JP2016172544A - 機上システムの周囲の気流における光学的波面擾乱の測定のための航空波計器 - Google Patents

機上システムの周囲の気流における光学的波面擾乱の測定のための航空波計器 Download PDF

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Abstract

【課題】光学計器類の性能及び／又は正確性に影響を与える航空光学的擾乱の正確な測定を可能とする
【解決手段】発光源からの光ビーム３０を、第１ペリスコープ折り畳み鏡３６へと反射させ、そこから、第２ペリスコープ折り畳み鏡４０へと直接反射させるための、ジンバルに支持された鏡を含む。第１凹形軸外放物面鏡４６は、第２ペリスコープ折り畳み鏡から反射された光ビームを受容し、第１折り畳み鏡４２は、第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光ビームを受容し、第２折り畳み鏡４４は、第１折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容する。第２凹形軸外放物面鏡５２は、第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容し、高速ステアリング鏡５４へと反射させる。組み込みプロセッサ３９に結合された微細追跡カメラ４１は、高速ステアリング鏡から光ビームの一部を受容する。組み込みプロセッサは、高速ステアリング鏡及びジンバルの動作を制御する。
【選択図】図３

Description

本開示は概して、光学計器類に関し、より具体的には、気流場内の光学的擾乱を測定するための光学計器類に関する。
航空機が亜音速、遷音速、又は超音速のスピードで飛ぶ際に、空気を通って移動する航空機の表面によって、航空機を取り巻く気流場における航空光学的擾乱が引き起こされる。これらの航空光学的擾乱は、航空機の各形状によって、及び、航空機がスピード、高度及び運航上の機動飛行を変化させることに伴い、変動することになる。超音速のようなより速いスピードでは、航空機を取り囲む気流場内の航空光学的擾乱は、波面擾乱だけでなく、衝撃境界をも含むことになる。気流場において引き起こされるこれらの航空光学的擾乱は、航空機によって運ばれ、かつ、光学データの受信及び／又は光学エネルギーの放出のために使用される、光学計器類の性能及び／又は正確性に影響を与えることになる。
これらの航空光学的擾乱によって引き起こされる問題には、光学追跡装置の追跡正確性、監視センサの画像品質の不明瞭化、レーザシステムの不精密な照準、及び、航空光学的擾乱を包含する航空気流場を通って伝播されるレーザエネルギーのビーム品質の低下が含まれる。航空機の気流場からこれらの航空光学的擾乱の正確な空間的データ及び時間的データを集めることで、光学追跡装置、光学撮像、レーザレーダ、レーザシステム及びレーザ兵器システムのための精密な照準設定設備といった、高性能かつ正確な光学設備の設計が可能になる。気流場からのこれらの擾乱の正確な測定データを用いることで、これらの航空光学的擾乱によって引き起こされる光学偏差を補償するために、これらの装置に設計基準が実装されることが可能になる。
種々の形状の航空機の各々について、航空光学的擾乱データの測定及び収集が可能になることが必要である。更に、航空光学的擾乱は航空機の様々なスピード、高度、機動飛行構成によって変化することから、これらのパラメータの変化についても同様に、データを蓄積することが必要になる。ゆえに、特定の航空機のための信頼できるモデリングデータを得るために、航空光学的擾乱の測定は、その航空機がスピード、高度というパラメータのこれらの変動を経て飛行している状態で、かつ、様々な機動飛行を実施している間に、その航空機に固定されるべき、かかる航空光学的データの測定及び収集のための適切な設備を通じて、取得されることが最も望ましいだろう。
様々な航空機について測定及び収集されるべき航空光学的擾乱は、最大で少なくともマッハ２の亜音速、遷音速、及び超音速のスピードを含む可能性がある。航空光学的擾乱の測定は、海水位から７５，０００フィートまでの範囲にわたる高度エンベロープにおいて運航する航空機のために必要である。加えて、航空光学的擾乱の測定は、様々な機動飛行を実施する航空機からのものが必要となるが、かかる機動飛行は、その航空機に３ｇ程度の力を加える。このデータは全て、上述のように、最終的に光学設備を運ぶことになる各航空機に信頼できるモデリングを提供するために、正確に測定されることが必要になる。
過去においては、航空光学的測定値は、風洞を使用することによって、又は、飛行中の大型航空機を使用して気流場を生成することによって、取得されていた。特定の航空機の高速スピード、より具体的には、マッハ１を上回る超音速スピードを再現するための風洞の使用は、複雑なものであった。詳細には、風洞の壁に衝撃を与える衝撃波により、開放雰囲気中の気流場での飛行においてならば通常発生することになる航空光学的擾乱の再現性、従って航空光学的擾乱との同一性が、破綻する。航空光学的擾乱のための測定設備は概して大型かつ複雑な設備であることから、その設備を運ぶために、より大型の航空機が必要とされてきた。より大型の航空機の使用は、それらのスピード範囲が限定されていることにより、追加的な問題ももたらした。これらのより大型の航空機の限定されたスピードでは、より高速のスピードでの航空光学的擾乱の測定は、完全に不可能であるか、そうでなければ限定されていた。更に、航空光学的擾乱を測定するための大型で複雑な計器類により、航空機上でのかかる設備の位置付け又は配置は制限され、それによって、その大型で複雑な設備に適応するために、気流場擾乱のデータの収集が、航空機上の限定された位置に限定されていた。
航空光学的擾乱に関して必要なデータを測定及び蓄積して、光学計器類のためのモデリング設計基準を提供するために、小型の測定計器類を開発することが必要である。小型の測定計器類は、亜音速から超音速までの広範なスピードで進行しうる戦闘航空機のような、より小型の航空機に固定されることが可能である。また、小型構成によって、測定設備が航空機上の多数の異なる位置に固定されることが可能になる。このことは、光学計器類が後に位置付けられうる位置を再現することになる位置から、測定が行われることを可能にする。小型サイズはまた、航空機の望ましくない空力不均衡の生成を防止する上での一助となるだろう。
小型構成の測定計器類は、広範なスピード及び高度を通じて、それと共に様々な機動飛行を通じての移動を伴って、進行することが必要になる多数の異なる航空機についての、擾乱データの測定及び収集を促進することになる。航空機が航空光学的擾乱の中で運航し、かつ／又はかかる航空光学的擾乱を軽減するために最終的に運ぶことになる光学システム及び／又はフロー制御装置を設計するために、モデリングを確立するように、小型構成の測定設備は、その航空機の気流場内のこれらの航空光学的擾乱の、必要とされる空間的データ及び時間的データを提供することになる。
前述の特徴、機能及び利点は、様々な実施形態において個別に実現可能であるか、又は、後述の説明及び図面を参照して更なる詳細が理解されうる、更に別の実施形態において組み合わされうる。
発光源から光ビームを受容し、かつ、発光源から発せられた光ビームを、第１ペリスコープ折り畳み鏡、及び、第１ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた第２ペリスコープ折り畳み鏡へと反射させるための、ジンバルに支持された鏡を含む、航空光学的擾乱測定システムを提供することが、本発明の一目的である。測定システムは、第２ペリスコープ折り畳み鏡から反射された光ビームを受容するよう位置付けられた第１凹形軸外放物面鏡、第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた第１折り畳み鏡、第１折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた第２折り畳み鏡、及び、第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられ、かつ、高速ステアリング鏡へと光ビームを反射させる、第２凹形軸外放物面鏡を、更に含む。加えて、組み込みプロセッサに結合された微細追跡カメラが含まれ、微細追跡カメラは高速ステアリング鏡から光ビームの透過部分を受容し、組み込みプロセッサは、組み込みプロセッサが速操縦鏡の動作を制御するように、高速ステアリング鏡に結合され、かつ、組み込みプロセッサは、ジンバルに結合され、ジンバルに支持された鏡の動作を制御する。
発光源から光ビームを受容し、かつ、発光源から発せられた光ビームを第１ペリスコープ折り畳み鏡へと反射させるための、ジンバルに支持された鏡を含む、航空光学的擾乱測定システムを提供することが、本発明のもう１つの目的である。第２ペリスコープ折り畳み鏡は、第１ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられる。第１凹形軸外放物面鏡は、第２ペリスコープ折り畳み鏡から反射された光ビームを受容するよう位置付けられる。第１折り畳み鏡は、第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられる。第２折り畳み鏡は、第１折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられる。第２凹形軸外放物面鏡は、第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられ、かつ、高速ステアリング鏡へと光ビームを反射させる。ビーム分割器は高速ステアリング鏡から直接反射された光ビームを受容し、ビーム分割器は、光ビームを透過部分と反射部分とに分割する。
発光源から光ビームを受容し、かつ、発光源から発せられた光ビームを高速ステアリング鏡へと反射させるための、ジンバルに支持された鏡を含む、航空光学的擾乱測定システムを提供することが、本発明のもう１つの目的である。ビーム分割器は高速ステアリング鏡から直接反射された光ビームを受容し、ビーム分割器は、光ビームを透過部分と反射部分とに分割する。微細追跡カメラは組み込みプロセッサに結合され、微細追跡カメラは高速ステアリング鏡から光ビームの透過部分を受容し、組み込みプロセッサは、組み込みプロセッサが高速ステアリング鏡の動作を制御するように、高速ステアリング鏡に結合され、かつ、組み込みプロセッサは、ジンバルに結合され、ジンバルに支持された鏡の動作を制御する。
前述の特徴、機能及び利点は、様々な実施形態において個別に実現可能であるか、又は、以下の説明及び図面を参照して更なる詳細が理解されうる、更に別の実施形態において組み合わされうる。
代表的な光学ビームが航空機に向かって気流場を通過する、その気流場における航空機の概略斜視図を示す。 波面測定システムの一実施形態の概略表現の後面図を示す。 航空光学的擾乱測定システムの概略表現の上面図を示す。 図２に示す波面測定システムの概略表現の側面図を示す。 戦闘航空機に固定された、図３の包含された航空光学的波動擾乱測定システムの一実施形態の拡大図を伴う、戦闘航空機の前端部の拡大された概略切り取り分解図である。 図１の航空光学的波動擾乱測定システムの一実施形態が固定されることになる、戦闘航空機の概略斜視図である。 気流場の特性評価のためのセンサの位置の選択肢を図示している、航空機の概略正面輪郭図である。 図８Ａは、初期星捕捉のための直線水平飛行をしている間に、データ収集のための発光源として星を利用することの第１パネル図である。図８Ｂは、航空機が機動飛行を遂行している間に、データ収集のための発光源として星を利用することの第２パネル図である。図８Ｃは、航空機が最初の飛行経路を外れて直線水平飛行を再開している間に、データ収集のための発光源として星を利用することの第３パネル図である。図８Ｄは、航空機が最初の飛行経路に戻るよう機動飛行する際に、データ収集のための発光源として星を利用することの第４パネル図である。 図９Ａは、初期ビーコン捕捉のための直線水平飛行をしている間に、データ収集のための発光源として航空機ビーコンを利用することの第１パネル図である。図９Ｂは、航空機が機動飛行を遂行している間に、データ収集のための発光源として航空機ビーコンを利用することの第２パネル図である。図９Ｃは、航空機が最初の飛行経路を外れて直線水平飛行を再開している間に、データ収集のための発光源として航空機ビーコンを利用することの第３パネル図である。図９Ｄは、航空機がビーコン放射体を通り過ぎた後に最初の飛行経路に戻るよう機動飛行する際に、データ収集のための発光源として航空機ビーコンを利用することの第４パネル図である。
本発明は以下で、例示的な実行形態が示されている添付の図面を参照して、より詳細に説明される。本発明は、多くの異なる形態において具現化されてよく、本書に記載されている例に限定されると解釈されるべきではない。
図１を参照するに、この実施形態において飛行航空機１０はＦ１８である。航空機１０は、それが大気を通過する際に気流場１２を生成する。航空機１０の表面１４が空気に衝突する際に、気流場１２内に擾乱が引き起こされる。表面１４は、図１及び図６で視認されるように、気流場１２に曝露される、航空機１０に関連付けられた外表面全てを含む。かかる表面は、胴体１５、翼１７、尾部１９、コックピット２１などと共に、兵器等のような航空機１０に付随するアイテムを含む、航空機１０に関連付けられた他の外表面全てを含む。表面１４の構成が種々の航空機１０と共に変動することから、結果として生じる、気流場１２の中で引き起こされる航空光学的擾乱の形状及び航空機１０からの距離は、相違することになる。航空機１０のスピード及び高度が変動すること、及び、航空機１０は様々な機動飛行を通じて前進することから、これらの航空光学的擾乱は更に変化することになる。
気流場１２の複数の部分がその上を流れる表面１４の形状に応じて、移動する空気のスピードが相違しうることを、理解すべきである。例えば、表面１４が上反りしている場合、気流は、上反りした表面１４上では、より平らな表面１４上よりも速くなる。ゆえに、航空機１０のいくつかの部分での対気速度は、航空機１０上の異なる場所での、遷音速スピードで進行していることがある対気速度と対照をなして、例えば超音速スピードで進行していることがある。ゆえに、航空機１０の周囲の気流場１２内に結果として生じる擾乱は、航空機１０上のある場所と別の場所では、必ずしも均質又は均一にはならない。
航空機１０が、亜音速から遷音速へ、そして超音速のスピードになって飛行する際に、気流場１２内の空気は、航空機１０の表面１４による圧縮を受けることになる。例えば、超音速スピードでの空気の圧縮は、気流場１２内の航空光学的擾乱において、衝撃波／衝撃境界の間に定常流１６の領域を伴う、衝撃波／衝撃境界１８を引き起こす。これらの擾乱は、例えば、衝撃波／衝撃境界１８の領域と定常流領域１６とが交互に生じることによって概略的に表されるように、航空機１０の表面１４から外向きに引き起こされる。図１で視認されるように、曲がった表面上では、複数の、より弱い衝撃波／衝撃境界１８が、より強い衝撃波／衝撃境界１８と融合する。擾乱は、様々な構成を帯びることになり、かつ、航空機１０のスピード、高度、機動飛行構成が変動するにつれて、この特定の航空機１０からの距離も変動することになる。
気流場１２内の衝撃波／衝撃境界１８及び定常流領域１６を含むこれらの擾乱は、航空機１０によって運ばれる光学設備による光学経路の受容及び透過に、影響を与えることになる。光学経路の透過又は受容の経路の例は、図１の経路２０及び２２として概略的に示されている。これらの光学的な透過又は受容に関連付けられた、航空機１０に搭載されている光学設備又は光学装置は、例えば、光学追跡装置、監視センサ、レーザ照準設定システム及びレーザエネルギー伝播兵器を含みうる。これらの装置が正確、効果的かつ効率的に作動するために、それらは、航空機１０が大気を通って飛行する際に、気流場１２の中の擾乱によって引き起こされる光学経路の変動を、確実に補償することが必要になる。確実な性能というこの目標を達成する上で、航空光学的擾乱の確実な測定データをこれらの光学設備の設計に組み込みうるように、気流場１２内のかかる確実な測定値を取得することは、大きな一歩である。
図２から図４を参照するに、気流場１２内に航空機１０の飛行により引き起こされた航空光学的擾乱の位置及び輪郭を空間的及び時間的に測定することによって必要なデータを取得するために、航空機１０に装着可能な、航空光学的擾乱測定システム２４の一実施形態が示されている。図３で視認されるように、システム２４は、この実施形態では、波面測定システム２６、及びジンバル支持型鏡システム２８を含む。これらのシステム２６及び２８の各々の例を、それらの作動と共に、本書で詳細に記述する。
航空機１０に固定された航空光学的擾乱測定システム２４を用いて、航空機１０に到達する前に光学的擾乱を通って進行した光ビームを受容及び解析することによって、気流場１２内の光学的擾乱の測定データが取得されることになる。この実施形態のために、星、別の航空機からのビーコン、地上ソースからのビーコン、レーザガイド星、又は人工星といった発光源が、システム２４による使用のために選択されうる。この実施形態のためには、システム２４が、（Ｍｖ−｀３）又はそれよりも明るい眼視等級を備えた光ビーム源又は星と共に機能するよう構成されるように、光源は、システム２４と共に作動するに十分なほど、十分強力であることが必要である。
図２から図４を参照するに、光ビーム３０は、図３で視認されるように、この実施形態では星のような発光源から生じて、図３で視認されるように、ジンバル支持型鏡システム２８に入り込み、ジンバル３４に支持された鏡３２に衝突する。鏡３２は、第１ペリスコープ折り畳み鏡３６へと直接、光ビーム３０を反射させる。この実施形態では、このジンバル支持型鏡システム２８は、１９７４年にＨｕｇｈｅｓ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｓｙｓｔｅｍｓによって最初に製造され、現在はＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙによって製造されている、「キャストグランスジンバル（Ｃａｓｔ Ｇｌａｎｃｅ Ｇｉｍｂａｌ）」として既知のものである。それは、米国海軍によってミサイルとターゲット追跡の両方に利用されてきたものであり、ＮＰ３Ｄ航空機に搭載されている。
このジンバル支持型鏡システム２８は、この実施形態では、ロードアイランド州ＭｉｄｄｌｅｔｏｎのＫＶＨ Ｉｎｄｕｓｔｒｉｅｓによって製造された二軸ＤＳＰ−１７５０／デジタル出力（Ｄｉｇｉｔａｌ Ｏｕｔｐｕｔ）光ファイバジャイロのような、ジャイロセンサ３８を含むよう改変されている。ジャイロセンサ３８は、鏡３２に結合され、航空機１０の移動に基づいて飛行中の鏡３２の動作を検知し、かつ、微細追跡カメラセンサ４１内に組み込まれてそれに結合された組み込みプロセッサ３９に、この動作を通信する。次に、組み込みプロセッサ３９は、ジンバル支持体３４に結合され、かつ、航空機１０がフライト中に移動する際に光ビーム３０を鏡３２と位置合わせされた状態に保つために、ジンバル支持体３４によって行われるべき補正動作を鏡３２に通信する。組み込みプロセッサ３９、ジンバル支持体３４とのその結合、及び、鏡３２に加えられる動作に関する一層の詳細を、以下で記述する。
システム２４が、マッハ１までのスピード、及びそれを超えたスピードで進行し、かつ機動飛行を実行している航空機１０に固定されている場合、仮に、航空機１０の機動飛行において航空機１０によって行われた移動を補償するために鏡３２に補正動作が行われなければ、光ビーム３０は、鏡３２との位置合わせから外れるか、又は、鏡３２の動眼視野から外れることになる。例えば、航空光学的擾乱測定システム２４が航空光学的擾乱測定値を取得するために航空機１０に固定されている場合で、かつ、航空機１０が機動飛行を通じて飛行している場合、鏡３２は、光ビーム３０に関連して動く。ジャイロセンサ３８は、鏡３２のこの動作を検知し、組み込みプロセッサ３９にこの動作のデータ又は情報を送信する。ジャイロセンサ３８は、組み込みプロセッサ３９との、１０Ｈｚから１００Ｈｚの帯域幅接続範囲を有する。組み込みプロセッサ３９は、それを受けて、光ビーム３０を鏡３２と適切に位置合わせされた状態に保つために、ジンバル支持体３４に鏡３２を動かすよう命令する。ジンバル３４は、方位及び仰角において＋／−４５度の動眼視野上で解像度が４マイクロラジアン以下の角度検知、並びに、方位及び仰角において６０度／秒より大きい最大角速度を備えて、作動する。
組み込みプロセッサ３９は、上述のように、以下でより詳細に記述される微細追跡カメラ４１に結合される。この実施形態では、組み込みプロセッサは、（ＬＸ１００Ｔ及びＬＸ７５Ｔをサポートする）Ｘｉｌｉｎｘ Ｓｐａｒｔａｎ−６ ＬＸ１５０Ｔのようなフィールドプログラマブルゲートアレイ（Ｆｉｅｌｄ Ｐｒｏｇｒａｍａｂｌｅ Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙ、ＦＰＧＡ）、ブートフラッシュメモリ、ＸＭＯＳ監視プロセッサ（Ｓｕｐｅｒｖｉｓｏｒｙ Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）、２ｘ ＱＤＲ−ＩＩ ＳＳＲＡＭ、２つの４ｘ ＳＤＲＡＭインターポーザモジュールのサポート、４ギガバイトの記憶領域を提供するＮＡＮＤフラッシュ、センサ入出力支援カメラリンク（Ｓｅｎｓｏｒ Ｉ／Ｏ ｓｕｐｐｏｒｔｉｎｇ Ｃａｍｅｒａ Ｌｉｎｋ）、ＰＣＩ−Ｅｘｐｒｅｓｓ ｘ１サポート、及び、ＦＰＧＡに対する１ＧｂＥ、を含む。プロセッサ３９は、フリースケール（Ｆｒｅｅｓｃａｌｅ） ＱｏｒＩＱ Ｐ１０２２のような汎用プロセッサ（Ｇｅｎｅｒａｌ Ｐｕｒｐｏｓｅ Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ、ＧＰＰ）、ＥＣＣを備えた５１２メガバイトＤＤＲ３ ＳＤＲＡＭ、１２Ｃ ＲＴＣ（拡張ＩＯ経由）、１２Ｃ温度センサ、シリアルペリフェラルインタフェース（Ｓｅｒｉａｌ Ｐｅｒｉｐｈｅｒａｌ Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ、ＳＰＩ）構成フラッシュ、ＮＡＮＤフラッシュメモリ、プロセッサリセット（Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ Ｒｅｓｅｔ）（拡張ＩＯ経由）、ＦＰＧＡモジュール間１０ビット通信リンク監視プロセッサ（拡張ＩＯ経由）、ＰＣＩ Ｅｘｐｒｅｓｓ ｘ１、ＦＰＧＡモジュールスパルタ式ＦＰＧＡへのＧｅｎ １．０（拡張ＩＯ経由）、ギガビットイーサネット（Ｇｉｇａｂｉｔ Ｅｔｈｅｒｎｅｔ）（拡張ＩＯ経由）、及び、固体ディスク記憶装置（Ｓｏｌｉｄ Ｓｔａｔｅ Ｄｉｓｋ ｓｔｏｒａｇｅ）（拡張ＩＯ経由）、を更に含む。組み込みプロセッサ３９は、１０Ｈｚから１００Ｈｚの帯域幅接続範囲を備えてジンバル支持体３４に結合される。ジンバル支持体３４は、方位及び仰角において＋／−４５度の動眼視野上でストロークが４マイクロラジアン未満の位置検知、並びに、方位及び仰角において６０度／秒より大きい最大角速度を備えて、作動する。
組み込みプロセッサ３９がジャイロセンサ３８から鏡３２に関する動作データを受信する場合、組み込みプロセッサは、鏡３２を動かし、かつ、鏡３２を適切に位置付けられた状態に維持して、発光源からの光ビーム３０を鏡３２の動眼視野内に維持するために、ジンバル３４に動作コマンドを送信する。キャストグランスアクチュエータは、方位において１７００ｄｅｇ／ｓｅｃ２より大きく、及び仰角において４００ｄｅｇ／ｓｅｃ２より大きい最大加速度で、ジンバルを駆動させることが可能である。
ジンバル支持型鏡システム２８はまた、この実施形態では、ジャイロセンサ３８によって提供された安定化プラットフォームと安定化された運動力学を強化するための旋回フラットとの間のエンコーダ、並びに、安定化プラットフォームと旋回フラットとの間の二（２）対一（１）エンコーダ−同期化駆動装置の、使用を含むことになる。加えて、ジンバルは、軸受或いは整流ＤＣモータ又はブラシＤＣモータの代わりに、回転式フレキシャ及び回転ボイスコイルを使用する。
航空光学的擾乱測定システム２４が航空機１０、特に超音速スピードに到達可能な航空機に装着される場合、ジンバル支持型鏡システム２８に、高振動が加えられる可能性がある。この実施形態では、ジンバル支持体３４上で、高度に減衰された受動アイソレータが使用されることになる。加えて、鏡３２に対して大角度の補正動作を行って、星又は他の航空機などといった発光源を指向するために、ジャイロセンサ３８及びジンバル支持体３４を利用する、少なくとも１００Ｈｚのジャイロ安定化ループが採用されうる。更に、マッハ１．２及びマッハ１．４で、衝撃波パッケージを用いてＢｏｅｉｎｇ Ｆ−１５Ｅ上で収集された振動データの使用が、ジャイロセンサ３８、安定化ジンバル３４の、例えばＳｉｍｕｌｉｎｋモデル、或いは他のモデル又はシミュレーションに入力されうる。サイトジッタの残存線は、ベースモーションジッタについて３．０マイクロラジアンを下回ることが予測される。これにより、組み込みプロセッサ３９に制御される微細追跡センサ４１が、高速ステアリング鏡５４に補正を命令することによって、気流場１２内の光学擾乱を減少させることが可能になる。
この実施形態では、図３に示すように、ジンバル支持型鏡システム２８の第１ペリスコープ折り畳み鏡３６は、ジンバル３４に支持された鏡３２から直接光ビーム３０を受容し、波面測定システム２６の第２ペリスコープ折り畳み鏡４０に向けて直接、光ビーム３０を反射させる。第２ペリスコープ折り畳み鏡４０は、この実施形態では４５度（４５°）の入射角で、第１ペリスコープ折り畳み鏡３６から直接光ビーム３０を受容する。第２折り畳み鏡４０は、この実施形態では、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを備えた、４インチ短軸の楕円形を有する。光ビーム３０は、第２ペリスコープ折り畳み鏡４０から、第１中間折り畳み鏡４２へと直接反射される。第１中間折り畳み鏡は、この実施形態では４５度（４５°）の入射角で、光ビーム３０を受容する。第１中間折り畳み鏡４２は、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを備えた、３インチ短軸の楕円形を有する。次に、第１中間折り畳み鏡４２は、第２中間折り畳み鏡４４へと直接光ビーム３０を反射させ、第２中間折り畳み鏡４４はまた、この実施形態では４５度（４５°）の入射角で、光ビーム３０を受容する。同様に、第２中間折り畳み鏡４４は、この実施形態では、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを備えた、３インチ短軸の楕円形を有する。
光ビーム３０は、第２中間折り畳み鏡４４から、第１凹形軸外放物面鏡４６へと直接反射する。第１凹形軸外放物面鏡４６は、この実施形態では、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを有する。光ビーム３０は、この実施形態では８度（８．０°）を下回る入射角で、第１凹形軸外放物面鏡４６によって受容される。光ビーム３０は、第１凹形軸外放物面鏡４６から、第１折り畳み鏡４８へと直接反射する。第１折り畳み鏡４８は、この実施形態では、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを備えた瞳リレーである。光ビーム３０は、この実施形態では８度（８．０°）を下回る入射角で、第折り畳み鏡４８によって受容される。光ビーム３０は、第１折り畳み鏡から４８から直接第２折り畳み鏡５０へと反射し、この実施形態では１５度（１５．０°）を下回る入射角で、第２折り畳み鏡５０によって受容される。第２折り畳み鏡（５０）も、この実施形態では、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを備えた瞳リレーである。
光ビーム３０は、第２折り畳み鏡５０から直接第２凹形軸外放物面鏡５２へと反射される。第２凹形軸外放物面鏡５２は、この実施形態では８度（８．０°）を下回る入射角で、光ビーム３０を受容する。第２凹形軸外放物面鏡５２は、この実施形態では、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを備えた、軸外パラボラ鏡瞳リレーである。光ビーム３０は、第２凹形軸外放物面鏡５２から直接高速ステアリング鏡５４へと反射し、高速ステアリング鏡５４は、この実施形態では、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティング、及び１００から１０００Ｈｚの帯域幅を備えた、直径１インチ（１”）のものである。
高速ステアリング鏡５４は、この実施形態では、カリフォルニア州Ｌｏｎｇ Ｂｅａｃｈに所在するＯｐｔｉｃｓ Ｉｎ Ｍｏｔｉｏｎ ＬＬＣによって製造された、ＯＩＭ１０１ １インチＦＳＭである。高速ステアリング鏡５４は、通信ループを生成して、＋１．５度から-１．５度までの範囲内の角度ストローク長さ及び２マイクロラジアン未満の角度解像度を伴う、高速ステアリング鏡の動作を提供するために、組み込みプロセッサ３９及び微細追跡カメラ４１に結合され、かつ、航空機１０の飛行によって光ビーム３０に加えられたジッタを補償するために、１００から１０００Ｈｚの組み込みプロセッサ３９との帯域幅接続において作動する。このジッタは、航空機１０の振動と、航空機の周囲の様々な視角における気流場１２、衝撃波１６及び衝撃境界１８による航空光学的擾乱とによって、光学ビームに対して引き起こされる。この通信ループを生成するために、部分的には、高速ステアリング鏡５４は、光ビーム３０の透過部分５８を通じて、微細追跡カメラ４１に結合される。光ビーム３０は、この実施形態では、高速ステアリング鏡５４からビーム分割器５６へと直接反射する。
ビーム分割器５６は、この実施形態では、５０パーセント（５０％）の反射率を備えた広帯域コーティングを伴う１インチ（１”）の直径を有し、この実施形態では、８度（８．０°）を下回る入射角で光ビーム３０を受容する。
この実施形態では、ビーム分割器５６は、ニューメキシコ州ＡｌｂｕｑｕｅｒｑｕｅのＣＶＩ Ｌａｓｅｒ Ｏｐｔｉｃｓによって製造された、広帯域板状ビーム分割器である。このビーム分割器は、ＣＶＩ Ｌａｓｅｒ Ｏｐｔｉｃｓの商標を有し、光学材料：Ｎ−ＢＫ７ガラス、表面品質：１０−５スクラッチアンドディグ、製品コード：ＢＢＳ、接着性及び耐久性：Ｐｅｒ Ｍｉｌ−Ｃ−６７５Ｃ（実験溶媒に不溶性）、開放口：中心直径の８５パーセント（８５％）以上、コーティング技術：電子ビーム多層誘電体、面取り：４５度（４５°）で０．３５ｍｍ（典型例）、ウェッジ：５ａｒｃ ｍｉｎ以下、損傷閾値：２０ｎｓｅｃにつき１００ｍＪ／ｃｍ2、かつ、２０Ｈｚ＠１０６４ｎｍ、厚さｔ 又は−０．２５ｍｍ、直径：o＋０／−０．２５ｍｍ、表面形状：６３３ｎｍでλ／１０反射：Ｒｕｎｐｏｌａｒｉｚｅｄ＝５０％＋又は−１５％、及び、Ｓ２のコーティング：低反射広帯域反射防止（Ｌｏｗ−ｒｅｆｌｅｃｔｉｏｎ Ｂｒｏａｄｂａｎｄ Ａｎｔｉ−Ｒｅｆｌｅｃｔｉｖｅ）コーティング、を備える。ビーム分割器５６は、光ビーム３０を一方の部分５８と他方の部分６０とに分割する。
ビーム分割器５６を通過する光ビーム３０の一部分は、光ビーム３０の透過部分５８と称される。透過部分５８は、この実施形態では、９８パーセント（９８％）を上回る反射率を備えた広帯域コーティングを伴う、１インチ（１”）の直径を有する第１追跡折り畳み鏡６２によって、この実施形態では、ビーム分割器５６から直接受容される。第１追跡折り畳み鏡６２は、この実施形態では４５度（４５°）の入射角で、光ビーム３０の透過部分５８を受容する。広帯域ＡＲコーティングを備えた色消し集束レンズ６４は、垂直又は直角の入射角で光ビーム３０の透過部分５８を受容する。第２追跡折り畳み鏡６６は、この実施形態では、９８パーセント（９８％）を上回る反射率を備えた広帯域コーティングを伴い、半短軸上に１インチの直径を有する。第２追跡折り畳み鏡６６は、この例では４５度（４５°）の入射角で、色消し集束レンズ６４から光ビーム３０の透過部分５８を受容し、かつ、微細追跡カメラ４１に関連付けられ、第２追跡折り畳み鏡６６と微細追跡カメラ４１との間に位置付けられたフィルタホイールアセンブリ６８へと直接、透過部分５８を反射させる。
フィルタホイールアセンブリ６８は、星からの信号を最適化するために適用されうるが、それに対して、発光源が航空機によって運ばれるビーコンである場合には、それが適用されないこともある。光ビーム３０の透過部分５８がフィルタホイールアセンブリ６８を通過する場合、透過部分５８は、微細追跡カメラ４１に到達する。微細追跡カメラ４１は、光ビーム３０の透過部分５８の移動を検知する。
微細追跡カメラ４１は、この実施形態では、１２８×１２８のウィンドウモードにおいて１７００Ｈｚのフレーム速度が可能な、Ｘｅｎｉｃｓ Ｂｏｂｃａｔ ６４０ＣＬ短波赤外線（ＳＷＩＲ）を利用する。微細追跡カメラ４１が組み込みプロセッサ３９に結合され、組み込みプロセッサ３９が高速ステアリング鏡５４に結合され、かつ、高速ステアリング鏡５４が、光ビーム３０の透過部分５８によって微細追跡カメラ４１に結合されている場合、微細追跡カメラ４１が光ビーム３０の透過部分５８の移動を検知し、組み込みプロセッサ３９にそのデータを通信するための、通信ループは完成しており、次に、組み込みプロセッサ３９は、高速ステアリング鏡５４にコマンドを送信して、それに従って高速ステアリング鏡５４を動かす。この通信ループは、航空機１０の高速での進行によって航空光学的擾乱測定システム２４に加えられたジッタを軽減するために、作動することになる。
ビーム分割器５６を再び参照するに、ビーム分割器５６は、光ビーム３０を分割する。ビーム分割器５６は、光ビーム３０の一方の部分、透過部分５８を透過させ、以下で反射部分６０と称される、光ビーム３０の他方の部分を反射させる。反射部分６０は、ビーム分割器５６から、この実施形態では、１インチ（１”）の半短軸直径を有し、かつ、反射率が９８パーセント（９８％）を上回る広帯域コーティングを備えた、第１波動センサ折り畳み鏡７０へと、方向付けられる。反射部分６０は、この実施形態では１５度（１５．０°）を下回る入射角で、折り畳み鏡７０によって受容され、折り畳み鏡７０は、光ビーム３０の反射部分６０を、この実施形態では広帯域ＡＲコーティングを有する色消し瞳リレー７２へと直接反射させる。反射部分６０は、この実施形態では、垂直入射角で色消し瞳リレー７２によって受容される。
光ビーム３０の反射部分６０は、気流場１２内で航空機１０によって引き起こされた航空光学的擾乱に関連付けられた、空間的及び時間的な波面パラメータを捉えるよう構成された、波面センサ小レンズアレイ７４へと伝播する。これは、超音速を含む様々なスピードで航空機１０が進行している場合、衝撃境界１８を含むことになる。小レンズアレイ７４は、少なくとも１６×１６のサブアパーチャの一アレイの小レンズ、又は、２４×２４のサブアパーチャの一組の小レンズを含む。この実施形態では、波面センサは、この実施形態では１５ｋＨｚでの波面補正を可能にする、１２０×１２０のウィンドウにおいて一サブアパーチャあたり５×５ピクセルを有する２４×２４のサブアパーチャを備えたＸｅｎｉｃｓ Ｃｈｅｅｔａｈ−６４０ＣＬを含む。小レンズアレイ７４は、反射部分６０を、焦点面アレイ波面カメラ７６に集束させる。波面カメラは、それによって、波面センサ小レンズアレイ７４を通過した光ビーム３０の反射部分６０から、気流場１２内の航空光学的擾乱の時間的及び空間的なデータを受容する。波面カメラ７６は、この実施形態では、５１２×５１２の短波赤外焦点面を含み、かつ、５ｋＨｚを上回るフレーム速度を有する。
波面センサ小レンズアレイ７４及び波面カメラ７６は、信号インターフェースと別の組み込みプロセッサ７８とを含むセンサ電源に結合され、別の組み込みプロセッサ７８はまた、ＳＡＭＳＵＮＧ ８４０ Ｐｒｏ Ｓｅｒｉｅｓ ＭＺ−７ＰＤ１２８ＢＷ ２．５” １２８ＧＢ ＳＡＴＡ ＩＩＩ ＭＬＣ内部固体ドライブ（ＳＳＤ）のような、固体データ記憶デバイスを含む。固体データ記憶装置は、波面センサ小レンズアレイ７４及び波面カメラ７６から受容された、航空機１０によって引き起こされた航空光学的擾乱の時間的及び空間的な測定データと共に、それに対応する航空機１０からの運航データ又はナビゲーションデータを、記憶することになる。この記憶されたデータは次いで、後に航空機１０に搭載されることになる光学計器類を設計するために、使用されることが可能になる。図２から図４に示す航空光学的擾乱測定システム２４を支援するための追加的な設備は、ジンバル電気的インターフェースポート８０、及び高速ステアリング鏡の電源／コントローラ８１を含む。
上述の波面測定システム２６及びジャイロ安定化ジンバル支持型鏡システム２８は、航空光学的擾乱測定システム２４が、図５で視認されるような小型機構の中に包含されることを可能にする。例えば、キャストグランスジンバル２８を有しない波面測定システム２６は、３４から４０ポンドまでの間の重量を有する、およそ８インチ（８”）×１０インチ（１０”）×２０インチ（２０”）の機構内に、組立可能である。キャストグランスジンバル２８を有すると、１７０から１７５ポンドまでの間の重量を有し、寸法は８インチ（８”）×１９インチ（１９”）×２０インチ（２０”）となる。この軽量かつ小型の機構で波面測定システム２６を提供する能力があれば、ジャイロ安定化ジンバル支持型鏡システム２８はシステム２６に固定可能であり、測定システム２４も、航空機１０上の多くの異なる場所に固定されうる。この小型機構は、測定システム２４が、超音速スピードに到達可能なより小型の戦闘航空機に搭載され、かつ、航空機の空気力学を破綻させないことを可能にする。
図５を参照するに、波面測定システム２６及びジャイロ安定化ジンバル支持型鏡システム２８は各々、容器８５及び８３の中にそれぞれ包含される。容器８３及び８５は、一まとめにしっかりと固定されて、容器アセンブリ８２を形成する。容器８３は、開口部８６を画定する正面側８４を含み、ジンバル支持型鏡システム２８が光ビーム３０のような入来光に曝露されることを可能にする。波面測定システム２６に関しては、それは容器８５の中に収納される。波面計測システム２６の中の光学的構成要素は、炭素発泡複合構造体（図示せず）を用いて後部容器８５の中に強固に保持され、図３で視認されるように、炭素繊維台座８７に装着される。容器８３及び８５は、典型的には、光学的台座の熱膨張率と合致させるために、熱アイソレータを備えたアルミニウムで構築される。
容器アセンブリ８２が組み立てられている場合、それは、華氏−６５度から華氏＋１８０度までの温度範囲でＭｉｌ−Ｍ−１７１８５環境仕様を満たし、かつ、Ｍｉｌ−ＳＴＤ−１６７振動仕様を満たす、Ｂａｒｒｙ Ｉｓｏｌａｔｏｒ Ｓｅｒｉｅｓ １０００のような受動アイソレータと共に、航空機１０に固定されうる状態にある。例としては、容器アセンブリ８２は、図５で視認されるように、ノーズバレル位置８８の一側部に固定される。以下でより詳細に記述されるように、容器アセンブリ８２は、この実施形態では、航空機１０の種々の位置を取り囲む気流場１２内の航空光学的擾乱の時間的及び空間的なデータを測定及び収集するために、航空機１０上のいくつかの場所に位置付けられることになる。典型的には、図５に示すように、航空光学的擾乱測定システム２４を包含する容器アセンブリ８２は、窓又はコンフォーマル窓９０の背後に位置付けられることになる。星又は別の航空機又は地上の場所などのような発光源から入来する光ビーム３０は、気流場１２内の航空光学的擾乱を通過し、窓又はコンフォーマル窓９０を通過し、次いで、容器８３の開口８６を通過することになる。光ビーム３０は次いで、ジンバル３４に支持された鏡３２及び第１ペリスコープ折り畳み鏡３６から、光ビーム３０が第２ペリスコープ折り畳み鏡４０によって受容される波面計測システム２６へと反射することになる。他の場合には、システム２４を包含する容器アセンブリ８２は、コンフォーマル窓９０ではない窓の背後の航空機１０の外側位置に、又は、コンフォーマル窓９０が採用されている航空機１０の他の位置に、固定されることになる。
図６で視認されるように、この実施形態はＦ−１８戦闘航空機１０を描写している。上述のように、容器アセンブリ８２は、Ｆ１８航空機１０に固定され、例えば、ドーサル中央体（２ヶ所）９２、翼内装備銃の場所９４、電気光学的標的システム９６又は他の航空機では下部銃倉、コンフォーマルフェアリング９８、上部ノーズバレル１００、及び、コックピット後方のドーサル１０２を含む場所の、コンフォーマル窓９０の背後に位置付けられることになる。測定システム２４がこれらの様々な場所に位置付けられている場合、航空光学的擾乱データは、航空機１０の周囲で測定及び収集されることが可能である。航空機１０に単一の測定システム２４が採用されてよく、又は、複数の測定システム２４も採用されうる。光学設備のための設計基準を生成して、航空機１０の気流場１２内に位置する航空光学的擾乱によって引き起こされる光学偏差に適応することを可能にするために、収集された測定データを用いて、これらの様々な場所に位置付けられることになる光学設備のためのモデリングが蓄積されることになる。
図７で視認されるように、この実施形態では、航空機１０は飛行中のＦ１８であり、航空機の周囲のセクタは、飛行中の航空機１０と共に測定を行っている測定システム２４の位置の可能な動眼視野を標示するよう、境界画定される。図７を参照するに、航空機１０の周囲に位置付けられたこれらのセクタは、上部センサ動眼視野１０４、下部センサ動眼視野１０６、右舷側センサ動眼視野１０８及び左舷側センサ動眼視野１１０を含む。航空機１０上での航空光学的擾乱測定システム２４の位置付けにかかわらず、データを取得する試験のための飛行ジオメトリは、システム２４の中の光学システムの動眼視野と、発光源の場所及びスピードとに依拠することになる。
航空機１０の周囲の気流場１２を十分に特性評価するために、光学システム動眼視野が４πステラジアンであることが必要になるが、このことにより、２つ以上のセンサ又はシステム２４が必要となる。複数のシステム２４が航空機１０の上部及び下部に固定されることは可能であるが、特性評価飛行又はデータ取得飛行のために、これが必要という訳ではない。航空機１０の周囲の気流は、左舷側動眼視野１１０と右舷側動眼視野１０８とにおいて、実質的に同一である。航空機１０の周囲の気流場１２における相違は、上部と下部との動眼視野１０４及び１０６において発生することになる。
測定システム２４は、気流場１２の上部１０４と下部１０６とを特性評価するために、航空機１０上の定位置にあるべきである。そのためのより良い位置は、航空機１０の上方、下方、側方、前方、及び後方の気流場１２を測定又は特性評価するに十分な動眼視野を備えた、航空機１０の胴体部１５のいずれかの側部上となる。しかしまた、動眼視野が大きくなるほど、星であれ別の航空機などであれ、発光源を視野に入れるために必要な航空機１０の操縦が最小化され、使用可能なデータ収集時間が増大する。しかし、動眼視野が大きくなるほど、より大きな窓又はコンフォーマル窓９０が必要になる。
窓９０が非コンフォーマルであり、かつ、例えば航空機１０の外表面上に、ブリスタを形成する場合、より大きな動眼視野を備えた異なるジンバル鏡が必要になる。ブリスタ構成は、測定される気流場１２を変化させることになる。ジンバル鏡システム２８及び波面測定システム２６を備える航空光学的測定システム２４は、胴体部と、固定翼１７、安定化フィン、回転翼などといった少なくとも１つの空力インターフェース表面とを有する多種多様な航空機に固定されることが可能であり、航空機１０のような一飛行機にのみ固定されうる訳ではないと、理解される。多種多様な航空機は、飛行機に加え、例えば、ロケット、ミサイル、ヘリコプタ、ヘリコプタの機能性能と共に固定翼を有する航空機などを含むことになる。これらの航空機はプラットフォームを提供することになり、航空光学的測定システム２４は、そのプラットフォームから、その特定の航空機を取り囲む気流場内の航空光学的擾乱を測定することになる。
上述のように、航空光学的擾乱測定システム２４を採用することになるデータ測定飛行又は特性評価飛行は、測定システム２４を通過するその光ビーム３０のソースとして、星、或いは、別の航空機から又は地上などからのビーコンを使用することになる。システム２４は、この実施形態では、容器アセンブリ８２の中に固定され、次に、航空機１０上の所望の場所に強固に固定されることになる。コンフォーマル窓９０の背後にシステム２４を固定することにより、気流場１２への干渉が最低限になるが、他のデータ取得のために、システム２４が非コンフォーマル窓の背後に固定されて、気流場１２に影響を与える航空機１０上の変則的な表面を生成することもあると、想定される。
ここで図８Ａから図８Ｄを参照するに、図示されているように、航空光学的擾乱測定システム２４は、この実施形態では、航空機１０に搭載されて飛行して、航空機１０の気流場内の航空光学的擾乱を測定及び取得するように、開発されてしている。詳細には、測定システム２４は、航空機１０の航空力学を破綻させることなくシステム２４を航空機１０上の複数の場所に固定できるようにするために、かつ、超音速を含む広範な対気速度でデータを取得できるようにするために、戦闘航空機のようなより小型の種類の航空機上でのシステム２４の使用を可能にするように、開発されている。
図８Ａから図８Ｄに示すような、航空光学的擾乱データの測定及び取得のための飛行の一実施形態において、この実施形態ではＦ−１８航空機１０が、前方ノーズバレル位置１００に固定された測定システム２４と共に、飛行経路１１６に沿った飛行を開始する。この実施形態では、航空機１０は、３０，０００フィート（３０，０００ｆｔ）の高度をマッハ１．６で進行している。測定システム２４は、９０度（９０°）の全動眼視野１１２で作動しており、Ｍｖ３又はそれよりも明るい等級を有する発光源、星１１４から、光ビーム３０を受容する。光ビーム３０は、ジャイロ安定化ジンバル鏡システム２８の中で、ジンバル３４に支持された鏡３２によって受容される。光ビーム３０は、高速ステアリング鏡５４を含む波面計測システム２６を通過し、ビーム分割器５６を通過する。ビーム分割器５６は、光ビーム３０を透過部分５８と反射部分６０とに分割する。光ビーム３０の透過部分５８は、上述のように、組み込みプロセッサ３９に結合されている微細追跡カメラ４１へと反射される。次に、組み込みプロセッサ３９は、ジンバル３４に支持された鏡３２の動作を制御するためにジンバル支持型鏡システム２８に結合され、かつ、高速ステアリング鏡５４の動作を制御するために高速ステアリング鏡５４に結合される。
航空機１０が飛行している状態で、航空機１０の気流場１２内の航空光学的擾乱についての、データを収集するステップが開始される。波面センサレンズアレイ７４及び波面センサカメラ７６は、光ビーム３０の他方の部分６０から、航空光学的擾乱データを測定する。波面センサレンズアレイ７４及び波面センサカメラ７６に結合された別の組み込みプロセッサ７９は、測定された航空光学的擾乱データを受信し、そのデータを記憶する。前述のように、別の組み込みプロセッサ７８はまた、航空機１０に結合され、航空機１０の場所、高度及び対地スピードについてのナビゲーション情報も同様に受信する。
典型的には、航空機１０が、航空光学的擾乱データを測定及び取得するために離陸する前に、この例では測定システム２４と共に作動するに十分な可視等級を有する星１１４のような、発光源が選択される。発光源又は星１１４の座標は、微細追跡カメラ４１に結合されている組み込みプロセッサ３９内に収められる。これにより ジンバル３４に支持された鏡３２が、航空機１０が飛行中の状態で、発光源又は星１１４を探知及び検出することが可能になる。
エンジンが始動した後に、航空機１０の乗員は、システム２４を初期化し、航空機１０のＧＰＳからの慣性ガイダンスシステムを初期化する。航空機１０は、前進して離陸し、測定及びデータ取得のための初期ポイントを目指す。図８Ａから図８Ｄに記載されたこの実施形態では、航空機１０は、水平飛行経路１１６を有して、３０，０００フィート（３０，０００ｆｔ．）の高度でマッハ１．６のスピードに到達する。乗員は、ジンバル３４、高速ステアリング鏡５４、追跡カメラ４１、及び組み込みプロセッサ３９を始動させるデータ収集コマンドを始動させる。発光源又は星１１４の事前にローディングされた座標を取得するために、事前にローディングされたターゲット座標により、始動された装置にガイダンスが提供される。発光源又は星１１４が光ビーム３０をジンバル３４に支持された鏡３２に捉えさせ、微細追跡カメラセンサ４１が画像フィールドの中央に集まった光ビーム３０を検知し、組み込みプロセッサ３９との低帯域幅通信ループがジンバル３４及び高速ステアリング鏡５４に関して閉じられている場合、測定システム２２４は、気流場１２の中の航空光学的擾乱に関して測定／取得モードに入る準備が整っている。
図８Ａでは、航空機１０は、高度、スピード、飛行経路に到達しており、かつ、発光源又は星１１４を獲得している。飛行経路１１６は、直線かつ水平である。追跡装置４１は、星１１４からの光ビーム３０の透過部分５８から取得された十分な信号を検出し、乗員は、高速ステアリング鏡５４上の高帯域幅ループを閉じることが可能であり、組み込みプロセッサ７９は波面レンズアレイ７４からの測定データの収集を始動し、かつ、カメラ７６は光ビーム３０の反射部分６０からの航空光学的擾乱の測定を始動する。高速ステアリング鏡５４上の高帯域幅ループは、航空機１０のかかる高速進行中にシステム２４に加えられうるジッタの影響を軽減するように、測定システム２４の測定及びデータ取得の最中には、このモードのままに保たれる。このプロセスにおいて、追跡装置４１は、光ビーム３０の透過部分の移動を検出し、そのデータを組み込みプロセッサ３９に送信し、次に組み込みプロセッサ３９は、高速ステアリング鏡５４に動くためのコマンドを送信する。図８Ａで視認される実施形態では、星１１４は、航空機１０から２０度（２０°）の仰角に、かつ、航空機１０のノーズ１２０の左舷側から７０度（７０°）外れて、現れている。星１１４は、測定システム２４の動眼視野において上方かつ前方にある。
図８Ｂでは、データの測定及び取得の開始から１０秒後に、次のステップは、この実施形態では、航空機１０が、その飛行方向の移動を始動すること、又は機動飛行を始動することを含む。機動飛行は、マッハ１．６での４０度（４０°）のバンク旋回である。この機動飛行は、測定システム２４の動眼視野において星を下方かつ後方へと移動させ、航空機１０を第２飛行経路（図示せず）に向けて移動させる。この機動飛行は、ジンバル３４に支持された鏡３２の動眼視野において、発光源又は星１１４を移動させる。ジャイロセンサ３８は、組み込みプロセッサ３９に鏡３２の動作データを送信する。組み込みプロセッサ３９は、ジンバル３４にコマンドを送信して鏡３２を動かし、光ビーム３０を、鏡３２と位置合わせされた状態に、又は鏡３２の適切な動眼視野内に保つ。同時に、光ビーム３０の他方の反射部分６０は、波面レンズアレイセンサ７５及び波面センサカメラ７６に継続的に入来し、それによって、光ビーム３０の反射部分６０から航空光学的擾乱を測定する。これらの測定値は、組み込みプロセッサ７８に記憶される。
この実施形態では、航空光学的擾乱に関するデータの測定及び取得の開始から５０秒（５０ｓｅｃｓ．）後に、航空機１０は、図８Ｃの水平状態へと回転し、第２飛行経路内で飛行を開始する。この時点で、航空機１０は依然として、星１１４が、航空機１０から２０度（２０°）の仰角であり、かつ、ノーズ１２０の左側セクタから１００度（１００°）外れた状態で、直線水平配置構成において、マッハ１．６で進行している。星１１４は、測定システム２４の動眼視野において上方かつ後方にある。航空機１０が第２飛行経路内を飛行しているこのステップでは、波面レンズアレイセンサ７４及び波面センサカメラ７６は、気流場１２内に航空機１０によって引き起こされた航空光学的擾乱を測定するために、光ビーム３０の反射部分６０を継続的に受容する。
図８Ｄを参照するに、測定が始動された時から６０秒（６０ｓｅｃｓ．）後に、航空機１０は、１０度（１０°）のバンク旋回）のバンク旋回を行って第２飛行経路から移動するという次のステップを実施して、航空機１０を飛行経路１１６に戻す。この機動飛行は、測定システム２４の動眼視野において星１１４を上方に移動させ、かつ、測定システム２４の動眼視野において前方進む。ジャイロセンサ３８、組み込みプロセッサ３９、及びジンバル３４の通信ループは、星１１４の画像及び光ビーム３０を、鏡３２の動眼視野と位置合わせされた状態に維持する。ジャイロセンサ３８は、動作を検知し、そのデータを組み込みプロセッサ３９に送信する。組み込みプロセッサは、次に、鏡３２を動かし、星１１４を鏡３２の動眼視野内に維持するために、ジンバル３４に制御コマンドを送信する。このステップにおいては、航空機１０を飛行経路１１６に戻すことと共に、光ビーム３０の反射部分６０が、気流場１２内の航空光学的擾乱を継続的に測定するように、波面レンズアレイセンサ７４及び波面カメラ７６によって継続的に受容される。測定データは、組み込みプロセッサ７８によって、継続的に記憶される。
航空機１０による機動飛行の完了時に、乗員は、高速ステアリング鏡５４の高帯域幅通信ループを閉鎖して、組み込みプロセッサ７８による測定データ収集を自動的に停止させる。組み込みプロセッサ３９からジンバル３４及び微細追跡カメラ４１への通信も、無効化される。乗員は次いで、航空機１０の次の測定及び取得の始動地点又は開始地点へと航空機１０を飛行させ、プロセスは反復される。その特定の飛行ミッションに関して、システム２４によって全てのデータが測定及び収集されると、地上係員は、組み込みプロセッサ７８に記憶されたデータを取り出す。これらの飛行ミッションは、様々なスピード、高度、及び飛行操縦構成で、各種の航空機１０について、気流場１２内の航空光学的擾乱について十分なデータが測定及び取得されるまで、実施される。
星１１４を光ビーム３０のための発光源として使用する場合の、航空機１０の気流場１２内の航空光学的擾乱データの収集が、図８Ａから図８で上述されている。同様に、図９Ａから図９Ｄでは、発光源が、光ビーム３０を発する別の航空機１２２上のビーコンである場合、航空光学的擾乱のかかる測定データが収集される。図９Ａでは、この実施形態では、航空機１０はその第１飛行経路１１６内にあり、直線水平飛行で３０，０００フィート（３０，０００ｆｅｅｔ）の高度を、マッハ１．６で進行している。他の航空機１２２からの光ビーム３０が、星１１４に関連付けられた飛行と大いに類似した状態で、測定システム２４の動眼視野内に追跡及び維持される。航空光学的擾乱は、航空機１０からの運航データと共に、他の組み込みプロセッサ７８によって測定及び記憶される。発光源が取得された状態で、この実施形態では１５秒（１５ｓｅｃｓ．）間、航空光学的擾乱の測定が進行する。他の航空機１２２上の発光源は、航空機１０から４５度（４５°）の仰角に、かつ、航空機１０のノーズ１２０の左舷側から４５度（４５°）外れて、位置付けられている。他の航空機１２２上のターゲット発光源は、測定システム２４の動眼視野１１２において上方かつ前方にある。
図９Ｂを参照するに、航空機１０は、移動又はバンク旋回の始動を開始する。最初に発光源を捉えてから約２０秒（２０ｓｅｃｓ．）後に、航空機１０は、マッハ１．６で継続的に飛行しており、４０度（４０°）のバンク旋回を行う。ターゲット発光源は、航空機１０から４８度（４８°）の仰角に、かつ、ノーズ１２０から５４度（５４°）外れており、後方へと移動している。このバンクは、測定システム２４の動眼視野において、ターゲット発光源を下方かつ後方へと移動させる。ここでも、ターゲット発光源を測定システム２４の動眼視野内に維持しつつ、航空光学的擾乱データの測定及び取得は継続する。データの測定及び取得の時間中ずっと、高速ステアリング鏡５４及び組み込みプロセッサ３９のハイスピード閉通信ループを通じて、ジッタの軽減が実現される。
図９Ｃを参照するに、ビーコンを最初に捉えてから３０秒（３０ｓｅｃｓ．）後、航空機１０は、マッハ１．６で直線かつ水平の第２飛行経路上に保たれている。他の航空機１２２上のターゲット発光源は、航空機１０のノーズ１２０の左側から１００度（１００°）外れており、ターゲットビーコンは、測定システム２４の動眼視野１１２において上方かつ後方にある。ここでも、このデータの測定及び取得は、波面レンズアレイ７４及び波面カメラ７６を通過する、他の航空機１２２のターゲット発光源からの光ビーム３０の反射部分６０を通じて継続しており、他のプロセッサ７８に記憶されている。
図９Ｄでは、航空機１０は、ターゲット発光源の最初の捕捉から３９秒（３９ｓｅｃｓ．）後に、他の航空機１２２を追い越している。航空機１０は依然としてマッハ１．６で進行しており、１０度（１０°）のバンク旋回を行う。他の航空機１２２上のターゲット発光源は、航空機１０から４４度（４４°）上方に、かつ１３６度（１３６°）後方にある。航空機１０は、測定システム２４の動眼視野１１２においてターゲット発光源を上方へ移動させている。ターゲット発光源は、測定システム２４の動眼視野１１２から外れるまで、継続的に後方へ移動する。パイロットが測定システム２４のスイッチを切ると、データ測定は停止する。ここでも、他のプロセッサ７８によって記憶されたデータは、航空機１０が基地に戻ると地上係員によって取り出される。
前述したように、データの測定及び収集のミッションは、この実施形態では、最大の３ｇの機動飛行を伴って、少なくとも最大マッハ２のスピード、海水位から７５，０００（７５，０００ｆｅｅｔ）の高度の範囲内で実行されることになる。各航空機に関する、気流場１２及び航空光学的擾乱について測定され、取得されたデータは、後にかかる航空機によって運ばれるべき光学設備のための、カスタムモデリングを提供することになる。システム２４によって測定された空間的及び時間的なデータの組み込みにより、光学設備の設計が、航空機１０の気流場１２内に引き起こされた航空光学的擾乱を効率的に補償し、それを通して作動することが可能になる。
様々な実施形態が上述されてきたが、この開示は、それらに限定されることを意図するものではない。開示されている実施形態に対して、やはり下記の条項及び付随する特許請求の範囲の範囲内にある変形例が、作成されうる。
条項１．発光源から光ビームを受容し、かつ、発光源から発せられた光ビームを第１ペリスコープ折り畳み鏡へと反射させるための、ジンバルに支持された鏡と、
第１ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第２ペリスコープ折り畳み鏡と、
第２ペリスコープ折り畳み鏡から反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第１凹形軸外放物面鏡と、
第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第１折り畳み鏡と、
第１折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第２折り畳み鏡と、
第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられ、かつ、高速ステアリング鏡へと光ビームを反射させる、第２凹形軸外放物面鏡と、
組み込みプロセッサに結合された、微細追跡カメラとを備え、
微細追跡カメラは高速ステアリング鏡から光ビームの透過部分を受容し、
組み込みプロセッサは、組み込みプロセッサが高速ステアリング鏡の動作を制御するように、高速ステアリング鏡に結合され、かつ、
組み込みプロセッサは、ジンバルに結合されて、ジンバルに支持された鏡の動作を制御する、航空光学的擾乱測定システム。
条項２．鏡の運動を検知するようにジンバルに支持された鏡に結合されたジャイロセンサを更に含み、ジャイロセンサは、ジンバルに支持された鏡の動作を通信するために、組み込みプロセッサに結合されている、条項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３．ジンバルに支持された鏡は、航空機の窓の背後に位置付けられ、発光源からの光ビームは前記窓を通過し、
窓は、側方ノーズバレル、ドーサル中央体、翼内装備銃の場所、電気光学的標的システムの場所、コンフォーマルフェアリング、上部ノーズバレル、及びコックピット後方のドーサルのうちの少なくとも１つを含む、航空機上の種々の場所に位置付けられる、条項２に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４．第１ペリスコープ折り畳み鏡に対する光ビームの入射角はおよそ４５度である、条項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５．およそ４５度の入射角で第２ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光のビームを受容し、かつ、およそ４５度の入射で光のビームを受容する第２中間折り畳み鏡へと直接ビームを反射させるよう位置付けられた、第１中間折り畳み鏡を更に含む、条項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項６．第１凹形軸外放物面鏡は、第２中間折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容する、条項５に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項７．第１折り畳み鏡は、第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光のビームを受容し、かつ、第２折り畳み鏡へと直接光のビームを反射させる、条項６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項８．第２凹形軸外放物面鏡は、第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容する、条項７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項９．高速ステアリング鏡は、１００Ｈｚから１０００Ｈｚの制御帯域幅を伴って、角度ストローク長さが＋１．５度から-１．５度までの範囲内であり、かつ、角度解像度が２マイクロラジアン未満であるコマンドバイト組み込みプロセッサと共に作動する、条項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１０．高速ステアリング鏡から直接反射された光ビームを受容するビーム分割器を更に含み、ビーム分割器は、光ビームを透過部分と反射部分とに分割する、条項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１１．ビーム分割器から透過部分を受容する第１追跡折り畳み鏡を更に含み、色消しレンズが、第１追跡折り畳み鏡から直接光ビームの透過部分を受容し、かつ、第２追跡折り畳み鏡へと透過部分を透過させる、条項１０に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１２．微細追跡カメラは、第２追跡折り畳み鏡から直接反射された透過部分を受容する、条項１１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１３．第２追跡折り畳み鏡と微細追跡カメラとの間に位置づけられたフィルタホイールアセンブリを更に含む、条項１２に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１４．組み込みプロセッサは、１０Ｈｚから１００Ｈｚの制御帯域幅を伴ってジンバルに結合されている、条項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１５．ジンバルは、方位及び仰角において＋／−４５度の動眼視野上で解像度が４マイクロラジアン未満の角度検知、及び、方位及び仰角において６０度／秒より大きい最大角速度を伴って作動する、条項１に記載の航空光学的擾乱測定システム
条項１６．ビーム分割器から直接反射部分を受容し、色消し瞳リレーへと反射部分を直接反射させる、第１波面センサ折り畳み鏡を更に含む、条項１０に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１７．色消し瞳リレーから直接反射部分を受容するよう位置付けられた小レンズアレイを備え、反射部分を焦点面アレイカメラに集束させる、波面センサを更に含む、条項１６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１８．アレイは、少なくとも１６×１６の一組の小レンズを備える、条項１７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項１９．アレイは、２４×２４の一組の小レンズを備える、条項１７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２０．波面センサからのデータ及び航空機によって生成されたナビゲーションデータを収集する波面センサに結合された別の組み込みプロセッサを更に含み、波面センサを包含する擾乱測定システムは、その航空機において、航空機にコンフォーマルに装着されるよう構成される、条項１７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２１．航空光学的擾乱測定システムが、ジンバルに支持された鏡の動眼視野内でジンバルに支持された鏡によって光ビームが受容されている状態で、飛行経路上を超音速スピードで移動する航空機にコンフォーマルに装着されるよう構成されている場合、追跡カメラは光ビームの透過部分を受容し、かつ、波面センサは光ビームの反射部分を受容する、条項１７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２２．航空機が飛行経路から離れるように移動している場合で、光ビームはジンバルに支持された鏡の動眼視野に入来し、組み込みプロセッサはジンバルに支持された鏡を動かすためにジンバルに制御コマンドを提供し、かつ、波面センサは反射部分を受容する、条項２１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２３．航空機が第２飛行経路内を移動している場合、波面センサは反射部分を受容する、条項２２に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２４．航空機が飛行経路へと移動している場合、光ビームはジンバルに支持された鏡の動眼視野の中へ入来し、ジャイロセンサはその動きを組み込みプロセッサへと通信し、組み込みプロセッサはジンバルに支持された鏡を動かすためにジンバルに制御コマンドを提供し、かつ、波面センサは反射部分からデータを受容する、条項２３に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２５．ジンバルに支持された鏡及び組み込みプロセッサに結合されたジャイロセンサは、ジンバルに支持された鏡の動作に関して組み込みプロセッサに情報を伝達し、組み込みプロセッサは、ジンバルに支持された鏡を動かすために、ジンバルに動作コマンドを提供する、条項２１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２６．透過部分の移動を検出する微細追跡カメラと、高速ステアリング鏡を動かすために高速ステアリング鏡にコマンドを送信する組み込みプロセッサとを更に含む、条項２１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２７．発光源から光ビームを受容し、かつ、発光源から発せられた光ビームを第１ペリスコープ折り畳み鏡へと反射させるための、ジンバルに支持された鏡と、
第１ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第２ペリスコープ折り畳み鏡と、
第２ペリスコープ折り畳み鏡から反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第１凹形軸外放物面鏡と、
第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第１折り畳み鏡と、
第１折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第２折り畳み鏡と、
第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられ、かつ、高速ステアリング鏡へと光ビームを反射させる、第２凹形軸外放物面鏡と、
高速ステアリング鏡から直接反射された光ビームを受容するビーム分割器とを備え、ビーム分割器は、光ビームを透過部分と反射部分とに分割する、航空光学的擾乱測定システム。
条項２８．第１ペリスコープ折り畳み鏡に対する光ビームの入射角はおよそ４５度である、条項２７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項２９．およそ４５度の入射角で第２ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光のビームを受容し、かつ、およそ４５度の入射で光のビームを受容する第２中間折り畳み鏡へと直接ビームを反射させるよう位置付けられた、第１中間折り畳み鏡を更に含む、条項２７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３０．第１凹形軸外放物面鏡は、第２中間折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容する、条項２９に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３１．第１折り畳み鏡は、第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光のビームを受容し、かつ、第２折り畳み鏡へと直接光のビームを反射させる、条項３０に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３２．第２凹形軸外放物面鏡は、第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容する、条項３１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３３．組み込みプロセッサに結合された微細追跡カメラを更に含み、
微細追跡カメラは高速ステアリング鏡から光ビームの透過部分を受容し、
組み込みプロセッサは、組み込みプロセッサが高速ステアリング鏡の動作を制御するように、高速ステアリング鏡に結合され、かつ、
組み込みプロセッサは、ジンバルに結合されて、ジンバルに支持された鏡の動作を制御する、条項２７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３４．鏡の運動を検知するようにジンバルに支持された鏡に結合されたジャイロセンサを更に含み、ジャイロセンサは、ジンバルに支持された鏡の動作を通信するために、組み込みプロセッサに結合されている、条項３３に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３５．ジンバルに支持された鏡は、航空機の窓の背後に位置付けられ、発光源からの光ビームは前記窓を通過し、かつ、窓は、側方ノーズバレル、ドーサル中央体、翼内装備銃の場所、電気光学的標的システムの場所、コンフォーマルフェアリング、上部ノーズバレル、及びコックピット後方のドーサルのうちの少なくとも１つを含む、航空機上の種々の場所に位置付けられる、条項３４に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３６．高速ステアリング鏡は、１００Ｈｚから１０００Ｈｚの制御帯域幅を伴って、角度ストローク長さが＋１．５度から-１．５度までの範囲内であり、かつ、角度解像度が２マイクロラジアン未満であるコマンドバイト組み込みプロセッサと共に作動する、条項３３に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３７．ビーム分割器から透過部分を受容する第１追跡折り畳み鏡を更に含み、色消しレンズが、第１追跡折り畳み鏡から直接光ビームの透過部分を受容し、かつ、第２追跡折り畳み鏡へと透過部分を透過させる、条項３３に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３８．微細追跡カメラは、第２追跡折り畳み鏡から直接反射された透過部分を受容する、条項３７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項３９．第２追跡折り畳み鏡と微細追跡カメラとの間に位置づけられたフィルタホイールアセンブリを更に含む、条項３８に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４０．組み込みプロセッサは、１０Ｈｚから１００Ｈｚの制御帯域幅を伴ってジンバルに結合されている、条項３３に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４１．ジンバルは、方位及び仰角において＋／−４５度の動眼視野上で解像度が４マイクロラジアン未満の角度検知、及び、方位及び仰角において６０度／秒より大きい最大角速度を伴って作動する、条項４０に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４２．ビーム分割器から直接反射部分を受容し、かつ、色消し瞳リレーへと反射部分を直接反射させる、第１波面センサ折り畳み鏡を更に含む、条項２７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４３．色消し瞳リレーから直接反射部分を受容するよう位置付けられた小レンズアレイを備え、かつ、反射部分を焦点面アレイカメラに集束させる、波面センサを更に含む、条項４２に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４４．波面センサからのデータ及び航空機によって生成されたナビゲーションデータを収集する波面センサに結合された別の組み込みプロセッサを更に含み、
波面センサを包含する擾乱測定システムは、航空機にコンフォーマルに装着されるよう構成されている、条項４３に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４５．アレイは、少なくとも１６×１６の一組の小レンズを備える、条項４３に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４６．発光源から光ビームを受容し、かつ、発光源から発せられた光ビームを高速ステアリング鏡へと反射させるための、ジンバルに支持された鏡と、
高速ステアリング鏡から直接反射された光ビームを受容するビーム分割器であって、光ビームを透過部分と反射部分とに分割する、ビーム分割器と、
組み込みプロセッサに結合された、微細追跡カメラとを備え、
微細追跡カメラは高速ステアリング鏡から光ビームの透過部分を受容し、
組み込みプロセッサは、組み込みプロセッサが高速ステアリング鏡の動作を制御するように、高速ステアリング鏡に結合され、かつ、
組み込みプロセッサは、ジンバルに結合されて、ジンバルに支持された鏡の動作を制御する、航空光学的擾乱測定システム。
条項４７．ジンバルに支持された鏡から直接光ビーム源を受容する、第１ペリスコープ折り畳み鏡と、
第１ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第２ペリスコープ折り畳み鏡と、
第２ペリスコープ折り畳み鏡から反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第１凹形軸外放物面鏡と、
第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第１折り畳み鏡と、
第１折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられた、第２折り畳み鏡と、
第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容するよう位置付けられ、かつ、高速ステアリング鏡へと光ビームを反射させる、第２凹形軸外放物面鏡とを更に含む、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４８．第１ペリスコープ折り畳み鏡に対する光ビームの入射角はおよそ４５度である、条項４７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項４９．およそ４５度の入射角で第２ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された光のビームを受容し、かつ、およそ４５度の入射で光のビームを受容する第２中間折り畳み鏡へと直接ビームを反射させるよう位置付けられた、第１中間折り畳み鏡を更に含む、条項４７に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５０．第１凹形軸外放物面鏡は、第２中間折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容する、条項４９に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５１．第１折り畳み鏡は、第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された光のビームを受容し、かつ、第２折り畳み鏡へと直接光のビームを反射させる、条項５０に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５２．第２凹形軸外放物面鏡は、第２折り畳み鏡から直接反射された光ビームを受容する、条項５１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５３．高速ステアリング鏡は、１００Ｈｚから１０００Ｈｚの制御帯域幅を伴って、角度ストローク長さが＋１．５度から-１．５度までの範囲内であり、かつ、角度解像度が２マイクロラジアン未満であるコマンドバイト組み込みプロセッサと共に作動する、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５４．ビーム分割器から透過部分を受容する第１追跡折り畳み鏡と、第１追跡折り畳み鏡から第２追跡折り畳み鏡へと直接、光ビームの透過部分を受容する色消しレンズとを更に含む、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５５．微細追跡カメラは、第２追跡折り畳み鏡から直接反射された透過部分を受容する、条項５４に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５６．第２追跡折り畳み鏡と微細追跡カメラとの間に位置づけられたフィルタホイールアセンブリを更に含む、条項５５に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５７．鏡の運動を検知するようにジンバルに支持された鏡に結合されたジャイロセンサを更に含み、ジャイロセンサは、ジンバルに支持された鏡の動作を通信するために、組み込みプロセッサに結合されている、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５８．ジンバルに支持された鏡は、航空機の窓の背後に位置付けられ、発光源からの光ビームは前記窓を通過し、かつ、窓は、側方ノーズバレル、ドーサル中央体、翼内装備銃の場所、電気光学的標的システムの場所、コンフォーマルフェアリング、上部ノーズバレル、及びコックピット後方のドーサルのうちの少なくとも１つを含む、航空機上の種々の場所に位置付けられる、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項５９．組み込みプロセッサは、１０Ｈｚから１００Ｈｚの制御帯域幅を伴ってジンバルに結合されている、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項６０．ジンバルは、方位及び仰角において＋／−４５度の動眼視野上で解像度が４マイクロラジアン未満の角度検知、及び、方位及び仰角において６０度／秒より大きい最大角速度を伴って作動する、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項６１．ビーム分割器から直接反射部分を受容し、かつ、色消し瞳リレーへと反射部分を直接反射させる、第１波面センサ折り畳み鏡を更に含む、条項４６に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項６２．色消し瞳リレーから直接反射部分を受容するよう位置付けられた小レンズアレイを備え、反射部分を焦点面アレイカメラに集束させる、波面センサを更に含む、条項６１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項６３．波面センサからのデータ及び航空機によって生成されたナビゲーションデータを収集する波面センサに結合された別の組み込みプロセッサを更に含み、波面センサを包含する擾乱測定システムが、航空機にコンフォーマルに装着されるよう構成されている、条項６２に記載の航空光学的擾乱測定システム。
条項６４．アレイは、少なくとも１６×１６の一組の小レンズを備える、条項６２に記載の航空光学的擾乱測定システム。

Claims (14)

  1. 発光源から光ビームを受容し、かつ、前記発光源から発せられた前記光ビームを第１ペリスコープ折り畳み鏡へと反射させるための、ジンバルに支持された鏡と、
    前記第１ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された前記光ビームを受容するよう位置付けられた、第２ペリスコープ折り畳み鏡と、
    前記第２ペリスコープ折り畳み鏡から反射された前記光ビームを受容するよう位置付けられた、第１凹形軸外放物面鏡と、
    前記第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された前記光ビームを受容するよう位置付けられた、第１折り畳み鏡と、
    前記第１折り畳み鏡から直接反射された前記光ビームを受容するよう位置付けられた、第２折り畳み鏡と、
    前記第２折り畳み鏡から直接反射された前記光ビームを受容するよう位置付けられ、かつ、高速ステアリング鏡へと前記光ビームを反射させる、第２凹形軸外放物面鏡と、
    組み込みプロセッサに結合された、微細追跡カメラとを備え、
    前記微細追跡カメラは前記高速ステアリング鏡から前記光ビームの透過部分を受容し、
    前記組み込みプロセッサは、前記組み込みプロセッサが前記高速ステアリング鏡の動作を制御するように、前記高速ステアリング鏡に結合され、
    前記組み込みプロセッサは、前記ジンバルに結合されて、前記ジンバルに支持された前記鏡の動作を制御する、航空光学的擾乱測定システム。
  2. 鏡の運動を検知するように前記ジンバルに支持された前記鏡に結合された、ジャイロセンサを更に含み、前記ジャイロセンサは、前記ジンバルに支持された前記鏡の動作を通信するために、前記組み込みプロセッサに結合され、
    前記ジンバルに支持された前記鏡は、航空機の窓の背後に位置付けられ、前記発光源からの前記光ビームは前記窓を通過し、
    前記窓は、側方ノーズバレル、ドーサル中央体、翼内装備銃の場所、電気光学的標的システムの場所、コンフォーマルフェアリング、上部ノーズバレル、及びコックピット後方のドーサルのうちの少なくとも１つを含む、前記航空機上の種々の場所に位置付けられる、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  3. 前記第１ペリスコープ折り畳み鏡に対する前記光ビームの入射角はおよそ４５度である、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  4. およそ４５度の入射角で前記第２ペリスコープ折り畳み鏡から直接反射された前記光のビームを受容し、かつ、およそ４５度の入射で前記光のビームを受容する第２中間折り畳み鏡へと直接前記ビームを反射させるよう位置付けられた、第１中間折り畳み鏡を更に含み、
    前記第１凹形軸外放物面鏡は、前記第２中間折り畳み鏡から直接反射された前記光ビームを受容し、
    第１折り畳み鏡は、前記第１凹形軸外放物面鏡から直接反射された前記光のビームを受容し、かつ、第２折り畳み鏡へと直接前記光のビームを反射させ、
    第２凹形軸外放物面鏡は、前記第２折り畳み鏡から直接反射された前記光ビームを受容する、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  5. 前記高速ステアリング鏡は、１００Ｈｚから１０００Ｈｚの制御帯域幅を伴って、角度ストローク長さが＋１．５度から-１．５度までの範囲内であり、かつ、角度解像度が２マイクロラジアン未満であるコマンドバイト組み込みプロセッサと共に作動する、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  6. 前記高速ステアリング鏡から直接反射された前記光ビームを受容するビーム分割器を更に含み、前記ビーム分割器は、前記光ビームを前記透過部分と反射部分とに分割し、
    前記ビーム分割器から前記透過部分を受容する第１追跡折り畳み鏡を更に含み、色消しレンズが、前記第１追跡折り畳み鏡から直接前記光ビームの前記透過部分を受容し、かつ、第２追跡折り畳み鏡へと前記透過部分を透過させ、
    前記微細追跡カメラは、前記第２追跡折り畳み鏡から直接反射された前記透過部分を受容し、
    前記第２追跡折り畳み鏡と前記微細追跡カメラとの間に位置づけられたフィルタホイールアセンブリを更に含む、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  7. 前記組み込みプロセッサは、１０Ｈｚから１００Ｈｚの制御帯域幅を伴って前記ジンバルに結合されている、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  8. 前記ジンバルは、方位及び仰角において＋／−４５度の動眼視野上で解像度が４マイクロラジアン未満の角度検知、及び、方位及び仰角において６０度／秒より大きい最大角速度を伴って作動する、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  9. 前記ビーム分割器から直接前記反射部分を受容し、かつ、色消し瞳リレーへと前記反射部分を直接反射させる、第１波面センサ折り畳み鏡を更に含み、
    前記色消し瞳リレーから直接前記反射部分を受容するよう位置付けられた小レンズアレイを備え、かつ、前記反射部分を焦点面アレイカメラに集束させる、波面センサを更に含み、
    前記アレイは（ａ）１６×１６、又は、（ｂ）２４×２４のうちの少なくとも１つの、一組の小レンズを備える、請求項１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  10. 前記波面センサからのデータ及び航空機によって生成されたナビゲーションデータを収集する前記波面センサに結合された別の組み込みプロセッサを更に含み、前記波面センサを包含する前記擾乱測定システムは、前記航空機において、航空機にコンフォーマルに装着されるよう構成されている、請求項９に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  11. 前記航空光学的擾乱測定システムが、前記ジンバルに支持された前記鏡の動眼視野内で前記ジンバルに支持された前記鏡によって前記光ビームが受容されている状態で、飛行経路上を超音速スピードで移動する航空機にコンフォーマルに装着されるよう構成されている場合、前記追跡カメラは前記光ビームの前記透過部分を受容し、かつ、前記波面センサは前記光ビームの前記反射部分を受容する、請求項９に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  12. 前記航空機が前記飛行経路から離れるように移動している場合、前記光ビームは前記ジンバルに支持された前記鏡の前記動眼視野に入来し、前記組み込みプロセッサは前記ジンバルに支持された前記鏡を動かすために前記ジンバルに制御コマンドを提供し、かつ、前記波面センサは前記反射部分を受容し、
    前記航空機が第２飛行経路内を移動している場合、前記波面センサは前記反射部分を受容し、かつ、
    前記航空機が前記飛行経路へと移動している場合、前記光ビームは前記ジンバルに支持された前記鏡の前記動眼視野の中に入来し、前記ジャイロセンサはその動きを前記組み込みプロセッサへ通信し、前記組み込みプロセッサは前記ジンバルに支持された前記鏡を動かすために前記ジンバルに制御コマンドを提供し、かつ、前記波面センサは前記反射部分からデータを受容する、請求項１１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  13. 前記ジンバルに支持された前記鏡及び前記組み込みプロセッサに結合されたジャイロセンサは、前記ジンバルに支持された前記鏡の動作に関して前記組み込みプロセッサに情報を伝達し、前記組み込みプロセッサは、前記ジンバルに支持された前記鏡を動かすために、前記ジンバルに動作コマンドを提供する、請求項１１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
  14. 前記透過部分の移動を検出する前記微細追跡カメラと、前記高速ステアリング鏡を動かすために前記高速ステアリング鏡にコマンドを送信する前記組み込みプロセッサとを更に含む、請求項１１に記載の航空光学的擾乱測定システム。
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