飞行器的四维导航

具体实施方式

控制飞行器遵循预定四维飞行路径的方法在图1中示出。该方法在10处开始并且平行地进行至两个步骤，20和30。

在20，检测飞行器的沿航迹(along-track)位置。飞行器11的沿航迹位置在图4a中被说明。也就是说，确定飞行器11的当前位置，并且在此时刻比较其实际沿航迹位置和期望沿航迹位置以确定偏差(如果存在的话)。在40，该偏差被估计以确定是否是可接受的。例如，该偏差可被估计以保证其落在接受的公差水平内。如果沿航迹位置被发现是可接受的，则方法在50处继续，在此该方法经由分支60返回至检测步骤20。另一方面，如果偏差被发现是不可接受的，则该方法继续至70处的调整升降舵程序。在70，产生命令以调整升降舵13的设定，从而校正偏差。例如，如果飞行器11被发现已经超出沿航迹位置很多，则产生升降舵命令来导致飞行器11的机头上仰。一旦命令已经产生，则该方法继续经由分支80和60检测步骤20，如在图1中示出的。

飞行器11的垂直位置被独立操纵，如图1的右侧示出的。这在图4b中被说明。在30，检测飞行器的垂直位置。也就是说，确定飞行器11的当前垂直位置并在此刻与期望垂直位置相比较以建立偏差。在90，该偏差被估计以确定是否是可接受的。例如，可检测该位置以使其值每0.1秒被确定一次。优选地，垂直位置和沿航迹位置可被每秒一次的命令检测。

例如，偏差与对应于上阈值和下阈值的上限和下限相比较。如果偏差被发现在阈值内，则该方法经由分支100和110返回检测步骤30。另一方面，如果偏差被发现超出阈值，则方法继续至120的调整节流阀程序。调整节流阀程序120使得节流阀设定响应于偏差被调整，以改变发动机15的推力水平。例如，如果偏差被发现指示飞行器11过高，则减小节流阀设定。然后，检测飞行器11的响应并且一旦实际垂直位置返回至期望垂直位置，则节流阀设定返回至标称设定，如以下以更多细节说明的。

一旦在120的节流阀程序调整已经完成，则该方法在30经由分支130和110返回至检测步骤。

图2宽泛地对应于图1，并且同样的部件由同样的参考标记表示。本质上，图2比图1更详细地显示了调整升降舵程序70和调整节流阀程序120。

调整升降舵程序70在71开始，在此确定需要的俯仰改变。虽然升降舵命令可以多种方式产生，但是在本优选的实施例中，产生命令以导致直接根据沿航迹位置中的偏离而增加或下降飞行器俯仰。因此，存在较大偏差的地方，产生升降舵命令使得在飞行器11的俯仰结果中产生较大变化。因此，对于沿航迹位置中的当前偏差，使用查找表、公式或任何其他已知的方法以确定俯仰所需的改变。

在72，在71确定的俯仰角度的所需变化被用于产生适当的升降舵命令信号。例如，可计算升降舵偏转的大小。在步骤73应用由此产生的升降舵命令信号，由此导致升降舵偏转和飞行器11的俯仰的变化。保证达到校正俯仰角度可以任何数目的普通方式发生，例如使用反馈环控制升降舵的偏转。通过将飞行器11设定在期望的俯仰海拔高度，该方法继续沿分支80返回至在20的检测器沿航迹位置步骤。

现转向调整节流阀程序120，在121做出垂直位置是否过高的确定。如果回答为是，则在122将节流阀设定从标称设定降低至较低值。如果回答为否，则在126将节流阀设定从标称设定增加到较高值。如果节流阀设定已经变化至较低位置，则该方法在123继续，在此垂直位置的偏差也被再次确定。在该示例中，需要正向垂直位置误差已经被移除的确定(而不是仅在阈值范围内下降)。验证该问题的实际方式是询问飞行器11的垂直位置偏差是否返回至零或负值。如果飞行器11被发现在垂直位置上仍旧具有正向偏差，那么对于垂直位置是否为可接受的确定则被否定地回答并且该方法经分支124返回至在123的确定。该环继续直到垂直位置的正向偏差被发现已经被去除，在此点处该方法继续至步骤125，在该步骤125中节流阀设定返回至标称值。通过做出的这种改变，该方法经分支130返回至在30的检测器垂直位置步骤。

如果节流阀设定已经被改变至较上位置，则该方法在127继续，在此与垂直位置的偏差被再次确定。在该示例中，需要负向垂直位置误差已经被移除的确定(而不是仅在阈值范围内下降)。验证该问题的实际方式是询问飞行器的垂直位置偏差是否返回至零或正值。如果飞行器11被发现在垂直位置中仍旧具有负偏差，则对于垂直位置是否是可接受的确定被否定地回答并且该方法在127经由分支128返回至在127的确定。该环继续直到垂直位置的负向偏差被发现已经被去除，在此情况下该方法继续至步骤125，在此节流阀设定返回至标称值。通过做出的这种改变，该方法经分支130返回至在30的检测器垂直位置。

既然已经说明了控制飞行器的飞行路径的方法，那么将说明被设置为将那些方法付诸实施的系统。图3是一个这种设置的示意性示图。如以上说明的，本发明可存在于飞行控制计算机16中，飞行控制计算机16被编程以实施任一方法并且可位于飞行器11的驾驶室17中或其附近(见图4)。

飞行器传感器为飞行器传感器方块200提供指示飞行器11的位置和速度的数据。例如，传感器可包括GPS传感器、惯性导航系统、高度计、加速计、压力传感器等。由传感器200提供的数据被飞行器传感器方块200使用以产生实际位置信息信号，以用于飞行器11内的其他部件。

此外，导引参考计算机方块202被用于产生飞行器11遵循的标称四维飞行路径。为了计算飞行路径，导引参考计算机方块202接收多个输入，包括例如驾驶员意图、关于飞行器11的性能的数据、当前和预测的气象状况以及路径限制。飞行器数据可包括重量以及动力和推进性能。气象状况可包括温度、压力和风况曲线。路径限制可包括航路点、速度和海拔高度限制以及成本指数。这些输入被用于确定标称四维飞行路径，并且因此提供用于飞行器11的其他部件的期望的位置信息信号。

首先处理横向导航，飞行器传感器方块200产生指示在当前时间点的实际纬度lat_A和实际经度lon_A的信号。这些信号被提供到横向导航方块204。此外，导引参考计算器方块202产生在当前时间点处指示期望纬度lat_N和期望经度lon_N的信号。横向导航方块204将飞行器11的实际纬度和经度与期望值相比较，并且使用飞行器11的控制表面来以传统方式遵循标称横向路径。由于系统中该部分的传统特性，所以在此将不会进一步说明。

现转向升降舵的控制，在当前沿航迹位置t_A处的到达时间由飞行器传感器方块200产生而期望到达时间t_N由导引参考计算机方块202产生，并且实际地速V_gA由飞行器传感器方块200产生而期望地速V_gN由导引参考计算机方块202产生。对应的实际和期望值之间的差值在减法器206和218处产生，从而分别产生时间误差Δt和地速误差Δv_g。误差信号Δt和Δv_g被提供至自动驾驶仪信号发生器208。

自动驾驶仪信号发生器208采用误差信号Δt和Δv_g，并且计算飞行器CAS中需要的改变以校正误差。这可例如通过使用反馈控制系统来实现，该反馈控制系统接收时间误差、地速误差和当前空速，以及对于计算必须的额外的飞行数据(例如空气热力学状态和风况数据)作为输入，并且因此计算对CAS的校正。通过确定校正的CAS，自动驾驶仪信号发生器208产生表示该CAS的信号210并且将其提供至自动驾驶仪。然后，以传统方式，自动驾驶仪通过命令升降舵的起动而响应于CAS信号210中的变化，直到命令CAS被实现。

自动驾驶仪信号发生器可接收以上提到的误差，或者在可替代实施例中，自动驾驶仪信号发生器可接收随时间变化的沿航迹位置误差ΔS(t)和随时间变化的地速误差Δv_g(t)。此外，其可接收CAS，或者明确确定飞行器11的当前空速的任何其他变量，以及对于计算必须的例如空气热力学状态和风况数据的额外飞行数据。

现转向垂直位置，飞行器传感器方块200提供了在当前沿航迹位置处表示飞行器11的实际垂直位置的信号h_A(S)而导引参考计算机方块202提供在当前沿航迹位置处表示飞行器11的期望垂直位置的信号h_N(S)。这些信号被提供至减法器212，减法器212从其中之一减去另一个以产生垂直位置误差信号Δh。该误差信号Δh被提供至自动节流阀水平选择器214。自动节流阀水平选择器214接收对应于阈值ΔH(h)、标称节流阀设定T_N、以及上节流阀设定T_U和下节流阀设定T_L的进一步输入。

自动节流阀水平选择器214将误差信号Δh的幅值与阈值ΔH(h)相比较。如果误差信号Δh的幅值超过阈值ΔH(h)并且误差信号为正，这说明飞行器11过高并且自动节流阀水平选择器214响应为产生对应较低节流阀设定T_L的自动节流阀信号216。如果误差信号Δh的幅值超过阈值ΔH(h)并且误差信号为负，这说明飞行器11过低并且自动节流阀水平选择器214响应为产生对应较高节流阀设定T_U的自动节流阀信号216。

不论什么时候自动节流阀水平选择器214产生较高节流阀设定T_U或较低节流阀设定T_L作为自动节流阀信号216，自动节流阀水平选择器214恢复检测误差信号Δh以确定何时其达到零。一旦达到零，则自动节流阀信号216改变以配合标称节流阀设定T_N。

虽然未示出，但是图3的设置可包括超控部件，以保证飞行器11的安全性不被损害。例如，自动节流阀信号216和升降舵信号210可通过保证值依然在安全限制内的安全方块过滤。例如，这些值可被检测以保证所得到的俯仰角度在其当前配置中依然在飞行器11的安全限制中，保证发动机依然运行在推荐的限制内，或者保证发动机推力的改变和/或给定的升降舵的命令不会导致飞行器11的空速偏离安全限制。

图5由图1演变而来，并且同一参考标记指示同一部件。因此，图5显示控制飞行器11遵循预定四维飞行路径的方法。该方法被修改为包括其他安全部件。图6显示图3的自动驾驶仪信号发生器208的实施例，其包括影响图5的安全部件的装置。

该方法在沿航迹位置和垂直位置方面并行地运行。考虑第一垂直位置，垂直位置在步骤30如前面那样被检测。在步骤31，计算垂直位置的偏差并且与最大偏差阈值相比较。例如，最大偏差阈值可以是由空中交通控制施加的一些限制。通常，最大偏差阈值将取决正在飞行的机动(manoeuvre)。在连续下降式进近过程中，最大偏差阈值可对应于所施加的所需导航性能(RNP)，这可采用大约200英尺的值。需要强调的是最大偏离阈值不同于先前说明的节流阀改变阈值。事实上，节流阀改变阈值应该显著地更小，例如100英尺，因为节流阀改变应该一般生效以便避免垂直位置中的偏差大于最大偏差阈值。

在31，如果确定指示垂直位置中的偏差增加到超出最大偏差阈值，则当前的飞行导引方法在步骤32终止，在该步骤处存在切换到其他控制法则的切换模式，例如，带有垂直限制路径的法则。如果在31处该确定发现飞行器11仍然在垂直位置偏离的最大偏离阈值范围内，则该方法继续至步骤90。在步骤90，垂直位置的偏差与节流阀改变的阈值相比较，以确定节流阀是否应该在120被调整，如先前说明的。

现转向沿航迹位置方面，沿航迹位置在步骤20如前面那样被检测。然后，在步骤21处(此处需要)引入延迟，以保证在步骤31处的切换模式确定的结果在该方法能够继续至步骤22之前被做出。

在步骤22，从飞行数据中获得飞行器当前CAS。飞行器当前CAS被示出在图6中的212。在步骤23，计算沿航迹位置的偏差并且使用该偏差获得新的CAS命令。在这个实施例中，使用了时间误差Δt，即飞行器200多早或者多晚达到其当前位置。为了允许使沿航迹位置校正的影响作用于CAS命令，该时间误差由倍增器220缩放，在此时间误差与增益因子k_i相乘。因此

ΔCAS＝k_i·Δt(s)。

增益因子ki被选择为较小的，例如每秒时间偏差校正1节。结果时间偏差被逐渐减小。使用增益因子ki可改进稳定性，该增益因子是呈如下形式的拉普拉斯算子(Laplace operator)

$k_i=k_{i_0}+\left(k_p\right)s$

被换算的时间误差222被传递至加法器230。加法器230将换算的时间误差222加至飞行器当前CAS212，从而形成新的CAS命令232。

在步骤24，检查CAS命令232，以保证其处于期望的限制内。这由过滤器240实施。过滤器240将CAS命令232与上限CAS_MAX(h)和下限CAS_MIN(h)相比较。这些限制可被选择为适当的，并且可根据当前飞行状况和飞行器200的配置改变。例如，340节或者马赫0.82(较小的任何一个)的大致上限可用于给定的飞行器，当处于10000英尺或者更低处时降低至250节(如在欧洲高空中所需要的)。在这两个上限之间可实施平缓的过渡，这两个上限随着海拔高度线性改变。此外，可设定最小限制等于飞行器11的当前配置的最小机动速度。

如果其在这些限制内，则CAS命令232将保持不改变。可替代地，过滤器240限制CAS命令232至被超过的限制CAS_MAX(h)或CAS_MIN(h)中的任何一个。自过滤器240的输出变为被提供至自动驾驶仪的CAS命令210，如在步骤25指示的。然后，方法经返回路径60重复。

因此，被提供至自动驾驶仪的CAS命令210从其原来形式212被修改从而反应沿航迹位置中的偏差。偏差的相对效果可通过对增益因子k_i的适当选择而被调整。该方法还包括保证CAS命令保持在限制CAS_MAX(h)和CAS_MIN(h)内的安全部件。这些限制可反应飞行器的当前配置和正在飞行的机动，这对于防止欠速和超速的情况是正常的。

图6也显示图5的步骤31和32的具体实施方式。垂直位置信号的偏差Δh被提供至比较器250，比较器250检查相对RNP阈值ΔH_RNP的偏差。如先前说明的，如果垂直位置中的偏差在RNP阈值内，则该方法继续，如在252指示的，但是如果超出RNP阈值，则在254切换至可替代模式。

图7显示图1的方法的其他实施例。在此，相同参考标记指示相同部件。图7说明了在垂直位置中的偏差如何被用来调整节流阀中的改进。如前，在步骤30检测垂直位置。然后，在33计算垂直位置中的偏差。在34，计算垂直位置中的偏差变化速率，即，如果Δh是偏差，则计算dΔh/dt。在35，为未来期望时间作出垂直位置中的预测偏差的计算。也就是说，垂直位置中的预测偏差Δh_a由下式计算

${\mathrm{\Delta h}}_a=\mathrm{\Delta h}+\tau \left(\frac{\mathrm{d\Delta h}}{\mathrm{dt}}\right),$

其中τ是所需的预测时间。发现五秒的预测时间运行良好。

然后，在步骤91，垂直位置中的预测偏差与改变节流阀阈值比较从而确定节流阀是否应该在120被改变。因此，节流阀改变是基于期望垂直位置在五秒时间内具有怎样的偏差。以此方式，可看到更好的性能，因为由缓慢的节流阀响应导致的不可避免的延迟可被预期。因此，缓和了否则将发生的超量。这在垂直位置中需要小公差(tight tolerance)的例子中是特别有利的。例如，这可以是在调整节流阀阈值中的小公差，或者其可以是在最大偏离阈值中的小公差(然后将在调整节流阀阈值中需要小公差)。通过使用这种预测控制法则，也可降低节流阀调整的次数。

当使用垂直位置中的偏差预测时，比较垂直位置中的实际偏差和最大偏差阈值被认为是有益的，如在图5中步骤130说明的，而不是比较垂直位置中的预测偏差与最大偏差阈值。

如以上说明的，当使用在连续下降式进近飞行中时本发明是特别有益的。在这样的环境下，本发明在任何特定时间点提供飞行器11的位置的改进的确定性。必须做出的容许是标称节流阀设定必须被设定为高于发动机的怠速推力，从而保证较低节流阀T_L设定是可用于校正高于期望垂直位置的偏差的。

作为检测垂直位置时应用的适当阈值的一个示例，已经发现100英尺提供位置准确性与避免对节流阀设定的频繁改变之间的良好折衷。在100英尺的阈值高于和低于期望垂直位置的情况下，已经发现通常只需对节流阀设定的很小改变即可飞行连续下降式进近。

对于技术人员清楚的是，可对以上实施例做出修改而不必须偏离由所附权利要求限定的本发明的范围。

例如，图5的方法和图6的设定可被修改以改进稳定性。CAS命令232可通过加入取决于地速中的偏差的因素而被修改。因此，方法可包括在步骤23和步骤34之间的进一步的步骤，在此产生修改的CAS命令，且修改的CAS命令在步骤24被检测。图6适于接收对应于地速中的偏差Δv_g的输入。该输入可被转换为空速中等价的误差。然后，偏差可由增益因子k_c换算。一致的增益因子被发现运行良好，从而校准空速中的偏差等于地速中的偏差，但是符号相反。被换算的校准空速中的偏差可被传递至减法器，在此其被从CAS命令232中减去，从而形成被传递至过滤器240的修改的CAS命令。然后，过滤器240可如先前说明地那样处理修改的CAS命令。