JP2017036023A - 航空機のアプローチを判定するコンピュータシステムおよび航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機の重量増加を避け、信頼性を確保しながら、航空機のアプローチを判定するコンピュータシステムを提供する。
【解決手段】航空機が備えるコンピュータシステムは、実行するコンピュータプログラムのモジュールとして、航空機が着陸地に向けてアプローチしているか否かを判定するアプローチ判定部を含む。アプローチ判定部は、アプローチしていると判断する条件として、航空機に搭載された電波高度計により求められた第１対地高度Ａ１が第１アプローチ高度ＡＡ１に対して小さいこと（Ｃ１１）、および、航空機に搭載された気圧高度計により求められた気圧高度から着陸地の高度を差し引いた第２対地高度Ａ２が所定の第２アプローチ高度ＡＡ２に対して小さいこと（Ｃ１２）の双方を判断したときに少なくとも一方が成立すること（Ｃ１）を含む。
【選択図】図３

Description

本発明は、航空機のアプローチを判定する機能を有するコンピュータシステムおよび航空機に関する。

航空機の脚は、着陸する空港滑走路への進入（アプローチ）時に展開され、着陸した機体を支持する。もし、アプローチ時に脚が下方へと展開されていなければ、パイロットにその旨の警告を与えている。そのため、航空機がアプローチしているか否かを判断する必要がある。
その周辺技術として、特許文献１に記載された地表接近警報システム（ＧＰＷＳ）が知られている。かかる地表接近警報システムは、電波高度計、エアデータコンピュータ、ＧＰＳ（Global Positioning System）等による計測データや、３次元地形データベース等に基づいて地表への接近状況を判断し、警報を発生する。

特開２００１−３３２７１号公報（〔０００２〕〜〔０００６〕および図１）

航空機がアプローチしているか否かを電気的に判定するにあたり何を指標とするべきなのかは、一概に言えない。判定の指標としては、例えば、フラップおよびスラットの位置が考えられるが、フラップおよびスラットの位置だけでは、アプローチしているのか、それとも離陸や初期上昇、降下等の他の飛行過程にあるのかを判断できないので、航空機の飛行高度等も考慮する必要がある。
ここで、飛行高度を用いたアプローチ判定の信頼性を向上させるため、複数の高度計を用いることが有効であるが、機器の増設は航空機の重量増に直結する。搭載する高度計の個数を抑えることができれば、機体構造の重量を空力荷重から追い込んで低減する場合と比べて容易に航空機の重量を低減することができる。

以上より、本発明は、航空機の重量増加を避け、信頼性を確保しながら、航空機のアプローチを判定することを目的とする。

本発明の航空機が備えるコンピュータは、実行するコンピュータプログラムのモジュールとして、航空機が着陸地に向けてアプローチしているか否かを判定するアプローチ判定部を含む。
アプローチ判定部は、アプローチしていると判断する条件として、航空機に搭載された電波高度計により求められた第１対地高度に基づく第１条件、および、航空機に搭載された気圧高度計により求められた気圧高度から着陸地の高度を差し引いた第２対地高度に基づく第２条件の双方を判断したときに少なくとも一方が成立することを含むことを特徴とする。

本発明では、航空機の飛行に不可欠な計器である気圧高度計による気圧高度と、飛行時にコンピュータシステムに与えられる着陸地高度とから得られる第２対地高度を用いて航空機がアプローチしていると判定する。そのため、電波高度計は１台のまま、電波高度計の計測系と気圧高度計の計測系とによる冗長化により信頼性を確保しながら、航空機の重量を抑えつつ、アプローチしているか否かの判定を行うことができる。

電波高度計および気圧高度計は計測原理も構造も異なるので、それらの両方に計測ミスや故障が生じることが起こり難い。そのため、一方に計測ミスや故障が生じても、他方により求めた高度を用いることができるので、信頼性を向上させることができる。

本発明において、第１条件は、航空機に搭載された電波高度計により求められた第１対地高度が所定の第１アプローチ高度に対して小さいと成立するものとし、第２条件は、航空機に搭載された気圧高度計により求められた気圧高度から着陸地の高度を差し引いた第２対地高度が所定の第２アプローチ高度に対して小さいと成立するものとすることができる。
第１アプローチ高度および第２アプローチ高度は地表から航空機までの距離に相当する対地高度である。
ここで、「第１対地高度（あるいは第２対地高度）がアプローチ高度に対して小さい」ことは、第１対地高度（あるいは第２対地高度）がアプローチ高度よりも小さいこと（アプローチ高度未満）、あるいは、第１対地高度（あるいは第２対地高度）がアプローチ高度以下であることを意味する。

本発明において、第２アプローチ高度は、第１アプローチ高度よりも大きいことが好ましい。
そうすると、気圧の変動に伴って第２対地高度が高い側にシフトしたとしても第２条件が成立するので、アプローチしていることが第２条件に正しく反映され、正しくアプローチを判定することができる。

本発明において、アプローチしていると判断する条件として、第１条件、第２条件、および、航空機に搭載された別の電波高度計により求められた対地高度に基づく第３条件の少なくとも一つが成立することを含むように、アプローチ判定部を構成することができる。
そうすると、２台の電波高度計および気圧高度計により、高度計測系が３重化されるので、アプローチ判定の信頼性をより一層向上させることができる。

本発明は、モジュールとして、航空機が備える脚のアップ／ダウンの状態を検知する脚状態検知部と、アプローチ判定部によりアプローチしていると判定され、かつ、脚状態検知部による検知結果に基づいてダウンの状態ではない場合に、警告に係る信号を出力する警告信号出力部と含むことが好ましい。
そうすると、脚が下りていない状態でアプローチしていることに対して警告を与えることができる。
「ダウンの状態ではない場合」は、脚のアップ／ダウンを操作するハンドルの位置がダウン操作の位置を示していないこと、および脚がダウン位置に下りていないことの少なくとも一方を意味する。

本発明の航空機は、上述のコンピュータシステムと、気圧高度計と、電波高度計とを備えることを特徴とする。

本発明によれば、航空機の重量増加を避け、信頼性を確保しながら、航空機のアプローチを判定することができる。

本発明の実施形態に係る航空機のアプローチ判定に関する構成を示す模式図である。 図１のコンピュータシステムが実行するプログラムの一部のモジュールを示すブロック図である。 アプローチ判定部が使用するロジックを示す図である。 着陸地の手前の地形の例を示す図である。 本発明の変形例を示す図である。 本発明の別の変形例に係るアプローチ判定のロジックを示す図である。

以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態に係る航空機について説明する。
図１に示す航空機１は、機体１０と、機体１０に設けられるエンジン１１と、機体１０を支持する脚１２と、航空機１のアプローチを判定する機能を有するコンピュータシステム２０とを備えている。
コンピュータシステム２０は、演算装置および記憶装置を有する単数または複数のコンピュータを備え、コンピュータプログラムに基づいて、各種のデータの入出力、および必要な演算を行う。航空機１は、コンピュータシステム２０の他にも複数のコンピュータシステムを備え、動翼や各種の装置を動作させる油圧システムも備えている。これらのシステムは、安全面や効率面から航空機１において適切な処理が行われるように、相互に連携して動作する。

機体１０には種々の機器が搭載されている。図１には、機器の一例として、機体１０に搭載される電波高度計２１および気圧高度計２２が示されている。電波高度計２１および気圧高度計２２は、それぞれ、機体１０の任意の位置に設けることができる。

本実施形態では、航空機１のアプローチを判定するために、電波高度計２１により求められる高度と、気圧高度計２２により求められる高度とを用いている。
電波高度計２１は、地表に向けて電波を出射し、出射した電波と、地表で反射された電波との相関に基づいて地表から航空機１までの距離である対地高度を求める。
電波高度計２１は、航空機１から出射した電波が地表まで到達し、その反射波を受信可能な高度までを、気圧変動によらずに高精度に計測することができる。
電波高度計２１により求められた高度を第１対地高度と称する。

一方、気圧高度計２２は、標準大気の気圧と高度との関係を基準として、その時の機外の気圧（外気圧）を高さに換算し高度を求める。ここで用いられる外気圧は、航空機１が装備する静圧孔で測定した静圧である。また、実際の気圧と高度の関係は気象条件によって変動するため、各空域で決められた気圧高度補正値を設定することで、高度を補正する。
気圧高度計２２により求められた高度を気圧高度という。
気圧高度は、パイロットによる操縦やコンピュータシステムによる飛行操作などに用いられる。

ここで、航空機１は、着陸時には、上空より降下して、着陸地点に向けて、脚１２を下ろす等の然るべき処理を行うアプローチという飛行段階を迎える。ここで、アプローチの判定に用いる高度の基準は、地表の高度である。気圧高度計２２により求められる気圧高度は、平均海水面を基準とする海抜高度を示しているが、海抜高度は、一般に陸地の地表の高度よりも低い。
そこで、コンピュータシステム２０が保持する着陸地の高度データを利用し、気圧高度から、着陸地の高度を差し引くことで得られる着陸地の地表から航空機１までの対地高度をアプローチの判定に用いる。着陸地の高度は、気圧高度と同じく平均海水面からの高度（標高）を示すものとする。
気圧高度から、着陸地の高度を差し引いた対地高度を第２対地高度と称する。

着陸地の高度データは、コンピュータシステム２０の記憶装置に保持される。
着陸地の高度は、目的地の空港に対応する高度である。
目的地の空港に対応する着陸地の高度は、例えばＦＭＳ（Flight Management System）等のコンピュータシステムにより、フライト前にコンピュータシステム２０に送信される。緊急着陸を行う場合は、その緊急着陸する空港に対応する高度が改めて送信される。

脚１２は、胴体１３の前側に位置する前脚１２１と、胴体１３の中央部に位置する主脚１２２とを総称したものである。
脚１２は、着陸時の衝撃荷重や走行時の振動荷重を吸収する緩衝支柱１２Ａと、緩衝支柱１２Ａに設けられる車輪１２Ｂと、車輪１２Ｂを制動する図示しないブレーキ装置とを備えている。

脚１２は、コックピット１４内にあるハンドル１２Ｈを操作することで揚降される。ハンドル１２Ｈにより、脚１２を地表に向けて下げるダウン操作と、機体１０の図示しない収納ベイ内に脚１２を引き上げるアップ操作とが可能である。
脚１２は、飛行中の航空機１が着陸地に向けてアプローチを開始する前までは、引き上げられたまま動かないように脚作動装置１２０によりアップ位置にロックされている。そして、コックピット１４内にあるハンドル１２Ｈをダウン操作することで、脚１２の展開を指示する電気信号が脚作動装置１２０に送られると、アップ位置のロックが解除されてアクチュエータにより脚１２が下方へと展開される。脚１２はそのまま動かないようにダウン位置でロックされる。

コンピュータシステム２０は、脚１２が下りていないまま、航空機１がアプローチしていると判定すると、パイロットに警告を与えるための警告信号を出力する。
そのため、コンピュータシステム２０は、実行するコンピュータプログラムのモジュールとして、図２に示すように、アプローチ判定部３１と、脚状態検知部３２と、警告信号を出力する警告信号出力部３３とを含んでいる。図２は、アプローチ判定部３１、脚状態検知部３２、および警告信号出力部３３に関するデータの入出力も示している。

アプローチ判定部３１は、航空機１が飛行している間、航空機１がアプローチしているか否かを判定し、アプローチしていると判定すればアプローチ信号Ｓ１を出力する。
本実施形態は、主として、アプローチ判定部３１による処理に特徴を有する。
アプローチ判定部３１は、図３に示すロジックにより航空機１がアプローチしているか否かを判定する。
アプローチしていると判定するにあたり、本実施形態では、電波高度計２１により求められる第１対地高度Ａ１と、気圧高度計２２により求められる気圧高度Ａｐから着陸地の高度を差し引いた第２対地高度Ａ２とを用いる。
これらの第１対地高度Ａ１あるいは第２対地高度Ａ２により、アプローチしていると識別可能な所定のアプローチ高度で航空機１が飛行している条件Ｃ１が成立し、かつ、他の条件Ｃ２が成立した場合に、航空機１がアプローチしていると判定する（Result）。

条件Ｃ１は、電波高度計２１に関する条件Ｃ１１と、気圧高度計２２に関する条件Ｃ１２とからなる。
条件Ｃ１１は、第１対地高度Ａ１が所定の第１アプローチ高度ＡＡ１に対して小さいときに成立する。
条件Ｃ１２は、第２対地高度Ａ２が所定の第２アプローチ高度ＡＡ２に対して小さいときに成立する。

第１アプローチ高度ＡＡ１および第２アプローチ高度ＡＡ２は、航空機１が降下により十分に高度を下げてアプローチを開始していると判断できる対地高度に設定する。
第１アプローチ高度ＡＡ１および第２アプローチ高度ＡＡ２は、同じ値であってもよいが、気圧高度Ａｐに基づいた第２対地高度Ａ２と比較される第２アプローチ高度ＡＡ２の方が、第１アプローチ高度ＡＡ１よりも大きいことが好ましい。そうすると、気圧の変動に伴って第２対地高度Ａ２が高い側にシフトしたとしても条件Ｃ１２が成立するので、アプローチしていることが条件Ｃ１２に正しく反映される。

条件Ｃ１１および条件Ｃ１２の少なくとも一方が成立すれば、ＯＲ（論理和）ゲートであるＯＲ１により、高度に関する条件Ｃ１が成立する。
条件Ｃ１と、条件Ｃ２との双方が成立すれば、ＡＮＤ（論理積）ゲートであるＡＮＤ１により、アプローチしていると判定される（Result）。

本実施形態のように、２つの異なる高度計２１，２２を用いて得られた２つの対地高度Ａ１，Ａ２を用いて航空機１がアプローチしているか否かを判定していると、いずれか一方の高度の誤差が大きかったり、いずれか一方の高度計の故障により高度を求めることができない状況であっても、他方の高度計により得られた高度を用いてアプローチしているか否かを判定できる。
例えば、天候等により気圧高度Ａｐが高い側に大きくシフトしたために第２対地高度Ａ２が第２アプローチ高度ＡＡ２よりも大きいとしても（Ｃ１２が不成立）、電波高度計２１により求められた第１対地高度Ａ１が第１アプローチ高度ＡＡ１よりも小さければ（Ｃ１１が成立）、条件Ｃ１が成立する。また、地表の状態によっては電波高度計２１により求められた第１対地高度Ａ１の誤差が大きい場合があり、第１対地高度Ａ１が高い側に大きくシフトしていて第１アプローチ高度ＡＡ１よりも大きいとしても（Ｃ１１が不成立）、気圧高度Ａｐおよび着陸地高度Ａ_Ｌから得られる第２対地高度Ａ２が第２アプローチ高度ＡＡ２よりも小さければ（Ｃ１２が成立）、条件Ｃ１が成立する。
以上のように、アプローチ判定の指標の一つである高度計測系が二重化されていることで、アプローチ判定の信頼性を確保することができる。

次に、条件Ｃ２としては、高度と共に成立することでアプローチ状態を表す任意の条件を定めることができる。
条件Ｃ２として、エンジン１１が発生させる推力を調整するスラストレバー１５の位置に基づく条件を好ましく採用することができる。
例えば、スラストレバー１５が、離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置にはないことを条件Ｃ１２として採用することができる。そうすると、スラストレバー１５の位置に基づいて、アプローチ時と同様の高度を示す離陸 および上昇に対してアプローチを識別することができる。つまり、高度がアプローチ高度を下回っていて（条件Ｃ１が成立）、かつ、スラストレバー１５が離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置にはなければ（条件Ｃ２が成立）アプローチしていると判定し、高度がアプローチ高度を下回っていても（条件Ｃ１が成立）、スラストレバー１５が離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置であれば（条件Ｃ２が不成立）アプローチしているとは判定しない。

上記のように条件Ｃ２としてスラストレバー１５が離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置にはないことを採用する場合は、離陸後あるいは上昇後にスラストレバー１５が離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置に維持される高度の下限に基づいて、条件Ｃ１におけるアプローチ高度ＡＡ１，ＡＡ２を定めることが好ましい。
離陸あるいは上昇の際に離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置に合わせられたスラストレバー１５が上空で他のレバー位置に切り替えられるときの高度データの収集・分析により、少なくとも対地高度Ａ_Ｚ（図４参照）まではスラストレバー１５が離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置に維持されるとすると、対地高度Ａ_Ｚあるいは対地高度Ａ_Ｚよりも少し低い対地高度に、アプローチ高度ＡＡ１，ＡＡ２を設定することができる。
そうすると、第１対地高度Ａ１または第２対地高度Ａ２が対応するアプローチ高度ＡＡ１，ＡＡ２を下回る条件下（条件Ｃ１１または条件Ｃ１２により条件Ｃ１が成立）、スラストレバー１５が離陸、上昇に必要な推力を発生させる位置にないことに基づいて（条件Ｃ２が成立）、離陸および上昇に対してアプローチをより確実に識別することができる。
本実施形態では、余裕分として対地高度Ａ_Ｚよりも少し低い対地高度に第１アプローチ高度ＡＡ１を設定している。そして、気圧変動を考慮し、第２アプローチ高度ＡＡ２を第１アプローチ高度ＡＡ１よりも高い対地高度Ａ_Ｚに設定している。

さて、脚状態検知部３２（図２）は、航空機１が飛行している間、脚１２を操作するハンドル１２Ｈの位置Ｈｐを検知する。
脚状態検知部３２は、ハンドル１２Ｈを含む脚操作ユニットからハンドル１２Ｈの位置Ｈｐを取得する。

警告信号出力部３３は、アプローチ判定部３１によりアプローチしていることを示すアプローチ信号Ｓ１が出力されており、かつ、脚状態検知部３２により検知されたハンドル１２Ｈの位置Ｈｐに基づいて脚１２がダウン操作されていないのであれば、アプローチに際して脚１２を下ろしていないことを意味する警告信号Ｓ２を出力する。
警告信号Ｓ２は、コンピュータシステム２０における警告を管理するモジュールあるいは他のコンピュータシステムへと送信される。そして、そのモジュールやコンピュータシステムにより、コックピット１４内の画面に警告メッセージが表示されるとともに警告音が発せられる。そうすることでパイロットに脚１２のダウン操作を促す。

本実施形態の警告信号出力部３３は、脚状態検知部３２により検知されたハンドル１２Ｈの位置がダウン操作の位置でない限りは、ダウン操作されていないと判断する。つまり、ハンドル１２Ｈの位置がアップ操作の位置である場合は勿論のこと、脚操作ユニットの故障によりハンドル１２Ｈの位置を取得することができない場合も、ダウン操作されていないと判断される。
ここで、ハンドル１２Ｈの位置がアップ操作の位置である場合は操作忘れに該当し、ハンドル１２Ｈの位置を取得することができない場合は故障に該当し、両者は要因が異なるので、これらの要因毎に異なる警告信号を出力することが好ましい。

また、アプローチ時には限らないが、ハンドル１２Ｈの位置と、実際の脚１２の位置とが整合していない場合に警告信号を出力する機能をコンピュータシステム２０が備えていることが好ましい。収納された脚１２に対応する位置と、展開されたときの脚１２に対応する位置とにそれぞれセンサを設けることにより、実際に脚１２がアップ位置にあるのかダウン位置にあるのかを検知することが可能であり、ハンドル１２Ｈがダウン操作されていても、脚作動装置１２０や脚１２の故障により脚１２が下りていない場合にパイロットに警告を与え、必要な措置を促すことができる。

パイロットは、警告を確認し、目下、アプローチ中であればハンドル１２Ｈをダウン操作する。ダウン操作により警告は自動的に解除される。もし、アプローチ中でないのなら、ダウン操作の必要はない。気圧変動や電波の状態により計測高度が低い側にシフトしている場合は、実際にはアプローチしていなくてもアプローチしていると判定される場合がありうる。
つまり、アプローチ判定のロジックは、第１対地高度Ａ１または第２対地高度Ａ２が対応するアプローチ高度ＡＡ１，ＡＡ２に対して小さいときに成立する条件Ｃ１１，Ｃ１２を含んでいるので、高度が低い側にシフトしたために実際にはアプローチしていないにもかかわらずアプローチしていると判定される場合がありうる。しかしながら、これらの条件Ｃ１１，Ｃ１２によって安全サイドでアプローチ状態を判定することができるので、脚１２が下りていないまま着陸することを未然に防止することができる。

ダウン操作により脚１２が下りると、脚１２が下りていることを示す信号Ｓ３がコンピュータシステム２０により出力される。他のコンピュータシステムは、信号Ｓ３を用いることで、航空機１がアプローチに移行したと判断することができる。

上述のように、本実施形態では、航空機１のアプローチの判定に、電波高度計２１による第１対地高度Ａ１と、気圧高度Ａｐおよび着陸地高度Ａ_Ｌから得られる第２対地高度Ａ２とを用いている。
ここで、電波高度計２１を増設して合計２台とし、２つの電波高度計２１によりそれぞれ求められる対地高度を用いる場合、信頼性確保の観点からはよいが、電波高度計を増設することで航空機１の重量が増加する。本実施形態では、航空機１の飛行に不可欠であり、必ず１台は設置されている気圧高度計２２による気圧高度Ａｐと、飛行時に必ずコンピュータシステム２０に与えられる着陸地高度Ａ_Ｌとから得られる第２対地高度Ａ２を用いているので、電波高度計２１は１台のまま、冗長化による信頼性を確保し、航空機１の重量を抑えつつ、アプローチ判定を行うことができる。

しかも、電波高度計２１および気圧高度計２２を用いることは、２台の電波高度計２１を用いる場合に比べて信頼性がより向上するという意義をも有する。計測原理および構造が同様である電波高度計２１を２台用いる場合は、２台共、同様の要因により計測ミスや故障を生じることが起こりうる。それに対して、電波高度計２１および気圧高度計２２は計測原理も構造も異なるので、それらの両方に計測ミスや故障が生じることが起こり難い。そのため、電波高度計２１および気圧高度計２２のうちの一方が故障しても、他方により求めた高度を用いることができるので、信頼性を向上させることができる。

さらに、気圧高度計２２を用いることで、例えば図４に示すように、着陸地Ｌｄに向かう航空機１の下方に谷Ｖｙが開けている場合であっても、アプローチしていることを正しく判定することができる。
こういった地形の場合、電波高度計２１により谷底からの第１対地高度Ａ１が計測されると、その第１対地高度Ａ１が第１アプローチ高度ＡＡ１に対して大きいために条件Ｃ１１は成立しないが、気圧高度Ａｐおよび着陸地Ｌｄの高度Ａ_Ｌから求めた第２対地高度Ａ２が第２アプローチ高度ＡＡ２に対して大きいことで条件Ｃ１２が成立する結果、高度に係る条件Ｃ１が成立する。したがって、地形に左右されずにアプローチを判定することができる。

以下、上記実施形態の変形例を示す。
図５は、アプローチ判定部３１による処理を示す。
条件Ｘは、上述した条件Ｃ１および条件Ｃ２のＡＮＤゲートであるＡＮＤ１と、ＯＲゲートであるＯＲ２により結合されている。
したがって、条件Ｘが成立すれば、条件Ｃ１および条件Ｃ２には関係なく、アプローチしていると判定される（Result）。
そして、条件Ｃ１および条件Ｃ２の双方が成立した場合もアプローチと判定される（Result）。

条件Ｘとしては、それ単独でアプローチ状態を表すことができる任意の条件を定めることができる。
条件Ｘとして、いずれも高揚力を発生させるための動翼であるフラップおよびスラットの位置を好ましく採用することができる。
フラップおよびスラットは、必要な揚力の分だけ展開されるが、アプローチ時に典型的に用いられる典型位置が存在する。そのため、フラップおよびスラットがその典型位置にまで展開されていることを条件Ｘとして採用することができる。

フラップおよびスラットが典型位置にまで展開されていなくても、実際はアプローチに該当する場合があるため、フラップおよびスラットが典型位置にまで展開されていない場合には、条件Ｃ１および条件Ｃ２によりアプローチを判定すればよい。

上記した以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

例えば、上記実施形態において、条件Ｃ１，Ｃ２と共に成立することでアプローチ状態を表す他の条件を加え、条件Ｃ１，Ｃ２およびその条件のすべてが成立する場合にアプローチしていると判定することもできる。すなわち、図５のＯＲ２を、ＡＮＤゲートであるＡＮＤ２に変更すればよい。
本発明におけるアプローチ判定のロジックは、電波高度計２１により求められた第１対地高度Ａ１と、気圧高度計２２により求められた気圧高度Ａｐから着陸地Ｌｄの高度Ａ_Ｌを差し引いた第２対地高度Ａ２を用いる限りにおいて、任意に構成することができる。当該ロジックで参照する各条件および論理ゲートは、上記実施形態には限られない。

また、上記実施形態では、アプローチに際して脚１２が下りていないことを意味する警告信号を要因別に出力するが、要因を区別せずに一括して警告信号を出力することも許容される。

本発明は、例えば、電波高度計２１および気圧高度計２２に加えて、もう１台電波高度計２１を搭載して合計３台の高度計を用いることも許容する。そうすると、２台の電波高度計２１，２１および気圧高度計２２により、高度計測系が３重化されるので、アプローチ判定の信頼性をより一層向上させることができる。
その場合のアプローチ判定のロジックは、図６に示すように、２台の電波高度計２１，２１のうちの一方により求められた対地高度Ａ１_１と第１アプローチ高度ＡＡ１_１とを比較する条件Ｃ１１_１と、他方により求められた対地高度Ａ１_２と第１アプローチ高度ＡＡ１_２とを比較する条件Ｃ１１_２とを条件Ｃ１に含めることができる。第１アプローチ高度ＡＡ１_１および第１アプローチ高度ＡＡ１_２は、互いに同じ値に設定してもよいし、電波高度計の精度に応じて異なる値に設定してもよい。

１ 航空機
１０ 機体
１１ エンジン
１２ 脚
１２Ａ 緩衝支柱
１２Ｂ 車輪
１２Ｈ ハンドル
１３ 胴体
１４ コックピット
１５ スラストレバー
２０ コンピュータシステム
２１ 電波高度計
２２ 気圧高度計
３１ アプローチ判定部
３２ 脚状態検知部
３３ 警告信号出力部
１２０ 脚作動装置
１２１ 前脚
１２２ 主脚
Ａ１ 第１対地高度
Ａ２ 第２対地高度
ＡＡ１ 第１アプローチ高度
ＡＡ２ 第２アプローチ高度
Ａ_Ｌ 着陸地高度
Ａｐ 気圧高度
Ｃ１ 条件
Ｃ１１ 条件（第１条件）
Ｃ１２ 条件（第２条件）
Ｌｄ 着陸地
Ｓ１ アプローチ信号
Ｓ２ 警告信号
Ｓ３ 信号
Ｖｙ 谷

Claims (6)

1. 航空機が備えるコンピュータシステムであって、
   実行するコンピュータプログラムのモジュールとして、
   前記航空機が着陸地に向けてアプローチしているか否かを判定するアプローチ判定部を含み、
   前記アプローチ判定部は、
   アプローチしていると判断する条件として、
   前記航空機に搭載された電波高度計により求められた第１対地高度に基づく第１条件、および、
   前記航空機に搭載された気圧高度計により求められた気圧高度から前記着陸地の高度を差し引いた第２対地高度に基づく第２条件の双方を判断したときに少なくとも一方が成立することを含む、
   ことを特徴とする航空機が備えるコンピュータシステム。
2. 第１条件は、
   前記航空機に搭載された電波高度計により求められた第１対地高度が所定の第１アプローチ高度に対して小さいと成立し、
   第２条件は、
   前記航空機に搭載された気圧高度計により求められた気圧高度から前記着陸地の高度を差し引いた第２対地高度が所定の第２アプローチ高度に対して小さいと成立する、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機が備えるコンピュータシステム。
3. 前記第２アプローチ高度は、前記第１アプローチ高度よりも大きい、
   ことを特徴とする請求項２に記載の航空機が備えるコンピュータシステム。
4. 前記アプローチ判定部は、
   アプローチしていると判断する条件として、
   前記第１条件、
   前記第２条件、および、
   前記航空機に搭載された別の電波高度計により求められた対地高度に基づく第３条件の少なくとも一つが成立することを含む、
   ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機が備えるコンピュータシステム。
5. 前記モジュールとして、
   前記航空機が備える脚のアップまたはダウンの状態を検知する脚状態検知部と、
   前記アプローチ判定部によりアプローチしていると判定され、かつ、前記脚状態検知部による検知結果に基づいて前記ダウンの状態ではない場合に、警告に係る信号を出力する警告信号出力部と、を含む、
   ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機が備えるコンピュータシステム。
6. 請求項１から５のいずれか一項に記載のコンピュータシステムと、
   前記気圧高度計と、
   前記電波高度計と、を備える、
   ことを特徴とする航空機。

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