用于航空器的優(yōu)化下降和進場剖面的自動確定方法和系統(tǒng)與流程
本發(fā)明涉及自動確定優(yōu)化航空器的空氣動力學構型的管理的進場剖面的方法。
本發(fā)明還涉及一種系統(tǒng)，其配置成實施自動確定優(yōu)化航空器的空氣動力學構型管理的進場剖面的方法。
本發(fā)明還涉及用于顯示和/或輸入自動確定方法的輸入?yún)?shù)的裝置。
本發(fā)明還涉及用于顯示由自動確定方法確定的進場剖面并優(yōu)化航空器的空氣動力學構型管理的裝置。
背景技術：
目前，民用飛機在航空數(shù)據(jù)庫、輸入到有效飛行計劃中的數(shù)據(jù)以及用于航空器的性能數(shù)據(jù)的幫助下確定它們的垂直下降剖面。垂直剖面由飛行管理系統(tǒng)FMS建立，其計算與航空器的性能相關的、允許最好地遵守操作限制的軌跡。
預測的垂直下降和進場剖面，考慮了一些關于影響航空器減速的致動器的展開的時刻的設想，即縫翼、襟翼、起落架和減速板，這些瞬間隨后也稱為空氣動力學構型設置的瞬間。
今天，空氣動力學構型的設置瞬間也由性能數(shù)據(jù)庫直接提供的速度來限定。慣例使用的速度為演習速度，也就是說自動管理模式中構型設置的最小速度。因此，除了取決于飛機的性能和預測的斜率的減速板，這些瞬間不改變。這意味著這些瞬間既不考慮實際氣象條件，也不考慮程序。這些瞬間對于減速剖面、飛行時間、燃料消耗以及地面察覺到的噪音水平的計算而言仍然是重要的。
例如，縫翼和襟翼在演習速度伸展，否則，所謂的F/S/O分別代表：稱為FULL(或3)的空氣動力學構型，其中縫翼和襟翼延伸到較高的程度稱為著陸；稱為2的空氣動力學構型，其中縫翼和襟翼延伸到較小的程度；以及稱為1的構型。這些速度為最小速度Vmin，其中，當飛機處于飛行管理系統(tǒng)FMS的自動管理模式時，空氣動力學構型可被延伸。此外，構型設置的最大速度Vmax稱為VFEs，且確保翼上的載荷保持可接受。這些后面的速度提供給駕駛員座艙中的飛行員。
此外，出于簡化的原因(例如依靠程序的高度約束的幾何剖面的計算)，現(xiàn)有程序的垂直斜率通常被凍結。
在現(xiàn)有的經(jīng)濟和生態(tài)環(huán)境下，航空公司尋求減小飛行的操作成本以及減小它們的環(huán)境影響，也就是說通過減少燃油消耗來降低環(huán)境損害，例如噪音或溫室效應氣體的排放。
為了實現(xiàn)這些目的，提出了新的CAD(連續(xù)下降進場)/CDO(連續(xù)下降操作)類的新進場程序(噪音更小一沒有等待航線)。它們必須在一個時間且同一時間提供環(huán)境效益并確保更好的決定，尤其是關于由空中交通管制預測的程序的結束時間涉及進場流動分離的問題。
一般地，所謂的CDA/CDO飛行程序在于以空檔能量剖面飛行得更高，也就是說以最小的推力，不使用減速板，并利用在能量穩(wěn)定和聲音損害方面優(yōu)化的構型設置瞬間。
因此，CDA/CDO程序的執(zhí)行產(chǎn)生非常優(yōu)化的垂直剖面的構型，在該處，如果偏航，則用于和垂直計劃再次結合的演習的空間被減小。
考慮這個棘手的問題，縫翼和襟翼的伸展時刻因此在所謂的CDA/CDO飛行程序領域中計算下降和進場剖面方面具有重要作用。
然而，構型改變速度的選擇固定在單一值的現(xiàn)有的技術方案在這方面是非常保守的，且不支持將減小操作成本作為由所述CDA/CDO程序固定的目標之一。特別地，現(xiàn)有的技術方案產(chǎn)生更高的燃料消耗。
此外，將構型改變速度固定在單一值意味著固定減速剖面且不能根據(jù)要滿足的速度約束來進行調(diào)整。
此外，現(xiàn)有的技術方案與飛行員的操作實踐不一致，因此不允許燃油消耗和到著陸的飛行時間的可靠且準確的預測。
一般而言，現(xiàn)在沒有根據(jù)程序、氣象條件、速度、時間、噪聲及其他參數(shù)的約束的特征，而能夠為每一次飛行適應構型設置的速度的自適性方案，即使專利申請FR3005759A1描述了自動確定優(yōu)化下降和進場剖面的方法，其能夠修改構型設置的瞬間，從而避免非適航斜率問題。然而，該描述的方法不能夠在更寬泛且更復雜設定的環(huán)境下處理空氣動力學構型的設定的優(yōu)化。
構型設置的調(diào)整在使飛機的軌跡及其速度剖面適應多個操作約束的主要因素。然而，現(xiàn)在，空氣動力學構型設置的順序的簡化建模的瞬間一般地基于固定的且最小的速度，不能夠覆蓋操作程序的可變性，稱為“Dive和Drive”或“CDA/CDO”，且因此不反應飛行員的當前實踐。
技術問題是要提供一種用于航空器的優(yōu)化下降和進場剖面的自動確定方法，其能夠計算優(yōu)化構型設置的速度且因此空氣動力學構型改變的瞬間，通過考慮機翼上的載荷及結構、演習速度、程序(速度、時間、噪音、斜率的約束)以及操作成本(燃油消耗、噪音)。
技術問題是要提供一種用于航空器的優(yōu)化下降和進場剖面的自動確定方法，其允許飛行員具有根據(jù)慣例實踐對提前或較遲減速進行選擇，同時保證用于航空器在IFR(儀表飛行規(guī)則)下在1000ft AGL(在地面上)或在VFR(可視飛行規(guī)則)下在500ft AGL的穩(wěn)定的充分減速能力。
技術實現(xiàn)要素：
為了這個目的，本發(fā)明的主題是一種用于航空器的下降和進場剖面的自動確定方法，其在基于一個或多個電子計算機的飛行管理系統(tǒng)的基礎上執(zhí)行，該下降和進場剖面從航空器的減速開始的開始點DECEL發(fā)展到穩(wěn)定點，包括限定在連續(xù)的特征點之間的一系列航段，其中一些點為空氣動力學構型改變點，該構型取自預定空氣動力學構型的離散集合；該自動確定方法基于向后推算，用于沿著該序列航段從穩(wěn)定點到航空器下降開始的開始點DECEL擴展航空器的狀態(tài)；并且對于包含在剖面中的、限定在向后推算的相關當前開始特征點SP(i)和向后推算的相關當前將到達的特征點SP(i+1)之間的每一當前航段S(i)，該自動確定方法包括：
.-依據(jù)在向后推算的當前開始特征點SP(i)處有效的當前構型C(j)和空氣動力學構型改變的標稱順序，來確定航空器的一個或多個下一空氣動力學構型C(j+1)的步驟；以及
為下一個或下多個空氣動力學構型(Cj+1)確定并提供可能用于所述下一空氣動力學構型C(j+1)的一系列速度，其由最小速度Vmin(j+1)和最大速度Vmax(j+1)劃界；
該自動確定方法特征在于其包括，針對包含的每一航段S(i)，在下一空氣動力學構型C(j+1)的一系列速度上確定航空器的最佳速度VOPT(i)的步驟，所述航空器的最佳速度VOPT(i)取決于預定的減速策略和/或在飛行程序中固有的或由飛行員在他的飛行計劃中引入的預定約束。
根據(jù)特定的實施例，自動確定方法包括下列特征的一個或多個：
.-減速策略是單一標準的優(yōu)化策略，其最小化取自航空器的燃油消耗、航空器產(chǎn)生的噪音水平、飛行時間中的一個參數(shù)；或多標準優(yōu)化策略，其優(yōu)化多個標準的組合，它們中的至少一個包括在由燃料消耗、噪聲水平和飛行時間組成的組內(nèi)；
.-飛行程序中固有的或由飛行員在他的飛行計劃中引入的預定約束包括在由如下組成的約束的組內(nèi)：在航段的特征點達到的速度的約束，其大于或等于預定閾值(AT或ABOVE)，或等于預定閾值(AT)，或小于或等于預定閾值(AT或BELOW)，或包括在預定的速度窗口(WINDOW)內(nèi)；以及在航段特征點的達到時間的約束，其大于或等于預定閾值(AT或AFTER)，或等于預定閾值(AT)，或小于或等于預定閾值(AT或BEFORE)，或包括在預定的時間窗口(WINDOW)內(nèi)；以及在航段的特征點的基礎上遵守的噪音約束；以及在航段的特征端點達到的海拔的約束，其大于或等于預定閾值(AT或ABOVE)，或等于預定閾值(AT)，或小于或等于預定閾值(AT或BELOW)，或包括在預定的速度窗口(WINDOW)內(nèi)；以及燃料消耗約束；
.-自動確定方法進一步包括針對包含的每一當前航段S(i)，所述航段S(i)的數(shù)值集成步驟，使得能夠沿著當前航段S(i)從向后推算的相關開始特征點SP(i)到向后推算的相關當前到達特征點SP(i+1)擴展航空器的狀態(tài)，該狀態(tài)根據(jù)由序列發(fā)生器限定的當前航段S(i)的類型以及終止條件來實施，該終止條件或者由在當前航段達到飛行器的最佳速度來限定，或者由達到相關當前向后推算到達特征點但還沒有達到航空器最佳速度來限定；
.-航段的類型包括在由如下組成的組內(nèi)：FPA(飛行路徑角)類型航段，在于相對于地面固定斜率；以及OPEN類型航段，在于固定發(fā)動機額定功率；以及VS類型航段，在于固定垂直速度；以及LEVEL類型航段，在于固定海拔；FPA、OPEN、VS、LEVEL類型航段，能夠通過選擇在減速模式、恒速模式或加速模式中執(zhí)行；
.-自動確定方法包括在達到航空器最佳速度時執(zhí)行的飛行能力測試步驟，其在于：將與新構型C(j+1)的展開相關的極限斜率FPAlim確定為允許在不減速和不加速的“空載”推力下保持航空器的速度的絕對值最大的斜率，并且將當前航段S(i)的斜率與確定的極限斜率FPAlim相比較；
.-當達到形成向后推算的相關當前達到點的特征點，但還沒有達到航空器的最佳速度時，比較根據(jù)選自第一方案和第二方案的DECEL策略的優(yōu)化方面的性能，第一方案在于在當前航段S(i)的達到點推進空氣動力學構型的改變，而第二方案在于不推進空氣動力學構型的當前改變；且在根據(jù)第一方案的選擇DECEL策略的優(yōu)化方面的性能優(yōu)于第二方案的性能的情況下，與新空氣動力學構型的展開相關的極限斜率FPAlim被確定為允許在不減速和不加速的“空載”推力下保持航空器的速度的最大斜率，然后，當前航段S(i)的斜率與極限斜率FPAlim相比較；
.-在當前航段S(i)的斜率大于或等于預報的新的標稱構型上的極限斜率FPAlim時，尋求是否存在新的標稱空氣動力學構型的替代空氣動力學構型；且如果確定存在新的替代空氣動力學構型，則針對這個替代，比較根據(jù)DECEL策略的優(yōu)化方面的性能，該策略選自第一方案和第二方案之間，第一方案在于利用這個替代在當前航段的達到點推進空氣動力學構型的改變，而第二方案在于不推進空氣動力學構型的當前改變；且對于這個替代，在根據(jù)第一方案的選擇DECEL策略優(yōu)化方面的性能優(yōu)于第二方案的性能的情況下，與新的替代空氣動力學構型的展開相關的極限斜率FPAlim被確定為允許在不減速和不加速的“空載”推力下保持航空器的速度的絕對值最大的斜率，然后當前航段S(i)的斜率與確定的極限斜率FPAlim相比較；然后，在當前航段S(i)的斜率的絕對值嚴格小于或等于確定的極限斜率FPAlim的情況下，在修改當前空氣動力學構型的步驟中，實施當前空氣動力學構型到新的替代空氣動力學構型的改變；而在不存在任意新的替代空氣動力學構型的情況下，對于其當前航段S(i)的斜率的絕對值嚴格小于或等于確定的極限斜率FPAlim，當前空氣動力學構型在整個下一航段S(i+1)內(nèi)保持；
.-在當前航段S(i)的斜率嚴格小于或等于用于新的空氣動力學構型C(j+1)的極限斜率FPAlim時，在修改當前空氣動力學構型的步驟中，實施當前空氣動力學構型到根據(jù)序列發(fā)生器的標稱順序的新的標稱空氣動力學構型的改變；
.-在達到相關當前向后推算到達特征點，但還沒有達到航空器的最佳速度時，比較根據(jù)DECEL策略的優(yōu)化方面的性能，該策略選自第一方案和第二方案，第一方案在于在當前航段的到達特征點處推進空氣動力學構型的改變，而第二方案在于不推進空氣動力學構型的當前改變；而在根據(jù)第二方案的選擇的DECEL策略的優(yōu)化方面的性能優(yōu)于第一方案的性能的情況下，尋求是否存在針對標稱空氣動力學構型的替代空氣動力學構型，且如果確定存在替代空氣動力學構型，則針對這個替代，比較根據(jù)DECEL策略的優(yōu)化方面的性能，該DECEL策略選自第一方案和第二方案，第一方案在于利用這個替代方案在當前航段的到達點推進空氣動力學構型的改變，而第二方案在于不推進空氣動力學構型的當前改變。
本發(fā)明的主題還為用于航空器的下降和進場剖面的自動確定方法，其在基于一個或多個電子計算機的飛行管理系統(tǒng)的基礎上執(zhí)行，該下降和進場剖面從航空器減速開始的開始點DECEL演變到穩(wěn)定點，包括經(jīng)過連續(xù)的特征點的一系列水平的和垂直的飛行階段，其中的一些點為空氣動力學構型改變點，該構型選自預定空氣動力學構型C(j)的離散集；該自動確定方法基于優(yōu)化軌跡的計算，其將水平和垂直飛行階段直接集成進飛行計劃中且特征在其包括：
.-提供空氣動力學構型C(j)并針對每一空氣動力學構型計算可能用于所述空氣動力學構型的一系列速度的步驟，該速度由最小速度Vmin(j)和最大速度Vmax(j)劃界；以及
.-以優(yōu)化控制問題的形式將從開始點DECEL到穩(wěn)定點計算全球軌跡的問題用公式表示的步驟；以及
.-利用用于空氣動力學構型的約束之間的折衷來解決優(yōu)化控制問題，從而確定它們的最佳順序的步驟，特征點的計算和根據(jù)預定減速策略和/或飛行程序中固有的或由飛行員在他的飛行計劃中引入的預定約束優(yōu)化的構型的設置的速度VOPT(j)的計算。
本發(fā)明的主題還為用于航空器的下降和進場剖面的自動確定系統(tǒng)，其包括：基于一個或多個電子計算機的飛行管理系統(tǒng)，用于輸入數(shù)據(jù)以允許飛行員將數(shù)據(jù)輸入至飛行管理系統(tǒng)中的裝置，一個或多個用于顯示航空器的一個或多個下降剖面的顯示器；且在其中：
.-航空器的下降和進場剖面被預報，以從航空器的減速開始的開始點DECEL演變到向后推算開始點，且包括限定在連續(xù)的特征點和空氣動力學構型改變的位置之間的一系列航段，該空氣動力學構型取自整數(shù)個預定空氣動力學構型；以及
.-飛行管理系統(tǒng)(10)配置成執(zhí)行自動確定方法，其基于用于沿著該系列航段從向后推算開始點到航空器的減速開始的開始點DECEL擴展航空器的狀態(tài)的向后推算；并且針對包括在剖面內(nèi)的、限定在向后推算的相關的當前開始特征點SP(i)和向后推算的相關當前到達特征點SP(i+1)之間的每一當前航段S(i)來執(zhí)行，
.*確定航空器的一個或多個下一個空氣動力學構型C(j+1)的步驟，其基于在向后推算的當前開始特征點SP(i)有效的當前構型C(j)以及空氣動力學構型的改變的標稱順序；以及
.*針對下一個或多個空氣動力學構型(Cj+1)確定并提供一系列用于所述下一空氣動力學構型C(j+1)的可能的速度，該速度由最小速度Vmin(j+1)和最大速度Vmax(j+1)劃界；
用于自動確定下降和進場剖面的系統(tǒng)特征在于：
.-該輸入裝置和飛行管理系統(tǒng)配置成留給飛行員對輸入和選擇減速策略進行選擇；以及
.-飛行管理系統(tǒng)配置成為包含的每一個當前航段S(i)，在下一空氣動力學構型C(j+1)的一系列速度中，根據(jù)選擇的減速策略和/或飛行程序中固有的或由飛行員引入他的飛行計劃中的預定約束來確定航空器的最佳速度VOPT(j+1)。
根據(jù)特定的實施例，用于自動確定的系統(tǒng)包括下列特征的一個或多個：
.-該飛行管理系統(tǒng)配置成通過一個或多個顯示器為飛行員提供最佳空氣動力學構型改變速度和/或預測軌跡上實施空氣動力學構型的改變的假定航路點，和/或為自動領航提供最佳空氣動力學構型改變速度和/或用于啟動對應的一個或多個致動器的空氣動力學構型改變的瞬間；
.-用于航空器的下降和進場剖面的自動確定系統(tǒng)進一步包括一組致動器，其由航空器的縫翼、襟翼、減速板、起落架構成，用于執(zhí)行序列發(fā)生器允許的多個空氣動力學構型；每一空氣動力學構型特征在于選自縫翼、襟翼、減速板、起落架的致動器的展開狀態(tài)以及起落架的伸展狀態(tài)的組合，致動器的展開狀態(tài)的每一個由參數(shù)提供，該參數(shù)代表縫翼與第一預定方向所成的第一角度、襟翼與第二預定方向所成的第二角度、以及減速板與第三預定方向所成的第三角度。
本發(fā)明的主題還為空氣動力學構型改變的顯示器，根據(jù)上面描述的自動確定方法來確定，所述顯示器包括：
.-第一屏幕，用于以海拔和/或速度顯示橫向航空剖面和/或垂直下降剖面，該剖面包括在其每一個上發(fā)生空氣動力學構型的改變的每一假定航路點，假定航路點的地理位置根據(jù)選擇的減速策略而變化；和/或
.-第二屏幕，用于顯示用于選擇的空氣動力學構型的可能的速度的標識，和/或與減速策略的選擇以及輸入的飛行計劃相對應的空氣動力學構型的延伸的最佳速度。
附圖說明
通過閱讀對多個實施例的說明將更好地理解本發(fā)明，其僅借助于示例給出，其將遵循并參考附圖，其中：
-圖1為用于航空器的FMS類型的飛行管理系統(tǒng)的視圖，其配置成執(zhí)行本發(fā)明的自動確定方法；
-圖2為根據(jù)本發(fā)明的自動確定方法的流程圖，由圖1的飛行管理系統(tǒng)執(zhí)行；
-圖3A和3B分別為輸入減速策略選擇的顯示器的視圖，這里是標稱的，以及包括與選擇的標稱減速策略相對應的空氣動力學構型改變點的航行顯示器的視圖；
-圖4A和4B分別為用于輸入減速策略的選擇的顯示器的視圖，這里是延遲的，以及包括與選擇的延遲的減速策略相對應的空氣動力學構型改變點的航行顯示器的視圖；
-圖5A和5B為用于減速策略的確認選擇的輸入的顯示器的視圖，這里是延遲的，以及包括與選擇的延遲的減速策略相對應的空氣動力學構型改變點的確認的航行顯示器的視圖；
-圖6為可比較的豎直顯示器的視圖，剖面的海拔和速度分別與標稱減速策略和延遲的減速策略相關聯(lián)；
-圖7為關于速度的信息的顯示器的視圖，該速度允許空氣動力學構型的改變，并由圖2的自動確定方法確定。
具體實施方式
一般地且按照慣例地，在飛行準備或在改線中，機組人員將其飛行計劃輸入至飛行管理系統(tǒng)中，通常稱為FMS，其依據(jù)表述“飛行管理系統(tǒng)”。
在已知的方式中，在由飛行員限定的、為一列航路點和一列與出發(fā)、到達航線、任務相關的程序的形式的飛行計劃的基礎上，橫向軌跡根據(jù)航路點(通常稱為LEGs)之間的幾何段、和/或用于轉(zhuǎn)向半徑的計算的海拔和速度條件來計算。在這個橫向軌跡上，該FMS優(yōu)化了垂直軌跡，其遵守海拔、速度、時間、斜率上的可能約束。
為了預報飛機的行為并因此確定軌跡，該FMS使用性能數(shù)據(jù)庫，其能夠預報飛機給定狀態(tài)的行為。
根據(jù)慣例，當航空器為飛機時，稱為“航空器狀態(tài)”的航空器的狀態(tài)限定為由影響飛機的飛行技巧的所有參數(shù)組成的組：特別是斜率，但也包括推力、阻力、質(zhì)量、速度、海拔、空氣動力學構型等等。
根據(jù)圖1和用于航空器的飛行管理系統(tǒng)的功能性表示，基于一個或多個電子計算機的飛行管理系統(tǒng)FMS 10具有包括例如由鍵盤組成的輸入裝置的人機界面12，以及例如由顯示屏幕組成的顯示裝置，或者僅僅為顯示觸摸屏，以及執(zhí)行1996年12月命名為“先進飛行管理計算機系統(tǒng)”的ARINC702標準中描述的多個功能的模塊。根據(jù)本發(fā)明的方法可在類似結構的框架中執(zhí)行，但不限定到后者。飛行管理系統(tǒng)FMS10配置成通過下列多個模塊執(zhí)行ARINC702標準的全部或部分功能：
.-航行模塊14，稱為LOCNAV，其用于根據(jù)地理定位裝置16來執(zhí)行航空器的最佳定位，所述地理定位裝置16例如基于衛(wèi)星的地理定位或GPS、GALILEO、VHF(超高頻)無線電導航信標、慣性平臺。這個模塊與前面提到的地理定位設備通信；
.-確定飛行計劃的模塊18，稱為“FPLN”，用于輸入組成要遵循的路線的輪廓的地理元素，例如由起飛和到達程序強加的點、航路點、航路；
.-航行數(shù)據(jù)庫20，稱為NAVDB，用于在數(shù)據(jù)的幫助下構建地理路線和程序，該數(shù)據(jù)包括在與點、信標，并與軌跡的部分相關的數(shù)據(jù)庫中，也稱為截獲或海拔的“腿”，等等；
.-性能數(shù)據(jù)庫22，稱為PRF DB，包括與空氣動力學參數(shù)以及航空器發(fā)動機的性能，以及其使用領域或飛行模型相關的信息；
.-橫向軌跡確定模塊24，稱為TRAJ，用于在飛行計劃的點的基礎上構建連續(xù)的軌跡，遵循航空器的性能和限制約束(RNP)；
.-預測模塊26，稱為PRED，用于構建橫向軌跡上的優(yōu)化的垂直剖面，并提供對距離、時間、海拔、速度、燃料和風的評估，尤其在每一個點上、在飛行參數(shù)每一次改變上以及在目的地的每一次改變上的評估，并且其將被顯示給機組人員。形成本發(fā)明主題的功能特別地影響計算機的這部分，并且應注意的是，模塊24和26可集成為單一模塊TRAJ-PRED，其全局地處理橫向和垂直計算；
.-導航模塊28，稱為GUIDANCE，其在由預測模塊26計算的信息的幫助下，用于在其三維軌跡的橫向平面和垂直平面內(nèi)引導航空器，同時遵守速度。在配置有自動領航裝置30的航空器中，自動領航裝置30與導航模塊28交換信息；
.-數(shù)字化數(shù)據(jù)傳送鏈接裝置32，稱為DATALINK，用于在飛行計劃模塊和預測模塊與控制中心或其他航空器34之間交換信息。
根據(jù)圖2和優(yōu)選實施例，根據(jù)本發(fā)明的用于航空器的優(yōu)化下降和進場剖面的自動確定方法102由飛行員在飛行計劃的輸入和DECEL策略的選擇期間初始化。
一般地，自動確定方法102基于FMS預測的計算并在于計算航空器進場的最佳最終減速。這個計算包括通過考慮多個約束(燃料、時間、噪音、載荷、等等)，構型設置能達到的最小和最大速度的計算，以及軌跡的特征點的計算以及構型設置的最佳速度的計算。
自動確定方法102依賴于序列發(fā)生器，其對應于傳統(tǒng)的狀態(tài)機，本領域技術人員非常了解其變形。這個序列發(fā)生器限定要使用的航段的順序并包含將多個類型的航段的集成串接在一起的預定策略。使用的航段可傳達航空器引導的多個模式，例如依靠四個類型的航段。傾斜航段，稱為FPA(飛行路線角度)，在于固定相對于地面的斜率；OPEN航段，在于固定發(fā)動機額定功率；垂直速度航段，稱為VS，在于固定垂直速度；海拔水平或等待航線航段，稱為LEVEL，在于固定在一個海拔上。這四個類型航段的每一個分為兩類：加速(或減速)航段以及恒定CAS或MACH速度航段。因此，序列發(fā)生器根據(jù)預定策略，在稱為初始“航空器狀態(tài)”的起始航空器狀態(tài)的基礎上組合這多個航段，以構建航空器的軌跡。該航空器狀態(tài)因此通過數(shù)值集成被沿著給定類型的航段擴展，直到達到標志當前航段結束以及新航段開始的一個或多個退出條件。退出條件可由對應于考慮的航段類型的速度、海拔和/或距離來限定。例如，恒速LEVEL航段可僅根據(jù)距離條件終止，而恒速FPA航段可根據(jù)海拔條件或距離條件終止。航段結束時的最終航空器狀態(tài)組成隨后航段的初始航空器狀態(tài)，并因此被擴展直到達到計算的最終條件。
也可使用加速和減速方面的變形。
因為其涉及更新的最佳速度VOPT的限定，所以本發(fā)明與排序和數(shù)值集成機制關系緊密地描述，代替?zhèn)鹘y(tǒng)使用的演習速度，即空氣動力學構型設置的最小速度，且其組成退出數(shù)值集成航段的條件。此外，其可選地涉及迭代以優(yōu)化考慮的航段上的航空器的空氣動力學構型。然而，通過公式化表示等于這些退出條件的正規(guī)約束，可采用類似的方式來應用同樣的邏輯。
根據(jù)本發(fā)明的自動確定方法102基于用于計算傳統(tǒng)地由當前飛行管理系統(tǒng)FMS使用的預測的算法。
根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例，自動確定方法102借助于向后軌跡推算來應用，并且其能夠根據(jù)由狀態(tài)機的序列發(fā)生器預定的順序并依靠飛行員選擇的減速策略，來建立連續(xù)的多個空氣動力學構型直到建立平穩(wěn)的構型。
在這里，空氣動力學構型在廣義上限定為與航空器的減速元件或致動器的展開狀態(tài)的允許組合相對應的空氣動力學構型，即縫翼、襟翼、起落架和可選地減速板。
致動器的展開狀態(tài)分別由參數(shù)提供，所述參數(shù)代表縫翼與第一預定方向所成的第一角度、襟翼與第二預定方向所成的第二角度、減速板與第三預定方向所成的第三角度、以及起落架的伸展狀態(tài)。因此航空器的空氣動力學構型可由航空器的多個致動器的展開狀態(tài)的相關向量來限定和識別。
自動確定方法102包括一組步驟。
在第一初始化和輸入步驟104，飛行員按照慣例通過他的飛行管理顯示器FMD輸入飛行計劃FPLN。在同一第一步驟104，飛行員在至少兩個不同的減速策略(其包括第一標稱減速策略，標記為NOMINAL)的菜單上輸入并選擇DECEL減速策略。例如，第二減速策略(標記為LATE)比第一標稱減速策略更遲地執(zhí)行航空器的減速。
根據(jù)步驟104的變形，在不詢問飛行員的意見的情況下，系統(tǒng)地預先選擇第二優(yōu)化策略LATE。
之后，在第二向后推算初始化步驟106，當前航段S(i)的計數(shù)器i被設定為1，以執(zhí)行根據(jù)本發(fā)明的方法102以及表示為S(1)的第一航段的集成。
一般地，下降和進場剖面從航空器開始減速的開始的開始點(標記為DECEL)，演變到與開始著陸階段之前的航空器的穩(wěn)定點相對應的向后推算開始點。
一般地，下降和進場剖面包括一序列或一系列整數(shù)N個航段S(i)，它們限定在連續(xù)的特征點SP(i)、SP(i+1)和取自一組空氣動力學構型的空氣動力學構型改變位置之間。整數(shù)i表示標號的索引或等級并按照用于航段S(i)的向后推算的算法沿著剖面向后的遍歷移動，航段S(i)由分別標記為SP(i)和SP(i+1)的向后推算開始特征點和向后推算到達特征點劃界。
自動確定方法102是基于向后推算的，用于沿著順序的航段S(i)擴展航空器的狀態(tài)，i從1變到N，即從向后推算開始點SP(1)(也稱為穩(wěn)定點)到航空器減速開始的開始點SP(N+1)DECEL。
向后推算開始點SP(1)為第一航段S(1)的開始特征點，并組成在IFR(儀表飛行規(guī)則)儀表飛行模式中地面以上(AGL)至少1000英尺或VFR(可視飛行模式)中地面以上(AGL)至少500英尺的航空器的穩(wěn)定點，可操作余量可添加到這些最小值中。
當前航段由具有可由領航選擇的第一(所謂著陸)空氣動力學構型(3或FULL)的第一航段S(1)初始化，與其開始特征點相關，在同樣的第二初始化步驟106，航空器的下一空氣動力學構型根據(jù)可利用的多個致動器以及空氣動力學構型的順序來確定，該順序被狀態(tài)機的序列發(fā)生器根據(jù)由數(shù)據(jù)庫22PERF DB提供的信息來預報或編程。
此后，在同樣的第二初始化步驟106，對于針對第一航段S(i)預報的下一空氣動力學構型，計算并提供可能用于所述下一空氣動力學構型的一系列速度，該速度的范圍由最小速度Vmin和最大速度Vmax劃界。授權的速度的范圍特別地考慮了在詳述航空器的性能的數(shù)據(jù)庫中提供的航空器機翼上授權的最大載荷、以及在第一航段S(1)的開始特征點SP(1)、由航空器狀態(tài)在這一點SP(1)提供的航空器的質(zhì)量。
此后，在航段S(i)遍歷移動(由航段遍歷移動的索引i來描述)的循環(huán)108中，在計算下一特征條件的第三步驟110，確定當前航段S(i)的到達特征點SP(i+1)的特征條件。在這個第三步驟110，到達特征點的下一特征條件為當前航段S(i)的數(shù)值集成的終止條件。能依靠以形成到達特征點的一個或多個下一終止點被在飛行計劃和飛行程序的基礎上特別地確定，且可為：
.-或者航路點，約束通過其可能被聯(lián)系起來；
.-或者由沿著軌跡的浮動地緯度/經(jīng)度限定的多個點(假定航路點、約束的噪音帶的進入，等等)；或者
.-具有例如限定速度的特征海拔。
之后，在第四最佳速度推算步驟VOPT(i)112中，針對當前航段S(i)，在與當前航段S(i)相關的下一空氣動力學構型的一系列速度上，根據(jù)預定減速策略和/或飛行程序中固有的或由飛行員在他的飛行計劃中引入的預定約束來確定航空器的最佳速度。
該減速策略為單標準優(yōu)化策略，其最小化了選自燃料消耗、噪音水平、噪音功率模版、下降時間的一個參數(shù)，或多標準優(yōu)化策略，其優(yōu)化了多個標準的組合，它們中的一個包含在由燃料消耗、噪音水平以及下降時間組成的組內(nèi)。
飛行程序中固有的或由飛行員在他的飛行計劃中引入的預定約束包括在一組約束內(nèi)，該組約束由如下組成：
.-在航段的特征點達到的速度約束，其大于或等于預定閾值(AT或ABOVE)，或等于預定閾值(AT)，或小于或等于預定閾值(AT或BEFORE)，或包含在預定的速度窗口(WINDOW)內(nèi)；以及
.-在航段特征點處的達到時間約束，其大于或等于預定閾值(AT或ABOVE)，或等于預定閾值(AT)，或小于或等于預定閾值(AT或BELOW)，或包含在預定的時間窗口(WINDOW)內(nèi)；以及
.-最大噪音約束，其為在航段特征點的基礎上或在給定的海拔下遵守的；以及
.-在航段特征端點處達到的海拔約束，其大于或等于預定閾值(AT或ABOVE)，或等于預定閾值(AT)，或小于或等于預定閾值(AT或BEFORE)，或包含在預定的速度窗口(WINDOW)內(nèi)；以及
.-燃料消耗約束。
之后，在當前航段的數(shù)值集成的第五步驟中114，執(zhí)行當前航段S(i)的數(shù)值集成，以允許飛機的狀態(tài)根據(jù)序列發(fā)生器限定的當前航段的類型以及終止條件，沿著當前航段S(i)從向后推算的相關當前開始特征點SP(i)擴展到向后推算的相關當前到達特征點SP(i+1)，該終止條件由如下來限定：
.-或者在當前航段S(i)達到航空器的最佳速度VOPT(i)；
.-或者達到向后推算的相關當前到達特征點SP(i+1)，而沒有達到航空器的最佳速度。
當前航段的數(shù)值集成在于考慮了航段的類型以及其相關約束，來確定飛機的狀態(tài)的時間演化的軌跡的部分。
在第七分支步驟116，在當前航段達到航空器的最佳速度VOPT(i)時，執(zhí)行驗證未超過當前航段S(i)授權的極限斜率閾值的第八步驟118，或者當達到向后推算的相關當前到達特征點SP(i+1)而沒有達到航空器的最佳速度VOPT(i)時，執(zhí)行評估推進空氣動力學構型改變的優(yōu)勢的第九步驟120。
在第八步驟118中，將與下一空氣動力學構型的展開相關的極限斜率FPAlim(i)，確定為航空器遵守的、允許在不減速和不加速的“空載”推力下保持的航空器的速度的最大斜率，且之后將當前航段S(i)的相關斜率與先前確定的極限斜率FPAlim(i)相比較。這個保持功能的目的在于避免過陡地下降，一般稱為“過陡路線”。
在第九步驟120，比較根據(jù)選自第一方案和第二方案的DECEL策略的優(yōu)化方面的性能，第一方案在于在當前航段的到達點推進空氣動力學構型的改變，第二方案在于不推進空氣動力學構型的當前改變。
之后，在第十分支步驟122，當根據(jù)第一方案的選擇的DECEL策略的優(yōu)化方面的性能優(yōu)于第二方案的性能時，執(zhí)行第八步驟118，否則執(zhí)行第十一步驟124。
在第十一步驟124，尋求是否存在標稱空氣動力學構型的替代空氣動力學構型，其在用于將標稱空氣動力學構型串接在一起的標稱次序的等級方面是相等的。
在第十二分支步驟126，當存在由序列發(fā)生器預報的等同于標稱空氣動力學構型的替代空氣動力學構型時，至少執(zhí)行第九和第十步驟120、122，或者，當不存在或不再存在由序列發(fā)生器預報的等于標稱空氣動力學構型的替代空氣動力學構型時，執(zhí)行保持當前或目前空氣動力學構型的第十三步驟128。
第十三步驟128的執(zhí)行是步驟118或步驟120被拒絕的結果，以進行在當前航段S(i)的到達特征點SP(i+1)預報的下一空氣動力學構型的啟動。在當前航段S(i)保持當前空氣動力學構型的一個或多個致動器的啟動，要預報的用于下一航段S(i+1)的下一標稱空氣動力學構型將與針對當前航段S(i)確定的下一標稱空氣動力學構型相同。
在第十四分支步驟130，在第八步驟118之后，當與當前航段S(i)相關的斜率大于或等于極限斜率FPAlim(i)時執(zhí)行第十一步驟124，或者在與當前航段S(i)相關的斜率嚴格小于極限斜率FPAlim(i)時執(zhí)行修改當前航段的到達特征點SP(i+1)的空氣動力學構型的第十五步驟132。
在第十五步驟132，通過在當前航段S(i)的到達特征點啟動新構型，來修改航空器的空氣動力學構型。
之后，在第十六步驟134，根據(jù)多個可利用的致動器以及空氣動力學構型的順序，來確定下一個或多個構型(如果合適的話，至少下一標稱構型和替代構型)，該順序被狀態(tài)機的序列發(fā)生器根據(jù)由數(shù)據(jù)庫22PERF DB提供的信息來預報或編程。
在第十七步驟136，針對為下一航段S(i+1)預報的下一空氣動力學構型，計算和提供一系列可能用于所述下一空氣動力學構型的速度，該速度范圍由最小速度Vmin(i+1)和最大速度Vmax(i+1)劃界。授權的速度的范圍特別考慮了在詳細說明航空器的性能的數(shù)據(jù)庫中提供的航空器機翼上授權的最大載荷，以及由航空器狀態(tài)在這個點提供的、在集成當前航段S(i)的步驟中計算的、航空器在當前航段S(i)的到達特征點SP(i+1)的質(zhì)量。
在第十八步驟138，在步驟128或步驟136之后，只要減速階段未終止，或在更嚴格的模式中，只要航空器未處于起落架縮回的平穩(wěn)構型中，航段的遍歷移動的當前索引i增加一個單位。在當前索引i增加之后，在步驟128中保持的空氣動力學構型或者在步驟132啟動的新構型成為當前航段S(i)的開始特征點SP(i)的有效空氣動力學構型。此外，在之前航段修改的情況下在步驟134確定的下一個或多個空氣動力學構型，或者在保持當前構型的情況下在步驟128之前確定的下一個或多個構型，構成要被啟動的下一個或多個空氣動力學構型，如果這對于退出第十八步驟138時得到的目前或當前航段S(i)是可能的。
當減速階段已經(jīng)終止時，或者以更嚴格的方式，當航空器處于起落架收回的平穩(wěn)構型時，循環(huán)108的算法停止。
通過在與向后推算的方向相反的方向上組合航段來得到下降和進場剖面。
諸如上面描述的自動確定方法102能夠向機組人員預測并展示構型的設置點或多個空氣動力學構型的啟動點，這些點參照單獨考慮或組合考慮的多個標準來進行優(yōu)化，即：
.-一個或多個速度約束，
.-一個或多個時間約束，
.-燃料消耗的優(yōu)化，
.-噪音的最小化，
.-機翼上的載荷。
應當注意的是，剖面的飛行能力將總是與一個或多個前述標準結合。
諸如上面描述的自動確定方法102呈現(xiàn)如下優(yōu)點：
.-關于標稱減速策略，產(chǎn)生燃料和時間節(jié)約；
.-針對RTA類的功能(到達時間的調(diào)整)，擴展最小/最大ETA(評估的到達時間)范圍；
.-提高FMS預測的精確性并因此增強系統(tǒng)中機組人員的信心；
.-通過更接近操作實踐(推進根據(jù)選擇的策略來穩(wěn)定航空器能源方面的要素)的建模，
.-通過限定減速階段并因此限定暴露給可能的非優(yōu)化減速余量的應用的飛行時間。
根據(jù)圖3A和顯示并輸入座艙的飛行命令的裝置的示例，具有飛行命令屏幕202的顯示器，稱為FMD(飛行管理顯示器)，包括能夠顯示命令的DECEL菜單的菜單框式204的圖形對象，該命令用于從包括至少兩個不同的減速策略的組中選擇減速策略或減速的類型，其中一種為傳統(tǒng)的標稱策略，稱為NOMINAL，另一種為相對于該標稱策略延遲的減速策略，稱為LATE。這里，已經(jīng)選擇了標稱策略NOMINAL。
根據(jù)圖3B和示例性航空或橫向軌跡顯示器208，稱為ND(航空顯示器)，與選擇的標稱減速策略相關聯(lián)的橫向軌跡212包括：假定-航路點214、216、218、220、222，這里僅為速度和階段或空氣動力學構型的變化，分別由D、1、2、3、4或F標記，并分別對應于標志進場階段開始的減速開始的開始點，或具有平穩(wěn)構型和速度改變的向后推算到達特征點；縫翼展開的第一特征點，根據(jù)由縫翼和縫翼的預定參考方向所成的第一縫翼角度；縫翼和襟翼展開的第二特征點，根據(jù)第二縫翼角度和由襟翼和襟翼的預定參考方向所成的第二襟翼角度；縫翼和襟翼展開的第三特征點，根據(jù)第三縫翼角度和第三襟翼角度；以及縫翼和襟翼展開的第四特征點，根據(jù)第四縫翼角度和第四襟翼角度，第四特征點也形成向后推算開始特征點。本發(fā)明不限定于縫翼和襟翼的構型的特定數(shù)目，而可接受在離散邏輯擴展中，任意預定數(shù)量JN的構型。
一般地，給定航空器類型的空氣動力學構型由用于編號空氣動力學構型的不同的整數(shù)索引j識別，j從1變到JN，而JN標示序列發(fā)生器所允許的空氣動力學構型的總數(shù)。每一空氣動力學構型j以選自縫翼、襟翼、減速板、起落架的致動器的展開狀態(tài)的組合為特征。
致動器的展開狀態(tài)例如為：
.-第一角度θslats，代表縫翼展開的角度；
.-第二角度θflaps，代表襟翼展開的角度；
.-第三角度θairbrakes，代表減速板的展開角度；以及
.-起落架的展開狀態(tài)。
座艙內(nèi)的機組人員可采用這樣的方式得到一個選擇，他們可以根據(jù)飛行的狀況和限定飛行策略的標準，來選擇減速的計算模式，標稱的、調(diào)整且優(yōu)化的，或遲的。
根據(jù)圖4A，減速策略LATE從用于選擇減速策略的菜單框204中選擇。
在延遲減速策略LATE啟動之后，建立第二飛行計劃。構型設置的瞬間因此根據(jù)圖2的自動確定方法202來調(diào)整，且這個調(diào)整在第二橫向軌跡232上可見，在圖4B中描繪出。
根據(jù)圖4B和第二軌跡232，標稱軌跡212的特征點214、216、218、220、222分別與減速點相關，而空氣動力學構型改變點D、1、2、3、4由分別與空氣動力學構型D、1、3、4相關的特征點234、236、238、240代替。
在第二軌跡232上可見，減速點D被延遲而空氣動力學構型1已經(jīng)被刪除，空氣動力學構型2在平穩(wěn)空氣動力學構型之后啟動。
根據(jù)圖5A和5B，飛行員維持其選擇以執(zhí)行延遲的減速策略LATE，并插入相應的臨時飛行計劃，其由自動確定方法102確定并在圖4B中通過以第一顏色上色和/或由第一圖形表示(這里以虛線示出)的臨時橫向軌跡顯示，通過插入所述的臨時計劃，這由為第二顏色和/或第二圖案(這里以實線示出)的橫向軌跡232的顯示表明。
根據(jù)圖6，分別與NOMINAL和LATE減速策略相關的海拔剖面252、254和速度剖面262、264根據(jù)縱向顯示器VD來疊加。
剖面252、254、262、264顯示了速度的不同和存在于NOMINAL和LATE減速策略之間的空氣動力學構型設置的假定航路點之間的不同。
一般地，假定航路點限定為浮動點，也就是說其地理位置在整個根據(jù)預定約束固定的橫向軌跡上變化的點。
根據(jù)圖7和示例性顯示器，主要飛行顯示器272，PFD，配置成顯示優(yōu)化的速度VOPT，該速度為針對允許執(zhí)行選擇的減速策略DECEL的每一構型，根據(jù)自動確定方法102來計算的。
主要飛行顯示器272配置成顯示分別對應于一個空氣動力學構型j的速度標識。
這里，在圖7中，四個空氣動力學構型282、284、286、288由它們各自的速度標識292、294、296、298來表示。
第一構型282，其對應于例如等于1的識別索引j，以第一速度標識292表征，第一速度標識由等于210kts的最小展開速度Vmin(1)的值和等于230kts的展開速度Vmax(1)的值劃界。第一標志302指在最小速度值Vmin(1)處并通過第一幾何形狀和/或可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它，而第二標志304指在最大速度值Vmax(1)處并通過第二幾何形狀和/或第二可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它。最佳速度VOPT(1)的值由自動確定方法102計算并位于最小展開速度Vmin(1)和最大展開值Vmax(1)之間，這里等于213kts，由第三標志306指明，第三標志設置在空氣動力學構型的索引j旁邊，這里設定為1。
第二構型284，其對應于等于2的識別索引j，以第二速度標識294來表征，第二速度標識由等于185kts的最小展開速度Vmin(2)的值和等于200kts的展開速度Vmax(2)劃界。第一標志302指在該最小速度Vmin(2)處并通過第一幾何形狀和/或可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它，而第二標志304指在最大速度值Vmax(2)處并通過第二幾何形狀和/或第二可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它。最佳速度VOPT(2)的值由自動確定方法102計算并位于最小展開速度Vmin(2)和最大展開值Vmax(2)之間，這里等于195kts，由第三標志306指明，第三標志設置在空氣動力學構型的索引j旁邊，這里設定為2。
第三構型286，其對應于等于3的識別索引j，以第三速度標識296表征，第三速度標識由等于148kts的最小展開速度Vmin(3)的值和等于186kts的展開速度Vmax(3)的值劃界。第一標志302指在最小速度Vmin(3)處并通過第一幾何形狀和/或可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它，而第二標志304指在最大速度值Vmax(3)處并通過第二幾何形狀和/或第二可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它。最佳速度VOPT(3)的值由自動確定方法102計算并位于最小展開速度Vmin(3)和最大展開值Vmax(3)之間，這里等于176kts，由第三標志306指明，第三標志設置在空氣動力學構型的索引j旁邊，這里設定為3。
第四構型288，其對應于等于4的識別索引j，以第四速度標識298來表征，第四速度標識由等于148kts的最小展開速度Vmin(4)的值和等于176kts的展開速度Vmax(4)的值劃界。第一標志302指在該最小速度Vmin(4)處并通過第一幾何形狀和/或可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它，而第二標志304指在最大速度值Vmax(4)處并通過第二幾何形狀和/或第二可區(qū)分的固有顏色來強調(diào)它。最佳速度VOPT(4)的值由自動確定方法102計算并位于最小展開速度Vmin(4)和最大展開值Vmax(4)之間，這里等于158kts，由第三標志306指明，第三標志設置在空氣動力學構型的索引j旁邊，這里設定為4。
速度標識的顯示是對航空顯示器ND上空氣動力學構型改變的假定航路點顯示的補充，和/或垂直顯示器VD上空氣動力學構型改變的同樣的假定航路點顯示的補充。
速度標識的顯示也是對顯示在原理飛行顯示器PFD上或在任意同等裝置上的可選文本消息的補充，例如由A350型空中客機顯示且稱為“EXTEND CONFx”的消息。
一般地，最佳速度VOPT(j)是設想空氣動力學構型在構型改變的假定航路點改變?yōu)樗饕齤的空氣動力學構型的速度，如果存在這樣的一個點。
應當注意到，當前在FMS或同樣類型的系統(tǒng)中不存在這樣的功能，其旨在通過考慮多個標準來優(yōu)化構型設置的瞬間，多個標準例如速度/時間/噪音/斜率方面約束的支持，并遵守機翼上的載荷。
一般地，目前不存在這樣的多標準自適應性方案，其能夠根據(jù)程序的特征、預測或?qū)嶋H氣象條件、速度、時間、噪音及其他參數(shù)上的約束，為每一次飛行調(diào)整構型設置的速度。
目前傳統(tǒng)地使用的速度是演習速度或最大極限速度，因此為構型設置的最小或最大速度。
應當注意的是，通過構型設置瞬間的調(diào)整，多種要素和觀點有利于能源管理，且特別地有利于進場階段的減速。
首先，配置飛機通常使其能夠增加減速能力，且擴展其速度方面的飛行領域，因此使其能夠達到較低的速度，逐漸降到最終進場速度。其因此由飛行員用作用于管理進場時的能源以穩(wěn)定的手段，目的在于最晚在500ft或1000ft AGL達到滑行上的進場速度。假定盡可能晚地減速利于減小燃油消耗，這構成用于重新計算縫翼和襟翼的展開速度的第一種觀點。
之后，調(diào)整構型設置的瞬間也構成一種手段，使其能夠遵守所有類型的速度約束(AT、AT或ABOVE、AT或BELOW)，如由DO-236C標準強加的，其稱為“最小飛行系統(tǒng)性能標準：區(qū)域航行的區(qū)域航行性能的要求的航空性能”。
此外，這些速度對于飛行的減速剖面有影響，對飛行時間有直接影響，并因此能夠遵守例如由空中交通管制規(guī)定的時間約束，且因此擴展ETAmin/ETAmax范圍，從而有利于航空器滿足進場的RTA(要求的到達時間)的能力。
最終，空氣動力學構型的設定對飛機的速度剖面和空氣動力學構型有影響，且因此對飛機發(fā)出的、在地面上由人或麥克風感受到的噪音有影響。這個第四觀點強化了對調(diào)節(jié)構型設置速度以發(fā)現(xiàn)最佳燃料/時間/噪音折衷的需求。
提出的方案因此是有利的，因為它部分依賴于存在的計算模塊，且能夠使系統(tǒng)更接近操作實際。
此外，因為優(yōu)化策略可以顯示給機組人員，從而保證其應用，所以通過系統(tǒng)化的燃料消耗減小為公司提供了減小操作成本的可能性。
此外，該方案通過進場時可能調(diào)整飛行時間以及可能遵守AT和AT或ABOVE類的速度約束，還介紹了一種航空器分離的手段。
最后，該方案展示了考慮與航空器相關的噪音，從而得到機場區(qū)局部居民的舒適度和公司承受的費用之間的最佳折衷的優(yōu)點。
其可應用于FMS中出現(xiàn)的任意預測計算。本發(fā)明還可應用于管理航空器(例如，無人駕駛飛機)的軌跡的任意航行裝置(機載的或者非機載的)。
本發(fā)明的自動確定方法能夠以可靠的方式通知飛行員關于它們的減速策略以及關于要采取的行動，從而根據(jù)預先選擇的策略來減速。
此外，仍然在減小每次飛行的環(huán)境影響的角度，本發(fā)明能夠限制余量系統(tǒng)(其降低了剖面的優(yōu)化)使用的影響。
一般地，本發(fā)明還涉及一種航空器，其使用如上所述的進場剖面的自動確定方法，并優(yōu)化所述航空器的空氣動力學構型的管理。
一般地，自動確定方法102基于FMS預測的計算，并且在于計算航空器進場時的最佳最終減速。這個計算包括構型設置可實現(xiàn)的最小和最大速度計算、軌跡特征點的計算以及構型設置最佳速度的計算，同時考慮了多個約束(燃料、時間、噪音、載荷等等)。
作為圖2的確定方法的變形，根據(jù)本發(fā)明的用于航空器的進場剖面的自動確定方法優(yōu)化了航空器的空氣動力學構型的管理，通過以約束的形式用公式表達它，而在軌跡計算中使用圖2的方法的描述的邏輯，該邏輯在申請?zhí)枮镕R 14/02752的法國專利申請中進行了限定。在這個法國專利申請中描述的該軌跡計算方法，能夠通過在飛行計劃的計算中直接集成水平和垂直飛行階段的結合來計算優(yōu)化的軌跡。這個軌跡計算方法基于優(yōu)化控制方法，通過例如以博爾贊問題建模。然后該軌跡通過已知的優(yōu)化控制方案工具來確定，根據(jù)該方法，利用約束之間的折衷，從而確定它們的優(yōu)化順序。這樣的方法允許軌跡的全局確定，其不依賴于航段的集成。
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