JP4406662B2 - 離陸及び着陸時に回転翼航空機により発せられる騒音を最小化する方法と装置 - Google Patents

Description

本発明は離陸時及び着陸時に回転翼航空機、特にヘリコプターにより発せられる騒音を最小化するための方法と装置に関する。

殊に、本発明は騒音の最小化手順を講ずることにより、そのような過度の騒音にさらされる人々の数を最小限にするように、ヘリポート又は仮設ヘリポートの近くで回転翼航空機により生じる騒音公害を減少させることに関する。

一般に回転翼航空機により発せられる騒音は特に、
―運転中のローターに特有の騒音（過度の騒音は無い）と、
―主回転翼における前進中の回転翼の圧縮性騒音（マッハ効果）と、
―回転翼の渦干渉騒音ＢＶＩと、
―回転翼のウェーク干渉騒音ＢＷＩと、
―尾部回転翼の騒音、及び
―主回転翼と尾部回転翼の干渉騒音と
を含む。

飛行のある局面において回転翼航空機は高いレベルの騒音を発生するのに対して、他の局面ではその障害は最小化される。

本発明の一環として、騒音の最小化手順は、仮設ヘリポートでの到着又は出発の為の幾何学的飛行経路と制御パラメータ、すなわち回転翼航空機により発生する騒音の程度を決定する航空力学的な速度の二つの成分、特にその飛行経路に沿った対気速度と垂直方向の対気速度の組合せを含み、この組み合わせは地上における「同等の障害」を及ぼす騒音の到達範囲の面積を減少させ、該到達範囲の形状を現地周辺で許容可能なように適合させるべく意図されている。

本考案は騒音の放出を減らすためだけでなく、回転翼航空機の速度に直接依存する騒音の持続時間によって導かれる、付加的な障害もまた最小化するためである。

実際に地上における障害は、回転翼航空機と観察者の間の距離を増すこと、又は音源において発生する障害の程度を減らすこと、或いは最後に回転翼航空機が出来る限り早く移動するよう要求することにより減らすことができる。騒音の最小化手順は最良の結果を達成するために、これらの三つのパラメータを組み合わせる。

従来方法において、地上での最小限の障害を伴う着陸及び離陸は、従って第一に最小騒音での飛行条件を用いて移動すること、第二に特に極力急峻な下降及び上昇角度を保つことにより、地面と回転翼航空機の間に出来る限り遠い距離を恒久的に維持することからなる。ヘリコプターと地面の間の距離が、音源において障害の発生を減らすことにより問題を解決するには近すぎる時、観察者と該回転翼航空機の間の横方向の距離を増加させることが必要である。「同等の障害」の到達範囲の形状を定義するのは、この横方向の距離である。

それにもかかわらず、これら過度の騒音範囲及び最小の騒音範囲における振幅と激しさは、それぞれの現地に特有の飛行条件（高度、圧力、温度）、及びまた各々の飛行に特有の条件、特にヘリコプターの実質的な質量の関数である。

上記の検討材料から、実際面では現実的でない、最適な騒音の最小化手順を各飛行に関して確立するのが適切であろうという結論が生じる。

可能ならば、様々な飛行条件の間で妥協を実現するための、ユニークな手順の必要性がある。

更に、実際の現地は、パイロットが上空で要求される飛行経路に従おうとする時に、無風に対して決定された制御パラメータ（特に飛行経路の対気速度及び垂直方向の対気速度）を順守出来ないような、例えば季節と共に、又は更に地上からの高度と共に変化する風にさらされる。助力がなければ、パイロットは回転翼航空機を過度の騒音領域に進入させる危険を冒す。

この問題に対する解決策を提供する試みにおいて、ＪＰ２ ７３６ ０４５（特開平９−２５４８９７）及び欧州特許第０ ９４５ ８４１号明細書は、少なくとも部分的に上記の欠点を改善するための各々の装置を開示している。ＪＰ２ ７３６ ０４５に開示されている手順は、予め決められた音の到達範囲のデータベースを用いることにより、手動又は自動的にたどられる最小騒音の着陸経路を可能にする装置を説明している。その装置は実際の飛行条件（風、航空機の重量、外形、・・・）を考慮に入れることが出来ないという欠点を示す。

その困難を改善するため、欧州特許第０ ９４５ ８４１号明細書は、同じタイプではあるが地上における騒音測定の実施に基づく「閉ループ」で動作し、連続的ベースで最適な飛行経路を選定するために、それらをリアルタイムでヘリコプターに伝送する装置を提案している。それにもかかわらず、そのような装置は回転翼航空機の騒音測定結果を処理し、伝送するためのシステムと組み合わされたマイクロフォンを、着陸区域（一般に数ｋｍの長さ）近傍の地上に設置することを必要とする欠点を示す。

その上、騒音測定活動の経験は、欧州特許第０ ９４５ ８４１号明細書において推奨されているリアルタイムの測定によって提供される修正が、特に強い突発的な風の存在で、測定結果において生じ得る非常に大きな変動のために利用出来ないというリスクがあることを示す。騒音の伝播速度は風による障害の伝播速度と同じオーダーの速さであるため、大きな遅れが修正動作に取り込まれ、それによって最適な飛行経路からの逸脱につながり、或いは全く修正されていない飛行経路と比較して騒音が増幅されることに迄つながる。

「ドーファン」（”Ｄａｕｐｈｉｎ”）ヘリコプターにおける測定活動は、求められる騒音判定基準、すなわち、例えば最小騒音レベルでの上空飛行による騒音よりも小さい騒音に相当する通路は非常に狭く、そのような通路からの如何なる逸脱も、すぐさま判定基準を越えることにつながることを示している。従って該手順は非常に正確であることが必要で、上記の物理的理由によって単に比較的粗くなる可能性のある修正には対応出来ない。

本発明の目的は次の判定基準を同時に満足する、回転翼航空機のための離陸及び着陸手順を提案することにより、それらの欠点を改善することにある。
ａ）特定のタイプの回転翼航空機について、地面に対しての飛行経路は実質的に同じままでなければならず、それは前記飛行経路の勾配が大気の条件（特に風）にかかわらず、そして回転翼航空機の構成（特に質量）にかかわらず、実質的に一定に維持されなければならないことを意味する。
ｂ）この飛行経路の間ずっと、二つのパラメータ（例えば飛行経路に沿った飛行経路対気速度及び垂直方向の対気速度）は、その制御が空気の勾配を制御していると考えられるならば、飛行高度における平均の風と平均上昇気流に応じて制御されねばならない。
ｃ）騒音障害のレベルは、例えば最小騒音レベルでの上空飛行により生じる障害に適合する目的をもって、飛行経路の間ずっと一様でなければならず、この飛行段階は最小騒音での着陸の開始及び最小騒音での離陸の終りに相当する。

水平上空飛行により生じる障害を基準にすることは、環境にとって許容できる騒音レベルに従って、騒音に敏感な上空飛行領域のための最低高度を定義することに役立つ。それにもかかわらず、許容できる飛行領域を定義する他の任意の判定基準、例えば安定した上昇速度等が用いられ得る。

本発明によれば、特定のタイプの回転翼航空機に相当する、基準の回転翼航空機による離陸及び着陸の間に発せられる騒音を最小化する方法は、下記において注目に値する。
ａ）一連の測定値は、複数の騒音レベルの値が基準の回転翼航空機に固定され、該基準の回転翼航空機のｎの構成について騒音の放出を表わす複数ｐのセンサーにより検知されて測定される、予備的な飛行の間に基準の回転翼航空機において収集され、ここでｎは
―ｍ の基準の回転翼航空機の質量と、
―ｑ の主回転翼の回転速度と、
―ｒ の尾部回転翼の回転速度と
の積である。
ｂ）この一連の測定値から、（飛行経路対気速度、垂直方向の対気速度）座標システムにおける、一連の等しい騒音レベルを表わす第一シリーズのｎ×ｐ線図が確立される。
ｃ）前記第一シリーズの線図は、（飛行経路対気速度、垂直方向の対気速度）座標システムにおいて、一連の等しい騒音レベルを表わす第二シリーズのｎ×ｐ線図へ、
―第一に、騒音発生の継続時間に依存する騒音公害を表わす騒音の修正と、
―第二に、飛行高度における大気条件の結果として、各質量を基準の回転翼航空機の見掛け重量に修正するための修正とにより変換される。
ｄ）第二シリーズの線図の各線図において、最大の許容できる騒音に相当する、等しい騒音レベルの曲線が選択される。
ｅ）各々の見掛け重量について、（飛行経路の対気速度、垂直方向の対気速度）座標システムにおいて最大の許容できる騒音に相当する、曲線の包絡線が確立され、それによって騒音が前記最大の許容できる騒音よりも小さいｍの飛行領域を決定する。
ｆ）各飛行領域において、基準の回転翼航空機用の一組のｍの運転領域を決定する、ある運転領域が選択される。

上記のｄ）項で用いられている「等しい騒音レベルの曲線」は単一の連続曲線、又は複数のカーブした線分のいずれかを示してもよい。

更に、飛行において試験された質量構成についての運転領域の調査は、回転翼航空機の全ての質量構成に共通の、最小騒音での回転翼航空機の着陸及び離陸手順を定義できることを示す。

それに続いて、特定のタイプの回転翼航空機の、回転翼航空機用の着陸及び離陸手順の間に、
ａ）回転翼航空機の瞬間的な等価質量が計算され、そして
ｂ）前記瞬間的な見掛け重量を有する回転翼航空機のための、無風の運転ポイント及び風を伴う瞬間的運転領域が、前記基準の回転翼航空機用のｍの運転領域の全体から決定されることが有利である。

従って、本発明を用いて、一度だけ前記基準の回転翼航空機のみについて、そして前記基準の回転翼航空機に配置されたセンサーを用いて測定された騒音レベルのみに基づいて、基準騒音測定に基づき騒音に関して最適な飛行経路が作製される。

前記センサーは前記回転翼航空機の機体の外側に、又は主回転翼及び尾部回転翼のような回転要素（又はそれらの近く）に配置されるマイクロフォンであることが有利である。

騒音センサーを機体の内側に設置することは、そこで受ける騒音が外側の騒音よりも表わす正確度は少ないにしても又可能である。

機上のセンサーにより収集された測定結果から、本発明により生み出された各々の着陸及び離陸手順は、確かに騒音の最小化手順に相当するという確認を、測定された地面の到達範囲が可能にしていることが観察されるべきである。このために、最小騒音の飛行経路に沿った複数の顕著なポイントにおいて、地上での測定結果との相関が既になされている。

この類似性は、こわれやすく、高価で、操作が難しい、地上におけるマイクロフォンの配列を避けながら、騒音の最小化手順を生み出すことを可能にする。

更に、機上のセンサーで収集された測定結果を使用することは、安定した飛行の数秒のうちに情報が利用できるため、より正確であることが見出されており、その一方でセンサーを地上で使用する時には、飛行経路及び回転翼航空機と地上の間の大気における継続的な変動のために測定結果が不安定なままとなる。

その結果、本発明において、飛行経路をたどるために手動又は自動的手順において実質的に使用される騒音データベースが確立され、これによって昇降計及び風速計／圧力計装置、或いは更にＦＲ ２ ８０１ ９６６及びＦＲ ２ ８０１ ９６７の書類で開示されている種類の装置等の、現在の航空機器に対する完全な安全性が実現される。

本発明はまた、最小騒音での離陸及び着陸手順の適用における、特定のタイプの回転翼航空機を制御するための装置を提供する。

本発明によれば、前記装置はそれらが
―前記回転翼航空機の予め決められた運転領域を含むメモリを有し、前記回転翼航空機の瞬間的な等価質量に対応する無風の運転ポイント及び風を伴う運転領域を自動的に決定することが可能なコンピュータと、
―前記回転翼航空機の飛行経路対気速度と垂直方向の対気速度の値を得るための昇降計及び風速計／圧力計装置と、
―前記回転翼航空機の対地速度及び三次元の位置を決定するための受信機と、
―前記コンピュータにより作製される制御の設定ポイントを表示する手段と、そして
―前記回転翼航空機の瞬間的な質量を決定するための、燃料タンクあたり少なくとも一つの燃料計とを備えることにおいて注目に値する。

回転翼航空機の対地速度及び三次元の位置を決定するための受信機はＧＰＳ受信機又は任意の他の等価な装置であってもよい。

その上、前記装置は前記回転翼航空機用に自動的に離陸及び着陸手順を生み出すため、前記回転翼航空機の制御に直接作用する自動操縦装置を更に含んでもよい。

従って本発明により、下降の飛行経路は安定化され、パイロットは自動操縦時又はコンピュータの故障時における全ての状況下において統制出来なければならないため、例えばそれは（パイロットがコンピュータにより表示された指示に従う）半自動手順、及び（完全に自動操縦装置により制御される）自動手順の双方においてパイロットの任務を容易にするために直線である。これを可能にするため、パイロットは表示された指示の一貫性を素早く感知できる必要があり、それは単純な飛行経路についてのみ可能である。

有利なことに、本発明の装置は最大の上昇性能、或いは最大の加速又は減速された水平上空飛行性能を維持し、一方で特定のタイプの回転翼航空機の、回転翼航空機により発せられた騒音を最小化することを可能にする。

それに加えて、本発明において、騒音の最小化手順は垂直又は水平にかかわらず、時間と高度に応じて変化する平均の風による障害を無視出来るようにし、前記回転翼航空機の空気的パラメータは連続的なベースで修正される。

勿論、本発明は固定翼と回転翼を組み合わせた航空機のような特定の航空機、又は更に転換式航空機を含むあらゆるタイプの回転翼航空機に適用できる。更に、そのような回転翼航空機は、例えば単一の主回転翼又は縦一列の二つの主回転翼を備えることができる。同様に、尾部回転翼は例えば流線型に整形される（フェネストロン（Ｆｅｎｅｓｔｒｏｎ（登録商標））か、或いはそうでなくてもよい。

添付図面の図形は本発明がどのように実施できるかを明確に示している。図中で同一の参照記号は同様の要素を示す。

本発明が適用される図１に示す特定のタイプの回転翼航空機１は、従来の様式で機体２、羽根７から成る主要な前進及び上昇回転翼３を回転させるのに適するエンジンユニット５、及び反トルク尾部回転翼４を備える。機体は垂直尾翼１１及び水平尾翼１２と共にその自由端に配置されている尾部回転翼４を伴う、後尾支材８により後方へ延びている。

図２において、例えば着陸時に回転翼航空機がたどることが出来る最も単純な飛行経路が示されている。着陸領域に達するために、この飛行経路は四つの段階を含む必要がある。
―その間に回転翼航空機の速度が減少する、すなわち減速上空飛行を構成する最初の水平飛行段階Ｐ１（離陸において、これは加速上空飛行であろう）と、
―垂直方向の対気速度ＶＺＡ、飛行経路に沿った対気速度ＴＡの増加が一定に保たれることに相当する、水平飛行とそれに続く安定した下降の間の遷移曲線Ｐ２と、
―曲線Ｐ２と以下に定義される曲線Ｐ４とに、実質的に接線方向につながる直線に沿う安定した下降段階と、
―安定した下降から着陸決定地点Ｐ５への遷移曲線Ｐ５。

「飛行経路対気速度ＴＡ」及び「垂直方向の対気速度ＶＺＡ」の用語は当業者に知られており、例として提供されている図３Ａに示す定義に相当する。

図３Ａはその安定した下降段階及び、無風における飛行経路対気速度の定義に等しい、地面に対する対地速度ＶＳＨで移動しており、そして地面に対する勾配θ_ＳＨの飛行経路をたどっている回転翼航空機用のベクトル線図である。そのような状況の下で、飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の対気速度ＶＺＡの定義は、次の注記に相当する。
―飛行経路対気速度ＴＡは地面に対する回転翼航空機の速度ＶＳＨに等しい。
―地面に対する飛行経路対気速度ＴＡの勾配θ_Ａは飛行の勾配θ_ＳＨに等しい。
―垂直方向の対気速度ＶＺＡは飛行経路対気速度ＴＡの垂直成分、及び地面に対する回転翼航空機の速度ＶＳＨの垂直成分ＶＺＳに等しい。

例えば、（地面に対する空気の速度として）速度ＶＡＳの向かい風があるとき、飛行経路対気速度ＴＡは図３Ｂに示すように、

で与えられる。地面に対する回転翼航空機の垂直方向速度ＶＺＳは、そこで垂直方向の対気速度ＶＺＡに等しい。

更に例として、図３Ｃは速度ＶＡＳの上昇気流の影響を示す。そのような条件下では、垂直方向の対気速度ＶＺＡは上昇気流速度ＶＡＳと、地面に対する回転翼航空機の垂直方向速度ＶＺＳの大きさの合計に等しいことが見られる。

図３Ｂ及び３Ｃから、全体の風ＶＡＳの二つの成分を表わす（水平の）向かい風と垂直の風の、組み合わされた影響に関係する図３Ｄを確立することができる。図３Ｄは何ら特別なコメントを必要としない。

本発明において、前記安定した下降段階は地面に対する一定勾配の直線部分であることに注意されたい。その結果、パイロットは飛行のこの段階の間、同じ判断及び同じ反射行動を保つ。この直線をたどるため、パイロットは風によって導入される障害を補正するように、結果として連続的に飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の対気速度ＶＺＡを調整しなければならない。勿論、風がない時は飛行経路対気速度及び垂直方向の対気速度は一定のままであるが、これは実際には殆どないケースである。

上に述べた図２に示す飛行経路に関連して、回転翼航空機のための着陸（又は離陸）手順は、飛行経路に沿った各ポイントを（ＴＡ−ＶＺＡ）の値の対、すなわち（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムに描かれたマッピングにおける特定の曲線上の点に対応させる。

最小騒音特性を満たすため、マッピング内において、全ての（ＴＡ−ＶＺＡ）の対が加わった曲線は、騒音レベルが許容できる最大レベルよりも小さいポイントを通過する、順守される手順に対応することが必要である。

低騒音手順はそれゆえ許容出来ない騒音領域を避けねばならない。

許容出来ない領域を避ける如何なる手順も、従って最初に定義された最小騒音判定基準を満たす。図４は（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおける、水平飛行から着陸への飛行経路Ｔの一例を示し、そこで領域ＤＩＴは「許容不可」と言われ、騒音レベルが許容可能な最大レベルを越えている領域に相当する。

これを実施するため、（図５に図式的に示す様々な段階の）本発明による方法は、少なくとも
―予備のステップと、
―予備ステップの間に確立された結果を利用する、その後のステップと
を提示する。

本発明において、考慮されている特定のタイプの回転翼航空機１に対応する基準の回転翼航空機（「ドーファン」（Ｄａｕｐｈｉｎ）、「プーマ」（Ｐｕｍａ）、・・・タイプのヘリコプター）が最小騒音での離陸及び着陸手順を確立するために用いられる前記予備ステップの間に、
ａ）基準の回転翼航空機に固定され、該基準の回転翼航空機のｎの構成について放出された騒音を表わす複数ｐのセンサーＣにより検知される複数の騒音レベルの値を得るため、予備飛行の間に一連の測定結果が基準の回転翼航空機から収集され、ここでｎは
―ｍ の前記基準の回転翼航空機の質量Ｍと、
―ｑ の主回転翼３の回転速度Ｒ１と、そして
―ｒ の尾部回転翼４の回転速度Ｒ２と
の積である。
ｂ）この一連の測定値から、（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおける、一連の等しい騒音レベルＬ１を表わす第一シリーズのｎ×ｐ線図Ｄ１が確立され、ここでＴＡは前記基準の回転翼航空機の飛行経路対気速度、そしてＶＺＡは前記基準の回転翼航空機の垂直方向の対気速度である。
ｃ）この第一シリーズの線図Ｄ１は、（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおける、一連の等しい騒音レベルＬ２を表わす第二シリーズのｎ×ｐ線図Ｄ２へ、
―第一に、騒音が発生する時間の長さに依存する騒音公害を表わす騒音の修正ＣＶの実施と、
―第二に、飛行高度において大気条件に由来する、各質量Ｍを基準の回転翼航空機の見掛け重量ＭＡに修正するための修正ＣＭＡの実施と
を実行することにより変換される。
ｄ）各線図Ｄ２において、最大の許容できる騒音レベルＢＭＡに相当する、等しい騒音レベル曲線Ｌ２Ｐが選択される。
ｅ）各々の見掛け重量ＭＡについて、（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおける曲線Ｌ２Ｐの包絡線が確立され、それによって騒音が前記最大の許容できる騒音レベルＢＭＡよりも小さいｍの飛行領域を決定する。
ｆ）各飛行領域ＤＶにおいて、基準の回転翼航空機用の一組のｍの運転領域を決定する、ある運転領域ＤＦが選択される。

予備ステップの間に確立された結果を使用する、それに続くステップは特定のタイプの回転翼航空機の、それぞれの回転翼航空機１に次のように関連する。
ａ）前記回転翼航空機１の瞬間的な等価質量ＭＥが計算され、そして
ｂ）前記瞬間的な見掛け重量ＭＥの前記回転翼航空機１の、無風の運転ポイントＦ及び瞬間的な運転領域ＤＦ１が、基準回転翼航空機のｍの運転領域の全体から決定される。

予備のステップにおいて、第一シリーズの線図は図６に図式的に示される線図Ｄ１と同じタイプに確立され、これらの線図はセンサーＣに関連する騒音測定、例えば基準の回転翼航空機に設置されたマイクロフォンに基づいて、（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおいて確立された等レベル曲線Ｌ１を表わす。

勿論、例えば騒音レベルが増加するにつれて、閉じた等レベル曲線の外側の領域は減少する。

従来の方法において、各騒音レベルは次の主要モード、
―二乗平均平方根（ｒｍｓ）レベルとしてか、
―又はピークレベルか、
―又はピーク／ｒｍｓレベルか、
―又は重量レベル
において使用できる。

これを実施するため、センサーＣは回転翼航空機において、圧縮性の過剰な騒音及びＢＶＩの調査を容易にするように、羽根が前進する側と同じ側に位置するのが有利である。（左又は右に）向きを変える間にＢＶＩを調査するために、センサーＣをヘリコプターの両側に設置することが必要である。

このため、前記センサーＣを、
ａ）羽根が前進する側に相当する回転翼航空機１の機体２の側における、
―機体２の前方における第一ゾーンＮ１と、
―前記主回転翼３の僅か前方の第二ゾーンＮ２と、
―前記主回転翼３の後方の第三ゾーンＮ３と、
ｂ）水平尾翼１２の各端部と
に設置することが望ましい。

センサーＣを水平尾翼１２の端部のそれぞれに設置することは、基本的に、流線型に整形された尾部回転翼タイプの、反トルク尾部回転翼４を装備するヘリコプター用に確保された解決策に相当することに注意されたい。反トルク尾部回転翼４が流線型に整形されていないとき、センサーＣは一般に同じ方法でＮ１、Ｎ２、及びＮ３ゾーン、並びにまた反トルク尾部回転翼の平面内に位置するポール上に配置される。

該設置は更に、基準の回転翼航空機の対称な長手方向平面に関して、それぞれＮ１、Ｎ２、及びＮ３ゾーンに対称な、Ｍ１、Ｍ２、及びＭ３に配置された追加のセンサーを含むのも又可能であることに注意されたい。

その結果、ｎ×ｐ線図Ｄ１は、
―ｐ のセンサーと、
―次を含む基準の回転翼航空機のｎの構成、
・ｍ の前記基準の回転翼航空機の質量Ｍと、
・ｑ の主回転翼３の回転速度Ｒ１と、そして
・ｒ の尾部回転翼４の回転速度Ｒ２と
に対応して得られる。

数量ｍ、ｑ、及びｒは統一のために等しくすることができるが、それら各々は望ましくは３に設定される。

第一シリーズの線図Ｄ１から出発して、騒音の修正ＣＶ及び見掛け重量の修正ＣＭＡを適用することにより、各線図Ｄ１内の等レベル曲線Ｌ１が等レベル曲線Ｌ２へと変形される、第二シリーズの修正された線図Ｄ２が確立される。

騒音修正ＣＶは、回転翼航空機が低速で移動しているとき、騒音公害が長時間になることを考慮に入れる。生理的な影響を考慮するため、基準に定められているように騒音ペナルティーが１０ｌｏｇ（Ｖ／ＴＡ）の形で導入され、ここでＶは回転翼航空機の基準速度を示す。該基準速度Ｖは最小騒音の水平上空飛行速度ＶＳ、又は基準として選ばれた他の任意の飛行条件、例えば最大上昇速度ＶＹを示すことが望ましい。

見掛け重量の修正ＣＭＡは、回転翼航空機の質量が放出される騒音レベルに及ぼす影響のために導入され、各線図Ｄ１を初期質量Ｍにではなく、Ｍ／（ρ／ρ_０）に等しい各見掛け重量ＭＡに対応させることにあり、ここでρ／ρ_０は飛行高度における空気に対する単位体積当たりの質量を表わす。

各々の修正された線図Ｄ２において、等しい騒音レベル曲線Ｌ２Ｐは、騒音レベルが最大騒音レベルＢＭＡに等しいものに対して選定され、従って最小騒音での離陸及び着陸手順から除外されるべき、許容出来ない内部領域を定義する。

最大騒音レベルＢＭＡは、最小騒音レベルでの上空飛行に相当する基準騒音レベルに設定されることが望ましい。

各々の見掛け重量についての曲線Ｌ２Ｐの全体（各々の見掛け重量用のｐ×ｑ×ｒの曲線Ｌ２Ｐ）を重ね合わせることにより、それらは最大騒音レベルＢＭＡよりも大きい騒音レベルを与えるため、除外されるべき許容出来ない領域ＤＩＴの包絡線が得られる。残りの領域は認可された飛行領域ＤＶを決定する。その結果、ｎの認可された飛行領域ＤＶ、すなわち各見掛け重量について一つの飛行領域が得られる。

予備ステップの終わりに、運転ポイントＦ及び運転領域ＤＦが各見掛け重量に対して決定されることが有利である。該運転ポイントＦ及び運転領域ＤＦは勿論それぞれの相当する飛行領域ＤＶ内に含まれる。

実際に、運転ポイントＦは望ましくは、次のような方法で決定される。
―それがＰ３段階の間に、又は安定した運転段階の間に、地面に対して実質的に一定の勾配θ_ＳＨの勾配を伴う、無風状態において下降又は上昇する回転翼航空機の条件に相当する。
図３に関連する上記の説明を考慮すると、運転ポイントＦはつぎの条件に相当する。
・飛行経路対気速度ＴＡは地面に対する回転翼航空機の速度ＶＳＨに等しい。
・垂直方向の対気速度ＶＺＡは地面に対する回転翼航空機の速度ＶＳＨの垂直成分ＶＺＳに等しい。
これらの条件下で、回転翼航空機の飛行経路の勾配は全くθ_ＳＨに等しい。
この飛行経路の勾配θ_ＳＨが回転翼航空機の見掛け重量ＭＡに関係なく維持されることを確実にするため、そして単一の離陸及び着陸手順を適用可能にするため、運転ポイントＦが各（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおいて不変のままであり、またＴＡ＝ＶＳＨ、及びＶＺＡ＝ＶＺＳの座標に相当することが実際は適切である。
―最小騒音での離陸及び着陸手順は、相当する運転領域ＤＦを決定することにより、風の存在下で適用可能である。
例えば回転翼航空機を正確な地点に着陸させることが可能なように、任意の最小化騒音手順が（適度な風の範囲内で）風と関係なく適用出来なければならない。

実際には、風の水平及び垂直成分は飛行経路を妨害するゆえに、ヘリコプターが地面に対して同じ勾配を連続的にたどることを確実にするため、そして飛行経路がＰ３ゾーン内で実際に直線のままであることを確実にするために、飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の速度ＶＺＡを修正することが必要である。風により導かれる該妨害は時間及び高度と共に変動するため、風の影響を補正する目的で、回転翼航空機の航空力学的な（すなわちその対気速度構成部品により決定された）飛行経路を、連続的なベースで修正することが必要である。

（事前に定義された見掛け重量に対して作製された）図７Ａから、風の平均的な変化の補正を可能にする運転ポイントの対（ＴＡ−ＶＺＡ）を選ぶ自由度は、限られたままであることが容易に理解されよう。該ポイントの対（ＴＡ−ＶＺＡ）は、それが許容できる勾配θ_ＳＨ（乗客の快適性のために限界値は約１０°に設定されている）を満足するように要求される場合、そして制御パラメータにおける過度の変動をさけるため、比較的狭い運転領域ＤＦ内に含まれたままでなければならない。

一般的に、運転領域ＤＦは主として次の条件により決定される。
―無風の安定した運転領域の位置Ｆと、
―許容出来ない領域ＤＩＴの輪郭と、
―回転翼航空機のアンバランスが補正されることを可能にし、そして何よりも許容出来ない領域ＤＩＴに進入することなく風の変動を補正するための、許容出来ない領域ＤＩＴの近傍における、飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の対気速度ＶＺＡに関する操縦性の余裕、及び
―可能な限り広い風の範囲において有効な騒音判定基準を満たす能力。

実際に、図７Ａに示すように一つの運転領域ＤＦが次のように確立される。
―第一段階において、許容出来ない領域ＤＩＴに四点（Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄ）で接する二つの尖った領域（Ｓ１、Ｓ２）が境界を定められ、これらの尖った領域の共通の頂点は無風のときの運転ポイントＦである。これら二つの尖った領域（Ｓ１、Ｓ２）は図７Ａ内でハッチングの形態で表わされている。
―安全性の余裕（操縦性、・・・）を導入するため、運転領域ＤＦは第二段階において二つの尖った領域（Ｓ３、Ｓ４）の形で定義され、（図７Ａにおいてドット付きの領域で示す）尖った領域Ｓ３、Ｓ４はそれぞれ領域Ｓ１及びＳ２内に含まれ、接線の接点Ａ、Ｂ、Ｃ、及びＤからそれらへの距離が選定された安全幅ｍｓと等しいように、各々直線（Ｆｐ、Ｆｑ）及び（Ｆｒ、Ｆｓ）により境界を定められている。

回転翼航空機の所定の見掛け重量ＭＡのために運転領域ＤＦを決定する尖った領域（Ｓ３、Ｓ４）は、尖った領域Ｓ３に関する運転領域が尖った領域Ｓ４に関する運転領域に対して対称である必要のないことが見られる。

このように決定された各々の運転領域ＤＦは依然として相当に大きくなり得る。操縦を自発的に単純化して、しかも該手順が有効に満たされることを可能にするため、二つの対気速度要素の間で線形である操縦規則を採用することが望ましい。選定された構成において、これら二つの成分は飛行経路対気速度ＴＡ、垂直方向の対気速度ＶＺＡと空気に対する勾配θ_Ａであり得る。線形の操縦規則の自発的な選定は、図７Ａで上記に境界を定めた領域ＤＦ内に引かれた直線（ｆＦｆ’）により表わされ、この直線（ｆＦｆ’）は無風の運転ポイントＦを通過している。

尖った領域Ｓ３及びＳ４の形によって、直線（ｆＦｆ’）を各々の尖った領域Ｓ３とＳ４（操縦規則ｕＦｔ）内にそれぞれが引かれた、二本の真直ぐな半分の線ＦｕとＦｔ、又は操縦、快適性、及び安全性に関して特に有利な曲線ｖＦｗで置き換えることは有利になり得る。

そのような条件下で、下記を観察することは重要である。
―直線（ｆＦｆ’）、又は二本の真直ぐな半分の線ＦｕとＦｔ、或いは曲線ｖＦｗのいずれかの各ポイントは特定の風速の値に相当する。その結果、追加の制約、すなわち直線（ｆＦｆ’）、又は真直ぐな半分の線ＦｕとＦｔのうちの一つ、或いは曲線ｖＦｗのいずれかに関して、瞬間的な運転ポイント又は有効な運転ポイントＦＥＦに相当する、瞬間的な座標ＴＡ（飛行経路対気速度）又はＶＺＡ（垂直方向の対気速度）を満足し、これを風速の瞬間値に適用することが回転翼航空機の操縦に課される。この追加の制約は、例えば（特に一定の勾配に対して）ＴＡとＶＺＡのような二つの「空気パラメータ」の間の規則か、或いは「空気パラメータ」の一つの為に設定される特定の値、例えばＶＺＡを一定に保つことであり得る。
―図７Ａ内に引かれた操縦規則ｆＦｆ’、ｕＦｔ、及びｖＦｗは回転翼航空機の特定の見掛け重量ＭＡについて決定される。そのような条件下で、見掛け重量によりこれらの操縦規則を変化させることは、各見掛け重量に関する（固定されたしきい値未満の）許容できる騒音レベルの点で最適な条件を得ることを可能にする。しかしながら、そして単純化のために、回転翼航空機の見掛け重量ＭＡにかかわらず、一般の場合にｆＦｆ’タイプ、ｕＦｔ又はｖＦｗタイプのいずれかの風に対する操縦規則を用いて計画することは可能である。
―風が存在するときの運転ポイントの領域Ｓ３又はＳ４における状況が、操縦安全性を高めるために、向かい風の存在下で回転翼航空機の対地速度ＶＳＨが減少する条件を満足することが望ましい。

風の影響の例示として、そして再び図３Ｂ及び対応するコメントに関連して、向かい風の存在下での回転翼航空機の例が採られる。

そのような状況下で、回転翼航空機は常に地面に対する勾配θ_ＳＨの飛行経路をたどり、そして速度ＶＳＨで移動する。

無風の場合、飛行経路対気速度ＴＡはＶＳＨと等しく、図７Ｂにおける安定した運転ポイントＦは、横軸の直線ＶＳＨと角度ψ_ＳＨの線分ＯＰの間の、ｔａｎψ_ＳＨ＝ＶＺＡ／ＴＡとなるような交点にある。

地面に対する速度がＶＡＳの向かい風の存在下で、図３Ｂに示すように飛行経路対気速度ＴＡは速度ＶＳＨよりも速く、図７Ｂに示すようにＴＡＶの値をとる。

更に、ポイントＦと同じ座標の直線ＶＺＡと、ポイント０からｔａｎψ_Ａ＝ＶＺＡ／ＴＡＶを伴う勾配ψ_Ａの直線との交点における、風を伴う運転ポイントＦＶが図７ＢのポイントＦの右側にある許容出来ない領域ＤＩＴの中に位置し得るように、空気勾配θ_Ａは図３Ｂに見られる如くθ_ＳＨの値よりも小さい。

この状況を改善するため、及び図７Ｃと関連して、次に例えば飛行経路対気速度をＴＡＶと異なる値ＴＡ_ｍに調整し、それによって角度θ_Ａをθ_Ａｍに、そして図７Ｂに示すように角度ψ_Ａをψ_Ａｍに移すことが適切である。これに対して、以下が観察できる。
―速度ＶＳＨはＶＳＨ_ｍの値をとり、
―速度ＶＺＳはＶＺＳ_ｍの値をとり、そして
―速度ＶＺＡはＶＺＡ_ｍの値をとる。

この状態の下で、ｔａｎψ_Ａｍ＝ＶＺＡ_ｍ／ＴＡ_ｍである。

結果として、このプロセスは許容出来ない領域ＤＩＴの外側にある、図７ＢにおいてＦＥと書かれた有効な運転ポイントを決定する。

そのような条件の下で、そして各々の向かい風の速度値ＶＡＳに対し、選定された飛行経路ＴＡ_ｍ又は角度θ_Ａｍの値において、対気速度の値があるだけ多くの可能な運転ポイントＦＥがある。速度ＶＡＳの向かい風に対するこれらのポイントの全体は、その方程式が次の形のうちの一つをとる曲線で表わされる。

ＴＡ_ｍ×ｃｏｓ（θ_Ａｍ）−ＶＡＳ＝ＴＡ_ｍ×ｓｉｎ（θ_Ａｍ）／ｔａｎ（θ_ＳＨ）

図７Ｄは向かい風の二つの速度ＶＡＳ及びＶＡＳ１に関連する、そのような曲線の二つの部分を示し、増加している向かい風の影響は矢印ＦＦで表わされている。

同じように、図７Ｄの照号ＶＡＳ２及びＶＡＳ３で識別される二つのカーブした部分は、追風の速度が矢印ＦＡの方向に増加している、速度ＶＡＳ２及びＶＡＳ３の追風を表わす。

一般に、各々のこれら曲線（ＶＡＳ、ＶＡＳ１、ＶＡＳ２、ＶＡＳ３、・・・）は、例えば図７Ｄに示すように認可された領域、すなわち許容出来ない領域ＤＩＴ１とＤＩＴ２の間に位置する部分を含む。従って、速度ＶＡＳの向かい風に関連する曲線の線分ＪＫは、この風に対する可能な解に相当する。ポイントＦＥは従って線分ＪＫ上にある。そのような線分ＪＫは、上述の角度が比較的小さいままである限り実質的に線形である。

それにもかかわらず、第一に線分ＪＫは単独のポイントＬまで縮小される可能性があり、その場合、ポイントＬは図７Ｅに示すように、許容できる限界風速ＶＡＳＬを表わすか、又はなお第二に、該線分ＪＫは例えば風速ＶＡＳ３に対する図７ＤのポイントＭＭによって指定される一端のみに留まることがある。

図７Ｄ及び上記の説明に関連して、例えば風速ＶＡＳに対し、有効な運転ポイントＦＥＦは、
―第一に線分ＪＫに、そして
―第二に、上述のように尖った領域Ｓ３又はＳ４の内の一つに、そして更にとりわけ風の存在下での操縦規則に従って、
・無風の運転ポイントＦを通過する一本の直線であるｆＦｆ’のタイプか、
・ポイントＦから来る二本の真直ぐな半分の線であるｕＦｔのタイプか、
・或いは連続的な曲線であるｖＦｗのタイプ
に属することが理解されよう。

そのような状況の下で、各々の風速ＶＡＳに対して唯一つの有効な運転ポイントＦＥＦが存在する結果が生じる。このポイントＦＥＦは線分ＪＫと、使用時の風を伴う操縦規則のうちの一つ（ｆＦｆ’又はｕＦｔ或いはｖＦｗ）の交点にある。図７Ｄは、向かい風ＶＡＳに対する各々の操縦規則ｆＦｆ’、ｕＦｔ、及びｖＦｗについてのポイントＦＥＦの位置を示す。

無風の運転ポイントＦは、可能ならば、回転翼航空機の上昇又は下降用の単一の「地上」での手順を定義するために、回転翼航空機の全ての見掛け重量ＭＡに共通であるべきことが想起される。しかしながら、尖った領域Ｓ３及びＳ４、並びに操縦規則（ｆＦｆ’、ｕＦｔ、或いはｖＦｗ）もまた見掛け重量ＭＡにおける変動に応じて変化し得る。

一般に、有効な運転ポイントＦＥＦを許容出来ない領域ＤＩＴの外側に置くために、同じプロセスが風（水平及び／又は垂直）の全ての組み合わせに対して適用される。

結果として、様々な種類の風（向かい風、追風、上昇風、下降風）を改善するため、一般に限界ポイントＦ１とＦ２（図７Ｄ）の間に留まる操縦規則ｆＦｆ’又はｕＦｔ又はｖＦｗによって、有効な運転ポイントＦＥＦは望ましくは動かされることを理解されたい。

例えば図７Ｄに関連して、本発明と共に得られる最大の堅牢性は、第一に（速度ゼロの風に関連する）線分Ｊ_０Ｋ_０の中央における無風の運転ポイントＦ、そして第二に各線分ＪＫの中央にあって風を伴う任意の有効な運転ポイントＦＥＦを選択することに相当し、従って騒音が最大の許容できる騒音ＢＭＡを超える複数の領域から等距離の、特定の最適な曲線ｖＦｗに相当し、それゆえ風の存在下で最適な操縦規則ｖＦｗを決定する。勿論、該曲線ｖＦｗは必ずしも尖った領域（Ｓ３、Ｓ４）内に含まれる必要はない。この曲線ｖＦｗが特定のタイプの回転翼航空機の、回転翼航空機１の見掛け重量ＭＡと無関係であることは有利である。

図２に示すように飛行段階Ｐ２及びＰ４の間、無風の運転ポイントＦ並びに、風を伴う有効運転ポイントＦＥＦ及び運転領域ＤＦの継続は同様に、以前の飛行領域ＤＶから自動的に決定される。

それに続くステップは特定のタイプの回転翼航空機の、回転翼航空機１の各々の着陸及び離陸手順の間に実行される。

このために、次の作業が継続して行なわれる。
ａ）回転翼航空機１の瞬間的な等価質量ＭＥが計算され、
ｂ）回転翼航空機１用の瞬間的な運転領域ＤＦ１が、前記基準の回転翼航空機のｍの運転領域の全体に基づく、前記瞬間的な見掛け重量ＭＥに対して決定される。

瞬間的な等価質量ＭＥは、回転翼航空機１がそれに従う垂直加速度γ_Ｚと、瞬間的な回転翼航空機１の質量（燃料は計器９によって示される通り消費されるため、瞬間的に調整される）の積に等しい。

領域ＤＦ１は、その前の領域ＤＦから例えば補間法により、任意の数値計算法によって得ることが出来る。

勿論、上述の操縦規則ｆＦｆ’、ｕＦｔ、及びｖＦｗは前記回転翼航空機１にも適用され、その結果、運転線図ＤＦ内でのこれら規則の引かれた線から行なわれる補間法により、各々の瞬間的な運転線図ＤＦ１において統合される。

有利なことに、操縦規則ｆＦｆ’、ｕＦｔ、及びｖＦｗは特定のタイプの回転翼航空機の、回転翼航空機１の等価質量ＭＥとは無関係であり得る。

更に、そして一般化のために、水平成分ＶＨＡＳ及び垂直成分ＶＺＡＳを含む速度ＶＡＳの任意の風の影響に関連する図３Ｄに関して、回転翼航空機の釣り合いが飛行段階にかかわらず、地面に対する回転翼航空機の速度ＶＳＨに法線をなす軸にベクトルを投影することにより得られる、次の関係Ｒ_１によって支配されることを観察するのは重要である。
ＴＡ×ｓｉｎ（θ_ＳＨ−θ_Ａ）＝ＶＺＡＳ×ｃｏｓ（θ_ＳＨ）−ＶＨＡＳ×ｓｉｎ（θ_ＳＨ）

その結果、ＶＨＡＳ及びＶＺＡＳの成分を有する風ＶＡＳに対する、この釣り合い関係は、回転翼航空機の三つの特性パラメータ、すなわち地面に対する回転翼航空機の飛行経路の勾配と、地面に対する飛行経路対気速度ＴＡの勾配とにそれぞれ関係する、その飛行経路対気速度ＴＡ及び角度θ_ＳＨとθ_Ａに関係することが見られる。

上記で明らかなように、最小騒音の制約は、関係Ｒ_２又は三つの「空気パラメータ」ＴＡ、ＶＺＡ、及びθ_Ａの内の二つに関連する操縦の制約、例えば次の等式形態の内の一つの形に導く。
ＴＡ＝Ｒ_２（θ_Ａ）
ＴＡ＝Ｒ_２（ＶＺＡ）
ＶＺＡ＝Ｒ_２（θ_Ａ）

これらは具体的には操縦規則ｆＦｆ’、ｕＦｔ、及びｖＦｗである。例示のため、線分ｆＦｆ’、ｕＦｔ、及び曲線ｖＦｗは実際に、ＴＡ＝Ｒ_２（ＶＺＡ）の形におけるパラメータＴＡとＶＺＡの間のそれぞれの関係を表わすことが容易に理解できるであろう。

有効な運転ポイントＦＥＦにより表わされる唯一の解を得ることは、ある運転の制約に相当する追加的関係Ｒ_３を考慮に入れることを要求する。

着陸段階Ｐ３の特定の状況において、この関係Ｒ_３は回転翼航空機の飛行経路の勾配θ_ＳＨが、上記に説明したように、回転翼航空機１が正確な地点に着陸することを必要とする限り、一定に保たれることを要求する。

回転翼航空機１の離陸に特に関連する変形において、運転の制約は必要に応じ、関係Ｒ_３が
ＶＺＡ＝Ｒ_３（ＴＡ）
の形をとるように、回転翼航空機の速度の関数として最大上昇性能のための機能を選択することに相当し得る。

この関係は関係Ｒ_２と同等である。しかしながら、回転翼航空機の飛行経路の勾配θ_ＳＨはそこで航空工学のための方程式により完全に決定されるため、そこには唯一の有効な運転ポイントＦＥＦしか存在しない。

水平に上空を飛行し、一方で加速又は減速している回転翼航空機１に特に関係する別の変形においては、飛行経路速度ＴＡが時間ｔの関数、すなわち、例えば
ＴＡ＝Ｒ_３（ｔ）
であるように、運転の制約は関係Ｒ_３の形で書くことができる。

そのような状況下で、関係Ｒ_３（ｔ）は
Ｒ_３（ｔ）＝ａ＋γ_ｔ
の如くであることが有利であり、ここでａは定数、そしてγは回転翼航空機の加速又は減速である。

この場合、勾配θ_ＳＨは定義によりゼロのため、唯一の有効な飛行ポイントＦＥＦはもはや存在しないことに注意されたい。

例示のため、及び図７Ｃに関連して、速度ＶＡＳの風に対して操縦制約の無い解の全体は、直線ααに相当する。速度ＶＡＳの存在下で唯一の有効な運転ポイントＦＥＦを決定する唯一の解は、そこで図７Ｃに定義されるように、δポイントを通る曲線ββを直線ααが横切るＺポイントである。Ｚポイントは図７Ｄにおける有効な運転ポイントＦＥＦの一つの、図７Ｃにおけるイメージである。

勿論、本発明による方法はあらゆるタイプの回転翼航空機、例えばヘリコプター、固定翼と回転翼を組み合わせた航空機、及び転換式航空機において実施可能である。

図８に図式的に示す本発明の装置は、離陸及び着陸段階の間に発せられる騒音を最小化するよう、特定のタイプの回転翼航空機の前記回転翼航空機１の飛行を管理するために役立つ。

該装置Ｄは本質的に、
―前記基準の回転翼航空機用の予め決められた風を伴う運転領域ＤＦを含むメモリ２１を有し、前記回転翼航空機１の瞬間的な等価質量ＭＥに相当する、無風の運転ポイントＦ及び風を伴う運転領域ＤＦ１を自動的に決定することが可能なコンピュータ２０と、
―前記回転翼航空機１の飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の対気速度ＶＺＡの値を得るための、昇降計（ＶＳＩ）及び風速計／圧力計装置８と、
―前記回転翼航空機１の対地速度及び三次元位置を決定する受信機２２と、
―前記コンピュータ２０により作製される制御の設定ポイントを表示するための表示手段２３と、そして
―前記回転翼航空機１の瞬間的な質量を決定するための、少なくとも一つの燃料計９とを備える。

更に、メモリ２１は次を含むことが有利である。
―二つの尖った領域（Ｓ３、Ｓ４）の間にある、風に関する操縦規則ｆＦｆ’と、
―尖った領域Ｓ３、Ｓ４内にそれぞれある二本の真直ぐな半分の線ＦｕとＦｔにより構成される、風を伴う操縦規則ｕＦｔと、
―尖った領域Ｓ３、Ｓ４内にそれぞれある二つの曲線部分ｖＦ及びｗＦにより構成される、風の存在下での操縦規則ｖＦｗと、そして
―騒音が最大の許容できる騒音ＢＭＡを超える複数の領域から等距離を保つ曲線により構成される、風を伴う操縦規則ｖＦｗ。

これら各々の操縦規則ｆＦｆ’、ｕＦｔ、及びｖＦｗは、回転翼航空機１の等価質量ＭＥ、及び運転領域ＤＦとＤＦ１と無関係であり得ることに注意されたい。

前記メモリ２１は特定のタイプの回転翼航空機の、回転翼航空機１のための一定勾配θ_ＳＨの飛行経路に相当する運転の制約を含むことが有利である。

一つの変形において、前記メモリ２１は最大上昇性能の機能に相当する運転の制約を含む。

別の変形において、前記メモリ２１は、時間の関数としての飛行経路対気速度ＴＡを表わす関係に相当し、そして特に加速又は減速しながらの水平上空飛行段階の間に適用される、運転の制約を含む。

受信機２２はＧＰＳ受信機又はその他のあらゆる等価な装置であってもよい。

本発明の一環として、最小騒音制御の設定ポイントを生み出し追跡するための前記装置Ｄは、回転翼航空機１を前記回転翼航空機の質量にかかわらず、そして周囲の条件（風、・・・）にかかわらず、地面に対して実質的に一定の勾配θ_ＳＨの飛行経路に保つことが出来る。そのような条件下で、段階Ｐ３はまた「安定した段階」又は「安定した運転の段階」、或いは更に「安定した上昇及び下降段階」とも呼ぶことができる。

有利なことに、本発明の装置はまた特定のタイプの回転翼航空機の、回転翼航空機１により発せられる騒音を最小化する一方で、最大上昇性能又は最大に加速又は減速される水平上空飛行性能を維持することを可能にする。

このために、本発明による騒音の最小化手順は三つのステップを含み、これらのステップの一連の手順は入力パラメータの速さに合わせて繰り返される。

第一ステップは着陸現場における無風での、例えば着陸時の最小騒音での飛行経路を位置決めすることに関連する。

図２に示すような、メモリ２１に格納されている予め決められた飛行経路は二つの可変の要素を有する。
―水平飛行の高度に依存する勾配（Ｐ３ゾーン）の長さと、
―先行した騒音最小化の最適な上空飛行速度及び環境の制約に依存する、減速水平飛行（Ｐ１ゾーン）の長さ。

コンピュータ２０は従って図８に示す様々な手段、すなわち特に以下により提供されるデータに基づき、それら二つのパラメータの値を現在の状況に適合させる初期機能を有する。
―前記回転翼航空機１の瞬間的な質量を決定するための、少なくとも一つの燃料計９と、
―前記回転翼航空機の地面に対する速度を決定するため、及びその三次元の位置を決定するための受信機２２。

風の影響を補正するため、コンピュータ２０は第二ステップで、実質的に一定のＰ３ゾーンにおける傾斜を維持するため、及び更に最大の飛行性能或いは最大の加速又は減速された水平上空飛行性能を満足するために要求される、飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の対気速度ＶＺＡに対する連続的な修正を生み出す。これらの修正はシステム２２により表示される地面に対する速度、及び昇降計（ＶＳＩ）及び風速計／圧力計装置８により提供される飛行経路対気速度ＴＡに基づいて行なわれる。

この第二ステップの最後に、コンピュータは従って風に応じて修正される飛行経路に相当する制御パラメータを提供する。

このように計算された飛行ポイントを有効に達成できるように、コンピュータ２０は第三ステップで、自動操縦装置が故障した場合にパイロットが引き継げるように、これらの設定ポイントをディスプレイ画面２３に表示するとともに、各瞬間に制御設定ポイントをパイロット又は自動操縦装置２５に供給しなければならない。

自動操縦装置２５が使用されるとき、前記回転翼航空機１の操縦翼面を作動させるために、制御信号は飛行制御装置３０に伝送される。

このように、本発明は騒音測定が風に殆ど無関係になるよう、前記回転翼航空機１に対して有利に実施されることを可能にする。更に、これらの測定結果は各々の特定のタイプの回転翼航空機を稼動運転へ投入する前に、一度だけ収集される。

正確で実際的な方法で予め決められた飛行経路により、また最大の影響を有するパラメータを考慮に入れ、そして測定された風に応じて飛行経路の修正を適用して、騒音公害は地上における特定の設備を何ら必要とせず最小化される。

勿論、本発明の装置はあらゆるタイプの回転翼航空機、例えばヘリコプター、固定翼と回転翼を組み合わせた航空機、及び転換式航空機に取り付けることができる。

勿論、本発明はその実施に関して多くの変形が可能である。幾つかの実施形態が記述されているが、可能な実施形態を余す所なく特定することは考えられないことが理解されよう。勿論、記述されたいずれの手段も本発明の範囲から逸脱することなく、等価な手段に置き換えられ得る。

本発明を適用した回転翼航空機の略図を示す。 回転翼航空機が特に着陸段階の間にたどる飛行経路の略図を例示する。 一定勾配の飛行経路における着陸の間の、回転翼航空機用の速度ベクトル線図を例示する。 着陸時の回転翼航空機に対する向かい風の影響を例示する。 上昇気流が存在する着陸時の、回転翼航空機用の速度ベクトル線図を例示する。 任意の風が存在する着陸時の、回転翼航空機用の速度ベクトル線図を例示する。 水平飛行から着陸への最小騒音の飛行経路例を示す。 離陸及び着陸の間に発せられる騒音を最小化するための、本発明による方法の適用を要約したブロック線図である。 マイクロフォンを用いて実施された測定に基づき確立された等しい騒音レベルの線図の例を示す。 騒音の最小化手順における回転翼航空機の運転領域、及び無風の運転ポイントＦを通じて通過する、関連する制御規則の様相を例示する。 許容出来ない騒音領域を避けるために、向かい風の特定の影響を修正する手段を例示する。 図７Ｂと関連する速度ベクトル線図を示す。 向かい風ＦＦ又は追風ＦＡの存在下での効果的な運転ポイントの位置を例示する。 効果的な運転ポイントが風の限界ポイントを構成可能な特殊ケースを示す。 運転中の回転翼航空機用の、最小騒音の飛行経路をたどるための装置のブロック線図である。

Claims (51)

1. 回転翼航空機（１）の離陸及び着陸の間に発せられる騒音を最小化する方法であって、前記回転翼航空機（１）に相当する基準の回転翼航空機が使用される予備的な飛行の段階に、次のステップ、
   ａ）基準の回転翼航空機に固定された複数ｐのセンサーＣにより検知され、
   前記基準の回転翼航空機のｍ種類の質量Ｍと、
   主回転翼（３）のｑ種類の回転速度Ｒ１と、
   尾部回転翼（４）のｒ種類の回転速度Ｒ２と、
   により決定されるｎ種類の構成に対する騒音放出を表わす、複数の騒音レベルの値を予備的飛行の間に得るために、基準の回転翼航空機において一連の測定値を収集するステップと、
   ｂ）前記一連の測定結果から、ＴＡが前記基準の回転翼航空機の飛行経路対気速度、ＶＺＡが前記基準の回転翼航空機の垂直方向の対気速度である（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおいて、一連の等しい騒音レベルＬ１を表わす第一シリーズのｎ×ｐ線図Ｄ１を確立するステップと、
   ｃ）前記第一シリーズの線図Ｄ１を、（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおいて、一連の等しい騒音レベルＬ２を表わす第二シリーズのｎ×ｐ線図Ｄ２へと、
   第一に、騒音発生の継続時間に依存する騒音公害を表わす騒音の修正ＣＶを行なうこと、及び
   第二に、飛行高度における大気条件の結果として、各質量Ｍを基準の回転翼航空機の見掛け重量ＭＡに修正するための修正ＣＭＡを行なうこと、
   によって変換するステップと、
   ｄ）各線図Ｄ２において、最大の許容できる騒音ＢＭＡに相当する、等しい騒音レベルの曲線Ｌ２Ｐを選択するステップと、
   ｅ）各々の見掛け重量ＭＡに対し（ＴＡ、ＶＺＡ）座標システムにおいて、騒音が前記最大の許容できる騒音ＢＭＡよりも小さいｍ種類の飛行領域ＤＶを決定するために、曲線Ｌ２Ｐの包絡線を確立するステップと、
   ｆ）各飛行領域ＤＶにおいて、基準の回転翼航空機用の運転領域ＤＦを選択するステップと、
   が実行されることを特徴とする方法。
2. 修正ＣＭＡがＭ／（ρ／ρ_０）に等しい見掛け重量ＭＡを計算することにあり、ここでρ／ρ_０は飛行高度における空気に対する単位体積当たりの質量を表わすことを特徴とする、
   請求項１に記載の方法。
3. 速度修正ＣＶが、生理的な影響を考慮した１０ｌｏｇ（Ｖ／ＴＡ）の形に相当し、ここでＶは前記回転翼航空機（１）の基準速度を示すことを特徴とする、
   請求項１に記載の方法。
4. 前記基準速度Ｖが、回転翼航空機（１）の最小騒音レベルでの上空飛行速度ＶＳであることを特徴とする、
   請求項３に記載の方法。
5. 前記基準速度Ｖが、回転翼航空機（１）の最大上昇速度ＶＹであることを特徴とする、
   請求項３に記載の方法。
6. 回転翼航空機（１）の離陸及び着陸に関連する各々のそれに続く期間に対して、次のステップ、
   ａ）回転翼航空機（１）の瞬間的な等価質量ＭＥを計算するステップと、
   ｂ）基準の回転翼航空機のｍ種類の運転領域の全体に基づく、前記瞬間的な等価質量ＭＥに対して、回転翼航空機（１）の無風の運転ポイントＦ及び、風を伴う瞬間的な運転領域ＤＦ１を決定するステップと、
   が行なわれることを特徴とする、
   請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記運転領域ＤＦ及びＤＦ１は二つの尖った領域（Ｓ３、Ｓ４）であり、これらの尖った領域の各々は無風の運転ポイントＦをその頂点に有し、該無風の運転ポイントＦから来る二つの尖った領域（Ｓ１、Ｓ２）にそれぞれ関連する安全幅ｍｓを提供することを特徴とする、
   請求項６に記載の方法。
8. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、無風の運転ポイントＦに対して影響を与えないことを特徴とする、
   請求項７に記載の方法。
9. 風を伴う有効な運転ポイントＦＥＦが無風の運転ポイントＦを通る直線ｆＦｆ’上に位置し、該直線ｆＦｆ’が二つの領域（Ｓ３、Ｓ４）内に含まれており、それによって風を伴う操縦規則ｆＦｆ’を決定することを特徴とする、
   請求項７または８に記載の方法。
10. 風を伴う有効な運転ポイントＦＥＦが二本の真直ぐな半分の線ＦｕとＦｔの上に位置し、各々の真直ぐな半分の線が無風の運転ポイントＦを経由して通り、そして尖った領域Ｓ３とＳ４のそれぞれ一つの中に含まれており、それによって風を伴う操縦規則ｕＦｔを決定することを特徴とする、
    請求項７または８に記載の方法。
11. 風を伴う有効な運転ポイントＦＥＦが無風の運転ポイントＦを通る曲線ｖＦｗ上に位置し、該曲線部分ｖＦ及びｗＦがそれぞれ領域Ｓ３とＳ４の中に含まれており、それによって風を伴う操縦規則ｖＦｗを決定することを特徴とする、
    請求項７または８に記載の方法。
12. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｆＦｆ’に対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項９に記載の方法。
13. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｕＦｔに対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項１０に記載の方法。
14. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｖＦｗに対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項１１に記載の方法。
15. 風を伴う有効な運転ポイントＦＥＦが無風の運転ポイントＦを通る、風を伴う操縦曲線ｖＦｗの上に位置し、前記曲線ｖＦｗが最大の許容できる騒音ＢＭＡよりも騒音の大きい複数の領域から等距離にあることを特徴とする、
    請求項６に記載の方法。
16. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｖＦｗに対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項１５に記載の方法。
17. 運転の制約が、回転翼航空機（１）用の一定勾配θ_ＳＨの飛行経路に対応して決定されることを特徴とする、
    請求項９〜１６のいずれか一項に記載の方法。
18. 運転の制約が、最大上昇性能の機能に対応して決定されることを特徴とする、
    請求項１０〜１６のいずれか一項に記載の方法。
19. 運転の制約が、時間の関数として飛行経路対気速度ＴＡを表わす関係に対応して決定されることを特徴とする、
    請求項１０〜１６のいずれか一項に記載の方法。
20. 前記複数の騒音レベルが、
    ａ）羽根の前進側に相当する基準の回転翼航空機の機体（２）の側における、
    機体（２）の前方における第一ゾーンＮ１と、
    前記回転翼航空機（１）の主回転翼（３）の僅かに前方の第二ゾーンＮ２と、
    前記主回転翼（３）の後方の第三ゾーンＮ３と、
    ｂ）前記基準の回転翼航空機の水平尾翼（１２）の各端部と、
    に配置されたセンサー（Ｃ）によりその値が測定される、上記の騒音レベルを少なくとも含むことを特徴とする、
    請求項１〜１９のいずれか一項に記載の方法。
21. 前記複数の騒音レベルが、
    ａ）羽根の前進側に相当する基準の回転翼航空機の機体（２）の側における、
    機体（２）の前方における第一ゾーンＮ１と、
    前記回転翼航空機（１）の主回転翼（３）の僅かに前方の第二ゾーンＮ２と、
    前記主回転翼（３）の後方の第三ゾーンＮ３と、
    ｂ）尾部回転翼（４）の平面内に位置するポール上と、
    に配置されたセンサー（Ｃ）によりその値が測定される、上記の騒音レベルを少なくとも含むことを特徴とする、
    請求項１〜１９のいずれか一項に記載の方法。
22. 複数の騒音レベルが補足的に、前記基準の回転翼航空機の長手方向の対称面に関して、それぞれがＮ１、Ｎ２、及びＮ３ゾーンと対称なＭ１、Ｍ２、及びＭ３ゾーンにおいて測定された騒音レベルを含むことを特徴とする、
    請求項２０または２１に記載の方法。
23. 前記Ｎ１、Ｎ２、Ｎ３、Ｍ１、Ｍ２、及びＭ３ゾーンが、前記基準の回転翼航空機の前記機体（２）の外側に位置することを特徴とする、
    請求項２０〜２２のいずれか一項に記載の方法。
24. 前記Ｎ１、Ｎ２、Ｎ３、Ｍ１、Ｍ２、及びＭ３ゾーンが、前記基準の回転翼航空機の前記機体（２）の内側に位置することを特徴とする、
    請求項２０〜２２のいずれか一項に記載の方法。
25. 前記基準の回転翼航空機の構成の前記の数ｎが、
    ｍ＝１に相当する少なくとも一つの質量Ｍと、
    ｑ＝１に相当する主回転翼（３）の少なくとも一つの回転速度Ｒ１と、
    を含むことを特徴とする、
    請求項１〜２４のいずれか一項に記載の方法。
26. 前記基準の回転翼航空機の構成の前記の数ｎが、
    ｍ＝３に相当する三つの質量Ｍと、
    ｑ＝３に相当する主回転翼（３）の三つの回転速度Ｒ１と、
    を含むことを特徴とする、
    請求項１〜２４のいずれか一項に記載の方法。
27. 前記基準の回転翼航空機の構成の前記の数ｎが、
    ｍ＝３に相当する三つの質量Ｍと、
    ｑ＝３に相当する主回転翼（３）の三つの回転速度Ｒ１と、
    ｒ＝３に相当する尾部回転翼（４）の三つの回転速度Ｒ２と、
    を含むことを特徴とする、
    請求項１〜２４のいずれか一項に記載の方法。
28. 前記最大の騒音レベルＢＭＡが、前記回転翼航空機（１）の公称速度における水平飛行での最小騒音レベルに相当することを特徴とする、
    請求項１〜２７のいずれか一項に記載の方法。
29. 前記センサー（Ｃ）がマイクロフォンであることを特徴とする、
    請求項１〜２８のいずれか一項に記載の方法。
30. ヘリコプター・タイプの回転翼航空機（１）のために実施されることを特徴とする、
    請求項１〜２９のいずれか一項に記載の方法。
31. 回転翼と固定翼を組み合わせたタイプの回転翼航空機（１）のために実施されることを特徴とする、
    請求項１〜２９のいずれか一項に記載の方法。
32. 転換式の回転翼航空機（１）のために実施されることを特徴とする、
    請求項１〜２９のいずれか一項に記載の方法。
33. 請求項１〜３２のいずれか一項に規定された方法を実施するための装置であって、
    前記基準の回転翼航空機用の予め決められた風を伴う運転領域ＤＦを含むメモリ（２１）を有し、前記回転翼航空機（１）の瞬間的な等価質量ＭＥに対応する、無風の運転ポイントＦ及び風を伴う運転領域ＤＦ１を自動的に決定することが可能なコンピュータ（２０）と、
    前記回転翼航空機（１）の飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の対気速度ＶＺＡの値を得るための、昇降計及び風速計／圧力計装置（８）と、
    前記回転翼航空機（１）の対地速度及び三次元位置を決定するための受信機（２２）と、
    前記コンピュータ（２０）により作製される制御の設定ポイントを表示するための表示手段（２３）と、
    前記回転翼航空機（１）の瞬間的な質量を決定するための、少なくとも一つの燃料計（９）と、
    を備えることを特徴とする、
    装置。
34. 前記メモリ（２１）が、風を伴う運転領域ＤＦ１において決定される二つの尖った領域（Ｓ３、Ｓ４）の中に位置する、風を伴う線形の操縦規則ｆＦｆ’を含むことを特徴とする、
    請求項３３に記載の装置。
35. 前記メモリ（２１）が、風を伴う運転領域ＤＦ１において決定される尖った領域Ｓ３及びＳ４の中にそれぞれ位置する、二本の真直ぐな半分の線Ｆｕ及びＦｔで構成された、風を伴う線形の操縦規則ｕＦｔを含むことを特徴とする、
    請求項３３に記載の装置。
36. 前記メモリ（２１）が、風を伴う運転領域ＤＦ１において決定される尖った領域Ｓ３及びＳ４の中にそれぞれ位置する、二本の曲線部分ｖＦ及びｗＦで構成された、風を伴う操縦規則ｖＦｗを含むことを特徴とする、
    請求項３３に記載の装置。
37. 前記メモリ（２１）が、運転領域ＤＦ１において決定され、騒音が最大の許容できる騒音ＢＭＡよりも大きい複数の領域から等距離にある曲線で構成される、風を伴う操縦規則ｖＦｗを含むことを特徴とする、
    請求項３３に記載の装置。
38. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｆＦｆ’に対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項３４に記載の装置。
39. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｕＦｔに対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項３５に記載の装置。
40. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｖＦｗに対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項３６に記載の装置。
41. 回転翼航空機（１）の等価質量ＭＥは、操縦規則ｖＦｗに対して影響を与えないことを特徴とする、
    請求項３７に記載の装置。
42. 前記メモリ（２１）が、回転翼航空機（１）用の一定勾配θ_ＳＨの飛行経路に相当する運転の制約を含むことを特徴とする、
    請求項３３〜４１のいずれか一項に記載の装置。
43. 前記メモリ（２１）が、回転翼航空機（１）の最大上昇性能の機能に相当する運転の制約を含むことを特徴とする、
    請求項３３〜４１のいずれか一項に記載の装置。
44. 前記メモリ（２１）が、時間の関数として飛行経路対気速度ＴＡを表わす関係に対応する運転の制約を含むことを特徴とする、
    請求項３３〜４１のいずれか一項に記載の装置。
45. 前記回転翼航空機（１）により発せられる騒音を最小化するための離陸及び着陸手順を自動的に生み出す手段として、前記回転翼航空機（１）の操縦翼面に直接作用する自動操縦装置（２５）を含むことを特徴とする、
    請求項３３〜４４のいずれか一項に記載の装置。
46. 前記コンピュータ（２０）が、風の影響を補正するため及び実質的に一定の勾配を保つために、飛行経路対気速度ＴＡ及び垂直方向の対気速度ＶＺＡに対する修正を生み出し、前記修正が前記受信機（２２）と前記昇降計及び前記風速計／圧力計装置（８）によって供給されるデータの速さで生み出されることを特徴とする、
    請求項３３〜４５のいずれか一項に記載の装置。
47. 前記コンピュータ（２０）が、パイロットに制御の設定ポイントを送り、前記設定ポイントが前記受信機（２２）と、前記昇降計及び前記風速計／圧力計装置（８）と、によって供給されるデータの速さで表示されることを特徴とする、
    請求項３３〜４６のいずれか一項に記載の装置。
48. 前記コンピュータ（２０）が、前記回転翼航空機（１）の飛行制御装置（３０）及び操縦翼面を作動させる自動操縦装置（２５）に、制御の設定ポイントを伝送することを特徴とする、
    請求項３３〜４７のいずれか一項に記載の装置。
49. 前記回転翼航空機（１）がヘリコプターであることを特徴とする、
    請求項３３〜４８のいずれか一項に記載の装置。
50. 前記回転翼航空機（１）が固定翼と回転翼を組み合わせた航空機であることを特徴とする、
    請求項３３〜４８のいずれか一項に記載の装置。
51. 前記回転翼航空機（１）が転換式の航空機であることを特徴とする、
    請求項３３〜４８のいずれか一項に記載の装置。

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