JP2610395B2 - ヘリコプタ誘導装置 - Google Patents
ヘリコプタ誘導装置Info
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- Japan
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- helicopter
- angle
- phase difference
- microphones
- landing point
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Links
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 16
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 241000251729 Elasmobranchii Species 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
- G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
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- General Physics & Mathematics (AREA)
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- Measurement Of Velocity Or Position Using Acoustic Or Ultrasonic Waves (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はヘリコプタからの音波に
よりヘリコプタを着陸点に誘導するヘリコプタ誘導装置
に関するものである。
よりヘリコプタを着陸点に誘導するヘリコプタ誘導装置
に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来、レーダの探知を避けるために航空
機は低空を侵入してくる。これに対して低空目標を対象
とする多種類の火器がある。通常の航空機では速度を極
めて遅くすることが出来ないので、低空の限度も限られ
ておりある程度の距離ではレーダによっても発見される
し、火器により撃墜もさせられる。低空の限度も５０ｍ
から１００ｍくらいである。
機は低空を侵入してくる。これに対して低空目標を対象
とする多種類の火器がある。通常の航空機では速度を極
めて遅くすることが出来ないので、低空の限度も限られ
ておりある程度の距離ではレーダによっても発見される
し、火器により撃墜もさせられる。低空の限度も５０ｍ
から１００ｍくらいである。
【０００３】しかし、ヘリコプタは例外であり速度も遅
く出来るし、地面の上に高さ零でホバリングも出来る。
また、木の間をぬって飛翔も出来る。レーダには見えな
いし、また対空火器も使用出来ない場合が多い。しか
し、逆にこのような見付かりにくい侵入経路は容易に推
定も出来る。したがって、この経路に沿って５０ｍから
１００ｍを最大距離としてヘリコプタを認識してヘリコ
プタを所定の着陸点に誘導することが可能である。
く出来るし、地面の上に高さ零でホバリングも出来る。
また、木の間をぬって飛翔も出来る。レーダには見えな
いし、また対空火器も使用出来ない場合が多い。しか
し、逆にこのような見付かりにくい侵入経路は容易に推
定も出来る。したがって、この経路に沿って５０ｍから
１００ｍを最大距離としてヘリコプタを認識してヘリコ
プタを所定の着陸点に誘導することが可能である。
【０００４】現在までに音響による器材は多く開発さ
れ、海中では音響が只一つの媒体として魚雷、機雷、ソ
ナーが実用化されている。レーダ以前には航空機の侵入
を検出するために、喇叭のお化けのような聴音機が使わ
れていた。兵隊が右と左の音が丁度一つに聞こえるよう
になれば、それは目標の方向であり高射砲が発射され
た。
れ、海中では音響が只一つの媒体として魚雷、機雷、ソ
ナーが実用化されている。レーダ以前には航空機の侵入
を検出するために、喇叭のお化けのような聴音機が使わ
れていた。兵隊が右と左の音が丁度一つに聞こえるよう
になれば、それは目標の方向であり高射砲が発射され
た。
【０００５】また、音響による大砲の弾丸のトレースも
行われているし、地上でも音の使用の例は多数あるが逸
れでも使用例が少ないのは海中や海上に比較して目標の
動きが早く、さらに地上では電波が容易に使用できるた
めに音の使用できる場面が無いからでもあった。
行われているし、地上でも音の使用の例は多数あるが逸
れでも使用例が少ないのは海中や海上に比較して目標の
動きが早く、さらに地上では電波が容易に使用できるた
めに音の使用できる場面が無いからでもあった。
【０００６】遅い目標、例えば戦車やトラック或いはヘ
リコプタなどは音波を媒体としても誘導が出来るし、ま
た電波を媒体とする装置よりも遥かに安価に目的が達成
できる。
リコプタなどは音波を媒体としても誘導が出来るし、ま
た電波を媒体とする装置よりも遥かに安価に目的が達成
できる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明は上記の事情に
鑑みてなされたもので、ヘリコプタからの音波によりヘ
リコプタを着陸点に誘導することにより、低空飛行のヘ
リコプタを着陸点に容易に誘導し得、しかも安価で精度
よく誘導し得るヘリコプタ誘導装置を提供することを目
的とする。
鑑みてなされたもので、ヘリコプタからの音波によりヘ
リコプタを着陸点に誘導することにより、低空飛行のヘ
リコプタを着陸点に容易に誘導し得、しかも安価で精度
よく誘導し得るヘリコプタ誘導装置を提供することを目
的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明のヘリコプタ誘導装置は、着陸点の所定位置に
設置されヘリコプタからの音波を電気信号に変換する複
数のマイクロホンと、このマイクロホンからの電気信号
が入力され所定のマイクロホン間の音波の位相差が検出
される位相差検出回路と、この位相差検出回路により検
出された音波の位相差からヘリコプタの方位角、高低
角、ヘリコプタ進入方向の所定距離に設置したマイクロ
ホンとヘリコプタとの角度を算出する角度算出回路と、
この角度算出回路により算出された各角度から着陸点と
ヘリコプタの距離、ヘリコプタの方位角、高低角を演算
する演算回路と、この演算回路により演算された距離、
方位角、高低角をヘリコプタに送信する送信機とを具備
することを特徴とするものである。
に本発明のヘリコプタ誘導装置は、着陸点の所定位置に
設置されヘリコプタからの音波を電気信号に変換する複
数のマイクロホンと、このマイクロホンからの電気信号
が入力され所定のマイクロホン間の音波の位相差が検出
される位相差検出回路と、この位相差検出回路により検
出された音波の位相差からヘリコプタの方位角、高低
角、ヘリコプタ進入方向の所定距離に設置したマイクロ
ホンとヘリコプタとの角度を算出する角度算出回路と、
この角度算出回路により算出された各角度から着陸点と
ヘリコプタの距離、ヘリコプタの方位角、高低角を演算
する演算回路と、この演算回路により演算された距離、
方位角、高低角をヘリコプタに送信する送信機とを具備
することを特徴とするものである。
【０００９】
【作用】上記手段により本発明は、ヘリコプタからの音
波の位相を検出し、この音波の位相から着陸点とヘリコ
プタの距離、ヘリコプタの方位角度、高低角度を求め
て、ヘリコプタに指令を出し、ヘリコプタを着陸点に誘
導する。
波の位相を検出し、この音波の位相から着陸点とヘリコ
プタの距離、ヘリコプタの方位角度、高低角度を求め
て、ヘリコプタに指令を出し、ヘリコプタを着陸点に誘
導する。
【００１０】
【実施例】以下図面を参照して本発明の実施例を詳細に
説明する。図１は本発明の一実施例を示す構成説明図で
あり、図２〜図４は本発明の動作の一例を説明するため
の説明図である。即ち、ヘリコプタの着陸点を３次元座
標ｘ，ｙ，ｚの中心Ｏとし、マイクロホンＡ及びマイク
ロホンＣは３次元座標ｘ，ｙ，ｚのｙ軸上に座標の中心
Ｏからそれぞれ例えばａ＝５ｍの位置に設置する。又、
マイクロホンＢ及びマイクロホンＤは３次元座標ｘ，
ｙ，ｚのｘ軸上に座標の中心Ｏからそれぞれ例えばａ＝
５ｍの位置に設置する。更に、マイクロホンＥは３次元
座標ｘ，ｙ，ｚのｘ軸上にヘリコプタの進入方向イに座
標の中心Ｏからｂだけ離れた位置に設置する。しかし
て、マイクロホンＡ〜ＥはそれぞれヘリコプタＨからの
音波を受信し、音波を電気信号に変換して位相差検出回
路１０１，１０２，１０３に出力する。この場合、マイ
クロホンＡ，Ｃは位相差検出回路１０１に出力され、マ
イクロホンＢ，Ｄは位相差検出回路１０２に出力され、
マイクロホンＤ，Ｅは位相差検出回路１０３に出力され
る。この位相差検出回路１０１，１０２，１０３にはそ
れぞれヘリコプタ情報による周波数管理装置１１から周
波数管理信号が供給される。位相差検出回路１０１はマ
イクロホンＡ，Ｃからの電気信号が入力されマイクロホ
ンＡ，Ｃの音波の位相差φ1 を検出して角度算出回路２
０１に出力する。位相差検出回路１０２はマイクロホン
Ｂ，Ｄからの電気信号が入力されマイクロホンＢ，Ｄの
音波の位相差φ2 を検出して角度算出回路２０２に出力
する。位相差検出回路１０３はマイクロホンＤ，Ｅから
の電気信号が入力されマイクロホンＤ，Ｅの音波の位相
差φ3 を検出して角度算出回路２０３に出力する。角度
算出回路２０１は位相差検出回路１０１から位相差φ1
が入力され着陸点に対しヘリコプタＨの方位角αを算出
して演算回路３に出力する。角度算出回路２０２は位相
差検出回路１０２から位相差φ2 が入力され着陸点に対
しヘリコプタＨの高低角βを算出して演算回路３に出力
する。角度算出回路２０３は位相差検出回路１０３から
位相差φ3 が入力されマイクロホンＥとヘリコプタＨと
の角度γを算出して演算回路３に出力する。演算回路３
は角度算出回路２０１から方位角αが入力され、角度算
出回路２０２から高低角βが入力され、角度算出回路２
０３から角度γが入力され着陸点（Ｏ）とヘリコプタＨ
の距離ｘ、ヘリコプタＨの方位角α、高低角βを演算し
て送信機４に出力する。この送信機４は演算回路３から
距離ｘ、方位角α、高低角βが入力されヘリコプタＨに
誘導指令をする。
説明する。図１は本発明の一実施例を示す構成説明図で
あり、図２〜図４は本発明の動作の一例を説明するため
の説明図である。即ち、ヘリコプタの着陸点を３次元座
標ｘ，ｙ，ｚの中心Ｏとし、マイクロホンＡ及びマイク
ロホンＣは３次元座標ｘ，ｙ，ｚのｙ軸上に座標の中心
Ｏからそれぞれ例えばａ＝５ｍの位置に設置する。又、
マイクロホンＢ及びマイクロホンＤは３次元座標ｘ，
ｙ，ｚのｘ軸上に座標の中心Ｏからそれぞれ例えばａ＝
５ｍの位置に設置する。更に、マイクロホンＥは３次元
座標ｘ，ｙ，ｚのｘ軸上にヘリコプタの進入方向イに座
標の中心Ｏからｂだけ離れた位置に設置する。しかし
て、マイクロホンＡ〜ＥはそれぞれヘリコプタＨからの
音波を受信し、音波を電気信号に変換して位相差検出回
路１０１，１０２，１０３に出力する。この場合、マイ
クロホンＡ，Ｃは位相差検出回路１０１に出力され、マ
イクロホンＢ，Ｄは位相差検出回路１０２に出力され、
マイクロホンＤ，Ｅは位相差検出回路１０３に出力され
る。この位相差検出回路１０１，１０２，１０３にはそ
れぞれヘリコプタ情報による周波数管理装置１１から周
波数管理信号が供給される。位相差検出回路１０１はマ
イクロホンＡ，Ｃからの電気信号が入力されマイクロホ
ンＡ，Ｃの音波の位相差φ1 を検出して角度算出回路２
０１に出力する。位相差検出回路１０２はマイクロホン
Ｂ，Ｄからの電気信号が入力されマイクロホンＢ，Ｄの
音波の位相差φ2 を検出して角度算出回路２０２に出力
する。位相差検出回路１０３はマイクロホンＤ，Ｅから
の電気信号が入力されマイクロホンＤ，Ｅの音波の位相
差φ3 を検出して角度算出回路２０３に出力する。角度
算出回路２０１は位相差検出回路１０１から位相差φ1
が入力され着陸点に対しヘリコプタＨの方位角αを算出
して演算回路３に出力する。角度算出回路２０２は位相
差検出回路１０２から位相差φ2 が入力され着陸点に対
しヘリコプタＨの高低角βを算出して演算回路３に出力
する。角度算出回路２０３は位相差検出回路１０３から
位相差φ3 が入力されマイクロホンＥとヘリコプタＨと
の角度γを算出して演算回路３に出力する。演算回路３
は角度算出回路２０１から方位角αが入力され、角度算
出回路２０２から高低角βが入力され、角度算出回路２
０３から角度γが入力され着陸点（Ｏ）とヘリコプタＨ
の距離ｘ、ヘリコプタＨの方位角α、高低角βを演算し
て送信機４に出力する。この送信機４は演算回路３から
距離ｘ、方位角α、高低角βが入力されヘリコプタＨに
誘導指令をする。
【００１１】前記マイクロホンＡ，Ｃで受信したヘリコ
プタＨからの特定音波、例えばヘリコプタＨのロータに
よる音波は周波数５Ｈｚであり、音波の波長は音速３４
０ｍ／ｓより３４０／５＝６８ｍである。したがって、
マイクロホンＡ，Ｃでの位相差が４５°で８．５ｍ、位
相差が１５°で２．８ｍに相当する。マイクロホンＡと
Ｃ間の距離＝マイクロホンＢとＤ間の距離＝２ａ＝２×
５ｍと仮定する。着陸方向の角度が進入角６度位と低い
ため、マイクロホン間の距離は広くとる方が精度がよく
なる。
プタＨからの特定音波、例えばヘリコプタＨのロータに
よる音波は周波数５Ｈｚであり、音波の波長は音速３４
０ｍ／ｓより３４０／５＝６８ｍである。したがって、
マイクロホンＡ，Ｃでの位相差が４５°で８．５ｍ、位
相差が１５°で２．８ｍに相当する。マイクロホンＡと
Ｃ間の距離＝マイクロホンＢとＤ間の距離＝２ａ＝２×
５ｍと仮定する。着陸方向の角度が進入角６度位と低い
ため、マイクロホン間の距離は広くとる方が精度がよく
なる。
【００１２】前記マイクロホンＡ，Ｃには着陸点に対し
ヘリコプタＨの方位角αに比例した位相の音波が入って
くる。前記マイクロホンＢ，Ｄには着陸点に対しヘリコ
プタＨの高低角βに比例した位相の音波が入ってくる。
ヘリコプタＨの方位角αに比例した位相の音波が入って
くる。前記マイクロホンＢ，Ｄには着陸点に対しヘリコ
プタＨの高低角βに比例した位相の音波が入ってくる。
【００１３】今、マイクロホンＥとヘリコプタＨとの角
度をγとし、ヘリコプタＨとマイクロホンＡ間の距離を
Ｌ1 、ヘリコプタＨとマイクロホンＢ間の距離をＬ2 、
ヘリコプタＨとマイクロホンＣ間の距離をＬ3 、ヘリコ
プタＨとマイクロホンＤ間の距離をＬ4 、ヘリコプタＨ
とマイクロホンＥ間の距離をＬ5 とすると、 Ｌ1 ＝［ｘ2 ＋（ｙ＋ａ）2 ］1/2 ＝ｘ［１＋１／２
｛（ｙ＋ａ）／ｘ｝2 ］ Ｌ3 ＝［ｘ2 ＋（ｙ−ａ）2 ］1/2 ＝ｘ［１＋１／２
｛（ｙ−ａ）／ｘ｝2 ］ ∴Ｌ1 −Ｌ3 ＝ｘ［１＋１／２｛（ｙ＋ａ）／ｘ｝2 −
１−１／２｛（ｙ−ａ）／ｘ｝2 ］＝（ｘ／２）×（４
ａｙ／ｘ2 ）＝２ａｙ／ｘ 即ち、マイクロホンＡとＣの位相差は（ｚ方向を除い
て）Ｌ1 −Ｌ3 ＝２ａｙ／ｘとなる。
度をγとし、ヘリコプタＨとマイクロホンＡ間の距離を
Ｌ1 、ヘリコプタＨとマイクロホンＢ間の距離をＬ2 、
ヘリコプタＨとマイクロホンＣ間の距離をＬ3 、ヘリコ
プタＨとマイクロホンＤ間の距離をＬ4 、ヘリコプタＨ
とマイクロホンＥ間の距離をＬ5 とすると、 Ｌ1 ＝［ｘ2 ＋（ｙ＋ａ）2 ］1/2 ＝ｘ［１＋１／２
｛（ｙ＋ａ）／ｘ｝2 ］ Ｌ3 ＝［ｘ2 ＋（ｙ−ａ）2 ］1/2 ＝ｘ［１＋１／２
｛（ｙ−ａ）／ｘ｝2 ］ ∴Ｌ1 −Ｌ3 ＝ｘ［１＋１／２｛（ｙ＋ａ）／ｘ｝2 −
１−１／２｛（ｙ−ａ）／ｘ｝2 ］＝（ｘ／２）×（４
ａｙ／ｘ2 ）＝２ａｙ／ｘ 即ち、マイクロホンＡとＣの位相差は（ｚ方向を除い
て）Ｌ1 −Ｌ3 ＝２ａｙ／ｘとなる。
【００１４】マイクロホンＡとＣの音波の位相差をφ1
（ｒａｄ）とすれば、φ1 の波長は（λ／２π）×φ1
（ｍ）となる。従って、 Ｌ1 −Ｌ3 ＝２ａｙ／ｘ＝（λ／２π）×φ1 ｔａｎα＝ｙ／ｘである故、 ２ａ・ｔａｎα＝（λ／２π）×φ1 ∴ｔａｎα＝（λ／４ａπ）×φ1 αが小さい範囲では、α＝（λ／４ａπ）×φ1 …（１） 次に、Ｌ2 ＝［（ｘ＋ａ）2 ＋ｚ2 ］1/2 ＝（ｘ＋ａ）
［１＋１／２｛ｚ2 ／（ｘ＋ａ）2 ｝］ Ｌ4 ＝［（ｘ−ａ）2 ＋ｚ2 ］1/2 ＝（ｘ−ａ）［１＋
１／２｛ｚ2 ／（ｘ−ａ）2 ｝］ ∴Ｌ2 −Ｌ4 ＝２ａ−［ａｚ2 ／｛（ｘ＋ａ）・（ｘ−
ａ）｝］ｘ》ａである故、 Ｌ2 −Ｌ4 ＝２ａ−ａ・ｚ2 ／ｘ2 ＝２ａ−ａ・ｔａｎ
2 β 即ち、マイクロホンＢとＤの位相差は（ｙ方向を除い
て）Ｌ2 −Ｌ4 ＝２ａ−ａ・ｔａｎ2 βとなる。
（ｒａｄ）とすれば、φ1 の波長は（λ／２π）×φ1
（ｍ）となる。従って、 Ｌ1 −Ｌ3 ＝２ａｙ／ｘ＝（λ／２π）×φ1 ｔａｎα＝ｙ／ｘである故、 ２ａ・ｔａｎα＝（λ／２π）×φ1 ∴ｔａｎα＝（λ／４ａπ）×φ1 αが小さい範囲では、α＝（λ／４ａπ）×φ1 …（１） 次に、Ｌ2 ＝［（ｘ＋ａ）2 ＋ｚ2 ］1/2 ＝（ｘ＋ａ）
［１＋１／２｛ｚ2 ／（ｘ＋ａ）2 ｝］ Ｌ4 ＝［（ｘ−ａ）2 ＋ｚ2 ］1/2 ＝（ｘ−ａ）［１＋
１／２｛ｚ2 ／（ｘ−ａ）2 ｝］ ∴Ｌ2 −Ｌ4 ＝２ａ−［ａｚ2 ／｛（ｘ＋ａ）・（ｘ−
ａ）｝］ｘ》ａである故、 Ｌ2 −Ｌ4 ＝２ａ−ａ・ｚ2 ／ｘ2 ＝２ａ−ａ・ｔａｎ
2 β 即ち、マイクロホンＢとＤの位相差は（ｙ方向を除い
て）Ｌ2 −Ｌ4 ＝２ａ−ａ・ｔａｎ2 βとなる。
【００１５】マイクロホンＢとＤの音波の位相差をφ2
とすれば、 λ・φ2 ／２π＝２ａ−ａ・β2 ∴β＝［（４ａπ−λφ2 ）／２ａπ］1/2 …（２） 以上のように目標の方向は着陸点に対し、方位角α、高
低角βとなる。尚、計算上、着陸点よりずれた位置にマ
イクロホンを設置しても補正を行えばよい。
とすれば、 λ・φ2 ／２π＝２ａ−ａ・β2 ∴β＝［（４ａπ−λφ2 ）／２ａπ］1/2 …（２） 以上のように目標の方向は着陸点に対し、方位角α、高
低角βとなる。尚、計算上、着陸点よりずれた位置にマ
イクロホンを設置しても補正を行えばよい。
【００１６】次に、マイクロホンＤとＥの音波の位相差
をφ3 とすれば、 Ｌ4 −Ｌ5 ＝−ａ＋ｂ＋［（ａ−ｂ）ｚ2 ／｛２（ｘ−ａ）・（ｘ−ｂ）｝］ ＝−ａ＋ｂ＋｛（ａ−ｂ）／２｝・β・ｔａｎγ＝λφ3 ／２π ∴ｔａｎγ＝［λφ3 ／｛（ａ−ｂ）π・β｝］＋２／β γが小さい範囲では、 γ＝［λφ3 ／｛（ａ−ｂ）π・β｝］＋２／β …（３） 従って、距離ｘは ｘ＝ｂ・ｔａｎγ／（ｔａｎγ−ｔａｎβ）＝ｂγ／（γ−β） …（４） と求められる。
をφ3 とすれば、 Ｌ4 −Ｌ5 ＝−ａ＋ｂ＋［（ａ−ｂ）ｚ2 ／｛２（ｘ−ａ）・（ｘ−ｂ）｝］ ＝−ａ＋ｂ＋｛（ａ−ｂ）／２｝・β・ｔａｎγ＝λφ3 ／２π ∴ｔａｎγ＝［λφ3 ／｛（ａ−ｂ）π・β｝］＋２／β γが小さい範囲では、 γ＝［λφ3 ／｛（ａ−ｂ）π・β｝］＋２／β …（３） 従って、距離ｘは ｘ＝ｂ・ｔａｎγ／（ｔａｎγ−ｔａｎβ）＝ｂγ／（γ−β） …（４） と求められる。
【００１７】尚、飛行するヘリコプタからの音波のドプ
ラ周波数を検出すれば、ヘリコプタに対して速度指示が
できる。又、着陸点から１０００ｍの距離にあるヘリコ
プタの速度を１００ｍ／ｓとすると、ヘリコプタからの
音波（音速３４０ｍ／ｓ）が着陸点に設置したマイクロ
ホンに届くのは約３秒後であり、ヘリコプタは３００ｍ
移動して着陸点から７００ｍの位置にいる。
ラ周波数を検出すれば、ヘリコプタに対して速度指示が
できる。又、着陸点から１０００ｍの距離にあるヘリコ
プタの速度を１００ｍ／ｓとすると、ヘリコプタからの
音波（音速３４０ｍ／ｓ）が着陸点に設置したマイクロ
ホンに届くのは約３秒後であり、ヘリコプタは３００ｍ
移動して着陸点から７００ｍの位置にいる。
【００１８】ヘリコプタの音波は基本的にはメインロー
タとテイルロータの回転により生じる音波であり１００
Ｈｚまでと５００Ｈｚまでに広がった周波数分布を持っ
ている。戦場の音波としては大砲の炸裂音、戦車の音、
或いは飛行機の音など非常に多くの音波があるが、低い
周波数の音波は少ない。ヘリコプタのメインロータの音
波は４Ｈｚとか６Ｈｚが基本波であり、戦場にはこの様
な周期的な低い周波数の発生はない。さらにこの低い周
波数にロータの回転に伴いロータが傾斜角度を変更する
ときに生じる音波があり、これらはヘリコプタの種類に
より異なってくる。これらの周波数の分析によりヘリコ
プタの形式が識別できる。すなわち、目標とするヘリコ
プタの情報はロータ枚数、回転速度、ロータ形式により
定まり、基本的な周波数が得られ、実用化には問題が生
じないが、さらに細部についての周波数分析を行い敵味
方の識別を改善することが運用中に行われる。
タとテイルロータの回転により生じる音波であり１００
Ｈｚまでと５００Ｈｚまでに広がった周波数分布を持っ
ている。戦場の音波としては大砲の炸裂音、戦車の音、
或いは飛行機の音など非常に多くの音波があるが、低い
周波数の音波は少ない。ヘリコプタのメインロータの音
波は４Ｈｚとか６Ｈｚが基本波であり、戦場にはこの様
な周期的な低い周波数の発生はない。さらにこの低い周
波数にロータの回転に伴いロータが傾斜角度を変更する
ときに生じる音波があり、これらはヘリコプタの種類に
より異なってくる。これらの周波数の分析によりヘリコ
プタの形式が識別できる。すなわち、目標とするヘリコ
プタの情報はロータ枚数、回転速度、ロータ形式により
定まり、基本的な周波数が得られ、実用化には問題が生
じないが、さらに細部についての周波数分析を行い敵味
方の識別を改善することが運用中に行われる。
【００１９】
【発明の効果】以上述べたように本発明によれば、ヘリ
コプタからの音波によりヘリコプタを着陸点に誘導する
ことにより、低空飛行のヘリコプタを着陸点に容易に誘
導でき、しかも安価で精度よく誘導できるヘリコプタ誘
導装置を提供することができる。
コプタからの音波によりヘリコプタを着陸点に誘導する
ことにより、低空飛行のヘリコプタを着陸点に容易に誘
導でき、しかも安価で精度よく誘導できるヘリコプタ誘
導装置を提供することができる。
【図１】本発明の一実施例を示す構成説明図である。
【図２】本発明の動作の一例を説明するための説明図で
ある。
ある。
【図３】本発明の動作の一例を説明するための説明図で
ある。
ある。
【図４】本発明の動作の一例を説明するための説明図で
ある。
ある。
Ａ〜Ｅ…マイクロホン、Ｈ…ヘリコプタ、Ｏ…着陸点、
１０１〜１０３…位相差検出回路、２０１〜２０３…角
度算出回路、３…演算回路、４…送信機、１１…ヘリコ
プタ情報による周波数管理装置。
１０１〜１０３…位相差検出回路、２０１〜２０３…角
度算出回路、３…演算回路、４…送信機、１１…ヘリコ
プタ情報による周波数管理装置。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭62−265100（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−292596（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−285198（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−252982（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−85196（ＪＰ，Ａ) 実開 平２−100998（ＪＰ，Ｕ)
Claims (1)
- 【請求項１】 着陸点の所定位置に設置されヘリコプタ
からの音波を電気信号に変換する複数のマイクロホン
と、 このマイクロホンからの電気信号が入力され所定のマイ
クロホン間の音波の位相差が検出される位相差検出回路
と、 この位相差検出回路により検出された音波の位相差から
ヘリコプタの方位角、高低角、ヘリコプタ進入方向の所
定距離に設置したマイクロホンとヘリコプタとの角度を
算出する角度算出回路と、 この角度算出回路により算出された各角度から着陸点と
ヘリコプタの距離、ヘリコプタの方位角、高低角を演算
する演算回路と、 この演算回路により演算された距離、方位角、高低角を
ヘリコプタに送信する送信機とを具備することを特徴と
するヘリコプタ誘導装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6132829A JP2610395B2 (ja) | 1994-06-15 | 1994-06-15 | ヘリコプタ誘導装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6132829A JP2610395B2 (ja) | 1994-06-15 | 1994-06-15 | ヘリコプタ誘導装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH087199A JPH087199A (ja) | 1996-01-12 |
| JP2610395B2 true JP2610395B2 (ja) | 1997-05-14 |
Family
ID=15090518
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6132829A Expired - Lifetime JP2610395B2 (ja) | 1994-06-15 | 1994-06-15 | ヘリコプタ誘導装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2610395B2 (ja) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2968511B2 (ja) | 1998-03-25 | 1999-10-25 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | ヘリコプタの低騒音着陸装置および低騒音着陸システム |
| JP4253239B2 (ja) | 2003-10-07 | 2009-04-08 | 富士重工業株式会社 | 画像認識を用いた航法装置 |
| JP5171881B2 (ja) * | 2010-05-14 | 2013-03-27 | 中国電力株式会社 | 無人飛行体の着陸を支援する方法、及び無人飛行体 |
| KR101288260B1 (ko) * | 2012-02-20 | 2013-07-26 | 김춘식 | 비행체 관제 시스템 |
| KR101378854B1 (ko) * | 2012-06-08 | 2014-03-27 | 삼성중공업 주식회사 | 전자석을 구비한 헬리데크 시스템 |
| US10909384B2 (en) | 2015-07-14 | 2021-02-02 | Panasonic Intellectual Property Management Co., Ltd. | Monitoring system and monitoring method |
| JP5979458B1 (ja) | 2015-11-06 | 2016-08-24 | パナソニックＩｐマネジメント株式会社 | 無人飛行体検知システム及び無人飛行体検知方法 |
| JP2018101987A (ja) * | 2018-01-31 | 2018-06-28 | パナソニックＩｐマネジメント株式会社 | 監視エリアの音源表示システム及び音源表示方法 |
-
1994
- 1994-06-15 JP JP6132829A patent/JP2610395B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH087199A (ja) | 1996-01-12 |
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