JPH0133398B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

この発明は一般に、飛行計画の複数の中間点
（way point）について横方向の移行を行なわせ
ることに関係した航空機のエリア航法システム
（エリアナビゲーシヨンシステム）用の航路移行
制御装置に関する。 中間点の入りコースあるいは区間から次の区間
への航空機の移行が、中間点から所定の距離のと
ころで第１の航路から次の航路へと切替えを行な
い、フライトデイレクタによる操縦士の手動制御
によるかまたは自動飛行制御装置に操向信号を与
えるかして操向信号が次の航路を捕そくし得るよ
うにすることによつて行なわれるエリア航法シス
テム（以下RNAVシステムと称する）は、従来
から公知である。従来のシステムにおいては、特
に自動モードの場合に、横航路誤差と航路角誤差
との混合信号を使用して次の航路の指数関数的捕
そくが行なわれる。従来のシステムにおいては、
ロール姿勢制限（不拘束バンク指令）の如き非直
線はないものと想定され、実際には安全性および
乗客の乗り心地の観点から指令バンク角が制限さ
れていることから、次の区間の望ましくないオー
バーシユートあるいはハンチング（Ｓ字形の旋
回）のために比較的無制御状態で過大な空域が用
いられている。更に区間の切替え点では大きな偏
位信号が発生し、それによつて望ましくない大き
な偏位表示が行なわれ、操縦士にフライト計器を
通じて指令される機首方位変化量が急激に大きく
なる。表示された偏位が最大値になるか最大値に
近くなると操縦士は航空機の位置を常時認識する
ことができない。従来技術による航路移行技術は
１つのコースから次のコースに移行する時の航空
機の空間については今日の航空規制当局の要件は
みたし得ても、航空機の空間に関する「コーナー
まわりの誘導」に関しては潜在的な正確な将来的
要件はみたすことができない。 本発明による移行制御装置は次のように構成さ
れている。RNAVシステムの１つの区間（leg）
から次の区間への所定の円形（円弧）経路を計算
し、その円形経路に沿つて航空機を案内するため
に該円形経路に関して操向信号が生成される。指
令バンク角バイアス信号を利用して区間移行の間
に円形経路が規定される。円形経路に関して横航
路誤差信号および航路角誤差信号が生成される。
これらの誤差信号は自動飛行制御装置および飛行
計器に供給されて自動制御が行なわれるととも
に、円形経路に関する航空機の姿勢および位置が
操縦士に知らされる。そのため操縦士は修正上の
措置を取ることができる。従つて以下に説明する
ようにして従来の移行制御装置の上述の欠点が除
かれる。 次に本発明の好ましい実施例を示す図面を参照
して本発明を一層詳細に説明する。 第１図および第２図にはRNAV方式の中間点
の入りコースから出コースに移行させることに関
連した横方向飛行のいろいろのパラメータが示し
てある。ボルタツク（VORTAC）１１に関する
ｒ、θ座標によつてその地理学的位置を周知のよ
うに定めることができる中間点１０は、それに関
連した入りコース１２および出コース１３を具え
ている。入りコース１２および出コース１３は北
Ｎに対してそれぞれ角度ψ₁、ψ₂によつて表わさ
れる。航空機１４の地理学的位置は周知のように
図示のＲ、Ω座標によつてボルタツク１１から定
められる。中間点１０、ボルタツク１１および航
空機１４の相互の間の北Ｎおよび東Ｅ方向の位置
成分も示してある。たとえばボルタツク１１に対
する航空機１４のＮ座標およびＥ座標はそれぞれ
第２図にNAV、EAVとして示してある。同様に
ボルタツク１１に対する中間点１０のＮ座標およ
びＥ座標は第２図にそれぞれNWV、EWVとし
て示してある。さらに中間点１０に対する航空機
１４のＮ座標およびＥ座標はそれぞれNAW、
EAWとして示してある。 入りコース１２から出コース１３へと滑らかな
制御された移行を行なうために航空機１４がそれ
に従つて飛行すべき円形経路１５が本発明に従つ
て形成される。円形経路１５は円形とし、しかも
点Ａ、Ｂにおいて入りコース１２および出コース
１３に接することが望ましい。移行のための航空
機１４の最大バンク角は航空機１４の対地速度お
よび入りコース１２と出コース１３との間の角度
差の関数として定められる。最大バンク角が定め
られると円形経路１５のための旋回半径１６は最
大バンク角および航空機１４の対地速度に従つて
設定される。次に距離ｄが定められ、入りコース
１２上の点Ａの位置が求められ、旋回半径１６と
の組合わせによつて円形経路１５のための旋回中
心が求められる。 航空機１４が円形経路１５に沿つて飛行するた
めに、点Ｂにおいてバンク角が零となるように点
Ａでの最大バンク角を定める。しかし航空機１４
に最大バンク姿勢を取らせたりその姿勢から航空
機１４を引き戻したりする操作は、瞬間的には行
なわれないので、そのことに関連したロール指令
は点A′において供給し、点B′において解除する。
点A′、B′からの距離d′は本発明が適用される特別
の航空機に従つて、乗員の乗り心地および航空機
のロール応答を配慮して定められる。 航空機１４が点Ａにおいて指令バンク角を取る
と、大気が理想的な静かな状態にある時は航空機
１４の機首方位レートは航空機１４を円形経路１
５上に維持する。しかし航空機１４は風や速度変
化あるいはトリム状態その他によつて円形経路１
５から偏位する。このような偏位を補償するため
に円形経路１５に関する横航路誤差信号XTKお
よび航路角誤差信号TKEを以下に説明するよう
に生成させて、航空機１４の操舵を行なうととも
に、操縦士にそれを表示する。第１図について説
明を容易にするために航空機１４はしばしば点Ａ
に位置しているものと見なされる。従つて旋回中
心に対する航空機１４のＮ座標およびＥ座標はそ
れぞれNTCA、ETCAとして表わされる。同様
にしてNTCW、ETCWはそれぞれ中間点１０に
対する旋回中心のＮ座標およびＥ座標である。 次に第１図および第２図と関連において第３図
を参照して説明する。第３図は中間点１０の入り
コース１２から出コース１３に移行する時の円形
経路１５を生成し航空機１４をそれに沿つて飛行
させるための本発明装置のブロツク線図である。
第３図に示した装置は各種の公知の装置として設
計することができる複数の機能ブロツクから成つ
ている。これらの関数ブロツクは例えば特別のア
ナログまたはデジタル回路として設計しても、汎
用のデジタル計算機として設計しても良い。 VOR受信器２０はVOR方位Ωを、また距離測
定装置（DME）受信器２１はDME距離Ｒを、ボ
ルタツク１１からの信号に応答してそれぞれ生成
させる。VOR方位ΩおよびDME距離Ｒの各々の
データは関数ブロツク２２に供給され、関数F₁
によつてボルタツク１１に対する航空機１４のＮ
座標NAVおよびＥ座標EAVに変換される。関数
F₁を発生させる回路は公知であるからここでは
説明しない。VOR方位ΩおよびDME距離Ｒの各
データは関数ブロツク２３，２４にも供給され、
関数F₂およびF₃を有する公知の回路によつて航
空機１４の航路角および対地速度Ｖがそれぞれ生
成される。普通のコンパス装置２９からの航空機
１４の機首方位信号HDGと普通の大気データ装
置２８からの真対気速度信号TASとを関数ブロ
ツク２４の入力として利用し、現在の正確な対地
速度Ｖを生成する。関数ブロツクF₃を実現して
VORデータ、DMEデータ、対気データから対地
速度、それに航空機の機首方位を与える手段はい
ろいろあり、これらは周知の技術である。例え
ば、第１図において、対地速度Ｖはその北および
東方向成分の二乗の和の平方根をとることによつ
て得られる。 第３図の装置は航空機１４の飛行計画に関する
航行データを記憶するためのデジタル計算機２５
も具えている。特別の飛行の前に予定航路に沿う
全ての中間点の地理的位置およびそれに関連した
ボルタツク１１の位置を計算機２５にあらかじめ
入力しておくことができる。デジタル計算機２５
は次々に遭遇する中間点について所要のデータを
航空機１４の飛行計画の実現に伴なつて公知のよ
うに供給するように構成されている。たとえば航
空機１４が中間点１０の入りコース１２上にある
時にデジタル計算機２５は中間点１０のあらかじ
め記憶されている入りコース信号ψ₁および出コ
ース信号ψ₂ならびにボルタツク１１に関する中
間点１０の方位θおよび距離ｒを供給する。デジ
タル計算機２５はさらに入りコース１２から出コ
ース１３への旋回が時計方向になされるかあるい
はまた反時計方向になされるか従つて制御信号
CCWを発生させる。 デジタル計算機２５は操縦士の手動データ入力
装置２６からの信号を受けるようにしてあり、そ
れによつて操縦士はデジタル計算機２５に格納さ
れているデータを変更したり、新しいデータを入
力したりすることができる。手動データ入力装置
２６は公知のようにデータをデジタル計算機２５
に入力するための普通の記号数字データ入力けん
盤装置として設計しても良い。手動データ入力装
置２６は例えば操縦士が計算機２５に記憶されて
いる飛行計画から偏位したい時に使用することが
できる。 ボルタツク１１に対する中間点１０の方位θお
よび距離ｒの各々のデータは、関数ブロツク２７
に供給される。関数ブロツク２７には方位θおよ
び距離ｒをボルタツク１１に対する中間点１０の
Ｎ座標信号NWVおよびＥ座標信号EWVに変換
するための関数F₄が公知のように具現されてい
る。関数ブロツク２２からのNAV信号および関
数ブロツク２７からのNWV信号は代数加算装置
３０に供給され、中間点１０対する航空機１４の
Ｎ座標信号NAWが生成される。同様に関数ブロ
ツク２２からのEAV信号および関数ブロツク２
７からのEWV信号は代数加算装置３１に供給さ
れ、中間点１０に対する航空機１４のＥ座標信号
EAWが生成される。 計算機２５からの入りコース信号ψ₁および出
コース信号ψ₂と関数ブロツク２４からの対地速
度信号Ｖとは関数ブロツク３２として示されたバ
ンクバイアス手段に供給される。関数ブロツク３
２は航路角変化Δψ＝ψ₂−ψ₁および対地速度Ｖと
の関数関係F₅に従つて所望の最大バンク角θmを
供給する。所望の最大バンク角φmは航空機１４
の速度および機首方位変化から操縦士が定めるの
とほぼ同様にして定められる。航空機１４の速度
が早い時は乗り心地をよくするために所望バンク
角をその分だけ小さくする必要がある。また所要
の機首方位変化大きい時は実際上の理由から所望
バンク角を大きくしなければならない。所望の最
大バンク角すなわち指令バンク角信号φmは航空
機１４が点Ａに到達した所望バンク角となるよう
に点A′（第１図参照）において供給され、かくし
て航空機１４が後述するように円形経路１５に沿
つて飛行するようにする。 関数ブロツク３２としてのバイアス手段に具現
される関数関係F₅は本発明装置を取りつけた航
空機１４の特別の特性に従つて選定されるもので
ある。近代式のジエツト輸送機において使用する
のに適した標準的な関数関係F₅は第４図に示し
てある。関数関係線ａ，ｂ，ｃ，ｄ，ｅはそれぞ
れ90゜、70゜、50゜、30゜および10゜の航路角変化
すなわち機首方位変化を表わしている。第４図に
示した関数関係F₅はストレツジテーブルあるい
はダイオードマトリツクスのような普通の装置に
よつて容易に具現させることができる。関数ブロ
ツク３２はΔψ＝ψ₁−ψ₂を得るための引き算回路
も具えており、それによつて得た差信号と関数ブ
ロツク２４からの対地速度Ｖとが関数発生装置に
対して作用することにより第４図に示したような
バンク角指令信号φmが供給される。 第３図において関数ブロツク３２からのバンク
角指令信号φmと関数ブロツク２４からの対地速
度信号Ｖとは、関数ブロツク３３として示してあ
る旋回半径手段に供給され、関数F₆すなわち F₆＝TR＝V²／gtanφm に従つて円形経路１５についての旋回半径１６
（第１図参照）を表わす旋回半径信号TRを生成
させる。ｇは重力の加速度である。関数F₆は前
述したように周知の適当なアナログまたはデジタ
ル回路によつて容易に具現させることができる。 計算機２５からのψ₁信号およびψ₂信号と関数
ブロツク３３からの旋回半径信号TRとは関数ブ
ロツク３４に供給され、第１図の点Ａと中間点１
０との間の距離に従つて、距離ｄを表わす信号を
生成する。距離ｄは関数F₇すなわち F₇＝ｄ＝TR tanΔψ／２ に従つて生成される。Δψは前述したように、Δψ
＝ψ₂−ψ₁である。関数F₇は関数ブロツク３３に
ついて前述したようにして適宜関数ブロツク３４
に具現させることができる。 計算機２５からのψ₁信号と関数ブロツク３３
からの旋回半径信号TRおよび関数ブロツク３４
からのｄ信号は、関数ブロツク３５に供給され、
関数F₈すなわち F₈＝NTCW＝−dcosψ₁−TRsinψ₁ ETCW＝−dsinψ₁＋TRcosψ₁ に従つて、第２図に示した中間点１０に関する旋
回中心のＮ座標およびＥ座標を生成させる。関数
F₈は関数ブロツク３３について前述したように
適宜関数ブロツク３５として示してある旋回中心
手段に具現させることができる。 関数ブロツク３５からのNTCW信号および代
数加算装置３０からのNAW信号は、代数加算装
置３６において加え合わされ、旋回中心に対する
航空機１４の位置のＮ座標信号NTCAが生成さ
れる。同様にして関数ブロツク３５からの
ETCW信号と代数加算装置３１からのEAW信号
とは代数加算装置３７において加え合わされ、旋
回中心に対する航空機１４の位置のＥ座標信号
ETCAが生成される。Ｎ座標信号NTCAおよび
Ｅ座標信号ETCAとは関数ブロツク４０として示
してある角度位置手段に入力として供給され、関
数F₉すなわち F₉＝θ₁＝tan^-1NTCA／ETCA に従つて、第１図に示した角度θ₁が生成される。
角度θ₁は円形経路１５上の航空機１４の角度位置
である。 旋回半径手段３３、旋回中心手段３５、および
角度位置手段４０は前記入りコースからそれと直
角な出コースへの地上に基準した円形経路を計算
する円形経路手段を備え、前記円形経路は前記バ
ンク角命令信号にしたがう旋回半径を有している
ことが判る。 関数ブロツク２３からの航路角信号と計算機２
５からのCCW信号と関数ブロツク４０からのθ₁
信号および90゜を表わす一定の信号は関数ブロツ
ク４１に供給され、関数F₁₀すなわち F₁₀＝ TKE＝（θ₁−90゜）−（反時計方向旋回時の
航路角） TKE＝（θ₁＋90゜）−（時計方向旋回時の航路角） に従つて航路角誤差信号TKEが生成される。 TKE信号は信号線４２およびゲインブロツク
４３に供給される。ゲインブロツク４３は周知の
ようにTKE信号にゲインk₂を与える。ゲインk₂
の値は航空機１４の特性および速度に従つ選択さ
れ適宜調節される。 計算機２５からのCCW信号と関数ブロツク３
３からの旋回半径信号TRと代数加算装置３６か
らのNTCA信号および代数加算装置３７からの
ETCA信号は、関数ブロツク４４に供給され、関
数F₁₁すなわち F₁₁＝ XTK＝√NTCA²＋ETCA²−TR（反時計方向旋回の
場合） XTK＝TR−√NTCA²＋ETCA²（時計方向旋回の場合） に従つて横航路誤差信号XTKが生成される。 横航路誤差信号XTKは信号線４５およびゲイ
ンブロツク４６に供給され、ゲインブロツク４３
について説明したと同様にしてゲインk₁がXTK
信号に与えられる。ゲインブロツク４６からの利
得調節されたXTK信号は代数加算装置４７にお
いて、関数ブロツク３２からのφm信号と加え合
わされる。代数加算装置４７からの出力信号とゲ
インブロツク４３からのゲイン調節されたTKE
信号とは、代数加算装置５０において加え合わさ
れ、信号線５１に移行制御装置の指令操向信号
φ_Cを生成させる。φ_C信号は次のように表わされ
る。 φ_C＝φm＋k₁ XTK＋k₂ TKE 機能ブロツク４１と４４それに代数加算装置４
７と５０とは、前記円形経路に対する航路角誤差
信号および横航路誤差信号を含む偏差信号を発生
し、前記航空機を前記円形経路を飛行するように
拘束するが、その際に前記入りコースから出コー
スへの移行を制御することによつて行なう。 導線５１に発生した指令操向信号φ_Cは、航空
機１４の自動飛行制御装置のロール制御チヤンネ
ルに供給するとともに、航空機１４のフライトデ
イレクタの姿勢指示表示計器の横操向キユー
（lateral steering cue）にも供給することが望ま
しい。また導線４２の航路角誤差信号は航空機１
４の水平位置表示計器の機首方位指令バグ
（commanded heading bug）に供給し、導線４
５の横航路誤差信号XTKは水平位置表示計器の
横偏位表示装置に供給することが望ましい。 次に本発明の作用について説明する。関数ブロ
ツク３４からのｄ信号と前述の所定の距離d′とに
よつて表わされる点A′に航空機１４が到達する
と、航空機１４の制御装置は、入りコース１２
（第１図参照）のための直線経路制御装置から、
第３図に示した円形経路制御装置に、図示しない
公知の切替え装置を介して切替えられる。代数加
算装置４７，５０を介して関数ブロツク３２から
導線５１に与えられるφ_C信号は点Ａにおいてバ
ンク角指令信号φmを航空機１４に与える。航空
機１４はバンク角指令信号φmによつて、代数加
算装置３６，３７からのNTCA信号および
ETCA信号により定まる旋回中心のまわりに、関
数ブロツク３３により定まる旋回半径TRをもつ
て旋回しようとする。航空機１４が円形経路１５
上にある時は、導線４２の航路角誤差信号TKE
および導線４５の横航路誤差信号XTKは零であ
り、従つて指令操向信号φ_Cはバンク角指令信号
φmに等しく、航空機１４はそれにより指令バン
ク角φmによるバンクを保ち、円形経路１５上を
飛行する。たとえば風その他の適渡状態または飛
行形態の変化によつて航空機１４が円形経路１５
から偏位すると、関数ブロツク４１からの航路角
誤差信号TKEと関数ブロツク４４からの横航路
誤差信号XTKとが指令操向信号φ_Cに組合わされ
るため、航空機１４は円形経路１５に引戻される
方向に操向されようとする。 距離ｄの計算値および前述の所定の距離d′によ
つて定まる点B′（第１図参照）に航空機１４が到
達すると、航空機１４の制御装置は、図示しない
切替え機構によつて、第３図に示した円形経路制
御装置から、出コース１３に関する直線経路制御
装置に切替えられる。航空機１４は点Ｂに到達す
るまでに水平飛行状態に復帰し、中間点１０の入
りコース１２から出コース１３への移行を終了す
る。 関数ブロツク４４からの横航路誤差は水平位置
表示計器（HSI）の横偏向キユーに導線４５を経
て供給され、その横航路誤差は航空機１４がコー
ス変換を行なつている間に円形経路１５に関して
計算されるので、操縦士は単に所望の円形経路を
保つために横偏位指針をセンタ位置に保持するだ
けで良い。また関数ブロツク４１からの航路角誤
差は水平位置表示器（HSI）の機首方位指令バグ
に導線４２を経て供給され、円形経路１５につい
ての誤差が計算されるので、航空機１４が円形経
路１５に沿つてコース変換を行なつている間は機
首方位指令バグは水平位置表示計器の指標の下方
の正確なセンタ位置にとどまつている。円形経路
１５に沿う航空機１４の旋回レートは水平位置表
示計器のコンパスカードが機首方位指令バグの下
方の位置において航空機１４の旋回レートに等し
いレートで第１図の点Ｂにおいて航空機１４が新
しいコースを取るまで旋回することによつて操縦
士に表示される。従つて本発明による航路移行制
御装置は、直流航路上を航行している時と同じ操
向法則および出力に基ずいて航空機１４を誘導
し、水平位置表示計器による表示に関する規則に
も準拠することを可能にする。すなわち水平位置
表示計器は移行の過程を通じて航行装置の挙動を
明瞭にしかも間断なく操縦士に対して表示する。 次に第５図に示した本発明の別の実施例による
航行装置について説明する。第５図において第３
図に対応する装置は同一の符号を付して示してあ
る。VOR受信器２０と距離測定装置（DME）受
信器２１および手動データ入力装置２６はプログ
ラム記憶式の汎用デジタル計算機６０に入力を供
給する。これらの装置２０，２１，２６からのデ
ータ入力は第３図について説明した通りである。
デジタル計算機６０の入力界面において必要に応
じて普通の図示しないAD変換器を使用しても良
い。デジタル計算機６０は導線４２，４５，５１
に航路角誤差信号TKE、横航路誤差信号XTKお
よび指令操向信号φ_Cをそれぞれ供給するように
プログラミングされている。信号TKE、XTKお
よびφ_Cの性質および目的は第３図について説明
した通りである。 デジタル計算機６０は更にVOR受信器２０お
よび距離測定装置受信器２１のデータからNAV
信号、EAV信号、航路角信号および対気速度信
Ｖを供給するように、周知のようにプログラミン
グされている。またデジタル計算機６０は第３図
のデジタル計算機２５について説明したように、
ボルタツクおよび飛行計画の各々の中間点につい
てのψ₁、ψ₂、θ、ｒおよびCCWのデータを記憶
している。これらのデータは上述したように手動
データ入力装置２６によつて変更あるいは補足す
ることができる。またデジタル計算機６０は記憶
されているθおよびｒのデータから周知のように
してNWV信号およびEWV信号を供給するよう
にプログラミングされている。 デジタル計算機６０はさらにこれらの内部パラ
メータによつて、次にプログラムチヤートに従つ
て、φ_C信号とXTK信号およびTKE信号を供給す
るようにプログラミングされている。

【表】 プログラムチヤート（あるいはプログラム・チ
ヤピン・チヤート）とは、当業者には良く知られ
ているように、プログラマーによるコーデイング
に先立つて行なわれる計算デテイルを系統化する
ための、普通のフローチヤートと同様のフオーマ
ツトを意味する。またコーデイングは、前述のプ
ログラムチヤートから普通の方法で、使用された
デジタル計算機６０のプログラム言語によつて形
成される。これらのことは当業者には良く知られ
ているので、ここでは詳細な説明は行なわない。
バンク角命令信号φmは第３図の関数ブロツク３
２について説明したようにして計算され、φ_C、
XTKおよびTKEの各各の信号のデジタル値は図
示しないDA変換器によつて変換され、それぞれ
のアナログ信号に所要のように変換される。 指令操向信号φ_Cは第１図の円形経路１５に沿
つて航空機１４を操向するために航空機１４の自
動飛行制御装置（AFCS）６１のロール制御チヤ
ンネルに供給される。自動飛行制御装置６１の出
力は航空機１４のロール姿勢制御舵面を制御する
ために適宜の連係部６２および機械的な加算装置
６３を経て供給される。指令操向信号φ_Cは普通
の姿勢指示表示計器６５を含むフライトデイレク
タ６４に供給され、指令操向信号（指令ロール信
号）φ_Cは姿勢指示表示計器６５の横操向キユー
に供給される。操縦士６６は姿勢指示表示計器６
５の横操向キユーをよく知られているようにセン
タ位置に保つことによつて、図示しない適宜の制
御装置および連係部６７を介して手動制御信号を
供給し、円形経路１５に沿つて航空機１４を操向
する。 導線４５に生成した横航路誤差信号XTKおよ
び導線４２に生成した航路角誤差信号TKEは航
空機１４の水平位置表示計器７０に供給される。
横航路誤差信号XTKは水平位置表示計器７０の
横偏位桿に供給され、航路角誤差信号TKEはそ
の機首方位指令バグに供給される。操縦士６６は
水平位置表示計器７０を観察することによつて航
空機１４の水平位置を知り得るとともに、図示し
ない制御装置および連係部６７を介して第１図の
円形経路１５に沿い航空機１４を操向するため
に、表示された情報を利用することもできる。た
とえば指示機首方位バグを水平位置表示計器
（HSI）の指標上のセンタ位置に保ち、横偏位桿
もセンタ位置に保つことによつて、円形経路１５
に従うように航空機１４を操向することができ
る。 以上の説明から明らかとなるように、旋回中心
と旋回半径TRおよびθ₁の各々のパラメータを生
成させるための本発明の上述の実施例による要素
は、中間点の入りコース１２および出コース１３
に関する円形経路１５を生成させるための手段か
ら成り、横航路誤差信号XTKと航路角誤差信号
TKEおよび指令操向角信号φ_Cを生成させるため
の要素は、円形経路１５に沿つて航空機１４を操
向するための円形経路１５に関する偏位信号の生
成手段から成つている。 また以上の説明から明らかになるように、
RANVシステムにおいて航路区間切替えの間に
本発明の移行制御装置を使用すると、直線飛行に
関連した普通の操縦技術に基づいて航空機をその
移行期間を通じて誘導することができる。横航路
誤差および航路角誤差を円形経路に関して計算
し、それを利用して自動飛行制御装置AFCSおよ
びフライトデイレクタのための指令操向信号φ_C
が計算されるのに使用され、バンク角指令信号
φmは中間点A′での計算結果と加味されて、航空
機が良好な所望の円形経路を飛行しているとき
に、適正なバンク角を維持するようにしている。
バンク角指令信号φmは点B′において除かれ、出
コースに関する横航路誤差および航路角誤差を計
算に利用して操向信号を発生させ、その制御信号
により円形経路から次の区間に滑らかに移行する
点Ｂにおいて航空機が水平位置にローリングする
ようにする。所定の円形経路に対する横航路誤差
および航路角誤差が計算され水平位置表示計器上
に表示されるので操縦士は横偏位桿および機首方
位指令バグを整列状態に保ち、次の区間をオーバ
ーシユートあるいはアンダーシユートすることな
く手動で１つの区間から次の区間へと移行するこ
とができる。従つて本発明による航路装置を利用
したRNAVシステムによると航空機の飛行計画
の１つの区間から次の区間への移行の間に制御さ
れた誘導が提供される。このような操向された旋
回により、特にターミナル領域のように航路の変
更が頻繁に行なわれる場合には航路が移行時にお
いて正確に制御され、操縦士は１つの航路から別
の航路に移行する時に航空機の位置をより正確に
は握することができる。この種の制御された誘導
は、旋回時および直線区間の飛行時において航空
機の間隔を正確に維持するために、RNAVシス
テムのための飛行管理当局の要件の１つとなるも
のと考えられている。 このように本発明によれば、最小の空域の利用
により、容易に識別可能な手動および（または）
自動指令を介して、RNAV1つの区間から次の区
間への移行時を通じて航空機の操向が行なわれ
る。航空機の所望バンク角限度、速度および移行
機首方位変化を利用して、計画された運動の入口
および出口の点において、両方のRNAV区間に
接する円形経路が計算される。更に本発明によれ
ば、容易に規定可能なRNAV区間移行の提供に
より、オーバーシユートが減少し、大きな偏位表
示が操縦士に提供されることがなくなる。円形経
路は完全に予測可能であり、空域のゆとり値がそ
の円形経路に沿つて規定される。そのため従来の
装置を使用した場合に生じるＳ字状の旋回やオー
バーシユートに基づく予測不可能な空域が不要に
なる。 以上に本発明を好ましい実施例について説明し
たが、本発明はこれらの実施例には限定されず、
その他にも当業者により細部の設計を変更して実
施することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は１つの中間点において入りコースから
出コースに移行する時の円弧移行経路に対する幾
何学的パラメータを示す説明図、第２図は更に別
の幾何学的パラメータを示す第１図と同様の説明
図、第３図は航空機の領域航行システムのための
本発明による移行制御装置を示すブロツク線図、
第４図は対地速度および航路角変化に対する所望
バンク角の関数関係を示す線図、第５図は本発明
の別の実施例による移行制御装置のブロツク線図
である。 図において１０は中間点、１２は入りコース、
１３は出コース、１４は航空機、１５は円形経
路、３２は関数ブロツク（バンクバイアス手段）、
２５，６０はデジタル計算機、３３，４０は関数
ブロツク、３６，３７は代数加算装置（以上円形
経路手段）、４１，４４は関数ブロツク、５０は
代数加算装置（以上偏向手段）である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ VOR／DME局に対する航空機の位置を表わ
   す第１の位置信号を発生するためのVOR／DME
   計算手段２０，２１，２２、前記VOR／DME局
   に対する中間点の位置を表わす第２の位置信号を
   発生するための中間点計算手段２５，２６，２
   ７、真の対気速度を表わす信号を発生する対気デ
   ータ装置２８、前記航空機の機首方位に対応する
   信号を発生するコンパス装置２９とを備え、中間
   点の入りコースから出コースへの前記航空機の移
   行を制御するためのエリア航法用航路移行制御装
   置おいて、 前記航空機の対地速度を表わす速度信号を発生
   する手段２４と、 前記速度信号および前記入出力コース間の差を
   表わす差信号Δψ＝ψ₂−ψ₁に応答して所定の円形
   経路にしたがつて所定のバンク角指令信号φｍを
   発生して前記速度が大となればなるだけ、バンク
   角が小さくなるようにすると共に、機首方位変化
   が大となればなるだけバンク角が大となるような
   計算を行なう計算手段３２と、 前記バンク角指令信号に従う旋回半径を有し、
   前記入りコースから前記出コースへの、それらの
   コースに接する地上に基準をおいた円形経路を計
   算する円形経路手段３３，３５，４０とを備え、
   該円形経路手段は更に前記バンク角指令信号およ
   び速度信号に応答して関係式TR＝V²／ｇtanφm
   にしたがつて旋回半径信号TRを発生する旋回半
   径計算手段３３、前記旋回半径信号Ｒ、入りコー
   スψ₁に対応する信号、および関数ｄ＝
   TRtanΔψ／２に従つて計算した、所望の中間点
   からの所定距離に対応する信号ｄに応答し前記所
   望の中間点に対する前記旋回の中心座標を表わす
   複数の方向信号を発出する旋回中心座標計算手段
   ３５、および前記旋回中心信号に応答して、 θ₁＝tan^-1NTCA／ETCA 〔但しNTCAは航空機の位置のＮ座標信号 ETCAは航空機の位置のＥ座標信号〕 上記関数に従つて前記円形経路上で前記航空機
   の角度位置を表わす角度位置信号を発生する角度
   位置発生手段４０とを有し、および前記航路移行
   制御装置は更に、 前記円形経路に対して航路角誤差信号（TKE）
   それに横航路誤差信号（XTK）とを含む偏位信
   号を発生し、前記入りコースから出コースへの移
   行を制御する際に前記円形経路を飛行するように
   前記航空機を拘束する偏位手段４１，４４，４
   ７，５０とを備え、手段４１は前記角度位置信号
   および航路角信号に応答し前記円形経路に対して
   航路角誤差信号を発生し、手段４４は前記旋回中
   心および前記旋回半径信号に対して前記航空機の
   位置を表わす他の位置信号に応答して前記円形経
   路に対する横航路誤差信号を発生し、手段４７，
   ５０は前記横航路誤差信号、前記航路角誤差信
   号、および前記バンク角指令信号に応答し前記円
   形経路に対する操向信号５１を発生するように構
   成されていることを特徴とする航路移行制御装
   置。