JPS5934560B2 - 航空機の対地近接警報装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、航空機の対地接近警報装置に関する。

航空機の離陸および着陸時における航空機事故の分析結
果によれば、多くの事故は、地上に極く近接して安全で
ない状態で操行されていることが原因で起っている。

本願の出願人に譲渡されたアステグノ（Ａｓｔｅｇｎｏ
）の１９７３年２月６日付けの米国特許第３７１５７１
８号によれば、地表上の高度に対して航空機の対地接近
速度が過度になった時にパイロットに警報を与える対地
近接警報装置が開示されている。

本願の発明者は、他の航空機状態に基ずく警報を発生す
ることにより航空機運転の安全性がさらに高揚されるこ
とを発見した。

しかしながら安全でない、即ち不安全な状態に関する警
報を発生することと同程度に重要なことは、誤まった警
報の発生を避けることである。

もし誤った警報を装置が発生することが判ったならば、
多くのパイロットは警報装置を完全に無視してしまうこ
とになるであろうからである。

よって、この発明は警報が発生される状態の範囲を拡大
し且つ動作の信頼性を高揚するべく警報装置の種々な面
の改良を意図するものである。

本発明の１つの特徴によれば、警報装置は、グランド・
スロープ即ち滑空勾配からの航空機経路の偏差を表わす
信号を発生する手段と、該滑空勾配偏差信号を、航空機
の対地高度を表わす信号と比較して偏差が過度である時
に警報を与える手段とを備えている。

本発明の別の特徴によれば、滑空勾配からの航空機の偏
差を表わす信号に応答して、滑空勾配信号が有効なもの
であるかスプリアスなものであるかを判断する為の手段
が設けられる。

具体的に述べれば、滑空勾配アンテナからの放射パター
ンは、通常、異なった角度で、使用されるべき滑空勾配
無線ビームおよび使用すべきでないスプリアスなビーム
を含んでいる。

本発明によれば、このような有効信号およびスプリアス
信号を、パイロットの操作入力を必要とすることなしに
識別する目的で受信された信号の電気的特性が利用され
るのである。

従来の装置においては、予め定められた対地間萬度以下
に航空機の降下が生じた時、航空機の着陸装置およびフ
ラップが着陸姿勢にない場合にパイロットに警報が与え
られるようになっている。

空港の中には、低高度旋回接近を要求する空港がある。

このような低高度旋回接近は、航空機が着陸姿勢にない
時に最も良好に実施できるものである。

よって、本発明の別の特徴によれば、このような接近中
に警報を禁止する為の手段が設けられる。

本発明のさらに別の特徴によれば、着陸下降の最終段階
中および離陸の初期段階中に警報の発生を禁止する手段
が設けられる。

本発明のさらに別の特徴によれば、航空機搭載電源系統
等における開閉過渡現象に由る入力信号の掻乱が原因で
生ずる誤まった即ち偽の警報の発生を阻止する回路が設
けられる。

本発明の他の特徴や利点は、図面を参照しての以下の詳
細な説明から容易に理解することができよう。

図面に示しそして以下に述べる装置は上に梗概した本発
明の諸特徴を具備するばかりでなく、１年以上に亘って
既に市場に出ている従来の計器および米国特許第３７１
５７１８号に基ずく警報状態検出回路を具備している。

そして図には、種パ々な警報状態の相関々係が明瞭にな
るように装置全体が示されている。

なお、本発明の詳細な説明の過程において、例えば高度
、高度変化率、信号周波数等のような種種な警報臨界状
態に対して特定値が与えられている。

これ等の値は、世界各国の空港における種々なジェット
航空機に適用できることが判明した最高な警報状態に対
する通常値を表わすものである。

しかしながら、これ等の値には、合理的な公差があるこ
とは理解されるであろう。

また、信号および状態の多くのものは記号によって表わ
されている。

よって、下表に、最つとも頻繁に用いられる記号および
その定義を掲げておく。

表 １ ・ −論理積（アンド）結合 十 −論理和（オア）結合 ｈＢ＝電波高度計高度（メートル） １１Ｒ＝電波高度計高度変化率（メートル７分）ｈＢ−
気圧高度計高度（メートル） ｈＢ＝気圧高度計高度変化率（メートル７分）ＦＤ−フ
ラップ着陸位置。

フラップ降下または着陸装置降下信号をも含む。

西＝フラップ非着陸位置（「−」は論理反転記号、即ち
ＦＤの補数信号） ６・＝盆７井最昆品；肩暫讐 ル／分） ＧＵ−着陸位置上昇位置信号 σＵ＝ＧＵの補数信号で、着陸装置が降下位置にあるこ
とを表わす信号 ６ＲＬ−上記米国特許明細書に定義されている電波高度
計高度変化率限界値 ＴＯ＝離陸状態信号でメモリの出力 ＴＯ＝ＴＯ信号の論理補数信号 ＴＣ＝最小最小地対地間間隔以下わす信号ＴＣ＝最小限
対地間々隔以上を表わす信号順コース−別個の入力信号 Ｇ／Ｓ＝角度で表わされる滑空勾配偏差入力信号 ｏ／ｓ＝滑空勾配偏差信号の変化率 （Ｇ／Ｓ有効）＝Ｇ／Ｓ信号から派生されて、適格なＧ
／Ｓ信号が受信され ていることを表わす。

ＧＸ＝メモリの出力で着陸装置に関係する信号ＧＸ＝Ｇ
Ｘの論理補数信号 本発明装置の基本的概念は第１図に示されている。

幾つかの航空機状態センサからの信号は、幾つかの警報
状態検出器に結合されており、該検出器は航空機が非安
全状態にある時に、警報装置を作動する信号を発生する
。

航空機状態センサのうちの成るものは、航空機の位置お
よび運動に関連せしめられ、他のセンサは航空機の物理
的特性と関連せしめられる。

気圧高度計は、大気圧の変動を感知して、海抜に対する
航空機の高度を測定し、そして電波高度計は、航空機か
ら地表への無線信号の往復還移時間を基にして、航空機
と地表との間の間隔を測定する。

滑空勾配即ちグライド・スロープ受信器は、滑空勾配無
線ビームが設けられている空港の装置に対して入力信号
を与える。

フラップおよび着陸装置センサは、翼フラップおよび着
陸装置が引き戻されているか、或いは伸長されているか
どうかを検出する。

警報状態検出器は、該検出器が検出する状態を基にして
機能的に分類することができる。

「離陸後の負上昇検出器」は航空機が離陸時に地上を離
れた後、降下した時に警報を発生する。

「対地高度」検出器は、地上に対する航空機の接近をモ
ニタし、航空機が過度に近接し且つ適正な着陸姿勢にな
い時に警報を発生する。

「過剰降下速度」検出器は、航空機が過度に迅速に降下
しつつある時に警報を発生する。

〔アステンゴ（Ａｓｔｅｎｇｏ）（７）米国特許に基ず
く〕「過剰近接速度」検出器は、航空機が地上に過度に
迅速に接近する時に、警報を発生する。

「滑空勾配偏差」検出器は、その時の高度に対して滑空
勾配偏差が過度である時に、警報を発生する。

与えられる警報は、可視的性質のものであっても又、可
聴的性質のものであっても良い。

しかしながら、パイロットをして緊張させるために、反
復的に警告を与える可聴信号であるのが好ましい。

第２図には、航空機状態センサおよび信号処理装置の幾
つかのものが示されているが、これ等は、第３図および
第４図に示すものと共に、本発明による計測警報装置の
回路を構成するものである。

気圧高度計２０は、微分回路２１に結合されるアナログ
出力信号ｈＢを出し、該微分回路の出力は、気圧計高度
変化率アナログ信号６Ｂである。

この信号は低高度不能化スイッチ２２および試験加算接
続点２３を介してフィルタ２４に接続される。

空気データ計算機が設けられている航空機の場合には、
気圧計高度信号は、気圧高度計ではなく、該計算機によ
って得ても良い。

電波高度計２６は、試験加算点２７に接続されて検出器
回路に別の入力を与えるアナログ出力信号ｈＲを有する
６、さらに、信号ｈＲは、地表上までの航空機の種々な
高度において論理信号を発生する複数の個々の電波高度
検出器の入力となっている。

例えば、高度検出器２９は、航空機が降下する際に、航
空機が１５．２４メートル（５０フイート）高度よりも
高いか低いかを決定する。

ｈＲが１５．２４メートル（５０フイート）以下になる
と、検出器２９の出力は論理「１」となる。

航空機が上昇し高度が３０．４８メートル（１００フイ
ート）を越えた時には、検出器２９の出力は論理「０」
になる。

この検出器スイッチング特性における１５．２４メート
ル（５０フイート）の偏差すなわちヒステリシスによっ
て航空機高度に顕著な変化がない限り検出器出力の状態
変動は阻止される。

高度検出器３０および３１は各々２１３．３６メートル
（７００フイート）および７４６．７６メートル（２４
５０フイート）以下の電波高度計高度で論理「１」の出
力を発生する。

航空機のある種のものには、ロカライザ無線ビームの逆
コースでの使用を可能にする航空機ロカライザ受信器の
ためのパイロット制御装置が設けられている。

このような選択が可能である場合には、機上ロカライザ
受信器は対地近接警報装置にも利用されて、後述するよ
うに、滑空勾配（グライド・スロープ）検出器に対し論
理可能化入力を与える。

コース選択スイッチ３５は、「順コース」位置にある場
合、インバータ増幅器３６の入力を接地して、論理「１
」出力信号を発生せしめる。

スイッチ３５が「逆コース」位置にある時には、増幅器
３６の出力は論理「０」である。

滑空勾配受信器即ちグライド・スロープ受信器３７は、
増幅器３８に接続されて、「上昇すべき」（”ｆｌｙ
ｕｐ”）および「下降すべきＪ（ｆｌｙｄ□ｗｒｌ”）
条件を表わす出力を有する。

該増幅器３８の出力は、「上昇すべき」場合には正の極
性で、そして「下降すべき」場合には負極性のアナログ
信号である。

このアナログ信号の極性は、航空機を後述の第９図に示
される３度の滑空勾配上に置くように、正の場合には上
昇すべきことを、また負の場合には下降すべきことをパ
イロットに示すために使用される。

滑空勾配無線ビームおよび滑空勾配信号の性質について
は後節で詳述する。

自己点検回路は、スイッチ４１の閉成により作動されて
、装置の種々な回路をして、それ等が動作しているか否
かをチェックさせる。

この点験回路の構成および動作については、後節で詳述
する。

スイッチ４３は、航空機のフラップが着陸位置に伸長さ
れた時に開成してオア・ゲート４４に論理「１」入力を
与える。

オア・ゲート４４への別の入力は、１５．２４メートル
（５０フイート）よりも低いことを表わすｈＲ倍信号あ
る。

着陸装置感知スイッチ４６は、着陸装置が降下位置即ち
伸長された位置になった時に閉じ接地回路を閉結して、
オア・ゲート４７の入力を接地する。

オア・ゲート４７への他の入力は、点験回路から派生さ
れる。

オア・ゲ゛−ト４７の出力は、着陸装置上昇信号である
。

第２図の回路で発生されるアナログおよび論理信号は、
第３図および第４図の回路で、航空機の不安全動作条件
下で警報信号を発生するのに利用される。

後節で詳述する幾つかの検出回路は、オア・ゲート５２
（第３図）と接続された論理出力を有し、そして該オア
・ゲートの出力は遅延回路５３を介してパイロット警報
回路５４に結合されている。

離陸後、負方向の上昇が検出された場合を最初に考察す
ると、気圧計高度変化率信号６Ｂが、負上昇検出器５６
に結合されて、後者は、負上昇（即ち下降）が毎分３０
．４８メートル（１００フイート）を越えた時には、論
理「１」出力を発生する。

この信号は、アンド・ゲート５７の入力の１つを構成す
る。

アンド・ゲート５７の他の入力は反転されたＦＤ、ｈＢ
＜２１３．３６メートル（７００フイート）およびメモ
リ装置５８からの離陸信号である。

残りの入力は試験回路に関連するものであり後節で詳述
するが、試験状態上以外は論理「ｌ」を取るものである
。

このようにして、航空機が離陸し、フラップを上げそし
て航空機が２１３．３６メートル（７００フイート）の
高度に達する以前に、毎分３０．４８メートル（１００
フイート）を越える負方向上昇があった場合には、警報
信号が発生される。

第２の警報状態検出器は、航空機姿勢と関連しての最小
限度対地間々隔以下での航空機の下降に関するものであ
る。

電波高度計高度信号ｈＦＬは、加算点６０において、−
１４６，３メートル（４８０フイート）を表わすバイア
ス信号と加算される。

警報検出器６１は、差がＯ以下ｔこなる時を決定し、航
空機が１４６．３メートル（４８０フイート）以下にな
った時に論理「１」の出力を発生する。

この信号は、アンド・ゲート６２の１つの入力となる。

該ゲートへの他の入力は、メモリ装置５８からの巡航即
ちＴＯ出力および反転されたフラップ下降即ちＦＤ信号
である。

降下巡航検出器は、地上に対する航空機高度が１４６．
３０メートル（４８０フイート）以下でそして航空機が
着陸姿勢にない時に警報信号を発生する。

この時点で、メモリ装置５８の動作および離陸、巡航出
力に要求される入力条件について考察しておくのが有意
義であろう。

メモリ装置５８は、各各セットおよびリセット入力なら
びに各々離陸および巡航を表わすＱおよびＱ出力を有す
る２安定フリツプフロツプである。

フリップ・フロップのＳ入力は、フラップ降下（ＦＤ）
信号であって、最小限対地間々隔ＴＣ信号よりも低いレ
ベルにあり、一方Ｒ入力はｈＲ＜２１３．３６ メート
ル（７００フイート）信号の反転信号である。

航空機が飛行している時には、Ｓは「０」でＲは「１」
である。

出力はＱ即ち巡航信号である。航空機が降下するとＲ入
力は、ｈＦＬが２１３．３６メートル（７００フイート
）よりも低くなった時に、「０」になる。

これによりメモリ装置の出力には変動は生じない。

航空機のフラップが下げられ、航空機が最小限対地間々
隔ＴＣ以下になると、Ｓ入力は「１」になる。

メモリ装置は状態を切換え、Ｑ即ち離陸出力を出し、そ
して計測装置への給電が遮断された場合にもこの状態に
とどまる。

これは、丁度ラッチ型リレーに類似する。

Ｓ入力は、フラップが引き戻されるまで「１」にとどま
る。

Ｓ入力は、次いで「０」に落ちるが、Ｒ入力が依然とし
て「０」であるために、メモリの出力には変動はない。

ｈＲが２１３．３６メートル（７００フイート）を越え
ると、Ｒ入力は「１］になり、メモリ装置はＱ即ち巡航
出力に切換る。

巡航降下回路は、航空機が１４６．３０メートル（４８
０フイート）以下になり、そしてフラップが着陸姿勢に
ない時に警報信号を発生する。

地上管制塔が、１４６．３０メートル（４８０フイート
）以下の高度での低高度旋回接近を要求する空港がある
。

フラップを伸長したままでこのような接近を行なうのは
望ましくない。

何故ならば、着陸装置を下げ、フラップを伸長した状態
では、抗力が大きすぎて、充分琴１限！を以って低空旋
回を達成することができよ（かりである。

低い雲層下では時として肉眼接近がなされる。

またフラップが着陸位置になくても、着陸装置を下降す
ることができる。

巡航降下回路は、このような接近を可能にする警報禁止
回路としての働きをもする。

警報検出器６１は、ｈＲが１４６．３０メートル（４８
０フイート）以下になった時に、警報信号を発生する。

メモリ装置６５からの着陸装置に関する信号ＧＸによっ
てスイッチ６４が閉ざされた時に、加算点６３で禁止入
力が検出器６１の入力に加えられる。

ＧＸ信号は、反転されたＧＵのＳ入力および反転された
ｈＲ＜ ２１３．３６メートル（７００フイート）のＲ
入力を有する２安定フリツプフロツプ装置のＱ出力から
得られる。

航空機が飛行中の時には、Ｓは「０」でＲは「１」であ
る。

Ｑ出力は無い。航空機が下降する時には、Ｓ出力は「１
」になり、そしてメモリ装置はＱまた＆′ｉＧＸ出力を
出す。

この出力は、着陸装置が引き戻された場合にも、航空機
が２１３．３６メートル（７００フイート）以上に再び
なるまでは存続する。

降下が過度ではな（１４６，３０メートル（４８０フイ
ート）および６０．９６メートル（２００フイート）間
の高度にある時には、禁止信号が気圧高度計変化率信号
から派生されて、警報の発生を阻止する。

この禁止信号の特性は、第５図に実線の境界線によって
示されている。

気圧計高度変化率信号ｌＩＢは、加算点６６で毎分４２
６．７２メートル（１４００フイート）の上昇を表わす
バイアス信号と加算される。

制限器６７は、毎分０メートルを表わす入力信号レベル
で遮断され、そして毎分＋２４３．８４メートル（８０
０フイート）を表わす入力信号で飽和する。

これ等の状態は各々、毎分４２６．７２メートル（１４
００フイート）および１８２．８８メートル（６００フ
イート）の気圧計降下率もしくは速度を表わす。

制限器６７の出力は増幅器６８に接続されており、この
増幅器６８の利得は−４２６，７２メ一トル／分（１４
００フイ一ト／分）のｈＢに対して禁止信号が「０」に
なり、そして −１８２，８８メ一トル／分（６００フイ一ト／分に対
して禁止信号が高度６０．９６メートル（２００フイー
ト）の時の加算点６０の出力に対応するようになってい
る。

得られた信号は、加算点６３で（ｈＲ−１４６，３０メ
ートル（４８０フイート））信号と加算される。

従って、加算点６６、制限器６７、および増幅器６８は
一緒になって、気圧率信号６Ｂがある決められた値より
も少ない時警報禁止信号を発生するための回路を構成し
ている。

また、加算点６３およびスイッチ６４は、着陸状態にあ
る航空機の着陸装置およびフラップの１つに応じて警報
を禁止するために前記禁止信号を出力する回路を構成し
ている。

第５図のグラフを参照するに、着陸装置が引き戻された
位置で、航空機が１４６．３０メートル（４８０フイー
ト）以下になった時には、警報信号が発生される。

着陸装置の降下で、６Ｂに基ずく警報禁止信号が加えら
れる。

第５図の実線は警報臨界を表わす。

高度１４６．３０メートル（４８０フイート）以下で、
降下速度が過度にならない限り、増幅器６８の出力の正
信号が警報を禁止する。

航空機が１４６．３０メートル（４８０フイート）以下
に降下すると、加算点６０から加算点６３に加わる負入
力が大きくなり、そして警報を出すことなく許容できる
負の上昇速度は４２６．７２メ一トル／分（１４００フ
イ一ト／分）から１８２．８８メ一トル／分（６００フ
イ一ト／分）に減少する。

高度６０．９６メートル（２００フイート）以下では、
禁止信号は無く、そして航空機が着陸姿勢にない時には
、警報が発生される。

パイロットが着陸復行を行なうためとかその他の何等か
の理由から、１４６．３０メートル（４８０フイート）
以下への降下後に着陸装置を引き込めなければならない
ような場合には、警報が与えられないのが望ましい。

メモリ装置６５のＧＸ出力は、航空機が２１３．３６メ
ートル（７００フイート）以上に上昇するまで存続し、
スイッチ６４を閉じた状態に維持する。

着陸装置が引き上げられても、航空機降下速度籟が第５
図の実線境界を越えない限り、対地間々隔警報信号は与
えられない。

次に、過剰降下速度検出器について、第６図のグラフお
よびアンド・ゲート７０（第３図）への入力と関連して
説明する。

降下速度検出器は、気圧計高度変化率１１Ｂおよび電波
高度計高度ｈＲを入力とする。

ｈＢは加算点７１で３９６．２４メ一トル／分（１３０
０フイ一ト／分）を表わす信号と加算される。

その出力は、７２で増幅されて、加算点７３に結合され
そこで比高度信号ｈＲと加算される。

検出器７４は、その入力が０以下の時に論理「１」の出
力を出し、アンド・ゲート７０に対し１つの入力を与え
る。

他の入力はｈＲ〈７３１．５２メートル（２４００フイ
ート）信号である。

第６図に示しであるように、高度７３１．５２メートル
（２４００フイート）以下で降下速度が過度である時に
は、警報が与えられる。

７３１．５２メートル（２４００フイート）で、１０６
６．８メ一トル／分（３５００フイ一ト／分）の降下速
度は許容できる範囲内にある。

ｈＲ＝論理「０」の時には、３９６．２４メ一トル／分
（１３００フイ一ト／分）の降下速度は許容範囲間にあ
って、警報は発生されない。

ｈＢ＝−３９６，２４メートル（−１３００フイート）
の交錯は、加算点７１に加えられる。

３９６．２４メ一トル／分（１３００フイ一ト／分）を
表わすバイアス信号によって達成される。

７３１．５２メートル（２４００フイート）における許
容できる降下速度は増幅器７２の利得によって決定され
る。

近接速度検出器は、米国特許第３７１５７１８号に開示
されている回路に基ずいて構成されるものであり、補充
高度変化率信号ｈｃが航空機高度信号と比較されて、警
報基準が設定される。

この回路については、ここでは簡略に説明するにとどめ
る。

詳細については、上記米国特許明細書を参照されたい。

警報臨界は第７図にグラフ表示されている。

高度変化率信号１１Ｒは微分器７６により信号ｈＲから
派生される。

この信号は可変レベル制限器７７に結合される。

制限された高度変化率信号６ＲＬは、相補形フィルタ７
８に対し１人力を与える。

他の入力は、気圧計高度変化率信号１：ＩＢである。

ｈＢに対する限界は航空機姿勢および高度に従って決定
される。

この限界の最も広い集合は、航空機のフラップが上った
時に与えられる。

限界の中間の集合は、フラップが下げられた時に用いら
れ、そして最も狭い集合は、最小限値以下の対地間々隔
条件が存在する時に用いられる。

ＦＤおよびＴＤの狭い限界は、着陸接近の最終段階中に
、接近速度警報を効果的に不可能にする。

補充高度比率信号ｈ（、は、加算点８０で６０．９６メ
一トル／分（２００フイ一ト／分）の上昇を表わすバイ
アス信号と加算され、増幅器８１で換算されそして加算
点８２で電波高度計高度信号ｈＲと加算される。

検出器８３は、和が零以下である時に論理「１」の警報
出力を発生する。

回路は高度０における補充高度変化率６０．９６メ一ト
ル／分（２００フイ一ト／分）と高度４５７．２メート
ル（１５００フイート）における１１８８．７２メ一ト
ル／分（３９００フイ一ト／分）との間で、直線状の警
報特性を有する。

この点で、回路は上記米国特許のものと異なっている。

後者においては、警報臨界は２次関数曲線で側定されて
いる。

検出器８３の出力は、オア・ゲ゛−ト５２に１つの入力
として印加される。

滑空勾配偏差検出器および滑空勾配回路性チェック回路
が第４図に示されている。

検出器警報特性は第８図にグラフ表示されている。

妥当もしくは有効な滑空勾配信号が受けられアンド・ゲ
ート８５から滑空勾配警報アンド・ゲート８６に論理「
１」の出力があると仮定して、滑空勾配回路の動作に対
する追加の要件について考察してみる。

アンド・ゲート８６は反転された着陸装置上昇および１
５．２４メートル（５０フイート）＜ｈＲ＜２１３．３
６メートル（７００フイート）を表わす他の論理入力な
らびに後述する順コース入力を有する。

滑空勾配偏差検出器は滑空勾配受信器（グライド・スロ
ープ受信器）３７からの入力および航空機高度ｈＲを表
わす入力を受ける。

滑空勾配受信器３７からの滑空勾配偏差信号は、「上昇
すべき」状態に対して正になり、そして角度で表わされ
る振幅を有する。

これは、角度と関連する指針が最大の「上昇すべき」ま
たは最大の「下降すべき」状態に対して１．０５度表示
を与える典型的な滑空勾配表示装置と両立するものであ
る。

４５．７２メートル（１５０フイート）以上の高度では
、０．５６度を越える滑空勾配偏差信号が、滑空勾配偏
差検出器８７からアンド・ゲート８６に対して論理「１
」出力信号を与え、警報信号を発生する。

なお、アンド・ゲート８６欠前述の如く、１５．２４メ
ートル＜ｈＨ，＜２１３．３６メートル範囲以外では出
力を禁止されるから、この滑空勾配警報アンド・ゲート
８６は、航空機高度ｈＲがある所定の高度以上にあると
き警報の附勢出力を禁止するための回路を構成している
といえる。

滑空勾配偏差信号は、滑空勾配、即ちグライド・スロー
プ（グランド・パス）と、航空機から滑空勾配アンテナ
に到る線との間の角度に基ずいて算出されるものである
。

したがって、一般に非常に低い高度で、滑空勾配アンテ
ナに接近した状態の時には、滑空勾配からの航空機の垂
直変位が小さくても、これは大きな角度変位を表わす。

誤った警報発生を避けるために、滑空勾配偏差検出器８
７の感度は、低高度では減少される。

このため滑空勾配偏差を加算点９１で、ある所定量と比
較する。

高度信号ｈＲは、この目的で、加算点８８で−４５，７
２メートル（−１５０フイート）を表わすバイアス信号
と加算される。

負の信号だけを通し正の信号は零に制限して出力する制
限器８９は、４５．７２メートル（１５０フイート）以
上の高度では出力零を出し、そして４５．７２メートル
（１５０フイート）以下の高度では負の出力を出０．４
９（度） す。

との信号は、Ｋ−□の換３０．４８（メートル） 算係数を有する換算増幅器９０に結合され、そして後者
の負の出力は加算点９１で正の滑空勾配偏差信号と加算
される。

これにより例えば高度が４５．７２メートル（１５０フ
イート）以上の時は増幅器９０から加算点９１に与えら
れる信号は零であり、従って検出器８７が論理１−１」
信号を出力するためには偏差信号Ｇ／Ｓは０．５６度以
上でなければならない。

また高度が１５．２４メートル（５０フイート）の時は
加算点８８の出力は−３０，４８メートル（−１００フ
イート）であり、この出力は制限器８９を通って増幅器
９０に与えられ、増幅器９０は換算係数 ０．４９（度） Ｋ＝□に従って−０，４９度を ３０．４８（メートル） 出力する。

このように１５．２４メートルの高度では、偏差信号Ｇ
／Ｓは加算点９１で一〇、４９度が差引かれるので、検
出器８７が論理「ｌ」信号を出力するためには偏差信号
Ｇ／Ｓは１．０５度でなければならない。

この様子が第８図にグラフで説明されている。

すなわち、加算点８８、制限器８９、換算増幅器９０、
および加算点９１は一緒になって、前記所定量を航空機
高度ｈＲの関数として変える回路、実際にはその所定量
を下降すると共に増加する回路を構成しており、これに
より滑空勾配偏差検出器の感度は低高度では減少される
。

第８図の検出器回路特性グラフに示されるように、４５
．７２メートル（１５０フイート）以上の高度では、０
．５６度もしくはそれ以上の滑空勾配偏差信号で警報が
与えられる。

４５．７２メートル（１５０フイート）と１５．２４メ
ートル（５０フイート）との間の高度では、感度は減少
し、１５．２４メートル（５０フイート）で警報状態を
設定するためには１．０５度の滑空勾配からの偏差が要
求される。

１５．２４メートル（５０フイート）以下の高度では、
警報信号は禁止される。

航空機のある種のものには、ロカライザ無線信号の順コ
ースまたは逆コースのどちらからも動作することができ
るロカライザ受信器が設けられている。

このような航空機においては、パイロットは、順コース
または逆コース条件の選択を行なうことができる。

この種の航空機に本装置を使用する場合には、アンド・
ゲート８６は、パイロットにより作動されるスイッチ３
５およびインバータ３６から与えられる順コース入力を
有する。

このようなパイロット選択手段を備えていない航空機に
おいては、アンド・ゲート８６の順コース入力は、取り
除かれている。

警報を発生するために滑空勾配偏差信号を利用する上で
重要なことは、有効な、即ち妥当な滑空勾配信号が受信
されて、スプリアスな滑空勾配信号により偽警報が発生
されないようにすることである。

通常の滑空勾配即ちグライド・スロープ装置においては
、変調された無線ビームが滑走路の終端部に隣接して設
けられたアンテナから、該アンテナに対して３°のグラ
イド・パス即ち滑空路に沿い伝播される。

無線ビーム・エネルギは航空機の着陸近接路に集中され
ているのが望ましいが、実際には放射パターンは円錐形
状に拡がっている。

ビーム・エネルギの殆んどは、順コースの接近路に集中
しているが、しかしながら、エネルギの相当部分は、順
コースに対して１８０°、即ち逆コースにも存在する。

他のベクトル方向に発生されるビームの強さは比較的小
さい。

さらにまた、放射されたエネルギの全てが、３°の滑空
勾配に沿ったビーム内に在る訳ではなく、他の角度で放
射される有意義の小さなローブが存在する。

このような状態の１例が第９図に略本されている。

順コースには、３°、９°および１５°の零基準がある
。

「上昇すべき」主ローブは３°以下で、「下降すべき」
主ローブ３°以上であって、６°の勾配を中心にしてい
る。

９°の零基準より上には、１２°を中心とする「上昇す
べき」小ローブがある。

これより大きな角度においても、小さなローブが時とし
て見られることがある。

逆コースにも類似の放射パターンがあるが信号エネルギ
・レベルは小さい。

航空機が逆コースまたは小ローブ・パターンを経て飛行
している時には、許されない警報信号が発生される可能
性がある。

滑空勾配警報装置が有効であるためには、パイ−ロット
が関与することなく（但し、上述のように順コース、逆
コースの選択の場合は除く）、有効な滑空勾配偏差信号
と、スプリアスな信号とを識別することができなければ
ならない。

有効性または妥当性をチェックするために、滑空勾配偏
差信号の２つの異なった特性が利用される。

これら２つの特性は、有効およびスプリアスな「上昇す
べき」および「下降すべき」情報の変動に関するもので
ある。

スプリアスな情報の変動は、有効な情報の変動よりも大
きく、この特性がこれ等２つの情報を識別するのに利用
される。

変動におけるこのような差は種々な原因から生ずるもの
である。

最初に、順コースに対し方向ベクトル１８０゜の逆コー
ス信号について考察すると、アンテナ・アレイは、この
ベクトルに沿って放射される電力を最小にするように設
計されている。

その結果、雑音対信号比は逆コース信号の場合よりも順
コース信号における方が太きい。

順コース信号の有用性を最大限にするために、順コース
に沿った地表上から雑音発生障害物を出来るだけ取り除
くように努力がなされている。

一般に航空機および動力車の交通は禁止されている。

逆に、逆コースにおいては、信号に攪乱を生ぜしめる大
きな交通量がある。

このようにして、順コースにおいては、逆コースにおけ
るよりも信号が強いばかりでなく、雑音が小さくされて
いる。

同様にして、１２°の「上昇すべき」小ローブでも雑音
対信号比は減少されている。

さらにまた、航空機が３°の滑空勾配に近似するコース
を辿る場合には、そのグライド・パスは１２°の２次ロ
ーブに対して９°の角度を形成することになる。

この結果、滑空勾配偏差信号の振幅には非常に迅速な変
動が生ずる。

以上に述べた事項が、滑空勾配信号の妥当性チェックに
用いられる信号特性の例である。

２つの妥当性検出回路が滑空偏差信号に応答する。

どちらかの回路が出力を出せば、それは情報がスプリア
スなものであって、滑空勾配信号が有効なものでないこ
とを表わす。

滑空勾配偏差信号Ｇ／Ｓ、または「上昇すべき」／「下
降すべき」情報は、直列接続された低域および高域フィ
ルタ９３および９４から構成されている帯域フィルタ９
２に結合される。

フィルタ９２の出力は、整流器９５に接続されており、
該整流器は、フィルタを通過した信号エネルギの関数で
ある。

整流器９５の出力が滑空勾配偏差信号の０．０９４５度
に対応するレベルを越えると、警報検出器９６の出力は
零になり、アンド・ゲート９７の入力は取り払われる。

有効な「上昇すべき」／「下降すべき」信号情報は一般
に１ ／ ４ Ｈｚ以下の周波数を有する。

無効情報の周波数はそれよりも高い。

その理由は、逆コースおよび小ローブにおける信号は雑
音に富み不安定であり、しかも小ローブから外れた時に
は信号の振幅が迅速に変化するためである。

１ ／ ４ Ｈｚ以上の有意味な信号の強さがある場合
には、フィルタ９２を介して滑空勾配検出器からの警報
を禁止する。

回路の動作が高周波数の雑音信号によって禁止されない
ようにするために、低域フィルタ９３は２ Ｘ １／
２Ｈｚの上限カット・オフ周波数を有する。

高域フィルタ９４は、妥当性チェック回路が有効信号情
報に応答しないようにするために１／４Ｈｚの低いカッ
ト・オフ周波数を有する。

滑空勾配受信器３７が良好な自動利得制御特性を有する
場合には、無線パターンの場における攪乱から生ずる滑
空勾配偏差信号の変動は最小にされる。

第２の滑空勾配検出回路は、更に付加的な妥当性チェッ
ク手段を構成している。

低域フィルタ９３からの滑空勾配偏差信号は微分回路９
８に結合され、該微分回路の出力は滑空勾配偏差信号Ｇ
／Ｓの変化率を表わす。

この信号は、可変利得増幅器９９においてｈＲを乗ぜら
れ、そして加算点１００で、気圧計高度変化率信号ＩＩ
Ｂを表わす信号および一３°の気圧計変化率を表わすバ
イアス信号と結合される。

和信号は、１０１でＦ波され、滑空勾配偏差率検出器１
０２に加えられる。

航空機が主ロープ内にあり、そして３°の滑空勾配と平
行な飛行路に泊って飛行している時には６Ｂ信号および
一３°のバイアス信号は相殺し合う。

航空機が滑空勾配パターンの主ローブ内にある時には、
滑空勾配信号の変化率は零であるべきであり、そしてこ
の状態においては、検出器１０２は論理「１」出力を有
する。

航空機が、滑空勾配と平行な経路上にりい場合には、滑
空勾配偏差変化率信号および気圧４−高度変化率信号は
消えて、検出器１０２からの有効な出力は維持され＼、 る。

しかしながら、滑空勾配偏差信号に大きな変動があり、
航空機が放射パターンの２次ローブ内に在ることが表示
され、る′と検出器１０２は論理「０」出力を出し滑空
勾配警報は禁止される。

増幅器９９の利得は、低高度ではｈＲ大入力よって減少
され、低高度における変化率検出器１０２の感度を減少
する。

２つの滑空勾配妥当性検出器の論理出力は、アンド・ゲ
ート９７の入力と結合されて、有効信号が受信されてい
る限り該アンド・ゲートから出力が得られる。

アンド・ゲート９７の出力は、直接、ならびに１５秒の
遅延回路１０３を介してアンド・ゲート８５の入力に結
合されている。

この回路構成によれば、アンド・ゲート８５が、滑空勾
配警報アンド・ゲート８６に可能化入力を出力するため
には、それ以前に１５秒の有効滑空勾配偏差信号が受信
されることが必要とされる。

滑空勾配偏差信号の妥当性が否定されると、滑空勾配警
報は直ちに振止される。

滑空勾配警報を再び可能にするためには、さらに１５秒
の有効滑空勾配偏差信号が要求される。

地上近くでは、気圧計高度信号は信頼性がない。

航空機本体および翼の前面および下側において空気が圧
縮されるからである。

気圧高度計は増大した空気圧力を感受し、相対的に低い
高度を表示する。

高度検出器２９は、１６゜２４メートル（５０フイート
）以下では論理出発を発生する。

このために、高度１５．２４メートル（５０フイート）
以下ではスイッチ２２が作動されて、気圧計チャンネル
の入力を接地し、以って誤った気圧計高度情報で偽の警
報が発生しないようにしである。

論理出力信号は、アンド・ゲート８６に対し反転された
入力となって、滑空勾配警報を高度１５．２４メートル
（５０フイート）以下では禁止する。

計測装置への種々な信号入力は、電気的性質のものであ
って、搭載電源から給電される航空機状態センサから得
られる。

航空機の正常の運行中、例えば母線切換などによって電
源回路に過渡現象が生ずるのは異例のことではない。

これ等の過渡現象は典型的には非常に短かい持続期間の
ものである。

しかしながら、このような過渡現象によって、状態セン
サが掻乱され偽の警報信号を発生することは充分にあり
得ることである。

オア・ゲート５２およびパイロット警報回路５４間に接
続された時間遅延回路５３は、このような過渡現象から
偽の警報信号が発生するのを阻止する目的で設けられた
ものである。

判明したところによれば、０．６秒程度の遅延時間は、
給電線路の過渡現象の持続期間よりも充分に長く、これ
により偽の、即ち誤った警報が阻止され、しかも真の警
報の発生が不当に遅延されることはない。

計測装置の動作性能を時々検査するために試験スイッチ
４１を閉成することによって作動される試験回路を設け
ることができる。

行なわれる試験は航空機の状態によって左右される。

航空機が地上にある場合には、幾つかの回路は自動的に
順次作動される。

航空機が空中に在る時には、警報もしくは出力回路だけ
が検査される。

試験スイッチ４１の閉成で、アンド・ゲート１０５およ
び１０６の反転入力は接地される。

アンド・ゲート１０５の他の入力は、メモリ装置５８の
巡行出力であり、そしてアンド・ゲート１０６の他の入
力はメモリ装置からの離陸出力である。

行なわれる試験は第１０図の表に梗概されている。

先ず接地試験について考察する。

アンド・ゲート１０６からの出力でスイッチ１０８が作
動されて、２７４３．２メ一トル／分（９０００フイ一
ト／分）の気圧高度計降下速度を表わすバイアス信号が
加算点２３に加えられ、そしてスイッチ１０９は、６０
．９６メートル（２００フイート）の高度を表わすバイ
アス信号を加算点２７に加える。

６０．９６メートル（２００フイート）高度信号は、１
５．２４メートル（５０フイート）高度検出器２９から
出力を取除く。

これにより、スイッチ２２は第２図に示す位置に戻され
、気圧計高度変化率回路の入力は接地から切離される。

気圧計高度変化率回路への２７４３．２メ一トル／分（
９０００フイ一ト／分）バイアス電圧は、相補形フィル
タ７８の素子を充電して約３秒間近接速度警報出力を発
生する。

さらにまた、降下速度回路の検出器７４からも警報出力
が発生する。

しかしながら、接地試験信号が反転入力を介してアンド
・ゲート７０と接地されているので、降下速度警報信号
は、試験の初期々間中オア・ゲート５２に接続されるこ
とはない。

同様にして、２７４３．２メ一トル／分（９０００フイ
一ト／分）の気圧計高度変化率信号は、負上昇速度回路
の検出器５６からも出力を発生せしめる。

この回路のアンド・ゲ’−ト５７は、オア・ゲ−Ｎ１１
からの入力を必要とするが、この入力は、試験シーケン
スの開始時６秒間取り払われている。

接地試験信号は反転入力に加えられ、且つ６秒の時間遅
延でオア・ゲート１１１に加えられる。

接地試験を行なわない場合には、オア・ゲートは論理「
１」の出力を発生する。

接地試験の開始で、出力は論理「０」になる。

６秒が経過した後には、出力は論理Ｉｌｌに戻り、アン
ド・ゲート５７を介して警報が出される。

この警報は、試験ボタン・スイッチ４１が閉じている限
り続く。

試験ボタン・スイッチを開放すると、反転された接地試
験入力はアンド・ゲート７０から取り払われ、そして警
報は、気圧計高度変化率フィルタ２４または降下速度検
出回路のバイアス信号の変動が消えるまで、降下速度回
路を介して続けられる。

巡航状態において、試験を行なう場合には、アンド・ゲ
ート１０５からの飛行中試験出力がオア・ゲート２５に
結合されて、パイロット警報回路５４を作動する。

逐次的警報発生を行なう場合には、警報ランプを観察し
て注意深くオン・オフ・シーケンスを観察するのが好ま
しい。

状態における迅速な変動は、可聴信号で識別するのは困
難であるからである。

警報状態検出器の各々は、パイロットがプル・アップし
て事故を避けるのに通常充分な時間で不安全状態の警報
を発生する。

警報臨界条件は、不必要な警報が最小限に抑えられるよ
うに選択される。

検出器の各々は独立して動作するが、警報臨界条件は、
航空機の実質的に全べての対地接近に関係する不安全状
態に対して警報が発生されるように相関することができ
る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による装置の全体的構成を略本するブロ
ック・ダイヤグラム、第２図、第３図および第４図は装
置の機能ブロック・ダイヤグラム、第５図ないし第８図
は警報状態検出器特性を示すグラフ、第９図は代表的な
滑空勾配無線ビームを図解した略図、そして第１０図は
、装置の自己点検シーケンスを梗概した図である。 図において、２０は気圧高度計、２１は微分回路、２６
は電波高度計、３７は滑空勾配（スライド・スロープ）
受信器、４３，４４は着陸姿勢センサ、５２はオア・ゲ
ート、５４はパイロット警報回路、８６はアンド・ゲー
ト、８１は滑空勾配偏差検出器、８８は加算器、８９は
制限器、９０は換算増幅器、９１は加算点である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 滑空勾配無線ビームの送信機を装備された空港での
   好ましくない対地接近について航空機パイロットに警報
   を与えるために、前記滑空勾配無線ビームを受信し、こ
   の無線ビームによって限定される滑空勾配の上または下
   の航空機位置の角度偏差の方向および大きさを表わす滑
   空勾配偏差信号Ｇ／Ｓを前記無線ビームから生ずる滑空
   勾配受信器３７と、滑空勾配偏差がある所定の量以上で
   前記滑空勾配の下にあるということを前記滑空勾配偏差
   信号Ｇ／Ｓが示すとき、警報を附勢するための附勢出力
   を発生する滑空勾配偏差検出器８７と、前記所定の量を
   下降すると共に増加する回路８８，８９，９０，９１−
   と、パイロット警報を前記滑空勾配偏差検出器の附勢出
   力に応答して発生するためのパイロット警報器５４とを
   備えた警報装置。 ２ 前記航空機高度ｈＲがある所定の高度以上にあると
   き前記附勢出力を禁止するための滑空勾配警報アンド・
   ゲート８６を追設した特許請求の範囲第１項記載の警報
   装置。