(57)【要約】  着陸進入段階中、航空機の操縦を補助する装置。この装置(１)は、第１案内モードによる初期段階中と、第２案内モードによる終期段階中の両方において制御手段(11A、11B、11n)を作動させた際、航空機を案内補助するための案内システム(８)を備え、これらの第１案内モードおよび第２案内モードとの間の遷移が案内システム(８)により自動的に得られる。【選択図】    図２
2009527399.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
着陸進入段階中航空機の飛行を補助する装置であって、上記の進入段階(ＰＡ)は、
−  第１遷移点(３)と少なくとも１つの第２遷移点(４、４Ａ、４Ｂ)との間で形成される初期段階(Ｐ１)であって、この初期段階(Ｐ１)中では、航空機(Ａ)は、必要とされる航行性能を守る所定の飛行計画により案内されるものと、
−  上記の第２遷移点(４、４Ａ、４Ｂ)と着陸との間で決定される終期段階(Ｐ２)であって、この終期段階(Ｐ２)中、進入ライン(Ｌ１)に沿って案内されるものとを呈し、
上記の装置は、
−  航空機(Ａ)、特にその現在位置に関する情報を与えることのできる一群の情報源(５)と、
−  航行データベース(６)と、
−  計算システム(７)であって次の要件を具備するものと、
・上記の飛行計画に対する飛行経路(Ｔ１)と、
・航空機(Ａ)の現在の位置と上記の飛行経路(Ｔ１)との間の第１横偏位および第１垂直偏位と、
・上記の進入ライン(Ｌ１)と、
・航空機(Ａ)の現在の位置と上記の進入ライン(Ｌ１)との間の第２横偏位および第２垂直偏位とを決定できる、
−  航空機(Ａ)の案内補助ができる案内システム(８)と、
−  表示システム(９)とからなり、
更に、
−  その装置(１)は制御システム (10)を備え、この制御システム(10)が航空機のパイロットにハイブリッド進入モードを誘起させる少なくとも１つの作動可能な制御手段(11A、11B、11n)からなり、上記のハイブリッド進入モードが上記の初期段階(Ｐ１)中航空機(Ａ)を案内する第１案内モードと、上記の終期段階(Ｐ２)中航空機(Ａ)を案内する第２案内モードとからなり、
−  上記の制御手段(11A、11B、11n)が作動され、全ての必要な情報が航空機(Ａ)内で得られるやいなや、上記の誘起されたハイブリッド進入モードに対する上記の第１偏位および第２偏位の両方を決定するように上記の計算システム(７)が形成されており、
−  上記の制御手段(11A、11B、11n)が作動されると、上記の第１案内モードによる、上記の第１遷移点と第２遷移点との間の上記の初期段階(Ｐ１)中と、上記の第２案内モードによる、上記の第２遷移点から進む上記の終期段階(Ｐ２)中の両方で航空機(Ａ)を案内補助するように、上記の案内システム(８)が形成されていて、上記の第１と第２案内モードとの間の遷移が自動的にこの案内システム(８)により行なわれ、
−  上記表示システム(９)が、上記の制御手段(11A、11B、11n)が作動されるやいなや、少なくとも１つの表示スクリーン(12、13)上に、少なくとも
・  上記の誘起されたハイブリッド進入モードを示す表示手段と、
・  上記の誘起されたハイブリッド進入モードの、少なくとも現在の案内モードを適宜表示する表示手段と、
・  上記の第１偏位および第２偏位が得られるやいなや、これらのそれぞれを示す表示手段とを表示するように形成されていることを特徴とする装置。
【請求項２】
上記の制御システム(10)が複数の制御手段(11A、11B、11n)からなり、これらの各々が複数の異なるハイブリッド進入モードの１つを誘起するのに用いられることを特徴とする請求項１に記載の装置。
【請求項３】
上記の制御システム(10)が、それぞれハイブリッド進入モードを誘起するための制御手段(11A、11B、11n)からなり、このハイブリッド進入モードが、同時に、
−  上記の必要な航行性能を守らせる第１案内モードと、
−  以下に示す第２案内モード、すなわち複数の異なる精密進入モードからの１つの精密進入モード、あるいは非精密進入モードとのいずれか１つからなることを特徴とする請求項２に記載の装置。
【請求項４】
進行中の進入段階を中断させる着陸復行段階(Ｐ３)中も上記の初期段階(Ｐ１)に関連する操作を行なうように形成されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の装置。
【請求項５】
上記の表示システム(９)が航行表示(12)と主飛行表示(13)とからなることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の装置。
【請求項６】
上記のハイブリッド進入モードの現在の案内モードに関する情報の表示と、上記のハイブリッド進入モードのその他の案内モードに関する情報の表示とを区別するように上記の表示システム(９)が形成されていることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の装置。
【請求項７】
上記の表示システム(９)は、
−  上記の第１案内モードについての情報に関する第１補助表示手段と、
−  上記の第２案内モードについての情報に関する第２補助表示手段と、
を表示できるように形成されていることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の装置。
【請求項８】
上記の表示システム(９)は、又、横遷移点および垂直遷移点(４Ａ、４Ｂ)とを表示できるように形成されていることを特徴とする請求項７に記載の装置。
【請求項９】
上記の計算システム(７)が、
−  上記の第１偏位を決定するための飛行操縦システム(14)と、
−  上記の第２偏位を決定するための着陸補助マルチモード受信器(20)とからなることを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の装置。
【請求項１０】
上記の終期段階(Ｐ２)が始まるのが、
−  横案内に関する限り、航空機(Ａ)が最も早く第２横遷移点(４Ａ)に達する時で、
−  垂直案内に関する限り、航空機(Ａ)が最も早く第２垂直遷移点(４Ｂ)に達する時
であることを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の装置。
【請求項１１】
上記の航行データベース(６)が、精密進入モードに対応する第２案内モード用の第２横遷移点および第２垂直遷移点(４Ａ、４Ｂ)の所定の基準からなることを特徴とする請求項１０に記載の装置。
【請求項１２】
上記の計算システム(７)が、非精密進入モードに対応する第２案内モード用の第２横遷移点および第２垂直遷移点(４Ａ、４Ｂ)の基準を直接計算することを特徴とする請求項１０に記載の装置。
【請求項１３】
請求項１から１２のいずれか１項に記載した飛行補助装置(１)を備えることを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、着陸を目的とする進入段階中の航空機、特に輸送機の飛行を補助するための装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明の範囲内で、上記の進入段階は、
−  (「最終進入点」として知られている) 第１点と(「遷移点」として知られている)第２点との間で形成される初期段階であって、この初期段階では、航空機は、必要とされる航行性能(「必要とされる航行性能」(Required Navigation Performance)とは一般に認識されている英語の表現でしばしばＲＮＰと略される)を守る所定の飛行計画に従って案内されるものと、
−  この遷移点と、滑走路での実際の着陸との間で決定される終期段階とを呈す。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
航空機事故が益々増加する国際的状況では、航空機の飛行経路には益々狭くなる規定航路が割り当てられる。この規定航路の幅を減少できるためには、特に、航空機の性能の幾つかの面が考慮されることが既知である。この航空機の性能特性が、上記の最終進入点と上記の遷移点との間の進入段階の初期段階中に特に実行される。
【０００４】
そのような規定航路内に留まれるために航空機が必要とする性能には２つのタイプがある：
−  案内性能：その目的が、航空機に正確に飛行計画を辿らせる、即ち、(その英語の表現 「飛行技術エラー」(Flight Technical Error) あるいはＦＴＥとして知られている)案内エラーを減少させることであり、
−  航行性能：その目的が、航空機の実際の位置を良く予想すること、即ち、位置予想エラーを減少させること(位置予想エラー「Position Estimation Error」が一般に認められた英語の表現で、しばしばＰＥＥと略される)である。
【０００５】
上記の性能基準に合うため、これらの２つのエラーＦＴＥとＰＥＥとの合計、即ち英語の表現「Total System Error」あるいは「ＴＳＥ」により知られている全エラーを減少させる必要がある。
【０００６】
このＴＳＥパラメータを実行できる可能性が以下のこと、
−  新規のタイプの進入中、障害物を含むあるいは着陸制限を示す地形上を航空機が飛行できる、
−  密接して位置する滑走路へ同時に進入させる、
−  より低い着陸決定タイプが許可される
を可能にする必要条件の１つである。
【０００７】
その結果、(上記の最終進入点と上記の遷移点との間)の上記の初期段階でのＲＮＰタイプの航行性能および案内性能を考慮することにより、通常の非精密進入と比較することにより最小の決定高度を低くできるが、例えば、上記の遷移点に関連する、２５０フィート(約７５メートル)の所定の高度以下に落とすことはできない。
【０００８】
上記の遷移点を過ぎると、進入段階の上記の終期段階が実行され、例えば、ＩＬＳ(認識されている英語の表現“Instrument Landing System”(計器着陸システム)の機器を用いる精密計器着陸進入あるいは非精密進入と一致する進入ラインに沿い航空機を案内する。
【０００９】
然し、このような状況では、初期段階と終期段階との間の遷移点(上記の遷移点)で、特に案内そのものに関する案内モードの変更は、乗務員に提示される対応情報の表示に幾分突然に生じる。これは、特に、以下の短所を生じる。
−  乗客およびパイロットには不快と感じる。
−  航空機が急激に反応するのでパイロットにはストレスがかかる。
−  初期段階中、パイロットが (以下に特記する)進入ラインｘＬＳに対し航空機を位置決めし、パイロットに提示される、その航空機の位置が上記のラインｘＬＳに一致するかどうかをパイロットに調べさせる情報の欠如。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明は、上記の短所を克服できる、着陸進入段階中航空機の飛行を補助する装置に関し、上記の進入段階は、
−  第１遷移点と、少なくとも１つの第２遷移点との間で形成される初期段階であって、この初期段階では、航空機は、必要とされる航行性能を守る所定の飛行計画に従って案内されるものと、
−  上記の第２の遷移点と着陸との間で決定される終期段階であって、この終期段階中航空機は進入ラインに沿って案内されるものとを呈する。
【００１１】
このため、本発明によれば、上記のタイプの装置は、
−  航空機、特にその現在位置に関する情報を与えることのできる一群の情報源と、
−  航行データベースと、
−  計算システムであつて、
・上記の飛行計画に対する飛行経路と、
・航空機の現在の位置と上記の飛行経路との間の第１横偏位および第１垂直偏位と、
・上記の進入ラインと
・航空機の現在の位置と上記の進入ラインとの間の第２横偏位および第２垂直偏位とを決定できるものと、
−  航空機の案内補助ができる案内システムと、
−  表示システムとからなり、
更に
−  上記の装置が、航空機のパイロットに、上記の初期段階中航空機を案内させる第１案内モードと、上記の終期段階中航空機を案内する第２案内モードとからなるハイブリッド進入モードを誘起(即ち実施例によって、セットあるいは着手)させる少なくとも１つの作動可能な制御手段からなる制御システムを備え、
−  上記の計算システムが、上記の制御手段が作動され、必要な全ての情報が航空機内で得られるやいなや、上記の誘起されたハイブリッド進入モードに対する上記の第1偏位および第２偏位の両方を決定するように形成されており、
−  上記の制御手段が作動されると、上記の第１案内モードによる、第１遷移点と第２遷移点との間の上記の初期段階中と、上記の第２案内モードによる、上記の第２遷移点から進む上記の終期段階中の両方で航空機を案内補助するように、上記の案内システムが形成されていて、上記の第１と第２案内モードとの間の遷移が上記の案内システムにより自動的に行なわれ、
−  上記表示システムが、上記の制御手段が作動されるやいなや、少なくとも１つのスクリーン上に、少なくとも、
・上記ハイブリッド進入モードが誘起されたことを示す表示手段と、
・上記の誘起されたハイブリッド進入モードの、少なくとも現在の案内モードを適宜表示する表示手段と、
・上記の第１偏位および第２偏位が得られるやいなや、これらをそれぞれ示す表示手段とを表示するように形成されていることを特徴とする。
【００１２】
こうして、本発明によれば、
−  第１案内モードと第２案内モードとの間(即ち、上記の初期段階および終期段階それぞれに関連する案内間)での遷移が上記の案内システムにより自動的に行なわれ、
−  ハイブリッド進入モードが誘起(セットされ、着手)されるやいなや、上記の誘起されたハイブリッド進入モードの第１および第２案内モードに関する誘起および偏位が知らされた状態にある。
【００１３】
これにより、上記の進入段階の初期段階と終期段階との間の簡単で効果的な遷移を得ることができる。
【００１４】
加えて、航空機の乗務員には、この時点で実行されているか、あるいは間もなく実行される初期段階に対する第１の案内モードだけでなく、この初期段階の終わり迄は実行されない上記の終期段階に対する第２案内モードについて即座に知らされる。その結果、ハイブリッド進入モードが誘起されるやいなや、乗務員は上記の第2案内モードに関する情報を調べ、よってその後の適用を予想する。
【００１５】
本発明による装置は、又、その他の長所を示す。特に、
−  地上近くでのパイロットの操作を回避し、よって、地上近くのレベルでのパイロットの作業負荷を減少させ、
−  パイロットに関する限り、進入選択、進入パラメータの監視、および最終進入点前の進入の設定面での手順を調和させ、
−  より穏やかな進入およびより穏やかな(以下に特記するＲＮＰおよびｘＬＳとの間)の遷移ができ、これにより乗務員とパイロットとがより快適に感じれる。
【００１６】
好ましい実行例では、上記の制御システムは、例えば、多目的制御表示ユニット(「多目的制御表示ユニット」(Multipurpose Control Display Unit)は一般的に認められた英語の表現で、通常ＭＣＤＵと略される) は複数の制御手段、例えば、押し釦、からなり、これらの各々は複数の異なるハイブリッド進入モードの１つを誘起するのに使用できる。この場合、好ましくは、上記の制御システムは複数のハイブリッド進入モードをそれぞれ誘起する制御手段からなり、各ハイブリッド進入モードは、
−  上記の要求される航行性能(ＲＮＰ)を守ることができる第１案内モードと、
−  以下に示される第２案内モードの１つ、すなわち複数の異なる精密進入モードからの１つの精密進入モードあるいは非精密進入モードとからなる。
【００１７】
本発明の範囲内では、本発明による装置は、特に、以下の精密進入モードを考慮することができる。
−  計器着陸システム(「計器着陸システム」(Instrument Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばＩＬＳと略される)に関する計器着陸進入モード、
−  マイクロ波着陸システム(「マイクロ波着陸システム」(Microwave Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばＭＬＳと略される)に関する計器着陸進入モード、
−  ＧＬＳタイプ(「ＧＬＳ」は一般的に認められた英語の表現「ＧＰＳ着陸システム」 (GPS Landing System)の略)のＧＰＳ着陸システム(「ＧＰＳ」は一般的に認められた英語の表現「全地球位置決めシステム」(Global Positioning System)の略)に関する計器着陸進入モード。
【００１８】
加えて、非精密進入モードは例えばフランス特許第２,８５２,６８３号、同第２,８５２,６８４号および同第２,８５２,６８６号に記載されているＦＬＳタイプのものである。
【００１９】
更に、１つの特定の例では、本発明による装置は、進行中の進入段階を中断させる着陸復行段階中も初期段階に関する操作を行なうように形成されている。このような着陸復行段階は、特定の故障が検知されたり、パイロットが決定高度での自分の(置かれている)位置に視覚を固定できない場合必要となる。
【００２０】
更に、上記の表示システムは航行表示(「航行表示」(Navigation Display)は一般的に認められた英語の表現で通常ＮＤと略される)と主飛行表示 (「主飛行表示」(Primary Flight Display)は一般的に認められた英語の表現で通常ＰＦＤと略される)とからなるのが望ましい。
【００２１】
加えて、上記の表示システムは、上記のハイブリッド進入モードの現在の案内モードに関する情報の表示と、上記のハイブリッド進入モードのその他の案内モードに関する情報の表示とを区別するように形成されているのが望ましい。この区別は、例えば、異なる色、異なる明るさおよび／または異なるグラフィックとを用いてなされる。
【００２２】
更に又、上記の表示システムは、
−  上記の第１案内モードに関する情報(例えば、上記の要求された航行性能)に関する第１補助表示手段と、
−  上記の第２案内モードに関する情報(例えば、上記の第２案内モードの識別性、この案内モードによって用いられる周波数およびチャネル(通信路))に関する第２補助表示手段と、あるいは
−  横遷移点および垂直遷移点
とを表示できるように形成されている。
【００２３】
更に、１つの特定の実施例では、上記の計算システムは
−  上記の第１横偏位および第１垂直偏位を決定するための飛行操縦システム(「飛行操縦システム」(Flight Management System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばＦＭＳと略される)と、
−  上記の第２横偏位および第２垂直偏位を決定する着陸補助マルチモード受信器(「マルチモード受信器」(Multimode Receiver)は一般的に認められた英語の表現でしばしばＭＭＲと略される)と、
からなる。
【００２４】
更にまた、上記の終期段階が始まるのが、
−  横案内に関する限り、航空機が最も早く第２の横遷移点に達する時で、
−  垂直案内に関する限り、航空機が最も早く第２の垂直遷移点に達する時で
であるのが望ましい。
【００２５】
そのような場合、
−  上記の航行データベースが、第２案内モードが精密進入モードに対応する時は上記の第２横遷移点および第２垂直遷移点の所定の基準からなり、および／または
−  上記の計算システムが、第２案内モードが非精密進入モードに対応する時は上記の第２横遷移点および第２垂直遷移点の基準を直接計算する
のが望ましい。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２６】
添付図面のこれらの図により本発明がどのように実行されるかが簡単に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１に略示されている、本発明による装置１は、航空機Ａ、特に輸送機の滑走路２への着陸進入段階中、これの飛行を補助するのを意図する。このため、上記の航空機Ａは、１つの特定の例に関する図２および図３に略示されている経路Ｔに沿うこの進入段階ＰＡ中案内される。
【００２７】
本発明の枠内では、上記の進入段階ＰＡは、
−  遷移点(あるいは“最終進入点”)３と、少なくとも１つのその他の遷移点４との間で形成される初期段階Ｐ１であって、この初期段階Ｐ１中では、航空機Ａは、必要とされる航行性能(「必要とされる航行性能」(Required Navigation Persormanceは一般に英語の表現として認識され、しばしばＲＮＰと略される)を守る所定の飛行計画に従って案内されるものと、
−  この遷移点４と滑走路２での着陸との間で決定される終期段階Ｐ２であって、この終期段階Ｐ２中、航空機Ａは図２に略示されている少なくとも１つの進入ラインＬ１に沿って案内されるものとからなる。
【００２８】
上記の装置１は、
−  航空機Ａ、特にその現在位置に関する情報を与えることのできる一群の情報源５を備える。このため、上記の情報源群５は特に慣性基準システムとＧＰＳセンサ、即ち
−  以下に特記する航行データベース６と、
−  以下の機能を有する計算システム７と、
・上記の初期段階Ｐ１中上記の飛行計画に対する飛行経路Ｔ１と、
・上記の初期段階Ｐ１中の、航空機Ａの現在の位置と上記の飛行経路Ｔ１との間の第１横偏位および第１垂直偏位と、
・上記の進入ラインＬ１と
・上記の終期段階Ｐ２中の、航空機Ａの現在の位置と上記の進入ラインＬ１との間の第２横偏位および第２垂直偏位とを決定できる、
−  航空機Ａの案内補助ができる案内システム８と、
−  以下に特記する表示システム９とからなるタイプのものである。
【００２９】
上記の案内システム８は特に描写されていない、以下の手段、
−  通常の方法で飛行基準データを決定するように意図されている計算手段と、
−  上記の計算手段から受け取った飛行基準データに基づき、航空機の飛行指令を決定する、少なくとも１つの飛行補助手段、例えば、自動操縦器および／または飛行指令器と、
−  例えば、上記のように決定された飛行指令を与える、航空機の制御面(方向舵、昇降舵等)のような被制御部材を作動させる手段とからなる。
【００３０】
本発明によれば、上記の装置１は、更に、少なくとも１つの制御システム10、例えば、多目的制御表示ユニット(「多目的制御表示ユニット」(Multipurpose Control Display Unit)は一般的に認められた英語の表現で、しばしばＭＣＤＵと略される)および／または複数の制御手段11A、11B…11nからなる飛行制御ユニット(「飛行制御ユニット」(Flight Control Unit)は一般に認められた英語の表現でしばしばＦＣＵと略される)とを備える。これらの制御手段11A、11B…11nの各々は航空機のパイロットに特定のハイブリッド進入モードを誘起させる。この特定のハイブリッド進入モードは
−  上記の初期段階Ｐ１中横方向および垂直方向に航空機Ａを案内する第１案内モードと、
−  上記の終期段階Ｐ２中横方向および垂直方向に航空機Ａを案内する第２案内モードとからなる。
【００３１】
特に、上記のハイブリッド進入モードは
−  図３中、ライン28Aと28Bとにより形成される飛行規程航路ＣＡに航空機Ａを維持するために、上記の必要とされる航行性能(ＲＮＰ)が守れる第１案内モードと、
−  以下の
・各時点毎に、地上から受け取った情報を使用する複数の異なる精密進入モードからの１つの精密進入モードと、
・航空機Ａで得られる情報のみを用いる非精密進入モードとの
第２案内モードの１つとからなる。
【００３２】
本発明の範囲内では、本発明による装置１は、特に、以下の精密進入モード、
−  例えば、フランス特許第２,８５２,６８５号に記載されている計器着陸システム(「計器着陸システム」(Instrument Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばＩＬＳと略される)に関する計器着陸進入モードと、
−  マイクロ波着陸システム(「マイクロ波着陸システム」(Microwave Landing System)は一般的に認められた英語の表現でしばしばＭＬＳと略される)に関する計器着陸進入モードと、
−  ＧＬＳタイプ(「ＧＬＳ」は一般的に認められた英語の表現「GPS Landing System」(ＧＰＳ着陸システム)の略)のＧＰＳ着陸システム(「GPS」は一般的に認められた英語の表現「全地球位置決めシステム」(Global Positioning System)の略)に関する計器着陸進入モードと、
を考慮することができる。
【００３３】
こうして、色々のハイブリッド進入モード全てを「ＲＮＰ／ｘＬＳ」の形態で示すことができ、ｘＬＳは一般に上記の進入モードＩＬＳ、ＭＬＳ、ＧＬＳおよびＦＬＳの１つを示す。
【００３４】
更に、本発明によれば、
−  上記の計算手段７は、上記の制御手段11A、11B、11nの１つが作動されるやいなや、こして誘起された特定のＲＮＰ／ｘＬＳハイブリッド進入モードの第１および第２ＲＮＰおよびｘＬＳ案内モードにそれぞれ関連する上記の第１および第２(横および垂直)偏位の両方を決定するように形成されており、勿論、これをするために必要とされる情報が航空機Ａで得られた時からのみこれらの第１および第２偏位を決定する。これは特に上記の第２偏位を決定するのに使用され、航空機Ａで検知されることのできる必要がある進入ラインＬ１に関係し、
−  上記の制御システム10が作動されると、上記の第１案内モードによる、上記の遷移点３と４との間の上記の初期段階Ｐ１中と、上記の第２案内モードによる、上記の遷移点４から進む上記の終期段階Ｐ２中の両方で航空機Ａを案内補助するように、案内システム８  が形成されていて、上記の第１と第２案内モードとの間の遷移がこの案内システム８により自動的に行なわれ、
−  上記表示システム９は、上記の制御システム10が作動されるやいなや、少なくとも１つの表示スクリーン12、13上に、描写されていない(例えば、グラフィック記号、英数見出し等の形態で作成される)少なくとも以下の表示手段、
・上記の誘起されたハイブリッドＲＮＰ／ｘＬＳ進入モードを示す表示手段と、
・上記の誘起されたハイブリッド進入モードの、少なくとも現在の案内モードを適宜表示する表示手段と、
・上記の第１偏位および第２偏位(横および垂直の両方)をそれぞれ示す表示手段とを表示するように形成されている。
【００３５】
更に、１つ特定の例では、本発明による装置１は、図２中破線で描かれている(進行中の進入段階を中断させる)着陸復行段階Ｐ３中も同様に初期段階Ｐ１に関する操作を行なうように形成されている。このような着陸復行段階Ｐ３は、特定の故障が検知されたり、パイロットが所定の決定高度での自分の（置かれている）位置に視覚を固定できない場合必要となる。
【００３６】
更に、上記の表示システム９は航行表示12(「航行表示」(Navigation Display)は一般的に認められた英語の表現で通常ＮＤと略される)と、主飛行表示13 (「主飛行システム」(Primary Flight Display)は一般的に認められた英語の表現で通常ＰＦＤと略される)とからなる。加えて、上記の表示システム９は、上記のハイブリッド進入モードの現在の案内モード(例えば、上記の第1案内モード)に関する情報の表示と、上記のハイブリッド進入モードのその他の案内モード(例えば、上記の第2案内モード)に関する情報の表示とを区別するように形成されている。この区別は、例えば、異なる色、異なる明るさおよび／または異なるグラフィックとを用いてなされる。
【００３７】
更に又、１つの特定の実施例では、上記の表示システム９は、
−  上記の第１案内モードについての情報(例えば、上記の要求された航行性能)に関する第１補助表示手段と、
−  上記の第２案内モードについての情報(例えば、上記の第２案内モードの識別性、この案内モードによって用いられる周波数およびチャネル(通信路))に関する第２補助表示手段と、
を表示できるように形成されている。
【００３８】
更に、１つの特定の実施例では、上記の計算システム７は、
−  上記の第１横偏位および第１垂直偏位を決定するのを意図している飛行操縦システム14(「飛行操縦システム」”(Flight Management System)は一般的に認められた英語の表現で通常ＦＭＳと略される)であって、リンク15、16、17、18および19により、上記の航行データベース６と、上記の情報源群５と上記のシステム10、９および８に連結されているものと、
−  上記の第２横偏位および第２垂直偏位を決定するのを意図する着陸補助マルチモード受信器20(「マルチモード受信器」(Multimode Receiver)は一般的に認められた英語の表現でしばしばＭＭＲと略される)であって、この受信器20はリンク21、22および23により上記のシステム14、９および８にそれぞれ連結できるものと、
−  遷移を含む、色々の案内モードを扱うのを意図する、例えば、ＦＧＳタイプ(ＦＧＳは英語の表現「Flight Guidance System」(飛行案内システム)の略である)の案内制御手段24であって、この手段24はリンク25、26および27により上記のシステム14、９および８にそれぞれに連結されているものと
からなる。
【００３９】
よって、上記の実施例では、上記の飛行操縦システム14が、通常の方法で、特に上記の情報源群５から受け取った上記の現在の位置と上記の航行データベース６から受け取った上記の飛行計画とを用いて、航空機Ａの現在の位置と飛行計画に合う飛行経路Ｔ１との間の第１横偏位および第１垂直偏位を決定する。加えて、上記の着陸補助マルチモード受信器20が、上記の飛行操縦システム14を介して上記の情報源群５から受け取った現在の位置と、例えば、上記の飛行操縦システム14から受け取る進入ラインＬ１を用いて、(終期段階中辿る経路Ｔ２上の)航空機Ａの現在位置と、上記の第２案内モードを表す進入ラインＬ１との間の第２横偏位および第２垂直偏位とを決定する。図２の例では、実際辿った経路Ｔ２は進入ラインＬ１と一直線上にあり、上記の第２横偏位および第２垂直偏位は非常に小さい。第１の実施例では、上記の進入ラインＬ１が航空機Ａを横方向および垂直方向に案内するのに使用でき、これにより上記の第２横偏位および第２垂直偏位を決定でき、第２実施例では、上記の進入ラインＬ１は航空機Ａを垂直方向だけに案内し、上記の第２垂直偏位を決定できる。この第２実施例では、航空機Ａは第２進入ライン(例えば、図３のラインＬ２)に対し横方向に案内でき、上記の第２横偏位を決定できる。
【００４０】
−  精密進入の概念では、上記の進入ラインＬ１は、地上に位置する少なくとも１つの送信器により一般に実現され、例えば、上記の受信器20の１部を形成する少なくとも１つの通常のセンサを用いて航空機内で検知され、
−  非精密進入の概念では、上記の進入ラインL1は、上記の飛行操縦システム14により通常の方法で計算される。
【００４１】
本発明の枠内では、特定のハイブリッド進入モード(制御システム10の制御手段11A、11B、11nを作動させることによる)の誘起は
−  上記のハイブリッド進入モードの直接着手か、あるいは
−  その他の特定の条件が同時に満たされれば、自動的に着手するハイブリッド進入モードのセットに対応すると考えられる。
【００４２】
上記の装置１の実施例の第１の代替形態では、
−  飛行操縦システム14が飛行計画を飛行案内システム24に与え、
−  情報源群５が航空機Ａの現在の位置を上記の飛行案内システム24に与え、
−  上記の飛行案内システム24が上記の第1横偏位および第１垂直偏位を計算し、これらを上記のシステム８および９に伝達するようになされている。
【００４３】
この第１代替形態では、その他の上記機能は変わらない。
【００４４】
更に、第２の代替形態では、情報源群５は受信器20に、直接航空機Ａの現在の位置を与えるようになされている。
【００４５】
好ましい実施例では、上記の終期段階Ｐ２が始まるのが、図３に描かれているように、
−  横案内に関する限り、航空機Ａが最も早く横遷移点４Ａに達する時で、
−  垂直案内に関する限り、航空機Ａが最も早く垂直遷移点４Ｂに達する時で
である。
【００４６】
このような状況では
−  精密進入モード中では、上記の航行データベース６が上記の横遷移点４Ａおよび垂直遷移点４Ｂの所定の基準を含み、これらがこの精密進入モードに対応する第２案内モードにより使用され、
−  非精密進入モード中では、上記の計算手段7が横遷移点４Ａおよび垂直遷移点４Ｂの基準を直接計算し、これらがこの非精密進入モードに対応する第２案内モードにより使用される。
【００４７】
よって、本発明による装置１によれば、
−  第１案内モードおよび第２案内モードとの間(即ち、それぞれ、上記の初期段階Ｐ１および終期段階Ｐ２に関連する案内間)の遷移は案内システム８により自動的に行なわれ、これにより上記の進入段階ＰＡの初期段階Ｐ１と終期段階Ｐ２との間で簡単で効果的な遷移が得られる。
−  (セットあるいは着手により)ハイブリッド進入モードが誘起されるやいなや、航空機Ａの乗務員には、この誘起されたハイブリッド進入モードの第１案内モードおよび第２案内モードの両方に関連するこの誘起と偏位とが知らされる。
【００４８】
こうして、航空機Ａの乗務員は、その時点で実行されている(あるいは間もなく実行される)初期段階Ｐ１用の第１案内モードの横偏位および垂直偏位が間に合うように即座に知らされるだけでなく、この初期段階Ｐ１の終わりまで実行されない上記の終期段階Ｐ２用の第２案内モードの横偏位および垂直偏位も知らされる。その結果、ハイブリッド進入モードが誘起されるやいなや、乗務員は上記の第２案内モードに関する情報を調べ、こうしてその後の適用を予想する。
【００４９】
本発明による装置１は又その他の長所を示す。特に、
−  地上近くでのパイロットの操作を回避し、よって、地上近くのレベルでのパイロットの作業負荷を減少させ、
−  パイロットに関する限り、進入選択、進入パラメータの監視、および最終進入点前の進入の設定面での手順を調和させ、
−  より穏やかな進入およびより穏やかな(ＲＮＰおよびｘＬＳモード間)の遷移ができ、これにより乗客とパイロットとがより快適に感じれる。
【００５０】
航空機Ａにより為される１つの特定の進入は上記のタイプの進入段階ＰＡと着陸復行段階Ｐ３とからなる、即ち実際着陸しない進入を以下に記載する。勿論、旋回を伴うこのような進入は実際は非常に稀であるが、本発明の色々の特徴を良く示す。
【００５１】
図２および図３に描かれているように、航空機Ａは、飛行操縦システム14により操縦された飛行計画(操縦モード)に従うかあるいは基準値(選択モード)を辿るかして通常の経路Ｔ０に沿って遷移点３(あるいは“最終進入点”)に向け飛行している。航空管制塔が航空機Aの乗務員に上記の進入段階ＰＡでの最終進入開始を許可すると、パイロットは、作動システム10の対応する作動手段11A、11B、11nを作動して選択されたハイブリッド進入モードをセットする。この例では、パイロットはRNP/ILS進入を選択する。勿論、同じシナリオがＲＮＰ／ＧＬＳ、ＲＮＰ／ＭＬＳあるいはＲＮＰ／ＦＬＳ進入に対しても有効な状態に留まる。
【００５２】
この選択に応答して、航行表示12は選択されたハイブリッド進入の名前と守るべき現在のＲＮＰ規定を表示し、これらは、例えば、この表示12の底部と中央に表示される。案内エラーＦＴＥも又例えば航空機Ａを示すシンボルの傍に表示される。加えて、装置１は主飛行表示13にＲＮＰ／ｘＬＳ(考慮されている例ではＲＮＰ／ＩＬＳ)を表示するが、現在使用されている案内モードを修正しない。この選択は、又、航行表示12にＩＬＳライン(進入ラインＬ１)を表示することになる。
【００５３】
よって、単に制御手段11A、11B、11nを作動することにより、本発明による装置１は複数個の情報を表示する。この情報には、例えば、飛行計画と進入ラインＬ１からの横偏位および垂直偏位と、ｘＬＳ用の周波数とチャネル(通信路)と、ｘＬＳ手段の識別性と、滑走路２の入口２Ａ迄の距離と、方向スケール、横ＲＮＰスケール、あるいは垂直ＲＮＰスケール上の航路の十字マークとが含まれている。
【００５４】
地点３に到着すると、上記誘起ハイブリッド進入モードの上記の第１案内モードに自動的に入り、終期段階Ｐ２用の第２案内モードが自動的にセットされる。
【００５５】
最終進入が共通の横／垂直遷移点４(図２)までか、あるいは図３に描かれているもののような横遷移点４Ａに到着するまで続く。この横遷移点４Ａは乗務員が利用できる地図上に公表され、航行データベース６にコード化される。この点４Ａから進むと、(９５％での)ｘＬＳ精密度は(９５％での)ＲＮＰにより要求されるものより良い。よって、ｘＬＳ案内(第２案内モード)に切り換えることができる。次いで、このＩＬＳ案内に関する通常のＬＯＣモードに入り、それまで表示されていた横偏位スケールは純粋のｘＬＳスケールになる。垂直面に関する情報は変わらない。
【００５６】
その後、(同様に乗務員が利用できる地図に公表され、航行データベース６にコード化されている)垂直遷移点４Ｂに到達すると、上記の第２案内モード(ＩＬＳ案内)に関連するＧＬＩＤＥモードに入り、垂直偏位スケールが純粋ｘＬＳスケールになる。
【００５７】
この例では、通常のように、ＬＯＣモードは横方向の整列モード・ビーム(あるいはＬＯＣビーム)、例えば、滑走路２の中央の長手方向軸を示す図３のビームＬ２に沿って横方向に航空機Ａを案内するのを意図し、そしてＧＬＩＤＥモードが垂直案内ビーム(あるいはＧＬＩＤＥビーム)、例えば、図２のビームＬ１に沿って垂直方向に航空機Ａを案内するのを意図している。
【００５８】
上記の２つの横遷移点４Ａと垂直遷移点４Ｂ(あるいは上記の単一の横／垂直遷移点４)は最も早い時期でのｘＬＳ案内の(横および垂直)モードの着手点を示す。事実、これらは色々の基準(航空機Ａと入口２Ａと間の距離、交差角度、速度等)によりその後着手する。
【００５９】
所定の決定高度で、航空機Ａのパイロットが滑走路２での着陸に必要な基準に視覚を固定できなければ、あるいは故障のため旋回せざるをえなければ、飛行計画を辿るという横方向の案内モードが中断され、航空機Ａは図２に描かれているように、段階Ｐ３を実行する。加えて、上記の飛行操縦システム１４により操縦される飛行計画と(旋回手順がＲＮＰコード化されていれば)ＲＮＰスケールとからの偏位が再度表示される。ｘＬＳ情報は、ｘＬＳ手段が選択された状態にあるので、それが有効である限り(信号が地上ステーションから受け取られる限り)表示されたままである。
【図面の簡単な説明】
【００６０】
【図１】本発明による装置のブロック図である。
【図２】本発明に関する進入段階を、垂直面において略示するグラフである。
【図３】本発明に関する進入段階を、水平面それぞれにおいて略示するグラフである。
【符号の説明】
【００６１】
１…飛行補助装置、３…第１遷移点、４…第２遷移点、５…情報源、６…航行データベース、７…計算システム、８…案内システム、９…表示システム、10…制御システム、11A・11B・11n…制御手段、12・13…表示スクリーン(12…航行表示、13…主飛行表示)、14…飛行操縦システム、20…着陸補助マルチモード受信器、Ａ…航空機、ＰＡ…進入段階、Ｐ１…初期段階、Ｐ２…終期段階、Ｐ３…着陸復行段階、Ｌ１…進入ライン、Ｔ１…飛行経路。
【図１】
2009527399.tif 000003
【図２】
2009527399.tif 000004
【図３】
2009527399.tif 000005
【国際調査報告】
2009527399.tif 000006
2009527399.tif 000007
2009527399.tif 000008
2009527399.tif 000009