JP5338464B2 - Inertial navigation device, flying object, and navigation data calculation method - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、飛翔体の飛行に用いる航法データを算出する慣性航法装置、該慣性航法装置を備える飛翔体及び上記航法データの算出方法に関する。 The present invention relates to an inertial navigation apparatus that calculates navigation data used for flying a flying object, a flying object including the inertial navigation apparatus, and a method for calculating the navigation data.
従来から飛翔体として、翼により揚力を得つつエンジン等の動力源から発生される推進力によって飛行する飛行機や、自らの質量の一部を後方に射出しその反作用で生じる推進力によって飛行するロケット等が用いられている。これらの飛翔体においては、目標経路に沿って飛行するための誘導が一般的に行われている。
ここで、非特許文献１には、積み荷いわゆるペイロードを所定の高度まで運び、地球の周回軌道に投入するロケット及びその誘導システムについて開示されている。
Conventionally, as a flying object, an airplane flying with propulsion generated from a power source such as an engine while obtaining lift by a wing, or a rocket flying with propulsion generated by the reaction of a part of its own mass Etc. are used. In these flying objects, guidance for flying along a target route is generally performed.
Here, Non-Patent
非特許文献１に開示されたロケットは、その現在位置や速度といった航法データを算出する航法装置と、誘導に用いられる指令値を算出する誘導計算機と、ロケットの推進装置等を制御する飛行制御部とを有している。誘導計算機は、航法データと目標経路とを比較し、ロケットの姿勢を補正するための指令値を算出し、指令値を飛行制御部に出力する。飛行制御部は、誘導計算機からの指令値に基づきロケットの姿勢を補正することで、ロケットを目標経路に沿って飛行させることができる。
The rocket disclosed in Non-Patent
ロケットの航法データを算出する航法装置としては、ロケットの外部に設置された送信機がロケットの飛行に関する情報を送信し、ロケットに設けられた受信機が受信した上記情報から航法データを算出する電波航法装置や衛星航法装置、又は、ロケットに加速度計等のセンサ（慣性計測器）を設置し、センサの計測結果を積分することで必要な航法データを算出する慣性航法装置等が用いられている。 As a navigation device that calculates rocket navigation data, a transmitter installed outside the rocket transmits information related to the flight of the rocket, and a radio wave that calculates navigation data from the information received by the receiver installed in the rocket. Navigation devices, satellite navigation devices, or inertial navigation devices that install necessary sensors (inertial measuring instruments) such as accelerometers on rockets and integrate the measurement results of the sensors are used. .
なお、近年のロケットでは、天候の影響や送受信機の故障等により航法データの算出ができなくなり誘導不能となることを避ける必要があることから、自律飛行を行うための慣性航法装置を備えることが必須の条件となっている。
また、上記慣性航法装置で航法データを算出した後、ＧＰＳ衛星から送信される情報を用いて上記航法データを補正する方法も用いられている（例えば、特許文献１参照）。
In recent rockets, it is necessary to avoid the fact that navigation data cannot be calculated due to the influence of the weather or failure of the transmitter / receiver, and it is necessary to avoid becoming impossible to guide, so it is necessary to have an inertial navigation device for autonomous flight It is an indispensable condition.
Moreover, after calculating navigation data with the inertial navigation device, a method of correcting the navigation data using information transmitted from a GPS satellite is also used (see, for example, Patent Document 1).
ところで、慣性航法装置を有するロケットでは、地上からの打ち上げ時におけるロケットの方位情報を取得する必要がある。これは、慣性航法装置は上記方位情報から航法データの初期値を算出するためである。そこで、ロケットの打ち上げ前にアライメントと呼ばれる処理を行い、ロケットに働く真の重力方向やロケットからの真北方向等を算出している。
このアライメントには一般的に１時間程度の時間が掛かり、アライメントの存在がロケットの運用面における手間やコストを増加させていた。
By the way, in a rocket having an inertial navigation device, it is necessary to obtain rocket heading information at the time of launch from the ground. This is because the inertial navigation apparatus calculates the initial value of the navigation data from the azimuth information. Therefore, a process called alignment is performed before launching the rocket to calculate the true gravity direction acting on the rocket and the true north direction from the rocket.
This alignment generally takes about one hour, and the presence of the alignment increases the labor and cost of the operation of the rocket.
また、前述の通り慣性航法装置は、慣性計測器からの計測結果を積分することで航法データを算出する。ところが、算出には積分を用いているために、航法データに含まれる誤差量は次第に大きくなり発散する傾向があることから、慣性計測器には計測結果に含まれる誤差量が少なく精度の高い計測機を用いる必要がある。
しかし、このような高精度の慣性計測器は高価であり、高価な慣性計測器を使用することでロケットのコストを増加させていた。
Further, as described above, the inertial navigation device calculates the navigation data by integrating the measurement results from the inertial measuring instrument. However, since integration is used in the calculation, the amount of error included in the navigation data tends to gradually increase and diverge. It is necessary to use a machine.
However, such a high-precision inertial measuring instrument is expensive, and the cost of the rocket is increased by using an expensive inertial measuring instrument.
さらに、特許文献１に開示された方法を用いて、航法データの補正処理を例えばロケットの動力飛行中に行った場合、ロケットの質量は時間と共に大きく減少するために、その補正のための計算量が膨大になり、高性能の演算装置を備える必要や正しく補正することが難しくなる等の課題があった。
Further, when the navigation data correction processing is performed during the power flight of the rocket, for example, using the method disclosed in
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、飛翔体の打ち上げ時におけるアライメントを省略もしくは短縮でき、低廉な慣性計測器や演算装置等を使用できる慣性航法装置、飛翔体及び航法データ算出方法を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of such circumstances, and an inertial navigation device, a flying object, and a navigation device that can omit or shorten the alignment at the time of launching the flying object and that can use inexpensive inertial measuring instruments, arithmetic devices, and the like. The object is to provide a data calculation method.
上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
本発明の慣性航法装置は、慣性計測器の計測結果から飛翔体の飛行に用いる航法データを算出する慣性航法装置であって、飛翔体の飛行に関する情報を受信して比較用航法データを算出する受信機と、受信した比較用航法データを参照して航法データの誤差量を推定する誤差推定部と、飛翔体の慣性飛行中に誤差量を用いて航法データを補正する航法演算部と、を有するという構成を採用する。
このような構成を採用する本発明では、受信機が飛翔体の飛行に関する情報を受信して比較用航法データを算出し、誤差推定部が受信した比較用航法データを参照して航法データの誤差量を推定し、飛翔体の慣性飛行中に航法演算部が誤差量を用いて航法データを補正する。そのため、本発明では、誤差の少ない航法データを得ることが可能となる。
また、本発明では、慣性飛行中は飛翔体の推進用燃料が消費されず飛翔体の質量が一定であることから、質量に関するパラメータも一定となり、誤差推定の結果得られる誤差量の精度が向上する。
In order to solve the above problems, the present invention employs the following means.
The inertial navigation device of the present invention is an inertial navigation device that calculates navigation data used for flying a flying object from the measurement result of the inertial measuring instrument, and receives information related to the flying of the flying object and calculates comparative navigation data. An error estimation unit that estimates an error amount of the navigation data with reference to the received comparison navigation data, and a navigation calculation unit that corrects the navigation data using the error amount during inertial flight of the flying object, The structure of having is adopted.
In the present invention adopting such a configuration, the receiver receives information related to the flight of the flying object, calculates comparative navigation data, and refers to the comparative navigation data received by the error estimation unit to determine the error in the navigation data. The amount is estimated, and the navigation calculation unit corrects the navigation data using the error amount during the inertial flight of the flying object. Therefore, according to the present invention, navigation data with few errors can be obtained.
In the present invention, the propellant fuel for the flying object is not consumed during inertial flight, and the mass of the flying object is constant, so the parameters related to the mass are also constant, and the accuracy of the error amount obtained as a result of error estimation is improved. To do.
また、本発明の慣性航法装置は、飛翔体の慣性飛行中に所定の推進力が生じたときに、航法データの誤差を補正するという構成を採用する。
このような構成を採用する本発明では、飛翔体に所定の推進力が生じ、慣性計測器がこの推進力を計測するため、慣性計測器の計測結果におけるＳＮ比（信号対雑音比）が向上する。
In addition, the inertial navigation device of the present invention employs a configuration in which an error in navigation data is corrected when a predetermined propulsive force is generated during the inertial flight of the flying object.
In the present invention employing such a configuration, a predetermined propulsive force is generated in the flying object, and the inertial measurement device measures this propulsive force, so that the SN ratio (signal-to-noise ratio) in the measurement result of the inertial measurement device is improved. To do.
また、本発明の飛翔体は、上記の慣性航法装置を有するという構成を採用する。
このような構成を採用する本発明では、飛翔体は、誤差の少ない航法データを用いて飛行することが可能となる。
Further, the flying object of the present invention adopts a configuration having the inertial navigation device described above.
In the present invention employing such a configuration, the flying object can fly using navigation data with less error.
また、本発明は、慣性計測器の計測結果から飛翔体の飛行に用いる航法データを算出する航法データ算出方法であって、飛翔体の飛行に関する情報を受信して比較用航法データを算出する受信工程と、受信した比較用航法データを参照して航法データの誤差量を推定する誤差推定工程と、誤差量を用いて航法データを補正する補正工程と、を備えるという方法を採用する。
このような方法を採用する本発明では、誤差の少ない航法データを得ることが可能となる。
Further, the present invention is a navigation data calculation method for calculating navigation data used for flight of a flying object from a measurement result of an inertial measuring instrument, and receives information related to flight of a flying object and calculates comparative navigation data A method is adopted that includes a step, an error estimation step of estimating an error amount of the navigation data with reference to the received comparison navigation data, and a correction step of correcting the navigation data using the error amount.
In the present invention employing such a method, navigation data with less error can be obtained.
また、本発明は、飛翔体の慣性飛行中に、受信工程、誤差推定工程及び補正工程が行われるという方法を採用する。
このような方法を採用する本発明では、慣性飛行中は飛翔体の推進用燃料が消費されず飛翔体の質量が一定であることから、質量に関するパラメータも一定となり、誤差推定の結果得られる誤差量の精度が向上する。
Further, the present invention employs a method in which the reception process, the error estimation process, and the correction process are performed during the inertial flight of the flying object.
In the present invention employing such a method, the propulsion fuel for the flying object is not consumed during inertial flight, and the mass of the flying object is constant, so the parameters relating to the mass are also constant, and the error obtained as a result of error estimation The accuracy of the quantity is improved.
また、本発明は、飛翔体の慣性飛行中に所定の推進力が生じたときに、受信工程、誤差推定工程及び補正工程が行われるという方法を採用する。
このような方法を採用する本発明では、飛翔体に所定の推進力が生じ、慣性計測器がこの推進力を計測するため、慣性計測器の計測結果におけるＳＮ比（信号対雑音比）が向上する。
In addition, the present invention employs a method in which a reception process, an error estimation process, and a correction process are performed when a predetermined propulsive force is generated during the inertial flight of the flying object.
In the present invention employing such a method, a predetermined propulsive force is generated in the flying object, and the inertial measurement device measures this propulsive force, so the SN ratio (signal-to-noise ratio) in the measurement result of the inertial measurement device is improved. To do.
本発明によれば、以下の効果を得ることができる。
本発明によれば、いわゆる海上発射や空中発射等のアライメントを実施しても飛翔体の方位情報に誤差が残るような打ち上げ方法や、計測結果に比較的大きな誤差が含まれる一方で低廉な慣性計測器を用いた場合であっても、誤差の少ない航法データを得ることができる。そのため、本発明によれば、海上発射や空中発射等の打ち上げ方法を用いた場合であっても、精度の高い誘導を行うことができるという効果がある。また、本発明によれば、飛翔体の打ち上げ時における方位情報を取得するためのアライメントを省略もしくは短縮でき、低廉な慣性計測器や演算装置等を使用できるという効果がある。
According to the present invention, the following effects can be obtained.
According to the present invention, a launch method in which an error remains in the direction information of a flying object even when alignment such as so-called sea launch or air launch is performed, and a relatively large error is included in a measurement result, while low-cost inertia is included. Even when a measuring instrument is used, navigation data with few errors can be obtained. Therefore, according to the present invention, there is an effect that highly accurate guidance can be performed even when a launch method such as sea launch or air launch is used. Further, according to the present invention, the alignment for acquiring the azimuth information at the time of launching the flying object can be omitted or shortened, and there is an effect that an inexpensive inertial measuring instrument, arithmetic device, etc. can be used.
以下、図面を参照して本発明の実施形態について説明する。
まず、本実施形態に係る慣性航法装置Ａが設けられたロケット（飛翔体）Ｘの全体構成を、図１を参照して説明する。
図１は、本実施形態に係る慣性航法装置Ａが設けられたロケットＸの全体構成を示す概略図である。
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
First, the overall configuration of a rocket (flying object) X provided with the inertial navigation apparatus A according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
FIG. 1 is a schematic diagram showing an overall configuration of a rocket X provided with an inertial navigation apparatus A according to the present embodiment.
本実施形態に係るロケットＸは、多段式固体ロケット又は多段式液体ロケットであり、積み荷であるペイロード３を所定の高度まで運び、必要な速度で地球の周回軌道又は亜軌道にペイロード３を投入するためのロケットである。また、ロケットＸにおいては、予め設定された目標経路に沿って飛行するという、いわゆる誘導が行われている。
図１に代表例を示すように、ロケットＸは主要な要素として、第１段ロケット１と、第２段ロケット２と、積み荷であるペイロード３とを有している。なお、図１における矢印Ｆは、ロケットＸの推進方向を示す。
The rocket X according to the present embodiment is a multi-stage solid rocket or a multi-stage liquid rocket, which carries the payload 3 as a load to a predetermined altitude and throws the payload 3 into the orbit or sub-orbit of the earth at a required speed. It is a rocket for. In the rocket X, so-called guidance is performed in which the rocket X flies along a preset target route.
As shown in FIG. 1, the rocket X includes a
第１段ロケット１は、ロケットＸの地上からの打ち上げ時に使用される主要な推進装置である。第１段ロケット１は、第１段ロケット１の−Ｆ方向側に設けられ推進力を発生する第１段エンジン部４と、第１段エンジン部４に供給されるロケット燃料を蓄える不図示の燃料タンクとを有している。第１段エンジン部４は、エンジンの噴射方向を変化させる不図示のジンバル部を有している。
The
第２段ロケット２は、第１段ロケット１の＋Ｆ方向側に設けられ、第１段ロケット１が切り離された後にペイロード３を運ぶための推進装置である。第２段ロケット２は、第２段ロケット２の−Ｆ方向側に設けられ推進力を発生する第２段エンジン部５と、ロケットＸ全体の飛行制御を行う制御機器等が設置される機器搭載部６と、第２段エンジン部５に供給される酸素及び水素を蓄える不図示の液体酸素タンク及び液体水素タンクと、所定の推進力を発生する不図示のガスジェットを有している。第２段エンジン部５は、エンジンの噴射方向を変化させる不図示のジンバル部を有している。なお、機器搭載部６に設置される制御機器等の説明は後述する。
The
第２段ロケット２の＋Ｆ方向側には、ペイロード３が設置されている。第２段ロケット２及びペイロード３の外側には、ロケットＸの先端部外殻を形成するフェアリング７が設けられている。フェアリング７は、ロケットＸの大気圏通過中におけるペイロード３の保護用カバーである。
A payload 3 is installed on the + F direction side of the
次に、本実施形態における機器搭載部６の構成を、図２を参照して説明する。
図２は、本実施形態における機器搭載部６の構成を示す概略図である。
Next, the configuration of the
FIG. 2 is a schematic diagram showing the configuration of the
図２に示すように、機器搭載部６は、ロケットＸの現在位置や速度等の航法データを算出する慣性航法装置Ａと、誘導に用いられる指令値を算出する誘導計算機２１と、上記指令値に従い第１段エンジン部４を制御する第１段ロケット制御部２２と、上記指令値に従い第２段エンジン部５を制御する第２段ロケット制御部２３とを有している。
As shown in FIG. 2, the
慣性航法装置Ａは、ロケットＸの加速度や角速度等を計測するセンサである慣性計測器１１と、ロケットＸの飛行に関する情報を受信して航法データとの比較に用いられる比較用航法データを算出する受信機１２と、慣性計測器１１の計測結果から航法データを算出し後述する誤差推定部１４が推定した誤差量を用いて上記航法データを補正する航法演算部１３と、航法データと比較用航法データとを比較しつつ航法データに含まれる誤差量を推定する誤差推定部１４とを有している。
The inertial navigation apparatus A receives the information related to the flight of the rocket X and the
慣性計測器１１は、ロケットＸにおける互いに直交する所定の３軸に関する加速度を計測する加速度計１５と、ロケットＸにおける互いに直交する所定の３軸周りの角速度を計測するジャイロ１６とを有している。加速度計１５及びジャイロ１６は、計測結果である加速度及び角速度、さらに加速度及び角速度の積算値である速度増分積算値及び角度増分積算値を航法演算部１３に出力する。
The inertial measuring
受信機１２は、ロケットＸの外部に設けられた複数の送信機３１から送信されるロケットＸの飛行に関する情報を受信して、ロケットＸの現在位置及び速度を算出する受信機である。なお、受信機１２が算出する位置及び速度の情報は、航法データとの比較に用いられる比較用航法データとなる。
本実施形態における送信機３１はＧＰＳ衛星であり、受信機１２はＧＰＳ受信機である。もっとも、送信機３１及び受信機１２はＧＰＳ機器に限定されず、例えば超短波の電波を用いた無線標識施設（ＶＯＲ）等であってもよい。
The
In the present embodiment, the
航法演算部１３は、慣性計測器１１の計測結果から航法データを算出し、後述する誤差推定部１４が推定した誤差量を用いて航法データを補正する演算部である。そして、航法演算部１３は、補正後の航法データを誘導計算機２１に出力する。
The
誤差推定部１４は、航法演算部１３から入力された航法データと受信機１２から入力された比較用航法データとを比較し、航法データに含まれる誤差量を推定する推定部である。誤差推定部１４は、カルマンフィルタによって構成されている。
The
続いて、代表例として本実施形態に係るロケットＸが地上から打ち上げられ、ペイロード３を地球の周回軌道に投入する動作を説明する。 Subsequently, as a representative example, an operation of launching the payload 3 into the orbit of the earth when the rocket X according to the present embodiment is launched from the ground will be described.
まず、ロケットＸが、地上に設けられた打ち上げ設備に設置される。ここで、航法データ（座標変換行列等）の初期値を算出するための、設置時におけるロケットＸの方位情報を慣性航法装置Ａに導入させる。この方位情報は、ロケットＸからの真の重力方向や真北方向等の情報である。方位情報の導入方法は、ロケットＸの方位を所定の値として入力してもよいし、簡易的なアライメントを短時間で行うことで算出してもよい。 First, the rocket X is installed in a launch facility provided on the ground. Here, the directional information of the rocket X at the time of installation for calculating the initial value of the navigation data (coordinate transformation matrix etc.) is introduced into the inertial navigation apparatus A. This azimuth information is information such as the true gravity direction and true north direction from the rocket X. The direction information introduction method may input the direction of the rocket X as a predetermined value, or may be calculated by performing simple alignment in a short time.
次に、第１段ロケット１点火し、これらの推進装置の推進力によりロケットＸを地上から打ち上げる。ロケットＸには慣性力が働き、慣性計測器１１は、ロケットＸの加速度及び角速度を計測する。航法演算部１３は、慣性計測器１１の計測結果より航法データを算出し、該航法データを誘導計算機２１に出力する。誘導計算機２１は、入力された航法データと予め設定された目標経路とを比較し、ロケットＸを目標経路に沿って誘導するために必要な指令値を算出し、該指令値を第１段ロケット制御部２２に出力する。第１段ロケット制御部２２は、入力された指令値に基づき、ロケットＸが目標経路に沿って飛行するように第１段エンジン部４及びそのジンバル部等を制御する。
Next, the
ロケットＸが第１段ロケット１の推進力により飛行している間、すなわちロケットＸの動力飛行中には、航法演算部１３による誤差補正は行わない。航法演算部１３は、慣性計測器１１の計測結果を元に算出した航法データを補正せずに誘導計算機２１に出力する。
While the rocket X is flying by the propulsive force of the
次に、第１段ロケット１の燃料が尽きたところで、第１段ロケット１を第２段ロケット２から切り離す。その後、ペイロード３は、第２段ロケット２によって投入位置まで運ばれる。
誘導計算機２１は、航法データと目標経路とを比較し、第２段ロケット２を目標経路に沿って誘導するために必要な指令値を算出し、該指令値を第２段ロケット制御部２３に出力する。第２段ロケット制御部２３は、入力された指令値に従い、第２段ロケット２が目標経路に沿って飛行するように第２段エンジン部５を制御する。なお、第２段エンジン部５の作動中も、航法データの誤差補正は実施しない。
Next, when the fuel of the
The
次に、第２段ロケット２が地球の重力圏を脱したところで、誘導計算機２１及び第２段ロケット制御部２３が第２段エンジン部５を停止させ、第２段ロケット２は慣性飛行に入る。また、誘導計算機２１は、慣性飛行に入ったことを示す信号を慣性航法装置Ａに出力する。この信号の入力により慣性航法装置Ａは、航法データの誤差補正を開始する。この誤差補正の方法については後述する。
Next, when the
航法データの誤差補正を行うことにより、例えば、ロケットＸの打ち上げ時における方位情報や慣性計測器１１の計測結果に大きな誤差が含まれている場合であっても、誤差の少ない航法データを得ることができる。
また、本実施形態では航法データの誤差補正は、第２段ロケット２の慣性飛行中に実施される。そのため、慣性飛行中は第２段ロケット２の推進用酸素及び水素が消費されず、第２段ロケット２の質量が一定であることから、誤差推定部１４の推定により得られる誤差量の精度を向上させることができる。
By correcting the error of the navigation data, for example, even when a large error is included in the azimuth information at the launch of the rocket X and the measurement result of the inertial measuring
In the present embodiment, the error correction of the navigation data is performed during the inertial flight of the
さらに、航法データの誤差補正時に、第２段ロケット２に設けられ所定の推進力を発生できるガスジェットを作動させ、所定の推進力を発生させてもよい。
上記ガスジェットの作動時には、慣性計測器１１が上記ガスジェットの作動により発生する慣性力等を計測するため、慣性計測器１１の計測結果におけるＳＮ比（信号対雑音比）が向上し、航法データの推定をガスジェットによる推進力を加えない場合に比べ、迅速に行うことができる。なお、上記所定の推進力を発生させる場合は、後述する誤差推定部において、時間更新を示す状態方程式に制御入力項を追加する場合がある。
Furthermore, when correcting the error in the navigation data, a gas jet provided in the
At the time of the operation of the gas jet, the inertial measuring
次に、慣性航法装置Ａが、補正後の航法データを誘導計算機２１に出力する。誘導計算機２１は、第２段ロケット２を目標経路に沿って誘導するための指令値を算出し、該指令値を第２段ロケット制御部２３に出力する。第２段ロケット制御部２３は、入力された指令値に基づき、第２段ロケット２が目標経路に沿って飛行するように第２段エンジン部５を制御する。したがって、第２段ロケット２を精度よく目標経路に沿わせて飛行させることができる。
Next, the inertial navigation device A outputs the corrected navigation data to the
最後に、第２段ロケット２に設けられたペイロード３を、地球の周回軌道に投入する。
第２段ロケット２が、ペイロード３の投入位置に到達したところで、第２段ロケット２からペイロード３を切り離し、地球の周回軌道に投入する。ペイロード３は、地球を周回するに十分な速度で投入されるため、地球の周回軌道を周回することができる。
以上で、ロケットＸが地上から打ち上げられ、ペイロード３を地球の周回軌道に投入する動作が終了する。
Finally, the payload 3 provided in the
When the
This completes the operation of launching the rocket X from the ground and putting the payload 3 into the earth's orbit.
続いて、慣性航法装置Ａにおける航法データの算出及び補正について、図３を参照して説明する。
図３は、本実施形態に係る慣性航法装置Ａの航法データの算出及び補正の方法を示す概略図である。なお、図３において、ステップＳ１からＳ１１までは航法演算部１３における処理ステップを示し、ステップＳ１２からＳ１５までは誤差推定部１４における処理ステップを示している。
Next, calculation and correction of navigation data in the inertial navigation apparatus A will be described with reference to FIG.
FIG. 3 is a schematic diagram illustrating a method for calculating and correcting navigation data of the inertial navigation apparatus A according to the present embodiment. In FIG. 3, steps S1 to S11 indicate processing steps in the
ステップＳ１では、第２段ロケット２の速度増分、角度増分及び角速度を算出し、上記各々の値に含まれる誤差を補正する。
まず、加速度計１５及びジャイロ１６のそれぞれの出力である速度増分積算値及び角度増分積算値より、サンプリング周期間での速度増分及び角度増分を算出する。これは、現サイクルにおける速度増分積算値及び角度増分積算値から、前サイクルにおける速度増分積算値及び角度増分積算値を引くことにより算出する。
次に、得られた速度増分及び角度増分の各々に、後述する誤差推定部１４によって推定した誤差量を加えることで、補正後の速度増分及び角度増分を算出する。また、ジャイロ１６の出力である角速度計測値に対しても、誤差推定部１４によって推定した誤差量を加え、補正後の角速度を算出する。なお、速度増分の補正に用いる誤差量は、バイアス誤差、スケールファクタ誤差及びミスアライメント誤差の３種である。一方、角度増分及び角速度の補正に用いる誤差量も、バイアス誤差、スケールファクタ誤差及びミスアライメント誤差の３種である。
In step S1, the speed increment, angle increment and angular velocity of the
First, the speed increment and the angle increment between the sampling periods are calculated from the speed increment accumulated value and the angle increment accumulated value which are the outputs of the
Next, the corrected speed increment and angle increment are calculated by adding an error amount estimated by the
ステップＳ２ではコーニング補正を、ステップＳ３ではスカリング補正を行う。
ステップＳ１で算出した補正後速度増分及び補正後角度増分は、第２段ロケット２の機体の回転運動の影響から正しい速度変化及び角度変化を計測できていない。よって、ステップＳ１で算出した補正後角度増分及び補正後速度増分に対してコーニング補正及びスカリング補正を行う。
コーニング補正では、ステップＳ１で算出した補正後角度増分から、機体座標系の回転によって発生する機体座標系の各軸周りにおける見かけ上の角速度の影響を補正し、慣性座標系から見た機体座標系の単位時間当たりの角度増分を求める。スカリング補正では、回転している機体座標系の各軸方向の速度増分となっているステップＳ１で算出した補正後速度増分に対し、コーニング補正後の角度増分を用い、単位時間の間、一定の機体座標系において計測した速度増分となるように補正する。
In step S2, coning correction is performed, and in step S3, squaring correction is performed.
In the corrected speed increment and the corrected angle increment calculated in step S1, the correct speed change and angle change cannot be measured due to the influence of the rotational motion of the airframe of the
In the corning correction, the influence of the apparent angular velocity around each axis of the aircraft coordinate system generated by the rotation of the aircraft coordinate system is corrected from the corrected angle increment calculated in step S1, and the aircraft coordinate system viewed from the inertial coordinate system is corrected. Find the angle increment per unit time. In the squaring correction, the angle increment after the corning correction is used for the corrected speed increment calculated in step S1 which is the speed increment in each axis direction of the rotating machine coordinate system, and is constant for a unit time. Correction is made so that the speed increment measured in the machine coordinate system.
ステップＳ４では、クォータニオンの時間更新を行う。
クォータニオンとは、慣性計測器１１が設置された機体座標系であるプラットフォーム座標系から、慣性座標系への変換を表す四元数をいう。ステップＳ２で算出したコーニング補正後の角度増分を用いて、クォータニオンを時間更新して算出する。
In step S4, the quaternion time is updated.
A quaternion is a quaternion representing a conversion from a platform coordinate system, which is an airframe coordinate system in which the inertial measuring
ステップＳ５では、クォータニオンの誤差補正を行う。
後述する誤差推定部１４によって推定されるクォータニオンの誤差量を用いて、ステップＳ４で算出した時間更新後のクォータニオンを補正する。その後、時間更新に用いられる数式における近似の精度により発生するスケール誤差を補正するため、正規化処理を実施する。
本実施形態では、クォータニオンの誤差を補正しているために、第２段ロケット２の姿勢情報を精度よく算出することができる。
In step S5, quaternion error correction is performed.
The quaternion after the time update calculated in step S4 is corrected using the quaternion error amount estimated by the
In the present embodiment, since the quaternion error is corrected, the attitude information of the
ステップＳ６では、座標変換行列を算出する。
ステップＳ５で算出された誤差補正後のクォータニオンを用いて、プラットフォーム座標系から慣性座標系への座標変換行列を算出する。
In step S6, a coordinate transformation matrix is calculated.
A coordinate transformation matrix from the platform coordinate system to the inertial coordinate system is calculated using the quaternion after error correction calculated in step S5.
ステップＳ７では、第２段ロケット２に働く重力加速度を算出する。
第２段ロケット２に働く重力加速度は第２段ロケット２の位置によって変化するため、後述するステップＳ１１にて算出される第２段ロケット２の位置情報から、第２段ロケット２に働く重力加速度を算出する。
In step S7, the gravitational acceleration acting on the
Since the gravitational acceleration acting on the
ステップＳ８では、慣性座標系における第２段ロケット２の速度を時間更新する。
慣性座標系における前サイクルでの第２段ロケット２の速度に、ステップＳ３で算出したスカリング補正後の速度増分をステップＳ６で算出した座標変換行列により変換した値と、ステップＳ７で算出した重力加速度による速度の増分とを加えることにより、慣性座標系における現サイクルでの第２段ロケット２の速度を算出する。なお、重力加速度による速度の増加分は、台形近似にて算出しており、前サイクルにおける重力加速度と現サイクルにおける重力加速度との平均値にサンプリング周期を掛けることで算出する。
In step S8, the speed of the
The value obtained by converting the speed increment after the squaring correction calculated in step S3 by the coordinate transformation matrix calculated in step S6 to the speed of the
ステップＳ９では、慣性座標系における第２段ロケット２の速度の誤差を補正する。
誤差推定部１４によって推定される速度の誤差量を用いて、ステップＳ８で算出した時間更新後の速度を補正する。
In step S9, the error in the speed of the
Using the speed error amount estimated by the
ステップＳ１０では、慣性座標系における第２段ロケット２の位置を更新する。
慣性座標系における前サイクルでの第２段ロケット２の位置に、ステップＳ９で算出した補正後の速度による位置の変位分を加えることにより、慣性座標系における現サイクルでの第２段ロケット２の位置を算出する。なお、速度による位置の変位分は、台形近似にて算出しており、前サイクルにおける速度と現サイクルにおける速度との平均値にサンプリング周期を掛けることで算出する。
In step S10, the position of the
By adding the position displacement due to the corrected speed calculated in step S9 to the position of the
ステップＳ１１では、慣性座標系における第２段ロケット２の位置の誤差を補正する。
誤差推定部１４によって推定される位置の誤差量を用いて、ステップＳ１０で算出した時間更新後の位置を補正する。
以上で、航法演算部１３による航法データの算出及び補正、すなわち、第２段ロケット２の角速度、角度増分、クォータニオン、座標変換行列、速度増分、速度及び位置の算出及び誤差補正が終了する。なお、上記航法データは、航法演算部１３から誘導計算機２１に出力される。
In step S11, an error in the position of the
Using the position error amount estimated by the
Thus, the calculation and correction of the navigation data by the
次に、誤差推定部１４による、航法演算部１３における誤差補正に用いるための誤差量を推定について説明する。誤差推定部１４はステップＳ１２及びＳ１５の処理により、カルマンフィルタを構成している。
Next, estimation of an error amount to be used for error correction in the
ステップＳ１２では、カルマンフィルタにおける状態変数の時間更新を行う。
時間更新では、前サイクルでの状態変数の値から、現サイクルでの状態変数の値を推定する。なお、本実施形態において、状態変数として推定するものは、航法演算部１３によって算出された第２段ロケット２の位置誤差、同じく速度誤差、加速度計１５のバイアス誤差、同じくスケールファクタ誤差、同じくミスアライメント誤差、クォータニオン誤差、ジャイロ１６のバイアス誤差、同じくスケールファクタ誤差、同じくミスアライメント誤差、受信機１２により算出された第２段ロケット２の位置誤差及び速度誤差である。
In step S12, the time update of the state variable in the Kalman filter is performed.
In the time update, the value of the state variable in the current cycle is estimated from the value of the state variable in the previous cycle. In the present embodiment, the position variables to be estimated are the position error of the
ステップＳ１３では、受信機１２が算出した第２段ロケット２の位置情報及び速度情報を誤差補正する。
受信機１２は、送信機３１から送信される第２段ロケット２の飛行に関する情報を取得し、第２段ロケット２の位置及び速度を算出する。なお、これらの位置情報及び速度情報は、航法演算部１３が算出する航法データに対する比較に用いられる比較用航法データである。受信機１２が算出する比較用航法データにも誤差は含まれているが、この誤差は航法データにおける誤差の性質、すなわち発散する性質を有しておらず、所定の範囲で分散した誤差量である。
また、ステップＳ１２では、誤差推定部１４が受信機１２が算出する第２段ロケット２の位置情報及び速度情報に含まれる誤差量も推定している。そこで、この推定量を用いて、受信機１２が算出した第２段ロケット２の位置情報及び速度情報を補正する。この補正により、比較用航法データを、航法データの誤差補正に使用できる信頼性の高いデータとすることができる。
In step S13, the position information and speed information of the
The
In step S12, the
ステップＳ１４では、ステップＳ１３で補正された第２段ロケット２の位置情報及び速度情報を慣性座標系における位置情報及び速度情報に変換する。
受信機１２が算出する第２段ロケット２の位置情報及び速度情報は、地球中心・地球固定座標系での位置情報及び速度情報であるため、各々の情報を慣性座標系での位置情報及び速度情報に変換する。
In step S14, the position information and speed information of the
Since the position information and speed information of the
ステップＳ１５では、カルマンフィルタにおける状態変数の観測更新を行う。
カルマンフィルタの観測値は、ステップＳ１４で算出された第２段ロケット２の位置情報及び速度情報と、ステップＳ１１及びＳ９で算出された第２段ロケット２の位置情報及び速度情報との差分である。次に、上記観測値を参照することで、ステップＳ１２で算出された時間更新後の状態変数を更に信頼性の高い状態変数に変換する。状態変数は、前述の通り複数の誤差量で構成されているため、ステップＳ１２及びＳ１５のカルマンフィルタを用いることで、信頼性の高い誤差量を推定することができる。
以上で、誤差推定部１４による誤差量の推定が終了する。
In step S15, the state variable in the Kalman filter is observed and updated.
The observed value of the Kalman filter is the difference between the position information and speed information of the
The error amount estimation by the
前述した航法演算部１３及び誤差推定部１４による処理を繰り返すことで、得られた信頼性の高い誤差量は、航法演算部１３におけるステップＳ１等で算出された航法データに加えられ、信頼性の高い航法データを得ることができる。
以上で、慣性航法装置Ａにおける航法データの算出及び補正が終了する。
By repeating the processing by the
This completes the calculation and correction of the navigation data in the inertial navigation apparatus A.
したがって、本実施形態によれば、以下の効果を得ることができる。
本実施形態によれば、打ち上げ時におけるロケットＸの方位情報に誤差が含まれている場合や、計測結果に比較的大きな誤差が含まれる一方で低廉な慣性計測器１１を用いた場合であっても、誤差の少ない航法データを得ることができる。そのため、本実施形態によれば、ロケットＸの打ち上げ時における方位情報を取得するためのアライメントを省略もしくは短縮でき、低廉な慣性計測器１１や航法演算部１３を使用できるという効果がある。
Therefore, according to the present embodiment, the following effects can be obtained.
According to the present embodiment, there is a case where an error is included in the direction information of the rocket X at the time of launch, or a case where a relatively large error is included in a measurement result while using an inexpensive inertial measuring
なお、前述した実施の形態において示した動作手順、あるいは各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲においてプロセス条件や設計要求等に基づき種々変更可能である。 Note that the operation procedures shown in the above-described embodiment, or the shapes and combinations of the components are examples, and can be variously changed based on process conditions, design requirements, and the like without departing from the gist of the present invention. is there.
例えば、上記実施形態では、飛翔体としてロケットＸが用いられているが、本発明はこのような構成に限定されるものではなく、ロケットＸと同様に自らの質量の一部を後方に射出することで飛行するミサイルや、翼を備える飛行機等であってもよい。 For example, in the above embodiment, the rocket X is used as the flying object, but the present invention is not limited to such a configuration, and a part of its own mass is ejected rearward in the same manner as the rocket X. It may be a missile that flies, an airplane with wings, or the like.
また、上記実施形態では、ロケットＸは地上から打ち上げられているが、海上の船舶等から打ち上げられる海上発射、又は、他の飛翔体の飛行中に該他の飛翔体から打ち上げられる空中発射を用いて打ち上げられてもよい。 In the above-described embodiment, the rocket X is launched from the ground. However, a sea launch launched from a marine vessel or the like, or an air launch launched from the other projectile during the flight of another projectile is used. May be launched.
また、上記実施形態では、２段式のロケットＸが用いられているが、３段以上の段数を備えるロケットを用いてもよい。 In the above embodiment, the two-stage rocket X is used, but a rocket having three or more stages may be used.
Ａ…慣性航法装置、Ｘ…ロケット、１１…慣性計測器、１２…受信機、１３…航法演算部、１４…誤差推定部
A ... Inertial navigation device, X ... Rocket, 11 ... Inertial measuring instrument, 12 ... Receiver, 13 ... Navigation calculation unit, 14 ... Error estimation unit
Claims (3)
前記飛翔体の飛行に関する情報を受信して比較用航法データを算出する受信機と、
受信した前記比較用航法データを参照して、前記航法データの誤差量を推定する誤差推定部と、
前記飛翔体の慣性飛行中に前記誤差量を用いて前記航法データを補正する航法演算部と、を有し、
前記飛翔体の慣性飛行中に所定の推進力が生じたときに、前記航法データの誤差を補正することを特徴とする慣性航法装置。 An inertial navigation device that calculates navigation data used for flying a flying object from the measurement result of an inertial measuring instrument,
A receiver that receives information on flight of the flying object and calculates comparative navigation data;
Referring to the received comparison navigation data, an error estimation unit for estimating an error amount of the navigation data;
Have a, a navigation operation section for correcting the navigation data by using the error amount during inertial flight of said flying object,
An inertial navigation device that corrects an error in the navigation data when a predetermined propulsive force is generated during inertial flight of the flying object .
前記飛翔体の飛行に関する情報を受信して比較用航法データを算出する受信工程と、
受信した前記比較用航法データを参照して、前記航法データの誤差量を推定する誤差推定工程と、
前記誤差量を用いて前記航法データを補正する補正工程と、を備え、
前記飛翔体の慣性飛行中に、前記受信工程、前記誤差推定工程及び前記補正工程が行われ、
前記飛翔体の慣性飛行中に所定の推進力が生じたときに、前記受信工程、前記誤差推定工程及び前記補正工程が行われることを特徴とする航法データ算出方法。
A navigation data calculation method for calculating navigation data used for flight of a flying object from a measurement result of an inertial measuring instrument,
A receiving step of receiving information on the flight of the flying object and calculating comparative navigation data;
An error estimation step of estimating an error amount of the navigation data with reference to the received comparison navigation data;
A correction step of correcting the navigation data using the error amount,
During the inertial flight of the flying object, the reception step, the error estimation step and the correction step are performed,
A navigation data calculation method , wherein the reception step, the error estimation step, and the correction step are performed when a predetermined propulsive force is generated during inertial flight of the flying object .
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