JP2009502620A - 航空機と周囲の地上との衝突の危険を検知する方法と装置 - Google Patents

Abstract

本発明は、地上のプロフィールを認識している手段(５)と、特定の飛行パラメータの有効値を決定する手段(７)と、上記の有効値により決定された飛行経路が地上のプロフィールと一致するかどうかを確認する照合手段(９)と、不一致の場合、警告信号を発する手段(１３)とからなる装置(１)に関し、上記の照合手段(９)が、回避操作中減速により生じるエネルギ伝達と全傾斜変化とによる高度変化を計算する少なくとも１つの要素(１５)と、上記の高度変化を用いて回避経路を決定する要素(１６)と、こうして決定された回避経路が上記の地上のプロフィールに一致するかどうかを照合する要素(３)を含んでいる。
【選択図】 図１

Description

本発明は、航空機、特に輸送飛行機と周囲の地上との衝突の危険を検知する方法と装置に関する。

そのような装置、例えば、ＴＡＷＳ (地上回避および警告システム)タイプあるいはＧＰＷＳ(地上近接警告システム)タイプのものの目的は、航空機と周囲の地上との衝突の危険を検知し、その危険が検知されると乗務員に警告し、地上回避操縦を取らせることができることは既知である。そのような装置は一般に
− 航空機の前方に位置する地面の輪郭を認識している第１手段と、
− 特定の飛行パラメータの有効値を決定する第２手段と、
− 上記の有効値から、実際の状況を可能なかぎり最も良く示す回避経路を計算し、この回避経路が、航空機の前方少なくとも所定距離に亘る上記の地面の輪郭と一致するかどうかを照合する第３手段と、
− 上記の第３手段が不一致を検知すれば、対応する警告信号を送るための第４手段と
からなっている。

一般に、上記の第３手段は、対応する経路を計算するため、航空機により行われた回避操縦を示すことを意図したモデルを使用する。然し、航空機の安定状態を示す一定の負荷因子と固定経路とを考慮する、使用されたモデルは航空機によりなされた操縦をかなり良く再生する。更に、為された近似計算は、回避操縦中の航空機の実際の飛行性能を過剰に予測しないように大きなエラー・マージンを考慮する必要がある。然し、エラー・マージンの考慮は特に間違った警告をなし得る。上記の第３の手段が用いる計算モードと照合モードとは、よって、完全には信頼できない。

本発明は、これらの短所を克服できる、航空機と周囲の地上との衝突の危険を検知する方法に関する。

この目的のため、本発明によれば、上記の方法は、以下の連続工程、
ａ) 航空機の前方に位置する地面の輪郭が考慮され、
ｂ) 特定の飛行パラメータの有効値が決定され、
ｃ) これらの有効値から、少なくともプル・アウト(引き込み)部分と一定傾斜部分とからなる回避経路が決定され、航空機の前方に投影され、
ｄ) 上記の回避経路が航空機の前方、少なくとも所定の距離に亘る地面の上記の輪郭と一致するかどうかが照合され、
ｅ) 工程ｄ)で、不一致が検知されると、対応する警告信号が発せられる
ことが自動的に繰り返し行なわれ、
− 工程c)で、
・ 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦中の減速により生じた、エネルギーの伝達と全傾斜変化による、航空機の高度変化が計算され、
・ こうして計算された高度変化が、可能な限り現実を最も良く示し、プル・アウト部分と一定傾斜部分との間の、上記の高度変化を考慮する中間部分を含む回避経路を決定するのに用いられ、
− 工程ｄ)で、こうして決定された回避経路が航空機の前方の所定距離に亘る地面の輪郭と一致するかどうか照合するため、この回避経路が用いられることを特徴とする。

よって、本発明によれば、回避操縦中のエネルギー伝達および推力変化による航空機の高度変化が考慮され、これにより工程ｃ)で用いられ下記に記載されているモデルを最適化することができる。この工程ｃ)で用いられる処理は、よって、出来る限り現実に近くなるようになされている。従って、地上との衝突の危険の検知は、航空機が、必要ならば、実際用いる回避操縦に非常に近い回避操縦を考慮して、特に、間違った警告を避け、特に信頼できる監視をすることができる。

第１の実施例では、上記の減速により生じた全傾斜変化は推力変化に対応する。

この第１の実施例では、
− 工程ｄ)では、
・ 航空機の実効質量ＧＷが概算され、
・ 航空機の現在の実効速度ＶＯが測定され、
・ 航空機の現在の実効傾斜γＯが測定され、
− 工程ｃ)で、上記の高度変化ΔＨが以下の式で計算されるのが望ましく、

式中
・ Ｋ１、Ｋ２およびＫ３は航空機に依存する所定のパラメータ、
・ ｇは重力加速度、
・ ＧＷＯは上記の航空機に依存する、航空機の質量の所定の一定値を示し、
・ ＶＦは、回避操縦の最後で到達した安定速度に対応する速度の一定値を示し、この値は所定のもので、航空機に依存し、
・ γＦは回避操縦の最後で安定する、地上に対する飛行傾斜に対応する飛行傾斜の一定値を示し、この一定値は所定のもので、航空機とその状況パラメータに依存し、
・ Ｘは航空機の対称の垂直面の水平軸上の航空機の現在の位置を示し、
・ ＸＯは、上記の回避操縦の高度変化段階の開始時での、上記の垂直面の水平軸上の航空機の位置を示す。

更に、第２の実施例では、工程ｃ)で、上記の高度変化は、工程毎に、
− 減速により生じる、運動エネルギーから潜在エネルギーへの変換を示す第１高度変化と、
− 当該工程の全傾斜を示す第２の高度変化とを
合計することにより計算される。

更に、回避操縦の当初のプル・アウト段階を最適化させるため、
− 工程ｃ)で、
・ 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦のプル・アウト段階を示す負荷因子が計算され、
・ こうして計算された負荷因子が、可能な限り現実を最も良く示す回避経路のプル・アウト部分を決定するのに用いられ、
− 工程ｄ)で、こうして決定されたプル・アウト部分が、上記の回避経路が航空機の前方の所定距離に亘る地上のプロフィールと一致するかどうかを照合するため用いられるのが望ましい。

この場合、
− 工程ｂ)では、
・ 航空機の実効質量ＧＷが概算され、
・ 航空機の現在の実効速度ＶＯが測定され、
− 工程ｃ)では、
上記の負荷因子Ｎｚが以下の式を用いて計算される。

式中、ｎ０、ｎ１およびｎ２は所定のパラメータである。

特定の実施例では、上記の所定のパラメータの少なくともいくらか、そして必要ならば、上記の一定の値が航空機の有効飛行形態に依存する。これにより、実際航空機が行なう可能性のある操縦と比較して、モデル化された回避操縦の表示性を改良することができる。

本発明は、又、航空機と周囲の地上との衝突の危険を自動的に検知する装置に関し、この装置は
− 航空機の前方に位置する地上のプロフィールを認識している第１手段と、
− 特定の飛行パラメータの有効値を決定する第２手段と、
− 上記の有効値から回避経路を計算し、この回避経路が航空機の前方、少なくとも所定の距離に亘る地上の上記のプロフィールと一致するかどうかを照合する第３手段と、
− 上記の第３手段が不一致を検知すると、対応する警告信号を送る第４手段と
からなる。

本発明によれば、上記の装置は、上記の第３手段が、少なくとも
− 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦中の減速により生じた、エネルギーの伝達と推力変化による、航空機の高度変化を計算する第１ユニットと、
− 可能な限り現実を最も良く示す回避経路を決定するため、上記の第１ユニットにより計算された高度変化を用いる第２ユニットと、
− 第２ユニットにより決定された回避経路が航空機の前方の所定距離に亘る地面の輪郭と一致するかどうか照合するため、この回避経路を用いる第３ユニットと
からなる。

特定の実施例では、上記の第３手段は、更に、
− 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦のプル・アウト段階を示す負荷因子を計算する第４ユニットと、
− 現実を可能な限り最も良く示す回避経路のプル・アウト部分を決定するため、上記の第４ユニットで計算された負荷因子を用いる(例えば、上記の第２ユニットに対応する)第５ユニットと、
− 上記の回避経路が、航空機の前方の所定距離に亘る地面の輪郭と一致するかどうか照合するため、上記の第５ユニットにより決定された上記のプル・アウト部分を用いる(例えば、上記の第３ユニットに対応する)第６ユニットと
を備える。

添付図面の図により、本発明がどのように実施されるかが良く理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１に略示されている、本発明による装置１の目的は、航空機Ａ、特に軍用輸送機と周囲の地面２との衝突の危険を自動的に検知し、その危険が検知されると、航空機Ａの乗務員に警告し、すると乗務員は図２に示されているような、地面２を回避するための操縦ＴＥを行なうことができる。

そのような装置１は、例えば、ＴＡＷＳ(地上回避および警告システム)タイプあるいはＧＰＷＳ(地上近接警告システム)タイプのものであり、航空機Aに設置され、通常の方法で、
− 少なくとも航空機Ａの前方の地面の輪郭６を認識し、このため、例えば、上記の地面の輪郭６を含むデータ・ベースおよび／またはレーダのような、地面を検知する手段からなる手段５であって、上記の地面の輪郭６は、例えば、起伏４の上方の所定のクリア回避高さＧにあるものと、
− 以下に記載され、例えば、データ・ソース・アセンブリ８の一部を形成する手段７であって、その目的が、同様に下記に記載されている、複数個の特定の飛行パラメータの有効値を決定するものと、
− リンク１１と１２を介して、それぞれ、上記の手段５と７に連結されている中央ユニット９であって、その目的が上記の手段７により決定された特定の飛行パラメータの有効値から回避経路を計算し、この回避経路を航空機Ａの前方に投影し、この前方に投影された回避経路が航空機Ａの前方、少なくとも所定の距離(例えば、１０，０００メートル)に亘る地面の上記の輪郭６に一致するかどうかを照合するものであり、
− リンク１４を介して上記の中央ユニット９に連結され、上記の中央ユニット９により衝突の危険が検知されると、(音響および／あるいは視覚)警告信号を送る手段１３とからなる。

本発明によれば、上記の中央ユニット９は、
− 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、(上記手段７により決定された)有効値を用いて、航空機Ａの前方の地面２を避けるためなされている回避操縦中の減速により生じた、エネルギーの伝達と全傾斜変化による、航空機Ａの高度変化ΔＨを以下に記載するように計算するユニット１５と、
− リンク１７により上記のユニット１５に連結され、このユニット１５により計算された高度変化ΔＨを、可能な限り現実を最も良く示す回避経路を決定するために用いるユニット１６と、
− リンク１０により上記のユニット１６に連結され、上記の回避経路が航空機Ａの前方の所定距離に亘る地面の輪郭６と一致するかどうか照合するため、このユニット１６により決定された回避経路を用いるユニット３とからなる。

こうするため、上記のユニット３は、図３に示され、回避操縦を再生するよう考慮される、ユニット１６により計算される補助カーブ１８(あるいは回避カーブ)を用いる。上記のユニット３はこの補助カーブ１８を航空機Ａの前方で直線方向に移動させ、少なくとも上記の所定の距離に亘って、航空機Ａの現在の位置の前方の地面の輪郭６に出会わないかどうかを照合する。このように移動した移動補助カーブ１８が地面の輪郭６に出会わない限り、航空機Ａはその前方の地上２の起伏４を飛び越えることができる。

然し、上記の補助カーブ１８の移動中、上記の補助カーブ１８が地面の輪郭６に出会うと、これと衝突する危険があり、するとユニット３は手段１３に図２中記号１９で示されているような警告信号を送るよう指令する。その際、パイロットあるいは自動案内システムは航空機Ａを、その前方にある地上２の起伏４を飛び越し、よってそれとの衝突を回避するように意図された回避経路ＴＥを辿らせる。

現在までは、(回避操縦を再生するように為された)通常の補助カーブ１８Ａは、図３に点線で示されているように、
− 回避操縦のプル・アウト段階を示し、航空機Ａが再度高度を得れるようになされた第１の部分２０Ａ(プル・アウト部分)であって、このプル・アウト部分２０Ａは、一定の半径の円弧に対応するように航空機Ａの一定負荷因子を考慮することにより通常の方法で構成されているものと、
− このプル・アウト部分２０Ａを接線方向に辿る一定の傾斜部分２１Ａ
とからなる。

そのような通常の補助カーブ１８Ａは必要な場合航空機Ａが実際行なう回避操縦を正確には再生せず、これにより特に(衝突の危険に関する)偽りの警告を生じさせ得る。

本発明による補助カーブ１８は、航空機Ａにより実際行なわれる回避操縦を最適な方法で再生することによりこの短所を克服出来る。この目的のため、本発明によれば、上記の補助カーブ１８は、下記の特別なプル・アウト部分２０と通常の一定の傾斜部分２１に加えて、上記の高度変化ΔＨを考慮する中間部分２２を含む。この補助カーブ１８は、よって、上記のプル・アウト部分２０の最後から始まり、(よって、上記の通常の部分２１Ａに対し、高度変化ΔＨ分、垂直方向上方に移動される)上記の一定傾斜部分２１の開始までの高度の動的増加を考慮する。

このため、上記手段７は特に適切には示されていない、
− 航空機Ａの実効質量ＧＷを概算し、
− 航空機Ａの現在の実効速度ＶＯを測定し、
− 航空機Ａの(地上に対する)現在の有効傾斜γＯを測定する
ユニットからなる。

更に、上記の全傾斜変化が推力変化に対応する第１の実施例では、上記のユニット１５は、前記の有効値と以下の式を用いて、高度変化ΔＨを決定し、

式中
− Ｋ１、Ｋ２、Ｋ３、Ｋ４およびＫ５は航空機Ａに依存する所定のパラメータ、
− ｇは重力加速度、
− ＧＷＯは上記の航空機に依存する、航空機Ａの質量の所定の一定値を示し、
− ＶＦは、回避操縦の最後で到達する安定速度に対応する速度の一定値を示し、この値は所定のもので、航空機Ａに依存し、
− γＦは回避操縦の最後で安定する、地上に対する飛行傾斜に対応する飛行傾斜の一定値を示し、この一定値は所定のもので、航空機とその状況パラメータに依存し、
− Ｘは航空機の対称ＯＸＺｐの垂直面の水平軸ＯＸ上の航空機Ａの現在の位置を示し、
− ＸＯは、図３に示されている、上記の回避操縦の高度変化段階の開始時での、上記の垂直面ＯＸＺｐの水平軸ＯＸ上の航空機Ａの位置を示す。

この高度変化ΔＨは、前記のように、(高度変化ΔＨ１を生じる)エネルギ伝達と、(高度変化ΔＨ２を生じる)推力変化とによるものであり、

となる。

上記の高度変化ΔＨ１は運動エネルギから潜在エネルギへの変換をしめす。

更に、この第1の実施例では、高度変化ΔＨ２は、減速により生じる推力変化による。

更に、高度変化ΔＨが、減速により生じるエネルギ伝達と全傾斜変化とによる第２の実施例では、上記の高度変化ΔＨは幾何学的傾斜γの関数である。

然し、上記の幾何学的傾斜は全傾斜γＴＯＴと加速期間との合計に等しい。

全傾斜は推進バランス、即ち質量に対する推力と牽引との差、

この全傾斜γＴＯＴは、減速するにつれて、増加するので高度の増加ΔＨに寄与する。この全傾斜の増加は、速度に反比例し、速度に反比例する推力の増加によるものである。

事実、この物理現象は、ターボプロップ(エンジン)に目立ち、このターボプロップでは、推力に優勢な期間が式、

により表される。

よって、この第２実施例では、高度変化ΔＨはユニット１５により、工程毎に、２つの貢献、
− 減速により生じる運動エネルギから潜在エネルギへの変換であるΔＨ３と、
− 当該工程の全傾斜を示すΔＨ４
との合計として、計算される。
即ち

工程ｉでは、

更に、本発明によれば、上記の中央ユニット９は、更に、
− (手段７により決定された)航空機Ａの質量ＧＷと速度ＶＯとの有効値を用いて、航空機Ａが実際行なう回避操縦のプル・アウト段階中航空機Ａの実際の負荷因子を示す負荷因子Ｎｚを計算するユニット２３と、
− 追加のユニット、例えば、リンク２４により上記のユニット２３に連結され、補助カーブ１８のプル・アウト部分２０を最適化するため(現在まで使用されている所定の一定の負荷因子に代え)上記の負荷因子Ｎｚを用いるユニット１６であって、この負荷因子Ｎｚが、上記のプル・アウト部分２０を形成する円弧の半径を通常の方法で計算するため考慮されるものを備える。

特定の実施例では、上記のユニット23は上記の負荷因子Nzを以下の式を用いて決定し、

式中、ｎ０、ｎ１およびｎ２は所定のパラメータである。

この負荷因子Ｎｚは従来例で使用されている一定の負荷因子より現実に近く、補助カーブ１８のプル・アウト部分２０の一致性を増加できる。

装置１により衝突の危険を検知し、回避操縦を開始する場合、航空機Ａが実際辿る回避経路ＴＥはこうして、図３に示されているように、本発明により決定される補助カーブ１８により忠実に再生される。

従って、装置１により使用される、地上２との衝突の危険の検知は、航空機Ａが必要であれば、実際使用する回避操縦に非常に近い(補助カーブ１８の形態の)回避操縦を考慮し、これにより特に間違った警告を避け、特に信頼できる監視を為すことができる。

特定の実施例では、所定のパラメータ、ｎ０、ｎ１、ｎ２、Ｋ１、Ｋ２およびＫ３の少なくとも幾つか、あるいは(中央ユニット９あるいはデータ・ソースのアセンブリ８に記録されている)一定値ＧＷＯ、ＶＦおよびｙＦの少なくとも幾つは航空機Ａの有効飛行形態に依存する。この場合、データ・ソースのアセンブリ８は、例えば、飛行段階、航空機Ａの空力学的形態（スラット、フラップ）と、その高度等に依存する、航空機Ａの現在の飛行形態を決定できるパラメータを測定するようになされた手段を備える。

本発明に係る装置のブロック図である。 本発明で考慮されているプル・アウト操縦の略図である。 本発明の必須の特徴を示すことができるグラフである。

符号の説明

Ａ…航空機、２…地面、１…衝突検知装置、６…地面の輪郭、５…第１手段、７…第２手段、９…第３手段、１９…警告信号、１３…第４手段、ΔＨ…高度変化、１５…第１ユニット、１６…第２ユニット、３…第３ユニット、２３…第４ユニット、１６…第５ユニット、３…第６ユニット。

Claims (11)

1. 航空機(Ａ)と周囲の地面(２)との衝突の危険を検知する方法であり、以下の連続工程、
   ａ) 航空機(Ａ)の前方に位置する地面(２)の輪郭(６)が考慮され、
   ｂ) 特定の飛行パラメータの有効値が決定され、
   ｃ) これらの有効値から、少なくともプル・アウト(引き込み)部分と一定傾斜部分とからなる回避経路が決定され、航空機(Ａ)の前方に投影され、
   ｄ) 上記の回避経路が航空機(Ａ)の前方、少なくとも所定の距離に亘って地面(２)の上記の輪郭(６)とに一致するかどうかが照合され、
   ｅ) 工程ｄ)で、不一致が検知されると、対応する警告信号(１９)が発せられる
   ことが自動的に繰り返し行なわれ、
   − 工程ｃ)で、
   ・ 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦中減速により生じた、エネルギーの伝達と全傾斜変化による、航空機の高度変化(ΔＨ)が計算され、
   ・こうして計算された高度変化(ΔＨ)が、可能な限り現実を最も良く示し、プル・アウト部分と一定傾斜部分との間の、上記の高度変化(ΔＨ)を考慮する中間部分を含む回避経路を決定するのに用いられ、
   − 工程ｄ)で、こうして決定された回避経路が航空機(Ａ)の前方の所定距離に亘る地面(２)の輪郭(６)と一致するかどうか照合するため、この回避経路が用いられることを特徴とする方法。
2. 減速により生じる上記の全傾斜変化が推力変化に対応することを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. − 工程ｂ)では、
   ・ 航空機(Ａ)の実効質量(ＧＷ)が概算され、
   ・ 航空機(Ａ)の現在の実効速度(ＶＯ)が測定され、
   ・ 航空機(Ａ)の現在の実効傾斜(γＯ)が測定され、
   − 工程ｃ)で、上記の高度変化ΔＨが以下の式を用いて計算され、
   

   

   式中
   ・ Ｋ１、Ｋ２およびＫ３は航空機(Ａ)に依存する所定のパラメータ、
   ・ ｇは重力加速度を示し、
   ・ ＧＷＯは上記の航空機(Ａ)に依存する、航空機(Ａ)の質量の所定の一定値を示し、
   ・ ＶＦは、回避操縦の最後で到達する安定速度に対応する速度の一定値を示し、この値は所定のもので、航空機(Ａ)に依存し、
   ・ γFは回避操縦の最後で安定する、地上に対する飛行傾斜に対応する飛行傾斜の一定値を示し、この一定値は航空機(Ａ)とその状況パラメータに依存し、
   ・ Ｘは航空機(Ａ)の対称の垂直面(ＯＸＺｐ)の水平軸(ＯＸ)上の航空機の現在の位置を示し、
   ・ ＸＯは、上記の回避操縦の高度変化段階の開始時での、上記の垂直面(ＯＸＺｐ)の水平軸(ＯＸ)上の航空機(Ａ)の位置を示すことを特徴とする請求項２に記載の方法。
4. 工程ｃ)で、上記の高度変化(ΔＨ)は、工程毎に、
   − 減速により生じる、運動エネルギーから潜在エネルギーへの変換を示す第１高度変化と、
   − 当該工程の全傾斜を示す第２の高度変化とを
   合計することにより計算されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
5. − 工程ｃ)で、
   ・ 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦のプル・アウト段階を示す負荷因子が計算され、
   ・ こうして計算された負荷因子が、可能な限り現実を最も良く示す回避経路のプル・アウト部分を決定するのに用いられ、
   − 工程ｄ)で、こうして決定されたプル・アウト部分が、上記の回避経路が航空機(Ａ)の前方の所定距離に亘る地面(２)の輪郭(６)と一致するかどうか照合するため用いられることを特徴とする前記請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の方法。
6. − 工程ｂ)では、
   ・ 航空機(Ａ)の実効質量(ＧＷ)が概算され、
   ・ 航空機(Ａ)の現在の実効速度(ＶＯ)が測定され、
   − 工程ｃ)では、
   上記の負荷因子(Ｎｚ)が以下の式を用いて計算され、
   

   

   式中、ｎ０、ｎ１およびｎ２は所定のパラメータであることを特徴とする請求項５に記載の方法。
7. 上記の所定パラメータの少なくとも幾つかと、必要であれば、上記の一定値が航空機(Ａ)の有効飛行形態に依存することを特徴とする請求項３から請求項６のいずれか１項に記載の方法。
8. 航空機(Ａ)と周囲の地面(２)との衝突の危険を検知する装置(１)であって、
   − 航空機(Ａ)の前方に位置する地面(２)の輪郭(６)を認識している第１手段(５)と、
   − 特定の飛行パラメータの有効値を決定する第２手段(７)と、
   − これらの有効値から回避経路を計算し、この回避経路が航空機(Ａ)の前方、少なくとも所定の距離に亘る地面(２)の上記の輪郭(６)と一致するかどうかを照合する第３手段(９)と、
   − 上記の第３手段(９)が不一致を検知すると、対応する警告信号(１９)を発する第４手段(１３)とからなり、
   上記の第３手段(９)が、少なくとも
   − 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦中の減速により生じた、エネルギーの伝達と全傾斜変化による、航空機の高度変化(ΔＨ)を計算する第１ユニット(１５)と、
   − 可能な限り現実を最も良く示す回避経路を決定するため、上記の第１ユニット(１５)により計算された高度変化(ΔＨ)を用いる第２ユニット(１６)と、
   − この第２ユニット(１６)により決定された回避経路が航空機(Ａ)の前方の所定距離に亘る地面(２)の輪郭(６)と一致するかどうか照合するため、この回避経路を用いる第３ユニット(３)とからなることを特徴とする装置。
9. 上記の第３手段(９)は、更に、
   − 上記の特定の飛行パラメータのいくらかの、決定有効値を用いて、回避操縦のプル・アウト段階を示す負荷因子を計算する第４ユニット(２３)と、
   − 現実を可能な限り最も良く示す回避経路のプル・アウト部分を決定するため上記の第４手段(２３)により計算された負荷因子用いる第５ユニット(１６)と、
   − 上記の回避経路が航空機(Ａ)の前方の所定距離に亘る地面(２)の輪郭(６)と一致するかどうか照合するため、上記の第５ユニット(１６)により決定された上記のプル・アウト部分を用いる第６ユニット(３)とを備えることを特徴とする請求項８に記載の装置。
10. 請求項１から請求項７のいずれか１項に記載の方法を実施できる装置(１)を備えることを特徴とする航空機。
11. 請求項８または請求項９に記載した装置(１)を備えることを特徴とする航空機。

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