飞行器纵向约束显示方法和系统，计算机程序产品和飞行器与流程

本发明涉及一种在飞行器的显示装置上显示飞行器的竖直约束的方法，显示装置属于飞行器导航系统。本发明还涉及一种飞行器导航系统、相关的计算机程序产品和飞行器。

本发明涉及航空领域，并且特别涉及飞行器的导航管理领域。

背景技术：

目前，飞行器通常配备有飞行管理系统(FMS，英文为Flight Management System)。FMS能够收集与飞行器通信的机载系统和飞行控制系统的数据，并且为根据各种外部约束和飞行器性能进行的导航飞行器提供信息。FMS还能够使飞行器的部分驾驶自动化并提供显示，以用于飞行器的导航系统的显示装置。

举例来说，FMS能够计算飞行器的竖直测线(profil vertical)，该竖直测线能够满足针对侧向参考轨迹的最大竖直约束，该侧向参考轨迹尤其是根据飞行器的飞行计划建立的。

然而，存在有飞行器不遵循初始预期的参考轨迹的各种情况，例如，由于气象原因或者为了满足飞行器之间的间距约束，过程或踪迹的改变，推迟或提前飞行器的预期到达的必要。

在飞行器被迫偏离初始的侧向参考轨迹的情况下，FMS通常不再提供自动引导并且不再适用于向机组提供信息，该信息有关于所要满足的竖直约束，尤其是飞行器的性能的余量。

同样，在飞行器被迫偏离初始的侧向参考轨迹的情况下，例如，如果飞行器下降而并未授权下降，机组并不拥有与飞行器的性能的余量有关的信息，该信息由机组拥有以满足所要出现的竖直约束。

技术实现要素：

本发明的目的在于通过提供飞行器的竖直约束的表示来改进导航系统，初始参考轨迹遵循或不遵循该竖直约束。

为此，本发明提出了一种在飞行器的显示装置上显示所述飞行器的竖直约束的方法，所述显示装置属于飞行器导航系统，所述方法由属于所述导航系统的电子装置来实现。该方法包括以下步骤：

-获取所述飞行器的至少一个竖直约束，

-计算与所述竖直约束相关联的斜率表示值，

-在斜率标度上与所述竖直约束相关联的斜率表示值处显示所述斜率约束的表示符号。

有利地，本发明提出了根据飞行器的性能特征来以斜率表示竖直约束。该表示使得导航人员能够充分了解所示竖直约束相关的飞行器的当前情况，当前引导相关且飞行器的性能相关的余量。

本发明特别用于考虑飞行器的竖直约束。

根据本发明的方法还具有以下特征中的一个或多个，这些特征以技术上可行的方式进行任意组合。

斜率标度是性能标度，该方法还包括显示所述性能标度，所述性能标度包括根据所述飞行器的至少一个特征计算出的所述飞行器可达到的最小斜率值和最大斜率值，计算与所述竖直约束相关联的所述斜率表示值还根据所述飞行器的至少一个特征的函数来完成。

该方法包括根据飞行器的至少一个性能特征来计算最小性能轨迹和最大性能轨迹，最小斜率表示值等于最小性能轨迹的切线相对于飞行器的人为水平线的斜率值，最大斜率表示值等于最大性能轨迹的切线相对于飞行器的人为水平线的斜率值。

该方法还包括显示符号，该符号表明飞行器的当前斜率或当前竖直速度，该符号以斜率标度表示。

该方法还包括显示飞行器的当前引导整定值，该当前引导整定值以斜率标度表示。

该方法包括采集所述飞行器的飞行参数，所述飞行参数包括所述飞行器的竖直速度、所述飞行器的地面速度、所述飞行器的当前高度、所述飞行器的当前斜率以及空气速度，竖直约束由高度限定，并且与所述竖直约束相关联的斜率表示值以数学公式来得到，所述数学公式是所述竖直约束的高度以及所述飞行器的所述飞行参数中的至少两个参数的函数。

计算与所述竖直约束相关联的斜率表示值的步骤包括估算限制轨迹在与所述飞行器的当前距离相距预定距离处的切线的斜率值，所述限制轨迹是使得能够根据预定满足标准满足所述竖直约束的轨迹。

当所述竖直约束为高度约束时，竖直约束的满足标准是高度差的绝对值小于数值距离阈值，所述高度差是约束在地面坐标限定的经过点处的高度值与飞行器的所述限制轨迹在所述经过点处提供的高度值之间的差。

计算斜率表示值将到与约束相关联的经过点处的水平距离考虑在内。

该水平距离根据飞行器遵循的侧向轨迹或根据飞行器的参考轨迹来计算。

该水平距离是到应用约束的区域的最短水平距离。

该方法包括根据所述飞行器的至少一个性能特征来计算最小性能轨迹和最大性能轨迹，并且计算斜率表示值包括确定步骤，所述确定步骤使得能够确定所述竖直约束是否属于由所述最小性能轨迹和所述最大性能轨迹限定的可达到飞行范围。

当所述竖直约束属于所述可达到飞行范围时，所述斜率表示值是针对所述竖直速度的控制模式和所述飞行器的斜率控制模式中的至少一个引导模式的传播器整定值，以使得所述飞行器满足所述竖直约束。

当所述竖直约束不属于所述可达到飞行范围时，所述斜率表示值根据所述飞行器的外推限制轨迹来计算。

竖直约束从最小高度限制、最小斜率限制或最小竖直速度限制、以及最大高度限制、最大斜率限制或最大竖直速度限制中选择，并且对于竖直约束，所述表示符号的选择使得表示最小限制和最大限制中的竖直约束类型。

根据变型，所述表示符号采用表示竖直约束来源的形状并且具有对所述飞行器的当前位置与应用所述竖直约束的区域之间的距离进行表示的大小或暗度。

该方法包括选择要显示的竖直约束的选择步骤，所述选择将所述飞行器到所述竖直约束的距离参数、与所述竖直约束的来源有关的优先级参数以及表示与所述约束相关联的斜率的参数中的至少一个参数考虑在内。

根据第二方面，本发明涉及一种在飞行器的显示装置上显示所述飞行器的竖直约束的系统，所述显示装置属于飞行器导航系统，所述系统由属于所述导航系统的电子装置来实现。该系统包括：

-获取模块，其获取所述飞行器的至少一个竖直约束，

-计算模块，其计算与所述竖直约束相关联的斜率表示值，

-显示模块，其在斜率标度上与所述竖直约束相关联的斜率表示值处显示所述斜率约束的表示符号。

根据第三方面，本发明涉及一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括软件指令，该软件指令在被计算机执行时实现以上简述的在飞行器的显示装置上显示所述飞行器的竖直约束的方法。

根据第四方面，本发明涉及一种飞行器，所述飞行器包括导航系统，所述导航系统包括显示装置，其特征在于，所述导航系统实现以上简述的显示竖直约束的系统。

附图说明

通过以下出于解释目的参照附图给出的非限制性说明，本发明的其他特征和优点将变得明显，在附图中：

-图1概括示出了飞行器的轨迹以及所满足的竖直约束的示例；

-图2为本发明的一个实施例中的飞行器导航系统的主要模块的框图；

-图3为根据本发明的一个实施例的飞行管理导航系统的主要模块的框图；

-图4为根据本发明的一个实施例的竖直约束的表示的示例；

-图5为示出了根据本发明的一个实施例的对竖直约束的斜率表示进行确定的主要步骤的逻辑图；

-图6和7概括示出了飞行器轨迹以及相关联的斜率表示；

-图8为示出了根据本发明的一个实施例的对待显示的竖直约束进行选择的主要步骤的逻辑图。

具体实施方式

在下文中，将在本发明借助于通过适用于或将适用于飞行器的竖直约束在主导航显示上的表示进行的飞行器的引导的应用中对本发明进行说明，主导航显示器为主飞行显示器(PFD，英文为Primary Flight Display)类型或者平视显示器(HUD,英文为Head Up Display)类型。

一个约束在其应当在当前时刻得到满足时被认为是适用的。适用的或将适用的约束是位于飞行器要遵循的轨迹上或接近该轨迹的约束。仅对这些约束进行显示；也就是说，对于既不适用也不将适用于飞行器遵循的当前轨道的约束不进行显示。

通常，竖直约束由飞行器应当满足的高度、斜率或垂直速度的窗口或取值范围限定。

可选地，除了竖直约束之外，还限定了侧向约束，从而限定了飞行器的容量(volume)或飞行航线。

图1概括示出了飞行器2和预期轨迹4，以及与飞行器8在地面上的投影有关的预期轨迹的地面迹线6。

来自各个来源的竖直约束能够应用于给定飞行器并应用于给定轨迹部分。

在图1所示的示例中，第一约束CT1限定了针对飞行器所禁止的容量或飞行水平。在没有侧向限制的情况下，此类型的约束限定了针对飞行器所禁止的高度范围，例如为了完全防止碰撞风险。重要的是由地面上的控制系统施加的临时约束，例如，空中交通管制ATC(Air Traffic Control)机构。约束CT1限定了不超过的高度，因此，限定了最大高度限制约束，即约束BELOW(飞行器的高度应当小于或者等于所给的最大高度)。为了方便理解，约束CT1在图1中由指向地面的箭头表示的点P_CT1的集合示出。

第二约束示例为第二约束CT2，第二约束CT2限定了相对于地面所禁止的容量，例如由于地势或者设施的存在造成的容量，从该设施的略过需要进行管理，这是永久性约束。此类型的约束规定了每一点的最小高度，涉及到最小高度限制约束，即约束ABOVE，对于该约束ABOVE，飞行器的高度应当大于或等于所给的高度。

第三约束示例为第三约束CT3，该第三约束CT3通过飞行指示或NOTAM(Notice to Airmen)来规定，例如针对气象原因来规定。在图1的示例中，约束CT3规定了最小高度，因此涉及到所谓的约束ABOVE。为了方便理解，约束CT3在图1中由指向与地面相反方向且示出最小高度的箭头表示的点P_CT3的集合示出。

另外，还示出了与飞行器的飞行计划相关联的第四约束CT4、即过程约束。飞行计划包括地面上的经过点(waypoints)的集合，这些经过点由其在地球参考系中的维度和精度坐标来进行地理参考。在给定的经过点处，一个或多个竖直约束相关联，这一个或多个竖直约束可以是称为ABOVE的最小高度约束、称为BELOW的最大高度约束、称为AT的满足高度约束或称为WINDOW的满足高度窗口。在图1的示例中，在经过点P₁处，过程约束是约束WINDOW，而在经过点P₂处，过程约束是约束AT。

综上所述，当约束唯一限定了最小高度限制(ABOVE)时，授权的高度值范围对应于比给定的最小高度值更大的值。

当约束唯一限定了最大高度限制(BELOW)时，授权的高度值范围对应于比给定的最大高度值更小的值。

当约束为AT时，授权高度值范围缩小为一点，该点对应于给定的高度约束的值。

最后，当约束为WINDOW时，授权高度值范围对应于高度值的集合，该高度值介于由约束限定的最小高度至和最大高度值之间。

第五约束示例(未示出)为源自诸如交通或天气情况之类的外部威胁的保护系统的竖直约束。例如，碰撞检测预防系统TCAS检测与其他飞行器的碰撞风险并且将该碰撞风险转译为所要满足的约束，尤其是竖直速度约束，例如规定竖直速度大于或等于1500英尺/分钟。此外，例如，地面碰撞预防系统TAWS发出告警，该告警可以被转译为斜率约束，例如表示斜率大于或等于3°。

除了图1中所示的约束之外，还存在容量约束，容量约束表示例如由地理参考轨迹预定的容量或飞行航线，该地理参考轨迹与最大侧向和竖直间距相关联。例如，通过这样的约束规定的容量可以由矩形或椭圆形的截面可变管道来限定。

同样，存在有飞行器的标准过程约束，例如由起飞、降落或在飞行水平转变过程中、又或者在故障情况下所要满足的最小或最大斜率限定的约束，例如在失压情况下的约束BELOW。

每个竖直约束由限制参数值表示：

-约束方向：ABOVE或BELOW；

-约束类型：高度约束、斜率约束、竖直速度约束。

约束WINDOW或AT将被分解为两个约束ABOVE和BELOW。

竖直约束可以表达为高度、速度或斜率。

因此，在竖直约束的性能标度上详细示出了斜率表示，但是该斜率表示可以针对全部其他标度，诸如斜率一致竖直速度标度(échelle de vitesse verticale conforme)或者斜率渐增纵倾标度(échelle d'assiette graduée)，又或者不考虑任何标度。

一致竖直速度标度表明了斜率一致的竖直速度的刻度，也就是说，与竖直速度VZ对应的刻度以相关斜率FPA显示。

竖直速度VZ的特征值，竖直速度GSPD(英语为ground speed)和表征斜率FPA的角度由以下等式相关：

$FPA=ATAN\left(\frac{VZ}{GSPD}\right)---\left(1\right)$

其中，GSPD表示与竖直方向Z垂直的纵向方向X上的竖直速度，并且ATAN()为反正切函数。

斜率渐增纵倾标度是本领域技术人员公知的并且用于表明飞行器的纵倾，通过读出符号模型飞机关于斜率渐增标度的位置。优选地，在PFD和/或HUD类型的显示屏上显示斜率表示以及相关联的斜率标度。

图2概括示出了根据一个实施例的飞行器导航系统10。

导航系统10包括飞行器引导系统12，飞行器引导系统能够从传感器组14接收数据并且向飞行器的控制系统16发送命令。

传感器组14以已知方式包括地理位置GPS数据传感器、高度传感器、速度传感器、加速度传感器等，这些传感器提供对飞行器的导航有用的数据。

飞行器的控制系统16特别包括升降舵机和方向舵机、发动机控制系统或ECU(Engine Control Unit，发动机控制单元)、空气动力制动控制系统等。

飞行器引导系统12通过其对于飞行器的控制系统总体的作用而使得能够引起飞行器的高度改变。

飞行器引导系统12例如为自动导航装置，被记为AFCS(英语为Auto-Flight Control System，自动飞行控制系统)，还被称为自动飞行员并记为PA或AP(英语为Automatic Pilot)。

导航系统10还包括通信系统18，通信系统通过无线连接(也被称为DATALINK)与地面上的ATC型空中交通控制系统通信，该空中交通控制系统能够向飞行器实时提供来自于地面或者其他飞行器的信息。

例如，与气象条件有关的特定信息施加了新的竖直约束，该竖直约束能够导致飞行器的轨迹发生改变，该具体信息通过通信系统18发出。

导航系统还包括飞行管理系统20(也称作FMS)，飞行管理系统与飞行器引导系统12以及人机接口22连接，人机接口尤其包括一个或多个显示装置24，一个或多个显示装置使得能够显示各种信息，该信息对于导航机组、并且尤其对于来自根据本发明的一个实施例的飞行管理系统20的适用的或将适用的竖直约束有用。

作为变型或者补充，竖直约束通过SWS、TCAS或TAWS类型的监视系统21(分别针对失速、交通和地面进行的保护)又或者通过采用无线连接DATALINK的通信18进行接收。

另外，其他的人机接口26包括键盘、按键以及更普遍的一个或多个使得飞行员能够进行交互从而改变显示或用于选择或修改飞行器的引导整定值的装置。

显示装置24包括一个或多个显示屏，该一个或多个显示屏例如位于飞行器的仪表板上并被称为“主显示器”；并且包括一个或多个HUD或平视显示器类型的显示屏，该显示屏使得能够对飞行员的视野中重叠的数据进行显示，尤其是在驾驶舱玻璃窗处显示。例如，在透明显示屏上进行HUD型显示器，该透明显示屏位于飞行员的位置与驾驶舱玻璃窗之间并在飞行员的视线方向上。

作为变型，HUE型显示器在位于飞行员的一只或两只眼睛前方或者通过头盔或眼睛固定到飞行员头部的显示屏上显示。有利地，HUD型显示装置提供了SVS(合成视景系统，英语为Synthetic Vision System)类型的地面的合成表示。

在本领域的技术人员的能力之内的HUD型显示屏的全部变型都是可以想到的。

优选地，飞行管理系统20由包括一个或多个处理器的计算机来实现，该一个或多个计算机在上电时能够执行计算以及计算机程序代码指令。

传感器组14适用于测量飞行器的速度和加速度，尤其测量沿竖直方向Z、即与地表面正交的方向上的竖直速度VZ。

能够想到飞行器的多个引导模式，包括第一数值速度控制模式，已知为VS(vertical speed)模式；第二飞行器斜率控制模式，已知为FPA(flight path angle)模式；第三发动机固定调节爬升模式，已知为CLB(英文为CLIMB)模式；以及，第四发动机固定调节下降模式，已知为DES(英文为DESCENT)模式。发动机调节例如为转速、转矩或增碳剂流量的调节。第三和第四模式也被称为性能模式，这是因为第三和第四模式使得能够完全利用飞行器的性能。CLB模式通常与全推力相关联，同时DES模式与最小推力相关联。

图3概括示出了由适用于实现本发明、尤其是所示示例中的飞行管理系统20的装置所实现的主要功能模块。

作为变型，这些功能模块被实现在飞行器引导系统12中、人机接口22中又或者包括计算装置的其他自主电子装置中。

系统20包括存储器30，该存储器能够存储软件程序代码指令和信息数据库，信息数据库包括飞行参数值。

系统20还包括一个或多个竖直约束、尤其是诸如上文中限定的竖直约束的获取模块32，以及要显示的约束的选择模块34。

模块34的实现是可选的。根据一个实施例，对全部的竖直约束进行显示。

另外，系统20包括表示模块36，表示模块使用相关参数来表示所获取的竖直约束。

例如，竖直约束WINDOW由两个竖直约束表示：约束ABOVE和约束BELOW。

模块36能够对每个竖直约束的斜率表示值进行计算，优选地根据飞行器的至少一个如下详述的性能特征进行计算。

由此，不论关于斜率、纵向速度或高度的竖直约束的初始表达为何，都通过斜率值来进行表示。

在特定情况下，斜率表示值的计算还考虑到飞行器的引导模式。斜率表示值与竖直约束相关联，斜率表示值表明飞行器为了满足竖直约束而采用的斜率。

例如，斜率表示值是角度值或者高程差百分比。

在本申请的后续说明中，为了简单起见，术语斜率值也被用于对以上定义的斜率表示值进行给定。

需要注意的是，在通常情况下，斜率由多种可能以满足给定的约束。在约束ABOVE(或BELOW)的情况下，优选地，对使得能够越过限制值的斜率进行计算，并因此满足约束。然而，任何更大(或更小)的斜率值都使得还能够满足约束。

在一个实施例中，在竖直约束是高度约束的情况下，模块36包括子模块40和模块42，该子模块40能够实现根据飞行器的性能计算最小和最大斜率值并限定可达到的飞行范围，模块42对与飞行器的限制轨迹相关联的斜率值进行计算以使得能够实现竖直约束，这将在下文中详细解释。

模块38根据性能标度确定每个竖直约束的表示，并且可选地依照引导模式确定飞行器的引导整定值，性能标度由飞行器根据飞行器的至少一个性能特征所能达到的最小和最大斜率值来限定。

系统20还包括显示模块44，显示模块能够将模块38确定的信息、尤其是竖直约束的一个或多个斜率表示符号和可选的性能标度，以及飞行器的当前引导整定值显示在显示屏24上，飞行器的当前引导整定值表明飞行器在当前引导模式下的当前的斜率整定值或竖直速度整定值，以及飞行器的当前斜率值或竖直速度值。

有利地，飞行员通过观察该显示器能够充分了解飞行器与一个或多个竖直约束有关的当前位置，与当前引导有关的余量以及与飞行器的性能有关的余量。

图4示出了在表示与约束相关联的斜率值的斜率标度下，测线中的两个竖直约束的概括表示50、以及根据本发明的相同约束的概括表示52。

在竖直方向Z和沿飞行器的侧向轨迹的曲线坐标S(x,y)的参考系中，概括表示50示出了在地理参考点P₁处的第一竖直约束，第一竖直约束是约束ABOVE并表明飞行器应当在点P₁处超过高度Z₁。第一竖直约束由指向上方的三角形的符号54表示。

第二竖直约束表明飞行器在地理参考点P₂处应当在高度Z₂下方经过，第二竖直约束为约束BELOW，其由指向下方的三角形的符号56表示。

根据本发明的概括表示52还包括与在地理参考点P₁、P₂处以斜率表示的相同约束有关的信息。

约束在斜率性能标度E上表示，该斜率性能标度由分别与最小斜率值和最大斜率值对应的极限斜率值60、62来限定，最小斜率值对应于飞行器的最小性能，最大斜率值对应于飞行器的最大性能。

例如，斜率值62与飞行器的发动机的最大推力相关联，且斜率值60与飞行器的发动机的最小推力相关联。

作为变型，极限斜率值对应于与性能引导模式相关联的发动机的调节。

例如，与称为CLB的引导模式相关联的发动机调节被用于限定最大斜率值62。例如，与称为DES的引导模式相关联的发动机调节被用于限定最小斜率值60。该变型使得能够将所适用的最小和最大转速考虑在内，最小和最大转速根据飞行条件进行计算，例如，考虑到除冰的必要性。

作为另一变型，极限斜率值除上述发动机调节之外还可以与是否表现出诸如空气制动器、偏离表面或者起落架之类的空气动力表面的状态相关联。例如，最小性能斜率60可以通过考虑最小转速和空气制动气状态来计算。

借助于导航设备和传感器根据飞行器的载重量和飞行条件进行自动计算以使得能够确定与飞行器的最大性能相关联的最大斜率值以及与飞行器的最小性能相关联的最小斜率值的其他全部已知变型能够得到利用。

与点P₁有关的第一约束和与点P₂有关的第二约束在标度E上表示为斜率值63、65，斜率值63、65由斜率值确定模块36计算得到并且分别由三角形符号64、66表示。

优选地，每个符号64、66通过三角形的指向来表明竖直约束的方向。

相对于性能标度E还示出了人为水平线68，该水平线对应于零斜率并且是本领域的技术人员公知的。

与人为水平线相关联的零斜率可以用作性能标度E的起点。

在图4的示例中，所示的两个约束位于人为水平线68上方并且表明两个约束在飞行器之上。

与当前引导模式有关的飞行器的当前引导整定值70、以及飞行器的当前斜率值72被显示。

作为变型或补充，飞行器的当前竖直速度显示为对应斜率值。

例如，当前引导整定值70对应于VS模式整定值并且由飞行器的速度正定值矢量表示。

当与约束相关联的符号在当前引导整定值70的表示的下方时，这意味着保持当前引导整定值使得飞行器能够越至约束之上。在图4的示例中，由符号64表示的第一竖直约束由当前引导整定值70满足。

当与约束相关联的符号在当前引导整定值70的表示的上方时，这意味着保持当前引导整定值使得飞行器能够越至约束之下。在图4的示例中，由符号66表示的第二竖直约束由当前引导整定值70满足。

有利地，表示52使得能够对飞行器的性能余量进行显示。例如，为了满足关于飞行器的极限性能62、60所要到来的约束ABOVE或BELOW的余量仅由性能标度E上与约束及极限值相关联的斜率值来表示。

如果其中一个所要到来的约束ABOVE(或BELOW)在性能标度E上与极限值62(或60)齐平，则飞行器的性能并不存在维持该约束的余量。

如果其中一个所要到来的约束ABOVE(或BELOW)越过极限值62(或60)，则由于飞行器的当前性能而无法满足给定的约束。在此情况下，可能向飞行员发出告警，预见到缺乏约束或者英文中为MISSED。根据一个实施例，视觉告警显示在显示器24之一上，并且可选地伴随有其他类型的告警，例如，声音告警。例如，视觉告警可以通过表示约束的符号的动画来实现，该动画能够是闪烁、变大、摆动、颜色改变等等。

另一方面，飞行器的当前斜率值72与约束相关联的斜率值之间的间距表明了飞行器的当前斜率上的余量。同样，飞行器的当前引导整定值70的斜率值与约束相关联的斜率值之间的间距表明了飞行器的当前引导整定值上的余量。更普遍地，该显示使得能够对引导整定值或者飞行器的当前斜率进行调整以满足一个或多个约束。

例如，在显示器52中，当前引导整定值70应当位于斜率值63和65之间以满足与点P₁和P₂相关联的约束。

需要注意的是，为了满足具有相关斜率值的整定值AT，引导整定值应当与该斜率值齐平。

当然，竖直约束52的表示随着飞行器接近点P₁和P₂逐步动态演变。

除了这些信息之外，根据变型，与约束相关联的符号使得补充信息以图形方式表示。

例如，每个竖直约束的来源可以由相关联的符号表明。

在一个非限制性实施例中：

-诸如图4的64、66之类的三角形符号表示与飞行计划相关联的约束；

-箭头类型的符号表示与起伏相关联的竖直约束；

-菱形类型的符号表示与交通相关联的竖直约束；

-云状符号表示气象条件造成的竖直约束。

通常，能够想到使得能够携带与每个约束的来源有关的补充信息的符号或颜色的全部选择。

作为补充，还可以预见到通过视觉信息来表明约束的空间或时间上的邻近程度，例如，表示约束的符号的大小或者符号的暗度。

由此，显示动态演变并且依赖于表示飞行器与约束之间距离的参数，该参数为到达点P₁、P₂上方所需要的距离或者时间，这些点为地面地理参考点。

有利地，这使得能够显示出约束的相对次序，使得飞行员能够确定满足约束的次序。

图5为以逻辑图的形式示出了根据本发明的一个实施例的对以高度表达的每个竖直约束的斜率表示值进行计算的方法的主要步骤。

该方法用于所要到来的竖直约束，对飞行器在基于位于飞行器前方的地理参考点P_i限定的区域中的通过进行限定。

该方法使用飞行器的信息或性能特征、传感器组14以及预先存储的理论功能数据(例如，性能表)的输出以及限定竖直约束的信息。

该方法包括获取竖直约束C步并确定要使用的参数值的步骤80，该步骤包括确定相对于竖直约束C的水平距离。

通常，还获取飞行器的飞行参数，包括飞行器的竖直速度、飞行器的地面速度、飞行器的当前高度、飞行器的当前斜率以及空中速度(vitesse de l'air)。

水平距离Dc优选地是直至遵循飞行器所遵循的侧向轨迹应用约束C的区域的距离。

作为变型，水平距离Dc是飞行器与应用约束的区域之间的最短距离。

根据另一变型，水平距离Dc是直至遵循另一侧向轨迹应用约束C的区域的距离，该侧向轨迹优选地例如由飞行计划限定。

此外，所使用的飞行器的速度测线在步骤80确定。

优选地，速度测线是与飞行器的当前整定值速度相等的当前速度测线。

根据一个变型，速度测线是当前速度侧向并且等于飞行器的当前测量速度。

根据另一变型，速度测线是另一速度测线，例如与优选地由飞行计划限定的轨迹相关联的速度测线。

参数值的确定步骤80之后是根据传感器组和机载装置提供的数据以及理论模型或预先记录的飞行器的性能表来计算最大和最小性能轨迹的步骤82，最大和最小性能轨迹分别对应于针对飞行器的一给定状态(速度、配置等)的飞行器的最大性能和针对飞行器的一给定状态的飞行器的最小性能。

对于最小和最大性能轨迹的计算优选地通过传播器(propagateurs)来完成，传播器基于输入处提供的传播器整定值根据已知方法来激励使用飞行器的竖直引导模式，尤其是VS、FPA、CLB和DES模式，该已知方法在此不再赘述。

对应于与性能标度E相关联的图4的斜率值62的最大斜率表示值MAX被选择为飞行器的当前位置处或飞行器的当前位置的预定距离处的轨迹切向最大斜率值。

对应于与性能标度E相关联的图4的斜率值60的最小斜率表示值MIN被选择为飞行器的当前位置处或飞行器的当前位置的预定距离处的轨迹切向最小斜率值。

图6和7概括示出了最小性能轨迹90和最大性能轨迹92、以及不同切线94和96的示例。

不同的斜率表示值MAX和MIN对应于切线94、96相对于人为水平线98的斜率。这些特征斜率值优选地为角度值。

返回图5，计算最小和最大轨迹以及相应的极限斜率值的步骤82之后的多个步骤确定与所考虑的竖直约束相关联的限制轨迹的斜率表示值。

确定竖直约束C的范围的步骤84在于确定竖直约束C是否属于可达到飞行范围，该可达到飞行范围是由预先计算的最大和最小限制轨迹限定的范围。

例如，在图6中，两个约束C1和C2是完全处于可达到飞行范围内的两个约束。

在图7的示例中，约束C2位于可达到飞行范围之外，则约束的高度Z_C2大于应用约束的区域内所能达到的最大高度。

与约束相关联的轨迹、即与约束相关联的限制轨迹所关联的斜率在下文详述的步骤86和88中进行计算。

与竖直约束C相关联的限制轨迹被称为始于飞行器并且严格实现约束并因此经过位于地理参考经过点P上方的高度点Z_C的轨迹。

根据附图中的情况来分辨三种类型的限制轨迹：

-直接限制轨迹，其与飞行器的性能相适应，通过使竖直速度和斜率中的一个当前飞行参数保持不变来计算。直接限制轨迹是通过使用飞行器的引导系统的相应引导模式(VS或FPA)对所要飞过的轨迹的预期。

-饱和限制轨迹，其与飞行器的性能相适应并且包括两部分，每一部分具有竖直速度、斜率和发动机调节中的一个当前飞行参数。通常，第一部分所用的当前参数为竖直速度或斜率，且第二部分所用的当前参数为发动机调节。饱和限制轨迹是通过使用飞行器的引导系统的相应引导模式(VS、FPA、CLB或DES)对所要飞过的轨迹的预期。

-外推限制轨迹，当不存在与飞行器相适应的直接限制轨迹或饱和限制轨迹时计算得到。

在图6中示出了与约束C1相关联的直接限制轨迹102，以及与约束C2相关联的饱和限制轨迹104，饱和限制轨迹104包括在点109处联接的第一部分106和第二部分108。

在图7中示出了外推限制轨迹110，该外推限制轨迹110使得能够实现约束C2，但是位于可达到飞行范围之外。

返回图5，当所考虑的竖直约束位于可达到飞行范围内时，步骤84之后是确定与竖直约束相关联的限制轨迹的斜率值的步骤86，该限制轨迹是直接限制轨迹或饱和限制轨迹。

可以想到步骤86的多个实施例。

根据第一实施例，直接限制轨迹的斜率的近似由以下计算给出：

$FPA\_C=ATAN\left(\frac{Z\_C-Z\_A}{Dc}\right)---\left(2\right)$

其中，FPA_C是表示所计算的斜率的角度值，ATAN()是反正切函数，Z_C是与约束C相关联的高度，Z_A是飞行器的当前高度，并且Dc是步骤80中限定的水平距离。

需要注意的是，FPA_C是经过点Z_C和Z_A的直线的斜率。或者，飞行器通常没有笔直轨迹，而是抛物型轨迹。

根据一个替代方式，包括步骤86a至86f的采用二分法对斜率表示值的迭代检索算法得以实现。

在第一步骤86a中，如下预置检索区间[a,b]，a和b为斜率值。

如果约束的高度在飞行器的高度之上，[a,b]＝[0,MAX]；

如果约束的高度在飞行器的高度之下，[a,b]＝[MIN,0]；

表示所执行的迭代次数的参数N被预置为0。

在下一步骤86b中，斜率表示值FPA_C计算如下：

$FPA\_C=\frac{a+b}{2}---\left(3\right)$

参数N加1。

随后，在步骤86c中，将参数N与限定了迭代最大执行次数的阈值CRIT_1进行比较。

优选地，CRIT_1在第一次迭代时由下式进行计算：

$CRIT\_1=CEIL\[\frac{ln\left(\right(b-a)/PRS)}{ln\left(2\right)}\]---\left(4\right)$

其中，CEIL[X]提供了大于实数X的舍入整数，In()自然对数函数，且PRS是期待的斜率精度，优选地介于0.01°和0.2°之间。替代性地，使用固定值，例如CRIT_1＝10。

如果N大于CRIT_1，迭代终止，并且与约束C相关联的斜率表示值为数值FPA_C。

在下一步骤86d中，斜率值FPA_C被用作在传播器的输入处提供的整定值，该传播器能够根据初始斜率值FPA_C来计算直接限制轨迹或饱和限制轨迹T_L(FPA_C)。

需要注意的是，传播器开始时激励保持斜率，即FPA模式，斜率值FPA_C被用作整定值。

当传播器开始激励保持竖直速度时，即VS模式，在传播器的输入处提供的整定值为：

VZ_C＝tan(FPA_C)*GSPD_M (5)

其中，tan()为正切函数，GSPD_M为飞行器在距离Dc上的平均地面速度值，例如通过精确方式计算或者作为飞行器的当前地面速度以及约束高度上的估计速度的加权和进行计算。

需要注意的是，当达到飞行器的性能限制时，即当VS或FPA模式不再适合于飞行器的性能时，传播器从VS或FPA模式自动转变到性能模式CLB(但那个约束高于水平线时)或DES(当约束低于水平线时)。

更加有利地，为传播器选择初始模式VS或FPA是根据所分配的竖直模式来进行的，即如果分配VS模式则初始模式为VS，如果分配FPA模式则初始模式为FPA。当VS或FPA模式均未被分配时，算法根据背景来计算初始模式，例如在上升、巡航和最初下降阶段为VS模式，且在靠近阶段为FPA模式。

替代性地，始终根据背景来为传播器选择初始模式VS或FPA，例如在上升、巡航和最初下降阶段为VS模式，且在靠近阶段为FPA模式。

因而获得传播器在应用约束的区域内的地理参考点P处达到的高度值Z_Ap。

通过ΔZ来给出遵循轨迹T_L(V_c)达到的高度与约束Z_C相关的高度之间的高度差：

ΔZ＝Z_Ap-Z_C (6)

在比较步骤86e中，将ΔZ的绝对值与预定阈值CRIT_2进行比较，该预定阈值CRIT_2优选地为根据期望斜率精度PRS计算的值，期望斜率精度例如介于0.01°和0.2°之间。

例如，

CRIT_2＝0,5*tan(PRS)*Dc (7)

替代性地，使用固定值，例如CRIT_2＝1米。

如果|ΔZ|＜CRIT_2，则迭代终止。

与约束C相关联的斜率值是FPA_C。

否则，步骤86e之后是对检索区间进行更新的步骤86f：

-如果ΔZ＞0，[a,b]←[a,FPA_C] (8)

-如果ΔZ＜0，[a,b]←[FPA_C,b] (9)

算法返回到前述步骤86b，并且对步骤86b至86f进行迭代直至所进行的迭代次数N大于CRIT_1。

当所考虑的竖直约束不属于可达到飞行范围内时，步骤84之后是根据与竖直约束相关联的外推限制约束轨迹确定斜率值的步骤88。

例如，如图7中所示，引入很小的速度变化量dv，该速度变化可以是正的或者负的。

在图7中示出了与约束C2相关联的高度和在参考速度下最大性能轨迹92的对应点之间的高度差ΔZ，该对应点在约束的竖直方向上。

当参考速度减小时，即dv为负的，获得最大性能轨迹或更佳上升轨迹并记作112，最大性能轨迹以参考速度升高至最大性能轨迹92上方。轨迹112的切线的斜率增大并变为MAX'。

将采用速度变化量dv获得的斜率增益记作δγ：

δγ＝MAX'-MAX (10)

δz是获得的相应高度增益，如图7中所示。

为了获得更佳上升，将速度变化dv选择为负的，这是因为速度的减小使得能够得到更佳上升。

例如，速度变化为-5节。

根据第一实施例，在固定的dv处，计算δγ和δz，然后计算与约束相关联的斜率值：

如果ΔZ＞0，

在此情况下，与约束相关联的斜率值大于MAX。

如果ΔZ＜0，

在此情况下，与约束相关联的斜率值小于MIN。

可以想到步骤88的其他替代性实施例。

根据第一变型，对使得能够越过约束的变化量dv进行计算，并且约束的表示斜率因此为与增大dv后的参考速度相对应的性能轨迹的切线的斜率。需要注意的是，当约束在更佳上升轨迹上方时，dv为负的。

变化量dv的计算可以通过二分法或者本领域的现有技术中任何其他方法来实现。

根据第二变型，使用性能轨迹的理论形式。该第二实施变型在下文中采用上升时的理论性能轨迹进行说明，但是还可以使用其他的理论性能轨迹。另外，可以想到使用针对上升或下降的不同轨迹。例如，根据水平距离x给出高度Z的理论公式为：

$Z\left(x\right)=S*A*(1-\exp (-\frac{(x-x_0)}{B}\left)\right)---\left(13\right)$

其中：

·Z(x)为曲线坐标x处的高度，

·S为标度因子，为了具有实际的理论性能而等于1，

·A和B为理论曲线的系数，可以取决于速度、温度、质量、风、飞行器配置等，

·X₀为初始条件。

通过应用初始条件Z(0)＝Zi，且Zi为当前高度，能够得到：

$x_0=B*ln(1-\frac{Z_i}{S*A})---\left(14\right)$

从中推导出：

$Z\left(x\right)=S*A*(1-\exp (-\frac{x}{B})*(1-\frac{Z_i}{S*A}\left)\right)---\left(15\right)$

由此通过求导获得初始斜率：

$\frac{dZ}{dx}\left(0\right)=\left(\frac{S*A-Z_i}{B}\right)---\left(16\right)$

最后，为了对使得能够在水平距离Dc处越过高度约束Zc的标度因子S进行计算，可以写作Z(Dc)＝Z_c，从而得到：

$S=\frac{1}{A}*\frac{(Z_c-Z_i\exp (-Dc/B\left)\right)}{1-\exp (-Dc/B)}---\left(17\right)$

通过对表达式(16)中对初始斜率进行替换能够得到：

$\frac{dZ}{dx}\left(0\right)=\frac{(Z_c-Z_i)}{B*(1-\exp (-Dc/B\left)\right)}---\left(18\right)$

其中，最终的表达式给出了斜率FPA_C，其取决于上述各参数：

$FPA\_C=ATAN\left(\frac{(Z_c-Z_i)}{B*(1-\exp (-Dc/B\left)\right)}\right)---\left(19\right)$

其中：

·FPA_C为对约束进行显示的斜率；

·Zc为约束的高度；

·Zi为当前高度；

·Dc为到约束的水平距离；

·B为曲线的系数，可以取决于速度、温度、质量、风、飞行器配置等。

水平距离Dc优选地是直至遵循飞行器所遵循的侧向轨迹应用约束C的区域的距离。作为变型，水平距离Dc是飞行器与应用约束的区域之间的最短距离。根据另一变型，水平距离Dc是直至遵循另一侧向轨迹应用约束C的区域的距离，该侧向轨迹优选地例如由飞行计划限定。

对于每个以高度表达的竖直约束，以给定的计算频率重复步骤80至88，该计算频率根据计算约束和显示平滑度目标进行选择，例如10Hz。

已经针对以高度表达的竖直约束对步骤80至88进行了说明。

整个方法还适用于以斜率或竖直速度表示的竖直约束。

由此，当竖直约束由斜率表达时，对约束的表示符号进行显示的斜率值是该斜率值。

当竖直约束以竖直速度表达时，表示符号的斜率FPA_C基于所述竖直速度VZ_C和地面速度GSPD来获得。

$FPA\_C=ATAN\left(\frac{VZ\_C}{GSPD}\right)---\left(20\right)$

作为选择，执行对所要显示的斜率值进行平滑化的步骤89。

如果计算频率升高，在显示之前，使用低通滤波器对每个约束的斜率表示进行滤波，从而使得显示更加平滑。

如果计算频率不够高，则对每个约束的斜率表示进行差值，以使得能够显示中间值并致使显示更加平滑。。

本发明的方法已经针对全部竖直约束的应用进行了说明。

然而，竖直约束的数量可能很大，并且同时显示全部约束并不总是合理的。

在一个实施例中，可以想到在显示步骤之前预先选择所要显示的约束。

优选地，同时只显示两个约束：最小高度约束(ABOVE)和最大高度约束(BELOW)。

优选地，选择的目的在于对优先级最高的、与飞行器的位置在距离或时间上最接近的约束以及约束性最强的约束(即施加了最强约束性的斜率限制的约束)进行显示。

在一个实施例中的该选择算法的主要步骤以图8中的逻辑图的形式示出。

在该选择算法中示出了三个参数：相对于飞行器的当前位置的距离或时间参数、与约束来源有关的优先级参数以及与约束相斜率的参数的表示参数。

预先将优先级值关联至每个竖直约束来源，越小的优先级值对应于优先级越高的来源。

例如，采用以下优先级值：0用于地面约束，20用于交通约束，40用于过程约束，60用于飞行计划约束，80用于气象约束。

例如，与约束相关联的斜率的表示参数是针对约束BELOW的与约束相关联的斜率值，以及针对约束ABOVE的与约束相关联的斜率值的相反值。

选择算法包括第一步骤120和步骤122，第一步骤120为每个约束分配距离值Dc、优先级值Pc和斜率表示值Gc属性，步骤122随后选择代价函数，代价函数确定所考虑的每个参数的比例。例如，以下代价函数用于：

Fc(Dc,Pc,Gc)＝α*Dc+β*Pc+γ*Gc (21)

其中：

·α、β和γ是代价函数的三个系数

·Dc为到约束的水平距离

·Pc为约束的优先级值

·Gc为与约束相关联的斜率表示值

对于β＝γ＝0，仅考虑飞行器的当前位置处的距离参数；对于α＝γ＝0，仅考虑优先权值；以及对于α＝β＝0，仅考虑与约束相关联的斜率表示值。

随后，在步骤124中，针对每个约束通过应用由公式(21)定义的代价函数来计算该约束的成本；最后，在步骤126中，在全部的ABOVE型约束中、以及从全部的BELOW型最小高度约束(BELOW)中选择最小代价值。

该方法使得能够考虑三个参数：到飞行器的当前位置处的距离、与约束的来源有关的优先级以及与约束相关联的斜率。

替代性地，与距离相比，更可以将时间用于约束。当然，可以想到扩大到更多的参数，例如，为了将与约束的时间或者竖直间距考虑在内。

有利地，在第一选择致使选择的约束ABOVE的相关斜率严格大于与约束BELOW相关联的斜率的情况下，在第一选择之后可以进行第二选择。事实上，这样的显示对于引导整定值无法同时满足两个约束的测量中的机组造成干扰。在此特定情况下，第二选择在于仅保持两个约束中代价值最小的约束。替代性地，另一代价函数可用于该第二选择。

从实施例的说明中能够得到，当约束以高度表达时，获得的约束的斜率表示值是作为以下参数中的至少两个参数的函数数学公式：飞行器的当前高度、约束的高度、空中速度(vitesse air)、地面速度、竖直速度或当前斜率。