JPH02210216A - 前方注視ウインドシャー検出装置および方法 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ウィンドシャー（ｗｉｎｄｓｈｅａｒ）検出
装置および方法に関し、特に低レベルのウィンドシャー
現象の開始に先立って生じるマイクロバースト（ｍ１ｃ
ｒｏｂｕｒｓｔ　）から発生する大気のラジアンスを検
出する受動的な赤外線システムに関する。

〔解決しようとする課題〕

ウィンドシャーとは、航空機の対気速度および揚力を喪
失させる風速あるいは風向の突発的な変化を意味する。

３０５ｆｌＬ（１，０００フイート）より低い高度にお
ける低レベルのウィンドシャーは、離陸あるいは着陸中
の航空機にとって大きな脅威となる。米国連邦航空航空
局によれば、低レベルのウィン−ドジャーは、１９６４
年から１９８５年間の２７機の航空機事故の原因であり
、また過去１０年間に５回の事故を生じ、結果として５
００人の犠牲者をもたらした。このため、ウィンドシャ
ーは、航空機および航空輸送の安全に対する主たる危険
と考えられている。

ウィンドシャーは、大気中の熱的な諸作用と関連する様
々な気候条件により生じる。これらの諸作用は、明確な
温度差による異なる気団を生じる。

最も激しく予測し得ないウィンドシャーは、空気と湿気
が混在した下降パース）　（ｄｏｗｎｂｕτｓｔ）の形
態における雲群から下降する冷却された空気の突然生じ
る下降気流によって生じる。この現象は、その大きさに
従ってマイクロバーストあるいはマクロバースト（ｍａ
ｃｒｏｂｕｒｓｃ　）と呼ばれる。マクロバーストは、
激しい雷雨あるいは強い降雨の結果大きな直径の突風を
生じる大規模な事象である。

一般に、これらの種類の強い突風前頭は、航空機にとっ
て生命を脅かす危険とはならないが、安全飛行を維持す
るために早期の認識および適正な飛行管理手順を依然と
して必要とする。

マイクロバーストは、比較的小さいが、毎時１６１Ｋｍ
（毎時１００マイル）の速度に達し得る気化的に生じる
空気の非常に強い下降バーストである。マイクロバース
トの大きさは、直径で１．６Ｋｍ　（１？イル）から３
．２　Ｋｍ　（２マイル）に及び、通常は５乃至１０分
間しか継続しない。その規模が小さい故に、これらマイ
クロバーストは標準的な天候予報技術では子側不能であ
り、人間の目では略々検出不能である。、中のような激
しい下降バーストが地表に接近すると、上昇した圧力が
空気を高速度の放射状の発散風に追込む。対向する突風
前頭が直径が比較的小さいため、マイクロバースト中を
飛行する＠窒機は非常に急速な風向の変化、即ちウィン
ドシャーを経験する。これらの水平方向風の発散が非常
に大きくなり得るため、低空を飛行する航空機は充分な
対気速度を失って失速状態となり墜落し得る。

マイクロバーストは現在は広範囲に研究されているが、
正確にどのようにマイクロバーストが惹起されるかにつ
いては完全に理解されていない。

これらのマイクロバーストは、激しい雷雨およびトルネ
ート（旋風を伴なう雷雨）を惹起する諸条件に類似する
高度に対流的な活動期間において大気中に生じるある乱
流と関連するように思われる。

筐た、ひょうや高度の吹雪が、マイクロバーストの発生
と関連しているが、ある大気中の条件においてのみ生じ
ることが既に確認されている。

マイクロバーストが生じ得る前に必要な共通の条件は、
ある中立の浮力条件に達する不安定な大気の発生である
。このような条件が生じると、周囲に気団を伴なう熱的
な密度差により上昇あるいは降下する空気の粒子が、安
定化させる作用力により減衰されるのではな（運動状態
を維持しようとする。その結果、（他の大気中の変化に
より）擾乱される水分を含む雲の如き大きな気団が、そ
の周囲の環境よりも僅かに重くなり得、重力によって下
方に加速し始める。水分を含む空気および降水混成物が
落下して速度を早めるため、比較的早い速度で蒸発を始
めて温度の降下を生じ、これが更にこの混成物と周囲の
空気との間の密度の差を更に増大する。不安定な大気条
件におけるこの加速度的な周期的作用の結果が、空気お
よび降水の高速の下降バーストであり、これが地表付近
で危険なウィンドシャーを形成する。

マイクロバーストが雨水で浸漬された地表に当たると、
これは湿潤マイクロバーストと呼ばれる。

しかし、もし空気が非常に乾燥しかつマイクロバースト
が高い高度から降下するならば、気団中の水分の大部分
あるいは全てが蒸発し得、冷たい空気の強い鉛直下降気
流のみが地表に衝突する。このような条件は、乾性マイ
クロバーストと呼ばれる。

低い高度の航空機の経路において生じる危険なウィンド
シャーの検出には２つの一般的な方法がある。第１の、
所謂反応法は、今日国際便の航空機のみにおける慣例で
ある。この方法は、航空機の風に対する「反応」により
急速に変化する風を感知する加速度計を使用する。関連
するコンピュータが、計算されたウィンドシャーの危険
のある閾値を越えるならば警報を生じる。この手法の問
題点は、加速度計が変化する風を検出し得る前に、航空
機が最初に危険なウィンドシャー中に進入しなければな
らないことである。その結果、航空機が墜落を防止する
ためウィンドシャーかも脱出する時間がほとんどないこ
とになる。このため、航空機が対気速度および高度をで
きるだけ早く得ることを許すように、脱出操作を開始す
るようパイロットによる即時の動作を必要とする。パイ
ロットと機関の双方の応答時間の故に、この手法で脱出
不能なウィンドシャー状態がある。

第２の検出方法は、「前方注視」であり、航空機がウィ
ンドシャーに進入する前にウィンド７ヤーを検出する遠
隔センサを使用し、ウィンドシャーを回避しあるいは少
なくとも安全な高度および速度でこれを飛び抜ける充分
な時間を許す。候補となるい（つかの遠隔センサとして
は、ドツプラー・レーダ、ドツプラー・ライダ（Ｌｉｄ
ａｒ）および赤外ＨＣＩＲ）システムがある。ドツプラ
ー・システムは、発散気団中の粒子（即ち、雨滴または
煙霧質）から反射される照射された電磁エネルギ線に依
存し、これが発散状態の風の強さに比例するドツプラー
・シフトを生じる。本発明において利用される赤外線遠
隔検出法は、危険なウィンドシャー状態の存在を推論す
る特定の変化即ち傾度を検出するため大気温度の受動的
な遠隔測定に依存する。

〔課題を解決するための手段〕

本発明によるマイクロバーストの範囲を推定する方法お
よび前方注視ウインドシヤー検出装置は、それぞれ頭書
の特許請求の範囲の請求項１および５の特徴部分に記載
される諸特徴を特徴としている。

ウインドクヤーの問題は、滑望傾斜即ち経路に沿って下
降する航空機の種々の段階において、下降バーストによ
り生じる発散風がついには航空機の対気速度および揚力
を失わせ、最後には墜落させる。温度勾配を持つ下降バ
ーストが第２図に示されている。本発明によれば、航空
機の一般的な飛行経路における危険なマイクロバースト
、マクロバーストおよびウィンドシャーの存在を検出し
て確認するための統括遠隔検出兼確認検出システムが提
供される。第３図に示されるように、赤外線遠隔検出シ
ステムを用いて、ウィンドシャー状態と相関関係にある
航空機の前方の熱的な勾配を探索し、検出し、かつ前身
て警報を生じる。大気の温度の測定（ち航空機の前方を
約６９°の角度の経路を約５Ｈ２のレートで掃引する走
査用多スペクトル放射計によって行なわれる。この放射
計は、僅かにオフセットされる結果上昇角で約７゜だけ
隔てられた２つの同時の温度測定を生じる２列の検出器
を使用する。この二重の情報は、大気の安定状態、従っ
てマイクロバースト発生の確率の判定において使用され
る大気中の鉛直方向の温度勾配即ち気温逓減率の連続的
な測定を可能にする。

大気は、前記気温逓減率が高度３０５ｍ当たり３．０℃
（１，０００フイート当たり５．４”Ｆ）に近付く時不
安定となる。この気温逓減率は、乾燥断熱減率と呼ばれ
、中立的な浮力状態を表わす。第４図は、それぞれ乾燥
断熱減率より下および上の安定および不安定な気温逓減
率を示している。融解層の高さもまた示されるが、これ
は地表から温度が凍結点の場所までの距離である。この
領域においては、氷およびひようは融解して蒸発冷却エ
ネルギを下降バーストに与える。この高さは、−旦気温
逓減率が判れば、外挿法によって容易に計算することが
できる。絶対湿度濃度（混合率）もまた下降バーストの
形成における重要な変数であり、空気温度および相対湿
度情報から計算することができる。上記のパラメータを
用いて、米国航空宇宙間（ＮＡＳＡ）は、マイクロバー
ストの潜在的な激しさを判定する手順を開発した。ＮＡ
ＳＡの研究に基いて、マイクロバーストの強さ指標Ｉは
下式により計算することができる。即ち、Ｉ＝（（Ｒ−
（ＴＢ　　Ｏ，００５５＊、＆−＋Ｑｙ（１）１．５　
ＱｖＣＥｍ）　）／　３　）”　）　／　５但し、Ｈｌ
−融解層の高さ Ｔｓ−表面温度 Ｑｖ（υ＝高度Ｉ　Ｋｍにおける混合率ＱｖＣＥｍ）　
””融解層の高さにおける混合率ＮＡＳＡは、Ｉが２５
より小さい時は激しいマイクロバーストが起らない確率
が高いこと、およびＩが２５より大きい時は確率は逓増
することを示した。本発明によれば、この激しさの指機
値は、走査放射径により得られる情報、および航空機上
の外部センサから計算される。この激しさ指標が高い時
、乗務員に対して「クリア」表示が与えられ、この指標
が低い時は、「注意」の表示が示される。大気の安定性
に基（この警戒手順は、誤った警報を排除する方法を提
供し、また乗務員に対して激しいマイクロバーストが生
じる確率に関する貴重な警告情報を与える。安定した大
気条件（クリア・モード）において検出された強い温度
勾配は、マイクロバーストとしてではなく潜在的なウィ
ンドシャーとしてパイロットに表示される。

第５図は、作動状態にある前方を注視するウィンドシャ
ー検出システムを示している。マイクロバーストは、約
３．２Ｋｍ　（２マイル）離れて接近しつつある航空機
の経路内に示される。この時点に先立ち、赤外線センサ
・システムが、大気が不安定でパイロットのデイスプレ
ィ上の発光した指示灯を［クリア（ＣＬＥＡＲ）Ｊかも
［注意（ＣＡＵＴＩＯＮ）Ｊ　へ切換えさせる。擾乱を
横切って掃引する走査放射計は、閾値を越える降下温度
の方位傾度を検出する。更に、この情報は、この傾度の
正しい極性を確認すると共に航空機からの擾乱の範囲を
推定するため使用されることになる３つの個々のフィル
タされた発光チャネル（以下に更に詳細に述べる）で同
時に受取られる。コンピュータ装置におし・て生成する
方位、範囲および強さは、マイクロバーストを表示する
パイロットのデイスプレィ上の記号を位置決めするため
使用される。同時に、発光した指示灯は「注意」から「
警告」へ切換わり、危険なウィンドシャー条件の存在を
確認する。赤外線センサかもと接続されこれから情報を
受取る慣性応答センサは、ウィンドシャーの存在を確認
するため使用され、あるいは信頼性の高い遠隔検出を妨
げるおそれがある大気条件における遠隔センサのバック
アップとして使用される。

前方注視ウィンドシャー検出装置は、３つの主な構成要
素、即ち赤外線（ＩＲ）センサ装置、慣性センサ装置お
よび積算コンピュータ装置からなっている。赤外線セン
サは、航空機の前方の大気中の温度変化を検出するため
遠隔検出技術を使用する。この情報は、接近する航空機
に衝撃を与えるおそれがある危険なウィンドシャー事象
が生じつつあるかどうかを判定するため、信号処理およ
び計算が行なわれる積算ジンピユータ装置へ送られる。

慣性センサ装置は、航空機が受けつつある加速度を検出
し、この情報もまた積算コンピュータ装置へ送られてこ
れにより処理される。このコンピュータにより抽出され
る赤外線情報はまた、明瞭なウィンドシャーが航空機の
前方に検出される時、慣性（応答）検出アルゴリズムを
調整するため使用される。このため、前取て応答する警
報を可能にする慣性検出回路に対する「非常に敏感なト
リガー」の感度調整を可能にする。

赤外線センサは、大気の放射エネルギ（ラジアンス、ｒ
ａｄｉａｎｃｅ　）を測定してこの情報を闘争する温度
単位に変換する多重スペクトル走査放射計である。この
ＩＲセンサは、航空機の外被に対し外側に取付けなげれ
ばならない。光学的装置であり、妨げられない前方視野
を許与する。放射エネルギは、走査ミラー装置の使用に
より約６０°の水平視野にわたる小さな赤外線窓を介し
て受取られ、赤外線フィルタ／検出装置アレイ上に収束
され、こごてこのエネルギが電気的な等価に変換される
。

積算アレイは、約７″の上昇角度に等しい距離だけ分離
される５個（以上）のフィルタ／検出器の２つの列から
なっている。その結果、６０°の水平（方位）距離およ
び７°　の鉛直（標高）距離にわたる大気の連続的な直
並列定食をもたらすことになる。前に述べたように、大
気の安定性は、王として大気の鉛直方向の温度勾配、即
ち気温逓減率の関数である。従って、大気の鉛直標高傾
度信号は、温度の気温逓減率を測定して然るべくウィン
ドシャー検出装置を用意させるため用いられるが、水平
方位傾度信号はウィンドシャー事象と相関する温度勾配
を実際に検出するために用いられる。

統括フィルタ／検出器アレイは、標準的な遠赤外線の窓
にわたり５つの特定の帯域（公称的には、波長が８乃至
１４μｍの範囲内にあると考えられる）に含まれるエネ
ルギを受取る。このフィルタされた放射エネルギは、５
つの特定の波長において受取られるものと考えることが
できるが、これはフィルタが約１μ（Ｉ　Ｘ　１０−’
ｍ　）の狭い帯域を有するためである。このフィルタさ
れたエネルギの５つの個々の波長への分離により、各フ
ィルタが「見る」有効範囲の制御を可能にし、これによ
りフィルタされた各エネルギが第６図に示される如（表
わす航空機からの距離を推定する手段を提供する。大気
中の赤外線エネルギの伝達率は、ＣＯ２およびＲ２０（
水蒸気）の如き大気中の気体の波長に感応する原子吸収
特性のため、その波長に依存することに注意されたい。

本発明により選定される作動波長は、大気中のＣＯ２吸
収帯域（工０乃至１４μ）の後エツジに沿つており、そ
の波長に反比例する（即ち、波長が増加するに伴い透過
係数および有効範囲は減少する）大気の透過係数を表わ
す。従って、比較的低波長のフィルタは、航空機に非常
に近いエネルギを受取る比較的高波長よりも航空機から
遥かに遠（からエネルギを受取る。実際に、この低波長
のフィルタは前方の検出チャネルとして働くが、高波長
フィルタは基準チャネルとして働き航空機の直前の諸条
件を表わす。３つの比較的低波長（λ１、λ２、λ、）
が検出チャネルとして用いられ、２つの比較的高波長（
λ４、λ、）は基準チャネルとして用いられる。本発明
は５チヤネルのフィルタされた５チヤネルのラジアンス
な使用するが、２つの検出チャネルと１つの基準チャネ
ルを含む僅かに３チヤネルが一時に用いられる。

波長の依存度に加えて、放射エネルギの大気中の透過係
数はまた、大気中の気体の全濃度（圧力）および水蒸気
（水分）の比濃度にも依存している。

合計５つのチャネルは、更に均一な検出距離を提供する
ため、システムの作動中存在する高度および（または）
湿度条件に従って、３つの特定チャネル（２つの検出チ
ャネルおよび１つの基準チャネル〕を選定する可変性を
可能にする。波長λ１、λ２（検出）およびλ４（基準
）は１つのグループの作動チャネルを形成し、波長λ２
、λ、（検出）およびλ、（基準）は第２のグループを
形成する。どのグループが作動するかの選定は、高度（
圧力）および絶対湿度濃度（相対湿度あるいは結露点に
基く）の外部入力に基いて統括コンピュータ装置におい
て自動的に行なわれる。第１のグループ（λ１、λ２、
λ４）は、比較的低い高度および比較的高い湿度条件に
おいて用いられるが、第２のグループ（λ２、λ５、λ
、）は比較的高い高度または比較的乾燥した条件におい
て用いられる。

本発明の更に完全な理解は、添付図面に関して以降の記
述を考察すれば更に明らかになるであろう。

〔実施例〕

第７図に示されるように、下降バーストは、不安定な大
気条件下で生じる比較的重い冷気の急速に降下する気柱
である。その速度は、含まれる雨滴からの蒸発冷却によ
って維持される。４　Ｋｍ　より小さな気柱径を持つ下
降バーストはマイクロノく−ストとして分類され、より
大きな径の場合はマクロバーストとして分類される。マ
イクロノ（−ストは、今日のシステムでは検出が最も困
難であり、比較的大きなシャ一応力の大きさおよび低高
度における航空機の動的限界の故に大きな脅威となる。

著しい温度変化が存在しない場合は、水平径路に沿った
ＪＲスペクトルにおける大気の明瞭なラジアンスは方位
角に関しては比較的一定である。

しかし、１つの下降バースト気柱内では、気温が鉛直風
速１ノツト当たり約０．３℃だけ低下することが観察さ
れている。この温度差（典型的には一２０ノットの風の
場合６℃）は、擾乱を生じない大気バックグラウンドに
比較して明白な気柱の放射束の負の変化を生じる。分析
は、この放射束の差は略々下記の如くであることを示す
。即ち、４△Ｔ Δ島、礪（λ０．Ｔ）　　　（１ｇ−（％１”％１）Ｌ
　）　ｇ−’ｃｚｉτｏ　（ＩＩ但し、λ、は赤外線波
長 △Ｔは温度差 Ｔは周囲温度 りは気柱の巾 τ０は気柱までの距離 ら（λ１．Ｔ）は波長々における黒体放射束σ、ｉはλ
、における大気消散量 σ７１は水分および雨滴の増加による気柱内の消散量の
増加である。

上式に示されるように、信号は温度差、気柱の相当放射
率（２乗括弧内に示される）および大気の透過係数に比
例する。１．５°程度の典型的な最小信号振幅は放射計
で明らかである。

水平方向走査による検出 第８α図に示すように、方位内で走査する放射計は、下
降バーストからの信号ラジアンスな検出し測定する。こ
の信号は、下降バーストの気柱を水平方向に横切って走
査される小さな（約１０の）瞬時視野内のラジアンスを
検出するＪＲ検出器により生成される。下降バースト距
離に対する放射計の信号感度は、第８ａ図の右側に示さ
れる如く大気の透過である。方位走査は、より迅速な検
出、大気ノイズの少ない結合、より有効な信号識別を行
ない、大きな脅威の少ない突風前頭からのマイクロバー
ストの識別を可能にし、これにより誤った警報の頻度の
低減を可能にする。

第８ｂ図に示されるように、その結果得る負のラジアン
ス信号を用いて、下降ノ；−ストの検出および識別を行
ない、その場所および強さについての情報を得る。重要
な信号特性としては、負の極性、振幅、方位傾度、角度
位置および角度の大きさを含む。マイクロバーストの局
部断面は、ラジアンスにおける顕著な方位傾度を生じる
。Ｉ　ＦＯＶがマイクロバーストを掃引する際、温度差
における急激な変化および明瞭な巾員が得られ、これが
直接比黒体放射率に影響を及ぼす。範囲および大気透過
係数を推定することにより、方位角当たりの相当温度に
おける方位傾度を、温度対側方距離の相当変化率に変換
することができ、これがウィンドシャーの強さの直接測
定値となる。

式（１）からは、問題となる距離（即ち、２乃至５Ｋｆ
ｒＬ）および限界の幅員（１乃至１０　Ｋｍ）にわたり
最大信号を得るためには、大気の消散量が約０．２乃至
０．５　Ｋｍ間の逆数範囲内にある波長において作動す
る必要があることが判る。ＩＲスペクトル内に多くの波
長帯域が存在し得るが、１０乃至１４μのＣＯ２および
Ｅ２０吸収領域が現在選好されている。

範囲の推定 式（１）における大気の透過係数項から、信号が範囲に
依存していることが判る。放射計は、第９ａ図に示すよ
うに、２つの波長（または、波長間隔）で同時に方位内
で走査するよう構成されている。

大気の消散量が変化する場合、対応して異なる振幅の信
号が第９ｂ図において示されるように観察される。信号
の振幅の比率から、下降バーストの近似的な範囲を計算
することができる。式（１）から波長λ１およびλ２に
おいて、 最小気柱中を持つマイクロバーストの場合、（水分およ
び雨滴からの散乱による吸収から）下降バースト内で充
分な付加的な消散量が存在し、２つの波長における放射
率の比が非常に１に近いことが確定された。式（２）に
おいて黒体放射束は既卸の作動波長および独立的な気温
の測定値から計算することができる。消散係数（σａ１
−σａ２）における差は、吸収の差と略々等しいことが
呈示され得る。（このことは、消散量が吸収および散乱
の和であり、かつｌＯ乃至１４μの範囲内にあり、２つ
の近似する波長における散乱が略々等しい故に妥当する
。）２つの波長における吸収係数は、温度および相対湿
度の独立的な測定が行なわれると、ＣＯ２およびＢ２０
のＪＲ吸収モデルから正確に計算することができる。１
０乃至２０％の誤差の全範囲推定精度が可能であると思
われ、これは航空機搭載センサにおいて許容し得る。

大気の気温逓減率の測定 第１０図に示されるように、第２のＩＦＯＶの付設によ
り、大気の鉛直傾度の測定および気温逓減率の決定を同
時に行なうことが可能となる。この気温逓減率ならびに
測定された相対湿度および気温により、大気の不安定性
マイクロバーストの可能性および潜在強さの推定が可能
である。これを用いて、パイロットに注意を与え用意を
させ、ウィンドシャーの検出装置を働かせる。このため
、段階的な警告が可能となり、また誤った警報の可能性
を低減する。

ＩＦＯＶは、略々７°で高度が分けられている。

水平より小さな角度の仰角の場合は、下記の如く仰角の
線形関数として大気のラジアンスが得られる。即ち、 但し、Ａはに、Ｌ当たり℃単位の気温逓減率である。

固定された角度△θにわたる放射束の差は、式（４）か
ら、もし大気の消散量σα１が既知であるならば、気温
逓減率の計算が可能である。他のパラメータは既知であ
るかあるいは前に述べたように計算することができる。

σ。ｉ　＞　０．２　Ｋｍの逆数の場合、１０乃至１４
μの帯域におけるほとんどの条件において、吸収は全消
散量の高い比率（即ち、８０％以上）となる。吸収係数
は、上記の如く計算することができ、消散量の推定のた
め散乱についての推定と共に用（・ることかできる。

波長λ１およびλ２における同時の測定により、式（４
）から気温逓減率の更なる推定を得ることが可能である
０もしσＬＬｌ〉σα２ならば、λ２において計算され
た気温逓減率は、大気中の比較的長く高い経路にわたる
平均値となる。

気温逓減率の推定のための別の式は、下記の如く２回の
独立的な測定および式（４）から得ることができる。即
ち、 但し、前のように（σａ１−σα２　）　−（ａａｌ−
αａ２）ラジアンスの鉛直傾度もまた、水平面に対する
センサの姿勢誤差を補償するための装置の機構において
有効である。

大気の消散量の測定 全消散量（吸収および散乱量の合計）は、コンピュータ
のソフトウェアにおいて統合化されたＪＲ大気モデルに
より推定することができる。散乱は通常は予測される波
長および作動条件に対する全消散量の小さな部分である
力瓢これを正確にモデル化することは困難である。もし
降順で気温逓減率が高度および温度の独立的な測定から
計算されるならば、式（４）から大気の消散量を独立的
に計算することが可能である。２つの波長において同時
に集めた鉛直放射束データおよび式（４）を使用するこ
とにより、２つの独立的な式を作り、下記の如（消散係
数の絶対値を計算することが可能である。即ち、 式（６）および（７）の実際における精度は、λ、およ
びλ２における放射計の感応距離における気温逓減率の
線形性に依存している。

別の作動波長 １０乃至１４μの範囲のＣＯ□およびＨ２０帯域におけ
る特定の波長における消散係数の予期される変化を許容
するためには、実際のシステムにおいて適正に選定され
た波長（あるいは波長間隔）で一連のチャネルを構成す
ることが必要である。予期される検出環境における大気
のＢ２Ｏ成分における変動のため、帯域において略々５
つの作動波長間隔を用いることが必要となる。明瞭な条
件および計算された吸収量に基いて、０．２乃至０．５
　Ｋｍの逆数距離の全消散量を持つ５チヤネルの内の２
つが検出のため選定される。

マイクロバーストの選別 第１１図は、マイクロバーストの検出および識別、およ
び５チヤネルのシステムからの典型的な応答を示してい
る。１つの波長における方位走査および信号応答が、検
出に必要な情報を提供する。

擾乱のない大気に対する負の極性および充分な傾度およ
び振幅を持つ信号の存在がマイクロバーストとしての識
別を可能にする。検出において傾度があることを保証す
るためには、視野（ＦＯＶ）が重要な検出距離において
問題となる最も大きなマイクロバーストを包含するに充
分な拡がりを持つことが必要である。６０乃至９０°の
視野範囲は、２　Ｋｍの距離における４乃至１０　Ｋｍ
の中具の下降バーストを包含することになる。

ある特定の検出条件下では、２つの波長（通常は、２乃
至５Ｋｍ間隔内の最大応答を生じるもの）からの信号が
距離の推定の検出および生成に用いられる。図に示され
るように、比較的長いチャネル（即ち、λ、）が図示の
如きより短いチャネル（即ち、λ４）よりも小さな信号
を持つことが可能である。これは、マイクロバーストに
対して比較的長いチャネルにおける比較的低い放射率と
なる可能性の故である。

明瞭な大きさの下降バースト信号がＦＯＶの次元に接近
するに伴い、擾乱のない大気からの基準ラジアンス・レ
ベルが検出チャネルにおいて修正もしくは消失し得る。

信号の傾度および振幅特性は１つの検出チャネル波長に
おける方位走査により集めたデータから測定することが
できるが、信号の極性に対する最終的な判定のためには
、通常は信号とセンサ間の擾乱のない大気の放射束を測
定している最も短い距離の基準チャネルとの冗長性の比
較を必要とする。

第１２図は、ＦＯＶより大きな「マイクロバースト」ま
たは「突風前頭」の場合の状態を示している。この場合
は負の信号が予期されるが、傾度が大きくなることは予
期されない。検出は、連続する比較的長いチャネルにお
ける明瞭な低減に基く。この最も短いチャネルは、この
場合は基準値（または擾乱のない大気の測定値）として
使用することができる。

装置の構造 機能ブロック図が第１３図に示されている。本装置は、
ＪＲ放射束信号を生じて条件付けするセンサ１０と、信
号およびデータ処理を行ない、他のセ／すおよび表示す
ブシステムとインターフェースとしてシステム全体を管
理するコンピュータ１２とからなっている。

ＩＲセンサは、対物レンズ組π体１４と、固定された一
体の狭い帯域フィルタを持つ２Ｘ５要素の検出器アレイ
１６と、前置増巾器１８と、Ａ／Ｄコンバータ２０と、
サーボ回転走査ミラー組立体２２とからなっている。こ
のミラー組立体２２は、少なくとも６０°　の方位角に
おいて前記検出器アレイ１６を走査し、高さ±１５°の
視線（ＬＯ５）制御を可能にする。従来技術にお−・て
公知の多くの可能な光学的走査手法があり、対物レンズ
の前後の両側に構成することができる。

コンピュータ１２からの制御信号が少なくとも５７ｊ’
ｚ　の（即ち、大きな航空機の姿勢の動きの周波数を越
える）早さで方位走査を駆動する。コンピュータ１２か
らの仰角制御信号を用いて、水平基準に対する視線（Ｌ
Ｏ５）を約０．２°のＲＭＳ内に安定化させ偏向させる
。

検出器アレイ１６は、２つの平行走査および５つの順次
走査される検出器２４かもなっている。

各対の垂直方向検出器は、１０乃至１４μの帯域で隔て
られた約０．５乃至１μの略々離散する波長の帯域を持
つ異なる固定フィルタを有する。検出器２４は、物空間
内の方位１点で連続的に走査され、従って、種々の波長
で順次走査される。検出器ＩＦＯＶは約０．５６の方位
角×１．０°の仰角を持ち、６０乃至９０°のＦＯＶに
対し１２０乃至１８０の分解要素を生じる。第１４図は
、５チヤネルの内の３チヤネルにおける検出器のジオメ
トリに関する空間内の分解要素を示している。

テスト・データは、１つのＩＦＯＶ　内で１秒の積分時
間における大気のバックグランド・ノイズが各検出チャ
ネルにおいて０．１乃至０．２°のＥＭＳ程度となるこ
とを示す。本装置は、バックグランド・ノイズ限度内に
なることが予期される。１秒の積分時間に対する分解要
素当たりｏ、０５℃より低いかあるいはこれと等しいセ
ンサ内部の等価雑音温度差（ＮＥＴＤ）が、このような
用途に必要なものとして設計される。分析によれば、こ
れらの温度差が恒温状態のパイロ電気素子あるいは超低
温下ＢｇＣｄＴｓを使用することにより達成できること
を示す。

温度の較正を行な５ため、小さな基準ソースが方位ＦＯ
Ｖの左右の縁部に対し内部に構成されている。物空間お
よびこれら基準ソースの双方にわたる検出器のＩＦＯＶ
経路として、物空間のラジアンスの較正は、コンピュー
タ１２における事後処理によって容易に得られる。

検出器２４は、走査によりＡＣ接続され、従ってチョッ
パの使用は必要ない。個々の検出器の前置増巾器１８の
後で、１０個の検出器からのデータが多重化され（２６
）、コンピュータ１２に対する転送およびその処理のた
めディジタル・フォーマツ）２０に変換される。本発明
のセンサ１０は、下記の方法により従来技術の始動放射
計とは著しく異なるものである。即ち、 （１）広域ＦＯＶ方位走査（多数の分解要素）対狭域Ｆ
ＯＶ始動（単一分解要素）放射計 （２）連続的に走査されかつ改善された走査効率兼光経
路内に順次挿入される一連のフィルタの使用を提供する
固定スペクトル帯域フィルタおよび検出器 （３）　　ＡＣ接続／チョッパ信号およびデータ処理第
１３図は、コンピュータ１２における一般的なデータの
フローおよびソフトウェアの機能を示す。ディジタル・
データを受取り、フレーム単位で各チャネル毎に格納さ
れる。物空間のラジアンス・データは、較正基準データ
に基いて較正される。

このデータは、次いで大気の放射束のその時測定された
鉛直傾度を用いてロール姿勢変化に対し補償される。水
平の地表基準の周囲の小さなピッチおよびロール角度に
対しては、検出波長において走査角の関数として測定さ
れる放射束は下記の如くである。即ち、 ４１（０α・ψα・φα）　＝　ＩＶｂ（２１・Ｔ）但
し、θ。はラジアン単位のピッチ誤差ψ。はラジアン単
位のロール誤差 φａはＦＯＶの甲・しに対する走置角度ラジアンスの鉛
直傾度がそれまでのフレーム・データから形放されて平
均化されるため、この値は下記の如（式（８）において
直接使用することができる。即ち、 ’Ｆａ１Ｃ’ａ　ｒψｈ　ｌφａ）＝ＷｂＣλＩＪ）ピ
ッチおよびロールの誤差の放射束補償が、式（９）を用
いてコンピュータ１２においてフレーム単位で可能であ
ることが判る。比較的大きなピッチ角の補償は、ピッチ
・ミラー・サーボを指令することにより行なわれる。こ
のフレーム・データは、次に、チャネル単位で信号処理
され、下記のものを含む種々の情報を得る。即ち、 α）刺激検出 ｂ）鉛直方向の大気傾度（平均） Ｃ）方位における平均放射束 ｄ）方位におけるＥＭＳ放射束の変動 −）　ピーク誘導信号の振幅変動 ｔ／、１　　万位の傾度 ＜９）　　刺激の角度位置および明確な巾（Ａ）　　信
号の極性 各チャネルからの鉛直傾度データはフィルタされ、姿勢
補償（上記）および大気モデル化機能へ送られる。大気
モデルにおいては、気温逓減率は上記の如く計算され、
またもし得られるならば、独立的なフィルタされた高度
の測定および正しい気温からも計算される。このモデル
はまた、前述の如く、温度および相対湿度のデータおよ
び消散係数に基（チャネル吸収係数に対する推定値を計
算する。大気の危険指標が計算され、これは不安定性の
測定値となる。この値は、更に検出のための装置の準備
、およびＪ　Ｒおよび慣性によるウィンドシャー検出の
両機能の閾値感度を制御するために用いられる。

慣性のウィンドシャー検出機能は、航空機の加速度の縦
および垂直方向の成分、ピッチおよび真の対気速度を用
いて明瞭な垂直および水平方向の風を計算する。この機
能は、感度の管理およびウィンドシャーの実際の存在の
検出および検証のため、前方注視装置に対する相補およ
び確実なバックアップとして使用される。鉛直方向の風
およびラジアンスの変動は相関しているため、ＪＲ検出
機能の閾値感度の調整および誤った警報の管理のため、
使用される風と相関関係にない放射束ノイズ量を推定す
ることが可能である。更にまた、慣性警報の閾値レベル
の感度は、測定された大気の不安定性と一致するよう調
整することができ、また危険を知らせるＪＲ倍信号検出
される時は、全誤警報率が最小である早めの警報を可能
にする。

感度管理機能は本装置の一部であるが、慣性検出機能は
統合的あるいは個々の航空機システムのいずれとするこ
ともできる。ＩＲおよび慣性検出データを相関的に使用
することで、独立的なシステムにより可能なよりも高い
検出の確率および低い誤警報率の達成を可能にする。各
チャネルからのデータは、下記の事柄を可能にする刺激
の検出、識別および分類機能へ送られる。即ち、（ｃＬ
）　　計算された吸収および消散係数に基いて検出のた
め使用される主要チャネルの選定 （ｂｌ　　種々のチャネルからのラジアンスの比較に基
（信号極性の検証 （Ｃ）　　極性、傾度、大きさおよび振幅に基くマイク
ロバースト信号基準と符合しない誤った刺激の排除（即
ち、確実であり、かつ大きさが小さな航空機） （ｄ）　　下降バースト信号の検出、およびこれら信号
のマイクロバーストあるいはマクロバースト／突風前頭
の分類 （１）　　検出された対象までの距離の推定（力　温度
の空間的傾度または高さの推定（ｇ）対象の場所および
大きさの推定 （ｈ）　　大気の不安定性に基くＩＲセンサおよび慣性
検出機能の用意および付勢 （ｉ）　　短距離チャネルにおける放射束ノイズ測定値
に基く刺激検出のための閾値レベルの適合調整（力　放
射束と加速度ノイズの相関付け（ｋ）　　データの集計
および警報の生成（１）　　航空機の向きの変化に基く
分解要素および統計の管理 大気における空間温度変化が角度を持つ放射束データに
雑音を誘起する。高い信頼性および低い誤警報率を達成
するため、（信号処理後）少なくとも６（望ましくは、
〉１０）の信号／ノイズ比率が望筐しい。方位走査を用
いかつ空間における多数の分解要素を生じることにより
、従来技術の単一１ＦＯＶ始動放射計において明瞭なも
のから大気雑音の効果を著しく低減することが可能であ
る。時間に関するフィルタリングおよび平均化に加えて
、雑音を更に低減するため広い空間領域にわたりフィル
タ操作および平均化を行なうことが可能である。例えば
、鉛直方向のラジアンス傾度を形成する際、方位ＦＯＶ
において１２０を越える分解要素を平均化することが可
能である。

比較的短い距離（比較的大きな空間帯域中）にわたる有
効空間積算の故傾、長いチャネルよりも短い（消散量が
大きな）チャネルの方が高い大気誘起雑音を生じること
が予期される。もし長い距離のチャネルと短い距離のチ
ャネルとの間のラジアンス差を用いて距離における傾度
に対する感度を確立するならば、信号は短い距離のチャ
ネルと結合された大気雑音により打負かされることにな
る。これは、従来技術の単一１ＦＯＶ始動放射計におけ
る著しい感度の制約となるおそれがある。

方位走査を用いることにより、単一の比較的長い距離の
チャネルを使用してマイクロバースト傾度信号を生成す
ることが可能であり、この長い距離のチャネルは著しく
少ない大気雑音を有する。

例えば、０．３　Ｋｍの距離の逆数の総和を有する長い
距離のチャネルは、総和が３Ｋｍの距離の逆数を持つ短
い距離のチャネルよりも因数３だけ低次の大気雑音を持
つ可能性がある。空間サイズの略々平方根の関係がテス
ト・データにおいて観察されたが、これはホワイト・ノ
イズ現象から予期されるべきものである。Ｃ特に、ＦＯ
Ｖにおける比較的大きな刺激の場合の）信号極性につい
て最終的な判定を行なう際、短い距離の基準チャネルに
おけるラジアンスとの比較が必要とされる。方位走査の
場合は、ＦＯＶ　の広い部分にわたり放射束を平均化す
ることにより、１°のＩＦＯＶ　において明らかである
ものから、短い距離のチャネルにおける温度ノイズを著
しく低減することが可能である。

前に示したよ５に、大気における明瞭な放射束の変化率
は、中立の気温逓減率（高度に関する温度の変化率）、
および視線に沿った挙動による大気の散乱および吸収に
おける変化の故である。小さな仰角では、この変化率は
比較的一定（線形）である。本発明の走査用ＪＲ放射計
は、放射束および鉛直変化率を測定するように構成され
る。これらの測定の比率は、気温逓減率に対する有効な
大気消散係数の比率に比例している。もし気温逓減率が
既知であるならば、消散係数を計算することができ、ま
たその逆も真である。２つの検出波長における比率が形
成されるならば、消散係数における差もまた推定するこ
とができる。この情報は、距離の推定のため、および有
力なＣＯ□／Ｂ２００大気吸収条件あるいはこれとの相
関関係の判定のために使用される。散乱が作動波長間隔
にわたって比較的一定であるため、消散量の差は２つの
波長におけるＪＲ吸収における差に略々等しい。

このＪＲ吸収の差もまた、Ｂ２Ｏ／　ＣＯ２の吸収の数
学的モデル、与えられた温度、作動波長および相対湿度
から冗長的に計算することができる。

離陸に光重つ滑走路上において、地表におけるＪＲ吸収
の差および絶対値を数学的モデル（第１５図参照）から
計算することができる。この差は、放射計から得た鉛直
方向のラジアンス比の差のデータから気温逓減率の計算
のため使用され、またもしマイクロバーストが検出され
るならば距離の推定のため使用される。気温逓減率を知
りかつ個々のラジアンス比率から、個々の大気の消散係
数および結果として得る散乱量を計算することができる
。離陸の際の接近中、航空機の対気データ・センサによ
り温度および高度の独立的な測定を通じて気温逓減率を
連続的に測定することができる。

放射計は、鉛直方向の放射束比を介して、消散量の差お
よび絶対値を直接測定することができる。

もし相対湿度が下降中得られなげれば、消散（吸収）量
の差および温度を用いて、Ｊ　Ｒ吸収モデルにより大気
中のＢ２Ｏ成分を推定することが可能である。この結果
から、相対湿度および大気の不安定性を推定することが
できる。このＩＲモデルはまた、検出波長における吸収
の絶対値を推定することもでき、これから散乱量を計算
することができる。全ての波長における散乱量は略々同
じである筈である。多数の波長における計算ならびに相
対湿度の独立的な入力あるいは測定により、所要の大気
の諸変数の冗長的な推定を行なう。

（方位角０，５°Ｘ仰角２０°程度の）小さな走査用の
瞬時視野（ｐｏｙ）で得られるラジアンスの測定値は、
大気媒体における相関関係にない擾乱の故のノイズを含
む。これは、発生する大気成分の分布媒体と共に、時間
および空間的な温度の変動、散乱および吸収によって生
じる。大気のノイズは、絶対値のラジアンスを測定しあ
る閾値を越える振幅の変化を検出するよう構成される単
一のＦＱＶ走査放射計の感度を制限し得る。

直径が比較的大きな１乃至４Ｋｍの典型的なマイクロバ
ースト気柱、および（０，３℃／方位角より小さな）大
きさおよび著しいラジアンスの傾度が予期される（５・
°より小さな）角度の場合、著しい蛍の大気ノイズは、
（７°程度の）小さな方位走査角度で分離された分解要
素からのラジアンス信号を微分することにより排除する
ことができる。等しい差の信号においては、分解要素間
の相関関係にある大気のノイズは共通モードで排除され
る。著しい量のランダム・ノイズが、これらの小さな角
度で相関付けられ、そのため、差のチャネル（第１６図
乃至第２０図参照）の形成と関連するセンサ°のノイズ
における２倍の平方根にも拘らず、信号／ノイズ比にお
ける著しい改善が可能となる。

方位角当たり少なくとも０３℃の明瞭な信号傾度および
０．０５℃のセンサ・ノイズの等価温度差の場合、典型
的には３°の方位角にわたる信号を微分することにより
、少なくともｌＯ：１の信号／ノイズ比が可能となる。

これは、画像処理ソフトウェアにおいて使用される空間
／時間的なフィルタ手法の開発における基本的な第１要
素である。

マイクロバーストは、差の（傾度の）チャネルにおける
振幅閾値を越えることに基き、また明瞭な信号の振幅の
角度の大きさに基いて、検出分類される。信号の振幅は
、高い空間周波数の排除された相関する大気雑音を有す
る差のチャネル出力の積算から開構成される。

類似のノイズ排除手法は、航空機／センサの姿勢の変化
による大気のノイズおよびラジアンスノイズの双方に対
する放射計の感度を低下させるため仰角差のチャネルに
おいて用いられる。

マイクロバーストの検出を確認し、ある誤警報ソース（
雲、熱上昇気流、航空機、等）を識別し、傾度の測定に
より検出されるマイクロバーストの存在を確認するため
、比較的長い距離の検出チャネルにより測定されたラジ
アンスを短い距離のチャネルあるいは基準チャネルによ
り測定された放射束と比較することが必要である。これ
は、信号の距離の傾度の有効な測定法である。マイクロ
バースト、およびマクロバーストおよび突風前頭の如き
他の比較的大規模でそれ程厳しくないウィンドシャー条
件に対しては、負の傾度が予期される。

この提示された比較は、ラジアンスの差の形態における
ものである。識別は、孤幅および極性に基いている。ラ
ジアンスの差は、接近の用意に先立ち検出および基準チ
ャネルのゼロ化により形成される。大気の吸引および散
乱の変化は、△放射束ドリフトを生じる高度と共に変化
するが、これは信号の撮幅と間違いもれ得る。このドリ
フトは、吸引および消散の測定値を用いて、ドリフトの
以降の補償により用意することに先立ち、下降状態のド
リフトの最初の測定および較正によって排除される。

気温逓減率および消散係数の推定に対し用いられる鉛直
方向の放射束の変化率の測定値もまた、航空機のローリ
ングおよびピッチングの変動により生じろ慣性空間にお
けるセンサの視線のピッチの不安定性に対するラジアン
ス・データの補償に用いることができる。ＩＲセンサは
、低い周波数の安定性の誤差を取出してセンサに対し慣
性空間に関する適正な探索視線を指令するため用いるこ
とができるピッチ制御軸を有することが望ましい。

航空機のローリング運動およびより高い周波数のピッチ
ング擾乱に対するラジアンス・データの補償は、提起し
たように、ラジアンス・データが航空機の動作特性より
高い周波数でサンプルされるならば、信号の処理におい
て行なうことができる。

ピッチングおよびローリングの慣性センサから得られる
データを用いて、センサの角度の決定および放射束の補
償の組合せがもたらされるのである。

【図面の簡単な説明】

第１図は航空機の着陸中のウィンドシャーの問題を示す
図、第２図は下降バーストの温度特性を示す図、第３図
はマイクロバーストの赤外線検出を示す概略図、第４図
は気温逓減率および大気の安定性を示す温度対１１度の
関係グラフ、第５図は本発明の前方注視ウィンドシャー
検出装置の動作を示す図、第６図は本発明において使用
される検出および基準チャネル波長の透過係数を示す図
、第７図は下降バーストの構成を示す慨略図、第あ図は
距離Ｔ。における下降バースト気柱に関する走査放射計
におけるλ、の感度対距離の関係を示す図、および第８
ｂ図は距離ｒ。かもの信号応答を示す図、第９ｃＬ図は
距離ｒ。における下降バースト気柱に関する走査放射計
におけるλ、およびλ２の感度対距離の関係を示す図、
および第９ｂ図は放射計からの信号応答を示すグラフ、
第１０図は鉛直放射束傾度の測定のため２つの瞬間的な
視野を使用する状態を示す図、第１１図および第１２図
は本発明の多重スペクトル走査放射計を用いてマイクロ
バーストおよびマクロバーストに対する信号ラジアンス
をそれぞれ示す図、第１３図は本発明の装置を示すブロ
ック図、第１４図は２つの検出チャネルおよび１つの基
準チャネルの視野ジオメトリを示す図、第１５図は大気
変数の連続的な測定を示すブロック図、第１６図乃至第
２０図は大気ノイズの共通モード排除の理解に役立つ図
である。 １０・・・赤外線（ＪＲ）センサ、１２・・・コンピュ
ータ、１４・・・対物レンズ組立体、１６・・・検出器
アレイ、１８・・・前置増巾器、２ｏ・・・Ａ／Ｄコン
バータ、２２・・・サーボ回転走査ミラー組立体、２４
・・・検出器、２６・・・マルチプレクサ。 （外４名） 図面の浄書（内容に変更なし） 〜・１ 下碑−バーストＩでよ’）喧ご〜４；取ＩＦ（。 〜・２・ Ｆ々・６・ （１動１ｆｆ４ｔミ７０ハ Ｆ々・Ｚ Ｆカ、８ａ。 〜・８ｂ・ ｈ々、９ａ。 〜、９ｂ。 乃慣亀食角多 （ハルやζノ ｈ々・１２・ 箕￥ｔ％Ｔ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、航空機前方のマイクロバーストの距離を推定する方
   法において、 予め定めた方位角にわたる航空機前方で走査し、２つの
   波長の赤外線を同時に検出し、下式に従つてマイクロバ
   ーストまでの距離を計算するステップからなり、 ▲数式、化学式、表等があります▼ 但し、ｒ＿０はマイクロバーストまでの距離であり、Δ
   Ｗ＿ｓ＿１はチャネル１におけるラジアンス差、ΔＷ＿
   ｓ＿２はチャネル２におけるラジアンス差、λ＿１はチ
   ャネル１の赤外線波長、 λ＿２はチャネル２の赤外線波長、 Ｔは周囲温度、 Ｌは気柱の幅員、 Ｗ＿ｂ（λ＿ｉ、Ｔ）は波長λ＿ｉにおける黒体放射束
   、σ＿α＿ｉはλ＿ｉにおける大気の消散量、σ＿ｒ＿
   ｉは水分および雨滴の増加による気柱内の消散量の増分
   であることを特徴とする方法。 ２、航空機から大気の気温逓減率を測定する方法におい
   て、予め定めた方位視野にわたる小さな瞬時視野を走査
   し、航空機の前方の予め定めた距離で大気の鉛直傾度を
   計算するため、２つの波長および予め定めた仰角で分け
   られた２つの高度における赤外線を検出し、鉛直傾度お
   よび大気の消散量の関数として気温逓減率を計算するス
   テップからなることを特徴とする方法。 ３、ウインドシヤーに至る大気条件を航空機の乗務員に
   通知する方法において、 ａ、予め定めた方位角にわたり航空機の前方の大気の瞬
   時視野を走査すると同時に、航空機の前方の予め定めた
   第１および第２の距離および予め定めた仰角で分けられ
   た第１および第２の高度において大気のラジアンスを検
   出し、 ｂ、前記第１および第２の距離における水平および鉛直
   ラジアンス傾度を連続的に計算して鉛直傾度の関数とし
   て気温逓減率を決定し、 ｃ、気温逓減率の関数として強さの指標を計算して該指
   標が予め定めた閾値を越える時を表示し、 ｄ、前記第２の予め定めた距離における擾乱を生じない
   大気の傾度に関する前記第１の予め定めた距離における
   水平傾度の極性を決定し、 ｅ、該極性が負であり、前記第１の予め定めた距離にお
   ける前記ラジアンスの水平傾度および高度が予め定めた
   閾値を越えるならば、マイクロバーストを表示する ステップからなることを特徴とする方法。 ４、大気のラジアンスが、航空機の前方における遠くの
   距離、近くの距離および基準距離において、かつ予め定
   めた高度により分けられる上下の高度において検出され
   、前記水平および鉛直のラジアンス傾度が、遠くの距離
   、近くの距離および基準距離において同時に計算され、
   前記水平傾度の極性が、前記基準距離における傾度に関
   する前記遠くの距離において決定される方法において、
   ｆ、前記遠くの距離および近くの距離における赤外線の
   吸収における差の関数として前記マイクロバーストまで
   の距離を表示するステップを更に含むことを特徴とする
   請求項３記載の方法。 ５、航空機に搭載される前方注視ウインドシヤー検出装
   置において、予め定めた方位視野および予め定めた鉛直
   視野にわたり航空機の前方の大気における温度変化を検
   出する赤外線センサ手段と、コンピュータとを設け、該
   赤外線センサ手段は、それぞれ第１、第２および基準波
   長における大気の放射束を測定する第１および第２の検
   出手段列を含み、前記コンピュータは前記第１の波長お
   よび基準波長におけるラジアンス・データを処理して負
   の方位傾度が大気中に存在するか決定し、前記コンピュ
   ータは前記第１および第２の波長におけるラジアンス・
   データを処理して前記気温逓減率を決定することを特徴
   とする航空機に搭載される前方注視ウインドシヤー検出
   装置。 ６、航空機が遭遇する加速度を検出する慣性センサ手段
   を設け、前記コンピュータが、加速度の検出感度を調整
   するため前記赤外線センサ手段からの情報を処理して、
   前以て役立つ警告を可能にすることを特徴とする請求項
   ５記載の航空機に搭載される前方注視ウインドシヤー検
   出装置。