本發(fā)明涉及一種在飛行器的顯示裝置上顯示飛行器的豎直約束的方法，顯示裝置屬于飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)。本發(fā)明還涉及一種飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)、相關(guān)的計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品和飛行器。

本發(fā)明涉及航空領(lǐng)域，并且特別涉及飛行器的導(dǎo)航管理領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

目前，飛行器通常配備有飛行管理系統(tǒng)(FMS，英文為Flight Management System)。FMS能夠收集與飛行器通信的機(jī)載系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)的數(shù)據(jù)，并且為根據(jù)各種外部約束和飛行器性能進(jìn)行的導(dǎo)航飛行器提供信息。FMS還能夠使飛行器的部分駕駛自動(dòng)化并提供顯示，以用于飛行器的導(dǎo)航系統(tǒng)的顯示裝置。

舉例來說，F(xiàn)MS能夠計(jì)算飛行器的豎直測(cè)線(profil vertical)，該豎直測(cè)線能夠滿足針對(duì)側(cè)向參考軌跡的最大豎直約束，該側(cè)向參考軌跡尤其是根據(jù)飛行器的飛行計(jì)劃建立的。

然而，存在有飛行器不遵循初始預(yù)期的參考軌跡的各種情況，例如，由于氣象原因或者為了滿足飛行器之間的間距約束，過程或蹤跡的改變，推遲或提前飛行器的預(yù)期到達(dá)的必要。

在飛行器被迫偏離初始的側(cè)向參考軌跡的情況下，F(xiàn)MS通常不再提供自動(dòng)引導(dǎo)并且不再適用于向機(jī)組提供信息，該信息有關(guān)于所要滿足的豎直約束，尤其是飛行器的性能的余量。

同樣，在飛行器被迫偏離初始的側(cè)向參考軌跡的情況下，例如，如果飛行器下降而并未授權(quán)下降，機(jī)組并不擁有與飛行器的性能的余量有關(guān)的信息，該信息由機(jī)組擁有以滿足所要出現(xiàn)的豎直約束。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于通過提供飛行器的豎直約束的表示來改進(jìn)導(dǎo)航系統(tǒng)，初始參考軌跡遵循或不遵循該豎直約束。

為此，本發(fā)明提出了一種在飛行器的顯示裝置上顯示所述飛行器的豎直約束的方法，所述顯示裝置屬于飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)，所述方法由屬于所述導(dǎo)航系統(tǒng)的電子裝置來實(shí)現(xiàn)。該方法包括以下步驟：

-獲取所述飛行器的至少一個(gè)豎直約束，

-計(jì)算與所述豎直約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值，

-在斜率標(biāo)度上與所述豎直約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值處顯示所述斜率約束的表示符號(hào)。

有利地，本發(fā)明提出了根據(jù)飛行器的性能特征來以斜率表示豎直約束。該表示使得導(dǎo)航人員能夠充分了解所示豎直約束相關(guān)的飛行器的當(dāng)前情況，當(dāng)前引導(dǎo)相關(guān)且飛行器的性能相關(guān)的余量。

本發(fā)明特別用于考慮飛行器的豎直約束。

根據(jù)本發(fā)明的方法還具有以下特征中的一個(gè)或多個(gè)，這些特征以技術(shù)上可行的方式進(jìn)行任意組合。

斜率標(biāo)度是性能標(biāo)度，該方法還包括顯示所述性能標(biāo)度，所述性能標(biāo)度包括根據(jù)所述飛行器的至少一個(gè)特征計(jì)算出的所述飛行器可達(dá)到的最小斜率值和最大斜率值，計(jì)算與所述豎直約束相關(guān)聯(lián)的所述斜率表示值還根據(jù)所述飛行器的至少一個(gè)特征的函數(shù)來完成。

該方法包括根據(jù)飛行器的至少一個(gè)性能特征來計(jì)算最小性能軌跡和最大性能軌跡，最小斜率表示值等于最小性能軌跡的切線相對(duì)于飛行器的人為水平線的斜率值，最大斜率表示值等于最大性能軌跡的切線相對(duì)于飛行器的人為水平線的斜率值。

該方法還包括顯示符號(hào)，該符號(hào)表明飛行器的當(dāng)前斜率或當(dāng)前豎直速度，該符號(hào)以斜率標(biāo)度表示。

該方法還包括顯示飛行器的當(dāng)前引導(dǎo)整定值，該當(dāng)前引導(dǎo)整定值以斜率標(biāo)度表示。

該方法包括采集所述飛行器的飛行參數(shù)，所述飛行參數(shù)包括所述飛行器的豎直速度、所述飛行器的地面速度、所述飛行器的當(dāng)前高度、所述飛行器的當(dāng)前斜率以及空氣速度，豎直約束由高度限定，并且與所述豎直約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值以數(shù)學(xué)公式來得到，所述數(shù)學(xué)公式是所述豎直約束的高度以及所述飛行器的所述飛行參數(shù)中的至少兩個(gè)參數(shù)的函數(shù)。

計(jì)算與所述豎直約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值的步驟包括估算限制軌跡在與所述飛行器的當(dāng)前距離相距預(yù)定距離處的切線的斜率值，所述限制軌跡是使得能夠根據(jù)預(yù)定滿足標(biāo)準(zhǔn)滿足所述豎直約束的軌跡。

當(dāng)所述豎直約束為高度約束時(shí)，豎直約束的滿足標(biāo)準(zhǔn)是高度差的絕對(duì)值小于數(shù)值距離閾值，所述高度差是約束在地面坐標(biāo)限定的經(jīng)過點(diǎn)處的高度值與飛行器的所述限制軌跡在所述經(jīng)過點(diǎn)處提供的高度值之間的差。

計(jì)算斜率表示值將到與約束相關(guān)聯(lián)的經(jīng)過點(diǎn)處的水平距離考慮在內(nèi)。

該水平距離根據(jù)飛行器遵循的側(cè)向軌跡或根據(jù)飛行器的參考軌跡來計(jì)算。

該水平距離是到應(yīng)用約束的區(qū)域的最短水平距離。

該方法包括根據(jù)所述飛行器的至少一個(gè)性能特征來計(jì)算最小性能軌跡和最大性能軌跡，并且計(jì)算斜率表示值包括確定步驟，所述確定步驟使得能夠確定所述豎直約束是否屬于由所述最小性能軌跡和所述最大性能軌跡限定的可達(dá)到飛行范圍。

當(dāng)所述豎直約束屬于所述可達(dá)到飛行范圍時(shí)，所述斜率表示值是針對(duì)所述豎直速度的控制模式和所述飛行器的斜率控制模式中的至少一個(gè)引導(dǎo)模式的傳播器整定值，以使得所述飛行器滿足所述豎直約束。

當(dāng)所述豎直約束不屬于所述可達(dá)到飛行范圍時(shí)，所述斜率表示值根據(jù)所述飛行器的外推限制軌跡來計(jì)算。

豎直約束從最小高度限制、最小斜率限制或最小豎直速度限制、以及最大高度限制、最大斜率限制或最大豎直速度限制中選擇，并且對(duì)于豎直約束，所述表示符號(hào)的選擇使得表示最小限制和最大限制中的豎直約束類型。

根據(jù)變型，所述表示符號(hào)采用表示豎直約束來源的形狀并且具有對(duì)所述飛行器的當(dāng)前位置與應(yīng)用所述豎直約束的區(qū)域之間的距離進(jìn)行表示的大小或暗度。

該方法包括選擇要顯示的豎直約束的選擇步驟，所述選擇將所述飛行器到所述豎直約束的距離參數(shù)、與所述豎直約束的來源有關(guān)的優(yōu)先級(jí)參數(shù)以及表示與所述約束相關(guān)聯(lián)的斜率的參數(shù)中的至少一個(gè)參數(shù)考慮在內(nèi)。

根據(jù)第二方面，本發(fā)明涉及一種在飛行器的顯示裝置上顯示所述飛行器的豎直約束的系統(tǒng)，所述顯示裝置屬于飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)，所述系統(tǒng)由屬于所述導(dǎo)航系統(tǒng)的電子裝置來實(shí)現(xiàn)。該系統(tǒng)包括：

-獲取模塊，其獲取所述飛行器的至少一個(gè)豎直約束，

-計(jì)算模塊，其計(jì)算與所述豎直約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值，

-顯示模塊，其在斜率標(biāo)度上與所述豎直約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值處顯示所述斜率約束的表示符號(hào)。

根據(jù)第三方面，本發(fā)明涉及一種計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品，該計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品包括軟件指令，該軟件指令在被計(jì)算機(jī)執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)以上簡述的在飛行器的顯示裝置上顯示所述飛行器的豎直約束的方法。

根據(jù)第四方面，本發(fā)明涉及一種飛行器，所述飛行器包括導(dǎo)航系統(tǒng)，所述導(dǎo)航系統(tǒng)包括顯示裝置，其特征在于，所述導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)以上簡述的顯示豎直約束的系統(tǒng)。

附圖說明

通過以下出于解釋目的參照附圖給出的非限制性說明，本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點(diǎn)將變得明顯，在附圖中：

-圖1概括示出了飛行器的軌跡以及所滿足的豎直約束的示例；

-圖2為本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中的飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)的主要模塊的框圖；

-圖3為根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的飛行管理導(dǎo)航系統(tǒng)的主要模塊的框圖；

-圖4為根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的豎直約束的表示的示例；

-圖5為示出了根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的對(duì)豎直約束的斜率表示進(jìn)行確定的主要步驟的邏輯圖；

-圖6和7概括示出了飛行器軌跡以及相關(guān)聯(lián)的斜率表示；

-圖8為示出了根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的對(duì)待顯示的豎直約束進(jìn)行選擇的主要步驟的邏輯圖。

具體實(shí)施方式

在下文中，將在本發(fā)明借助于通過適用于或?qū)⑦m用于飛行器的豎直約束在主導(dǎo)航顯示上的表示進(jìn)行的飛行器的引導(dǎo)的應(yīng)用中對(duì)本發(fā)明進(jìn)行說明，主導(dǎo)航顯示器為主飛行顯示器(PFD，英文為Primary Flight Display)類型或者平視顯示器(HUD,英文為Head Up Display)類型。

一個(gè)約束在其應(yīng)當(dāng)在當(dāng)前時(shí)刻得到滿足時(shí)被認(rèn)為是適用的。適用的或?qū)⑦m用的約束是位于飛行器要遵循的軌跡上或接近該軌跡的約束。僅對(duì)這些約束進(jìn)行顯示；也就是說，對(duì)于既不適用也不將適用于飛行器遵循的當(dāng)前軌道的約束不進(jìn)行顯示。

通常，豎直約束由飛行器應(yīng)當(dāng)滿足的高度、斜率或垂直速度的窗口或取值范圍限定。

可選地，除了豎直約束之外，還限定了側(cè)向約束，從而限定了飛行器的容量(volume)或飛行航線。

圖1概括示出了飛行器2和預(yù)期軌跡4，以及與飛行器8在地面上的投影有關(guān)的預(yù)期軌跡的地面跡線6。

來自各個(gè)來源的豎直約束能夠應(yīng)用于給定飛行器并應(yīng)用于給定軌跡部分。

在圖1所示的示例中，第一約束CT1限定了針對(duì)飛行器所禁止的容量或飛行水平。在沒有側(cè)向限制的情況下，此類型的約束限定了針對(duì)飛行器所禁止的高度范圍，例如為了完全防止碰撞風(fēng)險(xiǎn)。重要的是由地面上的控制系統(tǒng)施加的臨時(shí)約束，例如，空中交通管制ATC(Air Traffic Control)機(jī)構(gòu)。約束CT1限定了不超過的高度，因此，限定了最大高度限制約束，即約束BELOW(飛行器的高度應(yīng)當(dāng)小于或者等于所給的最大高度)。為了方便理解，約束CT1在圖1中由指向地面的箭頭表示的點(diǎn)P_CT1的集合示出。

第二約束示例為第二約束CT2，第二約束CT2限定了相對(duì)于地面所禁止的容量，例如由于地勢(shì)或者設(shè)施的存在造成的容量，從該設(shè)施的略過需要進(jìn)行管理，這是永久性約束。此類型的約束規(guī)定了每一點(diǎn)的最小高度，涉及到最小高度限制約束，即約束ABOVE，對(duì)于該約束ABOVE，飛行器的高度應(yīng)當(dāng)大于或等于所給的高度。

第三約束示例為第三約束CT3，該第三約束CT3通過飛行指示或NOTAM(Notice to Airmen)來規(guī)定，例如針對(duì)氣象原因來規(guī)定。在圖1的示例中，約束CT3規(guī)定了最小高度，因此涉及到所謂的約束ABOVE。為了方便理解，約束CT3在圖1中由指向與地面相反方向且示出最小高度的箭頭表示的點(diǎn)P_CT3的集合示出。

另外，還示出了與飛行器的飛行計(jì)劃相關(guān)聯(lián)的第四約束CT4、即過程約束。飛行計(jì)劃包括地面上的經(jīng)過點(diǎn)(waypoints)的集合，這些經(jīng)過點(diǎn)由其在地球參考系中的維度和精度坐標(biāo)來進(jìn)行地理參考。在給定的經(jīng)過點(diǎn)處，一個(gè)或多個(gè)豎直約束相關(guān)聯(lián)，這一個(gè)或多個(gè)豎直約束可以是稱為ABOVE的最小高度約束、稱為BELOW的最大高度約束、稱為AT的滿足高度約束或稱為WINDOW的滿足高度窗口。在圖1的示例中，在經(jīng)過點(diǎn)P₁處，過程約束是約束WINDOW，而在經(jīng)過點(diǎn)P₂處，過程約束是約束AT。

綜上所述，當(dāng)約束唯一限定了最小高度限制(ABOVE)時(shí)，授權(quán)的高度值范圍對(duì)應(yīng)于比給定的最小高度值更大的值。

當(dāng)約束唯一限定了最大高度限制(BELOW)時(shí)，授權(quán)的高度值范圍對(duì)應(yīng)于比給定的最大高度值更小的值。

當(dāng)約束為AT時(shí)，授權(quán)高度值范圍縮小為一點(diǎn)，該點(diǎn)對(duì)應(yīng)于給定的高度約束的值。

最后，當(dāng)約束為WINDOW時(shí)，授權(quán)高度值范圍對(duì)應(yīng)于高度值的集合，該高度值介于由約束限定的最小高度至和最大高度值之間。

第五約束示例(未示出)為源自諸如交通或天氣情況之類的外部威脅的保護(hù)系統(tǒng)的豎直約束。例如，碰撞檢測(cè)預(yù)防系統(tǒng)TCAS檢測(cè)與其他飛行器的碰撞風(fēng)險(xiǎn)并且將該碰撞風(fēng)險(xiǎn)轉(zhuǎn)譯為所要滿足的約束，尤其是豎直速度約束，例如規(guī)定豎直速度大于或等于1500英尺/分鐘。此外，例如，地面碰撞預(yù)防系統(tǒng)TAWS發(fā)出告警，該告警可以被轉(zhuǎn)譯為斜率約束，例如表示斜率大于或等于3°。

除了圖1中所示的約束之外，還存在容量約束，容量約束表示例如由地理參考軌跡預(yù)定的容量或飛行航線，該地理參考軌跡與最大側(cè)向和豎直間距相關(guān)聯(lián)。例如，通過這樣的約束規(guī)定的容量可以由矩形或橢圓形的截面可變管道來限定。

同樣，存在有飛行器的標(biāo)準(zhǔn)過程約束，例如由起飛、降落或在飛行水平轉(zhuǎn)變過程中、又或者在故障情況下所要滿足的最小或最大斜率限定的約束，例如在失壓情況下的約束BELOW。

每個(gè)豎直約束由限制參數(shù)值表示：

-約束方向：ABOVE或BELOW；

-約束類型：高度約束、斜率約束、豎直速度約束。

約束WINDOW或AT將被分解為兩個(gè)約束ABOVE和BELOW。

豎直約束可以表達(dá)為高度、速度或斜率。

因此，在豎直約束的性能標(biāo)度上詳細(xì)示出了斜率表示，但是該斜率表示可以針對(duì)全部其他標(biāo)度，諸如斜率一致豎直速度標(biāo)度(échelle de vitesse verticale conforme)或者斜率漸增縱傾標(biāo)度(échelle d'assiette graduée)，又或者不考慮任何標(biāo)度。

一致豎直速度標(biāo)度表明了斜率一致的豎直速度的刻度，也就是說，與豎直速度VZ對(duì)應(yīng)的刻度以相關(guān)斜率FPA顯示。

豎直速度VZ的特征值，豎直速度GSPD(英語為ground speed)和表征斜率FPA的角度由以下等式相關(guān)：

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

其中，GSPD表示與豎直方向Z垂直的縱向方向X上的豎直速度，并且ATAN()為反正切函數(shù)。

斜率漸增縱傾標(biāo)度是本領(lǐng)域技術(shù)人員公知的并且用于表明飛行器的縱傾，通過讀出符號(hào)模型飛機(jī)關(guān)于斜率漸增標(biāo)度的位置。優(yōu)選地，在PFD和/或HUD類型的顯示屏上顯示斜率表示以及相關(guān)聯(lián)的斜率標(biāo)度。

圖2概括示出了根據(jù)一個(gè)實(shí)施例的飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)10。

導(dǎo)航系統(tǒng)10包括飛行器引導(dǎo)系統(tǒng)12，飛行器引導(dǎo)系統(tǒng)能夠從傳感器組14接收數(shù)據(jù)并且向飛行器的控制系統(tǒng)16發(fā)送命令。

傳感器組14以已知方式包括地理位置GPS數(shù)據(jù)傳感器、高度傳感器、速度傳感器、加速度傳感器等，這些傳感器提供對(duì)飛行器的導(dǎo)航有用的數(shù)據(jù)。

飛行器的控制系統(tǒng)16特別包括升降舵機(jī)和方向舵機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)或ECU(Engine Control Unit，發(fā)動(dòng)機(jī)控制單元)、空氣動(dòng)力制動(dòng)控制系統(tǒng)等。

飛行器引導(dǎo)系統(tǒng)12通過其對(duì)于飛行器的控制系統(tǒng)總體的作用而使得能夠引起飛行器的高度改變。

飛行器引導(dǎo)系統(tǒng)12例如為自動(dòng)導(dǎo)航裝置，被記為AFCS(英語為Auto-Flight Control System，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng))，還被稱為自動(dòng)飛行員并記為PA或AP(英語為Automatic Pilot)。

導(dǎo)航系統(tǒng)10還包括通信系統(tǒng)18，通信系統(tǒng)通過無線連接(也被稱為DATALINK)與地面上的ATC型空中交通控制系統(tǒng)通信，該空中交通控制系統(tǒng)能夠向飛行器實(shí)時(shí)提供來自于地面或者其他飛行器的信息。

例如，與氣象條件有關(guān)的特定信息施加了新的豎直約束，該豎直約束能夠?qū)е嘛w行器的軌跡發(fā)生改變，該具體信息通過通信系統(tǒng)18發(fā)出。

導(dǎo)航系統(tǒng)還包括飛行管理系統(tǒng)20(也稱作FMS)，飛行管理系統(tǒng)與飛行器引導(dǎo)系統(tǒng)12以及人機(jī)接口22連接，人機(jī)接口尤其包括一個(gè)或多個(gè)顯示裝置24，一個(gè)或多個(gè)顯示裝置使得能夠顯示各種信息，該信息對(duì)于導(dǎo)航機(jī)組、并且尤其對(duì)于來自根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的飛行管理系統(tǒng)20的適用的或?qū)⑦m用的豎直約束有用。

作為變型或者補(bǔ)充，豎直約束通過SWS、TCAS或TAWS類型的監(jiān)視系統(tǒng)21(分別針對(duì)失速、交通和地面進(jìn)行的保護(hù))又或者通過采用無線連接DATALINK的通信18進(jìn)行接收。

另外，其他的人機(jī)接口26包括鍵盤、按鍵以及更普遍的一個(gè)或多個(gè)使得飛行員能夠進(jìn)行交互從而改變顯示或用于選擇或修改飛行器的引導(dǎo)整定值的裝置。

顯示裝置24包括一個(gè)或多個(gè)顯示屏，該一個(gè)或多個(gè)顯示屏例如位于飛行器的儀表板上并被稱為“主顯示器”；并且包括一個(gè)或多個(gè)HUD或平視顯示器類型的顯示屏，該顯示屏使得能夠?qū)︼w行員的視野中重疊的數(shù)據(jù)進(jìn)行顯示，尤其是在駕駛艙玻璃窗處顯示。例如，在透明顯示屏上進(jìn)行HUD型顯示器，該透明顯示屏位于飛行員的位置與駕駛艙玻璃窗之間并在飛行員的視線方向上。

作為變型，HUE型顯示器在位于飛行員的一只或兩只眼睛前方或者通過頭盔或眼睛固定到飛行員頭部的顯示屏上顯示。有利地，HUD型顯示裝置提供了SVS(合成視景系統(tǒng)，英語為Synthetic Vision System)類型的地面的合成表示。

在本領(lǐng)域的技術(shù)人員的能力之內(nèi)的HUD型顯示屏的全部變型都是可以想到的。

優(yōu)選地，飛行管理系統(tǒng)20由包括一個(gè)或多個(gè)處理器的計(jì)算機(jī)來實(shí)現(xiàn)，該一個(gè)或多個(gè)計(jì)算機(jī)在上電時(shí)能夠執(zhí)行計(jì)算以及計(jì)算機(jī)程序代碼指令。

傳感器組14適用于測(cè)量飛行器的速度和加速度，尤其測(cè)量沿豎直方向Z、即與地表面正交的方向上的豎直速度VZ。

能夠想到飛行器的多個(gè)引導(dǎo)模式，包括第一數(shù)值速度控制模式，已知為VS(vertical speed)模式；第二飛行器斜率控制模式，已知為FPA(flight path angle)模式；第三發(fā)動(dòng)機(jī)固定調(diào)節(jié)爬升模式，已知為CLB(英文為CLIMB)模式；以及，第四發(fā)動(dòng)機(jī)固定調(diào)節(jié)下降模式，已知為DES(英文為DESCENT)模式。發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)例如為轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)矩或增碳劑流量的調(diào)節(jié)。第三和第四模式也被稱為性能模式，這是因?yàn)榈谌偷谒哪Ｊ绞沟媚軌蛲耆蔑w行器的性能。CLB模式通常與全推力相關(guān)聯(lián)，同時(shí)DES模式與最小推力相關(guān)聯(lián)。

圖3概括示出了由適用于實(shí)現(xiàn)本發(fā)明、尤其是所示示例中的飛行管理系統(tǒng)20的裝置所實(shí)現(xiàn)的主要功能模塊。

作為變型，這些功能模塊被實(shí)現(xiàn)在飛行器引導(dǎo)系統(tǒng)12中、人機(jī)接口22中又或者包括計(jì)算裝置的其他自主電子裝置中。

系統(tǒng)20包括存儲(chǔ)器30，該存儲(chǔ)器能夠存儲(chǔ)軟件程序代碼指令和信息數(shù)據(jù)庫，信息數(shù)據(jù)庫包括飛行參數(shù)值。

系統(tǒng)20還包括一個(gè)或多個(gè)豎直約束、尤其是諸如上文中限定的豎直約束的獲取模塊32，以及要顯示的約束的選擇模塊34。

模塊34的實(shí)現(xiàn)是可選的。根據(jù)一個(gè)實(shí)施例，對(duì)全部的豎直約束進(jìn)行顯示。

另外，系統(tǒng)20包括表示模塊36，表示模塊使用相關(guān)參數(shù)來表示所獲取的豎直約束。

例如，豎直約束WINDOW由兩個(gè)豎直約束表示：約束ABOVE和約束BELOW。

模塊36能夠?qū)γ總€(gè)豎直約束的斜率表示值進(jìn)行計(jì)算，優(yōu)選地根據(jù)飛行器的至少一個(gè)如下詳述的性能特征進(jìn)行計(jì)算。

由此，不論關(guān)于斜率、縱向速度或高度的豎直約束的初始表達(dá)為何，都通過斜率值來進(jìn)行表示。

在特定情況下，斜率表示值的計(jì)算還考慮到飛行器的引導(dǎo)模式。斜率表示值與豎直約束相關(guān)聯(lián)，斜率表示值表明飛行器為了滿足豎直約束而采用的斜率。

例如，斜率表示值是角度值或者高程差百分比。

在本申請(qǐng)的后續(xù)說明中，為了簡單起見，術(shù)語斜率值也被用于對(duì)以上定義的斜率表示值進(jìn)行給定。

需要注意的是，在通常情況下，斜率由多種可能以滿足給定的約束。在約束ABOVE(或BELOW)的情況下，優(yōu)選地，對(duì)使得能夠越過限制值的斜率進(jìn)行計(jì)算，并因此滿足約束。然而，任何更大(或更小)的斜率值都使得還能夠滿足約束。

在一個(gè)實(shí)施例中，在豎直約束是高度約束的情況下，模塊36包括子模塊40和模塊42，該子模塊40能夠?qū)崿F(xiàn)根據(jù)飛行器的性能計(jì)算最小和最大斜率值并限定可達(dá)到的飛行范圍，模塊42對(duì)與飛行器的限制軌跡相關(guān)聯(lián)的斜率值進(jìn)行計(jì)算以使得能夠?qū)崿F(xiàn)豎直約束，這將在下文中詳細(xì)解釋。

模塊38根據(jù)性能標(biāo)度確定每個(gè)豎直約束的表示，并且可選地依照引導(dǎo)模式確定飛行器的引導(dǎo)整定值，性能標(biāo)度由飛行器根據(jù)飛行器的至少一個(gè)性能特征所能達(dá)到的最小和最大斜率值來限定。

系統(tǒng)20還包括顯示模塊44，顯示模塊能夠?qū)⒛K38確定的信息、尤其是豎直約束的一個(gè)或多個(gè)斜率表示符號(hào)和可選的性能標(biāo)度，以及飛行器的當(dāng)前引導(dǎo)整定值顯示在顯示屏24上，飛行器的當(dāng)前引導(dǎo)整定值表明飛行器在當(dāng)前引導(dǎo)模式下的當(dāng)前的斜率整定值或豎直速度整定值，以及飛行器的當(dāng)前斜率值或豎直速度值。

有利地，飛行員通過觀察該顯示器能夠充分了解飛行器與一個(gè)或多個(gè)豎直約束有關(guān)的當(dāng)前位置，與當(dāng)前引導(dǎo)有關(guān)的余量以及與飛行器的性能有關(guān)的余量。

圖4示出了在表示與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值的斜率標(biāo)度下，測(cè)線中的兩個(gè)豎直約束的概括表示50、以及根據(jù)本發(fā)明的相同約束的概括表示52。

在豎直方向Z和沿飛行器的側(cè)向軌跡的曲線坐標(biāo)S(x,y)的參考系中，概括表示50示出了在地理參考點(diǎn)P₁處的第一豎直約束，第一豎直約束是約束ABOVE并表明飛行器應(yīng)當(dāng)在點(diǎn)P₁處超過高度Z₁。第一豎直約束由指向上方的三角形的符號(hào)54表示。

第二豎直約束表明飛行器在地理參考點(diǎn)P₂處應(yīng)當(dāng)在高度Z₂下方經(jīng)過，第二豎直約束為約束BELOW，其由指向下方的三角形的符號(hào)56表示。

根據(jù)本發(fā)明的概括表示52還包括與在地理參考點(diǎn)P₁、P₂處以斜率表示的相同約束有關(guān)的信息。

約束在斜率性能標(biāo)度E上表示，該斜率性能標(biāo)度由分別與最小斜率值和最大斜率值對(duì)應(yīng)的極限斜率值60、62來限定，最小斜率值對(duì)應(yīng)于飛行器的最小性能，最大斜率值對(duì)應(yīng)于飛行器的最大性能。

例如，斜率值62與飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力相關(guān)聯(lián)，且斜率值60與飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的最小推力相關(guān)聯(lián)。

作為變型，極限斜率值對(duì)應(yīng)于與性能引導(dǎo)模式相關(guān)聯(lián)的發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)節(jié)。

例如，與稱為CLB的引導(dǎo)模式相關(guān)聯(lián)的發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)被用于限定最大斜率值62。例如，與稱為DES的引導(dǎo)模式相關(guān)聯(lián)的發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)被用于限定最小斜率值60。該變型使得能夠?qū)⑺m用的最小和最大轉(zhuǎn)速考慮在內(nèi)，最小和最大轉(zhuǎn)速根據(jù)飛行條件進(jìn)行計(jì)算，例如，考慮到除冰的必要性。

作為另一變型，極限斜率值除上述發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)之外還可以與是否表現(xiàn)出諸如空氣制動(dòng)器、偏離表面或者起落架之類的空氣動(dòng)力表面的狀態(tài)相關(guān)聯(lián)。例如，最小性能斜率60可以通過考慮最小轉(zhuǎn)速和空氣制動(dòng)氣狀態(tài)來計(jì)算。

借助于導(dǎo)航設(shè)備和傳感器根據(jù)飛行器的載重量和飛行條件進(jìn)行自動(dòng)計(jì)算以使得能夠確定與飛行器的最大性能相關(guān)聯(lián)的最大斜率值以及與飛行器的最小性能相關(guān)聯(lián)的最小斜率值的其他全部已知變型能夠得到利用。

與點(diǎn)P₁有關(guān)的第一約束和與點(diǎn)P₂有關(guān)的第二約束在標(biāo)度E上表示為斜率值63、65，斜率值63、65由斜率值確定模塊36計(jì)算得到并且分別由三角形符號(hào)64、66表示。

優(yōu)選地，每個(gè)符號(hào)64、66通過三角形的指向來表明豎直約束的方向。

相對(duì)于性能標(biāo)度E還示出了人為水平線68，該水平線對(duì)應(yīng)于零斜率并且是本領(lǐng)域的技術(shù)人員公知的。

與人為水平線相關(guān)聯(lián)的零斜率可以用作性能標(biāo)度E的起點(diǎn)。

在圖4的示例中，所示的兩個(gè)約束位于人為水平線68上方并且表明兩個(gè)約束在飛行器之上。

與當(dāng)前引導(dǎo)模式有關(guān)的飛行器的當(dāng)前引導(dǎo)整定值70、以及飛行器的當(dāng)前斜率值72被顯示。

作為變型或補(bǔ)充，飛行器的當(dāng)前豎直速度顯示為對(duì)應(yīng)斜率值。

例如，當(dāng)前引導(dǎo)整定值70對(duì)應(yīng)于VS模式整定值并且由飛行器的速度正定值矢量表示。

當(dāng)與約束相關(guān)聯(lián)的符號(hào)在當(dāng)前引導(dǎo)整定值70的表示的下方時(shí)，這意味著保持當(dāng)前引導(dǎo)整定值使得飛行器能夠越至約束之上。在圖4的示例中，由符號(hào)64表示的第一豎直約束由當(dāng)前引導(dǎo)整定值70滿足。

當(dāng)與約束相關(guān)聯(lián)的符號(hào)在當(dāng)前引導(dǎo)整定值70的表示的上方時(shí)，這意味著保持當(dāng)前引導(dǎo)整定值使得飛行器能夠越至約束之下。在圖4的示例中，由符號(hào)66表示的第二豎直約束由當(dāng)前引導(dǎo)整定值70滿足。

有利地，表示52使得能夠?qū)︼w行器的性能余量進(jìn)行顯示。例如，為了滿足關(guān)于飛行器的極限性能62、60所要到來的約束ABOVE或BELOW的余量僅由性能標(biāo)度E上與約束及極限值相關(guān)聯(lián)的斜率值來表示。

如果其中一個(gè)所要到來的約束ABOVE(或BELOW)在性能標(biāo)度E上與極限值62(或60)齊平，則飛行器的性能并不存在維持該約束的余量。

如果其中一個(gè)所要到來的約束ABOVE(或BELOW)越過極限值62(或60)，則由于飛行器的當(dāng)前性能而無法滿足給定的約束。在此情況下，可能向飛行員發(fā)出告警，預(yù)見到缺乏約束或者英文中為MISSED。根據(jù)一個(gè)實(shí)施例，視覺告警顯示在顯示器24之一上，并且可選地伴隨有其他類型的告警，例如，聲音告警。例如，視覺告警可以通過表示約束的符號(hào)的動(dòng)畫來實(shí)現(xiàn)，該動(dòng)畫能夠是閃爍、變大、擺動(dòng)、顏色改變等等。

另一方面，飛行器的當(dāng)前斜率值72與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值之間的間距表明了飛行器的當(dāng)前斜率上的余量。同樣，飛行器的當(dāng)前引導(dǎo)整定值70的斜率值與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值之間的間距表明了飛行器的當(dāng)前引導(dǎo)整定值上的余量。更普遍地，該顯示使得能夠?qū)σ龑?dǎo)整定值或者飛行器的當(dāng)前斜率進(jìn)行調(diào)整以滿足一個(gè)或多個(gè)約束。

例如，在顯示器52中，當(dāng)前引導(dǎo)整定值70應(yīng)當(dāng)位于斜率值63和65之間以滿足與點(diǎn)P₁和P₂相關(guān)聯(lián)的約束。

需要注意的是，為了滿足具有相關(guān)斜率值的整定值A(chǔ)T，引導(dǎo)整定值應(yīng)當(dāng)與該斜率值齊平。

當(dāng)然，豎直約束52的表示隨著飛行器接近點(diǎn)P₁和P₂逐步動(dòng)態(tài)演變。

除了這些信息之外，根據(jù)變型，與約束相關(guān)聯(lián)的符號(hào)使得補(bǔ)充信息以圖形方式表示。

例如，每個(gè)豎直約束的來源可以由相關(guān)聯(lián)的符號(hào)表明。

在一個(gè)非限制性實(shí)施例中：

-諸如圖4的64、66之類的三角形符號(hào)表示與飛行計(jì)劃相關(guān)聯(lián)的約束；

-箭頭類型的符號(hào)表示與起伏相關(guān)聯(lián)的豎直約束；

-菱形類型的符號(hào)表示與交通相關(guān)聯(lián)的豎直約束；

-云狀符號(hào)表示氣象條件造成的豎直約束。

通常，能夠想到使得能夠攜帶與每個(gè)約束的來源有關(guān)的補(bǔ)充信息的符號(hào)或顏色的全部選擇。

作為補(bǔ)充，還可以預(yù)見到通過視覺信息來表明約束的空間或時(shí)間上的鄰近程度，例如，表示約束的符號(hào)的大小或者符號(hào)的暗度。

由此，顯示動(dòng)態(tài)演變并且依賴于表示飛行器與約束之間距離的參數(shù)，該參數(shù)為到達(dá)點(diǎn)P₁、P₂上方所需要的距離或者時(shí)間，這些點(diǎn)為地面地理參考點(diǎn)。

有利地，這使得能夠顯示出約束的相對(duì)次序，使得飛行員能夠確定滿足約束的次序。

圖5為以邏輯圖的形式示出了根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的對(duì)以高度表達(dá)的每個(gè)豎直約束的斜率表示值進(jìn)行計(jì)算的方法的主要步驟。

該方法用于所要到來的豎直約束，對(duì)飛行器在基于位于飛行器前方的地理參考點(diǎn)P_i限定的區(qū)域中的通過進(jìn)行限定。

該方法使用飛行器的信息或性能特征、傳感器組14以及預(yù)先存儲(chǔ)的理論功能數(shù)據(jù)(例如，性能表)的輸出以及限定豎直約束的信息。

該方法包括獲取豎直約束C步并確定要使用的參數(shù)值的步驟80，該步驟包括確定相對(duì)于豎直約束C的水平距離。

通常，還獲取飛行器的飛行參數(shù)，包括飛行器的豎直速度、飛行器的地面速度、飛行器的當(dāng)前高度、飛行器的當(dāng)前斜率以及空中速度(vitesse de l'air)。

水平距離Dc優(yōu)選地是直至遵循飛行器所遵循的側(cè)向軌跡應(yīng)用約束C的區(qū)域的距離。

作為變型，水平距離Dc是飛行器與應(yīng)用約束的區(qū)域之間的最短距離。

根據(jù)另一變型，水平距離Dc是直至遵循另一側(cè)向軌跡應(yīng)用約束C的區(qū)域的距離，該側(cè)向軌跡優(yōu)選地例如由飛行計(jì)劃限定。

此外，所使用的飛行器的速度測(cè)線在步驟80確定。

優(yōu)選地，速度測(cè)線是與飛行器的當(dāng)前整定值速度相等的當(dāng)前速度測(cè)線。

根據(jù)一個(gè)變型，速度測(cè)線是當(dāng)前速度側(cè)向并且等于飛行器的當(dāng)前測(cè)量速度。

根據(jù)另一變型，速度測(cè)線是另一速度測(cè)線，例如與優(yōu)選地由飛行計(jì)劃限定的軌跡相關(guān)聯(lián)的速度測(cè)線。

參數(shù)值的確定步驟80之后是根據(jù)傳感器組和機(jī)載裝置提供的數(shù)據(jù)以及理論模型或預(yù)先記錄的飛行器的性能表來計(jì)算最大和最小性能軌跡的步驟82，最大和最小性能軌跡分別對(duì)應(yīng)于針對(duì)飛行器的一給定狀態(tài)(速度、配置等)的飛行器的最大性能和針對(duì)飛行器的一給定狀態(tài)的飛行器的最小性能。

對(duì)于最小和最大性能軌跡的計(jì)算優(yōu)選地通過傳播器(propagateurs)來完成，傳播器基于輸入處提供的傳播器整定值根據(jù)已知方法來激勵(lì)使用飛行器的豎直引導(dǎo)模式，尤其是VS、FPA、CLB和DES模式，該已知方法在此不再贅述。

對(duì)應(yīng)于與性能標(biāo)度E相關(guān)聯(lián)的圖4的斜率值62的最大斜率表示值MAX被選擇為飛行器的當(dāng)前位置處或飛行器的當(dāng)前位置的預(yù)定距離處的軌跡切向最大斜率值。

對(duì)應(yīng)于與性能標(biāo)度E相關(guān)聯(lián)的圖4的斜率值60的最小斜率表示值MIN被選擇為飛行器的當(dāng)前位置處或飛行器的當(dāng)前位置的預(yù)定距離處的軌跡切向最小斜率值。

圖6和7概括示出了最小性能軌跡90和最大性能軌跡92、以及不同切線94和96的示例。

不同的斜率表示值MAX和MIN對(duì)應(yīng)于切線94、96相對(duì)于人為水平線98的斜率。這些特征斜率值優(yōu)選地為角度值。

返回圖5，計(jì)算最小和最大軌跡以及相應(yīng)的極限斜率值的步驟82之后的多個(gè)步驟確定與所考慮的豎直約束相關(guān)聯(lián)的限制軌跡的斜率表示值。

確定豎直約束C的范圍的步驟84在于確定豎直約束C是否屬于可達(dá)到飛行范圍，該可達(dá)到飛行范圍是由預(yù)先計(jì)算的最大和最小限制軌跡限定的范圍。

例如，在圖6中，兩個(gè)約束C1和C2是完全處于可達(dá)到飛行范圍內(nèi)的兩個(gè)約束。

在圖7的示例中，約束C2位于可達(dá)到飛行范圍之外，則約束的高度Z_C2大于應(yīng)用約束的區(qū)域內(nèi)所能達(dá)到的最大高度。

與約束相關(guān)聯(lián)的軌跡、即與約束相關(guān)聯(lián)的限制軌跡所關(guān)聯(lián)的斜率在下文詳述的步驟86和88中進(jìn)行計(jì)算。

與豎直約束C相關(guān)聯(lián)的限制軌跡被稱為始于飛行器并且嚴(yán)格實(shí)現(xiàn)約束并因此經(jīng)過位于地理參考經(jīng)過點(diǎn)P上方的高度點(diǎn)Z_C的軌跡。

根據(jù)附圖中的情況來分辨三種類型的限制軌跡：

-直接限制軌跡，其與飛行器的性能相適應(yīng)，通過使豎直速度和斜率中的一個(gè)當(dāng)前飛行參數(shù)保持不變來計(jì)算。直接限制軌跡是通過使用飛行器的引導(dǎo)系統(tǒng)的相應(yīng)引導(dǎo)模式(VS或FPA)對(duì)所要飛過的軌跡的預(yù)期。

-飽和限制軌跡，其與飛行器的性能相適應(yīng)并且包括兩部分，每一部分具有豎直速度、斜率和發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)中的一個(gè)當(dāng)前飛行參數(shù)。通常，第一部分所用的當(dāng)前參數(shù)為豎直速度或斜率，且第二部分所用的當(dāng)前參數(shù)為發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)。飽和限制軌跡是通過使用飛行器的引導(dǎo)系統(tǒng)的相應(yīng)引導(dǎo)模式(VS、FPA、CLB或DES)對(duì)所要飛過的軌跡的預(yù)期。

-外推限制軌跡，當(dāng)不存在與飛行器相適應(yīng)的直接限制軌跡或飽和限制軌跡時(shí)計(jì)算得到。

在圖6中示出了與約束C1相關(guān)聯(lián)的直接限制軌跡102，以及與約束C2相關(guān)聯(lián)的飽和限制軌跡104，飽和限制軌跡104包括在點(diǎn)109處聯(lián)接的第一部分106和第二部分108。

在圖7中示出了外推限制軌跡110，該外推限制軌跡110使得能夠?qū)崿F(xiàn)約束C2，但是位于可達(dá)到飛行范圍之外。

返回圖5，當(dāng)所考慮的豎直約束位于可達(dá)到飛行范圍內(nèi)時(shí)，步驟84之后是確定與豎直約束相關(guān)聯(lián)的限制軌跡的斜率值的步驟86，該限制軌跡是直接限制軌跡或飽和限制軌跡。

可以想到步驟86的多個(gè)實(shí)施例。

根據(jù)第一實(shí)施例，直接限制軌跡的斜率的近似由以下計(jì)算給出：

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

其中，F(xiàn)PA_C是表示所計(jì)算的斜率的角度值，ATAN()是反正切函數(shù)，Z_C是與約束C相關(guān)聯(lián)的高度，Z_A是飛行器的當(dāng)前高度，并且Dc是步驟80中限定的水平距離。

需要注意的是，F(xiàn)PA_C是經(jīng)過點(diǎn)Z_C和Z_A的直線的斜率?；蛘撸w行器通常沒有筆直軌跡，而是拋物型軌跡。

根據(jù)一個(gè)替代方式，包括步驟86a至86f的采用二分法對(duì)斜率表示值的迭代檢索算法得以實(shí)現(xiàn)。

在第一步驟86a中，如下預(yù)置檢索區(qū)間[a,b]，a和b為斜率值。

如果約束的高度在飛行器的高度之上，[a,b]＝[0,MAX]；

如果約束的高度在飛行器的高度之下，[a,b]＝[MIN,0]；

表示所執(zhí)行的迭代次數(shù)的參數(shù)N被預(yù)置為0。

在下一步驟86b中，斜率表示值FPA_C計(jì)算如下：

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

參數(shù)N加1。

隨后，在步驟86c中，將參數(shù)N與限定了迭代最大執(zhí)行次數(shù)的閾值CRIT_1進(jìn)行比較。

優(yōu)選地，CRIT_1在第一次迭代時(shí)由下式進(jìn)行計(jì)算：

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

其中，CEIL[X]提供了大于實(shí)數(shù)X的舍入整數(shù)，In()自然對(duì)數(shù)函數(shù)，且PRS是期待的斜率精度，優(yōu)選地介于0.01°和0.2°之間。替代性地，使用固定值，例如CRIT_1＝10。

如果N大于CRIT_1，迭代終止，并且與約束C相關(guān)聯(lián)的斜率表示值為數(shù)值FPA_C。

在下一步驟86d中，斜率值FPA_C被用作在傳播器的輸入處提供的整定值，該傳播器能夠根據(jù)初始斜率值FPA_C來計(jì)算直接限制軌跡或飽和限制軌跡T_L(FPA_C)。

需要注意的是，傳播器開始時(shí)激勵(lì)保持斜率，即FPA模式，斜率值FPA_C被用作整定值。

當(dāng)傳播器開始激勵(lì)保持豎直速度時(shí)，即VS模式，在傳播器的輸入處提供的整定值為：

VZ_C＝tan(FPA_C)*GSPD_M (5)

其中，tan()為正切函數(shù)，GSPD_M為飛行器在距離Dc上的平均地面速度值，例如通過精確方式計(jì)算或者作為飛行器的當(dāng)前地面速度以及約束高度上的估計(jì)速度的加權(quán)和進(jìn)行計(jì)算。

需要注意的是，當(dāng)達(dá)到飛行器的性能限制時(shí)，即當(dāng)VS或FPA模式不再適合于飛行器的性能時(shí)，傳播器從VS或FPA模式自動(dòng)轉(zhuǎn)變到性能模式CLB(但那個(gè)約束高于水平線時(shí))或DES(當(dāng)約束低于水平線時(shí))。

更加有利地，為傳播器選擇初始模式VS或FPA是根據(jù)所分配的豎直模式來進(jìn)行的，即如果分配VS模式則初始模式為VS，如果分配FPA模式則初始模式為FPA。當(dāng)VS或FPA模式均未被分配時(shí)，算法根據(jù)背景來計(jì)算初始模式，例如在上升、巡航和最初下降階段為VS模式，且在靠近階段為FPA模式。

替代性地，始終根據(jù)背景來為傳播器選擇初始模式VS或FPA，例如在上升、巡航和最初下降階段為VS模式，且在靠近階段為FPA模式。

因而獲得傳播器在應(yīng)用約束的區(qū)域內(nèi)的地理參考點(diǎn)P處達(dá)到的高度值Z_Ap。

通過ΔZ來給出遵循軌跡T_L(V_c)達(dá)到的高度與約束Z_C相關(guān)的高度之間的高度差：

ΔZ＝Z_Ap-Z_C (6)

在比較步驟86e中，將ΔZ的絕對(duì)值與預(yù)定閾值CRIT_2進(jìn)行比較，該預(yù)定閾值CRIT_2優(yōu)選地為根據(jù)期望斜率精度PRS計(jì)算的值，期望斜率精度例如介于0.01°和0.2°之間。

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，則迭代終止。

與約束C相關(guān)聯(lián)的斜率值是FPA_C。

否則，步驟86e之后是對(duì)檢索區(qū)間進(jìn)行更新的步驟86f：

-如果ΔZ＞0，[a,b]←[a,FPA_C] (8)

-如果ΔZ＜0，[a,b]←[FPA_C,b] (9)

算法返回到前述步驟86b，并且對(duì)步驟86b至86f進(jìn)行迭代直至所進(jìn)行的迭代次數(shù)N大于CRIT_1。

當(dāng)所考慮的豎直約束不屬于可達(dá)到飛行范圍內(nèi)時(shí)，步驟84之后是根據(jù)與豎直約束相關(guān)聯(lián)的外推限制約束軌跡確定斜率值的步驟88。

例如，如圖7中所示，引入很小的速度變化量dv，該速度變化可以是正的或者負(fù)的。

在圖7中示出了與約束C2相關(guān)聯(lián)的高度和在參考速度下最大性能軌跡92的對(duì)應(yīng)點(diǎn)之間的高度差ΔZ，該對(duì)應(yīng)點(diǎn)在約束的豎直方向上。

當(dāng)參考速度減小時(shí)，即dv為負(fù)的，獲得最大性能軌跡或更佳上升軌跡并記作112，最大性能軌跡以參考速度升高至最大性能軌跡92上方。軌跡112的切線的斜率增大并變?yōu)镸AX'。

將采用速度變化量dv獲得的斜率增益記作δγ：

δγ＝MAX'-MAX (10)

δz是獲得的相應(yīng)高度增益，如圖7中所示。

為了獲得更佳上升，將速度變化dv選擇為負(fù)的，這是因?yàn)樗俣鹊臏p小使得能夠得到更佳上升。

例如，速度變化為-5節(jié)。

根據(jù)第一實(shí)施例，在固定的dv處，計(jì)算δγ和δz，然后計(jì)算與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值：

如果ΔZ＞0，

在此情況下，與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值大于MAX。

如果ΔZ＜0，

在此情況下，與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值小于MIN。

可以想到步驟88的其他替代性實(shí)施例。

根據(jù)第一變型，對(duì)使得能夠越過約束的變化量dv進(jìn)行計(jì)算，并且約束的表示斜率因此為與增大dv后的參考速度相對(duì)應(yīng)的性能軌跡的切線的斜率。需要注意的是，當(dāng)約束在更佳上升軌跡上方時(shí)，dv為負(fù)的。

變化量dv的計(jì)算可以通過二分法或者本領(lǐng)域的現(xiàn)有技術(shù)中任何其他方法來實(shí)現(xiàn)。

根據(jù)第二變型，使用性能軌跡的理論形式。該第二實(shí)施變型在下文中采用上升時(shí)的理論性能軌跡進(jìn)行說明，但是還可以使用其他的理論性能軌跡。另外，可以想到使用針對(duì)上升或下降的不同軌跡。例如，根據(jù)水平距離x給出高度Z的理論公式為：

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

其中：

·Z(x)為曲線坐標(biāo)x處的高度，

·S為標(biāo)度因子，為了具有實(shí)際的理論性能而等于1，

·A和B為理論曲線的系數(shù)，可以取決于速度、溫度、質(zhì)量、風(fēng)、飛行器配置等，

·X₀為初始條件。

通過應(yīng)用初始條件Z(0)＝Zi，且Zi為當(dāng)前高度，能夠得到：

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

從中推導(dǎo)出：

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

由此通過求導(dǎo)獲得初始斜率：

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

最后，為了對(duì)使得能夠在水平距離Dc處越過高度約束Zc的標(biāo)度因子S進(jìn)行計(jì)算，可以寫作Z(Dc)＝Z_c，從而得到：

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

通過對(duì)表達(dá)式(16)中對(duì)初始斜率進(jìn)行替換能夠得到：

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

其中，最終的表達(dá)式給出了斜率FPA_C，其取決于上述各參數(shù)：

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

其中：

·FPA_C為對(duì)約束進(jìn)行顯示的斜率；

·Zc為約束的高度；

·Zi為當(dāng)前高度；

·Dc為到約束的水平距離；

·B為曲線的系數(shù)，可以取決于速度、溫度、質(zhì)量、風(fēng)、飛行器配置等。

水平距離Dc優(yōu)選地是直至遵循飛行器所遵循的側(cè)向軌跡應(yīng)用約束C的區(qū)域的距離。作為變型，水平距離Dc是飛行器與應(yīng)用約束的區(qū)域之間的最短距離。根據(jù)另一變型，水平距離Dc是直至遵循另一側(cè)向軌跡應(yīng)用約束C的區(qū)域的距離，該側(cè)向軌跡優(yōu)選地例如由飛行計(jì)劃限定。

對(duì)于每個(gè)以高度表達(dá)的豎直約束，以給定的計(jì)算頻率重復(fù)步驟80至88，該計(jì)算頻率根據(jù)計(jì)算約束和顯示平滑度目標(biāo)進(jìn)行選擇，例如10Hz。

已經(jīng)針對(duì)以高度表達(dá)的豎直約束對(duì)步驟80至88進(jìn)行了說明。

整個(gè)方法還適用于以斜率或豎直速度表示的豎直約束。

由此，當(dāng)豎直約束由斜率表達(dá)時(shí)，對(duì)約束的表示符號(hào)進(jìn)行顯示的斜率值是該斜率值。

當(dāng)豎直約束以豎直速度表達(dá)時(shí)，表示符號(hào)的斜率FPA_C基于所述豎直速度VZ_C和地面速度GSPD來獲得。

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

作為選擇，執(zhí)行對(duì)所要顯示的斜率值進(jìn)行平滑化的步驟89。

如果計(jì)算頻率升高，在顯示之前，使用低通濾波器對(duì)每個(gè)約束的斜率表示進(jìn)行濾波，從而使得顯示更加平滑。

如果計(jì)算頻率不夠高，則對(duì)每個(gè)約束的斜率表示進(jìn)行差值，以使得能夠顯示中間值并致使顯示更加平滑。。

本發(fā)明的方法已經(jīng)針對(duì)全部豎直約束的應(yīng)用進(jìn)行了說明。

然而，豎直約束的數(shù)量可能很大，并且同時(shí)顯示全部約束并不總是合理的。

在一個(gè)實(shí)施例中，可以想到在顯示步驟之前預(yù)先選擇所要顯示的約束。

優(yōu)選地，同時(shí)只顯示兩個(gè)約束：最小高度約束(ABOVE)和最大高度約束(BELOW)。

優(yōu)選地，選擇的目的在于對(duì)優(yōu)先級(jí)最高的、與飛行器的位置在距離或時(shí)間上最接近的約束以及約束性最強(qiáng)的約束(即施加了最強(qiáng)約束性的斜率限制的約束)進(jìn)行顯示。

在一個(gè)實(shí)施例中的該選擇算法的主要步驟以圖8中的邏輯圖的形式示出。

在該選擇算法中示出了三個(gè)參數(shù)：相對(duì)于飛行器的當(dāng)前位置的距離或時(shí)間參數(shù)、與約束來源有關(guān)的優(yōu)先級(jí)參數(shù)以及與約束相斜率的參數(shù)的表示參數(shù)。

預(yù)先將優(yōu)先級(jí)值關(guān)聯(lián)至每個(gè)豎直約束來源，越小的優(yōu)先級(jí)值對(duì)應(yīng)于優(yōu)先級(jí)越高的來源。

例如，采用以下優(yōu)先級(jí)值：0用于地面約束，20用于交通約束，40用于過程約束，60用于飛行計(jì)劃約束，80用于氣象約束。

例如，與約束相關(guān)聯(lián)的斜率的表示參數(shù)是針對(duì)約束BELOW的與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值，以及針對(duì)約束ABOVE的與約束相關(guān)聯(lián)的斜率值的相反值。

選擇算法包括第一步驟120和步驟122，第一步驟120為每個(gè)約束分配距離值Dc、優(yōu)先級(jí)值Pc和斜率表示值Gc屬性，步驟122隨后選擇代價(jià)函數(shù)，代價(jià)函數(shù)確定所考慮的每個(gè)參數(shù)的比例。例如，以下代價(jià)函數(shù)用于：

Fc(Dc,Pc,Gc)＝α*Dc+β*Pc+γ*Gc (21)

其中：

·α、β和γ是代價(jià)函數(shù)的三個(gè)系數(shù)

·Dc為到約束的水平距離

·Pc為約束的優(yōu)先級(jí)值

·Gc為與約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值

對(duì)于β＝γ＝0，僅考慮飛行器的當(dāng)前位置處的距離參數(shù)；對(duì)于α＝γ＝0，僅考慮優(yōu)先權(quán)值；以及對(duì)于α＝β＝0，僅考慮與約束相關(guān)聯(lián)的斜率表示值。

隨后，在步驟124中，針對(duì)每個(gè)約束通過應(yīng)用由公式(21)定義的代價(jià)函數(shù)來計(jì)算該約束的成本；最后，在步驟126中，在全部的ABOVE型約束中、以及從全部的BELOW型最小高度約束(BELOW)中選擇最小代價(jià)值。

該方法使得能夠考慮三個(gè)參數(shù)：到飛行器的當(dāng)前位置處的距離、與約束的來源有關(guān)的優(yōu)先級(jí)以及與約束相關(guān)聯(lián)的斜率。

替代性地，與距離相比，更可以將時(shí)間用于約束。當(dāng)然，可以想到擴(kuò)大到更多的參數(shù)，例如，為了將與約束的時(shí)間或者豎直間距考慮在內(nèi)。

有利地，在第一選擇致使選擇的約束ABOVE的相關(guān)斜率嚴(yán)格大于與約束BELOW相關(guān)聯(lián)的斜率的情況下，在第一選擇之后可以進(jìn)行第二選擇。事實(shí)上，這樣的顯示對(duì)于引導(dǎo)整定值無法同時(shí)滿足兩個(gè)約束的測(cè)量中的機(jī)組造成干擾。在此特定情況下，第二選擇在于僅保持兩個(gè)約束中代價(jià)值最小的約束。替代性地，另一代價(jià)函數(shù)可用于該第二選擇。

從實(shí)施例的說明中能夠得到，當(dāng)約束以高度表達(dá)時(shí)，獲得的約束的斜率表示值是作為以下參數(shù)中的至少兩個(gè)參數(shù)的函數(shù)數(shù)學(xué)公式：飛行器的當(dāng)前高度、約束的高度、空中速度(vitesse air)、地面速度、豎直速度或當(dāng)前斜率。