在进场阶段期间辅助驾驶飞行器的方法和装置制造方法及图纸

一种用于在出于着陆目的的进场阶段期间辅助驾驶飞行器的方法和装置。驾驶辅助装置包括制导系统，该制导系统构造用于在转换点(15)的上游的初始阶段(P1)期间根据第一制导模式对飞行器(14)进行制导，接着在所述转换点(15)与着陆处之间的终止阶段(P2)期间根据第二制导模式对飞行器(14)进行制导，所述装置还包括构造用于自动地计算所述转换点(15)的坐标的计算系统，制导系统还构造用于自动地禁用所述转换点(15)的上游的第二制导模式。

【技术实现步骤摘要】
在进场阶段期间辅助驾驶飞行器的方法和装置
本专利技术涉及一种用于在出于着陆目的的进场阶段期间辅助驾驶飞行器的方法和 >J-U ρ?α装直。
技术介绍
在出于着陆目的的进场期间，某些飞行器在第一阶段期间采用ΡΒΝ(基于性能的导航(Performance based Navigat1n))型的所谓的第一“性能”导航模式；接着在第二阶段，这些飞行器由x-LS(X-着陆系统(landing System))型的进场系统制导。 PBN模式是这样的导航类型:其限定了与规定性能级别相关的操作，包括横向导航和垂直导航。对于横向导航而言，定义了 RNP(所需导航性能)航路的概念。这涉及在额定轨迹的两侧上延伸的表面，飞行器必须以确定的概率停留在该表面内。具体地，已知精准性航路具有2xRNP的宽度，在额定飞行条件下飞行器必须有95%的时间停留在该精准性航路内，并且已知包容性航路具有4xRNP的宽度，包容性航路涉及在额定条件下或故障条件下进场的、按照导航规范为10-5或10-7的离开航路的概率。在这些航路中，RNP数值与精准性要求的值相对应。对于垂直导航而言，所谓的BaroVNAV航路限定在飞行器被锁定于垂直基准剖面的航段上。垂直要求仅涉及精准性航路。这是在额定轨迹的上方和下方延伸的表面，飞行器必须有99.7%的时间停留在该表面中，在无故障的情况下。该航路的一半高度对应于BaroVNAV操作所需的VTSE (垂直总系统误差(Vertical Total System Error))值。 此外，x-LS导航基于使用水平波束和垂直波束的飞行器的角度制导模式。这些波束的相交部代表了这样的轨迹:飞行器必须沿着该轨迹以适当的方式被制导至跑道以便安全着陆。该波束可以由从地面站发射的无线信号物理地限定或者可以由导航数据库中所包含的信息而在飞行器上虚拟地重构。所使用的x-LS模式为例如与ILS(仪表着陆系统(Instrument Landing System))型的系统相关的仪表进场模式、与MLS(微波着陆系统(Microwave Landing System))型的微波着陆系统相关的仪表进场模式或与GLS(GNSS着陆系统(Landing System), GNSS 指全球导航卫星系统(Global Navigat1n SatelliteSystem))型的GPS着陆系统相关的仪表进场模式。 因而，存在对于可用以下功能的需求:使得可以执行结合RNP轨迹的灵活性和性能以及x-LS型着陆的最小值的混合进场、且特别地使得可以执行从遵从PBN飞行计划至遵从x-LS波束的自动转换。此外，某些x-LS模式允许自动着陆，诸如以ILS模式为示例。 为实现该功能，有必要限定特征性的所谓转换点，转换点为飞行器指明从初始阶段中的PBN制导模式至终止阶段中的x-LS制导模式的切换。 然而，该转换点必须能够适应于飞行器遇到的所有情况，且特别适应于所有现有的x-LS进场模式。但是迄今为止不存在能够在飞行器上机载地限定转换点的方法或装置。仅已知能够在数据库中存储用于所有进场的标准化的点，然而这将不适用于所有的进场情况。
技术实现思路
本专利技术的目的在于弥补该缺陷，并且包括以下方法:不管进场轨迹如何都允许飞行器执行在任何PBN导航模式至任何x-LS进场模式之间的自动转换。 更精确地，本专利技术涉及一种用于在出于着陆目的的进场阶段期间辅助驾驶飞行器的方法，所述进场阶段涉及下述平面中的至少一个平面:横向平面和垂直平面，并且所述进场阶段包括: -位于转换点上游的初始阶段，在初始阶段期间，飞行器在遵循导航和制导性能约束的同时根据预定的飞行计划被制导进入至少一个飞行航路；以及 -位于所述转换点与着陆处之间的终止阶段，在终止阶段期间，飞行器沿着至少一个制导波束被制导。 根据本专利技术，所述类型的方法包括如下步骤:在初始阶段期间直至转换点为止，根据第一制导模式对飞行器进行制导，然后从所述转换点开始在终止阶段期间，根据第二制导模式对飞行器进行制导，值得注意的是:所述类型的方法还包括以下步骤，所述步骤自动实施并且包括: -计算所述转换点的坐标，使得能够从初始阶段切换至终止阶段；以及 -在进场期间，在这样计算出的所述转换点的上游，禁用第二制导模式。 因此，无论初始阶段的制导模式如何且无论终止阶段的制导模式如何，都将使用在飞行器机载地实施的计算来自动地定义至少一个转换点。这样计算出的转换点可以适用于所有进场阶段情形，如下面所述，这使得可以弥补前述缺陷。 此外，正由于禁用了第二制导模式直至转换点为止，因此避免了制导模式的过早切换。即使飞行器接收到x-LS型(涉及第二制导模式)的信号，在转换点之前，飞行器仍将继续操作PBN制导模式(第一制导模式)直至转换点。事实上，必须遵循以PBN制导模式限定和公布的飞行航路，直至特定的点为止，然后改变制导模式和轨迹。 根据本专利技术的不同实施方式，其可以单独地或组合地采用: -所述方法包括如下步骤:计算收敛轨迹以从转换点开始折回所述制导波束，如果在进场期间从所述转换点开始制导波束不能够被飞行器检测到，或者如果不满足x-LS型的制导模式的接合条件，则飞行器将沿着该收敛轨迹被制导； -所述转换点设置在在截获制导波束之前飞行计划的最后航段上； -所述制导波束为横向制导波束，并且转换点为在横向平面中限定的横向转换占. -如果制导波束的包络完全位于飞行航路的内侧，则通过位于制导波束的包络的外极限与飞行航路的外极限之间的交点在飞行计划上的正交投影来计算横向转换点的坐标； -如果制导波束的包络不完全位于飞行航路的内侧，则转换点设置在以下位置处:与在初始阶段期间所遵循的飞行计划一致的剖面的最后航段的终点处，所述剖面包括多个连续的航段； -该方法包括下列步骤: -计算用于精准性航路的第一横向转换点； -计算用于包容性航路的第二横向转换点； -选择最接近着陆跑道的横向转换点作为待使用的横向转换点； -所述制导波束为垂直制导波束，并且转换点为在垂直平面中限定的垂直转换占. -垂直转换点设置在以下位置处:与在初始阶段期间所遵循的飞行计划一致的剖面的最后航段的起点处； -转换点为垂直转换点和横向转换点二者； -转换点设置在以下位置处:与在初始阶段期间所遵循的飞行计划一致的剖面的最后航段的终点处； -在触发与第二制导模式相关的横向制导之后，实施与第二制导模式相关的垂直制导。 本专利技术还涉及一种用于在出于着陆目的的进场阶段期间辅助驾驶飞行器的装置。 所述类型的装置包括制导系统，该制导系统构造用于在初始阶段期间直至转换点为止根据第一制导模式对飞行器进行制导，然后从所述转换点开始在终止阶段期间根据第二制导模式对飞行器进行制导，值得注意的是，所述类型的装置还包括构造用于自动地计算所述转换点的坐标的计算系统，并且值得注意的是，制导系统还构造成在进场期间、所述转换点上游自动地禁用第二制导模式。 本专利技术还涉及一种飞行器，特别是包括这种驾驶辅助装置的运输飞行器。 【附图说明】 所附图的附图将使得更容易地理解如何实施本专利技术。在这些附图中，相同的附图标记表示相同的元件。 图1为示出了本专利技术的装置的框图。 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于在出于着陆目的的进场阶段期间辅助驾驶飞行器(14)的方法，所述进场阶段涉及下述平面中的至少一个平面：横向平面和垂直平面，并且所述进场阶段包括：‑位于转换点(15、27)上游的初始阶段(P1)，在所述初始阶段(P1)期间，所述飞行器(14)在遵循导航和制导性能约束的同时根据预定的飞行计划(9)被制导进入至少一个飞行航路(10)；以及‑位于所述转换点(15、27)与着陆处之间的终止阶段(P2)，在所述终止阶段(P2)期间，所述飞行器(14)沿着至少一个制导波束(33、21)被制导，所述方法包括如下步骤：在所述初始阶段(P1)期间直至所述转换点(15、27)为止，根据第一制导模式制导所述飞行器(14)，然后从所述转换点(15、27)开始在所述终止阶段(P2)期间，根据第二制导模式制导所述飞行器(14)，其特征在于，所述方法还包括以下步骤，所述步骤自动实施并且包括：‑计算所述转换点(15、27)的坐标，使得能够从所述初始阶段(P1)切换至所述终止阶段(P2)；以及‑在进场期间，在这样计算出的所述转换点(15、27)的上游，禁用所述第二制导模式。

【技术特征摘要】
2013.09.13 FR 13588551.一种用于在出于着陆目的的进场阶段期间辅助驾驶飞行器(14)的方法，所述进场阶段涉及下述平面中的至少一个平面:横向平面和垂直平面，并且所述进场阶段包括: -位于转换点(15、27)上游的初始阶段(P1)，在所述初始阶段(P1)期间，所述飞行器(14)在遵循导航和制导性能约束的同时根据预定的飞行计划(9)被制导进入至少一个飞行航路(10);以及 -位于所述转换点(15、27)与着陆处之间的终止阶段(P2)，在所述终止阶段(P2)期间，所述飞行器(14)沿着至少一个制导波束(33、21)被制导， 所述方法包括如下步骤:在所述初始阶段(P1)期间直至所述转换点(15、27)为止，根据第一制导模式制导所述飞行器(14)，然后从所述转换点(15、27)开始在所述终止阶段(P2)期间，根据第二制导模式制导所述飞行器(14)， 其特征在于，所述方法还包括以下步骤，所述步骤自动实施并且包括: -计算所述转换点(15、27)的坐标，使得能够从所述初始阶段(P1)切换至所述终止阶段(P2);以及 -在进场期间，在这样计算出的所述转换点(15、27)的上游，禁用所述第二制导模式。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤:计算收敛轨迹(17,28)以从所述转换点(15、27)开始折回所述制导波束，如果在进场期间从所述转换点(15,27)开始所述制导波束不能被所述飞行器(14)检测到，或者如果不满足x-LS型的制导模式的接合条件，则所述飞行器(14)将沿着该收敛轨迹(17、28)被制导。3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述转换点(15、27)设置在截获所述制导波束(33、21)之前的所述飞行计划(9)的最后航段(20)上。4.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法，其特征在于，所述制导波束(33)为横向制导波束，并且所述转换点(15)为在横向平面中限定的横向转换点。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，如果所述制导波束(33)的包络(13)完全位于所述飞行航路(10)的内侧，则通过位于所述制导波束(33)的所述包络(13)的外极限(13A)与所述飞行航路(10)的外极限(11)之间的交点(12)在所述飞行计划(9)上的正交投影来计算所述横向转换点(15)的坐标。6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，如果所述制导波束(33)的所述包络(13)不完全位于所述飞行航路(10)的内侧，则所述转换点(1...

【专利技术属性】
技术研发人员：让达米安·佩里耶，让·穆勒，丹尼尔·扎帕塔阿雷纳斯，西尔万·雷诺，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国;FR