(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機であって、
胴体及び少なくとも１つの空気力学的な接合面と、
発光源から光ビームを受け取り、前記光ビームを第１の潜望鏡折り畳みミラーに反射するための、ジンバルによって支持されるミラーを備えるジンバル式ミラーシステムと、
少なくとも５つの反射ミラーを備える波面測定システムであって、
前記ジンバル式ミラーシステムの前記第１の潜望鏡折り畳みミラーから直接前記反射光ビームを受け取る第２の潜望鏡折り畳みミラーと、
前記第２の潜望鏡折り畳みミラーから反射される前記光ビームを受け取る第１の凹形軸外放物面ミラーと、
前記第１の凹形軸外放物面ミラーから直接反射される前記光ビームを受け取る第１の折り畳みミラーと、
前記第１の折り畳みミラーから直接反射される前記光ビームを受け取る第２の折り畳みミラーと、
前記第２の折り畳みミラーから直接反射される前記光ビームを受け取り、前記光ビームを高速ステアリングミラーに反射する第２の凹形軸外放物面ミラーと
を備え、
前記高速ステアリングミラーは、前記光ビームをビームスプリッターに直接反射し、前記光ビームは、前記光ビームの送信部分と反射部分とに分割される、波面測定システムと
を備える航空機。
【請求項２】
前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムを収容するための容器を備え、
前記容器は、前記航空機に固定される、請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムは、前記航空機に固定される窓の後ろに位置決めされ、
前記窓は、等角窓を含む、請求項１に記載の航空機。
【請求項４】
前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムは、側面機首バレル、ドーサル中央体、翼内装備銃位置、電気光学ターゲッティングシステム位置、等角フェアリング、上部機首バレル及びコックピット後ろのドーサルのうちの少なくとも１つを含む前記航空機上の異なる位置に位置決めされる、請求項１に記載の航空機。
【請求項５】
前記送信部分は、埋め込み式プロセッサに結合される精巧なトラッカーカメラによって受け取られ、前記埋め込み式プロセッサは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの移動を制御し、前記高速ステアリングミラーの移動を制御するために、前記ジンバル式ミラーシステム及び前記高速ステアリングミラーに結合され、
前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムは、前記航空機に固定され、
前記ミラーが前記ジンバルによって支持される前記ジンバル式ミラーシステムは、ジャイロセンサーに結合され、
前記ジャイロセンサーは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの移動についてのデータを転送するために、前記埋め込み式プロセッサに結合され、前記埋め込み式プロセッサは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーを移動させるために、コマンドを前記ジンバルに送り、
前記埋め込み式プロセッサは、前記高速ステアリングミラーに結合され、前記高速ミラーから、前記光ビームの前記送信部分の移動についてのデータを受信し、前記埋め込み式プロセッサは、前記高速ステアリングミラーを移動させるために、コマンドを前記高速ステアリングミラーに送る、請求項１に記載の航空機。
【請求項６】
前記光ビームの前記反射部分を受け取り、前記波面センサーからのデータ及び前記航空機の航法データを記憶するために、別の埋め込み式プロセッサに結合される波面センサーを更に含む、請求項１に記載の航空機。
【請求項７】
航空機であって、
胴体及び少なくとも１つの空気力学的な接合面と、
発光源から光ビームを受け取り、前記光ビームを波面測定システムに反射するための、ジンバルによって支持されるミラーを備えるジンバル式ミラーシステムと
を備える航空機であって、前記波面測定システムは、
前記光ビームを受け取り、前記光ビームをビームスプリッターに直接反射する高速ステアリングミラーであって、前記光ビームは、前記光ビームの送信部分と反射部分とに分割される、高速ステアリングミラーと、
前記送信部分を受け取り、埋め込み式プロセッサに結合される精巧なトラッカーカメラと
を備え、
前記埋め込み式プロセッサは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの移動を制御し、前記高速ステアリングミラーの移動を制御するために、前記ジンバル式ミラーシステム及び前記高速ステアリングミラーに結合され、前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムは、前記航空機に固定される、航空機。
【請求項８】
前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムを収容するための容器を備え、
前記容器は、前記航空機に固定され、
前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムは、前記航空機に固定される窓の後ろに位置決めされ、
前記窓は、等角窓を含む、請求項７に記載の航空機。
【請求項９】
前記ジンバル式ミラーシステム及び前記波面測定システムは、側面機首バレル、ドーサル中央体、翼内装備銃位置、電気光学ターゲッティングシステム位置、等角フェアリング、上部機首バレル及びコックピット後ろのドーサルのうちの少なくとも１つを含む前記航空機上の異なる位置に位置決めされる、請求項７に記載の航空機。
【請求項１０】
前記ミラーが前記ジンバルによって支持される前記ジンバル式ミラーシステムは、ジャイロセンサーに結合され、
前記ジャイロセンサーは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの移動についてのデータを転送するために、前記埋め込み式プロセッサに結合され、前記埋め込み式プロセッサは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーを移動させるために、コマンドを前記ジンバルに送る、請求項７に記載の航空機。
【請求項１１】
前記埋め込み式プロセッサは、前記高速ステアリングミラーに結合され、前記高速ステアリングミラーから、前記光ビームの前記送信部分の移動についてのデータを受信し、前記埋め込み式プロセッサは、前記高速ステアリングミラーを移動させるために、コマンドを前記高速ステアリングミラーに送る、請求項７に記載の航空機。
【請求項１２】
前記光ビームの前記反射部分を受け取り、前記波面センサーからのデータ及び前記航空機の航法データを記憶するために、別の埋め込み式プロセッサに結合される波面センサーを更に含む、請求項７に記載の航空機。
【請求項１３】
更に前記ジンバル式ミラーシステムは、少なくとも５つの反射ミラーを備える前記波面測定システムに前記光ビームを反射する第１の潜望鏡折り畳みミラーを含み、前記少なくとも５つの反射ミラーは、
前記ジンバル式ミラーシステムの前記第１の潜望鏡折り畳みミラーから直接前記反射光ビームを受け取る第２の潜望鏡折り畳みミラーと、
前記第２の潜望鏡折り畳みミラーから反射される前記光ビームを受け取る第１の凹形軸外放物面ミラーと、
前記第１の凹形軸外放物面ミラーから直接反射される前記光ビームを受け取る第１の折り畳みミラーと、
前記第１の折り畳みミラーから直接反射される前記光ビームを受け取る第２の折り畳みミラーと、
前記第２の折り畳みミラーから直接反射される前記光ビームを受け取り、前記光ビームを前記高速ステアリングミラーに反射する第２の凹形軸外放物面ミラーと
を含む、請求項７に記載の航空機。
【請求項１４】
航空光学的撹乱データを取得するための方法であって、
航空機を飛行経路上で飛行させるステップであって、前記航空機は、前記航空機に固定されるジンバル式ミラーシステム及び波面測定システムを有し、
前記ジンバル式ミラーシステムは、
発光源から光ビームを受け取るために、ジンバルによって支持されるミラーと、
前記ミラーから反射される前記光ビームを受け取り、前記光ビームを前記波面測定システムに反射する第１の潜望鏡折り畳みミラーと
を備え、
前記波面測定システムは、
前記ジンバル式ミラーシステムの前記第１の潜望鏡折り畳みミラーから直接前記光ビームを受け取る第２の潜望鏡折り畳みミラーと、
前記第２の潜望鏡折り畳みミラーから反射される前記光ビームを受け取る第１の凹形軸外放物面ミラーと、
前記第１の凹形軸外放物面ミラーから直接反射される前記光ビームを受け取る第１の折り畳みミラーと、
前記第１の折り畳みミラーから直接反射される前記光ビームを受け取る第２の折り畳みミラーと、
前記第２の折り畳みミラーから直接反射される前記光ビームを受け取り、前記光ビームを高速ステアリングミラーに反射する第２の凹形軸外放物面ミラーと
を含む少なくとも５つの反射ミラーと、
前記高速ステアリングミラーから反射される前記光ビームを受け取るビームスプリッターであって、前記光ビームは、前記光ビームの送信部分と反射部分とに分割される、ビームスプリッターと、
前記光ビームの前記送信部分を受け取る、埋め込み式プロセッサに結合された精巧なトラッカーカメラであって、前記埋め込み式プロセッサは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの移動を制御するために前記ジンバル式ミラーに結合され、前記高速ステアリングミラーの移動を制御するために前記高速ステアリングミラーに結合される、精巧なトラッカーカメラと
を備える、飛行させるステップと、
前記光ビームの前記反射部分を受け取る波面センサーに結合される別の埋め込み式プロセッサで、前記航空機の流動場における航空光学的撹乱に関するデータを収集するステップと
を含む方法。
【請求項１５】
前記精巧なトラッカーカメラの、
前記光ビームの前記送信部分における移動を感知し、それに応じて、前記高速ステアリングミラーを移動させるために、コマンドを前記高速ステアリングミラーに送るステップと、
前記航空機を前記飛行経路から遠ざけ第２の飛行経路に向けて移動させるステップであって、
前記光ビームは、前記ジンバル式ミラーシステムの前記ジンバルによって支持される前記ミラーの動眼視野内で移動し、更に、
前記ジンバルミラーシステムは、ジャイロセンサーが、前記埋め込み式プロセッサに、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの移動に関係するデータを提供し、前記埋め込み式プロセッサが、前記ジンバルによって支持される前記ミラーを移動させるために、コマンドを前記ジンバルに送るように、前記ジンバルによって支持される前記ミラー及び前記埋め込み式プロセッサに結合される前記ジャイロセンサーを更に備え、
前記波面センサーは、前記光ビームの前記反射部分を受け取る、移動させるステップと、
前記航空機を前記第２の飛行経路で飛行させるステップであって、前記波面センサーは、前記光ビームの前記反射部分を受け取る、飛行させるステップと、
前記航空機を前記飛行経路に向かって移動させるステップであって、
前記光ビームは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの前記動眼視野内で移動し、
前記ジャイロセンサーは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーの移動に関する情報を前記埋め込み式プロセッサに送り、前記埋め込み式プロセッサは、前記ジンバルによって支持される前記ミラーを移動させるために、制御コマンドを前記ジンバルに送り、前記波面センサーは、前記光ビームの前記反射部分からデータを受信する、移動させるステップと
を含む、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、概して、光学機器に関し、より具体的には、気流動場（ａｉｒ  ｆｌｏｗ  ｆｉｅｌｄ）の光学撹乱測定用の光学機器に関する。
【背景技術】
【０００２】
亜音速、遷音速又は超音速での航空機の飛行の際に、航空機を取り巻く気流動場における航空光学的撹乱が、空気中を移動する航空機の表面によってつくり出される。これらの航空光学的撹乱は、航空機の形状毎に、かつ航空機が速度、高度及び操作可能な操縦（ｏｐｅｒａｔｉｏｎａｌ  ｍａｎｅｕｖｅｒｓ）を変更すると、変化するだろう。超音速などの高速では、航空機を取り巻く気流動場での航空光学的撹乱は、波面撹乱のみならず衝撃境界（ｓｈｏｃｋ  ｂｏｕｎｄａｒｉｅｓ）も含むだろう。気流動場でつくり出されるこれらの航空光学的撹乱は、航空機によって運ばれ、光学データを受信する及び／又は光学エネルギーを放出するために使用される光学機器類の性能及び／又は精度に影響を及ぼすだろう。
【０００３】
これらの航空光学的撹乱によってつくり出される問題には、光学トラッカーの追跡精度、監視センサーの不鮮明な画質、レーザーシステムの不正確なポインティング、及び航空光学的撹乱を含む航空流動場を伝搬するレーザーエネルギーの低下したビーム質が含まれる。航空機の流動場からこれらの航空光学的撹乱の正確な空間的及び時間的データを収集することによって、光学トラッカー、光学イメージング、レーザーレーダー、レーザー用の正確な照準機器及びレーザー武器システムなど、高性能かつ高精度の光学機器が可能になるだろう。気流動場からのこれらの撹乱の正確な測定データにより、これらの航空光学的撹乱によってつくり出される光学偏差（ｏｐｔｉｃａｌ  ｄｅｖｉａｔｉｏｎ）を補償するために、設計基準をこれらのデバイス内で実行することができる。
【０００４】
異なる形状の航空機毎に航空光学的撹乱データを測定し収集できることが必要である。更に、航空光学的撹乱は、航空機の様々な速度、高度及び操縦構成（ｍａｎｅｕｖｅｒ  ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ）に対して変わるので、データも同様に、これらのパラメーターの変化に対して蓄積される必要があるだろう。したがって、特定の航空機についての信頼できるモデリングデータを取得するために、航空光学的撹乱の測定は、航空機がこれらの速度、高度の様々なパラメーターを通して移動し、様々な操縦を実行する間に、そのような航空光学的データを測定及び収集するための航空機に固定される適切な危機を通して最善に取得されるだろう。
【０００５】
様々な航空機に対して測定及び収集される航空光学的撹乱は、少なくともマッハ２までの亜音速、遷音速又は超音速を含むことができるだろう。航空光学的撹乱の測定は、海水面から７５０００フィートまでの範囲の高度安全運行範囲で動作する航空機に必要とされる。更に、航空光学的撹乱の測定が、３ｇ程度の力を航空機上に与える様々な操縦を実行する航空機から必要とされるだろう。先ほど記述したように、最終的に光学機器を運ぶであろう航空機毎に信頼できるモデリングを提供するために、このデータ全てが正確に測定されなければならないだろう。
【０００６】
従来、航空光学的測定は、風洞を使用することによって、又は気流動場をつくり出すために飛行中に大型航空機を使用することによって、取得されてきた。特定の航空機、より具体的にはマッハ１を上回る超音速の高速を再現するための風洞の使用は、複雑さを示した。特に、風洞の壁に影響を与える衝撃波は、再現を中断させ、ゆえに航空光学的撹乱の忠実さは、通常、開放的周囲気流動場での飛行中に発生するだろう。航空光学的撹乱の測定機器は、概して大型で複雑な機器であるので、大型航空機は、機器を運ぶ必要があった。大型航空機の使用はまた、これらの制限速度範囲を含む追加的問題を示した。これらの大型航空機の制限速度によって、より高速での航空光学的撹乱測定は、完全に阻止されたわけではないにせよ、制限されてきた。更に、航空光学的撹乱を測定するための大型複合機器類によって、航空機上でのそのような機器の位置決め又は場所が制限され、これによって、大型複合機器を収容するために、気流動場撹乱のデータ収集が航空機上での限定された位置に制限されていた。
【０００７】
モデリング設計基準を光学機器類に提供するよう航空光学的撹乱に関する必要なデータを測定及び蓄積するために、測定機器類は、小型に改良される必要がある。小型測定機器類は、亜音速から超音速までの広範な速度で進むことができる戦闘機などのより小型航空機に固定することができる。また、小型構成によって、測定機器は、航空機上の数多くの異なる位置に固定することができるだろう。これによって、光学機器類が後で位置決めされ得る位置を再現できるであろう位置から測定を行うことができるだろう。また、小型サイズであれば、航空機の好ましくない空気力学的不均衡形成を防止するのにも役立つだろう。
【０００８】
測定機器類の小型構成は、様々な操縦で移動することのみならず広範な速度及び高度で移動する必要があるであろう多くの異なる航空機についての撹乱データの測定及び収集を促進するだろう。航空機が、これらの航空光学的撹乱内で動作する及び／又はこれらの航空光学的撹乱を軽減するために最終的に運ぶであろう光学システム及び／又は流れ制御デバイスを設計するために、モデリングを確立するように、測定装置の小型構成は、航空機の流動場での航空光学的撹乱の必要な空間的及び時間的データを提供するだろう。
【０００９】
上述の特徴、機能及び利点は、様々な実施形態において独立して実現することができ、また別の実施形態において組み合わせることも可能であり、これらの実施形態について、以下の説明及び添付図面を参照して更に詳細に説明する。
【発明の概要】
【００１０】
本発明の目的は、胴体及び少なくとも１つの空気力学的な接合面を含む航空機を提供することである。航空機は、発光源から光ビームを受け取り、その光ビームを第１の潜望鏡折り畳みミラーに反射するための、ジンバルによって支持されるミラーを含むジンバル式ミラーシステムを更に含む。波面測定システムは、ジンバル式ミラーシステムの第１の潜望鏡折り畳みミラーから直接反射光ビームを受け取る第２の潜望鏡折り畳みミラーを含む、少なくとも５つの反射ミラーを含む。第１の凹形軸外放物面ミラーは、第２の潜望鏡折り畳みミラーから反射される光ビームを受け取る。第１の折り畳みミラーは、第１の凹形軸外放物面ミラーから直接反射される光ビームを受け取る。第２の折り畳みミラーは、第１の折り畳みミラーから直接反射される光ビームを受け取り、第２の凹形軸外放物面ミラーは、第２の折り畳みミラーから直接反射される光ビームを受け取り、その光ビームを高速ステアリングミラーに反射する。高速ステアリングミラーは、光ビームをビームスプリッターに直接反射し、光ビームは、光ビームの送信部分と反射部分とに分割される。
【００１１】
本発明の別の目的は、胴体及び少なくとも１つの空気力学的な接合面を含む航空機を提供することである。航空機は、発光源から光ビームを受け取り、光ビームを受け取り、光ビームをビームスプリッターに反射する高速ステアリングミラーを含む波面測定システムに、光ビームを反射するために、ジンバルによって支持されるミラーを含むジンバル式ミラーシステム更に含み、光ビームは、光ビームの送信部分と反射部分とに分割される。精巧なトラッカーカメラは、送信部分を受け取り、埋め込み式プロセッサに結合される。埋め込み式プロセッサは、ジンバルによって支持されるミラーの移動を制御し、高速ステアリングミラーの移動を制御するために、ジンバル式ミラーシステム及び高速ステアリングミラーに結合される。ジンバル式ミラーシステム及び波面測定システムは、航空機に固定される。
【００１２】
本発明の別の目的は、航空機を飛行経路上で飛行させるステップであって、航空機が航空機に固定されるジンバル式ミラーシステム及び波面測定システムを有するステップを含む航空光学的撹乱を取得するための方法を含む。ジンバル式ミラーシステムは、発光源から光ビームを受け取り、光ビームを波面測定システムに反射する第１の潜望鏡折り畳みミラーに光ビームを反射するために、ジンバルによって支持されるミラーを含む。波面測定システムは、ジンバル式ミラーシステムの第１の潜望鏡折り畳みミラーから直接反射光ビームを受け取る第２の潜望鏡折り畳みミラーと、第２の潜望鏡折り畳みミラーから反射される光ビームを受け取る第１の凹形軸外放物面ミラーと、第１の凹形軸外放物面ミラーから直接反射される光ビームを受け取る第１の折り畳みミラーと、第１の折り畳みミラーから直接反射される光ビームを受け取る第２の折り畳みミラーと、第２の折り畳みミラーから直接反射される光ビームを受け取り、光ビームを高速ステアリングミラーに反射する第２の凹形軸外放物面ミラーとを含む、少なくとも５つの反射ミラーを備える。高速ステアリングミラーは、光ビームをビームスプリッターに反射し、光ビームは、光ビームの送信部分と反射部分とに分割される。光ビームの送信部分は、埋め込み式プロセッサに結合される精巧なトラッカーカメラによって受け取られ、埋め込み式プロセッサは、ジンバルによって支持されるミラーの移動を制御するためにジンバル式ミラーに結合され、高速ステアリングミラーの移動を制御するために高速ステアリングミラーに結合される。この方法の別のステップは、光ビームの反射部分を受け取る波面センサーに結合される別の埋め込み式プロセッサで、航空機の流動場における航空光学的撹乱に関するデータを収集することを含む。
【００１３】
上述の特徴、機能及び利点は、様々な実施形態において独立して実現することができ、また別の実施形態において組み合わせることも可能であり、これらの実施形態について、以下の説明及び添付図面を参照して更に詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】典型的光ビームが流動場を通って航空機に至る場合の流動場における航空機の概略斜視図を示す。
【図２】波面測定システムの実施形態の概略背面図を示す。
【図３】航空光学的撹乱測定システムの概略上面図を示す。
【図４】図２に示される波面測定システムの概略側面図を示す。
【図５】戦闘機に固定される図３の装備された航空光学的波面撹乱測定システムの実施形態の拡大図を含む、戦闘機の前部の拡大分解された概略断面図である。
【図６】図１の航空光学的波面撹乱測定システムの実施形態が固定されるであろう戦闘機の概略斜視図である。
【図７】流動場の特徴のセンサー位置オプションを示す航空機の概略前面プロファイル図（ｓｃｈｅｍａｔｉｃ  ｆｒｏｎｔ  ｐｒｏｆｉｌｅ  ｖｉｅｗ）である。
【図８】図８Ａは、初期の星取得のための直線飛行及び水平飛行中にデータ収集用の発光源として星を利用する第１のパネル図であり、図８Ｂは、航空機が操縦を実行する間にデータ収集用の発光源として星を利用する第２のパネル図であり、図８Ｃは、航空機が元の飛行経路を外れて直線飛行及び水平飛行を再開する間にデータ収集用の発光源として星を利用する第３のパネル図であり、図８Ｄは、元の飛行経路に戻るための航空機操縦の際にデータ収集用の発光源として星を利用する第４のパネル図である。
【図９】図９Ａは、初期のビーコン取得のための直線飛行及び水平飛行中にデータ収集用の発光源として航空機ビーコンを利用する第１のパネル図であり、図９Ｂは、航空機が操縦を実行する間にデータ収集用の発光源として航空機ビーコンを利用する第２のパネル図であり、図９Ｃは、航空機が元の飛行経路を外れて直線飛行及び水平飛行を再開する間にデータ収集用の発光源として航空機ビーコンを利用する第３のパネル図であり、図９Ｄは、ビーコンエミッタ―による通過後に元の飛行経路に戻るための航空機操縦の際にデータ収集用の発光源として航空機ビーコンを利用する第４のパネル図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
ここから、例示的実施態様が示される添付図面を参照して、本発明がより完全に説明されるだろう。本発明は、多くの異なる形態で実施され得、本明細書に記載される例に限定されるものと解釈すべきでない。
【００１６】
図１を参照すると、本実施形態において、飛行する航空機１０は、Ｆ−１８である。航空機１０は、大気を通過する際に、気流動場１２をつくり出す。航空機１０の表面１４が空気に影響を及ぼす際に、気流動場１２で撹乱が発生する。表面１４は、図１及び図６に示されるように、気流動場１２に曝される航空機１０と関連するすべての外面を含む。そのような表面は、胴体１５、翼１７、尾翼部１９、コックピット２１など、更には、武器などの航空機１０に付加されるアイテムを含む航空機１０に関連するすべての他の外面を含む。表面１４は、異なる航空機１０を含む構成が変化すると、気流動場１２内で結果的に形成される航空光学的撹乱は、航空機１０とは形状及び距離が異なるだろう。これらの航空光学的撹乱は、航空機１０がその速度及び高度を変更し、様々な操縦により進行すると、更に変化するだろう。
【００１７】
気流動場１２の一部が上を流れる表面１４の形状次第で、移動する空気の速度は異なり得ると理解すべきである。例えば、表面１４が上に反る場合、気流は、より平坦な表面１４上よりも上に反る表面１４上での方が速いだろう。従って、航空機１０の一部における対気速度は、例えば、遷音速で移動している航空機１０上の異なる位置での対気速度とは対照的に、超音速で移動していることがある。ゆえに、航空機１０周囲の流動場１２で結果として生じる撹乱は、航空機１０上の１つの場所から別の場所まで、必ずしも均質又は均一ではない。
【００１８】
航空機１０は、亜音速から遷音速、更には超音速で飛行するので、気流動場１２の空気は、航空機１０の表面１４からの圧縮を経験するだろう。例えば、超音速での空気の圧縮により、気流動場１２の航空光学的撹乱の衝撃波／境界１８の間に連続流の領域１６を含む衝撃波／境界１８が形成される。これらの撹乱は、例えば、衝撃波／境界１８の領域及び連続流領域１６を交互に入れ替えることによって概略的に提示されるように、航空機１０の表面１４から外に向かって形成される。湾曲した表面上で、複数の弱い衝撃波／境界１８は、図１に示されるように、１つの強い衝撃波／境界１８にまとまる。撹乱は、様々な構成を持つようになり、特定の航空機１０の速度、高度及び操縦構成が変わると、航空機１０からの距離もまた変わるだろう。
【００１９】
気流動場１２の衝撃波／境界１８と連続流領域１６とを含めたこれらの撹乱は、航空機１０によって運ばれる光学機器によって光学経路受信及び送信に影響を及ぼすだろう。光学経路の送信又は受信の経路の例が、図１の経路２０及び２２として概略的に示される。これらの光学的送信又は受信に関する航空機１０に搭載される光学機器又はデバイスは、例えば、光学トラッカー、監視センサー、レーザー照準システム及びレーザーエネルギー伝搬武器などを含み得る。これらのデバイスが正確に動作するために、効果的かつ効率的に、これらのデバイスは、航空機１０が大気中を飛行する際に、気流動場１２内の撹乱によって引き起こされる光学経路の変化を確実に保証する必要があるだろう。この信頼できる性能の目標を達成する際の主なステップは、測定データを機器のこれらの光学片の設計に組み込むために、気流動場１２の航空光学的撹乱の信頼できる測定を取得することである。
【００２０】
図２から図４を参照すると、気流動場１２での航空機１０の飛行により形成される航空光学的撹乱の位置及び外形を、空間的かつ時間的に測定することによって、必要なデータを取得するために、航空機１０に装着することができる航空光学的撹乱測定システム２４の実施形態が示される。図３に示されるように、本実施形態におけるシステム２４は、波面測定システム２６と、ジンバル式ミラーシステム２８とを含む。これらのシステム２６及び２８の各々の例が、それらの動作と共に以下で詳しく説明されるだろう。
【００２１】
航空光学的撹乱測定システム２４が航空機１０に固定された状態で、気流動場１２の光学撹乱の測定データが、航空機１０に到達する前に光学撹乱内を移動した光ビームを受け取り分析することによって、取得されるだろう。この実施形態のために、星、別の航空機からのビーコン、接地源からのビーコン、レーザーガイド星又は人工星などの発光源が、システム２４による使用のために選択され得る。光源は、本実施例について、システム２４が、（Ｍｖ−｀３）又はそれより明るい実視等級で、光ビーム源又は星と作用するように構成されるように、システム２４と動作するのに十分に強い必要がある。
【００２２】
図２から図４を参照すると、光ビーム３０は、図３に見られるように、本実施形態では、星などの発光源から生じ、図３に見られるように、ジンバル３４によって支持されるミラー３２に影響を及ぼすジンバル式ミラーシステム２８に侵入する。ミラー３２は、光ビーム３０を直接第１の潜望鏡折り畳みミラーに反射する。本実施形態では、このジンバル式ミラーシステム２８は、１９７４年、Ｈｕｇｈｅｓ  Ｏｐｔｉｃａｌ  Ｓｙｓｔｅｍによって最初に製造されたＣａｓｔ  Ｇｌａｎｃｅ  Ｇｉｍｂａｌとして知られており、現在では、Ｔｈｅ  Ｂｏｅｉｎｇ  Ｃｏｍｐａｎｙによって製造されている。このジンバル式ミラーシステム２８は、アメリカ海軍によってミサイル及びターゲット追跡の両方に利用されており、ＮＰ３Ｄ航空機に搭載されている。ジンバル式ミラーシステム２８は、ロードアイランド州ミドルトンのＫＶＨ  Ｉｎｄｕｓｔｒｉｅｓによって製造される２軸ＤＳＰ−１７５０／デジタル出力光ファイバージャイロなどのジャイロセンサー３８を含むように、本実施形態では修正された。ジャイロセンサー３８は、ミラー３２に結合され、航空機１０の移動に基づき飛行中にミラー３２の移動を感知し、精巧なトラッカーカメラセンサー４１に埋め込まれ結合された埋め込み式プロセッサ３９に、この移動を伝達する。同様に、埋め込み式プロセッサ３９は、ジンバル支持体３４に結合され、航空機１０が飛行の際の移動中に、光ビーム３０がミラー３２と位置合わせされた状態を維持するために、ジンバル支持体３４によって行われる正しい移動をミラー３２に伝達する。埋め込み式プロセッサ３９、埋め込み式プロセッサ３９のジンバル式支持体３４との連結及びミラー３２への移動に関する更なる詳細が、以下で説明されるだろう。
【００２３】
システム２４が、マッハ１まで及びマッハ１を超えた速度で移動し操縦を実行する航空機１０に固定された状態で、航空機１０操縦の際に航空機１０によって行われる移動を補償するために、ミラー３２に対して正しい移動が行われなかったら、光ビーム３０は、ミラー３２との位置合わせから、又はミラー３２の動眼視野（ｆｉｅｌｄ  ｏｆ  ｒｅｇａｒｄ）から移動するだろう。例えば、航空光学的撹乱測定システム２４が、航空光学的撹乱測定を取得するために航空機１０に固定され、航空機１０が操縦により飛行している状態で、ミラー３２は、光ビーム３０に対して移動する。ジャイロセンサー３８は、このミラー３２の移動を感知し、この移動データ又は情報を埋め込み式プロセッサ３９に送る。ジャイロセンサー３８は、埋め込み式プロセッサ３９との帯域結合範囲（ｂａｎｄｗｉｄｔｈ  ｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎ  ｒａｎｇｅ）１０Ｈｚから１００Ｈｚまでを有する。埋め込み式プロセッサ３９は、引き換えに、ジンバル支持体３４に、ミラー３２を移動させ、光ビーム３０をミラー３２との正確に位置合わせした状態を維持するように命令する。ジンバル３４は、方位角及び高度が動眼視野＋／−４５度を上回る分解能で４マイクロラジアン未満の角度感知、並びに方位角及び高度が６０度／秒を上回る最大角速度で動作する（Ｇｉｍｂａｌ  ３４  ｏｐｅｒａｔｅｓ  ｗｉｔｈ  ａｎ  ａｎｇｕｌａｒ  ｓｅｎｓｉｎｇ  ｏｆ  ＜  ４  ｍｉｃｒｏｒａｄｉａｎｓ  ｉｎ  ｒｅｓｏｌｕｔｉｏｎ  ｏｖｅｒ  ａ  ｆｉｅｌｄ  ｏｆ  ｒｅｇａｒｄ  ｏｆ  ＋／−  ４５  ｄｅｇｒｅｅｓ  ｉｎ  ａｚｉｍｕｔｈ  ａｎｄ  ｅｌｅｖａｔｉｏｎ，  ａｎｄ  ａ  ｍａｘｉｍｕｍ  ａｎｇｕｌａｒ  ｒａｔｅ  ｏｆ  ＞  ６０  ｄｅｇｒｅｅｓ／ｓｅｃｏｎｄ  ｉｎ  ａｚｉｍｕｔｈ  ａｎｄ  ｅｌｅｖａｔｉｏｎ）。
【００２４】
先ほど述べられたように、埋め込み式プロセッサ３９は、以下でより詳しく説明されるであろう精巧なトラッカーカメラ４１に結合される。この実施形態では、埋め込み式プロセッサは、Ｘｉｌｉｎｘ  Ｓｐａｒｔａｎ−６  ＬＸ１５０Ｔ（ＬＸ１００Ｔ及びＬＸ７５Ｔをサポートする）などのＦｉｅｌｄ  Ｐｒｏｇｒａｍａｂｌｅ  Ｇａｔｅ  Ａｒｒａｙ（ＦＰＧＡ）；Ｂｏｏｔ  Ｆｌａｓｈ  Ｍｅｍｏｒｙ；ＸＭＯＳ  Ｓｕｐｅｒｖｉｓｏｒｙ  Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ；２ｘ  ＱＤＲ−ＩＩ  ＳＳＲＡＭ；２つの４ｘ  ＳＤＲＡＭインターポーザ―モジュール用サポート（Ｓｕｐｐｏｒｔ  ｆｏｒ  ｔｗｏ  ４ｘ  ＳＤＲＡＭ  ｉｎｔｅｒｐｏｓｅｒ  ｍｏｄｕｌｅｓ）；４ギガバイトの記憶領域を提供するＮＡＮＤ  Ｆｌａｓｈ；  Ｃａｍｅｒａ  ＬｉｎｋをサポートするＳｅｎｓｏｒ  Ｉ／Ｏ；ＰＣＩ−Ｅｘｐｒｅｓｓ  ｘ１  Ｓｕｐｐｏｒｔ；及びＦＰＧＡに対する１ＧｂＥ  ＦＰＧＡ（１ＧｂＥ  ｔｏ  ＦＰＧＡ）を含む。プロセッサ３９は：Ｆｒｅｅｓｃａｌｅ  ＱｏｒＩＱ  Ｐ１０２２などのＧｅｎｅｒａｌ  Ｐｕｒｐｏｓｅ  Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ  （ＧＰＰ）；５１２Ｍｂｙｔｅｓ  ＤＤＲ３  ＳＤＲＡＭ  ｗｉｔｈ  ＥＣＣ；１２Ｃ  ＲＴＣ（拡張ＩＯ経由）；１２Ｃ  Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ  Ｓｅｎｓｏｒ；Ｓｅｒｉａｌ  Ｐｅｒｉｐｈｅｒａｌ  Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ（ＳＰＩ）Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ  Ｆｌａｓｈ；ＮＡＮＤ  Ｆｌａｓｈメモリ；Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ  Ｒｅｓｅｔ（拡張ＩＯ経由）；ＦＰＧＡ  モジュールスーパーバイザープロセッサ（拡張ＩＯ経由）間の１０−ｂｉｔの通信リンク；ＦＰＧＡモジュールＳｐａｒｔａｎ  ＦＰＧＡ（拡張ＩＯ経由）に対するＰＣＩ  Ｅｘｐｒｅｓｓ  ｘ１，Ｇｅｎ  １．０；Ｇｉｇａｂｉｔ  Ｅｔｈｅｒｎｅｔ（拡張ＩＯ経由）；及びＳｏｌｉｄ  Ｓｔａｔｅ  Ｄｉｓｋ  ストレージ（拡張ＩＯ経由）を更に含む。埋め込み式プロセッサ３９は、１０Ｈｚから１００Ｈｚまでの帯域結合範囲含むジンバル支持体３４に結合される。ジンバル支持体３４は、方位角及び高度が動眼視野＋／−４５度を上回るストロークで４マイクロラジアン未満の位置感知、並びに方位角及び高度が６０度／秒を上回る最大角速度で動作する（Ｇｉｍｂａｌ  ｓｕｐｐｏｒｔ  ３４  ｏｐｅｒａｔｅｓ  ｗｉｔｈ  ａ  ｐｏｓｉｔｉｏｎ  ｓｅｎｓｉｎｇ  ｏｆ  ＜  ４  ｍｉｃｒｏｒａｄｉａｎｓ  ｉｎ  ｓｔｒｏｋｅ  ｏｖｅｒ  ａ  ｆｉｅｌｄ  ｏｆ  ｒｅｇａｒｄ  ｏｆ  ＋／−  ４５  ｄｅｇ  ｉｎ  ａｚｉｍｕｔｈ  ａｎｄ  ｅｌｅｖａｔｉｏｎ，  ａｎｄ  ａ  ｍａｘｉｍｕｍ  ａｎｇｕｌａｒ  ｒａｔｅ  ｏｆ  ＞  ６０  ｄｅｇ／ｓｅｃ  ｉｎ  ａｚｉｍｕｔｈ  ａｎｄ  ｅｌｅｖａｔｉｏｎ）。
【００２５】
埋め込み式プロセッサ３９がジャイロセンサー３８からミラー３２に関する移動データを受信している状態で、埋め込み式プロセッサは、発光源からの光ビーム３０をミラー３２の動眼視野に維持するために、ミラー３２を移動させ、正確に位置決めされた状態を維持するように、移動コマンドをジンバル３４に送る。Ｃａｓｔ  Ｇｌａｎｃｅアクチュエータは、方位角１７００度／秒２を上回り、かつ高度４００度／秒２を上回る最大加速でジンバルを駆動することができる。
【００２６】
ジンバル式ミラーシステム２８はまた、本実施形態では、ジャイロセンサー３８によって提供される安定化プラットフォームと、安定化された運動力学を強化するターニングフラット（ｔｈｅ  ｔｕｒｎｉｎｇ  ｆｌａｔ  ｔｏ  ｅｎｆｏｒｃｅ  ｓｔａｂｉｌｉｚｅｄ  ｋｉｎｅｍａｔｉｃｓ）との間でのエンコーダー、及び２対１エンコーダー―安定したプラットフォームとターニングフラットとの間の同期ドライブの使用を含むだろう。また、ジンバルは、軸受若しくは整流式又はブラシ式ＤＣモーター（ｃｏｍｍｕｔａｔｅｄ  ｏｒ  ｂｒｕｓｈｅｄ  ＤＣ  ｍｏｔｏｒ）の代わりに、回転フレキシャ及びロータリー式ボイスコイルを使用する。
【００２７】
航空光学的撹乱測定システム２４が航空機１０、特に超音速に到達できる航空機に装着された状態で、高振動をジンバル式ミラーシステム２８に与えることができる。本実施形態では、高減衰の受動アイソレータが、ジンバル支持体３４上で使用されるだろう。また、少なくとも１００Ｈｚのジャイロ安定化ループを、星又は他の航空機などの発光源への大きな角度のポインティングのためにミラー３２への正しい移動を行うために、ジャイロセンサー３８及びジンバル支持体３４を利用して、用いることができる。更に、１．２マッハ及び１．４マッハでの衝撃波パッケージを含むボーイングＦ−１５Ｅ上で収集される振動データの使用は、ジャイロセンサー３８及び安定化ジンバル３４の、例えば、Ｓｉｍｕｌｉｎｋモデル、若しくはその他のモデル又はシミュレーションに入力することができる。照準器ジッター（ｓｉｇｈｔ  ｊｉｔｔｅｒ）の残存線は、基本運動ジッターに対して３．０マイクロラジアン未満であると予測される。これにより、埋め込み式プロセッサ３９によって制御される精巧なトラックセンサー４１は、高速ステアリングミラー５４に訂正を命令することによって、気流動場１２での光学撹乱を低減することができる。
【００２８】
本実施形態では、ジンバル式ミラーシステム２８の第１の潜望鏡折り畳みミラー３６は、図３に示されるように、ジンバル３４によって支持されるミラー３２から直接光ビーム３０を受け取り、波面測定システム２６の第２の潜望鏡折り畳みミラー４０に向かって直接光ビーム３０を反射する。第２の潜望鏡折り畳みミラー４０は、本実施形態では、４５度の入射角で第１の潜望鏡折り畳みミラー３６から直接光ビーム３０を受け取る。第２の折り畳みミラー４０は、本実施形態では、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを含む４インチの短軸の楕円を有する。光ビーム３０は、第２の潜望鏡折り畳みミラー４０から第１の中間にある折り畳みミラー４２に直接反射される。第１の中間にある折り畳みミラーは、本実施形態では、４５度の入射角で光ビーム３０を受け取る。第１の折り畳みミラー４２は、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを含む３インチの短軸の楕円を有する。次に、第１の中間にある折り畳みミラー４２は、光ビーム３０を第２の中間にある折り畳みミラー４４に直接反射し、第２の中間にある折り畳みミラー４４もまた、本実施形態では、４５度の入射角で光ビーム３０を受け取る。同様に、第２の中間にある折り畳みミラー４４は、本実施形態では、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを含む３インチの短軸の楕円を有する。
【００２９】
光ビーム３０は、第２の中間にある折り畳みミラー４４から第１の凹形軸外放物面ミラー４６に直接反射する。第１の凹形軸外放物面ミラー４６は、本実施形態では、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを有する。光ビーム３０は、本実施形態では、８度未満の入射光で、第１の凹形軸外放物面ミラー４６によって受け取られる。光ビーム３０は、第１の凹形軸外放物面ミラー４６から第１の折り畳みミラー４８に直接反射する。第１の折り畳みミラー４８は、本実施形態では、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを含む瞳リレー（ｐｕｐｉｌ  ｒｅｌａｙ）である。光ビーム３０は、本実施形態では、８度未満の入射光で、第１の折り畳みミラー４８によって受け取られる。光ビーム３０は第１の折り畳みミラー４８から第２の折り畳みミラー５０まで直接反射し、本実施形態では、１５度未満の入射光で、第２の折り畳みミラー５０によって受け取られる。第２の折り畳みミラー５０もまた、本実施形態では、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを含む瞳リレーである。
【００３０】
光ビーム３０は、第２の折り畳みミラー５０から第２の凹形軸外放物面ミラー５２に直接反射する。第２の凹形軸外放物面ミラー５２は、本実施形態では、８度未満の入射光で、光ビーム３０を受け取る。第２の凹形軸外放物面ミラー５２は、本実施形態では、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを有する軸外放物面ミラー瞳リレーである。光ビーム３０は、第２の凹型軸外放物面ミラー５２から直接、本実施形態においては、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティング及び１００Ｈｚから１０００Ｈｚの帯域幅を有する直径１インチの高速ステアリングミラー５４まで反射する。
【００３１】
本実施形態では、高速ステアリングミラー５４は、カリフォルニア州ロングビーチのＯｐｔｉｃｓ  Ｉｎ  Ｍｏｔｉｏｎ  ＬＬＣによって製造されるＯＩＭ１０１  ｏｎｅ  ｉｎｃｈ  ＦＳＭである。高速ステアリングミラー５４は、角度ストローク長が＋１．５度から−１．５度の範囲内であり、２マイクロラジアン未満の角度分解能で、高速ステアリングミラー５４を移動させるために通信ループを形成するように、埋め込み式プロセッサ３９及び精巧なトラッカーカメラ４１に結合され、航空機１０の飛行によって光ビーム３０に与えられるジッターを補償するために、１００Ｈｚから１０００Ｈｚで埋め込み式プロセッサ３９との帯域幅結合で動作する。このジッターは、航空機１０の振動、及び航空機周囲の様々な視覚での流動場１２、衝撃波１６、及び衝撃境界１８からの航空光学的撹乱によって、光学ビーム上に形成される。この通信ループを形成するために、部分的に、高速ステアリングミラー５４は、光ビーム３０の送信部分５８を通して精巧なトラッカーカメラ４１に結合される。光ビーム３０は、高速ステアリングミラー５４から、本実施形態では、ビームスプリッター５６に直接反射する。
【００３２】
ビームスプリッター５６は、本実施形態では、５０パーセント  の反射率を有するブロードバンドコーティングを含む直径１インチを有し、本実施形態では、８度未満の入射角で光ビーム３０を受け取る。本実施形態では、ビームスプリッター５６は、ニューメキシコ州アルバカーキのＣＶＩ  Ｌａｓｅｒ  Ｏｐｔｉｃｓによって製造されるブロードバンドプレートビームスプリッターである。このビームスプリッターは、光学材料を含むブランドＣＶＩ  Ｌａｓｅｒ  Ｏｐｔｉｃｓ：Ｎ−ＢＫ７ガラス；Ｓｕｒｆａｃｅ  Ｑｕａｌｉｔｙ：１０−５  ｓｃｒａｔｃｈ  ａｎｄ  ｄｉｇ；Ｐｒｏｄｕｃｔ  Ｃｏｄｅ：ＢＢＳ；Ａｄｈｅｓｉｏｎ  ａｎｄ  Ｄｕｒａｂｉｌｉｔｙ：Ｐｅｒ  Ｍｉｌ−Ｃ−６７５Ｃ．  ｉｎｓｏｌｖａｂｌｅ  ｉｎ  ｌａｂ  ｓｏｌｖｅｎｔｓ；Ｃｌｅａｒ  Ａｐｅｒｔｕｒｅ：中心直径の８５パーセント以上；Ｃｏａｔｉｎｇ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ：Ｅｌｅｃｔｒｏｎ  ｂｅａｍ  ｍｕｌｔｉｌａｙｅｒ  ｄｉｅｌｅｃｔｒｉｃ；Ｃｈａｍｆｅｒ：４５度（通常）で０．３５ｍｍ；Ｗｅｄｇｅ：５分角以下；Ｄａｍａｇｅ  Ｔｈｒｅｓｈｏｌｄ：２０ｎｓｅｃにつき１００ｍＪ／ｃｍ2，及び２０Ｈｚ＠１０６４ｎｍ；厚さｔ＋又は−０．２５ｍｍ；直径：φ＋０／−０．２５ｍｍ；Ｓｕｒｆａｃｅ  Ｆｉｇｕｒｅ：６３３ｎｍでλ／１０；Ｒｅｆｌｅｃｔｉｏｎ：Ｒｕｎｐｏｌａｒｉｚｅｄ＝５０％＋又は−１５％；及びＣｏａｔｉｎｇ  ｏｎ  Ｓ２：Ｌｏｗ−ｒｅｆｌｅｃｔｉｏｎ  Ｂｒｏａｄｂａｎｄ  Ａｎｔｉ−Ｒｅｆｌｅｃｔｉｖｅ  ｃｏａｔｉｎｇを有する。ビームスプリッター５６は、光ビーム３０を部分５８と別の部分６０とに分割する。
【００３３】
ビームスプリッター５６を通過する光ビーム３０の一部は、光ビーム３０の送信部分５８として参照される。本実施形態では、送信部分５８は、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを有する直径１インチの第１のトラッカー折り畳みミラー６２によって、ビームスプリッター５６から直接受け取られる。第１のトラッカー折り畳みミラー６２は、本実施形態では、４５度の入射角で光ビーム３０の送信部分５８を受け取る。ブロードバンドＡＲコーティングを含む色収差補正集束レンズ６４は、垂直な又は鉛直な入射光で（ａｔ  ｎｏｒｍａｌ  ｏｒ  ｐｅｒｐｅｎｄｉｃｕｌａｒ  ａｎｇｌｅ  ｏｆ  ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ）光ビーム３０の送信部分５８を受け取る。第２のトラッカー折り畳みミラー６６は、本実施形態では、９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを含む直径１インチを短軸（ｓｅｍｉ−ｍｉｎｏｒ  ａｘｉｓ）に有する。第２のトラッカー折り畳みミラー６６は、本実施例では、４５度の入射角で、色収差補正集束レンズ６４から光ビーム３０の送信部分５８を受け取り、精巧なトラッカーカメラ４１と関連し、第２のトラッカー折り畳みミラー６６と精巧なトラッカーカメラ４１との間に位置決めされるフィルターホイールアセンブリ６８に直接、送信部分５８を反射する。
【００３４】
フィルターホイールアセンブリ６８は、星からの信号を最適化するために適用され得、その一方で、発光光源が航空機によって運ばれるビーコンであり得る場合には、適用され得ない。光ビーム３０の送信部分５８がフィルターホイールアセンブリ６８を通過している状態で、送信部分５８は、精巧なトラッカーカメラ４１に到達する。精巧なトラッカーカメラ４１は、光ビーム３０の送信部分５８の移動を感知する。
【００３５】
本実施例では、精巧なトラッカーカメラ４１は、１２８×１２８のウィンドウモードで１７００Ｈｚのフレームレートを可能にするＸｅｎｉｃｓ  Ｂｏｂｃａｔ  ６４０ＣＬ  Ｓｈｏｒｔｗａｖｅ  Ｉｎｆｒａｒｅｄ（ＳＷＩＲ）を利用する。精巧なトラッカーカメラ４１が埋め込み式プロセッサ３９に結合され、埋め込み式プロセッサ３９が高速ステアリングミラー５４に結合され、光ビーム３０の送信部分５８経由で高速ステアリングミラー５４が精巧なトラッカーカメラ４１に結合された状態で、通信ループは、精巧なトラッカーカメラ４１が光ビーム３０の送信部分５８の移動を感知し、そのデータを埋め込み式プロセッサ３９に伝達し、次に埋め込み式プロセッサ３９が、高速ステアリングミラー５４を移動させるように高速ステアリングミラー５４にコマンドを送るために完成する。この通信ループは、航空機１０の高速移動によって、航空光学的撹乱測定システム２４に与えられるジッターを軽減するように動作するだろう。
【００３６】
ビームスプリッター５６に戻り、ビームスプリッター５６は、光ビーム３０を分割する。ビームスプリッター５６は、光ビーム３０の一部、つまり送信部分５８を送信し、光ビーム３０の別の部分、ここでは反射部分６０として言及される部分を反射する。反射部分６０は、ビームスプリッター５６から、本実施形態では、直径１インチの短軸（ｓｅｍｉ−ｍｉｎｏｒ  ａｘｉｓ）及び９８パーセントを上回る反射率のブロードバンドコーティングを有する第１の波センサー折り畳みミラー７０に向けられる。反射部分６０は、本実施形態では、１５度未満の入射角で折り畳みミラー７０によって受け取られ、本実施例では、ブロードバンドＡＲコーティングを有する色収差補正された瞳リレー７２に直接、光ビーム３０の反射部分６０を反射する。本実施形態では、反射部分６０は、垂直な入射角で色収差補正された瞳リレー７２によって受け取られる。
【００３７】
光ビーム３０の反射部分６０は、流動場１２で航空機１０によって形成される航空光学的撹乱と関連する空間的及び時間的波面パラメーターを捉えるように構成される波面センサーレンズレットアレイ（ｗａｖｅｆｒｏｎｔ  ｓｅｎｓｏｒ  ｌｅｎｓｌｅｔ  ａｒｒａｙ）７４上に移る。これは、航空機１０が超音速を含む様々な速度で移動している状態での衝撃境界１８を含むだろう。センズレットアレイ７４は、少なくとも１６×１６のサブアパーチャ（ｓｕｂａｐｅｒｔｕｒｅｓ）のレンズスレットのアレイ、又は一組の２４×２４のサブアパーチャのレンズレットを含む。本実施形態では、波面センサーは、本実施例では１５ｋＨｚでの波面収集が可能となりうる１２０×１２０のウィンドウでサブアパーチャ毎に５×５ピクセルを有する２４×２４サブアパーチャを含むＸｅｎｉｃｓ  Ｃｈｅｅｔａｈ−６４０ＣＬを含む。レンズレットアレイ７４は、反射部分６０の焦点を焦点面アレイ波面カメラ７６に合わせる。波面カメラ７６は、これによって、波面センサーレンズレットアレイ７４を通過した光ビーム３０の反射部分６０から、流動場１２における航空光学的撹乱の時間的及び空間的データを受信する。波面カメラ７６は、本実施形態では、５１２×５１２のＳｈｏｒｔ  Ｗａｖｅ  Ｉｎｆｒａｒｅｄの焦点面を含み、５ｋＨｚを上回るフレームレートを有する。
【００３８】
波面センサーレンズレットアレイ７４及び波面カメラ７６は、信号インターフェース及び他の埋め込み式プロセッサ７８を含み、また  ＳＡＭＳＵＮＧ  ８４０  Ｐｒｏ  Ｓｅｒｉｅｓ  ＭＺ−７ＰＤ１２８ＢＷ  ２．５″  １２８ＧＢ  ＳＡＴＡ  ＩＩＩ  ＭＬＣ  Ｉｎｔｅｒｎａｌ  Ｓｏｌｉｄ  Ｓｔａｔｅ  Ｄｒｉｖｅ（ＳＳＤ）などのソリッドステートデータストレージも含むセンサー電源に結合される。ソリッドステートデータストレージは、航空機１０からの対応する運航又は航法データとともに、波面センサーレンズレットアレイ７４及び波面カメラ７６から受信される、航空機１０によって形成される航空光学的撹乱の時間的及び空間的測定データを記憶するだろう。この記憶データは、次いで、後に航空機１０に搭載されるであろう光学機器を設計するために使用することができる。図２から図４に示される航空光学的撹乱測定システム２４に対する追加的機器は、ジンバル電気的インターフェースポート８０並びに高速ステアリングミラー電源及びコントローラ８１を含む。
【００３９】
先述の波面測定システム２６及びジャイロ安定化ジンバル式ミラーシステム２８によって、航空光学的撹乱測定システム２４を、図５に見られる小型設備（ｃｏｍｐａｃｔ  ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ）内部に含むことができる。例えば、Ｃａｓｔ  Ｇｌａｎｃｅジンバル２８を含まない波面測定しシステム２６は、３４ポンドから４０ポンドまでの重量を有する、およそ８インチ×１０インチ×２０インチの設備内で組み立てることができる。Ｃａｓｔ  Ｇｌａｎｃｅジンバル２８を含むと、寸法は、重量１７０ポンドから１７５ポンドまでの重量を有する、８インチ×１９インチ×２０インチである。波面測定システム２６にこの軽量かつ小型の設備を提供する能力によって、ジャイロ安定化ジンバル式ミラーシステム２８を、システム２６に固定することができ、測定システム２４を、ここで航空機１０の多くの異なる位置で固定できる。この小型設備によって、測定システム２４を、超音速に到達することができ、航空機の空気力学を混乱させないより小さな戦闘機に搭載することができるだろう。
【００４０】
図５を参照すると、波面測定システム２６及びジャイロ安定化ジンバル式ミラーシステム２８は各々、容器８５及び８３にそれぞれ含まれる。容器８３及び８５は、容器アセンブリ８２を形成するためにしっかりと一体的に固定される。容器８３は、開口８６を画定し、ジンバル式ミラーシステム２８が、光ビーム３０などの入射光に曝されることを可能にする正面８４を含む。波面測定システム２６については、容器８５内部に収容される。波面測定システム２６内部の光学構成要素は、炭素発泡体複合構造（図示されず）を有する後方容器８５内にしっかりと保持され、図３に示されるように炭素繊維ベンチ８７に装着される。容器８３及び８５は、通常、光学ベンチの熱膨張率に適合するために断熱材を含むアルミニウムから構成される。
【００４１】
容器アセンブリ８２は、組み立てられた状態で、華氏−６５度から華氏＋１８０度の温度範囲を含むＭｉｌ−Ｍ−１７１８５環境仕様（ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ  ｓｐｅｃ）、及びＭｉｌ−ＳＴＤ−１６７振動仕様に適合する、Ｂａｒｒｙ  Ｉｓｏｌａｔｏｒ  Ｓｅｒｉｅｓ  １０００などの受動アイソレータを有する航空機１０に固定される準備ができる。例として、容器アセンブリ８２は、図５に見られるように、機首バレル位置８８の側面に固定される。より詳しく説明されるように、容器アセンブリ８２は、本実施形態では、航空機１０の異なる部分を取り巻く気流動場１２の航空光学的撹乱の時間的及び空間的データを測定及び収集するために、航空機１０上の複数の場所に位置決めされるだろう。通常、航空光学的撹乱測定システム２４を収容する容器アセンブリ８２は、図５に示されるように窓又は等角窓（ｃｏｎｆｏｒｍａｌ  ｗｉｎｄｏｗ）９０背後に位置決めされるだろう。星又は別の航空機若しくは地上位置などの発光源からの光ビーム３０は、気流動場１２の航空光学的撹乱を通過し、窓又は等角窓９０を通過し、次に容器８３の開口８６を通過するだろう。光ビーム３０は、次に、ジンバル３４及び第１の潜望鏡折り畳みミラー３６によって支持されるミラー３２から、光ビーム３０が第２の潜望鏡折り畳みミラー４０によって受け取られる波面測定システム２６内に反射するだろう。他の場合には、システム２４を収容する容器アセンブリ８２は、等角窓９０ではない窓の背後、又は等角窓９０が用いられる航空機１０の他の位置で、航空機１０の外側部分に固定されるだろう。
【００４２】
図６に見られるように、本実施形態は、Ｆ−１８戦闘機１０を説明する。先ほど述べられたように、容器アセンブリ８２は、Ｆ−１８戦闘機１０に固定され、例えば、ドーサル中央体（２箇所）９２；翼内装備銃（ｗｉｎｇ  ｇｕｎ）位置９４；電気光学ターゲッティングシステム９６又は他の航空機上の下方銃庫（ｏｎ  ｏｔｈｅｒ  ａｉｒｃｒａｆｔ  ａ  ｌｏｗｅｒ  ｇｕｎ  ｂａｙ）；等角フェアリング（ｃｏｎｆｏｒｍａｌ  ｆａｉｒｉｎｇ）９８；上部方機首バレル１００；及びコックピット後ろのドーサル（ｄｏｒｓａｌ  ｂｅｈｉｎｄ  ｃｏｃｋｐｉｔ）を含む場所で等角窓９０背後に位置決めされるだろう。これらの様々な場所で位置決めされる測定システム２４により、航空光学的撹乱データを航空機１０周囲で測定及び収集することができる。単一の測定システム２４は、航空機１０又は複数の測定システム２４で用いられ得る。収集された測定データで、これらの様々な場所に位置決めされるであろう光学機器のモデリングが、光学機器が、航空機１０の気流動場１２で位置決めされた航空光学的撹乱によって形成される光学偏差（ｏｐｔｉｃａｌ  ｄｅｖｉａｔｉｏｎ）を収容することができる設計基準を形成するために蓄積されるだろう。
【００４３】
図７に示されるように、本実施形態において、航空機１０は、飛行中のＦ−１８であり、航空機周囲の区画は、航空機１０の飛行中に測定を行う測定システム２４の位置の可能な動眼視野を示すために境界が画定される。図７を参照すると、航空機１０周囲に位置決めされるこれらの区画は、上部センサー動眼視野１０４；下部センサー動眼視野１０６；右側センサー動眼視野１０８；及び左側センサー動眼視野１１０を含む。いずれにせよ、航空機１０の航空光学的撹乱測定システム２４の位置について、データ取得のための試験用飛行外形は、システム２４内部の光学システムの動眼視野及び発光源の位置及び速度次第で決まるだろう。
【００４４】
航空機１０周囲の気流動場を完全に特徴付けるには、光学システム動眼視野が４πステラジアンである必要があり、これには複数のセンサー又はシステム２４を必要とするだろう。複数のシステム２４を航空機１０の上部及び下部に固定することは可能であるが、特徴付け又はデータ取得飛行には必要とされない。航空機１０周囲の気流は、左側動眼視野１１０及び右側動眼視野１０８で実質的に同一である。航空機１０周囲の気流動場１２の差は、上部動眼視野１０４及び下部動眼視野１０６内で発生するだろう。
【００４５】
測定システム２４は、流動場１２の上部１０４及び下部１０６を特徴付けるために、航空機１０の位置にあるべきである。このより好ましい位置は、航空機１０の上方、下方、側面、前方又は後方で流動場１２を測定又は特徴付けるために十分な動眼視野を含む航空機１０の胴体１５のどちらかの側面であろう。しかしまた、動眼視野が大きければ、星であろうが別の航空機などであろうが、発光源を見るために操縦している必要な航空機１０は最小化され（ｔｈｅ  ｌａｒｇｅｒ  ｔｈｅ  ｆｉｅｌｄ  ｏｆ  ｒｅｇａｒｄ  ａｌｓｏ  ｍｉｎｉｍｉｚｅｓ  ｔｈｅ  ｒｅｑｕｉｒｅｄ  ａｉｒｃｒａｆｔ  １０  ｍａｎｅｕｖｅｒｉｎｇ  ｔｏ  ｖｉｅｗ  ｔｈｅ  ｌｉｇｈｔ  ｅｍｉｔｔｅｒ  ｓｏｕｒｃｅ，  ｗｈｅｔｈｅｒ  ａ  ｓｔａｒ  ｏｒ  ａｎｏｔｈｅｒ  ａｉｒｃｒａｆｔ  ｅｔｃ．）、使用できるデータ収集時間は増加する。しかしながら、動眼視野が大きくなればなるほど、より大きな窓又は等角窓９０が必要とされるだろう。
【００４６】
窓９０が等角でなく、例えば、航空機１０の外面にブリスターが形成される場合には、より大きな動眼視野を含む異なるジンバル式ミラーが必要だろう。ブリスター構成によって、測定される流動場１２は変わるだろう。ジンバルミラーシステム２８と波面測定システム２６とを備える航空光学的測定システム２４は、航空機１０などの飛行機だけではなく、胴体と、固定翼１７、安定板、回転刃などの少なくとも１つの空気力学的な接合面とを有する多種多様な航空機に固定することができると理解される。多種多様な航空機は、飛行機に加え、例えば、ロケット、ミサイル、ヘリコプター、ヘリコプターの機能性能力（ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌｉｔｙ  ｃａｐａｂｉｌｉｔｉｅｓ）を有する固定翼を有している航空機などを含むだろう。これらの航空機は、航空光学的測定システム２４が特定の航空機を取り巻く流動場の航空光学的撹乱を測定するプラットフォームを提供するだろう。
【００４７】
先ほど述べられたように、航空光学的撹乱測定システム２４を用いるだろうデータ測定又は特徴付け飛行は、測定システム２４を通過するために、星、又は別の航空機からの若しくは地面などからのビーコンをその光ビーム３０源として使用するだろう。本実施形態では、システム２４は、容器アセンブリ８２内部に固定され、順に航空機１０の所望の位置にしっかりと固定されるだろう。等角窓９０背後でのシステム２４の固定は、少なくとも気流動場１２への侵入を提供するが、他のデータ取得によって、システム２４が等角でない窓の背後に固定され得、気流動場１２に影響を及ぼす異常表面が航空機１０に形成されることが考えられる。
【００４８】
ここで図８Ａから図８Ｄを参照すると、本実施形態では、航空光学的撹乱測定システム２４は、航空機１０で飛行し、図示されるように、航空機１０の気流動場における航空光学的撹乱を測定及び取得するために開発された。特に、測定システム２４は、航空機１０の空気力学を妨害せずに、システム２４を航空機１０の複数の位置に固定し、超音速を含む広範な対気速度でデータを取得することができるように、戦闘機などの小型航空機でシステム２４の使用を可能にするために開発された。
【００４９】
図８Ａから８Ｄに示されるように、航空光学的撹乱データの測定及び取得用の飛行の実施形態において、本実施形態では、Ｆ−１８航空機１０は、測定システム２４が前方機首バレル位置１００に固定された状態で、飛行経路１１６に沿って飛行を開始する。本実施形態では、航空機１０は、高度３００００フィートで１．６マッハで進んでいる。測定システム２４は、９０度の完全な動眼視野１１２で動作しており、光度Ｍｖ３以上（ａ  ｍａｇｎｉｔｕｄｅ  ｏｆ  Ｍｖ３  ｏｒ  ｂｒｉｇｈｔｅｒ）を有する発光源、つまり星１１４から光ビーム３０を受け取る。光ビーム３０は、ジャイロ安定化ジンバルミラーシステム２８内部で、ジンバル３４により支持されるミラー３２によって受け取られる。光ビーム３０は、高速ステアリングミラー５４を含む波面測定システム２６を通過し、更にビームスプリッター５６を通過する。ビームスプリッター５６は、光ビーム３０を送信部分５８と反射部分６０とに分割する。光ビーム３０の送信部分５８は、先述のように、埋め込み式プロセッサ３９に結合される精巧なトラッカーカメラ４１に反射される。次に、埋め込み式プロセッサ３９は、ジンバル３４によって支持されるミラー３２の移動を制御するためにジンバル式ミラーシステム２８に結合され、更に高速ステアリングミラー５４の移動を制御するために高速ステアリングミラー５４に結合される。
【００５０】
航空機１０が飛行している状態で、航空機１０の流動場１２における航空光学的撹乱に関するデータを収集するステップが開始する。波面センサーレンズアレイ７４及び波面センサーカメラ７６は、光ビーム３０の他の部分６０から航空光学的撹乱データを測定する。波面センサーレンズアレイ７４及び波面センサーカメラ７６に結合される別の埋め込み式プロセッサ７９は、測定された航空光学的撹乱データを受信し、そのデータを記憶する。初めに述べられたように、別の埋め込み式プロセッサ７８はまた、航空機１０にも結合され、航空機１０の位置、高度及び対地速度に関する航法情報も受信する。
【００５１】
通常、航空機１０が離陸し航空光学的撹乱データを測定及び取得するのに先立ち、測定システム２４で動作するのに十分な視覚的光度を有する、本実施例においては星１１４などの発光源が選択される。発光源又は星１１４の座標は、精巧なトラッカーカメラ４１に結合される埋め込み式プロセッサ３９内に配置される。これにより、ジンバル３４によって支持されるミラー３２が、航空機１０の飛行中に発光源又は星１１４を調査及び検出することができる。
【００５２】
エンジン始動後に、航空機１０の搭乗員は、システム２４を初期化し、航空機１０のＧＰＳから慣性誘導システムを初期化する。航空機１０は、離陸し測定及びデータ取得のための初期点に向かうために前進する。本実施形態では、図８Ａから図８Ｄで説明されたように、航空機１０は、水平な飛行経路１１６を含む高度３００００フィートで１．６マッハの速度に到達する。  搭乗員は、ジンバル３４、高速ステアリングミラー５４、トラッカーカメラ４１及び埋め込み式プロセッサ３９を起動するデータ収集コマンドを開始する。事前に読み込まれたターゲット座標は、発光源又は星１１４の事前に読み込まれた座標を取得するために、起動したデバイスに指示を出す。発光源又は星１１４がジンバル３４によって支持されるミラー３２にエンゲージされる（ｅｎｇａｇｅｄ）光ビーム３０を有し、精巧なトラッカーカメラセンサー４１が画像フィールドの中心に置かれた光ビーム３０を感知し、低帯域幅通信ループがジンバル３４及び高速ステアリングミラー５４に対して埋め込み式プロセッサ３９により閉じられた状態で、測定システム２４は、気流動場１２内の航空光学的撹乱に対する測定及び取得モードに入る準備ができている。
【００５３】
図８Ａでは、航空機１０は、到達する高度、速度、飛行経路及び発光源又は星１１４を有する。飛行経路１１６は、真っすぐかつ水平である。トラッカー４１は、星１１４からの光ビーム３０の送信部分５８から得られた十分な信号を検出し、搭乗員は、高速ステアリングミラー５４上で高帯域幅ループを閉じることができ、埋め込み式プロセッサ７９は、光ビーム３０の反射部分６０から航空光学的撹乱を測定する波面レンズアレイ７４及びカメラ７６からの測定データ収集を開始する。高速ステアリングミラー５４上の高帯域幅ループは、航空機１０の高速移動中などにシステム２４に付与され得るジッターの影響（ａｆｆｅｃｔｓ）を軽減するために、測定システム２４の測定及びデータ取得中は、この状態にとどまる。このプロセス中に、トラッカー４１が光ビーム３０の送信部分５８の移動を検出し、このデータを埋め込み式プロセッサ３９に送ると、次に高速ステアリングミラー５４に移動のコマンドが送られる。図８Ａに見られる実施形態では、星１１４は、航空機１０から２０度の高度かつ航空機１０の機首１２０の左側から７０度で現れる。星１１４は、測定システム２４の動眼視野内の上方かつ前方である。
【００５４】
図８Ｂでは、データ測定及び取得開始が始まって１０秒で、次のステップは、本実施形態において、飛行方向の移動を開始する又は操縦を開始する航空機１０を含む。操縦は、１．６マッハでの４０度のバンクターンである。この操縦は、測定システム２４に対する動眼視野内で星１１４を下方及び後方に移動させ、航空機１０を第２の飛行経路（図示されず）に向かって移動させる。この操縦は、ジンバル３４で支持されるミラー３２の動眼視野内で発光源又は星１１４を移動させる。ジャイロセンサー３８は、ミラー３２の移動データを埋め込み式プロセッサ３９に送る。埋め込み式プロセッサ３９は、光ビーム３０がミラー３２と位置合わせされた状態を維持するために又はミラー３２の正確な動眼視野内に入るようミラー３２を移動させるために、ジンバル３４にコマンドを送る。同時に、光ビーム３０の他の反射部分６０は、波面レンズアレイセンサー７４及び波面センサーカメラ７６に侵入し続け、これによって、光ビーム３０の反射部分６０から航空光学的撹乱が測定される。これらの測定は、埋め込み式プロセッサ７８に記憶される。
【００５５】
本実施形態では、航空光学的撹乱に関するデータ測定及び取得開始後５０秒で、航空機１０は、図８Ｃのようにゆっくりと水平になり（ｒｏｌｌｓ  ｔｏ  ｌｅｖｅｌ）、第２の飛行経路での飛行を開始する。この時点で、航空機１０は、星１１４が航空機１０から２０度の高度、かつ機首１２０の左側区画から１００度で、真っすぐかつ水平構成で１．６マッハでなおも移動している。星１１４は、測定システム２４の動眼視野の上方及び後方である。第２の飛行経路における飛行中の航空機１０のこのステップでは、波面レンズアレイセンサー７４及び波面センサーカメラ７６は、気流動場１２で航空機１０によって形成される航空光学的撹乱を測定するために、光ビーム３０の反射部分６０を受け取り続ける。
【００５６】
図８Ｄを参照すると、測定開始時間から６０秒で、航空機１０は、航空機１０を移動させる１０度のバンクターンで、第２の飛行経路から飛行経路１１６に戻す次のステップを取る。この操縦は、測定システム２４の動眼視野内で星１１４を上方に移動させ、かつ測定システム２４の動眼視野内で前方に移動させる。ジャイロセンサー３８、埋め込み式プロセッサ３９及びシンバル３４の通信ループは、星１１４の画像及び光ビーム３０がミラー３２の動眼視野と位置合わせされた状態を維持する。ジャイロセンサー３８は、移動を感知し、そのデータを埋め込み式プロセッサ３９に送る。埋め込み式プロセッサは、次に、ミラー３２を移動させ、星１１４をミラー３２の動眼視野に維持するように、制御コマンドをジンバル３４に送る。航空機１０を飛行経路１１６に戻すことを含むこのステップの間、光ビーム３０の反射部分６０は、気流動場１２で航空光学的撹乱を測定し続けるために、波面レンズアレイセンサー７４及び波面カメラ７６によって受け取られ続ける。測定データは、埋め込み式プロセッサ７８によって記憶され続ける。
【００５７】
航空機１０による操縦が完了すると、搭乗員は、高速ステアリングミラー５４の高帯域幅通信ループを遮断し、埋め込み式プロセッサ７８からの測定データ収集を自動的に停止させる。埋め込み式プロセッサ３９からジンバル３４及び精巧なトラッカーカメラ４１への通信もまた、無効になる。搭乗員は、次に、航空機１０をその次の測定及び取得初期点又は開始点まで飛行させ、プロセスは繰り返される。いったん特定の飛行任務に関するすべてのデータがシステム２４によって測定及び収集されると、地上勤務員は、埋め込み式プロセッサ７８に記憶されたデータをオフロードする（ｏｆｆ  ｌｏａｄ）。これらの飛行任務は、航空機１０の種類毎に、様々な速度、高度及び飛行操縦構成で、気流動場１２における航空光学的撹乱に関する十分なデータが測定及び取得されるまで、実行される。
【００５８】
航空機１０の気流動場１２における航空光学的撹乱データの収集が、星１１４を光ビーム３０の発光源として使用することにより、図８Ａから図８Ｄで先ほど説明された。同様に、そのような航空光学的撹乱の測定が、発光源を光ビーム３０を出射する別の航空機１２２上のビーコンとして、図９Ａから図９Ｄで収集される。本実施形態において、図９Ａでは、航空機１０は、真っすぐかつ水平な飛行で３００００フィートの高度で１．６マッハで移動している第１の飛行経路１１６にある。他の航空機１２２からの光ビーム３０は、星１１４に関連する飛行のように測定システム２４の動眼視野内で追跡及び維持される。航空光学的撹乱は、他の埋め込み式プロセッサ７８によって航空機１０からの運行データとともに測定及び記憶される。発光源が取得された状態で、航空光学的撹乱の測定が、本実施形態では、１５秒間、継続する。他の航空機１２２での発光源は、航空機１０から４５度の高度で、かつ航空機１０の機首１２０の左側から４５度に位置決めされる。他の航空機１２２でのターゲット発光源は、測定システム２４の動眼視野１１２内で上方かつ前方である。
【００５９】
図９Ｂを参照すると、航空機１０は、移動を開始する又はバンクターンを開始する。発光源の初期のエンゲージ（ｅｎｇａｇｉｎｇ）から約２０秒すると、航空機１０は、１．６マッハで飛行を続け、４０度のバンクターンを行う。ターゲット発光源は、航空機１０から４８度の高度かつ機首１２０から５４度に位置し、後方に移動している。このバンクは、測定システム２４の動眼視野内でターゲット発光源を下方及び後方に移動させる。再び、航空光学的撹乱データの測定及び取得は、ターゲット発光源を測定システム２４の動眼視野に維持する間、継続する。データ測定及び取得を通して、ジッターを軽減することは、高速ステアリングミラー５４及び埋め込み式プロセッサ３９の高速の閉じた通信ループを通して、実現される。
【００６０】
図９Ｃを参照すると、ビーコンでの初期のエンゲージ（ｅｎｇａｇｅｍｅｎｔ）後３０秒で、航空機１０は、１．６マッハで真っすぐかつ水平な第２の飛行経路上にとどまる。他の航空機１２２でのターゲット発光源は、航空機１０の機首１２０の左側から１００度であって、ターゲットビーコンは、測定システム２４の動眼視野１１２内で上方かつ後方である。再び、このデータの測定及び取得は、波面レンズアレイ７４及び波面カメラ７６を通過し、他のプロセッサ７８に記憶されている他の航空機１２２のターゲット発光源から、光ビーム３０の反射部分６０を通して継続する。
【００６１】
図９Ｄでは、航空機１０は、ターゲット光源との初期のエンゲージ後３９秒で、他の航空機１２２に打ち勝っている（ｈａｓ  ｏｖｅｒｃｏｍｅ）。航空機１０は、１．６マッハでなおも移動しており、１０度のバンクターンを形成する。他の航空機１２２でのターゲット発光源は、航空機１０から４４度上方かつ１３６度後方である。航空機１０は、測定システム２４の動眼視野１１２内でターゲット発光源を移動させた。ターゲット発光源は、測定システム２４の動眼視野１１２の範囲外まで、後方に移動し続ける。データ測定は、パイロットが測定システム２４の電源を切ると、停止する。再び、他のプロセッサ７８によって記憶されたデータは、いったん航空機１０が基地に戻ると、地上勤務員によってオフロードされる。
【００６２】
最初に説明したように、データ測定及び収集任務は、本実施形態では、少なくともマッハ２の速度、海水面から７５０００フィートまでの高度の範囲内で、３ｇまでの操縦で（ｗｉｔｈ  ｍａｎｅｕｖｅｒｓ  ｕｐ  ｔｏ  ３ｇ）遂行されるだろう。航空機毎に気流動場１２の航空光学的撹乱に関する測定され取得されたデータは、そのような航空機によって後に運ばれる光学機器にカスタムモデリングを提供するだろう。システム２４によって測定される空間的データ及び時間的データの統合によって、光学機器の設計が、航空機１０の流動場１２で形成される航空光学的撹乱を有効に補償しかつその撹乱を通して動作することができるようになるだろう。
【００６３】
様々な実施形態がこれまで説明されてきたが、本開示は、それらに限定されることを意図していない。なおも添付の実施形態の範囲内であれば、開示された実施形態に変形を加えることができる。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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