用于生成飞行器的结果设定点轨迹的方法及设备、相关计算机程序产品及飞行器与流程

本发明涉及一种用于生成飞行器的结果设定点轨迹的方法，用于所述飞行器的至少一个导向系统中的至少一个接收系统，结果设定点轨迹包括用于横轴、竖轴和纵轴中的至少一个轴的至少一个轨迹段。该飞行器的导向系统被配置成相对于所述结果设定点轨迹控制该飞行器的轨迹。该方法是由生成所述轨迹的电子设备实现的。

本发明还涉及一种包括软件指令的计算机程序产品，当被计算机实现时，这些软件指令执行本方法。

本发明还涉及一种用于生成这种轨迹的电子设备。

本发明还涉及一种飞行器，诸如飞机或直升机，包括用于生成所述结果设定点轨迹的这种电子设备、飞行管理系统、外部设定点轨迹生成系统、一个或若干个导向系统，诸如自动驾驶设备和/或电气飞行命令和/或自动推进器，所生成的结果设定点轨迹适合被发送到所述飞行器的导向系统中的至少一个接收系统。

本发明应用于航空电子学领域并且更确切地应用于飞行行为系统的领域。本发明的使用领域总体上涉及飞行器的飞行展开，包括滑行阶段。本发明还涉及飞行行为系统从飞行器的起飞到降落的所有使用阶段。

背景技术：

目前，飞行器的飞行行为涉及包含许多系统的不同自动操作。尽管目前的飞行行为系统已经相当地减少了事故率，但是相继地增加功能和设备提高了事故率。系统的这种叠加是近几十年来技术进步的历史结果。

因此，现在非常常见的是将设备挂载在飞行器上：

-飞行管理系统(FMS)：其形成轨迹设定点来产生飞行计划；

-自动驾驶，也称为自动飞行控制系统(AFCS)：其执行导向功能并且为此适合控制由飞行控制系统(FMS)提供的设定点。FMS的使用结合自动驾驶的使用使得自动化水平最大化。自动驾驶还使得可以通过获取由机组人员设定的参数并且保持这些参数来控制轨迹；

-自动油门(AT)：在固定翼飞行器上，其负责管理助推；以及

-飞行控制系统(FCS)：其负责飞行器的短期稳定并且还允许控制来自自动飞行控制系统(AFCS)的设定点。

这个设备被设计为具有其自身的接口装置的独立系统，即，用于飞行管理系统的特定接口，也被称为故障控制显示单元(MCDU)，用于自动飞行控制系统的专用控制站，通常由旋转构件和按钮组成，也被称为飞行导向控制面板(FGCP)，用于飞行控制系统(FCS)的控制杆或迷你杆，用于管理一个或若干个发动机的功率的一个或若干个油门或平衡杆。

该多个系统所带来的复杂性目前在机组人员的工作负担中扮演不可忽视的角色。为了能够执行商业飞行，机组人员必须掌控若干个复杂的动态系统，经常在不同的自动化水平下操作。

该多个系统使得设计和必须使用它们的机组人员的训练方面的成本增加。

此外，该多个系统和接口可证明是对机组人员造成混淆的来源。在事件/事故发生时，诸如飞行器失控，机组人员经常会不正确地确定情况或者甚至混淆系统状态。

技术实现要素：

本发明的一个目标因此是提出一种用于生成飞行器的结果设定点轨迹的方法和设备，用于飞行器的导向系统中的至少一个接收系统，飞行器的导向系统被配置成相对于所述结果设定点轨迹控制飞行器的轨迹，以便减小前述航空电子学系统的接口复杂性，使得可以提高飞行器的飞行安全并且降低机组人员的工作负担。

为此，本发明涉及一种用于生成飞行器的结果设定点轨迹的方法，其中，该方法进一步包括以下步骤：

-从多个操作模式中选择至少一个操作模式，

-获取由所述飞行管理系统准备的设定点轨迹，所述准备好的设定点轨迹包括用于所述横轴、所述竖轴和所述纵轴中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段，

-从计算轨迹的模块和用于生成设定点轨迹的外部系统获得替代设定点轨迹，所述外部生成系统与所述飞行管理系统分离，所述替代设定点轨迹包括用于所述横轴、所述竖轴和所述纵轴中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段，

-生成所述结果设定点轨迹，所述结果设定点轨迹包括于与选择第一操作模式相对应的时间段获取的所述准备好的设定点轨迹的轨迹段以及于与选择另一个操作模式相对应的时间段获得的所述替代设定点轨迹的轨迹段。

该生成方法于是使得可以通过从多个操作模式选择至少一个操作模式以及基于所选操作模式生成结果设定点轨迹来将结果设定点轨迹的生成在电子生成设备内集中化。该生成设备然后围绕单个结果设定点轨迹执行基于轨迹的导向功能，这使得可以提高飞行安全并且方便机组人员的工作。因此围绕飞行器轨迹重新构思机组人员和飞行行为系统之间的任务组织和分担。

设定点轨迹是指用于航空电子学系统作为控制飞行器的轨迹的参考的轨迹。换言之，每个相应的航空电子学系统被配置成相对于所述设定点轨迹控制该飞行器的轨迹。

结果设定点轨迹是指在生成设备的输出端处发出的用于导向系统中的接收系统的设定点轨迹。换言之，结果设定点轨迹来自准备好的设定点轨迹和/或替代设定点轨迹的生成。结果设定点轨迹于是来自生成设备的集中化。

根据本发明的其他有利方面，本方法包括以下特征中的一个或多个特征，单独或根据所有技术上可能的组合考虑：

-仅当选择第一操作模式时才执行获取步骤；

-仅当选择另一操作模式时才执行获得步骤；

-当选择若干操作模式时，所述另一操作模式优先于所述第一操作模式，并且在所述生成步骤期间，所述结果设定点轨迹由所获得的所述替代设定点轨迹的轨迹段形成于与选择所述多个操作模式相对应的时间段；

-所述飞行器进一步包括所述飞行器的至少一个保护系统、主控制构件诸如控制杆或迷你杆、舵杆或油门、一个或若干个附加控制构件以及副控制构件诸如控制面板的选择器或旋转构件、触摸屏的触敏键或语音命令系统，并且

当所述另一所选操作模式是第二操作模式时，所述替代设定点轨迹是由所述轨迹计算模块基于至少一个导向设定点计算的轨迹，每个导向设定点是从来自相应的保护系统的至少一个约束形成的或者是由所述飞行器的机组人员通过所述控制构件中的一个构件选择的。

-所述飞行器进一步包括主控制构件诸如控制杆或迷你杆、舵杆或油门，

所述方法进一步包括获取所述主控制构件中的一个构件的机械特性，并且

当所述另一所选操作模式是第三操作模式时，所述替代设定点轨迹是由所述轨迹计算模块(40)基于为所述主控制构件中的一个构件获取的机械特性计算的轨迹；

-当所述另一所选操作模式是第四操作模式时，所述替代设定点轨迹是从所述外部生成系统接收的设定点轨迹；

-所述第三操作模式优先于所述第二操作模式，所述第二操作模式优先于所述第四操作模式；

-可以为横轴、竖轴和纵轴中的每个轴独立地选择每个操作模式；

-针对每个轨迹段，所述飞行器的至少一个航空特征是恒定的，每个航空特征选自由以下各项组成的群组：转弯半径、路线、地面梯度、高度、地面速度、竖向速度、横摇角、俯仰姿态、航向、负载因数、横向加速度、横摇率、俯仰姿态变化率、梯度加速度、梯度加速度变化率、功率水平诸如特定发动机额定值、性能水平诸如更佳爬升率、加速率和相对飞行速度(CAS、TAS、MACH)、位置以及侧偏角；

-至少一个轨迹段包括所述飞行器的一个或若干个预定航点；

-所述飞行器进一步包括主控制构件诸如控制杆或迷你杆、舵杆或油门，

所述方法进一步包括获取所述主控制构件中的一个构件的机械特性，并且

基于为与从所述横轴、所述竖轴和所述纵轴中选择的相关轴相关联的主控制构件获取的所述机械特性选择所述操作模式；

-在所述选择步骤期间，仅当与所述横轴、所述竖轴和所述纵轴中的相关轴相关联的主控制构件处于空闲位置时才切换到所述第一操作模式，所述空闲位置为所述主构件未被操纵时的对应位置，所述主构件包括一个或若干个空闲位置；

-在所述选择步骤期间，通过特定的按钮切换到第一操作模式，

所述特定的按钮优选地被布置为抵靠主控制构件；

-所述导向设定点选自由以下各项组成的群组：转弯半径设定点、路线设定点、地面梯度设定点、高度设定点、地面速度设定点、竖向速度设定点、横摇角设定点、俯仰姿态设定点、航向设定点、负载因数设定点、横向加速度设定点、横摇率设定点、俯仰姿态变化率设定点、梯度加速度设定点、梯度加速度变化率设定点、功率水平设定点、性能水平设定点、与航点相关联的地面轨迹设定点、相对飞行速度设定点(CAS、TAS、MACH)、侧偏角设定点以及位置设定点；并且

-所述飞行器进一步包括所述飞行器的至少一个保护系统、至少一个数据显示系统，并且

所述方法进一步包括将所述结果设定点轨迹发送到导向系统、至少一个保护系统和至少一个显示系统中的至少一个接收系统。

本发明还涉及一种包括软件指令的计算机程序产品，当被计算机实现时，这些软件指令执行上述方法。

本发明还涉及一种用于生成飞行器的结果设定点轨迹的电子生成设备，用于所述飞行器的至少一个导向系统中的至少一个接收系统，结果设定点轨迹包括用于横轴、竖轴和纵轴中的至少一个轴的至少一个轨迹段，所述导向系统被配置成相对于所述结果设定点轨迹控制所述飞行器的轨迹，

所述生成设备包括：

-轨迹计算模块，用于计算轨迹，

-选择装置，用于从多个操作模式中选择至少一个操作模式，

-获取装置，用于获取由飞行管理系统准备的设定点轨迹，所述准备好的设定点轨迹包括用于所述横轴、所述竖轴和所述纵轴中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段，

-获得装置，用于从所述轨迹计算模块和外部生成系统获得替代设定点轨迹，所述替代设定点轨迹包括用于所述横轴、所述竖轴和所述纵轴中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段，所述外部生成系统与所述飞行管理系统分离，

-生成装置，用于生成所述结果设定点轨迹，所述结果设定点轨迹包括于与选择第一操作模式相对应的时间段获取的所述准备好的设定点轨迹的轨迹段以及于与选择另一个操作模式相对应的时间段获得的所述替代设定点轨迹的轨迹段。

本发明还涉及一种飞行器，诸如飞机或直升机，包括用于生成结果设定点轨迹的电子设备、飞行管理系统、外部设定点轨迹生成系统、一个或若干个导向系统，诸如自动驾驶设备和/或电气飞行命令和/或自动推进器，其中，所述生成设备如上所述，所生成的结果设定点轨迹适合被发送到所述飞行器的导向系统中的至少一个接收系统。

附图说明

当阅读以下说明书时，本发明的这些特征和优点将显现，以下说明书仅仅是非限制性示例并且是参照附图描述的，在附图中：

-图1是根据本发明的飞行器的示意图，该飞行器包括飞行控制系统、发动机控制单元、自动驾驶设备、该飞行器的导向系统、该飞行器的保护系统、数据显示系统、一个或若干个控制杆或迷你杆、各自形成能够被操纵来驾驶该飞行器的主控制构件的一个或若干个舵杆和油门组件以及用于生成飞行器的结果设定点轨迹的电子设备，用于该导向系统、保护系统和显示系统中的至少一个接收系统，该生成设备包括用于从第一、第二、第三和第四操作模式中选择至少一个操作模式的装置、用于获取该飞行管理系统所准备的设定点轨迹的装置、用于获得替代设定点轨迹的装置以及用于基于所选操作模式生成该结果设定点轨迹的装置；

-图2是与该飞行器有关的索引轴在参考索引中的投影的示意图。

-图3是图1中控制杆移动的第一范围值和第二范围值的示意图，如果特性值分别位于第一范围、第二范围内，则分别切换到第三模式、第二模式；

-图4是不同操作模式之间的关系的示意图；

-图5是在图1的生成设备的屏幕上显示的信息的示意图；

-图6是根据本发明的用于生成该飞行器的该结果设定点轨迹的方法的流程图；以及

-图7是示出不同操作模式之间的过渡的逻辑图。

具体实施方式

在图1中，飞行器10诸如飞机或直升机包括飞行控制系统(FCS)12，也被称为电传操纵(FBW)，用于对飞行器的一组控制表面和致动器13做出动作。在固定翼飞行器的情况下，控制表面例如是副翼、升降舵或方向舵。在旋翼飞行器的情况下，控制表面例如是高度控制系统、桨叶角或尾桨距。

飞行器10包括发动机控制单元(ECU)14，用于改变飞行器的发送器15所传送的能量，诸如喷射发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮机。

飞行器10包括至少一个导向系统，诸如自动驾驶(AP)设备16，也被称为自动飞行控制系统(AFCS)，诸如飞行器的飞行管理系统(FMS)17。另外，导向系统是自动推进器，未示出，也被称为自动油门。

飞行器10包括至少一个外部系统18用于生成设定点轨迹以及飞行器的保护系统19A、19B，诸如空中防撞系统(TCAS)19A、地势感知报警系统(TAWS)19B、天气雷达(未示出)或风切变检测系统。保护系统19A、19B通常适用于保护飞行器10不受离开飞行包络和/或与环境有关的冲突(地势、交通、飞行条件变化)的危险。

飞行器10包括一个或若干个数据显示系统20，诸如向下显示系统和/或向上显示(HUD)系统。向下显示系统例如是导航显示器。

飞行器10包括测量与飞行器相关联的特性、具体地与该组控制表面和致动器13相关联的特性的一组传感器21并且将所述特性的测量值发送到飞行控制系统12、发动机控制单元14、自动驾驶设备16和/或飞行管理系统17。

飞行器10包括一个或若干个控制杆或迷你控制杆22、一个或若干个舵杆23以及一个或若干个油门或迷你油门24，各自形成能够由飞行器的机组人员26操纵以便驾驶飞行器的主控制构件。迷你油门24是指具有朝向平衡位置的返回力的油门。以下，术语“控制杆”将统一地指代控制杆或迷你控制杆并且术语“油门”将统一地指代油门或迷你油门。

另外，飞行器10包括另外的控制构件28，使得可以增量或减量设定点或者直接指定该设定点的值。

飞行器10进一步包括副控制构件29，诸如控制面板的选择器或旋转构件、触摸屏的触敏键或语音命令系统。

根据本发明，飞行器10包括用于生成飞行器的结果设定点轨迹的用于导向系统16的电子设备30，该结果设定点轨迹包括用于与飞行器相关联的并且在图2中示出的横轴y₁(也被称为横截轴)、竖轴z₁以及纵轴x₁中的至少一个轴的至少一个轨迹段。

为横轴y₁、竖轴z₁以及纵轴x₁中的每个轴或者可替代地为若干个轴的组合计算每个轨迹段。作为示例，飞行器10的转弯半径设定点用于计算横轴y₁的轨迹段并且在给定飞行速度的改善性能爬升设定点用于计算组合纵轴x₁和竖轴z₁的轨迹段。

结果设定点轨迹适合被发送到导向系统16或者作为可选附加发送到一个或若干个保护系统19A、19B以及一个或若干个显示系统20。导向系统16、保护系统19A、19B以及显示系统20然后各自形成适合从生成设备30接收所述结果设定点轨迹的接收系统。该飞行器的导向系统16被配置成相对于所述结果设定点轨迹控制该飞行器的轨迹。每个保护系统19A、19B被配置成监控结果设定点轨迹并且有利地保护它，即，如果沿着结果设定点轨迹检测到危险则提出一个或若干个避障轨迹。显示系统20被配置成显示结果设定点轨迹。

飞行器10根据地面速度向量V_S相对地面移动，该地面速度向量与水平面H形成角度γ_S，也被称为该飞行器的地面梯度，并且根据飞行速度向量V_a相对于空气移动，该飞行速度向量与水平面H形成角度γ_a，也被称为该飞行器的飞行梯度。地面速度向量V_S与飞行速度向量V_a之间的差值对应于风速向量V_W，该风速向量表示空气相对于地面的移动。

飞行控制系统12本身是已知的并且通过对所有控制表面和致动器13做出动作而使得飞行器10的姿态改变。

发动机控制单元14本身是已知的并且可以使得飞行器的发动机15的助推改变。

自动驾驶设备16和/或自动推进器本身是已知的并且可以对飞行器的轨迹做出动作。

飞行管理系统17本身是已知的并且适合管理飞行器10的飞行计划，从起飞到降落。

每个设定点轨迹生成系统18位于生成设备30外部。每个外部生成系统18进一步与飞行管理系统17分离。外部生成系统18例如是飞行器的第二飞行管理系统，也被表示为FMS2。可替代地，外部生成系统18是用于从位于飞行器10外部的装置获取轨迹的系统，设定点轨迹例如来自于数据链路或电子飞行袋(EFB)类型的电子输入板。

空中防撞系统19A本身是已知的并且适合监控飞行器周围的空域，具体以便检测配备有相应的有源应答器的其他飞行器或者甚至提供一个或若干个轨迹约束或提出一个或若干个避障轨迹。这个检测独立于空中交通控制器所进行的空中交通控制。

地势感知报警系统19B本身是已知的并且适合将飞行数据(位置、速度)与地势模型或者与来自无线电高度表的测量值组合来计算飞行器的轨迹与地面的可能相交并且如果适用的话生成警告或者甚至提供一个或若干个轨迹约束或提出一个或若干个避障轨迹。

传感器21具体能够提供有关该组控制表面和致动器13的元素位置的信息，例如，控制表面的位置，和/或有关发动机15的状态和/或有关高扬程配置和/或有关起落架的伸展或收起状态的信息。

传感器21进一步能够提供有关飞行器的位置和动力学的信息，诸如姿态、加速度、地面速度、路线、高度、纬度、经度，和/或有关飞行器10的环境，优选地有关飞行器10在其中移动的大气层，例如压力或温度。

每个控制杆22适合允许用户控制飞行器10的姿态。传统上，每个控制杆22是适合在横向移动、纵向移动或横向和纵向移动的任何组合中致动的控制杆。换言之，每个控制杆22可在至少两个不同的移动方向上移动，在所描述的示例中，这些移动方向进一步垂直于彼此。

更确切地，每个控制杆22本身是已知的并且适合允许用户对控制杆的横向移动的横摇角以及控制杆的纵向移动的俯仰角(也被称为俯仰姿态)或负载因数进行控制。

每个舵杆23本身是已知的并且适合允许用户控制飞行器的偏航角和地面制动的进度。

每个油门24适合通过控制系统14改变飞行器的发动机15的助推或功率。每个油门24例如是适合通过固定翼飞行器的纵向移动以及旋翼飞行器的竖向移动制动的控制杆。换言之，每个油门24可沿着移动方向(即，纵向或竖向方向)移动。

每个主构件22、23、24包括每个移动方向的空闲位置，该空闲位置(也被称为中立位置)是主构件22、23、24未被操纵时的位置，优选地对应于相应的主构件22、23、24沿着相应的移动方向的行程D的极限值之间的中间位置。在图3中，该空闲位置是对应于轴P_R的位置。

另外，每个控制杆22和每个油门24是可控制的(即，可转向的)机械力控制杆，并且机械力反馈定律限定由每个杆22、24基于每个杆22、24相对于其空闲位置的行程D所提供的机械力。根据此版本，每个控制杆22和每个油门24通常更确切地被称为迷你杆和迷你油门。

另外，机械力反馈定律取决于其他参数，诸如例如致动器或导向系统的状态。

另外，形成每个油门24和/或每个控制杆22的每个控制杆包括至少一个预定参考位置，该参考位置例如对应于位置缺口(未示出)。

另外，附加的控制构件28被紧固到每个控制杆22和/或每个油门24上。其可在在还少一个方向上移动，以便增量或减量至少一个相应的设定点。当附加的控制构件28被定位在油门24上时，相应的导向设定点优选地是滑行时的飞行速度设定点(CAS、TAS、MACH)或地面速度。当附加的控制杆28可在两个分离的方向上移动时，其适合增量或减量两个分离的导向设定点。当附加的控制杆28被定位在控制杆22上时，其优选地可在两个分离的垂直方向上移动，一个是纵向而另一个是横向。对应于附加控制杆28的纵向移动的导向设定点于是优选地是高度，并且对应于附加控制杆28的横向移动的导向设定点于是优选地是航向或路线。

附加控制杆28例如在其可在两个分离的方向上移动时具有锥形形状或者在其可在单个方向上移动时具有旋钮形式。与每个控制杆22相关联的附加控制杆28优选地是锥形的，也被称为A形架，并且与每个油门24相关联的附加控制杆28优选地处于旋钮形式。

“姿态”是指飞行器的预定轴(称为飞行器轴)及其在参考平面中的投影之间的定向角。在姿态之间，本身已知的并且以下参考图2重新提及的横摇角或侧偏角、俯仰角或姿态以及航向之间存在区别。

参考平面是从三个参考轴确定的。

飞行器轴和参考轴在飞行器10的预定设定点A处是并发的，A例如接近飞行器的重力中心。

参考轴是局部区域参考轴并且包括竖向参考轴z₀、纵向参考轴x₀和横向参考轴y₀，形成被称为“参考基”的直接标准正交基(x_o,y_o,z_o)。

竖向参考轴z₀是在局部重力场的下降方向上定向并且穿过飞行器的预定点A的轴。纵向参考轴x₀是在预定方向上定向的轴，例如磁北或地理北并且与竖向参考轴z₀正交。横向参考轴y₀完成z₀和x₀从而形成“参考基”。

竖向参考轴z₀和纵向参考轴x₀形成竖向参考平面。横向参考轴y₀和纵向参考轴x₀形成水平参考平面。

飞行器轴包括纵向飞行器轴x₁、竖向飞行器轴z₁和横向飞行器轴y₁，形成被称为“飞行器基”的直接标准正交基(x₁，y₁，z₁)。

纵向飞行器轴x₁是朝向飞行器定向的、穿过预定点A并且属于飞行器的对称面的轴。飞行器的对称面通常与飞行器的机身的几何定义有关并且例如涉及穿过飞行器的机头和点A并且与飞行器的机翼在闲置时所形成的平面正交的平面。横向飞行器轴y₁是垂直于对称面并且朝向飞行器的右侧定向的轴，即，在飞行器上机载的观察器的右侧并且看向飞行器的前方。竖向飞行器轴z₁完成y₁和x₁从而形成“飞行器基”。

横向飞行器轴y₁和水平参考平面之间的角度Φ是横摇角。纵向飞行器轴x₁和水平参考平面之间的角度θ是俯仰角。纵向飞行器轴x₁和竖向参考平面之间的角度ψ是航向。Φ、θ和ψ通常被称为使得可以从飞行器的索引进行到参考索引的欧拉角。

生成设备30包括显示屏32和信息处理单元34，该信息处理单元例如由存储器36以及与存储器36相关联的处理器38组成。

在图1的示例中，生成设备30与飞行控制系统12、发动机控制系统14、自动驾驶设备16、飞行管理系统17、外部生成系统18和保护系统19A、19B分离。

在未示出的替代方案中，生成设备30被集成到选自以下元素中的任何一个元素中：飞行控制系统12、发动机控制系统14、自动驾驶设备16、飞行管理系统17、外部生成系统18和保护系统19A、19B。显示屏32和信息处理单元34于是分别对应于所述元素的未示出的显示屏和信息处理单元。根据此替代方案，生成设备30优选地被集成到飞行控制系统12中。

存储器36能够存储用于基于至少一个导向设定点或基于所获取的有关主控制构件22、23、24中的一个构件的机械特性计算设定点轨迹的软件程序40，诸如所述构件的行程D或沿着相应的方向施加到所述构件上的机械力F，每个导向设定点由机组人员26通过控制构件22、23、24、28、29中的一个构件选择或者从来自保护系统19A、19B中的一个系统形成或者获取自飞行管理系统17或获取自外部生成系统18。计算软件40当被处理器38执行时形成用于计算设定点轨迹的位于生成设备30内部的轨迹计算模块。

存储器36能够存储用于从多个操作模式中选择至少一个操作模式的软件程序42，诸如第一操作模式M1、第二操作模式M2、第三操作模式M3和第四操作模式M4。以下将更详细地面描述这些不同的操作模式M1、M2、M3、M4。

存储器36能够存储用于获取由飞行管理系统17准备的设定点轨迹的软件程序44，该准备好的设定点轨迹包括用于横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段。

存储器36能够存储用于从轨迹计算模块40和外部生成系统18中的元素获得替代设定点轨迹的软件程序46，该替代设定点轨迹包括用于横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段。

存储器36能够存储用于生成该结果设定点轨迹的软件程序48，该结果设定点轨迹包括于与选择第一操作模式M1相对应的时间段获取的准备好的设定点轨迹的轨迹段以及于与选择另一个操作模式M2、M3、M4相对应的时间段获得的替代设定点轨迹的轨迹段。

存储器36还适合存储用于在屏幕32上显示用于辅助机组人员26的驾驶的信息的软件50。

处理器38能够加载并运行软件程序40、42、44、46、48和50中的每一个软件程序。

选择软件42、获取软件44、获得软件46、生成软件48以及显示软件50分别形成用于选择至少一个操作模式M1、M2、M3、M4的装置、用于获取准备好的设定点轨迹的装置、用于获取替代设定点轨迹的装置，用于生成该结果设定点轨迹的装置以及用于显示驾驶辅助信息的装置。

可替代地，轨迹计算模块40、选择装置42、获取装置44、获得装置46、生成装置48以及显示装置50的形式为可编程逻辑组件或者专用集成电路。

轨迹计算模块40适合基于至少一个导向设定点或者基于主控制构件22、23、24中的一个构件的机械特性D、F计算一个或若干个设定点轨迹段。

针对每个轨迹段，飞行器10的至少一个航空特征是恒定的，每个航空特征选自由以下各项组成的群组：转弯半径、路线、地面梯度、高度(绝对的、气压的、相对于地势)、地面速度、竖向速度、横摇角、俯仰姿态、航向、负载因数、横向加速度、横摇率、俯仰姿态变化率、梯度加速度、梯度加速度变化率、功率水平诸如特定发动机额定值、性能水平诸如更佳爬升率、加速率和飞行速度CAS(校准空气速度)、TAS(真实飞行速度)、MACH、侧偏位置以及侧偏角。

梯度加速度设定点是沿着由选自飞行速度向量V_a和地面速度向量V_S的速度向量所承载的方向的加速度设定点。

设定点轨迹段例如包括第一参考航点或平面以及第二参考航点或平面，第一参考航点或平面形成轨迹段的开始而第二参考航点形成轨迹段的结束。

可替代地，设定点轨迹段由其他开始和结束条件限定，这些条件例如取决于飞行器10的外部环境和飞行器的性能。作为示例，包含250节的恒定CAS速度设定点的轨迹段的开始条件是穿过10000英尺的高度。作为附加示例，包含恒定竖向速度设定点的轨迹段的结束条件是用于跟随恒定高度设定点的设定点轨迹段的最优高度捕捉条件。最优高度捕捉条件例如对应于通过不超过预定舒适阈值(诸如等于的阈值0.05g)并且导致机动飞行而不超过后续轨迹段的负载因数完成的高度检测。如本身已知的，高度捕捉是从飞行器10的高度变化阶段(上升或下降)过渡到维持飞行器的高度的阶段。

可选地，一个或若干个预定航点被添加到相应的轨迹段以便更好地限定所述轨迹段。这些预定航点然后形成位于相应的轨迹段的开始和结束之间的中间航点。

作为示例，在高原平衡直线飞行的情况下，结果设定点轨迹包括三个轨迹段，每个轴一个轨迹段。纵向轨迹段是维持速度，例如具有恒定CAS的轨迹段，竖向轨迹段是维持高度，例如具有恒定气压高度的轨迹段，并且横向轨迹段是维持航向，即，具有恒定航向的轨迹段。

作为附加示例，为了下降到更低的高度，结果设定点轨迹包含两个竖向轨迹段。第一竖向轨迹段由按照特定发动机额定值的下降限定，例如最小空闲额定值，并且第二竖向轨迹段由期望的更低气压高度限定。第一轨迹段然后被排序，即被消除并且由后续轨迹段替代，一旦满足激活后续轨迹段的条件，即一旦满足最优高度捕捉条件。

作为附加示例，为了从右侧改变航向，结果设定点轨迹包含两个横向轨迹段。第一横向轨迹段(从右侧转向)由恒定的正向横摇(例如，横摇15°)限定并且第二横向轨迹段由所期望的离开航向限定。

作为附加示例，在沿着横轴对控制杆22作出强力动作的情况下，横向轨迹在第一位置(即，在活跃位置)包括用于维持横摇角的轨迹段；横摇角是从控制杆22的行程计算的。横向轨迹然后在第二位置包括恒定横摇轨迹段，该横摇设定点例如是由轨迹计算模块40计算的横摇预测。当控制杆22沿着横向方向返回中立位置时，第一轨迹段例如被排序，即，当控制杆22的横向位置不再计算维持横摇率的轨迹段时。因此，对控制杆22的动作限定横向轨迹段。

在基于主控制构件22、23、24中的一个构件的机械特性D、F计算设定点轨迹段的情况下，轨迹计算模块40适合读取由主控制构件22、23、24中的每一个构件发布的控制信号，该控制信号取决于机械特性D、F，然后将每个控制信号转换为主设定点，诸如纵向加速度设定点或负载因数设定点或俯仰姿态变化设定点或横摇率设定点，可选地还来自传感器21的数据。

轨迹计算模块40然后适合从被转换为主设定点的控制信号随着时间计算对应于控制信号的特性变化估计值，从计算日期T到预测日期T’。轨迹计算模块40还能够通过预定的变形计算控制信号的变形。这种变形的目的是提供表示控制信号从在计算日期T之前或同时的至少一个日期时的控制信号的值的进一步演变的在计算日期T之后的至少一个日期T*的估计值，诸如在预测日期T’之前和之后的日期。

例如，滤波器被施加到控制信号。

例如，在连续信号的情况下，滤波器是具有预定传递函数H的线性滤波器。

例如，在离散信号的情况下，控制信号的变形的每个样本取决于控制信号的一个或多个样本以及控制信号的变形的一个或多个先前样本。

有利地，传递函数H是在预定频带内具有正相位的滤波器的传递函数。有利地，传递函数滤波器H在包括在0Hz与20Hz之间、优选地包括在0Hz与10Hz之间、更优选地在0Hz与5Hz之间的频带内具有正相位。

传递函数H例如是高通滤波器的传递函数。

例如，在连续信号的情况下，在拉普拉斯域中，高通滤波器H的简单表达式被写为：

其中，系数G、K是传递函数H的系数并且p表示拉普拉斯变量。

传递函数H的所有或一些系数G、K的值根据传感器21所提供的数据而改变。为系数G、K授权的不同值被存储在存储器36中。

例如，为了预测横摇率或负载因数，传递函数H被写为：

在离散信号的情况下，滤波器的输入样本和输出样本之间的关系通常从传递函数H的先前表达式导出。

轨迹计算模块40适合根据传感器21所提供的数据修改系数G、K的值。

轨迹计算模块40进一步适合根据控制信号计算信号对时间的积分并且将所计算的积分的值调整为相应特性的当前值。

作为可选附加，轨迹计算模块40适合例如基于为另一个飞行器轴计算的估计值校正所计算的估计值。这种校正具体地反映飞行器轴和参考轴之间的角度随着时间的变化以及因此飞行器的速度向量在参考基中的投影随着时间的变化。这种校正还反映飞行器10的速度模块随着时间的变化。例如，这种校正负责竖向速度与梯度之间的关系以及竖向速度和地面速度之间的关系。这种校正还例如负责横摇角、地面速度以及转弯半径之间的关系，转弯半径是本领域技术人员已知的概念。

轨迹计算模块40还适合在一个或多个预定传感器21所测量的值变化的情况下校正所计算的估计值。

所计算的估计值然后例如用于限定轨迹段，诸如具有恒定横摇和/或在恒定梯度上具有加速度和/或具有恒定俯仰姿态和/或具有恒定竖向速度或梯度的轨迹段。估计值例如还用于显示结果设定点轨迹。

每个导向设定点选自由以下各项组成的群组：转弯半径设定点、路线设定点、地面梯度设定点、高度设定点(气压的、绝对的、相对于地面)、地面速度设定点、竖向速度设定点、横摇角设定点、俯仰姿态设定点、航向设定点、负载因数设定点、横向加速度设定点、横摇率设定点、俯仰姿态变化率设定点、梯度加速度设定点、梯度加速度变化率设定点、功率水平设定点、性能水平设定点、与航点相关联的地面轨迹设定点、相对飞行速度设定点(CAS、TAS、MACH)、侧偏角设定点以及位置设定点。

每个导向设定点于是形成自来自保护系统19A、19B中的一个系统的至少一个约束、或者由机组人员26通过控制构件22、23、24、28、29中的一个构件选择或者获取自飞行管理系统17或获取自外部生成系统18。

当导向设定点形成自来自保护系统19A、19B中的一个系统的约束时，导向设定点也被称为保护设定点。在前述导向设定点中，任何导向设定点可以形成自来自保护系统19A、19B中的一个系统的约束。

当导向设定点由机组人员26通过操纵至少一个相应的主控制构件22、23、24并且另外进一步根据操作附加控制构件28选择时，轨迹计算模块40适合基于相应的操纵计算每个导向设定点。机组人员26选择的导向设定点优选地选自由以下各项组成的群组：转弯半径设定点、路线设定点、地面梯度设定点、高度设定点、地面速度设定点、竖向速度设定点、横摇角设定点、俯仰姿态设定点、航向设定点、横向加速度设定点、梯度加速度设定点、功率水平设定点、性能水平设定点、与航点相关联的地面轨迹设定点、相对飞行速度设定点(CAS、TAS、MACH)、侧偏角设定点以及位置设定点。

轨迹计算模块40例如适合根据控制杆22在其纵向方向上的操纵计算竖向速度设定点Vzc或梯度设定点。竖向速度设定点Vzc或梯度设定点与竖向飞行器轴z₁相关联。

轨迹计算模块40例如适合根据控制杆22在其横向方向上的操纵计算飞行器的横摇设定点或转弯半径设定点R_c。横摇设定点或转弯半径设定点R_c与横向飞行器轴y ₁相关联。

轨迹计算模块40例如能够根据常规的转换定律将获取自控制杆22的纵向横向行程转换为控制参数。

轨迹计算模块40然后能够根据飞行器10的位置和来自先前转换的控制参数形成竖向速度设定点或转弯半径设定点R_c。

作为示例，在竖向飞行器轴z₁的情况下，通过在两个时刻T₀与T₁之间对来自所获取的纵向行程的先前转换的控制参数进行积分然后将该积分加到时刻T₀的竖向速度设定点Vzc来计算时刻T₁的竖向速度设定点Vzc。

有利地，基于竖向速度设定点Vzc通过使用飞行器的传感器21通过以下等式测量的地面速度Vsol的估计值计算梯度设定点(也被称为飞行路径角(FPA))，由FPA梯度验证：

可替代地，首先计算梯度设定点，然后计算竖向速度设定点Vzc。

作为示例，在横向飞行器轴y₁的情况下，通过在两个时刻T₀与T₁之间对来自所获取的横向行程的先前转换的控制参数进行积分然后将该积分加到时刻T0的横摇设定点来计算时刻T₁的横摇设定点

有利地，基于先前形成的横摇设定点通过经由飞行器的传感器21使用以下等式测量的地面速度Vsol的估计值计算地面转弯半径设定点R_c：

可替代地，首先计算地面转弯半径设定点R_c，然后计算横摇设定点

轨迹计算模块40例如能够根据常规的转换定律将油门24的行程转换为发动机控制参数。轨迹计算模块40于是能够根据油门24的操纵形成纵向速度设定点。纵向速度设定点与飞行器纵轴x₁相关联。

作为示例，控制参数然后通过预定表被转换为梯度加速度设定点，取决于飞行器及其所考虑的配置。然后通过对两个时刻T₀与T₁之间的梯度加速度设定点进行积分然后将该积分加到时刻T₀的纵向设定点的值来计算时刻T₁的纵向速度设定点。

当导向设定点是由机组人员26通过操纵至少一个相应的副控制构件29选择的时，诸如控制面板选择器、触摸屏或语音控制系统，轨迹计算模块40适合读取导向设定点的值，然后直接使用副控制构件29输入这个导向设定点值，而无需如前所述在操纵至少一个主控制构件22、23、24来选择该导向设定点那样由轨迹计算模块转换。

轨迹计算模块40通常适用于基于至少一个导向设定点计算设定点轨迹段，被考虑在内以便计算轨迹段的每个导向设定点持续对应于该轨迹段的时间段是恒定的。在前述示例中，第一轨迹段是根据恒定横摇率计算的，则第二轨迹段是根据恒定横摇率计算的。

选择软件42适用于从第一、第二、第三和第四操作模式M1、M2、M3、M4中选择一个或若干个操作模式。

根据第一实施例，可以为横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的每一个轴独立地选择每个操作模式M1、M2、M3、M4，并且现在将针对横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的任何一个轴描述选择操作模式，应当理解的是选择方法针对每个轴是完全相同的。

第一模式M1是默认模式，也被称为飞行计划模式，并且对应于其中结果设定点轨迹是从飞行管理系统17接收的准备好的设定点估计的操作。对应于导向设定点的第二模式M2也被称为向量模式。对应于主设定点的第三模式M3也被称为手动模式。

选择软件42适合获取主控制构件22、23、24中的一个构件的机械特性D、F以及基于为与横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的讨论轴相关联的主控制构件22、23、24获取的机械特性D、F选择相应的操作模式。

选择软件42适合选择第一操作模式M1或者从另一个操作模式M2、M3、M4切换到第一操作模式M1，如图4中的虚线箭头F₂₁、F₃₁、F₄₁所示，仅当与横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的讨论轴相关联的主控制构件22、23、24处于其空闲位置(也被称为中立位置)时。

可替代地或另外，选择软件42适合选择操作模式、具体地第四操作模式M4，如图4中的实线箭头F₁₄、F₂₄、F₃₄所示，在获取特定按钮的致动之后，诸如形成副控制构件29的控制面板选择器或触敏键或者诸如附加控制构件28。

选择软件42优选地适合切换到第三模式M3，如图4中的折线箭头F₁₃、F₂₃、F₄₃所示，当所获取的与所讨论的飞行器轴相对应的机械特性的值(诸如行程D或施加力F)属于第一值范围时。选择软件42优选地适合切换到第二模式M2，如图4中的虚线箭头F₁₂、F₃₂、F₄₂所示，当所获取的机械特性的值属于第二值范围时，第二范围不同于第一范围。第二范围的值的绝对值优选地小于第一范围的值的绝对值，使用零值对应于相应的主构件22、23、24的中立位置的惯例。

第二范围优选地与第一范围分离，以便允许滞后、避免第二模式M2和第三模式M3之间的寄生切换或者用户所不希望的切换。

在图3的示例中，由选择软件42考虑在内的机械特性是控制杆22的位置。第一值范围处于第一区间60和第二区间62的形式，第一和第二区间60、62优选地是分开的并且基本上相对于与控制杆22的中立位置相对应的轴P_R是对称的。类似地，第二值范围处于第三区间64和第四区间66的形式，第三和第四区间64、66优选地是分开的并且基本上相对于与控制杆22的中立位置相对应的轴P_R是对称的。

在图3中，第一和第二区间60、62对应于控制杆22距离中立位置比距离与第三和第四区间64、66相关联的位置更远的位置。换言之，通过测量控制杆22的处于角度偏离形式的位置或者所述位置与其中立位置之间的行程D，与控制杆22的位置相关联的第二范围的值的绝对值小于与控制杆22的位置相关联的第一范围的值的绝对值，其中零值对应于控制杆22的中立位置。在图3中，在不同的位置示出了控制杆22，具体地在其中立位置，其中行程D的值随着位置变化。

在未示出的替代方案中，由选择软件42考虑在内的机械特性是在相应方向上施加在控制杆22上的机械力。

当控制杆22是具有线性力反馈的控制杆时，控制杆22在相应方向的移动是由用户施加在控制杆22上的力F的线性函数。

当控制杆22是具有可控力反馈的控制杆时，控制杆22的移动例如是由用户施加在控制杆22上的力F的非线性函数。

在所描述的示例中，飞行器10包括若干个主控制构件22、23、24，并且选择软件42然后适合获取该多个主控制构件22、23、24的机械特性。选择软件42然后优选地适合针对每个主控制构件22、23、24根据为相应的主控制构件获取的机械特性在第二模式M2和第三模式M3之间切换。

在所描述的示例中，控制杆22可在至少两个不同的移动方向上移动，即纵向方向和横向方向，并且选择软件42然后优选地适合针对控制杆22并且根据为所述控制杆22在相应的移动方向上获取的机械特性在第二模式M2和第三模式M3之间切换。

另外，选择软件42进一步适合允许仅当飞行器10的状态向量的测量值或估计值、状态向量的所述测量值或估计值的第一和第二偏移、飞行器10的飞行速度、飞行器10的侧偏角以及飞行器10的事故率的至少一个航空特性的值被包括在相应的预定值范围中时才从第三模式M3切换到第二模式M2。飞行器10的状态向量由飞行器10的位置和状态组成。

根据第二实施例，一个或若干个操作模式的选择在横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的至少两个轴之间耦合，即，耦合轴共享操作模式的选择。以下将参考图7更详细地描述模式选择。还规定的是图7涉及第一和第二实施例。

现在将参照图7针对第一和第二实施例更详细地描述操作模式M1、M2、M3、M4之间的切换条件。

获取软件44适合获取由飞行管理系统17准备的设定点轨迹，该准备好的设定点轨迹包括用于横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段。换言之，获取软件44适合从飞行管理系统17接收所述准备好的设定点轨迹。

作为可选附加，获取软件44由处理器38执行仅当选择第一操作模式M1时才获取所述准备好的设定点轨迹。

获得软件46适合获得替代设定点轨迹，该替代设定点轨迹来自于轨迹计算模块40或相应的外部生成系统18并且包括用于横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的至少一个轴的一个或若干个轨迹段。换言之，获得软件46适合从轨迹计算模块40或外部生成系统18中的一个系统接收所述替代设定点轨迹。

作为可选附加，获得软件46由处理器38执行当选择第二、第三和第四操作模式M2、M3、M4中的一个模式时才获得所述替代设定点轨迹。

根据所描述的示例，当另一选择的操作模式是第二操作模式M2时，获得软件46适合基于至少一个导向设定点获得由轨迹计算模块40计算的轨迹，所述基于导向设定点计算的轨迹然后形成用于计算结果设定点轨迹的替代设定点轨迹于与选择第二操作模式M2相对应的时间段。

在所描述的示例中，当另一选择的操作模式是第三操作模式M3时，获得软件46适合基于相应的主控制构件22、23、24的机械特性D、F获得由轨迹计算模块40计算的轨迹，所述基于机械特性D、F计算的轨迹然后形成用于计算结果设定点轨迹的替代设定点轨迹于与选择第三操作模式M3相对应的时间段。

根据所描述的示例，当另一选择的操作模式是第四操作模式M4时，获得软件46适合获得从相应的外部生成系统18接收的设定点轨迹，所述接收的设定点轨迹然后形成用于计算结果设定点轨迹的替代设定点轨迹于与选择第四操作模式M4相对应的时间段。

生成软件48适合基于所选操作模式生成结果设定点轨迹，结果设定点轨迹包括于与选择第一操作模式M1相对应的时间段获取的准备好的设定点轨迹的轨迹段以及于与选择另一个操作模式(即选择第二、第三和第四操作模式M2、M3、M4中的任何模式)相对应的时间段获得的替代设定点轨迹的轨迹段。

当选择若干操作模式时，除了第一操作模式M1之外的操作模式优先于第一操作模式M1，并且生成软件48然后适合从持续对应于选择这些多个操作模式的时间段获得的替代设定点轨迹的轨迹段计算结果设定点轨迹。换言之，第二、第三和第四操作模式M2、M3、M4中的每一个模式优先于第一操作模式M1。

具体地，在所描述的示例中，第三操作模式M3优先于第二操作模式M2，第二操作模式优先于第四操作模式M4。

有利地，第一模式M1和第四模式M4之间的相对优先级在所提供的设定点轨迹原点处取决于外部生成系统18。作为示例，当外部生成系统18是电子飞行袋(EFB)类型的电子输入板时，优先级被给予第一模式M1。作为附加示例，当外部生成系统18是数据链路系统时，优先级被给予第四模式M4。

显示软件50适合在屏幕32上为机组人员26显示驾驶信息，诸如模拟地平线70、速度向量符号72以及速度向量设定点符号74，如图5所示。速度向量符号72表示飞行器10的地面速度向量V_S的当前方向。速度向量设定点符号74表示由用户具体地使用控制杆22控制的速度向量设定点。地平线70与速度向量符号72之间的纵坐标代数偏差Δ₁的表示飞行器的地面梯度γ_S。地平线70与速度向量设定点符号74之间的纵坐标代数偏差Δ₂的表示梯度设定点。速度向量符号72与速度向量设定点符号74之间的横坐标代数偏差Δ₃表示飞行器的当前路线设定点与当前路线之间的偏差，与速度向量设定点符号74的横向位置表示路线设定点。地平线70与速度向量设定点符号74之间的代数角度表示横摇设定点。

现在将使用图6描述根据本发明的生成设备30的操作，图6示出根据本发明的用于生成结果设定点轨迹的方法的流程图。

在初始步骤100期间，生成设备30通过使用其选择软件42获取主控制构件22、23、24、附加控制构件28以及副控制构件29中的至少一个控制构件的致动来开始。致动是指机组人员26对这些控制构件22、23、24、28、29中的一个构件的任何动作，诸如操纵主控制构件22、23、24中的一个控件或附加控制构件28中的一个控件，获得诸如按压控制面板选择器或触敏键或者诸如机组人员26下达给语音控制系统的语音命令。

基于在步骤100期间获取的致动并且作为基于将参照图7描述的其他标准的可选附加，生成设备30接下来从第一、第二、第三、第四操作模式M1、M2、M3、M4中选择一个或若干个操作模式。

根据第一实施例，可以为每个轴从横轴y1、竖轴z1和纵轴x1中独立地选择每个操作模式M1、M2、M3、M4。

根据第二实施例，若干操作模式的选择在横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中的至少两个轴之间耦合。

如上所述，基于为与从横轴y1、竖轴z1和纵轴x1中选择的相关轴相关联的主控制构件22、23、24获取的机械特性诸如行程D或施加力F选择操作模式M1、M2、M3、M4。

具体地，用于与所考虑的飞行器轴相关联的主控制构件22、23、24的所获取的机械特性D、F的值不为零时，则仅在第二操作模式M2和第三操作模式M3之间选择操作模式。换言之，与所考虑的轴相关联的主控制构件22、23、24由机组人员26操纵，仅可为所述轴选择的操作模式是第二和第三操作模式M2、M3。

仅当与所考虑的飞行器轴相关联的主控制构件22、23、24处于中立位置时才切换到第一操作模式M1。

当选择第一操作模式M1时，生成设备30进行到以下步骤120，在此期间，飞行管理系统17所准备的设定点轨迹由获取软件44获取。

当从第二、第三和第四模式M2、M3、M4中选择另一操作模式时，生成设备30直接从步骤110进行到步骤130，在此期间，获得替代设定点轨迹，该替代设定点轨迹来自于生成设备30内部的轨迹计算模块40或者来自于外部生成系统18中的一个系统。

可替代地，如图6中的虚线路径所示，在步骤110结束时相继地执行获取120和获得130步骤而不管所选操作模式如何。

在获取步骤120或获得步骤130结束时，生成设备30在步骤140期间并且使用生成软件48基于所选操作模式生成结果设定点轨迹，结果设定点轨迹包括持续对应于选择第一操作模式M1的时间段的准备好的设定点轨迹的轨迹段以及持续对应于从第二、第三和第四模式M2、M3、M4中选择另一操作模式的时间段的替代设定点轨迹的轨迹段。

本领域技术人员将注意到当选择若干个操作模式时，另一个操作模式M2、M3、M4优先于第一操作模式，并且结果设定点轨迹然后由替代设定点轨迹的轨迹段形成持续对应于选择该多个操作模式的时间段。

具体地，当从第二、第三和第四模式M2、M3、M4选择若干个操作模式时，第三模式M3优先于第二模式M2，第二模式M2进而优先于第四模式M4。然后通过为来自多个所选模式中的最高优先级模式获得的替代设定点轨迹从第二、第三和第四模式M2、M3、M4形成结果设定点轨迹持续对应于选择该多个模式的时间段。

当选择第二操作模式M2时，替代设定点轨迹是由轨迹计算模块40基于前述至少一个导向设定点计算的轨迹。

当选择第三操作模式M3时，替代设定点轨迹是由轨迹计算模块40基于为从横轴y₁、竖轴z₁和纵轴x₁中选择的相关轴相关联的主控制构件22、23、24获取的机械特性D、F计算的轨迹。

当选择第四操作模式M4时，替代设定点轨迹是从相应的外部生成系统18接收的设定点轨迹。

在步骤150期间并且使用生成软件48，生成设备30接下来向接收系统16、19A、19B、20发送在步骤140期间生成的结果设定点轨迹以便由导向系统16控制飞行器10相对于所述结果设定点轨迹的轨迹或者以便保护系统19A、19B中的一个系统监视和/或保护飞行器的轨迹，并且作为可选附加，由显示系统20中的一个系统显示飞行器10的轨迹。

另外在步骤150期间，驾驶辅助信息由显示软件50显示在屏幕32上，如图5所示。

在步骤150结束时，生成设备30返回步骤100，以便获取控制构件22、23、24、28、29的新致动。

现在将参照图7更详细地描述不同操作模式M1、M2、M3、M4之间的转变，图7示出这些转变的逻辑图。

在步骤200期间，选择软件42在步骤280期间验证是否满足接合第三模式M3(也被称为手动模式)的条件。接合第三模式M3的条件例如包括用于对应于所考虑的飞行器轴或耦合飞行器轴中的一个轴的主控制构件22、23、24的所获取的机械特性D、F的值被包括在第一区间60或第二区间62内，图3可见。

根据第一实施例，当所考虑的飞行器轴满足接合第三模式M3的条件时，则在步骤210期间仅为所考虑的飞行器轴选择第三模式M3。

根据第二实施例，当飞行器的耦合轴中的一个轴满足接合第三模式M3的条件时，则在步骤210期间为飞行器的所有耦合轴选择第三模式M3。

在步骤210结束时，在已经接合第三模式M3之后，当生成设备30在步骤220期间检测到危险时，具体地使用保护系统19A、19B或传感器21，告知飞行器10的危险的功能被激活(步骤230)，并且所发现的危险被告知机组人员26，例如通过显示软件50在屏幕32上。

发现的危险类型具有很多可能的原因，主要原因是以下原因：

-可能需要避障策略的交通相关的冲突；

-飞行器的当前轨迹与地势之间的冲突；

-天气相关的威胁，基本上是局部现象，诸如风梯度、晴空扰流或尾流，其检测是机载地在飞行器上完成的，例如通过雷达或激光雷达。更高高度的天气有关的现象(诸如风暴)通常已知在上游并且然后被集成到轨迹计算中。

在步骤230结束时，在步骤240期间由显示软件50在屏幕32上显示所选模式，也被称为活跃辅助水平。在这种情况下，选择第三模式M3，并且所显示的活跃辅助水平于是就是手动模式。

可替代地，显示并不区分手动和向量辅助水平，在手动模式中显示的水平于是就是向量水平。在这个替代方案中，手动模式和向量模式之间的切换对于机组人员透明，即，机组人员不知道这个切换。

活跃辅助水平的显示被可选地完成，并且步骤240于是可选。当步骤240未完成时，该方法直接返回步骤200。

如果在步骤200期间不满足接合第三模式M3的条件，则生成设备30进行到步骤250，该步骤与前述危险检测步骤220完全相同。

如果在步骤250期间检测到危险，则生成设备进行到步骤260，在此期间，飞行器10的保护功能被激活。

其接下来生成被称为“保护设定点”的用于向量的导向设定点以便避免所发现的危险。

在步骤260结束时，生成设备30进行到步骤270，在此期间，所发现的危险被告知机组人员，例如通过使用显示软件50的屏幕32。

在步骤270结束时，生成设备30进行到步骤290，以下将描述。

如果在步骤250期间未检测到危险，选择软件42在步骤280期间验证是否满足接合第二模式M2(也被称为向量模式)的条件。

根据第一实施例，当以下条件之一为真所考虑的飞行器轴满足接合第二模式M2的条件时：

-用于对应于所考虑的飞行器轴的主控制构件22、23、24的所获取的机械特性D、F的值被包括在第三区间64或第四区间66内，图3可见，并且飞行器处于兼容飞行包络中，例如，飞行器10的动态特性不过量。换言之，如果飞行器的针对所考虑的耦合轴的动态特性未超过预定阈值则可以选择第二模式M2；或

-对应于所考虑的耦合轴的主控制构件22、23、24处于中立位置，飞行器10被稳定在受影响的驾驶轴上，并且第一模式M1或第四模式M4对所考虑的飞行器轴无效。

根据第一实施例，当所考虑的飞行器轴满足接合第二模式M2的条件时，则在步骤290期间仅为所考虑的飞行器轴选择第二模式M2。

根据第二实施例，当以下条件之一为真满足接合第二模式M2的条件时：

-所获取的机械特性D、F的值被包括在第三区间64或第四区间66内用于对应于耦合飞行器轴的主控制构件22、23、24中的至少一个构件，所获取的机械特性D、F的绝对值针对对应于耦合轴的其他主控制构件22、23、24低于第三和第四区间64、66的最大界限，并且飞行器处于兼容飞行包络中，例如飞行器10的动态特性沿着耦合轴不会太大。换言之，如果飞行器10到飞行器的不同耦合轴的动态特性不在对应的预定阈值之上则可以选择第二模式M2；或

-对应于耦合轴的主控制构件22、23、24全部处于中立位置，飞行器10被稳定在所有耦合驾驶轴上，并且第一模式M1或第四模式M4对耦合飞行器轴无效。

根据第二实施例，当满足接合第二模式M2的前述条件时，则在步骤290期间为所有耦合的飞行器轴选择第二模式M2。

在步骤290结束时，生成设备30进行到步骤240来显示活跃辅助水平，在此期间，显示软件50在屏幕32上显示有关选择第二模式M2的信息。所显示的活跃辅助水平于是就是向量模式。

如果在步骤280期间不满足接合第二模式M2的条件，则选择软件42进行到步骤300，在此期间，验证接合第四模式M4的条件。

接合第四模式M4的条件如下：

-对应于所考虑的轴或耦合轴的主构件沿着所考虑的方向处于中立位置；并且

-机组人员致动特定的按钮，诸如形成副控制构件29的控制面板选择器或触敏键或诸如附加控制构件28。

根据第一实施例，当所考虑的飞行器轴满足接合第四模式M4的条件时，则在步骤310期间仅为所考虑的飞行器轴选择第四模式M4。

根据第二实施例，当满足接合第四模式M4的条件时，则在步骤310期间为所有耦合的飞行器轴选择第四模式M4。

在步骤310结束时，生成设备30进行到步骤240来显示活跃辅助水平，在此期间，显示软件50在屏幕32上显示有关选择第四模式M4的信息。

如果在步骤300期间不满足接合第四模式M4的条件，则选择软件42进行到步骤320，在此期间，验证接合第一模式M1的条件。

根据第一实施例，当以下条件之一为真所考虑的飞行器轴满足接合第一模式M1的条件时：

-对应于所考虑的飞行器轴的主控制构件22、23、24的所获取的机械特性D、F的值是零，即，相应的主构件22、23、24处于中立位置，并且机组人员26按压特定的按钮，未示出，也被称为“现在恢复”，例如存在于主构件22、23、24中的一个构件上；或

-通过操作对应于所考虑的飞行器轴的主控制构件22、23、24，机组人员26已经选择对应于所考虑的飞行器轴上的飞行计划的设定点；或

-机组人员26已经通过致动第二控制构件选择对应于所考虑的飞行器轴上的准备好的轨迹的设定点。

根据第一实施例，当所考虑的飞行器轴满足接合第一模式M1的条件时，则在步骤330期间仅为所考虑的飞行器轴选择第一模式M1。

根据第二实施例，当以下条件之一为真满足接合第一模式M1的条件时：

-对应于飞行器的耦合轴的主控制构件22、23、24全部在所考虑的方向上处于中立位置，并且机组人员26按压特定的按钮，被称为“现在恢复”；或

-通过操纵主构件22、23、24中的一个构件，机组人员26已经选择与这些飞行器轴中的一个轴上的飞行计划相对应的设定点，而对应于耦合轴的所有其他主构件22、23、24处于中立位置。

根据第二实施例，当满足接合第一模式M1的前述条件时，则在步骤330期间为所有耦合的飞行器轴选择第一模式M1。

在步骤330结束时，生成设备30进行到步骤240来显示活跃辅助水平，在此期间，显示软件50在屏幕32上显示有关选择第一模式M1的信息。所显示的活跃辅助水平于是就是飞行计划模式。

如果在步骤320期间不满足接合第一模式M1的条件，则选择软件42进行到步骤240。

本领域技术人员于是将理解到模式接合的含义对应于模式选择的含义接合模式M1、M2、M3、M4之间的优先级含义。

规定所描述的操作是使得总是为飞行器的这三个轴中的每一个轴选择第一、第二、第三和第四操作模式M1、M2、M3、M4中的至少一个操作模式。当生成设备30被初始化时，默认为每个飞行器轴选择操作模式，即第一模式M1。

于是在生成设备30内将结果设定点轨迹的生成集中化，这使得可以相对于现有技术的许多分离的航空电子学系统的多个界面减少人机界面的复杂性。

根据本发明的生成设备30和生成方法因此使得可以提高飞行器10的飞行安全并且减少机组人员26的工作负担。