JPH0572317A - 着陸誘導システム - Google Patents
着陸誘導システムInfo
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- JPH0572317A JPH0572317A JP26146591A JP26146591A JPH0572317A JP H0572317 A JPH0572317 A JP H0572317A JP 26146591 A JP26146591 A JP 26146591A JP 26146591 A JP26146591 A JP 26146591A JP H0572317 A JPH0572317 A JP H0572317A
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- Japan
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- ground
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 安価で精度の高い航空機の着陸誘導システム
を開発する。 【構成】 地上装置にＧＰＳ受信装置と演算装置とを備
え、機上装置にＧＰＳ受信機を備え、地上装置でＧＰＳ
の測位誤差を算出し、この測位誤差情報を既存の送信手
段を用いて機上装置に送信し、機上装置のＧＰＳ受信機
による測位誤差を修正して随時正確な距離情報を得るこ
とを特徴とする。 【効果】 高価なＤＭＥトランスポンダとインタロゲー
タとを用いる必要がなくなる。
を開発する。 【構成】 地上装置にＧＰＳ受信装置と演算装置とを備
え、機上装置にＧＰＳ受信機を備え、地上装置でＧＰＳ
の測位誤差を算出し、この測位誤差情報を既存の送信手
段を用いて機上装置に送信し、機上装置のＧＰＳ受信機
による測位誤差を修正して随時正確な距離情報を得るこ
とを特徴とする。 【効果】 高価なＤＭＥトランスポンダとインタロゲー
タとを用いる必要がなくなる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ＭＬＳ（microwave la
nding system）などを利用する航空機の着陸誘導システ
ムに関するものである。
nding system）などを利用する航空機の着陸誘導システ
ムに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来のこの種のシステムとしては、図２
に示すものがあった。図２は従来の着陸誘導システムの
概略の構成を示すブロック図で、図において、１ａは地
上装置、２ａは機上装置を示し、１０はＭＬＳ地上局、
１３はＤＭＥ（distance measuring equipmet ）トラン
スポンダ、２０はＭＬＳ受信用アンテナ、２１はＭＬＳ
受信機、２７は指示器、３０はＤＭＥ送受信用アンテ
ナ、３１はＤＭＥインタロゲータ、３２はＤＭＥ指示器
である。
に示すものがあった。図２は従来の着陸誘導システムの
概略の構成を示すブロック図で、図において、１ａは地
上装置、２ａは機上装置を示し、１０はＭＬＳ地上局、
１３はＤＭＥ（distance measuring equipmet ）トラン
スポンダ、２０はＭＬＳ受信用アンテナ、２１はＭＬＳ
受信機、２７は指示器、３０はＤＭＥ送受信用アンテ
ナ、３１はＤＭＥインタロゲータ、３２はＤＭＥ指示器
である。
【０００３】また、２ｂは例えば折線進入や曲線進入な
ど、さらに精密な誘導や自動操縦が可能な機上装置の構
成例を示し、２２は航法計算機、２３は航法指示器、２
４はオートパイロットである。
ど、さらに精密な誘導や自動操縦が可能な機上装置の構
成例を示し、２２は航法計算機、２３は航法指示器、２
４はオートパイロットである。
【０００４】図２に示す従来の着陸誘導システムは、地
上装置１ａにＭＬＳ地上局１０とＤＭＥトランスポンダ
１３とが備えられ、機上装置２ａ，２ｂにはＭＬＳ受信
機２１とＤＭＥインタロゲータ３１とが備えられてお
り、ＭＬＳとＤＭＥとを用いて航空機の着陸誘導を行っ
ている。すなわち、ＭＬＳで航空機の基準方位からの方
位角情報と基準仰角からの仰角情報とを得、ＤＭＥで基
準点からの距離情報を得て、航空機の着陸誘導が行われ
る。
上装置１ａにＭＬＳ地上局１０とＤＭＥトランスポンダ
１３とが備えられ、機上装置２ａ，２ｂにはＭＬＳ受信
機２１とＤＭＥインタロゲータ３１とが備えられてお
り、ＭＬＳとＤＭＥとを用いて航空機の着陸誘導を行っ
ている。すなわち、ＭＬＳで航空機の基準方位からの方
位角情報と基準仰角からの仰角情報とを得、ＤＭＥで基
準点からの距離情報を得て、航空機の着陸誘導が行われ
る。
【０００５】以上をさらに詳しく言えば、航空機上で
は、ＭＬＳアンテナ２０で受信した信号を、ＭＬＳ受信
機２１で処理し、基準方位からの方位角と基準仰角から
の仰角の偏差情報を得、指示器２７にこれを表示する。
また、同時に、航空機の機上装置２ａからＤＭＥインタ
ロゲータ３１で１ＧＨｚ帯の電波で地上装置１ａに質問
パルスを送信し、ＤＭＥトランスポンダ１３でこのパル
スを受信後、５０μｓの遅延時間をおいて応答パルスを
航空機へ発射する。航空機のＤＭＥインタロゲータ３１
は質問パルス送信時刻と応答パルス受信時刻の差を測定
し、地上装置１ａまでの斜め距離を算出し、ＤＭＥ指示
器３２にこれを表示する。航空機上では、指示器２７に
表示される方位角および仰角の偏差と、ＤＭＥ指示器３
２に表示される距離とを確認しながら、パイロットの操
縦による進入着陸が行われる。なお、以上は基本的な直
線進入誘導において、パイロットが手動操縦を行う場合
であり、ＤＭＥとしては一般的にＤＭＥ／Ｎ（normal）
が用いられる。
は、ＭＬＳアンテナ２０で受信した信号を、ＭＬＳ受信
機２１で処理し、基準方位からの方位角と基準仰角から
の仰角の偏差情報を得、指示器２７にこれを表示する。
また、同時に、航空機の機上装置２ａからＤＭＥインタ
ロゲータ３１で１ＧＨｚ帯の電波で地上装置１ａに質問
パルスを送信し、ＤＭＥトランスポンダ１３でこのパル
スを受信後、５０μｓの遅延時間をおいて応答パルスを
航空機へ発射する。航空機のＤＭＥインタロゲータ３１
は質問パルス送信時刻と応答パルス受信時刻の差を測定
し、地上装置１ａまでの斜め距離を算出し、ＤＭＥ指示
器３２にこれを表示する。航空機上では、指示器２７に
表示される方位角および仰角の偏差と、ＤＭＥ指示器３
２に表示される距離とを確認しながら、パイロットの操
縦による進入着陸が行われる。なお、以上は基本的な直
線進入誘導において、パイロットが手動操縦を行う場合
であり、ＤＭＥとしては一般的にＤＭＥ／Ｎ（normal）
が用いられる。
【０００６】次に折線進入または曲線進入による着陸誘
導を行う場合について説明する。この場合には、機上装
置として航法計算機２２や航法指示器２３を備えた機上
装置２ｂが用いられ、地上装置１ａからＭＬＳ領域内に
送信される基本データおよび補助データをＭＬＳ受信機
２１で復調し、地上送信アンテナ位置，進入経路の方
位，仰角などの諸情報と、ＤＭＥインタロゲータ３１で
得られる距離情報とを航法計算機２２へ入力する。そし
て、航法計算機２２ではこれらの諸情報から、先ず自機
の位置を算出し、算出した自機の位置と所定進入経路と
の偏位を算出する。この偏位情報は所定進入経路に対す
る横方向と縦方向とに区別され、着陸地点までの距離と
共に航法指示器２３に表示され、以下、パイロットの手
動操縦が行われるが、自動操縦を行う場合には、航法計
算機２２からこれらの情報がオートパイロット２４に送
られ、オートパイロット２４による自動操縦が行われ
る。なお、以上のような折線進入や曲線進入の誘導、あ
るいは自動操縦においては、精密な斜め距離の算出が必
要になるため、ＤＭＥとしてＤＭＥ／Ｎより約６倍精度
の高いＤＭＥ／Ｐ（precision ）が使用される。
導を行う場合について説明する。この場合には、機上装
置として航法計算機２２や航法指示器２３を備えた機上
装置２ｂが用いられ、地上装置１ａからＭＬＳ領域内に
送信される基本データおよび補助データをＭＬＳ受信機
２１で復調し、地上送信アンテナ位置，進入経路の方
位，仰角などの諸情報と、ＤＭＥインタロゲータ３１で
得られる距離情報とを航法計算機２２へ入力する。そし
て、航法計算機２２ではこれらの諸情報から、先ず自機
の位置を算出し、算出した自機の位置と所定進入経路と
の偏位を算出する。この偏位情報は所定進入経路に対す
る横方向と縦方向とに区別され、着陸地点までの距離と
共に航法指示器２３に表示され、以下、パイロットの手
動操縦が行われるが、自動操縦を行う場合には、航法計
算機２２からこれらの情報がオートパイロット２４に送
られ、オートパイロット２４による自動操縦が行われ
る。なお、以上のような折線進入や曲線進入の誘導、あ
るいは自動操縦においては、精密な斜め距離の算出が必
要になるため、ＤＭＥとしてＤＭＥ／Ｎより約６倍精度
の高いＤＭＥ／Ｐ（precision ）が使用される。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】解決しようとする問題
点は、上記のような従来の着陸誘導システムでは、機上
装置にＤＭＥインタロゲータを、地上装置にＤＭＥトラ
ンスポンダを備えておく必要があり、システムが高価に
なる点にある。特に、折線進入や曲線進入の誘導、ある
いは自動操縦を行わせるためには、精度の高いＤＭＥ／
Ｐを備えておく必要がある。また、仮に機上装置にＤＭ
Ｅ／Ｐインタロゲータが備えられていても、地上装置に
ＤＭＥ／Ｐトランスポンダを持たない空港においては、
折線進入や曲線進入ができない等の問題点があった。
点は、上記のような従来の着陸誘導システムでは、機上
装置にＤＭＥインタロゲータを、地上装置にＤＭＥトラ
ンスポンダを備えておく必要があり、システムが高価に
なる点にある。特に、折線進入や曲線進入の誘導、ある
いは自動操縦を行わせるためには、精度の高いＤＭＥ／
Ｐを備えておく必要がある。また、仮に機上装置にＤＭ
Ｅ／Ｐインタロゲータが備えられていても、地上装置に
ＤＭＥ／Ｐトランスポンダを持たない空港においては、
折線進入や曲線進入ができない等の問題点があった。
【０００８】本発明はかかる課題を解決するためになさ
れたもので、機上装置を小型軽量化でき、安価で信頼性
の高い着陸誘導システムを得ることを目的としている。
れたもので、機上装置を小型軽量化でき、安価で信頼性
の高い着陸誘導システムを得ることを目的としている。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明に係わる着陸誘導
システムは、地上装置にＧＰＳ（global positioningsy
stem ）受信装置と演算装置とを備え、機上装置にＧＰ
Ｓ受信機を備えて、地上装置のＧＰＳ受信装置と演算装
置とにより随時ＧＰＳの測位誤差を算出し、測位誤差情
報を既存の送信手段を用いて機上装置に送り、機上装置
のＧＰＳ受信機による測位誤差を随時修正しながら正確
な距離情報を得ることを特徴とする。特に、測位誤差情
報をＭＬＳの補助データ伝送手段を用いて機上装置に送
信することを特徴としている。
システムは、地上装置にＧＰＳ（global positioningsy
stem ）受信装置と演算装置とを備え、機上装置にＧＰ
Ｓ受信機を備えて、地上装置のＧＰＳ受信装置と演算装
置とにより随時ＧＰＳの測位誤差を算出し、測位誤差情
報を既存の送信手段を用いて機上装置に送り、機上装置
のＧＰＳ受信機による測位誤差を随時修正しながら正確
な距離情報を得ることを特徴とする。特に、測位誤差情
報をＭＬＳの補助データ伝送手段を用いて機上装置に送
信することを特徴としている。
【００１０】
【作用】本発明においては、特に他のデータ伝送手段を
必要とせずに機上装置のＧＰＳ受信機における測位情報
を地上装置からの測位誤差情報で修正しながら随時正確
な距離情報が得られることにより、ＤＭＥ／Ｐを用いな
くても精密なシステムを構成できる。
必要とせずに機上装置のＧＰＳ受信機における測位情報
を地上装置からの測位誤差情報で修正しながら随時正確
な距離情報が得られることにより、ＤＭＥ／Ｐを用いな
くても精密なシステムを構成できる。
【００１１】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を用いて説明す
る。図１は本発明の一実施例を示すブロック図で、図に
おいて、１は本実施例における地上装置、２は本実施例
における機上装置を示し、１０はＭＬＳ地上局、１１は
ＧＰＳ受信装置、１２は演算装置、２０はＭＬＳ受信用
アンテナ、２１はＭＬＳ受信機、２２は航法計算機、２
３は航法指示器、２４はオートパイロット、２５はＧＰ
Ｓアンテナ、２６はＧＰＳ受信機を示す。
る。図１は本発明の一実施例を示すブロック図で、図に
おいて、１は本実施例における地上装置、２は本実施例
における機上装置を示し、１０はＭＬＳ地上局、１１は
ＧＰＳ受信装置、１２は演算装置、２０はＭＬＳ受信用
アンテナ、２１はＭＬＳ受信機、２２は航法計算機、２
３は航法指示器、２４はオートパイロット、２５はＧＰ
Ｓアンテナ、２６はＧＰＳ受信機を示す。
【００１２】次に動作について説明する。地上のＧＰＳ
受信装置１１はＧＰＳ衛星からの信号を受信して地上装
置１の位置データを得、演算装置１２でこの位置データ
と予め解っている実際の地上装置の位置と比較し、差異
を測位誤差情報としてＭＬＳ地上局１０へ送る。この測
位誤差情報は、例えば、緯度，経度，高度など、それぞ
れの偏差の情報となる。そして、この測位誤差情報は、
ＭＬＳ地上局１０でＭＬＳの補助データの一語として所
定のフォーマットに変換されてＭＬＳ領域内に送出され
る。
受信装置１１はＧＰＳ衛星からの信号を受信して地上装
置１の位置データを得、演算装置１２でこの位置データ
と予め解っている実際の地上装置の位置と比較し、差異
を測位誤差情報としてＭＬＳ地上局１０へ送る。この測
位誤差情報は、例えば、緯度，経度，高度など、それぞ
れの偏差の情報となる。そして、この測位誤差情報は、
ＭＬＳ地上局１０でＭＬＳの補助データの一語として所
定のフォーマットに変換されてＭＬＳ領域内に送出され
る。
【００１３】一方、機上装置２ではＭＬＳアンテナ２０
で受信した信号をＭＬＳ受信機２１で処理し、基準方位
からの方位角と基準仰角からの仰角との偏差の情報およ
び補助データを得て、航法計算機２２へ入力すると共
に、ＧＰＳアンテナ２５を介してＧＰＳ受信機２６によ
り自機の位置を示す位置データを得て、この位置データ
を航法計算機２２へ入力する。そして、航法計算機２２
において、機上装置２のＧＰＳ受信機２６からの位置デ
ータを地上装置１からの測位誤差情報を用いて補正し、
自機の正確な位置を得る。
で受信した信号をＭＬＳ受信機２１で処理し、基準方位
からの方位角と基準仰角からの仰角との偏差の情報およ
び補助データを得て、航法計算機２２へ入力すると共
に、ＧＰＳアンテナ２５を介してＧＰＳ受信機２６によ
り自機の位置を示す位置データを得て、この位置データ
を航法計算機２２へ入力する。そして、航法計算機２２
において、機上装置２のＧＰＳ受信機２６からの位置デ
ータを地上装置１からの測位誤差情報を用いて補正し、
自機の正確な位置を得る。
【００１４】進入着陸の開始点は通常滑走路から５０Ｋ
ｍ以内の狭い領域であり、地上のＧＰＳ受信装置１１と
機上のＧＰＳ受信機２６とがＧＰＳ衛星から受信するデ
ータは略同一条件で受信することができ、何らかの理由
でＧＰＳ衛星からの受信データに誤差が存在しても、Ｇ
ＰＳ受信装置１１とＧＰＳ受信機２６とは相対的に同一
の誤差を持つので、ＧＰＳ受信機２６における位置デー
タを地上装置１からの測位誤差情報を用いて補正するこ
とにより、いわゆるディファレンシャルＧＰＳと同様な
効果を有し、自機の高精度な位置情報が得られることに
なる。なお、測位誤差補正情報を得る手段としては、通
常のディファレンシャルＧＰＳのように、受信した各衛
星と受信点の疑似斜線距離の誤差を用い、機上のＧＰＳ
受信機内で演算処理する方法も考えられるが、この方法
ではデータ伝送量が大く、演算処理も複雑になる。
ｍ以内の狭い領域であり、地上のＧＰＳ受信装置１１と
機上のＧＰＳ受信機２６とがＧＰＳ衛星から受信するデ
ータは略同一条件で受信することができ、何らかの理由
でＧＰＳ衛星からの受信データに誤差が存在しても、Ｇ
ＰＳ受信装置１１とＧＰＳ受信機２６とは相対的に同一
の誤差を持つので、ＧＰＳ受信機２６における位置デー
タを地上装置１からの測位誤差情報を用いて補正するこ
とにより、いわゆるディファレンシャルＧＰＳと同様な
効果を有し、自機の高精度な位置情報が得られることに
なる。なお、測位誤差補正情報を得る手段としては、通
常のディファレンシャルＧＰＳのように、受信した各衛
星と受信点の疑似斜線距離の誤差を用い、機上のＧＰＳ
受信機内で演算処理する方法も考えられるが、この方法
ではデータ伝送量が大く、演算処理も複雑になる。
【００１５】そして、航法計算機２２で補助データとし
て伝送された地上装置１の位置データと自機の補正後の
位置データとから、地上装置１と自機との間の距離を算
出し、正確な距離情報を得て、ＭＬＳ基本データおよび
補助データに含まれる誘導経路を計算するための諸デー
タと共に、進入経路からの偏位を算出し、着陸地点まで
の距離と共に航法指示器２３にこれを表示する。また、
自動操縦を行う場合には、航法計算機２２からのデータ
をオートパイロット２４へ送り自動操縦を行う。
て伝送された地上装置１の位置データと自機の補正後の
位置データとから、地上装置１と自機との間の距離を算
出し、正確な距離情報を得て、ＭＬＳ基本データおよび
補助データに含まれる誘導経路を計算するための諸デー
タと共に、進入経路からの偏位を算出し、着陸地点まで
の距離と共に航法指示器２３にこれを表示する。また、
自動操縦を行う場合には、航法計算機２２からのデータ
をオートパイロット２４へ送り自動操縦を行う。
【００１６】また、本発明は地上装置１にもＧＰＳ受信
装置１１を備えることにより、ＧＰＳの測位データを常
時監視することができる。例えば、ＧＰＳの測位誤差が
許容範囲を超えて着陸誘導に使えない場合、機上装置２
へＭＬＳ地上局１０から警報を発することができ、ＶＨ
Ｆデータリング等、他の装置を必要とすることなく信頼
の高い着陸誘導が行える。また、ＧＰＳ受信機２６で得
られる高度データも、その補正を正確に行うことがで
き、ＭＬＳ領域に航空機が入り、電波高度計の高度デー
タを使用するまでの間、地形の変化による誤差が含まれ
る気圧高度計よりも高精度なデータを得ることができ
る。また、ＧＰＳ受信機はＤＭＥに比べ小型軽量で低価
格であるため、航空機に搭載される機上装置２の必要ス
ペースや重量の低減が可能となると共に、安価なシステ
ムを構成できる。
装置１１を備えることにより、ＧＰＳの測位データを常
時監視することができる。例えば、ＧＰＳの測位誤差が
許容範囲を超えて着陸誘導に使えない場合、機上装置２
へＭＬＳ地上局１０から警報を発することができ、ＶＨ
Ｆデータリング等、他の装置を必要とすることなく信頼
の高い着陸誘導が行える。また、ＧＰＳ受信機２６で得
られる高度データも、その補正を正確に行うことがで
き、ＭＬＳ領域に航空機が入り、電波高度計の高度デー
タを使用するまでの間、地形の変化による誤差が含まれ
る気圧高度計よりも高精度なデータを得ることができ
る。また、ＧＰＳ受信機はＤＭＥに比べ小型軽量で低価
格であるため、航空機に搭載される機上装置２の必要ス
ペースや重量の低減が可能となると共に、安価なシステ
ムを構成できる。
【００１７】なお、上記実施例では、ＭＬＳを用いた着
陸誘導システムについて説明しているが、例えばＩＬＳ
(instrument landing system) など、他の着陸誘導シス
テムでも良い。
陸誘導システムについて説明しているが、例えばＩＬＳ
(instrument landing system) など、他の着陸誘導シス
テムでも良い。
【００１８】
【発明の効果】以上説明したように本発明の着陸誘導シ
ステムは、機上装置のＧＰＳ受信機における測位情報
を、ＭＬＳの補助データ伝送手段等の既存の送信手段を
用いた地上装置からのＧＰＳによる測位誤差情報で修正
して随時正確な距離情報を得ることにより、ＤＭＥを用
いる必要なくＤＭＥ／Ｐの精度（３０ｍ〜８０ｍ）より
も高精度な距離データを機上で得ることができ、高精度
で安価な着陸誘導システムが構成できる利点がある。
ステムは、機上装置のＧＰＳ受信機における測位情報
を、ＭＬＳの補助データ伝送手段等の既存の送信手段を
用いた地上装置からのＧＰＳによる測位誤差情報で修正
して随時正確な距離情報を得ることにより、ＤＭＥを用
いる必要なくＤＭＥ／Ｐの精度（３０ｍ〜８０ｍ）より
も高精度な距離データを機上で得ることができ、高精度
で安価な着陸誘導システムが構成できる利点がある。
【図１】本発明の一実施例を示すブロック図である。
【図２】従来の着陸誘導システムの構成例を示すブロッ
ク図である。
ク図である。
１ 地上装置 ２ 機上装置 １１ ＧＰＳ受信装置 １２ 演算装置 ２５ ＧＰＳアンテナ ２６ ＧＰＳ受信機
Claims (3)
- 【請求項１】 機上で着陸進入経路に対する偏位情報と
着陸地点までの距離情報とを得て着陸誘導を行う着陸誘
導システムにおいて、 地上装置にＧＰＳ（global positioning system ）受信
装置と演算装置とを備え、機上装置にＧＰＳ受信機を備
え、上記地上装置のＧＰＳ受信装置と演算装置とにより
随時ＧＰＳの測位誤差を算出し、この測位誤差情報を既
存の送信手段を用いて上記機上装置に送り、該機上装置
のＧＰＳ受信機による測位誤差を随時修正して距離情報
を得る手段、 を備えたことを特徴とする着陸誘導システム。 - 【請求項２】 機上で着陸進入経路に対する偏位情報と
着陸地点までの距離情報とを得て着陸誘導を行う着陸誘
導システムにおいて、 地上装置にＧＰＳ受信装置と演算装置とを備え、機上装
置にＧＰＳ受信機を備え、上記地上装置のＧＰＳ受信装
置と演算装置とにより随時ＧＰＳの測位誤差を算出し、
この測位誤差情報をＭＬＳ（microwave landing syste
m）の補助データ伝送手段を用いて上記機上装置に送
り、該機上装置のＧＰＳ受信機による測位誤差を随時修
正して距離情報を得る手段、 を備えたことを特徴とする着陸誘導システム。 - 【請求項３】 上記地上装置のＧＰＳ受信装置と演算装
置とにより算出されるＧＰＳの測位誤差が許容範囲を超
えて着陸誘導に使えない場合、上記地上装置から上記機
上装置へ警告を発する手段を備えたことを特徴とする請
求項第１項および第２項記載の着陸誘導システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26146591A JPH0572317A (ja) | 1991-09-13 | 1991-09-13 | 着陸誘導システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26146591A JPH0572317A (ja) | 1991-09-13 | 1991-09-13 | 着陸誘導システム |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0572317A true JPH0572317A (ja) | 1993-03-26 |
Family
ID=17362280
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26146591A Pending JPH0572317A (ja) | 1991-09-13 | 1991-09-13 | 着陸誘導システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0572317A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07249198A (ja) * | 1994-03-11 | 1995-09-26 | Unyusho Senpaku Gijutsu Kenkyusho | 被管制対象監視システム |
| US5825021A (en) * | 1996-02-28 | 1998-10-20 | Nec Corporation | Apparatus for detecting that a flying object has passed a monitoring space |
| JP2010500578A (ja) * | 2006-08-11 | 2010-01-07 | シエラ・ネバダ・コーポレイション | マルチプルｇｐｓ測定タイプを加重最小二乗解へと融合するための方法 |
| KR100980762B1 (ko) * | 2007-12-26 | 2010-09-10 | 한국항공우주연구원 | 지상기반 위성항법 보강시스템을 위한 통신제어장치 |
| KR101398382B1 (ko) * | 2012-12-18 | 2014-05-23 | 한국항공우주연구원 | 실시간으로 항공기 착륙 시설의 성능을 평가하는 장치 및 방법 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02287900A (ja) * | 1989-04-28 | 1990-11-27 | Japan Radio Co Ltd | Ｍｌｓ機上装置 |
-
1991
- 1991-09-13 JP JP26146591A patent/JPH0572317A/ja active Pending
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