JPS636400B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、飛行機の飛行制御に関し、特に、風
のシアの存在によつて生じる飛行機制御上の問題
を克服する際の助けとなる装置に関する。

飛行の風のシアによる影響を取り除くことを目
的とした計装技術は従来技術にはなかつたもので
あり、また風のシアが存在することによる影響な
いし問題については一般的にいつてほとんど知ら
れていないのが現状であるから最初にこの風の影
響についてわかりやすく説明する。

飛行訓練を受けて間もないうちにパイロツトは
横風を受けている間は方向舵、または補助翼を一
定に保たなくてもよいと考えるようになる。また
飛行中においてはその飛行特性は地面とは無関係
であるという事実を受け入れる。このような事実
認識が飛行のたびにくり返される結果、パイロツ
トはこの事実はくつがえされないもの即ち法則と
認識するに至る。

多くの物理的ないしは自然的事象に関する法則
がそうであるように、新規かつ正確な測定手段が
導入されると、受容していた法則に欠陥があるこ
とがわかる。このような場合、新たなみかたに適
合するよう考え方を改めなければならない。

さて風というものは地面に対する空気団の移動
であることは容易に理解されることであり、対気
速度（AS）と風と対地速度（GS）との間に正確
な定量的な関係があるこもたやすく理解されよ
う。熟練したパイロツトはこの三者の関係を決ま
りきつた型で処理して飛行計画を立てるが、この
考慮の程度はマクロ的なものである。

自動車に対気速度計を取りつけてみたとする。
上記三者の間に成立する同じ定量関係が自動車に
ついても成立することは明らかである。マクロ的
に関係を処理する場合、明らかとはいいきれない
いくつかの事実が存在する。例えばあなたがドラ
イバーでいま時速112Km（70MPH）の対気速度
で長いまつすぐな道を運転しているとしよう。向
かい風が時速32Km（20MPH）とすると速度計
（対地速度を示す）は時速80Km（50MPH）を示
す。路傍にかん木、小さな木立があるために風の
流れが±10ノツトだけふらつくところがあるとす
る。このときドライバーには対気速度が96Km
（60MPH）〜128Km（80MPH）の間にあるよう
に感じられる。次に道の両わきに大きな建物があ
るところにさしかかつたとする。すると両建物の
間のベンチユリ効果により建物間の局部的な風は
48Km（30MPH）に増すので、対気速度を128Km
（80MPH）から112Km（70MPH）に戻すために、
速度計が64Km（40MPH）を示すよう減速しなけ
ればならない。車体重量のため、車を16Km
（10MPH）減速して対気速度112Km（70MPH）、
速度計64Km（40MPH）とするまでに、過大な対
気速度を受けなければならない。建物の間を抜け
た直後に車がトンネルに入つて風がなくなつたと
すると対気速度は速度計の読みである64Km
（40MPH）に等しくなる。アクセルを踏んで112
Km（70MPH）に加速し、70の対気速度表示
（IAS）を得るが、加速中のIASは70より低い。

以上述べてきたことは実際の運転に生ずる複雑
な速度状態を表現したものではないが、この説明
によつて風のシアについて十分かつ正確な理解が
されたと思う。

飛行機における対気速度の重要性を誇張するこ
とはできないが、より包括的な理解が必要となる
場合がある。パイロツトは次のような事実を理解
し処理しなければならない。

風のシアのあるところを飛行機が飛んでいる
と、風の変化に会い、対気速度や飛行特性が変化
する。出力を変えて速度を補償しようという場
合、単に対地速度を変えているにすぎず、その結
果として対地速度が変わるのである（この事情は
対気速度計付きの自動車の場合と同じである）。
対地速度の変化を生じ得る慣性的な加減速の範囲
内でパイロツトはIASを変えることができるのみ
である。飛行路において３ノツト／秒で漸減する
向かい風にぶつかり、最大出力時2.5ノツト／秒
で対地速度を加速できるとすると、風が変化する
期間全体にわたつて、IASについては毎秒0.5ノ
ツトの損失を生じることになる。輸送用のジエツ
ト機が利用しうる加速度をはるかに上回る変化が
記録されている。

したがつて表示された対気速度を着陸の際の速
度制御の唯一の基準とすることは風のシアがある
ときの自動車の場合同様に不十分である。

かくして本発明の目的の次の通りである。第１
の目的は、風のシアの危険性を最小限に抑えた速
度となるように、着陸進入の際の飛行機の速度を
パイロツトが制御できるようにした方法及び装置
を提供することにある。

第２の目的は着陸進入の間に存在する風のシア
の危険性を減らすように、対地速度という量を通
常の進入基準に組み入れることにある。このため
には、多くの航法システムで現在のところ利用し
うるよりも精度の高い対地速度（GS）の測定が
必要となる。目下のところ本システムで利用しう
る正確な対地速度を与えてくれるものは慣性航法
装置（INS）とある種のドツプラ・レーダ装置だ
けである。

第３の目的は本システムで用いる対地速度を得
るための、INS以外の手段を開示することであ
る。もつとも、この飛行システムでは、上記手段
で得られた対地速度のみを使うことを意図してい
ない。上記の手段以外の他の手段であつてもその
手段によつて得られた対地速度の精度が数秒前の
対地速度を与えてくれる程度に正確なものであれ
ば使用可能である。

第４の目的は、その作動にあたり最少の付属品
を用いて、飛行機に装備され共通に使用される装
置からの情報をできるだけ利用することである。

第５の目的は、進入期間の間ずつと、現在の飛
行位置と着陸区域との風のシアに関する情報をパ
イロツトに連続して知らせてパイロツトが進入を
さらに続けるべきかの意思決定が合理的にできる
ようにすることにある。

第６の目的は、各パラメータが満足され得、か
つパイロツトの作業総量をできるだけ増やさな
い、すなわちパイロツトは地表での風向及び風速
をコンピユータに入力するだけでよいシステムを
開示することにある。

第７の目的は、所望の対地速度の標識の設定に
適用した地表での風の情報をパイロツトが更らに
制御できるようにして、風向・風速をプログラム
し直す時間がない進入後半の期間においても、新
たな風情報がコントロールタワーから与えられる
と、予定した風情報を変更することができるよう
にすることにある。

第８の目的は、軽飛行機から輸送機まで様々な
タイプの飛行機に対しても適用することのできる
装置、特に計器飛行に適した装置を提供すること
にある。

本発明の上記の目的、さらにその他の目的や優
れた点については添附図面及び以下の図面につい
ての説明により十分に明らかにする。

本発明によるシステムの使用は、通常の進入時
の表示された対気速度と進入時の対地速度とのう
ち、予め決定した設定値又は目標値との差が低い
方を進入時の速度基準として使用される。これら
二つの値のうちのいずれか一方がフアスト／スロ
ー指示計や進入時のオートスロツトル機器、更ら
には対地速度が対気速度を高度により定まる所定
量だけ越えたときに必ずパイロツトに警報を出す
「追い風注意」警報器に対して与えられる指令で
ある。追い風注意警報が出されると、パイロツト
は進入の中止を考慮しなければならず、中止時の
地表での風やドリフトによつて決定された別の方
向から進入を選択する。この状態は、高度によつ
て決まる追い風によつて起こされるが、パイロツ
トはこの追い風の値を対地速度が無風時GS指示
体を越えた量から導出することができる。

以上の説明に関連して地上設置トランスポンダ
ー型機器および機上のドツプラー・レーダを用い
てGSを得る方法を追加しておく。飛行機のドツ
プラ・レーダにより扇状に電波が送信され、滑走
路の交差点近くにトランスポンダー型機器が置か
れていると、GSは滑走路に対する値となり、機
首方位とは無関係に、入りのとき正確に求められ
る。

以下の方法及び計装により、前記の目的を達成
するためにパイロツトあるいはその他の塔乗員に
要求される任務は十分に軽減される。この装置の
目的は真対気速度（TAS）と風速の計算過程を
自動化して簡単にすることにある。本装置は、こ
れらの値を自動的にプログラムするのに用いるこ
とができ、すでに述べた全てのパラメータを得る
ことによつて、本装置を既存の進入用機器と統合
する手段となし得るうえ、現在普通に装備されて
いる機器をできるだけ使用することをも可能とす
る。

本発明で使用される進入用装置においては従来
の対気速度計１０を、実際の対気速度の指針２２
及びそれに関連する設定AS標識１７によつてプ
ログラムされるフアスト／スロー指示計の指針１
１２５と共に利用する。

GS検出器１１７はINS，ドツプラーレーダ，
地上トランスポンダ又はDME局と関連したドツ
プラーレーダであつて、ILSのような地上送信機
が正確な周波数で送信するよう更新され、機上の
受信機の同調がとられていれば、ドツプラ周波数
差としてGSを読みとることができる。しかしな
がら、本発明に係る装置は、充分に正確なものが
使われている限り、どのようなGS検出器を使用
してもよい。

この明細書は飛行技術のプラクテイスになるべ
く従うように記載される。前に述べた「２／３×地 表面における向かい風（ただし20ノツトを超えな
い）」という語句は今日多くの飛行操作マニユア
ルに使われている「向かい風×1/2＋突風値の全
量（ただし総量は20ノツトを超えない）」という
手順に十分一致させるために用いた。GS標識の
設定に関する記述は、他にも方法があることを説
明している。以下の説明においては風を完全に考
慮するとしているがこれは説明を簡略にして理解
を深めるためである。

以下の説明からわかるように、本発明には次の
点において新らしさ、ユニーク性、固有性があ
る。

即ち第１に新しい速度パラメータとしてのGS
を導入した点である。このGSは着陸へ至る最終
進入の過程で一定の状況の下で使用される。

第２にGSと従来の表示されたASとのどちらか
を最終進入において第３の計器即ちフアスト／ス
ロー指示計の指令信号となるように使用した点で
ある。

本発明の方法および装置には下記のような利点
がある。

第１にパイロツトは飛行機と滑走路近くとの風
のシアに関する情報を進入中常時知ることができ
る。

第２に進入期間中常時、風のシアを監視するこ
とができる。

第３にパイロツトは別の方向から進入した方が
安全であることを知ることができる。

第４に最終進入期間いつでも危険な風の状態に
関する警報を知ることができる。

第５に進入初期に追い風がある場合パイロツト
は警報があつた際どの方向から進入した方が安全
かの判断を計器の表示により容易に行うことがで
きる。

第６に最終進入期間中において生じる風の急激
な低下を打ち消すに充分なASを自動的に増すこ
とができる。

第７に本発明は余裕のある安全スピードを以つ
て着陸帯に到着する可能性を高める。

第８に本発明は許容速度での着陸を保証し、着
陸の際のオーバーランを防ぐ。

第９に本発明によれば最終進入および風のシア
の問題に付加的・相対的かつ首尾一貫した量を加
えることによつて一層安全かつ正確な進入を行う
ことができる。

第10にパイロツトは離陸の場合その期間に実際
に存在する風の正確かつ独立した値について監視
し利用することができる。

第11に本発明はすべての進入・離陸について標
識的手順となるよう企画されたものであり、これ
を使うことによりパイロツトの操縦能力は高めら
れる。

第12に本発明は風のシアについての多くの困惑
を除去したものであり、これによりパイロツトは
他のことについて十分な配慮を容易に行うことが
できその結果正確な進入・特に不利な風のシアの
ある状態において正確な進入を行うことができ
る。

第13に本発明によればパイロツトは予想される
状態に対し飛行機をあらかじめ調整することがで
き、その結果より安全な飛行状況下で着陸帯に到
着することができる。

第14に本発明によればグライドパス上を一定の
割合で下降する最終進入の期間にわたつて、矛盾
のない実際の速度を利用することができる。

第15に本発明のシステムには追い風警報器が設
けられており、これによりパイロツトにその有効
な処理に関する情報を与えることができる。

第１図から第８図は今日使用されている飛行用
装置に応用した本発明を図式的に示す。公知の構
成部品が利用かつ改良され、その中には、第１図
の対気速度計１０〔指針２２、設定AS標識１７
が設けられる〕およびフアスト／スロー指示計Ｆ
３４が含まれる。計算手段COMにおける通常の
セントラル・エア・データ・コンピユータ
（ADC）Ａは、IASに気圧及び温度の補正を行な
つて実際の真対気速度（TAS）を計算する。ま
たADCは、IASからTASを求めたのと同じ率の
補正を行つて、設定AS標識１７の値に基づく真
対気速度である設定真対気速度即ち無風時GS指
示体の値を求める。例えばIAS×112％が実際の
TASを得るのに適しているならば、設定AS標識
１７の設定値×112％に設定真対気速度即ち無風
時GS指示体１０１の値を設定する（第１ａ図参
照）。Ｂは風角度と風速による補正を無風時GS指
示体の値及び入りコース信号に対して適用して進
入時の所望のGS値を計算することのできる通常
のウインド・コンピユータである。距離測定装置
（DME）及びエリア・ナヴイゲーシヨン機器
（RNAV）は現代の飛行機でGSの算出によく使
用されている公知の装置であり、適当な時間にわ
たつてマイル位置変化を検出することによつて通
常の方法によりGSの計算を行う。このシステム
は第７ａ図及び第７ｂ図で後述するように修正さ
れている。実際、上記の各公知の装置は完全装備
の飛行機にしばしば設置され用いられている。し
たがつてこれら６つの装置はその詳細について説
明しない。実施例においては、商業的に入手可能
な装置（ただし以下に説明するとおりの修正が施
こされている）として使用されている。GS検出
器１１７はINSやドツプラーレーダー装置など
で、適切なGS情報が得られるように修正されて
いる。

本出願の目的の１つは本発明を既存の計器シス
テムに統合する手段を充分に開示し定義するとと
もに、本発明の概念において使用できる対地速度
を得る手段を開示することである。他の目的は適
用制御器Ｃの使用についての開示である。これか
らの説明の目的は本発明を実行するための完全自
動化された手段を開示することにある。この完全
自動化された装置においてパイロツトに追加され
る仕事は地表面の風向及び風速をウインドコンピ
ユータＢに入力することだけであるが、これさえ
も、地表での風向・風速を伝える地上からの信号
で自動化できる。もつとも無風時GS指示体また
は所望GS標識の値をプログラムする他の手段を
本発明の思想からはずれることなく使用してもよ
い。例えば無風時GS指示体１０１の設定値とし
て設定AS標識１７の値から算出したTAS値を着
陸すべき空港の気温・気圧で補正したものを用い
ることができ、その場合には、以下に開示するよ
うな、飛行条件で連続的に補正する必要がなくな
る。

次に第１図について詳細な説明をする。本発明
のシステムは進入装置にとつては新規な対地速度
というパラメータを飛行機が着陸に向かう最終進
入期間のある状況下において使用することを必要
とする。最終進入時でのGSまたは通常のIASの
いずれかが第３の計器即ちフアスト／スロー指示
計への制御関数となるように選択されて用いられ
る。本発明のシステムと手順におけるフアスト／
スロー指示計の重要性は従来システムにおけるよ
りもはるかに大きく、フアスト／スロー指示計は
最終進入において最も重要な速度基準を与える。

GSとIASのどちらの速度パラメータがフアス
ト／スロー指示計を制御するかを決定するための
手段を以下説明する。

進入期間中、フアスト／スロー指示計Ｆ３４の
指針１２５は所望GS標識１０３の値とGS指示体
１０２の値との差、または設定AS標識１７の値
とASの指針２２の値との差のうち値が低い方に
よつて指令される。例えば速度量甲がその設定値
より大きく、速度量乙がその設定値に等しいとき
は、フアスト／スロー指示計の指針は０の値を示
し、甲がその設定値に等しく、乙がその設定値よ
り５ノツト低いときフアスト／スロー指示計の指
針は５ノツトスローを示し、甲がその設定値より
５ノツト高く、乙がその設定値より10ノツト低い
ときはフアスト／スロー指示計の指針は10ノツト
スローを示す。

もし飛行機が滑走路に接近する場合全進入期間
にわたつて風が全くないとすれば、GSとTASは
進入中常に等しくなる。無風時GS指示体１０１
が経路１２７からの設定AS標識１７の設定値に
基づく設定真対気速度（経路１２１に出力され
る）を表わすようにADCはプログラムされてい
る。通常はADCはIASまたはそれと等価なもの
に気温・気圧の補正を施こして実際のTAS値を
出力する。これと同じ割合の補正を設定AS標識
１７からの設定ASの値に適用して、経路１２１
を介して、設定AS標識１７の設定値に基づく
TAS値を指示するように無風時GS指示体１０１
をプログラムすることができる。ADCは無風時
GS指示体信号を経路１２２によつてウインド・
コンピユータＢにも与える。ウインド・コンピユ
ータＢは該信号を補正して、制御器Ｃを経由して
所望GS標識１０３をプログラムする。ADCとウ
インド・コンピユータと制御器とは計算手段
COMを構成する。さしあたり制御器Ｃでは100％
補正ボタンが選択され、したがつて風の全量が経
路１２３および経路１１０を経て所望GS標識１
０３をプログラムするために伝達されるものと仮
定する。なお、通常は100％補正ボタンが自動的
に選択される。対地速度表示部Ｄにおける所望
GS標識１０３は対気速度計１０における設定AS
標識１７と機能的に同じである。所望GS標識１
０３とGS指示体１０２の２つの信号が比較手段
１２０を経て指針１２５を適当な時に制御するや
り方は、他の適当な期間に設定AS標識１７と指
針２２のASに関する２つの信号が比較手段１１
４および比較・切換手段１１５を経て行うのと同
じである。それと同一の信号は経路１２６を経て
既知のオートスロツトル制御機構１２６ａを制御
するのに用いられる。無風がウインド・コンピユ
ータＢに入力されると、所望GS標識１０３は無
風時GS指示体１０１と同じに設定するようプロ
グラムされる。図示のウインド・コンピユータＢ
はフアリス氏の米国特許3924111号に開示されて
いるものである。

この装置および考え方はすべての進入に対して
同じように使用することを意図されている。所望
GS標識１０３をプログラムするために用いられ
る風補正は、管制塔から与えられる地表面での風
に関する情報によるのであつて、着陸帯における
最も正確な風（突風を含まない）が用いられなけ
ればならない。

本発明は、上記した以外にも本発明によるシス
テム独自の指示計表示から必要な情報を知り得る
方法や固有の特徴、有利さを含んでいるが、これ
について以下明らかにしていく。

設定AS標識１７は、進入前に既存の計器に対
して通常なされるのと同じように設定される。進
入期間中、常に風に差がない場合は、風は進入中
常に地表面と等しい。この場合においてパイロツ
トがフアスト／スロー指示計の指針１２５が０を
維持するように飛行機を操縦するときは、IASは
それに関連する設定AS標識１７の設定値に等し
くかつGSは進入期間中常に、所望GS標識１０３
の指示値に等しく維持される。

地表面における向かい風より、ある高度での向
かい風の方が強い場合に所望GS標識１０３の値
に対するGSの値がフアスト／スロー指示計の指
針１２５の値を決める。現在位置の方が地表面よ
り強い向かい風が流れているときは常に設定AS
標識１７の値よりも、向かい風の値だけ大きくな
る。パイロツトは滑走路の末端に到着する前に失
なわれるASの量を直接知り得る。風のシアが強
ければそれだけIASの超過分は大きい。ASの急
激な減少を伴なう向かい風の急激な低下という危
険性は除去される。このケースは通常の風勾配に
ついて述べたものであり、したがつて通常の最も
多くのケースにあてはまるものである。

進入初期は上空の方が地上面より向かい風が小
さいときにはIASおよびそれに関連する設定AS
標識１７の設定値がフアスト／スロー指示計の指
針１２５を制御する。パイロツトは従来と全く同
じ基準によつて飛行機を制御することができる
が、従来システムではみられない有利さを享受で
きる。GSはその設定値よりも高い値を示す。両
者の差は滑走路末端に到着する前に予想し得る向
かい風の増加分であり、GSが無風時GS指示体値
を超えないかぎりは問題がない。この無風時GS
指示体値は進入時の設定ASのTAS値であり、無
風時のGSの値と同じものであるとみなし得る。

次に進入の始めにおいて追い風が存在する場合
パイロツトは地表面において向かい風となる方向
を選択する。これは通常行われることであり、次
のような状況が存在する。

即ち指針２２の設定AS標識１７に対する値は
GS指示体１０２の所望GS標識１０３に対する値
より小さくなつており、したがつて前者がフアス
ト／スロー指示計の指針１２５の制御を行う。も
しパイロツトがフアスト／スロー指示計の指針１
２５の値が０になるように制御するときは、GS
指示体１０２の値は無風時GS指示体１０１の値
より追い風の分だけ大きくなる。GS指示体１０
２の読みは重要である。なぜならGS指示体１０
２の値によつて必要滑走距離が決定されるからで
ある。経路１２４上のGS指示体１０２への信号
の値が経路１１８におけるTAS信号よりある値
だけ大きいときは、比較手段１０７の出力は追い
風警報器Ｅ４８を付勢してパイロツトにGS指示
体１０２の値が高すぎて危険であることを知らせ
る。

比較手段１０７の出力はレーダー高度計から経
路１２８によつて与えられる実際の飛行高度によ
つて変化し、また追い風警報のプログラミング
は、飛行機の減速能力という特性に依存して例え
ば100フイートの高度に対しては５ノツト、200フ
イートのときは10ノツト、300フイートのときは
15ノツトのように変えることができる。こうして
パイロツトは進入期間中常に実際のGSを監視で
きる。

次に制御器Ｃについて説明する。このユニツト
は所望GS標識１０３に対して適用される地表で
風の補正量の割合を補正ボタン（選択素子）によ
り選択するものである。ウインド・コンピユータ
Ｂに地表での風速が設定されていて空港管制塔か
らその後の風がもとの風速の例えば50％である旨
が知らされてきたが、ウインド・コンピユータＢ
を再プログラムするほどの十分な時間がないとき
は、パイロツトは制御器Ｃ上の50％ボタンを押す
ことができる。50％ボタンを押すことによつて所
望GS標識１０３の設定値に影響する風速は50％
だけ減り、新たな風情報がウインド・コンピユー
タＢに入力されたときと同じ指示およびパラメー
タとなる。第１ｂ図は制御器Ｃの乗算器４００に
よつて適当なパーセント減がなされる様子を示し
ている。また第１図と第１ｂ図には１０１，１０
２，１０３を動かす適当な駆動機構１０１ａ，１
０２ａ，１０３ａがそれぞれ示されている。

パイロツトの行為としての速度制御が述べられ
ている場合、オートスロツトル等の自動装置によ
る速度制御が含まれるものとする。

第２図、第３図、第４図は風のシアの問題を克
服するために利用するGS情報を与える方法につ
いての図である。図に示した測定装置は機上ドツ
プラレーダシステム（ハイウエイでの車速測定に
使われるのと類似のもの）である。進入中の飛行
機のドツプラレーダA₁は前方へ向かつて円錐状
または扇状のビーム９１を周波数₁の電波で送信
する。この電波は滑走路の近くに置かれたトラン
スポンダB₁によつて受信される。トランスポン
ダB₁の受信機は電波の周波数を（₁＋Δ）とし
て感ずる。Δの値はドツプラ効果による周波数の
上昇値である。トランスポンダB₁には受信機の
他に送信機も備えられている。この送信機は発振
器、アンテナその他の適当な回路を有して同じよ
うな放射ビーム９２の電波を飛行機のほうへ向け
て送信する。その周波数は受信周波数（₁＋Δ）
に等しいが位相については同相であるかどうかは
問わない。

飛行機のドツプラレーダA₁の受信機は返送さ
れてきた電波をドツプラ効果により周波数（₁＋
2Δ）で感ずる。返送周波数または上昇量2Δによ
りトランスポンダB₁に対する飛行機の実際のGS
を決定することができる。例えば第４図に示すよ
うに返送周波数は９３により検出され、また2Δ
を求めるように処理され、その出力信号９４がキ
ヤリブレータ９５に与えられて指示計９６にGS
の値が表示される。

第２図、第３図、第４図に示したシステムは以
下の利点を有する。ドツプラレーダA₁は軽量で
比較的低消費電力タイプのものが使用可能であ
る。またドリフトにより機首方位がその進行（飛
行）方向から若干はずれても正確なGS値を求め
ることができる。通常、円錐状ビーム９１の中心
軸は飛行機９０の縦方向に実質上平行にされる。
またトランスポンダB₁は滑走路の交差点近くに
置かれていれば異なつた方向からの複数の進入に
対して使用可能である。電波９２としてパルス信
号を用いることで複数の飛行機は同時に最終進入
を行うことができ各飛行機に正確なGSが与えら
れる。

第５図と第６図において飛行中の飛行機９６は
計器着陸グライドスコープが設置されている滑走
路９７に進入している。もつとも送信機A₂は既
存のユニツトの構成要素であつてもよいし、GS
信号を出力するという特殊目的で設けられた別の
ユニツトであつてもよい。この送信機A₂は周波
数₂の電波をビーム９８として送信する。飛行機
９６に備えられた受信機B₂は周波数（₂＋Δ）
の電波を受信する。Δの値はドツプラ効果による
周波数偏移量である。受信機B₂は上記の周波数
（₂＋Δ）を基準周波数₂（送信機A₂の送信周波数
に等しい）と比較し、差Δを処理して機上でGS
を読み出す。

第７ａ図と第７ｂ図は、既存の航法装置から得
られるGS情報を改善する装置とその使用態様を
示す。基本的にはこのシステムは、既存の計器か
ら得られるGS情報の精度を高めるために慣性的
に求められたGS情報を利用するものであり、こ
のGS情報を新たに応用する。この装置は高精度、
高忠実度のGS信号を発生するので、完全なILS
が配備されていない滑走路への進入に使うための
コンピユータで求めた想定グライドスロープを改
善するというエリア・ナビゲーシヨン機器
（RNAV）の改良及び風のシアからの保護を目的
として設計されたシステムにこのGS信号を利用
する。また本発明の上記の特徴は飛行機の計器使
用の新しいかつ有益な改良に関係し、特に進入時
における風のシアからの保護を厚くし、かつ
RNAVにおける想定グライドスロープの精度の
改善を目指す計器使用に有効な高精度のGSを求
めることに関係している。

従来の距離測定装置（DME）はGSの精度にお
いて５ないし40秒の遅れがある。この遅れは距離
測定信号の平滑化を含む必要な回路、必要なメモ
リ回路、距離検出信号に伴うノイズ、質問・応答
信号の処理に含まれる遅れ等のために起こる。こ
うした時間をフアクタとした初歩的な距離データ
から得られるGSは実際に発生した変化を含むGS
の近似にすぎない。今日使用されているDMEや
RNAVにより得られるGS情報は一般的な航法の
ためには十分正確であるが、特定のGSを利用す
ることを目指すシステムで使用するには正確でな
い。

既存のRNAVではオムニ（OMNI）方位の変
化及び／又はDMEが与える距離変化から検出さ
れた位置変化をコンピユータで計算しこれから
GSの値を求めている。このコンピユータで計算
した位置変化の近似の程度は、DMEを単独で用
いて得た位置変化の場合よりもあらい。両システ
ムとも定常状態のGSの測定を行うことができる
から、実際のGSに変化があるときには、更新装
置を用いてGS測定量の忠実度を高めることがで
きる。

本発明の一般的な目的は、GSの瞬時毎の正確
な値を求め、他のシステムで利用するために高忠
実度でGSを正確に表わす信号を供給することに
ある。第２の目的は高価なINSを必要としない飛
行機にGSを供給するために、今日常用されてい
る装置を利用することによりコスト増を防ぐこと
である。第３の目的は風のシアから守るために、
INSなしには利用できない改善されたGS信号を
供給すると共に、システム精度の向上のために正
確なGSが望まれる他のシステムで利用するため
に、改善されたGSを供給することである。例え
ばRNAVを滑走路に並んだ想定通過地点を利用
する進入のためのローカライザとして用いた場合
には、この正確なGS信号をコンピユータで処理
して各想定通過地点間の正確な想定グライドスロ
ープを求めることができる。

第７ａ図と第７ｂ図は現代の飛行装置に適用で
きる装置をブロツク図で示したものである。即ち
各公知の構成要素がここで用いられ改良されてお
り、距離測定装置（DME）ないしはエリア・ナ
ヴイゲーシヨン機器（RNAV）Ｊと、タイミン
グ装置Ｋと、GSコンピユータＬを含む。加減速
ユニツト０内の加速度計Ｐ及びそれに関連するジ
ヤイロ型の位置ぎめ装置ないし補償装置は従来か
ら用いられているもので入手が可能である。した
がつてこれら５つの構成要素についてはその詳細
な説明はしないが、商業的に入手可能な装置を使
つて本発明を実施する場合、これらの構成要素を
使うことになる。前記構成要素は装置の充分な飛
行機に設置され利用される。ただし、コンピユー
タＬの出力であるGS信号２０３は前述のような
平滑・記憶されたものではない。こうした機能は
コンデンサ回路Ｍで行われるからである。

第７ａ図について詳しく説明すると、まずＪは
DMEないしRNAV等の無線航法装置である。こ
の装置からの信号は平滑化もメモリ回路による影
響も受けていない生まの信号である。Ｋはタイミ
ング装置であつてインパルスを経路２０１を介し
てGSコンピユータＬへ送る。GSコンピユータＬ
はタイミング装置Ｋからの時間インパルス信号毎
にDMEまたはRNAVからの位置変化量をサンプ
リングしてGS信号２０３を作りコンデンサ回路
Ｍに送る。例えばGS信号２０３は可変電圧信号
であつて、GSの検出値が大きいほどコンデンサ
Ｍの充電電圧は高くなる。コンデンサＭの充電電
圧が常にパルスのパーク電圧に等しいように、パ
ルス化された電圧がコンデンサＭを充電する。コ
ンデンサＭの充電電圧は経路２０６によりGS指
示計Ｎによつてモニタされる。GS指示計Ｎは適
当な電圧をGSとして読み出すよう較正された電
圧追従回路を有している。コンデンサ回路Ｍは該
電圧を経路２０５を介して基本電圧として加減速
ユニツト０に送る。この加減速ユニツト０はコン
デンサの充電を電圧制御するために使用される。
加減速ユニツト０のより詳しい図は第７ｂ図に示
されている。加速度計Ｐはジヤイロ安定方式の加
速度計ないしは機体に取付けられたジヤイロ補償
方式の加速度計（こちらの方がよく用いられてい
る）を有する。いずれの方式であつても加速度計
Ｐは飛行機の進行方向の加速度の水平成分を測定
して電圧制御部Ｑをプログラムし、例えば１ノツ
ト／秒の減速度を検知したときは電圧追従回路Ｎ
が１ノツト／秒のGS減少を示すようにコンデン
サの充電電圧を減少させる。逆に加速度を検知し
たときはコンデンサ平路Ｍの充電電圧を上げて
GSの読みがその加速度量だけ増えるようにする。
GSに変化が生じたときは必ず、その分の変化を
加速度計が検知する。その後、GSコンピユータ
Ｌからの信号が新たな速度を必要に応じて補正ま
たは確認する。

GS信号源２０７は、例えばRNAVへフイード
バツクさせて、より正確な位置を利用して想定グ
ライドスロープをプログラムするためのものであ
る。

第８図は簡単な構成の本発明の実施例である。
重要な部品は対地速度表示部Ｄである。この対地
速度表示部にはGSを示すGS指示体１０２と、所
望GS標識１０３及び無風時GS指示体１０１があ
る。所望GS標識１０３はつまみねじＲで設定さ
れ、無風時GS指示体１０１はつまみねじＳで設
定される。第８図に示すシステムは第１図のもの
と同様の方法で用いられるが、ADCと電波高度
計を備えていない飛行機において使用される点が
違う。

パイロツトは設定AS標識１７を予定の進入AS
に設定する。つぎに空港の気圧、温度、海抜を用
いてTASがこのASのとき滑走路末端でどの位に
なるかを計算し、この値に無風時GS指示体１０
１を設定する。この無風時GS指示体１０１の設
定値は設定TAS即ち無風時GSとよばれる。つぎ
に地表面の向かい風の値を計算してこれを無風時
GS指示体１０１の指示値から差し引く。この差
し引いた値が所望GS標識１０３の設定値となる。
TASを計算するADCがないから追い風警報は以
下のようにしてプログラムされる。

基本的には比較手段１０７の実際のGSが無風
時GS指示体１０１よりあるプログラムされた値
（例えば５ノツト）だけ大きくなつた場合に必ず、
追い風警報器Ｅ４８を付勢するようにセツトされ
ている。この場合には指針２２とその関連の設定
AS標識１７がフアスト／スロー指示計の指針１
２５の制御を行う。パイロツトがASが予定より
10ノツト速くなるのを許容した場合には設定AS
標識１７の値より10ノツト速くなり、フアスト／
スロー指示計の指針１２５は10ノツト・フアスト
を表示する。そこで比較手段１０７は、GS指示
体１０２が無風時GS指示体１０１より15ノツト
以上大きくならなければ追い風警報器Ｅ４８が付
勢されないように経路１０６により可変的にプロ
グラムされる。指針１２５が−15にある場合、
GS指示体１０２が無風時GS指示体１０１の値マ
イナス10ノツト以上であれば、追い風警報器が付
勢され、また指針１２５がゼロにあるとき、GS
指示体１０２が無風時GS指示体１０１を５ノツ
ト以上越えているならば常に追い風警報器Ｅ４８
が付勢されるように、経路１０６による入力は比
較手段１０７をプログラムする。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明装置の一実施例の主要要素及び
それらの相互関係を示すブロツク図であり、第１
ａ図は第１図のセントラル・エア・データ・コン
ピユータADCの部分的ブロツク図であり、第１
ｂ図は乗算器及び駆動部のブロツク図であり、第
２図の進入中の飛行機及びその関連のGS測定装
置の平面図であり、第３図は第２図の正面図であ
り、第４図は他のGS測定装置の構成要素のブロ
ツク図であり、第５図は進入中の飛行機及び別の
GS測定装置の平面図であり、第６図は第５図の
正面図であり、第７ａ図及び第７ｂ図はエリア・
ナヴイゲーシヨン装置により、あるいは計器着陸
システム（ILS）に設けられたDMEによりGSを
求めるのに用いられる計器のブロツク図であり、
第８図は第１図に相当するブロツク図で、指針及
び無風時標識を手動等で簡単に調節できるように
した本発明の他の実施例である。 １０…対気速度計、１７…設定AS標識、２２
…指針、１０１…無風時GS指示体、１０２…GS
指示体、１０３…設定GS標識、１０７，１１４，
１２０…比較手段、１１５…比較・切換手段、１
１７…GS検出器、１２５…フアスト／スロー指
示計の指針、Ａ…セントラル・エア・データ・コ
ンピユータ、Ｂ…ウインド・コンピユータ、Ｃ…
制御器、Ｄ…対地速度表示部、Ｅ４８…追い風警
報器、Ｆ３４…フアスト／スロー指示計。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 着陸に至る最終進入期間中に飛行機用エンジ
   ンに加えられる動力を決定するのに有用な装置に
   おいて 対地速度表示部Ｄと、 実際の対地速度の値を前記対地速度表示部Ｄに
   表示するGS指示体１０２と、 実際の対気速度を示す対気速度計１０に設けら
   れ、設定された対気速度の値を表示する設定AS
   標識１７と、 前記対気速度計に指示された実際の対気速度の
   値と設定された対気速度の値との間、及び、実際
   の対地速度の値と所望の対気速度の値との間の比
   較を行い、それぞれの偏差を出力する比較手段１
   １４，１２０と、 前記設定された対気速度の値と気温及び気圧の
   条件とに基づいて、前記設定された対気速度に対
   応する真対気速度である設定真対気速度を計算す
   ると共に、該設定真対気速度の値と地表における
   風向及び風速とに基づいて、前記所望の対地速度
   の値を計算する計算手段COMと、 前記所望の対地速度の値を表示するための所望
   GS標識１０３と、 前記対地速度表示部Ｄに設けられ、前記設定真
   対気速度の値を表示する無風時GS指示体１０１
   と、 前記比較手段に結合され、エンジンに加えられ
   るべき動力を制御する指示を与える指示計であつ
   て、実際の対気速度の設定された対気速度に対す
   る値又は実際の対地速度の所望の対地速度に対す
   る値のうち、いずれか低い方の値に自動的に応答
   するフアスト／スロー指示計Ｆ３４と、 を備えることを特徴とする装置。 ２ 前記計算手段が、前記所望の対地速度の値を
   修正するために選択され、且つ風向及び風速の異
   なる補正率に対応する一群の選択素子を有する制
   御器Ｃを含むことを特徴とする、特許請求の範囲
   の第１項に記載された装置。 ３ 前記計算手段COMが、前記無風時GS指示体
   の値と着陸地面における風向及び風速とが自動的
   にまたは手動により入力されて、前記対地速度表
   示部に対して所望GS標識１０３の位置を調整す
   るための補正値を出力するウインド・コンピユー
   タＢを含むことを特徴とする、特許請求の範囲の
   第１項に記載された装置。 ４ 手動入力の際、地表での風向及び風速に対す
   る補正率の選択に応答して、前記所望GS標識の
   位置の再調整を該補正率に対応して行なう制御器
   Ｃを有することを特徴とする、特許請求の範囲第
   ３項に記載された装置。 ５ 前記比較手段が、実際の対気速度又は対地速
   度のその標識の値に対する差の小さい方に応じて
   前記フアスト／スロー指示計及びオートスロツト
   ル機器を駆動する比較・切換手段１１５を有する
   ことを特徴とする、特許請求の範囲第１項に記載
   された装置。 ６ 追い風警報器Ｅ４８、及び、実際の真対気速
   度と実際の対地速度とに基づいて、実際の対地速
   度の値が前記真対気速度を実際の飛行高度に応じ
   て変動する量だけ上回つたときに該追い風警報器
   を作動させる比較手段１０７を有することを特徴
   とする、特許請求の範囲の第１項に記載された装
   置。 ７ INS、ドツプラーレーダ等の飛行機の前方に
   扇状ビームを形成する機器を含む実際の対地速度
   を与える装置を備え、地上のトランスポンダ等の
   機器を利用して、飛行機のドリフト等の飛行機の
   飛行方向のずれに起因する対地速度の誤差を除去
   することを特徴とする、特許請求の範囲の第１項
   に記載された装置。 ８ 地上機器及び機上搭載機器から導出された対
   地速度のドツプラー方式により検知した値の更新
   を行い、実際の対地速度を検出する手段を有する
   ことを特徴とする、特許請求の範囲の第１項に記
   載された装置。 ９ 機上搭載機器と着陸区域近傍の地上機器とを
   協働させて、飛行機の実際の対地速度を表わすド
   ツプラー周波数偏移信号を飛行機上に出力するこ
   とを特徴とする、特許請求の範囲の第１項に記載
   された装置。 １０ 前記比較手段が、出力信号によつて対地速
   度信号を比例的に補正する加速度計が組み込まれ
   た加減速ユニツトを備え、高精度の実際の対地速
   度信号を供給する供給装置が備えられていること
   を特徴とする、特許請求の範囲の第１項に記載さ
   れた装置。 １１ 前記供給装置が、出力信号が対地速度の大
   きさを表わすコンデンサ回路と、検出された対地
   速度のサンプルに応じて該コンデンサ回路を間欠
   的に充電する回路とを有し、該加速度計の出力信
   号が該コンデンサ回路の電荷を増減するよう接続
   され、該加速度計が飛行機の飛行経路方向の加速
   度または減速度を検出して該コンデンサ回路の電
   荷を増減させることを特徴とする、特許請求の範
   囲の第１０項に記載された装置。