JPH06224697A - 航空機統合誘導システム - Google Patents

航空機統合誘導システム

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JPH06224697A
JPH06224697A JP4069933A JP6993392A JPH06224697A JP H06224697 A JPH06224697 A JP H06224697A JP 4069933 A JP4069933 A JP 4069933A JP 6993392 A JP6993392 A JP 6993392A JP H06224697 A JPH06224697 A JP H06224697A
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navigation system
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】 グローバルポジショニングシステム（ＧＰ
Ｓ）及び慣性航行システム（ＩＮＳ）等の長距離標識及
びマイクロ波着陸システム（ＭＬＳ）等の短距離標識か
らのデータを使用して航空機が長距離標識から短距離標
識へ滑らかに自動的に遷移できる。 【構成】 巡航中にカルマンフィルターがＧＰＳ及びＩ
ＮＳからのデータを結合して正確な航路上情報を与え
る。航空機が空港付近に到着してＭＬＳから妥当なデー
タを入手し始めると、カルマンフィルタはＭＬＳデータ
に対して校正され、ＭＬＳシステムが後に故障するよう
な場合にＧＰＳ／ＩＮＳデータだけで精密な着陸を行う
ことができる。さらに、ＧＰＳ／ＩＮＳ及びＭＬＳデー
タの重み付けされた和から航行情報が引き出され始め、
重み付けは空港からの距離により決定される。さらに、
両システムからのデータが監視され、異常時にはコック
ピットアラームが出される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機航行及び領空管制
システムに関し、より詳細にはグローバルポジショニン
グシステム及びマイクロ波着陸システムを使用するシス
テムに関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、グローバルポジショニングシステ
ム（ＧＳＰ）及びマイクロ波着陸システム（ＭＬＳ）の
導入により航空機航行及び領空管制は著しく向上される
ようになった。これらのシステムは現在航路指定に使用
される既存の慣性航行システム（ＩＮＳ）や無線航行シ
ステム、及びターミナル誘導のための計器着陸システム
（ＩＬＳ）を補足するものである。ＧＰＳでは航空機内
の特殊な無線受信機を使用して地球衛星アレイから送信
される無線信号を受信する。航空機は衛星からの情報を
使用して、３次元全部について１．５２〜４．５７ｍ
（５０〜１５０フィート）の範囲内でその位置を計算す
る。ＭＬＳではＶＨＦ ＩＬＳをマイクロ波信号を使用
する進入着陸システムと置換する。これにより、遥かに
正確且つ柔軟な着陸システムが提供され、空港における
離着陸操作数を著しく高めることができる。
【０００３】現在、ＧＰＳ、ＩＮＳ及びＭＬＳはパイロ
ットの判断により別々に使用されたり、ＧＰＳ及びＩＮ
Ｓデータを結合して統合ＧＰＳ／ＩＮＳ航路指定情報を
得たりしている。航路指定に使用するＧＰＳ／ＩＮＳ航
法から着陸に必要なＭＬＳ航法への遷移は手動で行われ
パイロットが決定する。一つの航法からもう一つの航法
へのこの遷移は通常コックピットの作業量が多く航空上
の不確実性か高い時に生じ、航空安全が低下することが
ある。さらに、遷移は急激になされ飛行径路は各装置の
誤差の違いによる悪影響を受けることがある。このよう
な個別の遷移により、特に間隔及び順序のために到着時
間が指定される場合には、地上管制誘導に特別に頼らな
ければならない。地上管制官は手一杯であるため、地上
誘導のための余分な仕事により誤ちを犯す機会が増え安
全性が損われる。さらに、これらの各装置にはエラーが
あり、独立操作により一つの装置を使用して他の装置の
精度をチェックすることもない。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従って、ＧＰＳ／ＩＮ
Ｓ及びＭＬＳ航行システムを統合する航空機航行システ
ムを提供することが本発明の目的である。
【０００５】ＧＰＳ及びＭＬＳシステム間を徐々に遷移
する航空機航行システムを提供することが本発明のもう
一つの目的である。
【０００６】ＧＰＳ／ＩＮＳ航行システムからＭＬＳ航
行システムへの切換えによるエラーを最少限とする航空
機航行システムを提供することが本発明のさらにもう一
つの目的である。
【０００７】高度に自動化された航路指定、遷移及びタ
ーミナル航行システムを提供することが本発明のもう一
つの目的である。
【０００８】航行機ミッションもしくはフライトの各局
面に対して最適の航行情報を使用する航空機航行システ
ムを提供することが本発明のもう一つの目的である。
【０００９】いくつかの航空システムのクロスチェック
を行って異常エラーを検出し自動的に補償することが本
発明のもう一つの目的である。
【００１０】フライトの重要な局面においてコックピッ
トの作業量を低減し乗組員の混乱や航行の不確実性によ
る災難の機会を低減するマルチソース航空機航行システ
ムを提供することが本発明のもう一つの目的である。
【００１１】地上管制官による誘導の必要性を最少限と
する航空機航行システムを提供することが本発明のさら
にもう一つの目的である。
【００１２】着陸進入許可基準に従ってＭＬＳ誘導だけ
で最終ターミナル誘導を行う統合航行システムを提供す
ることが本発明のさらにもう一つの目的である。
【００１３】
【課題を解決するための手段】多重航行システムからの
データを使用して第１のシステムから第２のシステムへ
滑らかに且つ自動的に遷移がなされる。第１のシステム
からのデータは連続的に受信され、第２の航行システム
から妥当、有効なデータが受信開始されるまで航行の目
的に使用される。次に、第１及び第２の航行システムか
らのデータを結合して２組のデータの和をとり、それは
第２の航行システムに関連する所定点からの距離の関数
として相補的に重み付けされる。
【００１４】本発明のもう一つの局面において、第２の
航行システムからのデータを使用して、第２の航行シス
テムから妥当なデータが受信される時に、第１の航行シ
ステムからのデータが校正される。これにより、第２の
システムが後に故障した時に、第１の航行システムを代
用することができる。
【００１５】
【実施例】図１に、本発明を使用することができる代表
的な統合航空電子システムを示す。統合航空電子システ
ムの中心要素はフライトディスプレイシステム１２、フ
ライトコントロールシステム１４、航行センサシステム
１６、通信システム１８、ミッションアビオニクス２０
及び大気データシステム２２を含むシステムの他の要素
を調整及び制御するフライト管理システム１０である。
【００１６】さまざまなシステムからのデータ及びフラ
イト管理システム１０から発生する結果はフライトディ
スプレイシステム１２を構成する１台以上のディスプレ
イ上に表示される。航空機はフライトコントロールシス
テム１４を構成するオートパイロット、オートスロット
ル及び他の構成要素により制御される。航空機位置情報
は航行センサシステム１６から提供することができ、そ
れはＧＰＳ、慣性航行、ＴＡＣＡＮ、ＶＯＲ／ＩＬＳ、
ＭＬＳ、自動方向探知器及びレーダー高度計を含む広範
な機能を含むことができる。空港、航路管制施設及び他
の航空機との通信は通信システム１８により行われる。
軍用機の場合には、目標レーダー及び武器を含む特殊能
力はミッションアビオニクス２０により提供される。最
後に、大気データシステム２２は航空機を制御し航空機
誘導に影響を及ぼす風及び他の要因を評価するのに使用
する大気団関連性能を提供する。
【００１７】図２に本発明の動作シナリオを示す。航路
上の航空機３０は本発明に関連するいくつかのセグメン
トからなる航行路３１（点線）に沿って空港滑走路３２
の接地（着陸）、もしくは（積荷や人員の空中降下の場
合の）投下点３４に向って進行する。滑走路もしくは投
下ゾーン３２にはＭＬＳ送信機３６が設置されている。
到着するために巡航中の航空機３０はＧＰＳもしくは他
のＲＮＡＶシステム、及び航行のためだけの慣性航行シ
ステム情報を使用して航路行程３８に沿って中間地点４
０へ進むことができる。中間地点４０において航空機３
０はＧＰＳ、ＩＮＳ及びＭＬＳ情報の混合を使用して遷
移及び初期進入セグメント４２に沿って中間地点４４へ
進むことができる。中間地点４４からは、航空機３０は
次第に且つ最終的には完全にＭＬＳ情報に依存して最終
進入セグメント４６に沿って進む。
【００１８】出発時には、航空機３０は本発明を付随す
るいくつかのセグメントからなる航行路４８に従うこと
ができる。最初に、出発する航空機３０は航行ＭＬＳを
使用して離陸セグメント５０に沿って中間地点５２ヘ進
むことができる。接地もしくは空中降下点から所定の距
離５２において、航空機３０は、中間地点５６までＭＬ
Ｓ、ＩＮＳ及びＧＰＳ情報の混合したものを使用開始す
る。中間地点５６において航空機３０はＧＰＳ及びＩＮ
Ｓ航行情報を使用して出発航路セグメント５８に追従
し、ＭＬＳ情報の重みが低減する。
【００１９】航空機到着及び出発のための中間地点は任
意に選択することができ、さまざまな航行補助手段は必
ずしも中間地点に拘束される必要はない。次に、本発明
の機能ブロック図を図３に示す。前後関係を明確にする
ために、図３のさまざまな要素は一群として図１に示す
フライト管理システム１０及びフライトコントロールシ
ステム１４へ関連づけてある。さらに、図３において航
行センサシステム１６は入力データ源として示されてい
る。本発明の特徴を明確にするために、座標基準変換、
妥当性チェック及び初期化等の従来公知の必要機能は図
１から省かれている。
【００２０】本発明は２つの代表的な無線航行源、ＧＰ
Ｓ及びＭＬＳ、を使用しており、前者は通常航路上航行
に使用され後者はターミナルエリア航行に使用される。
しかしながら、特定した航行システムは単なる説明の都
合であり、任意の他の航行システムが使用できることを
お判り願いたい。さらに、本発明は主として短期間フラ
イトコントロール及びＧＰＳデータの補完のために、航
空機の機載慣性航行システムからのＩＮＳ情報を使用す
る。こうして、航行センサシステム１６により同じ符号
を付した線を介してフライト管理システム１０へＧＰ
Ｓ、ＩＮＳ及びＭＬＳデータ信号が与えられる。ＩＮＳ
及びＧＰＳデータ信号は慣性システムエラーを評価する
機能を有するカルマンフィルタ７０へ送られる。カルマ
ンフィルタは、ここに参照として組み入れた、ブラウ
ン、ロバートグローバ著、「ランダム信号分析とカルマ
ンフィルタ」（Ｊｏｈｎ Ｗｉｌｅｙ ａｎｄ Ｓｏｎ
ｓ，１９８３）で検討されている。
【００２１】ＭＬＳデータ信号は単極単投スイッチ７２
もしくは同等品を介して独立モニター７４及び第１の重
み付け装置７６へ送られる。ＭＬＳ位置及び速度信号も
線７３を介してカルマンフィルタ７０へ送られる。これ
らの信号はカルマンフィルタ７０の精度を向上し空港タ
ーミナルエリアに対するＧＰＳ速度及び位置エラーを校
正するのに使用される。スイッチ７２は妥当なＭＬＳ信
号を受信した時だけ閉じられる。装置７６に関連するグ
ラフが示すように、重み付け装置７６は目標滑走路に関
連する基準点からの距離に従ってカルマンフィルタ７０
からの信号に０と１．０の間の係数を乗じる。以下の説
明及び後記する他の重み付け装置で使用する特定距離は
例にすぎず、所望により他の距離を使用することができ
る。例えば、目標滑走路基準点からの距離が９．２６ｋ
ｍ（５海里）より短かければ（グラフ領域７６ａ）、乗
数は１．０となり、距離が１８．５２ｋｍ（１０海里）
よりも長ければ（グラフ領域７６ｃ）乗数は０となる。
９．２６〜１８．５２ｋｍ（５〜１０海里）の距離では
（グラフ領域７６ｂ）、乗数は距離の関数として１．０
と０の間を線型に変化する。
【００２２】カルマンフイルタ７０の出力は独立モニタ
ー７４及び第２の重み付け装置７８へ送られる。グラフ
で示すように、重み付け装置７８は装置７６と同様に、
目標滑走路に関連する基準点からの距離に従ってカルマ
ンフィルタ７０からの信号に０と１．０の間の係数を乗
じる。重み付け装置７６と同様に、以下の説明において
使用する特定距離は単なる例であり、所望により他の距
離を使用することができる。例えば、目標滑走路基準点
からの距離が９．２６ｋｍ（５海里）よりも短かければ
（グラフ領域７８ａ）、乗数は０となり、距離が１８．
５２ｋｍ（１０海里）よりも長ければ（グラフ領域７８
ｃ）、乗数は１．０となる。９．２６〜１８．５２ｋｍ
（５〜１０海里）の間では（グラフ領域７８ｂ）、乗数
は距離の関数として０と１．０の間を線型に変化する。
【００２３】重み付け装置７６，７８は共に入力信号に
制御パラメータで決る係数を乗じる、すなわち重み付け
する、特殊乗算器を具備している。この場合、制御パラ
メータは滑走路基準点からの距離である。
【００２４】重み付け装置７６，７８からの出力信号は
加算器８０により加算され線８２にＮＯＲＭＡＬ合成航
行信号が与えられる。図からお判りのように、重み付け
装置７６，７８の乗算器は相補的であり、目標滑走路か
ら任意の距離において乗算器の和は１．０とされる。こ
れにより、２つの入力信号を比例混合するＮＯＲＭＡＬ
合成航行信号が得られる。装置７６，７８の乗算器は
９．２６及び１８．５２ｋｍ（５及び１０海里）間で線
型伝達特性を有するものとして示されているが、相補的
で和が１．０でありさえすれば任意他の形状とすること
ができる。
【００２５】線８２上の合成航行信号は二極単投スイッ
チもしくは同等品８４及び線８６を介してフライトコン
トロールシステム１４内の誘導操縦装置８７へ結合され
る。誘導操縦装置８７は線８３上の合成航行信号を基準
装置８８から与えられる所望の飛行路を表わす信号と比
較して、航空機フライトコントロール用コントロール信
号を発生するのに使用するエラー評価を行う。基準装置
８８は、例えば直線、一連の線分もしくは曲線等の、数
学項により所望の航空機水平及び垂直飛行路を描く。飛
行径路の幾何学的描画は緯度／経度、ＥＣＥＦ（地上中
心、地上固定）もしくは他の適切な座標基準枠を使用し
た従来の分析式により構成される。
【００２６】スイッチ８４はＭＬＳ信号が妥当な場合の
み合成航行信号を線８２を介して誘導操縦装置８７へ結
合する。そうでない場合には、スイッチ８４は誘導操縦
装置８７を線８６を介して線９０上のＲＥＶＥＲＳＩＯ
ＮＡＲＹ（復帰）信号に接続する。その信号はカルマン
フィルタ７０の出力から引き出される。すなわち、誘導
操縦装置８７が使用する航行信号はＭＬＳ信号が妥当で
ある場合にはＩＮＳ／ＧＰＳ及びＭＬＳ信号の組合せか
ら導き出され、ＭＬＳ信号が妥当でない場合のみＩＮＳ
／ＧＰＳ信号から導き出される。
【００２７】誘導及び操縦装置８７は基準装置８８から
与えられる基準飛行径路に対する航空機の状況を位置及
び速度（航路ベクトル）エラーにより描画する。装置８
８はベクトル差をとってスカーラエラー量へ変換するこ
とにより、基準飛行径路から感知／評価された航空機位
置までの直角、水平及び垂直距離を算出する。基準航路
方向からの速度エラーも同様に算出される。
【００２８】位置及び速度エラーは加算され、姿勢もし
くは方位等の、他の航空機フィードバックパラメータと
差をとって、航空機管制面を指令する安定な制御信号を
発生する。管制入力により航空機はその飛行径路を修正
して、基準飛行径路からのエラーが０に向って断続的に
修正されるようにする。誘導及び操縦機能を実施するの
に使用されるさまざまな形式のフィードバック制御シス
テムが従来技術で知られている。その一例が、ここに参
照として組み入れた、エトキン、バーナード著、「航空
力学」（Ｊｏｈｎ Ｗｉｌｅｙ ａｎｄ Ｓｏｎｓ，１
９５９）に記載されている。
【００２９】独立モニタ７４はＭＬＳ情報及びカルマン
フィルタ７０からの情報を受信して比較する。独立モニ
タ７４はカルマンフィルタ７０から与えられる統合解と
比較することによりＭＬＳ信号の完全性を評価し、所定
の閾値よりも大きい差が検出されると警告を与えるかも
しくは自動復帰を行う。閾値は一定とするか、もしくは
飛行局面の関数とすることができる。それは簡単な数学
差として実施することができる。
【００３０】動作上、カルマン濾波されたＧＰＳ及びＩ
ＮＳ位置及び速度データは、航空機３０が飛行径路のセ
グメント３８上にある時に主要な航行誘導源として使用
される（図２参照）。航空機３０が妥当なＭＬＳ信号範
囲内に入ると、ＭＬＳ位置及び速度データはカルマンフ
ィルタ７０へ送られ（図２）、空港ターミナルエリアに
対するＧＰＳ及びＭＬＳデータ間の差が調和される。カ
ルマン濾波された解及びＭＬＳ解は相補的に混合され、
実施例では９．２６〜１８．５２ｋｍ（５〜１０海里）
である、距離の関数として徐々に分離され、近接したタ
ーミナル誘導に対してはＭＬＳデータだけが使用される
ようにする。離陸飛行行程時には逆の工程が生じる。こ
れは３つの目的を果す。第１に、ＭＬＳだけを使用した
精密ターミナル誘導に対する認可基準に適合する。第２
に、カルマン濾波された解がＭＬＳ誘導の独立性能モニ
タとして機能することを可能とする。これはＭＬＳ地上
送信機もしくは受信機が１台しかない空港において特に
重要である。第３に、ＭＬＳが不能となった時にカルマ
ン濾波ＧＰＳ／ＩＮＳ解へ切り替えることができる。最
初にＭＬＳ信号が得られる間にカルマン濾波解はＭＬＳ
システムに対して校正されるため、ＧＰＳ／ＩＮＳ解は
かなりの時間ＭＬＳ解と同じ精度を維持することができ
る。進入の最終部分、すなわちフレア及び接地時、にＭ
ＬＳが故障した場合復帰誘導は操縦を完了するのに充分
正確且つ信頼度の高いものとなる。ＧＰＳ／ＩＮＳシス
テムが校正されない場合には、ＧＰＳ／ＩＮＳ解だけで
は精密な進入を継続することはできない。
【００３１】従って、本発明により離陸から着陸までの
全フライトに対して一つの混合３次元領空航行及び誘導
法か提供されることがお判りと思う。ＧＰＳ、ＭＬＳ及
び他の航路及びターミナル航行システムから引き出され
る本方法は各ミッション局面の条件、特に離着陸及び精
密な空輸に必要な精度に対して最適化される。さらに、
独立した航行源を用いた実時間校正及びクロスチェック
が行われる。これにより、装置の故障もしくは人間のエ
ラーによる異常が検出される時に警告が発せられる。さ
らに、ＭＬＳが故障すると、自動復帰モードにより、認
可及び性能精度条件により定まるものと同等以上の最低
進入速度により飛行操縦を継続することができる。ＭＬ
Ｓ信号無しでカテゴリーＩＩミニマム（３０．４８ｍＤ
Ｈ（１００フィートＤＨ））、恐らくはカテゴリーＩＩ
Ｉ着陸、まで落した進入継続が達成される。さらに、自
動着陸システムの場合、本発明により採択及び監視のた
めの第三の独立源として校正されたＧＰＳが提供される
から、たとえ１台のＭＬＳ受信機が故障してもカテゴリ
ーＩＩＩ進入は完了させることができる。但し、通常２
台のＭＬＳ受信機が作動している場合である。
【００３２】本発明の動作上の特徴により、飛行安全性
の向上、ミッション及び離着陸の中断の低減、交通量管
理効率の向上、空域処理能力の向上、及び乗務員のター
ミナルエリア操作に対する自信の向上を含む大きな利点
が得られる。
【００３３】特定実施例について説明してきたが、本発
明の真の範囲及び精神から逸脱することなく実施例をさ
まざまに変更修正することができる。これらの変更及び
修正は全て特許請求の範囲に入るものとする。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明を使用することができる代表的な統合航
空電子システムのブロック図。
【図２】本発明の動作シナリオを示す線図。
【図３】本発明の航空機航行システムの機能ブロック
図。
【符号の説明】
１０ フライト管理システム １２ フライトディスプレイシステム １４ フライトコントロールシステム １６ 航行センサシステム １８ 通信システム ２０ ミッションアビオニクス ２２ 大気データシステム ３０ 航空機 ３１ 航行路 ３２ 滑走路 ３４ 投下点 ３６ ＭＬＳ送信機 ３８ 航路行程 ４０ 中間地点 ４２ 初期進入セグメント ４４ 中間地点 ４６ 最終進入セグメント ４８ 航行路 ５０ 離陸セグメント ５２ 中間地点 ５６ 中間地点 ５８ 出発航路セグメント ７０ カルマンフィルタ ７２ 単極単投スイッチ ７３ 線 ７４ 独立モニター ７６ 重み付け装置 ７８ 重み付け装置 ８０ 加算器 ８２ 線 ８４ 二極単投スイッチ ８６ 線 ８７ 誘導操縦装置 ８８ 基準装置 ９０ 線

Claims (24)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 長距離航行システム及び短距離航行シス
    テムからのデータを使用して航空機を所定の到着地へ誘
    導する統合システムにおいて、該システムは長距離航行
    システムからデータを引き出す手段と、短距離航行シス
    テムからデータを引き出す手段と、前記長距離航行シス
    テムからの前記データ及び前記短距離航行システムから
    の前記データの重み付けされた和を与える自動手段を具
    備し、前記和は前記長距離航行システムもしくは前記短
    距離航行システムの各々の一方に関連する所定位置から
    の距離の関数として重み付けされている、航空機統合誘
    導システム。
  2. 【請求項２】 請求項１記載のシステムにおいて、前記
    和は前記所定位置からの第１及び第２の距離間で線型に
    重み付けされている、航空機統合誘導システム。
  3. 【請求項３】 請求項２記載のシステムにおいて、さら
    に前記長距離航行システム及び前記短距離航行システム
    からの前記データから航空機管制データを発生する手段
    を含む、航空機統合誘導システム。
  4. 【請求項４】 請求項３記載のシステムにおいて、さら
    に前記短距離航行送信機から引き出される妥当なデータ
    が中断する時に前記供給手段をバイパスする手段を含
    む、航空機統合誘導システム。
  5. 【請求項５】 請求項４記載のシステムにおいて、さら
    に、前記短距離航行システムからの妥当データの取得を
    検出する手段と、検出手段に応答して前記長距離航行シ
    ステムからの前記データを校正する手段を含む、航空機
    統合誘導システム。
  6. 【請求項６】 請求項５記載のシステムにおいて、さら
    に、前記短距離航行システムからの前記データが前記長
    距離航行システムからの前記データと所定量を越えて相
    違する場合に警報を発する手段を含む、航空機統合誘導
    システム。
  7. 【請求項７】 請求項６記載のシステムにおいて、前記
    長距離航行システムは機載慣性航行システム及び機外無
    線航行システムを具備し、さらに慣性誘導システムから
    のデータ及び無線誘導システムからのデータを結合する
    手段を含む、航空機統合誘導システム。
  8. 【請求項８】 請求項７記載のシステムにおいて、前記
    結合手段はカルマンフィルタからなる、航空機統合誘導
    システム。
  9. 【請求項９】 請求項８記載のシステムにおいて、前記
    短距離航行システムはマイクロ波着陸システムからな
    る、航空機統合誘導システム。
  10. 【請求項１０】 請求項９記載のシステムにおいて、前
    記無線航行システムはグローバルポジショニングシステ
    ムからなる、航空機統合誘導システム。
  11. 【請求項１１】 広範なカバレッジを有する第１の航行
    システム及び所定の到着地付近内のカバレッジを有する
    第２の航行システムからのデータを使用して航空機を所
    定の到着地まで誘導する総合システムにおいて、該シス
    テムは、第１の航行システムからデータを引き出す手段
    と、第２の航行システムからデータを引き出す手段と、
    前記第２の航行システムからの前記データを選択的にゲ
    ートする第１の手段と、前記第１の航行システムからの
    前記データを処理する手段と、前記第１の航行システム
    からの前記データと前記第２の航行システムからの前記
    データの重み付けされた和を発生し、前記重み付けは前
    記第２の航行システムに関連する所定位置からの距離の
    関数である手段と、前記処理手段もしくは前記発生手段
    からのデータを選択的にゲートする第２の手段と、前記
    長距離航行システム及び前記短距離航行システムからの
    前記データから航空機管制データを発生する手段を具備
    する航空機統合誘導システム。
  12. 【請求項１２】 請求項１１記載のシステムにおいて、
    前記発生手段は、前記第１もしくは前記第２の航行シス
    テムのいずれか一方からの前記データを重み付けする第
    １の手段と、前記第１もしくは前記第２の航行システム
    の他方からの前記データを重み付けする第２の手段を具
    備し、前記第１及び第２の重み付け手段は相補的重み付
    け機能を有し、さらに第１及び第２の重み付け手段から
    の重み付けされたデータを加算する手段を具備する、航
    空機統合誘導システム。
  13. 【請求項１３】 請求項１１記載のシステムにおいて、
    前記第１の選択ゲート手段は最初に前記第２の航行シス
    テムから妥当なデータを取得すると第２の航行システム
    から前記データを与える、航空機統合誘導システム。
  14. 【請求項１４】 請求項１３記載のシステムにおいて、
    前記第２の選択ゲート手段は前記第２の航行システムか
    らの妥当なデータが失われると前記発生手段からのデー
    タ供給を中止する、航空機統合誘導システム。
  15. 【請求項１５】 請求項１４記載のシステムにおいて、
    さらに前記第２の航行システムから妥当なデータを取得
    すると前記第１の航行システムからの前記データを校正
    する手段を含む、航空機統合誘導システム。
  16. 【請求項１６】 請求項１５記載のシステムにおいて、
    前記第１の航行システムから前記データを引き出す前記
    手段はカルマンフィルタを含む、航空機統合誘導システ
    ム。
  17. 【請求項１７】 請求項１６記載のシステムにおいて、
    前記第１の航行システムは機載慣性航行システム及び機
    外無線航行システムを具備し、さらに前記第１の航行シ
    ステムから前記データを引き出す手段を含む、航空機統
    合誘導システム。
  18. 【請求項１８】 請求項１７記載のシステムにおいて、
    前記第２の航行システムはマイクロ波システムを具備す
    る、航空機統合誘導システム。
  19. 【請求項１９】 請求項１８記載のシステムにおいて、
    前記無線航行システムはグローバルポジショニングシス
    テムからなる、航空機統合誘導システム。
  20. 【請求項２０】 慣性航行システム、グローバルポジシ
    ョニングシステム及びマイクロ波着陸システムからのデ
    ータを使用して航空機を空港へ誘導する統合システムに
    おいて、該システムは、慣性航行システムからデータを
    引き出す手段と、グローバルポジショニングシステムか
    らデータを引き出す手段と、前記慣性航行システム及び
    前記グローバルポジショニングシステムからの前記デー
    タを結合して合成航行データを生じる手段と、マイクロ
    波着陸システムからデータを引き出す手段と、前記合成
    データもしくは前記マイクロ波着陸システムデータのい
    ずれか一方を重み付けする第１の手段と、前記合成デー
    タもしくは前記マイクロ波着陸システムデータの他方を
    重み付けする手段を具備し、前記第１及び第２の重み付
    け手段は相補的重み付け機能を有し、前記重み付けは前
    記グローバルポジショニングシステムもしくは前記マイ
    クロ波着陸システムの一方に関連する所定位置からの距
    離の関数であり、さらに、第１及び第２の重み付け手段
    からのデータを加算する手段、前記マイクロ波着陸シス
    テムデータを前記第２の重み付け手段及び前記結合手段
    へ選択的にゲートする第１の手段、前記結合手段もしく
    は前記加算手段からのデータを選択的にゲートする第２
    の手段、及び第２のゲート手段によりゲートされる前記
    データから航空機管制データを発生する手段を具備す
    る、航空機統合誘導システム。
  21. 【請求項２１】 請求項２０記載のシステムにおいて、
    前記結合手段はカルマンフィルタからなる、航空機統合
    誘導システム。
  22. 【請求項２２】 請求項２１記載のシステムにおいて、
    前記第１のゲート手段は有効なマイクロ波着陸システム
    データが受信される時に前記マイクロ波着陸システムの
    ゲーテイングを開始する、航空機統合誘導システム。
  23. 【請求項２３】 請求項２２記載のシステムにおいて、
    さらに前記マイクロ波着陸システムデータが前記第１の
    ゲート手段により最初にゲートされる時に前記カルマン
    フィルターを校正する手段を含む、航空機統合誘導シス
    テム。
  24. 【請求項２４】 請求項２３記載のシステムにおいて、
    前記第２のゲート手段は有効なマイクロ波着陸システム
    データの受信が中止されるとデータのゲートを中止す
    る、航空機統合誘導システム。
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