实现的STARI规程生成算法；
[图12A]示意性地示出了根据第一配置的向后搜索中可能的轨迹延伸的俯视图；
[图12B]示意性地示出了根据第二配置的向后搜索中可能的轨迹延伸的俯视图；
[图12C]示意性地示出了根据第三配置的向后搜索中可能的轨迹延伸的俯视图；
[图13]示意性地示出了由自动轨迹生成系统实现的侧向轨迹确定算法；
[图14A]示意性地示出了第一垂直轨迹轮廓图；
[图14B]示意性地示出了第二垂直轨迹轮廓图；
[图14C]示意性地示出了第三垂直轨迹轮廓图；
[图14D]示意性地示出了第四垂直轨迹轮廓图；
[图15]示意性地示出了可飞行侧向轨迹的一个示例；
[图16]示意性地示出了由自动轨迹生成系统实现的垂直轨迹轮廓优化算法；
[图17]示意性地示出了沿确定的侧向轨迹的地形海拔轮廓图；
[图18]示意性地示出了经优化的垂直轨迹轮廓图的一个示例；
[图19]示意性地示出了当下降的顶点出现在爬升的顶点之前时，经优化的垂直轨迹轮廓图的另一示例；和
[图20]示意性地说明了自动轨迹生成系统的一个特定实施例。
具体实施方式
图1示意性地示出了配备有自动轨迹生成ATG(“自动轨迹生成器”)系统101的飞行器100的侧视图。
所述ATG系统101是机载电子装备中的一项。例如，ATG系统101形成飞行器100的航空电子设备的电子电路系统的部分。优选地，ATG系统101被集成到飞行器的计算机中，例如飞行器100的飞行管理系统FMS，或者与飞行管理系统FMS分开的另一轨迹计算系统中。
ATG系统101是一种驾驶辅助系统，用于实时确定飞行中的飞行器100从其当前地理位置和海拔高度到在地理参考跑道上着陆时要遵循的安全的、可飞行的轨迹。
术语“跑道”应从广义上理解，即所述跑道可以是标准的机场跑道，也可以是溅落区或航空母舰。
ATG系统101在图2中示意性地示出。ATG系统101被配置成在输入处获取由航空电子设备提供的一组信息：飞行器100的当前海拔高度(表示为ALT)、飞行器100的当前地理位置(表示为POS)、飞行器100的当前速度或速率(表示为VEL)、关于飞行器100的健康的信息(表示为HLTH)和选择的跑道信息(表示为RW_SEL)。ATG系统101被配置成在输出处提供轨迹信息(表示为T_INF)。
健康信息HLTH是表示飞行器100的运行状态的信息项，例如一组指示符。具体地，健康信息HLTH指示机舱是否减压，所有发动机是否在运行中等等。因此，健康信息HLTH指示是否要遵守任何轨迹限制，诸如例如在客舱减压的情况下降低的最大飞行海拔高度ALTmax，或者在出现发动机的操作故障的情况时降低的性能。
此处将回顾，可飞行轨迹是在给定其由健康信息HLTH指示的健康状态(潜在的减压、发动机故障等)的情况下，在所有点处相对于任何标识的障碍物(地形等)具有最小(或预定)距离余量并且飞行器100能够跟随的轨迹。
为了确定轨迹信息T_INF，ATG系统101拥有由一组数据库提供的信息。更具体地：数据库DTDB(用于“数字地形数据库”)201，其提供地形海拔信息，数据库DMTDB(用于“数字军事地形数据库”)202，其提供军事禁飞区的地理参考信息；数据库WTDB(用于“天气地形数据库”)204，它提供地理参考信息用于由于天气条件而要避开的区域；以及数据库PDB(用于“性能数据库”)203，其基于飞行器100的操作状态提供飞行器100的性能信息。
在一个特定实施例中，ATG系统101还拥有由数据库STARI DB(“标准终点到达路线失能数据库”)205提供的信息。数据库STARI DB 205提供为一条或多条地理参考跑道预先建立的STARI规程，如下所述。
STARI规程是提供用于进近所考虑的跑道的最终轨迹的规程，无论飞行器100的性能如何，其都可以由飞行器100飞行以着陆，并且使得从其入口点或在其上方的任何点开始，预定义形状的可飞行保持模式都是可飞行的，以便在必要时消散能量。从这个意义上说，STARI规程是这里介绍的一种特殊类型的STAR(“标准终点路线”)规程，它以标准方式定义了要遵循的在根据仪表飞行规则IFR行进的飞行器到达机场的轨迹。
上述数据库可以完全集成到飞行器100的计算机系统中。在起飞之前，数据库被更新，例如使用电子飞行包EFB。数据库可以集成到基于地面的计算机系统中，例如飞行器100所操作的航空公司的数据中心。然后，通过空对地通信AGC更新数据库。这两种方法可以结合起来，在起飞前预加载数据库并在飞行中进行更新，例如为了实时考虑数据演变(天气条件等)。
图3示意性地说明了ATG系统101的硬件架构的一个示例，其包括以下通过通信总线300连接的部件：处理器或CPU(“中央处理单元”)301；随机存取存储器RAM 302；只读存储器ROM 303，例如闪存；数据存储设备，例如HDD(“硬盘驱动器”)，或存储介质读取器，例如SD(“安全数字”)读卡器304；允许ATG系统101与飞行器100的航空电子设备交互的至少一个通信接口305。
处理器301能够执行从ROM 303、从外部存储器(未示出)、从诸如SD卡的存储介质或者从通信网络(未示出)加载到RAM 302中的指令。当ATG系统101上电时，处理器301能够从RAM 302读取指令并执行它们。这些指令形成使处理器301实现此处描述的行为、步骤和算法的计算机程序。
此处描述的所有或一些行为、步骤和算法因此可以通过借助可编程机器，例如DSP(“数字信号处理器”)或微控制器执行一组指令以软件形式实现，或者通过机器或专用组件(“芯片”)或一组专用组件(“芯片组”)，例如FPGA(“现场可编程门阵列”)或ASIC(“特定应用集成电路”)以硬件形式来实现。一般而言，ATG系统101包括设计和配置成实现这里描述的行为、步骤和算法的电子电路系统。
图4示意性地示出了由ATG系统101实现的轨迹生成算法。
在步骤401中，ATG系统101获得所选择的跑道信息RW_SEL。例如，所讨论的跑道由航空电子设备从预定的跑道列表中选择。所选择的跑道信息RW_SEL包括所讨论的跑道的地理参考，以及下面参考图7描述的附加信息。
在步骤402中，ATG系统101获得适合于所选跑道的STARI规程。STARI规程定义了STARI规程的入口点SEP(“STARI入口点”)，以及能够由飞行器100完全安全地应用的保持环形模式。在下文中描述了这方面。
在第一实施例中，由ATG系统101实时计算STARI规程。在第二实施例中，由ATG系统101从数据库STARI DB 205中检索STARI规程。一个特定的实施例将在下面参考图5描述。
在步骤403中，ATG系统101计算飞行器100的当前位置POS和在步骤402中获得的STARI规程的入口点SEP(“STARI入口点”)之间的侧向轨迹。轨迹的计算避开由来自数据库DTDB 201的地形海拔信息定义的地形起伏、以及由数据库DMTDB202定义的军事区域、以及由数据库WTDB 204定义的天气障碍。关于由于天气条件而要避开的区域和军事区，这些可以定义为具有下限和上限的地形海拔信息。例如，军事区的下限为零，上限代表非常高的海拔高度，甚至是无限的海拔高度。因此，也可以定义暴风云，以便有可能在其下方通过。此外，考虑到由数据库PDB 203提供的飞行器100的性能(改变航向的能力等)和速度VEL来计算轨迹。
如下所述，侧向轨迹优选地根据旨在使飞行器100达到最大巡航海拔高度ALTmax的垂直轨迹轮廓来计算。ATG系统101基于健康信息HLTH定义海拔高度ALTmax。
在步骤404中，ATG系统101提供用于到达选定跑道的整体轨迹信息T_INF。为此，ATG系统101通过链接在步骤403中计算的侧向轨迹和在步骤402中获得的STARI规程来获得整体轨迹。当在步骤403中计算得到的侧向轨迹超过STARI规程的入口点SEP时，插入保持环形模式的一个或多个迭代以便将在步骤403中计算得到的侧向轨迹和在步骤402中获得的STARI规程链接起来，从而允许飞行器100完全安全地降低其海拔高度。所需的保持环形模式的迭代次数取决于飞行器100的性能和要补偿的海拔高度差。
根据一个实施例，整体轨迹信息T_INF是所讨论的轨迹在飞行器100的驾驶舱中的屏幕上的图形描述。根据另一实施例，整体轨迹信息T_INF是所讨论的轨迹的描述，其能够由飞行器100的航空电子设备的自动驾驶仪解释。在这种情况下，自动驾驶仪用所讨论的轨迹编程，以便将飞行器100带到跑道上。根据另一实施例，整体轨迹信息T_INF是以信号形式传输到空中交通管制(ATC)服务的所讨论的轨迹的描述。
如下文参考图13和14A到14D所述，垂直轨迹轮廓优选地由ATG系统101计算，以允许飞行器100在必要时达到最大海拔高度ALTmax。此外，在步骤403之后，ATG系统101优选地优化飞行器100的当前位置POS和STARI规程的入口点SEP之间的垂直轨迹轮廓，以最小化所需的保持环形模式的迭代次数。该方面将在下面参考图16描述。
通过以能够被应用来确定从飞行器100的当前位置遵循的可飞行轨迹定义STARI规程开始，随后轮到ATG系统101计算达到STARI规程的入口点或其上方的点的最大海拔高度ALTmax的侧向轨迹。轨迹确定的这种划分大大减少了计算轨迹的复杂性，并且因此，减少了确定安全、可飞行轨迹所需的计算时间。从另一角度来看，在相同计算时间的情况下，所提出的方案使得减少确定到达目标跑道的安全轨迹所需的处理资源量变得可能。
另一优点是能够预测飞行器100在必要时能够借助实施由STARI规程产生的保持环形模式来耗散能量的方式。另一优点是能够预测飞行器的最终进近路线。这种可预测性对于空中交通管制ATC和附近空域中的任何其他飞行器来说是不可否认的优点。
图5示意性地示出了由ATG系统101实现的STARI规程获取算法。当数据库STARI DB205可供用于ATG系统101时，实现图5的算法。
在步骤501中，ATG系统101获得所选择的跑道信息RW_SEL。
在步骤502中，ATG系统101检查数据库STARI DB 205是否已经为所选择的跑道RW_SEL预先定义了STARI规程并且已经存储在数据库STARI DB 205中。如果是这种情况，则执行步骤503；如果否，则执行步骤504。
在步骤503中，ATG系统101从数据库STARI DB 205中读取STARI规程。ATG系统101因此获得所讨论的STARI规程的入口点SEP，以便确定地理位置和要计算得到的侧向轨迹应该结束的最小海拔高度。ATG系统101还获得可应用的保持环形模式，以及要从STARI规程的入口点SEP开始应用的最终进近轨迹，以便在所讨论的跑道上着陆。
在步骤504，假定不存在所选跑道的STARI规程，ATG系统101生成能够应用于该跑道的STARI规程。该方面将在下面参考图6描述。
在可选步骤505中，ATG系统101将在步骤504中生成的STARI规程保存在数据库STARI DB 205中，以便随后能够被飞行器100或另一架飞行器重新使用以着陆在所讨论的跑道上。
图6示意性地示出了由ATG系统101实现的STARI规程生成算法。当数据库STARI DB205对ATG系统101不可用时，或者当数据库STARI DB 205尚未包含用于所选跑道RW-SEL的任何STARI规程时，实施图6的算法。
STARI规程的生成被分为两部分：
1.构建最终进近轨迹；
2.搜索STARI规程的适当的入口点SEP。
STARI规程的适当的入口点SEP使得：
-存在到已构建的最终进近轨迹的入口点的可飞行轨迹；
-存在具有预定义形状的从所述入口点SEP开始的安全保持环形模式以耗散能量。
因此，在步骤601中，ATG系统101从数据库DTDB 201获得关于所选跑道RW_SEL周围地形海拔的信息。通常，ATG系统101获得选定跑道RW_SEL周围或包含所述跑道的机场的预定周界内的地形海拔信息。
在步骤602，ATG系统101计算最终进近轨迹。ATG系统101计算最终进近定位(finalapproach fix，FAF)，由图7中的点A表示。
在图7中，跑道起点由点RW_S表示，跑道终点由点RW_E表示。跑道的长度是RW_L。
为了与所使用的任何着陆系统兼容，ATG系统101在输入处接收下滑斜率的角度α和下滑斜率的截距海拔高度h1。因此，最终进近定位FAF很容易通过三角法计算，并且距跑道RW_S起点的距离是d1。
ATG系统101还在输入处接收距离d2，该距离d2表示飞行器100应该与跑道对准的最终进近定位FAF之前的距离。在使用图像识别的着陆辅助系统的情况下，遵守这个距离d2可能很重要，以便允许正确截断下滑斜率。然后，在B点处达到与跑道的对准，如图7所示。在链接B点与A点的直线段下方，垂直余量VM应该没有任何地形起伏。这个垂直余量从A点起到跑道RW_S的起点逐渐减小，如图7所示。
然后，点B是最终进近轨迹的入口点。
角度α、海拔高度h1和距离d2被包含在所选择的跑道信息RW_SEL中。
也应在侧向上遵守侧向余量LM，如图8所示。这个侧向余量从A点起到跑道RW_S的起点逐渐减小，如图8所示。
垂直余量VM和侧向余量LM是预先确定的值，使得确保仪器导航的安全成为可能，即确保安全、可飞行的轨迹。
此外，如果需要，还可以在点B之前强加一个下滑斜率角δ，如图9A所示。如图9B所示，也可以强加相对于跑道L的轴线向右或向左的侧向进近角β。
在这种情况下，点C是最终进近轨迹的入口点。
一旦已经构建了最终进近，就可以开始搜索STARI规程的入口点SEP。这样，在步骤603，ATG系统101应用保持环形模式。保持环形模式具有预定椭圆形形状，其由半径r(在端部的两个半圆的半径)和距离d(在两个半圆之间的距离)来表征，如图10A和图10B所示。图10A示出了以左侧为中心的保持环形模式的一种实施方式，而图10B示出了以右侧为中心的保持环形模式的一种实施方式(飞行器的行进方向由在图10A和10B中表示为“dir”的箭头指示。STARI规程的入口点SEP的位置是在保持环形模式上预定义的。在这种情况下，侧向余量LM和垂直余量VM也应该没有任何地形起伏。飞行器100可以在恒定海拔高度或在下降时采用保持环形模式。
半径r和距离d是预先确定的。优选地，根据在数据库PDB 203中定义的飞行器100的性能来设置半径r和可能的距离d。
在一个特定实施例中，半径r根据飞行器100的海拔高度而变化。例如，半径r随海拔高度区段步进而变化。海拔高度越高，半径r越大。飞行器100超过STARI规程的入口点SEP越高，飞行器100就越快，因此，它能够执行的转弯半径越大。保持环形模式保持其形状，但其比例根据海拔高度而变化，如图10C所示，其中具有两个不同海拔高度的保持模式被显示在左侧居中，且在图10D中，具有两个不同海拔高度的保持模式被显示在右侧居中。应该注意的是，只是出于便于阅读，图10C和10D中没有示出余量LM。因此，保持环形模式由海拔高度A1处的半径r＝r1表征，而保持环形模式在海拔高度A2>A1处由半径r＝r2>r1表征。保持环形模式保持相同的距离d。
在步骤603的过程中，ATG系统101使用平坦的保持环形模式，即具有恒定海拔高度的模式。ATG系统101基于在步骤601中获得的地形海拔信息，通过将STARI规程的入口点SEP放置在如在步骤602结束时获取的最终进近轨迹的入口点上来评估实施保持环形模式是否安全。ATG系统101将保持环形模式与步骤602中计算得到的最终进近轨迹对准(如图10E和10F所示)，并检查保持环形模式是否能够在与所考虑的海拔高度处的地形1000的起伏没有碰撞风险的情况下实施。图10E示出了以左侧为中心的保持环形模式的一个实现的俯视图，其中根据所考虑的海拔高度处的地形1000的起伏，它是不可飞行的。图10F示出了在另一种地形配置中以左侧为中心的保持环形模式的一种实现的顶俯视图，其根据所考虑海拔高度处的地形1000的起伏是可飞行的。如果以左侧或右侧为中心的保持环形模式的实现是不可飞行的，则ATG系统101测试以另一侧为中心的保持环形模式的实现。
在步骤604中，ATG系统101检查在步骤603中应用保持环形模式是否导向STARI规程的适当的入口点SEP。如果是这种情况，则结束STARI规程的生成并执行步骤608；如果不是，则执行步骤605。在步骤608中，ATG系统101验证其入口点SEP与在步骤602结束时获得的最终进近轨迹的入口点一致的STARI规程。随后，该入口点SEP和高于该入口点SEP的任何点都是用于计算侧向轨迹的有效终止点。如此验证的STARI规程还包括在步骤603中验证了其实现的保持环形模式，以允许在进近跑道时消散能量。
在步骤605中，ATG系统101从数据库PDB 203中获得飞行器100的性能信息。
为了确保在STARI规程的入口点SEP和最终进近轨迹的入口点之间存在可飞行轨迹，ATG系统101在步骤606中从在步骤602结束时获得的最终进近轨迹的入口点执行向后搜索。ATG系统101探索多条路径，直到找到一个入口点SEP，对于该入口点SEP，保持环形模式的实现是可飞行的。
为了使飞行器100能够容易地遵循轨迹，所探索的路径仅由一系列转弯(圆弧)和/或直线段形成。考虑与在步骤605获得的性能信息一致的飞行器100的下降斜率、转弯半径和速度性能来探索可能的路径。在预定义长度的轨迹区段中执行向后搜索。优选地，左转和右转在它们之间没有直线段的情况下不能被连接，如图12A和图12C所示。
在应用下降斜率的同时执行向后搜索，从而使测试保持环形模式的环境相对于地形起伏而言不那么受限。
向后搜索因此在预定长度的轨迹区段中探索由一系列转弯和/或直线段形成的路径，考虑与如前由数据库PDB 203所提供的飞行器100的性能一致的飞行器的下降斜率、转弯半径和速度。在每个新添加的区段上，ATG系统101根据地形海拔信息，通过将STARI规程的入口点SEP放置在已探索路径的末端来评估实施保持环形模式是否安全。在根据地形海拔信息可以安全地实施保持环形模式时，ATG系统101认为STARI规程的入口点SEP是适当的。在相反的情况下，ATG系统101用新的区段延伸所探索的路径并重新评估保持环形模式的实施。
向后搜索的一个特定的实施例将在下面参考图11描述。
在步骤607中，ATG系统101检查向后搜索是否使得找到STARI规程的适当的入口点SEP成为可能。如果是这种情况，则结束STARI规程的生成并执行步骤608，其中ATG系统101使用由此找到的入口点SEP来验证STARI规程；如果否，则执行步骤609。
在步骤609中，ATG系统101通知不能根据飞行器100的性能定义STARI规程。ATG系统101因此不能找到使飞行器100降落在所选跑道上的可任何飞行的轨迹。然后，应该选择另一跑道。这可以由轨迹计算系统使用，例如飞行器100的飞行管理系统FMS。实际上，考虑到这样的轨迹计算系统可以访问包括可能的机场和跑道的有序列表的数据库，以便例如在机舱减压后的紧急情况下使飞行器100着陆，轨迹计算系统将跑道提交给在有序列表中的ATG系统101。如果ATG系统101能够找到由轨迹计算系统提交的通往跑道的可飞行轨迹，则所述轨迹被编程到轨迹计算系统中并被遵循以使飞行器100着陆。如果没有，则飞行管理系统FMS将有序列表中的下一跑道提交给ATG系统101。
图11示意性地示出了在一个特定的向后搜索实施例中的由ATG系统101实现的STARI规程生成算法。
在步骤1101，ATG系统101计算最终进近轨迹。步骤1101与上述步骤602相同。
在步骤1102中，ATG系统101检查在步骤1101中计算得到的最终进近轨迹是否是可飞行的轨迹。如果是这种情况，则执行步骤1104；否则，执行步骤1103，在其中ATG系统101通知不能定义STARI规程。步骤1103与上述步骤609相同。
在步骤1104中，ATG系统101将最终进近轨迹的入口点的位置插入到列表OT(“开放表”)中。列表OT是包含活动候选轨迹点的列表，即能够在向后搜索的即将到来的迭代中被选择以便被进一步探索的那些轨迹点。
在步骤1105中，ATG系统101将列表OT中最有希望的候选者置于变量CN(“当前节点”)中，在向后搜索的当前迭代期间进一步探索该变量。首先，只有最终进近轨迹的入口点作为候选。ATG系统101从列表OT中移除该候选，使得在向后搜索的后续迭代中不再选择它。ATG系统101另外将变量CN指向的位置插入到列表CT(“封闭表”)中。列表CT包含之前已经探索过的路径，并且可以将STARI规程的入口点SEP的轨迹重建到最终进近轨迹的入口点，前提是已经找到了这样一个适当的入口点SEP。
在步骤1106中，ATG系统101从数据库DTDB 201中获得关于包含在变量CN中的位置所考虑的海拔高度处的地形起伏的信息。
在步骤1107中，ATG系统101应用保持环形模式，如在上述步骤603中。
在步骤1108中，ATG系统101检查在步骤1107中应用保持环形模式是否导向STARI规程的适当的入口点SEP。如果是这种情况，则结束向后搜索并执行步骤1109；如果不是，则执行步骤1110。
在步骤1109，ATG系统101验证其入口点SEP是包含在变量CN中的点的STARI规程。ATG系统101使用该列表CT，通过从在步骤1101结束时获得的最终进近轨迹的入口点开始向后搜索，重构该轨迹，使得有可能获得该点，从而给出该入口点SEP和最终进近轨迹的入口点之间的连接轨迹。ATG系统101将该连接轨迹添加到最终进近轨迹，这相当于延长了最终进近轨迹。
在步骤1110中，ATG系统101通过基于由数据库PDB 203提供的飞行器100的性能应用预定爬升斜率(取决于向后搜索)来延伸通过向后搜索探索的轨迹。
理论上可能的延伸在图12A到12C的俯视图中示意性地示出。在图12A中，当向后搜索轨迹上的先前位置PN(“先前节点”)通过直线段链接到当前正在探索的当前位置CN时，该轨迹可以右转延伸并导向一个点NNR(“下一个节点/右”)，或通过直线段导向一个点NNS(“下一个节点/直”)，或通过左转并导向一个点NNL(“下一个节点/左”)。在图12B中，当向后搜索轨迹上的先前位置PN通过左转链接到当前正在探索的当前位置CN时，该轨迹可以通过左转延伸并导向点NNL，或者通过直线段导向点NNS。因此，向后搜索优选地防止轨迹被右转延伸，以避免在其之间没有直线段的一系列右转和左转。在图12C中，当向后搜索轨迹上的先前位置PN通过右转链接到当前正在探索的当前位置CN时，该轨迹可以通过右转延伸并导向点NNR，或者通过直线段导向点NNS。因此，向后搜索优选地防止轨迹被左转延伸，以避免在其之间没有直线段的一系列右转和左转。
在步骤1110中，根据在步骤1106中获得的地形海拔信息，ATG系统101仅在能够保持上述垂直余量VM和侧向余量LM时才保留任何可能的延伸，即任何可飞行延伸。.因此，在步骤1111中，ATG系统101将每一可飞行延伸插入到列表OT中以供进一步探索。
在步骤1112中，ATG系统101检查列表OT是否为空。如果是这种情况，则执行步骤1103；如果不是，则重复执行步骤1105以便通过向后搜索继续探索。
一旦已经建立了STARI规程，ATG系统101就开始确定可飞行的侧向轨迹，该轨迹使得到达STARI规程的入口点SEP或其上方的点成为可能。在一个特定实施例中，ATG系统101基于健康信息(其表示为HLTH)预先确定允许飞行器100达到最大海拔高度ALTmax的垂直轨迹轮廓，如图13的算法示意性地示出的。
在步骤1301中，ATG系统101根据健康信息HLTH和飞行器100的性能确定最大海拔高度ALTmax。实际上，飞行器100飞得越高，则用于寻找从位置POS开始并以飞行器100的速度VEL到STARI规程的入口点SEP(或其上方的点)的可飞行的侧向轨迹的地形起伏限制越小。
因此，在步骤1302中，ATG系统101基于飞行器100的健康信息HLTH和性能从飞行器100的位置POS和海拔高度ALT中确定最高可能的垂直轨迹轮廓，也就是说为了使飞行器100达到最大海拔高度ALTmax。
如果飞行器100的当前海拔高度CA等于最大海拔高度ALTmax，则不进行海拔高度改变，如图14A示意性所示，其示出了随时间t的平坦垂直轨迹轮廓。如果飞行器100的当前海拔高度CA高于最大海拔高度ALTmax，则垂直轨迹轮廓下降以使飞行器在授权的最大海拔高度ALTmax处飞行，如图14B示意性所示。如果飞行器100的当前海拔高度CA低于最大海拔高度ALTmax，则垂直轨迹轮廓爬升以使飞行器在最大海拔高度ALTmax处飞行，并面对限制较小的环境(地形起伏)，如在图14C示意性所示。
如果最大海拔高度ALTmax由于机舱减压而低于飞行器100的当前海拔高度CA，则基于机舱减压规程计算垂直轨迹轮廓并且遵循逐步下降，如图14D示意性所示。
接下来，在步骤1303中，ATG系统101确定遵循在步骤1302中确定的垂直轨迹轮廓的可飞行侧向轨迹。ATG系统101搜索侧向轨迹以：
-根据由数据库DTDB 201提供的地形海拔高度信息，根据垂直轨迹轮廓定义的海拔高度、由数据库PDB 203提供的飞行器100的速度VEL和性能，考虑侧向余量LM和垂直余量VM来避开地形的起伏；
-根据数据库DMTDB 202提供的信息，根据数据库PDB 203提供的飞行器100的速度VEL和性能，考虑侧向余量LM和垂直余量VM，来避开军事区；以及
-根据垂直轨迹轮廓定义的海拔高度、由数据库WTDB 204提供的飞行器100的速度VEL和性能来避开天气障碍物。
在文献中有很多避障的路径搜索算法，该方面在这里不再详细介绍。图15中以虚线示意性地说明了可飞行侧向轨迹的一些示例。示出了两个可飞行轨迹1503和1504，从飞行器100的当前位置AP(“飞行器位置”)到STARI规程的入口点SEP。轨迹1503、1504根据在步骤1302中确定的垂直轨迹轮廓避开存在于飞行器100的飞行海拔高度处的起伏1501，同时遵循侧向余量LM和垂直余量VM。此外，轨迹1503、1504避开可能对应于军事禁飞区或天气障碍物的区域1502。
如果ATG系统101找到多个合适的轨迹，则ATG系统101通过应用一个或多个预定选择准则(例如，最短轨迹)来选择要使用的轨迹。在一个变型中，ATG系统101通知飞行管理系统FMS已经找到的各种轨迹，并且委托飞行管理系统FMS或航空电子设备的另一实体来决定要遵循的轨迹。
优选地，在步骤1304中，ATG系统101优化垂直轨迹轮廓以减少能够应用于STARI规程的预定保持环形模式的实施次数。实际上，侧向轨迹是根据在步骤1302中确定的垂直轨迹轮廓来确定的。根据该垂直轨迹轮廓，飞行器100在海拔高度ALTmax处到达STARI规程的入口点SEP，并因此很可能在所述入口点SEP之上。飞行器100可以通过预定的保持环形模式耗散能量并降低其海拔高度。然而，也可以在到达入口点SEP之前通过调整垂直轨迹轮廓逐渐降低海拔高度，从而减少预定保持环形模式的实施次数。一个特定的实施例由图16中示意性说明的算法示出。
在步骤1601中，ATG系统101从数据库DTDB 201中获得沿在步骤1303中确定的侧向轨迹的地形海拔轮廓。这种地形海拔轮廓在图17中示意性地示出。垂直轨迹轮廓1700示意性地示出了从飞行器100的位置AP和当前海拔高度CA到STARI规程的入口点SEP上方的点。沿侧向轨迹的地形轮廓1701具有在显著低于最大海拔高度ALTmax的海拔高度处的顶点1702。
在步骤1602中，ATG系统101确定到STARI规程的入口点SEP的下降顶点TOD和相应下降轨迹。下降顶点TOD是从巡航飞行阶段到下降阶段的过渡点，并且通常由飞行器的机载飞行管理系统FMS计算。在考虑不实施保持环形模式的同时确定下降顶点TOD。如果由此确定的下降顶点TOD导向根据地形起伏仍然保持可飞行的下降轨迹，则优化结束。如果不是，则保持环形模式的实现次数递增一个单位，直到获得的下降轨迹是可飞行的(符合垂直裕度VM)。如此获得的下降轨迹的一个示例在图18中示意性地示出。
然后，在步骤1603，ATG系统101确定垂直轨迹轮廓1800所需的保持环形模式的实现次数，从而被修改为链接到STARI规程的入口点SEP，并且在步骤1604，ATG系统101相应地调整垂直轨迹轮廓。
如果当飞行器100正在爬升以试图达到最大海拔高度ALTmax时下降顶点TOD出现在爬升顶点TOC之前，则执行特定优化，如图19示意性所示。爬升顶点TOC是从爬升阶段到巡航飞行阶段的过渡点。然后，调整垂直轨迹轮廓，使得飞行器100在爬升和下降斜率的交叉处执行爬升阶段和下降阶段之间的过渡。这个交叉点通过三角法很容易被确定。
在步骤1605中，ATG系统101在遵循如此执行的优化调整整体轨迹。
图20示意性地说明了ATG系统的一个特定实施例。在这个特定实施例中，ATG系统101包括垂直轮廓管理器2001(表示为VP MGR)、STARI规程管理器2002(表示为STARI MGR，用于“STARI管理器”)、侧向轮廓管理器2003(表示为LP MGR)和优化器2004。STARI规程管理器2002包括电子电路系统，该电子电路系统被配置成实现上面参考图5、6、7、8、10A、10B、10C、10D、10E和10F，可能参考图9A和9B，并且优选参考图11，所描述的行为。垂直轮廓管理器2001包括电子电路系统，该电子电路系统被配置成实现上面参考图14A、14B、14C和14D所描述的方法。侧向轮廓管理器2003包括被配置为实现上面参考图15所描述的行为的电子电路系统。并且，优化器2004包括被配置为实现以上参考图16、17、18和图19描述的行为的电子电路系统。
上面公开的方案基于将轨迹的计算分解为多个子问题，这些子问题比寻求直接确定使飞行器100着陆的整体轨迹更加简单。实现可飞行轨迹的处理时间显著减少。
在一个特定实施例中，飞行器100的航空电子设备的电子电路系统被配置成选择地理参考跑道并命令ATG系统101生成用于到达所选地理参考跑道的可飞行轨迹。如果ATG系统101不能生成这样的轨迹，则选择另一地理参考跑道，直到找到ATG系统101设法生成这样的轨迹的跑道。

Claims (13)

1.一种用于生成将飞行中的飞行器(100)从当前位置带到地理参考跑道的轨迹的轨迹生成方法，所述方法由所述飞行器(100)的机载电子电路系统形式的自动轨迹生成系统(101)实施，所述方法包括以下连贯步骤：
-获得(402)规程，称为STARI规程，它适用于所述地理参考跑道并且提供用于进近所述跑道的最终轨迹，无论所述飞行器(100)的性能如何，所述最终轨迹都能由所述飞行器(100)飞行以便着陆，并且使得从所述最终轨迹的入口点或在其上方的任何点起，预定义形状的保持环形模式是可飞行的，以便在必要时消散能量；
-基于适配于所述飞行器的运行状态的性能计算侧向轨迹，避让在所述飞行器(100)的当前位置和所述入口点或其上方的点之间的任何地形起伏、气象障碍和军事禁飞区；
-通过将计算得到的侧向轨迹与由STARI规程提供的最终轨迹链接起来，必要时包括保持环形模式的一个或多个迭代，以提供(404)整体轨迹来使所述飞行器(100)在所述跑道上着陆，
为了获得(402)所述STARI规程，所述方法包括以下步骤：
-当已经为所述跑道预先定义了STARI规程并且已经存储在数据库中时，从所述数据库中读取(503)所述STARI规程；
-当所述数据库没有存储所述跑道的任何STARI规程时，实时如下建立(504)所述STARI规程：
-构建(602)最终进近轨迹；
-寻找符合以下条件的STARI规程的适当入口点；
-存在到已构建的最终进近轨迹的入口点的可飞行轨迹；
-保持环形模式能由所述飞行器从STARI规程的所述入口点安全地飞行以消散能量，
其特征在于，为了寻找STARI规程的所述适当入口点，所述方法包括以下步骤：
-基于关于所述跑道周围的地形海拔的信息，通过将STARI规程的入口点放置在最终进近轨迹的入口点上并将所述保持环形模式与所述最终进近轨迹对准(603)来评估(604)实施所述保持环形模式是否安全；
-当根据关于所述跑道周围的所述地形海拔的信息能够安全地实施所述保持环形模式时，认为所述STARI规程的入口点是适当的；以及
-当根据关于所述跑道周围的所述地形海拔的信息实施保持环形模式不安全时，从所述最终进近轨迹的所述入口点通过应用下降斜率来执行(606)所述STARI规程的入口点的向后搜索。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述向后搜索包括以下步骤：
-在预定义长度的轨迹区段中探索由一系列转弯和/或直线段形成的路径，考虑与所述飞行器的运行状态一致的所述飞行器的下降斜率、转弯半径和速度；
-基于关于所述跑道周围的地形海拔的信息，通过将所述STARI规程的入口点放置在所探索的路径的末端上来评估(1108)实施所述保持环形模式是否安全；
-当根据关于所述跑道周围的所述地形海拔的信息能够安全地实施所述保持环形模式时，认为所述STARI规程的入口点是适当的，并且在所述STARI规程的所述适当的入口点和所述最终进近轨迹的入口之间建立(1109)连接轨迹；以及
-在根据关于所述跑道周围的所述地形海拔的所述信息实施所述保持环形模式不安全时，用新的区段延伸(1110)所探索的路径并重新评估所述保持环形模式的实施。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述保持环形模式具有由半径r和距离d来表征的预定椭圆形形状，半径r是在端部的两个半圆的半径，距离d是这两个半圆之间的距离，并且其中半径r是根据适配于所述飞行器(100)的运行状态的性能来定义的，并且随着海拔高度的增加而增加。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在计算(403)所述侧向轨迹之前，所述方法包括下述步骤：
-确定(1301)与适配于所述飞行器(100)的运行状态的性能有关的最大海拔高度；
-确定(1302)将所述飞行器(100)带到所述最大海拔高度的垂直轨迹轮廓；
并且其中计算所述侧向轨迹，同时遵循所确定的垂直轨迹轮廓。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，通过以下步骤优化(1304)所述垂直轨迹轮廓(profile)以减少能够应用于所述STARI规程的预定保持环形模式的实施次数：
-获得(1601)沿所述侧向轨迹的地形海拔轮廓；
-确定(1602)到所述STARI规程的所述入口点的下降顶点和相应下降轨迹；
-如有必要，将所述保持循环模式的实施次数递增一个单位，直到所获得的下降轨迹是能飞行的。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，如果当所述飞行器正在爬升以试图到达所述最大海拔高度时下降顶点出现在爬升顶点之前，则调整所述垂直轨迹轮廓，使得所述飞行器在爬升和下降斜率相交处执行爬升阶段和下降阶段之间的过渡。
7.一种存储指令的信息存储介质，当所述指令从所述信息存储介质被读取并由处理器执行时，所述指令用于实现根据权利要求1到6中的任何一项所述的方法。
8.一种用于将飞行中的飞行器(100)从当前位置带到地理参考跑道的自动轨迹生成系统(101)，所述自动轨迹生成系统包括配置成实现以下步骤的电子电路系统：
-获得(402)规程，称为STARI规程，它适用于所述地理参考跑道并且提供用于进近所述跑道的最终轨迹，无论所述飞行器(100)的性能如何，所述最终轨迹都能由所述飞行器(100)飞行以便着陆，并且使得从所述最终轨迹的入口点或在其上方的任何点起，预定义形状的保持环形模式是能飞行的，以便在必要时消散能量；
-基于适配于所述飞行器(100)的运行状态的性能来计算(403)侧向轨迹，从而避让在所述飞行器(100)的当前位置和所述入口点或其上方的点之间的任何地形起伏、气象障碍和军事禁飞区；
-通过将计算得到的侧向轨迹与由所述STARI规程提供的所述最终轨迹链接起来，必要时包括保持环形模式的一个或多个迭代，以提供(404)整体轨迹来使所述飞行器(100)在所述跑道上着陆。
9.一种包括如权利要求8所述的自动轨迹生成系统的航空电子设备。
10.如权利要求9所述的航空电子设备，其特征在于，所述航空电子设备包括配置成执行以下操作的电子电路系统：
-选择地理参考跑道；
-命令所述自动轨迹生成系统以生成到达所述地理参考跑道的能飞行轨迹；
-如果所述自动轨迹生成系统无法生成这样的轨迹，则选择另一地理参考跑道，直到找出所述自动轨迹生成系统设法生成这样的轨迹的跑道。
11.如权利要求9所述的航空电子设备，其特征在于，所述电子电路系统被配置成根据由所述自动轨迹生成系统提供的年飞行轨迹对自动驾驶仪进行编程。
12.如权利要求10所述的航空电子设备，其特征在于，所述电子电路系统被配置成根据由所述自动轨迹生成系统提供的内飞行轨迹对自动驾驶仪进行编程。
13.一种包括如权利要求9到12中的任一项所述的航空电子设备的飞行器。
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