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°C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°C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°C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。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。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。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°C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。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°C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。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°Cよりも高い温度を前記目標温度とすることが望ましい。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°C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。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°C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°C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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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nonintrusive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。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°C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。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。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。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。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。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°C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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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°C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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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°C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。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。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。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。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。