(57)【要約】発射体には、その本体の直交座標系があることを特徴とする、ジャイロを持たない発射体誘導システム。この発射体には、３軸の加速度計があり、ｘ、ｙ、およびｚ軸に沿って測定したｘ、ｙ、およびｚ加速度データを提供する。ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、機内に搭載したＧＰＳからの位置および速度データを、地球の基準航行座標系で提供する。コンピュータおよびプログラム手段は、時間インデックス付きのＧＰＳ位置データおよびＧＰＳ速度データを記憶し、またそれにアクセスし、さらに、ｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データを、本体座標系から航行座標系へと変換する。プログラム手段は、対応する時間インデックス付き加速度データと、ＧＰＳ速度データおよび位置データとに応答し、推定した発射体のロール角、ピッチ角、およびヨー角を、最適なスムージング技術を用いて、現在位置の時間インデックスが繰り返されるたびに、その局所レベルに関して計算し、発射体を所定の位置に誘導する飛行制御システムに出力する。
2006514258.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
加速度計とＧＰＳ受信機とを備えた発射体誘導システムであって、
発射体に搭載した３軸の加速度計を有し、ロール、ピッチ、およびアジマス軸の加速度データを提供する発射体と、
現在の位置データを提供し、更新するための前記発射体に搭載したＧＰＳアンテナおよび受信機手段と、
前記発射体に搭載し、誘導プログラムを実行するコンピュータおよびメモリとを備え、
前記誘導プログラムは、前記ロール、ピッチ、およびアジマス軸の加速度データと、サンプリングした前記現在の位置データとに応答し、時間インデックス付きのロール、ピッチ、およびアジマス角と、時間インデックス付きの現在の位置と速度を計算し、前記発射体を所定の目標位置に誘導する飛行制御システムに出力し、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、前記現在の位置データにあるＧＰＳ妨害電波の存在を検出するように構成されたＧＰＳ妨害電波検出器を備え、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、妨害電波対抗手段をさらに備える発射体誘導システム。
【請求項２】
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、他とは異なる方向からのＧＰＳ信号を受信する方位に向けた各アンテナからなる複数のアンテナを備える請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項３】
前記妨害電波対抗手段は、前記発射体に、周期的動作を行わせるように構成される請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項４】
前記妨害電波対抗手段は、選択的かつ周期的に、妨害電波を示すＧＰＳ信号を回避するように構成される請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項５】
前記妨害電波対抗手段は、１つまたは複数のアンテナが、実質的に連続して妨害電波を受けていないＧＰＳ信号を受信できるように、前記発射体に、前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段の方位を維持させるように構成される請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項６】
妨害電波を受けていないＧＰＳ信号が、実質的に連続して受信できない場合は、前記妨害電波対抗手段は、前記発射体に周期的動作を行わせ、選択的かつ周期的に、妨害電波を示すＧＰＳ信号を回避するようにさらに構成される請求項５に記載の発射体誘導システム。
【請求項７】
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、ＧＰＳ信号を受信後、実質的に即時に、ＲＦ信号からデジタルＧＰＳ信号に変換するように構成される請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項８】
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、前記デジタルＧＰＳ信号を、デジタル処理で実現した自動利得制御回路を介して送信するようにさらに構成される請求項７に記載の発射体誘導システム。
【請求項９】
前記誘導プログラムは、前記発射体が周期的動作を行っている間に、操縦翼面の方位が、前記発射体の進路を取るのに望ましい方向と一致するのを待つことによって、軌道補正を行わせるように構成される請求項３に記載の発射体誘導システム。
【請求項１０】
前記誘導プログラムは、前記発射体の前記周期的動作を終了させ、その後、前記発射体の前記周期的動作が終了している間に軌道補正を行わせるようにさらに構成される請求項３に記載の発射体誘導システム。
【請求項１１】
前記誘導プログラムは、前記発射体のロール方位を、回転ジャイロによって発生した信号を用いて決定するように、さらに構成される請求項１０に記載の発射体誘導システム。
【請求項１２】
前記誘導プログラムは、前記発射体のロール方位を、ＧＰＳ衛星のロール位置を用いて決定するようにさらに構成される請求項１０に記載の発射体誘導システム。
【請求項１３】
前記誘導プログラムは、前記発射体のロール方位を、複数のアンテナによるＧＰＳ姿勢決定を用いて決定するようにさらに構成される請求項１０に記載の発射体誘導システム。
【請求項１４】
前記誘導プログラムは、前記発射体のロール方位を、磁気回転カウンタを用いて決定するようにさらに構成される請求項１０に記載の発射体誘導システム。
【請求項１５】
前記誘導プログラムは、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点とを含むデータに基づいて、前記発射体の推定軌道を計算するようにさらに特徴付けられる請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項１６】
前記誘導プログラムは、発射場所の現在位置と、初期ピッチ・アジマス角と、前記目標地点と、回転カウンタからのデータとを含むデータに基づいて、前記発射体の推定軌道を計算するようにさらに特徴付けられる請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項１７】
前記誘導プログラムは、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点と、回転カウンタからのデータと、発射体の推定軌道を計算してスムージングするためであり、さらに、そのスムージングした時間インデックス付き軌道データを、各現在位置のデータ更新後に、前記発射体を前記所定の目標位置に誘導するのに用いる前記飛行制御システムに出力するための以前記憶された時間インデックス付きデータに応答する前方掃引巡回フィルタとを含むデータに基づいて、前記発射体の推定軌道を計算するようにさらに特徴付けられる請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項１８】
前記誘導プログラムは、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点と、回転カウンタからのデータと、前記発射体の推定軌道を計算してスムージングするためであり、さらに、そのスムージングした時間インデックス付き軌道データを、前記発射体を前記所定の目標位置に誘導するのに用いる前記飛行制御システムに出力するための以前記憶された時間インデックス付きデータに応答する前方掃引巡回フィルタおよび後方掃引巡回フィルタとを含むデータに基づいて、前記発射体の推定軌道を計算するようにさらに特徴付けられる請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項１９】
前記誘導プログラムは、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点と、回転カウンタからのデータと、スムージングした前記発射体の推定軌道を計算して出力するためであり、スムージングした時間インデックス付き軌道データを有するデータを反復し、このスムージングした時間インデックス付き軌道データを、前記発射体を前記目標位置に誘導するのに用いる前記飛行制御システムに出力するための以前記憶された時間インデックス付きデータに応答する前方カルマン掃引巡回フィルタおよび後方掃引巡回フィルタとを含むデータに基づいて、前記発射体の推定軌道を計算するようにさらに特徴付けられる請求項１に記載の発射体誘導システム。
【請求項２０】
発射後の飛行中の発射体または移動体であって、ロール測定用の長手方向またはｘ軸と、ピッチ測定用のｙ軸と、ヨー測定用のｚ軸とを備えた本体直交座標系を有す発射体と、
前記ｘ軸に沿って測定したｘ軸加速度データを提供するｘ加速度計と、前記ｙ軸に沿って測定したｙ軸加速度データを提供するｙ加速度計と、前記ｚ軸に沿って測定したｚ軸加速度データを提供するｚ加速度計とを備える少なくとも３軸の加速度計を有す前記発射体と、
地球の基準航行座標における搭載ＧＰＳの位置データおよびＧＰＳの速度データを提供するＧＰＳアンテナおよび受信機手段と、
時間インデックス付きＧＰＳ位置データおよびＧＰＳ速度データを記憶しアクセスするためであって、かつアレイ化され、前記ＧＰＳ位置および速度データと共通の時間インデックスを有す前記ｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データを本体座標から航行座標へ変換するためのコンピュータとメモリとプログラム手段と、
現在位置の時間インデックスが繰り返されるたびに、その局所レベルに関して推定した本体のロール、ピッチ、およびヨー角を計算して、前記発射体を所定の目標位置に誘導する飛行制御システムに出力するために、対応する時間インデックス付き加速度データ、およびＧＰＳ速度および位置データに応答する前記プログラム手段とを備えるジャイロを持たない発射体誘導システムであって、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、前記現在位置のデータにあるＧＰＳ妨害電波の存在を検出するように構成されたＧＰＳ妨害電波検出器を備え、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、妨害電波対抗手段をさらに備える発射体誘導システム。
【請求項２１】
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、他とは異なる方向からのＧＰＳ信号を受信する方位に向けた各アンテナからなる複数のアンテナを備える請求項２０に記載の発射体誘導システム。
【請求項２２】
前記妨害電波対抗手段は、前記発射体に、周期的動作を行わせるように構成される請求項２０に記載の発射体誘導システム。
【請求項２３】
前記妨害電波対抗手段は、選択的かつ周期的に、妨害電波を示すＧＰＳ信号を回避するように構成される請求項２０に記載の発射体誘導システム。
【請求項２４】
前記妨害電波対抗手段は、１つまたは複数のアンテナが、実質的に連続して妨害電波を受けていないＧＰＳ信号を受信できるように、前記発射体に、前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段の方位を維持させるように構成される請求項２０に記載の発射体誘導システム。
【請求項２５】
妨害電波を受けていないＧＰＳ信号が、実質的に連続して受信できない場合は、前記妨害電波対抗手段は、前記発射体に周期的動作を行わせ、選択的かつ周期的に、妨害電波を示すＧＰＳ信号を回避するようにさらに構成される請求項２４に記載の発射体誘導システム。
【請求項２６】
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、ＧＰＳ信号を受信後、実質的に即時に、ＲＦ信号からデジタルＧＰＳ信号に変換するように構成される請求項２０に記載の発射体誘導システム。
【請求項２７】
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、前記デジタルＧＰＳ信号を、デジタル処理で実現した自動利得制御回路を介して送信するようにさらに構成される請求項２６に記載の発射体誘導システム。
【請求項２８】
前記誘導プログラムは、前記発射体が周期的動作を行っている間に、操縦翼面の方位が、前記発射体の進路を取るのに望ましい方向と一致するのを待つことによって、軌道補正を行わせるように構成される請求項２２に記載の発射体誘導システム。
【請求項２９】
前記誘導プログラムは、前記発射体の前記周期的動作を終了させ、その後、前記発射体の前記周期的動作が終了している間に軌道補正を行わせるようにさらに構成される請求項２２に記載の発射体誘導システム。
【請求項３０】
ジャイロを持たない移動体または発射体の誘導のための発射体誘導システムの方法であって、前記移動体は、発射され、またロール測定用の長手方向またはｘ軸と、ピッチ測定用のｙ軸と、ヨー測定用のｚ軸とを備えた直交座標系と、地球の基準航行座標におけるＧＰＳ位置およびＧＰＳ速度データを提供するＧＰＳアンテナおよび受信機手段とを有し、
前記ＧＰＳ位置および速度データを、ｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データとともに、一組の状態方程式の関数として、前記移動体に対して軌道を計算するためのプログラムを実行するコンピュータおよびメモリ手段を用いて受信し、インデックスを付け、記憶するステップと、前記プログラムが、
前記ｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データを局所レベルの航行基準座標系に変換するステップと、次に、前記プログラムが、
前記システムの推定状態を更新するために、一組の時間インデックス付き状態方程式を解くステップと、次に、
局所レベルの座標系の時間インデックス付きピッチ、ロール、およびヨー角を計算するステップと、次に、前記プログラムが、
前記局所レベルの座標系の時間インデックス付きピッチ、ロール、およびヨー角を、対応する時間インデックス付き現在位置とともに、前記発射体を目的地に誘導する飛行制御システムに出力するステップとを含み、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、前記現在の位置データにあるＧＰＳ妨害電波の存在を検出するように構成されたＧＰＳ妨害電波検出器を備え、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、妨害電波対抗手段をさらに備える発射体誘導システムの方法。
【請求項３１】
ＧＰＳ位置および速度データを、ｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データとともに受信し、インデックスを付け、記憶する前記ステップの前に、
一組の状態方程式に加える一組の初期条件を推定して提供するステップと、
前記移動体の軌道を、前記一組の状態方程式の関数として計算し、また前記推定した初期条件を計算するステップとを含む請求項３０に記載の発射体誘導システムの方法。
【請求項３２】
前記局所レベルの座標系の時間インデックス付きピッチ、ロール、およびヨー角を、対応する時間インデックス付き現在位置とともに出力する前記ステップの後に、
推定した発射体の軌道を、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点とを含むデータに基づき計算するステップを実行する請求項３０に記載の発射体誘導システムの方法。
【請求項３３】
前記局所レベルの座標系の時間インデックス付きピッチ、ロール、およびヨー角を、対応する時間インデックス付き現在位置とともに出力する前記ステップの後に、
推定した発射体の軌道を、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点とを含むデータ、および回転カウンタからのデータに基づき計算するステップを実行する請求項３０に記載の発射体誘導システムの方法。
【請求項３４】
前記局所レベルの座標系の時間インデックス付きピッチ、ロール、およびヨー角を、対応する時間インデックス付き現在位置とともに出力する前記ステップの後に、
推定した発射体の軌道を、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点とを含むデータ、および回転カウンタからのデータに基づき計算するステップと、
発射体の推定軌道を計算してスムージングするためであり、さらに、そのスムージングした時間インデックス付き軌道データを、前記発射体を前記所定の目標位置に誘導するのに用いる前記飛行制御システムに出力するための以前記憶された時間インデックス付きデータに応答する前方掃引巡回フィルタを用いるステップとを実行する請求項３０に記載の発射体誘導システムの方法。
【請求項３５】
前記局所レベルの座標系の時間インデックス付きピッチ、ロール、およびヨー角を、対応する時間インデックス付き現在位置とともに出力する前記ステップの後に、
推定した発射体の軌道を、発射場所の現在位置と、初期ピッチ角と、アジマス角と、前記目標地点とを含むデータ、および回転カウンタからのデータに基づき計算するステップと、
前方掃引巡回フィルタと後方掃引巡回フィルタとを用いるステップとを実行し、
ジャイロを持たない発射体誘導システムは、
発射後の飛行中の発射体または移動体であって、ロール測定用の長手方向またはｘ軸と、ピッチ測定用のｙ軸と、ヨー測定用のｚ軸とを備えた本体直交座標系を有す発射体と、
前記ｘ軸に沿って測定したｘ軸加速度データを提供するｘ加速度計と、前記ｙ軸に沿って測定したｙ軸加速度データを提供するｙ加速度計と、前記ｚ軸に沿って測定したｚ軸加速度データを提供するｚ加速度計とを備える少なくとも３軸の加速度計を有す前記発射体と、
地球の基準航行座標における搭載ＧＰＳの位置データおよびＧＰＳの速度データを提供するＧＰＳアンテナおよび受信機手段と、
時間インデックス付きＧＰＳ位置データおよびＧＰＳ速度データを記憶しアクセスするためであって、かつアレイ化され、前記ＧＰＳ位置および速度データと共通の時間インデックスを有す前記ｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データを本体座標から航行座標へ変換するためのコンピュータとメモリとプログラム手段と、
現在位置、速度、および加速度データの時間インデックスが繰り返されるたびに、その局所レベルに関して推定した発射体のロール、ピッチ、およびヨー角を計算して、前記発射体を所定の目標位置に誘導する飛行制御システムに出力するために、対応する時間インデックス付き加速度データと、ＧＰＳ速度および位置データとに応答する前記プログラム手段とを備え、
前記各フィルタは、発射体の推定軌道を計算してスムージングするためであり、さらに、そのスムージングした時間インデックス付き軌道データを、前記発射体を前記所定の目標位置に誘導するのに用いる前記飛行制御システムに出力するための以前記憶された時間インデックス付きデータに応答する請求項３０に記載の発射体誘導システムの方法。
【請求項３６】
ジャイロを持たない発射体誘導システムであって、
発射後の飛行中の発射体または移動体であって、ロール測定用の長手方向またはｘ軸と、ピッチ測定用のｙ軸と、ヨー測定用のｚ軸とを備えた本体直交座標系を有す発射体と、
前記ｘ軸に沿って測定したｘ軸加速度データを提供するｘ加速度計と、前記ｙ軸に沿って測定したｙ軸加速度データを提供するｙ加速度計と、前記ｚ軸に沿って測定したｚ軸加速度データを提供するｚ加速度計とを備える少なくとも３軸の加速度計を有す前記発射体と、
地球の基準航行座標における搭載ＧＰＳの位置データおよびＧＰＳの速度データを提供するＧＰＳアンテナおよび受信機手段と、
時間インデックス付きＧＰＳ位置データおよびＧＰＳ速度データを記憶しアクセスするためであって、かつアレイ化され、前記ＧＰＳ位置および速度データと共通の時間インデックスを有す前記ｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データを本体座標から航行座標へ変換するためのコンピュータとメモリとプログラム手段と、
現在位置、速度、および加速度データの時間インデックスが繰り返されるたびに、その局所レベルに関して推定した発射体のロール、ピッチ、およびヨー角を計算して、前記発射体を所定の目標位置に誘導する飛行制御システムに出力するために、対応する時間インデックス付き加速度データと、ＧＰＳ速度および位置データとに応答する前記プログラム手段とを備え、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、前記現在の位置データにあるＧＰＳ妨害電波の存在を検出するように構成されたＧＰＳ妨害電波検出器を備え、
前記ＧＰＳアンテナおよび受信機手段は、妨害電波対抗手段をさらに備える発射体誘導システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ＧＰＳ信号を用いて航空機または発射体の姿勢を測定し推定する分野に関する。このシステムは、発射体のロール角を推定する第１および第２の加速度計と、ピッチ角を推定するもう１つ別の第３の加速度計からの情報とを用い、さらに、GPS信号への妨害電波の影響を検出し、回避する手段を含む。
【背景技術】
【０００２】
解決すべき一般問題は、打ち出された発射体を、最低のコストと妥当な信頼性で、既知の地理的位置にある目標にいかに誘導するか、ということである。本出願は、その問題の一部を、発射体の発射からの軌道を推定し、この発射体の発射直後の初期条件を与え、発射時あるいは打ち出された時に計算した発射体の理想的な軌道を提供することにより、さらに、ＧＰＳ信号に対する妨害電波の影響を確実に検出し、回避することにより解決するものである。
【０００３】
この解決すべき問題への最初の方法は、ＧＰＳ受信機とロール・カウンタとを用いたものであった。このようなシステムは、相対的に安価な解を提供するが、ＧＰＳへの妨害電波には弱い可能性がある。従って、確実に、破損していないＧＰＳ信号を受信し、処理するために実行すべきなんらかの追加措置、例えば、ＧＰＳ信号の保護などが必要となる可能性がある。
【０００４】
２番目の方法は、コストが上乗せされるが、ＧＰＳ受信機、ロール・カウンタ、および３軸ジャイロを用いたものであった。最初の方法と同様に、この２番目の方法は、目標にいたるまでのほぼ全行程で、ＧＰＳ信号を保護する必要がある。最初の方法と同様、ＧＰＳ信号が失われた場合、発射体の飛行中に、その発射体に作用する可能性があるあらゆる外力を排除する方法がないため、このような保護が必要となる。従って、ＧＰＳ信号との干渉、例えばＧＰＳ信号への妨害電波に対するシステムおよび対応の脆弱性を可能な限り小さくし、また除去しつつも、目標へ発射体を誘導するシステムおよび方法が必要となる。
【０００５】
この必要性を満足させる過去の試みは、ＧＰＳ信号との干渉を防止するか、あるいは限られたＧＰＳデータだけで動作を可能にするかのいずれかに重点が置かれていた。限られたＧＰＳデータだけで動作を可能にする試みは、発射体に搭載された慣性計測器の性能および／または機能性を高めることを必要としていた。例えば、ＧＰＳ信号が失われる可能性がある場合、外力に対する発射体の反応を排除する上記２番目の方法の無力さを解決するために、加速度計をシステムに追加して組み込み、外力に対する発射体の反応を補償できるようにすればよい。例えば、センサ・パッケージで、完全なＩＭＵを構成できる可能性がある。航空機用のジャイロ計器はよく知られており、鉄回転子ジャイロ、同調回転子ジャイロ、リング・レーザ・ジャイロ、マルチ振動子ジャイロ、ゼロ・ロック・ジャイロ（ｚｅｒｏ  ｌｏｃｋ  ｇｙｒｏ：  ＺＬＧ）、光ファイバ・ジャイロ、ＨＲＧ（半球型共振ジャイロ）や平板セラミック共振ジャイロなどの共振ジャイロ、といった多くの技術により利用可能である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかし、残念なことに、ジャイロは既にパッケージとして組込まれているので、ジャイロ計器および／または加速度計を追加して組込むことは、大幅なコスト高になると考えられる。さらに、このような計器を使用すると、発射体の動作包絡線にあらたな制約を加えることになる。例えば、ジャイロ計器は、通常、１５，０００〜３０，０００Ｇである発射時の加速度に関する故障モードや不確定性に従う。さらにこの技術を用いると、その移動体は、ジンバルを備えた構成、あるいは紐で固定した構成で、費用、重量、および電力損失といった付随するデメリットがある少なくとも１つのジャイロを搭載する必要がある。
【０００７】
従って、ＧＰＳ信号に対する妨害電波の存在下で、および／または限られたＧＰＳデータで発射体を誘導するための改良されたコスト効率の良いシステムおよび方法があると都合が良い。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明のシステムおよび方法の第１の例示的実施形態によれば、ジャイロを用いない発射体は、ＧＰＳ信号と３軸の加速度計とを用いて目標に向かって誘導される。コンピュータに実装した方法は、３軸加速度計からのデータと共に、ＧＰＳ位置データおよびＧＰＳデルタ速度データを用い、発射体の推定姿勢をピッチ、ロール、およびヨーという角度で決定する。ＧＰＳ受信機が受信したＧＰＳ信号が与えるデータから分かった発射体の位置を用いて、コンピュータに実装した方法は、搭載したＧＰＳが必要な数の衛星を追尾すると、航行座標系における発射体の姿勢を決定し、発射体の軌道に関する時間インデックス付きの記録を生成する。この軌道に関する時間インデックス付きの記録にあるデータは、フィルタリングおよびスムージングされる。発射体がローリングすると、加速度計は、この発射体に作用する力を測定するのに用いられ、また、この発射体の回転角速度を測定するのに用いられる。本発明の、その他一部の実施形態では、ＧＰＳは、発射前の発射管に位置している際に、初期の照準および速度誤差を計算し、また、加速度計を構成するためのデータを提供するために用いられる。
【０００９】
この手法に関するコストは、必ず使う必要がある加速度計の精度に大きく依存しており、発射体に必要な発射精度によって異なる。コストを引き下げなければならない場合は、発射後のＧＰＳ信号データに大きく信頼を置くことによって、より精度の低い加速度計を用いることができる。従って、合理的な水準の発射体の発射精度を維持しながらコストを引き下げるためには、ＧＰＳ信号データに大きく信頼を置く必要がある。このように、本発明のある側面は、信頼性が向上したＧＰＳ信号に対して提供するものである。
【００１０】
例示的実施形態では、ＧＰＳ信号データは、１つまたは複数の衛星から送信され、発射体上の１つまたは複数のアンテナで受信したＧＰＳ信号から取得することが可能である。１つまたは複数のＧＰＳ信号に対する妨害電波に遭遇する可能性がある場合は、対応する１つまたは複数のＧＰＳ信号妨害電波検出器が、各ＧＰＳ信号を監視し、各信号が妨害電波を受けているかどうかを検出するために含まれてもよい。そのような妨害電波が検出されると、妨害電波対抗装置が、ＧＰＳ信号保護対策を実施することになる。
【００１１】
例示的実施形態では、ＧＰＳ信号保護対策には、発射体に周期的動作、例えばローリングをさせる、あるいはさせたままの状態にすることと、この発射体の周期的動作を用いて（例えば、選択的かつ周期的に妨害電波を示すＧＰＳ信号を回避することによって）、妨害電波の影響を受けたＧＰＳ信号を検出して除外し、さらに妨害電波の影響を受けていない信号の確実な処理を可能にするという方法で、ＧＰＳ信号を選択的にサンプリングすることとが含まれる。発射体が、その周期的動作の各周期（つまり、ローリングの各周期）を通過するに従い、１つまたは複数のアンテナそれぞれは、１つまたは複数の衛星それぞれからのＧＰＳ信号を受信するために、周期的に位置を合わせることに留意されたい。このように、少なくとも１つのＧＰＳ信号が、１つまたは複数のアンテナによって、妨害電波の影響を受けていない状態で、受信可能な状態でいる限り、その１つまたは複数のアンテナそれぞれは、周期的に妨害電波がない状態になる（例えば、少なくとも一部のローリング姿勢にいる間は）。
【００１２】
あるいは、発射体が回転していない場合などのように、発射体の動作によって、１つまたは複数のアンテナが、連続して妨害電波の影響を受けていないＧＰＳ信号を受信するように、正しい方位に向いた状態のままでいられるような場合は、例示的妨害電波保護対策は、１つまたは複数のアンテナが受信したＧＰＳ信号に妨害電波の影響がないかどうかを検出し、ＧＰＳ受信機を、妨害電波の影響がない信号のみを使用するように切り替えることを含んでもよい。この例示的実施形態では、発射体は回転する必要もローリングする必要も無いことに留意されたい。従って、この保護対策は、ローリング安定ではない発射体で実施することが可能である。また、この実施形態によれば、アンテナは、スリップ・リングなどの機構によって、発射体の本体から分離しても良いことに留意されたい。従って、アンテナが、１つまたは複数の衛星に関して固定した方位に維持されている間は、この発射体は、回転またはローリング安定状態でよい。同様に、アンテナが、１つまたは複数の衛星に関して、周期的動作、例えば回転を受けている間は、発射体はその状態のままでよい。
【００１３】
他の例示的保護対策としては、ＲＦ信号からデジタル信号へのＧＰＳ信号の変換と、自動利得制御の実施とを含むことが可能である。その実施形態の場合、各ＧＰＳ信号は、受信直後または受信後かなり早いうちに、高速アナログ／デジタル変換器で変換することができる。なお、その変換したデジタルＧＰＳ信号は、デジタル処理で実現した自動利得制御回路を通過することができる。このアナログ／デジタル変換器と自動利得制御回路とは、ともにＧＰＳ無線受信機に実装することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
図１に、ジャイロ１０が組込まれていない発射体誘導システムの例示的実施形態における主要構成部品を、発射体１２の分解斜視図として示す。この発射体１２は、砲台（図示せず）から発射された後の飛行中の状態で図示されている。
【００１５】
また、この発射体は、直交座標系で示される。図４には、航空機と、それに対応する直交座標系とを示す。また、図４には、ロールφ、ピッチθ、およびヨーψの各回転角速度成分を、長手方向軸ｘｂ、ピッチ軸ｙｂ、およびヨー軸ｚｂとともに定義する。さらに、図４には、局所的なレベルで固定された地球航行座標系も併せて示す。ワンダー角がゼロの時は、ＹＮ軸は経線に平行で、真北を指す。また、ＸＮ軸は、緯線に平行で、東を指し、ＺＮ軸は、重力ベクトルとして地球の表面から伸びる。角αは、位置特異点と遭遇せずに地球の両極を横切るために、航行システムで用いられる。飛行中は、発射体の加速度や速度などの時間インデックス付きデータ要素の各成分は、通常の方向余弦行列を用いて、下付き文字「ｂ」で表示される発射体の座標から、下付き文字「Ｎ」で表示される地球基準座標でのデータ要素に変換される。
【００１６】
再び図１を参照すると、ジャイロなしの発射体誘導システムによって誘導される発射体には、３軸の加速度計１４がある。この３軸の加速度計には、ｘｂ軸に沿って測定されたｘ軸加速度データを提供するｘ軸加速度計、ｙｂ軸に沿って測定されたｙ軸加速度データを提供するｙ軸加速度計、およびｚｂ軸に沿って測定されたｚ軸加速度データを提供するｚ軸加速度計がある。ベルト１６で表されるＧＰＳアンテナとモジュール１８で表されるＧＰＳ受信機とが組み合わされて、地球の基準航行座標系での、搭載したＧＰＳの位置・高度データおよびＧＰＳの速度データを提供する手段を表す。別のアンテナ・パターン８８、８９は、１つまたは複数の衛星７８、７９からのＧＰＳデータを受信するように構成される。図には、アンテナ・パターン８８、８９およびアンテナ・ベルト１６しか示していないが、任意の数のアンテナ、任意の構成のアンテナ、および／または任意の方位に向いたアンテナが発射体上には含まれてもよいことに留意されたい。ただし、この各アンテナは、異なる方向または一連の方向からくるＧＰＳ信号を受信するように構成され、その方位を定められる（例えば、各アンテナ・パターンには、それぞれ異なる方向あるいは一連の方向に向けられたローブ（突出部）がある）。同様に、ただ１つのＧＰＳ受信機１８のみが図には示されているが、複数のＧＰＳ受信機を、発射体上に実装された特定の数の、特定の構成を有す、特定の方位に向いたアンテナを介して受信したＧＰＳ信号の処理に合うように実装しても良いことに留意されたい。
【００１７】
モジュール２０は、誘導用のプロセッサを示し、時間インデックス付きのＧＰＳ位置データおよびＧＰＳ速度データを記憶し、アクセスするために、また本明細書中で説明するようなＧＰＳ信号の保護対策を実現するために、さらにｘ、ｙ、およびｚ軸加速度データを、発射体の座標系から航行座標系へと変換するためにコンピュータ、メモリ、およびプログラム手段という機能を提供する。この加速度データはアレイ化され、また、個の加速度データには、ＧＰＳ位置データおよび速度データに対する時間インデックスと共通の時間インデックスがある。ロール・カウンタ２２は、飛行中に、地球の磁場における発射体の回転角速度を表す交流信号を出力する。
【００１８】
モジュール２０上のコンピュータ、メモリ、およびプログラム手段は、プログラム中の繰り返される時間インデックスごとに、現在の位置データ、速度データ、および加速度データを、モジュール２６で表される飛行制御・弾道データ・システムに与え、この発射体を所定の目標地点に誘導するのに用いるために、局所的なレベルの地球航行基準座標に関して、対応する時間インデックス付きの加速度データ、ＧＰＳ速度データ、および位置データを受信して応答し、対応する発射体のロール角、ピッチ角、およびヨー角の時間インデックス付き推定値を計算して出力する。
【００１９】
この飛行制御・弾道データ・システムは、先尾翼２８、３０などの操縦翼面に指令を与え、発射体を目標地点までの軌道上に維持することによってこの発射体を制御する。カードまたはモジュール２６で表される飛行制御・弾道データ・システムの選択および／または設計は、設計上の選択であり、本発明の主題ではない。いずれにせよ、この発射体が、例えば、ローリング（横揺れ）などの周期的な動きを行っている場合は、操縦翼面の方位が、この発射体の所望の進行方向と一致するのを待つことによって、軌道修正を行うことができると本発明では規定する。
【００２０】
また、本発明は、軌道修正が大きく、発射体の誘導部分がローリング安定である場合は、この発射体は、回転を停止することができ、ローリング安定化モードに入っているときに修正を行うことができることも企図している。そして、修正が完了すると、この発射体は、ローリング状態の発射体に復帰することができる。本発明は、発射体のローリング方位を決定する方法を備えることによって、このような機能を可能にする。例えば、図３ｃを参照すると、発射体のローリング方位は、（１）回転ジャイロ、（２）ＧＰＳ衛星が回転をオン・オフする時のローリング位置、（３）複数のアンテナを用いたＧＰＳによる姿勢決定、および（４）磁気スピン・カウンタを介して決定することができる。
【００２１】
例示的実施形態では、  ＧＰＳ信号データは、１つまたは複数の衛星７８、７９から送信されたＧＰＳ信号から得ることができ、発射体上の１つまたは複数のアンテナ８８、８９で受信する。さらに、図３ｃを参照すると、例示的実施形態では、複数のＧＰＳアンテナ・パターン８８、８９は、ＧＰＳ信号を受信し、その信号は、次にＲＦ処理手段９８、９９を通過してＲＦ処理が施されたＧＰＳ信号３３４４を生成する。高速相関器３３５４からの情報と、参照ローリング・データ３３６４が、ＲＦ処理が施されたＧＰＳ信号３３４４とともにプロセッサ３３７４に送信される。この信号３３４４、３３５４、３３６４に基づいて、プロセッサ３３７４は、位置信号３３８１、速度信号３３８２、および姿勢信号３３８３を生成する。
【００２２】
図３ｄに示すように、各ＧＰＳ信号３４０７は、無線受信機３４２７が受信する前に、低雑音増幅器３４１７を通過しても良い。また、例示的実施形態では、１つまたは複数のＧＰＳ信号妨害電波検出器３４１８が、各ＧＰＳ信号３４０７を監視し、その各ＧＰＳ信号が妨害電波に曝されていないかどうかを検出するために含まれてもよい。そのような妨害電波が検出されると、妨害電波対抗装置３４１９が、ＧＰＳ信号保護対策を実施する。この保護対策としては、例えば、選択的かつ周期的に妨害電波を示すＧＰＳ信号を、発射体のアンテナ部の周期的動作によって回避する方法もある。図３ｄに示すように、妨害電波検出器３４１８と妨害電波対抗装置３４１９は、信号をシステム・プロセッサ３４５７に送信する。このシステム・プロセッサは、同時に、参照ローリング・データ３４６７とＧＰＳ受信機３４３７からの情報も受信する。システム・プロセッサ３４５７から受信した信号に基づき、デジタル・フィルタ３４２７は、ＧＰＳ信号を無線受信機３４２７から受信し、このＧＰＳ信号の妨害電波の影響を受けていない部分を選択的にＧＰＳ受信機３４３７に送信する。ＧＰＳ受信機３４３７は、次に、事前に記憶しておいたデータ３４４７を用い、ＧＰＳ信号を処理し、システム・プロセッサ３４５７に送信する。最後に、システム・プロセッサ３４５７は、参照ローリング・データ３４６７とＧＰＳ信号とを利用して、自動操縦装置３４７７に信号を送信し、操縦翼面３４８７を動かし、それによって発射体を目標に誘導する。
【００２３】
例示的実施形態では、ＧＰＳ信号保護対策には、発射体に周期的動作（例えば、回転、ローリング、あるいは振動）をさせる、あるいはさせたままの状態にすることと、この発射体の周期的動作を用いて、妨害電波の影響を受けたＧＰＳ信号を検出して除外し、さらに妨害電波の影響を受けていない信号の確実な処理を可能にするという方法で、ＧＰＳ信号を選択的にサンプリングすることとが含まれる。発射体が、その周期的動作の各周期を通過（つまり、ローリングまたは回転、振動、あるいは他の周期的動作の各周期を通過）するに従い、１つまたは複数のアンテナ８８、８９それぞれは、１つまたは複数の衛星７８、７９それぞれからのＧＰＳ信号を受信するために、周期的に位置を合わせることに留意されたい。このように、少なくとも１つのＧＰＳ信号が、１つまたは複数のアンテナによって、妨害電波の影響を受けていない状態で、受信可能なままでいる限り、その１つまたは複数のアンテナそれぞれは、周期的に妨害電波がない状態になる（例えば、少なくとも一部のローリング姿勢にいる間は）。
【００２４】
図８に、３種類の時間依存性を持つＧＰＳ信号の典型例を示す。この信号は、例えば回転などの周期的動作を受けている発射体上に実装された、それぞれ対応するＧＰＳアンテナと受信手段とにより受信されたものである。図８に示すように、第１のＧＰＳ信号は、発射体が約３０度から約２１０度までの方位で回転するときに妨害電波を示す。同様に、第２のＧＰＳ信号は、発射体が約１２０度から約３６０度までの方位で回転するときに妨害電波を示す。さらに、第３のＧＰＳ信号は、発射体が約３６０度から約３０度までの方位で回転するときに妨害電波を示す。従って、実質的に連続した妨害電波の影響を受けていないＧＰＳ信号は、第１のアンテナを、発射体が約２１０度と約３０度の間で回転するときにスイッチをオンにし、第２のアンテナを、発射体が約３６０度と約１２０度の間で回転するときにスイッチをオンにし、第３のアンテナを、発射体が約３０度と約３６０度の間で回転するときにスイッチをオンにし、第１のアンテナを、発射体が約３０度と約２１０度の間で回転するときにスイッチをオフにし、第２のアンテナを、発射体が約１２０度と約３６０度の間で回転するときにスイッチをオフにし、第３のアンテナを、発射体が約３６０度と約３０度の間で回転するときにスイッチをオフにすることにより受信することが可能となる。
【００２５】
さらに、図１の一実施形態では、飛行制御・弾道データ・システム２６は、ジャイロ無しの発射体誘導システム１２からバス３２を介して提供された情報を用いるために、あるいは、発射後、発射体の回転を止め、発射体の先端を空の方に向けて大雑把に位置合わせをするために、あるいは、ＧＰＳ信号の受信を最適化するために、アンテナ・パターン８８、８９を正しい方位に合わせるために事前にプログラミングされる。この実施形態によれば、発射体の回転が止まると、加速度計が取り出されて始動する。コンピュータ、メモリ、およびプログラム手段は、次に、この移動体の角速度推定値を含む状態行列の最初の推定と更新とを行う。この例示的実施形態によれば、発射体の動作によって、１つまたは複数のアンテナ８８、８９が、連続して妨害電波の影響を受けていないＧＰＳ信号を受信するように、正しい方位に向いた状態のままでいられるような場合、妨害電波対抗装置３４１９は、１つまたは複数のアンテナが受信したＧＰＳ信号３４０７には、妨害電波の影響がないということを検出し、１つまたは複数のＧＰＳ受信機１８を、妨害電波の影響がない信号のみを使用するように切り替える、あるいは使用させることができる。この例示的実施形態では、妨害電波の影響を受けていないＧＰＳ信号は、発射体がローリングしなくても受信できることに留意されたい。このことを実現するためには、コンピュータに実装された処理は、１つまたは複数のアンテナが、妨害電波の影響を受けていないＧＰＳ信号を実質的に連続して受信するように、ＧＰＳアンテナの方位と受信手段とを発射体が維持するような誘導プログラムとして実施すればよい。
【００２６】
この例示的実施形態では、発射体は回転する必要もローリングする必要も無いことに留意されたい。従って、この保護対策は、ローリング安定ではない発射体で実施することが可能である。また、この実施形態によれば、アンテナは、スリップ・リングなどの機構によって、発射体の本体から分離しても良いことに留意されたい。従って、アンテナが、１つまたは複数の衛星に関して固定した方位に維持されている間は、この発射体は、回転またはローリング安定状態でよい。同様に、アンテナが、１つまたは複数の衛星に関して、周期的動作、例えば回転を受けている間は、発射体はその状態のままでよい。
【００２７】
このように、本発明によれば、発射体は、例えば、発射体の本体から、スリップ・リングを用いてアンテナを分離することによって、回転またはローリング安定状態でもよい。妨害電波の影響を受けていないＧＰＳ信号を、実質的に連続して受信しない場合は、妨害電波対抗手段は、発射体が、周期的動作に入り、選択的にかつ周期的に妨害電波を示すＧＰＳ信号を回避するように構成すればよい。
【００２８】
他の例示的保護対策としては、ＲＦ信号からデジタル信号へのＧＰＳ信号の即時変換と、自動利得制御の実施とを含むことが可能である。その実施形態の場合、各ＧＰＳ信号は、受信直後または受信後かなり早いうちに、高速アナログ／デジタル変換器で変換することができる。そして、そのデジタルＧＰＳ信号は、デジタル処理で実現した自動利得制御回路を通過する。このアナログ／デジタル変換器と自動利得制御回路とは、ともにＧＰＳ無線受信機に実装することができる。
【００２９】
例示的実施形態では、このシステムは、発射前に初期化するように構成することが可能である。この実施形態によれば、発射体の発射に先立って、システムは、どの衛星が、この発射体の軌道全体にわたって各アンテナ・パターン８８、８９の視野（ＦＯＶ）内に入るであろうか、また衛星７８、７９のどの組合せなら、この軌道の最高のＧＤＯＰを与えるのかを判定し、メモリに記憶することができる。この情報が、入手可能な他の補正データとともに受信機１８に事前に記憶される。
【００３０】
図３ｄに示すように、例示的実施形態では、ＧＰＳ信号３４０７は、低雑音増幅器３４１７を経由して、高速アナログ／デジタル変換器（例えば、毎秒５ギガビットで１４ビットの分解能を有すアナログ／デジタル変換器）を備えることが可能な無線受信機３４２７に送信される。無線受信機３４２７もまた、デジタル処理で実施した自動利得制御回路を備えることができる。信号は、次に、一組のデジタル・フィルタ３４２７と、１つまたは複数の妨害電波検出器３４１８とに送信される。個々のフィルタ３４２７は、ＴＯＡ計算で用いる予定の事前に選択した各衛星に対して実装することができることに留意されたい。また、デジタル・フィルタ３４２７は、事前に選択した各衛星の周波数帯域が通過するように、リアルタイムで動的に調整することができることに留意されたい。この通過帯域の中心は、発射体と衛星との間のドップラー運動に対して調整されたＧＰＳ搬送周波数である。次に、ＧＰＳ信号は、ＧＰＳ受信機３４３７に送信され、そこで、高速デジタル相関器３４４７と、決定した位置および速度とを用いて、事前に選択した各衛星の既知のコードに対して相互に関連付けられる。
【００３１】
この移動体がローリングをしている場合は、加速度計の交流信号を、直流信号あるいは定常状態信号から分離することによって角速度情報が抽出される。この発射体はローリングしているので、ピッチおよびヨー加速度計からの出力信号は、正弦波関数として変化することになる。この移動体がローリングしていない場合は、データは本体の座標系から抽出され、必要に応じて、ＤＣＭ（方向余弦行列）関係を用いて地球の基準航行座標系へと移される。
【００３２】
図２に、目標に向かって発射体を発射する移動抱兵器を示す。図に示す方程式
2006514258.tif 000003
は、計算した発射体の真の位置を時間の関数として表すベクトル量である。
2006514258.tif 000004
は、理想的な軌道上の、発射体の理想的な位置を表すベクトルである。
2006514258.tif 000005
は、発射前の時間ゼロにおける発射体の位置に関する誤差を表すベクトルである。
2006514258.tif 000006
は、航法計器の誤差およびＧＰＳ誤差に由来する累積的誤差による発射体の位置に関する誤差を表すベクトルである。この図は、一連の事象を示し、ＴＡＲＧＥＴ  ＥＲＲＯＲと示す楕円に帰着する破線によって誤差量の領域を概略的に示す。この誤差は、誘導手段を搭載していない火砲に対する通常のやり方で、発射体を発射することによって生じ得るものである。実線のじょうご状の領域は、次第に減少し、誘導手段が搭載されていない場合の軌道に対するＴＡＲＧＥＴ  ＥＲＲＯＲよりもかなり小さな極限に漸近的に近づく搭載ＧＰＳの位置に関する誤差を概略的に示す。本発明のジャイロ１０を持たない発射体誘導システムは、３台で一組の加速器を用い、リアルタイムの本体参照データをコンピュータ、メモリ、およびプログラム手段に提供し、また、発射体の姿勢を定め、また姿勢データを出力するために、ＧＰＳからのリアルタイムの位置データを提供する。この出力はカルマン・フィルタを通過し、じょうご状領域によって囲まれた領域内に、発射体の方向を定めるために用いる支援用ＧＰＳ位置データとともに、図１のモジュール２６で表される飛行制御・弾道データ・システムと結び付けて用いられる。
【００３３】
図３ａおよび３ｂに、ジャイロ１０を利用しない発射体誘導システムが用いるデータ・フローの実施形態を示す。２点鎖線で囲まれたブロック３００は、発射制御・弾道用コンピュータが提供する機能を表し、このコンピュータは、初期化プログラムを実行し、データ・ソースから受信したデータを処理する。このデータ・ソースには、ＴＡＲＧＥＴ  ＬＯＣＡＴＩＯＮ（目標位置）、この発射体を発射する兵器の地理的位置、ＰＲＯＪＥＣＴＩＬＥ  ＴＹＰＥ（発射体のタイプ）、ＰＩＴＣＨ  ＡＬＩＧＮＭＥＮＴ  ＩＮ  ＢＡＲＲＥＬ（発射管でのピッチ・アライメント）、発射管のピッチ角、発射体座標系における３軸３成分の加速度ａｘ、ａｙ、ａｚ３０４の出力、ロール角（ＲＯＬＬφ）、およびスピン・カウンタ３０８からのロール角速度（ＲＯＬＬ  ＲＡＴＥφ）などがある。ＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ（発射制御・弾道用）コンピュータは、入手可能なデータを処理し、発射前に、初期方位角、発射体本体の固定角速度、現在の位置、および初期速度成分などの初期状態のデータを転送する。スピン・カウンタ３０８および３軸加速度計３０４は、そのデータを、それぞれ信号経路３１４と３３３とを介して、直接、ＩＮＩＴＩＡＬ  ＰＲＯＪＥＣＴＩＬＥ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ（発射体の初期状態推定）機能３１２に与える。すべての初期条件は、ＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ機能３０２などの外部ソースから、電気、磁気、または光リンク、あるいは場合によっては機械リンクを介して発射体に入力される可能性が高い。もし、発射台が船舶上に搭載予定だった場合は、初期条件は、発射台が受信する初期条件を送信したステーションに対するこの船舶の速度、向き、船舶の慣性誘導用コンピュータからの変位、および、おそらく発射台の座標も含むように拡張されていたであろう。
【００３４】
ＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ機能３０２は、ゼロ基準を設けるためにロール・インデックス付与情報をスピン・カウンタ３０８にも提供する。このスピン・カウンタ３０８は、ロール角φｂの推定値を、ロール角速度φｂと同様に２〜３度の精度で提供する。ＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ機能３０２は、予測弾道軌道を事前計算し、この結果も発射体に送る。加速度計の情報とともに、この弾道情報、あるいはＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ機能３０２からの直接データが用いられ、推定処理の初期化時点で、初期状態ベクトルと発射体の姿勢とを決定する。加速度計のデータとＧＰＳのデータとが状態推定に利用できる場合は、アルゴリズムは初期化される。ＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ機能３０２は、適合テストの失敗の結果を受けて、ＥＳＴＩＭＡＴＩＯＮ  ＯＦ  ＮＥＷ  ＩＮＩＴＩＡＬ  ＴＡＲＧＥＴ  ＳＴＡＴＥ（目標の新たな初期状態の推定）機能３２２から、信号経路３２０を介して、発射体の方位と位置とに関する一組の初期状態も受信する。
【００３５】
ＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ機能３０２は、一組の初期のＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ（状態推定値）を、ＩＮＩＴＩＡＬ  ＰＲＯＪＥＣＴＩＬＥ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ機能ブロック３１２に出力し、この機能ブロック３１２は、次に、初期のＢＯＤＹ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳ（本体状態推定値）
2006514258.tif 000007
、  
2006514258.tif 000008
を、信号経路３２４を介してＳＭＯＯＴＨＩＮＧ  ＰＲＯＣＥＳＳ（スムージング処理）機能ブロック３４４に転送し、一組のＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳ（姿勢状態推定値）を、信号経路３３０を介してＡＴＴＩＤＵＤＥ  ＦＩＬＥ（姿勢ファイル）３３２にある初期姿勢角度アレイの初期状態推定機能に転送する。
【００３６】
回転カウント・データをＦＩＲＥ  ＣＯＮＴＲＯＬ  ＡＮＤ  ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ機能３０２に提供した回転カウンタまたはＳＰＩＮ  ＣＯＵＮＴＥＲ（スピン・カウンタ）３０８は、回転カウント・データを、信号線３３３を介してＩＮＩＴＩＡＬ  ＰＲＯＪＥＣＴＩＬＥ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ機能ブロック３１２と、図３ｂで機能ブロック３５０として表されている時間インデックス付きＳＰＩＮ  ＣＯＵＮＴＥＲ  ＭＥＡＳＵＲＥＤ  ＤＡＴＡ（スピン・カウンタ測定データ）用メモリ・アレイとにも提供する。そして、このメモリ・アレイ３５０で、発射体の全ロール角φ（ｎ）が蓄積され、また時間インデックスを付与され、次に、経路３５１を介してＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＩＯＮ  ＡＬＧＯＲＩＴＨＭ（姿勢推定アルゴリズム）３７２に転送される。スピン・カウンタ技術は、成熟した技術である。アライアント・テックシステムズ（Ａｌｌｉａｎｔ  Ｔｅｃｈｓｙｓｔｅｍｓ）社は、２０ｍｍの発射体に適合するのに十分小さなカウンタを開発したと伝えられる。従って、直径が大きな発射体用の回転カウンタは、本発明のシステムおよび方法に使用するために、容易に購入することができる製品である。回転カウンタの出力は、発射体が地球の磁場の中を回転するので、正弦波出力である。
【００３７】
発射体のＩＮＩＴＩＡＬ  ＰＲＯＪＥＣＴＩＬＥ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ機能ブロック３１２は、アジマス角ψ０、ピッチ角θ０、およびロール角φ０に対する初期のＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ値を、図３ｂに示すＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＦＩＬＥ３３２に初期値として提供する。
【００３８】
本体の座標系における加速度の３軸３成分ａｘ、ａｙ、ａｚの出力は、ブロック３３６で示される機能によって処理され、本体基準の時間インデックス付き速度変化を、信号経路３３８を介してＡＣＣＥＬ  ＤＡＴＡ  ＦＩＬＥ（アクセル・データ・ファイル）用メモリ・アレイ３４０に転送する。このＡＣＣＥＬ  ＤＡＴＡ  ＦＩＬＥ用メモリ・アレイ３４０は、一連の時間インデックス付き加速度データ要素を、ＳＭＯＯＴＨＩＮＧ  ＰＲＯＣＥＳＳ機能ブロック３４４に送信する。
【００３９】
ブロック３４４でのフィルタリングおよびスムージング処理については、図６、７ａ、および７ｂに関連して、本明細書の後半で説明する。このスムージング処理は、姿勢、速度、および位置の初期値を、加速度計の現在のデータと併せて用い、本体座標系における発射体の速度と位置とを決定する。スムージング処理での出力は、位置と速度に対するＳＴＡＴＥ  ＶＥＣＴＯＲ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳ（状態ベクトルの推定値）
2006514258.tif 000009
、  
2006514258.tif 000010
であり、信号経路３４６を介して、ＢＯＤＹ  ＴＯ  ＩＮＥＲＴＩＡＬ  ＴＲＡＮＳＦＯＲＭＡＴＩＯＮ（本体から慣性への変換）機能ブロック３４８に送信される。
【００４０】
ＧＰＳ  ＭＥＡＳＵＲＥＤ  ＤＡＴＡ（ＧＰＳ測定データ）機能ブロック３５６は、周期的に、時間インデックス付き速度データ  
2006514258.tif 000011
と位置データ  
2006514258.tif 000012
とを受信し、このデータを、信号経路３５８を介して機能ブロック３６０として示すコンピュータ、メモリ、およびプログラム手段の時間インデックス付きアレイに転送する。このＧＰＳ速度データと位置データとは、信号経路３６２を介して機能ブロック３６４によって示されるカルマン・フィルタに転送される。このカルマン・フィルタは、発射体の現在の推定位置ベクトルおよび推定速度ベクトルのフィルタリングした値を、信号経路３６８を介してＦＩＴ  ＥＲＲＯＲ  ＴＥＳＴ（適合誤差試験）機能ブロックとＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＩＯＮ  ＡＬＧＯＲＩＴＨＭ機能ブロック３７２とに転送する。ＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＦＩＬＥ３３２は、時間インデックス付き推定姿勢角度データと推定姿勢角速度データとを、信号経路３７４を介してＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＩＯＮ  ＡＬＧＯＲＩＴＨＭ機能ブロック３７２に、また転送経路３７８を介してＢＡＬＬＩＳＴＩＣ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳ（弾道推定）（ｎ）機能ブロック３７６に、地球の基準航行座標系において転送する。ＢＡＬＬＩＳＴＩＣＳ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳは、経路３７５を介して、補正済みの初期位置および初期速度に関する情報を備えた発射体の既知のモデル特性を用い、また、経路３７８を介して、過去の姿勢および姿勢速度すべての履歴とを用い、モデル化した現在の位置と速度の推定値を、経路３８２を介してＡＴＴＩＴＵＤＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＩＯＮ  ＡＬＧＯＲＩＴＨＭ３７２に提供する。
【００４１】
本体の直交座標系におけるフィルタリングした本体のＳＴＡＴＥ  ＶＥＣＴＯＲ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳ  
2006514258.tif 000013
、
2006514258.tif 000014
ベクトルは、信号経路３４６を介してＢＯＤＹ  ＴＯ  ＩＮＥＲＴＩＡＬ  ＴＲＡＮＳＦＯＲＭＡＴＩＯＮブロック３４８に転送される。このＢＯＤＹ  ＴＯ  ＩＮＥＲＴＩＡＬ  ＴＲＡＮＳＦＯＲＭＡＴＩＯＮブロック３４８は、推定した姿勢角および姿勢角速度を、信号経路３８４および３８６を介して受信し、ＳＴＡＴＥ  ＶＥＣＴＯＲ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳを、本体の直交座標系での表示から地球の基準航行座標系でのベクトルへ、さらに地球の基準航行座標系での位置および速度推定値へと、通常の方向余弦変換を用いて処理する。この通常の方向余弦変換は、例えば、George Siourisの教科書「Aerospace Avionics Systems, A Modern Synthesis」（アカデミック・プレス（Academic Press）社、１９９３年出版）に説明されるような変換である。この推定処理は、測定した回転カウンタのデータを用いて、また新しい弾道軌道を、新しい初期状態情報に基づき計算することによって簡略化することができ、また改善することができる。
【００４２】
ＢＯＤＹ  ＴＯ  ＩＮＥＲＴＩＡＬ  ＴＲＡＮＳＦＯＲＭＡＴＩＯＮ機能ブロック３４８は、地球の基準航行座標系での推定した位置と速度ＳＴＡＴＥ  ＶＥＣＴＯＲ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳを、経路３８８を介してＦＩＴ  ＥＲＲＯＲ  ＴＥＳＴ機能ブロック３７０に出力し、そこで、ＳＴＡＴＥ  ＶＥＣＴＯＲ  ＥＳＴＩＭＡＴＥＳは、カルマン・フィルタを通過したＧＰＳの位置および速度と比較される。統計的な意味では、ＧＰＳの位置およびＧＰＳに付随する誤差以上に推定処理を適合させるのは、可能ではない。２つの状態ベクトル間の相違に対する誤差が、ＧＰＳ誤差の１〜２倍よりも小さければ、アルゴリズムは、この適合処理は「統計的に十分良い」ので終了できると宣言し、新しい測定データが到着するのを待つ。テストを通過すれば、位置、速度、姿勢、および姿勢角速度の推定値は、推定した位置と姿勢の時間インデックス付きメモリ・アレイ中の（ｎ−１）の位置を更新するのに用いられる。
【００４３】
テストに失敗すると、アルゴリズムは、一組の新しい発射体の初期状態を、摂動アルゴリズムを用いて推定し、解が所定の適合誤差の閾値範囲内にある極限に収束するまで、推定処理を再度繰り返す。さらに、テストに失敗すると、ＦＡＩＬ信号が、経路３９０を介し、ＥＳＴＩＭＡＴＩＯＮ  ＯＦ  ＮＥＷ  ＩＮＩＴＩＡＬ  ＴＡＲＧＥＴ  ＳＴＡＴＥ機能ブロック３２２に送信され、そこで、初期の位置、速度、姿勢、および姿勢角速度が調整され、一組の修正した推定状態データが、信号経路３２０を介して、追加サイクルのためにＩＮＩＴＩＡＬ  ＰＲＯＪＥＣＴＩＬＥ  ＳＴＡＴＥ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ機能ブロック３１２に送信される。繰り返しは、機能ブロック３７０からＰＡＳＳ信号が出るように、初期条件が調整されるまで続き、ＰＡＳＳ信号の後には、１秒後にＧＰＳデータを用いた次のデータの繰り返しが始まる。
【００４４】
前に説明したように、ＧＰＳおよびＧＰＳ信号の保護に対する過度の信頼を避けるために、高性能慣性計測器（例えば、１００マイクロｇよりも良い水準で実行する慣性計測器）を用いても良い。ハネウエル（Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ）社のＶＢＡ加速度計、およびＷｏｏｄｌａｎｄ  Ｈｉｌｌｓ、Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ  ９１６６３７にあるノースロップ・グラマン社（Ｎｏｒｔｈｒｏｐ  Ｇｒｕｍｍａｎ  Ｉｎｃ．リットン社の譲受人）のリットン社ガイダンス＆コントロールシステム部門（Ｌｉｔｔｏｎ  Ｇｕｉｄａｎｃｅ  ＆  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｓｙｓｔｅｍｓ  Ｄｉｖ．）が供給するＳｉｌｉｃｏｎ Ａｃｃｅｌｅｒｏｍｅｔｅｒ（シリコン加速度計）とには、そのような機能がある。
【００４５】
アライアント・テックシステムズ社のＧＰＳ受信機は、本発明のシステムおよび方法において利用可能である。このアライアント社のＧＰＳは、十分な処理能力があり、ユーザのソフトウェアを記憶するのに用いることができる別個のメモリがあるタイプ５０９プロセッサと、この用途向けのシステム・プロセッサとを用いる。また、このアライアント社の受信機は、発射体がローリングする際に、ＧＰＳ信号を保護する手段としての複数のアンテナ入力を収容する複数のＲＦフロントエンドで構成される。ＧＰＳの５０９プロセッサは、データを処理し、慣性データを、ＧＰＳデータおよび回転カウンタのデータと統合するのに用いることもできる。ソフトウェアは、５０９プロセッサに組み込み、角速度情報を３軸加速度計から抽出し、センサからのデータと統合することができる。
【００４６】
あるいは、コストを引き下げなければならない場合は、発射後のＧＰＳ信号データに大きく信頼を置くことによって、より精度の低い加速度計を用いることができる。上記のように、例示的実施形態では、ＧＰＳ信号データは、１つまたは複数の衛星７８、７９から送信され、発射体上の１つまたは複数のアンテナ８８、８９で受信されるＧＰＳ信号から取得することができる。１つまたは複数のＧＰＳ信号妨害電波検出器３４１８は、各ＧＰＳ信号３４０７を監視し、各ＧＰＳ信号３４０７が妨害電波の影響を受けているかどうかを検出するために含まれてもよい。この妨害電波が検出されると、妨害電波対抗装置３４１９は、システム・プロセッサ３４５７にあるＧＰＳ信号保護対策を実施することができる。
【００４７】
例えば、妨害電波対抗装置３４１９によって、システム・プロセッサ３４５７は、発射体にローリングや回転などの周期的動作をさせる、あるいは発射体を周期的動作状態のままにすることができる。発射体が、その周期的動作の各周期を通過、つまり、ローリングの各周期を通過するに従い、１つまたは複数のアンテナ８８、８９それぞれは、１つまたは複数の衛星７８、７９それぞれからのＧＰＳ信号を受信するように、周期的に位置を合わせることができる。このように、衛星からの少なくとも１つのＧＰＳ信号が、１つまたは複数のアンテナによって、妨害電波の影響を受けていない状態で、受信可能なままでいる限り、その１つまたは複数のアンテナそれぞれは、周期的に妨害電波がない状態になる。例えば、少なくとも一部のローリング姿勢にいる間などである。
【００４８】
あるいは、妨害電波検出器３４１８が、１つまたは複数のＧＰＳ信号中に妨害電波を検出しない場合は、妨害電波対抗装置３４１９によって、システム・プロセッサ３４５７は、発射体の回転を止め、この発射体の先端を空の方に向けて大雑把に位置合わせをするように、あるいは、ＧＰＳ信号３４０７の受信を最適化するために、アンテナ・パターン８８、８９を正しい方位に合わせるようにできる。この実施形態によれば、発射体の回転が止まると、加速度計が取り出されて始動する。コンピュータ、メモリ、およびプログラム手段は、次に、この移動体の角速度推定値を含む状態行列の最初の推定と更新とを行う。この例示的実施形態によれば、妨害電波対抗装置３４１９は、１つまたは複数のＧＰＳ受信機１８またはシステム・プロセッサ３４５７を、１つまたは複数のアンテナによって受信された妨害電波の影響がない信号のみを使用するように切り替える、あるいは使用することができる。
【００４９】
誘導された発射体のロール角は、通常は、ジャイロまたはジャイロ・プラットフォームによって与えられる。この発射体のロール角を特徴付けるロール角信号は、飛行制御システムが、必要に応じて左または右に発射体をローリングさせるために先尾翼などの飛行操縦翼面の駆動と、目標に向いた１方向に発射体の向きを変えるために揚力面からの揚力の利用とを可能にするために必要である。本開示の目的は、ジャイロからの信号を用いずに、３軸加速度計からの出力と、ＧＰＳからの位置およびと速度信号とを用いることで発射体のロール角を発生させるための数学的方法、つまりコンピュータ・プログラミングが可能な方法を提供することである。
【００５０】
ここでの技術的説明には、以下の表記法を使用する。  
2006514258.tif 000015
は、特定の基準座標系を持たずに分解したベクトルを表す。
2006514258.tif 000016
は、本体座標系または発射体座標系と呼ぶ座標系で分解したベクトルを表す。この本体座標系を含み、本明細書で説明に用いるすべての座標系は、前方または正の「ｘｂ」軸方向、右手または正の「ｙｂ」軸方向、および下向きまたは正の「ｚｂ」軸方向に伸びる直交する３軸を形成するために、重心、あるいは基準点「ゼロ」と指定された基点などの発射体本体のある位置から伸びるｘ軸、ｙ軸、およびｚ軸を備えた右手系の直交座標系である。少なくとも２台の加速度計が、ｙｂ軸とｚｂ軸とに沿って本体座標系に固定され、配列される。ｂ座標系のこれらの主軸は、慣性センサの入力軸と一致し、起点「Ｏ」で交差する。重要な第２の座標系は、主軸Ｘ、Ｙ、およびＺを備えた地理的または地球の基準航行座標系であり、これらの主軸は、図４の下部に示すように東、北、および上（Ｕｐ）方向と一致する。
【００５１】
ベクトルの下付き文字は、ベクトルの特有の性質または帰属を示すのに用いられる。行列は大文字で指定される。
2006514258.tif 000017
は、方向余弦行列（ＤＣＭ）であり、ベクトルを、Ｎ座標系または航行座標系から本体座標系へと変換する。つまり、
2006514258.tif 000018
である。量の時間依存性は、時間変数または時間インデックスを丸括弧で囲んで表される。例えば、
2006514258.tif 000019
は、時間ｔ１での航行座標系から本体座標系への変換に対するＤＣＭである。
2006514258.tif 000020
ＤＣＭの転置は、  
2006514258.tif 000021
を与え、これは、時間ｔ１での本体座標系から航行座標系への変換に対するＤＣＭである。
【００５２】
変数の増加分は、記号Δで示される。例えば、
2006514258.tif 000022
は、所定の時間間隔に対するベクトル  
2006514258.tif 000023
の増加分を表す。変数の誤差は、記号  
2006514258.tif 000024
で示される。例えば、  
2006514258.tif 000025
は、ベクトル  
2006514258.tif 000026
の誤差を表す。記号＝は、近似的に、あるいは実質的に等しいことを表す。
【００５３】
センサと方位
【００５４】
２台の加速度計の構成では、第１の加速度計は、本体の右側から外向きに伸びるｙｂ本体軸に沿って加速度を感知するように位置合わせをされる。第２の加速度計は、ヨー軸を形成する基点から下向きに伸びるｚｂ本体軸に沿って加速度を感知するように位置合わせをされる。ロール変数の計算には不要である第３の加速度計は、ｘｂ軸あるいは前方軸に沿って加速度を感知するように位置合わせをされる。
【００５５】
ロール角の計算
【００５６】
加速度計の出力は、本体座標系から航行座標系の値に、次の方程式に従って変換される。
【数１ａ】
2006514258.tif 000027
【００５７】
ここで、この手順において、固定航行座標系または地球基準の東（Ｘ）、北（Ｙ）および上（Ｚ）に沿った成分からなる航行座標系での移動体の加速度要素として加速度ベクトルＡＮを得るために、Ａｂは本体座標系での加速度ベクトルを表し、括弧付きのＨ、Ｐ、およびＲ演算子｛Ｈ｝Ｔ、｛Ｐ｝Ｔ、および｛Ｒ｝Ｔは、移動体または発射体の固定座標系におけるｚｂ軸に関する飛行方向またはヨー、ｙｂ軸に関するピッチ、およびｘｂに関するロールに対して、本体座標系から航行座標系への正回転のＤＣＭ変換の転置を表す。
【００５８】
ＤＣＭである｛Ｔ｝は、ユニタリ行列を表し、本体の基準加速度データを、北、東、および下という座標系から、東、北、および上という座標系に変換し、次のように定義される。
【数１ｂ】
2006514258.tif 000028
【００５９】
発射体上の３軸加速度計からの加速度のデータ要素Ａｂは、航行座標における速度変化を求めるために、次の方程式を用いて、例えば１秒といった所定増分の時間間隔にわたって積分される。
【数２】
2006514258.tif 000029
【００６０】
この加速度計のデータに基づく速度変化の各計算と同時に、ＧＰＳデータが速度変化の計算に用いられる。このＧＰＳデータは、既に、航行座標系である。この計算には、次の方程式が用いられる。
【数３】
2006514258.tif 000030
【００６１】
次の方程式を用いて、本体座標系から航行座標系への変換と共に、本体の加速度計からのデータに対して二重積分が実行され、本体座標系から変換された加速度計のデータに基づき、位置の変化を得る。
【数４】
2006514258.tif 000031
【００６２】
加速度計のデータに基づく位置変化ΔＰＮの各計算と共に、ＧＰＳデータは、実質的に等しいＧＰＳの位置変化ΔＰＧＰＳについての次の方程式を用いた計算に用いられる。
【数５】
2006514258.tif 000032
【００６３】
群方程式
【００６４】
ＤＣＭ行列とその転置行列との積が単位行列に等しい。従って、
【数６ａ】
2006514258.tif 000033
【数６ｂ】
2006514258.tif 000034
【００６５】
方程式３から、ＧＰＳデータからの速度成分または加速度成分の変化を、次のように、加速度計のデータからの速度成分の変化に関係付けることが可能である。
【数７ａ】
2006514258.tif 000035
【００６６】
方程式５から、ＧＰＳデータからの位置成分または加速度成分の変化を、次のように、加速度計のデータからの位置成分の変化に関係付けることが可能である。
【数７ｂ】
2006514258.tif 000036
【００６７】
ピッチＤＣＭ、方向ＤＣＭ、およびユニタリ変換ＤＣＭを、グループ化、または乗算して１つのＤＣＭ、すなわち｛Ｑ｝を作り、簡単にするために時間の増分を１秒とすると（但し、当然のことながら、式ではあらゆる時間の増分を用いることができる）、
【数８ａ】
2006514258.tif 000037
［数８ｂ］
ΔＴ＝１秒、およびΔ２＝１秒の２乗＝１
【００６８】
式７ａのΔＴに１を代入し、式７ｂのΔＴ２に１を代入し、式７ａと７ｂの両辺にユニタリの転置を掛けると、方向ＤＣＭとピッチＤＣＭは、その順序で次の方程式を与える。
【数９ａ】
2006514258.tif 000038
【数９ｂ】
2006514258.tif 000039
【００６９】
ＣＰをＣｏｓθとし、ＳＰをＳｉｎθ、ＣＨをＣｏｓψ、ＳＨをＳｉｎψ、ＣＲをＣｏｓφ、およびＳＲをＳｉｎφとして用いると、本体座標系から航行座標系への回転変換に対する６種類のＤＣＭは、次のようになる。
【数１０ａ】
2006514258.tif 000040
【数１０ｂ】
2006514258.tif 000041
【数１０ｃ】
2006514258.tif 000042
【００７０】
本体が、発射台から発射された発射体の場合は、ピッチ角は発射時の発射管の角であり、方向は、発射時に発射管が真北となす角ψである。どちらも、このシステムの初期化の時点からあり、時間に対する通常の軌道に近接していると期待される。従って、表面上は既知である。
【００７１】
｛Ｑ｝の要素は、式８ａ、１０ａ、および１０ｂからわかり、ゆっくり変化すると考えられる。そこで、｛Ｑ｝を次のようにおく。
【数１１】
2006514258.tif 000043
【００７２】
式９ａと９ｂとを書き直し、｛Ｑ｝を、ΔＴ＝１秒およびΔＴ２＝１秒という条件で｛Ｐ｝｛Ｈ｝｛Ｔ｝の結果に代入すると、次の式が得られる。
【数１２ａ】
2006514258.tif 000044
【数１２ｂ】
2006514258.tif 000045
【００７３】
左辺と右辺とを入れ替えると、
【数１３ａ】
2006514258.tif 000046
【数１３ｂ】
2006514258.tif 000047
【００７４】
ロールＤＣＭは、式１０ｃで表され、加速度計のデータはベクトルであるので、
【数１０ｄ】
2006514258.tif 000048
であり、
【数１４】
2006514258.tif 000049
である。ここで、
2006514258.tif 000050
、  
2006514258.tif 000051
、および  
2006514258.tif 000052
は、本体の各軸に沿った単位ベクトルである。
【００７５】
式１３ａと１３ｂとは、次のように書き直される。
【数１５ａ】
2006514258.tif 000053
【数１５ｂ】
2006514258.tif 000054
【００７６】
加速度計のデータの増加分と、ＧＰＳからの速度データの増加分とが、固定航行座標系で利用可能となり、次に示す２つの３要素ベクトルを作る。
【数１６ａ】
2006514258.tif 000055
【数１６ｂ】
2006514258.tif 000056
ここで、
2006514258.tif 000057
、  
2006514258.tif 000058
、および  
2006514258.tif 000059
は、東、北、および上という座標系の基本単位ベクトルである。
【００７７】
式１５ａおよび１５ｂにおける｛Ｑ｝に対する行列を、式１６ａおよび１６ｂと掛けると、
【数１７ａ】
2006514258.tif 000060
【数１７ｂ】
2006514258.tif 000061
を得る。
【００７８】
式１７ａおよび１７ｂの左辺を３×１行列と掛けると、左辺は、
【数１８ａ】
2006514258.tif 000062
【数１８ｂ】
2006514258.tif 000063
となる。
【００７９】
式１８ａと１８ｂの左辺にあるベクトルの最初の要素ａ１は、移動体の長手方向軸まわりの加速度を落とすことを表すので、ａ１には各ロール成分はない。従って、それは削除し、２番目と３番目の行の表式を残す。すると、式１８ａおよび１８ｂより、
【数１９ａ】
2006514258.tif 000064
【数１９ｂ】
2006514258.tif 000065
【００８０】
式１９ａおよび１９ｂの左辺は、２×２行列と２×１行列との積に書き直すことができる。
【数２０ａ】
2006514258.tif 000066
【数２０ｂ】
2006514258.tif 000067
【００８１】
式２０ａと２０ｂとを一緒にすると、
【数２０ｃ】
2006514258.tif 000068
【００８２】
ロール角の計算は、次の定義を用いる。
【数２０ｄ】
2006514258.tif 000069
これが、加速度計係数行列である。
【数２０ｅ】
2006514258.tif 000070
これが、ピッチ／方向係数行列である。
【数２０ｆ】
2006514258.tif 000071
これが、ＧＰＳ情報ベクトルである。
【数２０ｇ】
2006514258.tif 000072
これが、未知のロール量である。式２０ｃを書き直すと、
【数２１】
2006514258.tif 000073
【００８３】
ａ１行列は、４×２行列である。
2006514258.tif 000074
は、２×１ベクトルである。式２１は、２つの未知数（ＣＲ、ＳＲ）に関する４つの方程式を表すことを考え、式２１を  
2006514258.tif 000075
について解く。式２１の両辺にａ１Ｔａ１を掛けると、
【数２２ａ】
2006514258.tif 000076
ａ１Ｔａ１積の逆行列を左から掛けると、
【数２２ｂ】
2006514258.tif 000077
従って、
【数２３ａ】
2006514258.tif 000078
なので、ロール角は、
【数２３ｂ】
2006514258.tif 000079
となる。
【００８４】
この手順は、その後、次のサンプリング時間に対して、以下のように過剰決定システムを再び解く。ｔ＝ｔ２のときは、２つの未知数（ｃｏｓＲ、ｓｉｎＲ）を持つ８個の方程式があり、ｔ＝ｔｎのときは、２つの未知数（ｃｏｓＲ、ｓｉｎＲ）を持つ４ｎ個の方程式がある。
【００８５】
反復計算解は、次のように方程式を重ねることによって得られる（ｔ＝ｔ２の場合）。
【数２４】
2006514258.tif 000080
ここで、ａ１、β１、およびω１は、上記に規定される。新しい変数ａ２、β２、およびω２は、ｔ＝ｔ２のときの値であることを除けばａ１、β１、およびω１と同じ構造である。また、
2006514258.tif 000081
は、２つのサンプリング時間にわたる変数を用いて、ｃｏｓＲとｓｉｎＲの値を表す。ｔ＝ｔ２での解は、このため、前と同様に、次のように求まる。
【数２５】
2006514258.tif 000082
【数２６】
2006514258.tif 000083
【００８６】
同様に、ｎ個のデータ・サンプルに対して、ｔ＝ｔｎで、
【数２７】
2006514258.tif 000084
【数２８】
2006514258.tif 000085
【００８７】
一般的な発射体または移動体に対しては、ピッチおよび方向係数行列に対するデータも必要である。方向とピッチ（ジャイロ無しの場合）は対地軌道（ａｒｃｔａｎ  Ｖｎ／Ｖｅ）から近似でき、ピッチは飛行経路角（垂直速度または高度の変化率の逆正接関数、およびΔＰ（北）とΔＰ（東）とから決定する対地速度）から近似できる。大雑把な方向は、ハネウエル社から入手可能な磁気コンパスまたは固体磁気コンパスで分かる。上層風が分かっていれば、方向を補正するのにその風を利用してもよく、迎え角が分かっていれば、それをピッチ角の補正に利用すればよい。
【００８８】
図５は、ロール角の計算に必要な処理機能の概要を示すブロック図である。ＰＯＳＩＴＩＯＮサンプラ５０２およびＶＥＬＯＣＩＴＹサンプラ５０４を介して、ＰＯＳＩＴＩＯＮデータおよびＶＥＬＯＣＩＴＹデータを与える内部コンピュータを備えたＧＰＳ  ＲＥＣＥＩＶＥＲ（ＧＰＳ受信機）を表すブロック５００を示す。各サンプラには、それぞれサンプラ遅延（装置）５０６、５０８がある。このサンプラからの出力は、ΔＰＯＴＩＳＩＯＮおよびΔＶＥＬＯＣＩＴＹであり、このデータが、ＲＯＬＬ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ（反復計算解）機能ブロック５１０に送信される。ＡＣＣＥＬＥＲＯＭＥＴＥＲＳ（加速度計）ブロック５１２は、上記で説明したＢＯＤＹ  ＡＸＥＳ（本体座標軸）に位置合わせされた３軸加速度計を表す。加速度成分ａｘは、図に示すように、発射体の長手方向軸に位置合わせされる。この加速度成分ａｘは、飛行中は、ある瞬間から次の瞬間へと非常にゆっくりと変化する。図１に示すように、加速度成分ａｙは、軌道を横切る方向の加速度であり、加速度成分ａｚは、上方向軸に沿った加速度成分である。ＰＩＴＣＨ  ＨＥＡＤＩＮＧ  ＣＯＥＦＦＩＣＩＥＮＴ  ＭＡＴＲＩＸ  （ピッチおよび方向係数行列）５１４は、加速度データａｙとａｚとで初期化される。このデータの処理は、三角法の値に対して、現在のＰＩＴＣＨ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ（ピッチ推定値）およびＨＥＡＤＩＮＧ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ（方向推定値）を用いる。入力ΔＴには、ある瞬間に好適な値があることが示されることになる。ＰＩＴＣＨ  ＨＥＡＤＩＮＧ  ＣＯＥＦＦＩＣＩＥＮＴ  ＭＡＴＲＩＸは、ＧＰＳからのΔＰＯＳＩＴＩＯＮおよびΔＶＥＬＯＣＩＴＹ入力とともに、ＲＯＬＬ  ＥＳＴＩＭＡＴＥ（ロール角推定）機能ブロック５１０によって用いられ、ロール角φを、図１のブロック２６を含むＦＬＩＧＨＴ  ＣＯＮＴＲＯＬブロック５１６に出力する。
【００８９】
スムージング
【００９０】
ここで、図３ａのブロック３４４で示されるスムージング処理を、図６、７ａおよび７ｂの説明と関連付けて説明する。本発明の加速度計とＧＰＳ受信機とを備えた発射体誘導システムは、この発射体の飛行全体にわたって、発射から現在の位置までの過去の軌道についてのスムージングした推定値を、姿勢角とともに図１と５とに示したＦＬＩＧＨＴ  ＣＯＮＴＲＯＬブロック２６に出力し、この飛行制御機能２６が、既知の目標地点に対する発射体の方向または対地軌道を調整する。
【００９１】
図６にフォワード・スムーザの実施形態を示す。この実施形態は、カルマン・フィルタを用いる。図３ｂのブロック３６４で示すカルマン・フィルタは、時間ｔ１、ｔ２、・・・ｔｎでｎ個の測定値｛ｙ１、ｙ２、・・・ｙｎ｝があるフィルタである。
【００９２】
時間ｔｋでの測定値は、計測器からの加速度データ、あるいはＧＰＳ入力または加速度計データからの速度または一部の位置データ、または一部の速度または位置データが、ΔＶデータとして含まれ、これらの値は、ｙベクトルの値として｛ｙ１、ｙ２、・・・ｙｎ｝のようにアレイ化される。我々が必要としているのは、各更新時のシステム状態の推定値である。
【００９３】
この処理は、１Ｈｚのサンプリング速度で、ＧＰＳ情報を用いて時間インデックスまたはサンプル・インデックスが付けられる。ＧＰＳサンプル間で、測定インデックス・カウンタまたはｋカウンタを用いて、このシステムは過去のサンプルと状態すべての再処理を行い、インデックスが１からｎまでカウントされるように、インデックスを与える。
【００９４】
この処理には、過去のサンプリング時間ｔｋでのシステム状態ベクトルについての知識に基づいた推定値を得るために、時間の流れをさかのぼる目的がある。ＧＰＳ位置データなどの測定データは、サンプルｎとしてインデックスを付与された測定値として受信した最後のサンプルとともに、サンプル１からｋとして取得または受信したように、インデックスを付与される。
【００９５】
図６は、開始時の処理の初期状態に関する知識に基づくｔ＝ｔ０での共分散行列の初期化Ｐ（０）＝Ｐ（ｔ０）を行うブロック６００で開始する。ブロック６０２は、サンプル・インデックス・カウンタ（ｋカウンタ）が、１にセットされたのを示し、ブロック６０４は、時間ｔがｔｎよりも大かどうかを確認するテストを行う。その時間が、ｔｎ以下の場合は、テストはブロック６０６に進み、インデックス・カウンタを１だけ増加させる。
【００９６】
ブロック６０８は、システム状態ベクトルまたは推定状態ベクトルχを、時間ｔｋ−１からｔｋに進めるステップを表す。記号φｋ−１は、システム方程式または伝達関数を表す。この伝達関数φｋ−１が、システムの状態ベクトルχを、時間ｔｋ−１からｔｋに進める。状態行列「χ」として表された状態ベクトルは、「ｍ」×１次元の列行列である。共分散行列Ｐは、「ｍ」×「ｍ」次元である。
【００９７】
次に、この処理はブロック６１０に進む。このステップでは、フローチャートにより、方程式  
2006514258.tif 000086
を用いて、共分散行列Ｐが時間ｔｋ−１からｔｋに進められる。この方程式では、項Ｐｋは、状態ベクトル  
2006514258.tif 000087
のフィルタ推定に関連する誤差の共分散行列である。伝達関数φｋ−１とその転置  
2006514258.tif 000088
とが、この式に導入される。項Ｑｋ−１は、処理雑音の共分散行列である。
【００９８】
ブロック６１２では、時間ｔ＝ｔｋでのカルマン・フィルタの利得を計算する。記号Ｇｋは、カルマン利得を表す。項Ｈｋは、時間ｔ＝ｔｋでの測定行列または観測行列であり、  
2006514258.tif 000089
は、時間ｔ＝ｔｋでの測定行列の転置を表す。この測定行列は、通常は、ＶＸやＶＹなどの要素から構成される。ｙベクトルまたは測定ベクトルは、Ｈ行列と状態ベクトルχの積で作られ、この積が、測定雑音行列に加算される。
【００９９】
ブロック６１２にある式中の括弧内で、誤差共分散行列  
2006514258.tif 000090
は、測定行列の転置  
2006514258.tif 000091
と乗算される。この２つの積は、次に、測定行列Ｈｋと乗算される。この積の結果が測定雑音ベクトルの共分散行列Ｒｋに加算される。
【０１００】
このＲｋ行列は、実証的検定によってシステム・エンジニアが集めた情報から得られる。システム・エンジニアは、何の雑音がどのセンサと関連しているのかを、各測定変数に関する蓄積された雑音データを集めることで決定する。ＨＫ行列は、既知であり、ハードウェアや機器に依存したものである。カルマン利得が決定されると、次に、これは、ブロック６１４での状態ベクトルの推定を更新するのに用いられる。各測定値が選ばれるときは、その測定値自身が状態の結合関数である。例えば、発射体の速度は、速度のｘおよびｙ成分の結果として生じたものであろう。この結果は、それぞれの測定値の一次結合である。
【０１０１】
処理はブロック６１４に進み、方程式  
2006514258.tif 000092
を用いて、システム状態推定ベクトルが、時間ｔｋに対して更新される。項Ｈｋは、項  
2006514258.tif 000093
と乗算する。その結果は、ｙｋから差し引かれる。この結果は、観測可能な差異であり、それにカルマン利得を掛け、次に前の推定状態ベクトル  
2006514258.tif 000094
を加える。
【０１０２】
2006514258.tif 000095
の上付き文字におけるマイナス符号は、ｋ番目の更新よりも少し前の状態を表すことを意味する。サンプル・インデックス「ｋ」は、１からｎまでの値をとることが可能である。ここで、ｎは、時間的に最も新しい更新インデックスである。上付き文字が無い状態変数は、状態変数値が、更新直後に存在する値であることを意味する。記号  
2006514258.tif 000096
は、状態ベクトルχのｋ番目の推定値を表す。ｙｋ測定が行われた場合、ｋ番目の更新は、このｙｋ測定に対して行われる。測定インデックス「ｋ」は、実行インデックスである。
【０１０３】
時間ｔ＝ｔｋで、ブロック６１４に示す方程式の値を求めることによって状態ベクトルを更新すると、処理は、ブロック６１６の次に示す方程式へと進む。
【数２９】
2006514258.tif 000097
この式は、共分散行列Ｐｋを更新するのに用いられる。行列Ｉは、単位行列である。別項に特に記載がなければ、その要素のすべては、主対角要素を除いてゼロである。単位行列の次元は、Ｇｋ行列とＨｋ行列の積と一致する。共分散行列の計算に必要なすべての値は、これより以前のステップから入手可能である。
【０１０４】
Ｐｋ行列の計算後、処理は、ブロック６１６を抜け出し、判定ブロック６０４に戻り、再び、ｔ＞ｔｎであるかどうかを確認するテストを行う。時間がｔｎに達すると、測定値すべてが処理される。これ以上の追加測定は行われない。ここで「Ｙｅｓ」の結果、処理は、シナリオ完了ブロック６１８へと進み、処理の役目は完了する。飛行が１００秒間続き、ＧＰＳが毎秒１回の割合で一測定値を提供したならば、１００個のＧＰＳサンプルがあったであろうし、サンプル・インデックスｋは、１から１００まで増加したことになったであろう。インデックス「ｋ」は、１００を越えることはできない。
【０１０５】
図７ａおよび７ｂで、固定間隔スムーザが形成され、図７ａは前方パスを規定し、図７ｂは後方パスを規定する。図７ａは、ブロック７００を除いて図６と機能的に同一と見ることができる。この処理は、ブロック７００を出た後、ブロック７０２に進む。このブロック７０２は、図７ｂの先頭にもある。後方掃引は、サンプル・インデックス・カウンタ、つまりｋカウンタを現在のインデックス値ｎにして、ブロック７０４で開始する。図７ｂに示す後方掃引処理の目的は、スムーザの推定値  
2006514258.tif 000098
、およびスムーザの誤差の共分散行列  
2006514258.tif 000099
を、インデックス・カウンタ「ｋ」が、ｋ＝ｎ、ｎ−１、ｎ−２、・・・、１へと減少するときのｎ個の測定値すべてを用いて計算することである。式χｓ（ｋ）および式Ｐｓ（ｋ）の下付き文字ｓは、スムージングされた変数であることを示す。
【０１０６】
この処理は、ブロック７０６に進み、次の式で表されるスムーザ利得を計算する。
【数３０】
2006514258.tif 000100
（ｋ｜ｋ）などの項における「ｋ」が後に続く縦棒は、行列が、ｋ番目の測定値を含む、それまでのすべての測定値に対し、値が求められることを意味する。後方掃引は、前方掃引が終了した後のみ開始する。ｋ個すべての測定値は、前方掃引の終了と共に入手可能である。ｋ個のデータ点すべてによって、固定間隔が形成され、ｔｋからｔ１までのｎ個の測定値すべてが、後方掃引に間に用いられる。
【０１０７】
共分散行列Ｐ（ｋ｜ｋ）は、時間ｔ＝ｋでの伝達関数φｋの転置と乗算される。
【０１０８】
ブロック７０６の最も右側の項は、ｋ個の測定値すべてを用いた、時間ｔｋ＋１での共分散行列Ｐ（ｋ＋１｜ｋ）の逆行列である。「ｋ」が後に続く縦棒は、ｋまでの測定値に対するデータすべてが用いられることを示す。
【０１０９】
この処理は、次に、ブロック７０８に進む。ブロック７０８における方程式の目的は、スムージングされた状態ベクトル  
2006514258.tif 000101
を、ｎ個の測定値すべてを用いて計算することである。このブロック７０８にある方程式は、次のとおりである。
【数３１】
2006514258.tif 000102
【０１１０】
利得行列Ａ（ｋ）は、ブロック７０６で得られる。等号の後にある最初の項は、ｋ番目の測定までに行われた測定データを用いたｋ番目の状態ベクトル推定値である。括弧内の第１項  
2006514258.tif 000103
は、ｎ番目の測定までに行われた測定データを用いた、時間ｋ＋１での状態ベクトル推定値である。括弧内の第２項  
2006514258.tif 000104
は、時間ｔｋまでのすべての測定値を用いた、時間ｋ＋１での状態ベクトル推定値である。この差は、第１項から第２項を引くことで計算される。その結果が、利得行列に掛けられ、さらにその積が  
2006514258.tif 000105
に加えられる。
【０１１１】
次に、処理はブロック７１０に進み、スムージングされた共分散行列を、次の方程式を用いて計算する。
【数３２】
2006514258.tif 000106
【０１１２】
等号の後にある最初の共分散項Ｐ（ｋ｜ｋ）は、ｋ番目の更新までのすべてのデータを用いる。括弧内の最初の共分散項Ｐ（ｋ＋１｜ｎ）は、ｎ番目の測定までに行った測定データすべてを用いる。括弧内の２番目の共分散項Ｐ（ｋ＋１｜ｋ）は、ｋ番目の更新までのデータのみを用いる。共分散行列の差は、この括弧内の２つの共分散項によって計算される。この共分散項の差は、次に、利得行列と掛けられ、さらにその結果がＰ（ｋ｜ｋ）に加えられる。
【０１１３】
スムージングされた共分散推定が計算されると、処理はブロック７１２に進み、測定インデックス・カウンタをｋからｋ−１に減少させる。この処理は、次に判定ブロック７１４に進み、測定インデックス行列ｋが１よりも大きいかどうか判定するテストが行われる。「Ｎｏ」という判定の場合は、ｋ＝１になるまでループまたはサイクルが続き、ブロック７０６に戻る。ｋ＝１になると、ブロック７１４でのテストは、「Ｙｅｓ」判定を生じ、この処理は後方掃引完了ブロックであるブロック７１６に進む。ブロック７１６は、発射体が目標に接近しているというプログラムの完了信号を出す。
【０１１４】
これらの好適な実施形態に関する各種の改良形態や修正形態が、この発明の範囲や精神から逸脱することなく構成可能であることは、当業者には当然のことである。従って、当然のことながら、添付の請求項の範囲内で、この発明は、本明細書に具体的に記載したような方法以外で実現することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【０１１５】
【図１】機内搭載用ＧＰＳ受信機、移動体の構造に連結された一組の加速度計、複数のアンテナ、および本発明の方法を実行するための機内搭載用コンピュータ・カードを備えた発射体または無人運転の飛行装置の分解斜視図である。
【図２】発射用車両、および軌道周囲にある飛行誤差包絡線を備えた所望の軌道を示す図である。
【図３ａ】飛行軌道を推定するための、加速度計とＧＰＳデータとの処理を示すブロック図である。
【図３ｂ】飛行軌道を推定するための、加速度計とＧＰＳデータとの処理を示すブロック図である。
【図３ｃ】飛行軌道を推定するための、加速度計とＧＰＳデータとの処理を示すブロック図である。
【図３ｄ】飛行軌道を推定するための、加速度計とＧＰＳデータとの処理を示すブロック図である。
【図４】通常の座標系を示し、回転角を定義する航空機の斜視図である。
【図５】ロール角計算での機能ステップを示すブロック図である。
【図６】通常のカルマン・フィルタにおける処理ステップと、別のロール角の計算とを示すフローチャートである。
【図７ａ】通常のスムーザにおける前方フィルタの各ステップを示すフローチャートである。
【図７ｂ】通常のスムーザにおける後方フィルタの各ステップを示すフローチャートである。
【図８】ＧＰＳ信号妨害電波が存在しているときの、回転発射体上の複数のアンテナによって受信された時間依存性を持つＧＰＳ信号を示す図である。
【図３ａ】
2006514258.tif 000107
【図３ｂ】
2006514258.tif 000108
【図６】
2006514258.tif 000109
【図７ａ】
2006514258.tif 000110
【図７ｂ】
2006514258.tif 000111
【図８】
2006514258.tif 000112
【図１】
2006514258.tif 000113
【図２】
2006514258.tif 000114
【図３ｃ】
2006514258.tif 000115
【図３ｄ】
2006514258.tif 000116
【図４】
2006514258.tif 000117
【図５】
2006514258.tif 000118
【国際調査報告】
2006514258.tif 000119
2006514258.tif 000120
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