用于飞行器的飞行管理组件、监视该组件的方法和飞行器与流程

本发明涉及一种用于飞行器、特别是用于运输机的飞行管理组件，以及一种用于监视这样的飞行管理组件的方法。

非排他地，本发明更具体地应用于实施RNP AR(Required Navigation Performance with Authorization Required)型的需要授权的所需导航性能操作的飞行器。这些RNP AR操作基于RNAV(aRea NAVigation)型的区域导航并基于RNP(Required Navigation Performance)型的所需导航性能操作。这些操作具有为了能够在飞行器上实施而要求特别授权的特性。

已知RNP的概念对应于区域导航，针对区域导航而(在飞行器上)添加了监视及告警装置，所述装置使得能够确保飞行器保持在围绕参考航线的所谓RNP航路上。在该航路的外部可能存在地势起伏或其他飞行器。RNP操作类型的性能需求是通过RNP值来限定的，该RNP值表示围绕参考航线的航路的一半宽度(以海里NM为单位)，飞行器应当在操作期间的95％的时间内保持在该航路上。还限定了其半宽为RNP值的两倍的(围绕参考航线的)第二航路。飞行器偏离该第二航路的概率应小于10^-7每飞行小时。

RNP AR操作的概念还具有更多约束。实际上，RNP AR程序的特征在于：

-RNP值：

·其在进近阶段小于或等于0.3NM且可以减小至0.1NM；以及

·在起飞时以及在复飞阶段严格小于1NM并也可以减小至0.1NM；-最终进近航段，其可以是曲线的；以及

-障碍物(山峰，交通等)，其可以位于相对于参考航线的两倍RNP值处，而对于常用的RNP操作，提供了相对于障碍物的补充容限。

航空管理局针对RNP AR操作限定了目标安全等级TLS(Target Level of Safety)以使得飞行器偏离半宽航路D＝2.RNP的概率不应超过10^-7每飞行小时。

本发明应用于包括两个导航系统的飞行管理组件，每个导航系统配备有FMS(Flight Management System)型的飞行管理系统以用于实施RNP AR操作。

背景技术：

如果飞行器应当实施RNP AR型的需要授权的所需导航性能操作，则飞行器上的机载设备以及尤其是飞行管理组件应能够达到目标安全等级。

本发明的目的是具有使RNP AR程序以直至0.1NM的RNP值来飞行的能力，并且其在起飞、进近和复飞阶段(在正常情况下以及故障情况下)没有任何限制。

然而，对于具有实施这样的RNP AR程序的授权的飞行器而言，尤其必须能够从导航回路中排除导航命令(或指令)计算的错误来源，以便避免其对于飞行器航线的可能影响。

为了能够实施RNP 0.1型的操作，在导航指令丢失或出错的情况下，飞行管理组件应能够遵循“危险”类型的严格等级。另外，在检测到错误计算的情况下，飞行器应当能够继续以自动模式进行导航以保持在RNP航路上。

利用具有两个飞行管理系统的飞行管理组件，在两个飞行管理系统之间不一致的情况下，该组件无法识别哪一个是出故障的，并且因此飞行器无法再以自动模式进行导航。因此，这样的飞行器不被授权实施这样的RNP AR操作。

技术实现要素：

本发明的目的在于弥补这一缺陷。

本发明涉及一种用于飞行器的飞行管理组件，该飞行管理组件能够实施前文所提及的RNP AR操作，所述飞行管理组件包括两个导航系统，每个导航系统配备有一个飞行管理系统，所述飞行管理系统是独立的并且托管在不同的设备上，所述飞行管理系统中的每个被配置成至少实时地实现对于飞行器的导航指令的计算，所述导航指令包括至少一个横摇指令，所述飞行管理组件还包括至少一个监视单元，所述监视单元被配置成实现对于由飞行管理系统生成的数据的监视以便能够检测出不一致。

根据本发明：

–飞行管理组件包括与所述飞行管理系统不同的至少一个数据生成单元，所述数据生成单元被配置成实时地计算横摇指令；以及

–监视单元被配置成至少在检测出飞行管理系统的数据不一致的情况下实现由两个飞行管理系统计算出的横摇指令与由数据生成单元确定的横摇指令之间的比较，以便在必要情况下能够检测和识别出所述两个飞行管理系统之中的出故障的飞行管理系统。

因此，由于考虑到由不同于所述飞行管理系统且将在下文描述的数据生成单元所计算的横摇指令，监视单元能够识别出故障的飞行管理系统以便能够在无故障的飞行管理系统的帮助下对飞行器进行导航，这如下文中描述的那样能够允许飞行器具有以RNP型操作进行飞行的能力，且克服了前述的缺陷。

优选地，所述数据生成单元是飞行器的导航计算机的一部分。

在一个优选实施方式中，所述监视单元被配置成：

–计算由所述第一飞行管理系统中的一个所计算的横摇指令与由数据生成单元所计算的相应的横摇指令之间的第一差值并且将该第一差值与预定的第一容限相比较；

–计算由所述飞行管理系统中的另一个所计算的横指令与由数据生成单元所计算的相应的横摇指令之间的第二差值以及将该第二差值与第一容限相比较；以及

–仅当所述第一差值和第二差值之一大于所述第一容限时，才确定相应的横摇指令是不一致的，并且检测和识别出计算出该不一致的横摇指令的飞行管理系统是出故障的。

另外，有利地：

–数据生成单元被配置成借助“跟踪(Track)”型的常用航路跟随法则来计算横摇指令，；以及

–飞行管理系统被配置成借助“Hpath”型的常用水平航线跟随法则来计算导航指令，该导航指令包括至少一个横摇指令。

有利地，为了实时地计算横摇指令，数据生成单元继而被配置成相继地：

–根据飞行器当前位置识别飞行计划中的所谓激活航段，其中应当向该航段引导飞行器；

–根据飞行器相对于所述激活航段的位置、飞行器的矢量速度方向以及激活航段的方向，确定要跟随的后续航路以找准激活航段；以及

–基于对于当前时刻所确定的航路，计算相应的横摇指令。

另外，有利地，飞行器的导航是根据由两个导航系统之一即所谓激活导航系统所提供的数据来实现的，并且飞行管理组件包括切换装置，该切换装置被配置成在通过监视单元检测到出故障的飞行管理系统的情况下以及在激活的导航系统包括该出故障的飞行管理系统的情况下，产生使得所述两个导航系统中的另一个激活的切换。

另外，在一个特定实施方式中，飞行管理组件包括被配置成实现相同监视的两个监视单元。

本发明还涉及一种用于监视如前文所述的飞行管理组件的监视方法，所述飞行管理组件包括两个导航系统，每个导航系统配备有飞行管理系统，所述飞行管理系统是独立的且托管在不同的设备中，所述飞行管理系统中的每个被配置成至少实现对于飞行器的导航指令的计算，导航指令包括至少一个横摇指令，所述监视方法包括监视步骤，该监视步骤在于实现对于由飞行管理系统生成的数据的监视，使得能够检测不一致。

根据本发明：

–所述监视方法包括数据生成步骤，该数据生成步骤在于借助与所述飞行管理系统不同的至少一个数据生成单元来实时地计算横摇指令；以及

–监视步骤在于至少在检测出飞行管理系统的数据不一致的情况下将由两个飞行管理系统计算的横摇指令与在数据生成步骤所确定的横摇指令相比较，使得能够在必要情况下检测和识别出所述两个飞行管理系统之中的出故障的飞行管理系统。

有利地，监视步骤在于：

–计算由所述飞行管理系统中的一个所计算的横摇指令与由数据生成单元所计算的相应的横摇指令之间的第一差值，并且将该第一差值与预定的第一容限相比较；

–计算由所述飞行管理系统中的另一个所计算的横摇指令与由数据生成单元所计算的相应的横摆指令之间的第二差值，并且将该第二差值与预定的第一容限相比较；以及

–仅当所述第一差值和第二差值之一大于所述第一容限时，才确定相应的横摇指令是不一致的，并且检测和识别出计算出该不一致的横摇指令的飞行管理系统是出故障的。

本发明还涉及一种飞行器，特别是运输机，其配备有如上文所述的飞行管理组件。

附图说明

附图使得能够很好地理解如何实现本发明。在这些附图中，相同的参考标记指代相似的元素。

图1是飞行器的飞行管理组件的一个特定实施方式的框图；

图2至图4示出了飞行器跟随航线飞行，从而针对不同类型的导航而找准相应的航段，其使得本发明的重要特征变得明显。

具体实施方式

图1示意性地示出了能够说明本发明的用于飞行器、特别是用于运输机的飞行管理组件1。

被装载到飞行器上的该飞行管理组件1包括两个导航系统2A和2B，每个导航系统都配备有FMS(Flight Management System)型的飞行管理系统3A和3B。两个飞行管理系统3A和3B是独立的并且托管在不同的设备(硬件)中。

所述飞行管理系统3A和3B中的每个都被配置成实现下文中明确指出的计算，特别是针对飞行器的导航指令的计算，该导航指令包括横摇指令。

根据由所述两个导航系统2A和2B中的仅一个即所谓的激活导航系统所提供的数据(特别是导航指令)来实现飞行器的导航。

所述飞行管理组件1还包括至少一个监视单元4A、4B，所述监视单元4A、4B被配置成实现对于由飞行管理系统3A和3B生成的数据的监视以便能够检测不一致。

监视单元4A、4B托管在与托管两个飞行管理系统3A和3B的设备不同的设备(硬件)中。

根据本发明，监视单元4A、4B被配置成实现对于由两个飞行管理系统3A和3B计算出的导航指令(或命令)的监视，以便在必要情况下检测和识别出飞行管理系统3A和3B之中的出故障的那个飞行管理系统，如下文所描述的那样。

出故障的飞行管理系统是指计算并发出至少一条有错误(或不正确)的导航指令的飞行管理系统。

更确切地，根据本发明：

–飞行管理组件1包括与所述飞行管理系统3A和3B不同的至少一个数据生成单元5A、5B，所述数据生成单元5A、5B被配置成实时地计算横摇指令；以及

–监视单元4A、4B被配置成实现由两个飞行管理系统3A和3B所计算的横摇指令与由数据生成单元5A、5B所确定的横摇指令之间的比较，以便能够在必要情况下检测和识别出所述两个飞行管理系统3A和3B之中的出故障的那个飞行管理系统。

在一个优选的实施方式中，数据生成单元5A、5B对应于飞行器的导航计算机，或如图1所示构成飞行器的导航计算机6A和6B的一部分。在一个(未示出的)实现变型中，数据生成单元5A、5B还可以安装在除了导航计算机6A和6B之外的设备中。

因此，由于考虑了由与所述飞行管理系统3A和3B不同且如下文所述的数据生成单元5A和5B所计算的横摇指令，监视单元4A和4B能够识别出故障的飞行管理系统。

监视单元4A和4B因而能够隔离出故障的飞行管理系统以使机组人员能够实现RNP操作。

为了能够在必要情况下识别出两个飞行管理系统3A和3B中的哪一个出错，监视单元4A和4B监视从飞行管理系统3A和3B以及数据生成单元5A和5B所接收的横摇命令并进行比较。

在本发明的框架内，可以设想不同的比较。

在一个特定实施方式中，监视单元4A、4B被配置成通过以下操作来检测两个飞行管理系统3A、3B之间的不一致：

–计算由所述飞行管理系统中的一个计算出的横摇指令与由所述飞行管理系统中的另一个计算出的相应的横摇指令之间的差值；

–将该差值与预定的比较容限进行比较；以及

–如果该差值大于所述比较容限，则认为数据不一致。

另外，在一个优选实施方式中，监视单元4A、4B被配置成：

–计算由所述飞行管理系统3A和3B中的一个所计算的横摇指令与由数据生成单元5A、5B所计算的相应的横摇指令之间的第一差值，并且将该第一差值与预定的容限(其等于或不等于前述的比较容限)进行比较；

–计算由所述飞行管理系统3A和3B中的另一个所计算的横摇指令与由数据生成单元5A、5B所计算的相应的横摇指令之间的第二差值，并且将该第二差值与预定的容限(其等于或不等于前述的比较容限)进行比较；以及

–如果所述第一差值和第二差值中的一个(且仅一个)大于所述容限，则确定相应的横摇指令是不一致的并且检测和识别计算出该不一致的横摇指令的飞行管理系统是出故障的。

如在后文中的一个特定示例中所明确指出的，为了实时地计算横摇指令，数据生成单元5A、5B被配置成相继地：

–根据飞行器的当前位置识别飞行计划的所谓激活航段，其中应当向该激活航段引导飞行器；

–根据飞行器相对于所述激活航段的位置、飞行器的速度矢量方向以及激活航段的方向，确定要跟随的后续航路以便找准激活航段；以及

–基于针对当前时刻而确定的航路，计算相应的横摇指令。

飞行管理系统3A和3B被配置成借助常用的“Hpath”(跟随水平航线)型法则来以常用方式计算横摇指令。

通常，“Hpath”法则使用基于飞行器AC的位置Pc和要跟随的航线所计算的航路误差值CT(Cross Track,偏航距)以及航路角度偏差值TAE(Track Angle Error,偏航角)，如图2所示。

更确切地：

–航路误差CT是飞行器AC的重心与后续航线或者航段Lr(其被限定在两个经过点P1和P2之间)之间的距离；

–航路的角度偏差TAE是在一段航线或航段(相对于北方)的方向与飞行器AC的速度矢量方向之间的角度；

–航段是飞行计划中的基本片段(包括要会合的经过点以及这些经过点的会合方式)；以及

–一段航线是航线的片段或部分(线段、圆弧)。

另外，TF型的航段是诸如在图2中以直线连接飞行计划中的两点P1和P2的航段Lr这样的航段。该TF型航段通过其方向、其长度以及终点P2的坐标来被限定。与其他类型的所谓的浮动航段相反，该TF型航段(相对于地面)是固定的，其中浮动航段是通过方向而并非终点来被限定的，例如待拦截轴线(axe a intercepter)。

通常，在飞行器上，“Hpath”法则是通过NAV型的常用导航模式(即跟随由飞行管理系统3A、3B基于机组人员所输入的飞行计划所计算的航线)来被使用的。

另外，数据生成单元5A、5B因此是导航计算机6A、6B的一部分，并且其被配置成借助“跟踪”(航路跟随)型的常用法则来计算横摇指令。

“跟踪”法则是由机组人员通过借助FCU(Flight Control Unit，飞行控制单元)型的常用数据输入单元输入期望的航路值而被手动地使用的(选择导航模式)。

在机组人员所选择的导航模式是NAV(自动跟随航线)的情况下，两个飞行管理系统3A和3B使用“Hpath”法则。

“跟踪”法则因而是机组人员除了NAV模式(已选)之外可以选择的导航计算机6A、6B的模式之一，其与由飞行管理系统3A、3B所生成的航线无关。

“跟踪”法则可以将飞行器的速度矢量方向控制在(相对于北方的)期望的方向上。作为说明，如果例如想要使飞行器向东方飞行，则可以使用“跟踪”法则以将飞行器的速度矢量方向控制在90度的航向上。

限定与航道偏差也就是说飞行器的当前航路(图3中的航线Tc)与目标航路(航段Li)之间的差异成比例的横摇指令的“跟踪”法则是简单的，并且其与由飞行管理系统所使用的“HPATH”型法则无关。

该“跟踪”法则通常在飞行器上已经可用，并且因此其目的仅在于将飞行器的速度矢量轴控制在目标航路上，如图3中通过航路目标Ti所示。因此，根据飞行器的初始状态，飞行航线改变，这使得无法跟随固定航段，即飞行计划中的当前航线航段。飞行器因此可以重新回到与航段Li平行的航线Tc上而不会趋近该航段。

如图4所示，为了找准航段Lr，飞行管理组件1计算要跟随的后续航路T1、T2，从而能够找准该航段Lr。这些航路T1、T2被发送到导航计算机6A、6B以请求其以“跟踪”法则来跟随这些航路。

在点P3之前，所跟随的航路是T1，而在点P3之后，所跟随的航路是T2+ε。其中ε取决于航路偏差CT。ε是一个小的角度增量以确保飞行器AC准确地趋近于航段Lr。“跟踪”法则不考虑飞行器的速度矢量方向。为了避免飞行器平行于航段而跟随T2，当飞行器没有严格地处在航段上的情况下，计算稍微不同的指令以使得飞行器趋近该航段。构成例如数据生成模块5A、5B的一部分的所谓“跟踪指令的计算及排序”功能，根据飞行器AC的位置、飞行器AC的速度矢量方向以及要找准的航段Lr的方向来计算这些信息。

考虑如下距离d：其对应于上述功能控制从第一指令(航路T1)去往第二指令(航路T2)所经过的距离。该距离d取决于飞行器的速度以及T1和T2值之差。

例如构成数据生成单元5A、5B一部分的算法，根据飞行器AC的参数来计算T1和T2的航路值，并且在恰当的时机将其传送至导航计算机6A、6B，使得导航计算机6A、6B的“跟踪”法则计算能够将飞行器带到航段Lr上的横摇指令。

为此而使用的算法取决于所考虑的航段的类型：

–对于TF航段，距离d等于标称横摇的角度(出于乘客舒适度的原因，其等于限制为25度的航向改变)的转向半径与在横摇期间以飞行器速度所经过的距离之和，其中该横摇全部投射到航段方向的法线上；

–对于其他类型的航段，在通过“Hpath”法则进行导航的情况下，算法根据最接近飞行器表现的飞行器状态和时间来生成航路指令概要。

在一个特定实施方式中，该示例的实施如下：

–两个飞行管理系统3A和3B从数据库中提取RNP-AR程序并将其插入飞行计划中。所述飞行管理系统3A和3B中的每个通过对该飞行计划计算循环冗余校验码CRC(Cyclic Redundancy Check)，并且(激活系统的)所谓“主”飞行管理系统将飞行计划和CRC码发送到监视单元4A、4B，而第二飞行管理系统仅发送其计算出的飞行计划的CRC码。监视单元4A、4B对两个CRC码进行比较，在两个CRC码相同的情况下，监视单元4A、4B使从主飞行管理系统接收的飞行计划生效；

–监视单元4A、4B(或者数据生成单元5A、5B)根据飞行器的位置对飞行计划中的航段进行排序，其在于在飞行计划的航段序列中识别出应向其引导飞行器的航段；

–根据飞行器相对于激活航段的位置、飞行器的速度矢量方向以及激活航段的方向，“跟踪指令的计算及排序”功能确定要跟随的后续航路以找准航段，如图4所示。

在如图1所示的优选实施方式中，飞行管理组件1包括被配置成实现同样的监视的两个监视单元4A和4B。这使得能够在RNP操作中这些监视单元4A和4B中的一个出故障情况下，仍然能够在必要情况下检测出出故障的飞行管理系统3A或3B，以及因此确保该类型的RNP操作所需的完整性。

另外，飞行管理组件1包括切换装置，该切换装置被配置成在通过监视单元4A、4B检测出出故障的飞行管理系统(其例如是飞行管理系统3A)的情况下并且在激活导航系统是包括该出故障的飞行管理系统的导航系统(其在该示例中是导航系统2A)的情况下，产生切换，该切换在于使所述两个导航系统2A和2B中的另一个激活(即在该示例中为导航系统2B)。

在一个特定实施方式中，切换装置包括(未示出的)按钮，该按钮安装在驾驶员的位置并且使得机组成员能够手动控制切换。另外，在一个实现变型中，控制装置包括至少一个控制单元8A、8B，该控制单元安装在导航计算机6A和6B中并且根据接收到的监视状态来实现切换。

如图1所示，每个导航系统2A、2B包括信息来源组件7A、7B，所述信息来源组件7A、7B特别包括常规传感器以用于确定(测量、计算……)与飞行器的状态(位置、速度……)及其环境(温度……)相关的参数值。组件7A、7B还可以包括NDB(Navigation Data Base)型的导航数据库，其特别包括所使用的RNP-AR程序的定义。

这些值和信息通过组件7A、7B的连接l1A、l1B而被提供给相应的飞行管理系统3A、3B(“相应的”是指其构成同一导航系统2A、2B的一部分)。

通常，飞行管理系统3A和3B中的每个特别地基于从相应的组件7A、7B所接收的值和信息来计算飞行器的位置、飞行器的航线、飞行器的位置和航线之间的差距，以及导航指令特别是横摇指令以将飞行器的位置控制在航线上。

飞行管理组件1因此还包括数据生成单元5A、5B，数据生成单元5A、5B计算第三横摇指令。该数据生成单元5A、5B用作第三数据来源以在监视单元4A、4B中进行比较和表决。该数据生成单元5A、5B仅实现所指出的操作和计算并且不与(第三)飞行管理系统相对应。

监视单元4A分别经由连接l2A、l3B和l4A从飞行管理系统3A、飞行管理系统3B以及数据生成单元5A接收信息，并且可以经由连接l5A将信息提供给相应的飞行管理系统3A。监视单元4A还可以经由连接l6A将所实施的监视结果提供至导航计算机6A。

以相似的方式，监视单元4B分别经由连接l2A、l3B和l4B从飞行管理系统3A、飞行管理系统3B以及数据生成单元5B接收信息，并且可以经由连接l5B将信息提供给相应的飞行管理系统3B。监视单元4B还可以经由连接l6B将所实施的监视结果提供至导航计算机6B。

如图1所示，飞行管理组件1中的两个导航系统2A和2B中的每个包括FG(Flight Guidance，飞行导航)型的导航计算机6A、6B。所述导航计算机6A、6B之一，即激活导航系统的导航计算机，操纵用于管理飞行器的常用伺服机构以按照导航指令引导飞行器。为了操纵伺服机构并且引导飞行器而在导航计算机6A和导航计算机6B之间做出选择的逻辑，可以经由常用的通信单元8A和8B以常规方式在导航计算机6A和6B处实施。

后文中将明确说明由飞行管理组件1所实施的监视工作。

在检测到由飞行管理系统3A和3B所生成的数据之间不一致的情况下，由监视单元4A和4B所实施的监视是基于对横摇指令的分析的。

为此，监视单元4A和4B中的每个相继地实施以下步骤：

E1)计算由所述飞行管理系统中的一个所计算的横摇指令与借助数据生成单元所计算的相应的横摇指令之间的第一差值，并将该第一差值与预定的第一容限进行比较；

E2)计算由所述飞行管理系统中的另一个所计算的横摇指令与借助数据生成单元所计算的相应的横摇指令之间的第二差值，并将该第二差值与预定的第一容限进行比较；以及

E3)仅在所述第一差值和第二差值中的一个大于所述第一容限的情况下，才确定相应的横摇指令是不一致的并且检测和识别出计算出该不一致的导航指令的飞行管理系统是出故障的。

因此，得到一种用于监视从飞行管理系统3A和3B输出的导航指令的方法，该方法快速、简单、便宜且有效。

如上所述的飞行管理组件1因此具有基于两个飞行管理系统3A和3B以及(特别由监视单元4A和4B所实施的)横摇指令监视的结构，以便能够实施RNP 0.1型的操作。

该飞行管理组件1因而允许：

–获得快速的响应时间；

–必要时(在横摇指令计算出差错的情况下)识别出故障的飞行管理系统以使该出故障的飞行管理系统失效，并且追随未出故障的飞行管理系统的工作，以及如果可能则将出故障的飞行管理系统重新同步于未出故障的飞行管理系统；以及

–避免不得不安装昂贵且复杂的第三飞行管理系统(以用作第三表决源)。

应当指出，“Hpath”法则使用基于飞行器的位置和要跟随的航线而计算的航路的角度差距和航路误差值。如果想要对于监视功能使用第三“Hpath”法则，则必须基于从两个飞行管理系统所接收的加强飞行计划来计算航线，接收飞行器位置以计算航路误差和航路角度差距，这将回归到使用完全简化的第三飞行管理系统。因此，通过使用导航计算机的“跟踪”法则以更简单地计算第三导航指令(该计算仅基于飞行计划，不必计算航线，另外“跟踪”法则通常在飞行器上已经可用)，在两个飞行管理系统发送不一致的指令的情况下，飞行管理组件可以识别这两个飞行管理系统中的哪个出差错。