JPH0543966B2 - - Google Patents

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JPH0543966B2
JPH0543966B2 JP56114514A JP11451481A JPH0543966B2 JP H0543966 B2 JPH0543966 B2 JP H0543966B2 JP 56114514 A JP56114514 A JP 56114514A JP 11451481 A JP11451481 A JP 11451481A JP H0543966 B2 JPH0543966 B2 JP H0543966B2
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JP
Japan
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aircraft
symbol
angle
generator
runway
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JP56114514A
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English (en)
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JPS5745410A (en
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Mari Joruju Jannfuransowa
Paru Roje
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Thales SA
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Thomson CSF SA
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Publication date
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Application filed by Thomson CSF SA filed Critical Thomson CSF SA
Publication of JPS5745410A publication Critical patent/JPS5745410A/ja
Publication of JPH0543966B2 publication Critical patent/JPH0543966B2/ja
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    • 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
    • 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
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Navigation (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、航空機特に飛行機の操縦を支援し
たり、模擬したりするのに用いられる操縦支援装
置に関するものである。
表示装置と、航空機の飛行およびその環境の予
め定められた特性量を表わす記号を表示装置上に
表示させる記号発生装置とを備えている航空機操
縦支援装置にはいろいろな型式のものが既に知ら
れている。しかしながら、このような周知の操縦
支援装置のうち多くのものは精巧ではなく、不満
足なものである。周知の装置の多くは、航空機の
前後軸がその誘導もしくは案内のために用いら
れ、例えばクロス記号（十字記号）その他の記号
で表示スクリーン上に表わされ、そして手動操縦
の場合にはパイロツトすなわち操縦士はこのクロ
ス記号を、予め定められた対地特性量を表わす他
の被表示要素または記号と一緒に登録させるよう
に努めなければならない。このような操縦支援装
置には、航空機の瞬時飛行方向が航空機の前後軸
の方向とまれにしか一致しないという欠点があ
る。従つて、予め定められた航路を辿るために
は、操縦士は、航空機の偏流角および迎え角の両
方を考慮することをしいられる。このような事情
から、従来の操縦支援装置は不満足であり、かつ
信頼性が充分でないことが容易に理解されるであ
ろう。
運動学的考察ならびにフライト・シユミレータ
（飛行模擬装置）での実験から、本発明者等は、
地面に対する航空機の重心の速度に依存する位置
でスクリーン上に航空機記号を表示するための手
段を設けることが可能であり、かつ有利であるこ
とを知つた。
この発明の主な目的は、表示スクリーン上の或
る点の近くに航空機を表わす記号（この記号の横
座標および縦座標が２つの互いに直交する軸に関
してそれぞれ偏流角δおよび航空機飛行経路の地
面に対する勾配（スロープ）γSに比例する）を表
示するための手段と、前記互いに直交する軸に対
してそれぞれ平行な対の辺を有する矩形のウイン
ドウのような航空機飛行経路のための案内記号を
表示するための手段とを備えた操縦支援装置を提
供することにある。
この発明の操縦支援装置には、従来の操縦支援
装置をしのぐ非常に重要な利点が沢山ある。特
に、航空機記号の表示される位置は航空機の対地
速度の方向に依存し、航空機の前後軸の実際の方
位（この方位は航空機速度の方向とは顕著に異な
る場合があり得る）に依存しないので、矩形の案
内ウインドウのような飛行経路案内記号と関連し
てこのような航空機記号を使用することが非常に
容易となり、しかも航空機の前後軸方向と航空機
の対地速度方向との差を考慮するために操縦士が
頭の中で補正を行う必要なしに、操縦に当たつて
は航空機記号だけを直接考慮することができるの
で、非常に効果的な操縦支援が可能となる。さら
に、従来の航空機操縦支援装置の場合のように、
航空機を表わす十字の中点を正確に他の点状に表
示される要素と整合もしくは一致させる必要がな
いので、この発明による操縦支援装置を備えた航
空機の操縦士は、手動操縦の場合、航空機記号を
矩形の飛行経路案内ウインドウ内に維持するとい
うただ１つの作業だけに携わればよい。この作業
は非常に簡単でしかも難しくない操作しか要求さ
れないので、操縦士の意識の集中度もそれに対応
して軽減される。このようにしてこの発明による
操縦支援装置の上記２つの利点で航空機の手動操
縦は非常に容易になる。
この発明による操縦支援装置の望ましい実施例
においては、偏流角δおよび地面に対する航空機
の飛行経路の勾配γSにそれぞれ比例する、航空機
記号の座標は、航空機に設けられている慣性誘導
装置から発生される。さらに、航空機記号の近く
に航空機記号の座標からKΔαだけ異なる座標を
有する少なくとも１つの航空機迎え角記号を表示
するための手段が設けられる。ここでＫは比例係
数であり、Δαは航空機の迎え角と、選択された
基準速度に対応する迎え角との差である。さら
に、縦座標がγP＝γS＋１／ｇ・dVS／dtに比例する座
標 を有する少なくとも１つのポテンシヤル・スロー
プ（potential−slope）記号を発生するための手
段が設けられる。この式でｇは重力の大きさであ
る。航空機がその飛行形態を変えずに維持してい
る場合、例えばフラツプ等を動かさずに維持して
いる場合に、電動機の実出力で得られる最大傾斜
をポテンシヤル・スロープと云う。多発機におい
て、１基のエンジンが突然停止した場合に、ポテ
ンシヤル・スロープが正ならば墜落の危険はない
が、負ならばその可能性は大きい。さらに航空機
のピツチ軸および偏揺れ軸を表わす固定マークを
表示するための手段、ならびに機首方位を角度単
位で目盛られている可動の水平線の形態にある偏
流角δ軸を表示するための手段を設けるのが好ま
しい。この水平線は航空機のバンク角に等しい角
度をピツチ軸との間に形成し、そして上記固定マ
ークの収斂点から水平線までの距離は航空機の前
後軸方向の傾きθに比例する。また航空機の操縦
士が見る滑走路の実時間展開像を表示するための
手段を設けることもできる。
この発明による操縦支援装置のこの望ましい実
施例には、従来知られている同種の操縦支援装置
をしのぐ大きな利点がある。航空機をして最初に
選択した飛行経路を正確に追従させるためには、
この飛行経路が矩形の案内ウインドウによつてス
クリーン上に連続的に記号表示されるので、操縦
士はまず、航空機の昇降舵および横揺れ制御装置
を用いて航空機記号を案内ウインドウ内に維持
し、第２にポテンシヤル・スロープを表わす記号
または記号群を手動エンジン・スロツトル制御装
置を用いて迎え角記号または記号群と同じレベル
に維持するように努めるだけで充分である。表示
装置のスクリーンは次のような事項を連続的に表
示する。
(i) 航空機の飛行に関する正確な情報。バンク角
は航空機のピツチ軸を表わす固定マークと可
動の水平線とが形成する角度によつて示され
る。これら固定マークと可動の水平線との距離
が航空機の前後軸の傾きθを表わす。表示され
る固定マークおよび航空機記号の相対位置が、
可動の水平線に沿う度目盛りされたスケールで
偏流角δの読取りを可能にする。これにより中
心の座標が固定的に水平線上に維持されている
案内ウインドウを用いて航空機飛行経路を一定
の機首方位で操縦する上に効果的な支援が与え
られる。同様にして地面に対する勾配γSは航空
機記号と水平線との距離から演繹することがで
きる。したがつて、中心点の縦座標が水平線に
対して固定的に維持されている案内ウインドウ
を用いて一定勾配の誘導を行うことが可能とな
る。特に航空機記号を水平線上に連続して維持
することによつて水平飛行が達成される。
(ii) 航空機の環境、特に大地環境に関する数値情
報が与えられる。このような数値情報は、特に
実際の滑走路の実時間展開像からなる場合に
は、これを操縦士が進入および着陸相中に利用
するのに充分現実的もしくは写実的である。
この発明による操縦支援装置の表示装置を陰
極線管にした場合には、操縦士はこの記号法を
特に容易に利用することができる。この場合に
は、表示装置のスクリーンは航空機の操縦室内
に設置され、そして、可動の水平線および時間
展開滑走路像が航空機の風防を通して操縦士の
見る水平線および滑走路と実質的に一致するよ
うな位置で、操縦士の眼前にスクリーンを投射
するための光学的手段が設けられる。この実施
例は、いわゆる「ヘツド・アツプ」操縦が可能
となる点で特に有利である。このヘツト・アツ
プ操縦においては、操縦士の眼前に表示される
像は、視界が良好である場合に風防を通して見
られる大地環境上にほとんど完全に重畳される
か、あるいはこのような環境の代替え像にな
る。
以下、添付図面を参照しながら単なる一例とし
て、この発明による航空機の操縦支援装置の実施
例を説明する。なお、この実施例は計器着陸装置
ILSまたは類似の装置を備えた滑走路への着陸を
支援するのに用いられるように企画されている。
第１Ａ図および第１Ｂ図に示されている回路は、
陰極線管１のスクリーンＥ上に、少なくとも第２
図に太い実線で示されている記号を表示させるよ
うに設計されている。これら記号には下記のもの
がある。すなわち、 (i) 固定の識別マーク、特に航空機のピツチ軸
（縦揺れ軸）X′−Ｘを表わす線X1およびX2、な
らびに少なくとも１つの固定マーク、特に航空
機の偏揺れ軸Ｚ−Z′を表わす線Z1がある。従つ
て、固定マークX1およびX2ならびにZ1の収斂
点０は航空機のピツチ軸X′−Ｘと偏揺れ軸Ｚ
−Z′の出会い点、言い換えるならば重心であ
る。この収斂点０は、互いに垂直なピツチ軸
X′−Ｘと偏揺れ軸Ｚ−Z′の原点を表わす固定の
点であり、そしてピツチ軸X′−Ｘおよび偏揺
れ軸Ｚ−Z′はスクリーンＥ上の各点の横座標Ｘ
および縦座標Ｚである。
(ii) 可動の水平線ｘがあり、この水平線ｘには機
首方位の角度単位でマークが垂直に目盛られて
いる。２つの相続く目盛マーク間の間隔は例え
ば4゜でありかつ等しい。この水平線ｘは、航空
機のピツチ軸X′−Ｘに対する勾配が航空機の
バンク角に等しく、かつ、収斂点０からの距
離０−０′が航空機の前後軸方向の傾きもしく
は姿勢θに比例するという事実によつて決定さ
れる。
(iii) 中心点Ａを囲む小さい多角形または円のよう
な、航空機を表わす記号A0がある。中心点Ａ
の横座標および縦座標は問題となる時点におけ
る航空機の偏流角δおよび勾配γSにそれぞれ比
例する。この実施例において、航空機記号A0
は、ピツチ軸X′−Ｘに対して不変的に平行で
ある２つの翼（フランク）マークA1およびA2
で補完されている。
(iv) 航空機記号A0の中心点Ａと同じ横座標を有
する、スクリーンＥ上の点I′に対称的に現れる
２つの迎け角記号I1およびI2がある。上記点
I′は中心点Ａの縦座標からΔα＝α−αCに比例
する量だけ異なるように選択されている。この
Δαは航空機の迎え角αと航空機の飛行経路沿
いの航空機のために選ばれた基準速度に対応す
る迎え角αCとの差である。ここで述べている実
施例においては、２つの迎え角記号I1およびI2
は点I′から遠い方の側辺が開いている小さい矩
形によつて形成されている。迎え角記号I1およ
びI2の側辺は軸０Ｘ−０Ｚに対してそれぞれ平
行であり、それぞれの中心（図示せず）は軸０
Ｘに平行な線上で点I′の両側で対称的に位置す
る。
(v) 中心点Ａと同じ横座標の点Q′に対して対称
的に位置付けられた例えば２つの矢印によつて
形成される２つのポテンシヤル・スロープ記号
Q1およびQ2があり、この直線Q1−Q2も軸0Xに
平行である。点Q′は水平線ｘと垂直な或る直
線上の点（図示せず）に等しい縦座標を有して
いる。この縦座標は次式で表わされる量に比例
する。
γP＝γS＋１／ｇ・dVS／dt 上式中VSは航空機の対地速度である。
(vi) 側辺P1−P4から成る台形があり、この台形
の側辺P1とP2は常に水平線ｘと平行であり、
４つの側辺の長さは、所定の時点において、こ
の台形が、航空機の操縦士の通常の観察位置で
見て滑走路の写実的な像をなすように選ばれて
いる。なお、この像は追つて詳述するように常
時写実的であるように、飛行過程中変化させら
れることは言う迄もない。
(vii) 滑走路の前後軸βは、例えば滑走路の像の側
辺P1−P2の中心点を結ぶ破線で表示される。
第２図に示されている例においては、前後軸β
は滑走路の像の側辺P1およびP2を越えて、ス
クリーンＥの下限ならびに水平線ｘと交差する
点Ｃまで延びている。前後軸βの方位は点Ｃか
ら水平線ｘと垂直に下る線と前後軸βで形成す
る角度によつて定められる。実際上、追つて詳
述するように、前後軸βの表示位置は、主とし
てローカライザ偏差ΔLならびにグライド・ス
ロープ偏差ΔGから演繹される。これら偏差は
航空機に搭載されているILS受信機から供給さ
れる。従つて前後軸βは、伝送されるILS「滑
走路」ビーム（ΔL＝０）によつて垂直平面と
地面との交差線に実質的に一致し、従つて先に
定義した幾何学的対称軸とは若干異なり得る。
(viii) 滑走路の像P1−P4の、前後軸β上での理想
的な接地点Ｇは、２つのマーカM1およびM2に
よつて識別される。これらマーカM1およびM2
は、滑走路側辺P3およびP4から滑走路側辺P1
およびP2と平行に、好ましくはそれぞれ接地
点Ｇを有する滑走路領域の見かけ上の幅の１／
４に亘つて延びている。
(ix) ILS装置を用いての着陸のための矩形の案内
窓もしくは案内ウインドウの中心Ｆは、理想的
な接地点Ｇの座標とは異なる座標を有してい
る。この差量は、それぞれ、航空機搭載ILS受
信機から供給される先に定義したローカライザ
偏差ΔL（その長さをａで表わす）およびグライ
ド・スロープ偏差ΔG（その長さをｂで表わす）
に比例する。中心Ｆを有する案内ウインドウの
形状および寸法は、追つて第３図について詳細
に説明するように、航空機の飛行中に変化させ
られる。
(x) 軸０−０′は傾きθに対応するので、例えば
実線で＋10゜、＋20゜、−10゜、−20゜のような角度偏
差Δθを、水平線ｘと平行に表示することがで
きる。第２図には、角度偏差Δθが−10゜である
線H-10だけしか示されていない。この線H-10
はスクリーンＥの縁に隣接する各端で表示され
る。
(xi) 表示に混乱を起こさせる危険のないスクリ
ーンの縁部領域に、周知の仕方で英数字情報を
表示することができる。ここで述べているILS
着陸のための操縦支援装置の実施例において
は、この発明に従い、例えばスクリーンＥの左
上の部分には滑走路への進入のために選択され
たグライド・スロープ（例えばSEP＝−2.7度）
が表示され、そしてスクリーンＥの右下の部分
には航空機の電波高度計高度［例えばＨ＝650
フイート（195m）］が表示されて、適当な時点
で「決断高度」、すなわち操縦士が、着陸を続
行するか中止するかを決定しなければならない
航空機の高度［例えば60フイート（18m）の決
断高度に対応する第５図のDH60DH情報を参
照されたい］が表示される。
上に述べた記号法は決して限定的な意味のもの
ではない。
第１Ａ図の左側に示されている矩形ブロツク
は、航空機に設けられている種々のセンサを示
す。これらセンサは、その出力端子に、航空機な
らびにその飛行経路の物理的特性に比例するアナ
ログ電気量を供給する。これらセンサは、この発
明の操縦支援装置の動作に不可欠なものであり、
また仮にそうでないとしても、ここで述べている
実施例においては不可欠である。
これらセンサのうち慣性誘導装置CIはその出
力端子に航空機の機首包囲ψ、左右軸方向の傾き
すなわちバツク角、前後軸方向の傾きθ、地面
に対する飛行経路の勾配γS、航空機の加速度Ｊの
垂直成分JZおよび水平成分JX、偏流角δおよび対
地速度VSを発生する。なお、本実施例では偏流
角δおよび飛行経路の勾配γSを発生するのに慣性
誘導装置CIを用いるが、その代わりに、航空機
の速度に関するデータと風に関するデータとを組
み合わせて偏流角δおよび飛行経路の勾配γSを発
生器（図示しない）を用いても良い。上述したよ
うに、航空機のILS受信機ILSはローカライザ偏
差ΔLおよびグライド・スロープ偏差ΔGを供給す
る。操縦士の手の届く範囲に設けられている表示
装置PAを観察しながら、操縦士は、追つて述べ
る計算機に、滑走路長RWI、接近飛行経路の選
択勾配SFPおよび所望の対応するコースDTKを
手動操作で入力することができる。電波高度計
RAは電波高度計高度Ｈおよび決断高度DHを供
給する。大気データ発生器CAは航空機高度ZPお
よび表示気流速度V1すなわち周囲空気に対する
航空機速度を発生する。しかしながら、これら２
つのデータは以下に述べる。
ILS着陸の事例では用いられず、他の飛行モー
ドでのみ用いられる。やはり操縦士の手の届く範
囲に設けられているモード選択装置BAにより操
縦士は計算機に、選択された基準速度VRからの
偏差ΔVRを入力することができる。この偏差ΔVR
は例えば滑走路への接近中風速を考慮するように
選択されている。このモード選択装置BAはまた
他の飛行相中支援のために必要とされる高度偏差
ΔHを入力することを可能にする。迎え角センサ
SIは航空機の迎え角αを供給する。さらに装置
CO（幾つかの制御用センサが集められている装
置）に集められているいろいろなセンサを用い
て、或る飛行相を支援する目的で、着陸装置の位
置に関する情報（着陸装置が格納されている場合
には、この旨を表わす信号を発生するための
CTEなるセンサによる情報）、フラツプの位置に
関する情報（着陸位置に広げられている場合に
は、この旨を表わす信号を発生するためのVAT
なるセンサによる情報そして進入位置に広げられ
ている場合には、この旨を表わす信号を発生する
ためのVAPなるセンサによる情報）、ならびに操
縦士の手の届く範囲内に設けられている手動スロ
ツトル制御スイツチである「パーム・スイツチ」
の位置に関する情報（このスイツチが押されてい
る場合には「PALM」が表示される）を供給す
ることができる。
次に陰極線管１の形態にある表示装置を略示す
る第１Ｂ図の右側の部分について説明する。陰極
線管１のスクリーンＥ上には第２図と関連して先
に説明したいろいろな記号が、固定マークX1お
よびX2ならびにZ1（第２図）によつて定められた
軸に対する関連の座標ＸおよびＺにより定義され
る位置に表示されることができる。これら座標
は、陰極線管１の水平偏向要素１Ｘおよび垂直偏
向要素１Ｚに印加される電圧に比例する。上述し
た慣性誘導装置CIないしCOの出力端子と陰極線
管１の水平偏向要素１Ｘおよび垂直偏向要素１Ｚ
との間には、いろいろな形態のものとすることが
できる計算機が接続されている。以下の説明にお
いては、第１Ａ図および第１Ｂ図を参照して計算
機の純アナログ的な実施例を説明するが、汎用型
または専用型の適当にプログラムされたデイジタ
ル計算機を用いることも可能であることは言う迄
もない。
第１Ａ図および第１Ｂ図に示されているアナロ
グ計算機は下記の回路を有する。
水平線発生器GH。この水平線発生器GHは航
空機の角度パラメータ（ψ，，θ）に比例する
電気量を慣性誘導装置CIから受けて、その２つ
の出力端子SＸおよびSＺに、例えば連続的に電圧
を発生する。これら電圧は後述するようにして陰
極線管１の水平偏向要素１Ｘおよび垂直偏向要素
１Ｚに印加されると、可動の水平線ｘ（第２図）
ならびに角度の目盛マークを表示し、そしてこの
角度スケールもしくは目盛の原点は機首方位デー
タψから水平線発生器GHによつて固定される。
固定された軸０Ｘ−０Ｚに対する航空機記号の座
標（以下XAおよびZAで表わす）は、慣性誘導装
置CIから供給されるデータ、θ、γSおよびδに
基づいて計算回路C1によつて決定される。この
計算回路C1はそれ自体周知の仕方で設計されて
おつて、次のように書くことができる式に対応し
た座標変換を計算する。
ＡXA＝δcos＋（θ＋γS）sin ZA＝δsin＋（θ−γS）cos 実際上は、計算回路C1の対応する入力端子に
伝送される前に、データγSおよびδはそれぞれ次
の伝達関数を有する２つのフイルタF1およびF2
で平滑される。
Tr γSF＝γ／１＋τV・Ｐ δF＝δ／１＋τH・Ｐ 上式中τVおよびτHは関連のフイルタ定数であ
る。
計算回路C1から供給される座標XA、ZAは航空
機記号発生器GAに伝送される。この航空機記号
発生器GAはその出力端子SＸおよびSＺに、例え
ば連続的に電圧を発生する。この電圧は陰極線管
１の水平偏向要素１Ｘ、垂直偏向要素１Ｚに直接
印加されると、スクリーンＥ上に航空機記号A0
（第２図参照）の表示を発生する。この航空機記
号A0は座標XAおよびZAを有する、スクリーンの
中心点Ａを中心とした小さい多角形または円とす
ることができる。なお、航空機記号発生器GAお
よび計算回路C1は航空機記号出現手段を構成す
る。
加算回路AD1は差（θ−γS）を発生する。この
差は次いで、航空機の加速度の垂直成分JZと並列
に乗算回路MU1に供給され、この乗算回路MU1
は積JZ×（θ−γS）を発生する。加速度の水分成
分JXを受ける加算回路AD2ならびに１／ｇに等し
い一定の係数を有する乗算回路MU2で次式から
ポテンシヤル・スロープ（勾配）の計算が行われ
る。
γP＝［JZ（θ−γS）＋JX］／ｇ データ、θ、乗算回路MU2の出力端子から
のγP、およびδFを受ける計算回路C2は次の座標変
換式を用いて点Q′に関連した点Ｑ（第２図には示
さない）の座標を決定する。
ZQ＝δsin＋（θ−γP）cos ポテンシヤル・スロープ記号Q1およびQ2の対
称中心Q′の、固定軸０Ｘ−０Ｚに対する横座標、
縦座標は、それぞれ点Ａの横座標、点Ｑの縦座標
に等しいので、ポテンシヤル・スロープ記号発生
器GPへの点Q′の座標の伝達は、単にその入力端
子にXAおよびZQに比例する電圧を印加するだけ
で達成される。周知のようにポテンシヤル・スロ
ープ記号発生器GPは連続的な仕方でその２つの
出力端子SＸ−SＺに、２つの電圧を発生する。こ
れら２つの電圧は陰極線管１の偏向要素に印加さ
れた場合に、２つのポテンシヤル・スロープ記号
Q1およびQ2（第２図参照）を、点Q′に対して対称
の位置でスクリーンＥ上に表示させる。なお、ポ
テンシヤル・スロープ記号発生器GP、慣性誘導
装置CI、乗算回路MU2および計算回路C2はポテ
ンシヤル・スロープ記号出現手段を構成する。
迎え角記号I1およびI2（第２図）を発生するた
めには、迎え角センサSIによつて供給される航空
機の迎え角αと予め設定されている迎え角αCとの
差（α−αC）を形成する必要があり、これは加算
回路AD3で行われる。なお、予め設定された迎え
角αCは、航空機の進入飛行のために選ばれた基準
速度VRに依存する点に注意されたい。しかしな
がら、既に述べたように、モード選択装置BAに
よつて、操縦士は、例えば風速を考慮するために
基準速度VRに対する偏差ΔVRを導入することが
できる。この導入もしくは入力は、例えば70フイ
ート（21m）の特定の高度HAに達した時に航空
機が接地前の最終引起こしを開始するためにその
直線形の下降飛行経路から滑走路に向かつて機首
を上げなければならない最終飛行相に先立つ着陸
相の間に行われる。この目的を達成するために、
モード選択装置BAからの偏差ΔVRが論理回路
ET1の第１の入力端子に印加される。この論理回
路ET1の他の入力端子は、電波高度計RAから供
給される高度ＨがHAよりも大きい場合にのみ閾
値回路または比較器S1から信号を受ける。論理回
路ET1の出力端子は乗算回路MU3の入力端子に
接続されており、この乗算回路MU3は、ΔVRに
係数2αref／VR（ここでαrefは進入相における基
準迎え角である）を乗ずるために、その２つの他
の入力端子に選択された基準速度VRおよび基準
迎え角αrefをそれぞれ受ける。基準迎え角αrefは
また乗算回路MU3からの出力電圧と並列に、加
算回路AD4の入力端子に伝達され、加算回路AD4
は加算回路AD3に、迎え角αと並列に、予め設定
されている迎え角αCに比例する電圧を供給する。
この比例関係は次式で表される。
αC＝αref＋2ΔVR・αref／VR 加算回路AD3からの、（α−αC）に比例する出
力電圧は次いでフイルタF3の入力端子に印加さ
れる。このフイルタF3の伝達関数は次式で表さ
れる。
Δα＝α−αC／１＋τα・Ｐ 上式中ταは適当な時定数である。Δαに比例す
るフイルタF3からの出力電圧は次いで、重み付
け回路CP1の入力端子に印加される。この重み付
け回路CP1はΔαに比例係数Ｋを乗算する。この
比例係数ＫはΔαがある値より大きくなると任意
の変化率でΔαと共に増大する。ここで述べてい
る実施例の場合には、比例係数Ｋは２つの異なつ
た値をとることができ、そのうちの１つの値は、
重み付け回路CP1を表わすブロツク内に示されて
いる重み付け曲線で略示してあるように、Δαが
正の高い値にある場合に他の値よりも相当に大き
くなる。重み付け回路CP1からの出力電圧は、点
I′に関連した点Ｉ（図示せず）の座標ZＩと中心点
Ａの座標ZＡの差（ZＩ−ZＡ）に比例する。この
出力電圧は、乗算回路MU4の一方の入力端子に
送られ、乗算回路MU4の他方の入力端子は、バ
ンク角に比例する電圧を受ける。乗算回路
MU4は、それ自体周知の仕方で、その出力電圧
自体が点I′およびＡの、固定軸０Ｚ（第２図参照）
に対する座標差（ZI′−ZA）に比例するようにし
て、この入力電圧にcosの積を発生する。この
出力電圧は加算回路AD5の一方の入力端子に印加
され、加算回路AD5の他方の入力端子には、計算
回路C1の対応する出力端子から縦座標信号ZAが
印加される。計算回路C1からの他方の出力およ
び加算回路AD5からの出力は、それぞれ座標
XI′＝XAおよびZI′として迎え角記号発生器GIの
２つの入力端子に印加される。迎え角発生器GI
はその出力端子SＸおよびSＺに２つの電圧を発生
する。これら電圧は陰極線管１の偏向要素にそれ
ぞれ印加された場合、そのスクリーンＥ上に、第
２図に示したように点I′に対して対称的な位置に
２つの迎え角記号I1およびI2を表示させる。な
お、迎え角記号発生器GI、迎え角センサSI、モ
ード選択装置BA、加算回路AD4およびAD3、フ
イルタF3ならびに重み付け回路CP、は迎え角記
号出現手段を構成する。
さらに、グライド・スロープ偏差ΔG、選択勾
配SFPおよび電波高度計高度Ｈが並列に計算回路
C3の入力端子に印加される。この計算回路C3は
その出力端子に、航空機の重心０と理想的な接地
点Ｇ（第２図）の間の瞬時距離ｇに比例する電圧
を発生する。この瞬時距離ｇは、ΔG、SFPおよ
びＨの関数であつてローカライザ偏差ΔLと並列
に計算回路C4に印加される。この計算回路C4は
その３つの出力端子のそれぞれに、固定軸に対す
る理想的な接地点Ｇの座標XGおよびZGならびに
滑走路の前後軸βが水平線ｘに対する垂直線との
間で形成する角度λを発生する。これらのパラメ
ータの決定を可能にするために、RWL情報（滑
走路の長さに関する情報）も表示装置PAから計
算回路C4に供給される。計算回路C4から出力さ
れたこれら３つの出力量XG、ZGおよびλはバン
ク角と並列に、ローカライザ軸発生器GLLの
入力端子に印加され、このローカライザ軸発生器
GLLの２つの出力端子SＸおよびSＺには例えば連
続的に２つの電圧が発生され、これら電圧は陰極
線管１の偏向要素に直接印加されて滑走路の像
P1−P4の前後軸βをスクリーンＥ上に破線で発
生させる。なお、ローカライザ軸発生器GLLお
よび計算回路C4は滑走路軸出現手段を構成する。
滑走路を写実的にもしくは現実的に模擬するた
めに変形可能である台形の４つの側辺P1ないし
P4は滑走路像整形回路CCPの働きによつて表示
される。この滑走路像整形回路CCPには、計算
回路C4から発生された３つのパラメータならび
に重み付け回路CP2により電波高度計高度Ｈから
導出された量HCが供給される。なお、この重み
付け回路CP2の伝達曲線の可能な形態は重み付け
回路CP2を表わすブロツク内に略示されている。
滑走路像整形回路CCPは滑走路像発生器GPiの各
入力端子に電気的に接続されている複数の出力端
子を有している。滑走路像発生器GPiは２つの出
力端子SＸおよびSＺを有しており、これら出力端
子には、例えば連続的に２つの電圧が発生され
る。これら２つの電圧は陰極線管１の偏向要素に
直接印加された場合に、滑走路を模擬する台形の
４つの側辺P1−P4として２つのマーカM1および
M2と共に表示させられる。なお、滑走路像発生
器GPiおよび滑走路像整形回路CCPは実時間展開
像出現手段を構成する。
中心Ｆを有する案内ウインドウ自体はウインド
ウ発生器GFによつて発生される。このウインド
ウ発生器GFのいろいろな入力端子には並列に、
バンク角、理想的な接地点Ｇの座標XG−ZG、
およびILS受信器によつて供給されるローカライ
ザ偏差ΔLおよびグライド・スロープ偏差ΔGが印
加される。利得KLは増幅器ALによりローカライ
ザ偏差ΔLに印加される。さらにグライド・スロ
ープ偏差ΔG自体は利得KGを乗じられる。この利
得KGは電波高度計高度Ｈと共に変化するもので
あつて、重み付け回路CP3によつて発生される。
重み付け回路CP3の入力端子は、閾値回路S1の出
力端子だけから電波高度計高度Ｈを受ける。閾値
回路S1は電波高度計高度ＨがHA（引起し高度）よ
りも大きい場合にのみ作動される。電波高度計高
度Ｈもウインドウ発生器GFの他の入力端子ｅに
直接印加される。これは追つて詳述するように
ILS着陸の最終相中案内ウインドウの形状および
寸法の変化を可能にするためである。
英数字記号発生器GANは少なくとも３つの入
力端子を有しており、これら入力端子には、アン
ド型の論理回路ET14およびET17を介してデータ
SFPおよびＨならびに、閾値回路S2の出力端子か
ら発生された信号が印加される。閾値回路S2の入
力端子には、並列に、電波高度計RAからのデー
タDHおよびＨが印加され、そして閾値回路S2の
出力は、電波高度計高度Ｈが決断高度DH以下の
場合にのみ出される。
第１Ｂ図の右側の部分に示されているように、
水平線発生器GH、ポテンシヤル・スロープ記号
発生器GP、航空機記号発生器GA、迎え角記号
発生器GI、ローカライザ軸発生器GLL、滑走路
像発生器GPiおよびウインドウ発生器GFの各々
の出力端子SＸおよびSＺはそれぞれ論理回路ET2
ないしET13ならびにET15およびET16の第１の入
力端子に接続されている。３つの他の論理回路
ET14，ET17およびET18はそれぞれの第１の入力
端子に、データSFPおよびＨならびに閾値回路S2
からの出力信号を受ける。この出力信号は、電波
高度計高度Ｈが決断高度HD以下になつた時に発
生される。上述したようないろいろな論理回路の
第２の入力端子は、ET2ないしET13およびET15
およびET16の場合には対で、そしてET14，ET17
およびET18の場合には別々に、それぞれ並列に
電子クロツクHEの９つの出力端子に接続されて
おり、これら出力端子には、陰極線管１のスクリ
ーンＥで表示される信号の持続時間よりも短いか
長くても上記持続時間に等しい繰返し周期Ｔ中規
則的な間隔を有する時点で対応の論理回路として
のアンド論理ゲートをトリガするための９つの短
いパルスが逐次発生される。論理回路ET14，
ET17およびET18の出力端子は英数字記号発生器
GANを制御するための別々の入力端子に接続さ
れているので、英数字記号発生器GANは順次、
例えば既に述べたような仕方で予め定められてい
るスクリーンＥ上の位置にSFP、ＨおよびDHを
表示する。さらに、論理回路ET2ないしET13な
らびにET15およびET16からの出力は、英数字記
号発生器GANからの出力SＸおよびSＺと共に、
２つのオア論理回路OUXおよびOUZによつて結合
されそしてこれらオア論理回路OUXおよびOUZの
それぞれの出力端子は関連の増幅器AXおよびAZ
を介して陰極線管１の水平偏向要素１Ｘおよび垂
直偏向要素１Ｚに接続されているので、電子クロ
ツクHEの各繰返しサイクル中、水平線発生器
GHの出力端子SＸおよびSＺにそれぞれ接続され
ている例えばET2およびET3のような２つの論理
回路は、各記号発生器に対して順次同時に使用可
能にされ、それによりこのようなサイクルの過程
で、いろいろな記号X1−X2−Z1、ｘおよびその
目盛、A0−A1−A2、Q1−Q2、I1−I2、β、P1−
P4、M1−M2は、英数字記号−2.7および650（第
２図）ならびにDH60DH（第５図）と共にスクリ
ーンＥ上に順次表示され、スクリーンＥの残光現
象により周期Ｔ中同時に可視状態に留まる。な
お、水平線発生器GH、電子クロツクHEならび
に論理回路ET2およびET3は固定マーク表示手段
を構成する。電子クロツクHEの後続のサイクル
には、この表示が更新されることは言う迄もな
い。
次にILS装置を装備した滑走路への進入および
着陸の場合を例にとつて、上述したこの発明によ
る操縦支援装置の動作および利用の仕方について
説明する。
進入相中、航空機のILS受信器が滑走路からの
信号を受ける前に、中心Ｆを有する案内ウインド
ウが飛行経路および高度に関して粗案内もしくは
粗誘導を行うのに用いられ、この場合には案内カ
インドウは第３図にａで示すように、側辺を開い
て表示される。しかしながら、例えばローカライ
ザ信号が航空機に搭載されたILS受信器によつて
相当の強さで受信されると直ちに、案内ウインド
ウはローカライザ・ビームに沿つて誘導もしくは
案内を行い、この状況下においては、表示された
案内ウインドウの２つの垂直辺は第３図にｂで示
すように閉ざされる。他方グライド・スロープ信
号が最初に充分な強さで受けられると、案内ウイ
ンドウは「グライド・スロープ」モードで誘導を
行い、その場合には表示された案内ウインドウの
２つの水平辺は第３図にｃで示すように閉ざされ
る。ILS受信器によつてローカライザ信号および
グライド・スロープ信号が同時に受信されると、
ILSモードで着陸誘導を行う、中心Ｆを持つ案内
ウインドウは第３図にｄで示すように、辺が破断
されていない矩形の形態で表示される。これが後
述する本来の意味での着陸に対応する相に他なら
ない。
上述したこの発明の着陸支援装置を充分に利用
するためには、航空機の操縦士は航空機記号A0
を取り込んで、中心Ｆを持つ案内ウインドウ内部
に保持するように努めなければならない。この案
内ウインドウのスクリーンＥ上での位置が、飛行
と共に変化することは言う迄もない。２つの辺が
常に平行であつて、他の辺が可動の水平線ｘに対
して垂直である案内ウインドウは実際上、滑走路
の前後軸β上の理想的な接地点Ｇから発生される
誘導ビームを横切る航空機の固定の横断平面Ｘ０
Ｚが切り取る部分に実質的に対応する。このよう
に切り取られるビームの横断寸法ａおよびｂは、
ローカライザ偏差ΔLおよびグライド・スロープ
偏差ΔGの許容限界値に対応するように予め定め
られている。従つて、案内ウインドウは滑走路に
対する航空機の関係に従い、その方位が可動の水
平線ｘの方位、または実際上は航空機のバンク角
に依存するように移行する。しかしながら航空
機記号A0の翼をなす２つのマークA1およびA2の
場合には、このことは当てはまらず、これらマー
クA1およびA2は固定軸０Ｘすなわち航空機のピ
ツチ軸X′−Ｘに対して常に平行である。言う迄
もないことであるが、航空機記号A0を案内ウイ
ンドウ内に操縦士が保持しようとする場合に用い
られるのは飛行制御装置である。しかしながら、
この作業は比較的容易な作業である。何故なら
ば、案内要素が点、通常２つの線の交差点によつ
て表されている従来の操縦支援装置の場合のよう
に、航空機記号A0を案内ウインドウの中心Ｆに
正確に保持することは必須ではないからである。
言い換えるならば、この発明による操縦支援装置
は、航空機記号A0が案内ウインドウの内部にさ
え位置すれば、航空機記号A0が案内ウインドウ
の側辺の１つの近くにあつても充分正確な案内も
しくは誘導を保証するのである。しかしながら、
操縦士は、最も正確な誘導を確保するためには、
航空機記号A0と案内ウインドウの中心Ｆとの距
離を最短にするように努めるべきであることは多
言を要しない。
さらに、航空機が選択された速度＝基準速度
VR＋偏差ΔVRを維持すべき場合には、操縦士は
連続的にポテンシヤル・スロープ記号Q1および
Q2のレベルを迎え角記号I1およびI2に維持するよ
う努めなければならない。これは航空機のピスト
ン・エンジンまたはジエツト・エンジンの推力を
制御するスロツトル制御御装置を用いて達成する
ことができる。
第５図は、理想的な状況を示すものであつて、
航空機の制御パネルおよびスロツトル・レバーを
操作することにより、操縦士は航空機記号A0を
矩形の案内ウインドウの中心に位置決め、２対の
ポテンシヤル・スロープ記号Q1およびQ2ならび
に迎え角記号I1およびI2を互いに正確に修正させ
ると共に、航空機記号A0と同じレベルにするこ
とに成功している。この状況においてはγP＝γSと
なり、航空機の対地速度VSは一定でかつまたα
＝αCである。すなわち航空機の迎え角αは、既に
説明したように風速を考慮するために偏差ΔVRに
対して補正されている基準速度VRに対応する設
定値に等しい。
ここで強調しておかなければならない操縦支援
装置の利点は、この発明の教示による、Q1およ
びQ2のようなポテンシヤル・スロープ記号なら
びにI1およびI2のような迎え角記号の、座標δお
よびγSの航空機記号A0との関連仕様である。第
５図に示されている状況において、操縦士はスク
リーンＥ上で直ちに、航空機が一定の速度で飛行
中であること（何故ならばγP＝γS、従つてdVS／
dt＝０であるから）および高度を下げつつあるこ
と（γSが負であるから）を読み取ることができ
る。水平飛行においても、速度はやはり一定であ
り、航空機記号A0ならびにポテンシヤル・スロ
ープ記号Q1およびQ2は可動の水平線ｘ上で整列
している。航空機記号A0が水平線ｘ上にあつて、
一定の高度で飛行している場合に、ポテンシヤ
ル・スロープ記号Q1およびQ2が水平線ｘより下
に位置したとすると、操縦士はこの事実から、航
空機速度が減少しつつあること（何故ならばγS＝
０で、γP＝（dVS／dt）／ｇが負であるから）を
推測する。逆の状況において、ポテンシヤル・ス
ロープ記号Q1およびQ2が水平線ｘ上で水平線ｘ
より上に位置している航空機記号A0と整列して
いる場合には、操縦士はこの事実から、航空機の
高度が増大しつつある（何故ならばγSが正である
から）ならびに航空機の速度が負の変化率dVS／
dt＝−ｇ・γSで減少しつつあることを知る。迎え
角記号I1およびI2が航空機記号A0と同じレベルに
あることを操縦士が観察した場合にはいつでも、
操縦士はこの事実から、航空機の迎え角αが風速
を考慮するために必要な偏差補正がなされている
選ばれた基準速度VRに対応する迎え角設定値αC
に等しいことを知る。逆に、迎え角記号I1および
I2が航空機記号A0の下方に表示された場合には、
現在の迎え角αが設定された迎え角αCよりも小さ
く、従つて航空機の速度は選ばれた基準速度VR
よりも高いとの推測が得られる。迎え角記号I1お
よびI2が航空機記号A0の上方に表示されている場
合には逆のことが当てはまる。
反対に、第４図に示されているように、中心Ｆ
を持つウインドウ内に航空機記号A0を完全に維
持することに操縦士が失敗した場合には、航空機
はILS着陸に対応する設定された飛行経路からず
れており、従つて滑走路の前後軸β上の理想的な
接地点Ｇも案内ウインドウ内に無いことになる。
このような場合には、ILS受信器ILSからのロー
カライザ偏差ΔLおよびグライド・スロープ偏差
ΔGを受ける閾値回路から構成することができる
補助手段（第１Ａ図および第１Ｂ図には示されて
いない）によつて警報信号を案内ウインドウの、
理想的な接地点Ｇに最も近い辺の外側もしくは近
くに例えば三角形T1の形態で表示させる。この
場合、三角形T1の底辺は水平線ｘに対して平行
であり、その頂点は案内ウインドウの下辺の中心
に近い。さらに加えて、水平線ｘに対して垂直な
底辺を有し、かつ案内ウインドウの左側の側辺の
中心に近い頂点を有する三角形T2を警報信号と
して発生させることができる。これら警報信号を
破線で表示するかあるいはまたこれら警報信号を
適当な速度で点滅させることにより、操縦士の注
意をこれら警報信号にひき付けることができる。
また第４図から明らかなように、航空機の迎え角
αが過度に大きく、従つてその対地速度が過度に
低い場合には、水平線ｘに非常に接近した迎え角
記号I1およびI2を破線で表示するとか、あるいは
適当な速度で点滅させることができる。
航空機の電波高度計高度Ｈが60フイート
（18m）に等しくなると、英数字記号発生器GAN
によつて第５図に示すように案内ウインドウの下
側でスクリーンＥ上に指示「DH60DH」が発生
させられる。この時点は、第５図に図解されてい
る全ての要件が満たされている場合、すなわちポ
テンシヤル・スロープ記号Q1およびQ2ならびに
迎え角記号I1およびI2が航空機記号A0と整列して
いるばかりでなく、航空機記号A0が案内ウイン
ドウ内部に位置しており、さらにウインドウの中
心Ｆが滑走路の前後軸βにできるだけ近いという
要件が満たされている場合に、操縦士が着陸手順
を続けるべきか否かを決断しなければならない時
点である。これら要件のうち１つ以上の要件が満
たされていない場合には、操縦士は着陸をあきら
めて着陸復行を行う。航空機が25フイート
（7.5m）の高度に達すると（第６図）、電波高度
計RAからの電波高度計高度Ｈによつて直接影響
されるウインドウ発生器GFは第３図にｅでかつ
第６図に示すように案内ウインドウの高さを減少
する。それに続いて、例えば高度が第７図に示す
ように20フイート（6m）、第８図に示すように10
フイート（3m）になると、案内ウインドウの高
さはますます減少する。第５図ないし第８図に
は、航空機がその前後軸を水平線ｘに垂直にして
（ロール角零と仮定する）、垂直面を進入降下する
際に、滑走路像の形状の変化展開パターンが明示
されている。
航空機の電波高度計高度Ｈが所定の高度HA（こ
の高度を越えると、滑走路の前後軸上での接地前
に引起しが実行されるので、飛行経路は真つ直ぐ
ではなくなる）よりも低くなると、閾値回路S1が
作動されて、重み付け回路CP4の働きにより関連
の信号を迎え角記号発生器GIの入力端子ｅに印
加し、それにより迎え角記号I1およびI2の位置は
迎え角偏差Δαと無関係にされる。その結果、こ
れら迎え角記号I1およびI2はその後マークX1−X2
−Z1に対して固定された状態に留まる。これと同
じ記号がまた航空機エンジンの推力の制御下での
減少を行うのに用いられる。
航空機の車輪が地面に接すると、ウインドウ発
生器GFは表示されている案内ウインドウの形状
を完全に変えて、第３図にｈでかつ第９図に示す
ように、案内ウインドウの高さを幅よりも大きく
する。航空機に搭載されているILS受信器ILSに
よつて発生されるローカライザ偏差は、航空機が
滑走路の前後軸βに沿つて横揺れする時に航空機
を案内もしくは誘導する。同時に、英数字記号発
生器GANはその入力端子ｅを介して受ける滑走
路長RWLを元に（第９図に2150mと示されてい
るように）、残りの滑走路長を表示する。
第１０図には、決断高度DHに達した時に、操
縦士が着陸を取り止めかつ「パーム・スイツチ」
を操作してエンジン・スロツトルを再開した時の
状況が示されている。この場合には、案内ウイン
ドウの側辺は開いておつて、精度の低いコースお
よび高度案内に対応する。そこで操縦士は航空機
記号A0をポテンシヤル・スロープ記号Q1および
Q2と共に、案内ウインドウの中心Ｆと同一レベ
ルに維持しようと努める。第１０図に示されてい
る表示を一見するだけで操縦士は航空機が電波高
度計高度Ｈ＝340フイート（102m）にあり、一定
の速度で上昇していることを知る。
既に述べたように、ここに開示した実施例の表
示装置である陰極線管１は操縦室内に設置されて
いる。可動の水平線ｘおよび滑走路の変化中の像
P1−P4が航空機の風防を通して見られる水平線
および滑走路と実質的に一致するような位置で陰
極線管１のスクリーンＥの像を操縦士の目の前に
投写するための周知の光学的手段を設けるのが望
ましい。このようにすれば、良好な観察が得られ
るので、操縦士は、スクリーンＥ上に表示される
情報の変化をできるだけしばしば監視する際に、
風防を通して見れる背景環境に煩わされることは
なくなる。何故ならば、この情報は背景環境上に
上乗せされるように投写されるからである。この
結果「ヘツド・アツプ」操縦が可能となる。
以上、この発明の実施例について説明したが、
この発明はここに開示した実施例に限定されるも
のでは決してなく、この発明の範囲から逸脱する
ことなしに多くの変更および置換が可能であるこ
とは言う迄もない。例えば陰極線管１は複数の電
子ビームを有し、各電子ビームが上述した１つ以
上の記号を表示するように割り当てられる。陰極
線管自体は、発光ダイオード・マトリツクスその
他の平型表示要素のような他の任意適当な表示手
段と置換することができよう。また、必要とされ
るいろいろな記号を異なつた色で表示することを
可能にするカラー表示手段を用いることも可能で
あろう。さらに、第２図に示したようないろいろ
な記号の形状および寸法は選択の問題であつて、
実際上これらの記号のうちいくつかのものは省略
してもよい。同じことは表示される英数字情報の
種類についても当てはまる。スクリーンＥ上での
航空機の縦方向の傾きもしくは姿勢θの表示は任
意選択事項であり、この表示θが存在しない場合
には可動の水平線ｘが固定マークX1およびX2な
らびにZ1の収斂する点０を中心に揺動する。同様
にして、航空機のバンク角またはロール角の表
示も省略することができ、その場合には水平線ｘ
は固定となつて固定の軸０Ｘ（第２図）と一致す
るようにされる。慣性誘導装置を採用していない
航空機の場合には、周知の回路を用いて、航空機
の対地速度のピツチ軸および偏揺れ軸に沿う成分
を計算することができよう。また、この発明によ
る操縦支援装置は操縦を助けるためにあらゆる型
の航空機に設置し得るし、あるいは別法として操
縦シミユレータ（操縦模擬装置）に設置し得るこ
とは言う迄もない。
【図面の簡単な説明】
第１Ａ図および第１Ｂ図は１つに組み合わされ
て、この発明による操縦支援装置の実施例を示す
ブロツク図、第２図は記号の任意ではあるが有利
な選択を説明するために第１Ａ図および第１Ｂ図
に示した操縦支援装置に組み合わされているスク
リーンを示す図、第３図は矩形の飛行経路案内ウ
インドウが異なつた飛行条件下で採ることができ
るいろいろな形状を示す図、第４図はスクリーン
およびILS装置が設けられている滑走路への進入
中にスクリーン上に現れる記号を示す図、第５図
ないし第９図はILS装置が設けられている滑走路
への着陸の次次の相に対応するスクリーン上のい
ろいろな表示を示す図、そして第１０図は着陸を
取り止めて着陸復行を行う場合にスクリーン上に
現れる情報を示す図である。 １…陰極線管、CI…慣性誘導装置、Ｅ…スク
リーン、GH…水平線発生器、GA…航空機記号
発生器、GF…ウインドウ発生器。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 航空機特に飛行機に搭載され、スクリーンＥ
    を有する表示装置１と、前記航空機の飛行および
    その環境の幾つかの特性を表す記号を前記スクリ
    ーンＥ上に出現させるための記号発生装置とを備
    え、この記号発生装置が、前記スクリーンＥ上の
    点Ａを中心とする前記航空機を表す記号A0を出
    現させる航空機記号発生器GA、可動の水平線ｘ
    を出現させる水平線発生器GH、および前記航空
    機の飛行経路の案内のための中心Ｆを有する案内
    ウインドウを出現させるウインドウ発生器GFを
    含み、前記航空機の操縦やその模擬を支援するた
    めの装置において、 前記水平線発生器GHを含み、前記航空機のピ
    ツチ軸X′−Ｘおよび偏揺れ軸Ｚ−Z′を表す固定マ
    ークX1，X2；Z1を表示させる固定マーク表示手
    段GH，HE；ET2，ET3と、 前記航空機記号発生器GAを含み、前記航空機
    に設けられたδおよびγS発生器から偏流角δおよ
    び前記航空機の飛行経路の地面に対する勾配γSが
    供給されると、前記水平線ｘと一致する軸および
    これと直交する軸に対する前記点Ａの横座標、縦
    座標がそれぞれ前記偏流角δ、前記勾配γSに比例
    するような点に前記航空機記号A0を出現させる
    航空機記号出現手段GA，C1と、 を設け、 前記固定マークが互いに垂直であり、前記固定
    マークの収斂点０が前記航空機のピツチ軸と偏揺
    れ軸の出会い点を表し、 前記水平線の、前記航空機のピツチ軸を表す固
    定マークX1，X2で定められた線に対する傾斜が
    前記航空機のバンク角に等しく、そして前記水
    平線から前記収斂点０までの距離０−０′が前記
    航空機の前後軸方向の傾きθに比例する、 ことを特徴とする航空機の操縦支援装置。 ２ 前記偏流角δおよび前記航空機の飛行経路の
    地面に対する前記勾配γSが前記航空機に搭載され
    た慣性誘導装置CIから導出される特許請求の範
    囲第１項記載の航空機の操縦支援装置。 ３ 迎え角記号発生器GIを含み、前記航空機記
    号A0の近くに前記航空機の迎え角αを表す少な
    くとも１つの記号I1，I2を出現させるための迎え
    角記号出現手段GI，SI，BA，AD4，AD3，F3，
    CP1を備え、前記迎え角記号の縦座標と前記航空
    機記号の縦座標との差はＫ・Δαに等しく、ここ
    でＫは比較係数であり、そしてΔαは前記航空機
    の実際の迎え角αと選択された基準速度VRに対
    応する迎え角αCとの差であり、さらにポテンシヤ
    ル・スロープ記号発生器GPを含み、少なくとも
    １つのポテンシヤル・スロープ記号Q1，Q2を出
    現させるためのポテンシヤル・スロープ記号出現
    手段GP，CI，MU2，C2を備え、このポテンシヤ
    ル・スロープ記号の縦座標は γP＝γS＋１／ｇ・dVS／dtに比例し、ここでｇは重力
    の 大きさである特許請求の範囲第１項記載の航空機
    の操縦支援装置。 ４ 前記比例係数Ｋ自体が可変であつて、少なく
    ともΔαの或る値より高い場合に前記Δαの増大に
    つれて増加する特許請求の範囲第３項記載の航空
    機の操縦支援装置。 ５ 式γP＝［JZ（θ−γS）＋JX］／ｇからポテンシ
    ヤル・スロープを計算するための回路MU2を備
    え、ここでθ，JXおよびJZはそれぞれ、前記航空
    機の前後軸方向の傾き、ならびに前記航空機の加
    速度の水平成分および垂直成分JXおよびJZである
    特許請求の範囲第４項記載の航空機の操縦支援装
    置。 ６ 前記固定マーク表示手段と、前記航空機のバ
    ンク角に等しい角度を前記ピツチ軸X′−Ｘと
    の間でなす可動の度目盛された水平線ｘの形態で
    偏流角δを表示させるための前記水平線発生器
    GHとを有し、前記水平線ｘと前記収斂点０との
    距離は前記航空機の前後軸方向の傾きθに比例す
    る特許請求の範囲第３項記載の航空機の操縦支援
    装置。 ７ 滑走路像発生器GP1を含み、前記航空機の操
    縦士によつて通常観察されるように、滑走路の実
    時間展開像を出現させる実時間展開像出現手段
    GP1，CCPを備えている特許請求の範囲第３項記
    載の航空機の操縦支援装置。 ８ ローカライザ軸発生器GLLを含み、前記滑
    走路上の理想的な接地点Ｇの座標を求め且つ前記
    理想的な接地点Ｇを通る滑走路軸βを出現させる
    滑走路軸出現手段GLL，C4と、計器着陸中矩形
    の案内ウインドウを表示させるウインドウ発生器
    GFとを有し、前記案内ウインドウの中心点Ｆは、
    前記理想的な接地点Ｇの座標から、それぞれロー
    カライザ偏差ΔLならびにグライド・スロープ偏
    差ΔGに比例する量だけ異なる座標を有してお
    り、前記ローカライザ偏差ΔLおよび前記グライ
    ド・スロープ偏差ΔGは前記航空機に搭載されて
    いるILS受信器ILSから発生される、計器着陸装
    置ILS等を備えた滑走路に航空機が着陸するのを
    支援または模擬するための特許請求の範囲第７項
    記載の航空機の操縦支援装置。 ９ 前記ウインドウ発生器GFは、巡回飛行、滑
    走路侵入およびILS着陸における相続く相のよう
    な航空機の飛行における相続く相に従つて、表示
    される案内ウインドウの形状または寸法を変える
    ことができる特許請求の範囲第１項記載の航空機
    の操縦支援装置。 １０ 表示装置が陰極線管１である特許請求の範
    囲第１項記載の航空機の操縦支援装置。 １１ 前記航空機の操縦室にスクリーンＥが設置
    されており、そして可動の水平線ｘおよび滑走路
    の実時間展開像が前記航空機の風防を介して操縦
    士が見る実際の水平線および滑走路と実質的に一
    致するような位置で、前記操縦者の眼前に前記ス
    クリーンＥを無限遠に投与するための光学的手段
    が設けられている特許請求の範囲第１項記載の航
    空機の操縦支援装置。
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