JP2000171559A - 航空機追尾計測方法及びシステム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 追尾用目標による飛行特性への悪影響をなく
し、電力消費を軽減する。 【解決手段】 航空機、例えばヘリコプタのエンジン外
板に鏡面研磨などを施して赤外線の放射を抑制した赤外
線反射板１を取り付ける。赤外線反射板１はエンジン外
板とほぼ同じ温度になるが、エンジン外板に比べて赤外
線の放射量が少ないので、ヘリコプタを赤外線カメラ３
で撮像した時、赤外線反射板１の輝度はエンジン外板の
輝度よりも低く観測される。赤外線カメラ３の撮像デー
タから赤外線反射板１の位置を計測することができ、そ
の位置からコーナキューブ２の位置を追尾計測装置６で
計算し、レーザ測距器４から射出されるレーザ光線をコ
ーナキューブ２に当てるようにジンバル装置５を制御す
る。ジンバル装置５の軸の角度とレーザ測距器４の測距
距離からヘリコプタの位置を３次元的に計測する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明が属する技術分野】本発明は航空機の追尾システ
ムに関し、例えばヘリコプタ等の航空機が一定の姿勢及
び経路で着陸地点へ侵入する際、着陸地点から航空機の
特定の面が見える場合において航空機の位置を測定し、
自動着陸の支援を行うのに適する航空機追尾計測方法及
びそのシステムに関する。

【０００２】

【従来の技術】従来、ヘリコプタの自動着陸を支援する
こと等を目的として、ヘリコプタの位置を３次元的に計
測する追尾計測システムが知られている。

【０００３】図１１は、このような追尾計測システムの
概要を示す図である。計測側装置はジンバル装置に赤外
線カメラ又は可視カメラとレーザ測距器を搭載し、一方
ヘリコプタには目標光源とコーナキューブとを搭載して
ヘリコプタを追尾し３次元的な計測を行う。

【０００４】ジンバルに搭載した赤外線カメラ等により
ヘリコプタの目標光源等を撮像してジンバルの角度情報
を得てジンバル装置の自動追尾を行い、同じくジンバル
装置に搭載したレーザ測距器によりヘリコプタに搭載し
たコーナキューブまでの距離を測定し、ヘリコプタの位
置を３次元的に計測する。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】従来の追尾計測システ
ムでは、航空機にはコーナキューブとそのごく近辺にカ
メラの目標光源を設置する必要があった。このカメラの
目標光源は大型の熱板であったりランプであったりする
が、航空機に突起物をつけることになり空力抵抗を増加
させ航空機の飛行特性を悪化させたり、航空機から電源
を供給する必要があるという問題があった。

【０００６】このため、カメラの目標とする光源部を新
たに設置することをせずにエンジンなどの温度の高い部
分を利用し赤外線カメラによりこれを捉えるようにする
ことが考えられるが、図１２に示すようにエンジン部分
等は温度分布にムラ等があり、検出した輝度情報を二値
化すると二値化しきい値に応じて二値画像の面積重心位
置が異り、航空機の特定の位置として高精度に認識する
ことができないという問題があった。

【０００７】（発明の目的）本発明の目的は、航空機の
飛行特性に悪影響を及ぼすような突起物等を追尾目標と
して設置することなく航空機の位置を高精度に計測する
ことを可能とする航空機追尾計測方法及びシステムを提
供することにある。

【０００８】本発明の他の目的は、エンジンなどの温度
の高い部分を追尾目標に利用し、発熱用の電力供給を必
要としない航空機追尾計測方法及びシステムを提供する
ことにある。

【０００９】本発明の他の目的は、コーナキューブとエ
ンジン等の外板の赤外反射板とにより、航空機を追尾す
ることが可能な航空機追尾計測方法及びシステムを提供
することにある。

【００１０】

【課題を解決するための手段】本発明の航空機追尾計測
方法は、航空機の発熱箇所の外板に赤外線の放射を抑制
した赤外線反射板と前記外板の同一側面にコーナキュー
ブとを取り付け、同一ジンバル装置上にレーザ測距器と
併置した赤外線カメラにより前記赤外線反射板の位置情
報を取得し、前記位置情報に基づき前記コーナキューブ
の位置を算出し前記レーザ測距器から前記コーナキュー
ブにレーザ光線を照射して航空機の位置を測定すること
を特徴とする。

【００１１】また、前記赤外線反射板の位置情報は、エ
ンジン外板の輝度中の輝度の低い領域として計測し、ま
た、前記位置情報に基づき前記レーザ測距器から出力さ
れるレーザ光線が前記コーナキューブに照射されるよう
に前記ジンバル装置を制御し、前記ジンバル装置の軸の
角度情報とレーザ測距器からの距離情報とから航空機の
位置を３次元的に計測することを特徴とする。

【００１２】更に、前記発熱箇所は航空機のエンジン部
分であり、前記赤外線反射板は、外面に鏡面研磨を施し
た赤外線反射板であることを特徴とする。

【００１３】本発明の航空機追尾計測システムは、エン
ジンの外板に設置した赤外線反射板及び前記エンジン外
板の近傍に設置したコーナキューブとを有する航空機
と、ジンバル装置と、前記ジンバル装置上に設置したレ
ーザ測距器及び赤外線カメラと、前記赤外線カメラによ
り取得した前記赤外線反射板の位置情報に基づいて前記
レーザ測距器からレーザ光線を前記コーナキューブに照
射するように前記ジンバル装置を制御し航空機の位置を
測定する追尾計測装置とから構成される。また、前記赤
外線カメラで取得した前記赤外線反射板の位置情報は、
エンジン外板の輝度中の輝度の低い領域により計測し、
更に、航空機の位置は、前記ジンバル装置の軸の角度情
報とレーザ測距器からの距離情報とから３次元的に計測
することを特徴とする。

【００１４】（作用）ヘリコプタ等の航空機にコーナキ
ューブとそのエンジン外板に鏡面研磨を施した赤外線反
射板を取り付け、同一ジンバル上にレーザ測距器と併置
した赤外線カメラにより取得した前記赤外線反射板の撮
像データに基づいて、レーザ測距器からレーザ光線を前
記コーナキューブに照射しリコプタの位置を測定する。
赤外線反射板はエンジン外板とほぼ同じ温度になるが、
エンジン外板に比べて赤外線の放射量が少ないので、航
空機を赤外線カメラで撮像した時、赤外線反射板の輝度
はエンジン外板の輝度よりも低く観測され、赤外線カメ
ラの撮像データから赤外線反射板の位置情報を計測する
ことができ、その位置情報からコーナキューブの位置を
追尾計測装置で計算し、レーザ測距器から射出されるレ
ーザ光線をコーナキューブに当てるようにジンバル装置
を制御する。ジンバル装置の軸の角度とレーザ測距器の
測距距離から航空機の位置を３次元的に計測する。

【００１５】

【発明の実施の形態】（構成の説明）次に、本発明の航
空機追尾計測方法及びシステムの一実施の形態として、
ヘリコプタ追尾方法及びシステムを図１〜図３を参照し
て詳細に説明する。

【００１６】図１は、本実施の形態のヘリコプタ追尾計
測システムの構成例を示す図である。ヘリコプタの機体
に設けた赤外線反射板１及びコーナキューブ２、ヘリコ
プタの赤外線イメージを取得する赤外線カメラ３、コー
ナキューブ２までの距離を測定するレーザ測距器４、赤
外線カメラ３、レーザ測距器４及びこれらを同時に所定
の方向に向けるジンバル装置５、赤外線カメラ３及びレ
ーザ測距器４からの情報を基にジンバル装置５を制御
し、レーザ測距器４及びジンバル装置５からの情報を基
にヘリコプタの３次元的な位置を計測する追尾計測装置
６から構成される。

【００１７】図２は、追尾計測装置６の一構成例を示す
ブロック図である。追尾計測装置６は、赤外線カメラ３
からの赤外線画像信号を受け赤外線反射板１を抽出し赤
外線画像内での位置、大きさを算出する目標抽出部７、
赤外線画像内目標位置情報及びレーザ測距器４からの測
距距離情報を受け、画像内でのコーナキューブ位置を算
出しジンバル装置５への制御信号を計算し出力するジン
バル制御信号計算部８、レーザ測距器４からの測距距離
情報及びジンバル装置５からのジンバル角度情報から、
ヘリコプタの３次元的位置を算出する目標位置算出部９
とから構成される。

【００１８】図３は、目標抽出部７の一構成例を示すブ
ロック図である。目標抽出部７は、二値化部１０、ラベ
リング処理部１１、反転部１２、ラベリング処理部１
３、目標選別部１４、最大輝度検出部１５及び背景輝度
検出部１６から構成される。二値化部１０は、入力され
た赤外線画像のうち所定の二値化しきい値を超えるもの
を抽出し、二値画像として出力する。ラベリング処理部
１１は、二値画像を処理して物体として認識し、物体の
面積重心座標、外接四角形座標、輝度、面積及び水平、
垂直寸法を算出する。二値化部１０の出力は反転部１２
にも入力され、極性を反転して、すなわち所定のしきい
値を超えないものを抽出した二値画像に変換して、ラベ
リング処理部１３に出力する。ラベリング処理部１３は
ラベリング処理部１１と同様の処理を行い、物体の面積
重心座標、外接四角形座標、輝度、面積水平、垂直寸法
を算出する。ラベリング処理部１１及びラベリング処理
部１３の出力を用いて目標選別部１４で赤外線反射板の
位置を認識するとともに、次フレームの処理で使用する
二値化しきい値を算出する。また、最大輝度検出部１５
及び背景輝度検出部１６は、追尾開始時の二値化しきい
値を決定するために、入力される赤外線画像の最大輝
度、輝度最大点座標、背景輝度を算出し、目標選別部１
４に出力する。

【００１９】（動作の説明）次に、本発明の実施の形態
の動作について図を参照して説明する。

【００２０】図４は、本発明の前記実施の形態のタイム
チャートを示す図である。ヘリコプタの赤外線画像を一
定のレート、例えば６０Ｈｚの繰り返しレートで赤外線
カメラ３により撮像する。撮像された赤外線画像は追尾
計測装置６の目標抽出部７に出力され、目標抽出部７の
二値化部１０に入力される。二値化部１０では入力され
た赤外線画像の所定のしきい値を超える部分が二値画像
として抽出される。

【００２１】図５は、二値画像イメージを示す図であ
り、赤外線放射量の多い部分であるエンジン外板部分が
二値画像１として抽出される。二値化部１０の出力はさ
らに、反転部１２に入力され、所定の二値化しきい値を
超えない部分が反転画像として抽出される。

【００２２】図６は、反転画像イメージを示す図であ
り、赤外線放射量の少ない部分である赤外線反射板、エ
ンジン外板以外のヘリコプタ機体部分及び空などの背景
が二値画像２として抽出される。赤外線反射板はそれ自
体からの赤外線放射量は少ない反面、空、雲など背景の
赤外線を反射するが、通常、空、雲などの背景よりもエ
ンジン外板部分の方が温度が高く赤外線放射量が多いた
め、赤外線反射板は反転部１２にて抽出される。

【００２３】二値化部１０の出力の二値画像１及び反転
部１２の出力の二値画像２はそれぞれラベリング処理部
１１及びラベリング処理部１３に入力され、それぞれ物
体として認識され、面積重心座標、外接四角形座標、面
積、輝度、水平寸法、垂直寸法が算出される。ラベリン
グ処理は、二値画像の入力に応じて始まり、二値画像の
入力が終了（１フレーム時間）後、二次処理が行われて
終了する（ラベリング処理技術は公知の技術なので、こ
こでは詳細には説明しない）。ラベリング処理部１１及
びラベリング処理部１３で算出された結果は目標選別部
１４に入力され、赤外線反射板を認識し、面積重心座標
が算出されるとともに、次フレームで二値化部１０で使
用する二値化しきい値が算出される。

【００２４】図５及び図６に示す二値画像イメージを参
照して目標選別部１４で行われる赤外線反射板の認識方
法を説明する。二値画像２からは、図６に示すように、
赤外線放射量の少ない赤外線反射板とエンジン外板以外
のヘリコプタ機体部分及び背景部分の２つの物体として
抽出される。ラベリング処理部１３ではそれぞれの面積
重心座標が算出され、その中から赤外線反射板を選別す
る。

【００２５】二値画像１からは、図５に示すように赤外
線放射量の多いエンジン部分が検出される。外接四角形
座標からエンジン部分の領域が既知であり、赤外線反射
板はエンジン外板に取り付けてあるので、ラベリング処
理部１３で算出された面積重心座標のうち、ラベリング
処理部１１で算出された外接四角形の中にあるものが赤
外線反射板と判断する。

【００２６】次に、目標選別部１４での二値化しきい値
の算出方法について説明する。図７は、エンジン部分と
赤外線反射板をとおるラインにおける輝度分布と輝度レ
ベルを示す図である。二値化しきい値は、ラベリング処
理部１１で算出されたエンジン部分の輝度レべルと、ラ
ベリング処理部１３で算出され、目標選別部１４で認識
された赤外線反射板の輝度レべルの中間になるように設
定する。これにより、エンジン部分と赤外線反射板は二
値化処理によって分離することができる。

【００２７】次に、追尾計測装置６のジンバル制御信号
計算部８の動作について説明する。まず、目標抽出部７
で算出された赤外線反射板の面積重心座標から、コーナ
キューブ２の座標を計算する方法を説明する。図８は、
図１に示す赤外線反射板１、コーナキューブ２、赤外線
カメラ３及びレーザ測距器４の位置関係を示す図であ
り、簡単のため、赤外線反射板１とコーナキューブ２は
同一平面に取り付けられているものとし、前記各装置の
位置関係を次のように定義する。

【００２８】Ｘｈ：赤外線反射板とコーナキューブの実
距離（水平方向）［ｍ］ Ｙｈ：赤外線反射板とコーナキューブの実距離（垂直方
向）［ｍ］ Ｘｓ：赤外線カメラ軸とレーザ測距器軸の実距離（水平
方向）［ｍ］ Ｙｓ：赤外線カメラ軸とレーザ測距器軸の実距離（垂直
方向）［ｍ］ Ｒ ：レーザ測距器による測距距離［ｍ］ ΔＸ：赤外線反射板と追尾目標点の実距離（水平方向）
［ｍ］ ΔＹ：赤外線反射板と追尾目標点の実距離（垂直方向）
［ｍ］ Ｘｔ：赤外線反射板の実寸法（水平方向）［画素］ Ｙｔ：赤外線反射板の実寸法（垂直方向）［画素］ ＩＦＯＶ：赤外線カメラの瞬時視野角（１画素の視野
角）［ｒａｄ］ 図９は、赤外線カメラ撮像画面上での赤外線反射板の面
積重心点、追尾目標点及び追尾引き込み点の位置関係を
示す図である。赤外線カメラ撮像画面上での前記位置関
係を次のように定義する。

【００２９】Δｘ：赤外線反射板と追尾目標点の撮像画
面上での距離（水平方向）［画素］ Δｙ：赤外線反射板と追尾目標点の撮像画面上での距離
（垂直方向）［画素］ ｘｇ：赤外線反射板の面積重心座標（水平方向）［画
素］ ｙｇ：赤外線反射板の面積重心座標（垂直方向）［画
素］ ｘｃ：追尾目標点座標（水平方向）［画素］ ｙｃ：追尾目標点座標（垂直方向）［画素］ ｘｔ：赤外線反射板の水平寸法［画素］ ｙｔ：赤外線反射板の垂直寸法［画素］ さらに、ヘリコプタの姿勢角を以下のとおりとする。た
だし、赤外線反射板１とコーナキューブ２が取り付けら
れている平面が赤外線カメラ３に正対しているときを０
ｒａｄとする（図８の状態）。

【００３０】ロール角：Φ［ｒａｄ］ ヨー角 ：Ψ［ｒａｄ］ 以上の定義により、赤外線反射板と追尾目標点の実距離
ΔＸ、ΔＹは図８から次式で算出される。

【００３１】ΔＸ＝ＸｈｃｏｓΨ−Ｘｓ、ΔＹ＝Ｙｈｃ
ｏｓΦ−Ｙｓ［ｍ］ ここで、ヘリコプタの姿勢角は、目標抽出部７で算出さ
れた赤外線反射板の寸法を使用して算出する。Φ＝Ψ＝
０と仮定した時の、赤外線反射板の撮像サイズｘｔ０、
ｙｔ０は以下のように算出される。

【００３２】ｘｔ０＝Ｘｔ／Ｒ／ＩＦＯＶ、ｙｔ０＝Ｙ
ｔ／Ｒ／ＩＦＯＶ ヘリコプタの姿勢角は次式により算出される。

【００３３】 ｃｏｓΨ＝ｘｔ／ｘｔ０、ｃｏｓΦ＝ｙｔ／ｙｔ０ 赤外線反射板と追尾目標点の撮像画面上での距離Δｘ、
Δｙは、測距距離Ｒ及び瞬時視野角ＩＦＯＶを使用し
て、次式で算出される。

【００３４】Δｘ＝ΔＸ／Ｒ／ＩＦＯＶ、Δｘ＝ΔＸ／
Ｒ／ＩＦＯＶ［画素］ 撮像画面上での追尾目標点座標（ｘｃ，ｙｃ）は、目標
抽出部７で算出された赤外線反射板の面積重心座標（ｘ
ｇ，ｙｇ）から（Δｘ、Δｙ）だけ離れた位置であるか
ら、次式で算出される。

【００３５】ｘｃ＝ｘｇ＋Δｘ、ｙｃ＝ｙｇ＋Δｙ 追尾目標点座標（ｘｃ，ｙｃ）と赤外線カメラの軸であ
る追尾引き込み点（ｘ０，ｙ０）との位置誤差が追尾誤
差であり、この追尾誤差角に比例した信号がジンバル装
置の指令信号となる。誤差角と指令信号の関係は公知の
技術なので、ここでは説明しない。

【００３６】目標位置算出部９は、レーザ測距器４から
の測距距離Ｒ及びジンバル装置５からのジンバル軸角度
θ、φにより、ヘリコプタの位置を極座標型式で表現
し、外部の装置へ出力する。

【００３７】以上は定常状態でのヘリコプタの追尾方法
を説明したものである。追尾、計測を始める時は、前フ
レームの目標レベルの情報がないため二値化のしきい値
は前述とは異なる方法で決定する必要がある。さらにヘ
リコプタまでの距離が未知のため、コーナキューブの位
置は前述とは異なる方法で算出する必要がある。以下
に、追尾、計測の初期の二値化しきい値の算出方法と追
尾目標点の位置の算出方法を説明する。

【００３８】目標抽出部７の中の最大輝度算出部１５
で、赤外線カメラ２から出力された赤外線画像のうち、
最大輝度を算出し目標選別部１４に出力する。ここで、
最大輝度はエンジン部分の輝度となる。背景輝度算出部
１６において、背景の平均輝度を算出し目標選別部１４
に出力する。赤外線反射板の位置がまだ未知のため背景
輝度は空などの輝度であり、赤外線反射板１の輝度を算
出することは困難である。従って、目標選別部１４で次
式により、赤外線反射板の輝度レベルを予測することで
次フレームの二値化しきい値を算出する。図１０にエン
ジン部分の外板の赤外線反射板をとおるライン上の輝度
分布と各輝度レベルを示す。

【００３９】Ｔｈ＝（Ｉｍａｘ−Ｉｒ）×α＋Ｉｒ Ｉｒ＝（Ｉｍａｘ−Ｉｂ）×ε＋Ｉｂ Ｔｈ：二値化しきい値 Ｉｍａｘ：最大輝度 Ｉ
ｂ：背景輝度 Ｉｒ：赤外線反射板輝度予測値 ε：赤外線反射板平
均放射率 α：０＜α＜１をとる値（例えば０．５） 図４に示すタイムチャートによれば、２フレーム後に上
記のように設定した二値化しきい値の結果が反映され
る。目標選別部１４で、ラベリング処理部１１及びラベ
リング処理部１３の結果が有効になった時、すなわち、
赤外線反射板が検出されたと判断されたら前述の定常状
態の方法に切り換える。

【００４０】コーキューブの位置は、赤外線反射板が検
出された後、次に示す方法により算出する。前述の通
り、赤外線反射板１の実寸法と赤外線画像上での寸法に
は、次式の関係がある。

【００４１】ｘｔ０＝Ｘｔ／Ｒ／ＩＦＯＶ、ｙｔ０＝Ｙ
ｔ／Ｒ／ＩＦＯＶ すなわち、赤外線反射板１の実寸法と赤外線画像上での
寸法が計測されているので、距離Ｒを次式により推定す
ることができる。

【００４２】Ｒ＝Ｘｔ／ｘｔ／ＩＦＯＶ または Ｒ＝
Ｙｔ／ｙｔ／ＩＦＯＶ ヘリコプタの姿勢角の変化を考慮すると、上記により算
出された２つの距離のうち、短い方を採用することが望
ましい（姿勢角が０ではないとき、ｘｔまたはｙｔは小
さく観測されるため、上記の計算距離は長くなる）。距
離Ｒが推定できたので、あとは定常状態の方法と同様に
追尾目標点の位置を算出することができる。

【００４３】Δｘ＝ΔＸ／Ｒ／ＩＦＯＶ、Δｘ＝ΔＸ／
Ｒ／ＩＦＯＶ［画素］ ｘｃ＝ｘｇ＋Δｘ、ｙｃ＝ｙｇ＋Δｙ またこの後、目標位置検出部９の出力は有効になる。

【００４４】前述の実施の形態においては、ヘリコプタ
のエンジン部分の赤外線放射量が最大であるという仮定
のもとで、最大輝度検出部１５において、エンジン部分
を赤外線画像の中の最大輝度としているが、雲などの影
響を減らすために、コントラストボックス法などを用い
て極大値を検出し、目標とするヘリコプタの抽出精度を
向上させるように構成することができる。

【００４５】また、前述の実施の形態では、全画面の画
像イメージを処理するように説明しているが、一般的に
用いられているようにゲートをかけて処理領域を制限す
るように構成してもよい。赤外線反射板の取り付け箇所
については、エンジン外板部分の例により説明したが、
本発明においては、エンジン部分に限られるものではな
く、一般に温度の高い部分であればよく、その外板部分
において適用することが可能である。

【００４６】

【発明の効果】本発明によれば、赤外線カメラの目標は
エンジンなどの温度の高い部分と赤外線反射板であり、
新たに大きな目標光源を航空機に設置する必要がないか
ら、航空機の飛行特性に悪影響を及ぼす突起物等を設置
することなくその位置を計測することが可能である。

【００４７】また、航空機に装備するものは赤外線反射
板とコーナキューブのみであり、発熱用の電力を供給す
る必要がないから、航空機の限られた電源電力の消費を
低減することが可能である。

【００４８】更に、航空機に設置した赤外反射板を基準
とすることにより、レーザ光線をレーザ目標であるコー
ナキューブに正確に当てることができるので、測距及び
位置の測定が高精度に行うことが可能である。

【００４９】また、赤外線カメラで撮像された赤外反射
板の形状により航空機の姿勢角の変化を推定することが
できるため、航空機の姿勢が変化した場合でも、レーザ
光線をレーザ目標であるコーナキューブに正確に当てる
ことが可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施の形態のヘリコプタ追尾計測シ
ステムの全体構成を示す図である。

【図２】本実施の形態の追尾計測装置の構成例を示すブ
ロック図である。

【図３】本実施の形態の目標抽出部の構成例を示すブロ
ック図である。

【図４】本実施の形態の動作を示すタイムチャートであ
る。

【図５】二値画像イメージを示す図である。

【図６】反転二値画像イメージを示す図である。

【図７】エンジン部分と赤外線反射板をとおるラインに
おける輝度分布と輝度レベルを示す図である。

【図８】赤外線反射板、コーナキューブ、外線カメラ及
びレーザ測距器等の位置関係を示す図である。

【図９】赤外線カメラ撮像画面上での赤外線反射板の面
積重心点、追尾目標点等の位置関係を示す図である。

【図１０】エンジン部分の外板の赤外線反射板をとおる
ライン上の輝度分布等を示す図である。

【図１１】従来の技術のヘリコプタ追尾システムを示す
図である。

【図１２】エンジン等の温度の高い部分の温度分布とそ
の二値画像を示す図である。

【符号の説明】

１ 赤外線反射板 ２ コーナキューブ ３ 赤外線カメラ ４ レーザ測距器 ５ ジンバル装置 ６ 追尾計測装置 ７ 目標抽出部 ８ ジンバル制御信号計算部 ９ 目標位置算出部 １０ 二値化部 １１、１３ ラベリング処理部 １２ 反転部 １４ 目標選別部 １５ 最大輝度検出部 １６ 背景レベル検出部

Claims (8)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 航空機の発熱箇所の外板に赤外線の放射
   を抑制した赤外線反射板と前記外板の同一側面にコーナ
   キューブとを取り付け、同一ジンバル装置上にレーザ測
   距器と併置した赤外線カメラにより前記赤外線反射板の
   位置情報を取得し、前記位置情報に基づき前記コーナキ
   ューブの位置を算出し前記レーザ測距器から前記コーナ
   キューブにレーザ光線を照射して航空機の位置を測定す
   ることを特徴とする航空機追尾計測方法。
2. 【請求項２】 前記赤外線反射板の位置情報は、エンジ
   ン外板の輝度中の輝度の低い領域として計測することを
   特徴とする請求項１記載の航空機追尾計測方法。
3. 【請求項３】 前記位置情報に基づき前記レーザ測距器
   から出力されるレーザ光線が前記コーナキューブに照射
   されるように前記ジンバル装置を制御し、前記ジンバル
   装置の軸の角度情報とレーザ測距器からの距離情報とか
   ら航空機の位置を３次元的に計測することを特徴とする
   請求項１又は２記載の航空機追尾計測方法。
4. 【請求項４】 前記発熱箇所は航空機のエンジン部分で
   あることを特徴とする請求項１、２又は３記載の航空機
   追尾計測方法。
5. 【請求項５】 前記赤外線反射板は、外面に鏡面研磨を
   施した赤外線反射板であることを特徴とする請求項１、
   ２又は３記載の航空機追尾計測方法。
6. 【請求項６】 エンジンの外板に設置した赤外線反射板
   及び前記エンジン外板の近傍に設置したコーナキューブ
   とを有する航空機と、ジンバル装置と、前記ジンバル装
   置上に設置したレーザ測距器及び赤外線カメラと、前記
   赤外線カメラにより取得した前記赤外線反射板の位置情
   報に基づいて前記レーザ測距器からレーザ光線を前記コ
   ーナキューブに照射するように前記ジンバル装置を制御
   し航空機の位置を測定する追尾計測装置とから構成され
   る航空機追尾計測システム。
7. 【請求項７】 前記赤外線カメラで取得した前記赤外線
   反射板の位置情報は、エンジン外板の輝度中の輝度の低
   い領域により計測することを特徴とする請求項６記載の
   航空機追尾計測システム。
8. 【請求項８】 前記ジンバル装置の軸の角度情報とレー
   ザ測距器からの距離情報とから航空機の位置を３次元的
   に計測することを特徴とする請求項７記載の航空機追尾
   計測システム。