(57)【要約】【課題】万が一の場合でも、コックピットからの視野を確実に得る。【解決手段】カメラ２１と、航空機体のコックピットＣ内に配置されている表示装置３１と、コックピット内に配置され、カメラを起動させる操作端３２と、航空機体に形成され、カメラが前方撮像可能に収納される収納凹部２３と、収容凹部の開口を塞ぐ透明板２４と、透明板を加熱するヒータ２５と、透明板の温度を検知する温度センサ２７と、温度センサで検知された透明板の温度が、収納凹部内の露点温度及び０℃より高い目標温度になるよう、ヒータによる加熱量を制御するヒータ駆動制御回路３５と、を備えている。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
カメラと、
航空機体のコックピット内に配置され、前記カメラで撮像された像を表示する表示装置と、
前記コックピット内に配置され、前記カメラを起動させる操作端と、
前記航空機体に形成され、前方が開口し、前記カメラが前方撮像可能に収納される収納凹部と、
前記収容凹部の開口を塞ぐ透明板と、
前記透明板を加熱するヒータと、
前記透明板の温度を検知する温度センサと、
前記温度センサで検知された前記透明板の温度が、前記収納凹部内の露点温度及び０℃より高い目標温度になるよう、前記ヒータによる加熱量を制御する加熱制御器と、
を備えていることを特徴とする航空機。
【請求項２】
請求項１に記載の航空機において、
前記加熱制御器は、外気温度を検知する外気温度センサで検知された外気温度よりも高く、且つ０℃よりも高い温度を前記目標温度とする、
ことを特徴とする航空機。
【請求項３】
請求項１に記載の航空機において、
前記加熱制御器は、収容凹部内の露点温度を検知する露点温度センサで検知された露点温度よりも高く、且つ０℃よりも高い温度を前記目標温度とする、
ことを特徴とする航空機。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機において、
前記表示装置は、前記コックピットの窓のコックピット側の面に沿って像を表示し、非表示時には窓の透過性を損なわない装置である、
ことを特徴とする航空機。
【請求項５】
請求項４に記載の航空機において、
前記表示装置は、一対の透明なシートと、一対の透明なシート間に挟まれた発光素子と、該透明なシート内の少なくとも外縁部を加熱するヒータとを有し、前記窓の前記コックピット側の面に貼り付けられている、
ことを特徴とする航空機。
【請求項６】
請求項４に記載の航空機において、
前記表示装置は、前記窓の前記コックピット側の面を表示面とするプロジェクタ型表示装置である、
ことを特徴とする航空機。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか一項に記載の航空機において、
前記カメラ、前記収納凹部、前記透明板、前記ヒータ、前記温度センサ及び前記操作端を有する撮像ユニットを複数備えている、
ことを特徴とする航空機。
【請求項８】
請求項１から７のいずれか一項に記載の航空機において、
前記カメラ、前記収納凹部、前記透明板、前記ヒータ及び前記温度センサを有する撮像ユニットを複数備えていると共に、
複数の前記カメラで撮像された像を合成して三次元画像データを生成して、該三次元画像データを前記表示装置に送る画像処理装置を備えている、
ことを特徴とする航空機。
【請求項９】
請求項１から８のいずれか一項に記載の航空機において、
前記収納凹部内の前記カメラの向きを変える向き変更機構と、
前記コックピット内に配置され、前記向き変更機構の動作を指示する変更指示操作端と、
を備えている、
ことを特徴とする航空機。
【請求項１０】
請求項１から９のいずれか一項に記載の航空機において、
前記コックピットの窓の曇りを抑える防曇装置を備えている、
ことを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のコックピットからの視界を確保する技術に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のコックピットからの視野を確保するため、航空機は、一般的に、このコックピットの窓の曇りを抑える防曇装置を備えている。
【０００３】
防曇装置としては、例えば、窓ガラスの室内側の面である内面に沿って、空調装置等からの温風を噴出するタイプがある。このタイプの防曇装置は、温風が窓ガラスの内面に沿って流れる過程で、室内の空気を巻き込み、流速が低下すると共にその温度が低下するために、窓ガラス中の目的の領域を防曇できない場合がある。
【０００４】
そこで、以下の特許文献１に記載の防曇装置では、窓ガラスの内面に沿い且つ窓ガラスの縁の位置に、温風を噴出する主噴出口を形成すると共に、この主噴出口を基準にして窓ガラスと反対側、つまり室内側に多数の小径口を形成し、この多数の小径口からも温風を噴出することで、主噴出口から噴出した温風と室内の空気との間に緩衝域を確保して、主噴出口から噴出した温風に室内の空気が巻き込まれるのを最小限に抑えている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開昭６３−２５８２４４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、上記特許文献１に記載の技術では、温風の供給量が多くなければ、主噴出口から噴出させる温風と多数の小径口から噴出させる温風を十分に確保できず、窓を十分に防曇できず、条件によってはコックピットからの視野を完全に確保することができない、また着氷した場合に熱量が十分でないため氷解速度が不足し緊急動作時に視界を確保できない、という問題点がある。
【０００７】
そこで、本発明は、万が一の場合でも、コックピットからの視野を確保することができる航空機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記問題点を解決するための発明に係る航空機は、
カメラと、航空機体のコックピット内に配置され、前記カメラで撮像された像を表示する表示装置と、前記コックピット内に配置され、前記カメラを起動させる操作端と、前記航空機体に形成され、前方が開口し、前記カメラが前方撮像可能に収納される収納凹部と、前記収容凹部の開口を塞ぐ透明板と、前記透明板を加熱するヒータと、前記透明板の温度を検知する温度センサと、前記温度センサで検知された前記透明板の温度が、前記収納凹部内の露点温度及び０℃より高い目標温度になるよう、前記ヒータによる加熱量を制御する加熱制御器と、を備えていることを特徴とする。
【０００９】
当該航空機では、カメラが収納される収納凹部の開口を塞ぐ透明板がヒータで加熱されて、透明板の温度が収納凹部内の露点温度及び０℃より高い温度に制御させる。このため、透明板の曇り或いは氷結を抑えることができ、カメラは、航空機の前方を確実に撮像することができる。よって、表示装置には、航空機の前方の像を確実に表示することができる。したがって、当該航空機によれば、万が一の場合でも、コックピットからの視野を確保することができる。
【００１０】
ここで、前記航空機において、前記加熱制御器は、外気温度を検知する外気温度センサで検知された外気温度よりも高く、且つ０℃よりも高い温度を前記目標温度とすることが望ましい。
【００１１】
収納凹部内の温度及び透明板の内面の温度は、ヒータが駆動していない場合、実質的に、外気温度と同じ温度である。よって、この収納凹部内の相対湿度が１００％の場合、この収納凹部内の露点温度は、外気温度と同じ温度になる。また、この収納凹部内の相対湿度が１００％未満の場合、この収納凹部内の露点温度は、外気温度よりも低い温度になる。このため、透明板の内面の温度を外気温度よりも高くすれば、透明板の内面の温度は露点温度よりも高くなり、透明板の内面は曇らなくなる。よって、当該航空機では、外気温度センサで検知された外気温度且つ０℃よりも高い目標温度を定めるので、透明板の曇り或いは着氷を抑えることができる。
【００１２】
また、前記航空機において、前記加熱制御器は、収容凹部内の露点温度を検知する露点温度センサで検知された露点温度よりも高く、且つ０℃よりも高い温度を前記目標温度としてもよい。当該航空機では、収納凹部内の露点温度且つ０℃よりも高い目標温度を定めるので、透明板の曇り或いは着氷を抑えることができる。
【００１３】
また、前記航空機において、前記表示装置は、前記コックピットの窓のコックピット側の面に沿って像を表示し、非表示時には窓の透過性を損なわない装置であることが望ましい。具体的には、前記表示装置は、一対の透明なシートと、一対の透明なシート間に挟まれた発光素子と、望ましくは、該透明なシート内を加熱するヒータとを有し、前記窓の前記コックピット側の面に貼り付けられているものでもよいし、前記表示装置は、前記窓の前記コックピット側の面を表示面とするプロジェクタ型表示装置であってもよい。
【００１４】
当該航空機では、コックピットの窓ガラスの内面に沿って像が表示されるので、操縦士等は、窓ガラスを介して外部を見るときと、視線方向をあまり変えずに、表示装置で表示された外部の像を見ることができる。
【００１５】
また、前記航空機において、前記カメラ、前記収納凹部、前記透明板、前記ヒータ、前記温度センサ及び前記操作端を有する撮像ユニットを複数備えてもよい。
【００１６】
当該航空機では、撮像ユニットが冗長化されているため、一つの撮像ユニットが故障しても、他の撮像ユニットで撮像された外部の像を操縦士に見せることができる。
【００１７】
また、前記航空機において、前記カメラ、前記収納凹部、前記透明板、前記ヒータ及び前記温度センサを有する撮像ユニットを複数備えていると共に、複数の前記カメラで撮像された像を合成して三次元画像データを生成して、該三次元画像データを前記表示装置に送る画像処理装置を備えてもよい。
【００１８】
当該航空機では、外部の像が三次元画像で表示されるため、操縦士等は、窓ガラス越しに見ることができる像に近い像を、操縦士に見せることができる。
【００１９】
また、前記航空機において、前記収納凹部内の前記カメラの向きを変える向き変更機構と、前記コックピット内に配置され、前記向き変更機構の動作を指示する変更指示操作端と、を備えてもよい。
【００２０】
当該航空機では、コックピットからのより広い視野を確保することができる。
【００２１】
また、前記航空機において、上記カメラや上記表示装置を含む機構に加えて、前記コックピットの窓の曇りを抑える防曇装置、若しくは着氷を抑える防氷装置を備えてもよい。
【００２２】
当該航空機では、航空機の通常運行時には、防曇装置により窓の曇りが抑えられ、防氷装置により窓への着氷が抑えられるので、コックピットからの視野を確実に得ることができる。さらに、当該航空機では、外部の像が表示装置により表示されるため、防曇装置により十分な視野が確保されていない場合や、防曇装置や防氷装置が故障した場合でも、コックピットからの視野を確実に得ることができる。
【発明の効果】
【００２３】
本発明では、航空機の前方の像を確実に表示することができるので、コックピットからの視野を確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明に係る第一実施形態における航空機の要部斜視図である。
【図２】本発明に係る第一実施形態における航空機の撮像・表示系の構成を示す説明図である。
【図３】本発明に係る第一実施形態の第一変形例における表示装置を示す説明図である。
【図４】本発明に係る第一実施形態の第二変形例における表示装置を示す説明図である。
【図５】本発明に係る第二実施形態における航空機の要部斜視図である。
【図６】本発明に係る第三実施形態における航空機の要部斜視図である。
【図７】本発明に係る第三実施形態における航空機の撮像・表示系の構成を示す説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
以下、本発明に係る航空機の各種実施形態について、図面を用いて説明する。
【００２６】
「第一実施形態」
まず、本発明に係る航空機の第一実施形態について、図１及び図２を用いて説明する。
【００２７】
本実施形態の航空機は、図１に示すように、カメラ２１と、航空機体のコックピットＣ内に配置され、カメラ２１で撮像された像を表示する表示装置３１と、コックピットＣ内に配置され、カメラ２１を起動させる起動操作端３２と、コックピットＣの窓の曇りを抑える防曇装置１０と、を備えている。航空機体のコックピットＣよりも上の位置には、前方が開口して、カメラ２１を収納する収納凹部２３が形成されている。
【００２８】
防曇装置１０は、コックピットＣの窓ガラス２内に埋め込まれているヒータとしての透明抵抗体１１の他、この透明抵抗体１１に電力を供給する電力源（図示しない）と、この電力源と透明抵抗体１１とを電気的に接続する配線（図示しない）と、透明抵抗体１１に供給する電力を制御する電力制御器（図示しない）と、を備えている。窓ガラス２は、複数のガラス板を重ね合わせた合せガラスで、複数のガラス板の合せ面に、透明抵抗体１１が設置されている。
【００２９】
なお、ここでは、複数のガラス板を合わせて、窓ガラス２を形成しているが、一部のガラス板に代えて、樹脂製の透明シートを用いてもよい。すなわち、窓ガラス２は、全てがガラス板で形成されている必要はなく、透明な樹脂シートを含んでいてもよい。また、防曇装置１０は、窓ガラス２をヒータとしての透明抵抗体１１を用いて加熱するタイプあるが、これに限定されるものではなく、その他のタイプ、例えば、窓ガラス２のコックピットＣ側の面（以下、内面とする）に、乾燥ガス又は加熱ガスを吹き付けるタイプであってもよい。
【００３０】
この航空機は、さらに、図２に示すように、収納凹部２３の開口を塞ぐ透明板２４と、収納凹部２３内のカメラ２１の向きを変える向き変更機構２２と、透明板２４を加熱するヒータ２５と、透明板２４の収納凹部２３側の面（以下、内面とする）の温度を検知する温度センサ２７と、ヒータ２５を駆動制御するヒータ駆動制御回路（加熱制御器）３５と、向き変更機構２２を駆動制御する向き変更駆動制御回路３６と、コックピットＣ内に配置され、向き変更機構２２の動作を指示する変更指示操作端３４と、を備えている。
【００３１】
透明板２４は、パッキン２６を介して、収納凹部２３の開口部に固定されている。この透明板２４は、コックピットＣの窓ガラス２と同様に、複数のガラス板や透明シートを重ね合わせた合せガラスである。ヒータ２５は、この透明板２４の外周に配置されている。なお、ヒータ２５は、透明板２４の外周ではなく、透明板２４の内部に配置してもよい。この場合、前述の防曇装置１０と同様、透明抵抗体をヒータ２５として用いることが好ましい。
【００３２】
透明板２４の内面には、前述したように、温度センサ２７が取り付けられている。この温度センサ２７が検知した透明板２４の内面の温度は、ヒータ駆動制御回路３５に入力する。このヒータ駆動制御回路３５には、さらに、外気温度センサ３７が検知した外気の静温度も入力する。なお、静温度を検知する温度センサとしては、静温度センサと呼ばれているセンサのほか、ダイオード形状の非貫入（non-intrusive）レーザベース空気流量センサ等がある。また、外気の静温度を取得する方法としては、その他、外気の全温度、及び静圧と全圧とを取得し、これらの値から、外気の静温度を求める方法もある。
【００３３】
ヒータ駆動制御回路３５は、外気温度センサ３７で検知された外気の静温度と０℃の両温度よりも、温度センサ２７で検知される透明板２４の内面の温度が高くなるよう、ヒータ２５の加熱量を制御する。
【００３４】
この実施形態における向き変更機構２２は、航空機が地上に停止している状態で、航空機の左右方向に延びる第一軸回り、及び鉛直方向に延びる第二軸回りに、カメラ２１を回動させる機構である。この向き変更機構２２は、コックピットＣ内に配置されている変更指示操作端３４が操作されることで、その操作信号を受けた向き変更駆動制御回路３６により駆動制御される。
【００３５】
表示装置３１は、例えば、フラットパネルディスプレイである。なお、図２では、このフラットパネルディスプレイがコックピットＣ内の計器パネル上に立設され、窓ガラス２の一部とフラットパネルディスプレイとが重なっているが、操縦士等の視野で窓ガラス２に重ならない位置にフラットパネルディスプレイを配置することが好ましい。具体的に、例えば、フラットパネルディスプレイを計器パネル内に埋め込んでもよい。また、表示装置３１は、カメラ２１で撮像された像を表示するのみならず、その他の像、例えば、客室内の像や、運行状況等の情報を含む像等を表示してもよい。このように、表示装置３１がカメラ２１で撮像された像以外の像も表示する場合、画像切替スイッチを設けることが好ましい。
【００３６】
次に、本実施形態の航空機の撮像・表示系の動作について説明する。
【００３７】
カメラ２１の収納凹部２３内の温度、及び透明板２４の内面の温度は、ヒータ２５が駆動していない場合、実質的に、外気の静温度と同じ温度である。よって、この収納凹部２３内の相対湿度が１００％の場合、この収納凹部２３内の露点温度は、外気の静温度と同じ温度になる。また、この収納凹部２３内の相対湿度が１００％未満の場合、この収納凹部２３内の露点温度は、外気の静温度よりも低い温度になる。このため、透明板２４の内面の温度を外気の静温度よりも高くすれば、透明板２４の内面の温度は露点温度よりも高くなり、透明板２４の内面は曇らなくなる。
【００３８】
本実施形態では、ヒータ２５の加熱量は、ヒータ駆動制御回路３５により、前述したように、外気温度センサ３７で検知された外気の静温度と０℃の両温度よりも、温度センサ２７で検知される透明板２４の内面の温度が高くなるよう、制御される。このため、透明板２４は、その外面及び内面が氷結しないばかりか、その内面の温度が確実に露点温度よりも高くなり、透明板２４の内面の曇りを抑えることができる。
【００３９】
また、本実施形態では、カメラ２１のレンズも、透明板２４の加熱による放射熱等で加熱され、このレンズの表面の氷結及び曇りも抑えることができる。
【００４０】
ところで、本実施形態では、この航空機の主電源系統が立上がっているとき、つまり、航空機が移動中のとき、カメラ２１の前に配置されている透明板２４のヒータ２５は、常時、ヒータ駆動制御回路３５により加熱量が制御されている。よって、本実施形態では、航空機が移動中のときに、カメラ２１の前に配置されている透明板２４やカメラ２１のレンズが氷結したり曇ったりすることはない。なお、本実施形態で、ヒータ２５は、常時発熱しているわけではなく、透明板２４が氷結する条件又は曇る条件を満たしたとき、ヒータ駆動制御回路３５により発熱する。
【００４１】
仮に、航空機が飛行中、防曇装置１０の透明抵抗体１１、又は、透明抵抗体１１とその電力源とを接続する配線に電力を供給する配線が、断線し、又はショートし、コックピントの窓ガラス２に曇りが発生し始めたとする。
【００４２】
この際、コックピットＣ内の操縦士等は、起動操作端３２を操作して、カメラ２１を起動させる。カメラ２１が起動すると、このカメラ２１で撮像された画像データは、表示装置３１に送られて、この表示装置３１で表示される。
【００４３】
前述したように、航空機が移動中のときに、カメラ２１の前に配置されている透明板２４が氷結したり曇ったりすることはない。このため、本実施形態では、カメラ２１により航空機の前方の像が確実に撮像され、この像が表示装置３１に表示される。よって、本実施形態では、防曇装置１０が故障しても、コックピットＣからの視野を直ちに確保することができる。
【００４４】
また、本実施形態の場合、コックピットＣ内の変更指示操作端３４を操作することで、カメラ２１の向きが変わるため、広視野の像を得ることができる。
【００４５】
なお、本実施形態では、透明板２４の加熱による放射熱等でカメラレンズを加熱することで、このレンズの表面の氷結及び曇りも抑えているが、レンズをより効率的に加熱するため、ヒータ２５、ヒータ２５で加熱される透明板２４及びパッキン２６のうち、いずれかとレンズの外枠とを高熱伝導材で接続し、この高熱伝導材を介して、ヒータ２５からの熱を効率的にレンズへ熱伝達させるようにしてもよい。但し、本実施形態では、カメラ２１の向きが変わるため、高熱伝導材は、可撓性の富むものであることが好ましい。
【００４６】
また、本実施形態では、外気温度センサ３７で検知された外気温度に基づいて、収納凹部２３内の露点温度より高い目標温度を定めているが、この代わりに、収容凹部内の露点温度を検知する露点温度センサを用い、この露点温度センサで検知された露点温度に基づいて目標温度を定めてもよい。露点温度センサとしては、例えば、高分子式静電容量センサ、酸化アルミ式静電容量センサ等がある。また、露点温度を検知する方法としては、この他、室内の乾球温度と湿球温度とを検知し、これら乾球温度と湿球温度とから室内の絶対水蒸気量を求め、この絶対水蒸気量から露点温度を求める方法等がある。
【００４７】
また、本実施形態では、防曇装置１０が故障したときにカメラ２１を起動し、このカメラ２１で撮像された像を表示装置３１が表示しているが、防曇装置１０が故障していないときでも、例えば、防曇装置１０による防曇が何らかの原因により不十分な場合や、何らかの都合で、別途、カメラ２１で撮像された像を見たい場合等でも、起動操作端３２を操作すれば、カメラ２１で撮像された像を表示装置３１で表示できることは言うまでもない。
【００４８】
「表示装置３１の変形例」
第一実施形態の表示装置３１は、前述したように、フラットパネルディスプレイである。しかしながら、本発明は、これに限定されるものではなく、以下に示す第一及び第二変形例の表示装置であってもよい。
【００４９】
第一変形例の表示装置３１ａは、一対の透明な樹脂シートと、一対の透明なシート間に挟まれた発光素子（例えば、有機ＥＬ）とを有する、透明なフレキィブルディスプレイである。このフレキィブルディスプレイは、図３に示すように、コックピットＣの窓ガラス２の内面に貼り付けてもよいし、この窓ガラス２の内部に設けてもよい。但し、この窓ガラス２が曇っているときには、このフレキィブルディスプレイの表示面も曇ることになるので、透明な樹脂シートの外周縁部には、ヒータ３１ｈとしての透明抵抗体を設け、このフレキシブルディスプレイの表示面の曇りを抑えることが必要である。
【００５０】
本変形例では、コックピットＣの窓ガラス２に表示装置３１ａを設けているので、操縦士等は、窓ガラス２を介して外部を見るときと、視線方向をあまり変えずに、表示装置３１ａに映っている外部の像を見ることができる。
【００５１】
しかも、本変形例では、表示装置３１ａが透明なフレキシブルディスプレイであるため、この表示装置３１ａが動作していないときには、この表示装置３１ａにより窓ガラス２越しに見える範囲が狭まることはない。
【００５２】
第二変形例の表示装置３１ｂは、図４に示すように、コックピットＣの計器パネルに埋め込まれ、コックピットＣの窓ガラス２の内面を表示面３１ｐとするプロジェクタである。
【００５３】
本変形例では、コックピットＣの窓ガラス２の内面が表示面３１ｐになるので、操縦士等は、窓ガラス２を介して外部を見るときと、視線方向をあまり変えずに、表示装置３１ｂで表示された外部の像を見ることができる。特に、窓ガラス２の内面が曇っている場合に、外部からの光が窓ガラス２の曇りによりある程度遮られ、表示面の裏側から光が少なくなり、操縦士等は、より明瞭な像を見ることができる。
【００５４】
しかも、本変形例では、窓ガラス２の内面を表示面３１ｐとしているだけであり、窓ガラス２と操縦士等との間の遮蔽物が存在しないため、この表示装置３１ｂにより窓ガラス２越しに見える範囲が狭まることはない。
【００５５】
「第二実施形態」
次に、本発明に係る航空機の第二実施形態について、図５を用いて説明する。
【００５６】
本実施形態の航空機は、第一実施形態における、カメラ２１、向き変更機構２２（図２に示す）、収納凹部２３、透明板２４、ヒータ２５（図２に示す）、温度センサ２７（図２に示す）及び起動操作端３２を有する撮像ユニット２０を複数備えている。さらに、本実施形態の航空機は、複数の撮像ユニット２０のカメラ２１のうち、いずれかのカメラ２１で撮像された像を表示する一つの表示装置３１と、複数の撮像ユニット２０の向き変更機構２２のうち、起動中のカメラ２１の向き変更機構２２を駆動制御する一つの向き変更駆動制御回路３６と、この向き変更駆動制御回路３６に指示を与える変更指示操作端３４と、コックピットＣの窓の曇りを抑える防曇装置１０と、を備えている。
【００５７】
各撮像ユニット２０のカメラ２１の映像信号ケーブルは、いずれも、コックピットＣ内に配置されている一つの表示装置３１に接続されている。このため、いずれのカメラ２１で撮像された像であっても、この一つの表示装置３１で表示することができる。
【００５８】
また、コックピットＣ内の一つの変更指示操作端３４は、一つの向き変更駆動制御回路３６と接続されている。この向き変更駆動制御回路３６は、各撮像ユニット２０の向き変更機構２２と接続されている。このため、コックピットＣ内の変更指示操作端３４を操作することで、各撮像ユニット２０のカメラ２１の向きを変えることができる。
【００５９】
次に、本実施形態の航空機の撮像・表示系の動作について説明する。
【００６０】
各撮像ユニット２０のヒータ２５（図２に示す）も、第一実施形態と同様、ヒータ駆動制御回路３５により、外気温度センサ３７で検知された外気の静温度と０℃の両温度よりも、温度センサ２７で検知される透明板２４の内面の温度が高くなるよう、制御される。このため、各撮像ユニット２０の透明板２４及びカメラ２１のレンズの氷結及び曇りを抑えることができる。
【００６１】
仮に、航空機が飛行中、防曇装置１０の透明抵抗体１１、又は、透明抵抗体１１とその電力源とを接続する配線に電力を供給する配線が、断線し、又はショートし、コックピントの窓ガラス２に曇りが発生し始めたとする。
【００６２】
この際、コックピットＣ内の操縦士等は、いずれかの撮像ユニット２０の起動操作端３２を操作して、カメラ２１を起動させる。カメラ２１が起動すると、このカメラ２１で撮像された画像データは、表示装置３１に送られて、この表示装置３１で表示される。
【００６３】
前述したように、航空機が移動中のときに、いずれの撮像ユニット２０のカメラ２１の前に配置されている透明板２４が氷結したり曇ったりすることはない。このため、本実施形態では、起動したカメラ２１により航空機の前方の像が確実に撮像され、この像が表示装置３１に表示される。よって、本実施形態でも、防曇装置１０が故障しても、コックピットＣからの視野を直ちに確保することができる。
【００６４】
さらに、本実施形態では、撮像ユニット２０が冗長化されているため、防曇装置１０の故障に加えて、起動した一つの撮像ユニット２０に故障が生じても、他の撮像ユニット２０の起動操作端３２を操作して、この撮像ユニット２０のカメラ２１を起動させることで、コックピットＣからの視野を確保することができる。
【００６５】
「第三実施形態」
次に、本発明に係る航空機の第三実施形態について、図６及び図７を用いて説明する。
【００６６】
本実施形態の航空機は、第一実施形態における、カメラ２１、向き変更機構２２、収納凹部２３、透明板２４、ヒータ２５、温度センサ２７を有する撮像ユニット２０ｃを複数備えている。さらに、本実施形態の航空機は、複数の撮像ユニット２０ｃの各カメラ２１で撮像された像を合成して三次元画像データを生成する画像処理装置３９と、この画像処理装置３９で生成された三次元画像を表示する一つの表示装置３１ｃと、複数の撮像ユニット２０ｃの各カメラ２１を起動させる一つの起動操作端３２と、一つの向き変更駆動制御回路３６と、この向き変更駆動制御回路３６に指示を与える変更指示操作端３４と、コックピットＣの窓の曇りを抑える防曇装置１０と、を備えている。
【００６７】
コックピットＣ内の一つの起動操作端３２は、複数の撮像ユニット２０ｃの各カメラ２１と接続されている。このため、一つの起動操作端３２を操作することで、全てのカメラ２１を起動させることができる。また、コックピットＣ内の一つの変更指示操作端３４は、一つの向き変更駆動制御回路３６と接続されている。この向き変更駆動制御回路３６は、各撮像ユニット２０ｃの向き変更機構２２と接続されている。このため、一つの変更指示操作端３４を操作することで、全てカメラ２１の向きを同様に変えることができる。
【００６８】
各撮像ユニット２０ｃのカメラ２１の映像信号ケーブルは、いずれも、画像処理装置３９に接続されている。この画像処理装置３９は、前述したように、複数台のカメラ２１からの画像データを用いて、三次元画像データを作成し、この三次元画像データを表示装置３１ｃに送る装置である。
【００６９】
画像を三次元視させる方式には、画像分離方式、減光遅延方式、視差分離方式等、各種方式があるが、本実施形態のように、観察者が操縦士等である場合には、特殊な専用メガネ等を用いずとも、三次元視可能な視差分離方式を採用することが好ましい。この視差分離方式には、さらに、パララックスバリア方式（視差バリア方式）、レンティキュラ方式等がある。この視差分離方式では、バリア開口部を通過する視線角度が両眼で異なる、この視差による視線分離現象を利用する方式である。
【００７０】
この視差分離方式で、視線分離現象を実現するため、パララックスバリア方式では遮光バリアを有する表示装置が必要になり、レンティキュラ方式ではかまぼこ形レンズであるレンティキュラ レンズを複数有する表示装置が必要になる。このため、本実施形態の表示装置３１ｃは、観察者に画像を三次元視させる方式に対応した表示装置、例えば、レンティキュラ レンズを複数有する表示装置である。
【００７１】
次に、本実施形態の航空機の撮像・表示系の動作について説明する。
【００７２】
各撮像ユニット２０ｃのヒータ２５も、第一及び第二実施形態と同様、ヒータ駆動制御回路３５により、外気温度センサ３７で検知された外気の静温度と０℃の両温度よりも、温度センサ２７で検知される透明板２４の内面の温度が高くなるよう、制御される。このため、各撮像ユニット２０ｃの透明板２４及びカメラ２１のレンズの氷結及び曇りを抑えることができる。
【００７３】
仮に、航空機が飛行中、防曇装置１０の透明抵抗体１１、又は、透明抵抗体１１とその電力源とを接続する配線に電力を供給する配線が、断線し、又はショートし、コックピントの窓ガラス２に曇りが発生し始めたとする。
【００７４】
この際、コックピットＣ内の操縦士等は、起動操作端３２を操作して、全ての撮像ユニット２０ｃのカメラ２１を起動させる。各カメラ２１が起動すると、これらのカメラ２１で撮像された画像データは、画像処理装置３９に送られる。画像処理装置３９は、各カメラ２１からの画像データを用いて、三次元画像データを作成し、この三次元画像データを表示装置３１ｃに送る。表示装置３１ｃは、この三次元画像データに基づいて表示画面上に三次元画像を表示する。
【００７５】
前述したように、航空機が移動中のときに、いずれの撮像ユニット２０ｃのカメラ２１の前に配置されている透明板２４は、氷結したり曇ったりすることはない。このため、本実施形態では、起動した各カメラ２１により航空機の前方の像が確実に撮像され、これらのカメラ２１で撮像されたデータに基づく、航空機の前方の三次元画像が表示装置３１ｃに表示される。よって、本実施形態でも、防曇装置１０が故障しても、コックピットＣからの視野を確保することができる。しかも、本実施形態では、コックピットＣから窓ガラス越しに操縦士等が見る像に極めて近い三次元画像を、操縦士等に見せることができる。
【００７６】
また、本実施形態では、複数の撮像ユニット２０ｃのうち、いずれかの撮像ユニット２０ｃが故障し、画像処理装置３９で三次元画像データを生成することができなくなると、画像処理装置３９は、正常な撮像ユニット２０ｃのカメラ２１で撮像された像を表示装置３１ｃに表示させる。このため、本実施形態でも、第二実施形態と同様、防曇装置１０１０の故障に加えて、いずれかの撮像ユニット２０ｃが故障した場合でも、コックピットＣからの視野を確保することができる。
【符号の説明】
【００７７】
２：窓ガラス、１０：防曇装置、１１：透明抵抗体、２０，２０ｃ：撮像ユニット、２１：カメラ、２２：向き変更機構、２３：収納凹部、２４：透明板、２５：ヒータ、２７：温度計、３１，３１ａ，３１ｂ，３１ｃ：表示装置、３２：起動操作端、３４：変更指示操作端、３５：ヒータ駆動制御回路（加熱制御器）、３６：向き変更駆動制御回路、３９：画像処理装置
【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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