JPH07272200A

JPH07272200A - 航空電子機器

Info

Publication number: JPH07272200A
Application number: JP7012836A
Authority: JP
Inventors: Gary L Viviani; エル．ヴィヴィアニギャリー; Carl E Klingenschmitt; イー．クリンゲンシュミットカール
Original assignee: Avco Corp
Current assignee: Avco Corp
Priority date: 1994-02-04
Filing date: 1995-01-30
Publication date: 1995-10-20
Also published as: CA2136570A1; EP0670566A2

Abstract

(57)【要約】【目的】自動着陸システムにて利用される航空機の状
態ベクトルを正確に提供する。航空機に対する滑走路な
どの着陸位置の現在の位置を、正確に且つリアルタイム
で表示する。【構成】機上搭載機器２３は、外部から送信された信
号を受信するアビオニクス３０，３２，３４，３６と、
受信信号を処理するプロセッサ３８とを有する。ディス
プレイ４０は、パイロットから実際に見られる滑走路と
同様の滑走路の立体像を、リアルタイムで表示する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【技術分野】本発明は、航空機の着陸システムに関し、
特に現在の着陸システムによって生成される信号を利用
して何が着陸位置に対する航空機の状態ベクトルになっ
ているかの正確な視覚的表示を提供するものに関する。
航空機の着陸システムは、自動着陸システムとして使用
され、航空機に対して着陸位置がどこにあるかに関する
詳細な表示をパイロットに対して提供するものである。
「状態ベクトル」とは、３軸に沿う位置、速度、ピッ
チ、ヨー、バンクなどのパラメータを含む。

【０００２】

【背景技術】航空機のナビゲーションは、航空機の離着
陸に関係するナビゲーション装置を有し発展してきた。
近年の着陸システムは、多くの高性能の航空機が単独で
離着陸できる程度に発展してきた。例えば、民間航空会
社のパイロットは、離陸から着陸までナビゲーション装
置、慣性装置（inertial equipment）、着陸システムな
どの完全な制御の下に「自動」モードで航空機を支える
ように教育されている。いわゆる自動着陸性能が存在す
るけれども、航空機での上記システムの稼働は高価であ
り、これらの着陸システムに関係する滑走路を正確に表
示するものはあまり無い。

【０００３】複雑な自動着陸システムを備えていてもパ
イロットに残された大切な機能の１つは、危険が生じた
りまたは切迫した状況（このような危険は回避されるこ
とが望ましい）にある航空機をモニタすることである。
パイロットは、自動モード装置に問題を表示しながら自
動モードにある航空機が目的のコースからあまりにも遠
くに方向を変えないようにするために、フライト機器や
ナビゲーション機器をモニタできる。しかしながら、パ
イロットが、このような「自動」フライト中の危険な状
態を正確に決定するためにさらなる情報を得ようとした
場合、パイロットが、容易にフォーマット（format）を
観測して解釈するために可能な限り、航空機のナビゲー
ションに関するより多くの状態ベクトル情報を有するこ
とが大切となる。状況のモニタを補助するのみならず、
航空機の信頼性のある位置の表示が無ければパイロット
は自分の生命や乗客の生命が危険に曝されていることに
気付かないので、この情報を提供することは大切であ
る。パイロットが必要とする情報の重要な要素の１つ
は、たいていは滑走路であるがヘリポートやシーポート
との場合もある航空機の着陸位置と航空機との関係を精
確に示す状態ベクトルである。

【０００４】航空機の着陸は、現代の機器の条件下で
は、地上または衛星のいずれか一方に離れて設置された
送信器、航空機の受信器、及び安全且つ効率良く正確に
受信器に連結されたディスプレイによって表示された情
報を処理するパイロットの能力に依存している。いわゆ
るノンプレシジョンアプローチ（non-precision approa
ch）は、着陸システムと相互に作用してパイロットに方
位角情報を提供する。例えば、ノンプレシジョンアプロ
ーチは、当該分野にて周知である高周波数オムニディレ
クショナルレンジ（ＶＯＲ）、ノンディレクショナルビ
ーコン（ＮＤＢ）及びローカライザ（ＬＯＣ）を含む。
ノンプレシジョンアプローチにおいて、パイロットは、
他の計器（すなわち、高度計）からグライドスロープ情
報を決定しなければならない。

【０００５】より高性能のアプローチは、方位角及びグ
ライドスロープ情報の両方が着陸システムに供給され
る、いわゆるプレシジョンアプローチ（precision appr
oach）である。たいていの大きな飛行場は、特定タイプ
のプレシジョンアプローチである計器着陸システム（Ｉ
ＬＳ）を有する。このＩＬＳは、今日の民間航空にて最
も信頼されているアプローチである。ナビゲーションの
別の補助は、航空機が特定の航法標識（レンジ情報）か
らどれだけ離れているかに関する情報をパイロットに提
供する距離測定装置（ＤＭＥ）である。方位角及びグラ
イドスロープ情報をＤＭＥ情報に組み合わせることによ
って、パイロットは、航空機を３次元にかなり精確に位
置させることができる。しかしながら、ＩＬＳとＤＭＥ
機器とを組み合わせても、自動着陸システム（すなわ
ち、航空機に搭載された慣性着陸システム、これはかな
り高価でかさばり、複雑である）の能力を増大させずに
形成するのに必要とされるほどの精度ではない。

【０００６】多くの上記既存のプレシジョン及びノンプ
レシジョンアプローチの欠点は、航空機に対して着陸位
置がどこにあるかに関する情報が、航空機が１の所望の
アプローチの限られた特定の上昇角度（通常３゜から最
大５゜）にあるときに限り提供されることである。既存
のアプローチの多くは、ストレイト・イン・アプローチ
である。航空機に対して滑走路の位置がどこであるかを
システムに供給することは、航空機が所望のアプローチ
からどこへ外れているかを必要としているときに表示さ
れる。このように、さらに複雑なアプローチが、コース
の反転や湾曲したアプローチなど滑走路の位置に常時留
意しているパイロットによって行われている。

【０００７】マイクロ波着陸システム（ＭＬＳ）は、
２，３の飛行場で稼働している比較的新しいタイプの精
密着陸システムである。ＭＬＳは、地上に設置された送
信器から方位角及びグライドスロープ情報が供給される
場合はＩＬＳと同じであり、さらにレンジ情報を提供す
る。各ＭＬＳ送信器は、よく利用される飛行場で特に有
効な異なる方位角に沿った異なるアプローチに対して利
用される信号を生成することができる。ＭＬＳは、スト
レイト・イン、ドッグレッグ、または必要とされるタイ
プのアプローチのいずれに対しても使用できる。ＭＬＳ
は、方位角、グライドスロープ、及びレンジの３つのア
ンテナを使用する。航空機の２つの受信器（１つはスペ
ースアンテナのＭＬＳ信号であり、他方のアンテナはＤ
ＭＥである）のうちの一方は、それぞれ３次元に航空機
を積極的に配置させることの可能な航空機に関する情報
を提供する３つの送信アンテナの各々から信号を受信で
きる。しかしながら、ＭＬＳは、ＩＬＳよりも異なるア
プローチに対してかなり大きな適用性可能性を有するけ
れども、ＭＬＳに連結される計器の開発者はＩＬＳに利
用される計器を真似たので、ＭＬＳの潜在的な適用性は
実現されなかった。

【０００８】ＭＬＳは、国際基準に合わせられ（全ての
上記プレシジョン及びノンプレシジョンアプローチは国
際基準に合わせている）、航空機の受信器に地上のアン
テナに関する航空機の状態ベクトル情報が決められる空
間の中で信号を生成する。ＤＭＥのトランスポンダはレ
ンジ情報を決定する。さらに、アングル受信器は、厳密
な幾何学的手段によって航空機のデカルト空間座標系を
精確に決めるために航空機に特定の情報を提供する、い
わゆるデータワードを解読する。故に、ＭＬＳも、プレ
シジョンやノンプレシジョンアプローチ用の他のタイプ
の着陸システムよりもより精確な情報を提供することも
できる。

【０００９】別の着陸システムは、過去１０年内で広く
認識されているが、衛星に設置された送信器を利用して
緯度及び経度フォーマットにおける極めて正確な状態ベ
クトル情報を提供するグローバルポジショニングシステ
ム（ＧＰＳ）である。基準構成において異なるＧＰＳを
使用することによって、精確なレンジ評価をＤＭＥの代
わりに、またはＤＭＥに加えて行うことができる。ＤＧ
ＰＳは、着陸位置近傍のみならずフライトの途中におけ
る航空機に関する３次元位置情報を提供する。故に、Ｇ
ＰＳ及びＭＬＳは、送信された信号を利用して極めて精
確な状態ベクトル情報を提供することができる。

【００１０】航空母艦着陸システム（ＡＣＬＳ）におい
て、方位角、高さ及びレンジ情報が提供される。この情
報は、一般的に上記国際基準に相当しない異なる技術に
よって得られる。しばし、レーダが、航空機に送信され
た結果を用いて船上にて順次処理されるレンジ、高さ及
び方位角を決定するために使用される。得られたネット
情報は、処理装置がＡＣＬＳ用のもの以外の機上搭載か
または地上設置（船上搭載）であるかと同じであり、船
上搭載センサ及びプロセッサは、より正確に船の動作に
関する情報を提供することができる。ＤＧＰＳは、レー
ダレンジの代わりにまたはレーダレンジに加えて利用で
きる。ＡＣＬＳは、同様に、３次元座標系に従って飛行
機に位置情報を提供できる。

【００１１】今日の着陸及び離陸制御システムでは、空
間において信号によって供給された情報を利用すること
の効果は、方位角、高さ及びレンジ情報を着陸領域を包
囲するデカルト空間において航空機の３次元座標（ｘ，
ｙ，ｚ）に変換することである（状態ベクトル情報）。
これに代えて、デカルト座標は、等価な位置情報を含む
球座標に容易に変換することができる。このような空間
ベクトル情報は、航空機における航空機の位置のモニタ
のみならず、自動着陸システムの形成する際にも大切で
ある。換言すれば、状態ベクトル情報を決める計算を行
うために使用される特定の座標系は、多くは６次以上の
高次の微分方程式が状態ベクトルを正確に決めるために
精度良く得られる限り不用である。

【００１２】上記記載の着陸システムに対して無関係な
技術を使用するシステムにおいて、いわゆる合成着陸シ
ステムが考案されて稼働してきた。活性センサ（すなわ
ち、赤外線やミリ波レーダ波）が、パイロットの前に視
界（ＦＯＶ）のセンサの活性素子の波長に依存した合成
像を提供するために、航空機内に設けられてきた。セン
サは、コクピットの内側からフライトの方向を見るパイ
ロットのＦＯＶに類似した像を生成するように、航空機
のノーズからスキャンしたり監視するために使用され
る。ヒトの視界を補足する感度を有する別のセンサがＦ
ＯＶの像を提供するために使用されるので、これらのシ
ステムは「合成視界」として参照されている。

【００１３】現在、合成視界像は、その画質が悪く、リ
アルタイムで動作するこれらのセンサの能力が乏しいの
でかなり信頼性が低く、自動着陸システム用に十分信頼
性のあるシステムを形成していない。合成像の製品も、
かなり高価であり、製造が困難である。最終的に、ＦＡ
Ａや他の行政省庁が保証や標準化以前に各着陸システム
に供給する試験の量を考慮すると、合成着陸システムが
商用、軍用、または一般の航空での使用に受け入れられ
るまで、長時間を要するようである。

【００１４】多くの場合、合成視界像が、特に悪天候の
下で滑走路を捜し出す別の手段を用いて操縦を行うため
に、ヘッドアップディスプレイ（ＨＵＤ）やヘッドダウ
ンディスプレイ（ＨＤＤ）に表示される。パイロット
は、外部の状況（滑走路、他の飛行機、地形など）を見
ることができる位置にて計器が見られるように視界を保
つことを好むので、ＨＵＤは、多くのタイプの着陸シス
テムの中で、合成着陸システムにおいてはＨＤＤよりも
好まれる。しかしながら、等価な情報をＨＵＤやＨＤＤ
に表示させることができるので、２つのディスプレイは
本発明においては交換可能と考えられる。

【００１５】上記記載から、上記システムの長所を併せ
持ちながらも本来の欠点が限られている航空機の着陸シ
ステムを形成することに効果があることが明らかにな
る。このようなシステムは既存の（実証済みの）装置を
使用するものである。新しいタイプのＨＵＤに滑走路の
位置に関する正確でリアルタイムの３次元の情報を用い
て操縦及び航室管制を連続的に行いながらも、ドッグレ
ッグやストレイトインタイプの複数の異なるアプローチ
（必要に応じてコースが反転される）の複数の異なるア
プローチを行うことが要求される。自動着陸システムに
て信頼性を有して使用される着陸位置に対する航空機に
ついての正確な状態ベクトル情報を提供することも有益
である。パイロットによる迅速なアクセス及び把握がか
なり容易となる航空機に対する着陸位置の現在の位置の
表示を精確に且つリアルタイムで行うことに高い需要が
ある。

【００１６】

【発明の概要】本発明は、外部から送信された信号を受
信する部分を含み、外部から送信された信号とともに動
作され得る航空電子機器に関する。状態ベクトル情報
は、外部から送信された信号のみに基づいて決定され
る。

【００１７】

【実施例】航空機の正確なリアルタイムの状態ベクトル
情報は、自動着陸システムにおいて利用され、離陸、着
陸、タキシングの間、さらにフライトの途中においても
パイロットにて使用されるディスプレイによって使用す
ることもできる。当該分野において、「状態ベクトル」
は、３次元での位置、速度、ピッチ、ヨー、バンクなど
のパラメータを含むことを意味する。自動航空機着陸シ
ステムにおいて使用される近代コンピュータは、６次の
微分方程式を生成する少なくとも６次状態ベクトルの継
続的な更新を必要とする。

【００１８】本発明において、「着陸システム」は、着
陸位置に対する航空機の位置に固有な、航空機のシステ
ムやパイロットに情報を提供するシステムとして定義さ
れる。「自動着陸システム」は、パイロットの補助の有
無に拘らず着陸位置に航空機を着陸させることのできる
システムとして定義される。「航空機の着陸位置」は、
現在のシステムがヘリポートやシーポートなどと同様に
離着陸の両方のために利用できるために、着陸用に使用
される滑走路と同様に離陸用に使用される滑走路もカバ
ーすることを狙いとする。「信号」は、離れた送信器に
て送信され且つ航空機に設置された受信器によって受信
された信号として定義されている。情報は、プロセッサ
にて処理されるべき、または航空機の搭載システムやパ
イロットにて利用され得る記憶装置内に含まれるべき信
号によって送信された有効なデータである。

【００１９】本発明は、従来の着陸システム（ＭＬＳ，
ＧＰＳなど）から発せられた外部信号を使用して、正確
な状態ベクトル情報を提供する。内部ナビゲーションユ
ニット（ＩＮＵ）やレーダ高度計、状態ベクトル情報を
得る航空機に搭載されたＩＬＳを信頼した比較的正確な
別の自動着陸システムが現在利用されているが、このよ
うなシステムは、高価で、かさがあって重量がある。こ
れらのシステムの上記欠点により、その用途は大きな民
間航空機や特定の軍用機のみに限られる傾向がある。さ
らに、各システムの動作は異なるために、航空機に搭載
された上記システムのグレードアップは困難なプロセス
となる傾向がある。しかしながら、本発明の精度はより
高く、コストは低減され、稼働が容易となり、最終的な
装置のかさは小さくなる。状態ベクトル情報状態ベクトル情報がより正確になると、自動着陸システ
ム（またはパイロットへの表示）は精度及び信頼性とが
さらに高くなる。次に示す変数は、状態ベクトルの要素
であり、一例を示したものであって本発明の他の方程式
のようにこれに限定されるものではない。Ｖ１＝航空機の地表からの平均距離（デカルト座標系の
Ｚ方向）Ｖ２＝デカルト座標系のＸ座標Ｖ３＝デカルト座標系のＹ座標Ｖ４＝フライト方向における航空機の速度Ｖ５＝航路の傾斜角（Ｖ５＝０のとき航路は水平、Ｖ５
＞０のとき飛行機は上昇中、Ｖ５＜０のとき飛行機は下
降中）Ｖ６＝ＸＹ面内における平面方位（Ｖ６＝のとき、位置
はＸ軸の正側であり、Ｖ６＝Ｐｉ／２のとき、位置はＹ
軸の正側である）Ｖ７＝この変数は航空機のバンクに関する。従来の航空
機の計測操縦では正確に決定することが非常に困難な変
数のために、あまり使用されていない。６個の変数のみ
が非常に正確な位置制御をなすために必要とされ、たい
ていＶ１乃至Ｖ６が使用される。

【００２０】上記状態ベクトルが正確に判っていれば、
航空機に対する着陸地点との相対位置を決めることがで
きる。航空母艦を除く航空機の着陸位置に関する状態ベ
クトルの想定の簡素化は、着陸位置が地球に対して固定
されていることであり、この仮定は、たいていの適用可
能な航空座標システムの基礎を形成する。航空機の着陸
位置を適切に表示するＨＵＤに順次プロセッサに供給さ
れるべき情報は、次に示すものを含む。すなわち、ａ）滑走路の長さ、ｂ）滑走路の幅、ｃ）Ｘ，Ｙ，Ｚ軸に沿う滑走路の端部と比較したアン
テナの位置（各アンテナに対するＸ，Ｙ，Ｚ座標）である。

【００２１】上記情報によって、航空機の着陸位置とそ
の粗い外形を自動着陸システムにおいて使用することが
でき、または以下に説明する方法を使用してＨＵＤやＨ
ＤＤに描画することができる。本発明のハードウエア図１に、本発明に関係するハードウエア２３の１の実施
例の構成図を示す。航空機は全ハードウエア２３を搭載
する。入力が、グローバルポジショニングシステム（Ｇ
ＰＳ）アビオニクス３０、マイクロ波着陸システム（Ｍ
ＬＳ）アビオニクス３２、距離測定装置（ＤＭＥ）アビ
オニクス３４及び航空母艦着陸システム（ＡＣＬＳ）ア
ビオニクス３６のうちの１つまたは複数から行われる。
上記アビオニクス３０，３２，３４，３６の各々はプロ
セッサ３８と情報を交信し、かかるプロセッサ３８は、
入力された全情報をヘッドアップディスプレイ（ＨＤ
Ｄ）やヘッドダウンディスプレイ（ＨＤＤ）４０に表示
できる形態のデータに変換したり、当該分野にて周知の
システムを使用して航空機を制御したりする。プロセッ
サ３８は、全てのアビオニクス３０，３２，３４，３６
からの情報を必要とせず、状態ベクトルの更新に要する
情報のみを必要とする。

【００２２】本発明の主要構成要素はプロセッサ３８で
あり、かかるプロセッサ３８は、様々なアビオニクス３
０，３２，３４，３６から情報を取り出し、さらにこの
情報を以下に説明するようにＨＵＤやＨＤＤ４０に供給
可能な１組の符号に変換する「ブラックボックス」と考
えられている。本発明で使用される「信号」は、航空機
２５に外部から送信され、さらに上記アビオニクス３
０，３２，３４，３６のうちの利用可能な１によって受
信される信号として定義されている。

【００２３】図２は図１のプロセッサ３８の詳細を示
す。プロセッサの主要構成要素は、ＣＰＵ４１、標識発
生器４３、メモリ４２、バス４４、入力ポート４６及び
出力ポート４８である。バス４４の多くは、１５５３Ｂ
（軍用基準）またはＡＲＩＮＣ基準４２９バスである。
ＣＰＵはバス４４とインターフェースできる。メモリ４
２は、用途に応じたＲＡＭとＲＯＭとの複合タイプのメ
モリである。入力ポート４６及び出力ポート４８は、そ
れぞれフラップやエンジンパワーなど航空機の他の装置
（図示せぬ周知の装置）と信号を交信し合う。ＣＰＵ４
０は、アビオニクスにて受信された情報の間の相互作用
をなし、故に航空機を制御し且つ自動着陸能力を供給し
ながら航空機とアビオニクス３０，３２，３４，３６と
の間の相互作用をなす。表示装置プロセッサ３８の重要な特徴は、図３に示すように、ア
ビオニクス３０，３２，３４，３６から受信された外部
からの信号をＨＵＤやＨＤＤ４０での立体像に変換する
ことである。図３には、水平姿勢標識５６ｃを含む複数
の姿勢標識５６ａ，５６ｂ，５６ｃ，５６ｄ，５６ｅが
示されている。さらに、グライドスロープ位置標識５８
と方位角位置標識６０とがあり、これらの標識５８，６
０は、ともにＩＬＳ、ＭＬＳ、または他の着陸システム
に対する航空機の位置の表示を行うものである。航空機
が所望の方向設定に対してどこにあるかに関する情報や
水平姿勢を表示する航空機標識６２がある。

【００２４】以前に、パイロットの視点からの滑走路の
正確な表示を現すために、高性能のジャイロスコープや
自動操縦ととも利用されているような内部誘導やＩＮＳ
の内部誘導が、パイロットを補助する適切な像を作成す
るために使用されてきた。しかしながら、これらのシス
テムは稼働が高価で、その精度が、たいてい信号受信器
ほど精度が高くないトランスデューサに依存している。
本発明の方法は、かなり容易であり、滑走路の位置のよ
り正確な表示をなすものである。

【００２５】標準ＨＵＤやＨＤＤは、基本的に特定のパ
ネルの設計に依存した特定の動作を有するグラフィック
ス制御パネルであることを考慮すると、着陸位置（多く
の場合は滑走路）に対する航空機の位置を表す像はＨＵ
Ｄに作成される。なお、本発明は、ＨＵＤ及びＨＤＤの
いずれにも適用できる。図４は、航空機の前に滑走路標
識６４を有するＨＵＤディスプレイ４０を示し、航空機
は、航空機標識６２にて示されるように僅かに機首が下
方を向いた状態にある。滑走路標識６４は、スレッショ
ルド標識６６、２本の滑走路サイド標識６８，７０、滑
走路終了標識７２、滑走路センターライン標識７４を含
む。滑走路６４の大きさ、形状、外形は、メモリ４２に
保存された滑走路のデータによって決められ、標識発生
器４３にて生成される。類似の航空機着陸位置標識を、
ヘリポート、シーポート、誘導路などに対して生成する
こともできる。

【００２６】ＨＵＤやＨＤＤに現れる航空機の着陸位置
の像は直線状のエッジ、スレッショルド、センターライ
ンを有することに留意されたし。滑走路の多くは直線状
のエッジを有するので、このモデル化は適切である。図
示されたメモリ４２は、滑走路の長さ、幅、角度及びそ
の他の特徴に関するデータを含む。航空機の着陸位置に
対して航空機がどこにあるかに関して本発明から得られ
た情報や上記データに基づいて、滑走路やセンターライ
ンの正確な描写が標識発生器によって作成される。

【００２７】従来の赤外線センサ技術は、図４に示す装
置と、類似しているが非常に複雑でさらに高価な装置を
作製している（従来の装置は図示せず）。赤外線システ
ムは滑走路とその周辺の芝で覆われた領域とに対して別
々に作用するので、従来の装置において、滑走路は周辺
の芝で覆われた領域とは異なって現れている。しかしな
がら、滑走路を周辺領域の他の道や誘導路などと識別す
ることは困難であった。図４の装置と比較した従来の赤
外線技術の効果の１つは、他の航空機やトラックなどを
検出できることである。なお、図４の実施例では滑走路
の障害物は示していない。

【００２８】しかしながら、図４の像は、従来の赤外線
像よりも特にＨＵＤやＨＤＤディスプレイなどのコクピ
ットのたいていの機器においてパイロットにて使用され
理解される他のタイプのグラフィックスとかなり類似し
て現れる。従来の装置では滑走路のセンターラインやエ
ッジを検出することは困難である。また、図４の本発明
の実施例に示される滑走路は１本のみであり、一方、従
来の赤外線装置は、滑走路に類似したＩＲセンサに反応
する材料からなるあらゆるものを示すものである。

【００２９】本発明のディスプレイにかかる上記概念を
具体的に説明するために、次に示す解析を行う。最初
に、パイロットは、アプローチに沿って中心に位置し且
つ滑走路のスレッショルドの手前約３０．４８ｍ（１０
０フィート）で固定された椅子に座っていると仮定す
る。滑走路に対するパイロットの位置、滑走路の性質、
具体的な方程式を知っているパイロットから離れたとこ
ろに位置する数学者の助けにより、直線や矩形、他の簡
単な幾何学的形状のみを使用して（パイロットを有利な
場所に配置せずに）滑走路がパイロットに対してどのよ
うに現れるかについての近接近似を行うものとする。数
学者の結果は、パイロットの視覚のモデルとして参照さ
れる。

【００３０】航空機の実際の動作、速度及び加速度を提
供することによって問題がさらに複雑になるとき、モデ
ル化の処理そのものはあまり複雑にはならないことは判
っているが、数学者の仕事はさらに難しくなり、形成さ
れるリアルタイムのモデルもさらに難しくなる。このよ
うなモデル化は、合成視界として一般に参照されるが、
姿勢、速度及び方位トランスデューサを使用し、さらに
滑走路そのもののをモデル化する試みによって、可動の
プラットフォーム（航空機）から実際に達成される。し
かしながら、本発明の目的は、実際に空間に配置された
信号を使用することによって容易に行われる。本発明に
おいて、標識発生器は、簡単な形状の累積を利用するこ
とによって滑走路の急速に変化する景観を生成するため
に使用される。描画（Imaging）図４は、パイロットが自分の視野（ＦＯＶ）から観測す
る像と類似して描かれた滑走路表面の斜視像である。Ｆ
ＯＶは、パイロットの眼を始点とする視界のパイロット
コーン（pilots cone of vision ）として定義されてい
る。パイロットが３６０度のＦＯＶを有し且つ航空機が
常時水平であれば、状態ベクトルの最初の３つの要素
（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３）のみが滑走路の適切な像を決める
ために必要となる。しかしながら、パイロットの視界
は、機体やコクピットによって制限され、また、パイロ
ットもＦＯＶを離着陸動作のために直接用意されている
情報に限定する。故に、パイロットにとって実際に役立
つ像は、状態ベクトルのＶ５の要素（航空機の姿勢）及
び地表に向けられているパイロットの視線と、ＦＯＶを
表しているコーンとの交点を決めることによって見つけ
られるものである。故に、ＨＵＤにて作成される像は、
デカルト座標系における航空機の位置と航空機の姿勢と
の両方に依存している。像をさらに鮮明にするために、
パイロットの見解から、バンク角度情報が得られてさら
に仮想コーンが仕切られる。この仮想コーンはパイロッ
トのＦＯＶを表す。

【００３１】通常の着陸動作では、コーンを投影すると
航空機の着陸位置はたいてい包み込まれる。もしそうで
なければ、ＨＵＤにおいてパイロットに示される視界は
滑走路を含まない。これは、航空機の着陸位置が適切で
ないことを表すので有益である。このような環境下で、
パイロットは、航空機の着陸がどこであるかを決めるた
めに他の場所を捜さねばならない。

【００３２】（ｘ，ｙ，ｚ）座標系から導出された着陸
システムの更新速度がおよそ３９Ｈｚで生じていると考
え、さらにヒトの眼は、３０Ｈｚよりも速い速度で生じ
ている変化を通常検出できると考えた場合、パイロット
に、航空機の着陸位置のリアルタイム表示が実際に何を
表しているかが提示される。典型的な着陸システムの精
度とかかるシステムから生成された関連する信号とを与
えると、全次元における実際の航空機の着陸位置の範囲
内にある着陸位置を形成するＨＵＤを設けることは、現
在の設計の範囲内である。特に、パイロットに、航空機
の着陸位置の合成像が提示される。このような像は、航
空機シュミレータやビデオゲームにて見られる像と同じ
ように現れ、いずれの場合においても、離着陸動作にお
ける航空機の制御を十分に満足するような状態で示され
る。

【００３３】しかしながら、合成視界への従来のアプロ
ーチに関連した状況やシュミレータで見られる状況とは
異なって、航空機の着陸位置の立体像は、着陸システム
に連結されたアンテナから送信された信号によって提供
される純粋な電子情報から導出する必要がある。これ
は、航空機のフライト方程式や法則の次に示す公式によ
って得られる。かかる公式は非標準且つ非線形であり、
ＨＵＤの有効な像の生成に適した状態ベクトルの必要と
された要素との１の対応に関するものを有するように公
式化される。このように、最も有効な手段は、着陸シス
テムの地上部分から空間へと生成される信号を信頼する
ことによって状態ベクトルの要素を決定するために供給
される。

【００３４】これらの主要な観測によって、本発明の主
たる要点が明らかになる。着陸システムの地上部分から
生成された信号から十分に導出される航空機の位置、大
気速度及び飛行姿勢を正確に決めるアルゴリズムを形成
する。この目的を達成するために、本来非線形である確
率フィルタ法が、信号が１のサンプリング期間から次の
期間への円滑な変化を確実になすために適用される。こ
れは適切な画質のためには大切なことである。航空電子機器の基準本システムに関係する部品は、既に試験され実証済みの
既存の装置に存在している。この理由により、本システ
ムは、全く最初から引き出される航空ナビゲーションシ
ステムよりも組立ユニットとして稼働がより容易にな
る。

【００３５】ＩＬＳ、ＭＬＳ用としては地上に、またＧ
ＰＳ用としては衛星に設置された外部の送信器は、機上
搭載の受信器と交信して次に示す成分のために使用され
る上記情報の更新を継続的に行う。すなわち、上記成分
は、ａ．従来のＭＬＳ、またはＡＣＬＳの場合はアップリ
ンク情報を使用した滑走路の位置に対する角度誘導ｂ．航空機の着陸位置に対するＤＭＥやレーダを使用
したレンジ情報ｃ．ＧＰＳを使用した既存の座標系に対する絶対位置である。

【００３６】上記成分は、航空機へのナビゲーションを
行う民間及び軍用航空製品の中では実際に利用されてい
るのが、精度の良いリアルタイムディスプレイにおいて
パイロットに対しては表示されていない。これら成分の
各々は、このような成分に対する２つの基準の一方によ
る既存の試験済み実証済みの航空機器とディジタルで交
信したり、または、ディジタルで交信するようになって
いる。軍用航空機に対して適用可能な基準は、ＭＩＬ−
ＳＴＤ−１５５３Ｂインターフェースとして存在し、こ
れは全ての近代軍用機にて実用化されている。民間航空
機に対して適用可能な基準はＡＲＩＮＣ４２９である。
各インターフェースにより、基準は、航空電子機器が互
いに交信できるように作られるために、定義に特に必要
とされる情報と同様に全ての必要な情報に対して、ディ
ジタルインターフェースバスと関連するコードとを定義
する。故に、軍用及び民間航空用のプロトコル及びハー
ドウェアインターフェースの条件が既に存在する。

【００３７】民間及び軍用ＨＵＤ及びＨＤＤ用のインタ
ーフェースは、前述の標識発生器であり、この発生器
は、１５５３インターフェース（軍用）または民間航空
機用のＡＲＩＮＣ４２９バスインターフェースに作用す
る。このディジタルインターフェース全体に、この装置
には、ＨＵＤまたはＨＤＤディスプレイに標識発生器に
よって予め定義された特定の像を作成するコマンドが入
力される。視界の特定の座標系により、直線、円、矩形
などを含む標識発生器によって生成されるかなりの種類
の基準像が存在する。

【００３８】本発明の目的の１つは、パイロットの視点
からの滑走路を示しながら適切なリアルタイム立体像
（ＨＵＤやＨＤＤ）を利用してパイロットに対して上記
情報を正確に表示することである。本発明のＨＵＤまた
はＨＤＤは、適宜のグラフィックスディスプレイプログ
ラムにて周知の如く、多少の基準直線セグメント描画操
作を使用する。プロセッサのソフトウェア空気力学の基準テキストを最初に参照すると、次に示す
方程式がプロセッサ３８にて利用される。これらの公式
は、実在するものを示すものであって限定を意図するも
のではない。フライトの空気力学に関する情報を提供す
るその他の類似した方程式の使用は、本発明の請求項の
範囲内に含まれる。

【００３９】ｄＶ１／ｄｔ＝Ｖ４ sin（Ｖ５）ｄＶ２／ｄｔ＝Ｖ４ sin（Ｖ６）× cos（Ｖ５）ｄＶ３／ｄｔ＝Ｖ４ sin（Ｖ６）× cos（Ｖ５）ｄＶ４／ｄｔ＝ −ｇ sin（Ｖ５）−Ｎ１（Ｖ４）² ｄＶ５／ｄｔ＝Ｎ２ × Ｖ４ cos（Ｖ７） − （ｇ／
Ｖ４）cos（Ｖ５）ｄＶ６＝Ｎ２ × Ｖ４ sin（Ｖ７）ｄＶ７／ｄｔ＝今のところ不活性ｇ＝重力加速度＝９．８ｍ／sec² Ｎ１＝１／２ ρＳＣ_D／ｍＳ＝翼のプラットフォーム面積Ｃ_D ＝ドラフト係数（一定と仮定） ρ ＝空気密度ｍ＝質量Ｎ２＝１／２ｐＳＣ_L／ｍＣ_L ＝リフト係数（一定と仮定）対象の任意の観測期間においてバンク角度は固定されて
周知であると仮定した場合、６つの独立な測定値は非給
電システムの状態の評価には十分であり、これは、評価
の適切な近似であり、継続的に訂正される。このような
状態は、次に示すように有効な測定値を分類することに
よって生成される。

【００４０】Ｓ１＝｛ｐ，θ，φ｝Ｓ２＝｛ｒ，θ，Ψ｝但し、Ｓ１＝ＤＭＥまたはレーダにて測定されるリファレン
スポイントアンテナからの距離、方位角アンテナの位相
中心に対する円錐方位角、または上昇（elevation ）レ
ーダアンテナの位相中心に対する円錐上昇角Ｓ２＝ＤＧＰＳによって測定されるリファレンスポイ
ントまでの距離、方位角（レーダ）アンテナの位相中心
に対する円錐方位角角度、または上昇アンテナの位相中
心に対する円錐上昇角度１組の測定値（Ｓ１，Ｓ２）から状態ベクトルへの写像
は、非線形であるが連続的に微分可能であり、よって、
システムの真解（true solution ）に十分に近接した近
傍においては線形として近似される。Ｓ１は時間１にて
行われた測定値に関係し、Ｓ２は次の時間にて行われた
測定値に関係し、この次の時間は航空機の受信器のサン
プル速度の関数になっている。ＤＧＰＳを利用しないと
すれば、ｒ及びＰは等しくなる。

【００４１】本発明の着陸システムから信号を受信する
空間における個々の別々な位置は、その箇所にて受信さ
れる固有の１組の信号を有する必要があると仮定でき
る。測定値空間から状態ベクトルへの写像は、次に示す
方程式を満足しなければならない。ｇ１（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，ｔ１）＝（Ｖ１−Ｘｄ）²＋
（Ｖ２−Ｙｄ）²＋（Ｖ３−２ｄ）²−Ｐ² ｇ２（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，ｔ１）＝−cos²θ（Ｖ２−Ｙ
ａ）²＋sin²θ（Ｖ１−Ｘａ）²＋sinθ（Ｖ３−Ｚａ）² ｇ３（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，ｔ１）＝−sin²φ（Ｖ₁−Ｘ
ｅ）²−sin²φ（Ｖ₂−Ｙｅ）²＋cos²φ（Ｖ₃−Ｚｅ）² 上記方程式が各観測時間ｔ_i に対して適用できる。解空
間の小摂動に対して、適切なヤコビアンＪに対して次に
示す標準近似をあてはめる。

【００４２】−△ Ｘｐ（ｔ）＝Ｊ^-1 Ｇ（ｔ）ここで、 △ Ｘｐ（ｔ）＝［Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３］^T Ｇ（ｔ）＝［ｇ１，ｇ２，ｇ３］^T である。また、ｇ４（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，ｔ₁）＝（Ｖ１−Ｘａ）²＋
（Ｖ２−Ｙａ）²＋（Ｖ３−Ｚａ）²−ｒ² ｇ５（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，ｔ₁）＝−cos²θ（Ｖ２−Ｙ
ａ）²＋sin²θ（Ｖ１−Ｘａ）²＋sin²θ（Ｖ３−Ｚａ）
² ｇ６（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，ｔ₁）＝−sin²Ψ（Ｖ１−
Ｘ_f）²−sin²Ψ（Ｖ２−Ｙｆ）²＋cos²Ψ（Ｖ３−Ｚ_f）
² 航空機のフライトから生じたデータは、別の原理に基づ
いて２つの組、すなわちＳ１及びＳ２に分類されるＭＬ
Ｓ、ＤＭＥ及びＤＧＰＳ測定値の連続した流れである。
確率プロセスを構成するこれらの測定値を信頼すること
によって、立体描画に適した状態の評価を導き出す方法
が示される。

【００４３】次の共分散行列Ｓ１は、ＭＬＳ観測状態Ｓ
１＝｛Ｐ，θ，φ｝の組のために統計的変化の表示を呈
示する。独立であると仮定すると、共分散行列は次の数
１に示すように決められる。

【００４４】

【数１】

【００４５】ＤＧＰＳ測定値の場合、共分散はオメガの
最も正確に達成可能な値に基づいている。オメガの適切
な値（選択されるものは文献や保守的な評価の概要に基
づく）が選択され、１組の測定値へのスラントレンジの
形を採るＤＧＰＳを含んで、関連する観測用に次の数２
に示す共分散行列が生じる。

【００４６】

【数２】

【００４７】観測測定値のリアルタイム変換は、ノイズ
プロセスの生の観測を次の数３に示す状態ベクトルの評
価に変換する簡単な構成を使用することによって生成さ
れる。

【００４８】

【数３】

【００４９】但し、１．Ｅ［Ｖｎ］は変数Ｖｎの評価を表す。他の変換は
必要ではないが有り得る。２．ベクトルｘは状態評価の精度を上げるために次の
セクションの評価アルゴリズムに供給される。

【００５０】この公式において、生のＭＬＳ測定値はＳ
１とＳ２との間で交換される。これは、バンク角度が固
定されている（または判っている）と仮定すると、状態
を評価するために６つの測定値の最小の組を人為的に作
成する手段である。このバンク角度は従来の航空機の航
空電子機器から利用できる。真の軌道と上記測定値から
得られた軌道との差の典型的な共分散行列を次の数４に
示す。

【００５１】

【数４】

【００５２】状態評価の精度を上げるために、次のセク
ションの非線形評価を使用した状態評価が加えられる。非線形評価Ｓ１からＳ２までの生の測定値は、このセクションの非
線形フィルタを通過させることによって最大限に活用さ
れる「生」の状態評価を生成するために処理される。非
線形フィルタを使用することの効果は、非線形フィルタ
の使用は従来の線形フィルタよりもたいてい処理が容易
であることであり、適用できる方程式が周知で多く受け
入れられることである。故に、非線形フィルタは、線形
フィルタよりもリアルタイムにより近い速度でさらに複
雑な計算を実行できる。

【００５３】次に示す非線形評価アルゴリズムが、ＨＵ
Ｄに立体像が正確に現れるときに正確な情報の利用を確
実にするために、上記航空機問題に関連した状態評価問
題に加えられる。システムに対しては、Ｅ（Ｖ^TＶ）＝Ｑを有して

【００５４】

【数５】

【００５５】であり、測定プロセスに対しては、Ｅ（ξ^Tξ）＝Ｒを有してＹ（ｔ）＝Ｈ（ｘ）＋ξ（ｔ）である。

【００５６】次の数６に示す反復アルゴリズムが呈示される。注釈：ｋ｜ｋ−１；ランダム変数の状態空間（ｋ−１の観測
に基づく状態の予想）（ｉ＋１）；反復表示 Φ；状態変化行列アルゴリズムは、最新の状態と同様に現時間の状態の評
価を訂正することに留意されたし。この表現において、
Ｈ＝Ｉ（恒等行列）である。

【００５７】

【数６】

【００５８】但し、境界条件は次の数７にて与えられ
る。

【００５９】

【数７】

【００６０】このアルゴリズムから、測定値の十分な経
歴に基づいた現在の状態のより正確な評価が導き出され
る。この比較のため、このフィルタを通過した評価のベ
クトルが次の数８に示すように定義される。

【００６１】

【数８】

【００６２】次の数９に示す合成共分散行列

【００６３】

【数９】

【００６４】と次の数１０に示す前の共分散行列

【００６５】

【数１０】

【００６６】とのノルムをとると、精度は３０％のオー
ダで改善されることが明らかになる。故に、このような
フィルタが実際のデータに適用されるとき、状態ベクト
ルの正確な評価を期待できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例を示す構成図である。

【図２】図１のプロセッサ３８の一実施例を示す構成図
である。

【図３】従来のヘッドアップディスプレイ（ＨＵＤ）の
符号化された画面を説明する図である。

【図４】滑走路の輪郭６４を含む本発明によるヘッドア
ップディスプレイ（ＨＵＤ）の符号化された画面を説明
する図である。

【符号の説明】

２３ハードウエア２５航空機３０，３２，３４，３６アビオニクス３８プロセッサ

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】外部から送信された信号とともに動作可
能な航空電子機器であって、前記外部から送信された信号を受信する手段と、前記外部から送信された信号のみに基づいて状態ベクト
ル情報を決定する状態ベクトル決定手段とを有すること
を特徴とする航空電子機器。
【請求項２】状態ベクトル情報を表示する表示手段を
さらに有することを特徴とする請求項１記載の航空電子
機器。
【請求項３】前記表示手段は前記航空機に搭載されて
いることを特徴とする請求項２記載の航空電子機器。
【請求項４】前記表示手段はヘッドアップディスプレ
イ（ＨＵＤ）であることを特徴とする請求項２記載の航
空電子機器。
【請求項５】前記表示手段はヘッドダウンディスプレ
イ（ＨＤＤ）であることを特徴とする請求項２記載の航
空電子機器。
【請求項６】前記状態ベクトル決定手段は少なくとも
一部がソフトウエアであることを特徴とする請求項１記
載の航空電子機器。
【請求項７】前記状態ベクトル決定手段は少なくとも
一部がハードウエアであることを特徴とする請求項１記
載の航空電子機器。
【請求項８】前記状態ベクトル決定手段はフライトの
一般法則を使用することを特徴とする請求項１記載の航
空電子機器。
【請求項９】前記外部から送信された信号はＧＰＳか
ら送信されていることを特徴とする請求項１記載の航空
電子機器。
【請求項１０】前記外部から送信された信号はＭＬＳ
から送信されていることを特徴とする請求項１記載の航
空電子機器。
【請求項１１】前記外部から送信された信号はＩＬＳ
であることを特徴とする請求項１記載の航空電子機器。
【請求項１２】前記外部から送信された信号はＤＭＥ
であることを特徴とする請求項１記載の航空電子機器。
【請求項１３】着陸位置に対する航空機の状態ベクト
ル情報を獲得する方法であって、前記状態ベクトル情報の表示を行いながらリモートアン
テナから信号を受信する行程と、フライトの周知の方程式に基づいて前記情報を変換する
行程とを有することを特徴とする方法。
【請求項１４】前記航空機からの前記着陸位置の相対
位置を表示する行程とをさらに有することを特徴とする
請求項１３記載の方法。
【請求項１５】前記相対位置を表示する前記行程は、
パイロットの視界（ＦＯＶ）に類似した形態を採ること
を特徴とする請求項１４記載の方法。
【請求項１６】前記相対位置を表示する前記行程は、
ＨＵＤを利用していることを特徴とする請求項１４記載
の方法。
【請求項１７】前記相対位置を表示する前記行程は、
ＨＤＤを利用していることを特徴とする請求項１４記載
の方法。
【請求項１８】静止リモート位置に対する動的位置の
状態ベクトルに関する情報を獲得する方法であって、前記静止リモート位置に関する情報を提供する信号を収
集する行程と、方程式の表示システムにて定義されるように前記情報を
前記状態ベクトルの正確な評価に変換する行程とを有す
ることを特徴とする方法。
【請求項１９】前記状態評価器にて生成される評価に
基づいて標識発生器に適切なコマンドを発現する行程を
さらに有することを特徴とする請求項１８記載の方法。
【請求項２０】非線形評価案（scheme）を供給する行
程をさらに有することを特徴とする請求項１９記載の方
法。
【請求項２１】前記適切なコマンドの結果を表示する
行程をさらに有することを特徴とする請求項１８記載の
方法。
【請求項２２】前記表示行程はＨＵＤを含むことを特
徴とする請求項２１記載の方法。
【請求項２３】前記表示行程はＨＤＤを含むことを特
徴とする請求項２１記載の方法。
【請求項２４】前記信号はＧＰＳから送信されること
を特徴とする請求項１８記載の方法。
【請求項２５】前記信号はＭＬＳから送信されること
を特徴とする請求項１８記載の方法。
【請求項２６】前記信号は複合ＩＬＳ・ＤＭＥから送
信されることを特徴とする請求項１８記載の方法。
【請求項２７】パイロットのＦＯＶに現れるようにＨ
ＵＤまたはＨＤＤに航空機の着陸位置の場所をグラフィ
ックスにより表示可能とする機器であって、パイロットが前記着陸位置に対してどこにいるかを決定
する手段と、信号発生器によって生成された前記着陸位置の正確な縮
尺の遠近像を表示する表示手段とを有することを特徴と
する機器。
【請求項２８】前記決定手段は外部から送信された信
号の受信のみに基づいていることを特徴とする請求項２
７記載の機器。
【請求項２９】前記遠近像は前記外部から送信された
信号の受信に基づいていることを特徴とする請求項２８
記載の機器。