(57)【要約】本発明は、航空機の高度と水平速度に基づいた計測信号を供給する計測装置（２２）と、航空機の高度及び水平速度用の共通の既定の基準値（２６）と、ピッチループによって信号を基準値に従属制御する手段（２０）であって、この手段は、ピッチ及び／又は上昇手段の推進性能を自動的に変化させて計測信号を基準値にロックさせるべく適合されている手段と、を有する航空機（４）の高度及び水平速度の操縦支援システムに関するものである。
2005538884.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（４、１５２）の高度と垂直線に対して直角方向の水平速度を制御する操縦支援システムであって、高度と水平速度は、前記航空機のピッチ及び／又は該航空機の上昇手段（１０、１５６）によって生成されるパワーを変化させることによって制御される、システムにおいて、
前記航空機の前記高度と前記水平速度との双方の関数である計測信号を供給する計測装置（２２、１８０）と、
前記航空機の前記高度及び前記水平速度用に予め設定された同じ基準値（２６、１８２）であって、前記計測信号の変動から独立している基準値と、
前記信号を前記基準値に従属制御するためのサーボループを形成する手段（２０、１７８）であって、前記計測信号を前記基準値に従属制御するべく、前記ピッチ及び／又は前記上昇手段によって生成される前記パワーを自動的に変化させる手段と、
を有することを特徴とするシステム。
【請求項２】
前記サーボループを形成する手段（２０、１７８）は、
入力制御値の関数として、前記ピッチ又は前記上昇手段（１０、１５６）によって生成される前記パワーのいずれかのみを制御するユニット（９６）と、
前記信号と前記基準値間の差を補償するべく、この差から前記入力制御値を算出する減算器（９４）と、
を有することを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記計測信号は、前記航空機の前記高度によって除算された前記水平速度の商を表していることを特徴とする請求項１〜２のいずれか一項記載のシステム。
【請求項４】
前記計測装置は、
第１及び第２センサ（３０、３２）であって、飛行する前記航空機の下方にある表面の特徴の変動（４４）を計測し、前記第１及び第２センサ（３０、３２）が前記航空機の移動の際に同じ変動を続けて計測するように、他方のセンサの照準線から角度Δφだけ角度がずれた照準線（３４、３６）をそれぞれが具備している第１及び第２センサと、
前記第１センサによる前記変動の計測と前記第２センサによる前記同じ変動の計測間において経過した時間インターバルΔＴを算出し、計測信号として、その値がこの算出された時間インターバルの減少単調関数である信号を供給する処理ユニット（５０）と、
を有することを特徴とする請求項３記載のシステム。
【請求項５】
計測信号として前記処理ユニットによって供給される前記信号は、前記の算出された時間インターバルΔＴによって除算された前記照準線（３４、３６）の前記の相対的な角度オフセットΔφの商を表していることを特徴とする請求項４記載のシステム。
【請求項６】
前記表面の特徴は、該表面から放射される紫外及びミリメートル波長間のスペクトルゾーン内の電磁放射の強度である請求項４又は請求項５記載のシステム。
【請求項７】
前記第１及び第２センサ（３０、３２）は、それぞれ、フォトセンサであることを特徴とする請求項６記載のシステム。
【請求項８】
前記第１及び第２センサ（３０、３２）は、前記照準線のそれぞれを前記航空機の垂直線に対して一定の向きに維持する自動化装置（５２）に関連付けられていることを特徴とする請求項４〜７のいずれか一項記載のシステム。
【請求項９】
前記上昇手段によって生成される前記パワーが、１つ又は複数の回転ブレードアセンブリの高度制御システムを変化させることによって変更され、この高度制御システムが、制御可能である航空機の場合に、前記制御ユニットは、前記上昇手段によって生成される前記パワーを制御するべく、前記高度制御システムを制御することを特徴とする請求項２〜８のいずれか一項記載のシステム。
【請求項１０】
前記上昇手段によって生成される前記パワーが、回転ブレードアセンブリ（１０）の回転速度を変化させることによって変更され、この回転速度が制御可能である航空機（４）の場合に、前記制御ユニットは、前記上昇手段によって生成される前記パワーを制御するべく、前記回転速度を制御することを特徴とする請求項２〜８のいずれか一項記載のシステム。
【請求項１１】
ピッチが、制御可能な昇降舵（１６２）の位置の関数として変更される航空機（１５２）の場合に、前記制御ユニット（９６）は、前記昇降舵（１６２）の前記位置を制御することを特徴とする請求項２〜８のいずれか一項記載のシステム。
【請求項１２】
請求項１〜１１のいずれか一項記載の操縦支援システムを有す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、航空機の高度と垂直線に対して直角方向の水平速度を制御する操縦支援システムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
現在、どのような航空機を使用する場合にも、地面との衝突を回避することが必須である。従って、パイロットは、航空機の高度及び水平速度を継続的に監視並びに制御しなければならない。このためには、パイロットは、航空機のピッチ及び／又は航空機の上昇手段によって生成されるパワーを操作可能である。
【０００３】
尚、この場合に、「ピッチ」とは、航空機の横軸として定義される軸（即ち、ローリングによる変位が発生する軸、並びにヨーイングの動作が発生する軸に対して直角方向の軸）を中心とする航空機の角度変位を意味するものである。
【０００４】
ピッチと、上昇手段によって生成されるパワーは、いずれも、高度と水平速度を変化させるパラメータである。従って、航空機の操縦には、これら２つのパラメータを同時に制御するのに必要な技術を習得するべく、長時間の訓練が必要である。尚、これら２つのパラメータのパイロットによる制御を支援するべく、既に自動操縦システムが提案されている。しかしながら、これらのシステムが有しているのは、例えば、定常状態のフライトや高高度における巡航フライトなどの特定の姿勢制御フェーズにおいてパイロットを支援する能力のみであり、又、これらのシステムは複雑で、大きく、重量があり、且つ高価である。この理由は、これらのシステムが、一般に、高度を制御するための少なくとも１つの第１サーボループと、水平速度を制御するための第２サーボループを有しているためである。水平速度に影響を及ぼす動作は、高度に対しても影響を及ぼすため（この逆も同様である）、これらのサーボループをセットアップするのは複雑である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の目的は、高度と水平速度を制御する単純な操縦支援システムを提案することにより、この問題を解決することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
従って、本発明の主題は、航空機の高度と、垂直線に対して直角方向の水平速度を制御する操縦支援システムであり、この場合に、高度と水平速度は、航空機のピッチ及び／又は航空機の上昇手段によって生成されるパワーを変化させることによって制御される。ここにこのシステムは、航空機の高度と航空機の水平速度との双方の関数である計測信号を供給する能力を有する計測装置と、航空機の高度と水平速度用に予め設定された同じ基準値であって、計測信号の変動から独立している基準値と、センサ信号を基準値に従属制御するためのサーボループを形成する手段であって、計測信号を基準値に従属制御するべく、ピッチ及び／又は上昇手段によって生成されるパワーを自動的に変化させる能力を有する手段と、を有することを特徴としている。
【０００７】
この操縦支援システムは、同時に高度と水平速度の両方の関数である単一の信号に基づいて、ピッチ及び／又は上昇手段によって生成されるパワーを調節及び制御する。従って、既存のシステムとは対照的に、航空機の高度及び水平速度の自動同時制御に必要とされるサーボループは、１つのみである。従って、本明細書に記述されているシステムは、既存のシステムに比べて、単純である。
【０００８】
本発明によるシステムのその他の特徴によれば、サーボループを形成する手段は、入力制御値の関数として、ピッチ又は上昇手段によって生成されるパワーのいずれかのみを制御するユニットと、信号と基準値間の差を補償するべく、この差から入力制御値を算出する能力を有する減算器と、を有する。
計測信号は、航空機の高度によって除算された水平速度の商を表す。
計測装置は、第１及び第２センサであって、飛行する航空機の下方にある表面の特徴の変動を計測する能力をそれぞれが有し、第１及び第２センサが航空機の変位の際に同じ変動を続けて計測するように、もう一方のセンサの照準線から角度Δφだけ角度オフセットされた照準線をそれぞれが具備している第１及び第２センサと、第１センサによる変動の計測と第２センサによる同じ変動の計測間において経過した時間インターバルΔＴを算出し、計測信号として、その値がこの算出された時間インターバルの減少単調関数である信号を供給する能力を有する処理ユニットと、を有する。
この計測信号として処理ユニットから供給される信号は、算出された時間インターバルΔＴによって除算された照準線の相対的な角度オフセットΔφの商を表す。
上記の特徴とは、飛行する航空機の下方にある表面から放射される紫外及びミリメートル波長間におけるスペクトルゾーン内の電磁放射の強度である。
第１及び第２センサは、それぞれフォトセンサであり、第１及び第２センサは、それぞれの照準線を航空機の垂直方向に対して一定の向きに維持する自動化装置と関連付けられている。
上昇手段によって生成されるパワーが、１つ又は複数の回転ブレードアセンブリの集合的手段（又は、高度制御システム）を変化させることによって変更され、この集合的手段が制御可能である航空機の場合には、制御ユニットは、上昇手段によって生成されるパワーを制御するべく集合的手段を制御する能力を有する。上昇手段によって生成されるパワーが、回転ブレードアセンブリの回転速度を変化させることによって変更され、この回転速度が制御可能である航空機の場合には、制御ユニットは、上昇手段によって生成されるパワーを制御するべく回転速度を制御する能力を有する。
ピッチが、制御可能な昇降舵の位置の関数として変更される航空機の場合には、制御ユニットは、昇降舵の位置を制御する能力を有している。
【０００９】
そして、本発明の更なる主題は、本発明による操縦支援システムを有することを特徴とする航空機である。
【００１０】
尚、本発明については、一例として提示する以下の説明を参照することにより、十分に理解することが可能であり、この説明においては、添付の図面を参照している。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
図１は、航空機の高度と水平速度を制御する操縦支援システム２を表しており、この場合に、この航空機は、操縦ユニット６の支援によって遠くから遠隔制御される回転翼航空機（この場合には、ヘリコプター４）である。
【００１２】
このヘリコプター４は、エンジン１４のローター１２を介して回転する回転ブレードアセンブリ１０を具備している。そして、回転ブレードアセンブリ１０の回転速度を変化させるべく、ローター１２の回転速度を速度設定点の関数として制御することができる。
【００１３】
又、このヘリコプター４は、ピッチ設定点の関数としてヘリコプターのピッチを制御するメカニズム１６をも有している。このメカニズム１６は、非ゼロの水平方向の加速を生成するべく、水平方向に対して回転ブレードアセンブリ１０の回転軸を傾ける能力を有している。尚、この場合の「水平」という用語は、ヘリコプター４の垂直線に直角の方向（又は、ヘリコプターに対して直角方向）を意味している。
【００１４】
このメカニズム１６は、この場合には、操縦ユニット６から送信されるピッチ設定点を受信し、この受信したピッチ設定点をメカニズム１６に供給する無線受信機１８に接続されている。
【００１５】
又、このヘリコプター４は、ヘリコプターの高度と水平速度を制御する制御システム２０をも有しており、この制御システムは、計測装置２２、ローター１２の回転速度を計測するセンサ２４、及び高度及び水平速度用の単一の設定点２６に接続されている。
【００１６】
計測装置２２（又は、動作検出器２２）は、ヘリコプター４の高度と水平速度の双方の関数である信号を制御システム２０に供給する機能を具備している。尚、この計測装置２２については、周知であり、本明細書においては、この説明は簡単なものに留めておく。この装置２２に関する更なる情報については、例えば、Ｃ．Ｂｌａｎｅｓによる「Ａｐｐａｒｅｉｌ  Ｖｉｓｕｅｌ  ｅｌｅｍｅｎｔａｉｒｅ  ｐｏｕｒ  ｌａ  ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ  ”ａ  ｖｕｅ”  ｄ’ｕｎ  Ｒｏｂｏｔ  ｍｏｂｉｌｅ  ａｕｔｏｎｏｍｅ」（ＤＥＡ  ｄｅ  ｎｅｕｒｏｓｃｉｅｎｃｅｓ，  Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｅ  ｄ’Ａｉｘ−Ｍａｒｓｅｉｌｌｅ  ＩＩ，１９８６）と、Ｃ．Ｂｌａｎｅｓによる「Ｇｕｉｄａｇｅ  ｖｉｓｕｅｌ  ｄ’ｕｎ  ｒｏｂｏｔ  ｍｏｂｉｌｅ  ａｕｔｏｎｏｍｅ  ｄ’ｉｎｓｐｉｒａｔｉｏｎ  ｂｉｏｎｉｑｕｅ」（ｄｏｃｔｏｒａｌ  ｔｈｅｓｉｓ  ａｔ  ｔｈｅ  Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ  Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｑｕｅ，  Ｇｒｅｎｏｂｌｅ，  １９９１）を参照されたい。
【００１７】
この装置２２は、例えば、ヘリコプター４の移動の際に、飛行するヘリコプター４の下方にある表面の単一地点における光強度を計測する能力をそれぞれが有する２つのフォトセンサ３０及び３２を独自に有している。これらのフォトセンサ３０及び３２は、指向性を有し、それぞれ、単一の照準線３４及び３６に個々に関連付けられており、いずれも、飛行するヘリコプター４の下方にある表面に向かって向けられている。そして、照準線３４及び３６と、飛行するヘリコプター４の下方にある表面との交点にそれぞれ位置している照準点３８及び４０は、飛行するヘリコプター４の下方にある表面から拡散又は放射される光強度が計測される地点を表している。それぞれの照準点は、飛行するヘリコプター４の下方にある表面を、同一の高度で撮影した写真のピクセルに実質的に対応している。これらの照準線３４及び３６は、ヘリコプター４のピッチングが発生する横軸に対して直角方向の同一の面内に位置している。更に、これらの照準線３４及び３６は、一定の角度Δφだけ、互いに対して角度がずれている。この角度Δφは、センサ３０が、飛行するヘリコプター４の下方にある表面（この表面が、センサによる計測対象である）上のすべての点における光強度を、ヘリコプターが前進しているか、或いは後進しているかに応じて、わずかに遅れて、又は、わずかに先行して計測するべく、選択されている。
【００１８】
この場合には、照準線３４は、垂直であり、照準線３６は、図１の矢印４２によって表されるヘリコプター４の水平移動方向の前方に位置している。
【００１９】
図１において、照準点４０は、明るい表面と暗い表面の間の境界などの光強度の突然の不連続性４４と遭遇するという単純なケースにおいて示されている。そして、この不連続性４４に対応するフォトセンサ３２によって計測される光強度の変動は、この図１には、下りの階段のような形状の信号４６によって表されており、この立ち下がり部分は、明るい表面と暗い表面の間の境界に対応している。
【００２０】
同様に、照準点３８も、ヘリコプターが矢印４２の方向に移動した後に、これが光強度の同じ不連続性４４と遭遇した瞬間において示されている。そして、この瞬間にフォトセンサ３０によって計測される光強度の変動は、図１には、信号４８によって表されており、これは、信号４６と同一である。そして、フォトセンサ３２が不連続性４４を計測する瞬間と、フォトセンサ３０がこの同一の不連続性４４を計測する瞬間の間において経過する時間インターバルは、図１には、信号４６及び４８の立ち下がり部分を隔てている矢印によって表されている。
【００２１】
又、図１においては、ヘリコプター４の高度Ｈは、照準点３８とフォトセンサ３０を隔てている矢印によって表されている。
【００２２】
計測装置２２（これは、フォトセンサ３０及び３２と関連付けられている）は、ヘリコプター４の高度及び水平速度の双方の関数である信号を制御システム２０に供給する能力を有する演算器５０又は処理ユニット５０を有している。この演算器５０は、センサ３０、３２のうちの一方が光強度の不連続性を計測した瞬間と、他方のセンサがその同じ不連続性を計測した瞬間の間において経過した時間インターバルΔＴを判定し、比率Δφ／ΔＴに対応する信号を制御システム２０に供給するべく、具備されている。この信号Δφ／ΔＴは、実質的に次の式によって表される。
【００２３】
Δφ／ΔＴ＝（Ｖ  ×  Δφ）／（Ｈ  ×  ｔａｎｇΔφ）
【００２４】
ここで、Ｖは、ヘリコプター４の水平速度である。
【００２５】
そして、照準線３４、３６間における角度Δφが小さい場合には、次式が得られる。
【００２６】
Δφ／ΔＴ≒Ｖ／Ｈ［ｒａｄ／ｓ］
【００２７】
以下においては、この信号Δφ／ΔＴを角速度と呼ぶことにする。これは、フォトセンサ３０及び３２の光学軸の交点から観察した地面上のコントラストの平均相対速度（単位：ｒａｄ／ｓ）を意味している。
【００２８】
ここで説明する実施例においては、フォトセンサ３０及び３２は、ヘリコプターのピッチがどのような場合にも、照準線３４及び３６をヘリコプター４の垂直線に対して一定の位置に維持する装置５２と関連付けられている。例えば、この装置５０は、サーボモーター５６に接続された垂直ジャイロスコープから構成されている。
【００２９】
垂直線を示す信号をサーボモーター５６に供給するべく、ジャイロスコープ又は水平検出器５４が具備されている。
【００３０】
サーボモーター５６は、この信号に応答して、照準線３４を垂直線上にアライメントされた状態に維持するべく、フォトセンサ３０及び３２を回転させる能力を有している。従って、これらのフォトセンサ３０及び３２によって実行される計測は、ヘリコプター４のピッチからは独立したものになっている。
【００３１】
制御システム２０に接続されている設定点２６は、角速度の設定点である。従って、ヘリコプターが一定の速度Ｖで前進している場合には、この設定点２６により、飛行するヘリコプター４の下方にある表面に対する一定の高度Ｈが課されることになる。そして、この課される高度は、機械速度が増大すると共に増大するため、「安全高度」と考えることができる。この設定点２６は、この場合には、一定であり、計測装置２２から供給される信号の変動からは独立している。
【００３２】
この実施例においては、制御システム２０は、ローター１２の回転速度を制御して設定点２６に対応する高度を維持するという単一の機能を具備している。尚、この制御システム２０については、図２参照して説明する。
【００３３】
操縦ユニット６は、ヘリコプター４のピッチを制御する操作ハンドル６０を有しており、この操作ハンドルは、操作ハンドル６０の位置に対応したピッチ設定点をヘリコプター４の受信機１８に送信するべく具備された無線送信機６２に接続されている。
【００３４】
図２は、図１の操縦支援システムに対応するブロックダイアグラムである。尚、このブロックダイアグラムにおいては、図１を参照して既に説明済みの要素に対応するブロックに対して同一の参照符号が付加されている。
【００３５】
エンジン１４、ピッチ制御用のメカニズム１６、及び回転ブレードアセンブリ１０を組み合わせたブロック７０は、受信機１８から送信されるピッチ設定点と、制御システム２０からエンジン１４に送信されるローターの速度設定点にそれぞれ対応する２つの入力制御値８０及び８２を取得する。又、このブロック７０は、これらの入力制御値８０及び８２の関数として得られるヘリコプター４の高度と水平速度を表す出力８４をも有している。この出力８４は、計測装置２２に向かう破線矢印によって接続されており、これは、この計測装置２２によって計測される対象が、この高度とこの水平速度であることを示している。
【００３６】
そして、この計測装置は、計測した角速度を制御システム２０の入力８８に供給する。
【００３７】
制御システム２０は、角速度用の設定点２６を受信するための別の入力９０を有している。
【００３８】
制御システム２０は、ローター１２の速度を制御する制御ユニット９６に接続された減算器９４を含んでおり、これらは、計測装置２２に接続された際にヘリコプター４の角速度を設定点２６に従属制御する単一のサーボループを形成している。
【００３９】
ここで、減算器９４は、ユニット９６を制御するための制御信号を生成するべく、入力８８を介して計測された角速度と、入力９０によって受信された設定点２６間の差を判定するべく具備されている。このために、減算器９４は、スケーリングブロックを介して入力９０に接続された負極と、入力８８に直接接続された正極と、比例及び微分動作を具備するコントローラ（又は、ＰＤコントローラ）の入力に接続された出力と、を有している。尚、角速度を従属制御するべく、サーボループの上流に位置しているこのコントローラ１００については、周知であり、これは、ダイナミクスを改善することによってシステムを安定化させるための従来の手段によって調節されている。
【００４０】
このコントローラ１００は、角速度用の設定点２６と、計測された角速度間の差を補償するべく適用されるローター１２の速度の設定点を算出する。そして、このローター１２の速度用の設定点は、制御ユニット９６の入力１０４に接続されている。
【００４１】
制御ユニット９６は、ローター１２の速度を、入力１０４において受信した速度設定点に従属制御する機能を具備している。
【００４２】
このために、制御ユニット９６は、減算器１１０と、比例、積分、及び微分動作を具備するコントローラ１１２（又は、ＰＩＤコントローラ）の支援によって形成された第２サーボループを有している。
【００４３】
減算器１１０は、入力１０４において受信された速度設定点と、センサ２４によって計測されたローター１２の速度間の差を確立する能力を有している。図２においては、このセンサ２４は、破線によってブロック７０の出力に接続されており、これは、このセンサがローター１２の有効速度を計測することを示している。
【００４４】
そして、減算器１１０の出力は、ＰＩＤコントローラ１１２の入力に対して、ローターの速度基準値と、その計測された速度間の差に対応する信号を供給する。
【００４５】
尚、ＰＩＤコントローラ１１２については、周知であり、これは、ローター１２の速度を従属制御するループを安定化させて、このループのダイナミクスを改善するべく、従来の方法によって調節されている。そして、このコントローラ１１２の出力は、エンジン１４の入力に接続されており、速度制御値８２を形成する。
【００４６】
制御システム２０及び計測装置２２は、既存の電子コンポーネントを使用して、従来の方式によって構築されている。尚、これらの電子コンポーネントをグループ化することにより、小型化と、１／１０グラムレベルの軽量化を実現することが有利である。
【００４７】
図１及び図２に示されているヘリコプタ４の動作については説明を省略する。
【００４８】
制御システム２０の動作の際には、２つの状況が発生し得る。
【００４９】
即ち、第１の状況は、計測装置２２によって計測される角速度が設定点２６を上回っているケースに対応するものである。この状況においては、計測された角速度と設定点２６間における減算器９４によって確立される差は、正である。コントローラ１００による補正の後に、この正の差は、制御ユニット９６の入力１０４に伝送されるローター１２の回転速度を増大させるための設定点に対応している。そして、このローター１２の速度を増大させるための設定点に応答し、制御ユニット９６は、エンジン１４に対して、ローター１２の回転速度を増大させるべく命令し、この速度を、センサ２４、減算器１１０、及びコントローラ１１２によって形成されたサーボループを介して、入力１０４において受信されたこの速度設定点に従属制御する。そして、このローター１２の回転速度における増大は、結果的に、ヘリコプター４の高度における顕著な増大と、水平速度におけるわずかな増大をもたらすことになる。そして、この結果、全体として、計測装置２２によって計測される角速度が減少することになる。従って、設定点２６と計測された角速度間の差が減少し、これは、入力１０４に伝送されるローター速度設定点の低下として表れることになる。このローター速度のループ調節は、定常状態の正常運転が確立されるまで継続し、定常状態においては、計測される角速度は、実質的に一定であり、角速度設定点２６に等しい。
【００５０】
一方、逆の状況においては（即ち、計測された角速度が設定点２６を下回っている場合には）、減算器９４によって識別される差は、負である。コントローラ１００による補正の後に、この負の差は、制御ユニット９６の入力１０４に伝送されるローター１２の回転速度を減少させるための設定点に対応している。このローター１２の回転速度を減少させるための設定点に応答し、ユニット９６は、エンジン１４を制御し、ローター１２の回転速度を減少させる。このローター１２の回転速度の減少は、結果的に、ヘリコプター４の高度の顕著な減少と、水平速度のわずかな減少をもたらすことになる。そして、この結果、全体として、計測装置２２によって計測される角速度が増大する。そして、この計測される角速度の増大は、絶対値は小さいが依然として負の差として減算器９４によって識別されることになる。この減算器９４によって識別されるこの新しい差は、更に小さな絶対値のローター１２の速度の減少のための（従って、ローター１２の速度の更に小さな減少のための）命令に変換され、実質的に一定の計測角速度に対応する定常状態の正常運転に徐々に戻ることになる。
【００５１】
従って、ヘリコプター４の高度と水平速度は、ヘリコプター４の角速度を従属制御する単一のサーボループによって自動的に制御されており、このサーボループは、計測装置２２、減算器９４、及びコントローラ１００、並びに制御ユニット９６から形成されている。
【００５２】
この制御システム２０を具備するヘリコプター４を操縦する手順は、次のとおりである。この手順は、例えば、ヘリコプター４内に制御システム２０を設置する時点における設定点２６の初期化段階から始まることになる。尚、この初期化の完了後、ヘリコプター４のナビゲーション操作の際に、この設定点２６を再度変更することはない。
【００５３】
次いで、操作者が、ヘリコプター４を初期上昇状態にする。即ち、例えば、操作者は、エンジン１４を作動させ、ヘリコプター４の場合には、この結果、ヘリコプター４が垂直に離陸することになる。次いで、操縦ユニット６の支援により、操作者は、初期ピッチ用の設定点をヘリコプター４に送信する。そして、この設定点に応答し、メカニズム１６が、そのオリジナルの水平位置から、この水平位置に対してわずかに傾いた位置に回転ブレードアセンブリ１０を変位させる。
【００５４】
そして、回転ブレードアセンブリ１０が水平に対してわすかに傾き、ヘリコプター４が水平移動を開始すると、すぐに、制御システム２０により、操作者による更なる介入なしに、ヘリコプター４の離陸動作シーケンスが完全に自動的に実行されることになる。離陸の直後には、ヘリコプター４の高度は、実際には、その水平速度に対して低くなっており、従って、装置２２から供給される角速度が、設定点２６を上回ることになる。このような状態においては、前述のように、制御システム２０は、エンジン１４に対して、ローター１２の回転速度を増大させ、その結果、定常状態の正常運転が確立されるまでヘリコプター４の高度を増大させるように命令する。
【００５５】
そして、この定常状態の正常運転が確立され、ピッチ設定点が操作者によって変更されず、且つ、飛行するヘリコプター４の下方にある表面が平坦であって、ヘリコプターの水平速度が妨げられない限り、その設定点２６は、一定の高度と一定の水平速度に対応することになる。
【００５６】
ヘリコプター４が突出した障害物の上方を飛行する際には、識別される高度Ｈが減少することになり、これは、計測される角速度の増大となって表れる。この結果、制御システム２０は、ローター１２の回転速度を増大させて高度を増大させることにより、設定点角速度２６を回復する。この結果、短い過渡的なフェーズの後に、ヘリコプター４は、突出した障害物に対して一定の高度を維持しつつ、その障害物の上方を飛行することになる。同様に、ヘリコプターが窪みの上方を飛行する際には、高度が増大することになり、これにより、計測される角速度が減少し、この場合には、制御システム２０が、ローター１２の速度の減少（即ち、高度Ｈの減少）を命令し、設定点２６に戻ることになる。
【００５７】
従って、前述の制御システム２０によれば、飛行するヘリコプター４の下方にある表面の起伏に対して、ヘリコプター４の高度を自動的に調節することができる。そして、具体的には、地上に存在する障害物とのすべての衝突が自動的に回避されることになる。
【００５８】
ヘリコプター４の高度は、もはや外部要素によって妨げられることはないが、その水平速度は、依然として外部要素によって妨げられることになる。例えば、矢印４２の方向に吹いているテールウィンドによって、ヘリコプター４の水平速度が増大した場合には、これは、計測される角速度の増大となって表れ、この結果、制御システム２０により、ローター１２の速度が増大することになる。従って、テールウィンドの場合には、ヘリコプター４は、自動的にその高度が増大し、この結果、ナビゲーションの安全性が極大化することになる。実際に、ヘリコプタの水平速度が大きければ大きいほど、近接する障害物を回避することは困難になる。従って、安全高度の利点は、速度の増大と共に自動的に増大することになる。
【００５９】
逆の状況においては（即ち、ヘリコプターが、ヘッドウィンドに晒されている場合には）、その水平速度が減少し、計測される角速度も、これに対応して減少することになる。そして、制御システム２０が、ローター１２の回転速度を減少させるべくエンジン１４に対して自動的に命令し、この結果として、高度が減少する。従って、強いヘッドウィンドの場合には、ヘリコプター４の水平速度と高度が同時に減少し、この結果、ヘリコプターは着陸することができる。尚、このような着陸は、地面に到達する瞬間に、水平速度ゼロにおいて実行されるため、危険ではない。
【００６０】
最後に、装置２２によって計測される角速度が結果的に操作者の介入に結び付く場合もある。例えば、ナビゲーションの最中に、操作者が、操縦ユニット６の支援によって漸進的にピッチ設定点を変更するべく決定する場合がある。例えば、水平に対する回転ブレードアセンブリ１０の傾斜を操作者が増大させた場合には、結果的に、ヘリコプターの水平速度が増大すると同時に、高度が減少ことになる（即ち、計測される角速度が実質的に増大することになる）。この結果、このような状態においては、制御システム２０が、エンジン１４に対して、ローター１２の速度を増大させるべく命令し、これにより、特に、角速度用のオリジナルの設定点２６に戻るまで、ヘリコプター４の高度が増大することになる。
【００６１】
一方、逆の場合には（即ち、操作者が、回転ブレードアセンブリを水平にリセットするべくピッチ設定点を送信した場合には）、水平速度が減少し、次いで、制御システム２０が、ローター１２の速度を自動的に減少させ、ヘリコプター４の水平速度がゼロの時点において、高度の値もゼロに減少することになる。即ち、操作者は、ピッチのみを制御することにより、ヘリコプター４の着陸操作を実行することになるのである。
【００６２】
従って、システム２によれば、着陸、離陸、加速、及び減速のために、ヘリコプターを操縦する操作者が制御を要するものは、いまや単一のパラメータのみであり（この場合には、ヘリコプターのピッチである）、ヘリコプターの制御が格段に単純化している。
【００６３】
図３は、従来の飛行機１５２の高度及び水平速度の操縦支援システム１５０を表している。この飛行機１５２は、翼と関連付けられたプロペラ１５６を具備しており、このプロペラ１５６は、回転速度を調節可能なエンジン１５８によって回転する。
【００６４】
又、この飛行機１５２は、回転可能な昇降舵１６２をも有しており、この機能は、航空機のピッチの制御である。この昇降舵１６２は、昇降舵の制御レーバー１６６に接続されたアクチュエータ１６４によって作動し、この制御レバーは、飛行機のコックピット内に配置されている。同様に、昇降舵１６２の位置のセンサ１７０も、この位置の従属制御のために、この昇降舵１６２に関連付けられている。
【００６５】
最後に、この飛行機１５２は、センサ１７０、アクチュエータ１６４、計測装置１８０、及び一定の安全設定点１８２に接続された制御システム１７８を具備している。
【００６６】
計測装置１８０は、図１の計測装置と同一である。
【００６７】
設定点１８２は、一定であり、これは、その速度が危険速度を上回った場合に、飛行機１５２がそれ未満に降下してはならない安全高度に対応する値に初期化される。この設定点は、一定の角速度の値に対応している。
【００６８】
制御システム１７８は、昇降舵１６２を自動的に制御して飛行機の高度と水平速度を自動的に監視する機能を具備している。この制御システム１７８は、装置１８０によって計測される角速度が設定点１８２を上回った場合にのみ作動するという事実を除いて、例えば、図１の制御システム２０と同一である。
【００６９】
この実施例においては、装置１８０によって計測される角速度が設定点１８２を下回っている限り、制御システム１７８は動作せず、プロペラ１５６の回転速度と昇降舵１６２を制御するのはパイロットのみである。
【００７０】
飛行機の航路内に突出した障害物が存在する場合には、その障害物の上方において、高度Ｈが、突然、それまでの値から減少する一方で、飛行機の水平速度は実質的に一定に留まることになる。これは、角速度の突然の増大に対応している。角速度が設定点１８２を上回ると、制御システム１７８が、飛行機の制御を担い、昇降舵１６２を自動的に監視することになる。そして、飛行機の角速度が設定点１８２を上回ると、制御システム１７８は、昇降舵に対して角速度を減少させるように指示する。即ち、この場合には、制御システム１７８は、アクチュエータ１６４に対して、昇降舵の上方への回転を開始するように指示し、この結果、飛行機の高度が増大し、水平速度が減少することになる。この結果、これら２つの理由から、計測される角速度が減少する。そして、制御ユニットは、この昇降舵１６２に対して、計測される角速度を設定点１８２に従属制御するように指示する。
【００７１】
従って、パイロットが飛行機の制御を取り戻さない限り、このシステム１５０の支援により、制御システム１７８は、飛行機を安全高度に戻し、障害物との衝突を回避する。
【００７２】
次いで、飛行機１５２の制御を取り戻すには、パイロットは、設定点１８２を下回るまで角速度を減少させる操作を実行しなければならない。例えば、パイロットは、飛行機の高度を増大させるか、或いはプロペラ１５６の回転速度を減少させるべく、制御レバーを操作する。そして、このパイロットの操作により、計測される角速度が設定点１８２未満になると、制御システム１７８は、再度、無効となり、パイロットによる飛行機の操作が可能となる。
【００７３】
即ち、この実施例においては、操縦支援システム１５０は、地面と飛行機の衝突の回避を実現する安全システムとして使用されているのである。
【００７４】
以上、計測される角速度を設定点に従属制御するべく制御システム２０がローター１２の速度を制御する特定のケースにおいて、図１のシステムについて説明した。変形実施例においては、制御システム２０は、計測される角速度を設定点に従属制御するべく、航空機のピッチの自動制御に適合されている。この変形においては、サーボループを形成する手段は、ローターの速度を制御するユニット９６を除いて（このユニットは、航空機のピッチを制御するユニットによって置換されている）、例えば、図１のものと同一である。従って、この変形においては、操作者による航空機の操縦は、ピッチ設定点ではなく、回転速度設定点の送信によって構成されている。
【００７５】
又、以上においては、飛行する航空機の下方にある表面から拡散される光強度の突然の不連続性４４を有する単純なケースにおいて、本システムについて説明しているが、現実には、この不連続性４４は、飛行する航空機の下方にある表面から拡散される光強度の穏やかな変動によって置換されることになる。このような状況においては、フォトセンサによって計測される光強度の変動も、穏やかであり、計測される特性の勾配又は変動率に対応している。
【００７６】
更には、以上においては、２つのフォトセンサのみを有する特定のケースにおいて、角速度を計測する装置例について説明しているが、変形実施例においては、この角速度を計測する装置は、計測精度と視野を向上させるべく、少なくとも３つのフォトセンサを有している。そして、これらのフォトセンサは、光検知要素のバー又はマトリックスの形態になっている。
【００７７】
又、航空機の航路内に位置する障害物を予測するべく、変形実施例においては、照準点３８及び４０が更にその移動の方向に向くように、フォトセンサの照準線３４及び３６が、両方とも航空機の前方に向かって傾斜している。従って、この変形においては、障害物が、迅速に検出され、制御システムが早期に反応することになる。
【００７８】
又、以上においては、ヘリコプター及び飛行機のケースにおいてのみ、操縦支援システムについて説明しているが、このタイプの操縦システムは、表面との直接的な接触なしに、その表面の上方において移動する能力を有するあらゆるシステムに対して適用することができる。例えば、本明細書において説明したシステムは、飛行船、熱気球、１つ又は複数の回転ブレードアセンブリを具備するあらゆるタイプのヘリコプター、及びあらゆるタイプの飛行機及び無人航空機並びにマイクロ無人航空機などの様々な乗り物の操縦又は遠隔操縦を支援するべく具備される。又、このシステムは、潜水艦や有人又は無人宇宙ミサイルのナビゲーションを支援するためにも具備される。潜水艦の場合には、高度は、海、湖、及び川における水媒体の深さに関連し、宇宙ミサイルの場合には、高度は、ミサイルを惑星、衛星（自然又は人工）、宇宙探査機、小惑星、又は彗星などの天体から隔てている距離に関係している。
【００７９】
又、以上においては、ヘリコプター４のピッチが、操作者によって遠隔制御されると共に、上昇手段１５６によって生成されるパワーがパイロットの制御下にある特定のケースにおいて、システム２について説明しているが、変形実施例においては、ピッチ及び上昇手段によって生成されるパワーの中から選択されるパラメータは、制御システム２０などの制御ユニットによって自動的に制御されず、航空機に搭乗しているパイロットによって制御されるか、操作者によって遠隔制御されるか、或いは、固有受容的センサ又は観測システムなどの航空機内に提供されている追加センサによって生成される信号に基づいて自動的に制御される。
【００８０】
別の変形実施例においては、角速度設定点２６又は１８２は、操作者及び／又はパイロットにより、或いは、その他の搭載されているセンサからの信号に基づいて調節及び制御可能な設定点によって置換されている。
【００８１】
変形実施例においては、演算器は、純粋に数値的な又はアナログ処理システムにより、或いは、純粋に数値的なソリューションと純粋なアナログソリューションを組み合わせたシステムによって置換されている。
【００８２】
更に別の変形実施例においては、飛行する航空機の下方にある表面からの放射の不連続性又は勾配は、人間の可視スペクトルではなく、赤外線、紫外線、或いはミリメートル波長に関係している。又、飛行する航空機の下方にある表面の放射は、自然源による照明、又は航空機からの放射の投影の結果であってよい。
【００８３】
最後に、本明細書において説明したシステムは、飛行する航空機の下方にある表面に対する機械の高度又は水平速度の直接的な計測を必要としていないことに留意することが重要である。そして、本システムの単純さと負荷の軽さにより（これは、軽量、小型、及び低コストと同義である）、このシステムは、あらゆる航空宇宙又は潜水型の移動手段に使用可能であり、「無人航空機」、「マイクロ無人航空機（Ｍｉｃｒｏ−ｄｒｏｎｅ）」、又は「マイクロ航空機（Ｍｉｃｒｏ−ａｉｒｃｒａｆｔ）」と呼ばれている小型の無人航空機にも使用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００８４】
【図１】本発明による操縦支援システムを具備するヘリコプターのレイアウトの概略図である。
【図２】図１のヘリコプターの高度と水平速度を制御するシステムの概略図である。
【図３】本発明による操縦支援システムを具備する飛行機のレイアウトの概略図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【国際調査報告】
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