JPH0989585A - 慣性航法装置 - Google Patents
慣性航法装置Info
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- JPH0989585A JPH0989585A JP24474295A JP24474295A JPH0989585A JP H0989585 A JPH0989585 A JP H0989585A JP 24474295 A JP24474295 A JP 24474295A JP 24474295 A JP24474295 A JP 24474295A JP H0989585 A JPH0989585 A JP H0989585A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 艦船に対するミサイルの取り付けミスアライ
ンメントを推定演算するための慣性航法装置において、
艦船の撓み又は変形に起因した誤差を修正することを目
的とする。 【解決手段】 慣性航法装置は、ミサイルの姿勢角ψS
と艦船の姿勢角ψM との偏差δψを演算する姿勢角演算
系と、ミサイルの速度ＶS と艦船の速度ＶM との偏差δ
Ｖを演算する速度演算系と、カルマンフィルタによっ
て、取り付けミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢差推
定値Ｅδψ及び速度差推定値ＥδＶを推定する取り付け
ミスアラインメント等推定演算部と、を有し、取り付け
ミスアラインメント等推定演算部は艦船の変形に起因す
るミサイルの回転変位の推定値Ｅθを、カルマンフィル
タを用いて推定演算する。
ンメントを推定演算するための慣性航法装置において、
艦船の撓み又は変形に起因した誤差を修正することを目
的とする。 【解決手段】 慣性航法装置は、ミサイルの姿勢角ψS
と艦船の姿勢角ψM との偏差δψを演算する姿勢角演算
系と、ミサイルの速度ＶS と艦船の速度ＶM との偏差δ
Ｖを演算する速度演算系と、カルマンフィルタによっ
て、取り付けミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢差推
定値Ｅδψ及び速度差推定値ＥδＶを推定する取り付け
ミスアラインメント等推定演算部と、を有し、取り付け
ミスアラインメント等推定演算部は艦船の変形に起因す
るミサイルの回転変位の推定値Ｅθを、カルマンフィル
タを用いて推定演算する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はミサイル等の飛翔体
又は航走体に搭載された慣性航法装置（ＩＮＳ）に関
し、より詳細には艦船に対するミサイル等の取り付けミ
スアラインメントを推定演算するための慣性航法装置に
関する。
又は航走体に搭載された慣性航法装置（ＩＮＳ）に関
し、より詳細には艦船に対するミサイル等の取り付けミ
スアラインメントを推定演算するための慣性航法装置に
関する。
【０００２】
【従来の技術】図４に艦船１に搭載されたミサイル２の
配置状態を示す。艦船１には主慣性航法装置（以下に
「マスタＩＮＳ」と称する。）１０が搭載され、ミサイ
ル２自身にも小型慣性航法装置（以下に「スレーブＩＮ
Ｓ」と称する。）２０が搭載されている。
配置状態を示す。艦船１には主慣性航法装置（以下に
「マスタＩＮＳ」と称する。）１０が搭載され、ミサイ
ル２自身にも小型慣性航法装置（以下に「スレーブＩＮ
Ｓ」と称する。）２０が搭載されている。
【０００３】ミサイル２は艦船１に機械的に装着される
ため、ミサイル２の基準軸と艦船１の基準軸は通常互い
に一致していない。図示のように、マスタＩＮＳ１０の
位置をＯ、スレーブＩＮＳ２０の位置をＯS 、艦船１の
船首方位ＯＢをψM 、ミサイル２の船首方位ＯS Ａをψ
S とする。艦船１及びミサイル２の船首方位ψM 、ψ S
は、それぞれ地球座標（子午線０Ｎ）に対する艦船１及
びミサイル２の船首方向ＯＢ、ＯS Ａの回転角である。
艦船１の船首方位ψM とミサイル２の船首方位ψS の差
をφとする。斯かる偏差φは取り付けミスアラインメン
トと称され、次のように表される。
ため、ミサイル２の基準軸と艦船１の基準軸は通常互い
に一致していない。図示のように、マスタＩＮＳ１０の
位置をＯ、スレーブＩＮＳ２０の位置をＯS 、艦船１の
船首方位ＯＢをψM 、ミサイル２の船首方位ＯS Ａをψ
S とする。艦船１及びミサイル２の船首方位ψM 、ψ S
は、それぞれ地球座標（子午線０Ｎ）に対する艦船１及
びミサイル２の船首方向ＯＢ、ＯS Ａの回転角である。
艦船１の船首方位ψM とミサイル２の船首方位ψS の差
をφとする。斯かる偏差φは取り付けミスアラインメン
トと称され、次のように表される。
【０００４】
【数１】φ＝ψS −ψM
【０００５】ミサイル２の慣性誘導はミサイル２自身に
搭載されたスレーブＩＮＳ２０によってなされるが、ミ
サイル２の発射前に、ミサイル２の姿勢（ロール角及び
ピッチ角）及び方位について初期化する必要がある。
尚、以下に随時、姿勢角及び方位角をまとめて姿勢角ψ
として表現する。
搭載されたスレーブＩＮＳ２０によってなされるが、ミ
サイル２の発射前に、ミサイル２の姿勢（ロール角及び
ピッチ角）及び方位について初期化する必要がある。
尚、以下に随時、姿勢角及び方位角をまとめて姿勢角ψ
として表現する。
【０００６】姿勢角ψを初期化するためには、取り付け
ミスアラインメントφが求められなければならない。取
り付けミスアラインメントφは、スレーブＩＮＳ２０を
初期化するときには未だ求められていない。なぜなら、
スレーブＩＮＳ２０自身によってミサイル２の姿勢角ψ
を初期化するには数十分の時間を要するが、スレーブＩ
ＮＳ２０の電源はミサイル発射直前に投入されるからで
ある。
ミスアラインメントφが求められなければならない。取
り付けミスアラインメントφは、スレーブＩＮＳ２０を
初期化するときには未だ求められていない。なぜなら、
スレーブＩＮＳ２０自身によってミサイル２の姿勢角ψ
を初期化するには数十分の時間を要するが、スレーブＩ
ＮＳ２０の電源はミサイル発射直前に投入されるからで
ある。
【０００７】マスタＩＮＳ１０からのデータを使用して
取り付けミスアラインメントφを迅速に求め、スレーブ
ＩＮＳ２０を初期化する方法としてトランスファアライ
ンメント法と呼ばれる方法がある。
取り付けミスアラインメントφを迅速に求め、スレーブ
ＩＮＳ２０を初期化する方法としてトランスファアライ
ンメント法と呼ばれる方法がある。
【０００８】図５を参照して従来のトランスファアライ
ンメント法を説明する。図５は従来のスレーブＩＮＳ２
０の構成例を示す。スレーブＩＮＳ２０は姿勢角演算系
と速度演算系と取り付けミスアラインメント等推定演算
部３３とを有する。
ンメント法を説明する。図５は従来のスレーブＩＮＳ２
０の構成例を示す。スレーブＩＮＳ２０は姿勢角演算系
と速度演算系と取り付けミスアラインメント等推定演算
部３３とを有する。
【０００９】姿勢角演算系はジャイロセンサ２１と方向
余弦行列演算部２２と方向余弦行列補正演算部２３と姿
勢計算部２４と姿勢差演算部２５と取り付けミスアライ
ンメント推定値積算部２６とマスタ姿勢座標変換部２７
とを有する。速度演算系は加速度センサ２８と加速度計
出力座標変換部２９と速度演算部３０と速度補正演算部
３１と速度差演算部３２とを有する。
余弦行列演算部２２と方向余弦行列補正演算部２３と姿
勢計算部２４と姿勢差演算部２５と取り付けミスアライ
ンメント推定値積算部２６とマスタ姿勢座標変換部２７
とを有する。速度演算系は加速度センサ２８と加速度計
出力座標変換部２９と速度演算部３０と速度補正演算部
３１と速度差演算部３２とを有する。
【００１０】マスタＩＮＳ１０は図示しない自身のジャ
イロセンサ及び加速度センサを有しており、それによっ
て入力角速度ω及び入力加速度ａを検出し、艦船１の姿
勢角ψM 及び速度ＶM を演算する。
イロセンサ及び加速度センサを有しており、それによっ
て入力角速度ω及び入力加速度ａを検出し、艦船１の姿
勢角ψM 及び速度ＶM を演算する。
【００１１】ジャイロセンサ２１は入力角速度ωをミサ
イル２の基準軸周りの回転角速度ω B として検出する。
尚、ミサイル２は艦船１の甲板に対して所定の仰角にて
傾斜して配置されており、ミサイル２の基準軸の方向は
３次元座標によって表される。ここで回転角速度ωB の
添字Ｂはミサイル２に固定された座標系を表す。方向余
弦行列演算部２２はジャイロセンサ２１より出力された
回転角速度ωB を用いて、ミサイル２（の基準軸）の方
向余弦行列〔Ｃ’〕を演算する。斯かる方向余弦行列
〔Ｃ’〕には次のような関係がある。
イル２の基準軸周りの回転角速度ω B として検出する。
尚、ミサイル２は艦船１の甲板に対して所定の仰角にて
傾斜して配置されており、ミサイル２の基準軸の方向は
３次元座標によって表される。ここで回転角速度ωB の
添字Ｂはミサイル２に固定された座標系を表す。方向余
弦行列演算部２２はジャイロセンサ２１より出力された
回転角速度ωB を用いて、ミサイル２（の基準軸）の方
向余弦行列〔Ｃ’〕を演算する。斯かる方向余弦行列
〔Ｃ’〕には次のような関係がある。
【００１２】
【数２】ｄ〔Ｃ’〕／ｄｔ＝〔Ｃ’〕〔ωB ×〕
【００１３】ここに〔ωB ×〕は角速度行列であり、次
のように表される。
のように表される。
【００１４】
【数３】
【００１５】よって方向余弦行列〔Ｃ’〕は次の式によ
って求められる。
って求められる。
【００１６】
【数４】〔Ｃ’〕n+1 ＝〔Ｃ’〕n （〔Ｉ〕＋〔ω
B ×〕ΔＴ＋（１／２）〔ωB ×〕2ΔＴ2 ＋・・・）
B ×〕ΔＴ＋（１／２）〔ωB ×〕2ΔＴ2 ＋・・・）
【００１７】ここに〔Ｉ〕は単位行列、ΔＴは演算周期
である。尚、方向余弦行列〔Ｃ’〕は、取り付けミスア
ラインメントφの推定演算の開始時に、艦船１の姿勢角
ψMを用いて初期化される。
である。尚、方向余弦行列〔Ｃ’〕は、取り付けミスア
ラインメントφの推定演算の開始時に、艦船１の姿勢角
ψMを用いて初期化される。
【００１８】方向余弦行列補正演算部２３は取り付けミ
スアラインメント推定演算部３３より出力された取り付
けミスアラインメントの推定値Ｅφ及び姿勢差推定値Ｅ
δψを用いて方向余弦行列を補正する。斯かる補正は次
の式によって表される。
スアラインメント推定演算部３３より出力された取り付
けミスアラインメントの推定値Ｅφ及び姿勢差推定値Ｅ
δψを用いて方向余弦行列を補正する。斯かる補正は次
の式によって表される。
【００１９】
【数５】 〔Ｃ〕＝〔Ｃ’〕〔Ｃ（Ｅφ）〕〔Ｃ（−Ｅδψ）〕
【００２０】尚、〔Ｃ（Ｅφ）〕〔Ｃ（−Ｅδψ）〕
は、それぞれＥφ、−Ｅδψの回転を表す方向余弦行列
である。姿勢計算部２４は補正された方向余弦行列
〔Ｃ〕をスレーブＩＮＳ２０の姿勢計算値ψS に変換す
る。取り付けミスアラインメント推定値積算部２６は、
取り付けミスアラインメント等推定演算部３３より出力
された取り付けミスアラインメントの推定値Ｅφを積算
する。マスタ姿勢座標変換部２７は、取り付けミスアラ
インメント推定値の積算値ΣＥφによって艦船１の姿勢
角ψM を座標変換してマスタ姿勢計算値ψM ’を求め
る。斯かる演算は次の式によって表される。
は、それぞれＥφ、−Ｅδψの回転を表す方向余弦行列
である。姿勢計算部２４は補正された方向余弦行列
〔Ｃ〕をスレーブＩＮＳ２０の姿勢計算値ψS に変換す
る。取り付けミスアラインメント推定値積算部２６は、
取り付けミスアラインメント等推定演算部３３より出力
された取り付けミスアラインメントの推定値Ｅφを積算
する。マスタ姿勢座標変換部２７は、取り付けミスアラ
インメント推定値の積算値ΣＥφによって艦船１の姿勢
角ψM を座標変換してマスタ姿勢計算値ψM ’を求め
る。斯かる演算は次の式によって表される。
【００２１】
【数６】ψM ’＝〔Ｃ（ΣＥφ）〕ψM
【００２２】マスタ姿勢計算値ψM ’は、取り付けミス
アラインメント等推定演算部３３における推定演算の精
度が高いと、スレーブ姿勢計算値ψS に次第に収束す
る。姿勢差演算部２５はスレーブＩＮＳ２０の姿勢計算
値ψS とマスタ姿勢計算値ψM’の偏差、即ち、姿勢差
δψを演算する。
アラインメント等推定演算部３３における推定演算の精
度が高いと、スレーブ姿勢計算値ψS に次第に収束す
る。姿勢差演算部２５はスレーブＩＮＳ２０の姿勢計算
値ψS とマスタ姿勢計算値ψM’の偏差、即ち、姿勢差
δψを演算する。
【００２３】
【数７】δψ＝ψS −ψM ’
【００２４】姿勢差δψは、取り付けミスアラインメン
ト等推定演算部３３における推定演算の精度が高いと、
ゼロに収束する。
ト等推定演算部３３における推定演算の精度が高いと、
ゼロに収束する。
【００２５】加速度計センサ２８は入力加速度ａをミサ
イル２に固定された座標系の加速度ａB として検出す
る。加速度計出力座標変換部２９は、方向余弦行列
〔Ｃ〕を用いてミサイル２の座標系の加速度ａB を地球
座標系の加速度ａL に変換する。ここで、加速度ａL の
添字Ｌは地球座標系を表す。斯かる変換は次の式によっ
て表される。
イル２に固定された座標系の加速度ａB として検出す
る。加速度計出力座標変換部２９は、方向余弦行列
〔Ｃ〕を用いてミサイル２の座標系の加速度ａB を地球
座標系の加速度ａL に変換する。ここで、加速度ａL の
添字Ｌは地球座標系を表す。斯かる変換は次の式によっ
て表される。
【００２６】
【数８】ａL ＝〔Ｃ〕ａB
【００２７】速度演算部３０は地球座標系の加速度ａL
を積分して地球座標系の速度ＶS ’を演算する。
を積分して地球座標系の速度ＶS ’を演算する。
【００２８】
【数９】ＶS ’＝ＶS0’＋ａL ×ΔＴ
【００２９】速度補正演算部３１は、取り付けミスアラ
インメント等推定演算部３３より出力された速度差推定
値ＥδＶを用いて地球座標系の速度計算値ＶS ’を補正
し、ミサイル２の速度ＶS を求める。
インメント等推定演算部３３より出力された速度差推定
値ＥδＶを用いて地球座標系の速度計算値ＶS ’を補正
し、ミサイル２の速度ＶS を求める。
【００３０】
【数１０】ＶS ＝ＶS ’−ＥδＶ
【００３１】ミサイル２の速度ＶS は、取り付けミスア
ラインメント等推定演算部３３における推定演算の精度
が高いと、艦船１の速度ＶM に収束する。
ラインメント等推定演算部３３における推定演算の精度
が高いと、艦船１の速度ＶM に収束する。
【００３２】速度差演算部３２は、ミサイル２の速度Ｖ
S と艦船１の速度ＶM の差δＶを演算する。
S と艦船１の速度ＶM の差δＶを演算する。
【００３３】
【数１１】δＶ＝ＶS −ＶM
【００３４】斯かる速度差δＶは、取り付けミスアライ
ンメント等推定演算部３３における推定演算の精度が高
いと、ゼロに収束する。
ンメント等推定演算部３３における推定演算の精度が高
いと、ゼロに収束する。
【００３５】取り付けミスアラインメント等推定演算部
３３は、ジャイロセンサ検出角速度ωB 、加速度計セン
サ検出加速度ａB 、マスタ姿勢ψM 、姿勢差δψ及び速
度差δＶを用いて、取り付けミスアラインメント推定値
Ｅφ、姿勢差推定値Ｅδψ及び速度差推定値ＥδＶを推
定演算する。斯かる推定演算はカルマンフィルタを用い
てなされる。
３３は、ジャイロセンサ検出角速度ωB 、加速度計セン
サ検出加速度ａB 、マスタ姿勢ψM 、姿勢差δψ及び速
度差δＶを用いて、取り付けミスアラインメント推定値
Ｅφ、姿勢差推定値Ｅδψ及び速度差推定値ＥδＶを推
定演算する。斯かる推定演算はカルマンフィルタを用い
てなされる。
【００３６】カルマンフィルタの概要を簡単に説明す
る。システムは１次の微分方程式によって記述されるこ
とができるものとする。
る。システムは１次の微分方程式によって記述されるこ
とができるものとする。
【００３７】
【数１２】ｄ〔ｘ〕／ｄｔ＝〔Ａ〕〔ｘ〕＋〔η〕
【００３８】ここに、 〔ｘ〕：推定値の状態ベクトル 〔Ａ〕：システム行列 〔η〕：ランダムベクトル である。この式を遷移行列法によって離散形に変形する
と次のようになる。
と次のようになる。
【００３９】
【数１３】〔ｘ（ｔ＋Δｔ）〕＝〔Φ〕〔ｘ（ｔ）〕＋
〔Ｇ〕〔η〕
〔Ｇ〕〔η〕
【００４０】観測系は次の式によって表される。
【００４１】
【数１４】〔ｙ〕＝〔Ｈ〕〔ｘ〕＋〔ｖ〕
【００４２】ここに、 〔ｙ〕：観測値 〔Ｈ〕：観測行列 〔ｖ〕：観測外乱ベクトル である。システムが数１２の式〜数１４の式によって記
述されることができる場合には、推定値〔ｘ〕は次の式
によって求められる。
述されることができる場合には、推定値〔ｘ〕は次の式
によって求められる。
【００４３】
【数１５】Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ）＝Φ・Ｐ（ｔ，ｔ）ΦT
＋Ｑ（Ｇ／Δｔ）ＧT Ｋ（ｔ＋Δｔ）＝Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ）ＨT 〔Ｈ・Ｐ（ｔ
＋Δｔ，ｔ）ＨT ＋Ｒ〕-1 ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）＝Φ・ｘ（ｔ，ｔ） ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）＝ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）＋Ｋ
（ｔ＋Δｔ）〔ｙ−Ｈ・ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）〕 Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）＝〔Ｉ−Ｋ（ｔ＋Δｔ）・
Ｈ〕Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ）
＋Ｑ（Ｇ／Δｔ）ＧT Ｋ（ｔ＋Δｔ）＝Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ）ＨT 〔Ｈ・Ｐ（ｔ
＋Δｔ，ｔ）ＨT ＋Ｒ〕-1 ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）＝Φ・ｘ（ｔ，ｔ） ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）＝ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）＋Ｋ
（ｔ＋Δｔ）〔ｙ−Ｈ・ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）〕 Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）＝〔Ｉ−Ｋ（ｔ＋Δｔ）・
Ｈ〕Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ）
【００４４】
【数１６】Φ＝Ｉ＋ＡΔｔ＋Δｔ2 ／２・Ａ2 Ｇ＝ΦΔｔ（Ｉ−Δｔ／２・Ａ）
【００４５】Ｉは単位行列であり、Ｑ、Ｒ、Ｐは次のよ
うに表される。尚、Ｅは期待値を表す。
うに表される。尚、Ｅは期待値を表す。
【００４６】
【数１７】Ｑ＝Ｅ〔η，ηT 〕 Ｒ＝Ｅ〔ｖ，ｖT 〕 Ｐ＝Ｅ〔ｘ，ｘT 〕
【００４７】数１５の式の各項は次のような意味を有す
る。Ｐは、誤差共分散行列であり、Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ）
は現時刻ｔでのシステム誤差の統計量がΔｔ秒後にどの
程度変化するのかを予想するものである。Ｋは、カルマ
ンゲインであり、システム誤差と観測ノイズとの統計量
を比較し、システムと観測値のどちらに重みをかけるか
を決定する量である。ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）は、時刻ｔに
おける時刻ｔ＋Δｔの予測値である。
る。Ｐは、誤差共分散行列であり、Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ）
は現時刻ｔでのシステム誤差の統計量がΔｔ秒後にどの
程度変化するのかを予想するものである。Ｋは、カルマ
ンゲインであり、システム誤差と観測ノイズとの統計量
を比較し、システムと観測値のどちらに重みをかけるか
を決定する量である。ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）は、時刻ｔに
おける時刻ｔ＋Δｔの予測値である。
【００４８】ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）は最適推定値で
あり、観測値と予想値との偏差とカルマンゲインを用い
て計算する。Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）は誤差共分散行
列の修正値である。
あり、観測値と予想値との偏差とカルマンゲインを用い
て計算する。Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）は誤差共分散行
列の修正値である。
【００４９】次にカルマンフィルタを使用して取り付け
ミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢差推定値Ｅδψ及
び速度差推定値ＥδＶを推定演算する。取り付けミスア
ラインメント等推定演算部３３のシステムを１次微分方
程式によって表す。
ミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢差推定値Ｅδψ及
び速度差推定値ＥδＶを推定演算する。取り付けミスア
ラインメント等推定演算部３３のシステムを１次微分方
程式によって表す。
【００５０】
【数１８】ｄδｖ／ｄｔ＝−ＣL M 〔ａB ×〕δψ＋Ｃ
L M 〔ａB ×〕φ ｄδψ／ｄｔ＝−〔ωB ×〕δψ＋〔ωB ×〕φ
L M 〔ａB ×〕φ ｄδψ／ｄｔ＝−〔ωB ×〕δψ＋〔ωB ×〕φ
【００５１】ここに、δｖ及びδψは艦船１とミサイル
２の基準座標軸が異なることによって生ずる速度偏差及
び姿勢偏差を表す。ａB はスレーブＩＮＳ座標系の加速
度、ωB はスレーブＩＮＳ座標系における地球座標系に
対するスレーブＩＮＳの角速度、ＣL M はマスタＩＮＳ
の方向余弦行列である。行列〔ａB ×〕及び〔ωB ×〕
は次のように表される。
２の基準座標軸が異なることによって生ずる速度偏差及
び姿勢偏差を表す。ａB はスレーブＩＮＳ座標系の加速
度、ωB はスレーブＩＮＳ座標系における地球座標系に
対するスレーブＩＮＳの角速度、ＣL M はマスタＩＮＳ
の方向余弦行列である。行列〔ａB ×〕及び〔ωB ×〕
は次のように表される。
【００５２】
【数１９】
【００５３】従って、数１８の式を行列形式によって表
すと、次のようになる。
すと、次のようになる。
【００５４】
【数２０】
【００５５】この式を数１２の式と比較すると次の関係
が得られる。
が得られる。
【００５６】
【数２１】
【００５７】観測値は速度差ｙ（δｖ）と姿勢差ｙ（δ
ψ）である。従って、数１４の式の形に表される。
ψ）である。従って、数１４の式の形に表される。
【００５８】
【数２２】
【００５９】ここでＩ3 は３×３の単位行列、０3 は３
×３の０行列である。この式を数１４の式と比較すると
次の関係が得られる。
×３の０行列である。この式を数１４の式と比較すると
次の関係が得られる。
【００６０】
【数２３】
【００６１】図６を参照して取り付けミスアラインメン
ト等推定演算部３３の構成及び動作を説明する。取り付
けミスアラインメント等推定演算部３３はシステム誤差
演算部３３−１と遷移行列演算部３３−２と誤差共分散
行列演算部３３−３とカルマンゲイン演算部３３−４と
最適推定値演算部３３−５と誤差共分散行列修正演算部
３３−６とを有する。
ト等推定演算部３３の構成及び動作を説明する。取り付
けミスアラインメント等推定演算部３３はシステム誤差
演算部３３−１と遷移行列演算部３３−２と誤差共分散
行列演算部３３−３とカルマンゲイン演算部３３−４と
最適推定値演算部３３−５と誤差共分散行列修正演算部
３３−６とを有する。
【００６２】システム誤差演算部３３−１は数２１の式
のシステム行列〔Ａ〕を演算し、遷移行列演算部３３−
２は数１６の式のΦ、Ｇを演算し、誤差共分散行列演算
部３３−３は数１５の式の誤差共分散行列Ｐを演算し、
カルマンゲイン演算部３３−４は数１５の式のカルマン
ゲインＫを演算し、最適推定値演算部３３−５は数１５
の式の推定値ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）、ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋
Δｔ）を演算し、誤差共分散行列修正演算部３３−６は
数１５の式の誤差共分散行列Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）
を演算する。
のシステム行列〔Ａ〕を演算し、遷移行列演算部３３−
２は数１６の式のΦ、Ｇを演算し、誤差共分散行列演算
部３３−３は数１５の式の誤差共分散行列Ｐを演算し、
カルマンゲイン演算部３３−４は数１５の式のカルマン
ゲインＫを演算し、最適推定値演算部３３−５は数１５
の式の推定値ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ）、ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋
Δｔ）を演算し、誤差共分散行列修正演算部３３−６は
数１５の式の誤差共分散行列Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）
を演算する。
【００６３】取り付けミスアラインメント等推定演算部
３３はシステム誤差演算部３３−１を経由してミサイル
２の座標系の角速度ωB 、加速度ａB 、姿勢差δψ、速
度差δｖ、艦船１の姿勢ψM を入力し、最適推定値演算
部３３−５を経由して取り付けミスアラインメント推定
値Ｅφ、姿勢推定値Ｅδψ、速度差推定値Ｅδｖを出力
する。
３３はシステム誤差演算部３３−１を経由してミサイル
２の座標系の角速度ωB 、加速度ａB 、姿勢差δψ、速
度差δｖ、艦船１の姿勢ψM を入力し、最適推定値演算
部３３−５を経由して取り付けミスアラインメント推定
値Ｅφ、姿勢推定値Ｅδψ、速度差推定値Ｅδｖを出力
する。
【００６４】斯かる推定値を用いて、ミサイル２の姿勢
及び速度を補正するため、ミサイル２の姿勢及び速度は
次第に真の値に収束する。
及び速度を補正するため、ミサイル２の姿勢及び速度は
次第に真の値に収束する。
【００６５】
【発明が解決しようとする課題】図４に示したように、
マスタＩＮＳ１０とスレーブＩＮＳ２０は艦船１上の互
いに離れた位置に配置されている。艦船１は運動体とし
ては剛体と考えられるがピッチ及びロール運動によって
僅かながら撓み又は変形する。従って、マスタＩＮＳ１
０とスレーブＩＮＳ２０の間の相対的位置又は距離は一
定ではなく僅かながら変化する。
マスタＩＮＳ１０とスレーブＩＮＳ２０は艦船１上の互
いに離れた位置に配置されている。艦船１は運動体とし
ては剛体と考えられるがピッチ及びロール運動によって
僅かながら撓み又は変形する。従って、マスタＩＮＳ１
０とスレーブＩＮＳ２０の間の相対的位置又は距離は一
定ではなく僅かながら変化する。
【００６６】艦船１の撓み又は変形に起因してマスタＩ
ＮＳ１０とスレーブＩＮＳ２０の間の相対的位置又は距
離が変化すると取り付けミスアラインメントの推定値Ｅ
φに大きな誤差が生ずる。
ＮＳ１０とスレーブＩＮＳ２０の間の相対的位置又は距
離が変化すると取り付けミスアラインメントの推定値Ｅ
φに大きな誤差が生ずる。
【００６７】本発明は斯かる点に鑑み、マスタＩＮＳ１
０とスレーブＩＮＳ２０の間の相対的位置又は距離が変
化しても、正確に取り付けミスアラインメントの推定値
を得ることができる慣性航法装置を提供することを目的
とする。
０とスレーブＩＮＳ２０の間の相対的位置又は距離が変
化しても、正確に取り付けミスアラインメントの推定値
を得ることができる慣性航法装置を提供することを目的
とする。
【００６８】
【課題を解決するための手段】本発明によると、航行体
に装備された航走体の姿勢及び方位を推定するために該
航走体に取り付けられた慣性航法装置において、上記航
走体の回転角速度ωB を検出するためのジャイロセンサ
と、上記航走体の加速度ａB を検出するための加速度セ
ンサと、上記ジャイロセンサより出力された上記航走体
の回転角速度ωB より上記航走体の姿勢角ψS を演算
し、該姿勢角ψS と上記航行体に取り付けられた主慣性
航法装置より出力された上記航行体の姿勢角ψM との偏
差δψを演算する姿勢角演算系と、上記加速度センサよ
り出力された上記航走体の加速度ａB より上記航走体の
速度ＶS を演算し、該速度ＶS と上記航行体に取り付け
られた主慣性航法装置より出力された上記航行体の速度
ＶM との偏差δＶを演算する速度演算系と、上記姿勢角
演算系より出力された上記姿勢角偏差δψと上記ジャイ
ロセンサより出力された上記航走体の回転角速度ωB と
上記速度演算系より出力された上記速度偏差δＶと上記
加速度センサより出力された上記航走体の加速度ａB と
上記航行体に取り付けられた主慣性航法装置より出力さ
れた上記航行体の姿勢角ψMとより、カルマンフィルタ
によって、取り付けアラインメント推定値Ｅφ、姿勢差
推定値Ｅδψ及び速度差推定値ＥδＶを推定する取り付
けミスアラインメント等推定演算部と、を有し、該取り
付けミスアラインメント等推定演算部は上記航行体の変
形に起因する上記航走体の回転変位の推定値Ｅθを、カ
ルマンフィルタを用いて推定演算することを特徴とす
る。
に装備された航走体の姿勢及び方位を推定するために該
航走体に取り付けられた慣性航法装置において、上記航
走体の回転角速度ωB を検出するためのジャイロセンサ
と、上記航走体の加速度ａB を検出するための加速度セ
ンサと、上記ジャイロセンサより出力された上記航走体
の回転角速度ωB より上記航走体の姿勢角ψS を演算
し、該姿勢角ψS と上記航行体に取り付けられた主慣性
航法装置より出力された上記航行体の姿勢角ψM との偏
差δψを演算する姿勢角演算系と、上記加速度センサよ
り出力された上記航走体の加速度ａB より上記航走体の
速度ＶS を演算し、該速度ＶS と上記航行体に取り付け
られた主慣性航法装置より出力された上記航行体の速度
ＶM との偏差δＶを演算する速度演算系と、上記姿勢角
演算系より出力された上記姿勢角偏差δψと上記ジャイ
ロセンサより出力された上記航走体の回転角速度ωB と
上記速度演算系より出力された上記速度偏差δＶと上記
加速度センサより出力された上記航走体の加速度ａB と
上記航行体に取り付けられた主慣性航法装置より出力さ
れた上記航行体の姿勢角ψMとより、カルマンフィルタ
によって、取り付けアラインメント推定値Ｅφ、姿勢差
推定値Ｅδψ及び速度差推定値ＥδＶを推定する取り付
けミスアラインメント等推定演算部と、を有し、該取り
付けミスアラインメント等推定演算部は上記航行体の変
形に起因する上記航走体の回転変位の推定値Ｅθを、カ
ルマンフィルタを用いて推定演算することを特徴とす
る。
【００６９】本発明によると、慣性航法装置において、
上記姿勢角演算系は、上記ジャイロセンサより出力され
た回転角速度ωB を用いて、上記航走体の方向余弦行列
を演算する方向余弦行列演算部と、上記取り付けミスア
ラインメント等推定演算部より出力された上記取り付け
ミスアラインメント推定値Ｅφ及び姿勢差推定値Ｅδψ
を用いて上記方向余弦行列を補正する方向余弦行列補正
演算部と、上記方向余弦行列を上記航走体の姿勢計算値
ψS に変換する姿勢計算部と、上記航走体の姿勢計算角
ψS と上記マスタ姿勢計算値ψM ’の偏差、即ち、姿勢
差δψを演算する姿勢差演算部と、上記取り付けミスア
ラインメント等推定演算部より出力された上記取り付け
ミスアラインメント推定値Ｅφを積算する取り付けミス
アラインメント推定値積算部と、上記取り付けミスアラ
インメント推定値の積算値ΣＥφによって上記航行体の
姿勢角ψM を座標変換してマスタ姿勢計算値ψM ’を求
めるマスタ姿勢座標変換部と、含むことを特徴とする。
上記姿勢角演算系は、上記ジャイロセンサより出力され
た回転角速度ωB を用いて、上記航走体の方向余弦行列
を演算する方向余弦行列演算部と、上記取り付けミスア
ラインメント等推定演算部より出力された上記取り付け
ミスアラインメント推定値Ｅφ及び姿勢差推定値Ｅδψ
を用いて上記方向余弦行列を補正する方向余弦行列補正
演算部と、上記方向余弦行列を上記航走体の姿勢計算値
ψS に変換する姿勢計算部と、上記航走体の姿勢計算角
ψS と上記マスタ姿勢計算値ψM ’の偏差、即ち、姿勢
差δψを演算する姿勢差演算部と、上記取り付けミスア
ラインメント等推定演算部より出力された上記取り付け
ミスアラインメント推定値Ｅφを積算する取り付けミス
アラインメント推定値積算部と、上記取り付けミスアラ
インメント推定値の積算値ΣＥφによって上記航行体の
姿勢角ψM を座標変換してマスタ姿勢計算値ψM ’を求
めるマスタ姿勢座標変換部と、含むことを特徴とする。
【００７０】本発明によると、慣性航法装置において、
上記速度演算系は、上記方向余弦行列を用いて上記航走
体座標系の加速度ａB を地球座標系の加速度ａL に変換
する加速度計出力座標変換部と、上記地球座標系の加速
度ａL を積分して地球座標系の速度ＶS ’を演算する速
度演算部と上記取り付けミスアラインメント等推定演算
部より出力された上記速度差推定値ＥδＶを用いて地球
座標系の速度計算値ＶS ’を補正し、上記航走体の速度
Ｖ S を求める速度補正演算部と上記航走体の速度ＶS と
上記航行体の速度ＶM の差δＶを演算する速度差演算部
と、を有することを特徴とする。
上記速度演算系は、上記方向余弦行列を用いて上記航走
体座標系の加速度ａB を地球座標系の加速度ａL に変換
する加速度計出力座標変換部と、上記地球座標系の加速
度ａL を積分して地球座標系の速度ＶS ’を演算する速
度演算部と上記取り付けミスアラインメント等推定演算
部より出力された上記速度差推定値ＥδＶを用いて地球
座標系の速度計算値ＶS ’を補正し、上記航走体の速度
Ｖ S を求める速度補正演算部と上記航走体の速度ＶS と
上記航行体の速度ＶM の差δＶを演算する速度差演算部
と、を有することを特徴とする。
【００７１】
【発明の実施の形態】図１を参照して本発明による慣性
航法装置の例を説明する。本例の慣性航法装置は、取り
付けミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢推定値Ｅδ
ψ、速度差推定値Ｅδｖに加えて歪み推定値Ｅθを演算
する。斯かる歪み推定値Ｅθは姿勢差演算部２５に供給
される。姿勢差演算部２５は次の式によって姿勢差δψ
を演算する。
航法装置の例を説明する。本例の慣性航法装置は、取り
付けミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢推定値Ｅδ
ψ、速度差推定値Ｅδｖに加えて歪み推定値Ｅθを演算
する。斯かる歪み推定値Ｅθは姿勢差演算部２５に供給
される。姿勢差演算部２５は次の式によって姿勢差δψ
を演算する。
【００７２】
【数２４】δψ＝ψS −Ｅθ−ψM
【００７３】斯かる姿勢差δψは上述のように、取り付
けミスアラインメント等推定演算部３３に供給される。
けミスアラインメント等推定演算部３３に供給される。
【００７４】こうして、本例の慣性航法装置は従来の慣
性航法装置と比較して、取り付けミスアラインメント等
推定演算部３３と姿勢差演算部２５の機能が異なり、そ
れ以外の点は従来の慣性航法装置と同様であってよい。
従って対応する構成要素には同一の参照符号を付し、そ
の詳細な説明は省略する。
性航法装置と比較して、取り付けミスアラインメント等
推定演算部３３と姿勢差演算部２５の機能が異なり、そ
れ以外の点は従来の慣性航法装置と同様であってよい。
従って対応する構成要素には同一の参照符号を付し、そ
の詳細な説明は省略する。
【００７５】図２を参照して歪みの推定方法を説明す
る。図２は本例による歪みの生成過程のモデルを示す。
ここで入力信号ηはホワイトノイズであり、出力信号ｄ
θ／ｄｔは艦船１の船体の変形速度（マスタＩＮＳ１０
とスレーブＩＮＳ２０の間の歪みの角速度）である。こ
のモデルでは、船体の変形速度ｄθ／ｄｔはホワイトノ
イズによって駆動される。図２のモデルを船体歪み特性
関数モデルと称することとする。
る。図２は本例による歪みの生成過程のモデルを示す。
ここで入力信号ηはホワイトノイズであり、出力信号ｄ
θ／ｄｔは艦船１の船体の変形速度（マスタＩＮＳ１０
とスレーブＩＮＳ２０の間の歪みの角速度）である。こ
のモデルでは、船体の変形速度ｄθ／ｄｔはホワイトノ
イズによって駆動される。図２のモデルを船体歪み特性
関数モデルと称することとする。
【００７６】定数ζ、ξの値を操作することによって、
推定値である歪みθの周期及び減衰率を所望の値に変化
させることができる。
推定値である歪みθの周期及び減衰率を所望の値に変化
させることができる。
【００７７】歪みθ及びその微分値ｄθ／ｄｔ、ｄ2 θ
／ｄｔ2 は次の式によって表される。
／ｄｔ2 は次の式によって表される。
【００７８】
【数２５】
【００７９】ここで、ｄ0 、ｄ1 、ｄ2 は次のように表
される。
される。
【００８０】
【数２６】ｄ0 ＝ξ3 ｄ1 ＝（２ζ＋１）ξ2 ｄ2 ＝（２ζ＋１）ξ
【００８１】歪み角θはスレーブＩＮＳ２０にのみ存在
するため、ミサイル２の姿勢角ψSとして表現される。
スレーブＩＮＳ座標系から地球座標系への変換を表す方
向余弦行列ＣL S 及びその転置行列ＣS L を次のように
表す。
するため、ミサイル２の姿勢角ψSとして表現される。
スレーブＩＮＳ座標系から地球座標系への変換を表す方
向余弦行列ＣL S 及びその転置行列ＣS L を次のように
表す。
【００８２】
【数２７】
【００８３】歪み角θはピッチ軸、ロール軸及びアジマ
ス軸の３軸周りの歪み角θP 、θR、θA が存在する。
歪み角θi と姿勢差δψとの関係は次のように表され
る。
ス軸の３軸周りの歪み角θP 、θR、θA が存在する。
歪み角θi と姿勢差δψとの関係は次のように表され
る。
【００８４】
【数２８】
【００８５】ここでθ1 、θ2 、θ3 は、それぞれロー
ル軸周りの歪みθR 、ピッチ軸周りの歪みθP 、アジマ
ス軸周りの歪みθA を意味する。方向余弦行列ＣL S は
対称行列であり、その要素はＣij＝Ｃji（ｉ，ｊ＝１，
２，３）なる関係があるから、数２８の式は次のように
書き換えることができる。
ル軸周りの歪みθR 、ピッチ軸周りの歪みθP 、アジマ
ス軸周りの歪みθA を意味する。方向余弦行列ＣL S は
対称行列であり、その要素はＣij＝Ｃji（ｉ，ｊ＝１，
２，３）なる関係があるから、数２８の式は次のように
書き換えることができる。
【００８６】
【数２９】
【００８７】船体歪み特性関数モデルを含む状態ベクト
ルｘは、例えばピッチ軸周りの歪みを考えると、次のよ
うに表される。
ルｘは、例えばピッチ軸周りの歪みを考えると、次のよ
うに表される。
【００８８】
【数３０】ｘT ＝〔δｖ，δψ，φ，∫θP ｄｔ，
θP ，ｄθP ／ｄｔ〕
θP ，ｄθP ／ｄｔ〕
【００８９】システム行列Ａは次のように表される。
【００９０】
【数３１】
【００９１】観測行列Ｈは次のように表される。
【００９２】
【数３２】
【００９３】これらのシステムをカルマンフィルタによ
って推定演算する。これを行列の式によって表すと、次
のようになる。
って推定演算する。これを行列の式によって表すと、次
のようになる。
【００９４】
【数３３】
【００９５】以上はピッチ軸周りの歪み角θP について
説明したが、ロール軸及びアジマス軸周りの歪み角
θR 、θA も同様である。
説明したが、ロール軸及びアジマス軸周りの歪み角
θR 、θA も同様である。
【００９６】図３を参照して本例の取り付けミスアライ
ンメント等推定演算部３３の構成及び動作を説明する。
取り付けミスアラインメント等推定演算部３３は歪みシ
ステム誤差演算部３５−１と歪み遷移行列演算部３５−
２と歪み誤差共分散行列演算部３５−３と歪みカルマン
ゲイン演算部３５−４と歪み最適推定値演算部３５−５
と歪み誤差共分散行列修正演算部３５−６とを有する。
ンメント等推定演算部３３の構成及び動作を説明する。
取り付けミスアラインメント等推定演算部３３は歪みシ
ステム誤差演算部３５−１と歪み遷移行列演算部３５−
２と歪み誤差共分散行列演算部３５−３と歪みカルマン
ゲイン演算部３５−４と歪み最適推定値演算部３５−５
と歪み誤差共分散行列修正演算部３５−６とを有する。
【００９７】歪みシステム誤差演算部３５−１は数３０
の式のシステム行列〔Ａ〕を演算し、歪み遷移行列演算
部３５−２は数１６の式のΦ、Ｇを演算し、歪み誤差共
分散行列演算部３５−３は数１５の式の誤差共分散行列
Ｐを演算し、歪みカルマンゲイン演算部３５−４は数１
５の式のカルマンゲインＫを演算し、歪み最適推定値演
算部３５−５は数１５の式の推定値ｘ（ｔ＋Δｔ，
ｔ）、ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）を演算し、歪み誤差共
分散行列修正演算部３５−６は数１５の式の誤差共分散
行列Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）を演算する。
の式のシステム行列〔Ａ〕を演算し、歪み遷移行列演算
部３５−２は数１６の式のΦ、Ｇを演算し、歪み誤差共
分散行列演算部３５−３は数１５の式の誤差共分散行列
Ｐを演算し、歪みカルマンゲイン演算部３５−４は数１
５の式のカルマンゲインＫを演算し、歪み最適推定値演
算部３５−５は数１５の式の推定値ｘ（ｔ＋Δｔ，
ｔ）、ｘ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）を演算し、歪み誤差共
分散行列修正演算部３５−６は数１５の式の誤差共分散
行列Ｐ（ｔ＋Δｔ，ｔ＋Δｔ）を演算する。
【００９８】歪み最適推定値演算部３５−５は取り付け
ミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢推定値Ｅδψ、速
度差推定値Ｅδｖ及び歪み推定値Ｅθを推定演算する。
本例によると、斯かる推定値を用いて、ミサイル２の姿
勢及び速度を補正するため、ミサイル２の姿勢及び速度
は次第に真の値に収束する。
ミスアラインメント推定値Ｅφ、姿勢推定値Ｅδψ、速
度差推定値Ｅδｖ及び歪み推定値Ｅθを推定演算する。
本例によると、斯かる推定値を用いて、ミサイル２の姿
勢及び速度を補正するため、ミサイル２の姿勢及び速度
は次第に真の値に収束する。
【００９９】以上本発明の実施例について説明したが本
発明の範囲を逸脱することなく様々な変更等が可能であ
ることは当業者にとって理解されよう。
発明の範囲を逸脱することなく様々な変更等が可能であ
ることは当業者にとって理解されよう。
【０１００】
【発明の効果】本発明によると、艦船の変形及び撓みに
起因するミサイル２の姿勢及び速度の誤差を修正するこ
とができるから、ミサイル２の姿勢及び速度の推定値を
正確に求めることができる利点がある。
起因するミサイル２の姿勢及び速度の誤差を修正するこ
とができるから、ミサイル２の姿勢及び速度の推定値を
正確に求めることができる利点がある。
【０１０１】本発明によると、従来の慣性航法装置を利
用して艦船の変形及び撓みに起因するミサイル２の姿勢
及び速度の誤差を修正することができる利点がある。
用して艦船の変形及び撓みに起因するミサイル２の姿勢
及び速度の誤差を修正することができる利点がある。
【０１０２】本発明によると、従来の慣性航法装置に含
まれるカルマンフィルタを利用して艦船の変形及び撓み
に起因するミサイル２の姿勢及び速度の誤差を修正する
ことができるから、ミサイル２の姿勢及び速度の推定値
を正確に求めることができる利点がある。
まれるカルマンフィルタを利用して艦船の変形及び撓み
に起因するミサイル２の姿勢及び速度の誤差を修正する
ことができるから、ミサイル２の姿勢及び速度の推定値
を正確に求めることができる利点がある。
【図１】本発明の慣性航法装置（ＩＮＳ）の構成例を示
す図である。
す図である。
【図２】本発明による歪みの特性を示すブロック図であ
る。
る。
【図３】本発明の慣性航法装置（ＩＮＳ）の取り付けミ
スアラインメント等推定演算部の構成例を示す図であ
る。
スアラインメント等推定演算部の構成例を示す図であ
る。
【図４】艦船に装備されたミサイルの配置を示す図であ
る。
る。
【図５】従来の慣性航法装置（ＩＮＳ）の構成例を示す
図である。
図である。
【図６】従来の慣性航法装置（ＩＮＳ）の取り付けミス
アラインメント等推定演算部の構成例を示す図である。
アラインメント等推定演算部の構成例を示す図である。
１ 艦船 ２ ミサイル １０ マスタＩＮＳ ２０ スレーブＩＮＳ ２１ ジャイロセンサ ２２ 方向余弦行列演算部 ２３ 方向余弦行列補正演算部 ２４ 姿勢計算部 ２５ 姿勢差演算部 ２６ 取り付けミスアラインメント推定値積算部 ２７ マスタ姿勢座標変換部 ２８ 加速度センサ ２９ 加速度計出力座標変換部 ３０ 速度演算部 ３１ 速度補正演算部 ３２ 速度差演算部 ３３ 取り付けミスアラインメント等推定演算部
Claims (3)
- 【請求項１】 航行体に装備された航走体の姿勢及び方
位を推定するために該航走体に取り付けられた慣性航法
装置において、 上記航走体の回転角速度ωB を検出するためのジャイロ
センサと、 上記航走体の加速度ａB を検出するための加速度センサ
と、 上記ジャイロセンサより出力された上記航走体の回転角
速度ωB より上記航走体の姿勢角ψS を演算し、該姿勢
角ψS と上記航行体に取り付けられた主慣性航法装置よ
り出力された上記航行体の姿勢角ψM との偏差δψを演
算する姿勢角演算系と、 上記加速度センサより出力された上記航走体の加速度ａ
B より上記航走体の速度ＶS を演算し、該速度ＶS と上
記航行体に取り付けられた主慣性航法装置より出力され
た上記航行体の速度ＶM との偏差δＶを演算する速度演
算系と、 上記姿勢角演算系より出力された上記姿勢角偏差δψと
上記ジャイロセンサより出力された上記航走体の回転角
速度ωB と上記速度演算系より出力された上記速度偏差
δＶと上記加速度センサより出力された上記航走体の加
速度ａB と上記航行体に取り付けられた主慣性航法装置
より出力された上記航行体の姿勢角ψMとより、カルマ
ンフィルタによって、取り付けアラインメント推定値Ｅ
φ、姿勢差推定値Ｅδψ及び速度差推定値ＥδＶを推定
する取り付けミスアラインメント等推定演算部と、を有
し、該取り付けミスアラインメント等推定演算部は上記
航行体の変形に起因する上記航走体の回転変位の推定値
Ｅθを、カルマンフィルタを用いて推定演算することを
特徴とする慣性航法装置。 - 【請求項２】 請求項１記載の慣性航法装置において、
上記姿勢角演算系は、 上記ジャイロセンサより出力された回転角速度ωB を用
いて、上記航走体の方向余弦行列を演算する方向余弦行
列演算部と、 上記取り付けミスアラインメント等推定演算部より出力
された上記取り付けミスアラインメント推定値Ｅφ及び
姿勢差推定値Ｅδψを用いて上記方向余弦行列を補正す
る方向余弦行列補正演算部と、 上記方向余弦行列を上記航走体の姿勢計算値ψS に変換
する姿勢計算部と、上記航走体の姿勢計算角ψS と上記
マスタ姿勢計算値ψM ’の偏差、即ち、姿勢差δψを演
算する姿勢差演算部と、 上記取り付けミスアラインメント等推定演算部より出力
された上記取り付けミスアラインメント推定値Ｅφを積
算する取り付けミスアラインメント推定値積算部と、 上記取り付けミスアラインメント推定値の積算値ΣＥφ
によって上記航行体の姿勢角ψM を座標変換してマスタ
姿勢計算値ψM ’を求めるマスタ姿勢座標変換部と、 含むことを特徴とする慣性航法装置。 - 【請求項３】 請求項１又は２記載の慣性航法装置にお
いて、上記速度演算系は、 上記方向余弦行列を用いて上記航走体座標系の加速度ａ
B を地球座標系の加速度ａL に変換する加速度計出力座
標変換部と、 上記地球座標系の加速度ａL を積分して地球座標系の速
度ＶS ’を演算する速度演算部と上記取り付けミスアラ
インメント等推定演算部より出力された上記速度差推定
値ＥδＶを用いて地球座標系の速度計算値ＶS ’を補正
し、上記航走体の速度Ｖ S を求める速度補正演算部と上
記航走体の速度ＶS と上記航行体の速度ＶM の差δＶを
演算する速度差演算部と、を有することを特徴とする慣
性航法装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24474295A JPH0989585A (ja) | 1995-09-22 | 1995-09-22 | 慣性航法装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24474295A JPH0989585A (ja) | 1995-09-22 | 1995-09-22 | 慣性航法装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0989585A true JPH0989585A (ja) | 1997-04-04 |
Family
ID=17123224
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24474295A Pending JPH0989585A (ja) | 1995-09-22 | 1995-09-22 | 慣性航法装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0989585A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011220791A (ja) * | 2010-04-08 | 2011-11-04 | Japan Aviation Electronics Industry Ltd | 慣性航法装置 |
| JP2014202571A (ja) * | 2013-04-04 | 2014-10-27 | 古野電気株式会社 | 移動体情報算出装置、移動体情報取得装置、移動体、移動体情報算出方法、移動体情報取得方法、移動体情報算出プログラム、および移動体情報取得プログラム |
| KR20160127734A (ko) * | 2014-02-27 | 2016-11-04 | 애틀랜틱 이너셜 시스템스 리미티드 | 관성 항법 시스템 |
| KR20170142903A (ko) * | 2016-06-20 | 2017-12-28 | 애틀랜틱 이너셜 시스템스 리미티드 | 관성 내비게이션 시스템 |
| CN108088464A (zh) * | 2016-11-22 | 2018-05-29 | 北京自动化控制设备研究所 | 一种闭环修正安装误差的挠曲估计方法 |
| CN112097728A (zh) * | 2020-09-17 | 2020-12-18 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于反向解算惯性导航系统的惯性双矢量匹配形变测量方法 |
-
1995
- 1995-09-22 JP JP24474295A patent/JPH0989585A/ja active Pending
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| CN108088464B (zh) * | 2016-11-22 | 2021-07-13 | 北京自动化控制设备研究所 | 一种闭环修正安装误差的挠曲估计方法 |
| CN112097728A (zh) * | 2020-09-17 | 2020-12-18 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于反向解算惯性导航系统的惯性双矢量匹配形变测量方法 |
| CN112097728B (zh) * | 2020-09-17 | 2021-07-30 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于反向解算组合惯性导航系统的惯性双矢量匹配形变测量方法 |
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