(57)【要約】      （修正有）【課題】２つのアンテナで航行体の姿勢を求める。【解決手段】第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２を離間して航行体１に搭載し、複数の測位用衛星Ｓ１，Ｓ２から発信された電波の各々について、第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２に届く電波の位相差を算出し、各位相差から、複数の測位用衛星Ｓ１，Ｓ２と、第１アンテナａ１と第２アンテナａ２を結ぶ線分とがなす角をそれぞれの姿勢角として算出し、求めた複数の姿勢角θ１，θ２を合成することにより航行体１の姿勢を求める。【選択図】図１
2009186355.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１アンテナ及び第２アンテナを離間して航行体に搭載し、複数の測位用衛星から発信された電波の各々について、前記第１アンテナ及び前記第２アンテナに届く電波の位相差を算出し、各位相差から、前記複数の測位用衛星と、前記第１アンテナと前記第２アンテナを結ぶ線分とがなす角をそれぞれの姿勢角として算出し、求めた複数の姿勢角を合成することにより前記航行体の姿勢を求める、ことを特徴とする航行体の姿勢検出方法。
【請求項２】
前記第１アンテナと前記第２アンテナを前記航行体の機軸方向に離間して搭載する、請求項１記載の航行体の姿勢検出方法。
【請求項３】
前記航行体はスピン安定する飛翔体であり、
前記第１アンテナ及び前記第２アンテナとして、前記飛翔体の機軸回りを囲む円筒状の無指向性アンテナを用いる、請求項２記載の航行体の姿勢検出方法。
【請求項４】
航行体に離間して搭載され、測位用衛星からの電波を受信する第１アンテナ及び第２アンテナと、
前記航行体に搭載され該航行体の姿勢を求める演算装置と、を備え、
該演算装置は、複数の測位用衛星から発信された電波の各々について、前記第１アンテナ及び前記第２アンテナに届く電波の位相差を算出し、各位相差から、前記複数の測位用衛星と、前記第１アンテナと前記第２アンテナを結ぶ線分とがなす角をそれぞれの姿勢角として算出し、求めた複数の姿勢角を合成することにより前記航行体の姿勢を求める、ことを特徴とする航行体の姿勢検出装置。
【請求項５】
前記第１アンテナと前記第２アンテナは、前記航行体の機軸方向に離間して搭載されている請求項４記載の航行体の姿勢検出装置。
【請求項６】
前記航行体はスピン安定する飛翔体であり、
前記第１アンテナ及び前記第２アンテナは、前記飛翔体の機軸回りを囲む円筒状の無指向性アンテナである、請求項５記載の航行体の姿勢検出装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケット、航空機、ミサイル、衛星、船舶等の航行体の姿勢検出方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ミサイル、航空機、船舶などの航行体では、移動中に自身の姿勢が刻々と変化するため、何らかの方法で姿勢を検出することが必要とされる。従来、複数の測位用衛星からの電波（キャリア信号）を、物体の所定位置に配置された複数のアンテナで受信し、キャリア信号の位相をそれぞれ観測し、複数のアンテナのうち１つのアンテナを基準として他のアンテナの相対位置を求めることによって、各受信アンテナの相対位置関係を求め、これによって航行体の３次元姿勢を計測する方法は公知である（例えば下記特許文献１、２を参照）。
【０００３】
特許文献１の方法は、一直線に配列されていない互いに離間した最低３つの受信機において、同一の人工衛星からの電波の到達時間差を計測し、この時間差から航行体の姿勢角を算出するものである。
【０００４】
特許文献２の方法は、姿勢を検出する物体の一直線上に並ばないそれぞれ異なった位置に固定配置された複数のアンテナで複数の測位用衛星からの電波をそれぞれ受信し、キャリア位相の１重位相差または２重位相差を観測し決定し、さらに姿勢を検出する物体に配置された慣性センサユニットからの出力により求まる物体の姿勢角から１重位相差または２重位相差の整数バイアスを再決定する方法である。
【０００５】
【特許文献１】特開昭６３−１００５１５号公報
【特許文献２】特開２００２−５４９４６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかし、特許文献１の方法は、最低３つの受信機つまり３つのアンテナが必要であり、航行体のコストが高くなるという問題がある。また最低３つの受信機を一直線に配列されないように互いに離間して航行体に配置するため、スピン安定している飛翔体には適用できない。
【０００７】
また、特許文献２の方法は、２つのアンテナでも良いが、その代わりに加速度センサや傾斜計が必要となりコストが高くなるという問題がある。この場合もスピン安定している飛翔体には適用できないという問題がある。
【０００８】
本発明は、上記従来の問題を解決すべく発明されたものであり、航行体のコスト削減が可能であり、スピン安定している飛翔体であっても安定して姿勢を検出できる航行体の姿勢検出方法及び装置を提供すること課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記の課題を解決するため、本発明の航行体の姿勢検出方法及び装置は、以下の技術的手段を採用する。
本発明の航行体の姿勢検出方法は、第１アンテナ及び第２アンテナを離間して航行体に搭載し、複数の測位用衛星から発信された電波の各々について、前記第１アンテナ及び前記第２アンテナに届く電波の位相差を算出し、各位相差から、前記複数の測位用衛星と、前記第１アンテナと前記第２アンテナを結ぶ線分とがなす角をそれぞれの姿勢角として算出し、求めた複数の姿勢角を合成することにより前記航行体の姿勢を求める、ことを特徴とする。
【００１０】
また、本発明の航行体の姿勢検出装置は、航行体に離間して搭載され、測位用衛星からの電波を受信する第１アンテナ及び第２アンテナと、前記航行体に搭載され該航行体の姿勢を求める演算装置と、を備え、該演算装置は、複数の測位用衛星から発信された電波の各々について、前記第１アンテナ及び前記第２アンテナに届く電波の位相差を算出し、各位相差から、前記複数の測位用衛星と、前記第１アンテナと前記第２アンテナを結ぶ線分とがなす角をそれぞれの姿勢角として算出し、求めた複数の姿勢角を合成することにより前記航行体の姿勢を求める、ことを特徴とする。
【００１１】
上記の方法及び装置によれば、２つのアンテナ（第１アンテナ及び第２アンテナ）で電波を受信して、少なくとも２つの測位用衛星に対するそれぞれの姿勢角を求め、求めた複数の姿勢角を合成することによって航行体の姿勢を求める。この方法では少なくとも２つの測位用衛星が必要であるが、測位用衛星はすでに運用されているものをそのまま利用でき、航行体側の機器ではないので、航行体のコスト増の要因とはならない。一方で、この方法では航行体に搭載されるアンテナは２つのみでよいため、航行体のコストを削減できる。
【００１２】
上記の姿勢検出方法において、好ましくは、前記第１アンテナと前記第２アンテナを前記航行体の機軸方向に離間して搭載する。
また、上記の姿勢検出装置において、好ましくは、前記第１アンテナと前記第２アンテナは、前記航行体の機軸方向に離間して搭載されている。
【００１３】
第１アンテナと第２アンテナが航行体の機軸方向以外の方向に離間して搭載されている場合、航行体の姿勢を求めるためには、第１アンテナと第２アンテナを結ぶ線分から航行体の機軸方向を求める演算が必要である。一方、上記のように第１アンテナ及び第２アンテナを、航行体の機軸方向に離間して搭載することで、第１アンテナと第２アンテナを結ぶ線分が航行体の機軸方向と一致するので、複数の姿勢角の合成によって直接、航行体の姿勢を求めることができ、演算負荷が軽減される。
【００１４】
上記の姿勢検出方法において、好ましくは、前記航行体はスピン安定する飛翔体であり、
前記第１アンテナ及び前記第２アンテナとして、前記飛翔体の機軸回りを囲む円筒状の無指向性アンテナと用いる。
また、上記の姿勢検出装置において、好ましくは、前記航行体はスピン安定する飛翔体であり、前記第１アンテナ及び前記第２アンテナは、前記飛翔体の機軸回りを囲む円筒状の無指向性アンテナである。
【００１５】
上記のように構成することで、航行体がスピン安定している飛翔体の場合でも、測位用衛星からの電波を途絶えることなく安定して受信することできるので、姿勢検出の安定性および信頼性を向上できる。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、航行体のコスト削減が可能であり、スピン安定している飛翔体であっても安定して姿勢を検出できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１８】
図１は、本発明の実施形態にかかる航行体１の姿勢検出方法及び装置の概念図である。また図１は、航行体１を側面側から見たときの、２つの測位用衛星Ｓ１，Ｓ２と航行体１との位置関係を示している。図２は、航行体１を機軸方向から見たときの、２つの測位用衛星Ｓ１，Ｓ２と航行体１との位置関係を示している。
【００１９】
図１において、航行体１はロケット、ミサイルなどの飛翔体であり、スピン安定して飛翔する。なお、以下では、航行体１がスピン安定して飛翔する飛翔体であるとして説明するが、本発明は、航空機、衛星、船舶等の移動中に姿勢が変化するあらゆる航行体に適用可能である。
【００２０】
航行体１には、航行体１の姿勢を求める姿勢検出装置が搭載されている。この姿勢検出装置は、測位用衛星Ｓ１，Ｓ２からの電波を受信する第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２と、航行体１の姿勢を求める演算装置２とを備える。このような構成の姿勢検出装置はＧＰＳ受信機の機能をも備え、複数（原理的には３つ以上であるが、通常４つ）の測位用衛星からの電波を受信して自己の位置を求めることができる。
【００２１】
測位用衛星Ｓ１，Ｓ２はＧＰＳ衛星であり、少なくとも時刻情報、測位情報を含む電波（キャリア信号）を発信する。
第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２は、航行体１に離間して搭載されている。第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２はＧＰＳアンテナであり、測位用衛星Ｓ１，Ｓ２からの電波を受信する。
【００２２】
演算装置２は、複数の測位用衛星Ｓ１，Ｓ２から発信された電波の各々について、第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２に届く電波の位相差を算出し、各位相差から、複数の測位用衛星と、第１アンテナａ１と第２アンテナａ２とを結ぶ線分とがなす角をそれぞれの姿勢角θ１，θ２として算出し、求めた複数の姿勢角θ１，θ２を合成することにより航行体１の姿勢を求める。
【００２３】
ここで、図１を参照し、測位用衛星Ｓ１に対する姿勢角θ１と測位用衛星Ｓ２に対する姿勢角θ２を例に、姿勢角の算出方法について説明する。姿勢角は、測位用衛星Ｓ１，Ｓ２と、第１アンテナａ１と第２アンテナａ２を結ぶ線分とのなす角である。本実施形態では、第１アンテナａ１と第２アンテナａ２を結ぶ線分は航行体１の軌軸と一致するので、姿勢角θ１は、航行体１の機軸と、測位用衛星Ｓ１と第１アンテナａ１を結ぶ線分とのなす角である。ここでは、航行体１の機軸と、測位用衛星Ｓ１と第１アンテナａ１を結ぶ線分とがなす角における航行体１の進行方向側の角を姿勢角θ１とする。
【００２４】
［測位用衛星Ｓ１に対する姿勢角θ１について］
測位用衛星Ｓ１から２つのアンテナａ１，ａ２に届く電波の位相差をｌ１とし、２つのアンテナａ１，ａ２間の距離をＬとし、同一の測位用人工衛星Ｓ１と該測位用人工衛星Ｓ１から距離の近いアンテナとの距離をＭ１とすると、測位用衛星Ｓ１と２つのアンテナａ１，ａ２を含む平面において、余弦定理より下記［数１］及び［数２］が得られる。
【００２５】
【数１】
2009186355.tif 000003
【数２】
2009186355.tif 000004
【００２６】
ここで、(ｌ１２+Ｌ２)／Ｍ１≒０、２ｌ１Ｌ／Ｍ１≒０とみなせるから、以下の式が得られる。
ｃｏｓ(π−θ１)≒ｌ１／Ｌ
ｃｏｓ(θ１)≒−ｌ１／Ｌ
以上により、ｃｏｓθ１の値が得られ、姿勢角θ１が算出される。
【００２７】
なお、上記では、航行体１の機軸と、測位用衛星Ｓ１とアンテナａ１を結ぶ線分とがなす角における航行体１の進行方向側の角を姿勢角θ１としたが、航行体１の機軸と、測位用衛星Ｓ１とアンテナａ２を結ぶ線分とがなす角を姿勢角θ１’としても、ｌ１やＬに比べ、Ｍ１が十分大きいとみなせるので、θ１＝θ１’となる。
【００２８】
［測位用衛星Ｓ２に対する姿勢角θ２について］
測位用衛星Ｓ２から２つのアンテナａ１，ａ２に届く電波の位相差をｌ２とし、２つのアンテナａ１，ａ２間の距離をＬとし、測位用人工衛星Ｓ２と、測位用人工衛星Ｓ２から距離の近いアンテナとの距離をＭ２とすると、測位用衛星Ｓ２と２つのアンテナａ１，ａ２を含む平面において、余弦定理より下記［数３］及び［数４］が得られる。
【００２９】
【数３】
2009186355.tif 000005
【数４】
2009186355.tif 000006
【００３０】
ここで、(ｌ２２+Ｌ２)／Ｍ２≒０、２ｌ２Ｌ／Ｍ２≒０とみなせるから、以下の式が得られる。
ｃｏｓθ２≒ｌ１／Ｌ
以上により、ｃｏｓθ２の値が得られ、姿勢角θ２が算出される。
【００３１】
上記の方法を用い、測位用衛星Ｓ1と２つのアンテナａ１，ａ２を含む第１平面における姿勢角θ１と、測位用衛星Ｓ２と２つのアンテナａ１，ａ２を含む第２平面における姿勢角θ２とを算出することができる。したがって、上記の演算装置２は、この計算方法により姿勢角θ１、θ２を算出する。
【００３２】
次に、図３及び図４を参照し、算出した複数の姿勢角θ１，θ２を合成することにより航行体１の姿勢を求める方法について説明する。図３は、地球重心を原点とした座標であり、図４は、航行体１を原点とした座標である。
【００３３】
測位用衛星Ｓ１，Ｓ２の位置を、原点を地球重心として、それぞれ（Xs1，Ys1，Zs1）、（Xs2，Ys2，Zs2）とする（図３）。これら測位用衛星Ｓ１，Ｓ２の位置は、衛生の軌道情報あるいは測位用衛星自身が送信する位置情報から得られる。また、航行体１の位置を、原点を地球重心として、（XB，YB，ZB）とする（図３）。この航行体１の位置は、通常のＧＰＳ測位により得られる。
【００３４】
ここで、航行体の位置を原点とすると、測位用衛星Ｓ１，Ｓ２の位置は、それぞれ（Xs1−XB，Ys1−YB，Zs1−ZB）、（Xs2−XB，Ys2−YB，Zs2−ZB）と表すことができる（図４）。以下、（Xs1−XB，Ys1−YB，Zs1−ZB）＝（X's1，Y's1，Z's1）、（Xs2−XB，Ys2−YB，Zs2−ZB）＝（X's2，Y's2，Z's2）とする。
【００３５】
ここで、航行体の位置を原点として、航行体の機軸を表すベクトルを、下記［数５］とすると、機軸と測位用衛星Ｓ１との間にベクトルの内積により、下記［数６］が成り立つ。
【数５】
2009186355.tif 000007
【数６】
2009186355.tif 000008
【００３６】
ここで、［数６］の右辺において絶対値で表現された要素は、ベクトルの大きさであり姿勢には関係がないので省略し、下記［数７］が得られる。
【数７】
2009186355.tif 000009
【００３７】
同様に、航行体１の機軸と測位用衛星との関係から下記［数８］が得られる。
【数８】
2009186355.tif 000010
【００３８】
［数７］×Z'S2−［数８］×Z'S1より、下記［数９］が得られる。
【数９】
2009186355.tif 000011
【００３９】
［数９］を［数７］に代入することにより、下記［数１０］が得られる。
【数１０】
2009186355.tif 000012
【００４０】
［数９］、［数１０］より、機軸ベクトルが既知の変数と任意の変数XPで表現され、XP、YP、ZPは、下記［数１１］を満たすので、航行体１の姿勢を求めることができる。したがって、上記の演算装置２は、この計算方法により姿勢角θ１、θ２を合成して航行体１の姿勢を求める。
(数１１)
XP２+YP２+ZP２=１
【００４１】
上述した本発明の航行体１の姿勢検出方法及び装置では、少なくとも２つの測位用衛星が必要であるが、測位用衛星Ｓ１，Ｓ２はすでに運用されているものをそのまま利用でき、航行体１側の機器ではないので、航行体１のコスト増の要因とはならない。一方で、この方法では航行体１に搭載されるアンテナは２つのみでよい。したがって、本発明によれば、航行体１のコストを削減できる。
【００４２】
なお、本発明においては、本実施形態のように２つの姿勢角θ１，θ２から航行体１の姿勢を求めることも可能であるが、３つの測位用衛星を用いて３つの姿勢角から航行体１の姿勢を求めることで、姿勢検出精度が向上する。また、姿勢検出精度を向上させるために、４つ以上の姿勢角を合成してもよい。
【００４３】
ここで、図１に示すように、第１アンテナａ１と第２アンテナａ２は、航行体１の機軸方向に離間して搭載されていることが好ましい。
第１アンテナａ１と第２アンテナａ２が航行体１の機軸方向以外の方向に離間して搭載されている場合、航行体１の姿勢を求めるためには、第１アンテナａ１と第２アンテナａ２を結ぶ線分から航行体１の機軸方向を求める演算が必要である。一方、本実施形態のように、第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２を、航行体１の機軸方向に離間して搭載することで、第１アンテナａ１と第２アンテナａ２を結ぶ線分が航行体１の機軸方向と一致するので、複数の姿勢角θ１，θ２の合成によって直接、航行体１の姿勢を求めることができ、演算負荷が軽減される。
【００４４】
本実施形態において、第１アンテナａ１及び第２アンテナａ２は、飛翔体である航行体１の機軸回りを囲む円筒状の無指向性アンテナである。無指向性アンテナは、周囲３６０度の受信範囲を有するアンテナである。
上記のように構成することで、本実施形態のように、航行体１がスピン安定している飛翔体の場合でも、測位用衛星Ｓ１，Ｓ２からの電波を途絶えることなく安定して受信することできるので、姿勢検出の安定性および信頼性を向上できる。
【００４５】
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】本発明の実施形態にかかる航行体の姿勢検出方法及び装置の概念図である。
【図２】図１に示した航行体の機軸方向から見たときの、３つの測位用衛星と航行体との位置関係を示す図である。
【図３】航行体と測位用衛星との位置関係を示す第１の図である。
【図４】航行体と測位用衛星との位置関係を示す第２の図である。
【符号の説明】
【００４７】
１  航行体
２  演算装置
ａ１  第１アンテナ
ａ２  第２アンテナ
Ｓ１、Ｓ２   測位用衛星
ｌ１  測位用人工衛星Ｓ1から２つのアンテナａ1、ａ2に届く電波の位相差
ｌ２  測位用人工衛星Ｓ2から２つのアンテナａ1、ａ2に届く電波の位相差
Ｌ  アンテナ間距離
Ｍ１  測位用人工衛星Ｓ1と該測位用人工衛星Ｓ1から距離の近いアンテナとの距離
Ｍ２  測位用人工衛星Ｓ2と該測位用人工衛星Ｓ2から距離の近いアンテナとの距離
θ１、θ１’、θ２  姿勢角
【図１】
2009186355.tif 000013
【図２】
2009186355.tif 000014
【図３】
2009186355.tif 000015
【図４】
2009186355.tif 000016