JPH0342590A - 航空機飛行位置検出装置 - 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】 ［産業上の利用分野〕 本発明は航空機飛行位置検出装置に関し、特に地上から
航空機の飛行位置を計測する場合に適用して好適なもの
である。

〔発明の概要〕

本発明は、航空機飛行位置検出装置において、マイクロ
ホンから得られる検出情報から音速を演算し、当該演算
結果に基づいて仰角を演算するようにしたことにより、
測定環境における気温変化の影響を受けないような検出
結果を得るようにできる。

〔従来の技術〕

従来、航空機の飛行位置検出装置として第３図に示すよ
うに、航空機１の航路２を挟んで右側及び左側検出装置
３Ｒ及び３Ｌを配設し、これら右側及び左側検出装置３
Ｒ及び３Ｌを通って航路２を横切る仮想平面でなる測定
平面４を航空機ｌが通過したとき、右側及び左側検出装
置Ｚ３Ｒ及び３Ｌから航空機１を見たときの仰角θ、及
びθ、を演算により求める構成のものが提案されている
（「音響的方法による航空機の位置標定」、小畑秀文、
石井泰、五十嵐寿−著、宇宙航空研究所報告第９巻第４
号別冊、１９７３年１０月、東京大学発行）。

この航空機飛行位置検出装置は、航路２を飛行する航空
機１が発生する騒音を３つのマイクロホンによって電気
信号に変換し、各電気信号の相互相関が時間の経過に従
って変化することを利用して航空機が測定平面４を通過
する時点及びそのときの仰角θ、及びθ、を演算できる
ようにしたもので、例えば滑走路５から離陸する航空機
ｌの飛行経路を実用上十分な精度で監視できる。

かかる原理を実現する航空機飛行位置検出装置として従
来、第４図に示すものが用いられている。

第４図において、右側及び左側検出袋Ｈ３Ｒ及び３Ｌは
航路２の高さ方向（すなわちｚｍ方向）に第１及び第２
のマイクロホンＭＩＣＵ及びＭＩＣＬを所定の間隔を保
つように配設すると共に、そのいずれか一方、例えば下
側位置に配設された第２のマイクロホンＭＩＣＬと同じ
高さ位置に航空機１の進行方向、従って航路２の延長方
向（すなわちＸ軸方向）に沿うように第３のマイクロホ
ンＭＩＣＨを所定の間隔を保つように配設した構成を有
する。

マイクロホンＭＩＣＵＳＭＩＣＬ及びＭ、ＩＣＨは航空
機１において発生される航空機騒音ＮＵ、ＮＬ及びＮＨ
をそれぞれ電気的な騒音検出信号ＳＬＩ、ＳＬ及びＳＨ
に変換して検出信号演算装置部６の仰角検出用及び通過
検出用相互相関関数演算部７及び８に入力し、時間の経
過に従って生ずる相互相関関数値を逐次演算する。

因に航空機１によって発生される航空機騒音は時間の経
過に従って一様ではないことに加えて、マイクロホンＭ
ＩＣＵ、ＭＩＣＬ及びＭＩＣＨに航空機騒音ＮＵ、ＮＬ
及びＮＨが到達する時間は、航空機１と各マイクロホン
ＭＩＣＵＳＭＩＣＬ＆びＭＩＣＨとの間の距離に相当す
る時間遅れを生じ、当該時間遅れの分だけ相互相関関数
値が最大値になるタイミング（すなわち同じ航空機騒音
が到達するタイミング）がずれることになる。

従って第１に、第１及び第２のマイクロホンＭＩＣＵ及
びＭＩＣＬの騒音検出信号Ｓ、及びＳＬの相互相関関数
が最大値となる時点の基準時点からの時間遅れは、高さ
方向について航空機１から第１及び第２のマイクロホン
ＭＩＣＵ及びＭＩＣＬまでの距離の差を表しており、当
該時間遅れを表すデータとマイクロホン間の距離から三
角関数を用いて仰角θｍ　（又はθＬ）を求めることが
できる。

また第２に第２及び第３のマイクロホンＭＩＣＬ及びＭ
ＩＣＨの騒音検出信号ＳＬ及びＳ１１について相互相関
が最大値となる時点の基準時点からの時間遅れは、航空
機ｌの進行方向について、航空機１から第２及び第３の
マイクロホンＭＩＣＬ及びＭＩＣＨまでの距離の差を表
しており、従って航空機１において発生した航空機騒音
ＮＬ及びＮＨが同時に第２及び第３のマイクロホンＭＩ
ＣＬ及びＭＩＣＨに到達した場合の時間遅れ量を基準と
して予め決めておけば、騒音検出信号ＳＬ及びＳ８の相
互相関関数が最大値となる時点が基準時点と一致した場
合には、航空機１が測定平面４（第３図）を通過した時
点であると判断することができる。

このような原理に基づいて通過検出用相互相関関数演算
部８は第５図（Ａ）に示すように、時間ｔの経過に従っ
て所定の時間間隔で相互相関演算処理を実行することに
より、時間遅れτ（、、）を所定の範囲例えば−１２，
８１ｍ５）　〜＋１２．８　（ａｓ）の値に選定したと
きの相互相関関数値で表される多数の相互相関関数曲線
群でなる相互相関関数曲線情報ＩＮＦＩＩを得る。

この通過検出用相互相関関数演算部８の演算時間軸と同
一の時間軸において、仰角検出用相互相関関数演算部７
が同様の演算処理を実行することにより、第５図（Ｂ）
に示すような相互相関関数曲線情報ＩＮＦ１２を得る。

ここで通過検出用相互相関関数演算部８において得られ
る相互相関関数曲線情報ＩＮＦＩＩには各相互相関関数
曲線において最大値を表す山（当該山が生じた時間遅れ
τによって航空機１の航路２上の位置を表す）が時間の
経過に従って順次隣接する相互相関関数曲線によって連
なるような山脈曲線部ＭＴＩＩが形成され（第５図（Ａ
））、この山脈曲線部ＭＴＩＩの時間遅れての位置が基
準線τ−〇を横切ったとき当該時点において航空機１を
測定平面４を通過した状態を表すことができる。

これに対して仰角検出用相互相関関数演算部７において
得られる相互相関関数曲線情報ＩＮＦＩ２にも各相互相
関関数曲線の最大値を表す山が時間の経過に従って連な
るような山脈曲線部ＭＴＩ２が形成され（第５図（Ｂ）
）、これにより基準線τ＝０から当該山脈曲線部ＭＴ１
２の時間遅れτの値との偏差が仰角θえ又はθ、の変化
を表しており、当該山脈曲線部ＭＴ１２が基準線τ＝０
に近づいてくる状態は仰角が小さいこと（換言すれば航
空機１が測定平面４より遠い位置にあること）を表して
いると同時に山脈曲線部ＭＴ１２が基準線τ＝０より離
れて行くに従って仰角が大きくなって行くこと（換言す
れば測定平面４に近づきつつある状態にあること）を表
している。

このようにして通過検出用相互相関関数演算部８及び仰
角検出用相互相関関数演算部７において得られる相互相
関関数曲線情報ＩＮＦＩＩ及び■ＮＦ１２はそれぞれ通
過評定部９及び仰角評定部１０に与えられ、第６図（Ａ
）及び（Ｂ）に示すように各相互相関関数曲線のうち山
脈曲線部ＭＴ１１及びＭＴ１２を形成する冬山の位置を
抽出して抽出曲線ＭＴ２１及びＭＴ２２を得ると共に、
通過評定部９において抽出曲線ＭＴ２１が基準線τ−〇
を横切った時点ｔ　ｃｔｓを評定し、この時点ｔ、□を
表す評定出力ＤＥＴＩを仰角評定部１０に与えることに
より、抽出曲線ＭＴ２２のうち評定出力ＤＥＴＩが得ら
れた時点に対応する仰角を航空機１が測定平面４を横切
った時点における仰角であると評定し、当該評定出力Ｄ
ＥＴ２を出力回路１１を通じて検出信号演算装置部６の
検出信号Ｓ□アとして送出する。

このようにすれば、航空機１が測定平面４を通過したか
否かの評定結果に基づいて仰角演算データを得ることが
できることにより、当該測定平面４における仰角、従っ
て航空機１の飛行位置を求めることができる。

〔発明が解決しようとする問題点〕

以上の構成によれば、真の仰角をθとし、また水平方向
（すなわちＸ方向）に配設した第２及び第３のマイクロ
ホンＭＩＣＬ及びＭＩＣＨの間隔をＬＨｓ航空機ｌから
ＭＩＣＬ及びＭＩＣＨに航空機騒音が到達するまでの到
達時間差を６７Ｍとしたとき、到達時間差ΔＴＨは次式 のように表すことができる。ここでＣは音速である。従
って（１）式から仰角θを から演算すれば、航空機１０通過位置を評定することが
できる。

ところがこの従来の構成の場合、航空機１からマイクロ
ホンＭＩＣＵ、ＭＩＣＬ及びＭＩＣＨに到達する航空機
騒音の音速Ｃが、実際上多少の気温のずれがあったとし
てもこれを無視し得るものと想定して航空機飛行位置の
測定をするようになされており、このようにして想定さ
れた標準測定条件とは極端に異なる雰囲気において測定
をする場合には、別途温度計を用意して測定時の気温を
逐次測定しておき、当該測定気温に基づいて航空機飛行
位置の測定結果に生ずるおそれがある誤差を補正するよ
うな手法を採用していた。

ところがこのような手法によってマイクロホンＭＩＣＵ
ＳＭＩＣＬ及びＭＩＣＨの周辺の気温を測定しようとす
る場合、できるだけ理想的な温度測定条件を実現できる
ような気温測定装″ｆｆ（例えば百用箱のように通気性
がよく、かつ雨を凌ぐことができるような筐体内に温度
センサを配置したような装置）をマイクロホンの周辺に
設ければ良いと考えられるが、実際上このようにすると
、当該気温測定装置が航空機騒音の測定の障害になる問
題がある。

これに対して航空機騒音の測定条件を十分に満足し得る
ような気温測定装置を用いようとすれば、実用上気温測
定精度を高めることができない結果になる。

本発明は以上の点を考慮してなされたもので、実用上十
分に気温変化に追従するような航空機騒音の測定結果を
得、この測定結果に基づいて航空機位置情報を得ること
ができるようにした航空機飛行位置検出装置を提案しよ
うとするものである。

〔問題点を解決するための手段〕

かかる問題点を解決するため第１の発明においては、基
準用マイクロホンＭＩＣＬと当該基準用マイクロホンＭ
ＩＣＬを基準として第１の方向（Ｚ方向）に配設された
第１の仰角検出用マイクロホンＭＩＣＵとの騒音検出信
号５ＬＳＳＵの相互相関関数ＩＮＦ１２を演算すること
により、基準用マイクロホンＭＩＣＬ及び第１の仰角検
出用マイクロホンＭＩＣＵに航空機騒音ＮＬ、ＮＯが到
達するに要する第１の到達時間差ΔＴｖを検出する第１
の到達時間差検出手段２０Ｕと基準用マイクロホンＭＩ
ＣＬと当該基準用マイクロホンＭＩＣＬを基準として第
１の方向（Ｚ方向）と直交する第２の方向（Ｙ方向）に
配設された第２の仰角検出用マイクロホンＭＩＧＡとの
騒音検出信号ＳＬ、ＳＡの相互相関関数ＩＮＦ１３を演
算することにより、基準用マイクロホンＭＩＣＬ及び第
２の仰角検出用マイクロホンＭＩＧＡに航空機騒音ＮＬ
、ＮＡが到達するに要する第２の到達時間差ΔＴ、を検
出する第２の到達時間差検出手段２０Ａと基準用マイク
ロホンＭＩＣＬと当該基準用マイクロホンＭＩＣＬを基
準として航空機の進行方向（Ｘ方向）に配設された通過
検出用マイクロホンＭＩＣＨとの騒音検出信号５ＬＳＳ
Ｈの相互相関関数ＩＮＦＩＩを演算することにより、航
空機１が所定の測定平面４を通過した時点を検出する通
過検出手段２０Ｈと第１及び第２の到達時間差検出手段
２０Ｕ、２０Ａによって検出された第１及び第２の到達
時間差ΔＴｖ、ΔＴＨのうち、通過検出手段２０Ｈが検
出した通過時点における第１及び第２の到達時間差ΔＴ
ｖ、ΔＴ、に基づいて音速を演算すると共に、当該音速
演算結果に基づいて仰角を演算する仰角演算手段５１と
を設けるようにする。

また第２の発明は第１の発明に加えて、第１の方向が高
さ方向に向くように、かつ第２の方向が航路２を横切る
方向（Ｙ方向）に向くように、第１及び第２の仰角検出
用マイクロホンＭＩＣＵ及びＭＩＣＡを配設する。

〔作用〕

高さ方向（Ｚ方向）に配設された第１の仰角検出用マイ
クロホンＭＩＣＵと、　これと直交するように航路２を
横切る方向に配設された第２の仰角検出用マイクロホン
ＭＩＧＡとの騒音検出信号ＳＵ、ＳＡによって第１及び
第２の到達時間差ΔＴｖ、ΔＴＨを検出すると共に、こ
の第１及び第２の到達時間差ΔＴｖ、ΔＴＨの検出結果
によって音速Ｃを検出するようにしたことにより、音速
演算結果を気温の変化に従って変化させることができる
。

従ってこの音速演算結果を用いて仰角を演算することに
より、飛行位置検出データの値は音速Ｃの変化に対応し
て高い精度で追従できる。

〔実施例〕

以下図面について、本発明の一実施例を詳述する。

［１１仰角の測定原理 第１図において、１５Ｒ及び１５Ｌは航空機飛行位置検
出装置を構成する右側及び左側検出装置を示し、第４図
との対応部分に同一符号を付して示すように、第２のマ
イクロホンでなる基準用マイクロホンＭＩＣＬに対して
垂直方向（すなわち航路２の高さ方向従ってＺ方向）に
配設された第１のマイクロホンでなる第１の仰角検出用
マイクロホンＭＩＣＵと、航路２（第３図）の延長方向
（すなわち航空機１の進行方向従ってＸ方向）に配設さ
れた第３のマイクロホンでなる通過検出用マイクロホン
ＭＩＣＨに加えて、Ｘ方向及びＺ方向を含む面に直交し
て測定平面４とほぼ平行な方向（すなわち航路２を横切
る方向従ってＹ方向）に基準用マイクロホンＭＩＣＬに
対して所定の間隔を保つ位置に、第４のマイクロホンで
なる第２の仰角検出用マイクロホンＭＩＧＡが設けられ
ている。

この４つのマイクロホンＭＩＣＬ、ＭＩＣＵ。

ＭＩＣＨ及びＭＩＣＡによって航空機ｌから到達する航
空機騒音ＮＬ、ＮＵ、ＮＨ及びＮＡを電気信号、すなわ
ち騒音検出信号ＳＬ、ＳＵ、ＳＨ及びＳＡに変換するマ
イクロホン部１６を形威し、これらの騒音検出信号ＳＬ
、ＳｔＪ、ＳＨ及びＳＡを検出信号演算装置部１７にお
いて、次の手法に基づいて仰角を演算する。

ここで高さ方向（Ｚ方向）に配列されたマイクロホン対
を構成するマイクロホンＭＩＣＵ及びＭＩＣＬのほぼ中
間点Ｐ、から航空機ｌを見たときの仰角をθ、（又はθ
ＩＬ）の値を次式０式％（３） のようにθ、とし、また航路２を横切る方向（Ｙ方向）
に配列されたマイクロホン対を構成するマイクロホン対
ＭＩＣＬ及びＭＩＣＡ間のほぼ中間点Ｐ２から航空機１
を見たときの仰角θ！ｌ（及びθｔＬ）の値を θ□（θ！Ｌ）＝θ８　　　　　　　　　・・・・・・
　（４）ようにθ８としたとき、航空機１において発生
した騒音がそれぞれマイクロホン対ＭＩＣＵ及びＭＩＣ
Ｌ、並びにＭＩＣＡ及びＭＩＣＬに到達する際に生ずる
到達時間差ΔＴｖ並びにΔＴやは次式のように表すこと
ができる。ここでＬｖはマイクロホン対ＭＩＣＵ及びＭ
ＩＣＬ間の間隔、Ｌ、はマイクロホン対ＭＩＧＡ及びＭ
ＩＣＬ間の間隔である。

ここで実際上中間点Ｐｌ及びＰ２は、航空１９１までの
距離が極めて大きいので、　仰角θ１及びθ８を実際上
互いに等しいと考えて良く、これをθｌξθ８ミθ　　
　　　　　・・・・・・（７）のようにθとおくと、（
７）式を（５）式及び（６）に代入することにより の関係が得られる。

ところが（８） 式及び（９） 式は三角関数の関 係から ｓｉｎ”θ＋ｃｏｓ”θ ミ１ （１０） のように表すことができ、 （１０） 式を音速Ｃ！ に ついて整理すれば （ＬＨ ΔＴ　ｖ）”　＋　（Ｌ　ｖ ΔＴＮ）鳶 （１１） になる。

従って音速Ｃは ｖ Ｌ。

・・・・・・　（１２） によって求めることができる。

このようにして音速Ｃはマイクロホン対ＭＩＣＵ及びＭ
ＩＣＬ、並びにＭＩＣＡ及びＭＩＣＬについてのマイク
ロホン間距離ＬＶ％Ｌｌｌと航空機騒音の到達時間差Δ
ＴｖｓΔＴＨによって測定することができることが分か
る。そこで、このようにして測定した音速Ｃを（７）式
の関係を用いて（６）式に代入することにより仰角θを
のように演算により求めることができる。

以上の手法によって仰角θを測定すれば、当該測定結果
は航空機騒音が航空機１から各マイクロホンに到達する
までの間に、気温の影響に基づいて音速Ｃが変化した場
合その変化に対応する値になる。

因に（１２）式によって求めることができる音速Ｃは気
温の影響を受けている到達時間差ΔＴｖ及びΔＴ、を含
んでおり、また（１３）式によって求めることができる
仰角θは音速Ｃに加えて気温の影響を受けている到達時
間差ΔＴ、ｌを含んでいる。

従って気温が変化したとき、仰角θは当該気温の変化の
影響を受けた測定結果として求めることができ、この分
従来の場合のように気温の影響を無視した場合と比較し
て一段と測定結果の精度を高めることできる。

［２１実施例の構成 以上のような仰角測定の原理に基づいて、検出信号演算
装置部１７は第２図に示すように、第１の到達時間差検
出系２０Ｕ、第２の到達時間差検出系２ＯＡ及び通過検
出系２０１−１を含んでなる構成によって航空機飛行位
置検出情報を形成する。

すなわち第１の仰角検出用マイクロホンＭＩＣＵ１第２
の仰角検出用マイクロホンＭＩＧＡ、通過検出用マイク
ロホンＭＩＣＨ及び基準用マイクロホンＭＩＣＬにおい
て得られる騒音検出信号Ｓ、、Ｓ、、Ｓ工及びＳＬがそ
れぞれ相互相関関数演算部２１のフィルタ２２Ｕ、２２
Ａ、２２Ｈ及び２２Ｌを介して第１の仰角検出入力信号
Ｍ、、第２の仰角検出入力信号ＭＡ、通過検出入力信号
Ｍイ及び基準人力信号ＭＬとしてアナログディジタル変
換回路２３Ｕ、２３Ａ、２３Ｈ及び２３Ｌに入力され、
それぞれ第１の仰角検出データＤ、、第２の仰角検出デ
ータＤＡ、通過検出データＤ。

及び基準データＤＬに変換される。

第１の仰角検出データＤｕ、第２の仰角検出データＤＡ
及び通過検出データＤ８はそれぞれ相互相関関数演算回
路２４Ｕ、２４Ａ及び２４Ｈに第１の相互相関入力デー
タとして与えられるのに対して、基準データＤＬはＮ段
遅延回路２５によって遅延されて相互相関基準データＤ
　ＩＩＥＦに変換され、これが相互相関関数演算回路２
４Ｕ、２４Ａ及び２４Ｈに第２の相互相関入力として供
給される。

相互相関関数演算回路２４Ｕは第１の仰角検出データＤ
ｕに対する相互相関基準データＤ□、の相互相関関数を
所定の範囲（例えば−１２，８〜＋１２．８　（ｍｓ〕
）の時間遅れτについて演算して第５図（Ｂ）について
上述したように第１の仰角検出用マイクロホンＭＩＣＵ
及び基準マイクロホンＭＩＣＬ間の相互相関関数曲線情
報ＩＮＦ１２を得る。

ここでＮ段遅延回路２５は相互相関基準データＤＩＥＦ
の時間遅れを予め調整することにより、基準線τ−０を
相互相関関数曲線の単位τ−−１２，８〜＋１２．８　
（ｍｓ）の中央時間位置に移動させることにより、時間
遅れτを基準線τ−０を中心として正及び負方向に表す
ことができるようにする。

同様にして相互相関関数演算回路２４Ａは第２の仰角検
出データＤＡ及び相互相関基準データＤ□、の相互相関
関数を同じ範囲の時間遅れτについて演算して第５図（
Ｂ）に対応させるように第５図（Ｃ）に示すように、第
２の仰角検出用マイクロホンＭＩＧＡ及び基準用マイク
ロホンＭＩＣＬ間の相互相関関数曲線でなる相互相関関
数曲線情報ＩＮＦ１３を得る。

さらに相互相関関数演算回路２４Ｈは通過検出データＤ
、と相互相関基準データＤｌｆＦとの相互相関関数を同
じ範囲の時間遅れτについて演算して第５図（Ａ）につ
いて上述したように、通過検出用マイクロホンＭＩＣＨ
と基準用マイクロホンＭＩＣＬとの間の相互相関関数曲
線でなる相互相関関数曲線情報ＩＮＦＩＩを得る。

かくして得られた相互相関関数曲線情報ＩＮＦ１２、Ｉ
ＮＦ１３及びＩＮＦＩＩは相互相関関数演算部２１の演
算出力として最大位置検出部３１の最大位置検出回路３
２Ｕ、３２Ａ及び３２Ｈに供給される。

この最大位置検出回路３２Ｕ、３２Ａ及び３２Ｈは第４
図（Ａ）及び（Ｂ）について上述したように、それぞれ
相互相関関数曲線情報ＩＮＦ１２、ＩＮＦ１３及びＩＮ
ＦＩＩを形成する相互相関関数曲線群のうち、最大値と
なる時間遅れ位置検出信号τＭＡｌｔ＋、ｒＮＡＸＡ及
びτ□□を検出してそれぞれしきい値回路３３Ｕ、３３
Ａ及び３３Ｈを介して最大位置検出信号ＭＴ、Ｊ、、Ｍ
ＴＡ及びＭＴ、として最大位置検出部３１から送出する
。

この結果相互相関関数曲線情報ＩＮＦ１２、ＩＮＦ１３
及びＩＮＦＩＩのうち、山脈曲線部ＭＴ１２、ＭＴ１３
及びＭＴＩＩの最大値位置に相当する遅れ時間τを表す
データ、従って第６図（Ｂ）、（Ｃ）及び（Ａ）に示す
抽出曲線ＭＴ２２、ＭＴ２３及びＭＴ２１を表す最大位
置データを最大位置検出信号ＭＴ、、ＭＴ、及びＭＴ、
として得ることができ、これがそれぞれ第１遅れ時間判
定部４１、第２遅れ時間判定部４２及び通過判定部４３
の最大位置記憶回路４４Ｕ、４４Ａ及び４４Ｈに記憶さ
れる。

通過判定部４３の最大位置記憶回路４４Ｈに記憶された
データはクロスポイント検出回路４５において評定され
て、通過時点検出抽出曲線ＮＴ２１が基準線τ−〇を横
切る時点ｔｃｍｓ　　（第６図（Ａ））を検出し、当該
クロスポイント検出データＤ　Ｃａｌによって最大位置
記憶回路４４Ｕ及び４４Ａに保持されている第１の仰角
データ抽出曲線ＭＴ２２（第６図（Ｂ））及び第２の仰
角データ抽出油ｉ１１ＭＴ２３（第６図（Ｃ））（７）
うち、当該交差時点ｔ　ｃｐｓに対応する位置データを
それぞれ遅れ時間検出回路４６Ｕ及び４６Ａに送出させ
る。

遅れ時間検出回路４６Ｕ及び４６Ａは時点ｔ　ｃａｓの
抽出曲線データが表す遅れ時間すなわちτ−ΔＴｖ　（
第６図（Ｂ））及びτ−ΔＴＭ（第６図（Ｃ））を検出
し、この遅れ時間検出データをり、ＡｘＩ及びＤＭＡＸ
！として仰角演算部５１の音速演算回路５２に供給する
。

このようにして第１の仰角検出用マイクロホンＭＩＣＵ
に対応して、その騒音検出信号ＳＵをフィルタ２２Ｕか
ら遅れ時間検出回路４６Ｕまでのループによって信号処
理をすることにより、（５）式について上述した到達時
間差ΔＴｖを表す到達時間差データＤ。□を得る第１の
到達時間差検出系２０Ｕが形成される。

また第２の仰角検出用マイクロホンＭＩＧＡに対応して
、その騒音検出信号ＳＡをフィルタ２２Ａから遅れ時間
検出回路４６Ａまでのループによつて信号処理をするこ
とにより、（６）式について上述した到達時間差ΔＴＮ
を表す到達時間差データＤＭＡｏを得る第２の到達時間
差検出系２０Ａが形成される。

さらに通過検出用マイクロホンＭＩＣＨに対応して、そ
の騒音検出信号ＳＮをフィルタ２２Ｈからクロスポイン
ト検出回路４５までのループによって信号処理をするこ
とにより、　到達時間差データＤＭＡ□及びＤ　ＭＡＸ
Ｉを得るための通過検出信号Ｄｃｏを得る通過検出系２
０Ｈが形成される。

音速演算回路５２はこの時間差データＤＮＡ□及びＤＨ
ＡＯを用いて次式 （１４） を演算することにより、（１２）式について上述した演
算を実行し、これにより音速Ｃを表す音速データＤＳｍ
を仰角演算回路５３に供給する。

仰角演算回路５３は、当該音速データＤ。によって与え
られる音速Ｃと到達時間差データτ−ΔＴ、に基づいて
（１３）式の演算を実行し、これにより仰角θを表す仰
角演算データＤ　Ｉｔｖを仰角演算部５１の出力として
出力回路５５に送出し、これを出力回路５５が航空機飛
行位置検出装置の飛行位置検出データＤＡＴＡとして送
出する。

この実施例の場合仰角演算回路５３は（１３）式の演算
を実行するに当って、第２の遅れ時間判定部４２から得
られる遅れ時間検出データＤＩ４ＡＸｚの符号を判定し ＤＭム■≧Ｏ ・・・・・・　（１５） のとき航空機１が右側及び左側検出装置１５Ｒ及び１５
Ｌ間の測定平面４を通過したものと判断して仰角θを次
式 によって演算する。

これに対して次式 ％式％ （１７） のとき仰角演算回路５３は仰角θを次式によって演算す
ることにより、航空機が右側及び左側検出装置１５Ｒ及
び１５Ｌの背後を通過したことを補角によって表すよう
になされている。

このようにすれば航路２と横切る方向に配設されたマイ
クロホン対、すなわち第２の仰角検出用マイクロホンＭ
ＩＧＡ及び基準用マイクロホンＭＩＣＬの検出情報を有
効に用いて航空機の通過位置を確実に１ｍ認し得る。

かくするにつき通過位置を確認するためのマイクロホン
対を別途設ける必要がなく、この分全体としての構成を
簡易化し得る。

第２図の構成によれば、（３）弐〜（１３）式について
上述した仰角の測定原理に基づく演算を確実になし得、
特に音速演算回路５２において航空機ｌが測定平面４を
横切った時点ｔ、□において高さ方向のマイクロホン対
、すなわち第１の仰角検出用マイクロホンＭＩＣＵ及び
基準用マイクロホンＭＩＣＬの相互相関関数の時間遅れ
によって表される航空機騒音の到達時間差と、水平方向
のマイクロホン対、すなわち第２の仰角検出用マイクロ
ホンＭＩＧＡ及び基準用マイクロホンＭ［ＣＬによって
検出される時間遅れ情報、すなわち航空機騒音の到達時
間差に基づいて音速Ｃを演算するようにしたことにより
、音速Ｃの情報を気温の影響を受けた情報として求める
ことができ、これにより仰角演算回路５３の演算によっ
て得ることができる仰角演算データＤＥＬＩが表す仰角
θを気温の変化に対応して高い精度で対応するような数
値として求めることができる。

［３］他の実施例 （１）上述の実施例においては、ハード的回路構成によ
って相互相関関数演算部２１の演算、最大位置検出部３
１の演算、第１遅れ時間判定部４１、第２遅れ時間判定
部４２及び通過判定部４３の演算、仰角演算部５１の演
算を実行するようにしたが、これに代え、必要に応じて
ソフト的手段を組み合わせて実行するようにしても良い
。

（２）上述の実施例においては、垂直方向のマイクロホ
ン対ＭＩＣＵ及びＭＩＣＬを航路２の高さ方向（すなわ
ちＺ方向）に配列すると共に、水平方向のマイクロホン
対ＭＩＣＡ及びＭＩＣＬを航路２を横切る方向（すなわ
ちＹ方向）に配列するようにしたが、各マイクロホン対
の配列方向はこれに限らず方向が所定角度だけずれてい
ても良い。

この場合には、各マイクロホン対におけるマイクロホン
間間隔Ｌｖ及びＬｗとして、実際の間隔の垂直方向成分
及び水平方向成分を求めてこれを用いて仰角の演算を実
行するようにすれば、上述の場合と同様の演算結果を得
ることができる。

（発明の効果〕 上述のように本発明によれば、航空機騒音検出情報に基
づいて音速Ｃを演算し、当該演算結果に基づいて仰角を
演算するようにしたことにより、当該仰角演算データに
基づいて飛行位置検出データを得るにつき気温の変化に
対応して高い精度で追従する航空機飛行位置検出情報を
確実に得ることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は仰角測定原理の説明に供する路線的ブロック図
、第２図は本発明による航空機飛行位置検出装置の一実
施例を示すブロック図、第３図はこの種の検出装置の原
理的構成を示す路線図、第４図は従来の構成を示す路線
的ブロック図、第５図は相互相関関数曲線を示す曲線図
、第６図は時間遅れ抽出曲線を示す曲線図である。 １・・・・・・航空機、２・・・・・・航路、３Ｒ１１
５Ｒ１３Ｌ、１５Ｌ・・・・・・右側、左側検出装置、
６．１７・・・・・・検出信号演算装置部、２０Ｕ、２
ＯＡ・・・・・・第１、第２の到達時間差検出系、２０
Ｈ・・・・・・通過検出系、５１・・・・・・仰角演算
部。 仰角のε１ｌ１１定原理 第 図 原理的構成の説明 第３図

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）基準用マイクロホンと当該基準用マイクロホンを
   基準として第１の方向に配設された第１の仰角検出用マ
   イクロホンとの騒音検出信号の相互相関関数を演算する
   ことにより、上記基準用マイクロホン及び上記第１の仰
   角検出用マイクロホンに航空機騒音が到達するに要する
   第１の到達時間差を検出する第１の到達時間差検出手段
   と、 上記基準用マイクロホンと当該基準用マイクロホンを基
   準として上記第１の方向と直交する第２の方向に配設さ
   れた第２の仰角検出用マイクロホンとの騒音検出信号の
   相互相関関数を演算することにより、上記基準用マイク
   ロホン及び上記第２の仰角検出用マイクロホンに航空機
   騒音が到達するに要する第２の到達時間差を検出する第
   ２の到達時間差検出手段と、 上記基準用マイクロホンと当該基準用マイクロホンを基
   準として航空機の進行方向に配設された通過検出用マイ
   クロホンとの騒音検出信号の相互相関関数を演算するこ
   とにより、航空機が所定の測定平面を通過した時点を検
   出する通過検出手段と、 上記第１及び第２の到達時間差検出手段によつて検出さ
   れた上記第１及び第２の到達時間差のうち、上記通過検
   出手段が検出した通過時点における上記第１及び第２の
   到達時間差に基づいて音速を演算すると共に、当該音速
   演算結果に基づいて仰角を演算する仰角演算手段と を具えることを特徴とする航空機飛行位置検出装置。
2. （２）上記第１の方向が航路の高さ方向に向くように、
   かつ上記第２の方向が上記航路を横切る方向に向くよう
   に、上記第１及び第２の仰角検出用マイクロホンを配設
   した ことを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の航空機
   飛行位置検出装置。