專利名稱：顯示裝置、操縱支援系統(tǒng)以及顯示方法
技術領域：
本發(fā)明涉及顯示裝置、操縱支援系統(tǒng)以及顯示方法。
背景技術：
在現(xiàn)有技術中，航空器具備求出設為目標的飛行路徑與航空器之間的偏差角、相對位置的 ILS (Instrument Landing System,儀表著陸系統(tǒng))、TIS (Tunnel In the Sky,空中隧道)。并且，將由ILS、TIS求出的上述偏差角、相對位置在顯示本機飛行狀態(tài)的顯示裝置即 PFD (Primary FlightDisplay,主飛行顯不器)、ADI (Attitude Direction Indicator,姿態(tài)方向指示器)等中進行顯示，從而對航空器的飛行員(Pilot)進行向目標飛行路徑的跟蹤操作的支援。圖7示出現(xiàn)有技術的PFD100的一例。在圖7所示的PFD100中，將ILS顯示102·及FD (Flight Director，飛行指揮儀)指令條顯示104與代表作為航空器的本機的航空器基準符號101 —起進行顯示。ILS顯示102是指顯示本機與定位信標(localizer)之間的偏差角(ILS顯示102A)、及本機與滑翔道(glide slope)之間的偏差角(ILS顯示102B)，在圖7的例子中示出目標飛行路徑位于本機的左側。FD指令條顯示104是指顯示用于跟蹤設為目標的飛行路徑的本機的姿態(tài)角(俯仰角、傾斜角)指令。另外，在圖7的例子中，傾斜角指令顯示104A指示使本機向左傾斜，俯仰角指令顯示104B指示降低本機的俯仰角度。另外，在專利文獻I中公開了一種飛行路徑顯示裝置，在航空器的飛行路徑的顯示位置位于平視顯示器(head-up display)裝置中所含的圖像合成面板的顯示范圍外的情況下，將表示從圖像合成面板的顯示范圍中心朝向飛行路徑的方向的目標標記在圖像合成面板中進行顯示。另外，上述飛行路徑由多個路徑標記組成，在各路徑標記上存在機體時，各路徑標記根據(jù)設想的機體姿態(tài)進行傾斜?，F(xiàn)有技術文獻專利文獻專利文獻I :日本特開平11-268696號公報

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明要解決的課題但是，在ILS及TIS、以及專利文獻I所記載的飛行路徑顯示裝置中，盡管飛行員能夠識別本機與本機的目標飛行路徑之間的偏差角、相對位置，然而至于如何操縱才能夠跟蹤目標飛行路徑卻無法確切地掌握。另外，F(xiàn)D指令條顯示104是表示本機為了跟蹤目標飛行路徑而需要的目標俯仰角、目標傾斜角(將目標俯仰角及目標傾斜角總稱為“目標對地姿態(tài)角”)的指標。并且，本機的俯仰角及傾斜角，不是表示本機的前進方向本身，而是表示機頭的朝向，由于機頭的朝向和前進方向并不一定一致，因此FD指令條顯示104只是表示為了實現(xiàn)本機應前進的方向而需要的對地姿態(tài)角之類的間接信息。這在ILS及TIS、以及專利文獻I所記載的飛行路徑顯示裝置中也同樣，在圖7所示的PFD100中，有些情況下飛行員無法明確地識別本機的前進方向。因此，在圖7所示的PFD100、及專利文獻I所記載的飛行路徑顯示裝置中存在的問題在于，在對目標飛行路徑的跟蹤操作中會產(chǎn)生過控制(over control)或者控制不足(under control)。本發(fā)明正是鑒于這樣的狀況而完成的，其目的在于提供一種與基于目標對地姿態(tài)角的航空器的操縱進行比較，能夠?qū)崿F(xiàn)跟蹤性更高的操縱的航空器的顯示裝置、操縱支援系統(tǒng)及顯示方法。用于解決課題的技術方案
本發(fā)明的第一技術方案涉及的顯示裝置是顯示作為本機的航空器的飛行狀態(tài)的顯示裝置，所述顯示裝置對目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差進行顯示，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角，該當前空中姿態(tài)角表示本機的當前的迎角及當前的側滑角。根據(jù)上述構成，對作為本機的航空器的飛行狀態(tài)進行顯示的顯示裝置，對目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差進行顯示，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角，該當前空中姿態(tài)角表示本機的當前的迎角及當前的側滑角。若基于由目標俯仰角及目標傾斜角所表示的目標對地姿態(tài)角(機頭的朝向)對航空器進行操縱，則由于對地姿態(tài)角并非表示航空器的前進方向本身，因此在向目標飛行路徑的跟蹤操作中，存在產(chǎn)生過控制或者控制不足的情況。但是，由于空中姿態(tài)角表示航空器的前進方向，因此本發(fā)明由于將目標前進方向表示為目標空中姿態(tài)角，并顯示目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差，因此與基于目標對地姿態(tài)角的航空器的操縱相比，能夠?qū)崿F(xiàn)跟蹤性更高的操縱。尤其，例如在所有操舵面不工作，僅通過引擎的推力來進行向目標飛行路徑的跟蹤操作的情況下，由于響應性差，本機緩慢活動，因此飛行員難以判斷適當?shù)牟僮髁?，然而通過本發(fā)明，即使在僅通過引擎的推力來進行向目標飛行路徑的跟蹤操作的情況下，飛行員也能夠更加正確地進行本機的跟蹤操作。另外，在上述第一技術方案中，優(yōu)選所述目標迎角通過將本機的當前的俯仰角減去水平面與所述目標前進方向所形成的角而導出，所述目標側滑角通過將所述目標前進方向的方位角減去本機的當前的方位角而導出。根據(jù)上述構成，目標迎角通過將本機的當前的俯仰角減去水平面與目標前進方向所形成的角而導出，目標側滑角通過將目標前進方向的方位角減去本機的當前的方位角而導出。本機的當前的俯仰角及本機的當前的方位角是從在作為本機的航空器中所設置的已存?zhèn)鞲衅髦械玫降男畔?，水平面與目標前進方向所形成的角及目標前進方向的方位角是從自動駕駛部得到的信息，因此本發(fā)明能夠容易導出目標迎角及目標側滑角。另外，在上述第一技術方案中，優(yōu)選對與所述目標空中姿態(tài)角對應的第I指標、及與所述當前空中姿態(tài)角對應的第2指標進行顯示。
根據(jù)上述構成，由于與目標空中姿態(tài)角對應的第I指標、及與當前空中姿態(tài)角對應的第2指標被顯示在顯示裝置中，因此飛行員能夠容易確認本機的目標空中姿態(tài)角及當前空中姿態(tài)角，故而本發(fā)明能夠提高對飛行員的便利性。另外，在上述第一技術方案中，優(yōu)選根據(jù)所述目標空中姿態(tài)角與所述當前空中姿態(tài)角之間的相對差，使所述第I指標與所述第2指標之間的相對位置改變并顯示。根據(jù)上述構成，根據(jù)目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差，使第I指標與第2指標之間的相對位置改變并顯示，因此隨著本機向目標前進方向的接近，第I指標與第2指標相接近，當成為本機沿著目標前進方向飛行的狀態(tài)時第I指標與第2指標重合。因此，由于飛行員能夠容易地使本機到達目標飛行路徑，因此本發(fā)明能夠提高對飛行員的便利性。另外，在上述第一技術方案中，優(yōu)選所述目標飛行路徑基于本機的當前位置及本機應到達的目標位置而導出。本機的當前位置采用例如GPS(Global Positioning System)傳感器而求出，目標 位置通過例如在本機中所搭載的計算機而導出。例如，采用了由作為機場設備的滑翔道天線及定位信標天線輸出的電波所表示的目標飛行路徑的跟蹤操作、即采用了 ILS的跟蹤操作中，只能通過來自機場周邊的著陸階段的導航來進行。但是，在采用了基于本機的當前位置及本機應到達的目標位置而生成的目標飛行路徑的跟蹤操作中，可以進行從無法采用ILS的區(qū)域至機場(目標位置)為止的本機的導航，例如在本機發(fā)生了故障的情況下從高空緊急下降或方位角變更等、能夠?qū)崿F(xiàn)本機的導航。本發(fā)明的第二技術方案涉及的操縱支援系統(tǒng)，包含顯示裝置，其對目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差進行顯示，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角，該當前空中姿態(tài)角表示本機的當前的迎角及當前的側滑角；和控制裝置，其具備目標迎角導出單元，該目標迎角導出單元通過將本機的當前的俯仰角減去水平面與所述目標前進方向所形成的角從而導出所述目標迎角；和目標側滑角導出單元，該目標側滑角導出單元通過將所述目標前進方向的方位角減去本機的當前的方位角從而導出所述目標側滑角，并且所述控制裝置按照對表示所導出的所述目標迎角及所述目標滑角的所述目標空中姿態(tài)角與所述當前空中姿態(tài)角之間的相對差進行顯示的方式對所述顯示裝置進行控制。根據(jù)上述構成，由于將目標前進方向作為目標空中姿態(tài)角導出，并由顯示裝置顯示目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差，因此與基于目標對地姿態(tài)角的航空器的操縱相比較，能夠?qū)崿F(xiàn)跟蹤性更高的操縱。本發(fā)明的第三技術方案涉及的顯示方法是一種使顯示裝置顯示作為本機的航空器的飛行狀態(tài)的顯示方法，使顯示裝置顯示目標空中姿態(tài)角和當前空中姿態(tài)角之間的相對差，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角，該當前空中姿態(tài)角表示本機的當前的迎角及當前的側滑角。
根據(jù)上述構成，將目標前進方向作為目標空中姿態(tài)角而導出，并由顯示裝置顯示目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差，因此與基于目標對地姿態(tài)角的航空器的操縱相比，能夠?qū)崿F(xiàn)跟蹤性更高的操縱。發(fā)明效果本發(fā)明與基于目標對地姿態(tài)角的航空器的操縱相比，具有能夠?qū)崿F(xiàn)跟蹤性更高的操縱的效果。


圖I是表示本發(fā)明的實施方式所涉及的PFD的一例的示意圖。圖2是在本發(fā)明的實施方式所涉及的PFD中顯示出的目標空中姿態(tài)角顯示的說明所需要的示意圖，圖2(A)是PFD的一例，圖2 (B-I)是在圖⑷所示的PFD中顯示出的目標 空中姿態(tài)角顯示所對應的、本機與目標飛行路徑之間的關系，圖2 (B-2)是與圖2 (B-I)對應的俯視圖，圖2(B-3)是與圖2 (B-I)對應的側視圖。圖3是表示本發(fā)明的實施方式所涉及的操縱支援系統(tǒng)的電氣構成的功能框圖。圖4是本發(fā)明的實施方式所涉及的目標迎角的導出的說明所需要的示意圖。圖5是本發(fā)明的實施方式所涉及的目標側滑角的導出的說明所需要的示意圖。圖6是表示本發(fā)明的實施方式所涉及的PFD中在航空器到達目標飛行路徑為止顯示所發(fā)生的變化的示意圖，圖6(A)是本機以與目標前進方向偏離的前進方向飛行的狀態(tài)，圖6(B)是本機沿著目標前進方向飛行的狀態(tài)，圖6(C)是本機按照目標空中姿態(tài)角顯示與FPM重疊的方式繼續(xù)飛行的狀態(tài)。圖7是表示現(xiàn)有技術的PFD的一例的示意圖。
具體實施例方式以下，針對本發(fā)明所涉及的顯示裝置、操縱支援系統(tǒng)及顯示方法的一實施方式，參照附圖進行說明。圖I中示出本實施方式所涉及的對作為本機的航空器的飛行狀態(tài)進行顯示的顯示裝置即PFDlO的一例。PFDlO是集合計量儀器，包含航空器基準符號12、表示本機的空速的空速計14、表示本機的高度的高度計16、表示本機的俯仰角的俯仰刻度18、ILS顯示20 (ILS顯示20A、20B)、及表示本機的升降速度的升降速度刻度22等。進而，在本實施方式所涉及的PFDlO中顯示出用于支援飛行員對本機的操縱的指標即FPM(Flight Path Marker,飛行路徑標記)30、及目標空中姿態(tài)角顯示32。FPM30是表示本機的當前的迎角(本機的前進方向向機體對稱面的投影與機軸所形成的角)及側滑角(本機的前進方向和機體對稱面所形成的角)的當前空中姿態(tài)角，換言之是表示本機的前進方向的指標。另外，在本機的迎角大、或者本機的側滑角大的情況下，本機的前進方向和本機的機頭的朝向不一致。因此，通過將表示本機的前進方向的FPM30在PFDlO中進行顯示，從而飛行員能夠容易地識別本機的當前的前進方向。另一方面，目標空中姿態(tài)角顯示32是表示目標空中姿態(tài)角的指標，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角。圖2是表示在PFDlO中顯示出的FPM30及目標空中姿態(tài)角顯示32、與作為航空器的本機40及目標飛行路徑之間的位置關系的圖。圖2 (B-I)是示出了在將本機40的前進方向設為紙面以里的情況下、在圖2 (A)所示的PFDlO中顯示出的目標空中姿態(tài)角顯示32所對應的、本機40與目標飛行路徑之間的關系的圖。另一方面，圖2(B_2)是與圖2 (B-I)對應的俯視圖，圖2 (B_3)是與圖2(B_1)對應的側視圖。并且，在圖2(B-2)、(B-3)中，從本機40的重心延伸的實線A表示與FPM30對應 的本機40的前進方向，虛線B表示作為與目標空中姿態(tài)角顯示32對應的本機40的目標的前進方向。并且，本實施方式所涉及的PFDlO顯示FPM30與目標空中姿態(tài)角顯示32之間的相對差。即，在FPM30與目標空中姿態(tài)角顯示32—致(重疊)的情況下，表示本機沿著目標前進方向飛行。圖3中示出包含用于使本實施方式所涉及的PFDlO進行各種顯示的控制裝置50在內(nèi)的操縱支援系統(tǒng)52的功能框圖。另外，圖3僅表示控制裝置50的功能之中的、使PFDlO顯示目標空中姿態(tài)角顯示32所需要的功能。即，控制裝置50具有除了使PFDlO顯示目標空中姿態(tài)角顯示32之外還顯示航空器基準符號12、空速計14、高度計16、俯仰刻度18、ILS顯示20、FPM30、及升降速度刻度22等的功能?？刂蒲b置50具備目標迎角運算部54、目標滑角運算部56及顯示控制部58。另外，控制裝置50與傳感器部60及自動駕駛部62連接，收取各種信息傳感器部60具備各種傳感器，對本機40的高度及速度、本機40相對于目標飛行路徑的偏差角、以及本機40的方位角及俯仰角進行測量。自動駕駛部62按照本機40能夠沿著由從ILS的滑翔道天線及定位信標天線輸出的電波所表示的目標飛行路徑飛行的方式，基于從傳感器部60接收到的本機40的高度、速度、及本機40相對于目標飛行路徑的偏差角等信息，生成本機40的自動操縱所需要的各種信息。目標迎角運算部54，通過將本機40的當前的俯仰角減去水平面和目標前進方向所形成的角度從而導出目標迎角。參照圖4所示的本機40的側視圖針對目標迎角α的導出進行說明。如圖4所示，本機40的機頭的朝向與水平面所形成的角是本機40的當前的俯仰角Θ。另外，俯仰角Θ由傳感器部60來測量。另一方面，作為水平面與目標前進方向所形成的角的路徑角Y，基于由ILS所表示的目標飛行路徑而由自動駕駛部62導出，并作為表示路徑角Y的路徑角指令Y ^輸出給目標迎角運算部54。然后，目標迎角運算部54，如(I)式所示算出表示目標迎角α的目標迎角指令α and，并輸出給顯不控制部58。[式I]acmd= Θ-Ycmd …⑴另外，式(I)是簡易的導出式，為了嚴密地導出目標迎角指令α-，采用下述式
(2) ⑷。
[式2]
權利要求
1.一種顯示裝置，顯示作為本機的航空器的飛行狀態(tài)， 所述顯示裝置對目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差進行顯示，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角，該當前空中姿態(tài)角表示本機的當前的迎角及當前的側滑角。
2.根據(jù)權利要求I所述的顯示裝置，其中， 所述目標迎角，通過將本機的當前的俯仰角減去水平面與所述目標前進方向所形成的角而導出， 所述目標側滑角，通過將所述目標前進方向的方位角減去本機的當前的方位角而導出。
3.根據(jù)權利要求I所述的顯示裝置，其中， 所述顯示裝置對與所述目標空中姿態(tài)角對應的第I指標、及與所述當前空中姿態(tài)角對應的第2指標進行顯示。
4.根據(jù)權利要求3所述的顯示裝置，其中， 根據(jù)所述目標空中姿態(tài)角與所述當前空中姿態(tài)角之間的相對差，使所述第I指標與所述第2指標之間的相對位置改變并顯示。
5.根據(jù)權利要求I 4任一項所述的顯示裝置，其中， 所述目標飛行路徑，基于本機的當前位置及本機應到達的目標位置而導出。
6.一種操縱支援系統(tǒng)，具備 顯示裝置，其對目標空中姿態(tài)角與當前空中姿態(tài)角之間的相對差進行顯示，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角，該當前空中姿態(tài)角表示本機的當前的迎角及當前的側滑角；和 控制裝置，其具備目標迎角導出單元，該目標迎角導出單元通過將本機的當前的俯仰角減去水平面與所述目標前進方向所形成的角從而導出所述目標迎角；和目標側滑角導出單元，該目標側滑角導出單元通過將所述目標前進方向的方位角減去本機的當前的方位角從而導出所述目標側滑角，并且所述控制裝置按照對表示所導出的所述目標迎角及所述目標滑角的所述目標空中姿態(tài)角與所述當前空中姿態(tài)角之間的相對差進行顯示的方式對所述顯示裝置進行控制。
7.—種顯示方法，使顯示裝置顯示作為本機的航空器的飛行狀態(tài)， 使顯示裝置顯示目標空中姿態(tài)角和當前空中姿態(tài)角之間的相對差，該目標空中姿態(tài)角表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角，該當前空中姿態(tài)角表示本機的當前的迎角及當前的側滑角。
全文摘要
本發(fā)明提供一種顯示裝置、操縱支援系統(tǒng)以及顯示方法。作為集合計量儀器的PFD(10)顯示FPM(30)及目標空中姿態(tài)角顯示(32)。目標空中姿態(tài)角顯示(32)是表示為了本機到達目標飛行路徑而設為目標的迎角即目標迎角及設為目標的側滑角即目標側滑角的目標空中姿態(tài)角的指標。并且，PFD(10)對FPM(30)與目標空中姿態(tài)角顯示(32)之間的相對差進行顯示，在FPM(30)與目標空中姿態(tài)角顯示(32)一致(重疊)的情況下，表示本機沿著目標前進方向飛行。由此，與基于目標對地姿態(tài)角的操縱相比，能夠?qū)崿F(xiàn)跟蹤性更高的操縱。
文檔編號B64D45/00GK102958805SQ20118003144
公開日2013年3月6日 申請日期2011年6月24日 優(yōu)先權日2010年7月1日
發(fā)明者山崎光一 申請人:三菱重工業(yè)株式會社, 社團法人日本航空宇宙工業(yè)會