(57)【要約】  航空機の操縦、少なくとも着陸の目的で自律進入中の航空機を操縦するシステム。この操縦システム(１)は、位置表示と仮想進入軸を特徴つける情報とにより直接、直線上偏差を計算する手段(11)と、上記の直線上偏差により航空機の操縦指示を計算する手段(13)とからなる。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
着陸の目的で、自律進入中少なくとも航空機を操縦するための、少なくとも以下のものを具備する航空機の操縦システム(１)であって、
−  少なくとも１つの、航空機の実際の３次元位置に関する位置表示と、仮想進入軸を特徴づけることのできる情報とを提供する情報源(２)と、
−  航空機の実際の位置と上記の仮想軸上に航空機がある場合の位置との間の偏差を決定でき、上記の情報源(２)から生じる情報を処理し、この処理の結果を使用する処理手段(３)とからなり、
上記の処理手段(３)が飛行案内コンピュータ(10)の一部を形成し、このコンピュータ(10)が
−  上記の位置表示と、上記の仮想進入軸を特徴づける情報とにより、航空機の実際の位置と上記の仮想進入軸との間の直線上偏差を直接計算する第１計算手段(11)と、
−  上記の位置表示と、上記の仮想進入軸を特徴づける情報とにより、航空機の実際の位置と上記の仮想進入軸に航空機がある場合の位置との間の横および垂直角偏差を直接計算する第２計算手段(12)と、
−  上記の第１計算手段(11)により計算された直線上偏差により、航空機の操縦設定点を計算する第３計算手段(13)とからなる
ことを特徴とする航空機の操縦システム。
【請求項２】
上記の情報源(２)が、上記の仮想進入軸を特徴づけられる情報を少なくとも含むデータベース(６)と連携している飛行管理コンピュータ(４)からなる請求項１に記載の操縦システム。
【請求項３】
上記の情報源(２)が、航空機に搭載された手段のみにより航空機の実際の３次元位置を決定できる位置決めシステム(８)からなる請求項１または２のいずれかに記載の操縦システム。
【請求項４】
上記の飛行案内コンピュータ(10)に連結され、上記の案内設定点を用いて、航空機の案内を補助する少なくとも１つの操縦補助手段(16)を更に備える請求項１〜３のいずれか１項に記載の操縦システム。
【請求項５】
上記の飛行案内コンピュータ(10)に連結され、上記の横および垂直角偏差を用いる、補助手段(20、21)を更に備える請求項１〜４のいずれか１項に記載の操縦システム。
【請求項６】
請求項１〜５のいずれか１項に記載の操縦システム(１)を備える航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機の操縦、少なくとも、特に軍事領域(military sector)に着陸のため自律進入中航空機を操縦するためのシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
自律進入は、地上に位置する航行手段を用いずＩＬＳ(計器着陸装置)の精密進入のための決定高度に対応する、決定高度、例えば２００フィート(約６０メートル)までＩＭＣ(計器気象状態)タイプの機器に基づく気象飛行条件のもとで航空機を飛行させることができなくてはならない。よって、このような自律進入中、航空機が用いる位置決め手段はもっぱら航空機に搭載された手段、特に、例えば、ＧＰＳ(全地球測位システム)タイプの衛星ベースの測位システムと、慣性プラットフォームと、気圧センサとである。上記の進入は、又、空域制御器無しでなされることができる。上記の決定高度では、航空機の乗務員は目視で滑走路を捕らえなければならない。この場合、手動案内により目視モードで着陸を完了する。他方、上記の高度で乗務員に滑走路が見えなければ、航空機を、所定の安全高度にまで上昇させるため旋回しなければならない。このような自律進入を行なうのに用いられる自主軌道は飛行前に作成され、飛行中乗務員の隋意でペーパ・チャートに記載される。従って、着陸用滑走路の周囲の地上の形態が分析され、障害物に対するマージンが決定される。この進入軌道は、又、航空機の位置決めシステムのデータ・ベースに記憶される。
【０００３】
フランス特許第８５２,６８６号は、非精密進入中の航空機を操縦することを意図した航空機操縦システムを開示する。この操縦システムは特に民間区域で用いられる。よって、非精密進入に関する、このような標準操縦システムは、本発明で考慮されている自律進入と共通の主目的を有する。この主目的とは、即ち、上記の操縦システムは地上に位置する航行手段に対し自主的であり、よって、地球上のどの位置でも進入を行なうことができなくてはならないということである。
【特許文献１】フランス特許第８５２,６８６号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
このような非精密進入用の標準操縦システムは一般に、
−  ＦＭＳタイプの(飛行管理システム)の飛行管理システムであって、このシステムは、
・  通常の場合、慣性基準ユニットから生じる慣性情報と、ＭＭＲ(複数モード受信器)タイプのマルチ・モード着陸補助受信器のＧＰＳ(全地球測位システム)情報混成を行なうことにより、
・  これより悪くなった場合は、無線航行情報と慣性情報の混成を行なうことにより
航空機の実際の位置を決定するものと、
−  特に、上記の飛行管理システムから、航空機の実際の位置と、仮想進入軸を特徴づけることのできる情報とを受信するＭＭＲタイプのマルチ・モード着陸補助受信器であって、上記の情報に基づき、航空機の実際の位置と、上記の仮想進入軸上にある場合の位置との横および垂直角偏差を決定するものと、
−  ＦＧ(飛行案内)タイプの飛行案内コンピュータであって、上記のマルチ・モード補助受信器から受信した角偏差と、着陸用滑走路軸に対する距離に基づき、直線上偏差を計算し、この直線上偏差を用いて、少なくとも１つの標準操縦法則により航空機案内設定点を計算するものと、
−  少なくとも１つの操縦補助装置、例えば、自動操縦器あるいは飛行指令器であって、上記の飛行設定点に従って、自動的に(自動操縦器)あるいは手動で(飛行指令器)航空機を着陸まで案内するものとからなる。
【０００５】
然し、特に軍事区域での自律進入は、民間区域での上記のタイプの非精密進入のものより野心的である。特に、考えられる決定高度は、自律進入に対しては、最小で２００フィート(約６０メートル)であり、非精密進入に対しては最小で、２５０フィート(約７５メートル)である。従って、航空機が進入を行なうため留まらなくてはならない安全コーンは非精密進入より自律進入のほうが小さい。更に、自律進入では、民間区域での非精密進入に対して存在する状況と比べて、航空機管制塔が無くこのため監視手段が無い。
【０００６】
よって、非精密進入中航空機の操縦には非常に適している、上記のタイプの標準操縦システムは
−  自律進入に要求される性能、即ち、航空機の垂直位置決めが完全で、正確であり、短い長さの線分を取得し、大小の傾斜を正確に維持できる自動操縦の適応性という最も拘束的な性能を維持することも、
−  操縦システムが用いる幾つかのパラメータ(特に、航空機が案内される仮想進入軸と、この航空機の３次元位置)の重要な性質に合致することも
保証できない。
【０００７】
本発明の目的は、これらの欠点を解消することであり、上記のタイプの自律進入を実施でき、１度で同時に要求される性能の維持と、幾つかのパラメータの重要な性質に合致することを保証する操縦システムに関する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的のため、本発明によれば、上記のタイプの操縦システムは、少なくとも、
−  少なくとも１つの、航空機の実際の３次元位置に関する位置表示と、仮想進入軸を特徴づけることのできる情報とを提供する情報源と、
−  航空機の実際の位置と上記の仮想軸上に航空機がある場合の位置との間の偏差を決定でき、上記の情報源から生じる情報を処理し、この処理の結果を使用する処理手段とからなり、
上記の処理手段が飛行案内コンピュータの一部を形成し、このコンピュータが
−  上記の位置表示と、上記の仮想進入軸を特徴つける情報とにより、航空機の実際の位置と上記の仮想進入軸との間の直線的偏差(あるいはメートル)を直接計算する第１計算手段と、
−  上記の位置表示と、上記の仮想進入軸を特徴つける情報とにより、航空機の実際の位置と上記の仮想進入軸に航空機がある場合の位置との間の横および垂直角偏差を直接計算する第２計算手段と、
−  上記の第１計算手段により計算された直線的偏差により、航空機の操縦設定点を計算する第３計算手段とからなることを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
よって、本発明によれば、操縦システムは、上記の標準操縦システムとは正反対にマルチ・モード着陸補助受信器を備えておらず、飛行案内コンピュータが直接、上記の位置表示と仮想進入軸を特徴づける情報とにより、操縦設定点を計算するのに用いられる直線上偏差を計算する。これにより、上記の標準操縦システムで行なわれている、角偏差の直線上偏差への変換行なうのを回避する。又、本発明による操縦システムは、用いられる操縦補助手段、特に自動操縦器の適応性を増加できる。
【００１０】
更に、１つで同じ飛行案内コンピュータで直線上偏差の計算と案内の設定点の計算とを行なえるという事実は潜在時間を短縮できる。
【００１１】
従って、本発明による操縦システムによれば、小さい傾斜でも大きい傾斜でも同じ案内法則で飛行でき、比較的短い進入軸を取得できるように案内を最適化せられる。
【００１２】
更に、本発明による操縦システムは(上記の標準操縦システムとは正反対に)マルチ・モード着陸補助受信器を備えていないので、構造が簡単である。
【００１３】
更に、上記の情報源は、
−  上記の仮想進入軸を特徴づけることのできる少なくとも上記の情報を含むデータベースと連携している飛行管理コンピュータ、および／または、
−  搭載している手段だけで航空機の実際の３次元位置を決定できる位置決めシステムとからなるのが望ましい。
【００１４】
特定の実施例では、本発明による操縦システムは、更に、上記の飛行案内コンピュータに連結され、航空機の案内を補助するため上記の案内設定点を用いる、少なくとも１つの操縦補助手段、例えば、自動操縦器あるいは飛行指令器とを備える。
【００１５】
更にまた、上記の操縦システムは、更に、上記の飛行案内コンピュータに連結されており、上記の横および垂直角偏差とを用いる補助手段、即ち、特に、操縦室の少なくとも１つのスクリーン上に角偏差を表示するＣＤＳ(制御および表示システム)タイプの制御および表示システム、あるいは上記の角偏差を用いて監視をおこなう、ＦＷＳ(飛行警告システム)タイプの飛行監視システムを備える。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
添付図面の１つの図により本発明が実施される方法を明確にする。この１つ図は本発明による操縦システムの略図である。
【００１７】
上記の図に略示されている本発明によるシステム１は、航空機、特に軍用輸送機を操縦するのを意図している。即ち、その目的は、着陸用滑走路(図示略)に着陸するため自律進入中(即ち標準の計器精密進入を実施させ得る情報が無い場合) 少なくとも航空機を操縦することである。
【００１８】
上記の航空機(図示略)に搭載されている上記の操縦システム１は、
−  航空機の実際の３次元位置に関する少なくとも１つの位置表示と、勿論、本発明の自律進入で考慮され、例えば、計器精密進入の場合のように地上に位置する案内ステーションから生じるどのデータも含まない、着陸滑走路への進入のための仮想進入軸を特徴づけることのできる情報とを生じさせる情報源２と、
−  上記の情報源２から上記の情報を受け取り、航空機の実際の位置と航空機が上記の仮想進入軸上にある場合の位置との間の偏差を決定でき、この処理の結果を以下のように用いる処理手段３とからなるタイプのものである。
【００１９】
特定の実施例では、上記の情報源２は
−  例えば、次のように連結されている、ＦＭＳ(飛行管理システム)タイプの飛行管理コンピュータ４と、
・  リンク５を介して、上記の仮想進入軸を特徴づけられる少なくとも上記の情報を含むデータベース６に連結され、
・  リンク７を介して、上記の手段３に連結されている
−  リンク９を介して上記の手段３に連結されていて、(航空機)に搭載されている以下の手段のみにより航空機の現在の実際の３次元位置(即ち、緯度、経度および高度)を決定するように形成されている位置決めシステム８とからなる。
【００２０】
本発明によれば、上記の処理手段３はＦＧ(飛行案内)タイプの飛行案内コンピュータ10 の一部を形成し、
−  リンク７を介して上記の飛行管理システム４に連結され、リンク９を介して上記の位置決めシステム８に連結されていて、上記の位置決めシステム８から位置表示を、そして上記の飛行管理システム4から仮想進入軸を特徴づける情報(上記のシステム４はこの情報をデータベース６から抽出する)とを受け取り、これら全ての情報により以下の方法で直線上偏差(あるいはメートル)を直接計算する計算手段11であって、上記の直線上偏差は、航空機の実際の位置と仮想進入軸との間の(例えば、メートルで表される)直交する直線距離を示し、第１の距離は水平面で、第２の距離は垂直面で計算されるものと、
−  上記のリンク７と９とを介して連結されており、上記の情報により標準の方法で、航空機の実際の位置と航空機が上記の仮想進入軸上にある場合の位置との間の横および垂直角偏差とを計算する計算手段12と、
−  リンク14を介して上記の計算手段11に連結されており、この計算手段11から受け取った直線上偏差により直接航空機の操縦設定点を計算するように形成されている計算手段13であって、こうして計算された上記の操縦設定点はリンク15を介して操縦補助手段16に送られるものとからなる。
【００２１】
上記の手段16は上記の飛行案内コンピュータ10から受け取った操縦設定点を用いて、航空機を、直接(このため手段16は標準自動操縦器17を備える)あるいは間接(上記手段16は標準飛行指令器を備え、この指令機は、この場合、案内を手動で行なうパイロットに操縦設定点を提供する)に着陸まで案内できる。
【００２２】
非精密進入中に航空機を操縦させ得る標準操縦システムとは正反対に、上記の計算手段12により標準の方法で計算される垂直および横角偏差は(本発明の枠内で計算手段11により直接計算される)直線上偏差を決定するのには使用されない。然し、これらの横および垂直角偏差はリンク19を介して使用者装置、特に、
−  上記の角偏差を、航空機の操縦室の少なくとも1つのスクリーン上に表示する、例えば、ＣＤＳ(制御および表示システム)タイプの表示および制御システム20と、
−  これらの偏差を用いて標準の監視を行なう、例えば、ＦＷＳ(飛行警告システム)タイプの警告および監視システム21に送られる。
【００２３】
よって、航空機の飛行中、滑走路に着陸するため(仮想進入軸に従って)自律進入を行ないたいとパイロットが思うと、上記の飛行管理システム４に標準の方法で設けられている手動／自動インターフェイスによりこの進入モードを選択する。上記の飛行システム４がついで、航空機の航行データベースであるデータベース６から仮想進入軸を特徴づけれる情報を抽出する。この情報はリアルタイムで飛行案内コンピュータ10に送られる。上記の位置決めシステム８は又上記の飛行案内コンピュータ10にリアルタイムで、水平面で２次元(緯度と経度)と幾何学的高度とからなる、航空機の現在の実際の３次元位置を提供する。この上記の進入軸と３次元の位置とにより飛行案内コンピュータ10は一回で同時に
−  表示および制御システム20のスクリーンに表示され、警告システム21により監視のため用いられる角偏差と、
−  リンク15を介して使用者手段16に送られる操縦設定点を決定するのに上記の飛行案内コンピュータ10が用いる直線上偏差と
を計算する。
【００２４】
(自律進入に用いられる)本発明による操縦システム１の構造の特別な特徴は、直線上偏差が飛行案内コンピュータ10で直接計算され、これにより案内チェーンを最適にすることができるという事実である。
【００２５】
特定の実施例では、上記の位置決めシステム８は、航空機の３Ｄ(３次元)での現在の実際の位置を決定するため、
−  衛星ベースの位置決め装置と、
−  気圧センサと、
−  航空機の慣性プラットフォームと
を備える。
【００２６】
軍事用タイプのＧＰＳシステム(全地球測位システム)が衛星ベースの位置決め装置として使用されるのが好ましい。然し、ＧＮＳＳ(全世界的航法衛星システム)タイプの地球上衛星航行システム、ＳＢＡＳ(静止衛星型衛星航法補強システム)タイプの衛星ベースの補外システムあるいはＧＡＬＩＬＥＯタイプの衛星ベースの位置決めシステムを用いることも考えられる。
【００２７】
特定の実施例では、上記の位置決めシステム８と上記の飛行案内コンピュータ10とは、各々、３つの要素、即ち３つの位置決めユニットと３つのコンピュータとに基づいて実現される。上記の３つの位置決めユニットの各々が２次元での位置と混成(ハイブリッド)高度とを計算し、これを上記の３つのコンピュータにおくる。この場合、各コンピュータは、受け取った３つのデータ項目に基づいて２次元での位置と高度とを統合する。位置決めシステム８は、１群の衛星のような考慮すべき技術的事柄を関数として、計算された位置に対する精度と完全性レベルとを決定する。これらのパラメータが、自律進入に対し要求される性能以下であれば、位置決めシステム８は飛行管理コンピュータ４にメッセージを送り、この管理コンピュータ４は自律進入が利用できないと乗務員に、例えば、特に表示および制御システム20のスクリーン上の表示により宣言する。前記の特性が案内において、航空機の３次元位置の使用を確実にでき、更に、飛行案内コンピュータ10がこの３次元位置を直接使用することにより、特にマルチ・モード着陸補助受信器により用いられる前に飛行管理システムに位置が混成される標準構造に対して潜在時間、よって比較の精度を最適にすることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】本発明による操縦システムの略図である。
【符号の説明】
【００２９】
１…航空機の操縦システム、２…情報源、３…処理手段、４…飛行管理コンピュータ、６…データベース、８…位置決めシステム、10…飛行案内コンピュータ、11…第１計算手段、12…第２計算手段、13…第３計算手段、16…操縦補助手段、20・21…補助手段。
【図１】
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【国際調査報告】
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2009523096.tif 000005
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