JPS62261920A - 航法モ−ド選択装置 - Google Patents
航法モ−ド選択装置Info
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- JPS62261920A JPS62261920A JP62033136A JP3313687A JPS62261920A JP S62261920 A JPS62261920 A JP S62261920A JP 62033136 A JP62033136 A JP 62033136A JP 3313687 A JP3313687 A JP 3313687A JP S62261920 A JPS62261920 A JP S62261920A
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- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
- G01S5/02—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using radio waves
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- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
（イ） 産業上の利用分管
本発明は航法システムに関するものであり、特に、多モ
ード、多センサエリアナビゲーション（Ｒ，ＮＡＶ ）
のための航法モード選択装置に関する。
ード、多センサエリアナビゲーション（Ｒ，ＮＡＶ ）
のための航法モード選択装置に関する。
（ロ） 従来技術
航空機の穴めの航法システムは伝統的に複数の航法セン
サ（ナベイド・・・・・・Ｎａｖａｉｄｓ） ｆ利用し
、かつ、複数の航法モード（ナブモード・・・・・・ｎ
ａｖ−ｍｏｄｅ）で動作する。例えば、空港から空港へ
の航行の九めのＶＯＲおよびＤＭＥのような無線援助設
備およびターミナル誘導用ローカライザが利用されてい
る。航空機はこれらの無線ナベイドとしてオンサイド（
左側）無線受信機およびオフサイド（右側）受信機を具
備していることが多い。さらに、今日の航空機に搭載さ
れた航法装置には慣性航法装置（ＩＮＳ ）あるいは慣
性基準装置（ＩＲＥ）が含まれることも多い。
サ（ナベイド・・・・・・Ｎａｖａｉｄｓ） ｆ利用し
、かつ、複数の航法モード（ナブモード・・・・・・ｎ
ａｖ−ｍｏｄｅ）で動作する。例えば、空港から空港へ
の航行の九めのＶＯＲおよびＤＭＥのような無線援助設
備およびターミナル誘導用ローカライザが利用されてい
る。航空機はこれらの無線ナベイドとしてオンサイド（
左側）無線受信機およびオフサイド（右側）受信機を具
備していることが多い。さらに、今日の航空機に搭載さ
れた航法装置には慣性航法装置（ＩＮＳ ）あるいは慣
性基準装置（ＩＲＥ）が含まれることも多い。
そのような航法装置は、ナベイドセンサ補足装置を様々
に利用して、複数モードで動作する。
に利用して、複数モードで動作する。
そのような在来のモードには、ＲＨＯ−ＲＨＯ（ロー
ロー） 、ＢＥＥＬＩＮＥ （最短コース） 、ＲＨＯ
−ＴＨＥＴＡ ＬＥＦＴ （ロー シータ左）、ＲＨＯ
−ＴＨＥＴＡＲＩＧＨＴ （ローシー１ 右）、ＬＯＣ
ＡＬＩＺＥＲＬＥＦＴ（ローカライザ左）、ＬＯＣＡＬ
ＩＺＥＲＲＩＧＨＴ （ローカライザ右） 、ＩＮＳ
（慣性航法袋りおよびＤＥＡＤ ＩｃＫＯＮＩＮＧ （
推測航法）が含まれる。
ロー） 、ＢＥＥＬＩＮＥ （最短コース） 、ＲＨＯ
−ＴＨＥＴＡ ＬＥＦＴ （ロー シータ左）、ＲＨＯ
−ＴＨＥＴＡＲＩＧＨＴ （ローシー１ 右）、ＬＯＣ
ＡＬＩＺＥＲＬＥＦＴ（ローカライザ左）、ＬＯＣＡＬ
ＩＺＥＲＲＩＧＨＴ （ローカライザ右） 、ＩＮＳ
（慣性航法袋りおよびＤＥＡＤ ＩｃＫＯＮＩＮＧ （
推測航法）が含まれる。
ＲＨＯ−Ｉ（ＨＯおよび最短コース航法では、航空機の
位置は、各ＤＭＥセンサが既知の基準点からの範囲を発
生するような２つのＤＭＥ距５ｌｔ−利用して、判定さ
れる。ＲＨＯ−ＴＨＥ ＴＡ左航法モードでは、航空機
の位置は、既知の基準点からのＶＯＲ，（ＶＨＦオムニ
レンジ）方位およびＤＭＥ （距離測定袋り距ｌｌを利
用して、発生されるが、該方位ならびに距離のデータは
左側のＶＯ）ｌ、およびＤＭＥセンサによって与えられ
る。）ｔ、ＨＯ−ＴＨＥＴＡ右航法モードは、方位なら
びに距離のデータが右側のＶＯＲおよびＤＭＥセンサに
よって与えられるという点が異なるだけで、ＲＨＯ−Ｔ
ＨＥＴＡ左モード色モードある。ローカライザモードで
は、ローカライザビームからの横方向変位が、利用され
ている航法モードに従って、オンサイドローカライザあ
るいはオフサイドローカライザからのビーム誤差データ
によって与えられる。ＩＮＳ航法モードでは、航空機の
位置はＩＮ８の位置出力に等しく設定される。推測航法
モードでは、航空機位置は、利用されている推測航法ア
ルゴリズムから判定された位置に等しく設定される。
位置は、各ＤＭＥセンサが既知の基準点からの範囲を発
生するような２つのＤＭＥ距５ｌｔ−利用して、判定さ
れる。ＲＨＯ−ＴＨＥ ＴＡ左航法モードでは、航空機
の位置は、既知の基準点からのＶＯＲ，（ＶＨＦオムニ
レンジ）方位およびＤＭＥ （距離測定袋り距ｌｌを利
用して、発生されるが、該方位ならびに距離のデータは
左側のＶＯ）ｌ、およびＤＭＥセンサによって与えられ
る。）ｔ、ＨＯ−ＴＨＥＴＡ右航法モードは、方位なら
びに距離のデータが右側のＶＯＲおよびＤＭＥセンサに
よって与えられるという点が異なるだけで、ＲＨＯ−Ｔ
ＨＥＴＡ左モード色モードある。ローカライザモードで
は、ローカライザビームからの横方向変位が、利用され
ている航法モードに従って、オンサイドローカライザあ
るいはオフサイドローカライザからのビーム誤差データ
によって与えられる。ＩＮＳ航法モードでは、航空機の
位置はＩＮ８の位置出力に等しく設定される。推測航法
モードでは、航空機位置は、利用されている推測航法ア
ルゴリズムから判定された位置に等しく設定される。
そのような多モード、多重センナ航法システムは、伝統
的に、所定の手順に従って、位置計算で利用されるべき
センナおよびモードを選択する。従来技術では、航法モ
ード選択およびセンナ使用法に対して固定し九優先度の
階層が設立されている。例えば、２つのＶＯＲ／ＤＭＥ
センサと１つの慣性航法装置を有する航空機航法システ
ムにおいて、航法モードおよびセンサ使用法の階層は下
記の順序で設立することができる、すなわち、ＲＨＯ−
ＲＨＯｌＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ左、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ右
およびＩＮＳである。
的に、所定の手順に従って、位置計算で利用されるべき
センナおよびモードを選択する。従来技術では、航法モ
ード選択およびセンナ使用法に対して固定し九優先度の
階層が設立されている。例えば、２つのＶＯＲ／ＤＭＥ
センサと１つの慣性航法装置を有する航空機航法システ
ムにおいて、航法モードおよびセンサ使用法の階層は下
記の順序で設立することができる、すなわち、ＲＨＯ−
ＲＨＯｌＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ左、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ右
およびＩＮＳである。
名航法モードとセンサの組合わせにとって、モードが実
施される前に１組の最低要件が満たされなければならな
い。例えば、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ左航法は、左側の同じ
場所に配置されたＶＯＲ／ＤＭＥナベイドからの有効な
方位および距離データがなくては動作することはできな
い。基本的には、従来技術の多モード、多重センサ航法
システムでは、最低要件が満たされる最高優先性を有す
る航法モードおよびセンサの組合わせが選択される。従
来技術においては、固定階層を選択することで、最適位
置推定を行なう航法モードおよびセンサの組合わせが生
ずるとされていた。しかし、普通に発生する条件の下で
は、よシ正確なデータが利用できても不正確なナベイド
データが利用されているこの仮定は正しくないと、判定
された。例えば、民間定期航空機のための代表的出発計
画概要において前述のシステム性能を考えてみる。離陸
の直前に航空機搭乗員がｌＮ８ｔ−調整する。航空機の
離陸直後１左側ＶＯＲおよびＤＭＥセンサは単一の遠方
ＶＯＲ，／ＤＭＥ局から有効無線航法距離および方位デ
ータを受信する。上述の固定階層の下では、ＲＨＯ−Ｔ
ＩＴＡ左モードが最高優先順位航法モードとして選択さ
れる。遠方のＶＯＲ／ＤＭＥ Ｒｆ利用して実行される
ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法は通常、そのすぐ前に調整され
たＩＮＳによシ与えられた位置はどは正確でない位置計
算の結果を生ずるので、これは望ましくない。しかし、
ＩＮ８は時間と共に偏流する傾向がある。それは飛行の
開始時には非常に正確であるが、時間が経つにつれて次
第に不正確になる傾向がある・。従って、ＩＮＳが最後
に位置合わせすなわち補正されてから長い時間期間が経
過して、ＩＮＳ装置の精度に劣化が生ずると、ＲＨＯ−
ＴＨＥＴＡ航法はその時間におけるより正確な位置推定
を行なうこともあり、あるいはそうでないこともあり得
る。さらに、例えば、従来技術のシステムがＲＨＯ−Ｒ
ＨＯ航法を実行していて、ＲＨＯ−ＲＨＯ航法に対する
基準がそれ以上溝たされなくなつ念場合、ＲＨＯ−ＴＨ
ＥＴＡ基準が満たされるならば、システムはＲＨＯ−Ｔ
ＨＢＴＡ航法に戻る。しかし、これらの条件の下では、
少なくとも短時間の間は、最後のＲＨＯ−ＲＨＯ計算位
置からの無線補正されたＩＮＳ 、あるいは推測航法を
利用することによって、より正確な位置推定を達成する
ことができる。
施される前に１組の最低要件が満たされなければならな
い。例えば、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ左航法は、左側の同じ
場所に配置されたＶＯＲ／ＤＭＥナベイドからの有効な
方位および距離データがなくては動作することはできな
い。基本的には、従来技術の多モード、多重センサ航法
システムでは、最低要件が満たされる最高優先性を有す
る航法モードおよびセンサの組合わせが選択される。従
来技術においては、固定階層を選択することで、最適位
置推定を行なう航法モードおよびセンサの組合わせが生
ずるとされていた。しかし、普通に発生する条件の下で
は、よシ正確なデータが利用できても不正確なナベイド
データが利用されているこの仮定は正しくないと、判定
された。例えば、民間定期航空機のための代表的出発計
画概要において前述のシステム性能を考えてみる。離陸
の直前に航空機搭乗員がｌＮ８ｔ−調整する。航空機の
離陸直後１左側ＶＯＲおよびＤＭＥセンサは単一の遠方
ＶＯＲ，／ＤＭＥ局から有効無線航法距離および方位デ
ータを受信する。上述の固定階層の下では、ＲＨＯ−Ｔ
ＩＴＡ左モードが最高優先順位航法モードとして選択さ
れる。遠方のＶＯＲ／ＤＭＥ Ｒｆ利用して実行される
ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法は通常、そのすぐ前に調整され
たＩＮＳによシ与えられた位置はどは正確でない位置計
算の結果を生ずるので、これは望ましくない。しかし、
ＩＮ８は時間と共に偏流する傾向がある。それは飛行の
開始時には非常に正確であるが、時間が経つにつれて次
第に不正確になる傾向がある・。従って、ＩＮＳが最後
に位置合わせすなわち補正されてから長い時間期間が経
過して、ＩＮＳ装置の精度に劣化が生ずると、ＲＨＯ−
ＴＨＥＴＡ航法はその時間におけるより正確な位置推定
を行なうこともあり、あるいはそうでないこともあり得
る。さらに、例えば、従来技術のシステムがＲＨＯ−Ｒ
ＨＯ航法を実行していて、ＲＨＯ−ＲＨＯ航法に対する
基準がそれ以上溝たされなくなつ念場合、ＲＨＯ−ＴＨ
ＥＴＡ基準が満たされるならば、システムはＲＨＯ−Ｔ
ＨＢＴＡ航法に戻る。しかし、これらの条件の下では、
少なくとも短時間の間は、最後のＲＨＯ−ＲＨＯ計算位
置からの無線補正されたＩＮＳ 、あるいは推測航法を
利用することによって、より正確な位置推定を達成する
ことができる。
従来技術による固定階層手順のこれらの欠点は、推定さ
れた位１１誤差の値を最小化するという意味で、航法モ
ードおよびセンサを最適利用できなかったことから生ず
るものである。固定階層手順は、特定の航法モードとセ
ンサの組合わせの性質が静止したものではなくて、時間
、位置および他の変数の関数として、動的に変化するも
のであることを考慮に入れていない。従って、従来技術
航法システムは、搭載された慣性航法装置がより正確な
位置を与えている場合でさえ、不正確な無線ナベイドデ
ータを利用して航空機位置を計算してしまう。
れた位１１誤差の値を最小化するという意味で、航法モ
ードおよびセンサを最適利用できなかったことから生ず
るものである。固定階層手順は、特定の航法モードとセ
ンサの組合わせの性質が静止したものではなくて、時間
、位置および他の変数の関数として、動的に変化するも
のであることを考慮に入れていない。従って、従来技術
航法システムは、搭載された慣性航法装置がより正確な
位置を与えている場合でさえ、不正確な無線ナベイドデ
ータを利用して航空機位置を計算してしまう。
（ハ）発明が解決しようとする問題点
従来技術航法システムの欠点は、各モードが適切な航法
センサを利用する多数の航法モードで動作することがで
きる、本発明によって実現される航法システムによって
克服される。この発明には、各航法モードに対して期待
の、すなわち推定の航法モード位置誤差を発生する手段
、および手順により特定されたナベイド判定基準と一致
する推定航法モード誤差の最小値を有する航法モードを
選択する手段、とが含まれる。
センサを利用する多数の航法モードで動作することがで
きる、本発明によって実現される航法システムによって
克服される。この発明には、各航法モードに対して期待
の、すなわち推定の航法モード位置誤差を発生する手段
、および手順により特定されたナベイド判定基準と一致
する推定航法モード誤差の最小値を有する航法モードを
選択する手段、とが含まれる。
本発明にはさらに、選択されたモードによって与えられ
る位置データを処理する低域、緩速位置フィルタを有し
て、選択されたモードに従う航空機位置を発生する手段
も含まれる。該位置フィルタは１航法モードから他モー
ドへ切換える場合、航空機の位置出力における望ましく
ない瞬時の変化を防止する。同一フィルタが選択され之
モードに対する推定航法モード誤差を処理するのに利用
されて、航法装置の出力位置と真の航空機位置との間の
差の大きさの推定を行なう推定位置誤差を得る。この推
定位置誤差は航法モード誤差を推定するのに利用されて
、ＩＮＳおよび推測航法モードを補正する補正ファクタ
を計算する。従って、ＩＮＳ装置および推測航法装置は
長期間の偏流に対して補正され、一方ではそのすぐれた
短期間の性能もなお役立たせている。推定位置誤差はま
た、データ妥当性テス）１−実行する際にセンサデータ
を有効化するなめに利用される。該データ妥当性テスト
は、航法装置によって計算された想定位置に基づく推定
センサデータと、真の位置の関数となっている実際のセ
ンサデータとの間の差が閾値以下になるべきであると要
求することによって実行される。該閾値は推定位置誤差
の関数として選択され、よって従来技術において可能で
あったよりも低い閾値を利用することができるようにな
っている。従って、本発明は、よシ厳しいデータ妥当性
テストｔ−利用することによって不良センサデータを拒
絶する教養された性能を提供する。
る位置データを処理する低域、緩速位置フィルタを有し
て、選択されたモードに従う航空機位置を発生する手段
も含まれる。該位置フィルタは１航法モードから他モー
ドへ切換える場合、航空機の位置出力における望ましく
ない瞬時の変化を防止する。同一フィルタが選択され之
モードに対する推定航法モード誤差を処理するのに利用
されて、航法装置の出力位置と真の航空機位置との間の
差の大きさの推定を行なう推定位置誤差を得る。この推
定位置誤差は航法モード誤差を推定するのに利用されて
、ＩＮＳおよび推測航法モードを補正する補正ファクタ
を計算する。従って、ＩＮＳ装置および推測航法装置は
長期間の偏流に対して補正され、一方ではそのすぐれた
短期間の性能もなお役立たせている。推定位置誤差はま
た、データ妥当性テス）１−実行する際にセンサデータ
を有効化するなめに利用される。該データ妥当性テスト
は、航法装置によって計算された想定位置に基づく推定
センサデータと、真の位置の関数となっている実際のセ
ンサデータとの間の差が閾値以下になるべきであると要
求することによって実行される。該閾値は推定位置誤差
の関数として選択され、よって従来技術において可能で
あったよりも低い閾値を利用することができるようにな
っている。従って、本発明は、よシ厳しいデータ妥当性
テストｔ−利用することによって不良センサデータを拒
絶する教養された性能を提供する。
このように、本発明に従って実現され喪航法システムは
、航法モード／センサ組合わせの動的特性を認識するこ
とによって、および名相合わせに対するモード／センサ
誤差の推定値を発生することによって、さらにナベイド
に対して特定され九手順と一致し念推定誤差の最小値を
有する航法モードを実現することによって、従来技術で
可能であつ念よシ以上に正確な位置出力を発生する。
、航法モード／センサ組合わせの動的特性を認識するこ
とによって、および名相合わせに対するモード／センサ
誤差の推定値を発生することによって、さらにナベイド
に対して特定され九手順と一致し念推定誤差の最小値を
有する航法モードを実現することによって、従来技術で
可能であつ念よシ以上に正確な位置出力を発生する。
に）実施例
第１図では、本発明の考えを実現する多モード、多重セ
ンサ航法システムが示されている。
ンサ航法システムが示されている。
第１図のシステムは、各航法モードが適切な航法センサ
を利用する、複数の別個の航法モードで動作することが
できる。複数の航法モード誤差推定装置１０〜１６は、
それぞれ、システムによって支持される航法モードに関
連する推定航法モード位置誤差信号を発生する。推定装
置１０〜１６からの推定航法モード誤差信号は、航法モ
ードセレクタ１７に与えられるが、該セレクタはＦＡＡ
手順により特定されたナベイド基準を表わす信号にも応
答する。航法モードセレクタ１７は、ＦＡＡ手順によシ
特定されたナベイド基準信号と一致している推定航法モ
ード誤差の最低値を有する航法モード全選択する。航法
モードセレクタ１７けリード１８に選択した航法モード
を表わす選択航法モード信号を発生する。
を利用する、複数の別個の航法モードで動作することが
できる。複数の航法モード誤差推定装置１０〜１６は、
それぞれ、システムによって支持される航法モードに関
連する推定航法モード位置誤差信号を発生する。推定装
置１０〜１６からの推定航法モード誤差信号は、航法モ
ードセレクタ１７に与えられるが、該セレクタはＦＡＡ
手順により特定されたナベイド基準を表わす信号にも応
答する。航法モードセレクタ１７は、ＦＡＡ手順によシ
特定されたナベイド基準信号と一致している推定航法モ
ード誤差の最低値を有する航法モード全選択する。航法
モードセレクタ１７けリード１８に選択した航法モード
を表わす選択航法モード信号を発生する。
リード１８上の信号は航空機位置計算ブロック１９に与
えられ、該ブロックにおいて航空機位置は選択した航法
モードに従って計算される。
えられ、該ブロックにおいて航空機位置は選択した航法
モードに従って計算される。
本発明の実施態様では航空機位置計算ブロック１９は下
記の航法モードを提供する。すなわち、参照番号２０〜
２４でそれぞれ表示されるように、ＲＨＯ−几ＨＯ１Ｒ
ＨＯ−ＴＨＥＴＡ 、ローカライザ、ＩＮＳ。
記の航法モードを提供する。すなわち、参照番号２０〜
２４でそれぞれ表示されるように、ＲＨＯ−几ＨＯ１Ｒ
ＨＯ−ＴＨＥＴＡ 、ローカライザ、ＩＮＳ。
および推測航法である。リード１８上の信号は、誤差推
定装置１０〜１６の出力および航法モードセレクタ１７
に与えられ＆ ＦＡＡ手順により特定されたナベイド基
準信号に従って計算２０〜２４の１つを選択することが
理解される。航法モード計算２０〜２４の名々は航法デ
ータベースからの適切なセンサデータおよび情報に応答
して、選択した航法モードに従って航空機位置上計算す
る。計算され次航空機位置信号は低域位置フィルタ２６
ｔ−介してリード２５に与えられる。
定装置１０〜１６の出力および航法モードセレクタ１７
に与えられ＆ ＦＡＡ手順により特定されたナベイド基
準信号に従って計算２０〜２４の１つを選択することが
理解される。航法モード計算２０〜２４の名々は航法デ
ータベースからの適切なセンサデータおよび情報に応答
して、選択した航法モードに従って航空機位置上計算す
る。計算され次航空機位置信号は低域位置フィルタ２６
ｔ−介してリード２５に与えられる。
低域位置フィルタ２６は緩速形の機能を実現しており、
それによって航法モードを切換える場合に１計算され九
航空機位置の突然の変化が生ずることはあり得ない。位
置フィルタ２６は航空機位置計算ブロック１９の出力に
図示されているが、同じ効果のために１ブロツク２０〜
２４内で選択的にフィルタリングが行なわれ得ることが
理解される。
それによって航法モードを切換える場合に１計算され九
航空機位置の突然の変化が生ずることはあり得ない。位
置フィルタ２６は航空機位置計算ブロック１９の出力に
図示されているが、同じ効果のために１ブロツク２０〜
２４内で選択的にフィルタリングが行なわれ得ることが
理解される。
航法モードセレクタ１７は、選択し九航法モードに関連
する誤差推定装置１０〜１６によって発生される推定航
法モード誤差を、リード２７に発生する。リード２７上
の推定航法モード誤差信号は、低域位置誤差フィルタ２
８を介して処理され、推定位置誤差信号をリード２９に
発生する。位置誤差フィルタ２８は、位置フィルタ２６
と同じ時定数を有しており、かつ、〔ａ／（ｓ＋ａ））
の形式の伝達関数を有している。リード２９上の推定位
置誤差は与えられ危いずれの時間においても起り得る位
置の誤差についての正確な推定値となっている。推定航
法モード誤差とリード２９上の推定位置誤差との間に差
異のあることがわかる。航法モード誤差は特定の航法モ
ードに関連しておシ、誤差推定装置１０〜１６の出力で
ある。位置誤差は第１図のシステムによって計算された
位置と実際の航空機位置との間の差の大きさの推定であ
る。
する誤差推定装置１０〜１６によって発生される推定航
法モード誤差を、リード２７に発生する。リード２７上
の推定航法モード誤差信号は、低域位置誤差フィルタ２
８を介して処理され、推定位置誤差信号をリード２９に
発生する。位置誤差フィルタ２８は、位置フィルタ２６
と同じ時定数を有しており、かつ、〔ａ／（ｓ＋ａ））
の形式の伝達関数を有している。リード２９上の推定位
置誤差は与えられ危いずれの時間においても起り得る位
置の誤差についての正確な推定値となっている。推定航
法モード誤差とリード２９上の推定位置誤差との間に差
異のあることがわかる。航法モード誤差は特定の航法モ
ードに関連しておシ、誤差推定装置１０〜１６の出力で
ある。位置誤差は第１図のシステムによって計算された
位置と実際の航空機位置との間の差の大きさの推定であ
る。
リード２９上の推定位置誤差は、ＩＮＳおよび推測航法
補正ファクターの計算に、そしてＩＮＳ誤差推定装置１
５および推測航法誤差推定装置１６の推定航法モード誤
差の計算において利用され、次に述べるような方法でＩ
ＮＳ航法モードおよび推測航法モードを補正する。リー
ド２９上の推定位置誤差はまた、ブロック３０において
データ妥当性テス）？行なってセンサデータを有効化す
るのに利用されるが、該ブロックはま７ｔ ＩＪ−ド２
５上の計算された航空機位置にも応答する。データ妥当
性テストはブロック３０への入力として与えられた生の
ＶＯＲおよびＤＭＥデータについて行なわれて、その出
力において有効とされ７’ｃＶＯＲおよびＤＭＢ３デー
タを発生するが、その方法を次に説明する０ 引続き第１図を参照しながら第２図についてみると、誤
差推定装置１０はマルチＲＨＯＲＨＯ航法モードに対す
る推定マルチＲ，ＯＨＲＯＨ航法モード誤差を発生する
。マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード誤差に対する誤差関数
は第２図に示されている。
補正ファクターの計算に、そしてＩＮＳ誤差推定装置１
５および推測航法誤差推定装置１６の推定航法モード誤
差の計算において利用され、次に述べるような方法でＩ
ＮＳ航法モードおよび推測航法モードを補正する。リー
ド２９上の推定位置誤差はまた、ブロック３０において
データ妥当性テス）？行なってセンサデータを有効化す
るのに利用されるが、該ブロックはま７ｔ ＩＪ−ド２
５上の計算された航空機位置にも応答する。データ妥当
性テストはブロック３０への入力として与えられた生の
ＶＯＲおよびＤＭＥデータについて行なわれて、その出
力において有効とされ７’ｃＶＯＲおよびＤＭＢ３デー
タを発生するが、その方法を次に説明する０ 引続き第１図を参照しながら第２図についてみると、誤
差推定装置１０はマルチＲＨＯＲＨＯ航法モードに対す
る推定マルチＲ，ＯＨＲＯＨ航法モード誤差を発生する
。マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード誤差に対する誤差関数
は第２図に示されている。
マルチＲＨＯＲＨＯ航法モードは複数のＤＭＥ局から受
信した信号を利用する。好ましいことにＡＲＩＮＣ（ニ
ーリンク：航空無線公社）７０９走査ＤＭＥ設備によっ
て、マルｆ、ＲＨＯＲＨＯ航法を実行するために必要な
りＭＥ情報が与えられる。マルチＲＨＯＲＨＯ航法を利
用する位置計算における誤差は各ＤＭＥに対する誤差モ
デル、利用されるＤＭＥ局の数、および幾何学的配列の
関数となっている。簡潔にするために、マルチＲＨＯＲ
ＨＯ誤差推定は、利用されているＤＭＥ局の数の関数と
してのみ、行なわれることができる。２つ以下の利用可
能ＤＭＥ局（）ｌ、ＨＯ−１４，ＨＯの場合）が有効で
ある、すなわち、幾何学的配列要件が満足されない場合
、誤差推定装置１０は推定航法モード誤差を任意の大き
い値に設定する。そうでなければ、誤差推定装置１０は
推定航法モード誤差を２つの利用可能ＤＭＥ局に対して
０．５海里（ＮＭ）（１海里は１，８５３．２ｍ）に設
定し、そして該推定誤差を５つの利用可能局に対してｏ
、５２５ ＮＭ ｉで減少させる。利用可能ＤＭＥ局と
は、ブロック３０のデータ妥当性テストを合格して有効
とされ、かつ、最小ＤＭＥ範囲基準を満足させるような
ものである。適切な範囲基準はＤＭＥ局から航空機まで
の距離がリード２９上の推定位置誤差の１．９４倍よシ
大きいものとされる。第２図から誤差関数は非線形であ
ることがわかる。この非線形が生ずる理由は、利用でき
るＤＭＥ ｍ ｆｔ付加するごとに、以前のＤＭＥ局付
加によって発生されｆｃ誤差の限界減少より小さい限界
減少を発生するからである。
信した信号を利用する。好ましいことにＡＲＩＮＣ（ニ
ーリンク：航空無線公社）７０９走査ＤＭＥ設備によっ
て、マルｆ、ＲＨＯＲＨＯ航法を実行するために必要な
りＭＥ情報が与えられる。マルチＲＨＯＲＨＯ航法を利
用する位置計算における誤差は各ＤＭＥに対する誤差モ
デル、利用されるＤＭＥ局の数、および幾何学的配列の
関数となっている。簡潔にするために、マルチＲＨＯＲ
ＨＯ誤差推定は、利用されているＤＭＥ局の数の関数と
してのみ、行なわれることができる。２つ以下の利用可
能ＤＭＥ局（）ｌ、ＨＯ−１４，ＨＯの場合）が有効で
ある、すなわち、幾何学的配列要件が満足されない場合
、誤差推定装置１０は推定航法モード誤差を任意の大き
い値に設定する。そうでなければ、誤差推定装置１０は
推定航法モード誤差を２つの利用可能ＤＭＥ局に対して
０．５海里（ＮＭ）（１海里は１，８５３．２ｍ）に設
定し、そして該推定誤差を５つの利用可能局に対してｏ
、５２５ ＮＭ ｉで減少させる。利用可能ＤＭＥ局と
は、ブロック３０のデータ妥当性テストを合格して有効
とされ、かつ、最小ＤＭＥ範囲基準を満足させるような
ものである。適切な範囲基準はＤＭＥ局から航空機まで
の距離がリード２９上の推定位置誤差の１．９４倍よシ
大きいものとされる。第２図から誤差関数は非線形であ
ることがわかる。この非線形が生ずる理由は、利用でき
るＤＭＥ ｍ ｆｔ付加するごとに、以前のＤＭＥ局付
加によって発生されｆｃ誤差の限界減少より小さい限界
減少を発生するからである。
本発明のシステムにおいて、マルチＲＨＯＲＨＯ航法の
代シに最短コース航法を利用することができる。推定最
短コース航法モード誤差は推定マルチＲ）ｉｏ ＲＨＯ
航法モード誤差と同じように導出されるが、該誤差はま
た初期位置推定および実行された繰返し回数の関数とも
なっているという所が異なる。最短コース誤差推定もま
たＤＭＥ局の数の関数としてのみ利用することによって
簡素化されることができる。第２図の誤差関数はさらに
最短コース航法モード誤差に利用することができる。
代シに最短コース航法を利用することができる。推定最
短コース航法モード誤差は推定マルチＲ）ｉｏ ＲＨＯ
航法モード誤差と同じように導出されるが、該誤差はま
た初期位置推定および実行された繰返し回数の関数とも
なっているという所が異なる。最短コース誤差推定もま
たＤＭＥ局の数の関数としてのみ利用することによって
簡素化されることができる。第２図の誤差関数はさらに
最短コース航法モード誤差に利用することができる。
引続き第１図を参照し々がら第３図について見ると、誤
差推定装置１１および１２は、ＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ左お
よびＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ右の航法モードそれぞれに対し
て推定ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法モード誤差を発生する。
差推定装置１１および１２は、ＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ左お
よびＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ右の航法モードそれぞれに対し
て推定ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法モード誤差を発生する。
推定ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法モード誤差に対する誤差関
数は第３図で与えられる。従って、本実施態様はオンサ
イドＶＯＲを利用するＲＨＯ−ＴＨＢＴＡとオフサイド
ＶＯＵを利用するＲ）１０−ＴＨＥＴＡの２つのＲＨＯ
−ＴＨＥＴＡ航法モードを支持していることが理解され
る。両舷法モードにおいて、ニーリンク７０９走査ＤＭ
Ｂによって、ＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ航法を実行する次めに
必要なりＭＥ情報を与える。誤差推定装置１１によって
与えられる推定ＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ航法モード誤差は、
左受信機において同調されたいずれの形式のナベイドに
対しても航空機の距離の関数である。同様に、誤差推定
装置１２によって与えられる推定ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航
法モード誤差は、右受信機によって同調されたいずれの
形式のナベイドに対しても航空機の距離の関数となって
いる。
数は第３図で与えられる。従って、本実施態様はオンサ
イドＶＯＲを利用するＲＨＯ−ＴＨＢＴＡとオフサイド
ＶＯＵを利用するＲ）１０−ＴＨＥＴＡの２つのＲＨＯ
−ＴＨＥＴＡ航法モードを支持していることが理解され
る。両舷法モードにおいて、ニーリンク７０９走査ＤＭ
Ｂによって、ＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ航法を実行する次めに
必要なりＭＥ情報を与える。誤差推定装置１１によって
与えられる推定ＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ航法モード誤差は、
左受信機において同調されたいずれの形式のナベイドに
対しても航空機の距離の関数である。同様に、誤差推定
装置１２によって与えられる推定ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航
法モード誤差は、右受信機によって同調されたいずれの
形式のナベイドに対しても航空機の距離の関数となって
いる。
誤差推定装置１１および１２は、ＲＨＯ−ＴＨＢＴＡ左
およびＲ，ＨＯ−ＴＨＢＴＡ右の航法モードに対する各
自の推定航法モード誤差信号を発生する。オンサイドあ
るいけオフサイドＶＯＲ／ＤＭＥを利用するＲＨＯ−Ｔ
ＨＥＴＡ航法に対する誤差推定は下記のように発生され
る。航法無線受信機がＶＯＲのみを有するナベイドに同
調される場合、あるいは、受信機はＶＯＲ／ＤＭＥナベ
イドに同調されるが、ＶＯＲとＤＭＥの両方とも有効と
いうわけではない場合、推定航法モード誤差は任意に大
きい値に設定される。そうでなければ、推定航法モード
誤差は下記のように計算される。
およびＲ，ＨＯ−ＴＨＢＴＡ右の航法モードに対する各
自の推定航法モード誤差信号を発生する。オンサイドあ
るいけオフサイドＶＯＲ／ＤＭＥを利用するＲＨＯ−Ｔ
ＨＥＴＡ航法に対する誤差推定は下記のように発生され
る。航法無線受信機がＶＯＲのみを有するナベイドに同
調される場合、あるいは、受信機はＶＯＲ／ＤＭＥナベ
イドに同調されるが、ＶＯＲとＤＭＥの両方とも有効と
いうわけではない場合、推定航法モード誤差は任意に大
きい値に設定される。そうでなければ、推定航法モード
誤差は下記のように計算される。
ΔＰ＝（（Δ助２＋〔Ｒ（Δ０） ）２ ） １／２但
し、 ΔＰ＝位置誤差（ＮＭ） Ｒ＝ＤＭＥ地上範囲（ＮＭ） ΔＲ＝ＤＭＥ範囲誤差（ＮＭ） Δθ：ＶＯＲ方位誤差（ラジアン） ＤＭＥ誤差が無視できるものとされる場合には、ΔＰ＝
）Ｌ（Δθ） 但し、 Δθ＝０．０６１ラジアンすなわち３．５゜ＲＨＯ−Ｔ
ＨＥＴＡオフサイド航法モードに対する推定航法モード
誤差を計算する第１図の誤差推定装置１２は、推定航法
モード誤差に対して僅かの正バイヤスを加える。これに
よって、オンサイドおよびオフサイドの両受信機が同じ
ナベイドに同調される場合、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法を
実行しているのであれば、システムはオンサイド■ＯＲ
受信機を選択することを保証する。両ＶＯ’Ｒ。
し、 ΔＰ＝位置誤差（ＮＭ） Ｒ＝ＤＭＥ地上範囲（ＮＭ） ΔＲ＝ＤＭＥ範囲誤差（ＮＭ） Δθ：ＶＯＲ方位誤差（ラジアン） ＤＭＥ誤差が無視できるものとされる場合には、ΔＰ＝
）Ｌ（Δθ） 但し、 Δθ＝０．０６１ラジアンすなわち３．５゜ＲＨＯ−Ｔ
ＨＥＴＡオフサイド航法モードに対する推定航法モード
誤差を計算する第１図の誤差推定装置１２は、推定航法
モード誤差に対して僅かの正バイヤスを加える。これに
よって、オンサイドおよびオフサイドの両受信機が同じ
ナベイドに同調される場合、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法を
実行しているのであれば、システムはオンサイド■ＯＲ
受信機を選択することを保証する。両ＶＯ’Ｒ。
受信機が異なるＶＯＲ局に同調される場合、システムは
、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法を実行していれば、最も近い
有効なＶＯＲ／ＤＭＥを選択する手段を有している（図
示されていない）。
、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法を実行していれば、最も近い
有効なＶＯＲ／ＤＭＥを選択する手段を有している（図
示されていない）。
引続き第１図について見ると、誤差推定装置１３は、ロ
ーカライザ左航法モードに対する推定航法モード誤差を
、左側で更新するローカライザに対する最低要件を満足
させる関数として発生する。同様に、関数推定装置１４
はローカライザ右航法モードに対する推定航法モード誤
差を、右側で更新するローカライザに対する最低要件を
満足させる関数として発生する。ローカライザ航法モー
ドによって、最終進入および進入復行手順中、非常に正
確な航法を行なう。
ーカライザ左航法モードに対する推定航法モード誤差を
、左側で更新するローカライザに対する最低要件を満足
させる関数として発生する。同様に、関数推定装置１４
はローカライザ右航法モードに対する推定航法モード誤
差を、右側で更新するローカライザに対する最低要件を
満足させる関数として発生する。ローカライザ航法モー
ドによって、最終進入および進入復行手順中、非常に正
確な航法を行なう。
ローカライザ航法が実行され得る前に達成されねば彦ら
ない基準は非常に厳格でアシ、シかしこれらの基準が満
足される場合には、ローカライザ航法は０．１ＮＭより
良い航法精度を発生することができる。ローカライザ左
航法あるいはローカライザ右航法に対する推定航法モー
ド誤差関数は下記のプロセスを利用して発生される。
ない基準は非常に厳格でアシ、シかしこれらの基準が満
足される場合には、ローカライザ航法は０．１ＮＭより
良い航法精度を発生することができる。ローカライザ左
航法あるいはローカライザ右航法に対する推定航法モー
ド誤差関数は下記のプロセスを利用して発生される。
オンサイドおよびオフサイドの両ローカライザ航法に対
する推定航法モード誤差は任意に大きい値に設定され、
そしてオンサイドローカライザ航法に対する推定航法モ
ード誤差は以下のように発生される。
する推定航法モード誤差は任意に大きい値に設定され、
そしてオンサイドローカライザ航法に対する推定航法モ
ード誤差は以下のように発生される。
手順によシ特定されたローカライザがあって、それが計
器着陸装置（ＩＬ８ ）受信機において同調されかつ有
効であり、そして航空機位置はローカライザの２ＯＮＭ
以内であル、航空機位置からローカライザまでの方位は
ローカライザ中心ビームの１０度以内であシ、航空機の
航跡はローカライザ中心ビームの３０度以内であシ、さ
らにローカライザ偏差が１２５度以下であるような場合
には、オンサイドローカライザ航法モードに対する推定
航法モード誤差はα１ＮＭに設定される。これらの条件
のうちのいずれかが満足されない場合には、推定航法モ
ード誤差は任意の大きい値の′！まとなっている。
器着陸装置（ＩＬ８ ）受信機において同調されかつ有
効であり、そして航空機位置はローカライザの２ＯＮＭ
以内であル、航空機位置からローカライザまでの方位は
ローカライザ中心ビームの１０度以内であシ、航空機の
航跡はローカライザ中心ビームの３０度以内であシ、さ
らにローカライザ偏差が１２５度以下であるような場合
には、オンサイドローカライザ航法モードに対する推定
航法モード誤差はα１ＮＭに設定される。これらの条件
のうちのいずれかが満足されない場合には、推定航法モ
ード誤差は任意の大きい値の′！まとなっている。
上記ローカライザ誤差関数が生じた後、オンサイドロー
カライザ航法に対する推定航法モード誤差が最大値のま
まとなっている場合、オフサイドローカライザ航法に対
する推定航法モード誤差はこの同じ関数を利用して発生
される。
カライザ航法に対する推定航法モード誤差が最大値のま
まとなっている場合、オフサイドローカライザ航法に対
する推定航法モード誤差はこの同じ関数を利用して発生
される。
そうでなければ、オフサイドローカライザ航法に対する
推定航法モード誤差は、最大値に留まる。この手順によ
って、オンサイドローカライザ航法が可能な場合には、
オフサイドローカライザ航法は決して実行されないこと
を保証゛する。
推定航法モード誤差は、最大値に留まる。この手順によ
って、オンサイドローカライザ航法が可能な場合には、
オフサイドローカライザ航法は決して実行されないこと
を保証゛する。
次に１第４図について、引続き第１図を参照しながら見
ることＫする。誤差推定装置１５は、推定ＩＮＳ航法モ
ード誤差を、リード２９上の推定位置誤差信号、慣性航
法装置誤差、慣性航法装置偏流速度、および慣性航法装
置アラインメント時間の関数として発生する。推定ＩＮ
Ｓ航法モード誤差（すぐ前に得た無線あるいは運航乗員
による補正による）に対する誤差関数は第４図に示され
る。
ることＫする。誤差推定装置１５は、推定ＩＮＳ航法モ
ード誤差を、リード２９上の推定位置誤差信号、慣性航
法装置誤差、慣性航法装置偏流速度、および慣性航法装
置アラインメント時間の関数として発生する。推定ＩＮ
Ｓ航法モード誤差（すぐ前に得た無線あるいは運航乗員
による補正による）に対する誤差関数は第４図に示され
る。
特定的に、補正ＩＮＳ航法モードに対する推定航法モー
ド誤差関数は次のようにして発生される。運航乗員（操
縦士あるいは航空士）がＩＮＳを調整する場合、該アラ
インメントはかなり正確であると考えられ、そして推定
ＩＮＳＮＳ航法モード上差切な小さい値、例えば１５Ｎ
Ｍに初期化される。その後、リード２９上の推定位置誤
差が、誤差推定装置１５によって与えられた現在の推定
ＩＮＳ航法モード誤差よシ小さければ、推定ＩＮＳ航法
モード誤差は推定位置誤差に設定され、よって再計算さ
れた補正バイヤスを与える。しかし、リード２９上の推
定位置誤差が現在の推定ＩＮＳ航法モード誤差より小さ
くない場合には、推定ＩＮＳ航法モード誤差はＩＮＳの
偏流速度で、例えば２ ＮＭ／ＨＲで増加する。
ド誤差関数は次のようにして発生される。運航乗員（操
縦士あるいは航空士）がＩＮＳを調整する場合、該アラ
インメントはかなり正確であると考えられ、そして推定
ＩＮＳＮＳ航法モード上差切な小さい値、例えば１５Ｎ
Ｍに初期化される。その後、リード２９上の推定位置誤
差が、誤差推定装置１５によって与えられた現在の推定
ＩＮＳ航法モード誤差よシ小さければ、推定ＩＮＳ航法
モード誤差は推定位置誤差に設定され、よって再計算さ
れた補正バイヤスを与える。しかし、リード２９上の推
定位置誤差が現在の推定ＩＮＳ航法モード誤差より小さ
くない場合には、推定ＩＮＳ航法モード誤差はＩＮＳの
偏流速度で、例えば２ ＮＭ／ＨＲで増加する。
本発明によれば、リード２９上の推定位置誤差はＩＮＳ
誤差推定装置１５によってＩＮＳ補正バイアスを与える
のに利用され、さらにブロック２３においてＩＮＳ位置
を補正するのに利用される。このように、ＩＮＳ装置の
すぐれた短期間特徴が長期間ＩＮＳ偏流を補正して利用
される。しかし、ＩＮＳに対する無線補正が、無線ナベ
イドが利用できない領域を介するトランシット中に生ず
るように、取シ消される場合には・推定ＩＮＳ航法モー
ド誤差は次のように設定される２ＮＭ＋（２ＮＭ／ＨＲ
Ｘ（アラインメント以降口時間（ＨＲ）） ）航法装置
がＩＮＳを具備していない場合、あるいはＩＮＳが故障
した場合、推定ＩＮＳ航法モード誤差は任意に大きい値
に設定される。
誤差推定装置１５によってＩＮＳ補正バイアスを与える
のに利用され、さらにブロック２３においてＩＮＳ位置
を補正するのに利用される。このように、ＩＮＳ装置の
すぐれた短期間特徴が長期間ＩＮＳ偏流を補正して利用
される。しかし、ＩＮＳに対する無線補正が、無線ナベ
イドが利用できない領域を介するトランシット中に生ず
るように、取シ消される場合には・推定ＩＮＳ航法モー
ド誤差は次のように設定される２ＮＭ＋（２ＮＭ／ＨＲ
Ｘ（アラインメント以降口時間（ＨＲ）） ）航法装置
がＩＮＳを具備していない場合、あるいはＩＮＳが故障
した場合、推定ＩＮＳ航法モード誤差は任意に大きい値
に設定される。
次に、引続いて第１図を参照しながら第５図について見
ると、誤差推定装置１６は、リード２９上の推定位置誤
差、推測航法誤差、および推測航法の偏流速度、の関数
に従って、推定推測航法モード誤差を発生する。推定推
測航法モード誤差（すぐ前に得た位置からの、すなわち
すぐ前に知った無線補正による）に対する誤差関数は第
５図に示される。推測航法に対する推定航法モード誤差
関数は、ＩＮＳ偏流速度を利用する代りに、よシ高度の
「推測航法偏流速度」が利用されている点板外は、上述
の推定ＩＮＳ航法モード誤差関数と同様である。リード
２９上の推定位置誤差の現在の値が推定推測航法モード
誤差よシ小さい場合には、推定推測航法モード誤差はそ
の位置誤差に設定される。第５図の曲線で判定されるよ
うに、推測航法の推定航法モード誤差は、適切な推測航
法偏流速度で、前の値かち増加する。第５図の破線によ
る曲線は、装置が推測航法モードにある時間中、すぐ前
に知つ念風と実際の風との間の期待の平均差の割合で推
定航法モード誤差が増加するという前提を表わす。
ると、誤差推定装置１６は、リード２９上の推定位置誤
差、推測航法誤差、および推測航法の偏流速度、の関数
に従って、推定推測航法モード誤差を発生する。推定推
測航法モード誤差（すぐ前に得た位置からの、すなわち
すぐ前に知った無線補正による）に対する誤差関数は第
５図に示される。推測航法に対する推定航法モード誤差
関数は、ＩＮＳ偏流速度を利用する代りに、よシ高度の
「推測航法偏流速度」が利用されている点板外は、上述
の推定ＩＮＳ航法モード誤差関数と同様である。リード
２９上の推定位置誤差の現在の値が推定推測航法モード
誤差よシ小さい場合には、推定推測航法モード誤差はそ
の位置誤差に設定される。第５図の曲線で判定されるよ
うに、推測航法の推定航法モード誤差は、適切な推測航
法偏流速度で、前の値かち増加する。第５図の破線によ
る曲線は、装置が推測航法モードにある時間中、すぐ前
に知つ念風と実際の風との間の期待の平均差の割合で推
定航法モード誤差が増加するという前提を表わす。
一方では、第５図の実線による曲線は、航空機の推測航
法が長ければ長いだけ、風の推定は正確でなくなるとい
う前提を表わす。従って、推測航法誤差が小さい場合（
以前の航法モードが良好であシ、従って導出した風の推
定も良好である）、偏流速度は、例えば２０ ＮＭ／Ｈ
Ｒと低い。推測航法誤差が大きい場合（以前の航法モー
ドが良好でなく、従って風の推定は疑わしい、すなわち
航空機は古い風の推定値で推測航行している）、偏流速
度は、例えば１２ ｓ ＮＭ／ＨＲと高い。
法が長ければ長いだけ、風の推定は正確でなくなるとい
う前提を表わす。従って、推測航法誤差が小さい場合（
以前の航法モードが良好であシ、従って導出した風の推
定も良好である）、偏流速度は、例えば２０ ＮＭ／Ｈ
Ｒと低い。推測航法誤差が大きい場合（以前の航法モー
ドが良好でなく、従って風の推定は疑わしい、すなわち
航空機は古い風の推定値で推測航行している）、偏流速
度は、例えば１２ ｓ ＮＭ／ＨＲと高い。
推測航法は経済的ＩＮＳと考えることができるし、ある
いはまた、ＩＮＳは非常に正確な推測航法装置であると
考えることもできる。
いはまた、ＩＮＳは非常に正確な推測航法装置であると
考えることもできる。
引続き第１図について見ると、航法モードセレクタ１７
は、いかなる手順によシ特定され九要件をも満足させる
最小推定航法モード誤差を有する航法モードを選択する
。例えば、ＦＡＡが特定のＶＯＲ，の利用を禁止する場
合には、ＶＯＲ，航法モードは動作しない０特に、航法
モードセレクタ１７は試みに、推定航法モード誤差の最
低値を有する航法モードを選択する。能動レッグに対し
て手順によシ特定されたナベイドがあシ、そして試みに
選択された航法モードがこの手順によシ特定されたナベ
イドを利用しない場合、航法モードセレクタ１７は、推
定航法モード誤差の最低値を有し、かつ、手順によ〉特
定された要件を満足させる有効航法モードを、確認しよ
うとする。そのようなモードが確認される場合、それが
選択される。手順によシ特定された要件を満足させる航
法モードが確認できない場合、すなわち、能動レッグ（
ａｃｔｉｖｅ ｌｅｇ）に対する手順によシ特定され九
ナベイドがない場合には、試みの航法モードが選択され
る。
は、いかなる手順によシ特定され九要件をも満足させる
最小推定航法モード誤差を有する航法モードを選択する
。例えば、ＦＡＡが特定のＶＯＲ，の利用を禁止する場
合には、ＶＯＲ，航法モードは動作しない０特に、航法
モードセレクタ１７は試みに、推定航法モード誤差の最
低値を有する航法モードを選択する。能動レッグに対し
て手順によシ特定されたナベイドがあシ、そして試みに
選択された航法モードがこの手順によシ特定されたナベ
イドを利用しない場合、航法モードセレクタ１７は、推
定航法モード誤差の最低値を有し、かつ、手順によ〉特
定された要件を満足させる有効航法モードを、確認しよ
うとする。そのようなモードが確認される場合、それが
選択される。手順によシ特定された要件を満足させる航
法モードが確認できない場合、すなわち、能動レッグ（
ａｃｔｉｖｅ ｌｅｇ）に対する手順によシ特定され九
ナベイドがない場合には、試みの航法モードが選択され
る。
前述のことから、能動レッグが手順によシ特定されたナ
ベイドを有する場合には、特定された手順を利用する無
線航法が、可能だとすれば、実行されるであろうことが
理解される。なお、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法モードに対
する推定航法モード誤差にはオフサイドバイヤスが含ま
れており、従って左右の両受信機が同じナベイドに同調
されている場合、航空機はオンサイドデータを利用して
航行することもわかる。なおその上、オンサイドローカ
ライザ航法が可能な場合にはオフサイドローカライザ航
法は行なわれないことも理解される。
ベイドを有する場合には、特定された手順を利用する無
線航法が、可能だとすれば、実行されるであろうことが
理解される。なお、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法モードに対
する推定航法モード誤差にはオフサイドバイヤスが含ま
れており、従って左右の両受信機が同じナベイドに同調
されている場合、航空機はオンサイドデータを利用して
航行することもわかる。なおその上、オンサイドローカ
ライザ航法が可能な場合にはオフサイドローカライザ航
法は行なわれないことも理解される。
上述のように、リード２９上の推定位置誤差信号は、推
測航法およびＩＮＳ航法誤差推定装置に対する推定航法
モード誤差を発生するのに利用される。推定位置誤差は
また、ブロック３０で実行さ些るデータ妥当性テストを
行なう際に利用される。データ妥当性テストは、推定位
置誤差信号によって表わされる位置の確実性に従って引
締められ′ｆｃシ、あるいは緩和されたシする。ＤＭＥ
距離データに対するデータ妥当性テストが実現されるこ
とができ、それによってＤＭＥデータは下記について確
認される。
測航法およびＩＮＳ航法誤差推定装置に対する推定航法
モード誤差を発生するのに利用される。推定位置誤差は
また、ブロック３０で実行さ些るデータ妥当性テストを
行なう際に利用される。データ妥当性テストは、推定位
置誤差信号によって表わされる位置の確実性に従って引
締められ′ｆｃシ、あるいは緩和されたシする。ＤＭＥ
距離データに対するデータ妥当性テストが実現されるこ
とができ、それによってＤＭＥデータは下記について確
認される。
Ｉ ＤＩ８ＴＤＭＥＤＩＳＴＡＰＲＸ ｌ ＜推定位置
誤差但し、ＤＩＳＴＤＭＥ ＝ ＤＭＥから、入力ＤＭ
Ｅデータから得喪真の位置への実際の距離 ＤＩ ８ＴＡＰＲＸ ＝ ＤＭＥから、リード２５上に
与えられた航法装置位置への距離。
誤差但し、ＤＩＳＴＤＭＥ ＝ ＤＭＥから、入力ＤＭ
Ｅデータから得喪真の位置への実際の距離 ＤＩ ８ＴＡＰＲＸ ＝ ＤＭＥから、リード２５上に
与えられた航法装置位置への距離。
ＶＯＲデータに対するデータ有効性テストはブロック３
０において実現され、それＫよってＶＯＲデータは下記
について確認される。
０において実現され、それＫよってＶＯＲデータは下記
について確認される。
ｌ ＢＲＧＶＯＲＢＲＧＡＰＲＸ ｌ（（（推定位置誤
差／ＤＩＳＴＡＰＲＸ） Ｘ （１８０／π） 、１但
し、ＢＲＧｙ□Ｂ ＝ ＶＯＲから受信し次磁方位、お
よび ＢＲＧＡＰＲＸハｖＯＲカラ、ｙ−ド２５上に与えられ
た航法装置位置への期待方位である。
差／ＤＩＳＴＡＰＲＸ） Ｘ （１８０／π） 、１但
し、ＢＲＧｙ□Ｂ ＝ ＶＯＲから受信し次磁方位、お
よび ＢＲＧＡＰＲＸハｖＯＲカラ、ｙ−ド２５上に与えられ
た航法装置位置への期待方位である。
一般に、リード２９上の期待位置線差信号はどんな時で
も計算された航空機位置の誤差についての測定値である
。ＶＯＲあるいはＤＭＥによって与えられた位置データ
がこの誤差よシ大きい場合、該データは無効と考えられ
、そして影響を受けた航法モードは不動作にされる。同
様なデータ妥当性テストが導出されそして他の航法上ン
サに利用され得ることがわかる。
も計算された航空機位置の誤差についての測定値である
。ＶＯＲあるいはＤＭＥによって与えられた位置データ
がこの誤差よシ大きい場合、該データは無効と考えられ
、そして影響を受けた航法モードは不動作にされる。同
様なデータ妥当性テストが導出されそして他の航法上ン
サに利用され得ることがわかる。
上述のように１リード２９上の推定位置誤差信号はＩＮ
Ｓおよび推測航法モードに対する補正７アクタを発生す
る念めに１ならびにデータ妥当性ブロック３０における
有効量値を判定するために利用される。推定位置誤差は
また、最短コース航法モードの変換を保証する最小ＤＭ
Ｅ範囲基準を設定するのにも利用される。ＲＨＯ４ＨＯ
航法そ−ドを利用する航法装置は、一般に、それが推定
位置誤差の関数であったとしたらよシ限定的でなかった
であろうような最小のレッグの長さ要件を有する。推定
位置誤差信号はまた、装置対装置の位置比較のための二
重の航法装置を有する設備において利用することもでき
る。
Ｓおよび推測航法モードに対する補正７アクタを発生す
る念めに１ならびにデータ妥当性ブロック３０における
有効量値を判定するために利用される。推定位置誤差は
また、最短コース航法モードの変換を保証する最小ＤＭ
Ｅ範囲基準を設定するのにも利用される。ＲＨＯ４ＨＯ
航法そ−ドを利用する航法装置は、一般に、それが推定
位置誤差の関数であったとしたらよシ限定的でなかった
であろうような最小のレッグの長さ要件を有する。推定
位置誤差信号はまた、装置対装置の位置比較のための二
重の航法装置を有する設備において利用することもでき
る。
さらに、推定位置誤差は操縦士すなわち航行士に、航法
システム性能の測定値として表示されるＯ 引、絣き第１図について見ると、航空機位置計算プ′ロ
ック１９は、航法データベースからの適切な航法センサ
データおよび情報に応答して、計算した航空機位置を発
生する。簡略化のために示されていないが、航空機位置
計算ブロック１９は、左右のＶＯＲ受信機からのＶＯＲ
データ、左右のＤＭＥ受信機からのＤＭＥデータ、左右
のローカライザ受信機からのローカライザデータおよび
ＩＮＳ装置からのＩＮＳデータに応答する０さらに、航
空機位置計算ブロック１９はまた、誤差推定装置１５か
らの推定航法モード誤差に応答して、ＩＮＳ位置に対し
て無線補正バイヤスを与えると共に、誤差推定装置１６
からの推定航法モード誤差に応答して、推測航法計算に
おける位置補正を行なう。
システム性能の測定値として表示されるＯ 引、絣き第１図について見ると、航空機位置計算プ′ロ
ック１９は、航法データベースからの適切な航法センサ
データおよび情報に応答して、計算した航空機位置を発
生する。簡略化のために示されていないが、航空機位置
計算ブロック１９は、左右のＶＯＲ受信機からのＶＯＲ
データ、左右のＤＭＥ受信機からのＤＭＥデータ、左右
のローカライザ受信機からのローカライザデータおよび
ＩＮＳ装置からのＩＮＳデータに応答する０さらに、航
空機位置計算ブロック１９はまた、誤差推定装置１５か
らの推定航法モード誤差に応答して、ＩＮＳ位置に対し
て無線補正バイヤスを与えると共に、誤差推定装置１６
からの推定航法モード誤差に応答して、推測航法計算に
おける位置補正を行なう。
位置計算ブロック２０〜２４は計算した航空機位置を発
生するための従来の手順を利用しており、数多くの適切
な手順が当業者に利用できて本発明でも利用されている
。例えば、ブロック２０で利用されるマルチＲＨＯＲＨ
Ｏ手順は下記のように実現される。ニーリンク７０９Ｄ
ＭＢ設備は１０の可能なナベイド組の順列を備えており
、そしてマルチＲＨＯＲＨＯ手順は２つのＤＭＥナベイ
ドを選択する。２組以上のナベイド組が利用できる場合
、マルチＲＨＯＲＨＯが実行される度毎に異なる組が選
択される。マルチＲＨＯＲＪ（Ｏは１つのナベイド組を
有するＲＨＯＲＨＯ航法よシ勝る。
生するための従来の手順を利用しており、数多くの適切
な手順が当業者に利用できて本発明でも利用されている
。例えば、ブロック２０で利用されるマルチＲＨＯＲＨ
Ｏ手順は下記のように実現される。ニーリンク７０９Ｄ
ＭＢ設備は１０の可能なナベイド組の順列を備えており
、そしてマルチＲＨＯＲＨＯ手順は２つのＤＭＥナベイ
ドを選択する。２組以上のナベイド組が利用できる場合
、マルチＲＨＯＲＨＯが実行される度毎に異なる組が選
択される。マルチＲＨＯＲＪ（Ｏは１つのナベイド組を
有するＲＨＯＲＨＯ航法よシ勝る。
ＲＨＯＲＨＯ航法手順は第６図に図解されている。
２つのＤＭＥ設備が既知の場所、高さ、該設備の各々か
ら航空機までの傾斜範囲および航空機の高度を備えてい
る場合、航空機の位置は下記のように判定される。傾斜
範囲、局の高さおよび航空機の高度は地上範囲Ｄ１とＤ
２を計算するのに利用される。この２つのＤＭＥ設備お
よびそれらの関連する地上範囲によって、点Ｐ１とＰ２
において交差する２つの円を定めている。航空機の位置
はＰｌあるいはＰ２のどちらかにある。
ら航空機までの傾斜範囲および航空機の高度を備えてい
る場合、航空機の位置は下記のように判定される。傾斜
範囲、局の高さおよび航空機の高度は地上範囲Ｄ１とＤ
２を計算するのに利用される。この２つのＤＭＥ設備お
よびそれらの関連する地上範囲によって、点Ｐ１とＰ２
において交差する２つの円を定めている。航空機の位置
はＰｌあるいはＰ２のどちらかにある。
この曖昧性は、ＤＭＥｌからＰｌへの方位を、ＤＭＥ
１からすぐ前の推定航空機位置への方位と比較すること
によって解決される。これらの方位間の差が３０度よシ
小さければ、Ｐｌは実際の航空機位置であると考えられ
、そうでなければ、Ｐ２が実際の航空機位置であると考
えられる。角度シータは３０度から１５０度の範囲にあ
るように制限される。この制限によって、ＤｌおよびＤ
２の両方が、推定位置と実際の航空機位置との間の差の
１．９４倍よシ大きいという条件であれば、この手順は
正確な位置を与えている。
１からすぐ前の推定航空機位置への方位と比較すること
によって解決される。これらの方位間の差が３０度よシ
小さければ、Ｐｌは実際の航空機位置であると考えられ
、そうでなければ、Ｐ２が実際の航空機位置であると考
えられる。角度シータは３０度から１５０度の範囲にあ
るように制限される。この制限によって、ＤｌおよびＤ
２の両方が、推定位置と実際の航空機位置との間の差の
１．９４倍よシ大きいという条件であれば、この手順は
正確な位置を与えている。
当業者には周知の方法で、最短コース航法はマルチＲＨ
Ｏ）ＬＨＯあるいはＲ，ＨＯＲ）１０航法の代りに利用
することができる。第７図には、最短コース手順が数回
繰シ返されて示される。連続する冬繰り返しで、計算し
た航空機位置が実際の航空機位置に次第に近くなること
がわかる。２つ以上のＤＭＥ地上局の各々へのＤＭＥ距
離が、それぞれ既知の場所および初期位置推定Ｐ（へ）
を有する場合、下記のような最短コース手順によって位
置の更新が行なわれる。
Ｏ）ＬＨＯあるいはＲ，ＨＯＲ）１０航法の代りに利用
することができる。第７図には、最短コース手順が数回
繰シ返されて示される。連続する冬繰り返しで、計算し
た航空機位置が実際の航空機位置に次第に近くなること
がわかる。２つ以上のＤＭＥ地上局の各々へのＤＭＥ距
離が、それぞれ既知の場所および初期位置推定Ｐ（へ）
を有する場合、下記のような最短コース手順によって位
置の更新が行なわれる。
ｔ ＤＭＥ（Ｎ＋１）から初期位置推定Ｐ（’［への
方位Ｂ（Ｎ−Ｈ）を発生する。
方位Ｂ（Ｎ−Ｈ）を発生する。
２、 ＤＭＥデータからＤ（Ｎ＋１）を得る。Ｄ（Ｎ
十〇は１．ＤＭＦｉ （Ｎ＋ １ ）から真の航空機位
置への真の距離である。
十〇は１．ＤＭＦｉ （Ｎ＋ １ ）から真の航空機位
置への真の距離である。
３、 ソダノの直接測地式において方位Ｂ（Ｎ＋１）お
よび距離Ｄ（Ｎ＋１）を利用して、Ｐ（Ｎ−）−１）を
計算するが、これは航空機位置の新らしい推定である。
よび距離Ｄ（Ｎ＋１）を利用して、Ｐ（Ｎ−）−１）を
計算するが、これは航空機位置の新らしい推定である。
４、 別のＤＭＥ局を利用して段階１〜３を繰シ返す。
次に第８図では、ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法手順が示され
る。既知の位置と高さを有する同位置に配ｔｌ’ｌＤＭ
Ｆｌｉ トＶＯ）ｔ、設備、ｖＯＲ方位、ＤＭＥ 傾斜
距離および航空機の高度を想定すれば、航空機の位置は
下記のように計算される。ＤＭＥ傾斜範囲は地上範囲に
変換され、そしてＶＯＲ場所に対する磁気変動はＶＯＲ
，方位に加算されて、■ＯＲ方位を真方位に変換する。
る。既知の位置と高さを有する同位置に配ｔｌ’ｌＤＭ
Ｆｌｉ トＶＯ）ｔ、設備、ｖＯＲ方位、ＤＭＥ 傾斜
距離および航空機の高度を想定すれば、航空機の位置は
下記のように計算される。ＤＭＥ傾斜範囲は地上範囲に
変換され、そしてＶＯＲ場所に対する磁気変動はＶＯＲ
，方位に加算されて、■ＯＲ方位を真方位に変換する。
次いで計算し九航空機位置Ｐ１は、ソダノの測地式を利
用して発生される。
用して発生される。
本明細書に開示された航法システムの動作において・飛
行計画概要の１例を説明することができる。第９図と第
１０図では、飛行計画に対する推定航法モード誤差およ
び推定位置誤差が示されている。該飛行計画は「典型的
」ではなくて、むしろ、上述の実施態様によって支持さ
れた複数の航法モード間の遷移を説明するために構成さ
れた１例であることがわかる。典型的な民間実用飛行で
は、選択された航法モードは、大体の飛行にわたってマ
ルチＲＪ（０１（、ＨＯ６るいは最短コースであって時
々ＩＮ８に逆転するように（あるいはＩＮ８を装備して
いない航空機では推測航法Ｋ）期待されている。
行計画概要の１例を説明することができる。第９図と第
１０図では、飛行計画に対する推定航法モード誤差およ
び推定位置誤差が示されている。該飛行計画は「典型的
」ではなくて、むしろ、上述の実施態様によって支持さ
れた複数の航法モード間の遷移を説明するために構成さ
れた１例であることがわかる。典型的な民間実用飛行で
は、選択された航法モードは、大体の飛行にわたってマ
ルチＲＪ（０１（、ＨＯ６るいは最短コースであって時
々ＩＮ８に逆転するように（あるいはＩＮ８を装備して
いない航空機では推測航法Ｋ）期待されている。
第９図の推定航法モード誤差図および第１０図の推定位
置誤差図によって、飛行計画概要を示しているが、この
中で各種の航法モードとセンサの組合わせが選択される
。第９図は各航法モード組合わせに対する推定航法モー
ド誤差を示す。第１０図は選択され次航法モード組合わ
せに対する推定航法モード誤差を（破線で）示しておシ
、さらに結果の推定位置誤差を実線で示している。下記
の選択された航法モードの順序表は第９図と第１０図の
時間軸に表示され虎魚に対応する。
置誤差図によって、飛行計画概要を示しているが、この
中で各種の航法モードとセンサの組合わせが選択される
。第９図は各航法モード組合わせに対する推定航法モー
ド誤差を示す。第１０図は選択され次航法モード組合わ
せに対する推定航法モード誤差を（破線で）示しておシ
、さらに結果の推定位置誤差を実線で示している。下記
の選択された航法モードの順序表は第９図と第１０図の
時間軸に表示され虎魚に対応する。
ｔ マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（５つの有効ＤＭＥ
ナベイド） ２ マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（４つの有効ＤＭＥ
ナベイド） ３、 マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（２つの有効ＤＭ
Ｅナベイド） ４゜ ＩＮＳ航法モード ５、 ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ左航法モード６、 ＩＮ
Ｓ航法モード Ｚ マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（２つの有効ＤＭＥ
ナベイド） ８、 マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（４つの有効ＤＭ
Ｅナベイド） ９ ローカライザ右航法モード マルチＲＨＯＲＨＯ航法モードの代シに最短コース航法
モードが利用され得ることがわかる。
ナベイド） ２ マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（４つの有効ＤＭＥ
ナベイド） ３、 マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（２つの有効ＤＭ
Ｅナベイド） ４゜ ＩＮＳ航法モード ５、 ＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ左航法モード６、 ＩＮ
Ｓ航法モード Ｚ マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（２つの有効ＤＭＥ
ナベイド） ８、 マルチＲＨＯＲＨＯ航法モード（４つの有効ＤＭ
Ｅナベイド） ９ ローカライザ右航法モード マルチＲＨＯＲＨＯ航法モードの代シに最短コース航法
モードが利用され得ることがわかる。
前述のことから、本発明によって、位置誤差を最小化す
ることによシ判定された航法モードを選択する多モード
、多重センサ航法システムを提供していることが理解さ
れる。システムによって支持される各種の航法モードの
誤差特徴は周知である。システムによって支持される冬
航法モードに対して、期待位置誤差の推定値が、センサ
データの関数として実時間に発生される。
ることによシ判定された航法モードを選択する多モード
、多重センサ航法システムを提供していることが理解さ
れる。システムによって支持される各種の航法モードの
誤差特徴は周知である。システムによって支持される冬
航法モードに対して、期待位置誤差の推定値が、センサ
データの関数として実時間に発生される。
システムに対して、そのための適切な誤差モデルが利用
できる、す表わち開発され得るという条件であれば、い
ずれの航法モードでも付加することができる。本発明の
システムは動的動作において、航法モードの切換えによ
って航空機を操縦させる場合、度々この航法モード切換
えをさせないようにしている。本発明は、それぞれの有
効な航法モードによって導入され得る航法誤差を推定し
、次いで最低の推定誤差を有する航法モードを選択する
。
できる、す表わち開発され得るという条件であれば、い
ずれの航法モードでも付加することができる。本発明の
システムは動的動作において、航法モードの切換えによ
って航空機を操縦させる場合、度々この航法モード切換
えをさせないようにしている。本発明は、それぞれの有
効な航法モードによって導入され得る航法誤差を推定し
、次いで最低の推定誤差を有する航法モードを選択する
。
本発明による航法システムによって、従来技術のシステ
ムで現在利用されている航法に勝る航法を提供する。第
１図のブロック３０のデータ妥当性テストは、期待セン
サデータと実際のセンサデータとの間の許容差に基づく
ものであシ、期待位置誤差の関数となっておシ、従って
不正確なナベイドセンサデータを拒絶する強化された性
能を航法システムに与えている。データ妥当性テストの
限界は、該限界を推定位置誤差の関数に従って調整する
ことによって、可能なかぎシ厳しく維持される。本発明
によってＩＮＳおよび／または推測航法についてのすぐ
れた短期間精度を利用するという性能を与えておシ、よ
って正確でない航法モードを回避している。
ムで現在利用されている航法に勝る航法を提供する。第
１図のブロック３０のデータ妥当性テストは、期待セン
サデータと実際のセンサデータとの間の許容差に基づく
ものであシ、期待位置誤差の関数となっておシ、従って
不正確なナベイドセンサデータを拒絶する強化された性
能を航法システムに与えている。データ妥当性テストの
限界は、該限界を推定位置誤差の関数に従って調整する
ことによって、可能なかぎシ厳しく維持される。本発明
によってＩＮＳおよび／または推測航法についてのすぐ
れた短期間精度を利用するという性能を与えておシ、よ
って正確でない航法モードを回避している。
本発明の良好な実施態様について述べてきたが、使用し
た用語は説明のためであって限定するものでなく、その
広い観点において、本発明の真の範囲および発明の精神
から逸脱せずに、特許請求の範囲内で種々の変更がなさ
れ得る点を理解され穴い。
た用語は説明のためであって限定するものでなく、その
広い観点において、本発明の真の範囲および発明の精神
から逸脱せずに、特許請求の範囲内で種々の変更がなさ
れ得る点を理解され穴い。
第１図は本発明の概念を実現する航法システムの概略的
ブロック図、第２図はマルチＲＨＯＲＨＯおよび最短コ
ース航法モードに対して航法モード誤差を推定するのに
利用される関数のグラフ、第３図はＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ
航法モードに対する航法モード誤差を推定するのに利用
される関数のグラフ、第４図はＩＮＳ航法モードに対す
る航法モード誤差を推定するのに利用される関数のグラ
フ、第５図は推測航法モードに対する航法モード誤差を
推定するのに利用される関数のグラフ、第６図はＲＨＯ
−ＲＨＯ航法モードに対する位置計算を示す図、第７図
は最短コース航法モードに対する位置計算を示す図、第
８図はＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法モードのための位置計算
を示す図、第９図は１つの計画例による複数の航法モー
ドの各々に対する推定航法モード誤差対時間のグラフ、
そして第１０図は、第９図に描かれた計画に対応する、
選択モードに対する推定航法モード誤差対時間、および
推定位置誤差対時間のグラフである。 図中、１０〜１６は航法モード誤差推定装置、１７は航
法モードセレクタ、１９は航空機位置計算ブロック、２
６Ｆｉ低域位置フィルタ、２８は低域位置誤差フィルタ
、および３０はセンサデータ妥当性テストブロックをそ
れぞれ示す。 特許出１１人 スベリ−コーポレイション有効ＤＭ
Ｅナベイド数 ＦＩＧ、２゜ ＶＯＲ／ＤＭＥ？ベイトからの距離（ＮＭ）ＦＩＧ、３
゜ 調整すなわち補正以降の時間 ＦＩＧ、４゜ ＦＩＧ、５゜ ＦＩＧ、７゜ ＦＩＧ、１０゜
ブロック図、第２図はマルチＲＨＯＲＨＯおよび最短コ
ース航法モードに対して航法モード誤差を推定するのに
利用される関数のグラフ、第３図はＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ
航法モードに対する航法モード誤差を推定するのに利用
される関数のグラフ、第４図はＩＮＳ航法モードに対す
る航法モード誤差を推定するのに利用される関数のグラ
フ、第５図は推測航法モードに対する航法モード誤差を
推定するのに利用される関数のグラフ、第６図はＲＨＯ
−ＲＨＯ航法モードに対する位置計算を示す図、第７図
は最短コース航法モードに対する位置計算を示す図、第
８図はＲＨＯ−ＴＨＥＴＡ航法モードのための位置計算
を示す図、第９図は１つの計画例による複数の航法モー
ドの各々に対する推定航法モード誤差対時間のグラフ、
そして第１０図は、第９図に描かれた計画に対応する、
選択モードに対する推定航法モード誤差対時間、および
推定位置誤差対時間のグラフである。 図中、１０〜１６は航法モード誤差推定装置、１７は航
法モードセレクタ、１９は航空機位置計算ブロック、２
６Ｆｉ低域位置フィルタ、２８は低域位置誤差フィルタ
、および３０はセンサデータ妥当性テストブロックをそ
れぞれ示す。 特許出１１人 スベリ−コーポレイション有効ＤＭ
Ｅナベイド数 ＦＩＧ、２゜ ＶＯＲ／ＤＭＥ？ベイトからの距離（ＮＭ）ＦＩＧ、３
゜ 調整すなわち補正以降の時間 ＦＩＧ、４゜ ＦＩＧ、５゜ ＦＩＧ、７゜ ＦＩＧ、１０゜
Claims (7)
- （１）それぞれの複数の航法モード手順によつて位置信
号を発生する複数の航法モード手段を有し航空機の位置
を表わす位置信号を発生する航法システムにおける航法
モード選択装置であつて、 関連する航法モード手段によつて発生された位置信号に
おける誤差の推定をその各々が表わす複数の推定航法モ
ード誤差信号を発生する誤差推定装置手段、および 前記誤差推定装置手段に応答して最小の関連推定航法モ
ード誤差信号を有する航法モード手段を選択する航法モ
ードセレクタ手段、 とを備えていることを特徴とする前記航法モード選択装
置。 - （２）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
航法モード選択手段は手順により特定された基準信号に
応答して該手順特定化基準信号によつて表わされる基準
と一致する最小の関連推定航法モード誤差信号を有する
航法モード手段を選択する手段を備えていることを特徴
とする前記航法モード選択装置。 - （３）特許請求の範囲第２項記載の装置において、さら
に 前記位置信号を処理する低域位置フィルタ手段、および 前記航法モードセレクタ手段によつて選択された航法モ
ード手段に関連する推定航法モード誤差信号を処理し、
よつて推定位置誤差信号を発生する手段、とを備えてお
り、 前記低域位置誤差フィルタ手段は前記低域位置フィルタ
手段と同じ時定数を有することを特徴とする前記航法モ
ード選択装置。 - （４）特許請求の範囲第３項記載の装置において、前記
複数の航法モード手段には前記航空機に搭載された慣性
航法装置に関連するＩＮＳ航法モード手段が含まれてお
り、 前記誤差推定装置手段には推定ＩＮＳ航法モード誤差信
号を発生するＩＮＳ誤差推定装置が含まれており、 前記ＩＮＳ誤差推定装置は前記推定位置誤差信号に応答
して、その関数として前記推定ＩＮＳ航法モード誤差信
号を発生し、そして 前記ＩＮＳ航法モード手段にはそれによつて発生された
前記位置信号を前記推定ＩＮＳ航法モード誤差信号に従
つて補正する手段が含まれていることを特徴とする、前
記航法モード選択装置。 - （５）特許請求の範囲第３項記載の装置において、前記
複数の航法モード手段には、前記航法システムにおける
推測航法手順装置に関連する推測航法モード手段が含ま
れており、前記誤差推定装置手段には推定推測航法モー
ド誤差信号を発生する推測航法誤差推定装置が含まれて
おり、 前記推測航法誤差推定装置は前記推定位置誤差信号に応
答して、その関数として前記推定推測航法モード誤差信
号を発生し、そして 前記推測航法モード手段にはそれによつて発生された前
記位置信号を前記推定推測航法モード誤差信号に従つて
補正する手段が含まれていることを特徴とする前記航法
モード選択装置。 - （６）特許請求の範囲第３項記載の装置であつてさらに
、前記推定位置誤差信号および前記位置信号に応答して
、前記推定位置誤差信号に従つて設定された閾値と比較
することによつて、前記システムにおいて利用された入
力航法データを有効化する航法データ有効化手段を有し
ていることを特徴とする前記航法モード選択装置。 - （７）特許請求の範囲第６項記載の装置において、前記
航法データ有効化手段は航法センサから受信した航法デ
ータと前記位置信号との間の差を判定し、かつ、前記差
を前記閾値と比較する手段を備えていることを特徴とす
る前記航法モード選択装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/858,410 US4806940A (en) | 1986-04-30 | 1986-04-30 | Navigation mode selection apparatus |
| US858410 | 1986-04-30 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62261920A true JPS62261920A (ja) | 1987-11-14 |
| JP2650028B2 JP2650028B2 (ja) | 1997-09-03 |
Family
ID=25328252
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62033136A Expired - Fee Related JP2650028B2 (ja) | 1986-04-30 | 1987-02-16 | 航法モード選択装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4806940A (ja) |
| EP (1) | EP0244091B1 (ja) |
| JP (1) | JP2650028B2 (ja) |
| DE (1) | DE3786195T2 (ja) |
Families Citing this family (40)
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|---|---|---|---|---|
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