JPH02145914A - 航空機の表示装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 し産業上の利用分野］ 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しので、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ィ
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
等の移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、フライトディレクタ
（Ｆｌｉｇｈｔ　Ｄｉｒｅｃｔｏｒ）、オートパイロッ
トシステム、安定増大装置（Ｓｔａｂｉｌｉｌｙ　Ａｕ
ｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ　５ｙｓｔｅｎ）、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
機のそ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、未だに多くのディ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、ディ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−リング（Ｌｏｖｅｒｉｎｇ）に付与されたアメリカ
特許第４，３６８゜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ィスプレ
イ装置に代わって、ヘッドアップディスプレイ装置やヘ
ルメット搭載型ディスプレイ装置が、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
ッドアップディスプレイ装置やヘルメット搭載型ディス
プレイ装置は、いずれも、半透明のディスプレイスクリ
ーンを通して操縦士の目に規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、この種のディスプレイ装置は、１
９８１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（Ｍｏｓｔｒｏｍ）に付与されたアメリカ特許
第３’、９２３，３７０号、１９８１年にガラシア等（
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、　ｅｔ　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ィ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（Ａｐａｃｈ
ｅ　１ｌｅｌｉｃｏｐｔｅｒ）に関する刊行物ＴＭ−５
５−１５２０−２３８−１０の第４−１９頁乃至第４−
２３頁に、ヘルメット搭載型ディスプレイ装置のおける
ディ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ィスプレイ装置には未だに多く
の改良すべき点かあり、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
メット搭載型ディスプレイ装置を改良して、より理想に
近いディ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ィ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ィスプレイ座標位置情報
をディ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、前記ディスプ
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ィ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
ディスプレイの座標系の座標系の座標位置情報に座標変
換してディスプレイ座標位置情報を出力し、及び 前記ディ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
ディジタル表示するディジタル表示部が、形成されてお
り、このディジタル表示部には、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
ウェイポイントを示すウェ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。

前記ウェイポイン表示及びウェイポイン番号は、航空機
と現実のウェ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
の設定ウェイポイント上と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詳細な説明する。

第１図は、航空機１２を操縦しているパイロットｌＯを
示している。このパイロットＩＯ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２
６も同様にパイロット１０が地上の軒並み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＋４．２２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３
０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、当初は短く見オ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Ｉ４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１
８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２０）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、常に機体の長平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２
Ａ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２
８ａ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２
６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）４
２ｃ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４２ｂ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
を受けるものではあるが、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２
６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は前のウェイボインドを示して
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）。この定数す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°−［（１８
０°−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な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。（円を規定するだ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（０１）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ＡＣ８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ＡＣ５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”ａ
Ｚ”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”ａｌ“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１−で機体の
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　’−ｐｙＮ　　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”ＥＣＳ”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、＋１６はパイロットの頭
部を示している。上述した“ｐｚ”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ａｌ、ａ、及びλ
３の座標を有しおり、次の関係が規定される。

ｘ　＝　ｘ”　　＋　ユ。

Ｙ＝Ｙ”＋ａｚ Ｚ−が　＋　ａ。

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１ｏｓ（ｐ）の座標を示しており、
Ｘｏ、Ｙｌ、Ｚ１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“−〇）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＋＋ａとしくここで、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（＋）は
ｘ、ｙＳｚ座標系を表し、第２の添え字（ｋ）ｉｉＸ”
、Ｙ９、ｔＦ＠標系ヲ表すものとする。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ｒ
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。

ａ　＋＋＝ＣＯ３（Ｘ　。

ａ　Ｉ　３　＝　ＣＯＳ　（Ｘ　。

ａ　ｔｔ＝　ＣＯＳ　（Ｙ　。

ａ　３．＝ＣＯ３（Ｚ　。

ａ　３３＝ＣＯ３（Ｚ　。

ａ　ｌｔ　＝　ＣＯ３（Ｘ　。

ａ□＝　ＣＯ３（Ｙ　。

ａ　？３＝　ＣＯ３（Ｙ　。

ａ　３ｔ−ＣＯ３（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　　＝　　ａ　＋＋Ｘ”　＋　　ａ　＋ｔＹ”　＋　
　ａ　１３Ｚ’Ｙ　−ａ、Ｘ’　＋ａ、ｔＹ’　＋　　
ａ、３Ｚ’Ｚ　　＝　　ａ３＋Ｘ’　＋　　ａ３ｔＹ’
　＋　　ａ３３Ｚ”ａｌｋ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
ても同様な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、Ｋ。

ｒ　ｎ＆Ｔ、Ｍ、Ｋｏ　ｒ　ｎ、　　「科学者及び技術
者のための数学ハンドブック、Ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａ
ｌ　Ｈａｎｄｂｏ。

ｋ　ｆｏｒ　５ｃｉｅｎｔｉｓｔｓ　ａｎｄ　Ｅｎｇｉ
ｎｅｅｒｓＪ及び１９６８年版マグロ−ヒルＭｃＧｒａ
ｗ−旧］ｌ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％式％ 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へラドアップ表示装置
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、ＰＯ２）へ平行移動させ、航
空機の原点を距離ｂ＋、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ｂｔｋ（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’　　；　ｂ＋　　＋　　ｂ＋＋Ｘ　　＋　　ｔ）＋
ｔＹ　　＋　　ｂ＋３ＺＹ’　　＝　　ｂｙ　　＋　　
ｂｔ＋Ｘ　　＋　　ｂｔｔＹ　　＋　　ｂｙａＺＺ’　
　＝　　ｂ３　＋　　ｂ３＋Ｘ　　＋　　ｂ３ｔＹ　　
＋　　ｂｓ３７゜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（Ｅｌｅｃｔｒｏｌｕｍｉｎｅｓｃｅ
ｎｔ）、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）投映することかでき
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１θ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（だたし、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Ｉ１２と一致する点において、スクリーン後方の
距離りの地点でＺ′輪軸上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１θ図はヘルメット座標のｘ′−ｚ’圃面上の
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 Ｘ５＝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１０８＆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−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
における角度か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
の人出力ボート（Ｉｌｏ）２０８．２１０及び制御・ア
ドレス・データバス２１２から構成されおり、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２２８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
飛行位置を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型システムシステム型シ
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、北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次元ボルヘムス
（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（Ｋｕｉｐ
ｅｒｓ）に付与されボルヘムスナビゲーションサイエン
ス株式会社（Ｐｏｌｈｕｍｕｓ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ
　５ｃｉｅｎｃｅｓ、　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Ｉ１
０ボート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（ＦＬＴＲ）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２２６
を介して信号処理手段２００へ入力され、信号ライン２
３０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かできる。

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、
ＲＡＭ２０４は分割処理構成用のデユアルーボートＲＡ
Ｍ　（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２２０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２３
０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（Ｍｏ
ｔｏｒｏｌａ）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−ＳＴＩ）−１５５３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２
１６、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（ＲＴ　Ｉ　’）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、ビンボン（
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
てもよい。図形表示生成領域に適用した通信構成は、Ｗ
、Ｗ、Ｇａｅｒｔｈｎｅｒ　　Ｒｅ５ｅａｒｃｈ、Ｉｎ
ｃ、製のＩ　ＮＲＡＤＩ　　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パス
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２
２２上の複数の地表面位置信号が（例えば、ＲＡＭ２０
４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２
Ａ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３０
Ｂ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２１Ｂ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３１Ｏ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３１
４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３０
０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３
０４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。”Ｎ。

°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。

一部ステップ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３２
６に移行する。このステップ３２６においては、識別レ
ジスタか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３
３１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３
３４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。

さらに、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３３６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、航空機が現在のウェ
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３０６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、ＫＴＡＮ（
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ＫＴ
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３４
０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３０６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次元中間のいずれ
の方向を示すこともでき、パイロットの視界内の垂直の
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
，４３００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ｈ１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４３４．４３６で構成されていおり、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
１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ィジタ
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４３０Ａ、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、高度単位のディジタル
表示４４０部分でも、二等辺三角形４３４．４３６は表
示されない。なお、第１１図の４３０Ａ、４３０Ｂ、４
３０Ｃ及び４３０Ｄはそれぞれ０．５０．１００．２０
０の高度単位の位置を示している。

水平線４３８及びディジタル高度表示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、ディジタル高度表示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（Ｍｏｒｒ
ｉｓｏｎ）に付与されたアメリカ特許第４，４６７゜６
４０号及び審査係属中のアメリカ特許出願第０６／８２
７，２２１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
サ信号をフィルタにかけ、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４
５２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
ィジタル表示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４５
６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４５
８，４６０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４５
８．４６０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４５６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９４５Ｂ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
クティ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１
２０％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ィブピッチ人力を行ってから、実
際にエンジントルクがこのコレクティブピッチ人力に追
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
ティ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２Ｂ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２
Ｂ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ｌＯ°毎の位置ではバー記号４９２に変えて
角度を示す二指の数字がディジタル表示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凸極に対応する
角度位置の記号映像は、それぞれＥ、Ｗ。

Ｓ、Ｎの凸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
ディジタル表示４９８が設けられており、このディジタ
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（ＦＬ　Ｉ　Ｒ）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。

この種のディスプレイは、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。

このディスプレイ形状は、パイロットの視点位置で見た
航空機の機態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４３０１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。従来よりしられてつるヘルメッ
ト搭載型表示装置やインストウル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、ディスプレイ中央の点５１
５を基点として表示されている。この速度ベクトル５１
４うえには、加速度の大きさを示すドツト５１６が設け
られている。この加速度ドツト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。

速度ペルトル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ツト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、加速度ドツト５１
６ｂ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１
５Ｃ図においては、加速度ドツト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ツトの位置関係
を読み取ることが必要となる。この読み取り作業は１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怠
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。

方、これとは反対に、第１６Ｃ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、路間−の速度を示
しており、図示の例では、例えば１０ノツトの設定速度
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５２０ｃ’が示されている。これら
の速度ベクトル５２０ａ５２０ｂ’及び５２０ｃ’は、
それぞれ等しい、前記の設定速度（１０ノツト）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ｌＯ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
ノツ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ノツ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１
２０ａ’　　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、館記した第１６Ａ図乃至
第１６Ｃ図と同様の速度ベクトルを示しており、第１７
Ａ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ノツトよりら
低い速度を示しており、この時の速度領域の線は実線１
３２となる。この方法は、ホバリングホール装置を５ノ
ツ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１２２ａが鋭角となっており、加速度ａｔよりも
大きい加速度ａ、よりら大きい加速状態を示しており、
第１９Ｂ図では、矢印４略直角となっており、加速度が
、λ、よりも小さく、このａ、よりも小さい加速度＆、
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５２２ｃが鈍角となり、加速
度が、加速度ａ、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けることなく、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、定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ノ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１Ｏ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
。 Ｆ ０．２８ ビど５８ ＦＩｏ、２Ｄ ＦＩｏ、１５ （Ａ） （Ｂ） （り

Claims (19)

【特許請求の範囲】
1. （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ィ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ィスプレイ座標位置情報
   をディ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、前記ディスプ
   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. （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
   ディスプレイの座標系の座標系の座標位置情報に座標変
   換してディスプレイ座標位置情報を出力し、及び 前記ディ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. （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
   示する表示手段とによって構成したことを特徴とする航
   空機の表示装置。
4. （４）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請求項第３項記載の航空機の表
   示装置。
5. （５）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４項記載の航空機の表示装
   置。
6. （６）前記表示領域内の所定位置には、航空機の高度を
   ディジタル表示するディジタル表示部が、形成されてお
   り、このディジタル表示部は、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項乃至第５項のいづれかに記載の航空機
   の表示装置。
7. （７）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。
8. （８）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７項記載の航
   空機の表示装置。
9. （９）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８項
   に記載の航空機の表示装置。
10. （１０）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８項又は第９項に記
    載の航空機の表示装置。
11. （１１）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請求項第
    ７項乃至第１０項のいづれかに記載の航空機の表示装置
    。
12. （１２）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
    ウェイポイントを示すウェ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。
13. （１３）前記ウェイポイン表示及びウェイポイン番号は
    、航空機と現実のウェ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されているこ
    とを特徴とする請求項第１２項記載の航空機の表示装置
    。
14. （１４）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ェイポイント上と通過するように操
    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１２項記載の航空機の表示装置。
15. （１５）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。
16. （１６）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。
17. （１７）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１６項記載の航空機の表示装置。
18. （１８）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１６項又は第１７項記載の飛行機
    の表示装置。
19. （１９）前記請求項第３項乃至第１８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ィ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ィスプレイ座標位置情報
    をディ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、前記ディスプ
    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ィ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。