KR20160038755A - 공수 시스템 주위의 기류에서의 광학적 파면 교란을 측정하기 위한 에어로웨이브 계기 - Google Patents

공수 시스템 주위의 기류에서의 광학적 파면 교란을 측정하기 위한 에어로웨이브 계기 Download PDF

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Abstract

에어로 광학 교란 측정 시스템은, 짐발(gimbal)에 의해 지지되어 발광 소스(light emitting source)로부터 광 빔을 수신하고 광 빔을 제1 잠망경 접이식 미러(periscope fold mirror)로 반사하며 광 빔을 제2 잠망경 접이식 미러로 반사하기 위한 미러를 포함한다. 제1 오목 오프축 포물선 미러(concave off-axis paraboloid mirror)는 제2 잠망경 접이식 미러로부터 반사된 광 빔을 수신하고, 제1 접이식 미러(fold mirror)는 제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신한다. 제2 접이식 미러는 제1 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신한다. 제2 오목 오프축 포물선 미러는 제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 고속 스티어링 미러(fast steering mirror)로 반사한다. 임베디드 프로세서(embedded processer)에 결합된 미세 추적기 카메라(fine tracker camera)는 고속 스티어링 미러로부터 광 빔의 투과 부분을 수신한다. 임베디드 프로세서는 고속 스티어링 미러 및 짐발의 움직임(movement)을 제어한다.

Description

공수 시스템 주위의 기류에서의 광학적 파면 교란을 측정하기 위한 에어로웨이브 계기 {AERO-WAVE INSTRUMENT FOR THE MEASUREMENT OF THE OPTICAL WAVEFRONT DISTURBANCES IN THE AIRFLOW AROUND AIRBORNE SYSTEMS}
본 발명은 일반적으로 광학 기기(optical instrumentation)에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 기류 필드(aero flow field)에서의 광학 교란을 측정하는 광학 기기에 관한 것이다.
항공기는 아음속(subsonic), 천음속(transonic) 또는 초음속(supersonic)에서 비행(fly)하기 때문에, 항공기 주위의 기류 필드에서 에어로 광학 교란(aero-optical disturbances)이 공기를 통해 이동하는 항공기의 표면에 의해 생성(create)된다. 이러한 에어로 광학 교란은, 항공기가 변화의 속도, 고도 및 작전적 기동(operational maneuver)을 변경함에 따라 항공기의 각 모양(shape)을 위해 변화할 것이다. 초음속과 같은 더 높은 속도에서, 항공기 주위의 기류 필드에서의 에어로 광학 교란은 파면 교란(wavefront disturbances)뿐만 아니라 충격 경계(shock boundaries)도 포함할 것이다. 기류 필드에서 생성된 이러한 에어로 광학 교란은 항공기에 의해 전달되어 광 데이터를 수신 및/또는 광 에너지를 방출하는 데 사용되는 광학 기기의 성능 및/또는 정확도에 영향을 미칠 것이다.
이러한 에어로 광학 교란에 의해 생성되는 문제는, 광학 추적기의 추적 정밀도, 감시 센서(surveillance sensor)의 흐릿한 이미지 품질(blurred image quality), 레이저 시스템의 부정확한 포인팅(pointing) 및 에어로 광학 교란을 포함한 기류 필드를 통해 전파되는 레이저 에너지의 저감된 빔 품질을 포함한다. 항공기의 흐름 범위(flow field)로부터의 이러한 에어로 광학 교란의 정확한 공간적 및 시간적인 데이터를 수집하는 것은, 광학 추적기, 광학 이미징, 레이저 레이더, 레이저를 위한 정확한 조준 기기 및 레이저 무기 시스템 등과 같은 고성능 및 고정밀 광학 기기의 설계를 가능하게 할 것이다. 기류 필드로부터의 이러한 교란의 정확한 측정 데이터에 있어서는, 이러한 에어로 광학 교란에 의해 생성된 광학 편차를 보상하기 위해 설계 기준(design criteria)이 이러한 장치에 구현될 수 있다.
항공기의 각각 다른 모양을 위해 에어로 광학 교란 데이터를 측정하고 수집할 수 있도록 할 필요가 있다. 게다가, 에어로 광학 교란이 항공기의 다양한 속도, 고도 및 기동 구성을 변경시키기 때문에, 데이터는 이러한 파라미터에서의 변화를 위해 컴파일(compile)될 필요가 있다. 따라서, 특정 항공기에 대해 믿을 수 있는 모델링 데이터를 얻기 위해, 에어로 광학 교란의 측정은 속도, 고도 및 감독하는 동안의 다양한 기동의 파라미터의 이러한 변형을 통해 조종(flown)되는 항공기와 더불어 항공기에 고정되어야 할 그러한 에어로 광학적 데이터를 측정 및 수집하기 위한 적절한 기기를 통해 가장 잘 획득될 수 있다.
다양한 항공기를 위해 측정 및 수집되어야 할 에어로 광학 교란은 적어도 마하 2까지의 음속, 아음속 및 초음속을 포함할 수 있다. 에어로 광학 교란의 측정은 해수면(sea level)으로부터 75,000피트에 이르는 범위의 고도 포락선(altitude envelope)에서 작동되는 항공기에 대해 필요하게 된다. 추가적으로, 에어로 광학 교란의 측정은 항공기에 힘의 3g 정도 전하는 다양한 기동(maneuver)을 감독하는 항공기로부터 필요하게 될 것이다. 이 모든 데이터는, 상술한 바와 같이 결국에는 광학 기기를 운반하는 각 항공기에 믿을 수 있는 모델링을 제공하기 위해 정확하게 측정될 필요가 있다.
과거에는, 에어로 광학 측정은 풍동(wind tunnel, 바람굴)을 이용하거나 기류 필드를 생성하기 위해 비행 중에 있는 대형 항공기를 이용하여 얻어졌다. 특정 항공기의 고속도, 보다 상세하게는 마하 1 이상의 초음속을 복제(replicate)하기 위한 풍동의 사용은 합병 증세(complications)를 나타냈다. 특히, 터널의 벽에 충돌하는 충격파는 복제 및 따라서 기류 필드가 비행하는 개방 환경(open ambient)에서 보통 발생하는 에어로 광학 교란의 충실도를 붕괴시키고 있다. 에어로 광학 교란을 위한 측정 기기는 일반적으로 크고 복잡한 기기이기 때문에, 그 기기를 운반하기 위해 더 큰 항공기가 필요하게 되었다. 더 큰 항공기의 사용은 또한 그들의 제한된 속도 범위에서 추가적인 문제를 제시했다. 이러한 더 큰 항공기의 제한된 속도에 의해, 완전히 방지되지 않으면 만연 속도(rate of speed)에서 에어로 광학 교란을 측정하는 것이 제한되었다. 게다가, 에어로 광학 교란을 측정하기 위한 대규모의 복잡한 기기는 항공기에서의 그러한 기기의 배치 또는 위치를 제한했고, 그것에 의해 대규모의 복잡한 기기를 수용하기 위하여 항공기에서의 제한된 위치로 기류 필드의 교란의 데이터 수집을 제한했다.
광학 기기에 모델링 설계 기준을 제공하도록 에어로 광학 교란에 관하여 필요로 되는 데이터를 측정하고 컴파일하기 위해서는, 컴팩트(conpact)한 측정 기기를 개발할 필요가 있다. 컴팩트한 측정 기기는 아음속으로부터 초음속까지의 넓은 범위의 속도로 진행(traveling)할 수 있는 전투 항공기(전투기)와 같은 더 작은 항공기에 고정될 수 있다. 또한, 컴팩트한 구성은 측정 기기가 항공기 상의 다수의 다른 위치에 고정되도록 하는 것을 가능하게 한다. 이것은, 광학 기기가 후에 배치될 수 있는 위치를 복제하는 위치로부터 측정이 행해지는 것을 가능하게 한다. 컴팩트한 사이즈는 또한 항공기의 불필요한 공기 역학적 불균형을 생성하는 것을 방지하는 데 도움이 될 것이다.
측정 기기의 컴팩트한 구성은 다양한 기동을 통해 이동할 뿐만 아니라 넓은 범위의 속도와 고도를 통해 진행할 필요가 있는 다른 항공기에 대해 교란 데이터의 측정과 수집을 용이하게 한다. 측정 기기의 컴팩트한 구성은, 광학계(optical system) 및/또는 흐름 제어 장치를 설계하도록 모델링을 확립하기 위해, 그 항공기의 흐름 범위에서 에어로 광학 교란의 필요로 되는 공간적 및 시간적 데이터를 제공할 것이고, 항공기는 결국 이러한 에어로 광학 교란 내에서 작동 및/또는 이러한 에어로 광학 교란을 완화시키도록 전달할 것이다.
논의된 특징, 기능 및 장점은 다양한 실시예에서 독립적으로 달성될 수 있거나 또는 자세한 사항이 다음의 설명 및 도면을 참조하여 보여질 수 있는 또 다른 실시예에 결합될 수 있다.
본 발명의 목적은, 짐발(gimbal)에 의해 지지되어 발광 소스(light emitting source)로부터 광 빔을 수신하고 발광 소스로부터 출사된 광 빔을 제1 잠망경 접이식 미러(periscope fold mirror) 및 제1 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 잠망경 접이식 미러로 반사하기 위한 미러를 포함하는 에어로 광학 교란 측정 시스템을 제공하는 것이다. 측정 시스템은, 제2 잠망경 접이식 미러로부터 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 오목 오프축 포물선 미러(concave off-axis paraboloid mirror), 제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 접이식 미러(fold mirror), 제1 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 접이식 미러, 및 제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 고속 스티어링 미러(fast steering mirror)로 반사하도록 배치된 제2 오목 오프축 포물선 미러를 더 포함한다. 추가적으로 포함된 것은, 임베디드 프로세서(embedded processer)에 결합된 미세 추적기 카메라(fine tracker camera)이고, 미세 추적기 카메라는 고속 스티어링 미러로부터 광 빔의 투과 부분을 수신하며, 임베디드 프로세서는 이 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러의 움직임(movement)을 제어하도록 고속 스티어링 미러에 결합되어 있고, 임베디드 프로세서는 짐발에 결합되어 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 제어한다.
본 발명의 다른 목적은, 짐발에 의해 지지되어 발광 소스로부터 광 빔을 수신하고 발광 소스로부터 출사된 광 빔을 제1 잠망경 접이식 미러로 반사하기 위한 미러를 포함하는 에어로 광학 교란 측정 시스템을 제공하는 것이다. 제2 잠망경 접이식 미러는 제1 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치되어 있다. 제1 오목 오프축 포물선 미러는 제2 잠망경 접이식 미러로부터 반사된 광 빔을 수신하도록 배치되어 있다. 제1 접이식 미러는 제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치되어 있다. 제2 접이식 미러는 제1 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치되어 있다. 제2 오목 오프축 포물선 미러는 제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 고속 스티어링 미러로 반사하도록 배치되어 있다. 빔 스플리터(beam splitter)는 고속 스티어링 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 투과 부분과 반사 부분으로 분할한다.
본 발명의 다른 목적은, 짐발에 의해 지지되어 발광 소스로부터 광 빔을 수신하고 발광 소스로부터 출사된 광 빔을 고속 스티어링 미러로 반사하는 미러를 포함하는 에어로 광학 교란 측정 시스템을 제공하는 것이다. 빔 스플리터는 고속 스티어링 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 투과 부분과 반사 부분으로 분할한다. 미세 추적기 카메라는 임베디드 프로세서에 결합되어 있고, 미세 추적기 카메라는 고속 스티어링 미러로부터 광 빔의 투과 부분을 수신하며, 임베디드 프로세서는 이 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러의 움직임을 제어하도록 고속 스티어링 미러에 결합되어 있고, 임베디드 프로세서는 짐발에 결합되어 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 제어한다.
논의된 특징, 기능 및 장점은 다양한 실시예에서 독립적으로 달성될 수 있거나 또는 더 자세한 사항이 다음의 설명 및 도면을 참조하여 보여질 수 있는 또 다른 실시예에 결합될 수 있다.
도 1은 대표적인 광 빔이 항공기의 흐름 범위를 통과하는 흐름 범위에서의 항공기의 개략 사시도를 나타낸다.
도 2는 파면 측정 시스템의 실시예의 개략적인 표현의 후면 입면도를 나타낸다.
도 3은 에어로 광학 교란 측정 시스템의 개략적인 표현의 평면도를 나타낸다.
도 4는 도 2에 나타낸 바와 같은 파면 측정 시스템의 개략적인 표현의 측면 입면도를 나타낸다.
도 5는 전투기에 고정된 도 3의 함유된 에어로 광파 교란 측정 시스템의 실시예의 확대 도면과 전투기의 전단부의 확대된 분해 개략 절단도이다.
도 6은 도 1의 에어로 광파 교란 측정 시스템의 일 실시예가 고정되는 전투기의 개략 사시도이다.
도 7은 흐름 범위의 특징 결정(characterization)을 위한 센서 위치 옵션을 나타내는 항공기의 개략적 정면 프로파일도이다.
도 8a는 초기의 별 획득을 위한 직선 및 수평 비행 중의 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 별을 이용한 제1 패널 도면이다.
도 8b는 항공기가 기동을 실행하는 동안의 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 별을 이용한 제2 패널 도면이다.
도 8c는 항공기가 원래의 비행 경로에서 벗어나서 직선 및 수평 비행을 재개하는 동안의 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 별을 이용한 제3 패널 도면이다.
도 8d는 항공기가 원래의 비행 경로로 복귀하도록 기동됨에 따라 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 별을 이용한 제4 패널 도면이다.
도 9a는 초기의 비콘(beacon) 획득을 위한 직선 및 수평 비행 중의 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 항공기 비콘을 이용한 제1 패널 도면이다.
도 9b는 항공기가 기동을 실행하는 동안의 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 항공기 비콘을 이용한 제2 패널 도면이다.
도 9c는 항공기가 원래의 비행 경로에서 벗어나서 직선 및 수평 비행을 재개하는 동안의 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 항공기 비콘을 이용한 제3 패널 도면이다.
도 9d는 항공기가 비콘 에미터(beacon emitter)를 통과한 후 원래의 비행 경로로 복귀하도록 기동됨에 따라 데이터 수집을 위한 발광 소스로서 항공기 비콘을 이용한 제4 패널 도면이다.
이하, 본 발명은 예시적인 구현이 나타내어져 있는 첨부도면을 참조하여 더 상세하게 설명될 것이다. 본 발명은 다양한 다른 형태로 실시될 수 있으며, 본 명세서에 기재된 실시예에 한정되는 것으로 해석되어서는 안된다.
도 1을 참조하면, 비행 항공기(10)는 이 실시예에서는 F-18이다. 항공기(10)는 이것이 대기권을 통과함에 따라 기류 필드(air flow field; 12)를 생성한다. 항공기(10)의 표면(14)이 공기에 영향을 미침에 따라 기류 필드(12)에 교란이 생성된다. 표면(14)은, 도 1 및 도 6에서 보여지는 바와 같이, 기류 필드(12)에 노출된 항공기(10)와 연관된 모든 외부 표면을 포함한다. 이러한 표면은, 무기 등과 같은 항공기(10)에 달려 있는 항목을 포함하는 항공기(10)와 연관된 다른 모든 외부 표면뿐만 아니라 동체(15), 날개(17), 꼬리부(19), 조종석(cockpit; 21) 등을 포함한다. 표면(14)이 다른 항공기(10)를 갖는 구성에서 변화하기 때문에, 기류 필드(12) 내에 생성된 결과적인 에어로 광학 교란(aero-optical disturbances)은 항공기(10)로부터 모양 및 거리가 달라질 것이다. 이러한 에어로 광학 교란은, 항공기(10)가 그 속도 및 고도(altitude)가 변화하고 항공기(10)가 다양한 기동(maneuver)을 통해 진행함에 따라 더 변경될 것이다.
기류 필드(12)의 부분이 흐르는 표면(14)의 모양에 따라, 이동하는 공기의 속도가 다를 수 있다는 점을 이해해야 한다. 예를 들어, 표면(14)이 휘어져 있는 경우, 공기 흐름은 평탄한 표면(14)보다 휘어진 표면(14)에서 더 빨라질 것이다. 따라서, 항공기(10)의 몇몇 부분에서의 공기 속도는, 천음속(transonic speed)으로 진행할 수 있는 항공기(10)의 다른 장소(location)에서의 공기 속도와는 대조적으로 예를 들어 초음속(supersonic speed)으로 진행할 수 있다. 따라서, 항공기(10)에 관한 흐름 범위(flow field; 12)에서의 결과적인 교란은, 반드시 항공기(10)의 하나의 장소로부터 다른 장소까지 균질(homogeneous)하거나 균일하지 않다.
항공기(10)가 음속 내지 아음속 및 초음속으로 비행하기 때문에, 기류 필드(12)의 공기는 항공기(10)의 표면(14)으로부터 압축을 경험할 것이다. 예를 들어, 초음속에서의 공기의 압축은 기류 필드(12)의 에어로 광학 교란에서 충격파/경계 사이의 연속적인 흐름의 영역(16)과 충격파/경계(18)를 생성한다. 예를 들어, 개략적으로 충격파/경계(18)의 영역과 연속적인 흐름 영역(16)을 번갈아 가며 나타내어진 바와 같이, 이러한 교란은 항공기(10)의 표면(14)으로부터 바깥쪽으로 생성된다. 다수의 곡선 표면(curved surfaces)에 걸쳐, 더 약한 충격파/경계(18)가 합쳐져 도 1에서 보여지는 바와 같이 더 강한 충격파/경계(18)를 이루고 있다. 이 교란은 다양한 구성을 취할 것이고, 또한 이 특정 항공기(10)의 속도, 고도 및 기동 구성이 변화함에 따라 항공기(10)로부터의 거리에 변화가 생길 것이다.
충격파/경계(18)와 기류 필드(12)의 연속적인 흐름 영역(16)을 포함하는 이러한 교란은, 항공기(10)에 의해 운반되는 광학 기기에 의한 광로 수신 및 송신에 영향을 미칠 것이다. 광로 송신 또는 수신의 경로의 예는, 모식적으로 도 1에 경로 20 및 22로서 나타내어져 있다. 이러한 광학 송신 또는 수신과 연관된 항공기(10) 내에서의 광학 기기 또는 장치는, 예를 들어 광학 추적기, 감시 센서, 레이저 조준 시스템(laser aiming system) 및 레이저 에너지 전파 무기를 포함할 수 있다. 이러한 장치가 정확하게, 효과적으로, 효율적으로 작동하도록 하기 위해, 그들은 항공기(10)가 대기를 통해 비행함에 따라 기류 필드(12) 내의 교란에 의해 야기되는 광로 변화를 믿을 수 있게 보상할 필요가 있다. 믿을 수 있는 성능의 이러한 목표를 달성할 때에 주요한 단계는, 그러한 측정 데이터를 기기의 이들 광학 부품의 설계에 통합시키기 위해 기류 필드(12)의 에어로 광학 교란의 믿을 수 있는 측정을 획득하는 것이다.
도 2 내지 도 4를 참조하면, 기류 필드(12)에서의 항공기(10)의 비행에 의해 생성되는 에어로 광학 교란의 위치 및 윤곽을 공간적 및 시간적으로 측정하여 필요로 되는 데이터를 획득하기 위해 항공기(10)에 탑재될 수 있는 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)의 실시예가 나타내어져 있다. 이 실시예에서는, 도 3에서 보여지는 바와 같이, 시스템(24)은 파면 측정 시스템(wavefront measuring system; 26) 및 짐발 미러 시스템(gimbaled mirror system; 28)을 포함하고 있다. 이러한 시스템(26, 28)의 각각의 예는, 그들의 동작이 논의되는 것과 같이 본 명세서에서 상세히 논의될 것이다.
항공기(10)에 고정되는 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)에 있어서는, 기류 필드(12)의 광학 교란의 측정 데이터는 항공기(10)에 도달하기 전에 광학 교란을 통해 진행한 광 빔을 수신하여 분석함으로써 획득될 것이다. 이 실시예의 목적을 위해, 별(star), 다른 항공기로부터의 비콘(beacon), 지상 소스로부터의 비콘, 레이저 가이드 별 또는 인공의 별 등과 같은 발광 소스(light emitting source)가 시스템(24)에 의한 사용을 위해 선택될 수 있다. 광원은, 이 실시예를 위해 시스템(24)이 광 빔 소스나 (MV-`3) 또는 더 밝은 시각적 크기를 갖는 별과 더불어 작동하기 위해 구성되도록, 시스템(24)과 함께 작동할 정도로 충분히 강할 필요가 있다.
도 2 내지 도 4를 참조하면, 광 빔(30)은 도 3에서 보여지는 바와 같이 이 실시예에서는 별과 같은 발광소스로부터 발생하고, 짐발(34)에 의해 지지된 미러(32)에 영향을 미치는 도 3에서 보여지는 바와 같은 짐발 미러 시스템(28)에 입사한다. 미러(32)는 제1 잠망경 접이식 미러(periscope fold mirror)(36)로 직접 광 빔(30)를 반사한다. 이 실시예에서, 이 짐발 미러 시스템(28)은, 원래는 1974년에 휴즈 옵티컬 시스템즈(Hughes Optical Systems)에 의해 제조되었고 현재는 더 보잉 컴파니(The Boeing Company)에 의해 제조되고 있는 캐스트 글랜스 짐발(Cast Glance Gimbal)로서 알려져 있다. 이것은 미 해군에 의해 미사일 및 목표 추적(target tracking) 모두를 위해 이용되고 있고, NP3D 항공기에 설치되어 있다.
이 짐발 미러 시스템(28)은, 이 실시예에서는, 로드 아일랜드 미들톤의 KVH 인더스트리즈(KVH Industries)에 의해 제조되는 듀얼 축 DSP-1750/디지털 출력 광섬유 자이로 등의 자이로 센서(gyro sensor; 38)를 포함하도록 변경되어 있다. 자이로 센서(38)는, 미러(32)에 결합되어 항공기(10)의 움직임(movement)에 기초해서 비행 중에 미러(32)의 움직임을 감지하고, 이 움직임을 미세 추적기 카메라 센서(fine tracker camera sensor; 41)에 내장되어 미세 추적기 카메라 센서(41)에 결합된 임베디드 프로세서(embedded processer, 내장 프로세서)(39)로 전달한다. 결국, 임베디드 프로세서(39)는 짐발 지지체(gimbal support; 34)에 결합되어 항공기(10)가 비행 중에 이동함에 따라 미러(32)와 정렬(align)된 광 빔(30)을 유지하기 위해 짐발 지지체(34)에 의해 행해져야 할 교정 움직임을 미러(32)로 전달한다. 임베디드 프로세서(39), 짐발 지지체(34)와의 그 결합 및 미러(32)에 영향을 미치는 움직임에 관한 더 자세한 내용은 이하에 논의될 것이다.
최대 마하 1까지의 속도로 진행하고 기동을 하는 항공기(10)에 고정된 시스템(24)에 있어서는, 그 기동 중에 항공기(10)에 의해 행해지는 움직임을 보상하기 위해 교정 움직임이 미러(32)에 대해 행해지지 않는 한, 광 빔(30)은 미러(32)와의 정렬에서 벗어나서 이동하거나, 또는 그렇지 않으면 미러(32)의 관련 필드(field of regard)에서 벗어나서 이동할 것이다. 예를 들어, 에어로 광학 교란 측정을 획득하기 위해 항공기(10)에 고정된 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)과 더불어, 기동을 통해 비행하는 항공기(10)에 있어서는, 미러(32)는 광 빔(30)을 기준으로 이동한다. 자이로 센서(38)는 미러(32)의 움직임을 감지하고 이 움직임 데이터 또는 정보를 임베디드 프로세서(39)로 보낸다. 자이로 센서(38)는 임베디드 프로세서(39)와 10 Hz 내지 100 Hz의 대역폭 연결 범위를 가지고 있다. 임베디드 프로세서(39)는, 그 반응으로 미러(32)와 적절한 정렬로 광 빔(30)을 유지하기 위해 미러(32)을 이동시키도록 짐발 지지체(34)에 명령한다. 짐발(34)은 방위각(azimuth)과 고도각(elevation)에서 +/- 45도의 관련 필드에 걸쳐 해상도가 4 마이크로라디안(microradian) 이하의 각도 감지 및 방위각과 고도각에서 60도/초(sec) 이상의 최대 각속도에서 작동한다.
상술한 바와 같이, 임베디드 프로세서(39)는 이하에 더 상세하게 논의되는 미세 추적기 카메라(41)에 결합되어 있다. 이 실시예에서는, 임베디드 프로세서는, (LX100T 및 LX75T를 위한 지지체(support)를 갖는) 자일링스(Xilinx) Spartan-6 LX150T 등의 필드 프로그래머블 게이트 어레이(FPGA); 부트 플래시 메모리; XMOS 감독 프로세서; 2배속 QDR-II SSRAM; 2개의 4배속 SDRAM 인터포저 모듈을 위한 지지체; 4GByte의 저장 공간을 제공하는 NAND 플래시; 카메라 링크(link)를 지원하는 센서 I/O; PCI-Express 1배속 지지체; 및 FPGA로의 1GbE를 포함하고 있다. 프로세서(39)는, 프리스케일 Q 또는 IQ P1022 등의 범용 프로세서(General Purpose Processor, GPP); ECC를 갖는 512Mbytes DDR3 SDRAM; (확장 IO를 통한) 12C RTC; 12C 온도 센서; 직렬 주변장치 인터페이스(Serial Peripheral Interface, SPI) 구성 플래시; NAND 플래시 메모리; (확장 IO를 통한) 프로세서 리셋; (확장 IO를 통한) FPGA 모듈 감독 프로세서 사이의 10비트 통신 링크; (확장 IO를 통한) FPGA 모듈 스파르탄(Spartan) FPGA로의 PCI Express 1배속, Gen 1.0; (확장 IO를 통한) 기가비트 이더넷; 및 (확장 IO를 통한) 솔리드 스테이트 디스크(Solid State Disk) 스토리지를 더 포함하고 있다. 임베디드 프로세서(39)는 10 Hz 내지 100 Hz의 대역폭 연결 범위로 짐발 지지체(34)에 결합되어 있다. 짐발 지지체(34)는, 방위각과 고도각에서 +/- 45도의 관련 필드에 걸쳐 스트로크(stroke)가 4 마이크로라디안 이하의 위치 감지 및 방위각과 고도각에서 60도/초(sec) 이상의 최대 각속도에서 작동한다.
자이로 센서(38)로부터 미러(32)에 대한 움직임 데이터를 수신하는 임베디드 프로세서(39)의 경우, 임베디드 프로세서는 미러(32)를 이동시키도록 짐발(34)에 움직임 명령을 보내고 미러(32)에 대한 관련 필드에서 발광 소스로부터 광 빔(30)을 유지하도록 적절히 배치된 미러(32)를 유지한다. 캐스트 글랜스 액츄에이터(Cast Glance actuators)는 방위각에서 1700도/sec2 이상의 최대 가속도 및 고도각에서 400도/sec2 이상으로 짐발을 구동할 수 있다.
이 실시예에서는, 짐발 미러 시스템(28)도 또한, 자이로 센서(38)에 의해 제공되는 안정화된 플랫폼(stabilized platform)과 안정화된 운동학(stabilized kinematics)을 시행하기 위한 회전 플랫(turning flat) 사이의 엔코더뿐만 아니라, 안정화된 플랫폼과 회전 플랫 사이의 2 대 1 엔코더 동기화 구동(synchronized drive)의 이용을 포함하고 있다. 게다가, 짐발은 베어링 또는 정류되는 DC 모터(commutated DC motor)나 브러쉬되는 DC 모터(brushed DC motor) 대신에 회전 만곡부(rotational flexures) 및 회전 보이스 코일을 사용하고 있다.
특히 초음속을 달성할 수 있는 항공기(10)에 탑재된 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)에 있어서는, 높은 진동이 짐발 미러 시스템(28)에 영향을 미칠 수 있다. 이 실시예에서는, 고도로 감쇄된 수동 아이솔레이터(passive isolators)가 짐발 지지체(34)에 사용된다. 추가적으로, 별 또는 다른 항공기 등의 발광 소스를 가리키는 큰 각도에 대해 미러(32)에 교정 움직임을 행하기 위해 자이로 센서(38) 및 짐발 지지체(34)를 이용하는 적어도 100 Hz 자이로 안정화 루프가 적용될 수 있다. 더욱이, 1.2 및 1.4 마하에서 충격파 패키지를 갖는 보잉 F-15E에 수집된 진동 데이터의 이용은, 예를 들어 안정화된 짐발(34)을 자이로 센서(38)의 Simulink 모델 또는 다른 모델 또는 시뮬레이션에 입력할 수 있다. 시력 지터(sight jitter)의 잔류 라인(residual line)은 기본 모션 지터에 대해 3.0 마이크로라디안(microradian)보다 작은 것으로 예측된다. 이것은, 고속 스티어링 미러(fast steering mirror; 54)에 교정을 명령함으로써 임베디드 프로세서(39)에 의해 제어되는 미세 트랙 센서(Fine Track sensor; 41)가 기류 필드(12)에서의 광학 교란을 저감하도록 한다.
이 실시예에서는, 도 3에 나타낸 바와 같이, 짐발 미러 시스템(28)의 제1 잠망경 접이식 미러(36)는 짐발(34)에 의해 지지된 미러(32)로부터 직접 광 빔(30)를 수신하여 파면 측정 시스템(26)의 제2 잠망경 접이식 미러(40)를 향해 직접 광 빔(30)를 반사하고 있다. 제2 잠망경 접이식 미러(40)는, 이 실시예에서는 45도(45°)의 입사각에서 제1 잠망경 접이식 미러(36)로부터 직접 광 빔(30)을 수신한다. 제2 잠망경 접이식 미러(40)는 이 실시예에서는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 4인치 단축 타원(minor axis ellipse)을 가지고 있다. 광 빔(30)은 제2 잠망경 접이식 미러(40)로부터 직접 제1 중간 접이식 미러(intermediate fold mirror)(42)로 반사된다. 제1 중간 접이식 미러는 이 실시예에서는 45도(45°)의 입사각에서 광 빔(30)을 수신한다. 제1 중간 접이식 미러(42)는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 3인치 단축 타원을 가지고 있다. 차례로, 제1 중간 접이식 미러(42)는 제2 중간 접이식 미러(44)로 직접 광 빔(30)을 반사하는데, 여기에서는 제2 중간 접이식 미러(44)도 또한 이 실시예에서는 45도(45°)의 입사각에서 광 빔(30)을 수신한다. 마찬가지로, 제2 중간 접이식 미러(44)는 이 실시예에서는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 3인치 단축 타원을 가지고 있다.
광 빔(30)은 제2 중간 접이식 미러(44)로부터 직접 제1 오목 오프축 포물선 미러(concave off-axis paraboloid mirror)(46)로 반사된다. 제1 오목 오프축 포물선 미러(46)는 이 실시예에서는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 가지고 있다. 광 빔(30)은 이 실시예에서는 8도(8.0°)보다 작은 입사각에서 제1 오목 오프축 포물선 미러(46)에 의해 수신된다. 광 빔(30)은 제1 오목 오프축 포물선 미러(46)로부터 직접 제1 접이식 미러(48)로 반사된다. 제1 접이식 미러(48)는 이 실시예에서는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 동공 릴레이(pupil relay)이다. 광 빔(30)은 이 실시예에서는 8도(8.0°)보다 작은 입사각에서 제1 접이식 미러(48)에 의해 수신된다. 광 빔(30)은 제1 접이식 미러(48)로부터 제2 접이식 미러(50)로 직접 반사하고, 이 실시예에서는 15도(15.0°)보다 작은 입사각에서 제2 접이식 미러(50)에 의해 수신된다. 제2 접이식 미러(50)는 또한 이 실시예에서는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 동공 릴레이이다.
광 빔(30)은 제2 접이식 미러(50)로부터 제2 오목 오프축 포물선 미러(52)로 직접 반사된다. 제2 오목 오프축 포물선 미러(52)는 이 실시예에서는 8도(8.0°)보다 작은 입사각에서 광 빔(30)을 수신한다. 제2 오목 오프축 포물선 미러(52)는 이 실시예에서는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 오프축 포물선 미러 동공 릴레이이다. 광 빔(30)은 이 실시예에서는 제2 오목 오프축 포물선 미러(52)로부터 고속 스티어링 미러(54)로 직접 반사하는데, 이 실시예에서 고속 스티어링 미러(54)는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅 및 100 Hz 내지 1000 Hz의 대역폭을 갖는 직경 1인치(1")로 되어 있다.
고속 스티어링 미러(54)는, 이 실시예에서는, 캘리포니아 롱 비치에 위치한 옵틱스 인 모션 LLC(Optics In Motion LLC)에 의해 제조된 OIM101 1인치 FSM이다. 고속 스티어링 미러(54)는, +1.5도와 -1.5도의 범위 내의 각도 스트로크 길이(angular stroke length) 및 2 마이크로라디안 이하의 각도 해상도(angular resolution)로 고속 스티어링 미러(54) 움직임을 제공하기 위해 통신 루프를 생성하고, 항공기(10)의 비행에 의해 광 빔(30)에 영향을 미치는 지터를 보상하기 위해 100∼1000 Hz에서 임베디드 프로세서(39)와 대역폭 연결로 작동하기 위해, 임베디드 프로세서(39) 및 미세 추적기 카메라(41)에 결합된다. 이 지터는, 항공기(10)의 진동, 및 흐름 범위(12)로부터의 에어로 광학 교란, 충격파(16) 및 항공기 주위의 다양한 보기 각도(look angle)에서의 충격 경계(18)에 의해 광 빔에 생성된다. 이 통신 루프를 생성하기 위해, 부분적으로 고속 스티어링 미러(54)는 광 빔(30)의 투과 부분(transmitted portion; 58)을 통해 미세 추적기 카메라(41)에 결합되어 있다. 광 빔(30)은, 이 실시예에서는 고속 스티어링 미러(54)로부터 빔 스플리터(beam splitter; 56)로 직접 반사한다.
빔 스플리터(56)는, 이 실시예에서는 50퍼센트(50%)의 반사율로 광대역 코팅을 갖는 1인치(1") 직경을 가지며, 이 실시예에서는 8도(8.0°)보다 작은 입사각에서 광 빔(30)을 수신한다.
이 실시예에서는, 빔 스플리터(56)는 뉴 멕시코 앨버커키의 CVI 레이저 옵틱스(CVI Laser Optics)에 의해 제조된 광대역 플레이트 빔 스플리터(broadband plate beam splitter)이다. 이 빔 스플리터는, 광학 재료: N-BK7 유리; 표면 품질: 10-5 스크래치 및 쿡 찌르기(dig); 상품 코드: BBS; 접착력 및 내구성: 실험실 용매에서 용해되지 않는(insolvable) Mil-C-675C 당의 접착력 및 내구성; 클리어 어퍼처(Clear Aperture): 중심 직경의 85퍼센트(85%)보다 크거나 같음; 코팅 기술: 전자 빔 다층 유전체; 챔퍼(Chamfer): 45도(45°)(전형적)에서 0.35 mm; 웨지(Wedge): 5 아크 분(arc min)보다 작거나 같음; 손상 임계값(Damage Threshold): 20 nsec 동안 100 mJ/cm2 및 1064 nm에서 20 Hz; 두께: t + 또는 - 0.25 mm; 직경: φ + 0/-0.25 mm; 표면 모습(surface figure): 633nm에서 λ/10; 리플렉션: Runpolarized = 50% + 또는 - 15%; 및 S2에서의 코팅: 저반사 광대역 반사방지 코팅을 가지고 있다. 빔 스플리터(56)는 광빔(30)을 일부분(58)과 다른 부분(60)으로 분할한다.
빔 스플리터(56)를 통과하는 광 빔(30)의 일부분은 광 빔(30)의 투과 부분(58)이라고 불린다. 투과 부분(58)은, 이 실시예에서는 제1 추적기 접이식 미러(tracker fold mirror)(62)에 의해 빔 스플리터(56)로부터 직접 수신되는바, 이 실시예에서 제1 추적기 접이식 미러(62)는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅으로 1인치(1") 직경을 가진다. 제1 추적기 접이식 미러(62)는, 이 실시예에서는 45도(45°)의 입사각에서 광 빔(30)의 투과 부분(58)을 수신한다. 광대역 AR 코팅을 갖는 무채색 집광 렌즈(achromatic focusing lens; 64)는 정상 또는 수직한 입사각에서 광 빔(30)의 투과 부분(58)을 수신한다. 제2 추적기 접이식 미러(66)는, 이 예에서는 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 반 단축(semi-minor axis)에 1인치(1")의 직경을 가지고 있다. 제2 추적기 접이식 미러(66)는 이 예에서는 무채색 집광 렌즈(64)로부터 45도(45°)의 입사각에서 광 빔(30)의 투과 부분(58)을 수신하고, 미세 추적기 카메라(41)와 연관되고 제2 추적기 접이식 미러(66)와 미세 추적기 카메라(41) 사이에 배치된 필터 휠 어셈블리(filter wheel assembly; 68)로 직접 투과 부분(58)을 반사한다.
필터 휠 어셈블리(68)는 별로부터의 신호를 최적화하기 위해 적용될 수 있지만, 대조적으로 발광 광원이 항공기에 의해 전달되는 신호여도 좋은 경우에는 적용되지 않을 수도 있다. 필터 휠 어셈블리(68)를 통과하는 광 빔(30)의 투과 부분(58)에 있어서는, 투과 부분(58)은 미세 추적기 카메라(41)에 도달한다. 미세 추적기 카메라(41)는 광 빔(30)의 투과 부분(58)의 움직임을 감지한다.
미세 추적기 카메라(41)는, 이 실시예에서는, 128×128 윈도우 모드(windowed mode)에서 1700 Hz 프레임 속도가 가능한 제닉스 밥캣(Xenics Bobcat) 640CL 단파 적외선(Shortwave Infrared, SWIR)을 이용한다. 임베디드 프로세서(39)에 결합된 미세 추적기 카메라(41)에 있어서는, 광 빔(30)의 투과 부분(58)을 통해 고속 스티어링 미러(54)에 연결된 임베디드 프로세서(39) 및 미세 추적기 카메라(41)에 결합된 고속 스티어링 미러(54)에 의해, 광 빔(30)의 투과 부분(58)의 움직임을 감지하고 그에 따라 그 데이터를 교대로 고속 스티어링 미러(54)를 이동시키기 위해 고속 스티어링 미러(54)에 명령을 보내는 임베디드 프로세서(39)로 전달하는 미세 추적 카메라(41)에 대한 통신 루프가 완성된다. 이 통신 루프는, 항공기(10)의 고속 진행에 의해 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)에 영향을 미치는 지터(jitter)를 저감하도록 작동한다.
빔 스플리터(56)로 돌아가면, 빔 스플리터(56)는 광 빔(30)을 분할한다. 빔 스플리터(56)는, 광 빔(30)의 일부분, 투과 부분(58)을 투과하고, 반사 부분(reflected portion; 60)이라 불리는 광 빔(30)의 다른 부분을 반사한다. 반사 부분(60)은 이 실시예에서는 1인치(1")의 반 단축 직경 및 98퍼센트(98%)의 반사율보다 큰 광대역 코팅을 갖는 제1 파동 센서 접이식 미러(wave sensor fold mirror; 70)로 빔 스플리터(56)로부터 인도된다. 반사 부분(60)은 이 실시예에서는 15도(15.0°)보다 작은 입사각에서 접이식 미러(70)에 의해 수신되고, 이 예에서는 광대역 AR 코팅을 갖는 무채색 동공 릴레이(72)로 직접 광 빔(30)의 반사 부분(60)을 반사한다. 이 실시예에서는, 반사 부분(60)은 법선의 입사각에서 무채색 동공 릴레이(72)에 의해 수신된다.
광 빔(30)의 반사 부분(60)은 흐름 범위(12)에서 항공기(10)에 의해 생성되는 에어로 광학 교란과 연관된 공간적 및 시간적 파면 파라미터를 캡처하도록 구성된 파면 센서 렌즈렛 어레이(wavefront sensor lenslet array; 74)로 전달된다. 이것은, 초음파를 포함한 다양한 속도로 진행하는 항공기(10)와의 충격 경계(18)를 포함한다. 렌즈렛 어레이(74)는 적어도 16×16 서브어퍼처(subaperture)의 렌즈렛의 어레이 또는 24×24 서브어퍼처의 렌즈렛의 세트를 포함한다. 이 실시예에서, 파면 센서는 이 예에서는 15 kHz에서 파면 수집을 가능하게 하는 120×120 윈도우에서 서브어퍼처 당 5×5 화소의 24×24 서브어퍼처를 갖는 제닉스 치타(Xenics Cheetah)-640CL을 포함하고 있다. 렌즈렛 어레이(74)는 초점 평면 배열 파면 카메라(focal plane array wavefront camera; 76)에 반사 부분(60)을 집중(focus)시킨다. 이에 따라 파면 카메라(76)는 파면 센서 렌즈렛 어레이(74)를 통과한 광 빔(30)의 반사 부분(60)으로부터 흐름 범위(12)에서의 에어로 광학 교란의 시간적 및 공간적 데이터를 수신한다. 이 실시예에서, 파면 카메라(76)는 512×512 단파 적외선 초점 평면을 포함하고, 5 kHz보다 큰 프레임 속도를 가진다.
파면 센서 렌즈렛 어레이(74) 및 파면 카메라(76)는, 신호 인터페이스와, SAMSUNG 840 프로 시리즈 MZ-7PD128BW 2.5" 128GB SATA III MLC 내장 솔리드 스테이트 드라이브(SSD)와 같은 솔리드 스테이트 저장 장치도 포함하고 있는 다른 임베디드 프로세서(78)를 포함하고 있는 센서 전원 공급기에 결합되어 있다. 솔리드 스테이트 데이터 스토리지는, 항공기(10)로부터의 대응하는 운영 또는 네비게이션 데이터(navigational data, 항해 데이터)와 더불어, 파면 센서 렌즈렛 어레이(74) 및 파면 카메라(76)로부터 수신된 항공기(10)에 의해 생성된 에어로 광학 교란의 시간적 및 공간적 측정 데이터를 저장한다. 이 저장된 데이터는, 이후에 항공기(10)에 설치되는 광학 기기를 설계하는 데에 사용될 수 있다. 도 2 내지 도 4에 나타낸 에어로 광학 교란 측정 스템(24)을 지원하기 위한 추가적인 장치는, 짐발 전기 인터페이스 포트(80)와 고속 스티어링 미러 전원 공급 및 제어부(81)를 포함한다.
상술한 파면 측정 시스템(26) 및 자이로 안정화 짐발 미러 시스템(28)은 도 5에서 보여지는 바와 같이 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)이 컴팩트한 구성 내에 함유되는 것을 허용한다. 예를 들어, 캐스트 글랜스 짐발(Cast Glance gimbal; 28) 없는 파면 측정 시스템(26)은 34와 40 파운드 사이의 중량을 갖는 대략 8인치(8")×10인치(10")×20인치(20") 배열로 조립될 수 있다. 캐스트 글랜스 짐발(28)에 있어서는, 치수(dimension)가 170과 175파운드 사이의 중량을 갖는 8인치(8")×19인치(19")×20인치(20")이다. 이 가볍고 컴팩트한 배열을 갖는 파면 측정 시스템(26)을 제공하는 능력에 의해, 자이로 안정화 짐발 미러 시스템(28)은 시스템(26)에 고정될 수 있고 측정 시스템(24)은 이제 항공기(10) 상의 많은 다른 장소에 고정될 수 있다. 이 컴팩트한 배열은, 측정 시스템(24)이 초음속을 달성할 수 있고 항공기의 공기 역학(aerodynamics)을 방해하지 않는 더 작은 전투기에 설치되는 것을 허용한다.
도 5를 참조하면, 파면 측정 시스템(26) 및 자이로 안정화 짐발 미러 시스템(28)은 각각 컨테이너(container; 85, 83) 내에 각각 함유되어 있다. 컨테이너(83, 85)는 컨테이너 어셈블리(container assembly; 82)를 형성하기 위해 함께 단단히 고정되어 있다. 컨테이너(83)는, 개구(opening; 86)를 정의하는 프론트 사이드(front side; 84)를 포함하고, 미러 시스템(28)이 광 빔(30)과 같은 입사하는 광에 노출되는 것을 허용한다. 파면 측정 시스템(26)에 관해서는, 이것은 컨테이너(85) 내에 하우징되어 있다. 파면 측정 시스템(26) 내의 광학 부품은, 탄소 발포 복합 구조체(carbon foam composite structure; 도시하지 않음)와 더불어 후면 컨테이너(85) 내에 견고하게 유지되고, 도 3에서 보여지는 바와 같이 탄소 섬유 벤치(carbon fiber bench; 87)에 탑재되어 있다. 컨테이너(83, 85)는, 전형적으로 광학 벤치(optical bench)의 열팽창의 계수와 매치(match)하도록 열 절연체(thermal isolator)와 더불어 알루미늄으로 구성되어 있다.
조립된 컨테이너 어셈블리(82)에 있어서는, -65℉ 내지 +180℉의 온도 범위에서 Mil-M-17185 환경 사양 및 MIL-STD-167 진동 사양을 충족시키는 배리 아이솔레이터 시리즈(Barry Isolator Series) 1000과 같은 수동 아이솔레이터(passive isolator)에 의해 항공기(10)에 고정될 준비가 되어 있다. 예를 들어, 도 5에서 보여지는 바와 같이, 컨테이너 어셈블리(82)는 노즈 배럴 위치(nose barrel position; 88)의 측면에 고정되어 있다. 보다 상세하게 논의되는 바와 같이, 컨테이너 어셈블리(82)는, 이 실시예에서는 항공기(10)의 다른 부분을 둘러싸는 기류 필드(12)에서 에어로 광학 교란의 시간적 및 공간적 데이터를 측정하여 수집하기 위해 항공기(10)의 다수의 장소(location)에 배치될 것이다. 전형적으로 에어로 광학 간섭 측정 장치(24)를 함유하는 컨테이너 어셈블리(82)는, 도 5에 나타낸 바와 같이 윈도우나 등각 윈도우(conformal window; 90) 뒤에 배치된다. 별 또는 다른 항공기 또는 지상의 장소 등과 같은 발광 소스에서 나오는 광 빔(30)은, 기류 필드(12)에서 에어로 광학 교란을 통과하고, 윈도우나 등각 윈도우(90)를 통과한 다음에 컨테이너(83)의 개구부(86)를 통과한다. 광 빔(30)은, 그 다음에 짐발(34) 및 제1 잠망경 접이식 미러(36)에 의해 지지된 미러(32)에서 광 빔(30)이 제2 잠망경 접이식 미러(40)에 의해 수신되는 파면 측정 시스템(26)으로 반사한다. 다른 기회에, 시스템(24)을 함유하는 컨테이너 어셈블리(82)는 등각 윈도우(90)가 아닌 윈도우의 뒤 또는 등각 윈도우(90)가 채용되는 항공기(10)의 다른 위치에서 항공기(10)의 바깥 부분에 고정된다.
도 6에서 보여지는 바와 같이, 이 실시예는 F-18 전투기(10)를 나타내고 있다. 상술한 바와 같이, 컨테이너 어셈블리(82)는 F-18 항공기(10)에 고정되고, 예를 들어 복측 중앙체(dorsal mid-body, 두 장소)(92); 날개 건 장소(wing gun location; 94); 전자 광학 타겟팅 시스템(electro-optical targeting system; 96) 또는 다른 항공기의 하부 건 베이(lower gun bay); 등각 페어링(conformal fairing; 98); 상부 노즈 배럴(upper nose barrel; 100); 및 복측 뒤 조종석(dorsal behind cockpit; 102)을 포함하는 장소에서 등각 윈도우(90) 뒤에 배치된다. 이러한 다양한 장소에 배치되는 측정 시스템(24)에 의해, 에어로 광학 교란 데이터가 항공기(10) 주위에서 측정 및 수집될 수 있다. 단일의 측정 시스템(24)이 항공기(10) 또는 다중 측정 시스템(24)에 채용될 수 있다. 수집된 측정 데이터에 의해, 광학 기기가 항공기(10)의 기류 필드(12)에 배치된 에어로 광학 교란에 의해 생성된 광학적 편차를 수용할 수 있도록 하기 위한 설계 기준을 작성하도록, 이러한 다양한 장소에 배치되는 광학 기기를 위한 모델링(modeling)이 컴파일된다.
도 7에서 보여지는 바와 같이, 이 실시예에서는 항공기(10)는 비행중인 F-18이고, 항공기에 관한 섹터(sector)는 비행 중에 있는 항공기(10)에서 측정을 취하는 위치의 가능한 관련 필드를 지시하도록 경계가 표시되어 있다. 도 7을 참조하면, 항공기(10)에 관해 배치된 이러한 섹터는 관련된 상단 센서 필드(top sensor field of regard; 104); 관련된 하단 센서 필드(bottom sensor field of regard; 106); 관련된 오른쪽 센서 필드(108) 및 관련된 왼쪽 센서 필드(110)를 포함한다. 항공기(10)에서의 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)의 위치 결정에 관계없이, 데이터의 획득을 위한 시험의 비행 형상은 시스템(24) 내의 광학계의 관련 필드와 발광 소스의 장소 및 속도에 의존한다.
항공기(10) 주위의 기류 필드(12)를 완전히 특징짓기 위해 광학 시스템 관련 필드가 하나 이상의 센서 또는 시스템(24)을 필요로 하는 4π 스테라디안(steradians)으로 되는 것을 필요로 한다. 다수의 시스템(24)은 항공기(10)의 상단 및 하단에 고정되도록 할 수 있지만, 이것은 특성화 또는 데이터 수집 비행을 위해 반드시 필요한 것은 아니다. 항공기(10) 주위의 기류(air flow)는 실질적으로 관련된 왼쪽 센서 필드(110) 및 관련된 오른쪽 센서 필드(108)에서 동일하다. 항공기(10) 주위의 기류 필드(12)의 차이는, 관련된 상단 필드(104) 및 관련된 하단 필드(106)에서 발생할 것이다.
측정 시스템(24)은 흐름 범위(12)의 상단(top; 104) 및 하단(bottom; 106)을 특징짓기 위해 항공기(10) 상의 위치에 있어야만 한다. 이를 위한 더 나은 위치는 항공기(10)의 위쪽, 아래쪽, 측면, 전방 및 후방(꼬리 날개 쪽)으로의 흐름 범위(12)을 측정하거나 특징짓기 위해 충분한 관련 필드를 갖는 항공기(10)의 동체(15)의 어느 하나의 측면이 될 것이다. 그러나, 더 큰 관련 필드는 또한 별 또는 다른 항공기 등의 발광체의 소스를 보도록 기동하는 필요한 항공기(10)를 최소화하고, 이용 가능한 데이터 수집 시간을 증가시킨다. 그러나, 관련 필드가 커질수록, 필요로 되는 윈도우 또는 등각 윈도우(90)가 더 커진다.
비등각이어야 하고, 예를 들어 항공기(10)의 외부 표면에 블리스터(blister, 수포)를 형성하는 윈도우(90)는, 더 큰 관련 필드를 갖는 다른 짐발 미러를 필요로 하게 될 것이다. 블리스터 구성은 측정되는 흐름 범위(12)를 변화시킬 것이다. 짐발 미러 시스템(28)과 파면 측정 시스템(26)을 갖춘 에어로 광학 측정 시스템(24)은, 동체와 고정익(fixed wing; 17), 안정핀(stabilizing fin), 회전 블레이드(rotary blade) 등과 같은 적어도 하나의 공기 역학적인 계면을 가진 매우 다양한 항공기에 고정될 수 있고, 항공기(10) 등의 비행기에만 고정되지 않는 것으로 이해된다. 비행기 이외에 매우 다양한 항공기는, 예를 들어 로켓, 미사일, 헬리콥터, 헬리콥터 기능 능력 등이 있는 고정익을 가진 항공기를 포함할 것이다. 이러한 항공기는, 에어로 광학 측정 시스템(24)이 그 특정 항공기 주위의 흐름 범위에서 에어로 광학 교란을 측정하는 플랫폼을 제공할 것이다.
상술한 바와 같이, 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)을 채용하는 데이터 측정 또는 특성 평가(characterization) 비행은 측정 시스템(24)을 통과하도록 하기 위한 그 광 빔(30) 소스로서 별, 또는 다른 항공기나 지상 등으로부터의 비콘을 사용할 것이다. 시스템(24)은, 이 실시예에서는 컨테이너 어셈블리(82) 내에 고정될 것이고, 차례로 항공기(10) 상의 소망하는 장소에 단단히 고정될 것이다. 등각 윈도우(90) 뒤의 시스템(24)의 고정은 기류 필드(12)에 최소의 침입을 제공하지만, 다른 데이터 획득은 시스템(24)이 기류 필드(12)에 영향을 미치는 항공기(10)에 비정상적인 표면을 만드는 비등각 윈도우(non-conformal window) 뒤에 고정되도록 할 수 있다.
이제 도 8a 내지 도 8d를 참조하면, 이 실시예에서는 나타낸 바와 같이 항공기(10)의 기류 필드에서의 에어로 광학 교란을 측정 및 획득하기 위해 항공기(10)로 비행하도록 에어로 광학 교란 측정 시스템(24)이 개발되었다. 특히, 항공기(10)의 공기 역학을 방해하지 않고 항공기(10) 상의 여러 장소에 시스템(24)을 고정할 수 있고 초음파를 포함한 공기 속도의 넓은 범위에서 데이터를 획득할 수 있도록 하기 위해, 전투기와 같은 더 작은 종류의 항공기에 시스템(24)을 사용할 수 있도록 측정 시스템(24)이 개발되었다.
에어로 광학 교란 데이터를 측정 및 획득하기 위한 비행의 실시예에서는, 도 8a 내지 도 8d에 나타낸 바와 같이, 이 실시예에서 F-18 항공기(10)가 전방 노즈 배럴 위치(upper nose barrel; 100)에 고정된 측정 시스템(24)과 비행 경로(116)를 따라 비행하기 시작한다. 이 실시예에서는, 항공기(10)는 3만 피트(30,000 ft)의 고도에서 마하 1.6으로 진행하고 있다. 측정 시스템(24)은 90도(90°)의 충만한 관련 필드(112)에서 작동하고, MV3 또는 더 밝은 크기를 가지는 발광 소스, 별(114)로부터 광 빔(30)을 수신한다. 광 빔(30)은, 자이로 안정화 짐발 미러 시스템(28) 내에서, 짐발(34)에 의해 지지된 미러(32)에 의해 수신된다. 광 빔(30)은 고속 스티어링 미러(54)를 포함한 파면 측정 시스템(26)을 통과하고 빔 스플리터(56)를 통과한다. 빔 스플리터(56)는 광 빔(30)을 투과 부분(58)과 반사 부분(60)으로 분할한다. 광 빔(30)의 투과 부분(58)은, 상술한 바와 같이 임베디드 프로세서(39)에 결합된 미세 추적 카메라(41)로 반사된다. 차례로, 임베디드 프로세서(39)는 짐발(34)에 의해 지지된 미러(32)의 움직임을 제어하기 위해 짐발 미러 시스템(28)에 결합되어 있고, 고속 스티어링 미러(54)의 움직임을 제어하기 위해 고속 스티어링 미러(54)에 결합되어 있다.
항공기(10)가 비행함과 더불어, 항공기(10)의 흐름 범위(12)에서의 에어로 광학 간섭에 관한 데이터를 수집하는 단계가 시작된다. 파면 센서 렌즈 어레이(wavefront sensor lens array; 74)와 파면 센서 카메라(wavefront sensor camera; 76)는 광 빔(30)의 다른 부분(60)으로부터 에어로 광학 교란 데이터를 측정한다. 파면 센서 렌즈 어레이(74) 및 파면 센서 카메라(76)에 결합된 다른 임베디드 프로세서(78)는, 측정된 에어로 광학 교란 데이터를 수신하여 그 데이터를 저장한다. 전술한 바와 같이, 다른 임베디드 프로세서(78)는 또한 항공기(10)에 결합되어 있고, 마찬가지로 항공기(10) 위치, 고도뿐만 아니라 지상 속도에 관한 네비게이션 정보(navigational information, 항해 정보)를 수신한다.
전형적으로, 항공기(10)가 에어로 광학 교란 데이터를 측정 및 획득하기 위해 이륙하기 전에, 측정 시스템(24)에서 작동하는 데 충분한 가시적인 크기를 가지는 이 예에서는 별(114)과 같은 발광 소스가 선택된다. 발광 소스 또는 별(114)에 대한 좌표는, 미세 추적기 카메라(41)에 결합되어 있는 임베디드 프로세서(39) 내에 위치된다. 이것은, 항공기(10)가 비행함과 더불어 짐발(34)에 의해 지지된 미러(32)가 발광 소스 또는 별(114)을 검색 및 검출하는 것을 가능하게 한다.
엔진이 시작된 후에, 항공기(10)의 승무원(crew)은 시스템(24)을 초기화하고 항공기(10)의 GPS로부터 관성 유도 시스템(inertial guidance system)을 초기화한다. 항공기(10)가 이륙을 진행하고 측정하기 위한 초기 지점(initial point) 및 데이터 수집 쪽으로 향한다. 이 실시예에서는, 도 8a 내지 도 8d에서 묘사한 바와 같이, 항공기(10)는 수평 비행 경로(116)를 따라 3만 피트(30,000 ft)의 고도에서 마하 1.6의 속도를 달성한다. 승무원은, 짐발(34), 고속 스티어링 미러(54), 추적기 카메라(41) 및 임베디드 프로세서(39)를 개시하는 데이터 수집 명령을 시작한다. 미리 로드된 목표 좌표(target coordinate)는 발광 소스 또는 별(114)에 대해 미리 로드된 좌표를 획득하기 위해 시작된 장치로 안내를 제공한다. 짐발(34)에 의해 지지된 미러(32)에 관여하는 광 빔(30)을 가진 발광 소스 또는 별(114)에 있어서는, 미세 추적기 카메라 센서(41)가 이미지 필드에 중심이 맞춰진 광 빔(30)을 감지하고, 임베디드 프로세서(39)와 더불어 짐발(34) 및 고속 스티어링 미러(54)를 위해 폐쇄된 저대역폭 통신 루프에 있어서는, 측정 시스템(24)이 기류 필드(12) 내의 공기 광학 교란에 대한 측정 및 획득 모드로 들어가기 위해 준비된다.
도 8a에 있어서는, 항공기(10)는 고도, 속도, 비행 경로 및 발광 소스 또는 별(114)을 얻고 있다. 비행 경로(116)는 직선 및 수평이다. 추적기(41)는 별(114)로부터 광 빔(30)의 투과 부분(58)에서 얻어진 충분한 신호를 검출하고, 승무원은 고속 스티어링 미러(54)에서 고대역폭 루프를 폐쇄할 수 있으며, 임베디드 프로세서(39)는 광 빔(30)의 반사 부분(60)으로부터 에어로 광학 교란을 측정하는 파면 측정 렌즈 어레이(74) 및 카메라(76)로부터 측정된 데이터를 수집하는 것을 시작한다. 고속 스티어링 미러(54)에서의 고대역폭 루프는, 항공기(10)의 그러한 고속 진행 중에 시스템(24)에 영향을 미칠 수 있는 지터 영향을 저감하기 위해 측정 시스템(24)의 측정 및 데이터 획득 중에 이 모드에 남아 있게 된다. 이 프로세스 중에, 추적기(41)가 광 빔(30)의 투과 부분(58)의 움직임을 검출하고, 그 데이터를, 차례로 이동하도록 고속 스티어링 미러(54)에 명령을 보내는 임베디드 프로세서(39)로 전송한다. 도 8a에서 보여지는 실시예에서, 별(114)은 항공기(10)로부터 20도(20°) 고도각(elevation) 및 항공기(10)의 노즈(120)의 왼쪽 측면에서 70도(70°)에 나타난다. 별(114)은 측정 시스템(24) 관련 필드에서 위 및 전방에 있다.
도 8b에 있어서는, 데이터 측정 및 획득 시작에 대해 10초에서, 다음 단계는 이 실시예에서는 그 비행 방향으로 이동을 시작하거나 기동을 시작하는 항공기(10)를 포함한다. 기동은 1.6 마하에서 40도(40°) 뱅크 턴(bank turn)이다. 이 기동은, 제2 비행 경로(도시하지 않음)를 향해 측정 시스템(24) 및 항공기(10)에 대한 관련 필드에서 별(114)을 아래쪽 및 후방으로 이동시킨다. 이 기동은 짐발(34)에 의해 지지된 미러(32) 관련 필드에서 발광 소스 또는 별(114)을 이동시킨다. 자이로 센서(38)는 미러(32)의 움직임 데이터를 임베디드 프로세서(39)로 보낸다. 임베디드 프로세서(39)는 미러(32)와 정렬되거나 또는 미러(32)에 대한 적절한 관련 필드에서 광 빔(30)을 유지하는 미러(32)를 이동시키도록 짐발(34)에 명령을 보낸다. 동시에, 광 빔(30)의 다른 반사 부분(60)은 파면 렌즈 어레이 센서(74) 및 파면 센서 카메라(76)로 들어가는 것을 계속하고, 그것에 의해 광 빔(30)의 반사 부분(60)으로부터 에어로 광학 교란을 측정한다. 이러한 측정은 임베디드 프로세서(78)에 저장된다.
이 실시예에서는, 에어로 광학 교란에 대한 데이터를 측정하고 획득하는 것을 시작한 후 50초(50 sec)에서, 항공기(10)는 도 8c에서 수평으로 돌아(roll) 제2 비행 경로로 비행하기 시작한다. 이 지점에서, 항공기(10)는 아직까지 항공기(10)로부터 20도(20°) 고도각 및 노즈(120)의 왼쪽 섹터에서 100도(100°)에서 별(114)과 직선 및 수평 구성으로 1.6 마하로 진행하고 있다. 별(114)은 측정 시스템(24)에 대한 관련 필드에서 위쪽 및 후방에 있다. 제2 비행 경로로 항공기(10)가 비행하는 이 단계에서는, 파면 렌즈 어레이 센서(74) 및 파면 센서 카메라(76)는 기류 필드(12)에서 항공기(10)에 의해 생성되는 에어로 광학 교란을 측정하기 위해 광 빔(30)의 반사 부분(60)를 계속 수신한다.
도 8d를 참조하면, 시간 측정으로부터 60초(60 sec)에서 항공기(10)는 비행 경로(116)로 다시 항공기(10)를 이동시키는 10도(10°) 뱅크 턴과 더불어 제2 비행 경로로부터 이동시키는 다음 단계를 취한다. 이 기동은 별(114)을 측정 시스템(24) 관련 필드에서 위쪽으로 이동시키고 측정 시스템(24) 관련 필드에서 전방으로 이동시킨다. 자이로 센서(38), 임베디드 프로세서(39) 및 짐발(34)의 통신 루프는 미러(32)에 대한 관련 필드와 정렬되는 별(114) 이미지 및 광 빔(30)을 유지한다. 자이로 센서(38)는 움직임을 감지하고 그 데이터를 임베디드 프로세서(39)로 보낸다. 임베디드 프로세서는, 그 반응으로 미러(32)을 이동시키고 미러(32)의 관련 필드에서 별(114)을 유지하도록 짐발(34)에 제어 명령을 보낸다. 이 단계 중에, 항공기(10)를 비행 경로(116)로 다시 이동시킴과 더불어 광 빔(30)의 반사 부분(60)은 기류 필드(12)에서 에어로 광학 교란을 측정하는 것을 계속하도록 하기 위해 파면 렌즈 어레이 센서(74) 및 파면 카메라(76)에 의해 계속 수신되도록 한다. 측정 데이터는 임베디드 프로세서(78)에 의해 계속 저장된다.
항공기(10)에 의한 기동이 완료된 시점에서, 승무원은 임베디드 프로세서(78)로부터의 측정 데이터 수집이 자동적으로 정지되도록 하기 위해 고속 스티어링 미러(54)의 고대역폭 통신 루프를 차단한다. 임베디드 프로세서(39)로부터 짐발(34) 및 미세 추적기 카메라(41)로의 통신도 또한 디스에이블(disable)된다. 승무원은 그 후 그 다음의 측정 및 획득 초기 또는 시작점으로 항공기(10)를 비행시키고, 프로세스는 반복된다. 일단 모든 데이터가 그 특정 비행 임무를 위해 시스템(24)에 의해 측정되어 수집되면, 지상의 승무원은 임베디드 프로세서(78)에 저장되어 있던 데이터를 오프 로드(off load)시킨다. 충분한 데이터가 다양한 속도, 고도, 비행 기동 구성에서 항공기(10)의 종류마다 기류 필드(12)에서 에어로 광학 교란에 대해 측정 및 획득될 때까지, 이러한 비행 임무가 수행된다.
항공기(10)의 기류 필드(12)에서 에어로 광학 교란 데이터의 수집은, 광 빔(30)을 위한 발광 소스로서 별(114)을 사용하여 도 8a 내지 도 8d에서 위에서 설명했다. 마찬가지로, 에어로 광학 교란의 그러한 측정 데이터는, 광 빔(30)을 출사하는 다른 항공기(122) 상의 비콘인 발광 소스와 더불어 도 9a 내지 도 9d에서 수집된다. 도 9a에서, 항공기(10)는 이 실시예에서는 직선 및 수평 비행으로 3만 피트(30,000 feet)의 고도에서 마하 1.6으로 진행하는 그 제1 비행 경로(116)에 있다. 다른 항공기(122)로부터의 광 빔(30)은 별(114)과 연관된 비행과 거의 같은 측정 시스템(24) 관련 필드에서 추적되고 유지된다. 에어로 광학 교란은 측정되어 다른 임베디드 프로세서(78)에 의해 항공기(10)로부터의 운영 데이터(operational data)와 함께 저장된다. 획득된 발광 소스에 있어서는, 에어로 광학 교란의 측정은 이 실시예에서는 15초(15 sec) 동안 진행된다. 다른 항공기(122)의 발광 소스는 항공기(10)로부터 45도(45°) 고도각 및 항공기(10)의 노즈(120)의 왼쪽 측면을 벗어나서 45도(45°)에 배치되어 있다. 다른 항공기(122)의 목표 발광 소스는 측정 시스템(24) 관련 필드(112) 위쪽 및 전방에 있다.
도 9b를 참조하면, 항공기(10)는 이동하거나 뱅크 턴(bank turn)을 개시하기 시작한다. 초기에 발광 소스를 맞물리게 하고 나서 약 20초(20 sec)에서, 항공기(10)는 마하 1.6으로 비행하는 것을 계속하고 40도(40°)의 뱅크 턴을 한다. 목표 발광 소스는 항공기(10)로부터 48도(48°) 고도각 및 노즈(120)를 벗어나서 54도(54°)에 있고, 후방으로 이동한다. 이 뱅크는 목표 발광 소스를 측정 시스템(24) 관련 필드 아래쪽 및 후방으로 이동시킨다. 다시, 측정 및 에어로 광학 교란 데이터의 획득은 측정 시스템(24)의 관련 필드에서 목표 발광 소스를 유지함에 따라 계속된다. 데이터 측정 및 획득을 통해, 지터(jitter)를 완화하는 것은 고속 스티어링 미러(54) 및 임베디드 프로세서(39)의 고속 폐쇄 통신 루프(high speed closed communication loop)를 통해 달성된다.
도 9c를 참조하면, 비콘과의 초기 맞물림 후 30초(30 sec)에서, 항공기(10)는 1.6 마하로 직선 및 수평의 제2 비행 경로에 남아 있다. 다른 항공기(122)에서의 목표 발광 소스는 항공기(10)의 노즈(nose; 120)에서 100도(100°)에 있고, 목표 비콘은 측정 시스템(24) 관련 필드(112)에서 위쪽 및 후방에 있다. 다시, 이 데이터의 측정 및 획득은 파면 렌즈 어레이(74) 및 파면 카메라(76)를 통과하는 다른 항공기(122)의 목표 발광 소스로부터 광 빔(30)의 반사 부분(60)을 통해 계속되고, 다른 프로세서(78)에 저장된다.
도 9d에서, 항공기(10)는 목표 발광 소스와의 초기 맞물림 후에 39초(39 sec)에서 다른 항공기(122)를 극복했다. 항공기(10)는 여전히 1.6 마하로 진행하고, 10도(10°) 뱅크 턴을 한다. 다른 항공기(122)에서의 목표 발광 소스는 항공기(10)로부터 44도(44°) 위쪽 및 136도(136°) 후방이다. 항공기(10)는 측정 시스템(24) 관련 필드(112)에서 목표 발광소스 위쪽으로 이동했다. 대상 발광 소스는 측정 시스템(24) 관련 필드(112)의 밖으로까지 후방으로 이동하는 것을 계속한다. 데이터 측정은 파일럿(pilot)이 측정 시스템(24)을 끄면 정지된다. 다시, 다른 프로세서(78)에 의해 저장된 데이터는 일단 항공기(10)가 기지(base)로 돌아오면 지상 승무원에 의해 오프로드(off-load)된다.
전술한 바와 같이, 데이터 측정 및 수집 미션은 이 실시예에서는 적어도 마하 2까지의 속도, 75,000피트(75,000 feet)로의 해수면(sea level)의 경도의 범위에서 3g까지의 기동으로 실행된다. 기류 필드(12)에 대해 측정되고 획득된 데이터 및 각 항공기에 대한 에어로 광학 교란은 그러한 항공기에 의해 후에 전달되어야 할 광학 기기에 커스텀 모델링(custom modeling)을 제공한다. 시스템(24)에 의해 측정된 공간적 및 시간적 데이터의 통합은, 광학 기기의 설계가 항공기(10)의 흐름 필드(12)에서 생성된 에어로 광학 교란을 통해 효과적으로 보상 및 작동하는 것을 가능하게 한다.
다양한 실시예가 상기에 설명되었지만, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니다. 변형은 여전히 다음의 절(clause) 및 첨부된 특허청구범위의 범위 내에 있는 개시된 실시예에 대해 이루어질 수 있다.
절 1. 에어로 광학 교란 측정 시스템으로서,
짐발(gimbal)에 의해 지지되어 발광 소스(light emitting source)로부터 광 빔을 수신하고 발광 소스로부터 출사된 광 빔을 제1 잠망경 접이식 미러(periscope fold mirror)로 반사하기 위한 미러;
제1 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 잠망경 접이식 미러;
제2 잠망경 접이식 미러로부터 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 오목 오프축 포물선 미러(concave off-axis paraboloid mirror);
제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 접이식 미러(fold mirror);
제1 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 접이식 미러;
제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 고속 스티어링 미러(fast steering mirror)로 반사하도록 배치된 제2 오목 오프축 포물선 미러; 및
임베디드 프로세서(embedded processer)에 결합된 미세 추적기 카메라(fine tracker camera)를 구비하되,
미세 추적기 카메라는 고속 스티어링 미러로부터 광 빔의 투과 부분을 수신하며,
임베디드 프로세서는 이 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러의 움직임(movement)을 제어하도록 고속 스티어링 미러에 결합되어 있고,
임베디드 프로세서는 짐발에 결합되어 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 제어하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 2. 미러 모션(mirror motion)을 감지하기 위해 짐발에 의해 지지된 미러에 결합된 자이로 센서를 더 포함하되, 자이로 센서가 임베디드 프로세서에 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 전달하도록 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 절 1의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 3. 짐발에 의해 지지된 미러는 발광 소스로부터 출사된 광 빔이 통과하는 항공기의 윈도우 뒤에 배치되어 있고,
윈도우는 측면 노즈 배럴; 복측 중앙체(dorsal mid-body), 날개 건 장소(wing gun location), 전자 광학 타겟팅 시스템(electro-optical targeting system) 장소, 등각 페어링(conformal fairing), 상부 노즈 배럴(upper nose barrel) 및 복측 뒤 조종석(dorsal behind cockpit)의 적어도 하나를 포함하는 항공기의 다른 장소에 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 절 2의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 4. 제1 잠망경 접이식 미러와의 광 빔의 입사각이 45도인 것을 특징으로 하는 절 1의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 5. 약 45도의 입사각으로 제2 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 약 45도의 입사각에서 광의 빔을 수신하는 제2 중간 접이식 미러로 직접 빔을 반사하도록 배치된 제1 중간 미러 접이식 미러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 1의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 6. 제1 오목 오프축 포물선 미러가 제2 중간 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 5의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 7. 제1 접이식 미러가 제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 이 광의 빔을 제2 접이식 미러로 직접 반사하는 것을 특징으로 하는 절 6의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 8. 제2 오목 오프축 포물선 미러가 제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 7의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 9. 고속 스티어링 미러는, 100 Hz∼1000 Hz의 제어 대역폭으로 임베디드 프로세서에 의해 명령되는 +1.5도와 -1.5도의 범위 내의 각도 스트로크 길이(angular stroke length) 및 2 마이크로라디안 이하의 각도 해상도(angular resolution)로 작동하는 것을 특징으로 하는 절 1의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 10. 고속 스티어링 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 투과 부분과 반사 부분으로 분할하는 빔 스플리터를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 1의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 11. 빔 스플리터로부터 투과 부분을 수신하는 제1 추적기 접이식 미러와, 제1 추적기 접이식 미러로부터 직접 광 빔의 투과 부분을 수신하고 이 투과 부분을 제2 추적기 접이식 미러로 전송하는 무채색 렌즈를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 10의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 12. 미세 추적기 카메라가 제2 추적기 접이식 미러로부터 직접 반사된 투과 부분을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 11의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 13. 제2 추적기 접이식 미러와 미세 추적기 카메라 사이에 배치되는 필터 휠 어셈블리를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 12의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 14. 임베디드 프로세서가 10 Hz∼100 Hz의 제어 대역폭으로 짐발에 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 절 1의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 15. 짐발은 방위각과 고도각에서 +/- 45도의 관련 필드에 걸쳐 해상도가 4 마이크로라디안(microradian) 이하의 각도 감지 및 방위각과 고도각에서 60도/초(sec) 이상의 최대 각속도에서 작동하는 것을 특징으로 하는 절 1의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 16. 빔 스플리터로부터 직접 반사 부분을 수신하고 이 반사 부분을 무채색 동공 릴레이로 직접 반사하는 제1 파면 센서 접이식 미러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 10의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 17. 무채색 동공 릴레이로부터 직접 반사 부분을 수신하도록 배치된 렌즈렛 어레이를 구비하고 반사 부분을 초점 평면 어레이 카메라에 집중시키는 파면 센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 16의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 18. 어레이가 적어도 16×16의 렌즈렛의 세트를 구비하는 것을 특징으로 하는 절 17의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 19. 어레이가 적어도 24×24의 렌즈렛의 세트를 구비하는 것을 특징으로 하는 절 17의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 20. 파면 센서로부터의 데이터 및 항공기에 의해 발생된 네비게이션 데이터(navigational data, 항해 데이터)를 수집하는 파면 센서에 결합된 다른 임베디드 프로세서를 더 포함하되, 파면 센서를 함유하는 교란 측정 시스템이 항공기에 등각으로 탑재되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 절 17의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 21. 에어로 광학 교란 측정 시스템이 비행 경로 상을 초음속으로 이동하는 항공기에 탑재되도록 구성됨과 더불어, 광 빔은 짐발에 의해 지지된 미러에 대한 관련 필드에서 짐발에 의해 지지된 미러에 의해 수신되고, 추적기 카메라는 광 빔의 투과 부분을 수신하고 파면 센서는 광 빔의 반사 부분을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 17의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 22. 항공기가 비행 경로에서 벗어나 이동함과 더불어, 광 빔은 짐발에 의해 지지된 미러의 관련 필드에서 이동하고, 임베디드 프로세서는 짐발에 의해 지지된 미러를 이동시키도록 짐발에 제어 명령을 제공하며, 파면 센서는 반사 부분을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 21의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 23. 항공기가 제2 비행 경로로 이동함과 더불어, 파면 센서는 반사 부분을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 22의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 24. 항공기가 비행 경로로 이동함과 더불어, 광 빔은 짐발에 의해 지지된 미러에 대한 관련 필드 내에서 이동하고, 자이로 센서는 임베디드 프로세서로 그 이동을 전달하며, 임베디드 프로세서는 짐발에 의해 지지된 미러를 이동시키도록 짐발에 제어 명령을 제공하고 파면 센서는 반사 부분으로부터 데이터를 수신하는 것을 특징으로 하는 절 23의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 25. 짐발에 의해 지지된 미러 및 임베디드 프로세서에 결합된 자이로 센서는 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임에 관한 정보를 임베디드 프로세서로 전달하고, 임베디드 프로세서는 짐발에 의해 지지된 미러를 이동시키도록 짐발에 이동 명령을 제공하는 것을 특징으로 하는 절 21의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 26. 투과 부분의 움직임을 검출하는 미세 추적 카메라를 더 포함하되, 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러를 이동시키도록 고속 스티어링 미러에 명령을 보내는 것을 특징으로 하는 절 21의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 27. 에어로 광학 교란 측정 시스템으로서,
짐발에 의해 지지되어 발광 소스로부터 광 빔을 수신하고 발광 소스로부터 출사된 광 빔을 제1 잠망경 접이식 미러로 반사하기 위한 미러;
제1 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 잠망경 접이식 미러;
제2 잠망경 접이식 미러로부터 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 오목 오프축 포물선 미러;
제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 접이식 미러;
제1 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 접이식 미러;
제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 고속 스티어링 미러로 반사하도록 배치된 제2 오목 오프축 포물선 미러; 및
고속 스티어링 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 투과 부분과 반사 부분으로 분할하는 빔 스플리터(beam splitter)를 구비하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 28. 제1 잠망경 접이식 미러와의 광 빔의 입사각이 약 45도인 것을 특징으로 하는 절 27의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 29. 약 45도의 입사각으로 제2 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 약 45도의 입사각에서 광의 빔을 수신하는 제2 중간 접이식 미러로 직접 빔을 반사하도록 배치된 제1 중간 미러 접이식 미러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 27의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 30. 제1 오목 오프축 포물선 미러가 제2 중간 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 29의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 31. 제1 접이식 미러가 제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 이 광의 빔을 제2 접이식 미러로 직접 반사하는 것을 특징으로 하는 절 30의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 32. 제2 오목 오프축 포물선 미러가 제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 31의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 33. 임베디드 프로세서에 결합된 미세 추적기 카메라를 더 포함하되,
미세 추적기 카메라는 고속 스티어링 미러로부터 광 빔의 투과 부분을 수신하고,
임베디드 프로세서는 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러의 움직임을 제어하도록 고속 스티어링 미러에 결합되어 있으며,
임베디드 프로세서는 짐발에 결합되어 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 제어하는 것을 특징으로 하는 절 27의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 34. 미러 모션을 감지하기 위해 짐발에 의해 지지된 미러에 결합된 자이로 센서를 더 포함하되, 자이로 센서가 임베디드 프로세서에 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 전달하도록 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 절 33의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 35. 짐발에 의해 지지된 미러는 발광 소스로부터 출사된 광 빔이 통과하는 항공기의 윈도우 뒤에 배치되어 있고, 윈도우는 측면 노즈 배럴; 복측 중앙체, 날개 건 장소, 전자 광학 타겟팅 시스템 장소, 등각 페어링, 상부 노즈 배럴 및 복측 뒤 조종석의 적어도 하나를 포함하는 항공기의 다른 장소에 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 절 34의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 36. 고속 스티어링 미러는, 100 Hz∼1000 Hz의 제어 대역폭으로 임베디드 프로세서에 의해 명령되는 +1.5도와 -1.5도의 범위 내의 각도 스트로크 길이 및 2 마이크로라디안 이하의 각도 해상도로 작동하는 것을 특징으로 하는 절 33의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 37. 빔 스플리터로부터 투과 부분을 수신하는 제1 추적기 접이식 미러와, 제1 추적기 접이식 미러로부터 직접 광 빔의 투과 부분을 수신하고 이 투과 부분을 제2 추적기 접이식 미러로 전송하는 무채색 렌즈를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 33의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 38. 미세 추적기 카메라가 제2 추적기 접이식 미러로부터 직접 반사된 투과 부분을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 37의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 39. 제2 추적기 접이식 미러와 미세 추적기 카메라 사이에 배치되는 필터 휠 어셈블리를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 38의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 40. 임베디드 프로세서가 10 Hz∼100 Hz의 제어 대역폭으로 짐발에 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 절 33의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 41. 짐발은 방위각과 고도각에서 +/- 45도의 관련 필드에 걸쳐 해상도가 4 마이크로라디안(microradian) 이하의 각도 감지 및 방위각과 고도각에서 60도/초(sec) 이상의 최대 각속도에서 작동하는 것을 특징으로 하는 절 40의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 42. 빔 스플리터로부터 직접 반사 부분을 수신하고 이 반사 부분을 무채색 동공 릴레이로 직접 반사하는 제1 파면 센서 접이식 미러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 27의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 43. 무채색 동공 릴레이로부터 직접 반사 부분을 수신하도록 배치된 렌즈렛 어레이를 구비하고 반사 부분을 초점 평면 어레이 카메라에 집중시키는 파면 센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 42의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 44. 파면 센서로부터의 데이터 및 항공기에 의해 발생된 네비게이션 데이터를 수집하는 파면 센서에 결합된 다른 임베디드 프로세서를 더 포함하되,
파면 센서를 함유하는 교란 측정 시스템이 항공기에 등각으로 탑재되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 절 43의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 45. 어레이가 적어도 16×16의 렌즈렛의 세트를 구비하는 것을 특징으로 하는 절 43의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 46. 에어로 광학 교란 측정 시스템으로서,
짐발에 의해 지지되어 발광 소스로부터 광 빔을 수신하고 고속 스티어링 미러에 발광 소스로부터 출사된 광 빔을 반사하는 미러;
고속 스티어링 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 투과 부분과 반사 부분으로 분할하는 빔 스플리터; 및
임베디드 프로세서에 결합된 미세 추적기 카메라를 구비하되,
미세 추적기 카메라는 고속 스티어링 미러로부터 광 빔의 투과 부분을 수신하고,
임베디드 프로세서는 이 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러의 움직임을 제어하도록 고속 스티어링 미러에 결합되어 있으며,
임베디드 프로세서는 짐발에 결합되어 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 제어하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 47. 짐발에 의해 지지된 미러로부터 직접 광 빔 소스를 수신하는 제1 잠망경 접이식 미러;
제1 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 잠망경 접이식 미러;
제2 잠망경 접이식 미러로부터 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 오목 오프축 포물선 미러;
제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 접이식 미러;
제1 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 접이식 미러; 및
제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 고속 스티어링 미러로 반사하도록 배치된 제2 오목 오프축 포물선 미러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 48. 제1 잠망경 접이식 미러와의 광 빔의 입사각이 45도인 것을 특징으로 하는 절 47의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 49. 약 45도의 입사각으로 제2 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 약 45도의 입사각에서 광의 빔을 수신하는 제2 중간 접이식 미러로 직접 빔을 반사하도록 배치된 제1 중간 미러 접이식 미러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 47의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 50. 제1 오목 오프축 포물선 미러가 제2 중간 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 49의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 51. 제1 접이식 미러가 제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 이 광의 빔을 제2 접이식 미러로 직접 반사하는 것을 특징으로 하는 절 50의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 52. 제2 오목 오프축 포물선 미러가 제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 51의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 53. 고속 스티어링 미러는, 100 Hz∼1000 Hz의 제어 대역폭으로 임베디드 프로세서에 의해 명령되는 +1.5도와 -1.5도의 범위 내의 각도 스트로크 길이 및 2 마이크로라디안 이하의 각도 해상도로 작동하는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 54. 빔 스플리터로부터 투과 부분을 수신하는 제1 추적기 접이식 미러와, 제1 추적기 접이식 미러로부터 제2 추적기 접이식 미러로 직접 광 빔의 투과 부분을 수신하는 무채색 렌즈를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 55. 미세 추적기 카메라가 제2 추적기 접이식 미러로부터 직접 반사된 투과 부분을 수신하는 것을 특징으로 하는 절 54의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 56. 제2 추적기 접이식 미러와 미세 추적기 카메라 사이에 배치되는 필터 휠 어셈블리를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 55의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 57. 미러 모션을 감지하기 위해 짐발에 의해 지지된 미러에 결합된 자이로 센서를 더 포함하되, 자이로 센서가 임베디드 프로세서에 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 전달하도록 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 58. 짐발에 의해 지지된 미러는 발광 소스로부터 출사된 광 빔이 통과하는 항공기의 윈도우 뒤에 배치되어 있고, 윈도우는 측면 노즈 배럴; 복측 중앙체, 날개 건 장소, 전자 광학 타겟팅 시스템 장소, 등각 페어링, 상부 노즈 배럴 및 복측 뒤 조종석의 적어도 하나를 포함하는 항공기의 다른 장소에 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 59. 임베디드 프로세서가 10 Hz∼100 Hz의 제어 대역폭으로 짐발에 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 60. 짐발은 방위각과 고도각에서 +/- 45도의 관련 필드에 걸쳐 해상도가 4 마이크로라디안(microradian) 이하의 각도 감지 및 방위각과 고도각에서 60도/초(sec) 이상의 최대 각속도에서 작동하는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 61. 빔 스플리터로부터 직접 반사 부분을 수신하고 이 반사 부분을 무채색 동공 릴레이로 직접 반사하는 제1 파면 센서 접이식 미러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 46의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 62. 무채색 동공 릴레이로부터 직접 반사 부분을 수신하도록 배치된 렌즈렛 어레이를 구비하고 반사 부분을 초점 평면 어레이 카메라에 집중시키는 파면 센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 절 61의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 63. 파면 센서로부터의 데이터 및 항공기에 의해 발생된 네비게이션 데이터를 수집하는 파면 센서에 결합된 다른 임베디드 프로세서를 더 포함하되,
파면 센서를 함유하는 교란 측정 시스템이 항공기에 등각으로 탑재되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 절 62의 에어로 광학 교란 측정 시스템.
절 64. 어레이가 적어도 16×16의 렌즈렛의 세트를 구비하는 것을 특징으로 하는 절 62의 에어로 광학 교란 측정 시스템.

Claims (14)

  1. 에어로 광학 교란 측정 시스템으로서,
    짐발(gimbal)에 의해 지지되어 발광 소스(light emitting source)로부터 광 빔을 수신하고 발광 소스로부터 출사된 광 빔을 제1 잠망경 접이식 미러(periscope fold mirror)로 반사하기 위한 미러;
    제1 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 잠망경 접이식 미러;
    제2 잠망경 접이식 미러로부터 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 오목 오프축 포물선 미러(concave off-axis paraboloid mirror);
    제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제1 접이식 미러(fold mirror);
    제1 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하도록 배치된 제2 접이식 미러;
    제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 고속 스티어링 미러(fast steering mirror)로 반사하도록 배치된 제2 오목 오프축 포물선 미러; 및
    임베디드 프로세서(embedded processer)에 결합된 미세 추적기 카메라(fine tracker camera)를 구비하되,
    미세 추적기 카메라는 고속 스티어링 미러로부터 광 빔의 투과 부분을 수신하며,
    임베디드 프로세서는 이 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러의 움직임(movement)을 제어하도록 고속 스티어링 미러에 결합되어 있고,
    임베디드 프로세서는 짐발에 결합되어 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 제어하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  2. 제1항에 있어서, 미러 모션을 감지하기 위해 짐발에 의해 지지된 미러에 결합된 자이로 센서를 더 포함하되, 자이로 센서가 임베디드 프로세서에 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임을 전달하도록 결합되어 있고,
    짐발에 의해 지지된 미러는 발광 소스로부터 출사된 광 빔이 통과하는 항공기의 윈도우 뒤에 배치되어 있으며,
    윈도우는 측면 노즈 배럴; 복측 중앙체(dorsal mid-body), 날개 건 장소(wing gun location), 전자 광학 타겟팅 시스템(electro-optical targeting system) 장소, 등각 페어링(conformal fairing), 상부 노즈 배럴(upper nose barrel) 및 복측 뒤 조종석(dorsal behind cockpit)의 적어도 하나를 포함하는 항공기의 다른 장소에 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  3. 제1항에 있어서, 제1 잠망경 접이식 미러와의 광 빔의 입사각이 45도인 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  4. 제1항에 있어서, 약 45도의 입사각으로 제2 잠망경 접이식 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 약 45도의 입사각에서 광의 빔을 수신하는 제2 중간 접이식 미러로 직접 빔을 반사하도록 배치된 제1 중간 미러 접이식 미러를 더 포함하되,
    제1 오목 오프축 포물선 미러가 제2 중간 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고,
    제1 접이식 미러가 제1 오목 오프축 포물선 미러로부터 직접 반사된 광의 빔을 수신하고 이 광의 빔을 제2 접이식 미러로 직접 반사하며,
    제2 오목 오프축 포물선 미러가 제2 접이식 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  5. 제1항에 있어서, 고속 스티어링 미러는, 100 Hz∼1000 Hz의 제어 대역폭으로 임베디드 프로세서에 의해 명령되는 +1.5도와 -1.5도의 범위 내의 각도 스트로크 길이(angular stroke length) 및 2 마이크로라디안 이하의 각도 해상도(angular resolution)로 작동하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  6. 제1항에 있어서, 고속 스티어링 미러로부터 직접 반사된 광 빔을 수신하고 이 광 빔을 투과 부분과 반사 부분으로 분할하는 빔 스플리터를 더 포함하고,
    빔 스플리터로부터 투과 부분을 수신하는 제1 추적기 접이식 미러와, 제1 추적기 접이식 미러로부터 직접 광 빔의 투과 부분을 수신하고 이 투과 부분을 제2 추적기 접이식 미러로 전송하는 무채색 렌즈를 더 포함하며,
    미세 추적기 카메라가 제2 추적기 접이식 미러로부터 직접 반사된 투과 부분을 수신하고,
    제2 추적기 접이식 미러와 미세 추적기 카메라 사이에 배치되는 필터 휠 어셈블리를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  7. 제1항에 있어서, 임베디드 프로세서가 10 Hz∼100 Hz의 제어 대역폭으로 짐발에 결합되어 있는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  8. 제1항에 있어서, 짐발은 방위각과 고도각에서 +/- 45도의 관련 필드에 걸쳐 해상도가 4 마이크로라디안(microradian) 이하의 각도 감지 및 방위각과 고도각에서 60도/초(sec) 이상의 최대 각속도에서 작동하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  9. 제6항에 있어서, 빔 스플리터로부터 직접 반사 부분을 수신하고 이 반사 부분을 무채색 동공 릴레이로 직접 반사하는 제1 파면 센서 접이식 미러를 더 포함하고,
    무채색 동공 릴레이로부터 직접 반사 부분을 수신하도록 배치된 렌즈렛 어레이를 구비하고 반사 부분을 초점 평면 어레이 카메라에 집중시키는 파면 센서를 더 포함하며,
    어레이가 (a) 16×16 또는 (b) 24×24의 적어도 하나의 렌즈렛의 세트를 구비하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  10. 제9항에 있어서, 파면 센서로부터의 데이터 및 항공기에 의해 발생된 네비게이션 데이터를 수집하는 파면 센서에 결합된 다른 임베디드 프로세서를 더 포함하되, 파면 센서를 함유하는 교란 측정 시스템이 항공기에 등각으로 탑재되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  11. 제9항에 있어서, 에어로 광학 교란 측정 시스템이 비행 경로 상을 초음속으로 이동하는 항공기에 탑재되도록 구성됨과 더불어, 광 빔은 짐발에 의해 지지된 미러에 대한 관련 필드에서 짐발에 의해 지지된 미러에 의해 수신되고, 추적기 카메라는 광 빔의 투과 부분을 수신하고 파면 센서는 광 빔의 반사 부분을 수신하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  12. 제11항에 있어서, 항공기가 비행 경로에서 벗어나 이동함과 더불어, 광 빔은 짐발에 의해 지지된 미러의 관련 필드에서 이동하고, 임베디드 프로세서는 짐발에 의해 지지된 미러를 이동시키도록 짐발에 제어 명령을 제공하며, 파면 센서는 반사 부분을 수신하고,
    항공기가 제2 비행 경로로 이동함과 더불어, 파면 센서는 반사 부분을 수신하며,
    항공기가 비행 경로로 이동함과 더불어, 광 빔은 짐발에 의해 지지된 미러에 대한 관련 필드 내에서 이동하고, 자이로 센서는 임베디드 프로세서로 그 이동을 전달하며, 임베디드 프로세서는 짐발에 의해 지지된 미러를 이동시키도록 짐발에 제어 명령을 제공하고 파면 센서는 반사 부분으로부터 데이터를 수신하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  13. 제11항에 있어서, 짐발에 의해 지지된 미러 및 임베디드 프로세서에 결합된 자이로 센서는 짐발에 의해 지지된 미러의 움직임에 관한 정보를 임베디드 프로세서로 전달하고, 임베디드 프로세서는 짐발에 의해 지지된 미러를 이동시키도록 짐발에 이동 명령을 제공하는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
  14. 제11항에 있어서, 투과 부분의 움직임을 검출하는 미세 추적 카메라를 더 포함하되, 임베디드 프로세서가 고속 스티어링 미러를 이동시키도록 고속 스티어링 미러에 명령을 보내는 것을 특징으로 하는 에어로 광학 교란 측정 시스템.
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