JP2532344B2 - 航空機飛行コ―ス測定方法及び装置 - Google Patents
航空機飛行コ―ス測定方法及び装置Info
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- JP2532344B2 JP2532344B2 JP5243491A JP24349193A JP2532344B2 JP 2532344 B2 JP2532344 B2 JP 2532344B2 JP 5243491 A JP5243491 A JP 5243491A JP 24349193 A JP24349193 A JP 24349193A JP 2532344 B2 JP2532344 B2 JP 2532344B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機の飛行コースを
地上の一地点において測定する方法及び装置に関し、特
に空港近傍の空域を飛行する離着陸航空機の飛行コース
の自動測定を、精度よく簡便に行い得る手段の提供を目
的とするものである。
地上の一地点において測定する方法及び装置に関し、特
に空港近傍の空域を飛行する離着陸航空機の飛行コース
の自動測定を、精度よく簡便に行い得る手段の提供を目
的とするものである。
【０００２】
【従来の技術】空港に離着陸する航空機の安全確保或い
は空港近傍の航空機騒音対策のために、空港近傍空域に
おける航空機の飛行コースを確認することが必要であ
る。従来、空港から数１００ｋｍ以内の空域を飛行する
航空機は二次監視レーダー装置の航空管制下に飛行して
いるが、該航空管制システムでは空港近傍の空域におけ
る航空機飛行コースを正確に測定することは極めて困難
であるので、通常空港近傍の複数の地点に測定点を配置
し、その２点の測定値から三角測量法によって飛行位置
を算出して、その経時的データによって飛行コースを決
定する方法が採用されている。
は空港近傍の航空機騒音対策のために、空港近傍空域に
おける航空機の飛行コースを確認することが必要であ
る。従来、空港から数１００ｋｍ以内の空域を飛行する
航空機は二次監視レーダー装置の航空管制下に飛行して
いるが、該航空管制システムでは空港近傍の空域におけ
る航空機飛行コースを正確に測定することは極めて困難
であるので、通常空港近傍の複数の地点に測定点を配置
し、その２点の測定値から三角測量法によって飛行位置
を算出して、その経時的データによって飛行コースを決
定する方法が採用されている。
【０００３】前記の飛行位置測定手段としては主として
下記３方法がある。 （１）立体座標軸に配置した４素子マイクロホン型の受
音装置によって、航空機が発する騒音の両測定点におけ
る到来音波のベクトルの方位角，仰角を同時測定して飛
行位置を算出する。 （２）航空機が発信するトランスポンダ応答信号電波の
到来方向を両測定点で同時測定するとともに、信号解読
して飛行高度を得て、電波到来方位角方向の交差角と飛
行高度によって飛行位置を算出する。 （３）セオドライドによる目視観測を両測定点で同時に
行ない、その方位角，仰角によって飛行位置を算出す
る。
下記３方法がある。 （１）立体座標軸に配置した４素子マイクロホン型の受
音装置によって、航空機が発する騒音の両測定点におけ
る到来音波のベクトルの方位角，仰角を同時測定して飛
行位置を算出する。 （２）航空機が発信するトランスポンダ応答信号電波の
到来方向を両測定点で同時測定するとともに、信号解読
して飛行高度を得て、電波到来方位角方向の交差角と飛
行高度によって飛行位置を算出する。 （３）セオドライドによる目視観測を両測定点で同時に
行ない、その方位角，仰角によって飛行位置を算出す
る。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来の方法は離隔した
２つの測定点間の距離を基準として、各測定点において
同期測定した音波，電波の到来方向或いは機影観測方向
の角度によって航空機の空間位置を算出するものである
が、離隔した両測定点における同期測定が困難であると
もに、それぞれの測定誤差が重畳されるので、算出飛行
位置が不正確となり易い問題点があった。
２つの測定点間の距離を基準として、各測定点において
同期測定した音波，電波の到来方向或いは機影観測方向
の角度によって航空機の空間位置を算出するものである
が、離隔した両測定点における同期測定が困難であると
もに、それぞれの測定誤差が重畳されるので、算出飛行
位置が不正確となり易い問題点があった。
【０００５】即ち、前記の各測定手段において、航空機
の騒音到来方向を測定する場合、４素子マイクロホン型
の受音装置による測角精度は±０．５°の誤差は避けら
れなく、しかも両測定点と航空機までの距離差によって
騒音到達時間差の補正が極めて困難であって、同期デー
タ採取が得難く、またトランスポンダ応答信号電波の方
向探知する手段では、両測定点における同期測定は容易
であるが、その測角精度は５素子ポールアンテナ型等の
回転指向性アンテナによる場合には±３°の誤差を生
じ、さらにセオドライドにより目視観測手段では±０．
１°以下の誤差とすることができるが、追尾測定上の難
点があり、しかも夜間，天候等によって観測不能となる
ものであった。
の騒音到来方向を測定する場合、４素子マイクロホン型
の受音装置による測角精度は±０．５°の誤差は避けら
れなく、しかも両測定点と航空機までの距離差によって
騒音到達時間差の補正が極めて困難であって、同期デー
タ採取が得難く、またトランスポンダ応答信号電波の方
向探知する手段では、両測定点における同期測定は容易
であるが、その測角精度は５素子ポールアンテナ型等の
回転指向性アンテナによる場合には±３°の誤差を生
じ、さらにセオドライドにより目視観測手段では±０．
１°以下の誤差とすることができるが、追尾測定上の難
点があり、しかも夜間，天候等によって観測不能となる
ものであった。
【０００６】さらに、前記の各測定手段は、両測定点か
らの航空機の測角方向の交差によってその飛行位置を決
定するものであるが、前記の両測定点からの測角方向の
交差角が３０°以下および１２０°以上となると前記の
測定角度誤差により特に飛行位置の決定が著しく不正確
となりやすく、測定範囲が制限されるものであった。
らの航空機の測角方向の交差によってその飛行位置を決
定するものであるが、前記の両測定点からの測角方向の
交差角が３０°以下および１２０°以上となると前記の
測定角度誤差により特に飛行位置の決定が著しく不正確
となりやすく、測定範囲が制限されるものであった。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は前記のごとき２
測定点による三角測量方式による従来の航空機飛行位置
の測定手段の課題を、一測定点における航空機のトラン
スポンダ応答信号電波の傍受解読および電波到来方向の
検知と航空機の騒音到来方向を検知する受音との組合わ
せデータを用いることによって解決することに成功した
ものである。
測定点による三角測量方式による従来の航空機飛行位置
の測定手段の課題を、一測定点における航空機のトラン
スポンダ応答信号電波の傍受解読および電波到来方向の
検知と航空機の騒音到来方向を検知する受音との組合わ
せデータを用いることによって解決することに成功した
ものである。
【０００８】即ち、本発明は空港近傍の一地点に近接配
置した航空機が発信するトランスポンダ応答信号電波を
傍受する傍受アンテナ（Ａ）と、該到来方向を知る探知
アンテナ（Ａ′）と、航空機騒音の到来方向を検知する
受音装置（Ｂ）によって、トランスポンダ応答信号を解
読して機種識別，飛行高度データ、並びに該電波到来方
向の方位角データ、及び騒音到来方向の方位角仰角デー
タを得て、これらのデータを同時継続的にコンピュータ
（Ｃ）に入力し、前記電波と騒音の到来方位角データの
一致点における電波測定時点の飛行高度と、騒音測定時
点の騒音到来方位角、仰角とによって飛行位置を算出す
る計算を継続的に行なって飛行コースデータを得て、前
記機種識別、飛行高度データとともに経時的に出力表示
することを特徴とする航空機の飛行コース測定方法およ
び該方法を実施する装置であり、さらに前記の構成中に
航空機の騒音レベルの測定手段を加えることも含むもの
である。
置した航空機が発信するトランスポンダ応答信号電波を
傍受する傍受アンテナ（Ａ）と、該到来方向を知る探知
アンテナ（Ａ′）と、航空機騒音の到来方向を検知する
受音装置（Ｂ）によって、トランスポンダ応答信号を解
読して機種識別，飛行高度データ、並びに該電波到来方
向の方位角データ、及び騒音到来方向の方位角仰角デー
タを得て、これらのデータを同時継続的にコンピュータ
（Ｃ）に入力し、前記電波と騒音の到来方位角データの
一致点における電波測定時点の飛行高度と、騒音測定時
点の騒音到来方位角、仰角とによって飛行位置を算出す
る計算を継続的に行なって飛行コースデータを得て、前
記機種識別、飛行高度データとともに経時的に出力表示
することを特徴とする航空機の飛行コース測定方法およ
び該方法を実施する装置であり、さらに前記の構成中に
航空機の騒音レベルの測定手段を加えることも含むもの
である。
【０００９】上記に置いて、傍受アンテナ（Ａ）は航空
機が発信するトランスポンダ応答信号電波（１０９０Ｍ
Ｈｚ）を傍受し得る無指向性アンテナであり、探知アン
テナ（Ａ′）はトランスポンダ応答信号電波の到来方向
を検知し得る回転指向性例えは５素子ポールアンテナ型
回転指向性アンテナであり、航空機騒音の到来方向を検
知する受音装置（Ｂ）は４素子マイクロホン型の音響ベ
クトル測定による音響到来方位角及び仰角を計測し得る
ものであり、これらは地上の一地点に近接配置される。
機が発信するトランスポンダ応答信号電波（１０９０Ｍ
Ｈｚ）を傍受し得る無指向性アンテナであり、探知アン
テナ（Ａ′）はトランスポンダ応答信号電波の到来方向
を検知し得る回転指向性例えは５素子ポールアンテナ型
回転指向性アンテナであり、航空機騒音の到来方向を検
知する受音装置（Ｂ）は４素子マイクロホン型の音響ベ
クトル測定による音響到来方位角及び仰角を計測し得る
ものであり、これらは地上の一地点に近接配置される。
【００１０】トランスポンダ応答信号電波は、当該航空
機の機種識別，飛行高度データを含むパルス信号を１秒
間に数１０回繰り返して継続的に発信するものであり、
これを地上において傍受解読して秒単位の時刻ごとのデ
ータとして自動的に得ることができ、またその電波到来
方位角データも同様の時刻毎のデータとして得ることが
できる。一方、航空機騒音の到来方位角及び仰角データ
も、前記電波データと時刻的に同期して採取することが
できるが、該データは測定点と当該航空機との距離によ
って電波データに対して音速に基づく時間遅れを生ず
る。従って、飛行する航空機の空間的位置を決定するた
めには、前記の電波，騒音の発生時点を一致せしめた各
データを基礎として計算しなければならない。
機の機種識別，飛行高度データを含むパルス信号を１秒
間に数１０回繰り返して継続的に発信するものであり、
これを地上において傍受解読して秒単位の時刻ごとのデ
ータとして自動的に得ることができ、またその電波到来
方位角データも同様の時刻毎のデータとして得ることが
できる。一方、航空機騒音の到来方位角及び仰角データ
も、前記電波データと時刻的に同期して採取することが
できるが、該データは測定点と当該航空機との距離によ
って電波データに対して音速に基づく時間遅れを生ず
る。従って、飛行する航空機の空間的位置を決定するた
めには、前記の電波，騒音の発生時点を一致せしめた各
データを基礎として計算しなければならない。
【００１１】本発明においては、前記の電波と騒音の測
定データを同時継続してコンピュータ（Ｃ）に入力記憶
せしめ、電波と騒音の到来方位角データの一致点におけ
る電波測定時点の飛行高度と、騒音測定時点における騒
音到来方位角、仰角とによって各時刻毎の航空機の空間
的位置を算出して航空機の飛行コースを決定するもので
あり、これらの各測定データ並びに飛行コースの地図平
面上の投影軌跡等はブラウン管上又は記録紙上に数値，
グラフ図形として表示するものである。
定データを同時継続してコンピュータ（Ｃ）に入力記憶
せしめ、電波と騒音の到来方位角データの一致点におけ
る電波測定時点の飛行高度と、騒音測定時点における騒
音到来方位角、仰角とによって各時刻毎の航空機の空間
的位置を算出して航空機の飛行コースを決定するもので
あり、これらの各測定データ並びに飛行コースの地図平
面上の投影軌跡等はブラウン管上又は記録紙上に数値，
グラフ図形として表示するものである。
【００１２】なお、本測定手段においては、航空機の騒
音レベルに対する受音装置の検出性能による測定限界が
あり、通常の商用航空機のジェットエンジン音の場合
は、約２ｋｍ半径範囲の測定が可能であり、一方トラン
スポンダ応答信号電波の傍受可能範囲はこれより遥かに
広い範囲をカバーできるので、該電波の電界強度によっ
て受音解析装置を作動せしめて、電波，騒音の両データ
を自動的に効率的に採取することが好ましい。また、前
記受音装置に騒音レベル測定装置を併設して、そのデー
タと共に騒音レベルをコンピュータ（Ｃ）に入力して、
飛行コースと共に出力表示すれば、騒音公害対策などの
資料として有効に利用することができる。
音レベルに対する受音装置の検出性能による測定限界が
あり、通常の商用航空機のジェットエンジン音の場合
は、約２ｋｍ半径範囲の測定が可能であり、一方トラン
スポンダ応答信号電波の傍受可能範囲はこれより遥かに
広い範囲をカバーできるので、該電波の電界強度によっ
て受音解析装置を作動せしめて、電波，騒音の両データ
を自動的に効率的に採取することが好ましい。また、前
記受音装置に騒音レベル測定装置を併設して、そのデー
タと共に騒音レベルをコンピュータ（Ｃ）に入力して、
飛行コースと共に出力表示すれば、騒音公害対策などの
資料として有効に利用することができる。
【００１３】
【作用】本発明は前記の構成により、空港近傍を飛行す
る航空機の飛行高度を含む飛行コースを、一地点におけ
る測定によって容易に算出表示し得るので、従来の二地
点測定による三角測量方式の測定手段における方法及び
装置の繁雑さを解決して昼夜，天候の影響を受けること
なく、比較的精度の高い自動測定を行うことができるも
のである。
る航空機の飛行高度を含む飛行コースを、一地点におけ
る測定によって容易に算出表示し得るので、従来の二地
点測定による三角測量方式の測定手段における方法及び
装置の繁雑さを解決して昼夜，天候の影響を受けること
なく、比較的精度の高い自動測定を行うことができるも
のである。
【００１４】
【実施例】本発明の実施例を図面を参照して説明する。
図１は本発明装置の一例を示すブロック図、図２は本発
明の飛行コース測定手段の原理を説明する略示的斜視図
である。図１において、Ａはトランスポンダ応答信号の
傍受アンテナ、Ａ′は該電波の到来方向方位角を検出す
る回転指向性の５素子ポールアンテナ型の検出アンテ
ナ、Ｂは航空機騒音の到来方向の音ベクトル検出用の４
素子マイクロホン型の受音装置であり、これらは地上の
半径２ｍ以内の円内に近接配置され、傍受アンテナＡは
解読装置Ｄに、探知アンテナＡ′は方位角計算装置Ｅ
に、受音装置Ｂは音ベクトル計算装置Ｆに接続され、そ
れぞれから得られたデータは任意の場所に置かれたコン
ピュータＣに入力記憶され、これらのデータを計算処理
して飛行コースデータをモニター，プリンターＧに機種
識別Ｎｏにより対象航空機を特定して表示するものであ
る。
図１は本発明装置の一例を示すブロック図、図２は本発
明の飛行コース測定手段の原理を説明する略示的斜視図
である。図１において、Ａはトランスポンダ応答信号の
傍受アンテナ、Ａ′は該電波の到来方向方位角を検出す
る回転指向性の５素子ポールアンテナ型の検出アンテ
ナ、Ｂは航空機騒音の到来方向の音ベクトル検出用の４
素子マイクロホン型の受音装置であり、これらは地上の
半径２ｍ以内の円内に近接配置され、傍受アンテナＡは
解読装置Ｄに、探知アンテナＡ′は方位角計算装置Ｅ
に、受音装置Ｂは音ベクトル計算装置Ｆに接続され、そ
れぞれから得られたデータは任意の場所に置かれたコン
ピュータＣに入力記憶され、これらのデータを計算処理
して飛行コースデータをモニター，プリンターＧに機種
識別Ｎｏにより対象航空機を特定して表示するものであ
る。
【００１５】図２は上記の装置によって飛行コースを測
定する原理を説明するものであって、前記の装置が測定
地点０に配置され、航空機が空間位置Ｐに達した時点に
おいて、傍受アンテナＡに受信したトランスポンダ応答
信号電波により機種識別Ｎｏ，飛行高度Ｈ、および探知
アンテナＡ′により地上平面に沿う直角座標のＯＹ軸に
対する方位角θが得られるが仰角φは探知アンテナＡ′
によっては得ることができなく、一方、受音装置Ｂ′に
は航空機がＰに達する以前のＰ′位置において発した騒
音が到達してＰ′位置における騒音の方位角θ′，仰角
φ′が検出される。そして、上記の測定を小時間間隔で
継続的に行うことにより、前記の電波による方位角θと
騒音による方位角θ′の一致点における騒音測定時点の
仰角φ′と方位角θ′および電波測定時点の飛行高度Ｈ
により、小時間間隔毎の飛行位置Ｐを算出して飛行コー
スを得るものである。
定する原理を説明するものであって、前記の装置が測定
地点０に配置され、航空機が空間位置Ｐに達した時点に
おいて、傍受アンテナＡに受信したトランスポンダ応答
信号電波により機種識別Ｎｏ，飛行高度Ｈ、および探知
アンテナＡ′により地上平面に沿う直角座標のＯＹ軸に
対する方位角θが得られるが仰角φは探知アンテナＡ′
によっては得ることができなく、一方、受音装置Ｂ′に
は航空機がＰに達する以前のＰ′位置において発した騒
音が到達してＰ′位置における騒音の方位角θ′，仰角
φ′が検出される。そして、上記の測定を小時間間隔で
継続的に行うことにより、前記の電波による方位角θと
騒音による方位角θ′の一致点における騒音測定時点の
仰角φ′と方位角θ′および電波測定時点の飛行高度Ｈ
により、小時間間隔毎の飛行位置Ｐを算出して飛行コー
スを得るものである。
【００１６】図３はトランスポンダ応答信号電波により
得られた飛行高度Ｈと該電波の到来方位角θとの１秒ご
とのデータを示すグラフであり、飛行高度Ｈは３０ｍ間
隔のデータが発信されている。図４は航空機騒音ベクト
ルを解析して得られた方位角θ′，仰角φ′および騒音
レベルｄＢの１秒毎のデータを示すグラフであり、この
騒音測定はトランスポンダ応答信号の解読装置Ｄ中に設
けた電界強度測定回路からの規定以上の電界強度を検出
した時点に開始されるものであり、本実施例では電波測
定開始より８秒遅れて騒音測定が開始されている。
得られた飛行高度Ｈと該電波の到来方位角θとの１秒ご
とのデータを示すグラフであり、飛行高度Ｈは３０ｍ間
隔のデータが発信されている。図４は航空機騒音ベクト
ルを解析して得られた方位角θ′，仰角φ′および騒音
レベルｄＢの１秒毎のデータを示すグラフであり、この
騒音測定はトランスポンダ応答信号の解読装置Ｄ中に設
けた電界強度測定回路からの規定以上の電界強度を検出
した時点に開始されるものであり、本実施例では電波測
定開始より８秒遅れて騒音測定が開始されている。
【００１７】図５は図３，図４のグラフに対応した数値
データの表である。図６は図５の数値データにおける電
波と騒音の方位角（θ，θ′）の近似値によって両デー
タの時間差を補正して対応する時刻の騒音の方位角
θ′，仰角φ′及び電波による飛行高度Ｈのデータによ
り算出した立体直角座標のＸ，Ｙ軸による飛行コースの
平面的位置並びにこれに飛行高度Ｈ（Ｚ）条件を加えて
計算した測定点Ｏから航空機位置Ｐまでの直距離を示し
たｍ単位の表であり、さらに図７は前記図６の表に基づ
いて地図平面上に投影した飛行コースのグラフである。
データの表である。図６は図５の数値データにおける電
波と騒音の方位角（θ，θ′）の近似値によって両デー
タの時間差を補正して対応する時刻の騒音の方位角
θ′，仰角φ′及び電波による飛行高度Ｈのデータによ
り算出した立体直角座標のＸ，Ｙ軸による飛行コースの
平面的位置並びにこれに飛行高度Ｈ（Ｚ）条件を加えて
計算した測定点Ｏから航空機位置Ｐまでの直距離を示し
たｍ単位の表であり、さらに図７は前記図６の表に基づ
いて地図平面上に投影した飛行コースのグラフである。
【００１８】前記の測定と同時に、測定点Ｏを挾んで５
００ｍの間隔をおいて２測定点にそれぞれセオドライド
を設置して目視観測の三角測量方式による精密測定を行
い、本実施例との測定結果と比較したところ、航空機ま
での直距離が１３００ｍ以下の場合は略±２０ｍ以下、
２０００ｍにおいて略±７０ｍ以内の誤差が認められ、
本発明方法は測定点から半径２ｋｍ球面内空間を通過す
る航空機の飛行コースの実用的測定が可能であることが
確認できた。
００ｍの間隔をおいて２測定点にそれぞれセオドライド
を設置して目視観測の三角測量方式による精密測定を行
い、本実施例との測定結果と比較したところ、航空機ま
での直距離が１３００ｍ以下の場合は略±２０ｍ以下、
２０００ｍにおいて略±７０ｍ以内の誤差が認められ、
本発明方法は測定点から半径２ｋｍ球面内空間を通過す
る航空機の飛行コースの実用的測定が可能であることが
確認できた。
【００１９】なお、トランスポンダ応答信号に含まれる
高度Ｈ信号は離着陸する空港滑走路面を０点として高度
計の３０ｍ毎の指示にしたがって発信されるのであり、
測定点と滑走路面の間に標高差がある場合には、測定高
度Ｈデータは補正しなければならない。また、本発明の
位置測定点による測定範囲は前記のような距離的制限が
あるので、より広い測定範囲を得るためには相互の測定
範囲の周縁が重複するような間隔をおいて同様の測定点
を順次配置して広範囲にわたるデータを採取して、これ
を適所に位置したコンピュータに入力処理することによ
り広範囲な飛行コース及びそのさいの航空溝騒音レベル
の経時的データを得ることができる。
高度Ｈ信号は離着陸する空港滑走路面を０点として高度
計の３０ｍ毎の指示にしたがって発信されるのであり、
測定点と滑走路面の間に標高差がある場合には、測定高
度Ｈデータは補正しなければならない。また、本発明の
位置測定点による測定範囲は前記のような距離的制限が
あるので、より広い測定範囲を得るためには相互の測定
範囲の周縁が重複するような間隔をおいて同様の測定点
を順次配置して広範囲にわたるデータを採取して、これ
を適所に位置したコンピュータに入力処理することによ
り広範囲な飛行コース及びそのさいの航空溝騒音レベル
の経時的データを得ることができる。
【００２０】
【発明の効果】以上説明した通り、本発明方法によれ
ば、空港近傍の一地点に、航空機から発信されるトラン
スポンダ応答信号電波の傍受アンテナＡと、該電波到来
方向の探知アンテナＡ′と、航空機騒音のに到来方向を
検知する受音装置Ｂを近接配置して、これらによって得
られるデータをコンピュータにより処理して、航空管
制，航空騒音対策などに有効な飛行コース，騒音レベル
資料を得ることができ、その装置は二測定点による従来
の三角測量方式の測定装置より簡便で、昼夜，天候に左
右されることなく、自動測定ができるなどの効果が得ら
れる。
ば、空港近傍の一地点に、航空機から発信されるトラン
スポンダ応答信号電波の傍受アンテナＡと、該電波到来
方向の探知アンテナＡ′と、航空機騒音のに到来方向を
検知する受音装置Ｂを近接配置して、これらによって得
られるデータをコンピュータにより処理して、航空管
制，航空騒音対策などに有効な飛行コース，騒音レベル
資料を得ることができ、その装置は二測定点による従来
の三角測量方式の測定装置より簡便で、昼夜，天候に左
右されることなく、自動測定ができるなどの効果が得ら
れる。
【図１】測定測地の一例を示すブロック図である。
【図２】測定方法の原理を説明する略示的斜視図であ
る。
る。
【図３】トランスポンダ応答信号電波により得られた飛
行高度と方位角データのグラフである。
行高度と方位角データのグラフである。
【図４】航空機騒音を解析して得られた方位角，仰角及
び騒音レベルデータのグラフである。
び騒音レベルデータのグラフである。
【図５】図３，図４のグラフに対応した数値データ表で
ある。
ある。
【図６】各測定データの時間差を補正した航空機の位置
計算値表である。
計算値表である。
【図７】計算値に基づいて得られた地図平面上の飛行コ
ースのグラフである。
ースのグラフである。
Ａ 傍受アンテナ Ａ′ 探知アンテナ Ｂ 受音装置 Ｃ コンピュータ Ｄ 解読装置 Ｅ 方位角計算装置 Ｆ 音ベクトル計算装置 Ｇ モニター，プリンター Ｐ 航空機 Ｏ 測定点 θ 方位角 φ 仰角 Ｈ 飛行高度
Claims (4)
- 【請求項１】 空港近傍の一地点に近接配置した航空機
が発信するトランスポンダ応答信号電波の傍受アンテナ
（Ａ）と、該電波到来方向の探知アンテナ）Ａ′）と、
航空機騒音の到来方向を検知する受音装置（Ｂ）によっ
て、トランスポンダ応答信号を解読して得られる機種識
別，飛行高度データ並びに該電波到来方向の方位角デー
タ及び騒音到来方向の方位角，仰角データを、同時継続
的にコンピュータに入力して、前記電波と騒音の到来方
位角データの一致点における電波測定時点の飛行高度
と、騒音測定時点の騒音到来方位角，仰角とによって飛
行位置を算出する計算を継続的に行なって飛行コースデ
ータを得て、前記機種識別、飛行高度データとともに経
時的に出力表示することを特徴とする航空機飛行コース
測定方法。 - 【請求項２】 航空機騒音の到来方向を検知する受音装
置（Ｂ）に騒音レベル測定装置を併設して、上記の他の
データとともに騒音レベルデータを同時継続的にコンピ
ュータに入力して飛行コースとともに出力表示する請求
項１記載の航空機飛行コース測定方法。 - 【請求項３】 航空機近傍の一地点に近接配置した航空
機が発信するトランスポンダ応答信号電波の傍受アンテ
ナ（Ａ）、該トランスポンダ応答信号電波到来方向の探
知アンテナ（Ａ′）、航空機騒音到来方向を検知する受
音装置（Ｂ）を有し、前記傍受アンテナ（Ａ）はその傍
受信号から機種識別，飛行高度データを得る解読装置
（Ｄ）に、探知アンテナ（Ａ′）はその電波到来方向の
方位角データを得る計算装置（Ｅ）に、受音装置（Ｂ）
は騒音到来方向の方位角、仰角データを得る音ベクトル
計算装置（Ｆ）接続し、上記解読装置（Ｄ），計算装置
Ｅ），音ベクトル計算装置（Ｆ）はそれぞれの出力デー
タを入力して、前記電波と騒音の到来方位角データの一
致点における電波測定時点の飛行高度と、騒音測定時点
の騒音到来方位角、仰角とによって飛行位置を算出する
計算を継続的に行なって飛行コースを出力表示するコン
ピュータ（Ｃ）に接続したことを特徴とする航空機飛行
コース測定装置。 - 【請求項４】 航空機騒音到来方向を検知する受音装置
（Ｂ）に騒音レベル測定装置を併設して、上記の他のデ
ータとともに騒音レベルデータを入力して飛行位置とと
もに経時的に出力して飛行コースとともに騒音レベルを
表示するコンピュータ（Ｃ）を有する請求項３記載の航
空機飛行コース測定装置。
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|---|---|---|---|
| JP5243491A JP2532344B2 (ja) | 1993-08-24 | 1993-08-24 | 航空機飛行コ―ス測定方法及び装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5243491A JP2532344B2 (ja) | 1993-08-24 | 1993-08-24 | 航空機飛行コ―ス測定方法及び装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0763559A JPH0763559A (ja) | 1995-03-10 |
| JP2532344B2 true JP2532344B2 (ja) | 1996-09-11 |
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ID=17104686
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5243491A Expired - Fee Related JP2532344B2 (ja) | 1993-08-24 | 1993-08-24 | 航空機飛行コ―ス測定方法及び装置 |
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-
1993
- 1993-08-24 JP JP5243491A patent/JP2532344B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| JPH0763559A (ja) | 1995-03-10 |
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