JP2746487B2 - 垂直離着陸航空機の機体位置測定方法 - Google Patents
垂直離着陸航空機の機体位置測定方法Info
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- JP2746487B2 JP2746487B2 JP3208579A JP20857991A JP2746487B2 JP 2746487 B2 JP2746487 B2 JP 2746487B2 JP 3208579 A JP3208579 A JP 3208579A JP 20857991 A JP20857991 A JP 20857991A JP 2746487 B2 JP2746487 B2 JP 2746487B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、垂直離着陸航空機を定
点に着陸又は着艦誘導する際に用いられる機体位置の測
定方法に関する。
点に着陸又は着艦誘導する際に用いられる機体位置の測
定方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】垂直離着陸航空機の機体位置を測定する
従来の方法として、レーダを用いるものがある。しかし
この方法では、使用電波の周波数帯にもよるが、直距離
測定の誤差は数ｍ以上もあり、定点へ正確に誘導させる
ことは困難であった。
従来の方法として、レーダを用いるものがある。しかし
この方法では、使用電波の周波数帯にもよるが、直距離
測定の誤差は数ｍ以上もあり、定点へ正確に誘導させる
ことは困難であった。
【０００３】特開昭６２−２９２５９６号公報には、自
動的に着地位置を測定する装置が開示されている。この
装置は、直距離測定にレーザ測距器を用いており、やは
り測定誤差は数ｍ程度で精度は低い。また、高出力のレ
ーザ装置を地上に設置し、機体側にはレーザシーカと測
距用レーザ装置を搭載する必要があり、システムとして
規模が大きくなる欠点がある。また特開昭６１−２８５
１９８号公報には、機体側に地上局からのレーザの照射
方向を検知する光センサと、地上からのレーザを反射す
るためのコーナーキューブピリズムを搭載し、地上局は
レーザ発振器とレーザ発振器付近に機体に搭載したコー
ナーキューブプリズムからの反射光を検知するための光
センサとレーザ発振器及び光センサを２軸駆動させるた
めのモータを設置し、機体を誘導したい方向に積極的に
レーザ発振器の照射方向を２軸駆動することにより制御
し、機体がレーザ上に乗っていないときには、機体の光
センサにより機体を誘導し、レーザ上に乗っているとき
には機体のコーナーキューブプリズムからの反射光によ
り機体の方向が検知できる装置が示されている。この装
置は、連続的に機体の位置を測定することができないこ
と及びレーザのビーム幅は比較的狭いため、地上局の制
御のための演算を実施している間にレーザのビーム幅以
上に機体が移動した場合には誘導できず、比較的移動速
度の小さい移動体にしか適用できない欠点がある。
動的に着地位置を測定する装置が開示されている。この
装置は、直距離測定にレーザ測距器を用いており、やは
り測定誤差は数ｍ程度で精度は低い。また、高出力のレ
ーザ装置を地上に設置し、機体側にはレーザシーカと測
距用レーザ装置を搭載する必要があり、システムとして
規模が大きくなる欠点がある。また特開昭６１−２８５
１９８号公報には、機体側に地上局からのレーザの照射
方向を検知する光センサと、地上からのレーザを反射す
るためのコーナーキューブピリズムを搭載し、地上局は
レーザ発振器とレーザ発振器付近に機体に搭載したコー
ナーキューブプリズムからの反射光を検知するための光
センサとレーザ発振器及び光センサを２軸駆動させるた
めのモータを設置し、機体を誘導したい方向に積極的に
レーザ発振器の照射方向を２軸駆動することにより制御
し、機体がレーザ上に乗っていないときには、機体の光
センサにより機体を誘導し、レーザ上に乗っているとき
には機体のコーナーキューブプリズムからの反射光によ
り機体の方向が検知できる装置が示されている。この装
置は、連続的に機体の位置を測定することができないこ
と及びレーザのビーム幅は比較的狭いため、地上局の制
御のための演算を実施している間にレーザのビーム幅以
上に機体が移動した場合には誘導できず、比較的移動速
度の小さい移動体にしか適用できない欠点がある。
【０００４】また、建設作業等において使用される測定
装置として光波測距儀がある。これは、レーザ光等を用
いて測定対象物までの距離を測定するものである。測定
精度を上げるために、対象物にプリズムを設置し、照射
したレーザ光がプリズムにより反射されて生じた位相差
から距離を求める等の方法を採っている。しかし、この
装置を用いて位置測定を行うためには作業員の手動によ
り測定対象物を捉え続けなければならず、自動化するこ
とはできない。
装置として光波測距儀がある。これは、レーザ光等を用
いて測定対象物までの距離を測定するものである。測定
精度を上げるために、対象物にプリズムを設置し、照射
したレーザ光がプリズムにより反射されて生じた位相差
から距離を求める等の方法を採っている。しかし、この
装置を用いて位置測定を行うためには作業員の手動によ
り測定対象物を捉え続けなければならず、自動化するこ
とはできない。
【０００５】さらに、ヘリコプタ等の垂直離着陸航空機
を高精度で定点に誘導することは困難であり、従来は自
動的に着陸又は着艦させることは行われてはいなかっ
た。
を高精度で定点に誘導することは困難であり、従来は自
動的に着陸又は着艦させることは行われてはいなかっ
た。
【０００６】本発明は上記事情に鑑み、地上及び機体側
にそれぞれ小型軽量な装置を設け、有人機のみならず無
人機を自動的に定点に高精度で誘導することを可能にす
る垂直離着陸航空機の機体位置測定方法を提供すること
を目的とする。
にそれぞれ小型軽量な装置を設け、有人機のみならず無
人機を自動的に定点に高精度で誘導することを可能にす
る垂直離着陸航空機の機体位置測定方法を提供すること
を目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の垂直離着陸航空
機の機体位置測定方法は、機体表面の同一円周上にマー
カーが分布している垂直離着陸航空機の機体を、画像セ
ンサを用いて画像情報として捉える工程と、画像情報か
らマーカーのみを抽出し、マーカーが描く楕円を形成す
る工程と、形成された楕円の座標を測定し、この楕円を
表す方程式を用いて機体の方位角、仰角及び直距離を求
める工程とを備えたことを特徴としている。
機の機体位置測定方法は、機体表面の同一円周上にマー
カーが分布している垂直離着陸航空機の機体を、画像セ
ンサを用いて画像情報として捉える工程と、画像情報か
らマーカーのみを抽出し、マーカーが描く楕円を形成す
る工程と、形成された楕円の座標を測定し、この楕円を
表す方程式を用いて機体の方位角、仰角及び直距離を求
める工程とを備えたことを特徴としている。
【０００８】または、垂直離着陸航空機の機体表面にマ
ーカーが配置され、このマーカーの付近にプリズムが装
着され、大地に対する方位角及び仰角を測定することが
できる２軸ジンバル装置が地上に設置され、この２軸ジ
ンバル装置に画像センサと光波測距儀とが光軸が一致し
た状態で設けられており、画像追随装置を用いて画像セ
ンサに前記マーカーを画像追随させ、このときの２軸ジ
ンバル装置の角度から機体までの方位角及び仰角を求め
る工程と、光波測距儀よりプリズムへレーザ光を照射さ
せ、機体までの直距離を求める工程とを備えたことを特
徴としている。
ーカーが配置され、このマーカーの付近にプリズムが装
着され、大地に対する方位角及び仰角を測定することが
できる２軸ジンバル装置が地上に設置され、この２軸ジ
ンバル装置に画像センサと光波測距儀とが光軸が一致し
た状態で設けられており、画像追随装置を用いて画像セ
ンサに前記マーカーを画像追随させ、このときの２軸ジ
ンバル装置の角度から機体までの方位角及び仰角を求め
る工程と、光波測距儀よりプリズムへレーザ光を照射さ
せ、機体までの直距離を求める工程とを備えたことを特
徴としている。
【０００９】さらには、大地に対する角度を測定するこ
とができる第１及び第２の２軸ジンバル装置が、所定の
間隔を空けてそれぞれ地上に設置され、この第１及び第
２の２軸ジンバル装置に第１及び第２の画像センサがそ
れぞれ装着されており、画像追随装置を用いてそれぞれ
の第１及び第２の画像センサに垂直離着陸航空機の機体
を画像追随させ、第１の２軸ジンバル装置の第１の方位
角及び第１の仰角と、第２の２軸ジンバル装置の第２の
方位角及び第２の仰角とを測定する工程と、第１の方位
角及び第１の仰角より定まる第１の画像センサの光軸か
らの距離を２乗した値と、第２の方位角及び第２の仰角
より定まる第２の画像センサの光軸からの距離を２乗し
た値とが最も小さくなる位置を求めることによって、機
体の位置を推定する工程とを備えたことを特徴としてい
る。
とができる第１及び第２の２軸ジンバル装置が、所定の
間隔を空けてそれぞれ地上に設置され、この第１及び第
２の２軸ジンバル装置に第１及び第２の画像センサがそ
れぞれ装着されており、画像追随装置を用いてそれぞれ
の第１及び第２の画像センサに垂直離着陸航空機の機体
を画像追随させ、第１の２軸ジンバル装置の第１の方位
角及び第１の仰角と、第２の２軸ジンバル装置の第２の
方位角及び第２の仰角とを測定する工程と、第１の方位
角及び第１の仰角より定まる第１の画像センサの光軸か
らの距離を２乗した値と、第２の方位角及び第２の仰角
より定まる第２の画像センサの光軸からの距離を２乗し
た値とが最も小さくなる位置を求めることによって、機
体の位置を推定する工程とを備えたことを特徴としてい
る。
【００１０】
【作用】垂直離着陸航空機の機体が画像センサにより画
像情報として捉えられ、この画像情報からマーカーのみ
が抽出され、このマーカーが描く楕円が形成される。こ
の形成された楕円の座標が測定され、楕円を表す方程式
より機体の方位、仰角及び機体までの直距離が求められ
る。これにより、航空機の着陸又は着艦を自動的に誘導
することが可能となる。さらにこの方法によれば、測定
のために機体側に設けるべきものはマーカーのみであ
り、簡易なため小型の無人機等にも適用が可能である。
像情報として捉えられ、この画像情報からマーカーのみ
が抽出され、このマーカーが描く楕円が形成される。こ
の形成された楕円の座標が測定され、楕円を表す方程式
より機体の方位、仰角及び機体までの直距離が求められ
る。これにより、航空機の着陸又は着艦を自動的に誘導
することが可能となる。さらにこの方法によれば、測定
のために機体側に設けるべきものはマーカーのみであ
り、簡易なため小型の無人機等にも適用が可能である。
【００１１】また、機体にマーカーが配置され、このマ
ーカーの付近にプリズムが装着されている場合、画像追
随装置により画像センサがマーカーを画像追随し、この
画像センサが設けられている２軸ジンバル装置の角度か
ら機体までの方位と仰角が求められる。また、２軸ジン
バル装置に設けられた光波測距儀からプリズムへレーザ
光が照射され、機体までの直距離が測定される。画像セ
ンサは、視野を大きくとれるため、マーカーの追随処理
をする間に機体が移動しても十分視野内にマーカーを捉
え続けることができ、移動速度が比較的大きな移動体を
追随し、連続的に機体の位置を計測することができるた
め、航空機の着陸又は着艦の自動的な誘導が可能とな
る。
ーカーの付近にプリズムが装着されている場合、画像追
随装置により画像センサがマーカーを画像追随し、この
画像センサが設けられている２軸ジンバル装置の角度か
ら機体までの方位と仰角が求められる。また、２軸ジン
バル装置に設けられた光波測距儀からプリズムへレーザ
光が照射され、機体までの直距離が測定される。画像セ
ンサは、視野を大きくとれるため、マーカーの追随処理
をする間に機体が移動しても十分視野内にマーカーを捉
え続けることができ、移動速度が比較的大きな移動体を
追随し、連続的に機体の位置を計測することができるた
め、航空機の着陸又は着艦の自動的な誘導が可能とな
る。
【００１２】第１及び第２の画像センサを用いる場合に
は、この二つの画像センサにより機体までの方位角と仰
角とが求められ、これらの角度により二つの光軸が定ま
る。航空機のような移動体を計測する場合には、固定点
を計測する場合とは異なり、同一条件で繰り返し計測す
ることができず、またこの光軸には測定誤差が含まれ空
間の一点で一致しない場合が多く、連続的に精度良く機
体位置を推定する必要があり、本発明では、それぞれの
光軸からの距離の２乗の和が最も小さくなる位置を機体
の位置として推定する。また、速度を有する移動体を確
実に追随し、前記内容の位置推定を行う必要があるが、
画像センサは、視野を大きくとれるため、マーカーの追
随処理をする間に機体が移動しても十分視野内にマーカ
ーを捉え続けることができ、移動速度が比較的大きな移
動体を追随し、連続的に機体の位置を高精度に計測する
ことができるため、航空機の着陸又は着艦の自動誘導が
可能となる。さらにこれらの方法によれば、測定のため
に機体側に設けるべきものはマーカーのみであり、簡易
なため小型の無人機等にも適用が可能である。
は、この二つの画像センサにより機体までの方位角と仰
角とが求められ、これらの角度により二つの光軸が定ま
る。航空機のような移動体を計測する場合には、固定点
を計測する場合とは異なり、同一条件で繰り返し計測す
ることができず、またこの光軸には測定誤差が含まれ空
間の一点で一致しない場合が多く、連続的に精度良く機
体位置を推定する必要があり、本発明では、それぞれの
光軸からの距離の２乗の和が最も小さくなる位置を機体
の位置として推定する。また、速度を有する移動体を確
実に追随し、前記内容の位置推定を行う必要があるが、
画像センサは、視野を大きくとれるため、マーカーの追
随処理をする間に機体が移動しても十分視野内にマーカ
ーを捉え続けることができ、移動速度が比較的大きな移
動体を追随し、連続的に機体の位置を高精度に計測する
ことができるため、航空機の着陸又は着艦の自動誘導が
可能となる。さらにこれらの方法によれば、測定のため
に機体側に設けるべきものはマーカーのみであり、簡易
なため小型の無人機等にも適用が可能である。
【００１３】
【実施例】以下、本発明の一実施例について図面を参照
して説明する。先ず、第１の実施例による垂直離着陸航
空機の機体位置測定方法について述べる。これは、可視
光線あるいは赤外線等の画像センサを用いて航空機の画
像をとらえ、機体までの直距離、方位及び仰角を測定し
機体の位置を自動的に求める方法である。
して説明する。先ず、第１の実施例による垂直離着陸航
空機の機体位置測定方法について述べる。これは、可視
光線あるいは赤外線等の画像センサを用いて航空機の画
像をとらえ、機体までの直距離、方位及び仰角を測定し
機体の位置を自動的に求める方法である。
【００１４】ここで、直距離は機体の見かけの大きさと
画像センサの視野の大きさから求めることができる。但
し、航空機は複雑な形状をしており、機体の見かけの大
きさは飛行姿勢によって著しく異なる。そこで、飛行姿
勢によらず見かけの大きさを正確に捕らえるためには、
工夫を要することになる。
画像センサの視野の大きさから求めることができる。但
し、航空機は複雑な形状をしており、機体の見かけの大
きさは飛行姿勢によって著しく異なる。そこで、飛行姿
勢によらず見かけの大きさを正確に捕らえるためには、
工夫を要することになる。
【００１５】第１の実施例では、円形を描くマーカーを
機体上に設置し、このマーカーの描く円の大きさを捉え
て直距離を測定している。このマーカーの描く円の大き
さは、大きいほど見かけの大きさが大きくなり、直距離
の測定精度は向上する。しかし、小型航空機の場合には
機体上に設置できるマーカーの大きさにも限度がある。
そこで図２（ａ）に示されるように、一つの円周１０上
に分布した複数のマーカーを機体１１に設置し、あるい
は図２（ｂ）に示されるように円弧状のマーカー１３及
び１４を設置する。
機体上に設置し、このマーカーの描く円の大きさを捉え
て直距離を測定している。このマーカーの描く円の大き
さは、大きいほど見かけの大きさが大きくなり、直距離
の測定精度は向上する。しかし、小型航空機の場合には
機体上に設置できるマーカーの大きさにも限度がある。
そこで図２（ａ）に示されるように、一つの円周１０上
に分布した複数のマーカーを機体１１に設置し、あるい
は図２（ｂ）に示されるように円弧状のマーカー１３及
び１４を設置する。
【００１６】このようなマーカーが描く円形は、機体が
垂直に着陸して行く過程で斜めから見ることにより、長
軸と短軸とが傾いた楕円となる。この楕円は、画像セン
サで捕らえた場合にどのように見えるかは、後述するよ
うに数式で表すことが可能である。この数式の係数を用
いて、方位角と仰角を計算することができる。
垂直に着陸して行く過程で斜めから見ることにより、長
軸と短軸とが傾いた楕円となる。この楕円は、画像セン
サで捕らえた場合にどのように見えるかは、後述するよ
うに数式で表すことが可能である。この数式の係数を用
いて、方位角と仰角を計算することができる。
【００１７】ここで、本実施例においては機体が垂直に
離着陸する際には姿勢は変化しないと仮定している。機
体の姿勢が変化する場合には、マーカーが描く楕円の長
軸と短軸の比、楕円の傾きは変化する。このような場合
には、機体に搭載されている姿勢検出装置等の情報を用
いて補正を行う必要がある。
離着陸する際には姿勢は変化しないと仮定している。機
体の姿勢が変化する場合には、マーカーが描く楕円の長
軸と短軸の比、楕円の傾きは変化する。このような場合
には、機体に搭載されている姿勢検出装置等の情報を用
いて補正を行う必要がある。
【００１８】本実施例による測定方法には、図１に示さ
れるような装置が用いられる。機体１１側には、上述し
たようにマーカー１２が設けられている。地上には、機
体１１の画像を捉えて画像信号を出力する画像センサ２
１と、この画像信号を処理して直距離、方位角α及び仰
角βを算出する画像処理・計測装置２２とが設置され
る。これらの装置の配列を示したのが図３のブロック図
である。機体１１の画像を検出する画像センサ２１から
画像信号が画像処理・計測装置２２に出力され、画像処
理・計測装置２２からは機体の位置を示す情報が出力さ
れる。
れるような装置が用いられる。機体１１側には、上述し
たようにマーカー１２が設けられている。地上には、機
体１１の画像を捉えて画像信号を出力する画像センサ２
１と、この画像信号を処理して直距離、方位角α及び仰
角βを算出する画像処理・計測装置２２とが設置され
る。これらの装置の配列を示したのが図３のブロック図
である。機体１１の画像を検出する画像センサ２１から
画像信号が画像処理・計測装置２２に出力され、画像処
理・計測装置２２からは機体の位置を示す情報が出力さ
れる。
【００１９】このような装置を用いて機体位置を計測す
る原理について、図４を用いて述べる。ここで、機体の
姿勢としてピッチ角及びロール角は共に０度で、方位角
は方位の基準方向から０度であると仮定する。
る原理について、図４を用いて述べる。ここで、機体の
姿勢としてピッチ角及びロール角は共に０度で、方位角
は方位の基準方向から０度であると仮定する。
【００２０】マーカー１２が設けられた機体１１が着陸
進入し、画像センサ２１がこれを画像として検出し画像
信号を出力する。
進入し、画像センサ２１がこれを画像として検出し画像
信号を出力する。
【００２１】出力された画像信号は、画像処理・計測装
置２２に入力され、処理が施されて図４（ａ）のように
画面が構成される。そして、例えばマーカー１２が赤外
線マーカーであり、画像センサ２１が赤外線画像センサ
である場合には、二値化処理が行われて、図４（ｂ）に
示されたようにマーカー１２のみが背景から抽出され
る。抽出された複数のマーカー１２の配列から、マーカ
ー１２が分布する楕円が再構成される。
置２２に入力され、処理が施されて図４（ａ）のように
画面が構成される。そして、例えばマーカー１２が赤外
線マーカーであり、画像センサ２１が赤外線画像センサ
である場合には、二値化処理が行われて、図４（ｂ）に
示されたようにマーカー１２のみが背景から抽出され
る。抽出された複数のマーカー１２の配列から、マーカ
ー１２が分布する楕円が再構成される。
【００２２】この再構成された楕円は、図５に示される
ように、長軸の長さが１２で、短軸の長さが１１であ
り、長軸の傾きがγである。
ように、長軸の長さが１２で、短軸の長さが１１であ
り、長軸の傾きがγである。
【００２３】この楕円から、方位角及び仰角を求める算
出方法について説明する。
出方法について説明する。
【００２４】三次元座標として、地球座標系をＸＧ，Ｙ
Ｇ，ＺＧ座標系とする。Ｘ，Ｙ，Ｚ座標系は、この
ＸＧ，ＹＧ，ＺＧ座標系と平行であって原点（ＸＡ，Ｙ
Ａ，ＺＡ）を機体上に設定したものとする。ｘ，ｙ，ｚ
座標系は、機体上に設定され姿勢の変化と共に変わる値
とする。そして、ｘ，ｙ，ｚ座標系とＸ，Ｙ，Ｚ座標系
とのなす角度を、機体姿勢角（θ，φ，ψ）とする。さ
らに、機体上に形成されたマーカーが描く円は、ｘ＝０
としたｙｚ平面上で半径をＲとした（１）式のような方
程式により表される。
Ｇ，ＺＧ座標系とする。Ｘ，Ｙ，Ｚ座標系は、この
ＸＧ，ＹＧ，ＺＧ座標系と平行であって原点（ＸＡ，Ｙ
Ａ，ＺＡ）を機体上に設定したものとする。ｘ，ｙ，ｚ
座標系は、機体上に設定され姿勢の変化と共に変わる値
とする。そして、ｘ，ｙ，ｚ座標系とＸ，Ｙ，Ｚ座標系
とのなす角度を、機体姿勢角（θ，φ，ψ）とする。さ
らに、機体上に形成されたマーカーが描く円は、ｘ＝０
としたｙｚ平面上で半径をＲとした（１）式のような方
程式により表される。
【００２５】
【数１】 ｘ，ｙ，ｚ座標系とＸ，Ｙ，Ｚ座標系とは、次の（２）
式のような関係にある。
式のような関係にある。
【００２６】
【数２】 またＸ，Ｙ，Ｚ座標系は、原点の座標値（ＸＡ，ＹＡ，
ＺＡ）を用いてＸＧ，ＹＧ，ＺＧ座標系で（３）式のよ
うに表される。
ＺＡ）を用いてＸＧ，ＹＧ，ＺＧ座標系で（３）式のよ
うに表される。
【００２７】
【数３】 よって機体上の座標値（ｘ，ｙ，ｚ）は、ＸＧ，ＹＧ，
ＺＧ地球座標系により次のように表現される。
ＺＧ地球座標系により次のように表現される。
【００２８】
【数４】 マーカーが描く円はｘ＝０であるから、（４）式で得ら
れるｘに０を代入すると、以下のようである。
れるｘに０を代入すると、以下のようである。
【００２９】
【数５】 さらに、このＸＧ，ＹＧ，ＺＧ地球座標系を用いて、次
のようにして機体上のマーカーが描く円を表す。マーカ
ーが描く円はｘ＝０の平面にあるため、円の式はψがど
のような値をとっても同一である。そこで、ψ＝０とす
ると上記（４）式は以下のようになる。
のようにして機体上のマーカーが描く円を表す。マーカ
ーが描く円はｘ＝０の平面にあるため、円の式はψがど
のような値をとっても同一である。そこで、ψ＝０とす
ると上記（４）式は以下のようになる。
【００３０】
【数６】 画像センサ２１が有するカメラの光軸にＸ軸が設定され
たＸＣ，Ｙｃ，Ｚｃ座標系を導入する。カメラの光軸の
方位角をＡＺｃ，仰角をＥＬｃとすると、ＸＣ，Ｙｃ，
Ｚｃ座標系とＸＧ，ＹＧ，ＺＧ座標系との間には、
（７）式の関係が成立する。
たＸＣ，Ｙｃ，Ｚｃ座標系を導入する。カメラの光軸の
方位角をＡＺｃ，仰角をＥＬｃとすると、ＸＣ，Ｙｃ，
Ｚｃ座標系とＸＧ，ＹＧ，ＺＧ座標系との間には、
（７）式の関係が成立する。
【００３１】
【数７】 次に、（１）カメラの光軸の方位角ＡＺｃが０の場合
と、（２）仰角ＥＬｃが０の場合における方位角と仰
角、直距離をそれぞれ求める。
と、（２）仰角ＥＬｃが０の場合における方位角と仰
角、直距離をそれぞれ求める。
【００３２】（１）カメラの光軸の方位角ＡＺｃが０の
場合 ＡＺｃ＝０を（７）式に代入すると、（８）式のように
なる。
場合 ＡＺｃ＝０を（７）式に代入すると、（８）式のように
なる。
【００３３】
【数８】 また、カメラの撮像素子面に捉られる画像は、カメラの
レンズの光軸に対して垂直な二次元平面上に形成され
る。そこで、光軸とｘｃ軸が一致し、撮像素子面上にｙ
ｃ軸とｚｃ軸が存在するｘｃ，ｙｃ，ｚｃ座標軸を設定
する。画像はｙｃ−ｚｃ軸の平面上に描かれ、（９）式
のように表される。
レンズの光軸に対して垂直な二次元平面上に形成され
る。そこで、光軸とｘｃ軸が一致し、撮像素子面上にｙ
ｃ軸とｚｃ軸が存在するｘｃ，ｙｃ，ｚｃ座標軸を設定
する。画像はｙｃ−ｚｃ軸の平面上に描かれ、（９）式
のように表される。
【００３４】ここで、ｆは画像センサのレンズの焦点距
離である。
離である。
【数９】 式を簡略化するため、ＥＬｃ＝０とすると（８）式は
（９）式より次の（１０）式のように変形される。
（９）式より次の（１０）式のように変形される。
【００３５】
【数１０】 （１０）式を（５）及び（６）式に代入すると、以下の
（１１）及び（１２）式が得られる。
（１１）及び（１２）式が得られる。
【００３６】
【数１１】 式の簡略化を図るため、角度θ，φ，ψをいずれも０度
とすると、（１１）及び（１２）式はそれぞれ（１３）
及び（１４）式のようになる。
とすると、（１１）及び（１２）式はそれぞれ（１３）
及び（１４）式のようになる。
【００３７】
【数１２】 （１４）式に（１３）式を代入すると、（１５）式が得
られる。
られる。
【００３８】
【数１３】 この（１５）式の両辺をＸＡ／ｆで割ると、
【００３９】
【数１４】 となる。
【００４０】また機体の直距離をＬとし、ＸＧ，ＹＧ，
ＺＧ地球座標系における機体方向の方位角及び仰角をＥ
ＬＡ及びＡＺＡとすると、（１７）式が成立する。
ＺＧ地球座標系における機体方向の方位角及び仰角をＥ
ＬＡ及びＡＺＡとすると、（１７）式が成立する。
【００４１】
【数１５】 （１７）式を（１６）式に代入すると、
【００４２】
【数１６】 となる。
【００４３】この（１８）式を整理すると（１９）式が
得られ、方位角ＡＺＡ、仰角ＥＬＡ、直距離Ｌの間には
次のような関係が成り立つ。
得られ、方位角ＡＺＡ、仰角ＥＬＡ、直距離Ｌの間には
次のような関係が成り立つ。
【００４４】
【数１７】 この場合は、図６に示されるように中心が座標（ｙ０，
ｚ０）に位置する円となる。ここで、ｒは撮像素子上の
円の半径とする。
ｚ０）に位置する円となる。ここで、ｒは撮像素子上の
円の半径とする。
【００４５】この図６のパラメータを計測することによ
って、方位角ＡＺＡ、仰角ＥＬＡ、直距離Ｌがそれぞれ
（２０）〜（２２）式のように求まる。
って、方位角ＡＺＡ、仰角ＥＬＡ、直距離Ｌがそれぞれ
（２０）〜（２２）式のように求まる。
【００４６】
【数１８】 （２）仰角ＥＬｃが０の場合 ＡＺｃは０以外の値でＥＬＣは０であるとすると、
（７）式は（２３）式のようになり、さらに（９）式を
代入すると（２４）式のようになる。
（７）式は（２３）式のようになり、さらに（９）式を
代入すると（２４）式のようになる。
【００４７】
【数１９】 この（２４）式を（５）及び（６）式に代入すると、
（２５）及び（２６）式が得られる。
（２５）及び（２６）式が得られる。
【００４８】
【数２０】 式の簡略化を図るため、角度θ，φ，ψをいずれも０に
すると、（２５）及び（２６）式はそれぞれ（２７）及
び（２８）式のようになる。
すると、（２５）及び（２６）式はそれぞれ（２７）及
び（２８）式のようになる。
【００４９】
【数２１】 （２８）式に、（２７）及び（１７）式を代入すると、
【００５０】
【数２２】 となる。
【００５１】この（２９）式を整理すると、（３０）式
のようになる。
のようになる。
【００５２】ところで、画面上に捉られる楕円は（３
１）式で表される。
１）式で表される。
【００５３】
【数２３】 （３１）式において、ｚｃの係数ｄ０とｙｃｚｃの係数
ｅ０との比ｄ０／ｅ０をとると（３２）式が得られ、こ
れより（３３）式のようにＡＺｃが求まる。
ｅ０との比ｄ０／ｅ０をとると（３２）式が得られ、こ
れより（３３）式のようにＡＺｃが求まる。
【００５４】
【数２４】 また、ｙｃ ２の係数ａ０に相当する項は（３４）式のよ
うである。
うである。
【００５５】
【数２５】 この式より、（３５）式が求まる。
【００５６】
【数２６】 ｚｃ ２の係数ｂ０に相当する項は（３６）式で表され、
【００５７】
【数２７】 この（３６）式に（３５）式を代入して整理すると、
（３７）式のように方位角ＡＺＡに関する式が得られ
る。
（３７）式のように方位角ＡＺＡに関する式が得られ
る。
【００５８】
【数２８】 さらに、ｙｃ ｚｃの係数ｅ０は、（３８）式のようで
ある。
ある。
【００５９】
【数２９】 よって、仰角ＥＬＡは（３９）式のように表される。
【００６０】
【数３０】 また、係数ｆ０に相当する項は（４０）式のようであ
り、
り、
【００６１】
【数３１】 これより、Ｒ２／Ｌ２は（４１）式のように表され、
【００６２】
【数３２】 この（４１）式より、直距離Ｌが求まる。
【００６３】
【数３３】 次に、本発明の第２の実施例による機体位置測定方法に
ついて説明する。この第２の実施例では、図７に示され
たような装置を機体側及び地上側に設置して測定を行
う。垂直離着陸航空機として、ヘリコプタ４１を測定の
対象とする。
ついて説明する。この第２の実施例では、図７に示され
たような装置を機体側及び地上側に設置して測定を行
う。垂直離着陸航空機として、ヘリコプタ４１を測定の
対象とする。
【００６４】地上側には、方位角及び仰角方向にぞれぞ
れ自由度を持ち回転することができる２軸ジンバル装置
４４が設置されている。この２軸ジンバル装置４４上
に、可視光線又は赤外線等を用いてヘリコプタ４１の画
像を捉える画像センサ４２が搭載されている。そして画
像センサ４２が、その光軸上にヘリコプタ４１の機体を
常に画像追随できるように２軸ジンバル装置４４が回転
動作する。このときの２軸ジンバル装置４４の角度を測
定することにより、ヘリコプタ４１までの方位角と仰角
とが計測される。また、画像センサ４２の光軸と平行に
なるように画像センサ４２の付近に光波測距儀４３が設
置されている。この光波測距儀４３によって、ヘリコプ
タ４１までの直距離の測定が行われる。
れ自由度を持ち回転することができる２軸ジンバル装置
４４が設置されている。この２軸ジンバル装置４４上
に、可視光線又は赤外線等を用いてヘリコプタ４１の画
像を捉える画像センサ４２が搭載されている。そして画
像センサ４２が、その光軸上にヘリコプタ４１の機体を
常に画像追随できるように２軸ジンバル装置４４が回転
動作する。このときの２軸ジンバル装置４４の角度を測
定することにより、ヘリコプタ４１までの方位角と仰角
とが計測される。また、画像センサ４２の光軸と平行に
なるように画像センサ４２の付近に光波測距儀４３が設
置されている。この光波測距儀４３によって、ヘリコプ
タ４１までの直距離の測定が行われる。
【００６５】画像センサ４２を２軸ジンバル装置４４に
より回転移動させ、ヘリコプタ４１を画像追随させる装
置が、画像追随装置４６である。画像追随装置４６に
は、様々な方式によるものが考えられる。本実施例で
は、ヘリコプタ４１の機体を画像センサ４２でトラッキ
ングできる方式であれば、いずれによるものを用いても
よい。ここでは一例として、面積重心追随方式について
その概略を説明する。
より回転移動させ、ヘリコプタ４１を画像追随させる装
置が、画像追随装置４６である。画像追随装置４６に
は、様々な方式によるものが考えられる。本実施例で
は、ヘリコプタ４１の機体を画像センサ４２でトラッキ
ングできる方式であれば、いずれによるものを用いても
よい。ここでは一例として、面積重心追随方式について
その概略を説明する。
【００６６】背景と比較し対象物が高温である場合は、
赤外線画像センサで画像を捉えると、対象物の輝度が高
く背景の輝度は低くなる。そこで、所定の輝度を閾値と
し、この閾値よりも低い温度の領域を輝度０にし、高い
領域を最大輝度に変換して対象物のみを抽出する。抽出
した目標物の画像の面積重心を計算し、その重心位置と
画像中心位置との間の垂直方向及び水平方向の偏差をそ
れぞれ求める。
赤外線画像センサで画像を捉えると、対象物の輝度が高
く背景の輝度は低くなる。そこで、所定の輝度を閾値と
し、この閾値よりも低い温度の領域を輝度０にし、高い
領域を最大輝度に変換して対象物のみを抽出する。抽出
した目標物の画像の面積重心を計算し、その重心位置と
画像中心位置との間の垂直方向及び水平方向の偏差をそ
れぞれ求める。
【００６７】また、２軸ジンバル装置４４の動作制御は
次のように行う。２軸ジンバル装置４４の方位角及び仰
角は、それぞれ画面の水平方向と垂直方向とにそれぞれ
対応する。そこで、画面の水平方向の偏差に一定のゲイ
ンを乗算して方位角方向の回転速度指令とし、画面の垂
直方向の偏差に一定のゲインを乗算して仰角方向の回転
速度指令とする。このようにして２軸ジンバル装置４４
により画像センサ４２を移動させ、ヘリコプタ４１を画
像追随させる。
次のように行う。２軸ジンバル装置４４の方位角及び仰
角は、それぞれ画面の水平方向と垂直方向とにそれぞれ
対応する。そこで、画面の水平方向の偏差に一定のゲイ
ンを乗算して方位角方向の回転速度指令とし、画面の垂
直方向の偏差に一定のゲインを乗算して仰角方向の回転
速度指令とする。このようにして２軸ジンバル装置４４
により画像センサ４２を移動させ、ヘリコプタ４１を画
像追随させる。
【００６８】また、定点４７が着陸すべき地点に合致す
るように誘導するには、光波測距儀４３がヘリコプタ４
１までの直距離を正確に測定できなければならない。そ
こで、ヘリコプタ４１には定点４７の近傍にマーカー４
９が設置され、このマーカー４９の付近にはレーザ光を
反射するプリズム４８が搭載されている。これにより、
画像センサ４２がマーカー４９を追随し光波測距儀４３
が確実にプリズム４８を捉えることが可能となる。
るように誘導するには、光波測距儀４３がヘリコプタ４
１までの直距離を正確に測定できなければならない。そ
こで、ヘリコプタ４１には定点４７の近傍にマーカー４
９が設置され、このマーカー４９の付近にはレーザ光を
反射するプリズム４８が搭載されている。これにより、
画像センサ４２がマーカー４９を追随し光波測距儀４３
が確実にプリズム４８を捉えることが可能となる。
【００６９】この図７に示された測定装置の構成を、ブ
ロック図として示したのが図８である。ヘリコプタ４１
に取り付けたマーカー４９を、画像センサ４２が画像追
随する。この画像センサ４２の光軸が、マーカー４８の
方向を指向するように、上述したように画像追随装置４
６が画像センサ４２からの出力を用いて２軸ジンバル装
置４４に指令信号を与える。２軸ジンバル装置４４の方
位角α、抑角β及び画像センサ４２と共に２軸ジンバル
装置４４に固定されている光波測距儀４３がプリズム４
８を捉え、直距離Ｌが測定され、計算装置４５に与えら
れ、機体の位置（ＸＧ，ＹＧ，ＺＧ）は（４３）式のよ
うに計算される。
ロック図として示したのが図８である。ヘリコプタ４１
に取り付けたマーカー４９を、画像センサ４２が画像追
随する。この画像センサ４２の光軸が、マーカー４８の
方向を指向するように、上述したように画像追随装置４
６が画像センサ４２からの出力を用いて２軸ジンバル装
置４４に指令信号を与える。２軸ジンバル装置４４の方
位角α、抑角β及び画像センサ４２と共に２軸ジンバル
装置４４に固定されている光波測距儀４３がプリズム４
８を捉え、直距離Ｌが測定され、計算装置４５に与えら
れ、機体の位置（ＸＧ，ＹＧ，ＺＧ）は（４３）式のよ
うに計算される。
【数３４】
【００７０】次に本願発明の第３の実施例について、外
観を示した図９と装置のブロック構成を示した図１０と
を用いて説明する。この実施例では、二組の画像センサ
６２及び６４を用いる。それぞれの画像センサ６２及び
６４は、大地に対する角度を測定することができる２軸
ジンバル装置６３及び６５上に搭載されている。２軸ジ
ンバル装置６３及び６５は、それぞれ画像追随装置６６
及び６７からの指令を受けて回転動作を行う。この画像
追随装置６６及び６７は、それぞれ画像センサ６２及び
６４から画像信号を与えられて、画像センサ６２及び６
４の光軸がヘリコプタ６１の一定の箇所を追随するよう
にジンバル角度指令を出力する。画像を追随させる方式
には第２の実施例において述べたように幾つかあり、面
積重心追随方式等を用いることができる。
観を示した図９と装置のブロック構成を示した図１０と
を用いて説明する。この実施例では、二組の画像センサ
６２及び６４を用いる。それぞれの画像センサ６２及び
６４は、大地に対する角度を測定することができる２軸
ジンバル装置６３及び６５上に搭載されている。２軸ジ
ンバル装置６３及び６５は、それぞれ画像追随装置６６
及び６７からの指令を受けて回転動作を行う。この画像
追随装置６６及び６７は、それぞれ画像センサ６２及び
６４から画像信号を与えられて、画像センサ６２及び６
４の光軸がヘリコプタ６１の一定の箇所を追随するよう
にジンバル角度指令を出力する。画像を追随させる方式
には第２の実施例において述べたように幾つかあり、面
積重心追随方式等を用いることができる。
【００７１】そして２軸ジンバル装置６３から方位角α
１及び仰角β１が、２軸ジンバル６５から方位角α２及
び仰角β２がそれぞれ計算装置６８に出力される。ここ
で、画像センサ６２及び６４の方位角，仰角の基準は一
致させておく必要がある。図９に示されるように、方位
角の基準方向にｘ軸、これと９０度直交する方向にｙ
軸、さらに鉛直下方にｚ軸をそれぞれ設定する。そし
て、画像センサ６２及び６４の位置をそれぞれ（ｘ１，
ｙ１，ｚ１）（ｘ２，ｙ２，ｚ２）とする。ヘリコプタ
６１の位置の計測は、この二つの既知の位置からの方位
角α１及び仰角β１、方位角α２及び仰角β２とから三
角測量の要領で行うことができる。
１及び仰角β１が、２軸ジンバル６５から方位角α２及
び仰角β２がそれぞれ計算装置６８に出力される。ここ
で、画像センサ６２及び６４の方位角，仰角の基準は一
致させておく必要がある。図９に示されるように、方位
角の基準方向にｘ軸、これと９０度直交する方向にｙ
軸、さらに鉛直下方にｚ軸をそれぞれ設定する。そし
て、画像センサ６２及び６４の位置をそれぞれ（ｘ１，
ｙ１，ｚ１）（ｘ２，ｙ２，ｚ２）とする。ヘリコプタ
６１の位置の計測は、この二つの既知の位置からの方位
角α１及び仰角β１、方位角α２及び仰角β２とから三
角測量の要領で行うことができる。
【００７２】しかし、方位角α１，α２及び仰角β１，
β２には誤差が含まれている。このため、二つの光軸が
一箇所で交差せずヘリコプタ６１の位置が定まらない場
合が多い。そこで、これらの角度データからヘリコプタ
６１の位置を推定する演算を計算装置６７において行
う。画像センサ６２からみたヘリコプタ６１の単位ベク
トル（ｌ１，ｍ１，ｎ１）は（４４）式のようであり、
画像センサ６４からみたヘリコプタ６１の単位ベクトル
（ｌ２，ｍ２，ｎ２）は（４５）式のように表される。
β２には誤差が含まれている。このため、二つの光軸が
一箇所で交差せずヘリコプタ６１の位置が定まらない場
合が多い。そこで、これらの角度データからヘリコプタ
６１の位置を推定する演算を計算装置６７において行
う。画像センサ６２からみたヘリコプタ６１の単位ベク
トル（ｌ１，ｍ１，ｎ１）は（４４）式のようであり、
画像センサ６４からみたヘリコプタ６１の単位ベクトル
（ｌ２，ｍ２，ｎ２）は（４５）式のように表される。
【００７３】
【数３５】 これらの単位ベクトルを用いると、二つの光軸までの距
離の二乗の和ｈ２は、（４６）式のように表される。
離の二乗の和ｈ２は、（４６）式のように表される。
【００７４】
【数３６】 この二乗の和ｈ２が最小となる条件は、（４７）式のよ
うである。
うである。
【００７５】
【数３７】 この条件を満たす方程式を連立させて解くと、（４８）
式のようにヘリコプタ６１の座標（ｘ０，ｙ０，ｚ０）
が求まる。
式のようにヘリコプタ６１の座標（ｘ０，ｙ０，ｚ０）
が求まる。
【００７６】
【数３８】 このようにして、二つの画像センサ６２，６４を用いて
得られた方位角と仰角から、精度良くヘリコプタ６１の
位置を推定することができる。
得られた方位角と仰角から、精度良くヘリコプタ６１の
位置を推定することができる。
【００７７】
【発明の効果】以上説明したように本発明の垂直離着陸
航空機の機体位置測定方法は、機体を画像センサにより
捉え、機体に設けられたマーカーが描く楕円が形成して
座標を測定し、楕円を表す方程式から機体の方位角、仰
角及び機体までの直距離を求めるため、航空機の着睦又
は着艦を自動的に誘導することが可能となる。
航空機の機体位置測定方法は、機体を画像センサにより
捉え、機体に設けられたマーカーが描く楕円が形成して
座標を測定し、楕円を表す方程式から機体の方位角、仰
角及び機体までの直距離を求めるため、航空機の着睦又
は着艦を自動的に誘導することが可能となる。
【００７８】また、機体の同一円周上にマーカーが分布
され、このマーカーの付近にプリズムが装着されている
場合には、画像センサがマーカーを画像追随し２軸ジン
バル装置の角度から方位角と仰角が求まり、光波測距儀
より直距離が測定される。
され、このマーカーの付近にプリズムが装着されている
場合には、画像センサがマーカーを画像追随し２軸ジン
バル装置の角度から方位角と仰角が求まり、光波測距儀
より直距離が測定される。
【００７９】第１及び第２の画像センサを用いる場合
は、この二つの画像センサにより方位角と仰角とが求ま
り、これらの角度により定まる二つの光軸からの距離の
２乗の和が最も小さくなる位置から機体の座標が推定さ
れる。これらの方法によれば、測定のために機体側に設
けるべきものはマーカーのみであり、小型で軽量な無人
機等に対しても適用することができる。
は、この二つの画像センサにより方位角と仰角とが求ま
り、これらの角度により定まる二つの光軸からの距離の
２乗の和が最も小さくなる位置から機体の座標が推定さ
れる。これらの方法によれば、測定のために機体側に設
けるべきものはマーカーのみであり、小型で軽量な無人
機等に対しても適用することができる。
【図１】本発明の第１の実施例による垂直離着陸航空機
の機体位置測定方法を実施する際に用いる測定装置の外
観を示した斜視図。
の機体位置測定方法を実施する際に用いる測定装置の外
観を示した斜視図。
【図２】同機体位置測定方法において機体に設けるべき
マーカーの配列を示した平面図。
マーカーの配列を示した平面図。
【図３】同機体位置測定方法で用いられる測定装置の構
成を示したブロック図。
成を示したブロック図。
【図４】同機体位置測定装置における画像センサが捉え
た機体の画像を示した説明図。
た機体の画像を示した説明図。
【図５】同画像センサが再構成したマーカーの描く楕円
を示した説明図。
を示した説明図。
【図６】ｘｃ，ｙｃ，Ｚｃ座標系における撮像素子上の
円の半径を示した説明図。
円の半径を示した説明図。
【図７】本発明の第２の実施例による垂直離着陸航空機
の機体位置測定方法を実施する際に用いる測定装置の外
観を示した斜視図。
の機体位置測定方法を実施する際に用いる測定装置の外
観を示した斜視図。
【図８】同機体位置測定方法で用いられる測定装置の構
成を示したブロック図。
成を示したブロック図。
【図９】本発明の第３の実施例による垂直離着陸航空機
の機体位置測定方法を実施する際に用いる測定装置の外
観を示した斜視図。
の機体位置測定方法を実施する際に用いる測定装置の外
観を示した斜視図。
【図１０】同機体位置測定方法で用いられる測定装置の
構成を示したブロック図。
構成を示したブロック図。
１０ 円 １１ 機体 １２ マーカー ２１ 画像センサ ２２ 画素処理・計測装置 ４１ ヘリコプタ ４２ 画像センサ ４３ 光波測距儀 ４４ ２軸ジンバル装置 ４５ 計算装置 ４６ 画像追随装置 ４８ プリズム ４９ マーカー ６１ ヘリコプタ ６２ 画像センサ ６３ ２軸ジンバル ６４ 画像センサ ６５ ２軸ジンバル ６６ 画像追随装置 ６７ 画像追随装置 ６８ 計算装置
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭61−285198（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−178879（ＪＰ，Ａ)
Claims (3)
- 【請求項１】機体表面の同一円周上にマーカーが分布し
ている垂直離着陸航空機の機体を、画像センサを用いて
画像情報として捉える工程と、 前記画像情報から前記マーカーのみを抽出し、前記マー
カーが描く楕円を形成する工程と、 形成された前記楕円の座標を測定し、この楕円を表す方
程式を用いて前記機体の方位角、仰角及び直距離を求め
る工程とを備えたことを特徴とする垂直離着陸航空機の
機体位置測定方法。 - 【請求項２】垂直離着陸航空機の機体表面にマーカーが
配置され、このマーカーの付近にプリズムが装着され、 大地に対する方位角及び仰角を測定することができる２
軸ジンバル装置が地上に設置され、この２軸ジンバル装
置に画像センサと光波測距儀とが光軸が一致した状態で
設けられており、 画像追随装置を用いて前記画像センサに前記マーカーを
画像追随させ、このときの２軸ジンバル装置の角度から
前記機体までの方位角及び仰角を求める工程と、 前記光波測距儀より前記プリズムへレーザ光を照射さ
せ、前記機体までの直距離を求める工程とを備えたこと
を特徴とする垂直離着陸航空機の機体位置測定方法。 - 【請求項３】大地に対する角度を測定することができる
第１及び第２の２軸ジンバル装置が、所定の間隔を空け
てそれぞれ地上に設置され、この第１及び第２の２軸ジ
ンバル装置に第１及び第２の画像センサがそれぞれ装着
されており、 画像追随装置を用いてそれぞれの前記第１及び第２の画
像センサに垂直離着陸航空機の機体を画像追随させ、前
記第１の２軸ジンバル装置の第１の方位角及び第１の仰
角と、前記第２の２軸ジンバル装置の第２の方位角及び
第２の仰角とを測定する工程と、 前記第１の方位角及び前記第１の仰角より定まる前記第
１の画像センサの光紬からの距離を２乗した値と、前記
第２の方位角及び前記第２の仰角より定まる前記第２の
画像センサの光軸からの距離を２乗した値とが最も小さ
くなる位置を求めることによって、前記機体の位置を推
定する工程とを備えたことを特徴とする垂直離着陸航空
機の機体位置測定方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3208579A JP2746487B2 (ja) | 1991-07-25 | 1991-07-25 | 垂直離着陸航空機の機体位置測定方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3208579A JP2746487B2 (ja) | 1991-07-25 | 1991-07-25 | 垂直離着陸航空機の機体位置測定方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0524591A JPH0524591A (ja) | 1993-02-02 |
| JP2746487B2 true JP2746487B2 (ja) | 1998-05-06 |
Family
ID=16558525
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3208579A Expired - Lifetime JP2746487B2 (ja) | 1991-07-25 | 1991-07-25 | 垂直離着陸航空機の機体位置測定方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2746487B2 (ja) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1242829B1 (de) * | 1999-12-30 | 2003-11-19 | EADS Astrium GmbH | Mobile anordnung und verfahren zur grossflächigen und genauen charakterisierung von strahlungsfeldern im aussenbereich |
| KR101021799B1 (ko) * | 2008-11-12 | 2011-03-17 | 주식회사 대한항공 | 무인항공기 자동회수 유도 제어 방법 |
| CN105691633B (zh) * | 2014-11-28 | 2018-12-25 | 上海航空电器有限公司 | 襟翼零位自适应识别装置 |
| CN105043395B (zh) * | 2015-07-17 | 2017-12-05 | 浙江工业大学 | 一种飞行器月表软着陆的实时动态选址方法 |
| US10663592B2 (en) | 2015-11-09 | 2020-05-26 | Nec Solution Innovators, Ltd. | Flight control device, flight control method, and computer-readable recording medium |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61285198A (ja) * | 1985-06-12 | 1986-12-15 | 三菱電機株式会社 | ヘリコプタの誘導装置 |
-
1991
- 1991-07-25 JP JP3208579A patent/JP2746487B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0524591A (ja) | 1993-02-02 |
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