[发明专利]用于使用到达时间控制的垂直导航的方法和系统

说明书

技术领域

一般地，本发明的领域涉及基于交通工具时间的管理系统，更具体地，涉及用于使用到达时间控制的垂直导航的方法和系统。

背景技术

按常规，飞行器在三维(纬度、经度和高度)中进行控制。近来，在第四维(时间)中控制飞行器的能力已经显示出使能了导致增加容量的高级空域管理。使用基于时间的到达管理促进了较早的着陆时间指配以及更有效的使用跑道。如果各飞行器能够使用它的最佳燃料飞行剖面图来确定其预期着陆时间，则这还导致了经济效益。但是，在缺乏定义的几何下降剖面图或几何爬升剖面图的情况下，当前垂直导航控制算法使用在保持固定油门设定(典型为空载)的同时将升降舵控制到预定垂直路径或垂直速度的规则。使用这种控制方法，允许速度在大范围值上波动，导致在飞行器下游的点处的、变化的且不准确的估计的到达时间(ETA)。这不利地影响飞行器对时间限制(典型地称作要求的到达时间(RTA)或控制的到达时间(CTA))的遵守。

飞行器下降轨道或爬升轨道典型地通过机载飞行管理系统(FMS)、从目的地到下降开始的点(称作下降起点(T/D))向后构成。这种计算的轨道的垂直部分由三个一般部分组成：

1)进场段-这是下降的最低部分，并且包含：到最后着陆速度的减速连同高升力装置和起落架的放下(extension)。

2)几何段-这是下降的中间部分，并且计算为尝试承兑所有高度限制的航线的几何序列。如果不存在要求它的高度限制，则这个段可以不存在。

3)空载段-这是下降的上面部分，并且假定下降的目标速度和空载推力来计算。在这个段的计算中假定估计的(“预测”)风和温度。

当飞行器正航行在轨道的空载段时，油门固定在空载设定，并且算法将升降舵控制到预定义的垂直路径(VPATH)。在这种控制策略中，允许速度波动。当用于构成下降路径的估计的参数(最值得注意的是风和温度)匹配实际参数时，飞行器的速度将匹配预计的目标速度。但是，很可能估计的参数将不同于飞行中遇到的实际值，并且又引起飞行器的速度偏离目标空速。

用于空载段的传统垂直导航策略将允许实际空速偏离目标空速某个预设值(典型值为15节)。当偏离超过预设阈值时，系统将尝试增加推力或者阻力(drag)，以使实际空速与目标空速之间的差置零。对于欠速情况，系统将尝试通过使油门处于速度控制模式(A/T啮合)或者通过提示飞行人员来增加推力。对于超速情况，系统将尝试自动地或者通过提示飞行人员来增加阻力；当今大多数系统不支持自动增加阻力。这种设计的最初目的是确保实际空速不超过机组人员、导航规程或航空主管部门实行的飞行器的性能极限和/或速度限制。在满足速度限制和极限的同时最小化模式转变的愿望驱动了在目标速度附近使用相对大的速度储备(speed margin)。但是，允许速度波动相对大的速度储备使得很难提前准确地满足飞行器的时间限制。

一备选方法最近已由美国专利申请US 2005/0283306提出。在这种方法中，垂直导航控制策略是保留空载推力设定，并且使用升降舵来控制速度，只要实际飞行器高度处于当前横向位置处指定的垂直路径位置的某个范围之内。当实际高度偏离超过这个值时，控制策略修改成在保持目标速度的同时重新获得指定的垂直路径。不幸的是，如果高度范围过大，则这种方法也将对到达时间控制具有负面影响，因为地速(它直接影响到达时间)不只依赖于空速，而且还依赖于高度。相反，如果高度范围过小，则飞行器的俯仰(pitch)可持续变化，并且负面影响飞行器乘客的舒适度。应当注意，这种方法在要求附加阻力来处理预测参数中误差的状况下没有真正解决能量问题。它只不过允许误差自身显现为高度误差而不是速度误差。它没有真正解决四维的要求的导航性能(4D RNP)问题。