JP2015520839A - リアルタイム航空機ステータス検出システム及び方法 - Google Patents

Abstract

航空輸送されることになっている貨物が飛行状態にあるか否かを判断するための低電力の方法であって、直線加速度を検出するための加速度計と、角速度を検出するためのジャイロスコープと、コントローラとを備えるハウジングを貨物の付属物として供給するステップと、加速度計を用いて直線加速度を測定するステップと、ジャイロスコープを用いて角速度を測定するステップと、測定された直線加速度及び角速度をコントローラに供給するステップと、直線加速度信号及び角速度信号の関数として、ハウジングが飛行状態にあるか否かを示す飛行ステータス出力信号を生成するステップと、を含む方法。

Description

本出願は、参照によりその全体が本明細書に組み込まれている、２０１２年３月２日付け出願の米国仮特許出願第６１／６０６，３６４号の優先権を主張するものである。

本技術分野は、航空機の離陸検出、着陸検出、飛行検出、及び近接検出を含む、航空機ステータス検出に関する。

航空機飛行ステータス検出器が一般的に知られている。例えば、「Method and Apparatus for Autonomous Detection of a Given Location or Situation」と題する特許文献１は、所定の信号の存在、所与の場所への到着、及び空気圧の変化を検出することを通して運行中の航空機の存在を検出するためのシステムを対象としている。

米国特許第７，７９１，４５５号明細書

単なる例示のためであり、限定する目的ではないが、開示される実施例の対応する部品、部分、又は表面をカッコ書きで参照すると、航空輸送されることになっている貨物（１１４）が飛行状態にあるか否かを判断するための低電力の方法であって、直線加速度を検出するための加速度計（１１７）と、角速度を検出するためのジャイロスコープ（１１８）と、コントローラ（１１０）とを備えるハウジング（１１１）を貨物の付属物として供給するステップと、加速度計を用いて直線加速度を測定するステップと、ジャイロスコープを用いて角速度を測定するステップと、測定された直線加速度及び角速度をコントローラに供給するステップと、直線加速度信号及び角速度信号の関数として、ハウジングが飛行状態にあるか否かを示す飛行ステータス出力信号（１１５）を生成するステップと、を含む方法が提供される。

当該方法は、飛行ステータス出力信号の関数として、無線を停止するステップを更に含むことができる。測定された直線加速度は、独立３軸（three independent axis）直線加速度信号を含むことができる。測定された角速度は、独立３軸回転速度信号を含むことができる。測定された角速度信号は、約２５Ｈｚのサンプリング速度を有することができる。

飛行ステータス出力信号は、飛行中ステータス状態及び地上ステータス状態を含むことができる。飛行中ステータス状態は、離陸検証ステータス状態を含むことができる。当該方法は、飛行ステータス出力信号が飛行中ステータスを含む場合があるときに、無線オフ切替信号を供給するステップを更に含むことができる。当該関数は、状態機械アルゴリズムとすることができる。

当該方法は、飛行ステータス出力信号の関数としてジャイロスコープの電源を入れるステップを更に含むことができる。飛行ステータス出力信号が地上ステータス状態を含む場合があるときに、ジャイロスコープの電源を切ることができる。飛行ステータス出力信号が離陸検証ステータス状態を含む場合があるときに、ジャイロスコープの電源を入れることができる。当該関数は、測定された直線加速度をフィルタ処理して、フィルタ処理済み直線加速度を生成するステップと、測定された角速度をフィルタ処理して、フィルタ処理済み角速度を生成するステップと、フィルタ処理済み直線加速度及びフィルタ処理済み角速度の関数として状態を変更するステップとを有することができる。

飛行ステータス出力信号を生成するステップは、測定された直線加速度の重力成分を除去するステップを含むことができる。重力成分を除去するステップは、ハイ・パス・フィルタを含むことができる。ハイ・パス・フィルタは、約０．０１Ｈｚのカットオフ周波数を含むことができる。当該方法は、除去された重力成分を保存するステップを更に含むことができる。

飛行ステータス出力信号を生成するステップは、航空機の離陸に特徴的な直線加速度を検出するステップを更に含むことができる。離陸に特徴的な直線加速度は、０．０１Ｈｚ〜０．１Ｈｚの周波数と、約０．２ｇの大きさとを有する加速度信号である。離陸に特徴的な直線加速度は、約２秒の持続時間にわたって維持される約０．１５ｇ〜０．５ｇの大きさを有することができる加速度信号を更に含むことができる。航空機の離陸に特徴的な直線加速度を検出するステップは、ロー・パス・フィルタ処理を行うステップを更に含むことができる。

当該方法は、航空機の離陸に特徴的な直線加速度が検出されるときに、直線加速度信号の離陸加速度を保存するステップを更に含むことができる。保存された離陸加速度は、窓付き平均（windowed average）を含むことができる。飛行ステータス出力信号を生成するステップは、航空機の離陸に特徴的な直線加速度が検出されるときに、地上状態から離陸検証状態に変化するステップを更に含むことができる。直線加速度信号から重力加速度成分を保存するステップ。

重力加速度は、離陸検証状態に遷移する前の時間から保存される。当該時間は約７秒である。飛行ステータス出力信号を生成するステップは、航空機の離陸に特徴的な角速度を検出するステップを更に含むことができる。航空機の離陸に特徴的な角速度は、ｘ軸角速度、ｙ軸角速度、及びｚ軸角速度が全て、角速度限界しきい値より小さい角速度である。

測定された角速度は、測定された角速度をヨー速度、ロール速度、及びピッチ速度に再設定するように構成され配置される回転を通して変換される。当該回転は、保存された重力加速度と保存された離陸加速度とのクロス乗積である。当該方法は、角速度を時間に関して積分し、ピッチ角度変位、ヨー角度変位、及びロール角度変位を生成するステップを更に含むことができる。

当該方法は、ピッチ角度変位、ヨー角度変位、又はロール角度変位が角度変位しきい値より大きいとき、飛行ステータス出力信号を地上状態に設定するステップを更に含むことができる。

当該方法は、圧力センサを供給するステップを更に含むことができる。当該方法は、圧力センサが離陸圧力減少しきい値より小さい圧力減少速度を有する場合がある時点を検出するステップを更に含むことができる。当該方法は、圧力センサが着陸圧力増加しきい値より大きい圧力増加速度を有する場合がある時点を検出するステップを更に含むことができる。

別の態様では、直線加速度を検出し、直線加速度出力信号を有する加速度計と、角速度を検出し、角速度出力信号を有するジャイロスコープと、直線加速度出力信号と角速度出力信号との関数として、飛行中状態と別の状態とを含む飛行ステータス出力信号を生成するように構成され配置されるコントローラとを備えるハウジングを備える、航空機飛行ステータスを検出するためのシステムが提供される。

コントローラは、飛行ステータス出力信号の関数として無線を停止するように更に構成される。直線加速度出力信号は、独立３軸直線加速度信号を含むことができる。角速度出力信号は、独立３軸回転速度信号を含むことができる。角速度出力信号は、約２５Ｈｚのサンプリング速度を有することができる。飛行ステータス出力信号は、地上ステータス状態を含むことができる。飛行中ステータス状態は、離陸検証ステータス状態を含むことができる。

コントローラは、飛行ステータス出力信号が飛行中ステータスを含む場合があるときに、無線をオフに切り替えるように構成され配置されることができる。当該関数は、状態機械アルゴリズムである。コントローラは、飛行中ステータス出力信号の関数としてジャイロスコープの電源を入れるように構成され配置される。コントローラは、飛行ステータス出力信号が地上ステータス状態を含む場合があるときに、ジャイロスコープの電源を切るように構成され配置される。

コントローラは、飛行ステータス出力信号が離陸検証ステータス状態を含む場合があるときに、ジャイロスコープの電源を入れるように構成され配置される。当該関数は、フィルタ処理済み直線加速度を生成するように構成され配置されるフィルタと、フィルタ処理済み角速度を生成するように構成され配置されるフィルタとを備えることができる。コントローラは、直線加速度出力信号の重力成分を除去するように構成され配置される。当該システムは、直線加速度出力信号から重力成分を除去するように構成され配置されるハイ・パス・フィルタを更に備えることができる。ハイ・パス・フィルタは、約０．０１Ｈｚのカットオフ周波数を有することができる。

コントローラは、除去された重力成分を保存するように構成され配置されることができる。コントローラは、航空機の離陸に特徴的な直線加速度を検出するように構成し配置されることができる。離陸に特徴的な直線加速度は、０．０１Ｈｚ〜０．１Ｈｚの周波数と、約０．２ｇの大きさとを有する加速度信号である。離陸に特徴的な直線加速度は、約２秒の持続時間にわたって維持される約０．１５ｇ〜０．５ｇの大きさを有することができる加速度信号を更に有することができる。

当該システムは、航空機の離陸に特徴的な加速度を検出するために直線加速度出力をフィルタ処理するように構成され配置されるロー・パス・フィルタを更に備えることができる。コントローラは、航空機に特徴的な直線加速度が検出されるとき、加速度出力信号を保存するように構成し配置されることができる。保存された加速度出力信号は、窓付き平均を有することができる。

コントローラは、航空機の離陸に特徴的な直線加速度が検出される場合があるとき、飛行ステータス出力信号を地上状態から離陸検証状態に変更するように構成し配置されることができる。コントローラは、直線加速度信号から重力加速度成分を保存するように構成し配置されることができる。

重力加速度は、離陸検証状態に遷移する前の時間から保存することができる。当該時間は約７秒とすることができる。コントローラは、航空機の離陸に特徴的な角速度を検出するように構成され配置されることができる。

航空機の離陸に特徴的な角速度は、ｘ軸角速度、ｙ軸角速度、及びｚ軸角速度が全て、角速度限界しきい値より小さい角速度であるとすることができる。当該システムは、測定された角速度をヨー速度、ロール速度、及びピッチ速度に再設定するように構成され配置される回転を通して、角速度出力信号を変換するように構成され配置された回転変換器を更に備えることができる。当該回転は、保存された重力加速度と保存された離陸加速度とのクロス乗積とすることができる。

当該システムは、角速度を時間に関して積分し、ピッチ角度変位、ヨー角度変位、及びロール角度変位を生成するように構成され配置される積分器を更に備えることができる。コントローラは、ピッチ角度変位、ヨー角度変位、又はロール角度変位が角度変位しきい値より大きいとき、飛行ステータス出力信号を地上状態に設定するように構成され配置されることができる。

当該システムは、圧力センサを更に備えることができる。コントローラは、圧力センサが離陸圧力減少しきい値より小さい圧力減少速度を有する場合がある時点を検出するように構成され配置されることができる。コントローラは、圧力センサが着陸圧力増加しきい値より大きい圧力増加速度を有する場合がある時点を検出するように構成され配置されることができる。

別の態様では、１組の飛行ステータス状態の中の１つの航空機飛行ステータス状態を判断する方法であって、直線加速度を検出し、加速度出力信号を有する加速度計と、回転加速度を検出し、角加速度出力信号を有するジャイロスコープとを備えるハウジングをパッケージの付属物として供給するステップと、加速度計から加速度出力信号を受信するステップと、ジャイロスコープから角速度出力信号を受信するステップと、加速度出力信号及び角速度出力信号の関数として航空機飛行ステータス状態を判断するステップと、を含む方法であって、１組の飛行ステータス状態は、飛行中状態と別の状態とを含む、方法が提供される。

貨物追跡デバイスに組み込まれる第１の実施例の航空機飛行ステータス検出システムのオブジェクト図である。 図１に示される飛行ステータス検出システムのアルゴリズム及び状態図である。 図１に示されるシステムにおける地上状態処理の流れ図である。 図１に示されるシステムにおける離陸検証状態処理の流れ図である。 別の実施例の飛行ステータス検出システムのための圧力検知状態機械の状態図である。

まずは、同様の参照番号は、同じ構造的要素、部分、又は表面を幾つかの図を通して一貫して識別することを意図しており、そのような要素、部分、又は表面は、この詳細な説明がその不可欠な部分であるところの書面による明細書の全体によって更に示されるか、又は説明される場合があることが明確に理解されるべきである。別に指示されない限り、図面は、明細書とともに読まれる（例えば、斜線、部品の配置、比率、角度など）ことを意図しており、本発明の書面による説明全体の一部と見なされるべきである。以下の説明において用いられるときに、「水平の」、「垂直の」、「左」、「右」、「上」、「下」という用語、並びにその形容詞的及び副詞的派生語（例えば、「水平に」、「右方向に」、「上方に」など）は、その特定の図が読者に面するときに、図示される構造の向きを指しているにすぎない。同様に、「内側に」及び「外側に」という用語は一般的に、適宜、その延長軸又は回転軸に相対する表面の向きを指している。

開示される飛行ステータス検出システムは、加速度計、ジャイロスコープ、及び／又は他のセンサを使用して、離陸イベントや着陸イベントのような航空機イベントを検出するためのシステムである。飛行ステータス検出システムは、離陸イベント中にセルラー無線をオフに切り替え、着陸時にオンに戻すために、セルラー無線を有するデバイスとともに用いることができる。

例えば、飛行ステータス検出システムは、セルラー・データ・モデムを有する航空貨物追跡デバイス内で用いることができる。貨物追跡デバイスが地上にあるとき、定期的な追跡報告がセルラー・モデムを介して遠隔サーバに送信される。飛行ステータス検出システムが、追跡デバイスが離陸しつつある航空機上にあることを検出すると、貨物追跡システムのセルラー・モデムはオフに切り替えられる。これにより、セルラー・モデムの無線が航空機無線やセンサと干渉するのを防ぐことになる。そのようなシステムは、離陸前に無線が停止されることを要求する飛行安全規制に準拠するのに有用である。飛行ステータス検出システムが、航空機が着陸したことを検出すると、セルラー・モデムがオンに戻され、それにより、貨物追跡デバイスが定期的な追跡報告の送出を再開できるようになる。

ここで図面、より具体的には図１を参照すると、貨物追跡及び報告モジュール１１１内に構成され配置される飛行ステータス検出システム１１０が開示されている。追跡モジュール１１１は通常、貨物コンテナ１１４のような貨物コンテナに固定されるか、又はその中に配置される。追跡モジュール１１１は、貨物コンテナ１１４が輸送されている間、輸送データ１３２を収集し、遠隔コンピュータ１２０に送信する。追跡モジュール１１１の主要構成要素は、飛行ステータス検出システム１１０、加速度計１１７、ジャイロスコープ１１８、及び無線１１３である。

加速度計１１７は、スイス ジュネーブのSTMicroelectronics社製のＬＩＳ３ＤＨのような低電力３軸ＭＥＭＳ直線加速度計である。加速度計１１７は、飛行ステータス検出システム１１０に３軸直線加速度データＡ（Ａｘ、Ａｙ、Ａｚ）１２０を与える。ジャイロスコープ１１８は、VTI Technologies社（現在、京都府長岡京市の株式会社村田製作所）製のＣＭＲ３０００のような低電力ＭＥＭＳジャイロスコープである。ジャイロスコープ１１８は、システム１１０からのオン／オフ・コマンド１２２を通して、オン及びオフに切り替えられる。ジャイロスコープ１１８は、システム１１０に３軸回転速度データＲ（ｄθｘ、ｄθｙ、ｄθｚ）１２１を与える。

システム１１０は、Ａｔｍｅｌ ＡＶＲ Ａｔｍｅｇａ３２８のような、自らのフラッシュ・メモリを有するマイクロコントローラ上で実現される。システム１１０は、ソフトウェア・アルゴリズム及び状態機械１２５を含む。システム１１０は、無線１１３にオン／オフ・コマンド１１５を与える。また、システム１１０は、データ転送線１３３を通して、無線１１３に接続される。無線１１３は、イタリア トリエステのTelit Wireless Solutions社製のＧＥ８６５−ＱＵＡＤ ＧＳＭ（登録商標）／ＧＰＲＳのような無線である。無線１１３は、ワイヤレス・リンク１３２を介してインターネットに接続される携帯電話中継塔のような遠隔場所との間でデータを送受信することができる。

図２は、飛行ステータス検出システム１１０において実行されるアルゴリズム１２５の状態機械図である。アルゴリズム１２５は概して加速度計データ（Ａ）１２０及びジャイロスコープ・データ（Ｒ）１２１の入力を受信し、GYRO_ON/OFF_OUTPUT１２２及びRADIO_ON/OFF_OUTPUT１１５の出力を有する。アルゴリズム１２５は、GROUND_STATE１５１、VERIFY_STATE１５３、及びFLYING_STATE１５５を含む、３つの個別の状態を概して有する状態機械を内包する。一連の変数１６０及びパラメータ定数１７０が、アルゴリズム１２５によって用いられる。

加速度計データ１２０は、次元ごとの加速度サンプルを有する時間サンプリングされた加速度ベクトル値（Ａｘ、Ａｙ、Ａｚ）のストリームである。加速度データは２０Ｈｚの速度でサンプリングされる。電力と精度とのトレードオフに基づいて、加速度計データは、１０ｋＨｚまでのような、はるかに高い速度でサンプリングすることもできる。貨物１１４が航空機、トラック、又は倉庫に積み込まれるとき、加速度計１１７の軸（ｘ、ｙ、ｚ）のいずれも重力の方向とそろうことは保証されないことに留意されたい。言い換えると、貨物１１４は、Ａｘ、Ａｙ、Ａｚがいずれもワールドｚ軸（重力の方向とそろった軸）に沿った測定値を与えないような角度に向けられた箱とすることができる。また、ジャイロスコープ・データ１２１も一連の３次元ベクトル値（Ｒｘ、Ｒｙ、Ｒｚ）である。Ｒｘ、Ｒｙ、及びＲｚはそれぞれ、３つの独立した軸に沿った回転速度を表す。ジャイロスコープ・データも２０Ｈｚの速度でサンプリングされるが、電力が大きな懸念ではないときは、より高いサンプリング速度を用いることができる。角加速度、ジャーク、速度、及び／若しくは位置、又はそれらの任意の組み合わせを与える代替のジャイロスコープを用いることもできる。

第１のアルゴリズム状態GROUND_STATE１５１は、開始状態であり、また、システム１１０が離陸しつつあるか又は飛行している航空機上には存在していないとシステムが考える飛行ステータスに対応する状態である。GROUND_STATE１５１では、GYRO_ON/OFF_OUTPUT１２２はオフ（すなわち、低電圧、又はFALSE）に設定され、それにより、ジャイロスコープ１１８がオフになる。したがって、この状態では、ジャイロスコープ１１８は動作電力を必要としない。また、GROUNT_STATE１５１では、RADIO_ON/OFF_OUTPUT１１５はオン（すなわち、低電圧のHIGH、又はTRUE）に設定される。それゆえ、この状態では、無線１１３はデータ１３２を送信することができる。

GROUNT_STATE１５１では、加速度計データ１２０が読み出され、解析される。航空機の離陸の可能性に特徴的な加速度計データ系列が識別されると、近時の加速度計データが保存され、アルゴリズム状態機械はVERIFY_STATE１５３に入る。

VERIFY_STATE１５３に入ると、GYRO_ON/OFF_OUTPUT１２２はオフからオンに（低電圧から高電圧に、FALSEからTRUEに）遷移する。これにより、ジャイロスコープ１１８はオンに切り替わり、ジャイロスコープ・データＲ１２１を生成し始める。VERIFY_STATE１５３では、現在のジャイロスコープ・データＲ１２１及び加速度計データＡ１２０が解析され、離陸する可能性があるときに保存された加速度計データと比較される。時間をかけて、ジャイロスコープ・データ及び加速度計データを用いて、幾つかの試験が行われる。その解析が、離陸イベントが発生していないことを示す場合には、状態はGROUNT_STATEに戻る。しかしながら、その解析が、実際に離陸が発生したことを示す場合には、状態機械はFLYING_STATE１５５に入る。

FLYING_STATE１５５では、RADIO_ON/OFF_OUTPUT１１５及びGYRO_ON/OFF_OUTPUT１２２がいずれもオフ（低電圧、FALSE）に設定される。したがって、この状態では、ジャイロスコープ１１８も無線１１３もいずれも電力を消費せず、飛行計器と干渉する可能性がある無線１１３からの無線信号が妨げられる。加速度計データ１２０は依然としてサンプリングされ、航空機の着陸に特徴的なパターンを求めて解析される。航空機の着陸に特徴的な加速度計パターンが検知されると、状態機械は再びGROUNT_STATE１５１に入る。

再びGROUNT_STATE１５１に入ると、そのアルゴリズムは、RADIO_ON/OFF_OUTPUT１１５をオン（高電圧、TRUE）に設定する。その後、そのアルゴリズムは上記のように、データを処理し、状態機械を実行し続ける。

図３は、GROUNT_STATE１５１において行われる処理のデータパス図である。GROUNT_STATE１５１では、RADIO_ON/OFF_OUTPUT１１５はオンであり、それにより無線１１３が機能できるようにし、GYRO_ON/OFF_OUTPUT１２２はオフであり、それにより、ジャイロスコープ１１８が電力を使用するのを防ぐ。GROUNT_STATEにおけるアルゴリズム処理は、加速度計データ１２０のストリームを用いて、候補となる離陸のサインが検知されたか否かを判断する。加速度計データ１２０は、最初に重力フィルタ１８１によってフィルタリングされ、重力フィルタ出力１８２を生成する。重力フィルタ１３１は、０．０１Ｈｚのカットオフ周波数を有する一次ローパス・バターワース・フィルタである。貨物１１４は通常、１００秒の時間間隔を超える低速では回転しないので、重力フィルタ１３１から出てくるフィルタ済み加速度計値１８２は通常、重力に起因して加速度計１１７が受ける直線加速度を良好に表す。言い換えると、結果として生成されるベクトル１８２は、地球に対して真っすぐ上方を指す向きを有する可能性が高い。ベクトル１８２は正規化ブロック１８３に通され、正規化ブロックは、ベクトル１８２の大きさを単位長に拡大縮小し、重力ベクトルＧ１８４を生成する。重力ベクトルＧ１８４は、アルゴリズム１２５の複数の関数において用いられる重要な変数である。

重力フィルタ出力１８２を再び参照すると、出力１８２が元の加速度計サンプル１２０から減算され（１８５）、ベクトルA_horiz１８６を生成する。A_horiz１８６は、元の加速度Ａ１２０と等価だが、重力ベクトル成分が除去されているベクトルである。言い換えると、A_horizは、加速度Ａ１２０の水平成分、あるいは、重力に対して垂直な（地球に接する）成分を表す。例えば、貨物１１４が滑走路に沿って加速される場合には、A_horiz１８６は概して滑走路に沿った方向における加速度の成分を表すことになる。

その後、A_horiz１８６は滑走路フィルタ１８７に通され、出力１８８を生成する。滑走路フィルタ１８７は、０．５Ｈｚの周波数カットオフを有する一次バターワース・ロー・パス・フィルタである。滑走路フィルタ１８７は概して、路面の隆起、速度上昇、制動、若しくは旋回に起因する急速な自動車の加速、及び／又は貨物取扱の衝撃に特徴的な高い周波数の加速度を除去し、目標周波数のみを有する加速度ベクトルを生成する。その後、出力１８８は、大きさブロック１８９に通され、単に出力１８８のベクトル長（大きさ）である、A_target_horiz_magnitude１９０を生成する。

A_target_horiz_magnitude１９０は、重力成分が除去され、望ましくない高い周波数成分が除去された後の元の加速度の大きさを表す。言い換えると、A_target_horiz_magnitude１９０は、目標周波数範囲内の水平加速度の大きさを表す。A_target_horiz_magnitude及びＧの計算は、貨物１１４が置かれた向きに関係なく正確である。A_target_horiz_magnitudeが航空機の離陸に特有の値である場合には、その状態はVERIFY_STATE１５３に変更される。より具体的には、A_target_horiz_magnitudeが、しきい値A_THRESHOLD_MIN１７１より大きく、しきい値A_THRESHOLD_MAX１７２より小さい場合には、状態機械はVERIFY_STATE１５３に入る。VERIFY_STATE１５３に遷移する前に、後に使用するために幾つかの変数が記憶される。重力ベクトルＧ１８４はG_takeoff１６１に記憶され、A_horiz１８６はA_horiz_takeoff１６２に記憶される。Ｇ１８４及びA_horiz１８６の最新の値を保存する代わりに、検出される離陸イベントの２秒〜８秒前からＧ１８４及びA_horiz１８６の値を記憶することが有益である。

VERIFY_STATE１５３において、GYRO_ON/OFF_OUTPUT１２２をオンに設定することによって、ジャイロスコープ１１８がオンに切り替えられる。一般的に、RADIO_ON/OFF_OUTPUT１１５は変更されず、オンのままであるが、幾つかの実施態様では、VERIFY_STATE１５３においてRADIO_ON/OFF_OUTPUT１１５をオフに切り替えることが有益な場合がある。GROUNT_STATE１５１にあった場合と同様に、VERIFY_STATE１５３においてA_target_magnitude１９０が計算される。VERIFY_STATE１５３のいずれかの時点において、A_target_magnitude１９０が、A_THRESHOLD_MIN１７１未満に降下するか、又はA_THRESHOLD_MAX１７２より大きく上昇する場合には、状態はGROUNT_STATE１５１に戻される。言い換えると、目標周波数範囲内の水平加速度の大きさが、航空機の離陸に特徴的であるには高すぎるか、又は低すぎる場合には、そのアルゴリズムは、離陸イベントが発生しなかったと判断し、状態をGROUNT_STATE１５１に戻す。

VERIFY_STATE１５３における加速度計データ１２０及びジャイロスコープ・データ１２１の処理は、ベクトル軸を重力及び航空機前方加速の知覚方向と合わせるために、オフセット・バイアスを除去し、データをフィルタリングし、結果として生成されたベクトル・データを回転行列を通して回転させることを含む。その後、直線加速度信号及び回転速度信号をそれぞれ別々に積分して、直線速度データ及び角度データを生成する。その後、加速度データ、速度データ、回転速度データ、回転角度データをチェックして、それらのデータが、航空機の離陸に特徴的なデータの許容される範囲内にあるか否かを確認する。

図４は、VERIFY_STATE１５３においてアルゴリズム１２５によって行われる処理ステップを示す。ベクトル加速度データＡ１２０及び回転速度データＲ１２１が、保存された重力ベクトルG_takeoff１６１及び水平加速度A_horiz_takeoff１６２と同様に、GROUNT_STATE１５１から受信される。最初に、保存されたG_takeoff１６１及びA_horiz_takeoff１６２から回転行列１９９が構成される。より具体的には、G_takeoff１６１に、正規化された水平加速度A_horiz_takeoffと、G_takeoff１６１と正規化されたA_horiz_takeoffとのベクトル積とを連結することによって、回転行列１９９が構成される。擬似コードにおいて、回転行列は以下のように表される。
Rot.matrix = [G_takeoff;
A_horiz_takeoff/|A_horiz_takeoff|;
G_takeoff × (A_horiz_takeoff/|A_horiz_takeoff|)]

加速度ベクトルに回転行列１９９を乗算することによって、ここでｚ軸が重力ベクトルG_takeoff１６１に合わせられ、ｙ軸が水平加速度ベクトルA_horiz_takeoff１６２の方向に合わせられるように、加速度ベクトルが再設定される。例えば、図４に示されるように、加速度データＡ１２０が、回転行列１９９とベクトル乗算され（２０１）、ベクトルAbody２０２が生成される。Abody２０２のｚ軸ベクトル成分、Abody_zは、知覚された現実世界の重力の方向における加速度を表す。同様に、Abody_yは、滑走路に沿った方向における航空機の加速又は制動を表す。要するに、貨物１１４が輸送機関上の任意の方向に固定される場合があり、Abody_zが重力の方向にあり、Abody_yが水平離陸加速度の方向にあるようにAbodyベクトルが常に回転されるという事実を考慮に入れるために、回転行列１９９が用いられる。

Abody２０２を計算するための処理と同様に、回転速度データＲ１２１が、回転行列１９９とのベクトル乗算２０３を通して回転され、ベクトル積２０４が生成される。その後、ベクトル積２０４が本体フィルタ２０５に通され、Rbody２０６が生成される。本体フィルタ２０５は、約０．４Ｈｚの周波数カットオフを有する一次バターワース・ロー・パス・フィルタである。Rbody２０６は、Ｒ１２１にロー・パス・フィルタをかけたものであり、Abody２０２を計算する際に行われたように、G_takeoff１６１及びA_horiz_takeoff１６２から計算された知覚された航空機本体基準座標系に対応するように軸が回転している。より具体的には、Rbody_zは、知覚された航空機のヨー軸の回りの回転速度を表す。同様に、Rbody_yは知覚された航空機のピッチ軸の回りの回転速度を表し、Rbody_xは、知覚された航空機のロール軸の回りの回転速度を表す。

平均化ブロック２１０は、受信されたサンプル数で割って、ベクトル出力２１１を生成する、加速度データ１２０の累積和を保持する。ベクトル出力２１１は、その後、回転行列１９９とのベクトル乗算２１２によって回転され、Abias_body２１３が生成される。Abias_bodyは、知覚された航空機座標系と合わせられるように回転された生の時間平均加速度データを表す。

同様に、平均化ブロック２１５は、受信されたサンプルの数のカウントで割って、ベクトル積２１６を生成する、回転速度データ１２１の累積和を保持する。ベクトル積２１６は、その後、回転行列１９９によって回転され（２１７）、Rbias_body２１３が生成される。Abias_body２１３及びRbias_bodyを計算するために用いられたデータは、約５秒続く不変の期間に制限される。

Rbias_body２１８をRbody２０６から減算し（２１９）、積分して（２２１）、角度変位θ_body２２２が生成される。角度変位θ_body（θ_body_x、θ_body_y、θ_body_z）２２２は、知覚された航空機が、Rbias_body２１８のためのデータ収集が終了した後の時間中に回転した角度の推定値を表すベクトルである。例えば、θ_body_yは、ピッチ軸の回りの航空機の角度変位を表し、θ_body_zは、ヨー軸の回りの航空機の角度変位を表し、θ_body_xは、ロール軸の回りの航空機の角度変位を表す。

速度の変化を求めるために、Abody信号に関して類似の積分が実行される。図４に示されるように、Abias_body２１３がAbody２０２から減算され（２２５）、ベクトルの結果２２７が生成される。ベクトルの結果２２７は積分され（２２９）、速度変化ベクトルV_body２３０が生成される。V_bodyは３つの成分V_body_x、V_body_y、V_body_zから構成され、それぞれ１つの次元における速度変化を表す。例えば、V_body_yは滑走路方向に沿った速度変化を表す。

速度データ１２１も、約０．１Ｈｚのカットオフ周波数を有する一次バターワース・ロー・パス・フィルタである速度フィルタ２３３に通される。速度フィルタ２３３の出力はR_lowpass２３５である。

状態VERIFY_STATE１５３において、計算された加速度、速度変化、回転速度、及び角度変位の変数に関して一連の境界チェックが実行される。

境界チェックは、R_low_pass２３５の絶対値が＜RATES_THRESHOLD１７３のままであることのチェックを含む。これは、貨物１１４が航空機の離陸に特徴的であるにはあまりにも速く回転する時間を拒否するためである。同様に、Abody２１１の絶対値が、BODY_MAX_ACCELより大きいままであることが検証される。更に、アルゴリズム１２５は、以下を含む他のパラメータを検証する。
abs(θ_body.y) < -MAX_PITCH_DOWN１７５
θ_body.x > YAW_ROLL_LIMIT１７６
abs(θ_body.z) > YAW_ROLL_LIMIT１７７
abs(V_body.y) > YZ_MAX_V１７８
abs(V_body.z) > YZ_MAX_V１７８
abs(Rbody) > MAX_RATES１７９
abs(Abody) > BODY_MAX_ACCEL１７４

試験された変数のいずれかが許容範囲内にない場合には、状態は変化し、GROUNT_STATEに戻される。しかしながら、試験された変数がいずれも、VERIFY_DURATIONより長い持続時間にわたって範囲外になく、且つピッチの変位θ_body.yがMIN_PITCH_UPより大きく、滑走路方向の速度の変化V_change.xがX_MIN_Vより大きい場合には、状態はFLYING_STATE１５５に変更される。

FLYING_STATE１５５において、GYRO_ON/OFF_OUTPUT及びRADIO_ON/OFF_OUTPUTがいずれもオフにされる。また、FLYING_STATE１５５において、VERIFY_STATE１５３においての場合と同じ方法を用いて、Abodyが計算される。A_body.y < -LANDING_THRESHOLDである時点を検知することによって、着陸イベントが検出される。着陸イベントが検出されるとき、状態は変化し、GROUNT_STATEに戻される。

飛行ステータス検出システム１１０の他の実施例には、アルゴリズムの変更と、更なるセンサのデータ型の使用との両方が含まれる。

第２の実施例では、FLYING_STATEの処理は、予想される航空機の操舵の常時監視を含むように拡大される。これらの操舵は、
ａ．釣合旋回（coordinated turns）
ｉ．水平面の円運動の制約が維持されることが予想される場合。
ｂ．ロール速度及びヨー速度の連携（coupled roll and yaw rates）
ｉ．旋回にむけて、ロール速度がヨー速度を先行し、その後、一定のヨー速度による運動が続き、最後に、ロール速度が逆符号でヨー速度を先行して旋回から出ると予想される場合。
ｃ．非水平姿勢の持続（sustained non-zero attitudes）
ｉ．飛行の上昇段階又は降下段階において、航空機がかなりの時間にわたってピッチ・アップ又はピッチ・ダウンの向きを維持することになると予想される場合。

第３の実施例は、貨物取扱に起因する傾斜及び回転は、離陸する準備ができている航空機上に貨物が載せられようとしていないことを強く指示するという事実を利用して、GROUND_STATEにおいて実現されるモーション・ロックアウト機構を含む。したがって、取扱による傾斜及び／又は回転が検出される場合、約２分間の持続時間にわたって、GROUNT_STATEからの状態遷移が防止される。

第４の実施例による飛行ステータス検出システムは、図５に示されるように飛行ステータスの圧力に基づく確認を用いることを含む。圧力に基づく意思決定のために、圧力センサ５０１からの入力が加えられる。あるしきい値に対する、圧力の絶対値の比較、及び／又は圧力の微分の比較が離陸の確認として用いられる。圧力及び／又は圧力の微分は、離陸上昇及び着陸降下の航空機イベント中にしきい値を下回るか、又は上回る。より具体的には、圧力センサは、１Ｈｚの速度で圧力をサンプリングするように構成される。この圧力センサのデータを用いて、圧力の時間微分を計算し、また、ある時間にわたってロー・パス・フィルタにかけられる。ロー・パス・フィルタをかけ、同時に圧力の微分を計算する効率的な方法は、２つの別々のロー・パス・フィルタ（それぞれ異なる時定数を有する）を通してロー・パス・フィルタをかけて圧力データを取り込み、その後、２つの間の差をとることを必要とする。このロー・パス・フィルタをかけられた時間微分圧力信号は、その後、離陸直後の航空機の上昇又は着陸前の航空機の降下を検出するアルゴリズムによって用いられる。

その後、標準アルゴリズムの状態遷移（すなわち、図２）が、平滑化された時間微分圧力信号の変化を検出することによって検証される。より具体的には、平滑化された時間微分圧力信号が、TAKEOFF_PRESSURE_THRESHOLD未満に降下するときに、図２に示されるようなVERIFY_TAKEOFF状態からFLYING_STATE状態への遷移が検証される。同様に、平滑化された時間微分圧力信号が、DESCENDING_PRESSURE_THRESHOLDより高くなると、FLYING_STATEからGROUNT_STATEへの遷移が検証される。この実施例は、標準アルゴリズムの状態機械（図２）とは別の、とりわけ圧力信号処理用である状態機械（図５）を利用することができる。この構成において、圧力信号処理状態機械５１０は、第１の実施例において説明され、図２に示されるような状態機械と並列に実行される。

図５に示されるように、圧力状態機械５１０は、WAITING_STATE５２０、TAKEOFF_STATE５２５、CLIMB_FINISHED_STATE５２７、DESCENDING_STATE５２９、及びLANDED_STATE５２０の状態を有する。その状態機械は、WAITING_STATE５２０において始まる。平滑化された時間微分圧力信号がしきい値PTHRESHの負の値未満の値を有する場合には、その状態は、航空機が上昇中である可能性があることを示すTAKEOFF_STATE５２５に遷移することになる。同様に、WAITING_STATE５２０中に、平滑化された時間微分圧力信号がしきい値PTHRESHより高い値を有する場合には、その状態は、航空機が降下中である可能性があることを示すDESCENDING_STATE５２９に遷移することになる。

TAKEOFF_STATE５２５中に、平滑化された時間微分圧力信号の絶対値がしきい値PTHRESH未満に降下する場合には、その状態はCLIMB_FINISHED_STATE５２７に変化することになる。CLIMB_FINISHED_STATE５２７では、上昇が終了したことを示すメッセージが、そのアルゴリズムの他の部分に伝達される場合があり、その後、状態はWAITING_STATE５２０に戻ることになる。同様に、DESCENDING_STATE５２５中に、平滑化された時間微分圧力信号の絶対値がしきい値PTHRESH未満に降下する場合には、その状態はLANDED_STATE５３１に変化することになる。LANDED_STATE５３１では、航空機が着陸したことを示すメッセージが、そのアルゴリズムの他の部分に伝達される場合があり、その後、状態はWAITING_STATE５２０に戻ることになる。圧力センサ５０１を追加し、上記のように圧力信号を解析することは、飛行ステータスを判断する二次的な手段を可能にし、それは予備的な方法として、又は他の方法によって判断されるような飛行状態を確認する方法として用いることができる。

第５の実施例では、飛行ステータス検出システム上にフェールセーフ・タイマが実装される。飛行中に、全可能飛行時間しきい値を通過した時点を検出するためにタイマが用いられ、状態機械をFLYING_STATEから抜け出させて、見逃された着陸の検出に対するフェールセーフ動作が確保される。

第６の実施例では、地理的囲い込みを実施するために、地理的位置データが用いられる。空港の位置のライブラリが、ＧＰＳ、セル三角測量、又はＷｉＦｉによって決定されるデバイスのリアルタイム位置と比較され得る。システムＧＰＳが、その装置が空港の境界内にあることを示すと、より積極的なパラメータを用いて、離陸検出アルゴリズムを実行することができる。例えば、より高い加速度計サンプリング速度を用いることができ、及び／又は離陸加速度を待つ代わりに、ジャイロスコープをオンに切り替えることができる。システムが空港の境界内にないときは、あまり、又は全く積極的でないモードにおいて動作し、デバイス電力を節約し、電池寿命を延ばすことができる。

第７の実施例では、デバイスが航空機内にあり、その無線をオフに切り替えるべきであることを更に確認するために、マイクロフォンとＤＳＰ信号処理とによって、ジェット・エンジン又はプロペラ・エンジンの音声シグネチャも検出することができる。

第８の実施例では、磁力計が用いられ、貨物に近接する磁界又は磁界シグネチャを検出するのを助ける。例えば、デバイスが航空機内にあり、その無線をオフに切り替えるべきであることを更に確認するために、磁力計とＤＳＰ信号処理とによって、さまざまな航空機の機体の特有の磁気的シグネチャを検出することができる。

開示された飛行ステータス検出システム及び方法の結果として、幾つかの利点と、驚くべき結果とがもたらされた。本システム及び方法は、航空機の飛行のイベントと他の輸送移動とを正確に区別することができ、結果として、飛行離陸前に外部無線を安全に停止し、着陸直後に無線を戻すことができるシステム及び方法となった。開示されたシステム及び方法によって、誤った無線停止も最小限に抑えられる。更に、本方法及びシステムは、低いサンプリング速度及び処理能力のみを用いるときでも正確に動作することができる。この結果、電力が著しく節約され、本システム及び方法は、電池を再充電することなく、又は新たな電池を用いることなく、長期間にわたって動作することが可能となる。更に、開示されたデバイス及び方法はＧＰＳを有することができるが、正確に機能するためにはＧＰＳは必須ではない。本方法及びシステムをＧＰＳなしで使用することによって、ＧＰＳを使用するデバイス又は方法より優れた、著しい電力節約が提供される。最も重要なことには、恐らく、開示された方法及びシステムは、外部入力、又は他のシステムとの協調を必要としない完全に自給式のシステムであるという利点を提供する。これにより、外部インフラストラクチャに依存することなく展開できるようになり、他のシステムの障害から独立しているという高い信頼性を提供する。

飛行ステータス検出システムの幾つかの実施例が図示され及び説明され、その幾つかの変更形態が論じられてきたが、本発明の趣旨から逸脱することなく、種々の更なる変更を行うことができることは当業者には容易に明らかになるであろう。

Claims (73)

1. 航空輸送されることになっている貨物が飛行状態にあるか否かを判断するための低電力の方法であって、
   直線加速度を検出するための加速度計と、角速度を検出するためのジャイロスコープと、コントローラと、を備えるハウジングを貨物の付属物として供給するステップと、
   前記加速度計を用いて直線加速度を測定するステップと、
   前記ジャイロスコープを用いて角速度を測定するステップと、
   前記測定された直線加速度及び角速度を前記コントローラに供給するステップと、
   前記直線加速度信号及び角速度信号の関数として、前記ハウジングが飛行状態にあるか否かを示す飛行ステータス出力信号を生成するステップと、を含む方法。
2. 前記飛行ステータス出力信号の関数として、無線を停止するステップを更に含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記測定された直線加速度は、独立３軸直線加速度信号を含む、請求項１に記載の方法。
4. 前記測定された角速度は、独立３軸回転速度信号を含む、請求項１に記載の方法。
5. 前記測定された角速度信号は、約２５Ｈｚのサンプリング速度を有する、請求項４に記載の方法。
6. 前記飛行ステータス出力信号は、飛行中ステータス状態及び地上ステータス状態を含む、請求項１に記載の方法。
7. 前記飛行中ステータス状態は、離陸検証ステータス状態を含む、請求項６に記載の方法。
8. 前記飛行ステータス出力信号が飛行中ステータスを含むときに、無線オフ切替信号を供給するステップを更に含む、請求項６に記載の方法。
9. 前記関数は、状態機械アルゴリズムである、請求項１に記載の方法。
10. 前記飛行ステータス出力信号の関数として前記ジャイロスコープの電源を入れるステップを更に含む、請求項１に記載の方法。
11. 前記飛行ステータス出力信号が地上ステータス状態を含むときに、前記ジャイロスコープの電源が切られる、請求項１０に記載の方法。
12. 前記飛行ステータス出力信号が離陸検証ステータス状態を含むときに、前記ジャイロスコープの電源が入れられる、請求項１０に記載の方法。
13. 前記関数は、
    前記測定された直線加速度をフィルタ処理して、フィルタ処理済み直線加速度を生成するステップと、
    前記測定された角速度をフィルタ処理して、フィルタ処理済み角速度を生成するステップと、
    前記フィルタ処理済み直線加速度及びフィルタ処理済み角速度の関数として状態を変更するステップと、
    を含む、請求項９に記載の方法。
14. 飛行ステータス出力信号を生成する前記ステップは、前記測定された直線加速度の重力成分を除去するステップを含む、請求項１に記載の方法。
15. 重力成分を除去する前記ステップは、ハイ・パス・フィルタを含む、請求項１４に記載の方法。
16. 前記ハイ・パス・フィルタは、約０．０１Ｈｚのカットオフ周波数を有する、請求項１５に記載の方法。
17. 前記除去された重力成分を保存するステップを更に含む、請求項１４に記載の方法。
18. 飛行ステータス出力信号を生成する前記ステップは、航空機の離陸に特徴的な直線加速度を検出するステップを更に含む、請求項１に記載の方法。
19. 離陸に特徴的な前記直線加速度は、０．０１Ｈｚから０．１Ｈｚの周波数と、約０．２ｇの大きさとを有する加速度信号である、請求項１８に記載の方法。
20. 離陸に特徴的な前記直線加速度は、約２秒の持続時間にわたって維持される約０．１５ｇから０．５ｇまでの大きさを有する加速度信号を更に含む、請求項１９に記載の方法。
21. 航空機の離陸に特徴的な直線加速度を検出する前記ステップは、ロー・パス・フィルタ処理を行うステップを更に含む、請求項１８に記載の方法。
22. 航空機の離陸に特徴的な前記直線加速度が検出されるとき、前記直線加速度信号の離陸加速度を保存するステップを更に含む、請求項１８に記載の方法。
23. 前記保存された離陸加速度は、窓付き平均を含む、請求項２２に記載の方法。
24. 飛行ステータス出力信号を生成する前記ステップは、航空機の離陸に特徴的な前記直線加速度が検出されるとき、地上状態から離陸検証状態に変化するステップを更に含む、請求項１８に記載の方法。
25. 前記直線加速度信号から重力加速度成分を保存するステップを更に含む、請求項２２に記載の方法。
26. 前記重力加速度は、離陸検証状態に遷移する前の時間から保存される、請求項２５に記載の方法。
27. 前記時間は約７秒である、請求項２６に記載の方法。
28. 飛行ステータス出力信号を生成する前記ステップは、航空機の離陸に特徴的な角速度を検出するステップを更に含む、請求項１８に記載の方法。
29. 航空機の離陸に特徴的な前記角速度は、ｘ軸角速度、ｙ軸角速度、及びｚ軸角速度が全て、角速度限界しきい値未満である角速度である、請求項２８に記載の方法。
30. 前記測定された角速度は、前記測定された角速度をヨー速度、ロール速度、及びピッチ速度に再設定するように構成され配置される回転を通して変換される、請求項２８に記載の方法。
31. 前記回転は、前記保存された重力加速度と前記保存された離陸加速度とのクロス乗積である、請求項３０に記載の方法。
32. 前記角速度を時間に関して積分し、ピッチ角度変位、ヨー角度変位、及びロール角度変位を生成するステップを更に含む、請求項３０に記載の方法。
33. 前記ピッチ角度変位、前記ヨー角度変位、又は前記ロール角度変位が角度変位しきい値より大きいとき、前記飛行ステータス出力信号を地上状態に設定するステップを更に含む、請求項３２に記載の方法。
34. 圧力センサを供給するステップを更に含む、請求項３３に記載の方法。
35. 前記圧力センサが離陸圧力減少しきい値未満の圧力減少速度を有する時点を検出するステップを更に含む、請求項３４に記載の方法。
36. 前記圧力センサが着陸圧力増加しきい値より大きい圧力増加速度を有する時点を検出するステップを更に含む、請求項３４に記載の方法。
37. 直線加速度を検出し、直線加速度出力信号を有する加速度計と、
    角速度を検出し、角速度出力信号を有するジャイロスコープと、
    前記直線加速度出力信号と前記角速度出力信号との関数として、飛行中状態と別の状態とを含む飛行ステータス出力信号を生成するように構成され配置されるコントローラとを備えるハウジングを備える、航空機飛行ステータスを検出するためのシステム。
38. 前記コントローラは、前記飛行ステータス出力信号の関数として無線を停止するように更に構成される、請求項３７に記載のシステム。
39. 前記直線加速度出力信号は、独立３軸直線加速度信号を含む、請求項３７に記載のシステム。
40. 前記角速度出力信号は、独立３軸回転速度信号を含む、請求項３７に記載のシステム。
41. 前記角速度出力信号は、約２５Ｈｚのサンプリング速度を有する、請求項４０に記載のシステム。
42. 前記飛行ステータス出力信号は、地上ステータス状態を含む、請求項３７に記載のシステム。
43. 前記飛行中ステータス状態は、離陸検証ステータス状態を含む、請求項３７に記載のシステム。
44. 前記コントローラは、前記飛行ステータス出力信号が飛行中ステータスを含むときに、前記無線をオフに切り替えるように構成され配置される、請求項３８に記載のシステム。
45. 前記関数は、状態機械アルゴリズムである、請求項３７に記載のシステム。
46. 前記コントローラは、前記飛行ステータス出力信号の関数として前記ジャイロスコープの電源を入れるように構成され配置される、請求項３７に記載の方法。
47. 前記コントローラは、前記飛行ステータス出力信号が地上ステータス状態を含むときに、前記ジャイロスコープの電源を切るように構成され配置される、請求項４６に記載のシステム。
48. 前記コントローラは、前記飛行ステータス出力信号が離陸検証ステータス状態を含むときに、前記ジャイロスコープの電源を入れるように構成され配置される、請求項４６に記載のシステム。
49. 前記関数は、フィルタ処理済み直線加速度を生成するように構成され配置されるフィルタと、フィルタ処理済み角速度を生成するように構成され配置されるフィルタとを備える、請求項４５に記載のシステム。
50. 前記コントローラは、前記直線加速度出力信号の重力成分を除去するように構成され配置される、請求項３７に記載のシステム。
51. 前記直線加速度出力信号から前記重力成分を除去するように構成され配置されるハイ・パス・フィルタを更に備える、請求項５０に記載のシステム。
52. 前記ハイ・パス・フィルタは、約０．０１Ｈｚのカットオフ周波数を有する、請求項５１に記載のシステム。
53. 前記コントローラは、前記除去された重力成分を保存するように構成され配置される、請求項５０に記載のシステム。
54. 前記コントローラは、航空機の離陸に特徴的な直線加速度を検出するように構成され配置される、請求項１に記載のシステム。
55. 離陸に特徴的な前記直線加速度は、０．０１Ｈｚから０．１Ｈｚの周波数と、約０．２ｇの大きさとを有する加速度信号である、請求項５４に記載のシステム。
56. 離陸に特徴的な前記直線加速度は、約２秒の持続時間にわたって維持される約０．１５ｇから０．５ｇまでの大きさを有する加速度信号を更に含む、請求項５５に記載のシステム。
57. 航空機の離陸に特徴的な加速度を検出するために前記直線加速度出力をフィルタ処理するように構成され配置されるロー・パス・フィルタを更に備える、請求項５６に記載のシステム。
58. 前記コントローラは、航空機に特徴的な直線加速度が検出されるとき、前記加速度出力信号を保存するように構成され配置される、請求項５４に記載のシステム。
59. 前記保存された加速度出力信号は、窓付き平均を含む、請求項５８に記載のシステム。
60. 前記コントローラは、航空機の離陸に特徴的な前記直線加速度が検出されるとき、前記飛行ステータス出力信号を地上状態から離陸検証状態に変更するように構成され配置される、請求項５８に記載のシステム。
61. 前記コントローラは、前記直線加速度信号から重力加速度成分を保存するように構成され配置される、請求項５８に記載のシステム。
62. 前記重力加速度は、離陸検証状態に遷移する前の時間から保存される、請求項６１に記載のシステム。
63. 前記時間は約７秒である、請求項６２に記載のシステム。
64. 前記コントローラは、航空機の離陸に特徴的な角速度を検出するように構成され配置される、請求項５８に記載のシステム。
65. 航空機の離陸に特徴的な前記角速度は、ｘ軸角速度、ｙ軸角速度、及びｚ軸角速度が全て、角速度限界しきい値未満である角速度である、請求項６４に記載のシステム。
66. 前記測定された角速度をヨー速度、ロール速度、及びピッチ速度に再設定するように構成され配置される回転を通して、前記角速度出力信号を変換するように構成され配置される回転変換器を更に備える、請求項６４に記載のシステム。
67. 前記回転は、前記保存された重力加速度と前記保存された離陸加速度とのクロス乗積である、請求項６６に記載のシステム。
68. 前記角速度を時間に関して積分し、ピッチ角度変位、ヨー角度変位、及びロール角度変位を生成するように構成され配置される積分器を更に備える、請求項６６に記載のシステム。
69. 前記コントローラは、前記ピッチ角度変位、前記ヨー角度変位、又は前記ロール角度変位が角度変位しきい値より大きいとき、前記飛行ステータス出力信号を地上状態に設定するように構成され配置される、請求項６８に記載のシステム。
70. 圧力センサを更に備える、請求項６９に記載のシステム。
71. 前記コントローラは、前記圧力センサが離陸圧力減少しきい値未満の圧力減少速度を有する時点を検出するように構成され配置される、請求項７０に記載のシステム。
72. 前記コントローラは、前記圧力センサが着陸圧力増加しきい値より大きい圧力増加速度を有する時点を検出するように構成され配置される、請求項７０に記載のシステム。
73. １組の飛行ステータス状態の中の１つの航空機飛行ステータス状態を判断する方法であって、
    直線加速度を検出し、加速度出力信号を有する加速度計と、回転加速度を検出し、角速度出力信号を有するジャイロスコープと、を備えるハウジングをパッケージの付属物として供給するステップと、
    前記加速度計から加速度出力信号を受信するステップと、
    前記ジャイロスコープから角速度出力信号を受信するステップと、
    前記加速度出力信号及び前記角速度出力信号の関数として前記航空機飛行ステータス状態を判断するステップと、を含む方法であって、
    前記１組の飛行ステータス状態は、飛行中状態と別の状態とを含む、方法。