JPS61502635A - 低下したパフォ−マンスを有する航空機について使用するための対地接近警報装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 この発明は航空機の対地接近警報装置に関するものであり、特に、地面の近傍で 航空機のパフォーマンスに低下が生じたときに増強された警報を発する装置に関 するものである。

発明の背景 制御されたフライト条件の下に、地面に衝突する可能性があることの警報を発す る対地接近警報装置は、過去１５年にわたって開発されてきている。このような 装置の例は、米国特許第３，９４６，７５１号；第３，９４７，８１０号；第４ ，０６０，７９５号；第４，５１９，２１８号および第４．４３３，３２５号に 開示されている。上記の特許罠例示されている対地接近警報装置の目的のひとつ は、無線高度計、気圧高度計およびグライド・スロープ・レシーバのような、商 用の航空機内に普通に存在するセンナを使用して、切直しているが隅然による地 面への接触に対するタイムリな警報を乗務員に対して発することにある。これら の装置は制御されたフライトで地形タイプの事故を防止するのに極めて有効であ ることが一般的に認められている。

しかしながら、航空機のパフォーマンスそれ自体が低下するというフライト状態 が存在するものであり、これらの状態のあるものにおい−〔は、現存の対地接近 警報装置では所望のようなタイムリな警報を発することができない。航空機のパ フォーマンスを低下させる理由としては次のような多種多様のものが含まれてい る：ウインドシャー等；ギアダ、ウン、部分的なスポイラ、フラップ等を含む不 具合な構造；雨、氷、過大な重量、不具合な７−）ツブの設定等からの低下され た上昇機能；不充分なエンジン推力；推力、姿勢または対空速度における不適切 な変化の結果を生じる機器のエラーである。低下したパフォーマンスを含む過去 の航空機事故に関して再調査したところ、米国特許第４．０６０，７９５号に説 明されている過大降下率の警報モードである現存の対地接近警報のモード１、ま たは、米国特許第４，３１９，２　＋　８号に説明されてい、る離陸後の負の上 昇の警報モードであるそ−ド３のいずれでも、所望されている程度の警報を常に 発するものではない。例えば、ある所定のウィンドシャーの状態においては、現 存のモード１および３によって発生される警報は充分にタイムリに使用されるも のではない。

タイムリな警報を発することに加えて、ウィンドシャーまたは誤まシをもたらす 機器の読取シのような特別に異常な状況の下にある危険な状態から復元するため に何がなされるべきであるかについて、乗務員に指示を与えるようにすることが 極めて望ましい。例えば、高度に変換されうる対空速度、または、付加的な推力 が加えられうるという面から直ちに利用可能な付加的なパフォーマンスを航空機 が有しているものと乗務員が認めたときには、航空機の対地衝突をさけることが できたという状態があった。

ウィンドシャーによって低下されたパフォーマンスに関しては、例えば、米国特 許第４，０４５，１９４号；第４．０７９，９０５号：第４，２２９，７２５号 ；第４，２８１，３８５号；第４．３４２，９１２号および第４，５５６．６０ 特に説明されているように、ウィンドシャー状態に対して乗務員に警報をするた めの多くの装置が提案されている。しかしながら、このような装置は、付加的な センサを実施の手段にしたり要求したりすることがしばしば困難であシ、または 、有用な情報をタイムリに発することがない。

米国特許第４，１８９，７７７号に説明されている解決法においては、対空速度 比率はウィンドシャー状態を検出するために使用され、これに応答して、対地接 近警報装置のモード１の警報曲線が修正されて警報時間を増大させる。ウィンド シャー状態に関する別異の解決法は米国特許第４，３４７，５７２号に説明され ておシ、こ−では、アタックの角度、スティックシェイカ値、垂直速度、対空速 度、フラップ位置および推力が使用されて、ウィンドシャー状態において、パイ ロットのフライト指示ディスプレイ上にクライムアウト誘導を与えるようにされ る。

上述されたどの装置においても、航空機の低下したパフォーマンスの状態の包括 的な組合せに対して、増強された対地接近警報または誘導を発するものはない。

発明の概要 しだがって、この発明の目的は、航空機のパフォーマンスが低下しているときに 増強された警報能力を有する航空機の対地接近警報装置を提供することにある。

この発明の別異の目的は、地面の近傍において増強された警報能力を有する航空 機の対地接近警報装置を提供することにある。特に、モード１および３の警報エ ンベロープは地面から５フイート内に伸長されている。無線高度比率および気圧 高度比率の信号は組合わされて、算出された高度比率の信号を生成させるが、こ れは地面の近傍において正確なものであって、モード１および６に対する入力と して使用される。

この発明の付加的な目的は、フライトパスおよび航空機の高度の計測を使用する フライトパス逸脱警報を有する航空機の対地接近警報装置を提供することにある 。フライトバスの計測は航空機の垂直速度に基づいている。航空機のフライトバ スの角度がある所定の角度を下回ったときにはいつでも、また、航空機がある所 定の高度を下回ったときには、フライトパス警報が発せられる。

この発明のさらに別異の目的は、回転の後で航空機のピッチがある所定の値を下 回ったときに警報を発するだめのピッチ警報装置を提供することにある。ピッチ 警報装置では、ピッチの計測のためにアタックの角度が用いられる。

この発明の別異の目的は、付加的な航空機のパフォーマンスが利用可能であるこ とを示す出力を有する航空機の対地接近警報装置を提供することにある。アタッ クの角度はアタックのストール角度と比較されて、アタックの角度が増大される べきであ、るとする指示を発するようにされる。また、付加的な推力を加えると いうパイロットへの指示も発せられる。

図面の簡単な説明 第１図は、アタックの角度およびストール警報マージンの入力を有する対地接近 警報装置の機能的ブロック図である。

第２図は、モード１の警報エンベロープのグラフ的表示図である。

第３図は、モード３の警報エンベロープのグラフ的表示図である。

第４図は、フライトパス警報エンベロープのグラフ的表示図である。

第５図は、アタック警報エンベロープについての離陸角度のグラフ的表示図であ る。

第６図は、離陸の間に用いられる、第１図の警報装置におけるフライトパス警報 ロジック部分の機能的ブロック図である。

第７図は、第６図のロジックのストールマージン部分の動作の機能的な例示図で ある。

第８図は、アプローチの間に用いられる、第１図の警報装置におけるフライトパ ス警報ロジック部分の機能的ブロック図である。

発明の詳細な説明 第１図には、この発明の好適な実施例が、−膜化されたブロック図の形式で示さ れている。警報装置に対する信号源またはデータ源はブロック１０によって示さ れている。データ源１０によって供給される信号には次のものが含まれている： 無線高度ｈＲ１気圧高度ｈＢ、アタック角度α、ストールマージンα−αｓ１垂 直加速度ａｎ、対空速度Ｖ、ギアおよびフラップ位置とグライドスロープＧ／Ｓ 　０典型的な現在のディジタル的な商用の航空機においては、°これらの信号は 、航空機のディジタルデータバスまたはフライト管理装置から利用可能なもので ある。よシ古い航空機においては、これらの信号は、通常は、個別的な機器から 利用される。

第１図に示されているように、警報装置は４個の別々の警報モードを有している 。これらのモードに含まれているものは、モード１である過大な降下率の警報モ ード、モード３である離陸後の負の上昇の警報モード、フライトパス警報モード 、および、離陸のアタック角度の警報モードである。４個の警報モードだけが説 明されているけれども、この装置には、米国特許第５．９４６，３５８号に開示 されているような別異の警報モードが含まれることが理解されよう。

改良されたモード１の警報エンベロープのグラフ的表示図が第２図で与えられて いる。この警報エンベロープは米国特許第４，０６０，７９３号に示されている ものと同様であるが、その重要な例外は、無線高度のカットオフが先行技術の装 置における５０フイートに対して無線高度の５フイートまで下げられていること である。

警報境界を５フイートまで下げることにより、地面にはるかに近くなって警報が 発生されるが、このことは、例えば、着陸のアプローチに対するウィンドシャー 状態において有用なものである。モード１の底部を下げることは、地面に近い気 圧比率信号におけるエラー源を克服する算出高度比率信号ら。を生成することに よって可能にされる。

第１図に示されているように、第２図におけるモード１の警報エンベロープは、 無線高度信号ｈＲを線１２上で、また、気圧比率信号ら　を線１４上で算出高度 回路１６に加えることによって生成される。気圧比率信号は、線２０を介して信 号源１０から気圧高度信号ｈＢ　を受入れる微分回路１８からえられる。第、６ 図に関して詳述される算出高度回路１６で、無線高度比率信号らが気圧高度比率 信号と組合わされて、算出高度比率信号れが生成される。この信号には、無線高 度比率が大きくなるのに比例して航空機が地面にさらに接近し、これにより、対 地効果に基づく気圧比率信号におけるエラー源を排除するものがある。モード１ の警報開始信号は、線２６を介して算出高度比率信号を、および、線１２上を無 線高度信号を受入れる警報回路２４によって線２２上に生成される。回路２４の 動作を実施するだめの適当な手段は米国特許第４．０６０，７９３号に開示され ている。警報ロジック回路２８は、線２２上でモード１の開始信号を受入れ、適 当なときに、コックピットのスピーカ６０で音声警報を発生させる。

同様な態様で、第６図の警報エンベロープによって例示されているように、無線 高度のカットオフを５０フイートから５フイートに減少させることによってモー ド６の有効性が増強される。警報モードロジック回路５２は、線１２を介して無 線高度信号を、また、線２６を介して算出高度比率回路１６からの算出高度比軸 が無線高度の５フイートまで減少されることを許容し、これによって、より応答 性の高い警報装置が結果的にえられるのは、算出高度比率信号の正確性にある。

ロジック回路３２は、米国特許第３，９４７，８１０号または第４，５１９，２ １８号に開示されている装置のように、通常の態様で動作して、航空機が離陸後 にある所定の高度に降下したときに、線４０上に警報開始信号を生成させる。

事故の分析によれば、航空機が離陸または着陸のアプローチのいずれかの間に陸 地に接近しているときに、不充分なフライトパスの角度γに対する警報を与える ことによってフライトの安全性本改善されることが示されている。フライトの離 陸フェーズに対するフライトパスＩＨａエンベロープについての好適実施例の例 示図が第４図に与えられている。ここに−線４２の右側のハツチ付与部分は、３ ５フイートまたはそれ以上の無線高度に対してフライトパスの角度が０．５°　 以下であるときに、フライトパス警報が開始されることを示している。

ウィンドシャーは対空速度の持続的なロスを生じさせる。対空速度のロスに対し て高度のロスが追従することから、地面の近傍における高度のいかなる危険なロ スでも防止しまたは最小化するために、航空機は上昇姿勢にあることが望ましい 。したがって、負の対空速度比率の状態の下では、第４図の警報曲線は点線４４ で示されているように左にシフトされて、フライトパスの角度が大きければ、そ れだけ早く警報が与えられるようにされる。

フライトパス警報ロジックは第１図のロジックプワツク４６によって表わされて おシ、その詳細は第６図に示されている。ロジックブロック４６に対する入力に は、線１２上の無線高度、算出高度比率２６、および、線４８上の対空速度比率 が含まれている。対空速度Ｖはデータ源１０からえられ、線５０を介して微分回 路５２に加えられる。

第６図を参照すると、所定の無線高度ｈＲＭＡｘ以下で、算出高度回路１６は、 気圧比率信号ら　を無線比率信号式、と混合することによって３、線２６上に算 出高度５４によって微分されて、第１の乗算回路５６に加えられる。無線高度の 関数として０から１．０までの値を有する乗数には、関数発生回路５８によって 生成される。加算接続部６０によって生成された値（１−Ｋ）も第１の乗算器５ ６に加えられて、加算接続部６２の正端末上の値（１−Ｋ　）　＝、が結果とし て生じる。加算接続部６２に対する第２の入力は、第２の乗算回路６４によって 生成された量ｘｈ。である。第２め乗算回路６４は、線１４を介しての気圧比率 信号、および、関数発生回路５８からの乗数Ｋを受入れる。その動作において、 回路１６は算出高度比率信号を生成させるが、これは、ｈＲＭ工、およびそれ以 下では無線高度比率に等しく、また、ｈＲＭＡｘにおいては気圧高度比率に等し いものである。

これに加えて、算出高度回路６８には検知回路６６が含まれておシ、線１４上の 無線高度に応答して、発進時にタイマ回路６８を起動させる。タイマ６８はリミ タ回路７０に入力され、これは線７２上で関数発生回路５８に対する信号を出力 させて、航空機が滑走路を発進してから所定の時間後に、Ｋの値が１．０に等し くなるようにする。

前述されたように、第４図の警報曲線は、対空速度の減少比率の関数として左に シフトされている。第６図における関数回路７８は線４８上の対空速度比率信号 に応答し、線８０によってロジック回路４６の出力をバイアスする作用をして、 負の対空速度比率が増大する関数として、よシ大きいフライトパスの角度におい て警報を生じさせる。

フライトハスの警報に関しては、航空機が危険なフライトハスを有することを示 す警報が回路４６によって一旦発生されたときには、どのような動作が航空機の 安全性を最大限にするかについて、乗務員を誘導するのが望ましいと考えられる 。第１図の警報ロジック２８の部分を形成するロジックは第６図に示されている 。信号源１０からのストールマージン信号α−αＳは、線８２を介して比較回路 ８４に加えられる。ストールマージン信号によって、航空機のアタック角度αが ある所定のアタックのスティックシエイカ角度以内にあることが示されていると きには、比較器８４は線８６を介してＯＲゲート８８にロジック信号を加える。

グ１ト８８からの正のロジック出力は、警報ロジック２８によって発生されるべ き０推力を加えよ”というような音声警報を生じさせる。フライトパスロジック ４６は、航空機のピッチ姿勢またはフライトパス角度が低すぎるということを示 唆する信号を出力させる。

通常、好適な音声警報は０ノーズを上げよ”または”ピッチを上げよ”であって 、地面に接近したことにより、航空機のピッチ姿勢が増大されるべきことを示す 。

しかしながら、線８６上のストールマージンロジック信号が、航空機の姿勢が既 にストールに近接していることを示しているときには、“ピッチを上げよ”とい うタイプの勧告は不適当である。したがって、航空機がストールに近づいている ときには、ＡＮＤ　ター　）　ｑ　ａは”ピッチを上げよ”という警報を抑止す る働きをする。この発明の好適実施例においては、地面に接近した困難状態にあ るときには、推力を加えることは乗務員によって常に考えられるべきであること から、”推力を加えよ”という勧告は常に発生されている。

第６図の回路には、回路９２、リミタ９４および加算接続部９６が含まれておシ 、比較器８４に対してストールマージン比率のリード項目を与えるようにされる 。アタック角度の増大比率が航空機の迅速なピッチ上げを指示しているときには 、これは回路８４の応答を速くさせる。この回路の動作は第７図に例示されてい る。

航空機がアプローチしているときに使用されるフライトパスロジック４６が第８ 図に例示されている。アプローチのときには、第１図の関数発生器４６は、第４ 図の警報エンベロープによって例示されている第６図の関数発生器とは稍々異な った動作をする。したがって、第８図の関数発生器は４６’　で示されている。

航空機が水平に移動する方向である角度として定義されるフライトバス角度γは 、ら　または八。のような垂直速度によって近似される。算出高度比率は第６図 の回路において使用された。フライトパスのより正確な近似は対空速度Ｖによっ て除された垂直速度である。

このアプローチは第８図に示されており、こ〜に、除算回路９８は線２６上の算 出高度比率を線５０上の対空速度によって除算する。これは、線１００を介して 、フライトバス角度の入力を警報エンベロープ関数発生器４６１　に加える。

第８図のロジックは、航空機がアプローチしているときに使用されるものである ことから、正常の７ライトパスの角度は負である。第８図の４６′　に示されて いる警報エンベロープは、線１０２上で第１の警報開始信号を発し、また、フラ イトパスが第２の量をこえたときには線１０４上に第２の信号を発する。ＡＮＤ ゲ−）　１０６に加えられた線１０２上の第１の信号は、６ノーズを上げよ″ま たは“ピッチを上げよ”といった音声警報を生じさせる。第６図に関して説明さ れたように、線８６上でアプローチしているストールマージン信号は、ＡＮＤゲ ート１０６を介して６ビツチを上げよ”という音声警報を抑止することができる 。ＡＮＤゲート１０８上のプルアップ警報も線８６上のロジック信号によって抑 止される。

第１図の信号源１０からの入力である線１１０上のグライドスロープ信号Ｇ／Ｓ 　は付加的な警報ロジックを与える。この信号は関数発生回路１１２を通る入力 にされて、航空機が関数発生器１１２のグライドスロープ基準を下回っていない ときにゲート１０６の出力を抑止するために使用される。線１１０上のグライド スロープ信号も、関数発生器７８により線８０を介して警報エンベロープ４６１ 　に加えられるバイアスを修正するために使用される。

付加的な“推力を加えよ”という警報は、ＡＮＤゲート１１６を通して到来する 線８０上の対空速度比率信号および関数発生器１１２からのグライドスロープ以 下の信号によシ、ＯＲゲート８８で発生される。

フライト・パスの警報に対する第６図または第８図のロジックの使用はフライト のフェーズ忙依存している。

航空機が離陸または巡回という動作のフェーズにあるときには、第６図の回路が 使用される。航空機がアブａ−チのフェーズにあるときには、第８図の回路が使 用される。この好適な実施例においては、適切なフライトパスの警報回路を選択 するために離陸ロジック回路１１４が使用される。このような回路のだめのロジ ックは米国特許第５，９４７．８　ｊ　０号および第４，５１９，２１８号に開 示されている。フライトの７エーズの信号は離陸ロジック１１４から線１１６を 介して回路４６に伝えられる。

ある所定の状況の下では、潜在的に不充分なアタックの角度について警報を与え ることが望ましい。このような警報のための基準は第５図に例示されている。

離陸の間に、航空機が一旦アタックのある所定の角度、例えば２まで回転したと きには、アタック角度におけるいかなる減少でも警報を生じさせる。このような 警報を発生させるためのロジックは第１図のブロック１１８によって示されてい る。この警報モードの期間は、発進、無線高度または気圧高度からの時間の関数 であることができる。

国際調査報告

Claims (12)

【特許請求の範囲】
1. １．無線高度信号源； 気圧高度信号源； 前記無線高度信号および前記気圧高度信号に応答するモード３のロジツク手段で あつて、離陸の後に航空機が気圧高度に関して降下するときにモード３の警報信 号を発生させるためのものであり、こゝに、前記モード３のロジツク手段は無線 高度で約５フイートを下回つているときに動作するもの；が含まれている航空機 の対地接近警報装置。
2. ２．前記無線高度信号に応答するモード１のロジツク手段であつて、航空機があ る所定のものより大きい気圧降下比率で降下しているときにモード１の警報信号 を発生させるためのものであり、こゝに、前記モード１のロジツク手段は無線高 度で約５フイートを下回つているときに動作するものがさらに含まれている請求 の範囲第１項記載の装置。
3. ３．前記無線高度信号に応答して無線高度比率信号を発生させるための手段； 前記気圧高度に応答して気圧高度比率信号を発生させるための手段； 前記無線高度比率信号を前記気圧高度比率信号と組合せて算出高度比率信号を得 るための算出高度比率手段； が含まれており、こゝに、 前記算出高度比率信号には無線高度が減少するにつれてより大きい部分の前記高 度比率信号が含まれている、請求の範囲第２項記載の装置。
4. ４．前記モード３のロジツク手段には、前記無線高度信号および前記算出高度比 率信号に応答して前記モード３の警報信号を発生させるためのモード３の比較手 段が含まれている請求の範囲第３項記載の装置。
5. ５．前記モード１のロジツク手段には、前記無線高度信号および前記算出高度比 率信号に応答して前記モード１の警報信号を発生させるためのモード１の比較手 段が含まれている請求の範囲第３項記載の装置。
6. ６．無線高度信号源； フライトパス角度信号を発生させるための手段；および 前記フライトパス角度信号に応答して、前記フライトパス角度信号がある所定の 値より小さいときに警報信号を発生させるための警報手段；が含まれている航空 機の対地接近警報装置。
7. ７．前記警報手段は前記無線高度信号に対しても応答し、前記所定の値は無線高 度の関数として変動する請求の範囲第６項記載の装置。
8. ８．前記警報手段はある所定の無線高度以上で抑止されている請求の範囲第７項 記載の装置。
9. ９．気圧高度比率信号源をさらに含み、前記フライトパス角度信号を発生させる ための前記手段は前記気圧比率信号に応答して前記フライトパス信号が前記気圧 比率信号に対して機能的に関連するようにされている請求の範囲第６項記載の装 置。
10. １０．無線高度比率信号源、 前記気圧高度比率を前記無線高度信号と組合せて算出高度比率信号を得るための 算出高度比率手段であつて、前記算出高度比率信号には無線高度の減少につれて より大きい部分の前記無線高度比率信号が含まれているもの、 を含み、 前記フライトパス信号は前記算出高度信号に対して機能的に関連するようにされ ている請求の範囲第６項記載の装置。
11. １１．フライトのフエーズを決定するためのフエーズ手段をさらに含み、前記所 定の値は前記フライトのフエーズに依存している請求の範囲第６項記載の装置。
12. １２．ストールマージン信号源および警報ロジツクをさらに含み、前記警報信号 および前記ストールマージン信号に応答して、前記ストールマージン信号がある 所定の値を下回つているとき以外には航空機はピツチを上げるべきであることを 示す第１の警報を発生するようにされている請求の範囲第６項記載の装置。