JP5705484B2 - 飛行機の識別及びドッキング誘導装置 - Google Patents

Description

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。

（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。

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。

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１８８ ７５７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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

米国特許第４，９９５，１０２号 欧州特許第１８８ ７５７号 国際公開出願ＷＯ９３／１３１０４号 国際公開出願第ＷＯ９３／１５４１６号

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

空港において使用するような装置の概略図である。 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。 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。 装置の校正モードを示しているフローチャートである。 校正モードの校正要素を示している構成図である。 装置の捕獲モードを示しているフローチャートである。 装置の追跡段階を示しているフローチャートである。 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。 装置の特定段階を示しているフローチャートである。 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。 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。 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。 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。 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。 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。 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。 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。 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。 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。 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。

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。

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１２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。

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。

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、２５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（Ｌａｓｅｒ Ａｔｌａｎｔａ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ）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。

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１８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。

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ＬＲＦ２０からのレーザパルスを照準合わせすることができる。

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。

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１２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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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ＬＲＦ２０と同一の高さに取り付けられる。

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）。

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。

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。

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１０の自由度を制限することになる。

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。

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ｓ_α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。

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。

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（Ｓ_α−１、Ｓ_α、Ｓ_α＋１）の最大合計値である。

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（７４）、「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。

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。

α_１＝α_Ｖ＋（Ｓ_α＋１−Ｓ_α−１）／（Ｓ_α−２＋Ｓ_α＋Ｓ_α＋１）
式中、Ｓ_αは、Ｓ_Ｍを与えるＳ_αであり、α_Ｖは該Ｓ_αに相応する角度区分である。

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。

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。

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）。

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。

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２６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。

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）。

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ＬＲＦ２０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。

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）。

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９１、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。

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）、ａ_１９５、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。

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）。

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。

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）。

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
Ｙ_１＝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
Ｙ_２＝Σｄ_ｉ
を計算する。Ｙ_１及びＹ_２を使用して、“ａ”１１６が次のようにして計算される。

ａ−ｋｘ（Ｙ_１−Ｙ_２）／ｄ^２
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）。

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）。

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）。

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。

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。

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２９、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。

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。

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）。

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（４０２）。

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、ＬＲＦ２０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。

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。

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）、ａ_１９５、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。

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。

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）。

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。

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。

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
Ｙ_１＝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
Ｙ_２＝Σｄ_ｉ
を計算する。Ｙ_１及びＹ_２を使用して、“ａ”が次のようにして計算される。

ａ−ｋｘ（Ｙ_１−Ｙ_２）／ｄ^２
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。

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。

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（１５２、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）。

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／Ｎ
Ｔ−Σ｜ｄ_ｉ−ｄ_ｍ｜／Ｎ
Ｔ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。

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（４０４）、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。

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。

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。

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。

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。

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，−１ｍ
Ｖｏ：
ｘ方向：Ｖｉから±２ｍ
ｚ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。

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。

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１１０４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。

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１２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８４へ戻る。

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。

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。

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。

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１２Ｂ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１２Ａ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。

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。

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１５０４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。

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１７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。

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。

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。

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。

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。

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_{ｒｉｇｈｔ}ｘΣｘ_{ｊｒｉｇｈｔ}
ｙ_{ｌｅｆｔｍｅａｎ}＝ｌ／ｎ_ｌｅｆｔｘΣｙ_{ｊｌｅｆｔ}
ｙ_{ｒｉｇｈｔｍｅａｎ}＝ｌ／ｎ_{ｒｉｇｈｔ}ｘΣｘ_{ｊｒｉｇｈｔ}
ｘ^２ _{ｌｅｆｔｍｅａｎ}＝ｌ／ｎ_ｌｅｆｔｘΣｘ^２ _{ｊｌｅｆｔ}
ｘ^２ _{ｒｉｇｈｔｍｅａｎ}＝ｌ／ｎ_{ｒｉｇｈｔ}ｘΣｘ^２ _{ｊｒｉｇｈｔ}
ｘｙ_{ｌｅｆｔｍｅａｎ}＝ｌ／ｎ_ｌｅｆｔｘΣ（ｘ_{ｊｌｅｆｔ}ｘｙ_{ｊｌｅｆｔ}）
ｘｙ_{ｒｉｇｈｔｍｅａｎ}＝ｌ／ｎ_{ｒｉｇｈｔ}ｘΣ（ｘ_{ｊｌｅｆｔ}ｘｙ_{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ｌｅｆｔは、特定の量が適用される各々の側部を特定している。

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。

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。

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１７２２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_{ｒｅｆｒｅｇ}が計算される。次いで、ステップ１７１８においてγがγ＝（ｖ_{ｒｅｆｒｅｇ}−ｖ_ｒｅｇ）として計算される。

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。

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。

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。

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。

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。

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×ｓｉｎ ｖ_ｒｏｔ／（ｌ_ｎ＋ｌ_ｎｗ×ｃｏｓ ｖ_ｒｏｔ）（ラジアン）
ｌ_ｗ≫ｌ_ｎ＋ｌ_ｎｗ×ｃｏｓ ｖ_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。

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×ｃｏｓ ｖ） （ラジアン）
ｌ_ｗ≫ｌ_ｎ＋ｌ_ｎｗ×ｃｏｓ ｖ
ｘ＝ｌ_ｎｗ×ｓｉｎ ｖ
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、ｘ_０／ｙ_０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−ｘ_０）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−ｘ_０）＝ｘ_ｉ−ｘ_０＋（ｙ_０−ｙ_ｉ）（ｘ_ｉ＋１−ｘ_ｉ）／（ｙ_ｉ＋１−ｙ_ｉ）
となる。

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＋Ｖ_０）を使用して開示されているけれども、代わりに差Ｖ_ｉ−Ｖ_０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。

１０ ドッキング誘導装置、
１２ 飛行機、
１４ 管制塔、
１６ ゲート、
１８ ディスプレイ、
２０ レーザ距離計（ＬＲＦ）、
２１，２２ ミラー、
２４，２５ ステッピングモータ、
２６ マイクロプロセッサ、
２９ 停止点、
３０ 接近していると考える飛行機、
３１ 横方向位置、
３２ 接続部、

Claims (6)

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（２１，２２）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該集光された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（２０）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（２６）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（２６）と、を含み、
   前記比較手段（２６）が、検知された対象物の機首先端のすぐ後方の規定された領域であって前記機首先端に関する左側部と右側部とを有している機首、の一部分の幾何学的構造を使用し且つ前記左側部及び／又は前記右側部上の少なくとも１つ又は１つ以上の回帰線を決定して、該回帰線と前記検知された対象物の基準の輪郭の対応する部分との間の角度差又は回帰線同士の間の角度差から対象物の偏揺れ角を計算し、前記公知の形状に対応する輪郭を、該公知の形状に対応する輪郭が前記検知された対象物の検知された形状に合致するように前記判定された偏揺れ角に等しい角度だけ回転させるようになされている、ことを特徴としている装置。
2. 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特定することとを含み、更に、
   前記検知された形状を公知の形状に対応する輪郭と比較するステップが、前記検知された対象物の機首先端のすぐ後方の規定された領域であって前記機首先端に関する左側部と右側部とを有している機首、の一部分の幾何学的構造を使用し、且つ前記左側部及び／又は前記右側部上の少なくとも１つ又は１つ以上の回帰線を決定して、該回帰線と前記検知された対象物の基準の輪郭の対応する部分との間の角度差又は回帰線同士の間の角度差から対象物の偏揺れ角を計算して前記検知された対象物の偏揺れ角を判定することと、前記公知の形状に対応する輪郭を、該公知の形状に対応する輪郭が前記検知された対象物の検知された形状に合致するように前記判定された偏揺れ角に等しい角度だけ回転させることと、を含んでいる、ことを特徴としている方法。
3. 検知された対象物の偏揺れ角（γ）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（２１，２２）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（２０）と、
   同集光手段（２０）によって検知された形状から偏揺れ角（γ）を判定する角度判定手段と、
   を含み、
   検知された対象物が、機首先端と該機首先端に関する左側部と右側部とを有している機首を有しており、前記角度判定手段が、前記機首先端に隣接している形状の一部分から偏揺れ角（γ）を判定するようになされており、
   前記角度判定手段は更に、前記機首先端のすぐ後方の規定された領域である機首の一部分の幾何学的構造を使用して偏揺れ角（γ）を判定し、且つ前記左側部及び／又は前記右側部上の少なくとも１つ又は１つ以上の回帰線を決定して、該回帰線と前記検知された対象物の基準の輪郭の対応する部分との間の角度差又は回帰線同士の間の角度差から対象物の偏揺れ角（γ）を計算することができる、ことを特徴としている装置。
4. 検知された対象物の偏揺れ角（γ）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（２０）によって検知された形状から偏揺れ角（γ）を判定することと、を含み、
   前記検知された対象物が、機首先端と該機首先端に関する左側部と右側部とを有している機首を有しており、前記偏揺れ角を判定するステップが、前記機首先端に隣接している形状の一部分から偏揺れ角（γ）を判定することを含み、
   前記偏揺れ角（γ）を判定するステップが更に、前記機首先端のすぐ後方の規定された領域である機首の一部分の幾何学的構造を使用して前記左側部及び／又は前記右側部上の少なくとも１つ又は１つ以上の回帰線を決定して、該回帰線と前記検知された対象物の基準の輪郭の対応する部分との間の角度差又は回帰線同士の間の角度差から対象物の偏揺れ角（γ）を計算する、ことを特徴としている、方法。
5. 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（２６）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（２３）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、前記車輪の位置を計算し、且つ（ii）前記記憶装置に記憶された座標及び前記車輪の位置から、同車輪の中心線からのずれを計算する、ための計算装置（２６）と、 を含み、
   更に、
   各々が頂点を有しており且つ前記中心線上に配列されている２以上の校正極と、
   該２以上の校正極の校正図を得る画像取得装置と、
   前記校正図を表示するディスプレイと、
   オペレータが前記校正図内に認識した２以上の位置に対応するオペレータによる２以上のクリックを受け取る構成とされたクリック装置と、
   前記２以上の頂点についての２以上の入力高さをオペレータから受け取る打ち込み装置と、を備えており、
   当該装置は、前記２以上の頂点についての横方向座標と縦方向座標とを判定する構成とされており、前記記憶装置（２６）は、前記判定された座標を前記中心線の経路を表す座標として記憶する構成とされている、ことを特徴とする装置。
6. 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、前記車輪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輪の位置から、同車輪の中心線からのずれを計算することと、を含み、更に、
   各々が頂点を有しており且つ前記中心線上に配列されている少なくとも２以上の校正極を配列させることと、
   該２以上の校正極の校正図を取得することと、
   前記校正図を表示することと、
   オペレータが前記校正図内に認識した２以上の位置に対応するオペレータによる２以上のクリックをクリック装置を介して受け取ることと、
   前記２以上の頂点についての入力高さをオペレータから打ち込み装置を介して受け取ることと、
   前記２以上の頂点についての横方向座標と縦方向座標とを判定し且つ該判定した座標を前記中心線の経路を表す座標として記憶装置（２６）内に記憶することと、を含んでいることを特徴とする方法。

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