JP2777396B2 - 航空機の表示装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ この発明は、航空機の操縦士に航空機の位置情報、高
度情報、姿勢情報、航路情報、方位情報等の情報を伝達
するための表示装置に関するもので、殊に、操縦士が装
着するヘルメットに搭載される形式及び操縦室のインス
トウールメンに搭載される形式の、所謂ヘッドアップデ
イスプレイ装置に関するものである。特に、本発明は、
操縦士に航行パラメータ情報及び／又は航路情報を的確
に提供することの出来る航空機用の表示装置に関するも
のである。

［従来の技術及び解決課題］ 近年の高性能航空機においては、これを操縦するため
に航空機の姿勢情報、エンジンの運転状態パラメータ情
報等の夥しい量の検出データをモニタすることを要求さ
れている。また、航空管制システム、フライトデイレク
タ（Flight Director）、オートパイロットシステム、
安定増大装置（Stability Augmentation Systen）、エ
ンジン電子制御システム等の自動操縦システムにおいて
はより多くの検出データが組み合わせられ、分析されて
おり、航空機のぞれぞれの運転パラメータを、所定範囲
内に維持し、又は操縦士によって設定された値に一致さ
せ、若しくは安全閾値の範囲に保持するように制御して
いる。これらの装置によって、操縦士の操縦操作が簡素
化され、操縦作業による作業負荷が減少されている。し
かしながら、操縦士は、未だに多くのデイスプレイされ
るパラメータをモニタして現在の航行状態を掌握すると
ともに、現在の航行条件において可能な航空機の動作を
把握する必要がある。

軍用機の場合には、武器の状態、戦闘データ等も操縦
士に与えられなければならない。

そこで、操縦士への情報伝達は、簡潔で、しかも操縦
士の操縦動作の障害とならづ、且つ有効な方法で行われ
なければならない。特に、操縦士が一人乗務の航空機に
おいては、情報伝達の簡潔化、操縦士の視界確保等が重
要となる。

このために、デイジタル又はアナログの計器情報に代
えて複数の情報を組み合わせ、組み合わせによって得ら
れた情報のみを、シンボル化して又は絵画像情報として
操縦士に伝達するようにした情報表示装置が提案されて
いる。例えば、この種の情報表示装置は、1983年にロバ
ーリング（Lovering）に付与されたアメリカ特許第4,36
8,517号に開示されている。

また、操縦室のコンソールに搭載する形式のデイスプ
レイ装置に代わって、ヘッドアップデイスプレイ装置や
ヘルメット搭載型デイスプレイ装置が、シンボル化され
た情報の表示に多く用いられるようになってきている。
ヘッドアップデイスプレイ装置やヘルメット搭載型デイ
スプレイ装置は、いずれも、半透明のデイスプレイスク
リーンを通して操縦士の目に視準された情報光によっ
て、操縦士が操縦室外を注視したままで、その視界を遮
られることなく、また視線をコンソール等の移すことな
く、表示情報の読取が可能な投映画像を形成するように
構成されている。例えば、この種のデイスプレイ装置
は、1981年にロルストン（Rolston）に付与されたアメ
リカ特許第4,305,057号、1975年にモストロン（Mostro
m）に付与されたアメリカ特許第3,923,370号、1981に年
にガウシア等（Gauthier,et al）に付与されたアメリカ
特許第4,269,476号、1984年にブレグリア等（Breglia,e
t al）に付与されたアメリカ特許第4,446,480号並びに
アメリカ特許第4,439,157号に開示されている。

また、ヘルメット搭載型デイスプレイ装置に関して
は、アメリカ合衆国陸軍のアッパチヘリコプタ（Apache
Helicopter）に関する刊行物TM−55−1520−238−10の
第４−19頁乃至第４−23頁に、ヘルメット搭載型デイス
プレイ装置のおけるデイスプレイ情報のシンボルによ
り、表示の簡素化、明瞭化が提案されている。しかしな
がら、従来提案されているヘルメット搭載型デイスプレ
イ装置には未だに多くの改良すべき点があり、改良が急
がれている。

そこで、本発明の目的は、従来より提案されているヘ
ルメット搭載型デイスプレイ装置を改良して、より理想
に近いデイスプレイ装置を提供することにある。

［課題を解決するための手段］ そこで、本発明の、第一の構成によれば、ヘルメット
の操縦室の座標系に対する姿勢位置を検出してヘルメッ
ト姿勢検出信号を発生するセンサ手段と、 前記ヘルメット姿勢検出信号に基づいて操縦士の視界
内に位置する操縦室の座標系における各操縦室座標位置
情報を読み出し、読み出した座標位置情報をヘルメット
の座標系におけるヘルメット座標位置情報に変換し、さ
らに座標変換によって得られたヘルメットの座標系のヘ
ルメット座標位置情報をデイスプレイの座標系の座標系
の座標位置情報に座標変換してデイスプレイ座標位置情
報をデイスプレイ装置に出力する信号処理手段と、及び 操縦士の装着するヘルメットに搭載され、前記デイス
プレイ座標位置情報に基づいて操縦士の視点において、
操縦室内の操縦士の視界内の位置に対応した表示情報を
示すシンボル画像を表示するデイスプレイ装置とによっ
て構成したことを特徴とする航空機用ヘルメット搭載型
表示装置が提供される。

また、本発明の第二の構成によれば、ヘルメットの操
縦室の座標系に対する姿勢位置を検出してヘルメット姿
勢検出信号を発生し、 前記ヘルメット姿勢検出信号に基づいて操縦士の視界
内に位置する操縦室の座標系における各操縦室座標位置
情報を読み出し、 読み出した座標位置情報をヘルメットの座標系におけ
るヘルメット座標位置情報に変換し、 座標変換によって得られたヘルメットの座標系のヘル
メット座標位置情報をデイスプレイの座標系の座標系の
座標位置情報に座標変換してデイスプレイ座標位置情報
を出力し、及び 前記デイスプレイ座標位置情報に基づいて、操縦室内
の各位置に表示されように設定された表示情報を示すシ
ボル化された記号映像のうち、操縦士の視界内の操縦席
位置に対応した記号映像を操縦士のヘルメットに投影表
示するようにしたことを特徴とする航空機用ヘルメット
搭載型表示装置の情報表示方法が提供される。

またさらに、本発明の第三の構成によれば、航空機の
パイロットの前方視界内に、情報表示を投影して表示し
て、情報伝達を行う、航空機の表示装置において、 航空機の高度を検出して高度検出情報を発生する高度
検出手段と、 高度検出情報に基づいて、航空機の高度変化に応じて
パイロットの視野内の表示領域内において上下方向に移
動して航空機の高度変化を表示する高度表示記号映像を
表示する表示手段とによって構成したことを特徴とする
航空機の表示装置が提供される。

なお、この第三の構成において、前記高度表示記号映
像は、上方に頂点を持つ三角形図形で構成され、より好
ましくは、二つの二等辺三角形図形で構成され、両二等
辺三角形図形は、一緒に上下移動するように構成する。

また、前記表示領域内の所定位置には、航空機の高度
をデイジタル表示するデイジタル表示部が、形成されて
おり、このデイジタル表示部には、前記高度表示記号映
像とは独立し、前記所定位置に固定されていることが望
ましい。

さらに、本発明の第四の構成によれば、航空機のパイ
ロットの前方視界内に、情報表示を投影して表示して、
情報伝達を行う、航空機の表示装置において、 エンジンの駆動トルクを検出して、エンジン出力を示
すエンジン出力信号を発生するトルク検出手段と、 表示画面の縦方向にのびる直線状のスケールと、前記
エンジン出力信号に応じて前記スケールにそって移動す
る出力トルク表示記号と、パイロットにより入力される
エンジン出力コマンドに応じて前記スケールに沿って移
動する要求出力表示記号と及び、エンジンの運転状態を
しめす運転パラメータを処理して設定されるエンジンの
所要出力を示し、所要出力の大きさに応じて前記スケー
ルにそって移動する所要出力表示記号とを表示して、エ
ンジンの運転状態情報をパイロットに伝達する表示手段
とによって構成したことを特徴とする航空機の表示装置
が提供される。

この場合、前記トルク検出手段は、少なくとも二基の
エンジンの各出力トルク検出して各出力トルクを示す第
一及び第二のトルク検出信号を出力し、前記表示手段
は、各第一及び第二のトルク検出信号に基づいて第一及
び第二の出力トルク表示記号を前記スケールの両側に各
別に表示するようにしても良い。また、前記表示装置
は、前記第一及び第二の出力トルク表示記号を、前記第
一及び第二の出力トルク検出信号の信号値の差が所定値
以上となったとき、又は前記第一及び第二の出力トルク
検出信号の信号値が所定範囲外となったときにのみ、前
記第一及び第二の出力トルク表示記号を表示するように
して、表示が繁雑になることを防止することも可能であ
る。

また、前記表示手段は、前記少なくとも二基のエンジ
ンの合計出力を表示する合計出力表示記号を表示するこ
とも出来る。航空機がヘリコプタである場合には、前記
所定値が、ヘリコプタの垂直離陸のためのホバリングに
必要なエンジン出力に設定される。

本発明の第五の構成によれば、航空機のパイロットの
前方視界内に、情報表示を投影して表示して、情報伝達
を行う、航空機の表示装置において、 航空機の位置、姿勢、機首方向、姿勢等の方位情報を
検出して航空機位置信号を発生する航空機位置検出手段
と、 前記航空機位置信号に基づいて、航空機又はパイロッ
ト位置より見た水平線位置に対応する位置に水平線を示
す表示線を表示するとともに、設定航路内に設定された
各ウエイポイントを示すウエイポイント記号及びポイン
ト番号を前記水平線上に表示するようにしたことを特徴
とする航空機の表示装置が提供される。

前記ウエイポイン表示及びウエイポイン番号は、航空
機と現実のウエイポイントとの距離により大きさを及び
又は表示位置が変化するように構成しても良い。また、
前記表示手段は、航空機設定航路に応じて、航空機が前
記の設定ウエイポイント上を通過するように操舵指示記
号を表示することも出来る。

本発明の第六の発明によれば、航空機のパイロットの
前方視界内に、情報表示を投影して表示して、情報伝達
を行う、航空機の表示装置において、 パイロットの装着するヘルメットの回頭角度を検出し
て、ヘルメット角度位置信号を発生するヘルメット位置
検出手段と、 航空機の操縦室の窓枠等の目標物に模した航空機操縦
席周囲の各位置に対応じた表示画像を記憶する画像記憶
手段と、 前記ヘルメット角度位置信号に基づいてパイロットの
視野内にある操縦室部分に対応する画像情報を読み出
し、画像を再生表示する表示手段とによって構成したこ
とを特徴とする航空機の表示装置が提供される。

さらに、本発明の第七の構成によれば、航空機のパイ
ロットの前方視界内に、情報表示を投影して表示して、
情報伝達を行う、航空機の表示装置において、 航空機の速度及び加速度を検出して、速度検出信号及
び加速度検出信号を発生するセンサ手段と、 前記速度検出信号に基づいて、検出速度に応じた長さ
の速度表示ベクトル記号を表示するとともに、ベクトル
記号の矢印の形状を加速度に応じて変化させるようにし
た表示手段とによって構成したことを特徴とする航空機
の表示装置が提供される。

この場合、前記矢印の形状は、飛行機の加速状態、減
速状態、定速飛行状態で変化するように構成することも
可能であり、また前記矢印を、加速度又は減速度の大き
さに応じて形状を段階的又は連続的に変化させることも
可能である。

［実施例］ 以下、添付図面に基づいてこの発明の実施例を説明す
る。

第１図は、航空機12を操縦しているパイロット10を示
している。このパイロット10は、航空機に対するヘルメ
ットの位置及び姿勢、地表面に対する航空機の位置及び
姿勢を気にすることなく、地表面18の水平線16のを表す
記号映像14を見ながら操縦することができる。なお、図
中においてこの水平線の記号映像14は実線で示しており
パイロットの視野内において見ることができる。パイロ
ットの右肩上から航空機内操縦室20の後部に延びる点線
22は、パイロットが右方向に振り向いた時にその点線の
位置に実線で示す記号映像14を見ることができることを
示したものである。一方、この線の他端側は視界の左手
方向に同様に示される。この点線26も同様にパイロット
10が地上の町並み24を見ようと左手方向を振り向いた時
に、水平線16を示す実線として彼の視界内に映るように
なっている。

したがって、線14、22及び26はパイロットの頭部を中
心とした円を形成しており、パイロットはこれを地表面
の水平線として見ることができる。この円の点線で示さ
れた部分は実際にそこに映し出されるものではなく、パ
イロットの視界内に入った時以外は存在しないものであ
る。すなわち、点線22はパイロットが振り向いた時にそ
こに水平線を示す実線として見ることができることを示
したものであり、想像線26は航空機が図面の右手上方を
向いているとした場合に機体の左前面に水平線16として
見ることができるものである。したがって、線14、22及
び26はパイロットの頭部の位置及び姿勢、航空機の地表
面に対する位置及び姿勢とは関係なく、実際の水平線16
と一致するようになっている。

上述した従来技術において示したように、パイロット
が多くの時間を費やす任務の一つに、多くのウェイポイ
ントまたは飛行行程の最終旋回地点を示す飛行基準等を
有する所定の飛行計画にしたがった領空飛行がある。第
１図においては、右上方の旗ざお記号28で示したものが
ウェイポイントである。このウェイポイント28はパイロ
ットが飛行計画にしたがって現在接近しつつある地点を
示している。このウェイポイント28は第１図において水
平線と直交するように示されているが、図示する飛行状
態ではパイロットの視界内に見えるものではなく、パイ
ロットが左前方に振り向いた時に彼の視界内に投映され
るものである。また、ウェイポイント28の基部30はパイ
ロットから見て地表面に位置しており、実際のウェイポ
イントとして見ることができるものである。航空機がウ
ェイポイントに接近してその付近を通過する時には航空
機とウェイポイントの基部30間に引いた線と、航空機と
水平線間に引いた線とがなす角度が90゜になるまで、そ
の基部30は水平線の下方に見えるようになっている。ま
た、航空機がそのウェイポイントに接近すると旗ざお記
号28は長くなり大きく見えるようになる。このことは、
旗ざお記号28の水平線の上方に見える長さを一定にした
場合に、水平線の下方に見える部分が長く延びたように
感じることを意味する。すなわち、航空機の飛行高度が
変化した場合には記号の大きさも変化することになる。
したがって、航空機が比較的低空を飛行している場合に
は、水平線の下方部分は当初から比較的長く見えるが、
同じ位置の比較的上空を飛行している場合には、当初は
短く見えるが近付くにつれて速い速度でかなりの程度ま
で大きく見えるようになる。旗ざお記号28の上部には旗
記号32が設けられている。この記号には数字が表示され
ており、例えばウェイポイント番号またはウェイポイン
トまでの距離等のいずれかを示している。さらに、前方
に示すもう一方のウェイポイント34は現在のウェイポイ
ント28、30、32の次のウェイポイントを示しており、現
時点においてはウェイポイント32より小さく見え、旗ざ
お部分は全部水平線上に突出している。

これらのウェイポイント記号の外にも、地上に関する
必要な記号を必要な数だけ表示することができる。例え
ば、標的情報や緯度、経度及び地図座標等を示す格子状
の記号を投映することもできる。したがって、この発明
に係る表示方法により上述したウェイポイントまたは水
平線の映像記号と同様に、地表面に関する必要な情報を
種々の映像記号として表示することができる。この実施
例においては、前記した以外の記号に関する詳細は省略
するが、このことはこの発明の範囲をこの実施例に限定
するものではない。

次に、上記以外の幾つかの映像記号に関して簡単に説
明する。

水平線記号14及びウェイポイント記号32、34以外に取
り得る記号としては、第１図においてパイロットの前方
視界内に表示されている地表面上の方位点記号等が考え
られる。図示したパイロットは幾分上方を向き、飛行方
向である北側に表示された逆向きの番号17及び18をを見
ている。この番号はパイロットに約60゜の水平視界を与
える約140゜から200゜（図中、反転した数記号14から2
0）にわたる実線で示している。この範囲外に示された
記号は図示している状態においては実際には表示されて
はいないが、ここでは説明のためにコンパス方位記号を
中抜きの数字で示している。この場合にも上述した水平
線記号14等と同様に、パイロットが現在目視している方
角から多少視線をずらした時に彼の前方視界内に見えて
くるものであり、パイロットの頭部を中心として円形に
表示されている。この記号は水平線記号14と異なりパイ
ロットの頭部の動きに伴って傾くようになっている。し
たがって、パイロットは無限遠に設けた円周上にこれら
の記号が存在するかのようにみることができる。また、
この円周はパイロットの目の中心を通る垂直な面に対し
て直角な平面上に位置している。この記号の表示方法は
戦闘機等にとって非常に有効なものであり、戦闘中にお
いてパイロットの視界を妨げがちな多種類の映像記号か
ら水平線記号を明確に区別することができる。しかしな
がら、パイロットの頭部の動きに関係なく水平線記号14
と同様に固定して表示することも可能である。

また、上述したコンタクト−アナログ記号以外の地表
面に関連のない記号についても映像記号として表示する
ことができる。例えば、パイロットが前方を向いている
時には、常に機体の長手方向の軸線に沿って前方に表示
されるピッチラダ及び横揺れ指示器を見ることができ
る。これらの映像はパイロットが前方を向いている場合
に限り表示するようにすることができる。また、パイロ
ットがいずれの方向を向いている場合でも、彼の頭部位
置に対して常に同じ位置に静止するように設定すること
もできる。

次に、パイロットが機体の左前方（北方向）を向いて
いる時に見えるウェイポイント32、34に関して、第2A図
に基づいてさらに詳細に説明する。

第１図においては、２つのウェイポイントのみが一度
に表示されるように図示されているが、特務飛行の各飛
行工程においては、実際には次々と通過する一連のウェ
イポイントに映し出される地上の多くの基準地点が不連
続に存在する。現時点の飛行位置におけるウェイポイン
トを通過すると、そのウェイポイントはパイロットの視
界から消え去り次のウェイポイントが表示される。

この表示方法は現在接近しつつあるウェイポイントと
次に向かうウェイポイントの双方を旗ざおの航行指示記
号で図式的に表示する構成となっている。図中、比較的
大きく示した長方形の旗32はプログラムされた飛行計画
に沿って現在接近している（または現時点の）ウェイポ
イントを示している。水平線記号26からの垂直高さ28a
は一定であるが、下方に延びる28bは航空機がウェイポ
イントに対して接近するにつれて、実質上、地表面に固
定されているかのように長く見えるようになる。しかし
ながら、上述したようにこの28bの長さの変化は飛行高
度によって変動する。また、この旗は各ウェイポイント
を識別する識別記号、またはウェイポイントまでの距離
を表示できるデジタル表示記号38を有している。さら
に、この旗はパイロットの頭部または機体が傾むいた場
合でも、パイロットの視界内に見える水平線に対して常
に直角に表示される。また、旗ざおの底部に示した黒円
30は、パイロットから見て、実際のウェイポイントの地
上位置の地表面に取り付けられているかのように見え
る。したがって、現在航空機が接近する旗は、実際の地
表面における地理上の特定の位置に打ち込まれているか
のように感じられる。

旗32より小さく見える旗34は、飛行計画において次に
到達するウェイポイントの位置を示している。この旗34
は旗32と異なり、そのさお部40は水平線記号26の下側に
対して延びてはおらず、水平線に対しては常に直角に位
置するようになっている。なお、この旗34には記号等を
表示しないようにすることが好ましい。

パイロットが一定の方向を向いている場合には、この
旗記号32、34は機体の横方向の動き、すなわち偏揺れに
比例して水平（左右に）移動する。このことは、パイロ
ットに対して常に地表面上の安定した映像を提供するた
めの必要なことである。同様に、旗記号32、34及び水平
線記号26は機体の縦揺れに対して垂直に比例移動する。
さらに、ウェイポイント及び水平線記号は機体の横揺れ
（ローリング）に比例してに回動する。

機体の姿勢が地表面に対して一定に維持されている場
合には、水平線記号及び旗記号（ウェイポイント）32、
34の双方は、パイロットの頭部の横揺れ、偏揺れ及び縦
揺れに対応して水平方向及び垂直方向へ各々が回転、移
動する。また、操縦室に対するパイロットの頭部の平行
移動等の姿勢を考慮することもできる。なお、操縦室内
でのパイロットの姿勢は常に変化しているものであり機
体姿勢も変動するものである。したがって、この発明に
よれば、パイロットのそばに見られる“コンタクト−ア
ナログ”（ここで開示している意味での）用の映像に関
して、これらの双方の姿勢変動を考慮している。

航空機が現時点のウェイポイントをいつ通過するかを
計算して、ウェイポイント（通過したウェイポイント、
現在のウェイポイント及び次のウェイポイント）が新た
に設定される。基本的に、この方法は航空機が現時点に
おけるウェイポイントの第１所定距離内にいるのか、ま
たは現在現時点のウェイポイントに対して接近しつつあ
るのか、あるいはまた、次のウェイポイントに対して向
かっているのかを周期的に決定することである。さら
に、現時点のウェイポイントの第１所定距離より長い第
２所定距離内に航空機が存在しているかを判定する。な
お、上述したウェイポイントへの接近テスト（現時点の
ウェイポイントの第１距離内で実行された）の肯定的な
結果に関係なく、現時点のウェイポイントに対する航空
機の位置が第２選択距離より接近している場合には、次
のウェイポイントが現時点におけるウェイポイントとに
変更するようにすることもできる。

また、第１図の方位記号付近に示した記号42bとは異
なる、ステアリング合図記号（操舵方向の指示記号）42
cを第2A図に示す。この記号は、例えば、ウェイポイン
トと関連して、あるいは第１図に示すように方位記号と
関連させて表示することができる。このステアリング記
号はパイロットの視界内に見える時には現時点のウェイ
ポイントに向かう方向を指示するものであり、視界内に
存在しない場合には航空機を誘導してこのステアリング
記号が視界内に入るように指示する別の指示記号を設け
ることができる。また、機首方向記号42dを表示して機
体の現在の機首方位を指示してもよい。この機首方向記
号42dは、水平線記号の付近にこれと関連させてステア
リング記号と共に表示することも可能であり、また、こ
の双方の記号を第１図に示した方位記号に関連させてそ
の付近に表示することもできる。第１図においては、機
首方向が右上方を向いているために、このステアリング
記号42dは表示されていない。図示する場合には、記号4
2bの右側近傍の方位記号付近に表示され、パイロットは
機体の縦軸上の前方に常に見ることができる。

上述したように、ウェイポイントの旗記号32、34は現
在のウェイポイント及び次に向かうウェイポイントの実
際の位置を示すために設けられるものであり、これらの
旗記号は航空機からの方位角方向の遠方に水平線記号と
ともに実際の景色に対して表示されるものである。この
航空機からの旗記号までの距離はその飛行高度の影響を
受けるものであるが、航空機のウェイポイントへの接近
に伴ってウェイポイントの旗ざお記号が長く延びること
により表示される。

同様に、ステアリング合図記号42cはパイロットがウ
ェイポイントに到達できるように誘導するために設けら
れるものであり、飛行経路が所定の飛行行程（現時点の
ウェイポイントと次のウェイポイントとを結ぶ直線で示
される）からはずれた場合に、パイロットはこのステア
リング合図記号に基づいて機体を旋回させ（直接ウェイ
ポイントに向かうものではない）、正規のコースに復帰
することができる。第2A図においては、水平線記号26の
近傍にこのステアリング記号42cを示したが、第１図に
示したステアリング記号42bと同様に方位記号付近に表
示することもできる。

次に、第2C図について説明する。

図示した点42aは現時点の現ウェイポイントの地表上
の位置に相当し、点42は前のウェイポイントを示してい
る。一方、点44は航空機の現在位置に相当する。角度Ａ
は、現時点における飛行工程46と、現在の飛行位置と現
ウェイポイントを結ぶ線48とにより形成される角度であ
り、角度Ｂは、飛行行程46と、点44からステアリング記
号の示す方向へ延ばし飛行行程46と交わる線50とその飛
行行程46により形成される角度である。

この角度ＢはTanAを定数倍したarctanと同等に設定す
る（Ｂ＝arctan btanA,bは定数）。この定数ｂは自由に
設定できるが1.5から３の間に設定することが最も好ま
しい。航空機の位置が変わるとＡ及びＢ値も当然同様に
変化する。この値を計算することにより、現在の飛行位
置から実際の飛行行程へスムーズに導くことができる。

すなわち、現ウェイポイントに対して線48及び線50に
より形成される角度（この角度は180゜−［（180゜−
Ｂ）＋Ａ］で求めることができる）分ずらした方向にス
テアリング合図記号を表示するようにして機体の旋回を
誘導することができる。

また、この方法により新たに飛行行程に接近した場合
にもスムーズに旋回することが可能となる。例えば、第
2D図に幾つかの典型的な飛行行程を示す。これらの飛行
経路は図示する種々の位置からパイロットがステアリン
グ記号に従って90゜旋回して飛行することができる経路
である。円54の半径はあらかじめ設定されたものであ
り、航空機が円付近に到達するとステアリング記号が表
示され、パイロットはそれに従って機体を旋回させ、次
のウェイポイントへ向かうことができる。通常、ウェイ
ポイントによる映像情報をパイロットに提供するため
に、現在のウェイポイントを通過後直ちに次のウェイポ
イントの映像を表示するものではない。しかしながら、
直ちに表示するように設定することも当然可能である。
（円を規定するためのその半径は無制限に設定すること
もできるが、ウェイポイント映像効果により現在のウェ
イポイントの同一性が変化した時、すなわち次のウェイ
ポイント映像が表示された時点での上述した第１所定距
離と同等と設定してもよい。）ウェイポイントの映像表
示の変化は予想することも可能であるが、パイロットは
ステアリング記号を確認し、それに従って旋回して新た
なコースを飛行することもできる。

第2D図には飛行計画においてウェイポイント56の前に
位置するウェイポイント60が示されている。航空機が点
60と点56により規定される所定の飛行経路62上の点61か
ら飛行し、円54に到達したことが検知されると、現在の
ウェイポイントを表示した状態でステアリング記号が変
化し、次のウェイポイントに向かうための方向が指示さ
れる。そこで、パイロットはこれに従い最適な旋回飛行
を開始し、次の飛行行程64に向かうことができる。した
がって、上記した計算方法によりパイロットはステアリ
ング記号42に従って太線で示した飛行経路66び曲線に沿
ってスムーズに次の飛行行程64に向かうことができる。
また、上記した旋回経路の外に点68及び点70から経路72
及び74に沿って旋回して飛行行程64に向かうことができ
る。この場合においても、円54に到達すると、次のウェ
イポイントの映像情報が表示される前に、ステアリング
記号による旋回の誘導に従ってコースを変えることもで
きる。

第８図は長方形形状の座標系を示す。なお、ここに示
す座標系は一実施例であり他の座標系を使用することも
できる。

図において、複数の平行線104は緯度を示しており、
これに交差する複数の平行線は経度を示している。ま
た、座標面102は地表面の地形を示し、点103は座標面上
の原点（０^＊）点を示している。なお、航空機はこの座
標面上を飛行しているものとする。図示した点線は地表
面の実際の緯度及び経度であり、例えば、点108等を基
準として簡易的な座標基準系を形成することができる。
図示するように、点108は地表面上またはそのすぐ上空
の位置（例えば、ビル等の建造物）を示しおり、座標系
の経度及び緯度によって規定することができる。また、
点108の海抜を利用して緯度及び経度とともに３次元の
直角座標を設定し、地表面が平坦な面であるとした場合
には３次元のカルデシアン座標系を基準座標系とするこ
ともできる。なお、この座標系は後述する“地表面座標
系”すなわち“ECS"である。

さらに、第８図上部には第２基準座標系を示す。この
座標系は、“ax"、“ay"及び“az"の３つの直角座標か
ら構成され、その原点（０）110を航空機内に設定して
いる。この３軸により航空機座標系、すなわち“ACS"が
形成される。このACS座標系は点を規定する座標基準系
を設定することができる。また、図示するようにこのAC
S座標系は３次元座標系であり、原点（０）110を航空機
内のいずれかの位置に設定することもできる。なお、
“az"軸を機体の縦軸（機体の前方をプラスとする）と
し、“ax"軸を機体の右方向に延びるように“az"軸に対
して直角に設定する（この右方向をプラスとする）。し
たがって、この“ax"及び“az"軸により形成される面
は、航空機に対する水平線となる。また、“ay"軸は、
“ax"軸及び“az"軸に対して機体の下方に直角に延びて
いる（この下方をプラスをする）。

さらに、第３の基準座標系を説明する。この座標系
は、“px"、“py"、“pz"軸からなり操縦室内のパイロ
ットを原点（０′）112とした“パイロット座標系”、
すなわち“PCS"座標系である。この座標系も上述した
“ACS"と同様に、各軸が相互に直角に設定されており、
第９図に示すように、前方を見ているパイロットに対し
て規定された座標である。したがって、この３軸により
パイロットの視界内にある点を規定する座標基準系を設
定することができる。

次に、第９図について説明する。パイロットはヘルメ
ット搭載型表示装置118を有するヘルメット118を装着
し、このヘルメットに設けられたスクリーンを介して前
方の景色を見ている。なお、116はパイロットの頭部を
示している。上述した“ps"座標はパイロットの視線上
に、“px"座標はパイロットの視線に対して右方向に、
“py"座標はパイロットに対して下方方向に設定されて
いる。この発明は、パイロットのヘルメットに搭載され
た表示装置118に対して水平線及びウェイポイントを正
確に位置付けるために、それぞれが別個の原点103、11
0、112（０^＊,0,0′）を有し、相互に座標間の平行移動
または回転移動することが可能な上述した３つの座標系
に関連するものとして、地表面102、航空機100及びパイ
ロット用ヘルメット118を利用するものである。

分析幾何学においてはすでに公知な事実であるが、こ
の座標系の移動に関して説明すると、各々が異なる原点
を有した２つの座標系を相互に平行移動、すなわち座標
移動させることにより座標系を互いに一致させることが
できるというものである。

たとえば、地表面座標系（ECS）の原点103（０）は、
航空機座標系（ACS）に対してa₁、a₂及びa₃の座標を有
しており、次の関係が規定される。

Ｘ＝Ｘ^＊＋a₁ Ｙ＝Ｙ^＊＋a₂ Ｚ＝Ｚ^＊＋a₃ 上記した関係式において、Ｘ、Ｙ、Ｚ座標は、航空機
座標系における空間点108（Ｐ）の座標を示しており、
Ｘ^＊、Ｙ^＊、Ｚ^＊座標は、地表面座標系におけるその空
間点Ｐの座標を示している。

同様に、座標系の回転移動に関して説明すると、２つ
の座標系が同じ原点を（０^＊＝０）を有して座標軸が一
致していない場合に、コサイン方向またはオイラー角を
利用して回転させることにより座標系を一致させること
ができる。

コサイン方向への回転とは、１つの座標系の各座標軸
が他の座標系の各座標軸に対してなす角度を０にするこ
とである。次に、これら２つの座標系の各座標軸どうし
の角度のコサインをa_ikとし（ここで、ｉ及びｋは１か
ら３までの数字とする）、この第１の添え字（ｉ）は、
Ｘ、Ｙ、Ｚ座標系を表し、第２の添え字（ｋ）はＸ^＊、
Ｙ^＊、Ｚ^＊座標系を表すものとする。つまり、添え字
“1"はＸ軸またはＸ軸、添え字“2"はＹ軸またはＹ
^＊軸、添え字“3"はＺ軸またはＺ^＊軸とすると、次の関
係式が規定される。

a₁₁＝COS（X,X^＊） a₁₂＝COS（X,Y^＊） a₁₃＝COS（X,Z^＊） a₂₁＝COS（Y,X^＊） a₂₂＝COS（Y,Y^＊） a₂₃＝COS（Y,Z^＊） a₃₁＝COS（Z,X^＊） a₃₂＝COS（Z,Y^＊） a₃₃＝COS（Z,Z^＊） ここで、角度は上記した軸により形成される面内の角
度である。

また、任意の点における座標は、次に示す式によって
表示することができる。

Ｘ＝a₁₁X^＊＋a₁₂Y^＊＋a₁₃Z^＊ Ｙ＝a₂₁X^＊＋a₂₂Y^＊＋a₂₃Z^＊ Ｚ＝a₃₁X^＊＋a₃₂Y^＊＋a₃₃Z^＊ a_ikは“コサイン方向”と呼ばれるものであり、オイ
ラー角またはオイラーの定理によっても同様に結果を得
ることができる。このオイラー角及び定理に関しては幾
何学においては公知のことであるために詳細は省略す
る。（著者:G.A.Korn ＆ T.M.Korn、「科学者及び技術
者のための数学ハンドブック、Mathematical Handbook
for Scientists and Engineers」及び1968年版マグロー
ヒルMcGraw−Hillのセクション3.1−12の長方形カーテ
サイン座標系の平行移動及び回転の説明を参照）。座標
系の平行移動に関して他にも一般的に公知な方法がある
が、ここでは詳細を省略する。

また、上述した平行移動及び回転移動の双方を行い、
航空機座標系及び地表面座標系を一致させることも当然
可能である。この場合に、前記した２つの座標移動方法
を組み合わせると次の変換式が導き出される。

Ｘ＝a₁＋a₁₁X^＊＋a₁₂Y^＊＋a₁₃Z^＊ Ｙ＝a₂＋a₂₁X^＊＋a₂₂Y^＊＋a₂₃Z^＊ Ｚ＝a₃＋a₃₁X^＊＋a₃₂Y^＊＋a₃₃Z^＊ 上記した座標間の変換式は、座標系の一定の空間内に
おける移動（平行移動、回転またはその組み合わせ）に
よって点の座標を変換させることができる変換式として
公知のものである。また、それらを固定座標系による空
間移動の解析とみることもできる。

これらの関係式は、航空機の機体を基準として映像情
報を表示する場合等の単純な構成のヘッドアップ表示装
置に適用することができる。この関係式は、例えば、上
述したロルストン及びラバリングのヘッドアップ表示装
置の表示方法に使用されている。しかしながら、この発
明に係るヘッドアップ表示装置においては、パイロット
の頭部を基準とするために座標系の平行移動及び回転移
動をさらに行う必要がある。例えば、０′点をパイロッ
トのヘルメット座標系の原点112とし、地表面座標から
航空機座標へ移動させた点を、さらにヘルメット座標
（上記したパイロット座標、PCS）へ平行移動させ、航
空機の原点を距離b₁、b₂、b₃移動させてヘルメットの原
点とし、０′中心座標系（ヘルメット）を０中心座標系
（航空機）に対して回転させて９つのコサイン方向bik
（上記したaikコサイン方向を規定した場合と同様の方
法で規定する）を規定すると、ヘルメットの点座標は次
の式で表わされる。

Ｘ′＝b₁＋b₁₁X＋b₁₂Y＋b₁₃Z Ｙ′＝b₂＋b₂₁X＋b₂₂Y＋b₂₃Z Ｚ′＝b₃＋b₃₁X＋b₃₂Y＋b₃₃Z この式によりこの発明に係るコンタクト−アナログ記
号映像を作り出すことができる。したがって、ホログラ
ム表示装置、CRT、液晶、エレクトロルミネセンス表示
（Electroluminescent）、あるいはその他の平面表示技
術等を利用して所望する記号映像を（表示座標系に）投
映することができる。なお、これらの表示方法を選択す
ることはこの発明の主題ではないが、上記した種々の表
示方法のいずれを選択するかで、所望する種類の映像と
して目標空間内に点記号映像を表示するための数学的操
作方法は少なからず影響を受けることになる。

例えば、CRTをヘルメットに搭載したヘッドアップ表
示装置の場合には（映像がコリメータ系に発せられて、
パイロットの目に対して平行な光線として投映される場
合）、パイロットは、第10図に示すような透明な投映ス
クリーン130（窓）を介して航空機の前方の景色を見る
ことができるとともに、パイロットのヘルメット座標系
に表示された地表面上の所望する地点は、目標空間の３
次元方向を投映スクリーン130の平面（２次元）に移し
た座標（表示座標系）を有することになる。すなわち、
座標数が減少することになる（ただし、必ずしも曲面へ
投映する必要はなく、この座標数の減少は必須のもので
はない）。このことは、日常経験できる、物体（３次
元）を移動させることにより広がった陰から縮小した陰
になるという点を除いて影絵（２次元）のようなものと
見なすことができる。

例えば、スクリーン面内のXs、Ys軸がヘルメットの座
標系の各Ｘ′、Ｙ′軸と平行であり、スクリーン座標系
の原点131がスクリーン130の中心に位置していると見な
すことができる。このヘルメットのＺ′軸はその原点に
おいてスクリーンと直交し、パイロットの目、すなわち
視点112aは第９図に示すヘルメット座標系の原点112と
一致する点において、スクリーン後方の距離Ｄの地点で
Ｚ′軸上に位置することになる。

次に、ヘルメット座標Xh′、Yh′、Zh′による点108a
に関して説明する。なお、この座標は上述した座標移動
を利用して地表面座標から得られたものである。第10図
はヘルメット座標のＸ′−Ｚ′面上でのこの点108aの成
分を示したものである。相似三角形の法則により、Xsが
スクリーン座標内の点108aのＸ成分を示すとすれば、 Xs/D＝Xh′/Zh′ ここでXsを求めると Xs＝Ｄ（Xh′/Zh′）となり、 同様に、ヘルメットのＹ′−Ｚ′面においては、 Ys＝Ｄ（Yh′/Zh′）となる。

ここで、Ysはスクリーン座標内の点108aのＹ成分であ
る。上述した座標変換に関しても、他の方法により投映
することができ、またこれらの変換を行なう他の方法も
ある。次に、この場合における３次元空間から２次元平
面への変換を説明する。しかしながら、この発明はこれ
らの変換、投映方法等に限定されるものではない。

上述した方法と異なる点は、スクリーンの縁付近の点
までのＤ値を変え、スクリーン座標内の２点間の直線距
離とパイロットの目の位置におけるその点に対する角度
との関係を一定あるいは約一定に維持することである。
このことは、スクリーンの両縁に対するパイロットの視
点における角度が大きい場合に望ましいものである。

また、コンピュータグラフィックに関する技術分野に
おいては一般的なものであるが、スクリーンの上方の左
角に原点を設定した座標系内にスクリーン座標を表わす
こともできる。このことは、上述したスクリーン座標系
をこのスクリーン角に原点を規定した座標系へ座標移動
することにより、簡単に行うことができる。

次に、第2B図について説明する。この図は信号処理手
段200を示している。この処理手段は中央演算処理装置
（CPU）202、ランダムアクセスメモリ（RAM）204、読み
取り専用メモリ（ROM）206、一対の入出力ポート（I/
O）208、210及び制御・アドレス・データバス212から構
成されており、航空機の姿勢及び位置センサ手段216
（姿勢装置及び検知装置から構成することができる）か
らライン214を介して出力される航空機の姿勢検知信号
及び位置検知信号、ヘルメット姿勢及び位置センサ手段
220（複数の検知装置から構成することができる）から
ライン218を介して出力されるヘルメットの姿勢検知信
号及び位置検知信号、地表面位置信号及びその他のデー
タが入力される地表面位置信号手段224からライン222を
介して出力される地表面位置信号及びその他のデータ、
さらに、映像センサ手段228からライン226を介して出力
される制御信号を伴う映像信号に応答する。次に、この
信号処理手段200はライン226を介して映像センサ手段22
8へ制御信号を出力するとともに、ライン230を介して映
像信号をヘルメット搭載型表示装置232へ出力する。

センサ手段216は航空機の姿勢及び位置パラメータを
検知するように構成されており、これらのパラメータは
種々の信号形式で表わすことができる。例えば、航空機
の飛行姿勢を地表面に対して自由度３で検知し、異なる
３つの信号を用いて各信号が各々の自由度で飛行姿勢を
表すことができる。さらに、３次元座標系内の航空機の
飛行位置の３つのグループ信号で表示することもでき
る。一方、航空機の飛行姿勢は航空機の方位に関しての
み表示してもよい。言い換えれば、航空機の機首方位信
号を機首方位ベクトルを基準とした縦揺れ信号及び横揺
れ信号と共に設けることができる。なお、これらに関す
る特殊な方法はこの発明の目的とするところではない。

航空機の位置及び姿勢を検知するセンサ手段216とし
ては、慣性基準システム等が適している。また、この飛
行位置及び飛行姿勢をそれぞれ単独で検知する装置等を
組み合わせて、所望する機能を持たせるようにすること
もできる。この組み合わせとしては、飛行姿勢基準シス
テム、LORAN型システム、VOR型システム、飛行姿勢基準
機首方位システム及びレーダ機首方位システム等から選
択することができる。

航空機の姿勢信号及び位置信号が信号処理手段200に
入力されると、上記した座標移動方法またはその他これ
らに類する方法により、地表面座標内の点が航空機座標
に座標移動されることになる。

ヘルメットセンサ手段220は単体の装置または幾つか
の装置を組み合わせて構成することができ、操縦室ある
いはその他適する場所を基準として、これに対するヘル
メットの姿勢及び位置を検知するとともに、その姿勢及
び位置を示す信号を出力する。このセンサ手段220とし
ては、航空機に対するヘルメットの姿勢をあらかじめ規
定することができる、ヘルメットの回転方向を３次元空
間座標により示す座標信号送出する３次元ポルヘムス
（Polhemus）システム等が適している。なお、このシス
テムの詳細に関しては、クイパース（Kuipers）に付与
されたポルヘムス ナビゲーション サイエンス株式会
社（Polhumus Navigation Sciences,Inc.）に譲渡され
た米国特許第3,983,474号及び第4,017,858号に開示され
ている。

操縦室内でのヘルメットの位置は、室内の幾つかの点
に対して固定していると見なすことができる。また、好
ましくは通常の操縦姿勢におけるパイロットの頭部位置
に相当する点に対して固定位置にあると見なすことがで
きるために、ヘルメットセンサ手段220は操縦室内のヘ
ルメットの位置を検知する必要はない。ただし、ヘルメ
ットの位置検知装置を設けた場合には、さらに投映され
る映像精度を改善することができる。

地表面位置信号及びその他のデータを記録する記録手
段としての地表面位置信号手段224は、キーボード及び
種々の地表面位置及びその他のデータを記録する表示装
置等から構成することができる。また、この装置はI/O
ポート210への信号ライン240上の他の信号から、信号ラ
イン222を介して他のデータを送出する中継地点として
機能させることもできる。

映像センサ手段228は低視程映像検知装置から構成さ
れており、例えば、熱画像直視装置（FLIR）や視程が低
い場合に対応できる装置等を利用することができる。こ
の装置としては、例えば、制御信号に従って映像捕捉用
の照準及び追跡信号等を得ることが可能なカメラ等が適
している。この制御信号としては信号処理手段200に入
力されるフィードバック制御信号などがある。さらに、
映像信号及び制御信号は映像センサ手段228からライン2
26を介して信号処理手段200へ入力され、信号ライン230
を介してヘルメット搭載型表示装置232を制御して映像
を表示させる。

したがって、この発明によれば、映像記号はパイロッ
トがヘルメット上の表示装置を介して見ることができる
高視程での高輝度の景色、または映像センサ手段228に
よる前方景色の映像上に重畳して投映することができ
る。これらのいずれの場合においても、上記したコンタ
クト−アナログ技術を適用することができる。

ヘルメット搭載型表示装置に関しては、従来技術にお
いて記載したような表示装置を使用することができる。

したがって、第2B図の信号処理手段200は一般的に普
及しているコンピュータ等の計算装置を使用することが
できる。例えば、これに限定されるものではないが、RA
M204は分割処理構成用のデュアル−ポートRAM（DPR）等
の共用記憶域とすることもできる。この構成は図中には
１つだけを示したが、２つの制御・アドレス・データバ
ス212を有するようにしてもよい。この場合、１つのバ
スを入出力用及び通信用とするとともに、航空機用姿勢
位置センサ手段216、ヘルメット用姿勢位置センサ手段2
20及び記録手段としての地表面位置信号手段224から出
力される信号に応答するようにし、もう一方のバスをラ
イン226及びライン230等に入力される映像信号を処理す
るようにすることができる。これらのバスには、例え
ば、モトローラ（Motorola）80286等の処理装置等を設
けることができる。また、この各バスが、MIL−STD−15
53型直列データリンクを介して航空機用姿勢位置センサ
手段216、ヘルメット用姿勢位置センサ手段220及び地表
面位置手段224と通信する場合には、遠隔端末インタフ
ェース（RTI）が必要となる。同様に、このバスの各々
はDPRを介して共用記録域インターフェースを設ける必
要がある。

しかしながら、上述したような構成で信号処理を行う
場合には、映像処理によりコンピュータの負担が増大す
るために、さらにもう１つの、すなわち第３のバスを映
像処理バスに設ける必要がある。例えば、１つのバスを
座標移動用に使用し、他のバスを映像の処理演算に使用
する。これら第２及び第３の映像処理バスは、ピンポン
（ping−pong）型メモリ等のメモリを共用することもで
きる。また、この第３のバスは映像センサ手段228から
の信号に応答するようにすることもできる。なお、上述
したようにこの映像センサ手段228をFLIRから構成して
もい。図形表示生成領域に適用した通信構成は、W.W.Ga
erthner Research,Inc.製のINRAD II リアル タイ
ム グラフィックス システムである。このシステムは
シングルバスまたはデュアルバスと異なり、直列コンピ
ュータを構成するのに適しており、ファームウェアまた
ハードウェアにおいて多くのグラフィック機能を有して
いる。

次に、第３図から第７図のフローチャートについて説
明する。このフローチャートは、第2B図に示す信号処理
手段200に関するものである。

最初に、第３図を説明すると、ステップ300でスター
トした後、ステップ302に移行する。このステップ302に
おいては、第２図に示すライン222上の複数の地表面位
置信号が（例えば、RAM204内に）記憶される。これらの
信号はウェイポイント等の地表面上の点位置を示し、ま
た、記録装置内で簡便な方法により整理される。これら
記録された地表面位置信号は現在パイロットの視界内に
あると判断された信号のみが識別され、検索される。

また、地表面上の所望する地点を図式的に表示する複
数の記号映像信号が記憶される。この記号映像が単に線
である場合には、この線の両端の２点のみを記憶すれば
よい。あるいは、記号映像を記憶せずに、選択した映像
表示に関する計算方法に従って“飛行中”と表示するこ
ともできる。また、これらの記号映像を、第１図及び第
2A図に示すような映像記号または航空機に関する種々の
パラメータを非コンタクト−アナログ型で示す記号とす
ることができる。

次に、ステップ304においては、第2B図の航空機用姿
勢位置検知手段216が、地表面に対する航空機の姿勢及
び位置を検知するとともに、検知したこれら姿勢及び位
置を示す信号をライン214を介して信号処理手段200に出
力する。次に、第４図に示すサブルーチンが実行され
る。ここでは、第２図のRAM204の一部を構成する記憶バ
ッファ内に地表面位置信号を記憶するために、これらの
信号が所望する信号であるかを判断する。このサブルー
チンの詳細に関しては後述する。次に、ステップ306に
移行する。

ステップ306においては、記憶バッファ内に記憶され
た地表面位置信号が処理される。これは、航空機の位置
信号に応答して行うことができる。しかしながら、第４
図に示すように、地表面位置信号は記憶バッファ内に記
憶され、ステップ306において航空機の飛行位置信号に
関係なくこの記憶バッファからそれらの信号を簡単に検
索することがもきる。次に、ステップ308に移行する。

ステップ308においては、ヘルメット用姿勢位置検知
手段220が航空機に対するパイロットのヘルメットの姿
勢及びその位置を検知し、ライン218を介してそれらを
示す信号を信号処理手段200に出力する。なお、上述し
たように、ヘルメットの位置を固定として、ヘルメット
の姿勢のみを検知することもできる。次にステップ310
に移行する。

ステップ310においては、地表面に対するヘルメット
の姿勢及び位置が航空機の姿勢信号と位置信号及びヘル
メットの姿勢信号と位置信号に応答して、ヘルメットの
姿勢及び位置を地表面に対して決定し、この地表面を基
準として変換したヘルメット位置変換信号及びヘルメッ
ト姿勢変換信号を出力する。次に、ステップ312に移行
する。

ステップ312においては、変換された地表面に対する
ヘルメットの姿勢変換信号及び位置変換信号に応答し
て、検索した地表面位置信号から所望する地点を表示す
る１つを選択し、この地点がパイロットの視界内に存在
するか否かを判断する。“No"の場合には、後述する第
７図に示すサブルーチンに移行する。“Yes"の場合に
は、ステップ314に移行する。

ステップ314においては、パイロットから見て地表面
上の実際上の位置と一致するよに、地表面上の所望する
地点に対応する１以上の記号映像が表示される。これら
の記号映像は、変換されたヘルメットの位置変換信号と
姿勢変換信号及び１以上の検索された地表面位置信号及
びこれに相当する記号映像信号に応答して設けられる。
これは、第10図において、上述した縮小射影写像を利用
して行うことができる。次に、ステップ316に移行す
る。

ステップ316においては、映像の繰り返し速さ（例え
ば、ラスター走査とした場合）に依存してステップ300
に再び戻り、この第３図に基づいて上記した一連のプロ
グラムが実行されることになる。このプログラムは、約
1/60または1/30秒内で実行される。

次に、第４図に基づいてサブルーチンに関して説明す
る。

このサブルーチンは上述したように第３図のステップ
304の後に実行するものである。ステップ320でスタート
してステップ318に移行する。

ステップ318においては、飛行計画上のウェイポイン
トを表示するか否かを判断する。“No"の場合にはステ
ップ322に移行して、地表面位置信号は所定のものであ
るか否かを判断するとともに、その信号を記憶バッファ
に記憶する。次に、ステップ324において、第３図に示
したステップ306に復帰する。

一方ステップ318において、“Yes"の場合、すなわち
ウェイポイントを表示する場合には、ステップ326に移
行する。このステップ326においては、識別レジスタが
現時点で表示するウェイポイントが所定の飛行経路上の
正しいウェイポイントであるか否かを確認する。次に、
ステップ328に移行する。

ステップ328においては、ステップ326の確認がなされ
た後、現在と次のウェイポイントの地表面位置信号を記
憶装置から検索する。

次に、ステップ330においては、航空機の位置信号及
び現在のウェイポイントの地表面位置信号に応答して、
航空機が現在のウェイポイントの第１所定距離内にいる
か否かを判断する。この第１所定距離とは第６図の円33
1により規定される距離（半径）であり、現在の飛行行
程331bの最後、すなわち次の飛行行程331cの始まりであ
るウェイポイント331aを中心としたものである。“No"
の場合には、ステップ332に移行する。

ステップ332においては、航空機と現在のウェイポイ
ント間の距離が第２所定距離331d以下であるか否かを判
断する。なお、この第２所定距離は、第１所定距離より
も大きく設定されている。この判断も航空機の位置信号
及び現在のウェイポイントの地表面位置信号に応答して
行われる。ここで、このウェイポイント331aまでの距離
が第２所定距離以下、すなわち“Yes"と判断された場合
には、ステップ334に移行する。

ステップ334においては、航空機から現在のウェイポ
イントまでの距離が増加しているか否か。更に、航空機
から次のウェイポイントまでの距離が減少しているか否
かを判断する。ここで、“Yes"の場合には、ステップ33
6に移行する。

ステップ336においては、識別レジスタにより現在の
ウェイポイントが消され、次のウェイポイントが設定さ
れる。ステップ330での判断が、航空機の現在のウェイ
ポイントの第１所定距離内を飛行しているとされた場合
には、ステップ330から直接このステップに移行する。

次に、ステップ338においては、次のウェイポイント
が新たな現在のウェイポイントとして、また、このウェ
イポイントの地表面位置信号が記憶バッファに記憶され
る。

次に、ステップ340において、第５図に示すサブルー
チンが実行される。なお、ステップ332での判断が、航
空機から現在のウェイポイントまでの距離が第２所定距
離331d以下と判断され、またはステップ334での判断
が、航空機から現在のウェイポイントまでの距離が増加
しておらず、さらに、次のウェイポイントまでの距離が
減少していないとされた場合には、直接このこのステッ
プ340が実行される。

次に、第５図に示すサブルーチンを実行する。このサ
ブルーチンは、ステアリング記号に関係するものであ
り、以下に詳細に説明する。このサブルーチンが実行さ
れた後はステップ324に移行し、次に第３図のステップ3
06へ復帰して、所望する映像がパイロットに対して表示
される。

以下に、第５図のサブルーチンを説明する。

ステップ350でスタートして、ステップ351に移行す
る。

このステップ351においては、現在の航空機の位置か
ら現在のウェイポイントまでの距離を測定する。

次に、ステップ352においては、このウェイポイント
までの距離が所定距離より大きいか、すなわち、次の飛
行行程に関するステアリング記号をパイロットに対して
与えるべきか否かを判断する。上述したように、このス
テアリング記号とは、航空機の旋回をスムーズに誘導す
るための合図であり、航空機が現在のウェイポイントに
到達する直前に、パイロットに対してこの合図を与えて
次の飛行行程へと導くものである。ここで、航空機が現
在のウェイポイントの所定距離内にあると判断された場
合には、ステップ356に移行する。

ステップ356においては、次の飛行行程と現在の飛行
位置から次のウェイポイントまでの直線により形成され
る角度（Ａ）を測定する。なお、ステップ352におい
て、現在のウェイポイントに対して十分に接近しておら
ず、旋回を開始できないと判断された場合には、ステッ
プ358において、現在の飛行行程と航空機から現在のウ
ェイポイントまでの直線により形成される角度（Ａ）を
測定する。このいずれの場合においても、現在の飛行行
程46と、現在の飛行位置44と航空機を旋回させてスムー
ズに飛行計画に戻らせるための現時点でのステアリング
記号（合図）の所望する位置との間を結ぶ直線に形成さ
れる角度（Ｂ）を決定するために、Ｋ TAN（Ａ）のア
ークタンジェントを計算する。ここで、Ｋは変数であ
る。この計算はステップ360で行われる。

次に、ステップ362において、この角度（Ｂ）をＫ T
AN（Ａ）とする。

次に、ステップ364においては、このステアリング記
号角度（Ｂ）が記憶バッファ内に記憶される。

次に、ステップ365において、第４図のステップ340へ
復帰する。そして、ステップ324に移行し、第３図の最
初のステップ360へ復帰する。

第３図のステップ312において、表示する所望する地
点がパイロットの視界内に存在しないと判断された場合
には、第７図に示すサブルーチンが実行される。次に、
このサブルーチンについて説明する。

ステップ380でスタートした後、ステップ378に移行す
る。

このステップ378においては、選択された所望する地
点がパイロットに対して右側にあるか左側にあるかを判
断する。左側にある場合には、ステップ384において、
左方向を示す矢印382（第１図参照）がパイロットに対
して表示する。右側にある場合には、ステップ386にお
いて、パイロットに対して右方向を示す矢印が表示され
る。次に、このいずれの場合においても、ステップ388
を通して第３図にステップ316へ復帰する。なお、第１
図に示す矢印382は現在のウェイポイントが左方向に表
示されていること示し、パイロットに対して左旋回を指
示するものである。この矢印は、上述したステアリング
記号と関連させて使用することができる。なお、このス
テアリング記号は（パイロットが左に振り向いた時に見
ることができる）、第１図に示す不等記号形状をした記
号42bであり、航空機を現在の飛行行程に止どまらせる
かまたは復帰させるためにパイロットを誘導する機首方
向方位記号の真下を水平に動く。また、記号42bは３次
元空間のいずれの方向を示すこともでき、パイロットに
視界内の垂直の中心線のプラスまたはマイナス側のある
所定の角度内にある場合には、第2A図（実線）及び第１
図（点線）に示すように上方を示す。また、この角度外
にある場合には、記号42bは回転して左または右のいず
れかの方向をし、パイロットに対してこの記号が所定の
角度内にくるように旋回を指示する。

上述した実施例は、この発明の好適な一実施例にすぎ
ず、この発明の真の精神および範囲内存在する変形例は
すべて特許請求の範囲に含まれるものである。例えば、
上記実施例においては地表面座標系と記載したが、これ
は海上を含むことは当然のことである。

以下に、上記のヘルメット搭載型表示装置に用いるの
に適した、パイロットに各種の情報を伝達するのに適し
たシンボル化した記号映像に関して説明する。

高度表示 第11図は、上記の好適実施例のヘルメット搭載型表示
装置の高度表示に用いるシンボル化した記号映像を示し
ている。第11図には、四つの記号映像が示されているが
これらのいずれかが第2B図の航空機姿勢及び位置センサ
手段216に含まれるレーダ高度計等のの高度検出装置に
よって検出された航空機の高度を応じて選択される。第
11図の各高度における記号映像（以下、高度記号と称
す）は、参照符号430A、430B、430C、430Dで示されてお
り、高度記号の全体は概括的に参照符号430で示されて
いる。この高度記号430は、高さｈ、幅ｗの矩形表示領
域（以下、高度表示領域と称す）内に表示される。高度
記号は、430Cに示すように、二つの二等辺三角形434、4
36で構成されていおり、一方の二等辺三角形434は、他
方の二等辺三角形436よりも大きくなっている。大きな
二等辺三角形434の大きさは高さｈ、底辺の幅ｗとなり
高度表示領域に一致する大きさに設定されており、その
底辺は高度表示領域の下縁上に配設されている。小さい
二等辺三角形の大きさは、高さがh/2、幅がｗに設定さ
れている。さらに、この高度表示領域の所定の位置に
は、水平線438が形成されている。この水平線438の直上
には航空機も高度がデイジタル表示される。

二つの二等辺三角形434、436は航空機の高度変化に応
じて一緒に上下方向に移動する。即ち、航空機のが上昇
して高度が増加した場合には、二等辺三角形434、436は
下方に移動し、航空機が下降して高度が減少する場合に
は二等辺三角形434、436は上方に移動する。第11図の43
0A、430B、430Dに示すように、各二等辺三角形434、436
の高度表示領域外の部分は表示されない。また、高度単
位のデイジタル表示440部分でも、二等辺三角形434、43
6は表示されない。なお、第11図の430A、430B、430C及
び430Dはそれぞれ０、50、100、200の高度単位の位置を
示している。

水平線438及びデイジタル高度表示440は、高度変化に
かかわらず高度表示領域内の所定位置に固定されてい
る。従って、二等辺三角形434、436で構成した記号映像
は、デイジタル高度表示440の後ろで移動する。

動力表示 第12図は、例えばヘリコプタのホバリングのための、
エンジントルクを表示している。エンジントルクは、エ
ンジン運転パラメータ検出手段234に含まれるエンジン
トルク検出手段（第2B図参照）によって検出されたトル
クであり、ヘリコプタのホバリングに使用できるエンジ
ントルクは、所定のエンジン運転パラメータに応じて算
出される。ホバリングに使用可能なエンジントルクの算
出方法は、例えば1984年にモリソン（Morrison）に付与
されたアメリカ特許第4,467,640号及び審査係属中のア
メリカ特許出願第06/827,221号に開示されている。

第12図に示す記号映像450は、各種の航空機のパラメ
ータを示している。記号映像450は、基本的に温度計の
形式で示されている。この記号映像450によって表示さ
れるパラメータは、各種の航空機のセンサにより供給さ
れるセンサ信号より求められるもので、各種のセンサ信
号をフィルムにかけ、処理して積算された動力、エンジ
ントルク、ヘリコプタのホバリングに要する動力、動力
マージン等が算出される。

第12図に示すように、記号表示450は矩形の基部452を
有しており、この矩形部452にはエンジンの定格トルク
に対する平均トルクの割合（％）を表示するデイジタル
表示554が表示される。この矩形部452より上方に延びる
固定直線表示456は、他の移動記号映像に対するスケー
ルを構成している。この直線表示456の頂部は、定格ト
ルク（100％）に対する最大トルク率（120％）に対応し
ている。また、この直線表示456の下端部は、最小トル
ク率（０％）を示している。この直線表示の両側にはそ
れぞれ、二つのエンジン（二基のエンジンを搭載した航
空機の場合）のそれぞれの瞬間出力トルクを、アナログ
形式で表示する矢印記号映像458、460が設けられてい
る。この記号映像458、460は、パイロットに二つのエン
ジンの出力トルク差を示す情報を与えるものである。こ
の記号映像458、460は、パイロットに不要な情報を与え
ることを避けるために、二つのエンジンの出力トルクの
差が、例えば15％の所定値を越えて大きくなるか、若し
くは各エンジンの出力トルクが所定の範囲外となったと
きにのみ表示される。

この表示装置が、ヘリコプタに用いられる場合には、
三角形状の記号映像462が、直線表示456の左側に表示さ
れる。この記号映像は、離陸時のホバリングに必要な最
小駆動力を示している。このホバリングのための所要最
小駆動力は、演算された値でり、この所要駆動力を表示
しておくことは、パイロットにホバリングに使用可能な
エンジントルク情報を与えるために重要である。即ち、
もしホバリングに必要なトルクが、予測される使用可能
トルクを上回って、その結果、三角形の記号映像462
が、以下に説明する予測使用可能トルク（トルクマージ
ン）464の上側に位置した場合には、深刻な航空機の性
能低下が生じる。

第12図に示されているように、予測使用可能トルクを
しめす記号映像464は、水平線で示されており、両エン
ジンから得られる最大の使用可能動力を示している。こ
の水平線で形成した記号映像464は、直線状の記号映像4
56と直行し、記号映像456の上端部近傍に位置する。温
度計形式の第12図の表示の表示柱に相当するように形成
された直線状の記号映像456よりも幅広の記号映像466
は、記号映像456に沿って、上方に延びている。この記
号映像466は、パイロットのコレクテイブピッチ入力に
応じて演算される設定動力コマンドを示す瞬間設定動力
を示している。

第12図の表示映像において、矩形状の基部452及び直
線状の記号映像456は、固定表示であり、上述した他の
記号映像はすべて可動記号映像であり、０％乃至120％
の範囲で移動する。

上記した第12図の表示映像は、従来の表示映像に比べ
て、より多くの情報を認識し易い形式で表示出来るので
パイロットの情報認識をより一層確実、かつ明瞭とする
ことが出来る。たとえば、垂直離陸時のホバリングに必
要な動力を示す三角形状の記号映像462が、予測使用可
能動力を示す水平線状の記号映像464の下方に位置して
いる場合には、垂直離陸動作が最も大きな動力を必要と
する動作であるため、パイロットは航空機がいかなる航
行動作をもすることが可能であることを認知することが
出来る。また、設定動力を示す記号映像466は、パイロ
ットがコレクテイグピッチ入力を行ってから、実際にエ
ンジントルクがこのコレクテイブピッチ入力に追随する
までの遅れ時間が示されるので、近年開発されている例
えば、特願昭56−48359に示されているようなサイドア
ーム型の操縦装置を用いた場合の、コレクテイブピッチ
の修正又は反対方向入力の入力タイミングを知る上で有
用である。

方向表示 第13図は、航空機の姿勢及び位置センサ手段216（第2
B図）によって検出される機首方向及び航行方向方位角
を示す情報及びヘルメットセンサ手段220（第2B図）の
検出するヘルメットの向き、パイロットの視野を示す情
報を組み合わせて表示する表示画像を示している。

方向を示すテープ状記号映像490は、ヘルメット座標
形内の水平平面上に形成された360゜の円形テープ上の
記号映像で構成されており、パイロットが回頭した時
に、ヘルメットの角度位置の応じたパイロットの視野内
の記号映像部分が表示される。第13図には、ヘルメット
の回頭角度位置160゜（16）乃至190゜（19）の範囲にお
ける記号映像が示されている。このテープ状の記号映像
は、ヘルメットの表示スクリーンに対して一定の位置関
係になるように設定されており、テープ状の記号映像の
上縁部は常に表示領域の上縁部を平行とされる。即ち、
第１図の例に示したように、パイロットが右上方に回頭
した場合には、塗り潰して示した部分の記号映像490
が、パイロットの視野内の上方に表示される。従って、
この方向表示は、ヘルメットの回頭位置に関係なくパイ
ロットの視野内の一定の位置に表示される。言い換えれ
ば、記号映像490の形成されている水平面は、ヘルメッ
トの座標系の角度変位に応じて変化する。また、第１図
において、表示領域外の記号映像部分は、パイロットの
前面部分では白抜きの記号で示し、背面部分では仮想線
の記号で示されており、これにより明確なようにこの円
形テープ状の記号映像490は、ヘルメットの回りに形成
されている。これら表示は、方位角に対応して設定され
ており、それぞれが所定の方位角位置に配置されている
ので、機首方向の変更及びヘルメットの回頭動作に応じ
て随時表示領域に対する回転方向の位置が変化する。な
お、本実施例においては円形テープ状の記号映像をヘル
メット座標系の水平面上に設定するように構成している
が、これと水平線に対して固定した面上に設定すること
も当然可能である。

記号映像490は、各５゜毎にバー記号492が付されてお
り、各10゜毎の位置ではバー記号492に変えて角度を示
す二桁の数字がデイジタル表示494されている。これら
の数字にようる表示の先頭の表示は、乗じする角度の百
位の数を示し、角度の次の数字は十位の数を示してい
る。また、第13図に示すように東西南北の各極に対応す
る角度位置の記号映像は、それぞれＥ、Ｗ、Ｓ、Ｎの各
極を表すアルファベット496で示すことも出来る。ま
た、記号映像490には、機首の方向を示すデイジタル表
示498が設けられており、このデイジタル表示498とバー
表示492、数値表示494及びアルファベット表示496を比
較することにより方位角が正確に認識される。なお、第
１図及び第13図の例では、パイロットの視線は略175゜
の位置となっており、一方機首の方向は略265゜の方位
となっている。

なお、記号映像490は、上記のように機首方向の変
更、ヘルメットの回頭によって回転するが、この際の回
転速度は、機首の方位変更速度又はヘルメットの回頭速
度にほぼ一致する速度となる。また、記号映像490のう
ち、表示領域内に表示されていない部分に関する情報
は、表示情報として第2B図の記憶装置（RAM）に記憶さ
れていおり、機首の方位変更又はヘルメットの回頭に応
じて順次読み出され、表示される。

更に、記号映像490には、機首の方向をしめす記号映
像484cが示されており、この記号映像484cは、機首の方
位変更に応じてテープ状の記号映像上を変位する。また
さらに、この記号映像490には、ステアリング記号42bが
設けられる。

上記した方向表示によれば、従来より使用されている
この種の表示に比べてより簡潔にパイロットに方位情報
を伝達することが可能となる。

ヘルメット回頭方向表示 第14図は、パイロットにヘルメットの回頭角度位置情
報を伝達するための記号表示である。このヘルメットの
回頭角度情報は、例えば夜間視界ゴーグルや前方視界赤
外線（FLIR）画像システム等のヘルメット搭載型目標検
出システムを使用している場合に有効である。この種の
デイスプレイは、操縦室内のいずれの方向を向いている
かを判別させるための目標を与えるもので、機外の方位
に対する方位情報を与えるものではないく、この点にお
いて、前述した方向表示とは異なっている。このヘルメ
ット回頭方向表示は、パイロットがヘルメットの回頭方
向を反射的に認識可能な目標を提供するもので、夜間飛
行においてパイロットが自然に回頭位置を認識し得るよ
うに構成されている。

第14図に示すように、このヘルメット回頭方向表示に
おいては、記号表示510が表示される。このデイスプレ
イ形状は、パイロットの視点位置で見た航空機の機窓及
びインストウールメントを模したものである。これらの
表示が、線122で示される。なお、第14図においては、
ヘルメットの回頭方向を示す記号映像510の全体を示し
ているが、実際には、パイロットの視界に対応するヘル
メットの表示領域内に入る部分のみが表示される。この
記号映像510は、常に操縦室の各部にオーバーレイする
形で表示される。

この表示によって、夜間及び視界の悪い状態におい
て、パイロットは、従来のこの種の表示に比して、より
迅速にかつ簡明にヘルメットの回頭角度位置を認識する
ことが可能となる。

なお、このヘルメットの回頭角度位置の表示に用いた
技術は、ヘルメットの回頭位置とは無関係に操縦室又は
航空機と一定の関係に保持されるべき情報の表示に転用
することが可能である。また、この種の、表示において
は、操縦席の実際の構造と、表示画像が一致することは
必ずしも必要ではない。

全体表示 第１図には、上記した高度表示430、動力表示450、ス
テアリング表示、方向表示の実際の表示態様が示されて
いる。これら各種の表示は、ヘルメット搭載型表示装置
のヘルメットに装着されたアイピース10a上に一括して
表示される。なお、第１図には、ヘルメット回頭位置表
示及び後述する速度及び加速度を示す記号映像は示され
ていない。

また、本実施例においては数種の表示をヘルメット搭
載型表示装置を用いて行う例を示しているが、本発明
は、表示内容を特定するものではなく、上記以外の情報
も当然、表示することが出来るものである。

速度及び加速度表示 多くの航空機においては、低速状態では水平方向速度
情報は、パイロットに伝達されないため、多くの場合、
パイロットは周囲の景色の動きによって、速度、方向、
加減速度を判断している。従来よりしられてりるヘルメ
ット搭載型表示装置やインストウールメント搭載型のヘ
ッドアップ表示装置の中には、第15図に示すような速度
ベクトル514を用いて速度表示を行うものがある。この
速度ベクトル514は、デイスプレイ中央の点515を基点と
して表示されている。この速度ベクトル514うえには、
加速度の大きさを示すドット516が設けられている。こ
の加速度ドット516は、基点515からの距離によって加速
度の方向及び大きさを表示する。速度ベルトル514は、
先端部に矢印部117を有している。第15A図においては、
速度ベクトル514aの矢印部517aよりも上方に加速度ドッ
ト516aが表示されており、航空機の水平方向の加速状態
を示している。同様に、第15B図においては、加速度ド
ット516bが、速度ベクトル514bの矢印部517aに重なって
おり、加減速度零の状態を示している。また、第15C図
においては、加速度ドット516cが、速度ベクトル514cの
矢印部517cの下側に位置して、航空機の減速状態を示し
ている。

このような従来の表示方法は、速度及び加減速度情報
を伝達する上で有用ではあるが、パイロットはこれを判
読するために、速度ベクトル及び加速度ドットの位置関
係を読み取ることが必要となる。この読み取り作業は、
通常航行の場合には、さほど問題にならないとしても、
例えば戦闘状態、高速飛行状態等、他の要素に大きな注
意を払う必要のある飛行状態では、この読み取り、判読
作業は、パイロットに大きな負担を与えることになる。

そこで、本発明においては、第16A図乃至第16C図に示
すような速度ベクトルを用いている。第16A図乃至第16
図に示すように、速度ベクトルは、速度に応じた長さの
ベクトル520で表示されており、この速度ベクトル520の
長さの変化量は航空機の速度に比例している。また、速
度ベクトルの航空機の長手方向軸線に対する向きは、航
空機の機首方向に対する速度の方向を示している。航空
機の加減速度は、速度ベクトルの変化を注視することに
よっても知ることは出来るが、このためには比較的長時
間に亙って速度ベクトルを注視する必要が生じるため
に、実質的な方法ではない、そこで、本発明において
は、速度ベクトルの矢印の形状と加減速状態に応じて変
化させることで、加減速状態を表示するようにしてい
る。即ち、第16A図において矢印522は基部515aより離れ
る方向に向けられており、速度が上昇している状態、即
ち加速状態を示している。一方、これとは反対に、第16
C図においては、速度ベクトルの矢印526が、基部515aに
向かっており、速度の減少、即ち航空機の減速状態を示
している。また、第16B図においては、矢印524が、水平
となっており、速度が変化しない状態、即ち加減速度が
零の状態を示している。

なお、第16A図乃至第16C図は、略同一の速度を示して
おり、図示の例では、例えば10ノットの設定速度を越え
る速度の状態が示されている。

第17A図乃至第17C図には、上記第16A図乃至第16C図と
同様に三つの態様の速度ベクトル520a′、520b′及び52
0c′が示されている。これらの速度ベクトル520a′、52
0b′及び520c′は、それぞれ等しい、前記の設定速度
（10ノット）以下の低い速度を示している。この場合に
は、速度ベクトルも基部515aを中心とした、前記の10ノ
ットの設定速度よりも低く設定された速度領域を示す破
線状の正方形530が表示される。この例においては、速
度領域を正方形をしているが、これを円形とすることも
当然可能である。なお。図示の例において、速度領域
は、例えば５ノットに設定されている。従って、図示の
例において、速度ベクトルの先端が、速度領域の線530
と一致した場合には、航空機の速度が５ノットであるこ
とが分かる。また、速度ベクトルの先端と速度領域の線
との位置関係で、パイロットは概略の速度を瞬時に読み
取ることが出来るものとなる。

なお、第17A図乃至第17C図では、速度ベクトル120
a′、120b′及び120c′がそれぞれ左に傾斜して示され
ているが、これは、航空機の速度の方向が、航空機の軸
線に対して左方向に変位していることを示すものであ
る。

第18A図乃至第18C図も、前記した第16A図乃至第16C図
と同様の速度ベクトルを示しており、第17A図乃至第17C
図と同様に、左側に傾いた状態で示されている。これら
に示された速度ベクトル120a″120b″及び120c″は、い
ずれも５ノットよりも低い速度を示しており、この時の
速度領域の線は実線132となる。この方法は、ホバリン
グホール装置を５ノット以下の速度で動作させるような
場合に有用である。

第19A図乃至第19C図には、加減速度を矢印を用いて表
示する他の例を示すもので、第19A図においては、矢印1
22aが鋭角となっており、加速度a₂よりも大きい加速度a
₁よりも大きい加速状態を示しており、第19B図では、矢
印は略直角となっており、加速度が、a₂よりも小さく、
このa₂よりも小さい加速度a₃よりも大きい加速状態を示
している。また、第19C図では、速度ベクトルの矢印522
cが鈍角となり、加速度が、加速度a₃よりも小さいこと
を示している。なお、速度ベクトルの頂角を加速度に応
じて連続的に変化させることによって、加速度の大小を
示すことも可能である。

なお、速度ベクトル及び加速度表示は、センサからの
データに基づいて常時表示されるものであり、本発明の
表示の構成では、速度の視認性を低下させることなく、
加速度表示を明瞭かつ簡素にすることが出来る。なお、
戦闘状態においては、上記の表示は戦闘用表示に切り替
えられる。即ち、低速飛行を地雷掃引攻撃の場合には、
二つ表示ブロックにそれぞれ速度が表示され速度公差が
表示される。

なお、本発明は、ヘルメット搭載型表示装置に適用し
た実施例について説明したが、インストウールメン搭載
型のヘッドアップ表示装置への適用も可能である。ま
た、本発明は、上記の実施例以外においても実施可能で
あり、特許請求の範囲に記載された構成を逸脱すること
なしに実施される、いかなる構成をも包含するものであ
る。

［発明の効果］ この発明の特有の効果としては、従来のコンタクト−
アナログ表示方法と異なり、表示映像の視点を地表面及
び航空機等を基準とせずパイロット自身に設定すること
により、パイロットがどのような姿勢状態にあっても表
示映像から正確に情報を得ることができる。

また、本発明によれば、種々の航空機の運転パラメー
タ、位置等に関する情報をシンボル化した記号映像の形
としたので、パイロットにおける視覚認性を格段に向上
することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、飛行中の航空機の操縦室内で、映像記号を見
ているパイロットを示す説明図、 第2A図は、ステアリング記号及びウェイポイント記号の
説明図、 第2B図は、信号処理手段を説明するブロック図、 第2C図は、航空機の現在の飛行工程と飛行位置との角度
関係を説明する説明図、 第2D図は、表示されたステアリング記号に従って航空機
が取り得る幾つかの飛行経路を示す説明図、 第３図から第５図及び第７図は、第2B図に示す信号処理
手段が行う信号処理のフローチャート図、 第６図は、現時点のウェイポイントが次のウェイポイン
トに代わった時に、飛行計画の一部を決定するための現
在のウェイポイントを中心とする２つの円を示す図、 第８図は、地表面、航空機及びパイロットに関係する３
つの座標系を説明する説明図、 第９図は、第８図に示した座標系を有するヘルメット搭
載型表示装置を身につけたパイロットを示す図、 第10図は、パイロットの３次元座標系内の所望するポイ
ントを２次元座標系に座標移動させる方法を説明する説
明図、 第11図は、本発明の好適実施例による、高度表示記号の
高度変化に対応する各表示状態を示す図、 第12図は、本発明の好適実施例による動力表示の態様を
示す図、 第13図は、本発明の好適実施例による方向表示の態様を
示す図、 第14図は、本発明の好適実施例によるヘルメット回頭位
置表示の態様を示す図、 第15A図、第15B図及び第15C図は、従来提案されている
速度及び加速度表示を示す図、 第16図乃至第18図は、本発明の好適実施例による速度及
び加速度表示の態様を示す図、及び、 第19A図、第19B図及び第19C図は、加速度表示の変形例
をしめす図、である。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ブルース イー．ハミルトン アメリカ合衆国，コネチカット，ケニョ ン カントリー，ワイルドウィンド ロ ード 28088 (72)発明者 ロバート エリオット スペロ アメリカ合衆国，コネチカット，ストラ ットフォード，サウス トレイル 201 ビイ (72)発明者 ロバート クレイグ カス アメリカ合衆国，ニューヨーク，ニュー ヨーク，イースト サーティサード ス トリート 139 (56)参考文献 特開 昭57−45410（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−143261（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−6998（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−170278（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−25200（ＪＰ，Ａ) 特開 昭46−7776（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−44042（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−251399（ＪＰ，Ａ) 実公 昭62−38479（ＪＰ，Ｙ２) 特表 昭63−503093（ＪＰ，Ａ) 特表 昭63−502620（ＪＰ，Ａ) 米国特許4439755（ＵＳ，Ａ) 米国特許4305057（ＵＳ，Ａ) 米国特許4368517（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁶，ＤＢ名) G01C 23/00 G01C 21/20 B64D 43/00

Claims (17)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ヘルメットの操縦室の座標系に対する姿勢
   位置を検出してヘルメット姿勢検出信号を発生するセン
   サ手段と、 前記ヘルメット姿勢検出信号に基づいて操縦士の視界内
   に位置する操縦室の座標系における各操縦室座標位置情
   報を読み出し、読み出した座標位置情報をヘルメットの
   座標系におけるヘルメット座標位置情報に変換し、さら
   に座標変換によって得られたヘルメットの座標系のヘル
   メット座標位置情報をデイスプレイの座標系の座標系の
   座標位置情報に座標変換してデイスプレイ座標位置情報
   をデイスプレイ装置に出力する信号処理手段と、及び 操縦士の装着するヘルメットに搭載され、前記デイスプ
   レイ座標位置情報に基づいて操縦士の視点において、操
   縦室内の操縦士の視界内の位置に対応した表示情報を示
   すシンボル画像を表示するデイスプレイ装置とによって
   構成したことを特徴とするヘルメット搭載型の航空機用
   表示装置。
2. 【請求項２】ヘルメットの操縦室の座標系に対する姿勢
   位置を検出してヘルメット姿勢検出信号を発生し、 前記ヘルメット姿勢検出信号に基づいて操縦士の視界内
   に位置する操縦室の座標系における各操縦室座標位置情
   報を読み出し、 読み出した座標位置情報をヘルメットの座標系における
   ヘルメット座標位置情報に変換し、 座標変換によって得られたヘルメットの座標系のヘルメ
   ット座標位置情報をデイスプレイの座標系の座標系の座
   標位置情報に座標変換してデイスプレイ座標位置情報を
   出力し、及び 前記デイスプレイ座標位置情報に基づいて、操縦室内の
   各位置に表示されように設定された表示情報を示すシボ
   ル化された記号映像のうち、操縦士の視界内の操縦席位
   置に対応した記号映像を操縦士のヘルメットに投影表示
   するようにしたことを特徴とする航空機用ヘルメット搭
   載型表示装置の情報表示方法。
3. 【請求項３】航空機のパイロットの前方視界内に、情報
   表示を投影して表示して、情報伝達を行う、航空機の表
   示装置において、 航空機の高度を検出して高度検出情報を発生する高度検
   出手段と、 高度検出情報に基づいて、航空機の高度変化に応じてパ
   イロットの視野内の表示領域内において上下方向に移動
   して航空機の高度変化を表示する高度表示記号映像を表
   示する表示手段とを有し、 更に、前記高度表示記号映像は、上方に頂点を持つ三角
   形図形で構成されていることを特徴とする航空機の表示
   装置。
4. 【請求項４】前記高度表示記号映像は、二つの二等辺三
   角形図形で構成され、両二等辺三角形図形は、一緒に上
   下移動するように構成した請求項第３項記載の航空機の
   表示装置。
5. 【請求項５】前記表示領域内の所定位置には、航空機の
   高度をデイジタル表示するデイジタル表示部が、形成さ
   れており、このデイジタル表示部は、前記高度表示記号
   映像とは独立し、前記所定位置に固定されていることを
   特徴とする請求項第３項または第４項に記載の航空機の
   表示装置。
6. 【請求項６】航空機のパイロットの前方視界内に、情報
   表示を投影して表示して、情報伝達を行う、航空機の表
   示装置において、 エンジンの駆動トルクを検出して、エンジン出力を示す
   エンジン出力信号を発生するトルク検出手段と、 表示画面の縦方向にのびる直線状のスケールと、前記エ
   ンジン出力信号に応じて前記スケールにそって移動する
   出力トルク表示記号と、パイロットにより入力されるエ
   ンジン出力コマンドに応じて前記スケールに沿って移動
   する要求出力表示記号と及び、エンジンの運転状態をし
   めす運転パラメータを処理して設定されるエンジンの所
   要出力を示し、所要出力の大きさに応じて前記スケール
   にそって移動する所要出力表示記号とを表示して、エン
   ジンの運転状態情報をパイロットに伝達する表示手段と
   によって構成したことを特徴とする航空機の表示装置。
7. 【請求項７】前記トルク検出手段は、少なくとも二基の
   エンジンの各出力トルク検出して各出力トルクを示す第
   一及び第二のトルク検出信号を出力し、前記表示手段
   は、各第一及び第二のトルク検出信号に基づいて第一及
   び第二の出力トルク表示記号を前記スケールの両側に各
   別に表示するようにしたことを特徴とする請求項第６項
   記載の航空機の表示装置。
8. 【請求項８】前記表示装置は、前記第一及び第二の出力
   トルク表示記号を、前記第一及び第二の出力トルク検出
   信号の信号値の差が所定値以上となったとき、又は前記
   第一及び第二の出力トルク検出信号の信号値が所定範囲
   外となったときにのみ、前記第一及び第二の出力トルク
   表示記号を表示するようにしたことを特徴とする請求項
   第７項に記載の航空機の表示装置。
9. 【請求項９】前記表示手段は、前記少なくとも二基のエ
   ンジンの合計出力を表示する合計出力表示記号を表示す
   るようにしたことを特徴とする請求項第７項又は第８項
   に記載の航空機の表示装置。
10. 【請求項１０】前記所要出力が、ヘリコプタの垂直離陸
    のためのホバリングに必要なエンジン出力に設定される
    請求項第６項乃至第９項のいづれかに記載の航空機の表
    示装置。
11. 【請求項１１】航空機のパイロットの前方視界内に、情
    報表示を投影して表示して、情報伝達を行う、航空機の
    表示装置において、 航空機の位置、姿勢、機首方向、姿勢等の方位情報を検
    出して航空機位置信号を発生する航空機位置検出手段
    と、 前記航空機位置信号に基づいて、航空機又はパイロット
    位置より見た水平線位置に対応する位置に水平線を示す
    表示線を表示するとともに、設定航路内に設定された各
    ウエイポイントを示すウエイポイント記号及びウエイポ
    イント番号を前記水平線上に表示するようにし、 前記ウエイポイント記号及びウエイポイント番号は、航
    空機と現実のウエイポイントとの距離により大きさ及び
    又は表示位置が変化するように構成されていることを特
    徴とする航空機の表示装置。
12. 【請求項１２】前記表示手段は、航空機設定航路に応じ
    て、航空機が前記の設定ウエイポイント上を通過するよ
    うに操舵指示記号を表示するようにしたことを特徴とす
    る請求項第11項記載の航空機の表示装置。
13. 【請求項１３】航空機のパイロットの前方視界内に、情
    報表示を投影して表示して、情報伝達を行う、航空機の
    表示装置において、 パイロットの装着するヘルメットの回頭角度を検出し
    て、ヘルメット角度位置信号を発生するヘルメット位置
    検出手段と、 航空機の操縦室の窓枠等の目標物に模した航空機操縦席
    周囲の各位置に対応じた表示画像を記憶する画像記憶手
    段と、 前記ヘルメット角度位置信号に基づいてパイロットの視
    野内にある操縦室部分に対応する画像情報を読み出し、
    画像を再生表示する表示手段とによって構成したことを
    特徴とする航空機の表示装置。
14. 【請求項１４】航空機のパイロットの前方視界内に、情
    報表示を投影して表示して、情報伝達を行う、航空機の
    表示装置において、 航空機の速度及び加速度を検出して、速度検出信号及び
    加速度検出信号を発生するセンサ手段と、 前記速度検出信号に基づいて、検出速度に応じた長さの
    速度表示ベクトル記号を表示するとともに、ベクトル記
    号の矢印の形状を加速度に応じて変化させるようにした
    表示手段とによって構成したことを特徴とする航空機の
    表示装置。
15. 【請求項１５】前記矢印の形状は、飛行機の加速状態、
    減速状態、定速飛行状態で変化するようにしたことを特
    徴とする請求項第14項記載の航空機の表示装置。
16. 【請求項１６】前記矢印は、加速度又は減速度の大きさ
    に応じて形状を段階的又は連続的に変化させるようにし
    たことを特徴とする請求項第14項又は第15項記載の飛行
    機の表示装置。
17. 【請求項１７】前記請求項第３項乃至第16項のいづれか
    の表示記号の表示をヘルメット搭載型表示装置を用いて
    表示するようにした表示装置であって、 ヘルメットの操縦室の座標系に対する姿勢位置を検出し
    てヘルメット姿勢検出信号を発生するセンサ手段と、 前記ヘルメット姿勢検出信号に基づいて操縦士の視界内
    に位置する操縦室の座標系における各操縦室座標位置情
    報を読み出し、読み出した座標位置情報をヘルメットの
    座標系におけるヘルメット座標位置情報に変換し、さら
    に座標変換によって得られたヘルメットの座標系のヘル
    メット座標位置情報をデイスプレイの座標系の座標系の
    座標位置情報に座標変換してデイスプレイ座標位置情報
    をデイスプレイ装置に出力する信号処理手段と、及び 操縦士の装着するヘルメットに搭載され、前記デイスプ
    レイ座標位置情報に基づいて操縦士の視点において、操
    縦室内の操縦士の視界内の位置に対応した表示情報を示
    すシンボル画像を表示するデイスプレイ装置とによって
    構成したことを特徴とする航空機用ヘルメット搭載型表
    示装置。