JPH02140681A - 航空機の複数のレーダ観測から航空機の位置を表示する方法 - Google Patents
航空機の複数のレーダ観測から航空機の位置を表示する方法Info
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- JPH02140681A JPH02140681A JP1184884A JP18488489A JPH02140681A JP H02140681 A JPH02140681 A JP H02140681A JP 1184884 A JP1184884 A JP 1184884A JP 18488489 A JP18488489 A JP 18488489A JP H02140681 A JPH02140681 A JP H02140681A
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Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
- G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
- G01S13/91—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
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- G01S7/02—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S13/00
- G01S7/28—Details of pulse systems
- G01S7/285—Receivers
- G01S7/295—Means for transforming co-ordinates or for evaluating data, e.g. using computers
- G01S7/2955—Means for determining the position of the radar coordinate system for evaluating the position data of the target in another coordinate system
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
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- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
以下の順序で本発明を説明する。
A、産業上の利用分野
B、従来技術
C0発明が解決しようとする問題点
り0問題点を解決するための手段
E、実施例
El 測地線及び地球中心の緯度及び経度E2 本発
明の方法(第1図、第3図乃至第11図) F9発明の効果 A、産業上の利用分野 本発明は広義には、データ処理システム及び方法、具体
的には航空交通管制に応用するための正確な座標変換の
改良方法に関する。
明の方法(第1図、第3図乃至第11図) F9発明の効果 A、産業上の利用分野 本発明は広義には、データ処理システム及び方法、具体
的には航空交通管制に応用するための正確な座標変換の
改良方法に関する。
B、従来技術
航空交通管制レーダ及び他の電子検出技術を使用して、
空域を航空中の航空機の位置を定め、追跡し、割当てら
れた位置及び座標コースをモニタして衝突及びニア・ミ
スを防止し、衝突を避けるためのコースの修正、悪気象
条件もしくは他の条件について指令する方法である。代
表的な場合、航空交通管理システムは分離した地理上の
位置に複数のレーダ・サイトを有し、このサイトで航空
機の交通をモニタし、航空機の検出位置を中央データ処
理システムに報告し、表示ステーションで表示し、識別
された航空機についての観測、判断及び警報を行う要項
である航空交通管制官に与えるための総合的な表示の準
備を行っている。各レーダ・ステーションはレーダ・ス
テーションと航空機間の動径である直距離、並びに航空
機、レーダ・ステーション及び地球の平面が地球の真の
北極方向となす角である方位角を測定できる。航空機は
代表的な場合、地球の表面上のその測定高度を送信する
ことが要求されている。この高度測定は航空機に搭載さ
れた気圧計の圧力感知装置によって行われ、これがトラ
ンスポンダと結合されて航空機の測定高度が航空交通管
制システムのレーダ・ステーションもしくは他の受信ス
テーションに送られている。このデータが次に中央デー
タ処理サイドで他のレーダ・ステーションからの航空機
検出データと共に処理され総合されて、航空交通管制官
の表示スクリーン上に表示されている。
空域を航空中の航空機の位置を定め、追跡し、割当てら
れた位置及び座標コースをモニタして衝突及びニア・ミ
スを防止し、衝突を避けるためのコースの修正、悪気象
条件もしくは他の条件について指令する方法である。代
表的な場合、航空交通管理システムは分離した地理上の
位置に複数のレーダ・サイトを有し、このサイトで航空
機の交通をモニタし、航空機の検出位置を中央データ処
理システムに報告し、表示ステーションで表示し、識別
された航空機についての観測、判断及び警報を行う要項
である航空交通管制官に与えるための総合的な表示の準
備を行っている。各レーダ・ステーションはレーダ・ス
テーションと航空機間の動径である直距離、並びに航空
機、レーダ・ステーション及び地球の平面が地球の真の
北極方向となす角である方位角を測定できる。航空機は
代表的な場合、地球の表面上のその測定高度を送信する
ことが要求されている。この高度測定は航空機に搭載さ
れた気圧計の圧力感知装置によって行われ、これがトラ
ンスポンダと結合されて航空機の測定高度が航空交通管
制システムのレーダ・ステーションもしくは他の受信ス
テーションに送られている。このデータが次に中央デー
タ処理サイドで他のレーダ・ステーションからの航空機
検出データと共に処理され総合されて、航空交通管制官
の表示スクリーン上に表示されている。
従来、いくつかのレーダ・ステーションヲ使用して航行
中の航空機の検出データを処理する共通の座標系につい
ての研究がなされている。1つの研究結果については、
■954年9月刊M I T Uンカーン研究所技術報
告第67巻のダニエル・ゴールデンベルグ及びエリツク
・ウオルフによる論文“いくつかのレーダからのデータ
に使用するための共通座標系” (Daniel Go
ldenberg and Er1eWolf、 ”
A Common Coordinate Syste
m for theUtiliqation of D
ata From 5everal Radars。
中の航空機の検出データを処理する共通の座標系につい
ての研究がなされている。1つの研究結果については、
■954年9月刊M I T Uンカーン研究所技術報
告第67巻のダニエル・ゴールデンベルグ及びエリツク
・ウオルフによる論文“いくつかのレーダからのデータ
に使用するための共通座標系” (Daniel Go
ldenberg and Er1eWolf、 ”
A Common Coordinate Syste
m for theUtiliqation of D
ata From 5everal Radars。
MIT Lincoln Laboratory Te
chnicalReport、No、67+Septe
mber 1954)に発表されている。この論文には
、レーダによって検出された航空機の位置を平坦なスク
リーンに表示する際に必要とされるような、地球を平面
に投影するための種々の地図制作方法が開示されている
。この論文は地球の表面の球面近似を平面に投影するた
めの4つの方法、ランベルト等角円錐投影法、ノーモン
投影法、ステレオ投影法及び斜メルカトール法を開示し
ている。
chnicalReport、No、67+Septe
mber 1954)に発表されている。この論文には
、レーダによって検出された航空機の位置を平坦なスク
リーンに表示する際に必要とされるような、地球を平面
に投影するための種々の地図制作方法が開示されている
。この論文は地球の表面の球面近似を平面に投影するた
めの4つの方法、ランベルト等角円錐投影法、ノーモン
投影法、ステレオ投影法及び斜メルカトール法を開示し
ている。
航空交通管制システムには、モニタされている航空機の
コース及び速度を描(、レーダの反射線のCRT表示を
監視する地上のモニタ・ステーションに管制官がいる。
コース及び速度を描(、レーダの反射線のCRT表示を
監視する地上のモニタ・ステーションに管制官がいる。
この表示を監視する専門の管制官はパイロットに、航空
機が他の航空機と衝突するコースにあるかどうか、もし
くは割当てられた飛行経路からずれているかどうかを知
らせることができる。航空交通管制で従来必要とされた
手作業の多くは自動データ処理システムによって除去さ
れたが、人間の管制官を°“ループ中”に含めて、航空
交通の監視及び管制に人間の判断と支援を加えることが
望まれる。これには航空交通の表示を適切な平坦なスク
リーン上に与えることが必要である。航空交通は平面で
ない地球の表面上の空域で行われるので、航空機の検出
位置とCRT表示上の航空機の位置間には何等かの変換
が必要である。さらに、管制官に好適な、警報を発生す
るための衝突経路を計算するための自動データ処理シス
テムを適用するためには、データは航空機の位置の測定
のための原座標系からか、もしくは航空機の位置を示す
ための平坦な座標系から自動データ処理システムに入力
しなければならない。
機が他の航空機と衝突するコースにあるかどうか、もし
くは割当てられた飛行経路からずれているかどうかを知
らせることができる。航空交通管制で従来必要とされた
手作業の多くは自動データ処理システムによって除去さ
れたが、人間の管制官を°“ループ中”に含めて、航空
交通の監視及び管制に人間の判断と支援を加えることが
望まれる。これには航空交通の表示を適切な平坦なスク
リーン上に与えることが必要である。航空交通は平面で
ない地球の表面上の空域で行われるので、航空機の検出
位置とCRT表示上の航空機の位置間には何等かの変換
が必要である。さらに、管制官に好適な、警報を発生す
るための衝突経路を計算するための自動データ処理シス
テムを適用するためには、データは航空機の位置の測定
のための原座標系からか、もしくは航空機の位置を示す
ための平坦な座標系から自動データ処理システムに入力
しなければならない。
地球の表面上の特徴及び地球の表面上の空域中の航空機
の位置を平坦な表示表面上に表示することは、地図製作
上の主要な問題である。地図製作は地球の表面を平坦な
表面上に表示する問題に関する。地球は完全な球形でな
(、極軸のまわりに自転しているために、地球は偏平な
楕円体、即ち楕円の短径を通る軸のまわりの回転楕円を
なしている。従って、偏平な楕円体の長径に沿う赤道半
径は3443.9海里(6378,1km)であり、地
方短径に沿う極手径は3432.4海里(6356,8
h)である。赤道半径と極手径のこの差21.3kmは
航空機の位置を平坦表示表面に変換する航空交通管制の
目的の地図製作には通常無視可能とされている。従来、
地球の形状は、半径が赤道半径と極手径間の中間値であ
る完全な球であると仮定するのがなられしであった。た
とえば1983年の化アメリカ・データ(North
American Datum)によれば、赤道半径は
6378.136kmであり、極半径は6356.75
3kiであり、平均半径として極半径に赤道半径の2倍
を加えた価の1/3である6 371.008kiが与
えられている。従って歴史的には、航空機の位置測定の
ための座標系から平坦な表示表面への変換のためには、
たとえば偏平な楕円体の平均半径に等しい半径に等しい
球の表面が仮定されていた。
の位置を平坦な表示表面上に表示することは、地図製作
上の主要な問題である。地図製作は地球の表面を平坦な
表面上に表示する問題に関する。地球は完全な球形でな
(、極軸のまわりに自転しているために、地球は偏平な
楕円体、即ち楕円の短径を通る軸のまわりの回転楕円を
なしている。従って、偏平な楕円体の長径に沿う赤道半
径は3443.9海里(6378,1km)であり、地
方短径に沿う極手径は3432.4海里(6356,8
h)である。赤道半径と極手径のこの差21.3kmは
航空機の位置を平坦表示表面に変換する航空交通管制の
目的の地図製作には通常無視可能とされている。従来、
地球の形状は、半径が赤道半径と極手径間の中間値であ
る完全な球であると仮定するのがなられしであった。た
とえば1983年の化アメリカ・データ(North
American Datum)によれば、赤道半径は
6378.136kmであり、極半径は6356.75
3kiであり、平均半径として極半径に赤道半径の2倍
を加えた価の1/3である6 371.008kiが与
えられている。従って歴史的には、航空機の位置測定の
ための座標系から平坦な表示表面への変換のためには、
たとえば偏平な楕円体の平均半径に等しい半径に等しい
球の表面が仮定されていた。
地球の表面のために仮定した極(円)生産積面から表示
のための平面座標系に変換するためには、変換中にすべ
ての角を保持する必要がある。地図製作者は楕円体の表
面のすべてもしくは一部を平面上に表わすのにチャート
(対表)投影を行っている。地図製作者は、楕円体の表
面を平面上に表わす際の問題は楕円面が展開できないこ
と、即ちそのどの部分も歪なくしては平坦にできないこ
とであることを見出した。従って、地図製作者は楕円体
の表面上の点を平面あるいは、円柱もしくは円錐のよう
な平平面を形成するように平坦にできる他の展開可能な
表面上に変換する。楕円面上の(複数の)点が単一点か
ら投影される時は、この投影は半角投影もしくは幾何学
的投影と呼ばれる。
のための平面座標系に変換するためには、変換中にすべ
ての角を保持する必要がある。地図製作者は楕円体の表
面のすべてもしくは一部を平面上に表わすのにチャート
(対表)投影を行っている。地図製作者は、楕円体の表
面を平面上に表わす際の問題は楕円面が展開できないこ
と、即ちそのどの部分も歪なくしては平坦にできないこ
とであることを見出した。従って、地図製作者は楕円体
の表面上の点を平面あるいは、円柱もしくは円錐のよう
な平平面を形成するように平坦にできる他の展開可能な
表面上に変換する。楕円面上の(複数の)点が単一点か
ら投影される時は、この投影は半角投影もしくは幾何学
的投影と呼ばれる。
この投影には無限遠点からの平行光線によるものも含ま
れる。チャート投影は通常、球面もしくは楕円面が展開
可能な表面上に変換されるタイプに属するものとして分
類されている。主要なタイプは(円柱投影、円錐投影及
び方位角投影である。
れる。チャート投影は通常、球面もしくは楕円面が展開
可能な表面上に変換されるタイプに属するものとして分
類されている。主要なタイプは(円柱投影、円錐投影及
び方位角投影である。
航空交通の目的のための写像投影の重要な性質は正しい
角関係を保持することにある。この性質を有する投影が
等角写像である。メルカトール投影は平面上への円錐状
投影であり、円柱が赤道に沿って接するものである。メ
ルカトール投影は半角投影であるという望ましい性質を
有する。それは展開がすべての方向に同じであり、従っ
て角が正しく示されるからである。他の等角投影は、円
錐が2つの標準緯度線で地球と交わり、緯度線に沿う歪
が子午線に沿う歪と同じになるように、緯度線の間隔が
変化された、単純な円錐投影であるランベルト等角投影
である。ランベルト等角投影は従って変換に際して角が
保持され、航海に広く使用されているものである。方位
角投影では、地球上の点が平面上に直接投影される。も
しこの平面が地球の表面のある点で接し、諸点が地球の
中心から幾何学的に投影されるならば、結果は測地線投
影となる。これは大円が地図上に直線として現われるが
、角が一様に変換されないので、従って等角変換ではな
い。しかしながら、ステレオ投影は地球の表面上の点が
、接平面上に地球の表面上の接点の反対側の点から幾何
学的に投影される方位角投影である。ステレオ投影は、
変換中にすべての角が一様に保持される等角変換である
。ステレオ投影のスケールは接点からの距離とともに増
大するが、測地線投影よりも緩慢であり、半球全体が過
度の歪なく表示できる。
角関係を保持することにある。この性質を有する投影が
等角写像である。メルカトール投影は平面上への円錐状
投影であり、円柱が赤道に沿って接するものである。メ
ルカトール投影は半角投影であるという望ましい性質を
有する。それは展開がすべての方向に同じであり、従っ
て角が正しく示されるからである。他の等角投影は、円
錐が2つの標準緯度線で地球と交わり、緯度線に沿う歪
が子午線に沿う歪と同じになるように、緯度線の間隔が
変化された、単純な円錐投影であるランベルト等角投影
である。ランベルト等角投影は従って変換に際して角が
保持され、航海に広く使用されているものである。方位
角投影では、地球上の点が平面上に直接投影される。も
しこの平面が地球の表面のある点で接し、諸点が地球の
中心から幾何学的に投影されるならば、結果は測地線投
影となる。これは大円が地図上に直線として現われるが
、角が一様に変換されないので、従って等角変換ではな
い。しかしながら、ステレオ投影は地球の表面上の点が
、接平面上に地球の表面上の接点の反対側の点から幾何
学的に投影される方位角投影である。ステレオ投影は、
変換中にすべての角が一様に保持される等角変換である
。ステレオ投影のスケールは接点からの距離とともに増
大するが、測地線投影よりも緩慢であり、半球全体が過
度の歪なく表示できる。
多数のレーザ・ステーションの航空機の位置情報の共通
座標系への変換は、最初上述のり、ゴールデンベルク及
びE、 W、 ウルツによる論文で論じられたものであ
る。この論文によって従業された方法のある変形が、現
在FAAナショナル・エア・スペース・システム(Na
tional Air 5paceSys tea)の
航空交通管制の応用のために米国の連邦航空局(Fed
eral Avaiation Administra
tion)によって使用されていて、1984年1月1
日刊のFAA文書”多重レーダ・データ処理(Mult
iρIeRedar Data Processing
)”に開示されている。このNAS法は2つの段より成
る。第1の段では、目標航空機の単一のレーダ・ステー
ションの観測値が、仮定した球状の地球のレーダ・ステ
ーションの位置に接点を存する、局地ステレオ投影平面
中に変換される。次にこの平面内の目標の測定座標の位
置がシステム・ステレオ投影平面中に変換されている。
座標系への変換は、最初上述のり、ゴールデンベルク及
びE、 W、 ウルツによる論文で論じられたものであ
る。この論文によって従業された方法のある変形が、現
在FAAナショナル・エア・スペース・システム(Na
tional Air 5paceSys tea)の
航空交通管制の応用のために米国の連邦航空局(Fed
eral Avaiation Administra
tion)によって使用されていて、1984年1月1
日刊のFAA文書”多重レーダ・データ処理(Mult
iρIeRedar Data Processing
)”に開示されている。このNAS法は2つの段より成
る。第1の段では、目標航空機の単一のレーダ・ステー
ションの観測値が、仮定した球状の地球のレーダ・ステ
ーションの位置に接点を存する、局地ステレオ投影平面
中に変換される。次にこの平面内の目標の測定座標の位
置がシステム・ステレオ投影平面中に変換されている。
この2つの段の各々で、近似がなされ、これによって1
辺が648.2km未満のシステム平面内の正方形の面
積について約740.8mの最終測定精度が得られてい
る。
辺が648.2km未満のシステム平面内の正方形の面
積について約740.8mの最終測定精度が得られてい
る。
第2図は現在の航空交通管制ナショナル・エア・スペー
ス・システム(NAS)座標変換処理方法を概略的に示
している。第2図は航空機を観測し、共通の座標系にあ
てはめられる航空機の測定データを有する複数のレーダ
のシステムを示している。°゛観測と題する横巾には、
複数(N個)のレーダ・ステーションが5.6kn+(
数海里)から約500km(数100海里)離れた位置
に存在するものとして示されている。“観測”と題する
欄の一番下には、第1のレーダ・ステーション21が航
空機Aを観測し、第2のレーダ・ステーション22が航
空機Bを観測している簡単な場合の例が示されている。
ス・システム(NAS)座標変換処理方法を概略的に示
している。第2図は航空機を観測し、共通の座標系にあ
てはめられる航空機の測定データを有する複数のレーダ
のシステムを示している。°゛観測と題する横巾には、
複数(N個)のレーダ・ステーションが5.6kn+(
数海里)から約500km(数100海里)離れた位置
に存在するものとして示されている。“観測”と題する
欄の一番下には、第1のレーダ・ステーション21が航
空機Aを観測し、第2のレーダ・ステーション22が航
空機Bを観測している簡単な場合の例が示されている。
発生される測定データは直距離、レーダの局地的北方向
からの方位角オフセット及び航空機自体によって報告さ
れる航空機の高度である。ここで航空機Aはレーダ21
の座標で表わされ、航空機Bはレーダ22の座標で表わ
されていることに注意されたい。゛幾何学的近似″と題
する第2図の第2欄は、航空機のイメージを局地的2次
元平面上に投影するのに使用される幾何学的近似である
。この平面の各々は夫々のレーダ・サイトで地球を仮定
した球面に接している。この事は第2図の第31Mの“
局地ステレオ投影平面゛に示されている。第2図の第3
a中に示されている夫々レーダ・サイトは夫々の目標の
イメージのステレオ投影写像を表わしている。これ等の
2つの関連する平面が局地ステレオ投影平面である。
からの方位角オフセット及び航空機自体によって報告さ
れる航空機の高度である。ここで航空機Aはレーダ21
の座標で表わされ、航空機Bはレーダ22の座標で表わ
されていることに注意されたい。゛幾何学的近似″と題
する第2図の第2欄は、航空機のイメージを局地的2次
元平面上に投影するのに使用される幾何学的近似である
。この平面の各々は夫々のレーダ・サイトで地球を仮定
した球面に接している。この事は第2図の第31Mの“
局地ステレオ投影平面゛に示されている。第2図の第3
a中に示されている夫々レーダ・サイトは夫々の目標の
イメージのステレオ投影写像を表わしている。これ等の
2つの関連する平面が局地ステレオ投影平面である。
この第3欄の一番下で、航空機Aのイメージは局地レー
ダ21の局地ステレオ投影平面31上に投影され、航空
機Bのイメージは第2のレーダ22の局地ステレオ投影
平面32に(x、y座標で)投影されている。現在のN
AS方法の最終段階は、“変換の打切りテーラ級数近似
°′と題する第4欄に表わされている。この段階で複数
(N個)の局地平面31及び32中の航空機の位置は、
第2図の一番右の欄に示したシステムの単一の平面座標
系40の共通のX、Y座標に変換される。システム平面
40中への変換も又ステレオ投影変換である。このシス
テム平面が航空交通管制表示の目的及びたとえば衝突の
警報のための自動航行方向計算のようなその後の関数処
理に使用される。複数(N)の局地ステレオ投影平面3
1及び32の単一のシステム平面40への変換は、ステ
レオ投影のための写像関数のテーラ級数展開の第2項の
後を打切ることによって行われる。テーラ級数展開の第
2項後を打切ることによって、多重センサ及び航空機の
配置の最終座標系にさらに他の近似が導入される。これ
によって地球の偏平な楕円体の形状を無視したことの外
に、現在のNASシステムでは、さらに740.8mの
誤差が導入される。
ダ21の局地ステレオ投影平面31上に投影され、航空
機Bのイメージは第2のレーダ22の局地ステレオ投影
平面32に(x、y座標で)投影されている。現在のN
AS方法の最終段階は、“変換の打切りテーラ級数近似
°′と題する第4欄に表わされている。この段階で複数
(N個)の局地平面31及び32中の航空機の位置は、
第2図の一番右の欄に示したシステムの単一の平面座標
系40の共通のX、Y座標に変換される。システム平面
40中への変換も又ステレオ投影変換である。このシス
テム平面が航空交通管制表示の目的及びたとえば衝突の
警報のための自動航行方向計算のようなその後の関数処
理に使用される。複数(N)の局地ステレオ投影平面3
1及び32の単一のシステム平面40への変換は、ステ
レオ投影のための写像関数のテーラ級数展開の第2項の
後を打切ることによって行われる。テーラ級数展開の第
2項後を打切ることによって、多重センサ及び航空機の
配置の最終座標系にさらに他の近似が導入される。これ
によって地球の偏平な楕円体の形状を無視したことの外
に、現在のNASシステムでは、さらに740.8mの
誤差が導入される。
C0発明が解決しようとする問題点
本発明の目的は改良航空交通管制システムを与えること
にある。
にある。
本発明の他の目的は、従来技術よりも正確に航空機の位
置を表わす改良航空交通管制システムを与えることにあ
る。
置を表わす改良航空交通管制システムを与えることにあ
る。
本発明の他の目的は、複数のレーダ・サイトによって従
来よりもより正確に航空機の位置を検出できるようにし
た、改良航空交通管制システムを与えることにある。
来よりもより正確に航空機の位置を検出できるようにし
た、改良航空交通管制システムを与えることにある。
本発明の他の目的は、従来技術よりもより正確な、航空
交通管理に応用するための、多くのレーダ観測を共通の
座標系に変換する改良方法を与えることにある。
交通管理に応用するための、多くのレーダ観測を共通の
座標系に変換する改良方法を与えることにある。
D6問題点を解決するための手段
本発明に従い、航空交通管制に応用するための、航空機
の多くのレーダ観測値を正確に共通の座標系へ計算機に
よって変換する方法が与えられる。
の多くのレーダ観測値を正確に共通の座標系へ計算機に
よって変換する方法が与えられる。
この方法は目標の直距離、方位角及び高度のレーダによ
る観測値を、表示のためのステレオ投影システム平面中
の目標の位置座標に変換することを含む。この方法は測
地線座標から等月極座標に変換する過程、続いてシステ
ム表示平面上に等角ステレオ投影する過程を含む。シス
テム平面上の航空機の位置の最終表示は、従来技術より
もより正確になる。
る観測値を、表示のためのステレオ投影システム平面中
の目標の位置座標に変換することを含む。この方法は測
地線座標から等月極座標に変換する過程、続いてシステ
ム表示平面上に等角ステレオ投影する過程を含む。シス
テム平面上の航空機の位置の最終表示は、従来技術より
もより正確になる。
本発明は、地球の表面にあり、データ処理システムに接
続された複数のレーダ・ステーションヲ含み、レーダ・
ステーションによって検出された目標の位置を表示する
ための航空管制システムに使用される。この方法はレー
ダ・ステーションの第1の一つによって、目標の直距離
、方位角、及び高度を求め、楕円座標系中で目標の測地
線の緯度及び経度を計算し、等月極(球)座標系から目
標の等角緯度及び経度をステレオ投影によってシステム
平面に投影する段階を含む。このよう−にして、目標の
位置が正確に表示され、すべての角が保持される。
続された複数のレーダ・ステーションヲ含み、レーダ・
ステーションによって検出された目標の位置を表示する
ための航空管制システムに使用される。この方法はレー
ダ・ステーションの第1の一つによって、目標の直距離
、方位角、及び高度を求め、楕円座標系中で目標の測地
線の緯度及び経度を計算し、等月極(球)座標系から目
標の等角緯度及び経度をステレオ投影によってシステム
平面に投影する段階を含む。このよう−にして、目標の
位置が正確に表示され、すべての角が保持される。
系中ですべての目標について測地線の緯度及び経度を決
定した後、楕円体を規準とする測地線座標系から、等月
極(球)座標系への変換がなされる。等角球とは変換に
際して、すべての角が保存される球のことである。この
ことは、たとえば測地線楕円面上の北−歯位置に参照さ
れる目標の航行方向が等角球表面上の北−歯位置に関し
ても同じ角の航行方向を有することを意味している。こ
の変換は補助(サブ)目標点の等角緯度即ち目標の測地
線緯度を計算することによって行われる。
定した後、楕円体を規準とする測地線座標系から、等月
極(球)座標系への変換がなされる。等角球とは変換に
際して、すべての角が保存される球のことである。この
ことは、たとえば測地線楕円面上の北−歯位置に参照さ
れる目標の航行方向が等角球表面上の北−歯位置に関し
ても同じ角の航行方向を有することを意味している。こ
の変換は補助(サブ)目標点の等角緯度即ち目標の測地
線緯度を計算することによって行われる。
楕円座標系で表わされた目標の経度の値は、等角極座標
系で表わした時の数値と同じである。
系で表わした時の数値と同じである。
目標の測地線緯度を目標の等角球の緯度に変換した後、
再びすべての角が保存される平面上への投影がなされる
。この投影はステレオ投影によって、等角球の表面上の
ある位置に選択された接点を有する平面上になされる。
再びすべての角が保存される平面上への投影がなされる
。この投影はステレオ投影によって、等角球の表面上の
ある位置に選択された接点を有する平面上になされる。
等角緯度及び経度によって表示された等角表面上のすべ
ての点は、平面の接点に関して等角球の直径上の反対側
上の点から放射される光線によって接平面上に投射され
る。この接平面がシステム平面と呼ばれ、その航行方向
を保持したまま、目標の位置を表示するものである。本
発明の精度の理論的限界は0.15 mである。
ての点は、平面の接点に関して等角球の直径上の反対側
上の点から放射される光線によって接平面上に投射され
る。この接平面がシステム平面と呼ばれ、その航行方向
を保持したまま、目標の位置を表示するものである。本
発明の精度の理論的限界は0.15 mである。
E、実施例
El 測地線、地球中心の緯度と経度
上述のように、地球の形は偏平な楕円体である。
従って、地球の表面上の任意の点への接平面は、かなら
ずしも地球の中心を通る法線を持たない。
ずしも地球の中心を通る法線を持たない。
従って、地球の表面上のある点の経度値は、地球を球面
で近似した地球の中心からみた経度と、楕円で表示した
地球の測地線の経度間の大きさには変化はないが、地球
の球表示の地球中心緯度は、真の測地線緯度とは異なる
値を有する。測地線緯度は、地球の楕円体表示の場合、
ステーションの位置での楕円体への法線が測地線赤道と
なす角である。地球の楕円体表示の場合、測地線緯度は
ステーションの位置での測地線子午線の平面と、グリニ
ッチにおける子午線の平面とのなす角である。
で近似した地球の中心からみた経度と、楕円で表示した
地球の測地線の経度間の大きさには変化はないが、地球
の球表示の地球中心緯度は、真の測地線緯度とは異なる
値を有する。測地線緯度は、地球の楕円体表示の場合、
ステーションの位置での楕円体への法線が測地線赤道と
なす角である。地球の楕円体表示の場合、測地線緯度は
ステーションの位置での測地線子午線の平面と、グリニ
ッチにおける子午線の平面とのなす角である。
地球中心の緯度は、地球を表わすのに使用される楕円体
の中心を頂点とする、赤道平面と、楕円体の表面上の点
への直線の動径間の角である。この地球中心の緯度は、
地球が球でなく楕円体であり、子午線が楕円であるため
に測地線緯度とは異なる。
の中心を頂点とする、赤道平面と、楕円体の表面上の点
への直線の動径間の角である。この地球中心の緯度は、
地球が球でなく楕円体であり、子午線が楕円であるため
に測地線緯度とは異なる。
緯度線は円と考えられるから、測地線緯度は地球中心で
あり、別個の表現の必要はない。地球中心緯度と測地線
緯度間の差は、45°の緯度で最大約11.6分である
。地球の形状が偏平なために、測地線緯度の1度の長さ
は、いたるところで同じでなく、赤道の約110.51
anから、極での111゜7kmへと増大する。
あり、別個の表現の必要はない。地球中心緯度と測地線
緯度間の差は、45°の緯度で最大約11.6分である
。地球の形状が偏平なために、測地線緯度の1度の長さ
は、いたるところで同じでなく、赤道の約110.51
anから、極での111゜7kmへと増大する。
E2 本発明の方法
第1図は本発明の方法の概略図である。新らしい変換技
術に従って、多くのレーダによる航空機の観測値が単一
の座標系に変換される。°゛観測゛′と題する左欄で、
複数(N)のレーダが航空交通管制システム中で航空機
を感知している。この欄の一番下には、レーダ・ステー
ション21が航空機A及びレーダ・ステーション22が
航空機Bを観測する例が示されている。航空機Aはレー
ダ21の座標で、航空機Bはレーダ22の座標で表わさ
れている。次の“略正確な幾何学的計算”′と題する欄
では、第3図に示された方法の最初の11段階が遂行さ
れる。この方法は、第4図に示されたデータ処理システ
ムで遂行される。第4図のシステム中央処理ユニットC
PU50が第3図に示した方法を遂行する。CPU50
は、第3図の流れ図を実現する計算機プログラムを実行
するデータ・プロセッサである。CPU50は、複数の
レーダ・ステーションA、 、A、等からのディジタル
・データ・ストリームを受取り、第3図の方法を遂行し
て、レーダ・ステーションによって検出した多くの航空
機のシステム平面座標X及びyを発生する。CPU50
からのX及びyの出力値が次に平坦なCR7表示装置6
0上に表示され、航空交通管制官によって眺められる。
術に従って、多くのレーダによる航空機の観測値が単一
の座標系に変換される。°゛観測゛′と題する左欄で、
複数(N)のレーダが航空交通管制システム中で航空機
を感知している。この欄の一番下には、レーダ・ステー
ション21が航空機A及びレーダ・ステーション22が
航空機Bを観測する例が示されている。航空機Aはレー
ダ21の座標で、航空機Bはレーダ22の座標で表わさ
れている。次の“略正確な幾何学的計算”′と題する欄
では、第3図に示された方法の最初の11段階が遂行さ
れる。この方法は、第4図に示されたデータ処理システ
ムで遂行される。第4図のシステム中央処理ユニットC
PU50が第3図に示した方法を遂行する。CPU50
は、第3図の流れ図を実現する計算機プログラムを実行
するデータ・プロセッサである。CPU50は、複数の
レーダ・ステーションA、 、A、等からのディジタル
・データ・ストリームを受取り、第3図の方法を遂行し
て、レーダ・ステーションによって検出した多くの航空
機のシステム平面座標X及びyを発生する。CPU50
からのX及びyの出力値が次に平坦なCR7表示装置6
0上に表示され、航空交通管制官によって眺められる。
第3図の方法は、その最初の11段階で航空機のレーダ
観測値を、略正確な幾何学的計算を使用する繰返し手順
で、世界地図(測地線)の緯度及び経度座標に変換する
。変換した座標系は“地球座標の緯度及び経度”と題す
る第1図の第3欄に示されている。
観測値を、略正確な幾何学的計算を使用する繰返し手順
で、世界地図(測地線)の緯度及び経度座標に変換する
。変換した座標系は“地球座標の緯度及び経度”と題す
る第1図の第3欄に示されている。
この段階の出力は、従来技術の変換よりも優れている。
それは航空機の世界地図座標が直接楕円体状の地球につ
いて計算されるからである。第1図の最後の“正確な変
換”と題する2欄は、第3図の方法の残りの段階12及
び13を示す、この最後の変換は正確であり航空機の世
界地図の緯度及び経度を、航空交通管制官が使用する共
通のステレオ投影システム平面40°上の座標に変換す
る。
いて計算されるからである。第1図の最後の“正確な変
換”と題する2欄は、第3図の方法の残りの段階12及
び13を示す、この最後の変換は正確であり航空機の世
界地図の緯度及び経度を、航空交通管制官が使用する共
通のステレオ投影システム平面40°上の座標に変換す
る。
システム平面40′中の離された航空機の位置は、シス
テム平面表示装置60上に表示される。共通のステレオ
投影システム平面40゛中の検出航空機の座標を使用す
る、衝突経路の計算のような他の機能は第4図に示した
CPU50もしくは、他の関連データプロセッサ・ユニ
ット70中で遂行される。本発明の計算機の方法を使用
することによって、従来のシステムよりもより多くの航
空機制御情報が発生され、情報の品質及び精度が良(な
る。
テム平面表示装置60上に表示される。共通のステレオ
投影システム平面40゛中の検出航空機の座標を使用す
る、衝突経路の計算のような他の機能は第4図に示した
CPU50もしくは、他の関連データプロセッサ・ユニ
ット70中で遂行される。本発明の計算機の方法を使用
することによって、従来のシステムよりもより多くの航
空機制御情報が発生され、情報の品質及び精度が良(な
る。
本発明に従い、目標の直距離、方位角及び高度の距離の
レーダ観測値のステレオ投影表示システム平面の目標の
位置座標への変換は、座標変換過程とこれに続くステレ
オ投影過程を必要とする。
レーダ観測値のステレオ投影表示システム平面の目標の
位置座標への変換は、座標変換過程とこれに続くステレ
オ投影過程を必要とする。
測定された目標の方位角は(あたかもレーダの軸が地球
を中心とする垂線に沿って引かれたかのように)地球中
心の方位角に変換され、目標の地球中心の緯度及び経度
に分解される。この地球中心の緯度及び経度が次に測地
線座標に変換される。
を中心とする垂線に沿って引かれたかのように)地球中
心の方位角に変換され、目標の地球中心の緯度及び経度
に分解される。この地球中心の緯度及び経度が次に測地
線座標に変換される。
次に目標の位置の測地線座標が等角球に変換される。最
後に等角球から目標の位置が、ステレオ投影表示システ
ム平面に投影される。この繰返し過程は、地球を中心と
する、目標迄の半径距離が最初知られていないために必
要とされるものである。
後に等角球から目標の位置が、ステレオ投影表示システ
ム平面に投影される。この繰返し過程は、地球を中心と
する、目標迄の半径距離が最初知られていないために必
要とされるものである。
本発明に従う、データ処理システム中の変換を遂行する
ための方法を第3図の流れ図に示す。この流れ図の各段
階の細部を第■表に、第■表の用語の説明を第1表に示
す。
ための方法を第3図の流れ図に示す。この流れ図の各段
階の細部を第■表に、第■表の用語の説明を第1表に示
す。
2つの共通に使用される用語と定義は、地球の中心から
空間中の点迄の距離を示す“半径距離”及び問題として
いる点の測地線緯度を示す接頭語“補助(サブ)”であ
る。
空間中の点迄の距離を示す“半径距離”及び問題として
いる点の測地線緯度を示す接頭語“補助(サブ)”であ
る。
本発明に従う方法は、固定されたレーダ・ステーション
の位置に関して測定された目標のデータを受取って、地
球の表面を航行中の航空機の原3次元配置の2次元表示
である、検出航空機の座標を計算してステレオ投影平面
中に表示する。本発明の方法は、繰返し過程として、第
4図に示した計算機システムで実行される。繰返し段階
は、第■表の段階2から段階の9迄である。航空機の地
球中心座標、補助目標点の地球中心座標即ち目標の地球
中心緯度及び目標の測地線座標が計算される。目標の測
地線座標と補助目標点は同じである。
の位置に関して測定された目標のデータを受取って、地
球の表面を航行中の航空機の原3次元配置の2次元表示
である、検出航空機の座標を計算してステレオ投影平面
中に表示する。本発明の方法は、繰返し過程として、第
4図に示した計算機システムで実行される。繰返し段階
は、第■表の段階2から段階の9迄である。航空機の地
球中心座標、補助目標点の地球中心座標即ち目標の地球
中心緯度及び目標の測地線座標が計算される。目標の測
地線座標と補助目標点は同じである。
段階11乃至13を続けるのに必要な繰返し過程の出力
は、目標の測地線座標だけである。最後の段階の測地線
の座標は等角球上の座標に変換され、次に共角球上の座
標がステレオ投影平面の2次元座標に変換される。
は、目標の測地線座標だけである。最後の段階の測地線
の座標は等角球上の座標に変換され、次に共角球上の座
標がステレオ投影平面の2次元座標に変換される。
段階1は、繰返し段階2乃至9に必要なパラメータの推
定値の割当てで始まる。第5図及び第10図は、これ等
の関係を誘導するための幾何学図形である0式1は補助
レーダ半径距離によって補助目標の半径距離を近似する
。式2は目標の半径距離を補助目標の半径距離と目標の
高度の和によって近位する0式3はレーダの測定値を、
操作可能な単位、即ちラジアンに変換する。
定値の割当てで始まる。第5図及び第10図は、これ等
の関係を誘導するための幾何学図形である0式1は補助
レーダ半径距離によって補助目標の半径距離を近似する
。式2は目標の半径距離を補助目標の半径距離と目標の
高度の和によって近位する0式3はレーダの測定値を、
操作可能な単位、即ちラジアンに変換する。
段階2Aで、地球の中心から目標迄の線と地球の中心か
らレーダ迄の線間の角が計算される。第5図及び第7図
はこの段階の計算のための図である。式4は2度以上使
用される中間値Aを計算しておき、計算を節約する。式
5は第7図の三角形に余弦決別を適用した結果である。
らレーダ迄の線間の角が計算される。第5図及び第7図
はこの段階の計算のための図である。式4は2度以上使
用される中間値Aを計算しておき、計算を節約する。式
5は第7図の三角形に余弦決別を適用した結果である。
弐6によって問題にしている角度が計算される。
段階2Bは、レーダの半径距離に等しい半径の球の接平
面上の目標の高角を与える。第7図の三角形に正弦法則
を適用することによって式7が誘導される。弐8は式7
中で計算した値のアークサインから計算される問題の角
度である。
面上の目標の高角を与える。第7図の三角形に正弦法則
を適用することによって式7が誘導される。弐8は式7
中で計算した値のアークサインから計算される問題の角
度である。
段階3は、地図座標形からレーダの方位角を地球中心座
標形に変換する。これは1つの座標系で表現されるすべ
てのパラメータを求めるために必要である。第8図及び
第■表はレーダの座標系(即ち、測地線もしくは地図系
)から地球中心座標系に変換する座標の回転を示す。式
9.10及び11は、測地線方位角が夫々、90°
180°もしくは270°の場合の処理を示す。
標形に変換する。これは1つの座標系で表現されるすべ
てのパラメータを求めるために必要である。第8図及び
第■表はレーダの座標系(即ち、測地線もしくは地図系
)から地球中心座標系に変換する座標の回転を示す。式
9.10及び11は、測地線方位角が夫々、90°
180°もしくは270°の場合の処理を示す。
段階3A及び3Bは、他の繰返し過程で地球中心方位角
を計算する。式12は地球中心方位角を測地線方位角に
よって近似する。弐13は式12よりも正確に地球中心
方位角を解いている。
を計算する。式12は地球中心方位角を測地線方位角に
よって近似する。弐13は式12よりも正確に地球中心
方位角を解いている。
段階3Cは引数のアークタンゼントが多重解を有するた
めに生ずるあいまいさを解決するために、計算された地
球中心方位角の正確を求める。
めに生ずるあいまいさを解決するために、計算された地
球中心方位角の正確を求める。
段階4は航空機の地球中心緯度を計算する。それは球面
三角形の関係を使用すると、航空機の地球中心緯度が計
算できるからである。この計算の説明は、第9図及び第
■表に示されている0式14は第■表の最後の計算をフ
ォートラン(For tran)でエンコードした表現
である。式15で式14の結果のアークサインを求める
ことによって、航空機の地球中心緯度が計算される0式
16は後に使用される、目標の地球中心緯度の余弦を計
算している。
三角形の関係を使用すると、航空機の地球中心緯度が計
算できるからである。この計算の説明は、第9図及び第
■表に示されている0式14は第■表の最後の計算をフ
ォートラン(For tran)でエンコードした表現
である。式15で式14の結果のアークサインを求める
ことによって、航空機の地球中心緯度が計算される0式
16は後に使用される、目標の地球中心緯度の余弦を計
算している。
段階5A及び5Bは、レーダと航空機の経度の差を計算
するのに使用される。ここでグリニッチから西の方を正
の値に定める。式17はレーダもしくは航空機のいずれ
かが真の北極の上方にある特殊な場合を仮定している。
するのに使用される。ここでグリニッチから西の方を正
の値に定める。式17はレーダもしくは航空機のいずれ
かが真の北極の上方にある特殊な場合を仮定している。
式18は同じく第9図から導かれる。この式は第■表の
最初の3つの式から誘導される。評価される値は上述の
経度の差の余弦である。式19は式18の結果から経度
の差を計算している。式20は式19の多重解から正解
を求めている。
最初の3つの式から誘導される。評価される値は上述の
経度の差の余弦である。式19は式18の結果から経度
の差を計算している。式20は式19の多重解から正解
を求めている。
段階すは目標の測地線緯度と地球中心緯度間の差を計算
する。この計算方法を第10図及び第V表に示す。
する。この計算方法を第10図及び第V表に示す。
段階6Aは、この緯度差をレーダ・ステーションの緯度
差に等しくセットすることによって初期設定する。式2
1がこの近似を示す。
差に等しくセットすることによって初期設定する。式2
1がこの近似を示す。
段階6Bは、この経度差のより正確な値を求めるための
他の繰返し過程である。式22は何回も使用する値を計
算する。ここで若干の計算が節約される。式23は航空
機の地球中心緯度と測地線緯度の差の正接を計算してい
る。式24は式23の結果のアークタンゼントでこの差
を求めている。
他の繰返し過程である。式22は何回も使用する値を計
算する。ここで若干の計算が節約される。式23は航空
機の地球中心緯度と測地線緯度の差の正接を計算してい
る。式24は式23の結果のアークタンゼントでこの差
を求めている。
段階7は、第1O図から明らかなように、上縁しループ
中の問題の値、即ち航空機の測地線緯度(及び補助目標
点)の値を計算する。
中の問題の値、即ち航空機の測地線緯度(及び補助目標
点)の値を計算する。
段階8は、段2乃至9のその後の繰返しで目標の測定線
緯度のより正確な推定値を得るのに必要なより多くのパ
ラメータを計算する。これ等のパラメータについては第
10図を参照されたい。式26は補助目標点の地球中心
緯度と測地線緯度の差を計算する。式27は次に補助目
標点の地球中心の緯度を計算している。
緯度のより正確な推定値を得るのに必要なより多くのパ
ラメータを計算する。これ等のパラメータについては第
10図を参照されたい。式26は補助目標点の地球中心
緯度と測地線緯度の差を計算する。式27は次に補助目
標点の地球中心の緯度を計算している。
段階9は、段階2乃至9のその後の繰返しに使用する他
のパラメータを計算する。第11図を参照されたい。式
28は補助目標点上の半径距離を計算している。式29
は各繰返しでより正確に目標上の半径距離を計算する。
のパラメータを計算する。第11図を参照されたい。式
28は補助目標点上の半径距離を計算している。式29
は各繰返しでより正確に目標上の半径距離を計算する。
段階11で、式30が段階5Bで計算した既知のレーダ
の経度と目標の経度差から目標の経度を計算する。
の経度と目標の経度差から目標の経度を計算する。
この段階で、目標の航空機の測地線の緯度及び経度が確
定する。この情報は航空交通管制システム全体にとって
、すべての航空交通の位置及び航行方向を比較するに十
分である。しかしながら、等角時に、すべての角が保存
されるように、平坦な表示面上にすべての目標の位置及
び航空方向を表示するためには、段階12及び13を遂
行しなければならない。
定する。この情報は航空交通管制システム全体にとって
、すべての航空交通の位置及び航行方向を比較するに十
分である。しかしながら、等角時に、すべての角が保存
されるように、平坦な表示面上にすべての目標の位置及
び航空方向を表示するためには、段階12及び13を遂
行しなければならない。
段階12は、航空機の測地線緯度を等角球上に投影する
。この等角投影の性質は、地球の表面上で測定された角
が等角球上でも保存されるものである。式31及び32
は式33に使用されるパラメータを計算する。式33は
航空機の等角緯度を発生する。
。この等角投影の性質は、地球の表面上で測定された角
が等角球上でも保存されるものである。式31及び32
は式33に使用されるパラメータを計算する。式33は
航空機の等角緯度を発生する。
段階13は、表示のために等角球上の点を2次元のステ
レオ投影平面上に変換する。入力は航空機の等角緯度、
航空機の経度、ステレオ投影平面が等角球に接する点の
等角緯度、この点の経度、及び等角球の半径である。式
34乃至37はステレオ投影平面中の座標を計算するの
に使用されるパラメータを発生する式38ステレオ投影
平面中の航空機のX座標を、式39がステレオ投影平面
中のX座標を計算する。
レオ投影平面上に変換する。入力は航空機の等角緯度、
航空機の経度、ステレオ投影平面が等角球に接する点の
等角緯度、この点の経度、及び等角球の半径である。式
34乃至37はステレオ投影平面中の座標を計算するの
に使用されるパラメータを発生する式38ステレオ投影
平面中の航空機のX座標を、式39がステレオ投影平面
中のX座標を計算する。
結果のX及びyの座標は、航空交通管制システム中で、
すべての航空機についての位置及び航行方向を表示する
のに使用される。さらにこれ等のX及びX座標について
計算が行われ、接近速度及び他の関数が決定される。シ
ステム平面の表示は第4図のシステム・ブロック図のシ
ステム平面表示装置60上で行われる。たとえば接近航
行方向のような、他のシステム平面関数も第4図のCP
U50もしくは、これに接続された他のデータ・プロセ
ッサ70で行うことができる。
すべての航空機についての位置及び航行方向を表示する
のに使用される。さらにこれ等のX及びX座標について
計算が行われ、接近速度及び他の関数が決定される。シ
ステム平面の表示は第4図のシステム・ブロック図のシ
ステム平面表示装置60上で行われる。たとえば接近航
行方向のような、他のシステム平面関数も第4図のCP
U50もしくは、これに接続された他のデータ・プロセ
ッサ70で行うことができる。
第6図は、測地線緯度入口及び地球中心緯度入口の関係
を示す。地球が楕円体面をなすために、測地線緯度を地
球の表面に接する平面の法線と定義すると、測地線緯度
は地球中心緯度と異なる。
を示す。地球が楕円体面をなすために、測地線緯度を地
球の表面に接する平面の法線と定義すると、測地線緯度
は地球中心緯度と異なる。
本発明の方法は、ステレオ投影システム平面中で、18
.51cm(10海里)を約10乃至13cmの精度で
航空機の緯度の表示ができる。
.51cm(10海里)を約10乃至13cmの精度で
航空機の緯度の表示ができる。
本発明の航空管制のための変換方法によって、ステレオ
投影システム平面の座標中の目標の位置の誤差が9.2
6 m未満であるように人力目標データ中の本来の精度
が保存される。
投影システム平面の座標中の目標の位置の誤差が9.2
6 m未満であるように人力目標データ中の本来の精度
が保存される。
第1表
入力パラメータの定義
R=レーダ迄の動径(laa)
R2=2XR
RR=R” (雇)
Rr=補助レーし点迄点上径距離
Ht=楕円体の表面上の目標の高さ
Ep=地球の極手径(6356752,2kii)sl
cr=補助レーダ点の地球中心緯度の正弦(無単位) clcr=補助レーダ点の地球中心緯度の余弦dr=補
助レーダ点の法線からの偏差(ラジアン)tdr=局所
drの正接 Cdr=局所drの余弦 5dr=局所drの正弦 KK=地球の離心率の2乗 ρ=レーダから目標迄の直距離 ρρ=ρ2 R2ρ=R2×ρ 即ち地球中心座標系に相対的な目標
の高角を計算するための定数 yr=地球中心座標系に関する、目標のレーダ観測方位
角(方位角変更パルス) tg=レーダ観測方位角の正接(レーダ測地線水平面、
即ちレーダ点の楕円体への接平面に相対的な目標の) CON = ATCRBSの場合の定数π/2098も
しくはモード−8の場合の定数π/8192:方位角変
更パルスをラジアンに変換する時に使用される(ラジア
ン/方位角変更パルス) π−3,141592654・・・・・・πH= 0.
5 Xπ πTH= 1.5 Xπ πT−二2×π さらに、 λdt=補助目標点の測地線緯度(ラジアン)φt=目
標の経度、ここで正方向はグリニッチから西の方向とす
る。
cr=補助レーダ点の地球中心緯度の正弦(無単位) clcr=補助レーダ点の地球中心緯度の余弦dr=補
助レーダ点の法線からの偏差(ラジアン)tdr=局所
drの正接 Cdr=局所drの余弦 5dr=局所drの正弦 KK=地球の離心率の2乗 ρ=レーダから目標迄の直距離 ρρ=ρ2 R2ρ=R2×ρ 即ち地球中心座標系に相対的な目標
の高角を計算するための定数 yr=地球中心座標系に関する、目標のレーダ観測方位
角(方位角変更パルス) tg=レーダ観測方位角の正接(レーダ測地線水平面、
即ちレーダ点の楕円体への接平面に相対的な目標の) CON = ATCRBSの場合の定数π/2098も
しくはモード−8の場合の定数π/8192:方位角変
更パルスをラジアンに変換する時に使用される(ラジア
ン/方位角変更パルス) π−3,141592654・・・・・・πH= 0.
5 Xπ πTH= 1.5 Xπ πT−二2×π さらに、 λdt=補助目標点の測地線緯度(ラジアン)φt=目
標の経度、ここで正方向はグリニッチから西の方向とす
る。
y=ニラジアン変換したレーダ測定方位角Xc=ステレ
オ投影平面中に投影した部分目標点のX座標(km) Yc=ステレオ投影平面中に投影した補助目標点のY座
標 第■表 処理 段階1.レーダ及び目標迄の半径距離を初期設定し、y
3をラジアンに変換する。
オ投影平面中に投影した部分目標点のX座標(km) Yc=ステレオ投影平面中に投影した補助目標点のY座
標 第■表 処理 段階1.レーダ及び目標迄の半径距離を初期設定し、y
3をラジアンに変換する。
(1)Rt=Rr
(2)T=Rt+Ht
(3)y=cONy。
段階2a、地球の中心からレーダ及び目標迄のベクトル
間の角分離を計算する。
間の角分離を計算する。
(4)A=T”−ρρ
(6) θ=arccos ct
段階2b、 レーダ地球中心水平面上の目標の高角を
計算する。
計算する。
(8) 2c=arcsin s2c2c3.レーダ
に相対的なレーダ方位角を計算する。
に相対的なレーダ方位角を計算する。
(9)もしy=πなら、yc−πにセットして段階4に
スキップせよ (10)もしy=πHなら、yc= arccos(tan2c tdr)にセットして段階
4にスキップせよ。
スキップせよ (10)もしy=πHなら、yc= arccos(tan2c tdr)にセットして段階
4にスキップせよ。
(11)もしy=πTHなら、yc = z TW−a
rccos(tan 2c tdr)にセットして段階
4にスキップせよ。
rccos(tan 2c tdr)にセットして段階
4にスキップせよ。
段階3a、ycを初期設定する。
(12) yc= y
段階3b、 この段階を3階繰返す。
(13) yc=arctan(tg(cdr−tan
2c 5drsec yc)) 段階3c、 もしπ<y<πT讐ならyc = yc+
πに段階4.目標の地球中心緯度を計算する。
2c 5drsec yc)) 段階3c、 もしπ<y<πT讐ならyc = yc+
πに段階4.目標の地球中心緯度を計算する。
(14) 5lcr=slct ct +clcr s
imθcos yc(15)λct=arcsin 5
lctC16) clct=cos A ct段階5a
、レーダ及び目標の経度分離を計算する。
imθcos yc(15)λct=arcsin 5
lctC16) clct=cos A ct段階5a
、レーダ及び目標の経度分離を計算する。
(17)もしλct=ttHもしくはλcr=πH段階
5b。
5b。
ならば、Δφ=0にセットして段階6
にスキップせよ
(27) λco==:λdt−d。
段階9.補助目標点及び目標迄の半径距離を計算する。
(19)Δφ=arccos dp
(20)もしy〉πなら、Δφ=−Δφにセットせよ
段階6.法線からの目標の偏差を計算する。
段階6a、法線からの目標の偏差を初期設定する。
(21)d=dr
段階6b、 この段階を3回繰返す。
(22) B =KK Rt cos(λct+d(1
−T/Rt))(29)T=Rt+Ht 段階100段階2乃至9を2回、段階2乃至7を3回目
に繰返す。
−T/Rt))(29)T=Rt+Ht 段階100段階2乃至9を2回、段階2乃至7を3回目
に繰返す。
段階11.補助目標点の経度を計算する。
(30)φt=φr−Δφ
段階12.補助目標点の等角緯度を計算する。
(31)にL=K sin λdt
1−B clct
(24) d =arctan td段階7.補
助目標点の測地線緯度を計算する。
助目標点の測地線緯度を計算する。
(25)λdt=λct十d
段階8.補助目標点の地球中心緯度を計算する。
(26) do=arcsin((sin d)T/R
t)(33)λC=−πΩ +2 arctan t
1段階13.補助目標点のステレオ投影平面への投影の
X及びY座標を計算する。
t)(33)λC=−πΩ +2 arctan t
1段階13.補助目標点のステレオ投影平面への投影の
X及びY座標を計算する。
(34) 5LC=sin λC
(35) CLC=cos λC
(36) TENP =CLCcos(φS−φt)(
37)DE =1+SLCSLS+TEMP CLS
oE 第■表 レーダ座標系の回転 この表はレーダ測定方位角(即ち、レーダ位置の地球の
接平面上の方位角)と地球の中心からレーダ迄の距離に
等しい球への接平面上の方位角(即ち、地球中心方位角
)間の関係を計算する。
37)DE =1+SLCSLS+TEMP CLS
oE 第■表 レーダ座標系の回転 この表はレーダ測定方位角(即ち、レーダ位置の地球の
接平面上の方位角)と地球の中心からレーダ迄の距離に
等しい球への接平面上の方位角(即ち、地球中心方位角
)間の関係を計算する。
第8図のレーダ測地線座標系を参照のこと。ζは高角、
yは方位角であり、両者はレーダ測地線水平面に関して
測定されている。ζC及びycは地球中心座標系中の対
応値である。X軸のまわりにdr(図中の部分レーダ点
の法線からの差分)だけ回転する。これを表わすマトリ
ックス方程式は次の通りである。
yは方位角であり、両者はレーダ測地線水平面に関して
測定されている。ζC及びycは地球中心座標系中の対
応値である。X軸のまわりにdr(図中の部分レーダ点
の法線からの差分)だけ回転する。これを表わすマトリ
ックス方程式は次の通りである。
即ち
ρ cosζc sin yc=ρcos ζ si
n yp cosζc cos yc= pcos
(cos y cos drρsiロ ζsin
dr ρsin ζc = −pcos (cos y
sin dr+ρsin ζcos dr 第2及び第3式から、 + 第3及び第4式から、 最後の2式を組合せして、 tan yc= ただしA=tan y(cos yc−tan ζc
tan dr)B =cos dr(cos yc−
tanζc tan dr) 十sin dr(tan
ζc +cos yc tan dr)を得る。
n yp cosζc cos yc= pcos
(cos y cos drρsiロ ζsin
dr ρsin ζc = −pcos (cos y
sin dr+ρsin ζcos dr 第2及び第3式から、 + 第3及び第4式から、 最後の2式を組合せして、 tan yc= ただしA=tan y(cos yc−tan ζc
tan dr)B =cos dr(cos yc−
tanζc tan dr) 十sin dr(tan
ζc +cos yc tan dr)を得る。
tan dr をsin dr/Cos drに展開
すると、最後の式は次の様に簡単になる。
すると、最後の式は次の様に簡単になる。
sin yc −tan y(cos yc cos
dr−tan ζc sin dr)ここでy=π/2
の場合を考える。第3、第4及び第5式は夫々次の様に
なる。
dr−tan ζc sin dr)ここでy=π/2
の場合を考える。第3、第4及び第5式は夫々次の様に
なる。
cos (c sin yc=cos ζcos ζc
cos yc=sin (sin drsin ζ
c =sin ζcos dr最後の2式から、次式を
得る。
cos yc=sin (sin drsin ζ
c =sin ζcos dr最後の2式から、次式を
得る。
cos yc=tan dr tan ζC第■表
球面三角形の幾何学的関係
球面三角形の辺について余弦法則を適用する(1961
年コーン・アンド・コーン社刊科学社及び技術者のため
の数学ハンドブック第757頁(Mathematic
al 1landbook For 5cien
tific AndEngineers、Korn
and Korn、1961+Pg 757)参照)任
意の球面三角形で、 cos a=cos b cos c +5inb 5
inc cos Acos b=cos c co
s a +sin c sin a cos B
s1n λCy=sin λCI CO3θ +c
os λC1sinθcos γC第V表 上記式をすべて組立して、 法線からの偏差 第10図は地球楕円体と目標の交点の位置関係を示す。
年コーン・アンド・コーン社刊科学社及び技術者のため
の数学ハンドブック第757頁(Mathematic
al 1landbook For 5cien
tific AndEngineers、Korn
and Korn、1961+Pg 757)参照)任
意の球面三角形で、 cos a=cos b cos c +5inb 5
inc cos Acos b=cos c co
s a +sin c sin a cos B
s1n λCy=sin λCI CO3θ +c
os λC1sinθcos γC第V表 上記式をすべて組立して、 法線からの偏差 第10図は地球楕円体と目標の交点の位置関係を示す。
次のパラメータが定義される。
K=地球楕円体の離心率
BP、 Eq=夫々、極手径及び赤道半径λct=目標
の地球中心緯度 λdt=目標の測地線緯度(従って補助目標点)λco
”補助目標点の地球中心緯度 δ=目標の法線からの偏差 δ0=補助目標点の法線からの偏差 T=地球の中心から目標迄の距離 Rt=地球の中心から補助目標点上の距離Ht=地球の
表面上の目標の高度 第10図 に正弦法則を適用して、 sinδ sinδ sin (z=λdt
)x2 K” X Tλco=
λdt−60 λdt=λct−δ x=Rt cosλco=Rt cos (λdt−δ
O)cos (λct+δ−60) 近似を適用して、 sin δ= (Rt/T) s in δ0法線か
らの偏差はどこでも、O,OO34未満であるから、s
in δ及びsin δ0はδ及びδ0で近似できる。
の地球中心緯度 λdt=目標の測地線緯度(従って補助目標点)λco
”補助目標点の地球中心緯度 δ=目標の法線からの偏差 δ0=補助目標点の法線からの偏差 T=地球の中心から目標迄の距離 Rt=地球の中心から補助目標点上の距離Ht=地球の
表面上の目標の高度 第10図 に正弦法則を適用して、 sinδ sinδ sin (z=λdt
)x2 K” X Tλco=
λdt−60 λdt=λct−δ x=Rt cosλco=Rt cos (λdt−δ
O)cos (λct+δ−60) 近似を適用して、 sin δ= (Rt/T) s in δ0法線か
らの偏差はどこでも、O,OO34未満であるから、s
in δ及びsin δ0はδ及びδ0で近似できる。
従って、
ここで、
A=cos(λ。、+δ(1−T/Rt)x” =K”
xの求め方 (4) x = x 、 十x 。
xの求め方 (4) x = x 、 十x 。
(5) x、 =K” x
F0発明の効果
本発明に従えば、改良航空交通管制システムが与えられ
る。
る。
第1図は、本発明の航空交通管制方法の概略図である。
第2図は、多くのレーダ観測からの航空交通管制情報を
共通のシステム平面中に変換するための従来技術を示し
た図である。 第3図は、本発明の方法の流れ図である。 第4図は、本発明の方法を実行するためのデータ処理シ
ステムのシステム・ブロック図である。 第5図は、本発明に従うステレオ投影の幾何学的態様を
示した3次元図である。 第6図は測地線緯度及び地球中心緯度間の関係を示した
図である。 第7図は、目標とレーダ・ベクトル間の角関係を示した
図である。 第8図は、レーダ座標系の回転を示した図である。 第9図は、球面三角形上の諸関係を示した図である。 第1O図は、地球楕円体と目標の交差配置を示した図で
ある。 第11図は、地球中心の緯度を求めるための、楕円体表
面への半径距離を示した図である。 50・・・・・・システムCPU。 60・・・・・・システム平面表示装置、70・・・・
・・他のデータ・プロセッサ。 出願人 インターナショナル・ビジネス・マシーンズ・
コーポレーション 代理人 弁理士 山 本 仁 朗 (外1名) 第111!1 本発明の航空交通W調力法 第2図 第6図 Eρ 第5図 ×オ
共通のシステム平面中に変換するための従来技術を示し
た図である。 第3図は、本発明の方法の流れ図である。 第4図は、本発明の方法を実行するためのデータ処理シ
ステムのシステム・ブロック図である。 第5図は、本発明に従うステレオ投影の幾何学的態様を
示した3次元図である。 第6図は測地線緯度及び地球中心緯度間の関係を示した
図である。 第7図は、目標とレーダ・ベクトル間の角関係を示した
図である。 第8図は、レーダ座標系の回転を示した図である。 第9図は、球面三角形上の諸関係を示した図である。 第1O図は、地球楕円体と目標の交差配置を示した図で
ある。 第11図は、地球中心の緯度を求めるための、楕円体表
面への半径距離を示した図である。 50・・・・・・システムCPU。 60・・・・・・システム平面表示装置、70・・・・
・・他のデータ・プロセッサ。 出願人 インターナショナル・ビジネス・マシーンズ・
コーポレーション 代理人 弁理士 山 本 仁 朗 (外1名) 第111!1 本発明の航空交通W調力法 第2図 第6図 Eρ 第5図 ×オ
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 地球の表面上に存在し、データ処理システムに接続され
た、複数のレーダ・ステーションを有する航空交通管制
システムで、 (イ)前記レーダ・ステーションの第1のステーション
で、航空機の直距離、方位角及び高度の測定値を求め、 (ロ)楕円体座標系中で、前記航空機の測地線緯度及び
経度を計算し、 (ハ)等角極座標系中で、前記航空機の等角緯度及び経
度を計算し、 (ニ)前記等角極座標系から求められた、前記航空機の
等角緯度及び経度を、ステレオ投影によつてシステム平
面に投影する段階を有する、 レーダ・ステーションによつて検出した航空機の位置を
表示する方法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/222,588 US4899161A (en) | 1988-07-21 | 1988-07-21 | High accuracy coordinate conversion method for air traffic control applications |
US222588 | 1988-07-21 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH02140681A true JPH02140681A (ja) | 1990-05-30 |
JP2516257B2 JP2516257B2 (ja) | 1996-07-24 |
Family
ID=22832837
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP1184884A Expired - Fee Related JP2516257B2 (ja) | 1988-07-21 | 1989-07-19 | 航空機の複数のレ―ダ観測から航空機の位置を表示する方法 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4899161A (ja) |
EP (1) | EP0351654B1 (ja) |
JP (1) | JP2516257B2 (ja) |
CA (1) | CA1326282C (ja) |
DE (1) | DE68920218T2 (ja) |
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