JPH05170191A - 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
- Publication number
- JPH05170191A JPH05170191A JP33705191A JP33705191A JPH05170191A JP H05170191 A JPH05170191 A JP H05170191A JP 33705191 A JP33705191 A JP 33705191A JP 33705191 A JP33705191 A JP 33705191A JP H05170191 A JPH05170191 A JP H05170191A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ship
- landing
- aircraft
- guidance sensor
- landing guidance
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】本発明は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、着船ラクリドさせる
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・システムを提供することを目的とする。 【構成】ジンバル機構１を介して船に装備した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・レーダの光
線により、船の特定箇所と来たいの特定箇所との相対位
置、相対速度及び船と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からなることを特徴と
する。
い発着甲板に迅速且つ安全に誘導、着船ラクリドさせる
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・システムを提供することを目的とする。 【構成】ジンバル機構１を介して船に装備した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・レーダの光
線により、船の特定箇所と来たいの特定箇所との相対位
置、相対速度及び船と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からなることを特徴と
する。
Description
【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】
（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）からな
ることを特徴とする。
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）からな
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】（第３の手段）本発明に係る着船誘導セン
サー・システムは、第１の手段又は第２の手段におい
て、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、ホバリング位置修正指示灯６及び着船可能時
期指示灯７にも出力することを特徴とする。
サー・システムは、第１の手段又は第２の手段におい
て、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、ホバリング位置修正指示灯６及び着船可能時
期指示灯７にも出力することを特徴とする。
【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エラストマー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エラストマー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。
Claims (3)
- 【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）からなることを特
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。 - 【請求項３】 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、ホバリング位置修
正指示灯（６）及び着船可能時期指示灯（７）にも出力
することを特徴とする請求項１又は請求項２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 true JPH05170191A (ja) | 1993-07-09 |
| JP3175960B2 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) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| JP2010281841A (ja) * | 1999-10-29 | 2010-12-16 | Safegate Internatl Ab | 飛行機の識別及びドッキング誘導装置 |
| JP2012505106A (ja) * | 2008-10-13 | 2012-03-01 | デセエンエス | プラットフォームであって、特に海軍プラットフォームの円形ランディンググリッドへの又はからの自動ランディング／離陸を制御する方法及びシステム |
| JP2012530020A (ja) * | 2009-06-15 | 2012-11-29 | ブルー オリジン エルエルシー | 宇宙打ち上げ機の海上着陸及び関連のシステム及び方法 |
| 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 |
| EP2933656A1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-10-21 | The Boeing Company | Aerial positioning systems and methods |
| EP2962928A1 (fr) * | 2014-07-01 | 2016-01-06 | Dcns | Plateforme navale |
| 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 |
| JP2019053003A (ja) * | 2017-09-19 | 2019-04-04 | 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 |
| JP2019162922A (ja) * | 2018-03-19 | 2019-09-26 | 三井Ｅ＆Ｓ造船株式会社 | 操艦支援システム、艦船、及び、操艦支援方法 |
| JP2020131779A (ja) * | 2019-02-14 | 2020-08-31 | 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 |
| JP2021528647A (ja) * | 2018-06-22 | 2021-10-21 | サウスウェスト リサーチ インスティテュート | 位置測定システム及び方法 |
| 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
Cited By (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010281841A (ja) * | 1999-10-29 | 2010-12-16 | Safegate Internatl Ab | 飛行機の識別及びドッキング誘導装置 |
| 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 |
| JP2012505106A (ja) * | 2008-10-13 | 2012-03-01 | デセエンエス | プラットフォームであって、特に海軍プラットフォームの円形ランディンググリッドへの又はからの自動ランディング／離陸を制御する方法及びシステム |
| JP2012530020A (ja) * | 2009-06-15 | 2012-11-29 | ブルー オリジン エルエルシー | 宇宙打ち上げ機の海上着陸及び関連のシステム及び方法 |
| 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 |
| JP2015202860A (ja) * | 2014-04-14 | 2015-11-16 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅＢｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 空中位置付けシステムおよび方法 |
| KR20150118544A (ko) * | 2014-04-14 | 2015-10-22 | 더 보잉 컴파니 | 공중 위치 설정 시스템 및 방법 |
| EP2933656A1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-10-21 | The Boeing Company | Aerial positioning systems and methods |
| US9933521B2 (en) | 2014-04-14 | 2018-04-03 | The Boeing Company | Aerial positioning systems and methods |
| EP2962928A1 (fr) * | 2014-07-01 | 2016-01-06 | Dcns | Plateforme navale |
| FR3023258A1 (fr) * | 2014-07-01 | 2016-01-08 | Dcns | Plateforme navale |
| JP2019053003A (ja) * | 2017-09-19 | 2019-04-04 | 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 |
| JP2019162922A (ja) * | 2018-03-19 | 2019-09-26 | 三井Ｅ＆Ｓ造船株式会社 | 操艦支援システム、艦船、及び、操艦支援方法 |
| JP2021528647A (ja) * | 2018-06-22 | 2021-10-21 | サウスウェスト リサーチ インスティテュート | 位置測定システム及び方法 |
| 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 |
| JP2020131779A (ja) * | 2019-02-14 | 2020-08-31 | 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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3175960B2 (ja) | 2001-06-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3175960B2 (ja) | 着船誘導センサー・システム | |
| US5235513A (en) | Aircraft automatic landing system | |
| US20230027342A1 (en) | Automatic landing system for vertical takeoff/landing aircraft, vertical takeoff/landing aircraft, and control method for landing of vertical takeoff/landing aircraft | |
| US20180224868A1 (en) | System and Methods for Automatically Landing Aircraft | |
| KR101507752B1 (ko) | 무인 항공기 자동착륙 방법 | |
| RU2373554C2 (ru) | Система раннего измерения турбулентности перед летательным аппаратом | |
| US20070236367A1 (en) | Airspeed / wind speed measurement device for aircraft, and display device for same | |
| RU2173660C2 (ru) | Трехмерный дисплей бокового отклонения | |
| JP2010519129A (ja) | 航空機の着陸及び離陸の間の航空機の位置及び情況を決定及び表示する光学システム | |
| CN108238284A (zh) | 一种飞机近地告警测试系统 | |
| US20210033745A1 (en) | Sensor system with an attachment element for a manned or unmanned aircraft | |
| JP2662111B2 (ja) | 垂直離着陸航空機の自動着陸誘導方法 | |
| Garratt et al. | Visual tracking and lidar relative positioning for automated launch and recovery of an unmanned rotorcraft from ships at sea | |
| JPH07272200A (ja) | 航空電子機器 | |
| CN114527780A (zh) | 一种舰载直升机智能着舰引导控制方法及系统 | |
| WO2021166610A1 (ja) | 航空機着陸誘導支援システム及びこれを含む航空機着陸統合支援システム | |
| JP3413777B2 (ja) | 着陸支援センサ装置および着船支援センサ装置 | |
| JP7561731B2 (ja) | 垂直離着陸機の自動発着システム、垂直離着陸機および垂直離着陸機の発着制御方法 | |
| CN112986958B (zh) | 基于高密度回波分析的大范围激光扫描装置及其控制系统 | |
| RU2585197C1 (ru) | Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного | |
| KR100472968B1 (ko) | 대형 무인비행선의 자동 이·착륙 비행장치 | |
| RU2282869C1 (ru) | Система для определения пространственного положения объекта | |
| Garratt et al. | Systems for automated launch and recovery of an unmanned aerial vehicle from ships at sea | |
| Kelly et al. | Flight investigation of manual and automatic vtol decelerating instrument approaches and landings | |
| JP2600503Y2 (ja) | 航空機の自動着陸装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20010306 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 3175960 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080406 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090406 Year of fee payment: 8 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100406 Year of fee payment: 9 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100406 Year of fee payment: 9 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110406 Year of fee payment: 10 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term | ||
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120406 Year of fee payment: 11 |