JPS60222782A - 受動形ｓｓｒ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】 （発明の分野） 本発明は、自身は送信機を持たず、送信機を有する他の
ＳＳＲサイトから発射されるＳＳＲ質問電波に応じて航
空機から送出されるＳ、ＳＲ応答電波を傍受することに
より該航空機の位置を検知する受動形ＳＳＲ装置に関す
る。

（発明の背景） 現在、大部分の航空機がＳＳＲトランスポンダを搭載し
ており、主要空港や航空路要所に配置された各ＳＳＲサ
イトのインタロゲータからの質問電波に対して航空機の
高度や状態等を示す各種データを載せた応答電波を返信
している。各ＳＳＲサイトにおいては、この応答電波を
受信して該航空機のＸＹ座標位置をレーダ計測すること
ができるとともに、応答電波を解読することにより該航
−空機のフライトナンバー、高度、緊急等の航空情報を
知ることができる。

ところで、小空港を利用する航空機もその大部分がＳＳ
Ｒトランスポンダを持っているが、小空港においては、
電波規制面および利用効率（設備費／効果）等の面から
インタロゲータ送信機を有する通常のＳＳＲ装置を配置
することは困難である。したがって、従来、このような
ＳＳＲインクロゲータの質問電波を受信しトランスポン
ダにて応答している航空機はインタロゲータ基地以外で
はその位置を知ることができないという不都合があった
。

（発明の目的） 本発明は、上述の従来形における問題点に鑑みてなされ
たもので、自身は送信機を持つことなく、他局のＳＳＲ
質問電波と該ＳＳＲ＃からの質問電波に対する航空機か
らのＳＳＲＳＲ応答電波受信して該ＳＳＲＳＲ応答電波
来した方位および質問電波送出から応答電波受信までの
電波の伝播遅れ時間を計測して該航空機の位置を検知す
るという構想に基づき、通常のＳＳＲ装置の配備が−難
な小空港等に配置することのできる受動形ＳＳＲ装置を
提供することを目的とする。

（発明の構成） 上記目的を達成するため本発明では、所定ＳＳＲサイト
のインタロゲータの質問電波に対し航空機に搭載された
ＳＳＲｌ−ランスポンダから送出された応答電波を傍受
して該航空機の方向を探知するとともに該質問電波が送
出されてから該応答電波を受信するまでの伝播遅れ時間
を検出することにより該航空機の位置を検知し表示する
ことを特徴とする。

（実施例の説明） 以下、図面を用いて本発明の詳細な説明する。

第１図は、本発明の１実施例に係る受動型ＳＳＲ装置の
構成を示す。同図の装置は、方向探知用（方探）アンテ
ナ１１、アンテナ切換器１２、θ切換回路１３、Σ受信
機１４、Δ受信１１１５、局部発振器１６、Δθ検出回
路１７、フレーミングパルス発生回路１８、マイクロプ
ロセッサ等の中央処理装置（ＣＰＵ）１９、ＣＲＴディ
スプレイ２０、フライトプラン入力キーボード２１、地
図信号ＲＯＭ２２、パラボラアンテナ２３、受信Ｉａ２
４、バースト同期制御装置２５等を具備している。

方探アンテナ１１は、第２図に示すように、円筒導体３
１の円周面３２上に１２°おきに３０本の垂直ダイポー
ル素子３３−１．３３−２．・・・、　３３−３０を配
設してなる円形ダイポール群アンテナを用いている。使
用時、この方探アンテナ１１は、円筒導体３１の軸すな
わち垂直ダイポール素子３３−１．３３−２．・・・、
　３３−３’０が大地に対して垂直となるように配置さ
れる。この方探アンテナ１１においては、それぞれ連続
する６本のダイポール素子（３３−２８、・・・、　３
３−３’０　、３３−１・°°°・３３−３　）・（３
３−３０・３３−１・°°°・３３−５　）・　１（’
３３−２．３３−３．・・・、　３３−７）　、・・・
、（３３−２４、３３−２５、・・・、　３３−２（１
）および（３３−２６、３３’−２７，・・・。

３３−３０．３３−１）をそれぞれ第１〜１５セクタと
し、各セクタの素子３３は左右３本ずつの要素に分けて
接続する□とともに、この各左右要素の和および差をΣ
およびΔ出力としてアンテナ切換器１２に供給している
。

なお、以下においては、第１セクタの中心線ずなりちダ
イポール素子３３−３０と３３−１との２等分線を所定
のＳＳＲ装置の方に向け、方位は、このＳＳＲ装置に向
かう２等分線をＯｏとして半時１回りの方位角で示す。

第３図は、方探アンテナ１１の配線図である。同図にお
いて、４１−１．４１−２．・・・、　４１−３０は３
分配器、４２−１．４２−２．・・・、　４２−３０．
４３−１．４３−２．　・・・、４３−３０および４４
−１．４４−２．・・・、　４４−３０はそれぞれ遅延
時間［）１１．［）２およびＤ３の遅延線路、４５−１
　。

４６−１．４５−２．４６−２．・・・、’４５−１５
　、４６−１５は３合成器、４７−１．４７−２．・・
・、　４７−１５はハイブリッド接合器（例えばマジッ
ク１回路〉である。

第３図において、垂直ダイポール素子３３−１．３３−
２、・・・、３０−２９および３３−３０の受信信号は
、それぞれに接続されている３分配器４１−１．４１−
２、・・・、４１−２９および４１−３０で３つの遅延
線路４２−１．４３−１゜４４−１．４２−２．４３−
２．４４−２、・・・、４２−２９　、４３−２９　。

４４−２９および４２−３０　；　４３−３０　、４４
−３０に分配される。これらの各遅延線路の出力は、垂
直ダイポール素子３０−２８　、３０−２９　、３３−
３０　、３３−１．３３−２．３３−３からなる第１セ
クタについて説明すれば、左側要素の垂直ダイポール素
子３０−２８．３０−２９および３３−３０からの信号
としては、左側３合成器４５−１により、それぞれ遅延
線路４４−２８．４３−２９および４２−３０の出力が
合成され、右側要素の垂直ダイポール素子３０−１．３
０−２および３３−３からの信号としては、右側３合成
器４６−１により、それぞれ遅延線路４２−１．４３−
２および４４−３の出力が合成される。これら左右の３
合成器４５−１．４６−１の出力は、ハイブリッド接合
器４７−１に供給される。

なお、各遅延線路４２．４３．４４の移相量すなわち遅
延時間ＤＩ　、Ｄ２　、Ｄ３は、次のようにして定める
。第１セクタの信号合成に用いられる遅延線路４２−１
．４３−２．４４−３について言えば、第１セクタの中
心線方向から飛来する平面波は先ずダイポール素子３３
−１で受信され、次いでダイポール素□子３３−２で受
信され、さらにダイポール素子３３−３で受信される。

すなわち、各ダイポール素子３３−１．３ｊ−２゜３３
−３が受信し出力する信号には移相差がある。遅延線路
４２−１．４３−２．４４−３の遅延時間［）　１’　
、　［）　２”’。

Ｄ３は、この移相差を調整してより良好な指向特性を得
るためのもので、ＤＩ＞’Ｄ２＞Ｑ３で上記移相差が略
相殺されるような値に設定する。　□ハイブリッド接合
器４７−１は、３合成器４５−１の゛出□力すなわち左
要素出力と３合成器４６−１の出力すなわら右要素出力
との和信号（Σ信号）および差信号（Δ信号）を作成し
て出力する。各ハイブリッド接合器４７−１．４７−２
．・・・、　４７−１５の出力する各１５個のΣ信号お
よびΔ信号は、第１図のアンテナ切換器１２に供給され
る。

第１図を参照して、アンテナ切換器１２は、各Σ信号お
よびΔ信号線と直列に図示しないスイッチング素子を介
挿したものである。これらのスイッチング素子としては
高周波特性（１０９０ＭＨ２）のよい例えばビンダイオ
ードを用いることができる。

これらのスイッチング素子は、θ切換回路１３の出力に
よりオン・オフ制御され、いずれか１セクタ分のΣ信号
およびへ信号のみが出力される。

Σ受信１１１４およびΔ受信ｇ１１５は、同一の局部発
振器１６からの局発信号で動作するミキサ（図示せず）
を含む中間周波増幅器で、アンテナ切換器１２から供給
される１セクタ分のΣ信号およびΔ信号のそれぞれを増
幅する。増幅された１セクタ分のΣ信号およびΔ信号は
、Σ信号がΔθ検出回路１７およびフレーミングパルス
発生回路１８に、一方、Δ信号がΔθ検出回路１７に供
給される。

Δθ検出回路１７は、Δ信号より検出中心角θ０に対す
る誤差角Δθに比例する電圧を発生する。

Σ信号は誤差信号の正負を決める参照信号として用いら
れる。

フレーミングパルス発生回路１８は、所定ＳＳＲ装置が
質問電波を送出するタイミングに同期して所定周期また
は航空機までの所定距離に対応するフレーミングパルス
を発生する。すなわち、上記質問電波送出タイミングか
らのΣ信号が検出されるまでのフレーミングパルスを計
数すれば応答電波の伝播送れ時間を知ることができる。

ＣＰ　ＩＪ　１９は、θ切換回路１３、Σ受信Ｉ！１４
、Δθ検出回路１７、フレーミングパルス発生回路１８
およびフライトプラン入力キーボード２１等から供給さ
れる各種入力データに応じた演算処理を行なう。

例えば、Σ受信機１４からのΣ信号を解読して航空機の
高度情報（モードＣ）や状態応答（モードＡ）を検知し
たり、θ切換回路１３からの検出中心角θＯとΔθ検出
回路１７からの誤差角Δθにより航空機の方向θ０＋Δ
θを探知し、フレーミングパルス発生回路１８からの７
レーミングパルスを計数してΣ信号の伝播送れ時間 （ｒ１＋ｒ２−ρ）／Ｃ （但し、ｒｌは所定ＳＳＲ基地と航空機との間の距離、
ｒ２は航空機から本機までの距離、ρは所定ＳＳＲ基地
から本機までの距離、Ｃは光の速度である） を検出し、また、これらのデータに基づぎ本機から航空
機までの距離ｒ２を算出したりする。また、これらの入
力データおよび演算出力データに基づいて表示出力信号
を作成し、ディスプレイ２０に送出する。さらに、一定
時間内における航空機の位置情報すなわち航跡を記憶す
る。

ディスプレイ２０は、ＣＲＴやビデオＲＡＭ等を備え、
ＣＰ　Ｕ　１９からの表示出力信号や地図信号ＲＯＭ２
２からの地図信号に基づいて、本機の動作範囲内の地図
や航空機の位置、フライトナンバー等の航空機情報を表
示する。

この受動形ＳＳＲ装置は、自らは送信していないが、他
の方向探知機もしくはインタロゲータ局からの直接波と
トランスポンダからの応答波との時間の遅れから航空機
の位置を知ることができる。

ＳＳＲのトランスポンダの電波は０．４５μｓの１８本
のパルス列を含む２４μｓｅｃのバースト信号からなり
、本機では、これをデコードしてＭ　ＯＤ、Ａ（モード
Ｃ：航空機の状態応答）、ＭＯＤ、Ｃ（モードＣ：航空
機の高度）等の信号内容を解読するわけであるが、方向
探知機としては０．４５μｓの間に作動するものでなけ
ればならない。このような高速度方向探知は、前述の方
探アンテナ１１およびアンテナ切換機１２等により実現
することができる。すなわち、方向探知機はある範囲（
幅θｂ）についてモノパルスΔ信号で目標の方位を判断
するもので、ｎ分割した波面形方探の出力を帯域幅Ｂ＝
２１０．４５μｓの受信機で増幅検波して幅θｂにおけ
る中心角θ０からのずれとしてプラスマイナスの角度Δ
θに略比例した電圧で航空機が存在する位置（方位θ−
θ０＋Δ０）を知り得る。

かかる場合ｎ＝２π／θｂなる区分を起す方が空中線利
得が大きくなる。この区分を切換えるにはインタロゲー
タ局の空中線の回転にしたがって空間に発射された指向
性電波を受動形ＳＳＲ局で追尾する必要がある。

このため、タイマーを用い下記の式 ％式％） （１） （但し、βはインタロゲータ局の空中線の向き、ｔはイ
ンタロゲータ局が電波を出してからの経過時間、Ｃは光
速、ρは前述と同じ） にしたがって、各時間を毎にαが守備角の中に含まれる
区分に切換えを行なう。または必要に応じて切換え時間
を目標から本機までの電波伝播遅れ時間である下記式の
ｔ′だけ遅らすようにしてもよい。

ｔ’　＝ｔ　Ｓｉｎβ、／　ｓｉｎα・−・・−（２）
なお、これらのαやｔ′は、予めβをパラメータとして
ｔを０から１μＳ　（３００ｍ）ずつ変化させた場合に
ついて計算しておき、αの所定のピッチ例えばＯｏから
２４°ごとのβおよびｔ（またはｔ’　）の値をテーブ
ルとして第１図のθ切換回路１３に設定または記憶させ
ておけばよい。

本機においては、インタロゲータ局が質問電波を出して
から航空機のトランスポンダの応答電波が本機に到達す
るまでの時間すなわち伝播遅れ時間を計測するために、
インタロゲータ局の質問電波発射時間を知る必要があり
、このためのトリガーパルスは、本機の動作基準になる
。

トリガーパルスを自動形ＳＳＲに伝送するには無線、有
線等様々の方式があるが、一番実際的にはインタロゲー
タＳＳＲの空中線が受動形ＳＳＲの方向に向いた時にビ
ーム幅で定まる１０〜１５パルス受信できるケースが多
い。この１０〜１５パルスの間に自動形ＳＳＲにある水
晶発振子の周波数を同期する。位相まで含めて同期に保
てばインタロゲータＳＳＲの回転速度通常約４秒に応じ
て新規な情報が入りトリガーパルスを得てこれにより前
述のｔ　＝　（ｒ　１＋ｒ　２−ρ）／Ｃの距離情報が
入手できる。

第４図は、このような区分切換えや距離測定を行なう基
準である水晶発振子の周波数および位相を同期させるた
めのバースト制御同期装置２５部分のより詳細なブロッ
ク図を示す。同図において、パラボラアンテナ２３およ
び受信機２４は第１図に示したものと同一である。

また、５１はバースト波形成形回路、５２はバースト時
以外のノイズを除去するノイズエリミネータ回路、５３
は鋸歯状波発生器、５４はアナログスイッチ、５５は緩
衝増幅器である。５Ｇは水晶発振子５７で固有発振周波
数が定まるとともに緩衝増幅器５５からバリキャップ５
８に印加される電圧に応じて発振周波数が変化する電圧
制御水晶発振器、５９は電圧制御水晶発振器５７の出力
を計数してこの計数値がカウント数セットスイッチ６０
にセットされた値になるごとに１個のパルスを発生して
計数値がクリアされるカウントダウン回路で、インタロ
ゲータと同じ繰返し周波数（３００ないし４４０ＨＺで
あるが、以下、３０’０ｌ−ｌｚとして説明する）でパ
ルスを発生する。６１は出力パルス発生部、６３はラッ
チ回路、６４は出力パルス増幅器である。

アンテナ２３は、インタロゲータＳＳＲに向けて設置さ
れており、第５図に示ずように、該ＳＳＲの空中線が約
４秒ごとに本機に正対したときおよびこの正対峙を略中
心として該ＳＳＲ空中線のビーム幅で定まる間、質問電
波１０〜１５個からなるバースト信号を受信する。第５
図において、この質問電波は、２番目のパルスが１番目
のパルスから２μｓ遅れ、３番目のパルスが１番目のパ
ルスから８μｓ遅れで発生する０、８μｓ幅の３個のパ
ルスからなり、繰返し周期３００１−１２で送出される
。

第４図を参照して、受信＠２４は、アンテナ２３からの
バースト信号（１０３０ＭＨ２）を増幅し、バースト波
形成形回路５１に供給するとともに、インタロゲータＳ
ＳＲの空中線の向きが−１８０°でアンテナ２３に正対
したことを示す正対信号Ｃ８ｇを出力する。受信機２４
からのバースト信号は、バースト波形成形回路５１で約
８μｓ幅のパルスに整形され、ノイズエリミネータ回路
５２を介してアナログスイッチ５４の制御端子に供給さ
れる。これにより、アナログスイッチ５４は繰返し周期
３００Ｈｚで約８μＳずつ１０〜１５回オンし、このと
きの鋸歯状波発生器５３出力電圧を緩衝増幅器５５を介
してバリキャップ５８に印加する。この鋸歯状波発生器
５３は、通常は電圧制御水晶発振器５６が水晶発振子５
１の固有発振周波数（例えば２０Ｍ　ＨＺ−で出力する
信号を分周して得られる繰返し周期３００）１ｚ８μｓ
幅のパルスでリセットされ繰返し周期３００Ｈｚの鋸歯
状波を発生している。

この鋸歯状波は、本来、バースト信号と同期すべきもの
であり、同期しているときはアナログスイッチ５４のオ
ン期間と鋸歯状波発生器５３のリセット期間とが一致す
るため、Ｍ衝増幅器５５からバリキャップ５８に印加さ
れる電圧は零であり、電圧制御水晶発振器５６はそのま
ま水晶発振子５７の固有発振周波数で発振を続行する。

しかし、本機においては３００Ｈｚ４秒間で１２００個
の質問信号のうち１０〜１５個の３０〜１５０ｍ　Ｓの
間しか同期を掛けていないためこの同期がずれることも
多い。この場合、アナログスイッチ５４は同期ずれが大
きい程鋸歯状波の電圧の高いところでオンする。これに
より、バリキャップ５８には、緩衝増幅器５５から同期
ずれに応じた電圧が印加され、電圧制御水晶発振器５６
は発振周波数が変化して位相が変位し同期がとれること
になる。

出力パルス発生部６１は前述のように鋸歯状波発生器５
３のリセットパルスを発生する他、さらに繰返し周波数
３００ＨＺのパルスを発生ずる。このパルスは、ラッチ
回路６２で所定期間ラッチされて一定の幅を与えられ、
出力パルス増幅器６３がら繰返し周波数３００ＨＺのト
リガパルスＴｒＱとして第１図のθ切換回路１３に供給
される。

θ切換回路１３においては、受信＠２３からの正対信号
Ｃｓｏにより、インタロゲータ局の空中線の向きを示す
メモリ、レジスタまたはカウンタ等にこの向きが１８０
°であることをセットするとともに、バースト同期制御
装置２５からのトリガパルスＴｒ。

が入力するたびにこのカウンタ等の内容を歩進する。し
たがって、このカウンタ等の内容によりインタロゲータ
局空中線の向きを知ることができるとともに、トリガパ
ルスＴｒｇにより質問電波送出タイミングを知ることが
できる。

θ切換回路１３には、前述のように、式（１）またはさ
らに式（２）で定まる質問電波送出後の経過時間ｔおよ
びインタロゲータ局空中線の向きβすなわちトリガパル
スＴｒＯ人力後の経過時間ｔおよびカウンタ等の内容β
と方探アンテナ１１のセクタとの関係が記憶されている
。

第６図は、このθ切換回路１３による方探アンテナ切換
の態様を示す。

Ｑｌは、受信機２３からの正対信号Ｃ５Ｏが入力した直
後式（１）等により定まる数〜数十サイクルの各サイク
ルにおける方探アンテナ切換態様を示す。図中、階段上
の数字は使用されるセクタ番号を示し、例えば数字３は
、θ（＝α）−４８°を中心角としてその±１２°を守
備するセクタ３で、質問電波を追尾し、追尾している方
位から来るべき応答電波を待機していることを示す。こ
の場合、より良好に質問電波を追尾するためには切換間
隔τｎをサイクルごとに定めるのが好ましいが、できる
だけ同様の切換を行なう方がメモリ等の容量は小さくす
ることができる。以下、方位角βが３６０６に向って移
動するに従い切換態様は０２〜Ｑ７まで変化し、さらに
Ｏｏから１８０°に向って切換態様はＱ８〜Ｑ１５まで
変化する。

（発明の効果） 以上のように、本発明の受動形ＳＳ’Ｒ装置は、送信機
を持たないため、送信機を有する通常のＳＳＲ装置の配
備が困ｔａな小空港等、所望の場所に配置することがで
き、かつ他のｓｓＲ局と航空機の交信を傍受して航空機
の位置および応答内容等を知ることができるようにして
いるため、特に小空港等に配置した場合は管通官（管制
通信官）の管制援助モニタとして利用することができる
。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明の１実施例に係る受動形ＳＳＲ装置の
全体構成を示すブロック図、 第２図は、第１図の装置における空中線の外観斜視図、 第３図は第２図の空中線の配線図、 そして 第４図は、第１図におけるバースト制御回路部分をより
詳細に示すブロック回路図、 第５図は、インタロゲータＳＳＲから直接波として受信
されるバースト信号およびＳＳＲ質問信号のフォーマッ
ト図、 第６図は、θ切換回路１３によるアンテナ切換の態様を
示すチャートである。 １１：方探アンテナ、１２：アンテナ切換器、１３：θ
切換回路、１７：Δθ検出回路、１８：フレーミングパ
ルス発生回路１８．１９：ＣＰＵ、２０：ＣＲＴディス
プレイ２３：パラボラアンテナ２３． ２５：バースト同期制御装置、 ３３−１．３３−２．・・・、　３３−３０　：垂直ダ
イポール素子、５６：電圧制御水晶発振器。 特許出願人　協立電波株式会社 代理人　弁理士　伊東辰雄 代理人　弁理士　伊東哲也

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、所定ＳＳＲサイトのインタロゲータの質問電波に対
   し航空機に搭載されたＳＳＲトランスポンダから送出さ
   れた応答電波を傍受して該航空機の方向を探知するとと
   もに該質問電波が送出されてから該応答電波を受信する
   までの伝播遅れ時間を検出することにより該航空機の位
   置を検知し表示することを特徴とする受動形ＳＳＲ装置
   。 ２、前記インタロゲータ送信機が所定周期で質問電波を
   発生するために有する基準クロック発振器と同等の固有
   周波数を有する電圧制御型水晶発振器と、該インタロゲ
   ータ送信機の回転空中線が１回転ごとに正対する際の近
   傍で受信される質問電波のバースト信号により該電圧制
   御型水晶発振器を位相までも含めて同期させる同期回路
   と、該バースト信号により該回転空中線が正対したこと
   を検出して正対信号を発生する正対検出回路と、該正対
   信号および該電圧制御型水晶発振器の出力に基づいて前
   記応答電波の送出を誘発した質問電波の送出タイミング
   を判定し該応答電波の前記伝播遅れ時間を検出するタイ
   マ手段とを備えたことを特徴とする特許請求の範囲第１
   項記載の受動形ＳＳＲ装置。 ３、円筒導体の円周面上に複数の空中線素子を円周方向
   で等間隔に配置するとともに各受信出力を合成して所望
   の指向特性が得られる複数の該空中線素子からなる複数
   の空中線セクタが構成され前記応答電波を受信する空中
   線と、該空中線セクタを前記応答電波が受信される場合
   の各時点における理論上の応答電波発射位置を守備角内
   に含むものに順次切り換える空中線切換装置とを具備す
   ることを特徴とする特許請求の範囲第２項記載の受動形
   ＳＳＲ装置。