JP3499241B2 - ヘリコプター及び航空機のための障害物回避システム - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 この発明は広く飛行センサーシステムに関し、その多
くは、低高度飛行、夜間飛行或いはヘリコプター飛行操
縦の際に、障害物を探知しパイロットに警報するのに好
適な機上システムに関する。

発明の背景 低高度、夜間、ヘリコプタ飛行操作は多くの戦場の設
定において非常に多くの利点をもたらしたが、ワイヤ、
ケーブル、搭、アンテナ、木及び地形との衝突の危険性
もまた非常に増大した。パイロットの視力を増大するた
めに、ヘリコプタは通常前方視赤外線スキャナ（FLIR
s）のような画像デバイス及びイメージインテンシファ
イア（夜間視ゴーグル）を有している。しかし、通常の
飛行速度では、解像度はワイヤ、鉄塔、及びその他細長
い対象物をタイムリーに探知するのに不適当であること
がしばしば見られた。この制限は操作をかなり損い、パ
イロットが50フィート以下の高度でターゲットに飛行す
るトランジショナル飛行や探知を避けるためにできるだ
け低く飛行するナップ−オブ−アース（nap−of−the
earth）飛行の際にスピードを減速しなければならなく
なる。昼間の操縦でも同様に障害物に関連する問題があ
る。このようにヘリコプタ操縦は障害物を探知するより
よい方法を必要とする。

いくつかの従来のワイヤ探知の試みは、ミリメートル
波長帯域のラジオ波又は10.6マイクロメータの二酸化炭
素（CO₂）レーザー、1.06マイクロメータのNd:Yagや種
々の0.85マイクロメータのレーザーダイオードからの光
を採用している。しかし、いずれの技術も小形でコンパ
クトで軽量で低コストの障害物回避システムの開発には
至っていない。そのようなシステムは、また地上の航空
機乗組員にとっても空を飛ぶ乗組員にとって目に安全な
操作でなければならず、パイロットとのインターフェー
スが効果的で現存の航空機に便利に装備できることが必
要である。さらにそれは夜間も昼間も、また荒天候条件
でも操作できなければならず、さらに航空機の生存可能
性（危険に際し、生残ること）を損ってはならない。

発明の概要 この発明はこれら問題点を解決し、上記基準に適合す
る障害物回避システム（OASYS）と称される機上の障害
物探知およびパイロット警報システムを提供するもので
ある。これはレーザーレーダサブシステムと走査サブシ
ステム及びプロセッサ回路とを組合せ、障害物関連デー
タのデータバンクを生成する。この走査サブシステム
は、関心領域（FOR）をカバーするために円形及び方位
方向の走査を組合せ、一方、プロセッサ回路は、操作を
制御し、障害物関連データを生成するために航空機の計
器データを用いて距離データ及び方向情報（即ち、向き
情報）を処理し、障害物関連データを後述するウィンド
ウーオブーセイフティ（安全窓）概念を用いて本体航空
機のディスプレイシステムで表示させるようにする。

このシステムは、小形でコンパクトで軽量で低コスト
である。また目に安全な操作を特徴とし、パイロットと
の効果的なインターフェースを提供する。また昼間も夜
もまた荒天候条件でも動作し、航空機の生存可能性を損
うことがない。

後に詳述するクレームの言葉では、本発明により構築
されたシステムは、レーザーエネルギービームを照射
し、障害物からのリターン（戻ったビーム）を受け、こ
のリターンを処理して航空機から障害物までの距離に関
連する距離データを生成するレーザーレーダサブシステ
ムを含む。このレーザーレーダサブシステムは、飛行シ
ステム及びビデオシステムのようなディスプレイシステ
ムを持つ航空機に搭載される。飛行システムは、航空機
の姿勢及び速度ベクトルに関連する計器データを生成
し、ビデオディスプレイシステムは、航空機のパイロッ
トに情報を表示する。

このシステムはまた、航空機に関係付けられたビーム
を走査し、航空機関連ビームの瞬時の方向に関する位置
情報を生成する走査サブシステムを含む。プロセッサ回
路は、レーザーレーダサブシステム及び走査サブシステ
ムの動作を制御し、距離データ、方向情報及び計器デー
タを処理して障害物の距離及び方向に関連するビデオ情
報を生成し、このビデオ情報をビデオディスプレイシス
テムにインターフェースする。

本発明の１つの態様によれば、走査サブシステムは、
第１の走査軸を中心とする円形スキャンパターンでビー
ムを走査させながら、第１の走査軸を関心領域にわたっ
て移動させる、即ち第１の走査軸を第２の走査軸につい
て航空機の方位の前後方向に移動させるか円形パターン
で移動させる。この技術は、限られた視野（FOV）の円
形スキャナを用いて効果的に関心領域をカバーする。１
つのヴァージョンでは、ビームを軸外に向けるために軽
量のホログラム光学エレメント（HOE）を用いる。但し
他の光学くさびを用いてもよい。

本発明による他の態様では、プロセッサ回路は１又は
それ以上の発明機能を実行するようにプログラムされて
いる。それは（１）ビデオ情報を、ビデオディスプレイ
システムに表示される別のビデオ情報に上書きする、
（２）航空機インターコムシステムに音声警報を提供す
る、（３）空間密度に基づき距離データにフィルタリン
グし、与えられた方向で最も近い目的物を探知する、
（４）データが航空機の回転から独立するように水平固
定座標システムに変換し、目的物データを後に再利用す
るためにデータベースに蓄積し、蓄積された目的物デー
タを航空機の線形運動を補償するように調整する、
（５）現在の航空機の動きを補償するように調整された
パイロット安全通路を示すシンボルを持ったウィンドウ
−オブ−セーフティディスプレイ（安全窓表示）を提供
する、および（６）航空機の動きを補償するためにスキ
ャナ方向情報を調整する、である。

上述に対応して、航空機の飛行通路における目的物
（「における」という語は通路の近傍をも含む）を検知
し表示する方法は、レーザーエネルギービームを照射
し、障害物からのリターンビームを受け、このリターン
ビームを処理して航空機から障害物までの距離に関連す
る距離データを生成する、航空機に搭載されたレーザー
レーダサブシステムの形態の手段を提供するステップを
含む。この方法は、第１の走査軸を中心とする円形走査
パターンでビームを走査させながら、この円形走査パタ
ーンを航空機の方位方向の前後方向に移動させ、ビーム
の瞬時の方向に対応した方向情報を生成することによっ
て進行する。この方法は、場合により、距離データと方
向情報とを処理し、この距離データ及び方向情報に関連
したビデオ情報を生成し、このビデオ情報を航空機のビ
デオディスプレイシステムにインターフェースすること
を含む。処理行程は上述のアルゴリズムで行うことがで
きる。

本発明の上記及びその他の目的、特徴及び効果は次の
図面を参照した詳細な説明によってより明確になるであ
ろう。

図面の簡単な説明 図1A、1B及び1Cは、本発明により構成された障害物回
避システムを装着したヘリコプタを示す図である。

図２は、円形及び方位方向スキャンパターンの組合せ
によってカバーされる領域を表す拡大図である。

図３はタレットアッセンブリの種々の構成要素の概略
及び航空機システムとの関連を示す図 図４は航空機に装備されたOASYSのさらに詳細を示す
ブロック図である。

図５は図１の線５−５に沿ったタレットアッセンブリ
の断面図である。

図６は図１の線６−６に沿ったタレットアッセンブリ
の一部の断面図である。

図７は図６の部分拡大図である。

図８は円形スキャンパターンを生成するために用いら
れるホログラム光学エレメントの正面図である。

図９は図８の線９−９に沿ったホログラム光学エレメ
ントの側面図である。

図10はホログラム光学エレメントの詳細を示すための
図９の部分拡大図である。

図11は、第１及び第２のホログラムと薄膜インターフ
ェースフィルターを厚さを誇張して示したホログラム光
学エレメントを示す構成図である。

図12は内面全反射を示すホログラム光学エレメントの
伝播を示す図である。

図13は、所望の抑制を得るために内面全反射の代りに
薄膜干渉フィルタをウィンドウに用いた他のホログラム
光学エレメントの構成図である。

図14及び図15は、ソフトウエアの種々の態様を例示す
るブロック図である。

図16は、制御及びインターフェース回路の種々の態様
を示す図である。

図17及び図18は、景色とそれが本発明のウィンドウ−
オブ−セーフティによって表される仕方を示す図であ
る。

好適な実施例の説明 概略 図１は本発明によって構築された障害物回避システム
（OASYS）を装備したヘリコプタ10を示す図である。こ
のOASYSはタレットアッセンブリ11とコントロールパネ
ル12を有している。これらは、ワイヤ、搭、アンテナ、
木、地形及び他の近づく障害物についての飛行警報やガ
イドコマンドをパイロットに提供するために、現存の電
力、飛行、ビデオ（或いは他のディスプレイ）及びイン
ターコムシステムを統合し、ヘリコプタ10機内にインス
トールする。

タレットアセンブリ11は、ヘリコプタ10の機首の下の
インターフェースタレット（あるいは他の適当な構造）
に搭載される。それはレーザーレーダ（レーダ）装置及
び付随する走査要素及びプロセッシング要素のためのプ
ラットホーム構造を提供する。このトロールパネル12
は、ヘリコプタ10内のパイロットがアクセスできる位置
に搭載され、パイロットが操作モード及び他のコントロ
ール操作をセットできるようになっている。

操作において、タレットアセンブリ11は前方視ウィン
ドウ14を通してレーザーエネルギーのビーム13を発す
る。場合により、タレットアセンブリ11の上のディスク
形のHOEが第１の走査軸15についてビーム13を円形に走
査する。ここで第１の走査軸15は通常航空機の長手（ロ
ール）軸に沿ったものとすることができる。さらに、タ
レットアセンブリ11上の方位スキャナは、第２の走査軸
について方位方向にビーム13を走査するために、タレッ
トアセンブリ11の低位置16から高位置17に移動する。こ
の第２の走査軸18は、通常航空機の垂直（片揺れ）軸に
平行である。

このようにすることによって、図１で19で示すように
第１の走査軸に垂直な平面で円形走査パターンを形成す
る。円形走査は、方位スキャンが円形スキャンを図１で
示す領域全体をカバーして移動するとき、左右の高さ方
向のスキャンとなる。即ち、ビーム13が第１の走査軸15
の周りの円形状の通路を走査するときに、第１の走査軸
15は２点Ａ、Ｂの間を方位方向に移動する。この結合さ
れた動作によってＣに示す境界内の関心領域をカバーす
る。

図２の矢印Ｄで示すように第１の走査軸15が点Ａ、Ｂ
感を比較的遅い速度で移動するとき、ビーム13は、図中
点線で示すようにパイロットの視点から比較的早い速度
で時計方向に円形パターンにスキャンする。その結果、
ビーム13がスキャンの低部Ｆ及び頂部Ｇの間の半円形の
通路に沿ってスキャンするとき左の高さ方向スキャンＥ
（パイロットの視点から）となり、ビーム13が頂部Ｇか
ら低部Ｆまでの半円形の通路に沿ってスキャンするとき
右側の高さ方向スキャンＨとなる。

図３はヘリコプタ10にインストールされたタレットア
センブリ11の拡大構成図を示すものである。航空機電
源、ビデオ、インターコム及び飛行システム（これらは
図３にブロック25に示されている）に接続されて、タレ
ットアセンブリ11は、パイロットがコントロールパネル
12で設定した操作モードに従い、障害物に関する表示
（即ち、障害物関連ビデオ）及び音情報（即ち、音声警
報）を提供することによって動作する。ビデオはパイロ
ットに安全窓の形態の表示するか、あるいは現在のビデ
オディスプレイの機能を増強し現在の航空機ビデオと結
合した表示をする。音データは航空機インターコムシス
テムに向けられる。

これらの機能を達成するために、タレットアセンブリ
11はレーダ光学ヘッド20、付随のレーダコントロール回
路21、円形スキャナ即ち第１のスキャナ22、方位スキャ
ナ即ち第２のスキャナ23及びプロセッサ回路24を備えて
いる。レーダ光学ヘッド20は、レーザーエネルギーのビ
ームを発し、目的物からのリターンを受ける手段として
機能する。第１のスキャナ22及び第２のスキャナ223は
結合して特定の関心領域にわたってビームをスキャンす
るための走査サブシステムとして機能する。レーダコン
トロール回路21はレーザーエネルギーのビームをパルス
にして発生し、第１及び第２のスキャナ22、23を同期さ
せる。この回路は、リターンがあったときにその目的物
までの距離に関連する距離データを生成するプロセッサ
を備えている。

プロセッサ回路24は、現存の航空機飛行システムから
の計器データに沿って距離データ及び方向情報を処理し
て障害物関連データのデータバンクを生成する。次いで
この障害物関連データを航空機ビデオシステムに表示さ
れている他のビデオデータに上書きする。このため、プ
ロセッサ回路24は、レーダコントロール回路21、コント
ロールパネル12及びブロック25で示される航空機電源、
ビデオ、インターコム及び飛行システムと動作的に連結
されている。

タレットアセンブリ11は、プラットホーム構造26を備
え、それはレーダ光学ヘッド20及び第１のスキャナ22を
支持する支持構造として機能する。この機械的な連結
は、図３において点線で模式的に示されている。レーダ
コントロール回路21及びプロセッサ回路24は、航空機の
他の場所に搭載されていてもよいので、プラットホーム
構造26からレーダコントロール回路21及びプロセッサ回
路24への機械的な連結は示されていない。レーダのレー
ダ光学ヘッド20部分のみがプラットホーム構造26に機械
的に連結されていればよい。レーダ光学ヘッド20は４つ
のサブアッセンブリ、送信機、受信機、ビームスプリッ
タ及び拡大望遠鏡を備える。これらはプラットホーム構
造26に関し固定的でなければならない。

プラットホーム構造26はまたタレットアセンブリ11の
下側部分16に機械的に連結されている。この際、下側部
分16のウィンドウ14は、プラットホーム構造26が第２の
走査軸18の周りに回転したときに第１の走査軸15に平行
のままでいることができる。さらに、プラットホーム構
造26は機械的に第２のスキャナ23に結合しており、一方
第２のスキャナ23はタレットアセンブリ11の上側部分1
7、従ってヘリコプタタレットドラム構造に連結されて
いる。

第２のスキャナ23は、プラットホーム構造26を上側部
分17（及びヘリコプタタレット構造）に関し第２の走査
軸18の周りに回転させることにより、ビームを方位方向
にスキャンする。この動作は、タレットアセンブリ11の
下側部分16においてレーダ光学ヘッド20、第１のスキャ
ナ22及びウィンドウ14を回転する。その結果、ビームが
第１の走査軸15を中心とする円形にビームをスキャンし
ながら、第１の走査軸15は図２の点Ａ、Ｂ間を方位方向
に前後に移動する。もちろん、当業者はタレットアセン
ブリを上述の走査機能を実行するために種々の機構的形
態を構成することは可能である。従って、例示したタレ
ットアセンブリの機械的なレイアウトの詳細については
省略する。

操作において、レーダ光学ヘッド20は図３の双方向矢
印30で示されるように、レーザーエネルギーのビームを
発するとともに第１の操作軸に対応する軸上のリターン
（戻ってくるビーム）を受信する。第１のスキャナ22
は、レーダ光学ヘッド20とウィンドウ14との間の位置を
占めており、第１の操作軸15を中心とする円形スキャン
パターンを生成するようにビームを軸外に向ける。例示
する第１のスキャナ22では、この機能をディスク形のHO
E29の形態の走査エレメントで行う。このHOE29は複数の
ホログラムを結合して、矢印30で示されるように出力ビ
ームを回折し、いくらか第１の走査軸15からはずれたリ
ターンを受信する（例えば、12.5度の角度で）。この第
１のスキャナ22はHOE29をスキャナコントローラ27の制
御のもとで固定された回転速度（例えば、110Hzで）第
１の走査軸の周りに回転させる要素を備えている。この
結果、第１の走査軸の高度方向上下に12.5度に延びる円
形スキャンパターンができる。110Hzの回転速度は、戻
ってくるエネルギー（リターン）が実質的に出力ビーム
と同じ通路で反対方向に戻ることができるように、光速
度に比べ十分遅い。

一方、第２のスキャナ23は、円形走査パターンが航空
機に関し方位方向前後に移動するように、レーダ光学ヘ
ッド20、第１のスキャナ22及びウィンドウ14を第２の走
査軸18の周りに前後に回転させることによりビームを方
位方向にスキャンする。第２のスキャナ23は、このた
め、移動方向を転換する場合を除き、基本的に一定の角
速度で第２の操作軸18の周りに（例えば、中心位置の両
側に12.5度）プラットホーム構造26及びこの構造に搭載
された全ての要素を回転させる。この円形及び方位方向
の走査の結果、図１に19で示す走査パターンとなり、こ
れは図２の境界Ｃに示される関心領域をカバーする。

走査が続く際、レーダコントロール回路21は関心領域
全体にわたる距離データを生成するために公知の方法で
リターンを処理する。さらにスキャナコントローラは、
プロセッサ回路24が、航空機（即ち、第１及び第２の走
査軸15、18）に関連するビームの瞬時の方向を追跡でき
るようにする。プロセッサ回路24は、距離データ、ビー
ムの瞬時方向についての方向情報及び計器データを処理
してビデオ及び音声情報を生成し、航空機ビデオディス
プレイ及びインターコムシステムを用いてパイロットに
情報を伝達する。

もちろん、開示されたいくつかの発明概念から離れる
ことなく、他のディスプレイやインターコムシステムを
採用することができる。例示されたOASYSでは、パイロ
ット夜間視システム（PNVS）のヘッド追跡された前方視
赤外線（FLIR）画像に情報を上書きするとともに、イン
テグレーテッドヘルメットアンドディスプレイサイティ
ングシステム（IHADSS）の現在のヘッド搭載ディスプレ
イ（HMD）にも上書きする。この目的のためい、例示さ
れるプロセッサ回路24は複数のプロセッサを備えてお
り、これらはタレットアセンブリ11を制御するようにプ
ログラムされており、現存の航空機システムとOASYSと
を統合する。

大きさの概念として、例示されたタレットアッセンブ
リ11の全体の高さは35cmより小さい。ウィンドウ14の平
面に垂直な厚み（第１の走査軸15に沿った）は50cmより
小さく、広さは40cmより小さい。もちろん、これらの寸
法は開示された発明の走査及びプロセス概念から離れる
ことなく適宜変更することができ、要素の配置も変更す
ることができる。

図４はヘリコプタにインストールされたOASYSの詳細
さをさらに示すブロック図である。OASYSが生成した障
害物関連のビデオ情報と現在の航空機ビデオシステムに
よって生成されたビデオ情報とを結合する全体の概念を
示すために、破線はプロセッサ回路24からの及びプロセ
ッサ回路24へのRS343ビデオ通路を示す。もちろん、当
業者であればOASYSをインストールする特定の航空機に
適応するように機械的及び電気的装備の詳細に変更を加
えることは可能である。

プロセッサ回路24は、図４に33で示すMIL−STD−1553
Bバス構造とインターフェースする。姿勢、高度、飛行
方向、視線（LOS）、速度データ、制御モード機能及び
フォールトディテクション／ロケーションシステム（FD
LS）等のデータは、OASYSによる座標変換及びモードコ
ントロールのために1553Bバスから得られる。コントロ
ールパネル12、レーダコントロール回路21及びスキャナ
コントローラ27は、上述したようにプロセッサ回路24に
情報を入力する。線34はパイロット夜間視センサ（PNV
S）35からの出力をプロセッサ回路24に結合する。線36
はプロセッサ回路24からの第１の強調ビデオ信号（VIDE
O＃１）を現存のシンボル発生器37に、線38は第２の強
調ビデオ信号（VIDEO＃２）を現存のIHADSS39（インテ
グレーテッドヘルメット及びディスプレイサイトシステ
ム）にドライバ25cを介して結合する。このように連結
されることにより、OASYSはその障害物関連ビデオ情報
をPNVS35と結合してVIDEO＃１及びVIDEO＃２を生成し、
これら強調された信号を現存の航空機ビデオシステムに
供給し、IHADSS、頭上部（ヘッドアップ）ディスプレ
イ、頭下部（ヘッドダウン）ディスプレイ及びLCDオー
バーレイを備えた夜間視ゴーグルの１又はそれ以上にデ
ィスプレイするようにする。

以上の概略から、当業者であれば本発明の多くの態様
を実用することができる。以下の記載は、従来の航空機
へのOASYSのインストール、マルチプロセッサ形のプロ
セッサ回路及び発明の処理及びディスプレイアルゴリズ
ムの変更例を含む、システムハードウェア及びソフトウ
ェアに関する詳細をさらに提供するものである。

タレットアッセンブリ 図５は、第１の走査軸15を通る水平面におけるタレッ
トアッセンブリの断面図を示すものである。これは図３
のブロック図の上に広がり、レーダ光学ヘッド20の機械
的な配置を示し、付属要素を持つ望遠鏡構造、HOE29を
持つ第１のスキャナアッセンブリ22及び窓14を持つタレ
ットカバー16から成る。これら３つの要素は、図５の平
面に位置し断面より高い位置にあるプラットホーム構造
26の上に搭載される。

レーダ光学ヘッド レーダ光学ヘッド20は送信機、発信機、ビームスプリ
ッタ及び拡大望遠鏡の４つの主たるサブアッセンブリを
有する。送信機は単一の電気ーコウガクアッセンブリを
形成し、レーザーダイオードアレイ40、パルス状の電力
供給源41及びマルチエレメント視準レンズ42を有してい
る。レーザーダイオードアレイ40及びコリメータ（視
準）レンズ42は、第１のミラー43の後側に搭載されるパ
ルス発生器に付属し、送信機がパルスを発生する度にレ
ーダコントロール回路21からのトリガ信号を受信する。
適当な高ピーク電流（90Aを越える）で、高繰り返し速
度（100kHzを越える）のパルス発生器が、例えばアラス
カ州マーベルベールのパワーテクノロジーInc.から入手
可能である。

高ピーク出力電源は２以上の高パワーGaAlAsパルスレ
ーザーダイオードアレイをレーザーダイオードアレイ40
として１つのパッケージに積に重ねることにより得られ
る。パッケージ内の各レーザーアレイは60Wのピークパ
ルス光学出力パワーを発することができる。２つのダイ
オードアレイはパルス発生器ユニットにより駆動され
る。ドライバはパルス長が70nsまででパルス繰り返し周
波数（PRF）が100kHzまでの所望のピーク電流（最大90
A）を供給することができる。

レーザーダイオードアレイ40は、例えば、１ミリメー
タのダイオード間隙を持つ２つのレーザーダイオード結
合を用いたアッセンブリの形態をとる（カリフォルニア
州サンホセのスペクトラダイオード研究所Inc.から入手
可能である）。２つのレーザーダイオード結合の各々は
高熱効率のサブマウントーヒートシンクに搭載される。
各ヒートシンクは限定されない熱の流れを提供できるよ
うに十分に厚く、それによって熱の発散を最大限とし、
パルス動作の間の連結点の温度の上昇を最小限とし、動
作寿命及び信頼性を最大にする。

２つのレーザー結合は、背面と背面とを配置し、能動
領域分離が0.009インチ（225マイクロメータ）になる。
パルスレーザーダイオードは低分散の、非常に高ピーク
パルスパワーで高平均パワーを供給することが可能であ
ることが示されているセパレートコンファインメントヘ
テロ結合（SCH）でもよい。これと同じ構造は広範囲の
市販の高パワー連続波レーザーダイオードに用いられて
いる。

コリメータレンズ42はダイオードレーザーアレイ40か
らの光を約10ミリラジアン（mrad）で直径18ミリメータ
のビーム分散に視準する。30mmの有効焦点長および18.5
mmの透明開口を持つf/0.6レンズがレーザー出力を集
め、視準する。500マイクロメータ長のレーザーダイオ
ードアレイのレーザー面は長いソースとして機能し、コ
リメータレンズ42から発する光は１つの軸において約1
6.7mrad、他の軸でいくらか少なく分散する。この小さ
な直径のビーム（18.5mm）が望遠鏡により11倍に拡大さ
れるとき、大きな隙間のOASYS出力におけるビームの分
散は倍率により1.5mradまで減少される。レーザーダイ
オードのためのコリメータレンズの技術はかなり成熟し
ており、低いｆ数で、視野の広いコリメータが、ニュー
ジャージ州リトルフォールズのスペクトラプティックス
株式会社から入手できる。

受信機45は偏光ビームスプリッタ46（図４）の側面か
ら出る焦点光を受信する。受信機として詳細は説明しな
いが公知の要素及び設計技術が採用できる。これは2.0m
radの瞬間視野（IFVO）を持つピンホール入力開口を有
している。この構成は漂遊光が受信機45に入るのを防止
する。広がる光はピンホールから出て視準レンズにより
集光され、次いで狭帯域光学フィルタにかけられる。受
信された信号はそれから簡単なレンズを通って受信機45
内の検出器の光電陰極上で焦点が合わせられる。

ビームスプリッタ46及び焦点レンズ47は第２の望遠鏡
ミラー48の影に位置する。このミラー48はスパイダーマ
ウント48aによって第１のミラー43前で望遠鏡構造の開
口内に支持される。ビームスプリッタ46は垂直に偏光さ
れたレーザー放射が出ることを、水平方向に偏光した受
信放射が入ってくることから分離する。レンズ47は受信
した光を受信機45の入口開口へ焦点合わせする。市販の
要素を用いることができる。

第１及び第２のミラー43、48は単純なカセグレン式望
遠鏡を構成し、送信機及び受信機のビームを11倍に拡大
する。２つのアルミニウム球形ミラーを使用することが
できる。第１のミラー43は直径が６インチ（20.3センチ
メータ）で約f/1.1動作する。第２のミラー48は直径1.5
インチ（3.81cm）で第１のミラー43からの高度に収束し
た光線を再視準する。

レーダコントロール及びインターフェース レーダユニットのためのコントロール及びインターフ
ェース回路21はレーザーパワー供給41のためのトリガ信
号を与え、アバランシェフォトダイード（AFD）受信機4
5で受信された信号を処理しプロセッサ回路24が使用す
るために距離情報を抽出する。処理機能は殆どのレーダ
あるいはレーダシステムにとって典型的であり、主な組
み立てブロックを表した図16にやや簡略化して示す。

パルス発生器70は、円形スキャナが走査円の底部にあ
るか頂部にあるかを示す、プロセッサ回路24からのシン
ク信号を受信する。パルス発生器70はこれらシンク信号
を使い、トリガパルスの流れを生成する。このトリガパ
ルスは、回転するディスクが頂部あるいは底部位置から
動いていくサイン角とともに高さ増加度が変化しても、
円形スキャナの水平解像度が一定であるように変調され
たパルス速度周波数を持つ。パルス発生器70の出力は、
レーザーパワー供給源41をトリガする。レーザーパワー
供給源41はトリガーパルスを受けたときにはいつもパワ
ーパルスをレーザーダイオード（L.D.）40に送る。

レーザーの発生するパルス光の小部分は、その通路に
ある目的物によって反射され、アバランシェフォトダイ
オード45により受信され、フォトダイオードはそれを対
応する電気信号に変換する。パルスが送信された時に対
する到着時間は、光が移動した距離に依存する。全体で
300メーターの移動距離は、反射した目的物までの距離
が150メーターであることに対応し、遅延は１マイクロ
秒となる。

受信された光信号の振幅も移動距離に依存し、周知の
レーダ距離公式では受信信号パワーは距離の二乗の逆数
に比例する。レーダ及びレーダシステムはこの振幅の減
少を補償するため手段を有している。このため、レーダ
制御及びインターフェースユニットは、トリガパルスに
よって開始されるランプ波発生器75、ランプ波発生器の
出力を受信するマルチプライヤ79及びゲインがマルチプ
ライヤ79の出力によって制御され、この制御信号に比例
して増加するマルチプライヤ増幅器71を備えている。ア
バランシェフォトダイオド（AFD）45からの入力信号
は、図16に示すように、レーザーパルスが送信されたす
ぐ後に生じ、レーダ光学ヘッドの表面からの後方散乱を
表す大きな信号アーチファクトを含む。このアーチファ
クトによる飽和を防止するために、増幅器73がブランキ
ングパルス発生器72からゲートされ、やはりトリガパル
スにより開始され、後方散乱アーチファクトが過ぎた後
まではゲートされない。

ゲートされた増幅器の出力は電圧コンパレータ74に接
続され、このコンパレータで閾値電圧と比較される。リ
ターン信号がこの閾値を越える場合には、電圧コンパレ
ータ74の出力はランプ波発生器75を停止し、アナログ／
デジタル（A/D）変喚器77を開始する。ランプ波発生器7
5からの出力電圧及びA/D変喚器77からの対応するデジタ
ル信号は、レーザービームが送信されてから経過した時
間に対応する。即ち、レーザービームを反射した目的物
までの距離に対応する。A/D変喚器は、一度変喚が完了
すると、並列−直列変喚器78をトリガし、並列−直列変
喚器78はデジタル距離データをシリアルインターフェー
スケーブルを介してプロセッサ回路24に送出する。

円形HOEスキャナ 図５には第１の、即ち円形スキャナのアッセンブリ及
び搭載も示されている。このスキャナはHOEディスク29
から成り、これはステンレス鋼ハブ50に嵌合し、ブラシ
無しのDCモーター52に駆動されて二重タービン式ベアリ
ング51上を回転する。これら要素はスパイダーマウント
49によりスキャナハウジングの中心に位置付けられる。
光学センサ53もまたこのハウジング内に搭載されてお
り、レーザビームが操作サイクルにおける頂部あるいは
底部の達するような位置にHOEスキャナエレメント29が
あるときスキャナコントローラに情報を与える。このセ
ンサは例えばLEDから成る反射光学センサと回転するHOE
の円周上のマーカあるいはマーカの通過をセンスするフ
ォトトランジスタとすることができる。その他、多数の
市販の位置センサのいずれでもこの目的のために使用す
ることができる。

方位スキャナ 第２の、即ち方位スキャナ23の詳細は図６及び図７に
示されている。プラットフォーム構造26は大きな径の二
重ボールベアリング54によってヘリコプタのタレット構
造内に搭載されている。これは軸18の周りに、大きな径
のトルクモータ55によって振り子運動で回転する。この
モータは、付勢巻線を有しヘリコプタのタレット構造内
に搭載された静止電機子56と、タレットのプラットフォ
ーム構造26に搭載され強力永久磁石を持ったロータ57と
から成る。

フレキシブルな外界シール59が外側にベアリング54を
囲んで設けられ、タレットアッセンブリ内部を、振り子
走査動作を許容しつつ、汚染や塵から保護している。絶
縁された電線はリボン状にされ、プラットフォーム構造
26に搭載された要素の接続を、軸18の周りの振動動作の
間、供給する。センサ素子60は軸18と同心でタレット構
造56aに搭載され、この軸の周りのプラットフォーム構
造26の回転の際の位置情報を提供する。センサ素子60は
シンクロタイプあるいはセルシンタイプの角エンコーダ
やその他、多数の市販で入手可能な角エンコーダ素子の
いずれを使用することができる。

スキャナコントローラ スキャナコントローラ27はタレットのプラットフォー
ム構造26に搭載され、第１のスキャナ22、第２のスキャ
ナ23、プロセッサ回路24に接続されるとともに図示しな
い従来の電源に接続される。スキャナコントローラは、
第１及び第２のスキャナのモータに制御駆動信号を供給
し、これらスキャナのセンサとプロセッサ回路の間のイ
ンターフェースを供給する機能を備えた、従来の電子回
路から構成される。

第１のスキャナを制御する電子回路は、従来のサーボ
システムから構成される。このシステムは、回転速度が
所望の値に近い限界値内、例えば毎秒110回転、に保た
れるようにするために、センサ53から得られる信号から
回転速度を検知し、DCモータ52の駆動電圧を調整する。
この回路は又センサ53からの信号を増幅し、第２のスキ
ャナのためのコントロール回路及びプロセッサ回路が同
期信号として利用できるようにする。さらにこの回路
は、HOEスキャナの回転速度が所望の値より下がったと
きにレーザー発光を不能にするフェイルセーフ信号を発
生する。

第２のスキャナを制御するための電子回路は、三相電
力増幅器と速度サーボシステムとから成り、三相電力増
幅器は、電流モードのパルス幅変調を用いてトルクモー
タ55の駆動信号を供給する。速度サーボシステムは、セ
ンサ60から得られる信号からタレットの方位速度をセン
スし、方位速度が所定の走査角内、例えば中心位置から
±12.5度内の一定速度になるように増幅器に制御信号を
供給する。デジタル／アナログ（D/A）変換器は、プロ
セッサ回路24から種々のデジタル信号を受け、それを対
応するアナログ電圧に変換し、速度サーボシステムが使
用できるようにする。これら電圧は、スキャンの中心位
置、スキャンの最右位置についての中心位置に対する角
度、最右位置の方向でスキャンする方位速度、スキャン
の最左位置及び最左位置の方向でスキャンする方位スキ
ャン速度を決定する。

タレットの角位置が対応するアナログ電圧で決められ
る左又は右の最外スキャン位置に達すると、速度サーボ
システムは、スキャナの移動を一定の角加速度で反転さ
せ、これにより周期的な振り子運動を引起こす。この振
り子運動の角速度は、スキャン方向が反転する間の短い
間隙を除いて基本的に一定である。この回路はさらに、
センサ60から引出される、タレットの瞬間角位置のデジ
タル表示を、センサ53から受信される同期信号がレーザ
ービームがスキャン円の頂部又は底部であることを示す
たびに、プロセッサ回路24に送出する。

ホログラム光学エレメント（HOE） 次に図８〜図13に詳細が示されるHOE29について説明
する。これは直径6.25インチ（15.9cm）で、回転軸130
（図９）に対し回転対称のディスク形構造を有してい
る。これは３層の複合基板構造131でステンレス鋼ハブ1
32に嵌合している。このハブ132はタレットアッセンブ
リ11（図３）の第１のスキャナ22のシャフトにHOE29を
搭載するために用いられる。このように搭載されたと
き、回転軸130は第１の走査軸15と平行になる。完全な
平行からの小さなオフセットはレーダ光学ヘッド20の受
信機への後方反射ノイズを防止するかもしれない。代り
に送信機への後方反射ノイズを防止するために、距離ゲ
ート回路をレーダコントロール回路に組込むこともでき
る。

操作において、出ていくビーム13（図１）はまずHOE2
9の後側表面133を通り、次いでホログラムとフィルター
エレメントを通り、最終的に前方の表面134から出る。
このとき、第１の基板の第１のホログラム、第３の基板
136の第２のホログラム及び第２の基板上のフィルター
エレメントを通る（図９及び図10）。ホログラムはビー
ムを所望する方向に方向付ける。フィルターエレメント
は、第１のホログラムからの漏れがゼロオーダーとなる
ように抑制する。

種々の適当な基板材料が用いられるが、例示するHOE2
9では各基板135〜137は、８分の１インチ（3.175mm）厚
さのディスク形のガラス（例えば、ボロシリケートBK7
ガラス）が用いられている。ホログラム及びフィルター
エレメントは、ガラス基板上に形成され、次いで３つの
基板が、例えば光学セメント、その他光学分野において
知られた適当な手段によって結合され、複合積層構造
（即ち、複合基板構造131）が形成される。第１のホロ
グラムは第１の基板135の内側の表面に位置する。第２
のホログラムは第３の基板136の内側の表面に位置す
る。フィルタは第１の基板に面する第２位の基板137の
表面に位置する。適当に密閉されたサンドウィッチ（ガ
ラスの光学接合及び光学セメントの分野で知られてい
る）は湿度の影響を受けやすいホログラム及びフィルタ
ーエレメントの環境からの保護を与える。

ホログラムは公知の技術で製作することができる。こ
れらは約10ミクロン厚さでフィルターエレメントは約５
ミクロン厚さとすることができる。従って図11ではホロ
グラムとフィルターエレメントとを説明のための非常に
誇張した厚さで概略的に示している。

通常の入射、軸の上を入射するビーム（図11では138
で示している）は、後方表面133を通り、軸からずれた
出射光（139）として角度140（例えば、12.5度）に再方
向付けられて前方表面134から出射する。途中、ビーム
は第１の基板135の第１のホログラム141（インプットホ
ログラム）、第２の基板136の第２のホログラム（アウ
トプットホログラム）及び第３の基板137のフィルター
エレメント143を通る。第１のホログラム141は第１の鋭
角（例えば45度）で、回転軸から第１の再方向付け通路
（144）に向う第１の放射方向にビームを回折する。第
２のホログラムは、異なる第２の鋭角（例えば53.186
度）で、回転軸から第２の再方向付け通路（145）に向
う反対の第２の放射方向にビーム144を回折する。前方
表面134における空気境界は、スネル（Snell）の法則に
従って、最終的な軸はずれ角140（例えば、12.5度）と
なるようにビーム145に少量（例えば4.314度）の付加的
な屈折を与える。

図12は、HOE29の模式的図である。これは第２のホロ
グラムを通った内面全反射をゼロオーダーの漏れにして
いる。臨界角（例えば通常の内部1.52インデックス媒体
に関し約41.14度）よりも大きな内角はすべて内面全反
射されるであろう。例えば図12で第１のホログラムは14
4で示される45度の内角でビーム138を回折するように記
載されている。第２のホログラムは、145で示すように5
3.186度の角度で反対方向にビームを回折するように記
載されている。前方表面134の空気境界は139で示される
ようにビームを4.314度で屈折させ、出ていくビームの
軸からのはずれ角度が12.5度となる。

理論的には、ホログラムは単一の偏光ついて100％効
率であり得る。この100％効率は実際には実現が困難で
あるだけでなく、設計仕様にとって好ましくないかもし
れない。例えば、（例示された実施例の場合には）偏光
不感ホログラムを有していることが望ましい。これは両
ホログラムの効率を、２つの直交する偏光について100
％より小さい等しい量に調整することを必要とする。例
えば、図12において第１のホログラムに当るいくらかの
エネルギーは屈折することなく通過する。それない（ゼ
ロオーダー）ビームの抑制は２つのホログラム間の薄膜
インターフェースにより成し遂げられる。いくつかのフ
ィルタ設計の変更を採用することができる。フィルター
エレメント143はそのような変更例のいずれかを例示す
るものとして意図されている。

好適には、コンピュータで最適化された、広帯域、長
波長パスの積層反射体（reflector stack）がHOE29内で
サンドイッチされている。そのような積層反射体の設計
及び製作は独特のものではなく、薄膜誘電体インターフ
ェースフィルタの技術分野の通常の技術により発生させ
ることができるものである。積層反射体は、角度約42度
を越える第１のオーダーの高いビームは通過させなが
ら、ゼロオーダービーム（150で示す）を反射する。こ
れは通常の入射でかなり広い帯域幅（例えば約850±25n
m）の許容幅にわたってなされ、45度における第１のオ
ーダーのビームの殆どを透過し、効果的に偏光に非依存
的である。残ったゼロオーダーの漏れ（151で示す）は
大幅に小さいオーダーである。第２のホログラムを通過
するゼロオーダーの漏れの内面全反射は152で示すよう
に前方表面134のところで生じる。このゼロオーダー漏
れは内側で消散する（例えば、HOEディスクの内径と外
径で）。変更例として、フィルターエレメント143は、
開示されたより広い発明概念から離れることなく、反射
又は透過ホログラムの形状を取ることもできる。

もちろん、他の種々のHOE設計を採用することができ
る。例えば第２のホログラムは第１のホログラムの回折
角度よりも大きな反対方向の内角で回折しなくてもよ
い。より低い内回折角の設計では、より広い帯域幅とよ
り高い偏光非依存効率の利点が得られる。図13は、30度
の内角を採用したHOE200を示している。多くの特徴はHO
E29と同様であり、次のような違いがあるだけである。
便利のために、HOE200の部分を示す参照番号は、対応す
るHOE29の部分の番号に100を足したものとしている。

このように、HOE200は第１、第２及び第３の基板23
5、236及び237を有している。第１の基板235上の第１の
ホログラム241は、通常の入射ビーム238を第１の鋭角
（30度内側）で軸外に、回転軸230から244で示される第
１の再方向付け通路に向けて第１の放射方向に回折する
ものとして記述されている。第２の基板236上の第２の
ホログラム242は、ビームを第２の鋭角（38.186度内
側）で軸外に、回転軸230から245で示される第２の再方
向付け通路に向けて反対側の第２の放射方向に回折する
ものとして記載されている。前方の空気境界面はさらに
239で示す最終的な軸はずれ角となるようにビームを少
量再方向付けする。

HOE200は、第１のホログラムからのゼロオーダー漏れ
を抑制するために第３の基板237上にフィルターエレメ
ント243を備えているが、HOE200内での30度の内側ビー
ムは内面全反射を生成しない。従ってゼロオーダー漏れ
は260で示すように第２のホログラム242から生じる。し
かし、HOE200にはHOE200のすぐ前にガラス窓263に薄膜
のフィルターエレメント262を組込んでいる。このフィ
ルターエレメント262は、ビーム239の透過に大した影響
を及ぼすことなく、第１のホログラムからのゼロオーダ
ー漏れを抑制する。この代りに、フィルターエレメント
262をHOE200の前方表面234上に設けてもよい。いずれも
場合にも、フィルターエレメント262は、コンピュータ
で最適化された、広帯域、長波長パスの積層反射体で、
その設計及び製作は薄膜誘電体インターフェースフィル
タの技術分野の通常の技術によりできるものである。

透過及び反射において、図13の第１の基板235は（図1
1の第１の基板135と同様に）、入ってくるビーム238の
うちの264で示す少量のみを反射し、残りは（図11の第
１の基板135と同様に）透過する。反射防止の効果を示
す反射防止コーティングを後方表面233に設けてもよ
い。このような反射防止コーティングの設計及び製作は
薄膜インターフェースフィルタの技術分野の通常の技術
によりできるものである。第１のホログラム241は244に
おける両偏光に対し高い効率で透過する（265において
いくらかのゼロオーダー漏れをもって）。

フィルターエレメント243は、30度の内角における第
１のオーダーのビームの殆どを267で示すように透過さ
せて、266で示すように30度の内角における第１のオー
ダーのビームの少しを反射する。このフィルターエレメ
ントは265aで示すようにゼロオーダービームの殆どを反
射し、269、275と続き268で示される、入ってくるビー
ム238の非常に少しの部分のみを透過させる。

第２のホログラム242はビーム267の殆どをビーム245
へと回折し、それは次いでビーム239へと屈折する。第
２のホログラム242からのゼロオーダー漏れは260へと続
く。第２の基板236も又殆どのビーム239を12.5度の走査
角で空気へ透過する反射防止コーティングを設けてもよ
い。

フィルターエレメント262は、270で示すように非常に
少ししか反射せずに、ビーム239の殆どを12.5度で伝達
し、走査ビーム271を生成する。このフィルターエレメ
ント262は、273で示すように50度の内角でビーム260の
殆どを反射するが272で示すようにビーム260のほんの少
ししか透過しない。ウィンドウ263は、走査ビームの271
の殆どを透過するが276で示すように信号ビームの非常
に少ししか反射しないような反射防止コーティングを前
方表面274に設けてもよい。換言すれば、HOE200及びフ
ィルターエレメント262は一方向の残りのゼロオーダー
漏れ（ビーム272及び275）が典型的に約0.07％（７・10
^-4）以下を維持するように組合せることができる。

変更例として、図13に示すフィルターエレメント243
は、ゼロオーダービーム265を高いがビーム267に対して
反対方向の角度で回折することによってフィルター効果
を与えるような第３の伝送ホログラムの形態をとること
もできる。フィルター262はそれを抑制する（即ち、反
射する）。この場合、第３のホログラムは実質的に第１
のホログラムと同一であるが、軸230の周りに約180度回
転している。この第３のホログラムは、意図された第１
のオーダーのビームの殆どを第１のホログラムからビー
ム267へと通過する。

このようにHOEは通常の軸上入射ビームを、若干軸か
ら外れた角度に向ける。これは直進光をフィルター抑制
することを含み、入ってくるビームを再方向付けする２
段階アプローチである。２つのホログラムは現在の技術
によって従来と同様製造可能である。これらは、より少
ないゼロオーダー漏れ、散乱及び吸収損失のために、現
在入手できるインターフェースフィルタと組合せても良
い。各ホログラムのためのマスターホログラムはコンピ
ュータ生成ホログラムや光学的生成ホログラムのいずれ
も採用できる。追加のホログラムはコンタクト印刷によ
りコピーすることが可能である。さらにホログラムは実
質的に従来の光学要素に対し重量、大きさ及びコストを
削減できる。

システムソフトウェア−入力データ プロセッサ回路24（図３）はレーダコントロール回路
21から、平均データ速度は64,000データワード／秒のシ
リアルデータの形態のデータを受信するとともに、スキ
ャナコントローラ27から第１のスキャナに関する高さ方
向データ及び第２のスキャナから方位データを受信す
る。受信された距離データとHOE29の位置との関係はHOE
29がスキャンの頂部又は底部にあることを示す２つのパ
ルスによって確立される。方位データは、別個のシリア
ルデータチャンネルを介して走査エレメントの１回転あ
たり２度、上記パルスがスキャンの頂部及び底部を指示
した後すぐに受取られる。

航空機のコックピットから見ると（即ち、パイロット
の視点からは）HOEは時計方向に回転する。図２に示す
ように各自転の結果、左側の高さ方向スキャンＥと右側
の高さ方向スキャンＨとなる。例示するOASYSのプロセ
ッサスループットの限界のため、距離データを処理する
ために２つのプロセッサが使用される。プロセッサ回路
24の第１の、つまり左側の距離プロセッサ（RP）は左の
高さ方向スキャンＥからの距離データを処理し、第２
の、即ち右の距離プロセッサ（RP）は右の高さ方向スキ
ャンＨからの距離データを処理する。これらは図14及び
図15において、左距離プロセッサ301及び右距離プロセ
ッサ302として示された距離プロセッサである。上述の
又以下の記載に基づき、当業者であれば、充分高スルー
プットの単一のプロセッサにより両上昇スキャンのため
の処理を実行することは可能である。

左及び右の両距離プロセッサ301、302はソフトウェア
が左の距離プロセッサで実行されているか右の距離プロ
セッサで実行されているかを示すフラッグをもった同一
のソフトウェアを有している。処理の違いの一つは、左
距離プロセッサではスキャンの底部におけるパルスは高
さ方向スキャンの始まりを示すのに対し、右距離プロセ
ッサではそれがスキャンの終わりを示すことである。こ
れとは逆に左距離プロセッサではスキャンの頂部におけ
るパルスは高さ方向スキャンの終わりを示し、右距離プ
ロセッサではそれがスキャンの始まりを示す。これらパ
ルスはインタラプトとして機能し、図14に304で示すよ
うにサブプログラムEND−OF−LINEの実行とSTART−OF−
LINE（図示せず）の実行を引起こす。

入ってくる距離データは、ダイレクトメモリーアクセ
ス（DMA）コントローラによって図14に示すラインバッ
ファ303に置かれる。DMAコントローラ303Aはサブプログ
ラムSTART−OF−LINEによって初期化され、受信された
方位データを読取り、処理し、後の使用のためのセーブ
する。

サブプログラムEND−OF−LINEは、左及び右の高さ方
向スキャンのスキャン方向の違いを考慮する。これはラ
インバッファにおける全ての距離データを処理するよう
にループしている。各距離データワードについて、距離
データは位置情報から分離され、この位置情報がチェッ
クされる。距離データも又チェックされ不正な値につい
て訂正される。それから距離データは図14の距離イメー
ジアレイ305に置かれる。距離イメージアレイは常に14
のスキャンラインをホールドしており、新たなスキャン
ラインを受けたったときには古いラインに上書きする。
移転の間、左の距離プロセッサ301は、距離イメージデ
ータが左と右の距離プロセッサ301、302の両方について
同じ向きを持つように、距離イメージデータを反転させ
る。

システムソフトウェア−目的物同定 ４つの新しいスキャンラインを距離プロセッサが（36
ミリ秒毎に）受信すると常に、新しい処理サイクルが始
まる。分析ウィンドウは天から地への方向で距離イメー
ジアレイの周りを移動する。この分析ウィンドウの動き
は、隣接する分析ストリップを通して第１のプロセッシ
ングパスと第２のプロセッシングパスを実行する２つの
プロセッシングループによってコントロールされる。

各ウィンドウ位置について、ウィンドウ内部のデータ
点は統計的な分析が施される。第１のパスにおいて、あ
る距離間隔内でクラスタ（点の集団）を形成するデータ
点は、ワイア形の或いはかさのある目的物のいずれかに
属するもの仮定される。この機能は図14に示されたMAKE
−RANGE−HISTOGRAM、ANALYZE−RANGE−HISTOGRAM及びM
AKE−TAG−OVERLAYサブプログラムによって達成され
る。この処理の結果は図14のタグオーバーレイアレイ30
6である。これは距離イメージアレイ305における各距離
データエレメントについての仮の同定を示している。

第２のパスにおいて、それは隣接する分析ストリップ
にわたって実行されるのであるが、分析ウィンドウの各
位置について正確に１つの目的物が同定される。ウィン
ドウ内に１つ以上の目的物が発見されるときには、最も
近い目的物が同定される。この機能は図14に示すIDENTI
FY−OBJECTSサブプログラムによって達成される。これ
は、距離イメージアレイ305及びタグオーバーレイアレ
イ306からのデータを用いる。またサンプルと分析ウィ
ンドウの線に渡ってループし、ワイヤ形の或いはかさの
ある目的物からであると仮定された距離リターンを別個
に計数し、距離値を合計する。ワイヤのような目的物か
らのリターンについてのカウントが閾値を超えた場合に
は、そのような目的物の存在が仮定され、この目的物に
ついて平均距離が計算される。ワイヤ状の目的物が見つ
からず、かさのある目的物からのカウントが異なる閾値
を超えた場合には、そのような目的物が仮定されこの目
的物について平均距離が計算される。

次いで目的物中心の方位及び高さのバーニアが計算さ
れ、ウィンドウ内の中心位置が同定される。目的物がか
さのあるものである場合には、その中心はその上方のマ
ージンについて計算される。かさのある目的物が次のウ
ィンドウ位置に見出されるときには、それらは35メータ
以上間隔があるときのみ報告される。これにより地上リ
ターンからの目的物を減らすように寄与する。

目的物同定プロセッスの結果、処理されなければなら
ないデータ量を実質的に減らすこととなる。サブプログ
ラムIDENTIFY−OBJECTSがワイヤ状の或いはかさのある
目的物の存在を検知したときには、それは図14に示すサ
ブプログラムTRANSFORM−OBJECT−COORDSに制御を渡
す。それはパラメータとして、この目的物の型、距離、
それが見出されたウィンドウの位置及び方位及び高さ方
位バーニアをこのサブプログラムに渡す。

各走査一掃（例えば左から右）について、ソフトウェ
アは47,520の距離値を受取る。各走査について２つの距
離プロセッサ301、302は1927のウィンドウを調べる。従
って最大で同数の目的物を報告する。これはそれだけで
約25のデータ減少ファクターに対応する。操作におい
て、目的物を全く含まない多くのウィンドウ位置があ
る。この結果処理すべきデータ量は更に減少する。

座標修正及び座標変形 同定された目的物の座標は、最初に以下のパラメータ
により特定される。（１）目的物が見出された分析スト
リップについての方位、（２）スキャンラインの分析ウ
ィンドウにおける左上画像エレメントの位置（このエレ
メントはリレファレンスとして用いられる）、（３）こ
の画像エレメントからの目的物中心のオフセット（バー
ニア）。走査ラインにおける画像エレメントの位置は、
走査エレメント29の軸に関する高さ及び方位を同定す
る。47のウィンドウについてのルックアップテーブルの
助けにより、また分析ストリップについての平均方位を
用いて、これら目的物パラメータはまず球形極座標シス
テムに変換される。この座標の軸は航空機の回転軸に対
応している。この変換は、図14に示すサブプログラムTR
ANSFORM−OBJ−COORDSによって行われる。このサブプロ
グラムでも、タレットアッセンブリ11の第１の走査軸15
と航空機回転軸（航空機の長手方向軸）とのオフセット
が考慮される。

次いでこのサブプログラムにおいて、目的物座標は極
座標から航空機の中心に位置するデカルト北向きシステ
ム（内部座標システム）に変換される。この変換はいく
つかの連続ステップをとる。最初に球形極システムの座
標は、極システムと並ぶデカルト座標システムに変換さ
れる。次いでこの座標は水平で北向きとなるように回転
される。

この回転は４つのステップを含む。最初の回転ステッ
プはインストールのオフセットを補償するために航空機
のピッチ軸の周りに行われる。２番目は航空機回転を補
償するために航空機の回転軸の周りに行われる。３番目
は航空機ピッチを補償するために再びピッチ軸の周りに
行われ、最後に航空機のヘッディングを補償するために
航空機の顎（ヘッディング）軸について行われる。内部
空間における目的物座標は、航空機に関し北方向、東方
向及び上方向をプラスにカウントされる。

この変換のために航空機の瞬間姿勢（ヘッディング
角、回転角及びピッチ角）が必要とされる。この計器情
報は1553Bバスをモニタすることによって航空機飛行シ
ステムから得られる。最新の飛行データが検知される
と、受取られたデータに時刻が刻まれる。目的物からの
リターンが受取られた時刻についての姿勢は２つの連続
して受取られたデータ値からの線形内挿又は外挿によっ
て決定される。この内挿は第２のプロセッシングパスの
始まる前に行われる。

目的物データベース この時点で、目的物データを「目的物及びコントロー
ルプロセッサ」（OCP）に引渡す。これは目的物データ
をOCPによってアクセス可能な２ポートメモリ内の循環
バッファに記録することによって行われる。各距離プロ
セッサはそのような目的物バッファを持っており、左側
の距離プロセッサについてのものを図14に307で示す。O
CPの処理サイクルは、それが発生するビデオディスプレ
イの更新速度によって決定される。選択された毎秒15と
いう速度（各ビデオフレーム毎）は、許容されるディス
プレイのちらつきと必要とされるプロセッサのスループ
ットとの妥協点である。

各処理サイクルの始めで、OCPは２ポートメモリか
ら、前のサイクルの間にRP（距離プロセッサ）によって
同定された目的物についてのデータを読取り、それらを
目的物データベースに収納する（図14の内部バッファ30
8）。この動作は図14に示されるサブプログラムINSERT
−OBJECT−RECORDSによって実行される。この目的物デ
ータベースは、16,384（16×1024）の目的物についてま
でのデータをホールドできる循環バッファである。第２
の循環バッファは450（15×30）のOCP処理サイクルにつ
いての目的物データベースの指標（インデックス）を含
んでいる。従って、このデータベースに保持されたデー
タは、30秒の動作からのデータ、即ち16,384の目的物
（それより少ないにせよ）に対応する。

データベース更新 目的物が目的物データベースに置かれると、その座標
は同定された時の航空機に関する目的物の位置を反映す
る。しかし航空機は地上に対し移動しており、データベ
ースは規則的に更新されなければ、すたれたものになっ
てしまう。更新は各OCP処理サイクルの始めに行われ
る。更新は図14で309で示されるサブプログラムUPDATE
−DATA−BASEにより実行される。これは、最後に更新し
たときから航空機が座標軸の方向に移動した距離の増加
を３つの座標の各々から引算する。距離の増加は３つの
速度ベクトルから計算する。姿勢角と同様に、速度ベク
トルは1553Bバスの行来をモニターすることによって飛
行システムから得ることができる。最新の速度が検知さ
れると、３つのベクトルは時刻が刻まれ蓄積される。デ
ータベースの更新が行われた時刻の速度は２つの前の値
から線形外挿することにより得られる。

１のレーダ走査の間にRPにより同定された目的物は、
殆どの場合次の走査の間にも同定される。このためデー
タベースはいつも同一の目的物の多数の表示を含む。座
標変形とデータベース更新とが正確に行われるならば、
同一目的物についてのすべての表示は全く同じさ表値を
示すであろう。連続する更新における小さな誤差は最終
的には多重目的物表示の広がりを増加させることにな
る。これが、データベースにおける目的物の保持時間が
限定されてきた理由の一つである。

目的物データベースにおける可視及び不可視目的物 OASYSディスプレイによって表示される視野は、方位
方向で40.5度、高度方向で30度である。この視野（FO
V）はレーダによりスキャンされる領域、方位方向に50
度、高度方向に25度、と近似している。航空機が前方に
飛行するとき、ディスプレイの水平球における目的物は
視野外に移動するかもしれない。データベースはいつで
もそのように数の変化する目的物を含むであろう。しか
し航空機のヘッディングが変化するならば、見えなかっ
た目的物が再び見える。

従ってOASYSディスプレイを用意する最初のステップ
は、データベース内の目的物が表示された方位方向距離
内にあるか否かを決定するためにデータベース内の目的
物を調べることである。このチェックは図14に310で示
すサブプログラムCHECK−OBJECT−RECORDSにより行われ
る。この要求を満たす目的物は、ついでそれらが航空機
から７〜600メーターの距離内にあるかを決定される。
レーダのアクティブレンジ（有効距離範囲）は50〜600
メーターであるが、データベースに収納された目的物は
最低限の距離範囲50メータ以下の距離でもディスプレイ
され得る。上記２つの要求を満たす目的物のみが、CALC
−WINDOW−OF−SAFTY（図14の311）を呼び、航空機に対
する目的物の位置を記述したこのサブプログラムのパラ
メータを手渡すことによってさらに処理される。

従って、目的物毎の処理時間はそれが可視か否かに依
存する。データベースの目的物が、最も新しく同定され
たものを最初として後へ進めながら調べられる。これば
処理ループによりサブプログラムCHECK−OBJECT−RECOR
DSでなされる。このループは目的物及びコントロールプ
ロセッサの各処理サイクル毎に１回行われる。目的物デ
ータベースへの指標は検知された最後の目的物に設定さ
れる。これがデクリメントされ、バッファの始めに達す
るとバッファの一端に重ねられる。有効時間内に処理で
きる目的物の数は可視のもののパセンテージに依存す
る。このため処理される目的物の数は、OCPの処理サイ
クル（1/15秒）の80％を利用するように動的に調整され
る。与えられた数の目的物が処理されビデオバッファが
満たされた後、サブプログラムは処理サイクルに割当て
られた時間が経過してビデオバッファがディスプレイさ
れているまでの時間と待ち時間を読取る。それから再び
待ち時間を読取り計算する。待ち時間が所望のマージン
よりも小さい時には次のサイクルで処理される目的物の
数を減少する。待ち時間がそれより長い時には、目的物
数を増加する。

安全窓（Window−of−Safty）−概念 OASYSディスプレイの目的はパイロットが目的物を避
けるように飛行操縦を計画するのを補助することであ
る。飛行通路の障害物は基本的には２つの回避操縦、障
害物の周りを飛行する又は急上昇して障害物の上を飛行
する、によって避けることが可能である。いずれの場合
にも操縦は障害物を安全な距離をもって取り除くことが
可能なように十分早く開始されなければならない。

OASYSディスプレイは、最も高い障害物のシルエット
状の外郭の形状で目的物を表示する。しかしこのディス
プレイは距離情報を欠いており、遠くの高い目的物は、
ずっと近くにあるもっと小さい目的物と同じように見え
る。このため、このようなディスプレイを航空機をナビ
ゲートし回避操縦するために使用することは不可能であ
ろう。このような限界を取り除く為に、OASYSではウィ
ンドウオブセーフティ（安全窓:WOS）の概念を取入れて
いる。パイロットがいつ回避的操縦を始めるかを判断す
ることができるように、WOSディスプレイは目的物の航
空機に対する相対脅威度を表示する。このためディスプ
レイされた目的物の高さと幅が使用される。

上記の例において、より高い距離にあるより小さい目
的物は、パイロットが回避的行動を取るまでにより少な
い時間しかないので、それより遠くにあるより高い目的
物よりも大きな脅威度であると表示される。WOSディス
プレイは遠くにある目的物をそれより近くにあるものよ
りも小さくすることによって、このことを考慮に入れ
る。但し航空機が目的物に近づくにつれその見えるサイ
ズが増加する。同様に２つの目的物の間が、航空機の回
転翼の安全なクリアランスを許容するに十分広いときの
み、その間をクリアすることができる。従って飛行通路
にある目的物のアウトラインはそれらはより幅広に見え
るように操縦される。飛行方向はマーカによって指示さ
れる。目的物をクリアし続けるために、パイロットは航
空機のヘッディングを変更するか上昇させることによっ
てこのマーカを安全窓内に保つようにしなければならな
い。

安全窓−遂行 安全窓ディスプレイの構築は、図14の311で示すCALC
−WINDOW−OF−SAFETYにおいて遂行される。ディスプレ
イ窓の方位領域（40.5度）は処理の負担を軽減するため
に27のストリップ（各1.5度）に分割される。各ディス
プレイストリップは図14においてWOSバッファアレイ312
のエレメントによって示されている。航空機ヘッディン
グに対する目的物の方位は、まず量子化されWOSバッフ
ァアレイの指標に変換され、このように各目的物がディ
スプレイストリップに割当てられる。目的物の相対脅威
度を表示するため、パイロットがプルアップ操縦を使用
するときにはサブプログラムは目的物高度に３ターム
（マイナスの場合もある）まで加える。最初のターム
は、航空機の前進スピードに関わりなく必ず加えられ
る。第２のターム及び第３のタームは航空機のダイナミ
ク飛行特性を反映し、航空機の前進速度が与えられた閾
値を越えたとき及び航空機がホーバリング（旋回）して
いないときに加えられる。

1.クリアランス高度（常にプラス）は、目的物がクリア
されるであろう最小限の距離である。このタームは、０
から95フィート（０〜228.96メータ）あるいはそれ以上
の距離、とすることができ、コントロールパネルからパ
イロットによって入力でき、目的物高度に加えられる。

2.高度ターム（プラスあるいはマイナス）は、目的物が
到達する時刻までの航空機高度の変化を示す。このター
ムは現在の水平及びヘッディング距離から予想すること
ができる。航空機が上昇していれば目的物は小さく見
え、航空機が下降していれば高く見える。水平飛行で
は、このタームはゼロである。このタームの値は、目的
物高度から引算される。

3.加速ターム（常にマイナス）は、航空機が上昇操縦に
よって目的物をクリアできる可能性を示している。その
ような操縦を成功させるために、パイロットは常に十分
早く開始して目的物をクリアするに十分高く垂直加速度
でプルアップしなければならない。加速タームの計算に
は４つのパラメータ：距離、ヘッディング速度、垂直加
速度及びパイロット反応時間、が必要である。ヘッディ
ング速度は航空機計器から入手できるパラメータであ
り、後二者のパラメータはコントロールパネルからパイ
ロットが選択することができる応答期間において結合さ
れる。加速タームの値は計算され、目的物高度から引算
される。

目的物高度が脅威度高度に変換された後、それはディ
スプレイストリップに以前に見つけられた他の目的物の
それと比較される。新しい目的物の脅威度高度のほうが
高い場合には、前の値を置換する。

パイロットが目的物の周囲の飛行するために航空機の
ヘッディングを変更したときには水平方向の安全クリア
ランスが確認されなければならない。OASYSソフトウェ
アは、現在の航空機ヘッディングから飛行通路を予想
し、目的物が飛行通路の両側の「横側飛行の安全ゾー
ン」内にあるかをチェックする。このゾーン内に見出さ
れた目的物はヘリコプターの回転翼に対する安全クリア
ランスを確保するためにより幅広に見えるようにする。

安全窓の実際のディスプレイはグラフィックコントロ
ーラカード（GCC）即ちビデオボード313（図15）を用い
て実施される。この種のカードはこの技術分野において
周知であり容易に市販品を入手できる。GCCはビデオ標
準の一つにビデオ信号を提供するビデオアウトプット接
続を有している。またビデオ信号がビデオ画像を表示で
きるようにインプット接続も有している。

GCCはコンピュータバスを介してプロセッサに接続さ
れ、メモリー位置の数でアドレスされる。このメモリー
位置にビデオディスプレイをメイクアップする画像エレ
メント、ピクセルがマップされる。GCCアドレスに適当
に組み立てられたデータワードを書込むことにより、ビ
デオディスプレイ内の選択されたピクセルがオンあるい
はオフされてディスプレイ上にグラフィックパターンが
作られる。このグラフィックパターンは、GCCのインプ
ットに接続されたビデオ信号によって表されるビデオ画
像の上に重ねてもよいし、それだけを他のビデオ画像な
しに表示されるようにしてもよい。

WOSバッファに脅威高度によって示された目的物デー
タを、GCCを駆動するのに適当なデータに変換すること
は、図14に314で示されるサブプログラムDISPLAY−WOS
によって行われる。このサブプログラムは、ディスプレ
イの中央のディスプレイストリップを表すWOSバッファ
の27のエレメントを通ってループする。これらディスプ
レイストリップのそれぞれについての脅威高度はビデオ
ディスプレイのピクセルのＹ座標を表すように正規化さ
れ、スケールを決められ、次いで適当なＸ座標で初期化
されているアレイWOS（図15に図示せず）に対応するエ
レメントに置かれる。

アレイのポインタは、GCCが安全窓のビデオ画像を表
示するようにする駆動サブプログラムにパラメータとし
てパスされる。駆動サブプログラムの遂行は、採用され
るGCCの特性に慣れている当業者であれば可能である。

音声警報は電子工学分野の当業者に周知の種々の方法
で発生させることができる。その１つの方法は、プログ
ラムされた短いフレーズを発生する話音シンセサイザー
回路を用いることである。別の方法は、変化するピッチ
をもった警報信号を生成するオーディオ信号発生器を用
いることである。どのようなデバイスであれ、所望の音
声警報を生成するために電気信号あるいはデータワード
によってトリガーされる。

そのような電気信号の生成は、航空機の前進速度が与
えられた限界（ホバーモード）より低く目的物が与えら
れた限界より近いことが見出されたときに、そして目的
物が飛行水平面かその上にある場合に、生じる。サブプ
ログラムは、航空機ヘッディングに対する目的物のヘッ
ディングを分析し、脅威の方向を示す音声警報デバイス
にコントロール信号を与ええる。

航空機の前進速度が与えられた限度以上（即ち、ホー
バリングしていない）の場合には、ディスプレイ中央の
７つのディスプレイストリップを表すWOSバッファのア
レイエレメントにあるデータを調べ、最も大きな脅威高
度を決定する。この脅威高度が与えられた閾値を越える
場合には、音声警報デバイスにコントロール信号を与え
る。

換言すれば、プロセッサ回路24は次のようにプログラ
ムされている。（１）ビデオ情報を存在する航空機ビデ
オディスプレイシステムに上書きする、（２）航空機イ
ンターコムに音声警報を供給する、（３）関心領域を一
連の分析ウィンドウに分割し、各分析ウィンドウに関す
るリターンの統計的分析を行い、共通の距離間隔になる
リターンを同定することにより、リターンを分析する、
（４）航空機に関連して計測された目的物の座標を、航
空機姿勢から独立した水平安定北向き座標システムに変
換する、（５）同定された目的物の座標をデータベース
に挿入し、この座標が後にビデオディスプレイを構築す
る際及び航空機の動きを修正するためにデータベースを
更新する際に使用できるようにする、（６）パイロット
が遂行するかもしれない回避操縦に対し表示された目的
物位置を補償するように調整することによって、関心領
域内に現在の目的物のディスプレイを構築する。

図17はWOSディスプレイ400が表す典型的な景色に対す
るWOSディスプレイ400を例示している。これには飛行通
路内の目的物のアウトラインを示す線401が含まれてい
る。菱形のカーソル402は安全窓内のヘリコプタの位置
を表している。これは線401に対する、即ち図示された
ような高度が変化する地形上の電柱、電柱に張架された
電線及び右の木などの問題の目的物に対するヘリコプタ
の位置を示している。

WOSはこれらの目的物を、目的物の最高点より少し高
い位置でディスプレイの左から右へ延びる線401（連続
した線セグメント）によりヘリコプタディスプレイに表
示する。このように線401はスクリーンを上側部分と下
側部分に分割している。パイロットは線401が示す目的
物を避ける為に、位置インディケータを線401の上（即
ち、上側部分）に保つ。つまり、景色はディスプレイさ
れず、線401のみがディスプレイされる。

前述したように、ソフトウェアは目的物サイズを示す
データを近くの目的物がより大きく見えるように操作す
る。そのサイズは強調される。それは景色を図17に点線
で示す27の分析ストリップで分析する際に行われる。点
線はディスプレイされない。点線は単に分析ストリップ
の説明のために示されているにすぎない。

このように目的物サイズを強調することにより、近く
の目的物が離れた目的物よりもずっと小さいとしても、
近くの目的物については線401がヘッディングインディ
ケータにより近くに見えるようになる。このことは近く
の目的物を避ける為により迅速にパイロットが回避操縦
を開始するように警告する。パイロットがヘッディング
インディケータを線401の上（即ち、上側部分）に維持
する限り、ヘリコプタは線401が示す目的物の上あるい
は周囲で操縦することが可能である。

線401は段階表示となっている。即ち、線は各分析ス
トリップで、そのストリップ内の目的物の上の特定の高
さでストリップを水平に横切って延びている。特定の高
さはパイロットによってダイアル調整してもよい。

図18は、線ディスプレイを提供する線501を備えたWOS
ディスプレイ500が例示されている。線501は各分析スト
リップの中央の点から隣接する分析ストリップの中央の
点に延びている。各分析ストリップの点はその分析スト
リップにある目的物の上の特定された高さにある。

このように本発明によれば、小形でコンパクトで軽量
で低コストの機上レーダ障害物検知パイロット警告シス
テムが提供される。この特徴は目に安全な操作で、パイ
ロットとのインターフェースが効果的で、現存の航空機
に便利にインストールされる。昼間、夜間及び悪天候条
件でも動作し、航空機が生残るための安全性を損うこと
がない。さらに回転翼の航空機にも固定翼の航空機にも
容易に適合する。

例示された実施例について示し説明してきたが、当業
者であれば本発明の趣旨及び範囲から離れることなく変
更や修正及び置換を行うことは可能である。従って電気
装置の特定された機能や他の特定の量は一例として示さ
れたものであり、また電気回路の要素の必要な数は単な
る例示であって、特定のシステムの要請によって増加し
たり変更できるものである。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ボーズ、カール エル アメリカ合衆国、カリフォルニア州 90274、ランチョ パロス バードス、 ウッドブルック ロード 27131 (56)参考文献 特開 平４−262287（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−85478（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−248307（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−315084（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−218972（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−29745（ＪＰ，Ａ) 実開 平３−98570（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) G01S 7/48 - 7/42 G01S 17/00 - 17/88

Claims (17)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】航空機の飛行通路における障害物をセンス
   し、その存在を航空機のパイロットに警告するためのシ
   ステムであって、 レーザーエネルギービームを照射し、障害物からのリタ
   ーンを受け、このリターンを処理して航空機から障害物
   までの距離に関連する距離データを生成し、航空機の姿
   勢及び速度ベクトルに関連する計器データを生成する飛
   行システム形態の手段と航空機のパイロットに情報を表
   示するビデオディスプレイシステム形態の手段とを備
   え、航空機に搭載されたレーザーレーダサブシステム形
   態の手段と、 航空機に搭載され前記レーザーレーダサブシステム形態
   の手段と動作的に結合し、関心領域にわたってビームを
   走査し、航空機に関連するビームの瞬間方向に関する位
   置情報を生成する走査サブシステム形態の手段と、 前記レーザーレーダサブシステム形態の手段、前記走査
   サブシステム形態の手段、前記飛行システム形態の手
   段、及び前記ビデオディスプレイシステム形態の手段と
   動作的に連結され、前記レーザーレーダサブシステム形
   態の手段と前記走査サブシステム形態の手段の動作を制
   御し、距離データ、方向情報及び計器データを処理して
   障害物の距離及び方向に関連するビデオ情報を生成し、
   このビデオ情報を前記ビデオディスプレイシステム形態
   の手段にインターフェースするプロセッサ回路形態の手
   段とを有し、 前記走査サブシステム形態の手段が、第１の走査軸を中
   心とする円形走査パターンでビームを走査するため、回
   転可能に搭載されビームを軸からずれた方向に向かせる
   １対の走査ホログラフィ光学エレメント形態の手段とゼ
   ロオーダビームの漏れ透過を減少させる手段とを含む第
   １のスキャナ機構形態の手段と、第１の走査軸を繰り返
   し動作で方位方向に移動させて前記円形走査パターンが
   関心領域をカバーするようにする第２のスキャナ機構形
   態の手段とを備えたことを特徴とする障害物検知警報シ
   ステム。
2. 【請求項２】前記ゼロオーダービームの漏れ透過を減少
   させる手段は、少なくとも１の薄膜干渉層と、透過ホロ
   グラフィエレメントと反射ホログラフィエレメントとを
   含むことを特徴とする請求項１記載の障害物検知警報シ
   ステム。
3. 【請求項３】前記走査サブシステム形態の手段は、前記
   第１のスキャナ機構形態の手段が搭載されるプラットホ
   ーム構造を有し、前記レーザーレーダサブシステム形態
   の手段及び前記プロセッサ回路形態の手段は前記プラッ
   トホーム構造に搭載されていることを特徴とする請求項
   １記載の障害物検知警報システム。
4. 【請求項４】前記プロセッサ回路形態の手段は、前記ビ
   デオ情報を、前記ビデオディスプレイシステム形態の手
   段に表示される別のビデオ情報に上書きするようにプロ
   グラムされていることを特徴とする請求項１記載の障害
   物検知警報システム。
5. 【請求項５】前記プロセッサ回路形態の手段は、航空機
   インターコムシステムに音声警報を提供するようにプロ
   グラムされていることを特徴とする請求項１記載の障害
   物検知警報システム。
6. 【請求項６】前記プロセッサ回路形態の手段は、関心領
   域を１連の分析ウィンドウに分割し、リターンの各々を
   そのリターンが来た分析ウィンドウの特定の１つと関連
   付け、各分析ウィンドウについてリターンの統計的分析
   を行い、共通の距離間隔となるリターンを同定すること
   によって、リターンを分析するようにプログラムされて
   いることを特徴とする請求項１記載の障害物検知警報シ
   ステム。
7. 【請求項７】前記プロセッサ回路形態の手段は、航空機
   に関連して測定された障害物の座標を、航空機の姿勢か
   ら独立した、水平安定化された北向き座標システムに変
   換するようにプログラムされていることを特徴とする請
   求項１記載の障害物検知警報システム。
8. 【請求項８】前記プロセッサ回路形態の手段は、特定さ
   れた障害物の座標をデータベースに挿入し、その座標が
   後にビデオディスプレイを構成するために使用できるよ
   うにするようにプログラムされていることを特徴とする
   請求項１記載の障害物検知警報システム。
9. 【請求項９】前記プロセッサ回路形態の手段は航空機の
   動きに対しデータベースを訂正するために更新するよう
   にプログラムされていることを特徴とする請求項８記載
   の障害物検知警報システム。
10. 【請求項１０】前記プロセッサ回路形態の手段は、パイ
    ロットが実行する障害物回避操縦のために、障害物の表
    示された位置を調整することによって関心領域内の現在
    の障害物の表示を構築するようにプログラムされている
    ことを特徴とする請求項１記載の障害物検知警報システ
    ム。
11. 【請求項１１】航空機の飛行通路における障害物をセン
    スし、その存在を航空機のパイロットに警告するための
    障害物検知警報システムであって、 レーザーエネルギービームを照射し、障害物からのリタ
    ーンを受け、このリターンを処理して航空機から障害物
    までの距離に関連する距離データを生成し、航空機の姿
    勢及び速度ベクトルに関連する計器データを生成する飛
    行システム形態の手段と航空機のパイロットに情報を表
    示するビデオディスプレイシステム形態の手段とを備
    え、航空機に搭載されたレーザーレーダサブシステム形
    態の手段と、 航空機に搭載され前記レーザーレーダサブシステム形態
    の手段と動作的に結合し、関心領域にわたってビームを
    走査し、航空機に関連するビームの瞬間方向に関する位
    置情報を生成する走査サブシステム形態の手段と、 前記レーザーレーダサブシステム形態の手段、前記走査
    サブシステム形態の手段、前記飛行システム形態の手
    段、及び前記ビデオディスプレイシステム形態の手段と
    動作的に連結され、前記レーザーレーダサブシステム形
    態の手段と前記走査サブシステム形態の手段の動作を制
    御し、距離データ、方向情報及び計器データを処理して
    障害物の距離及び方向に関連するビデオ情報を生成し、
    このビデオ情報を前記ビデオディスプレイシステム形態
    の手段にインターフェースするプロセッサ回路形態の手
    段とを有し、 前記プロセッサ回路形態の手段は、ビデオ情報を航空機
    のビデオシステムによって表示される他のビデオ情報に
    上書きするようにプログラムされたことを特徴とする障
    害物検知警報システム。
12. 【請求項１２】前記プロセッサ回路形態の手段は、 航空機インターコムシステムに音声警報を提供するステ
    ップ、 関心領域を１連の分析ウィンドウに分割し、リターンの
    各々をそのリターンが来た分析ウィンドウの特定の１つ
    と関連付け、各分析ウィンドウについてリターンの統計
    的分析を行い、共通の距離間隔となるリターンを同定す
    ることによって、リターンを分析するステップ、 航空機に関連して測定された障害物の座標を、航空機の
    姿勢から独立した、水平安定化された北向き座標システ
    ムに変換するステップ、 特定された障害物の座標をデータベースに挿入し、その
    座標が後にビデオディスプレイを構成するために使用で
    きるようにし、航空機の動きに対しデータベースを訂正
    するために更新するステップ、 及びパイロットが実行する障害物回避操縦を補償するた
    めに、障害物の表示された位置を調整することによって
    関心領域内の現在の障害物の表示を構築するステップ、 の少なくとも１つを実行するようにプログラムされてい
    ることを特徴とする請求項11載の障害物検知警報システ
    ム。
13. 【請求項１３】関心領域にわたってレーザービームを走
    査する方法であって、 光学エレメントにより軸上レーザービームを第１の走査
    軸に関連して軸外の方向であって関心領域に向けて方向
    付けるステップと、 レーザービームが第１の走査軸を中心とする関心領域内
    の円形走査パターンを生成するように前記第１の走査軸
    上の前記光学エレメントをスピンさせるステップと、 前記円形走査パターンを前記関心領域にわたって往復運
    動で移動させるために、前記第１の走査軸に垂直の第２
    の走査軸について前記光学エレメント及び前記第１の走
    査軸を回転させるステップを含み、 前記光学エレメント及び前記第１の走査軸を第１の走査
    軸に垂直である第２の走査軸について回転させるステッ
    プは、外界に対する方位走査速度を一定に保つために航
    空機のターン速度に対応して角速度を変化させるステッ
    プを含むことを特徴とする関心領域にわたってレーザー
    ビームを走査する方法。
14. 【請求項１４】関心領域にわたってレーザービームを走
    査する方法であって、 光学エレメント上の第１のホログラムで中間方向に軸上
    ビームを方向付け、前記光学エレメント上の第２のホロ
    グラムで軸外方向にビームを方向付け、次いで、前記光
    学エレメントにより軸上レーザービームを第１の走査軸
    に関連して軸外の方向であって関心領域に向けて方向付
    けるステップと、 レーザービームが第１の走査軸を中心とする関心領域内
    の円形走査パターンを生成するように前記第１の走査軸
    上の前記光学エレメントをスピンさせるステップと、 前記円形走査パターンを前記関心領域にわたって往復運
    動で移動させるために、前記第１の走査軸に垂直の第２
    の走査軸について前記光学エレメント及び前記第１の走
    査軸を回転させるステップと を含むことを特徴とする関心領域にわたってレーザービ
    ームを走査する方法。
15. 【請求項１５】光学エレメントにより軸上レーザービー
    ムを第１の走査軸に対し軸外の方向であって関心領域に
    向けて方向付けるステップは、ゼロオーダーの漏れを抑
    制することを含む請求項14記載の方法。
16. 【請求項１６】航空機の姿勢及び速度ベクトルに関する
    計器データを生成する飛行システム及び航空機のパイロ
    ットに情報を表示するビデオディスプレイシステムを備
    えた航空機の飛行通路において障害物をセンスし、その
    存在を航空機のパイロットに警告するための方法であっ
    て、 目的物にむかってビームを発し、目的物からのリターン
    を受け、リターンを処理して目的物の距離に関連する距
    離データを生成するために航空機に搭載されたレーザー
    レーダサブシステムの形態の手段を提供するステップ
    と、 第１の走査軸を往復運動で方位方向に移動させながら前
    記第１の走査軸を中心とする円形走査パターンにビーム
    を走査して、前記円形走査パターンが関心領域をカバー
    するステップと、 前記航空機に関係するビームの瞬間方向に関連する方向
    情報を生成するステップと、 これら距離データ及び方向情報を前記計器データととも
    に処理して前記目的物の方向及び距離に関するビデオ情
    報を生成するステップとを有し、 前記距離データ及び方向情報を前記計器データとともに
    処理するステップが、 航空機インターコムシステムに音声警報を提供するステ
    ップ、 関心領域を１連の分析ウィンドウに分割し、リターンの
    各々をそのリターンが来た分析ウィンドウの特定の１つ
    と関連付け、各分析ウィンドウについてリターンの統計
    的分析を行い、共通の距離間隔となるリターンを同定す
    ることによって、リターンを分析するステップ、 航空機に関連して測定された障害物の座標を、航空機の
    姿勢から独立した、水平安定化された北向き座標システ
    ムに変換するステップ、 特定された障害物の座標をデータベースに挿入し、その
    座標が後にビデオディスプレイを構成するために使用で
    きるようにし、航空機の動きに対しデータベースを訂正
    するために更新するステップ、 パイロットが実行する障害物回避操縦を補償するため
    に、障害物の表示された位置を調整することによって関
    心領域内の現在の障害物の表示を構築するステップ及び ビデオ情報を前記航空機のビデオディスプレイシステム
    にインターフェースするステップ の少なくとも１つを含むことを特徴とする方法。
17. 【請求項１７】航空機の飛行通路における障害物をセン
    スし、その存在を航空機のパイロットに警告するための
    システムにおいて、パイロットに警告するための方法で
    あって、 航空機の飛行通路における目的物を探知し、この航空機
    に関連する目的物の位置及びサイズを表すデータを生成
    し、航空機の飛行が継続するに際しそのデータを更新す
    るステップと、 前記目的物の距離、方位、及び高度に対応するデータか
    らビデオデータの流れを生成するステップと、 ビデオディスプレイに飛行通路の障害物を示す飛行方向
    指示器を表示するステップと、 ビデオデータの流れから前記ビデオディスプレイのイメ
    ージの上に安全な進路の下限を示す線を生成して表示
    し、前記飛行方向指示器を、前記航空機の飛行の安全窓
    を示す前記下限を示す線より上に維持して飛行するステ
    ップと を含む方法。