JP3526403B2 - 着陸誘導システム - Google Patents
着陸誘導システムInfo
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- JP3526403B2 JP3526403B2 JP15021298A JP15021298A JP3526403B2 JP 3526403 B2 JP3526403 B2 JP 3526403B2 JP 15021298 A JP15021298 A JP 15021298A JP 15021298 A JP15021298 A JP 15021298A JP 3526403 B2 JP3526403 B2 JP 3526403B2
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- Japan
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- ground
- landing
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-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
- G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
- G01S13/93—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes
- G01S13/933—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft
- G01S13/935—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft for terrain-avoidance
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Navigation (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えば航空機など
の飛行体を、着陸地点としての滑走路に安全に着陸させ
るために用いられる着陸誘導システムに関する。
の飛行体を、着陸地点としての滑走路に安全に着陸させ
るために用いられる着陸誘導システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来から、各地の空港には、旅客機など
の航空機の着陸を支援するために、各種の設備が設けら
れている。これらの設備には、例えばＡＳＲ（Airport
Surveillance Radar：空港監視レーダ）、ＩＬＳ（Inst
rument Landing System ：計器着陸誘導システム）、Ｖ
ＯＲ（Very high frequency Omnidirectional Radio Ra
nge ：超短波全方向式無線標識）、ＰＡＲ（Precision
Approach Radar：精測進入レーダ）などがあり、いずれ
も地上設備に重点を置いた、大規模かつ複雑なシステム
となっている。
の航空機の着陸を支援するために、各種の設備が設けら
れている。これらの設備には、例えばＡＳＲ（Airport
Surveillance Radar：空港監視レーダ）、ＩＬＳ（Inst
rument Landing System ：計器着陸誘導システム）、Ｖ
ＯＲ（Very high frequency Omnidirectional Radio Ra
nge ：超短波全方向式無線標識）、ＰＡＲ（Precision
Approach Radar：精測進入レーダ）などがあり、いずれ
も地上設備に重点を置いた、大規模かつ複雑なシステム
となっている。
【０００３】ところで、今後、小型航空機やヘリコプタ
ーなどにより、地方都市、市町村などを結ぶコミュータ
航空が発達すると考えられている。そこで、各地の地方
自治体が、その足がかりとなる小規模空港の建設に着手
するようになってきている。
ーなどにより、地方都市、市町村などを結ぶコミュータ
航空が発達すると考えられている。そこで、各地の地方
自治体が、その足がかりとなる小規模空港の建設に着手
するようになってきている。
【０００４】ところが、現在の空港設備は、上記したよ
うに非常に大掛かりであり、その運用コストにも膨大な
費用が掛かるので、小規模空港にこのような設備を設け
ることはできない。そこで、安全性を損なうこと無く、
地上設備に頼る部分を減らした低コストの着陸誘導シス
テムの開発が要望されている。
うに非常に大掛かりであり、その運用コストにも膨大な
費用が掛かるので、小規模空港にこのような設備を設け
ることはできない。そこで、安全性を損なうこと無く、
地上設備に頼る部分を減らした低コストの着陸誘導シス
テムの開発が要望されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように従来
の着陸誘導システムは、地上設備が非常に大掛かりなた
め、ハード的、人的費用が膨大である。このため、将来
のコミュータ航空の実現を妨げる要因となっており、低
コストの着陸誘導システムの開発が要望されている。
の着陸誘導システムは、地上設備が非常に大掛かりなた
め、ハード的、人的費用が膨大である。このため、将来
のコミュータ航空の実現を妨げる要因となっており、低
コストの着陸誘導システムの開発が要望されている。
【０００６】本発明は上記事情によりなされたもので、
その目的は、安全性を損なうこと無く、地上設備に頼る
部分を減らした低コストの着陸誘導システムを提供する
ことにある。
その目的は、安全性を損なうこと無く、地上設備に頼る
部分を減らした低コストの着陸誘導システムを提供する
ことにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明は、例えば航空機などの飛行体を着地地点であ
る滑走路の中央軸上に誘導するために、例えばＧＰＳ
（Global Positioning System ）などの、測位衛星を利
用する位置計測システムを使用する。そして、前記滑走
路の中央軸上に設置される第１および第２の地上装置
と、前記飛行体に搭載される機上装置とを具備し、前記
第１の地上装置に、前記位置計測システムにより自装置
の設置位置を計測する第１地上位置計測手段と、この第
１位置計測手段により計測された計測位置情報を、前記
滑走路周辺の着陸進入エリア内に、第１の波長の電波を
介して送出する第１送信手段とを備え、前記第２の地上
装置に、前記位置計測システムにより自装置の設置位置
を計測する第２地上位置計測手段と、この第２位置計測
手段により計測された計測位置情報を、前記滑走路周辺
の着陸進入エリア内に、前記第１の波長とは異なる第２
の波長の電波を介して送出する第２送信手段とを備え、
前記機上装置に、前記位置計測システムにより前記飛行
体の現在位置を計測する飛行体位置計測手段と、前記着
陸進入エリア内に進入した場合に前記第１および第２の
地上装置から送出されるそれぞれの地上装置の計測位置
情報を受信する受信手段と、この受信手段で得られた前
記第１および第２の地上装置の計測位置情報と前記飛行
体位置計測手段による前記飛行体の計測位置情報とをも
とに、前記第１および第２の地上装置と前記飛行体との
位置関係を共通の三次元座標系にて算出する算出手段と
を備えるようにしたものである。
に本発明は、例えば航空機などの飛行体を着地地点であ
る滑走路の中央軸上に誘導するために、例えばＧＰＳ
（Global Positioning System ）などの、測位衛星を利
用する位置計測システムを使用する。そして、前記滑走
路の中央軸上に設置される第１および第２の地上装置
と、前記飛行体に搭載される機上装置とを具備し、前記
第１の地上装置に、前記位置計測システムにより自装置
の設置位置を計測する第１地上位置計測手段と、この第
１位置計測手段により計測された計測位置情報を、前記
滑走路周辺の着陸進入エリア内に、第１の波長の電波を
介して送出する第１送信手段とを備え、前記第２の地上
装置に、前記位置計測システムにより自装置の設置位置
を計測する第２地上位置計測手段と、この第２位置計測
手段により計測された計測位置情報を、前記滑走路周辺
の着陸進入エリア内に、前記第１の波長とは異なる第２
の波長の電波を介して送出する第２送信手段とを備え、
前記機上装置に、前記位置計測システムにより前記飛行
体の現在位置を計測する飛行体位置計測手段と、前記着
陸進入エリア内に進入した場合に前記第１および第２の
地上装置から送出されるそれぞれの地上装置の計測位置
情報を受信する受信手段と、この受信手段で得られた前
記第１および第２の地上装置の計測位置情報と前記飛行
体位置計測手段による前記飛行体の計測位置情報とをも
とに、前記第１および第２の地上装置と前記飛行体との
位置関係を共通の三次元座標系にて算出する算出手段と
を備えるようにしたものである。
【０００８】このような手段を講じることで、第１およ
び第２の地上装置の、位置計測システムによる測位デー
タが、互いに異なる周波数で（よって混信すること無
く）飛行体に対して送信される。飛行体では、これらの
位置計測データが受信手段により受信されると共に、自
機の位置が位置計測システムにより計測される。これら
の位置計測データを元に、算出手段により、第１および
第２の地上装置および飛行体の位置が、共通の三次元座
標系にて算出される。このとき、第１および第２の地上
装置は、前記滑走路の中央軸上に設置されている。これ
により、上記算出データをたとえば既存のオートパイロ
ット装置にフィードバックすることで、飛行体を滑走路
中央軸上に誘導することが可能となる。
び第２の地上装置の、位置計測システムによる測位デー
タが、互いに異なる周波数で（よって混信すること無
く）飛行体に対して送信される。飛行体では、これらの
位置計測データが受信手段により受信されると共に、自
機の位置が位置計測システムにより計測される。これら
の位置計測データを元に、算出手段により、第１および
第２の地上装置および飛行体の位置が、共通の三次元座
標系にて算出される。このとき、第１および第２の地上
装置は、前記滑走路の中央軸上に設置されている。これ
により、上記算出データをたとえば既存のオートパイロ
ット装置にフィードバックすることで、飛行体を滑走路
中央軸上に誘導することが可能となる。
【０００９】このようにしたので、地上側には例えば二
つのＧＰＳ受信装置と、二つの無線送信機とを設置する
だけで良くなる。これにより、地上設備を大幅に簡素化
することが可能となる。
つのＧＰＳ受信装置と、二つの無線送信機とを設置する
だけで良くなる。これにより、地上設備を大幅に簡素化
することが可能となる。
【００１０】
【００１１】
【００１２】
【００１３】
【発明の実施の形態】以下、図面を参照して本発明の実
施の形態を詳細に説明する。図１は、本発明の実施の形
態に係わる着陸誘導システムの構成を示す図である。本
実施形態においては、測位衛星を用いた測位システムと
して、ＧＰＳ（Global Positioning System ）を採り上
げる。
施の形態を詳細に説明する。図１は、本発明の実施の形
態に係わる着陸誘導システムの構成を示す図である。本
実施形態においては、測位衛星を用いた測位システムと
して、ＧＰＳ（Global Positioning System ）を採り上
げる。
【００１４】図１において、ＲＷＹは滑走路であり、そ
の中央軸の両端にコーナリフレクタＡ１、Ａ２が設置さ
れている。このコーナリフレクタＡ１、Ａ２は、任意の
方向から到来した電波を、その到来方向に対して反射す
るもので、ここでは、地上クラッタよりも十分に大きな
ＲＣＳ（レーダ散乱断面積）を持つものを使用する。
の中央軸の両端にコーナリフレクタＡ１、Ａ２が設置さ
れている。このコーナリフレクタＡ１、Ａ２は、任意の
方向から到来した電波を、その到来方向に対して反射す
るもので、ここでは、地上クラッタよりも十分に大きな
ＲＣＳ（レーダ散乱断面積）を持つものを使用する。
【００１５】また、滑走路ＲＷＹの中央軸上に沿って、
地上装置１、２が設置されている。測位衛星としてのＧ
ＰＳ衛星３から送出されたＧＰＳ信号は、各地上装置
１、２にて受信される。各地上装置１、２は、受信した
ＧＰＳ信号に基づいて自装置の設置位置を計測し、この
データを例えばＶＨＦ帯の無線回線を介して滑走路ＲＷ
Ｙ周辺のエリアに送信する。なお、混信を避けるため、
ここでは、地上装置１がｆ１、地上装置２がｆ２の、そ
れぞれ異なる送信周波数をもって位置情報の送信を行う
ものとする。なお、それぞれの送信電波は、水平方向に
無指向性、垂直方向に約１０°程度のビームを有してい
る。
地上装置１、２が設置されている。測位衛星としてのＧ
ＰＳ衛星３から送出されたＧＰＳ信号は、各地上装置
１、２にて受信される。各地上装置１、２は、受信した
ＧＰＳ信号に基づいて自装置の設置位置を計測し、この
データを例えばＶＨＦ帯の無線回線を介して滑走路ＲＷ
Ｙ周辺のエリアに送信する。なお、混信を避けるため、
ここでは、地上装置１がｆ１、地上装置２がｆ２の、そ
れぞれ異なる送信周波数をもって位置情報の送信を行う
ものとする。なお、それぞれの送信電波は、水平方向に
無指向性、垂直方向に約１０°程度のビームを有してい
る。
【００１６】一方、４は航空機であり、ＧＰＳ衛星３か
らのＧＰＳ信号を受信して自機の刻々の位置を求めると
共に、地上装置１、２から送出される位置データを受信
し、これらの情報を元に滑走路ＲＷＹへの着陸進入を行
う。なお、図１ではＧＰＳ衛星を１個だけ表示している
が、通常では、複数のＧＰＳ衛星が利用される。
らのＧＰＳ信号を受信して自機の刻々の位置を求めると
共に、地上装置１、２から送出される位置データを受信
し、これらの情報を元に滑走路ＲＷＹへの着陸進入を行
う。なお、図１ではＧＰＳ衛星を１個だけ表示している
が、通常では、複数のＧＰＳ衛星が利用される。
【００１７】図２に、上記着陸誘導システムにおける地
上装置１、２の構成を示す。地上装置１は、図２（ａ）
に示すようにＧＰＳアンテナ１１を有する位置計測装置
１２と、送信アンテナ１４を有する送信機１３とを備え
ており、位置計測装置１２にて計測した自装置の位置情
報を、送信機１３を介して滑走路ＲＷＹ周辺のエリアに
送信する。地上装置２１も同様に、図２（ｂ）に示すよ
うにＧＰＳアンテナ２１を介して受信したＧＰＳ信号か
ら位置計測装置２２により自装置の位置を算出し、送信
機２３によりこの位置情報を送信アンテナ２４を介して
送出するものとなっている。ここで、上記したように送
信機１３、２３の送信周波数ｆ１、ｆ２は異なり、例え
ばｆ１＝１０００ＭＨｚ、ｆ２＝１０３０ＭＨｚなどの
周波数が使用される。
上装置１、２の構成を示す。地上装置１は、図２（ａ）
に示すようにＧＰＳアンテナ１１を有する位置計測装置
１２と、送信アンテナ１４を有する送信機１３とを備え
ており、位置計測装置１２にて計測した自装置の位置情
報を、送信機１３を介して滑走路ＲＷＹ周辺のエリアに
送信する。地上装置２１も同様に、図２（ｂ）に示すよ
うにＧＰＳアンテナ２１を介して受信したＧＰＳ信号か
ら位置計測装置２２により自装置の位置を算出し、送信
機２３によりこの位置情報を送信アンテナ２４を介して
送出するものとなっている。ここで、上記したように送
信機１３、２３の送信周波数ｆ１、ｆ２は異なり、例え
ばｆ１＝１０００ＭＨｚ、ｆ２＝１０３０ＭＨｚなどの
周波数が使用される。
【００１８】図３は、航空機４に搭載される機上装置の
構成を示す図である。機上装置は、位置解析装置５と、
追尾レーダ装置６と、総合表示器７とを備えている。こ
のうち、位置解析装置５は、ＧＰＳアンテナ５１を有す
る位置計測部５２と、受信アンテナ５３を有する受信機
５４と、コンピュータ５５と、インタフェース部（Ｉ／
Ｆ）５６とを備えている。
構成を示す図である。機上装置は、位置解析装置５と、
追尾レーダ装置６と、総合表示器７とを備えている。こ
のうち、位置解析装置５は、ＧＰＳアンテナ５１を有す
る位置計測部５２と、受信アンテナ５３を有する受信機
５４と、コンピュータ５５と、インタフェース部（Ｉ／
Ｆ）５６とを備えている。
【００１９】このうち、位置計測部５２は、ＧＰＳ衛星
３から到来するＧＰＳ信号をＧＰＳアンテナ５１を介し
て受信し、このＧＰＳ信号に対して解析処理を行うこと
により、航空機４の時々刻々の座標を計測する。受信機
５４は、地上装置１、２から周波数ｆ１、ｆ２をもって
送信される位置情報を受信アンテナ５３を介して受信す
る。
３から到来するＧＰＳ信号をＧＰＳアンテナ５１を介し
て受信し、このＧＰＳ信号に対して解析処理を行うこと
により、航空機４の時々刻々の座標を計測する。受信機
５４は、地上装置１、２から周波数ｆ１、ｆ２をもって
送信される位置情報を受信アンテナ５３を介して受信す
る。
【００２０】コンピュータ５５は、位置計測部５２から
の航空機４の位置計測データ、受信機５４からの地上装
置１、２の位置計測データをもとに、滑走路ＲＷＹと航
空機４との位置関係を計算し、これをインタフェース部
５６を介して初期飛翔操舵信号として外部の例えばオー
トパイロット装置（図示せず）に出力すると共に、総合
表示器７に出力して、誘導経路に対する航空機４の位置
を表示させる。
の航空機４の位置計測データ、受信機５４からの地上装
置１、２の位置計測データをもとに、滑走路ＲＷＹと航
空機４との位置関係を計算し、これをインタフェース部
５６を介して初期飛翔操舵信号として外部の例えばオー
トパイロット装置（図示せず）に出力すると共に、総合
表示器７に出力して、誘導経路に対する航空機４の位置
を表示させる。
【００２１】追尾レーダ装置６は、モノパルスアンテナ
６１を有する追尾レーダ部６２と、モノパルスアンテナ
６１が搭載されるジンバル機構部６３と、ジンバルサー
ボ信号処理部６４と、機体操舵信号処理部６５と、イン
タフェース部（Ｉ／Ｆ）６６、６７とを備えている。
６１を有する追尾レーダ部６２と、モノパルスアンテナ
６１が搭載されるジンバル機構部６３と、ジンバルサー
ボ信号処理部６４と、機体操舵信号処理部６５と、イン
タフェース部（Ｉ／Ｆ）６６、６７とを備えている。
【００２２】モノパルスアンテナ６１は、パラボラ方
式、または４面分割プラナアレイなどの二次元モノパル
スアンテナであり、プリコンパレータとして振幅比較モ
ノパルスを形成し、Σ、ΔＡＺ、ΔＥＬの受信ＲＦ信号
を追尾レーダ部６２に出力する。追尾レーダ部６２は、
図１のコーナリフレクタＡ１、Ａ２に対してレーダ波を
送出し、その反射信号を受信する。ここで、レーダ波の
波長は、送信電力、アンテナ寸法などを考慮して例えば
Ｘバンド、Ｋｕバンド、Ｋａバンドなどが考えられる。
式、または４面分割プラナアレイなどの二次元モノパル
スアンテナであり、プリコンパレータとして振幅比較モ
ノパルスを形成し、Σ、ΔＡＺ、ΔＥＬの受信ＲＦ信号
を追尾レーダ部６２に出力する。追尾レーダ部６２は、
図１のコーナリフレクタＡ１、Ａ２に対してレーダ波を
送出し、その反射信号を受信する。ここで、レーダ波の
波長は、送信電力、アンテナ寸法などを考慮して例えば
Ｘバンド、Ｋｕバンド、Ｋａバンドなどが考えられる。
【００２３】また、追尾レーダ部６２は、航空機４の進
入方向に対して手前のコーナリフレクタ（図１ではＡ
１）からの反射信号を抽出する距離ゲート（図示せず）
を有し、このコーナリフレクタＡ１からの反射信号に対
してモノパルス測角処理を行い、その誤差信号ΔＡＺ、
ΔＥＬをジンバルサーボ信号処理部６４に入力する。
入方向に対して手前のコーナリフレクタ（図１ではＡ
１）からの反射信号を抽出する距離ゲート（図示せず）
を有し、このコーナリフレクタＡ１からの反射信号に対
してモノパルス測角処理を行い、その誤差信号ΔＡＺ、
ΔＥＬをジンバルサーボ信号処理部６４に入力する。
【００２４】さらに追尾レーダ部６２は、レーダ反射信
号のうち滑走路後端のコーナリフレクタ（図１ではＡ
２）からの反射信号のみをゲーティングして、Σおよび
ΔＡＺ信号を機体操舵信号処理部６５に入力する。ここ
では、滑走路後端のコーナリフレクタＡ２からの反射信
号の誤差信号を導出する。
号のうち滑走路後端のコーナリフレクタ（図１ではＡ
２）からの反射信号のみをゲーティングして、Σおよび
ΔＡＺ信号を機体操舵信号処理部６５に入力する。ここ
では、滑走路後端のコーナリフレクタＡ２からの反射信
号の誤差信号を導出する。
【００２５】ジンバル機構部６３の構成を、図４に示
す。このジンバル機構部６３は、可動側の第１の筐体６
３ａと固定側の第２の筐体６３ｂにより構成されてい
る。この第１の筐体６３ａは、図４（ａ）に示すよう
に、回動部６３ｃにより図中矢印ＥＬ１−ＥＬ２で示す
方位方向に回動自在となっている。また、第１の筐体６
３ａは、図４（ｂ）に示すように、その回動部６３ｄに
よりモノパルスアンテナ６１を図中矢印ＡＺ１−ＡＺ２
で示す高低方向へ回動自在となるように支持している。
このため、モノパルスアンテナ６１を、各回動部１１
ｃ，１１ｄにて図中矢印ＥＬ１−ＥＬ２で示す方位方
向、または図中矢印ＡＺ１−ＡＺ２で示す高低方向に可
動させることが可能となる。
す。このジンバル機構部６３は、可動側の第１の筐体６
３ａと固定側の第２の筐体６３ｂにより構成されてい
る。この第１の筐体６３ａは、図４（ａ）に示すよう
に、回動部６３ｃにより図中矢印ＥＬ１−ＥＬ２で示す
方位方向に回動自在となっている。また、第１の筐体６
３ａは、図４（ｂ）に示すように、その回動部６３ｄに
よりモノパルスアンテナ６１を図中矢印ＡＺ１−ＡＺ２
で示す高低方向へ回動自在となるように支持している。
このため、モノパルスアンテナ６１を、各回動部１１
ｃ，１１ｄにて図中矢印ＥＬ１−ＥＬ２で示す方位方
向、または図中矢印ＡＺ１−ＡＺ２で示す高低方向に可
動させることが可能となる。
【００２６】上記モノパルスアンテナ６１が搭載されて
いる場所を、プラットホームと呼ぶ。ところで、本実施
形態では、このプラットホームにレートセンサを搭載す
るようにしている。図５に、レートセンサによる動作制
御を説明するための図を示す。また、図６は、上記作用
を説明するために用いる角度関係図である。
いる場所を、プラットホームと呼ぶ。ところで、本実施
形態では、このプラットホームにレートセンサを搭載す
るようにしている。図５に、レートセンサによる動作制
御を説明するための図を示す。また、図６は、上記作用
を説明するために用いる角度関係図である。
【００２７】この例では、図５に示すように、ジンバル
トルク入力に負帰還をかけることで、プラットフォーム
は、機体の運動とは完全に分離され、空間安定化され
る。ここで、追尾レーダ部６２が目標とするコーナリフ
レクタＡ１を捕捉すると、その時に得られる目視線角度
信号λは、加算器７１に入力される。加算器７１は、入
力された目視線角度信号λから航空機姿勢角度信号θｍ
を差し引く。この加算器７１の出力は、加算器７２にて
ジンバル角度信号θＧ分差し引かれる。すると、図６の
角度関係図により、誤差角度信号εが得られ、この誤差
角度信号εは追尾レーダ部６２に入力される。
トルク入力に負帰還をかけることで、プラットフォーム
は、機体の運動とは完全に分離され、空間安定化され
る。ここで、追尾レーダ部６２が目標とするコーナリフ
レクタＡ１を捕捉すると、その時に得られる目視線角度
信号λは、加算器７１に入力される。加算器７１は、入
力された目視線角度信号λから航空機姿勢角度信号θｍ
を差し引く。この加算器７１の出力は、加算器７２にて
ジンバル角度信号θＧ分差し引かれる。すると、図６の
角度関係図により、誤差角度信号εが得られ、この誤差
角度信号εは追尾レーダ部６２に入力される。
【００２８】この追尾レーダ部６２の出力は、加算器７
３を介してジンバルトルク発生器７４に入力されて、ジ
ンバル機構部６３を駆動させるための角速度成分δθｓ
に変換される。この角速度成分δθｓは、加算器７５に
て予め航空機４から与えられる姿勢角速度成分δθｍと
減算されることにより、ジンバル角速度成分δθＧに変
換され、以後、積分器７６でジンバル角度信号θＧに変
換されて加算器７２に入力される。また、角速度成分δ
θｓは、レートセンサ７７に入力されることにより角度
信号θｓに変換され、以後、加算器７３にフィードバッ
クされる。また、姿勢角速度成分δθｍは、積分器７８
にて航空機姿勢角度信号θｍに変換されて加算器７１に
入力される。
３を介してジンバルトルク発生器７４に入力されて、ジ
ンバル機構部６３を駆動させるための角速度成分δθｓ
に変換される。この角速度成分δθｓは、加算器７５に
て予め航空機４から与えられる姿勢角速度成分δθｍと
減算されることにより、ジンバル角速度成分δθＧに変
換され、以後、積分器７６でジンバル角度信号θＧに変
換されて加算器７２に入力される。また、角速度成分δ
θｓは、レートセンサ７７に入力されることにより角度
信号θｓに変換され、以後、加算器７３にフィードバッ
クされる。また、姿勢角速度成分δθｍは、積分器７８
にて航空機姿勢角度信号θｍに変換されて加算器７１に
入力される。
【００２９】従って、例えば上記構成を水平方向（Ａ
Ｚ）に対して適用するとすれば、ジンバル角度信号θＧ
を零にするように航空機４を操舵することで、アンテナ
中心方向と機軸とが一致することになる。一方、垂直方
向（ＥＬ）に対して使用するものであれば、ジンバル角
度信号θＧを航空機４の着陸降下角度（例えば３°）と
なるように操舵すれば、降下角度一定で着陸可能とな
る。
Ｚ）に対して適用するとすれば、ジンバル角度信号θＧ
を零にするように航空機４を操舵することで、アンテナ
中心方向と機軸とが一致することになる。一方、垂直方
向（ＥＬ）に対して使用するものであれば、ジンバル角
度信号θＧを航空機４の着陸降下角度（例えば３°）と
なるように操舵すれば、降下角度一定で着陸可能とな
る。
【００３０】上記構成において、機体の水平制御に係わ
る信号の流れを、図７および図８に概念的に示す。図７
は、人手を介した誘導制御が行われる場合を示したもの
で、入力信号としてのコーナリフレクタＡ２からの反射
信号から、ジンバルトルク発生器７４からのジンバル角
度信号θＧが加算器８１において減算され、その出力が
追尾レーダからのモノパルス処理後のＡ２からの反射信
号とともに処理部８２において処理される。その出力
は、ジンバルトルク発生器７４に帰還されるとともに、
処理部８３にも与えられ、ここでコーナリフレクタＡ１
からの反射信号に基づく誤差信号と共に処理され、Ａ１
モノパルス測角誤差信号が出力される。そして、加算器
８４において、操舵指示信号からこのＡ１モノパルス測
角誤差信号およびジンバル角度信号θＧが減算され、そ
の出力が操舵制御装置８５に与えられて、舵８６が駆動
される。
る信号の流れを、図７および図８に概念的に示す。図７
は、人手を介した誘導制御が行われる場合を示したもの
で、入力信号としてのコーナリフレクタＡ２からの反射
信号から、ジンバルトルク発生器７４からのジンバル角
度信号θＧが加算器８１において減算され、その出力が
追尾レーダからのモノパルス処理後のＡ２からの反射信
号とともに処理部８２において処理される。その出力
は、ジンバルトルク発生器７４に帰還されるとともに、
処理部８３にも与えられ、ここでコーナリフレクタＡ１
からの反射信号に基づく誤差信号と共に処理され、Ａ１
モノパルス測角誤差信号が出力される。そして、加算器
８４において、操舵指示信号からこのＡ１モノパルス測
角誤差信号およびジンバル角度信号θＧが減算され、そ
の出力が操舵制御装置８５に与えられて、舵８６が駆動
される。
【００３１】このような一連の制御により、航空機４
を、滑走路ＲＷＹの中央軸の延長線上に誘導することが
可能となる。なお、図８においては、処理部８３からの
Ａ１モノパルス測角誤差信号およびジンバルトルク発生
器７４からのジンバル角度信号θＧが、直接操舵制御装
置８５に入力されており、すなわちオートパイロット操
縦における誘導制御を示している。
を、滑走路ＲＷＹの中央軸の延長線上に誘導することが
可能となる。なお、図８においては、処理部８３からの
Ａ１モノパルス測角誤差信号およびジンバルトルク発生
器７４からのジンバル角度信号θＧが、直接操舵制御装
置８５に入力されており、すなわちオートパイロット操
縦における誘導制御を示している。
【００３２】上記制御によれば、水平方向（ＡＺ）に関
する誘導制御は、図９に示すようになる。すなわち図９
（ａ）において、追尾レーダ６２はコーナリフレクタＡ
２を追尾している。ところが、コーナリフレクタＡ１に
対しては、図１０に示すように、誤差信号Δθ１が生じ
ている。そこで、この誤差信号Δθ１が零になるように
水平方向操舵を行うことで、航空機４の基軸を滑走路Ｒ
ＷＹの中央軸と一致させるように誘導することが可能と
なる。このことは、図９（ｂ）に示すように、航空機４
が距離Ｒを飛行する間に、Ａ１を追尾の軸としてＡ１、
Ａ２を結ぶ線と航空機４の機軸とが一致するように機体
を回転させることを意味する。
する誘導制御は、図９に示すようになる。すなわち図９
（ａ）において、追尾レーダ６２はコーナリフレクタＡ
２を追尾している。ところが、コーナリフレクタＡ１に
対しては、図１０に示すように、誤差信号Δθ１が生じ
ている。そこで、この誤差信号Δθ１が零になるように
水平方向操舵を行うことで、航空機４の基軸を滑走路Ｒ
ＷＹの中央軸と一致させるように誘導することが可能と
なる。このことは、図９（ｂ）に示すように、航空機４
が距離Ｒを飛行する間に、Ａ１を追尾の軸としてＡ１、
Ａ２を結ぶ線と航空機４の機軸とが一致するように機体
を回転させることを意味する。
【００３３】ここで、上記制御過程における総合表示器
７での表示例を図１１に示す。図１１において、９およ
び１０は、それぞれ横および縦の基準線であり、総合表
示器７の画面中央にクロスして描画される。または画面
上に予め書き込まれていても良い。
７での表示例を図１１に示す。図１１において、９およ
び１０は、それぞれ横および縦の基準線であり、総合表
示器７の画面中央にクロスして描画される。または画面
上に予め書き込まれていても良い。
【００３４】ここで、追尾レーダ６２がコーナリフレク
タＡ２を追尾していることから、画面中央の基準線の交
点に、コーナリフレクタＡ２を示すシンボルが表示され
る。また、Ａ１モノパルス測角誤差信号に基づき測角処
理されたコーナリフレクタＡ１に対応する位置に、コー
ナリフレクタＡ１を示すシンボルが表示される。さら
に、Ａ１、Ａ２を結ぶ線を軸とする、滑走路ＲＷＹを示
すシンボルが表示される。
タＡ２を追尾していることから、画面中央の基準線の交
点に、コーナリフレクタＡ２を示すシンボルが表示され
る。また、Ａ１モノパルス測角誤差信号に基づき測角処
理されたコーナリフレクタＡ１に対応する位置に、コー
ナリフレクタＡ１を示すシンボルが表示される。さら
に、Ａ１、Ａ２を結ぶ線を軸とする、滑走路ＲＷＹを示
すシンボルが表示される。
【００３５】さて、水平方向および垂直方向に関するジ
ンバル角度、およびコーナリフレクタＡ１からの反射波
に基づき、正規の進入コースに対する進入角度のずれΔ
ＡＺ、ΔＥＬが求められる。これらの値が求められる
と、総合表示器７上に、ΔＥＬ、ΔＡＺの大きさに応じ
た位置にそれぞれ横カーサ１１、縦カーサ１２が描画さ
れる。
ンバル角度、およびコーナリフレクタＡ１からの反射波
に基づき、正規の進入コースに対する進入角度のずれΔ
ＡＺ、ΔＥＬが求められる。これらの値が求められる
と、総合表示器７上に、ΔＥＬ、ΔＡＺの大きさに応じ
た位置にそれぞれ横カーサ１１、縦カーサ１２が描画さ
れる。
【００３６】この表示画像をもとに、横カーサ９が横の
基準線７に対して所定の降下角度（例えば３度）を示す
位置に、縦カーサ１０が縦の基準線８に一致するよう
に、パイロットが航空機４を操縦することで、航空機４
の基軸と滑走路ＲＷＹの軸とが一致し、また正規の降下
角に沿った降下を行うことが可能となる。この時の水平
方向に関する誘導の様子を図１２に示す。
基準線７に対して所定の降下角度（例えば３度）を示す
位置に、縦カーサ１０が縦の基準線８に一致するよう
に、パイロットが航空機４を操縦することで、航空機４
の基軸と滑走路ＲＷＹの軸とが一致し、また正規の降下
角に沿った降下を行うことが可能となる。この時の水平
方向に関する誘導の様子を図１２に示す。
【００３７】このように本実施形態では、滑走路ＲＷＹ
の中央軸上に地上装置１、２を設け、これらの地上装置
１、２にそれぞれＧＰＳ受信機を設けて、これらの計測
位置を異なる周波数ｆ１、ｆ２で送信する。また、航空
機４にもＧＰＳ受信機を設け、航空機４の位置情報も得
る。これら三つの位置情報に基づき、航空機４を滑走路
ＲＷＹの周辺にまで誘導する。そして、ファイナルコー
スに入ると、滑走路ＲＷＹの中央軸両端に設けられたコ
ーナリフレクタＡ１、Ａ２に対してレーダ波を送出し、
この反射波により得られる誤差信号をもとに、航空機４
の着陸誘導を行うようにしている。
の中央軸上に地上装置１、２を設け、これらの地上装置
１、２にそれぞれＧＰＳ受信機を設けて、これらの計測
位置を異なる周波数ｆ１、ｆ２で送信する。また、航空
機４にもＧＰＳ受信機を設け、航空機４の位置情報も得
る。これら三つの位置情報に基づき、航空機４を滑走路
ＲＷＹの周辺にまで誘導する。そして、ファイナルコー
スに入ると、滑走路ＲＷＹの中央軸両端に設けられたコ
ーナリフレクタＡ１、Ａ２に対してレーダ波を送出し、
この反射波により得られる誤差信号をもとに、航空機４
の着陸誘導を行うようにしている。
【００３８】このように、地上側には、滑走路両端にＧ
ＰＳ受信装置とその測位情報の送信装置、およびコーナ
リフレクタを設けるのみで、航空機の初期誘導、また最
終的な精密誘導を行えるようになる。したがって、簡易
な設備で安全性の高い航空機誘導を行うことが可能とな
る。このため、霧や雨などで視界の悪い場合や、夜間に
おいても安全に着陸できるようになるので、滑走路に誘
導灯などの設備を設けずに済む。このことによっても、
設備投資の削減を図ることが可能となる。また、航空機
によって言わば自律的に着陸誘導を行えるようになるの
で、地上操作員を配置しておく必要が無くなる。このこ
とによっても、設備投資の削減を図ることが可能とな
る。
ＰＳ受信装置とその測位情報の送信装置、およびコーナ
リフレクタを設けるのみで、航空機の初期誘導、また最
終的な精密誘導を行えるようになる。したがって、簡易
な設備で安全性の高い航空機誘導を行うことが可能とな
る。このため、霧や雨などで視界の悪い場合や、夜間に
おいても安全に着陸できるようになるので、滑走路に誘
導灯などの設備を設けずに済む。このことによっても、
設備投資の削減を図ることが可能となる。また、航空機
によって言わば自律的に着陸誘導を行えるようになるの
で、地上操作員を配置しておく必要が無くなる。このこ
とによっても、設備投資の削減を図ることが可能とな
る。
【００３９】なお、本発明は上記実施の形態に限定され
るものではない。例えば上記実施形態において、航空機
４の進入角度によっては、コーナリフレクタＡ１を示す
シンボル（滑走路ＲＷＹの向こう側）を、総合表示器７
に表示できなくなる場合があり、好ましくない。このよ
うな時には、基準線９、１０のクロスポイントを画面中
央からオフセットさせ、またこのオフセットポイントに
コーナリフレクタＡ２を示すシンボルを表示するように
すれば良い。このようにすれば、画面上スペースに余裕
ができ、Ａ１、Ａ２両方のシンボルを表示できるように
なる。
るものではない。例えば上記実施形態において、航空機
４の進入角度によっては、コーナリフレクタＡ１を示す
シンボル（滑走路ＲＷＹの向こう側）を、総合表示器７
に表示できなくなる場合があり、好ましくない。このよ
うな時には、基準線９、１０のクロスポイントを画面中
央からオフセットさせ、またこのオフセットポイントに
コーナリフレクタＡ２を示すシンボルを表示するように
すれば良い。このようにすれば、画面上スペースに余裕
ができ、Ａ１、Ａ２両方のシンボルを表示できるように
なる。
【００４０】また上記実施の形態では、誤差情報を表示
するに留めたが、自動操縦装置を備えた航空機にあって
は、この誤差情報を自動操縦装置にフィードバックする
ようにしてもよい。このようにすることで、より高度な
自動着陸システムを構築できるであろう。その他、本発
明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形実施を行うこと
ができる。
するに留めたが、自動操縦装置を備えた航空機にあって
は、この誤差情報を自動操縦装置にフィードバックする
ようにしてもよい。このようにすることで、より高度な
自動着陸システムを構築できるであろう。その他、本発
明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形実施を行うこと
ができる。
【００４１】
【発明の効果】以上詳述したように本発明は、第１およ
び第２の地上装置および飛行体において、それぞれ位置
計測システムにより位置を計測し、このうち地上装置の
計測位置を飛行体に通知する。そして、これらの三つの
計測位置情報をもとに飛行体の初期着陸誘導を行うよう
にしている。さらに、滑走路の中央軸上に、第１および
第２のコーナリフレクタを設置し、飛行体が滑走路周辺
に接近すると、これらのコーナリフレクタに対するレー
ダ追尾を行うことで、飛行体のファイナル誘導を行うよ
うにしている。すなわち、地上側には例えばＧＰＳ受信
機と、その計測位置データを送信する送信機と、コーナ
リフレクタを設置するだけで済むので、地上設備が大掛
かりにならずに済む。また、飛行体側において、レーダ
追尾により精密誘導を行うことが可能となるので、安全
性を損なうことも無い。これらのことから、安全性を損
なうこと無く、地上設備に頼る部分を減らした低コスト
の着陸誘導システムを提供することが可能となる。
び第２の地上装置および飛行体において、それぞれ位置
計測システムにより位置を計測し、このうち地上装置の
計測位置を飛行体に通知する。そして、これらの三つの
計測位置情報をもとに飛行体の初期着陸誘導を行うよう
にしている。さらに、滑走路の中央軸上に、第１および
第２のコーナリフレクタを設置し、飛行体が滑走路周辺
に接近すると、これらのコーナリフレクタに対するレー
ダ追尾を行うことで、飛行体のファイナル誘導を行うよ
うにしている。すなわち、地上側には例えばＧＰＳ受信
機と、その計測位置データを送信する送信機と、コーナ
リフレクタを設置するだけで済むので、地上設備が大掛
かりにならずに済む。また、飛行体側において、レーダ
追尾により精密誘導を行うことが可能となるので、安全
性を損なうことも無い。これらのことから、安全性を損
なうこと無く、地上設備に頼る部分を減らした低コスト
の着陸誘導システムを提供することが可能となる。
【図１】本発明の実施形態に係わる着陸誘導システムの
構成を示す図。
構成を示す図。
【図２】図１の着陸誘導システムにおける地上装置１、
２の構成を示す図。
２の構成を示す図。
【図３】航空機４に搭載される機上装置の構成を示す
図。
図。
【図４】ジンバル機構部６３の構成を示す図。
【図５】レートセンサによる動作制御を説明するための
図。
図。
【図６】レートセンサによる動作制御の説明にに用いる
角度関係図。
角度関係図。
【図７】航空機４の水平制御に係わる信号の流れを概念
的に説明する図。
的に説明する図。
【図８】航空機４の水平制御に係わる信号の流れの他の
例を概念的に説明する図。
例を概念的に説明する図。
【図９】水平方向（ＡＺ）に関する誘導制御を説明する
ための図。
ための図。
【図１０】コーナリフレクタＡ１、Ａ２に対する追尾を
説明するための図。
説明するための図。
【図１１】総合表示器７における表示例を示す図。
【図１２】航空機４の水平方向に関する誘導の様子を示
す図。
す図。
ＲＷＹ…滑走路
Ａ１、Ａ２…コーナリフレクタ
１、２…地上装置
１１、２１…ＧＰＳアンテナ
１２、２２…位置計測装置
１３、２３…送信機
１４、２４…送信アンテナ
３…ＧＰＳ衛星
４…航空機
５…位置解析装置
５１…ＧＰＳアンテナ
５２…位置計測部
５３…受信アンテナ
５４…受信機
５５…コンピュータ
５６…インタフェース部（Ｉ／Ｆ）
６…追尾レーダ装置
６１…モノパルスアンテナ
６２…追尾レーダ部
６３…ジンバル機構部
６３ａ…可動側の第１の筐体
６３ｂ…固定側の第２の筐体
６３ｃ、６３ｄ…回動部
６４…ジンバルサーボ信号処理部
６５…機体操舵信号処理部
６６、６７…インタフェース部（Ｉ／Ｆ）
７…総合表示器
７１、７２、７３、７５…加算器
７４…ジンバルトルク発生器
７６、７８…積分器
７７…レートセンサ
８１、８４…加算器
８２、８３…処理部
８５…操舵制御装置
８６…舵
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
G08G 5/00 - 5/02
G01C 21/00 - 21/24
G01S 5/00 - 5/14
G01S 13/44 - 13/68
Claims (8)
- 【請求項１】 測位衛星を利用する位置計測システムを
使用して、飛行体を着地地点である滑走路の中央軸上に
誘導する着陸誘導システムであって、 前記滑走路の中央軸上に設置される第１および第２の地
上装置と、 前記飛行体に搭載される機上装置とを具備し、 前記第１の地上装置は、 前記位置計測システムにより自装置の設置位置を計測す
る第１地上位置計測手段と、 この第１位置計測手段により計測された計測位置情報
を、前記滑走路周辺の着陸進入エリア内に、第１の波長
の電波を介して送出する第１送信手段とを備え、 前記第２の地上装置は、 前記位置計測システムにより自装置の設置位置を計測す
る第２地上位置計測手段と、 この第２位置計測手段により計測された計測位置情報
を、前記滑走路周辺の着陸進入エリア内に、前記第１の
波長とは異なる第２の波長の電波を介して送出する第２
送信手段とを備え、 前記機上装置は、 前記位置計測システムにより前記飛行体の現在位置を計
測する飛行体位置計測手段と、 前記着陸進入エリア内に進入した場合に、前記第１およ
び第２の地上装置から送出されるそれぞれの地上装置の
計測位置情報を受信する受信手段と、 この受信手段で得られた前記第１および第２の地上装置
の計測位置情報と、前記飛行体位置計測手段による前記
飛行体の計測位置情報とをもとに、前記第１および第２
の地上装置と前記飛行体との位置関係を共通の三次元座
標系にて算出する位置算出手段とを備えることを特徴と
する着陸誘導システム。 - 【請求項２】 測位衛星を利用する位置計測システムを
使用して、飛行体を着地地点である滑走路の中央軸上に
誘導する着陸誘導システムであって、前記滑走路の中央軸上に設置される第１および第２の地
上装置と、 前記滑走路の中央軸上に設置される第１および第２のコ
ーナリフレクタと、 前記飛行体に搭載される機上装置とを具備し、前記第１の地上装置は、 前記位置計測システムにより自装置の設置位置を計測す
る第１地上位置計測手段と、 この第１位置計測手段により計測された計測位置情報
を、前記滑走路周辺の着陸進入エリア内に、第１の波長
の電波を介して送出する第１送信手段とを備え、 前記第２の地上装置は、 前記位置計測システムにより自装置の設置位置を計測す
る第２地上位置計測手段と、 この第２位置計測手段により計測された計測位置情報
を、前記滑走路周辺の着陸進入エリア内に、前記第１の
波長とは異なる第２の波長の電波を介して送出する第２
送信手段とを備え、 前記 機上装置は、前記位置計測システムにより前記飛行体の現在位置を計
測する飛行体位置計測手段と、 前記着陸進入エリア内に進入した場合に、前記第１およ
び第２の地上装置から送出されるそれぞれの地上装置の
計測位置情報を受信する受信手段と、 この受信手段で得られた前記第１および第２の地上装置
の計測位置情報と、前記飛行体位置計測手段による前記
飛行体の計測位置情報とをもとに、前記第１および第２
の地上装置と前記飛行体との位置関係を共通の三次元座
標系にて算出する位置算出手段と、 水平及び垂直方向に回動自在なジンバル機構部に搭載さ
れるアンテナ部を有し、このアンテナ部を介してレーダ
波を送信し、前記第１および第２のコーナリフレクタか
らの反射波を受信するものであって、この反射波を利用
して前記第１または第２のコーナリフレクタの一方を追
尾する追尾レーダと、 この追尾レーダによる追尾処理時に得られる前記ジンバ
ル機構部の水平及び垂直方向への傾き角度情報を、前記
飛行体の誘導に関する水平及び垂直方向の進入角度情報
として算出し、この算出結果と、前記追尾レーダにより
追尾される以外のコーナリフレクタからの反射波の到来
方向に関する情報とをもとに、前記飛行体の前記滑走路
中央軸に対する水平及び垂直方向の進入角度を算出する
進入角度算出手段とを備えることを特徴とする着陸誘導
システム。 - 【請求項３】 前記追尾レーダは、レーダパルスを異な
るビームで放射し、それぞれのビームの反射パルスに基
づく差信号および和信号を出力するモノパルスレーダで
あり、 前記進入角度算出手段は、前記モノパルスレーダによる
追尾処理時に得られる前記ジンバル機構部の水平及び垂
直方向への傾き角度情報を、前記飛行体の誘導に関する
水平及び垂直方向の進入角度情報として算出し、この算
出結果と、前記追尾レーダにより追尾される以外のコー
ナリフレクタからの反射波に基づく前記差信号の値とを
もとに、前記飛行体の前記滑走路中央軸に対する水平及
び垂直方向の進入角度を算出する進入角度算出手段とを
備えることを特徴とする請求項２に 記載の着陸誘導シス
テム。 - 【請求項４】 前記機上装置は、 表示器と、 前記滑走路中央軸に対する前記飛行体の水平及び垂直方
向への進入角度を、前記表示器に表示する表示制御手段
とをさらに備えることを特徴とする請求項１または２に
記載の着陸誘導システム。 - 【請求項５】 前記表示制御手段は、前記表示器に、 所定の位置でクロスする横および縦の基準線と、 前記横の基準線に対して、予め定められた基準進入角度
と、前記垂直方向の進入角度とに関する角度のずれの量
に相当する位置に表示される横カーサと、 前記縦の基準線に対して、前記滑走路の中央軸と前記水
平方向の進入角度とに関する角度のずれの量に相当する
位置に表示される縦カーサとを表示することを特徴とす
る請求項４に 記載の着陸誘導システム。 - 【請求項６】 前記表示制御手段は、前記表示器に、前記第１および第２のコーナリフレクタを示すシンボル
と、 前記滑走路を示すシンボルとをさらに 表示することを特
徴とする請求項５に記載の着陸誘導システム。 - 【請求項７】 前記表示制御手段は、前記追尾レーダに
より追尾されるコーナリフレクタを示すシンボルと、前
記水平および垂直の基準線がクロスするポイントとを重
ねて表示することを特徴とする請求項６に記載の着陸誘
導システム。 - 【請求項８】 前記表示制御手段は、前記第１および第
２のコーナリフレクタを示すシンボルの表示位置に応じ
て、前記水平および垂直の基準線がクロスするポイント
をオフセットさせることを特徴とする請求項７に記載の
着陸誘導システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15021298A JP3526403B2 (ja) | 1998-05-29 | 1998-05-29 | 着陸誘導システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15021298A JP3526403B2 (ja) | 1998-05-29 | 1998-05-29 | 着陸誘導システム |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11345400A JPH11345400A (ja) | 1999-12-14 |
| JP3526403B2 true JP3526403B2 (ja) | 2004-05-17 |
Family
ID=15491991
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15021298A Expired - Fee Related JP3526403B2 (ja) | 1998-05-29 | 1998-05-29 | 着陸誘導システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3526403B2 (ja) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7633410B2 (en) * | 2004-02-19 | 2009-12-15 | Honeywell International Inc. | Wireless assisted recovery systems and methods |
| KR100819130B1 (ko) | 2007-05-02 | 2008-04-03 | 한국전자통신연구원 | 항공기 착륙 방법 |
| KR100898820B1 (ko) | 2007-10-08 | 2009-05-22 | 벽산정보통신(주) | 공항 활주로 지상 이동 유도 시스템 및 유도 방법 |
| KR101136120B1 (ko) | 2010-03-29 | 2012-04-17 | 한국항공우주산업 주식회사 | 무인항공기 이착륙 유도 시스템 |
| KR101118766B1 (ko) | 2010-05-24 | 2012-03-20 | 삼성에스디에스 주식회사 | 무인 항공기 관리 시스템 및 이에 적용되는 스테이션 단말장치와 그의 동작 방법 |
| RU2507130C2 (ru) * | 2011-12-28 | 2014-02-20 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Взлетно-посадочная полоса |
| KR101487307B1 (ko) * | 2013-04-05 | 2015-01-29 | 구정 | Par을 중심으로 획득한 좌표 정보를 활주로 착륙지점으로부터의 좌표 정보로 변환하는 좌표 변환 방법 |
| JP6510677B2 (ja) | 2015-12-28 | 2019-05-08 | Kddi株式会社 | 飛行体制御装置、飛行体、飛行許可空域設定装置、飛行体制御方法及びプログラム |
| JP6511560B1 (ja) * | 2018-03-15 | 2019-05-15 | 東芝電波プロダクツ株式会社 | 精測進入レーダ及び表示システム |
| EP3770630A4 (en) * | 2018-03-23 | 2021-12-15 | Hitachi Kokusai Electric Inc. | RADAR DEVICE, RADAR SYSTEM AND METHOD OF ADJUSTING A RADAR ANTENNA |
| RU2728208C1 (ru) * | 2019-12-02 | 2020-07-28 | Константин Иванович Головко | Система захода и посадки на взлётно-посадочную полосу воздушного судна с бортовой РЛС |
| CN111746816B (zh) * | 2020-05-18 | 2022-03-08 | 陈穗 | 一种飞机降落辅助装置及降落方法 |
-
1998
- 1998-05-29 JP JP15021298A patent/JP3526403B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH11345400A (ja) | 1999-12-14 |
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