JP5256218B2 - 航空機を誘導する方法、航空機を管理する方法、及び、航空機管理システム - Google Patents

Description

本発明は、空港等への連続降下進入を計算及び飛行する方法、及びこれらの方法を実行するための航空機ナビゲーションシステムに関するものである。

通常、航空機は航空交通管制官の誘導に従って空港へ進入する。航空交通管制官は航空機の目的地への安全な到着を確実にすると同時に、空港の収容能力を確実に最大化する任務がある。前者の必要性はおおむね、航空機同士の間で最小限の規定された距離間隔を確実に維持することによって満たされる。航空交通管理は、速度及び方向の両方が可変の風と、異なるパイロットの操縦等の、航空機同士の間の距離間隔が失われるように作用する可能性のある不確実性の影響を受ける。それにも関わらず、航空交通管理はレーダー誘導、速度変更及び／又は高度変更を利用した戦術的レベルにおいてこれらの不確実性を補正することができるため、多数の航空機が安全に比較的小さな空間の範囲内で稼動することができる。この結果、空港への通常の進入には、航空機の降下が段階的に許可されることで他の航空交通状況が許す限り連続的に高度を下げていく、段階的進入が含まれる。

空港周辺の航空交通の騒音は、空港当局、航空会社及び地域社会にとって重要な社会的、政治的及び経済的影響をもたらす。空港周辺における騒音問題に取り組む手ごろな方法は、高推力設定及び／又は非格納式空気力学的構造（例えば、着陸ギア及び／又はフラップが展開している）によって影響を受ける地域の上を低い高度で飛ぶ航空機の数を削減する新しい航法手段を開発することである。残念なことに、従来の段階的進入は、航空機が、エンジンの推力が水平飛行を維持するのに十分でなければならない低い高度にとどまるため、この問題を悪化させる。

連続降下進入（ＣＤＡ）は公知である。この進入においては、航空機はエンジンをアイドリング又はアイドリングに近い状態に設定して、連続的に降下することによって空港に進入する。米国特許第４８２５３７４号明細書には、航空機が進入中に航空機の高度を変更することによって一定の対気速度を維持する制御法則を利用して稼動する通常の連続降下進入の実施が記載されている。

明らかに、連続降下進入は、航空機が影響を受ける地域の上でできる限り高く保たれると同時に、エンジン及びフラップの最適化された使用を通して発生源における騒音の発生を削減するため、騒音の点で非常に有益である。連続降下進入はまた、燃料効率性でも有利であり、飛行時間が最短化される。

しかしながら、連続降下進入は進入を開始する前に詳細に計画しなければならず、従来の段階的進入に使用されるような、航空機同士の安全な距離間隔を確保するための戦術的補正を行うことができない。このため航空交通管制官はやむを得ず、風の変化及び他の不確実性から起こる航空機の距離間隔の潜在的差異を踏まえながら、航空機同士の距離間隔を広く保って、航空機が安全な距離で分離されて空港に到着するようにする。上記の距離間隔の拡大は、空港の収容能力の望ましくない削減につながる。

連続降下進入に伴う収容能力の不利益により空港での広範囲の使用が阻止されるため、これまでは連続降下進入は航空交通が低レベルである空港、又はより混雑した空港の平穏時（例えば、夜間等）に使用されるだけであった。したがって、航空機の位置及び対地速度の履歴と、その結果となる航空機の到着時間における不確実性を最小化する連続降下進入手段を有することが望ましい。これにより、航空交通管制官が航空機同士の距離間隔を安全に縮めて、現代の空港の収容能力の必要性を満たすことができる。

こうした背景の下、第１態様においては、本発明は航空機のエンジンをほぼアイドリング状態に設定して連続降下進入を行う航空機の飛行計画の一部を計算する航空機ナビゲーションシステムに関し、この航空機ナビゲーションシステムにより飛行計画の降下部分を飛行中に維持すべき空気力学的飛行経路角が決定される。

規定の空気力学的飛行経路角を維持する連続降下進入中に飛行制御法則を実施することによって、この進入飛行を行う航空機の到着時間の不確実性が最低となることが分かった。不確実性の削減は、連続降下進入を行っているとき、すなわち一定の対気速度を維持しているときに使用される現在好まれる制御法則において目覚しいものである。降下速度を一定に保つ、及び一定の幾何学的飛行経路角さえも維持するほかの制御法則においても改善が見られる。

航空機ナビゲーションシステムは、飛行計画の降下部分の飛行中に角度を維持することにより、揚力係数の変化が最小限になるように、空気力学的飛行経路角を決定するように構成することが可能である。言い換えると、空気力学的飛行経路角は、連続降下進入の降下開始点及び終了点の間での変化が最小限のみとなるように決定される。

最適な空気力学的飛行経路角は、いずれの特定の航空機のタイプによってもさまざまに変化し、タイプの中でも異なるモデルごとに変化する可能性があるため、航空機ナビゲーションシステムは、航空機のタイプを参照して空気力学的飛行経路角を計算するように構成されていることが好ましい。空気力学的飛行経路角を計算する際には、他のパラメータもまた使用されることもあり得る。任意には、航空機ナビゲーションシステムは航空機の重量全て（好ましくは、降下開始点における重量に相当する値）、予想される風及び風勾配と予想される大気状態を参照して空気力学的飛行経路角を計算するように構成されている。航空機ナビゲーションシステムは、降下開始（ＴＯＤ）高度とそのポイントにおける目標対地速度を受信し、そのポイントからの降下中に維持されるべき空気力学的飛行経路角を計算することが好ましい。航空機ナビゲーションシステムは、降下開始高度のみを受信することができるが、降下開始位置を受信することも可能である。これは、例えば経度と緯度の特定等の組み合わせであってよく、あるいはウェイポイント等の地上の基準点であってよい。

任意には、このシステムは空気力学的飛行経路角と飛行パラメータの関係を示すデータ表を参照して空気力学的飛行経路角を決定するように構成されている。飛行パラメータは一以上の、降下開始高度、降下開始点で飛行すべき目標対地速度、航空機のタイプ、航空機の重量、風速、風勾配、大気圧及び大気温度を含むことができる。この表はシミュレーションを行って空気力学的飛行経路角を決定することによって作製されることが好ましい。任意には、シミュレーションは、降下開始高度、降下開始点で飛行すべき目標対地速度、航空機のタイプ、航空機の重量、風速、風勾配、大気圧及び大気温度の内、一以上の入力値を使用して行われる。

このシステムは、降下開始位置を受信し、この位置を飛行計画の降下部分の開始点として使用するようにさらに構成することができる。また、航空機ナビゲーションシステムはさらに、降下終了位置を受信してこの位置において飛行計画の降下部分を終了するように構成することが可能である。

第２態様においては、本発明は連続降下進入に沿って航空機を誘導する航空機ナビゲーションシステムに関し、この航空機ナビゲーションシステムは、連続降下進入中に空気力学的飛行経路角を維持するように航空機を誘導する。
この態様は、本発明の第１態様にしたがって計算することができる連続降下進入飛行計画の実施に関するものである。連続降下進入を飛行中に、航空機の高度が一般条件（風速及び方向等の）により変動しようとするときに、空気力学的飛行経路角が維持される。
この方法は、すなわち、空気力学的飛行経路角の変更を可能にすることを含み得る航空機の高度を調節することによって、現在好まれている一定の対気速度を維持する制御法則と対照されるべきである。

航空機ナビゲーションシステムは少なくとも２つの異なる方法で航空機を誘導するように稼動可能にすることができる。航空機ナビゲーションシステムは例えば、パイロットに合図を送ることにより、パイロットがこれらの合図に従って航空機を制御すれば一定の空気力学的飛行経路角で飛行するようにすることができる。あるいは、航空機ナビゲーションシステムはオートパイロットの一部である、又はオートパイロットに情報を供給することができ、これによりオートパイロットで連続降下進入飛行計画を実行することができる。この場合、「誘導」とはオートパイロットに必要な指示を出すことを意味する、又は航空機を実際に飛ばすことを意味することができる。

任意には、航空機ナビゲーションシステムは空気力学的飛行経路角を維持するように構成して揚力係数の変動を最小化することができる。

このシステムは：規定の対地速度で規定の降下開始高度を飛行するように航空機を誘導し；規定の降下開始位置において、航空機のエンジンをほぼアイドリング状態に設定するよう指示し、トリムを調節して空気力学的飛行経路角を導入するように航空機を誘導し；そして、連続降下進入中に航空機が空気力学的飛行経路角を確実に維持するよう航空機を誘導するように構成されていることが好ましい。

任意には、航空機ナビゲーションシステムは航空機が確実に水平飛行に入り、規定の降下終了（ＢＯＤ）位置に到達したときに水平飛行を維持するように航空機を誘導する。好ましくは、航空機ナビゲーションシステムは、エンジンをアイドリング状態に維持するよう指示することにより、航空機が別の規定の対気速度まで減速するように構成されている。また、航空機ナビゲーションシステムは、目的地までのグライドパスを遮るまで航空機が水平飛行を維持するよう誘導するように構成することができる。エンジンがアイドリング状態又はアイドリングに近い状態に維持されることにより、航空機が例えばＩＬＳのグライドパスを遮るのに適切な速度まで減速する。進入時のこの部分でフラップ及び着陸ギアを展開させることができる。航空機は、例えばＩＬＳ（計器着陸装置）を使用して、この水平飛行を短い距離維持して目的地へのグライドパスを遮る。

航空機が地上の規定位置の上にある時に水平飛行に入るのが好ましい。風の不確実性とは、航空機がばらばらの高度においてこの位置に到着する傾向にあるということを意味する。このばらつきは小さい傾向にあり、航空交通管制の範囲内で許容できるはずであるが、規定の高度で水平飛行に入る等の他の計画を実行することも可能である。

第３態様では、本発明は空港に向かって連続降下進入を行う航空機を管理するのに使用する航空機管理システムに関し、このシステムは：空港へ飛行すると予想される航空機のタイプを決定し；各航空機のタイプに対して連続降下進入を行なう飛行時間の最大予測可能性が得られる最適揚力係数を決定し；そして、連続降下進入の降下開始点で航空機が飛行すべき共通対地速度を計算し、共通対地速度は航空機のタイプに対して決定した最適揚力係数を使用して計算される。

このシステムは上述した全てのシステムと併せて使用することができる。すなわち、航空機管理システムは、第１態様の航空機ナビゲーションシステムを使用して空気力学的飛行経路角を計算するのに使用される降下開始点において守るべき対地速度を決定するのに使用することができる。そして同様に、このように決定した空気力学的飛行経路角が第３態様による航空機ナビゲーションシステムによって連続降下進入を飛行するために使用可能になる。
上記システムを位置させることができる場所については、いくらか融通が利く。本発明の第３態様による航空機管理システムは空港に位置すると考えられる。例えばこのシステムは空港の航空交通管制施設に付随のものとすることができる。したがって、空港は共通対地速度を決定することと、この情報を到着する航空機に対して入手可能にする責任がある。

第１態様による航空機ナビゲーションシステムは空港に位置することができる、すなわち、空港においてそれぞれ到着する航空機が飛行すべき空気力学的飛行経路角を計算する。この情報はその後、共通対地速度とともに到着する航空機に入手可能となる。あるいは、第１態様による航空機ナビゲーションシステムは空港内に位置することができる、すなわち航空機が従うべき空気力学的飛行経路角を決定する責任を負うことができる。
連続降下進入の飛行を実行する第２態様による航空機ナビゲーションシステムが、航空機内に位置するべきであることは明らかに理にかなったことである。

好適であるが任意である、本発明の第３態様による航空機管理システムの特徴に再び言及すると、このシステムはそれぞれの特定のタイプに関連する最大予測可能性が得られる最適揚力係数を使用して各航空機のタイプの対地速度を決定することにより共通対地速度を計算し、各航空機のタイプに対して決定した対地速度の平均値に基づいて共通対地速度を計算するように構成することができる。このシステムは、その航空機のタイプが飛行すべき連続降下進入の予想される比率に基づいて各航空機のタイプに対して決定される対地速度の加重平均を計算することによって共通対地速度を計算するように構成することができる。したがって、ある特定の空港に最も頻繁に到着する航空機のタイプに対しては、さらなる重み付けを行うことができる。

航空機管理システムは任意に、Ｖ_ｗｉｎｄが降下開始点の風速である下記式、

及び
Ｗ_ＴＯＤが降下開始点におけるその航空機のタイプの通常の重量であり、ρ_ＴＯＤが降下開始点における空気密度、Ｓがその航空機のタイプの翼面積、そしてＣ_Ｌ（ＭＰ）がその航空機のタイプの最大予測可能性が得られる最適揚力係数である下記式、

にしたがって、各航空機のタイプに対して対地速度Ｖ_Ｇを計算するように構成可能である。

あるいは、航空機管理システムは異なる航空機のタイプに対して計算される最適揚力係数から最大予測可能性に対する最適揚力係数の平均値を決定することによって共通対地速度を計算し、最大予測可能性が得られるこの最適揚力係数の平均値を使用して共通対地速度を決定するように構成することができる。

このシステムは任意に下記式、

が成り立ち、Ｍが速度（マッハ数）、Ｔが推力、Ｗが航空機の重量、Ｃ_Ｌ＊が航空機のタイプに対する最も効率的な揚力係数である下記式、

から、最大予測可能性Ｃ_Ｌ（ＭＰ）が得られる最適揚力係数を計算することによって、各航空機のタイプの最大予測可能性が得られる最適揚力係数を決定するように構成することができる。Ｃ_Ｌ＊は、Ｃ_Ｄ０とＣ_Ｄ２が放物線揚抗特性の通常の係数である下記式、

から計算することができる。空気力学極性のより細かいモデルの同等公式は直接的に導出される。
本発明はまた、上述した航空機ナビゲーションシステム全てを備える航空機にも拡大適用される。

第４態様では、本発明は空港へ連続降下進入を行う航空機を管理する方法に関し、この方法は、空港へ飛行すると予想される航空機のタイプを決定するステップと、各航空機のタイプに対して、連続降下進入の飛行時間の最大予測可能性が得られる最適揚力係数を決定するステップと、そして連続降下進入の降下開始点において航空機が飛行すべき共通対地速度を計算するステップを含み、共通対地速度は、航空機のタイプに対して決定される最大予測可能性が得られる最適揚力係数を使用して計算される。

第５態様では、本発明は航空機のエンジンをアイドリング状態またはアイドリングに近い状態に設定して連続降下進入を行うための航空機の飛行計画の一部を計算する方法に関し、この方法は、飛行計画の降下部分を飛行中に維持すべき空気力学的飛行経路角を計算するステップを含む。

第６態様では、本発明は航空機の連続降下進入を行う方法に関し、この方法は、連続降下進入中に航空機が確実に空気力学的飛行経路角を導入するようにするステップを含む。
上述した方法の他の任意の特徴は添付の請求項に規定されている。
本発明をさらに明示するために、添付の図面を参照しながら例示目的のみの好適な実施形態をここで説明する。

図１は連続降下進入の開始点で飛行するべき対地速度を計算するためのステップを示す概略図である。 図２は本発明にしたがって連続降下進入を飛行するためのステップを示す概略図である。 図３は連続降下進入を開始する航空機の側面図である。 図４は到着時間の変化を、一定の空気力学的飛行経路角（γ_ＴＡＳ）と一定の幾何学的飛行経路角（γ）の両方に対する揚力係数（Ｃ_Ｌ）の関数として表したグラフである。 図５は４つの異なる連続降下進入の制御法則の高度履歴を示すグラフである。 図６は４つの異なる連続降下進入の制御法則の対気速度履歴を示すグラフである。 図７は４つの異なる連続降下進入の制御法則を実施している最中に生じた騒音曝露レベルを示すグラフである。

本発明は、異なる制御法則下の連続降下進入がどのように、この進入を行う飛行時間の予測可能性に影響を与えるかを調査するために、ある研究が行われたことから生じたものである。具体的には、連続降下進入時に使用される可能性のある異なる制御法則のうちのどれが一番優れた予測可能性をもたらすか、そしてこの法則を十分最適化して連続降下進入が混雑した空港において現在使用されている従来の段階的進入の実行可能な代替手段となり得るかどうかを立証するための研究に着手した。検討した制御法則は、一定対気速度、一定降下率、一定の幾何学的飛行経路角、及び一定の空気力学的飛行経路角である。この研究の更なる詳細は、Ｒａｍｏｎ Ｇｏｍｅｚ Ｌｅｄｅｓｍａ氏、Ｆｒａｎｃｉｓｃｏ Ａ． Ｎａｖａｒｒｏ氏（両氏ともに、スペイン、マドリードのボーイング・リサーチ＆テクノロジー ヨーロッパ）及びＢａｓｔｉａｎ Ｆｉｇｌａｒ氏（ドイツ、ミュンヘンＴｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔａｔ）による「最大予測可能性を得るための連続降下進入計画」というタイトルの論文に記載されている。本発明への適用に最も関連するこの研究の結論が本明細書に開示されている。

一定対気速度に従った従来の連続降下進入における不確実性に最も大きく影響する要因は、風速及び方向の変化から生じることが知られている。このことから、一定対気速度を維持する従来の制御法則は不適切であることが明らかになり、この制御法則を検討の対象から速やかに除去することができる。

飛行時間の予測可能性は、全ての操作が同じ地上位置の上空で同じ対地速度で行われた場合に、地上に対する航空機の加速の大きさが風速及び方向に最も影響されにくい時に最良となることは明らかである。この前提で始めると、アイドリング状態での降下における最大予測可能性、Ｃ_Ｌ（ＭＰ）が得られる最適揚力係数を得るための結果的な条件が見つかる。全ての特定の航空機のタイプ（又は航空機のタイプの変化型）に対して固有のＣ_Ｌ（ＭＰ）の値が存在する。一般に、
式（１）

が成り立ち、ここでＡは変数であり、Ｃ_Ｌ＊は考察対象の特定の航空機の最も効率的な揚力係数である。
揚抗特性が準定常、非圧縮性及び放物型であり、係数Ｃ_Ｄ０とＣ_Ｄ２が通常の方法で定義されると仮定すると、Ｃ_Ｌ＊は
式（２）

から求められる。
この式は航空機の抵抗の他のモデルへの使用に簡単に汎用化できる。

上述の式（１）の変数Ａは、検討対象の飛行制御法則によって変化する。一定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを使用することにより、下記式が成り立つ：
式（３）

ここでＭはマッハ数、Ｔは推力、そしてＷは重量を表し、全ての値は航空機に関連する。所定のアイドリング状態での、又はアイドリングに近い状態での降下を実施している最中は、変数Ａはほぼ一定に保たれるため、特定の飛行機全てに対して得た最適揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）は降下中一定に保たれる。この係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）を維持するために積極的に航空機を制御することはしないが、それにも関わらず、揚力係数Ｃ_Ｌはこの最適値Ｃ_Ｌ（ＭＰ）付近に保たれることになるため、制御法則にしたがって連続降下進入を行うことは有利であることが分かった。この事実により、一定の降下率を使用する連続降下進入は有望な候補からはずされる。これは、一定の揚力係数を維持するための一定の降下率には、推力がアイドリング状態に設定されている場合、ほぼ一定の真対気速度Ｖ_ＴＡＳが要求されるため、揚力係数が必然的に漸進的に変化するという矛盾する結果につながるためである。

この理由から、２つの候補のみ、すなわち一定の幾何学的飛行経路角γと一定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを維持することが残る。この手段は両方とも有望な結果をもたらすが、一定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳの方がより優れていることが分かっている。その理由は、一定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳにより、より迅速な降下が可能になり、（航空会社にとって最も重要な検討事項の）全体の飛行時間の点において、そして降下中の風の変化の影響の点において（すなわち、航空機の対気速度が大きいほど、設定風速変化の比較影響が小さくなるため）、有利であるからである。
したがって、既定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳに従うように航空機を制御しながら連続降下進入を行うことで、最も一貫した飛行時間が得られる。その結果、航空機同士の間隔をさらに均一化することができる。これは、航空機同士の間隔をより狭くすることができることを意味し、有利である。

通常、従うべき実際の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳは、多数の因子によって変化する。これらの因子のうちの一つは、連続降下進入の開始点、つまり降下開始点において飛行すべき対地速度Ｖ_Ｇである。この対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤは、下にさらに詳しく説明するように、空港において計算され、到着する航空機に提供される。
（特定の航空機全ての）最適な空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳは、風、風勾配、航空機の重量及び気温と気圧等の大気状態等の他の飛行パラメータによっても変化する。これらの変数のうち幾つかは、連続降下進入ごとに変化するため、各連続降下進入に対する最適角γ_ＴＡＳを決定する必要がある。この最適角γ_ＴＡＳは、空港において特定の航空機全てに対して計算された後に、降下開始点において飛行すべき対地速度とともに到着する航空機に供給することができる。あるいは、機内で供給された対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤに基づいて最適角γ_ＴＡＳを計算することもできる。いずれの場合においても、最適角γ_ＴＡＳを自動的に決定することができる、又は（例えばパイロットがデータ表を調べる等）手動で決定することができる。空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳと上述した飛行パラメータの関係を示す関数も入手可能である。あるいは、空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳの表を供給して、航空機のタイプ、航空機の重量、風、風勾配、及び大気状態の特有の組み合わせに対して調べることができるようにすることが可能である。これらの関数又は表は、機内のコンピュータ、パイロット、空港内のコンピュータ又は空港職員が使用するために入手可能にすることができる。

上で述べたように、最適な空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳは幾つかの飛行パラメータの関数である。最適な空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳの、したがって飛行時間の予測可能性の変化は、ある飛行パラメータの不正確性に対しては他のパラメータの不正確性よりもより影響を受けやすい。例えば、空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを計算するために使用される風勾配の変化によって、従う空気力学的飛行経路角が著しく変化することはなく、飛行時間が実質的に変わることはないことが分かっている。同様に、航空機の重量の不正確性も大きな影響をもたらさない。

しかしながら、飛行する空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳへのより著しい影響及び飛行時間の変動は、規定の制御法則を実行する航空機の飛行制御システムにおいて予想され得る不正確性によってもたらされる、すなわち、航空機の飛行制御システムが空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを完璧に維持することができなくなり、航空機が規定の角度から離れることで生じる不正確性は、飛行時間の最も大きな変動につながる。したがって、航空機が規定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳをできる限り正確にたどるように航空機を良く制御することは特に重要である。

飛行時間の予測可能性は、Ｃ_Ｌ（ＭＰ）の変化に特に影響されないため、公称飛行経路（及びしたがってγ_ＴＡＳ）を前述したように計算することが可能であるが、目標揚力係数Ｃ_Ｌがわずかに異なるということも分かっている。これは、空港において、航空機の特定のタイプにかかわらず、空港に向かって連続降下進入に入る全ての航空機に、降下開始点における単一の対地速度を指定することができるようになるため、便利である。これにより、ほとんどの航空機がその航空機自体の最適な揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）からわずかにそれた揚力係数Ｃ_Ｌで飛行することになる。しかしながら、この小さな差異は、航空機が概して似たような速度履歴を呈し、飛行時間にわずかなばらつきのみが見られることを意味する。これにより、各航空機のタイプが異なるγ_ＴＡＳで飛行したとしても、空港の収容能力はさらに増すはずである。

図１及び下記の説明は、空港において、降下開始点で飛行すべき対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを計算する一つの方法として提案するものである。１では、空港において、空港に向かって飛行すると予想される航空機のタイプを確認する。２では、空港において、特定の航空機のタイプ全てに対して、その航空機のタイプの翼の表面面積Ｓ、降下開始点におけるその航空機のタイプの通常重量Ｗ_ＴＯＤ、及び最適揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）を求める。３では、空港において、降下開始点の現在の気圧及び気温を決定し、これにより、空気密度ρ_ＴＯＤを求めることが可能になる。この情報から、空港において、その航空機のタイプの目標対気速度Ｖ_ＴＡＳ ^ＴＯＤを、
式（４）

から計算することができる。
この対気速度Ｖ_ＴＡＳ ^ＴＯＤは、降下開始点における風速Ｖ_ＷＩＮＤ ^ＴＯＤ、すなわち
式（５）

を使用して対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤに簡単に変換することができる。
このようにしてその航空機のタイプの対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤが求められ、これにより最適揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）が得られる。このプロセスは、その空港の使用が周知である全ての航空機のタイプに対して繰り返される。異なる対地速度は、一つの航空機のタイプの異なる改良型に対して（例えば、ボーイング７７７−２００及び７７７−３００、又は７７７−２００、７７７−２００ＥＲ及び７７７−２００ＬＲに対しても）、求めることができる。したがって、各特定の航空機のタイプに対して、対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを含む一連の対地速度が求められる。

理論的には、各航空機に対してそのタイプに合った対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを付与することができる。しかしながら、実際には、タイプの違いに関わらず全ての航空機に付与される対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤの平均値が求められる。これは、各航空機のタイプ（又は改良型）に対して求められる値の単純平均であってよい。この平均値は、その空港を使用する特定の航空機のタイプの数を反映するように、加重寄与を使用して求めることができる。これは、特定の空港によって航空機のタイプの分布が異なる可能性があるため、例えば、ロンドンのヒースロー空港のような中心地にある空港では、ボーイング７４７のような比較的大きい航空機が見られるが、その一方で地方の空港では、ボーイング７３７のようなより小さい航空機が見られることが圧倒的に多いため、有用となり得る。

上述したように、特定の航空機のタイプ全てに対する降下開始点において飛行すべき対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤと最適揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）が既知であることにより、その航空機の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを決定することが可能になる。この決定は空港において、又は航空機内において行うことが可能である。また上述したように、角度γ_ＴＡＳを直接求める、あるいはある航空機のタイプの対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤと他の飛行パラメータの関係を示すデータ表から求めることができる。例えば、（数値上の、又はフライトシミュレーターで飛行する）シミュレーションを用いて最適な空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳと飛行パラメータの関係を示す表を作成することが可能である。

例えばシミュレーションを３自由度モデルを使用して行ってγ_ＴＡＳを計算することができる。シミュレーションにおいては、風の状態、航空機の重量及びＴＯＤの開始高度を公称（予想）値に設定することができる。降下開始点での航空機の対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを入力して、（例えば、式（１）〜（３）にしたがって計算する等）降下開始点での揚力係数Ｃ_Ｌ ^ＴＯＤを得ることができる。これら初期の降下状態が確定すると、空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳ ^０の最初の推測値を入力して、この一定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳ ^０に従った制御法則を用いて飛行する連続降下進入のシミュレーションを行うことができる。（しばしば確定レベル（ＬＯＦ）と呼ばれる）降下終了点でのＣ_Ｌの値、Ｃ_Ｌ ^ＬＯＦを、降下終了点Ｃ_Ｌ ^ＴＯＤでの係数と比較した。

上に示したように、γ_ＴＡＳが設定されて係数Ｃ_ＬがＣ_Ｌ（ＭＰ）と等しいままに保たれ、降下中に風、風勾配、重量及び大気状態の公称値に対して変化しない時に、最も予測可能な降下が行われる。したがって、シミュレーションは、γ_ＴＡＳの値を繰り返し用いてＣ_Ｌ ^ＴＯＤ＝Ｃ_Ｌ ^ＬＯＦが成り立つ（又は、係数の違いが最も小さいγ_ＴＡＳの値が求められる）まで、繰り返し行われる。このため、これら特定の飛行パラメータに対して、最適なγ_ＴＡＳの値が求められる。制御法則は、Ｃ_Ｌの維持ではなく、γ_ＴＡＳを維持することに基づいているため、風、風勾配、重量及び気温又は気圧の値が予想される公称条件から変動すると、Ｃ_Ｌの値はＣ_Ｌ（ＭＰ）の値から降下中にわずかに変動することが強調されるべきである。

次に各飛行パラメータを繰り返し用いてシミュレーションを繰り返し行い、最適なγ_ＴＡＳの値を求める。このようにして、γ_ＴＡＳと飛行パラメータの関係を示すデータ表を作成することができる。そして実際に、連続降下進入を行う際にこれらの表を参照することができる。例えば、パイロットが飛行パラメータ（降下開始点での対地速度、風速、風勾配、航空機の重量、気温及び気圧）を照合し、これらを使用して適切な値を見つけて、最適なγ_ＴＡＳの値を読み取ることができる。上に記載したように、γ_ＴＡＳは空港において決定することができる。例えば、空港ではボーイング７４７−４００型機が到着することが分かっているため、降下開始点で飛行すべき現在の対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤに基づいて（そしてこの航空機のタイプ及び現在の大気状態の代表データを使用して）、最適なγ_ＴＡＳを計算する。そして空港から航空機に対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤ及びγ_ＴＡＳを送ることができる。

図２は、本発明にしたがって、つまり、一定の空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを維持する制御法則を使用して連続降下進入を行うのに用いることができるステップを概略的に示す図である。
１０では、航空機は目的地から、通常空港に付随する航空交通管制官から降下開始位置を受信する。降下開始位置は位置と、例えば１万フィート等の高度を特定する。あるいは、航空機のパイロットはこの情報をすでに知っている。例えば、このパイロットにはどの滑走路に着陸するかが知らされており、パイロットが例えばフライトバッグからその滑走路に付随する降下開始位置を参照することができる。

１０において降下開始位置を受信するのに加えて、航空機は目的地から降下開始点で従うべき対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤも受信する。降下開始位置に関しては、例えばパイロットがこの情報をフライトバッグ等から検索する等、公的に入手可能であるため、対地速度を送るステップは省略することができる。
この実施形態では、指定される対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤは全ての航空機に対して同じであり、降下中は同様の速度履歴を確実に得ることができるため、航空機同士の間隔を最小限に保つことができる。対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤは上述したように計算することができる。

１２では、従うべき空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳが決定される。この実施形態では、このステップは空港ではなく航空機で行われる。この決定は航空機内のコンピュータによって行われる、又はパイロットが決定することができる。この実施形態では、γ_ＴＡＳの値はγ_ＴＡＳとその航空機のタイプの航空機の重量、対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤ、風勾配、及び大気状態の関係を示す参照表から決定することができる。（降下開始点に対して決定される）航空機の重量、平均風勾配、及び大気状態は通常パイロットが入手可能である。しかしながら、１０において局所的な風勾配及び大気状態が対地速度とともに航空機に伝えられることが好ましい。

１４では、航空機が航空交通管制（ＡＴＣ）によって促されたように、降下開始位置に進入する。この区間は手動で又はオートパイロットを使って飛行することができる。いずれの場合においても、航空機は規定の対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを飛行するように調節される。
１６では図３に示すように、降下開始位置５に到達し、連続降下進入を開始する。航空機のエンジンは、航空機が巡航形態にあるときに、アイドリング状態又はアイドリングに近い状態に設定される。航空機４は計算された空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳに合わせて、機首を下げる。この区域では、航空機周辺の変化する風に対して一定の飛行経路角γ_ＴＡＳを維持するのに航空機の制御面を使用する航空機のオートパイロットの制御下で飛行する可能性が最も高い。オートパイロットを用いて航空機を制御する能力は周知であり、
本明細書ではこれ以上説明しない。あるいは、この区域では、空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを維持することができるように航空機からパイロットに指示が送られることが考えられるが、手動で飛行することが可能である。

航空機は１８で基準点に到達するまで、連続降下進入を行う。ここで航空機は到達した高度において、水平状態になる。最初の区域を降下中は、異なる航空機のタイプ及び実際の飛行状態の変化によって、この所望の値周辺のばらついた高度に航空機が到達することを意味しているが、目標高度は二千フィートにすることができる。連続降下進入は、高度のばらつきにより安全性がおびやかされることがないように、計算することができる。

１８では、エンジンをアイドリング状態又はアイドリングに近い状態に設定したまま航空機が水平状態になることによって、その航空機に適切な滑空速度まで減速される。対気速度が低下するに従ってできるだけ早くフラップを展開して、この区域ができるだけ短くなるようにする。
２０では水平飛行を、２２でグライドパスを遮るまで継続する。航空機はこの時点で、目的地に着陸するためにＩＬＳを利用して最終進入を行う。

提案した連続降下進入の飛行計画の予測可能性の試験を行った。図４は、ボーイング７３７−３００型航空機の一万フィートから二千フィートまで降下するアイドリング状態での連続降下進入に対して、飛行時間の不確実性についての上記試験の結果を示す図である。一定の空気力学的飛行経路角を維持する連続降下進入の飛行時間の不確実性を、異なる風の状況及び異なる飛行経路角において、一定の幾何学的飛行経路角／一定の較正対気速度降下と比較した。風が公称状態にあるときの降下の揚力係数Ｃ_Ｌにかかわりなく、一定の空気力学的飛行経路角を使用した連続降下進入では、飛行時間の不確実性がより低いことが分かる。

騒音影響、飛行時間及び燃料消費の削減に関する異なる制御法則を用いた連続降下進入の性能を試験するためのシミュレーションも行った。シミュレーションはボーイング７３７−３００型機を使用して、エンジンがアイドル状態で降下を行う形で行った。できるかぎり低い騒音、できる限り短い飛行時間、できる限り少ない燃料消費及び最大予測可能性（すなわち、空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳを一定に保つことにより、到着時間のばらつきを最小限にすること）を目標とする法則と一致する異なる制御法則に対して試験を行った。

騒音を削減する連続降下進入では、一万フィートから開始する２つの区域において最低限の速度で最も高い高度を飛行するようにする。較正対気速度は一定に維持され、第１区域においては巡航状態で飛行するこの飛行機の最低推奨速度よりわずかに高い２１０Ｋ_ＣＡＳと等しい。風のない状態で、推力がアイドリング状態になる幾何学的飛行経路角γ＝−３．３度が維持された。第２区域においては、飛行機はこの時点で、修正された幾何学的飛行経路角γ＝−２．９度に従い、公称フラップ変更速度においてフラップを展開することによって、減速する。この区域の後、推奨されたように二千フィート及び１８０Ｋ_ＣＡＳにおいて、下記のグライドパスを遮る。

飛行時間ができるだけ最短になる連続降下進入は、一万フィートから二千フィートの間、速度２５０Ｋ_ＣＡＳ（これらの高度において可能な最速スピード）と幾何学的飛行経路角γ＝−３．４４度で降下することからなり、その後に飛行機がフラップを展開し１８０Ｋ_ＣＡＳまで減速するアイドリング状態で水平飛行する短い区間がある。この進入では、この区間を短縮し、総飛行時間をさらに削減するために、フラップを対気速度が減速されるとすぐに、そのフラップの最大限可能な設定まで展開する。
燃料の消費を最小限にする連続降下進入は、一万フィートと二千フィートの間に揚力係数Ｃ_Ｌが最大効率の揚力係数Ｃ_Ｌとほぼ等しく維持される速度２３２Ｋ_ＣＡＳ及び幾何学的飛行経路角γ＝−３．３２度で行われる。この進入においても、降下後に飛行機が１８０Ｋ_ＣＡＳまで減速するアイドリング状態で水平飛行する短い区間がある。

一例として、最大予測可能性が得られる連続降下進入を、空気力学的飛行経路角γ_ＴＡＳ＝−３．３３度、Ｃ_Ｌ（ＭＰ）＝０．６８７、重量＝１１００００ｌｂ、ＴＯＤ高度＝１００００フィート、標準ＩＳＡ大気状態及び風が公称ゼロの状態で、ＣＦＭ５６−３Ｂ１型式エンジンを有するボーイング７３７−３００型モデルで行った。グライドパスを遮るところまでに飛行機を１８０Ｋ_ＣＡＳまで減速するために、高度二千フィートをアイドリング状態で水平飛行する区間も含まれる。この区間においては、飛行機が最大予測可能性を得る条件で飛行しないこの領域を短縮するために出来るだけ早くフラップを展開する。

図５及び６に、異なる連続降下進入の高度及び速度プロファイルを示す。シミュレーションはこれらの異なる連続降下進入の飛行時間及び燃料消費量を計算するのに使用された。また、４つの連続降下進入全てに伴う単事象の騒音影響の予測は、ｄＢＡにおけるピーク値（ＬＡ_ｍａｘ）と騒音曝露レベル（ＳＥＬ）から計算される。

図７に、４つの連続降下進入全ての地上航跡軌道における騒音曝露レベルを示す。−５、−１０、−１５及び−２０ＮＭに匹敵する地上航跡距離の地上航跡軌道に沿ったＳＥＬ値及びＬＡ_ｍａｘ値の平均値が求められ、これらを４つの連続降下進入全ての飛行時間及び燃料消費とともに表１に示した。
加えて、シミュレーションを同じ条件だが１５ノットの向かい風を設定して行い、風がある場合とない場合（△ｔ）の飛行時間の差を、各連続降下進入の予測可能性の度合いの測定値として表１に示す。このデータによると、最大予測可能性をもたらす連続降下進入の性能は、騒音削減及び燃料節約の観点において最適値に近いまま保たれ、飛行時間への悪影響はわずかである。航空会社の利益に関連する飛行時間は、予測可能性の利点によって大幅に補正されるはずである。

当業者には、添付の請求項によって規定される本発明の範囲からやむを得ず逸脱することなしに、上述の実施形態に変更を加えることが可能であることは明らかである。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
揚力係数の変動が最小限となる連続降下進入中は空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を維持するように航空機（４）を誘導するステップを含む、航空機のエンジンをほぼアイドリング状態に設定して連続降下進入を実行する航空機の飛行計画の一部を飛行するように航空機（４）を誘導する方法。
（態様２）
規定の降下開始高度を規定の対地速度（１４）で飛行するように航空機を誘導し；規定の降下開始位置において、航空機のエンジンがほぼアイドリング状態に設定されるように調整し、トリムを調節して空気力学的飛行経路角（１６）を導入するように航空機を誘導し；そして、連続降下進入中に、航空機が空気力学的飛行経路角を確実に維持するように航空機を誘導するステップを含む、態様１に記載の方法。
（態様３）
航空機が規定の降下終了高度又は規定の降下終了位置に到達したときに、航空機が確実に水平飛行に入り、これを維持するように航空機を誘導するステップを含む、態様２に記載の方法。
（態様４）
エンジンがアイドリング状態に維持されるように調整して、航空機を規定の対気速度（１８）まで減速させるステップを含む、態様３に記載の方法。
（態様５）
目的地までのグライドパスを遮る（２０）まで、航空機が水平飛行を維持するように誘導するステップを含む、態様３に記載の方法。
（態様６）
航空機のエンジンがほぼアイドリング状態に設定されているときに、連続降下進入を行う航空機の飛行計画の一部を計算する方法であって、飛行計画の降下部分を飛行中に維持されるべき空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を決定して、飛行計画の降下部分を飛行中にこの角度を維持することによって、揚力係数の変動を最小限にするステップを含む方法。
（態様７）
空気力学的飛行経路角を決定するシミュレーションを実行するステップを含む、態様６に記載の方法。
（態様８）
降下開始高度、降下開始点において飛行すべき目標対地速度、航空機のタイプ、航空機の重量、風速、風勾配、大気圧及び大気温度のうちの一以上の入力値を使用してシミュレーションを実行するステップを含む、態様７に記載の方法。
（態様９）
空気力学的飛行経路角と飛行パラメータの関係を示すデータ表を参照して空気力学的飛行経路角を決定するステップを含む、態様８に記載の方法。
（態様１０）
飛行パラメータが、降下開始高度、降下開始点において飛行すべき目標対地速度、航空機のタイプ、航空機の重量、風速、風勾配、大気圧及び大気温度のうちの一以上を含む、態様９に記載の方法。
（態様１１）
シミュレーションを実行して空気力学的飛行経路角を決定することによって表を作製する、態様９に記載の方法。
（態様１２）
降下開始高度、降下開始点において飛行すべき目標対地速度、航空機のタイプ、航空機の重量、風速、風勾配、大気圧及び大気温度のうちの一以上の入力値を使用してシミュレーションを実行するステップを含む、態様１１に記載の方法。
（態様１３）
降下開始の位置を受信し、この位置を飛行計画の降下部分の開始点として使用するステップを含む、態様６に記載の方法。
（態様１４）
降下終了の位置を受信し、この位置において飛行計画の降下部分を終了するステップを含む、態様１３に記載の方法。
（態様１５）
コンピュータ上で実行した時にコンピュータに態様６の方法を実施させるコンピュータプログラムが入ったコンピュータ可読媒体。
（態様１６）
空港へ飛行すると予想される航空機のタイプを決定し（１）；各航空機のタイプに対して、連続降下進入の飛行時間の最大予測可能性が得られる最適揚力係数と、連続降下進入中に航空機によって維持されるべき結果的な空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を決定し（２）；そして、連続降下進入の降下開始点において、航空機が飛行すべき共通対地速度を計算する（３）ステップを含み、共通対地速度が航空機のタイプに応じて決定された最適揚力係数を使用して計算される、空港への連続降下進入を行う航空機を管理する方法。
（態様１７）
共通対地速度を計算するステップが、各航空機のタイプの対地速度をそれぞれ特有のタイプに関連する最適揚力係数を使用して決定し、各航空機のタイプに対して決定した対地速度の平均値に基づいて共通対地速度を計算するステップを含む、態様１６に記載の方法。
（態様１８）
共通対地速度を計算するステップが、各航空機のタイプに対して決定した対地速度の加重平均を、その航空機のタイプが飛行すべき連続降下進入の予想される比率に基づいて計算するステップを含む、態様１７に記載の方法。
（態様１９）
Ｖ _ｗｉｎｄ が降下開始点の風速である下記式、

及び
Ｗ _ＴＯＤ が降下開始点におけるその航空機のタイプの通常の重量であり、ρ _ＴＯＤ が降下開始点における空気密度、Ｓがその航空機のタイプの翼面積、そしてＣ _Ｌ （ＭＰ）がその航空機のタイプの最適揚力係数である下記式、

にしたがって、各航空機のタイプの対地速度Ｖ _Ｇ を計算するステップを含む、態様１７に記載の方法。
（態様２０）
共通対地速度を計算するステップが、異なる航空機のタイプに対して計算される最適揚力係数から最適揚力係数の平均値を決定し、この最適揚力係数の平均値を使用して共通対地速度を決定するステップを含む、態様１６に記載の方法。
（態様２１）
各航空機のタイプの最適揚力係数を決定するステップが下記式

が成り立ち、Ｍが速度（マッハ数）、Ｔが推力、Ｗが航空機の重量、Ｃ _Ｌ＊ がその航空機のタイプの最も効率的な揚力係数であり、Ｃ _Ｄ０ とＣ _Ｄ２ が空気力学的放物線揚抗特性の通常の係数である下記式

から、最適揚力係数Ｃ _Ｌ （ＭＰ）を計算するステップを含む、態様１６に記載の方法。
（態様２２）
Ｃ _Ｄ０ とＣ _Ｄ２ が空気力学的放物線揚抗特性の通常の係数である下記式

からＣ _Ｌ＊ を計算するステップを含む、態様２１に記載の方法。
（態様２３）
連続降下進入を開始する前に、空港へ進入する航空機に共通対地速度を送るステップを含む、態様１６に記載の方法。
（態様２４）
空港へ飛行すると予想される航空機のタイプを決定し（１）；各航空機のタイプに対して、連続降下進入の飛行時間の最大予測可能性をもたらす最適揚力係数と、連続降下進入中に航空機によって維持されるべき結果的な空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を決定し（２）；そして、連続降下進入の降下開始点において航空機が飛行すべき、全ての航空機のタイプに適用可能な共通対地速度を計算する（３）ように構成され、共通対地速度が航空機のタイプに応じて決定された最適揚力係数を使用して計算される、空港への連続降下進入を行う航空機を管理するのに使用される航空機管理システム。
（態様２５）
航空機のエンジンがほぼアイドリング状態に設定されている連続降下進入を行う航空機の飛行計画の一部を計算する航空機ナビゲーションシステムであって、飛行計画の降下部分を飛行中に維持すべき空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を決定して、飛行計画の降下部分を飛行中にこの角度を維持することによって、揚力係数の変動を最小限にするシステム。
（態様２６）
連続降下進入に沿って航空機を誘導するよう更に構成された態様２５に記載の航空機ナビゲーションシステムであって、連続降下進入中に空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を維持するように航空機（４）を誘導するシステム。

Claims (5)

1. 航空機のエンジンをほぼアイドリング状態に設定して連続降下進入飛行するように航空機を誘導する方法であって、
   航空機の速度（マッハ数）Ｍ、推力Ｔ、航空機の重量Ｗ、及び、抗力係数に基づいて、揚力係数Ｃ _Ｌ （ＭＰ）を決定するステップと、
   降下開始点における風速Ｖ _ｗｉｎｄ 、降下開始点における空気密度ρ _ＴＯＤ 、航空機の重量Ｗ _ＴＯＤ 、航空機の翼面積Ｓ、及び、前記揚力係数Ｃ _Ｌ （ＭＰ）に基づいて、降下開始点における航空機の対地速度を決定するステップと、
   降下開始点における前記対地速度に基づいて、前記航空機の飛行経路と制御面との間の角度である空気力学的飛行経路角（γ_ＴＡＳ）を決定するステップと、
   連続降下進入の間、空気力学的飛行経路角（γ_ＴＡＳ）を維持するステップと、
   航空機が規定の降下終了高度又は規定の降下終了位置に到達したときに、水平飛行を維持するように航空機を誘導するステップと、
   を含む、方法。
2. 空港への連続降下進入を行う航空機を管理する方法であって、
   空港へ飛行すると予想される航空機のタイプを決定するステップと、
   各航空機のタイプごとに、航空機の速度（マッハ数）Ｍ、推力Ｔ、航空機の重量Ｗ、及び、抗力係数に基づいて、揚力係数Ｃ _Ｌ （ＭＰ）をそれぞれ決定するステップと、
   降下開始点における風速Ｖ _ｗｉｎｄ 、降下開始点における空気密度ρ _ＴＯＤ 、各航空機のタイプごとの航空機の重量Ｗ _ＴＯＤ 、各航空機のタイプごとの航空機の翼面積Ｓ、及び、各航空機のタイプごとの前記揚力係数Ｃ _Ｌ （ＭＰ）に基づいて、降下開始点における、空港へ飛行すると予想される航空機に共通の対地速度を計算するステップと、
   降下開始点における前記共通の対地速度に基づいて、前記航空機の飛行経路と制御面との間の角度である空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を決定するステップと、を含む、方法。
3. 前記共通の対地速度を計算するステップが、各航空機のタイプごとに、対地速度をそれぞれ揚力係数を使用して決定し、各航空機のタイプごとの対地速度の平均値に基づいて、前記共通の対地速度を計算するステップを含む、請求項２に記載の方法。
4. 前記共通の対地速度を計算するステップが、各航空機のタイプごとの揚力係数の平均値を決定し、前記揚力係数の平均値を使用して前記共通の対地速度を決定するステップを含む、請求項２に記載の方法。
5. 空港へ飛行すると予想される航空機のタイプを決定し、
   各航空機のタイプごとに、航空機の速度（マッハ数）Ｍ、推力Ｔ、航空機の重量Ｗ、及び、抗力係数に基づいて、揚力係数Ｃ _Ｌ （ＭＰ）をそれぞれ決定し、
   降下開始点における風速Ｖ _ｗｉｎｄ 、降下開始点における空気密度ρ _ＴＯＤ 、各航空機のタイプごとの航空機の重量Ｗ _ＴＯＤ 、各航空機のタイプごとの航空機の翼面積Ｓ、及び、各航空機のタイプごとの前記揚力係数Ｃ _Ｌ （ＭＰ）に基づいて、降下開始点における、空港へ飛行すると予想される航空機に共通の対地速度を計算し、
   降下開始点における前記共通の対地速度に基づいて、前記航空機の飛行経路と制御面との間の角度である空気力学的飛行経路角（γ _ＴＡＳ ）を決定する、
   空港への連続降下進入を行う航空機を管理するのに使用される航空機管理システム。

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