ES2811852T3

ES2811852T3 - Método para controlar el tiempo de llegada de una aeronave

Info

Publication number: ES2811852T3
Application number: ES14382101T
Authority: ES
Inventors: David Garrido-López
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2014-03-25
Filing date: 2014-03-25
Publication date: 2021-03-15
Anticipated expiration: 2034-03-25
Also published as: EP2924530B1; US9213335B2; EP2924530A1; US20150277441A1

Abstract

Un método para controlar la llegada de una aeronave a un punto de referencia objetivo, comprendiendo (a) definir un tiempo requerido de llegada (RTA) en ese punto de referencia objetivo; (b) obtener una predicción de la trayectoria de la aeronave y una estimación del tiempo de llegada (ETA) de la aeronave en el punto de referencia objetivo, llevándose a cabo la estimación en un punto de referencia intermedio antes del punto de referencia objetivo, en donde una primera pluralidad de puntos de referencia intermedios se encuentra dentro de una primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave al punto de referencia objetivo, y en donde una segunda pluralidad de puntos de referencia intermedios se encuentra dentro de una segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave al punto de referencia objetivo, en donde la primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave es una fase de crucero, a la vez que la segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave es una fase de descenso que sigue una posición de Inicio de Descenso (TOD); (c) calcular una diferencia entre RTA y ETA para cada punto de referencia intermedio; (d) determinar si |RTA - ETA| excede un umbral de diferencia (DT) para cada punto de referencia intermedio; (e) donde el punto de referencia intermedio se encuentra dentro de dicha primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave, y donde |RTA - ETA| > DT, ajustando las velocidades de vuelo ordenadas durante esa primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave a la vez que se mantienen, sin ajustar, las velocidades de vuelo de la trayectoria prevista de la aeronave durante la segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave; (f) donde el punto de referencia intermedio se encuentra dentro de dicha segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave, y donde |RTA - ETA| > DT, ajustando las velocidades de vuelo ordenadas durante esa segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave; y (g) ejecutar una nueva trayectoria y un plan de vuelo asociados con base en las velocidades de vuelo ordenadas ajustadas, para ordenar a la aeronave que siga el nuevo programa de velocidad.

Description

DESCRIPCIÓN

Método para controlar el tiempo de llegada de una aeronave

Campo de la invención

Esta invención se refiere a un método para controlar el tiempo de llegada de una aeronave, por ejemplo para controlar el tiempo de llegada de la aeronave a un punto de referencia de trayectoria de vuelo.

Antecedentes de la invención

La mayoría de las aeronaves comerciales tienen una función de Tiempo Requerido (RTA) de Llegada integrada en los sistemas de control de vuelo de la aeronave. La función RTA controla la altitud y la velocidad para que la aeronave alcance un punto de referencia objetivo (o una pluralidad de puntos de referencia objetivo) en un tiempo (o tiempos) ordenado conocido como Tiempo(s) Requerido(s) de Llegada (RTA). Por ejemplo, el(los) Tiempo(s) Programado(s) de Llegada (STA) en ciertos puntos de referencia objetivo puede(n) establecerse mediante un sistema de gestión de llegada (AMAN) para cada aeronave que llega a un aeropuerto en particular, de modo que las aeronaves se separan adecuadamente en espacio y tiempo entre sí en cada uno del(los) punto(s) de referencia objetivo. Los STA también pueden ser establecidos por un Centro de Operaciones de la Aerolínea para que la aerolínea orqueste la llegada de sus vuelos. Además, los propios pilotos pueden programar horarios de llegada de su elección en algunas ocasiones. Por ejemplo, pueden adelantar los tiempos de llegada con el fin de superar los retrasos en los vuelos, y así obligar a la aeronave a adoptar velocidades más rápidas.

Un punto de referencia objetivo y su RTA correspondiente pueden ingresarse manualmente al ordenador de gestión de vuelo (FMC) de la aeronave o, como alternativa, pueden cargarse automáticamente. En cada caso, un RTA que es igual al STA se ingresa al FMC. En el caso de ejemplo de que la aeronave opera bajo la supervisión de AMAN, se requiere que tome las medidas necesarias para llegar a cada punto de referencia en los STAs obligatorios de AMAN. Por ejemplo, la trayectoria puede alterarse ajustando la velocidad de la aeronave, estirando la trayectoria de vuelo de la aeronave, manteniéndose en un patrón de espera, etc.

El control RTA en las aeronaves comerciales existentes se logra a través de una determinación iterativa de un Tiempo Estimado de Llegada (ETA) de la aeronave en el punto de referencia objetivo. Cuando el ETA cae fuera de un rango aceptable de valores alrededor del RTA, el FMC busca una nueva trayectoria que implique un ETA igual al RTA en el punto de referencia objetivo (dentro de una pequeña tolerancia dada). El valor máximo de error aceptable |RTA-ETA| se denomina Umbral de Diferencia (DT) a continuación.

En la actualidad, la trayectoria apropiada se identifica sobre la base de una sola variable de acoplamiento, tal como el Índice de Coste (CI), aplicado a través de las diversas etapas del vuelo (ascenso, crucero, descenso). El índice de Coste es un parámetro numérico que es indicativo de una relación del coste de la aeronave en el aire (cuanto más largo es el vuelo, típicamente mayores son los costes operativos) con respecto al coste del combustible a la vez que la aeronave está volando. El CI se entiende más fácilmente considerando sus límites: en CI=0, el FMC calcula la trayectoria más eficiente en combustible posible, independientemente de cuánto tiempo tomará el vuelo. Para el CI máximo, por otro lado, el FMC exige velocidades máximas de la envolvente de vuelo, independientemente del coste del combustible. Por lo tanto, los CIs entre estos extremos definen diferentes compensaciones entre los costes de combustible y los tiempos de vuelo.

Los diferentes AMANs, operativos o aún en etapas conceptuales o de desarrollo, consideran de una forma u otra un horizonte en el cual el AMAN congela el cálculo del STA. La distancia de este horizonte al aeropuerto de llegada en general varía de 200 NM a 300 NM. Junto con esto, para un vuelo de crucero a gran altitud (>30,000 pies), la distancia a partir del inicio del descenso (TOD) hasta la toma de contacto en el aeropuerto puede ser de alrededor de 100 NM a 150 NM. Además, el punto de referencia objetivo, como un punto de aproximación inicial (IAF), puede estar alrededor de 50 NM de la toma de contacto. Por lo tanto, las estrategias actuales de orientación de RTA pueden incluir entre 50 NM y 200 NM de viaje de la aeronave a una altitud de crucero y 50-100 NM de descenso al aeropuerto.

La Figura 1A ilustra una trayectoria de vuelo de ejemplo (perfil vertical) de una aeronave a partir de un punto de referencia (d = cero) durante la fase de crucero, hasta la llegada a un aeropuerto de destino que supera los 300 NM más tarde. El TOD está a unas 125 NM del aeropuerto.

La Figura 1B ilustra, para la misma trayectoria de vuelo, una desviación de tiempo (eje vertical) entre los Tiempos Actuales de Llegada (ATAs) y los Tiempos Estimados de Llegada (ETAs) iniciales en cada punto simulado a lo largo de la trayectoria. Esta desviación no es la misma que el error (RTA-ETA) calculado para el punto de referencia objetivo. Es una variable que indica cómo la aeronave se está desviando de la trayectoria inicialmente prevista. Se notará que la desviación (la cual es cero en el punto de referencia inicial en la fase de crucero) aumenta a lo largo de la fase de crucero, alcanzando un máximo de TOD. En parte, esta deriva (no corregida) puede ser el resultado de errores de predicción de viento y temperatura que afectan la velocidad con respecto a la tierra de la aeronave. Esto a su vez resulta en un cambio de diferencia de tiempo temporalmente impredecible. Se necesita entonces una corrección significativa de la velocidad/altitud de descenso con el fin de llegar al punto de referencia objetivo a tiempo, lo cual es ineficiente en tiempo y/o combustible.

El documento EP-A-0,637,787 divulga un Sistema de Gestión de Vuelo. Un generador de velocidad deriva un programa de velocidad inicial para cada segmento de un plan de vuelo a partir de una selección de parámetros de entrada. El programa de velocidad se modifica periódicamente y se calcula un tiempo estimado de llegada, así como los valores de distancia y velocidad pronosticados para cada segmento de vuelo. Los valores pronosticados se usan para calcular un tiempo total de llegada, y se deriva un factor de corrección de velocidad lo cual hace que el tiempo estimado de llegada se ajuste para coincidir con un tiempo de restricción de llegada.

Por consiguiente, existe la necesidad de un método mejorado para controlar la aeronave de modo que la aeronave siga mejor la trayectoria de vuelo ordenada, es decir, los valores absolutos de los ATAs menos los ETAs se minimizan durante todo el vuelo.

Resumen de la invención

La presente invención proporciona un método para controlar el tiempo de llegada de una aeronave a un punto de referencia, como se define en la reivindicación 1.

La invención se extiende además a un método para controlar el tiempo de llegada de una aeronave a un punto de referencia como se define en la reivindicación 7.

La invención se basa en la realización de que intentar controlar la aeronave considerando la trayectoria de vuelo como un todo da como resultado el control en la primera fase de vuelo - ya sea la fase de crucero sola o la fase de crucero más también una primera parte de la fase de descenso - siendo menos que óptimo. Específicamente, cuando las velocidades para crucero y descenso se acoplan simultáneamente por un CI u otra variable de acoplamiento, el rango de variación de velocidad de la aeronave en la fase de crucero es mucho menor que para la fase de descenso. La consecuencia de esto es que hay un alcance muy limitado para ajustes de velocidad significativos durante la fase de crucero.

Al desacoplar las diversas partes del vuelo para el plan de vuelo, la programación de la velocidad y las predicciones de trayectoria, es posible implementar ajustes en la fase de crucero de manera que permitan correcciones potencialmente significativas a la velocidad de la aeronave relativamente temprano en la trayectoria de vuelo. Los ajustes de velocidad de la fase de crucero pueden reducir las desviaciones entre los tiempos de llegada actual y estimado a lo largo del vuelo y, de manera beneficiosa, también reducen los ajustes de velocidad de descenso requeridos. Además, la implementación del método de la invención se puede lograr mediante la reconfiguración de la lógica de programación de velocidad en el FMC, por ejemplo, de modo que se anticipa que los costes de implementación (reprogramación de software) sean bajos.

La mayoría de los vuelos comerciales usan niveles de crucero cercanos a 9,100 metros (30000 pies) o más, y usan el denominado modo “Mach” durante la fase de crucero del vuelo, en donde la velocidad del aire de la aeronave se especifica como un número de Mach. Las aeronaves también vuelan en modo Mach durante, por ejemplo, el primer 25% de la fase de descenso también (es decir, el primer 25% más o menos de la distancia a partir del TOD hasta el punto de referencia objetivo). Preferentemente, por lo tanto, la primera fase de vuelo corresponde con la fase de crucero y esa primera parte de la fase de descenso en donde la aeronave vuela en modo Mach.

Durante el 75% restante de la distancia a partir del TOD hasta el punto de referencia objetivo, la aeronave podría volar en modo de Velocidad del Aire Calibrada (CAS). En esta realización preferida, la segunda fase de vuelo puede corresponder con la parte del descenso de la aeronave que está en modo CAS.

El valor DT umbral puede ser variable en el transcurso del vuelo, de tal modo que, al principio de la fase de crucero, se puede permitir que la diferencia entre el RTA y el ETA sea relativamente grande antes de que se ordenen ajustes de velocidad de vuelo, a la vez que se puede emplear un DT cada vez más pequeño permitido a medida que la aeronave se acerca al TOD y al punto de referencia objetivo. Por lo tanto, un perfil de DT trazado contra la distancia a partir del punto de referencia objetivo tiene una forma de “embudo”.

Sin embargo, en una realización particularmente preferida, DT se mantiene constante en al menos una parte de, y más preferiblemente a través de sustancialmente la totalidad de la trayectoria de vuelo (durante la primera y la segunda fases del vuelo). Esto da como resultado más ajustes a la velocidad de la aeronave al principio durante la trayectoria de vuelo que lo que sería el caso con una variable (DT cónica o en forma de embudo), por lo que es contradictorio colocar una restricción más estricta en DT durante la primera fase de vuelo. Sin embargo, se ha observado que los ajustes de velocidad durante la primera fase de vuelo - la cual corresponde con la fase de crucero y, opcionalmente, también con la primera parte de la fase de descenso - son fáciles de ejecutar (siempre que las velocidades ordenadas se puedan volar); todo lo que se necesita es un cambio de empuje. Los ajustes de velocidad en la segunda fase de vuelo (toda - o la mayoría de - la fase de descenso) son, por el contrario, más difíciles ya que requieren modificaciones tanto de la velocidad como de la posición vertical.

La invención también se extiende a un programa informático que tiene un código de programa el cual, cuando se ejecuta, lleva a cabo el método de la invención.

Se proporciona también un Sistema de Gestión de Vuelo cargado con dicho programa informático.

En resumen, por lo tanto, el método de la invención aumenta la probabilidad de que la aeronave alcance cualquier punto de llegada a lo largo de la operación en un tiempo cercano al tiempo predicho inicial. La trayectoria de la aeronave se vuelve más precisa y predecible en cualquier punto de referencia intermedio (de la situación que se ilustra en la Figura 1B), y no solo en el punto de referencia objetivo final.

Otras características preferidas de la invención se exponen en las reivindicaciones dependientes.

Breve descripción de los dibujos

La invención se puede poner en práctica de diversas maneras. Algunas realizaciones preferidas se describirán ahora solo a modo de ejemplo y con referencia a los dibujos en los cuales:

La Figura 1a muestra una gráfica de la altitud de vuelo contra la distancia a partir de un origen arbitrario durante una fase de crucero, hasta un punto de medición y luego hacia la toma de contacto después de una fase de descenso de una trayectoria de vuelo de una aeronave;

La Figura 1b muestra un diagrama de desviación de tiempo entre los Tiempos Estimados de Llegada (ETAs) de acuerdo con la primera predicción de trayectoria y los Tiempos Actuales de Llegada (ATAs), en comparación con la distancia a partir del origen arbitrario de la Figura 1a, hasta el punto de medición y la toma de contacto, para un algoritmo de control de vuelo de la técnica anterior;

La Figura 2 muestra un diagrama de flujo de un método para controlar la llegada de una aeronave a un punto de referencia objetivo, de acuerdo con una primera realización de ejemplo de la presente invención;

La Figura 3 muestra un diagrama de flujo de un método para controlar la llegada de una aeronave a un punto de referencia objetivo, de acuerdo con una segunda realización de ejemplo de la presente invención;

La Figura 4 muestra una gráfica de diversas tolerancias de error de predicción de RTA como una función de la distancia al punto de medición;

La Figura 5a muestra la confianza de 1-sigma (percentil 68) y la Figura 5b muestra las desviaciones de tiempo de confianza de 2-sigma (percentil 95), respectivamente, como una función de la distancia al punto de medición, para un algoritmo de control de trayectoria de vuelo de la técnica anterior y para diversas técnicas de control de trayectoria de vuelo de acuerdo con realizaciones de esta invención; y

Las Figuras 6a, 6b y 6c muestran, respectivamente, el número de ajustes de velocidad por vuelo durante la fase de crucero, la fase de descenso y durante todo el vuelo, para un algoritmo de control de trayectoria de vuelo de la técnica anterior y para diversas técnicas de control de trayectoria de vuelo de acuerdo con realizaciones de esta invención.

Descripción detallada de realizaciones preferidas

Con referencia primero a la Figura 2, se muestra un diagrama de flujo de una primera realización de un método para controlar el tiempo de llegada de una aeronave a un punto de referencia objetivo. El método puede implementarse, por ejemplo, modificando el software dentro del Sistema de Control de Vuelo (FMC) de una aeronave comercial. El término “punto de referencia objetivo”, como se emplea en este documento, pretende transmitir cualquier punto elegido a lo largo de una trayectoria de vuelo después del inicio del descenso. Por ejemplo, el punto de referencia objetivo podría ser un punto de medición adyacente a un aeropuerto de llegada, el aeropuerto en sí mismo o cualquier otra ubicación espacial durante el descenso hacia un sitio de aterrizaje.

La primera etapa en el proceso, que se muestra en la Figura 2 como cuadro 10, es reconocer o determinar en la cubierta de vuelo un Tiempo Programado de Llegada (STA) para el punto de referencia objetivo.

En la etapa 20, el piloto, o alternativamente un sistema automático, establece un Tiempo Requerido de Llegada (RTA) = STA para ese punto de referencia objetivo, y la función RTA se activa entonces en el FMC.

En la etapa 25, el FMC determina por primera vez una trayectoria que satisface ETA = RTA en el punto de referencia objetivo (dentro de una tolerancia pequeña dada), y la aeronave adopta la velocidad de crucero resultante.

En la etapa 30, la función RTA inicia el proceso cíclico principal para controlar la trayectoria de la aeronave hasta que se alcanza el punto de referencia objetivo. El f Mc predice periódicamente la trayectoria de la aeronave utilizando las velocidades programadas actuales. En vuelo comercial, la trayectoria de vuelo incluye diversas fases diferentes. En la denominada fase de crucero, la aeronave vuela a una altitud relativamente alta y bastante constante. En esta fase de crucero, la velocidad de vuelo está determinada por un número de Mach, que es una relación entre la velocidad del aire de la aeronave y la velocidad del sonido, y luego se dice que la aeronave vuela en “modo Mach”. Cuando la aeronave se acerca a un lugar de aterrizaje, por ejemplo, a unas 100 millas náuticas de un aeropuerto, la aeronave comienza su descenso. El punto en el cual la aeronave comienza a descender se conoce como el inicio del descenso (TOD).

La primera parte del descenso de la aeronave hacia el aeropuerto también se vuela típicamente en modo Mach. Por ejemplo, en términos de distancia a partir del TOD hasta el aeropuerto o hasta un punto de medición (al ser un punto de referencia cercano al aeropuerto), aproximadamente una cuarta parte del descenso se puede volar en modo Mach. Después de eso, la aeronave cambia al modo de Velocidad del Aire Calibrada (CAS) para la parte final del descenso al punto de medición o al aeropuerto. Durante el modo CAS, el FMC controla la velocidad de la aeronave de manera que la CAS siga un CAS objetivo dado.

El modo Mach y el modo CAS serán familiares para los expertos en la técnica y no se describirán con más detalle. Además, se entenderá que una división del 25%:75% del descenso entre el modo Mach y el modo CAS es simplemente a modo de ejemplo. La proporción específica del descenso que se vuela en modo Mach dependerá de la altitud de transición Mach/CAS, la cual a su vez depende de una amplia gama de condiciones de descenso. La consecuencia es que la proporción del descenso volado en modo Mach podría ser solo del 20%, o incluso menor, o de hasta 33% o incluso mayor, y de hecho puede cambiar durante el crucero y/o incluso en el descenso, ya que las velocidades, las predicciones del viento y otros factores externos pueden cambiar durante el vuelo. Sin embargo, en términos generales, la mayoría (más del 50%) del descenso se realizará en modo CAS en lugar de modo Mach, más típicamente entre aproximadamente dos tercios y cuatro quintos (66% a 80%) y más típicamente alrededor del 75%. Volviendo a la Figura 2, en la etapa 25, el FMC calcula una diversidad de trayectorias utilizando diferentes velocidades de crucero y descenso. Luego, por primera vez después de la activación de la función RTA, el FMC selecciona una trayectoria que implica un tiempo de llegada al punto de referencia objetivo igual al RTA (dentro de una tolerancia pequeña dada). Posteriormente, la aeronave adopta las velocidades asociadas a esa trayectoria.

Después de la etapa 25, la función RTA inicia el proceso cíclico principal que no se abandonará a la vez que la función RTA esté activa. En la etapa 30, el FMC actualiza las predicciones de trayectoria a intervalos con las velocidades de crucero y descenso dadas en ese momento. Una vez que se completa la predicción, se obtiene un Tiempo Estimado de Llegada (ETA) al punto de referencia objetivo.

A continuación, en la etapa 40, el FMC determina si |RTA - ETA| > DT, donde DT es un Umbral de Diferencia. Como se explicará con más detalle en relación con la Figura 4, en particular a continuación, el Umbral de Diferencia puede variar a lo largo de la trayectoria de vuelo, y más específicamente puede volverse más pequeño a medida que la aeronave se acerca al TOD y al punto de referencia objetivo, o alternativamente DT puede ser mantenerse constante durante alguna o toda la trayectoria de vuelo. Como se puede ver en la Figura 2, si |RTA - ETA| < DT en una posición determinada, el FMC no hace nada a la trayectoria de vuelo planificada y la velocidad de la aeronave en ese momento.

Hasta ahora, el método está de acuerdo con la funcionalidad de un FMC que representa el estado de la técnica.

Sin embargo, si |RTA - ETA| > DT, luego, en la etapa 50, el FMC determina si la aeronave está descendiendo o no, es decir, si ha pasado el TOD. En la etapa 60, si la aeronave no está descendiendo y, por lo tanto, todavía está en la fase de crucero, el FMC calcula una diversidad de nuevas trayectorias utilizando diferentes velocidades de crucero Mach. Sin embargo, en este caso, no se modifican las velocidades de descenso, tanto en el modo Mach que representa la primera parte de la trayectoria de descenso, como en el modo CAS que representa el resto de la trayectoria de descenso. Luego, el f Mc selecciona la trayectoria que implica un ETA igual al RTA en el punto de referencia objetivo (dentro de una pequeña tolerancia dada).

Al desacoplar la fase de crucero de la fase de descenso e iterar alrededor del número de Mach solo para las predicciones del tiempo de llegada durante la fase de crucero, la desviación de tiempo al llegar al inicio del descenso es típicamente menor que en la estrategia de gestión de vuelo de la técnica anterior. Esto a su vez requiere menos y/o pequeños ajustes en la trayectoria de vuelo durante el descenso. Esto es beneficioso porque los ajustes de velocidad durante la fase de crucero son relativamente fáciles de ejecutar, lo que requiere simplemente un ajuste del empuje aplicado a la aeronave. Estos ajustes durante el descenso, por otro lado, implican una corrección difícil de la energía total, tanto el cambio de velocidad como de trayectoria vertical. La recaptura de la trayectoria vertical complica el ajuste de la velocidad y viceversa. Por lo tanto, minimizar los errores de trayectoria durante el descenso es beneficioso.

Con referencia nuevamente a la Figura 2, si, en la etapa 50, la aeronave está descendiendo, entonces en la etapa 70, el FMC calcula una diversidad de nuevas trayectorias usando diferentes velocidades de descenso, ya sea en modo Mach o en modo CAS. Luego, el FMC selecciona la trayectoria que implica un ETA igual al RTA en el punto de referencia objetivo (dentro de una pequeña tolerancia dada).

Una vez que el FMC ha completado sus cálculos en la etapa 60 o 70 para las fases de crucero o descenso respectivamente, entonces, finalmente, en la etapa 80, se ejecuta la nueva trayectoria y el plan de vuelo asociados y se ordena una nueva velocidad de la aeronave. En este punto, el bucle de control vuelve a la etapa 30 nuevamente.

La Figura 3 muestra una técnica alternativa para controlar el tiempo de llegada de una aeronave a un punto de referencia objetivo. Diversas de las etapas corresponden con las etapas de la Figura 2 y, por lo tanto, se han etiquetado con números de referencia similares.

En la Figura 3, como en la Figura 2, la técnica de control comienza en la etapa 10 con la carga de un STA para un punto de referencia objetivo, al FMC. En la etapa 20, el FMC establece RTA = STA y activa una función RTA. En la etapa 25, el FMC determina por primera vez una trayectoria que satisface ETA = RTA en el punto de referencia objetivo (dentro de una tolerancia pequeña dada) y la aeronave adopta la velocidad de crucero resultante.

A continuación, en la etapa 30, el FMC predice periódicamente la trayectoria y el plan de vuelo asociados utilizando el programa de velocidad actual (velocidad de crucero Mach/ descenso). Una vez que se completa la predicción, se obtiene un tiempo estimado de llegada (ETA) al punto de referencia objetivo.

De nuevo en la etapa 40, |RTA - ETA| se compara con un Umbral de Diferencia (DT). Si |RTA - ETA| < DT, entonces no se realizan ajustes en la trayectoria de vuelo y el bucle de control vuelve a la etapa 30 nuevamente.

Si, por otro lado, |RTA - ETA| > DT, entonces, en la etapa 100, el FMC determina si la aeronave está volando en modo Mach o en modo CAS. Como se explica en relación con la Figura 2 anterior, en el vuelo comercial, el modo Mach ocurre durante la fase de crucero de altitud constante relativamente alta y también durante la primera parte de la fase de descenso. Como se puede ver en la Figura 3, si el FMC determina que la aeronave está volando en modo Mach, entonces, en la etapa 110, el FMC calcula una diversidad de nuevas trayectorias utilizando diferentes velocidades de crucero Mach. El CAS no se modifica. Luego, el FMC selecciona la trayectoria que implica un ETA igual al RTA en el punto de referencia objetivo (dentro de una pequeña tolerancia dada). Por otro lado, si el FMC determina que la aeronave está en modo CAS, durante la última parte del descenso, entonces el CAS se ajusta en su lugar (etapa 120) con el fin de encontrar la trayectoria que implica un ETA igual al RTA en el punto de referencia objetivo (dentro de una tolerancia pequeña dada).

Finalmente, en la etapa 80 de la Figura 3, se ejecuta la nueva trayectoria y el plan de vuelo asociados y se ordena una nueva velocidad de vuelo, con base en los resultados de la iteración en las etapas 110 o 120 respectivamente.

Por lo tanto, en resumen, en el método que se ilustra en la Figura 2, la fase de crucero y la fase de descenso están desacopladas, a la vez que en el método de la Figura 3, el crucero y la primera parte de la fase de descenso, es decir, esa parte del vuelo en donde la aeronave vuela en modo Mach se desacopla de la parte final del descenso en donde la aeronave vuela en modo CAS.

La Figura 4 muestra una gráfica de tolerancia de error de predicción de RTA, en segundos, contra la distancia al punto de medición. La banda muerta del error DT de tiempo previsto disminuye, de acuerdo con las estrategias de control más avanzadas, a medida que la aeronave se acerca al punto de medición. Esto significa que la probabilidad de correcciones de velocidad tempranas durante la trayectoria de vuelo, y en particular durante la fase de crucero, es pequeña.

Las líneas negras continuas en la Figura 4 etiquetadas como “línea de base” representan los límites superior e inferior de DT para una estrategia de control de vuelo de aeronaves de la técnica anterior, en la cual la trayectoria de vuelo se ajusta con base solamente en un criterio de CI no acoplado. Se verá que la forma de la banda muerta del error de tiempo predicho en general tiene forma de embudo.

Las líneas más claras etiquetadas como “M/CAS desacoplado” en la Figura 4 representan la banda muerta del error DT de tiempo previsto para el método descrito en relación con la Figura 3 anterior, en donde la parte del vuelo de la aeronave en modo Mach se desacopla de la última parte del descenso, durante el cual la aeronave vuela en modo CAS. Se verá, a partir de la Figura 4, que el desacoplamiento de las dos partes del vuelo permite que la banda muerta sea ligeramente más estrecha que con la estrategia de control de la técnica anterior.

De acuerdo con un aspecto preferido adicional de la presente invención, sin embargo, el margen de tolerancia al error de predicción puede reducirse aún más, a partir de la banda muerta en forma de embudo, a una banda muerta en forma de tubo etiquetada como “DT fijo” en la Figura 4. Específicamente, la imposición de un valor constante para el umbral DT dará como resultado ajustes más frecuentes a la velocidad de vuelo de la aeronave durante la fase de crucero del vuelo. Sin embargo, como se ha explicado, los cambios en la velocidad de la aeronave durante la fase de crucero son relativamente fáciles de implementar en comparación con los cambios en la trayectoria de vuelo durante el descenso. Al restringir la velocidad de la aeronave más estrechamente a un RTA al principio de la trayectoria de vuelo, se anticipan menos ajustes más adelante durante el vuelo y en particular durante la fase de descenso.

La Figura 5 muestra desviaciones de tiempo comparativas |RTA - ETA| como una función de la distancia a partir del punto de medición, para (1) la estrategia de control de la técnica anterior en la cual el modo Mach y el modo CAS no están desacoplados y el FMC itera solamente en CI; (2) un desacoplamiento en modo Mach/modo CAS (el método de la Figura 3); (3) la imposición de un DT constante a la estrategia de control de la técnica anterior; y (4) tanto un DT constante como un desacoplamiento del modo Mach y el modo CAS de la Figura 3. La Figura 5A muestra la desviación de tiempo en un percentil 68 (confianza de 1-sigma), y la Figura 5B muestra el percentil 95 (confianza de 2-sigma).

Es de notar que, en la estrategia (1) de control de la técnica anterior, la mayor desviación de tiempo se acumula antes del TOD. Tanto en el nivel de confianza estadística del 68% como del 95%, es evidente el beneficio del desacoplamiento de la primera y segunda fases de vuelo. Al nivel del 95% de confianza estadística, en particular (Figura 5b), se exhibe un rendimiento muy fuerte cuando se emplea tanto el desacoplamiento de banda muerta constante DT (en forma de tubo) como el modo Mach/modo CAS. Aquí (línea (4) de la Figura 5b), el ETA a lo largo de todo el vuelo se cumple en aproximadamente 5 segundos.

La Figura 6 muestra, nuevamente, respectivamente, para (1) la estrategia de control de la técnica anterior (sin desacoplamiento de los modos Mach y CAS), para (2) el modo Mach/modo CAS desacoplados, para (3) la DT constante aplicada a la estrategia de control de la técnica anterior, y para (4) la DT constante aplicada al modo Mach/modo CAS desacoplados, el número de ajustes de velocidad, promediados por vuelo.

Específicamente, la Figura 6a muestra el número de ajustes de velocidad promediados por vuelo durante la fase de crucero. La Figura 6b muestra el número de ajustes de velocidad durante la fase de descenso (que incluyen tanto la parte inicial del descenso, volado en modo Mach, como la última parte del descenso volado en modo CAS). La Figura 6c muestra el número total de ajustes de velocidad, nuevamente promediados por vuelo, para las cuatro estrategias de control diferentes. Es de destacar el aumento en el número de ajustes en la fase de crucero para cada una de las estrategias (2), (3) y (4) de control en relación con la estrategia (1) de control, es decir, la estrategia de control de la técnica anterior en la cual el FMC itera utilizando índice de coste sin ningún desacoplamiento de las fases de vuelo. Sin embargo, como se ve en la Figura 6b, existe una reducción significativa consecuente en el número de ajustes de velocidad durante la fase de descenso para cada una de las estrategias (2), (3) y (4) de control en relación con la estrategia (1) de control de la técnica anterior. Aunque, como se observa en la Figura 6c, hay un aumento general en el número de ajustes de velocidad para las estrategias (2), (3) y (4) de control en relación con la estrategia (1) de control de la técnica anterior, debe apreciarse que el aumento general es una consecuencia de ajustes adicionales en la fase de crucero, donde los cambios de velocidad son relativamente fáciles de implementar, en lugar de en la fase de descenso.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Un método para controlar la llegada de una aeronave a un punto de referencia objetivo, comprendiendo

(a) definir un tiempo requerido de llegada (RTA) en ese punto de referencia objetivo;

(b) obtener una predicción de la trayectoria de la aeronave y una estimación del tiempo de llegada (ETA) de la aeronave en el punto de referencia objetivo, llevándose a cabo la estimación en un punto de referencia intermedio antes del punto de referencia objetivo, en donde una primera pluralidad de puntos de referencia intermedios se encuentra dentro de una primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave al punto de referencia objetivo, y en donde una segunda pluralidad de puntos de referencia intermedios se encuentra dentro de una segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave al punto de referencia objetivo, en donde la primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave es una fase de crucero, a la vez que la segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave es una fase de descenso que sigue una posición de Inicio de Descenso (TOD);

(c) calcular una diferencia entre RTA y ETA para cada punto de referencia intermedio;

(d) determinar si |RTA - ETA| excede un umbral de diferencia (DT) para cada punto de referencia intermedio;

(e) donde el punto de referencia intermedio se encuentra dentro de dicha primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave, y donde |RTA - ETA| > DT, ajustando las velocidades de vuelo ordenadas durante esa primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave a la vez que se mantienen, sin ajustar, las velocidades de vuelo de la trayectoria prevista de la aeronave durante la segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave;

(f) donde el punto de referencia intermedio se encuentra dentro de dicha segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave, y donde |RTA - ETA| > DT, ajustando las velocidades de vuelo ordenadas durante esa segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave; y

(g) ejecutar una nueva trayectoria y un plan de vuelo asociados con base en las velocidades de vuelo ordenadas ajustadas, para ordenar a la aeronave que siga el nuevo programa de velocidad.

2. El método de la reivindicación 1, en donde la etapa (e) comprende ajustar un número de Mach durante dicha fase de crucero.

3. El método de la reivindicación 1, en donde la etapa (f) comprende ajustar una Velocidad del Aire Calibrada (CAS) durante dicha fase de descenso.

4. El método de la reivindicación 3, en donde la etapa (f) también comprende ajustar un número de Mach durante dicha fase de descenso.

5. El método de la reivindicación 3 o la reivindicación 4, en donde la etapa (f) comprende ajustar la CAS durante el segmento de descenso final que se ejecuta en la CAS resultante antes del punto de referencia objetivo.

6. El método de la reivindicación 4, o la reivindicación 5 cuando dependen de la reivindicación 4, en donde la etapa (f) comprende ajustar el número de Mach durante el segmento de descenso inicial que se ejecuta en el número de Mach dado antes del punto de referencia objetivo.

7. Un método para controlar la llegada de una aeronave a un punto de referencia objetivo, comprendiendo

(b) obtener una predicción de la trayectoria de la aeronave y una estimación del tiempo de llegada (ETA) de la aeronave en el punto de referencia objetivo, llevándose a cabo la estimación en un punto de referencia intermedio antes del punto de referencia objetivo, en donde una primera pluralidad de puntos de referencia intermedios se encuentra dentro de una primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave al punto de referencia objetivo, y en donde una segunda pluralidad de puntos de referencia intermedios se encuentra dentro de una segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave al punto de referencia objetivo, en donde la primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave es una fase de crucero más una primera parte de una fase de descenso que sigue a una posición de Inicio de Descenso (TOD), y en donde la segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave es la fase de descenso restante;

8. El método de la reivindicación 7, en donde la primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave comprende esa parte de la trayectoria de vuelo en donde la aeronave vuela en modo Mach.

9. El método de la reivindicación 8, en donde la fase de descenso restante está a una altitud menor que la de la primera parte de la fase de descenso.

10. El método de la reivindicación 9, en donde la fase de descenso restante comprende esa parte de la fase de descenso durante la cual la aeronave vuela en modo CAS.

11. El método de cualquiera de las reivindicaciones 7 a 10, en donde dicha primera parte de la fase de descenso representa menos de la mitad de la distancia entre TOD y el punto de referencia objetivo.

12. El método de cualquier reivindicación precedente, en donde el umbral de diferencia (DT) varía entre puntos de referencia intermedios durante la primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave.

13. El método de la reivindicación 12, en donde el umbral de diferencia (DT) disminuye al disminuir la distancia a partir del punto de referencia objetivo, durante al menos una parte de la primera fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave la cual está más distante del punto de referencia objetivo.

14. El método de la reivindicación 12 o la reivindicación 13, en donde el umbral de diferencia (DT) es constante durante al menos una parte de la segunda fase de la trayectoria de vuelo de la aeronave que está más cerca del punto de referencia objetivo.

15. El método de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en donde el umbral de diferencia (DT) está fijo a través de la primera y la segunda fases de la trayectoria de vuelo de la aeronave.

16. Un programa informático que tiene un código ejecutable el cual, cuando se ejecuta, lleva a cabo el método de cualquiera de las reivindicaciones precedentes.

17. Un Sistema de Gestión de Vuelo cuando se carga con el software de la reivindicación 16.