JP5473672B2 - 連続降下アプローチによる航空機の予測可能性の最大化 - Google Patents

Description

本発明は、空港などへの連続降下アプローチを算出及び実行するための方法と、このような方法を実施するための航空機のナビゲーションシステムに関する。

一般に、航空機は航空管制官の案内により空港に接近する。航空管制官の任務は、確実に航空機を目的地に安全に到着させることと、空港に最大のキャパシティを保証することである。前記の要件は、航空機と航空機の間隔を確実に最小の固定値に維持することにより満たされる。
航空管制は、速さと向きが共に変動する風、及び異なる飛行手順のような不確定要素の影響を受け、そのような不確定要素は航空機間の間隔を狭めるように作用しうる。それでも、航空管制が、レーダによる進路誘導、速度変更及び／又は高度変更を使用して戦術的レベルでこれらの不確定要素を修正できることにより、多数の航空機が比較的小さなスペースの制約内で安全に運行することができる。結果として、空港への通常の進入においては、他の航空交通が許す限り、航空機が一段ずつ降下を許可されることにより連続して高度を下げる段階式アプローチが行われる。

別の方法は空港への連続降下アプローチを行うことであり、これには有意な利点がある。例えば、空港周辺の航空機による騒音は、空港を管理する官庁、航空会社、及び地域社会にとって重要な、社会的、政治的、及び経済的な結果を生む。連続降下アプローチにより、騒音問題に敏感な地域の上空を、高水力設定で及び／又はクリーンでない空力的構造で（例えば、着陸ギヤ及び／又はフラップを出して）低空で飛行する航空機の数が減少するので、このアプローチは騒音問題に取り組むための可能な１つの方法である。対照的に、段階的降下アプローチでは、航空機が、水平飛行を維持するために十分なエンジンの噴射を要する低い高度に維持されるため、この問題を悪化させるように作用する。連続降下アプローチはまた、燃料効率を上昇させ、飛行時間を最小にする。
しかし、連続降下アプローチは航空管制にとって問題を生じる。このアプローチは綿密に計画しなければならず、その際、（例えば優勢な風の状態に起因して）予想される飛行歴に対し、従来の段階式降下アプローチに使用されるものと同様の、航空機と航空機の間に確実に安全な間隔を保つための戦術的修正を行うことができない。一般にこれは、航空管制官が、航空機同士が安全な間隔を保って空港に着陸することを保証するために、風の変化及びその他の不確定要素の結果として航空機の間隔に生じうる差異を念頭に置き、航空機間の間隔を大きくしなければならないことを意味する。このような間隔の増大は、空港のキャパシティを縮小するので望ましくない。

特許文献１として公開された本出願人による欧州特許出願番号ＥＰ０７３８００５３．４には、連続降下アプローチの更なる背景が開示されており、連続降下アプローチを実行する航空機の位置及び対地速度における不確定要素を最小化することにより、到着時間の精度を増大させる方法が記載されている。これにより、航空管制官は、航空機間の間隔を安全に縮小することにより、近代空港のキャパシティに対する需要を満たすことができる。これは、空力的な飛行経路角を一定に保ちながら連続降下アプローチを行うことにより達成される。これにより、航空機の到着時間に関する不確定要素は最小となり、対気速度を一定に維持するという以前好まれていた制御則を凌駕する有意な利点を提供する。
維持すべき空力的な飛行経路角は、揚力係数の変動が最小になるように選択することができる。換言すれば、連続降下アプローチにおいて行われる降下の開始点と終了点との間に最小の変動を示す空力的な飛行経路角を決定することができる。最適な空力的飛行経路角は航空機の種類によって変化し、場合によっては同じ種類でもモデルの違いによって変化しうる。さらに、空力的な飛行経路角には、航空機の重量、予想される風及び風の勾配、並びに予想される気象条件などのパラメータも影響しうる。維持すべき空力的な飛行経路角は、データのルックアップテーブルを用いて決定することができるか、又はシミュレーションを使用して決定することができる。これは航空機上で、又は空港において行うことができる。空港では、当該空港に到着する全ての種類の航空機に共通の空力的飛行経路角を割り当てることができ、また降下開始点において満たされるべき対地速度を割り当てることができる。

欧州特許出願公開第１９６２２５６号

本発明の目的は、特許文献１に記載の方法を発展させることである。

このような背景に対し、本発明の第１の態様は、一回の旋回を含む航空機の連続降下アプローチの実行方法に関し、本方法は、
（ａ）所定の空力的飛行経路角を使用して連続降下アプローチを開始すること、
（ｂ）所定の空力的飛行経路角を維持しながら連続降下アプローチを実行すること、
（ｃ）旋回を行うとき、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するような、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出すること、及び
（ｄ）修正した空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行うこと
を含み、
（ｅ）所定の空力的飛行経路角に対する修正値は、旋回を行うときに、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するものであり、旋回完了時の航空機の潜在エネルギーを変化させることにより、旋回完了時の航空機の、所望の運動エネルギーと実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギーの誤差をほぼ修正するように算出される。

特許文献１に提案されている方法を更に改善することが可能であることが分かった。具体的には、連続降下アプローチの間に旋回を行うことにより改善点が生じる。特許文献１は、降下中に空力的飛行経路角を一定に保つことを提案しており、これは降下中に風の変化の影響を受けにくい対地速度歴を生成する場合に効果がある。これは、直線的な降下区間を飛行する場合に降下があるが、実際の風ベクトルと名目上の風ベクトルとの差異によって、旋回を行うときに航空機の対地速度がドリフトすることが分かっている。このような影響は、対空速度センサが直接感じることのできない周囲の気団によって生じる予想されない航空機のドリフトによるものである。この結果、予想される航空機到着時間に誤差が生じる。
この問題を緩和するために、連続降下アプローチの間に使用される空力的飛行経路角に修正を加える。このような修正は、旋回の間に適用することができる。これにより、航空機は、修正が行われなかった場合の空力的飛行経路角を使用した場合とは異なる高度で旋回を終えることになる。その結果生じた潜在エネルギーの変化を使用して、対地速度のドリフトにより生じる運動エネルギーの変化を均衡させることができる。例えば、風の予測誤差により生じる対地速度の誤差を予想することができる。次いで、対応する運動エネルギーの誤差を決定し、次いで、旋回中に維持される空力的飛行経路角に修正を加えることにより、旋回中に潜在エネルギーの補償的変化を導入することができる。

上述の方法は、コンピュータ、例えば航空機に搭載されるコンピュータ又は航空管制施設のコンピュータによって実施することができる。
本方法は、連続降下アプローチの開始時に所定の対地速度を使用することを含むことができる。所定の対地速度は、連続降下アプローチの飛行時間の予測可能性を最大にするように選択することができる。対地速度は、パイロットが選択することができるか、又は航空管制が選択して航空機に供給することができる。

旋回のための空力的飛行経路角に必要な修正は、任意の数の方法で算出することができる。最終的に必要なのは、所望の対地速度とは異なる対地速度で旋回を終えることにより生じる運動エネルギーの誤差を評価し、次いでそれに相当する潜在エネルギーの変化をもたらす空力的飛行経路角の変化を算出することである。
したがって、本方法は、所定の空力的飛行経路角に対する修正を算出するときに運動エネルギーの誤差を評価することを含む。このような評価は、直接実行することができるか、又はもっと大きな計算の一部として行なうことができる。例えば、本方法は、旋回完了時の航空機の、実際の対地速度と所望の対地速度との差異に相当する対地速度誤差を評価すること、および対地速度誤差に基づく運動エネルギー誤差を取得することを含むことができる。運動エネルギー誤差は、

を解くことにより算出することができ、ここでΔＥ_Ｔは運動エネルギー誤差であり、ｍは航空機の質量を表わし、Ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔＶ_ＧＳは対地速度誤差である。空力的飛行経路角の変化は

を解くことにより算出することができ、ここでΔγは空力的飛行経路角の変化であり、Ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔＶ_ＧＳは対地速度誤差であり、ｇは重力加速度であり、ｓ_ｆは最終高度であり、ｓ_ｉは最初の高度である。

空力的飛行経路角の変更値の算出にはもっと直接的な方法を使用することもできる。この方法は、

を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出することを含み、ここでΔγは空力的飛行経路角の変化であり、Ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗ_ｘは、真の南北方向に予測される風ベクトル成分と、真の南北方向における実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗ_ｙは、真の東西方向に予測される風ベクトル成分と、真の東西方向における実際の風ベクトル成分との差異であり、χ_ｉは最初の真の機首方位であり、χ_ｆは真の最終機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒ_ｃは旋回の半径である。「真の」という形容詞は、磁気成分ではなく、真の地理的な成分を示す。
前出の等式に使用される値は、様々な方法で取得することができる。それらの一部は測定可能であるか、又は航空機が行う測定から取得することができる。例えば、風の速度ベクトルは、計器飛行機能を有する多くの航空機ナビゲーションシステムにより測定され、次いで成分が算出される。他の値、例えば機首方位、旋回の半径、及び最終対地速度は、本アプローチの飛行計画から知ることができる。多くの場合、これらの値はメモリに保存されて、空力的飛行経路角の補正値を算出するコンピュータなどによって使用可能である。

随意で、本方法は、旋回を複数のセグメントに分割し、各セグメントについて、（ｅ）を前提としてステップ（ｃ）及び（ｄ）を実行することを含むことができる。本方法は、旋回が閾値を超えるかどうかを判定し、旋回が閾値を超える場合にのみ旋回を複数のセグメントに分割することを含むことができる。例えば、３０°の閾値を使用することができる。セグメントの大きさは、多数の異なる方法により決定することができる。例えば、閾値と等しい大きさのセグメントを作成することができる。別の方法では、随意で、旋回を、閾値の大きさを超えない範囲で閾値にできるだけ近い大きさの、等しいセグメントに分割することができる。
本方法は、旋回完了時の所定の空力的飛行経路角に戻り、当該所定の空力的飛行経路角を維持しながら直線飛行を継続することを含むことができる。この方法は、続いて、連続降下アプローチ中に一又は複数の旋回を更に行い、それら一又は複数の旋回の各々について（ｅ）を前提としてステップ（ｃ）及び（ｄ）を繰返すことを含むことができる。このように、本発明の利点は旋回毎に活かすことができる。

第２の態様では、本発明は、連続降下アプローチを行うときに航空機の空力的飛行経路角の補正値を算出する方法に関する。連続降下アプローチは、空力的飛行経路角を維持し、所望の対地速度歴に従うように計画される。空力的飛行経路角に対する補正は、連続降下アプローチ中に旋回を行うときの、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償する。対地速度のこのようなドリフトは、所望の運動エネルギーと、旋回完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差を生じさせる。本方法は、そのような運動エネルギー誤差をほぼ修正するような、旋回完了時の航空機の潜在エネルギーの変化を生成する空力的飛行経路角の変化を算出することを含む。つまり、そのような場合に飛行中に適用できる補正値算出方法も、本発明の範囲に含まれる。上述のように、本方法は、例えば航空機に搭載されるコンピュータ、又は航空管制施設のコンピュータによって実施可能である。上述の、本発明の第１の態様に関して任意選択される機能の多くは、本発明の第２の態様にも使用可能である。これらの機能の一部を以下に提示する。
前パラグラフの方法は、運動エネルギー誤差を評価することを含むことができる。

前パラグラフの方法は、所望の対地速度と、旋回完了時の航空機の実際の対地速度との差異に相当する対地速度誤差を評価すること、及び当該対地速度誤差から運動エネルギー誤差を取得することを含むことができる。

前パラグラフの方法は、

を解くことにより運動エネルギー誤差を算出することを含むことができ、ここでΔＥ_Ｔは運動エネルギー誤差であり、ｍは航空機の質量を表わし、Ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔＶ_ＧＳは対地速度誤差である。
前パラグラフの方法は、

を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出することを含むことができ、ここでΔγは空力的飛行経路角の変化であり、Ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔＶ_ＧＳは対地速度誤差であり、ｇは重力加速度であり、ｓ_ｆは最終高度であり、ｓ_ｉは最初の高度である。

上記２つのパラグラフに記載の方法は、

を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出することを含み、ここでΔγは空力的飛行経路角の変化であり、Ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗ_ｘは、真の南北方向に予測される風ベクトル成分と、真の南北方向における実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗ_ｙは、真の東西方向に予測される風ベクトル成分と、真の東西方向における実際の風ベクトル成分との差異であり、χ_ｉは最初の真の機首方位であり、χ_ｆは真の最終機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒ_ｃは旋回の半径である。
上記６つのパラグラフのいずれかに記載の方法は、旋回を複数のセグメントに分割し、各セグメントについて、所望の運動エネルギーと、当該セグメントの飛行完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差をほぼ修正するような、セグメントの飛行完了時の航空機の潜在エネルギーの変化を生成する空力的飛行経路角の変化を算出することを含むことができる。

上記２つのパラグラフに記載の方法は、旋回が閾値を超えるかどうかを判定し、旋回が閾値を超える場合にのみ旋回をセグメントに分割することを含むことができる。例えば、３０°の閾値を使用することができる。セグメントの大きさは、多数の異なる方法で決定することができる。例えば、閾値と等しい大きさのセグメントを形成することができる。別の方法では、旋回は等しいセグメントに分割することができ、随意で、それらの大きさは、閾値の大きさを超えない範囲で閾値の大きさにできるだけ近づける。

第３の態様では、本発明は、連続降下アプローチの実行方法に関し、本方法は、所定の空力的飛行経路角を維持して連続降下アプローチを実行することからなる。見込まれる旋回について、上記パラグラフのいずれかに記載のように、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出する。次いで、旋回中に、修正した空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行う。旋回を完了したら、所定の空力的飛行経路角を維持しながら（つまり補正を適用せずに）連続降下アプローチの残りを実行する。
本発明はまた、上記方法のいずれかを実施するようにプログラムされたコンピュータ、コンピュータで実行されると、コンピュータに上記方法のいずれかを実行させるコンピュータプログラム、及びそのようなコンピュータプログラムを有するコンピュータで読み取り可能な媒体を含む。このコンピュータは、航空機又はその他（例えば、管制施設の一部）に設置することができる。

航空機の一部を形成する場合、コンピュータは、航空機のナビゲーションシステムの一部とすることができる。この航空機ナビゲーションシステムは、飛行中の航空機を誘導するように機能する。航空機のナビゲーションシステムは、少なくとも二つの異なる方法で航空機を誘導するように機能することができる。航空機ナビゲーションシステムは、例えば、パイロットに合図することができ、パイロットがこれらの合図に従って航空機を制御することにより一定の空力的飛行経路角で飛行することができる。別の方法では、航空機ナビゲーションシステムは、自動操縦装置の一部とすることができるか、又は自動操縦装置が連続降下アプローチ飛行計画を実行するように自動操縦装置に情報を供給することができる。
航空管制施設の一部を形成する場合のコンピュータは、空港に進入する航空機のための飛行計画を生成するために使用することができる。例えば、航空管制施設は、連続降下アプローチの直線飛行部分の間に使用すべき飛行経路角、旋回中に使用すべき修正済み空力的飛行経路角、及び目標とする対地速度（例えば、降下開始点において）を含む詳細を航空機に供給することができる。

本発明は、上記方法のいずれかを実施するように構成された航空機も含む。
上記方法の他の任意選択的機能は、特許請求の範囲に規定される。

本発明に対する理解を深めるため、添付図面を参照しながら、例示のみを目的とする後述の好適な実施形態について説明する。
連続降下アプローチの開始点における対地速度を算出するためのステップを示すフローチャートである。 連続降下アプローチを実行するためのステップを示すフローチャートである。 本発明の第１の実施形態による連続降下アプローチにおいて旋回を行うためのステップを示すフローチャートである。 本発明の第１の実施形態による連続降下アプローチにおいて旋回を行う航空機を示す。 本発明の第２の実施形態による連続降下アプローチにおいて旋回を行うためのステップを示すフローチャートである。

上述のように、本発明は、特許文献１に記載の方法を発展させることを目的としている。この特許文献は、飛行時間の変動を最小にする所定の空力的飛行経路角γ_ＴＡＳに従うように航空機を制御することにより、連続降下アプローチを行うことを提案している。結果として、航空機間の間隔が一定に近づく。有利には、これは、航空機間の間隔を狭めることが可能になることを意味する。
一般に、実際に使用される空力的飛行経路角γ_ＴＡＳは、多数の要因によって左右される。これらの要因の一つは、連続降下アプローチの開始時、つまり降下開始点における対地速度Ｖ_Ｇである。この対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤは、空港で算出して飛来する航空機に供給することができる。

最適な空力的飛行経路角γ_ＴＡＳは、風、風の勾配、航空機の重量、並びに気温や気圧などの気象条件といった他の飛行パラメータによっても（あらゆる特定の航空機について）変動する。これらの変数の一部は、連続降下アプローチを行う度に変化するので、最適な角度γ_ＴＡＳは、連続降下アプローチの各回について決定される。この角度は、あらゆる特定の航空機について、空港で算出し、次いで飛来する航空機に対して、降下開始点における対地速度と共に供給することができる。別の方法として、供給された対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤに基づいて、航空機が最適な角度γ_ＴＡＳを算出することができる。
いずれの場合も、最適な角度γ_ＴＡＳは、自動的に又は手動で（例えばパイロットがデータテーブルを参照することにより）決定することができる。空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを上述の飛行パラメータに関連付ける関数を供給してもよい。別の方法では、空力的飛行経路角γ_ＴＡＳのテーブルを供給し、航空機の種類、航空機の重量、風、風の勾配、及び気象条件の特定の組み合わせを検索できるようにする。これらの関数又はテーブルは、航空機のコンピュータ、パイロット、空港のコンピュータ、又は空港職員が使用できる。

飛行時間の予測可能性は、予測可能性を最大にする揚力の係数であるＣ_Ｌ（ＭＰ）の変化に対して特に反応しないので、名目上の飛行経路（及びつまりγ_ＴＡＳ）を、上述のように、但しやや異なる揚力の標的係数Ｃ_Ｌについて、算出することができる。これにより、空港では、航空機の種類に関係なく、空港への連続降下アプローチを行う航空機全てに対し、降下開始点において同じ対地速度を割り当てることができるので便利である。これにより、飛行機の多くは、最適な揚力の係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）と若干異なる揚力の係数Ｃ_Ｌで飛行することになる。しかしながら、このような小さな差異は、航空機の速度歴が幅広く同様となり、飛行時間のばらつきがわずかになることを意味する。これにより、各種の航空機が異なるγ_ＴＡＳで飛行したとしても、空港のキャパシティが更に増大する。

図１及び以下の説明は、特許文献１に記載のように、空港が、降下開始点における対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを算出するための一の方法である。ステップ１において、空港は、空港に飛来することが予想される航空機の種類を特定する。ステップ２では、空港は、すべての種類の航空機について、その種の航空機の翼の表面積Ｓ、降下開始点におけるその種の航空機の典型的重量Ｗ_ＴＯＤ、及び最適な揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）を取得する。ステップ３では、空港はさらに、現在の気圧及び気温を決定することにより、空気の密度ρ_ＴＯＤを求める。このような情報に基づいて、空港は、

により、その種類の航空機の標的対気速度Ｖ_ＴＡＳ ^ＴＯＤを算出することができる。
このような対気速度Ｖ_ＴＡＳ ^ＴＯＤは、降下開始点における風速Ｖ_ｗｉｎｄ ^ＴＯＤを用いて容易に対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤに変換される。つまり、

したがって、その種類の航空機の対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤにより、最適な揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）が得られる。このプロセスを、その空港を使用することが分かっている全ての種類の航空機について繰返す。一種類の航空機の様々な型（例えば、ボーイング７７７−２００及び７７７−３００、又は７７７−２００、７７７−２００ＥＲ及び７７７−２００ＬＲ）について異なる対地速度が得られる場合もある。つまり、特定種の航空機それぞれについて一の対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤからなる一連の対地速度が得られる。
理論上は、その種類に適切な対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを各航空機に供給することができる。しかしながら、実際には、種類に関係なく全ての航空機に供給される平均の対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤを求める。これは、各航空機の種類（又は型）について求めた値の単純平均である。平均は、その空港を使用する種類別の航空機の数を反映するような重み付けを使用して取得することができる。これは、例えばロンドンのヒースローのようなハブでは、ボーイング７４７型機のような比較的大型の航空機が見られ、地方空港ではボーイング７３７型機のような小型の航空機が多いといったように、空港によって航空機の種類の分布が異なるため有用である。

上述のように、航空機の特定の種類それぞれの、降下開始点における対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤと最適な揚力係数Ｃ_Ｌ（ＭＰ）が判明していることにより、その航空機の空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを決定することができる。このような決定は、空港又は航空機が行うことができる。角γ_ＴＡＳは、直接求めることができるか、又は航空機の種類別に対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤをその他の飛行パラメータに関連させるデータテーブルを作成することができる。例えば、（数値的な又はフライトシミュレータでの飛行による）シミュレーションを用いて最適な空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを飛行パラメータに関連させるテーブルを生成することができる。

図２は、特許文献１に記載のようにして、つまり空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを一定に維持するという制御則を用いて連続降下アプローチを実行するためのステップを示すフローチャートである。
ステップ１０において、航空機は、目的地、通常は空港に属する管制官から降下開始点の位置を受け取る。降下開始点の位置は、位置及び高度（例えば１０，０００フィート）を特定する。別の方法では、この情報は航空機のパイロットが既に知っている。例えば、パイロットには着陸するべき滑走路を指示することができ、これによりパイロットは、例えばフライトバッグから、この滑走路に関する降下開始点の位置を検索することができる。

ステップ１０では、降下開始点の位置を受け取ることに加えて、航空機は、目的地より降下開始点で達成すべき対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤも受け取る。降下開始点に関して、このような情報は、公開情報とすることでパイロットがフライトバッグなどに入れて持ち運ぶことができ、この場合対地速度を送信するステップは省略可能である。
この実施形態では、Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤで表わす対地速度は全ての航空機について同一であるので、降下中の速度歴がみな類似することになり、航空機間の間隔を最小に維持することができる。対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤは、上述のようにして算出することができる。

ステップ１２では、維持すべき空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを決定する。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実行する。決定は、航空機のコンピュータによって行われるか、又はパイロットが行う。例えば、γ_ＴＡＳの値は、航空機の種類別にγ_ＴＡＳを、航空機の重量、対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤ、風の勾配、及び気象条件に関連付けるルックアップテーブルに基づいて決定される。通常、パイロットは、航空機の重量（降下開始点において判定された）、平均の風の勾配、及び気象条件を得ることができる。しかしながら、好ましくは、局地的な風の勾配及び気象条件を、ステップ１０において対地速度とともに航空機に連絡する。
ステップ１４では、航空管制（ＡＴＣ）によって促され、航空機は降下開始点の位置に進む。この区間の飛行は手動で又は自動操縦で行うことができる。いずれにしろ、航空機は特定の対地速度Ｖ_Ｇ ^ＴＯＤに移行する。

ステップ１６において、航空機は降下開始点の位置に到達し、連続降下アプローチを開始する。航空機のエンジンは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、航空機はクリーンコンフィギュレーション（clean configuration）で飛行する。航空機は、算出した空力的飛行経路角γ_ＴＡＳで降下する。このようなセグメントの飛行は、大抵は航空機の自動操縦の制御下で行われ、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を維持するために航空機の制御表面を使用する。自動操縦を使用して航空機を制御する機能は周知であり、ここではこれ以上詳細に説明することはしない。別の方法では、このセグメントの飛行は手動で行うが、航空機がパイロットに合図することにより空力的飛行経路角γ_ＴＡＳの維持を可能にすることも考えられる。
ステップ１８では、航空機は連続降下アプローチを続けて基準点に到達する。ここで、航空機は、到達した高度の如何に関わらず水平飛行する。目的の高度は２，０００フィートとすることができるが、航空機の種類及び降下の第１セグメントにおける実際の飛行条件が様々に異なることにより、航空機が到達する高度は所望の値周辺でばらつくことになる。連続降下アプローチでは、このような高度のばらつきが安全性に影響を与えないように、計算により保証することができる。

ステップ１８において、航空機は、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水平飛行することにより、その航空機にとって適切な降下速度を満たすように減速する。このセグメントを確実にできるだけ短く保つために、対気速度が低下したら可能な限り迅速にフラップを出す。
ステップ２０でも水平飛行を続け、ステップ２２において降下に移行する。この時点で、航空機はＩＬＳを使用してその目的地に着陸するための最終アプローチを行う。

上述の記載は、空港に直線的なアプローチを行う場合に関する。当然であるが、このようなケースは稀である。多くの標準的なターミナル到着（及びその他のアプローチ）では、アプローチ中に旋回を行うことが必要である。これらの旋回は、上記方法を踏襲しながら行うことができる。例えば、ステップ１６では、降下フェーズのために、エンジンをアイドリング状態に設定して空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを使用する。空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを維持したまま、この降下フェーズの間に旋回を行うことができる。
しかしながら、このような方法では、到着時間が不正確となる。これらの不正確性は、旋回の間に航空機に作用する風の速度ベクトルの予測が不正確であることにより、アプローチを行う航空機の対地速度歴がドリフトすることによって生じる。通常の連続降下アプローチでは、到着時間の不確定度は数秒以上に達しうる。

時間の不確定度が増大する理由は、旋回中に予測される風のベクトルの局地的誤差により、予想からの対地速度の実質的な偏差が生じることである。対地速度の偏差は、航空機が周囲の気団に対して旋回することにより生じる。地面に対する気団の相対速度と予想値との差異は、航空機に対し、地面からの予想外のドリフトを生じる。
航空機の側方ナビゲーションシステムは、旋回の間に航空機が名目上の水平航路を辿るように、バンク角に小さな修正を加えることができるが、これらの修正は、周囲の気団に対する航空機の速度に大きく影響することはない。これは、風の予測誤差の大きさが一般に航空機の速度の１％程度であるためで、名目上の水平航路を辿るために必要なのは、機首方位及びバンク角に対する非常に小さい修正のみである。ガリレイ不変性の原理の結果として、予測されない風のドリフトが一定であることにより、航空機が感じる力は基本的に変わらないので、旋回中の周囲の気団に対する速度の相対的な変化は、予測される場合と非常に類似している。

旋回開始時の対地速度は、航空機の対地速度に比して風の誤差が小さいことを前提として

と表わすことができ、ここで、
Ｖ_ＧＳｉは最初の対地速度であり、
Ｖ_ＴＡＳｉは最初の真対気速度であり、
ｗ_ｘは、（磁気方向ではなく）南北方向における真の風の速度成分であり（北風の場合＋）、
ｗ_ｙは、東西方向における真の風の速度成分であり（東風の場合＋）、
Ｘ_ｉは、最初の、航空機の真機首方位である。
旋回終了時の対地速度は、

によって示され、ここで、記号は上記と同じ意味を有し、下付きのｆは最初の値ではなく最終値であることを表わす。上記二つの等式を減じると、

となる。この等式を、予測される旋回と実際の旋回とに適用し、両等式を減じると、

である。ここで、Δは予測される場合と実際の場合との差異を表わす。上述のように、真対気速度と予測される対気速度との差異は事実上ゼロであり、上記等式は単純に

となる。

したがって、予想される場合からの風ベクトル成分の変動が一定である場合も、対地速度が変化する。風の空間−時間変動とは異なり、実際の対気速度歴は予想対気速度歴と非常に近いため、航空機の対気速度センサはこのような影響を感知できない。
このような対地速度のドリフトは他の場合であれば避けることができないが、旋回中に維持すべき空力的飛行経路角に変更を加えることにより修正される。このような修正は以下のようにして算出する。

最初の風ベクトルの誤差は、ナビゲーション及び大気データの測定値を用いて旋回開始時に見積もることができる。風ベクトルの誤差が旋回中は一定であり、且つ旋回開始時に測定された値と等しいと仮定すると、対地速度の誤差は、

と表わすことができる。旋回終了時点でのこのような対地速度の誤差は、運動エネルギーの誤差

と等しい。ここでは、対地速度の誤差が全体の対地速度と比較して小さいことを前提としており、ｍは航空機の重量であり、Ｖ_ＳＧｆは旋回終了時点での名目上の対地速度である。上述のように、運動エネルギーのこのような誤差は、空力的飛行経路角を調節することにより有効となる潜在エネルギーの相補的な変化を用いて取り除かれる。つまり、

であり、ここで、ｓ_ｉ及びｓ_ｆは、航空機の最初の高度と最終高度である。空力的飛行経路角に必要な修正は、上記等式に基づいて取得することができ、すなわち、

である。ここで、Ｒ_ｃは旋回の半径である。

つまり、空力的飛行経路角の修正値は以下の値に基づいて求めることができる。
（ｉ）旋回終了時点で必要な名目上の対地速度、
（ｉｉ）真の南北方向及び東西方向に予想される風ベクトルの成分と、それに対応する真の南北方向及び東西方向の実際の風ベクトルの成分（航空機のナビゲーションシステムによって決定されたもの）との差異、
（ｉｉｉ）最初の機首方位及び最終機首方位、並びに
（ｉｖ）旋回の半径
実際には、風ベクトルの誤差が旋回中一定であるという上記で用いた仮定は、旋回が長くなる程使用が適切でなくなることが分かっている。これにより到着時間に不正確性が生じるので、旋回が長い場合は複数のセグメントに分割し、セグメント毎に空力的飛行経路角に対する修正を算出して適用することができる。例えば、一つの旋回が３０°を超える場合、このような旋回はそれぞれが３０°未満のセグメントに分割することができる。セグメントは等しくすることができる。或いは、可能であれば３０°のセグメントを使用してもよい。例えば、１００°の旋回は、それぞれが２５°の４つのセグメントに分割することができるか、又はそれぞれが３０°のセグメント３つと、１０°のセグメント１つとに分割することができる。

図３は、所定の空力的飛行経路角γ_ＴＡＳで連続降下を行いながら旋回を行う方法１００を示している。例えば、図３に示す方法は、図２に示して説明した方法と併せて使用することができる。方法１００は、ステップ１７の間、即ち連続降下アプローチを行う間に実行することができる。図４は、図３に示す方法に従いながら、連続降下アプローチの間に旋回を行う航空機５０を概略的に示している。航空機５０の行路を、６０、６１、６２、６３及び６４で示す。
参照番号５２により模式的に示す航空機に設置されたコンピュータは、図３の方法を実行することができる。方法は１１０において開始し、航空機５０は空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを維持しながら行路６０の直線部分に沿って連続降下アプローチを行う。この空力的飛行経路角γ_ＴＡＳは、航空機の行路の全ての直線部分で維持される。これは特許文献１に記載の方法に従って行うことができる。このように、航空機５０は、降下開始点に設定された所望の対地速度を達成することができる。

行路６１において、図３のステップ１２０に示すように旋回が開始される。この旋回は、ＳＴＡＲ（標準到着経路）に従う必要に応じて、又は飛行計画の一部として行なうことができる。ステップ１２０において旋回を開始するとすぐに、本方法はステップ１３０に進み、風ベクトルを測定してその他のパラメータを読み取る。風ベクトルは、航空機５０のナビゲーションシステムによって決定される。読み取るパラメータは、旋回終了時に必要な名目上の対地速度、予想される風ベクトル成分、最初の真機首方位及び最終真機首方位、並びに旋回の半径である。これらのパラメータは、コンピュータにアクセス可能なメモリに保存することができる。パラメータは、パイロットなどによって入力される、及び／又はメモリに送られる（例えば、航空管制施設からのデータリンクにより）。
ステップ１４０において、旋回中に維持すべき修正済みの空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを、以下のようにして計算する。まず、測定した風ベクトルに基づいて風ベクトル成分を算出する。次いで、予想された風ベクトル成分と実際の風ベクトル成分との差異、つまりΔｗ_ｘとΔｗ_ｙを計算する。Δｗ_ｘ及びΔｗ_ｙが決定されると、コンピュータ５２は、上記で得た以下の等式

を解き、これによって空力的飛行経路角に必要な修正値と、その結果得られる修正済みの飛行経路角γ’_ＴＡＳを算出することができる。即ち、

ステップ１５０において、航空機５０は修正済み空力的飛行経路角γ’_ＴＡＳで飛行する。これは、直接自動操縦を用いて行うことができ、即ちコンピュータ５２が航空機の操縦面（例えば昇降だ）の変化を指令することにより、航空機５０が修正済み空力的飛行経路角γ’_ＴＡＳを採用する。別の方法では、コンピュータ５２は、人工水平線上にパイロットが従うべきディレクタバーを供給することにより、航空機５０を操縦するパイロットに対して指示を出すことができる。空力的飛行経路角に必要な変更を行うための他の方法は、当業者には自明であろう。
現代のコンピュータは、上記の計算を非常に迅速に行うことができ、従って、ステップ１２０における旋回の開始から、ステップ１５０における修正済み空力的飛行経路角の適用までの時間は一秒に満たない。実際には、横方向と縦方向の両方に対する指令への航空機５０の反応にはもっと時間がかかる場合が多い。即ち、ロール指令を発行すると、ステップ１２０において、本方法は、航空機５０がロール指令への応答の初期段階にある間にステップ１５０に進む。したがって、ロール指令とピッチ指令はほぼ同時に実行されるように見える。

次いで、航空機５０は、図４に示すように、修正済みの空力的飛行経路角γ’_ＴＡＳを維持しながら旋回を行って所望の行路６２を辿る。
図３のステップ１６０に示すように、行路６３において旋回は終了する。図４に示すように、及びステップ１７０において、航空機の翼は水平となり、航空機５０は再び元の空力的飛行経路角γ_ＴＡＳで飛行する。空力的飛行経路角のこのような変化は、上述で説明したようにして達成することができる。

次いで、航空機５０は、元の空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを維持しながら行路６４の次の直線部分を飛行する。
本方法は、連続降下アプローチの間に、必要に応じて、即ち航空機が旋回を行う度に、繰返すことができる。

上述のように、有利には、長い旋回を行う場合は、空力的飛行経路角に対する修正値を算出し直す。これを実施する方法を図５に示す。図示のように、図５は図３に類似しているので、以下の説明では相違点に焦点を当てる。
図５は、図３の方法１００と類似の、連続降下アプローチ中に旋回を行う方法２００を示す。本方法はステップ１１０から開始し、ここで空力的飛行経路角γ_ＴＡＳを維持しながら降下を始める。航空機はステップ１２０において旋回を開始する。

ステップ２２１では、コンピュータが、旋回角、即ち航空機の側方部分が旋回中に変化する角度を検索又は算出する。ステップ２２１において、コンピュータは、旋回角が３０°を超えるかどうかを判定する。旋回角が３０°を超えない場合、旋回は単一セグメントとして行なうことができ、本方法は図３の説明と基本的に同じように、即ちステップ１３０、１４０、１５０、１６０及び１７０を経て進行する。
しかしながら、ステップ２２２の結果、コンピュータによって旋回角が３０°を超えると判定されると、コンピュータは旋回を複数のセグメントに分割する。この実施形態では、これは、旋回を３０°のセグメントと、最終的に余ったそれより小さな１のセグメントに分割することによって行う。例えば、７５°の旋回は、３０°のセグメント２つと、１５°のセグメント１つとに分割される。別の方法では、旋回角は、３０°以下で最大の等しいセグメントに分割される。例えば、８４°の旋回角は、２８°のセグメント３つに分割することができる。

次いで本方法はステップ２３０に進み、ステップ１３０と同様に、風ベクトルを測定して他の値を読み取る。次いでステップ１４０及び１５０とそれぞれ同様に、ステップ２４０で修正済み空力的飛行経路角γ’_ＴＡＳを算出し、次のステップ２５０で同飛行経路角を適用する。セグメントを終了すると、即ち航空機が現行セグメントの旋回角を完了すると、本方法はステップ２６１に進み、ここでコンピュータはそれが旋回の最後のセグメントであるかどうかを判定する。最後のセグメントである場合、本方法は後述のようにステップ１７０に進む。
ステップ２６１において最後のセグメントではないという判定が行われた場合、本方法はステップ２６２に進んで旋回を継続する。本方法はステップ２３０に戻り、風ベクトルを再度測定する。他の値を再度読み取っても読み取らなくともよい（直前の繰り返しに用いた値を使用してもよい）。こうして本方法は、ステップ２４０及び２５０を繰り返すことにより、新規に測定した風ベクトルを使用して修正済み空力的飛行経路角γ’_ＴＡＳを更新し、航空機はこのように更新された修正済み空力的飛行経路角γ’_ＴＡＳで飛行するように制御される。ステップ２６０において第２のセグメントが終了すると、ステップ２６１においてそれが最後のセグメントであるかについての評価を行う。このようにして、本方法は、最後のセグメントが完了するまで各セグメントを上述のように繰返す。次いで、本方法は、ステップ２６１を経てステップ１７０に進み、そこで航空機が水平に戻ることにより旋回を完了し、元の空力的飛行経路角γ_ＴＡＳに戻る。

上述のように、本方法は、連続降下アプローチ中に航空機が旋回を行うたびに繰返すことができる。
当業者であれば、特許請求の範囲に規定される本発明の範囲を必ずしも逸脱することなく、上記の実施形態の変形例を提供することが可能であることが分かるであろう。
また、本願は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
所望の対地速度歴に従って、ある空力的飛行経路角を維持するように計画された連続降下アプローチを行う際に、航空機の当該空力的飛行経路角に対する修正値を算出する方法であって、前記修正値が、連続降下アプローチの間に旋回を行うときの、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するものであり、旋回完了時の航空機の潜在エネルギーに変化を生じることにより、所望の運動エネルギーと旋回完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差を実質的に修正するような、空力的飛行経路角の変化を算出することからなる方法。
（態様２）

（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖ _ＧＳｆ は旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗ _ｘ は、真の南北方向に予想される風ベクトル成分と、真の南北方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗ _ｙ は、真の東西方向に予想される風ベクトル成分と、真の東西方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、χ _ｉ は最初の真の機首方位であり、χ _ｆ は最終的な真の機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒ _ｃ は旋回の半径である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出することからなる、態様１に記載の方法。
（態様３）
旋回を複数のセグメントに分割し、各セグメントについて、当該セグメント完了時の航空機の潜在エネルギーに変化を生じることにより、所望の運動エネルギーと、当該セグメント完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差を実質的に修正するような空力的飛行経路角の変化を算出することからなる、態様１に記載の方法。
（態様４）
航空機の連続降下アプローチ実行方法であって、所定の空力的飛行経路角を維持しながら連続降下アプローチを行うステップと、予定する旋回について、態様１ないし３のいずれか一項に記載の、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出するステップと、旋回の間に修正済みの空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行うステップとを含む方法。
（態様５）
航空機の、一の旋回を含む連続降下アプローチ実行方法であって、
（ａ）所定の空力的飛行経路角で連続降下アプローチを開始するステップ、
（ｂ）所定の空力的飛行経路角を維持しながら連続降下アプローチを行うステップ、
（ｃ）旋回を行うとき、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するような、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出するステップ、及び
（ｄ）修正済みの空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行うステップ
を含み、
（ｅ）所定の空力的飛行経路角に対する補正値が、旋回を行うときに所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するものであり、旋回完了時の航空機の潜在エネルギーに変化を生じることにより、所望の運動エネルギーと旋回完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差を実質的に修正するように、算出される、方法。
（態様６）
所定の対地速度で連続降下アプローチを開始するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様７）
所定の空力的飛行経路角に対する補正値を計算するときに運動エネルギー誤差を評価するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様８）
所望の対地速度と、旋回完了時の航空機の実際の対地速度との差異に相当する対地速度誤差を評価するステップ、及び当該対地速度誤差に基づいて運動エネルギー誤差を取得するステップを含む、態様７に記載の方法。
（態様９）

（ΔＥ _Ｔ は運動エネルギー誤差であり、ｍは航空機の重量を表わし、ｖ _ＧＳＦ は旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｖ _ＧＳ は対地速度誤差である）を解くことにより運動エネルギー誤差を算出するステップを含む、態様８に記載の方法。
（態様１０）

（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖ _ＧＳｆ は旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｖ _ＧＳ は対地速度誤差であり、ｇは重力加速度であり、ｓ _ｆ は最終高度であり、ｓ _ｉ は最初の高度である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、態様９に記載の方法。
（態様１１）

（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖ _ＧＳｆ は旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗ _ｘ は、真の南北方向に予想される風ベクトル成分と、真の南北方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗ _ｙ は、真の東西方向に予想される風ベクトル成分と、真の東西方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、χ _ｉ は初期の真の機首方位であり、χ _ｆ は最終的な真の機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒ _ｃ は旋回の半径である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、態様９に記載の方法。
（態様１２）
旋回を複数のセグメントに分割するステップ、及び各セグメントに対してステップ（ｅ）を前提としてステップ（ｃ）及び（ｄ）を実行するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様１３）
旋回が閾値を超えるかどうかを判定するステップ、及び旋回が閾値を超える場合にのみ旋回を複数のセグメントに分割するステップを含む、態様１２に記載の方法。
（態様１４）
旋回を完了すると所定の空力的飛行経路角に戻すステップ、及び直線飛行の間は当該所定の空力的飛行角を維持するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様１５）
連続降下アプローチの間に更に一又は複数の旋回を行い、当該一又は複数の旋回の各々に対し、ステップ（ｃ）及び（ｄ）を繰返すステップを含む、態様１４に記載の方法。

５０ 航空機
５２ コンピュータ
６０、６１、６２、６３、６４ 航空機の行程

Claims (12)

1. 所望の対地速度歴をもって、航空機（５０）の、一の旋回を含む連続降下アプローチを実行する方法であって、
   （ａ）所定の空力的飛行経路角で連続降下アプローチを開始するステップと、
   （ｂ）所定の空力的飛行経路角を維持しながら連続降下アプローチで飛行して（１１０）、該所望の対地速度歴に従おうとするステップとを有し、
   （ｃ）旋回を行うとき、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するような、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出する（１４０、２４０）ステップ、及び
   （ｄ）修正済みの空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行うステップ、を含み、
   （ｅ）該所定の空力的飛行経路角に対する補正値を算出するステップが、
   該所望の対地速度からの、該旋回完了時の該航空機の該実際の対地速度の予測差異に相当する対地速度誤差を評価するステップ、
   当該対地速度誤差に相当する運動エネルギー誤差を取得するステップ、及び
   該運動エネルギー誤差に相当する潜在エネルギー差を用いて該所定の空力的飛行経路角に対する等価補正値を計算して該潜在エネルギー差を供給し、そのようにして該補正された空力的飛行経路角が高度の変化、このため該旋回完了時の該航空機の潜在エネルギーの変化をもたらし、該旋回完了時の該航空機の該実際の運動エネルギーの該所望の運動エネルギーからの差違に相当する運動エネルギー誤差を補正するようにするステップを含むことを特徴とする方法。
2. 風ベクトルを測定することと該測定された風ベクトルを用いて前記対地速度誤差を算出することをさらに含む請求項１に記載の方法。
3. 所定の対地速度で連続降下アプローチを開始するステップを含む、請求項１または２に記載の方法。
4. 

   
   （ΔＥ_Ｔは運動エネルギー誤差であり、ｍは航空機の重量を表わし、ｖ_ＧＳＦは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｖ_ＧＳは対地速度誤差である）を解くことにより運動エネルギー誤差を算出するステップを含む、請求項１ないし３の何れか一項に記載の方法。
5. 

   
   （Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｖ_ＧＳは対地速度誤差であり、ｇは重力加速度であり、ｓ_ｆは最終高度であり、ｓ_ｉは最初の高度である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、請求項４に記載の方法。
6. 

   
   （Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖ_ＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗ_ｘは、真の南北方向に予想される風ベクトル成分と、真の南北方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗ_ｙは、真の東西方向に予想される風ベクトル成分と、真の東西方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、χ_ｉは初期の真の機首方位であり、χ_ｆは最終的な真の機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒ_ｃは旋回の半径である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、請求項５に記載の方法。
7. 旋回を複数のセグメントに分割するステップ、及び各セグメントに対してステップ（ｅ）を前提としてステップ（ｃ）及び（ｄ）を実行するステップを含む、請求項１ないし６のいずれか一項に記載の方法。
8. 旋回が閾値を超えるかどうかを判定するステップ、及び旋回が閾値を超える場合にのみ旋回を複数のセグメントに分割するステップを含む、請求項７に記載の方法。
9. 旋回を完了すると所定の空力的飛行経路角に戻すステップ、及び直線飛行の間は当該所定の空力的飛行角を維持するステップを含む、請求項１ないし８のいずれか一項にに記載の方法。
10. 連続降下アプローチの間に更に一又は複数の旋回を行い、当該一又は複数の旋回の各々に対し、ステップ（ｃ）及び（ｄ）を繰返すステップを含む、請求項９に記載の方法。
11. 請求項１ないし１０のいずれか一項に記載された方法をコンピュータに実行させる、コンピュータプログラム。
12. 請求項１１に記載されたプログラムが記録されたコンピュータ可読記憶媒体。

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