JP2002527755A

JP2002527755A - 間欠ｇｐｓ干渉法によるジャイロコンパス法

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Publication number: JP2002527755A
Application number: JP2000576297A
Authority: JP
Inventors: マッツィーニ，レオナルド
Original assignee: アレニア・スパツィオ・ソシエタ・ペル・アチオニ
Priority date: 1998-10-12
Filing date: 1999-10-08
Publication date: 2002-08-27
Also published as: EP1038187A1; BR9907045A; DE69929169T2; ITRM980638A1; WO2000022452A1; ES2255759T3; IT1302367B1; EP1038187B1; DE69929169D1; US6266585B1

Abstract

(57)【要約】この発明は、ＧＰＳ（Global Positioning System）干渉法または何らかの類似の衛星配置を利用した乗り物姿勢の見積もりに関するものであり、特にＬＥＯ（Low Earth Orbit）衛星に適している。この発明はジャイロスコープセンサおよび干渉センサと、これらのセンサの受けるデータを処理するソフトウェアとからなるシステムに基づいている。この発明はあらゆる種類の乗り物（地上用、海上用、飛行機および宇宙機）に対して応用可能であり、慣性基準システムによりその乗り物の姿勢を決定できる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の分野】

この発明はＧＰＳ（Global Positioning System）干渉法または何らかの類似
の衛星配置を利用して乗り物姿勢を見積もることに関するものであり、特にＬＥ
Ｏ（Low Earth Orbit）衛星に適している。この発明はジャイロセンサおよび干
渉センサと、これらのセンサの受取ったデータを処理するソフトウェアとからな
るシステムに基づいている。この発明はあらゆる種類の乗り物（地上用、海上用
、飛行機および宇宙機）に対して応用可能であり、慣性基準システムを基準とし
てその乗り物の姿勢を決定する。

【０００２】

【発明の背景】

この技術の現状によれば、ある乗り物の姿勢を算出するためには空間における
既知の地点に２つのマイクロ波源が必要である。ＧＰＳ配置の存在によりこの状
況が実現し、実際に今日ではこのような測定に用いるためのさまざまな装置が入
手可能である（参考文献Ｇ、Ｈ参照）。

【０００３】これらの装置は３軸上に独立した姿勢測定を行なうように設計されている。ま
た、ジャイロスコープは任意に用いられる手段で、姿勢測定には必要とされず、
測定出力における高周波ノイズを取除く目的にのみ使用されている。

【０００４】衛星による姿勢見積もりに関して、文献に記述されている基本構造（参考文献
Ａ、Ｂ参照）は以下のものよりなっている。

【０００５】・Ｎ基の、各々が電磁信号を放出することにより干渉測定を可能にする発信源
衛星の配置。

【０００６】・同じ方向を指す４本のアンテナ（１本は予備用）を有する受信機。上述の構造によって、２対のアンテナが視野中のＮ基の衛星すべてに関する差
位相計測を行なう（発信源衛星から送られる信号が十分なＳＮ比を有する場合、
その衛星は視野内になければならない）。

【０００７】したがって姿勢の３つの未知数に対して２Ｎ元方程式のシステムが用いられる
。このシステムは疑似逆関数法を用いて解かれる（最小二乗法の解）。

【０００８】姿勢方程式を解くためには、アンテナ網の視野中に少なくとも２個の発信源衛
星が必要である。見積もり値の精度は、ハードウェア測定装置の平衡の乱れによ
る位相誤差、アンテナの相互作用により生じる位相誤差（マルチパスエラー）、
またはアンテナの調整不良の程度に依存する。

【０００９】この目的のためには視野の広い（視界円錐７０−８０度の）アンテナが広く用
いられるが、このようなアンテナは熱感受性、位相測定の安定性、および衛星に
結合しているという点から干渉測定に適さないことがしばしばある。この結果、
こうした方法による姿勢見積もりの精度には限界がある。

【００１０】以下に述べる発明に関係する技術についてまとめた参考文献は次のとおりであ
る。

【００１１】Ａ．Ｊ．Ｋ．ブロック（BROCK）：ＧＰＳテンソル−姿勢および軌道決定のた
めのＧＰＳ受信機（GPS Tensor-GPS receiver for attitude and orbit determi
nation）ION-GPS 95,パームスプリングス（Palm Springs）, １９９５年９月。

【００１２】Ｂ．Ｊ．Ｋ．ブロック（BROCK），Ｒ．フラー（FULLER），Ｓ．ハー・ディア
ス（HUR-DIAZ），Ｊ．ロッデン（RODDEN）：ＧＰＳによる空間での姿勢および軌
道決定（GPS Attitude and Orbit Determination for Space），スペースシステ
ムズ（Space Systems）／ローラル（LORAL），パロ・アルト（Palo Alto），CA9
4303。

【００１３】Ｃ．Ｃ．Ｅ．コーエン（COHEN）：ＧＰＳを用いた姿勢決定（Attitude Determ
ination Using GPS），博士論文（Ph. D. Dissertation），１９９２年１２月,
スタンフォード大学（Stanford University）。

【００１４】Ｄ．Ｓ．Ｊ．フジカワ（FUJIKAWA），Ｄ．Ｆ．ジンベルマン（ZIMBELMAN）：
ＧＰＳシグナルのカルマンフィルタによる宇宙機の姿勢決定（Spacecraft Attit
ude Determination by Kalman Filtering of Global Positioning System Signa
ls），ジャーナル・オブ・ガイダンス、コントロール・アンド・ダイナミクス（
Journal of Guidance, Control and Dynamics），１９９５年。

【００１５】Ｅ．Ｒ．フラー（FULLER），Ｓ．ゴメス（GOMEZ），Ｌ．マラディ（MARRADI）
，Ｊ．ロデン（RODDEN）：二倍差位相差計測によるＧＰＳ姿勢決定（GPS Attitu
de Determination From Double Difference Differential Phase Measurements
），ION-GPS 96，カンザスシティ（Kansas City），１９９６年９月。

【００１６】Ｆ．Ｃ．Ｄ．ハードウィック（HARDWICK），Ｊ．リウ（LIU）：飛行機ＧＰＳ
アンテナの位相誤差とマルチパスエラーの特性（Characterization of Phase an
d Multipath Errors for an Aircraft GPS Antenna），ナビゲーション（Naviga
tion），１９９６年。

【００１７】Ｇ．Ｌ．マラディ（MARRADI），Ｄ．フォサティ（FOSSATI）：ＧＰＳテンソル
受信機の開発（The GPS Tensor Receiver Development），第３回宇宙機ガイダ
ンス、ナビゲーションおよび制御システムに関する国際会議のプロシーディング
ス（Proceedings of the Third International Conference on Spacecraft Guid
ance, Navigation and Control Systems）．ESTEC, Noordwjik, NL, ESA SP-381
, １９９７年２月。

【００１８】Ｈ．サチェッティ（SACCHETTI）：空間における軌道および姿勢決定のための
ＧＰＳ受信機の設計と定性（Design and Qualification of a GPS receiver for
orbit and attitude determination in space）, ION-GPS, １９９４年。

【００１９】Ｉ．Ａ．Ｅ．ブライソンジュニア（BRYSON, JR）：宇宙機および飛行機の制御
（Control of Spacecraft and Aircraft），プリンストン大学プレス（Princeto
n University press），１９９４年。

【００２０】

【発明の開示】

ここに述べる発明の主要な目的は、姿勢計測システムの精度を改善することに
ある。この目的は次のような特徴によって達成される。

【００２１】・ジャイロの利用。（当技術の現状によると、これまでジャイロ測定は干渉に
より測定された姿勢の外部出力をフィルタリングするためにのみ用いられていた
。一方、この発明によると、ジャイロ測定は姿勢見積もりの過程に直接関与する
。）・各アンテナの位相応答が一定な位相パターンゾーンにおいてのみ干渉測定法
を用いること。

【００２２】・姿勢見積もりを行なうべき乗り物の視野にある発信源衛星がただ１基だけの
場合にも動作する可能性。

【００２３】・干渉計の静誤差のオンラインでのキャリブレーション。・温度による位相誤差が安定しており（＜０．２°／Ｋ）、比較的広い視野（
３０°）で放射パターンが一定で（３位相度以下）、交差偏波特性がよい（＜−
１５ｄＢ）という特性を持つアンテナの利用。

【００２４】上に示した特徴はここに述べるこの発明のみに存するものである。次にこの発明の主要な局面について述べる。ジャイロを用いると姿勢の変化を
算出することはできるが、絶対的な姿勢そのものを知ることはできない。この発
明の基本原理は、ジャイロはさまざまな測定時における相対的な姿勢変化の再構
成を行なうことができるため、たとえ別々の瞬間に、または異なる軸に沿ってな
されたものであっても、干渉計測を相互に関係させることができるという事実に
基づいている。

【００２５】このため、ジャイロ出力信号と干渉計出力信号の比較は、姿勢角度計測のレベ
ルではなく、計測のより効果的な動的フィルタリングを行なっている干渉計測レ
ベルで行なう必要がある。

【００２６】動的フィルタリングは、残余が位相の干渉計測値と概算値との差として直接算
出される観測構造体によって行なわれる。

【００２７】地球照準衛星（Earth-Pointing Satellites）等の、乗り物の動きが慣性的で
はないものの場合には次のような利点がある。

【００２８】・姿勢見積もりに必要な視野内の発信源衛星は１基だけでよく、断続的であっ
てもよい。（２基以上の衛星を用いると見積もりが改善されるが、必要なもので
はない。ただし干渉計とジャイロとの残余が姿勢角度上にある場合には、少なく
とも２基の衛星が必要となる。）・ＧＰＳ干渉法を天底方向付近での狭アンテナ視野（通常セミコーン角度が２
０から３０度）で行なうことができ、最低品質の位相パターンゾーンにおける位
相差計測値を集める必要がない（このことにより衛星の形状やマルチパス問題が
精度に影響しにくくなる）。

【００２９】・特定の動的フィルタリングを用いることにより、調整不良および一定の位相
誤差をオンラインで見積もることができる。（このような特徴があるためにシス
テム全体の精度が改善される。フィルタ速度の見積もり収束値は軌道速度に依存
し、この機能はＬＥＯ衛星に特に適しているが、地上の乗り物にはあまり適して
いない。）ここに述べる姿勢計測構成は以下のものよりなる。すなわち、３軸ジャイロス
コープセンサ、互いに離れた少なくとも３本のアンテナ（と予備の１本）を有す
る干渉センサ、これら２つのセンサに共通し、センサによって与えられる生デー
タ（位相差および角速度）を処理するソフトウェアである。前記ソフトウェアが
入力として要するのは発信源衛星および使用者の乗り物の占める位置だけであり
、出力として姿勢の見積もりおよびアンテナシステムとジャイロ基準システムと
の間の調整不良の見積もりが出力される。

【００３０】このジャイロスコープ装置の用途は伝統的に「ジャイロコンパス法」として知
られていたものに似ており、参考文献Ｉにその記述がある。

【００３１】ここに述べた計測構成はあらゆる種類の乗り物に対しても動作することができ
る。しかしその性能は使用者の乗り物の軌道と、その軌道上での発信源衛星の視
度により異なる。

【００３２】慣性力照準衛星（Inertial Pointing Satellites）の場合には、調整不良およ
び受信機線のオフセットを観測することはできない。そこで地球照準のキャリブ
レーションという操作段階が必要となる。

【００３３】ここからは地球照準ＬＥＯ衛星の場合にしぼって記述を進めるが、これは説明
のためであって目的を限定するものではない。この発明はあらゆる乗り物に対し
て適用できる。

【００３４】

【実施例】

発信源衛星配置に属する衛星、たとえばＧＰＳ衛星がその視界円錐内（すなわ
ち天底方向から２０°ずれた向き）に入ると干渉計測が可能となる（図１参照）
。

【００３５】視界円錐１４の広さは、視界を広げる必要性と位相パターンの品質、およびマ
ルチパス感受性の兼ね合いにより決まる。

【００３６】視界円錐内の各々のＧＰＳ衛星では、３本の受信アンテナにより、２つの独立
した位相差計測が同時に行なわれる。これらの計測値は２つの姿勢角すなわちロ
ールとピッチに相関しており、ヨーの角度には弱い相関しか持たない。その測定
マトリックスは固定されていない。

【００３７】２０°のセミアパーチャ円錐を用いて受信可能範囲の分析を行なったところ、
ＧＰＳ配置について以下のような結果が得られた。

【００３８】・ＧＰＳ衛星の視界は衛星１１の軌道の高さに対し５００から１０００ｋｍの
間で準独立である。

【００３９】・前記使用者衛星軌道の最良の取付角は４５°−５５°であり、その場合の受
信可能範囲は７０％となる。

【００４０】・最悪の取付角は０°で、その場合の受信可能範囲は５０％しかない。アンテナからは断続的に干渉計測値が供給される。視界が遮られている間は動
的フィルタがジャイロを用いて姿勢を伝え続ける。この期間は明らかに姿勢決定
および調整不良誤差に対する改善を行なうことはできない。

【００４１】一般的に、その性能は次の事柄に依存する。・ジャイロのドリフトと倍率係数・視界円錐内の干渉計のマルチパス・視界の頻度このシステムの性能はアンテナのパラメータのいくつかにも依存する。

【００４２】このシステムがよい性能を得る能力は、ジャイロ基準システムの所与の姿勢に
対する位相差計測誤差は一定のはずだという事実に依存する。

【００４３】受信機線の偏り、アンテナのマウンティングの誤差、およびアンテナの位相セ
ンターに関する誤認がこの種の誤差につながる。マルチパス、熱フェーズトラッ
キングエラー、および熱弾性による歪みは動的フィルタリングによって均衡をと
ることができないため、これらは制限し制御しなければならない。

【００４４】受信アンテナの選択は、システムの要求に依存する。ビーム幅の広いアンテナ
、たとえばマイクロストリップパッチなどは、通常強くてモデル化しにくいマル
チパス効果を有する。高性能を得るために最も良いアンテナは、中程度ビーム幅
でかつトラッキングの熱依存的な誤差が少ないものである。ソーラパネル等の衛
星上の動きやすい面により起こるマルチパスは視野円錐に入れないようにすべき
である。

【００４５】このため、アンテナを衛星上の高いコーン（図２参照）に立てることでシステ
ムがより高性能を得やすくなる。

【００４６】図２の場合を例にとると、各々６０度のビーム幅で、３０ｃｍ高さのコーン１
３に立てられた４本のアンテナ１２を有する衛星１１は３０°のセミコーン視野
における±２°のマルチパスエラーを抑えることができる。このマルチパスエラ
ーは温度により±１位相度の範囲で変化し得る。この他のキャリブレーションで
きる定常誤差（受信機の偏りを含む）は約５位相度の振幅である。

【００４７】（注：位相度における１度の誤差は、アンテナ間の距離１ｍに対して０．０３
度の姿勢角度誤差に相当する。）図３に推定装置の構造を示す。ここで、搭載されているソフトウェアの構成要
素を白い四角、物理センサを灰色の四角で表わしている。

【００４８】各構成要素の内部アルゴリズムはこの発明のいずれの具体的な実現に際しても
その機能に密接に関係している。したがってこれらのアルゴリズムの数理構造は
ここには示さない。

【００４９】図３において、各記号が示すものは以下のとおりである。

【００５０】

【表１】

【００５１】この発明の主題を構成するこのシステムの各要素について、以下に図３に基づ
いて説明する。

【００５２】軌道動力学１は、所与の時間における軌道基準フレームの角速度を算出する方
程式からなる。このような方程式を書くためには、使用者の衛星の軌道がわかっ
ていることが必要である。軌道基準システムの角速度ω ₀は、ジャイロの慣性角
速度ωがわかった時点で運動学ブロック５が姿勢誤差を伝えるために必要とされ
る。

【００５３】干渉計モデル２は干渉計測の予想値およびその微分係数を衛星の位置、調整不
良のキャリブレーション、および姿勢見積もりに基づいて示す。

【００５４】プレフィルタ３は干渉計測値および疑似導関数のプレフィルタリングを行なう
。

【００５５】プレフィルタ５はジャイロ出力のプレフィルタリングを行なう。成分Ｋ_obsは見積もり手段の１つで、干渉測定値とその微分係数と予想測定値
との間の残余をもとに姿勢角オブザーバにフィードバックを生じる。この成分は
時間依存的であり得る。またその合成はいくつかの技法により行なうことができ
る。

【００５６】運動学６では軌道基準フレームに対する衛星の慣性相対角速度ω ₀をもとに軌
道基準フレームに対する姿勢角を算出する。

【００５７】積算器７は推定装置の微分方程式を積分する。オブザーバの残余ベクトル中にある干渉計測の微分係数の含有物は、軌道基準
フレーム中の発信源衛星（たとえばＧＰＳなど）の動きから、システムの計測マ
トリックスの時間多様性により推測される。微分係数を用いることで可観測性が
より大きくなる。すなわち地球照準衛星の場合には、微分係数を用いることでピ
ッチ軸に関するアンテナのオフセットをオンラインでキャリブレーションできる
ようになる。

【００５８】上述の構成要素の内部アルゴリズムは各々のケースに応じて具体的に設計しな
ければならない。しかし、この構造に必要不可欠な要素は以下のとおりである。

【００５９】・オブザーバ内の残余等の干渉計測値の使用。・位相計測値上の静誤差のキャリブレーション。

【００６０】円形軌道地球照準衛星の場合について、簡略化したアルゴリズムの解説を以下
に示す。干渉計の一定誤差のキャリブレーションスキームは、さらに多量の処理
を必要とするためここには示さない。

【００６１】

【数１】

【００６２】このスキームに含まれるフィルタはジャイロコンパス法のものと同様に設計さ
れる。上記の簡略化したスキームにおいてアンテナは使用者の衛星の天底方向を
指しており、その結果干渉計測値は相当する地上センサのロールとピッチに一致
するはずである。また、このスキーム中で干渉計の一定の位相誤差（図示せず）
を見積もるための方程式はｘ軸にのみ収束するが、一般的にはｙ軸にも収束する
。

【００６３】

【数２】

【００６４】干渉計測値が利用できないとき、オブザーバのゲインはゼロである。このよう
な期間の運動学はジャイロのみを使って見積もられる。

【００６５】フィルタのゲインは応用ごとに適切に算出しなければならないが、不安定なオ
ブザーバに対してはオンラインで算出することもできる。

【００６６】システムの性能を評価するために必須の搭載センサの特性を以下に記す。ジャイロ：リングレーザジャイロ・角速度の３軸測定・ジャイロドリフト：０．０２°／ｈ・ランダムウォーク：０．０１°／ｈ^1/2 ・干渉計基線とのアライメント：０．０２° ＧＰＳアンテナと受信機の特性・受信機ノイズ：２．５ｍｍ＜１シグマ＞（４．５°位相ノイズ＜１シグマ＞
）（サンプリング時間１００ｍｓｅｃ、天底より送信）・ラインバイアス：２．５ｍｍ＜１シグマ＞（４．５°位相）・マルチパス：衛星との相互作用を考慮すると、３０°視野のセミコーン中で
±２°のマルチパス。

【００６７】・位相トラッキングエラー：同軸ケーブルの熱感受性＝１０°から８０°で３
００ｐｐｍ、長さ２ｍのケーブルについて＝＞１（°位相）。アンテナ位相トラ
ッキング＝０．０２（°／Ｋ）・交差偏波の低いアンテナ（典型的には共偏波から−１５ｄＢ未満）。

【００６８】熱フェーズトラッキングエラーが過度に高いアンテナは、適当なスキームを用
いて熱制御を行なうことができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】使用者の乗り物１１（この場合は衛星）とその基準システムｘ₀
、ｙ₀、ｚ₀、セミアパーチャ角θの視界円錐１４、および発信源衛星１０を示す
。

【図２】衛星１１の詳細を示す。図２に示す衛星１１には４本の受信アン
テナ１２を備え、これらのアンテナは衛星１１の地上方向と反対側のパネル上に
位置するマウンティングコーン１３上に天頂方向に搭載されている。

【図３】推定装置のブロック図を示す。詳細は別記のとおりである。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】ＧＰＳ（Global Positioning System）干渉法またはそれに
類似する衛星配置に基づいた、乗り物（１１）姿勢測定システムであって、前記
システムは３軸ジャイロスコープセンサ（９）と、少なくとも３本のアンテナを
有し発信源衛星（１０）の生じる電磁波の位相差を測定する多アンテナ（１２）
式干渉センサ（８）と、前記干渉センサ（８）と前記ジャイロスコープセンサ（
９）から入来するデータを処理するためのソフトウェアとを含み、前記ソフトウ
ェアは、所与の時間における軌道基準フレームの角速度を与える方程式を表わす
軌道ダイナミクス（１）と、前記発信源衛星（１０）の位置と調整不良のキャリ
ブレーションと判断された姿勢とに基づいて干渉計測予想値およびその微分係数
を与える干渉計モデル（２）と、干渉計測におけるプレフィルタリングと疑似導
関数の機能を果たすプレフィルタ（３）と、前記ジャイロスコープセンサから入
来する信号のプレフィルタリングを行なうプレフィルタ（５）と、前記干渉計測
値とその微分係数との残余および前記干渉測定予想値とその微分係数との残余か
らオブザーバに姿勢角のフィードバックを生じる推定装置（４）と、軌道基準フ
レームに対する前記乗り物（１１）の相対慣性角速度をもとに軌道基準フレーム
による姿勢角を算出する運動学（６）と、前記推定装置（４）の微分方程式を積
分する積算器（７）とを含み、前記ソフトウェアは、次の機能、すなわち、前記
発信源衛星（１０）の位置をデコードすることと、前記発信源衛星（１０）から
入来するデータの処理により前記乗り物（１１）の位置を決定することと、前記
乗り物（１１）の３軸姿勢を算出することと、前記ジャイロスコープ（９）の固
有基準フレームによる前記干渉計（８）の一定計測誤差を算出することとを達成
し、前記推定装置（４）が、前記干渉計（８）の測定値と前記測定値の予想値と
の差を残余として用いることと、前記乗り物（１１）の視野に前記発信源衛星（
１０）が１基しか存在しなくても前記乗り物の姿勢測定を行なうことができるこ
とと、前記発信源衛星（１０）が一時的に不可視状態になったとしても前記乗り
物（１１）の姿勢測定を行なうことができることと、前記推定装置（４）で位相
差計測の静誤差をオンラインでキャリブレーションできることとを特徴とするシ
ステム。
【請求項２】前記発信源衛星（１０）は１基でもよく、または衛星配置で
あっても、複数の衛星配置であってもよいことを特徴とする、請求項１に記載の
システム。
【請求項３】前記システムはあらゆるタイプの前記乗り物（１１）に対し
て有効に働き、前記乗り物（１１）が衛星であるとき特に有効であることを特徴
とする、請求項１および２に記載のシステム。
【請求項４】前記システムはあらゆるタイプの前記アンテナ（１２）に対
して働くことができ、好ましくは、前記アンテナ（１２）が熱制御システムを備
える場合、または操作中の温度間隔において好ましくは３位相度の範囲で温度安
定性を有する場合、前記アンテナ（１２）がアンテナ（１２）の軸から３０度の
視界円錐においてマルチパスによる位相誤差が３度以下となるような前記乗り物
（１１）上におけるマウンティングシステムまたは電磁配置を有する場合にうま
く働くことを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載のシステム。