TWI671719B - 飛行管理系統fms的模擬裝置 - Google Patents

Abstract

一種飛行管理系統FMS的模擬裝置，其包括：導航資料庫和性能資料庫；顯示部分；以及水平剖面部分和垂直剖面部分，其中，所述水平剖面部分和垂直剖面部分利用導航資料庫和性能資料庫，提供使用者指定的航路的水平航路資訊和垂直航路資訊；其中，所述顯示部分與水平剖面部分和垂直剖面部分相互整合。

Description

飛行管理系統FMS的模擬裝置

本發明涉及航空技術領域，特別地涉及一種飛行管理系統的模擬裝置。

飛行管理系統FMS（Flight Management System）是大型飛機數位化電子系統的核心，它可以組織、協調和綜合多個機載電子系統。通常情況下，飛機在FMS的控制下，可以實現全自動導航，從而以最佳的飛行路徑、最佳的飛行剖面和最省油的飛行方式完成從起飛到進近著陸的整個飛行過程。因此，在飛行員的培訓過程中，大約1/3或更多的訓練時間會用來完成對FMS的熟練使用。

對於飛行管理這個涉及大量實際操作的系統，依賴於課堂教學和看手冊是不能熟練掌握設備使用方法的，必需花費大量時間和精力進行練習。然而，固定模擬機FTD（Flight Training Device）和全動模擬機FFS（Full Flight Simulator）價格昂貴，飛行員練習飛行管理等系統時無法大量使用。因此，開發一種成本較低，使用方便的飛行訓練系統的訓練器就是非常必要的。

Aerosim Inc.開發了一種桌面模擬器VSIM（Virtual Simulator），即PC-Primus Epic™ 系統。VSIM採用了霍尼韋爾（Honeywell）公司生產的真實的Primus Epic® FMS，並且設計了與之配合的顯示軟體。然而，雖然採用真實的FMS所得出的結果更為準確，但是，這一方面增加了電腦的計算負擔，不利於這種訓練器推廣到計算資源更為有限的裝置上；也同時增加了訓練器的成本。

針對以上技術問題，本申請提出了一種飛行管理系統FMS的模擬裝置，包括：導航資料庫和性能資料庫；顯示部分；以及水平剖面部分和垂直剖面部分，其中，所述水平剖面部分和垂直剖面部分利用導航資料庫和性能資料庫，提供使用者指定的航路的水平航路資訊和垂直航路資訊；其中，所述顯示部分與水平剖面部分和垂直剖面部分相互整合。

如上所述的FMS的模擬裝置，其中所述顯示部分包括控制顯示元件CDU介面。

如上所述的FMS的模擬裝置，其中所述顯示部分包括：一個或多個顯示頁面；頁面資料庫，其包括一個或多個資料條目，每個顯示頁碼都有對應的資料條目；以及調用工具，其調用所述頁面資料庫中的所述一個或多個資料條目並提供到對應的一個或多個顯示頁面。

如上所述的FMS的模擬裝置，每個頁面包括多個用來顯示內容的可變區域，所述頁面資料庫的對應資料條目下包括多個內容，其中至少一個所述可變區域可以根據所述頁面資料庫中對應資料條目下的內容而更新。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述調用工具包括至少一個調用子工具，所述調用子工具即時計算並更新至少一個所述可變區域。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述水平剖面部分包括用於計算垂直剖面的垂直剖面航路（leglistVertical），其中每個航路中都包括一個或多個航路點的水平航路點資訊。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述水平剖面部分進一步包括用於存儲修改中的臨時航路（leglistTemp）、用於存儲執行後的生效航路（leglistFinal）和用於存儲整個飛行階段的飛行航路點的全套航路（leglistFull）。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分包括：起飛子部分、爬升子部分、巡航子部分、下降子部分、著陸子部分和複飛子部分，其中每個子部分包括一個或多個預定點，所述垂直剖面部分計算每個所述預定點的垂直剖面資訊。

如上所述的FMS的模擬裝置，對於所述起飛和進近子部分，每隔1秒鐘設置一個預定點。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分通過反覆運算的方式計算起飛子部分、爬升子部分、巡航子部分、下降子部分、著陸子部分和複飛子部分的預定點的垂直剖面資訊。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分通過查表的方式簡化爬升子部分、巡航子部分和下降子部分的預定點的反覆運算計算。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分通過插值的方式計算起飛子部分和進近子部分的預定點的垂直剖面資訊。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分包括進離場資料庫。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述進離場資料庫包括按進離場條件分類的多個資料表。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述進離場資料庫包括按某一飛機初始性能參數分類的多個資料子表。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述資料子表包括多個垂直剖面資料，每個垂直剖面資料與一個或多個飛機初始性能參數的特定值相對應。

如上所述的FMS的模擬裝置，所述一個或多個飛機初始性能參數的特定值包括最大值和最小值。

如上所述的FMS的模擬裝置，其中所述垂直剖面部分根據垂直航路資訊更新所述水平剖面部分的水平航路資訊。

如上所述的FMS的模擬裝置，其中所述垂直剖面部分在航路點發生變化時，利用至少部分已經計算的垂直剖面。

根據本發明的另一個方面，提供一種訓練器，其包括如上所述的FMS模擬裝置。

為使本發明實施例的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。

本發明是通過提供一個飛行管理系統的模擬器從結構上和功能上實現飛行管理器的模擬。本發明的FMS模擬器保留大部分的導航計算和性能計算功能；保留與控制顯示元件CDU（Control Display Unit）有關的輸入和輸出功能；去除其他的與飛行員在地（on-ground）訓練無關或關係不緊密的功能。本發明的FMS模擬器可以是硬體裝置，也可以作為軟體而運行在個人電腦PC上，筆記本上，平板電腦上（例如ipad等），手機上，或其他計算裝置上。

另一個方面，本發明提供了一種FMS與CDU的訓練器。飛行員可以通過操作本發明的訓練器而在地面上或者任何地點練習使用FMS和CDU，從而大幅度地降低了飛行員的培訓成本。

第1圖是飛機執行一次飛行的全過程的示意圖。如第1圖所述，飛機的一次飛行包括起飛、爬升、巡航、下降、進近和降落的過程。期間，飛機在爬升過程中由於高度限制或速度限制會包括多個爬升過程；而在以最佳速度和最佳高度巡航時，也會經過多個航路點；在下降點之後，飛機依次完成下降、進近和降落。因此，在一次飛行過程中，飛機會形成兩個剖面，一個是垂直剖面；一個是水平剖面。而，FMS能夠提供飛行的時間、距離、速度、經濟剖面和高度的預測，提高效率，省掉許多以前通常由駕駛員執行的日常操作，使飛機既安全又經濟地飛行。本發明的一個實施例的模擬器則也可以實現上述預測功能。

無論是真實的FMS和CDU，還是先有的訓練裝置，FMS和CDU之間採用的都是伺服器-用戶端模式。即，CDU作為一個獨立的顯示裝置或介面與FMS通過資料鏈連接。然而，這增加了系統的複雜性而且容易由於傳輸故障而導致系統無法運行。為了達成簡化的目的，根據本發明的某些實施例的FMS模擬器（包括模擬裝置和模擬方法）採用了整合的方式而將FMS和CDU的功能統一到一個功能實體或應用程式中。這不但可以方便資料交換，也非常有利於模擬器性能的提升。

第2圖是根據本發明的一個實施例的飛行管理系統的模擬裝置的示意圖。如第2圖所示，FMS模擬裝置200包括：顯示部分201、水平剖面部分202和垂直剖面部分203。顯示部分201包括一個如第3圖所示的CDU介面300。這個CDU介面300上的顯示幕和按鍵部分與真實的CDU一致，以達到真實的模擬效果。具體而言，CDU介面300可以是包括顯示幕和按鍵的硬體裝置，也可以是包括顯示部分和虛擬按鍵部分的軟體介面。根據本發明的一個實施例，CDU介面300是例如ipad的平板電腦上顯示的介面。使用者可以通過接觸平板電腦的面板上虛擬按鍵的對應位置而達到輸入該按鍵對應內容的功能。CDU介面300是使用者本發明的模擬器之間交互的介面。舉例而言，CDU介面300包括：顯示區域、行選鍵、功能方式鍵、字母數位鍵、發光通告器等。

根據本發明的一個實例，FMS模擬裝置200還可以包括按鍵部分，用來接收使用者對於FMS模擬器的設置。按鍵部分可以是實際的按鍵，也可以是顯示部分201上面的虛擬按鍵。

水平剖面部分202用於提供水平航路資訊。具體而言，水平剖面部分202用於獲得、存儲和提供與飛行過程中所經過或預計經過的航路點資訊以及與該航路點有關的速度、高度、時間、航向和距離等資訊。這些航路點資訊共同定義出飛機飛行的水平剖面。

垂直剖面部分203是用於提供飛行過程的垂直剖面資訊。具體而言，根據飛機所處的不同的飛行階段，計算飛機在預定點的飛行狀態資訊，包括但不限於預計速度、預計高度、預計時間和預計剩餘燃油量。預定點的選取根據飛機所處的飛行階段的不同而有所不同。例如，在爬升階段，每1000英尺或更少距離設置一個預定點；而在巡航階段，每5海裡或更短設置一個預定點。根據本發明的一個實例，為了簡化計算，在計算量最為集中的起飛和進近階段，每隔1秒鐘設置一個預定點。這樣可以極大地減少計算量，減輕計算負擔。這些預定點的資訊共同定義出飛機飛行的垂直剖面。

根據本發明的一個實施例，FMS模擬裝置包括導航資料庫和性能資料庫204。導航資料庫是為了飛機從起飛到著陸整個過程都具備自動導航能力而設計的，其存儲了整個區域的導航資訊，包括：飛機飛行區域的機場、航路點、導航台的地理位置、頻率以及航路組成結構等。

具體而言，導航資料庫的資料可以分成兩大類：一類是對各航空公司都適用的標準資料，其可以與美國傑普遜(Jeppeson)航圖發行公司簽訂合同，由傑普遜公司定期提供。另一類是僅與航空公司飛行航線的航路結構有關的資料。這一部分可以由使用本發明的模擬器的航空公司提供。具體而言，導航資料庫的資料可以包括：導航設備資訊（包括：導航台的標識、位置、頻率、標高等）、機場資訊（包括：機場的位置、機場標高、跑道長度、跑道方位等）、航路資訊（包括：航路類型、高度、航向、航段距離和航路點說明等）、公司航路（例如由航空公司負責飛行的固定航線資料）以及終端區域程式（包括：標準離場SID、標準進場STAR、程式轉彎、等待、複飛、進近程式等）。

性能資料庫是飛機性能管理的基礎，用於完成性能優化計算，包含對飛機垂直剖面的計算所需的有關資料。性能資料庫可分為兩方面的資料：一類是詳細的飛機空氣動力模型；另一類是裝在飛機上的發動機資料模型。舉例而言，飛機空氣動力模型包括：機翼面積、飛行包線、升力特性曲線以及飛機極曲線。發動機資料模型包括：燃油消耗特性曲線、飛行各階段推力資料以及發動機噪音資料。

在獲得了飛機飛行的水平和垂直剖面以後，水平剖面部分202和垂直剖面部分203將水平和垂直剖面資訊提供給顯示部分201，從而顯示在CDU介面300的相應位置。

第4圖是根據本發明的一個實施例的FMS模擬裝置的顯示部分的示意圖。如第4圖所示，顯示部分400包括顯示頁面410、頁面資料庫420以及調用工具430。根據本發明的一個實施例，顯示頁面410包括起始／基準索引頁面、識別頁面、位置起始頁面、位置基準頁面、位置飄移頁面、航路頁面、離場/進場索引頁面、離場頁面、進場頁面、性能起始頁面、性能極限頁面、N1 極限頁面(地面)、起飛基準頁面(2頁)、爬升頁面(ECON)、航路航段頁面、N1 極限頁面(空中)、單發爬升頁面、巡航頁面(ECON)、航路資料(RTE DATA)頁面、進程頁面（4頁）、等待頁面、單發巡航頁面、下降頁面(ECON)、進近基準頁面、下降預報頁面等29個顯示頁面（Page）。與此對應地，頁面資料庫410針對每一個頁面包括一個對應的資料行。而調用工具430用於調用頁面資料庫410中的資料，從而將頁面資料庫410某個資料行中的資料正確地顯示到對應顯示頁面中。

根據本發明的一個實例，顯示介面由38個可變區域組成。具體而言，每個顯示介面包括標題列、草稿欄以及6行組成，其中每一行由標題和正文的2子行組成，而每一子行則由左、中、右3個可變區域組成，共38個可變區域。舉例而言，顯示介面以文本的方式進行顯示，而可變區域為文字方塊。

在以上的實施例中，本發明的FMS模擬器的顯示部分通過資料庫調用的方式實現了CDU介面300的顯示。這種顯示方式的一個顯而易見的好處就在於待顯示內容可以預先存儲在頁面資料庫420中。特別是一些需要計算的內容，本發明的FMS模擬器可以在使用者未顯示包括這些需要計算的內容的頁面時，預先完成這些內容的計算並存儲在頁面資料庫420中。這樣可以很大幅度地節約計算資源，提高顯示速度。

對於顯示頁面的更新也可以方便地進行。例如，某個例如文字方塊的可變區域的內容可以通過修改PAGE資料庫來改變。更為特別地，當前顯示頁面的某一個可變區域所顯示的內容會隨著其它參數的改變而改變時，調用工具包括針對部分可變區域的具體針對某個可變區域需要顯示的內容的子工具。該子工具會在調取該頁面時即時計算應該在這個文字方塊顯示的內容。換句話說，對於即時變化的可變區域，調用工具包括針對該可變區域的子工具。舉例而言，該子工具能夠基於垂直剖面即時計算該可變區域的顯示內容。

第5圖是根據本發明的一個實施例的水平剖面部分的示意圖。如第5圖所示，水平剖面部分包括4個航路清單leglist。航路點清單leglist可以採用陣列、鏈表等資料結構實現，也可以採用存儲單元或寄存器等方式實現。4個航路點清單leglist分別是用於存儲修改中的臨時航路（leglistTemp）、用於存儲執行後的生效航路（leglistFinal）、用於存儲整個飛行階段的飛行航路點的全套航路（leglistFull）、和用於計算垂直剖面的垂直剖面航路（leglistVertical）。在每個航路中存儲的資料元素，即水平航路點資訊，包含11個資訊：航路點名稱、航路點經緯度、航路點高度和速度限制、預計到達航路點的速度高度和時間、飛往航路點的航向、上一航路點距離當前航路點的距離、航路點的風資料、和航路點所屬航路（route）名稱。

臨時航路（leglistTemp）主要用於支持回退功能。例如：在使用者輸入了新的航路點資訊而未確認時，新的航路點資訊暫存在leglistTemp中。根據本發明的一個實例，如果系統具有足夠的計算能力，則開始計算航路點加入或刪除後的水平剖面和垂直剖面資訊。

生效航路（leglistFinal）用於存儲生效後的航路點資訊。即用於已經確認執行的航路資訊。根據本發明的一個實例，系統直接計算生效航路中新航路點加入或刪除後的水平剖面和垂直剖面資訊。在空中階段時，飛過的點會從所顯示的生效航路裡自動刪除。

全套航路（leglistFull）用於存儲飛過航路點的航路與當前待飛航路的集合，即飛機飛行的全套航路。leglistFull存儲了飛機從起飛、爬升、巡航、下降和進近的全套航路資訊，使用者可以在各個階段中隨意切換。

垂直剖面航路（leglistVertical）用於存儲用於計算垂直剖面的航路。有些航路點不需要計算垂直剖面，比如等待點。但是，有些航路點必須加入到垂直剖面的計算當中，比如空中階段時，飛過的點會從所顯示的生效航路裡自動刪除，但是這些點對於垂直剖面的計算至關重要，必須加入進來。垂直剖面航路（leglistVertical）不同於全套航路（leglistFull）。

通過以上的水平剖面的結構，在給使用者帶來方便的同時，也減少了資料頻繁讀取和即時計算的需求，提高了本發明的模擬器運行效率和反應速度。

根據本發明的一個實施例，水平剖面部分由leglist類來搭建。該類存儲了水平航路點資訊，包含11個資訊：航路點名稱、航路點經緯度、航路點高度和速度限制、預計到達航路點的速度高度和時間、飛往航路點的航向、上一航路點距離當前航路點的距離、航路點的風資料、和航路點所屬航路（route）名稱。該類有4個實現，即4個leglist陣列：臨時航路（leglistTemp）、生效航路（leglistFinal）、全套航路（leglistFull）、和垂直剖面航路（leglistVertical）。

根據本發明的一個實例，水平剖面部分202和顯示部分201直接進行資料交換。例如，leglistFinal裡面的航路點會存儲入顯示頁面PAGE資料庫；也可以通過調取調用工具顯示CDU 的RTE LEG頁面來查看所有生效的航路點。每一個航路點的11個資訊中，部分可以從導航資料庫查到（比如航路點名稱和航路名稱），其它水平剖面資訊需要計算得到。

以下以起飛航路點為例，具體說明一個計算航路點實例。為了簡化計算過程，做出如下設定：機場A、海拔0米、跑道S、方向正北0°、離場階段、飛機重量M、重心位置G、起飛襟翼θ、風速為靜風、溫度為標準溫度ISA以及飛機成本指數C。起飛第一航路點離場高度410英尺，不考慮巡航高度。具體計算包括以下步驟： a. 計算410英尺處經緯度； b. 根據性能資料庫的內容，計算起飛剖面； c. 計算速度、水平距離、油耗、到達時間； d. 重新計算距離； e. 重新計算經緯度； f. 重複步驟b-e，直到兩次反覆運算之間的誤差小於預定值；以及 g. 在得出了離場高度410英尺的航路點的資訊後，可以計算下一點航路點的速度、水平距離、油耗、到達時間。

第6圖是根據本發明的一個實施例的垂直剖面部分的示意圖。如第6圖所示，垂直剖面部分600包括：起飛子部分601、爬升子部分602、巡航子部分603、下降子部分604、著陸子部分605和複飛子部分606。每個子部分包括一個或多個預定點。如前面所介紹的，對於不同的子部分預定點的選取方式並不相同。預定點包括水平航路點。

根據本發明的一個實施例，垂直剖面的部分600計算每個預定點的預計速度、高度、時間和剩餘燃油量，並且將計算的結果存儲在相應的子部分中，從而得出各個子部分的垂直剖面。

第7圖是根據本發明的一個實施例的計算垂直剖面的方法的流程圖。如第7圖所示，計算垂直剖面的方法700包括：在步驟710，判斷飛機所處的飛行階段。飛行階段分為起飛、爬升、巡航、下降、著陸和複飛。由於不同階段有不同的演算法，在步驟720，根據當前的飛行階段選擇相應的演算法。步驟720也可以在以下其他步驟之後，具體執行計算之前進行。

接下來，在步驟730，分析飛行階段所有航路點的速度和高度限制，然後根據此限制計算飛到這些航路點的預計速度和高度。然後，在步驟740，以當前飛行階段所有航路點為基礎，根據該飛行階段預定點的設置方式和所選擇的演算法，繼續計算該飛行階段中的飛機到達所有預定點的垂直剖面資訊，包括但不限於預計速度、預計高度、預計到達時間和預計剩餘燃油量。

根據本發明的一個實例，在起飛階段，從地面增速、離地、收起起落架、收起襟翼等過程都是在這一階段完成的。因為起飛過程中飛機的氣動外形發生多次變化從而影響起飛剖面的計算，所以在起飛階段的預定點的選取一般會非常密集，以準確地反映出飛機的氣動特性。根據本發明的一個實例，每隔10英尺或更小的高度設置預定點。根據本發明的另一個實例，為了減少計算量，每隔1秒鐘設置預定點。根據本發明的一個實例，進近階段採用與起飛階段相同的預定點設置方式。根據本發明的一個實例，起飛和進近的預定點設置可以參考導航資料庫中的內容。上面的實施例中給出了410英尺的實例，該方法也可以用於起飛階段其他預定點的計算。在進近過程中，以落地點反推計算預定點的垂直剖面資訊，其方法與起飛類似。

爬升階段和下降階段類似，預定點的設置採用高度步長。根據本發明的一個實例，爬升階段從1500英尺開始到限制高度或者巡航高度，而下降階段從巡航高度下降到進近高度（例如外信標限制高度）。在爬升階段和下降階段，每隔1000英尺或更小的距離設置預定點。

在巡航階段，飛機的飛行狀態比較平穩。根據本發明的一個實例，以5海裡或更短距離的步長設置預定點。在一次飛行過程中，飛機可能經過幾次爬升和平飛或巡航過程。在每個過程中採用其各自的演算法來計算預定點的垂直剖面資訊，從而得出整個航路的垂直剖面。

以下以爬升為例，具體說明如何根據本發明的一個實施例計算預定點的垂直剖面資訊。

假定起始爬升點是1500英尺，目標高度是巡航高度或下一高度限制點。使用數值積分計算爬升到目標高度的速度、耗油量、升力、阻力等相關參數。

由於是爬升階段，選取積分步長為1000英尺。先計算中間高度2000英尺（1500+1000/2）上的相關參數，中間高度即1500英尺到2500英尺的平均值，然後根據平均值推算2500英尺的資料。具體演算法包括： a. 假設2000英尺的重力W等於升力L，由此可以算出升力係數CL； b. 根據CL，可以計算修正後的阻力係數，再計算此高度下的推力和加速因數； c. 根據此高度下的推力和加速因數，就可以計算爬升軌跡角γ； d. 根據γ，可以計算爬升率R/C，再根據R/C計算爬升1000英尺的所需時間step time； e. 根據step time，可以計算距離和耗油量，從而就可以修正2000英尺高度的W，再根據γ修正L； f. 有了修正後的W和L，就可以重新計算CL； g. 重複步驟b-f，直到兩次反覆運算的W的差異小於預定閾值。

具體而言，每一個迴圈都能得出一個W，而且每次的W都和上次的W越來越接近。當它們的差小於允許誤差（即預定閾值）時，就認為這個W是可以接受的最終的W。這樣就計算了2000英尺的垂直剖面資訊的相關資料，然後以此方式去推算2500英尺的資料；再以此類推去計算其它高度的資料，直到目標高度。

如果爬升階段有高度限制，則當達到該高度時飛機應改平，以平飛通過具有此高度限制的航路點。然後，再繼續爬升。對於速度限制的處置方法與此類似。

由於以上的演算法涉及反覆運算計算。對於很多計算資源不足的設備而言，反覆運算計算會非常耗時，從而帶來不好的用戶體驗。為了減少對於計算資源的需求，根據本發明的一個實例，引入以爬升軌跡角γ分類的多個資料表。具體而言，爬升軌跡角γ的範圍從20°到5°，每間隔0.1°設置一個資料表。該資料表中存儲該爬升軌跡角下不同重量、成本指數、溫度對應的飛機的速度、高度、水平距離和時間。假設定速爬升的軌跡角γ隨高度上升線性減小，從而可以直接通過查表的方式獲得不同高度下飛機的速度、高度、水平距離、時間和剩餘油量等垂直剖面資料。從而避免反覆運算對於計算資源的佔用。

在步驟750，根據垂直剖面計算得到的更為準確的垂直剖面資訊，例如速度、高度、時間和剩餘燃油量，更新水平剖面中航路點的水平剖面資訊，並重新計算剩餘航路點的水平剖面資訊。

在完成了全部的各個飛行階段的垂直剖面的計算以後，就可以獲得整個飛行過程的完整的垂直剖面。垂直剖面和水平剖面的交聯之處在於距離，有了距離就能根據距離計算到達下一航路點的速度高度等資訊。根據本發明的一個實例，得到了到達該航路點的速度和高度，就可以計算轉彎飛向下一個航路點所需的轉彎半徑等資料，從而可以修正到達本航路點的距離以及到達下一個航路點的距離，這樣就重新更新了水平剖面。

根據本發明的一個實例，如果在飛行過程中更改了航路點，為了節省計算資源，盡可能重複利用之前的計算結果。

例如，如果飛機的起飛重量、成本指數、巡航高度和備份油不變，只是航路點發生了變化。那麼首先要分析變化發生在哪個階段，如果在巡航段，且總航程沒變，那麼爬升、下降和巡航段變化前的航路點的垂直剖面沒有發生變化，可以直接調取，然後再計算變化後的航路點的垂直剖面資料即可；如果變化發生在下降段，則爬升的垂直剖面沒有發生變化，可以直接調取，下降和巡航段的垂直剖面需要重新計算；如果變化發生在爬升段，且速度高度限制沒有影響到變化前航路點，則爬升段變化前航路的垂直剖面沒有發生變化，可以直接調取，變化後航段和巡航、下降階段的垂直剖面需要重新計算。這樣通過儘量調取已存的資料就可以儘量避免重新計算整個航路的垂直剖面，降低整體計算時間。

根據本發明的一個實例，航路部分的優化也可以基於初始參數進行，即起飛重量、成本指數、巡航高度、備份油、航路點、高度和速度限制、總航程。例如，將當前航路最新計算的垂直剖面存入航路資料庫中，以方便以後的垂直剖面的計算。

第8圖是根據本發明的一個實施例的計算垂直剖面的優化方法的流程圖。該方法涉及進場和離場程式，即涉及飛機起飛和進近階段。這是垂直剖面裡面計算量最大的部分。如果能優化這部分計算，則可以很大程度上解決運算資源有限的問題。

如第8圖所示，優化方法800包括：在步驟810，創建進離場資料庫。進離場資料庫用於存儲給定進離場和給定初始性能資料下計算的垂直剖面資料。這樣如果用戶下次輸入同樣的進離場和初始資料，就可以直接調取資料庫存儲的垂直剖面資料，從而省去了大量的計算量。

這種方法面臨的一個困難是，飛機的初始性能資料很多而進離場的條件也有上萬條。如果將進離場條件和飛機的初始資料組合，可能有多達十萬或更多種。因此，不可能將所有的這些組合的垂直剖面資料都存儲到資料庫裡。這樣過於浪費存儲空間，而且使得資料庫的建立和更新都面臨更多難題。

第9圖表示出了根據本發明的一個實施例的進離場資料庫的結構示意圖。如第9圖所示，進離場資料庫900包括離場資料庫和進場資料庫。以離場資料庫為例，針對每個機場或者每個機場的每個跑道建立一個單獨的資料表。例如，第9圖示出了北京首都機場、上海虹橋機場、上海浦東機場和杭州蕭山機場等四個資料表。本領域技術人員應當理解，資料表還可以更多或者以其他的形式呈現。

更進一步地，對於每個機場的資料表，根據飛機起飛襟翼的不同再分為多個子表。例如，第9圖示出了北京首都機場的資料表包括襟翼為1、5、10、和15四個子表。本領域技術人員應當理解，資料子表還可以更多或者以其他的形式呈現。

更進一步地，每個資料子表中存儲飛機的4個初始性能參數所對應的垂直剖面資料。根據本發明的一個實例，如果4個參數的可選取範圍分別是A（0，1），B（0，1），C（0，1），D（0，1），在資料子表中存儲16組資料所對應的垂直剖面資料。這16組資料所需格式應為1110、1111、1101、1011、1001、1000、1010、1100、0110、0111、0101、0011、0001、0000、0010、0100。例如，1011所代表的就是當A取1，B取0，C和D取1的飛行垂直剖面資料；0101所代表的就是當A取0，B取1，C取0和D取1的飛行垂直剖面資料。

根據本發明的一個實例，初始性能資料有4個參數：飛機的起飛重量、重心、巡航高度和成本指數。改變任意一個初始性能參數都會使最終的垂直剖面資料發生改變。

為了減小計算量，避免反覆運算運算，根據本發明的一個實例，基於進離場資料庫中存儲的飛機初始性能參數所對應的垂直剖面資料，利用插值演算法，直接插值得出飛機當前進離場時的垂直剖面。由於進離場資料庫中飛機初始性能參數有4個變數，在預先存儲的16組初始資料下，就可以插值出該條進離場任意初始條件下的垂直剖面資料。

根據本發明的一個實施例，採用線性插值的方法計算垂直剖面資料。進一步地，根據本發明的另一個實施例，針對起飛重量和重心採用split曲線插值或其他曲線插值方法計算；對於巡航高度和成本指數仍採用線性插值。

根據本發明的一個實施例，進離場資料庫的資料子表中，還存儲取值範圍以外的其他飛機初始性能參數所對應的垂直剖面資料。在進行插值計算時，可以利用距離最近的資料點進行插值，也可以利用多個資料點進行插值，例如進行多個點的線性或曲線插值。這樣，資料子表中存儲的垂直剖面資料越多，插值計算的結果也就更為準確。

在優化方法800中，在步驟820，接收使用者輸入的進離場條件和飛機初始性能資料。具體而言，使用者可以在CDU介面直接輸入起飛機場和跑道、目的地機場和跑道，以及飛機初始性能資料，包括：無油重量，備份油，成本指數，巡航高度，起飛襟翼，和重心。

進近程式的某些初始條件是不能直接輸入的。比如，進近時的重量。因為該重量會受到巡航高度、成本指數等資料影響，但是又不能把這些影響因素都加入初始參數，因為這樣會使初始參數變成5個或者更多。這樣會增加初始存儲的資料量，增加了資料庫的規模和創建難度，不利於用戶體驗。根據本發明的一個實例，利用巡航高度、成本指數等資料對進近時的重量的影響進行分析，然後對該重量進行模糊處理，例如：對重量數值採用“四捨五入”的近似方式處理，並且將個位數向偶數靠齊，使其滿足插值計算的輸入格式。

由於進離場條件可能有上萬條，如果這些航路中的每一個都創建初始資料並存儲在進離場資料庫中也不是最佳方案。根據本發明的一個實施例，進離場資料庫包括最常用的進離場條件下的垂直剖面資料。

進一步地本發明的FMS模擬器具有通信模組，可以通過有線或者無線的方式與另外的伺服器、電腦或者互聯網通信。當用戶輸入的進離場條件不包含在進離場資料庫中時，FMS模擬器可以連接到包含該進離場條件下飛機初始性能參數所對應的垂直剖面資料的另外的伺服器、電腦或者互聯網下載這部分垂直剖面資料。根據本發明的另一個實施例，使用者可以自行創建進離場資料庫中的內容，上傳垂直剖面資料到進離場資料庫中。

根據本發明的一個實例，提供專門用於存儲所有的垂直剖面的伺服器。當用戶聯網時，伺服器會可以與FMS模擬器上的進離場資料庫同步。既支援用戶從伺服器端下載所需的進離場垂直剖面資料，也能夠收集該用戶的特有進離場的垂直剖面。這樣就相當於所有的使用者共同創建和維護進離場資料庫，極大地提高了用戶體驗。

考慮到以上的擴展進離場資料庫的方式以及進離場資料庫中可以存儲歷史垂直剖面資料的功能，進離場資料庫會隨著使用者的使用不斷擴大，使用者會覺得本發明的FMS模擬器越用越快，越用就越準確。即：本發明的FMS模擬器具有自我學習的功能。

在步驟830，根據進離場資料庫中所存儲的飛機初始性能資料對應的垂直剖面資料，直接通過插值計算出相應的垂直剖面資料。在步驟840，將計算得出的垂直剖面資料存儲到FMS模擬器的垂直剖面部分的起飛或者進近子部分中。

第10圖是根據本發明的另一個實施例的計算垂直剖面的方法的流程圖。如第10圖所示，計算垂直剖面的方法100包括：在步驟1010，接收使用者輸入的航段資訊。如果用戶輸入起飛機場和目的地機場，則從起飛的第一個航段開始計算垂直剖面。然後接下來完成其他的航段的垂直剖面的計算。

在步驟1020，判斷飛機所處的飛行階段，即飛機是否處於起飛、爬升、巡航、下降或進近中。如果飛機處於起飛或進近階段，在步驟1030，判斷飛機的進離場條件是否包含在進離場資料庫中。如果進離場資料庫中存在該進離場條件下的垂直剖面資料，則在步驟1040，通過插值計算直接得出飛機起飛或進近的進離場垂直剖面資料。如果進離場資料庫中不存在該進離場條件下的垂直剖面資料，則在步驟1050中獲取該進離場條件下的飛機初始性能資料所對應的垂直剖面資料。根據以上的介紹，所獲取的資料包括針對飛機的4項飛機初始性能資料的取值範圍所對應的16種組合情況下的垂直剖面資料。然後，在步驟1040中，通過插值計算得出飛機起飛或進近的垂直剖面資料。利用插值計算的方式，避免了頻繁的反覆運算計算，從而可以極大地減少對計算能力的需求，提高計算速度，提升使用者體驗。而且，比較插值計算的結果與反覆運算計算的結果會發現二者之間的差異並不大。因此，插值計算的結果是完全可以滿足訓練要求的。

如果飛機處於爬升、巡航或下降階段，則通過積分迴圈的方式得出整個航段的垂直剖面資料。在步驟1060，設置迴圈終止條件。終止條件包括：（1）高度限制，即達到預定的限制高度；（2）巡航高度，即達到了指定的巡航高度；（3）速度限制，即達到了預定的速度；（4）距離限制，即飛機已經飛過了預定的距離，例如到達了預定的航路點。根據本發明的實例，還可以設定其他的迴圈終止條件，由此可以更加靈活地計算垂直剖面。

在步驟1070，根據飛機所處的飛行階段和/或計算垂直剖面的具體要求，選擇積分步長。如上所介紹的，對於爬升或下降階段，可以選擇500英尺或1000英尺為積分步長；對於巡航階段，可以選擇5海裡或10海裡為積分步長。

在步驟1080，根據飛機所處的飛行階段，採用相應的積分演算法，按照積分步長所確定的預定點，迴圈計算飛機的垂直剖面，直到遇到終止條件。

接下來，在步驟1090，判斷本航段的垂直剖面是否已經計算完成。如果沒有完成，則返回重新計算。如果已經完成，則在步驟1100，判斷是否將垂直剖面的計算結果存入資料庫中。如果需要保存，在步驟1120，將垂直剖面的計算結構存入資料庫中。例如，對於起飛和進近的垂直剖面可以保存在進離場資料庫中。對於其他飛行階段的垂直剖面，可以按使用者的要求或者航段飛行的頻繁度選擇是否保存垂直剖面，以方便以後的計算。

在步驟1130，判斷是否已經完成了本飛行階段。如果已經完成，則返回步驟1010，計算下一航段。否則，返回重新計算未完成部分的垂直剖面的計算。

以下通過一個具體的實例說明本發明的優化演算法的技術效果：採用iPad作為測試工具，運行本發明的FMS模擬器。測試內容為從上海（ZSSS）飛杭州（ZSHC），使用跑道36R，離場NXD2D，飛往筧橋（CJ），然後飛往黨山（DSH），使用ILS15進近，DSH過渡。性能資料：無油重量550000KG，備份油2000KG，成本指數35，巡航高度13800英尺，起飛襟翼5，重心20%。

此航路空中航路段很短，主要由進離場組成，特別適用於測試此優化方案的性能。不使用優化方案，計算各航路點速度和高度需用時間：3分30秒；而使用優化方案，計算各航路點速度和高度需用時間：35秒。

參考第2圖-第6圖，根據本發明的一個實施例，提供一種FMS和CDU訓練器。該訓練器包括外殼、電路部分和CDU介面。其中電路部分位於所述外殼中，而CDU介面與電路部分相連。其中，電路部分包括計算單元和存儲單元。

根據本發明的一個實施例，FMS和CDU訓練器包括硬體的CDU介面和專用于計算水平剖面和垂直剖面的計算單元以及用於存儲導航資料庫和性能資料庫以及水平剖面和垂直剖面的存儲單元。根據本發明的另一個實施例，FMS和CDU訓練器是類似於iPad的平板電腦或其他可移動設備，其中CDU介面是平板電腦的觸控式螢幕。

上述實施例僅供說明本發明之用，而並非是對本發明的限制，有關技術領域的普通技術人員，在不脫離本發明範圍的情況下，還可以做出各種變化和變型，因此，所有等同的技術方案也應屬於本發明公開的範疇。

200‧‧‧FMS模擬裝置

201‧‧‧顯示部分

202‧‧‧水平剖面部分

203‧‧‧垂直剖面部分

204‧‧‧導航資料庫和性能資料庫

300‧‧‧CDU介面

400‧‧‧顯示部分

410‧‧‧顯示頁面

420‧‧‧頁面資料庫

430‧‧‧調用工具

600‧‧‧垂直剖面部分

601‧‧‧起飛子部分

602‧‧‧爬升子部分

603‧‧‧巡航子部分

604‧‧‧下降子部分

605‧‧‧著陸子部分

606‧‧‧複飛子部分

700‧‧‧計算垂直剖面的方法

710‧‧‧判斷飛機所處的飛行階段

720‧‧‧根據飛行階段選擇演算法

730‧‧‧根據高度和速度限制，計算航路點的預計速度和高度

740‧‧‧計算本飛行階段中預定點的垂直剖面資訊

750‧‧‧更新水平剖面

800‧‧‧優化方法

810‧‧‧創建進離場資料庫

820‧‧‧接收進離場條件和飛機初始性能資料

830‧‧‧插值計算垂直剖面資料

840‧‧‧存儲垂直剖面資料

900‧‧‧進離場資料庫

1000‧‧‧計算垂直剖面的方法

1010‧‧‧輸入飛機的下一航段

1020‧‧‧判斷飛機所處的飛行階段

1030‧‧‧是否在進離場資料庫中

1040‧‧‧插值計算垂直剖面

1050‧‧‧獲初始性能參數對應的垂直剖面資料

1060‧‧‧設置終止條件

1070‧‧‧選擇積分步長

1080‧‧‧迴圈計算直到遇到終止條件

1090‧‧‧是否完成本航段

1100‧‧‧是否存入資料庫中

1120‧‧‧存入資料庫中

1130‧‧‧是否完成本飛行階段

第1圖是飛機執行一次飛行的全過程的示意圖； 第2圖是根據本發明的一個實施例的飛行管理系統的模擬裝置的示意圖; 第3圖是CDU介面的示意圖； 第4圖是根據本發明的一個實施例的FMS模擬裝置的顯示部分的示意圖； 第5圖是根據本發明的一個實施例的水平剖面部分的示意圖； 第6圖是根據本發明的一個實施例的垂直剖面部分的示意圖； 第7圖是根據本發明的一個實施例的計算垂直剖面的方法的流程圖； 第8圖是根據本發明的一個實施例的計算垂直剖面的優化方法的流程圖； 第9圖是示出了根據本發明的一個實施例的進離場資料庫的結構示意圖；以及 第10圖是根據本發明的另一個實施例的計算垂直剖面的方法的流程圖。

Claims (20)

1. 一種飛行管理系統FMS的模擬裝置，包括：導航資料庫和性能資料庫；顯示部分；以及水平剖面部分和垂直剖面部分，其中，所述水平剖面部分利用導航資料庫和性能資料庫，提供使用者指定的航路的水平航路資訊，所述垂直剖面部分利用導航資料庫和性能資料庫，確定使用者指定的航路的垂直航路資訊，以至少獲取所述航路中兩個航路點之間的距離；其中，所述顯示部分包括控制顯示單元的介面，並且與水平剖面部分和垂直剖面部分相互整合；所述水平剖面部分進一步被配置用於根據所述距離更新所述水平航路資訊；以及更新後的水平航路資訊和所確定的垂直航路資訊被顯示在所述介面上。
2. 如請求項1所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，其中所述顯示部分包括控制顯示元件CDU介面。
3. 如請求項1所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，其中所述顯示部分包括：一個或多個顯示頁面；頁面資料庫，其包括一個或多個資料條目，每個顯示頁碼都有對應的資料條目；以及調用工具，其調用所述頁面資料庫中的所述一個或多個資料條目並提供到對應的一個或多個顯示頁面。
4. 如請求項3所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，每個頁面包括多個用來顯示內容的可變區域，所述頁面資料庫的對應資料條目下包括多個內容，其中至少一個所述可變區域可以根據所述頁面資料庫中對應資料條目下的內容而更新。
5. 如請求項4所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述調用工具包括至少一個調用子工具，所述調用子工具即時計算並更新至少一個所述可變區域。
6. 如請求項1所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述水平剖面部分包括用於計算垂直剖面的垂直剖面航路(leglistVertical)，其中每個航路中都包括一個或多個航路點的水平航路點資訊。
7. 如請求項6所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述水平剖面部分進一步包括用於存儲修改中的臨時航路(leglistTemp)、用於存儲執行後的生效航路(leglistFinal)和用於存儲整個飛行階段的飛行航路點的全套航路(leglistFull)。
8. 如請求項1所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分包括：起飛子部分、爬升子部分、巡航子部分、下降子部分、著陸子部分和複飛子部分，其中每個子部分包括一個或多個預定點，所述垂直剖面部分計算每個所述預定點的垂直剖面資訊。
9. 如請求項8所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，對於所述起飛和進近子部分，每隔1秒鐘設置一個預定點。
10. 如請求項8所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分通過反覆運算的方式計算起飛子部分、爬升子部分、巡航子部分、下降子部分、著陸子部分和複飛子部分的預定點的垂直剖面資訊。
11. 如請求項10所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分通過查表的方式簡化爬升子部分、巡航子部分和下降子部分的預定點的反覆運算計算。
12. 如請求項8所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分通過插值的方式計算起飛子部分和進近子部分的預定點的垂直剖面資訊。
13. 如請求項12所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述垂直剖面部分包括進離場資料庫。
14. 如請求項13所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述進離場資料庫包括按進離場條件分類的多個資料表。
15. 如請求項14所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述進離場資料庫包括按某一飛機初始性能參數分類的多個資料子表。
16. 如請求項15所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述資料子表包括多個垂直剖面資料，每個垂直剖面資料與一個或多個飛機初始性能參數的特定值相對應。
17. 如請求項16所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，所述一個或多個飛機初始性能參數的特定值包括最大值和最小值。
18. 如請求項1所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，其中所述垂直剖面部分根據垂直航路資訊更新所述水平剖面部分的水平航路資訊。
19. 如請求項1所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置，其中所述垂直剖面部分在航路點發生變化時，利用至少部分已經計算的垂直剖面。
20. 一種訓練器，其包括如請求項1到19所述之飛行管理系統FMS的模擬裝置。