JPH0455248B2 - - Google Patents
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- JPH0455248B2 JPH0455248B2 JP61277879A JP27787986A JPH0455248B2 JP H0455248 B2 JPH0455248 B2 JP H0455248B2 JP 61277879 A JP61277879 A JP 61277879A JP 27787986 A JP27787986 A JP 27787986A JP H0455248 B2 JPH0455248 B2 JP H0455248B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- signal
- ctm
- azimuth
- calculation unit
- gyro
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
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- Gyroscopes (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明はジヤイロ、加速度計及び磁気方位セン
サーを用いた航空機、自動車等の航行体の姿勢検
出装置に関する。
サーを用いた航空機、自動車等の航行体の姿勢検
出装置に関する。
従来、航空機には、周知の如く、方位を指示す
るDG（デイレクシヨナルジヤイロ）と、磁気コ
ンパス（或はフラツクスバルブコンパス）と姿勢
角を指示するVG（水平儀）と、垂直軸まわりの
旋回角速度及びバンク角を指示する旋回計とが搭
載され、パイロツトの感覚を補い、如何なる条件
下においても、安全な飛行が可能となるようにな
されている。
るDG（デイレクシヨナルジヤイロ）と、磁気コ
ンパス（或はフラツクスバルブコンパス）と姿勢
角を指示するVG（水平儀）と、垂直軸まわりの
旋回角速度及びバンク角を指示する旋回計とが搭
載され、パイロツトの感覚を補い、如何なる条件
下においても、安全な飛行が可能となるようにな
されている。
次に、上記従来の装置を、第３乃至第６図を参
照して説明する。
照して説明する。
第３図は現在航空機で使用されているデイレク
シヨナルジヤイロの一例の斜視図である。図示の
如く、このジヤイロでは、スピン軸１００，１０
０ａが略々水平で高速回転しているジヤイロロー
タ１０１がそのスピン軸１００，１００ａでジヤ
イロケースである水平環１０２によつて、回転自
在に支持されている。水平環１０２は、スピン軸
１００，１００ａと直角な位置に、水平軸１０
３，１０３ａを有し、これ等水平軸１０３，１０
３ａが、垂直環１０４の対応する位置に固設され
た水平軸軸受１０５，１０５ａ（１０５ａは図示
せず）に回動的に嵌合している。垂直環１０４
は、上記水平軸軸受１０５，１０５ａと直交する
位置に、上下に突出する垂直軸１０６，１０６ａ
を有し、これ等垂直軸１０６，１０６ａが、航空
機に固定される基台１０７Ｂの対応する位置に固
設された垂直軸軸受１０７，１０７ａ（１０７ａ
は図示せず）に回動的に嵌合する。上部の垂直軸
１０６ａには、起立トルカ１０８と、コンパスカ
ード１０９とが取付けられる。下側の垂直軸１０
６には、受信シンクロ１１０及び発信シンクロ１
１１が取付けられる。
シヨナルジヤイロの一例の斜視図である。図示の
如く、このジヤイロでは、スピン軸１００，１０
０ａが略々水平で高速回転しているジヤイロロー
タ１０１がそのスピン軸１００，１００ａでジヤ
イロケースである水平環１０２によつて、回転自
在に支持されている。水平環１０２は、スピン軸
１００，１００ａと直角な位置に、水平軸１０
３，１０３ａを有し、これ等水平軸１０３，１０
３ａが、垂直環１０４の対応する位置に固設され
た水平軸軸受１０５，１０５ａ（１０５ａは図示
せず）に回動的に嵌合している。垂直環１０４
は、上記水平軸軸受１０５，１０５ａと直交する
位置に、上下に突出する垂直軸１０６，１０６ａ
を有し、これ等垂直軸１０６，１０６ａが、航空
機に固定される基台１０７Ｂの対応する位置に固
設された垂直軸軸受１０７，１０７ａ（１０７ａ
は図示せず）に回動的に嵌合する。上部の垂直軸
１０６ａには、起立トルカ１０８と、コンパスカ
ード１０９とが取付けられる。下側の垂直軸１０
６には、受信シンクロ１１０及び発信シンクロ１
１１が取付けられる。
水平環１０２には、スピン軸１００，１００ａ
の水平面に対いする傾斜を検出する電解液レベル
１１２が取付けられる。電解液レベル１１２の出
力は、増幅器１１３を介して起立トルカ１０８に
フイードバツクされ、上記ジヤイロロータ１０１
のスピン軸１００，１００ａを常に水平に保持す
る。このループを起立ループと称している。航空
機の機体の方位角を磁気的に検出するフラツクバ
ルブ１１４の磁気方位出力は、受信シンクス１１
０に送られ、ここで、磁気方位出力と、スピン軸
１００，１００ａの方位、即ちジヤイロ方位との
偏差信号を作り、この偏差信号を増幅器１１４Ａ
を介して、水平軸１０３ａに設けたスレーブトル
カ１１５にフイードバツクし、ジヤイロ方位を磁
気方位に一致させる。このループを方位拘束ルー
プと称する。機体の激しい運動下においては、ジ
ヤイロ方位を出力し、ジヤイロドリフトによる方
位角の誤差は、フラツクバルブ１１４からの磁気
方位に拘束させ、精度を保持する。機体方位は、
垂直軸１０６ａに取付けたコンパスカード１０９
によつて読みとる。
の水平面に対いする傾斜を検出する電解液レベル
１１２が取付けられる。電解液レベル１１２の出
力は、増幅器１１３を介して起立トルカ１０８に
フイードバツクされ、上記ジヤイロロータ１０１
のスピン軸１００，１００ａを常に水平に保持す
る。このループを起立ループと称している。航空
機の機体の方位角を磁気的に検出するフラツクバ
ルブ１１４の磁気方位出力は、受信シンクス１１
０に送られ、ここで、磁気方位出力と、スピン軸
１００，１００ａの方位、即ちジヤイロ方位との
偏差信号を作り、この偏差信号を増幅器１１４Ａ
を介して、水平軸１０３ａに設けたスレーブトル
カ１１５にフイードバツクし、ジヤイロ方位を磁
気方位に一致させる。このループを方位拘束ルー
プと称する。機体の激しい運動下においては、ジ
ヤイロ方位を出力し、ジヤイロドリフトによる方
位角の誤差は、フラツクバルブ１１４からの磁気
方位に拘束させ、精度を保持する。機体方位は、
垂直軸１０６ａに取付けたコンパスカード１０９
によつて読みとる。
第４図は、現在使用されている航空機の機体の
傾斜角（ロール角、ピツチ角）を検出する水平儀
の一例である。この例では、内部ジンバル１３２
は、その内部に、スピン軸１３１を略々垂直に保
持して高速で回転するジヤイロロータ１３０を内
蔵する。内部ジンバル１３２は、スピン軸１３１
と直交する水平の位置にピツチ軸１３３，１３３
ａを有し、これ等ピツチ軸１３３，１３３ａが外
部ジンバル１３５の対応位置に固設したピツチ軸
軸受１３４，１３４ａ（ピツチ軸１３４は見えな
い）に回動的に嵌合する。外部ジンバル１３５
は、上記ピツチ軸１３４，１３４ａと直交する位
置に、ロール軸１３６，１３６ａを有し、これ等
ロール軸１３６，１３６ａが、機体の首尾線方向
に取付けたロール基台１３８，１３８ａに設けた
ロール軸軸受１３７，１３７ａに回動的に嵌合す
る。内部ジンバル１３２は、スピン軸１３１のロ
ール軸１３６，１３６ａまわりの水平面に対する
傾斜を検出するロール電解液レベル１３９及びピ
ツチ軸１３３，１３３ａまわりの傾斜を検出する
ピツチ電解液レベル１４２を有する。
傾斜角（ロール角、ピツチ角）を検出する水平儀
の一例である。この例では、内部ジンバル１３２
は、その内部に、スピン軸１３１を略々垂直に保
持して高速で回転するジヤイロロータ１３０を内
蔵する。内部ジンバル１３２は、スピン軸１３１
と直交する水平の位置にピツチ軸１３３，１３３
ａを有し、これ等ピツチ軸１３３，１３３ａが外
部ジンバル１３５の対応位置に固設したピツチ軸
軸受１３４，１３４ａ（ピツチ軸１３４は見えな
い）に回動的に嵌合する。外部ジンバル１３５
は、上記ピツチ軸１３４，１３４ａと直交する位
置に、ロール軸１３６，１３６ａを有し、これ等
ロール軸１３６，１３６ａが、機体の首尾線方向
に取付けたロール基台１３８，１３８ａに設けた
ロール軸軸受１３７，１３７ａに回動的に嵌合す
る。内部ジンバル１３２は、スピン軸１３１のロ
ール軸１３６，１３６ａまわりの水平面に対する
傾斜を検出するロール電解液レベル１３９及びピ
ツチ軸１３３，１３３ａまわりの傾斜を検出する
ピツチ電解液レベル１４２を有する。
ロール電解液レベル１３９の出力は、ロール増
幅器１４０を介してピツチ軸１３３に取付けたロ
ールトルカ１４１に、上記ロール電解液レベル１
３９の出力がゼロとなるようにフイードバツクす
る。このループは、ロール起立系と称される。一
方、ピツチ電解液レベル１４２の出力は、ピツチ
増幅器１４３を介してロール軸１３６に取付けた
ピツチトルカ１４４にフイードバツクされ、スピ
ン軸１３１のピツチ軸１３３，１３３ａまわりの
傾斜をゼロに保持する。このループは、ピツチ起
立系と称される。機体のロール角は、ロール軸１
３６ａに取付けたロール角発信器１４５より、
又、ピツチ角は、ピツチ軸１３３ａに取付けたピ
ツチ角発信器１４６よりそれぞれ出力される。
幅器１４０を介してピツチ軸１３３に取付けたロ
ールトルカ１４１に、上記ロール電解液レベル１
３９の出力がゼロとなるようにフイードバツクす
る。このループは、ロール起立系と称される。一
方、ピツチ電解液レベル１４２の出力は、ピツチ
増幅器１４３を介してロール軸１３６に取付けた
ピツチトルカ１４４にフイードバツクされ、スピ
ン軸１３１のピツチ軸１３３，１３３ａまわりの
傾斜をゼロに保持する。このループは、ピツチ起
立系と称される。機体のロール角は、ロール軸１
３６ａに取付けたロール角発信器１４５より、
又、ピツチ角は、ピツチ軸１３３ａに取付けたピ
ツチ角発信器１４６よりそれぞれ出力される。
第５図は、現在航空機で使用されている旋回計
の表示部を示す。基線１５１及び指針１５２によ
つて、第６図に示すジヤイロによつて、機体の旋
回角速度を表示する。表示部の下半分はバンク角
表示部１５４で、曲率を有する円環内に封入した
ボール１５５の位置により、バンク角を出力表示
する。
の表示部を示す。基線１５１及び指針１５２によ
つて、第６図に示すジヤイロによつて、機体の旋
回角速度を表示する。表示部の下半分はバンク角
表示部１５４で、曲率を有する円環内に封入した
ボール１５５の位置により、バンク角を出力表示
する。
第６図は、上記旋回計の旋回角速度を検出する
レートジヤイロの部分を示す。ジヤイロロータ１
７０を内蔵するジヤイロケース１７１が、ジヤイ
ロロータ１７０のスピン軸１７２の軸線XX′と直
交する位置に、出力軸１７３，１７３ａを有し、
これ等出力軸１７３，１７３ａが、機体に固定さ
れる基台１７４に固設した出力軸軸受１７５，１
７５ａに回動的に嵌合する。ジヤイロケース１７
１と基台１７４との間には、復元バネ１７６、ダ
ンピングポツト１７７が設けられている。
レートジヤイロの部分を示す。ジヤイロロータ１
７０を内蔵するジヤイロケース１７１が、ジヤイ
ロロータ１７０のスピン軸１７２の軸線XX′と直
交する位置に、出力軸１７３，１７３ａを有し、
これ等出力軸１７３，１７３ａが、機体に固定さ
れる基台１７４に固設した出力軸軸受１７５，１
７５ａに回動的に嵌合する。ジヤイロケース１７
１と基台１７４との間には、復元バネ１７６、ダ
ンピングポツト１７７が設けられている。
出力軸軸線YY′及びスピン軸１７２の軸線
XX′の双方に直交する入力軸ZZ′まわりに旋回角
度Ωが印加されると、ジヤイロ作用により、旋回
角速度Ωに比例したトルクが。出力軸軸線YY′ま
わりに発生する。このトルクは、ジヤイロケース
１７１以内を、出力軸軸線YY′まわりに回転さ
せ、その変角に応じて復元バネ１７６によるトル
クが発生し、釣り合い状態を作る。即ち、入力角
速度Ωが出力軸軸線YY′まわりの回転角に変換さ
れたことになり、この変角を出力軸１７３ａに取
付けた指針１７８（これは第５図の指針１５２に
対応する）により表示出力する。
XX′の双方に直交する入力軸ZZ′まわりに旋回角
度Ωが印加されると、ジヤイロ作用により、旋回
角速度Ωに比例したトルクが。出力軸軸線YY′ま
わりに発生する。このトルクは、ジヤイロケース
１７１以内を、出力軸軸線YY′まわりに回転さ
せ、その変角に応じて復元バネ１７６によるトル
クが発生し、釣り合い状態を作る。即ち、入力角
速度Ωが出力軸軸線YY′まわりの回転角に変換さ
れたことになり、この変角を出力軸１７３ａに取
付けた指針１７８（これは第５図の指針１５２に
対応する）により表示出力する。
しかしながら、上述した従来の装置は、機構的
に複雑で、且つ組立及び調整に熟練及び時間を必
要とし、コストが高いと同時に、ボールベアリン
グや、摺動電路等の摩耗部品がある為、定期的な
保守点検が必須であり、且つ振動、衝撃に弱い等
の問題点があつた。
に複雑で、且つ組立及び調整に熟練及び時間を必
要とし、コストが高いと同時に、ボールベアリン
グや、摺動電路等の摩耗部品がある為、定期的な
保守点検が必須であり、且つ振動、衝撃に弱い等
の問題点があつた。
従つて、本発明は、従来の装置の問題点を解決
した新規な姿勢検出装置を提供するものである。
した新規な姿勢検出装置を提供するものである。
本発明による姿勢検出装置は、航行体の主要３
軸にそれ等の入力軸が夫々一致するように航行体
に取り付けた３個のジヤイロ１，２，３及び３個
の加速変針４，５，６、１個の磁気センサー７、
上述３個のジヤイロ、３個の加速度計及び１個の
磁気センサーの出力を入力とする信号変換部８、
この信号変換部の出力を入力とする演算部９、こ
の演算部の出力を入力とし、外部へ姿勢信号を出
力する信号出力部１０より成る。
軸にそれ等の入力軸が夫々一致するように航行体
に取り付けた３個のジヤイロ１，２，３及び３個
の加速変針４，５，６、１個の磁気センサー７、
上述３個のジヤイロ、３個の加速度計及び１個の
磁気センサーの出力を入力とする信号変換部８、
この信号変換部の出力を入力とする演算部９、こ
の演算部の出力を入力とし、外部へ姿勢信号を出
力する信号出力部１０より成る。
航行体の主要３軸方向にそれぞれの入力軸を一
致させて取付けた３個のジヤイロ１，２，３の出
力を、バイアス修正器５０，５１，５２を介して
座標変換マトリクスCTM演算部５３に入力し、
CTMを演算させる。上記ジヤイロ１，２，３の
入力軸とそれ等の入手軸が平衡となるように機体
に取付けた３個の加速度４，５，６の出力と、上
述CTM信号とから水平成分演算部５４において、
重力加速度の水平成分α，βを演算する。CTM
が正しければ、水平成分α，βはゼロであるが、
CTMに誤差があると、水平成分α，βは有限の
値となるため、起立トルク演算部５６において
CTMが正しい値になるようなトルクキング信号
に変換して、CTM演算部５３に送る。
致させて取付けた３個のジヤイロ１，２，３の出
力を、バイアス修正器５０，５１，５２を介して
座標変換マトリクスCTM演算部５３に入力し、
CTMを演算させる。上記ジヤイロ１，２，３の
入力軸とそれ等の入手軸が平衡となるように機体
に取付けた３個の加速度４，５，６の出力と、上
述CTM信号とから水平成分演算部５４において、
重力加速度の水平成分α，βを演算する。CTM
が正しければ、水平成分α，βはゼロであるが、
CTMに誤差があると、水平成分α，βは有限の
値となるため、起立トルク演算部５６において
CTMが正しい値になるようなトルクキング信号
に変換して、CTM演算部５３に送る。
一方、CTM演算部５３内の方位角信号と、磁
気方位センサー７からの磁気方位信号とを、方位
拘束トルク演算部５７において、比較演算等を行
い、方位軸まわりのトルキング信号を作り、これ
を両者の差がなくなるようにCTM演算部５３に
フイードバツクする。
気方位センサー７からの磁気方位信号とを、方位
拘束トルク演算部５７において、比較演算等を行
い、方位軸まわりのトルキング信号を作り、これ
を両者の差がなくなるようにCTM演算部５３に
フイードバツクする。
一方、ジヤイロにドリフトがあると、起立トル
ク演算部５６及び方位拘束トルク演算部５７の出
力は、ゼロとはならず、ジヤイロドリフトに対応
した有限な値をもつ。これ等の出力信号を、ジヤ
イロバイアス演算部５８にCTM信号と共に入力
し、演算したバイアス修正信号を各ジヤイロのバ
イアス修正器５０，５１，５２に入力し、ジヤイ
ロドリフトがゼロになるように修正する。
ク演算部５６及び方位拘束トルク演算部５７の出
力は、ゼロとはならず、ジヤイロドリフトに対応
した有限な値をもつ。これ等の出力信号を、ジヤ
イロバイアス演算部５８にCTM信号と共に入力
し、演算したバイアス修正信号を各ジヤイロのバ
イアス修正器５０，５１，５２に入力し、ジヤイ
ロドリフトがゼロになるように修正する。
CTM演算部５３からの航行体のロール角、ピ
ツチ角、方位角、バイアス修正器５０，５１，５
２からの航行体の角速度及びＹ加速度計５からの
横すべり信号を、それぞれ出力する。航行体が旋
回、増減速度等の加速度運動を行つている時は、
起立トルク演算部５６への入力をカツトオフし、
加速度の影響を削除する。他のセンサーから速度
信号が得られるときにはこれと、CTM信号とを
加速度修正演算部５５へ供給し、加速度の影響を
とり除く。
ツチ角、方位角、バイアス修正器５０，５１，５
２からの航行体の角速度及びＹ加速度計５からの
横すべり信号を、それぞれ出力する。航行体が旋
回、増減速度等の加速度運動を行つている時は、
起立トルク演算部５６への入力をカツトオフし、
加速度の影響を削除する。他のセンサーから速度
信号が得られるときにはこれと、CTM信号とを
加速度修正演算部５５へ供給し、加速度の影響を
とり除く。
以下、第１及び第２図を参照して、本発明の一
実施例を説明する。
実施例を説明する。
第１図は本発明の姿勢検出装置の１例の全体を
示すブロツク図である。同図の例では、例えば振
動ジヤイロ、ガスレートジヤイロ等の非回転型の
ジヤイロより成るＸジヤイロ１、Ｙジヤイロ２、
Ｚジヤイロ３と、Ｘ加速度計４、Ｙ加速度計５、
Ｚ加速度計６と、磁気方位センサー７とを、航行
体（図示せず）の主要直交３軸、即ち、Ｘ，Ｙ，
Ｚ軸に、それぞれの入力軸が一致するように取付
け（矢印参照）。これ等よりの出力信号を、信号
変換部８を介して演算部９に入力する。演算部９
において、座標変換マトリクスCTMの演算、ジ
ヤイロドリフト修正演算、加速度修正演算等を実
施した後、航行体の制御、運航に必要なロール
角、ピツチ角、方位角、Ｘ，Ｙ，Ｚ角速度、バン
ク角、スベリ角等の信号を、信号出力部１０を介
して送出する。
示すブロツク図である。同図の例では、例えば振
動ジヤイロ、ガスレートジヤイロ等の非回転型の
ジヤイロより成るＸジヤイロ１、Ｙジヤイロ２、
Ｚジヤイロ３と、Ｘ加速度計４、Ｙ加速度計５、
Ｚ加速度計６と、磁気方位センサー７とを、航行
体（図示せず）の主要直交３軸、即ち、Ｘ，Ｙ，
Ｚ軸に、それぞれの入力軸が一致するように取付
け（矢印参照）。これ等よりの出力信号を、信号
変換部８を介して演算部９に入力する。演算部９
において、座標変換マトリクスCTMの演算、ジ
ヤイロドリフト修正演算、加速度修正演算等を実
施した後、航行体の制御、運航に必要なロール
角、ピツチ角、方位角、Ｘ，Ｙ，Ｚ角速度、バン
ク角、スベリ角等の信号を、信号出力部１０を介
して送出する。
第２図は第１図の演算部９の一例の構成を示す
ブロツク図である。第１図に示す信号変換部８か
らのＸ，Ｙ及びＺジヤイロ１，２及び３よりのジ
ヤイロ信号XG，YG及びZGを、夫々バイアス修
正器５０，５１，５２を介してＸレート、Ｙレー
ト及びＺレートとして第１図に示す信号出力部１
０に供給すると共に、CTM（座標変換マトリク
ス）演算部５３に入力し、CTMを演算する。
ブロツク図である。第１図に示す信号変換部８か
らのＸ，Ｙ及びＺジヤイロ１，２及び３よりのジ
ヤイロ信号XG，YG及びZGを、夫々バイアス修
正器５０，５１，５２を介してＸレート、Ｙレー
ト及びＺレートとして第１図に示す信号出力部１
０に供給すると共に、CTM（座標変換マトリク
ス）演算部５３に入力し、CTMを演算する。
一方、第１図に示す信号変換部８からのＸ，Ｙ
及びＺ加速度計４，５及び６よりの加速度信号
XA，YA及びZAは、CTM演算部５３からの
CTM信号CSと共に、水平成分演算部５４に入力
され、そこで、東西、南北両方向の加速度の水平
成分α，βを算出する。水平成分α，βは、機体
の加速度計よりの速度信号SSと共に、加速度修
正演算部５５に入力され、そこで、航行体の運動
加速度の成分を除いた後、起立トルク演算部５６
に入力し、起立トルク演算を行つた後、CTM演
算部５３に入力して、水平成分α，βがゼロとな
るようにCTMをトルキングする。
及びＺ加速度計４，５及び６よりの加速度信号
XA，YA及びZAは、CTM演算部５３からの
CTM信号CSと共に、水平成分演算部５４に入力
され、そこで、東西、南北両方向の加速度の水平
成分α，βを算出する。水平成分α，βは、機体
の加速度計よりの速度信号SSと共に、加速度修
正演算部５５に入力され、そこで、航行体の運動
加速度の成分を除いた後、起立トルク演算部５６
に入力し、起立トルク演算を行つた後、CTM演
算部５３に入力して、水平成分α，βがゼロとな
るようにCTMをトルキングする。
CTM演算部５３からの方位角信号ASと、信号
変換部８からの磁気方位信号MASとは、方位拘
束トルク演算部５７に供給され、そこにおいて、
比較演算拘束トルク演算を行い、その出力トルキ
ング信号TSを上記CTM演算部５３にフイードバ
ツクし、CTMを主として方位軸まわりにトルキ
ングすることにより、CTM方位を磁気方位ひ拘
束させる。
変換部８からの磁気方位信号MASとは、方位拘
束トルク演算部５７に供給され、そこにおいて、
比較演算拘束トルク演算を行い、その出力トルキ
ング信号TSを上記CTM演算部５３にフイードバ
ツクし、CTMを主として方位軸まわりにトルキ
ングすることにより、CTM方位を磁気方位ひ拘
束させる。
方位拘束トルク演算部５７及び起立トルク演算
部５６の出力は、CTM演算部５３のCTM信号
CSと共に、ジヤイロバイアス演算部５８に入力
され、そこで、Ｘ，Ｙ，Ｚジヤイロ１，２，３の
各バイアス修正信号を演算し、その出力即ち、バ
イアス修正信号BCを、バイアス修正器５０，５
１，５２に送出する。
部５６の出力は、CTM演算部５３のCTM信号
CSと共に、ジヤイロバイアス演算部５８に入力
され、そこで、Ｘ，Ｙ，Ｚジヤイロ１，２，３の
各バイアス修正信号を演算し、その出力即ち、バ
イアス修正信号BCを、バイアス修正器５０，５
１，５２に送出する。
尚、所望の精度の速度信号SSが得られないと
きには、磁気方位信号MAS或いは、Ｘ，Ｙ，Ｚ
加速度信号XA，YA，ZA等から作つたカツトオ
フ信号COSを加速度修正演算部５５に供給し、
加速度作用時に、起立トルク演算部５８への入力
をカツトオフするようになしても良い。
きには、磁気方位信号MAS或いは、Ｘ，Ｙ，Ｚ
加速度信号XA，YA，ZA等から作つたカツトオ
フ信号COSを加速度修正演算部５５に供給し、
加速度作用時に、起立トルク演算部５８への入力
をカツトオフするようになしても良い。
航行体の主要３軸方向に入力軸を一致させて取
付けた３個のＸ，Ｙ，Ｚジヤイロ１，２，３の出
力信号XG，YG，ZGをバイアス修正器５０，５
１，５２を介して座標変換マトリクスCTMを演
算するCTM演算部５３に入力し、CTMを演算さ
せる。上記ジヤイロの入力軸とその入手軸が平行
となるように機体に取付けた３個のＸ，Ｙ，Ｚ加
速度計４，５，６の出力と、上記CTM信号CSと
から水平成分演算部５４において、重力加速度の
水平成分α，βを演算する。CTMが正しければ、
水平成分α，βはゼロであるが、CTMに誤差が
あると、水平成分α，βは、有限の値となるた
め、起立トルク演算部５６において、CTMが正
しい値になるようなトルキング信号に変換して、
CTM演算部５３に送り、これを正しい方向を向
くように回転させる。
付けた３個のＸ，Ｙ，Ｚジヤイロ１，２，３の出
力信号XG，YG，ZGをバイアス修正器５０，５
１，５２を介して座標変換マトリクスCTMを演
算するCTM演算部５３に入力し、CTMを演算さ
せる。上記ジヤイロの入力軸とその入手軸が平行
となるように機体に取付けた３個のＸ，Ｙ，Ｚ加
速度計４，５，６の出力と、上記CTM信号CSと
から水平成分演算部５４において、重力加速度の
水平成分α，βを演算する。CTMが正しければ、
水平成分α，βはゼロであるが、CTMに誤差が
あると、水平成分α，βは、有限の値となるた
め、起立トルク演算部５６において、CTMが正
しい値になるようなトルキング信号に変換して、
CTM演算部５３に送り、これを正しい方向を向
くように回転させる。
一方、CTM演算部５３よりの方位角信号AS
と、磁気方位センサー７からの磁気方位信号
MASとを、方位拘束トルク演算部５７において、
比較演算等を行い、方位軸まわりのトルキング信
号を作り、これを両者の差がなくなるように
CTM演算部５３にフイードバツクする。
と、磁気方位センサー７からの磁気方位信号
MASとを、方位拘束トルク演算部５７において、
比較演算等を行い、方位軸まわりのトルキング信
号を作り、これを両者の差がなくなるように
CTM演算部５３にフイードバツクする。
一方、ジヤイロドリフトがあると、起立トルク
演算部５６及び方位拘束トルク演算部５７の出力
はゼロとならず、ジヤイロドリフトに対応した有
限な値をもつ。これ等の信号をジヤイロバイアス
演算部５８にCTM信号CSと共に入力し、演算し
たバイアス修正信号BCを、各ジヤイロ１，２，
３のバイアス修正器５０，５１，５２に入力し、
ジヤイロドリフトがゼロとなるように修正する。
演算部５６及び方位拘束トルク演算部５７の出力
はゼロとならず、ジヤイロドリフトに対応した有
限な値をもつ。これ等の信号をジヤイロバイアス
演算部５８にCTM信号CSと共に入力し、演算し
たバイアス修正信号BCを、各ジヤイロ１，２，
３のバイアス修正器５０，５１，５２に入力し、
ジヤイロドリフトがゼロとなるように修正する。
CTM演算部５３からの航行体のロール角、ピ
ツチ角、方位角、バイアス修正器５０，５１，５
２からの航行体の角速度、Ｘレート、Ｙレート、
Ｚレート及びＹ加速度計５からの横すべり信号
LSを、それぞれ出力する。
ツチ角、方位角、バイアス修正器５０，５１，５
２からの航行体の角速度、Ｘレート、Ｙレート、
Ｚレート及びＹ加速度計５からの横すべり信号
LSを、それぞれ出力する。
航行体が旋回、増減速等の加速度運動を行つて
いるときは、起立トルク演算部５６への入力をカ
ツトオフし、加速度の影響を削除する。図示せず
も、他のセンサーから速度信号SS等が得られる
ときには、これと、CTM信号CSとを加速度修正
演算部５５へ供給し、加速度の影響をとり除く。
いるときは、起立トルク演算部５６への入力をカ
ツトオフし、加速度の影響を削除する。図示せず
も、他のセンサーから速度信号SS等が得られる
ときには、これと、CTM信号CSとを加速度修正
演算部５５へ供給し、加速度の影響をとり除く。
本発明では、従来のレートジヤイロ、水平儀及
びデイレクシヨナルジヤイロを、３個のジヤイロ
及び３個の加速度計で置きかえた為、従来装置の
ジンバル、発信器、トルカ及び起立装置等の複雑
な素子が不要となり、簡単且つ低価格な姿勢検出
装置が得られる。
びデイレクシヨナルジヤイロを、３個のジヤイロ
及び３個の加速度計で置きかえた為、従来装置の
ジンバル、発信器、トルカ及び起立装置等の複雑
な素子が不要となり、簡単且つ低価格な姿勢検出
装置が得られる。
又、ジヤイロに振動ジヤイロ、ガスレートジヤ
イロ等の非回転型のものを用いることにより、軸
受やスリツプリング等の保守を必要とする部品が
なくなるため、本発明の姿勢検出装置は、長寿命
且つ殆ど保守不要の装置となる。
イロ等の非回転型のものを用いることにより、軸
受やスリツプリング等の保守を必要とする部品が
なくなるため、本発明の姿勢検出装置は、長寿命
且つ殆ど保守不要の装置となる。
更に、軸受、シンクロ発信器、トルカ等の部品
がないため、装置の組立てに熟練を必要としな
い。
がないため、装置の組立てに熟練を必要としな
い。
加えて、ジヤイロバイアス演算部を設け、ジヤ
イロバイアスをシステム内で補正するようにした
ことにより、安価な振動ジヤイロやガレートジヤ
イロを使用しても、良好なシステム性能を確保で
きる。
イロバイアスをシステム内で補正するようにした
ことにより、安価な振動ジヤイロやガレートジヤ
イロを使用しても、良好なシステム性能を確保で
きる。
第１図は本発明の姿勢検出装置のシステム構成
図、第２図は第１図における演算部９のブロツク
図、第３図は従来のデイレクシヨナルジヤイロの
斜視図、第４図は従来の水平儀の斜視図、第５図
は従来の旋回計の表示部の正面図、第６図はその
旋回計を構成するレートジヤイロの斜視図であ
る。 図において１，２，３はジヤイロ、４，５，６
は加速度計、７は磁気方位センサー、８は信号変
換部、９は演算部、１０は信号出力部、５０，５
１，５２はバイアス修正器、５３はCTM演算部、
５４は水平成分演算部、５６は起立トルク演算
部、５７は方位拘束トルク演算部、５８はジヤイ
ロバイアス演算部をそれぞれ示す。
図、第２図は第１図における演算部９のブロツク
図、第３図は従来のデイレクシヨナルジヤイロの
斜視図、第４図は従来の水平儀の斜視図、第５図
は従来の旋回計の表示部の正面図、第６図はその
旋回計を構成するレートジヤイロの斜視図であ
る。 図において１，２，３はジヤイロ、４，５，６
は加速度計、７は磁気方位センサー、８は信号変
換部、９は演算部、１０は信号出力部、５０，５
１，５２はバイアス修正器、５３はCTM演算部、
５４は水平成分演算部、５６は起立トルク演算
部、５７は方位拘束トルク演算部、５８はジヤイ
ロバイアス演算部をそれぞれ示す。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 航行体の主要３軸方向にそれ等の入力軸が
夫々一致するように３個のジヤイロ及び３個の加
速度計を上記航行体にとりつけると共に１個の磁
気方位センサーを上記航行体にとりつけ、上記３
個のジヤイロ、３個の加速度計及び１個の磁気方
位センサーの出力を入力とする信号変換部と、該
信号変換部の出力を入力とする演算部と、該演算
部の出力を入力とし外部へ姿勢信号を出力する信
号出力部とからなる姿勢検出装置において、 上記演算部は上記３個のジヤイロよりのジヤイ
ロ信号を入力とするCTM（座標変換マトリツク
ス）演算部と、該CTM演算部のCTM信号と上記
３個の加速度計からの加速度信号とから重力の水
平成分を演算する水平成分演算部と、該水平成分
演算部の出力を入力とし、CTMの起立トルク信
号を演算する起立トルク演算部と、上記CTM演
算部からの方位信号と上記磁気方位センサーから
の磁気方位信号とを比較し、上記CTMを方位軸
まわりに磁気方位信号に拘束させるための方位拘
束トルク信号を演算する方位拘束トルク演算部と
より構成され、上記起立トルク信号と上記方位拘
束トルク信号とを上記CTM演算部にフイードバ
ツクするようにしたことを特徴とする姿勢検出装
置。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61277879A JPS63132111A (ja) | 1986-11-21 | 1986-11-21 | 姿勢検出装置 |
| US07/121,873 US4831544A (en) | 1985-12-28 | 1987-11-17 | Attitude and heading reference detecting apparatus |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61277879A JPS63132111A (ja) | 1986-11-21 | 1986-11-21 | 姿勢検出装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63132111A JPS63132111A (ja) | 1988-06-04 |
| JPH0455248B2 true JPH0455248B2 (ja) | 1992-09-02 |
Family
ID=17589561
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61277879A Granted JPS63132111A (ja) | 1985-12-28 | 1986-11-21 | 姿勢検出装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63132111A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003504600A (ja) * | 1999-06-30 | 2003-02-04 | デカ・プロダクツ・リミテッド・パートナーシップ | 個人用乗物のピッチ状態測定器のための装置及び方法 |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| AU7359398A (en) * | 1997-04-17 | 1998-11-11 | Stage Iii Technologies, L.C. | Vehicle crash data recorder, locator and communicator |
| CN100405015C (zh) * | 2005-06-07 | 2008-07-23 | 中国航天时代电子公司 | 一种具有高抗振性能的光纤陀螺惯性测量系统 |
| WO2009127228A1 (en) * | 2008-04-17 | 2009-10-22 | Erke Erke Arastirmalari Ve Mühendislik A.S. | Gear device, preferably motor device |
| US8326561B2 (en) * | 2008-05-20 | 2012-12-04 | Airmar Technology Corporation | Dynamic motion control |
| JP2014108646A (ja) * | 2012-11-30 | 2014-06-12 | Tamagawa Seiki Co Ltd | １ユニットのみの慣性センサによる走行中の車輌と路面との傾き検出装置及び方法 |
| CN106325287A (zh) * | 2015-06-14 | 2017-01-11 | 复旦大学 | 一种基于惯性/磁传感器marg姿态检测的智能割草机直线行走控制系统 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4212443A (en) * | 1978-05-18 | 1980-07-15 | Sperry Corporation | Strapped down attitude and heading reference system for aircraft employing skewed axis two-degree-of-freedom rate gyros |
| JPS60107517A (ja) * | 1983-11-16 | 1985-06-13 | Tamagawa Seiki Kk | ストラツプダウン慣性装置 |
-
1986
- 1986-11-21 JP JP61277879A patent/JPS63132111A/ja active Granted
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003504600A (ja) * | 1999-06-30 | 2003-02-04 | デカ・プロダクツ・リミテッド・パートナーシップ | 個人用乗物のピッチ状態測定器のための装置及び方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS63132111A (ja) | 1988-06-04 |
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Legal Events
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
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| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |