向着陆跑道进场时确定飞行器位置信息的方法和系统

摘要

本发明的目的在于提供一种向着陆跑道进场时确定飞行器位置信息的方法和系统，飞行器在所述进场过程中的导航使用由GNSS卫星导航系统获得的飞行器位置信息，其中，在进场最后阶段开始之前，确定对应于所述进场最后阶段开始的第一时刻tFAF，以及对应于飞行器在所述跑道上着陆的第二时刻tTD；随后确定可以在介于所述第一和第二时刻之间的至少一部分时间间隔中从所述飞行器位置信息的计算中被排除的所述卫星导航系统的一组卫星；并且在所述进场最后阶段期间，通过排除与所述一组卫星的所有卫星相对应的信息，确定飞行器的所述位置信息，且通过使用至少所述位置信息，沿其进场最后阶段轨迹对飞行器进行导航。本发明的目的还在于提供一种用于实施所述方法的控制系统。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器导航领域，并且更特别地，本发明涉及在自动模式 下精确进场的最后进场部分时基于例如GPS的卫星导航GNSS（英语是 “Global Navigation Satellite System”，全球导航卫星系统）确定飞行器的 计算位置，甚至可以涉及还在英语术语里称为“autoland”的自动着陆。更 特别地，本发明涉及在所述最后进场时确定飞行器位置信息的方法和装 置，从而允许向自动控制仪提供水平和垂直方向的偏差信息，并且尤其使 得精确进场的导航规则不经受跳变(跳变可能影响自动进场和着陆性能)。

背景技术

在民航领域，存在允许飞机以精确进场操作飞行的着陆辅助系统。所 述系统带来无可争议的益处，尤其借助直到判定高度的垂直导航，该系统 允许以安全的方式导航飞机，其中判定高度通常小于或等于200英尺（约 60米）的最小值（取决于相关的精确进场的类型（I类到III类））。对于 IIIC类型的进场，最小值甚至为零。某些所述进场可对应完全自动的着 陆。允许实现精确进场的现有主要着陆辅助系统有ILS（英语为 “Instrument Landing System”仪表着陆系统）和MLS（英语为 “Microwave Landing System”微波着陆系统）。着陆辅助系统借助于专用 于该用途的一个或多个地面工作站以及装载于飞行器上的接收由所述地 面工作站发射的信号的部件。

还存在使用由GNSS型卫星定位系统确定的飞机位置信息的着陆辅 助系统，所述位置被与对应于相关进场的基准航迹进行对比。所谓增强技 术可允许改善由着陆辅助系统使用的位置信息的精确性、完整性、连续性 和可用性。这样的技术尤其被OACI（“Organisation de l’Aviation Civile  Internationale”国际民航组织）定义。例如可以在可允许实现精确进场的 GLS着陆辅助系统中，（英语为“Ground based augmentation Landing  System”陆基增强着陆系统），使用GBAS型（英语是“Ground Based  Augmentation System”陆基增强系统）增强。

对于未来，目标在于可以进行精确进场，直到可在任何类型的机场自 动着陆，因而同样也可以在不配备地面工作站的机场，例如ILS或MLS 系统所使用的机场自动着陆。为此，将必须使用利用从GNSS型卫星定位 系统确定的飞行器位置信息的着陆辅助系统，以及无需借助位于机场内的 地面工作站的增强技术。这样的增强技术可以例如是由OACI定义的 SBAS型（英语为“Satellite Based Augmentation System”星基增强系统） 或ABAS型（英语为“Airborne Based Augmentation System”机基增强系 统）。后一类型的增强尤其借助RAIM型（英语为“Receiver Autonomous  Integrity Monitoring”接收机自主完整性监视）技术和/或AAIM型（英 语为“Aircraft Autonomous Integrity Monitoring”飞机自治完整性监视） 技术。SBAS型增强尤其可通过例如美国的WAAS（英语为“Wide Area  Augmentation System”广域增强系统）或欧洲的EGNOS（英语为 “European geostationary navigation overlay system”欧洲同步导航覆盖 系统）实现。

在借助于利用由GNSS型卫星定位系统确定的飞行器位置信息的着 陆辅助系统的进场中，根据GNSS卫星和一个或多个机载GNSS接收机 之间的称为伪距离的距离测量值，以3维方式计算所述位置信息。性能和 呈3维的GNSS位置的瞬态性能取决于不同的误差因素，其一方面与卫星 星座、GPS信号在大气层中的传播效果以及接收机的质量相关，另一方 面与GNSS星座的几何形状相关。例如，在现有GPS星座情况下，由于 卫星在围绕地球的其公转为23小时56分钟的轨道上的运动，用户接收机 看得到卫星的升起和下落。借助例如SBAS、GBAS或ABAS的增强系统， 可以由于接收机检测到卫星故障而把该卫星从基于GPS的位置计算中去 掉。在进场的过程中，在飞机位置的计算中增加或去除一个或多个卫星， 可能会导致位置跳变几米。这种在限制于判定高度的进场范围中可容许的 位置跳变，例如200英尺（约60米），对于具有较小判定高度的精确进场， 特别是在自动着落的情况下，可能是不能接受的。实际上，鉴于对自动着 陆所要求的提高的导航性能，必须以非常大的精确度识别飞机的位置（约 几米量级），且位置跳变会被看作较大的偏差，而这在某些情况下是不容 许的。

发明内容

本发明的目的在于消除上述缺陷。其涉及在飞行器进场过程中用于在 着陆跑道上着陆的飞行器控制方法，所述进场被预先选定且飞行器在所述 进场过程中的导航使用由至少一种GNSS卫星导航系统获得的飞行器位 置信息。

该方法的显著之处在于：

-在对应于所述进场的进场最后阶段开始之前，以自动的方式确定：

-a）对应于所述进场最后阶段开始的第一时刻t_FAF

-b）对应于所述飞行器在所述跑道上着陆的第二时刻t_TD；以及

-c）所述卫星导航系统中的、能够在介于所述第一和第二时刻之间的 至少一部分时间间隔中从所述飞行器的所述位置信息的计算中被排除的 一组卫星；

-在所述进场最后阶段期间，以自动和重复的方式实现以下步骤：

-d）通过排除与所述一组卫星当中的所有卫星相对应的信息，确定 所述飞行器的所述位置信息，

e）通过使用至少所述位置信息，沿所述飞行器的进场最后阶段轨迹 对所述飞行器进行导航。

所述方法因此具有的优点在于，由于可以从进场最后阶段开始不考虑 可在进场最后阶段期间被排除的卫星，因此能避免可能因为在进场最后阶 段过程中相对于飞行器排除卫星而产生的位置值跳变，从而确定飞行器位 置。

优选地，在步骤（c）确定的所述一组卫星对应于在所述时间间隔中 相对于所述飞行器下落的卫星。因此能避免可能因为在进场最后阶段中卫 星相对于飞行器下落而产生的所述位置值的跳变。

优选地，还是在步骤d），为了确定所述飞行器的所述位置信息，还 可以排除可能在所述时间间隔过程中相对于所述飞行器升起的卫星。由此 避免可能因为在进场最后阶段中卫星相对于飞行器升起而产生的所述位 置值的跳变。

在一个特定实施方式中，为了确定卫星Si是否可能在所述时间间隔 中相对于飞行器下落，计算以下两个等式：

$\alpha =\frac{{\theta }^i\left(k\right)-{\theta }^i(k-1)}{t\left(k\right)-t(k-1)}$

其中：

t(k)是当前时间;

t(k-1)对应与在所述当前时间之前的前一时刻；

θⁱ(k)是所述卫星Si相对于所述飞行器在时间t（k）的俯仰角；

θⁱ(k-1)是所述卫星Si相对于所述飞行器在时间t（k-1）的俯仰角；

以及

$t_{\mathrm{set}}^i=\frac{{\theta }_{\mathrm{mask}}-{\theta }^i\left(k\right)}{\alpha }+t\left(k\right)$

其中：

tⁱ_set是所述卫星Si的下落时刻；

θ_mask是对卫星Si所从属的卫星导航系统选择的遮蔽角；

且如果时刻tⁱ_set属于时间间隔[t_FAF;t_TD]，则可认为卫星Si可能在所 述时间间隔的过程中下落。

优选地，通过计算所述飞行器处在所述进场最后阶段开始的位置的到 达估算时间ETA_FAF，确定所述第一时刻t_FAF，且通过计算所述飞行器处 在所述跑道上的着陆位置的到达估算时间ETA_TD，确定所述第二时刻t_TD。

在该情况下，更好地，通过运用以下等式，计算所述第一和第二时刻：

t_FAF=ETA_FAF-Δt_FAF

t_TD=ETA_TD+Δt_TD

其中，

Δt_FAF和Δt_TD是预先确定的时间余量。

在优选的实施方式中，通过结合来自全球导航卫星系统中的至少一种 卫星导航系统以及至少一种增强系统的信息，获得所述飞行器的所述位置 信息。所述至少一种增强系统尤其可以为SBAS型、ABAS型或GBAS 型。使用来自增强系统的信息，可允许改善所述位置信息的完整性。使用 SBAS型或ABAS型的增强系统，还允许在不配备地面工作站的机场实现 进场。

更有利地，通过使用全球导航卫星系统中的多种卫星导航系统来获得 飞行器的所述位置信息。这具有如下优点：即便在进场最后阶段过程中属 于同一卫星导航系统的未被排除且可用的卫星数量不足以用来计算位置 信息时，也使得能够计算位置信息。实际上，使用从属另一卫星导航系统 的卫星允许弥补这样的不足。此外，即便卫星数量不足，也使得能够改善 所述位置信息的精确性、完整性和连续性。

本发明还涉及包括用于实施上述控制方法的系统的飞行器。

本发明还涉及飞行器的控制系统，包括：

-为在着陆跑道上着陆，用来选择进场的部件

-能接收GNSS卫星导航系统信号的部件

–根据从GNSS卫星导航系统接收到的至少所述信号，确定飞行器的 位置信息的处理单元；

-飞行器导航部件，其用于从处理单元中接收飞行器的位置信息且根 据位置信息，产生沿与所选择的进场对应的进场最后阶段的轨迹的飞行器 的导航信号。

该系统的显著之处在于还包括：

-用于在进场最后阶段开始之前，确定对应于进场最后阶段开始的第 一时刻t_FAF，以及确定对应于飞行器在跑道上着陆的第二时刻t_TD的部件；

–用于在进场最后阶段开始之前，确定卫星导航系统中的、能够在介 于第一和第二时刻之间的至少一部分时间间隔中从飞行器的位置信息的 计算中被排除的一组卫星的部件；

-在进场最后阶段中，处理单元通过排除与所述一组卫星中的所有卫 星相对应的信息，确定飞行器的位置信息。

在一优选的实施方式中，处理单元还用于接收增强系统的信息并且根 据从由GNSS卫星导航系统接收到至少所述信号以及从增强系统接收到 的所述信息，确定飞行器的位置信息。

更有利地，所述导航系统包括用于接收多个GNSS卫星导航系统信 号的部件，处理单元用于根据从由所述多个GNSS卫星导航系统接收到的 至少所述信号来确定飞行器的位置信息。

本发明还涉及包括如上所述的导航系统的飞行器。

附图说明

通过参考附图并阅读以下的说明将更好地理解本发明。

图1是按照本发明的飞行器控制系统的概要示意图。

图2描绘飞行器在着陆跑道上的进场最后阶段。

图3和图4是按照本发明的飞行器控制系统的子组件概要示意图。

图5描绘卫星相对于飞行器的俯仰角。

具体实施方式

图1示出按照本发明的飞行器控制系统。该控制系统包括多个飞行器 控制计算机，特别是FMS型飞行管理计算机10(英语为“Flight  Management System”)以及MMR多模接收机14(英语为“Multi Mode  Receiver”)。该接收机14尤其包括GNSS（例如GPS）信号接收部件30。 其还包括飞行器上可用的支持xLS功能的一个或多个计算机15，其中， 术语xLS通常指例如ILS、MLS、GLS......的不同着陆辅助系统。

优选地，FMS飞行管理计算机10包括导航数据库12。该数据库尤 其包括与着陆跑道进场相关的信息。此外，以已知的方式，飞行管理计算 机10与人机界面16相连，人机界面可例如是MFD型（英语为“Multi  Function Display”，多功能显示）或MCDU型（英语为“Multipurpose  Control and Display Unit”多目的控制和显示单元）。

控制系统还包括导航计算机18，例如AFS型导航计算机（英语为 “Auto Flight System”，自动飞行系统，其能计算飞行器的导航指令，该 指令可在自动导航模式下被自动控制仪或被飞行主控程序使用。该导航计 算机与例如FCU型（英语为“Flight Control Unit”，飞行控制单元）人机 界面20相连。

优选地，尽管不是实施本发明所必不可少，控制系统还可以包括：

-RMP型无线电操控板22（英语为“Radio Management Panel”）， 操控板可在MFD（或MCDU）16出现故障的情况下或FMS计算机10 出现故障的情况下，被控制仪使用来按照进场模式和频率（或信道）选择 进场方式；

-EFIS型计算机24（英语为“Electronic Flight Instrument System”， 电子飞行仪表系统），其对应飞行器显示部件上显示的飞行仪表电子系统；

-FWS型（英语为“Flight Warning System”飞行报警系统）报警计 算机26；以及

-DFDR（英语为“Digital Flight Data Recorder”数字飞行数据记录 仪）数据记录计算机28，其对应飞行数字数据的记录仪。

优选地，航空学上通常出于运行的可靠性的原因，控制系统的不同计 算机形成冗余。举例而言，控制系统可以包括两个或三个FMS，两个 MMR，两个或三个AFS，两个FCU，两个RMP，两个EFIS，两个FWS 和两个DFDR。

控制系统也可以被实施为带有专用于各功能（FMS，MMR，FWS…） 的计算机部件(FMS,MMR,FWS…)，通常被称为LRU（英语为“Line  Replacement Unit”，现场可更换单元，），呈IMA型（英语为“Integrated  Modular Avionics”，集成模块化航空电子设备）分配模块构造的形式， 其中，不同的功能在相互联络的非特定计算机中被执行。

为了在如图2所示的着陆跑道2上着陆飞行器1，飞行器的控制仪在 飞行管理计算机10的导航数据库12中记录的跑道可能的进场中选择在该 跑道上的进场。尤其还可以通过MCDU界面16选择该进场。或者可以在 FMS中构建飞行平面的过程中，或者可以在飞行器巡航阶段，在进场之 前，完成该选择。在以下文件中，可仅考虑以下情况，即所选择的进场类 型例如可以使沿进场轴，特别是沿进场最后阶段轴3的飞行器导航，通过 使用至少从GNSS卫星导航系统获得的飞行器位置信息实现。

进场最后阶段对应于包括在进场最后阶段开端所对应的点FAF（英 语为(“Final Approach Fix”，最后进场定位）与飞行器在跑道2上着陆所 对应的点TD（英语为“Touch Down”降落）（尤其是飞行器轮子在跑道上 的接触点）之间的进场部分。点FAF通常是导航数据库12中所提到的预 设点。

按照本发明，在进场最后阶段开始之前，以自动的方式确定以下信息：

-对应进场最后阶段开始的第一时刻t_FAF，也就是飞行器在点FAF上 的通过；以及

-对应飞行器在跑道上的点TD处着陆的第二时刻T_TD。

优选地，时刻T_FAF和T_TD由FMS确定，FMS为此以已知方式实现 了对飞行器在各点FAF和TD上到达时间的估算（被称为ETA，即英语 为“Estimated Time of Arrival”，估计到达时间）。FMS因此确定了分别 对应时刻T_FAF和T_TD的所估算的到达时间ETA_FAF和ETA_TD。

优选地，考虑相对于所估计的到达时间ETA_FAF和ETA_TD的预定时间 余量Δt_FAF和Δt_TD，该时间余量允许消除在对到达时间的估计当中的不确 定性。因此可以按照下式表达时刻T_FAF和T_TD：

t_FAF=ETA_FAF-△t_FAF

t_TD=ETA_TD+△t_TD

举例而言，可以在介于1秒和30秒，优选地10秒之间的时间间隙中， 根据估算到达时间ETA_FAF和ETA_TD的精确度，选择预设时间余量Δt_FAF和Δt_TD。

此外，总是在进场最后阶段的开始之前，在所述第一和第二时刻T_FAF和T_TD之间的至少一部分时间间隔中，确定所述卫星导航系统的可能被 排除在飞行器位置信息计算之外的一组卫星。优选地，可能从所述计算中 被排除的卫星对应于在所述时间间隔中可能相对于飞行器下落的卫星。

在如图3所示的实施示例中，时刻T_FAF和T_TD的值由飞行管理计算 机10传输至集成在MMR多模式接收机14中的GNSS接收机30中。卫 星导航系统的可能被排除在飞行器位置信息计算之外的那一组卫星因此 由集成在所述GNSS接收机30内的计算部件确定。例如，这些计算部件 构成位置计算单元34的一部分。

为了尽可能好地估算可能在所述时间间隔中下落的卫星，优选的是在 与飞行器通过点FAF相对应的进场最后阶段过程开始之前的一小段时间 中确定所述一组卫星。例如，可在介于时间间隔[T_FAF-1分钟;T_FAF]的一 时刻完成对所述一组卫星的确定。

在本发明的一个特定实施方式中，为了确定可能在介于T_FAF和T_TD之间的时间间隔过程中相对于飞行器下落的所述一组卫星，在确定所述一 组卫星的时刻对于飞机可见的卫星导航系统的各卫星Si，计算以下两个等 式：

$\alpha =\frac{{\theta }^i\left(k\right)-{\theta }^i(k-1)}{t\left(k\right)-t(k-1)}$(等式1)

其中：

t(k)是当前时间;

t(k-1)对应在当前时间之前的一时刻；

θⁱ(k)是卫星Si相对于飞行器在时间t（k）的俯仰角；

θⁱ(k-1)是卫星Si相对于飞行器在时间t（k-1）的俯仰角；

以及

$t_{\mathrm{set}}^i=\frac{{\theta }_{\mathrm{mask}}-{\theta }^i\left(k\right)}{\alpha }+t\left(k\right)$(等式2)

其中：

tⁱ_set是卫星Si的下落时刻；

θ_mask是为卫星Si所属的卫星导航系统选择的遮蔽角；

当前时间t（k）对应完成确定所述一组卫星的时刻。选择前一时刻t （k-1）以获得足够明显区别的卫星俯仰角，从而根据时间获得其变化的 足够大的精确度。以非局限的示例为例，可以选择t（k）之前一秒的t（k-1)。

图5示出卫星Si相对于飞行器1的俯仰角θⁱ的概念。为此，考虑位 于飞行器高度上的水平面5。图中所示的轴x和y被包含在该水平面内， 且轴z垂直于该平面。可考虑位于飞行器1和卫星Si之间的一段直线段。 卫星Si相对于飞行器的俯仰角θⁱ是介于所述直线段和所述水平面5之间 的角度。所述直线段在水平面5上的正交投影构成相对于x轴的角度俯仰角有时也被称为高低角。

等式（1）允许确定按照时间的对于卫星相对飞行器的俯仰变化α的 近似。该变化α同时考虑了卫星的运动和飞行器的运动。其也被用在等 式2中以估算卫星Si相对于飞行器下落的时刻。所实现的近似旨在在介 于T_FAF和T_TD之间的时间间隔当中将变化α看做恒量。

遮蔽角θ_mask是这样的角度，在该角度下方，一方面可认为例如由于 存在障碍物，由卫星发射的信号可能存在不再被飞行器接收的风险，且另 一方面，测量值存在可能不足够精确的风险。在航空领域，对于GPS导 航系统的卫星，该遮蔽角的值通常为5度，对于伽利略（Galileo）系统的 卫星通常为10度。

当卫星Si下落的估算时刻tⁱ_set属于时间间隔[t_FAF;t_TD]时，可认为该卫 星Si可能在所述时间间隔，既在飞行器进场最后阶段的阶段下落。因此 把该卫星Si添加到可能被从飞行器位置信息计算排除的那一组卫星之中。

上述描述的实施方式允许以近似而简单的方式确定卫星相对于飞行 器在进场过程中的下落时间。替代地，还可以设计基于与不同卫星有关的 日历或时标型信息（包含在例如，数据库中）的确定方式，其可以与有关 飞行器轨迹的信息结合使用，用来计算不同卫星相对于飞行器的下落时 刻。

在进场最后阶段过程中，优选地在GNSS接收机30的位置计算单元 34中，通过排除在进场最后阶段开始之前确定的与属于所述一组卫星的 卫星有关的信息，以重复的方式确定飞行器的所述位置信息。由于在进场 最后阶段期间可能下落的卫星被从飞行器的位置确定中排除，因此避免了 可能由在该进场最后阶段的过程中卫星相对于飞行器下落所导致的位置 值的跳变。图4是GNSS接收机30的概要示意图。射频接收头38（RF） 接收来自不同GNSS卫星的高频率信号（通过一个或多个天线接收）。这 尤其实现所述信号在频率上的增高和降低。来自所述射频接收头38的信 号被信号处理模块32处理，该处理模块对于从飞行器上可见的各GNSS 卫星计算伪距离测量值。位置计算单元34通过排除在进场最后阶段开始 之前确定的与属于所述一组卫星的卫星相对应的伪距离测量值，来接收伪 距离测量值，并利用其确定飞行器位置。

在一种优选实施方式中，还把在进场最后阶段过程中相对于飞行器升 起的卫星从所述确定中排除。因此避免在进场最后阶段过程中可能由于卫 星相对于飞行器升起导致的所述位置值的跳变。该优选实施方式相当于在 进场最后阶段开始之前固定要用来在整个进场最后阶段过程中确定飞行 器的位置的一组卫星。

由GNSS接收机30的位置计算单元34确定的位置信息被用来沿飞 行器的进场最后阶段轨迹导航飞行器。为此，该位置信息被传输至计算机 xLS15上，该计算机确定飞行器相对于进场最后阶段轨迹的偏航。该偏航 被传输至用来确定飞行器导航指令的AFS导航计算机18中。按照导航指 令的飞行器导航是通过接收所述导航指令的自动控制仪实现的，或者通过 使用接收所述导航指令的飞行主控程序的飞行器控制仪实现。

根据飞行器的所述位置信息，沿飞行器的进场最后阶段轨迹对飞行器 进行的导航以达到与所考虑的进场对应的判定高度为实现。在某些进场的 情况下，导航可以一直进行到自动着陆。

在一个特定的实施方式中，由位置计算单元34对飞行器的位置信息 的确定不仅考虑来自GNSS卫星的信息，而且还考虑来自增强系统且被如 图4中所示的完整性监视单元36处理的信息。这样尤其允许改善飞行器 的位置信息的完整性。

所使用的增强技术可以是SBAS型或ABAS型，其能改善所述飞行 器位置信息的完整性而无需依赖地面工作站。然而，同样也可以使用借助 地面工作站的GBAS型增强技术。

在另一个特定实施方式中，其信息被用来确定所述位置信息的卫星从 属于多个GNSS卫星导航系统。可被使用的GNSS卫星导航系统可以是 例如但不限于：GPS(美国),Galiléo(欧洲),GLONASS(俄罗斯), Compass/北斗(中国)…。所述实施方式具有的优点在于，即便从属所述 GNSS卫星导航系统之一的卫星星座的未排除卫星数量不足以以要求的 精确性和完整性来确定所述位置信息，也能够确定飞行器的位置信息。实 际上，通过结合来自从属于不同GNSS卫星导航系统所对应的多个星座的 卫星的信息，可获得足够多的与这些卫星相关的伪距离测量值，从而确定 飞行器的位置信息。