JPH05509153A - 航空機計器システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 航空機計器システム 本発明は、航空機計器システム（ａｉｒｃｒａｆｔ　ｉｎｓｔｒｕｍｅｎ−ｔａ ｔｉｏｎ　ｓｙｓｔｅｍｓ）、特にヘラドア・ンプディスプレイ（ｈｅａｄ−ｕ ｐ　ｄｉｓｐｌａｙ）を含む航空機計測操縦システムに関する。航空機、特に軍 用高速ジェット航空機にヘッドアップディスプレイを具備するのは、現在では一 般的なことになっている。このヘッドアップディスプレイは、パイロットが前方 の視界も捕らえられるように半透明のスクリーン上に照明指示記号（ｉｌｌｕｍ ｉｎａｔｅｄ　１ｎｄｉｃｉａ）を投影することによって、航空機の姿勢、飛行 経路及びその他の、航空機がおかれている情況に間する重要なパラメータをアナ ログ及び／又はデジタル表示する。

ヘッドアップディスプレイは通常、航空機を表す記号の位置によって飛行経路方 向を示し、ピッチラダーディスプレイ（ｐｉｔｃｈ　１ａｄｄｅｒ　ｄｉｓｐｌ ａｙ）によってバンク角とピッチ角即ち上昇／降下角とを示し、且つ周辺指示手 段によって他の様々なパラメータを示す。

初期のヘッドアップディスプレイはピッチ角を表示していたが、着陸誘導に特に 必要であり且つ有用である実際の時、又は、どのような理由にしろ、ディスアレ イを制御する駆動信号をある駆動法則から別の駆動法則に切り替えなければなら ない場合、又は航空機の記号が限界状態に到達するかもしくはこの状態から離れ る時に発生し得る。

本発明は、航空機を表す記号と、ピッチラダーと、周辺目盛り（ｐｅｒｉｐｈｅ ｒａｌ　５ｃａｌｅｓ）と、特別の速度ベクター記号とを含む指示記号を、これ らの記号が通常は途絶え又は当惑させる動きを伴わずに誘導及び制御に関してよ り良い指示を与えることができるように配置するための新規のシステムに関する １本特許出願と同じ日に出願されるべき関連特許出願は、好ましい形態のピッチ ラダーディスプレイの様々な特徴を開示している。

通常のヘッドアップディスプレイでは、周辺目盛りがディスプレイの視界に対し て固定された位置に書き込まれる。

強い横風の中を飛行する場合、又は大きな迎え角もしくは横滑りを生じる条件下 で飛行する場合は、航空機の記号が飛行経路の実際の方向に従って移動する一般 的なディスプレイでは、航空機の記号がしばしば周辺指示手段の１つと重なる（ ｏｖｅｒｗｒｉｔｅ）か又は混同されるようになるほど遠くまで移動し得、その ため周辺指示手段の読み取りが不可能になり得るか又は危険な混乱が生じ得る。

この問題の解決方法の１つとして、周辺指示手段を航空機の記号と一緒に移動さ せる方法が提案されたが、このようにすると、限界を適用しない限り、目盛り又 は値が視界のエツジの外に移動してその情報が消失し得、その結果情報が途絶え 、航空機の記号が限界の超過だけを示す状態となる。

水平線相関（ｈｏｒｉｚｏｎ　ｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ＞をできるだけ維持し、 水平線が視界内に見える時には実際に見える水平線の上方への航空機の記号の上 昇が航空機の実際のピッチ又は上昇−急降下角を正確に示すようにすることも重 要である。大きな迎え角又はバンク角ではこのような要件を満たすことが不可能 な場合もあり得るが、水平線相関が失われた時点を指示し且つ関連角度（ｒｅｌ ｅｖａｎｔ　ａｘｌｅｓ＞が低い値に戻った時に水平線相関をできるだけ速く回 復することが重要である。

更に別の極めて重要な要件は、パイロットが何か別の事に注意を向けた後、ある いは別の場所を見なければならない仕事をした後、又は何らかの激しい運動の後 で、ディスプレイに注意を戻した時に、ディスプレイが即座に且つ正確に総ての 必要情報をパイロットに示し、その情報を誤解の可能性か全くない方法で提示す る二とである。

本発明の目的は、周辺指示手段の重なりもしくは消失を防止し、かなり広い範囲 の条件にわたって水平線相間を維持し、誤解の可能性を軽減もしくは回避するよ うに意図された特徴を有する航空機計器システムを提供することにある。

そこで本発明は、ヘッドアップディスプレイと、航空機の位置のパラメータ及び ／又は測定値を表す信号を受け取る手段と、ヘッドアップディスプレイ上に航空 機の記号の位１を示し且つ制御する手段とを含み、航空機の記号を基準点から変 位させて表示領域の中心線上に配置するように構成されていることを特徴とする 航空機計器システムを提供する。前記変位は一般的には式Ｙヮ。−−Ｙ　Ａ　＋ 　Ｑ　Ａで示される。前記式中、ＹＡは適当なバンク角範囲にわたって水平線相 関を維持するのに適した関数であり、ＱＡは航空機のピッチもしくは姿勢及びオ フセットの一時的変化に従い、航空機の記号の望ましくない一時的移動を減少さ せる関数である。

変位Ｙ　ａ　ｃ　ｓは、航空機の記号をディスプレイの視界内に維持すべくＹ、 ｃ、が制限され、この条件によって航空機の記号の位１が制限された時にはこの 記号が明白に変化するという最も重要な要件を満たすのが好ましい。

関数ＱＡは、飛行経路を変えるのに必要な迎え角の一時的変化に起因するディス プレイ指示記号の望ましくない動きを全部ではなく大部分除去するように選択さ れ且つ計算される。その計算には、後述のように航空機の特性に適合した関係に 応じて変化する時定数が使用される。このようにすると、航空機の記号がパイロ ットによって誘起された変化に応答して着実に動き、運動によって得られた上昇 ／急降下角を表す位置に円滑に移動する。

本発明の計器システムは、飛行経路の実際の方向を示す比較的小さい記号を与え る手段をも備えているのが好ましい。この記号はダイヤモンド形であってよく、 速度ベクトル（ｖｅｌｏｃｉｔｙ　ｖｅｃｔｏｒ）ダイヤ即ちｖｖダイヤと称す る。航空機のバンク角を考慮して前記記号を正確に配！し、且つ航空機の進路の 変化に関連した望ましくない一時的動きの大部分を排除するために、前記記号は 、ディスプレイ面に対して上方への変位Ｑｖにより修正した瞬間的相対飛行方向 を表す表示領域内の位置に配置される。Ｑ、は航空機のピッチ又は姿勢の一時的 変化に従う関数である。

ｖｖダイヤの変位は無制限であり、ディスプレイの視界の外に出ることもある。

本発明の計器システムは更に、パイロットにバンク角及び上昇−急降下角を明確 に示すために、ピッチラダーディスプレイを供給し配置する手段も有する。

ピッチラダーは複数のバーからなるパターンであり、これらのバーが（センサ及 び計器に起因する不正確さを仮定して）実際の水平線と平行に延びて目盛り（ｓ ｃａｌｅ）を構成しており、この目盛りに対して航空機の記号の位置が航空機の 上昇又は急降下角の測定値を示す、このパターンの中央バーはゼロ上昇／急降下 角、即ち水平飛行を表し、水平線がディスプレイの視界内に入って来た時には必 ず、ディスプレイを介して見られる実際の水平線と重なり合わなければならない 、従って、このパターンはディスプレイの中心線に対して航空機のバンク角を差 し引いた分だけ傾斜していなければならず、パターンの中心は、ピッチバーから なる目盛りに対して読み取った時に、航空機の記号の位置が所望の上昇又は急降 下角測定値を与えるように配置される。

本発明のシステムでは、飛行経路の変化に関連した迎え角の変化に起因するピッ チラダーの望ましくない一時的移動が減少又は抑制されることが重要であるため 、ピッチラダーパターンの中心は、航空機の記号に対して読み取った時に、γ＋ ＱＬＣＯ８φを示すように配！される。前記式中、γは上昇又は急降下角を表し 、ＱＬは航空機のピッチ又は姿勢の一時的変化に従う関数である。従って、ピッ チラダーパターンの中心は、ヘッドアップディスプレイの座標、即ちＸ＃ｌｃ＝ 　ｓ　ｉ　ｎφ、ｆ　（７＋ＱＬｃｏｓφ）Ｙ　＋＋ｉｅ＝　Ｙ　ａｃｓ　ＣＯ Ｓφ、ｆ（γ＋ＱＬｃｏｓφ）によって決定される地点に配置されることになる 。

°ピッチラダーパターンの中心は視界の外に出ることもあり、ディスプレイの所 定の窓領域内に収まっているピッチラダーパターン部分だけが実際に表示される 。これらの方程式では、ｆＮがピッチラダーパターンの中心がらの変位と実際の ピッチとの間の間係を表す、この間係は、前出の同時係属出願に詳述されている ような非線形関係が好ましい。

水平線相関を維持するために使用し得るその他の間数は下記の通りである。

（ｉ）　ＹＡ＝−αｆ、 （＆ｌ　Ｓ　ｅ　ｃφ１からωｓｅｃ　（１８０°−φ１）まで直線的に変化さ せる。これらの値での不連続性は問題を生じ得る。

可能であれば、φ１は、ωｓｅｃφ１がヘッドアップディスプレイの視界内での 最大変位よりやや大きくなるであろうように選択する。

第１の形態ノ関数（Ｖ）はその誘導（ｄｅｒｉｖａｔｉｏｎ）及び挙動（ｂｅｈ ａｖｉｏｕｒンを示す、即ち、ｃｏｓφの値が小さい場合にはほぼω１（ｃｏｓ φとなるが、ｃｏｓφが１に近い場合にはωｓｅｃφに十分近くなる。この間数 は、総てのφ値で平滑な連続関数であるという利点を有する。上記第２の形態は 明らかにコンピュータ計算にとって好ましいものである。定数には任意の値をと り得る。この定数は、該関数がｓｅｃφに近くなり且つその勾配がφ−９０°に 近くなるφ値範囲を決定する。

これらの間数は限定的なものではない、当業者は本明細書に基づいて、所望の有 用性を得るのにより好都合な又はより正確な別の関数を想到し得るであろう。

航空機の記号を視界内に維持するために変位を制限するという好ましい要件も忘 れてはならないものである。現在使用されている典型的なヘッドアップディスプ レイでは、視界が、長手方向基準方向に沿ったパイロットの視線に対して約＋５ ’〜−１５’″の上下角（ｅｌｅｖａｔｉｏｎ）で広がり得る。

従って、航空機の記号の変位Ｙ、ｃ、は約＋２〜−１２°の範囲に制限し得る。

しかしながら、Ｙ　、ｃ、がいつ限界状態に到達するかについては結論を出すの が難しい、なぜなら、ωはφから独立していないからである。

間数Ｑ６、Ｑ、及びＱＬは航空機のピッチレート又は姿勢レートに依存する。多 くの飛行条件では、航空機の基準軸線に対して測定した航空機のボディピッチレ ートから計算したＱ関数を使用することが極めて好ましいか又は必要である。前 記変数はｑと称する。地面に近いほぼ水平の飛行の場合には、地面に対して測定 した航空機のピッチ角θに由来する関数Ｑを使用する必要がある。従って、２つ の関数、即ちθに由来する関数Ｑ１及びｑに由来する関数Ｑ２を連続的に計算す ることが極めて望ましい、これらの間数はデータ処理アルゴリズムによって計算 される。このアルゴリズムは、数学的には、下記の方程式％式％ で示される伝達関数と有する動作であると定義される。

前記式中、では後述のように航空機の特性に適合した時定数であり、τ。は０． ０４秒であり得る遥かに短い固定時定数であり、δは１ａｐｌａｃｅ変換演算子 であり、１θ１はθの絶対値、即ち符号に間係のないθ値である。どちらの式で も、Ｇ即ち利得は１０以下であり、好ましくは約０゜７である。

実際の操作では総てのセンサ信号がサンプリング間隔ΔＴでサンプリングされて デジタル化され、所望の伝達関数に近い結果をもたらす有限差形の良く知られた 種々のアルゴリズムが存在する。Ｑｌ及びＱ２の計算の好ましい有限差形は下記 の方程式を使用する： Ｑｌ　＝　Ｇ、ｃｏＳφ、　１１１１及びＱ２　＝Ｇ、Ｐ２　、τ前記式中、Ｐ ｌ、Ｐ２及びＷｌは中間変数であり、Δｔはサンプリング間隔を表し、ｅｘｐは 指数関数を表す。

関数Ｑ２は、特に大きなバンク角とローリングもしくはブリング（ｐｕｌｌｉｒ ＋８）運動とが使用される場合に、望ましくないディスプレイの動きを減少する 上で最も効果的であるが、これらの運動では不正確な水平線相関を与える傾向が ある。これは地面に近い飛行では危険であり得る。関数Ｑ１はより良い水平線相 関を維持するが、大きなバンク角で望ましくないディスプレイの動きを防止する 効果は劣る。

第３の関数Ｑ３は関数Ｑ１及びＱ２から誘導し得る。この関数は、−１ｏ°くθ く１０°の時にＱｌに等しく、ｌθ１〉３０°の時にＱ２に等しく、これらの範 囲の中間では、１θ１の変化に伴ってＱｌからＱ２に円滑に変化する線形ブレン ド（ｌｉｎｅａｒ　ｂｌｅｎｄ）である。

３０３〉θ〉１０°の時は、 使用される値ＱＡ、Ｑｖ及びＱＬは航空機の種類及び飛行状態に応じて下記のよ うに選択される。

；− 地面から遠く離れて操縦されている俊敏な戦闘用航空機の場合は、ＡＡ＝Ｑ２が 好ましい。

離陸又は着陸操縦中の総ての航空機では、ＱＡがＱ３又はＱｌでなければならず 、自動切り替え手段が、着陸装置が下げられた時にＱｌの使用が防止されるよう に構成されていなければならない。

その他の場合には、ＱＡがＱｌ又はＱ３であり得る。

いずれの場合も、Ｑ、＝Ｑ３又はＱｌが好ましい、Ｑ９は、１θＩく１０°の場 合にはＱｌであってはならない。

同様にして、ＱＬはＱ３又はＱｌに等しいことが好ましく、１θ１く１０°の場 合にはＱｌであってはならない。

Ｑ変数の計算に使用される方程式では、時定数を航空機のヒープモード応答（ｈ ｅａｖｅ　ｗｒｏｄｅ　ｒｅｓｐｏｎｓｅ）の時定数にできるだけ等しくする必 要がある。従って、質量／（■７・σ・真面積・揚力傾斜係数）として変化しな ければならない、前記式中、■７は対気速度であり、σは相対空気密度比である 。質量、真面積及び揚力傾斜がほぼ一定である場合に適した単純な線形方程式に ほぼ適合した状態を得るためには、τ＝Ａ＋　（Ｂ／Ｖ、σ）をセットする。前 記式中、Ａ及びＢは後述のように経験によって決定すべき定数である。τは０． ２くτく６秒に制限され得る。

以下、添付図面に基づき本発明の実施例をより詳細に説明する。

添付図面中、第１図は航空機の飛行経路のジオメトリ−と本明細書で使用する用 語の定義とを示す等角投影図である。

第２図はヘッドアップディスプレイの平面における線の正射投影図である。

第３ａ図及び第３ｂ図は飛行パラメータを時間に対してプロットしたグラフであ る。

第４図はディスプレイに対するパイロットの視線を示す側面図である。

第５図は本発明の実施例で使用される装置のブロック図である。

第６ａ図及び第６ｂ図は航空機を示す記号の好ましい形状の説明図である。

第７図はディスプレイ上の周辺指示手段の好ましい形状及び配置を示す説明図で ある。

第１図は、飛行中の航空機の長手方向胴体基準方向又は前後方向を表す線ＯＨを 示している。この線の水平面上投影図はヘンディング（ｈｅａｄｉｎｇ）と称し 、線ＯＮで示されている。地面に対する垂直平面上のＯＮとＯＨとの間の角度は 航空機のピッチ角θである。迎え角、横滑り、垂直風及び横風に起因して、実際 の飛行経路方向は線ＯＰで示される。飛行経路ＯＰの水平面上投影図はトラック （ｔｒａｃｋ）ＯＴと称し、ヘッディングＯＮとトラックＯＴとの間の水平面上 の角度はεと称する。飛行経路ＯＰとトラックＯＴとの間の垂直面上の角度は上 昇又は急降下角γであり、通常はθよりかなり小さい。

航空機の慣性航法装置は３つの直交方向の速度成分を測定し且つその相対的大き さを表す信号を供給するように構成される。第１図に示すように、点Ｈ，Ｆ、Ｐ 、Ｔ、Ｎ、Ｅは長手方向胴体基準方向と直交する平面上の点である。

■うは基準方向ＯＨの速度成分である。■アは地面に対して水平の線の方向の速 度成分である。■、はヘッディング面（ＯＨＥ　Ｎ、地面に対して垂直の平面） と平面ＨＰＰＴＮＥとの交点の方向の速度成分である。この平面はＯＨと直交し ており、垂直線に対して角度θ傾斜している。

航空機の現在位置とＯとし、時間δを後の位１をＰとすれば、０Ｈ＝Ｖ、δｔ、 ＨＦ＝Ｖ、δｔ、ＨＥ＝Ｖ、＝δｔとなり、実際の飛行経路ＦＰＡはベクトルＨ ＥとＨＦとの和である点Ｐを通る。ＯＥは実際の飛行経路のヘッディング面上の 投影図である飛行経路エレベーションＢｌｉｇｈｔｐａｔｈ　ｅｌｅｖａｔｉｏ ｎ、　ＦＰＥ）である、慣性航法装置は、速度成分比（Ｖｚ／Ｖ、）＝（ＨＥｌ ｏＨ）＝−ｔａｎωか又は関連角度ω＝　ｔ　ａ　ｎ　−’（ｖ、／ｖ、）を表 し、また比（Ｖ、／Ｖ、）＝（ＨＦ／ＨＯ）＝　ｔ　ａ　ｎ　７７か又はη＝　 ｔ　ａ　ｎ　−’　（Ｖ　ｙ　／　Ｖ　ｘ　）を表す１式中、ηは角度ＨＯＦで ある。この角度は、図面を簡明化するために第１図には示さなかった。進路の維 持と揚力の確保とに必要な迎え角に起因して、角度ωは通常負の値を有する。

ヘッドアップディスプレイの指示記号は、長手方向胴体基準と直交する平面上に 像として形成されるものとする。

必ずしもそうでない場合には、結果を、必要であれば、次に説明するものの変形 と見なし得る。普遍的な例として、点Ｈ，Ｆ、Ｐ’、Ｔ、Ｎ、Ｎ、Ｅを含む平面 をディスプレイ面とし、点０を平均的なパイロットの目の位置とし、距離ＯＨを 単位距離とすることができる。

第２区は、この図では点Ｈとして示されている航空機の長手方向基準ＯＨの方向 から見たヘッドアップデイスプレイの線を示している。ヘッディング面（地面に 対して垂直）は線ＨＥＮとしてエツジオン（ｅｄｇｅ−ｏｎ）で見られ、水平線 はＮＴを通る水平な線として示されている。航空機は通常、長手方向基準を中心 とする回転又はローリングであるバンク角φを有し得る。従って、バンク角のな い水平飛行では垂直であるヘッドアップディスプレイの中心は、線ＨＣによって 示されているように垂直面０ＨＥＮに対して角度φ傾斜する。ヘッドアップディ スプレイにおける位置の移動は勿論、直交座標Ｘ及びＹにより、航空機装置に関 して特定される。Ｘは線ＨＣから横断方向で右方に向かって正の変位を表し、Ｙ はＨＣと平行でＨから上方に向かって正の変位を表す０点線ＦＯＶはヘッドアッ プディスプレイの視界を示す。この視界は、通常はＹ＝＋５°〜Ｙ＝−１５°程 度の範囲の上下角で広がることが知見され得る。（これらの変位はパイロットの 目、即ち第１図の点Ｏで規定される角度として測定すると便利である。単位長を ＯＨとし且つこれらの角度をラジアン測定値に変換すれば、Ｈからの変位は実質 的にこれらの角度に等しくなる０Ｍ密には、この変位は規定された角度のタンジ ェントである）。

実際の飛行経路方向がヘッドアップディスプレイ面と交差する点Ｐに指示記号を 発生させて、航空機に対する飛行方向をヘッドアップディスプレイ上に示すのは 一般的な手法である。慣性航法装置は、面ＨＦＰＴＮＥ上のＨからのＰの縦及び 横の変位を決定するω及びηを与える。飛行操縦中は、関数Ｑｖがディスプレイ のＹ座標の方向でオフセット変位を加え、ヘッドアップディスプレイが一φ回転 できるようにし、そのためディスプレイのＰ座標が下記の式で示されることにな る。

Ｘ、＝−ωｓｉｎφ＋ｙ７ｃｏｓφ、及びＹ、＝ωｃｏｓφ＋ηｓｉｎφ＋Ｑｖ Ｐで示される実際の飛行方向は複数の因子の合成であり、これらの因子の一部は 航空機の計器によって直接測定することはできない、空気中を飛行している航空 機が空気を貫いて進行する方向に対する航空機の姿勢である迎え角は、ＨからＣ に向かって延びるベクトルαによって適切に示し得る。横滑り効果は線ＨＣを横 断する方向のベクトル６によって表される。横風の効果及び空気の垂直偏流の効 果はそれぞれベクトルψ、及びγ、で示される。これらのベクトルは明らかに可 変性であり、常に図示の相対値を有するとは限らない。

従来のヘラドア・ノブディスプレイでは、航空機と表す記号が点Ｐの周囲に生じ る。前述のように、本発明のシステムでは、航空機の記号を常にディスプレイの 中心線上に、但し水平線相関ができるだけ維持されるように配置するのが望まし い。従って、航空機の記号は、点Ｐとほぼ同じ水平線上方の高さくｅｌｅｖａｔ ｉｏｎ）を有する点Ｓに近い点で中心線ＨＣ上に配！することが望まれる。前記 高さは安定飛行における上昇−急降下角γを表す、この望ましい配置状態（ａＩ ｉｇｎｍｅｎｔ＞は、本明細書の導入部で述べたＹＡに関する種々の方程式のう ちの任意の方程式によって与えられる位１に航空機の記号を配置することによっ てほぼ達成し得る。

ＨＥ及びＥＰはそれぞれω及びηに等しいのであるから、これらの方程式の項は 明らかに図面の種々の距離に対応する１例えば、方程式（ｉｉ）では、第１の項 がＨＣへのＨＨの投影を表し、第２の項が迎え角に起因する変位の一部分を表す 。

導入部で述べたように、航空機の記号の変位Ｙ　＠　ｅ　ｓは視界内に留どまる ように制限される０例えば、典型的なディスプレイユニットは＋５°〜−１５° 程度の範囲にわたって延びる視界を有し得、このようなディスプレイでは、航空 機の記号の変位が＋２°〜−１２°の範囲に制限され得る。

このような変位制限の発生時には、航空機の記号が明白に変化する。第６ａ図は 、正常な又は変位制限がない状態における航空機の記号の一般的な形状を示して おり、第６ｂ図は記号の変位が限界状態にあることを示すフィン６０を備えた記 号の形状を示している。

このような変位限界状態では、航空機の記号の位置は上昇／急降下角を示さない が、航空機の記号に対するピッチラダーの位置は、安定したほぼ水平の飛行での 上昇／急降下角を正確に示し続ける。飛行操作中は、第３ｂ区に基づいて説明す るように、ピッチラダーの相対位置が、項Ｑの付加により、上昇／急降下角が運 動の結果に向かっていることを示す、ｖｖダイヤは無制限に移動するため、視界 内に存在している時は飛行経路の有用且つ正確な指示も与え、水平線相関を保持 する。

第３ａ図は航空機の高度を時間に対して１０ツトしたグラフであり、第３ｂ図は 第３ａ図に示したものと類似の飛行経路上の航空機のピッチ及び上昇−急降下角 をプロットしたグラフである。

これらのグラフの左方では、航空機が上昇角γ１、迎え角α１及びピッチθ１で 徐々に上昇している。右方では、航空機が上昇角γ２、迎え角α２及びピッチθ ２で安定して急上昇している。漸進的上昇から急上昇に移行するために、パイロ ットは迎え角を一時的にかなり増加させる。飛行紅路は、パイロットがピッチ角 を所望の急上昇の維持にちょうど必要な値に戻すまで、かなりの遅れをもって続 く。

第３ｂ図はこの操作におけるθの変化を示している。従来のヘッドアップディス ブｌ／イでは、航空機の記号が水平線相関をもって上昇−急降下角を示す位置に あれば、迎え角のかなりの増加によって航空機の記号がディスプレイ上をかなり 下り、場合によっては視界の外に出るか、又はパイロットにとって余り有用では ない限界位置に到達する。

ヘッドアップディスプレイは航空機内に固定されているため、その基準点は不可 避的にピッチ角変化に従い、航空機の記号の下方変位は曲線θと曲線γとの差に 従う。

本発明では、前記効果を相殺して大幅に軽減するために項Ｑを適用する。その結 果、航空機の記号の位置は曲線γ＋ＱＡに従う、これは、ヘッドアップディスプ レイ中心線ＨＣとパイロットの目の位置０とを含む平面上の線を示す第４図によ っても明らかである１図示のように、航空機の記号Ａの位置は、項Ｑだけオフセ ットした変位ＹＡ（負の値を有する下方への変位）によって決定される。

利得Ｇを１．０にセットし、Ｑの計算における時定数を航空機の特性に適合させ れば、曲線γ＋ＱＡは曲線θの形状に正確に従うことになる。しかしながら実際 の操作では、運動を制御する迎え角変化の効果を完全に排除するのではなく軽減 するために、利得Ｇを約０．７にセットする方が良いことが判明した。このよう にセットすると、航空機の記号がより漸進的に移動するため、パイロットがこの 記号を新しい所望状態に到達するための極めて有用なガイドとして使用すること が可能になる。

ピッチラダーは水平線と常に平行な複数のバーからなるパターンである。これら のバーは、ゼロに近い角度の場合、例えば＋５°〜−５°の範囲では、実際の上 昇又は急降下角γに対して直線的な１対１の関係を有する上昇又は急降下角の目 盛りを構成するが、角度が限界値＋９０°〜−９０°に近付くにつれて関係が圧 縮されていく、前記限界値はバーではなく異なる記号によって示される。

ピッチラダーパターンは、航空機の記号がピッチラダーのバーで構成された目盛 りに対する指針（ｐｏｉｎｔｅｒ）とじて適合したバランスのとれた状態を得る ことにある。操牛を何回か繰り返した後で、Ｇを０．７にセットし、更に試験を 行って効果を調べ、（Ｖσ）１として記録しなければならないＭＶτσのこの値 について最良と思われるδＡを選択する。

ステップ４：航空機をほぼ最低の法線速度で安定飛行状態におき、ステップ１〜 ３を繰り返して、■？σが新しい値（Ｖσ）２を有する時に使用するのに適した 選択された値σＡ２を得る。

ステップ５：下記の計算を行う。

τ１＝八十（Ｂ／（Ｖσ）ｌ）＋δ＾１τ２＝八十（Ｂ／（Ｖσ）よ）＋δ＾２ Ａｎｅｗ−（τ１（Ｖσ）ｔ−τｚ（Ｖσ）２）／（（ＶσＬ　（ｖσ）２）Ｂ 　ｎｅｗ−（（ｒ　２−　τ、）（Ｖσ）１（Ｖσ）２）／　（（Ｖσ）１（Ｖ σ）２）パラメータＡ及びＢをＡｎｅｗ及びＢｎｅ智の値にリセットする。

δＡをゼロにリセットする。Ａ及びＢの代わりにこれらのＡｎｅ−及びＢ　ｎｅ ｗの値を用いてステップ１〜５を繰り返す。

このプロセスを、δＡ、及びδＡ２の大きさがそれぞれ０．０１以下及び０．０ ２以下になるまで繰り返す、操作条件範囲全体にわたって良好な操作をチェック する。

これでＡ及びＢの値が総ての同じ航空機に関して固定され得る。しかしながら、 無負荷状態と全負荷状態とでは質量がかなり異なり得る航空機にシステムが取付 けられている場合には、航空機の負荷状態に適したＡ及びＢの値を選択する手段 を具備するのが望ましいこともある。同様にして、航空機の真面積又は揚力傾斜 係数が大幅に変化し得る場合には、航空機の形ｆＱｉ　（ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔ ｉｏｎ）が変化した時には必ず変化するようにインタロックスイッチングによっ て適当に変化させるのが好ましい、そのような場合には、より良い適合を得るた めに別のτ方程式が有用なこともあり、最適化方法の詳細はそれに応じて変化す る。

本発明のシステムは更に、対空速度Ｖ！、ヘッディング（コンパス角）、トラッ ク方向、高度、垂直速度、迎え角、毎分当たりのエンジン回転速度及びマツハ数 を周辺指示手段によって供給する。これらの周辺指示手段は、航空機の記号に対 して常に一定の位Ｉに現れるように、航空機の記号と一緒に移動する固定された フォーマットを有する。

第７図は、周辺指示手段の好ましい形状を示している。

この実施例では、航空機の記号が中央に配置されている。

左方底部の角にはエンジンｒｐｍ指示が配置されており、この実施例では所定の ｒｐｍ定格のｓ５５Ｓ！ｇを示している。ｒｐｍ指示の上方の線及び点は目盛り を構成しており。

迎え角αがこの目盛りに対して、矢じり印とゼロマークから矢じり印位置まで延 びる垂直線とで示されている。この実施例では０．７８となっている数字指示手 段はマツハ数を示す。対空速度（この場合は５００ノツト）は、径方向指針が１ ００ノツト当なり一回で回転しながらドツトサークル内を移動する計数指針シス テム（ｃｏｕｎｔｅｒ−ｐｏｉｎｔｅｒｓｙｓｔｅ躊）によって示される。前記 サークルの外側の小さい三角形は任意の所望の速度を示すように配置し得る。

上部の数字はヘッディング（コンパス角）を示す移動テープ（ａｏｖｉｎｇ−ｔ ａｐｅ）の一部分である。フォーマットの中心の垂直線は指針として機能し、移 動テープディスプレイがこの指針に対してヘッディングを示す、この場合のヘッ ディングは北から１６０°である。テープの目盛りは５対１で縮小されている。

即ち、目盛り上で１０°を表す距離は、パイロットの目の位置では２°の角度を 規定する。この目盛りの下方の矢じり印は１〜ラツクのコンパスベアリングを指 している。

高度は右上方の角に計測指針ディスプレイによって示さ　Ｃ れている、この場合は、指針が１０００フイート毎に１回転する。ドツトサーク ルの外側の三角形は前記サークルの周囲の任意の所望地点に配！し得るマーカで ある。

垂直速度は、右方の線によって構成されている垂直目盛りに対する矢じりの位！ によって示される。この目盛りの度（ｇｒａｄｕａｔ　１ｏｎｓ）は均等間隔で 記されているが、非線形速度増加を表す。中央の長い線はゼロを表し、その他の 線はそれぞれ±５００、±１０００、±２０００及び−４０００ｆｔ１分３表す 、これらの周辺指示手段のうち、高度は基本的なものである。デジタル速度、ヘ ッディング及びトラックはほぼ基本的なものであるが、その他は任意的なものと みなされ得、所望の時にのみ表示される。

データプロセッサ５１は、下記の動作を反復サイクルで実行するようにプログラ ムされた信頼性の極めて高いコンピュータである。

総てのセンサ入力の更新試料値を受け取り、記憶する。

Ａ及びＢの設定値（ｓｅｔ　ｖａｌｕｅｓ）とＶテ及びσのセンサ入力とを用い てτを計算する。

τの計算値を用いてｑ及びθのセンサ入力からＱｌ、Ｑ２及びＱ３と計算する。

ＱＡ、Ｑｖ及びＱＬを計算する。

Ｙ、を計算する。

Ｙ、、、、Ｘ、、Ｙ２、Ｘ　ｐ＋ｃ、　Ｙ、、ｃを計算する。

航空機の記号の周囲に周辺指示手段を表示するためのグラフィック信号を発生し 、それらの指示手段をＹ　ａ　ｅ　ｍによって決定された位置に配ｌする。

ｖｖダイヤを表示するための信号を発生し、そのｖｖダイヤをＸ□Ｙ、に配！す る。

ピッチラダーパターンの適当な一部分を発生させるためのグラフィック信号を選 択し、そのパターン部分をｘ、、ｃ、ｙ、□。の値に応じて適当に配！する。

Ｉｉ呼関 叫間 国際調査報告 国際調査報告 ＧＢ　９００１１０６ Ｓ＾　３８６１１

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. １．ヘッドアップディスプレイと、航空機の位置のパラメータ及び測定値を表す 信号を受け取る手段と、ヘッドアップディスプレイ上に航空機の信号の位置を示 し且つ制御する手段とを含み、航空機の記号を基準点から変位させてディスプレ イ領域のほぼ中心線上に配置するように構成されており、前記変位が式Ｙａｃｇ ＝ＹＡ＋ＱＡ［式中、ＹＡは適当なバンク角範囲にわたって水平線相関を維持す るのに適した関数であり、ＱＡは航空機のピッチ又は姿勢の一時的変化に従い、 航空機の記号の望ましくない一時的移動を相殺し軽減させる関数である］で示さ れることを特徴とする航空機計器システム。
2. ２．航空機の記号がディスプレイの視界内に維持されるように変位Ｙａｃｇが制 限されており、この条件によって航空機の記号の変位が制限された時に航空機の 記号が明白に変化する請求項１に記載の航空機計器システム。
3. ３．航空機のピッチ又は姿勢の一時的変化に従い且つ航空機の記号の望ましくな い一時的移動を相殺し軽減する関数Ｑｖによって修正された飛行経路方向を示す ためにディスプレイ上に比較的小さい記号の位置を示しこれを制御する手段をも 含んでいる請求項１に記載の航空機計器システム。
4. ４．ピッチラダーディスプレイを供給し、これを、ピッチラダーに対する航空機 の記号の位置が実質的にγ＋ＱＬｃｏｓφ［式中、γは飛行経路の上昇もしくは 急下降角であり、φはバンク角であり、ＱＬは航空機のピッチもしくは姿勢の一 時的変化に従い且つピッチラダーの望ましくない一時的移動を相殺し軽減する関 数である］を示すような変位及び方位をもって配置する手段をも備えている請求 項１に記載の航空機計器システム。
5. ５．種々の測定値の別の指示手段を供給し、これをやはり航空機の記号の位置に 対して固定された関係で配置する手段をも備えている請求項１に記載の航空機計 器システム。
6. ６．関数ＹＡが実質的にＹＡ＝ωｃｏｓφ−α１ｓｉｎ２φ［式中、ωは長手方 向胴体基準（ＬＦＤ）と飛行経路エレベーション（ＦＰＥ）との間の角皮であり 、φはバンク角であり、α１は迎え角を表す平滑な信号であり、但しωはＦＰＥ がＬＦＤより下にある時には負とみなされ、φはＬＦＤを中心とする時計方向の 回転を表す時は正とみなされる］である請求項１に記載の航空機計器システム。
7. ７．関数ＹＡが本明細書の本文中に示した別の式のうちの任意の式で示される請 求項１に記載の航空機計器システム。
8. ８．１つ以上の関数Ｑを、航空機のヒーブモード応答特性に適合した可変時定数 τを使用するアルゴリズムに従って計算する手段をも備えている請求項１に記載 の航空機計器システム。
9. ９．時定数τを、実質的にτ＝Ａ＋（Ｂ／ＶＴσ）［式中、Ａ及びＢは実験的試 行によって決定される定数であり、ＶＴは実際の対空速度であり、σは相対的空 気密度比である］で示される方程式に従って計算する手段をも備えている請求項 ８に記載の航空機計器システム。
10. １０．航空機の負荷又は形態に適した定数Ａ及びＢを選択する手段をも備えてい る請求項９に記載の航空機計器システム。