JP3175960B2 - 着船誘導センサー・システム - Google Patents
着船誘導センサー・システムInfo
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はＶＴＯＬ機（垂直離着陸
機）やヘリコプタのように垂直離着陸のできる航空機を
船上の狭い発着甲板に迅速且つ安全に誘導、着船させる
ためのパイロット操縦支援装置、或いは自動誘導着船装
置等のために船と航空機の相対位置情報を提供するセン
サー・システムに関する。
機）やヘリコプタのように垂直離着陸のできる航空機を
船上の狭い発着甲板に迅速且つ安全に誘導、着船させる
ためのパイロット操縦支援装置、或いは自動誘導着船装
置等のために船と航空機の相対位置情報を提供するセン
サー・システムに関する。
【０００２】本発明は浮体式の原油掘削リグ上のヘリポ
ートや高層ビル屋上のヘリポートのように強風下で動揺
するプラット・フォームへの自動着陸装置の相対位置検
出用にも利用できるほか、通常の地上ヘリポートへの自
動着陸装置にも利用できる。
ートや高層ビル屋上のヘリポートのように強風下で動揺
するプラット・フォームへの自動着陸装置の相対位置検
出用にも利用できるほか、通常の地上ヘリポートへの自
動着陸装置にも利用できる。
【０００３】
【従来の技術】従来の自動着陸装置及び自動着船装置に
於いては、図９に示すようにマイクロ波着陸システム
（ＭＬＳ）と呼ばれる地上の２台のマイクロ波送信機と
機上の受信機から構成される装置が通常用いられ、地上
のアジマス・アンテナ及びエレベーション・アンテナか
ら測角方向に先鋭なファン・ビームを高速で往復走査
し、ビームが受信点を通過した時に得られる２個のパル
スの時間間隔Ｔを測定することによって受信点での機体
の進入方位角及び降下角度を判断している。
於いては、図９に示すようにマイクロ波着陸システム
（ＭＬＳ）と呼ばれる地上の２台のマイクロ波送信機と
機上の受信機から構成される装置が通常用いられ、地上
のアジマス・アンテナ及びエレベーション・アンテナか
ら測角方向に先鋭なファン・ビームを高速で往復走査
し、ビームが受信点を通過した時に得られる２個のパル
スの時間間隔Ｔを測定することによって受信点での機体
の進入方位角及び降下角度を判断している。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前述のマイクロ波着陸
システム（ＭＬＳ）は地上又は船上の滑走路へ機体を滑
走着陸させるためのシステムであり、滑走路への進入コ
ース及び降下角度さえうまく制御できれば、後は高度が
規定値以下になったとき揚力を減らして接地すれば良い
という考え方に立っている。
システム（ＭＬＳ）は地上又は船上の滑走路へ機体を滑
走着陸させるためのシステムであり、滑走路への進入コ
ース及び降下角度さえうまく制御できれば、後は高度が
規定値以下になったとき揚力を減らして接地すれば良い
という考え方に立っている。
【０００５】一方、ＶＴＯＬ機やヘリコプタの小型船へ
の着船は非常に狭い発着甲板に対して行なわれるので、
着船誘導を自動化するには進入コースと降下角度だけで
なく甲板と機体の相対位置、相対速度を正確に知る必要
がある。
の着船は非常に狭い発着甲板に対して行なわれるので、
着船誘導を自動化するには進入コースと降下角度だけで
なく甲板と機体の相対位置、相対速度を正確に知る必要
がある。
【０００６】特に船の動揺による着船後の機体の転覆を
防ぐ拘束装置を有するヘリコプタの場合、機体下面に張
り出している円筒状の機体側拘束装置が甲板中央部に装
備されている四角の枠形状の船側拘束装置の中に入り２
本のバーで固定されるように精密な着船精度が要求され
る。そのため着船誘導時のパイロットのワーク・ロード
軽減のための表示用或いは着船誘導自動化用のセンサー
には厳しい位置精度が求められるが、電波を用いるシス
テムで実現することは難しいという問題がある。本発明
はこれらの問題を解決する着船誘導システムを提供する
ことを目的とする。
防ぐ拘束装置を有するヘリコプタの場合、機体下面に張
り出している円筒状の機体側拘束装置が甲板中央部に装
備されている四角の枠形状の船側拘束装置の中に入り２
本のバーで固定されるように精密な着船精度が要求され
る。そのため着船誘導時のパイロットのワーク・ロード
軽減のための表示用或いは着船誘導自動化用のセンサー
には厳しい位置精度が求められるが、電波を用いるシス
テムで実現することは難しいという問題がある。本発明
はこれらの問題を解決する着船誘導システムを提供する
ことを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】（第１の手段） 本発明に係る着船誘導センサー・システムは、ジンバル
機構（１）を介して船に装備された１台のレーザ・レー
ダ（２）と、機体上の３点に装着したコーナー・キュー
ブ・リフレクタ（２０）と、前記レーザ・レーダ（２）
から発射しコーナー・キューブ・リフレクタ（２０）で
反射する光線により、レーザ・レーダ（２）からコーナ
ー・キューブ・リフレクタ（２０）への距離及び方向の
測定値を算出し船の発着甲板上の特定箇所と機体の特定
箇所との相対位置、相対速度及び船と機体の相対姿勢を
算出する着船誘導センサー・コンピュータ（５）と、前
記着船誘導センサー・コンピュータ（５）の信号を機体
側に送信する電波又は光のデータリンク手段（８，９，
２１，２２）とを具備し、前記着船誘導センサー・コン
ピュータ（５）は、レーザ・レーダ（２）からの情報を
入力するとともに、船上に装備した加速度計（３）及び
ジャイロ（４）からの船側動揺情報を入力し、機体のホ
バリング位置の修正値及び着船可能時期をも算出し、前
記ホバリング位置修正値に基づいてホバリング位置修正
指示灯（６）を点灯制御し、前記着船可能時期に前記着
船可能時期指示灯（７）を点灯するとともにデータ・リ
ンク手段（８、９、２１、２２）を介して機体へ合図信
号を送信することを特徴とする。
機構（１）を介して船に装備された１台のレーザ・レー
ダ（２）と、機体上の３点に装着したコーナー・キュー
ブ・リフレクタ（２０）と、前記レーザ・レーダ（２）
から発射しコーナー・キューブ・リフレクタ（２０）で
反射する光線により、レーザ・レーダ（２）からコーナ
ー・キューブ・リフレクタ（２０）への距離及び方向の
測定値を算出し船の発着甲板上の特定箇所と機体の特定
箇所との相対位置、相対速度及び船と機体の相対姿勢を
算出する着船誘導センサー・コンピュータ（５）と、前
記着船誘導センサー・コンピュータ（５）の信号を機体
側に送信する電波又は光のデータリンク手段（８，９，
２１，２２）とを具備し、前記着船誘導センサー・コン
ピュータ（５）は、レーザ・レーダ（２）からの情報を
入力するとともに、船上に装備した加速度計（３）及び
ジャイロ（４）からの船側動揺情報を入力し、機体のホ
バリング位置の修正値及び着船可能時期をも算出し、前
記ホバリング位置修正値に基づいてホバリング位置修正
指示灯（６）を点灯制御し、前記着船可能時期に前記着
船可能時期指示灯（７）を点灯するとともにデータ・リ
ンク手段（８、９、２１、２２）を介して機体へ合図信
号を送信することを特徴とする。
【０００８】（第２の手段）本発明に係る着船誘導セン
サー・システムは、第１の手段において、機体側の３点
にコーナー・キューブ・リフレクタを装着する代りに、
ジンバル機構１上にレーザ・レーダ２と共に赤外線カメ
ラ１１を搭載し、赤外線画像のパターン認識により、測
距すべき機体上の３点の位置を判定することを特徴とす
る。
サー・システムは、第１の手段において、機体側の３点
にコーナー・キューブ・リフレクタを装着する代りに、
ジンバル機構１上にレーザ・レーダ２と共に赤外線カメ
ラ１１を搭載し、赤外線画像のパターン認識により、測
距すべき機体上の３点の位置を判定することを特徴とす
る。
【０００９】
【００１０】
【作用】図２に示すように船上のレーザ・レーダ２を原
点とする座標系ｘｙｚを取り、機体上の１点への距離を
ｒ、ｘｙ平面からｚ軸の正方向に測ったエレベーション
角をθ、ｙｚ平面からｘ軸の正方向に測ったアジマス角
をψとすれば、船（レーザ・レーダ位置）と機体の相対
位置の船中心線方向成分Ｘ、船中心線に直角方向成分
Ｙ、及び高度Ｈが、 Ｘ＝ｒcos θcos ψ （１） Ｙ＝ｒcos θsin ψ （２） Ｈ＝ｒsin θ （３）
点とする座標系ｘｙｚを取り、機体上の１点への距離を
ｒ、ｘｙ平面からｚ軸の正方向に測ったエレベーション
角をθ、ｙｚ平面からｘ軸の正方向に測ったアジマス角
をψとすれば、船（レーザ・レーダ位置）と機体の相対
位置の船中心線方向成分Ｘ、船中心線に直角方向成分
Ｙ、及び高度Ｈが、 Ｘ＝ｒcos θcos ψ （１） Ｙ＝ｒcos θsin ψ （２） Ｈ＝ｒsin θ （３）
【００１１】として得られる。これらの式（１）〜
（３）によって船と機体の相対位置を知るには最低限の
条件として、レーザ・レーダが機体の同一場所から反射
されるレーザ光線を受けていることが必要である。この
条件が満たされない場合にはレーザ・レーダによって計
測される距離情報には機体の大きさ程度の誤差が含まれ
てしまうことになる。
（３）によって船と機体の相対位置を知るには最低限の
条件として、レーザ・レーダが機体の同一場所から反射
されるレーザ光線を受けていることが必要である。この
条件が満たされない場合にはレーザ・レーダによって計
測される距離情報には機体の大きさ程度の誤差が含まれ
てしまうことになる。
【００１２】そこで本発明ではＶＴＯＬ機やヘリコプタ
等の機体前方にレーザ光線を非常に効率良く反射するコ
ーナー・キューブ・リフレクタＰ0 を装着することによ
って機体の他の部分からの反射波と区別できるようにす
る。
等の機体前方にレーザ光線を非常に効率良く反射するコ
ーナー・キューブ・リフレクタＰ0 を装着することによ
って機体の他の部分からの反射波と区別できるようにす
る。
【００１３】本発明では、ある程度以上船と機体の距離
が離れている場合には、この様に機体前方部に装着され
た１個のコーナー・キューブ・リフレクタＰ0 にレーザ
・レーダのレーザ・ビームを当てて相対位置の検出を行
なう。
が離れている場合には、この様に機体前方部に装着され
た１個のコーナー・キューブ・リフレクタＰ0 にレーザ
・レーダのレーザ・ビームを当てて相対位置の検出を行
なう。
【００１４】次に機体が発着船甲板近傍に近づいた場合
の作用を、船の動揺による着船後の機体の転覆を防ぐ拘
束装置を有するヘリコプタに例を取って説明する。図２
に示すようにヘリコプタの下面には円筒状の機体側拘束
装置２７が張り出しており、甲板上には四角の枠状の船
側拘束装置１０が中央部に装備されている。着船時に必
ず機体側拘束装置２７が船側拘束装置１０の中に入って
固定されるようにするためには、両者間の正確な相対位
置を機体と船の相対姿勢の変化等にかかわらず検出する
必要がある。この目的のために図６のように機体の右舷
側に装備した３個のコーナー・キューブ・リフレクタＰ
1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 を使用する。
の作用を、船の動揺による着船後の機体の転覆を防ぐ拘
束装置を有するヘリコプタに例を取って説明する。図２
に示すようにヘリコプタの下面には円筒状の機体側拘束
装置２７が張り出しており、甲板上には四角の枠状の船
側拘束装置１０が中央部に装備されている。着船時に必
ず機体側拘束装置２７が船側拘束装置１０の中に入って
固定されるようにするためには、両者間の正確な相対位
置を機体と船の相対姿勢の変化等にかかわらず検出する
必要がある。この目的のために図６のように機体の右舷
側に装備した３個のコーナー・キューブ・リフレクタＰ
1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 を使用する。
【００１５】レーザ・レーダ・ビームのスキャンによっ
てある時刻ｔに得られる機体右舷の３つのコーナー・キ
ューブ・リフレクタへの距離ｒ、エレベーション角θ、
アジマス角ψを各々、Ｐ1 点では（ｒ1 ，θ1 ，ψ1
）、Ｐ2 点では（ｒ2 ，θ2 ，ψ2 ）、Ｐ3 点では
（ｒ3 ，θ3 ，ψ3 ）とし、図２に示すセンサー中心に
原点を置いた直交座標ｘｙｚでの各点Ｐ1 （ｘ1 ，ｙ1
，ｚ1 ）、Ｐ2 （ｘ2 ，ｙ2 ，ｚ2 ）、Ｐ3 （ｘ3
，ｙ3 ，ｚ3 ）の座標を求めると、
てある時刻ｔに得られる機体右舷の３つのコーナー・キ
ューブ・リフレクタへの距離ｒ、エレベーション角θ、
アジマス角ψを各々、Ｐ1 点では（ｒ1 ，θ1 ，ψ1
）、Ｐ2 点では（ｒ2 ，θ2 ，ψ2 ）、Ｐ3 点では
（ｒ3 ，θ3 ，ψ3 ）とし、図２に示すセンサー中心に
原点を置いた直交座標ｘｙｚでの各点Ｐ1 （ｘ1 ，ｙ1
，ｚ1 ）、Ｐ2 （ｘ2 ，ｙ2 ，ｚ2 ）、Ｐ3 （ｘ3
，ｙ3 ，ｚ3 ）の座標を求めると、
【００１６】
【数１】 図６に於いて、Ｐ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 の３つの点が構成する
平面上での線分Ｐ1 Ｐ2 方向の単位ベクトルＥ1 は、 Ｅ1 ＝（ベクトルＯＰ2 −ベクトルＯＰ1 ）／ｌP ＝（ｘ2 −ｘ1 ，ｙ2 −ｙ1 ，ｚ2 −ｚ1 ）／ｌP （７） 又、線分Ｐ1 Ｐ2 の中点をＰc とすると、線分Ｐ3 Ｐc
方向の単位ベクトルＥ2 は、
平面上での線分Ｐ1 Ｐ2 方向の単位ベクトルＥ1 は、 Ｅ1 ＝（ベクトルＯＰ2 −ベクトルＯＰ1 ）／ｌP ＝（ｘ2 −ｘ1 ，ｙ2 −ｙ1 ，ｚ2 −ｚ1 ）／ｌP （７） 又、線分Ｐ1 Ｐ2 の中点をＰc とすると、線分Ｐ3 Ｐc
方向の単位ベクトルＥ2 は、
【００１７】 Ｅ2 ＝（ベクトルＯＰc −ベクトルＯＰ3 ）／ｈP ＝｛（ｘ1 ＋ｘ2 ）／２− ｘ3 ，（ｙ1 ＋ｙ2 ）／２−ｙ3 ，（ｚ1 ＋ｚ2 ）／２−ｚ3 ｝／ｈP （８） となる。この２つの単位ベクトルＥ1 ，Ｅ2 の外積が図
７に示すこの平面への垂線ベクトルＮとなる。
７に示すこの平面への垂線ベクトルＮとなる。
【００１８】
【数２】 機体側拘束装置の先端部ＰM の座標を（ｘMP，ｙMP，ｚ
MP）とし、又、ＰM からＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 の構成する平
面への垂線の足を点ＰM'とすると、 図６から ベクトルＯＰM'＝ベクトルＯＰ3 ＋ｈM Ｅ2 （１０） 図７から ベクトルＯＰM ＝ベクトルＯＰM'＋ｄP Ｎ ＝ベクトルＯＰ3 ＋ｈM Ｅ2 ＋ｄP Ｎ （１１） 従って（１１）式にベクトルＯＰ3 ＝（ｘ1 ，ｘ2 ，ｘ
3 ）及び（８），（９）式を代入して
MP）とし、又、ＰM からＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 の構成する平
面への垂線の足を点ＰM'とすると、 図６から ベクトルＯＰM'＝ベクトルＯＰ3 ＋ｈM Ｅ2 （１０） 図７から ベクトルＯＰM ＝ベクトルＯＰM'＋ｄP Ｎ ＝ベクトルＯＰ3 ＋ｈM Ｅ2 ＋ｄP Ｎ （１１） 従って（１１）式にベクトルＯＰ3 ＝（ｘ1 ，ｘ2 ，ｘ
3 ）及び（８），（９）式を代入して
【００１９】
【数３】
【００２０】図７及び図８から機体側拘束装置と船側拘
束装置のｘ方向距離をＸ、ｙ方向距離をＹ、機体側拘束
装置の甲板からの高度をＨとすると、各々以下の（１
３）〜（１５）式のように求められる。
束装置のｘ方向距離をＸ、ｙ方向距離をＹ、機体側拘束
装置の甲板からの高度をＨとすると、各々以下の（１
３）〜（１５）式のように求められる。
【００２１】
【数４】 更に船を基準とするヘリコプタの相対姿勢（θ，φ，
ψ）は次のように求められる。まず、ピッチ姿勢θ（頭
上げ正）は図６の線分Ｐ1 Ｐ2 の傾きから式（１６）の
ようになる。次にロール姿勢φ（右下げ正）は図７の線
分Ｐ3 Ｐc の傾きから式（１７）のようになる。機首方
位ψ（機首右振り正）は図８の線分Ｐ1 Ｐ2 の傾きから
式（１８）のようになる。
ψ）は次のように求められる。まず、ピッチ姿勢θ（頭
上げ正）は図６の線分Ｐ1 Ｐ2 の傾きから式（１６）の
ようになる。次にロール姿勢φ（右下げ正）は図７の線
分Ｐ3 Ｐc の傾きから式（１７）のようになる。機首方
位ψ（機首右振り正）は図８の線分Ｐ1 Ｐ2 の傾きから
式（１８）のようになる。
【００２２】
【数５】
【００２３】式（１３）〜（１５）によって船の発着甲
板上の中心点と機体との相対位置、相対高度、及び機体
の相対姿勢を正確に得ることが可能になる。これらのデ
ータはデータリンクを介して機体へ送信され計器上に表
示される他、自動操縦装置２４へ入力され着船目標点直
上での自動ホバリング（空中停止）を可能とする。その
ため夜間悪天候下での着船時のパイロット・ワーク・ロ
ード軽減、安全性向上、及び自動化が可能になる。
板上の中心点と機体との相対位置、相対高度、及び機体
の相対姿勢を正確に得ることが可能になる。これらのデ
ータはデータリンクを介して機体へ送信され計器上に表
示される他、自動操縦装置２４へ入力され着船目標点直
上での自動ホバリング（空中停止）を可能とする。その
ため夜間悪天候下での着船時のパイロット・ワーク・ロ
ード軽減、安全性向上、及び自動化が可能になる。
【００２４】
【実施例】本発明の実施例を図１〜図８に示す。
【００２５】本発明は着船態勢にあるＶＴＯＬ機又はヘ
リコプタの船からの相対位置、相対速度を正確に知るた
めに、マイクロ波、ミリ波等の電波ではなく、レーザ光
線によって測距を行なうレーザ・レーダを採用する。
リコプタの船からの相対位置、相対速度を正確に知るた
めに、マイクロ波、ミリ波等の電波ではなく、レーザ光
線によって測距を行なうレーザ・レーダを採用する。
【００２６】更に、ペイロード余裕の少ない無線誘導式
の無人ＶＴＯＬ機又はヘリコプタに対しても使用を可能
にするため、レーザ・レーダは船の動揺の影響を補償し
て目標機体の方角へレーザ・レーダの視線（Line of Si
ght ：ＬＯＳ）を保持するためのジンバル機構を介して
船上の然るべき位置に装着して機体の動きを計測する。
前記レーザ・レーダによって得られた相対位置等の情報
はＶＴＯＬ機又はヘリコプタと船との通信手段として装
備されているＵＨＦディジタル・データリンクを利用又
はレーザ・レーダの送信するレーザ光線を変調して機体
側に送信する方式を採用する。
の無人ＶＴＯＬ機又はヘリコプタに対しても使用を可能
にするため、レーザ・レーダは船の動揺の影響を補償し
て目標機体の方角へレーザ・レーダの視線（Line of Si
ght ：ＬＯＳ）を保持するためのジンバル機構を介して
船上の然るべき位置に装着して機体の動きを計測する。
前記レーザ・レーダによって得られた相対位置等の情報
はＶＴＯＬ機又はヘリコプタと船との通信手段として装
備されているＵＨＦディジタル・データリンクを利用又
はレーザ・レーダの送信するレーザ光線を変調して機体
側に送信する方式を採用する。
【００２７】又、ある程度以上距離が離れていて機体を
質点と仮定しても誤差の少ない段階では一点までの距離
を計測するが、甲板中心と機体中心（ヘリコプタの場合
はメイン・ロータの回転中心）、或いは船の動揺による
着船後の転覆を防ぐ拘束装置の船側装置と機体側装置の
相対位置等を正確に知る必要が生じる発着船甲板近傍で
は、機体上の３点にレーザ光線を当ててレーザ・レーダ
からの方位、距離を測定し所要の演算処理によって船と
機体の相対姿勢変化の影響を除去して精度の向上を可能
にする。
質点と仮定しても誤差の少ない段階では一点までの距離
を計測するが、甲板中心と機体中心（ヘリコプタの場合
はメイン・ロータの回転中心）、或いは船の動揺による
着船後の転覆を防ぐ拘束装置の船側装置と機体側装置の
相対位置等を正確に知る必要が生じる発着船甲板近傍で
は、機体上の３点にレーザ光線を当ててレーザ・レーダ
からの方位、距離を測定し所要の演算処理によって船と
機体の相対姿勢変化の影響を除去して精度の向上を可能
にする。
【００２８】図１及び図３は本発明の第１実施例を示
す。本システムは発着甲板状にジンバル機構１を介して
装備されたレーザ・レーダ２及び船内に装備された着船
誘導センサー・コンピュータ５から成る。着船誘導セン
サー・コンピュータ５は、船側のデータリンク送受信機
８ともインターフェイスを有している。
す。本システムは発着甲板状にジンバル機構１を介して
装備されたレーザ・レーダ２及び船内に装備された着船
誘導センサー・コンピュータ５から成る。着船誘導セン
サー・コンピュータ５は、船側のデータリンク送受信機
８ともインターフェイスを有している。
【００２９】レーザ・レーダ２は誘導開始時点では船の
後方から飛行して来るＶＴＯＬ機又はヘリコプタの機体
前方部に装着されたコーナー・キューブ・リフレクタＰ
0 にレーザ波を照射し、距離ｒを測る。機体の乗員をア
イ・ハザードから守るためレーザの波長には最も安全と
いわれている１．５４μｍ帯を使用する。レーザ・レー
ダ２からの測距データｒ及びジンバル機構１からの方位
角（エレベーション角θ、アジマス角Ψ）データは着船
誘導センサー・コンピュータ５に入力され、前述の計算
式（１）、（２）、（３）によって船と機体の相対位置
（ｘ，ｙ方向成分）及び甲板からの高度情報に換算され
る。更に相対位置データの数値微分によって相対速度デ
ータが得られる。以上の各データは船側データリンク送
受信機８に出力されデータリンクの電波を介して機体へ
送信され、機体の計器上に表示される他、自動操縦装置
２４へ入力され船への機体の自動誘導を可能とする。
後方から飛行して来るＶＴＯＬ機又はヘリコプタの機体
前方部に装着されたコーナー・キューブ・リフレクタＰ
0 にレーザ波を照射し、距離ｒを測る。機体の乗員をア
イ・ハザードから守るためレーザの波長には最も安全と
いわれている１．５４μｍ帯を使用する。レーザ・レー
ダ２からの測距データｒ及びジンバル機構１からの方位
角（エレベーション角θ、アジマス角Ψ）データは着船
誘導センサー・コンピュータ５に入力され、前述の計算
式（１）、（２）、（３）によって船と機体の相対位置
（ｘ，ｙ方向成分）及び甲板からの高度情報に換算され
る。更に相対位置データの数値微分によって相対速度デ
ータが得られる。以上の各データは船側データリンク送
受信機８に出力されデータリンクの電波を介して機体へ
送信され、機体の計器上に表示される他、自動操縦装置
２４へ入力され船への機体の自動誘導を可能とする。
【００３０】機体が甲板に近づくと、レーザ・レーダ２
は機首のコーナー・キューブ・リフレクタＰ0 から機体
右舷に装着された３個のコーナー・キューブ・リフレク
タＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 に測定対象を変える。着船誘導セン
サー・コンピュータ５は前述の計算式（４）、（５）、
（６）、（１３）、（１５）を用い、３個のコーナー・
キューブ・リフレクタＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 への距離ｒ及び
ジンバル機構１からの方位角θ、ψの値によって機体側
拘束装置２７と船側拘束装置１０の相対距離、甲板から
の高度及びこれらの変化率の正確な値を計算する。また
着船誘導センサー・コンピュータ５は、船のピッチ、ロ
ール、ヨー方向の動揺角を検出するジャイロ４及び船の
垂直動（ヒービング）を検出する加速度計３を内蔵して
おり、着船目標点（船側拘束装置）の空間上の正確な水
平、垂直位置を計算できる。これらのデータはデータリ
ンクを介して機体へ送信され計器上に表示される他、自
動操縦装置２４へ入力され着船目標点直上での自動ホバ
リング（空中停止）を可能とする。また機体側と船側の
拘束装置間の相対位置データに基づいて発着船甲板前方
の格納庫の上部に図３に示すような機体ホバリング位置
の修正指令が表示される。
は機首のコーナー・キューブ・リフレクタＰ0 から機体
右舷に装着された３個のコーナー・キューブ・リフレク
タＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 に測定対象を変える。着船誘導セン
サー・コンピュータ５は前述の計算式（４）、（５）、
（６）、（１３）、（１５）を用い、３個のコーナー・
キューブ・リフレクタＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 への距離ｒ及び
ジンバル機構１からの方位角θ、ψの値によって機体側
拘束装置２７と船側拘束装置１０の相対距離、甲板から
の高度及びこれらの変化率の正確な値を計算する。また
着船誘導センサー・コンピュータ５は、船のピッチ、ロ
ール、ヨー方向の動揺角を検出するジャイロ４及び船の
垂直動（ヒービング）を検出する加速度計３を内蔵して
おり、着船目標点（船側拘束装置）の空間上の正確な水
平、垂直位置を計算できる。これらのデータはデータリ
ンクを介して機体へ送信され計器上に表示される他、自
動操縦装置２４へ入力され着船目標点直上での自動ホバ
リング（空中停止）を可能とする。また機体側と船側の
拘束装置間の相対位置データに基づいて発着船甲板前方
の格納庫の上部に図３に示すような機体ホバリング位置
の修正指令が表示される。
【００３１】更に着船誘導センサー・コンピュータ５は
前述の計算式（４）、（５）、（６）、（１６）、（１
７）（１８）を用い３個のコーナー・キューブ・リフレ
クタＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 への距離ｒ及びジンバル装置から
の方位角データθ、ψの値によって船を基準とするヘリ
コプタの相対姿勢（θ，φ，ψ）を計算する。着船誘導
センサー・コンピュータ５は船の動揺状態、機体側拘束
装置２７と船側拘束装置１０のずれ量とその変化率、及
び機体姿勢を総合的に評価し、着船に適したタイミング
になると図３の着船可能時期指示灯７を点灯させると共
に、データ・リンクを介して機体へも合図信号を送信す
る。
前述の計算式（４）、（５）、（６）、（１６）、（１
７）（１８）を用い３個のコーナー・キューブ・リフレ
クタＰ1 ，Ｐ2 ，Ｐ3 への距離ｒ及びジンバル装置から
の方位角データθ、ψの値によって船を基準とするヘリ
コプタの相対姿勢（θ，φ，ψ）を計算する。着船誘導
センサー・コンピュータ５は船の動揺状態、機体側拘束
装置２７と船側拘束装置１０のずれ量とその変化率、及
び機体姿勢を総合的に評価し、着船に適したタイミング
になると図３の着船可能時期指示灯７を点灯させると共
に、データ・リンクを介して機体へも合図信号を送信す
る。
【００３２】図４は本発明の第２実施例を示す。基本的
には第１の実施例と同一であるが、通常の無線によるデ
ータ・リンクでセンサー情報を船から機体に送信する代
りにレーザ・レーダに光通信機能を付与し、機上の光受
信機に対して光通信を行なう構成を取っているため、電
磁干渉等によるノイズに強いシステムにすることができ
る。
には第１の実施例と同一であるが、通常の無線によるデ
ータ・リンクでセンサー情報を船から機体に送信する代
りにレーザ・レーダに光通信機能を付与し、機上の光受
信機に対して光通信を行なう構成を取っているため、電
磁干渉等によるノイズに強いシステムにすることができ
る。
【００３３】図５は本発明の第３実施例を示す。基本的
には第１実施例と同一であるが、機体にコーナー・キュ
ーブ・リフレクタを装着してレーザ・レーダによる測距
場所を指定する代りに、ジンバル機構１上にレーザ・レ
ーダ２と共に赤外線カメラ１１を搭載し、赤外線画像の
パターン認識によって測距場所を検出し、レーザ・レー
ダによって測距を行なう。
には第１実施例と同一であるが、機体にコーナー・キュ
ーブ・リフレクタを装着してレーザ・レーダによる測距
場所を指定する代りに、ジンバル機構１上にレーザ・レ
ーダ２と共に赤外線カメラ１１を搭載し、赤外線画像の
パターン認識によって測距場所を検出し、レーザ・レー
ダによって測距を行なう。
【００３４】第３実施例では機体にコーナー・キューブ
・リフレクタを装着する必要がない。そのためペイロー
ドの余裕が小さく且つ機体が小型で単純な形状の場合、
すなわち測距点を機体の端部等に設定すればパターン認
識が容易である無人のＶＴＯＬ機又はヘリコプタの場合
に対する誘導センサーとして適している。
・リフレクタを装着する必要がない。そのためペイロー
ドの余裕が小さく且つ機体が小型で単純な形状の場合、
すなわち測距点を機体の端部等に設定すればパターン認
識が容易である無人のＶＴＯＬ機又はヘリコプタの場合
に対する誘導センサーとして適している。
【００３５】
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。
で、以下に記載するような効果を奏する。
【００３６】（１）本発明によって船の発着甲板上の中
心点と機体との相対位置、相対高度、及び機体の相対姿
勢を正確に得ることが可能になり、夜間悪天候下での着
船時のパイロット・ワーク・ロード軽減、安全性向上、
及び自動化が可能になる。
心点と機体との相対位置、相対高度、及び機体の相対姿
勢を正確に得ることが可能になり、夜間悪天候下での着
船時のパイロット・ワーク・ロード軽減、安全性向上、
及び自動化が可能になる。
【００３７】（２）本装置の主体は船上に装備されるの
で、元来船との間のデータリンク・システムを有する機
体であれば本装置を追加装備しても重量は極めて僅かし
か増加しない。
で、元来船との間のデータリンク・システムを有する機
体であれば本装置を追加装備しても重量は極めて僅かし
か増加しない。
【図１】本発明の第１実施例に係るシステム構成の説明
図。
図。
【図２】本発明の第１実施例に係る構成機器配置の説明
図。
図。
【図３】本発明の第１実施例に係るパイロットの情報表
示器の説明図。
示器の説明図。
【図４】本発明の第２実施例に係るシステム構成の説明
図。
図。
【図５】本発明の第３実施例に係るシステム構成の説明
図。
図。
【図６】コーナー・キューブ・リフレクタと機体側拘束
装置の相対関係の説明図。
装置の相対関係の説明図。
【図７】垂直面内での機体側拘束装置と船側拘束装置の
相対関係の説明図。
相対関係の説明図。
【図８】水平面内での機体側拘束装置と船側拘束装置の
相対関係の説明図。
相対関係の説明図。
【図９】従来のマイクロ波着陸システム（ＭＬＳ）の説
明図。
明図。
１…ジンバル機構、２…レーザ・レーダ、３…加速度
計、４…ジャイロ、５…着船誘導センサー・コンピュー
タ、６…ホバリング位置修正指示灯、７…着船可能時期
指示灯、８…データリンク送受信機、９…船側アンテ
ナ、１０…船側拘束装置、１１…赤外線カメラ、２０…
コーナー・キューブ・リフレクタ（Ｐ0 、Ｐ1 ，Ｐ2 ，
Ｐ3 ）、２１…機体側アンテナ、２２…データリンク受
信機、２３…フライト・ディレクター、２４…自動操縦
装置、２５…フライト・コントロール・サーボ、２６…
飛行計器、２７…機体側拘束装置。
計、４…ジャイロ、５…着船誘導センサー・コンピュー
タ、６…ホバリング位置修正指示灯、７…着船可能時期
指示灯、８…データリンク送受信機、９…船側アンテ
ナ、１０…船側拘束装置、１１…赤外線カメラ、２０…
コーナー・キューブ・リフレクタ（Ｐ0 、Ｐ1 ，Ｐ2 ，
Ｐ3 ）、２１…機体側アンテナ、２２…データリンク受
信機、２３…フライト・ディレクター、２４…自動操縦
装置、２５…フライト・コントロール・サーボ、２６…
飛行計器、２７…機体側拘束装置。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64F 1/18 B64C 29/00 G01S 17/06
Claims (2)
- 【請求項１】 ジンバル機構（１）を介して船に装備さ
れた１台のレーザ・レーダ（２）と、機体上の３点に装
着したコーナー・キューブ・リフレクタ（２０）と、前
記レーザ・レーダ（２）から発射しコーナー・キューブ
・リフレクタ（２０）で反射する光線により、レーザ・
レーダ（２）からコーナー・キューブ・リフレクタ（２
０）への距離及び方向の測定値を算出し船の発着甲板上
の特定箇所と機体の特定箇所との相対位置、相対速度及
び船と機体の相対姿勢を算出する着船誘導センサー・コ
ンピュータ（５）と、前記着船誘導センサー・コンピュ
ータ（５）の信号を機体側に送信する電波又は光のデー
タリンク手段（８，９，２１，２２）とを具備し、前記着船誘導センサー・コンピュータ（５）は、レーザ
・レーダ（２）からの情報を入力するとともに、船上に
装備した加速度計（３）及びジャイロ（４）からの船側
動揺情報を入力し、機体のホバリング位置の修正値及び
着船可能時期をも算出し、前記ホバリング位置修正値に
基づいてホバリング位置修正指示灯（６）を点灯制御
し、前記着船可能時期に前記着船可能時期指示灯（７）
を点灯するとともにデータ・リンク手段（８、９、２
１、２２）を介して機体へ合図信号を送信すること を特
徴とする着船誘導センサー・システム。 - 【請求項２】 機体側の３点にコーナー・キューブ・リ
フレクタを装着する代りに、ジンバル機構（１）上にレ
ーザ・レーダ（２）と共に赤外線カメラ（１１）を搭載
し、赤外線画像のパターン認識により、測距すべき機体
上の３点の位置を判定することを特徴とする請求項１記
載の着船誘導センサー・システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33705191A JP3175960B2 (ja) | 1991-12-19 | 1991-12-19 | 着船誘導センサー・システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33705191A JP3175960B2 (ja) | 1991-12-19 | 1991-12-19 | 着船誘導センサー・システム |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05170191A JPH05170191A (ja) | 1993-07-09 |
| JP3175960B2 true JP3175960B2 (ja) | 2001-06-11 |
Family
ID=18304969
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP33705191A Expired - Lifetime JP3175960B2 (ja) | 1991-12-19 | 1991-12-19 | 着船誘導センサー・システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3175960B2 (ja) |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6324489B1 (en) * | 1999-10-29 | 2001-11-27 | Safegate International Ab | Aircraft identification and docking guidance systems |
| JP2005289127A (ja) * | 2004-03-31 | 2005-10-20 | Nagasaki Prefecture | 飛行装置の姿勢位置制御システムおよび姿勢位置制御装置 |
| FR2937010B1 (fr) * | 2008-10-13 | 2010-12-10 | Dcns | Procede et systeme de controle de l'appontage/decollage automatique d'un drone sur ou d'une grille circulaire d'appontage d'une plate-forme notamment navale |
| WO2011005422A2 (en) * | 2009-06-15 | 2011-01-13 | Bezos Jeffrey P | Sea landing of space launch vehicles and associated systems and methods |
| RU2543144C2 (ru) * | 2013-03-04 | 2015-02-27 | Николай Васильевич Симкин | Способ посадки летательного аппарата |
| RU2542820C2 (ru) * | 2013-04-16 | 2015-02-27 | Николай Васильевич Симкин | Способ посадки летательного аппарата |
| US9933521B2 (en) * | 2014-04-14 | 2018-04-03 | The Boeing Company | Aerial positioning systems and methods |
| FR3023258B1 (fr) * | 2014-07-01 | 2018-01-26 | Dcns | Plateforme navale |
| JP7025156B2 (ja) * | 2017-09-19 | 2022-02-24 | 株式会社トプコン | データ処理装置、データ処理方法およびデータ処理用プログラム |
| JP7139127B2 (ja) * | 2018-03-19 | 2022-09-20 | 三菱重工マリタイムシステムズ株式会社 | 操艦支援システム、艦船、及び、操艦支援方法 |
| US11167866B2 (en) * | 2018-06-22 | 2021-11-09 | Southwest Research Institute | Localization system and methods |
| CN109353531A (zh) * | 2018-09-29 | 2019-02-19 | 成都戎创航空科技有限公司 | 飞机降落导航系统 |
| JP7196668B2 (ja) * | 2019-02-14 | 2022-12-27 | 株式会社Ihi | 飛行体 |
| RU2747587C1 (ru) * | 2020-09-05 | 2021-05-11 | Владимир Александрович Карташев | Способ посадки беспилотного вертолета на движущееся судно |
| CN117630877A (zh) * | 2023-10-20 | 2024-03-01 | 宁波市中晶电子技术有限公司 | 一种新型激光雷达传感器及其使用方法 |
-
1991
- 1991-12-19 JP JP33705191A patent/JP3175960B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH05170191A (ja) | 1993-07-09 |
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