专利名称：飞行器的四维导航的制作方法
技术领域：
本发明涉及控制飞行器飞行路径使其尽可能接近地遵循预定四维飞行路径的方 法。本发明在飞行连续下降式进近(approach)中是特别有益的。
背景技术：
飞行路径一般以三维方式计算，例如海拔高度和横向位置。以四维方式计算飞行 路径需要飞行器在具体的多个时间点上的三维位置。准确根据预定飞行路径(从而其位置随时间变化是可预测的)飞行飞行器的能力 在空中交通控制中变得越来越重要。这将允许空中交通控制对飞行器之间的间隔放松要 求，从而致使更有效地利用空间。虽然对于飞行器飞行的所有阶段都是适合的，但是能够从沿着四维飞行路径飞行 的增强能力中获益的一个方面是飞行器以连续下降式进近飞行进入机场。一般地，飞行器 将在空中交通控制器的引导下进近机场。空中交通控制器的任务是保证飞行器安全到达其 目的地，同时还保证机场的容量被最大化。前一个要求一般通过保证在飞行器之间保持最 小指定空间而被满足。空中交通控制常遭受可破坏飞行器之间的间隔的不确定性因素，例 如在速度和方向上易变的风和不同的引航实践。然而，相当多的飞行器能够安全地操作并 被限定在相对小的空间内，因为空中交通控制可使用雷达导航、速度变化和/或海拔高度 变化在战术水平上来校正这些不确定性因素。因此，机场的典型进近将涉及分级式进近，此 时飞行器被许可以分级下降至连续的更低的海拔高度，如其他空中交通允许的。机场周围的空中交通噪声对于机场管理局、航线和社区具有重要的社会、政治和 经济后果。处理机场附近噪声问题的可负担方式是开发新的导航程序，该导航程序使用高 推力设置和/或非纯净(non-clean)空气动力学配置(例如，通过着陆齿轮和/或襟翼展 开)降低在低海拔高度处敏感区域中飞行的飞行器的数目。不幸地是，传统的分级下降式 进近易于恶化这个问题，因为飞行器被保持在低海拔高度处，在此发动机推力必须能够保 持水平飞行。连续下降式进近(CDA)是众所周知的。这些进近使得飞行器通过连续下降同时发 动机设定为怠速或者接近怠速而进近机场。显然，连续下降式进近在噪声的减小方面是高 受益的，因为它们保证了在敏感区域之上尽可能高的保持飞行器，同时在声源处通过优化 使用发动机和襟翼而降低噪声的产生。连续下降式进近还对燃料效率、污染物排放和降低 飞行时间方面有益。然而，连续下降式进近必须在开始该进近之前详细地规划并且不能够在战术上实 施保证安全的飞行器间隔的校正(如在传统分级下降式进近中使用的那些)。到目前为止， 这已经使得空中交通管理员有义务在飞行器之间给予较大空间，以保证飞行器被隔离开安 全距离而到达机场，记住飞行器间隔减小的潜力，因为进近是在风变化和其他不确定性因 素的影响下飞行的，这种间隔上的增加导致机场容量的降低，这种降低是不期望的。与连续下降式进近相关的容量方面的弊处阻碍了它们在机场中的广泛使用并且，
4到目前为止，连续下降式进近已大多使用在具有低水平空中交通的机场处或在安静的时间 段(例如，在夜间)使用在较繁忙的机场。因此，期望能够飞行这种连续下降式进近，该进 近最小化飞行器的四维位置历史中的不确定性因素。这将允许空中交通管理员安全地减小 飞行器之间的间距，从而满足现代机场的容量需要。
发明内容
针对该背景，并且根据第一方面，本发明提供控制飞行器遵循预定的四维飞行路 径的方法，包括相对于预定飞行路径上的对应期望位置检测飞行器的实际沿航迹位置和 实际垂直位置；使用飞行器升降舵来校正飞行器实际沿航迹位置与期望沿航迹位置的偏 差；并且在实际垂直位置与期望垂直位置的差超过阈值时，通过将节流阀设定从标称值改 变至调整值，使用飞行器节流阀校正飞行器实际垂直位置与期望垂直位置的偏差。该方法 主要被设计为由飞行管理计算机自动命令的飞行器垂直导航方法。这种方法提供了对沿航迹位置(即地速)的主要控制。沿航迹位置的控制是使用 升降舵而未调整节流阀实现的。如果升降舵的调整导致垂直位置偏差超过阈值，则使用节 流阀控制垂直位置。仅节流阀设定中的变化被用于校正垂直位置中的偏差，即升降舵不被 命令用来校正垂直位置中的偏差(虽然升降舵变化可被其他控制系统命令)。结果，不是使用节流阀命令控制地速，而是代之使用升降舵。其主要益处是飞行器 对升降舵命令中的变化的响应时间比飞行器对节流阀命令中的变化的响应时间要迅速很 多。结果，实际沿航迹位置可被限制以非常接近地遵循期望的沿航迹位置。实际上，升降舵控制被用来在跟踪期望沿航迹位置时通过将误差传递至垂直位置 以校正误差。通过以此方式用动能换取势能，垂直位置的准确性妥协于沿航迹位置中的准 确性的利益。使用节流阀命令校正垂直位置中的不准确。然而，并不是试图在垂直位置中连续 地校正误差，而是在垂直位置中的较小不准确性可被容忍。代之，这些小误差被检测并且事 实上可保持在它们自己赋予的公差值内。然而，如果误差继续增长，则节流阀可用于减小 误差。仅在一旦实际垂直位置偏离期望垂直位置超过阈值量时，其通过改变节流阀的设定 来实现。以此方式，可在不需要对推力设定连续或者甚至频繁的变化情况下飞行飞行器，由 此节省发动机的损耗并且节省燃料。其还提供了断开升降舵和节流阀控制的连接的有效方 式。已经证明在怠速附近的推力值的节流阀设定的小校正足以保证合理的轨线垂直限制。优选地，使用飞行器节流阀来校正飞行器的实际垂直位置的偏差包括当实际垂 直位置降低至比期望垂直位置低第一阈值时，将节流阀设定从标称值增加至较高值，并且 当实际垂直位置升高到比期望垂直位置高第二阈值时，将节流阀设定从标称值降低至较低 值。可选地，第一阈值和第二阈值从标称设定偏移相等的量。可替代地，第一阈值和/或第 二阈值可根据海拔高度改变。这可以是为了飞行安全性的利益。例如，第一阈值和/或第 二阈值在第二海拔高度处可被设定比它们在更低的第一海拔高度处更大。以此方式，阈值 可在与其他航道不存在潜在冲突的高海拔高度处被设定为更高，并且可降低阈值，例如在 更低海拔高度处逐渐降低，这样优化发动机使用。调整节流阀设定之后，节流阀设定可保持在较高值或较低值。虽然节流阀设定处 于这种转换的状态，但是该方法可进一步包括继续相对于预定飞行路径上的对应期望位置检测实际沿航迹位置和实际垂直位置；使用飞行器的升降舵来校正飞行器实际沿航迹位置 与期望沿航迹位置的偏差；并且一旦飞行器的实际垂直位置符合期望的垂直位置，则将节 流阀设定返回至标称值。结果，飞行器节流阀设定仅改变一次至较高或较低设定并且留在 该设定直到误差从垂直位置中被移除。一旦误差被校正，则节流阀设定仅返回至标称值。有 利地是，这导致节流阀设定的改变不频繁。标称节流阀设定可被事先确定以便实施引导参考计算。标称节流阀设定不必是固 定值，而是可沿计划飞行改变以便满足限制。例如，标称节流阀设定可对下降的不同部分取 不同的值，以便满足给定的海拔高度和/或速度限制。改变的节流阀设定对于给定的飞行器可以是预先确定的或者可以是在飞行时计 算的。例如，根据当前净重和当前飞行路径角度误差，改变的节流阀设定可从标称节流阀设 定中计算，从而保证飞行器将在给定的时间量中抵消其垂直偏差，假设在给定时间量中状 况不会显著地改变。优选地，这种计算被限制从而节流阀被保持在限制中。例如，较低节流 阀水平限制可被设定为怠速发动机水平。可使用多于两个阈值。例如，可使用高于或者低于标称设定的两个或两个以上的 阈值(或者同时高于和低于)，其中为每个阈值分配适当的改变的节流阀设定。例如，指示 在期望垂直位置之上的较大偏差的阈值可比指示较小偏差的阈值导致更加降低的推力设定。已经发现可作出注重特别利益的改进，其中对垂直位置中的偏差的公差存在更大 要求。这是因为满足节流阀命令的响应时间较为缓慢，即一旦新的节流阀命令出现，在发动 机对产生对应于新节流阀设定的推力的响应中存在延迟，并且然后在飞行器对改变的节流 阀设定的响应中存在进一步延迟。这种缓慢的响应时间可被储存在具有放宽的垂直位置公 差的环境中。然而，响应时间缓慢意味着在垂直位置中的偏差的较高阈值和较低阈值可被 重复地交叉并且导致飞行器的震荡运动。虽然这不会导致控制的缺乏，但是它产生了不期 望次数的发动机中的节流阀变化。这导致发动机增加的磨损和降低的燃料经济性。根据该改进，该方法可包括基于飞行器的实际垂直位置与期望垂直位置的预测偏 差而产生节流阀命令。例如，该方法可包括重复计算垂直位置中的预测偏差，这是通过计 算实际垂直位置与期望垂直位置的当前偏差，计算垂直位置中的偏差变化速率，将该变化 速率乘以预期时间跨度，并且将被乘以的变化速率加至垂直位置中的当前偏差，由此获得 在垂直位置中的预测偏差；并且基于在垂直位置中的预测偏差产生节流阀命令。预定时间 跨度可被适当地选择。已经发现五秒工作良好。在这种预期时间跨度的情况下，该方法有 效预测了在五秒时间内垂直位置中的偏差。这缓和了节流阀的缓慢的响应时间，并且提供 了飞行器动作中的更好的响应(例如，这还有助于移除以上说明的当遵循小垂直位置公差 时能够出现的震荡运动)。影响沿航迹位置控制的许多不同方式可在未偏离本发明的范围下被采用。例如， 实际沿航迹位置和期望沿航迹位置之间的偏差可被检测并且任何偏差不管多小都可通过 适当的升降舵命令来校正。可替代地，阈值可被引入，从而仅当偏差超过阈值时产生移动升 降舵的的命令。阈值可相对节流阀命令的阈值被设定为非常低，以保证升降舵控制优先于 节流阀控制被调用。此外，实际沿航迹位置与期望沿航迹位置的偏差可被连续地或相间隔 地检测。可根据期望设定该间隔。
发布升降舵命令导致飞行器海拔高度的变化。例如，如果飞行器已经被发现已经 离沿航迹行驶得太远，则升降舵被用于使飞行器的机头上仰，由此降低飞行器的地速并且 导致飞行器的前进沿航迹以降速。在沿航迹位置中的偏差和升降舵命令之间的联系可通过 很多不同的方式实施。例如，命令可被发送至升降舵以将飞行器的俯仰改变设定的增量。 可替代地，可根据与期望沿航迹位置的偏差产生导致飞行器俯仰变化的升降舵命令。用于 在沿航迹位置误差和升降舵命令之间的联系的另一可替代实施例是产生校准空速(CAS) 命令并且将它们提供至自动驾驶仪。随后，自动驾驶仪使用CAS命令产生必要的升降舵命 令。抵消沿航迹位置误差所需的CAS命令可作为地速误差、沿航迹位置误差和当前校准空 速(再加上额外的飞行数据，例如空气动力学状态和风况数据)的函数而被计算。在任一以上设置中，可关于飞行器的其他安全部件做出出现于升降舵设定和节流 阀设定中的飞行器配置的变化。例如，可修改任何节流阀设定以便保证飞行器的空速保持 在安全或者被准许的限制内，例如以避免超速、欠速或者失速状况出现。再有，可修改升降 舵设定以保证飞行器的俯仰保持在安全或者被准许的限制内，例如以避免超过失速角。可包括另外的安全部件。该方法可包括如果垂直位置的偏差超过预定阈值，则恢 复至垂直限定的飞行路径。这可允许设定阈值以满足连续进近下降的所需导航性能(RNP)。 如果飞行器超过该RNP，则以上说明的控制法则可以由于采取垂直限制飞行路径而被放弃 (代价是损失可预见性并且因此通常导致与预定四维飞行路径的更显著的偏差)。本发明还存在于被编程以实施任一上述方法的飞行控制计算机中。此外，本发明 存在于具有这种飞行控制计算机的飞行器中。这种飞行控制计算机可位于飞行器的驾驶室 中或者其附近。本发明还存在于(当被执行时)实施任一上述方法的计算机程序中。
为了使被发明更易理解，现将仅以示例方式参考以下
优选的实施例，其 中图1是控制根据本发明的第一实施例的飞行器飞行路径的方法的示意性方块图；图2是控制根据本发明的第二实施例的飞行器飞行路径的方法的示意性方块图；图3是可操作控制根据本发明的实施例的飞行器飞行路径的装置的示意性图解；图如是说明飞行器沿航迹位置的飞行器顶视图；图4b是说明该飞行器垂直位置的该飞行器侧视图；图5是控制根据本发明的第三实施例的飞行器飞行路径的方法的示意性方块图；图6是在本发明的实施例中使用的自动驾驶仪信号发生器的示意性图解；并且图7是控制根据本发明的第四实施例的飞行器飞行路径的方法的示意性方块图。
具体实施例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1 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1 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
8125，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1 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 latA和实际经度信号。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latN和期望经度lonN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tA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tN由导引参考计算机方块202产生，并且实际地速VgA由飞行器传 感器方块200产生而期望地速VgN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At和地速误差AVg。误 差信号At和Δ Vg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At和Δ Vg，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AS(t)和随时间变化的地速误差 Avg(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、(幻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。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Ah。该误差信号Ah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ΔΗΟΟ、标称节流阀设定&、以 及上节流阀设定Tu和下节流阀设定IY的进一步输入。自动节流阀水平选择器214将误差信号Ah的幅值与阈值AH(h)相比较。如果 误差信号Ah的幅值超过阈值AH(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IY的自动节流阀信号216。如果误 差信号Ah的幅值超过阈值AH(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Tu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Tu或较低节流阀 设定 Υ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Ah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ΤΝ。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At，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h相乘。因此ACAS = Iii · At(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)kt = kio + (kp )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。在步骤对，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CASmax(h)和下限CASmin(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CASmx(h)或CA^dnQ1)中的任何一个。自过滤器MO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h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CASMX(h)和CASmin (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Ah被提 供至比较器250，比较器250检查相对RNP阈值AHenp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2M 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，S卩，如果Ah 是偏差，则计算dAh/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Aha由下式计算
权利要求
1.控制飞行器遵循预定四维飞行路径的方法，其包括相对于所述预定飞行路径上的对应期望位置检测所述飞行器的沿航迹位置和垂直位置；使用所述飞行器的升降舵校正所述飞行器的所述沿航迹位置与期望沿航迹位置的偏 差；以及当所述垂直位置与所述期望垂直位置的差超过阈值时，通过将节流阀设定从标称值改 变至调整值而使用所述飞行器的所述节流阀来校正所述飞行器的所述垂直位置与所述期 望垂直位置的偏差。
2.如权利要求1所述的方法，包括使用取决于所述飞行器的海拔高度的阈值。
3.如权利要求2所述的方法，包括使用阈值，该阈值改变以使得其随着升高的海拔高 度而增加。
4.如任一上述权利要求所述的方法，包括向自动驾驶仪供给校准空速控制，以控制所 述升降舵从而校正所述沿航迹位置中的偏差。
5.如任一上述权利要求所述的方法，其中使用所述飞行器的节流阀来校正所述飞行器 的所述垂直位置的偏差包括当所述垂直位置降低至比所述期望垂直位置低第一阈值时，将所述节流阀设定从标称 值增加至较高值，并且当所述垂直位置升高至比所述期望垂直位置高第二阈值时，将所述节流阀设定从所述 标称值降低至较低值。
6.如任一上述权利要求所述的方法，进一步包括在调整所述节流阀设定之后并且当所述节流阀设定处于被调整的较高值或较低值时， 继续相对于所述预定飞行路径上的所述对应期望位置检测所述飞行器的所述沿航迹位置 和所述垂直位置；使用所述飞行器的升降舵来校正所述飞行器的所述沿航迹位置与所述期 望沿航迹位置的偏差；并且一旦飞行器的所述垂直位置符合所述期望垂直位置，则将所述 节流阀设定返回至所述标称值。
7.如权利要求6所述的方法，其中所述节流阀设定的所述较高值和所述较低值偏离所 述标称值共同的量。
8.如任一上述权利要求所述的方法，包括计算所述节流阀设定所需调整值以实现所述 期望的垂直位置。
9.如任一上述权利要求所述的方法，其中使用所述飞行器的节流阀包括当所述预测垂 直位置与所述期望垂直位置的差超过阈值时，通过将所述节流阀设定从标称值改变至调整 值，使用所述飞行器的节流阀来校正所述飞行器的所述实际垂直位置与所述期望垂直位置 的预测偏差。
10.如权利要求9所述的方法，包括通过以下方式在垂直位置重复地计算预测偏差计 算实际垂直位置与所述期望垂直位置的当前偏差，计算垂直位置中所述偏差的变化速率， 将该变化速率乘以预期时间跨度，并且将被乘以后的所述变化速率加至垂直位置中的所述 当前偏差，由此获得垂直位置中的所述预期偏差。
11.一种飞行控制计算机，其被编程以实施任一上述权利要求的方法。
12.一种飞行器，具有根据权利要求11所述的飞行控制计算机。
13. 一种计算机程序，当被执行时其实施权利要求1至10中任意一项的方法。
全文摘要
本发明涉及控制飞行器飞行路径使其尽可能接近地遵循预定四维飞行路径的方法，例如在飞行连续下降式进近时。提供了控制飞行器遵循预定四维飞行路径的方法，其包括预定飞行路径上相对于预定飞行路径上的对应期望位置检测飞行器的实际沿航迹位置和实际垂直位置。飞行器升降舵被用于校正沿航迹位置的偏差而飞行器节流阀被用于校正垂直位置的偏差。
文档编号G05D1/10GK102067053SQ200980123860
公开日2011年5月18日 申请日期2009年7月24日 优先权日2008年8月5日
发明者D·加里多-洛佩斯, L·P·达尔托, R·戈麦斯莱德斯马 申请人:波音公司