JP2008241320A - Method for adjusting flying body and inertial device mounted on flying body - Google Patents

Abstract

Translated fromJapanese

【課題】 飛しょう体が備える慣性装置の調定を短時間で行うこと可能にする。
【解決手段】 飛しょう体の胴体外周に複数設けられた赤外線センサからの出力情報に基づき前記飛しょう体のロール角を求めるロール角推定手段と、前記飛しょう体の位置座標とピッチ角とヨー角とを算出するＧＰＳジャイロとを有する姿勢角初期推定手段と、前記姿勢角初期推定手段から入力した前記ロール角に基づき、前記ＧＰＳジャイロがＧＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を受信可能な姿勢に制御する操舵装置制御手段と、前記飛しょう体に搭載した慣性装置から入力した慣性情報と、前記姿勢角初期推定部から入力した前記飛しょう体の位置座標とロール角とピッチ角とヨー角とに基づき、前記慣性装置を調定して前記飛しょう体の位置と姿勢角を算出する航法装置とを備えるようにした。
【選択図】 図１PROBLEM TO BE SOLVED: To adjust an inertial device provided in a flying body in a short time.
[MEANS FOR SOLVING PROBLEMS] Roll angle estimation means for obtaining a roll angle of the flying object based on output information from a plurality of infrared sensors provided on the outer periphery of the body of the flying object, position coordinates, pitch angle and yaw of the flying object An attitude angle initial estimation means having a GPS gyro for calculating an angle and the attitude that the GPS gyro can receive a GPS signal from a GPS satellite based on the roll angle input from the attitude angle initial estimation means Based on the inertial information input from the steering device control means, the inertial device mounted on the flying object, and the position coordinates, roll angle, pitch angle and yaw angle of the flying object input from the attitude angle initial estimating unit And a navigation device that adjusts the inertial device to calculate the position and posture angle of the flying object.
[Selection] Figure 1

Description

Translated fromJapanese

この発明は、姿勢角が未知の状態にある飛しょう体等の移動体に搭載された慣性装置を短時間に調定（アライメント）する飛しょう体に関するものである。  The present invention relates to a flying body that adjusts (aligns) an inertial device mounted on a moving body, such as a flying body, whose posture angle is unknown.

一般に飛しょう体に搭載されている慣性装置の調定を行うには、飛しょう体を停止させ、停止の間に慣性装置から出力されるデータを用いて飛しょう体（以下、機体ともいう）の姿勢角を検出する必要がある。この調停には通常数分から数十分という長い時間を要するため、飛しょう体が緊急に発射する場合や、飛しょう中に姿勢角が不明となり再度慣性装置の調定が必要となるような場合では、所要の時間内に調定を完了することができないという課題があった。  In general, to adjust the inertial device mounted on the flying object, stop the flying object and use the data output from the inertial device during the stoppage (hereinafter also referred to as the aircraft). It is necessary to detect the attitude angle. This mediation usually takes a long time of several minutes to several tens of minutes, so when the flying object launches urgently, or when the attitude angle is unknown during the flight and the inertial device needs to be adjusted again Then, there existed a subject that adjustment could not be completed within the required time.

従来より、ＧＰＳ受信機からの情報を利用して、慣性装置の調定を行う方法が示されている（例えば、特許文献１、２参照）。しかしながら、特許文献１、２に記された調定方法は、あくまでＧＰＳ受信機が調定の際に十分なＧＰＳ観測情報を得ていることが前提であり、ＧＰＳ受信機がＧＰＳ観測情報を受信できない環境下では調定ができないという課題があった。
なお、ここでは、ＮＡＶＳＴＡＲ／ＧＰＳ（Navigation System with Time And Ranging/Global Positioning System）以外の同様の全地球衛星測位システム全般を指してＧＰＳと称する。Conventionally, methods for adjusting inertial devices using information from a GPS receiver have been shown (see, for example,Patent Documents 1 and 2). However, the adjustment methods described inPatent Documents 1 and 2 are based on the premise that the GPS receiver obtains sufficient GPS observation information at the time of adjustment, and the GPS receiver receives the GPS observation information. There was a problem that it could not be settled in an environment where it was impossible.
Here, the whole global satellite positioning system other than NAVSTAR / GPS (Navigation System with Time And Ranging / Global Positioning System) is referred to as GPS.

特開平９-５１０５号公報（第３頁、第１図）Japanese Patent Laid-Open No. 9-5105 (page 3, FIG. 1)特開平９−５１０６号公報（第３頁、第１図）Japanese Patent Laid-Open No. 9-5106 (page 3, FIG. 1)

飛しょう体に搭載している慣性装置の移動中における調定において、ＧＰＳを利用する場合には、十分な数（通常４衛星以上）のＧＰＳ衛星からの信号を捕捉している必要がある。しかしながら、機体の姿勢角が全く分からない状態ではＧＰＳアンテナを適切な方向へ向けることができない。この場合、移動中の調定に必要となるＧＰＳ観測情報を得ることができず、さらにはＧＰＳアンテナの指向方向を適切な方向へ向けることも出来ないため、短時間で調定を完了できないという課題があった。  In the case of using the GPS in the adjustment while the inertial device mounted on the flying object is moving, it is necessary to capture signals from a sufficient number (usually four satellites or more) of GPS satellites. However, if the attitude angle of the aircraft is not known at all, the GPS antenna cannot be directed in an appropriate direction. In this case, the GPS observation information necessary for the adjustment during the movement cannot be obtained, and further, since the pointing direction of the GPS antenna cannot be directed to an appropriate direction, the adjustment cannot be completed in a short time. There was a problem.

特に、ＧＰＳアンテナを複数利用してそのアンテナ間の相対位置ベクトルを計算することによって方位角を得るＧＰＳジャイロを飛しょう体に搭載する場合には、全方位に利得特性を持つＧＰＳアンテナを利用することは、精度の確保の点において不利である。このため、移動中における調定に必要となるＧＰＳ観測情報を取得するためには、搭載するＧＰＳアンテナの利得パターンに応じて機体の向きを変える必要があるが、機体の姿勢角が未知の状態では機体を正しく制御することができないという課題があった。  In particular, when a GPS gyro that obtains an azimuth angle by using a plurality of GPS antennas and calculating a relative position vector between the antennas is mounted on a flying object, a GPS antenna having gain characteristics in all directions is used. This is disadvantageous in terms of ensuring accuracy. For this reason, in order to acquire GPS observation information necessary for adjustment during movement, it is necessary to change the direction of the aircraft according to the gain pattern of the mounted GPS antenna, but the attitude angle of the aircraft is unknown However, there was a problem that the aircraft could not be controlled correctly.

この発明に係る飛しょう体は、飛しょう体の胴体外周に複数設けられた赤外線センサからの出力情報に基づき前記飛しょう体のロール角を求めるロール角推定手段と、前記飛しょう体の位置座標とピッチ角とヨー角とを算出するＧＰＳジャイロとを有する姿勢角初期推定手段と、前記姿勢角初期推定手段から入力した前記ロール角に基づき、前記ＧＰＳジャイロがＧＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を受信可能な姿勢に制御する操舵装置制御手段と、前記飛しょう体に搭載した慣性装置から入力した慣性情報と、前記姿勢角初期推定部から入力した前記飛しょう体の位置座標とロール角とピッチ角とヨー角とに基づき、前記慣性装置を調定して前記飛しょう体の位置と姿勢角を算出する航法装置とを備えるようにした。  The flying body according to the present invention includes a roll angle estimating means for obtaining a roll angle of the flying body based on output information from an infrared sensor provided on a plurality of outer circumferences of the flying body, and position coordinates of the flying body. And an attitude angle initial estimation means having a GPS gyro for calculating a pitch angle and a yaw angle, and the GPS gyro can receive a GPS signal from a GPS satellite based on the roll angle input from the attitude angle initial estimation means Steering device control means for controlling to a proper attitude, inertia information input from an inertial device mounted on the flying object, position coordinates, roll angle and pitch angle of the flying object input from the attitude angle initial estimating unit A navigation device that adjusts the inertial device based on the yaw angle to calculate the position and posture angle of the flying object is provided.

この発明によれば、飛しょう体に搭載された慣性装置を、短時間で調定することができる。  According to the present invention, the inertial device mounted on the flying object can be adjusted in a short time.

実施の形態１．
以下、図を参照してこの発明の実施の形態１について説明する。
図１（ａ）は、実施の形態１の慣性装置が搭載される飛しょう体２０の構成を示した図である。図１（ｂ）は赤外線センサ１を含む面（Ａ-Ｂ面）における飛しょう体２０の断面図である。
ここでは飛しょう体２０の機体座標において、Ｘｂ軸を飛しょう体２０の長手方向に中心軸にとり、Ｚｂ軸をＸｂ軸が水平方向を向いた状態での鉛直下方にとり、Ｙｂ軸を右手系の３軸直行座標系を構成するように設定する。また、地球固定の局地水平座標系（ＮＥＤ）から機体軸への変換に必要となるオイラー角(φ,θ,ψ)により、機体の姿勢角を定義する。すなわち、機体座標軸（Ｘｂ、Ｙｂ、Ｚｂ）周りの回転角を各々（φ,θ,ψ）＝（ロール角、ピッチ角、ヨー角）とする。Embodiment 1 FIG.
Embodiment 1 of the present invention will be described below with reference to the drawings.
Fig.1 (a) is the figure which showed the structure of theflying body 20 in which the inertial apparatus ofEmbodiment 1 is mounted. FIG. 1B is a cross-sectional view of theflying object 20 on the surface including the infrared sensor 1 (A-B surface).
Here, in the airframe coordinates of theflying body 20, the Xb axis is taken as the central axis in the longitudinal direction of theflying body 20, the Zb axis is taken vertically downward with the Xb axis facing the horizontal direction, and the Yb axis is taken in the right-handed system. Set to configure a 3-axis orthogonal coordinate system. In addition, the attitude angle of the aircraft is defined by the Euler angles (φ, θ, ψ) required for conversion from the earth-fixed local horizontal coordinate system (NED) to the aircraft axis. That is, the rotation angles around the body coordinate axes (Xb, Yb, Zb) are set to (φ, θ, ψ) = (roll angle, pitch angle, yaw angle), respectively.

飛しょう体２０は、胴体１５外周に９０度間隔で配置された４個の赤外線センサ１（１ａ、１ｂ、１ｃ、１ｄ）と、機体軸Ｘｂと同一の方向に２個のＧＰＳアンテナ２（２ａ、２ｂ）と、姿勢角初期推定部５と、航法装置１０とを備える。
胴体１５外周に配置された４個の赤外線センサのうち、赤外線センサ１ａが配置された位置の機体座標軸Ｘｂ周りの回転角φをφ＝０[deg]とする。２個のＧＰＳアンテナ２ａ、２ｂは赤外線センサ１ａと同一の回転角、すなわちφ＝０[deg]の角度に配置されている。ＧＰＳアンテナ２は、φ＝θ＝０ [deg]の時、ＧＰＳアンテナ２のボアサイト方向が天頂方向を向くように設置される。また、２個のＧＰＳアンテナ２ａ、２ｂの間隔は数十センチ〜数メートル程度とする（図１（ｂ）参照）。Theflying body 20 includes four infrared sensors 1 (1a, 1b, 1c, 1d) arranged on the outer periphery of the fuselage 15 at intervals of 90 degrees, and two GPS antennas 2 (2a) in the same direction as the body axis Xb. 2b), an attitude angleinitial estimation unit 5, and anavigation device 10.
Of the four infrared sensors arranged on the outer periphery of the fuselage 15, the rotation angle φ around the body coordinate axis Xb at the position where the infrared sensor 1a is arranged is φ = 0 [deg]. The twoGPS antennas 2a and 2b are arranged at the same rotation angle as that of the infrared sensor 1a, that is, an angle of φ = 0 [deg]. TheGPS antenna 2 is installed so that the boresight direction of theGPS antenna 2 faces the zenith direction when φ = θ = 0 [deg]. The interval between the twoGPS antennas 2a and 2b is set to about several tens of centimeters to several meters (see FIG. 1B).

図２は、姿勢角初期推定部５の構成を示す図である。姿勢角初期推定部５は、ＧＰＳジャイロ４とロール角推定部１３を備える。ＧＰＳジャイロ４はＧＰＳアンテナ２ａ、２ｂと接続し、ＧＰＳ衛星からＲＦ信号（ＧＰＳ信号ともいう）を受信して機体の位置座標と、機体のピッチ角θ、ヨー角ψを出力する。  FIG. 2 is a diagram illustrating a configuration of the attitude angleinitial estimation unit 5. The attitude angleinitial estimation unit 5 includes aGPS gyro 4 and a rollangle estimation unit 13. TheGPS gyro 4 is connected to theGPS antennas 2a and 2b, receives RF signals (also referred to as GPS signals) from GPS satellites, and outputs the position coordinates of the body, the pitch angle θ, and the yaw angle ψ of the body.

図３は、ＧＰＳジャイロ４の構成の一例を示した図である。このＧＰＳジャイロ４は、一般的なものであり、ＧＰＳアンテナ２ａ、２ｂと各々接続したＧＰＳ受信機４１ａ、４１ｂと、ＧＰＳ受信機４１からのＧＰＳ観測情報によってＧＰＳアンテナ２ａ、２ｂ間の基線ベクトルを計算する基線ベクトル計算部４２とを備えている。ＧＰＳ受信機４１ａはＧＰＳ衛星から受信したＲＦ信号により、ＧＰＳ観測情報と測位結果（機体の位置座標）を出力する。基線ベクトル計算部４２は、基線ベクトルから機体のピッチ角θとヨー角ψを算出する。  FIG. 3 is a diagram showing an example of the configuration of theGPS gyro 4. ThisGPS gyro 4 is a general one, and the GPS receivers 41a and 41b connected to theGPS antennas 2a and 2b, respectively, and the baseline vector between theGPS antennas 2a and 2b based on the GPS observation information from the GPS receiver 41. And a baseline vector calculation unit 42 for calculation. The GPS receiver 41a outputs GPS observation information and positioning results (position coordinates of the aircraft) based on an RF signal received from a GPS satellite. Baseline vector calculation unit 42 calculates pitch angle θ and yaw angle ψ of the aircraft from the baseline vector.

ロール角推定部１３は、４個の赤外線センサ１（１ａ、１ｂ、１ｃ、１ｄ）と接続しており、赤外線センサ１からの情報に基づきロール角φを推定する。ロール角推定部１３が行うロール角φの推定については後ほど説明する。  The rollangle estimation unit 13 is connected to the four infrared sensors 1 (1a, 1b, 1c, 1d), and estimates the roll angle φ based on information from theinfrared sensor 1. The estimation of the roll angle φ performed by the rollangle estimation unit 13 will be described later.

図４は、航法装置１０の構成の一例を示した図である。航法装置１０は、飛しょう体の加速度や角加速度等の慣性情報を出力するジャイロや加速度計等からなる慣性装置６と航法計算部９とからなる。
慣性装置６は、３軸のジャイロと３軸の加速度計から構成され、各々３軸（Ｘｂ、Ｙｂ、Ｚｂ）周りの角速度と加速度を出力する。
航法計算部９は、ストラップダウン演算部７とカルマンフィルタ部８とからなる。ストラップダウン演算部７は、姿勢角初期推定部５から得た３軸の姿勢角（φ,θ,ψ）と機体の位置座標を初期値として、慣性装置６からの３軸（Ｘｂ、Ｙｂ、Ｚｂ）周りの角速度と加速度のデータをもとにストラップダウン演算を行い、飛しょう体２０の姿勢角(φ,θ,ψ)、位置および速度を計算する。なお、ストラップダウン演算については例えば特開2006-138834に記載がある。FIG. 4 is a diagram illustrating an example of the configuration of thenavigation device 10. Thenavigation apparatus 10 includes an inertial apparatus 6 including a gyro, an accelerometer, and the like that output inertial information such as flying object acceleration and angular acceleration, and anavigation calculation unit 9.
The inertial device 6 includes a three-axis gyro and a three-axis accelerometer, and outputs angular velocity and acceleration around three axes (Xb, Yb, Zb), respectively.
Thenavigation calculation unit 9 includes astrapdown calculation unit 7 and a Kalman filter unit 8. Thestrapdown calculation unit 7 uses the three-axis attitude angles (φ, θ, ψ) obtained from the attitude angleinitial estimation unit 5 and the position coordinates of the airframe as initial values, and the three axes (Xb, Yb, Zb) A strap-down operation is performed based on the angular velocity and acceleration data around, and the attitude angle (φ, θ, ψ), position and velocity of theflying object 20 are calculated. Note that strapdown calculation is described in, for example, Japanese Patent Application Laid-Open No. 2006-138834.

ここで、ジャイロや加速度計は、バイアス誤差やスケールファクタ誤差などを持ち誤差量はドリフトするため、飛しょう時間が長時間になる場合や、姿勢角初期値推定部から得た姿勢角初期値の精度が悪い場合には計算誤差が大きくなってしまう。このため、カルマンフィルタ部８は、ストラップダウン演算部７が出力する姿勢角(φ,θ,ψ)、位置、速度と、姿勢角初期推定部５内のＧＰＳジャイロ４が出力する機体のピッチ角θ、ヨー角ψと、姿勢角初期推定部５内のＧＰＳ受信機１が出力する擬似距離や搬送波位相等のＧＰＳ観測情報を入力して、各種誤差（位置誤差、速度誤差、姿勢角誤差、ジャイロバイアス誤差、加速度計バイアス誤差、ジャイロスケールファクタ誤差、加速度計スケールファクタ誤差）を推定し、推定したこれらの誤差を補正データとして出力する。ストラップダウン演算部７は補正データにより姿勢角(φ,θ,ψ)、位置および速度を補正して、精度の高い機体の姿勢角、位置および速度を出力する。  Here, gyroscopes and accelerometers have bias errors, scale factor errors, etc., and the amount of error drifts, so if the flight time is long or the posture angle initial value obtained from the posture angle initial value estimation unit is If the accuracy is poor, the calculation error becomes large. For this reason, the Kalman filter unit 8 includes the attitude angle (φ, θ, ψ), position, and speed output from thestrapdown calculation unit 7 and the pitch angle θ of the aircraft output from theGPS gyro 4 in the attitude angleinitial estimation unit 5. The GPS observation information such as the pseudo distance and the carrier wave phase output from theGPS receiver 1 in the attitude angleinitial estimation unit 5 is input, and various errors (position error, velocity error, attitude angle error, gyro) are input. (Bias error, accelerometer bias error, gyro scale factor error, accelerometer scale factor error) are estimated, and these estimated errors are output as correction data. Thestrapdown calculation unit 7 corrects the attitude angle (φ, θ, ψ), position and speed based on the correction data, and outputs the attitude angle, position and speed of the aircraft with high accuracy.

図５は、飛しょう体２０の外周に設けられている赤外線センサ１の構成の一例を示す図である。赤外線センサ１は、例えば波長１〜１００［μｍ］の赤外線を透過する光学フィルタ３１と、赤外線を透過するレンズ３２と、熱電堆（熱電対列、thermopile）とから構成されている。赤外線センサ１内には光学フィルタ３１を通して赤外線のみが入射するようになっており、赤外線はレンズ３２により熱電堆３３に集光され、熱電堆３３で生じた温度変化が電圧信号として出力される。熱電堆３３には、赤外線の入射量に対してほぼ比例する電圧を出力するものを用いる。  FIG. 5 is a diagram illustrating an example of the configuration of theinfrared sensor 1 provided on the outer periphery of theflying body 20. Theinfrared sensor 1 includes, for example, an optical filter 31 that transmits infrared light having a wavelength of 1 to 100 [μm], a lens 32 that transmits infrared light, and a thermopile (thermocouple). Only infrared rays are incident on theinfrared sensor 1 through the optical filter 31. The infrared rays are condensed on thethermopile 33 by the lens 32, and a temperature change generated in thethermopile 33 is output as a voltage signal. As thethermopile 33, athermopile 33 that outputs a voltage substantially proportional to the amount of incident infrared rays is used.

次に図１〜図６を用いて、この実施の形態に係る慣性装置の移動中における調定方法について説明する。図６は、慣性装置の調定方法のフローを示した図である。
飛しょう中に何らかの原因により機体の姿勢角（φ,θ,ψ）が不明となった状況において、ロール角推定部１３は、飛しょう体１の胴体外周に配置された各赤外線センサ１ａ、１ｂ、１ｃ、１ｄが出力する電圧信号を入力する（図６のステップＳ０１）。地球表面は空と比べると温度が高いため、地球表面と空が各々放射する赤外線の放射量が大きく異なる。例えば赤外線センサ１の指向方向が完全に地球表面を向いている場合は赤外線センサ１からの電圧信号が最大となる。一方、赤外線センサ１の指向方向が完全に空を向いている場合は赤外線センサ１からの電圧信号は最小となる。赤外線センサが地平線方向を向いている場合には、地球表面を向いている場合と空を向いている場合の間の出力をとる。
この原理を利用してロール角推定部１３は、赤外線センサ１の電圧信号の出力値に基づき数１により機体のロール角φを算出する（Ｓ０２）。Next, the adjustment method during the movement of the inertial device according to this embodiment will be described with reference to FIGS. FIG. 6 is a diagram showing a flow of the inertial device adjustment method.
In a situation where the attitude angle (φ, θ, ψ) of the airframe is unknown for some reason during the flight, the rollangle estimation unit 13 is configured so that each infrared sensor 1a, 1b arranged on the outer periphery of thefuselage 1 body. The voltage signals output from 1c and 1d are input (step S01 in FIG. 6). Since the temperature of the earth surface is higher than that of the sky, the amount of infrared radiation emitted from the earth surface and the sky differs greatly. For example, when the directivity direction of theinfrared sensor 1 is completely facing the earth surface, the voltage signal from theinfrared sensor 1 becomes the maximum. On the other hand, when the directivity direction of theinfrared sensor 1 is completely facing the sky, the voltage signal from theinfrared sensor 1 is minimum. When the infrared sensor is facing the horizon direction, the output between when facing the earth surface and facing the sky is taken.
Using this principle, theroll angle estimator 13 calculates the roll angle φ of the airframe byEquation 1 based on the output value of the voltage signal of the infrared sensor 1 (S02).

ロール角推定部１３は、算出したロール角φを初期ロール角として、操舵装置制御部３とストラップダウン演算部７に出力する（Ｓ０３）。操舵装置制御部３では、入力したロール角φに基づき、機体の操舵装置を制御し、機体のロール角をφ＝０[deg]となるように制御する（Ｓ０４）。機体の制御は、例えば、機体に設けられた操舵翼等により行う。これにより、ＧＰＳ装置４に含まれるＧＰＳアンテナ２のボアサイト方向を安定して天頂付近に向けることができるため、ＧＰＳジャイロのアンテナ２はＧＰＳ信号が観測できる状態になる。  The rollangle estimation unit 13 outputs the calculated roll angle φ as an initial roll angle to the steeringdevice control unit 3 and the strapdown calculation unit 7 (S03). The steeringdevice control unit 3 controls the steering device of the airframe based on the input roll angle φ, and controls the roll angle of the airframe to be φ = 0 [deg] (S04). The aircraft is controlled by, for example, steering wings provided on the aircraft. Thereby, since the bore sight direction of theGPS antenna 2 included in theGPS device 4 can be stably directed to the vicinity of the zenith, theantenna 2 of the GPS gyro is in a state where a GPS signal can be observed.

次に図３に示したＧＰＳジャイロ４が、ＧＰＳ受信機４１ａ、４１ｂからのＧＰＳ観測情報によって２個のＧＰＳアンテナ間の基線ベクトルを計算し、機体のピッチ角θ、ヨー角ψを求める。ＧＰＳジャイロ４は、算出したピッチ角θとヨー角ψを初期ピッチ角と初期ヨー角としてストラップダウン演算部７に出力する。また、ＧＰＳジャイロ４は、ＧＰＳ観測情報から算出される位置座標を初期位置座標としてストラップダウン演算部７に出力する（Ｓ０５）。  Next, theGPS gyro 4 shown in FIG. 3 calculates the baseline vector between the two GPS antennas based on the GPS observation information from the GPS receivers 41a and 41b, and obtains the pitch angle θ and yaw angle ψ of the airframe. TheGPS gyro 4 outputs the calculated pitch angle θ and yaw angle ψ as an initial pitch angle and an initial yaw angle to thestrapdown calculation unit 7. Further, theGPS gyro 4 outputs the position coordinates calculated from the GPS observation information to thestrapdown calculation unit 7 as initial position coordinates (S05).

ストラップダウン演算部７は、姿勢角初期推定部５から入力した機体の初期ロール角φと初期ピッチ角θと初期ヨー角ψと初期位置座標と、慣性装置６から入力した機体の角速度と加速度とに基づき、慣性装置を調定して飛しょう体の位置と速度と姿勢角を算出する（Ｓ０６）。このようにストラップダウン演算部７は、姿勢角初期推定部５から初期姿勢角（φ、θ、ψ）と初期位置座標の情報を得ることで、慣性装置の調定を実施可能として、機体の位置と速度と姿勢角を算出する。  Thestrapdown calculation unit 7 receives the initial roll angle φ, the initial pitch angle θ, the initial yaw angle ψ, the initial position coordinates, and the angular velocity and acceleration of the aircraft input from the inertial device 6. Based on the above, the inertial device is adjusted to calculate the position, velocity and posture angle of the flying object (S06). As described above, the strap-downcalculation unit 7 obtains information on the initial posture angles (φ, θ, ψ) and the initial position coordinates from the posture angleinitial estimation unit 5, thereby enabling the inertial device to be adjusted. Calculate position, velocity and attitude angle.

このように実施の形態１では、飛しょう体外周に複数の赤外線センサ１を備えるようにした。上記ステップＳ０１〜Ｓ０２では、各赤外線センサからの出力情報を用いることで機体のロール角φを算出することを可能とした。上記ステップＳ０３〜Ｓ０６では、ロール角φに基づきＧＰＳアンテナ２のボアサイト方向を安定して天頂付近に向けることができるため、飛しょう体がＧＰＳ信号が観測できる状態にしてＧＰＳジャイロ４がＧＰＳ信号が観測できる状態にあるＧＰＳアンテナの受信情報から、機体の位置座標とピッチ角θとヨー角ψを算出することができるようにした。ストラップ演算部７は、姿勢角初期推定部５から機体の姿勢角（φ、θ、ψ）と位置座標の初期値を得て慣性装置の調定を行い、機体の位置、速度、姿勢角を算出しするようにした。  Thus, inEmbodiment 1, the plurality ofinfrared sensors 1 are provided on the outer periphery of the flying body. In steps S01 to S02, the roll angle φ of the airframe can be calculated by using output information from each infrared sensor. In steps S03 to S06, the boresight direction of theGPS antenna 2 can be stably directed to the vicinity of the zenith based on the roll angle φ, so that theGPS gyro 4 is set in a state in which the GPS signal can be observed by the flying object. The position coordinates, pitch angle θ, and yaw angle ψ of the fuselage can be calculated from the received information of the GPS antenna that is in a state where can be observed. Thestrap calculation unit 7 obtains the attitude angle (φ, θ, ψ) and the initial position coordinates of the aircraft from the attitude angleinitial estimation unit 5 and adjusts the inertial device to determine the position, velocity, and attitude angle of the aircraft. Calculated.

このようにこの実施の形態１では、飛しょう中の機体の姿勢角が全く分かない状態であっても、慣性装置の調定を短時間に行うことができる。これにより、飛しょう体が移動中に姿勢の制御を失うことがある場合であっても短時間でその姿勢を再度制御可能とすることができる。また、飛しょう体が飛行開始までの時間を短縮することができる。  As described above, in the first embodiment, the inertial device can be adjusted in a short time even when the attitude angle of the flying aircraft is completely unknown. Thereby, even when the flying object sometimes loses control of the posture while moving, the posture can be controlled again in a short time. In addition, the time until the flying object starts to fly can be shortened.

なお、実施の形態１に示した方法により慣性装置６の調定が完了した後は、ストラップダウン演算部７はロール角推定部１３が出力するロール角φは用いず、機体の姿勢角、位置および速度の算出を行う。
慣性装置６の調定が完了した後においては、ＧＰＳジャイロ４が、ＧＰＳ受信機４１ａ、４１ｂからの観測データによって２個のＧＰＳアンテナ間の基線ベクトルを計算し、機体のピッチ角θ、ヨー角ψを求めてカルマンフィルタ８に出力する。また、ＧＰＳ受信機４１ａは、ＧＰＳアンテナ１ａが受信したＲＦ信号から得たＧＰＳ観測情報をカルマンフィルタ８に出力する。
カルマンフィルタ８は、ストラップダウン演算部７が出力する機体の位置、速度、姿勢角(φ,θ,ψ)と、姿勢角初期推定部５内のＧＰＳジャイロ４が出力する機体のピッチ角θ、ヨー角ψと、擬似距離や搬送波位相等のＧＰＳ観測情報を入力して、各種誤差（位置誤差、速度誤差、姿勢角誤差、ジャイロバイアス誤差、加速度計バイアス誤差、ジャイロスケールファクタ誤差、加速度計スケールファクタ誤差など）を推定して、推定したこれらの誤差を補正データとして出力する。そして、ストラップダウン演算部７は補正データにより位置、速度、姿勢角を補正することで、精度の高い機体の姿勢角、位置および速度を取得することができる。。
なお、カルマンフィルタには非線形の系に対して適用できる拡張カルマンフィルタを用いることができる。飛しょう中は常に上記観測更新計算を行い、ストラップダウン演算部に航法補正データをフィードバックすることで、ストラップダウン演算によって得られる位置、速度、加速度計算を精度良く行うことができる。
このように、飛しょう中の機体の姿勢角が全く分かない状態であっても短時間に機体の姿勢角を推定することができて慣性装置の移動中の調定が可能となり、調定完了後はカルマンフィルタを用いることで、高精度に機体の位置、速度、姿勢角を計算して出力することが可能となる。After the adjustment of the inertial device 6 is completed by the method shown in the first embodiment, thestrapdown calculation unit 7 does not use the roll angle φ output by the rollangle estimation unit 13, and the attitude angle and position of the aircraft. And speed calculation.
After the adjustment of the inertial device 6 is completed, theGPS gyro 4 calculates the baseline vector between the two GPS antennas based on the observation data from the GPS receivers 41a and 41b, and the pitch angle θ and yaw angle of the aircraft. ψ is obtained and output to the Kalman filter 8. Further, the GPS receiver 41 a outputs GPS observation information obtained from the RF signal received by the GPS antenna 1 a to the Kalman filter 8.
The Kalman filter 8 includes the position, speed, and attitude angle (φ, θ, ψ) of the aircraft output from thestrapdown calculation unit 7 and the pitch angle θ, yaw of the aircraft output from theGPS gyro 4 in the attitude angleinitial estimation unit 5. Input angle ψ and GPS observation information such as pseudorange and carrier phase, and various errors (position error, velocity error, attitude angle error, gyro bias error, accelerometer bias error, gyro scale factor error, accelerometer scale factor) Error etc.) is estimated, and these estimated errors are output as correction data. And thestrapdown calculating part 7 can acquire the attitude angle, the position, and the speed of the aircraft with high accuracy by correcting the position, the speed, and the attitude angle based on the correction data. .
As the Kalman filter, an extended Kalman filter that can be applied to a nonlinear system can be used. During the flight, the above observation update calculation is always performed, and the navigation correction data is fed back to the strapdown calculation unit, so that the position, speed, and acceleration obtained by the strapdown calculation can be calculated with high accuracy.
In this way, even if the attitude angle of the flying aircraft is not known at all, the attitude angle of the aircraft can be estimated in a short time and the inertial device can be adjusted while moving, and the adjustment is completed After that, by using the Kalman filter, it is possible to calculate and output the position, speed, and attitude angle of the aircraft with high accuracy.

なお、実施の形態１の赤外線センサー１ではレンズを用いて光学フィルター透過後の赤外線を熱電堆に集光したが、レンズはなく直接熱電堆で赤外線を受けるようにしてもよい。
また、赤外線センサ１の光学フィルタ３１の透過波長は１〜１００［μｍ］に限られるものではなく、地球表面から放射される波長に合わせて適宜設定すればよい。In theinfrared sensor 1 of the first embodiment, the infrared rays after passing through the optical filter are collected on the thermopile using a lens. However, the infrared rays may be directly received by the thermopile without the lens.
Further, the transmission wavelength of the optical filter 31 of theinfrared sensor 1 is not limited to 1 to 100 [μm], and may be set as appropriate according to the wavelength radiated from the earth surface.

また、実施の形態１では、赤外線センサーを機体外周に４個配置したが、４個に限定されるものではなく、赤外線センサからの電圧出力により機体の姿勢角が算出されるものであればその配置数は４個以外であってもよく、例えば３個や５個であってもよい。  In the first embodiment, four infrared sensors are arranged on the outer periphery of the aircraft. However, the number of infrared sensors is not limited to four. If the attitude angle of the aircraft is calculated by the voltage output from the infrared sensor, The number of arrangement may be other than four, for example, three or five.

また、実施の形態１では熱電堆３３を用い熱電堆が出力する電圧に基づき初期のロール角を算出したが、赤外線センサにＣＣＤ素子を搭載し、ＣＣＤ素子が出力する画像情報から水平線を認識し、各ＣＣＤ素子からの画像の水平線の角度情報から初期のロール角を算出するようにしてもよい。  In the first embodiment, the initial roll angle is calculated based on the voltage output from thethermopile 33 using thethermopile 33. However, the CCD element is mounted on the infrared sensor, and the horizontal line is recognized from the image information output from the CCD element. The initial roll angle may be calculated from the angle information of the horizontal line of the image from each CCD element.

（ａ）実施の形態１に係る飛しょう体の構成図である。（ｂ）実施の形態１に係る飛しょう体の断面図である。(A) It is a block diagram of the flying body which concerns onEmbodiment 1. FIG. (B) It is sectional drawing of the flying body which concerns onEmbodiment 1. FIG.実施の形態１に係る姿勢角初期推定部の構成を示す図である。FIG. 3 is a diagram illustrating a configuration of an attitude angle initial estimation unit according to the first embodiment.実施の形態１に係るＧＰＳジャイロの構成を示す図である。1 is a diagram showing a configuration of a GPS gyro according toEmbodiment 1. FIG.実施の形態１に係る航法装置１０の構成を示す図である。It is a figure which shows the structure of thenavigation apparatus 10 which concerns onEmbodiment 1. FIG.実施の形態１に係る赤外線センサ１の構成の一例を示す図である。1 is a diagram illustrating an example of a configuration of aninfrared sensor 1 according toEmbodiment 1. FIG.実施の形態１に係る慣性装置の調定方法を説明するフロー図である。FIG. 3 is a flowchart illustrating a method for adjusting the inertial device according to the first embodiment.

符号の説明Explanation of symbols

１ａ〜１ｄ 赤外線センサ、２ａ、２ｂ ＧＰＳアンテナ、３ 操舵装置制御部、４ ＧＰＳジャイロ、５ 姿勢角初期推定部、６ 慣性装置、７ ストラップダウン演算部、８ カルマンフィルタ部、９ 航法計算部、１０ 航法装置、１３ ロール角推定部、１５ 飛しょう体２０の胴体、２０ 飛しょう体、３１ 光学フィルタ、３２ レンズ、３３ 熱電堆、４１ａ ＧＰＳ受信機１、４１ｂ ＧＰＳ受信機２  1a to 1d Infrared sensor, 2a, 2b GPS antenna, 3 steering device control unit, 4 GPS gyro, 5 attitude angle initial estimation unit, 6 inertial device, 7 strapdown calculation unit, 8 Kalman filter unit, 9 navigation calculation unit, 10 navigation Device, 13 Roll angle estimation unit, 15 Body of flyingbody 20, 20 Flying body, 31 Optical filter, 32 Lens, 33 Thermopile,41a GPS receiver 1,41b GPS receiver 2

Claims (4)

Translated fromJapanese

飛しょう体の胴体外周に複数設けられた赤外線センサからの出力情報に基づき前記飛しょう体のロール角を求めるロール角推定手段と、前記飛しょう体の位置座標とピッチ角とヨー角とを算出するＧＰＳジャイロとを有する姿勢角初期推定手段と、
前記姿勢角初期推定手段から入力した前記ロール角に基づき、前記ＧＰＳジャイロがＧＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を受信可能な姿勢に制御する操舵装置制御手段と、
前記飛しょう体に搭載した慣性装置から入力した慣性情報と、前記姿勢角初期推定部から入力した前記飛しょう体の位置座標とロール角とピッチ角とヨー角とに基づき、前記慣性装置を調定して前記飛しょう体の位置と姿勢角を算出する航法装置と、を備えることを特徴とする飛しょう体。Roll angle estimation means for obtaining the roll angle of the flying object based on output information from a plurality of infrared sensors provided on the outer periphery of the flying body, and calculating the position coordinates, pitch angle and yaw angle of the flying object Attitude angle initial estimation means having a GPS gyro
Steering device control means for controlling the GPS gyro to an attitude capable of receiving GPS signals from GPS satellites based on the roll angle input from the attitude angle initial estimating means;
The inertial device is adjusted based on the inertial information input from the inertial device mounted on the flying object and the position coordinates, roll angle, pitch angle, and yaw angle of the flying object input from the attitude angle initial estimating unit. And a navigation device for calculating a position and an attitude angle of the flying object.前記赤外線センサは、赤外線の入射量に応じた電圧値を出力する熱電堆を備え、
前記姿勢角初期推定手段は、各赤外線センサが出力する前記電圧値に基づき前記飛しょう体のロール角を算出する請求項１記載の飛しょう体。The infrared sensor includes a thermopile that outputs a voltage value corresponding to the amount of incident infrared rays,
The flying object according to claim 1, wherein the posture angle initial estimating unit calculates a roll angle of the flying object based on the voltage value output from each infrared sensor.前記赤外線センサは前記飛しょう体外周に略９０度間隔で４個設けられ、前記姿勢角初期推定手段は、２組の、略１８０度の角度で対向する前記赤外線センサからの電圧値の差分を各々求め、各々求めた電圧値の差分の比較により前記飛しょう体のロール角を算出することを特徴とする請求項２記載の飛しょう体。Four infrared sensors are provided at an interval of approximately 90 degrees on the outer periphery of the flying body, and the attitude angle initial estimation means calculates a difference in voltage value from the two infrared sensors facing each other at an angle of approximately 180 degrees. The flying object according to claim 2, wherein the flying object is calculated by calculating a roll angle of the flying object by comparing each of the obtained voltage values.飛しょう体の胴体外周に複数設けた赤外線センサからの出力情報に基づき前記飛しょう体のロール角を求めて、操舵装置制御手段とストラップダウン演算手段に出力するステップと、
前記ロール角に基づき、前記操舵装置制御手段が飛しょう体に搭載されるＧＰＳジャイロがＧＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を受信可能な姿勢に制御するステップと、
前記ＧＰＳジャイロが、前記飛しょう体の位置座標とピッチ角とヨー角とを算出してストラップダウン演算手段に出力するステップと、
前記ストラップダウン演算手段が、前記ロール角と前記ピッチ角と前記ヨー角と前記位置座標と、飛しょう体に搭載された慣性装置からの慣性情報とに基づき前記慣性装置を調定するステップと、を備えることを特徴とする飛しょう体に搭載される慣性装置の調定方法。Obtaining a roll angle of the flying body based on output information from an infrared sensor provided on the outer periphery of the flying body, and outputting to the steering device control means and the strapdown calculation means;
Based on the roll angle, the steering device control means controls the GPS gyro mounted on the flying body to an attitude capable of receiving GPS signals from GPS satellites;
The GPS gyro calculating the position coordinates, pitch angle and yaw angle of the flying object and outputting them to a strapdown computing means;
The strapdown computing means adjusts the inertial device based on the roll angle, the pitch angle, the yaw angle, the position coordinates, and inertial information from the inertial device mounted on the flying object; A method for adjusting an inertial device mounted on a flying body, characterized by comprising:

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