本发明涉及用于管理飞行器的飞行的方法和系统的技术领域，并且更具体地，涉及用于管理下降阶段的方法和系统的技术领域。
背景技术：
根据现有技术，民用飞机根据导航数据库、活动飞行计划中输入的数据和飞机的性能数据确定其竖直下降剖面(profile)。
竖直剖面由飞行管理系统(F.M.S.)确定，该系统计算与飞行器性能水平相关的预测，从而能够最好地遵守运行限制。特别地，计算下降和进近过程中预测的竖直剖面，从而遵守飞行计划中包括的各个点的所有高度和/或速度限制。
下降分为两个部分，下文中称为“几何”下降和“慢车(IDLE)”下降。
“慢车”下降对应于特定的发动机速度。慢车下降与发动机的减小的推力相关联。例如，在巡航结束时，飞行员通过将发动机设置为“慢车”(或“慢车推力”)使飞机“自然地”下降，直到遇到高度和/或速度限制，所述高度和/或速度限制可以更改相对于地面的坡度和/或可以更改速度，从而将领航方面可用的最后的自由度(在这种情况下是发动机推力)限制为被调整的。在慢车下降期间，不根据高度来限制速度。
这种减小的推力(或在某些情况下的最小推力，或取余量或公差的模)的发动机转速尤其具有通过使危害(噪音和污染)最小并使燃料消耗(运营成本)最小而降落到着陆跑道的优点。换言之，飞行器在下降起始点和退出点之间尽可能长时间地保持为减小的推力，超过该退出点后，不再保持减小的推力以遵守限制并允许飞行器着陆。
区分两种类型的下降(几何和慢车)的飞行计划的点称为几何路径点(G.P.P.)。G.P.P.点为将几何下降航段和慢车下降航段区分的飞行计划的点。G.P.P.点通常由第一个限制性的高度限制来确定。这意为着，从下降起始点到该点，下降的预测都是在慢车推力下进行的，然后利用预测的坡度来计算预测以遵守限制性的高度限制。
通常，在航点处的或飞行计划中的高度、坡度、速度或时间方面的限制可以以各种方式表示。高度限制可以是“处于”(处于给定高度的航道)，“处于或高于”(处于或高于给定高度的航道)，“处于或低于”(处于或低于给定高度的航道)或“窗口”(在两个高度之间的航道)类型。速度限制可以是“处于”(处于给定速度的航道)，“处于或高于”(处于或高于给定速度的航道)，“处于或低于”(处于或低于给定速度的航道)类型。时间限制可以是“处于”(处于给定时间的航道)，“处于或之后”(处于给定时间或给定时间之后的航道)，“处于或之前”(处于给定时间或给定时间之前的航道)或“窗口”(在两个时间之间的航道)类型。
很少有已知的方法解决了在高度不受限制的下降(慢车类型)中管理速度限制的技术问题。特别是，在现有的飞行管理系统(FMS)方面的系统中，没有规定能够保持(或遵守或满足)任何速度限制(例如“处于或高于”或“处于”类型的速度限制，它们在慢车部分上是限制性的，并且在几何下降和进近操控方面也都是限制性的)。
根据已知的方法，飞行员通常应用动能耗散和势能耗散之间的固定分配。
一些已知的计算方法规定了用于操控能量耗散的分配：这些方法确定出随后必须遵循或经历的速度剖面，而特别地，该速度剖面不一定适合于下降速度上存在的可能限制。
关于后一点，题为“用于自动确定飞行器的速度剖面和速度水平的方法和装置(PROCEDE ET DISPOSITIF DE DETERMINATION AUTOMATIQUE D'UN PROFIL DE VITESSE A PALIERS DE VITESSE POUR UN AERONEF)”的专利文献FR3014213公开了一种使以最佳下降速度花费的时间最大的方法，其中包括了包围最佳速度的速度限制的存在。因此，从大于最佳速度的“处于”或“处于或高于”类型的速度限制减速(“正向”)到最佳速度是立即进行的，而减速到“处于”或“处于或低于”类型的速度限制被尽可能长地延迟，从而使最佳下降速度尽可能长地保持。该文献旨在降低运行成本，所述最佳速度是根据称为成本指数的参数(由机组人员通常根据来自航空公司的指示来输入该参数)，通过使成本标准最小来获得的经济速度，从而有利于时间或燃料消耗。该方法表现出局限性。
需要改进的管理飞行器的下降阶段的方法和系统。
技术实现要素：
一种由计算机实施的用于优化飞行器的竖直下降剖面的方法，所述竖直剖面分为高度剖面和速度剖面。可以通过使速度剖面和一个或更多个先前接收到的速度限制之间的总体偏差最小来确定一个或更多个航道高度。优化的下降剖面可以包括一个或更多个所述航道高度。描述了不同的发展，具体地描述了实施方案，在实施方案中，优化的航道高度使发动机推力最小，下降剖面为开启慢车(OPEN IDLE)、FPA或VS型，优化的下降剖面反向确定，速度限制为处于或者处于或高于类型，以及减速板的使用。描述了显示器形式，以及系统和软件方面。
有利地，根据本发明的方法能够对飞行器的下降阶段进行更好的能量管理。
有利地，根据本发明的方法能够调整动能和势能之间的能量耗散的分配(经济地，由于燃料消耗最小)：在飞行阶段，势能耗散不受限制，而动能耗散受到限制。进行这种能量转换特别是为了满足所有的下降速度限制(无论它们的性质如何)。
有利地，在一个实施方案中，该方法能够确定以在1000英尺处的飞机的能量稳定，以降低起落架时的着陆配置作为结束的可飞行轨迹。
在一个实施方案中，根据本发明的方法包括在给定时刻确定适合于遵守预定的或所接收的速度限制的坡度同时最小化发动机推力的步骤。
在一个实施方案中，本发明包括将动能增量转换成势能增量的步骤，由此将开启慢车类型的剖面(也就是说，发动机推力减小，固定在所谓的“慢车”速度，并具有可变坡度)转换为具有逼近慢车类型推力的固定斜率的几何剖面。
在一个实施方案中，根据本发明的方法可以基于FMS对预测的计算，并且计算步骤可以包括计算慢车类型的下降阶段中的最佳高度剖面，以满足限制性的速度限制，同时使推力(即运行成本)最小。
在一个实施方案中，根据本发明的方法包括计算最小和最大可到达高度，和/或通过考虑所有速度、高度、坡度和时间限制来计算表现出速度限制的慢车下降的每个特征点处的最佳高度的步骤。
在一个实施方案中，使用速度剖面的估计器来完成该优化，该估计器可被认为是飞行管理系统(FMS)中当前存在的“传播器”的简化。FMS包含依赖数字集成的轨迹计算模块。该集成是通过传播器执行的，传播器用于在给定条件下将飞机状态从给定状态传播到期望状态。这些传播器具有不同的自由度，改变速度的传播器将例如能够考虑固定的发动机推力和可变坡度，或者固定坡度和可变发动机推力。
有利地，本发明的一些实施方案可以针对每次飞行，即根据过程、天气条件、速度、时间、噪声限制和其他参数的特定特征，来修改慢车下降中的高度剖面。
有利地，本发明操控包括处于、处于或低于、处于或高于以及窗口类型的速度限制的飞行过程，特别是在慢车下降阶段(高度不受限制)。
有利地，根据本发明的方法可以考虑高度不受限制的部分上的速度限制。
有利地，根据本发明的方法确定的速度剖面没有“被经历”，相反地，而是“被调适”(根据速度限制而修改)。速度剖面不是不可避免的或必要的或强制性的数据。速度剖面可以是可调适的，即，其能够根据具体情况而调适。在一些实施方案中，速度剖面与高度剖面同时被修改。
有利地，与使用静态(或不变或固定)能量标准和/或在高度和坡度限制方面的刚性保持特性的已知方法相反，飞机的性能水平可以被最佳利用以保证保持速度限制，并且这样做使得所飞行的坡度最大。
有利地，根据本发明的方法可以遵守“浮动”速度限制，即限制性的高度限制所不支持的速度限制，并且这样做同时保证了最佳性能水平(即减少的运行成本)。
有利地，根据本发明的方法可以容易地实施，根据本发明的方法的实施不需要对FMS或自动驾驶仪的制导功能进行实质性修改。
有利地，根据本发明的方法可以在管理飞行器(例如无人机)的轨迹的(例如嵌入式的)导航设备中实施。
有利地，根据本发明的方法可以在诸如位于FMS中的预测设备中实施。
附图说明
通过以下说明并且通过所附附图，本发明的其他特征和优点将变得显而易见，其中：
图1示意性地示出了已知的F.M.S.类型的飞行管理系统的结构和功能；
图2示出了用于实施本发明的系统硬件方面；
图3示意性地显示了根据本发明实施方案的方法的确定竖直下降剖面的示例；
图4示出了根据本发明实施方案的方法的步骤的示例；
图5示出了一个示例性实施方案。
具体实施方式
图1示意性地示出了已知的F.M.S.类型的飞行管理系统的结构和功能。
F.M.S.100通常连接到多个其他计算机(大约一百个)，这些计算机也可以实施根据本发明的方法的一个或更多个步骤。F.M.S.通常具有不同的航空电子功能，具体地，导航LOCNAV 170、飞行计划FPLN 110、导航数据库NAV DB 130、性能数据库PERF DB 150、横向轨迹TRAJ120、预测PRED 140、制导GUID 160，以及用于与控制中心和另一个飞行器通信的数字数据链DATALINK 180。F.M.S.包括人机接口H.M.I.190(例如，计算机屏幕、增强现实、虚拟现实、触觉反馈、投影机等)或者可以与人机接口H.M.I.190相关联。一个或更多个系统(例如非航空电子类型的系统)可以例如通过H.M.I.190和/或通过A.O.C.(航空公司)和/或A.T.C.(空中交通管制)类型的计算机199来访问航空电子设备F.M.S.。
图2示出了用于实施本发明的系统硬件方面。
从硬件的角度来看，该方法可以在飞行器200内的飞行管理系统
F.M.S 100中实施或由飞行器200内的飞行管理系统F.M.S 100实施。
在一个实施方案中，“状态机”(或“有限状态机”)可以用作序列发生器141。在数字电子技术中，有限状态机可以构造为可编程逻辑电路，或者构造为工业可编程状态机，有限状态机具有由触发器或继电器产生的逻辑功能。硬件实现通常包括用于存储状态变量的寄存器、组合逻辑电路(其确定状态转换)，以及组合逻辑块(其确定状态机的输出)。
航空电子序列发生器141根据预定的规则组合不同的飞行计划航段，以根据初始飞机状态或根据与飞行器的不同制导模式相关的预定策略来构建轨迹。
航空电子序列发生器141根据预定的策略(即，调整航段的系列或序列的逻辑规则)来定义要使用/要飞行的航段的序列。所产生的航段的集合构成了参考竖直轨迹，飞行器将被锁定到该轨迹上。
航段可以为不同的类型或不同的类别。可以描述的四个主要类型的航段(飞行计划的航段)：1)“航迹角”航段，首字母缩写为F.P.A.，其在于固定(相对于地面的)地面坡度；2)“开启慢车(OPEN IDLE)”航段，其在于固定减小的发动机推力；3)“竖直速度”航段，首字母缩写为V.S.，其在于固定竖直速度；以及4)“水平(LEVEL)”航段，其在于固定高度水平。所述四种类型的航段的每一个都再分为两种类别：一方面，加速(或减速)航段，另一方面，处于恒定CAS或MACH速度的航段。常规速度或CAS(为“校正空速(calibrated air speed)”)是飞行器相对于海平面处空气质量的指示速度，其经过位置和仪器误差的校正。这个速度使得可以最大限度地接近与压差相当的速度。给定的CAS在飞行器的空气动力学控制表面上具有相应的给定的施力。
因此，飞机的状态通过数字“集成”沿着给定类型的航段“传播”，直到达到一个或更多个退出条件，从而标记当前航段的结束和新航段的开始。
退出条件可以具体地根据涉及的航段的类型，通过速度、高度和/或距离来定义。例如，处于恒定速度的“水平”航段仅可以根据距离条件而结束，然而处于恒定速度的F.P.A.航段则可以根据高度或距离条件而结束。
航段结束时最终的飞机状态构成下一航段的初始飞机状态，因此航段结束时最终的飞机状态被“传播”直到达到最终的计算条件。
本发明公开了一种由计算机实现的用于确定飞行器的竖直下降剖面的方法，所述方法包括以下步骤：-接收一个或更多个速度限制和/或一个或更多个高度限制；-确定包括一系列高度相关的航段的第一高度剖面以及包括一系列速度相关的航段的第一速度剖面；-确定所述高度剖面和/或速度剖面与所述一个或更多个高度限制和/或速度限制之间的一个或更多个偏差；-确定沿着所述高度剖面的一个或更多个优化的航道高度，优化的航道高度使得“产生的”或“对应的”速度剖面(也就是说，该速度剖面与包括所述一个或更多个优化的高度的高度剖面相关联)与所述一个或更多个接收的速度限制之间的偏差最小；-确定优化的下降剖面，其包括所述一个或更多个优化的航道高度。
(第一)竖直下降剖面可以包括(第一)高度剖面和(第一)速度剖面。每个剖面都包括一系列的航段。高度航段和速度航段相对应(见图)。
在本发明的一个实施方案中，直接或间接(例如，通过飞行管理系统FMS)接收到所述限制(例如，速度限制、高度限制、坡度限制等)。在本发明的一个实施方案中，接收了包括或涉及这些限制的飞行计划。在其他实施方案中，直接接收所述限制。在其他实施方案中，部分接收并且部分确定(或推导)所述限制。在本发明的一个实施方案中，能够接收可以包括至少一个速度限制和/或至少一个高度限制的飞行计划和/或理论下降剖面。换句话说，限制的出处或来源并不是至关重要的(尽管可以从中推导出某些信息，例如优先级、置信度、要求等)。
通过本发明接收/确定/操控的限制可以是速度限制和/或高度限制(也就是说仅限于速度限制，或者仅限于高度限制，甚至是速度和高度限制的集合)。所述限制也可以为坡度限制。可以通过本发明来操控其他类型的限制(因此，上述清单并非详尽无遗)。
限制通常与飞行计划的点(例如，下降剖面的点)相关联。因此，本发明操控的限制通常具有“局部”的含义。在一些情况下，限制可以是全局的并且与飞行计划的数个点相关。
在一个实施方案中，本方法还包括根据与所述限制相关联的优先级，从所接收的限制中忽略和/或选择一个或更多个速度限制和/或高度限制的步骤。
在本发明的一个实施方案中，平等地对待限制。在其他实施方案中，不同的限制与不同的(或可变的)优先级(或紧迫性或需求或权重)相关联。例如，形成下降过程的一部分(例如由认证的FMS计算的ATC)的限制通常优先于由根据本发明的方法确定的优化的限制。
在另一个示例中，出于航空安全的原因(特别是关于障碍物或领空)，高度限制可以优先，即，可以优先于速度限制(其使得能够最好地管理交通流量)。更一般地，通过本发明操控/确定的不同限制可以与以静态(预定义)方式分级排列的优先级相关联，但也可以与动态地分级排列的优先级相关联(例如，根据飞行环境或外部标准，诸如燃料消耗量、飞行器的噪音、乘客舒适度等)：可以实施所述限制之间的加权机制。
在一个实施方案中，高度限制不优先于速度限制，反之亦然。
在一个实施方案中，高度限制可以优先于速度限制。从下游(跑道)到上游(巡航高度)，以所谓的“反向”模式构建下降剖面，从而高度始终在增加。
在一个实施方案中，在两个高度限制冲突或者变得冲突的情况下，在计算意义上，可以将优先权给予最高(最严格)限制。因此，“位于”或者“位于或高于”限制(其高度大于更远离目的地的“位于”或者“位于或低于”的高度)将能够被认为具有优先权，例如使最远离目的地的限制被忽略。
相反，在两个速度限制冲突或者变得冲突的情况下，可以将优先权给予最低限制。因此，如果飞机的减速性能水平不足，则“处于”或者“处于或低于”限制(其速度小于更远离目的地的“处于”或者“处于或高于”的速度)能够导致不遵守“处于”或者“处于或低于”限制。在“处于”或“处于或低于”类型的两个冲突的速度限制之间，值最低的那个能够具有优先权，并且这例如与它们到目的地的距离无关。
在一些实施方案中，例如在一些非常特定的情况下，速度限制，例如暂时地，可以优先于高度限制(考虑到更全球化的飞行情况，这种违反直觉的示例可以证明是合理的)。
通常，每个(速度或高度的)限制都可以与数个优先级中的一个优先级(例如该优先级是可配置的，通常是静态的，但有时是动态的，例如根据飞行环境)相关联。因此，不同的优先级能够分级组织不同的限制。
根据本发明的方法确定具体的限制，所述限制称为“优化的”限制或“中间”限制或“目标”限制。
通过根据本发明的方法执行的优化可以为不同类型。优化可以是“组合的”(离散优化)，其在于从最佳可实现的子集(或解)中找到离散集的那一个，最佳解的概念(仅)由一个目标函数定义。优化也可以是“多目标”(即寻求同时优化同一个问题的数个目标)。
在一个实施方案中，所述方法可以是使与优化的高度相关联的K1参数(例如，速度、高度、坡度)和接收到的N个限制中的K2限制之间的偏差(差异)最小。待优化的目标函数可以推广(在前面的示例中，该目标函数包括最小化偏差，但它也可以涉及使函数最大化，例如解析、非线性或其他这样的表达式)。
确定优化的高度使得可以定义一个或更多个下降剖面(可以执行多个优化的高度的子选择，这可以导致几种类型的下降)。
在一个实施方案中，优化的航道高度也使发动机(或多个发动机)推力最小。
在一个实施方案中，事实上，根据所述方法的优化可以在于，通过确保飞机的性能水平能够保持速度限制来定位“最大可能的”优化的航道高度，从而使推力最小。
通过构造，在飞行计划的点(或下降剖面的点)和飞行器到达点之间，发动机推力将被最小化。
在一个实施方案中，优化的下降剖面是“开启慢车”类型或FPA类型或VS类型的下降剖面。
在“开启慢车”下降过程中，坡度不固定，坡度为可变的。在FPA(航迹角)类型的下降过程中，坡度相对于地面是固定的。在VS类型的下降过程中，飞行器以恒定的竖直速度飞行。在一个实施方案中，下降剖面可以为FPA-0类型。
使发动机推力最小或者减少发动机推力的作用是使燃料消耗最小。
在一个实施方案中，反向确定优化的下降剖面，所述下降剖面包括一个或更多个优化的高度。
下降剖面可以迭代地(即，通过连续近似)确定。
迭代维度与迭代收敛相关联，从而可以遵守速度限制。
通过根据接收到的速度限制优化的航道高度(对象1)，经修改的优化的航道高度(对象2、3、4等)迭代地确定，其可以使两个因素可选地累积地最小(首先遵守速度限制，其次是发动机转速的最小化)。使相对于速度限制的速度偏差最小有利地能够使发动机推力最小。
在一个实施方案中，从下游到上游，或者从飞行器的飞行计划的到达点或目的地到当前的飞行计划点或与飞行计划点相关联的点(该飞行计划点与优化的高度相关联)来确定反向确定的优化的下降剖面。
计算反向剖面，也就是说(例如)从跑道到巡航阶段。迭代维度与迭代收敛相关联，从而可以遵守速度限制。
在一个实施方案中，速度限制为“处于”或“处于或高于”类型的速度限制。
在一个实施方案中，考虑特定速度限制：“处于”和“处于或高于”类型(在慢车部分上)的速度限制。
在一个实施方案中，在考虑到“处于”或“处于或高于”类型的速度限制之前，根据确定的竖直下降剖面评估在下降期间飞机遵守“处于”、“处于或低于”或“处于或高于”类型的一个或更多个速度限制的能力。可以确定对一个或更多个所述限制的满足情况。
在一个实施方案中，迭代地确定优化的竖直下降剖面的步骤包括将动能转换为势能的步骤，以便将所谓的开启慢车竖直下降剖面转换成具有逼近慢车减推力的固定坡度的几何剖面。
在一个实施方案中，该方法还包括请求开动和/或开动飞行器的减速板的步骤，以通过保持慢车类型的减小的发动机推力来降低飞行器的速度。
例如通过提示飞行员启动减速板的专用信息可以看到对减速板的使用。在一些实施方案中，可以启动前缘缝翼和襟翼。在另一个实施方案中，可以使用起落架。
在一个实施方案中，用于确定反向优化的竖直下降剖面的迭代次数是可配置的。
根据实施方案，可以遵循通过该方法执行的迭代次数，并且可以由一个或更多个阈值对通过该方法执行的迭代次数进行归类；例如，可以要求最小迭代次数(为了计算的准确性)，也可以要求最大迭代次数或最大计算次数(实际上，计算必须收敛)。
在一个实施方案中，所述方法还包括显示至少一个优化的航道高度的步骤。
确定后，优化的高度可以或者可以不向飞行员显示。
如果未显示，则可以在下降剖面计算(闭环)过程中直接考虑优化的高度。
另一方面，如果有必要，可以向飞行员显示优化的高度，飞行员可以确认或拒绝或修改该优化的高度。
在一个实施方案中，优化的高度可以显示在ND和/或VD和/或MCDU和/或FMD上。显示可以在驾驶舱中，驾驶舱的一个(或更多个)屏幕(ND/VD/FMD)上和/或平板电脑上进行。
在变体实施方案中，可以检测、显示或监测错过的航道高度。
本发明公开了一种计算机程序产品，所述计算机程序包括代码指令，当所述程序在计算机上运行时，可以执行该方法的一个或更多个步骤。
本发明公开了用于实施该方法的一个或更多个步骤的系统。
在一个实施方案中，该系统包括航空电子序列发生器，该航空电子序列发生器配置为迭代地确定竖直下降剖面。
序列发生器是状态机(例如，有限状态机)，其以预定的逻辑为特征。
在一个实施方案中，所述系统包括航空电子类型的飞行管理系统
F.M.S.和/或电子飞行包E.F.B。
电子飞行包为EFB。更一般地说，可以使用计算机平板电脑(或位于驾驶舱中的可移动或便携式屏幕)。其他系统可以实施本发明的全部或部分：航空电子系统，如地面系统、ATC系统、远程无人机驾驶设备。
图3示意性地显示了根据本发明实施方案的方法的结果的示例。
在本发明的一个实施方案中，根据本发明的方法可以包括确定“优化的”(或“调整的”或“调适的”)航道高度的步骤。优化可以根据一个或更多个准则来执行。在一个实施方案中，优化准则可以包括一个或更多个速度限制。例如，航道高度可以针对根据F.M.S.数据确定的速度限制(如果需要的话，则可以将F.M.S.数据表示为速度限制)进行优化。在一些实施方案中，该方法包括操控这些优化的航道高度的一个或更多个步骤。
图3显示了速度与高度之间的“优化”(或“调整”或“调适”)的示意图。起始竖直剖面301包括根据F.M.S的速度限制310。这些速度限制310具有关联的优化航道高度320。其结果是可以向飞行员显示的竖直剖面302，并且飞机将被锁定至竖直剖面302从而使飞机能够最好地满足所有这些高度限制和速度限制。
在一个实施方案中，该方法包括向飞行员或机组人员显示还根据不同标准而优化的该高度剖面的步骤，所述不同标准具体包括遵守高度限制和坡度限制，遵守速度限制，优化燃料消耗以及根据飞行器的性能水平来飞行参考剖面的能力。根据本发明的方法的一个实施方案确定的竖直剖面提供了几个优点，具体为：能够(通过最大限度地再利用现有机制，以较低实施成本)产生(相对于名义策略而言)的燃料和时间的节省，以及在下降阶段能够遵守速度限制。
显示设备可以包括或实施一个或更多个精密设备，诸如虚拟现实头戴式耳机和/或增强现实眼镜(例如“头戴式显示器”，“可穿戴式计算机”，“眼镜”或视频头戴式耳机)和/或投影(例如全息)设备。飞行员佩戴的虚拟现实头戴式耳机可以是不透明或半透明的，或者具有可配置的透明度。显示器可以是“平视式显示器”。头戴式耳机可以包括一个或更多个计算和通信、投影、音频采集、视频投影和/或采集设备(例如用于获取或“擦除”从飞机的驾驶舱或驾驶室以模拟方式访问的数据)。飞机的驾驶舱还可以包括声音控制设备。嵌入式的仪表可以允许飞行员以3D的方式查看他的或她的飞行计划，或者他的或她的轨迹。例如，飞行员将能够(例如通过他或她的真实环境的图形叠加或沉浸式地使用虚拟现实设备，正向地或反向地)查看下降剖面中的一个或更多个元素(测量或计算的/模拟的/预期的元素)，一个或更多个高度和/或速度限制，一个或更多个优化的航道高度等。
在一些实施方案中，用于实现本发明的系统中包含的触觉反馈设备将能够丰富制导/驾驶(当实际穿过优化的航道高度或当错过优化的航道高度时产生特定振动等)。
关于显示器，信息可以显示在一个或更多个虚拟现实和/或增强现实头戴式耳机中。因此，这些信息可以完全虚拟(显示在个人头戴式耳机中)，完全真实(例如投影到飞机驾驶舱的真实环境中可用的平坦表面上)或两者的组合(部分为与现实叠加或合并的虚拟显示，部分为通过投影机的真实显示)。显示器也可以具有应用预定的放置规则和显示规则的特征。例如，人机接口(或信息)可以在不同的虚拟屏幕或真实屏幕之间“分布”(分割成不同的部分，可能部分冗余，然后分配)。
在一个实施方案中，为了确定竖直剖面，根据本发明的方法可以基于由F.M.S提供的预测。特别地可以应用轨迹的计算(反向确定，即以所谓的反向模式)，这可以迭代地建立与不同的速度限制相关联的不同的优化航道高度直到达到最后的限制性的速度限制。
“反向”剖面表示构造从目的地开始并返回到巡航高度的“相反的”(或“反向”)下降剖面。该剖面可以用作飞机被制导的参考竖直轨迹。在这个下降剖面上，飞机方程“正向”集成，即从当前飞机位置开始并设法尽可能遵守理论剖面，这构成了在驾驶舱内通过航道高度、到目的地的距离、速度、时间和燃料消耗值显示给飞行员的飞行预测。“反向”剖面的构成相当于迭代方法。计算必须收敛并保证遵守所有限制，同时确保根据飞机的性能水平，参考轨迹是可飞行的。
通常根据“FPA”模式或所谓的“开启慢车”模式，可以以不同的方式来完成“反向”剖面的集成。在所谓的“FPA”(航迹角)模式中，给出了下降坡度方面的限制。在所谓的“开启慢车”模式中，执行检查以确保所有高度限制都满足(MADE)，并且，如果存在第一个错过的限制的话，确保通过用第一个错过的限制替换G.P.P.点的位置而修改G.P.P.点的位置。
图4示出了根据本发明实施方案的方法的步骤的示例。
所述方法可以有不同的实施方案。
在一个实施方案中，根据本发明的方法400包括一个或更多个步骤。
在步骤401中，初始化该方法。初始化步骤例如对应于由飞行员(或系统)输入飞行计划和/或选择进近策略(即，一个或更多个预定的规则)。
通过使用飞行管理系统FMS中的默认进近策略或飞行员选择的策略，以“反向”模式(即，通过从下游到上游，从到达点510到出发点的迭代计算)来确定速度剖面和高度剖面，直到称为减速(DECEL)点(减速到最终进近速度)的点处。一旦这些信息得到确认，飞行器的下降剖面就会“被集成”(即，被同化、接受、修改)，直到称为几何路径点(GPP)的特征飞行计划点重新加入，飞行计划的这一点将所谓的几何下降与所谓的慢车(IDLE)下降区分开。
在步骤410，该方法包括确定一个或更多个速度限制的步骤，这些限制是限制性的(或者强制性的，即飞行器必须遵守)。
在一个实施方案中，该步骤410包括经过飞行计划中比G.P.P.点更远离跑道(和/或更远离当前点)的所有点(“航点”)的步骤中的一个或更多个步骤，以为了找到(所有)速度限制(下降类型的速度限制)，它们都大于当前点的速度并且是任何限制类型(即“处于”类型、“处于或高于”类型、“处于或低于”类型或可能是“窗口”类型)。
在一个实施方案中，该方法包括以下步骤：在“反向”方向上，在集成的当前点和飞行计划的最后点(离跑道最远)之间建立下降类型(在下降阶段期间)的所有“限制性的”或“强制性的”速度限制的列表。
在一个实施方案中，该方法还包括从先前列出的那些速度限制中选择至少一个速度限制的步骤，针对所述至少一个速度限制将确定优化的(或目标或中间)航道高度。在一个实施方案中，所选择的速度限制是在“反向”方向上(“反向”方向从起始点开始并且增大与飞行目的地的点的距离)遇到的第一个速度限制。
因此，确定要考虑的下一个速度限制的速度和位置(例如表示为spdctr的速度和表示为的位置)。
在步骤415，进行关于所选择的速度限制的测试。如果找到至少一个速度限制，则所述方法继续执行步骤420。如果没有选择速度限制，则所述方法继续执行步骤460。
在步骤420，以所谓的“开启慢车”模式来估计速度剖面和高度剖面。在一个实施方案中，该步骤为通过考虑计算的起始点i和最终的速度限制点f，在“开启慢车”模式中估计速度剖面的变化(最初在所谓的GPP点处，然后在随后的速度限制的航道处)，直到选择了速度限制。因此，在当前点定义估计的初始条件(hi,CASi)。因此最终的高度和速度估计为(hf,CASf)。
在步骤425，对适当确定的速度限制进行测试。具体地，可以确定是否遵守速度限制，可能通过包括余量ΔV来确定是否遵守速度限制。
在一个实施方案中，如果限制为“处于或高于”类型或“窗口”类型，并且如果估计的速度小于伴随有余量ΔV(CASf＜spdctr-ΔV)的限制的最小速度，则该限制被声明为“错过的(MISSED)”并为限制性的。如果限制为“处于或低于”类型或“窗口”类型，并且如果估计的速度大于伴随有余量ΔV(CASf＞spdctr+ΔV)的限制的最大速度，则该限制被声明为“错过的”并为限制性的。如果限制为“处于”类型，并且如果估计的速度不同于伴随有余量ΔV(CASf＜spdctr-ΔV或CASf＞spdctr+ΔV)的限制的速度，则该限制被声明为“错过的”并为限制性的。在前三个情况中，所述方法继续执行步骤430。
不存在前述情况时，限制被声明为“满足”并且为非限制性的。在这种情况下，该方法继续迭代地返回到步骤410，中间限制变成起始点。
在步骤430，该方法包括根据能够保持速度限制的估计速度来确定达到声明为“错过的”的速度限制的优化的航道高度的步骤。
为此，速度值估计为相对于地面的速度，以应用与能量相关的推理：
-
-
-ΔV＝GSctr-GSf
能够获得：
达到速度限制的优化的航道高度由下式给出：
hcstr＝min(max(hi，hmin，hf+Δh(IDLE))，hmax)
因此，优化的航道高度必然大于或等于初始位置的高度(“反向”剖面在高度方面单调递增)，并且还遵守高度限制，例如：i)“处于或低于”类型(hmax)或“窗口”类型的上限值(hmax)的高度限制，对该高度限制，到目的地的距离大于i到目的地的距离；以及ii)例如在i与f之间的“处于或高于”类型(hmin)或窗口类型的下限(hmin)的高度限制。根据定义，由于到目的地的距离要大于或等于GPP到目的地的距离，而GPP不能位于比“处于”类型的限制更接近跑道的位置，所以不会遇到“处于”类型的高度限制。
在步骤440，所述方法包括估计(在所谓的“FPA”模式中)速度剖面的步骤。下降坡度限制在航空学中称为首字母缩写“FPA”，代表航迹角。在一个实施方案中，该步骤为通过考虑新的高度限制(“处于”/“处于或低于”)来估计从初始条件到速度限制的速度变化。
在当前点定义估计的初始条件(hi,CASt)。高度和最终的速度估计为(hcstr,CASf)。
在步骤445，所述方法包括对适当确定的速度限制执行测试的步骤。如果所考虑的限制是“错过的”并且由所述方法实现的迭代次数小于预定的数量N(例如等于五)，则该方法继续执行步骤450。如果该限制是满足的，则该方法返回到步骤410。
在步骤450，该方法包括调整(具体地根据先前估计的速度)优化的航道高度达到速度限制的步骤，以便能够满足所述速度限制。为此，(以相对于地面的速度来估计的)速度值通过与能量相关的推理进行变换：
-
-
-ΔV＝GSctr-GSfinal
能够获得：
达到速度限制的优化的航道高度在高度上更新：
hcstr＝min(max(hi，hmin，hcstr+Δh(FPA))，hmax)
因此，达到速度限制的优化的航道高度必然大于或等于初始位置，并且也遵守高度限制：i)例如，“处于或低于”类型(hmax)或“窗口”类型的上限值(hmax)的高度限制，对该高度限制，到目的地的距离大于i到目的地的距离；以及ii)例如在i与f之间的“处于或高于”类型(hmin)或窗口类型的下限(hmin)的高度限制。
步骤440、445和450可以重复迭代。如果需要，可以测试对应于达到速度限制的优化的航道高度的值hcstr，并且可以确定到其他速度限制的其他优化的航道高度。
可选地，可以对迭代进行计数(例如，通过对迭代次数进行计数的计数器的值增加)。
在步骤460，适当确定的下降剖面在验证步骤之后“集成”。该步骤为“反向”集成速度和高度剖面直到达到所谓的T/D点。T/D点，即下降顶点(Top of Descent)，通常对应于巡航高度和速度的接入的点，这标志着通过考虑优化的航道高度(例如相对于速度限制)来“反向”执行对下降剖面的集成计算的结束。此外，这些速度限制都可以被考虑，而无论它们的类型如何(因此速度可以利用“处于”、“处于或低于”类型的速度限制的值而饱和，甚至如果“窗口”类型的速度限制未被排列为“反向”，则速度可以利用“窗口”类型的速度限制的上限而饱和)。
在一个实施方案中，在以“开启慢车”模式集成的情况下验证对高度限制的保持(验证所有高度限制都满足，通过用“反向”错过的第一个限制代替所谓的G.P.P.点来修改G.P.P.点，因此在先前的G.P.P.和巡航高度(如果存在)之间)。如果集成使得高度值等于该高度值的航道处的限制，则认为“处于”类型的高度限制被保持；如果集成使得高度值小于或等于该高度值的航道处的限制，则认为“处于或低于”类型的高度限制被保持；如果集成使得高度值大于或等于该高度值的航道处的限制，则认为“处于或高于”类型的高度限制被保持；如果集成使得高度值位于该高度值的航道处的限制的下限和上限之间，则认为“窗口”类型的高度限制被保持。对高度限制的保持(满足)的这种验证以返回到步骤410结束，以新的G.P.P点作为起始点，这对应于不满足的高度限制。
然后可以删除达到速度限制的优化的航道高度的列表，并且可以通过以新的G.P.P作为起始点，从步骤410重新开始来重复该方法的步骤。
在下文中对不同的变体实施方案进行描述。
根据变体实施方案，该方法包括确定或选择并显示一个或更多个优化的航道高度的一个或更多个步骤，所述一个或更多个步骤不存在于所述过程中，但其与例如保持/满足一个或更多个速度限制相关联。有利的实施方案能够提高机组人员的认知。可以使用ND、VD和MFD屏。
根据变体实施方案，该方法包括向飞行员呈现计算结果的一个或更多个步骤，例如通过借助位于驾驶舱中的屏幕向他或她呈现保持速度限制(例如“错过的”或“满足”类型的速度限制)的显示。例如，该显示能够包括琥珀色，显示错过的飞行计划的元素(例如高度限制)，和/或包括专用文本消息(例如诸如“航点处的SPD错误”)。可以实施其他返回或反馈方法(触觉反馈、音频反馈、视觉反馈等)。
根据变体实施方案，该方法包括考虑飞行器的减速板的一个或更多个步骤，因此当高度限制的位置不足够时，允许飞机更好的减速，所有事情都能够通过达到一定水平，或者在可参数化的坡度阈值(例如在一度以下)上而实现。实施方式可以以离散化的方式(例如，利用50％的减速板)或连续地(例如通过估计保持慢车推力所需的减速板的百分比)来执行。
根据变体实施方案，该方法包括向飞行员显示或向飞行员呈现使用减速板的假设的一个或更多个步骤，例如通过以图形方式在屏幕上突出显示所涉及的一个或更多个航段和/或通过显示所使用的减速板的百分比。
根据变体实施方案，该方法包括，如果需要的话，向自动化系统传达根据所使用的减速板的百分比来展开或收回减速板的请求的一个或更多个步骤。
图5示出了本发明的示例性实施方案。
在示例中，通过从跑道以“反向”模式推理(从下游到上游，从到达点510到出发点)，一旦进近阶段结束，当到达点D 520时，恒定的速度被最初保持以满足与最后限制性的高度限制相关联的“处于”速度限制，这里是代表G.P.P.530的“处于或低于”。
然后执行根据本发明的方法的步骤以定义优化的航道高度540，这使得能够满足“处于或高于”类型的速度限制。
在一个实施方案中，公开了一种用于计算飞行器的速度剖面的方法，所述飞行器以所谓的“慢车”下降的方式达到下降类型的速度限制，所述方法包括：a)“反向”估计计算，其可以评估从更靠近目的地的另一点到达轨迹点的飞机速度；b)达到速度限制的优化的航道高度，其通过势能和动能之间的转换实现；c)基于与速度限制相关联的优化的航道高度(或多个航道高度)的竖直下降剖面(高度/速度)和基于常规高度限制计算，其能够根据飞机的性能水平来使下降类型的速度限制的误差最小，同时使燃料消耗最小；d)基于竖直剖面计算，评估飞机能够保持一种或更多种下降类型的速度限制的能力。
本发明能够通过硬件和/或软件元素实施。其可以作为计算机可读介质上的计算机程序产品。介质可以是电子的、磁性的、光学的或者电磁的。
实现该方法的一个或更多个步骤的设备可以使用一个或更多个专用电路或通用电路。本发明的技术可以在运行包括一系列指令的程序的可重复编程计算机器(例如，处理器或者微控制器)上执行，或者在专用计算机器(例如，诸如FPGA或者ASIC的一组逻辑门、或者任意的其它硬件模块)上执行。专用电路尤其可以提高航空电子服务访问和执行方面的性能水平。作为适合于实施本发明的硬件体系结构的示例，设备可以包括通信总线，中央处理单元或微处理器(CPU，“中央处理单元(Central Processing Unit)”)连接到该通信总线，该处理器可以是“多核”或“众核”；只读存储器(ROM)能够包含实施本发明所必需的程序；随机存取存储器或高速缓冲存储器(RAM，“随机存取存储器”)，其包括适用于存储在执行上述程序期间创建和修改的变量和参数的寄存器；以及适用于发送和接收数据的通信或I/O(输入/输出)接口。
在一个实施方案中，飞行管理系统(“开放的”)包括数字航空电子设备核心(“功能核心”)，并包括特征化航空电子服务(即，其结构和功能已预定义的服务)列表。
在一个实施方案中，竖直优化方法可以在平板电脑(例如EFB电子飞行包型的平板电脑)上执行的应用程序上实现。因此，优化的轨迹的结果(包括优化的航道高度)将能够传递给航空电子设备核心(真实的或简化的/模拟的/仿真的，应要求或不应要求等)。在机组人员授权后，航空电子设备核心将能够验证或修改该轨迹，以便将其用作飞机的制导的参考。
在一个实施方案中，该方法通过可从一个或更多个服务器访问的一个或更多个编程接口(API)来使用FMS的功能航空电子设备核心的说明。
编程接口(API，意为“应用程序编程接口(Application Programming Interface)”)是类、方法、函数、数据类型和常量的标准集合，其用作前端(通过该前端，一个软件向其他软件提供服务)。API可以是“私有”的，也就是说用于内部执行的计算机开发使用。API可以是“开放式的”或“公开的”(“开放式API”)：接口的规格可以公开发布，即公众，特别是第三方开发者可以访问。
根据实施方案，编程接口的文档或描述以专用于航空电子部门的方式而或多或少是全面的。换句话说，在一些实施方案中，航空电子服务的描述是全面和详尽的。在其他实施方案中，描述或文档仅是部分的(某些命令未发布或者故意加密使得有可能从FMS获得某些信息，例如特别关键的信息)。在一个实施方案中，航空电子服务的描述可以根据需要访问。在一个实施方案中，航空电子服务的完整描述是加密的，也就是说文件的存在是明显的，但对其内容的访问需要先前共享的密钥。在一个实施方案中，航空电子服务的描述和/或存在被隐藏(如隐写术)。
关于对航空电子服务的编程接口的访问，访问不同API的权限或限制可以是特定的。对给定的航空电子服务的访问可以是可配置的，例如在资费、呼叫数量(容量)、服务质量(例如优先级)方面。在一个实施方案中，访问可以是“免费”的，容量无限制和没有访问限制。在其他情况下，通过访问限制(访问控制、密钥、加密、绝对和/或相对优先级)，可以限制对FMS某些功能的访问(数量、质量)。本发明的一些实施方案可以组合使用“公共”型的API(例如公布的)与“私有”型的API(例如，某些优点或权限可以保留用于内部开发或用于选定的航空伙伴)。API的生命周期可以引起各种发展(例如，某些API的稳定性可以得到保证，而其他API则可以弃用“弃用的API”)。