WO2012002276A1 - 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法 - Google Patents

表示装置、操縦支援システム、及び表示方法 Download PDF

Info

Publication number
WO2012002276A1
WO2012002276A1 PCT/JP2011/064539 JP2011064539W WO2012002276A1 WO 2012002276 A1 WO2012002276 A1 WO 2012002276A1 JP 2011064539 W JP2011064539 W JP 2011064539W WO 2012002276 A1 WO2012002276 A1 WO 2012002276A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
angle
target
aircraft
attack
current
Prior art date
Application number
PCT/JP2011/064539
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
光一 山崎
Original Assignee
三菱重工業株式会社
社団法人日本航空宇宙工業会
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社, 社団法人日本航空宇宙工業会 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to CN201180031445.0A priority Critical patent/CN102958805B/zh
Priority to US13/806,589 priority patent/US9233761B2/en
Priority to EP11800741.8A priority patent/EP2589538B1/en
Priority to RU2012153788/11A priority patent/RU2544283C2/ru
Priority to CA2803810A priority patent/CA2803810C/en
Priority to BR112012032769A priority patent/BR112012032769A2/pt
Publication of WO2012002276A1 publication Critical patent/WO2012002276A1/ja

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G01C23/005—Flight directors

Definitions

  • the present invention relates to a display device, a steering support system, and a display method.
  • an aircraft has an ILS (Instrument Landing System) or TIS (Tunnel In the Tunnel) that obtains a deviation angle or relative position between a target flight path and the aircraft. Sky).
  • the deviation angle and relative position obtained by ILS and TIS are used for the PFD (Primary Flight Display) and ADI (Attitude) which are display devices for displaying the flight status of the aircraft.
  • PFD Primary Flight Display
  • ADI Attitude
  • FIG. 7 shows an example of a conventional PFD 100.
  • a PFD 100 shown in FIG. 7 displays an ILS display 102 and an FD (Flight Director) command bar display 104 together with an aircraft reference symbol 101 representing the aircraft that is the aircraft.
  • FD Frelight Director
  • the ILS display 102 displays a deviation angle between the own machine and the localizer (ILS display 102A) and a deviation angle between the own machine and the glide slope (ILS display 102B).
  • the target flight path is located on the left side.
  • the FD command bar display 104 displays an attitude angle (pitch angle, bank angle) command of the aircraft for following the target flight path.
  • the bank angle command display 104A indicates that the own device is to be left banked
  • the pitch angle command display 104B indicates that the pitch of the own device is decreased.
  • Patent Document 1 when the display position of the flight path of the aircraft is outside the display range of the image composition panel included in the head-up display device, the direction from the center of the display range of the image composition panel to the flight path is indicated.
  • a flight path display device in which a target mark to be displayed is displayed on an image composition panel is disclosed.
  • the flight path is composed of a plurality of path marks, and each path mark is inclined according to the attitude of the airframe assumed when the airframe is on each path mark.
  • the FD command bar display 104 is also referred to as a target pitch angle and a target bank angle necessary for the aircraft to follow the target flight path (the target pitch angle and the target bank angle are collectively referred to as a “target ground attitude angle”). .).
  • the pitch angle and bank angle of the aircraft do not indicate the traveling direction of the aircraft itself, but indicate the orientation of the nose, and the orientation of the nose and the traveling direction do not necessarily coincide with each other.
  • the FD command bar display 104 merely indicates indirect information such as a ground posture angle necessary for realizing the direction in which the aircraft should travel. This is also the case with the flight path display device described in ILS and TIS and Patent Document 1. In the PFD 100 shown in FIG. 7, the pilot may not be able to clearly recognize the traveling direction of the aircraft. .
  • the PFD 100 shown in FIG. 7 and the flight path display device described in Patent Document 1 have a problem that over-control or under-control occurs in the follow-up operation to the target flight path.
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and is an aircraft display device and operation support that enables operation with higher followability compared to operation of an aircraft based on a target ground attitude angle. It is an object to provide a system and a display method.
  • the display device is a display device that displays a flight state of an aircraft that is the aircraft, and a target angle of attack that is a target angle of attack for reaching the target flight path of the aircraft.
  • a target air attitude angle indicating a target side slip angle which is a target side slip angle
  • a current air attitude angle indicating a current attack angle and a current side slip angle of the own aircraft are displayed.
  • the display device that displays the flight state of the aircraft that is the aircraft is the target angle of attack that is the target angle of attack and the target skid angle that is the target angle to reach the target flight path of the aircraft.
  • a relative difference between the target air attitude angle indicating the target side slip angle and the current air attitude angle indicating the current attack angle and the current side slip angle of the own aircraft is displayed.
  • the ground attitude angle does not indicate the traveling direction of the aircraft itself. In the following operation, over control or under control may occur.
  • the present invention indicates the target advancing direction as the target air attitude angle, and the relative relationship between the target air attitude angle and the current air attitude angle. Therefore, it is possible to perform maneuvering with higher followability than maneuvering of the aircraft based on the target ground attitude angle.
  • the pilot will determine the appropriate operation amount because the responsiveness is poor and the aircraft moves slowly.
  • the pilot can perform the tracking operation of the own aircraft more accurately.
  • the target angle of attack is derived by reducing the current pitch angle of the aircraft by an angle formed by a horizontal plane and the target traveling direction, and the target side slip angle is calculated based on the target traveling direction.
  • the azimuth is derived by subtracting the current azimuth of the aircraft.
  • the target angle of attack is derived by subtracting the current pitch angle of the aircraft by the angle formed by the horizontal plane and the target traveling direction, and the target skid angle determines the azimuth angle in the target traveling direction. It is derived by subtracting the current azimuth angle of.
  • the current pitch angle of the aircraft and the current azimuth angle of the aircraft are information obtained from existing sensors installed in the aircraft that is the aircraft, and the angle between the horizontal plane and the target traveling direction and the target traveling direction. Since the azimuth angle is information obtained from the autopilot, the present invention can easily derive the target angle of attack and the target side slip angle.
  • the present invention can improve the convenience for the pilot.
  • the relative position between the first index and the second index is changed according to a relative difference between the target air attitude angle and the current air attitude angle. It is preferable to display. According to the above configuration, since the relative position between the first index and the second index is displayed according to the relative difference between the target air attitude angle and the current air attitude angle, As the vehicle approaches the target traveling direction, the first index and the second index approach each other, and the first index and the second index overlap when the aircraft is flying along the target traveling direction. For this reason, since the pilot can easily reach the target flight path, the present invention can enhance the convenience for the pilot.
  • the target flight route is derived based on the current position of the aircraft and the target position that the aircraft should reach.
  • the current position of the own device is obtained using, for example, a GPS (Global Positioning System) sensor, and the target position is derived, for example, by a computer mounted on the own device.
  • a follow-up operation using a target flight path indicated by radio waves output from a glide slope antenna and a localizer antenna, which are airport facilities, that is, a follow-up operation using ILS can be performed only by guiding a landing phase from the vicinity of the airport.
  • the steering assist system provides a target air-air that indicates a target angle of attack that is a target angle of attack and a target side-slip angle that is a target side-slip angle in order to reach the target flight path of the aircraft.
  • a display device that displays a relative difference between the attitude angle and the current air attitude angle indicating the current attack angle and the current skid angle of the own aircraft; and the current pitch angle of the own aircraft as a horizontal plane and the target
  • a target angle-of-attack derivation means for deriving the target angle of attack by subtracting it from the angle formed by the traveling direction; a target for deriving the target skid angle by subtracting the azimuth angle of the target traveling direction by the current azimuth angle of the own aircraft
  • Side slip angle deriving means is provided, and the display device is controlled to display a relative difference between the target air attitude angle indicating the derived target attack angle and the target slip angle and the current air attitude angle.
  • the target traveling direction is derived as the target air attitude angle
  • the display device displays the relative difference between the target air attitude angle and the current air attitude angle.
  • the display method according to the third aspect of the present invention is a display method for displaying the flight state of the aircraft that is the aircraft on the display device, and is a target angle of attack for reaching the target flight path of the aircraft.
  • the target traveling direction is derived as the target air attitude angle
  • the display device displays the relative difference between the target air attitude angle and the current air attitude angle.
  • the present invention has an excellent effect that maneuvering with higher followability is possible as compared with aircraft maneuvering based on the target ground attitude angle.
  • FIG. 1 It is a schematic diagram which shows an example of PFD which concerns on embodiment of this invention. It is a schematic diagram required for description of the target air attitude angle display displayed on the PFD according to the embodiment of the present invention, (A) is an example of the PFD, (B-1) is the PFD shown in (A) (B-2) is a top view corresponding to (B-1), and (B-3) is a relationship between the aircraft and the target flight path corresponding to the target air attitude angle display displayed in FIG. ) Is a side view corresponding to (B-1). It is a functional block diagram which shows the electric constitution of the steering assistance system which concerns on embodiment of this invention. It is a schematic diagram required for description of derivation
  • FIG. 1 shows an example of a PFD 10 that is a display device that displays the flight state of an aircraft that is the aircraft according to the present embodiment.
  • the PFD 10 is an accumulator.
  • the aircraft reference symbol 12 the airspeed meter 14 indicating the airspeed of the aircraft, the altimeter 16 indicating the altitude of the aircraft, the pitch scale 18 indicating the pitch angle of the aircraft, and the ILS display 20. (ILS display 20A, 20B), and an elevation speed scale 22 indicating the elevation speed of the own machine are included.
  • an FPM (Flight Path Marker) 30 that is an index for assisting the pilot to operate the aircraft, and a target air attitude angle display 32 are displayed.
  • the FPM 30 indicates the current angle of attack of the aircraft (the angle formed by the projection of the traveling direction of the aircraft onto the plane of symmetry of the aircraft and the axis of the aircraft) and the side slip angle (the angle formed by the traveling direction of the aircraft and the plane of symmetry of the aircraft).
  • This is the current air attitude angle, in other words, an index indicating the traveling direction of the aircraft.
  • the target air attitude angle display 32 indicates a target air attitude angle indicating a target angle of attack which is a target angle of attack and a target side slip angle which is a target side slip angle in order to reach the target flight path of the aircraft. It is an index showing.
  • FIG. 2 is a diagram showing a positional relationship between the FPM 30 and the target air attitude angle display 32 displayed on the PFD 10 and the aircraft 40 and the target flight path.
  • FIG. 2 (B-1) shows the own aircraft corresponding to the target air attitude angle display 32 displayed on the PFD 10 shown in FIG. 2 (A) when the traveling direction of the own device 40 is the back of the page. It is the figure which showed the relationship between 40 and a target flight path
  • FIG. 2 (B-2) is a top view corresponding to FIG. 2 (B-1)
  • FIG. 2 (B-3) is a side view corresponding to FIG. 2 (B-1).
  • a solid line A extending from the center of gravity of the aircraft 40 indicates the traveling direction of the aircraft 40 corresponding to the FPM 30, and a broken line B indicates the target air attitude angle display.
  • the target traveling direction of the aircraft 40 corresponding to 32 is shown.
  • the PFD 10 displays a relative difference between the FPM 30 and the target air attitude angle display 32. That is, when the FPM 30 and the target air attitude angle display 32 match (overlap), it indicates that the aircraft is flying along the target traveling direction.
  • FIG. 3 shows a functional block diagram of a steering assistance system 52 including a control device 50 for causing the PFD 10 according to the present embodiment to display various types.
  • FIG. 3 shows only functions required for displaying the target air attitude angle display 32 on the PFD 10 among the functions of the control device 50. That is, the control device 50 displays the target air attitude angle display 32 on the PFD 10, the aircraft reference symbol 12, the air speed meter 14, the altimeter 16, the pitch scale 18, the ILS display 20, the FPM 30, and the ascending / descending speed. It has a function of displaying the scale 22 and the like.
  • the control device 50 includes a target angle-of-attack calculation unit 54, a target slip angle calculation unit 56, and a display control unit 58.
  • the control device 50 is connected to the sensor unit 60 and the autopilot unit 62 and receives various information.
  • the sensor unit 60 includes various sensors, and measures the altitude and speed of the aircraft 40, the deviation angle of the aircraft 40 with respect to the target flight path, and the azimuth angle and pitch angle of the aircraft 40.
  • the autopilot unit 62 receives the altitude and speed of the aircraft 40 received from the sensor unit 60 so that the aircraft 40 can fly along the target flight path indicated by the radio waves output from the ILS glidescope antenna and the localizer antenna. Based on the information such as the deviation angle with respect to the target flight path, various information necessary for the automatic operation of the aircraft 40 is generated.
  • the target angle-of-attack calculation unit 54 derives the target angle of attack by reducing the current pitch angle of the aircraft 40 by an angle formed by the horizontal plane and the target traveling direction.
  • the angle formed by the nose direction of own aircraft 40 and the horizontal plane is current pitch angle ⁇ of own aircraft 40.
  • the pitch angle ⁇ is measured by the sensor unit 60.
  • the path angle ⁇ which is an angle formed by the horizontal plane and the target traveling direction, is derived by the autopilot unit 62 based on the target flight path indicated by the ILS, and receives the target as a path angle command ⁇ cmd indicating the path angle ⁇ . It is output to the angle calculation unit 54.
  • the target angle-of-attack calculating unit 54 calculates a target angle-of-attack command ⁇ cmd indicating the target angle of attack ⁇ as shown in the equation (1), and outputs it to the display control unit 58.
  • equation (1) is a simple derivation equation, and the following equations (2) to (4) are used to strictly derive the target angle-of-attack command ⁇ cmd .
  • ⁇ is the bank angle of the own device 40. When the bank angle ⁇ is 0 (zero), the equation (2) is the same as the equation (1).
  • the target slip angle calculation unit 56 derives the target side slip angle by reducing the azimuth angle in the target traveling direction by the current azimuth angle of the own aircraft.
  • the derivation of the target skid angle ⁇ will be described with reference to the top view of the aircraft 40 shown in FIG.
  • an angle formed by the nose direction of own aircraft 40 and a reference direction is current azimuth angle ⁇ of own aircraft 40.
  • the current azimuth angle ⁇ is measured by the sensor unit 60.
  • the azimuth angle ⁇ of the target travel direction which is an angle formed by the reference direction and the target travel direction, is derived by the autopilot unit 62 based on the target flight path indicated by the ILS, and the azimuth angle ⁇ of the target travel direction is calculated.
  • the azimuth angle command ⁇ cmd shown is output to the target skid angle calculator 56.
  • the target side slip angle calculation unit 56 calculates a target side slip angle command ⁇ cmd indicating the target side slip angle ⁇ as shown in the equation (5), and outputs it to the display control unit 58.
  • the equation (5) is a simple derivation equation, and the following equations (6) to (9) are used in order to strictly derive the target skid angle command ⁇ cmd .
  • the equation (6) is the same as the equation (5).
  • the display control unit 58 outputs the target air attitude angle in the PFD 10 according to the target attack angle command ⁇ cmd output from the target angle of attack calculation unit 54 and the target side slip angle command ⁇ cmd output from the target slip angle calculation unit 56.
  • the display position of the display 32 is derived, and the PFD 10 is controlled so that the target air attitude angle display 32 is displayed at the derived display position.
  • the path angle command ⁇ cmd and the azimuth angle command ⁇ cmd are derived by the autopilot unit 62. This is because the target air attitude angle is given to the PFD 10 only when the autopilot is executed. It does not mean that the display 32 is displayed. Even when the autopilot is not executed, the autopilot unit 62 derives the path angle command ⁇ cmd and the azimuth angle command ⁇ cmd , and the target air attitude angle display 32 is displayed on the PFD 10. Reference is made to the target air attitude angle display 32 for maneuvering. Further, when the autopilot is being executed, the route angle command ⁇ cmd and the azimuth angle command ⁇ cmd may be derived by the autopilot unit 62 and the target air attitude angle display 32 may be displayed on the PFD 10.
  • FIG. 6 shows a change in the display of the PFD 10 until the own aircraft 40 reaches the target flight path.
  • FIG. 6A shows a state in which the target air attitude angle display 32 and the FPM 30 are shifted from each other and displayed on the PFD 10 because the aircraft 40 is flying in a traveling direction deviated from the target traveling direction. . Therefore, the pilot controls the aircraft 40 so that the target air attitude angle display 32 and the FPM 30 overlap each other. By doing so, the target air attitude angle display 32 and the FPM 30 gradually approach each other, and when the target air attitude angle display 32 and the FPM 30 overlap as shown in FIG. You are flying along the direction of travel.
  • the ILS display 20 is displayed together with the FPM 30 and the target air attitude angle display 32 as shown in FIG. It will gradually move to the center of the PFD 10.
  • the PFD 10 that displays the flight state of the aircraft 40 has the target air attitude that indicates the target angle of attack ⁇ and the target skid angle ⁇ for reaching the target flight path of the aircraft 40. Since the relative difference between the angle and the current air attitude angle indicating the current angle of attack and the current side slip angle of the aircraft 40 is displayed, compared to the aircraft operation based on the target ground attitude angle, It is possible to steer with higher followability.
  • the pilot will determine the appropriate operation amount because the responsiveness is poor and the aircraft moves slowly. It ’s hard.
  • the pilot can perform the follow-up operation of the own aircraft 40 more accurately by the PFD 10 according to the present embodiment.
  • the target angle of attack ⁇ is derived by reducing the current pitch angle of the own aircraft 40 by an angle formed by the horizontal plane and the target traveling direction, and the target side slip angle ⁇ is determined in the target traveling direction. It is derived by reducing the azimuth angle by the current azimuth angle of the aircraft 40.
  • the current pitch angle of the aircraft 40 and the current azimuth angle of the aircraft 40 are information obtained from the existing sensor unit 60 provided in the aircraft that is the aircraft 40, and the horizontal plane, the target traveling direction, Since the angle formed by and the azimuth angle in the target traveling direction are information obtained from the autopilot, the target angle of attack and the target skid angle can be easily derived according to the present embodiment.
  • the glide slope antenna that is the airport facility and the target flight path indicated by the radio wave output by the localizer is described, but the present invention is not limited to this. It is also possible to follow the target flight path generated based on the current position of the aircraft 40 and the target position that the aircraft 40 should reach. More specifically, a position information acquisition sensor (for example, a GPS sensor) that measures the current position (latitude, longitude, and altitude) of the own apparatus 40 is mounted on the own apparatus 40 and the own apparatus 40 measured by the position information acquisition sensor is installed. Based on the current position, the computer mounted on the aircraft 40 derives the target flight path and stores the target flight path in the storage unit.
  • a position information acquisition sensor for example, a GPS sensor
  • the above computer has the remaining fuel of the own aircraft 40 and the reachable distance based on the remaining fuel, the own aircraft 40 is faulty (for example, all the control surfaces are inoperable during cruise flight, and only the engine thrust is applied to the airport. If there is a failure that requires guiding the aircraft 40), the maximum radius and minimum radius that can be turned according to the failure state, the runway length of the airport that is the landing candidate, and the airport that is the landing candidate
  • the target position (target airport) that the aircraft 40 should reach is derived from various conditions such as the surrounding weather (wind, rain, cloud cover, visibility, etc.), and the optimum flight route from the location of the aircraft 40 to the target airport is determined. Derived, and the derived optimum flight path is set as the target flight path.
  • the target position may be specified by a pilot instead of being derived by a computer.
  • the computer may derive the target flight path at predetermined time intervals, and update and store the derived target flight path in the storage unit.
  • the autopilot unit 62 controls the steering command including the path angle command ⁇ cmd and the azimuth angle command ⁇ cmd based on the information indicating the relative position or deviation angle of the aircraft 40 with respect to the target flight path stored in the storage unit. Is generated.
  • the landing phase from the periphery of the airport can only be guided.
  • ILS display 20 is displayed on PFD10. It is also possible to adopt a form that does not display, a form that displays the FD command bar display together with the ILS display 20 on the PFD 10, or a form that displays other displays for supporting pilot operation.
  • the display device is the PFD 10
  • the present invention is not limited to this, and the display device may have other forms such as ADI.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Devices For Indicating Variable Information By Combining Individual Elements (AREA)

Abstract

集合計器であるＰＦＤ（１０）は、ＦＰＭ（３０）、及び目標対気姿勢角表示（３２）が表示される。目標対気姿勢角表示（３２）は、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角を示す指標である。そして、ＰＦＤ（１０）は、ＦＰＭ（３０）と目標対気姿勢角表示（３２）との相対的な差を表示し、ＦＰＭ（３０）と目標対気姿勢角表示（３２）とが一致する（重なる）場合は、自機が目標進行方向に沿って飛行していることを示すこととなる。これにより、目標対地姿勢角に基づいた操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。

Description

表示装置、操縦支援システム、及び表示方法
　本発明は、表示装置、操縦支援システム、及び表示方法に関するものである。
　従来、航空機には、目標とする飛行経路と航空機との偏差角や相対位置を求めるＩＬＳ（Instrument Landing System）やＴＩＳ（Tunnel In the
Sky）が備えられている。そして、ＩＬＳやＴＩＳによって求められた上記偏差角や相対位置が、自機の飛行状態を表示する表示装置であるＰＦＤ（Primary Flight Display）やＡＤＩ（Attitude
Direction Indicator）等に表示されることで、航空機のパイロットに対する目標飛行経路への追従操作の支援が行われている。
　図７に従来のＰＦＤ１００の一例を示す。図７に示されるＰＦＤ１００には、航空機である自機を表わす航空機基準シンボル１０１と共に、ＩＬＳ表示１０２及びＦＤ（Flight Director）コマンド・バー表示１０４が表示されている。
　ＩＬＳ表示１０２は、自機とローカライザとの偏差角（ＩＬＳ表示１０２Ａ）、及び自機とグライドスロープとの偏差角（ＩＬＳ表示１０２Ｂ）を表示するものであり、図７の例では、自機の左側に目標飛行経路が位置することを示している。
　ＦＤコマンド・バー表示１０４は、目標とする飛行経路に追従するための自機の姿勢角（ピッチ角、バンク角）コマンドを表示するものである。なお、図７の例では、バンク角コマンド表示１０４Ａは、自機を左バンクさせる旨を指示し、ピッチ角コマンド表示１０４Ｂは、自機のピッチを下げる旨を指示している。
　また、特許文献１には、航空機の飛行経路の表示位置がヘッドアップディスプレイ装置に含まれる画像合成パネルの表示範囲外にある場合には、画像合成パネルの表示範囲中心から飛行経路に向かう方向を示す目標マークが画像合成パネルに表示される飛行経路表示装置が開示されている。なお、上記飛行経路は、複数の経路マークから成り、各経路マークは、各経路マーク上に機体があるときに想定される機体の姿勢に応じて傾斜する。
特開平１１－２６８６９６号公報
　しかし、ＩＬＳ及びＴＩＳ、並びに特許文献１に記載されている飛行経路表示装置では、パイロットは、自機と自機の目標飛行経路との偏差角や相対位置について認識が可能なものの、どのように操縦すれば目標飛行経路に追従可能となるかを適切に把握することができない。
　また、ＦＤコマンド・バー表示１０４は、自機が目標飛行経路に追従するために必要な目標ピッチ角や目標バンク角（目標ピッチ角及び目標バンク角を総称して「目標対地姿勢角」ともいう。）を示す指標である。そして、自機のピッチ角及びバンク角は、自機の進行方向そのものを示すものではなく、機首の向きを示すものであり、機首の向きと進行方向とは、必ずしも一致するものではないため、ＦＤコマンド・バー表示１０４は、自機が進行すべき方向を実現するために必要な対地姿勢角という間接的な情報を示すものにすぎない。このことは、ＩＬＳ及びＴＩＳ、並びに特許文献１に記載されている飛行経路表示装置でも同様であり、図７に示されるＰＦＤ１００では、パイロットが自機の進行方向を明確に認識できない場合があった。
　このため、図７に示されるＰＦＤ１００、及び特許文献１に記載されている飛行経路表示装置では、目標飛行経路への追従操作において、オーバーコントロール又はアンダーコントロールを生じるという問題があった。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる航空機の表示装置、操縦支援システム、及び表示方法を提供することを目的とする。
　本発明の第一態様に係る表示装置は、自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置であって、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する。
　上記構成によれば、自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置が、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する。
　航空機を目標ピッチ角及び目標バンク角により示される目標対地姿勢角（機首の向き）に基づいて操縦すると、対地姿勢角は、航空機の進行方向そのものを示すものではないため、目標飛行経路への追従操作において、オーバーコントロール又はアンダーコントロールを生じる場合があった。
　しかし、対気姿勢角は、航空機の進行方向を示すものであるため、本発明は、目標進行方向を目標対気姿勢角として示し、目標対気姿勢角と現在対気姿勢角との相対的な差を表示するので、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。特に、例えば、全操舵面が不作動となり、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合は、応答性が悪く自機がゆっくり動くため、パイロットは、適正な操作量を判断しづらいが、本発明により、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合でも、パイロットは、より正確に自機の追従操作を行うことができるようになる。
　また、上記第一態様では、前記目標迎角が、自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、前記目標横滑り角が、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで導出されることが好ましい。
　上記構成によれば、目標迎角が、自機の現在のピッチ角を水平面と目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、目標横滑り角が、目標進行方向の方位角を、自機の現在の方位角で減ずることで導出される。自機の現在のピッチ角及び自機の現在の方位角は、自機である航空機に設けられている既存のセンサから得られる情報であり、水平面と目標進行方向とがなす角及び目標進行方向の方位角は、オートパイロットから得られる情報であるので、本発明は、容易に目標迎角及び目標横滑り角を導出することができる。
　また、上記第一態様では、前記目標対気姿勢角に対応する第１指標、及び前記現在対気姿勢角に対応する第２指標を表示することが好ましい。
　上記構成によれば、目標対気姿勢角に対応する第１指標、及び現在対気姿勢角に対応する第２指標が表示装置に表示されるので、パイロットは、容易に自機の目標対気姿勢角及び現在対気姿勢角を確認できるため、本発明は、パイロットに対する利便性を高めることができる。
　また、上記第一態様では、前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差に応じて、前記第１指標と前記第２指標との相対的な位置を変化させて表示することが好ましい。
　上記構成によれば、目標対気姿勢角と現在対気姿勢角との相対的な差に応じて、第１指標と第２指標との相対的な位置を変化させて表示するので、自機が目標進行方向に近づくにつれて、第１指標と第２指標とが近づき、自機が目標進行方向に沿って飛行する状態となると第１指標と第２指標とが重なり合うこととなる。このため、パイロットは、容易に自機を目標飛行経路に到達させることができるため、本発明は、パイロットに対する利便性を高めることができる。
　また、上記第一態様では、前記目標飛行経路を、自機の現在位置及び自機が到達するべき目標位置に基づいて導出することが好ましい。
　自機の現在位置は、例えばＧＰＳ（Global Positioning System）センサを用いて求められ、目標位置は、例えば自機に搭載されている計算機によって導出される。
　例えば、空港設備であるグライドスロープアンテナ及びローカライザアンテナが出力する電波により示される目標飛行経路を用いた追従操作、すなわちＩＬＳを用いた追従操作は、空港周辺からの着陸フェーズの誘導でしか行えない。
　しかし、自機の現在位置及び自機が到達するべき目標位置に基づいて生成した目標飛行経路を用いた追従操作では、例えば、自機に故障が発生した場合における高空からの緊急降下や方位角変更等、ＩＬＳを用いることができない領域から空港（目標位置）までの自機の誘導が可能となる。
　本発明の第二態様に係る操縦支援システムは、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角とを示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する表示装置と、自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで前記目標迎角を導出する目標迎角導出手段、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで前記目標横滑り角を導出する目標横滑り角導出手段を具備し、導出した前記目標迎角及び前記目標滑り角を示す前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差を表示するように前記表示装置を制御する制御装置と、を備える。
　上記構成によれば、目標進行方向を目標対気姿勢角として導出し、目標対気姿勢角と現在対気姿勢角との相対的な差を表示装置が表示するので、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。
　本発明の第三態様に係る表示方法は、自機である航空機の飛行状態を表示装置に表示させる表示方法であって、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示装置に表示させる。
　上記構成によれば、目標進行方向を目標対気姿勢角として導出し、目標対気姿勢角と現在対気姿勢角との相対的な差を表示装置が表示するので、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。
　本発明は、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる、という優れた効果を有する。
本発明の実施形態に係るＰＦＤの一例を示す模式図である。 本発明の実施形態に係るＰＦＤに表示される目標対気姿勢角表示の説明に要する模式図であり、（Ａ）はＰＦＤの一例であり、（Ｂ－１）は（Ａ）に示されるＰＦＤに表示されている目標対気姿勢角表示に対応する、自機と目標飛行経路との関係であり、（Ｂ－２）は（Ｂ－１）に対応する上面図であり、（Ｂ－３）は（Ｂ－１）に対応する側面図である。 本発明の実施形態に係る操縦支援システムの電気的構成を示す機能ブロック図である。 本発明の実施形態に係る目標迎角の導出の説明に要する模式図である。 本発明の実施形態に係る目標横滑り角の導出の説明に要する模式図である。 本発明の実施形態に係るＰＦＤにおいて航空機の目標飛行経路に到達するまで表示の変化を示す模式図であり、（Ａ）は自機が目標進行方向とずれた進行方向で飛行している状態であり、（Ｂ）は自機が目標進行方向に沿って飛行している状態であり、（Ｃ）は目標対気姿勢角表示とＦＰＭとが重なるように自機が飛行し続けた状態である。 従来のＰＦＤの一例を示す模式図である。
　以下に、本発明に係る表示装置、操縦支援システム、及び表示方法の一実施形態について、図面を参照して説明する。
　図１に本実施形態に係る自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置であるＰＦＤ１０の一例を示す。
　ＰＦＤ１０は、集合計器であり、航空機基準シンボル１２、自機の対気速度を示す対気速度計１４、自機の高度を示す高度計１６、自機のピッチ角を示すピッチ目盛１８、ＩＬＳ表示２０（ＩＬＳ表示２０Ａ，２０Ｂ）、及び自機の昇降速度を示す昇降速度目盛２２等が含まれる。
　さらに、本実施形態に係るＰＦＤ１０には、パイロットによる自機の操縦を支援するための指標であるＦＰＭ（Flight Path Marker）３０、及び目標対気姿勢角表示３２が表示される。
　ＦＰＭ３０は、自機の現在の迎角（自機の進行方向の機体対称面への射影と機軸とのなす角）及び横滑り角（自機の進行方向と機体対称面とのなす角）を示す現在対気姿勢角であり、換言すると、自機の進行方向を示す指標である。なお、自機の迎角が大きかったり、自機の横滑り角が大きい場合には、自機の進行方向と自機の機首の向きとが一致しない。そのため、自機の進行方向を示すＦＰＭ３０がＰＦＤ１０に表示されることで、パイロットは、自機の現在の進行方向を容易に認識することができる。
　一方、目標対気姿勢角表示３２は、自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角を示す指標である。
　図２は、ＰＦＤ１０に表示されているＦＰＭ３０及び目標対気姿勢角表示３２と、航空機である自機４０及び目標飛行経路との位置関係を示す図である。
　図２（Ｂ－１）は、自機４０の進行方向を紙面奥とした場合における、図２（Ａ）に示されるＰＦＤ１０に表示されている目標対気姿勢角表示３２に対応する、自機４０と目標飛行経路との関係を示した図である。
　一方、図２（Ｂ－２）は、図２（Ｂ－１）に対応する上面図であり、図２（Ｂ－３）は、図２（Ｂ－1）に対応する側面図である。そして、図２（Ｂ－２），（Ｂ－３）において自機４０の重心から延びる実線Ａは、ＦＰＭ３０に対応する自機４０の進行方向を示し、破線Ｂは、目標対気姿勢角表示３２に対応する自機４０の目標とする進行方向を示す。
　そして、本実施形態に係るＰＦＤ１０は、ＦＰＭ３０と目標対気姿勢角表示３２との相対的な差を表示する。すなわち、ＦＰＭ３０と目標対気姿勢角表示３２とが一致する（重なる）場合は、自機が目標進行方向に沿って飛行していることを示すこととなる。
　図３に、本実施形態に係るＰＦＤ１０に各種表示をさせるための制御装置５０を含む操縦支援システム５２の機能ブロック図を示す。なお、図３は、制御装置５０の機能のうち、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２を表示させるために要する機能のみを示す。すなわち、制御装置５０は、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２を表示させる以外にも、航空機基準シンボル１２、対気速度計１４、高度計１６、ピッチ目盛１８、ＩＬＳ表示２０、ＦＰＭ３０、及び昇降速度目盛２２等を表示させる機能を有する。
　制御装置５０は、目標迎角演算部５４、目標滑り角演算部５６、及び表示制御部５８を備えている。
　なお、制御装置５０は、センサ部６０及びオートパイロット部６２に接続されており、各種情報を受け取る。
　センサ部６０は、各種センサを備えており、自機４０の高度及び速度、自機４０の目標飛行経路に対する偏差角、並びに自機４０の方位角及びピッチ角を計測する。
　オートパイロット部６２は、ＩＬＳのグライドスコープアンテナ及びローカライザアンテナから出力される電波により示される目標飛行経路に沿って自機４０が飛行できるように、センサ部６０から受け取った自機４０の高度、速度、及び目標飛行経路に対する偏差角等の情報に基づいて、自機４０の自動操縦に必要な各種情報を生成する。
　目標迎角演算部５４は、目標迎角を、自機４０の現在のピッチ角を水平面と目標進行方向とがなす角で減ずることで導出する。
　図４に示される自機４０の側面図を参照して目標迎角αの導出について説明する。
　図４に示されるように、自機４０の機首の向きと水平面とのなす角が、自機４０の現在のピッチ角θである。なお、ピッチ角θは、センサ部６０により計測される。一方、水平面と目標進行方向とがなす角である経路角γは、ＩＬＳにより示される目標飛行経路に基づいて、オートパイロット部６２で導出され、経路角γを示す経路角コマンドγｃｍｄとして目標迎角演算部５４へ出力される。
　そして、目標迎角演算部５４は、（１）式に示すように目標迎角αを示す目標迎角コマンドαｃｍｄを算出し、表示制御部５８へ出力する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
  
　なお、（１）式は簡易的な導出式であり、目標迎角コマンドαｃｍｄを厳密に導出するためには下記（２）～（４）式を用いる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
  
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
  
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
  
　なお、φは、自機４０のバンク角であり、バンク角φが０（零）の場合、（２）式は（１）式と同式となる。
　一方、目標滑り角演算部５６は、目標横滑り角を、目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで導出する。
　図５に示される自機４０の上面図を参照して目標横滑り角βの導出について説明する。
　図５に示されるように、自機４０の機首の向きと基準方向（例えば北（Ｎ）方向）とのなす角が、自機４０の現在の方位角ψである。なお、現在の方位角ψは、センサ部６０により計測される。一方、基準方向と目標進行方向とがなす角である目標進行方向の方位角Ψは、ＩＬＳにより示される目標飛行経路に基づいて、オートパイロット部６２で導出され、目標進行方向の方位角Ψを示す方位角コマンドΨｃｍｄとして目標横滑り角演算部５６へ出力される。
　そして、目標横滑り角演算部５６は、（５）式に示すように目標横滑り角βを示す目標横滑り角コマンドβｃｍｄを算出し、表示制御部５８へ出力する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000005
  
　なお、（５）式は簡易的な導出式であり、目標横滑り角コマンドβｃｍｄを厳密に導出するためには下記（６）～（９）式を用いる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000006
  
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000007
  
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000008
  
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000009
  
　なお、ピッチ角θ及びバンク角φが０（零）の場合、（６）式は（５）式と同式となる。
　表示制御部５８は、目標迎角演算部５４から出力された目標迎角コマンドαｃｍｄ及び目標滑り角演算部５６から出力された目標横滑り角コマンドβｃｍｄに応じた、ＰＦＤ１０における目標対気姿勢角表示３２の表示位置を導出し、導出した表示位置に目標対気姿勢角表示３２を表示するようにＰＦＤ１０を制御する。
　なお、本実施形態では、経路角コマンドγｃｍｄ及び方位角コマンドΨｃｍｄは、オートパイロット部６２で導出されるが、これは、自動操縦が実行されている場合にのみＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２が表示されることを意味しているわけではない。自動操縦が実行されていない場合にもオートパイロット部６２で、経路角コマンドγｃｍｄ及び方位角コマンドΨｃｍｄが導出され、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２が表示され、パイロットは、自機の操縦に目標対気姿勢角表示３２を参考とする。また、自動操縦が実行されている場合にもオートパイロット部６２で経路角コマンドγｃｍｄ及び方位角コマンドΨｃｍｄが導出され、ＰＦＤ１０に目標対気姿勢角表示３２が表示されてもよい。
　図６は、自機４０が目標飛行経路に到達するまでのＰＦＤ１０の表示の変化を示している。
　図６（Ａ）は、自機４０が目標進行方向とずれた進行方向で飛行しているため、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とがずれてＰＦＤ１０に表示されている状態を示している。そのため、パイロットは、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが重なり合うように自機４０を操縦する。そうすることで、徐々に目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが近づき合い、図６（Ｂ）に示すように、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが重なると、自機４０が目標進行方向に沿って飛行していることとなる。そして、目標対気姿勢角表示３２とＦＰＭ３０とが重なるように自機４０が飛行し続けることにより、図６（Ｃ）に示すように、ＦＰＭ３０及び目標対気姿勢角表示３２と共にＩＬＳ表示２０も徐々にＰＦＤ１０の中央に移動することとなる。
　以上説明したように、本実施形態に係る自機４０の飛行状態を表示するＰＦＤ１０は、自機４０の目標飛行経路に到達するための目標迎角α及び目標横滑り角βを示す目標対気姿勢角と、自機４０の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示するので、目標対地姿勢角に基づいた航空機の操縦に比較して、より追従性が高い操縦が可能となる。
　特に、例えば、全操舵面が不作動となり、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合は、応答性が悪く自機がゆっくり動くため、パイロットは、適正な操作量を判断しづらい。しかし、本実施形態に係るＰＦＤ１０により、エンジンの推力だけで目標飛行経路への追従操作を行う場合でも、パイロットは、より正確に自機４０の追従操作を行うことができるようになる。
　また、本実施形態によれば、目標迎角αが、自機４０の現在のピッチ角を水平面と目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、目標横滑り角βが、目標進行方向の方位角を、自機４０の現在の方位角で減ずることで導出される。そして、自機４０の現在のピッチ角及び自機４０の現在の方位角は、自機４０である航空機に設けられている既存のセンサ部６０から得られる情報であり、水平面と目標進行方向とがなす角及び目標進行方向の方位角は、オートパイロットから得られる情報であるので、本実施形態によれば、容易に目標迎角及び目標横滑り角を導出することができる。
　以上、本発明を、上記実施形態を用いて説明したが、本発明の技術的範囲は上記実施形態に記載の範囲には限定されない。発明の要旨を逸脱しない範囲で上記実施形態に多様な変更または改良を加えることができ、該変更または改良を加えた形態も本発明の技術的範囲に含まれる。
　例えば、上記実施形態では、空港設備であるグライドスロープアンテナ、及びローカライザが出力する電波によって示される目標飛行経路への追従を行う場合について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、自機４０の現在位置及び自機４０が到達するべき目標位置に基づいて生成した目標飛行経路への追従を行う形態としてもよい。
　より詳細には、自機４０の現在位置（緯度、経度、及び高度）を計測する位置情報取得センサ（例えばＧＰＳセンサ）を自機４０に搭載し、位置情報取得センサで計測した自機４０の現在位置に基づいて自機４０に搭載されている計算機によって、目標飛行経路を導出し、該目標飛行経路を記憶部に記憶する。
　なお、上記計算機は、自機４０の残燃料及び残燃料に基づいた到達可能距離、自機４０に故障（例えば、巡航飛行中に全舵面が不作動となり、エンジンの推力だけで空港へ自機４０を誘導する必要が生じるような故障）が生じている場合には、故障状態に応じた旋回可能な最大半径及び最小半径、着陸候補となる空港の滑走路長、並びに着陸候補となる空港周辺の天候（風、雨、雲量、視程等）等の各種条件から自機４０が到達するべき目標位置（目標空港）を導出し、自機４０の位置から該目標空港までの最適飛行経路を導出し、導出した最適飛行経路を目標飛行経路とする。なお、目標位置は、計算機によって導出されるのではなく、パイロットによって指定されてもよい。
　なお、計算機は、目標飛行経路を所定時間間隔毎に導出し、導出した目標飛行経路を上記記憶部に更新して記憶させてもよい。
　そして、オートパイロット部６２は、記憶部に記憶されている目標飛行経路に対する自機４０の相対位置又は偏差角を示す情報に基づいて、経路角コマンドγｃｍｄ及び方位角コマンドΨｃｍｄを含む操縦コマンドを生成する。
　これによって、例えば、空港設備であるグライドスロープアンテナ及びローカライザアンテナが出力する電波により示される目標飛行経路を用いた追従操作、すなわちＩＬＳを用いた追従操作では、空港周辺からの着陸フェーズの誘導でしか行えないが、自機４０の現在位置及び自機４０が到達するべき目標位置に基づいて生成した目標飛行経路を用いた追従操作では、例えば、自機４０に故障が発生した場合における高空からの緊急降下や方位角変更等、ＩＬＳを用いることができない領域から空港（目標位置）までの自機の誘導が可能となる。
　また、上記実施形態では、ＦＰＭ３０及び目標対気姿勢角表示３２と共にＩＬＳ表示２０をＰＦＤ１０に表示させる場合について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、ＰＦＤ１０にＩＬＳ表示２０を表示させない形態、又はＰＦＤ１０にＩＬＳ表示２０と共にＦＤコマンド・バー表示を表示させる形態、或いはその他パイロットの操縦を支援するための表示を表示させる形態としてもよい。
　また、上記実施形態では、表示装置をＰＦＤ１０とする場合について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、表示装置をＡＤＩ等他の形態としてもよい。
　１０　　ＰＦＤ
　３０　　ＦＰＭ
　３２　　目標対気姿勢角表示
　４０　　自機（航空機）
　５０　　制御装置

Claims (7)

  1. 　自機である航空機の飛行状態を表示する表示装置であって、
    　自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する表示装置。
  2. 　前記目標迎角は、自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで導出され、
    　前記目標横滑り角は、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで導出される請求項１記載の表示装置。
  3. 　前記目標対気姿勢角に対応する第１指標、及び前記現在対気姿勢角に対応する第２指標を表示する請求項１記載の表示装置。
  4. 　前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差に応じて、前記第１指標と前記第２指標との相対的な位置を変化させて表示する請求項３記載の表示装置。
  5. 　前記目標飛行経路は、自機の現在位置及び自機が到達するべき目標位置に基づいて導出される請求項１から請求項４の何れか１項に記載の表示装置。
  6. 　自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角とを示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示する表示装置と、
    　自機の現在のピッチ角を水平面と前記目標進行方向とがなす角で減ずることで前記目標迎角を導出する目標迎角導出手段、前記目標進行方向の方位角を自機の現在の方位角で減ずることで前記目標横滑り角を導出する目標横滑り角導出手段を具備し、導出した前記目標迎角及び前記目標滑り角を示す前記目標対気姿勢角と前記現在対気姿勢角との相対的な差を表示するように前記表示装置を制御する制御装置と、
    を備えた操縦支援システム。
  7. 　自機である航空機の飛行状態を表示装置に表示させる表示方法であって、
    　自機の目標飛行経路に到達するために目標とする迎角である目標迎角及び目標とする横滑り角である目標横滑り角を示す目標対気姿勢角と、自機の現在の迎角及び現在の横滑り角を示す現在対気姿勢角と、の相対的な差を表示装置に表示させる表示方法。
PCT/JP2011/064539 2010-07-01 2011-06-24 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法 WO2012002276A1 (ja)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201180031445.0A CN102958805B (zh) 2010-07-01 2011-06-24 显示装置、操纵支援系统以及显示方法
US13/806,589 US9233761B2 (en) 2010-07-01 2011-06-24 Display apparatus, control support system, and display method
EP11800741.8A EP2589538B1 (en) 2010-07-01 2011-06-24 Display device, piloting assistance system, and display method
RU2012153788/11A RU2544283C2 (ru) 2010-07-01 2011-06-24 Устройство отображения информации, система облегчения пилотирования и способ отображения информации
CA2803810A CA2803810C (en) 2010-07-01 2011-06-24 Display apparatus, control support system, and display method
BR112012032769A BR112012032769A2 (pt) 2010-07-01 2011-06-24 aparelho de exibição, sistema de suporte de controle, e método de exibição

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2010-151220 2010-07-01
JP2010151220A JP5916283B2 (ja) 2010-07-01 2010-07-01 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012002276A1 true WO2012002276A1 (ja) 2012-01-05

Family

ID=45401993

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2011/064539 WO2012002276A1 (ja) 2010-07-01 2011-06-24 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9233761B2 (ja)
EP (1) EP2589538B1 (ja)
JP (1) JP5916283B2 (ja)
CN (1) CN102958805B (ja)
BR (1) BR112012032769A2 (ja)
CA (1) CA2803810C (ja)
RU (1) RU2544283C2 (ja)
WO (1) WO2012002276A1 (ja)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9221552B2 (en) * 2012-06-29 2015-12-29 Honeywell International Inc. Aircraft systems and methods for attitude recovery
US20140343765A1 (en) * 2012-12-28 2014-11-20 Sean Patrick Suiter Flight Assistant with Automatic Configuration and Landing Site Selection
WO2014171228A1 (ja) * 2013-04-17 2014-10-23 古野電気株式会社 自機姿勢表示装置
US11657721B1 (en) * 2013-08-26 2023-05-23 Otto Aero Company Aircraft with flight assistant
US9193473B2 (en) * 2013-09-20 2015-11-24 Safe Flight Instrument Corporation Angle of attack display
US9376216B2 (en) * 2014-05-30 2016-06-28 The Boeing Company Visual fuel predictor system
KR101671687B1 (ko) * 2014-12-18 2016-11-03 한국항공우주산업 주식회사 항공기의 지형추적비행용 디스플레이 방법 및 장치
CA3023826A1 (en) 2016-05-11 2017-11-16 Bombardier Inc. Method of and system for displaying an aircraft control input
CA3029131A1 (en) * 2016-06-29 2018-01-04 L-3 Technologies Avionic Products Intuitive display of angle of attack guidance on aircraft attitude indicator
US9889947B1 (en) 2016-10-13 2018-02-13 Honeywell International Inc. System and method for generating and displaying an aircraft orientation cue
EP3339809A1 (en) 2016-12-22 2018-06-27 Ecole Nationale de l'Aviation Civile Method and apparatus for controlling vehicle attitude display
US10677879B2 (en) 2017-09-15 2020-06-09 The Boeing Company Depression angle reference tracking system
US10690555B2 (en) 2017-10-17 2020-06-23 Sikorsky Aircraft Corporation Composite airspeed indicator display for compound aircrafts
USD888069S1 (en) * 2018-02-08 2020-06-23 Sikorsky Aircraft Corporation Flight display screen or portion thereof with graphical user interface including a composite indicator
USD881206S1 (en) 2018-02-08 2020-04-14 Sikorsky Aircraft Corporation Flight display screen or portion thereof with graphical user interface including a composite indicator
FR3089955B1 (fr) * 2018-12-18 2021-05-21 Thales Sa Procede et systeme de guidage d’aide au suivi d’une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d’un aeronef
RU2722888C1 (ru) * 2019-04-30 2020-06-04 ОАО "Научно-испытательный институт эргатических систем" Способ интегрального отображения параметров полётной ситуации
CN113086220B (zh) * 2021-03-09 2024-04-30 深圳市南航电子工业有限公司 飞行显示器的飞行显示方法、系统、电子设备及存储介质
US11577853B2 (en) * 2021-04-13 2023-02-14 William M. Fisher Aircraft angle of attack and sideslip angle indicator
DE102022116786A1 (de) 2022-07-05 2024-01-11 Hung-Hsin Lin Flugzeug-Hilfsanzeigesystem zum Vermeiden Räumlicher Desorientierung

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11268696A (ja) 1998-03-24 1999-10-05 Commuter Helicopter Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk 飛行経路表示装置
JP2002267488A (ja) * 2001-03-14 2002-09-18 Advanced Technology Inst Of Commuter Helicopter Ltd 飛行情報表示装置
US20070179684A1 (en) * 2006-02-02 2007-08-02 Honeywell International Inc. Heading awareness symbology for track centered primary flight displays

Family Cites Families (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3930610A (en) * 1974-06-03 1976-01-06 Hache Jean Guy Method and apparatus for obtaining accurately the angle of attack of an aircraft
US4230290A (en) * 1978-05-01 1980-10-28 Townsend Engineering Company Airplane angle of attack and direction of flight indicator
US4507657A (en) * 1983-11-07 1985-03-26 Bates Kenneth C Apparatus for determining various operational conditions of an aircraft
US4786905A (en) * 1986-03-26 1988-11-22 Sundstrand Data Control, Inc. Wind shear detector head-up display system
DE3930862A1 (de) * 1989-09-15 1991-03-28 Vdo Schindling Verfahren und einrichtung zur darstellung von flugfuehrungsinformation
JPH0467200A (ja) 1990-07-09 1992-03-03 Matsushita Electric Ind Co Ltd 有音区間判定方法
JPH0467200U (ja) * 1990-10-17 1992-06-15
US5398186A (en) * 1991-12-17 1995-03-14 The Boeing Company Alternate destination predictor for aircraft
US5590853A (en) * 1992-02-03 1997-01-07 Safe Flight Instrument Corporation Aircraft control system
US5382954A (en) * 1993-05-27 1995-01-17 Honeywell Inc. Resolution advisory display instrument for TCAS guidance
JP2832249B2 (ja) 1993-09-06 1998-12-09 科学技術庁長官官房会計課長 パイロット着陸支援装置
JP2923509B2 (ja) 1994-08-24 1999-07-26 科学技術庁長官官房会計課長 航空機の着陸支援方法及び装置
US6539290B1 (en) * 1995-06-07 2003-03-25 Dabulamanzi Holdings, Llc Method, apparatus and design procedure for controlling multi-input, multi-output (MIMO) parameter dependent systems using feedback LTI'zation
DE19614801A1 (de) * 1996-04-15 1997-10-16 Vdo Luftfahrtgeraete Werk Gmbh Verfahren und Einrichtung zur Darstellung von Flugführungsinformation
US6057786A (en) * 1997-10-15 2000-05-02 Dassault Aviation Apparatus and method for aircraft display and control including head up display
JP2872994B1 (ja) * 1998-03-26 1999-03-24 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 計器表示装置
FR2783500B1 (fr) * 1998-09-23 2000-12-08 Eurocopter France Dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef, notamment a voilure tournante et en particulier un helicoptere
US6253166B1 (en) * 1998-10-05 2001-06-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Stable algorithm for estimating airdata from flush surface pressure measurements
US6177888B1 (en) * 1999-09-08 2001-01-23 The Boeing Company Wake turbulence warning and caution system and method
US6273370B1 (en) * 1999-11-01 2001-08-14 Lockheed Martin Corporation Method and system for estimation and correction of angle-of-attack and sideslip angle from acceleration measurements
US6473676B2 (en) * 1999-12-22 2002-10-29 Honeywell International, Inc. Method, apparatus and computer program product for estimating airplane attitude with reduced sensor set
JP3558278B2 (ja) 2000-03-27 2004-08-25 川崎重工業株式会社 フライトディレクタ表示装置
CN1476593A (zh) * 2000-10-25 2004-02-18 美国联合包装服务有限公司 用于座舱交通显示的飞行员可编程高度范围过滤器
US7010398B2 (en) * 2001-10-11 2006-03-07 The Boeing Company Control system providing perspective flight guidance
FR2835606B1 (fr) * 2002-02-01 2006-02-03 Thales Sa Indicateur d'attitude pour aeronef
US6751529B1 (en) * 2002-06-03 2004-06-15 Neural Robotics, Inc. System and method for controlling model aircraft
US6972696B2 (en) * 2003-03-22 2005-12-06 Rogers Steven P Aircraft future position and flight path indicator symbology
US7188007B2 (en) * 2003-12-24 2007-03-06 The Boeing Company Apparatuses and methods for displaying and receiving tactical and strategic flight guidance information
RU39960U1 (ru) * 2004-04-27 2004-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт авиационного оборудования Информационная командно-лидерная система
US7218245B2 (en) * 2005-01-13 2007-05-15 Honeywell International Inc. Head-down aircraft attitude display and method for displaying schematic and terrain data symbology
US7834779B2 (en) * 2005-06-29 2010-11-16 Honeywell International Inc. System and method for increasing visibility of critical flight information on aircraft displays
GB0516998D0 (en) * 2005-08-17 2006-02-15 Bae Systems Plc Aircraft target display
US7342515B2 (en) * 2005-10-12 2008-03-11 Honeywell International, Inc. Hybrid centered head-down aircraft attitude display and method for calculating displayed drift angle limit
US7403133B2 (en) * 2005-10-13 2008-07-22 Honeywell International, Inc. Dynamic primary flight displays for unusual attitude conditions
US7874521B2 (en) * 2005-10-17 2011-01-25 Hoshiko Llc Method and system for aviation navigation
EP1987504B1 (en) * 2006-02-23 2010-12-22 Commonwealth Scientific and Industrial Research Organisation System and method for identifying manoeuvres for a vehicle in conflict situations
FR2897840B1 (fr) * 2006-02-27 2009-02-13 Eurocopter France Procede et dispositif de traitement et de visualisation d'informations de pilotage d'un aeronef
US7724155B1 (en) * 2006-09-07 2010-05-25 Rockwell Collins, Inc. Graphical methods for enhancing attitude awareness
US7347090B1 (en) * 2006-09-14 2008-03-25 The Boeing Company Methods and systems for calculating atmospheric vehicle air data
US8229163B2 (en) * 2007-08-22 2012-07-24 American Gnc Corporation 4D GIS based virtual reality for moving target prediction
WO2009091792A2 (en) * 2008-01-15 2009-07-23 Sysense, Inc. A methodology for autonomous navigation and control of a tethered drogue
US8063798B2 (en) * 2008-06-03 2011-11-22 Honeywell International Inc. Methods and apparatus to assist pilots under conditions in which spatial disorientation may be present
US8761970B2 (en) * 2008-10-21 2014-06-24 The Boeing Company Alternative method to determine the air mass state of an aircraft and to validate and augment the primary method
US20100131126A1 (en) * 2008-11-21 2010-05-27 Honeywell International Inc. System and display element for displaying waypoint markers with integrated altitude constraint information
US7952493B2 (en) * 2008-12-10 2011-05-31 Honeywell International Inc. System and method for rendering a primary flight display having an attitude frame element
IT1392259B1 (it) * 2008-12-11 2012-02-22 Alenia Aeronautica Spa Procedimento di stima dell'angolo di incidenza e dell'angolo di derapata di un aeromobile
US8068038B2 (en) * 2009-02-05 2011-11-29 Honeywell International Inc. System and method for rendering a primary flight display having a conformal terrain avoidance guidance element
US8321077B1 (en) * 2009-04-17 2012-11-27 Gb Tech, Inc. Attitude determination with three-axis accelerometer for emergency atmospheric entry
US8219264B1 (en) * 2009-06-08 2012-07-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Close formation flight positioning system using air data measurements
US8380473B2 (en) * 2009-06-13 2013-02-19 Eric T. Falangas Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle
US8344911B1 (en) * 2010-02-18 2013-01-01 Rockwell Collins, Inc. System, module, and method for generating non-linearly spaced graduations for a symbolic linear scale
US8421649B2 (en) * 2010-02-22 2013-04-16 Jerry Lee Marstall Aircraft attitude systems
WO2011155020A1 (ja) * 2010-06-07 2011-12-15 トヨタ自動車株式会社 操縦支援装置
CN103108806B (zh) * 2010-07-02 2014-03-12 山德尔埃维翁尼克斯有限公司 飞机悬停系统和方法
FR2967769B1 (fr) * 2010-11-23 2012-11-16 Thales Sa Instruments combine de secours et procede de calibration de l'instrument combine de secours
US9822757B2 (en) * 2011-02-23 2017-11-21 The Woods Hole Group, Inc. Underwater tethered telemetry platform
US8665120B2 (en) * 2011-05-25 2014-03-04 The Boeing Company Primary flight display pitch- and power-based unreliable airspeed symbology
JP6207908B2 (ja) * 2012-11-29 2017-10-04 三菱重工業株式会社 航空機管理装置、航空機、及び航空機管理方法
US9193473B2 (en) * 2013-09-20 2015-11-24 Safe Flight Instrument Corporation Angle of attack display

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11268696A (ja) 1998-03-24 1999-10-05 Commuter Helicopter Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk 飛行経路表示装置
JP2002267488A (ja) * 2001-03-14 2002-09-18 Advanced Technology Inst Of Commuter Helicopter Ltd 飛行情報表示装置
US20070179684A1 (en) * 2006-02-02 2007-08-02 Honeywell International Inc. Heading awareness symbology for track centered primary flight displays

Also Published As

Publication number Publication date
CA2803810C (en) 2016-02-16
JP5916283B2 (ja) 2016-05-11
EP2589538A4 (en) 2017-12-20
US20130096738A1 (en) 2013-04-18
CN102958805B (zh) 2015-07-01
EP2589538B1 (en) 2019-01-02
RU2544283C2 (ru) 2015-03-20
EP2589538A1 (en) 2013-05-08
BR112012032769A2 (pt) 2016-12-20
US9233761B2 (en) 2016-01-12
JP2012011910A (ja) 2012-01-19
CN102958805A (zh) 2013-03-06
CA2803810A1 (en) 2012-01-05
RU2012153788A (ru) 2014-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5916283B2 (ja) 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法
US9260180B2 (en) Autonomous and automatic landing method and system
EP2808856B1 (en) System and method for displaying a runway position indicator
CN101366064B (zh) 自动进场时协助驾驶飞行器的方法和装置及相应的飞行器
CN104246641A (zh) Uav的安全紧急降落
US10643481B2 (en) Method and a device for avoiding an object by detecting its approach to an aircraft
JP4925862B2 (ja) 計算機及び無人航空機
EP2299421A2 (en) Vehicle position keeping system
JP2005297922A (ja) 航空機の自動離陸装置、自動着陸装置及び自動離着陸装置並びに航空機の自動離陸方法、自動着陸方法及び自動離着陸方法
EP3082121B1 (en) Aircraft systems and methods to display moving landing platforms
BRPI0706808A2 (pt) sistema de pilotagem de uma aeronave e aeronave
EP2379410A2 (en) Module for integrated approach to an offshore facility
US9446855B2 (en) Method of facilitating the approach to a platform
US20160035080A1 (en) Advanced aircraft vision system utilizing multi-sensor gain scheduling
US20220041298A1 (en) Landing assistance system
US20080300740A1 (en) GPS autopilot system
CN114489123B (zh) 一种固定翼飞行器水平航线切换的装置
US20070279254A1 (en) Method and device to assist in the piloting of an aircraft
US11629976B2 (en) Guidance method and system for assisting in following a trajectory for velocity-vector piloting of an aircraft
JP4399287B2 (ja) 航空機及び航空機の風向推定方法
RU2478523C2 (ru) Способ управления самолетом при заходе на посадку
RU2598111C9 (ru) Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку
JPH0663500U (ja) 航空機の自動着陸装置
US20090099771A1 (en) Method and System for Providing Awareness of a Vehicle's Location and Heading
TWI246002B (en) Image picture aided virtual sliding pathway guiding control system

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201180031445.0

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 11800741

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2803810

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13806589

Country of ref document: US

Ref document number: 2011800741

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2012153788

Country of ref document: RU

Kind code of ref document: A

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112012032769

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112012032769

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20121220