JP2012011910A

JP2012011910A - 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法

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Publication number: JP2012011910A
Application number: JP2010151220A
Authority: JP
Inventors: Koichi Yamazaki; 光一山崎
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd; Society of Japanese Aerospace Companies
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd; Society of Japanese Aerospace Companies
Priority date: 2010-07-01
Filing date: 2010-07-01
Publication date: 2012-01-19
Anticipated expiration: 2030-07-01
Also published as: CA2803810C; JP5916283B2; EP2589538A4; US20130096738A1; CN102958805B; EP2589538B1; RU2544283C2; EP2589538A1; WO2012002276A1; BR112012032769A2; US9233761B2; CN102958805A; CA2803810A1; RU2012153788A

Abstract

【課題】目標対地姿勢角に基づいた操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる航空機の表示装置、操縦支援システム、及び表示方法を得ることを目的とする。
【解決手段】集合計器であるＰＦＤ１０は、ＦＰＭ３０、及び目標対気姿勢角表示３２が表示される。目標対気姿勢角表示３２は、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角を示す指標である。そして、ＰＦＤ１０は、ＦＰＭ３０と目標対気姿勢角表示３２との相対的な差を表示し、ＦＰＭ３０と目標対気姿勢角表示３２とが一致する（重なる）場合は、自機が目標進行方向に沿って飛行していることを示すこととなる。
【選択図】図１

Description

本発明は、表示装置、操縦支援システム、及び表示方法に関するものである。

従来、航空機には、目標とする飛行経路と航空機との偏差角や相対位置を求めるＩＬＳ（Instrument Landing System）やＴＩＳ（Tunnel In the Sky）が備えられている。そして、ＩＬＳやＴＩＳによって求められた上記偏差角や相対位置が、自機の飛行状態を表示する表示装置であるＰＦＤ（Primary Flight Display）やＡＤＩ（Attitude Direction Indicator）等に表示されることで、航空機のパイロットに対する目標飛行経路への追従操作の支援が行われている。

図７に従来のＰＦＤ１００の一例を示す。図７に示されるＰＦＤ１００には、航空機である自機を表わす航空機基準シンボル１０１と共に、ＩＬＳ表示１０２及びＦＤ（Flight Director）コマンド・バー表示１０４が表示されている。

ＩＬＳ表示１０２は、自機とローカライザとの偏差角（ＩＬＳ表示１０２Ａ）、及び自機とグライドスロープとの偏差角（ＩＬＳ表示１０２Ｂ）を表示するものであり、図７の例では、自機の左側に目標飛行経路が位置することを示している。

ＦＤコマンド・バー表示１０４は、目標とする飛行経路に追従するための自機の姿勢角（ピッチ角、バンク角）コマンドを表示するものである。なお、図７の例では、バンク角コマンド表示１０４Ａは、自機を左バンクさせる旨を指示し、ピッチ角コマンド表示１０４Ｂは、自機のピッチを下げる旨を指示している。

また、特許文献１には、航空機の飛行経路の表示位置がヘッドアップディスプレイ装置に含まれる画像合成パネルの表示範囲外にある場合には、画像合成パネルの表示範囲中心から飛行経路に向かう方向を示す目標マークが画像合成パネルに表示される飛行経路表示装置が開示されている。なお、上記飛行経路は、複数の経路マークから成り、各経路マークは、各経路マーク上に機体があるときに想定される機体の姿勢に応じて傾斜する。

特開平１１−２６８６９６号公報

しかし、ＩＬＳ及びＴＩＳ、並びに特許文献１に記載されている飛行経路表示装置では、パイロットは、自機と自機の目標飛行経路との偏差角や相対位置について認識が可能なものの、どのように操縦すれば目標飛行経路に追従可能となるかを適切に把握することができない。
また、ＦＤコマンド・バー表示１０４は、自機が目標飛行経路に追従するために必要な目標ピッチ角や目標バンク角（目標ピッチ角及び目標バンク角を総称して「目標対地姿勢角」ともいう。）を示す指標である。そして、自機のピッチ角及びバンク角は、自機の進行方向そのものを示すものではなく、機首の向きを示すものであり、機首の向きと進行方向とは、必ずしも一致するものではないため、ＦＤコマンド・バー表示１０４は、自機が進行すべき方向を実現するために必要な対地姿勢角という間接的な情報を示すものにすぎない。このことは、ＩＬＳ及びＴＩＳ、並びに特許文献１に記載されている飛行経路表示装置でも同様であり、図７に示されるＰＦＤ１００では、パイロットが自機の進行方向を明確に認識できない場合があった。

このため、図７に示されるＰＦＤ１００、及び特許文献１に記載されている飛行経路表示装置では、目標飛行経路への追従操作において、オーバーコントロール又はアンダーコントロールを生じるという問題があった。

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる航空機の表示装置、操縦支援システム、及び表示方法を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明の表示装置は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る表示装置は、自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置であって、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する。

本発明によれば、自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置が、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する。
航空機を目標ピッチ角及び目標バンク角により示される目標対地姿勢角（機首の向き）に基づいて操縦すると、対地姿勢角は、航空機の進行方向そのものを示すものではないため、目標飛行経路への追従操作において、オーバーコントロール又はアンダーコントロールを生じる場合があった。

しかし、対気姿勢角は、航空機の進行方向を示すものであるため、本発明は、目標進行方向を目標対気姿勢角として示し、目標対気姿勢角と現在対気姿勢角との相対的な差を表示するので、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。特に、例えば、全操舵面が不作動となり、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合は、応答性が悪く自機がゆっくり動くため、パイロットは、適正な操作量を判断しづらいが、本発明により、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合でも、パイロットは、より正確に自機の追従操作を行うことができるようになる。

また、本発明は、前記目標迎角が、自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、前記目標横滑り角が、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで導出されてもよい。
本発明によれば、目標迎角が、自機の現在のピッチ角を水平面と目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、目標横滑り角が、目標進行方向の方位角を、自機の現在の方位角で減ずることで導出される。自機の現在のピッチ角及び自機の現在の方位角は、自機である航空機に設けられている既存のセンサから得られる情報であり、水平面と目標進行方向とがなす角及び目標進行方向の方位角は、オートパイロットから得られる情報であるので、本発明は、容易に目標迎角及び目標横滑り角を導出することができる。

また、本発明は、前記目標対気姿勢角に対応する第１指標、及び前記現在対気姿勢角に対応する第２指標を表示してもよい。
本発明によれば、目標対気姿勢角に対応する第１指標、及び現在対気姿勢角に対応する第２指標が表示装置に表示されるので、パイロットは、容易に自機の目標対気姿勢角及び現在対気姿勢角を確認できるため、本発明は、パイロットに対する利便性を高めることができる。

また、本発明は、前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差に応じて、前記第１指標と前記第２指標との相対的な位置を変化させて表示してもよい。
本発明によれば、目標対気姿勢角と現在対気姿勢角との相対的な差に応じて、第１指標と第２指標との相対的な位置を変化させて表示するので、自機が目標進行方向に近づくにつれて、第１指標と第２指標とが近づき、自機が目標進行方向に沿って飛行する状態となると第１指標と第２指標とが重なり合うこととなる。このため、パイロットは、容易に自機を目標飛行経路に到達させることができるため、本発明は、パイロットに対する利便性を高めることができる。
また、本発明は、前記目標飛行経路を、自機の現在位置及び自機が到達するべき目標位置に基づいて生成するとしてもよい。なお、自機の現在位置は、例えばＧＰＳ（Global Positioning System）センサを用いて求められ、目標位置は、例えば自機に搭載されている計算機によって導出される。
例えば、空港設備であるグライドスロープアンテナ及びローカライザアンテナが出力する電波により示される目標飛行経路を用いた追従操作、すなわちＩＬＳを用いた追従操作は、空港周辺からの着陸フェーズの誘導でしか行えない。
しかし、自機の現在位置及び自機が到達するべき目標位置に基づいて生成した目標飛行経路を用いた追従操作では、例えば、自機に故障が発生した場合における高空からの緊急降下や方位角変更等、ＩＬＳを用いることができない領域から空港（目標位置）までの自機の誘導が可能となる。

一方、課題を解決するために、本発明の操縦支援システムは以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る操縦支援システムは、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角とを示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する表示装置と、自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで前記目標迎角を導出する目標迎角導出手段、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで前記目標横滑り角を導出する目標横滑り角導出手段を具備し、導出した前記目標迎角及び前記目標滑り角を示す前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差を表示するように前記表示装置を制御する制御装置と、を備える。

本発明によれば、目標進行方向を目標対気姿勢角として導出し、目標対気姿勢角と現在対気姿勢角との相対的な差を表示装置が表示するので、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。

さらに、課題を解決するために、本発明の表示方法は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る表示方法は、自機である航空機の飛行状態を表示装置に表示させる表示方法であって、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示装置に表示させる。

本発明によれば、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる、という優れた効果を有する。

本発明の実施形態に係るＰＦＤの一例を示す模式図である。本発明の実施形態に係るＰＦＤに表示される目標対気姿勢角表示の説明に要する模式図である。本発明の実施形態に係る操縦支援システムの電気的構成を示す機能ブロック図である。本発明の実施形態に係る目標迎角の導出の説明に要する模式図である。本発明の実施形態に係る目標横滑り角の導出の説明に要する模式図である。本発明の実施形態に係るＰＦＤにおいて航空機の目標飛行経路に到達するまで表示の変化を示す模式図である。従来のＰＦＤの一例を示す模式図である。

以下に、本発明に係る表示装置、操縦支援システム、及び表示方法の一実施形態について、図面を参照して説明する。

図１に本実施形態に係る自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置であるＰＦＤ１０の一例を示す。

ＰＦＤ１０は、集合計器であり、航空機基準シンボル１２、自機の対気速度を示す対気速度計１４、自機の高度を示す高度計１６、自機のピッチ角を示すピッチ目盛１８、ＩＬＳ表示２０（ＩＬＳ表示２０Ａ，２０Ｂ）、及び自機の昇降速度を示す昇降速度目盛２２等が含まれる。
さらに、本実施形態に係るＰＦＤ１０には、パイロットによる自機の操縦を支援するための指標であるＦＰＭ（Flight Path Marker）３０、及び目標対気姿勢角表示３２が表示される。

ＦＰＭ３０は、自機の現在の迎角（自機の進行方向の機体対称面への射影と機軸とのなす角）及び横滑り角（自機の進行方向と機体対称面とのなす角）を示す現在対気姿勢角であり、換言すると、自機の進行方向を示す指標である。なお、自機の迎角が大きかったり、自機の横滑り角が大きい場合には、自機の進行方向と自機の機首の向きとが一致しない。そのため、自機の進行方向を示すＦＰＭ３０がＰＦＤ１０に表示されることで、パイロットは、自機の現在の進行方向を容易に認識することができる。

一方、目標対気姿勢角表示３２は、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角を示す指標である。

図２は、ＰＦＤ１０に表示されているＦＰＭ３０及び目標対気姿勢角表示３２と、航空機である自機４０及び目標飛行経路との位置関係を示す図である。

図２（Ｂ−１）は、自機４０の進行方向を紙面奥とした場合における、図２（Ａ）に示されるＰＦＤ１０に表示されている目標対気姿勢角表示３２に対応する、自機４０と目標飛行経路との関係を示した図である。

一方、図２（Ｂ−２）は、図２（Ｂ−１）に対応する上面図であり、図２（Ｂ−３）は、図２（Ｂ−1）に対応する側面図である。そして、図２（Ｂ−２），（Ｂ−３）において自機４０の重心から延びる実線Ａは、ＦＰＭ３０に対応する自機４０の進行方向を示し、破線Ｂは、目標対気姿勢角表示３２に対応する自機４０の目標とする進行方向を示す。

そして、本実施形態に係るＰＦＤ１０は、ＦＰＭ３０と目標対気姿勢角表示３２との相対的な差を表示する。すなわち、ＦＰＭ３０と目標対気姿勢角表示３２とが一致する（重なる）場合は、自機が目標進行方向に沿って飛行していることを示すこととなる。

図３に、本実施形態に係るＰＦＤ１０に各種表示をさせるための制御装置５０を含む操縦支援システム５２の機能ブロック図を示す。なお、図３は、制御装置５０の機能のうち、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２を表示させるために要する機能のみを示す。すなわち、制御装置５０は、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２を表示させる以外にも、航空機基準シンボル１２、対気速度計１４、高度計１６、ピッチ目盛１８、ＩＬＳ表示２０、ＦＰＭ３０、及び昇降速度目盛２２等を表示させる機能を有する。

制御装置５０は、目標迎角演算部５４、目標滑り角演算部５６、及び表示制御部５８を備えている。

なお、制御装置５０は、センサ部６０及びオートパイロット部６２に接続されており、各種情報を受け取る。

センサ部６０は、各種センサを備えており、自機４０の高度及び速度、自機４０の目標飛行経路に対する偏差角、並びに自機４０の方位角及びピッチ角を計測する。

オートパイロット部６２は、ＩＬＳのグライドスコープアンテナ及びローカライザアンテナから出力される電波により示される目標飛行経路に沿って自機４０が飛行できるように、センサ部６０から受け取った自機４０の高度、速度、及び目標飛行経路に対する偏差角等の情報に基づいて、自機４０の自動操縦に必要な各種情報を生成する。

目標迎角演算部５４は、目標迎角を、自機４０の現在のピッチ角を水平面と目標進行方向とがなす角で減ずることで導出する。

図４に示される自機４０の側面図を参照して目標迎角αの導出について説明する。
図４に示されるように、自機４０の機首の向きと水平面とのなす角が、自機４０の現在のピッチ角θである。なお、ピッチ角θは、センサ部６０により計測される。一方、水平面と目標進行方向とがなす角である経路角γは、ＩＬＳにより示される目標飛行経路に基づいて、オートパイロット部６２で導出され、経路角γを示す経路角コマンドγ_ｃｍｄとして目標迎角演算部５４へ出力される。
そして、目標迎角演算部５４は、（１）式に示すように目標迎角αを示す目標迎角コマンドα_ｃｍｄを算出し、表示制御部５８へ出力する。

なお、（１）式は簡易的な導出式であり、目標迎角コマンドα_ｃｍｄを厳密に導出するためには下記（２）〜（４）式を用いる。

なお、φは、自機４０のバンク角であり、バンク角φが０（零）の場合、（２）式は（１）式と同式となる。

一方、目標滑り角演算部５６は、目標横滑り角を、目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで導出する。

図５に示される自機４０の上面図を参照して目標横滑り角βの導出について説明する。
図５に示されるように、自機４０の機首の向きと基準方向（例えば北（Ｎ）方向）とのなす角が、自機４０の現在の方位角ψである。なお、現在の方位角ψは、センサ部６０により計測される。一方、基準方向と目標進行方向とがなす角である目標進行方向の方位角Ψは、ＩＬＳにより示される目標飛行経路に基づいて、オートパイロット部６２で導出され、目標進行方向の方位角Ψを示す方位角コマンドΨ_ｃｍｄとして目標横滑り角演算部５６へ出力される。
そして、目標横滑り角演算部５６は、（５）式に示すように目標横滑り角βを示す目標横滑り角コマンドβ_ｃｍｄを算出し、表示制御部５８へ出力する。

なお、（５）式は簡易的な導出式であり、目標横滑り角コマンドβ_ｃｍｄを厳密に導出するためには下記（６）〜（９）式を用いる。

なお、ピッチ角θ及びバンク角φが０（零）の場合、（６）式は（５）式と同式となる。

表示制御部５８は、目標迎角演算部５４から出力された目標迎角コマンドα_ｃｍｄ及び目標滑り角演算部５６から出力された目標横滑り角コマンドβ_ｃｍｄに応じた、ＰＦＤ１０における目標対気姿勢角表示３２の表示位置を導出し、導出した表示位置に目標対気姿勢角表示３２を表示するようにＰＦＤ１０を制御する。

なお、本実施形態では、経路角コマンドγ_ｃｍｄ及び方位角コマンドΨ_ｃｍｄは、オートパイロット部６２で導出されるが、これは、自動操縦が実行されている場合にのみＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２が表示されることを意味しているわけではない。自動操縦が実行されていない場合にもオートパイロット部６２で、経路角コマンドγ_ｃｍｄ及び方位角コマンドΨ_ｃｍｄが導出され、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２が表示され、パイロットは、自機の操縦に目標対気姿勢角表示３２を参考とする。また、自動操縦が実行されている場合にもオートパイロット部６２で経路角コマンドγ_ｃｍｄ及び方位角コマンドΨ_ｃｍｄが導出され、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２が表示されてもよい。

図６は、自機４０が目標飛行経路に到達するまでのＰＦＤ１０の表示の変化を示している。
図６（Ａ）は、自機４０が目標進行方向とずれた進行方向で飛行しているため、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とがずれてＰＦＤ１０に表示されている状態を示している。そのため、パイロットは、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが重なり合うように自機４０を操縦する。そうすることで、徐々に目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが近づき合い、図６（Ｂ）に示すように、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが重なると、自機４０が目標進行方向に沿って飛行していることとなる。そして、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが重なるように自機４０が飛行し続けることにより、図６（Ｃ）に示すように、ＦＰＭ３０及び目標対気姿勢角表示３２と共にＩＬＳ表示２０も徐々にＰＦＤ１０の中央に移動することとなる。

以上説明したように、本実施形態に係る自機４０の飛行状態を表示するＰＦＤ１０は、自機４０の目標飛行経路に到達するための目標迎角α及び目標横滑り角βを示す目標対気姿勢角と、自機４０の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示するので、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。

特に、例えば、全操舵面が不作動となり、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合は、応答性が悪く自機がゆっくり動くため、パイロットは、適正な操作量を判断しづらい。しかし、本実施形態に係るＰＦＤ１０により、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合でも、パイロットは、より正確に自機４０の追従操作を行うことができるようになる。

また、本実施形態によれば、目標迎角αが、自機４０の現在のピッチ角を水平面と目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、目標横滑り角βが、目標進行方向の方位角を、自機４０の現在の方位角で減ずることで導出される。そして、自機４０の現在のピッチ角及び自機４０の現在の方位角は、自機４０である航空機に設けられている既存のセンサ部６０から得られる情報であり、水平面と目標進行方向とがなす角及び目標進行方向の方位角は、オートパイロットから得られる情報であるので、本実施形態によれば、容易に目標迎角及び目標横滑り角を導出することができる。

以上、本発明を、上記実施形態を用いて説明したが、本発明の技術的範囲は上記実施形態に記載の範囲には限定されない。発明の要旨を逸脱しない範囲で上記実施形態に多様な変更または改良を加えることができ、該変更または改良を加えた形態も本発明の技術的範囲に含まれる。

例えば、上記実施形態では、空港設備であるグライドスロープアンテナ、及びローカライザが出力する電波によって示される目標飛行経路への追従を行う場合について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、自機４０の現在位置及び自機４０が到達するべき目標位置に基づいて生成した目標飛行経路への追従を行う形態としてもよい。
より詳細には、自機４０の現在位置（緯度、経度、及び高度）を計測する位置情報取得センサ（例えばＧＰＳセンサ）を自機４０に搭載し、位置情報取得センサで計測した自機４０の現在位置に基づいて自機４０に搭載されている計算機によって、目標飛行経路を導出し、該目標飛行経路を記憶部に記憶する。
なお、上記計算機は、自機４０の残燃料及び残燃料に基づいた到達可能距離、自機４０に故障（例えば、巡航飛行中に全舵面が不作動となり、エンジンの推力だけで空港へ自機４０を誘導する必要が生じるような故障）が生じている場合には、故障状態に応じた旋回可能な最大半径及び最小半径、着陸候補となる空港の滑走路長、並びに着陸候補となる空港周辺の天候（風、雨、雲量、視程等）等の各種条件から自機４０が到達するべき目標位置（目標空港）を導出し、自機４０の位置から該目標空港までの最適飛行経路を導出し、導出した最適飛行経路を目標飛行経路とする。なお、目標位置は、計算機によって導出されるのではなく、パイロットによって指定されてもよい。
なお、計算機は、目標飛行経路を所定時間間隔毎に導出し、導出した目標飛行経路を上記記憶部に更新して記憶させてもよい。
そして、オートパイロット部６２は、記憶部に記憶されている目標飛行経路に対する自機４０の相対位置又は偏差角を示す情報に基づいて、経路角コマンドγ_ｃｍｄ及び方位角コマンドΨ_ｃｍｄを含む操縦コマンドを生成する。
これによって、例えば、空港設備であるグライドスロープアンテナ及びローカライザアンテナが出力する電波により示される目標飛行経路を用いた追従操作、すなわちＩＬＳを用いた追従操作では、空港周辺からの着陸フェーズの誘導でしか行えないが、自機４０の現在位置及び自機４０が到達するべき目標位置に基づいて生成した目標飛行経路を用いた追従操作では、例えば、自機４０に故障が発生した場合における高空からの緊急降下や方位角変更等、ＩＬＳを用いることができない領域から空港（目標位置）までの自機の誘導が可能となる。

また、上記実施形態では、ＦＰＭ３０及び目標対気姿勢角表示３２と共にＩＬＳ表示２０をＰＦＤ１０に表示させる場合について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、ＰＦＤ１０にＩＬＳ表示２０を表示させない形態、又はＰＦＤ１０にＩＬＳ表示２０と共にＦＤコマンド・バー表示を表示させる形態、或いはその他パイロットの操縦を支援するための表示を表示させる形態としてもよい。

また、上記実施形態では、表示装置をＰＦＤ１０とする場合について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、表示装置をＡＤＩ等他の形態としてもよい。

１０ＰＦＤ
３０ＦＰＭ
３２目標対気姿勢角表示
４０自機（航空機）
５０制御装置

Claims

自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置であって、
自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する表示装置。
前記目標迎角は、自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、
前記目標横滑り角は、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで導出される請求項１記載の表示装置。
前記目標対気姿勢角に対応する第１指標、及び前記現在対気姿勢角に対応する第２指標を表示する請求項１記載の表示装置。
前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差に応じて、前記第１指標と前記第２指標との相対的な位置を変化させて表示する請求項３記載の表示装置。
前記目標飛行経路は、自機の現在位置及び自機が到達するべき目標位置に基づいて導出される請求項１から請求項４の何れか１項に記載の表示装置。
自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角とを示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する表示装置と、
自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで前記目標迎角を導出する目標迎角導出手段、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで前記目標横滑り角を導出する目標横滑り角導出手段を具備し、導出した前記目標迎角及び前記目標滑り角を示す前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差を表示するように前記表示装置を制御する制御装置と、
を備えた操縦支援システム。
自機である航空機の飛行状態を表示装置に表示させる表示方法であって、
自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示装置に表示させる表示方法。