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WO1993019387A1 - Appareil detecteur d'avion - Google Patents

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WO1993019387A1
WO1993019387A1 PCT/JP1992/000343 JP9200343W WO9319387A1 WO 1993019387 A1 WO1993019387 A1 WO 1993019387A1 JP 9200343 W JP9200343 W JP 9200343W WO 9319387 A1 WO9319387 A1 WO 9319387A1
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WO
WIPO (PCT)
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circuit
detection
aircraft
output
signal
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/JP1992/000343
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Masakazu Kato
Masayoshi Sakai
Koichi Futsuhara
Kiyoaki Inaba
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nippon Signal Co Ltd
Original Assignee
Nippon Signal Co Ltd
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Filing date
Publication date
Application filed by Nippon Signal Co Ltd filed Critical Nippon Signal Co Ltd
Priority to JP4506736A priority Critical patent/JP2987716B2/ja
Priority to DE69223050T priority patent/DE69223050T2/de
Priority to US08/150,086 priority patent/US5508697A/en
Priority to EP92907114A priority patent/EP0585458B1/en
Priority to PCT/JP1992/000343 priority patent/WO1993019387A1/ja
Publication of WO1993019387A1 publication Critical patent/WO1993019387A1/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B26—HAND CUTTING TOOLS; CUTTING; SEVERING
    • B26D—CUTTING; DETAILS COMMON TO MACHINES FOR PERFORATING, PUNCHING, CUTTING-OUT, STAMPING-OUT OR SEVERING
    • B26D5/00—Arrangements for operating and controlling machines or devices for cutting, cutting-out, stamping-out, punching, perforating, or severing by means other than cutting
    • B26D5/20—Arrangements for operating and controlling machines or devices for cutting, cutting-out, stamping-out, punching, perforating, or severing by means other than cutting with interrelated action between the cutting member and work feed
    • B26D5/30—Arrangements for operating and controlling machines or devices for cutting, cutting-out, stamping-out, punching, perforating, or severing by means other than cutting with interrelated action between the cutting member and work feed having the cutting member controlled by scanning a record carrier
    • B26D5/32—Arrangements for operating and controlling machines or devices for cutting, cutting-out, stamping-out, punching, perforating, or severing by means other than cutting with interrelated action between the cutting member and work feed having the cutting member controlled by scanning a record carrier with the record carrier formed by the work itself
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D04—BRAIDING; LACE-MAKING; KNITTING; TRIMMINGS; NON-WOVEN FABRICS
    • D04C—BRAIDING OR MANUFACTURE OF LACE, INCLUDING BOBBIN-NET OR CARBONISED LACE; BRAIDING MACHINES; BRAID; LACE
    • D04C5/00—Twist or bobbin-net lace-making machines
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    • D—TEXTILES; PAPER
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    • D06H—MARKING, INSPECTING, SEAMING OR SEVERING TEXTILE MATERIALS
    • D06H7/00—Apparatus or processes for cutting, or otherwise severing, specially adapted for the cutting, or otherwise severing, of textile materials
    • D06H7/16—Apparatus or processes for cutting, or otherwise severing, specially adapted for the cutting, or otherwise severing, of textile materials specially adapted for cutting lace or embroidery
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D06—TREATMENT OF TEXTILES OR THE LIKE; LAUNDERING; FLEXIBLE MATERIALS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • D06H—MARKING, INSPECTING, SEAMING OR SEVERING TEXTILE MATERIALS
    • D06H7/00—Apparatus or processes for cutting, or otherwise severing, specially adapted for the cutting, or otherwise severing, of textile materials
    • D06H7/22—Severing by heat or by chemical agents
    • 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
    • G01S13/02—Systems using reflection of radio waves, e.g. primary radar systems; Analogous systems
    • G01S13/04—Systems determining presence of a target
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01V—GEOPHYSICS; GRAVITATIONAL MEASUREMENTS; DETECTING MASSES OR OBJECTS; TAGS
    • G01V3/00—Electric or magnetic prospecting or detecting; Measuring magnetic field characteristics of the earth, e.g. declination, deviation
    • G01V3/12—Electric or magnetic prospecting or detecting; Measuring magnetic field characteristics of the earth, e.g. declination, deviation operating with electromagnetic waves

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft detection device that can reliably detect the presence of an aircraft traveling on a runway or taxiway.
  • the loop coil needs to be buried in the traveling path of the aircraft, and there is a problem that the traveling path is damaged.
  • the latter which uses an electromagnetic wave sensor (called an energy transmission sensor) to detect aircraft, has the following drawbacks.
  • the prone state which is blocked by the wheel that is, the detection signal for one aircraft is interrupted between the front wheel and the rear wheel, and a continuous detection signal cannot be generated. In this case, it is necessary to generate one continuous signal indicating the presence of the aircraft between the front wheels (nose gear) and the rear wheels (main gear).
  • a large aircraft has one nose gear and two main gears, and the two main gears overlap when viewed from the side.
  • the attenuation width due to the main gear is generally longer in time than the attenuation width of the received energy of electromagnetic waves.
  • a method of outputting a set time detection signal after the nose gear has passed is also conceivable, but considering the state in which the aircraft stopped during the passage, it is difficult to set the detection time.
  • the conventional energy transmission type electromagnetic wave sensor alone can detect the presence of an aircraft under specific conditions, such as when the aircraft passes at a constant speed, but the speed increases during the passage. It is difficult to detect the presence of an aircraft when it changes or when the aircraft wheels stop while straddling electromagnetic waves.
  • the present invention is intended to damage a traveling road by a combination of an energy transmission type electromagnetic wave sensor and a radar type electromagnetic wave sensor. It is an object of the present invention to provide an aircraft detection device that can reliably detect the presence of an aircraft even if it stops halfway.
  • the present invention provides a wheel detection device that has a pair of transmitter / receivers that are opposed to each other across a traveling path, and that generates a detection output when electromagnetic waves radiated from the transmitters are cut off. Means, and a pair of a transmitter and a receiver on the transmitter side of the wheel detecting means, and a detection signal is generated when an electromagnetic wave radiated from the transmitter is received by the receiver. A fuselage detecting means that is generated and a judging means for judging the presence or absence of the aircraft based on the detection signals from the two detecting means are provided.
  • the determination means includes a front wheel detection signal generation circuit that generates a front wheel detection signal based on both detection signals from the wheel detection means and the body detection means, and a detection signal from the body detection means.
  • a rear wheel passage detection signal generation circuit for generating a rear wheel passage detection signal based on the rear wheel passage signal; a front wheel detection signal from the front wheel detection signal generation circuit; And a self-holding circuit for resetting the determination signal with a rear wheel passage detection signal from a passage detection signal generation circuit.
  • the front wheel detection signal generation circuit includes a first waveform shaping circuit for shaping the output of the wheel detection means, an inverter circuit for inverting the output of the first waveform shaping circuit, and a waveform shaping of the output of the body detection means.
  • the towing car and the front wheels are confused when the aircraft is towed by the towing car. Detection can be prevented.
  • the output of the inverter circuit is differentiated by the differentiating circuit and then input to the AND operation circuit in the front wheel detection signal generation circuit, the setting range of the delay time of the body detection signal is expanded, and the front wheel and towing force are increased. The effect of preventing confusion with one can be enhanced.
  • an OR circuit for calculating the OR of the output of the second waveform shaping circuit and the output of the self-holding circuit, and the output of the OR circuit is used as a determination signal for the presence or absence of an aircraft. For example, it would be possible to detect the presence of an aircraft up to a position near the tail.
  • FIG. 1 is a system diagram showing an embodiment of an aircraft detection device according to the present invention.
  • FIG. 2 is a block diagram showing a configuration of a receiver and a determination circuit in the embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of an output signal waveform of a receiver when an aircraft passes by being towed by a towing car.
  • FIG. 4 is a diagram showing a time chart of an output signal of each circuit in the determination circuit.
  • FIG. 5 is a waveform diagram showing a state at the time of output signal generation of each receiver when an aircraft moves without a towing car.
  • FIG. 6 is a diagram showing another embodiment of the present invention.
  • a pair of transmitters 3 and receivers 4 oppose each other across a runway 2 such as a runway or taxiway on which aircraft 1 travels, and a predetermined height position lower than the fuselage of the aircraft.
  • Installed in The electromagnetic waves, for example, microwaves, from the transmitter 5 are radiated from the transmitter 3, and are received by the receiver 6 via the receiver 4 if there is no aircraft, and are transmitted by the wheels of the aircraft.
  • An object detection output is generated when the power is cut off and the reception energy at the receiver 4 is attenuated.
  • a receiver 7 is installed on the side of the transmitter 3 at a position away from the transmitter 3 by a predetermined distance and slightly upward.
  • the transmitter 3, the receiver 4, the transmitter 5, and the receiver 6 constitute wheel detection means by an energy transmission type electromagnetic wave sensor that generates an object detection output when the reception energy is at a low level.
  • the wave detector 3, the transmitter 5, the wave receiver 7, and the receiver 8 constitute a body detecting means by a radar-type electromagnetic wave sensor that generates an object detection output when the received energy is at a high level.
  • the determination circuit 9 determines the presence or absence of an aircraft based on both output signals of the receivers 6 and 8 and generates a determination output.
  • the receiver 6 includes an amplifier 11 that amplifies the output from the receiver 4 composed of a Gunn diode.
  • the receiver 8 is the same as the receiver 6 described above, and includes an amplifier 12.
  • the judgment circuit 9 generates a front wheel detection signal based on each output signal from the receivers 6 and 8, and a front wheel detection signal generation circuit 13 generates a rear wheel passage detection signal based on the detection signal from the receiver 8.
  • the rear wheel passage detection signal generation circuit 14 When the front wheel detection signal is input from the front wheel detection signal generation circuit 13, the rear wheel passage detection signal generation circuit 14 generates a determination signal indicating that an aircraft is present, self-holds the signal, and outputs the rear wheel passage detection signal generation circuit 14. And a self-holding circuit 15 for resetting the determination signal with the rear wheel passage detection signal.
  • the front wheel detection signal generation circuit 13 includes a capacitor having a delay time T, necessary for removing a chatter jig component (generated by vibration of an aircraft or the like) included in an output signal of the receiver 6.
  • T a delay time
  • first level test circuit 22 having threshold level L, necessary for extracting a signal lower than a predetermined level of the output signal of receiver 6, and inverting the output of first level test circuit 22
  • the first delay circuit 21 and the level test circuit 22 constitute a first waveform shaping circuit
  • the second delay circuit 25 and the level test circuit 26 constitute a second waveform shaping circuit
  • a third output signal of the receiver 8 generates an output when the above Threshold Level Scholl de level L 3 given above threshold level L 2 of the second delay circuit 26 It comprises a level test circuit 31 and an inverter circuit 32 which inverts the output of the third level test circuit 31 and inputs it to the self-holding circuit 15.
  • Fig. 3 shows the height of the transmitter 3 and the receivers 4 and 7 (ground height) 1 10cm-The distance between the transmitter 3 and the receiver 4 is 80m, the transmitter 3 and the receiver The figure shows the change in output level when the output of receiver 6 and receiver 8 is logarithmically converted when the aircraft (Boeing 747) is towed by a towing car with the installation condition of 55 cm at the distance from 7
  • the output signal a is for the receiver 6 (energy transmission type electromagnetic wave sensor for detecting wheels)
  • the output signal b is for the receiver 8 (radar type electromagnetic wave sensor for detecting the fuselage).
  • the output signal c in the figure was recorded using a manual switch when the front wheels, rear wheels, and tail fins passed along the axis connecting the transmitter 3 and the receiver 4. .
  • both sensors Before the front wheel detection output in the output signal a, both sensors have a towing car detection output.
  • the output signal b radar type In the magnetic wave sensor
  • the output signal b radar-type electromagnetic wave sensor
  • the reflected wave from the body is received after the reflected wave b '.
  • the output signal b radar-type electromagnetic wave sensor
  • the reflected waves reflected from various curved surfaces overlap and the waveform fluctuates.
  • the aircraft is reliably detected by the above-described circuit configuration. Since the above-described detection characteristics when the energy transmission type electromagnetic wave sensor and the radar type electromagnetic wave sensor are used in the detection of the aircraft passing through the traveling path, the aircraft is reliably detected by the above-described circuit configuration. Was made possible.
  • the output signal of the receiver 8 (the output signal b in FIG. 3) is input to the decision circuit 9, it is delayed by the second delay circuit 25 having a delay time T, which is longer than the chattering width, and the chattering component is reduced.
  • the noise component is removed by a second level test circuit 26 having a threshold level L 2 (third illustration) sufficient to remove the noise component, the output from the second level test circuit 26 to the third delay circuit 27 (The output signal in Fig. 4).
  • the output signal of this is that a predetermined time T 2 delayed by the third delay circuit 27, and inputs to the AND circuit 28 (the output signal b 2 of FIG. 4).
  • the output signal a (shown in FIG. 3) of the receiver 6 is input to the judgment circuit 9, after the noise component is removed by the first delay circuit 21, the threshold level L (shown in FIG. 3) The level is detected by the first level test circuit 22 and output to the inverter circuit 24 (the output signals a and) in FIG.
  • the output signal a is Lee members evening is inverted by circuit 23 (FIG. 4 of the output signal a 2), further, (output signal a 3 in FIG. 4) is differentiated by the differentiating circuit 24 the AND circuit 28 To enter.
  • the front wheel detection signal is generated from the AND circuit 28 by generating the differential output signal a 3 after the input of the output signal b 2 of the third delay circuit 27 (the output signal j in FIG.
  • the self-holding circuit 15 is triggered by the front wheel detection signal j, and an output signal k is generated.
  • the output signal k is output from the determination circuit 9 as an aircraft presence determination output signal indicating the presence of an aircraft. Self-hold until reset signal is input.
  • T 2 delays the signal from the receiver 8. It is, possible to remove the detection signal of the bets yew Nguka, mixing the Ti Nguka front wheel Simultaneous detection can be prevented.
  • the radar-type electromagnetic wave sensor further has a detection signal near the tail after the rear engine is detected, as shown in FIG. 6, the output signal j of the self-holding circuit 15 and the output of the second level verification circuit 26 are output.
  • a configuration may be adopted in which the output q is input to an OR circuit 33 for calculating the logical sum of the signals b and, and the output q is used as a determination output indicating the presence or absence of the aircraft. In this case, it is possible to detect the area near the tail of the aircraft.
  • the reception sensitivity does not decrease when the visibility is extremely deteriorated due to dense fog or the like, unlike laser beams, and there is no need to worry about the weather conditions.
  • an electromagnetic wave sensor radar-type electromagnetic wave sensor
  • aircraft detection using continuous detection signals can be performed regardless of height restrictions. Detection is possible, but Considering the safety of aircraft, there is a problem in aircraft detection that requires a high level of safety.
  • the detection signal of the aircraft can be output continuously without interruption, so that the reliability of aircraft detection can be improved. Also, it does not damage the running path like the electromagnetic loop coil.
  • the runway or taxiway when detecting an aircraft moving on a runway or taxiway, the runway or taxiway can be prevented from being damaged. In addition, it can be reliably detected, has high reliability, and has great industrial applicability.

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Description

明 細 書
航 空 機 検 出 装 置
〔技術分野〕
本発明は、 滑走路や誘導路を移動している航空機の存在を確実に 検出できる航空機検出装置に関する。
〔背景技術〕
従来から、 滑走路や誘導路等の走行路を移動する航空機の検出装 置としては、 電磁ループコィルの航空機によるイ ンダクタンス変化 を利用したもの （米国特許出願 0 7 — 2 4 9 1 7 3 ) や、 走行路の 両側に対向させて電磁波 （マイ クロ波） の送 ' 受波器を設置して電 磁波の遮断で航空機を検出する電磁波センサを利用するもの （日本 国特許出願 ： 特願平 3 - 3 4 9 6 2 8号） 等が提案されている。
しかしながら、 前者の電磁ループコイルを利用するものでは、 ル ープコイルを航空機の走行路に埋設する必要があり、 このため、 走 行路を傷める難点がある。 また、 後者の電磁波センサ （エネルギ透 過形センサと呼ぶ） を利用して航空機を検出するものでは、 以下に 述べるような難点がある。
また、 走行路を挟んで送 · 受波器を対向して設置する電磁波セン ザの場合、 航空機の胴体で電磁波を遮断することで航空機を連続的 に検出できれば問題はないが、 送波器と受波器を航空機の走行路を 挟んで両側に設置する場合、 航空機の翼等との接触を防ぐために、 送 · 受波器の設置高さが制限されており、 航空機の胴体で電磁波を 遮断できるような高さに送波器及び受波器を設置するこ とが許され ない。 このため、 胴体下方の低い位置にある車輪に向けて電磁波を 放射して航空機検出を行わざるを得ず、 受波器側での電磁波の減衰 (車輪によって遮断された伏態） 、 即ち 1 つの航空機に対しての検 出信号が前輪と後輪との間で途切れ断続的となり、 連続的な検出信 号を作ることができない。 この場合には、 前輪 （ノ一ズギヤ） と後 輪 （メインギヤ） との間で航空機の存在を示す 1つの連続的な信号 を生成する必要が生じる。
その方法として、 例えば、 大型機等では、 1つのノ一ズギヤと 2 つのメインギヤを有しており横から見たとき 2つのメインギヤが重 なるようになるため、 航空機が通過する場合は、 ノーズギヤによる 電磁波の受信エネルギの減衰幅に比べてメィ ンギヤによる減衰幅の 方が時間的に一般的に長く.なる。 これを利用して、 ノーズギヤ検知 により電磁波の減衰が生じた時に信号を発生し前より減衰幅の長い 減衰があった時にメィンギヤと判断して信号を停止する方式が考え られるが、 この方式では、 通過速度が変化した時やノーズギヤで電 磁波を遮断した状態で一時的に航空機が停止した時には、 必ずしも 前の減衰幅が後の減衰幅より長くなるとは限らない。
また、 ノーズギヤが通過した後、 設定時間検知信号を出力する方 式も考えられるが、 通過途中で航空機が停止した状態を考えると、 検知時間をどの程度に設定するかが困難である。
このように、 従来のエネルギ透過形の電磁波センサのみでは、 航 空機が等速度で通過するような特定の条件下では航空機の存在を検 出することは可能であるが、 通過途中で速度が変化した場合や、 航 空機の車輪が電磁波を跨いだ状態で停止した場合に、 航空機の存在 を検出することが困難である。
本発明は、 このような実情に鑑み、 エネルギ透過形電磁波センサ とレーダ形電磁波センサの組み合わせ より、 走行路を傷めること なく、 航空機が途中で停止した場合等でもその存在を確実に検出で きる航空機検出装置を提供することを目的とする。
〔発明の開示〕
このため、 本発明は、 走行路を挟んだ両側に対向配置される一対 の送 · 受波器を有し、 送波器から放射される電磁波が遮断された時 に検出出力を発生する車輪検出手段と、 該車輪検出手段の送波器配 置側に一対の送 · 受波器を有し、 送波器から放射された電磁波の反 射波が受波器で受信された時に検出信号を発生する胴体検出手段と. 両検出手段からの検出信号に基づいて航空機の存在の有無を判定す る判定手段とを備えて構成した。
これにより、 航空機が車輪検出手段からの電磁波を跨ぐような状 態で停止し、 車輪検出手段からの車輪検出信号が発生しない場合で も、 もう一つの胴体検出手段からの電磁波が胴体に反射して受信さ れ検出信号が発生するので、 確実に航空機の存在を検出するこ とが できるようになる。 そして、 ループコイルのように航空機の走行路 に埋設する必要がないので、 走行路を傷めることもない。
また、 判定手段は、 具体的には、 車輪検出手段と胴体検出手段か らの両検出信号に基づいて前輪検出信号を生成する前輪検出信号生 成回路と、 前記胴体検出手段からの検出信号に基づいて後輪通過検 出信号を生成する後輪通過検出信号生成回路と、 前記前輪検出信号 生成回路から前輪検出信号が入力した時に航空機有りの判定信号を 発生して自己保持すると共に前記後輪通過検出信号生成回路からの 後輪通過検出信号で前記判定信号がリ.セッ トされる自己保持回路と を備えて構成される。
これにより、 前輪が検出された時に航空機の検出信号が発生した 後、 後輪が通過するまでの間は航空機の検出信号が保持される。 また、 前記前輪検出信号生成回路は、 車輪検出手段の出力を波形 整形する第 1波形整形回路と、 該第 1波形整形回路の出力を反転す るインバータ回路と、 胴体検出手段の出力を波形整形する第 2波形 整形回路と、 該第 2波形整形回路の出力を所定時間遅延させる遅延 回路と、 前記ィンバ一夕回路と遅延回路の両出力の論理積を演算し て前輪検出信号を発生する論理積演算回路とを備えて構成するよう にしてもよい。
このように、 胴体検出信号を所定時間遅延させ、 その遅延出力と 車輪検出信号との論理積をとるようにすれば、 航空機がトーイ ング カーで牽引されている場合に、 トーィングカーと前輪とを混同して 検出することを防止できる。
また、 前輪検出信号生成回路において、 インバー夕回路の出力を 微分回路で微分した後に論理積演算回路に入力する構成とすれば、 胴体検出信号の遅延時間の設定幅が広がり、 より前輪と トーィング 力一との混同防止効果を高めることができる。
また、 前記第 2波形整形回路の出力と自己保持回路の出力の論理 和を演算する論理和回路を有し、 該論理和回路の出力を航空機の存 在の有無の判定信号とする構成とすれば、 尾翼に近い位置まで航空 機の存在を検出することが可能となる。
〔図面の簡単な説明〕 - 第 1 図は、 本発明に係る航空機検出装置の一実施例を示すシステ ム図である。
第 2図は、 同上実施例における受信器及び判定回路の構成を示す ブロッ ク図である。 第 3図は、 ト一イ ングカーで牽引されて航空機が通過した場合の 受信器の出力信号波形の例を示す図である。
第 4図は、 判定回路における各回路の出力信号のタイムチャー ト を示す図である。
第 5図は、 トーイ ングカーなしで航空機が移動する場合の各受信 器の出力信号発生時点の状態を示す波形図である。
第 6図は、 本発明の別の実施例を示す図である。
〔発明を実施するための最良の形態〕
以下、 本発明の実施例を図面に基づいて詳細に説明する。
第 1 図において、 航空機 1 が移動する滑走路や誘導路等の走行路 2を挟んで両側に、 一対の送波器 3 と受波器 4が対向して航空機の 胴体より低い所定高さ位置に設置される。 そして、 送信器 5からの 電磁波、 例えばマイクロ波は前記送波器 3から放射され、 航空機が 存在しなければ受波器 4を介して受信器 6で受信されており、 航空 機の車輪等で遮断され受波器 4での受信エネルギが減衰した時に物 体検出出力を発生する。 また、 前記送波器 3側に、 当該送波器 3か ら所定距離離れた位置に多少上に向けた状態で受波器 7が設置され る。 送波器 3から放射された電磁波の物体による反射波を前記受波 器 7を介して受信器 8で受信した時に物体検出出力を発生する。 従 つて、 送波器 3、 受波器 4、 送信器 5及び受信器 6 によって受信ェ ネルギが低レベルの時に物体検出出力を発生するエネルギ透過形電 磁波センサによる車輪検出手段を構成し、 送波器 3、 送信器 5、 受 波器 7及び受信器 8 によって受信エネルギが高レベルの時に物体検 出出力を発生する レ一ダ形電磁波センサによる胴体検出手段を構成 している。 判定回路 9 は、 前記両受信器 6 , 8の両出力信号に基づいて航空 機の存在の有無を判定して判定出力を発生する。
前記受信器 6 , 8及び判定回路 9 の具体的な構成を第 2図に示し 説明する。
受信器 6は、 ガンダイォー ドからなる受波器 4からの出力を増巾 する増巾器 11で構成されている。 受信器 8 も前記受信器 6 と同様で. 増巾器 12で構成される。
判定回路 9は、 受信器 6 , 8からの各出力信号に基づいて前輪検 出信号を生成する前輪検出信号生成回路 13と、 受信器 8からの検出 信号に基づいて後輪通過検出信号を生成する後输通過検出信号生成 回路 14と、 前記前輪検出信号生成回路 13から前輪検出信号が入力し た時に航空機有りの判定信号を発生して自己保持すると共に前記後 輪通過検出信号生成回路 14からの後輪通過検出信号で前記判定信号 がリセッ 卜される自己保持回路 15とを有する。
また、 前記前輪検出信号生成回路 13は、 受信器 6の出力信号に含 まれるチヤタ リ ジグ成分 （航空機等の振動により発生） を除去する のに必要な遅延時間 T , を有するコンデンサからなる第 1遅延回路 21、 受信器 6の出力信号の所定レベル以下の信号を抽出するのに必 要なスレショルドレベル L , を有する第 1 レベル検定回路 22、 該第 1 レベル検定回路 22の出方を反転するインバ一タ回路 23と、 イ ンバ 一夕面路 23の出力を微分する微分回路 24と、 受信器 8の出力信号に 含まれるチヤタリ ング成分除去用に設けられ前記第 1遅延回路 21と 同様に構成される第 2遅延回路 25と、 受信器 8の出力信号に含まれ るノィズ成分を除去するのに十分なスレショルドレベル L 2 を有す る第 2 レベル検定回路 26と、 該第 2 レベル検定回路 26の出力を所定 時間 T 2 遅延させる第 3遅延回路 27と、 前記微分回路 24と第 3遅延 回路 27の両出力の論理積を演算して前輪検出信号を発生する論理積 演算回路としての A N D回路 28とで構成される。
ここで、 前記第 1 の遅延回路 21及びレベル検定回路 22が第 1 波形 整形回路を構成し、 前記第 2の遅延回路 25及びレベル検定回路 26が 第 2波形整形回路を構成する。
また、 前記後輪通過検出信号生成回路 14は、 受信器 8の出力信号 が前記第 2遅延回路 26のスレショルドレベル L 2 より高い所定のス レショルドレベル L 3 以上の時出力を発生する第 3 レベル検定回路 31と、 該第 3 レベル検定回路 31の出力を反転して前記自己保持回路 15に入力するィ ンバ一夕回路 32とで構成される。
第 3図は、 前記送波器 3 と受波器 4 , 7を高さ （地上高） 1 10cm - 送波器 3 と受波器 4 との間隔を 80m、 送波器 3 と受波器 7 との間隔 を 55cmの設置条件で、 航空機 （ボーイ ング 747 ) を ト一イ ングカー で牽引させた場合の受信器 6 と受信器 8の出力を対数変換した場合 の出力レベルの変化を示したものであり、 図中、 出力信号 aが受信 器 6 (車輪を検出するエネルギ透過形電磁波センサ） のもの、 出力 信号 bが受信器 8 (胴体を検出するレーダ形電磁波センサ） のもの を示す。 また、 図中の出力信号 cは、 送波器 3 と受波器 4 を結んだ 軸線上を前輪、 後輪及び尾翼が通過する時を目視により手動スイ ツ チを用いて記録したものである。
第 3図のエネルギ透過形電磁波センサの出力信号 a とレ一ダ形電 磁波センサの出力信号 bを比較すると、 以下のことが分かる。
出力信号 aにおける前輪検出出力の前にどちらのセンサにも トー イ ングカーの検出出力が存在する。 また、 出力信号 b (レーダ形電 磁波センサ） では、 後輪が通過した後に強い反射波 b ' が存在する c これは、 主翼についている後部エンジンによるものである。 また、 出力信号 b (レーダ形電磁波センサ） では、 反射波 b ' の後も胴体 からの反射波が受信されている。 また、 出力信号 b (レーダ形電磁 波センサ） では、 種々の曲面で反射した反射波が重なって波形が変 動する。
走行路を通過する航空機の検出において、 エネルギ透過形電磁波 センサとレーダ形電磁波センサを併用した時の以上のような検出特 性に基づき、 本実施例では前述の回路構成により航空機の確実な検 出を可能とした。
次に、 本実施例の航空機検出装置の検出動作を各受信器 6， 8か ら第 3図の検出出力が得られた場合について第 4図を参照しながら 説明する。
受信器 8の出力信号 （第 3図の出力信号 b ) が判定回路 9に入力 すると、 チャタ リ ング幅より長い遅延時間 T , を有する第 2遅延回 路 25で遅延してチヤタ リ ング成分を除去し、 ノィズ成分を除去する に十分なスレショル ドレベル L 2 (第 3図示） を有する第 2 レベル 検定回路 26によってノィズ成分を除去した後、 第 2 レベル検定回路 26から第 3遅延回路 27に出力 （第 4図の出力信号 ) される。 こ の出力信号 は第 3遅延回路 27で所定時間 T 2 遅延された後、 A N D回路 28に入力する （第 4図の出力信号 b 2 ) 。 -
—方、 受信器 6 の出力信号 a (第 3図示） が判定回路 9 に入力す ると、 第 1遅延回路 21でノイズ成分が除去さた後、 スレショルドレ ベル L , (第 3図示） よって第 1 レベル検定回路 22により レベル検 定されてインバー夕回路 24に出力される （第 4図の出力信号 a , ) , この出力信号 a , は、 イ ンバー夕回路 23で反転されて （第 4図の出 力信号 a 2 ) 、 更に、 微分回路 24で微分されて （第 4図の出力信号 a 3 ) A N D回路 28に入力する。 そして、 第 3遅延回路 27の出力信号 b 2 の入力以後に微分出力信号 a 3 が発生することで A N D回路 28 A N D回路 28から前輪検出信号が発生する （第 4図の出力信号 j ) , そして、 この前輪検出信号 j によって自己保持回路 15がト リガー されて出力信号 kが発生し、 この出力信号 kが航空機の存在を示す 航空機有りの判定出力信号として判定回路 9から出力され、 次に述 ベる リセッ ト信号が入力するまで自己保持される。
前輪が検出されて前記判定出力信号 kが発生した後、 航空機の移 動により後輪が横切ってから主翼に取り付けられた後部エンジンが 横切る際には、 その反射波によって受信器 8から第 3 レ.ベル検定回 路 31のスレショル ドレベル L 3 (第 3図示） より高いレベルの第 3 図の出力信号 b ' が発生する。 この出力信号 b ' が発生すると、 第 3 レベル検定回路 31から出力が発生し （第 4図の出力信号 b 3 ) 、 イ ンバー夕回路 反転されて （第 4図の出力信号 b 4 ) 自己保持 回路 15に前記リセッ ト信号として入力する。 この信号により自己保 持回路 15がリセッ トされ航空機有りの判定出力信号 kが停止される < かかる構成によれば、 前輪が検出されてから後輪より後ろの後部 ェンジンが通過するまでの間、 1 つの連続した航空機の存在の有無 を示す判定出力が発生するので、 前輪が検出された後に後部ェンジ ンからの反射波が入力する以前に航空機が途中で停止した場合でも. 航空機の存在を確実に検出するこ とができる。
また、 受信器 8からの信号を所定時間 T 2 遅延させる .ことで、 ト 一イ ングカーの検出信号を除去でき、 トーィ ングカーと前輪とを混 同して検出することを防止できる。
また、 トーイングカーがない場合でも、 機体の先端より前輪の位 置は後ろにあるため、 機体先端からの反射波による受信器 8の出力 信号 bに比べて、 前輪の遮断による受信器 6の出力信号 aは遅れて 発生する。 これを、 第 2 レベル検定回路 26の出力信号 b， と第 1 レ ベル検定回路 22の出力信号 a i とで見ると、 第 5図に示すように出 力信号 に比べて出力信号 a , の方が実際に遅延時間 T 2 ' 遅れ て発生する。 従って、 第 3遅延回路 27の遅延時間 Τ 2 の設定は、 前 記遅延時間 Τ 2 ' より短く （Τ 2 < Τ 2 ' ) 且つトーイングカーの 検出時間よりは長い時間に設定することで、 トーィングカーの存在 の有無に関係なく、 航空機の前輪検出を正確にできる。 しかも、 受 信器 6の検出信号を微分することで、 前記遅延時間 Τ 2 の時間設定 が容易になる。
また、 レーダ形電磁波センサからは、 後部エンジン検出後も更に 尾翼付近まで検出信号が存在するため、 第 6図に示すように、 自己 保持回路 15の出力信号 j と第 2 レベル検定回路 26の出力信号 b , と の論理和を演算する O R回路 33に入力してその出力 qを航空機の存 在の有無を示す判定出力とする構成としてもよい。 この場合には、 航空機の尾翼付近まで検出することが可能となる。
また、 電磁波 （マイクロ波） の場合には、 レーザビームのように 濃霧等で視界が極端に悪化した時に受信感度が低下したりすること もなく、 気象条件にあまり左右される心配がないという利点もある < 尚、 電磁波ビームを胴体に向けて放射しその反射波を受波する電 磁波センサ （レーダ形電磁波センサ） を利用すれば、 高さ制限に関 係なく連続的な検出信号による航空機の検出は可能であるが、 フェ ールセーフ性を考慮した場合、 高度な安全性を要求される航空機検 出では問題がある。 フェールセーフな構成とするには、 送波器等が 故障して電磁波が放射されない状態と同じ状態、 即ち、 エネルギが ない状態で航空機検出信号が発生する構成が必要であり、 エネルギ 透過形電磁波センサを主センサとしレーダ形電磁波センサを補助の センサとして使用するこ とでフヱ一ルセーフな構成とするこ とがで きる。
以上、 本発明の実施例を図面により詳細に説明してきたが、 具体 的な構成はこの実施例に限定されるものではなく、 本発明の要旨を 逸脱しない範囲における変更等があっても本発明に含まれるもので あ
以上説明したように本発明によれば、 通過途中の航空機が停止し た場合でも、 航空機の検出信号を途切れることなく連続して出力で きるので、 航空機の検出の信頼性を向上できる。 また、 電磁ループ コイルのように走行路を傷めるこ ともない。 -
〔産業上の利用可能性〕
本発明は、 滑走路や誘導路を移動する航空機を検出する際し、 滑 走路や誘導路を傷めずに済む。 また、 確実に検出するこ とができ、 信頼性が高く、 産業上利用性は大である。

Claims

請求 の 範 囲
( 1 ) 走行路を挟んだ両側に対向配置される一対の送 ·受波器を 有し、 送波器から放射され'る電磁波が遮断された時に検出出力を発 生する車輪検出手段と、 該車輪検出手段の送波器配置側に一対の送
• 受波器を有し、 送波器から放射された電磁波の反射波が受波器で 受信された時に検出信号を発生する胴体検出手段と、 両検出手段か らの検出信号に基づいて航空機の存在の有無を判定する判定手段と を備えて構成したことを特徴とする航空機検出装置。
( 2 ) 前記判定手段は、 車輪検出手段と胴体検出手段からの両検 出信号に基づいて前輪検出信号を生成する前輪検出信号生成回路と， 前記胴体検出手段からの検出信号に基づいて後輪通過検出信号を生 成する後輪通過検出信号生成回路と、 前記前輪検出信号生成回路か ら前輪検出信号が入力した時に航空機有りの判定信号を発生して自 己保持すると共に前記後輪通過検出信号生成回路からの後輪通過検 出信号で前記判定信号がリセッ トされる自己保持回路とを備えて構 成される請求項 1記載の航空機検出装置。
( 3 ) 前記前輪検出信号生成回路は、 車輪検出手段の出力を波形 整形する第 1 波形整形回路と、 該第 1波形整形回路の出力を反転す るィンバータ回路と、 胴体検出手段の出力を波形整形する第 2波形 整形回路と、 該第 2波形整形回路の出力を所定時間遅延させる遅延 回路と、 前記ィンバ一夕回路と遅延回路の両出力の論理積を演算し て前輪検出信号を発生する論理積演算回路とを備えて構成される請 求項 2記載の航空機検出装置。
( 4 ) 前記前輪検出信号生成回路は、 前記インバー夕回路の出力 を微分して論理積演算回路に入力する微分回路を備えて構成される 請求項 3記載の航空機検出装置。
( 5 ) 前記第 1 波形整形回路は、 車輪検出手段の信号に含まれる チヤタ リ ング成分を除去するのに必要な遅延時間を有する遅延回路 と、 車輪検出手段の信号における所定レベル以下の信号を抽出する のに必要なスレショル ドレベルを有するレベル検定回路とを備えて 構成される請求項 3記載の航空機検出装置。
( 6 ) 前記第 2波形整形回路は、 胴体検出手段の信号に含まれる チヤタ リ ング成分を除去するのに必要な遅延時間を有する遅延回路 と、 胴体検出手段の信号に含まれるノィズを除去するのに必要なス レショル ドレベルを有するレベル検定回路とを備えて構成される請 求項 3記載の航空機検出装置。
( 7 ) 前記後輪通過検出信号生成回路は、 胴体検出手段の出力が 所定レベル以上の時出力を発生するレベル検定回路と、 該レベル検 定回路の出力を反転して自己保持回路に入力するイ ンバー夕回路と を備えて構成される請求項 2記載の航空機検出装置。
( 8 ) 前記第 2波形整形回路の出力と自己保持回路の出力の論理 和を演算する論理和回路を有し、 該論理和回路の出力を航空機の存 在の有無の判定信号とする構成である請求項 3記載の航空機検出装
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1497225A4 (en) * 2002-04-24 2005-10-05 Kleenair Systems Inc STORAGE AND INJECTION OF AMMONIA IN NOX FIGHT AGAINST NOX
CN112941878A (zh) * 2021-01-22 2021-06-11 顾千禧 一种切割位可单独调节的织物切割装置

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0786672B1 (en) * 1995-07-17 2004-03-03 The Nippon Signal Co. Ltd. Object detection apparatus
US6381541B1 (en) 2000-11-06 2002-04-30 Lance Richard Sadler Airplane ground location methods and systems
US7148815B2 (en) * 2000-12-22 2006-12-12 Byron Scott Derringer Apparatus and method for detecting objects located on an airport runway
JP4787421B2 (ja) * 2001-04-27 2011-10-05 有限会社ナムックス 生地切断方法及び生地切断装置
US6486825B1 (en) * 2001-05-02 2002-11-26 Omaha Airport Authority Runway incursion detection and warning system
US6791474B2 (en) 2001-08-30 2004-09-14 Honeywell International Inc. Magnetic checkpoint
WO2003027683A2 (en) 2001-09-28 2003-04-03 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc Aircraft electrostatic discharge test system
JP2007163249A (ja) * 2005-12-13 2007-06-28 National Institute Of Advanced Industrial & Technology 移動物体の検知方法および検知システム
US20110187580A1 (en) * 2007-10-09 2011-08-04 Guy Laenen Device for detecting a vehicle on an airport runway
ITBO20080274A1 (it) * 2008-04-30 2009-11-01 Ocem Spa Sistema per la rilevazione della posizione di aeromobili e/o automezzi lungo le piste e vie di transito aeroportuali
PT2724175E (pt) * 2011-06-21 2015-09-17 Kapsch Trafficcom Ag Método e dispositivo para a deteção de uma roda em rotação
DE102011078746A1 (de) * 2011-07-06 2013-01-10 Robert Bosch Gmbh Abstands- und Typenbestimmung von Flugzeugen während des Andockens an das Gate
DE102014208386A1 (de) * 2014-05-06 2015-11-12 Robert Bosch Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Überwachen eines immobilen Raumbereichs
JP2016061000A (ja) * 2014-09-22 2016-04-25 株式会社川上製作所 裁断装置
CN111898169B (zh) * 2020-06-22 2022-11-11 广东瑞洲科技有限公司 蕾丝材料的智能排版方法、智能排版系统及智能切割系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS461437Y1 (ja) * 1968-11-29 1971-01-19
JPS4911195U (ja) * 1972-05-08 1974-01-30
JPS5169587U (ja) * 1974-11-27 1976-06-01
JPS5719665Y2 (ja) * 1976-12-21 1982-04-26
JPS6080323U (ja) * 1983-11-04 1985-06-04 オムロン株式会社 容器内容物の検出装置
JPS62206476A (ja) * 1986-03-07 1987-09-10 Yamatake Honeywell Co Ltd 個体認識用受信機

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3152315A (en) * 1961-01-27 1964-10-06 Lab For Electronics Inc Aircraft tracking and indicating system
US3143736A (en) * 1961-02-16 1964-08-04 Lab For Electronics Inc Vehicle detection apparatus
JPS4911195A (ja) * 1972-05-30 1974-01-31
US3872474A (en) * 1973-01-02 1975-03-18 Itt Airport ground surveillance system
US3872283A (en) * 1973-07-13 1975-03-18 Cadre Corp Vehicle identification method and apparatus
JPS5169587A (en) * 1974-12-13 1976-06-16 Tetsukosha Kk Jugotaichuno zanzonenkabinirutanryotaijokyohoho
JPS5719665A (en) * 1980-07-10 1982-02-01 Sogo Seibutsu Igaku Kenkyusho:Kk Measuring method for human suppressor t cell function
US4481516A (en) * 1980-10-27 1984-11-06 Michelotti Paul E Low visibility runway monitor
JPS6080323A (ja) * 1983-10-11 1985-05-08 Kokusai Denshin Denwa Co Ltd <Kdd> 送信機の電力増幅部の同調制御方法
ES530215A0 (es) * 1984-03-01 1985-02-01 Martinez Aranzana V Sistema diferenciador de situacion en rodaduras de aeropuertos
US4845629A (en) * 1985-07-18 1989-07-04 General De Investigacion Y Desarrollo S.A. Airport surveillance systems
GB8610666D0 (en) * 1986-05-01 1986-06-04 Garrington B Aircraft identification device
WO1988009982A1 (fr) * 1987-06-09 1988-12-15 Hiroshi Kawashima Appareil pour guider un aeronef au sol
ATE89927T1 (de) * 1987-10-19 1993-06-15 Siemens Ag Ueberwachungseinrichtung fuer rueckwaertsfahrtsicherungen bei fahrzeugen.
SE462698B (sv) * 1988-10-07 1990-08-13 Swedish Airport Technology Han Faeltljusanlaeggning foer flygplats
FR2637694B1 (fr) * 1988-10-07 1991-10-18 Electr Et Entreprises Dispositif de detection de la position d'un mobile, notamment d'un aeronef, dans un plan
JP2991556B2 (ja) * 1991-12-06 1999-12-20 日本信号株式会社 航空機誘導表示装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS461437Y1 (ja) * 1968-11-29 1971-01-19
JPS4911195U (ja) * 1972-05-08 1974-01-30
JPS5169587U (ja) * 1974-11-27 1976-06-01
JPS5719665Y2 (ja) * 1976-12-21 1982-04-26
JPS6080323U (ja) * 1983-11-04 1985-06-04 オムロン株式会社 容器内容物の検出装置
JPS62206476A (ja) * 1986-03-07 1987-09-10 Yamatake Honeywell Co Ltd 個体認識用受信機

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP0585458A4 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1497225A4 (en) * 2002-04-24 2005-10-05 Kleenair Systems Inc STORAGE AND INJECTION OF AMMONIA IN NOX FIGHT AGAINST NOX
CN100422073C (zh) * 2002-04-24 2008-10-01 克林空气系统国际公共有限公司 在控制NOx中储存和注入氨
CN112941878A (zh) * 2021-01-22 2021-06-11 顾千禧 一种切割位可单独调节的织物切割装置

Also Published As

Publication number Publication date
EP0585458A4 (en) 1995-05-24
JP2987716B2 (ja) 1999-12-06
US5508697A (en) 1996-04-16
EP0585458A1 (en) 1994-03-09
JPH06511205A (ja) 1994-12-15
EP0585458B1 (en) 1997-11-05
DE69223050T2 (de) 1998-02-26
DE69223050D1 (de) 1997-12-11

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