JPH0976998A - 精密着陸のための航空機の監視及び誘導の方法及び装置 - Google Patents
精密着陸のための航空機の監視及び誘導の方法及び装置Info
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- JPH0976998A JPH0976998A JP8055491A JP5549196A JPH0976998A JP H0976998 A JPH0976998 A JP H0976998A JP 8055491 A JP8055491 A JP 8055491A JP 5549196 A JP5549196 A JP 5549196A JP H0976998 A JPH0976998 A JP H0976998A
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-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/0017—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information
- G08G5/0021—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information located in the aircraft
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
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- G01C23/005—Flight directors
-
- G—PHYSICS
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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
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
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- G—PHYSICS
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- G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data
- G08G5/025—Navigation or guidance aids
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 精密着陸のための航空機の監視及び誘導の方
法及び装置 【解決手段】 本発明は、航空機の着陸操作時における
誘導技術を改良して航空機をより低いコストで運転する
ようにしたもので、ヘッドアップディスプレイＨＵＤ
（５）に加えて、姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲ
Ｓ（１）及び対気データ計算システムＡＤＣ（３）を具
備し、ヘッドアップディスプレイＨＵＤ（５）によって
飛行通路ベクトルを表示するようになっている。この飛
行通路ベクトルの座標角ＦＰＡ，Δは、標準的な航空電
子技術の広域測位システムＧＰＳ（４）から得た東西及
び南北の水平速度情報ＶEO，ＶNSから取出され、この広
域測位システム（４）は、他方で、航空機の位置決定と
航法のために利用される。従って、購入についてもメン
テナンスについても高価な装置である慣性プラットホー
ムの搭載能力を必要としない。
法及び装置 【解決手段】 本発明は、航空機の着陸操作時における
誘導技術を改良して航空機をより低いコストで運転する
ようにしたもので、ヘッドアップディスプレイＨＵＤ
（５）に加えて、姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲ
Ｓ（１）及び対気データ計算システムＡＤＣ（３）を具
備し、ヘッドアップディスプレイＨＵＤ（５）によって
飛行通路ベクトルを表示するようになっている。この飛
行通路ベクトルの座標角ＦＰＡ，Δは、標準的な航空電
子技術の広域測位システムＧＰＳ（４）から得た東西及
び南北の水平速度情報ＶEO，ＶNSから取出され、この広
域測位システム（４）は、他方で、航空機の位置決定と
航法のために利用される。従って、購入についてもメン
テナンスについても高価な装置である慣性プラットホー
ムの搭載能力を必要としない。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ＤＧＡＣ、ＦＡＡ又は
ＪＡＡのような承認された民間組織の保証によるカテゴ
リ２又は３Ａで運転する航空機の着陸操作時における誘
導技術の改良に関し、航空機を、より低いコストである
すぐ下のカテゴリ３Ａ又は３Ｂで運転するのに適したも
のにすることを目的としている。
ＪＡＡのような承認された民間組織の保証によるカテゴ
リ２又は３Ａで運転する航空機の着陸操作時における誘
導技術の改良に関し、航空機を、より低いコストである
すぐ下のカテゴリ３Ａ又は３Ｂで運転するのに適したも
のにすることを目的としている。
【０００２】
【従来の技術】カテゴリ２又は３Ａで運転する航空機で
は、着陸操作時に、最小の垂直視界つまりデシジョン高
度ＤＨ（Decision Height ）が５０フィートになり、そ
して、最小の水平視界つまり滑走路視程ＲＶＲ（Runway
Visual Range ）が２００メートルになる。
は、着陸操作時に、最小の垂直視界つまりデシジョン高
度ＤＨ（Decision Height ）が５０フィートになり、そ
して、最小の水平視界つまり滑走路視程ＲＶＲ（Runway
Visual Range ）が２００メートルになる。
【０００３】カテゴリ２又は３Ａで要求されるこのよう
な視界の制限は、高度と垂直速度とを提示する風圧測定
中央装置〔以下、「対気データ計算システム」という〕
ＡＤＣ（Air Data Computer ）により、そして、縦軸及
び横軸のトリム角と、３軸による垂直及び水平加速度
と、磁気的機首方位とを指示するところの慣性プラット
ホームなし機首方位及びトリム角基準中央装置〔以下、
「姿勢及び機首方位基準システム」という〕ＡＨＲＳ
（Attitude Heading Reference System ）により制御さ
れる自動操縦装置を装備した航空機のために採用されて
いる。
な視界の制限は、高度と垂直速度とを提示する風圧測定
中央装置〔以下、「対気データ計算システム」という〕
ＡＤＣ（Air Data Computer ）により、そして、縦軸及
び横軸のトリム角と、３軸による垂直及び水平加速度
と、磁気的機首方位とを指示するところの慣性プラット
ホームなし機首方位及びトリム角基準中央装置〔以下、
「姿勢及び機首方位基準システム」という〕ＡＨＲＳ
（Attitude Heading Reference System ）により制御さ
れる自動操縦装置を装備した航空機のために採用されて
いる。
【０００４】すでに非常に良好な保証レベル２又は３Ａ
の性能に関わらず、気象に恵まれない地方で運転するも
のには十分ではない。これは、この保証レベルの最小視
界の尊重によって、無視できない飛行率に針路変更しな
ければならず、重要な点をやり損なう結果になるからで
ある。
の性能に関わらず、気象に恵まれない地方で運転するも
のには十分ではない。これは、この保証レベルの最小視
界の尊重によって、無視できない飛行率に針路変更しな
ければならず、重要な点をやり損なう結果になるからで
ある。
【０００５】その結果、視界をできるだけ小さくし、よ
り低い視界条件で着陸操作をすることができるようにす
るために、カテゴリ２又は３Ａで保証される航空機には
すぐ下のカテゴリ３Ａ又は３Ｂに向かって装備を進展さ
せるという現実的必要が存在する。
り低い視界条件で着陸操作をすることができるようにす
るために、カテゴリ２又は３Ａで保証される航空機には
すぐ下のカテゴリ３Ａ又は３Ｂに向かって装備を進展さ
せるという現実的必要が存在する。
【０００６】或る実行手段は、下のカテゴリでの他の保
証によって自動操縦を変えることである。この運転は、
慣性プラットホームなしの姿勢及び機首方位基準システ
ムＡＨＲＳを慣性形クラス中央装置〔以下、「慣性基準
システム」という〕ＩＲＳ（Inertial Reference Syste
m ）によって変えることが必要になるので、高コストに
なるという不都合がある。
証によって自動操縦を変えることである。この運転は、
慣性プラットホームなしの姿勢及び機首方位基準システ
ムＡＨＲＳを慣性形クラス中央装置〔以下、「慣性基準
システム」という〕ＩＲＳ（Inertial Reference Syste
m ）によって変えることが必要になるので、高コストに
なるという不都合がある。
【０００７】必要な性能を増大するための他の手段は、
カテゴリ２又は３Ａで保証される航空機の誘導装置に、
ハイブリッドシステム構成用のヘッドアップディスプレ
イＨＵＤ（Head Up Display ）を加えることである。こ
の追加によって、航空会社によって直接装備することが
できるレベルのものでキット状に形成することができ、
実在のシステムアーキテクチャを大きく修正することな
く調和的なやり方で組込むという利点が得られる。
カテゴリ２又は３Ａで保証される航空機の誘導装置に、
ハイブリッドシステム構成用のヘッドアップディスプレ
イＨＵＤ（Head Up Display ）を加えることである。こ
の追加によって、航空会社によって直接装備することが
できるレベルのものでキット状に形成することができ、
実在のシステムアーキテクチャを大きく修正することな
く調和的なやり方で組込むという利点が得られる。
【０００８】ヘッドアップディスプレイを有するハイブ
リッドシステムのカテゴリ２又は３Ａでの保証に対する
要求は、保証機関（とりわけ、グループJAR AWO 及び A
C 120-28Ｃ FAR）により規制されている。これらは、す
でに保証されているカテゴリ２又は３Ａとして厳密に必
要とされる情報、従って、必ず利用可能な、例えば、地
上速度情報〔以下、「飛行通路ベクトル」という〕ＦＰ
Ｖ（Flight Path Vector）のような情報と比べてより上
の品質や異なる性質をもつ第一次情報を用意しなければ
ならないという新しい拘束をもたらす。それ故、このよ
うな情報の作成のソースを用意する必要がある。
リッドシステムのカテゴリ２又は３Ａでの保証に対する
要求は、保証機関（とりわけ、グループJAR AWO 及び A
C 120-28Ｃ FAR）により規制されている。これらは、す
でに保証されているカテゴリ２又は３Ａとして厳密に必
要とされる情報、従って、必ず利用可能な、例えば、地
上速度情報〔以下、「飛行通路ベクトル」という〕ＦＰ
Ｖ（Flight Path Vector）のような情報と比べてより上
の品質や異なる性質をもつ第一次情報を用意しなければ
ならないという新しい拘束をもたらす。それ故、このよ
うな情報の作成のソースを用意する必要がある。
【０００９】この問題は、伝統的に、慣性基準システム
ＩＲＳの搭載によって、つまり、最新の解決のために自
動操縦の再保証を含むレベルＡＨＲＳ／ＩＲＳの設置に
よって解決される。このような解決法は、技術的に満足
するが、慣性基準システムの購入及びメンテナンスにコ
ストがかかるという経済的利益はかんばしくない事態を
呈する。
ＩＲＳの搭載によって、つまり、最新の解決のために自
動操縦の再保証を含むレベルＡＨＲＳ／ＩＲＳの設置に
よって解決される。このような解決法は、技術的に満足
するが、慣性基準システムの購入及びメンテナンスにコ
ストがかかるという経済的利益はかんばしくない事態を
呈する。
【００１０】そのうえ、航空機の位置決定及び航法を援
助する目的で、航空機に衛星による位置測定受信機〔以
下、「広域測位システム」という〕ＧＰＳ（Global Pos
itioning System ）を装備することが次第に検討されて
きている。こうした見通しのもとで、標準的な航空電子
技術（TSO C 129c1 ）は、最近、広域測位システムＧＰ
Ｓを航空機上に搭載されなければならない最小の特徴に
よって、確立されつつある。このような標準技術による
と、広域測位システムＧＰＳが、経度、緯度及び高度と
いった位置座標に加えて、機体の東西・南北の水平速度
及び垂直速度を示すようにしなければならない。
助する目的で、航空機に衛星による位置測定受信機〔以
下、「広域測位システム」という〕ＧＰＳ（Global Pos
itioning System ）を装備することが次第に検討されて
きている。こうした見通しのもとで、標準的な航空電子
技術（TSO C 129c1 ）は、最近、広域測位システムＧＰ
Ｓを航空機上に搭載されなければならない最小の特徴に
よって、確立されつつある。このような標準技術による
と、広域測位システムＧＰＳが、経度、緯度及び高度と
いった位置座標に加えて、機体の東西・南北の水平速度
及び垂直速度を示すようにしなければならない。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、低コ
ストの姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳと、表示
される飛行通路ベクトルを作成するために、標準的な航
空電子技術に広域測位システムＧＰＳの可能性を利用し
たヘッドアップディスプレイとを基礎にしたハイブリッ
ドシステムを用いて、すぐ下のカテゴリ３Ａ又は３Ｂに
向かうカテゴリ２又は３Ａでの精密着陸の局面で実施負
担をできるだけ小さくするという航空会社の需要に応え
ることができるより低いコストの解決法を提供すること
である。
ストの姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳと、表示
される飛行通路ベクトルを作成するために、標準的な航
空電子技術に広域測位システムＧＰＳの可能性を利用し
たヘッドアップディスプレイとを基礎にしたハイブリッ
ドシステムを用いて、すぐ下のカテゴリ３Ａ又は３Ｂに
向かうカテゴリ２又は３Ａでの精密着陸の局面で実施負
担をできるだけ小さくするという航空会社の需要に応え
ることができるより低いコストの解決法を提供すること
である。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明の目的は、コンパ
スを装備し特に磁気的機首方位Ψｍと垂直加速度ａzを
送出する姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ、特に
気圧的垂直速度ＶzBを提供する対気データ計算システム
ＡＤＣ、緯度と経度と高度の位置座標に加えて東西と南
北の水平速度ＶEO，ＶNSを送出する標準的な航空電子技
術の広域測位システムＧＰＳ、及び、人工的な水平線と
飛行通路ベクトルＦＰＶを表示するヘッドアップディス
プレイを備えた航空機に適用される精密着陸のための航
空機の監視・誘導の方法によって達成される。この方法
は、ヘッドアップディスプレイ上に２つの座標角を用い
て飛行通路ベクトルＦＰＶの端点を設定することにあ
り、この座標角の一方は、人工的な水平線を基準にした
垂直傾斜角ＦＰＡ（Flight Path Angle ）であって、関
係式： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 ここで、ＶzB1 は、対気データ計算システムＡＤＣから
得られる気圧的垂直速度ＶzBと姿勢及び機首方位基準シ
ステムＡＨＲＳから得られる垂直加速度ａz とを混成し
た結果得られる気圧−慣性的（baro-inertielle ）垂直
速度である、から導出され、他方は、航空機の左右対称
性に垂直な縦方向平面をシンボル化した前記ヘッドアッ
プディスプレイ画面の垂直中線を基準にした水平経路角
Δであって、関係式： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl ここで、declは磁気的偏角である、から導出される。
スを装備し特に磁気的機首方位Ψｍと垂直加速度ａzを
送出する姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ、特に
気圧的垂直速度ＶzBを提供する対気データ計算システム
ＡＤＣ、緯度と経度と高度の位置座標に加えて東西と南
北の水平速度ＶEO，ＶNSを送出する標準的な航空電子技
術の広域測位システムＧＰＳ、及び、人工的な水平線と
飛行通路ベクトルＦＰＶを表示するヘッドアップディス
プレイを備えた航空機に適用される精密着陸のための航
空機の監視・誘導の方法によって達成される。この方法
は、ヘッドアップディスプレイ上に２つの座標角を用い
て飛行通路ベクトルＦＰＶの端点を設定することにあ
り、この座標角の一方は、人工的な水平線を基準にした
垂直傾斜角ＦＰＡ（Flight Path Angle ）であって、関
係式： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 ここで、ＶzB1 は、対気データ計算システムＡＤＣから
得られる気圧的垂直速度ＶzBと姿勢及び機首方位基準シ
ステムＡＨＲＳから得られる垂直加速度ａz とを混成し
た結果得られる気圧−慣性的（baro-inertielle ）垂直
速度である、から導出され、他方は、航空機の左右対称
性に垂直な縦方向平面をシンボル化した前記ヘッドアッ
プディスプレイ画面の垂直中線を基準にした水平経路角
Δであって、関係式： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl ここで、declは磁気的偏角である、から導出される。
【００１３】本発明の目的は、また、前記方法を実行す
る航空機の監視及び誘導の装置であって、コンパスを装
備し特に磁気的機首方位Ψｍと垂直加速度ａz を送出す
る姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ、特に気圧的
垂直速度ＶzBを提供する対気データ計算システムＡＤ
Ｃ、緯度と経度と高度の位置座標に加えて東西と南北の
水平速度ＶEO，ＶNSを送出する標準的な航空電子技術の
広域測位システムＧＰＳ、人工的な水平線と飛行通路ベ
クトルＦＰＶを表示するヘッドアップディスプレイ及
び、ヘッドアップディスプレイ用のコンピュータを具備
する装置によって達成される。このコンピュータは、次
の手段を装備している： （ａ）人工的な水平線を基準にした飛行通路ベクトルＦ
ＰＶの端点による垂直傾斜座標角ＦＰＡ（Flight Path
Angle ）を、関係式： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 ここで、ＶzB1 は、対気データ計算システムＡＤＣから
得られる気圧的垂直速度ＶzBと姿勢及び機首方位基準シ
ステムＡＨＲＳから得られる垂直加速度ａz とを混成し
た結果得られる気圧−慣性的垂直速度である、を用いて
計算する手段、及び、（ｂ）航空機の左右対称性に垂直
な縦方向平面をシンボル化した前記ヘッドアップディス
プレイ画面の垂直中線に対する前記飛行通路ベクトルＦ
ＰＶの端点の水平経路座標角Δを、関係式： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl ここで、declは磁気的偏角である、を用いて計算する手
段。
る航空機の監視及び誘導の装置であって、コンパスを装
備し特に磁気的機首方位Ψｍと垂直加速度ａz を送出す
る姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ、特に気圧的
垂直速度ＶzBを提供する対気データ計算システムＡＤ
Ｃ、緯度と経度と高度の位置座標に加えて東西と南北の
水平速度ＶEO，ＶNSを送出する標準的な航空電子技術の
広域測位システムＧＰＳ、人工的な水平線と飛行通路ベ
クトルＦＰＶを表示するヘッドアップディスプレイ及
び、ヘッドアップディスプレイ用のコンピュータを具備
する装置によって達成される。このコンピュータは、次
の手段を装備している： （ａ）人工的な水平線を基準にした飛行通路ベクトルＦ
ＰＶの端点による垂直傾斜座標角ＦＰＡ（Flight Path
Angle ）を、関係式： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 ここで、ＶzB1 は、対気データ計算システムＡＤＣから
得られる気圧的垂直速度ＶzBと姿勢及び機首方位基準シ
ステムＡＨＲＳから得られる垂直加速度ａz とを混成し
た結果得られる気圧−慣性的垂直速度である、を用いて
計算する手段、及び、（ｂ）航空機の左右対称性に垂直
な縦方向平面をシンボル化した前記ヘッドアップディス
プレイ画面の垂直中線に対する前記飛行通路ベクトルＦ
ＰＶの端点の水平経路座標角Δを、関係式： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl ここで、declは磁気的偏角である、を用いて計算する手
段。
【００１４】上記装置には、その上に、コンパス上で動
作し、航空機の磁気量の影響を補正することによって磁
気的機首方位の計測を精緻化した磁気量補償回路〔以
下、「磁気量補償ユニット」という〕ＲＭＣＵ（Remote
Magnetic Compensator Unit）を設けるのが有利であ
る。
作し、航空機の磁気量の影響を補正することによって磁
気的機首方位の計測を精緻化した磁気量補償回路〔以
下、「磁気量補償ユニット」という〕ＲＭＣＵ（Remote
Magnetic Compensator Unit）を設けるのが有利であ
る。
【００１５】広域測位システムＧＰＳから航空機垂直速
度情報を得、この情報を姿勢及び機首方位基準システム
ＡＨＲＳ及び対気データ計算システムＡＤＣにより得た
測定値から推定される航空機垂直速度情報と比較して、
良好な制御機能を実現するようにするのも有利な手法で
ある。
度情報を得、この情報を姿勢及び機首方位基準システム
ＡＨＲＳ及び対気データ計算システムＡＤＣにより得た
測定値から推定される航空機垂直速度情報と比較して、
良好な制御機能を実現するようにするのも有利な手法で
ある。
【００１６】さらに有利な手法として、広域測位システ
ムＧＰＳは、飛行準備の局面で着陸操作の始めと同程度
に優良な利用可能性を確実にすることができる完全制御
装置を備える。本発明の他の特徴及び利点は、実施例に
示される実現態様の説明から明らかになる。以下、図面
を参照しつつその説明をする。
ムＧＰＳは、飛行準備の局面で着陸操作の始めと同程度
に優良な利用可能性を確実にすることができる完全制御
装置を備える。本発明の他の特徴及び利点は、実施例に
示される実現態様の説明から明らかになる。以下、図面
を参照しつつその説明をする。
【００１７】
【実施例】図１は、自動操縦装置とヘッドアップディス
プレイをベースとして備えより低い費用で保証レベル２
又は３Ａからすぐ下の保証レベル２Ａ又は３Ｂに移行す
ることができるようにした航空機のためのハイブリッド
誘導システムを示す。このシステムは、２種の誘導設
備、つまり、保証レベル２又は３Ａに対応する航空機を
ベースにした装置を装備した既存の第１誘導設備、及
び、すぐ下の保証レベル２Ａ又は３Ｂに移行するために
付加された第２誘導設備に区別される。
プレイをベースとして備えより低い費用で保証レベル２
又は３Ａからすぐ下の保証レベル２Ａ又は３Ｂに移行す
ることができるようにした航空機のためのハイブリッド
誘導システムを示す。このシステムは、２種の誘導設
備、つまり、保証レベル２又は３Ａに対応する航空機を
ベースにした装置を装備した既存の第１誘導設備、及
び、すぐ下の保証レベル２Ａ又は３Ｂに移行するために
付加された第２誘導設備に区別される。
【００１８】保証レベル２又は３Ａに対応する航空機を
ベースにした装置を装備した既存の誘導設備は、慣性プ
ラットホームなしの姿勢及び機首方位基準システムＡＨ
ＲＳ１、コンパス２、及び、対気データ計算システムＡ
ＤＣ３である。姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ
１は姿勢と機首方位の情報及び水平加速度を提供する慣
性基準システムＩＲＳに対して低コストの装備である。
ベースにした装置を装備した既存の誘導設備は、慣性プ
ラットホームなしの姿勢及び機首方位基準システムＡＨ
ＲＳ１、コンパス２、及び、対気データ計算システムＡ
ＤＣ３である。姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ
１は姿勢と機首方位の情報及び水平加速度を提供する慣
性基準システムＩＲＳに対して低コストの装備である。
【００１９】図２は、姿勢及び機首方位基準システムＡ
ＨＲＳ１の磁気的機首方位を提示している。対気データ
計算システムＡＤＣは、姿勢と垂直速度の情報を提供す
る。
ＨＲＳ１の磁気的機首方位を提示している。対気データ
計算システムＡＤＣは、姿勢と垂直速度の情報を提供す
る。
【００２０】すぐ下の保証レベル２Ａ又は３Ｂへの移行
のために付加された誘導設備は、標準的な航空電子技術
の広域測位システムＧＰＳ４、ヘッドアップディスプレ
イＨＵＤ５とそのコンピュータＨＵＤＣ６、及び、磁気
量補償ユニットＲＭＣＵ７である。
のために付加された誘導設備は、標準的な航空電子技術
の広域測位システムＧＰＳ４、ヘッドアップディスプレ
イＨＵＤ５とそのコンピュータＨＵＤＣ６、及び、磁気
量補償ユニットＲＭＣＵ７である。
【００２１】広域測位システムＧＰＳ４は、現代的航空
機の位置決定及び航法の重要な援助手段として役立つの
で、理にかなっている。これが、短期間乃至平均的な期
間で、現代的航空機をベースにした航法装置の一部をな
すようになることに疑いはない。その上、広域測位シス
テムＧＰＳ用の標準的な航空電子技術（TSO C 129c1）
は現在から既に存在している。このような広域測位シス
テムＧＰＳは、緯度と経度と高度といった位置情報に加
えて、垂直速度及び東西と南北の水平速度を送出する。
このシステムは、このような情報を、新規利用を企図す
るごとに独特の出力を想定する必要がない種類の多重シ
ステムタイプのサポートＡＲＩＮＣ４２９によって提供
する。
機の位置決定及び航法の重要な援助手段として役立つの
で、理にかなっている。これが、短期間乃至平均的な期
間で、現代的航空機をベースにした航法装置の一部をな
すようになることに疑いはない。その上、広域測位シス
テムＧＰＳ用の標準的な航空電子技術（TSO C 129c1）
は現在から既に存在している。このような広域測位シス
テムＧＰＳは、緯度と経度と高度といった位置情報に加
えて、垂直速度及び東西と南北の水平速度を送出する。
このシステムは、このような情報を、新規利用を企図す
るごとに独特の出力を想定する必要がない種類の多重シ
ステムタイプのサポートＡＲＩＮＣ４２９によって提供
する。
【００２２】ヘッドアップディスプレイＨＵＤ５は古典
的なタイプのものである。これは、パイロットがそれを
通して風景を見るようになっている準透明プレート、及
び、この準透明プレートを介して、バイロットによりそ
れが風景に重なり合って目視されるようになっているシ
ンボルを表示することができる投射システムを備えてい
る。表示される主要なシンボルは、図２に示されるよう
に、航空機モデル１０、機首方位目盛１２がつけられた
人工的な水平線１１、及び、飛行通路ベクトルＦＰＶの
端点位置に翼がある小円の形状で標示されたレチクル１
１である。
的なタイプのものである。これは、パイロットがそれを
通して風景を見るようになっている準透明プレート、及
び、この準透明プレートを介して、バイロットによりそ
れが風景に重なり合って目視されるようになっているシ
ンボルを表示することができる投射システムを備えてい
る。表示される主要なシンボルは、図２に示されるよう
に、航空機モデル１０、機首方位目盛１２がつけられた
人工的な水平線１１、及び、飛行通路ベクトルＦＰＶの
端点位置に翼がある小円の形状で標示されたレチクル１
１である。
【００２３】航空機モデル１０は、航空機の左右対称性
に垂直な縦方向平面内の航空機の縦方向基準上に固定的
に位置する。このモデルは機首方位目盛１２に関係する
ことができ、この目盛は、次の機首方位を評価するため
に、次の機首方位に応じて人工的な水平線１１上に次々
に現れる。
に垂直な縦方向平面内の航空機の縦方向基準上に固定的
に位置する。このモデルは機首方位目盛１２に関係する
ことができ、この目盛は、次の機首方位を評価するため
に、次の機首方位に応じて人工的な水平線１１上に次々
に現れる。
【００２４】人工的な水平線１１は、水平線に一致させ
るために航法システムの表示の下方で移動する。この水
平線は、航空機モデル１０に関係して、大まかな手法で
縦方向及び側方のトリム角を評価することができる。
るために航法システムの表示の下方で移動する。この水
平線は、航空機モデル１０に関係して、大まかな手法で
縦方向及び側方のトリム角を評価することができる。
【００２５】レクチル１３は、針路上にあり傾斜をもつ
飛行通路ベクトルＦＰＶの端点位置を標示する翼付きの
小円の形状をなし、ヘッドアップディスプレイ上を動く
ことができ、その垂直方向位置は、人工的な水平線の上
又は下にあって飛行通路角ＦＰＡに依存しており、航空
機モデル１０を通るヘッドアップディスプレイの中線１
４に関する側方のずれは、ヘッドアップディスプレイ用
のコンピュータ６によって一方及び他方を決定する経路
角Δに依存する。
飛行通路ベクトルＦＰＶの端点位置を標示する翼付きの
小円の形状をなし、ヘッドアップディスプレイ上を動く
ことができ、その垂直方向位置は、人工的な水平線の上
又は下にあって飛行通路角ＦＰＡに依存しており、航空
機モデル１０を通るヘッドアップディスプレイの中線１
４に関する側方のずれは、ヘッドアップディスプレイ用
のコンピュータ６によって一方及び他方を決定する経路
角Δに依存する。
【００２６】ヘッドアップディスプレイＨＵＤ用のコン
ピュータ６は、人工的な水平線１１と機首方位目盛との
位置を決定するが、この機首方位目盛は、姿勢及び機首
方位基準システムＡＨＲＳ１により与えられる航空機の
縦方向及び側方のトリム角の指示をもとにして目盛付け
される。このコンピュータは、また、飛行通路ベクトル
の端点位置を示すレチクル１３の位置をも決定する。こ
の決定をするために、飛行通路ベクトルＦＰＶの傾斜角
ＦＰＡ及び経路角Δが計算される。
ピュータ６は、人工的な水平線１１と機首方位目盛との
位置を決定するが、この機首方位目盛は、姿勢及び機首
方位基準システムＡＨＲＳ１により与えられる航空機の
縦方向及び側方のトリム角の指示をもとにして目盛付け
される。このコンピュータは、また、飛行通路ベクトル
の端点位置を示すレチクル１３の位置をも決定する。こ
の決定をするために、飛行通路ベクトルＦＰＶの傾斜角
ＦＰＡ及び経路角Δが計算される。
【００２７】飛行通路ベクトルの傾斜角を計算するため
に、このコンピュータは、気圧的垂直速度ＶzB及び東西
と南北の水平速度ＶEO，ＶNSをもとにして次の関係式
（１）を用いて処理を行う： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 （１） 気圧−慣性的垂直速度ＶzB1 は、対気データ計算システ
ムＡＤＣ３から供給される気圧的高度ＺB と姿勢及び機
首方位基準システムＡＨＲＳ１から供給される垂直加速
度ａz との混成により古典的手法で得られ、この混成
は、垂直加速度ａzを積分して慣性的垂直速度Ｖ1 を差
引き、この垂直速度を気圧的高度情報ＺB に結合させる
ことにある。東西と南北の水平速度ＶEO，ＶNSは標準的
な航空電子技術の広域測位システムＧＰＳから供給され
る。
に、このコンピュータは、気圧的垂直速度ＶzB及び東西
と南北の水平速度ＶEO，ＶNSをもとにして次の関係式
（１）を用いて処理を行う： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 （１） 気圧−慣性的垂直速度ＶzB1 は、対気データ計算システ
ムＡＤＣ３から供給される気圧的高度ＺB と姿勢及び機
首方位基準システムＡＨＲＳ１から供給される垂直加速
度ａz との混成により古典的手法で得られ、この混成
は、垂直加速度ａzを積分して慣性的垂直速度Ｖ1 を差
引き、この垂直速度を気圧的高度情報ＺB に結合させる
ことにある。東西と南北の水平速度ＶEO，ＶNSは標準的
な航空電子技術の広域測位システムＧＰＳから供給され
る。
【００２８】関係式（１）は、それ以前に、人工的な水
平線１１により標示された水平面に対する飛行通路ベク
トルＦＰＶの傾斜角ＦＰＡの正接（tan FPA ）が、飛行
通路ベクトルＦＰＶの水平成分（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2
に対する垂直成分ＶzB1 の比に等しいことを述べてい
る。
平線１１により標示された水平面に対する飛行通路ベク
トルＦＰＶの傾斜角ＦＰＡの正接（tan FPA ）が、飛行
通路ベクトルＦＰＶの水平成分（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2
に対する垂直成分ＶzB1 の比に等しいことを述べてい
る。
【００２９】飛行通路ベクトルＦＰＶの経路角Δを計算
するために、ヘッドアップディスプレイ用のコンピュー
タ６は、姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ１から
供給される磁気的機首方位Ψｍ、広域測位システムＧＰ
Ｓ４から送出される水平速度ＶEO，ＶNSから導出された
地理的北方に対して正しい経路角ｔａｎ-1（ＶEO／
ＶNS）、及び、広域測位システムＧＰＳ４によって作ら
れた位置決定を用いてアドレスされるテーブルから引出
された磁気的偏角declをもとにし、次の関係式を適用し
て処理を行う： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl 実際、地理的北方に対する飛行通路ベクトルＦＰＶの経
路角ＴRKV は、広域測位システムＧＰＳ４から送出され
る東西水平速度ＶEOと南北水平速度ＶNSの比の逆正接
（ tan -1 ）値で与えられる。それから、航空機モデル
１０を通るヘッドアップディスプレイ画面の垂直中線に
対する、即ち、航空機の胴体水平基準ＲＨＦに対する経
路角Δを差引かなければならない。このことは、図３に
示されるように、地理的北方を基準にした経路角ＴRKV
から、磁気的北方を基準にした機首方位角Ψｍ及び東方
向を正にして計算した磁気的偏角declを減じることにあ
る。
するために、ヘッドアップディスプレイ用のコンピュー
タ６は、姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ１から
供給される磁気的機首方位Ψｍ、広域測位システムＧＰ
Ｓ４から送出される水平速度ＶEO，ＶNSから導出された
地理的北方に対して正しい経路角ｔａｎ-1（ＶEO／
ＶNS）、及び、広域測位システムＧＰＳ４によって作ら
れた位置決定を用いてアドレスされるテーブルから引出
された磁気的偏角declをもとにし、次の関係式を適用し
て処理を行う： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl 実際、地理的北方に対する飛行通路ベクトルＦＰＶの経
路角ＴRKV は、広域測位システムＧＰＳ４から送出され
る東西水平速度ＶEOと南北水平速度ＶNSの比の逆正接
（ tan -1 ）値で与えられる。それから、航空機モデル
１０を通るヘッドアップディスプレイ画面の垂直中線に
対する、即ち、航空機の胴体水平基準ＲＨＦに対する経
路角Δを差引かなければならない。このことは、図３に
示されるように、地理的北方を基準にした経路角ＴRKV
から、磁気的北方を基準にした機首方位角Ψｍ及び東方
向を正にして計算した磁気的偏角declを減じることにあ
る。
【００３０】カテゴリ３Ａ２又は３Ｂでの運転に必要な
レベルを満足する広域的精密性を取得するためには、広
域測位システムＧＰＳ４により取得した位置決定情報、
及び、コンパスを装備した磁気量補償ユニットＲＭＣＵ
７を用いて補償された磁気的機首方位情報Ψｍにより方
角が分かる磁気的偏角の精密テーブルを利用する。
レベルを満足する広域的精密性を取得するためには、広
域測位システムＧＰＳ４により取得した位置決定情報、
及び、コンパスを装備した磁気量補償ユニットＲＭＣＵ
７を用いて補償された磁気的機首方位情報Ψｍにより方
角が分かる磁気的偏角の精密テーブルを利用する。
【００３１】必要な安全レベルは、姿勢及び機首方位基
準システムＡＨＲＳ１、対気データ計算システムＡＤＣ
３及び広域測位システムＧＰＳ４から供給される諸情
報、特に、広域測位システムＧＰＳ４並びに姿勢及び機
首方位基準システムＡＨＲＳから同時に送出される垂直
速度情報の冗長度によって、そして、全体の制御（un c
ontrole de l'integrete）、飛行準備局面でのＧＰＳ情
報の利用可能性や完全性の予想、及び、滑走面への着陸
初期のＧＰＳ情報の利用可能性や完全性の確認を行うこ
とがてきるＲＡＩＭ（Receiver Autonomous Integrity
Monitoring）形装置を装備した広域測位システムＧＰＳ
を利用することによって、実現される。
準システムＡＨＲＳ１、対気データ計算システムＡＤＣ
３及び広域測位システムＧＰＳ４から供給される諸情
報、特に、広域測位システムＧＰＳ４並びに姿勢及び機
首方位基準システムＡＨＲＳから同時に送出される垂直
速度情報の冗長度によって、そして、全体の制御（un c
ontrole de l'integrete）、飛行準備局面でのＧＰＳ情
報の利用可能性や完全性の予想、及び、滑走面への着陸
初期のＧＰＳ情報の利用可能性や完全性の確認を行うこ
とがてきるＲＡＩＭ（Receiver Autonomous Integrity
Monitoring）形装置を装備した広域測位システムＧＰＳ
を利用することによって、実現される。
【００３２】当然ながら、本発明は上述した実現態様に
限定されるものではなく、また、提示したものは、本発
明の精神を逸脱することなく当業者に受入れ可能な多数
の変形の余地がある。
限定されるものではなく、また、提示したものは、本発
明の精神を逸脱することなく当業者に受入れ可能な多数
の変形の余地がある。
【図１】 本発明に適合する航空機誘導装置の原理的ブ
ロック図を示す図。
ロック図を示す図。
【図２】 ヘッドアップディスプレイの画面上に現れる
主要なシンボルを示す図。
主要なシンボルを示す図。
【図３】 飛行通路ベクトルＦＰＶの端点経路の座標角
を取得する態様を線図的に示す図。
を取得する態様を線図的に示す図。
１ 姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ ２ コンパス ３ 対気データ計算システムＡＤＣ ４ 広域測位システムＧＰＳ ５ ヘッドアップディスプレイＨＵＤ ６ ヘッドアップディスプレイ用のコンピュータＨＵＤ
Ｃ ７ 磁気量補償ユニットＲＭＣＵ １０ 航空機モデル １１ 人工的水平線 １２ 機首方位目盛 １３ レチクル １４ 垂直中線
Ｃ ７ 磁気量補償ユニットＲＭＣＵ １０ 航空機モデル １１ 人工的水平線 １２ 機首方位目盛 １３ レチクル １４ 垂直中線
Claims (7)
- 【請求項１】 コンパス（２）を装備し、特に、磁気的
機首方位Ψｍと垂直加速度ａz を送出する姿勢及び機首
方位基準システムＡＨＲＳ（１）、特に、気圧的高度Ｚ
B を提供する対気データ計算システムＡＤＣ（３）、緯
度と経度と高度の位置座標に加えて、東西と南北の水平
速度ＶEO，ＶNSを送出する標準的な航空電子技術の広域
測位システムＧＰＳ（４）、及び、人工的な水平線（１
１）と飛行通路ベクトルＦＰＶ（１３）を表示するヘッ
ドアップディスプレイＨＵＤ（５）を備えた航空機に適
用される精密着陸のための航空機の監視及び誘導の方法
であって、前記ヘッドアップディスプレイＨＵＤ（５）
上の前記飛行通路ベクトルＦＰＶの端点を２つの座標角
を用いて設定し、これらの座標角の一方は、前記人工的
な水平線（１１）を基準にした垂直傾斜角ＦＰＡであっ
て、次の関係式から導出し： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 ここで、ＶzB1 は、対気データ計算システムＡＤＣから
送出される気圧的高度ＺB と姿勢及び機首方位基準シス
テムＡＨＲＳから送出される垂直加速度ａz とを混成し
た結果得られる気圧−慣性的垂直速度である、これらの
座標角の他方は、航空機の左右対称性に垂直な縦方向平
面をシンボル化した前記ヘッドアップディスプレイ画面
の垂直中線（１４）を基準にした水平経路座標角Δであ
って、次の関係式から導出する： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl ここで、declは磁気的偏角である、ことを特徴とする方
法。 - 【請求項２】 前記磁気的偏角は、前記広域測位システ
ムＧＰＳ（４）により提供される位置決定出力によって
方角が分かる磁気的偏角テーブルから導出されることを
特徴とする請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 速度情報を送出する広域測位システムＧ
ＰＳ（４）を備えた航空機に適用され、装備全体が、前
記対気データ計算システムＡＤＣ（３）に結合される前
記姿勢及び機首方位基準システムＡＨＲＳ（１）からそ
して前記広域測位システムＧＰＳ（４）から送出される
垂直速度情報の比較によってテストされることを特徴と
する請求項１に記載の方法。 - 【請求項４】 コンパス（２）を装備し、特に、磁気的
機首方位Ψｍと垂直加速度ａz を送出する姿勢及び機首
方位基準システムＡＨＲＳ（１）、特に、気圧的高度Ｚ
B を提供する対気データ計算システムＡＤＣ（３）、緯
度と経度と高度の位置座標に加えて、東西と南北の水平
速度ＶEO，ＶNSを送出する標準的な航空電子技術の広域
測位システムＧＰＳ（４）、及び、人工的な水平線（１
１）と飛行通路ベクトルＦＰＶ（１３）を表示するヘッ
ドアップディスプレイＨＵＤ（５）、及び、ヘッドアッ
プディスプレイ用のコンピュータから成る航空機の監視
及び誘導の装置であって、前記コンビュータは、人工的
な水平線（１１）に対する前記飛行通路ベクトルＦＰＶ
の端点の垂直傾斜座標角ＦＰＡを、次の関係式を用いて
計算する第１の手段： ＦＰＡ＝ｔａｎ-1〔ＶzB1 ／（ＶEO 2 ＋ＶNS 2 ）1/2 〕 ここで、ＶzB1 は、対気データ計算システムＡＤＣから
送出される気圧的高度ＺB と姿勢及び機首方位基準シス
テムＡＨＲＳから送出される垂直加速度ａz とを混成し
た結果得られる気圧−慣性的垂直速度である、及び、航
空機の左右対称性に垂直な縦方向平面をシンボル化した
前記ヘッドアップディスプレイ画面の垂直中線に対する
前記飛行通路ベクトルの端点の水平経路座標角Δ、次の
関係式を用いて計算する第２の手段： Δ＝−Ψｍ＋ｔａｎ-1（ＶEO／ＶNS）−decl ここで、declは磁気的偏角である、を備えることを特徴
とする装置。 - 【請求項５】 さらに、航空機の磁気量の影響により引
起こされるコンパス（２）の誤差を補正する磁気量補償
ユニットＲＭＣＵ（７）を具備することを特徴とする請
求項４に記載の装置。 - 【請求項６】 前記広域測位システムＧＰＳ（４）は全
体制御装置を備えることを特徴とする請求項４に記載の
装置。 - 【請求項７】 垂直速度情報を送出する広域測位システ
ムＧＰＳ（４）を具備し、さらに、この広域測位システ
ムＧＰＳ（４）からそして装備全体をテストするコンパ
ス（２）に結合される姿勢及び機首方位基準システムＡ
ＨＲＳ（１）から送出される垂直速度情報の比較する手
段を具備することを特徴とする請求項４に記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9501826A FR2730841B1 (fr) | 1995-02-17 | 1995-02-17 | Procede et dispositif de surveillance et de guidage d'aeronef pour atterrissage de precision |
| FR9501826 | 1995-02-17 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0976998A true JPH0976998A (ja) | 1997-03-25 |
Family
ID=9476239
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8055491A Withdrawn JPH0976998A (ja) | 1995-02-17 | 1996-02-19 | 精密着陸のための航空機の監視及び誘導の方法及び装置 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5666111A (ja) |
| EP (1) | EP0729126B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0976998A (ja) |
| BR (1) | BR9600768A (ja) |
| CA (1) | CA2169686C (ja) |
| DE (1) | DE69610448T2 (ja) |
| FR (1) | FR2730841B1 (ja) |
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|---|---|---|---|---|
| KR101370241B1 (ko) * | 2006-10-20 | 2014-03-05 | 알레니아 아르마치 에스.피.에이. | 항공기 비행 파라미터들의 전자 디스플레이 장치 |
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| US5977884A (en) * | 1998-07-01 | 1999-11-02 | Ultradata Systems, Inc. | Radar detector responsive to vehicle speed |
| SE513291C2 (sv) | 1998-12-18 | 2000-08-21 | Ericsson Telefon Ab L M | Elektronisk kompass med kompensering för missvisning, förfarande för att kompensera missvisningen och radiokommunikationssystem för genomförande av förfarandet |
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1995
- 1995-02-17 FR FR9501826A patent/FR2730841B1/fr not_active Expired - Fee Related
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| KR101370241B1 (ko) * | 2006-10-20 | 2014-03-05 | 알레니아 아르마치 에스.피.에이. | 항공기 비행 파라미터들의 전자 디스플레이 장치 |
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