JP2003514237A

JP2003514237A - 飛行機の識別及びドッキング誘導装置

Info

Publication number: JP2003514237A
Application number: JP2001536988A
Authority: JP
Inventors: ミルガード，ラース
Original assignee: セイフゲート・インターナショナル・アクチェボラーグ
Priority date: 1999-10-29
Filing date: 2000-10-27
Publication date: 2003-04-15
Anticipated expiration: 2020-10-27
Also published as: RU2268498C2; EP2109064B1; PT2109064E; CA2389205C; PT2109065E; EP1230620A4; EP2109063A3; HK1053186A1; US20030060998A1; JP5705484B2; DK2109065T3; CN1399767A; DK1230620T3; JP4778179B2; CN1399767B; US6324489B1; CA2389205A1; KR100542466B1; DK2109063T3; US6807511B2

Abstract

(57)【要約】ゲートに近づきつつある飛行機（１２）を特定するために、レーザー距離計（ＬＲＦ）（２０）が使用される。ＬＲＦ（２０）は飛行機（１２）に向けられており、エコーから輪郭を得て、公知の輪郭と比較される。類似した輪郭を有する飛行機（１２）から区別するために、ＬＲＦは、エンジンのような構造があると予想される容積及びエンジンがないと予想される別の容積に向けられる。これらの２つの容積からのエコーは、エンジンが予期した場所にあるか否かを決定するために使用される。エンジンがある場合には、飛行機（１２）は正しい機種のものであるとして特定され且つゲート（１６）に入ることを許容される。そうでない場合には、飛行機（１２）は止められる。機首の高さは、更に別の特定のための判定基準として使用することができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】（参考関連出願）本出願は、１９９９年１０月２９日付けで出願されて、現在係属中の米国特許
出願第０９／４２９，６０９号の一部継続出願である。上記の米国特許出願は、
１９９７年７月１７日付けで出願され、現在、米国特許第６，０２３，６６５号
となっている、米国特許出願第０８／８１７，３６８号の一部継続出願である。
上記の米国特許出願は、１９９４年１０月１４日付けで出願され、１９９６年４
月２５日付けでＷＯ９６／１２２６５Ａ１として国際公開された、国際特許出願
ＰＣＴ／ＳＥ９４／００９６８号の米国の国内段階のものである。これらの特許
出願の開示内容は、その全体を参考として引用し本明細書に含めてある。

【０００２】（発明の背景）発明の分野本発明は、対象物の位置を探知し、識別し且つ追跡する装置に関する。より具
体的には、本発明は、飛行機の位置を探知し、識別し且つドッキングを誘導する
装置及び飛行場における対象物の位置を探知し且つ識別すると共に、かかる空港
にて飛行機を安全に且つ効率的にドッキングするための地上の交通管制方法に関
する。

【０００３】（関連技術の説明）近年、離陸、着陸及びその他の飛行機の地上交通を含む、飛行場での乗客、貨
物及びその他のものの交通量が大幅に増大している。また、貨物を積み降ろし、
食事を積み込み且つ継続的なメンテナンスを行ない、また、全ての飛行機を支援
するために必要とされる地上の支援車両の台数が顕著に増大している。この地上
交通量の顕著な増大に伴い、飛行場における飛行機のドッキング及び識別時の管
制及び安全性を向上させることが必要となっている。

【０００４】飛行場における飛行機及びその他の交通車両が存在することを検出するために
提案されている従来技術の装置の例は、米国特許第４，９９５，１０２号、欧州
特許第１８８７５７号、国際公開出願ＷＯ９３／１３１０４号及び国際公開出
願第ＷＯ９３／１５４１６号に開示された装置である。

【０００５】しかし、これらの装置のうち、特に、霧、雪又はみぞれ状態下にて出遭うよう
な視覚性の低下を生じさせる悪天候状態下にて、飛行場に飛行機が存在すること
を検出する点で満足し得るものは皆無である。更に、従来の参考技術に開示され
た装置のうち、入って来つつある飛行機の特定の機種を識別し且つ確認すること
のできるものは皆無である。更に、飛行機を追跡し且つ空港の積込みゲートのよ
うな指定された停止点にて飛行機をドッキングするのに十分な技術を提供するも
のは皆無である。また、内部の計器を十分に校正することを可能にする技術を提
供する従来の装置は皆無である。

【０００６】上記に引用した特許出願に開示された装置は、輪郭を適合させることを通じて
上述した問題点を解決しようとする。レーザ距離計（ＬＲＦ）からのレーザパル
スが角度座標にて飛行機に投射される。光パルスは、飛行機から反射されて、飛
行機の形状を検出し、又は例えば、機首のような飛行機の一部分の形状を検出す
る。その検出した形状を飛行機の既知の機種の形状に対応する輪郭と比較し、そ
の検出された形状が既知の機種の形状に対応するかどうかを決定する。

【０００７】しかし、この装置には、一つの欠点がある。飛行機の２つ又はより多くの機種
が極めて類似した機首を有しており、このため、一つの機種を別の機種と誤認す
ることが多い。特に、悪天候時には多くのエコーが失われ、このため、輪郭の判
別の信頼性が低下する。機種が類似していても、機体の形態は同一でないため、
一方の機種の正確なドッキング位置は、別の機種の場合、エンジンが物理的障害
物に激しくぶつかる可能性がある。

【０００８】従って、飛行場における飛行機及びその他の地上車両のような対象物を検出す
ることを可能にし得るように様々な大気状態において十分に安全で且つ信頼し得
る装置を提供することが常に課題とされている。

【０００９】更に、そのときの気象状態及び地上車両の量に関係なく、必要な程度の確実さ
をもって、飛行機のような対象物を検出することができるのみならず、検出され
た対象物を効果的に識別し且つ例えば検出された飛行機のような対象物の同一性
を確認することを可能にする装置が永年に亘る課題である。

【００１０】また、進行してくる飛行機のような対象物を正確に且つ効率的に追跡し且つ空
港の積込みゲートのような適宜な停止点まで誘導することのできる装置も、永年
に亘り実現されないままの課題である。更に、かかる装置に対する正確で且つ効
果的な校正技術を提供することは、解決を必要とする不断の課題である。

【００１１】（発明の概要）飛行機をより正確に識別する必要性が当該技術に存在することが、上記の説明
から容易にわかるであろう。

【００１２】このため、本発明の主目的は、機首の形状が同一又は略同一の多数の飛行機の
機種を識別することである。本発明の更なる目的は、飛行機のドッキング中の事故を防止し得るように飛行
機の検出を改良することである。

【００１３】上記及びその他の目的を実現するため、本発明は、２つのステップの方法によ
り飛行機を識別する。最初に、上記の特許出願から既知であるように、輪郭の適
合化を行なう。第二に、少なくとも一つの飛行機の判定基準の適合化を行なう。
飛行機の判定基準に対する適合化を行うとき、エンジンのような飛行機の構成要
素を飛行機を識別する基準として選ぶ。機首のような、位置が容易に探知できる
構成要素が別の構成要素から離れている程度を次の方法にて決定する。エンジン
が存在すると予想される内部容積及びその内部容積を取り囲む外部容積も規定さ
れる。その双方の容積からエコーを発生させ得るように、ＬＲＦを内部容積及び
外部容積に向ける。その双方の容積内のエコーの数に対する内部容積のエコーの
数の比を求める。そのエコーが所定の閾値を上廻るならば、エンジンは内部容積
内に存在すると決定し、飛行機は同一であるとみなす。飛行機の識別が依然とし
て不明瞭であるならば、尾翼のような、飛行機の別の判定基準を検出することが
できる。

【００１４】第二の識別段階用として選んだ飛行機の判定基準は、レーザ距離計により検出
することのできる物理的な相違である。かかる判定基準の一例は、飛行機の機首
に対する横方向及び縦方向の位置である。ある飛行機が識別されたとみなすため
には、エコーパターンは、正確な形状の胴体のみを反映するものであってはなら
ない。エコーパターンは、また、予想される飛行機がエンジンを備える箇所であ
る機首に対する位置にエンジンが存在することも反映しなければならない。使用
可能であるその他の判定基準の例は、メインギアの位置、翼の位置及び尾翼の位
置である。

【００１５】適合化は、予想される飛行機の機種に特有の判定基準に対してのみ行なわれる
ことが好ましい。可能なその他のあらゆる型式の判定基準に対して適合させるこ
とは、極めて時間を費することになろう。かかる適合化は、特定の空港に着陸す
る可能性のある飛行機のあらゆる機種に対して行わなければならないであろう。

【００１６】ゲートの各々に対し、そのゲートにドッキングしようと予定する各飛行機の機
種に対する停止位置が規定される。その他の何らかの機種が、そのゲートに近づ
くことは安全上の危険性があろう。ぶつかるのを防止し得るように、ゲートと飛
行機との間には、十分な安全限界があるように停止位置が規定されている。各飛
行機の機種に対する停止位置は、ドアがゲートに対して適正な位置にあるときの
前輪位置として規定されることが多い。各飛行機の機種に対して機首から前輪ま
での距離を記憶させたデータベースが装置内に存在する。ドッキング装置は、飛
行機をその機首位置に対し誘導し且つ正しい機種がその前輪が正確な停止位置に
位置される位置に飛行機の機首がある状態にて飛行機を停止させる。間違った機
種がドッキングされ、また、その翼又はエンジンが正しい機種の場合よりも機首
に対しより近い位置にある場合には、ゲートにぶつかる危険性がある。

【００１７】飛行機の判定基準を決める段階において、その予想される飛行機の機種に対し
特定された全ての飛行機の判定基準をチェックすることができる。稀なケースで
はあるが、ある飛行機がその他の機種から区別するために使用することのできる
輪郭を有するならば、その輪郭は、飛行機の唯一の判定基準となる。さもなけれ
ば、エンジンの位置のような、別の判定基準をチェックし、また、識別が依然と
して不明確であるならば、尾翼の位置のような更に別の判定基準をチェックする
。

【００１８】内部及び外部容積からエコーを得るためＬＲＦが向けられる。双方の容積内部
からのエコーの数に対する内部容積内からのエコーの数の比が閾値よりも大きい
場合には、その飛行機は、正しい位置にエンジンを有するものと識別され、この
ため、その特定の判定基準が実行される。しかし、エコーの数の比は、エンジン
が正しい位置にあるかどうかを評価するために使用され、又はエコーが例えば翼
のような何らかの他の発生源から来るものかどうかを判定するために使用される
試験の単に一例にしか過ぎない。これが唯一の判定基準である場合、その飛行機
は、識別されたものとみなす。さもなければ、その他の特定の判定基準（例えば
飛行機の機首の高さ又は飛行機の別の判定基準を評価するといった基準）が実行
されなければならない。

【００１９】必要であるならば、尾翼、ギア等のような幾つかの特徴部分を使用して一つの
特定の機種を識別することができる。次に、識別のために使用すべき各幾何学的
特徴に対する内部容積及び外部容積が規定される。容積の正確な範囲は、飛行機
の特定の機種に依存し、従ってこの範囲は閾値である。

【００２０】更なる判定基準は機首の高さである。機首の高さは、機首の全面に亘って水平
方向走査を配置することができるようにするために測定される。また、測定した
機首の高さは予想される飛行機の高さと比較される。その両者が０．５ｍ以上相
違するならば、その飛行機は間違った機種であるとみなされ、ドッキングは停止
される。この０．５ｍの値は、地面の高さが航空機の走行路に沿って変化するこ
とがしばしばであり、このため、より高精度に測定することが困難になるという
事実によって定メートルものである。

【００２１】本発明は、悪天候による影響及び飛行機表面の反射率の悪さを最少にすると同
時に、信号処理における要望を最少にする「賢い」アルゴリズムを使用すること
を可能にする。その有利な点は、低コストのマイクロコンピュータが使用可能で
あること、及び（又は）コンピュータの能力がその他の仕事のため自由に使用で
きること、また、略あらゆる気象条件下にてドッキングが可能であることである
。

【００２２】その点に関する一つの重要なアルゴリズムは、基準輪郭を取り扱うアルゴリズ
ムである。この輪郭の情報は、一組みの輪郭として記憶される。その一組みの輪
郭の各々は、装置から特定の距離において、飛行機に対して予想されるエコーパ
ターンを反射する。実現されたエコーパターン間の距離を最も近い基準輪郭によ
って計算することにより、飛行機の位置が計算される。その組み中の輪郭間の離
隔距離は、極めて短いように選び、後者の計算を、近似値ではあるが依然として
必要な精度範囲内の値により行うことができるようにする。要求される動作であ
るたくさんの掛け算による拡大縮小の代わりに、簡単な加算及び減算を使用する
ことができる。

【００２３】別の重要なアルゴリズムは、その適切な経路からの飛行機の横方向偏倚を求め
るアルゴリズムである。このアルゴリズムは、主として、加算及び減算を使用し
、乗算及び割算は極く僅かしか使用しない。この計算は、基準輪郭とエコーパタ
ーンとの間の面積に基づく。これらの面積は、個々のエコーの位置変動又はエコ
ーが存在しないことにそれ程大きく影響されないため、アルゴリズムは、悪天候
による妨害に対して極めて影響を受け難くなる。

【００２４】この校正方法は、装置の側にて対象物に対する校正チェックを行うことを可能
にする。その有利な点は、装置の前方において何ら固定の対象物が利用できない
ときにもかかる校正チェックが可能な点である。殆どの場合、装置の前方に使用
可能な対象物は何もない。校正チェックは定期的に行うことが極めて重要である
。例えば、装置の照準方向が変化するといったような、何らかの事態が装置に対
して生じる可能性がある。これは、装置内部の光学的又は機械的エラーに起因し
、又は、トラックが通過するといったような外力に起因する整合のずれによって
生じる可能性がある。このような状態が生じた場合には、装置は、その最適な経
路の側部の対象物とぶつかるように飛行機を誘導する可能性がある。

【００２５】本発明の別の有用な面は、飛行機の偏揺れ角を容易に考慮に入れることができ
るようにすることができる点である。二つの理由のために、この偏揺れ角を知る
ことは有用である。第一に、偏揺れ角を知ることは飛行機の正確なドッキングを
容易にする。第二に、ひとたび偏揺れ角が測定されたならば、これに従って、よ
り正確に適合させ得るように輪郭を回転される。

【００２６】確認過程において、エンジンのような、特定の幾何学的特徴が、例えば、機首
に対する特定の位置に存在するかどうかが決定される。そうであることが多いよ
うに、飛行機がドッキング誘導装置（ＤＧＳ）に向けて、ある角度にて向けられ
るならば、特徴を探知すべき場所を知るため、その角度を知る必要がある。その
手順は次の通りである。

【００２７】１．エコーの極座標（角度、距離）をデカルト座標（ｘ、ｙ）に変換する；２．偏揺れ角を計算する；３．計算した偏揺れ角をその飛行機に適合させ得るようにエコー輪郭を回転さ
せる；４．ＩＤ特性が存在するかどうかを判定する。

【００２８】偏揺れ角は、通常、飛行機の機首の両側部における回帰角度を探知することを
含む技術により計算される。より広義には、機首の直ぐ後側の飛行機の部分の幾
何学的形態が使用される。このようにして計算することは、従来、不可能である
と考えられていた。

【００２９】本発明の更に別の特徴は、ドッキング領域内で中心線を着色することに関する
。湾曲したドッキングの中心線は、機首に対する経路ではなくて、機首の車輪が
従うべき正確な経路として着色する。ＤＧＳが機首の車輪の実際の位置を直接測
定しないならば、機首の位置のような、測定データに基づいて偏揺れ角を計算す
ることが必要となる。次に、湾曲した中心線に対する機首の車輪の位置を計算す
ることができる。

【００３０】本発明の特徴及び利点は、添付図面に関して記述した以下の詳細な説明から明
らかになるであろう。（好ましい実施の形態の詳細な説明）次に、幾つかの図面の全体に亙って同様の要素を同様の参照番号で表示する図
１乃至図２２及び表Ｉ、表II関して説明する。以下の詳細な説明の全体を通じて
、図示したフローチャートに番号で表示したステップは、括弧に参照番号で示し
てある。

【００３１】図１を参照すると、全体として図面に参照番号１０で示した本発明のドッキン
グ誘導装置が、飛行機１２であることが好ましい対象物のコンピュータ化した位
置探知、対象物の同一性の確認及び対象物の追跡を行うことを可能にする。作動
時に、ひとたび管制塔１４が飛行機１２を着陸させたならば、管制塔は、装置に
対し、飛行機がゲート１６に近づきつつあること及び予想される飛行機の機種（
すなわち、７４７、Ｌ−１０１１等）を通知する。次に、装置１０は、飛行機１
２として識別する対象物の位置を探知する迄、ゲート１６の前方の領域を走査す
る。次に、装置１０は、飛行機１２を測定した輪郭を飛行機の予想される機種に
対する基準輪郭と比較し、その予想される飛行機の機種におけるその他の幾何学
的判定基準の特徴を評価する。位置を探知した飛行機が予想される輪郭及びその
他の判定基準に適合しないならば、装置は、その旨を管制塔１４に通知し又は信
号を送り且つ遮断する。

【００３２】対象物が予想された飛行機１２であるならば、装置１０は、適正な停止点２９
までの残りの距離及び飛行機１２の横方向位置３１をパイロットに対しリアルタ
イムにて表示することにより、飛行機をゲート１６内に案内する。飛行機１２の
横方向位置３１はディスプレイ１８に提供され、パイロットが正確な角度からゲ
ート１６に近づくことができるように飛行機の位置を修正することを可能にする
。ひとたび飛行機１２がその停止点５３に達したならば、そのことはディスプレ
イ１８に表示され、パイロットは飛行機を停止させる。

【００３３】図２を参照すると、装置１０は、レーザ距離計（ＬＲＦ）２０と、２つのミラ
ー２１、２２と、ディスプレイ装置１８と、２つのステッピングモータ２４、２
５と、マイクロプロセッサ２６とを有している。本発明において使用するのに適
したＬＲＦ製品は、レーザー・アトランタ・コーポレーション（ＬａｓｅｒＡ
ｔｌａｎｔａＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ）から販売されており、レーザパルスを
射出し且つ遠方の対象物から反射された反射パルスを受け取り且つこれらの対象
物までの距離を計算することができる。

【００３４】装置１０は、ＬＲＦ２０の一連のポートとマイクロプロッセサ２６との間に接
続部２８が存在するように配置されている。この接続部を通じて、ＬＲＦ２０は
、約１／４００秒毎に測定データをマイクロプロセッサ２６に送る。装置２０の
全体として参照番号２３で示したハードウェアの構成要素は、プログラム化した
マイクロプロセッサ２６により制御される。更に、マイクロプロセッサ２６はデ
ィスプレイ１８にデータを送る。パイロットに対するインターフェースとして、
パイロットに対しその停止点２９からの飛行機の距離、装置が接近していると考
える飛行機３０の機種及び飛行機の横方向位置３１を示し得るようにディスプレ
イ装置１８がゲート１６の上方に配置されている。該ディスプレイを使用して、
パイロットは、ゲート１６に対する飛行機１２の接近状態を調節し、飛行機がゲ
ートに到達する正確な角度にあることを保証することができる。ディスプレイ１
８が間違った飛行機の機種３０であることを示す場合には、パイロットは何らか
の損傷が生じる前に、その接近を中断することができる。装置が７３７を予想す
るゲートにより大きい７４７をドッキングしようとするならば、広範囲の損傷が
生じる可能性があるため、この二重のチェックは乗客、飛行機及び空港施設の安
全性を保証する。

【００３５】ディスプレイ１８に加えて、マイクロプロセッサ２６は、ＬＲＦ２０からのデ
ータを処理し且つステッピングモーター２４、２５へのその接続部３２を通じて
レーザ２０の方向を制御する。ステッピングモーター２４、２５がミラー２１、
２２に接続され、マイクロプロセッサ２６からの命令に応答して、これらのミラ
ーを移動させる。このように、ステッピングモーター２４、２５を制御すること
により、マイクロプロセッサ２６は、ミラー２１、２２の角度を変更し且つＬＲ
Ｆ２０からのレーザパルスを照準合わせすることができる。

【００３６】ミラー２１、２２は、レーザパルスを空港の滑走路の上方で外方に反射するこ
とによりレーザを照準合わせする。好ましい実施の形態においては、ＬＲＦ２０
は動かない。レーザによる走査はミラーによって行なわれる。一つのミラー２２
はレーザの水平角度を制御する一方、他方のミラー２１が垂直角度を制御する。
ステッピングモーター２４、２５を作動させることにより、マイクロプロセッサ
２６はミラーの角度、従って、レーザパルスの方向を制御する。

【００３７】装置１０は、エスキャップ（Ｅｓｃａｐ）ＥＤＭ−４５３ステッピングモータ
ーにより、ステップ当たり１６マイクロステップに等しい約０．１°の角度ステ
ップにて±１０°の範囲内で連続的な水平方向走査を実現し得るように、水平ミ
ラー２２を制御する。測定単位、すなわち、約２．５ｍｓ毎の各回答に対して一
回の角度ステップとなる。垂直ミラー２１は、２．５ｍｓ毎の１ステップに対し
約０．１°の角度ステップにて＋２０乃至−３０°の範囲内で垂直方向走査を実
現し得るように制御することができる。機首の高さが判定され、また、飛行機１
２が識別されると、垂直ミラーを使用して垂直方向に走査する。追跡モード中、
垂直ミラー２１を連続的に調節して、水平方向走査が飛行機１２の機首先端を追
跡する状態を保つようにする。

【００３８】図３を参照すると、装置１０は、その前方の視野を距離毎に３つの部分に分割
する。約５０ｍ外方の最遠方部分は捕獲領域５０である。この領域５０において
、装置１０は飛行機の機首を検出し、飛行機１２の横方向及び縦方向位置の概か
な推定を為す。捕獲領域５０内側に識別領域５１がある。この領域内において、
装置１０は、記憶された輪郭５１に対して飛行機１２の輪郭をチェックする。こ
の領域において、装置１０は、ディスプレイ１８上で、所定の線に関してその領
域内の飛行機１２の輪郭をチェックする。最後に、ＬＲＦ２０に最も近いディス
プレイ又は追跡領域５２がある。ディスプレイ領域５２において、装置１０は、
その最高精度によって、正確な停止位置に対する飛行機１２の横方向及び縦方向
位置を表示する。ディスプレイ領域５２の端部に停止点５３がある。この停止点
５３において、飛行機は、ゲート１６の正確な位置に存在するであろう。

【００３９】ハードウェア及びソフトウェアに加えて、装置１０は、該装置が出遭うであろ
う全ての機種の飛行機の基準輪郭を保持するデータベースを保持している。装置
は、このデータベース内に、その飛行機の機種に対して予想されるエコーパター
ンを反映する水平方向及び垂直方向輪郭として飛行機の各機種の輪郭を記憶して
いる。

【００４０】表Ｉを参照すると、装置は、表Ｉの形態で水平方向輪郭を保持しており、この
表の横列４０は角度方向のステップにより割り送りされており、その縦列４１は
その飛行機の機種に対する停止位置からの距離により割り送りされている。割り
送りされた横列に加えて、この表は、ＬＲＦからの各距離における飛行機の機首
に対する垂直方向の角度を提供する横列４２と、輪郭に対する形態ファクタｋを
提供する横列４４と、輪郭の各距離に対する輪郭の値の数を提供する横列４５と
を含んでいる。表Ｉの部分４３は、色々な走査角度におけるその飛行機の機種に
対する予想距離及び停止点５３からの距離を含んでいる。

【００４１】理論的には、５０個の角度ステップ及び停止点５３までの５０個の距離には、
表Ｉが５０×５０、すなわち２５００の入力を含むことが必要であろう。しかし
、実際には、輪郭は、全ての距離において全ての角度からの応答があることを予
想しないため、表Ｉは、遥かにより少ない入力を含んでいるであろう。実際には
、典型的な表は、５００乃至１０００個の値を含むものと予想される。周知のプ
ログラミング技術は、全文表に要求されるメモリを使用せずに、部分的に全文表
を維持する方法を提供する。

【００４２】水平方向の輪郭に加えて、装置１０は、各飛行機の機種の垂直方向輪郭を保持
している。垂直方向の輪郭は、横列が垂直方向の角度ステップにて割り送りされ
ており、縦列の割り送りが、水平方向の輪郭の場合よりも停止位置からの距離が
少ない点を除いて、水平方向の輪郭の場合と同一の方法で記憶される。垂直方向
の輪郭は、識別領域５１内にてＬＲＦ２０からの所定の距離の範囲にて行なわれ
る、飛行機１２の識別及びその機首の高さの測定のためだけのために使用される
ため、縦列がより少なくてよい。従って、垂直方向の輪郭は、不必要な値に対し
データの記憶スペースを無駄に使用することなく、その範囲内の予想されるエコ
ーのみを記憶する。

【００４３】装置１０は、次の手順を使用して、飛行機の位置の探知、識別及び追跡を行う
ため上述したハードウェア及びデータベースを使用する。図４Ａ及び図４Ｂを参照すると、マイクロプロセッサにて作動するソフトウェ
アは、校正モード６０、捕獲モード６２及びドッキングモード４００に対するサ
ブルーチンを含むメインルーチンを実行する。マイクロプロセッサは、最初に、
校正モード６０を実行し、次に、捕獲モード６２及びドッキングモード４００を
実行する。ひとたび飛行機１２がドッキングされたならば、プログラムは終了す
る。これらのモードについては、以下により詳細に説明する。

【００４４】校正モード装置の精度を保証するため、マイクロプロセッサ２６は、飛行機１２を捕獲す
る前で且つ追跡中の色々な時点にて、図５に図示した手順に従ってそれ自体を校
正するようにプログラムされる。装置１０を校正することは、ステッピングモー
ター２４、２５と照準方向との間の関係を知ることを確実にする。ＬＲＦ２０の
長さ測定能力もまたチェックされる。

【００４５】校正について、図６を参照すると、装置１０は、位置が知られている四角形プ
レート６６を使用する。プレート６６は、ＬＲＦ２０から６ｍの位置に且つＬＲ
Ｆ２０と同一の高さに取り付けられる。

【００４６】校正するためには、装置は（α、β）を（０、０）に設定し、レーザが真直ぐ
前方に向けられるようにする。次に、垂直ミラー２２を傾けられて、ビームがビ
ームを校正プレート６６へと向け直す後方すなわち予備ミラー６８へと後方に向
けられるようにする（１００）。次に、マイクロプロセッサ２６は、校正プレー
ト６６の中心を探知する迄、ステッピングモーター２４、２５を使用してミラー
２１、２２を動かす。ひとたび、マイクロプロセッサが校正プレート６６の中心
を探知したならば、マイクロプロセッサ２６は、その時点にてその角度（α_cp、
β_cp）を記憶し、次に、それらの角度を、記憶されている予想角度と比較する（
１０２）。また、装置１０は、プレート６６の中心までの報告された距離を記憶
された予想値と比較する（１０２）。報告された値が記憶された値と一致しない
ならば、マイクロプロセッサ２６は、一致する迄、予想値を決定する校正定数を
変更する（１０４、１０６）。しかし、これらの値の何れかがインストール時に
記憶された値と余りに相違するならば、警告が為される（１０８）。

【００４７】捕獲モード最初に、空港塔１４が、装置１０に対し接近する飛行機１２及び予想される飛
行機の機種を通知する。図７に概略図で示すように、この信号はソフトウェアを
捕獲モード６２に設定する。捕獲モード６２において、マイクロプロセッサ２６
は、ステッピングモーター２４、２５を使用して、飛行機１２について捕獲領域
５０を水平方向に走査し得るようにレーザを向ける。この水平方向の走査は、捕
獲領域５０の中間点にて予想される飛行機の機種の機首の高さに相応する垂直方
向角度にて行なわれる。

【００４８】走査のための正確な高さを決定すべく、マイクロプロセッサ２６は、次のよう
に、レーザパルスのための垂直方向角度を計算する。 β_f＝ａｒｃｔａｎ[（Ｈ−ｈ）／ｌ_f] 式中、Ｈ＝地面からのＬＲＦ２０の高さ、ｈ＝予想される飛行機の機首高さ、ｌ _f ＝ＬＲＦ２０から捕獲領域５０の中間点までの距離である。この式の結果、予
想される飛行機１２に対する捕獲領域５０の中間点における正確な高さにて探索
することを可能にする、ミラー２１の垂直方向角度が得られる。

【００４９】これと代替的に、装置１０は、特定の距離における異なる飛行機の機種に対す
るβ_fの値をデータベースに記憶することができる。しかし、β_fを記憶すること
は、ＬＲＦ２０から単一の距離においてのみ飛行機１２を捕獲するため、装置１
０の自由度を制限することになる。

【００５０】捕獲領域５０内で且つ該垂直方向角度を使用して、マイクロプロセッサ２６は
、約０．１°ずつ離隔したパルスによって水平方向に走査し得るようにレーザの
方向を設定する。マイクロプロセッサ２６は、ＬＲＦ２０から開始する中心線か
らの水平方向角度αをインストール時に規定した値である±α_maxの範囲内で変
化させることにより、水平方向に走査する。典型的に、α_maxは５０に設定され
、この値は、０．１°のパルスを使用するとき、５°に等しく、その結果、１０
°の走査となる。

【００５１】レーザパルスを放つと、捕獲領域５０内で対象物からのエコー又は反射が生じ
ることになる。ＬＲＦ２０の検出装置は、反射されたパルスを捕獲し、パルスの
伝送とエコーの受信との間の時間から、対象物までの距離を計算し、各エコーに
対する計算した距離の値をマイクロプロセッサ２６に送る。マイクロプロセッサ
２６は、データ記憶装置内で別個のレジスタ内に捕獲領域５０の１°の区分の各
々におけるエコー又はヒットの総数を記憶する（７０）。パルスは０．１°間隔
で発生されるため、各区分内でエコーを１０個まで発生させることができる。マ
イクロプロセッサ２６は、これらのヒットをｓαという名称の変数として記憶し
、この場合、αは、１０°の捕獲領域５０の１°の部分の各々を反映し得るよう
に１から１０へと変化する。

【００５２】区分当たりのヒット数を記憶することに加えて、マイクロプロセッサ２６は、
各ヒット又はエコーに対するＬＲＦ２０から対象物までの距離を再度データ記憶
装置に記憶する。反射の各々に対する距離を記憶するためには、捕獲領域５０の
１°毎に１０個までのヒット数、すなわち１００個の可能な値を記憶するのに十
分な大きい記憶媒体を必要とする。多くの場合、入力の殆どは空であるため、周
知のプログラミング技術は、既にそれらの値に対して割り当てられた１００個の
レジスタ以下のレジスタで済むようにこうした記憶条件を軽減する。

【００５３】ひとたび、走査のためにデータが利用可能となったならば、マイクロプロセッ
サ２６は、ｓαを合計することにより、走査中のエコーの総数Ｓ_Tを計算する。
次に、マイクロプロセッサ２６は、３つの隣接する区分内のエコーの最大合計数
であるＳ_Mを計算する。（７２）換言すれば、Ｓ_Mは（Ｓα_-1、Ｓα、Ｓα₊₁）の
最大合計値である。

【００５４】ひとたびＳ_M及びＳ_Tを計算したならば、マイクロプロセッサ２６は、エコーが
接近する飛行機１２からのものであるかどうかを判定する。Ｓ_Mが２４より大き
くないならば、飛行機１２は何ら発見されず、マイクロプロセッサ２６は捕獲モ
ード６２の開始に戻る。エコーの最大合計値Ｓ_Mが２４より大きい場合には（７
４）、「可能性のある」飛行機１２が配置される。「可能性のある」飛行機１２
が配置されたならば、マイクロプロセッサは、Ｓ_A／Ｓ_Tが０．５よりも大きいか
否かをチェックし（７６）、又は最大合計値を有する３つの隣接する区分がその
走査中に受け取った全てのエコーの少なくとも半分を含むかどうかをチェックす
る。

【００５５】Ｓ_M／Ｓ_Tが０．５より大きいならば、マイクロプロセッサ２６は、そのエコー
の中心位置を計算する（７８、８２）。エコーの中心の角度位置は次のようにし
て計算する。

【００５６】 α₁＝α_V＋（Ｓα₊₁−Ｓα_-1）／（Ｓα_-2＋Ｓα＋Ｓα₊₁）式中、Ｓαは、Ｓ_Mを与えるＳαであり、α_Vは該Ｓαに相応する角度区分である
。

【００５７】そのエコーの中心の長手方向位置は次のようにして計算される。

【００５８】

【数１】

【００５９】式中、ｌ_aviは測定値、すなわち、区分α_Vからエコーを戻したパルスに対する対
象物までの距離であり、ｎは、その区分内の測定値の合計数である（７８、８２
）。測定値の可能な最大数が１０であるため、ｎは１０未満又は１０に等しくな
ければならない。

【００６０】しかし、Ｓ_M／Ｓ_T＜０．５であるならば、そのエコーは、雪又は近い距離のそ
の他の飛行機に起因したものである。その原因が近い距離の飛行機であるならば
、その飛行機は多分、中心線にかなり接近した位置にあり、このため、α_tは上
記の計算値ではなくて、零であり、また、ｌ_tは３つの中間区分により与えられ
る平均距離であろうと推定される（８０）。その距離の分布が大き過ぎるならば
、マイクロプロセッサ２６は飛行機１２を発見せず、マイクロプロセッサは捕獲
モード６２の開始に戻る（８１）。

【００６１】飛行機１２の位置を計算した後、装置１０はドッキングモード４００に切り換
る。ドッキングモード図４Ａ及び４Ｂに示されたドッキングモード４００は、４つの段階、すなわち
、追跡段階８４と、高さ測定段階８６と、輪郭認識段階４０４と、飛行機判定基
準段階４０８と、を含んでいる。追跡段階８４において、装置１０は、入って来
つつある飛行機１２の位置を監視し、ディスプレイ１８によって、飛行機の軸線
方向の位置３１についての情報と、停止点５３からの距離とをパイロットに提供
する。装置１０は、水平方向に走査することによって、飛行機１２の追跡を始め
る。

【００６２】図８を参照すると、追跡段階における第一の走査中に、マイクロプロセッサ２
６は、ＬＲＦ２０に単一角度のステップで、α又は好ましくは（α_t−α_p−１０
）と（α_t＋α_p＋１０）との間で０．１度の間隔でレーザーパルスを送り出すよ
うに指示する。ここで、α_tは、エコーの中心の角度位置として捕獲モード６２
中に決定され、α_pは、距離値を含む現在の輪郭縦列内の最も大きい角度である
。

【００６３】第一の走査の後、αは、（α_s−α_p−１０）と（α_s＋α_p＋１０）との間で受
け取ったＬＲＦの値毎に１ステップずつ前後に進められる（α_sは、前回の走査
中に決定された方位角の角度位置である）。

【００６４】追跡段階８４中に、垂直方向角度βは、基準輪郭の表Ｉから得られるＬＲＦ２
０からの現在の距離において、特定された飛行機１２に必要とされる高さに設定
される。現在の輪郭縦列は、ｌ_tより小さいがｌ_tにより近い位置を表している縦
列である。

【００６５】マイクロプロセッサ２６は、停止位置５３からの距離を使用して、輪郭の表Ｉ
内の飛行機の現在の距離に対する垂直方向角度を見つけ出す。第一の走査中に、捕獲モード６２中に計算された距離ｌ_tは、輪郭の表Ｉの概
略の縦列、従って、飛行機１２に対する角度を決定する。引き続く走査の各々に
対して、マイクロプロセッサ２６は、停止位置５３からの現在の距離を反映する
輪郭の表Ｉの縦列内のβを使用する（１１２）。

【００６６】走査からのデータ及び水平方向の輪郭の表Ｉ内のデータを使用して、マイクロ
プロセッサ２６は、比較表IIを作成する。比較表IIは、各横列に対して、指数９
１、ｉのようなパルスの数又は角度方向のステップの数を備えた二次元の表であ
る。

【００６７】指数を使用して、表の縦列として表された以下の情報を各横列に対して得るこ
とができる。すなわち、ｌ_i９２、すなわち、その角度ステップ上の対象物まで
の測定された距離、ｌ_k９３、すなわち、変位（ｌ_iマイナス特性ｓ_mすなわち最
後の走査中の全変位量マイナス特性ｉ×ｓ_pすなわち最後の走査中の全変位量、
すなわちｌ_i−（ｓ_m−ｉｓ_p）に等しい）によって生じる曲がりを補償するため
の測定された値、ｄ_i９４、すなわち、発生された輪郭と基準輪郭との間の距離
（輪郭距離ｊマイナスＩ_kiにおける対応する角度に対する輪郭の値ｒ_ijに等しい
）、ａ₁９５、すなわち、飛行機の機首と測定装置との間の距離（ｒ_j50すなわち
零度における基準輪郭値マイナスｄ_iに等しい）、ａ_e９６、すなわち、各ステッ
プの後に見込まれた機首の距離（ａ_mすなわち最後の走査の終了時における機首
の距離マイナス特性ｉ×ｓ_pに等しい）、ａ_d、すなわち、見込まれた機首の距離
と測定された機首の距離との差（ａｉマイナスａｃの絶対値に等しい）及び飛行
機によって生じそうなエコーを示す符号９７のような情報を得ることが出来る。

【００６８】追跡段階８４における第一の走査中に、装置１０は、ｌ_tの値より小さいがｌ_t の値に最も近い飛行機の位置ｊを表す水平方向の輪郭縦列を使用する。新しい走
査の各々に対して、その値が（ａ_m−ｓ_m）より小さいが（ａ_m−ｓ_m）に最も近い
輪郭縦列が選択され、ここで、ａ_mは、最後に測定された飛行機１２までの距離
であり、ｓ_mは、最後の走査中の飛行機の変位である。更に、輪郭の値は、飛行
機の横方向の位置を補償するためにα_sだけ側方にずらされる（１１２）。

【００６９】各走査中に、マイクロプロセッサ２６はまた、距離分布表（ＤＤＴ）をも生成
する。この表は、比較表II内に現れるｓ_iの分布を含んでいる。従って、ＤＤＴ
は、１０メートルと１００メートルとの間で１メートルの増分における比較表II
内のａ_iの各値の発生の数を表す入力を有している。

【００７０】各走査の後に、装置１０は、ＤＤＴを使用して、正しい停止位置５３までの平
均距離ａ_mを計算する。マイクロプロセッサ２６は、データをＤＤＴ内で走査し
て、これらの値の合計が最も大きい２つの隣接する入力をＤＤＴ内で見つける。
マイクロプロセッサ２６は、次いで、最も大きい合計を有する２つのＤＤＴ横列
のどちらかに対応するａ_iのための入力を含んでいる各横列に対して、比較表II
内に符号９７の縦列のフラグをたてる（１１４）。

【００７１】装置１０は、次いで、ずれの横方向の偏倚を決定する（１１６）。マイクロプ
ロセッサ２６は、最初に、２ｄ＝α_max−α_min 式中、α_max及びα_minは、比較表II内のｄ_j値の連続的なフラグをたてられたブ
ロックに対する最も大きい値及び最も小さいαの値である、を設定する。更に、マイクロプロセッサ２６は、ブロック内のフラグがたてられ
たｄ_iの上半分に対してＹ₁＝Σｄ_i を計算し、ブロック内のフラグがたてられたｄ_iの下半分に対してＹ₂＝Σｄ_i を計算する。Ｙ₁及びＹ₂を使用して、“ａ”１１６が次のようにして計算される
。ａ−ｋｘ（Ｙ₁−Ｙ₂）／ｄ² 式中、ｋは基準の輪郭に対して与えられている。“ａ”が、好ましくは１に設定
されている所与の値を超えている場合には、ほぼ“ａ”に等しい横方向の偏倚が
存在すると仮定される。比較表IIのｌ_i縦列は、次いで、“ａ”ステップずらさ
れ、比較表IIが再度計算される。このプロセスは、“ａ”が経験的に確立された
値、好ましくは１よりも小さくなるまで続く。ｌ_i縦列の全体のずれ量α_sは、横
方向の偏倚又はずれに等しいと考えられる（１１６）。横方向のずれが、好まし
くは１に設定される所定の値よりも大きい場合には、輪郭は、次の走査の前に側
方へ調節される（１１９、１２０）。

【００７２】側方のずれがチェックされた後に、マイクロプロセッサ２６は、ディスプレイ
１８上に、飛行機１２の横方向の位置３１に対応する輪郭の全側方調整量を提供
する（１２２）。

【００７３】マイクロプロセッサ２６は、次いで、飛行機の機首までの距離、ａ_mを計算す
る。ａ_m＝Σ（フラグがたてられたａ_i）／Ｎ式中、Ｎはフラグがたてられたａ_iの総数である。マイクロプロセッサ２６は、
ａ_mから、ＬＲＦ２０から停止位置５３までの距離を飛行機の機首の距離から差
し引くことによって、飛行機１２から停止位置５３までの距離を計算することが
できる（１２４）。

【００７４】マイクロプロセッサ２６は、ひとたび停止位置５３までの距離を計算すると、
最後の走査ｓ_m中の平均変位量を計算する。最後の走査中の変位量は、次のよう
にして計算される。Ｓ_m＝ａ_m-1−ａ_m 式中、ａ_m-1及びａ_mは、最後の２つの走査に属する。追跡段階８４における第一
の走査に対して、Ｓ_mはゼロに設定される。

【００７５】各ステップ中における平均変位量は次のようにして計算される。Ｓ_p＝Ｓ_m／Ｐ式中、Ｐは最後の走査サイクルに対するステップの総数である。

【００７６】マイクロプロセッサ２６は、停止位置５３までの距離の指針をディスプレイユ
ニット１８、２９上に表示することによって伝える。各走査の後に、停止位置２
９、５３までの距離を表示することによって、パイロットは、常に、飛行機１２
が停止位置からどのくらい離れているかについての最新情報をリアルタイムで受
け取る。

【００７７】飛行機１２がディスプレイ領域５２内にある場合には、横方向位置３１及び縦
方向位置２９の両方がディスプレイ１８上に提供される（１２６、１２８）。マ
イクロプロセッサ２６が飛行機１２の位置を表示すると、追跡段階は終了する。

【００７８】ひとたび追跡段階が完了すると、マイクロプロセッサ２６は、フラグがたてら
れた横列の総数を最後の走査における測定された値又はエコーの総数で割った値
が０．５より大きいことをチェックすることによって、追跡が失われていないこ
とを確かめる（８３）。言い換えると、エコーの５０％以上が基準の輪郭に対応
していない場合には、追跡は失われている。追跡が失われ、飛行機１２が停止位
置から１２メートル以上である場合には、装置１０は捕獲モード６２へと戻る（
８５）。追跡が失われ、飛行機１２が停止位置５３から１２メートル以下か又は
１２メートルに等しい場合には、装置１０は、追跡が失われていることをパイロ
ットに知らせるために、停止信号をオンさせる（８５、８７）。

【００７９】追跡が失われていない場合には、マイクロプロセッサ２６は、機首の高さが判
定されたか否かを判断する（１３）。高さがまだ判定されていない場合には、マ
イクロプロセッサ２６は、測定段階８６にエンターする。高さが既に判定されて
いる場合には、マイクロプロセッサ２６は、輪郭が判定されたか否かを見る（４
０２）。

【００８０】マイクロプロセッサ２６は、図９に示された高さ測定段階において、ＬＲＦ２
０を垂直方向に走査するように指示することによって、機首の高さを判定する。
機首の高さは、水平方向の走査が機首の先端を横切ってなされることを確保する
ために装置によって使用される。

【００８１】機首の高さをチェックするために、マイクロプロセッサ２６は、βを所定の値
β_maxに設定し、次いで、βの値がもう一つの所定の値β_minに達するまで、パル
スを受け取られ／反射されたパルス毎に一回、ステップを０１．度の間隔で下げ
る。β_max及びβ_minは、インストール中に設定され、典型的には、各々、−２０
度及び３０度である。βがβ_minに達した後、マイクロプロセッサ２６は、βが
β_maxに達するまでステッピングモータ２４、２５を導く。この垂直方向の走査
は、前回の走査の方位角位置α_sに設定されたαによってなされる。

【００８２】測定された飛行機の距離を使用して、マイクロプロセッサ２６は、測定された
距離に最も近い垂直方向の輪郭表内の縦列を選択する（１４０）。走査からのデ
ータ及び垂直方向の輪郭の表内のデータを使用して、マイクロプロセッサ２６は
、表IIとしてここに示された比較表を形成する。表IIは、横列に対する割送り量
９１、ｉとしてパルスの数又は角度ステップの数を有する二次元の表である。こ
の割送り量を使用して、各横列に対して、表の縦列として表された以下の情報が
得られる。すなわち、ｌ_i９２、すなわち、その角度ステップ上の対象物までの
測定された距離、ｌ_k９３、すなわち、変位（ｌ_iマイナス特性ｓ_mすなわち最後
の走査中の全変位量マイナス特性ｉ×ｓ_pすなわち最後の走査中の全変位量、す
なわちｌ_i−（ｓ_m−ｉｓ_p）に等しい）によって生じる曲がりを補償するための
測定された値、ｄ_i９４、すなわち、発生された輪郭と基準輪郭との間の距離（
輪郭距離ｊマイナスＩ_kiにおける対応する角度に対する輪郭の値ｒ_ijに等しい）
、ａ₁９５、すなわち、飛行機の機首と測定装置との間の距離（ｒ_j50すなわち零
度における基準輪郭値マイナスｄ_iに等しい）、ａ_e９６、すなわち、各ステップ
の後に見込まれた機首の距離（ａ_mすなわち最後の走査の終了時における機首の
距離マイナス特性ｉ×ｓ_pに等しい）、ａ_d、すなわち、見込まれた機首の距離と
測定された機首の距離との差（ａｉマイナスａｃの絶対値に等しい）及び飛行機
１２によって生じそうなエコーを示す符号９７のような情報を得ることが出来る
。

【００８３】マイクロプロセッサ２６はまた、各走査中に、距離分布表（ＤＤＴ）をも形成
する。この表は、表II内に示されているように、ａ_iの値の分布を含んでいる。
従って、ＤＤＴは、１０メートルと１００メートルとの間で１メートルの増分毎
における比較表II内のａ_iの各値の発生の数を表す入力を有している。

【００８４】各走査の後に、装置１０は、ＤＤＴを使用して、正しい停止位置５３までの平
均距離ａ_mを計算する。マイクロプロセッサ２６は、データをＤＤＴ内で走査し
て、これらの値の合計が最も大きい２つの隣接する入力をＤＤＴ内で見つける。
マイクロプロセッサ２６は、次いで、最も大きい合計を有する２つのＤＤＴ横列
のどちらかに対応するａ_iのための入力を含んでいる各横列に対して、比較表II
内に符号９７の縦列のフラグをたてる（１４２）。

【００８５】マイクロプロセッサ２６は、ひとたび停止位置５３までの距離を計算すると、
最後の走査ｓ_m中の平均変位量を計算する。最後の走査中の変位量は、次のよう
にして計算される。Ｓ_m＝ａ_m-1−ａ_m 式中、ａ_m-1及びａ_mは、最後の２つの走査に属する。追跡段階８４における第一
の走査に対して、Ｓ_mはゼロに設定される。

【００８６】各ステップ中における平均変位量は次のようにして計算される。Ｓ_p＝Ｓ_m／Ｐ式中、Ｐは最後の走査サイクルに対するステップの総数である。

【００８７】実際の機首の高さの計算は、一般的な機首の高さ、すなわち、空のときに予想
される飛行機の所定の高さを、垂直方向のすなわち高さ方向の偏倚に加えること
によってなされる。結局、機首の高さを判定するために、装置１０は、最初に、
垂直方向すなわち高さ方向の偏倚を決定する（１４４）。垂直方向の偏倚は、２ｄ＝β_max−β_min 式中、β_max及びβ_minは、比較表II内のｄ_j値の連続的なフラグをたてられたブ
ロックに対する最も大きい及び最も小さいβの値である、を設定することによって計算される。更に、マイクロプロセッサ２６は、ブロッ
ク内のフラグがたてられたｄ_iの上半分に対してＹ₁＝Σｄ_i を計算し、ブロック内のフラグがたてられたｄ_iの下半分に対してＹ₂＝Σｄ_i を計算する。Ｙ₁及びＹ₂を使用して、“ａ”が次のようにして計算される。ａ−ｋｘ（Ｙ₁−Ｙ₂）／ｄ² 式中、ｋは基準の輪郭に対して与えられている。“ａ”が、好ましくは１に設定
されている所与の値を超えている場合には、ほぼ“ａ”に等しい横方向の偏倚が
存在すると仮定される。ａが１である場合には、縦列は、次いで“ａ”ステップ
だけずらされ、比較表IIは、再選別され、“ａ”が再度計算される。このプロセ
スは、“ａ”が所与の値好ましくは１より小さくなるまで続けられる。ｌ_i縦列
の全体のずれβ_sは、高さのずれに等しいと考えられる（１４４）。垂直方向の
比較表II内のβ_iの値は、次いで、β_j＋Δβ_jとして調節され、ここで、高さの
偏倚量Δβは、 Δβ_j＝β_s×（ａ_mβ＋ａ_s）／（ａ_j＋ａ_s）式中、ａ_mβは、β_sが計算されたときの有効なａ_mの値である。

【００８８】ひとたび高さの偏倚量が判定されると、マイクロプロセッサ２６は、この偏倚
量が所定の値好ましくは１よりも大きいか否かをチェックする（１４６）。この
偏倚量がその値よりも大きい場合には、マイクロプロセッサ２６は、このずれに
応じて輪郭を垂直方向に調節する（１４８）。マイクロプロセッサ２６は、この
垂直方向の調整量を、公称の機首高さからの偏倚量として記憶する（１５０）。
飛行機の実際の高さは、公称の機首高さプラスこの偏倚量である。

【００８９】機首高さが判定された場合又はひとたび高さ測定段階８８が開始されると、マ
イクロプロセッサ２６は、図１０に示された特定段階にエンターする（１３３、
８８）。特定段階８８において、マイクロプロセッサ２６は、もう一つ別の垂直
方向走査の結果及び輪郭表の内容を反映するために、比較表IIを作成する（１５
２、１５４）。前回の走査が高さの判定のためには十分であるが特定には不十分
なデータを提供するかもしれないので、特定段階８８においてもう一つ別の走査
がなされるのである。実際のところ、正確な特定を行うことができる前に何回か
の走査が必要であるかもしれない。垂直方向のずれを計算し（１５６）、そのず
れが大きすぎないことをチェックし（１５８）、このずれに応じて、ずれが所与
の値好ましくは１以下に低下するまで輪郭を垂直方向に調節（１５８）した後に
、マイクロプロセッサ２６は、印が付けられたエコーと輪郭との間の平均距離及
び印が付けられたエコーと平均距離との間の平均距離を計算する（１６２）。

【００９０】測定され且つ補正された輪郭と平均距離からの偏倚量Ｔとの間の平均距離ｄｍ
は、垂直方向及び水平方向の走査の後に、以下のようにして計算される。ｄ_m＝Σｄ_i／ＮＴ−Σ｜ｄ_i−ｄ_m｜／ＮＴが、両方の輪郭に対して所与の値好ましくは５未満である場合に、十分な数の
エコーが受け取られるならば、飛行機１２は正しい機種のものであると判定され
る（１６４）。十分な数のエコーが受け取られたか否かは、Ｎ／ｓｉｚｅ > ０．７５に基づく（式中、Ｎは、“受け取られた”エコーの数であり、“ｓｉｚｅ”は、
起こり得る値の最大値である）。飛行機１２が正しい機種で内場合には、マイク
ロプロセッサは、停止信号をオンさせ且つドッキングモード４００を中断する。

【００９１】輪郭が判定されるか（４０２）又はひとたび輪郭判定段階が開始されると（４
０４）、マイクロプロセッサ２６は、飛行機の判定基準が決定されているか否か
を判断する（４０６）。判定基準が決定されていない場合には、図１１及び１２
に示されている飛行機の判定基準段階４０８を開始する。

【００９２】判定基準が充足されるためには、エコーは、予期される飛行機上のエンジンが
ある場所から戻されなければならない。ある種の測定の不確実が存在するので、
エンジンから実際に来たエコーと、エンジンの外側から来たと思われるエコーと
があるかもしれない。従って、いわゆる内部容積又はエンジンの近くの能動的な
容積である空間Ｖｉを規定して、Ｖｉ内からのエコーはエンジンから来たと考え
られるようにしなければならない。図１２は、飛行機１２のエンジン１３の近辺
のサンプルＶｉを示している。

【００９３】エンジンは、水平走査に対しては、自由空間によって包囲される反射面が存在
するという点において特徴付けられている。エンジンと例えば翼とを区別するこ
とができるようにするためには、エコーがないか又はほとんどないエンジンの近
辺の別の空間Ｖｏが規定されなければならない。空間Ｖｏは、外側容積又は受動
的な容積と呼ばれる。図１２はまた、サンプルのＶｏとＶｉとを示している。

【００９４】エンジンは、機首に対するフロントエンジンの中心の座標（ｄｘ，ｄｙ，ｄｚ
）とその直径Ｄとによって規定される。これらのパラメートルは、全ての飛行機
の機種に対して、データーベース内に記憶されている。

【００９５】Ｖｉ及びＶｏは、エンジン中心からの側方拡張範囲（ｘ方向）及び縦方向（ｚ
方向）によって定義される。エンジンの垂直方向の位置は、（機首高さ＋ｄｙ）
として与えられる。

【００９６】翼上のエンジンに対して、Ｖｉ及びＶｏは、次の座標範囲によって定義される
。Ｖｉ：ｘ方向：±（Ｄ／２＋１ｍ）ｚ方向：＋３ｍ，−１ｍＶｏ：ｘ方向：Ｖｉから±２ｍｚ方向：Ｖｉから±１．５ｍテールエンジンに対する定義は、Ｖｉから＋２ｍによって与えられるｘ方向に
おけるＶｏ以外は同じである。そうでない場合には、胴体からのエコーはＶｏ内
に入り、判定基準は充足されない。

【００９７】最後に、判定基準は、Ｖｉ／（Ｖｉ＋Ｖｏ）＞０．７である。判定基準内の閾値０．７は、経験的に
決定される。従って、Ｖｉ及びＶｏに対する限界は上記のように与えられている
。その時点で、これらの値は、不必要なＩＤの不備が避けられるように選択され
、エンジンが翼の上又は尾翼の上にあるか否かにのみ応じて異なる。ドッキング
データが累積されるにつれて、これらの値は、益々良好な識別能を達成するため
に、異なる飛行機の機種に対しておそらく異なるように調節されるであろう。

【００９８】飛行機の判定基準段階４０８は、図１１のフローチャートに示された上記の原
理を使用する。飛行機判定基準が始まると、ステップ１１０２において、ＬＲＦ
が、エンジン又はその他の選択された飛行機判断基準に向けられる。ステップ１
１０４において、Ｖｉ内のエコーの数が見出され、ステップ１１０６において、
Ｖｏ内のエコーの数が見出される。ステップ１１０８において、Ｖｉ／（Ｖｉ＋
Ｖｏ）が閾値を越えているか否かが判定される。もしそうである場合には、ステ
ップ１１１０において、飛行機の判定基準が合致している（ＯＫ）と指示される
。そうでない場合には、ステップ１１１２において、飛行機判定基準は合致して
いない（ＯＫでない）と指示される。

【００９９】飛行機判定基準が判定されるか（４０６）又はひとたび飛行機判定基準段階が
完了すると（４０８）、マイクロプロセッサ２６は、飛行機１２が特定されたか
否かを判断する（４１０）。飛行機１２が特定された場合には、マイクロプロセ
ッサ２６は、飛行機１２が停止位置に到達したか否かをチェックする（４１２）
。停止位置に到達した場合には、マイクロプロセッサ２６は、装置１０がドッキ
ングモード４００を完了したときに停止信号をオンさせる（４１４）。飛行機１
２が停止位置に到達していない場合には、マイクロプロセッサ２６は追跡段階８
４へ戻る。

【０１００】飛行機１２が特定されない場合には、マイクロプロセッサ２６は、飛行機１２
が停止位置５３から１２メートルより近いか又は等しいがどうかをチェックする
（４１６）。飛行機１２が停止位置から１２メートル以下である場合には、装置
１０は、パイロットに特定が不成功に終わったことを知らせるために、停止信号
をオンする（４１８）。停止信号を表示した後に、装置１０は停止する。

【０１０１】飛行機１２が停止位置５３から１２メートルより離れている場合には、マイク
ロプロセッサ２６は、追跡モード８４に戻る。一つの可能な実施形態においては、機首からエンジンまでの公称距離（縦方向
及び横方向）が飛行機判定基準として使用される。この実施形態においては、ス
テップ４０８において測定された機首からエンジンまでの距離が予想される飛行
機に対する距離よりも２メートルを超えて短い場合には、ドッキングは停止され
る。この差が２メートル以内である場合には、異なった機種の飛行機を安全に受
け入れることも可能であるかもしれない。後者の場合には、エンジンと飛行機ゲ
ートの構造との間の安全限界が正しい機種の飛行機に対して３メートルである場
合には、他の機種の飛行機の安全限界は少なくとも１メートルである。試験によ
って、エンジン位置が約±１メートル以内に配置することができること及び機首
の高さが０．５メートル以内に判定できることが示された。

【０１０２】図１３は、飛行機１２の公称の機首からエンジンまでの距離を示している。エ
ンジン１３は、誤認するとエンジン１３とゲートの構成部品との間で衝突が生じ
るような位置にあるので、飛行機の機首からエンジン１３までの距離は特に関心
がある事項である。前方及び後方の大きさＶｉを規定するエンジン１３の位置の
前方及び後方の許容限度もまた示されている。

【０１０３】図１４は、上記した特定方法の用途を示しており、特に、装置が選択された飛
行機１２Ａに対して設定されている場合に、別の飛行機１２Ｂがそのゲートにド
ッキングすることを試みた場合に、何が起こるかを示している。選択された飛行
機１２Ａと異なる機種の飛行機１２Ｂがゲート内に受け入れられると、飛行機１
２Ｂは、選択された飛行機１２Ａの機首が停止せしめられる位置と同じ位置で、
機首が停止せしめられる。結果として、これらの飛行機の機首からエンジンまで
の距離が異なる場合には、エンジンから最も近いゲートの構成部品までの距離で
ある安全限界が、飛行機１２Ａと飛行機１２Ｂとの間で異なる。図１４からわか
るように、飛行機１２Ｂの安全限界は、飛行機１２Ａの安全限界から機首からエ
ンジンまでの距離の差を引いたものに等しい。例えば、飛行機１２Ａのための安
全限界が３ｍであり、飛行機１２Ｂの機首からエンジンまでの距離から飛行機１
２Ａより３．５ｍ短い場合には、飛行機１２Ｂのエンジン１３Ｂはブリッジ１５
にぶつかるであろう。従って、機首からエンジンまでの距離が選択された飛行機
１２Ａの対応する距離と比較して短すぎるような全ての飛行機の機種が停止せし
められる、すなわち、ゲート内に受け入れられない場合には、この安全限界は、
常に受け入れ可能なレベルに維持することができる。

【０１０４】飛行機がＤＧＳ１０に対してある角度をなしている状況を考える。図１５Ａに
示されているように、第一の飛行機１２ＡはＤＧＳ１０に対して正しく整合させ
ることができ、一方、第二の飛行機１２Ｂは、偏揺れ角γだけ正しい整合からは
ずれ得る。このような状況において使用される極めて高度な説明は、飛行機の偏
揺れ角が決定され、輪郭がその偏揺れ角に合うように回転される、ということで
ある。

【０１０５】図１５は、この技術のフローチャートである。ステップ１５０２において、飛
行機から戻ってきたエコーの座標がデカルト座標に変換される。ステップ１５０
４において、偏揺れ角が計算される。ステップ１５０６において、エコーによる
輪郭が回転される。ステップ１５０８において、既に述べた方法によってＩＤ特
性が検知される。

【０１０６】ステップ１５０２は以下のようにして実行される。飛行機から受け取ったエコ
ー座標は、極座標（α_j，ｒ_j）から、機首の先端（α_nose，ｒ_nose）を原点とし
、機首の先端を通るレーザユニットからの線に沿ったｙ軸が以下に通りであるデ
カルト座標（ｘ_j，ｙ_j）に変換される。ｘ_j＝ｒ_jｓｉｎα_j ｙ_j＝ｒ_jｃｏｓα_j−ｒ_nose ステップ１５０４は、図１６及び１７に関して以下に説明される方法で実行さ
れる。図１６は、機首先端の両側の回帰線の幾何学的形態を示す図である。図１
７は、アルゴリズムにおけるステップを示しているフローチャートである。

【０１０７】このアルゴリズムは、機首先端の後方に規定された領域内のエコーに対して計
算された回帰線に基づいている。機首の両側に十分な数のエコーが存在する場合
には、次いで、回帰線間の角度の差から、偏揺れ角が計算される。例えば、偏揺
れ角によって、機首の片側のための回帰線のみが計算できる場合には、次いで、
回帰線と基準の輪郭の対応する部分との間の角度差から、偏揺れ角が計算される
。

【０１０８】ステップ１７０２において、上記した方法で、エコー座標がデカルト座標（ｘ _j ，ｙ_j）に変換される。ステップ１７０４において、機首先端の概略の座標が計
算される。

【０１０９】ステップ１７０６において、以下の方法でエコーが遮られる。エコー画像の一
般的な形状を代表しないエコーは、エコー画像が計算される前に除去される。次
のより高い角度ステップにおけるエコーが同じか又はより短い距離にある場合に
、エコースクリーニングは、原点（指摘された機首先端）から始まって両方のエ
コーを除去する。

【０１１０】ステップ１７０８において、各エコーに対して、機首先端までの距離が次のよ
うに計算される。

【０１１１】

【数２】

【０１１２】ステップ１７１０において、機首先端の各側部に対して、各飛行機の機種に対
して特に規定された定数（１ないし２ｍ程度）であるＲよりも大きいＲＴに対し
てエコーが選択される。ステップ１７１２において、次の平均値が計算される。ｘ_leftmean＝ｌ／ｎ_leftｘΣｘ_jleft ｘ_rightmean＝ｌ／ｎ_rightｘΣｘ_jright ｙ_leftmean＝ｌ／ｎ_leftｘΣｙ_jleft ｙ_rightmean＝ｌ／ｎ_rightｘΣｘ_jright ｘ² _leftmean＝ｌ／ｎ_leftｘΣｘ² _jleft ｘ² _rightmean＝ｌ／ｎ_rightｘΣｘ² _jright ｘｙ_leftmean＝ｌ／ｎ_leftｘΣ（ｘ_jleftｘｙ_jleft）ｘｙ_rightmean＝ｌ／ｎ_rightｘΣ（ｘ_jleftｘｙ_right）式中、ｎ＝エコーの数各側部上のＲ_minであり、下付文字ｒｉｇｈｔ又はｌ
ｅｆｔは、特定の量が適用される各々の側部を特定している。

【０１１３】ステップ１７１２において、ｙ軸に対する各回帰線の角度ｖ_regが次のように
して計算される。

【０１１４】

【数３】

【０１１５】式中、下付文字ｍｅａｎは、角度が機首の左側において計算されるか又は右側に
おいて計算されるかによって、ｌｅｆｔｍｅａｎ又はｒｉｇｈｔｍｅａｎと読ま
れるべきである。

【０１１６】偏揺れ角γは次のようにして計算される。ステップ１７１４において、機首の
両側におけるエコーの数が所定の値Ｎ，例えば、５より大きいか否かが判断され
る。そうである場合には、ステップ１７１８において、γが γ＝（ｖ_regleft＋ｖ_regright）／２として計算される。一方、機首の一方の側部においてｎ＜Ｎである場合には、基
準輪郭が計算のために使用される。ステップ１７２０において、輪郭の側部及び
一区分がｎ＞Ｎである側部に対応するものであると特定される。ステップ１７２
２において、ステップ１７１２に方法を使用して、その区分に対して角度ｖ_refr _eg が計算される。次いで、ステップ１７１８においてγがγ＝（ｖ_refreg−ｖ_re _g ）として計算される。

【０１１７】ひとたび偏揺れ角が計算されると、次いで、ステップ１５０６において、エコ
ー輪郭がそれに応じて回転される。より特別には、このエコー輪郭は、デカルト
座標（ｘ，ｙ）から、図１８に示されているように、同じ原点を有しているが偏
揺れ角γに等しい角度だけ回転された別の座標（ｕ，ｖ）に変換される。エコー
輪郭の回転を、図１８及び１９を参考にして以下に説明する。ステップ１９０２
において、機首先端の概略の座標が計算される。ステップ１９０４において、エ
コー座標が、極座標から機首先端を座標系の原点とするデカルト座標（ｘ_i，ｙ_i ）に変換される。これを行う技術は上記した。ステップ１９０６において、エコ
ー座標が、図１８に示すように、次の式によって、（ｘ，ｙ）座標系から（ｕ，
ｖ）座標系に変換される。ｕ_i＝ｘ_iｃｏｓγ＋ｙ_iｓｉｎγ；ｖ_i＝−ｘ_iｓｉｎγ＋ｙ_iｃｏｓγ このようにして回転されたエコー座標は、上記した方法で飛行機を特定するた
めに使用される。

【０１１８】曲線のみならず直線の中心線（ＣＬ’ｓ）を規定するパラメートルを設定する
方法を、図２０ないし２２を参考にして以下に説明する。一つのドッキング装置
は、記載される技術によって、いくつかの中心線を処理することができる。

【０１１９】ＣＬは、区分的直線曲線として特定され、α，ｌは、切断点の座標（α−横，
ｌ−縦）であり且つ規定パラメートルとして使用される。使用される座標の数は
、必要とされる位置決めの正確さに対して選択される。従って、直線ＣＬは、２
つの点（例えば、クリップ距離及び停止位置）の座標によって定義される。曲が
ったＣＬに必要な座標の数は、その半径に依存する。

【０１２０】マイクロプロセッサ２６は、ＣＬがマイクロプロセッサ内に描かれるステップ
２００２のＣＬ設定モードにおいて使用される。定義されるべきＣＬはメニュー
から選択される。高さが知られている一以上の校正極と、校正図内に容易に認識
される頂点とが、そのＣＬ上の異なる位置に位置決めされる。極の各々に対して
、極の高さが打ち込まれ、校正図内に現れる極の頂点がクリックされる。極のた
めのα及びｌ座標は、そのＣＬのための表に自動的にエンターされる。この手順
は極の各々に対して繰り返される。種々の極に対する座標は、それらのｌ値によ
って表内に配縦列される。必要とされる極の数はＣＬに依存し、直線のＣＬは２
つだけ必要とし、曲がったＣＬはそれ以上必要とする。

【０１２１】前車輪からの機首のずれの計算を以下に説明する。ＣＬは、一般的には、理想
的な前車輪の奇跡として与えられるが、飛行機に対して与えられる誘導は、一般
的には、機首の一に基づいている。これは、曲がったＣＬの場合には、ＣＬ座標
が機首の座標に変換されなければならないこと又は機首の位置が前車輪の位置に
変換されなければならないことを意味する。後者が選択され、これは、飛行機の
偏揺れ角（ｖ_rot）が上記した方法でステップ２００４において決定されること
を意味する。

【０１２２】前車輪の位置（α_w，ｌ_w）は、ステップ２００６において以下のように計算さ
れる。 α_w≫α_n＋ｌ_nw×ｓｉｎｖ_rot／（ｌ_n＋ｌ_nw×ｃｏｓｖ_rot）（ラジアン）ｌ_w≫ｌ_n＋ｌ_nw×ｃｏｓｖ_rot 式中、 α_wｌ_n：機首の測定された位置；ｌ_nw：機首と前車輪との距離；ｖ_rot：飛行機の見込まれた偏揺れ角前車輪のＣＬからのずれは、ステップ２００８において以下のように計算され
る。ずれ＝α_i−α_w＋（ｌ_w−ｌ_i）（α_i+1−α_i）／（ｌ_i+1−ｌ_i）式中、 α_i，ｌ_iは、ｌ_wのすぐ下のｌ_iの値を備えたＣＬ座標の対であり、 α_i+1，ｌ_i+1は、ｌ_wのすぐ上のｌ_iの値を備えたＣＬ座標の対である。

【０１２３】ステップ２００６の計算は図２１を参考にして説明される。ｌ_nw：機首と車輪との距離ｖ：飛行機の見込まれた偏揺れ角ｘ：前車輪の見込まれた横方向位置 α_w≫α_n＋ｘ／（ｌ_n＋ｌ_nw×ｃｏｓｖ）（ラジアン）ｌ_w≫ｌ_n＋ｌ_nw×ｃｏｓｖｘ＝ｌ_nw×ｓｉｎｖステップ２００８の計算は図２２を参考にして以下に説明されるが、図２２にお
いて、ｘ₀／ｙ₀は、前車輪の見込まれた位置を表し、ｘ_i／ｙ_iは、曲がったＣＬ
の区分的直線モデルにおける切断点を表す。ＣＬからの“実際の”ずれは、ＣＬ
に対して直角に測定した距離である。この距離の概略値は、ドッキング装置から
レーザービームまで直角に測定した距離である。この距離は、図２２における値
（ｘ_m−ｘ₀）に対応する。ずれの絶対値は重要ではないので、この概略値が使用
される。図２２から、ずれ＝（ｘ_m−ｘ₀）＝ｘ_i−ｘ₀＋（ｙ₀−ｙ_i）（ｘ_i+1−ｘ_i）／（ｙ_i+1−ｙ_i）
となる。

【０１２４】以上、本発明の好ましい実施形態を詳細に説明したが、当業者は、本発明の範
囲内で他の実施形態を実現することができることを容易に理解するであろう。例
えば、飛行機判断基準段階４０８が比率Ｖ_i／（Ｖ_i＋Ｖ₀）を使用して開示され
ているけれども、代わりに差Ｖ_i−Ｖ₀を使用することができる。また、上に開示
された特定の数値範囲は、限定的なものではなく例示的なものと考えられるべき
である。当業者は、本発明を他のモデルの飛行機又は種々の飛行機の特別な必要
性に適合させるのに必要とされる他の数値範囲を引き出すことができるであろう
。更に、回帰線は、偏揺れ角を決定するための有用な技術であるけれども、他の
あらゆる技術が使用できる。従って、本発明は、特許請求の範囲によってのみ限
定されるように解釈されるべきである。

【０１２５】

【表１】

【０１２６】

【表２】

【図面の簡単な説明】

【図１】空港において使用するような装置の概略図である。

【図２】本発明による好ましい装置の一般的な構成要素を示す構成図である。

【図３】近づきつつある飛行機の検知及び特定のために確立されているドッキングゲー
トの前方に設けられた検知領域を示している頂面図である。

【図４】図４Ａは、装置のメインルーチン及びドッキングモードを示しているフローチ
ャートである。図４Ｂは、装置のメインルーチン及びドッキングモードを示しているフローチ
ャートである。

【図５】装置の校正モードを示しているフローチャートである。

【図６】校正モードの校正要素を示している構成図である。

【図７】装置の捕獲モードを示しているフローチャートである。

【図８】装置の追跡段階を示しているフローチャートである。

【図９】装置の段階を判断している高さを示しているフローチャートである。

【図１０】装置の特定段階を示しているフローチャートである。

【図１１】装置の飛行機判定基準段階を示しているフローチャートである。

【図１２】飛行機判定基準段階において使用される飛行機エンジンの周囲の内部及び外部
容積を示す概略図である。

【図１３】飛行機をゲート内へ受け入れるための、測定された機首からエンジンまでの距
離の許容限度を示している概念図である。

【図１４】誤った機種の飛行機がドッキング庫のゲートに入った状況での機首からエンジ
ンまでの距離に対する安全率の依存性を示す概念図である。

【図１５】図１５は、ゲートに対して偏揺れ角を認識するのに使用される基本的なステッ
プを示しているフローチャートである。図１５Ａは、偏揺れ角の幾何学形態を示している概念図である。

【図１６】偏揺れ角を計算するのに使用される回帰線を決定するのに使用される幾何学的
形態を示している概念図である。

【図１７】偏揺れ角を計算するのに使用されるステップを示しているフローチャートであ
る。

【図１８】エコーによる輪郭を回転させるのに使用される幾何学的形態を示している概念
図である。

【図１９】エコーによる輪郭を回転させるのに使用されるステップを示しているフローチ
ャートである。

【図２０】中心線から飛行機の前車輪のオフセットを計算するのに使用されるステップを
示しているフローチャートである。

【図２１】機首の位置に対する前車輪の位置の幾何学的形態を示している概略図である。

【図２２】中心線に対する前車輪の位置の幾何学的形態を示している概略図である。

【手続補正書】

【提出日】平成１４年５月２日（２００２．５．２）

【手続補正１】

【補正対象書類名】明細書

【補正対象項目名】００３０

【補正方法】変更

【補正の内容】

【００３０】本発明の特徴及び利点は、添付図面に関して記述した以下の詳細な説明から明
らかになるであろう。（好ましい実施の形態の詳細な説明）次に、幾つかの図面の全体に亙って同様の要素を同様の参照番号で表示する図
１乃至図２２及び表Ｉ、表IIに関して説明する。以下の詳細な説明の全体を通じ
て、図示したフローチャートに番号で表示したステップは、括弧に参照番号で示
してある。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号ＦＩテーマコート゛(参考）Ｇ０６Ｔ 7/60 ３００Ｇ０１Ｓ 17/88 ＺＧ０８Ｇ 5/06 Ｇ０１Ｂ 11/24 Ｋ (81)指定国ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＧＷ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＧＭ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＭＺ，ＳＤ，ＳＬ，ＳＺ，ＴＺ，ＵＧ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＥ，ＡＧ，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＢＺ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＲ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＤＭ，ＤＺ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＤ，ＧＥ，ＧＨ，ＧＭ，ＨＲ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＮ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＡ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＭＺ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＴＺ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ，ＺＡ，ＺＷＦターム(参考） 2F065 AA01 AA24 AA31 AA51 BB05 DD06 FF04 FF11 GG04 HH04 MM16 MM26 MM28 QQ25 QQ28 5B057 AA16 BA02 DA11 DB02 DB08 DC08 DC09 DC16 DC33 DC36 5H180 AA26 CC03 EE07 FF03 FF32 5J084 AA01 AA04 AA10 AA11 AA13 AA14 AB01 AB03 AC04 AD01 BA50 BB28 EA01 EA22 EA23 EA27 EA29 5L096 AA07 CA18 EA27 FA06 FA66 FA67 FA69 HA09 JA11

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】検知された対象物が、公知の輪郭を有し且つ公知の場所に公
知の特徴を有する公知の対象物であるか否かを判定する装置であって、検知された対象物上に光パルスを投影するための投影手段と、前記検知された対象物から反射された光パルスを集光し且つ光パルスに従って
検知された対象物の形状を検知する集光手段と、検知された形状を公知の形状に対応する輪郭と比較し且つ検知された形状が公
知の形状に対応するか否かを判断する比較手段と、検知された対象物が公知の位置に公知の特徴を有するか否かを判断することに
よって、検知された対象物が公知の対象物であるか否かを特定する特定手段と、
を含む装置。
【請求項２】請求項１に記載の装置であって、公知の対象物に対して、前記公知の特徴を含むように内部容積が画成されてお
り、公知の特徴を含むように外部容積が画成されており、前記特定手段が、前記内部容積内から反射された光パルスの数及び前記外部容
積内から反射された光パルスの数に従って、前記検知された対象物が公知の位置
に公知の特徴を有するか否かを判断する、ようになされた装置。
【請求項３】請求項２に記載の装置であって、前記外部容積が、前記内側容積を包囲するように画成されている、装置。
【請求項４】請求項２に記載の装置であって、前記特定手段が、Ｖ_i／（Ｖ_i＋Ｖ_o）＞Ｔ、式中、Ｖ_iは内部容積から反射された光パルスの数、Ｖ_oは外部容積から反射さ
れた光パルスの数、Ｔは所定の閾値である、であるか否かに従って、検知された対象物が公知の特徴を公知の位置に有する
か否かを判断する、ようになされた装置。
【請求項５】請求項４に記載の装置であって、Ｔ＝０．７である装置。
【請求項６】請求項２に記載の装置であって、前記特定手段が、前記内部容積及び外部容積内へ光パルスを投影する前記投影
手段を制御する、ようになされた装置。
【請求項７】請求項１に記載の装置であって、前記公知の対象物が、公知の機首高さを備えた機首を有し、前記特定手段が、前記検知された対象物の機首高さを検知し且つ検知された機
首高さを公知の機首高さと比較することによって、前記検知された対象物が公知
の対象物であるか否かを更に特定する、ようになされた装置。
【請求項８】請求項７に記載の装置であって、前記特定手段が、検知された機首高さと公知の機首高さとの差を取ることによ
って、検知された機首高さを公知の機首高さと比較する、ようになされた装置。
【請求項９】請求項８に記載の装置であって、前記特定手段が、前記差が差の閾値より小さいか又は等しい場合にのみ、検知
された対象物を公知の対象物として特定する、ようになされた装置。
【請求項１０】請求項９に記載の装置であって、前記差の閾値が０．５ｍである装置。
【請求項１１】請求項１に記載の装置であって、前記比較手段が、検知された対象物の偏揺れ角を判断する、ようになされた装
置。
【請求項１２】請求項１１に記載の装置であって、前記比較手段が、前記偏揺れ角に等しい角度だけ、前記公知の形状に対応する
輪郭を回転させる、ようになされた装置。
【請求項１３】検知された対象物が、公知の輪郭を有し且つ公知の場所に
公知の特徴を有する公知の対象物であるか否かを判定する方法であって、（ａ）前記検知された対象物上に光パルスを投影することと、（ｂ）前記検知された対象物から反射された光パルスを集光し且つ同光パルス
に従って、前記検知された対象物の形状を検知することと、（ｃ）同検知された形状を公知の形状に対応する輪郭と比較し且つ同検知され
た形状が公知の形状に対応するか否かを判断することと、（ｄ）同検知された対象物が公知の位置に公知の特徴を有するか否かを判断す
ることと、からなる方法。
【請求項１４】請求項１３に記載の方法であって、前記公知の対象物に対して、公知の特徴を含むように内部容積が画成され、公知の特徴を含むように外部容積が画成され、前記特定するステップが、前記内部容積内から反射された光パルスの数及び前
記外部容積内から反射された光パルスの数に従って、前記検知された対象物が前
記公知の位置に前記公知の特徴を有するか否かを判断することを含む、ようにな
された方法。
【請求項１５】請求項１４に記載の方法であって、前記外部容積が、前記内部容積を包囲するように画成されている、方法。
【請求項１６】請求項１４に記載の方法であって、前記特定するステップが、Ｖ_i／（Ｖ_i＋Ｖ_o）＞Ｔ、式中、Ｖ_iは内部容積から反射された光パルスの数、Ｖ_oは外部容積から反射さ
れた光パルスの数、Ｔは所定の閾値である、であるか否かに従って、検知された対象物が公知の特徴を公知の位置に有する
か否かを判断する、ようになされた方法。
【請求項１７】請求項１６に記載の方法であって、Ｔ＝０．７である方法。
【請求項１８】請求項１４に記載の方法であって、前記特定するステップが、前記内部容積及び外部容積内へ光パルスを投影する
前記投影ステップを制御することを含む、ようになされた方法。
【請求項１９】請求項１３に記載の方法であって、前記公知の対象物が、公知の機首高さを備えた機首を有し、前記特定するステップが、前記検知された対象物の機首高さを検知し且つ検知
された機首高さを公知の機首高さと比較することによって、前記検知された対象
物が公知の対象物であるか否かを更に特定することを含む、ようになされた方法
。
【請求項２０】請求項１９に記載の方法であって、前記特定するステップが、検知された機首高さと公知の機首高さとの差を取る
ことによって、検知された機首高さを公知の機首高さと比較することを含む、よ
うになされた方法。
【請求項２１】請求項２０に記載の方法であって、前記特定するステップが、前記差が差の閾値より小さいか又は等しい場合にの
み、検知された対象物を公知の対象物として特定する、ようになされた方法。
【請求項２２】請求項２１に記載の方法であって、前記差の閾値が０．５ｍである方法。
【請求項２３】請求項１３に記載の方法であって、前記比較するステップが、検知された対象物の偏揺れ角を判断することを含む
、ようになされた方法。
【請求項２４】請求項２３に記載の方法であって、前記比較するステップが、前記偏揺れ角に等しい角度だけ、前記公知の形状に
対応する輪郭を回転させることを更に含む、方法。
【請求項２５】検知された対象物の偏揺れ角を判定する装置であって、検知された対象物上に光パルスを投影するための投影手段と、前記検知された対象物から反射された光パルスを集光し且つ光パルスに従って
検知された対象物の形状を検知する集光手段と、同集光手段によって検知された形状から偏揺れ角を判定する角度判定手段と、
を含む装置。
【請求項２６】請求項２５に記載の装置であって、前記検知された対象物が、機首先端を有する機首を含み、前記角度判定手段が
、前記機首先端に隣接している形状から前記偏揺れ角を判定する、ようになされ
た装置。
【請求項２７】請求項２６に記載の装置であって、前記機首が前記機首先端に関して左側部と右側部とを有し、前記角度判定手段
が、前記左側部と右側部とのうちの少なくとも一つの上の回帰線を決定し且つ同
回帰線に従って前記偏揺れ角を判定する、ようになされた装置。
【請求項２８】検知された対象物の偏揺れ角を判定する方法であって、前記検知された対象物上に光パルスを投影することと、前記検知された対象物から反射された光パルスを集光し且つ同光パルスに従っ
て前記検知された対象物の形状を検知することと、前記集光手段によって検知された形状から偏揺れ角を判定することと、を含む方法。
【請求項２９】請求項２８に記載の方法であって、前記検知された対象物が、機首先端を有する機首を含み、前記角度判定ステッ
プが、前記機首先端に隣接している形状の一部分から前記偏揺れ角を判定するこ
とを含む、ようになされた方法。
【請求項３０】請求項２９に記載の方法であって、前記機首が前記機首先端に関して左側部と右側部とを有し、前記角度判定ステ
ップが、前記左側部と右側部とのうちの少なくとも一つの上の回帰線を決定し且
つ同回帰線に従って前記偏揺れ角を判定する、ようになされた方法。
【請求項３１】機首と車輪とを有する車両が中心線をたどっているか否か
を判定するために装置であって、（ｉ）前記中心線の経路を表す座標と、（ii）前記機首と前記車輪との間の距
離と、を記憶する記憶装置と、（ｉ）前記機首の位置と、（ii）車両の偏揺れ角と、を検知するための検知装
置と、（ｉ）前記機首の位置、前記検知装置によって検知された偏揺れ角及び前記記
憶装置に記憶された距離から、前記車両の位置を計算し且つ（ii）前記記憶装置
に記憶された座標及び前記車両の位置から、同車両の中心線からのずれを計算す
る、ための計算装置と、を含む装置。
【請求項３２】機首と車輪とを有する車両が中心線をたどっているか否か
を判定するための方法であって、前記中心線の経路を表す座標を記憶することと、前記機首と前記車輪との間の距離を記憶することと、前記機首の位置を検知することと、車両の偏揺れ角を検知することと、前記機首の位置、前記検知装置によって検知された偏揺れ角及び前記記憶装置
に記憶された距離から、前記車両の位置を計算することと、前記記憶装置に記憶された座標及び前記車両の位置から、同車両の中心線から
のずれを計算することと、を含む方法。