JPH0710090A - 航空機の操縦情報の安全化の方法及び装置 - Google Patents

航空機の操縦情報の安全化の方法及び装置

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JPH0710090A
JPH0710090A JP3352710A JP35271091A JPH0710090A JP H0710090 A JPH0710090 A JP H0710090A JP 3352710 A JP3352710 A JP 3352710A JP 35271091 A JP35271091 A JP 35271091A JP H0710090 A JPH0710090 A JP H0710090A
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JP3352710A
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Catherine Boiteau
ボワトー カテリーヌ
Roger Parus
パリュ ロジェ
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Thales Avionics SAS
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
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    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 航空機操縦装置に関する。 【構成】 航空機の運動方程式によって、計算機34で、
航空機の運動パラメータＶp、Φv、σa、βv、αから、
第１および第２の導関数Ｖp'、Φv'、σa'、βv'、
α''、Φv''、σa''、βv''を計算して、このようにし
て計算れた値をｔ時、（ｔ＋ｄｔ）時及び（ｔ＋２ｄ
ｔ）時のパラメータＶp、Φv、σa、βv、αに比較する
ことからなる。所定の精度で等しさが確認されない時、
警告信号が生成される。 【効果】 航空機に適用できる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機を操縦する装
置、特に、そのような装置において、一人または複数の
パイロットに示される操縦情報を確認する方法及び副装
置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】航空機を操縦するために、パイロット
は、航空機の状態に関する複数の情報を知る必要があ
る。これらの情報は、様々な搭載機器、特に、操縦情報
計算装置から与えられる。これらの情報は、目盛りの付
いた計器盤、計器、表示装置等の従来の装置を介して、
しかし最近では次第に、陰極線管、プラズマスクリー
ン、エレクトロルミネセンスダイオード、エレクトロル
ミネセンスパネルまたは液晶パネル等のディスプレイ装
置を使用して得られる画像によってパイロットに示され
る。これらの画像を備えるディスプレイ装置は、同一面
に、同時に、連続的に、または、パイロットの要求によ
って、複数のパラメータを示すことができる。これによ
って、計器盤の従来の装置を数を少なくすることができ
る。ある用途では、情報は、パイロットの目に前に光学
的に投映される。投映スクリーンは、また、それによっ
て、パイロットがその照準線で「風景」を見ることがで
きるようなものであり、そこから、「ヘッドアップディ
スプレイ」の名が由来している。このディスプレイは、
軍事用航空機の場合パイロットのヘルメットに一体化す
ることができ、従って、「ヘルメットディスプレイ」の
名でより広く知られている。ピックアップ（センサ）と
ディスプレイスクリーンとの間の情報の伝送路は、長く
複雑であり、従来、上記の情報計算装置を備えており、
従って、誤った表示を排除することができない。また、
パイロットが、ディスプレイスクリーンの指示と計器盤
の指示との間で確認を実施し、不一致を検出することが
意図されている。これらの確認は、飛行中に、パイロッ
トの裁量で実施される。そのような確認は、パイロット
にとって、極めて大きな過重負担となる。パイロットが
介入せずに誤った情報を検出するためには、伝送路の装
置に冗長性を与え、ディスプレイされる最終的な情報の
作成の際に、複雑さの各レベルに対応する伝送路の複数
の点で冗長性のある装置が出力する値と比較することが
公知である。この時、不一致の検出によって、パイロッ
トに知らされる少なくとも１つの警告が生じる。装置の
冗長性によって、操縦及び航法装置の複雑さと全体の重
さが増大するようになる。その結果、コストがかなり大
きくする。また、それによって、パイロットは、冗長性
のないピックアップによって出力された情報を検討する
ことができないので、パイロットには情報の伝送路の全
体的な制御を実施することができない。また、パイロッ
トによっても装置の冗長性を介しても実施される確認
は、所定の瞬間に２つの値を比較して、時間の経過によ
る航空機の移動を考慮しないという意味において、「静
的」である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の目的
は、スクリーンにディスプレイされた情報とピックアッ
プ（センサ）及び操縦情報計算装置によって出力された
情報との間の一致の確認が自動的に実施される航空機操
縦情報安全化装置を実現することにある。本発明の別の
目的は、また、スクリーンにディスプレイされた情報と
ピックアップ（センサ）及び操縦情報計算装置によって
出力された情報との間の一致の確認が、パイロットが能
動的に介入せずに、自動的に且つ連続的に実施される航
空機操縦情報安全化装置を実現することにある。本発明
のまた別の目的は、航空機の移動を考慮する航空機操縦
情報安全化装置を実施することにある。本発明のさらに
別の目的は、装置を冗長せずに、そのような安全化装置
を提供することにある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明は、一方ではピッ
クアップ（センサ）によって出力されたパラメータに対
応し、もう一方では、計算装置によって出力されたいわ
ゆる航法パラメータに一致し、計器板の搭載機器を介し
て、または、１つまたは複数の照準十字線及び文字数字
式のキャラクタを備える合成画像の形態のディスプレイ
装置に組合わされたシンボル生成器を介してパイロット
に示される情報に対応する、航空機操縦情報の安全化方
法であって、（ａ） 合成画像の検出及び認識し、それ
によって、パイロットに提供される操縦情報を示す数値
信号を得て、（ｂ） １つまたは複数の航法パラメータ
及び／または数値信号からのピックアップパラメータの
計算し、（ｃ） 上記の計算されたパラメータを上記計
算装置またはピックアップによって出力される同じパラ
メータに比較し、比較したパラメータ間の不一致を検出
し、（ｄ） １つまたは複数の不一致が所定の閾値を越
えた時警告信号の生成する、ことからなることを特徴と
する方法に関するものである。作業（ｃ）は、また、上
記の計算されたパラメータを搭載機器によって出力され
た同じパラメータの数値との比較を含むこともある。操
縦情報を示す数値信号は、シンボル生成器によって直接
的に、または、表示装置によってあるいは表示装置のデ
ィスプレイスクリーンによる処理後に出力される。
【０００５】本発明は、また、上記の方法を実施するた
めの装置であって、ディスプレイ装置のスクリーンから
パイロットに提供される操縦情報を示す数値信号を出力
する手段と、上記の数値信号から１つまたは複数の航法
パラメータを計算する第１の計算機と、上記の第１の計
算機によって出力された航法パラメータの値を上記計算
装置または搭載機器によって出力された同じパラメータ
の値と比較し、比較の結果これらの比較された数値があ
る閾値を越えて異なることを示す時警告信号を生成する
ための第１の比較器と、上記計算装置または上記第１の
計算器によって出力された航法パラメータの値から１つ
または複数のピックアップ（センサ）パラメータを計算
する第２の計算機と、上記第２の計算機から出力された
ピックアップパラメータ値を対応するピックアップまた
は搭載機器によって出力された同じパラメータの値と比
較し、比較の結果これらの比較された数値がある閾値を
越えて異なることを示す時警告信号を生成するための第
２の比較器と、を備えることを特徴とする装置に関する
ものである。もちろん、第１及び第２の計算機及び第１
及び第２の比較器は、単一の計算器で構成することがで
きる。
【０００６】本発明は、一方では、ピックアップ（セン
サ）によって出力されたパラメータに対応し、もう一方
では、計算装置及び搭載機器によって出力されたいわゆ
る航法パラメータに対応した航空機の操縦情報の、安全
化方法であって、（ａ） ｔ時及び（ｔ＋ｄｔ）時の航
法パラメータσa 、βv からｔ時の一次導関数σa' 、
βv' を計算し、（ｂ） ｔ時のパラメータＶp 、
Φv 、σa 及びβv 及び作業（ａ）によって計算された
ｔ時の一次導関数σa' 及びβv' を使用して、本明細書
で定義する関係式（12）を確認し、（ｃ） 上記関係式
（12）が所定の正確さで確認できない時、警告信号を生
成することからなることを特徴とする方法に関するもの
である。なお、本明細書において、『'』は、一次導関
数を示し、『''』は、二次導関数を示す。上記の方法
は、以下の作業、すなわち、（ｄ） ｔ時、（ｔ＋ｄ
ｔ）時及び（ｔ＋２ｄｔ）時の航法パラメータσa 、β
v、Φv及びαからｔ時の一次導関数σa'、βv'、Φv'及
びα'及び二次導関数σa ''、βv ''及びΦv ''を計算し、
（ｅ） 値σa、βv、Φv及びα、及び、一次導関数
σa'、βv'、Φv'及びα'及び二次導関数σa ''、βv ''
及びΦv ''を使用して、以下に定義する関係式（14）及
び（16）を確認し、（ｆ） 上記の関係式（14）及び
（16）のいずれか１つが所定の正確さで確認されない時
警告信号を生成する、ことによって完遂される。また、
以下の作業を含むことがある： （ｇ） 本明細書で定義する関係式(18)〜(25)を使用し
て、ｔ時のパラメータＶp、Φv、σa、βv、α、ｔ時及
び（ｔ＋ｄｔ）時のＶp、Φv、σa、βv、αから計算し
た一次導関数値Ｖp'、Φv'、σa'、βv'、及びα'、及
び、ｔ、（ｔ＋ｄｔ）及び（ｔ＋２ｄ）時のσa及びβ
v から計算した二次導関数値σa ''及びβv ''を使用し
て、ｔ時の航空機にかかる力Ｆ、Ｒ及びＺを計算し、
（ｈ） 本明細書で定義する関係式(26)〜(30)、(33)、
(34)、(37)を使用して、（ｔ＋ｄｔ）時の航法パラメー
タＶp、Φv、σa、βv 及びα、及び、作業（ｇ）によ
って得られた加えられた力の値から（ｔ＋ｄｔ）時のパ
ラメータＶp'、Φv'、σa'、βv'、Φv'、α'、Φv''、
σa ''及びβv ''を計算し 、 （ｉ） （ｔ＋ｄｔ）時、（ｔ＋２ｄｔ）時及び（ｔ＋
３ｄｔ）時にパラメータＶp、Φv、σa、βv及びαの値
を使用して、（ｔ＋ｄｔ）時のパラメータＶp'、Φv'、
σa'、βv'、α'、Φv''、σa ''、βv ''を計算し、
（ｊ） 作業（ｈ）で計算されたパラメータの値と作業
（ｉ）で計算されたパラメータの値を比較し、（ｋ）
比較された数値の１つが閾値を越えて異なることが比較
の結果示された時警告信号を生成する。別の実施態様で
は、作業（ｇ）で、ｔ時のパラメータＶp、Φv、σa、
βv及びαの値及びｔ時について作業（ｈ）で計算され
た一次導関数Ｖp'、Φv'、σa' 、βv'、α'及び二次導
関数σa ''、βv ''を使用する。
【０００７】
【実施例】本発明のその他の目的、特徴及び利点は、添
付図面を参照して行う以下の実施例の説明から明らかに
なろう。航法パラメータとも呼ばれる航空機の操縦情報
は、搭載機器14の目盛り及び１つまたは複数のディスプ
レイスクリーン13を介して計器板31でパイロットに示さ
れる。冒頭に記載したように、ディスプレイスクリーン
の画像は、適切な光学装置によってパイロットの目の前
に投映される。示される情報は、直接にせよ、全体に参
照番号30を付したシンボルジェネレータケース(Boitier
Generator deSymboles) 12（Ｂ．Ｇ．Ｓ．）を介して
にせよ、ピックアップ（センサ）10及び計算装置11から
由来する。表１は、航空機の計器のピックアップ及び航
空機の計器で実施される自然のままの物理的測定である
対応するパラメータのリストである。また、表２は、計
器板の搭載機器及び対応するパラメータのリストであ
る。
【０００８】
【表１】
【表２】
【０００９】ピックアップパラメータは、ある搭載機器
14（接続24) またはシンボルジェネレータケース12（接
続25) によって使用され、ディスプレイスクリーン13
(接続26) に表示される。ピックアップパラメータは、
航空機の瞬間的な状態に関する数値のデータの形態で航
法パラメータを計算する計算装置11（接続27) に転送さ
れる。そのデータのリストを表３及び表４に示した。
【００１０】
【表３】
【表４】
【００１１】航法パラメータは、幾つかの搭載機器14
（接続28’）及び／またはシンボルジェネレータケース
12 (接続28及び26) を介してディスプレイスクリーンに
よって標示される。長方形30及び31に含まれる要素は、
パイロットに提供される情報を安全化するために従来か
ら補足される冗長性要素を考慮に入れなければ、現在の
航空機中に実際に存在するような操縦情報表示装置を構
成している。本発明による操縦情報の安全化装置は、一
方では、静的な一致制御を実施する長方形32及び33に含
まれる要素と場合によっては動的な一致の制御を実施す
る長方形34及び35に含まれる要素を備える。ある航空機
では、情報の安全化装置は、静的な一致の制御によって
情報の安全化を十分な程度に得ることができ、その場
合、航空機は、対応する要素32、32を備えない。しか
し、他の航空機では、要求れる安全化の程度を得るため
には、動的な一致の制御に対応する要素34、35をそれら
に補足する必要がある。静的一致の制御は、まず、ディ
スプレイスクリーンの情報から理論的な航法パラメータ
を計算し、それをピックアップ、計算装置、または、搭
載機器によって提供された航法パラメータに比較し、不
一致を検出して、それをパイロットに警告することによ
って実施される。航法パラメータは、ピックアップによ
って出力されたピックアップパラメータに比較される理
論的なピックアップパラメータを計算し、場合によって
は不一致を検出し、それをパイロットに警告するために
使用される。ピックアップパラメータを計算するために
使用される。静的な一致を制御するためのこれらの計算
及び比較を実施するために、本発明による装置は、ディ
スプレイスクリーン13（接続29) に入力され、または、
これらのスクリーンで読み出される（接続30' 及び31'
、装置19) データ及び／または信号からシンボルジェ
ネレータケース12によって実施される関数の逆関数Ｆ1
-1を計算する第１の計算機15を備える。
【００１２】各航法パラメータまたはピックアップパラ
メータの逆関数Ｆ1 -1の計算の結果は、第１の比較器16
で、計算装置11（接続32) 及び／または対応する搭載機
器14（接続32')または対応するピックアップ（接続3
2'') によって出力された同じパラメータと比較する。
第１の比較器16内で実施される比較の結果、同じ組のパ
ラメータの比較された数値が所定の精度では等しくない
ことが分かった時、不一致信号は警告装置20（接続36)
及び計算装置17（接続36')に転送される。計算装置11
（接続32) によって出力されるパラメータは、第２の計
算器17に入力され、上記の計算装置11によって実施され
る関数の逆関数Ｆ2 -1を計算し、ピックアップパラメー
タが得られる。このように計算されたピックアップパラ
メータは、第２の比較器18で、ピックアップ10（接続3
5) によって出力されたパラメータに比較される。不一
致信号が比較器16によって第２の計算器17 (接続36')に
出力された時、関係するパラメータの逆関数Ｆ2 -1の計
算を阻止する。第２の比較器18内で実施される比較の結
果、同じ組のパラメータの比較された数値が所定の精度
では等しくないことが分かった時、不一致信号が警告装
置20に転送される（接続37) 。警告は、音響型、視覚型
または他のものでもよく、例えば、そのために備えられ
たスクリーンまたはディスプレイスクリーン13の１つを
使用して、照準器に示される、１つまたは複数の誤った
照準十字線または文字数字式キャラクタの同一性を示
す。それから逆関数Ｆ1 -1が計算されるデータがシンボ
ルジェネレータケース12によって出力されたデータであ
る時、本発明による装置は、ディスプレイスクリーン13
の良好な機能を制御しないことが理解されよう。また、
本発明によると、装置19は、ディスプレイスクリーンの
逆関数Ｖ-1を実施し、すなわち、スクリーンで読み取ら
れたシンボルから表示されるパラメータの値を決定する
ために備えられている。また、ディスプレイスクリーン
の偏向及び点灯信号をデジタル化して、中間の解決法
（図１には図示せず）を実施することができる。図３の
概略図は、逆関数Ｆ1 -1の計算に役立つデータを得るた
めに使用できる３つの解決法を図示している。シンボル
ジェネレータケース12は、文字数字キャラクタ及び標準
十字線の記号による定義を含み、それらをスクリーンに
出現させることのできる信号を出力するシンボルジェネ
レータ42を備える。ジェネレータ42は、航法パラメータ
からスクリーンに表示される情報を形成する計算機41の
制御下にある。
【００１３】図２は、例として、以下の情報が現れる航
法配置の実施例を図示したものである： 標準十字線：航路の目標53、航路の誤差56、水平線57、
速度ベクトル58、加速度59、 文字数字特性：マッハ数50、ノット速度51、針路目印5
2、気圧高度54、電波高度計高度55 ディスプレイスクリーンの型、マトリックスアドレス指
定の型または陰極線管の型によって、シンボルジェネレ
ータ42は、デジタルコードまたは管の電子ビームの偏向
のアナログ信号を出力する。デジタルコードは、第１の
計算機15によって直接使用され、反対に、アナログ信号
は変換機43で数値信号に変換されなければならない。照
準十字線及び文字数字キャラクタの情報は、アドレス指
定回路44を介してスクリーン45に表示される。管の入力
までの転送チェーンの確認が所望される陰極線管の場
合、アナログ／デジタル変換器を介して偏向信号をデジ
タル化し、その信号をいわゆる画像メモリであるデジタ
ルメモリ47に記憶する。逆関数Ｆ1 -1の計算装置15で使
用されるるは、このメモリに含まれるコードである。ス
クリーン45を含む転送チェーン全部を確認することが望
ましい場合、カメラ48を使用してスクリーンを撮影し
て、画像処理装置49で得られた画像を処理して、デジタ
ルキャラクタの値を決定して、形状認識アルゴリズムを
使用して、照準十字線の形態を識別することが必要であ
る。この画像の処理方法は、例えば、コレクションテク
ニック デュ ランジェニィュール（collection Tech
niquesde l'Ingenieur) Ｈ２巻「情報処理−言語−シス
テム(Informatique-Langages-Systemes) 」、及び、よ
り詳細にはジャン−ポール ハットン(Jean-PaulHATTO
N) の論文Ｈ1900「人工知能と形状の認識(Intelligence
Artificielle etReconnaissance des formes)」及び
クラウディ フォーレ(Claudie FAURE)の論文Ｈ1920
「人工知能、形状の認識(Intelligence Artificielle,
Reconnaissancedes formes)」に記載されている。計算
装置15は、照準十字線及びデジタルキャラクタの認識さ
れ、識別された値から、それらの値が対応する航法パラ
メータを計算し、一方、計算装置17は、ピックアップパ
ラメータを計算する。下記の表５及び表６は、照準十字
線と航法及びピックアップパラメータとの間の対応をま
とめて示したものである。
【００１４】
【表５】
【表６】
【００１５】航法パラメータ及びピックアップパラメー
タは、１つまたは複数の照準十字線から得ることができ
る。これによって、同じパラメータについての確認数を
大きくすることができ、また、示された情報及び照準十
字線の安全度を高くすることができる。下記表７、表
８、表９及び表10は、航法パラメータによって、逆関数
Ｆ1 -1による計算で使用しなければならないまたは使用
することのできる照準十字線及び照準十字線の組を示
す。同様に、下記表11は、ピックアップパラメータによ
って、逆関数Ｆ2 -1による計算で使用しなければならな
いまたは使用することのできる照準十字線及び照準十字
線の組を示す。逆関数Ｆ1 -1及びＦ2 -1の計算等式は、以
下に詳細に説明する。既に記載したように、逆関数Ｆ1
-1の計算の結果は、比較器16内で、計算装置11、対応す
る搭載機器14、または、対応するピックアップによって
出力された航法パラメータに比較される。
【００１６】
【表７】
【表８】
【表９】
【表１０】
【００１７】
【表１１】
【００１８】
【表１２】
【００１９】表12は、搭載機器とそれらが表示する対応
するパラメータとの間の対応を示すものである。検討さ
れる各パラメータの逆関数Ｆ1 -1、Ｆ2 -1の計算は、飛行
の物理的な法則及び航空力学の法則を適用して形成され
る等式によって実施される。逆関数Ｆ1 -1、Ｆ2 -1の計算
を理解するために、下記の表13、表14、表15及び表16
に、飛行機のパラメータの記載及び定義を示す。
【００２０】
【表１３】
【表１４】
【００２１】
【表１５】
【表１６】
【００２２】（ａ）飛行機の姿勢Φ、Θ、βの計算 表５から表10に記載のように、飛行機の姿勢Φ、Θ及び
βは、水平及び基準針路の照準十字線（計算ａ1 ）もし
くは着陸または着陸侵入の場合人工滑走路及びＨＲＳの
照準十字線（計算ａ2 ）から得られる。飛行機の軸に対
する飛行機の姿勢は、図４の概略図によって図示したよ
うに以下の角度によって決定される： Φ 傾斜（横揺れ） Θ 縦方向のトリム角（縦揺れ） β 方位角 この図４の概略図では、βは、軸線Ｘ0 がＸ0 が通過す
る水平平面内に軸線Ｘの投影と共に形成する角度であ
り、軸線Ｘ0 を角度βで回転して、ＹはＹh に変換され
る。Θは、軸線Ｘが軸線Ｘ0 が通過する水平平面内に軸
線Ｘの投影Ｘh と共に形成する角度であり、軸線Ｙh を
角度Θで回転することによって、Ｚ0 はＺh に変換され
る。Φは、Ｚh と共にＺを、Ｙh と共にＹを形成する角
度である。計算ａ1 角度Φ及びΘは、水平照準十字線によって直接与えられ
（図５−ａ及び図５−ｂ）、従って、計算する必要はな
い。角度βは、北と選択した絶対基準座標系の軸線Ｘ0
との間の角度βvoを減算によって得られる。計算ａ2 着陸侵入段階の人工滑走路照準十字線（図６ａ）、ＨＲ
Ｓ、βvoの滑走路パラメータから、以下の式によってβ
及びΘを計算することができる； β＝βV ＋Ｃo −ＧＦ＋εl Θ＝ＳＥ−ｇo ＋εg これらの式では、ＧＦ及びＳＥは、人工滑走路照準十字
線（図６ａ）によって与えられ、εl は、滑走路の軸線
と飛行機−滑走路方向との間の角度であり、ｇo は、滑
走路の入口で命令される勾配であり、ｃo は、地理上の
北と滑走路の軸線との間の角度であり、これら２つのパ
ラメータｇo 及びｃo は、滑走路の特性パラメータであ
り、εg は、滑走路の入口部の指示勾配ｇo と飛行機の
実際の勾配との間の角度であり、これらの２つのパラメ
ータεl 及びεg は、人工滑走路照準十字線、電波高度
計高度ＨＲＳ及び滑走路の特性パラメータについて測定
される幾何学的サイズから計算される。
【００２３】図６ｂ、図６ｃ、及び図６ｄは、人工滑走
路照準十字線に達するように考慮された異なる角度と長
さを示している。図６ｂは、垂直平面で飛行機の降下角
Ｉ．Ｌ．Ｓ．と実際の角度とを示し、図６ｃは水平平面
で飛行機の方向角Ｉ．Ｌ．Ｓ．と実際の角度とを示して
いる。図６ａ、図６ｂ及び図６ｃから、以下の式が引き
出される； εg ＝ｅ Ｈgo／ｌ 及び εl ＝Ｈ（ＧＥ−ＧＦ）／Ｌ（ｇ0 ＋εg ） ｅ、ＧＥ及びＧＦは、人工滑走路照準十字線の幾何学的
形状から決定され（図６ａ）、Ｈ＝ＨＲＳは、電波高度
計高度てあり、Ｌ及びｌは、各々、滑走路の幅及び長
さ、すなわち、滑走路の特性パラメータである。
【００２４】 （ｂ）航空力学位置Φv 、σa 及びβv の計算 絶対座標系に対する航空力学座標系の位置Φv 、σa 及
びβv は、下記式１によって、角度αを与える取付角照
準十字線及びパラメータΦ、Θ及びβから計算される
（唯一の計算ｂ１）
【式１】
【００２５】（ｃ）マッハ数Ｍの計算 表７〜10によると、３つの計算方法ｃ１、ｃ２及びｃ３
を使用して、マッハ数を得るさとできる。第１のｃ１
は、対応する照準十字線の読取を直接使用する。第２の
ｃ２は、従来の速度Ｖc 及び気圧高度Ｚh の照準十字線
及び情報ＱＮＨを使用することである。また、第３の方
法ｃ３は、パラメータＶvent、Ｖsol 及びＴs を使用す
る。計算ｃ１ 対応する照準十字線を直接読取る。計算ｃ２ 従来の速度及び気圧高度の照準十字線及び情報ＱＮＨを
使用 圧力δＰ及びＰs が分かっている時、下記式２によっ
て、マッハ数を決定することができる；
【式２】 δｐは、下記式３によって、従来の速度Ｖc から算出さ
れる
【式３】 （但し、上記式において、 Ｐo ＝1,013.15ミリバール（海抜０ｍでの圧力） ａo ＝ 661ノット（海抜０ｍでの音速） τ＝1.40は、マッハ数２未満での比Ｃp ／Ｃv ＰS は、以下の式によって、ＱＮＨによって再調整され
た気圧高度（Ｚp＝Ｚh ＋ＱＮＨ）から算出される： Ｐs ＝Ｐso〔(288− 6.5Ｚp ）／288 〕5.25 （但し、上記式において、Ｐso＝1,013.15ミリバール)計算ｃ３ パラメータＶvent、Ｖsol 及びＴs の使用 Ｖvent及びＶsol によって、Ｖp ＝｜Ｖvent−Ｖsol ｜
を計算することができ、この時、Ｍは、下記の式によっ
て与えられる； Ｍ＝Ｖp ／ｋ（Ｔs ）1/2 （但し、ｋ＝40.1ｍ／ｓ）
【００２６】（ｄ）再調節された気圧高度Ｚh の計算 パラメータＺh は、気圧高度計の複写によって直接得ら
れる（唯一の計算ｄ１）
【００２７】（ｅ）航空力学速度ベクトルＶp の計算 異なる３つの方法によって得られる： ｅ１） パラメータＶvent及びＶsol から ｅ２） 水平（Φ、Θ）、取付角α及び針路基準
（Ｃv ) の照準十字線及びパラメータＶp 及びβvoから ｅ３） 速度（Ｙv 及びＺv ）、高度（Ｚh ) 、取付角
（α）、Ｚh ＞6000ｍの場合の水平及び針路の照準十字
線、パラメータＶpx、βvo及び飛行機内の照準器の方向
から計算ｅ１ 航空力学速度ベクトルＶp は、以下の式によるベクトル
Ｖvent及びベクトルＶsol のベクトル組み合わせによっ
て得られる： Ｖp ＝Ｖsol −Ｖvent 計算ｅ２ 基準Ｒ0 中の航空力学速度ベクトルＶp は、下記式４の
行列変換によって、航空力学速度Ｖp のノルムから得ら
れる。
【式４】 但し上記式において、σa 及びβV は、上記の計算ｂで
記載したように、水平及び針路及びαの照準十字線の
Φ、Θ、βvoの関数として示すことができる。計算ｅ３ 高度Ｚh が6000ｍ以上の時、航空力学速度ベクトルＶp
は、以下の照準十字線： 速度ベクトル Ｙv 取付角 α 水平 Φ、Θ及びβ 高度 及び、基準Ｒ0 中のＸの軸線に沿ってＶp の成分である
パラメータＶpxから得られる。従って、この計算は、他
の成分Ｖpy及びＶpzを計算することからなる。従って、
以下の記法、すなわち、 （Ｖpx、Ｖpy、Ｖpz） ： 地上基準座標系Ｒ0 の
Ｖp の座標 （Ｖ' px、Ｖ' py、Ｖ' pz) ： 飛行機基準座標系
のＶp の座標 （Ｖvx、Ｖvy、Ｖvz） ： 照準器基準座標系のＶ
p の座標 を使用すると、以下のように表記することができる； （Ｖpx、Ｖpy、Ｖpz）＝Ｂ（Ｖvx、Ｖvy、Ｖvz） 但し、上記式において、Ｂは、地上基準座標系が照準器
基準座標系を通過する行列、すなわち、照準器基準座標
系を飛行機基準座標系が通過する行列による飛行機基準
座標系（Φ、Θ、β）を地上基準座標系が通過する行列
の合成であり、その結果、照準器の方向が決定される。
以下のように表記することができる： （Ｖpx、Ｖpy、Ｖpz）＝ＢＶvx（１、Ｖvy／Ｖvx、Ｖvz
／Ｖvx）＝ＢＶvx（１、Ｙv、Ｚv） その結果、Ｖpxが仮定によって公知であり、Φ、Θ及び
βが、水平、針路の照準十字線及びβvoから決定され、
飛行機内の照準機の方向が公知の時、Ｖvxを計算するこ
とができ、それによって、Ｙv及び仮定によって公知の
行列Ｂを使用して、Ｖpyを計算することができる。ま
た、Ｖpx、Ｖpyが分かっているので、第３の成分Ｖ
pzは、仮定によって公知のαが介入する下記式５の等式
を解くことによって決定される：
【式５】
【００２８】表７〜10は、特に、高度Ｚh が4500ｍ未
満、4500〜6000ｍもしくは6000ｍ以上であることを考慮
して、対地速度ベクトルＶsol の計算の６つの方法を示
している：計算ｆ１ ：第１の方法は、シンボルジェネレータケース
によって提供された情報を使用することからなる：計算ｆ２ ：第２の方法は、Ｚh ＜4500ｍの場合、以下の
行列式によって、全体基準内での対地速度ベクトルＶ
sol の成分Ｖx 、Ｖy 、Ｖz を計算することからなる： 但し、上記式において、Ｂは、飛行機内の照準器の方向
によって与えられる照準器基準座標系の飛行機基準座標
系の通過マトリックスによる照準器基準座標系での絶対
基準座標系の通過マトリックスであり、すなわち、Φ、
Θ及びβによって与えられる飛行機基準での絶対基準座
標系の通過マトリックスである。すなわち、下記の行列
である： 但し、上記式において、Ｙv ＝Ｖvy／Ｖvx及びＺv ＝Ｖ
vz／Ｖvxは、速度照準十字線の座標である。水平及び針
路照準十字線及びパラメータβvOから出たΦ、Θ及び
β、及び飛行機内の照準器の方向によるＶx 及び行列Ｂ
の認識によって、Ｖvxを計算し、次に、Ｙv 及びＺv に
よってＶy 及びＺv を計算することができる。計算ｆ３ 対地速度ベクトルＶsol の成分Ｖx 、Ｖy 、Ｖz は、下
記式６によって計算される。
【式６】 上記式において、ｑ（Ｚh ）は、 １次曲線によって、
Ｚh ＜4500ｍで値０からＺh ＞6000ｍで値１まで変化す
る係数であり、Ｖp は、仮定によって公知の対気速度で
あり、σa 及びＢv は、計算ｂによるパラメータβvoと
取付角αを使用して、水平及び針路の照準十字線から測
定されたΦ、Θ及びβ＝Ｃ＋βvoから算出され、Ｗは、
航路照準十字線から与えられた飛行機の航路であり、Ｖ
1 、Ｖ2 、Ｖ3 は、以下のベクトルの座標であり、 但し、上記式において、Ｙv 、Ｚv は、照準器の速度照
準十字線の座標であり、Ｂは照準器基準座標系の絶対基
準座標系の通過マトリックス、すなわち、Φ、Θ及びβ
によって与えられる飛行機基準座標系の絶対基準座標系
の通過行列と飛行機内の照準機の方向によって与えられ
る照準機基準座標系の飛行機基準座標系の通過行列との
合成である。計算ｆ４ Ｚh が6000ｍ以上であり、Ｖx 、航路Ｗ及び勾配ｇが公
知の時、以下のように、 Ｖy ＝（tan Ｗ）／Ｖx 次に、 Ｖz ＝ sin ｇ0 （Ｖx 2＋Ｖy 2＋Ｖz 2）1/2 が得られる。計算ｆ５ Ｚh が6000ｍ以上であり、Ｖx 、Ｖy 及び勾配ｇが公知
の時、上記の式によって第３の成分Ｖz が得られる。計算ｆ６ Ｚh が6000ｍ以上であり、水平照準速度十字線及び飛行
機内の照準機の方向によって飛行機のΦ、Θ、β、速度
照準十字線の座標Ｙv 、Ｚv 、取付角α、対気得度ノル
ムＶp が公知の時、計算ｅ３によって、下記式７を使用
して、対気速度ベクトルの座標Ｖpx、Ｖpy、Ｖpzの座標
を計算することができることが分かった。
【式７】 但し、上記式において、Ｖsol のＶx 及びＶy は、公知
である仮定される。従って、それから、Ｖsol の座標Ｖ
x 、Ｖy 及びＶz が算出される。
【００２９】（ｇ）航路Ｗの計算計算ｇ１ 航路Ｗが対応する照準十字線によって与えられる時、こ
の値を複写すればよい。計算ｇ２ 航路Ｗは、速度照準十字線によって与えられるＹv 及び
Ｚv 、及び、絶対基準座標系内で表現される基準座標系
での絶対座標系の通過行列であるａ、ｂ、ｃから計算さ
れる。この航路は、水平及び針路照準十字線からでる
Φ、Θ及びβによって与えられる飛行機基準座標系での
絶対基準座標系の行列の、飛行機内の照準器の方向によ
って与えられる照準器基準座標系での飛行機基準座標系
の通過行列による積である。航路Ｗは、tan Ｗによって
表示されるが、このtan Ｗは下記の式に等しい： tan Ｗ＝（Ｏ＋Ｐ＋Ｑ）／（Ｒ＋Ｓ＋Ｔ） 但し、Ｏ＝cosbsinc Ｐ＝Ｙv （sincsinbsina＋cosccosa) Ｑ＝Ｚv （cosasinbsina−sinacosc) Ｒ＝cosbcosc Ｓ＝Ｙv （coscsinbsina−sinccosa) Ｔ＝Ｚv （cosasinbcosc＋sinasinc)
【００３０】（ｈ）加速Ｔa の計算計算ｈ１ 対地速度ベクトルＶsol が公知の時、Ｔa は、導関数１
／ｇ ｄＶ／ｄｇ、すなわち、下記式８を計算すること
によって得られる。
【式８】 計算ｈ２ 軌道上の加速照準十字線が使用できる時、それが示す値
を読めばよい。
【００３１】（ｉ） 降下誤差εl 及びεg の計算 計算ｉ１は、以下のものから実施される：滑走路の特性
パラメータ、すなわち； ｌ ＝滑走路の幅 Ｌ ＝滑走路の長さ ｇo ＝滑走路の進入時に指示される勾配 及び、人工滑走路照準十字線（ＧＥ、ＧＦ）の幾何学的
形状から得られる情報及び、以下の式、すなわち、 εg ＝（ｅ Ｈｇo）／ｌ 及び、 εl ＝〔Ｈ（ＧＥ−ＧＦ）〕／〔Ｌ（ｇo ＋εg ）〕 を使用して、Ｈ＝ＨＲＳ、電波高度計高度を得る。
【００３２】（ｋ）静圧Ｐs 及び動圧δＰの計算 この計算は、２つの異なる方法で、従来の速度Ｖc とマ
ッハ数Ｍから（計算ｋ１）、または、従来の速度Ｖc と
対気速度Ｖp と温度Ｔs （計算ｋ２）から実施される。計算ｋ１ Ｖc 及びＭから そのため、下記式９の等式を解く必要がある。
【式９】 但し、上記式において、Ｐ0 ＝1013.15 ミリバールは、
海抜０ｍで測定した圧力であり、ａ0 は、海抜０ｍでの
音速であり、すなわち、661 ノットであり、τは、大気
及びＭ＜２で、Ｃp ／Ｃv ＝1.40である。計算ｋ２ Ｖp ＝ａ．Ｍ（ａは音速）及びａ＝ｋ・Ｔs 1/2（但し、
ｋ＝40.1ｍ／ｓ）として、Ｖc 、Ｖp 及びＴs から、以
下の式で示すことができる； Ｍ＝Ｖp ／（ｋ・Ｔs 1/2) また、前述の等式から、以下の式が成立することが示さ
れている； δＰ／Ｐs ＝ｆ（Ｍ）、及び、δＰ／Ｐ0 ＝ｆ（Ｖc ／
ａ0 ） 従って、Ｖc 、Ｖp 及びＴs が分かっていると、Ｐs 及
びδＰを計算することができる。
【００３３】（ｍ）温度Ｔs の計算計算ｍ１ この計算は、以下の式によって、気圧高度Ｚh とＱＮＨ
から実施される； Ｐs ＝Ｐso〔（288 − 6.5Ｚp ）／288 〕5.25 但し、上記式おいて、Ｐso＝1013.15 ミリバールであ
り、これは、海抜０ｍでの標準圧力であり、Ｚp ＝Ｚh
＋ＱＮＨである。計算ｍ２ この計算は、以下の式によって、マッハ数Ｍと速度Ｖp
から実施される； Ｔs ＝〔Ｖp ／ｋＭ〕2
【００３４】上記の詳細な説明によって、照準十字線及
び文字数字キャラクタの形成に直接介入しなくても、異
なる照準十字線及び文字数字キャラクタの群から同一の
パラメータを計算することができることが分かる。これ
によって、複数の方法で、同一のパラメータを確認する
ことができ、従って、安全度が大きくなる。逆関数Ｆ1
-1及びＦ2 -1は、静的な一致を制御を構成し、すなわ
ち、航空機の発展に介入しない。本発明によると、航空
機の移動等式に介入させる動的な一致の制御を実施する
ことが提案されている。この飛行機の移動等式は、ガリ
レオ基準座標系Ｒ0 で下記式10によって示される力学の
基本原理を適用して得られる。
【式10】 但し、上記式において、ｍは、航空機の質量であり、π
G は、航空機のその重心Ｇに対する慣性行列であり、Ｆ
ext は、航空機にかかる外力であり、Ｍext ／Ｇは、Ｇ
に対して表される、航空機にかかる外側モーメントであ
り、Ｒo は、ガリレオ基準座標系であり、Ｒa は、回転
（βv ）、（σa ）、（Φv ）によって（Ｒo ）から演
繹される航空力学基準座標系であり、ΓＲo は、
（Ｒo ）内で表示される航空機の加速であり、ΩＲa ／
Ｒo は、基準座標系（Ｒo ）に対する基準座標系
（Ｒa ）の回転の瞬間的なベクトルである。３つの力
は、重量ｍ．ｇ．Ｚo 、速度ベクトルによって支えられ
る推力Ｆ及び飛行機内の対称平面内にある航空力学Ｆa
である。飛行機にかかるモーメントは、以下のものであ
る；速度ベクトル推力モーメント。この力は、速度ベク
トルによって支持され、従って、重心Ｇを通過している
ので、零とみなされる。 対気速度ベクトルと同一直線上にある航空力学抵抗モー
メント−Ｒ．Ｘa 対気速度に垂直な揚力モーメント−Ｚ．Ｚa 重量モーメントは、重心Ｇを通過しているので零であ
る。航空力学３面角の３つの軸線によるこれらの２つの
等式の射影から、下記の６つの等式、式11、式12、式1
3、式14、式15、式16が導かれる。
【式11】
【式12】
【式13】
【式14】
【式15】
【式16】
【００３５】これらの等式は、以下の仮説を立てること
によって、得られた： ａ）横滑りがない。これは、対気速度が、航空機の対称
平面内にあることを意味する。 ｂ）航空機にかかる力は、推力及び空力であり、但し、
推力は速度ベクトルの軸線によって支持され、空力は飛
行機の対称平面に垂直な成分を持たず、定期的にかかる
ものとする。 ｃ）飛行機の質量及び慣性行列は、発展に対して一定で
ある。 この６つの等式系においては、以下の３つの不明の点が
ある：推力は、速度ベクトルによって支持されていると
仮定されるので、推力の代数値Ｆ、航空機の対称平面上
の空力は、この平面の外部には成分を有していないと仮
定されるので、空力の２つの成分Ｒ及びＺ。式12、式14
及び式16は、力を含まず、従って、直接的に３つの一致
等式を与えることが分かる。また、式14、式15及び式16
は、航空機の慣性マトリックスの係数である係数Ａ、
Ｂ、Ｃ、Ｅ及びＫ、Ｌ、Ｍを含む。飛行機の基準座標系
内で表示される航空機の慣性行列は、以下のように表記
することができる； 上記の仮定を考慮すると、空力基準座標系内で、次のよ
うに表記される； 但し、上記行列において、下記式17が成り立つ；
【式17】
【００３６】航空機の慣性行列が公知でない時、一致等
式12だけが確認される。図７は、ｔ時の式12を確認する
ことのできる装置の機能概略図である。このため、ｔ時
（長方形80) 及び（ｔ＋ｄｔ）時（長方形81）で値
Ｖp 、ΦV 、σa 、βV を使用し、次に、下記式18及び
式19によって回路82内でσa'、βv 'を計算する；
【式18】
【式19】 次に、一次導関数値及びｔ時の値Ｖp 、ΦV 、σa 、β
V を式12に入れ（回路83) 、式12が所定の精度で零に等
しいことを確認する。得られた数値がある程度の値を越
えて零と異なる時、回路83は、操縦手39に警告信号を出
力する。回路82及び83は、計算機21の一部分である（図
１）。
【００３７】図８は、ｔ時に式12、式14及び式16を確認
することのできる装置の機能概略図である。このため、
ｔ時（長方形85) 、（ｔ＋ｄｔ）時（長方形86）及び
（ｔ＋２ｄｔ）時（長方形87) で値Ｖp 、ΦV 、σa 、
βV を使用し、次に、回路88内で、上記式18及び式19に
よって一次導関数Ｖp'、ΦV' 、σa'、βv '、α'及び
二次導関数ΦV ''、σa''、βv''を計算し、下記式20〜
式25によって他の導関数を計算する;
【式20】
【式21】
【式22】
【式23】
【式24】
【式25】 これらのパラメータ、それらの一次導関数及び二次導関
数を回路89で使用して、式12、式14及び式16を計算す
る。各等式において、計算の結果が閾値以上に０と異な
る時、回路89は、操縦手39に警告信号を出力する。回路
88及び89は、計算機21の一部分である（図１）。航空機
にかかる力に関係しない一致等式である式12、14及び16
によって、実際の時間（ｔ時）に、Ｖp 、βV 、σa 、
ΦV 及びα、及び、βV 、σa 、ΦV の第１及び二次導
関数が一致していることを確認することができるが、こ
れらの式では、時間内のそれらの発展を確認することが
できない。、すなわち、ｔ時、（ｔ＋ｄｔ）時、（ｔ＋
２ｄｔ）時及び（ｔ＋３ｄｔ）時に、それらの数値が一
致して変化することを確認することができない。航空機
の時間内の発展のこの確認のため、本発明は、上記の６
つの式、式11〜式16を使用して、力の値Ｆ、Ｒ及びＺの
関数として（ｔ＋ｄｔ）時のパラメータＶp'、ΦV'、σ
a'、βv '、α'、ΦV ''、σa''及びβv''及び（ｔ＋ｄ
ｔ）時のパラメータＶp 、βV 、σa 、ΦV 及びαを計
算する。これらのパラメータは、下記式26〜式31によっ
て与えられる；
【式26】
【式27】
【式28】
【式29】
【式30】
【式31】 ただし、上記式において、取付角αは、速度ベクトルに
垂直な荷重倍数ｎと空力Ｖp の関数であり、以下の式に
よって表される； α＝Ｃpn＋ｋa ｎ／ｊ Ｖp 2 但し、上記式において、ｋa 及びＣpnは飛行機の空力係
数であり、ｊは空気密度である。荷重倍数ｎは、下記式
32によって与えられる；
【式32】
【００３６】連続した代入及び微分によって、式11〜式
16の系から、下記式33及び式34の関係式が導かれる。
【式33】
【式34】 この系は、σa''及びβv''の２つの多項式によって構成
されており、その係数Ａ8 〜Ｆ8 及びＡ9 〜Ｆ9 は、Ｖ
p、ΦV、σa、βV、及びσa'及びβv 'の陽係数であり、
それ自体、Ｖp、ΦV、σa、βV及びαの関数である。こ
れらの係数は、下記式35によって与えられる；
【式35】 （但し、係数Ａ'0、Ｂ'0及びＣ'0は、式27によって前も
って定義されている）
【式36】
【式37】 式33及び34の系は、様々な数値法、特に、ニュートン(N
ewton)法によって解かれる。いくつかの計算ループの
後、所望の精度で、βv''及びσa''が得られる。これに
よって、式27によってΦV'を、式30によってα、下記式
37によってΦV''を計算することができる；
【式38】 但し、上記式において、Ａ4 、Ｂ4 、Ｃ4 、Ｄ4 、Ｅ4
及びＦ4 は、Ｖp 、ΦV、σa、βV及びそれらの一次導
関数の陽係数（上記に定義）であり、この式は、αを除
去後、式14から導かれた式である。
【００３７】（ｔ＋ｄｔ）時のピックアップによって得
られたパラメータ及び式11、13及び15によってｔ時に計
算された力の値を使用して、上記の式によって計算され
たパラメータＶp'、ΦV'、σa'、βv '、α'、ΦV ''、σ
a''、βv''の値を式18〜式25を使用して、ｔ時、（ｔ＋
ｄｔ）時及び（ｔ＋２ｄｔ）時の航法パラメータから決
定される対応するパラメータの値に比較する。類似によ
って、（ｔ＋ｄｔ）時の第１及び二次導関数は、（ｔ＋
ｄｔ）時、（ｔ＋２ｄｔ）時及び（ｔ＋３ｄｔ）時の値
を使用して計算される。
【００３８】図９は、航空機の発展の一致動的制御に関
する本発明のこの面を極めて概略的に図示したものであ
る。ｔ時に、ピックアップは、パラメータＶp 、ΦV 、
σa、βV 及びαを出力し、これらのパラメータは、式1
1、13及び15（長方形103)によって、発展式18〜25（長
方形112)を使用してｔ時に計算された第１及び二次導関
数Ｖp'、ΦV'、σa'、βv '、α'、ΦV ''、σa''、βv''
の値（長方形112)に 組み合わせ、ｔ時に航空機にかか
る力Ｆ、Ｒ及びＺを計算する。計算されたｔ時の力Ｆ、
Ｒ及びＺが、期間ｄｔにほとんど変化しないとすると、
計算機104 でそれを使用して、上記式26〜30、式33、式
34及び式37を使用して、（ｔ＋ｄｔ）時の一次導関数Ｖ
p'、ΦV'、σa'、βv '、α'及び二次導関数ΦV''、
σa''、βv''（長方形105)を得ることができる。このた
め、計算機104 に、（ｔ＋ｄｔ）時のパラメータ値
Ｖp 、ΦV 、σa 、βV 及びα、及び、ｔ時のσa''、
βv''の出発値（長方形102)をしようして、連続した近
似法によって、（ｔ＋ｄｔ）時のσa''、βv''を計算す
るこかとできる。計算機104 によって計算されたパラメ
ータ値及びそれらの導関数を、比較器109 内で、（ｔ＋
ｄｔ）時（長方形108)、（ｔ＋２ｄｔ）時（長方形110)
及び（ｔ＋３ｄｔ）時（長方形111)のパラメータＶp 、
ΦV 、σa 、βV 及びαの値から計算機106 で計算され
た対応する値に比較する。パラメータと、（ｔ＋ｄｔ）
時、（ｔ＋２ｄｔ）時及び（ｔ＋３ｄｔ）時の航法パラ
メータから直接、あるいは、運動式を使用して計算によ
って得られたそれらの導関数の各値をを比較することに
よってある程度の値を越えた差が明らかになると、比較
器109 は、警告信号を出力する。もちろん、警告信号が
出力される閾値は、関係するパラメータ及び得ようとす
る安全度によって変化する。（ｔ＋ｄｔ）時のパラメー
タＶp'、ΦV'、σa'、βv '、α'、ΦV ''、σa''、βv''
（長方形105)の値は、メモリに記憶され、次の（ｔ＋ｄ
ｔ）時に、（ｔ＋ｄｔ）時のパラメータＶp 、ΦV 、σ
a 、βV 及びαの値と組み合わせた力Ｆ、Ｒ及びＺの計
算に使用される。これらの力は、（ｔ＋２ｄｔ）時のパ
ラメータの確認のために、（ｔ＋２ｄｔ）時の力と見做
される。
【００３９】別の実施例では、力Ｆ、Ｒ及びＺの計算
に、パラメータＶp 、ΦV 、σa 、βV 及びαの値と式
26〜34を使用してｔ時に計算されるそれらの第１及び二
次導関数を使用することができる。また別の実施態様で
は、より正確な式18〜25を使用して計算した値か、式26
〜30、式33、34、式37を使用して計算した不一致のパラ
メータを使用しないように回路109 によって実施された
比較の結果の関数として式26〜30、式33、34、式37によ
って計算された値を使用することができる。上記の作業
は、時間ｄｔの間隔で、前の作業から分離された各瞬間
に繰り返すことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による情報安全化装置を備える航空機の
操縦情報転送チェーンで実施される各機能を示す概略図
である。
【図２】ディスプレイスクリーンに現れる及び／または
適切な光学装置によってパイロットの目の前に映写され
る照準十字線の例を図示したものである。
【図３】本発明による変換が使用され信号及び／または
情報を回収するためのに使用できる手段を示す機能概略
図である。
【図４】航空機の各基準軸線と角度Φ、β及びΘを示す
幾何学的概略図である。
【図５】航空機の角度Φ、β及びΘを示す。
【図６】着陸の際使用される角度を搭載機器に示す幾何
学的概略図である。
【図７】動的不一致の第１の式を確認することのできる
装置の機能概略図である。
【図８】動的不一致の２つの他の式を確認することので
きる装置の機能概略図である。
【図９】航法パラメータ及びそれらの第１及び二次導関
数を確認することのできる装置の機能概略図である。
【符号の説明】
10 ピックアップ 11 計算装置 12 シンボルジェネレータケース 13 ディスプレイスクリーン 14 搭載機器 20 警告装置 41 計算機 42 ジェネレータ 43 変換器 45 スクリーン

Claims (13)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 一方では、ピックアップによって出力さ
    れたパラメータに対応し、もう一方では、計算装置及び
    搭載機器によって出力されたいわゆる航法パラメータに
    対応する航空機の操縦情報の、安全化の方法であって、 （ａ） ｔ時及び（ｔ＋ｄｔ）時の航法パラメータ
    σa、βvからｔ時の一次導関数σa'、βv'を計算し、 （ｂ） ｔ時のパラメータＶp、Φv、σa及びβv及び作
    業（ａ）によって計算されたｔ時の一次導関数σa' 及
    びβv' を使用して、本明細書で定義する式(12)を確認
    し、 （ｃ） 式（12) が所定の正確さで確認できない時、警
    告信号を生成することを含むことを特徴とする方法。
  2. 【請求項２】 一方では、ピックアップによって出力さ
    れたパラメータに対応し、もう一方では、計算装置及び
    搭載機器によって出力されたいわゆる航法パラメータに
    対応する航空機の操縦情報の、安全化の方法であって、 （ｄ） ｔ時、（ｔ＋ｄｔ）時及び（ｔ＋２ｄｔ）時の
    航法パラメータσa 、βv、Φv及びαからｔ時の一次導
    関数σa'、βv'、Φv'及びα'及び二次導関数σa ''、β
    v ''及びΦv ''を計算し、 （ｅ） 値σa、βv、Φv 及びα、及び、作業（ｄ）に
    よって計算されたｔ時の一次導関数σa'、βv'、Φv'及
    びα'及び二次導関数σa ''、βv ''及びΦv ''を使用し
    て、本明細書で定義する式（14) 及び（16）を確認し、 （ｆ） 上記の式（14）及び（16）のいずれか１つが所
    定の精度で確認されない時、警告信号を生成する、こと
    を含むことを特徴とする方法。
  3. 【請求項３】 一方では、ピックアップによって出力さ
    れたパラメータに対応し、もう一方では、計算装置及び
    搭載機器によって出力されたいわゆる航法パラメータに
    対応する航空機の操縦情報の、安全化の方法であって、 （ｇ） ｔ時のパラメータＶp、Φv、σa、βv、α、ｔ
    時及び（ｔ＋ｄｔ）時のＶp、Φv、σa、βv、αから計
    算した一次導関数値Ｖp'、Φv'、σa'、βv'、及び
    α'、及び、本明細書で定義する式(18)〜(25)を使用し
    てｔ、（ｔ＋ｄｔ）及び（ｔ＋２ｄ）時のσa及びβvか
    ら計算した二次導関数値σa ''及びβv ''を使用して、本
    明細書で定義する式(11)、(13)、(15)によってｔ時の航
    空機にかかる力Ｆ、Ｒ及びＺを計算し、 （ｈ） 本明細書で定義する式（26）〜(30)、(33)、(3
    4)、(37)を使用して、（ｔ＋ｄｔ）時の航法パラメータ
    Ｖp、Φv、σa、βv及びα、及び、作業（ｇ）によって
    得られた加えられた力の値から（ｔ＋ｄｔ）時のパラメ
    ータＶp'、Φv'、σa'、βv'、Φv'、α'、Φv''、σa
    ''及びβv ''を計算し、 （ｉ） （ｔ＋ｄｔ）時、（ｔ＋２ｄｔ）時及び（ｔ＋
    ３ｄｔ）時にパラメータＶp、Φv、σa、βv及びαの値
    を使用して、（ｔ＋ｄｔ）時のパラメータＶp'、Φv'、
    σa'、βv'、α'、Φv''、σa ''、βv ''を計算し、 （ｊ） 作業（ｈ）で計算されたパラメータの値と作業
    （ｉ）で計算されたパラメータの値を比較し、 （ｋ） 比較された数値の１つが閾値を越えて異なるこ
    とが比較の結果示された時警告信号を生成する、ことを
    含むことを特徴とする方法。
  4. 【請求項４】 上記作業（ｇ）で、ｔ時に航空機にかか
    る力Ｆ、Ｒ、Ｚの計算が、ｔ時のパラメータＶp、Φv、
    σa、βv及びαの値と本明細書で定義する式(26)〜(3
    0)、(33)、(34)、(37)を使用してｔ時に計算された一次
    導関数値Ｖp' 、Φv' 、σa' 、βv' 、及びα' 及び二
    次導関数σa ''及びβv ''を使用して実施されることを特
    徴とする請求項３に記載の方法。
  5. 【請求項５】 さらに、本明細書で定義する式(18)〜(2
    5)による計算からの値、または、作業（ｋ）で出された
    警告信号の数値に応じて式(26)〜(30)、(33)、(34)、(3
    7)による計算からの値を保持して、力Ｆ、Ｒ及びＺの計
    算を行うためのパラメータの選択を含むことを特徴とす
    る請求項４に記載の方法。
  6. 【請求項６】 上記作業（ｈ）で、初期値がｔ時の
    σa''、βv''の値である連続近似法によって本明細書で
    定義する式(33)及び(34)を解くことによって、（ｔ＋ｄ
    ｔ）時のσa''、βv''の値の計算を実施することを特徴
    とする請求項３〜５のいずれか１項に記載の方法。
  7. 【請求項７】 上記作業は、時間ｄｔの間隔の前段の作
    業から分離された各瞬間に実施されることを特徴とする
    請求項１〜３、５または６のいずれか１項に記載の方
    法。
  8. 【請求項８】 一方では、ピックアップによって出力さ
    れたパラメータに対応し、もう一方では、計算装置及び
    搭載機器によって出力されたいわゆる航法パラメータに
    対応する航空機の操縦情報の、安全化方法であって、請
    求項１〜８の記載の少なくとも２つの方法を実施するこ
    とを特徴とする方法。
  9. 【請求項９】 各時に、本明細書で定義する式(26)〜(3
    0)、(33)、(34)、(37)によって、及び本明細書で定義す
    る式(18)〜(25)によって、パラメータＶp'、Φv'、
    σa'、βv'、α'、Φv''、σa ''、βv ''を計算し、計算
    した数値の組を各々比較し、比較した数値が所定の精度
    で等しくない時、警告信号を出力するデジタル計算機を
    備えることを特徴とする請求項１〜８のいずれか１項に
    記載の方法を実施する装置。
  10. 【請求項10】 一方では、ピックアップによって出力さ
    れたパラメータに、もう一方では、計算装置によって出
    力されたいわゆる航法パラメータに一致し、計器盤の搭
    載機器を介して、または、１つまたは複数の照準十字線
    及び文字数字式のキャラクタを備える合成画像の形態の
    ディスプレイ装置に組合わされたシンボル生成器を介し
    てパイロットに示される航空機操縦情報の、安全化の方
    法であって、 （ａ） 合成画像の検出及び認識し、それによって、パ
    イロットに提供される操縦情報を示す数値信号を得て、 （ｂ） １つまたは複数の航法パラメータ及び／または
    数値信号からのピックアップパラメータの計算し、 （ｃ） 上記の計算されたパラメータを上記計算装置ま
    たはピックアップによって出力される同じパラメータに
    比較し、比較したパラメータ間の不一致を検出し、 （ｄ） １つまたは複数の不一致が所定の閾値を越えた
    時、警告信号の生成する、ことを含み、作業（ａ）は、
    ディスプレイ装置のスクリーンまたはそのスクリーーン
    のコピーを得て、該スクリーンの画像を保持し、メモリ
    にデジタル信号の形態でその画像を記録し、この画像を
    分析して、１つまたは複数の照準十字線または文字数字
    キャラクタの幾何学的形状及び値を識別し、ディスプレ
    イ装置のスクリーン上でパイロットに示される数値を決
    定することからなることを特徴とする方法。
  11. 【請求項11】 請求項10に記載の方法を実施するための
    装置であって、 ディスプレイ装置のスクリーンからパイロットに提供さ
    れる操縦情報を示す数値信号を出力する手段と、 上記の数値信号から１つまたは複数の航法パラメータを
    計算する第１の計算機と、 上記の第１の計算機によって出力された航法パラメータ
    の値を上記計算装置または搭載機器によって出力された
    同じパラメータの値と比較し、比較の結果これらの比較
    された数値がある閾値を越えて異なることを示す時警告
    信号を生成するための第１の比較器と、 上記計算装置または上記第１の計算機によって出力され
    た航法パラメータの値から１つまたは複数のピックアッ
    プパラメータを計算する第２の計算機と、 上記第２の計算機から出力されたピックアップパラメー
    タ値を対応するピックアップまたは搭載機器によって出
    力された同じパラメータの値と比較し、比較の結果これ
    らの比較された数値がある閾値を越えて異なることを示
    す時警告信号を生成するための第２の比較器と、を備え
    ることを特徴とする装置。
  12. 【請求項12】 上記操縦情報を示すデジタル信号を出力
    する手段は、上記ディスプレイ装置のスクリーンの電子
    画像を得るために該スクリーン及びそのスクリーンのコ
    ピーを獲得装置、電子画像のデジタルコード化装置、そ
    のデジタルコード化装置によって出力されたデジタルコ
    ードを記録するメモリ、上記の組合わされた照準十字線
    及び文字数字キャラクタを識別するためのメモリに記録
    されたコードの処理装置及び該照準銃剣に組合わされた
    数値をデジタル信号の形態に変換する装置を備えること
    を特徴とする請求項11に記載の装置。
  13. 【請求項13】 上記第１及び第２の計算機及び第１及び
    第２の比較器は、単一の計算機で構成されることを特徴
    とする請求項11または12に記載の装置。
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