【手続補正書】
【提出日】平成25年2月20日(2013.2.20)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
所望の対地速度歴をもって、航空機（５０）の、一の旋回を含む連続降下アプローチを実行する方法であって、
（ａ）所定の空力的飛行経路角で連続降下アプローチを開始するステップと、
（ｂ）所定の空力的飛行経路角を維持しながら連続降下アプローチで飛行して（１１０）、該所望の対地速度歴に従おうとするステップとを有し、
（ｃ）旋回を行うとき、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するような、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出する（１４０、２４０）ステップ、及び
（ｄ）修正済みの空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行うステップ、を含み、
（ｅ）該所定の空力的飛行経路角に対する補正値を算出するステップが、
該所望の対地速度からの、該旋回完了時の該航空機の該実際の対地速度の予測差異に相当する対地速度誤差を評価するステップ、
当該対地速度誤差に相当する運動エネルギー誤差を取得するステップ、及び
該運動エネルギー誤差に相当する潜在エネルギー差を用いて該所定の空力的飛行経路角に対する等価補正値を計算して該潜在エネルギー差を供給し、そのようにして該補正された空力的飛行経路角が高度の変化、このため該旋回完了時の該航空機の潜在エネルギーの変化をもたらし、該旋回完了時の該航空機の該実際の運動エネルギーの該所望の運動エネルギーからの差違に相当する運動エネルギー誤差を補正するようにするステップを含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
風ベクトルを測定することと該測定された風ベクトルを用いて前記対地速度誤差を算出することをさらに含む請求項１に記載の方法。
【請求項３】
所定の対地速度で連続降下アプローチを開始するステップを含む、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
【数１】
2010195392.tif 000001
（ΔＥＴは運動エネルギー誤差であり、ｍは航空機の重量を表わし、ｖＧＳＦは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔｖＧＳは対地速度誤差である）を解くことにより運動エネルギー誤差を算出するステップを含む、請求項１ないし３の何れか一項に記載の方法。
【請求項５】
【数２】
2010195392.tif 000002
（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔｖＧＳは対地速度誤差であり、ｇは重力加速度であり、ｓｆは最終高度であり、ｓｉは最初の高度である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
【数３】
2010195392.tif 000003
（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗｘは、真の南北方向に予想される風ベクトル成分と、真の南北方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗｙは、真の東西方向に予想される風ベクトル成分と、真の東西方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、χｉは初期の真の機首方位であり、χｆは最終的な真の機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒｃは旋回の半径である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
旋回を複数のセグメントに分割するステップ、及び各セグメントに対してステップ（ｅ）を前提としてステップ（ｃ）及び（ｄ）を実行するステップを含む、請求項１ないし６のいずれか一項に記載の方法。
【請求項８】
旋回が閾値を超えるかどうかを判定するステップ、及び旋回が閾値を超える場合にのみ旋回を複数のセグメントに分割するステップを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
旋回を完了すると所定の空力的飛行経路角に戻すステップ、及び直線飛行の間は当該所定の空力的飛行角を維持するステップを含む、請求項１ないし８のいずれか一項にに記載の方法。
【請求項１０】
連続降下アプローチの間に更に一又は複数の旋回を行い、当該一又は複数の旋回の各々に対し、ステップ（ｃ）及び（ｄ）を繰返すステップを含む、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
請求項１ないし１０のいずれか一項に記載された方法をコンピュータに実行させる、コンピュータプログラム。
【請求項１２】
請求項１１に記載されたプログラムが記録されたコンピュータ可読記憶媒体。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００４７
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００４７】
上述のように、本方法は、連続降下アプローチ中に航空機が旋回を行うたびに繰返すことができる。
当業者であれば、特許請求の範囲に規定される本発明の範囲を必ずしも逸脱することなく、上記の実施形態の変形例を提供することが可能であることが分かるであろう。
また、本願は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
所望の対地速度歴に従って、ある空力的飛行経路角を維持するように計画された連続降下アプローチを行う際に、航空機の当該空力的飛行経路角に対する修正値を算出する方法であって、前記修正値が、連続降下アプローチの間に旋回を行うときの、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するものであり、旋回完了時の航空機の潜在エネルギーに変化を生じることにより、所望の運動エネルギーと旋回完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差を実質的に修正するような、空力的飛行経路角の変化を算出することからなる方法。
（態様２）
【数２０】
2010195392.tif 000004
（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗｘは、真の南北方向に予想される風ベクトル成分と、真の南北方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗｙは、真の東西方向に予想される風ベクトル成分と、真の東西方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、χｉは最初の真の機首方位であり、χｆは最終的な真の機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒｃは旋回の半径である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出することからなる、態様１に記載の方法。
（態様３）
旋回を複数のセグメントに分割し、各セグメントについて、当該セグメント完了時の航空機の潜在エネルギーに変化を生じることにより、所望の運動エネルギーと、当該セグメント完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差を実質的に修正するような空力的飛行経路角の変化を算出することからなる、態様１に記載の方法。
（態様４）
航空機の連続降下アプローチ実行方法であって、所定の空力的飛行経路角を維持しながら連続降下アプローチを行うステップと、予定する旋回について、態様１ないし３のいずれか一項に記載の、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出するステップと、旋回の間に修正済みの空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行うステップとを含む方法。
（態様５）
航空機の、一の旋回を含む連続降下アプローチ実行方法であって、
（ａ）所定の空力的飛行経路角で連続降下アプローチを開始するステップ、
（ｂ）所定の空力的飛行経路角を維持しながら連続降下アプローチを行うステップ、
（ｃ）旋回を行うとき、所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するような、所定の空力的飛行経路角に対する修正値を算出するステップ、及び
（ｄ）修正済みの空力的飛行経路角を維持しながら旋回を行うステップ
を含み、
（ｅ）所定の空力的飛行経路角に対する補正値が、旋回を行うときに所望の対地速度歴からの実際の対地速度のドリフトを補償するものであり、旋回完了時の航空機の潜在エネルギーに変化を生じることにより、所望の運動エネルギーと旋回完了時の航空機の実際の運動エネルギーとの差異に相当する運動エネルギー誤差を実質的に修正するように、算出される、方法。
（態様６）
所定の対地速度で連続降下アプローチを開始するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様７）
所定の空力的飛行経路角に対する補正値を計算するときに運動エネルギー誤差を評価するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様８）
所望の対地速度と、旋回完了時の航空機の実際の対地速度との差異に相当する対地速度誤差を評価するステップ、及び当該対地速度誤差に基づいて運動エネルギー誤差を取得するステップを含む、態様７に記載の方法。
（態様９）
【数２１】
2010195392.tif 000005
（ΔＥＴは運動エネルギー誤差であり、ｍは航空機の重量を表わし、ｖＧＳＦは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔｖＧＳは対地速度誤差である）を解くことにより運動エネルギー誤差を算出するステップを含む、態様８に記載の方法。
（態様１０）
【数２２】
2010195392.tif 000006
（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、ΔｖＧＳは対地速度誤差であり、ｇは重力加速度であり、ｓｆは最終高度であり、ｓｉは最初の高度である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、態様９に記載の方法。
（態様１１）
【数２３】
2010195392.tif 000007
（Δγは空力的飛行経路角の変化であり、ｖＧＳｆは旋回終了時の航空機の所望の対地速度であり、Δｗｘは、真の南北方向に予想される風ベクトル成分と、真の南北方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、Δｗｙは、真の東西方向に予想される風ベクトル成分と、真の東西方向の実際の風ベクトル成分との差異であり、χｉは初期の真の機首方位であり、χｆは最終的な真の機首方位であり、ｇは重力加速度であり、Ｒｃは旋回の半径である）を解くことにより空力的飛行経路角の変化を算出するステップを含む、態様９に記載の方法。
（態様１２）
旋回を複数のセグメントに分割するステップ、及び各セグメントに対してステップ（ｅ）を前提としてステップ（ｃ）及び（ｄ）を実行するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様１３）
旋回が閾値を超えるかどうかを判定するステップ、及び旋回が閾値を超える場合にのみ旋回を複数のセグメントに分割するステップを含む、態様１２に記載の方法。
（態様１４）
旋回を完了すると所定の空力的飛行経路角に戻すステップ、及び直線飛行の間は当該所定の空力的飛行角を維持するステップを含む、態様５に記載の方法。
（態様１５）
連続降下アプローチの間に更に一又は複数の旋回を行い、当該一又は複数の旋回の各々に対し、ステップ（ｃ）及び（ｄ）を繰返すステップを含む、態様１４に記載の方法。