JP2011246111A - ホバリング可能な航空機、航空機操縦支援方法及びインターフェイス - Google Patents

Abstract

【課題】オペレータ側の判断ミスと、オペレータとパイロットとの間のコミュニケーション不良との両方または一方によって引き起こされる航空機と障害物との衝突を防止するように構成された航空機を、簡単かつ低コストのやり方で提供する。
【解決手段】ホバリング可能な航空機（１）であって、平面掃引領域（Ｒ）を有し、かつ前記航空機（１）が操縦飛行しているときに前記平面掃引領域（Ｒ）内に在る障害物（Ｏ）上の第１の点（Ｐ）と前記航空機（１）上の第２の点（Ｑ）との間のそれぞれの距離値（Ｃ）を入手するように構成された少なくとも１つのセンサ（１０、１０’、１０”）と、前記第１の点（Ｐ）のうちの少なくとも１つが前記航空機（１）上の前記第２の点（Ｑ）を含む安全領域（Ｚ）内に在るときに警告信号を発するように構成された制御ユニット（２０）とを有する航空機。
【選択図】図１

Description

本発明は、ホバリングできるすなわち一定の高さにおいて実質的にゼロ速度で飛行を持続できる航空機、特にヘリコプタまたは転換式航空機に関する。

また、本発明は、航空機操縦支援方法、例えば離陸時、着陸時または救助作業時、すなわち航空機が実際上ホバリングしているときまたは上下方向に対して直角の平面において実質的にゼロ速度であるときの航空機操縦支援方法に関する。

また、本発明は、グラフィックインターフェイスに関する。

航空機のホバリングは、一般に、例えば船上での離陸及び着陸の両方もしくは一方、または山岳もしくは海難救助作業など緊急時及びアクセスの悪い場所の両方もしくは一方での救難もしくは救助作業実施時など、固定した障害物及び移動する障害物の両方または一方の付近で操縦する際に使用される。

このような場合、オペレータは、航空機が障害物から所与の距離を保っていることを視覚的に確認する。

航空機が障害物に接近しすぎて、それにより回転翼の羽根と障害物との間で衝突する危険があると、オペレータはパイロットに警告し、パイロットはこれにしたがって航空機を引き戻す。

業界は、オペレータ側の判断ミスと、オペレータとパイロットとの間のコミュニケーション不良との両方または一方によって引き起こされる航空機と障害物との衝突を防止する必要を感じている。

特許文献１は、擬水平掃引領域を有しかつ掃引領域内の障害物の点と航空機の点との間の距離値を入手するように設計されたセンサが設けられた航空機を開示する。詳細には、センサは胴体の底部から突出する回転光学素子を備える。

特許文献２は、航空機の胴体に分散して配置されたレーダ検出器を有するヘリコプタを開示する。

米国特許第５３７１５８１（Ａ）号明細書 独国特許出願公開第１０２００６０５３３５４（Ａ）号明細書

本発明の目的は、簡単かつ低コストのやり方でこの要件を満たすように構成された航空機を提供することにある。

本発明によれば、請求項１に記載されているような、ホバリング可能な航空機が提供される。

また、本発明は、請求項１２に記載されているように、多数の表示項目を表示する表示手段を備えるグラフィックインターフェイスに関する。

また、本発明は、請求項１３に記載されているように、ホバリング可能な航空機の操縦を支援する方法に関する。

本発明に係る、図を明確にするために一部が取り除かれている、実質的にホバリング操縦を行っている航空機の俯瞰図。 図を明確にするために一部が取り除かれている図１の航空機の側面図。 図１及び２の航空機の一部の概略図。 図１及び２の航空機のグラフィックインターフェイス。 図１及び２の航空機の他の部分の動作線図。 図１及び２の航空機の制御ユニットの一部の概略図。 図６の制御ユニットのさらなる部分の概略図。 図を明確にするためにさらなる部分が取り除かれている、図１及び２の航空機の俯瞰図。 図４のインターフェイスのさらなる部分の拡大図。

本発明の好ましい非限定的実施形態について添付図面を参照しながら例として説明する。

図１、２及び８の参照番号１は、ホバリングできる、すなわち一定の高さにおいて実質的にゼロ速度で飛行を持続できる航空機を示す。

図示される例において、航空機はヘリコプタである。

あるいは、航空機１は転換式航空機でもよい。

ヘリコプタ１は、実質的に、胴体２と、胴体２の上面に取り付けられ軸線Ａ回りに回転する主回転翼３と、回転翼３によって胴体２に伝達されるトルクに対抗するために胴体２の後端部の尾翼から突出する反トルク尾部回転翼４とを備える。

ヘリコプタ１は、胴体２から突出する回転翼３を駆動する駆動シャフト５（図２）と、尾翼から突出する尾部回転翼４を駆動する駆動シャフト６（図１）とを備える。

ヘリコプタ１は、
−多数のセンサ１０、１０’、１０”（図１には１つのみ示す）であって、各センサが平面掃引領域Ｒ（図１には１つのみ示す）を有し、ヘリコプタのホバリング操縦時に障害物Ｏ上の点Ｐとヘリコプタ上の点Ｑとの間の距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”の第１の値を入手するように構成された、多数のセンサと、
−点Ｐのうち１つが点Ｑを含む安全領域Ｚ内に在るときに、警告信号を発するように構成された制御ユニット２０と、
を備える。

センサ１０、１０’、１０”のそれぞれが駆動シャフト６を取り囲むと有利である。

図示される例において、センサ１０、１０’、１０”は３個であり、それぞれの領域Ｒはそれぞれ別個の平行平面に在る。

より明確に言うと、センサ１０、１０’、１０”は駆動シャフト５の周りに位置し（図８）、それぞれの領域Ｒは、それぞれ別個の平面に在るにもかかわらず重なる。

図１の例において、点Ｑは、軸線Ａと回転翼３の円盤形平面７との交点によって画定される。

図３を参照すると、各センサ１０は、実質的に、
−それぞれの領域Ｒの平面において障害物Ｏ上の点Ｐに対して電磁放射を発するエミッタ１１と、
−障害物Ｏ上の点Ｐによって反射された電磁放射を受け取るレシーバ１２と、
−エミッタ１１による電磁放射の放射とレシーバ１２による電磁放射の反射の受信との間の時間間隔を測定するクロノメータ１３と、
−クロノメータ１３が測定した時間間隔に基づいて点Ｐと点Ｑとの間の距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を検出するコンピュータ１４と、
を備える。

示される例において、エミッタ１１は、レーザ送信レンズ１５を備えるレーザダイオードであり、レシーバ１２はレーザ受信レンズ１６を備えるフォトダイオードである。

エミッタ１１は、それぞれが固定軸線に対して角度θを形成する（図１）、多数のレーザビーム１９を放射する。

より明確に言うと、コンピュータ１４は、クロノメータ１３によって測定された時間間隔に基づいて点Ｐとレシーバ１２との間の距離を判断し、ヘリコプタの形状データに基づいて点Ｐと点Ｑとの間の距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を判断する。

制御ユニット２０はまた、センサ１０、１０’、１０”によって測定された距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”に基づいて、障害物Ｏからヘリコプタを引き戻す推奨バックオフ方向Ｄを判断するように構成されている（図５）。

本発明の第１の実施形態において、方向Ｄは、点Ｑと点Ｑに最も近い障害物Ｏ上の点Ｐとを結ぶ方向に対応する。

本発明の別の実施形態において、方向Ｄは、点Ｑに最も近い点Ｐの周りの障害物Ｏの形状を考慮することにより、制御ユニット２０によって判断される。

安全領域Ｚは、点Ｑを中心とする円であることが好ましい。

より明確に言うと、安全領域Ｚの半径は、
−軸Ａと主回転翼３の羽根の先端との間の距離と、
−安全距離と、
の合計に等しい。

安全領域Ｚのサイズは、選択的にユーザによって、特にパイロットによって調整可能である。

好ましくは、安全領域Ｚのサイズは、相似（すなわち、安全領域Ｚの輪郭上の２点の接線同士の間の角度を保持したままの変形）を用いてユーザにより調整可能である。

例えば、安全領域Ｚが円である場合、ユーザは円の半径を調節することができる。

言い換えると、ユーザは様々な操縦安全マージンを設定できる。すなわち安全領域Ｚの面積が小さければ小さいほど安全マージンは低くなる。

ヘリコプタ１は、また、
−自動操舵システム２５と、
−多数のフィルタを備えるフィルタシステム３０であって、フィルタリングされた距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を制御ユニット２０の出力に供給するために、ノイズを減衰させるためまたはセンサ１０、１０’、１０”によって入手された距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”の精度を向上させるために単独でまたは組み合わせでパイロットが起動できる、フィルタシステム３０と、
−センサ１０、１０’、１０”によって入手され、かつ場合によりフィルタシステム３０によってフィルタリングされた距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”に基づいて制御ユニット２０によって制御される、ユーザ情報を表示するグラフィックインターフェイス３５と、
を備える（図５）。

より明確に言うと、制御ユニット２０は、障害物上Ｏの少なくとも１つの点Ｐが安全領域Ｚ内に在るときヘリコプタを障害物Ｏから引き戻すようシステム２５に命令するように構成される。

制御ユニット２０は、ヘリコプタをＤ方向に並進移動させるようシステム２５に命令するように構成されることが好ましい。

フィルタシステム３０の各フィルタは、実質的に、センサ１０、１０’、１０”によって測定された１または複数の点Ｐと点Ｑとの間の距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を比較する比較ステージ（図示せず）と、フィルタリングされた距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を生成する生成ステージ（図示せず）とを含む。

第１のフィルタは、同じ角度θからの複数の電磁放射の存在を判定し、最大距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を選択する。第１のフィルタは、複数の反射を生じる雪片など半透明の物体を排除する役割をする。

第２のフィルタは、同じ角度θから連続的にセンサ１０、１０’、１０”が測定した距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”値を受け取る。第２のフィルタの生成ステージは、上記距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”の算術平均、移動平均または中央値に等しいフィルタリングされた距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を生成する。

第３のフィルタは、センサ１０、１０’、１０”によって同時に測定された隣接する点Ｐの距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を受け取る。第３のフィルタの生成ステージは、各角度θについて、この角度θで測定された値と別の角度θで測定された値の関数との組み合わせに等しいそれぞれのフィルタリングされた距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を生成する。

第４のフィルタは、距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を受け取ると共にセンサ１０、１０’、１０”によって測定された同じ点Ｐと点Ｑとの間の距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を比較する比較ステージと、フィルタリングされた距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を生成する生成ステージ（図示せず）とを含む。

第４のフィルタが、点Ｑと少なくとも２つのそれぞれのセンサ１０、１０’、１０”の少なくとも２つの重なる掃引領域内に在る点Ｐとの間の距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を比較することに留意することが重要である。

第４のフィルタの比較ステージは、
−障害物Ｏの仮説的三次元形状例えば円筒形状に基づいて、センサ１０、１０’、１０”によって測定された多数の同一点Ｐの距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を評価し、
−センサ１０、１０’、１０”によって測定された同一点Ｐと点Ｑとの間の距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を比較し、
−例えば、或る距離値（例えば距離値Ｃ）が他の値（Ｃ’、Ｃ”）と大きく異なる場合、これを廃棄する、
ように構成される。

第４のフィルタは、障害物Ｏの三次元形状（示される例においては円筒形状）を想定し、それにより障害物Ｏ上の各点Ｐを、センサ１０によって測定された点Ｑからの距離Ｃと、センサ１０’によって測定された点Ｑからの距離Ｃ’と、センサ１０”によって測定された点Ｑからの距離Ｃ”とに関連付けることができる。

言い換えると、第４のフィルタは、センサ１０、１０’、１０”によって測定された距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”の確率的誤差を排除する。

グラフィックインターフェイス３５は、
−障害物Ｏの外表面と領域Ｒの少なくとも１つとの交差を表す輪郭線３７と、
−輪郭線３７に対するヘリコプタ上の点Ｑの位置を示す点３８と、
−回転翼３の円盤形７の輪郭線を示す円の形の表示３９と、
−ヘリコプタの全体的なサイズの表示４６と、
−方向Ｄを示すベクトル４０と、
を有利に表示するグラフィックディスプレイ３６を備える（図４）。

より明確に言うと、ベクトル４０は方向Ｄに対して平行であり、点Ｑから障害物Ｏへ向かうか（図４）または点Ｑから障害物Ｏの反対側へ向かう。

グラフィックディスプレイ３６は、輪郭線３７、点３８、表示３９、４６及びベクトル４０を示す第１のエリア４１と、センサ１０、１０’、１０”によって測定された点Ｑと点Ｐとの間の距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”の最小値の表示４３を示す第２のエリア４２とを備える。

表示４３を、最小距離値に応じて様々な色で示すことができる。例えば、最小値が下限値よりも小さい場合、すなわち点Ｑが障害物Ｏ上の点Ｐの１つに特に近いときに、表示４３を赤で示すことができる。

逆に、最小距離値が上限値よりも大きい場合、すなわち点Ｑが障害物Ｏから良好な距離にあるときに、表示４３を緑色で示すことができる。

最小距離値が上限値と下限値との間である場合、表示４３を黄色で示すことができる。

制御ユニット２０はまた、センサ１０、１０’、１０”によって測定された距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”及びグラフィックインターフェイス３５上のユーザ選択可能値に基づいて、
−第１のユーザ選択可能値よりも大きい、点Ｑからの距離に位置する障害物Ｏ上の第１の点Ｐの第１のセットと、
−第１のユーザ選択可能値よりも小さくかつ第２のユーザ選択可能値よりも大きい、点Ｑからの距離に位置する障害物Ｏ上の第２の点Ｐの第２のセットと、
−第２のユーザ選択可能値よりも小さい、点Ｑからの距離に位置する障害物Ｏ上の第３の点Ｐの第３のセットと、
を評価するようにも構成される（図９）。

制御ユニット２０はまた、グラフィックディスプレイ３６上に
−第１の色、例えば緑色のエリア１００、
−第２の色、例えば黄色のエリア１０１、
−第３の色、例えば赤色のエリア１０２、
−表示３９の側のエリア１００の境界と表示３９の反対側のエリア１０１の境界とを定める輪郭線１０３と、
−表示３９側のエリア１０１の境界と表示３９の反対側のエリア１０２の境界とを定める輪郭線１０４と、
−表示３９側のエリア１０２の境界を定めると共に領域Ｚの輪郭線と部分的に一致する輪郭線１０５と、
を表示するようにも構成される。

輪郭線１０３は、限界値よりも大きい、点Ｑからの距離に位置する障害物Ｏ上の点Ｐを表す１または複数（示される例においては２つ）の部分１１０を含み、点３８を中心とする円の第１の円弧によって（示される例において）部分１１０を接続する１または複数の部分１１１を含むことができる。

輪郭線１０４は、限界値よりも小さい、点Ｑからの距離に位置する障害物Ｏ上の点Ｐを表す１または複数（示される例においては２つ）の部分１１５を含み、点３８を中心としかつ第１の円弧より小さい半径の円の第２の円弧によって（示される例において）部分１１５を接続する１または複数の部分１１６を含むことができる。輪郭線１０４は反対の端部を輪郭線１０３と共有する。

輪郭線１０５は反対の端部を輪郭線１０４と共有する。

したがって、輪郭線１０３によって境界が定められたエリア１００は、点Ｑから良好な距離にあり、それによりヘリコプタの安全にとって脅威とならない障害物Ｏのエリアを表す。輪郭線１０３、１０４によって境界を定められたエリア１０１は、点Ｑからの平均距離にある障害物Ｏのエリアを表す。輪郭線１０４、１０５によって境界を定められたエリア１０２は障害物Ｏに近い空間のエリアであって、パイロットがヘリコプタから離しておかなければならないエリアを表す。

センサ１０、１０’、１０”のうちのいずれか１つが機能不良である場合、制御ユニット２０は、機能不良のセンサ１０、１０’、１０”によって掃引されなかった障害物Ｏの輪郭線部分をディスプレイ３６上に表示するように構成される。

センサ１０、１０’、１０”のうちいずれか１つが機能不良である場合、制御ユニット２０は、他のセンサ１０、１０’、１０”によって測定された距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”に基づいて、機能不良のセンサ１０、１０’、１０”によって掃引されなかった障害物Ｏの輪郭線部分の再構築された輪郭線をディスプレイ３６上に表示するように構成される。

ヘリコプタ１はさらに、ユーザのヘッドセットの第１のイヤピース内部で第１の音響信号を発する変換器５０と、ヘッドセットの第２のイヤピース内部で第２の音響信号を発する変換器５１とを備える（図５）。

制御ユニット２０はまた、
−ユーザのヘッドセットと一体的な軸線と固定軸線との間の角度に関連付けられた信号（例えば、ユーザのヘッドセットに一体化され、第１及び第２のチャネルと角度的に一体的な慣性プラットフォームによって発せられた信号）を受信し、
−変換器５０、５１を介してかつ上記角度に関連付けられた上記信号に基づいて、方向Ｄを立体音響的に表すそれぞれの音響信号の送信を命令する、
ようにも構成される。

本発明の１つの具体的な実施形態において、制御ユニット２０は、
−センサ１０、１０’、１０”によって測定された点Ｑと点Ｐとの間の距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”の最小値が第１のユーザ選択可能限界値よりも大きいときに、変換器５０、５１を介して任意の音響信号を送信することを命令せず、
−上記の最小値が第１の限界値よりも小さくかつ第１の限界値よりも小さい第２のユーザ選択可能限界値よりも大きいときに、変換器５０、５１を介して間欠的音響信号を送信することを命令し、
−上記の最小値が第２の限界値よりも小さいときに、変換器５０、５１を介して定常信号を送信することを命令する、
ように構成される。

制御ユニット２０は、第１の限界値と第２の限界値との間にさらなる多数の限界値を生成し、上記の最小値がそれぞれの前記のさらなる限界値よりも小さくなるたびに音響危険信号を発するように構成されることが好ましい。

言い換えると、制御ユニット２０は、ヘリコプタが障害物Ｏに近づいた結果として、上記の最小値が第１の限界値から第２の限界値になるにつれて、多数の危険信号を発する。

さらなる限界値は第１の限界値と第２の限界値との間で等間隔ではなく、第２の限界値に近づくにつれ密になる。

あるいは、Ｄ方向へのヘリコプタの飛行速度が所与の値を超えると、制御ユニット２０は、前記最小値が第２の限界値よりも大きい場合であっても定常音響信号を発することができる。

また、ヘリコプタ１は、
−ヘリコプタの重要な点、例えば重心の絶対的位置を判断する検出装置６０（図５）、例えばＧＰＳ受信器と、
−ヘリコプタと一体的な軸線と空間における固定軸線との間の絶対回転角度を判断する慣性プラットフォーム６１（図５）と、
を備える。

言い換えると、検出装置６０及び慣性プラットフォーム６１は、センサ１０、１０’、１０”の掃引領域Ｒの平面に対して平行の平面におけるヘリコプタの移動を画定する３つの自由度を判断する。

検出装置６０及び慣性プラットフォーム６１によって判断された、ヘリコプタの重心の位置と、ヘリコプタと一体的な軸線と空間における固定軸線との間の回転角度とのタイムパターンに基づいて、制御ユニット２０は、或る平面内におけるヘリコプタの基準運動法則を評価するように構成される。基準運動法則という用語はヘリコプタの重心の線形速度、ヘリコプタの重心の線形加速並びにヘリコプタの角速度及び角加速度のタイムパターンを意味することを目的とする。

基準運動法則は、検出装置６０によって判断された重心の絶対的位置のタイムパターンと、慣性プラットフォーム６１によって判断された回転角度のタイムパターンとを導出することによって得られる。

また、制御ユニット２０は、
−センサ１０、１０’、１０”によって測定された点Ｐと点Ｑとの間の距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”のタイムパターンに基づいてヘリコプタの実際の運動法則を判断し、
−ヘリコプタの実際の運動法則を基準運動法則と比較して、
−実際の運動法則と基準運動法則との間の差の有効値、例えばノルムが所与の限界値を超えるときに、センサ１０、１０’、１０”の機能不良を示す機能不良信号を発する、
ようにもプログラムされる。

制御ユニット２０が、障害物Ｏが空間において固定されていると想定して、ヘリコプタの実際の運動法則を判断するように構成されていることに留意することが重要である。

より明確に言うと、制御ユニット２０は、
−検出装置６０及び慣性プラットフォーム６１によって制御される、基準運動法則を評価する評価ステージ７０と、
−センサ１０、１０’、１０”によって制御される、実際の運動法則を評価する評価ステージ７１と、
−評価ステージ７０、７１によって制御されると共に基準運動法則と実際の運動法則との間の差の有効値、例えばノルムを評価するようにプログラムされた比較ステージ７２と、
−比較ステージ７２によって制御されると共に比較ステージ７２によって計算された有効値が所与の限界値を超えるときにセンサ１０、１０’、１０”の機能不良を示す機能不良信号を発するようにプログラムされた発信ステージ７３と、
を含む（図６）。

また、制御ユニット２０は、
−少なくとも２つのセンサ１０、１０’によって判断された運動法則を、検出装置６０及び慣性プラットフォーム６１による測定に基づいて判断された基準運動法則と比較し、
−これにしたがって、センサ１０、１０’のうちの少なくとも１つを修正するための信号を発する、
ようにもプログラムされる。

言い換えると、実際の絶対運動法則同士は理論上相関関係にない。すなわち、これらの間に相関があれば、センサ１０、１０’、１０”による距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”の測定にシステムエラーがあることを示す可能性があることを意味する。

制御ユニット２０は、少なくとも２つのセンサ１０、１０’によって判断された運動法則を基準運動法則と比較することによって任意の相関を判断し、これにしたがって、センサ１０、１０’を修正する信号を発する。

このために、制御ユニット２０は、
−少なくとも２つのセンサ１０、１０’、検出装置６０及び慣性プラットフォーム６１によって制御され、かつセンサ１０、１０’、１０”によって測定された距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”に基づいて判断された運動法則と慣性プラットフォーム６１及び検出装置６０による測定に基づいて判断された基準運動法則との間の相関を計算するようにプログラムされた比較ステージ８０と、
−比較ステージ８０によって制御され、かつセンサ１０、１０’のうちの少なくとも１つによって測定された距離Ｃ、Ｃ’を修正するようにプログラムされた修正ステージ８１と、
を含む（図７）。

制御ユニット２０にロードされ実行されるソフトウェアは、グラフィックインターフェイス３５、自動操舵システム２５もしくはフィルタシステム３０、またはこれらの組み合わせを制御し、かつ安全領域Ｚのサイズを調整することの両方または一方を行う。

次に、例えば離陸、着陸または救助作業と救難作業との両方または一方の際に、ヘリコプタの飛行速度が水平平面すなわちヘリコプタの上下方向に対して直角の平面において実質的にゼロである飛行条件に関して、ヘリコプタ１の作用をこれより説明する。

ユーザ、例えばヘリコプタのパイロットは、所与の安全マージンとして安全領域Ｚの面積値を選択し、操縦条件上必要であればフィルタシステム３０の１または複数のフィルタを起動させることもできる。

センサ１０、１０’、１０”はそれぞれの領域Ｒを掃引して、障害物Ｏ上の点Ｐとヘリコプタ上の点Ｑとの間の多数の距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を判断する。

より明確に言うと、レーザ放射は、各センサ１０、１０’、１０”のエミッタ１１によってそれぞれの領域Ｒに発せられ、障害物Ｏ上の点Ｐによってそれぞれのレシーバ１２に反射される。

各センサ１０、１０’、１０”のクロノメータ１３は、レーザ放射の発射と受け取りとの間の時間経過を測定し、コンピュータ１４は、点Ｑとセンサ１０、１０’、１０”の掃引領域Ｒ内に在る障害物Ｏ上の各点との間の距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を計算する。

少なくとも１つの点Ｐと点Ｑとの間の距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”が、点Ｐが安全領域Ｚ内に在ることを示す場合、制御ユニット２０は警告信号を発する。

自動操舵システム２５が作動している場合、制御ユニット２０は、障害物Ｏ上の少なくとも１つの点Ｐが安全領域Ｚ内に在るときにヘリコプタを障害物Ｏから引き戻すように操舵システムに命令する。

距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”に基づいて、制御ユニット２０は推奨バックオフ方向Ｄも計算する。

制御ユニット２０は、グラフィックインターフェイス３５のディスプレイ３６のエリア４１において、障害物Ｏの外表面と領域Ｒの１つとの交差を表す輪郭線３７と、輪郭線３７に対する点Ｑの位置を示す点３８と、回転翼３の円盤形７を表す表示３９と、方向Ｄに関連付けられると共に点３８から輪郭線３７に向かうまたはこれから離れるベクトル４０と、ヘリコプタの全体的なサイズを示す表示４６とを表示することを命令する。

制御ユニット２０は、ディスプレイ３６のエリア４２において、センサ１０、１０’、１０”によって測定された点Ｑと障害物Ｏ上の点Ｐとの間の最小距離値Ｃ、Ｃ’、Ｃ”を示す表示４３を表示することを命令する。

制御ユニット２０は、ディスプレイ３６上にエリア１００、１０１、１０２を表示することを命令することが好ましい。

本発明の１つの実施形態において、制御ユニット２０は、ユーザに方向Ｄの立体音響的な表示を提供するように、変換器５０、５１を介してそれぞれの音響信号を送信することも命令する。

自動操舵システム２５が作動している場合、制御ユニット２０は、方向Ｄと平行の方向にヘリコプタを障害物Ｏから引き戻すように操舵システムに命令する。

本発明の１つの具体的な実施形態において、山など固定した障害物Ｏの場合、制御ユニット２０は、センサ１０、１０’、１０”によって測定された距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”のタイムパターンに基づいてヘリコプタの実際の運動法則を計算する。

制御ユニット２０はまた、検出装置６０及び慣性プラットフォーム６１によって判断されたヘリコプタの重心位置及び絶対回転角度に基づいてヘリコプタの基準運動法則を判断する。

最後に、制御ユニット２０は、検出装置６０及び慣性プラットフォーム６１による測定に基づいて判断されたヘリコプタの基準運動法則を、センサ１０、１０’、１０”によって測定された距離Ｃ、Ｃ’、Ｃ”に基づいて判断されたヘリコプタの実際の運動法則と比較して、基準運動法則と実際の運動法則との間の差の有効値が所与の限界値を超えるときに、機能不良信号を発する。

このようにして、ユーザはセンサ１０、１０’、１０”の機能不良の可能性について警告される。

制御ユニット２０は、評価ステージ７１によって判断された実際の運動法則と評価ステージ７０によって判断されたヘリコプタの基準運動法則との間の相関を判断し、これに応じて距離Ｃ、Ｃ’の値を修正することが好ましい。

本発明に係る、航空機１、方法及びグラフィックインターフェイス３５の利点は、以上の説明から明らかであろう。

具体的には、センサ１０、１０’、１０”（または単一のセンサ１０、１０’、１０”）及び制御ユニット２０は、障害物Ｏ上の少なくとも１つの点Ｐが安全領域Ｚ内に在ること、すなわちヘリコプタが障害物Ｏに近づきすぎていることをユーザに自動的に知らせる。

これによって、障害物Ｏに対するヘリコプタの位置を評価する際の救助／救難員の側の判断ミスと、パイロットと障害物Ｏの視覚的監視を担当するオペレータとの間のコミュニケーション不良との両方または一方によって引き起こされる衝突の可能性を防ぐ。

さらに、非常に特殊な作業状況においてすなわち、固定した障害物及び移動する障害物の一方または両方の非常に近くで、パイロットが障害物と航空機１との間の最小距離を検索するときに、航空機１の駆動シャフト６を取り囲むセンサ１０、１０’、１０”（または単一のセンサ１０、１０’、１０”）を効果的に使用できる。このような状況の典型的な例は、船での離陸及び着陸の両方もしくは一方、または山岳もしくは海上救助作業などの緊急時の及びアクセスの悪い場所での両方または一方の救助または救難作業を行うことである。

実際、このような場合、航空機１が障害物Ｏに近づきすぎたならば、パイロットに対して警告を発する必要があり、パイロットは警告にしたがって航空機１を引き戻す。

このような状況において、センサ１０、１０’、１０”（または単一のセンサ１０、１０’、１０”）の掃引領域は主回転翼３の平面に非常に近い。したがって、センサ１０、１０’、１０”（または単一のセンサ１０）は、主回転翼３の平面に非常に近くかつ実質的にこれと一致する平面において、障害物Ｏの存在を検出する。

したがって、主回転翼に非常に近い障害物の存在は直ちに検出され、これにしたがって警告が発せられる。

安全領域Ｚのサイズが選択的に調節可能であるので、様々な作動状況に合わせて制御ユニット２０の作用をユーザが適合させることができる。

選択的に起動されるフィルタシステム３０により、ユーザが特定の大気条件及び作動条件の両方又は一方によって引き起こされたノイズを排除できるようにする。

制御措置２０によって判断された推奨バックオフ方向Ｄは、ユーザが障害物Ｏから引き戻す際の貴重な支援となる。

グラフィックインターフェイス３５は、障害物Ｏの輪郭線３７、方向Ｄ及び障害物Ｏに対する安全領域Ｚの輪郭線の位置の簡潔で読み取りやすい表示を１つの計器上でユーザに提供することにより、特に有利となる。したがって、方向Ｄ及び任意の所与の救助／救難作業に含まれる危険に関する全ての情報を、パイロットによって最小限の誤差マージンで直ちに吸収することができる。このことは安全にとって決定的要因でありうる。

固定した障害物Ｏの場合に制御ユニット２０が、センサ１０、１０’、１０”によって判断されたヘリコプタの実際の運動法則を基準運動法則と比較するということは、センサ１０、１０’、１０”の任意の機能不良についてパイロットが直ちに警告を受けることを意味する。

少なくとも２つのセンサ１０、１０’によって測定された距離Ｃ、Ｃ’同士の間の相関を評価し、これに応じて距離値Ｃ、Ｃ’を修正することによって、制御ユニット２０は、システムエラーなしに、パイロット及びグラフィックインターフェイス３５に、警告信号と推奨バックオフ方向の非常に正確な表示との両方または一方を供給する。

本発明の保護範囲から逸脱することなく、本明細書に記載された航空機、方法及びグラフィックインターフェイス３５に変更を加えることができることは明白である。

具体的には、航空機は駆動シャフト６を取り囲むセンサ１０を１つだけ備えてもよい。

Claims (20)

1. ホバリング可能な航空機（１）であって、
   胴体（２）と、
   前記胴体（２）の上面に取り付けられた回転翼（３）と、
   前記胴体（２）から突出する、前記回転翼（３）を駆動する駆動シャフト（５）と、
   平面掃引領域（Ｒ）を有し、かつ前記航空機（１）が操縦飛行しているときに前記平面掃引領域（Ｒ）内に在る障害物（Ｏ）上の第１の点（Ｐ）と前記航空機（１）上の第２の点（Ｑ）との間のそれぞれの距離値（Ｃ、Ｃ’、Ｃ”）を入手するように構成された少なくとも１つのセンサ（１０、１０’、１０”）と、
   前記第１の点（Ｐ）のうちの少なくとも１つが前記航空機（１）上の前記第２の点（Ｑ）を含む安全領域（Ｚ）内に在るときに警告信号を発するように構成された制御ユニット（２０）と、
   を備える、
   航空機において、
   前記少なくとも１つのセンサ（１０、１０’、１０”）が前記駆動シャフト（５）を取り囲む、
   航空機。
2. 前記駆動シャフト（５）を取り囲む多数のセンサ（１０、１０’、１０”）を備える、
   請求項１に記載の航空機。
3. 前記安全領域（Ｚ）のサイズが選択的にユーザにより調整可能である、
   請求項１または２に記載の航空機。
4. 選択的にユーザにより起動されるフィルタ手段（３０）を備え、
   該フィルタ手段が、
   前記センサ（１０、１０’、１０”）によって入手された前記値を比較する比較ステージと、
   前記センサ（１０、１０’、１０”）によって入手された前記値を処理して前記入手された値のフィルタリングされた値を生成する生成ステージと、
   を備える、
   請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機。
5. 前記制御ユニット（２０）が前記入手された値に基づいて前記障害物（Ｏ）からの推奨バックオフ方向（Ｄ）を判断するように構成される、
   請求項１〜４のいずれか一項に記載の航空機。
6. 航空機（１）を自動的に制御する自動操舵システム（２５）を備え、
   前記制御ユニット（２０）が、前記第１の点（Ｐ）のうちの少なくとも１つが前記安全領域（Ｚ）内に在るときに、前記航空機（１）を前記障害物（Ｏ）から引き戻すために前記入手された値に基づいて前記自動操舵システム（２５）を制御するように構成される、
   請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機。
7. 前記自動操舵システム（２５）が、前記推奨バックオフ方向（Ｄ）に対して平行の方向に前記航空機（１）を前記障害物（Ｏ）から引き離すように、前記制御ユニット（２０）によって制御可能である、
   請求項５に従属するときの請求項６に記載の航空機。
8. 前記センサ（１０、１０’、１０”）から独立していると共に前記障害物（Ｏ）の位置に関係なく前記航空機（１）の基準運動法則を判断するように構成された検出手段（６０、６１）を備え、
   前記制御ユニット（２０）が、前記入手された値に基づいて前記航空機（１）の実際の運動法則を判断するように構成され、かつ、
   前記制御ユニット（２０）がさらに、使用時に、前記基準運動法則と前記実際の運動法則との間の差の有効値が所与の限界値を超えるときに、前記センサ（１０、１０’、１０”）の機能不良を表示する機能不良信号を発するように構成される、
   請求項１〜７のいずれか一項に記載の航空機。
9. 表示手段（３６）を備え、
   前記制御ユニット（２０）が、前記表示手段（３６）上に、
   前記推奨バックオフ方向（Ｄ）の第１の表示（４０）と、
   前記第２の点（Ｑ）の位置の第２の表示（３８）と、
   前記航空機（１）の全体的なサイズの第３の表示（３９、４６）と、
   前記平面掃引領域（Ｒ）と前記障害物（Ｏ）の外表面との交差として画定された前記障害物（Ｏ）の輪郭線の第４の表示（３７）と、
   を表示することを命令するように構成される、
   請求項５〜８のいずれか一項に記載の航空機。
10. 航空機が、
    第１の音響信号用の第１の変換器（５０）と、
    前記第１の変換器とは別個の、第２の音響信号用の第２の変換器（５１）と、
    を備え、
    前記制御ユニット（２０）が、
    前記センサ（１０、１０’、１０”）によって測定された前記距離（Ｃ、Ｃ’、Ｃ”）の最小値が第１のユーザ選択可能限界値よりも大きいときに、前記第１及び第２の変換器（５０、５１）を介して任意の音響信号を送信することを命令せず、
    前記最小値が前記第１のユーザ選択可能限界値よりも小さくかつ第２のユーザ選択可能限界値よりも大きいときに、前記第１及び第２の変換器（５０、５１）を介して間欠的に音響信号を送信することを命令し、
    前記最小値が前記第２のユーザ選択可能限界値よりも小さいときに、前記第１及び第２の変換器（５０、５１）を介して定常信号を送信することを命令する、
    ように構成される、
    請求項１〜９のいずれか一項に記載の航空機。
11. 前記制御ユニット（２０）が、前記推奨バックオフ方向（Ｄ）を表示する音響信号を、前記第１及び第２の変換器（５０、５１）を介して送信することを命令するように構成される、
    請求項５に従属するときの請求項１０に記載の航空機。
12. 多数の表示（３７、３８、４６、４０、３９、１０２）を表示する表示手段（３６）を備えるグラフィックインターフェイス（３５）において、
    障害物（Ｏ）上のそれぞれの第１の点（Ｐ）と航空機（１）上の第２の点（Ｑ）との間のそれぞれの距離値（Ｃ、Ｃ’、Ｃ”）に基づいて、制御ユニット（２０）によって制御可能であり、
    前記航空機（１）が回転翼（３）を備え、
    前記値がセンサ（１０、１０’、１０”）によって入手され、
    前記グラフィックインターフェイス（３５）が、
    前記第２の点（Ｑ）の場所の第１の表示（３８）と、
    前記航空機（１）の全体的なサイズの少なくとも１つの第２の表示（３９、４６）と、
    平面掃引領域（Ｒ）と前記障害物（Ｏ）の外表面との交差として画定された前記障害物（Ｏ）の第１の輪郭線の第３の表示（３７）と、
    前記回転翼（３）の円盤形（７）の第２の輪郭線（１０５）の第４の表示（３９）と、
    を備え、
    推奨バックオフ方向（Ｄ）の第５の表示と、
    前記第３の表示（３９、４６）側の前記第２の輪郭線（１０５）と、前記第３の表示（３９、４６）の反対側の第３の輪郭線（１０４）によって境界を定められるエリア（１０２）とを備え、
    前記エリア（１０２）が、前記障害物（Ｏ）に近い空間のエリアであって、前記航空機（１）が離れていなければならないエリアを表し、
    前記第３の輪郭線（１０４）が、限界値よりも小さい前記第２の点（Ｑ）からの距離に位置する前記第１の点（Ｐ）を表す少なくともいくつかの部分（１１５）を含む、
    グラフィックインターフェイス。
13. ホバリング可能な航空機（１）の操縦を支援する方法であって、
    前記航空機が、
    胴体（２）と、
    前記胴体（２）の上面に取り付けられた回転翼（３）と、
    前記胴体（２）から突出する、前記回転翼（３）を駆動する駆動シャフト（５）と、
    を備え、
    前記方法が、
    前記航空機（１）が操縦飛行しているときに、第１のセンサ（１０、１０’、１０”）の第１の平面掃引領域（Ｒ）内に在る障害物（Ｏ）上の複数の第１の点（Ｐ）と前記航空機（１）上の第２の点（Ｑ）との間のそれぞれの第１の距離（Ｃ、Ｃ’、Ｃ”）の第１の値を入手するステップと、
    前記航空機（１）上の前記第２の点（Ｑ）を含む安全領域（Ｚ）を画定するステップと、
    前記第１の点（Ｐ）のうちの少なくとも１つが前記航空機（１）上の前記第２の点（Ｑ）を含む前記安全領域（Ｚ）内に在るときに、警告信号を発するステップと、
    を含む、
    方法において、
    前記駆動シャフト（５）を取り囲む位置に前記第１のセンサ（１０、１０’、１０”）を配置するステップを含む、
    方法。
14. 前記駆動シャフト（５）を取り囲む位置に複数のセンサ（１０、１０’、１０”）を配置するステップを含む、
    請求項１３に記載の方法。
15. 前記第１の値に基づいて前記航空機（１）の移動を自動的に制御して、少なくとも１つの前記第１の点（Ｐ）が前記安全領域（Ｚ）内に在るときに前記航空機（１）を前記障害物（Ｏ）から引き離すステップを含む、
    請求項１４に記載の方法。
16. 前記方法が、
    前記第１の値に基づいて前記障害物（Ｏ）からの前記航空機（１）の推奨バックオフ方向（Ｄ）を判断するステップと、
    前記推奨バックオフ方向（Ｄ）に対して平行の方向に前記障害物（Ｏ）から離れる前記航空機（１）の移動を自動的に制御するステップと、
    を含む、
    請求項１５に記載の方法。
17. 前記方法が、
    前記第１の値に基づいて前記航空機（１）の第１の実際の運動法則を判断するステップと、
    前記第１の値に関係なく前記航空機（１）の基準運動法則を判断するステップと、
    前記基準運動法則と前記第１の実際の運動法則との間の差の有効値を評価するステップと、
    前記有効値が所与の限界値を超えるときに、前記第１のセンサ（１０、１０’、１０”）の機能不良を示す機能不良信号を発するステップと、
    を含む、
    請求項１４〜１６のいずれか一項に記載の方法。
18. 前記方法が、
    前記航空機が操縦飛行しているときに、第２のセンサ（１０、１０’、１０”）の第２の平面掃引領域（Ｒ）内に在る前記障害物（Ｏ）上の第２の点（Ｐ）同士の間のそれぞれの第２の距離（Ｃ、Ｃ’、Ｃ”）の少なくとも第２の値を判断するステップと、
    前記第２の値に基づいて前記航空機（１）の第２の実際の運動法則を判断するステップと、
    前記第１及び第２の実際の運動法則と前記基準運動法則との間の相関を判断するステップと、
    前記相関に基づいて前記第１の値及び前記第２の値の両方または一方を修正するステップと、
    を含む、
    請求項１７に記載の方法。
19. 前記方法が、
    前記センサ（１０、１０’、１０”）によって測定された前記距離（Ｃ、Ｃ’、Ｃ”）の最小値が第１のユーザ選択可能限界値よりも大きいときに、第１及び第２の変換器（５０、５１）を介して任意の音響信号を送信することを命令しないステップと、
    前記最小値が前記第１のユーザ選択可能限界値よりも小さくかつ第２のユーザ選択可能限界値よりも大きいときに、前記第１及び第２の変換器（５０、５１）を介して間欠的に音響信号を送信することを命令するステップと、
    前記最小値が前記第２のユーザ選択可能限界値よりも小さいときに、前記第１及び第２の変換器（５０、５１）を介して定常信号を送信することを命令するステップと、
    を含む、
    請求項１３〜１８のいずれか一項に記載の方法。
20. 実行されるときに請求項１３〜１９のいずれか一項に記載の方法のステップを実施するように設計された、前記航空機（１）の制御ユニット（２０）にロードすることが可能なソフトウェア製品。