JP2009186355A - 航行体の姿勢検出方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【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Ｓ_１，Ｓ_２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Ｓ_１，Ｓ_２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θ_１，θ_２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

Description

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。

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）。

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。

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。

特開昭６３−１００５１５号公報 特開２００２−５４９４６号公報

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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Ｓ_１，Ｓ_２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Ｓ_１，Ｓ_２と航行体１との位置関係を示している。

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。

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Ｓ_１，Ｓ_２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。

測位用衛星Ｓ_１，Ｓ_２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Ｓ_１，Ｓ_２からの電波を受信する。

演算装置２は、複数の測位用衛星Ｓ_１，Ｓ_２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θ_１，θ_２として算出し、求めた複数の姿勢角θ_１，θ_２を合成することにより航行体１の姿勢を求める。

ここで、図１を参照し、測位用衛星Ｓ_１に対する姿勢角θ_１と測位用衛星Ｓ_２に対する姿勢角θ_２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Ｓ_１，Ｓ_２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θ_１は、航行体１の機軸と、測位用衛星Ｓ_１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Ｓ_１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θ_１とする。

［測位用衛星Ｓ_１に対する姿勢角θ_１について］
測位用衛星Ｓ_１から２つのアンテナａ１，ａ２に届く電波の位相差をｌ_１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Ｓ_１と該測位用人工衛星Ｓ_１から距離の近いアンテナとの距離をＭ_１とすると、測位用衛星Ｓ_１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。

ここで、(ｌ_１ ^２+Ｌ^２)／Ｍ_１≒０、２ｌ_１Ｌ／Ｍ_１≒０とみなせるから、以下の式が得られる。
ｃｏｓ(π−θ_１)≒ｌ_１／Ｌ
ｃｏｓ(θ_１)≒−ｌ_１／Ｌ
以上により、ｃｏｓθ_１の値が得られ、姿勢角θ_１が算出される。

なお、上記では、航行体１の機軸と、測位用衛星Ｓ_１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θ_１としたが、航行体１の機軸と、測位用衛星Ｓ_１とアンテナａ２を結ぶ線分とがなす角を姿勢角θ_１’としても、ｌ_１やＬに比べ、Ｍ_１が十分大きいとみなせるので、θ_１＝θ_１’となる。

［測位用衛星Ｓ_２に対する姿勢角θ_２について］
測位用衛星Ｓ_２から２つのアンテナａ１，ａ２に届く電波の位相差をｌ_２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Ｓ_２と、測位用人工衛星Ｓ_２から距離の近いアンテナとの距離をＭ_２とすると、測位用衛星Ｓ_２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。

ここで、(ｌ_２ ^２+Ｌ^２)／Ｍ_２≒０、２ｌ_２Ｌ／Ｍ_２≒０とみなせるから、以下の式が得られる。
ｃｏｓθ_２≒ｌ_１／Ｌ
以上により、ｃｏｓθ_２の値が得られ、姿勢角θ_２が算出される。

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θ_１と、測位用衛星Ｓ_２と２つのアンテナａ１，ａ２を含む第２平面における姿勢角θ_２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θ_１、θ_２を算出する。

次に、図３及び図４を参照し、算出した複数の姿勢角θ_１，θ_２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。

測位用衛星Ｓ_１，Ｓ_２の位置を、原点を地球重心として、それぞれ（X_s1，Y_s1，Z_s1）、（X_s2，Y_s2，Z_s2）とする（図３）。これら測位用衛星Ｓ_１，Ｓ_２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、（X_B，Y_B，Z_B）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。

ここで、航行体の位置を原点とすると、測位用衛星Ｓ_１，Ｓ_２の位置は、それぞれ（X_s1−X_B，Y_s1−Y_B，Z_s1−Z_B）、（X_s2−X_B，Y_s2−Y_B，Z_s2−Z_B）と表すことができる（図４）。以下、（X_s1−X_B，Y_s1−Y_B，Z_s1−Z_B）＝（X'_s1，Y'_s1，Z'_s1）、（X_s2−X_B，Y_s2−Y_B，Z_s2−Z_B）＝（X'_s2，Y'_s2，Z'_s2）とする。

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Ｓ_１との間にベクトルの内積により、下記［数６］が成り立つ。

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。

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７］×Z'_S2−［数８］×Z'_S1より、下記［数９］が得られる。

［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９］、［数１０］より、機軸ベクトルが既知の変数と任意の変数X_Pで表現され、X_P、Y_P、Z_P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θ_１、θ_２を合成して航行体１の姿勢を求める。
(数１１)
X_P ^２+Y_P ^２+Z_P ^２=１

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Ｓ_１，Ｓ_２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。

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θ_１，θ_２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。

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θ_１，θ_２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。

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Ｓ_１，Ｓ_２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。

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。

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。 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。 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

１ 航行体
２ 演算装置
ａ１ 第１アンテナ
ａ２ 第２アンテナ
Ｓ_１、Ｓ_２ 測位用衛星
ｌ_１ 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
ｌ_２ 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
Ｍ_１ 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
Ｍ_２ 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
θ_１、θ_１’、θ_２ 姿勢角

Claims (6)

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。
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。
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。
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。
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。
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。

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