一种飞行管理系统的时间导引方法技术方案

本发明专利技术实施例公开了一种飞行管理系统的时间导引方法，包括：飞行管理系统FMS确定飞机当前的飞行阶段，计算出飞机以当前速度爬升或下降所需的预期到达时间ETA；通过对比ETA与要求到达时间RTA，计算出新的EAS或者Ma；飞机加速或减速到新的EAS或者Ma后，计算以所述新的EAS或者Ma飞行所需的新的ETA；对比新的ETA与RTA的差值符合规定时间精度时，完成时间导引过程。本发明专利技术实施例解决了传统导航技术已经不能满足现代民航发展对空域资源的需求的问题，可直接应用于飞行管理系统时间导引功能的实现中，提高实际飞行的导航、导引精度，在保障安全的前提下，最终提高整个空域容量。

A time guidance method for flight management system

【技术实现步骤摘要】
一种飞行管理系统的时间导引方法
本申请涉及但不限于飞行管理导引
，尤指一种飞行管理系统的时间导引方法。
技术介绍
航空的不断发展需要越来越大的空域容量，凸显了最优利用可用空域的迫切性。在传统的陆基导航方式下，飞机通过接收陆基导航设备发送的引导信号沿地基导航台进行向台或则背台飞行进行导航，在这种传统领航方式下航路规划和飞行程序设计都受地面导航台布局和导航设备种类的很大制约，随着航空器机载导航设备性能的提高和星基导航技术的应用，传统导航技术已经不能满足现代民航发展对空域资源的需求。
技术实现思路
为了解决上述技术问题，本专利技术实施例提供了一种飞行管理系统的时间导引方法，以解决传统导航技术已经不能满足现代民航发展对空域资源的需求的问题。本专利技术实施例提供一种飞行管理系统的时间导引方法，包括：步骤1，飞行管理系统FMS确定飞机当前的飞行阶段，所述飞行阶段包括：等当量空速EAS爬升或下降，等马赫数Ma爬升或下降；步骤2，计算出飞机以当前速度爬升或下降所需的预期到达时间ETA；步骤3，通过对比ETA与要求到达时间RTA，计算出新的EAS或者Ma；步骤4，飞机加速或减速到新的EAS或者Ma后，计算以所述新的EAS或者Ma飞行所需的新的ETA；步骤5，对比新的ETA与RTA的差值符合规定时间精度时，完成时间导引过程。可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，还包括：步骤6，对比新的ETA与RTA的差值不符合规定时间精度时，重复执行步骤3到步骤4，直到最终得到的ETA与RTA的差值小于规定时间精度。可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，所述计算出新的EAS或者Ma，包括：步骤a，设定飞机真空速的加速率或减速率步骤b，使飞机以设定加速率或减速率加速飞行或者减速飞行t1时间后，达到新的EAS或者Ma；步骤c，计算以所述新的EAS或者Ma飞行到下一个航路点的时间t2；步骤d，判断t1+t2是否满足RTA；若t1+t2大于RTA，则增加t1，若t1+t2小于RTA，则减小t1；步骤e，重复执行步骤b到步骤d，直到t1+t2在规定时间精度范围内满足RTA；步骤f，记录最终得到的t1，得到达到新的EAS或Ma时的真空速为可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，所述计算出新的EAS或者Ma的过程中，将EAS转换为真空速的方式为，采用以下公式进行转换：其中，TAS为真空速，ρ0为海平面空气密度，ρ为当前高度空气密度。可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，所述时间导引方式，还包括：将所述新的速度作为已知量，将速度变化作为反馈量，将发动机需用推力作为控制量，对飞机进行时间导引。可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，初始的发动机需用推力为：加速或减速过程中发动机需用推力为：其中，为保持初始EAS时真空速的变化率，V为真空速；D为飞行阻力；m为飞机的质量，单位为千克；γ为当前航迹角；α为飞行迎角；Tini为初始发动机需用推力；为加速或减速过程中真空速的变化率；Dnew为加速或减速过程中的飞行阻力；Tnew为加速或减速过程中发动机需用推力。可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，还包括：根据所述初始发动机需用推力和加速或减速过程中发动机需用推力，可以得到：其中，ΔTcmd为FMS发送的发动机推力变化指令。可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，在过时间导引过程中，经过加速或减速，速度变化可以表示为：变化后的EAS可以表示为：其中，ΔEAS为当前EAS与目标EAS的偏差；t1为加速或减速的时间。可选地，如上所述的飞行管理系统的垂直导引方法中，所述时间导引方式，还包括：根据上述(4)和(7)，可以得到发动机推力的变化量为：其中，ΔEAS为当前EAS与目标EAS的偏差；ΔT为达到新的EAS，发动机推力的变化量。本专利技术实施例提供的飞行管理系统的时间导引方法，包括：飞行管理系统FMS确定飞机当前的飞行阶段，计算出飞机以当前速度爬升或下降所需的预期到达时间ETA；通过对比ETA与要求到达时间RTA，计算出新的EAS或者Ma；飞机加速或减速到新的EAS或者Ma后，计算以所述新的EAS或者Ma飞行所需的新的ETA；对比新的ETA与RTA的差值符合规定时间精度时，完成时间导引过程。本专利技术实施例中的时间导引方式，可直接应用于飞行管理系统时间导引功能的实现中，提高实际飞行的导航、导引精度，在保障安全的前提下，最终提高整个空域容量。附图说明附图用来提供对本专利技术技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本专利技术的技术方案，并不构成对本专利技术技术方案的限制。图1为本专利技术实施例提供的一种飞行管理系统的时间导引方法的流程图；图2为本专利技术实施例提供的飞行管理系统的时间导引方法中计算新速度的流程图；图3为本专利技术实施例提供的飞行管理系统的时间导引方法中速度变化的示意图；图4为通过垂直高度导引方式进行导引的航迹示意图；图5为本专利技术实施例中通过时间导引方式进行导引过程中真空速变化曲线的示意图；图6为本专利技术实施例中通过时间导引方式进行导引过程中俯仰角、迎角、FPA、Ma变化曲线的示意图；图7为本专利技术实施例中通过时间导引方式进行导引过程中发动机需用推力变化的示意图；图8为进行垂直高度导引过程中调节系数对航迹角变化速度的示意图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。本专利技术提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。一般运输机在爬升阶段，假定以恒定当量空速(EquivalentAirSpeed，EAS)和恒定马赫数Ma搭配飞行。首先，飞机以等EAS爬升，同时Ma不断增加，当Ma增加到给定的Ma(即上述恒定马赫数Ma)后，飞机以等马赫数开始爬升，此时飞机所处的高度称之为转换高度。继续爬升直到巡航高度，飞机以该恒定马赫数继续巡航。下降阶段也类似，首先以等马赫数下降，此时EAS不断减小，减小到给定EAS(即上述恒定EAS)后，飞机以等EAS下降。如果飞机在爬升或下降的过程中，因为导航系统误差或者遭遇阵风干扰而偏离期望航线，飞机的速度、航迹角FPA、位置都会发生变化，通过垂直航路导引方式将飞机纠正回期望航线后，估计到达时间ETA往往已经偏离要求到达时间RTA数十秒甚至数分钟，因此需要对飞机的飞行速度进行导引，也是对飞行时间进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行管理系统的时间导引方法，其特征在于，包括：/n步骤1，飞行管理系统FMS确定飞机当前的飞行阶段，所述飞行阶段包括：等当量空速EAS爬升或下降，等马赫数Ma爬升或下降；/n步骤2，计算出飞机以当前速度爬升或下降所需的预期到达时间ETA；/n步骤3，通过对比ETA与要求到达时间RTA，计算出新的EAS或者Ma；/n步骤4，飞机加速或减速到新的EAS或者Ma后，计算以所述新的EAS或者Ma飞行所需的新的ETA；/n步骤5，对比新的ETA与RTA的差值符合规定时间精度时，完成时间导引过程。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞行管理系统的时间导引方法，其特征在于，包括：
步骤1，飞行管理系统FMS确定飞机当前的飞行阶段，所述飞行阶段包括：等当量空速EAS爬升或下降，等马赫数Ma爬升或下降；
步骤2，计算出飞机以当前速度爬升或下降所需的预期到达时间ETA；
步骤3，通过对比ETA与要求到达时间RTA，计算出新的EAS或者Ma；
步骤4，飞机加速或减速到新的EAS或者Ma后，计算以所述新的EAS或者Ma飞行所需的新的ETA；
步骤5，对比新的ETA与RTA的差值符合规定时间精度时，完成时间导引过程。


2.根据权利要求1所述的飞行管理系统的垂直导引方法，其特征在于，还包括：
步骤6，对比新的ETA与RTA的差值不符合规定时间精度时，重复执行步骤3到步骤4，直到最终得到的ETA与RTA的差值小于规定时间精度。


3.根据权利要求1或2所述的飞行管理系统的垂直导引方法，其特征在于，所述计算出新的EAS或者Ma，包括：
步骤a，设定飞机真空速的加速率或减速率
步骤b，使飞机以设定加速率或减速率加速飞行或者减速飞行t1时间后，达到新的EAS或者Ma；
步骤c，计算以所述新的EAS或者Ma飞行到下一个航路点的时间t2；
步骤d，判断t1+t2是否满足RTA；若t1+t2大于RTA，则增加t1，若t1+t2小于RTA，则减小t1；
步骤e，重复执行步骤b到步骤d，直到t1+t2在规定时间精度范围内满足RTA；
步骤f，记录最终得到的t1，得到达到新的EAS或Ma时的真空速为


4.根据权利要求3所述的飞行管理系统的垂直导引方法，其特征在于，所述计算出新的EAS或者Ma的过程中，将EAS转换为真空速的方式为，采用以下公式进行转换：



其中，TAS为真空速，ρ0为海平面空气密度，ρ为当前高度空气密...

【专利技术属性】
技术研发人员：柳楠，谭腾飞，刘玥，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61