JPS63500740A - 低下したパフォ−マンスを有する航空機について使用するための対地接近警報装置 - 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】 技術分野 この発明は航空機の対地接近警報装置に関するものであり、特に、地面の近傍で 航空機のパフォーマンスに低下が生じたときに増強された警報を発する装置に関 するものである。

発明の背景 制御されたフライト灸件の下に、地面に衝突する可能性があることの警報を発す る対地接近警報装置は、過去１５年にわたって開発されてきている。このような 装置の例は、米国特許第３．９４６，７５１号；第３．９４ス［１０号；第４， ０６０，７９３号；第４，３１９，２１８号および第４、４３３．３２３号に開 示されている。上記の特許に例示されている対地接近警報装置の目的のひとつは 、無線高度計、気圧高度計およびグライド・スロープ・レシーバのような、商用 の航空機内に普通に存在するセンサを使用して、切直しているが偶然による地面 への接触に対するタイムリな警報を乗務員に別して発することにある。これらの 装置は制御されたフライトで地形タイプの事故を防止するのに極めて有効である ことが一般的に認められている。

しかしながら、航空機のパフォーマンスそれ自体が低下するというフライト状態 が存在するものであり、コレラの状態のあるものにおいては、現存の対地接近警 報装置では所望のようなタイムリな警報を発することができない。航空機のパフ ォーマンスを低下させる理由としては次の１うな多種多様のものが含まれている ：ウインドシャー等；ギアダウン、部分的なスポイラ、フラップ等を含む不具合 な構造；雨、氷、過大な重量、不具合なフラップの設定等からの低下された上昇 機能；不充分なエンジン推力；推力、姿勢または対空速度における不適切な変化 の結果を生じろ機器のエラーである。低下したパフォーマンスを含む過去の航空 機事故に関して再調査したところ、米国特許第４．０６０，７９５号に説明され ている過大降下率の警報モードである現存の対地接近警報のモード１、または、 米国特許第４．３１９，２１８号に説明されている離陸後の負の上昇の警報モー ドであるモード６のいずれでも、所望されている程度の警報を常に発するもので はない。例えば、ある所定のウィンドシャーの状態においては、現在のモード１ および乙によって発生される警報は充分にタイムリに使用されるものではない。

タイムリな警報を発することに加えて、ウィンドシャーまたは誤まりをもたらす 機器の読取りのような特別に異常な状況の下にある危険な状態から復元するため に何がなされるべきであるかについて、乗務員に指示を与えるようにすることが 極めて望ましい。例えば、高度に変換されうる対空速度、または、付加的な推力 が加えられうるという面から直ちに利用可能な付加的なパフォーマンスを航空機 が有しているものと乗務員が認めたときには、航空機の対地衝突をさけることが できたという状態があった。

ウィンドシャーによって低下されたパフォーマンスに関しては、例えば、米国特 許第４．０４３．１９４号；第４、０７９．９０５号；第４．２２９．７２５号 ；第４，２８Ｌ３８３号；第４．３４４９１２号および第４，５３６．６０６号 に説明されているように、ウィンドシャー状態に対して乗務員に警報をするため の多くの装置が提案されている。しかしながら、このような装置は、付加的なセ ンサを実施の手段にしたり要求したりすることがしばしば困難であり。

または、有用な情報をタイムリに発することがない。

米国特許第４．１８９．７７７号に説明されている解決法においては、対空速度 比率はウィンドシャー状態を検出するためて使用され、これに応答して、対地接 近警報装置のモード１の警報曲線が修正されて警報時間を増大させる。ウィンド シャー状態に関する別異の解決法は米国特許第４，３４７．５７２号に説明され ており、こ〜では、アタックの角度、スティックシエイカ値、垂直速度、対空速 度、フラップ位置および推力が使用されて、ウィンドシャー状態ておいて、パイ ロットのフライト指示ディスプレイ上にクライムアウト誘導を与えるようにされ る。

上述されたどの装置においても、航空機の低下したパフォーマンスの状態の包括 的に組合せに対して、増強された対地接近警報または誘導を発するものはないつ 発明の概要 したがって、この発明の目的は、航空機のパフォーマンスが低下しているときに 増強された警報能力を有する航空機の対地接近警報装置を提供することにある。

この発明の別異の目的は、地面の近傍において増強された警報能力を有する航空 機の対地接近警報装置を提供することにある。特に、モード１および乙の警報エ ンベロープは地面から５フイート内に伸長されている。無線高度比率および気圧 高度比率の信号は組合わされて、算出された高度比率の信号を生成させるが、こ れは地面の近傍において正確なものであって、モード１および乙に対する入力と して使用される。

この発明の付加的な目的は、フライトパスおよび航空機の高度の計測を使用する フライトバス逸脱警報を有する航空機の対地接近警報装置を提供することにある 。フライトパスの計測は航空機の垂直速度に基づいている。航空機のフライトパ スの角度がある所定の角度を下回ったときにはいつでも、また、航空機がある所 定の高度を下回ったときには、フライトバス警報が発せられる。

この発明のさらに別異の目的は、回転の後で航空機のピッチがある所定の値を下 回ったときに警報を発するためのピッチ警報装置を提供することにある。ピッチ 警報装置では、ピッチの計測のためてアタックの角度が用いられる。

この発明の別異の目的は、付加的な航空機のパフォーマンスが利用可能であるこ とを示す出力を有する航空機の対地接近警報装置を提供することにある。アタッ クの角度はアタックのストール角度と比較されて、アタックの角度が増大される べきであるとする指示を発するようにされる。また、付加的な推力を加えるとい うパイロットへの指示も発せられる。

第１図は、アタックの角度およびストール警報マージンの入力を有する対地接近 警報装置の機能的ブロック図である。

第２図は、モード１の警報エンベロープのグラフ的表示図である。

第６図は、モード乙の警報エンベロープのグラフ的表示図である。

第４図は、フライトパス警報エンベロープのグラフ的表示図である。

第５図は、アタック警報エンベローブについての離陸角度のグラフ的表示図であ る。

第６図は、離陸の間に用いられろ、第１図の警報装置におけるフライトパス警報 ロジック部分の機能的ブロック図である。

第７図は、第６図のロジックのストールマージン部分の動作の機能的な例示図で ある。

第８図は、アプローチの間に用いられる、第１図の警報装置におけるフライトパ ス警報ロジック部分の機能的ブロック図である。

第９図は、離陸の間に用いられる、フライトバスのロジックの別異の実施例の機 能的ブロック図である。

第１０図は、代表的なフライトパス警報エンベロープのグラフ的表示図である。

第１１図は、アプローチの間に用いられる、フライトパス警報ロジックの別異の 実施例の機能的ブロック図である。

第１２図は、第１１図に関連して用いられる正常な減速プロフィール発生ロジッ クの機能的ブロック図である。

第１３図は、離陸ロールの間に用いられる警報装置の機能的ブロック図である。

第１図には、この発明の好適な実施例が、−膜化されたブロック図の形式で示さ れている。警報装置に対する信号源またはデータ源はブロック１ｏによって示さ れている。データ源１０１Ｃよって供給される信号には次のものが含まれている ：無線高度ｈ８、気圧高度ｈＢ、アタック角度α、ストールマージンα−α８　 、垂直加速度ａｎ、対空速度■、ギアおよびフラップ位置とグライドスロープ（ ）／Ｓ　、典型的な現在のディジタル的な商用の航空機においては、これらの信 号は、航空機のディジタルデータバスまたはフライト管理装置から利用可能なも のである。より古い航空機においては、これらの信号は、通常は、個別的な機器 から利用される。

第１図に示されているように、警報装置は４個の別々の警報モードを有している 。これらのモードに含まれているものは、モード１である過大な降下率の警報モ ード、モード３である離陸後の負の上昇の警報モード、フライトパス警報モード 、および、離陸のアタック角度の警報モードである。４個の警報モードだけが説 明されているけれども、この装置には、米国特許第３、９４６．３５８号に開示 されているような別異の警報モードが含まれることが理解されよう。

改良されたモード１の警報エンベロープのグラフ的表示図が第２図で与えられて いる。この警報エンベロープは米国特許第４．０６０，７９５号に示されている ものと同様であるが、その重要な例外は、無線高度のカットオフが先行技術の装 置における５ｏフイートに対して無線高度の５フイートまで下げられていること である。

警報境界を５フイートまで下げることにょシ、地面にはるかて近くなって警報が 発生されるが、このことは、例えば、着陸のアプローチに対するウィンドシャー 状態において有用なものである。モード１の底部を下げることは、地面に近い気 圧比率信号におけるエラー源を克服する算出高度比率回路丘。を生成することに よって可能にされる。

第１図に示されているように、第２図におけるモード１の警報エンベロープは、 無線高度信号ｈＲを線１２上で、また、気圧比率信号も、を線１４上で算出高度 回路１６に加えることによって生成される。気圧比率信号は、線２０を介して信 号源１０から気圧比率信号職　な受入れる微分回路１８から見られる。代替的に 、慣性航法装置からのＺ速度信号または縦方向信号は、気圧比率信号に代えて使 用される。第６図に関して詳述される算出高度回路１６で、無線高度信号ｈＲを 微分することにより、無線高度比率信号れ　を得るようにされて、この無線高度 比率信号ＲＲが気圧高度比率信号と組合わされて、算出高度比率信号ら。が生成 される。この信号には、無線高度比率が大きくなるのに比例して航空機が地面罠 さらに接近し、これにより、対地効果に基づく気圧比率信号におけるエラー源を 排除するものがある。モード１の警報開始信号は、線２６を介して算出高度比率 信号を、および、線１２上を無線高度信号を受入れる警報回路２４によって線２ ２上て生成される。回路２４の動作を実施するための適当な手段は米国特許第４ ，０６０．７９３号に開示されている。警報ロジック回路２８は、線２２上でモ ード１の開始信号を受入れ、適当なときに、コックピットのスピーカ３０で音声 警報を発生させる。

同様な態様で、第３図の警報エンベロープによって例示されているように、無線 高度のカットオフを５０フイートから５フイートに減少させることによってモー ド乙の有効性が増強される。警報モードロジック回路３２は、線１２を介して無 線高度信号を、また、線２６を介して算出高度比率回路１６からの算出高度比率 信号ら。を受入れる。第３図におけるモード６の警報が無線高度の５フイートま で減少させることを許容し、これによって、より応答性の高い警報装置が結果的 に見られるのは、算出高度比率信号の正確性にある。

ロジック回路３２は、米国特許第３．９４７．８１０号または第４．３１９．２ １８号に開示されている装置のように、通常の態様で動作して、航空機が離陸後 にある所定の高度に降下したときに、線４０上に警報開始信号を生成させる。

事故の分析によれば、航空機が離陸または着陸のアプローチのいずれかの間に陸 地に接近しているときに、不充分なフライトパスの角度γに対する警報を与える ことによってフライトの安全性も改善させることが示されている。フライトの離 陸フェーズに対するフライトバス警報エンベロープについての好適実施例の例示 図が第４図に与えられている。ここに、線４２の右側のハツチ付与部分は、３５ フイートまたはそれ以上の無線高度に対してフライトバスの角度が０．５°以下 であるときに、フライトバス警報が開始されることを示している。

ウィンドシャーは対空速度の持続的なロスを生じさせる。対空速度のロスに対し て高度のロスが追従することから、地面の、近傍における高度のいかなる危険な ロスでも防止しまたは最小化するために、航空機は上昇姿勢にあることが望まし い。したがって、負の対空速度比率の状態の下では、第４図の警報曲線は点線４ ４で示されているようＩＣ左にシフトされて、フライトパスの角度が大きければ 、それだけ早く警報が与えられるようにされる。

フライトパス角度警報ロジックは第１図のロジックブロック４６によって表わさ れており、その詳細は第６図に示されている。ロジックブロック４６に対する入 力には、線１２上の無線高度、線２６上の算出高度比率、および、線４８上の対 空速度比率が含まれている。対空速度Ｖはデータ源１０から見られ、線５０を介 して微分回路５２に加えられる。

第６図を参照すると、所定の無線高度ｈＲＭＡｘ以下で、算出高度回路１６は、 気圧比率信号ち　を無線比率信号ら□　と混合することによって、線２６上に算 出高度比率信号伺　を生成させる。無線高度信号は微分回路５４によって微分さ れて、第１の乗算回路５６に加えられる。無線高度の関数として０がら１．０ま での値を有する乗数には、関数発生回路５８によって生成される。加算接続部６ ０によって生成された値（１−Ｆ）も第１の乗算器５６に加えられて、加算接続 部６２の正端末上の値（１−Ｋ　）　Ａ、が結果として生じる。加算接続部６２ に対する第２の入力は、第２の乗算回路６４によって生成された量Ｋ　ｌｉｓで ある。第２の乗算回路６４は、線１４を介しての気圧比率信号、および、関数発 生回路５８からの乗数Ｋを受入れる。その動作において、回路１６は算出高度比 率信号ｈｃ　を生成させるが、これは、ｈＲＭＩＮおよびそれ以下では無線高度 比率に等しく、また、ｈＲＭＡＸにおいては気圧高度比率に等しいものである。

この算出高度比率信号鯉　は、フライトパスの角度γに比例しておシ、任意の所 与の対空速度におけるフライトハスの角度の近似の作用をするものである。かく して、この算出高度比率信号観　は、ロジック回路４６に加えられて、警報エン ベロープに対するγ入力どして作用するものである。代替的に、この信号ら。は 対空速度によって除算されて、第８図に示されているように、γ信号を得るよう にされる。

これに加えて、算出高度回路６８には検知回路６６が含まれておシ、線１２上の 無線高度に応答して、発進時にタイマ回路６８を起動させる。タイマ６８はリミ タ回路７０に入力され、これは線７２上で関数発生回路５８に対する信号を出力 させて、航空機が滑走路を発進してから所定の時間後に、Ｋの値が１．０に等し くなるようにする。

前述されたように、第４図の警報曲線は、対空速度の減少比率の関数として左て シフトされている。第６図における関数発生回路７８は線４８上の対空速度比率 信号に応答し、線８０によってロジック回路４６の出力をバイアスする作用をし て、負の対空速度比率が増大する関数として、より大きいフライトパスの角度に おいて警報を生じさせる。

フライトパスの警報に関しては、航空機が危険なフライトバス角度を有すること を示す警報が回路４６によって一旦発生されたときには、どのような動作が航空 機の安全性を最大限にするかについて、乗務員を誘導するのが望ましいと考えら れる。第１図の警報ロジック２８の部分を形成するロジックは第６図に示されて いる。信号源１０からのストールマージン信号α−α８　は、線８２を介して比 較回路８４に加えられる。ストールマージン信号によって、航空機のアタック角 度αがある所定のアタックのスティックシエイカ角度以内にあることが示されて いるときには、比較器８４は＠８６を介してＯＲゲート８８にロジック信号を加 える。ゲート８８からの正のロジック出力は、警報ロジック２８１Ｃよって発生 されるべき゛推力を加えよ”というような音声警報を生じさせる。フライトパス ロジック４６は、航空機のピッチ姿勢またはフライトバス角度が低すぎるという ことを示唆する信号を出力させる。通常、好適な音声警報は゛ノーズを上げよ” または”ピッチを上げよ”であって、地面に接近したことによシ、航空機のピッ チ姿勢が増大されるべきことを示す。しかしながら、線８６上のストールマージ ンロジック信号が、航空機の姿勢が既にストールニ近接していることを示してい るときには、１ピツチを上げよ”というタイプの勧告は不適当である。したがっ て、航空機がストールに近づいているときには、ＡＮＤゲート９０は０ピツチを 上げよ”という警報を抑止する働きをする。この発明の好適実施例においては、 地面に接近した困難状態にあるときには、推力を加えることは乗務員によって常 に考えられるべきであることから、′推力を加えよ”という勧告は常に発生され ている。

第６図の回路には、回路９２、リミタ９４および加算接続部９６が含まれており 、比較器８４に対してストールマージン比率のリード項目を与えるようにされる 。アタック角度の増大比率が航空機の迅速なピッチ上げを指示しているときには 、これは回路８４の応答を速くさせろ。この回路の動作は第７図に例示されてい る。

航空機がアプローチしているときに使用されるフライトパスロジック４６が第８ 図に例示されている。アプローチのときには、第１図の関数発生器４６は、第４ 図の警報エンベロープによって例示されている第６図の関数発生器とは稍々異な った動作をする。しだがつて、第８図の関数発生器は４６１で示されている。

航空機が水平に移動する方向である角度として定義されるフライトバス角度γは 、ち　またほら。のような垂直速度によって近似される。算出高度比率は第６図 の回路において使用される。フライトバスのより正確な近似は対空速度Ｖによっ て除された垂直速度である。

このアプローチは第８図に示されており、こ瓦に、除算回路９８は線２６上の算 出高度比率を線５０上の対空速度によって除算する。これは、線１００を介して 。

フライトバス角度の入力を警報エンベロープ関数発生器４６１　に加える。

第８図のロジックは、航空機がアプローチしているときに使用されるものである ことから、正常のフライトバスの角度は負である。第８図の４６１　に示されて いる警報エンベロープは、線１０２上で第１の警報開始信号を発し、また、フラ イトバスが第２の量をこえたときには＠１０４上に第２の信号を発する。Ａ、Ｎ Ｄゲ−）１０６に加えられた線１０２上の第１の信号は、１ノーズを上げよマた は“ピッチを上げよ”といった音声警報を生じさせる。第６図に関して説明され たように、線８６上でアプローチしているストールマージン信号は、ＡＮＤゲー ト１０６を介して６ビツチを上げよ”という音声警報を抑止することができるっ ＡＮＤゲート１０８上のプルアップ警報も線８６上のロジック信号によって抑止 される。

第１図の信号源１０かもの入力である線１１０上のグライドスロープ信号Ｇ／Ｓ 　は付加的な警報ロジックを与える。この信号は関数発生回路１１２を通る入力 にされて、航空機が関数発生器１１２のグライドスロープ基準を下回っていない ときにゲート１０６の出力を抑止するために使用される。ａｔｔｏ上のグライド スロープ信号も、関数発生器７８によシ線８０を介して警報エンベロープ４６１ 　に加えられるバイアスを修正するために使用される。

付加的な１推力を加えよ”という警報は、ＡＮＤゲート１１３が線８０上の対空 速度比率信号および関数発生器１１２からのグライドスロープ以下の信号により 可能化されているときに、ＯＲゲート８８で発生される。

フライトハスの警報に対する第６図または第８図のロジックの使用はフライトの フェーズに依存している。

航空機が離陸または巡回という動作のフェーズにあるときには、第６図の回路が 使用される。航空機がアプローチのフェーズにあるときには、第８図の回路が使 用される。この好適な実施例においては、適切なフライトパスの警報回路を選択 するために離陸ロジック回路１１４が使用される。このような回路のためのロジ ックは米国特許第３．９４７．８１０号および第４．３１９．２　＋　８号に開 示されている。フライトのフェーズの信号は離陸ロジック１１４から線１１６を 介して回路４６に伝えられる。

ある所定の状況の下では、潜在的に不充分なアタックの角度について警報を与え ることが望ましい。このような警報のための基準は第５図に例示されている。

離陸の間に、航空機が一旦アタックのある所定の角度、例えば２度まで回転した ときには、アタック角度におけるいかなる減少でも警報を生じさせる。このよう な警報を発生させるためのロジックは第１図のブロック１１８によって示されて いる。この警報モードの期間は、発進、無線高度または気圧高度からの時間の関 数であることができる。

第６図に例示されている装置に対する代替的な装置が、フライトの離陸フェーズ の間の異常バフオーマメスの警報を生成させるために、第９図に例示されている 。第９図に例示されている装置によって生成される警報は、第６図における装置 によって生成されたものと同様のものであるが、警報を発生させるために使用さ れるロジックは稍々相違している。第９図の装置においてはロジックブロック１ ４６が使用されているが、これはロジックブロック４６と同様のものでおって、 第１０図に詳細に示されている。ロジック回路４６の場合と同様に１０シック回 路１４６は異常なフライト状態のときに警報を生成させるものでるり、また、異 常な上昇傾度のときに警報を発生させるものであるけれども、第６図のロジック 回路４６の場合における増大される負の高度比率に対して、対空速度比率が減少 するときに警報を早期に生成させるように、警報エンベロープがシフトされてい る。

第９図を参照すると、ロジック回路１４６は、線１２からの無線高度信号、線１ ００上のフライト／シス角度を表わす信号、および、バイアス信号を受信してい る。

バイアス信号は関数発生回路２０２によって発生されるものである。この関数発 生回路２０２は、線４８上で対空速度比率信号を受入れ、この対空速度比率信号 に操作を施してバイアス信号な生成させる。そして、このバイアス信号はホール ド回路２０４を介してロジツク回路１４６に加えられる。ロジック回路２０６で は、対空速度比率信号が無線高度信号と比較されて、異常に減少が著るしい対空 速度比率のときに推力警告信号が発生される。

その操作において、第９図の装置は２個の警報を生成させる。その−万はフライ トバス角度に関連しており、他方は推力に関連している。フライトバス角度の警 報エンベロープは、第１０図に例示されたエンベロープに基づいている。その基 本的な警報エンベロープは、線４２’によって例示されているように、１個のエ ンジンが動作しない最悪の場合の上昇ゲートの傾度に基づいているものであって 、示されている例は＋１．２５゜である。かくして、上昇角度が＋１．２５°に 充たないときには、装置眞はパフォーマンスの問題が存在するものとＩ７て、回 路１４６はγ警告を発する。

これに加えて、その初期的な離陸フェーズの間には、航空機はその最終的な上昇 速度に至るまでスムースに加速されるものとする。この仮定は、アナログ関数発 生器２０２にを介して対空速度の変化比率をモニタすることによる、パフォーマ ンスの問題点を見出すために用いられる。関数発生器２０２によって対空速度の 変化比率がモニタされていて、充分に高い対空速度の変化比率が検知されたどき には、警報の発せられる上昇傾度が促進される。例えば、こＳＶｃ示されている 実施例においては、１秒当９１．５ノットの負の減速において促進が開始され、 また、負の対空速度比率が増大して警告が発せられるときには、フライトバス角 度が犬きくされる。こ＼で示されている例においては、第１０図の線４４’によ って示されているように、警告を発することが要求される角度は、１秒当９２ノ ットの減速に対しては１度だけ増大され、また、１秒当り６ノツトの減速に対し ては３度だけ増大される。このことによシ、急速に減衰する対空速度に航空機が 遭遇したときには、早期に警告が発せられることになる。回路２０２からのバイ アスは、回路２０４によって、例えば３秒といった短時間の保持がなされて、そ の時間だげγ警告が活性化され、該警告に対する誤りの反応、即ち、ノーズアッ プの反応が要求されているときにノーズダウンの反応が生じることの可能性を妨 げるようにされる。

過大な減速がなされたときには、回路２０６によって推力警告が発せられる。回 路２０６においては、無線高度および対空速度比率がモニタされておシ、ロジッ クダイヤグラム２０６内つグラフの暗部エリアによって例示されているような、 所定の高度を下回るような過度の減速がなされたときには、推力警告が発せられ る。

第９図で例示されている回路は、離陸モードの間だけ動作するように意図されて いる、そのために、ゲート２０８に与えられるものは、例えば、検出器６６（第 ６図）からの発進信号、および、対空接近警報装置から得ることのできる標単的 な信号としての発進モード信号である。ＡＮＤゲート２０８の出力はＡＮＤゲー ト２１０および２１２に結合されていて、それらのゲートが航空機の離陸時にの み可能化されるように作用する。ゲート２１０の出力はＡＮＤゲート２１４に結 合されておシ、このゲート２１４が線８６上のスティックシエイカ信号によって 抑止されていないときには、ゲート２１４がγ警告信号をディレィ回路２１６に 向けて通過させる。ディレィ２１６は警告メツセージを約０．８秒だけ遅らせて 、無駄な警報が減少されるようにする。回路１４６からの警告信号が０．８秒を 超えて持続したときには、例えば“プルアップ”のような警告メツセージをトリ ガするためにディレィ回路２１６の出力が使用される。

推力警報信号はＯＲゲート２１８に加えられる。このＯＲゲート２１８の出力は 、ＡＮＤゲート２１２を介して、ディレィ回路２１６と同様なディレィ回路２２ ０に結合されている。かくして、航空機が離陸モードにあり、また、回路２０６ からの推力警報信号がディレィ２２０によって与えられるディレィ期間よりも長 い時間だけ持続するときには、例えば“推力を加えよ”というような推力警報メ ツセージが発生される。これに加えて、航空機がストール状態に近いときには、 線６８上でゲート２１８に加えられているストールマージンのスティンクシエイ 力からの信号も、推力警報メツセージを生じさせる。これと同時に、ストールマ ージンのスティンクシエイカ信号は、プルアップ信号が発生されることを抑止す る。

アプローチモードにおいては、警報発生ロジックが変更される。その結果として 、警報ロジックは、第１１図において、参照数字１４６“で示されることになる 。

第１１図において、ロジックブロック１４６′内で例示されている警報エンベロ ープは、よシ詳細には、第１０図におけるエンベロープ１０１′および１０３′ で例示されている。

警報エンベロープを設定するときには、高度に対する名目的なフライトバス角度 のプロフィルが仮定される。典型的な安定なアプローチとしては、平均的には、 −３°　のフライトバス角度になる。操縦が許容されたことの結果として、エン ベロープ１０１１のようなフライトバス角度の警告警報エンベロープにされる。

前記エンベロープ１０１１は、０フイートにおける一４°のフライトバス角度か ら出発して、７００フイートレτおける一９°まで増大する。フライトバス角度 がこのプロフィルを超えたときには、゛比率を下げよ”警告のような勧告的な警 告が発せられる。プロフィル１０３“によって表わされたエンベロープは、プロ フィル１０１゛から一２°だけシフトされている。プロフィル１０３１は、０フ イートにおけるフライトバス角度−６°から出発して、約４００フイートにおけ る一９°まで増大する。プロフィル１０３１が貫通されたときには、”プルアッ プのような、きびしいγ警告メツセージが発生される。

ロジック回路１４６°からのγ警告およびγ警報信号は、それぞれに、１対のＡ ＮＤゲート２５０および２３２（第１１図）に加えられており、その後者はＯＲ ゲート２３４を介してゲート２３２に加えられている。ゲート２３０および２３ ２は、航空機がアプローチモードにあることを除いて、警報の発生を防止するよ うに作用する。かくして、航空機が発進して、アプローチモードにあるのでなけ れば、ゲート２３０および２３２はＡＮＤゲート２３６によって抑止される。ゲ ート２３６に加えられる発進信号は検出器６６（第６図ンから得られ、また、ア プローチモード信号は標準的な対地接近警報装置から得られる。１対のディレィ 回路２３８および２４０は、“比率を下げよ”および”プルアップ”信号の発生 を遅らせて、無駄な警報を減少させる。

こ＼での実施例においては、ディレィ２３８は０．９秒の遅れを与え、これに対 して、ディレィ２４０は１．４秒の遅れを与える。ＡＮＤゲート２４２はγ警告 信号をモニタし、同様にして、標準的な対地接近警報装置またはロジックブロッ ク（第８図）から得られるグライドスロープ下方信号のモニタをする。これによ り、警報エンベロープ１０１゛が貫通されていて、航空機がある所定の大きさだ けグライドスロープを下回っているときには、゛比率を下げよ”なるメツセージ に代えてγ警告メツセージ（プルアップ）を発生するようにされる。

第８図に例示されている装置の場合のように、種々の警告を発生させるためにロ ジック１４６１によって使用される警報エンベロープは、航空機の対空速度の変 化における関数としてシフトされる。しかしながら、グライドスロープ逸脱信号 によって修正された対空速度比率の関数としてエンベロープをシフトさせるのに 代えて、第１１図に例示されている装置においては、航空機の実際の対空速度比 率を正常な減速プロフィルと比較して、航空機の対空速度比率が正常な減速プロ フィルから離れる関数として警報エンベロープの変更をさせる。このことは、加 算接続部２４２、関数発生器２４４およびスケール回路２４６によって達成され る。加算接続部２４２は、例えば、微分フィルタ５２（第８図）からの線４８上 の出力から対空速度比率信号を受入れて、正常な減速プロフィルからの減算をす る。この正常な減速プロフィルは第１２図に示されている装置によって発生され るものでアシ、これについては、明細書の後続部分において検討される。

加算接続部２４２の出力は、航空機の対空速度比率の正常な減速プロフィルから の逸脱を表わす信号である。加算接続部２４２からの逸脱信号は関数発生器２４ ４に加えられる。この関数発生器２４４は、減速プロフィルからの逸脱の関数と して要求されるような、γバイアスまたは警報エンベロープにおけるシフトの大 きさを表わす信号を生成させる。好適な実施例においては、関数発生器２４４は 、γ警報エンベロープ１０３“を、秒車シノット毎の減速に対して２度だけのシ フトをさせて、正常な減速プロフィルからの逸脱をさせる。かくして、過大な減 速比率に対しては、早めに警報が発せられる。エンベロープ１０３１に比べて− 、エンベロープ１０１′の位置は名目的なフライトハス角度で３度だけ近くにさ れていることから、エンベロープ１０５’のシフトと等しくエンベロープ１０１ １のシフトをさせると、装置が敏感になりすぎて、無駄な警報を生じさせること になる。このことから、スケール関数２４６はエンベロープ１０１′のシフトの 大きさを１／２だけ減少させ、かくして、正常な減速プロフィルを超えている過 大な減速について、秒当りの各ノットに対して１度だけのシフトをさせることに なる。

これに加えて、装置は加算接続部２４２の出力をモニタしており、航空機の減速 が、ある所定の大きさだけ、正常な減速プロフィルを超えたときには、他のフラ イト条件に拘らず、警報を発生させる。このことは、ロジック回路２４８、ＯＲ ゲート２５０、ＡＮＤゲー］・２５２およびディ１／イ回路２５４によって達成 される。

こ＼に示されている実施例においては、加算接続部２４２からの過大な減速信号 はロジック回路２４８によってモニタされていて、正常な減速プロフィルからの 減速の逸脱が、例えば秒当り一ノットのような、所定の大きさだけなされたとき には、推力警告信号を発生させる。ＯＲゲー）　２５０はこの推力警告信号に応 答し、ＡＮＤゲート２５２に信号を印加させる。アプローチモードにおいて、Ａ ＮＤゲート２５２がＡＮＤゲート２！＋６によって可能化されたときには、ＡＮ Ｄゲート２５２はＯＲゲート２５０からの信号に応答して、ディレィ２５４に信 号を加える。このディレィ２５４は、約０．９秒程度の遅れを生じさせて、無駄 な警報を減少させる。ゲート２５２からの信号の持続が、回路２５４によって誘 導される遅れ時間を超えたときには、”推力を加えよ”のような警報メツセージ が発生される。

これに加えて、第９図に例示されている離陸モードでの装置の動作と同様に、Ｏ Ｒゲート２５０の線８６上のα抑止信号によって”推力を加えよ”なるメツセー ジが発生される。また、第１１図で例示されている装置が標準的な対地接近警報 装置とともに使用されて、アプローチフェーズの間に、航空機がグライドスロー プのビームをある所定の大きさだけ下回ったときには、グライドスロープの警告 を発生させる。

第１２図に例示されているものは、加算接続部２４２に加えられる正常な減速プ ロフィル信号を発生させるだめの回路である。この装置では、実在する対地接近 警報装置の入力信号が使用されていて、地上高度、対空速度およびグライドスロ ープ逸脱の関数である正常な減速プロフィル信号を生成させる。このことは、第 １２図において、４個の関数発生器２５６，２５８，２６０と２６２、および、 ２個の加算接続部２６４と２６６によって達成される。

関数発生器２５６によシ、航空機の地上高度の関数としての、基本的な減速プロ フィルが規定される。かくして、関数発生器２５６は線１２上の無線高度信号を 受入れて、航空機が飛行しているときの高度に対する最大の許容される減速を表 わす出力信号を生成させる。基本的には、関数発生器２５６によって規定された 減速プロフィルのために、地上から２００〜４００フイートの間の高度において 、秒車シ約３ノット程度の減速が許容されるものであって、最大の許容される減 速は地上２００フイートと着地との間で直線的に減少されて、着地においては秒 当り約２ノツトにされる。

４００フイー１の上空においては、最大の許容される減速は、高度が２００フイ ート増大される毎に、秒当り約１ノツトの減速の比率をもって増大される。

航空機が高速で着陸のアプローチをしているときには、アプローチの間に急速に 減速をしなければならない。このような操縦は危険なものでなく、このことから 、無駄な警報の発生を避けるために、高速の減速マージンが関数発生器２５８に よって与えられる。この関数発生器２５８は線５０上で対空速度のモニタをして いて、対空速度の関数としての許容された減速を増大させる。第１２図に例示さ れているように、関数発生器２５８によって、２１０ノツトを超えた対空速度に 対して、秒当り２ノツトの付加的な減速が許容される。減速マージンは、１９０ ノツトの対空速度において秒当シ約１ノットに減少され、また、１７０ノツトに おいては０に近くされる。

高度および対空速度に加えて、グライドスロープのモニタがなされて、航空機が ある所定の大きさだけグライドスロープを下回ったときには、最大の許容可能な 減速が減少される。かくして、ロジック回路２６０は、線１２および１１０から それぞれに受入れられる航空機の地上高度およびグライドスロープの逸脱をモニ タして、回路２６０内に示されている暗部の”／ｓプロフィルをグライドスロー プが貫通したときには、過大なグライドスロープ逸脱信号を発生させる。このこ とが生起したときには、加算接続部２６４は、線１１０からのグライドスロープ 逸脱信号を、関数発生器２６２に対して印加させる。関数発生器２６２は、グラ イドスロープ逸脱信号に応答して、航空機がＧ／ｓプロフィル内にあるときのグ ライドスロープ逸脱信号の関数である減速マージン減少信号を生成させる。こ＼ に示されている実施例においては、許容される減速の大きさが、秒当り１＋ノツ トの最大の減速マージンの減少まで、グライドスロープを下回るドツト毎に、秒 当り約１ノツトだけ減少される。加算接続部２６６においては、関数発生器２５ ６から受入れられた基本的なプロフィルと関数発生器２５８および２６２からの 当該プロフィルの変更されたものとが加算されて、正常な減速プロフィル信号を 生成するようにされる。

この発明による装置および標準的な対地接近警報装置によって設けられている前 述の種々の警告および警報は、離陸、アプローチ等の７ライトの種々のフェーズ の間に発生される。しかしながら、離陸に先立って、特に離陸時の旋回の間に、 低下されたパフォーマンスをパイロットが認識することは重要なことでちる。か くして、この発明の別異の重要な局面によれば、離陸および旋回の間の低下した パフォーマンスをパイロットに警報する装置が提供される。基本的には、この装 置によシ対空速度、対空速度比率およびストールマージンがモニタされていて、 推力が不充であったとき、または、旋回が開始された後でウィンドシャーに遭遇 した°とき、に、パイロットが適切な対処をすることを勧告するようにされる。

離陸の間に、また、離陸が失敗しなかったものとして、航空機の高度が５フイー ト以下であるときに、装置の離陸モードが動作される。これらの条件の下で装置 を可能化させるための可能化機能は、インバータ２７０と１対のＡＮＤゲート２ ７２および２７４とによって用意されている。発進信号は反転増幅器２７０に加 えられていて、航空機が地上５フイートの高度に達したときに付勢される。かく して、発進信号が存在しないときには、反転増幅器２７０は５フィート未満信号 をＡＮＤゲート２７２に対して加える。離陸モード信号は対地接近警報装置より 得られる。

このことから、航空機が離陸モードにあり、また、地上５フイート以下にあると きに、ゲート２７２が可能化される。離陸失敗信号によって抑止されない限り、 ＡＮＤゲート２７４は正常では可能化されている。

離陸モードの間に、装置が一旦可能化されると、線５０上の対空速度信号および 線４８上の対空速度比率信号がロジック回路２７６によってモニタされる。ロジ ック回路２７６は、離陸の間に対空速度の重大な減少はあるべきではないという 理論に基づいて動作している。そして、このような減少が生じたときには、ウィ ンドシャーのような、航空機の内部または外部に起因する低下したパフォーマン スの結果とされるものである。かくして、装置は対空速度および対空速度比率を モニタしていて、７０〜９０ノツトの対空速度の間で、秒当シ１ノットを超えて 対空速度が減少したときには、ゲート２７２に対して信号を付与する。９０ノツ トから上では、警告を発生することが要求される減速が増大して、約１００ノツ トにおいて推力警告メツセージを発生させることが要求されるような、約２ノツ トの減速にまで至る。前述された基準は、ロジックブロック２７６に示された暗 部の推力警告エンベロープに例示されている。このエンベロープが貫通されてい るとき、そして、装置が別異の可能化がなされているときには、ロジック回路２ ７６により推力警告信号が発生され、ＡＮＤゲート２７２および２７４を介して ディレィ回路２７８に加えられるが、この実施例においては約０．５秒のもので ある。ディレィ回路２７８の出力により、”推力を加えよ”のような推力警告メ ツセージを発生するようにされる。

旋回の間に推力警告メソセージが発生されたときには、離陸を完成させるために 充分な対空速度があったとしても、対空速度を増大しようとしているときに推力 警告メツセージが発生されたものとすれば、パイロットは航空機のノーズを下に 向けることができる。このことから、この発明による装置においては、ストール マージンが充分なものであるときには、推力が低下していても、パイロットに対 して連続的な回転メツセージを与えるようにされる。

連続的な回転メツセージは、回転検出器２８０、ホールド回路２８２．１対のＡ ＮＤゲート２８４と２８６、および、ディレィ回路２８８によって開始される。

回転検出器２８０は、線５０上の対空速度および線８２上のストールマージンを モニタしていて、対空速度が１００ノツトを超えており、また、航空機のアタッ ク角度がストール角度を下回っているときには回転信号を発生させる。回転信号 はホールド回路２８２に加えられ、回転の検知にしたがって、ある所定の時間、 例えば５秒間にわたり回転検知信号を生成するようにされる。回転検知信号はＡ ＮＤゲート２８４に加えられ、回転の検知に追従する保持期間にわたって、この ＡＮＤゲート２８４を可能化するようにされる。当該保持期間中に１推力警告状 態がロジック回路２７６によって検出されたときには、ＡＮＤゲート２８４は完 全に可能化されて、ＡＮＤゲート２８６に対して信号を加えるようにされる。保 持期間中のストールマージンの結果として生じた、線８６上のストールマージン 抑止信号によってＡＮＤゲート２８６が抑止されていないときには、該ＡＮＤゲ ート２８６はディレィ回路２８８に対して信号を付与する。この実施例において は約０．５秒の遅れを有するディレィ回路２８８は、遅れ期間の後で連続的な回 転メツセージを発生するようにされる。かくして、この発明の装置によれば、低 下したパフォーマンスにおいても連続的な回転が可能であるときには、パイロッ トに対して回転を連続することを勧告し、そして、潜在的に危険な失敗の操縦の 実行をすることを防止する。

この発明については、上記された教示に照らして、多くの修正および変更が可能 なものであることは明らかである。かくして、この発明は、その請求の範囲内で 、特別に上述された以外の実施がなされうるものである。

補正書の翻訳文提出書（特許法第１８４条の７第１項）昭和６２年　４月２２日

Claims (37)

【特許請求の範囲】
1. １．無線高度信号源； 気圧高度信号源； 前記無線高度信号および前記気圧高度信号に応答するモード３のロジック手段で あつて、離陸の後に航空機が気圧高度に関して降下するときにモード３の警報信 号を発生させるためのものであり、こゝに、前記モード３のロジック手段は無線 高度で約５フィートを下回つているときに動作するもの；が含まれている航空機 の対地接近警報装置。
2. ２．前記無線高度信号に応答するモード１のロジック手段であつて、航空機があ る所定のものより大きい気圧降下比率で降下しているときにモード１の警報信号 を発生させるためのものであり、こゝに、前記モード１のロジック手段は無線高 度で約５フィートを下回っているときに動作するものがさらに含まれている請求 の範囲第１項記載の装置。
3. ３．前記無線高度信号に応答して無線高度比率信号を発生させるための手段； 前記気圧高度に応答して気圧高度比率信号を発生させるための手段； 前記無線高度比率信号を前記気圧高度比率信号と組合せて算出高度比率信号を得 るための算出高度比率手段； が含まれており、こゝに、 前記算出高度比率信号には無線高度が減少するにつれてより大きい部分の前記高 度比率信号が含まれている、請求の範囲第２項記載の装置。
4. ４．前記モード３のロジック手段には、前記無線高度信号および前記算出高度比 率信号に応答して前記モード３の警報信号を発生させるためのモード３の比較手 段が含まれている請求の範囲第３項記載の装置。
5. ５．前記モード１のロジック手段には、前記無線高度信号および前記算出高度比 率信号に応答して前記モード１の警報信号を発生させるためのモード１の比較手 段が含まれている請求の範囲第３項記載の装置。
6. ６．無線高度信号源： フライトパス角度信号を発生させるための手段；および 前記フライトパス角度信号に応答して、前記フライトパス角度信号がある所定の 値より小さいときに警報信号を発生させるための警報手段；が含まれている航空 機の対地接近警報装置。
7. ７．前記警報手段は前記無線高度信号に対しても応答し、前記所定の値は無線高 度の関数として変動する請求の範囲第６項記載の装置。
8. ８．前記警報手段はある所定の無線高度以上で抑止されている請求の範囲第７項 記載の装置。
9. ９．気圧高度比率信号源をさらに含み、前記フライトパス角度信号を発生させる ための前記手段は前記気圧比率信号に応答して前記フライトパス信号が前記気圧 比率信号に対して機能的に関連するようにされている請求の範囲第６項記載の装 置。
10. １０．無線高度比率信号源、 前記気圧高度比率を前記無線高度信号と組合せて算出高度比率信号を得るための 算出高度比率手段であつて、前記算出高度比率信号には無線高度の減少につれて より大きい部分の前記無線高度比率信号が含まれているもの、 を含み、 前記フライトパス信号は前記算出高度信号に対して機能的に関連するようにされ ている請求の範囲第６項記載の装置。
11. １１．フライトのフェーズを決定するためのフェーズ手段をさらに含み、前記所 定の値は前記フライトのフェーズに依存している請求の範囲第６項記載の装置。
12. １２．ストールマージン信号源および警報ロジックをさらに含み、前記警報信号 および前記ストールマージン信号に応答して、前記ストールマージン信号がある 所定の値を下回つているとき以外には航空機はピッチを上げるべきであることを 示す第１の警報を発生するようにされている請求の範囲第６項記載の装置。
13. １３．航空機のフライトパス角度を表わす信号源；フライトパス角度がある所定 の角度を下回ったときに、該フライトパス角度を表わす信号に応答して警報を発 生させる手段； が含まれている航空機の対地接近警報装置。
14. １４．離陸時だけ該警報発生手段を可能化させる手段がさらに含まれている請求 の範囲第１３項記載の装置。
15. １５．航空機の高度を表わす信号源、および、該航空機がある所定の高度にある ときに前記高度信号に応答して警報の発信を抑止する手段がさらに含まれている 請求の範囲第１４項記載の装置。
16. １６．前記高度信号は無線高度信号である請求の範囲第１５項記載の装置。
17. １７．飛行のアプローチのフェーズの間だけ警報発生手段を可能化させる手段が さらに含まれている請求の範囲第１３項記載の装置。
18. １８．航空機の垂直方向速度を表わす信号源をさらに含み、フライトパス角度を 表わす前記信号源は、前記垂直方向速度信号に応答して、前記フライトパス角度 を表わす信号が前記垂直方向速度信号と機能的に関連するようにされている請求 の範囲第１３項記載の装置。
19. １９．前記垂直方向速度信号源には気圧高度比率信号源が含まれている請求の範 囲第１８項記載の装置。
20. ２０．前記垂直方向速度信号源には無線高度比率信号源が含まれている請求の範 囲第１８項記載の装置。
21. ２１．対空速度の変化比率を表わす信号源をさらに含み、前記警報発生手段は、 警報を発生させるために、前記対空速度比率信号にさらに応答するようにされて いる請求の範囲第１３項記載の装置。
22. ２２．前記警報発生手段は、前記対空速度比率信号に応答して、対空速度比率の 関数としての警報が発生されるときのフライトパス角度を変化させるようにして なる請求の範囲第２１項記載の装置。
23. ２３．警報が与えられているときを下回るフライトパス角度は対空速度比率に逆 比例している請求の範囲第２２項記載の装置。
24. ２４．対空速度比率信号に応答する手段をさらに含み、対空速度比率がある所定 の比率に減少したときに警報を発生するようにされている請求の範囲第２２項記 載の装置。
25. ２５．航空機の対地高度を表わす信号源をさらに含み、前記対空速度比率信号に 応答する警報手段は、さらに高度を表わす信号源に応答して、高度の関数として の警報が発生されるときの対空速度比率を変化させるようにしてなる請求の範囲 第２４項記載の装置。
26. ２６．警報が発生されるときの対空速度の減少比率は高度の関数として増大する ようにされている請求の範囲第２５項記載の装置。
27. ２７．航空機のパイロットに対して航空機の異常パフォーマンスの警報を与える ための装置であって：航空機の対空速度を表わす信号源； 航空機の異常減速プロフイルを表わす信号を生成させる手段；および 前記対空速度信号源および前記減速プロフイル信号生成手段に応答する手段であ つて、航空機の減速がある所定の大きさだけ正常な減速プロフイルを超えたとき に警報を発生させるためのもの；が含まれている前記装置。
28. ２８．航空機の対地高度を表わす信号源をさらに含み、前記減速プロフイル発生 手段は、前記高度信号に応答して、前記減速プロフイルを高度の関数として規定 するようにされている請求の範囲第２７項記載の装置。
29. ２９．航空機の対空速度を表わす信号源をさらに含み、前記減速プロフイル発生 手段は、前記対空速度信号に応答して、前記減速プロフイルを対空速度の関数と して規定するようにされている請求の範囲第２７項記載の装置。
30. ３０．航空機のグライドスロープを下回る逸脱を表わす信号源をさらに含み、前 記減速プロフイル発生手段は、前記グライドスロープ逸脱信号に応答して、前記 減速プロフイルをグライドスロープ逸脱の関数として規定するようにされている 請求の範囲第２７項記載の装置。
31. ３１．航空機のパイロットに対して航空機の異常パフォーマンスの警報を与える ための装置であつて：航空機の対空速度を表わす信号源； 航空機の地上高度を表わす信号源；および前記対空速度信号源および前記高度信 号源に応答する手段であつて、航空機の減速比率が航空機の飛行している高度に 対して過大であるときに警報を発生させるためのもの； が含まれている前記装置。
32. ３２．航空機のパイロツトに対して航空機が離陸したときの低下バフオーマンス の存在についての勧告メッセージを与えるための装置であつて： 航空機の対空速度を表わす信号源； 対空速度信号に応答する手段であつて、対空速度がある所定の比率で減少したと きに、低下パフオーマンスのメツセージを生成させるためのもの；航空機のアタ ック角度を表わす信号を生成させるための手段； 航空機のストール角度を表わす信号を生成させるための手段；および アタック角度およびストール角度を表わす信号間の差に応答して、ストール角度 がある所定の大きさだけアタツク角度を超えたときに、低下パフオーマンスの警 報の生起にともなつて勧告メッセージをパイロツトに与えるためのもの； が含まれている前記装置。
33. ３３．航空機の対空速度がある所定の速度を超えたときにのみ、前記勧告メッセ ージ生成手段が可能化されるようにした請求の範囲第３２項記載の装置。
34. ３４．前記装置は離陸時にのみ可能化されるものである請求の範囲第３２項記載 の装置。
35. ３５．前記装置は、航空機の高度が５フィートを下回つているときにのみ可能化 されるものである請求の範囲第３４項記載の装置。
36. ３６．ウインドシヤーを実際に計測することなく、ウインドシャーの状態に起因 するタイプの、地面に近接する高度の危険性のあるロスを航空機のパイロツトに 勧告するための装置であつて： 航空機の高度を表わす信号を生成させるための手段； 航空機の高度の変化比率を表わす信号を生成させるための手段； 航空機の対空速度の変化比率を表わす信号を生成させるための手段； 航空機のフライトパス角度を表わす信号を生成させるための手段；および 前記高度、高度比率、対空速度比率およびフライトパス角度信号生成手段に応答 する手段であつて、高度のロスがあつたとき、および、高度、高度比率、対空速 度比率およびフライトパス角度の間の関係が、ウインドシャーの指示されたこと に起因したタイプの高度ロスであるようにされるもの； が含まれている前記装置。
37. ３７．危険なフライト状態を航空機のパイロツトに勧告するための装置であつて ： 航空機の高度を表わす信号を生成させるための手段；および 前記高度手段に応答する手段であつて、ウインドシャーを実際に計測することな しに、特性的にウインドシャーに起因するタイプの地面に近接している航空機の 低下パフオーマンスについての警報を発生させるためのもの； が含まれている前記装置。