JPH07508592A - 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

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】 ヘリコプタ−及び航空機のための障害物回避システム技術分野 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−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 通常前方視界外線スキャナ（ＦＬＩＲｓ）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フイ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ーオブーアース（ｎａｐ−ｏ ｆ−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１ ０．６マイクロメータの二酸化炭素（Ｃｏ、）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（Ｏ ＡＳＹＳ）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ゥ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、障害物がらのリターン（戻ったビーム）を受け、 このリターンを処理して航空機が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ク −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つのヴアー 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（Ｈ ＯＥ）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ーオブー 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。処理工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ＩＡ、ＩＢ及びＩＣ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０ＡＳＹＳ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１７及び図１８は、景色とそれが本発明のウィンドゥーオブーセーフティによ 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０ＡＳＹＳ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ＡＳＢ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の矢印りで示すように第１の走査軸１５が点ＡＳＢ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２ ０、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めスキャナ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２ ２３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とデ 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・ン 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、一方策２のスキャナ２３はタレットアセンブリ １１の上側部分１７、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ＨＯＥ２９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Ｈ ＯＥ２９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１ ４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の走査軸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０ＡＳＹＳ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界外線（Ｆ ＬＩＲ）画像に情報を上書きするとともに、インテグレーテッドへルメットアン 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０ＡＳＹＳ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３５ ｃｍ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０ＡＳＹＳの詳細をさらに示すブロック 図である。０ＡＳＹＳ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Ｒ５３４３ビデオ 通路を示す。もちろん、当業者であれば０ＡＳＹＳ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−５ＴＤ−１５５３Ｂ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（ＬＯ８）、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、０ＡＳＹＳ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（ＰＮＶＳ）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がらの第１の 強調ビデオ信号（ＶＩＤＥＯ＃ｉ）を現存のンンボル発生器３７に、線３８は第 ２の強調ビデオ信号（ＶＩＤＥＯ＃２）を現存（７）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、０ＡＳＹＳ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、ＩＨＡ ＤＳＳ１頭上部（ヘッドアップ）ディスプレイ、頭上部（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０ＡＳＹＳ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２ ０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−コラガクアッセン 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 マルチエレメント規準レンズ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（規準）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２ １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、がら入手可能である。

高ピーク出力電源は２以上の高パワーＧａＡｌＡｓパルスレーザ−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９０Ａ）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 ルニア州す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−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−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一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−アレイ４ｏがらの光を約１０ミリラ ジアン（ｍｒａｄ）で直径１８ミリメータのビーム分散に規準する。３０ｍｍの 有効焦点長及び１８．５ｍｍの透明開口を持つｆｌｏ、６レンズがレーザー出力 を集め、規準する。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がら発する光は１つの 軸において約１６．　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０ＡＳＹＳ出力におけるビームの分散は倍率により１．　５　ｒｎｒａ ｄ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がな り成熟しており、低いｆ数で、視野の広いコリメータが、ニュージャージ州すト ルフォールズのスペクトラブ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　、Ｏｍｒａｄ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 ホールから出て規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。ビームスブリブタ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で動作する。第２のミラー４８は直径１．５インチ（３，８１ ｃｍ）で第１のミラー４３からの高度に収束した光線を再規準する。

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のためのトリが信号を 与え、アバランシェフォトダイード（ＡＦＤ）受信機４５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。このトリがパルスは、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７ ９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）変換器７７を開始する。ランプ波発生器７５からの出力電圧及びＡ／Ｄ変 換器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変換器は、一度変換が完了すると、並列−直列変換器７８をトリガ し、並列−直列変換器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−５２に駆動されて二重タービン式ベアリング５ １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ＨＯＨ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ブ 　、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（）（ＯＥ）次に図８〜図１３に詳細が示されるＨＯ Ｈ２９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１３２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ＨＯＨ ２９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。代りに受信 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ＨＯＨ２９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ＨＯＨ２−９では各基板１３５ 〜１３７は、８分の１インチ（３，１７５ｍ）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１ ３７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の再方向付は通路（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の再方向付は通路（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１４４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、１４ ５で示すように５３．１８６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１０ ０％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、長波長バスの積層反射体（ｒ ｅｆｌｅｃｔｏｒ　５ｔａｃｋ）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±２５０ｍ）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１５ ２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。より低い自回折角の設計では、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ＨＯＥ２９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２３５．２３６及び２３ ７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の再方向付は通路に向けて第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の再方向付は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、ＨＯＥ２０ ０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２ ６２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２ ３４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、長波長バスの積層反射体で、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１１の第１の基板１３ ５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における両側 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２ ６５ａ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、２７ｏ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） が典型的には約０．０７％（７・１０−’）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１８ ０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。各ポロ 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−人力データ プロセッサ回路２４（図３）はレーダコントロール回路２１がら、平均データ速 度は６４，０００デ一タワード／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がら第１のスキャナに関する高さ方向デー タ及び第２のスキャナがら方位データを受信する。受信された距離データとＨＯ Ｅ２９の位置との関係はＨＯＥ２９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、パイロットの視点がらは）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０ＡＳＹＳのプロセッサスルーブ ツトの限界のため、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がらの距離データを処理する。これらは図１ ４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、充分高スルーブツ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。

左及び右の両鉗離プロセッサ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 ルスはインタラブドとして機能し、図１４に３０４で示すようにサブプログラム ＥＮＤ−ＯＦ−ＬＩＮＥの実行と５ＴＡＲＴ−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３ ０３Ａはサブプログラム５ＴＡＲＴ−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−Ｉ、ＩＮＥ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と仮定さ れる。この機能は図１４に示されたＭＡＫＥ−ＲＡＮＧＥ−ＨＩ　ＳＴＯＧＲＡ ＭＳＡＮＡＬＹＺＥ−ＲＡＮＧＥ−ＨＩ　ＳＴＯＧＲＡＭ及びＭＡＫＥ−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３０６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か計算され、ウィンドウ内の中心位 置か同定される。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メ一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ＩＤＥＮＴＴＦＹ−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向バーニアをこのサブプロブラムに渡す。

各走査−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（このエレメントはりレファレ 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ＴＲＡＮＳＦＯＲＭ−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Ｊ　（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。ＯＣＰ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 のスルーブツトとの妥協点である。

各処理サイクルの始めで、ｏＣＰは２ボートメモリから、前のサイクルの間にＲ Ｐ（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３０８）。この動 作は図１４に示されるサブプログラムｌＮ５ＥＲＴ−ＯＢＪＥＣＴ−ＲＥＣＯＲ ＤＳによって実行される。この目的物データベースは、１６，３８４　（１６ｘ 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　（１５Ｘ３０）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０ＡＳＹＳデイスプレイによ 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（ＦＯＶ）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 平法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０ＡＳＹＳデイ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−８ＡＦＴＹ　（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力呵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−５ａｆｔｙ）−概念０ＡＳＹＳデイスプレイの目 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。

０ＡＳＹＳデイスプレイは、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つ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、０ＡＳＹＳではウインド ウオブセーフティ　（安全窓：ＷＯＳ）の概念を取入れている。ノくイロ・ソト が０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、ノくイロ・ノドが 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りリアランスを許容 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作される。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、ノくイロッ 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 安全窓デイスプレイの構築は、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フイート（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を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。０ＡＳＹＳソ フトウエアは、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−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、ビクセルがマツプされる。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ビクセ 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 ＤＩ　５ＰＬＡＹ−ＷＯ３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わす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ビクセルの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）の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声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）より低く目的物か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。

ＷＯ８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か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５ツ ブ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か提供される。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か効果的で、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、航空機が生残るだめの安全性 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。

図面 図２ 図４ 図５ 図６ 図１１ 図１２ 図１３ 図１４ 図１５ 図１６ 図１８ フロントページの続き （７２）発明者　ポーズ、カール　エル

Claims (22)

【特許請求の範囲】
1. 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するレーザーレーダサブシステムの形態の手段で あって、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 ステムの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 システムの形態の手段とを備えた航空機に搭載されレーザーレーダサブシステム 手段と、航空機に搭載されレーザーレーダサブシステムと動作的に結合し、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としての手段と、レーザーレーダサブシステ ム、走査サブシステム、飛行システム及びビデオディスプレイシステムと動作的 に連結されたプロセッサ回路の形態の手段であって、レーザーレーダサブシステ ムと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 を前記ビデオディスプレイシステムにインターフェースするための手段と、 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の、走査サ ブシステムを含む第１のスキャナ機構の形態の手段、及び第１の走査軸を繰り得 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のスキャナ機構の形態としての手段を備えたことを特徴とする障害 物検知警報システム。
2. ２．第１のスキャナ機構は、回転可能に搭載された走査エレメントの形態の手段 を含み、その光学エレメントの回転が前記第１の走査軸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からずれた方向に向かせることを特徴と する請求項１記載の障害物検知警報システム。
3. ３．前記走査エレメントは、１対のホログラフィ光学エレメントと、ゼロオーダ ービームの漏れ透過を減少させる手段とを含むことを特徴とする請求項２記載の 障害物検知警報システム。
4. ４．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３記載の障害物検知警報システム。
5. ５．前記走査サブシステムは、第１のスキャナ機構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及びプロセッサ回路はプラットホ ーム構造に搭載されていることを特徴とする請求項２記載の障害物検知警報シス テム。
6. ６．前記プロセッサ回路は、前記ビデオ情報を、前記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. ７．前記プロセッサ回路は、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。
8. ８．前記プロセッサ回路は、関心領域を１連の分折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。
9. ９．前記プロセッサ回路は、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 。
10. １０．前記プロセッサ回路は、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。
11. １１．前記プロセッサ回路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１０記載の障害物 検知警報システム。
12. １２．前記プロセッサ回路は、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。
13. １３．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するレーザーレーダサブシステムの形態の手段 であって、このレーザーレーダサブシステムは航空機に搭載され、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の形態の手段と 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の形態の手段 とを備えた手段と、航空機に搭載されレーザーレーダサブシステムと動作的に結 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としての手段と、レーザーレーダ サブシステム、走査サブシステム、飛行システム及びビデオデイスプレイシステ ムと動作的に連結されたプロセッサ回路の形態の手段であって、レーザーレーダ サブシステムと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 ビデオ情報を前記ビデオディスプレイシステムにインターフェースするための手 段と、 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プロセッサ回路とを備えたことを特徴とする障害 物検知警報システム。
14. １４．前記プロセッサ回路は、 航空機インターコムシステムに音声警報を提供すること、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こ と、 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こと、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こ と、 又は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こと 、 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１記載の障害物検知警報システム。
15. １５．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、前記関心領 域内で円形走査パターンにビームを走査すること及び前記関心領域にわたって前 記円形スキャンパターンを往復連動させることを含む方法。
16. １６．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こと、 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こと、及 び 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ことを含む方法。
17. １７．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角速度は、外界に対する方位走査速度を一定に保 っために航空機のターン速度に対応して変化することを特徴とする請求項１５記 載の関心領域にわたってレーザービームを走査する方法。
18. １８．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、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、次いで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ることを含むことを特徴とする請求 項１６記載の方法。
19. １９．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１８記載の方法。
20. ２０．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け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し、第１の軸を往復運動で方位方 向に移動させながら第１位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ようにし、 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し、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し、この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ことを含む方法。
21. ２１．前記距離データを処理するステップは、航空機インターコムシステムに音 声警報を提供すること、関心領域を１連の分折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、各分折ウィ 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こと、 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こと、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こ と、 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こと 、 の少なくとも１つを含むことを特徴とする請求項２記載の方法。
22. ２２．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 ータを更新する工程、 このデータを航空機から目的物までの距離に従って操作し、航空機操縦性及び目 的物の航空機に対する近さの基づき目的物のサイズを強調した操作データの流れ を生成する工程、及び この操作データの流れを用いて、飛行方向指示器に隣接して航空機のビデオディ スプレイに線を表示し、この線が航空機の飛行方向に関連した目的物の位置のア ウトラインとして表示されるようにする工程とを含む方法。