JP5112339B2 - 着陸用進入段階中の航空機の操縦補助装置 - Google Patents
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Description
− (「最終進入点」として知られている) 第1点と(「遷移点」として知られている)第2点との間で形成される初期段階であって、この初期段階では、航空機は、必要とされる航行性能(「必要とされる航行性能」(Required Navigation Performance)とは一般に認識されている英語の表現でしばしばRNPと略される)を守る所定の飛行計画に従って案内されるものと、
− この遷移点と、滑走路での実際の着陸との間で決定される終期段階とを呈す。
− 案内性能:その目的が、航空機に正確に飛行計画を辿らせる、即ち、(その英語の表現 「飛行技術エラー」(Flight Technical Error) あるいはFTEとして知られている)案内エラーを減少させることであり、
− 航行性能:その目的が、航空機の実際の位置を良く予想すること、即ち、位置予想エラーを減少させること(位置予想エラー「Position Estimation Error」が一般に認められた英語の表現で、しばしばPEEと略される)である。
− 新規のタイプの進入中、障害物を含むあるいは着陸制限を示す地形上を航空機が飛行できる、
− 密接して位置する滑走路へ同時に進入させる、
− より低い着陸決定タイプが許可される
を可能にする必要条件の1つである。
− 乗客およびパイロットには不快と感じる。
− 航空機が急激に反応するのでパイロットにはストレスがかかる。
− 初期段階中、パイロットが (以下に特記する)進入ラインxLSに対し航空機を位置決めし、パイロットに提示される、その航空機の位置が上記のラインxLSに一致するかどうかをパイロットに調べさせる情報の欠如。
− 第1遷移点と、少なくとも1つの第2遷移点との間で形成される初期段階であって、この初期段階では、航空機は、必要とされる航行性能を守る所定の飛行計画に従って案内されるものと、
− 上記の第2の遷移点と着陸との間で決定される終期段階であって、この終期段階中航空機は進入ラインに沿って案内されるものとを呈する。
− 航空機、特にその現在位置に関する情報を与えることのできる一群の情報源と、
− 航行データベースと、
− 計算システムであつて、
・上記の飛行計画に対する飛行経路と、
・航空機の現在の位置と上記の飛行経路との間の第1横偏位および第1垂直偏位とからなる第1偏位と、
・上記の進入ラインと
・航空機の現在の位置と上記の進入ラインとの間の第2横偏位および第2垂直偏位とからなる第2偏位とを決定できるものと、
− 航空機の案内補助ができる案内システムと、
− 表示システムとからなり、
更に
− 上記の装置が、航空機のパイロットに、上記の初期段階中航空機を案内させる第1案内モードと、上記の終期段階中航空機を案内する第2案内モードとからなるハイブリッド進入モードを誘起(即ち実施例によって、セットあるいは着手)させる少なくとも1つの作動可能な制御手段からなる制御システムを備え、
− 上記の計算システムが、上記の制御手段が作動され、必要な全ての情報が航空機内で得られるやいなや、上記の誘起されたハイブリッド進入モードに対する上記の第1偏位および第2偏位の両方を決定するように形成されており、
− 上記の制御手段が作動されると、上記の第1案内モードによる、第1遷移点と第2遷移点との間の上記の初期段階中と、上記の第2案内モードによる、上記の第2遷移点から進む上記の終期段階中の両方で航空機を案内補助するように、上記の案内システムが形成されていて、上記の第1と第2案内モードとの間の遷移が上記の案内システムにより自動的に行なわれ、
− 上記表示システムが、上記の制御手段が作動されるやいなや、少なくとも1つのスクリーン上に、少なくとも、
・上記ハイブリッド進入モードが誘起されたことを示す表示内容と、
・上記の誘起されたハイブリッド進入モードの、少なくとも現在の案内モードを適宜表示する表示内容と、
・上記の第1偏位および第2偏位が得られるやいなや、これらをそれぞれ示す表示内容とを表示するように形成されていることを特徴とする。
− 第1案内モードと第2案内モードとの間(即ち、上記の初期段階および終期段階それぞれに関連する案内間)での遷移が上記の案内システムにより自動的に行なわれ、
− ハイブリッド進入モードが誘起(セットされ、着手)されるやいなや、上記の誘起されたハイブリッド進入モードの第1および第2案内モードに関する誘起および偏位が知らされた状態にある。
− 地上近くでのパイロットの操作を回避し、よって、地上近くのレベルでのパイロットの作業負荷を減少させ、
− パイロットに関する限り、進入選択、進入パラメータの監視、および最終進入点前の進入の設定面での手順を調和させ、
− より穏やかな進入およびより穏やかな(以下に特記するRNPおよびxLSとの間)の遷移ができ、これにより乗務員とパイロットとがより快適に感じれる。
− 上記の要求される航行性能(RNP)を守ることができる第1案内モードと、
− 以下に示される第2案内モードの1つ、すなわち複数の異なる精密進入モードからの1つの精密進入モードあるいは非精密進入モードとからなる。
− 計器着陸システム(「計器着陸システム」(Instrument Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばILSと略される)に関する計器着陸進入モード、
− マイクロ波着陸システム(「マイクロ波着陸システム」(Microwave Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばMLSと略される)に関する計器着陸進入モード、
− GLSタイプ(「GLS」は一般的に認められた英語の表現「GPS着陸システム」 (GPS Landing System)の略)のGPS着陸システム(「GPS」は一般的に認められた英語の表現「全地球位置決めシステム」(Global Positioning System)の略)に関する計器着陸進入モード。
− 上記の第1案内モードに関する情報(例えば、上記の要求された航行性能)に関する第1補助表示手段と、
− 上記の第2案内モードに関する情報(例えば、上記の第2案内モードの識別性、この案内モードによって用いられる周波数およびチャネル(通信路))に関する第2補助表示手段と、あるいは
− 横遷移点および垂直遷移点
とを表示できるように形成されている。
− 上記の第1横偏位および第1垂直偏位を決定するための飛行操縦システム(「飛行操縦システム」(Flight Management System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばFMSと略される)と、
− 上記の第2横偏位および第2垂直偏位を決定する着陸補助マルチモード受信器(「マルチモード受信器」(Multimode Receiver)は一般的に認められた英語の表現でしばしばMMRと略される)と、
からなる。
− 横案内に関する限り、航空機が最も早く第2の横遷移点に達する時で、
− 垂直案内に関する限り、航空機が最も早く第2の垂直遷移点に達する時で
であるのが望ましい。
− 上記の航行データベースが、第2案内モードが精密進入モードに対応する時は上記の第2横遷移点および第2垂直遷移点の所定の基準からなり、および/または
− 上記の計算システムが、第2案内モードが非精密進入モードに対応する時は上記の第2横遷移点および第2垂直遷移点の基準を直接計算する
のが望ましい。
図1に略示されている、本発明による装置1は、航空機A、特に輸送機の滑走路2への着陸進入段階中、これの飛行を補助するのを意図する。このため、上記の航空機Aは、1つの特定の例に関する図2および図3に略示されている経路Tに沿うこの進入段階PA中案内される。
− 遷移点(あるいは“最終進入点”)3と、少なくとも1つのその他の遷移点4との間で形成される初期段階P1であって、この初期段階P1中では、航空機Aは、必要とされる航行性能(「必要とされる航行性能」(Required Navigation Persormanceは一般に英語の表現として認識され、しばしばRNPと略される)を守る所定の飛行計画に従って案内されるものと、
− この遷移点4と滑走路2での着陸との間で決定される終期段階P2であって、この終期段階P2中、航空機Aは図2に略示されている少なくとも1つの進入ラインL1に沿って案内されるものとからなる。
− 航空機A、特にその現在位置に関する情報を与えることのできる一群の情報源5を備える。このため、上記の情報源群5は特に慣性基準システムとGPSセンサ、即ち
− 以下に特記する航行データベース6と、
− 以下の機能を有する計算システム7と、
・上記の初期段階P1中上記の飛行計画に対する飛行経路T1と、
・上記の初期段階P1中の、航空機Aの現在の位置と上記の飛行経路T1との間の第1横偏位および第1垂直偏位とからなる第1偏位と、
・上記の進入ラインL1と
・上記の終期段階P2中の、航空機Aの現在の位置と上記の進入ラインL1との間の第2横偏位および第2垂直偏位とからなる第2偏位とを決定できる、
− 航空機Aの案内補助ができる案内システム8と、
− 以下に特記する表示システム9とからなるタイプのものである。
− 通常の方法で飛行基準データを決定するように意図されている計算手段と、
− 上記の計算手段から受け取った飛行基準データに基づき、航空機の飛行指令を決定する、少なくとも1つの飛行補助手段、例えば、自動操縦器および/または飛行指令器と、
− 例えば、上記のように決定された飛行指令を与える、航空機の制御面(方向舵、昇降舵等)のような被制御部材を作動させる手段とからなる。
− 上記の初期段階P1中横方向および垂直方向に航空機Aを案内する第1案内モードと、
− 上記の終期段階P2中横方向および垂直方向に航空機Aを案内する第2案内モードとからなる。
− 図3中、ライン28Aと28Bとにより形成される飛行規程航路CAに航空機Aを維持するために、上記の必要とされる航行性能(RNP)が守れる第1案内モードと、
− 以下の第2案内モード、即ち、
・各時点毎に、地上から受け取った情報を使用する複数の異なる精密進入モードからの1つの精密進入モードと、
・航空機Aで得られる情報のみを用いる非精密進入モードとのいずれか一方から、
とからなる。
− 例えば、フランス特許第2,852,685号に記載されている計器着陸システム(「計器着陸システム」(Instrument Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばILSと略される)に関する計器着陸進入モードと、
− マイクロ波着陸システム(「マイクロ波着陸システム」(Microwave Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばMLSと略される)に関する計器着陸進入モードと、
− GLSタイプ(「GLS」は一般的に認められた英語の表現「GPS Landing System」(GPS着陸システム)の略)のGPS着陸システム(「GPS」は一般的に認められた英語の表現「全地球位置決めシステム」(Global Positioning System)の略)に関する計器着陸進入モードと、
を考慮することができる。
− 上記の計算手段7は、上記の制御手段11A、11B、11nの1つが作動されるやいなや、こして誘起された特定のRNP/xLSハイブリッド進入モードの第1および第2RNPおよびxLS案内モードにそれぞれ関連する上記の第1および第2(横および垂直)偏位の両方を決定するように形成されており、勿論、これをするために必要とされる情報が航空機Aで得られた時からのみこれらの第1および第2偏位を決定する。これは特に上記の第2偏位を決定するのに使用され、航空機Aで検知されることのできる必要がある進入ラインL1に関係し、
− 上記の制御システム10が作動されると、上記の第1案内モードによる、上記の遷移点3と4との間の上記の初期段階P1中と、上記の第2案内モードによる、上記の遷移点4から進む上記の終期段階P2中の両方で航空機Aを案内補助するように、案内システム8 が形成されていて、上記の第1と第2案内モードとの間の遷移がこの案内システム8により自動的に行なわれ、
− 上記表示システム9は、上記の制御システム10が作動されるやいなや、少なくとも1つの表示スクリーン12、13上に、描写されていない(例えば、グラフィック記号、英数見出し等の形態で作成される)少なくとも以下の表示手段、
・上記の誘起されたハイブリッドRNP/xLS進入モードを示す表示手段と、
・上記の誘起されたハイブリッド進入モードの、少なくとも現在の案内モードを適宜表示する表示手段と、
・上記の第1偏位および第2偏位(横および垂直の両方)をそれぞれ示す表示手段とを表示するように形成されている。
− 上記の第1案内モードについての情報(例えば、上記の要求された航行性能)に関する第1補助表示手段と、
− 上記の第2案内モードについての情報(例えば、上記の第2案内モードの識別性、この案内モードによって用いられる周波数およびチャネル(通信路))に関する第2補助表示手段と、
を表示できるように形成されている。
− 上記の第1横偏位および第1垂直偏位を決定するのを意図している飛行操縦システム14(「飛行操縦システム」”(Flight Management System)は一般的に認められた英語の表現で通常FMSと略される)であって、リンク15、16、17、18および19により、上記の航行データベース6と、上記の情報源群5と上記のシステム10、9および8に連結されているものと、
− 上記の第2横偏位および第2垂直偏位を決定するのを意図する着陸補助マルチモード受信器20(「マルチモード受信器」(Multimode Receiver)は一般的に認められた英語の表現でしばしばMMRと略される)であって、この受信器20はリンク21、22および23により上記のシステム14、9および8にそれぞれ連結できるものと、
− 遷移を含む、色々の案内モードを扱うのを意図する、例えば、FGSタイプ(FGSは英語の表現「Flight Guidance System」(飛行案内システム)の略である)の案内制御手段24であって、この手段24はリンク25、26および27により上記のシステム14、9および8にそれぞれに連結されているものと
からなる。
− 非精密進入の概念では、上記の進入ラインL1は、上記の飛行操縦システム14により通常の方法で計算される。
− 上記のハイブリッド進入モードの直接着手か、あるいは
− その他の特定の条件が同時に満たされれば、自動的に着手するハイブリッド進入モードのセットに対応すると考えられる。
− 飛行操縦システム14が飛行計画を飛行案内システム24に与え、
− 情報源群5が航空機Aの現在の位置を上記の飛行案内システム24に与え、
− 上記の飛行案内システム24が上記の第1横偏位および第1垂直偏位を計算し、これらを上記のシステム8および9に伝達するようになされている。
− 横案内に関する限り、航空機Aが最も早く横遷移点4Aに達する時で、
− 垂直案内に関する限り、航空機Aが最も早く垂直遷移点4Bに達する時で
である。
− 精密進入モード中では、上記の航行データベース6が上記の横遷移点4Aおよび垂直遷移点4Bの所定の基準を含み、これらがこの精密進入モードに対応する第2案内モードにより使用され、
− 非精密進入モード中では、上記の計算手段7が横遷移点4Aおよび垂直遷移点4Bの基準を直接計算し、これらがこの非精密進入モードに対応する第2案内モードにより使用される。
− 第1案内モードおよび第2案内モードとの間(即ち、それぞれ、上記の初期段階P1および終期段階P2に関連する案内間)の遷移は案内システム8により自動的に行なわれ、これにより上記の進入段階PAの初期段階P1と終期段階P2との間で簡単で効果的な遷移が得られる。
− (セットあるいは着手により)ハイブリッド進入モードが誘起されるやいなや、航空機Aの乗務員には、この誘起されたハイブリッド進入モードの第1案内モードおよび第2案内モードの両方に関連するこの誘起と偏位とが知らされる。
− 地上近くでのパイロットの操作を回避し、よって、地上近くのレベルでのパイロットの作業負荷を減少させ、
− パイロットに関する限り、進入選択、進入パラメータの監視、および最終進入点前の進入の設定面での手順を調和させ、
− より穏やかな進入およびより穏やかな(RNPおよびxLSモード間)の遷移ができ、これにより乗客とパイロットとがより快適に感じれる。
Claims (12)
- 着陸進入段階中航空機の飛行を補助する装置であって、上記の進入段階(PA)は、
− 第1遷移点(3)と少なくとも1つの第2遷移点(4、4A、4B)との間で形成される初期段階(P1)であって、この初期段階(P1)中では、航空機(A)は、必要とされる航行性能を守る所定の飛行計画により案内されるものと、
− 上記の第2遷移点(4、4A、4B)と着陸との間で決定される終期段階(P2)であって、この終期段階(P2)中、進入ライン(L1)に沿って案内されるものとを呈し、
上記の装置は、
− 航空機(A)、その現在位置に関する情報を与えることのできる一群の情報源(5)と、
− 航行データベース(6)と、
− 計算システム(7)であって次の要件を具備するものと、
・上記の飛行計画に対する飛行経路(T1)と、
・航空機(A)の現在の位置と上記の飛行経路(T1)との間の第1横偏位および第1垂直偏位とからなる第1偏位と、
・上記の進入ライン(L1)と、
・航空機(A)の現在の位置と上記の進入ライン(L1)との間の第2横偏位および第2垂直偏位とからなる第2偏位とを決定できる、
− 航空機(A)の案内補助ができる案内システム(8)と、
− 表示システム(9)とからなり、
更に、
− その装置(1)は制御システム (10)を備え、この制御システム(10)が航空機のパイロットにハイブリッド進入モードを誘起させる少なくとも1つの作動可能な制御手段(11A、11B、11n)からなり、上記のハイブリッド進入モードが上記の初期段階(P1)中航空機(A)を案内する第1案内モードと、上記の終期段階(P2)中航空機(A)を案内する第2案内モードとからなり、
− 上記の制御手段(11A、11B、11n)が作動され、全ての必要な情報が航空機(A)内で得られるやいなや、上記の誘起されたハイブリッド進入モードに対する上記の第1偏位および第2偏位の両方を決定するように上記の計算システム(7)が形成されており、
− 上記の制御手段(11A、11B、11n)が作動されると、上記の第1案内モードによる、上記の第1遷移点と第2遷移点との間の上記の初期段階(P1)中と、上記の第2案内モードによる、上記の第2遷移点から進む上記の終期段階(P2)中の両方で航空機(A)を案内補助するように、上記の案内システム(8)が形成されていて、上記の第1と第2案内モードとの間の遷移が自動的にこの案内システム(8)により行なわれ、
− 上記表示システム(9)が、上記の制御手段(11A、11B、11n)が作動されるやいなや、少なくとも1つの表示スクリーン(12、13)上に、少なくとも
・ 上記の誘起されたハイブリッド進入モードを示す表示内容と、
・ 上記の誘起されたハイブリッド進入モードの、少なくとも現在の案内モードを適宜表示する表示内容と、
・ 上記の第1偏位および第2偏位が得られるやいなや、これらのそれぞれを示す表示内容とを表示するように形成されていることを特徴とする装置。 - 上記の制御システム(10)が複数の制御手段(11A、11B、11n)からなり、これらの各々が複数の異なるハイブリッド進入モードの1つを誘起するのに用いられることを特徴とする請求項1に記載の装置。
- 上記の制御システム(10)が、それぞれハイブリッド進入モードを誘起するための制御手段(11A、11B、11n)からなり、このハイブリッド進入モードが、同時に、
− 上記の必要な航行性能を守らせる第1案内モードと、
− 複数の異なる精密進入モードからの1つの精密進入モード、あるいは非精密進入モードとのいずれか1つからなる第2案内モードと
からなることを特徴とする請求項2に記載の装置。 - 進行中の進入段階を中断させる着陸復行段階(P3)中も上記の初期段階(P1)に関連する操作を行なうように形成されていることを特徴とする請求項1から3のいずれか1項に記載の装置。
- 上記の表示システム(9)が航行表示(12)と主飛行表示(13)とからなることを特徴とする請求項1から4のいずれか1項に記載の装置。
- 上記のハイブリッド進入モードの現在の案内モードに関する情報の表示と、上記のハイブリッド進入モードのその他の案内モードに関する情報の表示とを区別するように上記の表示システム(9)が形成されていることを特徴とする請求項1から5のいずれか1項に記載の装置。
- 上記の表示システム(9)は、又、横遷移点および垂直遷移点(4A、4B)とを表示できるように形成されていることを特徴とする請求項6に記載の装置。
- 上記の計算システム(7)が、
− 航空機(A)の現在の位置と上記の飛行経路(T1)との間の第1横偏位および第1垂直偏位とからなる第1偏位を決定するための飛行操縦システム(14)と、
− 航空機(A)の現在の位置と上記の進入ライン(L1)との間の第2横偏位および第2垂直偏位とからなる第2偏位を決定するための着陸補助マルチモード受信器(20)とからなることを特徴とする請求項1から7のいずれか1項に記載の装置。 - 上記の終期段階(P2)が始まるのが、
− 横案内に関する限り、航空機(A)が最も早く第2横遷移点(4A)に達する時で、
− 垂直案内に関する限り、航空機(A)が最も早く第2垂直遷移点(4B)に達する時
であることを特徴とする請求項1から8のいずれか1項に記載の装置。 - 上記の航行データベース(6)が、精密進入モードに対応する第2案内モード用の第2横遷移点および第2垂直遷移点(4A、4B)の所定の基準からなることを特徴とする請求項9に記載の装置。
- 上記の計算システム(7)が、非精密進入モードに対応する第2案内モード用の第2横遷移点および第2垂直遷移点(4A、4B)の基準を直接計算することを特徴とする請求項9に記載の装置。
- 請求項1から11のいずれか1項に記載した飛行補助装置(1)を備えることを特徴とする航空機。
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