JPH03212800A - 航空機の着陸着艦誘導システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔発明の目的〕 （産業上の利用分野） 本発明は、航空機を安全かつ確実に、着陸地点又は着艦
点に誘導するシステムに関するものである。

（従来の技術） 航空機を着陸地点又は着艦点に誘導するシステムとして
は、地上管制塔のレーダスコープを用いて管制官が交信
して誘導するＧｒｏｕｎｄ　Ｃｏｎｔｒ。

Ａｐｐｒｏａｃｈ　　（ＧＣＡ）　、計器着陸システム
トシテは、Ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔ　Ｌａｎｄｉｎｇ　５
ｙｓｔｅｌＷ（Ｉ　Ｌ　Ｓ　）やＭｉｃｒｏｗａｖｅ　
Ｌａｎｄｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ　（Ｍ　Ｌ　Ｓ　）があ
る。これらのシステムのうち、自動着陸や着艦誘導に用
いることができるのは、ＩＬＳとＭＬＳである。

ところで、航空機を自動的に着陸又は着艦させるために
は、着陸又は着艦する点に向って誘導するのでは十分で
ない。着陸地点又は着艦点へ誘導させるべきコースを設
定し、そのコースへ航空機を乗せることが要求される。

特に着艦においては、艦艇が動揺するためコースは一定
せず、航空機が接近するに従って最適な経路となるよう
に、変更が必要となる。

また、風や装置の持つ誤差等が原因となって、航空機は
誘導すべきコースの中心からある程度はずれる。このた
め、コースの中心にのみ電波やレーザ光を送ったのでは
、航空機を誘導することはできず、電波やレーザ光の放
射に広がりを持たせて航空機が信号を受信できるように
する必要がある。

そこで上述のＩＬＳ、ＭＬＳにおいては、電波を放射す
る際に拡がりを持たせている。

（発明が解決しようとする課題） ところが電波の放射出力を大きくさせる関係上、装置が
大掛りなものになるという問題があった。

このことは、レーザビームを用いた装置においても同様
である。レーザビームに拡がりをもたせて放射したので
は、航空機の受光点におけるエネルギが少なくなるため
、出力を相当大きくしなければならず装置が大型化する
。

また、レーザビームを用いた誘導装置としては、本出願
人による特公昭５８−４２４３１号公報や、特公昭６１
−１３２４７号公報に開示された飛翔体の光ビーム誘導
装置がある。しかしこれらの装置はいずれも、航空機が
発進する前に、予め地上の管制塔と航空機とにおいて時
間基準の同期をとる必要があるため、離陸した後長時間
経過した航空機を誘導することができないという問題が
あった。

本発明は上記事情に鑑みてなされたもので、離陸後に長
時間経過した航空機を、簡易なシステムでかつ確実安全
に誘導することができる航空機の着陸着艦誘導システム
を提供することを目的とする。

〔発明の構成〕

（課題を解決するだめの手段） 本発明は、螺旋状にレーザビームを走査させて出力する
螺旋走査装置と、レーザビームによる同期パルスを使用
して、螺旋走査装置内部の螺旋走査時間基準を誘導すべ
き航空機に対して送信し、航空機内部の時間基準を前記
螺旋走査時間基準に同期させる同期パルス信号を発生す
る発生器と、この同期パルス信号が航空機に受光された
際にその受信コードの判別を行うコード判別器と、螺旋
走査装置から航空機までの距離を出力されたレーザビー
ムのうち航空機に反射されて返ってきたものを検出し生
じた時間的な遅れから測定する測距回路と、測定された
距離を用いて航空機の位置でのレーザビームが所望の太
さとなるようにレーザビームの出力の大きさを変える手
段と、測定された距離を用いて螺旋走査径に対応したラ
ンプ信号の大きさを変えることにより、前記航空機位置
での前記螺旋走査径を制御する手段と、レーザビームの
螺旋走査の中心から航空機位置までの偏位を測定する手
段とを備え、航空機をレーザビームの螺旋走査の中心へ
誘導することを特徴としている。

ここで、螺旋走査装置は動揺する艦艇上にスタビライザ
を介して設置されており、このスタビライザは、螺旋走
査装置から出力されるレーザビームの方向性を艦艇の動
揺の影響を受けずに安定化させて、航空機の着艦誘導を
可能とするものであってもよい。

（作　用） 螺旋走査装置から、レーザビームが螺旋状に走査されて
航空機へ照射されることにより、小出力のレーザで受光
点での必要な出力が確保される。

このレーザビームをパルス状の波形にすることで、−層
の小出力化が可能となると同時に、レーザビーム出力側
と航空機側との間での時間基準の同期化、及び航空機ま
での距離の測定が可能となる。

ここで時間基準の同期化は、誘導を開始する前に航空機
へ同期パルス信号を目視指向により送信することで行わ
れ、距離は航空機に照射し反射されて帰ってくる。まで
の時間的遅れより測定される。

そして求まった距離から必要な螺旋走査径が求まる。そ
して螺旋走査を開始し、螺旋走査の中心から航空機まで
の偏位が求まり、走査中心へ誘導することができる。ま
た航空機が発進した後、相当時間が経過した場合であっ
ても、航空機とレーザビーム出力側とで時間基準の同期
が行われるため、誘導が可能である。

ここで、螺旋走査中心は直線コースを誘導すれば足りる
場合には、変更する必要はないが、着艦させる場合には
艦艇が移動するため変更の必要が生じる。このときは、
螺旋走査中心を変更することで、最適なコースへ誘導す
ることができる。また螺旋走査装置を、艦艇上にスタビ
ライザを介して設置することにより、螺旋走査装置から
出力されるレーザビームの方向性が艦艇の動揺の影響を
受けずに安定化されるため、航空機の確実がっ安全な着
艦誘導がもたらされる。

（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。

第１図に、本実施例の概略的な構成を示す。ここで主な
構成要素として、螺旋走査装置２は、レザビーム３を螺
旋状の走査ビーム１４として出力するものである。この
螺旋走査装置２は、レーザを発生させるレーザ発生器１
９、発生されたレーザにＳＩＮ関数を乗算させて走査す
るＳＩＮ走査ミラー３４、ＣＯ８関数を乗算させて走査
するＣＯ８走査ミラー３５、レーザビーム３を出力する
レンズ位置の駆動を制御するレンズ駆動サーボ３１を有
している。

また受光器１１は、出力された螺旋走査ビーム１４が航
空機１に反射されて返ってきたビームを受光するもので
、螺旋走査制御測距装置８は、この受光された螺旋走査
ビーム１４を用いて、螺旋走査装置２から航空機１まで
の距離を測定するものである。

そして誘導される航空機１には、この螺旋走査ビーム１
４を受光する受光器９とこの受光された螺旋走査ビーム
１４より、誘導コース中心からの航空機１の偏位（Ｘ方
向の偏位△Ｘ１及びＹ方向の偏位△Ｙ）を求めてオート
パイロットに出力する受光信号変換装置１０とが備わっ
ている。

このような装置の概略的な動作は、次のようである。先
ず誘導を開始する直前に、航空機１は位置Ａに存在して
いるものとする。この時点で、螺旋走査装置２から出力
されるレーザビーム３が、この第１図のＡの方向に静止
するように、螺旋走査制御測距装置８に入力されるＸ走
査信号４とＹ走査信号５とがＯＶとされ、操作員の目視
により螺旋走査装置２が航空機１に指向される。

この後、同期スイッチ６がオンされる。螺旋走査制御測
距装置８の内部において、航空機１内部の時間基準と同
期させるための出力パルス信号が生成される。これによ
り、パルス変調されたレーザビーム３が放射される。こ
のようなレーザビーム３が、航空機１の受光器９により
受光されて、受光信号変換装置１０における時間基準が
螺旋走査装置２のパルス信号に同期したものとなる。

次に出力されたレーザビーム３は、航空機１に反射し、
螺旋走査装置２側の受光器１１に受光される。受光器１
１から、測距用受光信号１２が螺旋走査制御測距装置８
に出力され、航空機１までの距離が測定される。そして
螺旋走査制御測距装置８において、Ｘ走査信号４及びＹ
走査信号５のそれぞれの振幅と、レンズ駆動信号１３の
大きさとが計算され、螺旋走査ビーム１４による走査が
開始される。

この螺旋走査ビーム１４は、航空機１の受光器９に受光
される。そして受光信号変換装置１０において、螺旋走
査ビーム１４の中心、即ち誘導させるべきコースの中心
から航空機１までの偏位△Ｘ及び△Ｙが求められて出力
され、図示されていないオートパイロットに送られ、航
空機１の誘導に用いられる。

ここで、重要な構成要素である螺旋走査制御測距装置８
と受光信号変換装置１０について、より詳細にその構成
を示したのが第２図である。このような構成を有した本
装置の各要素、及び動作について以下に説明する。

先ず、螺旋走査制御測距装置８内部の時間基準と、航空
機１の受光信号変換装置１０内部の時間基準との同期を
行う必要がある。基準クロック発生器１５において、螺
旋走査制御測距装置８内部における基準クロック信号が
発生される。誘導を開始する前に、上述したように同期
スイッチ６をオンすると、同期パルス発生器１７におい
て、第３図（ａ）に示されたようなコード化された同期
用の出力パルス信号が発生される。この出力パルス信号
が、スイッチ１８を経てレーザ発生器１９に送信される
。この時、ランプ信号発生器２０は０　［Ｖ］に固定さ
れて、レーザビーム３の出力は静止する。

航空機１の受光器９に、出力パルス信号が受信されると
、受光信号変換装置１０の受光信号整形回路２１によっ
て整形される。整形された出力パルス信号は、コード判
別回路２２において受光コードの判別が行われ、さらに
同期信号が分離される。そして、時間基準信号発生器２
３における時間基準と、螺旋走査制御測距装置８内部の
時間基準信号発生器２４における時間基準とが同期され
る。

この同期化の後、航空機１までの測距か行われる。受光
器１１に、航空機１に反射されたレーザビーム３が受光
される。この受光された信号を、第３図（ｂ）に示す。

モして測距回路２９により、航空機・１までの距離が計
算される。受光器１１に信号か受光されたときは、送信
された時点における出力パルス信号（第３図（ａ））よ
りもｔＲｏ秒たけ時間的に遅れる。これより航空機１ま
ての距離Ｒは、 ＲＯ−ｔＲｏ−Ｃ／２−（１） より求まる。但し、Ｃは光速とする。

誘導開始後における、コード化されていない出力パルス
信号は、第３図（ｈ）のように周期が短い。しかし、測
距する上では十分な間隔を有するように周期を設定する
ことで、第３図（ｉ）の反射されたパルス信号との間の
時間遅れｔＲを用いて、距離Ｒｔは Ｒｔ　−ｔＲ−Ｃ／２　　・・・　（２）として求める
ことができる。

このようにして求まった距離Ｒは、ランプ信号振幅計算
器２８に与えられ、走査領域の径を一定に保つべく受光
されたレーザビーム３の信号振幅が求められる。この振
幅は、距離Ｒとはほぼ反比例の関係にある。同時に、レ
ンズ位置計算器３０にも距離Ｒの測定結果が与えられて
、この時点の距離におけるビーム拡大角が所望の値とな
るように、レンズ位置が計算される。そして計算結果が
レンズ駆動サーボ３１に与えられ、レンズの位置ぎめが
行われる。

次に、同期スイッチ１６がオフされる。これにより、レ
ーザ発生器１９から発生されるパルス信号は、パルス発
生器２５が発生するパルスで発光し、時間基準信号発生
器２４に同期したものとなる。基準クロック発生器１５
から出力された基準クロック信号は、ＳＩＮ関数発生器
２６とＣＯ８関数発生器２７とに与えられ、それぞれ第
３図（Ｃ）及び（ｄ）で示されるような、一定の振幅を
有するＳＩＮ関数信号とＣＯ８関数信号となって発生さ
れる。さらに、基準クロック発生器１５からの基準クロ
ック信号と、時間基準信号発生器２４からの時間基準信
号と、ランプ信号振幅計算器２８からの出力がランプ信
号発生器２０に与えられ、第３図（ｅ）のような振幅が
螺旋走査周期で増加するランプ信号が生成される。

そして乗算器３２及び３３において、このランブ信号に
ＳＩＮ関数発生器２６が出力したＳＩＮ関数信号と、Ｃ
Ｏ８関数発生器２７が出力したＣＯ８関数信号とがそれ
ぞれ乗算される。これにより、第３図（ｆ）のようなＸ
走査信号４と、第３図（ｇ）に示されたようなＸ走査信
号５とがそれぞれ得られる。この場合に、それぞれの信
号の最大振幅Ｖ　Ｄｍａｘは、 ＶＤｍａｘ−Ｒｔ　−Ｄ　ｒ／ＫＤ−（３）ここでＲｔ
は、第４図に示されたように、螺旋走査装置２から航空
機１が存在する中心までの距離であり、Ｄｒは螺旋走査
ビーム３の走査半径（航空機１までの距離Ｒに、ビーム
３の走査角度りを乗算したもの）　、ＫＤは比例定数で
ある。

そして、Ｘ走査信号４とＸ走査信号５とが、それぞれ増
幅器４０．４１により増幅された後、ＳＩＮ走査ミラー
３４とＣＯＳ走査ミラー３５とに与えられ、ミラーを駆
動する。これにより、螺旋走査ビーム１４が得られる。

この螺旋走査ビーム１４は、走査半径Ｄｒの範囲内を螺
旋状に走査するが、第４図に示されたレーザビーム３の
Ｙ軸と中心から航空機１までを結んだ線との回転角θの
周期は、第３図（ｊ２）の時間基準に同期している。螺
旋走査ビーム１４のスポットが、回転角θの方向に回転
を始める度に、θ−０°の値が設定される。また、螺旋
状に中心から半径方向に拡大して再び中心に戻る周期は
、第３図（Ｊｌ）の時間基準に同期している。この場合
は、螺旋走査が開始される度に、θ−００及び走査径ｒ
−０の値が設定される。

このようにして得られた螺旋走査ビーム１４が、航空機
１の受光器９に受光されると、上述のあらかじめ同期し
ている時間基準信号発生器２３からの時間基準信号と、
基準クロック発生回路３６からの基準クロック信号によ
り、位置カウンタ３７において螺旋走査ビーム１４の中
心から航空機１までの半径ｒが、第４図のように ｒ−Ｋｒ　・ｔｒ　　・・・　（３） として求められる。ここでｔｒは、第３図（ｋ）に示さ
れたように、時間基準（第３図（ｊｌ））と受光信号と
の時間差であり、Ｋｒは比例定数である。この半径ｒよ
り、航空機１が走査径の中心、即ち誘導経路からどの程
度能れているかがわかる。

さらに角度カウンタ３８において、回転角θが、θ−Ｋ
Ｄ−ｔθ　・・・　（４） として求まる。ここでｔθは、第３図（ｋ）に示された
ように、時間基準（第３図（ｊ２））と受光信号との時
間差であり、ＫＤは比例定数である。この回転角θより
、航空機１が誘導経路に対してどの方位に位置している
かを知ることができる。

このようにして求められたｒ及びθが演算器３９に与え
られて、Ｘ方向のコース中心からの航空機の偏位△Ｘと
、Ｙ方向の偏位ΔＹとが、それぞれ以下の式より求めら
れる。

ΔＸ−ｒ−ＣＯ５θ　（５） △Ｙ−ｒ−８ＩＮθ　（６） この△ＸとΔＹの値は、それぞれ航空機１のオートパイ
ロット４２に与えられて、共に０になるように航空機１
が操舵される。航空機１の位置が、第１図において位置
Ａから位置Ｂに変化した場合、測距回路２９は螺旋走査
中も作動し続け、ランプ信号発生器２０のランプ信号の
振幅の大きさが求められて、螺旋走査ビーム１４の走査
半径が航空機１の位置にて一定にされる。

このように本実施例は、レーザビームを使用するため、
電波を用いた場合に生じる誘導コース設定上の制約が解
消される。そして、航空機へレーザビームを送信する際
に、螺旋状に走査させるため、必要な拡がりを持つと同
時に、小さい出力で受光点でのエネルギの減少が防止さ
れる。そしてこの螺旋走査ビームによって、誘導させる
べきコースの中心から航空機の位置との偏位を得ること
が可能となる。さらに、着陸地点から航空機までの距離
を測定する測距装置を備えているため、航空機を最適な
コースに誘導することができる。また、レーザ発生器側
と航空機側の時間基準とを同期させる同期装置を備えて
いるため、発進前に地上と機上との間で同期をとる必要
がなく、離陸後に時間の経過した航空機を誘導すること
ができる。

次に、航空機の着艦を艦上から誘導するシステムについ
て、第５図を用いて説明する。ここで、第１図に示した
システムの有する構成要素と同一のものについては、同
一番号を付して説明を省略する。誘導開始直前に航空機
４３は、位置Ｃにあるものとする。また第２図に示され
たシステムと異なり、螺旋走査装置４４は艦艇４５に対
し、スタビライザ４６を介して取り付けられている。

先ず、螺旋走査装置４４のレーザビームの出力方向を方
向Ｂへ向けて静止させた後、操作員が目視にて螺旋走査
装置４４を航空機４３に指向させて、同期スイッチ６を
オンする。この同期スイッチ６のオンによって、スタビ
ライザ４６の作動か開始し、艦艇４５に動揺があっても
、螺旋走査装置４４からのレーザビーム４７が方向Ｂか
らはずれないように、螺旋走査装置４４の位置が安定化
される。

また同期スイッチ６がオン状懇になると、螺旋走査制御
測距装置８がレーザ発生器１つに対し、パルス変調信号
４９を与える。これは、螺旋走査制御測距装置８の内部
における時間基準と同期するようなパルス信号となって
いる。これにより、レーザビーム４７はパルス変調され
たものとなる。

このようなレーザビーム４７が、螺旋走査装置４４の受
光器１１によって受光されて、測距用受光信号５４に変
換される。そして、この測距用受光信号５４が螺旋走査
制御ｅｊ距装置８に与えられ、航空機４３までの距離が
測定される。そして第２図のシステムと同様に、Ｘ走査
信号５５とＹ走査信号５６の振幅と、レンズ駆動信号５
７の大きさとが計算されて、レーザビーム４７か螺旋状
に走査される。

この螺旋走査ビーム５８が、航空機４３の受光器９によ
り受光される。そして、受光信号変換装置１０か、螺旋
走査ビーム５８のコース中心から受光位置Ｃまでの、Ｘ
方向の偏位△ＸとＹ方向の偏位△Ｙとか求められる。こ
れが航空機４３内部のオートパイロットへ送られて、誘
導制御に用いられる。

このように、艦上にて航空機の着艦を誘導する際にも、
第２図に示されたシステムと動揺に、螺旋走査装置４４
に時間基準を同期させる機能を有するため、離陸後に時
間がかなり経過した航空機を誘導することが可能となる
。さらに、航空機までの距離を測定する機能も有してい
るため、航空機の位置におけるレーザビームの拡がりと
、螺旋走査ビームの中心からの半径の大きさとを、小さ
いレーザビームの出力で所望の値に設定できる。

このため、装置が大型化するのが防止される。

ここで艦艇には、スタビライザを介して螺旋走査装置を
設置しているため、動揺している艦艇においても、安定
した進入コースを設定することができる。

また走行中の艦艇から航空機までの、絶えず変化する距
離に応じて、螺旋走査ビームの方向を変えて、所望の進
入コースを設定できる。このため、コースの設定に融通
性があり、艦艇に航空機がかなり接近した時点で、コー
スを直線以外の最適なコースに設定することも可能とな
る。このようにして、確実な着艦がもたらされる。

上述した実施例はいずれも一例であって、本発明を限定
するものではなく、第１図及び第２図等に示された構成
要素を必ずしも全て備えている必要はない。

〔発明の効果〕

以上説明したように本発明の航空機の着陸着艦誘導シス
テムは、レーザビームを螺旋走査させることにより小出
力のレーザで受光点での必要な出力が確保され、レーザ
ビーム出力側と航空機側との間での時間基準の同期化、
及び航空機までの距離の測定により、航空機の受光位置
でのレーザビームの太さと螺旋走査径とを所望の値に設
定でき、さらに螺旋走査中心からの偏位を求めることが
できる。これにより、装置の小規模化と航空機の確実安
全な誘導とを同時に達成することが可能である。また螺
旋走査中心を変更することも可能で、最適なコースを随
時設定しつつ航空機を誘導することができる。

艦艇上にスタビライザを介して設置する場合には、レー
ザビームの方向性が艦艇の動揺の影響を受けずに安定化
されるため、航空機の着艦誘導が可能となる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例による航空機の着陸着艦誘導
システムの概略構成を示したブロック図、第２図は同シ
ステムの構成をより詳細に示したブロック図、第３図は
同システムにおける各信号の波形を示したタイミングチ
ャート、第４図は螺旋走査装置から出力される螺旋走査
ビームに対する航空機の位置との関係を示す斜視図、第
５図は本発明の他の実施例によるものとして、艦艇に航
空機を着艦させる航空機の着陸着艦誘導システムの構成
を示したブロック図である。 １．４３・・・航空機、２，４４・・・螺旋走査装置、
３．４７・・・レーザビーム、４，５５・・・Ｘ走査信
号、５．５６・・・Ｘ走査信号、６・・・同期スイッチ
、７゜４つ・・パルス変調信号、８・・・螺旋走査制御
測距装置、９．１１・・・受光器、１０・・・受光信号
変換装置、１．２．５４・・・測距用受光信号、１３．
５７・・・レンズ駆動信号、１４．５８・・・螺旋走査
ビーム、１５・・・基準クロック発生器、１７・・・同
期パルス発生器、１８・・・スイッチ、１９・・・レー
ザ発生器、２０１１．ランプ信号発生器、２１・・・受
光信号成形器、２２・・・コード判別器、２３・・・時
間基準信号発生器、２４・・・時間基準信号発生器、２
５・・・パルス発生器、２６・・・ＳＩＮ関数発生器、
２７・・・ＣＯ８関数発生器、２８・・・ランプ信号振
幅計算器、２９・・・測距回路、３０・・・レンズ位置
計算器、３１・・・レンズ駆動サーボ、３２．３３・・
・乗算器、３４・・・ＳＩＮ走査ミラー、３５・・・Ｃ
Ｏ８走査ミラー、３６・・・基準クロック信号発生器、
３７・・・位置カウンタ、３８・・・角度カウンタ、３
９・・・演算器、４０．４１・・・増幅器、４２・・・
オートパイロット、４５・・・艦艇、４６・・・スタビ
ライザ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、螺旋状にレーザビームを走査させて出力する螺旋走
   査装置と、 前記レーザビームによる同期パルスを使用して、前記螺
   旋走査装置内部の螺旋走査時間基準を、誘導すべき航空
   機に対して送信し、前記航空機内部の時間基準を前記螺
   旋走査時間基準に同期させる同期パルス信号を発生する
   発生器と、 この同期パルス信号が前記航空機に受光された際に、そ
   の受信コードの判別を行うコード判別器と、 前記螺旋走査装置から前記航空機までの距離を、出力さ
   れた前記レーザビームのうち前記航空機に反射されて返
   ってきたものを検出し、生じた時間的な遅れから測定す
   る測距回路と、 測定された前記距離を用いて、前記航空機の位置での前
   記レーザビームが所望の太さとなるように、前記レーザ
   ビームの出力の大きさを変える手段と、 測定された前記距離を用いて、螺旋走査径に対応したラ
   ンプ信号の大きさを変えることにより、前記航空機位置
   での前記螺旋走査径を制御する手段と、前記レーザビー
   ムの螺旋走査の中心から前記航空機位置までの偏位を測
   定する手段とを備え、前記航空機を前記レーザビームの
   螺旋走査の中心へ誘導することを特徴とする航空機の着
   陸着艦誘導システム。２、前記螺旋走査装置は動揺する
   艦艇上にスタビライザを介して設置され、 このスタビライザは、前記螺旋走査装置から出力される
   前記レーザビームの方向性を、前記艦艇の動揺の影響を
   受けずに安定化させて、前記航空機の着艦誘導を可能と
   するものであることを特徴とする請求項１記載の航空機
   の着陸着艦誘導システム。