JPH1196500A - Airplane guiding device - Google Patents
Airplane guiding deviceInfo
- Publication number
- JPH1196500A JPH1196500A JP25642997A JP25642997A JPH1196500A JP H1196500 A JPH1196500 A JP H1196500A JP 25642997 A JP25642997 A JP 25642997A JP 25642997 A JP25642997 A JP 25642997A JP H1196500 A JPH1196500 A JP H1196500A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- light
- lamp
- detecting means
- unit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、空港における航空
機誘導装置に係り、特に、地表に突出して多数のセンサ
を設置することが困難な誘導路においても、振動センサ
を用いて航空機の通過，位置，速度を検知し、その情報
から航空機を誘導する装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an aircraft guidance system at an airport, and more particularly, to the passage and position of an aircraft using a vibration sensor even on a taxiway protruding above the ground surface and having a large number of sensors difficult to install. , Detecting a speed and guiding an aircraft from the information.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来の航空機誘導装置では、主に航空機
の通過を検知しているために、航空機の位置を精度良く
検知し個々の灯器の点灯を制御するためには、個々の灯
器に対応させてセンサを配置する必要がある。灯器１つ
１つに対応したセンサを配置することは、コスト的に問
題があり、さらに地上設置型のセンサでは航空機往来の
障害となる可能性もあるため設置が困難である。2. Description of the Related Art In a conventional aircraft guidance apparatus, since passage of an aircraft is mainly detected, in order to accurately detect the position of the aircraft and control the lighting of the individual lamps, individual lamps are required. It is necessary to arrange a sensor corresponding to the above. Arranging the sensors corresponding to each of the lamps has a problem in terms of cost, and furthermore, it is difficult to install the sensors installed on the ground because the sensors may obstruct the traffic of the aircraft.
【０００３】そのため、灯器を用いて航空機を誘導する
際には、一定間隔で配置した通過検知センサで大まかな
航空機の位置を特定し、灯器の点灯をブロック単位で行
っている。また、コスト的に安価である振動検知による
航空機検知センサとして、従来は独立した直交２成分の
センサの出力比較から航空機の通過を検知する方式をと
っている。前者の方式を有する従来装置を開示する文献
として特開平8−72799号公報があり、後者の方式を有す
る従来装置を開示する文献として特開平7−44117 号公
報がある。[0003] Therefore, when guiding an aircraft using a lighting device, the approximate position of the aircraft is specified by passing detection sensors arranged at regular intervals, and the lighting of the lighting device is performed in block units. Further, as an aircraft detection sensor by vibration detection which is inexpensive in cost, conventionally, a method of detecting the passage of an aircraft by comparing the outputs of independent two-component sensors is adopted. Japanese Patent Application Laid-Open No. 8-72799 discloses a conventional device having the former method, and Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-44117 discloses a conventional device having the latter method.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】従来の航空機誘導装置
では、灯器の点灯をブロック単位で制御するため、航空
機の往来量が増加すると、１つのブロックに複数の航空
機が進入することも予想され、円滑な誘導に支障を来た
す可能性もある。In the conventional aircraft guidance system, the lighting of the lamps is controlled on a block basis. Therefore, when the traffic of the aircraft increases, it is expected that a plurality of aircraft enter one block. However, smooth guidance may be hindered.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】本発明に係る航空機誘導
装置は、上記課題を解決するために、次のように構成さ
れる。An aircraft guidance system according to the present invention is configured as follows to solve the above-mentioned problems.
【０００６】１．本発明に係る航空機誘導装置は、誘導
する航空機の位置を正確に検知する航空機位置検知手段
と、当該航空機の前方の一定距離内の灯器を点灯し当該
航空機通過後の灯器を消灯するように制御する灯器制御
手段と、複数の航空機が同一通路を連続して安全に走行
できるようにすることを考慮し、当該航空機と前方を走
行する先行航空機との間の距離を一定間隔以上に保つよ
うにする航空機間接近防止手段を有する。[0006] 1. An aircraft guidance device according to the present invention includes an aircraft position detection unit that accurately detects the position of an aircraft to be guided, and a light within a certain distance in front of the aircraft, and a light after the aircraft has passed. Considering that a plurality of aircraft can continuously and safely travel on the same path, the distance between the aircraft and the preceding aircraft traveling ahead should be at least a certain interval. A means for preventing access between aircraft is provided.
【０００７】２．第１の構成における航空機位置検知手
段は、空港路面に設置する２軸振動検出手段と、その検
出信号から航空機の方位を検出する航空機方位検出手段
と、方位情報から航空機の位置を決定する航空機位置決
定手段を有する。[0007] 2. The aircraft position detecting means in the first configuration includes a two-axis vibration detecting means installed on an airport road surface, an aircraft azimuth detecting means for detecting the azimuth of the aircraft from the detection signal, and an aircraft position for determining the position of the aircraft from the azimuth information. It has a determining means.
【０００８】３．第１の構成における航空機間接近防止
手段は、航空機間距離監視手段と、航空機の位置の変化
から速度を推定する速度推定手段と、航空機が接近した
時に警報を出す警報表示手段を有する。[0008] 3. The inter-aircraft approach prevention means in the first configuration includes inter-aircraft distance monitoring means, speed estimation means for estimating a speed from a change in the position of the aircraft, and alarm display means for issuing an alarm when the aircraft approaches.
【０００９】４．第２の構成における２軸振動検出手段
は、加速度を検知する構成とする。4. The two-axis vibration detecting means in the second configuration is configured to detect acceleration.
【００１０】５．第２の構成における航空機方位検知手
段は、２軸振動検知手段からの出力のリサジュー図を主
成分分析して航空機の方位を検出する構成とする。[0010] 5. The aircraft azimuth detecting means in the second configuration detects the azimuth of the aircraft by performing principal component analysis on the Lissajous figure of the output from the two-axis vibration detecting means.
【００１１】６．第２の構成における航空機方位決定手
段は、航空機方位検知手段から方位情報を示すベクトル
の交点として位置を算出し、複数の航空機方位検知手段
の組み合わせにより算出した航空機の位置から最適位置
を推定する構成とする。6. The aircraft azimuth determining means in the second configuration calculates a position as an intersection of vectors indicating azimuth information from the aircraft azimuth detecting means, and estimates an optimal position from an aircraft position calculated by a combination of a plurality of aircraft azimuth detecting means. And
【００１２】即ち、上記構成による航空機誘導装置は以
下の作用を持つ。That is, the aircraft guidance apparatus having the above configuration has the following operations.
【００１３】第１の構成により、複数の航空機が連続し
て安全に同一通路を進行することが可能になる。According to the first configuration, it is possible for a plurality of aircraft to continuously and safely travel on the same passage.
【００１４】第２の構成により、地上の障害物とならな
い少数のセンサで航空機の位置を推定できる。According to the second configuration, the position of the aircraft can be estimated with a small number of sensors that do not become obstacles on the ground.
【００１５】第３の構成により、航空機同士の接近を防
止し、危険を回避できる。According to the third configuration, it is possible to prevent aircraft from approaching each other and avoid danger.
【００１６】第４の構成により、航空機の位置を検知す
るための振動検知を高感度で実現できる。According to the fourth configuration, vibration detection for detecting the position of the aircraft can be realized with high sensitivity.
【００１７】第５の構成により、航空機の位置を検知す
るための航空機の方位を推定できる。According to the fifth configuration, the direction of the aircraft for detecting the position of the aircraft can be estimated.
【００１８】第６の構成により、雑音源が存在していて
も航空機の位置を推定できる。According to the sixth configuration, the position of the aircraft can be estimated even if a noise source exists.
【００１９】[0019]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施例を添付図面
に基づいて説明する。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings.
【００２０】図１は本発明の実施例を示す構成図であ
る。本図は空港の灯火回路およびそれを制御する部分を
示すものである。本図の構成では、灯器Ｌ1〜Ｌn，２軸
振動センサＳ1〜Ｓn，方位分析部Ａ1〜Ａn，灯器・セン
サ制御部Ｃ1〜Ｃn、がそれぞれ組になり、ゴムトランス
ＴＲ1〜ＴＲnを介して定電流供給装置ＣＣＲに接続され
ている。さらに、統合制御部１もゴムトランスＴＲ0 を
介して定電流供給装置ＣＣＲに接続されている。FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of the present invention. This figure shows the lighting circuit of the airport and the parts that control it. In the configuration of this figure, the lighting device L 1 ~L n, 2 axis vibration sensor S 1 to S n, the orientation analyzer A 1 to A n, lighting devices, sensor control unit C 1 -C n, but now each group , via a rubber transformer TR 1 to Tr n is connected to a constant current supplying device CCR. In addition, the integrated control unit 1 is connected via a rubber transformer TR 0 to the constant current supply unit CCR.
【００２１】統合制御部１においては、初めに進入位
置，駐機位置入力部３において誘導しようとする航空機
の進入位置と目的の駐機位置を入力する。この操作は、
手動の入力、もしくはトランスポンダ等により航空機の
個体が認識されている場合には別のデータベース等から
の自動入力による。入力された進入位置および駐機位置
の情報は、最適誘導ルート設定部２に送られる。First, the integrated control unit 1 inputs the entry position and the parking position of the aircraft to be guided and the target parking position in the parking position input unit 3. This operation
Manual input or automatic input from another database when the individual of the aircraft is recognized by a transponder or the like. The input information on the approach position and the parking position is sent to the optimal guidance route setting unit 2.
【００２２】最適誘導ルート設定部２では、進入位置お
よび駐機位置の情報を誘導ルートデータベース４に転送
することで最適な誘導ルートを問い合わせ引き出すこと
で、最適誘導ルートを設定する。そこで設定された誘導
ルートは灯火状態制御部５に送られる。The optimal guidance route setting unit 2 sets the optimal guidance route by transferring the information of the approach position and the parking position to the guidance route database 4 and inquiring and extracting the optimal guidance route. The guidance route set there is sent to the lighting condition control unit 5.
【００２３】灯火状態制御部５では、航空機在機状態監
視部１２へ航空機の在機状態を問い合わせ、現在位置を
確認する。それに応じて、航空機の前方の一定距離内に
ある灯器を点灯させるように制御信号を灯器・センサ制
御信号送出部６に送る。灯器・センサ制御信号送出部６
ではゴムトランスＴＲ0 を介して制御信号を灯火回路に
伝送する。The lighting condition control unit 5 inquires of the aircraft presence condition monitoring unit 12 about the presence condition of the aircraft and confirms the current position. In response to this, a control signal is sent to the lighting / sensor control signal transmitting unit 6 so as to light a lighting within a certain distance in front of the aircraft. Lighting / sensor control signal sending unit 6
In transmitting the control signal to the lighting circuit through the rubber transformer TR 0.
【００２４】各灯器・センサ制御部Ｃ1〜Ｃnでは、点灯
情報が対応する灯器のものであることを検出した時に、
灯器を点灯させる。一方、各灯器・センサ制御部Ｃ1〜
Ｃnでは、さらに各２軸振動センサＳ1〜Ｓnからの振動
情報を受け航空機の存在する方位を算出し、その情報を
統合制御部１に送る。When each of the lamp / sensor control units C 1 to C n detects that the lighting information is that of the corresponding lamp,
Turn on the light. On the other hand, each lamp / sensor control unit C 1-
In C n, further calculates the existing orientation of an aircraft subjected to vibration information from the two-axis vibration sensors S 1 to S n, and sends the information to the integrated control unit 1.
【００２５】統合制御部１では、パルス検出部８で抽出
したパルスを方位検出部９に送り、そのパルスが方位情
報を示すものであると認識したときに、その方位情報を
センサ位置情報とともに位置推定部１０に送る。The integrated control unit 1 sends the pulse extracted by the pulse detection unit 8 to the azimuth detection unit 9 and, when recognizing that the pulse indicates the azimuth information, sends the azimuth information together with the sensor position information to the position. This is sent to the estimation unit 10.
【００２６】位置推定部では、各センサからの方位情報
を元に最適な航空機位置を推定し、速度推定部１１およ
び航空機在機状態監視部１２に伝送する。速度推定部で
は、直前の航空機位置との比較により航空機の速度を算
出し、航空機在機状態監視部１２に送る。The position estimating unit estimates an optimum aircraft position based on the azimuth information from each sensor, and transmits the estimated aircraft position to the speed estimating unit 11 and the aircraft status monitoring unit 12. The speed estimating unit calculates the speed of the aircraft by comparing it with the immediately preceding aircraft position, and sends it to the aircraft occupancy status monitoring unit 12.
【００２７】航空機在機状態監視部１２では、空港全体
の航空機の在機状態を監視し、各航空機の位置を灯火状
態制御部および航空機・灯火状態表示部１３に送る。灯
火状態制御部では、航空機が移動したときに、その航空
機を誘導するための灯器の位置を判断し、点灯および消
灯の制御を灯器・センサ制御信号送出部６に要求する。The aircraft status monitoring unit 12 monitors the status of the aircraft at the airport as a whole, and sends the position of each aircraft to the lighting status control unit and the aircraft / light status display unit 13. When the aircraft moves, the lighting state control unit determines the position of the lighting device for guiding the aircraft, and requests the lighting / sensor control signal transmitting unit 6 to control lighting and extinguishing.
【００２８】また、灯器状態制御部５では、灯器の点灯
状態に変化が生じたときに、航空機・灯火状態表示部１
３に伝え表示する。さらに、航空機在機状態監視部で
は、２機の航空機が一定距離以内に接近したときに、誘
導のための灯器の点灯数を減らすように灯火状態制御部
５に伝えるとともに、航空機・灯火状態表示部に警報表
示を要求する。それを受けた航空機・灯火状態表示部１
３では、警報を表示し、管制官に注意を喚起する。Further, the lamp status control unit 5 detects the change in the lighting status of the lamp and displays the aircraft / light status display unit 1.
Tell 3 and display. Furthermore, when the two aircraft approach each other within a certain distance, the aircraft presence status monitoring unit notifies the lighting status control unit 5 to reduce the number of lighting devices for guidance, and sets the aircraft / light status. Request an alarm display on the display. Aircraft / light status display unit 1 receiving it
In 3, a warning is displayed to alert the controller.
【００２９】灯火状態制御部５の動作について、図２を
用いて詳述する。（１）に示すように、２機の航空機が
ある程度離れて進行しているときは、それぞれの航空機
の前方の一定距離（Ｌｂ）内にある灯器を点灯し、それ
ぞれの航空機を誘導する。（２）に示すように、（１）
と比較して２機の航空機間の距離が縮まっても、その距
離が接近警戒距離（Ｌａ）以上あれば、（１）と同様に
それぞれの航空機の前方の灯器を一定数点灯させる。The operation of the lighting state control unit 5 will be described in detail with reference to FIG. As shown in (1), when the two aircraft are traveling a certain distance apart, the light within a certain distance (Lb) ahead of each aircraft is turned on to guide each aircraft. As shown in (2), (1)
Even if the distance between the two aircraft is reduced as compared with the above, if the distance is equal to or longer than the approach caution distance (La), a certain number of lamps in front of each aircraft are turned on as in (1).
【００３０】しかし、（３）のように２機の航空機間の
距離が接近警戒距離（Ｌａ）以内になったときには、後
続の航空機の前方の灯器点灯は、たとえば、図のように
航空機間の距離の１／２の距離内にあるものだけにす
る。この動作により、点灯する灯器の数が減ったとき
は、先行する航空機が接近していることを知ることがで
き、パイロットに注意を喚起することができる。なお、
これらの情報は、航空機・灯火状態表示部にも逐次伝え
られており、管制官にも同様の情報が伝えられることに
なる。However, when the distance between the two aircraft falls within the caution warning distance (La) as in (3), the lighting of the front lamp of the subsequent aircraft is performed, for example, as shown in FIG. Only those that are within a half of the distance of. By this operation, when the number of illuminated lamps decreases, it is possible to know that the preceding aircraft is approaching, and to alert the pilot. In addition,
These pieces of information are also sequentially transmitted to the aircraft / light status display section, and similar information is also transmitted to the controller.
【００３１】灯器・センサ制御信号送出部６の構成につ
いて、図３を用いて詳述する。灯器・センサ制御信号送
出部６には、灯火状態制御部５から２種類の情報が入力
される。すなわち、点灯するか消灯するかの情報と、制
御する灯器の位置を示す情報である。点灯するか消灯す
るかの情報は、パルス幅設定部３３に入力され、点灯要
求の場合はパルス幅τ１、消灯要求の場合はパルス幅τ
２を設定し、パルス発生部３４に送る。パルス発生部３
４では、２種類の幅のパルスを発生する。１つは点灯か
消灯かを示すτ１もしくはτ２のパルスであり、もう１
つは、その位置を示すための幅τｄのパルスである。パ
ルス発生部３４で発生したパルスは、タイミング調整部
３２に送られる。The configuration of the lamp / sensor control signal transmitting section 6 will be described in detail with reference to FIG. The lamp / sensor control signal transmitting unit 6 receives two types of information from the lighting state control unit 5. That is, information indicating whether to turn on or off and information indicating the position of the lamp to be controlled. Information on whether to turn on or turn off the light is input to the pulse width setting unit 33, and the pulse width τ1 when the lighting is requested and the pulse width τ when the turning off is requested.
2 is sent to the pulse generator 34. Pulse generator 3
In step 4, pulses of two different widths are generated. One is a pulse of τ1 or τ2 indicating whether the light is on or off, and the other is a pulse of τ1 or τ2.
One is a pulse having a width τd for indicating the position. The pulse generated by the pulse generator 34 is sent to the timing adjuster 32.
【００３２】一方、灯火状態制御部５から制御する灯器
の位置を示す情報を入力されたアドレス設定部３１で
は、灯器の位置に対応する通し番号を設定し、それを遅
れ時間に変換して、タイミング調整部３２に送る。タイ
ミング調整部３２では、その遅れ時間分だけ、２つのパ
ルスの送出タイミングをずらして、電源遮断部を制御す
る。すなわち、２つのパルス組に応じて電源の通電と遮
断を繰り返すことにより、灯火回路に信号を送出する。On the other hand, in the address setting unit 31 to which information indicating the position of the lamp to be controlled is input from the lighting state control unit 5, a serial number corresponding to the position of the lamp is set, and the serial number is converted into a delay time. To the timing adjustment unit 32. The timing adjustment unit 32 controls the power cutoff unit by shifting the transmission timing of the two pulses by the delay time. That is, a signal is transmitted to the lighting circuit by repeating energization and interruption of the power supply in accordance with the two pulse sets.
【００３３】灯器・センサ制御信号送出部６における送
出信号の例を図４に示し、その動作を詳述する。制御信
号は、灯器用電源信号を搬送波として、それにパルスか
らなる変調信号を重畳して送出する。（１）は搬送波の
例で５０Ｈｚの交流電源である。点灯情報は（２）に示
すように、パルス幅τ１の開始信号と灯器番号に応じた
遅れ時間後にあるパルス幅τｄの灯器情報からなる。FIG. 4 shows an example of a transmission signal in the lamp / sensor control signal transmission section 6, and its operation will be described in detail. As the control signal, a lamp power supply signal is used as a carrier wave, and a modulation signal composed of pulses is superimposed on the carrier signal and transmitted. (1) is an example of a carrier, which is an AC power supply of 50 Hz. As shown in (2), the lighting information includes a start signal having a pulse width τ1 and lamp information having a pulse width τd after a delay time corresponding to the lamp number.
【００３４】本図の例では、４番目の灯器を点灯制御す
る信号を送出している。このパルス列に応じて、（３）
のように搬送波を通電および遮断する。消灯情報は
（４）に示すように、パルス幅τ２の開始信号と灯器番
号に応じた遅れ時間後にあるパルス幅τｄの灯器情報か
らなる。本図の例では、１番目の灯器を消灯制御する信
号を送出している。このパルス列に応じて、（５）のよ
うに搬送波を通電および遮断する。In the example of this figure, a signal for controlling the lighting of the fourth lamp is transmitted. According to this pulse train, (3)
As shown in FIG. As shown in (4), the turn-off information includes a start signal having a pulse width τ2 and lamp information having a pulse width τd after a delay time corresponding to the lamp number. In the example of this figure, a signal for turning off the first lamp is transmitted. According to this pulse train, the carrier wave is energized and cut off as shown in (5).
【００３５】灯器およびセンサ部の構造例を図５を用い
て説明する。本実施例では、灯器の筐体４１は地面４２
に埋め込む方式のものを用いる。図４に示すように、筐
体４１には電力線配管４３を繋げ、その中に電力線４４
を通してある。筐体４１の内部には、ランプ４５があ
り、その光は反射鏡４６，ガラス４７を通して地上へ導
かれる。また、本実施例では、この筐体４１に、センサ
取付治具４８を介して２軸振動センサ４９を取り付けて
ある。ランプ４５と２軸振動センサ４９は、灯器・セン
サ制御部５０へと接続する。An example of the structure of the lamp and the sensor will be described with reference to FIG. In this embodiment, the housing 41 of the lighting device is the ground 42
The method of embedding in the is used. As shown in FIG. 4, a power line pipe 43 is connected to the housing 41, and a power line 44 is provided therein.
Through. Inside the housing 41, there is a lamp 45, whose light is guided to the ground through a reflecting mirror 46 and glass 47. In this embodiment, a two-axis vibration sensor 49 is attached to the housing 41 via a sensor attachment jig 48. The lamp 45 and the two-axis vibration sensor 49 are connected to a lamp / sensor control unit 50.
【００３６】灯器・センサ制御部５０は、ゴムトランス
５１を介して電力線４４へと接続する。なお、２軸振動
センサ４９は、２つの独立した検出方向をもつセンサか
ら構成され、それらはともに地面４２に平行で互いに直
交する感度を有する。この２軸振動センサ４９は、一般
に入手可能な３軸振動センサの２成分を用いることでも
実現できる。The lamp / sensor control unit 50 is connected to the power line 44 via the rubber transformer 51. The two-axis vibration sensor 49 is composed of sensors having two independent detection directions, and both have sensitivity parallel to the ground 42 and orthogonal to each other. The two-axis vibration sensor 49 can also be realized by using two components of a generally available three-axis vibration sensor.
【００３７】灯器・センサ制御部５０の構成について、
図６を用いて詳述する。２軸振動センサ４９からの検出
信号は、方位分析部５２の中にある２ｃｈアンプに入力
される。ここで増幅された信号は、Ａ／Ｄ変換器５４で
ディジタル信号に変換された後、主成分分析器５５に入
力される。主成分分析器５５では、２ｃｈの信号を時間
を媒介変数としてプロットしたいわゆるリサジュー図を
主成分分析し、第一固有ベクトルを算出する。Regarding the configuration of the lamp / sensor control unit 50,
This will be described in detail with reference to FIG. A detection signal from the two-axis vibration sensor 49 is input to a two-channel amplifier in the azimuth analysis unit 52. The signal amplified here is converted into a digital signal by the A / D converter 54 and then input to the principal component analyzer 55. The principal component analyzer 55 performs a principal component analysis on a so-called Lissajous diagram in which a signal of 2ch is plotted with time as a parameter, and calculates a first eigenvector.
【００３８】その第一固有ベクトルは、方位情報として
方位決定部５６に送られ、方位決定部５６ではベクトル
として得られた方位情報を０度〜１８０度までのスカラ
ー量に変換して方位情報送出部５７に送る。方位情報送
出部５７内部にあるタイミング調整部５８では、入力さ
れた方位情報をもとにパルス発生部５７からのパルス列
を方位情報信号に変調し、そのタイミングで電源遮断部
６０において通電および遮断を繰り返し、方位情報信号
を送出する。The first eigenvector is sent to the azimuth determining unit 56 as azimuth information. The azimuth determining unit 56 converts the azimuth information obtained as a vector into a scalar amount from 0 to 180 degrees, and sends it to the azimuth information sending unit. Send to 57. The timing adjustment unit 58 inside the azimuth information transmitting unit 57 modulates the pulse train from the pulse generation unit 57 into an azimuth information signal based on the input azimuth information. The direction information signal is repeatedly transmitted.
【００３９】パルス検出部６１で検出したパルスは、制
御信号判別部に送られ、灯器の点灯および消灯、方位情
報の送出のいずれかの制御を開始する。パルス検出部６
１で検出したパルス列の開始信号のパルス幅がτ１で、
パルス幅τｄの灯器情報のある遅れ時間が、該当する灯
器であった場合に、電源スイッチ６３を用いてランプ４
５を点灯する。The pulse detected by the pulse detecting section 61 is sent to the control signal determining section, and starts any control of turning on and off the lamp and transmitting azimuth information. Pulse detector 6
The pulse width of the start signal of the pulse train detected at 1 is τ1,
When the delay time of the lamp information having the pulse width τd is the corresponding lamp, the lamp 4 is turned on by using the power switch 63.
5 is turned on.
【００４０】パルス検出部６１で検出したパルス列の開
始信号のパルス幅がτ２で、パルス幅τｄの灯器情報の
ある遅れ時間が、該当する灯器であった場合に、電源ス
イッチ６３を用いてランプ４５を消灯する。パルス検出
部６１で検出したパルス列の開始信号のパルス幅がτ３
であった場合は、タイミング調整部に開始信号を示すパ
ルスおよび、それ以降にあるパルス幅τｄをタイミング
調整部５８に送り方位情報信号を構築する。When the pulse width of the start signal of the pulse train detected by the pulse detecting section 61 is τ2 and the delay time of the lamp information having the pulse width τd is the corresponding lamp, the power switch 63 is used. The lamp 45 is turned off. The pulse width of the pulse train start signal detected by the pulse detector 61 is τ3
In this case, the pulse indicating the start signal and the subsequent pulse width τd are sent to the timing adjustment unit 58 to construct the azimuth information signal.
【００４１】２軸振動センサ７２ａおよび７２ｂを用い
た航空機位置の推定原理を図７を用いて説明する。誘導
路７１の両端に埋め込んだ２軸振動センサ７２ａおよび
72ｂで検出した振動情報を、時間を媒介変数としてプロ
ットすると７３ａおよび73ｂに示すようなリサジュー図
になる。これを主成分分析して算出した第一固有ベクト
ルの方向が振動源方向すなわち航空機７３の方向とな
る。２つの２軸振動センサ７２ａおよび７２ｂからの振
動情報を元に算出された航空機７３の方向を示すベクト
ルの交点により航空機７３の位置を算出する。The principle of estimating the aircraft position using the two-axis vibration sensors 72a and 72b will be described with reference to FIG. A two-axis vibration sensor 72a embedded at both ends of the taxiway 71;
When the vibration information detected at 72b is plotted with time as a parameter, a Lissajous diagram as shown at 73a and 73b is obtained. The direction of the first eigenvector calculated by principal component analysis is the direction of the vibration source, that is, the direction of the aircraft 73. The position of the aircraft 73 is calculated from the intersection of the vectors indicating the direction of the aircraft 73 calculated based on the vibration information from the two two-axis vibration sensors 72a and 72b.
【００４２】方位情報送出部５７における送出信号の例
を図８に示し、その動作を詳述する。制御信号は、灯器
の点灯および消灯制御と同様に、灯器用電源信号を搬送
波として、それにパルスからなる変調信号を重畳して送
出する。（１）は方位情報信号搬送の概念を示したもの
である。１つのセンサに対応する方位情報を搬送信号の
半波長に割り当てて搬送する。方位情報は２つのパルス
から構成し、半波長の腹の部分の１／４波長分を１８０
度とする。FIG. 8 shows an example of a transmission signal in the direction information transmission section 57, and its operation will be described in detail. The control signal is transmitted by superimposing a modulation signal consisting of a pulse on the power signal for the lamp as a carrier wave, similarly to the control of turning on and off the lamp. (1) shows the concept of carrying the direction information signal. The azimuth information corresponding to one sensor is conveyed by allocating it to a half wavelength of the carrier signal. The azimuth information is composed of two pulses, and 1/4 wavelength of the antinode of the half wavelength is 180
Degree.
【００４３】（２）は搬送波の例で５０Ｈｚの交流電源
である。方位情報は（３）に示すように、パルス幅τ３
の開始信号と各センサからの方位情報を元に構成するパ
ルス列からなる。実際の信号搬送は（４）に示すよう
に、方位情報に基づいて搬送信号の通電および遮断を繰
り返す。また、方位情報をデーコードする際には、(５)
に示すように、開始信号からの半波長の個数からセンサ
番号を、パルス組の幅から方位情報を取り出す。(2) An example of a carrier is an AC power supply of 50 Hz. The direction information has a pulse width τ3 as shown in (3).
, And a pulse train formed based on the azimuth information from each sensor. In actual signal transport, as shown in (4), energization and interruption of the transport signal are repeated based on the azimuth information. When decoding the azimuth information, (5)
, The sensor number is extracted from the number of half wavelengths from the start signal, and the azimuth information is extracted from the width of the pulse set.
【００４４】統合制御部１内にある航空機状態解析部７
における処理手順を、図９を用いて詳述する。初め、方
位検出部９では、パルス検出部８からのパルスの入力を
待つ。パルスが入力されたときに、そのパルス幅を調
べ、パルス幅がτ３の時に方位情報を示すパルス列が来
ることを認識しセンサカウンタをリセットすなわちCs1
＝１として、方位情報を得るために再度パルスの入力を
待つ。次に来たパルスが幅τｄであれば方位情報である
と認識し、それが１つ目のパルスであれば、その時点か
ら次の幅τｄのパルスまでの時間を測定する。Aircraft condition analysis unit 7 in integrated control unit 1
Will be described in detail with reference to FIG. First, the azimuth detecting unit 9 waits for a pulse input from the pulse detecting unit 8. When a pulse is input, the pulse width is checked. When the pulse width is τ3, a pulse train indicating azimuth information is recognized, and the sensor counter is reset, that is, Cs1 is reset.
= 1, and waits for the input of a pulse again to obtain the azimuth information. If the next pulse has the width τd, it is recognized as the azimuth information, and if it is the first pulse, the time from that point to the next pulse having the width τd is measured.
【００４５】２つ目のパルスが来たとき、測定した時間
Ｔｄを用いてセンサ番号Ｃｓ１における方位Ｄｅｇを算
出し、さらにそれを方位を示す単位ベクトルＶｃ（Ｃｓ
１）に変換する。これらの一連の操作を全体のセンサ数
に達するまで繰り返す。次に、位置推定部１０内部の処
理を示す。位置推定部１０では、方位推定部９からの方
位情報を受け、まず、すべてのセンサの組み合わせによ
るベクトルの交点を算出する。When the second pulse arrives, the azimuth Deg at the sensor number Cs1 is calculated using the measured time Td, and is further converted to a unit vector Vc (Cs
Convert to 1). These series of operations are repeated until the total number of sensors is reached. Next, processing inside the position estimating unit 10 will be described. The position estimating unit 10 receives the azimuth information from the azimuth estimating unit 9 and first calculates the intersections of the vectors based on the combinations of all the sensors.
【００４６】これは、センサの数をＳmaxとすると、Ｓm
ax(Ｓmax−１）／２通りある。これらの交点のうち、条
件に適合するもの、例えば誘導路の中にあるもののみを
選別し、平均することで航空機の最適位置を推定する。
速度推定部１１内部では、位置推定部で推定した航空機
位置と、保存しておいた直前の航空機位置から速度を算
出する。This is because if the number of sensors is Smax, Sm
ax (Smax-1) / 2. Of these intersections, only those meeting the conditions, for example, those located in the taxiway, are selected and averaged to estimate the optimal position of the aircraft.
Inside the speed estimating unit 11, the speed is calculated from the aircraft position estimated by the position estimating unit and the saved immediately preceding aircraft position.
【００４７】[0047]
【発明の効果】以上の説明で明らかなように本発明によ
れば、灯器により航空機を当該駐機位置誘導する際に、
同一通路内を複数の航空機が連続して進行することが可
能になり、交通量が増大した場合でも滞りなく誘導でき
る。これは、当該航空機の前方の必要最小限の灯器のみ
を点灯し、航空機が接近したときには注意を促すように
制御することによる。ここでは、安価で操作が簡便な２
軸振動センサを用い、航空機の通過ではなく、位置その
ものを検知できるようにしたことで、円滑な誘導を可能
にした。As is apparent from the above description, according to the present invention, when guiding the aircraft to the parking position by the lamp,
It becomes possible for a plurality of aircrafts to proceed continuously in the same aisle, so that even when the traffic volume increases, guidance can be performed without interruption. This is because only the minimum necessary lights in front of the aircraft are turned on, and control is performed so as to call attention when the aircraft approaches. Here, inexpensive and easy to operate 2
Smooth guidance was made possible by using a shaft vibration sensor to detect the position itself rather than passing through the aircraft.
【図１】本発明に係る航空機誘導装置の実施例を示す構
成図である。FIG. 1 is a configuration diagram showing an embodiment of an aircraft guidance device according to the present invention.
【図２】実施例における誘導するための灯器の点灯およ
び消灯手順を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing a procedure for turning on and off a lamp for guiding in the embodiment.
【図３】実施例における灯器・センサ制御信号送出部を
詳述する構成図である。FIG. 3 is a configuration diagram illustrating in detail a lamp / sensor control signal transmission unit in the embodiment.
【図４】実施例における点灯および消灯信号の搬送イメ
ージを詳述する図である。FIG. 4 is a diagram illustrating in detail a transport image of a light-on and light-off signal in the embodiment.
【図５】実施例における灯器およびセンサの構造例を示
す図である。FIG. 5 is a diagram illustrating a structural example of a lamp and a sensor according to the embodiment.
【図６】実施例における灯器・センサ制御部を詳述する
構成図である。FIG. 6 is a configuration diagram illustrating in detail a lamp / sensor control unit in the embodiment.
【図７】実施例における複数の２軸振動センサによる航
空機位置推定の原理を示す図である。FIG. 7 is a diagram illustrating a principle of aircraft position estimation by a plurality of two-axis vibration sensors in the embodiment.
【図８】実施例における航空機の方位情報信号の搬送イ
メージを詳述する図である。FIG. 8 is a diagram illustrating in detail a transport image of an azimuth information signal of an aircraft in the embodiment.
【図９】実施例における航空機状態解析部の処理手順を
詳述する図である。FIG. 9 is a diagram illustrating in detail a processing procedure of an aircraft state analysis unit in the embodiment.
１…統合制御部、２…最適誘導ルート設定部、３…進入
位置，駐機位置入力部、４…誘導ルートデータベース、
５…灯火状態制御部、６…灯器・センサ制御信号送出
部、７…航空機状態解析部、８，６１…パルス検出部、
９…方位検出部、１０…位置推定部、１１…速度推定
部、１２…航空機在機状態監視部、１３…航空機・灯火
状態表示部、２１ａ〜２１ｂ，７３…航空機、２２ａ〜
２２ｙ，Ｌ1〜Ｌn …埋込灯器、３１…アドレス設定
部、３２，５８…タイミング調整部、３３…パルス幅設
定部、３４，５９…パルス発生部、３５，６０…電源遮
断部、４１…筐体、４２…地面、４３…電力線配管、４
４…電力線、４５…ランプ、４６…反射鏡、４７…ガラ
ス、４８…センサ取付治具、４９，７２ａ〜７２ｂ，Ｓ
1〜Ｓn…２軸振動センサ、５０，Ｃ1〜Ｃn…灯器・セン
サ制御部、５１，TR0〜ＴＲn …ゴムトランス、５２…
方位分析部、５３…２ｃｈアンプ、５４…Ａ／Ｄ変換
器、５５…主成分分析器、５６…方位決定部、５７…方
位情報送出部、６２…制御信号判別部、６３…電源スイ
ッチ、７１…誘導路、ＣＣＲ…定電流供給装置。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Integrated control part, 2 ... Optimal guidance route setting part, 3 ... Entry position, parking position input part, 4 ... Guide route database,
5: lighting condition control unit, 6: lighting device / sensor control signal transmission unit, 7: aircraft condition analysis unit, 8, 61: pulse detection unit,
9 azimuth detection unit, 10 position estimation unit, 11 speed estimation unit, 12 aircraft status monitoring unit, 13 aircraft / light status display unit, 21a to 21b, 73 aircraft, 22a to
22y, L 1 ~L n ... buried lamp device, 31 ... address setting unit, 32, 58 ... timing adjustment unit, 33 ... pulse width setting unit, 34,59 ... pulse generator, 55 and 80 ... power-off portion, 41 ... housing, 42 ... ground, 43 ... power line piping, 4
4 Power line, 45 Lamp, 46 Reflector, 47 Glass, 48 Sensor mounting jig, 49, 72a to 72b, S
1 to S n ... 2 axis vibration sensor, 50, C 1 -C n ... lighting unit sensor control unit, 51, TR 0 to Tr n ... rubber transformer, 52 ...
Azimuth analysis unit, 53 2-channel amplifier, 54 A / D converter, 55 Principal component analyzer, 56 Azimuth determination unit, 57 Azimuth information transmission unit, 62 Control signal discrimination unit, 63 Power switch, 71 ... Induction path, CCR ... Constant current supply device.
Claims (6)
灯器の点灯により、航空機を誘導する方式の航空機誘導
装置において、航空機の位置を検知する航空機位置検知
手段と、誘導する航空機の進行に伴い、進行方向の一定
距離内にある灯器を順次点灯し、航空機の通過後に消灯
していく灯器制御手段と、前記一定距離内に先行航空機
が通行している場合に灯器を点灯せず、前記先行航空機
が前記一定距離外へ通過した直後に当該前記灯器を点灯
する航空機間接近防止手段を有することを特徴とする航
空機誘導装置。1. An aircraft guidance system of a type for guiding an aircraft by lighting a lamp buried underground from a runway to a parking position, aircraft position detection means for detecting the position of the aircraft, and an aircraft for guidance As the vehicle travels, a lamp control means that sequentially turns on lamps within a certain distance in the traveling direction and turns off after passing through the aircraft, and a lamp when the preceding aircraft is passing within the certain distance. An aircraft guidance device, which comprises inter-aircraft approach prevention means for lighting the lamp immediately after the preceding aircraft passes outside the certain distance without turning on the vehicle.
空機が通行する路面下もしくは路面上に、路面に平行
で、且つ互いに直交する指向性を有する２つの振動セン
サを組み合わせて設置した２軸振動検出手段と、前記２
軸振動検出手段からの出力を用いて、路面における振動
方向すなわち航空機の方向を検出する航空機方位検知手
段と、複数の前記航空機方位検知手段からの方位情報を
元に、航空機の位置を検出する航空機位置決定手段を有
することを特徴とする。2. The aircraft position detecting means according to claim 1, wherein two vibration sensors having directivity parallel to the road surface and orthogonal to each other are installed under or on the road surface on which the aircraft passes. Shaft vibration detecting means;
Aircraft azimuth detecting means for detecting the vibration direction on the road surface, that is, the direction of the aircraft, using the output from the shaft vibration detecting means, and an aircraft for detecting the position of the aircraft based on azimuth information from the plurality of aircraft azimuth detecting means It is characterized by having position determining means.
前記航空機位置検知手段において推定した複数の航空機
位置の距離を監視する航空機間距離監視手段と、前記航
空機位置検知手段において推定した航空機位置の時間微
分により航空機の速度を推定する速度推定手段と、航空
機が一定時間内に進行する距離を推定し、その距離内に
先行航空機が進行している場合に、進行速度低減の警報
を出す警報表示手段を有することを特徴とする。3. An inter-aircraft approach prevention means according to claim 1,
Inter-aircraft distance monitoring means for monitoring the distance between the plurality of aircraft positions estimated by the aircraft position detection means; speed estimation means for estimating the speed of the aircraft by time differentiation of the aircraft position estimated by the aircraft position detection means; Is characterized by having an alarm display means for estimating a traveling distance within a predetermined time and issuing an alarm for reducing the traveling speed when the preceding aircraft is traveling within the distance.
検知量を加速度とすることを特徴とする。4. The two-axis vibration detecting means according to claim 2, wherein the detected amount is acceleration.
出した２軸振動検知手段からの信号を各軸とし時間を媒
介変数として出力した、いわゆるリサジュー図を主成分
分析することで、振動方向すなわち航空機の方向を検出
することを特徴とする。5. The aircraft azimuth detecting means according to claim 2, wherein the so-called Lissajous diagram, in which a signal from the detected two-axis vibration detecting means is output on each axis and time is used as a parameter, is subjected to principal component analysis to perform vibration analysis. It is characterized by detecting the direction, that is, the direction of the aircraft.
数の前記航空機方位検知手段のうち、２つの前記航空機
方位検知手段における航空機方位情報を示すベクトルの
交点として航空機の位置を算出し、全ての前記航空機方
位検知手段の組による航空機の算出位置から、最適な航
空機の位置を推定することを特徴とする。6. The aircraft position determining means according to claim 2, wherein an aircraft position is calculated as an intersection of vectors indicating aircraft direction information in two of said plurality of aircraft direction detecting means, An optimum aircraft position is estimated from the calculated positions of the aircraft by all the sets of the aircraft orientation detecting means.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25642997A JPH1196500A (en) | 1997-09-22 | 1997-09-22 | Airplane guiding device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25642997A JPH1196500A (en) | 1997-09-22 | 1997-09-22 | Airplane guiding device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1196500A true JPH1196500A (en) | 1999-04-09 |
Family
ID=17292549
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25642997A Pending JPH1196500A (en) | 1997-09-22 | 1997-09-22 | Airplane guiding device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1196500A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003091800A (en) * | 2001-09-17 | 2003-03-28 | Toshiba Corp | Light monitoring and controlling system |
| JP2005339392A (en) * | 2004-05-28 | 2005-12-08 | Toshiba Corp | System and method for supporting airport surface guidance |
-
1997
- 1997-09-22 JP JP25642997A patent/JPH1196500A/en active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003091800A (en) * | 2001-09-17 | 2003-03-28 | Toshiba Corp | Light monitoring and controlling system |
| JP2005339392A (en) * | 2004-05-28 | 2005-12-08 | Toshiba Corp | System and method for supporting airport surface guidance |
| JP4542825B2 (en) * | 2004-05-28 | 2010-09-15 | 株式会社東芝 | Airport surface guidance support system and airport surface guidance support method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8749401B2 (en) | Vehicle support systems for pedestrians to cross roads and support methods for pedestrians to cross roads | |
| JP4588311B2 (en) | Driving assistance device | |
| US7535404B2 (en) | Airport safety system | |
| JP2008305084A (en) | Traffic signal control system, traffic signal controller, on-vehicle device, and traffic signal control method | |
| JPH1153685A (en) | Confluence support device | |
| KR20160092959A (en) | Method of preventing traffic accidents in crossroad for signal violation and overspeed, and system of the same | |
| JP2006298041A (en) | Operation support system for vehicle | |
| KR101243863B1 (en) | Assessment of preemption signal control system using utis communication network | |
| CN109343529A (en) | Control method for vehicle and device | |
| JP2009048564A (en) | Vehicle position predicting device | |
| JP6138628B2 (en) | Driving support system, method and program | |
| JPH1196500A (en) | Airplane guiding device | |
| KR20160029581A (en) | priority signal control system and method | |
| JPH1125391A (en) | Traffic signal warning system | |
| JP2005115794A (en) | Guide light unit | |
| JP2020027416A (en) | Intersection passage control system | |
| JP5163718B2 (en) | Roadside communication apparatus and signal information abnormality monitoring canceling method | |
| JP5024115B2 (en) | Road-to-vehicle communication system, optical beacon used therefor, and abnormality determination method for amplifier circuit of optical receiver | |
| JP4911106B2 (en) | Driving assistance device | |
| KR101691581B1 (en) | A device for detecting signal lamp and a system for controlling a traffic signal having the same | |
| JP2009205560A (en) | Traffic system | |
| JPH11202938A (en) | Vehicle travel control system and vehicle used for the system | |
| KR200306634Y1 (en) | Traffic signal controller with pedestrian detection in crosswalk | |
| JP2006256352A (en) | Over-running prevention control device | |
| JP3572889B2 (en) | Aircraft ground guidance method and apparatus |