JPH0246438B2 - - Google Patents

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JPH0246438B2
JPH0246438B2 JP51087127A JP8712776A JPH0246438B2 JP H0246438 B2 JPH0246438 B2 JP H0246438B2 JP 51087127 A JP51087127 A JP 51087127A JP 8712776 A JP8712776 A JP 8712776A JP H0246438 B2 JPH0246438 B2 JP H0246438B2
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JP
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altitude
aircraft
signal
flight path
flight
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JP51087127A
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Henrii Beekaa Donarudo
Jeimuzu Bo Rarii
Fuiritsupu Maningu Kenzeru
Chaaruzu Bosuto Uiriamu
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Unisys Corp
Original Assignee
Unisys Corp
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Filing date
Publication date
Application filed by Unisys Corp filed Critical Unisys Corp
Publication of JPS5215100A publication Critical patent/JPS5215100A/ja
Publication of JPH0246438B2 publication Critical patent/JPH0246438B2/ja
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Navigation (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 この発明はエリア航法のための航空機の縦飛行
経路制御装置に関する。
従来のエリア航法においては１つの高度から別
の高度まで直線経路上で縦飛行を行なつている。
この方式は最終高度と最終高度に至る一定の縦飛
行経路角度とによつて限定される。最終高度は中
間点、すなわち横航行についてエリア航法により
利用される固定点に割当てられた高度である。最
も簡単な従来の縦経路は１つの中間点から次の中
間点までの点間航行経路である。従来のエリア航
法においては、所定の高度をもつ第１の中間点
と、所定の高度をもつ第２の中間点とを直線で結
び、その直線を定める飛行経路角度が計算され
る。その直線より上あるいは下の航空機の偏差に
基ずいて縦航行制御が行なわれる。
このような縦航行によつて多くの飛行条件につ
いてかなり満足すべき性能を提供するが、特殊な
手順の間は最適の性能が得られない。たとえば標
準的な離着陸時には航空機が「特定高度またはそ
れ以上（以後、これを特定高度以上と称する）」
あるいは「特定高度またはそれ以下（以後、これ
を特定高度以下と称する）」の高度において特定
の中間点を通過（交差）することがしばしば要求
される。「特定高度以上」の表示に関してはある
中間点では燃料を節約するためにできるだけ早く
巡航高度まで上昇することが望まれる。上昇勾配
は航空機の総重量および大気状態などのいろいろ
の要因によつて変動する。手動操縦の場合にはし
ばしば一定の対気速度あるいはマツハ数で上昇が
行なわれる。しかし航空機が一定の直線飛行経路
に制限される従来のエリア航法方式の自動航法に
おいて前記手順が予め定められている場合には、
最も重い航空機についての最悪の場合の角度を選
ばなければならなくなり、その結果として多くの
航空機については性能効率が低下する。あるいは
操縦士が航空機の性能を予想して各々の中間点の
高度を手動で選択しなければならないが、このこ
とは操縦作業としては好ましくない。また、上昇
時または下降時に総重量および大気状態に依存し
て一定の縦飛行経路角度に従つて飛行することが
要求される従来のエリア航法方式においては、航
空機が所定の縦飛行経路角度を維持できない場合
があり、その場合には操縦士はエリア航法装置を
切離して手動で操縦しなければならない。
従来のエリア航法方式の縦飛行経路制御におけ
る別の問題は、航空機が所定の遷移高度を通つて
上昇または下降する時に高度計基準が局地的な気
圧計圧力から水銀柱760mmの気圧高度設定にまた
はその逆に変更される時に生ずる。高度計基準の
変更は普通は航空機が地表に近い高度と巡航高度
との中間の高度を通つて上昇または下降する時
に、18000フイート（約4850ｍ）において行なわ
れる。直線飛行経路および一定の飛行経路角度を
使用した従来のエリア航法方式においては、気圧
計設定を変更した場合、航空機の見かけの高度が
それに伴なつて変化するため、縦操縦誤差が不連
続になる。そのため操縦士は再びエリア航法装置
を切り離して１つの経路から別の経路に不連続部
分を通つて手動で操縦しなければならない。航空
機が１つの経路から別の経路へと徐々に移行する
ように気圧基準を少しずつ変化するという望まし
くない操縦技術が用いられる場合もある。
従来のエリア航法方式の縦操縦制御の別の問題
は空港への下降時に巡航速度からターミナル領域
速度に航空機の速度を減少させる必要によつて生
ずる。米国航空管制局の規則によると10000フイ
ート（約3030ｍ）の高度に下降するまでに航空機
の速度を250ノツト（約127Km／ｈ）に低下させな
ければならない。標準的なジエツト輸送機は単に
推力を減少させただけでは通常の下降飛行経路に
おいてこの速度まで減速できない。一般に機内与
圧を保つために最小推力が必要とされるので操縦
士は十分に速度が低下するまでは下降角度を小さ
くすることによつて下降率を減少させ、速度が十
分低下してから下降を再開するように操縦する。
航空機を減速して必要な対気速度となるまでに、
航空機の高度誤差が相当の値になり、一般には中
間点に到達するまでに高度誤差を零にすることが
できない。この手動操縦を行なうためには操縦士
はエリア航法装置から自動飛行制御装置を切り離
すか、またはフライトデイレクタの指令を無視し
なければならない。また直線飛行経路のみに基ず
いた従来のエリア航法方式においては減速のため
の水平飛行経路部分が得られるように遷移高度に
余分の中間点を挿入する必要があるため、航法方
式が一層複雑になる。
本発明によれば、エリア航法装置から自動飛行
制御装置を切り離したり、微妙な時間に操縦士が
データを入力したりする必要がなくなり、航空機
の縦飛行経路の連続制御によつて航空機の最適性
能が実現される。本発明エリア航法用の制御装置
は、航空機の縦操縦を制御し、「特定高度以上」
あるいは「特定高度以下」型の高度要求により中
間点へと航空機が上昇または下降してゆく時に所
定の基準対気速度を保つ装置を備えている。航空
機から中間点における中間点高度点に至る直線飛
行経路に沿つて航空機が少なくとも十分に従つて
いない時は操縦士に警報信号が送出されるように
なつている。また本発明には高度計の気圧基準局
地気圧計高度基準から設定気圧高度基準に変化す
る遷移高度を通つて第１の中間点から第２の中間
点へと航空機を操縦するための縦飛行経路角度指
令を発生する装置が設けられ、遷移高度での不連
続のない滑らかな縦経路を与えている。更に本発
明には、減速領域と縦飛行経路角度とを計算する
装置が設けられており、必要な中間点高度に従が
いながら最大対気速度が可能になる遷移高度まで
航空機が下降してゆく時にターミナル領域速度ま
で減速されるようにしている。
本発明によれば、操縦士が手動によりエリア航
法装置を切り離す必要もなくかつ余分の中間点を
設けたりせずに、効果的な滑らかな縦飛行経路へ
の制御が行なわれる。また本発明によれば縦操縦
装置またはフライトデイレクタ型の指示装置に信
号が供給され、自動操縦装置または操縦士の手動
操縦によつて指示装置の指針がセンタ位置に保た
れる。
第１図には中間点間の航行を行なうための通常
の縦飛行経路が示してある。普通のエリア航法方
式においては、選択された高度HAを有する中間
点Ａと選択された高度HBを有する中間点Ｂとを
直線１０によつて結び、直線１０を規定する角度
α1を計算する。航空機は米国特許第2613352号に
記載されている自動操縦装置あるいはフライトデ
イレクタの表示装置によつて、直線１０の上、あ
るいは下の偏差あるいは偏差変化率に従つて、ま
ず、制御される。第１図の中間点間航法の変形を
示す第２図においては所望の高度HBに到達する
点は航路に沿いオフセツト距離YBだけオフセツ
トしている。そのための選択されたオフセツト距
離YBだけ中間点Ｂより前方あるいはそれを過ぎ
た点で選択された高度HBに到達することができ
る。このエリア航法方式においても、第１図の場
合と同様に、直線航路に対する角度α2が計算され
る。第１図の中間点間航法の更に別の変形を示す
第３図においては、第１図および第２図の計算さ
れる角度α1、α2の代りに、あらかじめ選択された
角度α3が使用される。操縦士はこれによつて望み
の飛行経路角度たとえば３度を選択することがで
きる。
第１図ないし第３図に概略的に図示した中間点
間の標準的な飛行経路と、第１１図、第１２図お
よび第１５図に行した本発明による特別の場合の
飛行経路において、自動飛行制御装置４７（自動
操縦装置）のピツチ制御チヤンネルあるいはフラ
イトデイレクタの垂直案内指針に供給される縦操
縦信号θCは、角度αAにより規定される計算された
直線飛行経路からの航空機の高度偏差ΔHに比例
する信号と、該偏差ΔHの変化率に比例する制動
項とから、一般式 θC＝Ｋ（ΔH＋ΔH〓） （Ｋは重力加速度ｇを制限するための航空機の速
度関数を含み得るゲイン因子である） に従つて生成される。正確なΔH〓項はエアデータ
計算機からの高度変化率、角度αAおよび対地速
度VGの関数としても計算される。
本発明による第９図の装置において、第４図な
いし第７図の「特定高度以上」あるいは「特定高
度以下」型の飛行経路に関連する縦操縦信号θC
は、所定基準飛行経路（例えば１１，１２，１
３，１４）に基ずくものでなく、基準対気速度
VREF（マツハMREF）と指示対気速度VAC（マツハ
MAC）との誤差に主として基ずくピツチ指令信号
である。しかし中間点が「特定高度以上」あるい
は「特定高度以下」として定義されない時は中間
点基準飛行経路は航空機の高度HAC、中間点の高
度HW、中間点までの距離Ｄおよび航路に沿うオ
フセツト距離のようなデータに応答する通常の縦
操縦計算手段３８によつて計算される。直線飛行
経路上の航空機の瞬時高度は一般式 HD＝HW−DtanαO に従つて計算される。ここに HD…直線飛行経路上の所望瞬時高度 HW…近接中の中間点の高度 αO…飛行経路角度 Ｄ…航空機から中間点までの航続距離 である。
縦操縦信号θCは第９図に示した通常の縦操縦計
算手段３８によつても計算されるが、航空機の高
度HAC、高度変化率H〓AC（レート）および飛行経路
角度変化率α〓O（レート）の各データを上述のデー
タと共に使用して上述の操縦信号に関する一般式
に従つて生成させることもできる。
第１３図および第１６図の計算手段によつて本
発明に従つて生成される第１１図、第１２図およ
び第１５図の遷移飛行経路については縦操縦信号
θCは中間点のデータおよび実行されつつある特定
の遷移に関係する飛行データから定められる複数
の直線基準飛行経路からの航空機の偏差に基ずく
信号θCである。これらの飛行経路信号および操縦
信号は第１３図および第１６図にそれぞれ示した
飛行経路・操縦信号計算手段７５，７６によつて
計算される。
たとえば設定された気圧計高度対気圧遷移につ
いて、２つの直線飛行経路が計算される。すなわ
ち、一方の直線飛行経路は近接中の中間点に対す
る遷移前の飛行経路角度および距離を基準とする
ものであり、他方の直線飛行経路は近接中の中間
点に対する遷移後の飛行経路角度および距離を基
準とするものである。第１３図の飛行経路・操縦
信号計算手段７５は、第１１図に概略的に示した
遷移高度を通る上昇時について次式に従つて飛行
経路基準信号を計算する。なお下降時にも同様の
式が成立することは言うまでもない。
遷移前HD＝H′B−tanαA（DTOTAL−DI±YB） 遷移後HD＝HB−tanαB（DTOTAL−DI±YB） ここに HD…遷移直線飛行経路上の所望瞬時高度、 αA、αB…をそれぞれ遷移前および遷移後の飛行
経路角度 H′B…中間点Ｂの見かけの高度すなわち気圧計高
度に基準をとつた高度 HB…気圧高度に基準をとつた中間点Ｂの高度 DI…中間点Ａからの航空機の瞬時距離 YB…航空沿いの所定のオフセツト（第２図参照） である。
このようにして所望高度HDを計算した後に、
操縦信号の生成に必要とされるHDの誤差即ち
ΔHDを、航空機の高度HACとの比較によつて生成
させる。制動項ΔH〓Dは先に説明したようにして
生成させる。従つて第１３図の飛行経路・操縦信
号計算手段７５の出力は航空機の縦飛行制御装置
およびフライトデイレクタの水平指針制御部にと
つて受けいれられるものとなる。直線飛行経路か
らの航空機の高度偏差を示すΔHD信号はフライ
トデイレクタの姿勢指示表示装置（ADI）または
所望により水平姿勢表示装置（HSI）のグライド
スローブ指針上に表示される。
巡航高度から所定中間点Ｂにおける所定高度ま
での下降減速遷移飛行経路（第１５図参照）にお
いては、３つの飛行経路が計算される。第１の飛
行経路は、近接しようとする中間点Ｂから第１距
離（DTOTAL−DA）にある所定の減速開始高度
HDECELと巡航高度HAにある下降開始中間点Ａと
の間の、第１飛行経路角度αBを含む直線経路であ
る。第２の飛行経路は、近接しようとする中間点
Ｂから第２の距離（DTOTAL−DTRANS）にある遷移
高度HTRANS（普通は約3000ｍ）と減速開始高度
HDECELとの間の、第２飛行経路角度αTを含む直線
経路である。この第２の飛行経路を飛行している
間に航空機の速度を低下させ、遷移高度DTRANSに
おいては航空機の速度は所定の低速（普通は250
ノツト）となる。第３の飛行経路は中間点Ｂの高
度HBに至る前記第１の角度αBに等しい第３の飛
行経路角度を含む直線経路である。第１６図に示
した飛行経路・操縦信号計算手段７６は、第１３
図の場合と同様にして、３つの遷移飛行経路から
航空機の高度偏差を計算する。航空機の操縦信号
も同様にして計算される。たとえば第１の飛行経
路上での航空機の瞬時所望高度は次式によつて計
算される。
HD＝HDECEL−tanαB（DA−DI） ここに HDECEL…航空機の減速が開始される所定の高度 αB…第１の飛行経路の角度 DA…中間点Ａからの遷移高度DTRANSまでの距離 DI…中間点Ａと航空機の間の距離である。
同様にして第２と第３の飛行経路上での航空機
の瞬時所望高度はそれぞれ次式によつて計算され
る。
HD＝HTRANS−tanαT（DA ＋DTRANS−DI） HD＝HB−tanαB（DTOTAL−DI） ここに αT…第２の飛行経路の角度 αB…第３の直線飛行経路の角度 DTOTAL…中間点Ａ，Ｂ間の距離である。
３つの飛行経路について瞬時所望高度HDが計
算されたら、それからの航空機の偏差は、航空機
が達した高度HACと前記所望高度との比較によつ
て簡単に導かれる。縦操縦信号θCは第１３図につ
いて上述したようにして生成される。
以上に本発明の制御装置のいわば出力部につい
て説明したので、制御装置の入力部について詳細
に説明する。
第４図ないし第７図には、指定した中間点Ｂと
「特定高度以上」および「特定高度以下」にある
承認可能な飛行経路L1，L2，L3、およびL′1，
L′2，L′3が示してある。中間点Ａの高度HAから中
間点Ｂの高度HBと「特定高度以上」の高度に向
かつて飛行している航空機の標準的な承認可能な
飛行経路は第４図に示してある。これらの飛行経
路の経路角度は直線飛行経路１１の最小飛行経路
角度よりも大きい。直線飛行経路１１は中間点Ｂ
の高度HB以上の高度に上昇するための承認可能
な飛行経路の境界を表わしていることが理解され
よう。第４図の状態の下では直線飛行経路１１に
は最小境界飛行経路角度αおよび最小境界高度率
（レート）が関連している。第５図は中間点Ａの
高度HAから中間点Ｂの高度HB以上の高度まで下
降する航空機の境界飛行経路１２と標準的な承認
可能な飛行経路を示している。境界飛行経路１２
には承認可能な最小飛行経路角度と承認可能な最
小高度率とが関連されていることが理解されるで
あろう。第６図は中間点Ａの高度HAから中間点
Ｂの高度HB以上またはそれ以下の高度にむかつ
て上昇している航空機の標準的な承認可能な飛行
経路と境界飛行経路１３とを示している。境界飛
行経路１３には最大飛行経路角度αと最大高度率
とが関連されている。同様に第７図は中間点Ａの
高度HAから中間点Ｂの高度HB以下の高度にむか
つて下降している航空機の標準的な承認可能な飛
行経路と境界飛行経路１４を示している。境界飛
行経路１４には承認可能な最大飛行経路角度と承
認可能な最大高度率とが関連されている。第４図
ないし第７図において飛行経路角度および高度率
は正負の符号をもつ量であり、上昇時の量は正、
下降時の量は負である。たとえば第５図において
境界飛行経路１２の最小飛行経路角度は、承認可
能な飛行経路の飛行経路角度よりも負である。
第８図には所望の飛行経路上を飛行するように
航空機を制御するのに用いられる縦航法データが
示してある。航空機１５は指示対気速度VACにお
いて高度HACのところを飛行し、高度HWの中間
点１６に近接中である。航空機１５と中間点１６
とを結ぶ直線１７は承認可能な飛行経路の境界を
形成し、該境界飛行経路角度はαOである。航空機
１５は中間点１６から横方向に測定した航続距離
Ｄのところにあり、飛行経路角度はαACである。
本発明によれば航空機１５は特定の指示対気速
度で中間点高度HW以上か、あるいは該中間点高
度HW以下の「ソフト」な高度にむかつて上昇あ
るいは下降するように制御される。「特定高度以
上」とは承認しうる最小高度において中間点１６
を航空機が横切つて飛行するることを意味する。
「特定高度以下」とは承認しうる最大高度以下の
いずれもの高度で最大高度において中間点１６を
航空機が横切つて飛行することを意味する。これ
らの承認しうる高度偏差の範囲を示す「ソフト
な」高度要求は本発明においては航空機１５が高
度HWにおいて中間点１６を通過するべき「ハー
ドな」高度要求と対比させて用いられている。基
準対気速度VREFを与えるために、操縦のための最
適の指示対気速度は後述するように操縦士により
手動で選択されるか、あるいはまた自動的にも選
択される。別の方法として、基準マツハ数MREF
に関連したマツハ数に対気速度を制御しても良
い。本発明による制御装置は選択された特定の指
示対気速度および結果的な飛行経路角度が高度要
求をみたすのに十分でない時に操縦士に警報信号
を与える。
第９図には本発明に従つて「特定高度以上」あ
るいは「特定高度以下」の高度要求で中間点に向
かつて上昇あるいは下降する時の縦飛行経路を制
御する回路装置がブロツク線図によつて示してあ
る。第９図の回路装置は各種の公知の装置によつ
て構成される複数の関数ブロツクを具えている。
それらの関数ブロツクは特定目的のアナログ回路
またはデジタル回路によつても、汎用のアナログ
計算装置またはデジタル計算装置によつても構成
しうる。第９図に示した回路装置はたとえば本出
願人の1975年５月29日出願の米国特許第3994456
号および1975年５月29日出願の米国特許第
3998412号各明細書に記載されている。
従来のエアデータ装置２０は、航空機の指示対
気速度、マツハ数、高度、真対気速度および高度
変化率をそれぞれ表わすVAC、MAC、HAC、TAS
およびH〓ACの各信号を発生する。VOR受信機２
１はVOR方位信号Ωを供給し、DME受信機２２
は上述特許明細書に記載されているように、ボル
タツクからの信号に応答してDME距離信号Ｒを
供給する。またコンパス装置２３は通常の方法で
航空機の機首方位信号HDGを発生する。
第９図の回路装置はその外に航空機の飛行計画
に関連した航行データおよび中間点データを格納
するための計算機２４を具えている。一例として
計算機２４には特別の飛行の前に、計画航路に沿
うすべての中間点の地理的位置、高度および関連
データと、飛行に関係あるボルタツクの位置を記
憶させておくことができる。計算機２４は航空機
が次々に遭遇する中間点に関して飛行計画を実行
してゆくにつれて必要なデータを通常の態様で発
生するように構成されている。
計算機２４は手動データ入力装置２５から信号
を受けるようになつている。操縦士は手動データ
入力装置２５によつて、計算機２４に格納されて
いるデータを変更することも、新しいデータを計
算機２４に入力することもできる。手動データ入
力装置２５はたとえば計算機２４にデータを供給
するための公知の文字数字式のデータけん盤入力
装置としても良い。手動データ入力装置２５はた
とえば操縦士が計算機２４に格納されている飛行
計画から偏位させようとする場合や、計算機２４
に格納されている特定の値を変更しようとすると
きに使用される。
計算機２４は基準対気速度および基準マツハ数
をそれぞれ表わすVREFおよびMREFの各信号を与
える。これらの量は手動データ入力装置２５を介
して操縦士により入力されても良いが、操縦士が
異なつた速度を指令しなかつた場合に関連の制御
モードの選択時における航空機の現対気速度に対
してイニシアライズ（初期化）されるようにして
も良い。計算機２４はその他に、後述のように縦
操縦指令を与えるために、限界マツハ数を表わす
信号MOも供給するが、限界マツハ数以上ではマ
ツハが用いられそれ以下では指示対気速度が使用
される。信号MOは制御装置が取付けられる航空
機の特定の機種を表わす予め記憶された計算機の
定数である。
第９図の回路装置によつて制御される航空機の
最適上昇経路は固定した経路ではないので、エア
データ装置２０から供給される航空機の高度HAC
と、飛行計画の次の中間点について特定された第
１の「フアームな」高度との間の誤差である高度
誤差が後述するようにして表示される。この「フ
アームな」高度（すなわ特定高度以上でもなけれ
ば特定高度以下でもない）は、上昇または下降が
それを目標にして行なわれている高度である。こ
のような高度誤差の表示を利用して航空機を出発
空港から巡航高度の第１の中間点まで、いくつか
の異なつた高度にある中間点によつて定められる
飛行経路に沿つて上昇させることができる。
計算機２４は更に飛行計画の各々の中間点に関
連したデータを表わす信号Ｗ／Ｐデータを与え
る。この格納された中間点のデータは、ある１つ
の中間点が「特定高度以上」であるか、「特定高
度以下」であるかということに関連したデータで
あり、計算機２４から送出されるＷ／Ｐデータに
よつて適正な態様で表わされる。計算機２４は更
に飛行計画の各々の中間点に関連した高度を表わ
す信号HWも与える。計算機２４は更に飛行計画
の各々の中間点の北側についての横方向の入りコ
ースを表わす信号Ψ1も与える。信号Ψ1は当該技
術において公知であり、上述の特許明細書に記載
されている。計算機２４はボルタツクに関する
各々の中間点Ｃの方位および距離をそれぞれ表わ
す信号θ、ｒも送出する。これらの信号も当該技
術において公知であり、上述の米国特許出願に記
載されている。計算機２４は上述のYB信号も送
出する。
計算機２４には上述したように、飛行計画のす
べての中間点に関する全データおよび航空機の特
性に関するデータをあらかじめ飛行前に格納して
おくことができる。また計算機２４は上述したよ
うに次々と遭遇する中間点について航空機がその
飛行計画を実行してゆくにつれて上述の格納され
たデータを与えるように公知のように構成されて
いる。上述のパラメータVREF、MREFも操縦士の
希望に従つて操縦士の手動データ入力装置２５を
介して変更することができる。
計算機２４からのθ信号とｒ信号、VOR受信
機２１からのΩ信号およびDME受信機２２から
のＲ信号は関数ブロツク２６に供給され、航空機
が接近しつつある中間点に関する航空機のＮ座標
信号NAWおよびＥ座標信号EAWが生成される。
関数ブロツク２６は航空機、中間点およびボルタ
ツクの方位および距離データをＮ座標信号NAW
およびＥ座標成分EAWに変換するための公知の
関数F1を実行する。関数F1は上述の米国特許明
細書に記載されているように具現させても良い。
VOR受信機２１からのΩ信号とDME受信機２２
からのＲ信号とは関数ブロツク２７にも供給さ
れ、関数F2を具現する公知の回路によつて航空
機の対気速度VGが与えられる。コンパス装置２
３からの航空機の機首方位信号HDGとエアデー
タ装置２０からの真対気速度信号TASを関数ブ
ロツク２７に入力してその時の正確な航空機の対
地速度VGの値を生成させることもできる。関数
ブロツク２７の関数F2は本出願人の1974年４月
29日付出願の米国特許第3919529号明細書に記載
されているように具現させる。
関数ブロツク２６からのNAW信号および
EAW信号および計算機２４からのΨ1信号は関数
ブロツク３０に供給される。関数ブロツク３０は
中間点に関する航空機のＮ座標信号NAWとＥ座
標信号EAWおよび入りコース信号Ψ1に基ずい
て、エリア航法技術において周知の関数関係に従
つて航続距離信号Ｄ（第８図参照）を与える。
関数ブロツク３０からの前記距離信号Ｄとエア
データ装置２０からの航空機の高度信号HACと計
算機２４からの中間点高度信号HWとは、関数ブ
ロツク３１に供給され、境界飛行経路１７の角度
αOを表わす信号（第８図参照）を関数F4すなわ
ち F4＝αO＝tan-1ΔH／Ｄ ここにΔH＝HW−HAC に従つて生成する。
関数ブロツク３１の関数F4は周知の適当なア
ナログあるい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。
航空機の対地速度信号VGとエアデータ装置２
０からの高度変化率信号H〓ACとは、関数ブロツク
３２に供給され、航空機の瞬時飛行経路角度αAC
を表わす航空機パラメータ信号を関数F5すなわ
ち F5＝αAC＝H〓AC／VG ここに高度変化率H〓AC＝dHAC/dt に従つて生成する。
計算機２４からの中間点高度信号HWとエアデ
ータ装置２０からの航空機の高度信号HACと関数
ブロツク３０からの距離信号Ｄと関数ブロツク２
７からの対地速度信号VGとは、関数ブロツク３
３に供給され、境界飛行経路１７（第８図参照）
上での高度変化率を表わす信号H〓Oが関数F6に従
つて生成される。
F6＝H〓O＝ΔH・VG／Ｋ−Ｄ ここにΔH＝HW−HACであり、H〓Oは毎秒フイ
ート、ΔHはフイート、VGはノツト、Ｄは海里に
よつてそれぞれ表わし、Ｋは定数であつてＫ＝60
に設定されている。
関数ブロツク３２からの航空機の実際の飛行経
路角度を表わす信号αACと関数ブロツク３１から
の境界飛行経路の飛行経路角度信号αOを表わす境
界パラメータと計算機２４からの中間点のデータ
信号とは比較器３４に供給される。計算機２４か
らの中間点のデータ信号は中間点が「特定高度以
上」か「特定高度以下」かを表わしている。比較
器３４αACが代数的にαOより小さく且つ中間点が
「特定高度以上」である場合に警報装置３５を作
動させる通常のロジツク回路を具えている。また
比較器３４はαACが代数的にαOより大きくまた中
間点が「特定高度以下」である時に警報装置３５
を作動させる通常のロジツク回路を具えている。
中間点が「特定高度以上」でも「特定高度以下」
でもない時は比較器３４のロジツク回路は計算機
２４からの中間点のデータによつて第９図に示す
ように導線３６を経て航空機の通常の縦操縦部が
作動する。上述のロジツク機能は通常の組合わせ
ロジツクの構成によつて容易に具現される。また
第４図ないし第７図において航空機が承認可能な
飛行経路に沿つて飛行していない時は比較器３４
の比較回転によつて警報装置３５が作動し、修正
操作の必要なことが操縦士に警報される。
エアデータ装置２０からの航空機の対気速度信
号VACと計算機２４からの基準対気速度信号VREF
とは加算部４０に供給され、両信号の差の対気速
度を表わす偏差信号ΔVが生成される。同様にし
て空気データ装置２０からの航空機のマツハ数信
号MACと計算機２４からの基準マツハ数信号MREF
とは加算部４１に供給され、両信号の差を表わす
信号ΔMが生成される。ΔV信号とΔM信号とは
それぞれの利得ブロツク４２，４３を経て選択ブ
ロツク４４に供給される。利得ブロツク４２，４
３は所望の制御力に従つて利得定数G1、G2をそ
れぞれΔV、ΔMに乗ずる。比較ブロツク４５は
エアデータ装置２０からの航空機マツハ数信号
MACと計算機２４からのあらかじめ格納されてい
るマツハ定数信号MOとを受けて選択ブロツク４
４を制御し、MAC＜MOの時には速度信号を出力
導線４６に供給し、MACMOの時にはマツハ数
信号を出力導線４６に与えて縦操縦信号θCを発生
する。
該縦操縦信号θCは導線４６を経て自動飛行制御
装置（AFCS）４７のピツチ制御チヤンネルに供
給される。ピツチ制御チヤンネルはピツチ姿勢舵
面５０を介して航空機のピツチ姿勢を制御する。
導線４６に送出される縦操縦信号はフライトデイ
レクタ５１の姿勢指示装置（ADI）のピツチ指令
バー５２を制御するために航空機のフライトデイ
レクタ５１にも供給される。フライトデイレクタ
５１は米国特許第2613352号明細書に記載されて
いる通常の制動項たとえば速度変化率項、マツハ
変化率項およびピツチ姿勢項も含んでいる。選択
マトリツクス４８は通常の縦操縦計算手段３８か
らの通常の操縦信号を自動操縦装置またはフライ
トデイレクタ５１に選択的に切換えるために導線
３６を経て通常の操縦ロジツク信号によつて制御
される。従つてマツハ定数MO以上では航空機の
マツハ数MACと基準マツハ数MREFとの差が縦操縦
信号を与え、マツハ定数MO以下では指示対気速
度VACと基準対気速度VREFとの差が縦操縦信号の
生成に用いられることになる。近代的なジエツト
輸送機の場合の標準的なマツハ定数MOは0.78（マ
ツハ）である。普通航空機ΔVまたはΔMが正の
場合にピツチアツプ姿勢変化を指令し、ΔVまた
はΔMが負の場合にピツチダウン姿勢変化を指令
することによつて所望速度VREFすなわちMREFを
達成するように制御される。これらの指令はフラ
イトデイレクタ５１の姿勢指示表示装置（ADI）
のピツチ指令バー５２を介して操縦士に与えられ
るか、自動飛行制御装置（AFCS）４７を介して
自動的に制御が行なわれる。ΔV信号を利用する
場合にはジエツト輸送機のための標準的なピツチ
制御力は次式によつて表わされる。
（ピツチ指示）＝0352・ΔV ここにピツチ指示は度（゜）、ΔVは毎秒フイ
ートによつて表わされる。この場合には利得ブロ
ツク４２の利得定数G1は0.352に等しい。同様に
航空機がマツハ数によつて制御される場合のジエ
ツト輸送機の標準的なピツチ制御力は次式によつ
て表わされる。
（ピツチ指示）＝215・ΔM ここにピツチ指示はやはり度（゜）によつて表
わされる。従つてこの場合の利得ブロツク４３の
利得定数G2は215である。従つて航空機が「特定
高度以上」または「特定高度以下」の中間点に向
つて上昇あるいは下降する時には選択された対気
速度VREFまたは選択されたマツハ数MREFについ
ての速度誤差に比例するピツチ操縦指令信号が生
成される。
エアデータ装置２０からの航空機の高度信号
HACと計算機２４からのＨ信号とは、加算部５３
に供給され、両信号の差を表わす高度誤差信号が
生成される。高度誤差信号は航空機の水平姿勢表
示装置（HSI）またはフライトデイレクタ５１の
姿勢指示表示装置（ADI）のグライドスロープ縦
偏差指示器５４に送出される。従つて計器着陸近
接時のグライドスロープ偏差とほぼ同様にして高
度誤差が操縦士に与えられる。以上において説明
した最適上昇あるいは降下は一定の経路に従わな
いので、表示される高度誤差は、航空機の実際の
高度HACと、飛行計画の次の中間点について特定
された第１の「ハードな」高度である。この「ハ
ードな」高度とは上昇あるいは下降がそれを目標
として行なわれるところの高度である。導線３６
および選択マトリツクス４８によつて制御される
通常の操縦時には上述の通常の偏差信号が通常の
縦操縦計算手段３８からグライドスロープ縦操縦
指示器５４に供給される。
上記のことから理解できることは、本発明はあ
る高度およびそれに関連した「特定高度以上」ま
たは「特定高度以下」の要件を有する中間点に対
して上昇したりまたは下降する際に、航空機の縦
飛行経路を制御する装置である点である。
本発明の制御装置は更に、第９図において参照
番号４７，５０で示した構成要素で実現されるピ
ツチ制御チヤンネル手段を備えている。該ピツチ
制御チヤンネル手段は縦操縦信号に応答して航空
機に対するピツチ姿勢を制御して速度の偏差を零
にしている。このピツチ制御チヤンネル手段によ
り、航空機のピツチ姿勢が昇降舵の舵面５０を介
して自動飛行制御装置４７によつて自動的に制御
される。
上記チヤンネル手段はフライトデイレクタ５１
およびピツチ指令バー５２を備えたフライト計器
で実現され、この場合にはバー５２は速度偏差を
零にするように航空機のピツチ姿勢を操縦士がど
のように制御すべきか指示する。
本発明の制御装置はまた、第９図において参照
番号２０，２４，２１，２２，２６，３０，３１
で示す構成要素で実現される境界計算手段を備え
ており、該手段は航空機の瞬時的位置からある高
度にある中間点までの直線によつて定められる境
界飛行経路（第８図では１７）の飛行ピツチ角度
の値を表わす信号αOを発生する。
また、別の境界計算手段２０，２１，２２，２
３，２４，２６，２７，３０，３３は境界飛行経
路１７（第８図）上での高度変化率を表わす信号
H〓Oを発生する。
本発明の制御装置は更に中間点の「特定高度以
上」または「特定高度以下」指定を表わす中間点
データ信号を発生する手段をも備えており、該手
段は中間点データ信号Ｗ／Ｐを発生する計算機に
よつて実現される。本発明による装置は第９図に
おいて比較器３４を備え、比較器は境界飛行経路
角度信号αOおよび、瞬時飛行経路角度αACとを、
中間点データ信号Ｗ／Ａにしたがつて比較器し、
瞬時飛行経路角が中間点の高度要件すなわち「特
定高度以上」または「特定高度以下」からはずれ
ようとしている場合には操縦士へ警報信号を与え
るようにしている。
本発明による制御装置は、更に、第９図に示す
ように操縦士警報装置３５を備え、警報信号に応
答して航空機が「特定高度以上」または「特定高
度以下」の高度要件からはずれようとしているこ
とも操縦士へ警報を与えている。
基準対気速度（あるいはマツハ）に航空機を制
御する第９図の回路装置の能力はエリア航法装置
において不連続の飛行経路の間の移行に利用する
ことができる。第１０図に示した情況においては
中間点Ｂについての選択された高度HBと飛行経
路角度αBとは、中間点Ａでの高度HAと連続しな
い飛行経路を形成している。この不連続部分は、
中間点Ｂに至る所望飛行経路までの高度誤差を計
算して、上述の速度制御の下に飛行することがで
きる。上昇あるいは下降について他の種類の不連
続な飛行経路も同様にして飛行可能である。
普通のエリア航法方式について上述したよう
に、航空機が飛行計画の中間点の間を移行する時
に、高度の測定が局地的な気圧設定（バロ修正高
度）から標準気圧高度（水銀柱760mm）に切換え
られる遷移高度を通過する場合に、飛行経路の不
連続がしばしば経験される。本発明によれば遷移
高度の通過時に飛行経路角度を再計算することに
よつて、遷移高度を通つて上昇あるいは下降する
ことができ、飛行経路の不連続のない飛行が行な
われる。周知のように航空機の気圧高度計は遷移
高度以下では局地的な気圧計圧力について設定さ
れ、遷移高度以上では水銀柱760mmの標準圧力に
ついて設定される。米国の領空ではこの遷移高度
は18000フイート（約5400ｍ）である。普通のエ
アデータ装置はエリア航法システムに対して気圧
高度データを常時発生している。航空機が遷移高
度よりも降下するとそのデータは高度修正を気圧
計設定に相関させる周知のエアデータ等式に従つ
て、操縦士の高度指示器において気圧計高度（バ
ロ高度）に修正される。この目的から局地気圧計
設定は外部の手動設定装置からエリア航法装置の
入力として供給されるか、操縦士の手動データ入
力によつてエリア航法装置の計算機に供給され、
エリア航法方式の高度計算が行なわれる。
第１１図は本発明に従つてバロ気圧高度から気
圧高度に移行する遷移高度を通つて上昇する時の
縦飛行パラメータを示している。航空機はバロ気
圧計修正された高度H′Aによつて規定された中間
点Ａに接近し、更に気圧高度あるいは飛行レベル
HBにおいて規定される中間点Ｂに向かつて遷移
高度を通つて飛行しようとしている。中間点Ａは
遷移高度以下であるから中間点高度H′Aは数1000
フイートの単位で記憶されている。中間点Ａが
13000フイート（約3900ｍ）の高度H′Aを有する
時はH′Aは13000フイートとして記憶するのが有
利である。中間点Ｂは遷移高度以上であるから中
間点高度HBは飛行レベルとして記憶するのが好
都合である。たとえば中間点高度HBが気圧高度
H33000フイート（約１万メートル）であれば飛
行レベル330を中間点Ｂの高度HBとして記憶す
る。エリア航法方式においては後述するように気
圧高度と数値的に等しいバロ修正高度H′Bにある
見かけの中間点Ｂが計算される。たとえばHBが
飛行レベル330にあればH′Bは33000フイートであ
る。一般に見かけの中間点Ｂは特定のバロ設定お
よび高度についての高度修正分だけ上下方向に中
間点Ｂから隔たつている。
飛行経路角度αAはもしそれに従つて飛行すれ
ば見かけの中間点Ｂにおいてバロ高度H′Bに航空
機を飛行させるような縦経路角度である。この飛
行経路は遷移高度以下の高度において航空機が従
うべき経路であり、遷移高度線と交わる個所すな
わち中間点Ａからある距離DAのところで終つて
いる。DTOTALは中間点Ａ，Ｂの間の横方向距離す
なわち航続距離、DBはDTOTALとDAとの差である。
角度αAは次式によつて計算される。
αA＝tan-1H′B−H′A／DTOTAL また距離DAは次式によつて計算される。
DA＝DTRANS−H′A／tanαA 中間点Ａから距離DAに到達した時に、中間点
Ｂまでの残りの距離と、中間点Ｂの気圧高度HB
と遷移高度DTRANSと等価の気圧高度H′TRANSとの差
に基いて、新しい角度αBを次式により計算する。
αB＝tan-1HB−H′TRANS／DTOTAL−DA 航空機は中間点Ａから中間点Ｂまで飛行する時
に、角度αA、αBによつて規定される飛行経路に
沿つて飛行するように制御される。
第１２図は気圧高度からバロ高度への遷移高度
を通つて下降する時の縦飛行パラメータを示した
縦飛行経路の説明図である。航空機は気圧高度
HAにある中間点Ａに近接し、遷移高度を通つて
中間点Ｂまで下降し、バロ修正高度H′Bに到達し
なければならない。遷移高度より下方の飛行経路
は気圧高度HAが数値的に等しいバロ高度H′Aとし
て解釈される見かけの中間点A′について飛行経
路角度αBを計算することによつて定められる。αB
は次のように計算される。
αB＝tan-1｛（H′B−H′A）／DTOTAL｝ ここにDTOTALは第１１図の場合と同様にDTOTAL
＝DA＋DBである。飛行レベル高度、バロ高度、
遷移高度および距離DA、DBについての関係は、
第１１図について説明した通りである。
角度αBによつて規定される飛行経路が遷移高度
を通過する点は次のように計算される。
DA＝H′A−HTRANS／tanαB エリア航法方式においては距離DAにより規定
される所望の点で遷移高度に航空機が到達するた
めの適正な飛行経路についての角度αAが次に計
算される。角度αAは遷移高度HTRANSと等価の気圧
高度H′TRANSと中間点Ａの気圧高度と距離DAとか
ら次のように計算される。
αA＝tan-1H′TRANS−HA／DA 中間点Ａから距離DAの点に航空機が到達する
まで飛行経路角度αAに従つて中間点Ａから飛行
し、次にバロ修正高度H′Bにおいて中間点Ｂに到
達するように飛行経路角度αBに従つて飛行する。
第１３図は、遷移高度を通つて上昇あるいは下
降する時に第１１図および第１２図のように垂直
飛行経路を制御するための回路装置のブロツク線
図であり、第９図と同一の回路要素は第９図と同
じ符号によつて示してある。第１３図の回路装置
は第９図の回路装置の場合と同様に構成される複
数の関数ブロツク、計算機２４および手動データ
入力装置２５を具えている。計算機２４は第１１
図および第１２図の飛行経路を実現するために、
あらかじめ記憶されたデータを表わす複数の信号
を供給する。これらのデータは手動データ入力装
置２５を介して操縦士が手動で変更することがで
きる。計算機２４は第１１図および第１２図に示
した中間点Ａの高度を表わす信号HAを供給する。
信号HAはあらかじめ記憶された飛行計画の量で
あり、中間点Ａが遷移高度以上であれば気圧高度
（飛行レベル）の形態で記憶され、中間点Ａが遷
移高度以下であればバロ修正高度の形態でフイー
ト数として記憶されている。たとえば中間点高度
が飛行レベルの形態で記憶され、中間点高度が
33000フイート（約１万ｍ）であれば、飛行レベ
ル330が信号HAとして記憶される。計算機２４は
また第１１図および第１２図に示した中間点の高
度を表わす信号HBも供給する。信号HBは信号HA
と同様に中間点Ｂの高度が遷移高度以上であるか
以下にあるかに従つて異なつた形態で記憶され
る。計算機２４はまた第１１図および第１２図に
示した遷移高度を表わす信号HTRANSを供給する。
この信号は気圧計修正高度としてフイート数とし
て記憶される。上述したように米国の領空では
HTRANSは18000フイート（約5700ｍ）である。
計算機２４は更に第１１図と第１２図に示した
中間点Ａ，Ｂ間のあらかじめ記憶された距離を表
わす信号DTOTALと、中間点Ｂに対する入りコース
とボルタツクに対する中間点Ｂの方位ならびにボ
ルタツクまでの中間点Ｂの距離をそれぞれ表わす
信号Ψ1、θおよびｒとを供給する。第１１図お
よび第２図の飛行経路に関してはこれらの信号
Ψ1、θ、ｒは航空機がそれに対して入りコース
となつている中間点Ｂについて供給される。また
信号YBも上述のように計算機２４から供給され
る。
第１３図の回路装置は、第９図の回路装置と同
様に、VOR受信機２１およびDME受信機２２を
具えている。VOR受信機２１とDME受信機２２
とは飛行計画プログラムによつて受信機２１，２
２が自動的に同調されているボルタツクに関する
航空機の方位および距離を表わす信号Ω、Ｒをそ
れぞれ供給する。
計算機２４からのθ信号とｒ信号および受信機
２１，２２からのΩ信号とＲ信号は、第９図の回
路装置の場合と同様に、関数ブロツク２６に供給
され、中間点Ｂに対する航空機のＮ座標およびＥ
座標を表わす信号NAW、EAWの各信号が生成
される。関数ブロツク２６からのNAW信号と
EAW信号および計算機２４からのΨ1信号とは第
９図の回路装置の場合と同様に関数ブロツク３０
に供給され、航空機と中間点Ｂとの間の距離を表
わす信号が関数ブロツク３０によつて送出され
る。関数ブロツク３０の出力信号と計算機２４か
らのDTOTAL信号とは加算部において加え合わさ
れ、中間点Ａからの航空機の距離を表わす信号
D1が生成する。
第１３図の回路装置は局地バロ修正をエリア航
法装置に供給するためのバロ設定ブロツク５６を
具えている。バロ設定ブロツク５６は手動調節可
能なポテンシヨメータとすることができる。バロ
修正を手動データ入力装置２５から計算機２４に
入力することもできる。バロ設定ブロツク５６か
らのバロ修正と計算機２４からのHTRANS信号とは
加算部５７に供給され、バロ高度で表わした
HTRANSと等価の遷移高度の気圧高度（第１１図お
よび第１２図参照）を表わすH′TRANS信号が生成
する。一般にHTRANSの数値は局所気圧計圧力が水
銀柱760mmの標準値になつていないとH′TRANSに等
しくならない。バロ設定ブロツク５６と加算部５
７とが使用されず、手動データ入力装置２５によ
つてバロ修正を計算機２４に入力する場合には、
高度修正とバロ設定とを相関させる普通のエアデ
ータ方程式を使用してH′TRANSの値が計算機２４
により計算される。
HA信号、HB信号およびDTOTAL信号は関数ブロ
ツク６０に供給され、第１１図の飛行経路角度
αAを表わす信号が関数F7すなわち F7＝αA＝tan-1H′B−H′A／DTOTAL に従つて生成する。
HBとH′BおよびHAとH′Aとは相互に数値的に同
一であることに注意する必要がある。HAとHBは
気圧高度または飛行レベルとして表わした、遷移
高度以上の中間点Ａ，Ｂの高度であり、H′Aと
H′Bはバロ修正された高度として表わした遷移高
度以下の中間点Ａ，Ｂの高度である。
関数ブロツク６０からのαA信号と計算機２４
からのHTRANS、HAの各信号とは関数ブロツク６
１に供給され、第１１図の距離DAを表わす信号
が関数F8すなわち F8＝DA＝HTRANS−H′A／tanαA に従つて生成する。
関数ブロツク６１からのDA信号と加算部５７
からのH′TRANS信号と計算機２４からのHB、
DTOTALの各信号は、関数ブロツク６２に供給さ
れ、第１１図の飛行経路角度αBを表わす信号が関
数F9すなわち F9＝αB＝tan-1HB−H′TRANS／DTOTAL−DA に従つて生成する。
計算機２４からのHA、HB、DTOTALの各信号は
関数ブロツク６３に供給され、第１２図の距離
DAを表わす信号が関数F11すなわち F11＝DA＝H′A−HTRANS／tanαB に従つて生成する。
関数ブロツク６４からのDA信号、加算部５７
からのH′TRANS信号および計算機２４からのHA信
号は関数ブロツク６５に供給され、第１２図の飛
行経路角度αAを表わす信号が関数F12すなわち F12＝αA＝tan-1H′TRANS−HA／DA に従つて生成する。
計算機２４からの中間点高度信号HAおよび遷
移高度信号HTRANSは比較ブロツク６６に供給さ
れ、フイートで表わしたHAの数値がフイートで
表わした高度HTRANSより小さい時、すなわち中間
点Ａの高度が遷移高度よりも小さい時に通常の比
較回路によつて出力が生成する。計算機２４から
のHA、HTRANSの各信号は比較ブロツク（比較器
ブロツク）６７にも供給され、中間点Ａの高度が
遷移高度以上の時に出力が発生される。同様に計
算機２４からのHB、HTRANSの各信号は比較ブロ
ツク７０に供給され、中間点Ｂの高度が遷移高度
以上の時に通常の比較回路によつて出力が発生す
る。比較ブロツク６６，６７，７０の出力はそれ
ぞれの比較が満足されるか満足されないかに従つ
た２進値信号であること、比較ブロツク６６，６
７による比較が排他的であるため一方の比較ブロ
ツクが２進数「１」を出力していてれば他方の比
較ブロツクは２進数「０」を出力することは容易
に理解されるであろう。
比較ブロツク６６，６７，７０の出力信号と関
数ブロツク６１，６４からのDA信号とは選択ロ
ジツク７１に供給される。選択ロジツク７１は関
数ブロツク６１，６４の内のいずれかからDA信
号を比較ブロツク６６，６７，７０の２進状態に
従つて選択し、選択されたDA信号を出力に送出
するための公知の回路を具えている。H′Bが
HTRANSより大でH′AがHTRANSより小であると関数
ブロツク６１からのDA信号が選択ロジツク７１
の出力に送出される。これは航空機が遷移高度を
通つて中間点Ａから中間点Ｂに上昇している第１
１図に示した状態である。そのため関数ブロツク
６１から供給される第１１図の距離DAを表わす
信号が使用される。
H′BがHTRANSより大きくなくH′AがHTRANSより大
であれば関数ブロツク６４からのDA信号が選択
されて選択ロジツク７１の出力に発生される。こ
れは航空機が遷移高度を通つて中間点Ａから中間
点Ｂに降下中の第１２図に示した状態である。そ
のため関数ブロツク６４から供給される第１２図
の距離DAを表わす信号が使用される。選択ロジ
ツク７１からの選択されたDA信号と加算部５５
からのD1信号とは比較ブロツク７２に供給され、
D1がDAより大かDAに等しいかに従つて２進出力
信号が発生される。
比較ブロツク６６，６７，７０，７２からの２
進出力信号は選択入力として選択マトリツクス７
３に供給される。関数ブロツク６０，６５からの
αA信号と関数ブロツク６２，６３からのαB信号
も選択ブロツク７３に入力として供給される。航
空機が遷移高度を経て上昇も下降もしていない時
に用いられる通常の角度（仰角）を表わす信号は
導線７４を経て選択マトリツクス７３に供給され
る。選択マトリツクス７３は選択ブロツク６６，
６７，７０，７２の２進状態に従つて関数ブロツ
ク６０，６２，６３，６５および導線７４からの
入力の内の１つを選択的に接続する。第１１図の
ように航空機が遷移高度を通つて中間点Ａから中
間点Ｂの方に飛行している時はH′Bは、HTRANSよ
り大きくH′AはHTRANSより小さい。そのため関数
ブロツク６１からのDA信号は選択マトリツクス
７１を経て比較ブロツク７２に供給される。中間
点Ａからの航空機の距離D1がDAより大きくない
かまたはDAに等しく、HTRANSとのH′AおよびH′B
の比較が第１１図の上昇状態に相当する時は選択
マトリツクス７３によつて関数ブロツク６０の
αA信号が出力４６に発生され、上述したように
飛行経路偏差信号および偏差信号の計算のために
使用される。D1がDAより大きいかDAに等しい時
は選択マトリツクス７３は関数ブロツク６２のαB
信号を出力４６に発生する。
航空機が第１２図に示すように遷移高度を経て
下降する時はH′BはHTRANSより大きくなく、H′Aは
HTRANSより大きい。この条件の下で中間点Ａから
の距離D1がDAより大きくないかまたはDAに等し
い時は関数ブロツク６５からのαA信号が選択マ
トリツクス７３の出力４６に発生される。しかし
D1がDAより大きいかDAに等しい時は関数ブロツ
ク６３からのαB信号（第１２図参照）が選択マト
リツクス７３の出力４６に発生される。
しかしH′BがHTRANSより大でH′AがHTRANSより小
さくない時は、航空機は遷移高度以上の高度で中
間点間を飛行しており、導線７４からの通常の角
度信号が選択マトリツクス７３の出力４６に発生
される。その逆にH′BがHTRANSより大きくなくH′A
がHTRANSより大きくない時は航空機は遷移高度の
下方において中間点間を飛行しており、この場合
にも導線７４からの通常の角度信号が選択マトリ
ツクス７３の出力４６に発生される。
選択マトリツクス７３の出力４６は、第９図の
回路装置の場合と同様に、飛行経路・操縦信号計
算手段７５に供給され、前記計算手段７５の出力
θCは自動飛行制御装置４７に供給され、選択され
たαA信号またはαB信号に従つてピツチ舵面５０
を介して航空機を自動的に制御する。出力θCはフ
ライトデイレクタ装置５１にも送出され、姿勢指
示表示装置のピツチ指令バー５２を制御する。飛
行経路角度αAまたはαBによつて規定される経路
からの航空機の実際の偏差も水平姿勢表示装置ま
たは姿勢指示表示装置のグライドスロープ指示器
５４に供給され、飛行経路角度αA、αBにより規
定される選択された飛行経路（第１１図および第
１２図参照）の上方または下方への航空機の偏差
が操縦士に表示される。このようにして飛行経路
角度αAまたはαBが第１３図の回路装置によつて
計算され、遷移高度HTRANSを経て滑らかな飛行が
行なわれる。
大型ジエツト輸送機は普通は特定のマツハある
いは特定の対気速度（IAS）で巡航高度から下降
する。航空路規則は航空機が速度高度HTRANSに到
達する時までに最大値Vnaxを超過しないように
巡航高度を低下させることを定めている。たとえ
ば米国の領空では遷移高度は10000フイート（約
3000ｍ）、Vnaxは指示対気速度で250ノツト（約
127Km／ｈ）である。近代的なジエツト輸送機の
場合、単に推力を減少させることによつては所望
の速度減少は得られない。一般に機内与圧を保つ
ために最小推力が必要とされる。10000フイート
（約3000ｍ）において瞬時対気速度250ノツトを達
成するための航空機の減速は一般に14000フイー
ト（約4200ｍ）の高度において開始される。
14000フイートの高度は機内与圧を失なうことな
くアイドルパワーを利用しうる最高の高度である
ために選択される。機内与圧を保つために最小推
力が必要とされるので従来は操縦士は速度が十分
低下するまで下降速度を減少させていた。
第１４図には下降時に対気速度を減少させるた
めに用いられた従来の縦飛行経路が概略的に示し
てある。高度HAの中間点Ａから高度HBの中間点
Ｂまで直線飛行経路に沿つて一定の飛行経路角度
で飛行する場合には、10000フイート（約3000ｍ）
の高度において瞬時対気速度が十分減少するよう
に引き起こし操縦を行なうことによつて14000フ
イート（約4200ｍ）において下降速度を減少させ
る。第１４図からわかるように、航空機が所要の
瞬時対気速度に減速するまでにかなりの高度誤差
が生じ、中間点Ｂに到達するまでにその高度差を
零にすることができない。上述したように操縦士
はこのような操縦を行なうためにはエリア航法装
置から自動飛行制御装置を切離さなければならな
い。
第１５図には本発明に従つて速度減少を行なう
ための縦飛行経路が示してある。選択された高度
HDECEL（普通には上述の4200ｍ）と遷移高度
HTRANS（普通には規則により3300ｍ）との間に
DTRANSの距離の遷移領域が用意され、この遷移領
域においては航空機をそれまでの対気速度VACか
ら所望速度VMAXに減速させるための小さな遷移
角度αTが指令される。本発明によれば遷移高度
HTRANSに到達す前に小さな遷移角度αTで減速させ
るための縦下降角度αBがエリア航空装置により計
算される。遷移領域において減速した後に再び縦
下降角度αBとして航空機が高度HBにおいて中間
点Ｂを通過するようにする。
これらの角度αB、αTを計算するため、遷移に必
要な距離DTRANSがエリア航空装置によつて次式に
従つて計算される。
ｔ＝VAC−VMAX／ａ ここに ｔ…VACからVMAXに減速するに要する時間 ａ…所望の減速度である。
標準的なジエツト輸送機の減速度は２フイー
ト／sec2（約60cm／sec2）である。従つてVACと
VMAXを毎秒フイートで表わすと上式は ｔ＝１／２（VAC−VMAX）秒 遷移距離DTRANSは DTRANS＝VACｔ−at2／２ この式は標準的な減速度２フイート／sec2の場
合には次のようになる。
DTRANS＝VAC＋VMAX／２ｔ ＝VAC2−VMAX2／４ 下降の角度αT、αBは次のように計算される。
αT＝tan-1HDECEL−HTRANS／DTRANS αB＝tan-1HB−HA＋HDECEL−HTRANS／DTOTAL−DTRANS 第１５図の距離DAは次式のように計算される。
DA＝HDECEL−HA／tanαB 第１６図には減速遷移高度を通つて中間点Ａか
ら中間点Ｂまで下降する際に第１５図に示した縦
飛行経路制御を実現するために用いられる回路装
置がブロツク線図により示してある。第１６図に
おいて第９および第１３図の同一の回路要素は同
一の符号によつて表わされている。第１６図の回
路装置は、航空機の指示対気速度VACを表わす信
号およびHAC、H〓ACの各信号を生成させるためエ
アデータ装置２０、計算機２４および手動データ
入力装置２５を具えている。計算機２４は第１５
図の飛行経路を実行するためのあらかじめ格納さ
れたデータを表わす複数の信号を供給する。これ
らのデータは手動データ入力装置２５を介して手
動により変更することができる。
計算機２４は減速遷移高度以下での最高速度
VMAXを表わす信号を与える。米国の領空では
VMAXを瞬間対気速度で250ノツトとすることが要
求される。計算機２４は更に第１５図に示した遷
移高度（上述のように約3000ｍの一定値）を表わ
すHTRANS、減速を開始するのに普通使用される高
度（普通は約4200ｍ）を表わすHDECELと、中間点
Ａ，Ｂ間のあらかじめ格納された距離および中間
点Ａ，Ｂの高度をそれぞれ表わすDTOTAL、HA、
HBの各信号（第１５図参照）を与える。計算機
２４は中間点Ｂへの入りコース、ボルタツクにつ
いての中間点Ｂの方位および距離Ψ1、θおよび
ｒをそれぞれ表わす信号と上述のYB信号も与え
る。
第１６図の回路装置は第９図および第１３図の
回路装置の場合と同様に、VOR受信機２１と
DME受信機２２とを具えている。VOR受信機２
１およびDME受信機２２はそれらが同調されて
いるボルタツクについての航空機の方位および距
離を表わす信号Ω、Ｒを与える。
計算機２４からのθ、ｒの各信号と受信機２
１，２２からのΩ、Ｒの各信号とは、関数ブロツ
ク２６に供給され、中間点Ｂについての航空機の
Ｎ座標およびＥ座標NAW、EAWの各信号が生
成される。関数ブロツク２６からのNAW、
EAWの各信号と計算機２４からのΨ1信号とは関
数ブロツク３０に供給され、中間点Ｂまでの航空
機の距離を表わす信号が生成される。関数ブロツ
ク３０の出力信号と計算機２４からのDTOTAL信号
とは加算部５５において加え合わされ、中間点Ａ
からの航空機の距離D1を表わす信号が生成され
る。
エアデータ装置２０からのVAC信号および計算
機２４からのVMAX信号とは関数ブロツク８０に
供給され、遷移距離VTRANS（第１５図参照）を表
わす信号が関数F13すなわち F13＝VTRANS＝VAC2−VMAX2／４ に従つて生成される。
関数ブロツク８０からのVTRANSおよび計算機２
４からのHTRANS、HDECELの各信号は、関数ブロツ
ク８１に供給され、遷移領域の飛行経路角度αT
（第１５図参照）を表わす信号が関数F14すなわち F14＝αT＝tan-1HDECEL−HTRANS／DTRANS に従つて生成される。
関数ブロツク８０からのDTRANS信号と計算機２
４からのHTRANS、HDECEL、DTOTAL、HBおよびHAの
各信号は関数ブロツク８２に供給され、飛行経路
角度αB（第１５図参照）を表わす信号が関数F15す
なわち F15＝αB＝tan-1HB−HA＋HDECEL−HTRANS／DTOTAL−DTR
ANS に従つて生成される。
関数ブロツク８２からのαBおよび計算機２４か
らのHDECEL、HAの各信号は関数ブロツク８３に
供給され、距離DA（第１５図参照）を表わす信号
が関数F16すなわち F16＝DA＝HDECEL−HA／tanαB に従つて生成される。
加算部５５から供給される中間点Ａからの航空
機の距離D1を表わす信号と関数ブロツク８３か
らのDA信号とは比較ブロツク８４に供給され、
D1がDAより小さい時に通常の比較ブロツクから
出力が発生される。関数ブロツク８０からの
DTRANS信号と関数ブロツク８３からのDA信号とは
加算部８５において加え合わされ、和（DA＋
DTRANS）を表わす信号が発生される。加算部５５
のD1信号と加算部８５の（DA＋DTRANS）信号と
は比較ブロツク８６に供給され、D1が（DA＋
DTRANS）よりも小さい時に普通の比較回路によつ
て出力が発生される。比較ブロツク８４，８６の
出力は比較が満足されるか満足されないかに従つ
て「０」または「１」とな２進数である。
比較ブロツク８４，８６の出力信号と関数ブロ
ツク８１からのαT信号と関数ブロツク８２からの
αB信号とは選択マトリツクス８７に供給される。
選択マトリツクス８７は比較ブロツク８４，８６
の２進状態に従つて関数ブロツク８１からのαT信
号あるいは関数ブロツク８２からのαB信号を選択
し、選択された信号をその出力に発生する。D1
がDAより小さいかまたはD1が（DA＋DTRANS）よ
り小さくない時はαB信号が選択マトリツクス８７
の出力に発生される。D1がDAより小さくなく
（DA＋DTRANS）よりも小さい時は信号αTが選択マ
トリツクス８７の出力に発生させる。このような
ロジツクによると飛行経路角度αBまたはαTが第１
５図に示した飛行経路の各々の部分を制御するた
めに使用される。
飛行経路角度αT、αBは中間点Ａからの距離D1
に基ずいて選択マトリツクス８７によつて選択さ
れる。別の方法により飛行経路角度αB、αTを計算
機２４からのHTRANS、HDECELについての航空機の
高度に従つて選択することもできる。この場合に
は航空機高度を表わす信号HACがエアデータ装置
２０から供給される。HACがHTRANSより小さい時
およびHACがHDECELより大きい時にはαBが選択さ
れ、HTRANSがHACより小さくHACがHDECELより小
さい時はαTが選択される。
選択マトリツクス８７の出力は、第９図および
第１３図の回路装置の場合と同様に、飛行経路・
操縦信号計算手段７６に供給されて自動飛行制御
装置４７を制御し、選択された飛行経路角度信号
αBまたはαTに従つてピツチ舵面５０を介して航空
機の飛行経路を自動的に制御する。飛行経路・操
縦信号計算手段７６の出力は姿勢指示表示装置の
ピツチ指令バー５２を制御するフライトデイレク
タ５１にも供給される。飛行経路角度αB、αTによ
り定められる飛行経路からの航空機の実際の偏差
は水平姿勢表示装置（HSI）または姿勢指示表示
装置（ADI）のグライドスロープ指示器５４にも
供給され、飛行経路角度αB、αTにより定められる
選択された飛行経路の上方または下方への航空機
の偏差が操縦士に表示される。
このように第１６図の回路装置を使用して、飛
行経路角度αB、αTにより定められる計算飛行経路
（第１５図参照）に従つて航空機を制御すること
ができる。計算機２４から供給される最大速度
VMAXとエアデータ装置２０から供給される実際
の対気速度VACを使用してVMAXを達成するのに必
要な速度変化の程度を定めることができる。中間
点Ａからの航空機の距離D1の計算値に基ずいて
減速開始点が定められている。選択マトリツクス
８７が飛行経路角度αBから飛行経路角度αTに切換
えられる点である中間点ＡからDAの距離に航空
機が到達すると、自動飛行制御装置４７によつて
航空機が自動的に引き起こされるか、ピツチ指令
バー５２からの指令に基ずいて操縦士によつてピ
ツチアツプ姿勢が取られる。偏差の監視はグライ
ドスロープ指針５４によつて連続して行なわれ
る。この時点で操縦士はスロツトルを操作し、遷
移領域において速度制御するために対気速度指針
によつて所要の減速（近代的なジエツト輸送機の
場合には上述のように約２フイート／sec2）を行
なう。操縦士はこのようにして航空機の速度を制
御する間に、飛行経路角度指令であるαB、αTが達
成されるように姿勢指示表示装置（ADI）のピツ
チ指令バー５２あるいはグライドスロープ指針を
中心位置に保持する。
このように第１５図の最初の飛行経路部分での
速度から最後の飛行経路部分での速度VMAXまで
航空機を減速させるのに必要な距離DTRANSがエリ
ア航法装置によつて予想される。次に水平姿勢表
示装置のピツチ指令バー５２が中心位置に保たれ
自動飛行制御装置がエリア航法装置に結合された
状態で、所定の飛行経路から偏向することなく航
空機が下降しうるるための上述の飛行経路角度
αB、αTがエリア航法装置により計算される。
第１７図には本発明の別の実施例による回路装
置がブロツク線図によつて示してある。第１７図
において第９図、第１３図、および第１６図と同
じ回路は同一の符号によつて示してあるエアデー
タ装置２０、VOR受信機２１、DME受信機２
２、コンパス装置２３および手動データ入力装置
２５は、プログラミングされた汎用デジタル計算
機９０に、前述の各実施例による回路装置と同様
の入力信号を供給する。必要な場合には計算機９
０の入力界面に普通のAD変換器を設けても良
い。計算機９０は縦操縦信号θCを線４６を介して
自動飛行制御装置４７に供給してピツチ舵面５０
を制御すると共に、同じ信号θCをフライトデイレ
クタ５１にも供給して姿勢指示表示装置（ADI）
のピツチ指令バー５２にピツチ指令を与えるよう
にプログラミングされている。計算機９０は更に
水平姿勢表示装置または姿勢指示表示装置のグラ
イドスロープ指針に飛行経路偏差信号を供給し、
警報装置３５および表示装置３７にもそれぞれの
入力信号を供給するようにプログラミングされて
いる。計算機９０は更に上述のように必要に応じ
て通常の縦操縦も行なう。計算機９０の出力信号
は前述の各実施例において説明したものと同様で
ある。これらの出力信号の10進値は必要に応じて
普通のDA変換器によつてアナログ信号に変換す
る。
計算機９０は上述したようにVORおよびDME
の各データからNAWおよびEAWの各信号を導
き、更にVORおよびDMEのデータ、機首方位デ
ータおよび真対気速度データから対地速度VGを
導くように周知のようにプログラミングされてい
る。また計算機９０は、第９図、第１３図および
第１６図の計算機２４について上述したように、
飛行計画の各々のボルタツクおよび中間点につい
てのパラメータVREF、MREF、MO、HFIRM、Ｗ／Ｐ
DATA、HW、Ψ1、θ、ｒ、YB、HA、HTRANS、
HB、DTOTALおよびHDECELの各データを記憶してい
る。これらのデータも前述のように手動データ入
力装置２５によつて変更することができる。
計算機９０は上述の各パラメータに基ずいて第
１８図〜第２０図のフローシートにより上述の出
力信号を供給するようにプログラミングされてい
る。第１８図ないし第２０図のフローシートに従
つて、適宜のプログラミング言語によつてコーテ
イングを行なうことができる。
第１８図は第４図ないし第１０図について以上
に説明した計算を行なうためのフローシートであ
る。パラメータαO、αACおよびH〓Oは関数F4、F5お
よびF6について上述したように第１８図のブロ
ツク９１，９２および９３において計算される。
ブロツク９４，９５では近接中の中間点が「特定
高度以上」か「特定高度以下」かが決定される。
次にプログラムはブロツク９４，９５での決定に
従つて、航空機の飛行経路角度αACを表わす航空
機パラメータ信号を境界飛行経路角度αOを表わす
境界パラメータ信号とブロツク９６，９７で比較
するか、または通常の縦操縦角度信号をブロツク
１００において供給する。航空機が承認可能な飛
行経路（第４図ないし第７図参照）上にない時
は、ブロツクン１０１，１０１′によつて操縦士
に対する適当な警報が行なわれる。プログラムは
次にブロツク１０２に進み、ピツチ操縦指令を発
生するためにマツハ数を利用すべきか指示対気速
度を利用すべきかが決定される。ブロツク１０
３，１０４からは対気速度に使つて指令信号が供
給され、ブロツク１０５，１０６からはマツハ数
に従つて指令信号が供給される。ブロツク１０２
での決定に従つて選択されたブロツク１０４また
は１０６からのピツチ指令信号は上述したように
自動飛行制御装置４７およびフライトデイレクタ
５１に供給される。次にプログラムはブロツク１
０７に進み、上述したようにグライドスロープ指
針５４に供給される高度誤差信号HEが生成され
る。ブロツク１０７での演算の後にプログラムは
再び開始点に戻つて新しく上述のプログラムが反
復される。
第１９図は第１１図ないし第１３図について説
明した計算を行なうためのフローシートである。
バロ修正項によつて表わした遷移高度HTRANSはブ
ロツク１１０において気圧高度H′TRANSに変換さ
れる。プログラムは次にブロツク１１１，１１
２，１１３に進み、遷移高度を通過するかどうか
が先ず定められ、次に航空機が遷移高度を通つて
上昇するか下降するかが決められる。航空機が遷
移高度を通つて上昇する時はプログラム経路１１
４が選択され、遷移高度を通つて下降する時はプ
ログラム経路１１５が選択される。航空機が中間
点Ａから中間点Ｂまで飛行する間（第１１図およ
び第１２図参照）に遷移高度を横切らない時は、
プログラムの流れに従つて、経路１１６または１
１６′が選択できる。
プログラム経路１１４においては第１３図の関
数F7、F8、F9について説明したようにブロツク
１２０，１２１，１２２においてパラメータαA、
DA、αAが計算される。プログラムが経路１１５
を選択した時は第１３図の関数F10、F11、F12に
ついて説明したようにブロツク１２３，１２４，
１２５においてαB、DA、αAが計算される。プロ
グラムは経路１１４，１１５からブロツク１２６
に移り、中間点Ａからの航空機の距離D1（第１１
図および第１２図参照）がパラメータDAと比較
され、縦操縦信号を供給するためにどちらの飛行
経路角度αAまたはαBを使用したらよいかが定め
られる。次にプログラムは距離D1に従つてブロ
ツク１２７または１２８に進み、自動飛行制御装
置４７およびフライトデイレクタ５１への縦操縦
信号θCおよびグライドスロープ指示器５４への偏
差信号のための飛行経路基準としての計算され選
択された飛行経路角度αAまたはαBを上述のよう
に供給する。気圧高度から気圧計高度への遷移の
ための計算経路１１４，１１５をバイパスする経
路１１６または１１６′が選択された場合には普
通の角度が使用される。プログラムは経路１１
４，１１５，１１６，１１６′の内いずれかが選
択されたかとは無関係に最初の点に戻つて反復実
行される。
第２０図には第１４図と第１５図について上述
した計算を行なうためのプログラムがフローシー
トとして示してある。パラメータDTRANS、αT、
αB、DAは関数13、14、15、16について説明した
ようにブロツク１３０，１３１，１３２，１３３
においてそれぞれ計算される。ブロツク１３４，
１３５では第１５図の飛行経路に関して中間点Ａ
からの航空機の距離D1が定められる。航空機が
飛行している飛行経路部分に従つて、自動飛行制
御装置４７およびフライトデイレクタ５１に供給
される縦操縦信号θCおよびグライドスロープ指示
器５４への偏差信号のための飛行経路基準として
飛行経路角度αBまたはαTが選択され、ブロツク１
３６，１３７，１３８に示すようにそれぞれ航空
機を制御する。航空機がブロツク１３７に従つて
遷移領域を飛行している時は操縦士はブロツク１
４１に従つて遷移高度においてVMAXを達成する
のに必要な減速を指令する減速は操縦士がスロツ
トルを操作して適当に対気速度を減少させること
によつて行なわれる。スロツトルが自動制御され
るように構成しても良い。プログラムはブロツク
１３６，１３８，１４１において終了し、最初の
点に戻つて反復実施される。
上述したように本発明によつて特定の手順の要
求に合致するように航空機を制御するための縦航
法が提供される。「特定高度以上」および「特定
高度以下」の手順はあらかじめ選択された一定の
対気速度で高度遷移することによつて達成され
る。それにより操縦士が選択したパワー設定につ
いて最適のレートで上昇または下降が行なわれ
る。局地的な気圧と水銀柱760mmとの間に高度基
準気圧計の設定を変更する遷移高度の通過は、遷
移高度での大きな高度誤差なしに滑らかな縦経路
を提供し飛行経路の不連続を消失させる上述の飛
行経路角の計算によつて行なわれる。下降経路上
での角度を補正するための減速領域の計算のよう
に行なわれ、余分の中間点を必要とせずにターミ
ナル領域での速度まで減速される。
このようにして上述の縦航法操作条件の下で操
縦士の負担が軽減され、最適の操作特性が実現さ
れる。自動飛行制御装置をエリア航法装置から切
離す必要なく、上述の条件の下に、滑らかな連続
した航行が実現される。上述の航法技術は操縦士
が手動操縦する時の手順とも合致している。
以上に本発明を好適な実施例について説明した
が、本発明はそれらの特定の実施例に限定される
ものではなく、本発明の範囲内で当業者によるい
ろいろの設計上の変更が可能であることは言うま
でもない。
【図面の簡単な説明】
第１図ないし第３図は従来のエリア航法におけ
る公知の直線航行を示す縦飛行経路の概略的な説
明図、第４図ないし第７図は本発明による飛行経
路を示す縦飛行経路の概略的な説明図、第８図は
本発明による縦航行パラメータを示す縦飛行経路
の概略的な説明図、第９図は本発明による「特定
高度以上」または「特定高度以下」の高度要求を
もつ中間点への上昇または下降に際して縦飛行経
路を制御する回路装置のブロツク線図、第１０図
は本発明の応用例を示す縦飛行経路の概略的な説
明図、第１１図は本発明による気圧計高度と気圧
高度との遷移高度を経て上昇する時の縦航行パラ
メータを示す縦飛行経路の概略的な説明図、第１
２図は本発明による気圧計高度と気圧高度との遷
移高度を経て下降する時の縦航行パラメータを示
す縦飛行経路の概略的な説明図、第１３図は気圧
計高度と気圧高度の遷移高度を経て上昇または下
降する時の縦飛行経路を制御するための回路装置
を示すブロツク線図、第１４図は下降中に対気速
度を減少させるために用いられる従来の縦飛行経
路を示す概略的な説明図、第１５図は下降時に航
空機を減速させるための本発明による縦飛行経路
を示す概略的な説明図、第１６図は下降時に航空
機を減速させるため縦飛行経路を制御する回路装
置を示すブロツク線図、第１７図は本発明の別の
実施例を示すブロツク線図、第１８図は「特定高
度以上」あるいは「特定高度以下」の高度要求を
もつ中間地点への上昇あるいは下降時に航空機の
縦操縦を制御するために第１７図の装置によつて
行なわれる計算プログラムを示すフローシート、
第１９図は航空機が気圧高度と気圧計高度との遷
移高度を通つて航行する時の縦飛行経路を制御す
るために第１７図の装置によつて行なわれる計算
プログラムを示すフローシート、第２０図は下降
中に航空機を減速できるように縦飛行経路を制御
するため第１７図の装置によつて行なわれる計算
プログラムを示すフローシートである。 図においてＡ，Ｂは中間点、２０はエアデータ
装置、４７は自動飛行制御装置、αOは境界飛行経
路角度、２４は計算機、３４は比較器、３５は警
報装置、３７は表示装置、５０は舵面、６０〜６
５は関数ブロツク、７３は選択マトリツクス、７
５，７６は飛行経路・操縦信号計算手段である。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 航空機の飛行経路を表わす複数の信号から縦
    操縦信号の計算を行なう縦操縦計算機３８および
    航空機の操縦信号に応答して該航空機のピツチ姿
    勢を制御する自動飛行制御装置４７を含む制御手
    段とを備え、かつ前記航空機がある高度にあつ
    て、所定の高度にある中間点に対して「特定高度
    以上」または「特定高度以下」の高度要求にした
    がつて、航空機を上昇または下降させながら前記
    中間点に向う縦飛行経路を制御する制御装置にお
    いて、中間点データを記憶し出力する第２の計算
    機手段２４、少なくとも第１の飛行経路角度信号
    と第２の飛行経路角度信号とを比較する比較器手
    段３４、およびその比較結果にしたがつて操縦士
    に対して警報を発する警報装置手段３５を更に備
    え、 (イ) 基準対気速度（VREF）と指示対気速度
    （VAC）との偏差（ΔV）を表わす縦操縦信号を
    発生し、 (ロ) 航空機の瞬時的な場所からある高度の中間点
    までの直線によつて定められる境界飛行経路を
    表わす境界飛行経路角度信号（αO）を、航空機
    の高度変化率（H〓AC）、中間点高度（HW）およ
    び航続距離(D)に関する信号から発生し、 (ハ) 前記航空機高度変化率（H〓AC）および対地速
    度信号（VG）から航空機の瞬時的飛行経路角
    度信号（αAC）を発生し、 (ニ) 特定高度以上であるか特定高度以下であるか
    を表わしている前記中間点データに対して、境
    界飛行経路角度信号（αO）と航空機の瞬時飛行
    経路角度信号（αAC）とを比較し、該比較結果
    が前記中間点の前記「特定高度以上」または
    「特定高度以下」の高度要求、すなわち承認可
    能な飛行経路を満足しない場合に前記警報装置
    手段に警報信号を与えて警報を発生し、かつ (ホ) 前記偏差信号（ΔV）を表示手段５４へ与え
    て該偏差を表示すると共に、前記縦操縦信号を
    前記自動飛行制御装置へ与え、前記偏差を零に
    するように航空機の縦飛行経路を制御する航空
    機の縦飛行経路制御装置。
JP51087127A 1975-07-24 1976-07-21 Vertical flight path control apparatus for aircraft Granted JPS5215100A (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US05/598,904 US4021009A (en) 1975-07-24 1975-07-24 Vertical path control for aircraft area navigation system

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