持續定位器捕捉制造技術

儀表著陸系統（“ILS”）定位器捕捉歷史上基于定位器偏差和偏差率的錯誤估計而傾向于性能衰退。ILS波束的角特性和波束相對狹窄的被信任的線性航線指導區段是許多這樣問題的主因。非常希望當被自動駕駛儀和/或飛行指揮儀系統使用時，將角指導數據轉換為線性形式，所述線性形式允許關于到跑道入口的距離的更持續的穩定性和性能。本文中公開的系統和方法用于將定位器角數據準確地轉換為定位器線性數據，因此允許提高的定位器捕捉性能和穩定性。

【技術實現步驟摘要】
【國外來華專利技術】持續定位器捕捉
技術介紹
儀表著陸系統（“ILS”）是支持對飛機接近跑道和在跑道上著陸的高精度指導的系統。ILS典型地包括在地面上的發射器和天線陣列，在飛機上的接收器和天線，以及在飛機上對飛行乘務員的顯示。自動駕駛儀和/或飛行指揮儀也可以在飛機上被使用。ILS的提供橫向指導的部分被稱為定位器。通過下滑部分提供垂直指導。定位器和下滑部分以被稱為ILS角偏差的角誤差的形式向飛機提供其與期望的接近路徑分離的指示。準備執行著陸接近的飛機一定飛行于與定位器相交的飛行路徑。由于飛機靠近期望的接近路徑（即，定位器的零位），飛機執行一次轉動以捕捉所述零位。這個轉動典型地被執行以響應于遵循顯示器上的原始偏差由飛行員提供的操控輸入，響應于遵循從飛行指揮儀系統接收的指導由飛行員提供的操控輸入，或響應于遵循由ILS提供的指導由自動駕駛儀系統提供的操控輸入。在成功的捕捉飛行動作以后，飛機的飛行路徑將與跑道中心線處于一條直線。理想地，飛機將執行單個轉動以捕捉定位器零位，并且在完成它的轉動之前將不飛行通過零位（過沖）。當試圖在距ILS定位器發射器的不同距離處執行持續的定位器捕捉時，ILS偏差的固有的角特性提出了挑戰。在裝備有飛行指揮儀和/或自動駕駛儀系統的飛機上，將ILS角偏差轉換為ILS線性偏差是有益的，以便無論距ILS定位器發射器的距離如何，持續的定位器捕捉指導都可以被提供。在一些飛機上，用于將ILS角偏差轉換為ILS線性偏差的距離估計易于出現誤差。通常使用無線電高度和下滑誤差構成距離估計。地形影響、變化的跑道長度、不正常的下滑角度或試圖在接收到有效無線電高度和/或下滑偏差之前進行的定位器捕捉均可導致不精準的距離估計。這種不精準的距離估計可能進而將不精準的定位器偏差和偏差率數據提供到定位器控制規則，并且導致衰退的定位器捕捉性能，該衰退的定位器捕捉性能的特征在于在捕捉飛行動作期間連同附加的過沖的不期望的橫滾和/或偏航高度輪廓/剖面（profile）。此外，被用于將ILS角偏差轉換為ILS線性偏差的誤差轉換因子表明其自身為控制規則中的定位器偏差反饋循環上的增益。這個已知的不準確的來源要求定位器偏差反饋循環中的減少的控制規則增益，以及犧牲有利于魯棒的性能。這個已知的誤差來源也促使花費額外的時間和努力來設計和測試控制規則，這是因為設計者必須顯示出控制規則對一系列廣泛的目的地設施屬性和接近幾何形狀的魯棒性。在實踐中，大定位器過沖是普遍的。這主要是由于以下事實：可靠提供飛機位移的準確指示的定位器波束的部分是相對狹窄的。這個被稱為航線指導區段的部分可以僅是關于定位器零位的大約+/-2度的弧形。如果飛機直到遇到這個區段才開始其轉動，則飛機可能具有比完成其轉動所要求的更小的物理距離，以避免過沖。如果飛機以大相交角、高地面速度與定位器相交，或飛機接近飛機場（其中恒定的角波束寬度對應于較小的物理距離），則過沖的傾向劇增。當前的飛機系統不開始定位器捕捉飛行動作直到達到定位器波束的線性部分（即航線指導區段），并且因此傾向于大的過沖。本專利技術在本文中提供了關于這些和其他的考慮。
技術實現思路
本文說明了持續的ILS定位器捕捉的概念和技術。根據本文中公開的概念和技術，用于準確地將定位器角度數據轉換為定位器線性數據的方法被提供，以便定位器偏差和偏差率能夠以大于當前方法的準確度被估計。根據一個方面，用于在朝向跑道的最終接近期間指導飛機的方法包括：接收飛機的地理位置，跑道的跑道入口的地理位置，跑道的跑道長度以及跑道的跑道方位角。所述方法進一步包括利用飛機的地理位置和跑道入口的地理位置來計算從飛機到跑道入口的距離以及到跑道入口的方位。所述方法進一步包括利用跑道的跑道方位角把從飛機到跑道入口的距離投影為沿跑道分量和跨跑道分量，并且通過把跑道長度添加到從飛機到跑道入口的距離的投影的沿跑道分量中而計算從飛機到定位器發射器的距離。所述方法仍進一步包括部分地利用從飛機到定位器發射器的距離而將定位器角偏差轉換為定位器線性偏差。應該意識到，上述主題可以被實施為計算機控制的設備、計算機處理、計算系統或作為制造的物品，例如計算機可讀存儲介質。特別的，上述主題可以實施在航空電子系統的一個或多個組件中。這些和各種其他的特點將通過閱讀以下具體實施方式和瀏覽相關聯的附圖而變得顯然。本
技術實現思路
被提供以便以簡化形式在下面的具體實施方式中進一步描述選擇的概念。本
技術實現思路
不意圖確定要求保護的主題的關鍵特征或必要特征，本
技術實現思路
也不意圖用于限制要求保護的主題的范圍。此外，要求保護的主題不限于解決在本專利技術的任何部分中指出的任何或所有缺點的實施方式。附圖說明圖1是說明根據示例性實施例的用于估計在沿跑道的軸線中的從飛機到定位器發射器的距離的示例性方法的俯視圖的圖示，所述沿跑道的軸線被用于儀表著陸系統（“ILS”）定位器捕捉飛行動作中。圖2是說明根據示例性實施例的其中可以實施用于執行定位器捕捉的方法的航空電子系統的框圖。圖3是說明了根據示例性實施例的用于估計在沿跑道的軸線中的從飛機到定位器發射器的距離的方法的各個方面的流程圖，所述沿跑道的軸線被用于ILS定位器捕捉飛行動作中。具體實施方式下列詳細的描述針對持續的定位器捕捉的概念和技術。根據本文描述的概念和技術，可機載地應用于飛機上的關于飛機當前位置（例如，緯度和經度）和目的地跑道的位置（例如，緯度和經度）的信息被用以確定更準確的距離測量，此距離測量用于從固有的角偏差到線性偏差的儀表著陸系統（“ILS”）偏差的轉換，因此增強了定位器捕捉性能和穩定性。在描述附圖之前，當前的ILS的一些重要細節將被描述以幫助辨別在文中展示的用于持續定位器捕捉的新穎的概念和技術。如上所述，ILS指導是固有地成角度的并且僅被提供在被稱為航線指導區段的狹窄區域，在該區域中，由飛機接收的角度偏置正確地報告飛機距目的地跑道的中線的距離。所述目的地跑道的中線也被稱為ILS定位器零位。所述狹窄航線指導區段限制定時，在此定時期間，飛機可以起動或捕捉ILS定位器。如果跑道中線被投影出定位器捕捉的預期點，并且如果飛機正在以特定的地面速度和特定的攔截角度朝向飛機試圖捕捉的最終接近航線接近，則存在物理點，在該物理點處，飛機需要起動轉動以便積聚到特定的傾斜角（例如，30度）并且執行跑道中線（即ILS定位器零位）的一個轉動捕捉以獲得沒有過沖的最終的接近航線。給定上述要求，存在距ILS定位器零位的特定距離，在該距離處，飛機需要被定位以便起動恰當的轉動，從而有效（即，沒有過沖）捕捉ILS定位器零位。對于一系列廣泛的定位器捕捉，航線指導區段不足夠寬以允許飛機足夠早地起動定位器捕捉以便在一個轉動中捕捉定位器零位。典型地，航線指導區段的狹窄屬性限制飛機執行一個轉動捕捉并且導致在試圖捕捉期間跑道中線的過沖。這方面被美國專利No.7941251（“‘251專利”）關注，其整體作為參考合并于此。在‘251專利里，飛行管理計算機數據被用于指示自動駕駛儀何時起動轉動，即使飛機不位于航線指導區段內。這個開始在正確方向上的轉動的指示不基于ILS指導，但是基于最終的接近航線偏差數據并且使用自動駕駛儀中的控制規則，該自動駕駛儀在恰當的方向上轉動飛機，直到飛機攔截并且進入航線指導區段，在該點處，ILS指導數據被用于完成捕捉。在對于定位本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種用于在朝向跑道的最終接近期間指導飛機的方法，所述方法包含：接收所述飛機（102）的地理位置；接收跑道（106）的跑道入口（112）的地理位置；接收跑道（106）的跑道方位角（118）；使用飛機（102）的地理位置和所述跑道入口（112）的所述地理位置計算從飛機（102）到所述跑道入口（112）的距離；使用飛機（102）的所述地理位置和所述跑道入口（112）的所述地理位置計算到跑道入口（112）的方位；使用所述跑道（106）的所述跑道方位角（118）將從飛機到所述跑道入口（112）的距離投影為沿跑道分量和跨跑道分量；確定從跑道入口（112）到定位器發射器（104）的距離；使用從所述跑道入口（112）到定位器發射器（104）的距離來計算從飛機（102）到所述定位器發射器（104）的距離；部分地使用從飛機（102）到所述定位器發射器（104）的距離將定位器角偏差轉換為定位器線性偏差；并且將所述定位器線性偏差提供到指導系統以便在朝向跑道（106）的最終接近期間指導飛機（102）。

【技術特征摘要】
【國外來華專利技術】2011.09.08 US 13/227,9111.一種用于在朝向跑道的最終接近期間指導飛機的方法，所述方法包含：接收所述飛機(102)的地理位置；接收跑道(106)的跑道入口(112)的地理位置；接收跑道(106)的跑道方位角(118)；使用飛機(102)的地理位置和所述跑道入口(112)的所述地理位置計算從飛機(102)到所述跑道入口(112)的距離；使用飛機(102)的所述地理位置和所述跑道入口(112)的所述地理位置計算到跑道入口(112)的所述地理位置的方位；使用所述跑道(106)的所述跑道方位角(118)將從飛機的所述地理位置到所述跑道入口(112)的所述地理位置的距離投影為沿跑道分量和跨跑道分量；確定從跑道入口(112)的所述地理位置到定位器發射器(104)的地理位置的距離；使用從所述跑道入口(112)的所述地理位置到定位器發射器(104)的所述地理位置的距離來計算沿著所述跑道(106)從飛機(102)的所述地理位置到所述定位器發射器(104)的所述地理位置的地理距離；部分地使用沿著所述跑道(106)從飛機(102)的所述地理位置到所述定位器發射器(104)的所述地理位置的距離將定位器角偏差轉換為定位器線性偏差；并且將所述定位器線性偏差提供到指導系統以便在朝向跑道(106)的最終接近期間指導飛機(102)。2.根據權利要求1所述的方法，進一步包括接收所述跑道(106)的跑道長度，并且其中：確定從所述跑道入口(112)到所述定位器發射器(104)的距離包括將從所述跑道入口(112)到所述定位器發射器(104)的距離確定為所述跑道長度；并且計算從所述飛機(102)到所述定位器發射器(104)的距離包括通過將從所述跑道入口(112)到所述定位器發射器(104)的距離添加到從飛機到所述跑道入口(112)的所述距離的投影的沿跑道分量中而計算從所述飛機(102)到所述定位器發射器(104)的所述距離。3.根據權利要求2所述的方法，其中所述跑道長度包括：不是所述跑道(106)的實際跑道長度的標準跑道長度；或所述跑道(106)的實際跑道長度。4.根據權利要求3所述的方法，其中計算從所述飛機(102)到所述定位器發射器(104)的所述距離根據下列公式執行：dist_to_loc＝dist_to_rwy_thd*cos(brg_to_thd-rwy_azmth)+dist_from_rwy_thd_to_loc，其中dist_to_loc是在沿跑道軸線中的從飛機(102)到所述定位器發射器(104)的所述距離，dist_to_rwy_th...

【專利技術屬性】
技術研發人員：A·R·胡克斯，
申請(專利權)人：波音公司，
類型：發明
國別省市：美國;US