JP5651882B2 - 航空機搭載用風計測ライダー装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機搭載用風計測ライダー装置に関し、特に飛行高度の変動に起因するレーザ光の集光位置（集光距離）変動を好適に防止し、遠方領域での風計測の計測精度を向上させる航空機搭載用風計測ライダー装置に関するものである。

航空機事故の主要因として近年乱気流が注目されている。航空機に搭載されて乱気流を事前に検知する装置として、レーザ光を利用したライダー装置が研究開発されている（例えば、特許文献１を参照。）。なお、ライダー(LIDAR)とは、レーザを光源とするレーダー手法で「Light Detection And Ranging」を略したものである。また、放射されたレーザ光が、大気中に浮遊する微小なエアロゾルによって散乱され、そのレーザ散乱光を受信して、ドップラー効果による周波数変化量（波長変化量）を測定することによって風向・風速を測定することからドップラーライダー装置とも呼ばれている。一般的なライダー装置は、パルス状のレーザ光を放射して、そのレーザ光の大気中のエアロゾルによるレーザ散乱光を受信し、ドップラー効果に基づき遠隔領域の風向・風速を計測するものであり、地上に設置して上空の気流を観測する装置は既に実用化されている。
航空機搭載用のライダー装置において、期待される計測領域がライダー装置から少なくとも数キロメートル以上の範囲である場合には、テレスコープ（光学望遠鏡）の焦点を無限遠ないしは数キロメートル先の範囲内に調整する必要がある。
しかし、航空機の飛行高度によりライダー装置に加わる気圧が変動し、ライダー装置のテレスコープが形成するレーザ光の集光位置（焦点）が以下の理由により変動する。
先ず、大気の屈折率は、屈折率が１に近いため、グラッドストーン−デイル則により、屈折率をn、グラッドストーン−デイル定数をK、大気密度をρとすると、
ｎ−１ ＝ Kρ ・・・・（１）
と表すことができる。また、大気密度と大気圧は状態方程式より、大気圧をP、気体定数をR、絶対温度をTとすると、
Ｐ＝ＲＴρ（ρ=P/RT） ・・・・（２）
と表すことができる。
上記（１）および（２）式によって、大気の屈折率は
ｎ＝１＋ＰＫ／ＲＴ＝１＋(Ｋ／Ｒ)(Ｐ／Ｔ)（=f(P,T)） ・・・・（３）
と表すことができ、大気の圧力Pおよび大気の絶対温度Tによって大気の屈折率nが変動する。
そのため、飛行高度により、風計測ライダー装置のテレスコープを構成する硝材と大気との比屈折率の変動が生じ、テレスコープのレーザ光の集光位置が変化することとなる。

特開２００３−１４８４５号公報

本発明は、上記の問題点を解決するものであり、その目的は、航空機搭載用風計測ライダー装置が、その飛行高度によって光学系のレーザ光の集光位置が変動するという課題を解決することである。

前記目的を達成するために、本発明に係る航空機搭載用風計測ライダー装置は、レーザ光を大気中に放射し、大気からのレーザ散乱光を受信することにより、所望の遠隔領域の風速をドップラー効果に基づき計測するライダー装置において、前記レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を調整する集光位置変動防止手段を備えることにより、飛行高度に応じて変化する前記レーザ光の集光位置変動を補正する集光位置変動防止手段を備えていることを特徴とする。
上述したように、光は、屈折の法則（スネルの法則）に従い、大気とレンズとの境界で屈折しながら進行する。従って、飛行高度が変わると、大気とレンズとの間の比屈折率も変わり、その結果、レーザ光の集光位置にズレが生じる。これを、光路長（＝屈折率×距離）の観点から見てみると、大気の屈折率が変わると、レーザ光の大気中における光路長が変化し、レーザ光の光出射端は固定されているので、その結像点であるレーザ光の集光位置は変動することになる。
そこで、上記航空機搭載用風計測ライダー装置では、飛行高度が変わりレーザ光の集光位置が変動する場合には、レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を調整して、前記レーザ光の集光位置変動を防止するようにした。

請求項１に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置では、レーザ光を所望の遠隔領域に集光させるレンズ部と、該レンズ部を駆動する駆動装置と、該駆動装置を制御する演算処理装置と、大気圧または大気温を計測する計測センサとを備えた航空機搭載用風計測ライダー装置であって、前記集光位置変動防止手段は、前記レーザ光の光出射端の前段に配設される光学フィルタの光軸方向の厚みを変えるフィルタ厚み可変手段、又は同光学フィルタの屈折率を変えるフィルタ屈折率可変手段を備え、大気の屈折率変動に起因する前記レーザ光の集光位置変動を補正することとした。
上述したように、レーザ光の光路長は、媒質中における屈折率と距離によって特徴付けられる。
従って、上記航空機搭載用風計測ライダー装置では、上記フィルタ厚み可変手段、上記フィルタ屈折率可変手段、を駆動することにより、レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を調整して、前記レーザ光の集光位置変動を防止する。また、レーザ光の送受信に係る光学系を上記構成とすることにより、飛行高度に応じて自動的にレーザ光の集光位置変動を補正することが可能となる。

請求項３に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記演算処理装置は、前記計測センサの信号を取り込んで、飛行高度における大気の屈折率を新たに算出し、その大気の屈折率に基づいて、前記フィルタ厚み可変手段、前記フィルタ屈折率可変手段または前記レンズ間距離可変手段の各駆動量を算出し、その各駆動量に係る制御信号を前記駆動装置に送信することとした。
上記航空機搭載用風計測ライダー装置では、演算処理装置を使用して、飛行高度における「大気の屈折率」を算出し、その算出された「大気の屈折率」に基づいて上記フィルタ厚み可変手段、上記フィルタ屈折率可変手段、または上記レンズ間距離可変手段の各駆動量を算出し、レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を調整して、飛行高度に応じて自動的にレーザ光の集光位置変動を防止するようにした。

請求項４に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記演算処理装置は、前記計測センサからの大気圧情報と「国際標準大気の大気圧と大気温の関係」に基づいて、前記大気の屈折率を算出することとした。
飛行高度における大気の温度については、「国際標準大気の大気圧と大気温の関係」を使用することにより、大気圧情報を基に算出することが可能である。
そこで、上記航空機搭載用風計測ライダー装置では、飛行高度における大気の温度については、温度センサを使用せずに、圧力センサからの計測信号と「国際標準大気の大気圧と大気温の関係」を使用し、大気の温度を算出して、飛行高度における「大気の屈折率」を求めるようにした。これにより、温度に係る計測信号の処理が不要となるため、演算処理装置の負荷が好適に軽減されることになる。また、ライダー装置の部品構成についても簡素化され、装置の軽量化の観点からも好ましい。

請求項５に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記フィルタ厚み可変手段は、周方向に沿ってその厚みが可変する回転可能な光学フィルタと、該光学フィルタを回転駆動するモータと、該モータの回転角を検出するエンコーダとを備えることとした。
上記航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記フィルタ厚み可変手段を上記構成とすることにより、レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を好適に調整することが出来る。

請求項６に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記フィルタ屈折率可変手段は、周方向に沿ってその屈折率が可変する回転可能な光学フィルタと、該光学フィルタを回転駆動するモータと、該モータの回転角を検出するエンコーダとを備えることとした。
上記航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記フィルタ屈折率可変手段を上記構成とすることにより、レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を好適に調整することが出来る。

請求項７に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記レンズ間距離可変手段は、前記光出射端の位置を光軸方向に移動させるスライド機構と、該スライド機構を駆動するモータとを備えることとした。
上記航空機搭載用風計測ライダー装置では、前記レンズ間距離可変手段を上記構成とすることにより、レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を好適に調整することが出来る。

本発明の航空機搭載用風計測ライダー装置は、飛行高度が変わり「大気の屈折率」が変動する場合には、上記フィルタ厚み可変手段、又は上記フィルタ屈折率可変手段のいずれかを駆動することにより、レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を調整し、レーザ光の集光位置変動を補正するように構成されている。従って、飛行中は、光学望遠鏡（光学系）の集光位置が変動しなくなるため、所望の計測領域の風流を精度良く計測することが出来る。また、大気の温度については、温度センサを使用せずに、圧力センサからの計測信号と「国際標準大気の大気圧と大気温の関係」を基に算出するように構成される場合は、温度に係る計測信号の処理が不要となり、演算処理装置の負荷が好適に軽減される。また、ライダー装置の部品構成についても簡素化され、航空機への搭載上、好ましい形態となる。
また、本発明の航空機搭載用風計測ライダー装置は、所望の計測領域の風流を精度良く計測することが出来るため、パイロットが本装置を使用することにより、飛行前方の乱気流を事前に検知し、危険を回避するための適切な措置を取ることが出来るようになる。従って、本航空機搭載用風計測ライダー装置は、航空機の乱気流事故を防止することが好適に期待される。

以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。なお、これにより本発明が限定されるものではない。

図１は、本発明のドップラーライダー装置１００を示す構成説明図である。
このドップラーライダー装置１００は、大気中に浮遊するエアロゾルに対しレーザ光を送信光として照射して、エアロゾルからのレーザ散乱光を受信光として受信する光学系１０と、その受信光と送信光との波長変化量（ドップラーシフト量）に基づいて風速を計測する本体２０とを具備して構成されている。

光学系１０は、送信光となる微弱なレーザ光（参照光）を発生する基準光源１と、その微弱なレーザ光を増幅して送信光とする光ファイバアンプ２と、光ファイバアンプ２を励起するポンプ光としてのレーザ光を発生する励起光源３と、送信光を遠方に放射すると共に遠方からの散乱光を集光する光学望遠鏡４とから成る。なお、送信光としては例えば波長1.5μm帯の近赤外線レーザ光を、励起光源としては高効率のレーザダイオードを各々使用することが可能である。また、上記ドップラーライダー装置１００のような、ファイバアンプ式のドップラーライダーは、小型、軽量、省電力、低電磁ノイズ、レイアウトの高い自由度、耐振動性、高い防塵性、加工容易性、液体冷却機構の省略等、枚挙に暇がない程の多項目にわたり航空機搭載用として優れた利点を備えている。

また、詳細については、図３から図７を参照しながら後述するが、光学望遠鏡４は、飛行高度が変わることによる大気の屈折率の変動に起因して起こる、レーザ光の集光位置変動を自動的に補正する集光位置変動防止手段を備えている。従って、ドップラーライダー装置１００は、レーザ光を所望の計測領域へ安定して集光させることが出来るため、その領域の風流に関する情報を精度良く得ることが可能となる。

本体２０は、レーザ散乱光を受信し参照光と合成しビート信号を出力する光受信機５と、そのビート信号を処理し機体前方の気流の風速を計測する信号処理器６と、風速の計測結果を表示する表示器７とから成る。

図２は、本発明に係る光学望遠鏡４を示す構成説明図である。
この光学望遠鏡４は、レーザ光を所望の計測領域へ集光させるレンズ部４１と、大気の屈折率の変動がレーザ光の集光位置に与える影響を補正するように、レンズ部４１を駆動するレンズ駆動装置４２と、大気の圧力を計測する圧力センサ４３と、大気の温度を計測する温度センサ４４と、温度情報および圧力情報に基づいて、レンズ駆動装置４２の駆動量を算出しレンズ駆動装置４２へ制御信号を出力する演算処理装置４５とを備えている。

なお、後述するように、飛行高度における大気の温度を、圧力センサ４３と「国際標準大気の大気圧と大気温の関係」とを基に算出する場合は、温度センサ４４は省略することが可能である。

図３は、本発明に係るレーザ光の集光位置変動防止手段の原理を示す説明図である。なお、説明の都合上、機器の構成については、簡略して表されている。
図３（a）は、光軸上のレンズ端ａから距離Ｌ₁の位置にレーザ光源Ｐが配設され、レーザ光源を出射した光が、屈折率n₁の大気中を通り、更に屈折率n₂の集光レンズ（曲率半径：Ｒ₁,Ｒ₂）中を通り、再び大気中を通り、最終的にレンズ端ｂから距離Ｌ₂の位置Ｑに結像される光学モデルを示している。レーザ光源を出射しＰ→ａ→ｂ→Ｑと進む光１（直進光）と、Ｐ→ａ'→ｂ'→Ｑと進む光２（屈折光）は、光路長は等しく、従って光路長差はゼロである。すなわち、
Ｌ_P-a＋Ｌ_a-b＋Ｌ_b-Q＝Ｌ_P-a'＋Ｌ_a'-b'＋Ｌ_b'-Q ・・・・（４）
が成立する。また、図から明らかなように、Ｌ_P-a＜Ｌ_P-a'、且つＬ_b-Q＜Ｌ_b'-Qであるから、集光レンズ中ではＬ_a-b＞Ｌ_a'-b'となる。このことは、光２は、集光レンズにおける光１に対する光路長差を、大気における光１に対する光路長差を長く確保することにより補償しているとも考えることが出来る（大雑把に言えば、光２は、集光レンズ中における光１に対する光路長差のマイナス分を、大気中を光１よりも大回りして、光路長差をプラスマイナスのゼロにしているとも考えられる。）。さて、航空機の飛行高度が変化して、大気の屈折率n₁が変動する場合、大気中における光２の光１に対する光路長差が変動する。一般に、レーザ光源の位置は固定されているため、集光点（結像点）Ｑが変動することになる。従って、レンズ端ｂから結像点Ｑまでの距離Ｌ₂を一定に保持したい場合は、何らかの方法により、光２の光１に対する大気中における光路長差の変動分を補償する必要がある。

そこで、図３（ｂ）に示すように、レーザ光源Ｐの前段に、厚みｄの屈折率n₃の媒質を設ける場合を考えてみる。
光１および光２の出射点を、各々Ｃ、Ｃ'とし、ＣＣ'間の距離をｈ（ｈは十分小さいとする。）とすると、媒質中における光１の光路長はn₃×ｄであり、同光２の光路長はn₃×(d²＋h²)^1/2である。
従って、媒質中における光２の光１に対する光路長差ΔＬは、
ΔＬ＝n₃×〔(d²＋h²)^1/2−ｄ〕＝n₃×ｄ×〔(１＋(ｈ/d)²)^1/2−１〕≒n₃×ｄ×〔(１＋(1/2)(ｈ/d)²)−１〕＝n₃h²／（２ｄ） ・・・・（５）
となる（∵(h/d)は十分に小さいため、(１＋(ｈ/d)²)^1/2＝１＋(1/2)(ｈ/d)²が成立する。）。
（５）式から、上記光路長差ΔＬは、屈折率n₃または厚みｄによって変わることが分かる。例えば、屈折率n₃を固定して、厚みｄを大きくすると、それに反比例して上記光路長差ΔＬは小さくなる。他方、厚みｄを固定して、屈折率n₃を大きくすると、それに比例して上記光路長差ΔＬも大きくなる。従って、航空機の飛行高度が変わり、大気の屈折率n₁が変動する場合、厚みｄまたは屈折率n₃、或いは双方を適切に調整することにより、光２（屈折光）の光１（直進光）に対する大気中における光路長差の変動分を、上記光路長差ΔＬによって補償することが可能となる。従って、航空機の飛行高度が変わり、大気の屈折率が変動する場合であっても、上記光路長差ΔＬによってレーザ光の集光位置（結像点）を安定に保持することが可能となる。

ところで、図３（ｂ）において、屈折率をn₃→n₁に置換する場合、光２の光１に対する光路長差ΔＬは、ΔＬ＝n₁h²／（２ｄ）
となる。つまり、屈折率の異なる媒質を設けなくても、ｄを変えることにより、すなわち、レーザ光源Ｐの位置を変えることにより、光２の光１に対する大気中における光路長差の変動分を、上記光路長差ΔＬによって補償することが出来る。例えば、航空機の飛行高度が高くなり、大気の屈折率n₁が小さくなる場合は、レーザ光源Ｐを集光レンズ側に移動させることにより、大気の屈折率の変動による光２の光１に対する光路長差の変動分を補償することが出来る。

以下に、上記レーザ光の集光位置変動防止手段を具体的に実行する各手段（機構）について説明する。

図４は、本発明に係るフィルタ厚み可変手段を示す構成説明図である。
このフィルタ厚み可変手段は、光学フィルタの厚みｄを変えることにより、光２（屈折光）の光１（直進光）に対する大気中における光路長差の変動分を補償し、大気の屈折率変動に起因するレーザ光の集光位置変動を防止する集光位置変動防止手段である。
従って、その構成は、周方向に沿ってその厚みｄが変化するように構成された回転光学フィルタ４１bと、回転光学フィルタ４１bを回転駆動する動力源としての回転モータ４２aと、その回転動力を回転光学フィルタ４１bへ伝達する回転軸４２bと、回転光学フィルタ４１bの回転角を検出するエンコーダ４２cとから成る。なお、回転光学フィルタ４１bの詳細については、図５を参照しながら後述する。

航空機の飛行高度が変わり、大気の屈折率n₁が変動する場合、演算処理装置４５は、圧力センサ４３および温度センサ４４からの計測信号を取り込み、その飛行高度における大気の屈折率n_1'を算出し、その屈折率n_1'に基づいて、大気の屈折率の変動により生じた光路長差の変動分を算出し、その光路長差の変動分を補正するために必要な、回転光学フィルタ４１bの厚みｄを決定する。そして、演算処理装置４５は、その厚みｄ（又は近い厚み）を持ったフィルタ（例えば、扇形状のフィルタ）が、レーザ光出射端４１cの前段に来るように、基準位置からの回転駆動量を算出し、その制御信号を回転モータ４２aに送信する。その制御信号を受信した回転モータ４２aは、その制御信号に基づいて回転光学フィルタ４１bを所定の角度だけ回転駆動する。

図５は、本発明に係る回転光学フィルタ４１bを示す説明図である。なお、図５(a)は正面図であり、図５(b)は同(a)のＡ−Ａ’断面図である。
この回転光学フィルタ４１bは、基準位置からの回転角θk(k=1,2,・・・,n)に応じて、その光軸方向の厚みｄ(θk)が変化するように、厚みの異なる複数の扇形状の光学フィルタＦ_(θk)によって構成されている。なお、図５は、回転光学フィルタ４１bが１８個の扇形状の光学フィルタ｛Ｆ_(θk)｜(k=1,2,・・・,18)｝によって、ｄ_(θ1)＜・・・＜ｄ_(θ5)＜・・・＜ｄ_(θ10)＜・・・＜ｄ_(θ18)となるように構成されている例を示している。

図６は、本発明に係るフィルタ屈折率可変手段を示す説明図である。なお、回転光学フィルタ４１d以外は、上記フィルタ厚み可変手段と同じであるため、他の構成については省略してある。
このフィルタ屈折率可変手段は、光学フィルタの屈折率ｎを変えることにより、光２（屈折光）の光１（直進光）に対する大気中における光路長差の変動分を補償し、大気の屈折率変動に起因するレーザ光の集光位置変動を防止する集光位置変動防止手段である。

従って、この回転光学フィルタ４１dは、基準位置からの回転角θk(k=1,2,・・・,n)に応じて、その屈折率ｎ_(θk)が変化するように、屈折率の異なる複数の扇形状の光学フィルタＦ_(θk)によって構成されている。なお、図６は、回転光学フィルタ４１dが１８個の扇形状の光学フィルタ｛Ｆ_(θk)｜(k=1,2,・・・,18)｝によって、ｎ_(θ1)＜・・・＜ｎ_(θ5)＜・・・＜ｎ_(θ10)＜・・・＜ｎ_(θ18)となるように構成されている例を示している。

航空機の飛行高度が変わり、大気の屈折率n₁が変動する場合、演算処理装置４５は、圧力センサ４３および温度センサ４４からの計測信号を取り込み、その飛行高度における大気の屈折率n_1'を算出し、その屈折率n_1'に基づいて、大気の屈折率の変動により生じた光路長差の変動分を算出し、その光路長差の変動分を補正するために必要な、回転光学フィルタ４１dの屈折率ｎを決定する。そして、演算処理装置４５は、その屈折率ｎ（又は近い屈折率）を持ったフィルタ（例えば、扇形状のフィルタ）が、レーザ光出射端４１cの前段に来るように、基準位置からの回転駆動量を算出し、その制御信号を回転モータ４２aに送信する。その制御信号を受信した回転モータ４２aは、回転光学フィルタ４１dを所定の角度だけ回転駆動する。

図７は、本発明に係るレンズ間距離可変手段を示す構成説明図である。
このレンズ間距離可変手段は、レーザ光出射端４１cから集光レンズ４１aに至る距離Ｌ₁（以下、「レンズ間距離L₁」という。）を変えることにより、光２（屈折光）の光１（直進光）に対する大気中における光路長差の変動分を補償し、大気の屈折率変動に起因するレーザ光の集光位置変動を防止する集光位置変動防止手段である。

航空機の飛行高度が変わり、大気の屈折率n₁が変動する場合、演算処理装置４５は、圧力センサ４３および温度センサ４４からの計測信号を取り込み、その飛行高度における大気の屈折率n_1'を算出し、その屈折率n_1'に基づいて、大気の屈折率の変動により生じた光路長差の変動分を算出し、その光路長差の変動分を補正するために必要な、レンズ間距離L₁の値を決定する。そして、演算処理装置４５は、そのレンズ間距離L₁が所望の値になるように、基準位置からのレーザ光出射端４１cの移動量を算出し、その制御信号を駆動モータ４２dに送信する。その制御信号を受信した駆動モータ４２dは、スライド機構４２eを所定の距離だけ移動させ、そのレンズ間距離L₁を所望の値にする。

表１は、国際民間航空機関（＝「International Civil Aviation Organization」〔［略］ICAO〕）が定める国際標準大気（＝「International Standard Atmosphere」〔［略］ISA〕）である。この表は、大気の温度、圧力、圧力比、密度、および音速が高度によってどのように変化するかを表した各項目のデータ集である。また、データの配列は離散的であるから、この表にないデータ（データとデータとの間にあるデータ）については、例えば内挿補間法によって容易に得ることが出来る。従って、この表を用いれば、圧力センサ４３または温度センサ４４の内、どちらか一の情報を得ることにより、大気圧と大気温の双方の情報を得ることが出来るようになる。その結果、計測センサとしては、圧力センサ４３又は温度センサ４４の内、どちらか一のセンサがあれば、上述したレーザ光の集光位置変動防止手段を実行することが出来る。

また、上記フィルタ厚み可変手段、上記フィルタ屈折率可変手段または上記レンズ間距離可変手段を組み合わせることにより、大気の屈折率変動に起因するレーザ光の集光位置変動を防止することも可能である。

以上の通り、本発明のドップラーライダー装置１００は、飛行高度が変わり「大気の屈折率」が変動する場合、上記フィルタ厚み可変手段、上記フィルタ屈折率可変手段または、レンズ間距離可変手段の内、少なくとも一つを駆動することにより、レーザ光の集光位置変動を防止することが出来る。従って、飛行中は、光学望遠鏡（光学系）の集光距離が変動しなくなるため、所望の計測領域の風流を精度良く計測することが出来る。また、大気の温度については、温度センサ４４を使用せずに、圧力センサ４３からの計測信号と「国際標準大気の大気圧と大気温の関係」を基に算出する場合は、温度に係る計測信号の処理が不要となり、演算処理装置４５の負荷が好適に軽減される。また、ドップラーライダー装置１００の部品構成についても簡素化され、航空機への搭載上、好ましい形態となる。
また、本発明のドップラーライダー装置１００は、所望の計測領域の風流を精度良く計測することが出来るため、パイロットが本装置を使用することにより、飛行前方の乱気流を事前に検知し、危険を回避するための適切な措置を取ることが出来るようになる。従って、本航空機搭載用風計測ライダー装置は、航空機の乱気流事故を防止することが好適に期待される。

本発明の光学式遠隔気流計測装置は、航空機の前方の乱気流を検知する危険回避手段または危険予知手段として好適に適用することが出来る。

本発明のドップラーライダー装置を示す構成説明図である。 本発明に係る光学望遠鏡を示す構成説明図である。 本発明に係るレーザ光の集光位置変動防止手段の原理を示す説明図である。 本発明に係るフィルタ厚み可変手段を示す構成説明図である。 本発明に係る回転光学フィルタを示す説明図である。 本発明に係るフィルタ屈折率可変手段を示す説明図である。 本発明に係るレンズ間距離可変手段を示す構成説明図である。

符号の説明

１ 基準光源
２ 光ファイバアンプ
３ 励起光源
４ 光学望遠鏡
５ 光受信機
６ 信号処理器
７ 表示器
１０ 光学系
２０ 本体
１００ ドップラーライダー装置

Claims (5)

1. レーザ光を大気中に放射し、大気からのレーザ散乱光を受信することにより、所望の遠隔領域の風速をドップラー効果に基づき計測するライダー装置において、
   レーザ光を所望の遠隔領域に集光させるレンズ部と、該レンズ部を駆動する駆動装置と、該駆動装置を制御する演算処理装置と、大気圧または大気温を計測する計測センサと、
   前記レーザ光の光出射端の前段に配設される光学フィルタの光軸方向の厚みを変えるフィルタ厚み可変手段、又は同光学フィルタの屈折率を変えるフィルタ屈折率可変手段によって前記レーザ光の光出射端から集光点（結像点）に至るレーザ光の光路長を調整する集光位置変動防止手段を備えることにより、
   飛行高度に応じて変化する前記レーザ光の集光位置変動を補正することを特徴とする航空機搭載用風計測ライダー装置。
2. 前記演算処理装置は、前記計測センサの信号を取り込んで、飛行高度における大気の屈折率を新たに算出し、その大気の屈折率に基づいて、前記フィルタ厚み可変手段、又は前記フィルタ屈折率可変手段の各駆動量を算出し、その各駆動量に係る制御信号を前記駆動装置に送信する請求項１に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置。
3. 前記演算処理装置は、前記計測センサからの大気圧情報と「国際標準大気の大気圧と大気温の関係」に基づいて、前記大気の屈折率を算出する請求項１又は２に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置。
4. 前記フィルタ厚み可変手段は、周方向に沿ってその厚みが可変する回転可能な光学フィルタと、該光学フィルタを回転駆動するモータと、該モータの回転角を検出するエンコーダとを備える請求項１又は２に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置。
5. 前記フィルタ屈折率可変手段は、周方向に沿ってその屈折率が可変する回転可能な光学フィルタと、該光学フィルタを回転駆動するモータと、該モータの回転角を検出するエンコーダとを備える請求項１又は２に記載の航空機搭載用風計測ライダー装置。

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