專利名稱：用于飛行器的能量的最優(yōu)管理的方法以及設(shè)備的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于在飛行器沿著航跡飛行時(shí)對(duì)飛行器進(jìn)行優(yōu)化的能量管理從而在給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述航跡的給定點(diǎn)的方法以及設(shè)備，所述飛行器特別是飛機(jī)尤其是運(yùn)輸飛機(jī)。
背景技術(shù)：
盡管不是排他性的，但是本發(fā)明更特別地適用于為了降落在機(jī)場(chǎng)的跑道上或者降落在任何其他已知的道路上以便在最終降落之前以給定運(yùn)行狀態(tài)到達(dá)預(yù)定點(diǎn)的進(jìn)場(chǎng)階段。因此，本發(fā)明涉及引導(dǎo)飛機(jī)朝向位于空間中的目標(biāo)(給定點(diǎn))，以及控制不同的能量管理裝置，從而達(dá)到給定的運(yùn)行狀態(tài)。
在本發(fā)明的范圍中，所述運(yùn)行狀態(tài)由對(duì)飛機(jī)參數(shù)的一組限制來(lái)表征，如下文所限定的-飛機(jī)在其中飛行的大氣空間中的給定點(diǎn)。會(huì)合點(diǎn)(meetingpoint)通常由三個(gè)坐標(biāo)限定(經(jīng)度，維度，海拔高度)。例如，但不限于，在大氣空間中的給定點(diǎn)能相對(duì)機(jī)場(chǎng)的跑道被確定；-在空間的給定點(diǎn)處穩(wěn)定的飛行器的設(shè)定點(diǎn)速度。例如，但不限于，該速度可由在降落之前的進(jìn)場(chǎng)階段中使用的參考速度確定；-用于飛機(jī)的不同的能量控制裝置的穩(wěn)定的設(shè)定點(diǎn)狀態(tài)。其可被作為實(shí)例提及，但不限于·發(fā)動(dòng)機(jī)的既定推力；以及·飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)配置。這樣配置被如下項(xiàng)目限定，其中包括，但不限于縫翼和襟翼的位置以及起落架的位置。在本發(fā)明的范圍中，能量的概念通常限定為飛機(jī)的全部機(jī)械能量，其由與飛機(jī)的海拔高度成正比的勢(shì)能以及與飛機(jī)的速度的平方成比例的動(dòng)能的和確定。更確切地，本發(fā)明的目的是自動(dòng)管理一組能量控制裝置，其目標(biāo)為提供在給定點(diǎn)的飛機(jī)的能量會(huì)合(energy meeting),同時(shí)滿足由所述運(yùn)行狀態(tài)限定的特定的限制。已知的是飛行員具有可利用的不同的修正或者控制裝置，以滿足該會(huì)合。為了通過(guò)沿著一個(gè)航跡來(lái)滿足在空間的給定點(diǎn)的會(huì)合，可以有常規(guī)的裝置來(lái)弓I導(dǎo)飛機(jī)依照所述給定航跡飛行，例如，操控面(副翼，舵，垂直安定面)。為了滿足在空間給定點(diǎn)的能量會(huì)合——所述能量會(huì)合通過(guò)所述海拔高度以及速度的參數(shù)的結(jié)合來(lái)限定——可以存在不同的裝置-影響飛機(jī)的能量變化的所謂的常規(guī)短期手段，例如，發(fā)動(dòng)機(jī)和空氣制動(dòng)器；-由飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)配置允許的手段，例如，縫翼，襟翼以及起落架。后者影響飛機(jī)的升阻比，并因此，影響其在零推力下或多或少地保持其能量的能力；以及-操作手段，即豎直飛行計(jì)劃的修改，其更多基于在勢(shì)能和動(dòng)能之間的能量分配的概念；橫向飛行計(jì)劃的修改，其允許調(diào)整地面軌跡并因此允許用設(shè)定點(diǎn)調(diào)節(jié)飛機(jī)能量狀態(tài)；以及最后的，對(duì)由自動(dòng)油門伺服控制的設(shè)定點(diǎn)速度的修改。應(yīng)該注意的是，在每個(gè)時(shí)刻，飛機(jī)的能量變化由發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與飛機(jī)的總阻力之間的差給定，上述阻力來(lái)自空氣制動(dòng)器、縫翼和襟翼、以及起落架的綜合影響。已知有三種不同的方法來(lái)引導(dǎo)飛機(jī)根據(jù)每個(gè)軸從具有某一初始海拔高度和某一初始速度的空間的一個(gè) 給定點(diǎn)，飛向具有另一個(gè)(最終的)海拔高度和另一個(gè)(最終的)速度的空間的另一個(gè)點(diǎn)，即-手動(dòng)駕駛；-在選定模式中的自動(dòng)駕駛；以及-在管理模式中的自動(dòng)駕駛?，F(xiàn)在將詳細(xì)描述上述不同的慣用飛機(jī)駕駛方式。在手動(dòng)駕駛時(shí)，飛行員通過(guò)用于控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力、阻力裝置(空氣制動(dòng)器)、縫翼和襟翼的設(shè)定點(diǎn)位置(所有這些裝置影響飛機(jī)上的總能量變化)的各種控制桿和操縱桿(飛行員沿著期望的航跡駕駛，該航跡具有海拔高度，該海拔高度限定在勢(shì)能和動(dòng)能之間的能量分配)來(lái)在飛機(jī)的三個(gè)軸上控制飛機(jī)。飛行員可通過(guò)位于駕駛艙內(nèi)的各種顯示器追蹤飛機(jī)的變化以及其他參數(shù)，例如，速度、豎直速度、姿態(tài)等。被用來(lái)引導(dǎo)飛機(jī)朝向空間中一個(gè)點(diǎn)的手動(dòng)駕駛策略是由飛行員施加的。即使飛行員具有能力去引導(dǎo)飛機(jī)朝向目標(biāo)，也沒(méi)有任何東西可保證該飛行員的最優(yōu)性。事實(shí)上，飛行員必須通過(guò)使用發(fā)動(dòng)機(jī)控制桿或者空氣制動(dòng)器控制桿而以最佳狀態(tài)管理飛機(jī)的能量水平，同時(shí)使用在3個(gè)軸上控制飛機(jī)的操縱桿來(lái)提供能量分配。在進(jìn)場(chǎng)的情況下，飛行員還必須控制縫翼和襟翼的展開，這通常是通過(guò)為該目的提供的控制桿來(lái)進(jìn)行的。所述縫翼和襟翼的展開對(duì)飛機(jī)的性能具有直接的影響，因此，飛行員必須根據(jù)飛過(guò)的航跡以及目標(biāo)速度設(shè)定點(diǎn)來(lái)規(guī)劃該展開。在以上提及的優(yōu)選的情況下，如果飛機(jī)的升阻比下降太多，那么飛行員將手動(dòng)增加推力水平，從而保持所述航跡以及速度曲線。在相反的情況下(當(dāng)飛機(jī)的升阻比下降不夠多時(shí))，飛行員可手動(dòng)使用空氣制動(dòng)器。然而，發(fā)動(dòng)機(jī)以及空氣制動(dòng)器的使用不一定是最優(yōu)化的，而且依賴飛行員的技能。此外，為了簡(jiǎn)化和幫助飛行員在短時(shí)間內(nèi)駕駛飛機(jī)，他具有所謂的“選定”模式可使用，該“選定”模式激活所謂的“自動(dòng)駕駛”功能和/或激活所謂的“自推進(jìn)”功能，其中“自動(dòng)駕駛”功能適于以自動(dòng)的方式控制飛機(jī)航跡，“自推進(jìn)”功能能夠以自動(dòng)的方式控制飛機(jī)的速度或者發(fā)動(dòng)機(jī)的推力水平。自動(dòng)駕駛儀伺服控制專用于自動(dòng)駕駛的各種駕駛模式的飛機(jī)速度和航跡，所述各種駕駛模式尤其允許斜度維持、海拔高度改變、豎直速度維持、在航跡中的速度維持，等等。特別是在進(jìn)場(chǎng)階段使用更多的縫翼和襟翼、起落架和空氣制動(dòng)器的控制仍然是手動(dòng)的并且由飛行員負(fù)責(zé)。盡管這種模式有部分自動(dòng)的特點(diǎn)，但為了提供在空間中的會(huì)合而要采用的策略仍是由飛行員施加的，包括通過(guò)發(fā)送至自動(dòng)駕駛儀的設(shè)定點(diǎn)來(lái)進(jìn)行。引導(dǎo)策略(相對(duì)于在選定模式中的自動(dòng)駕駛)仍依賴飛行員并且不一定是最優(yōu)的。此外，飛行員還有所謂的“管理”模式可利用。這種模式也能激活“自動(dòng)駕駛”和/或自推進(jìn)，從而以自動(dòng)的方式控制航跡和速度，但具有如下區(qū)別駕駛設(shè)定點(diǎn)由飛行管理系統(tǒng)根據(jù)飛行員限定的飛行計(jì)劃來(lái)計(jì)算。這樣的航跡由FMS( “飛行管理系統(tǒng)”)類型的飛行管理系統(tǒng)限定，該飛行管理系統(tǒng)尤其使用飛機(jī)的性能模型。在一些情況下，待飛行的航跡可能需要使用空氣制動(dòng)器。在這種情況下，只有飛行員具有展開空氣制動(dòng)器的權(quán)限(手動(dòng)地)。在進(jìn)場(chǎng)的情況下，縫翼和襟翼、以及起落架的控制仍保持手動(dòng)并且是由飛行員負(fù)責(zé)。采用這種管理模式中的自動(dòng)駕駛，借助于計(jì)算確保實(shí)現(xiàn)飛機(jī)會(huì)合的可飛行航跡的FMS系統(tǒng)，獲得了飛行管理的更優(yōu)化的方法。應(yīng)注意的是，盡管自動(dòng)程度提高了，但一些裝置僅可手動(dòng)使用，即空氣制動(dòng)器、縫 翼、襟翼以及起落架。在當(dāng)前的飛機(jī)上，縫翼和襟翼配置的控制是通過(guò)位于駕駛艙內(nèi)的特定的控制桿手動(dòng)執(zhí)行的。縫翼和襟翼配置的改變由通過(guò)比較以校準(zhǔn)速度CAS表示的特征速度和飛機(jī)速度來(lái)決定。這樣的運(yùn)行速度如下所述-在平滑配置中的最小運(yùn)行速度(稱為“綠點(diǎn)速度”)。向配置I的轉(zhuǎn)換通常在這種速度下進(jìn)行。該速度特別地在平滑配置中提高最佳升阻比。其依賴飛機(jī)的海拔高度以及
質(zhì)量;-用于控制配置2的推薦速度(稱為“S速度”)。該速度依賴最小控制速度VMCL(最小監(jiān)測(cè)速度)、在配置I中的速度VSlg(保持均勻的直線飛行的最小速度)、以及在配置2中的速度VFE (所述配置能夠被激活時(shí)的最大速度)；-用于控制配置3的推薦速度(稱為“F2速度”)。該速度依賴最小監(jiān)測(cè)速度VMCL、在配置2中的速度VSlg、以及在配置3中的速度VFE ；以及-用于控制所謂“完整”配置的推薦速度(稱為“F3速度”)。該速度依賴最小監(jiān)測(cè)速度VMCL、在配置3中的速度VSlg、以及在所謂“完整”配置中的速度VFE。操作地，一旦配置2被展開，就控制起落架的展開。然而，通常來(lái)說(shuō)，起落架可在所述起落架的最大展開速度下被使用。因此，為了告知飛行員關(guān)于飛機(jī)的當(dāng)前能量狀態(tài)并協(xié)助他在進(jìn)場(chǎng)時(shí)進(jìn)行能量管理，從文獻(xiàn)US2008/0140272中已知的解決方法是允許預(yù)期過(guò)能量情形(over-energysituation)。這樣的解決方法的目的是在駕駛艙的界面ND (“導(dǎo)航顯示器”)上顯示兩個(gè)能量預(yù)測(cè)圓，從而告知飛行員關(guān)于其預(yù)測(cè)的在跑道入口處的能量狀態(tài)。這兩個(gè)計(jì)算的預(yù)測(cè)均考慮了標(biāo)準(zhǔn)降落(采用標(biāo)準(zhǔn)降落步驟的標(biāo)準(zhǔn)航跡，并根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)過(guò)程展開空氣動(dòng)力學(xué)配置和起落架)以及限制降落(預(yù)先展開空氣動(dòng)力學(xué)配置，預(yù)先展開起落架，最大化展開空氣制動(dòng)器)的假設(shè)。由于顯示了這樣的圓，飛行員可通過(guò)分別使用發(fā)動(dòng)機(jī)或者空氣制動(dòng)器來(lái)預(yù)期能量不足或者過(guò)能量狀態(tài)，并且因此能夠使飛機(jī)恢復(fù)到可接受的能量狀態(tài)。這種解決方法的意義在于告知飛行員關(guān)于它的能量狀態(tài)，然而，將要實(shí)施的修正仍由飛行員負(fù)責(zé)。而且，能量圓基于兩個(gè)航跡類型(極端航跡)并且無(wú)法對(duì)其它類型的中間航跡提供任何精確的指
/Jn ο因此，需要解決各種問(wèn)題-在直到到達(dá)最終目標(biāo)的整個(gè)航跡中始終告知飛行員它的能量狀態(tài)。文獻(xiàn)US2008/0140272建議的解決辦法在直到減速點(diǎn)的下降階段是很有用的，但其僅僅預(yù)先假定了駕駛飛機(jī)的兩個(gè)總體方案，而其自身不提供飛機(jī)駕駛的執(zhí)行；-協(xié)助飛行員進(jìn)行決策。在非標(biāo)稱的情況下(有風(fēng)的情況，過(guò)能量的情況，能量不足的情況)，飛行員必須使用其技能相對(duì)于飛機(jī)的當(dāng)前升阻比來(lái)使飛機(jī)的駕駛適應(yīng)變化的外部環(huán)境。飛行員必須利用其自己的經(jīng)驗(yàn)去估計(jì)使用不同裝置對(duì)隨后的能量狀態(tài)的影響。然而，這種估計(jì)是不精確的并且不是最優(yōu)的；以及-減少飛行員的工作負(fù)荷。事實(shí)上，盡管有各種自動(dòng)化水平，但一些裝置仍然是手動(dòng)控制的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服這些缺點(diǎn)。本發(fā)明涉及用于在飛行器沿著航跡飛行時(shí)，尤其是在為了著陸的進(jìn)場(chǎng)階段，對(duì)飛行器進(jìn)行優(yōu)化的能量管理從而在給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá) 所述航跡的給定點(diǎn)的方法，所述飛行器特別是飛機(jī)。為此，根據(jù)本發(fā)明，所述方法的特征在于，在飛機(jī)沿著所述航跡飛行直至所述給定點(diǎn)的過(guò)程中，自動(dòng)并且反復(fù)地執(zhí)行以下的連續(xù)步驟序列a)確定飛機(jī)的參數(shù)的當(dāng)前值；b)根據(jù)這些當(dāng)前值以及預(yù)定模型來(lái)計(jì)算飛機(jī)在所述點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，并反復(fù)地根據(jù)所述預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，確定飛機(jī)能量控制裝置的優(yōu)化控制命令，所述優(yōu)化控制命令是即時(shí)的(將立即通過(guò)合適的裝置應(yīng)用的)或者未來(lái)的(在隨后的時(shí)刻由正確的裝置來(lái)應(yīng)用所述命令)，使得它們?cè)试S飛機(jī)在所述給定的物理運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述給定點(diǎn)；以及 c)將如此確定的即時(shí)優(yōu)化控制命令應(yīng)用到所述能量控制裝置。此外，有利地，將關(guān)于由本發(fā)明提供的即時(shí)命令和未來(lái)命令的信息送回給機(jī)組人員。因此，借助于本發(fā)明，通過(guò)考慮飛機(jī)在要到達(dá)點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)經(jīng)由上述反復(fù)處理，可以自動(dòng)地確定允許飛機(jī)在具有所述給定運(yùn)行狀態(tài)的情況下到達(dá)所述點(diǎn)的優(yōu)化控制命令。此外，由于如下文詳述的這種處理是反復(fù)進(jìn)行的，因此在整個(gè)飛行過(guò)程中，使縫翼和襟翼以及起落架的控制適應(yīng)于飛機(jī)的當(dāng)前狀況。根據(jù)本發(fā)明，根據(jù)管理策略來(lái)優(yōu)化控制命令。有利地，在步驟b)中使用的管理策略對(duì)應(yīng)于手動(dòng)或自動(dòng)選擇的策略，即，由飛機(jī)的飛行員手動(dòng)選擇的策略或由飛行管理系統(tǒng)通過(guò)考慮由航空公司所制定的高水平設(shè)定點(diǎn)而自動(dòng)確定的策略。在選擇缺失的情況下，將能夠使用默認(rèn)的策略。在優(yōu)選實(shí)施例中，可以使用以下管理策略中的至少一個(gè)-噪聲降低策略；-燃料消耗減少策略；-乘客舒適度管理策略；-最大效率策略；-目的地距離管理策略；和-至少一個(gè)結(jié)合了至少兩種前述策略的混合策略。此外，根據(jù)本發(fā)明，提供了多種不同的模式，每個(gè)模式包括相關(guān)聯(lián)的特定的飛機(jī)能量控制裝置。有利地，考慮以下模式中的至少一些-用于縫翼和襟翼(限定飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)配置)以及起落架的控制模式；-用于空氣制動(dòng)器的控制模式；-用于發(fā)動(dòng)機(jī)的控制模式； -用于修改飛機(jī)的規(guī)劃的豎直航跡的裝置的控制模式；-用于修改飛機(jī)的規(guī)劃的橫向航跡的裝置的控制模式；以及-用于修改由自推進(jìn)伺服控制的設(shè)定點(diǎn)速度的裝置的控制模式。有利地，根據(jù)在步驟b)中使用的管理策略，在本發(fā)明的優(yōu)選應(yīng)用中，可以確定所述模式的優(yōu)先級(jí)順序，該優(yōu)先級(jí)順序允許在執(zhí)行本發(fā)明時(shí)自動(dòng)選擇要使用的模式。在次級(jí)應(yīng)用中，除了所述模式的優(yōu)先級(jí)順序，還可以同時(shí)應(yīng)用幾種模式。另外，有利地，對(duì)于每種模式，提供了預(yù)測(cè)模塊和優(yōu)化模塊，用于要應(yīng)用到與所述模式關(guān)聯(lián)的能量控制裝置的控制命令，并且所述模塊在步驟b)中執(zhí)行以確定所述優(yōu)化的控制命令。此外，有利地-上述模型包括以下要素中的至少一些風(fēng)模型，飛機(jī)的性能模型，對(duì)與能量監(jiān)測(cè)裝置關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器的動(dòng)力學(xué)的指示，以及對(duì)操作限制的指示；并且-在步驟c)中，將如在下文中詳述的信息呈現(xiàn)給飛行員涉及能量監(jiān)測(cè)裝置的控制的信息。此外，有利地，在能量控制裝置發(fā)生故障的情況下，對(duì)未發(fā)生故障的能量控制裝置執(zhí)行重新配置，如在下文中詳述的。因此，本發(fā)明具有許多優(yōu)點(diǎn)。尤其是，本發(fā)明允許-自動(dòng)地實(shí)現(xiàn)對(duì)一些能量控制裝置(所有或部分的)的相干控制；-實(shí)時(shí)地通過(guò)合適的運(yùn)行參數(shù)(速度、海拔高度等的指示)告知飛行員飛機(jī)的能量狀態(tài)，無(wú)論是即時(shí)的還是未來(lái)的。未來(lái)的狀態(tài)是在會(huì)合運(yùn)行狀態(tài)的給定點(diǎn)處的預(yù)測(cè)狀態(tài)；-實(shí)時(shí)地告知飛行員當(dāng)前時(shí)刻或未來(lái)時(shí)刻所應(yīng)用的控制以及它們對(duì)飛機(jī)的航跡和能量平衡的影響；以及-整體地減輕飛行員的駕駛負(fù)荷。本發(fā)明還涉及一種設(shè)備，用于在飛機(jī)(尤其是運(yùn)輸飛機(jī))沿著預(yù)定航跡飛行時(shí)，尤其是在為了降落在機(jī)場(chǎng)的跑道上的進(jìn)場(chǎng)階段，對(duì)飛機(jī)進(jìn)行優(yōu)化的能量管理從而在給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述航跡的給定點(diǎn)。根據(jù)本發(fā)明，所述設(shè)備的特征在于它包括-用于在飛機(jī)沿著所述航跡飛行直至所述給定點(diǎn)的過(guò)程中自動(dòng)地確定所述飛機(jī)的參數(shù)的當(dāng)前值的裝置；-根據(jù)這些當(dāng)前值以及預(yù)定模型來(lái)自動(dòng)計(jì)算飛機(jī)在所述點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)的裝置，以及反復(fù)地根據(jù)所述預(yù)測(cè)能量狀態(tài)自動(dòng)確定飛機(jī)能量控制裝置的優(yōu)化控制命令的裝置，所述優(yōu)化控制命令使得它們?cè)试S所述飛機(jī)在所述給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述給定點(diǎn)；-飛機(jī)能量控制裝置，將如此確定的所述優(yōu)化控制命令自動(dòng)應(yīng)用到所述飛機(jī)能量控制裝置。在一個(gè)特定實(shí)施例中，為飛行控制和飛行操作管理而提供的所述設(shè)備還包括
-顯示裝置，用于在顯示屏上將如下信息呈現(xiàn)給所述飛機(jī)的飛行員涉及所述能量控制裝置的控制的信息，如將在下文中詳述的；和/或-接口裝置，所述接口裝置允許操作者向所述設(shè)備中輸入數(shù)據(jù)，尤其是所選擇的管理策略。本發(fā)明還涉及一種飛行器，特別是飛機(jī)尤其是運(yùn)輸飛機(jī)，該飛行器設(shè)置有諸如上述設(shè)備的設(shè)備。


附圖中的各圖將用于理解本發(fā)明是如何實(shí)施的。在這些圖中，相同的標(biāo)記表示相似的元件。圖I是根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備的方框圖。圖2是示出飛機(jī)在兩點(diǎn)(起點(diǎn)與終點(diǎn))之間的能量曲線的實(shí)例的圖。圖3示意性地示出了與特定模式關(guān)聯(lián)并且包括預(yù)測(cè)模塊以及修正(或者最優(yōu)化)模塊的處理裝置。
具體實(shí)施例方式在圖I中示意性地顯示的、根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備I被設(shè)置用來(lái)在飛機(jī)(沒(méi)有顯示出)，特別是運(yùn)輸飛機(jī)，沿著軌跡飛行時(shí)執(zhí)行優(yōu)化能量管理，從而在給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述軌跡的一給定點(diǎn)Pf，尤其是在為了降落在機(jī)場(chǎng)的跑道上或者任何其它已知道路上的進(jìn)場(chǎng)階段。在圖2中，示出了飛機(jī)在空間的給定點(diǎn)PU在位置xi)與空間的另一個(gè)點(diǎn)Pf (在位置Xf)之間的比能量E的曲線的實(shí)例，其中給定點(diǎn)Pi具有某個(gè)初始高度hi以及某個(gè)初始速度Vi (限定比能量Ei)，另一個(gè)點(diǎn)Pf具有另一個(gè)最終海拔高度hf以及另一個(gè)最終速度Vf (限定比能量Ef)。通常，所述比能量Ei和Ef是由以下表達(dá)式限定(通過(guò)使用高度hi、hf以及速度Vi、Vf的對(duì)應(yīng)的值來(lái)替代h以及V)E = (V2/2g) +h根據(jù)本發(fā)明，所述設(shè)備I包括-將在下面進(jìn)行詳述的常用的信息源組2，該信息源組允許確定飛機(jī)的飛行參數(shù)的當(dāng)前值；-至少一個(gè)數(shù)據(jù)庫(kù)3，包括將在下面詳述的模型；-接口裝置4，特別是與屏幕關(guān)聯(lián)的鍵盤或者其它任何一種允許飛行員將數(shù)據(jù)，特別是管理策略，輸入所述設(shè)備I的慣用裝置；-信息處理單元5，其通過(guò)連接裝置6至8，分別連接至所述裝置2至4，并且被形成為用于·尤其根據(jù)這些當(dāng)前值以及這些模型來(lái)計(jì)算飛機(jī)在要到達(dá)的點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)；并且·根據(jù)預(yù)測(cè)能量狀態(tài)反復(fù)地確定用于飛機(jī)的能量控制的優(yōu)化控制命令，所述優(yōu)化控制命令使得它們?cè)试S飛機(jī)以所述給定的運(yùn)行能量狀態(tài)到達(dá)要到達(dá)的所述給定點(diǎn)；
-用于控制飛機(jī)能量的慣用系統(tǒng)SI至S6，對(duì)這些慣用系統(tǒng)自動(dòng)地應(yīng)用由信息處理單元5確定并適于經(jīng)由連接裝置LI至L6傳輸?shù)膬?yōu)化控制命令。根據(jù)本發(fā)明，設(shè)置了多個(gè)不同的系統(tǒng)SI至S6(分別對(duì)應(yīng)于如下文詳述的控制模式Ml至M6)，這些系統(tǒng)每個(gè)均包括關(guān)聯(lián)的用于飛機(jī)能量控制的特定裝置。更確切地，每個(gè)系統(tǒng)S1、S2、S3、S4、S5 和 S6 包括-慣用的處理單元譏、似、詘、況、邯和詘；以及-一個(gè)或多個(gè)慣用的致動(dòng)器Al、A2、A3、A4、A5和A6，這些致動(dòng)器由處理單元Ul、U2、U3、U4、U5和U6經(jīng)由連接裝置LI至L6來(lái)控制，以便致動(dòng)用于飛機(jī)能量控制的相關(guān)元件(發(fā)動(dòng)機(jī)、縫翼、襟翼、起落架等)。優(yōu)選地，設(shè)備I考慮了以下模式
-用于縫翼和襟翼(限定飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)配置)以及起落架的控制模式M1，該模式允許優(yōu)化這些元件以調(diào)整能量曲線并優(yōu)選地滿足穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)；-用于空氣制動(dòng)器的控制模式M2，其目的是增強(qiáng)飛機(jī)減小能量的能力；-用于發(fā)動(dòng)機(jī)推力的控制模式M3，其目的是幫助飛機(jī)趨向目標(biāo)能量水平；-用于修改飛機(jī)的豎直航跡的裝置的控制模式M4，其目的是調(diào)整能量曲線并優(yōu)選地滿足穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)；以及-用于修改飛機(jī)的橫向航跡的裝置的控制模式M5，其目的也是調(diào)整能量曲線并優(yōu)選地滿足穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)；以及-用于修改由自推進(jìn)伺服控制的設(shè)定點(diǎn)速度的裝置的控制模式M6，其目的也是調(diào)整能量變化率。模式M6利用了以下事實(shí)飛機(jī)飛行的速度會(huì)影響所述飛機(jī)的升阻比從而整體上影響其能量變化。下文將進(jìn)一步詳述模式Ml至M6的運(yùn)行。在圖I所示的特定實(shí)施例中，單元5和單元Ul至U6是飛機(jī)上同一計(jì)算器10尤其是慣用計(jì)算器的一部分。單元5包括-模式管理模塊11;-預(yù)測(cè)模塊12;以及-反復(fù)類型的修正模塊Cl至C6，它們分別與所述模式Ml至M6相關(guān)聯(lián)并且通過(guò)連接裝置13連接到所述模式管理模塊11，通過(guò)連接裝置14和15連接到所述預(yù)測(cè)模塊12。所述設(shè)備I還包括顯示裝置17，顯示裝置17通過(guò)連接裝置18連接到單元5，并且形成為用于在駕駛艙的顯示屏19上向飛機(jī)的飛行員呈現(xiàn)與本發(fā)明的執(zhí)行相關(guān)的信息，尤其是-與能量控制系統(tǒng)SI至S6的控制相關(guān)的信息，例如起落架或空氣制動(dòng)器的展開時(shí)機(jī)，或者空氣動(dòng)力學(xué)配置或發(fā)動(dòng)機(jī)或規(guī)劃的豎直航跡和橫向航跡的修改時(shí)機(jī)；以及-使用的飛行管理策略或者任何其它對(duì)飛行員有用的信息。在本發(fā)明的范圍內(nèi)，所述信息源組2可以包括，例如-ADC(空氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī))類型的空氣數(shù)據(jù)計(jì)算器；-至少一個(gè)IRS(慣性參考系)類型的慣性參考系；以及-FMS (飛行管理系統(tǒng))類型的飛行管理系統(tǒng)。
在一個(gè)特定實(shí)施例中，所述信息源組2向單元5提供以下當(dāng)前值中的至少一些(以下清單在括號(hào)中包含了相應(yīng)信息源的名稱)-進(jìn)場(chǎng)速度(FMS);-著陸配置(FMS);-風(fēng)模型(FMS)；-飛行計(jì)劃(FMS-“Navigation Data Base”，即導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù))；-減速海拔高度(FMS-導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù));-地面的海拔高度(FMS-導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù))；·
-起落架的位置(FG“Flight Guidance”，即飛行引導(dǎo)計(jì)算器)；-縫翼和襟翼的配置(FS)；-飛機(jī)的緯度和經(jīng)度(IRS)；-飛機(jī)的海拔高度(ADC)；-真實(shí)空速或TAS[ “True Airspeed” ] (ADC)；-修正速度或CAS[ “Calibrated Airspeed” ] (ADC)；-特征速度(FMS-“Performance Data Base”，即性能數(shù)據(jù)庫(kù))；以及-關(guān)于可能的故障能量控制裝置的信息，例如但不限于關(guān)于故障發(fā)動(dòng)機(jī)(全部或部分)的信息，關(guān)于縫翼和襟翼系統(tǒng)的部分或全部故障的信息，一個(gè)或多個(gè)阻力系統(tǒng)(空氣制動(dòng)器)的故障的信息。此外，數(shù)據(jù)庫(kù)3可以包括被單元5所使用的以下慣用要素中的至少一些風(fēng)模型，飛機(jī)的性能模型，對(duì)致動(dòng)器(與能量控制系統(tǒng)SI至S6關(guān)聯(lián)的)的動(dòng)力學(xué)的指示，以及對(duì)操作限制的指示。因此，通過(guò)上述的反復(fù)處理(考慮了飛機(jī)在將要到達(dá)的點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài))，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備I能夠自動(dòng)地確定優(yōu)化的控制命令，該優(yōu)化的控制命令允許飛機(jī)在所述給定運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述點(diǎn)，即在遵循所施加的所有限制(涉及能量狀態(tài)、空氣動(dòng)力學(xué)配置、起落架的位置等)的情況下到達(dá)所述點(diǎn)。另外，由于這種處理是反復(fù)進(jìn)行的，因此在整個(gè)飛行過(guò)程中設(shè)備I使所使用的能量控制系統(tǒng)SI至S6的控制適應(yīng)于飛機(jī)的當(dāng)前狀況。因此，所述設(shè)備I首先能夠在飛機(jī)的整個(gè)規(guī)劃進(jìn)場(chǎng)航跡中實(shí)時(shí)地告知飛機(jī)的能量狀態(tài)。除了這種預(yù)測(cè)之外，它還能夠根據(jù)管理策略(所謂的“高水平管理策略”)來(lái)控制一組能量控制系統(tǒng)S I至S6，所述管理策略的目的是提供飛機(jī)的能量會(huì)合。雖然不是排他性的，但本發(fā)明更特別地適用于為了降落在機(jī)場(chǎng)的跑道上或者降落在任何其他已知的道路上以便在最終降落之前到達(dá)預(yù)定點(diǎn)的進(jìn)場(chǎng)階段。在這樣的優(yōu)選情況下，目的在于保持某個(gè)航跡，然后使進(jìn)場(chǎng)的飛機(jī)穩(wěn)定，這在跑道入口前的空間中的某個(gè)點(diǎn)處進(jìn)行。因此，根據(jù)本發(fā)明，控制命令根據(jù)與由飛行員(通過(guò)裝置4)選擇的策略或者由飛行管理系統(tǒng)確定的策略相對(duì)應(yīng)的管理策略來(lái)進(jìn)行優(yōu)化，其中由飛行管理系統(tǒng)確定的策略考慮了由航空公司所制定的高水平設(shè)定點(diǎn)。在選擇缺失的情況下，可以使用默認(rèn)的策略。在優(yōu)選實(shí)施例中，可以使用以下管理策略中的至少一些-噪聲降低策略；
-燃料消耗減少策略；-乘客舒適度管理策略；-最大效率策略；-目的地距離管理策略；和-至少一個(gè)結(jié)合了至少兩種前述策略的混合策略。
模式管理模塊11，一種基于智能開關(guān)的系統(tǒng)，根據(jù)所施加的策略來(lái)選擇要激活的模式。實(shí)際上，對(duì)于每個(gè)管理策略，所述模塊11確定要考慮的模式的優(yōu)先級(jí)順序，從而允許在實(shí)施本發(fā)明時(shí)自動(dòng)選擇要使用的模式。因此，作為示例-對(duì)于噪聲降低策略，力圖不使用制造噪聲的致動(dòng)器，即發(fā)動(dòng)機(jī)和空氣制動(dòng)器。因此，如果選擇了類似的策略，則模式管理模塊11可給予模式M2和M3較低的優(yōu)先級(jí)。因此，模式優(yōu)先級(jí)順序?qū)⑹荕6, Ml，M4，M5，M2和M3 ；-對(duì)于燃料消耗減少策略，力圖不使用消耗燃料的致動(dòng)器。因此，如果選擇了類似策略，則模式管理模塊11可給予模式M3較低的優(yōu)先級(jí)。因此，模式優(yōu)先級(jí)順序?qū)⑹?M6，Ml, M2, M4, M5 和 M3 ；-對(duì)于乘客舒適度管理策略，力圖避免降低客艙中的舒適度。因此，如果選擇了類似策略，則模式管理模塊11可給予模式M2較低的優(yōu)先級(jí)，因?yàn)榭諝庵苿?dòng)器在展開的時(shí)候會(huì)產(chǎn)生振動(dòng)。因此，模式優(yōu)先級(jí)順序?qū)⑹荕6, Ml, M3, M4, M5和M2 ；-對(duì)于最大效率策略，力圖將優(yōu)先級(jí)給予具有最佳效率的致動(dòng)器以便在短期的時(shí)間范圍內(nèi)控制能量。因此，如果選擇了類似策略，則模式管理模塊11可將優(yōu)先級(jí)給予發(fā)動(dòng)機(jī)和空氣制動(dòng)器的使用，即模式M2和M3。因此，模式優(yōu)先級(jí)順序?qū)⑹荕2，M3，M1，M6，M4和M5。作為示例，可以在緊急降落的情況下使用這種策略。于是模式管理模塊11將優(yōu)先級(jí)給予空氣制動(dòng)器的使用，然后給予降落空氣動(dòng)力學(xué)配置和降落設(shè)定點(diǎn)速度的優(yōu)化；-對(duì)于目的地距離管理策略，力圖根據(jù)目標(biāo)來(lái)調(diào)整飛機(jī)的能量損失。作為示例，但不限于，在發(fā)動(dòng)機(jī)完全故障的情況下使用這種策略。信息源組2向設(shè)備I發(fā)送關(guān)于理想改航機(jī)場(chǎng)的信息，由此將其會(huì)合點(diǎn)位于改航機(jī)場(chǎng)跑道上的運(yùn)行狀態(tài)定義為目標(biāo)。因此，在降落結(jié)束時(shí)使用模式Ml和M2之前，模式管理模塊11將首先把優(yōu)先級(jí)給予模式M6、M4和M5 (有利調(diào)整降落設(shè)定點(diǎn)速度、豎直航跡和橫向航跡)。在這種情況下，模式M3是禁止的；和-對(duì)于混合策略，考慮組合前述模式中的一些。作為示例，在檢測(cè)到“過(guò)能量”的情況下，可以展開空氣制動(dòng)器并稍微修改豎直剖面(vertical profile)。這種解決方案(混合策略)可以擴(kuò)展到其它組合，例如-空氣制動(dòng)器和豎直航跡；-發(fā)動(dòng)機(jī)和豎直航跡；-縫翼、襟翼、起落架和空氣制動(dòng)器；-縫翼、襟翼、起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)；-設(shè)定點(diǎn)速度和空氣制動(dòng)器；-縫翼、襟翼、起落架和豎直航跡，等。此外，在能量控制系統(tǒng)SI、S2、S3、S4、S5、S6發(fā)生故障的情況下，設(shè)備I可以對(duì)未發(fā)生故障的能量控制系統(tǒng)進(jìn)行重新配置。因此，作為例示
-在用于縫翼和襟翼的控制系統(tǒng)SI發(fā)生故障時(shí)，在“過(guò)能量”的情況下設(shè)備I可以使用空氣制動(dòng)器和航跡修改。另外，在“能量不足”的情況下它可以使用發(fā)動(dòng)機(jī)和航跡修改；以及-在用于空氣制動(dòng)器的控制系統(tǒng)S2發(fā)生故障時(shí)，在“過(guò)能量”的情況下設(shè)備I可以利用縫翼、襟翼和起落架的控制以及航跡修改；-在發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障時(shí)，在“能量不足”的情況下設(shè)備I可以利用縫翼、襟翼和起落架的控制以及航跡修改。如圖3 —般性示出的，對(duì)于每個(gè)模式Mn (η是從I至5的整數(shù))，設(shè)備I包括相互配合的預(yù)測(cè)模塊12和優(yōu)化(或修正)模塊Cn，優(yōu)化模塊Cn經(jīng)由連接裝置LI傳輸優(yōu)化的控制命令。為此，預(yù)測(cè)模塊12 (或優(yōu)化模塊Cn)經(jīng)由連接裝置Fn接收一組(進(jìn)行相應(yīng)的處理所需的)信息，包括(由裝置2產(chǎn)生的)參數(shù)的當(dāng)前值?？梢詾槊總€(gè)模式Ml至Mn設(shè)置一個(gè)·預(yù)測(cè)模塊，或者可以為各種模式設(shè)置共同的預(yù)測(cè)模塊12，如圖I所示。下文將詳述在本發(fā)明中可以考慮的各種模式。關(guān)于模式M1，根據(jù)規(guī)劃的豎直航跡和橫向航跡(經(jīng)由連接裝置Fl接收)、空氣制動(dòng)器的給定位置、以及給定的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，設(shè)備I能夠首先預(yù)測(cè)飛機(jī)的能量狀況，這是借助于預(yù)測(cè)模塊12進(jìn)行的。并行地，相應(yīng)的優(yōu)化模塊Cl能夠反復(fù)地優(yōu)化縫翼、襟翼和起落架的控制序列從而調(diào)整整體的能量曲線，尤其是為了使飛機(jī)恢復(fù)在穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)上。對(duì)于此模式Ml，優(yōu)選地執(zhí)行以下操作序列al)計(jì)算通過(guò)預(yù)測(cè)模塊12預(yù)測(cè)的能量曲線；a2)為此預(yù)測(cè)的能量曲線，計(jì)算能量誤差(對(duì)應(yīng)于預(yù)測(cè)能量與設(shè)定點(diǎn)能量之間的差);a3)如果能量誤差不穩(wěn)定(含義是它不收斂)，則反復(fù)地執(zhí)行以下操作·計(jì)算控制命令在要達(dá)到的目標(biāo)上的效率(efficiency)； 計(jì)算要對(duì)控制命令應(yīng)用的修正量；和 更新控制命令； 然后返回到步驟al);以及a4)如果能量誤差穩(wěn)定(含義是它收斂)且被最小化，則獲得了所追求的所述優(yōu)化的控制命令(對(duì)應(yīng)于實(shí)現(xiàn)能量誤差的該穩(wěn)定和最小化時(shí)的控制命令)。此外-所述預(yù)測(cè)模塊12通過(guò)針對(duì)沿著直到所述給定點(diǎn)的航跡的多個(gè)連續(xù)區(qū)段進(jìn)行逐步計(jì)算而預(yù)測(cè)在所述給定點(diǎn)處的能量，每個(gè)區(qū)段對(duì)應(yīng)于恒定空氣動(dòng)力學(xué)配置階段或者對(duì)應(yīng)于空氣動(dòng)力學(xué)配置過(guò)渡階段，在任何區(qū)段結(jié)束時(shí)預(yù)測(cè)的參數(shù)被用作緊接著下一區(qū)段的初始參數(shù)；并且-所述優(yōu)化模塊CI尤其計(jì)算要對(duì)控制命令應(yīng)用的修正量以便能夠消除能量誤差。關(guān)于模式M2，根據(jù)規(guī)劃的豎直航跡和橫向航跡并根據(jù)用于縫翼、襟翼和起落架的給定控制序列、以及給定的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，設(shè)備I能夠首先預(yù)測(cè)飛機(jī)的能量狀況，這是借助于預(yù)測(cè)模塊12進(jìn)行的。并行地，相應(yīng)的優(yōu)化模塊C2能夠計(jì)算需要的展開時(shí)間并控制空氣制動(dòng)器的展開以減少能量，尤其是為了使飛機(jī)恢復(fù)在穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)上。
此外，關(guān)于模式M3，根據(jù)規(guī)劃的豎直航跡和橫向航跡并根據(jù)用于縫翼、襟翼和起落架的給定控制序列、以及給定的空氣制動(dòng)器位置，設(shè)備I能夠首先預(yù)測(cè)飛機(jī)的能量狀況，這是借助于預(yù)測(cè)模塊12進(jìn)行的。并行地，相應(yīng)的優(yōu)化模塊C3能夠計(jì)算使用自動(dòng)油門所需的時(shí)間并控制所述自動(dòng)油門以維持飛機(jī)的當(dāng)前速度CAS，從而避免飛機(jī)的減速，尤其是為了使飛機(jī)恢復(fù)在穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)上。另外，關(guān)于模式M4，根據(jù)規(guī)劃的橫向航跡和用于縫翼、襟翼和起落架的給定控制序列、以及給定的空氣制動(dòng)器位置和給定的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，設(shè)備I能夠首先預(yù)測(cè)飛機(jī)的能量狀況，這是借助于預(yù)測(cè)模塊12進(jìn)行的。并行地，相應(yīng)的優(yōu)化模塊C4能夠優(yōu)化豎直航跡或控制豎直航跡的優(yōu)化(通過(guò)第三系統(tǒng))，從而允許調(diào)整飛機(jī)的能量曲線，尤其是為了使飛機(jī)恢復(fù)在穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)上。對(duì)于此模式M4，優(yōu)選地執(zhí)行以下操作序列A/根據(jù)所確定的當(dāng)前值、理論豎直航跡、和預(yù)定模型，通過(guò)計(jì)算來(lái)預(yù)測(cè)穩(wěn)定海拔高 度，在該穩(wěn)定海拔高度下飛機(jī)將達(dá)到進(jìn)場(chǎng)速度；B/將預(yù)測(cè)的穩(wěn)定海拔高度與穩(wěn)定海拔高度設(shè)定點(diǎn)進(jìn)行比較；以及C/當(dāng)預(yù)測(cè)的穩(wěn)定海拔高度與設(shè)定點(diǎn)穩(wěn)定海拔高度之間的差的絕對(duì)值大于預(yù)定的海拔高度閾值時(shí)，建立根據(jù)飛機(jī)的當(dāng)前海拔高度優(yōu)化的豎直航跡。該優(yōu)化的豎直航跡包含在兩個(gè)極端豎直航跡之間，即包含在最小豎直航跡和最大豎直航跡之間。只要預(yù)測(cè)的穩(wěn)定海拔高度與設(shè)定點(diǎn)穩(wěn)定海拔高度之間的差的絕對(duì)值仍然大于海拔高度閾值，就反復(fù)執(zhí)行步驟A/、B/和C/，在步驟A/期間，用前一次反復(fù)過(guò)程中所建立的優(yōu)化航跡來(lái)代替理論豎直航跡。此外，關(guān)于模式M5，根據(jù)規(guī)劃的豎直航跡和用于縫翼、襟翼和起落架的給定控制序列、以及給定的空氣制動(dòng)器位置和給定的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，設(shè)備I能夠首先預(yù)測(cè)飛機(jī)的能量狀況，這是借助于預(yù)測(cè)模塊12進(jìn)行的。并行地，相應(yīng)的優(yōu)化模塊C5能夠控制橫向航跡的優(yōu)化，從而能夠調(diào)整飛機(jī)的能量曲線，尤其是為了使飛機(jī)恢復(fù)在穩(wěn)定的進(jìn)場(chǎng)上。此外，關(guān)于模式M6，根據(jù)用于縫翼、襟翼和起落架的給定控制序列、以及空氣制動(dòng)器和發(fā)動(dòng)機(jī)的給定位置，設(shè)備I能夠首先確定合適的能量變化以通過(guò)目標(biāo)運(yùn)行狀態(tài)達(dá)到給定的能量會(huì)合，這是借助于預(yù)測(cè)模塊12進(jìn)行的。并行地，優(yōu)化模塊C6能夠控制設(shè)定點(diǎn)速度，一種由自推進(jìn)伺服控制的速度，這意味著所得到的飛機(jī)升阻比最終貢獻(xiàn)于合適的能量變化，這種能量變化由預(yù)測(cè)模塊12計(jì)算。因此，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備I具有多個(gè)優(yōu)點(diǎn)。尤其是，它允許-自動(dòng)地提供對(duì)一些能量控制裝置(所有或部分的)的相干控制；-實(shí)時(shí)地通過(guò)合適的運(yùn)行參數(shù)(速度、海拔高度等的指示)告知飛行員飛機(jī)的能量狀態(tài)，無(wú)論是即時(shí)的還是未來(lái)的。未來(lái)的狀態(tài)是在會(huì)合運(yùn)行狀態(tài)的給定點(diǎn)處的預(yù)測(cè)的狀態(tài)；-實(shí)時(shí)地告知飛行員當(dāng)前時(shí)刻或未來(lái)時(shí)刻所應(yīng)用的控制以及它們對(duì)飛機(jī)的航跡和能量平衡的影響；-整體地減輕飛行員的駕駛負(fù)荷；以及-以給定的運(yùn)行狀態(tài)在空間的給定點(diǎn)處滿足飛機(jī)會(huì)合，以(在特定情況下)提供進(jìn)場(chǎng)飛機(jī)的穩(wěn)定會(huì)合。
權(quán)利要求
1.一種用于在飛行器沿著預(yù)定航跡飛行時(shí)對(duì)飛行器進(jìn)行優(yōu)化的能量管理從而在給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述航跡的給定點(diǎn)的方法，所述給定的運(yùn)行狀態(tài)由一組限制表征，在所述方法中，在所述飛行器沿著所述航跡飛行直至所述給定點(diǎn)的過(guò)程中，自動(dòng)并且反復(fù)地執(zhí)行以下的連續(xù)步驟序列 a)確定所述飛行器的參數(shù)的當(dāng)前值； b)借助于至少一個(gè)預(yù)測(cè)模塊(12)根據(jù)這些當(dāng)前值以及預(yù)定模型來(lái)計(jì)算所述飛行器在所述點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，并反復(fù)地根據(jù)所述預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，依據(jù)管理策略借助于至少一個(gè)優(yōu)化模塊(Cn)來(lái)確定飛行器能量控制裝置(SI，S2，S3，S4, S5, S6)的優(yōu)化控制命令，所述優(yōu)化控制命令使得它們?cè)试S所述飛行器在所述給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述給定點(diǎn)；以及 c)將如此確定的所述優(yōu)化控制命令應(yīng)用到所述飛行器能量控制裝置(SI，S2，S3，S4，S5, S6)， 根據(jù)所述方法，提供了多種不同的模式，每個(gè)模式與特定的能量控制裝置關(guān)聯(lián)，根據(jù)在步驟b)中使用的管理策略，通過(guò)模式管理模塊(11)來(lái)確定所述模式的優(yōu)先級(jí)順序，該優(yōu)先級(jí)順序允許選擇使用的模式。
2.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，在步驟b)中使用的管理策略對(duì)應(yīng)于選定策略，并且在選擇缺失的情況下，對(duì)應(yīng)于默認(rèn)策略。
3.如權(quán)利要求I和2中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，在步驟b)中，能夠使用以下管理策略中的至少一個(gè) -噪聲降低策略； -燃料消耗減少策略； -乘客舒適度管理策略； -最大效率策略； -目的地距離管理策略；和 -至少一個(gè)結(jié)合了至少兩種前述策略的混合策略。
4.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，在步驟c)中，在顯示屏(19)上將如下信息呈現(xiàn)給所述飛行器的飛行員涉及所述能量控制裝置的控制的信息。
5.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，對(duì)于用于所述飛行器的縫翼和襟翼以及起落架的控制模式，在步驟b)中執(zhí)行以下操作 al)通過(guò)所述預(yù)測(cè)模塊(12)計(jì)算預(yù)測(cè)的能量曲線； a2)為此預(yù)測(cè)的能量曲線，計(jì)算能量誤差； a3)如果所述能量誤差不穩(wěn)定，則反復(fù)地執(zhí)行以下操作，這些操作是 計(jì)算所述控制命令在要達(dá)到的目標(biāo)上的效率； 計(jì)算要對(duì)所述控制命令應(yīng)用的修正量；和 更新所述控制命令； 然后返回到步驟al);以及 a4)如果所述能量誤差穩(wěn)定且被最小化，則獲得了所追求的所述優(yōu)化控制命令。
6.如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述預(yù)測(cè)模塊(12)通過(guò)針對(duì)沿著直到所述給定點(diǎn)的航跡的多個(gè)連續(xù)區(qū)段進(jìn)行逐步計(jì)算而預(yù)測(cè)在所述給定點(diǎn)處的能量，每個(gè)區(qū)段對(duì)應(yīng)于恒定空氣動(dòng)力學(xué)配置階段或者對(duì)應(yīng)于空氣動(dòng)力學(xué)配置過(guò)渡階段，在任何區(qū)段結(jié)束時(shí)預(yù)測(cè)的參數(shù)被用作緊接著下一區(qū)段的初始參數(shù)；并且特征在于，所述優(yōu)化模塊(Cl)計(jì)算要對(duì)所述控制命令應(yīng)用的修正量以便能夠消除所述能量誤差。
7.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，考慮以下模式中的至少一些 -用于縫翼和襟翼的控制模式； -用于空氣制動(dòng)器的控制模式； -用于發(fā)動(dòng)機(jī)的控制模式； -用于修改所述飛行器的規(guī)劃的豎直航跡的裝置的控制模式； -用于修改所述飛行器的規(guī)劃的橫向航跡的裝置的控制模式；以及 -用于修改由自推進(jìn)伺服控制的設(shè)定點(diǎn)速度的裝置的控制模式。
8.如權(quán)利要求5至7中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，對(duì)于每種模式，提供了預(yù)測(cè)模塊(12)和優(yōu)化模塊(Cn)，用于要應(yīng)用到與所述模式關(guān)聯(lián)的能量控制裝置的控制命令，并且所述模塊(12，Cn)在步驟b)中執(zhí)行以確定所述優(yōu)化控制命令。
9.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，所述模型包括以下要素中的至少一些風(fēng)模型，飛行器的性能模型，對(duì)與能量控制裝置關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器的動(dòng)力學(xué)的指示，以及對(duì)操作限制的指示。
10.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，在能量控制裝置發(fā)生故障的情況下，對(duì)未發(fā)生故障的能量控制裝置執(zhí)行重新配置。
11.一種用于在飛行器沿著航跡飛行時(shí)對(duì)飛行器進(jìn)行優(yōu)化的能量管理從而在給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述航跡的給定點(diǎn)的設(shè)備，所述給定的運(yùn)行狀態(tài)由一組限制表征，所述設(shè)備(I)包括 -用于在所述飛行器沿著所述航跡飛行直至所述給定點(diǎn)的過(guò)程中確定所述飛行器的參數(shù)的當(dāng)前值的裝置⑵； -包括至少一個(gè)預(yù)測(cè)模塊(12)和至少一個(gè)優(yōu)化模塊(Cn)的裝置(5)，所述至少一個(gè)預(yù)測(cè)模塊(12)根據(jù)這些當(dāng)前值以及預(yù)定模型來(lái)計(jì)算在所述點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，所述至少一個(gè)優(yōu)化模塊(Cn)反復(fù)地根據(jù)所述預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，依據(jù)管理策略來(lái)確定飛行器能量控制裝置的優(yōu)化控制命令，所述優(yōu)化控制命令使得它們?cè)试S所述飛行器在所述給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)所述給定點(diǎn)； -飛行器能量控制裝置(SI，S2，S3，S4，S5，S6)，將如此確定的所述優(yōu)化控制命令應(yīng)用到所述飛行器能量控制裝置(SI，S2，S3，S4，S5，S6)，提供了多種不同的模式，每個(gè)模式與特定的能量控制裝置關(guān)聯(lián)；以及 -模式管理模塊(11)，其針對(duì)每種管理策略確定模式的優(yōu)先級(jí)順序，該優(yōu)先級(jí)順序允許選擇要使用的模式。
12.如權(quán)利要求11所述的設(shè)備，其特征在于，所述設(shè)備還包括顯示裝置(17)，用于在顯示屏(19)上將如下信息呈現(xiàn)給所述飛行器的飛行員涉及所述能量控制裝置的控制的信肩、O
13.如權(quán)利要求11和12中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于，所述設(shè)備還包括接口裝置(4)，所述接口裝置(4)允許操作者向所述設(shè)備(I)中輸入數(shù)據(jù)。
14.一種飛行器，其特征在于，包括諸如權(quán)利要求11至13中任一項(xiàng)所述設(shè)備的設(shè)備⑴。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于飛行器的能量的最優(yōu)管理的方法以及設(shè)備。該設(shè)備包括用于如下目的的裝置(5)根據(jù)預(yù)測(cè)能量狀態(tài)并依據(jù)管理策略來(lái)反復(fù)地確定飛行器能量控制裝置(S1，S2，S3，S4，S5，S6)的最優(yōu)控制，所述最優(yōu)控制允許飛行器在給定的運(yùn)行狀態(tài)下到達(dá)航跡的給定點(diǎn)。
文檔編號(hào)G08G5/00GK102903262SQ20121033233
公開日2013年1月30日 申請(qǐng)日期2012年7月29日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月29日
發(fā)明者F·康斯坦, M·勒費(fèi)布夫雷 申請(qǐng)人:空中客車運(yùn)營(yíng)簡(jiǎn)化股份公司