JPH10501059A - 航空機位置探索及び識別システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 現在の位置及びトラッキング情報の第１の組を判別するために送信航空機に配置された第１位置判別部（１２０）を含む航空機位置探索及び識別システムが、前記送信航空機に対して記載されている。送信部（１４０）が含まれ、現在の位置及びトラッキング情報の第１の組を受信航空機に送信する。第２の位置判別部は、受信航空機に配置され、受信航空機に関係する現在の位置及びトラッキング情報の第２の組を判別する。演算部（８６及び８８）が、受信航空機や地上設置の設備に配置されている。演算部は、現在の位置及びトラッキング情報の第１の組の現在及び過去の値を利用して、送信航空機の対応する蓋然性の高い第１の将来のトラッキング状態を導き出す。演算部は、現在の位置及びトラッキング情報の第２の組の現在及び過去の値も利用して受信航空機の対応する蓋然性の高い第２の将来のトラッキング状態を導き出す。

Description

【発明の詳細な説明】 航空機位置探索及び識別システム技術分野 本発明は、航空機の位置発見及び識別システムに関し、特に、航空機上に装備 されてＧＰＳ（global positioning system）衛星と協働してある航空機とその 近傍の別の航空機との相対的位置のみならず、双方の航空機の蓋然性の高い将来 の経路を提供するようになされたシステムに関する。背景技術 航空機識別及び位置探索（発見）システムの進歩は、しばしば、航行装置と関 連している。元来、あるいは今日の航空界においてはある程度、パイロットがラ ジオを介して地上のＡＴＣ（air traffic controller）と交信して既知の航行目 標に対する自身の位置及び高度を伝達する。このことは、空中で航空機の数が少 ないときは良く作用する。一方、航行システムや高度測定装置は本来的に正確性 を欠くことが考えられる。パイロットがしばしば、自身の位置を正確に知ること ができないことを考えると、航空機の分離（ＡＴＣの責任である）はより困難に なり、かつ信頼性に欠けることになる。 一方、航空機の航行装置が正確になるにつれて、パイロ ットは、自身の位置を正確にＡＴＣに伝えることができるようになる。このこと の進歩により、航空機間の間隔がより狭くなるのである。比較的不正確なものが 正確なものに進歩した航行装置について、以下に説明する。推測用語（dead rec koning）は地上を見ることのできるパイロットに大いに依存している。自動方向 発見装置（automatic derection finder:ADF）は航空機上に装備されて、パイロ ットがこれを用いて固定された無指向性ビーコン（non-directional beacon:NDB ）に対する相対的な向き(heading)を検知する。（例えば、ＮＤＢは、航空機の 機首（nose）に対して、４５°だけ偏倚した位置に設けられる。）パイロットは 、高周波（ＶＨＰ）の全方向範囲（ＶＯＲ）装置を用いて航空機の位置を検知す る。（航空機はＶＯＲの０９０ラジアル上に位置している。）ロラン装置やＧＰ Ｓ装置の双方は、地球に対する相対的位置（しばしば、緯度及び経度フォーマッ ト内での）を与える。また、ロラン及びＧＰＳ装置は、コンピュータシステムと もしばしば協働せしめられ、このコンピュータシステムは、所望位置に対して飛 行するための所望の相対的方向(heading)の如き航行情報を提供する。 ＧＰＳは、航空機の正確な地理的位置及びタイムオブディ（time-of-day:TOD ）情報を提供できる。従って、ＧＰＳは、航空機業界において有効な航行ツール であるとの認識を得つつある。しかし乍ら、飛行中において、航空機は、 通常、他の航空機の位置、速度、及び方向についての情報をもたないことが多い 。代りに、航空機は、コンピュータ化されたスケジューリング及び人間の操作員 を伴うＡＦＣ装置及び地上のレーダ装置によって混雑したエリアを制御している 。ところで、スケジューリングされたあるいはスケジューリングされていない航 空機の数が増加するにつれて航空機の衝突の可能性が増大するのである。 トランスポンダ（transponder）を用いることによって、正確性と機能性が向 上して航空機間の相対的位置を検知することができる。このトランポンダは、航 空機上に装備されて地上レーダ装置によって生成された対話レーダビームに対し て戻りビームを与える。この戻りビームは、地上レーダ装置によって受信されて ＡＴＣ上に表示される。（但し、通常は、パイロットに対しては表示されない。 ）この場合、対話信号が地上設備から送信された時点から地上設備が戻りビーム を受信した時点までの飛行時間が距離情報を示し、これは地上設備によって計算 可能である。地上設備に対する航空機の方位は既知技術を用いて検出可能である 。同様に、高度符号化トランスポンダは、地上ステーション上の航空機の相対的 高度を提供することができる。 トランスポンダは、航空機の距離、方位及びできれば高度についての非常に正 確な情報を地上施設に供給する。しかし乍ら、トランスポンダは対話形システム であり、対話信号及び戻り信号を含み、レーダ送信器及び受信器を備え たかなり複雑かつ高価な固定レーダ装置を必要とする。そして、トランスポンダ は地上施設に対する対話形送信器を必要としかつ非常に能力の高い航空機を必要 とする。 トランスポンダの別の用途は、航空機の翼端の渦流発生に関連している。すな わち、着陸しようとしている航空機は、翼端渦流（wingtip vortices）を生じ、 これは、乱流（turbulance）の原因となる。この翼端渦流を生じている航空機の 後を追って別の航空機が着陸する場合着陸が荒くなる。特に、比較的軽い航空機 が、より大きな航空機と同じ経路を通って着陸又は離陸する場合、この現象が顕 著である。よって、ＦＡＡは、同じか又は近接した経路を通る連続する航空機の 間の距離についてある規則を制定している。 トランスポンダを用いることによって、翼端渦流及びこれによって生ずる余計 な乱流の防止に間する航空機間情報をＡＴＣに供給するのである。しかし乍ら、 トランスポンダとこれと協働するレーダは、各航空機の正確な離陸又は着陸時間 に関する情報をＡＴＣに供給しないことが多い。なんとなれば、レーダの視野に は地上は入らないからである。このような条件下においては、ＡＴＣは、航空機 の離陸又は着陸の時刻を正確に知ることができないので、航空機間距離すなわち 同一経路上での許容される離陸又は着陸時刻が定まらない。 一方、現用ＡＴＣシステムの大幅な改変は高コストとな るので、現行の技術に依存するものの新しいシステムが望まれる。更に、ほとん ど現用と変らない新しいＡＴＣシステムが現用システムの混乱を十分回避できる のかどうか明らかではない。１つの単純かつ比較的安価な解決策は、現用ＡＴＣ システムを維持したままで、全ての航空機に、衝突の可能性のある軌道を通る近 接航空機のパイロットに警報を与える何らかの警報装置を装備することである。 フロートン（Fraughton）氏他に対して1992年１０月６日に付与された米国特 許庁第5,153,823号及びマニオン（Manion）氏に対して1989年５月３０日に付与 された米国特許第4,835,537号は、第１の航空機から次の航空機に航行情報を与 えるシステムを開示している。これらのシステムにおいては、衝突の可能性があ る場合に、次の航空機に対して電子的警報が与えられるのである。ところが、こ れらのシステムの欠点は、過去及び現在の経路情報にのみ依存していることであ る。換言すれば、これらのシステムにおける将来の衝突の予測における航行速度 については、蓋然性の高い将来の経路を考慮に入れていない。すなわち、航行速 度に基づく予測未来航行速度及び／又は方向は変化しないことになっている。衝 突回避は、パイロットとＡＴＣとによるスプリット時間毎の判断によっているこ とが多く、未来航路についての信頼性の高い予測が望まれるのである。更に、こ れらの従来技術においては、単一の受信器しか用いていない。 更に、航空機とＡＴＣとが、近傍における他の航空機の予測航路をより正確に 判定できるシステムが望まれるのである。そして、このようなシステムは、非対 話形式のシステムであることが望ましい。なんとなれば、対話形式のシステムは 、対話情報の伝達のために多数のチャネルを必要とするからであり、混雑した空 間においては、多数のチャネルを設けることによって誤ったあるいは相反する情 報を提供するおそれがあるからである。発明の開示 以上の問題及び他の問題は、送信航空機に設けられ、前記送信航空機に関係し て記述された現在位置及びトラッキング情報の第１の組を決定するための第１の 位置判別部を含む航空機位置探索及び識別システムによって克服される。現在位 置及びトラッキング情報の第１の組を受信航空機に送信するために送信部が含め られている。受信航空機に設けられた第２の位置判別部が受信航空機に関する第 ２の現在位置及びトラッキング情報の組を決定する。演算部が受信航空機及び／ 又は地上を基礎とした施設に設けられており、第１の現在位置及びトラッキング 情報の組の現在及び過去の値を使用して対応する送信航空機の第１の蓋然性の高 い将来のトラッキング状態を導出する。演算部はまた第２の現在位置及びトラッ キング情報の組の現在及び過去の値を用いて対応する受信航空機の第２の蓋然性 の高い将来のトラッキング状態を導出する。 本発明においてはＧＰＳ衛星からの時刻（ＴＯＤ）信号がＥＬカルマンフィル タに供給されてスクリーン上の各航空機の将来の蓋然性の高いトラッキングが決 定されることが特徴的である。設定された期間（連続するＧＰＳ信号の間等）に 航空機が飛行する距離は航空機の速度に応じて変化する。航空機の速度は航空機 の将来の潜在的な飛翔経路を決定する際にカルマンフィルタにおいて用いられる 。将来の蓋然性の高いトラッキング及び航空機の現在位置は他の航空機の潜在的 なトラッキングに基づいて衝突の確率を判別するために用いられる。もし２つの 航空機の飛翔経路の交差の確率が所定のしきい値に達した場合には、警報音が発 せられる。同様に２つの飛翔経路の交差の確率は航空機内の表示装置上に表示す ることができ、また航空管制によって目視されるようにすることができる。図面の簡単な説明 本発明の特徴を、添付図面を参照しながら本発明の詳細な記載に基づいてより 明らかにする。 図１は、本発明の航空機位置探索及び識別システム（ＡＬＩＳ）の使用の一実 施例を示す。 図２は、各航空機に組み込まれるＡＬＩＳディスプレイの一実施例を示す構成 図である。 図３ａは、一続きのデータパッケージやフレームを組み込んだＡＬＩＳデータ 信号のフォーマットを示す構成図である。 図３ｂは、図３ａのデータ信号における周波数信号のデータ分離を説明する図 である。 図４は、ＦＤＭＡ（図示）またはＣＤＭＡのいずれかによって送信される、Ａ ＬＩＳの各フレーム（フレームはほぼ２０ＫＨｚである）内のデータパッケージ によって占められるスペクトル領域の一実施例を示す。 図５は、ＡＬＩＳによって使用されるハードウェア部品の一実施例を示す構成 図である。 図６は、異なる領域に位置する複数の航空機の上面図である。 図７は、ＡＬＩＳによって利用されるソフトウェア部品の一実施例を示す構成 図である。 図８は、本発明において使用される、蓋然性や可能性の高い航空機の予測トラ ッキングの上面図である。 図９は、本発明のＡＬＩＳの部品の構成図を示し、近い将来に受信航空機と少 なくとも１つの送信航空機との交差の蓋然性や可能性が高い領域があるか否かを 判別するときに、１つの受信航空機が利用する本発明のＡＬＩＳの部品を示す構 成図である。発明の実施態様 本発明の様々な実施例において類似した機能を果たす類似した部品は、同一の 参照符号で示す。本発明において記載される、送信航空機から受信航空機に送信 される特定の位置情報のみならず、特定チャネルの通信プロトコルは、 本発明の一例であって本発明を限定するものではない。本発明の開示として蓋然 性の高い技術が記載されているが、当業者に周知であり文献に記載されているフ ァジー理論などの可能性の高い技術を利用することも、本発明に含まれる。 蓋然性が高い予測トラッキング 図８に、航空機１２が大気中を航行する時に採り得る最も可能性が高い予測路 ２を示す。この最も可能性の高い予測経路２（本開示において、「経路（track ）」とは、飛行方向と速度との両方を含む）は、航空機の現在の飛行方向及び速 度と、航空機の種類（性能の範囲）と、航空機の姿勢とを含む多くの検付によっ て判別される。最も可能性の高い経路は、過去の経路３と現在の経路４との今後 への必然的継続として仮定される曲線で示されている。最も可能性の高い経路を 限定するために、様々な規則が適用される。例えば、航空機が滑走路と一直線に なる位置にあれば、航空機は、瞬間的な現在の経路の拘らず滑走路に続く可能性 が高い。 最も可能性の高い予測経路が、最も可能性の高い予測位置５ａ，５ｂ，５ｃの 連続によって限定される。最も可能性の高い予測位置は、予測位置が発生する時 間によって区別される。例えば、ポイント５ａは、現在時刻から５秒後に最も可 能性の高い位置を限定し、ポイント５ｂは、現在時刻から１０秒後に最も可能性 の高い位置を限定し、ポイ ント５ｃは、現在時刻から１５秒後に最も可能性の高い位置を限定する。 図８の最も可能性の高い予測経路２は、瞬間的に、連続的に頻繁に変化するこ とを強調することが重要である。例えば、経路２は、現時点での最も可能性の高 い予測経路を示しているが、航空機１２が実際に追従している右曲がりの厳しさ を減らすために、パイロットが左のラダーを使用したと仮定する。最も可能性の 高い予測経路は、例えば、図８に示す線２から点線２ａに変化する。航空機の姿 勢が変化したり、または航空機が受ける風が変化したり、或いは航空機の動力の 設定が変化すれば、同様な変化が、今後の最も可能性の高い経路２において生じ る。航空機の操縦は大抵滑らかに行われるので、航空機の飛行路に偏位が生じれ ば、航空機は今後においてもこの偏位を持続する。例えば、航空機が、図８にお いて実際に追従している比較的厳しい右のバンクを減らしていれば、パイロット が厳しい右側のバンクの減少を継続していると仮定される。 最も起こり得る予測経路２に関係しているのは、ある確率の範囲である。図８ は、上面図であり、故に、予測された範囲が領域として現れているが、同様に、 水平面内で限定された領域にあてはまることは、垂直面内の領域にもあてはまる と仮定する。 本発明は、後述する技術を使用して、所定の確率の範囲の限定と密接に関係し ている。航空機が追従する予定にな っている航行路は決して確実ではないので、今後の飛行路の推測は、蓋然性や可 能性に関する技術と最も関係している。航空機は、過去や硯在のトラッキングを 考慮すると、特定の時刻に、特定の確率で、特定の範囲内にあると言える。例え ば図８に示すように、航空機１２は、現時刻から５秒後に、確率ｘ（ｘは実数を 表す）で、範囲６ａ内に限定されると言える。航空機が急進的な姿勢を採れば、 航空機は範囲６ａの外側にある可能性も生じる。しかしながら、蓋然性の高いト ラッキングに対して、範囲６ａは、航空機が５秒の間に位置しそうな場所の正当 な評価を提供する。同様に、範囲６ｂは、航空機が、現時点から１０秒の間に確 率ｘで位置しそうな場所を限定する。予測範囲からさらに予測範囲を推測し、航 空機がある範囲内に存在する確率が小さくなるので、範囲６ｂは範囲６ａよりも かなり大きくなる。範囲６ａ，６ｂは、予測範囲が今後の確率や可能性を検討す るので、大きさが増大する。 本発明は、複数の航空機の蓋然性の高い範囲６ａ，６ｂが今後のある時刻に存 在する場所を演算する技術を提供する。近い将来において２つの航空機の蓋然性 の高い範囲の間に交差があれば、交差の確率があるという警告を、地上の管制官 のみならず航空機のパイロットにも伝えるべきである。しかし、実際の衝突の確 率は非常に小さいので、これらの予測に、将来に向けて過度に従うべきではない 。例えば、ニューヨークを離陸した航空機と、３０分以内にマ サチューセッツ州ボストンを離陸した航空機とは、３０分後に同一の場所に位置 するために、ニューヨークから離陸した航空機の蓋然性の高い範囲は、３０分以 内にボストンを離陸した航空機の蓋然性の高い範囲と、交差し、両航空機はそれ ぞれの蓋然性の高い範囲内に存在する。しかし、航空機が実際に衝突する確率は 殆ど無い。故に、蓋然性の高い範囲を交差のためにモニタすべき時間が存在する 。しかし、２つの航空機の蓋然性の高い範囲の一部がある時間の間に交差すれば 、地上の管制官のみならず各航空機にも、警告を与えるべきである。 ＡＬＩＳ 航空機位置探索及び識別システム（以下、「ＡＬＩＳ」と略す）１０の使用を 図１に示す。ＡＬＩＳ１０の使用は、後述するように、関係する航空機１２ａま たは航空機１２ｂの各々に挿入される部品を必要とする。この用途を目的として 、位置情報を他の航空機や地上の管制施設１３に送信する航空機である送信航空 機１２ａと、他の航空機から位置情報を受信する航空機である受信航空機１２ｂ と、の間で、区別が行われる。全ての受信航空機は、全航空機のそれぞれの位置 を示すディスプレイ１５（表示装置、図２参照）を有する。実際には、全航空機 が、航行中はいつでも送信航空機と受信航空機との両方であると考えられる。し かし、この名称を使用してＡＬＩＳシステムの各部分とその機能とを説明するも のとする。関係航空機の各々のＡ ＬＩＳは、互いに作用し合って送信及び受信能力を形成する部品を有する。 ＡＬＩＳ１０は、位置情報を導くために、ＧＰＳ衛星１６や内部のナビゲーシ ョンユニット（図示せず）と相互に作用する。ＡＬＩＳ１０は、民間機や軍用機 の両方による使用に対して設計された、コンパクトで、低価格の電子システムで ある。ＡＬＩＳは、航空機に対して、特に他の航空機を妨害するパス上にある航 空機のように、近距離にある他の航空機を自動的に探索して特定する手段を提供 する。ＡＬＩＳは、この機能を実行して、ディスプレイ１５にその結果を表示す る。 図２に示すディスプレイは、ヘッドダウンタイプのカソード光線チューブ（ca thode ray tube）であると考えられるが、軍用機や精巧な民間機に取り入れられ ているタイプのヘッドアップディスプレイを使用することも可能である。ディス プレイ１５は、リード線２４によって示される比較的蓋然性や可能性の高い予測 トラッキングと、各航空機に付された文字や番号の形式で近くにいたりまたは接 近する航空機の特定情報（図示せず）と同様に、航空機の現在の位置１９を示す 。なお、本発明において、「トラッキング」とは、航空機の速度及び方向として 定義されている。従来のシステムのディスプレイ用航空機トラッキングを導くた めに現在の位置情報を利用する「現在のトラッキング」と、過去や現在の位置デ ータに適用される蓋然性や可能性の高 い技術を使用して本発明の航空機のトラッキングを判別する「予測トラッキング 」との区別が本発明において行われる。 今後の送信航空機１２ａの蓋然性の高い探索は、パイロットに潜在的な衝突状 況を警告する際には特に有効であり、故に、両方の航空機が送信航空機及び受信 航空機として実際に同時に機能していることを考慮すると、受信航空機において 、臨機且つ適切な訂正動作を採ることができる。ＡＬＩＳに参加している他の航 空機の可能な予測軌跡が受信航空機に対してあまりにも接近した場合に、ディス プレイ１５に警告パネル１８が組み込まれている。ディスプレイ１５は各受信航 空機に取り付けられている。 リード線２４の長さは、適応フィルタリング技術によって測定される航空機の 蓋然性の高い予測速度と比例する。リード線２４は、受信航空機１２ｂと同様に 、受信航空機１２ｂの近傍にある全ての送信航空機１２ａの今後のトラッキング を示すように配置されている。なお、今後のトラッキングは、カルマン（Kalman ）フィルタなどの蓋然性の高い技術によって測定されるものである。故に、リー ド線の作成は、蓋然性や可能性の高い取り組み（approaches）に依存している。 リード線１５の長さ及び位置の計算に利用される技術は、適応フィルタ処理、特 にカルマンフィルタ処理を含む。カルマンフィルタ処理の使用は、それ自体を非 常に粗く説明し、アンダーソン（Anderson）等による最適フィルタ処理 の第３章（プレンティスホール（Prentice Hall）１９７９年 ）を含む文献に記載されている。グッドウィン（Goodwin）等による適応フィル タ処理予測及び制御 のパート２は、その次に少し記載している。 ＡＬＩＳ１０は、様々な特殊機能を支援する。飛行の離陸や着陸段階の間、Ａ ＬＩＳは、航空交通管制（ＡＴＣ）施設（図１の符号１３）に、位置、速度、進 入する航空機の飛行方向の互いに独立な示数を供給する。この情報は、今日の空 港に存在する航空機の過密を考えると、特に重要である。 ＡＬＩＳ１０は、近くの全受信航空機１２の身元、位置、蓋然性の高い速度、 コンパスの飛行方向、及び送信飛行機の必要な情報を通知するデータ信号を自動 的に且つ連続的に放送するように設計されている。ＡＬＩＳ１０は、近くの他の 送信航空機から同様なデータを受信するようにも設計されている。受信すると、 ＡＬＩＳは、データ信号を処理して、現在及び予測位置情報をパイロットに対し て表示する。ＡＬＩＳの動作範囲（例えば、５０海里）がディスプレイ１５の直 径に意図的に制限されているので、パイロットに提示されるデータの量は制限さ れている。このディスプレイ１５において、受信航空機は中心に位置し、各航空 機は別々の特定チャネルで送信している。 ゾーン 各航空機が送信するチャネルの選択は、図６のゾーン （zones）２８に基づいている。ゾーンは、前述の如く動作するチャネルを判別 する際に送信航空機によって利用されるが、受信航空機においては何の機能も果 たさない。各ゾーン２８（複数のゾーンの交差の上面図を示す図６参照）は、地 上の固定領域の上方の航空空間として本発明では定義されている。航空機に搭載 されているコンピュータは、ＧＰＳ位置に基づいて、正しいゾーンと適応チャネ ルとのデータを記憶している。送信航空機は１つのゾーン２８から隣のゾーンへ と境界２９を横切って通過するので、ハンドオフ処理が存在して、送信航空機が 他のゾーンに入るときはいつでも送信航空機が送信する周波数チャネルを自動的 に変えている。領域内の全受信航空機１２ｂのＡＬＩＳ１０は、近くにある（す なわち、ディスプレイの範囲内にある）送信航空機の各々から信号を受信する。 受信航空機のディスプレイは、円形のディスプレイの中心に受信航空機を配置し 、この受信航空機の近くにある他の送信航空機の全てを、受信航空機からの送信 航空機の現在の方向及び距離（及び予測トラッキング）に応じて、ディスプレイ の中心から外れたところに配置している。 ＡＬＩＳは、ＦＤＭＡシステムの周波数多重化によって、すなわち、指定され た池理的ゾーン内で動作する航空機の各々に対して唯一のＲＦキャリア周波数を 割り当てることによって、データチャネルを割り当てる。チャネル構成の一実施 例として、１０２４のかかる周波数チャネルが、図 ３ａ及び図３ｂに示すように割り当てられている。ＡＬＩＳは、ＡＴＣのローカ ル形式として考えられているので、すなわち、ゾーンが最大およそ５０海里をカ バーしているので、これらのチャネルは、他の異なる地理的ゾーン内で再び割り 当てられて、再使用される。隣接ゾーンは、異なるチャネルを使用して周波数の 密集を制限している。チャネルの割当は現在のＡＴＣシステムによって確実に行 うことができ、チャネルの変化は、周知のハンドオフソフトウェアを使用する送 信航空機１２ａのソフトウェアの内部で、自動チャネルハンドオフによって行わ れる。ＣＤＭＡシステムも、本発明に含まれる。しかし、チャネル割当や送信機 及び受信機は、ＦＤＭＡの実施例からの変更を要する場合もある。ＡＬＩＳ１０ 全体は、ＣＤＭＡ、ＴＤＭＡ，ＦＤＭＡのいずれかの下で、またはこれらを組み 合わせたものの下で、機能しなければならない。 さらに、事業用航空機、個人用航空機、軍用機に異なる帯域を割り当てること が必要である。全ての帯域は、全ての受信航空機によって検出することができる が、受信航空機とＡＴＣとは、関係するチャネルを考慮することによって、ディ スプレイ上の記号によって示されている送信航空機のタイプを示す表示の複数を 有する。図２のディスプレイ１５は受信航空機を中心に示しているので、ゾーン の端の近い受信航空機は、別のゾーン内にある送信航空機からの信号を受信する 。高度が異なる航空機に異なる帯域を割 り当てることも有効である。故に、実際には、ＡＬＩＳデータ信号によって占有 される複数の別々のマイクロ波チャネル領域が存在する。この分離の１つの効果 は、対立の可能性、すなわち、同一ＡＬＩＳチャネルで動作する航空機の数を減 らせることである。さらに、認識のありのままの形態を省略時解釈（default） によって提供することができる。 異なるチャネルの区別は、符号分割多元接続、または周波数分割多元接続の原 理に従う。なお、図３ａ及び図３ｂにＦＤＭＡを示す。ＣＤＭＡ（図示せず）及 びＦＤＭＡの使用は、確立したものであるから本発明では詳細は説明しない。Ｆ ＤＭＡは、時分割多元接続と比較すると干渉の傾向が小さいデータリンクを生成 する。ＦＤＭＡとＣＤＭＡとも、ＴＤＭＡの場合のように特定期間内の放送を制 限する必要性を除去でき、故に、伝送を簡単にしている。本発明において特定の 通信体系の使用は、設計上の選択事項であり、本発明を制限するものではない。 最も使用に適していると考えられている通信方法を次に提示する。 ＡＬＩＳは、データ伝送用に、差分位相シフトキード（ＤＰＳＫ）持続波（Ｃ Ｗ）を使用し、すなわち、情報の各部分は、特定の２進数や２進ビットとして、 ＣＷキャリア信号上に位相符号化される。データの各ビットは、ＣＷ波形の５０ ０μ秒のセグメントに相当し、これは信号間隔として定義されている。２進の「 １」や「０」は、定義さ れた基準位相によって位相から１８０°である周期信号によって定義され、すな わち、ＲＦキャリアは２相変調されているので、基準位相から離れた位相変化（ 例えば２進数「１」）は、反対のビット（例えば２進数「０」）を符号化する。 多くの場合、データ信号によって占有されるスペクトル領域は、図５に示すよ うに、幅はおよそ２０ＫＨｚである。各ＲＦチャネルは、幅が１０ＫＨｚのガー ド帯域によって分離されている。故に、１０２４チャネルの最初の割当を仮定す ると、ＡＬＩＳ信号スペクトルの全帯域幅はおよそ３０．７１ＭＨｚである。Ａ ＬＩＳスペクトルの全帯域幅を拡張することによって、チャネルをさらに追加す ることができる。例えば、全帯域幅が６２ＭＨｚになると２０４８のチャネルが 設けられる。 ＲＦキャリア波形の周波数は、例えば９ＧＨｚのマイクロ波領域にあることが 好ましく、従って、占有される帯域の割合は、極めて小さく、すなわち、利用可 能な帯域の１％にも満たない。さらに重要なことに、外部干渉の可能性がかなり 軽減される。 蓋然性の高い衝突回避 受信航空機１２ｂのＡＬＩＳが受信航空機１２ｂにあまりにも近くなる他の送 信航空機１２ａとの潜在的危険事態を識別する時はいつでも（この開示の「シス テムソフトウェア」部分で記述されるカルマンフィルタを利用して蓋然 的に決定される）、パイロットは、適切な修正処置がとられるように、すぐに適 当な警告によって警告される。ＡＬＩＳの効率的な実行は、（その区域がＡＬＩ Ｓの下で操作している）すべての航空機が同じ管制官で稼働しかつＡＬＩＳを装 備されていることを要求する。 ＡＬＩＳは、ＧＰＳ送信機（図４参照）によって次の情報のデータパッケージ ２５でＡＬＩＳ信号を交互に受信することができる他のいかなる航空機でも自動 的に供給する。 （ａ） 独自の航空機識別コード（ＡＩＣ）３６ （ｂ） 地球上位置(Geolocation)３７（緯度３８、経度３９、高度４０を含 む） （ｃ） 「日時間」（ＴＯＤ）情報４２ （ｄ） 速度４４と送信航空機のコンパス機首方位４６ ＴＯＤ情報は、受信航空機が関連メッセージがどのように適用可能であるか（ 信号が状態情報を含んでいるかどうか）を決定するためにＴＯＤを使うことがで きるから、特に重要である。それは同じく２つの続くＡＬＩＳ伝送間の位置と速 度における相違を決定するのに使われ、そしてそれは蓋然的予測トラッキングを 決定するために利用される。 蓋然性予測トラッキングは適応性（カルマン）フィルター中に入力される速度 を利用して計算される。もし航空機が特定の軸線（経度、緯度、あるいは上昇） に沿って加速しているなら、固定した時間フレーム上の移動した距離はその軸線 に沿って増加するであろう。ＧＰＳ衛星はかかる 固定時間フレーム上にて航空機の非常に正確な位置を決定するために使われる。 それ故に、航空機の加速あるいは減速は所定の時間上に速度差として計算される 。加速と減速は受信及び送信航空機両方のために、データパッケージ３５の中で 受け取られた情報を利用して受信航空機上で計算される。 受信及び送信航空機の現在位置及び速度はカルマンフィルタに入力され、現在 の追跡情報上に頼る従来のシステムよりいっそう信頼性が高い予測トラッキング 概要を提供する。もし航空機が所定の時間において特定の加速（あるいは減速） を有し、それが近い将来なら、加速が同様に存続するであろうと想定される。こ れは、航空機パイロットの技術が比較的滑らかな飛行中の移行を強調するから、 合理的な仮定である。この加速は航空機の予測トラックを計算するために使われ る。 データパッケージ３５中に含有されたＡＩＣ３６はＡＩＣを送っている送信航 空機の航空機タイプを含んでいる。それによって受信航空機は各送信航空機が何 のタイプ航空機（例えば定期旅客機あるいはヘリコプター）か検知する。受信航 空機が各送信航空機のタイプを検知すると、それは受信航空機のＡＬＩＳに位置 している保存するデータバンクにアクセスし、現開示のカルマンフィルターに適 用された利得係数を変えることによって各送信航空機の操作特性を生成する。 図４の各データフレームは疑似ノイズ（ＰＮ）シーケンスを含んでいるセグメ ントあるいはプレフィックスによって先行され、それはマーカの役をなし、そし てどこの信号源が発したかについて明らかにする。同様に、各データ項目あるい はワード（ＡＩＣ、 ＬＡＴなど）も、より短いＰＮプレフィックスによって先 行され、再びマーカの役をなす。 この開示において使われる用語「ＩＮＵ」は、慣性航法システムと同様、慣性 航法ユニットの両方を含む意味をなす。慣性航法ユニットはその地球上位置と関 係をもつ情報を航空機に提供するそれらのシステムである。慣性航法システムは 軍用機で一般に使われ、その地球上位置を提供するでだけではなく、航空機の姿 勢（回転、バンクと偏走）に関連づける情報を供給するジャイロを典型的に利用 する。 ＡＬＩＳはミリ秒限界で周期（７８ミリ秒、適当であることがわかった）で周 期的に、この情報パッケージを好ましく更新する。地球上位置３７のデータは、 たいていの近代的な定期旅客機に搭載されている慣性航法（ＩＮＵ）、あるいは ＧＰＳ衛星からの直接位置情報、あるいは以下に説明するＧＰＳ及びＩＮＵ情報 の結合のいずれかを用いて決定される。位置情報を供給するためにＡＬＩＳによ って利用されるべき選ばれた設備は航空機で好ましくは最も正確な位置情報の設 備である。航空機の位置決定が受信航空機によって決定されることは指摘する価 値があり、そうす ることにより、各航空機の極端な予測トラッキング情報を伝送す通信要求事項は 取り除かれる。各送信航空機の蓋然性の高い予測トラッキングは一般的な近傍で の各受信航空機の中で決定される。 ＡＬＩＳでの地球上位置３７とＴＯＤデータ４２はＧＰＳ衛星に搭載されてい るＧＰＳ送信機１７から得られる（図１参照）。地球上に別の軌道を移動してい るＧＰＳ衛星のアレイが現在ある。各ＧＰＳ送信機１７が周知の信号を発信し、 それは独自に衛星を識別するコードを含んでいる。 各ＧＰＳ衛星の地球上位置が知られ、（ＧＰＳ衛星に搭載されている）ＧＰＳ 送信機から（送信航空機１２ａと受信航空機１２ｂ両方に搭載されている）ＧＰ Ｓ受信機８０（図５参照）までの距離がどんな特定時間でも計算されるので、三 角測量技術は航空機の正確な地球上位置をするために使用できる。三角測量はＧ ＰＳアプリケーションでよく知られており、位置情報を供給するためにＧＰＳ航 法で利用される基本的な原理の１つである。三角測量は、少なくとも３つのＧＰ Ｓ衛星から信号を受信して識別することを必要とし、それらの信号（ＴＯＤ信号 から生じた）の「到着の時間差」（ＴＤＯＡ）を測定し、それによって送信航空 機１２ａの地球上位置、現在のトラッキング、現在の飛行方向を計算する。ＧＰ Ｓにおいて、速度は、２つのＴＯＤ信号の時間差によって分割された航空機の２ つの別 の信号間に移動した距離として決定される。ＧＰＳにおいて、加速は、間隔時間 で分割した２つの続くＴＯＤ信号間の計算された速度差として計算できる。 航空航法におけるＧＰＳ上の信頼性は過去の数年に、航空コミュニティにいっ そう受け入れられ、そのＧＰＳ及び／又は慣性航法ユニット（ＩＮＵ）情報に主 に頼るＡＬＩＳのＡＩＣのパイロットによる導入と受容は、完全に新しいシステ ムをよりいっそう前方へ開発すべきである。 受信航空機は、その区域内の各送信航空機のために情報の類似のセットを受信 すると同様、それ自身の地球上位置、速度、方向及び速度を計算している。これ らの情報のセットは受信航空機に搭載されたコンピュータに入力され、これは相 対位置、速度、移動の経路及びすべての送信航空機と受信航空機の間の経路横断 の可能性を計算する。 ３つのＧＰＳ衛星信号を処理するＧＰＳ受信機は正確な緯度（ＬＡＴ）及び経 度（ＬＯＮＧ）情報をどんな航空機にでも提供し、他方４つの衛星信号を処理す る受信機は高度情報をも供給する。それ故に、最小の要求事項として、ＡＬＩＳ のＧＰＳ受信機は、航空機の高度計から高度情報を得る間に、３つのＧＰＳ衛星 をインタフェース接続するべきである。４衛星ＧＰＳ受信機の１つの利点はそれ が高度計で必要とされるインタフェースを排除するということであり、そしてそ れは、高度計が比較的不正確であるかも知れないので、有益である。４機のＧＰ Ｓ衛星を受信して いるＡＬＩＳはその正確な経度、緯度及び高度を決定する。もしＧＰＳ衛星の１ 機を持っている通信が見失われるなら、システムは３衛星のＧＰＳ方式に逆戻り する。 速度と送信航空機のコンパス飛行方向がそれ自身のアビオニクス方式から得ら れる（あるいはＧＰＳ計算から）。本発明においては航空機の加速に基づいて飛 行方向及び速度データは修正され、そして次に航空機識別コード（Aircraft Ide ntification Code）（ＡＩＣ）３６とＧＰＳからの地球上位置データとＴＯＤデ ータと結合され、ＡＬＩＳ情報パッケージを形成し、そして他のＡＬＩＳ設備が 整っている航空機で使うため放送電波上に送信される。 システムの説明 ＡＬＩＳは図５に示す多くのハードウェアモジュールを含む。ＡＬＩＳ受信機 モジュールは従来のＧＰＳ受信機８０と警告受信機８２を含む２つの別の受信機 を含む。ＧＰＳ受信機８０は地球上位置及びＴＯＤデータを航空機搭載受信機へ 供給する（すべての航空機は送信航空機及び受信航空機として機能する）。ＧＰ Ｓ受信機８０はＧＰＳ信号を復号し、種々のＴＤＯＡを測定する一連のデジタル 相関器として構成される。三角測量アルゴリズムはＧＰＳ受信機８０に存在する 。それ故に、ＧＰＳ受信機の出力は、地球上位置、高度及び対応するＴＯＤデー タを含んでいる一連のデジタルワード組分け（digital word groupings）（例え ば４つの１２ビットのワード）である。これらの組 分けはシステム中央処理ユニット（ＳＣＰＵ）８６制御下でバッファメモリ８４ に送られる。 同じくＡＬＩＳはトラッキングフィルター８８（カルマンあるいは他の適応性 フィルタリング技術を利用する）、ディスプレイメモリ及びコントローラ−９０ 、ディスプレイ９２、航空機のアビオニクス及び／又はＩＮＵユニット９５と通 信する入力／出力（Ｉ／Ｏ）ポート９４、DPSKモジュレーター９６並びに無線周 波増幅器９８を含み、それは送信アンテナで通信する。 ＡＬＩＳ警告受信機８２は、一般的な近傍で他の送信航空機からデータ信号を 捕えるためにその割当周波数帯を走査する。警告受信機は信号取得目的のための 圧縮受信機（compressive receiver）と所定のチャネルでデータを復号するため の周波数段階スーパーヘット／デジタル相関器（frequency-stepped superhet/d igital correlator）とから成る。各信号捕獲に含まれるデータ項目は、航空機 （送信または受信）の硯在の姿勢、方向及び速度を決定することによってトラッ キング（カルマン）フィルターによって処理される。受信航空機は受信航空機か ら望ましい距離の中で航空機の各蓋然性の高い予測トラックを計算する。カルマ ンによってフィルターされた予測トラッキングデータはＳＣＰＵ８６に使用され 、衝突の確率を決定して、そしてディスプレイコントローラー９０によって適当 なコックピットに提示する。ＡＬＩＳはレーダー（トランスポン ダ）の場合のような呼掛け信号を必要としない。 ＡＬＩＳ送信機は地球上位置情報を、速度、コンパス飛行方向及びデータパッ ケージを形成するホスト航空機のＡＩＣと一緒にし、そしてそれは放送電波上に 送信される前にＤＰＳＫフォーマットに符号化するためモジュレーターに入力さ れる。約５０海里の操作上の距離のために、RF増幅器９８の飽和出力電力のため の最小の要求事項は１ｍＷ（０ｄＢｍ）であると准定される。動作周波数９ＧＨ ｚとすると、警告受信機の入力においてのＳＮ比（ＳＮＲ）が１５ｄＢで、受信 側システム雑音指数（ＮＦ）が６ｄＢで、受信アンテナ利得が公称０ｄＢである 。操作バンド幅が大変小さいから、ソリッドステートRF増幅器は論理的及び費用 効果が高い選択となる。 システムアンテナは機体の中に従来のように容易に統合化されている。例えば 、受信アンテナ５０（図１参照）はＧＰＳ受信機８０と提携して、典型的に小さ いうず巻線から作られたタイプあるいは多分非常に狭い操作バンド幅によるパッ チである。受信のための望ましいパターンは全方向であり、それは容易に入手可 能である。送信機と警告受信機はアンテナ９９を共有し、しかし警告受信機は同 じく別のアンテナ５２を有することもできる。 航空機アビオニクスを備えるすべてのインタフェースは航空機のコンピュータ バス構造及びフォーマットと互換性がある入出力（Ｉ／Ｏ）ポート９４を通して 達成されてい る。このインタフェースの実際の構成は特定の航空機としてもよい。再設定可能 なソフトウェアであることはＩ／Ｏポート９４を設計するために可能である。 他の実施例において、速度と飛行方向がＧＰＳデータ解析を通して得られ、カ ルマンフィルターの可能なトラックによって予測されたものと全く同じの予測さ れた円錐体、図８の最も可能な予測経路２から構成される。どんな航空機でもし ている予測トラック（現在からのより大きい時間）に沿って移動すればするほど 、さらに多く変動と偏向が周知の経路から起こる。例えば、現在の時間の１秒後 の航空機の位置とトラックを予測することは比較的容易であるが、しかしながら 、数分後内に、航空機は容易に、方向を反転するか、あるいは上昇するか、最も 可能な経路から激烈に外れることがある。 ＡＬＩＳ方式は航空機アビオニクスに独立した姿勢（すなわち緯度、経度と高 度）の十分な三次元指示を供給する。これはＡＬＩＳ方式が４つのＧＰＳ衛星の 最小限を追跡することを要求するであろう。これがＡＬＩＳシステムのＧＰＳ部 分で４つのチャネルＧＰＳ受信機を必要とするけれども、それは航空機アビオニ クスの多様な組分けを接続する必要を排除する。さらに、ＡＬＩＳのアプリケー ションは、航空機が高度情報を供給することは非実用的又は不可能である事態を 含むためにかなり拡大される。 ＡＬＩＳのＧＰＳサブシステムを修正することによって、 三次元空間で航空機飛行方向と機体配向を推測することは可能である。機内搭載 （典型的にジャイロを利用している）アビオニクスから指示は、ピッチ、偏走及 び回転のような姿勢特性を供給する。高度座標は、受信航空機の有望な高い確率 の予測トラッキングを決定する際、カルマントラッキングフィッタ（Kalman tra cking fitters）によって利用される。実際、ＡＬＩＳは、主要なアビオニクス 方式の、それらのシステム又は場合のために、可能性バックアップ（potential back-up）として考えられる。このパラグラフ示した種々のシステムは精巧さと 結果の安定品質に付け加えるために利用され得る。これらのシステムは若干より 小さい、より低度に洗練された航空機によって利用されるべきではない傾向にあ る。 空港の近くにおいて、非常に正確な差分ＧＰＳ技術はＡＬＩＳシステムの精度 を改善するために使われる。これは、に、空港の近傍に位置している例えば管制 塔で、追加ＡＬＩＳシステムを必要とする。このローカルな空港システムは差分 位置計算のために周知の基準点の役をなす。航空機位置の指示は、空港のＡＬＩ Ｓシステムの固定した周知の位置を使っている不確かさを取り除くことによって 改善される。この場合、個別ＡＬＩＳ方式の基本的な構造は際立って変化しない であろう。しかしながら、計算のソフトウェアは影響を与えられるであろう。 システムソフトウェア 図７はＡＬＩＳシステムと連携するソフトウェアコンポーネントを示す。ＡＬ ＩＳシステムソフトウェアは送信部分１２０と受信部分１２２を含む。次の要素 は２部分のいずれかに属していると示され、図７で示されるように異なった部分 の要素間にかなりのデータ転送と機能があると理解されるはずであり、ある特定 のソフトウェア部分が両方の部分で実際に作用する。 送信部分１２０は、計算ＧＰＳ座標セグメント１３０、航行データセグメント １３２、データ結合器１３４、カルマン平滑フィルタセグメント１３６、入出力 プロトコルセグメント１２８、送信機セグメント１４０、領域モニターセグメン ト１４２、データ結合器１４４と同調ワードセグメント１４６を含む。 計算ＧＰＳ座標セグメント１３０は、たいていの従来技術のＧＰＳソフトウェ アプログラム含んでいるものと同様である。この部分で得られたデータは日時、 緯度、経度及び高度（もしＧＰＳ受信機に通信に４つのＧＰＳ衛星１６があるな ら）供給する。 航行データセグメント１３２はたいていの現代のデジタルのＩＮＵユニットで 含んでいるものと同様である。セグメント１３３で得られるデータは航空機の飛 行方向、対気速度及び高度を供給する。セグメント１３０と１３２はＡＬＩＳシ ステムに利用可能な位置情報のすべてを含んでいる。データ結合器１３４はセグ メント１３０と１３２から のデータを結合し、このデータに基づいて、航空機の位置、速度と加速を計算す る。本発明はカルマン平滑フィルタセグメント１３６への入力である。 カルマン平滑フィルタセグメント１３６は計算ＧＰＳ座標セグメント１３０及 び航行データセグメント１３２（そしてデータのそれぞれが送られるＴＯＤ）か ら最近のデータを受け取る。非常に正確な位置のデータ、航空機移動方向の知識 及び航空機特性の知識から、適応性フィルター（特にカルマンフィルタ）は航空 機の３次元の加速を計算するため技術を供給し、それによって航空機の予測トラ ッキングを予測する。カルマン平滑フィルタセグメント１３６によって決定され た上記のデータについて、ただ地球上位置３７と現在のトラックデータだけは、 他の受信航空機に図４で示されるように、データパッケージ３５で送信される。 セグメント１３６は受信航空機のデータ結合器１５２にも受信航空機１２ｂの予 測トラッキングを出力する。 カルマンフィルタリングについての使用は、アンダーソン(Anderson)およびそ の他とグッドウイン（Goodwin）およびその他による上記フィルターテキストで 示されるように、よく知られているフォックス予測（fox prediction）である。 カルマンフィルタの係数は、航空機の係数に依存しているフィルター（定期旅客 機の係数はかなり小さい航空機とは違うであろう）の蓋然性の特性を変えるため に変えられる。各航空機のための適切な係数は（設計技術を使 うことによって）航空機の周知の動作特性に基づいて主に決定される。しかし、 カルマンフィルタが適応性のフィルター上にあるから、もしどんな航空機の実際 の操作特性が、セットされるカルマンフィルタの利得係数の特性と異なるなら、 フィルターの係敗は非常に短期間周期修正されるであろう。このように、カルマ ンフィルタは、ＴＯＤ時間分離を利用してＧＰＳデータ信号による決定のように 、その位置での変動に依存して、航空機の予測トラックに関連する正確な蓋然性 の高い数字を得る。 他の適応性のある蓋然性及び可能性のフィルターと同じように、カルマンフィ ルターは、未来の所定の時間における予測状態と、所定時間における実際状態と の間に誤差を最小にするために作用する。もし所定の時間に若干の誤差があるな ら、それでカルマンフィルタの利得係数が正確にセットされないことは論理的に 推論される。カルマンフィルタ係数は将来より小さい誤差を生成するために周知 技術を使ってそこで「順応される」。この規則数列を減らしている誤差が数回繰 り返された後、予測された状態と所定時間の実際状態の間の誤差がほとんどゼロ に下げられるべきである。利得係数がゼロに近い時、カルマンフィルタは非常に 正確に航空機の予測トラックを設計するであろう。 一般的なカルマンフィルター、特にカルマンフィルタセグメント１３６と１５ ４は、もし入力がその時確率過程と望ましい応答を供給するなら、共同で静止的 である。カル マンフィルターは動的なシステムが状態と呼ばれた変数のセットによって記述さ れる状態空間方法を使う。状態はシステムの挙動についてのすべての必要な情報 を含み、状態の現在値（位置、トラック）、入力の現在値（カルマン利得係数） という条件のもとで、状態の予測の値（位置とトラック）が決定される。カルマ ンフィルタを応用することは、その解が帰納的計算される差分方程式のセットを もたらす。 カルマン平滑フィルタによって得られた予測トラッキング情報はただこのALIS を含んでいる航空機だけに供給される（すなわち、Ｉ／Ｏプロトコルセグメント １３８にではなく予測トラッキング情報はデータ結合器１５２に移される。） 入出力プロトコルセグメント１３８は、カルマン平滑フィルタセグメント１３ ６に含まれる現在位置及び現在トラックデータへ飛行方向及び／又はトラックデ ータを供給し、それによって図４で示したデータパッケージを構成し、これは送 信航空機１２ａから受信航空機１２ｂに伝送を認める。このデータは送信機セグ メント１４０に供給され、それは周知のソフトウェアとソフトウェア技術を使っ てデータパッケージを図１で示した送信アンテナ５２上に送る。 カルマン平滑フィルタセグメント１３６からの予測された位置情報は同じく領 域モニターセグメント１４２に適用される。領域モニターセグメント１４２は、 これらセグメ ント１３０、１３２、１３４及び１３６によって供給された位置のデータをとっ て、そして地球上位置（図４の基準キャラクタ３７）が、データと比較されるよ うに搭載コンピュータに保存したＧＰＳ上に基づかせられて航空機が現在いずれ の領域で位置を定められるか決定される。航空機が位置しているいずれの領域を 決定すると、図５の送信アンテナ９９の適切なチャネル（ＦＤＭＡの周波数、あ るいはＦＤＭＡのコード）は決定（送信航空機搭載コンピュータ中記憶データか ら）されたように動作するはずである。望ましいチャネルは同調ワードセグメン ト１４６の導管データ結合器１４４に送られる。 同調ワードセグメント１４６は送信機セグメント１４０のチャネルを制御して 、RF増幅器（図５の９８）が調整されるように図５の「アンテナ上の正しいチャ ネル」９９以上の信号を送信するために同調器の役割を果たす。作用するディス プレイセグメント１６２から同調ワードセグメント１４６までの入力が優先し、 パイロットは手作業で送信航空機中の望ましいか、あるいは適切であるチャネル をセットできる。もし同じチャネル上に送信している領域の中の他の航空機があ ると、もう１つのチャネルが１機以上の航空機から矛盾するデータ転送を制限す るために選ばれるであろう。 図７の受信セグメント１２２は走査受信機セグメント１５０、データ結合器１ ５２、カルマントラッキングフィル タセグメント１５４、Ｉ／Ｏプロトコルセグメント１５６、予測フィルターセグ メント１５８、データ結合器１６０及びディスプレイ（キーパッド含）セグメン ト１６２を含んでいる。走査受信機セグメント１５０は図５の警告受信機８２接 続されている受信アンテナ５２上の他の航空機からまで送信したデータパッケー ジ（図４の３５）を受け取る。走査受信機セグメント１５０は他の送信航空機か ら地球上位置、ＡＩＣ及び現在のトラッキングデータを受け取る。この配位の長 所は各航空機がそれ自身の位置、速度、を決定するために作用して、そして電子 工学的にこの情報を中継するということである。受信航空機はそれら自身のＡＬ ＩＳでその近傍でそこで他の航空機の予測トラッキングを計算する。他の航空機 に重複する位置のシステムが位置している必要がない。 走査受信機セグメント１５０とカルマン平滑フィルタセグメント１３６からの 位置のデータはデータ結合器１５２で結合され、受信航空機に現在の位置と、現 在の位置と同様、受信航空機の予測トラッキングを供給し、そして近傍で他の送 信航空機のトラッキング情報を引き起こす。 カルマントラッキングフィルタ１５４は近傍でそこで他の航空機の蓋然性の予 測トラッキングを決定する。トラッキングフィルタセグメント１５４は、カルマ ン平滑フィルタセグメント１３６で説明されるように、位置情報を受け取って、 類似の位置情報と他の送信航空機の予測トラッキ ングを計算して、そして相対的な予測された見解と受信航空機の予測トラッキン グを計算する。セグメント１３６及び１５４におけるカルマンフィルタリングを 使うことについての長所は、それらがＧＰＳ信号の複数を受信するので、受信及 び送信航空機の位置が各航空機によって検出されるように一連のＧＰＳ位置上に 基づいて蓋然性の予測のトラッキングを供給することにおいてそれらの強靭性と 精度にある。セグメント１３６に言及して供給されたカルマンフィルタリングに ついての記載はセグメント１５４に関係がある。どんな適応性のフィルターでも いずれかのセグメント１３６あるいは１５４で使われる、しかしカルマンは最も 強靭である。 入出力プロトコルセグメント１５６はカルマントラッキングフィルタセグメン ト１５４で含むデータに飛行方向及び／又は機尾部分を供給して、そして航空機 のすべての相対位置が（図５参照）ディスプレイセグメント１６２（図７）によ ってディスプレイ１５に適用されるほどマニュアルでそれによって受信航空機１ ２ｂと送信航空機１２ａのそれぞれに関連している位置のデータを結合する。デ ィスプレイセグメントソフトウェア技術は周知であって、そして航空機に位置の 天気現象を示す嵐スコープと気象レーダーに技術で非常に類似している。 カルマントラッキングフィルタ１５４からの出力も予測フィルターセグメント １５８に用いられる。受信航空機搭 載コンピュータは、他の送信航空機と受信航空機が差し迫った危険である可能性 が高いかどうか決定するために後に従う規則のセットを持っている。規則は基本 的なベイシアン（Bayesian）論理にしたがう。このような規則のセットは以下の 類似の概要のごとく続くであろう。もし送信航空機と受信航空機がｘマイルの中 であり、そしてそれらの蓋然性の予測の経路が前もって決定された最大寸法の空 域の３次元の領域の中で交差するなら、両方の航空機が位置を定められると予測 され、お互いのｙ分間の内に領域の中でそれらは受信航空機に警告を発行する。 もし送信航空機１２ａが予測された位置及び／又は受信航空機１２ｂに対する可 能性脅威を提示する速度を持っているなら、それで予測フィルターセグメント１ ５８の機能は受信航空機のパイロットに警告を発行する。もしこれが本当である なら、適当な警告が警告パネル１８上に犯している航空機及び／又は適当な警告 指示のアイコンをフラッシュさせるような図２のディスプレイ１５上に供給され る。 蓋然性が高い予測範囲交差 この部分の目的はＡＬＩＳが２機の航空機間の可能性の高い予測交差を判別す るために利用例を与えることである。ＡＬＩＳの構成は図５及び図７に示された それらと同一であるが、受信航空機に搭載されるＡＬＩＳシステムによる可能性 の高い予測交差を判別するための機能を示すために図９に示したように少し変更 されている。 （図７の計算ＧＰＳ座標セグメント１３０及びデータセグメント１３２によっ て与えられる情報を備える）セグメント２２０用の搭載信号は受信航空機までの 受信航空機の飛行高度と共に、緯度、経度、高度、進行方向及び速度を与える。 上記のパラメータのいくつかはＧＰＳ（球状）フォーマットにて与えられる。よ って、事前処理セグメント２２２はＧＰＳフォーマットのデータを容易に使用で きるところの原点に受信航空機を有するｘ，ｙ，ｚ座標軸に変換する。 事前処理セグメント２２２からの出力は（図７に示した）カルマン平滑フィル タセグメント１３６に入力される。カルマン平滑フィルタセグメント１３６は、 図９に示すように、フィルタ利得マトリックス２２４、加算器２２６、遅延素子 ２２８及びフィードバック利得マトリックス２３０を含んでいる。カルマン平滑 フィルタセグメントの機能は、受信航空機がある所望の時間（例えば、今後の５ ，１０又は３０秒）で（上記のｘ，ｙ，ｚ座標によって定まる予測範囲内で）ど こに将来的におそらく位置するのかの可能性の高い表示を生成することはこの分 野では公知である。カルマン平滑フィルタセグメント１３６が動作するために搭 載信号２２０が８つの入力（ロール、バンク及びヨーから形成される航空機の姿 勢セグメント）を有しているので、利得マトリックス部２２４内には８つの設定 された係数がなければならない。カルマン平滑フィルタセグメント１３ ６からの出力はマージ素子２４０に供給される。 図４のデータパケット３５は事前処理部２４２からマージ素子２４０に供給さ れる。事前処理部２４２はデータパッケージを介して送信された現在位置及びト ラッキングデータを受け入れる。座標系は受信航空機と適応させており、そのた めデータパケットを介して受信されるデータを受信航空機１２ｂに容易に適用す ることができる。よって、マージ素子２４０への入力は、送信航空機の現在位置 情報と共に過去及び現在のトラッキングデータと、受信航空機の現在位置情報と 共に現在及び予測トラッキングからなるデータ信号を含んでいる。この全ての情 報はカルマントラッキングフィルタセグメント１５４に入力される。 カルマントラッキングフィルタセグメント１５４の機能は受信及び送信航空機 の全ての予測トラッキング情報を与えることである。カルマントラッキングフィ ルタセグメント１５４は利得マトリックス部２５０、遅延部２５２及び加算素子 ２５４から形成される。カルマントラッキングフィルタ１５４は上記したように 、（所定の範囲内で定めることができる）航空機の蓋然性が高い予測状態を生成 するために公知の技術を利用する。各航空機はトラッキングを生じさせることが できる例として、８つの素子を有しているので、カルマントラッキングフィルタ セグメントは共通のトラッキングフィルタセグメントによって利用される相違計 算式の係数に適用される少なくとも８つの利得素子を 備えなければならない。カルマントラッキングフィルタセグメント１５４の出力 は、ｘ，ｙ，ｚ座標系で設定された各々の位置と、１組のある確率の推測した可 能性の高い範囲である。 カルマントラッキングフィルタセグメント１５４の方法はディスプレイ１６０ と共に予測フィルタセグメント１５８に適用される。ディスプレイ１６０につい ては既に記述した。 予測フィルタセグメント１５８は予測間隔セグメント２６２、利得マトリック ス部２６０、重み付けマトリックス２６４、閾値２６５及び比較器２６６を有し ている。予測間隔セグメント２６２及び利得マトリックス部２６０の機能は受信 及び送信航空機の推測した予測範囲では交差が考えられる時間を制限することで ある。例えば、混雑した空間付近を航行する航空機に対する予測間隔は比較的小 さくて良く（おそらく２０秒）、一方、他の航空機から遠く離れて位置した空間 を航行中の航空機に対する予測間隔は大きくして良い（おそらく１分以上）。個 人の知識や技術を信頼しているパイロットによって予測間隔を設定したり、又は 図７のゾーン監視セグメント１４２（このパラメータは航空機に搭載のコンピュ ータに保存することができる）を考慮して予測間隔を自動的に設定することがで きる。予測間隔が設定され利得マトリックス２６０に入力されると、利得マトリ ックスはカルマントラッキングフィルタ１５４ からの出力データを利用し、それは予測間隔内にある予測期間ならば何でも適用 する。それらの今後の予測範囲は重み付けマトリックス２６４に利得マトリック ス２６０から出力される。 重み付けマトリックス２６４は、利得マトリックス２６０から出力される、受 信航空機と１以上の送信航空機とに関係する予測間隔内の推測した可能性の高い 範囲を考慮し、受信航空機１２ｂと少なくとも１つの送信航空機１２ａとの間の 交差の確率を判別するためにその規則に基づいたロジックを適用する。重み付け マトリックスセグメント２６４の規則はこの分野で良く知られたベイエシアン（ Bayesian）ロジックを利用して予測範囲の交差の確率を考慮する。重み付けマト リックス２６４の出力は、受信航空機と送信航空機の各々との間の各時における 交差の最大確率である。この交差の確率は閾値２６５の入力を有する比較器２６ ６に供給される。よって、受信航空機との交差の確率が（その閾値を越えて）大 きいならば、警報ベクトル２７０が与えられそれは図２のディスプレイ１５の警 報セグメント１８に適当な警報を示す。いずれかの航空機の今後の経路に多分の 影響を与える良く知られた状態（すなわち、航空機が滑走路等で並んでいる）が あるならば、蓋然性ロジックを修正することができる。 可能性のある応用 ＡＬＩＳ概念の第１の応用は航空機の衝突の可能性を制 限することである。この機能を商業、私的及び軍事の航空機のフライトの間に連 続的に行うことができる。付属的な利点は、飛行場のＡＴＣシステムが他と無関 係に位置することを確認するため、また接近する、離れる又は一時的な航空機の いずれのタイプであるか識別するためにＡＬＩＳを用いることができることであ る。この機能は大きな飛行場の周囲の高い通行エリアで特に有用である。更に、 タワーは視覚的手段以外によって滑走路上を移動する航空機を位置確認し識別す るためにＡＬＩＳを用いることができる。これは物理的障害又は荒れ模様の天候 のために生じる問題を除去する。 ＡＬＩＳは現在利用できない一般及び軍事機能を備えることができる。特に、 無人の航空機（以下、ＵＡＶ）を含む応用において、ＡＬＩＳはそのような航空 機のフォーメーションをなす手段を与えることができる。ＦＡＡは有人の航空機 との可能性の高い衝突を制限するするために限定した時間におけるある領域、す なわち軍事活動領域でのそのような航空機の使用を制限した。ＵＡＶの予測飛翔 経路と共にＵＡＶの位置の正確な連続的な表示を与えることができるシステムが あるならば、これは他の少ない限定した応用としてＵＡＶに用いることにおいて 利点となる。ＵＡＶは有人の航空機より優れた応用となる。 ＵＡＶに搭載のＡＬＩＳのための２つの動作モードがある。第１の動作モード は送信航空機１２ａとしてＵＡＶ機 能を用いることである。ＵＡＶは送信航空機だけとして機能するならば、受信機 として機能するＡＬＩＳの部分を除去することができる。このモードにおいては 、ＡＬＩＳは、ＵＡＶの存在に気が付いてＵＡＶの付近に位置する他の受信航空 機をなすために機能しているだけである。ＡＬＩＳの送信部は送信航空機の有人 版と同じである。 ＵＡＶに搭載のＡＬＩＳの第２の動作モードは、受信航空機及び送信航空機の 両方として機能することをＵＡＶに要求する。このモードでは、ＡＬＩＳの送信 部は有人の送信航空機と同じであり、第１のモードにおいて動作するＵＡＶとも 同じである。第２モード（送信及び受信ＡＬＩＳの両方）で機能しているＵＡＶ に搭載の受信部ＡＬＩＳは、ＵＡＶが他の航空機に対して非常に接近したならば 、ＵＡＶの航路が変更されるというような重要なソフトウエアを制御パッケージ にて必要とする。代わって、ＵＡＶが地上のパイロットからの制御に基づいて機 能しているならば、地上のパイロットは地上のＡＬＩＳディスプレイに基づいて ＵＡＶと第２の航空機との間の衝突可能性に気が付くことになる。送信及び受信 航空機の可能性の高い予測航路を与えることは、従来の硯航路衝突検出よりも早 い衝突検出を行なうことになる。衝突回避の処理は人が無人航空機又は有人航空 機を扱っているか否かで更なる信頼性となる。 他の可能性あるＵＡＶ機能は間違った認識が生じることを防止するためにＵＡ Ｖの付近の航空機にＩＦＦ能力を与 えるようにＡＬＩＳを用いることである。これは軍事活動で特に重要である。 本発明の好ましい実施例について特に説明したが、本発明の範囲及び精神から 逸脱することなく形状や細部の変更をできることはこの分野の当業者には分かる ことである。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ヴァカロ デニス ディー. アメリカ合衆国 イリノイ州 60025 グ レンビュー メドウラークアベニュ 910

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．送信航空機に設けられ、電子的形式で記述された前記送信航空機に関する現 在位置及びトラッキング情報の第１の組を決定する第１の位置判別手段と、 前記現在位置及びトラッキング情報の第１の組を受信航空機に送信する送信手 段と、 受信航空機に設けられ、電子的形式で記述された前記受信航空機に関する第２ の現在位置及びトラッキング情報の組を決定する第２にの位置判別手段と、 前記航空機に設けられ、現在位置及びトラッキング情報の第１の組の現在及び 過去の値を使用して対応する送信航空機の第１の蓋然性の高い将来のトラッキン グ状態を導出し、第２の現在位置及びトラッキング情報の組の現在及び過去の値 を用いて対応する受信航空機の第２の蓋然性の高い将来のトラッキング状態を導 出する演算手段とから成ることを特徴とする航空機位置探索及び識別システム。 ２．将来第１の蓋然性の高い将来のトラッキング状態が第２の蓋然性の高い将来 のトラッキング状態と交差するか否かを判別する交差手段を更に有することを特 徴とする請求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 ３．第１の蓋然性の高い将来のトラッキング状態及び第２ の蓋然性の高い将来のトラッキング状態との間の交差の最大確率を判別する予測 手段を更に有することを特徴とする請求項１記載の航空機位置探索及び識別シス テム。 ４．前記交差の最大確率が所定のしきい値を超えたか否かを判別するしきい値手 段を更に有することを特徴とする請求項３記載の航空機位置探索及び識別システ ム。 ５．前記交差の最大確率が所定のしきい値を超えた場合にはを警告を与える警告 手段を更に有することを特徴とする請求項４記載の航空機位置探索及び識別シス テム。 ６．前記送信手段はＣＤＭＡを使用することを特徴とする請求項１記載の航空機 位置探索及び識別システム。 ７．前記送信手段はＦＤＭＡを使用ことを特徴とする請求項１記載の航空機位置 探索及び識別システム。 ８．前記現在位置及びトラッキング情報は前記航空機の速度を含むことを特徴と する請求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 ９．前記現在位置及びトラッキング情報は現在高度を含むことを特徴とする請求 項１記載の航空機位置探索及び識別 システム。 １０．前記現在位置及びトラッキング情報は地球上の位置を含むことを特徴とす る請求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 １１．前記蓋然性の高い将来のトラッキング情報は航空機が将来の所定の時間に 位置しているかを与えられた確率内で画定する蓋然性の高い範囲を含むことを特 徴とする請求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 １２．前記演算手段は前記受信航空機の前記送信航空機との干渉確率を算出する 予測手段を含むことを特徴とする請求項１記載の航空機位置探索及び識別システ ム。 １３．前記位置判別手段は慣性ナビゲーション装置を使用することを特徴とする 請求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 １４．前記位置判別手段は複数のＧＰＳ衛星を使用することを特徴とする請求項 １記載の航空機位置探索及び識別システム。 １５．前記複数のＧＰＳ衛星は３つの衛星を含み、位置情 報は送信航空機の地球に対する位置を記述することを特徴とする請求項１４記載 の航空機位置探索及び識別システム。 １６．前記複数のＧＰＳ衛星は４つの衛星を含み、位置情報は送信航空機の地球 上の位置及び送信航空機の高度を記述することを特徴とする請求項１４記載の航 空機位置探索及び識別システム。 １７．前記送信手段はディジタル形式の第１の現在位置及びトラッキング情報を 含むデータ・パッケージを用いることを特徴とする請求項１記載の航空機位置探 索及び識別システム。 １８．前記データ・パッケージは時刻部分から成ることを特徴とする請求項１７ 記載の航空機位置探索及び識別システム。 １９．前記送信手段は非質問型装置であることを特徴とする請求項１記載の航空 機位置探索及び識別システム。 ２０．地球に対して定義された複数のゾーンが存在し、ゾーンの各々は関係する 別個なチャンネルセットを有しており、前記システムは 送信航空機がどのゾーン内に位置しているかを検出する ための送信航空機に設けられたゾーン監視手段を更に有することを特徴とする請 求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 ２１．送信航空機が現在どのゾーン内に位置しているかに応じて送信航空機が送 信するチャンネルを選択するチャンネル選択手段を更に有することを特徴とする 請求項２４記載の航空機位置探索及び識別システム。 ２２．送信航空機の現在位置及びトラッキング情報に基づいて該航空機の所定の 確率内での将来のトラッキングを予測する適応フィルタ手段を更に有することを 特徴とする請求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 ２３．前記適応フィルタ手段はカルマンフィルタであることを特徴とする請求項 ２２記載の航空機位置探索及び識別システム。 ２４．各送信航空機からの送信手段からの信号を受取り、それによって各送信航 空機の相対位置及び飛行方向を判別する地上施設手段を更に有することを特徴と する請求項１記載の航空機位置探索及び識別システム。 ２５．送信航空機に設けられ、前記送信航空機に関する電 子的に記述された現在位置及びトラッキング情報の組を決定する第１の位置判別 手段と、 現在位置及びトラッキング情報の組を地上ステーションに送信する送信手段と 、 前記受信地上施設に位置し、現在位置及びトラッキング情報の第１のセットの 混在及び過去の値を用いて対応する蓋然性の高い将来の航空機のトラッキング状 態を導出する計算手段とから成ることを特徴とする航空機位置探索及び識別シス テム。 ２６．与えられた将来の時間における２以上の航空機の蓋然性の高い将来のトラ ッキング状態が交差するか否かを判別する交差手段を更に有することを特徴とす る請求項２５記載の航空機位置探索及び識別システム。 ２７．与えられた時間における２以上の航空機の蓋然性の高い将来のトラッキン グ状態の交差の最大確率を決定する予測手段を更に有することを特徴とする請求 項２５記載の航空機位置探索及び識別システム。 ２８．前記交差の最大確率が所定のしきい値を超えたか否かを判別するするしき い値手段を更に有することを特徴とする請求項２７記載の航空機位置探索及び識 別システム。 ２９．前記交差の最大確率が所定のしきい値を超えた場合には警告を与える警告 毛段を更に有することを特徴とする請求項２８記載の航空機位置探索及び識別シ ステム。 ３０．送信航空機の受信航空機に対する相対位置を提供する方法であって、 送信航空機の現在位置及びトラッキング情報の第１の組を決定し、 送信航空機から現在位置及びトラッキング情報の第１の組を受信航空機に送出 し、 受信航空機の現在位置及びトラッキング情報の第２の組を決定し、 前記受信航空機において、前記第１の現在位置とトラッキング情報の組の少な くとも２つに基づいて前記送信航空機の第１の対応する蓋然性の高い将来のトラ ッキング状態を算出し、前記第２の現在位置及びトラッキング情報の組の少なく とも２つに基づいて第２の対応する蓋然性の高い将来の前記受信航空機のトラッ キング状態を算出する各ステップから成ることを特徴とする相対位置提供方法。 ３１．受信航空機に第１及び第２の対応する蓋然性の高い将来のトラッキング状 態を提供するステップを更に有することを特徴とする請求項３０記載の相対位置 提供方法。 ３２．与えられた将来の時間において第１の蓋然性の高い将来のトラッキング状 態が第２の蓋然性の高い将来のトラッキング状態に交差するか否かを判別するス テップを更に有することを特徴とする請求項３１記載の相対位置提供方法。 ３３．与えられた時間における第１の蓋然性の高い将来のトラッキング状態及び 第２の蓋然性の高い将来のトラッキング状態の間の最大の交差の確率を算出する ステップを更に有することを特徴とする請求項３３記載の相対位置提供方法。 ３４．前記交差の最大確率が所定のしきい値を超えたか否かを判別するステップ を更に有することを特徴とする請求項３３記載の相対位置提供方法。 ３５．前記最大の交差の確率が所定のしきい値を超えた場合に警報を与えるステ ップを更に有することを特徴とする請求項３４記載の相対位置提供方法。 ３６． 前記送信航空機及び前記受信航空機の間でデータ・パケットを転送するステップ を更に有することを特徴とする請求項３０記載の相対位置提供方法。 ３７．前記対応する蓋然性の高い将来のトラッキング状態はカルマンフィルタを 用いて計算されることを特徴とする請求項３０記載の相対位置提供方法。 ３８．送信航空機が複数のゾーンのどれの中に位置しているかを判別し、 送信航空機から位置及び将来の蓋然性の高いトラッキングを受信航空機に送信 しているチャンネルを選択するステップを更に有することを特徴とする請求項３ ０記載の相対位置提供方法。 ３９．航空機の位置を地上ステーションに提供する方法であって、 航空機の現在位置とトラッキング情報の組を決定し、 航空機から現在位置とトラッキング情報の組を地上ステーションに伝送し、 前記地上ステーションにおいて、少なくとも２つの前記現在位置及びトラッキ ング情報の組に基づいて対応する蓋然性の高い将来の前記航空機のトラッキング 状態を計算する各ステップから成ることを特徴とする位置提供方法。 ４０．地上ステーションに対応する蓋然性の高い将来の航空機のトラッキング状 態を提供するステップを更に有する ことを特徴とする請求項３９記載の位置提供方法。 ４１．２機以上の航空機の複数の蓋然性の高い将来のトラッキング状態が与えら れた将来の時間に交差するか否かを判別するステップを更に有することを特徴と する請求項４０記載の位置提供方法。 ４２．与えられた時点について複数の蓋然性の高い将来のトラッキング状態の間 の交差の最大確率を算出するステップを更に有することを特徴とする請求項４１ 記載の位置提供方法。 ４３．前記交差の最大確率が所定のしきい値を超えたか否かを判別するステップ を更に有することを特徴とする請求項４２記載の位置提供方法。 ４４．前記交差の最大確率が所定のしきい値を超えた場合には警告を与えるステ ップを更に有することを特徴とする請求項４３記載の位置提供方法。