(57)【要約】【課題】低性能離陸状態中の迷惑警報を低減するためのシステム、方法およびコンピュータ・プログラム製品を提供すること。【解決手段】本システムは、航空機の垂直速度データおよび速度情報に基づいて航空機の現上昇率および潜在上昇率を決定する第１の構成要素と、決定した現上昇率と潜在上昇率とを加算する第２の構成要素とを備える。本システムはまた、現上昇率と潜在上昇率の合計が所定の上昇率より閾値量だけ異なっている場合、かつ航空機が最大推力状態（たとえば、離陸、進入復行）内であると思われる場合に、警告を使用不能にする第３の構成要素も備える。【選択図】図１
2004513025.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
地面接近を警報する方法であって、
航空機の垂直速度データおよび速度情報に基づいて航空機の現上昇率および潜在上昇率を決定するステップと、
前記決定した現上昇率と潜在上昇率とを加算するステップと、
前記現上昇率と潜在上昇率の合計が所定の上昇率より閾値量だけ異なっている場合に、警告を使用不能にするステップとを含む方法。
【請求項２】
前記所定の上昇率は、全エンジン最大推力動作に基づく、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記全エンジン最大推力動作は、抗力構成要素と、重量構成要素と、全エンジン最大推力構成要素とに基づく、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
地面接近警報システムであって、
航空機の垂直速度データおよび速度情報に基づいて航空機の現上昇率および潜在上昇率を決定するための手段と、
前記決定した現上昇率と潜在上昇率とを加算するための手段と、
前記現上昇率と潜在上昇率の合計が所定の上昇率より閾値量だけ異なっている場合に、警告を使用不能にするための手段とを備えるシステム。
【請求項５】
前記所定の上昇率は、全エンジン最大推力動作に基づく、請求項４に記載のシステム。
【請求項６】
前記全エンジン最大推力動作は、抗力構成要素と、重量構成要素と、全エンジン最大推力構成要素とに基づく、請求項５に記載のシステム。
【請求項７】
航空機の垂直速度データおよび速度情報に基づいて航空機の現上昇率および潜在上昇率を決定するよう構成されている構成要素と、
前記決定した現上昇率と潜在上昇率とを加算するよう構成されている構成要素と、
前記現上昇率と潜在上昇率の合計が所定の上昇率より閾値量だけ異なっている場合に、警告を使用不能にするよう構成されている構成要素と、
を備える地面接近警報システム・コンピュータ・プログラム製品。
【請求項８】
前記所定の上昇率は、全エンジン最大推力動作に基づく、請求項７に記載の製品。
【請求項９】
前記全エンジン最大推力動作は、抗力構成要素と、重量構成要素と、全エンジン最大推力構成要素とに基づく、請求項８に記載の製品。
【請求項１０】
航空機の垂直速度データおよび速度情報に基づいて航空機の現上昇率および潜在上昇率を決定するよう構成されている構成要素と、
前記決定した現上昇率と潜在上昇率とを加算するよう構成されている構成要素と、
前記現上昇率と潜在上昇率の合計が所定の上昇率より閾値量だけ異なっている場合に、警告を使用不能にするよう構成されている構成要素と、
を備える地面接近警報システム。
【請求項１１】
前記所定の上昇率は、全エンジン最大推力動作に基づく、請求項１０に記載のシステム。
【請求項１２】
前記全エンジン最大推力動作は、抗力構成要素と、重量構成要素と、全エンジン最大推力構成要素とに基づく、請求項１１に記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
発明の背景
ハネウェル社（Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ）製などの、強化型地面接近警報システム（ＥＧＰＷＳ）には、全エンジンの上昇性能が使用可能であることを想定して設計された先読みアルゴリズムが含まれている。この中には、先読み脅威アルゴリズムのために最低６度の上昇勾配が含まれている。この数字は、現代の航空輸送カテゴリ航空機の、動作している全エンジンの最低上昇能力を表すように選ばれたものである。さらに、ハードＥＧＰＷＳ引き上げ音声警告からの推奨回復手順は、最適な利用可能上昇角に対するまっすぐなピッチアップである。
【０００２】
これは、通常の動作条件下ではうまく働くが、認定された最低上昇勾配が２．４％という低い状況での離陸時のエンジンアウト状態には働かない。さらに悪いことに、いくつかのエンジンアウト手順は、特に山岳地域の谷では、上昇性能が低下して航空機が前方の地形より高く上昇することができないために、離陸直後に航空機を旋回させることを必要とする。
【０００３】
したがって、このようなエンジンアウトでの出発中には、今のＥＧＰＷＳは、所望のレスポンスを提供しないことがある。許容対地高度が低く、地面に接近して操作しなければならないために、ＥＧＰＷＳ警告が出されることがある。ＥＧＰＷＳ注意警告は依然として望ましいものであるが、航空機がその地形より高く上昇することができない可能性があるために、大抵の場合、標準ＥＧＰＷＳ回復操作を実施するべきではなく、したがって、ハード・引き上げ警告には懸念がある。警告に対するパイロットの反応により、航空機が上昇性能の低下した状況に置かれることがある。言い換えれば、ＦＡＡ航空機認定要件では、航空機の製造者に対して、エンジンアウト状態においても最低限の急上昇制限を満たすことができるように航空機を設計することが要求されている。したがって、最適なエンジンアウト上昇性能手順で飛行することからはずれると、出発時の障害物（地面、無線塔）に衝突する危険性が増すにすぎないことになる。それよりむしろ、パイロットは、規定されたエンジンアウト手順を最後まで守るべきである。
【０００４】
この問題を解決することを試みた１つのシステムでは、警告の計算のために使用される最低６度の上昇角をシステムが修正している。残念なことに、エンジンアウト状態の場合には、想定上昇角を下げると、大抵の場合、迷惑なアラームを受ける回数が増えるだけである。
【０００５】
次いで、必要とされることは、性能条件の損失を検出し、ＥＧＰＷＳ警告アルゴリズムへの変更のための方法である。
先読みアルゴリズムを修正できるようにする前に、エンジンオン離陸の損失を検出できなければならない。上述の従来のシステムは、いつエンジン故障が起きたのかを示すための航空機からの信号、および記憶されている数々の航空力学パラメータを必要とした。残念なことに、この結果、複雑な、航空機とのインターフェースの問題が生じ、適切なパラメータを得るために著しい数のデータ収集が必要となる。
【０００６】
したがって、エンジン故障状態を決定するための負担およびコストを低減するための方法を考え出すことが求められている。
発明の要約
本発明は、低性能離陸状態中の迷惑警報を低減するためのシステム、方法およびコンピュータ・プログラム製品を含む。本システムは、航空機垂直速度データおよび速度情報に基づいて航空機の現上昇率および潜在上昇率を決定する第１の構成要素と、決定した現上昇率と潜在上昇率とを加算する第２の構成要素とを備える。本システムはまた、現上昇率と潜在上昇率の合計が所定の上昇率より閾値量だけ異なっている場合、かつ航空機が最大推力状態（たとえば、離陸、進入復行）内であると思われる場合に、警告を使用不能にする第３の構成要素も備える。
【０００７】
本発明のさらなる態様にしたがって、所定の上昇率は、全エンジン最大推力動作に基づく。
本発明の他の態様にしたがって、全エンジン最大推力動作は、抗力構成要素、重量構成要素、および全エンジン最大推力構成要素に基づく。
【０００８】
上述した課題を解決するための手段から容易に理解されるであろうが、本発明は、あらかじめ生成された値を使用して、エンジンの動作を評価し、エンジンの動作の状況に従って警告を出すシステムを提供する。
【０００９】
本発明の好ましい実施形態および代替実施形態を、以下の図面を参照しながら、以下に詳細に記述する。
好適な実施形態の詳細な記述
本発明は、航空機が、通常のエンジン性能より低い状態を経験している時に、離陸中または最大推力状態（すなわち、進入復行）の迷惑警報を低減するためのシステム、方法およびコンピュータ・プログラム製品である。図１に示すように、ハネウェル社製の強化型地面接近警報システムなどの航空機飛行安全システム１０が、航空機がその最大推力ポテンシャルで作動していないかどうかを決定するために、既に生成された飛行データを使用するための構成要素を備える。システム１０は、現上昇率ジェネレータ１２と、潜在上昇率ジェネレータ１４と、低性能決定構成要素１８と、警告構成要素２０とを備える。
【００１０】
現上昇率ジェネレータ１２および潜在上昇率ジェネレータ１４は、低性能決定構成要素１８に結合し、低性能決定構成要素１８は、警告構成要素２０に結合する。現上昇率ジェネレータ１２は、垂直速度計、全世界測位システム（ＧＰＳ）、飛行管理システム（ＦＭＳ）、または他の航空機アビオニクス機器などの、他の航空機システム構成要素から、航空機の垂直速度値および地上速度値を受け取る。この２つの入力された値から、現上昇率ジェネレータ１２は、現上昇率値を生成する。潜在上昇率ジェネレータ１４は、地上速度情報のみを受け取り、地上速度情報を使用して航空機の潜在上昇率値を生成し、生成された潜在上昇率値を低性能決定構成要素１８に送る。低性能決定構成要素１８は、ジェネレータ１４および１２から現上昇率値および潜在上昇率値を受け取る。低性能決定構成要素１８は、受け取った値を使用して、航空機が、全エンジン動作状態中の最大決定推力に対して、または現上昇率値と潜在上昇率値とを組み合わせた最適な利用可能上昇率に基づき、低性能状態であるかどうかを決定する。低性能決定構成要素１８によって効果的に実施されるさまざまな実施形態を、以下に記述する。
【００１１】
低性能決定構成要素１８が、受け取ったプライム・レート値から航空機が低性能状態であると決定すると、警告構成要素２０に信号を送る。低性能決定構成要素１８は、最大推力状態中にのみ起動される。言い換えれば、構成要素１８が、航空機が低性能を経験しているかどうかを決定するタスクを実施できるようにするためには、航空機は、スロットル全開でなければならない。多くの商用航空機には、構成要素１８のためのイネーブラとして働く、離陸および着陸復行（トガ）スイッチが含まれる。なぜなら、トガ・スイッチが起動されると、航空機は、全エンジン動作状態内の最大使用可能推力であるべきであるためである。あるいは、スロットル・レバー位置またはＮ１などのエンジン・パラメータが使用できる。
【００１２】
警告構成要素２０が、低性能状態が全エンジン最大推力期待値内に存在するという信号を、低性能決定構成要素１８から受け取ると、警告構成要素は、「引き上げ」警告などの、さまざまな警告を使用不能にする。低性能決定構成要素１８は、受け取った現上昇率値および潜在上昇率値がエンジンアウト状態に合っているかどうかを決定できる。合っている場合は、航空機搭乗員は、地面接近に対する懸念よりも、単一のエンジンのための最大性能を維持することまたはフル・エンジン動作状態未満であることを心配することになる。航空機が、あらかじめ記憶された対地のデータベースのパラメータ内にある場合は、警告構成要素２０が、通常、可聴および可視警報を生成する。航空機が、フル・パワーでない、言い換えれば、エンジン・アウトであると決定される状態において、航空機搭乗員に引き上げ警告を送ると、航空機搭乗員が、エンジンアウト状態に関する緊急事態への対処についての自分たちの現在の状態または航空機の現在の動作を無視して、引き上げ警告に反応することになりかねない。引き上げ警告に反応することにより、航空機搭乗員は、極めて容易に航空機を失速状態にまたは飛行曲線のバックサイドに持っていき、したがって、航空機の現在の上昇率を低下させ、それにより、航空機が、警告構成要素２０内で識別された障害物に当たるほど近くに接近することさえあり得る。航空機の製造者には、通常の動作およびエンジンアウト状態の両方に対して、侵入復行および離陸手順を満たすことが要求されるため、航空機搭乗員がエンジンアウト状態の緊急事態に対する適切な対処を維持している限り、航空機は期待通り機能し、出発の際にはすべての障害物がないという理性的な予想がある。
【００１３】
図２は、上昇している航空機にかかる力を示す図である。Ｌは航空機の揚力であり、Ｄは航空機の抗力であり、Ｔは航空機の推力であり、Ｗは航空機の重量である。本発明は、図２に示した周知の値を使用して、航空機の全エンジン最大推力上昇率値または特定の超過電力値を生成する。まず最初に、本発明は、図１の力の関係を定義するための式、Ｆ＝ｍａから開始し、以下の式に進む
【００１４】
【数１】
2004513025.tif 000003
【００１５】
小文字のαについて、式２は、以下の通りとなる。
【００１６】
【数２】
2004513025.tif 000004
【００１７】
式５の右辺は、全エンジン最大推力上昇率値を規定する。これは、推力、抗力、重量が、システムの動作前に周知であるため、所定の値である。推力は、全エンジン最大推力である。抗力は、航空機のフライト・コンフィギュレーション（すなわち、ハーフ・フラップ、フラップなし、ギア・アップ、ギア・ダウンなど）に基づく。重量は、空の重量、予想荷重に基づき事前設定された重量、または現在の貨物および乗客の荷重に基づく重量である。
【００１８】
図２は、航空機が全エンジン最大推力上昇率値以下で機能している場合に、引き上げ警告を使用不能にするために、本発明によって実施される好ましいプロセスを示す図である。最初に、ブロック４０で、プロセスは、航空機の全エンジン最大推力性能上昇率値を決定する。航空機の全エンジン最大推力性能上昇率値は、上述したように、所定の値である。次に、ブロック４２で、プロセスは、航空機の現上昇率および潜在上昇率を決定する。現上昇率および潜在上昇率は、他の航空機システムによって既に供給されている航空機速度および上昇率のみを使用して決定される。次いで、ブロック４４で、現上昇率値が、潜在上昇率値に加算される。ブロック４６で、プロセスは、現上昇率値と潜在上昇率値の合計を、入力された全エンジン最大推力性能上昇率と比較する。決定ブロック４８で、プロセスは、現上昇率と潜在上昇率の合計が全エンジン最大推力性能上昇率から、一定時間、閾値量を超えて、異なっているかどうか決定する。現上昇率と潜在上昇率の合計が全エンジン最大推力性能上昇率から、一定時間、閾値量を超えて、異なっており、（かつ航空機が離陸状態または最大推力状態であると決定されていた）場合は、プロセスは、モード１の動作（地面近くでの高降下）、モード２の動作（電波高度計）、またはルック・アルゴリズムの動作中に、通常、ＥＧＰＷＳによって生成される引き上げ警告を使用不能にする。
【００１９】
代替実施形態では、航空機の現上昇率と潜在上昇率の合計が事前設定された上昇率以下であり、その事前設定された上昇率が全エンジン最大推力性能上昇率未満である場合は、引き上げ警告が使用不能にされる。たとえば、全エンジン最大推力性能上昇率が６度の上昇角に対応する場合は、事前設定された上昇率は、やや少ない、たとえば、３度の上昇角に対応する。この例において、合計が３度未満の上昇角に対応する場合は、航空機が、低性能を経験していると想定される。
【００２０】
本発明の好ましい実施形態を、上述のように、例示し説明してきたが、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、多くの変更形態を作ることができる。したがって、本発明の範囲は、好ましい実施形態の開示によって制限されるものではない。それよりむしろ、本発明は、全面的に、以下の特許請求の範囲を参照することによって決定されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【図１】
本発明を実施するための警報システムの構成要素を示すブロック図である。
【図２】
上昇している航空機を示す示力図である。
【図３】
図１に示した構成要素によって実施される、好ましいプロセスを示す流れ図である。
【符号の説明】
１０　航空機飛行安全システム
１２　現上昇率ジェネレータ
１４　潜在上昇率ジェネレータ
１８　低性能決定構成要素
２０　警告構成要素
【図１】
2004513025.tif 000005
【図３】
2004513025.tif 000006
【国際公開パンフレット】
2004513025.tif 000007
2004513025.tif 000008
2004513025.tif 000009
2004513025.tif 000010
2004513025.tif 000011
2004513025.tif 000012
2004513025.tif 000013
2004513025.tif 000014
2004513025.tif 000015
2004513025.tif 000016
2004513025.tif 000017
2004513025.tif 000018
【国際公開パンフレット（コレクトバージョン）】
2004513025.tif 000019
【国際調査報告】
2004513025.tif 000020
2004513025.tif 000021