JPH0346511A - 目標物の位置推定装置 - Google Patents
目標物の位置推定装置Info
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- G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［発明の目的コ
（産業上の利用分野）
この発明は、例えば移動幌飄標物に接近させるために、
移動体に搭載して目標物の位置を推定する目標物の位置
推定方法に関する。
移動体に搭載して目標物の位置を推定する目標物の位置
推定方法に関する。
（従来の技術）
近時、無人宇宙機によって宇宙空間に放置された物体を
回収するシステムの開発が進められているが、このよう
に直接操縦することのできない宇宙機を目標物（回収物
体）に誘導するには、目標物の位置検出が不可欠である
。従来では、目標物位置検出手段として第８図に示すよ
うなシステムが考えられている。
回収するシステムの開発が進められているが、このよう
に直接操縦することのできない宇宙機を目標物（回収物
体）に誘導するには、目標物の位置検出が不可欠である
。従来では、目標物位置検出手段として第８図に示すよ
うなシステムが考えられている。
図８図において、Ｔは目標物、Ｃは宇宙機である。
第８図は宇宙機Ｃに位置推定装置を搭載させた場合の構
成を示すもので、１１は画像センサ。
成を示すもので、１１は画像センサ。
１２はデータ処理装置、１３は中央処理装置。
１４は位置センサ、１５は姿勢センサである。
画像センサ１１は目標物Ｔを画像として捕らえるもので
、このセンサ１１から出力される画像データはデータ処
理装置１２に送られる。このブタ処理装置１２は入力デ
ータから第９図に示すセンサ１１の視野上に捕えられた
目標物Ｔの方位及び仰角の２次元の角度情報を算出する
もので、この角度情報は中央処理装置Ｉ３に送られる。
、このセンサ１１から出力される画像データはデータ処
理装置１２に送られる。このブタ処理装置１２は入力デ
ータから第９図に示すセンサ１１の視野上に捕えられた
目標物Ｔの方位及び仰角の２次元の角度情報を算出する
もので、この角度情報は中央処理装置Ｉ３に送られる。
位置センサ１４は例えばＧＰＳ （グローバル・ポジシ
ョニング・システム）受信機によって構成される。この
ＧＰＳ受信機は複数個の人工衛星から送られてくるＧＰ
Ｓ信号を受信し、予め用意されているＰＮコード情報と
受信ＰＮコード情報とのマツチングをとり、データを復
調することによって各衛星の位置情報及び各衛星からの
距離情報を算出し、再情報から幾何学的に自己の位置情
報を導出するものである。
ョニング・システム）受信機によって構成される。この
ＧＰＳ受信機は複数個の人工衛星から送られてくるＧＰ
Ｓ信号を受信し、予め用意されているＰＮコード情報と
受信ＰＮコード情報とのマツチングをとり、データを復
調することによって各衛星の位置情報及び各衛星からの
距離情報を算出し、再情報から幾何学的に自己の位置情
報を導出するものである。
姿勢センサ１５はスターセンサ、地球センサ、太陽セン
サ等によって自己の進行方向と地球や太陽との相対的な
関係を検出するものである。
サ等によって自己の進行方向と地球や太陽との相対的な
関係を検出するものである。
姿勢センサ１４で検出された位置情報及び姿勢１３ンサ
１５で検出された姿勢情報は中央処理装置１３に入力さ
れる。
１５で検出された姿勢情報は中央処理装置１３に入力さ
れる。
中央処理装置１３はコマンド等による観測指令によって
データ処理装置１２から目標物Ｔの２次元角度情報１位
置センサ１４からの位置情報、姿勢センサ１５からの姿
勢情報を取り入れる。そしてξ入力した位置情報及び姿
勢情報から自己の位置を原点とし、自己の姿勢から進行
方向を機輔とする座標系を形成し、この座標系上にデー
タ処理装置１２からの２次元角度情報を起き換える。
データ処理装置１２から目標物Ｔの２次元角度情報１位
置センサ１４からの位置情報、姿勢センサ１５からの姿
勢情報を取り入れる。そしてξ入力した位置情報及び姿
勢情報から自己の位置を原点とし、自己の姿勢から進行
方向を機輔とする座標系を形成し、この座標系上にデー
タ処理装置１２からの２次元角度情報を起き換える。
この中央処理装置１３は、位置推定用アルゴリズムを実
行するもので予めこのアルゴリズムで使用する目標物Ｔ
の運動方程式が登録されており、この運動方程式に各観
測点の座標変換を行った２次元角度情報を代入して、式
中の目標物Ｔの初期状態を求め、この初期状態から目標
物Ｔの位置を推定する。
行するもので予めこのアルゴリズムで使用する目標物Ｔ
の運動方程式が登録されており、この運動方程式に各観
測点の座標変換を行った２次元角度情報を代入して、式
中の目標物Ｔの初期状態を求め、この初期状態から目標
物Ｔの位置を推定する。
上記構成において、以下その動作原理について説明する
。
。
まず、画像センサ１１で目標物Ｔを捕らえ、その出力デ
ータによってセンサ１１上の目標物Ｔの方位角及び仰角
を測定する。一方、位置センサ１４及び姿勢センサ１５
の出力データによって宇宙機Ｃの軌道や位置を検出し、
この検出情報によって宇宙機Ｃの姿勢を軌道座標系で表
現する。そして、この軌道座標系に目標物Ｔの方位角及
び仰角を変換し、結果として目標物Ｔの各確度情報を宇
宙機Ｃの速度方向ベクトルを基準に表現する。
ータによってセンサ１１上の目標物Ｔの方位角及び仰角
を測定する。一方、位置センサ１４及び姿勢センサ１５
の出力データによって宇宙機Ｃの軌道や位置を検出し、
この検出情報によって宇宙機Ｃの姿勢を軌道座標系で表
現する。そして、この軌道座標系に目標物Ｔの方位角及
び仰角を変換し、結果として目標物Ｔの各確度情報を宇
宙機Ｃの速度方向ベクトルを基準に表現する。
ここで得られた情報を以下測角情報と称する。
この測角情報が得られても距離を推定できるとは限らな
い。推定できない例を第１Ｏ図（ａ）に示し、推定でき
る場合を同図（ｂ）に示す。第１０図（ａ）では、目標
物Ｔの軌道と宇宙機Ｃの軌道が平行であり、目標物Ｔ及
び宇宙機ＣがＸ軸に平行に正しい方向へ等速運動してい
る場合を想定しており、時刻ｔ。て目標物ＴがＸＴＯ＋
宇宙機ＣがＸＣＯ＋時刻ｔ１で目標物ＴがＸ。１．宇宙
機ＣがＸｃｌの位置にある。この場合、宇宙機Ｃの各点
で目標物Ｔの測角情報を得ていも目標物Ｔの位置及び速
度推定ができないため、相対的な距離を推定することは
できない。これに対し、第１０図（ｂ）では、宇宙機Ｃ
が時刻ｔ、においてＺ軸方方向に２１だけ平行位置から
移動された場合を示しており、その移動距離ｚ１が視差
となる。したがって、この視差ｚ１と測角情報φ。、φ
２によって目標物Ｔまでの位置及び速度を推定すること
ができ、さらには相対的な距離まで測定することができ
る。
い。推定できない例を第１Ｏ図（ａ）に示し、推定でき
る場合を同図（ｂ）に示す。第１０図（ａ）では、目標
物Ｔの軌道と宇宙機Ｃの軌道が平行であり、目標物Ｔ及
び宇宙機ＣがＸ軸に平行に正しい方向へ等速運動してい
る場合を想定しており、時刻ｔ。て目標物ＴがＸＴＯ＋
宇宙機ＣがＸＣＯ＋時刻ｔ１で目標物ＴがＸ。１．宇宙
機ＣがＸｃｌの位置にある。この場合、宇宙機Ｃの各点
で目標物Ｔの測角情報を得ていも目標物Ｔの位置及び速
度推定ができないため、相対的な距離を推定することは
できない。これに対し、第１０図（ｂ）では、宇宙機Ｃ
が時刻ｔ、においてＺ軸方方向に２１だけ平行位置から
移動された場合を示しており、その移動距離ｚ１が視差
となる。したがって、この視差ｚ１と測角情報φ。、φ
２によって目標物Ｔまでの位置及び速度を推定すること
ができ、さらには相対的な距離まで測定することができ
る。
しかし、従来のこの視差ｚ１を計測乃至は予測する方法
は、目標物Ｔの位置推定アルゴリズムに関して、オープ
ンループとなり、２．を計測乃至は予測する精度が目標
物Ｔの位置推定誤差に直結し、なおかつ従来のセンサ技
術では、十分な精度が補償できない欠点があった。
は、目標物Ｔの位置推定アルゴリズムに関して、オープ
ンループとなり、２．を計測乃至は予測する精度が目標
物Ｔの位置推定誤差に直結し、なおかつ従来のセンサ技
術では、十分な精度が補償できない欠点があった。
（発明が解決しようとする課題）
以上述べたように、従来の仰角、方位角を用いて目標物
Ｔの位置を検出する手段では、測角情報を用いても、目
標物Ｔの位置及び速度推定を行うことは、原理的に不可
能な条件があったり、また目標物Ｔの位置及び速度推定
が可能でもセンサ精度に過大の負担を荷することかあっ
た。
Ｔの位置を検出する手段では、測角情報を用いても、目
標物Ｔの位置及び速度推定を行うことは、原理的に不可
能な条件があったり、また目標物Ｔの位置及び速度推定
が可能でもセンサ精度に過大の負担を荷することかあっ
た。
この発明は上記のような事情に鑑みなされたもので、移
動体が具備する移動手段によって生する加速度情報を得
て、目標物の位置及び速度推定が原理的に不可能な条件
を解消し、センサ精度に過大な負荷をもえず高精度な目
標物の位置＋１１１１定方法を提供することをｌ］的と
する。
動体が具備する移動手段によって生する加速度情報を得
て、目標物の位置及び速度推定が原理的に不可能な条件
を解消し、センサ精度に過大な負荷をもえず高精度な目
標物の位置＋１１１１定方法を提供することをｌ］的と
する。
［発明の構成］
（課題を解決するための手段）
上記目的を達成するためにこの発明に係る目標物の位置
推定方法は、移動体に搭載され、規則性をもって運動す
る目標物の位置を推定する方法であって、前記移動体の
移動を行うための移動手段により前記移動体の位置情報
及び姿勢情報並びに前記移動により得られる加速度情報
を検出し、前記移動体加速度を前記移動手段を作用させ
つつ複数回のの観測時刻で、それぞれ前記目標物を画像
として捕える画像センサの出力データからセンサ上に捕
えられた目標物の方餘及び仰角の２次元の角度情報と宇
宙機の位置情報及び姿勢情報並び基準にして目標物のも
つ規則性を表わす運動方程式により解析的に得られた前
記２次元の角度情報に対応する情報とを用いて目標物の
初期状態を定量的に謹にし、この推定値を代入した運動
方程式に任意の時刻を代入することによって任意の時刻
対象物の位置を推定するようにしたことを特徴とするも
のである。
推定方法は、移動体に搭載され、規則性をもって運動す
る目標物の位置を推定する方法であって、前記移動体の
移動を行うための移動手段により前記移動体の位置情報
及び姿勢情報並びに前記移動により得られる加速度情報
を検出し、前記移動体加速度を前記移動手段を作用させ
つつ複数回のの観測時刻で、それぞれ前記目標物を画像
として捕える画像センサの出力データからセンサ上に捕
えられた目標物の方餘及び仰角の２次元の角度情報と宇
宙機の位置情報及び姿勢情報並び基準にして目標物のも
つ規則性を表わす運動方程式により解析的に得られた前
記２次元の角度情報に対応する情報とを用いて目標物の
初期状態を定量的に謹にし、この推定値を代入した運動
方程式に任意の時刻を代入することによって任意の時刻
対象物の位置を推定するようにしたことを特徴とするも
のである。
（作用）
上記目標物の位置推定方法は、画像センサを用いて目標
物を捕らえ、複数の観測時刻に画像センサ上の目標物の
の方位角及び仰角の２次元角度情報を算出し、同時に状
態検出手段によって自己の位置及び姿勢を検出し、かつ
移動体の加速度をスラスタ等の移動手段を作用させつつ
検出する。
物を捕らえ、複数の観測時刻に画像センサ上の目標物の
の方位角及び仰角の２次元角度情報を算出し、同時に状
態検出手段によって自己の位置及び姿勢を検出し、かつ
移動体の加速度をスラスタ等の移動手段を作用させつつ
検出する。
そして、各観測点で自己の位置及び姿勢を基準とする座
標系に上記２次元確度情報を置き換え、予め登録された
目標物の運動方程式に代入し、各観測時刻の運動方程式
によって方程式中の目標物の初期状態を定量的に求め、
この定量値を代入した運動方程式に任意の時刻を代入す
ることによって任意の時刻の目標物の位置を推定する。
標系に上記２次元確度情報を置き換え、予め登録された
目標物の運動方程式に代入し、各観測時刻の運動方程式
によって方程式中の目標物の初期状態を定量的に求め、
この定量値を代入した運動方程式に任意の時刻を代入す
ることによって任意の時刻の目標物の位置を推定する。
（実施例）
以下、第１図乃至第４図を参照してこの発明の一実施例
を説明する。
を説明する。
第１図では、第８図の場合と同様に画像センサ２１、デ
ータ処理装置２２．中央処理装置２３゜位置センサ２４
．姿勢センサ２５を宇宙機Ｃに搭載し、目標物Ｔの位置
を推定しようとすることを想定している。第１図と第８
図の相違点は、第８図には示されない移動手段２７、例
えばスラスタと加速度センサ２６が必要な点である。
ータ処理装置２２．中央処理装置２３゜位置センサ２４
．姿勢センサ２５を宇宙機Ｃに搭載し、目標物Ｔの位置
を推定しようとすることを想定している。第１図と第８
図の相違点は、第８図には示されない移動手段２７、例
えばスラスタと加速度センサ２６が必要な点である。
上記構成においてい、以下に本発明に係わる動作原理に
ついて説明する。
ついて説明する。
この実施例では目標物Ｔは、地球上を一定の円軌道で周
回するものとし、宇宙機Ｃは目標物Ｔが見える領域に誘
導されているものとする。このとき、位置推定を確実に
行うために、宇宙機Ｃの軌道を目標物Ｔの軌道に対して
楕円軌道とし、第２図に示すような相対軌道とする。こ
こで、宇宙機ＣがａまたはＣの範囲にあれば、宇宙機Ｃ
の軌道が目標物Ｔの軌道に平行でないので、目標物Ｔに
位置を推定できるが、ｂの範囲にあるときには両者の軌
道が略平行になるので、前述のように良好な位置推定が
できなくなる。そこで、ａの範囲で峙間をパラメータす
る目標物Ｔの運動方程式を求め、以下この運動方程式に
任意の時刻を代入することによって目標物Ｔの位置を推
定する。
回するものとし、宇宙機Ｃは目標物Ｔが見える領域に誘
導されているものとする。このとき、位置推定を確実に
行うために、宇宙機Ｃの軌道を目標物Ｔの軌道に対して
楕円軌道とし、第２図に示すような相対軌道とする。こ
こで、宇宙機ＣがａまたはＣの範囲にあれば、宇宙機Ｃ
の軌道が目標物Ｔの軌道に平行でないので、目標物Ｔに
位置を推定できるが、ｂの範囲にあるときには両者の軌
道が略平行になるので、前述のように良好な位置推定が
できなくなる。そこで、ａの範囲で峙間をパラメータす
る目標物Ｔの運動方程式を求め、以下この運動方程式に
任意の時刻を代入することによって目標物Ｔの位置を推
定する。
以下、第３図を参照して目標物Ｔの位置推定手段につい
て説明する。
て説明する。
まず、宇宙機Ｃと目標物Ｔが第３図に示すような位置関
係にあるとする。宇宙機Ｃは座標系Ｘ。。
係にあるとする。宇宙機Ｃは座標系Ｘ。。
ＹＣを位置センサ２４によって推定する。ここでは例と
して、Ｘ工、Ｔｏをそれぞれ地球中心と目標物Ｔ、宇宙
機Ｃを結ぶ方向に設定し、Ｙ□。
して、Ｘ工、Ｔｏをそれぞれ地球中心と目標物Ｔ、宇宙
機Ｃを結ぶ方向に設定し、Ｙ□。
Ｙｏをそれぞれ目標物Ｔ、宇宙機Ｃの進行方向でかつＸ
Ｔ 、Ｘｃと垂直に設定する。この座標系を設定したう
えで宇宙機Ｃから目標物Ｔへ仰角φ工を計測する。尚、
ＸＣ＋＞’Ｃは（ＸＴ ＋ Ｙｔ ）座標系で見た宇宙
機Ｃの座標、ＸＴ＋ＹＴは（Ｘｃ。
Ｔ 、Ｘｃと垂直に設定する。この座標系を設定したう
えで宇宙機Ｃから目標物Ｔへ仰角φ工を計測する。尚、
ＸＣ＋＞’Ｃは（ＸＴ ＋ Ｙｔ ）座標系で見た宇宙
機Ｃの座標、ＸＴ＋ＹＴは（Ｘｃ。
Ｙｃ）座標系で見た目標物Ｔの座標、φ。（−φ１＋δ
）は宇宙機Ｃ側の仰角、φＴは目標物Ｔ側の仰角、Ｒは
ＴとＣの相対距離、δはｆＴとＣの地球中心角、ωは地
球を中心とする目標物Ｔの周回レート（角速度：ｒａｄ
／秒）である。
）は宇宙機Ｃ側の仰角、φＴは目標物Ｔ側の仰角、Ｒは
ＴとＣの相対距離、δはｆＴとＣの地球中心角、ωは地
球を中心とする目標物Ｔの周回レート（角速度：ｒａｄ
／秒）である。
目標物Ｔは画像センサ２１によって方位角と仰角として
その存在が認識される。尚、説明を簡単にするため、第
３図では方位角を省略している。
その存在が認識される。尚、説明を簡単にするため、第
３図では方位角を省略している。
さて、画像センサ２１の出力データから求めた仰角は宇
宙機Ｃの本体を基準に計測したものであるから、このと
き宇宙機Ｃが座標銘Ｘｃ、Ｙｃに対してどのような姿勢
であったかを知る必要がある。これは姿勢センサ２５に
よって計測する。この過程を経ることにより、画像セン
サ２１上の仰角は宇宙機Ｃの座標系の仰角φＴに変換さ
れる。
宙機Ｃの本体を基準に計測したものであるから、このと
き宇宙機Ｃが座標銘Ｘｃ、Ｙｃに対してどのような姿勢
であったかを知る必要がある。これは姿勢センサ２５に
よって計測する。この過程を経ることにより、画像セン
サ２１上の仰角は宇宙機Ｃの座標系の仰角φＴに変換さ
れる。
図示しないが方位角についても同様である。
以上のことから、宇宙機Ｃを中心とする目標物Ｔの位置
は、運動方程式により次のように表わす１ ことができる。
は、運動方程式により次のように表わす１ ことができる。
Ｘ、−Φ （ｔ、、 ω）ＸＴＯ−・−（１）ここで
、 ＸＴ ＝ （ＸＴ Ｉ ＹＴ Ｉ ＸＴ Ｉ
ＹＴ ）ＸＴｏ （ｘＴＯ＋ ｙＴＯ＋ ；’
ＴＯ＋ Ｙ Ｔｏ）であり、灸、夛はそれぞれｘ、
ｙの時間微分（速度）を表わす。Ｘ、Ｏは目標物Ｔの位
置、速度の初期値であり、Φ（１，ω）は４行４列の行
列で、ｔはＸＴＯから経過時間を表わし、ωは地球を中
心とする宇宙機Ｃの周回レート（各速度：ｒａｄ／秒）
である。すなわち、（１）式は次式のようにあられすこ
とができる。
、 ＸＴ ＝ （ＸＴ Ｉ ＹＴ Ｉ ＸＴ Ｉ
ＹＴ ）ＸＴｏ （ｘＴＯ＋ ｙＴＯ＋ ；’
ＴＯ＋ Ｙ Ｔｏ）であり、灸、夛はそれぞれｘ、
ｙの時間微分（速度）を表わす。Ｘ、Ｏは目標物Ｔの位
置、速度の初期値であり、Φ（１，ω）は４行４列の行
列で、ｔはＸＴＯから経過時間を表わし、ωは地球を中
心とする宇宙機Ｃの周回レート（各速度：ｒａｄ／秒）
である。すなわち、（１）式は次式のようにあられすこ
とができる。
２
この運動方程式の未知数である目標物Ｔの初期状態を求
めれば、所望の時刻を代入するこによって任意の時刻の
目標物Ｔの位置を推定することができる。この推定は以
下に説明する位置推定用アルゴリズムによって求めるこ
とができる。
めれば、所望の時刻を代入するこによって任意の時刻の
目標物Ｔの位置を推定することができる。この推定は以
下に説明する位置推定用アルゴリズムによって求めるこ
とができる。
まず、もし推定初期値ＸＴｏが真の初期値Ｘ１０＊であ
ったとすると、 φ７ −ａｒｃｔａｎ （ＸＴ ／Ｙｔ ）となり
、これは観測値と一致するはずである。尚、＊ ６ ＸＴ −ＸＴ （ＸＴＯ、ｔ、 ω）ｙＴ ＝ｙ７
（ＸＴｏ 、ｔ、ω） である。しかし、位置推定中はＸＴ は得られないので
、これを父Ｔ。＊として推定する。
ったとすると、 φ７ −ａｒｃｔａｎ （ＸＴ ／Ｙｔ ）となり
、これは観測値と一致するはずである。尚、＊ ６ ＸＴ −ＸＴ （ＸＴＯ、ｔ、 ω）ｙＴ ＝ｙ７
（ＸＴｏ 、ｔ、ω） である。しかし、位置推定中はＸＴ は得られないので
、これを父Ｔ。＊として推定する。
Ｎ
φＴ−ａｒｃｔａｎ （ＸＴ／ＹＴ）は画像センサ２
１を用いずに中央処理装置２３によって計算する。すな
わち、（１）式を用い、ハ ＸＴ−Φ （ｉ ＋ ’ｃ’） ＸＴＯを計算して
ｘＴの要素ＸＴＩＹＴを取り出す。
１を用いずに中央処理装置２３によって計算する。すな
わち、（１）式を用い、ハ ＸＴ−Φ （ｉ ＋ ’ｃ’） ＸＴＯを計算して
ｘＴの要素ＸＴＩＹＴを取り出す。
次に、
＊ ＾
δφ−φ７−φＴ ・・・・・・（２）３
を計算する。
δφは観測値と推定値との差である。
ここで、
δＸ ”’ Ｘ ７ｏ＊Ｘ ｔ。
とすると、
（２）式は次のように近似きる。
したがって、別々の時刻ｔ１
ｔ２゜
ｔ３＋
４
でφ！
φ２゜
φ３゜
φ４
を観ｆｌｌｌすることにより、
次式を求めることができる。
」−式は次式の様に表現できる。
δφ−Ｐ（ＸＯｔｌ ＋ ｔ２ ＋ ｔ３ ＋
ｔ４ ）δＸ・・・・・・（５） （５）式の未知のパラメータはδＸであるので、δφ＝
Ｐ−’ （Ｘｏ ｔｌｌ ｔ２１ ”３１ ｔ４
）δＸ・・・・・・ （６） とする。先に述べた宇宙機Ｃの運動はｐ−１が計算し得
る運動である必要がある。
ｔ４ ）δＸ・・・・・・（５） （５）式の未知のパラメータはδＸであるので、δφ＝
Ｐ−’ （Ｘｏ ｔｌｌ ｔ２１ ”３１ ｔ４
）δＸ・・・・・・ （６） とする。先に述べた宇宙機Ｃの運動はｐ−１が計算し得
る運動である必要がある。
そこで、ｐ−１が存在するためのの宇宙機Ｃの移動手段
としての加速度の制御について以下に述べる。
としての加速度の制御について以下に述べる。
第４図に示す様に、画像センサで得られる仰角方向の情
報（方位角についても同様で図４では省略）は、目標物
が位置推定前予測軌道上の位置１′にあろうと真の軌道
上位置１にあろうと同じ仰角を与える。これはアルゴリ
ズム上、（６）式のベクトルδφに対し、いくっでもベ
クトルδＸをとり得ることとなり、ｐ−１が存在しない
ことを意味する。しかし、宇宙機Ｃによる加速度の発生
が第４図の３の地点で行われるとすると、位置推定前予
測軌道上の３′の地点て同し大きさの加速度の発５ 生を行ったのとは違った角度αが、ある時間経過後に実
測した測角情報と目標物Ｔの位置推定前予測軌道を用い
た解析的な測角情報の差として現われる。この現象に着
目して、第５図の様な実施例でｐ−１の存在を獲得する
ことかできる。第５図でＭ１〜Ｍ４は宇宙機Ｃが測角情
報を取得することを意味し、ｔｈｎ〜ｔ１，４は測角情
報を得るタイミングである。この図の特徴は、ｔｈｕと
ｔ、、＋２の間の時刻ｔｐｏで移動手段（例ニスラスタ
）による加速度を発生開始し、時刻ｔｅｌで加速度を発
生終了させていることである。
報（方位角についても同様で図４では省略）は、目標物
が位置推定前予測軌道上の位置１′にあろうと真の軌道
上位置１にあろうと同じ仰角を与える。これはアルゴリ
ズム上、（６）式のベクトルδφに対し、いくっでもベ
クトルδＸをとり得ることとなり、ｐ−１が存在しない
ことを意味する。しかし、宇宙機Ｃによる加速度の発生
が第４図の３の地点で行われるとすると、位置推定前予
測軌道上の３′の地点て同し大きさの加速度の発５ 生を行ったのとは違った角度αが、ある時間経過後に実
測した測角情報と目標物Ｔの位置推定前予測軌道を用い
た解析的な測角情報の差として現われる。この現象に着
目して、第５図の様な実施例でｐ−１の存在を獲得する
ことかできる。第５図でＭ１〜Ｍ４は宇宙機Ｃが測角情
報を取得することを意味し、ｔｈｎ〜ｔ１，４は測角情
報を得るタイミングである。この図の特徴は、ｔｈｕと
ｔ、、＋２の間の時刻ｔｐｏで移動手段（例ニスラスタ
）による加速度を発生開始し、時刻ｔｅｌで加速度を発
生終了させていることである。
第５図でｔｌ、１〜ｔＬＩ４＋ ｔＰｏｔ ｔＰＩ
を例えば第６図の様に、実際の軌道上ので実現すると前
記ｐ−１を得ることができる。即ち、第４図の測角情報
から目標物Ｔの位置を推定することができる。第６図で
時刻ｔ。で目標物Ｔは宇宙機Ｃの重心位置を原点とする
軌道座標系上の地点Ｇ１にあり、時刻を田で宇宙機Ｃは
、目標物Ｔの測角情報を得る。
を例えば第６図の様に、実際の軌道上ので実現すると前
記ｐ−１を得ることができる。即ち、第４図の測角情報
から目標物Ｔの位置を推定することができる。第６図で
時刻ｔ。で目標物Ｔは宇宙機Ｃの重心位置を原点とする
軌道座標系上の地点Ｇ１にあり、時刻を田で宇宙機Ｃは
、目標物Ｔの測角情報を得る。
また地点Ｇ２を目標物Ｔが通過すると予測される時刻ｔ
ＦＯ＋ ｔＦｌの間で宇宙機Ｃは加速度を発生さ６ せる。更に時刻ｔｋ１２＋ １Ｍ３＋ ｊ ＆＋４
で測角情報を得て、（１）式から（６）式に至る処理を
行えばＧ１での目標物Ｔの初期状態を求めるためのｐ−
１を得ることができる。以上の過程を６２以降もくりか
えせば、目標物Ｔと宇宙機Ｃとの相対距離が短くなるに
つれ目標物Ｔの位置を推定する精度を高くすることがで
きる。結局、目標Ｔの真の位置の値はＸＴｏ は、 Ｘ、ｏ＊ｍＸ、。＋δＸ となる。実際は、ＸＴｏ を求めるのに一回の計算で終
了するとは限らないので、 （但しＮ−１，２，３，・・・） ・・・・・・（７
）として、δφの絶対値１δφ１が十分小さくなるまで
（６）式の引算を繰返して行い、その結果ノ（ＸＴＯ）
Ｎ＋ｌがＸＴｏ に等しいとして解とする。
ＦＯ＋ ｔＦｌの間で宇宙機Ｃは加速度を発生さ６ せる。更に時刻ｔｋ１２＋ １Ｍ３＋ ｊ ＆＋４
で測角情報を得て、（１）式から（６）式に至る処理を
行えばＧ１での目標物Ｔの初期状態を求めるためのｐ−
１を得ることができる。以上の過程を６２以降もくりか
えせば、目標物Ｔと宇宙機Ｃとの相対距離が短くなるに
つれ目標物Ｔの位置を推定する精度を高くすることがで
きる。結局、目標Ｔの真の位置の値はＸＴｏ は、 Ｘ、ｏ＊ｍＸ、。＋δＸ となる。実際は、ＸＴｏ を求めるのに一回の計算で終
了するとは限らないので、 （但しＮ−１，２，３，・・・） ・・・・・・（７
）として、δφの絶対値１δφ１が十分小さくなるまで
（６）式の引算を繰返して行い、その結果ノ（ＸＴＯ）
Ｎ＋ｌがＸＴｏ に等しいとして解とする。
上記位置推定用アルゴリズムを整理すると、のように表
現される。
現される。
以下
７
［ε。
ｍ ｒ ｘ
設定］
↓
［ｔ。
１２．１３．１４
設定コ
↓
［推定値者。Ｉ（Ｎ−１）
言≦と）ｊニコ
■
［φ、Ｎ＝φ（ＸＴｏ Ｎ、 ｔ ＋ ）工
計算コ
ｊ ≦１〜４ ： アルゴリズム
８
上記位置推定用アルゴリズムは中央処理装置２３に格納
される。以下、第１０図を参照して、第４図に示した装
置の動作を説明する。
される。以下、第１０図を参照して、第４図に示した装
置の動作を説明する。
まず、コマンド指令によって位置推定用アルゴリズムに
目標物Ｔの運動方程式（（１）式）を登録する（ステッ
プａ）。次に観測時刻その回数Ｎ及び加速度発生タイミ
ングを設定する（ステップｂ）。
目標物Ｔの運動方程式（（１）式）を登録する（ステッ
プａ）。次に観測時刻その回数Ｎ及び加速度発生タイミ
ングを設定する（ステップｂ）。
宇宙機Ｃが目標物Ｔの可視領域に到達し、観測時刻にな
ったとき、画像センサ２１の出力データから目標物Ｔの
２次元角度情報（方位角および仰角）を求め、同時に宇
宙機Ｃの位置及び姿勢を観測する（ステップＣ）。観測
した位置及び姿勢から宇宙機Ｃの座標系を作成し、この
座標系に目標物Ｔの２次元角度情報を変換する。（ステ
ップｄ）。さらに変換した２次元角度情報に対応する目
標物Ｔの運動方程式から回折的に得られる２次元角度情
報を求め実測値との差をとる（ステップｅ）。
ったとき、画像センサ２１の出力データから目標物Ｔの
２次元角度情報（方位角および仰角）を求め、同時に宇
宙機Ｃの位置及び姿勢を観測する（ステップＣ）。観測
した位置及び姿勢から宇宙機Ｃの座標系を作成し、この
座標系に目標物Ｔの２次元角度情報を変換する。（ステ
ップｄ）。さらに変換した２次元角度情報に対応する目
標物Ｔの運動方程式から回折的に得られる２次元角度情
報を求め実測値との差をとる（ステップｅ）。
観測回数がＮ回に満たない期間で、前記の設定された加
速度発生タイミングに至ったかかごうか判１つ 断しくステップｆ）、そのタイミングで、宇宙機Ｃは加
速度を発生し、かつこれを検出する（ステップｇ）。
速度発生タイミングに至ったかかごうか判１つ 断しくステップｆ）、そのタイミングで、宇宙機Ｃは加
速度を発生し、かつこれを検出する（ステップｇ）。
上記ステップｃ −ｅをＮ回繰り返した後（ステップｈ
）、Ｎ個の観測結果を位置推定用アルゴリズムにかけて
時刻ｔ。での目標物Ｔの状態を推定する（ステップｉ）
。そして、目標物Ｔの回折的運動方程式を用いて所望の
時刻での目標物Ｔの位置を計算する（ステップｊ）。
）、Ｎ個の観測結果を位置推定用アルゴリズムにかけて
時刻ｔ。での目標物Ｔの状態を推定する（ステップｉ）
。そして、目標物Ｔの回折的運動方程式を用いて所望の
時刻での目標物Ｔの位置を計算する（ステップｊ）。
したがって、上記構成による地推定装置を用いれば、画
像センサにような特に測距機能のない機器を用いても、
所望の時刻の目標の位置を推定することができる。さら
に観測を継続してパラメータの算出値を更新すれば、目
標物Ｔに近づくにつれて高精度の位置推定を行うことが
できる。宇宙機Ｃには単に画像センサ２１を外側に取り
付けるだけなので、外部機器の搭載をほとんど制約しな
い。また、画像センサ２１を使用するだけなので極めて
消費電力が少なく、これによって被搭載宇宙機Ｃの小形
軽量化に供することができる。
像センサにような特に測距機能のない機器を用いても、
所望の時刻の目標の位置を推定することができる。さら
に観測を継続してパラメータの算出値を更新すれば、目
標物Ｔに近づくにつれて高精度の位置推定を行うことが
できる。宇宙機Ｃには単に画像センサ２１を外側に取り
付けるだけなので、外部機器の搭載をほとんど制約しな
い。また、画像センサ２１を使用するだけなので極めて
消費電力が少なく、これによって被搭載宇宙機Ｃの小形
軽量化に供することができる。
０
尚、この発明は上記実施例に限定されるものではなく、
例えば電波を発して障害物を避ける自走ロボットや、自
動車の斜線変更時の警告装置（自動車の斜め後方の自動
車が方向指示を行ったときにどこにいるかを推定して、
危険な位置にあれブサーを発して運転者に警告する）等
に利用ますることができる。その他、この発明を逸脱し
ない範囲で種々変更しても同様に実施可能であることは
いうまでもない。
例えば電波を発して障害物を避ける自走ロボットや、自
動車の斜線変更時の警告装置（自動車の斜め後方の自動
車が方向指示を行ったときにどこにいるかを推定して、
危険な位置にあれブサーを発して運転者に警告する）等
に利用ますることができる。その他、この発明を逸脱し
ない範囲で種々変更しても同様に実施可能であることは
いうまでもない。
［発明の効果］
以上述べたようにこの発明によれば、画像センサのよう
な測距機能がない機器を用いても移動手段の作用により
得られる移動体の画像センサ加速度を検出することによ
り目標物に位置を推定することができ、これによって外
部機器の搭載を制約せずかつ極めて消費電力が少なく、
被搭載移動体の小形軽量化に供し得る目標物の位置推定
方法を提供することができる。
な測距機能がない機器を用いても移動手段の作用により
得られる移動体の画像センサ加速度を検出することによ
り目標物に位置を推定することができ、これによって外
部機器の搭載を制約せずかつ極めて消費電力が少なく、
被搭載移動体の小形軽量化に供し得る目標物の位置推定
方法を提供することができる。
第１図は、この発明に係る目標物の位置推定方法の一実
施例を示すブロック構成図、第２図は、同実施例の宇宙
機のとる軌道を示す図、第３図は同実施例の宇宙機と目
標物との位置関係を示す図、第４図は同実施例の原理を
説明するための図、第５図は画像センサを用いた対象物
の位置推定を可能にする測定情報の取得と速度発生のタ
イミングの一実施例を示す図、第６図は、第５図で示し
たタイミングを目標物（Ｔ）の実現可能な一軌道にあて
はめた図、第７図は、同実施例の動作を説明するための
フロー図である。 第８図は、従来の目標物の位置推定方法を示すブロック
構成図、第９図は、第８図のものにおいて画像センサで
目標物を捕えた状態を示す図で、第１０図は、従来の目
標物の位置推定方法の推定原理を説明するための図であ
る。 Ｃ・・・・・・宇宙機、Ｔ・・・・・・目標物。 ２１・・・・・・画像センサ、２２・・・・・・データ
処理装置２３・・・・・・中央処理装置、２４・・・・
・・位置センサ２５・・・・・・姿勢センサ、２６・・
・・・・加速度センサ２７・・・・・・移動手段 ａ ン＼
施例を示すブロック構成図、第２図は、同実施例の宇宙
機のとる軌道を示す図、第３図は同実施例の宇宙機と目
標物との位置関係を示す図、第４図は同実施例の原理を
説明するための図、第５図は画像センサを用いた対象物
の位置推定を可能にする測定情報の取得と速度発生のタ
イミングの一実施例を示す図、第６図は、第５図で示し
たタイミングを目標物（Ｔ）の実現可能な一軌道にあて
はめた図、第７図は、同実施例の動作を説明するための
フロー図である。 第８図は、従来の目標物の位置推定方法を示すブロック
構成図、第９図は、第８図のものにおいて画像センサで
目標物を捕えた状態を示す図で、第１０図は、従来の目
標物の位置推定方法の推定原理を説明するための図であ
る。 Ｃ・・・・・・宇宙機、Ｔ・・・・・・目標物。 ２１・・・・・・画像センサ、２２・・・・・・データ
処理装置２３・・・・・・中央処理装置、２４・・・・
・・位置センサ２５・・・・・・姿勢センサ、２６・・
・・・・加速度センサ２７・・・・・・移動手段 ａ ン＼
Claims (1)
- 移動体に搭載され、規則性をもって運動する目標物の位
置を推定する目標物の位置推定方法において、前記移動
体の移動を行うための移動手段により前記移動体の位置
情報及び姿勢情報並びに前記移動により得られる加速度
情報を移動体の状態検出手段により検出し、前記移動体
のの加速度を前記移動手段を作用させつつ複数回の観測
時刻で、それぞれ前記目標物を画像として捕える画像セ
ンサの出力データからセンサ上に捕えられた目標物の方
位及び迎角の２次元の角度情報と宇宙機の位置情報及び
姿勢情報並びに移動手段により得られた移動体の加速度
情報とを基準にして目標物のもつ規則性を表わす運動方
程式により解析的に得られた前記２次元の角度情報に対
応する情報とを用いて目標物の初期状態を定量的に推定
し、この推定値を代入した運動方程式に任意の時刻を代
入することによって、任意の時刻の目標物の位置を推定
するようにしたことを特徴とする目標物の位置推定方法
。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1180299A JP2736122B2 (ja) | 1989-07-14 | 1989-07-14 | 目標物の位置推定装置 |
| US07/552,070 US5130934A (en) | 1989-07-14 | 1990-07-13 | Method and apparatus for estimating a position of a target |
| CA002021182A CA2021182C (en) | 1989-07-14 | 1990-07-13 | Method and apparatus for estimating a position of a target |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1180299A JP2736122B2 (ja) | 1989-07-14 | 1989-07-14 | 目標物の位置推定装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0346511A true JPH0346511A (ja) | 1991-02-27 |
| JP2736122B2 JP2736122B2 (ja) | 1998-04-02 |
Family
ID=16080780
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1180299A Expired - Lifetime JP2736122B2 (ja) | 1989-07-14 | 1989-07-14 | 目標物の位置推定装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5130934A (ja) |
| JP (1) | JP2736122B2 (ja) |
| CA (1) | CA2021182C (ja) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2688613B1 (fr) * | 1992-03-16 | 1997-01-17 | Aerospatiale | Procede et dispositif pour la determination de la position et de la trajectoire relatives de deux vehicules spatiaux. |
| EP0660131A1 (en) * | 1993-12-23 | 1995-06-28 | Karl Osen | Camera guidance system |
| US6597145B1 (en) * | 1996-07-05 | 2003-07-22 | Bose Corporation | Motion controlling |
| US6899539B1 (en) | 2000-02-17 | 2005-05-31 | Exponent, Inc. | Infantry wearable information and weapon system |
| AU2001268965A1 (en) * | 2000-04-11 | 2001-10-23 | Roke Manor Research Limited. | Self-calibration of an array of imaging sensors |
| US6826479B2 (en) * | 2002-06-03 | 2004-11-30 | Visteon Global Technologies, Inc. | Method and apparatus for target vehicle identification in automatic cruise control and collision avoidance systems |
| US7228230B2 (en) * | 2004-11-12 | 2007-06-05 | Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha | System for autonomous vehicle navigation with carrier phase DGPS and laser-scanner augmentation |
| JP4165539B2 (ja) * | 2005-07-14 | 2008-10-15 | セイコーエプソン株式会社 | 端末装置、端末装置の制御方法、端末装置の制御プログラム |
| JP4365402B2 (ja) * | 2006-12-20 | 2009-11-18 | 本田技研工業株式会社 | 移動体の移動角度検出装置 |
| CN110488311B (zh) * | 2019-08-05 | 2021-08-13 | Oppo广东移动通信有限公司 | 深度距离测量方法、装置、存储介质及电子设备 |
| CN112697129B (zh) * | 2020-12-15 | 2023-05-05 | 电子科技大学 | 一种利用一维测角确定天线线阵二维姿态的快速方法 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4320287A (en) * | 1980-01-25 | 1982-03-16 | Lockheed Electronics Co., Inc. | Target vehicle tracking apparatus |
| US4626995A (en) * | 1984-03-26 | 1986-12-02 | Ndc Technologies, Inc. | Apparatus and method for optical guidance system for automatic guided vehicle |
| US4794235A (en) * | 1986-05-19 | 1988-12-27 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Non-linear prediction for gun fire control systems |
| US4942538A (en) * | 1988-01-05 | 1990-07-17 | Spar Aerospace Limited | Telerobotic tracker |
| US4959800A (en) * | 1988-05-20 | 1990-09-25 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for determining the position and velocity of a target in inertial space |
-
1989
- 1989-07-14 JP JP1180299A patent/JP2736122B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1990
- 1990-07-13 US US07/552,070 patent/US5130934A/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-07-13 CA CA002021182A patent/CA2021182C/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2021182C (en) | 1994-05-03 |
| US5130934A (en) | 1992-07-14 |
| JP2736122B2 (ja) | 1998-04-02 |
| CA2021182A1 (en) | 1991-01-15 |
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Legal Events
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