JPS62232588A - ヘツドアツプデイスプレイを用いた計器着陸装置 - Google Patents
ヘツドアツプデイスプレイを用いた計器着陸装置Info
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- JPS62232588A JPS62232588A JP7638986A JP7638986A JPS62232588A JP S62232588 A JPS62232588 A JP S62232588A JP 7638986 A JP7638986 A JP 7638986A JP 7638986 A JP7638986 A JP 7638986A JP S62232588 A JPS62232588 A JP S62232588A
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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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、航空機の計器着陸装置、特にヘッド・アップ
・ディスプレイ（以下ＨＵＤと言う）を用いた計器着陸
装置に関する。
・ディスプレイ（以下ＨＵＤと言う）を用いた計器着陸
装置に関する。
航空機の計器着陸方式は気象条件にあまり左右されずに
安全に着陸を行う上で極めて重要である。
安全に着陸を行う上で極めて重要である。
そのため、従来、計器着陸装置（ＩＬＳ：Ｉｎｓｔｒｕ
ｍｅｎｔ Ｌａｎｄｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）は、地
上から着陸進入コースに沿った上下、左右それぞれ２本
の電波ビームによりコースからのずれを機上の指示器に
示し、パイロットがコースを修正して着陸する方式をと
っている。
ｍｅｎｔ Ｌａｎｄｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）は、地
上から着陸進入コースに沿った上下、左右それぞれ２本
の電波ビームによりコースからのずれを機上の指示器に
示し、パイロットがコースを修正して着陸する方式をと
っている。
しかしながら、このＩＬＳ方式は指示器に示されたずれ
だけでは安定した飛行はできず他の飛行計器を総合的に
判断して操縦する必要があり、滑走路を見ながら着陸す
る有視界着陸方法に比べ従来の計器着陸方式は非常に難
しく、又パイロ−／ トへの負担も非常に大きく航空機
事故の危険性も大きい欠点がある。
だけでは安定した飛行はできず他の飛行計器を総合的に
判断して操縦する必要があり、滑走路を見ながら着陸す
る有視界着陸方法に比べ従来の計器着陸方式は非常に難
しく、又パイロ−／ トへの負担も非常に大きく航空機
事故の危険性も大きい欠点がある。
本発明は上記問題点を解決するためのもので、気象条件
が悪く、有視界着陸ができない時、ＨＵＤを使って模擬
滑走路を実際の滑走路と同じ所に描き、有視界着陸と同
様に容易に着陸することができるような情報をパイロッ
トに提供することを目的する。
が悪く、有視界着陸ができない時、ＨＵＤを使って模擬
滑走路を実際の滑走路と同じ所に描き、有視界着陸と同
様に容易に着陸することができるような情報をパイロッ
トに提供することを目的する。
そのために本発明のヘッド・アップ・ディスプレイを用
いた計器着陸装置は、滑走路の着地点からの航空機位置
情報と姿勢角情報とから模擬滑路を算出し、算出した模
擬滑路をＨＵＤで実滑走路と同じ位置に表示すること、
及びＩＩ Ｕ Ｄにより得られる角度情報と航空機の高
度計から得られる対地高度とから航空機の位置情報を算
出することを特徴とする。
いた計器着陸装置は、滑走路の着地点からの航空機位置
情報と姿勢角情報とから模擬滑路を算出し、算出した模
擬滑路をＨＵＤで実滑走路と同じ位置に表示すること、
及びＩＩ Ｕ Ｄにより得られる角度情報と航空機の高
度計から得られる対地高度とから航空機の位置情報を算
出することを特徴とする。
本発明のＨＵ Ｄを用いた計器着陸装置によれば、地上
にある着陸通助！７２置、又は機上の高度計等から航空
機の位置情報を得、この位置情報と慣性航法装置等の慣
性センサから得られる姿勢角、及び慣性速度情報とから
精密な位置情報を算出し、この精密位置情報と慣性セン
サからの姿勢角情報から画像処理により模擬滑走路をＨ
ＵＤのハーフミラを使って表示位置に表示し、これによ
りバイロフトは実際の滑走路と同じ場所に模擬滑走路を
見ることができ、視界が悪く滑走路が見えない場合でも
模擬滑走路を見て有視界時と同じように着陸することが
できる。
にある着陸通助！７２置、又は機上の高度計等から航空
機の位置情報を得、この位置情報と慣性航法装置等の慣
性センサから得られる姿勢角、及び慣性速度情報とから
精密な位置情報を算出し、この精密位置情報と慣性セン
サからの姿勢角情報から画像処理により模擬滑走路をＨ
ＵＤのハーフミラを使って表示位置に表示し、これによ
りバイロフトは実際の滑走路と同じ場所に模擬滑走路を
見ることができ、視界が悪く滑走路が見えない場合でも
模擬滑走路を見て有視界時と同じように着陸することが
できる。
また、地上に着陸援助装置がない場合でも有視界時であ
ればＨＩＤの角度測定機能を使い機上の高度計との組み
合わせで位置を算出し、慣性センサの速度ドリフト等を
修正してより正確な情報をバイロフトに提供できるので
単なる有視界着陸より正確でしかもバイロフトの負担（
ワークロード）が少なくて着陸することができる。
ればＨＩＤの角度測定機能を使い機上の高度計との組み
合わせで位置を算出し、慣性センサの速度ドリフト等を
修正してより正確な情報をバイロフトに提供できるので
単なる有視界着陸より正確でしかもバイロフトの負担（
ワークロード）が少なくて着陸することができる。
以下、実施例を図面を参照しつつ説明する。
第１図は本発明の）［Ｕ Ｄを用いた計器着陸装置の構
成図である０図中、■は位置情報測定装置、２は慣性セ
ンサ、３は精密位置算出処理装置、４はＨＵＤ画像処理
装置、５は模擬滑走路表示装置、６はバイロフトである
。
成図である０図中、■は位置情報測定装置、２は慣性セ
ンサ、３は精密位置算出処理装置、４はＨＵＤ画像処理
装置、５は模擬滑走路表示装置、６はバイロフトである
。
図において、地上にある着陸援助装置、又は機上の高度
計等からなる位置情報測定装置ｌにより、航空機の位置
情報を得、この情報と慣性航法装置等からなる慣性セン
サ２から得られる姿勢角、及び慣性速度情報とから精密
位置算出処理装置３で精密な位置情報を算出する。この
精密位置情報と慣性センサからの姿勢角情報から画像処
理装置４により模擬滑走路をＨＵ Ｄのハーフミラを使
った表示装置５に表示する。これによりパイロット６は
実際の滑走路と同じ場所に模擬滑走路を見ることができ
る。
計等からなる位置情報測定装置ｌにより、航空機の位置
情報を得、この情報と慣性航法装置等からなる慣性セン
サ２から得られる姿勢角、及び慣性速度情報とから精密
位置算出処理装置３で精密な位置情報を算出する。この
精密位置情報と慣性センサからの姿勢角情報から画像処
理装置４により模擬滑走路をＨＵ Ｄのハーフミラを使
った表示装置５に表示する。これによりパイロット６は
実際の滑走路と同じ場所に模擬滑走路を見ることができ
る。
又、地上に着陸援助装置がない場合でも有視界時であれ
ばＨＵＤの角度測定機能を使い機上の高度計との組合わ
せで位置を算出でき、慣性センサの速度ドリフト等を修
正して、より正確な情報をパイロットに提供できる。
ばＨＵＤの角度測定機能を使い機上の高度計との組合わ
せで位置を算出でき、慣性センサの速度ドリフト等を修
正して、より正確な情報をパイロットに提供できる。
次に位置情報の取得方法について説明する。
（ａ）位置情報の取得方法
着陸のための航空機の位置情報を取得する方法は、ＩＬ
Ｓ、ＭＬＳ、 レーダ及び高度計とＨＵ Ｄを組合わ
せた方法があるがそれぞれ異なった方式であるのでＩｆ
Ｕ Ｄに使用する場合、同じ形式に変換する必要があ
る。
Ｓ、ＭＬＳ、 レーダ及び高度計とＨＵ Ｄを組合わ
せた方法があるがそれぞれ異なった方式であるのでＩｆ
Ｕ Ｄに使用する場合、同じ形式に変換する必要があ
る。
（ｉ）ＩＬＳ方式について
第２図はＩＬＳ方式による位置算出の原理を示す図で、
図中、７は航空機、８は滑走路、９はグライドスロープ
アンテナ、１０はローカライザアンテナである。
図中、７は航空機、８は滑走路、９はグライドスロープ
アンテナ、１０はローカライザアンテナである。
図において、上下方向のコースを示すためのグライドス
ロープアンテナ９と左右方向のコースを示すためのロー
カライザアンテナ１０から電子ビ−ムを発射して飛行コ
ースを設定し、各アンテナから発射されたそれぞれ２つ
の近接したビームにより、コースからのずれの角度△γ
及び６甲を航空機７の受信機から得ることができる。こ
こで電波高度計又は気圧高度計から航空機７の高度Ｈが
判ったとすると、次式により滑走路８の着地点までの距
離りが算出できる。
ロープアンテナ９と左右方向のコースを示すためのロー
カライザアンテナ１０から電子ビ−ムを発射して飛行コ
ースを設定し、各アンテナから発射されたそれぞれ２つ
の近接したビームにより、コースからのずれの角度△γ
及び６甲を航空機７の受信機から得ることができる。こ
こで電波高度計又は気圧高度計から航空機７の高度Ｈが
判ったとすると、次式により滑走路８の着地点までの距
離りが算出できる。
Ｄ−□
ｔａｎ （γ０＋△γ）
ここでγ。はグライドスロープの設定角度である。
同様にローカライザからのずれの角度Δ甲が得られると
左右方向の位置Ｙは次式により算出できる。
左右方向の位置Ｙは次式により算出できる。
Ｙｍ （Ｄ＋Ｌ） ｊａｎ （６甲）ここでＬはグラ
イドスロープアンテナ９とワーカライザアンテナ１０間
の距離である。
イドスロープアンテナ９とワーカライザアンテナ１０間
の距離である。
（ｉｉ）ＭＬＳ方式について
第３図はＭＬＳ方式による位置算出の原理を示す図で、
図中、１１は方位角アンテナ、１２は上下方向の３Ａ
’１−アンテナ、１３はＤＭＥアンテナである。
図中、１１は方位角アンテナ、１２は上下方向の３Ａ
’１−アンテナ、１３はＤＭＥアンテナである。
図において、ＭＬＳ方式においては、ＩＬＳ方式の場合
よりも波長の短いマイクロウェーブを使って扇形ビーム
を作っており、精度が高くなっている。方位角アンテナ
１１は上下に広く左右に狭い扇形ビームを左右に一定速
度でスィーブしている。航空機７は全方向性の基準電波
から扇形ビームを受信した時までの遅延時間を測ること
により方位角型を得ることができる。
よりも波長の短いマイクロウェーブを使って扇形ビーム
を作っており、精度が高くなっている。方位角アンテナ
１１は上下に広く左右に狭い扇形ビームを左右に一定速
度でスィーブしている。航空機７は全方向性の基準電波
から扇形ビームを受信した時までの遅延時間を測ること
により方位角型を得ることができる。
上下方向の誘導アンテナ１２は左右に広く上下に狭い扇
形ビームを一定速度でスイープする。航空機７は方位角
と同様に全方向性の基準電波から上下方向の扇形ビーム
を受信した時までの遅延時間から、上下方向の角度θを
測ることができる。
形ビームを一定速度でスイープする。航空機７は方位角
と同様に全方向性の基準電波から上下方向の扇形ビーム
を受信した時までの遅延時間から、上下方向の角度θを
測ることができる。
滑走路８までの直距離ＳＲは、通常のＤＭＥアンテナと
同様に航空機７から発射された質問電波を受けてＤＭＥ
アンテナ１３が折り返して発射する応答電波を受信する
までの遅延時間から測ることができる。
同様に航空機７から発射された質問電波を受けてＤＭＥ
アンテナ１３が折り返して発射する応答電波を受信する
までの遅延時間から測ることができる。
これにより航空機７の位置は次式のようにして求まる。
ＩＩ −Ｓ Ｒ５１ｎ θ
ＹｍＳＲｃｏｓ θｓｉｎ 甲
Ｄ ＝ Ｓ Ｒｃｏｓθｃｏｓ甲
（ｉｉｉ ）レーダ方式について
第４図はレーダ方式による位置算出の原理を示す図で、
図中、１４はレーダである。
図中、１４はレーダである。
図において、航空機７をペンシルビームで捉え、直距Ｍ
ＳＲ１方位角！８、上下方向の角度θ８を測定できる。
ＳＲ１方位角！８、上下方向の角度θ８を測定できる。
これにより航空機の位置は次のようにして求まる。
Ｈ−３Ｒ５ＩＮ ｔ）ｌｌ＋ＨＩ
ＹｍＳＲＣＯ３θえＳＩＮ ’Ｐ、ｌ＋ｙ。
Ｄ−３ＲＣＯ３θ１ｌＣＯ８！え＋Ｄ。
ここでＨａ 、Ｙｍ 、Ｄ＊はそれぞれ滑走路７の着地
点からレーダ１４までの高度、左右距離、上下距離であ
る。
点からレーダ１４までの高度、左右距離、上下距離であ
る。
（ｉｖ ）機上の高度計とＨＵＤを使う方式について第
５図は機上の高度計とＨＵＤを使う方式によろ位置算出
の原理を示す図である。
５図は機上の高度計とＨＵＤを使う方式によろ位置算出
の原理を示す図である。
第５図のようにＨＬＩＤによって滑走路８の原点までの
経路角Ｔ８及び、方位角！、を測定する。
経路角Ｔ８及び、方位角！、を測定する。
滑走路８の方位角を′Ｐｒとすれば高度計の測定値Ｈ１
から航空機７の位置を次式のように求めることができる
。
から航空機７の位置を次式のように求めることができる
。
Ｈｌ
Ｄ’−□
ｔａｎ ｒ龜
Ｙ＝Ｄ’ｓｉｎ （’Ｐｒ −’Ｐｇ ）Ｄ −Ｄ
’ ｃｏｓ （’Ｐｒ −”Ｐａ ）（ｂ）精密位置
の算出方法 前記（ａ）位置情報の取得方法の項で述べたような方法
により航空機の位置を測定できるが、その測定値の安定
性は必ずしも良くない、一般的には電波のマルチパス、
高度計の変動及びＨＵＤの角度読み切り誤差等で測定値
にバラツキが出る。
’ ｃｏｓ （’Ｐｒ −”Ｐａ ）（ｂ）精密位置
の算出方法 前記（ａ）位置情報の取得方法の項で述べたような方法
により航空機の位置を測定できるが、その測定値の安定
性は必ずしも良くない、一般的には電波のマルチパス、
高度計の変動及びＨＵＤの角度読み切り誤差等で測定値
にバラツキが出る。
この測定値を直接ＨＵ Ｄの模擬滑走路表示に使うと滑
走路がぶれてバイロフトの操縦に支障がでる。
走路がぶれてバイロフトの操縦に支障がでる。
第６図は精密位置の算出方法を説明するための図で、同
図（Ａ）は航空機と滑走路の位置関係及び航空機速度ベ
クトルを示す図、同図（Ｂ）はコンプリメンタリフィル
タを示す図である０図中、１５は積分器、１６は比例負
帰還要素、１７は積分負帰還要素である。
図（Ａ）は航空機と滑走路の位置関係及び航空機速度ベ
クトルを示す図、同図（Ｂ）はコンプリメンタリフィル
タを示す図である０図中、１５は積分器、１６は比例負
帰還要素、１７は積分負帰還要素である。
第６図においては、慣性センサの速度出力を利用し、こ
れを積分器１５で積分して高い周波数成分の位置の変化
を計算し、（ａ）で測定した位置情報を使って低周波成
分を補っている。
れを積分器１５で積分して高い周波数成分の位置の変化
を計算し、（ａ）で測定した位置情報を使って低周波成
分を補っている。
図において、Ｖ、、Ｖ、はＤ方向及びＹ方向の速度で慣
性センサの北方向の慣性速度Ｖ、及び東方向の慣性速度
Ｖ、から次式によって求める。
性センサの北方向の慣性速度Ｖ、及び東方向の慣性速度
Ｖ、から次式によって求める。
Ｖ、−−ＶＨｃｏｓ甲ｒ −Ｖｔ ｓｉｎ ’Ｐ。
Ｖｙ ＝−ＶＭ ｓｉｎ ’Ｐ、 ＋Ｖｔ ｃｏｓ ’
Ｐｒ但し、′Ｖ１は滑走路進入方位角である。
Ｐｒ但し、′Ｖ１は滑走路進入方位角である。
ｖＤ又はｖｖは慣性速度Ｖ、、Ｖ、にドリフトがあるの
でいくらかの誤差を含んでいる。その誤差をΔＶ１１＋
ΔＶＹで取り除き修正速度Ｖ、、ＶＹを得るｅ ｖＤ
＊ ＶＶを積分することにより推定値り及びＹを得
る。しかし、位置推定に含まれる低周波分の誤差は（ａ
）で測定されたＤ及びＹを差引（ことにより八〇、ΔＹ
として得られる。この位置情報差分はＫｌ、及びそれぞ
れを積分した値にに２を掛け、比例及び、積分成分を加
え合わせ速度誤差Δｖ０．ΔｖＶを算出する。このフィ
ードバックによりに、及びに２を適当に選ぶことにより
誤差は収斂されていく。Ｋ、及びに２の選び方ハフイー
ドバック系の安定を保つために次式のような関係が望ま
しい。
でいくらかの誤差を含んでいる。その誤差をΔＶ１１＋
ΔＶＹで取り除き修正速度Ｖ、、ＶＹを得るｅ ｖＤ
＊ ＶＶを積分することにより推定値り及びＹを得
る。しかし、位置推定に含まれる低周波分の誤差は（ａ
）で測定されたＤ及びＹを差引（ことにより八〇、ΔＹ
として得られる。この位置情報差分はＫｌ、及びそれぞ
れを積分した値にに２を掛け、比例及び、積分成分を加
え合わせ速度誤差Δｖ０．ΔｖＶを算出する。このフィ
ードバックによりに、及びに２を適当に選ぶことにより
誤差は収斂されていく。Ｋ、及びに２の選び方ハフイー
ドバック系の安定を保つために次式のような関係が望ま
しい。
Ｋｌ −２ζω 但し、ζ＃０．７に２−ω寡
ωはＶ、、Ｖ、及びり、Ｙの測定精度により決定される
ものでり、 Ｙの誤差を最小にするように選ばれる。又
、第７図のようにリセット時にωを大きくして収斂を速
め、一定時間になったら定常値に戻す方法もある。
ものでり、 Ｙの誤差を最小にするように選ばれる。又
、第７図のようにリセット時にωを大きくして収斂を速
め、一定時間になったら定常値に戻す方法もある。
修正された速度Ｖ、、Ｖ、を使い慣性速度■。
偏流角βを再度計算する。
第８図はコンプリメンタリフィルタから得られた修正速
度を使うて偏流角を算出する方式を示す図で、同図に示
すように修正された速度Ｖ、、Ｖ、からＶＮ、Ｖ、を計
算し、これよりＶ、、 βを次式のように求める。
度を使うて偏流角を算出する方式を示す図で、同図に示
すように修正された速度Ｖ、、Ｖ、からＶＮ、Ｖ、を計
算し、これよりＶ、、 βを次式のように求める。
β＝Ｖ、−Ｖ。
ここで！、は滑走路方向、Ｖ、は機種方位、！、は進行
方位である。これにより、慣性センサ内で生じたドリフ
トを除去できる。
方位である。これにより、慣性センサ内で生じたドリフ
トを除去できる。
（Ｃ）ＨＵＤの画像処理方法
（ｉ）模擬滑走路
第９図はＨＵＤに模擬滑走路を描く方法を示す図で、同
図（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、同図（Ｂ）は模
擬滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクトル図である０図
中、１８はＣＲＴ、１９＋、Ｉ９２はレンズ、２０はハ
ーフミラ−１２１はＨＵＤ系、２２は模擬滑走路である
。
図（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、同図（Ｂ）は模
擬滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクトル図である０図
中、１８はＣＲＴ、１９＋、Ｉ９２はレンズ、２０はハ
ーフミラ−１２１はＨＵＤ系、２２は模擬滑走路である
。
ＨＵＤにおいては、ＣＲＴ１８に描かれたシンボルがレ
ンズ１９により無限遠に焦点を結ばれ、ハーフミラ−２
０により外視界と同一方向に見えるようにする。この場
合、焦点を無限遠方点に結ぶことによりパイロット６の
目の位置をずらしてもシンボルの方向がずれないように
できる。模擬滑走路２２を実際の滑走路８の位置と同じ
場所に描くためには、パイロットから見た実際の滑走路
８の各点の角度と模擬滑走路２２の対応する各点の角度
とが同じであればよい。これらの角度は各点の座標、及
び航空機の座標、及び姿勢角、方位角が分かれば次式の
ように計算できる。
ンズ１９により無限遠に焦点を結ばれ、ハーフミラ−２
０により外視界と同一方向に見えるようにする。この場
合、焦点を無限遠方点に結ぶことによりパイロット６の
目の位置をずらしてもシンボルの方向がずれないように
できる。模擬滑走路２２を実際の滑走路８の位置と同じ
場所に描くためには、パイロットから見た実際の滑走路
８の各点の角度と模擬滑走路２２の対応する各点の角度
とが同じであればよい。これらの角度は各点の座標、及
び航空機の座標、及び姿勢角、方位角が分かれば次式の
ように計算できる。
Ｘ。
ｙ五
’ＰＬ＝ｊａｎ −’ （）
Ｘム
但し
ここで、Ｄ、 Ｙ、 Ｈは航空機の位置、φ、θ。
甲は航空機の姿勢角である１１Ｄ１１Ｙ１＋１１直は滑
走路の各点の座標である。
走路の各点の座標である。
ＣＲＴに描かれた模擬滑走路２２は逆に滑走路からＣＲ
Ｔへの投影と同じであるからレンズの焦点距離をＦとす
るとＣＲＴの座標と入射角度の関係は次式のようになる
。
Ｔへの投影と同じであるからレンズの焦点距離をＦとす
るとＣＲＴの座標と入射角度の関係は次式のようになる
。
２ｃｉ−Ｆ ｔａｎ θ１−Ｆ−
Ｘ直
ｙ五
）’ｃｉ＝ Ｆ ｔａｎ ′Ｐ、 ！ Ｆ −
Ｘ五 つまり、滑走路のＺ座標、ｙ座標をＦ ／ ｘ １だけ
縮尺したことになる。
Ｘ五 つまり、滑走路のＺ座標、ｙ座標をＦ ／ ｘ １だけ
縮尺したことになる。
以上の式により航空機の姿勢角φ、θ、′Ｐと位置り、
Ｙ、 ＩＩ及び滑走路の各座標Ｄｒ 、 Ｙｔ 、
Ｈ４が得られれば模擬滑走路２２を８の実際の滑走
路と同じ位置に描くことができる。
Ｙ、 ＩＩ及び滑走路の各座標Ｄｒ 、 Ｙｔ 、
Ｈ４が得られれば模擬滑走路２２を８の実際の滑走
路と同じ位置に描くことができる。
ここで、φ、θ、′Ｐは慣性センサから得られ、Ｄ、Ｙ
、Ｈは前述の（ａ）及び（ｂ）の方式で得られる。また
ＤＩ 、Ｙｌ 、Ｈｉは地上の測量によって得ることが
できる。
、Ｈは前述の（ａ）及び（ｂ）の方式で得られる。また
ＤＩ 、Ｙｌ 、Ｈｉは地上の測量によって得ることが
できる。
ｉｉ）有視界時の航空機の位置測定
（ａ）で述べた航空機の位置情報は地上の何らかの地上
着陸援助装置が必要である。しかし、ＨＵＤの角度測定
機能を使うことにより地上の援助装置がなくても自分自
身の位置測定ができる。
着陸援助装置が必要である。しかし、ＨＵＤの角度測定
機能を使うことにより地上の援助装置がなくても自分自
身の位置測定ができる。
第１Ｏ図はＨＵＤを使って航空機の位置を計算する方式
を説明するための図で、同図（Ａ）は１■ＵＤ表示画面
を示す図で、同図ＣＢ）は位置計算のブロック図である
０図中、２３は着陸目標マーカ、２４は速度ベクトルマ
ーカ、２５〜３０は演算要素、３１，３２はマーカ移動
スイッチである。
を説明するための図で、同図（Ａ）は１■ＵＤ表示画面
を示す図で、同図ＣＢ）は位置計算のブロック図である
０図中、２３は着陸目標マーカ、２４は速度ベクトルマ
ーカ、２５〜３０は演算要素、３１，３２はマーカ移動
スイッチである。
図において、着陸目標マーカ２３を二つのマーカ移動ス
イッチ３１．３２で上下、左右に移動させ滑走路の着地
点に合わせると航空機と着地点との径路角Ｔ、が得られ
る。
イッチ３１．３２で上下、左右に移動させ滑走路の着地
点に合わせると航空機と着地点との径路角Ｔ、が得られ
る。
また、あらかじめ判っている滑走路方位！、と航空機と
着地点を結んだ線の方位′＋′、との差である八！が得
られる。これより第５図で示したように航空機の対地高
度Ｈ１とから、滑走路延長線方向からの距！１ｉｔＤが
計算される。
着地点を結んだ線の方位′＋′、との差である八！が得
られる。これより第５図で示したように航空機の対地高
度Ｈ１とから、滑走路延長線方向からの距！１ｉｔＤが
計算される。
着陸目標マーカ２３は航空機の移動により滑走路との相
対角度が変わりずれてくる。パイロットが常にマーカ移
動スイッチにより追従していくのは負担が大きいので、
マーカを合わせ、スイッチを離した時点からは航空機の
移動に合わせて自動的に追従するようにする。第１０図
（Ｂ）のブロック図はこのためのものである。
対角度が変わりずれてくる。パイロットが常にマーカ移
動スイッチにより追従していくのは負担が大きいので、
マーカを合わせ、スイッチを離した時点からは航空機の
移動に合わせて自動的に追従するようにする。第１０図
（Ｂ）のブロック図はこのためのものである。
まずＴ１の移動のために微分値を移動スイッチ３２で士
を選択する。微分値は積分器１５で積分されＴ、をつく
るのでスイッチを中立にもどすとγ、はその位置で止ま
る。γ、とＩｌ、とから航空機と滑走路までのスラント
レンジＤ′を要素２５で計算する。Ｄ′と上下方向速度
Ｖｌ１％及びＤ′方向の速度ｖ、’を使って次式のよう
にＴ、の微分値γ１を演算要素２６で求めることができ
る。
を選択する。微分値は積分器１５で積分されＴ、をつく
るのでスイッチを中立にもどすとγ、はその位置で止ま
る。γ、とＩｌ、とから航空機と滑走路までのスラント
レンジＤ′を要素２５で計算する。Ｄ′と上下方向速度
Ｖｌ１％及びＤ′方向の速度ｖ、’を使って次式のよう
にＴ、の微分値γ１を演算要素２６で求めることができ
る。
Ｄ’ ２
但しＶ、’ ＝Ｖ、ｃｏｓΔ甲＋Ｖｙｓｉｎ△甲この値
を積分すれば航空機の移動に伴い着陸目標マーカ２３も
自動的に移動する。
を積分すれば航空機の移動に伴い着陸目標マーカ２３も
自動的に移動する。
Δ！も同様にスイッチ３１によって微分値を切換え、そ
れを積分して得られたへ甲とＤ′から演算要素２４でＤ
を求めＶｏ、Ｖｖから演算要素２日でへ甲の微分値を計
算することができる。
れを積分して得られたへ甲とＤ′から演算要素２４でＤ
を求めＶｏ、Ｖｖから演算要素２日でへ甲の微分値を計
算することができる。
これによりＴ１と同様に移動スイッチ３１により左右移
動して着地点を決め、中立にすると後は自動的に航空機
の移動に伴い着地点に追従してい（。
動して着地点を決め、中立にすると後は自動的に航空機
の移動に伴い着地点に追従してい（。
しかし、・Ｖゎ、Ｖｙ＋Ｖｕに誤差が含まれているとマ
ーカは着地点から少しずつずれていくので再度調整する
必要がある。何回か調整していくと、第６図に示したコ
ンプリメンタリ・フィルタにより速度誤差を修正してい
くので、その後は安定して追従することができる。又、
航空機の飛行径路角Ｔ及び偏流角βを示ず速度べ２トル
により飛行方向を正しく知ることができる。βはコンプ
リメンタリ・フィルタにより修正された速度により再度
計算したものである。
ーカは着地点から少しずつずれていくので再度調整する
必要がある。何回か調整していくと、第６図に示したコ
ンプリメンタリ・フィルタにより速度誤差を修正してい
くので、その後は安定して追従することができる。又、
航空機の飛行径路角Ｔ及び偏流角βを示ず速度べ２トル
により飛行方向を正しく知ることができる。βはコンプ
リメンタリ・フィルタにより修正された速度により再度
計算したものである。
以上の説明から明らかなように、本発明によれば、ＨＵ
Ｄによる計器＠陸方式により視界不良のときでもＩＬ
Ｓ、ＭＬＳまたはレーダにより正確な航空機の位置を計
算し、慣性航法装置からの姿勢角データを使ってＨＵ
Ｄ上に模擬滑走路を実際の滑走路と重なる位置に表示す
ることができる。
Ｄによる計器＠陸方式により視界不良のときでもＩＬ
Ｓ、ＭＬＳまたはレーダにより正確な航空機の位置を計
算し、慣性航法装置からの姿勢角データを使ってＨＵ
Ｄ上に模擬滑走路を実際の滑走路と重なる位置に表示す
ることができる。
又、視界のよい場合では、ＨＵ Ｄを使って航空機の位
置を測定することができるので、地上援助装置がない空
港で正確な経路を通って着陸できる。
置を測定することができるので、地上援助装置がない空
港で正確な経路を通って着陸できる。
又、慣性航法ｖｔ置の速度ドリフト修正できるので、正
確な航空機の進行方向を知ることができる。これにより
パイロットは容易にかつ安全に着陸することができる。
確な航空機の進行方向を知ることができる。これにより
パイロットは容易にかつ安全に着陸することができる。
第１図は本発明のＨｔＪＤを用いた計器着陸装置の構成
図、第２図はＩＬＳ方式による航空機位置算出の原理を
示す図、第３図はＭＬＳ方式による航空機位置算出の原
理を示す図、第４図はレーダ方式による航空機位置算出
の原理を示す図、第５図は機上の高度計とＨＵＤを使う
方式による航空機位置算出の原理を示す図、第６図は航
空機精密位置の算出方法を説明するための図で、同図（
Ａ）は航空機と滑走路の位置関係及び航空機速度ベクト
ルを示す図、同図ＣＢ）はコンプリメンタリフィルタを
示す図、第７図はコンプリメンタリフィルタの可変係数
の時間変化を示す図、第８図はコンプリメンタリフィル
タから得られた修正速度を使って偏流角を算出する方式
を示す図、第９図はＨＬＩ Ｄに模擬滑走路を描く方法
を示す図で、同図（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、
同図（Ｂ）は模擬滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクト
ル図、第１０図はＨＵＤを使って航空機の位置を算出す
る方式を説明するための図で、同図（Ａ）はＩＩ Ｕ
Ｄ表示画面を示す図、同図（Ｂ）は位置算出のブロック
図である。 ■・・・位置情報測定装置、２・・・慣性センサ、３・
・・精密位置算出処理装置、４・・・ＨＵ ０画像処理
装置、５・・・ＪＩＡ擬滑走路表示位置、６・・・パイ
ロット、７・・・航空機、８・・・滑走路、９・・・グ
ライドスロープアンテナ、ｌＯ・・・ローカライザアン
テナ、１１・・・方位角アンテナ、１２・・・上下方向
のＨＲアンテナ、１３・・・ＤＭＥアンテナ、１４・・
・レーダ、１５・・・積分器、１６・・・比例負帰還要
素、１７・・・積分負帰還要素、１８・・・ＣＲＴｌ
１９Ｉ−Ｌ ９ｔ・・・レンズ、２０・・・ハーフミラ
−１２１・・・ＨＵＤ系、２２・・・模擬滑走路、２３
・・・着陸目標マーカ、２４・・・速度ベクトルマーカ
、２５〜３０・・・演算要素、３１．３２・・・マーカ
移動スイッチ 出 願 人 航空宇宙技術研究所長 長洲秀夫 第１図 第３図 第５図 第６図 （Ａ） （８） 第Ｔ図
図、第２図はＩＬＳ方式による航空機位置算出の原理を
示す図、第３図はＭＬＳ方式による航空機位置算出の原
理を示す図、第４図はレーダ方式による航空機位置算出
の原理を示す図、第５図は機上の高度計とＨＵＤを使う
方式による航空機位置算出の原理を示す図、第６図は航
空機精密位置の算出方法を説明するための図で、同図（
Ａ）は航空機と滑走路の位置関係及び航空機速度ベクト
ルを示す図、同図ＣＢ）はコンプリメンタリフィルタを
示す図、第７図はコンプリメンタリフィルタの可変係数
の時間変化を示す図、第８図はコンプリメンタリフィル
タから得られた修正速度を使って偏流角を算出する方式
を示す図、第９図はＨＬＩ Ｄに模擬滑走路を描く方法
を示す図で、同図（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、
同図（Ｂ）は模擬滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクト
ル図、第１０図はＨＵＤを使って航空機の位置を算出す
る方式を説明するための図で、同図（Ａ）はＩＩ Ｕ
Ｄ表示画面を示す図、同図（Ｂ）は位置算出のブロック
図である。 ■・・・位置情報測定装置、２・・・慣性センサ、３・
・・精密位置算出処理装置、４・・・ＨＵ ０画像処理
装置、５・・・ＪＩＡ擬滑走路表示位置、６・・・パイ
ロット、７・・・航空機、８・・・滑走路、９・・・グ
ライドスロープアンテナ、ｌＯ・・・ローカライザアン
テナ、１１・・・方位角アンテナ、１２・・・上下方向
のＨＲアンテナ、１３・・・ＤＭＥアンテナ、１４・・
・レーダ、１５・・・積分器、１６・・・比例負帰還要
素、１７・・・積分負帰還要素、１８・・・ＣＲＴｌ
１９Ｉ−Ｌ ９ｔ・・・レンズ、２０・・・ハーフミラ
−１２１・・・ＨＵＤ系、２２・・・模擬滑走路、２３
・・・着陸目標マーカ、２４・・・速度ベクトルマーカ
、２５〜３０・・・演算要素、３１．３２・・・マーカ
移動スイッチ 出 願 人 航空宇宙技術研究所長 長洲秀夫 第１図 第３図 第５図 第６図 （Ａ） （８） 第Ｔ図
Claims (4)
- （１）滑走路の着地点からの航空機位置情報と姿勢角情
報とから模擬滑走路を算出し、算出した模擬滑走路をヘ
ッド・アップ・ディスプレイで実滑走路と同じ位置に表
示することを特徴とするヘッド・アップ・ディスプレイ
を用いた計器着陸装置。 - （２）前記航空機位置情報は、地上の着陸援助装置によ
り得ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のヘ
ッド・アップ・ディスプレイを用いた計器着陸装置。 - （３）前記航空機位置情報は、地上の着陸援助装置と機
上慣性航法装置からのデータから算出することを特徴と
する特許請求の範囲第１項記載のヘッド・アップ・ディ
スプレイを用いた計器着陸装置。 - （４）ヘッド・アップ・ディスプレイにより得られる角
度情報と航空機の高度計から得られる対地高度とから航
空機の位置情報を算出することを特徴とするヘッド・ア
ップ・ディスプレイを用いた計器着陸装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61076389A JP2545709B2 (ja) | 1986-04-02 | 1986-04-02 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61076389A JP2545709B2 (ja) | 1986-04-02 | 1986-04-02 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Related Child Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27911592A Division JP2687304B2 (ja) | 1992-09-04 | 1992-09-04 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62232588A true JPS62232588A (ja) | 1987-10-13 |
| JP2545709B2 JP2545709B2 (ja) | 1996-10-23 |
Family
ID=13603969
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61076389A Expired - Lifetime JP2545709B2 (ja) | 1986-04-02 | 1986-04-02 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2545709B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006099436A1 (en) * | 2005-03-15 | 2006-09-21 | Shaw Robert L | Low cost flight instrumentation system |
| JP2018090237A (ja) * | 2016-11-01 | 2018-06-14 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 合成慣性ローカライザ偏差による飛行制御システムおよびその利用方法 |
| JP2018095234A (ja) * | 2016-11-01 | 2018-06-21 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 合成慣性グライドスロープ偏差による飛行制御システムおよびその利用方法 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107683420A (zh) * | 2014-11-10 | 2018-02-09 | 威尔乌集团 | 位置跟踪系统和方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5027279A (ja) * | 1973-07-16 | 1975-03-20 | ||
| JPS527640A (en) * | 1975-07-08 | 1977-01-20 | Casio Comput Co Ltd | Operation processing system |
| JPS60165685A (ja) * | 1984-02-08 | 1985-08-28 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 空中模擬着陸装置 |
-
1986
- 1986-04-02 JP JP61076389A patent/JP2545709B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5027279A (ja) * | 1973-07-16 | 1975-03-20 | ||
| JPS527640A (en) * | 1975-07-08 | 1977-01-20 | Casio Comput Co Ltd | Operation processing system |
| JPS60165685A (ja) * | 1984-02-08 | 1985-08-28 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 空中模擬着陸装置 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006099436A1 (en) * | 2005-03-15 | 2006-09-21 | Shaw Robert L | Low cost flight instrumentation system |
| US9057627B2 (en) | 2005-03-15 | 2015-06-16 | Fci Associates, Inc. | Low cost flight instrumentation system |
| JP2018090237A (ja) * | 2016-11-01 | 2018-06-14 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 合成慣性ローカライザ偏差による飛行制御システムおよびその利用方法 |
| JP2018095234A (ja) * | 2016-11-01 | 2018-06-21 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 合成慣性グライドスロープ偏差による飛行制御システムおよびその利用方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2545709B2 (ja) | 1996-10-23 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
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