CN102958805B - 显示装置、操纵支援系统以及显示方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种显示装置、操纵支援系统以及显示方法。作为集合计量仪器的PFD(10)显示FPM(30)及目标空中姿态角显示(32)。目标空中姿态角显示(32)是表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角的目标空中姿态角的指标。并且，PFD(10)对FPM(30)与目标空中姿态角显示(32)之间的相对差进行显示，在FPM(30)与目标空中姿态角显示(32)一致(重叠)的情况下，表示本机沿着目标前进方向飞行。由此，与基于目标对地姿态角的操纵相比，能够实现跟踪性更高的操纵。

Description

显示装置、操纵支援系统以及显示方法

技术领域

本发明涉及显示装置、操纵支援系统以及显示方法。

背景技术

在现有技术中，航空器具备求出设为目标的飞行路径与航空器之间的偏差角、相对位置的ILS(Instrument Landing System，仪表着陆系统)、TIS(Tunnel In the Sky，空中隧道)。并且，将由ILS、TIS求出的上述偏差角、相对位置在显示本机飞行状态的显示装置即PFD(Primary FlightDisplay，主飞行显示器)、ADI(Attitude Direction Indicator，姿态方向指示器)等中进行显示，从而对航空器的飞行员(pilot)进行向目标飞行路径的跟踪操作的支援。

图7示出现有技术的PFD100的一例。在图7所示的PFD100中，将ILS显示102及FD(Flight Director，飞行指挥仪)指令条显示104与代表作为航空器的本机的航空器基准符号101一起进行显示。

ILS显示102是指显示本机与定位信标(localizer)之间的偏差角(ILS显示102A)、及本机与滑翔道(glide slope)之间的偏差角(ILS显示102B)，在图7的例子中示出目标飞行路径位于本机的左侧。

FD指令条显示104是指显示用于跟踪设为目标的飞行路径的本机的姿态角(俯仰角、倾斜角)指令。另外，在图7的例子中，倾斜角指令显示104A指示使本机向左倾斜，俯仰角指令显示104B指示降低本机的俯仰角度。

另外，在专利文献1中公开了一种飞行路径显示装置，在航空器的飞行路径的显示位置位于平视显示器(head-up display)装置中所含的图像合成面板的显示范围外的情况下，将表示从图像合成面板的显示范围中心朝向飞行路径的方向的目标标记在图像合成面板中进行显示。另外，上述飞行路径由多个路径标记组成，在各路径标记上存在机体时，各路径标记根据设想的机体姿态进行倾斜。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：日本特开平11-268696号公报

发明内容

发明要解决的课题

但是，在ILS及TIS、以及专利文献1所记载的飞行路径显示装置中，尽管飞行员能够识别本机与本机的目标飞行路径之间的偏差角、相对位置，然而至于如何操纵才能够跟踪目标飞行路径却无法确切地掌握。

另外，FD指令条显示104是表示本机为了跟踪目标飞行路径而需要的目标俯仰角、目标倾斜角(将目标俯仰角及目标倾斜角总称为“目标对地姿态角”)的指标。并且，本机的俯仰角及倾斜角，不是表示本机的前进方向本身，而是表示机头的朝向，由于机头的朝向和前进方向并不一定一致，因此FD指令条显示104只是表示为了实现本机应前进的方向而需要的对地姿态角之类的间接信息。这在ILS及TIS、以及专利文献1所记载的飞行路径显示装置中也同样，在图7所示的PFD100中，有些情况下飞行员无法明确地识别本机的前进方向。

因此，在图7所示的PFD100、及专利文献1所记载的飞行路径显示装置中存在的问题在于，在对目标飞行路径的跟踪操作中会产生过控制(over control)或者控制不足(under control)。

本发明正是鉴于这样的状况而完成的，其目的在于提供一种与基于目标对地姿态角的航空器的操纵进行比较，能够实现跟踪性更高的操纵的航空器的显示装置、操纵支援系统及显示方法。

用于解决课题的技术方案

本发明的第一技术方案涉及的显示装置是显示作为本机的航空器的飞行状态的显示装置，所述显示装置对目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差进行显示，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角，该当前空中姿态角表示本机的当前的迎角及当前的侧滑角。

根据上述构成，对作为本机的航空器的飞行状态进行显示的显示装置，对目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差进行显示，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角，该当前空中姿态角表示本机的当前的迎角及当前的侧滑角。

若基于由目标俯仰角及目标倾斜角所表示的目标对地姿态角(机头的朝向)对航空器进行操纵，则由于对地姿态角并非表示航空器的前进方向本身，因此在向目标飞行路径的跟踪操作中，存在产生过控制或者控制不足的情况。

但是，由于空中姿态角表示航空器的前进方向，因此本发明由于将目标前进方向表示为目标空中姿态角，并显示目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差，因此与基于目标对地姿态角的航空器的操纵相比，能够实现跟踪性更高的操纵。尤其，例如在所有操舵面不工作，仅通过引擎的推力来进行向目标飞行路径的跟踪操作的情况下，由于响应性差，本机缓慢活动，因此飞行员难以判断适当的操作量，然而通过本发明，即使在仅通过引擎的推力来进行向目标飞行路径的跟踪操作的情况下，飞行员也能够更加正确地进行本机的跟踪操作。

另外，在上述第一技术方案中，优选所述目标迎角通过将本机的当前的俯仰角减去水平面与目标前进方向所形成的角而导出，所述目标侧滑角通过将所述目标前进方向的方位角减去本机的当前的方位角而导出。

根据上述构成，目标迎角通过将本机的当前的俯仰角减去水平面与目标前进方向所形成的角而导出，目标侧滑角通过将目标前进方向的方位角减去本机的当前的方位角而导出。本机的当前的俯仰角及本机的当前的方位角是从在作为本机的航空器中所设置的已存传感器中得到的信息，水平面与目标前进方向所形成的角及目标前进方向的方位角是从自动驾驶部得到的信息，因此本发明能够容易导出目标迎角及目标侧滑角。

另外，在上述第一技术方案中，优选对与所述目标空中姿态角对应的第1指标、及与所述当前空中姿态角对应的第2指标进行显示。

根据上述构成，由于与目标空中姿态角对应的第1指标、及与当前空中姿态角对应的第2指标被显示在显示装置中，因此飞行员能够容易确认本机的目标空中姿态角及当前空中姿态角，故而本发明能够提高对飞行员的便利性。

另外，在上述第一技术方案中，优选根据所述目标空中姿态角与所述当前空中姿态角之间的相对差，使所述第1指标与所述第2指标之间的相对位置改变并显示。

根据上述构成，根据目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差，使第1指标与第2指标之间的相对位置改变并显示，因此随着本机向目标前进方向的接近，第1指标与第2指标相接近，当成为本机沿着目标前进方向飞行的状态时第1指标与第2指标重合。因此，由于飞行员能够容易地使本机到达目标飞行路径，因此本发明能够提高对飞行员的便利性。

另外，在上述第一技术方案中，优选所述目标飞行路径基于本机的当前位置及本机应到达的目标位置而导出。

本机的当前位置采用例如GPS(Global Positioning System)传感器而求出，目标位置通过例如在本机中所搭载的计算机而导出。

例如，采用了由作为机场设备的滑翔道天线及定位信标天线输出的电波所表示的目标飞行路径的跟踪操作、即采用了ILS的跟踪操作中，只能通过来自机场周边的着陆阶段的导航来进行。

但是，在采用了基于本机的当前位置及本机应到达的目标位置而生成的目标飞行路径的跟踪操作中，可以进行从无法采用ILS的区域至机场(目标位置)为止的本机的导航，例如在本机发生了故障的情况下从高空紧急下降或方位角变更等、能够实现本机的导航。

本发明的第二技术方案涉及的操纵支援系统，包含：

显示装置，其对目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差进行显示，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角，该当前空中姿态角表示本机的当前的迎角及当前的侧滑角；和

控制装置，其具备：目标迎角导出单元，该目标迎角导出单元通过将本机的当前的俯仰角减去水平面与目标前进方向所形成的角从而导出所述目标迎角；和目标侧滑角导出单元，该目标侧滑角导出单元通过将所述目标前进方向的方位角减去本机的当前的方位角从而导出所述目标侧滑角，并且所述控制装置按照对表示所导出的所述目标迎角及所述目标侧滑角的所述目标空中姿态角与所述当前空中姿态角之间的相对差进行显示的方式对所述显示装置进行控制。

根据上述构成，由于将目标前进方向作为目标空中姿态角导出，并由显示装置显示目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差，因此与基于目标对地姿态角的航空器的操纵相比较，能够实现跟踪性更高的操纵。

本发明的第三技术方案涉及的显示方法是一种使显示装置显示作为本机的航空器的飞行状态的显示方法，使显示装置显示目标空中姿态角和当前空中姿态角之间的相对差，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角，该当前空中姿态角表示本机的当前的迎角及当前的侧滑角。

根据上述构成，将目标前进方向作为目标空中姿态角而导出，并由显示装置显示目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差，因此与基于目标对地姿态角的航空器的操纵相比，能够实现跟踪性更高的操纵。

发明效果

本发明与基于目标对地姿态角的航空器的操纵相比，具有能够实现跟踪性更高的操纵的效果。

附图说明

图1是表示本发明的实施方式所涉及的PFD的一例的示意图。

图2是在本发明的实施方式所涉及的PFD中显示出的目标空中姿态角显示的说明所需要的示意图，图2(A)是PFD的一例，图2(B-1)是在图(A)所示的PFD中显示出的目标空中姿态角显示所对应的、本机与目标飞行路径之间的关系，图2(B-2)是与图2(B-1)对应的俯视图，图2(B-3)是与图2(B-1)对应的侧视图。

图3是表示本发明的实施方式所涉及的操纵支援系统的电气构成的功能框图。

图4是本发明的实施方式所涉及的目标迎角的导出的说明所需要的示意图。

图5是本发明的实施方式所涉及的目标侧滑角的导出的说明所需要的示意图。

图6是表示本发明的实施方式所涉及的PFD中在航空器到达目标飞行路径为止显示所发生的变化的示意图，图6(A)是本机以与目标前进方向偏离的前进方向飞行的状态，图6(B)是本机沿着目标前进方向飞行的状态，图6(C)是本机按照目标空中姿态角显示与FPM重叠的方式继续飞行的状态。

图7是表示现有技术的PFD的一例的示意图。

具体实施方式

以下，针对本发明所涉及的显示装置、操纵支援系统及显示方法的一实施方式，参照附图进行说明。

图1中示出本实施方式所涉及的对作为本机的航空器的飞行状态进行显示的显示装置即PFD10的一例。

PFD10是集合计量仪器，包含：航空器基准符号12、表示本机的空速的空速计14、表示本机的高度的高度计16、表示本机的俯仰角的俯仰刻度18、ILS显示20(ILS显示20A、20B)、及表示本机的升降速度的升降速度刻度22等。

进而，在本实施方式所涉及的PFD10中显示出用于支援飞行员对本机的操纵的指标即FPM(Flight Path Marker，飞行路径标记)30、及目标空中姿态角显示32。

FPM30是表示本机的当前的迎角(本机的前进方向向机体对称面的投影与机轴所形成的角)及侧滑角(本机的前进方向和机体对称面所形成的角)的当前空中姿态角，换言之是表示本机的前进方向的指标。另外，在本机的迎角大、或者本机的侧滑角大的情况下，本机的前进方向和本机的机头的朝向不一致。因此，通过将表示本机的前进方向的FPM30在PFD10中进行显示，从而飞行员能够容易地识别本机的当前的前进方向。

另一方面，目标空中姿态角显示32是表示目标空中姿态角的指标，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角。

图2是表示在PFD10中显示出的FPM30及目标空中姿态角显示32、与作为航空器的本机40及目标飞行路径之间的位置关系的图。

图2(B-1)是示出了在将本机40的前进方向设为纸面以里的情况下、在图2(A)所示的PFD10中显示出的目标空中姿态角显示32所对应的、本机40与目标飞行路径之间的关系的图。

另一方面，图2(B-2)是与图2(B-1)对应的俯视图，图2(B-3)是与图2(B-1)对应的侧视图。并且，在图2(B-2)、(B-3)中，从本机40的重心延伸的实线A表示与FPM30对应的本机40的前进方向，虚线B表示作为与目标空中姿态角显示32对应的本机40的目标的前进方向。

并且，本实施方式所涉及的PFD10显示FPM30与目标空中姿态角显示32之间的相对差。即，在FPM30与目标空中姿态角显示32一致(重叠)的情况下，表示本机沿着目标前进方向飞行。

图3中示出包含用于使本实施方式所涉及的PFD10进行各种显示的控制装置50在内的操纵支援系统52的功能框图。另外，图3仅表示控制装置50的功能之中的、使PFD10显示目标空中姿态角显示32所需要的功能。即，控制装置50具有除了使PFD10显示目标空中姿态角显示32之外还显示航空器基准符号12、空速计14、高度计16、俯仰刻度18、ILS显示20、FPM30、及升降速度刻度22等的功能。

控制装置50具备：目标迎角运算部54、目标侧滑角运算部56及显示控制部58。

另外，控制装置50与传感器部60及自动驾驶部62连接，收取各种信息

传感器部60具备各种传感器，对本机40的高度及速度、本机40相对于目标飞行路径的偏差角、以及本机40的方位角及俯仰角进行测量。

自动驾驶部62按照本机40能够沿着由从ILS的滑翔道天线及定位信标天线输出的电波所表示的目标飞行路径飞行的方式，基于从传感器部60接收到的本机40的高度、速度、及本机40相对于目标飞行路径的偏差角等信息，生成本机40的自动操纵所需要的各种信息。

目标迎角运算部54，通过将本机40的当前的俯仰角减去水平面和目标前进方向所形成的角度从而导出目标迎角。

参照图4所示的本机40的侧视图针对目标迎角α的导出进行说明。

如图4所示，本机40的机头的朝向与水平面所形成的角是本机40的当前的俯仰角θ。另外，俯仰角θ由传感器部60来测量。另一方面，作为水平面与目标前进方向所形成的角的路径角γ，基于由ILS所表示的目标飞行路径而由自动驾驶部62导出，并作为表示路径角γ的路径角指令γ_cmd输出给目标迎角运算部54。

然后，目标迎角运算部54，如(1)式所示算出表示目标迎角α的目标迎角指令α_cmd，并输出给显示控制部58。

[式1]

α_cmd＝θ-γ_cmd    …(1)

另外，式(1)是简易的导出式，为了严密地导出目标迎角指令α_cmd，采用下述式(2)～(4)。

[式2]

${\mathrm{\α}}_{\mathrm{cmd}}=\arctan \left(\frac{A}{B}\right)...\left(2\right)$

[式3]

A＝cosφ·sinθ·cosγ_cmd-cosφ·cosθ·sinγ_cmd    …(3)

[式4]

B＝cosθ·cosγ_cmd+sinθ·sinγ_cmd    …(4)

另外，是本机40的倾斜角，在倾斜角为0(零)的情况下，式(2)成为与式(1)相同的式子。

另一方面，目标侧滑角运算部56，通过将目标前进方向的方位角减去本机的当前的方位角从而导出目标侧滑角。

参照图5所示的本机40的俯视图来对目标侧滑角β的导出进行说明。

如图5所示，本机40的机头的朝向与基准方向(例如北(N)方向)所形成的角是本机40的当前的方位角Ψ。另外，当前的方位角Ψ由传感器部60测量。另一方面，基准方向与目标前进方向所形成的角即目标前进方向的方位角Ψ，基于由ILS所表示的目标飞行路径而由自动驾驶部62导出，并作为表示目标前进方向的方位角Ψ的方位角指令Ψ_cmd，输出给目标侧滑角运算部56。

然后，目标侧滑角运算部56，如式(5)所示算出表示目标侧滑角β的目标侧滑角指令β_cmd，并输出给显示控制部58。

[式5]

β_cmd＝Ψ_cmd-Ψ    …(5)

另外，式(5)是简易的导出式，为了严密地导出目标侧滑角指令β_cmd，采用下述式(6)～(9)。

[式6]

${\mathrm{\β}}_{\mathrm{cmd}}=\arctan \left(\frac{C+D}{E}\right)...\left(6\right)$

[式7]

C＝(sinφ·sinθ·cos Ψ-cosφ·sinΨ)·cosΨ_cmd    …(7)

[式8]

D＝(sinφ·sinθ·sin Ψ+cosφ·cosΨ)·sinΨ_cmd    …(8)

[式9]

E＝cosθ·cosΨ·cosΨ_cmd+cosθ·sinΨ·sinΨ_cmd    …(9)

另外，在俯仰角θ及倾斜角为0(零)的情况下，式(6)成为与式(5)相同的式子。

显示控制部58导出从目标迎角运算部54输出的目标迎角指令α_cmd及从目标侧滑角运算部56输出的目标侧滑角指令β_cmd所相应的、PFD10中的目标空中姿态角显示32的显示位置，并按照在所导出的显示位置显示目标空中姿态角显示32的方式控制PFD10。

另外，本实施方式中，路径角指令γ_cmd及方位角指令Ψ_cmd由自动驾驶部62导出，但并不意味着仅在执行自动操纵的情况下才在PFD10显示目标空中姿态角显示32。即使在不执行自动操纵的情况下，也能由自动驾驶部62导出路径角指令γ_cmd及方位角指令Ψ_cmd，并在PFD10显示目标空中姿态角显示32，飞行员在本机的操纵中将目标空中姿态角显示32作为参考。另外，在执行自动操纵的情况下，也可以由自动驾驶部62导出路径角指令γ_cmd及方位角指令Ψ_cmd，并在PFD10显示目标空中姿态角显示32。

图6表示本机40到达目标飞行路径为止的PFD10的显示所发生的变化。

图6(A)中示出由于本机40以与目标前进方向偏离的前进方向飞行，故而目标空中姿态角显示32与FPM30错开显示在PFD10的状态。因此，飞行员按照目标空中姿态角显示32与FPM30重合的方式操纵本机40。这样，目标空中姿态角显示32与FPM30慢慢地相接近，如图6(B)所示，若目标空中姿态角显示32与FPM30重叠，则本机40沿着目标前进方向飞行。并且，本机40按照目标空中姿态角显示32与FPM30重叠的方式继续飞行，从而如图6(C)所示，与FPM30及目标空中姿态角显示32一起，ILS显示20也慢慢地向PFD10的中央移动。

如以上所说明，本实施方式所涉及的显示本机40的飞行状态的PFD10，由于显示表示用于到达本机40的目标飞行路径的目标迎角α及目标侧滑角β的目标空中姿态角、和表示本机40的当前的迎角及当前的侧滑角的当前空中姿态角之间的相对差，因此与基于目标对地姿态角的航空器的操纵相比较，能够实现跟踪性更高的操纵。

尤其，例如，在所有操舵面不工作，仅通过引擎的推力进行向目标飞行路径的跟踪操作的情况下，由于响应性变差，本机缓慢活动，因此飞行员难以判断适当的操作量。但是，采用本实施方式所涉及的PFD10，即使在仅通过引擎的推力进行向目标飞行路径的跟踪操作的情况下，飞行员也能够更加正确地进行本机40的跟踪操作。

另外，根据本实施方式，目标迎角α通过将本机40的当前的俯仰角减去水平面与目标前进方向所形成的角而导出，目标侧滑角β通过将目标前进方向的方位角减去本机40的当前的方位角而导出。并且，本机40的当前的俯仰角及本机40的当前的方位角是从在作为本机40的航空器中所设置的已存传感器部60中得到的信息，水平面与目标前进方向所形成的角度及目标前进方向的方位角是从自动驾驶部得到的信息，因此根据本实施方式能够容易导出目标迎角及目标侧滑角。

以上，采用上述实施方式说明了本发明，但本发明的技术范围并不限定于上述实施方式所记载的范围。在不脱离发明主旨的范围内能够对上述实施方式加以各种变更或者改进，此加以变更或者改进后的形态也包含在本发明的技术范围内。

例如，上述实施方式中，针对进行向由作为机场设备的滑翔道天线、及定位信标天线输出的电波所表示的目标飞行路径的跟踪的情况进行了说明，但本发明并不限定于此，还可以是进行向基于本机40的当前位置及本机40应到达的目标位置而生成的目标飞行路径的跟踪的形态。

更详细而言，将测量本机40的当前位置(纬度、经度及高度)的位置信息获取传感器(例如GPS传感器)搭载于本机40，基于由位置信息取得传感器所测量的本机40的当前位置，通过搭载于本机40的计算机导出目标飞行路径，并将该目标飞行路径存储于存储部。

另外，上述计算机在本机40的残余燃料及基于残余燃料的可到达距离、本机40中产生了故障(例如，在巡航飞行过程中整个舵面不工作，必须仅通过引擎的推力将本机40导航至机场的故障)的情况下，根据与故障状态相应的可旋转的最大半径及最小半径、成为着陆候选的机场的滑行路长、以及成为着陆候选的机场周边的天气(风、雨、云量、能见度等)等各种条件而导出本机40应到达的目标位置(目标机场)，导出从本机40的位置至该目标机场为止的最佳飞行路径，并将所导出的最佳飞行路径作为目标飞行路径。另外，目标位置也可以不是由计算机导出，而是由飞行员来指定。

另外，计算机也可以按每规定时间间隔导出目标飞行路径，并使所导出的目标飞行路径更新存储在上述存储部中。

并且，自动驾驶部62基于表示本机40相对于在存储部中所存储的目标飞行路径的相对位置或者偏差角的信息，生成包含路径角指令γ_cmd及方位角指令Ψ_cmd在内的操纵指令。

由此，在例如采用了由作为机场设备的滑翔道天线及定位信标天线输出的电波所表示的目标飞行路径的跟踪操作、即采用了ILS的跟踪操作中，只能通过来自机场周边的着陆阶段的导航来进行跟踪操作，但在采用了基于本机40的当前位置及本机40应到达的目标位置而生成的目标飞行路径的跟踪操作中，可以进行从无法采用ILS的区域至机场(目标位置)为止的本机的导航，例如在本机40发生了故障的情况下从高空紧急下降或方位角变更等。

另外，上述实施方式中，针对使ILS显示20与FPM30及目标空中姿态角显示32一起显示于PFD10的情况进行了说明，但本发明并不限定于此，还可以是使ILS显示20不显示于PFD10的形态、或者使FD指令条显示与ILS显示20一起显示于PFD10的形态、或者显示此外用于支援飞行员操纵的显示的形态。

另外，在上述实施方式中，针对将显示装置设为PFD10的情况进行了说明，但本发明并不限定于此，还可以是将显示装置设为ADI等的其他形态。

符号说明

10PFD

30FPM

32目标空中姿态角显示

40本机(航空器)

50控制装置

Claims (6)

1.一种显示装置，显示作为本机的航空器的飞行状态，

所述显示装置对目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差进行显示，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角，该当前空中姿态角表示本机的当前的迎角及当前的侧滑角，

所述目标迎角，通过将本机的当前的俯仰角减去水平面与目标前进方向所形成的角而导出，

所述目标侧滑角，通过将所述目标前进方向的方位角减去本机的当前的方位角而导出。

2.根据权利要求1所述的显示装置，其中，

所述显示装置对与所述目标空中姿态角对应的第1指标、及与所述当前空中姿态角对应的第2指标进行显示。

3.根据权利要求2所述的显示装置，其中，

根据所述目标空中姿态角与所述当前空中姿态角之间的相对差，使所述第1指标与所述第2指标之间的相对位置改变并显示。

4.根据权利要求1～3任一项所述的显示装置，其中，

所述目标飞行路径，基于本机的当前位置及本机应到达的目标位置而导出。

5.一种操纵支援系统，具备：

显示装置，其对目标空中姿态角与当前空中姿态角之间的相对差进行显示，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角，该当前空中姿态角表示本机的当前的迎角及当前的侧滑角；和

控制装置，其具备：目标迎角导出单元，该目标迎角导出单元通过将本机的当前的俯仰角减去水平面与目标前进方向所形成的角从而导出所述目标迎角；和目标侧滑角导出单元，该目标侧滑角导出单元通过将所述目标前进方向的方位角减去本机的当前的方位角从而导出所述目标侧滑角，并且所述控制装置按照对表示所导出的所述目标迎角及所述目标侧滑角的所述目标空中姿态角与所述当前空中姿态角之间的相对差进行显示的方式对所述显示装置进行控制。

6.一种显示方法，使显示装置显示作为本机的航空器的飞行状态，

使显示装置显示目标空中姿态角和当前空中姿态角之间的相对差，该目标空中姿态角表示为了本机到达目标飞行路径而设为目标的迎角即目标迎角及设为目标的侧滑角即目标侧滑角，该当前空中姿态角表示本机的当前的迎角及当前的侧滑角，

所述目标迎角，通过将本机的当前的俯仰角减去水平面与目标前进方向所形成的角而导出，

所述目标侧滑角，通过将所述目标前进方向的方位角减去本机的当前的方位角而导出。