专利名称：探测飞行物体已通过的监视空间的装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种探测飞行物体已通过的监视空间的(后面称作监视空间通过探测装置)，特别是在引导飞行物体如飞机和类似飞行器着陆时用的一种监视空间通过探测装置，它探测飞行物体已通过的监视空间，并向飞行物体发送探测到的信息。
在常规的飞机着陆引导系统中，全球定位系统(此后称为GPS)接收机被用作一种距离测量系统，如在日本公开的专利申请No.2-287900中所公开的。这种系统使得飞机能够进行复杂地进场着陆，例如，利用微波着陆系统(后面称为MLS)进行分段进场、曲线进场或其它类似的复杂进场着陆，通过使用从全球定位系统(GPS)接收机获得的精密的距离数据。
参照
图1，在日本公开的专利申请No.2-287900中公布的常规着陆引导系统中，由天线71接收的MLS信号被MLS接收机72接收处理，并被变换为如角度测量那样的参量数据，换句话说，即方位角和仰角，及地面站天线位置，然后输送至导航计算机73。
另一方面，由GPS天线77接收的GPS信号被GPS接收机76接收处理，而接收点，即飞机位置得到测量，而飞机到它的着陆点的距离，是在测量的位置数据和预先输入的在跑道上的着陆点位置数据的基础上计算出来，计算出的距离被作为距离数据送到导航计算机73。
导航计算机73在参量数据如测量的方位角值、测量的仰角值、地面发射机的天线位置、进场路径的方位角、仰角和由GPS接收机76提供的距离数据的基础上计算出飞机的位置，并计算它的位置与特定进场航迹的偏差。偏差信息被分解成与特定的航迹和与着陆点的距离有关的水平和垂直成分，并显示在导航显示器74上。
水平位置显示器(HSI)或能够以地图形式进行显示的电子水平显示器(EHSI)被用作导航显示器74。在自动驾驶状态下，自动驾驶仪75接收来自导航计算机73的偏差数据和距离数据，并计算飞机自动驾驶控制需要的舵角和控制副翼需要的控制信号。
在日本公开的专利No.5-72317中公布的另一常规着陆引导系统中，是用设置在地面系统中的GPS接收机和计算装置计算出GPS的位置误差，而这个位置误差信息通过现有通讯装置发射到飞机内的系统中。借助地面系统发射的位置误差信息，并通过校正在机内系统中的GPS接收机获得的位置误差，以使飞机在任何时刻都可获得准确的距离信息。
参照图2，这个常规着陆引导系统是由一地面系统80和一机载系统90组成。地面系统80由一个GPS接收机81、一计算装置82和一微波着陆系统地面站83组成，机载系统90是由一MLS天线91、一微波着陆系统接收机92、一导航计算机93、一导航显示器94、一自动驾驶仪95、一GPS接收机96和一GPS天线97组成。
在地面的GPS接收机81通过接收来自GPS卫星(未画示说明)的信号获得地面系统80的位置数据。计算装置82将位置数据与预存的地面系统80的实际位置比较，并将它们之间的差值发送到地面站83作为位置误差信息。
此位置误差信息被用作与纬度、经度、高度和类似参数值相对应的误差信息，并且在MLS地面站83中被转换为一特定格式，作为MLS辅助数据码，然后在MLS域范围内发射出去。
另一方面，在机载系统90中，MLS接收机92处理从地面系统80发射并由MLS天线91接收的信号，并输出收到的方位角偏离基准方位角的偏差信息和收到的仰角偏离基准仰角的偏差信息及辅助数据。MLS接收机92输出的偏差数据和辅助数据被输入到导航计算机93。而通过GPS天线97由GPS接收机96收到的表示飞机自身位置的位置数据也被输至导航计算机93。导航计算机93修正机载系统90内GPS接收机96提供的具有一位置误差信息的位置数据，即，偏差信息和辅助数据，并输出它自身的准确飞机位置到导航显示器94。根据由导航计算机93发送到自动驾驶仪95的数据，进行自动驾驶控制。在上述的已有飞机着陆引导系统中，通过与GPS接收机结合的MLS系统，使飞机能够进行复杂的进场着陆，例如分段进场、曲线进场或其它类似的任务。与已有的距离测量设备(DME)或精密距离测量设备(DME/P)相比，GPS接收机距离测量精度较高且成本较低。
目前“国际民航组织(ICAO)附录10”的技术标准规定飞机的降落航迹应设定在跑道端点上空15米到18米的范围内。
而下降航迹的航向宽度被规定为在跑道端点与跑道中心线相垂直方面上的宽度为210米。也就是说，在飞机通过了跑道端点上空的竖直平面宽度15～18米和水平平面宽度210米一空间后，飞机升起它的已经向下俯冲的机身并进入作为水平着陆或主起落架着陆的微上仰机头姿态。即，开始着陆拉平操作。因此，上述的由所述垂直面宽和所述水平面宽组成的特定空间，对于进入最后着陆姿态要判断拉平操作的起始点的飞机来说，是一个很重要的位置，下面将这个特定空间称作监视空间。
在上面所描述的在着陆引导系统中通过使用GPS来控测监视空间的情况下，由GPS接收机所获得的位置精度，在非加密和获取码时为几十米，在使用精度或不同的GPS模式的情况下为几米。
另一方面，由MLS接收机所获得的系统误差在水平方向为±6米，在垂直方向为±0.6米。此外，由MLS接收机获得的仰角数据得到的距离地表面高度的误差和由GPS接收机获得的自身离着陆点的距离数据变为几米。因此，在仅使用GPS的情况下，不能得到用于探测飞机通过特定空间所需要的在水平和垂直方向几厘米或更小的探测精度。
本发明的一个目的是提供一种用于监视通过的监视空间的探测装置，其能够随时探测飞行物已通过的特定空间。
本发明的另一个目的是提供一种用于监视通过的监视空间的探测装置，它能够随时探测飞行物已通过的特定空间，并将通过的空间信息传递给飞机。
另外，本发明的另一个目的是提供一种用于监视通过的监视空间的探测装置，它能够在探测一飞行物已通过的空间时防止由外部干扰引起的误操作。
为达到上述的各目的，一种用于监视所通过空间的探测装置包括具有多个光发射装置的多个光发射装置组，光发射装置是在垂直于跑道中心线的方向设置的，而且各装置的光发射角彼此不同；一第一控制器，它用于控制所述的多个光发射装置组，以使分别包括在所述多个光发射装置组中的彼此具有相同光发射角的光发射装置，能够在同一时间发射光，而使分别包括在所述的多个光发射装置组中的彼此具有不同的光发射角的光发射装置，能逐个地发射光；多个光接收装置组，它与包括在所述多个光发射装置组中的多个光发射装置对应分别设置多个光接收装置，并且当飞行物通过一预先设定的监视空间时，光接收装置接收由飞行物反射的由多个所述光发射装置发射光的反射光；一第二控制器，用于控制所述的多个光接收装置组，以使用于接收与彼此具有相同光发射角的光发射装置发射出的光相对应反射光的光接收装置能够同时工作，而使用于接收与彼此不同光发射角的光发射装置的发射光相对应的反射光的光接收装置可以逐一工作；及一用于输出通过的探测信号的探测器，探测信号在至少一个所述光接收装置已接收到反射光时，示出所述飞行物已通过所述监视空间。
本发明的上述或其它目的、特征和积极效果通过下面结合附图的详细描述，将变的非常清楚明了。
图1是常规着陆系统的组成图；图2是另一常规着陆系统的组成图；图3是根据本发明实施例的用于监视通过空间的探测装置的一个原理示意图；图4是本发明实施例示意图；图5是本发明实施例光发射装置组设置的透视图。
图6是本发明实施例光发射装置组设置的剖面图；图7A是表示飞机处于一定高度时，用于探测飞机已通过的监视空间的本发明实施例的探测操作图；图7B是表示飞机趋于反方向时，用于探测飞机已通过的监视空间的本发明实施例的探测操作图；图7C是表示飞机趋于正方向时用于探测飞机已通过监视空间的本发明实施例的探测操作图。
图8是表示图3中所示脉冲调制器的组成方框图9是表示图3中光接收机的组成方框图；图10是根据本发明另一实施例，借助监视空间通过的探测装置的设定的一监视空间的实例示图。
下面将描述本发明的一最佳实施例。
在这个实施例中，多个光发射装置组中的每一组包括具有光发射角Φ1到Φn的多个光发射装置，以便从上限到下限，断续或连续地覆盖预先设定的监视空间，以使飞机进场着陆航迹上致少包括最低进场高度，多个光发射装置组是设置在垂直于跑道中心线的延长线的方向上。当与多个光发射装置对应设置的多个光接收装置接收反射光时，这些反射光是在通过监视空间上限的飞机机体上的反射光，即是各个具有光发射角Φ1的多个光发射装置发射的一些脉冲调制光反射给出的，而且这些光发射装置是分别包括在多个光发射装置组中的，这时与已收到反射光的光接收装置对应的光接收机的输出增加。其后，监视光学接收机输出的一比较器的输出被反向，一个＂或＂电路根据不同比较器输出的或，输出一探测信号以表示飞机已通过了监视空间的上限。
以相同的方式，当设置成与多个光发射装置对应的多个光接收装置接收反射光时，这些反射光是由各具有光发射角Φn的光发射装置发射的一些脉冲调制光在通过监视空间下限的飞机机体上反射给出的，而且这些光发射装置是分别包括在多个光发射装置组中的，这时与已收到反射光的光接收装置对应的光接收机输出增加。
其后，监视光学接收机输出的一比较器输出被反向，一个或电路取出相应比较器输出的或，输出一探测信号以表示飞机已通过监视空间的下限。
光发射角Φ1到Φn是预先以不同值设定的，这个不同值是通过分割监视空间从上限至下限的垂直宽度而获得的，以使其不会引起飞机探测的遗漏。由于包括在多个光发射装置组中的多个光发射装置的光发射角被设定为光发射角Φ1至Φn，所以能以一适当的速度，从上限到下限，用电学方法扫描监视空间。
而光接收装置组的设置是用几何学算出的，并且预先设定，从而在飞机着陆进场时对于飞机一可接受的偏差不会发生探测遗漏，进场着陆偏差是在国际民航组织附录10中规定的。并采用具有宽光束宽度的光接收装置，以便于接收来自飞机散射反射的反射光。
此外，控制这些光接收装置，以便于仅具有一个脉冲调制器组和一个脉冲接收机组，而包括于其中的脉冲调制器和脉冲接收机可各自相互配对的操作，以便防止由外部干扰光引起的误操作。所述的探测结果，即探测得到的飞机已通过监视空间的上限或下限的信息被发射机随时发射到飞机。
因此，如果由水平宽度和垂直宽度分量构成的一特定空间，它包括如最低进场高度(判断高度)、参考基准点、拉平高度、脱离偏差高度及其它类似数据的主要位置，它被设定为在着陆进场航迹上的一个监视空间，以监视前面描述的参数，而且这些特定空间是间断或连续地构成的，那么是能够随时向飞机发射一监视空间通过信息，并由GPS根据该信息补偿三维测量精度，因此，在天气很差情况下，用GPS方法能够完成高等级的着陆。这里，参考基准点指的是位于跑道中心线和临界线交叉点之上的一特定高度[15米(50英尺)+3米(10英尺)]的点，仪表着陆系统(ILS)着陆航迹的向下延伸的直线部分通过这一点。拉平指的是将着陆时机首已为下倾姿态的机身拉起的操作，并使机体水平着陆或主起落架触地时略呈机首向上姿态。开始这个操作的高度被称作拉平起始高度。脱离偏差操作指的是在飞机准备在有侧风情况下着陆时，虽然飞机继续正常地下降，并保持飞机机首迎着风，但在着地之前操纵飞机机首刚好对准跑道方向的一个驾驶操作。且开始此操作的高度被称为脱离偏差起始高度。
下面将结合附图，详细地描述本发明实施例的用于监视通过空间的探测装置。
参照图3到图6，这个实施例的用于监视空间通过的探测装置是由一脉冲发生器1、一包括多个门电路2a--2n的转换开关2、一包括多个脉冲调制器3a--3n的脉冲调制器3，一包括多个光发射装置组4a--4n的光发射机4，一包括多个光接收装置组5a--5n的光接收机5，一包括多个光学接收机6a--6n的光学接收机6，一包括多个或门电路7a--7n的探测器7，一门扫描控制器8，及一包括发射机9和开线10的发射机所构成。
如图3中所示，一监视空间E有一由分割线AB限定的上限和由分割线CD限定的下限。且监视空间E的大小是由水平宽度W和垂直宽度HO限定的。
当发射机4的光发射装置组4a至4n被设置在垂直于跑道中心线延长线的方向上，并且是被设置在预先计算出的位置上，以使它们在监视空间E的上限A-B(分割线AB)至下限C-D(分割线CD)间的范围内，能够具有Φ1--Φn的光发射角。如图3所示，多个光发射装置4a-i(i＝1，2，…，m-1，m)被设置在预先计算出的位置，以使它们能够具有针对监视空间E的上限A-B的一光发射角Φ1，如图4所示，多个光发射装置4n-i被设置在预先计算出的位置上，以使它们能够具有针对监视空间E的下限C-D的光发射角Φn。如图5和图6中所示，光发射机4的光发射装置组4--i有一光发射阵列模块结构，其中光发射装置4a-i至4n-1是以阵列的形式设置的。也就是说，光发射装置4a-i被预先设置为使它的光轴可以形成一光发射角Φ1，而光发射装置4n-i被预先设置为使它的光轴可以形成一光发射角Φn。光发射角Φ1是为了用电子学方法扫描监视空间E的上限A-B而设定的一个角度，而光发射角Φn是为了用电子学方法扫描监视空间E的下限C-D而设定的一个角度。一模块结构的光发射装置组4-i垂直于跑道11的中心线，并以适当的间隔设置在地表面上。例如，光发射装置组4-i是埋置在跑道11的端点部，也就是临界线内。
虽然在所要求的理想状态下，在多个光发射装置组4-i中设置的光发射装置4a-i间Y轴方向的间隔d1是0，但是实际上这个间隔是在监视空间E中将要探测的最小飞机的翼展宽度WS的1/10左右。多个光发射装置4a-i之间的间隔d1通过下式表示d1＝H1×tanΦ1这里H1是监视空间E的最大高度，也就是高度的上限。
同样的道理，虽然在理想的所需要的状态下，在多光发射装置组4-i中设置的光发射装置4n-i间Y轴方向的间隔dn是0，但是实际上这个间隔是在监视空间E中将要探测的最小飞机的翼展宽度WS的1/10左右。多个光发射装置4n-i之间的间隔dn通过下式表示dn＝Hn×tanΦn这里Hn是监视空间E的最小高度，也就是高度的下限。
虽然在理想的所需要状态下，在光发射装置组4-i中光发射装置之间，例如在光发射组4-1中的光发射装置4a-1和4b-1之间、光发射装置4b-1和4c-1之间…，或4(n-1)-1和4n-1之间，在Y轴向的间隔Δd是0，实际上这间隔将是在监视空间E中将被探测的最小飞机垂直宽度TS的1/10左右。
脉冲调制器3的多个脉冲调制器3a-3n执行一个自动控制，以便使光发射机4的输出能够保持恒定并产生同步脉冲101a-101n。多个脉冲调制器3a-3n分别由多个脉冲调制器3a-i-3n-i组成，脉冲调制器3a-i-3n-i对应于相应的的光发射装置4a-i-4n-i，脉冲调制器3a-i-3n-i分别产生同步脉冲101a-i-101n-i。
转换开关2的多个门电路2a-2n对分别与门电路对应的脉冲调制器3a-3n的输入信号进行通—断控制。多个门电路2a-2n是由分别对应于光发射装置4a-i-4n-i的门电路2a-i-2n-i构成。
脉冲发生器1将频率各不相同的脉冲输入信号100a--100n分别加至转换开关2的多个门电路2a-2n。门户扫描控制器8将门扫描控制信号104a-104n分别输出到转换开关2的多个门电路2a-2n，以便自光发射机4的光发射装置4a-i-4n-i向监视空间E的上限A-B至下限C-D范围内的空间，以适当的速度用电子学方法扫描输出。
在预先考虑飞机12的可接收的偏差±Φ1的情况下，光接收机5的多个光接收装置组5a-5n被安置在垂直于跑道11中心线的延长线上的方向上，以便于有效地接收通过监视空间E的飞机的分散反射光103a-103n。多个光接收装置组5a-5n分别是由分别对应于光发射装置4a-i-4n-i的光接收装置5a-i-5n-i组成。
光接收机6的多个光接收机6a-6n，通过对多个光接收装置5a-5n输出进行的电流—电压变换，然后进行放大、滤波分离、整流、整形和变换后信号的比较，获得数字输出。多个光接收机6a-6n是分别由分别对应于光接收装置5a-i-5n-i的光接收机6a-i-6n-i组成。
在多个光接收机6a-6n的输出中至少一个已被改变时，探测器7的多个或门电路7a-7n向发射机9输出用于显示飞机12已通过监视空间E的探测信号105a-105n。
在分别来自多个或门电路7a-7n的探测信号105a-105n的基础上，发射机9通过天线10向飞机12发射监视空间E通过信息。
下面描述使用图3-图6所示实施例的装置的用于监视空间通过的探测方法。
首先，脉冲发生器1产生频率各不相同的脉冲输入信号100a-100n，并分别输出脉冲输入信号100a-100n到多个门电路2a-2n。多个门电路2a-2n受来自门扫描控制器8的门扫描控制信号104a-104n的控制，以便于根据预先以飞机12的尺寸计算出的适当分级间隔，自监视空间E的上限A-B到它的下限C-D扫描监视空间E。也就是说，多个门电路2a-2n受来自门扫描控制器8的门扫描控制信号104a-104n的控制，以致于以适当的分级间隔向多脉冲调制器3a-3n分别输出来自脉冲产生器1的脉冲输入信号100a-100n。
多个脉冲调制器3a-3n以适当的分级间隔，用自多个门电路2a-2n输入的来自脉冲发生器1的脉冲输入信号，脉冲驱动与它们对应的多个光发射装置组4a--4n，并向对应的光接收机6a-6n发送同步脉冲101a-101n。因此，在多个光发射装置4a-4n中的相互间具有相同光发射角的光发射装置分别被控制，以使它们在同一时间发射光，而在多个不同光发射装置组4a-4n中的具有彼此不同的光发射角的光发射装置，分别被控制从而逐一地发射光。
由外部干扰光引起的误操作，能够通过控制脉冲调制器和光接收机，以使通过彼此相互配对的一个脉冲调制器和光学接收机的操作来加以防止，例如，仅有一对脉冲调制器3a和光学接收机6a，一对脉冲调制器3b和光学接收机6b，…，和一对脉冲调制器3n和光学接收机6n可以被操作。
多个脉冲调制器3a-3n的输出被以适当的扫描速度和适当的扫描分段，通过光发射装置组4a-4n发射到自上限A-B至下限C-D范围的监视空间E。
多个光发射装置组4a-4n和多个光接收装置组5a-5n被设置在垂直于跑道11的中心线延长线方向上，并被设置在预先计算出的位置，以使光发射装置组4a-4n的光发射角和在飞机12上的入射角和反射角可以分别是Φ1…Φn。例如，如图3所示，当飞机12来到监视空间E的上限A-B，来自光发射装置4a的脉冲调制光102a中的一调制光，即脉冲调制光102a-1-102a-m中的一调制光在飞机12上反射，并由相应的光接收装置组5a接收反射光103a。这个光接收装置组5a的输出被输入到相应的光学接收机6a。以同样的方式，例如如图4所示，当飞机12来到监视空间E的下限C-D，来自光发射装置组4n的脉冲调制光102n中的一调制光，即脉冲调制光102n-1-102n-m中的一调制光在飞机上反射，并由相应的光接收装置组5n接收反射光103n。这个光接收装置5n的输出被输入到相应的光学接收机6n。在这种方法中，多个光学接收机6a-6n的输出被输入到或门电路7a-7n，并能够得到表示飞机12已通过监视空间的探测信号105a-105n。
下面将参照图7A-7C描述这个实施例的用于监视空间通过的探测装置的监视空间通过的探测操作和飞机可接收的偏差间的关系。
参照图7A，当飞机12处于某一高度的情况下，光发射装置4a-1发射的光发射角为Φ1的脉冲调制光102a-1是以入射角Φ1射到飞机12上，并以反射角Φ1被飞机12反射，来自飞机12的反射光103a被光接收装置5a-1接收，这个光接收装置5a-1靠近离飞机12的垂直轴线和跑道11交叉点一段距离11的一点。
参照图7B，在飞机12以一反向的角Δ调制光1倾斜情况下，自光发射装置4a-1发射的光发射角Φ1的脉冲调制光是以入射角Φ1+ΔΦ1射到飞机12上，并以反射角Φ1+Φ1被飞机12反射。来自飞机12的反射光103a被光接收装置5a-1接收，这个光接收装置5a-1靠近离飞机12垂直轴线和跑道11交叉点距离为H1×tan(Φ1+2ΔΦ1)的一点。
参照图7C，在飞机12以一正向的角ΔΦ1倾斜情况下，自光发射装置4a-1发射的光发射角Φ1的脉冲调制光是以入射角Φ1-ΔΦ1射到飞机12上，并以反射角Φ1-ΔΦ11被飞机12反射。来自飞机12的反射光103a被光接收装置5a-1接收，这个光接收装置5a-1靠近离飞机12垂直轴线和跑道11交叉点距离为H1×tan(Φ1-2ΔΦ1)的一点。
关于飞机12的可接受的倾斜角，在国际民航组织附录10的标准和飞行监督规程中规定为在±20度范围内。
下面参照图8对本实施例用于监视空间通过的探测装置中的脉冲调制器加以说明。
参照图8，脉冲调制器3a-1包括一开关电路30a-1，一内装的光接收装置31a-1，一缓冲器32a-1，一峰值保持电路33a-1，一基准电压34a-1，一差分放大器35a-1和一光发射装置驱动电路36a-1。
由脉冲发生器1产生的脉冲输入信号100a通过门电路2a-1输入到用于光发射装置4a-1的开关电路30a-1，光发射装置4a-1由激光二极管或类似器件构成。开关电路30a-1根据输入的脉冲输入信号100a接通或断开光反射装置4a-1。当光发射装置4a-1在接通状态时，内置光接收装置31a-1将自光发射装置4a-1输出的一为光信号的信号光电地转换为一电信号之后，峰值保持电路33a-1通过缓冲器32a-1获得的峰值电平。
差分放大器35a-1以峰值保持电路33a-1保持的峰值电平和预先设定的基准电压34a-1作为输入，并输出它们的差分输出作为光发射装置驱动电路36a-1的一输入信号。
由于具有上面所述的电路组成，当光发射装置组4a-4n接通时，系统总是受到一反馈，使光发射装置组4a-4n发射的光稳定在一水平。其它脉冲调制器3a-2-3a-m，…，3n-1---3n-m也有和所述脉冲调制器3a-1相同的结构，并以与脉冲调制器3a-1相同的方法工作。
下面参照图9对这个实施例的监视空间通过探测装置中的光学接收机加以说明。
参照图9，光学接收机6a-1包括一放大器61a-1，一带通滤波器62a-1，一门电路63a-1，一整流器64a-1，一整形电路65a-1和一比较器66a-1。
光学接收机6a-1进行光接收装置5a-1输出的电流一电压转换，用放大器61a-1将转换后的信号放大到一个需要的电平，然后由带通滤波器62a-1对放大的信号进行频率分离。门63a-1与自脉冲调制器3a-1输入的同步脉冲信号101a-1同步地输出频率分离过的信号到整流器64a-1。
自门63a-1输出的信号经整流器64a-1全波整流，整形电路65a-1整形，然后由比较器66a-1变换为数字输出106a-1。
其它的光学接收机6a-1-6a-m，…，6n-1-6n-m也有和所述的光学接收机6a-1相同的结构，并以与所述的光学接收机6a-1相同的方式工作。
下面结合图10，对本发明另一实施例的用于监视空间通过的探测装置，尤其是用于监视空间的实例加以说明。
参照图10，在最后的着陆通道上示出了飞机轮子的下滑轨迹22和理想轨道23。在下滑轨迹22上示出了按照已有的ILS或微波着陆系统用于进场和着陆所需的判断高度范畴I(＝60米)20a，一判定高度范畴II(＝30米)20b，及一基准点(＝15米+3-0米)20C。
这里，判断高度指的是在进行一精确进场着陆时用仪表飞行所能降到的最低高度，即为继续最终着陆得到必需指令所需要的最低高度。判断高度范畴I指的最低高度等于或高于60米(200英尺)，判断高度范畴II指的最低高度等于或高于30米，并低于60米。
在判断高度范畴I的情况下，飞行员必须在离跑道11有60米或高于60米的高度上用肉眼识别跑道11，如果飞行员不能用肉眼识别它，飞行员就要放弃着陆。在判断高度范畴II的情况下，飞行员必须在离跑道11有30米或高于30米，并低于60米的一高度上用肉眼识别跑道11，如果飞行员不能用肉眼识别它，飞行员放弃着陆。
理论的理想轨迹23示出了已有喷气式飞机的仪表着陆轨迹，在轨迹23上示出了一拉平判定高度(＝22.5米)20d，一拉平开始高度(＝9米)20e，一脱离偏斜开始高度(＝6米)20f，及一主起落架着陆点20g。
按这个实施例的用于监视空间通过的探测装置分别为上述的高度设定监视空间28a-28f，并为那些监视空间28a-28f分别设置上面所描述的用于监视空间通过的探测装置。标注号27表示跑道11中心线的延长线。
这里，在判断高度范畴I监视空间28a的水平宽度被设定为在已有的ILS中指向标规定的航向宽度24，而在参考点20C监视空间28C的垂直宽度设定在15米+3至-0米。
监视空间28C的水平宽度26是210米(700英尺)。与另一拉平操纵有关的监视空间28d和28f的水平宽度被设定为与航向宽度24相匹配，而监视空间28d和28f的垂直宽度被设定在一合适宽度。
虽然在图10中例子给出的是在最后着陆航迹中，在主要位置上间断设置的监视空间28a-28f，如果在最后着陆航迹中，在包括主要位置的连续位置上连续地设置监视空间，那么也能够连续地监视飞机12通过监视空间。
在这样一个方法中，多个光发射装置组4a-4n和分别对应于多个光发射装置组4a-4n的多个光接收装置组5a-5n被设置在预先计算出的与跑道11中心线21的延长线27垂直方向上，以使多个光发射装置组4a-4n的光发射角和飞机12的光入射角及飞机12的反射角，能够分别为Φ1-Φn。分别对应于多个光接收装置组5a-5n的多个光学接收机6a-6n是以多个光接收装置5a-5n的输出作为输入，并向分别对应于多个光学接收机6a-6n的或门电路7a-7n输出数字信号。
当多个光学接收机6a-6n的输出中至少一个被改变时，表示飞机12已通过一监视空间的探测信号105a-105n自分别对应于光接收机装置组5a-5n的多个或门电路7a-7n输出到发射机9。发射机9向飞机12发射以这些探测信号105a-105n为基础的监视空间通过信息，能够间断或连续地形成监视空间28a-28f，监视空间28a-28f包括在进场着陆航迹中的主要位置，如最低进场着陆高度(判断高度判断高度范畴I20a和判断高度范畴II20b)、基准点20C、拉平高度和脱离偏斜高度，能够随时探测飞机12通过的监视空间28a-28f，并能够向飞机关12发射通过信息。
由于能够间断或连续地形成包括在进场着陆航迹中的主要位置的监视空间28a-28f，能够随时向飞机发射监视空间通过信息，所以由GPS根据那个信息补偿三维测量精度，在天气差的情况下，用GPS能完成高等级的着陆。
在此情况下，由于相互配对的多个光发射装置组4a-4n和多个光接收装置组5a-5n是分别相互被同步驱动的，在具有光发射角Φ1-Φn范围内相同光发射角的多个光发射装置4a-i-4n-i中的每一对，使用与其它各对不同频率的脉冲调制光，所以它们受外界干据光的影响很小。
由于探测了自多个光发射装置组4a-4n发射的脉冲调制光102a-102n在飞机12上反射给出的反射光103a-103n，这个探测是以是否有一输入信号进入多个光接收装置组5a-5n为基础，多个光接收装置组5a-5n是设置在垂直于跑道11中心线21的延长线27的方向上，以使它们中的每个可以与多个光发射装置组4a-4n中的一个对称并可以配对，所以垂直结构是不必要的，而且它可以轻易地满足着陆地区、着陆表面、过渡面和类似的在国际民航附录10中规定情况的不同要求。
另外，对飞机着陆引导系统，通过使用与GPS结合的本发明的监视空间通过探测装置，能够用GPS根据这通过信息补偿三维测量的精度，并能在坏天气下，由GPS完成高等级着陆。
权利要求
1.一种用于探测飞行物体已通过监视空间的装置，它包括多个光发射装置组，光发射装置组包括多个在与跑道中心线垂直方面上设置的光发射装置，且它们的光发射角各不相同；一第一控制器，用于控制所述的多个光发射装置组，以使分别包括在所述多个光发射装置组中的具有相同光发射角的光发射装置，能够在同一时间发射光，而分别包括在所述多个光发射组中的具有不同光发射角的光发射装置能够逐一地发射光；多个光接收装置组，光接收装置组包括多个光接收装置，多个光接收装置分别设置在与分别包括在多个光发射组所述光发射装置相对应位置，并接收自所述多个光发射装置发射的光在通过一预先设定的监视空间的飞行物体上的反射光；一第二控制器，用于控制所述的多个光接收装置组，以使接收对应于来自具有相同光发射角的光发射装置发射光的反射光光接收装置能够被同时操作，而接收对应于来自具有不同光发射角的光发射装置发射光的反射光光接收装置可以逐一操作；及一用于输出通过探测信号的探测器，探测信号在至少一个所述多个光接收装置已接收到反射光时，示出所述飞行物体已通过的所述监视空间。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于还包括用于向所述飞行物体发射所述探测器输出的所述通过探测信号的一发射机。
3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于包括在各所述多个光接收装置组中的各所述光接收装置设置在这样的位置，当所述飞行物体通过在所述监视空间内一特别位置时，在这个位置上它仅能接收自对应于所述的光接收装置的一个光发射装置发射的光在所述飞行物体上反射得到的反射光。
4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于所述第一控制器控制所述多个光发射装置，以便从所述监视空间上限高度到下限高度垂直地扫描所述监视空间。
5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于当用所述多个光发射装置从上限到下限扫描所述监视空间时，对应于用所述第一控制器对所述光发射装置的控制，所述第二控制器控制所述多个光接收装置，以便于接收来自所述飞行物体通过所述监视空间时的反射光。
6.根据权利要示1所述的装置，其特征在于所述的监视空间是预先间断设置的，以使在所述飞行物体的进场着陆航迹上至少包括最低进场高度。
7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于所述的监视空间是预先连续设置的，以使在所述下行物体的进场着陆航迹上至少包括最低进场高度。
8.根据权利要求1所述的，装置，其特征在于设置所述的监视空间，以便在所述的飞行物体的进场着陆航迹上包括最低进场高度、一基准点、一拉面开始高度和一脱离倾斜开始高度。
9.根据权利要求1所述的装置，其特征在于所述的多个光发射装置是以一预定的间隔设置在地面上。
10.根据权利要求1所述的装置，其特征在于分别包括在所述多个光发射装置中的相互间具有相同光发射角的光发射装置是以可探测最小飞行物体在光发射装置设置的方向上宽度的1/10左右的间隔设置的。
11.根据权利要求1所述的装置，其特征在于所述的包括在一个所述的光发射装置组中的彼此相邻设置的光发射装置是以可探测最小飞行物在垂直于地面的方向上宽度的1/10左右的间隔设置的。
12.根据权利要求4所述的装置，其特征在于所述的第一控制器包括一用于输出脉冲信号的脉冲发生器；多个脉冲调制器，设置为分别对应于多个光发射装置，并驱动所述对应的光发射装置；多个转换开关电路，设置为分别对应于所述多个脉冲调制器，并以预先设定的分级间隔向所述对应的脉冲调制器输送所述脉冲信号，以使所述多个光发射装置可以自上限高度到下限高度扫描所述监视空间。
13.根据权利要求12所述的装置，其特征在于所述的各脉冲调制器包括一开关电路，它在所述转换开关电路输出的脉冲信号的基础上，开关控制所述相应的光发射装置；一反馈控制电路，它用所述光发射装置输出的发射光作为一输入光学信号，并在这光学信号信号电平的基础上控制所述光学发射装置的输出电平。
14.根据权利要求12所述的装置，其特征在于所述第二控制器包括多个光学接收机，它们分别对应于所述多个脉冲调制器设置，并与所述脉冲调制器输出的脉冲信号同步地进行所述相应光接收装置的输出的电流—电压转换，然后输出数字信号；一或门电路，用于根据来自所述多个光学接收机中的至少一个输出来探测飞行物体已通过所述监视空间。
15.根据权利要求14所述的装置，其特征在于所述光学接收机包括一个放大器，它进行来自所述相应光接收装置输出的电流—电压转换，然后把转换后的信号电平放大到一需要的电平；一从频率上分离所述放大器放大后的信号的带通滤波器；一门电路，用于与所述相应脉冲调制器输出的脉冲信号同步地输出来自所述带通滤波器输出的信号；一用于全波整流所述门电路输出信号的整流电路；一用于所述整流电路全波整流后信号的整形的波形整形电路；一转换电路，用于将整形后信号转换成一数字信号并将它输出。
全文摘要
探测飞行物已通过监视空间的装置，包括垂直于跑道中心线方向设置的多个光发射装置组；第一控制装置，用于控制具有相同或不同光发射角的光发射装置按设置发射光；多个包括与多个光发射装置对应的多个接收装置的光接收装置组；第二控制器，用于控制多个光接收装置组，以使光接收装置按照不同的情况接收相应光发射装置发射光的反射光；探测器，在至少一个光接收装置收到飞行物反射光时，输出表示通过监视空间的通过探测信号。
文档编号G01S17/00GK1160210SQ97100049
公开日1997年9月24日 申请日期1997年2月28日 优先权日1996年2月8日
发明者植村敏美 申请人:日本电气株式会社