JP2736122B2 - 目標物の位置推定装置 - Google Patents
目標物の位置推定装置Info
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Description
【発明の詳細な説明】 ［発明の目的］ （産業上の利用分野） この発明は、例えば移動体を目標物に接近させるため
に、移動体に搭載して目標物の位置を推定する目標物の
位置推定装置に関する。
に、移動体に搭載して目標物の位置を推定する目標物の
位置推定装置に関する。
（従来の技術） 近時、無人宇宙機によって宇宙空間に放置された物体
を回収するシステムの開発が進められているが、このよ
うに直接操縦することのできない宇宙機を目標物（回収
物体）に誘導するには、目標物の位置検出が不可欠であ
る。従来では、目標物位置検出手段として第８図に示す
ようなシステムが考えられている。
を回収するシステムの開発が進められているが、このよ
うに直接操縦することのできない宇宙機を目標物（回収
物体）に誘導するには、目標物の位置検出が不可欠であ
る。従来では、目標物位置検出手段として第８図に示す
ようなシステムが考えられている。
図８図において、Ｔは目標物,Cは宇宙物である。
第８図は宇宙機Ｃに位置推定装置を搭載させた場合の
構成を示すもので、11は画像センサ,12はデータ処理装
置,13は中央処理装置,14は位置センサ,15は姿勢センサ
である。
構成を示すもので、11は画像センサ,12はデータ処理装
置,13は中央処理装置,14は位置センサ,15は姿勢センサ
である。
画像センサ11は目標物Ｔを画像として捕らえるもの
で、このセンサ11から出力される画像データはデータ処
理装置12に送られる。このデータ処理装置12は入力デー
タから第９図に示すセンサ11の視野上に捕えられた目標
物Ｔの方位及び仰角の２次元の角度情報を算出するもの
で、この角度情報は中央処理装置13に送られる。
で、このセンサ11から出力される画像データはデータ処
理装置12に送られる。このデータ処理装置12は入力デー
タから第９図に示すセンサ11の視野上に捕えられた目標
物Ｔの方位及び仰角の２次元の角度情報を算出するもの
で、この角度情報は中央処理装置13に送られる。
位置センサ14は例えばGPS（グローバル・ポジショニ
ング・システム）受信機によって構成される。このGPS
受信機は複数個の人工衛星から送られてくるGPS信号を
受信し、予め用意されているPNコード情報と受信PNコー
ド情報とのマッチングをとり、データを復調することに
よって各衛星の位置情報及び各衛星からの距離情報を算
出し、両情報から幾何学的に自己の位置情報を導出する
ものである。
ング・システム）受信機によって構成される。このGPS
受信機は複数個の人工衛星から送られてくるGPS信号を
受信し、予め用意されているPNコード情報と受信PNコー
ド情報とのマッチングをとり、データを復調することに
よって各衛星の位置情報及び各衛星からの距離情報を算
出し、両情報から幾何学的に自己の位置情報を導出する
ものである。
姿勢センサ15はスターセンサ，地球センサ，太陽セン
サ等によって自己の進行方向と地球や太陽との相対的な
関係を検出するものである。
サ等によって自己の進行方向と地球や太陽との相対的な
関係を検出するものである。
姿勢センサ14で検出された位置情報及び姿勢13ンサ15
で検出された姿勢情報は中央処理装置13に入力される。
で検出された姿勢情報は中央処理装置13に入力される。
中央処理装置13はコマンド等による観測指令によって
データ処理装置12から目標物Ｔの２次元角度情報，位置
センサ14からの位置情報，姿勢センサ15からの姿勢情報
を取り入れる。そして、入力した位置情報及び姿勢情報
から自己の位置を原点とし、自己の姿勢から進行方向を
機軸とする座標系を形成し、この座標系上にデータ処理
装置12からの２次元角度情報を起き換える。
データ処理装置12から目標物Ｔの２次元角度情報，位置
センサ14からの位置情報，姿勢センサ15からの姿勢情報
を取り入れる。そして、入力した位置情報及び姿勢情報
から自己の位置を原点とし、自己の姿勢から進行方向を
機軸とする座標系を形成し、この座標系上にデータ処理
装置12からの２次元角度情報を起き換える。
この中央処理装置13は、位置推定用アルゴリズムを実
行するもので予めこのアルゴリズムで使用する目標物Ｔ
の運動方程式が登録されており、この運動方程式に各観
測点の座標変換を行った２次元角度情報を代入して、式
中の目標物Ｔの初期状態を求め、この初期状態から目標
物Ｔの位置を推定する。
行するもので予めこのアルゴリズムで使用する目標物Ｔ
の運動方程式が登録されており、この運動方程式に各観
測点の座標変換を行った２次元角度情報を代入して、式
中の目標物Ｔの初期状態を求め、この初期状態から目標
物Ｔの位置を推定する。
上記構成において、以下その動作原理について説明す
る。
る。
まず、画像センサ11で目標物Ｔを捕らえ、その出力デ
ータによってセンサ11上の目標物Ｔの方位角及び仰角を
測定する。一方、位置センサ14及び姿勢センサ15の出力
データによって宇宙機Ｃの軌道や位置を検出し、この検
出情報によって宇宙機Ｃの姿勢を軌道座標系で表現す
る。そして、この軌道座標系に目標物Ｔの方位角及び仰
角を変換し、結果として目標物Ｔの各確度情報を宇宙機
Ｃの速度方向ベクトルを基準に表現する。ここで得られ
た情報を以下測角情報と称する。
ータによってセンサ11上の目標物Ｔの方位角及び仰角を
測定する。一方、位置センサ14及び姿勢センサ15の出力
データによって宇宙機Ｃの軌道や位置を検出し、この検
出情報によって宇宙機Ｃの姿勢を軌道座標系で表現す
る。そして、この軌道座標系に目標物Ｔの方位角及び仰
角を変換し、結果として目標物Ｔの各確度情報を宇宙機
Ｃの速度方向ベクトルを基準に表現する。ここで得られ
た情報を以下測角情報と称する。
この測角情報が得られても距離を推定できるとは限ら
ない。推定できない例を第10図（ａ）に示し、推定でき
る場合を同図（ｂ）に示す。第10図（ａ）では、目標物
Ｔの軌道と宇宙機Ｃの軌道が平行であり、目標物Ｔ及び
宇宙機Ｃがｘ軸に平行に正しい方向へ等速運動している
場合を想定しており、時刻t0で目標物ＴがxTO,宇宙機Ｃ
がxCO,時刻t1で目標物ＴがxT1,宇宙機ＣがxC1の位置に
ある。この場合、宇宙機Ｃの各点で目標物Ｔの測角情報
を得ていも目標物Ｔの位置及び速度推定ができないた
め、相対的な距離を推定することはできない。これに対
し、第10図（ｂ）では、宇宙機Ｃが時刻t1においてｚ軸
方方向にz1だけ平行位置から移動された場合を示してお
り、その移動距離z1が視差となる。したがって、この視
差z1と測角情報φ1,φ２によって目標物Ｔまでの位置及
び速度を推定することができ、さらには相対的な距離ま
で測定することができる。
ない。推定できない例を第10図（ａ）に示し、推定でき
る場合を同図（ｂ）に示す。第10図（ａ）では、目標物
Ｔの軌道と宇宙機Ｃの軌道が平行であり、目標物Ｔ及び
宇宙機Ｃがｘ軸に平行に正しい方向へ等速運動している
場合を想定しており、時刻t0で目標物ＴがxTO,宇宙機Ｃ
がxCO,時刻t1で目標物ＴがxT1,宇宙機ＣがxC1の位置に
ある。この場合、宇宙機Ｃの各点で目標物Ｔの測角情報
を得ていも目標物Ｔの位置及び速度推定ができないた
め、相対的な距離を推定することはできない。これに対
し、第10図（ｂ）では、宇宙機Ｃが時刻t1においてｚ軸
方方向にz1だけ平行位置から移動された場合を示してお
り、その移動距離z1が視差となる。したがって、この視
差z1と測角情報φ1,φ２によって目標物Ｔまでの位置及
び速度を推定することができ、さらには相対的な距離ま
で測定することができる。
しかし、従来のこの視差z1を計測乃至は予測する方法
は、目標物Ｔの位置推定アルゴリズムに関して、オープ
ンループとなり、z1を計測乃至は予測する精度が目標物
Ｔの位置推定誤差に直結し、なおかつ従来のセンサ技術
では、十分な精度が補償できない欠点があった。
は、目標物Ｔの位置推定アルゴリズムに関して、オープ
ンループとなり、z1を計測乃至は予測する精度が目標物
Ｔの位置推定誤差に直結し、なおかつ従来のセンサ技術
では、十分な精度が補償できない欠点があった。
（発明が解決しようとする課題） 以上述べたように、従来の仰角，方位角を用いて目標
物Ｔの位置を検出する手段では、測角情報を用いても、
目標物Ｔの位置及び速度推定を行うことは、原理的に不
可能な条件があったり、また目標物Ｔの位置及び速度推
定が可能でもセンサ精度に過大の負担を荷することがあ
った。
物Ｔの位置を検出する手段では、測角情報を用いても、
目標物Ｔの位置及び速度推定を行うことは、原理的に不
可能な条件があったり、また目標物Ｔの位置及び速度推
定が可能でもセンサ精度に過大の負担を荷することがあ
った。
この発明は上記のような事情に鑑みなされたもので、
移動体が具備する移動手段によって生ずる加速度情報を
得て、目標物の位置及び速度推定が原理的に不可能な条
件を解消し、センサ精度に過大な負荷を与えず高精度な
目標物の位置推定装置を提供することを目的とする。
移動体が具備する移動手段によって生ずる加速度情報を
得て、目標物の位置及び速度推定が原理的に不可能な条
件を解消し、センサ精度に過大な負荷を与えず高精度な
目標物の位置推定装置を提供することを目的とする。
［発明の構成］ （課題を解決するための手段） 上記目的を達成するためにこの発明に係る目標物の位
置推定装置は、移動体に搭載され、規則性をもって運動
する目標物の位置を推定する目標物の位置推定装置にお
いて、前記移動体の移動を行う移動手段と、前記移動体
の位置、姿勢及び前記移動手段により発生した加速度を
情報として検出する状態検出手段と、前記目標物を画像
として捕らえる画像センサと、前記目標物のもつ規則性
を表わす運動方程式を予め登録し、複数回の観測時刻
で、それぞれ前記画像センサで得られる前記目標物の方
位角及び仰角の角度情報を、前記状態検出手段で検出さ
れた位置情報、姿勢情報及び加速度情報を基準にして、
前記運動方程式に代入し、各観測時刻における運動方程
式から前記目標物の位置、速度を推定し、さらに、この
推定値を代入した運動方程式に任意の時刻を代入するこ
とにより、これら任意の時刻における前記目標物の位置
を推定する演算装置とを具備することを特徴とするもの
である。
置推定装置は、移動体に搭載され、規則性をもって運動
する目標物の位置を推定する目標物の位置推定装置にお
いて、前記移動体の移動を行う移動手段と、前記移動体
の位置、姿勢及び前記移動手段により発生した加速度を
情報として検出する状態検出手段と、前記目標物を画像
として捕らえる画像センサと、前記目標物のもつ規則性
を表わす運動方程式を予め登録し、複数回の観測時刻
で、それぞれ前記画像センサで得られる前記目標物の方
位角及び仰角の角度情報を、前記状態検出手段で検出さ
れた位置情報、姿勢情報及び加速度情報を基準にして、
前記運動方程式に代入し、各観測時刻における運動方程
式から前記目標物の位置、速度を推定し、さらに、この
推定値を代入した運動方程式に任意の時刻を代入するこ
とにより、これら任意の時刻における前記目標物の位置
を推定する演算装置とを具備することを特徴とするもの
である。
（作用） 上記目標物の位置推定装置は、画像センサを用いて目
標物を捕らえ、複数の観測時刻に画像センサ上の目標物
のの方位角及び仰角の２次元角度情報を算出し、同時に
状態検出手段によって自己の位置及び姿勢を検出し、か
つ移動体の加速度をスラスタ等の移動手段を作用させつ
つ検出する。そして、各観測点で自己の位置及び姿勢を
基準とする座標系に上記２次元確度情報を置き換え、予
め登録された目標物の運動方程式に代入し、各観測時刻
の運動方程式によって方程式中の目標物の初期状態を定
量的に求め、この定量値を代入した運動方程式に任意の
時刻を代入することによって任意の時刻の目標物の位置
を推定する。
標物を捕らえ、複数の観測時刻に画像センサ上の目標物
のの方位角及び仰角の２次元角度情報を算出し、同時に
状態検出手段によって自己の位置及び姿勢を検出し、か
つ移動体の加速度をスラスタ等の移動手段を作用させつ
つ検出する。そして、各観測点で自己の位置及び姿勢を
基準とする座標系に上記２次元確度情報を置き換え、予
め登録された目標物の運動方程式に代入し、各観測時刻
の運動方程式によって方程式中の目標物の初期状態を定
量的に求め、この定量値を代入した運動方程式に任意の
時刻を代入することによって任意の時刻の目標物の位置
を推定する。
（実施例） 以下、第１図乃至第４図を参照してこの発明の一実施
例を説明する。
例を説明する。
第１図では、第８図の場合と同様に画像センサ21,デ
ータ処理装置22,中央処理装置23,位置センサ24,姿勢セ
ンサ25を宇宙機Ｃに搭載し、目標物Ｔの位置を推定しよ
うとすることを想定している。第１図と第８図の相違点
は、第８図には示されない移動手段27、例えばスラスタ
と加速度センサ26が必要な点である。
ータ処理装置22,中央処理装置23,位置センサ24,姿勢セ
ンサ25を宇宙機Ｃに搭載し、目標物Ｔの位置を推定しよ
うとすることを想定している。第１図と第８図の相違点
は、第８図には示されない移動手段27、例えばスラスタ
と加速度センサ26が必要な点である。
上記構成においてい、以下に本発明に係わる動作原理
について説明する。
について説明する。
この実施例では目標物Ｔは、地球上を一定の円軌道で
周回するものとし、宇宙機Ｃは目標物Ｔが見える領域に
誘導されているものとする。このとき、位置推定を確実
に行うために、宇宙機Ｃの軌道を目標物Ｔの軌道に対し
て楕円軌道とし、第２図に示すような相対軌道とする。
ここで、宇宙機Ｃがａまたはｃの範囲にあれば、宇宙機
Ｃの軌道が目標物Ｔの軌道に平行でないので、目標物Ｔ
に位置を推定できるが、ｂの範囲にあるときには両者の
軌道が略平行になるので、前述のように良好な位置推定
ができなくなる。そこで、ａの範囲で時間をパラメータ
する目標物Ｔの運動方程式を求め、以下この運動方程式
に任意の時刻を代入することによって目標物Ｔの位置を
推定する。
周回するものとし、宇宙機Ｃは目標物Ｔが見える領域に
誘導されているものとする。このとき、位置推定を確実
に行うために、宇宙機Ｃの軌道を目標物Ｔの軌道に対し
て楕円軌道とし、第２図に示すような相対軌道とする。
ここで、宇宙機Ｃがａまたはｃの範囲にあれば、宇宙機
Ｃの軌道が目標物Ｔの軌道に平行でないので、目標物Ｔ
に位置を推定できるが、ｂの範囲にあるときには両者の
軌道が略平行になるので、前述のように良好な位置推定
ができなくなる。そこで、ａの範囲で時間をパラメータ
する目標物Ｔの運動方程式を求め、以下この運動方程式
に任意の時刻を代入することによって目標物Ｔの位置を
推定する。
以下、第３図を参照して目標物Ｔの位置推定手段につ
いて説明する。
いて説明する。
まず、宇宙機Ｃと目標物Ｔが第３図に示すような位置
関係にあるとする。宇宙機Ｃは座標系XC,YCを位置セン
サ24によって推定する。ここでは例として、XT,TCをそ
れぞれ地球中心と目標物T,宇宙機Ｃを結ぶ方向に設定
し、YT,YCをそれぞれ目標物T,宇宙機Ｃの進行方向でか
つXT,XCと垂直に設定する。この座標系を設定したうえ
で宇宙機Ｃから目標物Ｔへ仰角φＴを計測する。尚、
xC,yCは（XT,YT）座標系で見た宇宙機Ｃの座標、xT,yT
は（XC,YC）座標系で見た目標物Ｔの座標、φＣ（＝φ
Ｔ＋δ）は宇宙機Ｃ側の仰角，φは目標物Ｔ側の仰角,R
はＴとＣの相対距離，δはfTとＣの地球中心角，ωは地
球を中心とする目標物Ｔの周回レート（角速度:rad/
秒）である。
関係にあるとする。宇宙機Ｃは座標系XC,YCを位置セン
サ24によって推定する。ここでは例として、XT,TCをそ
れぞれ地球中心と目標物T,宇宙機Ｃを結ぶ方向に設定
し、YT,YCをそれぞれ目標物T,宇宙機Ｃの進行方向でか
つXT,XCと垂直に設定する。この座標系を設定したうえ
で宇宙機Ｃから目標物Ｔへ仰角φＴを計測する。尚、
xC,yCは（XT,YT）座標系で見た宇宙機Ｃの座標、xT,yT
は（XC,YC）座標系で見た目標物Ｔの座標、φＣ（＝φ
Ｔ＋δ）は宇宙機Ｃ側の仰角，φは目標物Ｔ側の仰角,R
はＴとＣの相対距離，δはfTとＣの地球中心角，ωは地
球を中心とする目標物Ｔの周回レート（角速度:rad/
秒）である。
目標物Ｔは画像センサ21によって方位角と仰角として
その存在が認識される。尚、説明を簡単にするため、第
３図では方位角を省略している。
その存在が認識される。尚、説明を簡単にするため、第
３図では方位角を省略している。
さて、画像センサ21の出力データから求めた仰角は宇
宙機Ｃの本体を基準に計測したものであるから、このと
き宇宙機Ｃが座標銘XC,YCに対してどのような姿勢であ
ったかを知る必要がある。これは姿勢センサ25によって
計測する。この過程を経ることにより、画像センサ21上
の仰角は宇宙機Ｃの座標系の仰角φＴに変換される。図
示しないが方位角についても同様である。
宙機Ｃの本体を基準に計測したものであるから、このと
き宇宙機Ｃが座標銘XC,YCに対してどのような姿勢であ
ったかを知る必要がある。これは姿勢センサ25によって
計測する。この過程を経ることにより、画像センサ21上
の仰角は宇宙機Ｃの座標系の仰角φＴに変換される。図
示しないが方位角についても同様である。
以上のことから、宇宙機Ｃを中心とする目標物Ｔの位
置は、運動方程式により次のように表わすことができ
る。
置は、運動方程式により次のように表わすことができ
る。
XT＝Φ（t,ω）XT0 ……（１） ここで、 XT＝（XT,yT,T,Ｔ） XT0−（XT0,yT0,T0,T0） であり、，はそれぞれx,yの時間微分（速度）を表
わす。XT0は目標物Ｔの位置，速度の初期値であり、Φ
（t,ω）は４行４列の行列で、ｔはXT0から経過時間を
表わし、ωは地球を中心とする宇宙機Ｃの周回レート
（各速度:rad/秒）である。すなわち、（１）式は次式
のようにあらわすことができる。
わす。XT0は目標物Ｔの位置，速度の初期値であり、Φ
（t,ω）は４行４列の行列で、ｔはXT0から経過時間を
表わし、ωは地球を中心とする宇宙機Ｃの周回レート
（各速度:rad/秒）である。すなわち、（１）式は次式
のようにあらわすことができる。
この運動方程式の未知数である目標物Ｔの初期状態を
求めれば、所望の時刻を代入するこによって任意の時刻
の目標物Ｔの位置を推定することができる。この推定は
以下に説明する位置推定用アルゴリズムによって求める
ことができる。
求めれば、所望の時刻を代入するこによって任意の時刻
の目標物Ｔの位置を推定することができる。この推定は
以下に説明する位置推定用アルゴリズムによって求める
ことができる。
まず、もし推定初期値XT0が真の初期値XT0 ＊であった
とすると、 φＴ ＊＝arctan（XT ＊/YT ＊） となり、これは観測値と一致するはずである。尚、 XT ＊＝Ｔ（XT0 ＊,t,ω） yT ＊＝yT（XT0 ＊,t,ω） である。しかし、位置推定中はXT ＊は得られないので、
これをT0 ＊として推定する。
とすると、 φＴ ＊＝arctan（XT ＊/YT ＊） となり、これは観測値と一致するはずである。尚、 XT ＊＝Ｔ（XT0 ＊,t,ω） yT ＊＝yT（XT0 ＊,t,ω） である。しかし、位置推定中はXT ＊は得られないので、
これをT0 ＊として推定する。
は画像センサ21を用いずに中央処理装置23によって計算
する。すなわち、（１）式を用い、 Ｔ＝Φ（t,ω）T0 を計算してＴの要素T,Ｔを取り出す。
する。すなわち、（１）式を用い、 Ｔ＝Φ（t,ω）T0 を計算してＴの要素T,Ｔを取り出す。
次に、 を計算する。δφは観測値と推定値との差である。ここ
で、 とすると、（２）式は次のように近似きる。
で、 とすると、（２）式は次のように近似きる。
したがって、別々の時刻t1,t2,t3,t4でφ1,φ2,φ3,
φ４を観測することにより、次式を求めることができ
る。
φ４を観測することにより、次式を求めることができ
る。
上式は次式の様に表現できる。
δφ＝Ｐ（X0t1,t2,t3,t4）δＸ ……（５） （５）式の未知のパラメータはδＸであるので、 δφ＝P-1（X0t1,t2,t3,t4）δＸ ……（６） とする。先に述べた宇宙機Ｃの運動はP-1が計算し得る
運動である必要がある。
運動である必要がある。
そこで、P-1が存在するためのの宇宙機Ｃの移動手段
としての加速度の制御について以下に述べる。第４図に
示す様に、画像センサで得られる仰角方向の情報（方位
角についても同様で図４では省略）は、目標物が位置推
定前予測軌道上の位置１′にあろうと真の軌道上位置１
にあろうと同じ仰角を与える。これはアルゴリズム上、
（６）式のベクトルδφに対し、いくつでもベクトルδ
Ｘをとり得ることとなり、P-1が存在しないことを意味
する。しかし、宇宙機Ｃによる加速度の発生が第４図の
３の地点で行われるとすると、位置推定前予測軌道上の
３′の地点で同じ大きさの加速度の発生を行ったのとは
違った角度αが、ある時間経過後に実測した測角情報と
目標物Ｔの位置推定前予測軌道を用いた解析的な測角情
報の差として現われる。この現象に着目して、第５図の
様な実施例でP-1の存在を獲得することができる。第５
図でM1〜M4は宇宙機Ｃが測角情報を取得することを意味
し、tM1〜tM4は測角情報を得るタイミングである。この
図の特徴は、tM1とtM2の間の時刻tF0で移動手段（例：
スラスタ）により加速度を発生開始し、時刻tF1で加速
度を発生終了させていることである。
としての加速度の制御について以下に述べる。第４図に
示す様に、画像センサで得られる仰角方向の情報（方位
角についても同様で図４では省略）は、目標物が位置推
定前予測軌道上の位置１′にあろうと真の軌道上位置１
にあろうと同じ仰角を与える。これはアルゴリズム上、
（６）式のベクトルδφに対し、いくつでもベクトルδ
Ｘをとり得ることとなり、P-1が存在しないことを意味
する。しかし、宇宙機Ｃによる加速度の発生が第４図の
３の地点で行われるとすると、位置推定前予測軌道上の
３′の地点で同じ大きさの加速度の発生を行ったのとは
違った角度αが、ある時間経過後に実測した測角情報と
目標物Ｔの位置推定前予測軌道を用いた解析的な測角情
報の差として現われる。この現象に着目して、第５図の
様な実施例でP-1の存在を獲得することができる。第５
図でM1〜M4は宇宙機Ｃが測角情報を取得することを意味
し、tM1〜tM4は測角情報を得るタイミングである。この
図の特徴は、tM1とtM2の間の時刻tF0で移動手段（例：
スラスタ）により加速度を発生開始し、時刻tF1で加速
度を発生終了させていることである。
第５図でtM1〜tM4,tF0,tF1を例えば第６図の様に、実
際の軌道上ので実現すると前記P-1を得ることができ
る。即ち、第４図の測角情報から目標物Ｔの位置を推定
することができる。第６図で時刻t0で目標物Ｔは宇宙機
Ｃの重心位置を原点とする軌道座標系上の地点G1にあ
り、時刻tM1で宇宙機Ｃは、目標物Ｔの測角情報を得
る。
際の軌道上ので実現すると前記P-1を得ることができ
る。即ち、第４図の測角情報から目標物Ｔの位置を推定
することができる。第６図で時刻t0で目標物Ｔは宇宙機
Ｃの重心位置を原点とする軌道座標系上の地点G1にあ
り、時刻tM1で宇宙機Ｃは、目標物Ｔの測角情報を得
る。
また時点G2を目標物Ｔが通過すると予測される時刻t
F0,tF1の間で宇宙機Ｃは加速度を発生させる。更に時刻
tM2,tM3,tM4で測角情報を得て、（１）式から（６）式
に至る処理を行えばG1での目標物Ｔの初期状態を求める
ためのP-1を得ることができる。以上の過程をG2以降も
くりかえせば、目標物Ｔと宇宙機Ｃとの相対距離が短く
なるにつれ目標物Ｔの位置を推定する精度を高くするこ
とができる。結局、目標Ｔの真の位置の値はXT0 ＊は、 XT0 ＊＝T0＋δＸ となる。実際は、XT0 ＊を求めるのに一回の計算で終了
するとは限らないので、 （T0 ＊）N+1＝（T0 ＊）Ｎ＋δXN′ （但しＮ＝1,2,3,…） ……（７） として、δφの絶対値｜δφ｜が十分小さくなるまで
（６）式の計算を繰返して行い、その結果の（T0 ＊）
N+1がXT0 ＊に等しいとして解とする。上記位置推定用ア
ルゴリズムを整理すると、以下のように表現される。
F0,tF1の間で宇宙機Ｃは加速度を発生させる。更に時刻
tM2,tM3,tM4で測角情報を得て、（１）式から（６）式
に至る処理を行えばG1での目標物Ｔの初期状態を求める
ためのP-1を得ることができる。以上の過程をG2以降も
くりかえせば、目標物Ｔと宇宙機Ｃとの相対距離が短く
なるにつれ目標物Ｔの位置を推定する精度を高くするこ
とができる。結局、目標Ｔの真の位置の値はXT0 ＊は、 XT0 ＊＝T0＋δＸ となる。実際は、XT0 ＊を求めるのに一回の計算で終了
するとは限らないので、 （T0 ＊）N+1＝（T0 ＊）Ｎ＋δXN′ （但しＮ＝1,2,3,…） ……（７） として、δφの絶対値｜δφ｜が十分小さくなるまで
（６）式の計算を繰返して行い、その結果の（T0 ＊）
N+1がXT0 ＊に等しいとして解とする。上記位置推定用ア
ルゴリズムを整理すると、以下のように表現される。
上記位置推定用アルゴリズムは中央処理装置23に格納
される。以下、第10図を参照して、第４図に示した装置
の動作を説明する。
される。以下、第10図を参照して、第４図に示した装置
の動作を説明する。
まず、コマンド指令によって位置推定用アルゴリズム
に目標物Ｔの運動方程式（（１）式）を登録する（ステ
ップａ）。次に観測時刻その回数Ｎ及び加速度発生タイ
ミングを設定する（ステップｂ）。
に目標物Ｔの運動方程式（（１）式）を登録する（ステ
ップａ）。次に観測時刻その回数Ｎ及び加速度発生タイ
ミングを設定する（ステップｂ）。
宇宙機Ｃが目標物Ｔの可視領域に到達し、観測時刻に
なったとき、画像センサ21の出力データから目標物Ｔの
２次元角度情報（方位角および仰角）を求め、同時に宇
宙機Ｃの位置及び姿勢を観測する（ステップｃ）。観測
した位置及び姿勢から宇宙機Ｃの座標系を作成し、この
座標系に目標物Ｔの２次元角度情報を変換する。（ステ
ップｄ）。さらに変換した２次元角度情報に対応する目
標物Ｔの運動方程式から回折的に得られる２次元角度情
報を求め実測値との差をとる（ステップｅ）。観測回数
がＮ回に満たない期間で、前記の設定された加速度発生
タイミングに至ったかかどうか判断し（ステップｆ）、
そのタイミングで、宇宙機Ｃは加速度を発生し、かつこ
れを検出する（ステップｇ）。
なったとき、画像センサ21の出力データから目標物Ｔの
２次元角度情報（方位角および仰角）を求め、同時に宇
宙機Ｃの位置及び姿勢を観測する（ステップｃ）。観測
した位置及び姿勢から宇宙機Ｃの座標系を作成し、この
座標系に目標物Ｔの２次元角度情報を変換する。（ステ
ップｄ）。さらに変換した２次元角度情報に対応する目
標物Ｔの運動方程式から回折的に得られる２次元角度情
報を求め実測値との差をとる（ステップｅ）。観測回数
がＮ回に満たない期間で、前記の設定された加速度発生
タイミングに至ったかかどうか判断し（ステップｆ）、
そのタイミングで、宇宙機Ｃは加速度を発生し、かつこ
れを検出する（ステップｇ）。
上記ステップｃ〜ｅをＮ回繰り返した後（ステップ
ｈ）、Ｎ個の観測結果を位置推定用アルゴリズムにかけ
て時刻t0での目標物Ｔの状態を推定する（ステップ
ｉ）。そして、目標物Ｔの回折的運動方程式を用いて所
望の時刻での目標物Ｔの位置を計算する（ステップ
ｊ）。
ｈ）、Ｎ個の観測結果を位置推定用アルゴリズムにかけ
て時刻t0での目標物Ｔの状態を推定する（ステップ
ｉ）。そして、目標物Ｔの回折的運動方程式を用いて所
望の時刻での目標物Ｔの位置を計算する（ステップ
ｊ）。
したがって、上記構成による地推定装置に用いれば、
画像センサにような特に測距機能のない機器を用いて
も、所望の時刻の目標の位置を推定することができる。
さらに観測を継続してパラメータの算出値を更新すれ
ば、目標物Ｔに近づくにつれて高精度の位置推定を行う
ことができる。宇宙機Ｃには単に画像センサ21を外側に
取り付けるだけなので、外部機器の搭載をほとんど制約
しない。また、画像センサ21を使用するだけなので極め
て消費電力が少なく、これによって被搭載宇宙機Ｃの小
形軽量化に供することができる。
画像センサにような特に測距機能のない機器を用いて
も、所望の時刻の目標の位置を推定することができる。
さらに観測を継続してパラメータの算出値を更新すれ
ば、目標物Ｔに近づくにつれて高精度の位置推定を行う
ことができる。宇宙機Ｃには単に画像センサ21を外側に
取り付けるだけなので、外部機器の搭載をほとんど制約
しない。また、画像センサ21を使用するだけなので極め
て消費電力が少なく、これによって被搭載宇宙機Ｃの小
形軽量化に供することができる。
尚、この発明は上記実施例に限定されるものではな
く、例えば電波を発して障害物を避ける自走ロボット
や、自動車の斜線変更時の警告装置（自動車の斜め後方
の自動車が方向指示を行ったときにどこにいるかを推定
して、危険な位置にあれブサーを発して運転者に警告す
る）等に利用ますることができる。その他、この発明を
逸脱しない範囲で種々変更しても同様に実施可能である
ことはいうまでもない。
く、例えば電波を発して障害物を避ける自走ロボット
や、自動車の斜線変更時の警告装置（自動車の斜め後方
の自動車が方向指示を行ったときにどこにいるかを推定
して、危険な位置にあれブサーを発して運転者に警告す
る）等に利用ますることができる。その他、この発明を
逸脱しない範囲で種々変更しても同様に実施可能である
ことはいうまでもない。
［発明の効果］ 以上述べたようにこの発明によれば、画像センサのよ
うな測距機能がない機器を用いても移動手段の作用によ
り得られる移動体の画像センサ加速度を検出することに
より目標物に位置を推定することができ、これによって
外部機器の搭載を制約せずかつ極めて消費電力が少な
く、被搭載移動体の小形軽量化に供し得る目標物の位置
推定装置を提供することができる。
うな測距機能がない機器を用いても移動手段の作用によ
り得られる移動体の画像センサ加速度を検出することに
より目標物に位置を推定することができ、これによって
外部機器の搭載を制約せずかつ極めて消費電力が少な
く、被搭載移動体の小形軽量化に供し得る目標物の位置
推定装置を提供することができる。
第１図は、この発明に係る目標物の位置推定装置の一実
施例を示すブロック構成図、第２図は、同実施例の宇宙
機のとる軌道を示す図、第３図は同実施例の宇宙機と目
標物との位置関係を示す図、第４図は同実施例の原理を
説明するための図、第５図は画像センサを用いた対象物
の位置推定を可能にする測定情報の取得と速度発生のタ
イミングの一実施例を示す図、第６図は、第５図で示し
たタイミングを目標物（Ｔ）の実現可能な一軌道にあて
はめた図、第７図は、同実施例の動作を説明するための
フロー図である。 第８図は、従来の目標物の位置推定装置を示すブロック
構成図、第９図は、第８図のものにおいて画像センサで
目標物を捕らえた状態を示す図で、第10図は、従来の目
標物の位置推定装置の推定原理を説明するための図であ
る。 Ｃ……宇宙機,T……目標物， 21……画像センサ,22……データ処理装置 23……中央処理装置,24……位置センサ 25……姿勢センサ,26……加速度センサ 27……移動手段
施例を示すブロック構成図、第２図は、同実施例の宇宙
機のとる軌道を示す図、第３図は同実施例の宇宙機と目
標物との位置関係を示す図、第４図は同実施例の原理を
説明するための図、第５図は画像センサを用いた対象物
の位置推定を可能にする測定情報の取得と速度発生のタ
イミングの一実施例を示す図、第６図は、第５図で示し
たタイミングを目標物（Ｔ）の実現可能な一軌道にあて
はめた図、第７図は、同実施例の動作を説明するための
フロー図である。 第８図は、従来の目標物の位置推定装置を示すブロック
構成図、第９図は、第８図のものにおいて画像センサで
目標物を捕らえた状態を示す図で、第10図は、従来の目
標物の位置推定装置の推定原理を説明するための図であ
る。 Ｃ……宇宙機,T……目標物， 21……画像センサ,22……データ処理装置 23……中央処理装置,24……位置センサ 25……姿勢センサ,26……加速度センサ 27……移動手段
Claims (1)
- 【請求項１】移動体に搭載され、規則性をもって運動す
る目標物の位置を推定する目標物の位置推定装置におい
て、前記移動体の移動を行う移動手段と、前記移動体の
位置、姿勢及び前記移動手段により発生した加速度を情
報として検出する状態検出手段と、前記目標物を画像と
して捕らえる画像センサと、前記目標物のもつ規則性を
表わす運動方程式を予め登録し、複数回の観測時刻で、
それぞれ前記画像センサで得られる前記目標物の方位角
及び仰角の角度情報を、前記状態検出手段で検出された
位置情報、姿勢情報及び加速度情報を基準にして、前記
運動方程式に代入し、各観測時刻における運動方程式か
ら前記目標物の位置、速度を推定し、さらに、これら推
定値を代入した運動方程式に任意の時刻を代入すること
により、任意の時刻における前記目標物の位置を推定す
る演算装置と、を具備することを特徴とする目標物の位
置推定装置。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1180299A JP2736122B2 (ja) | 1989-07-14 | 1989-07-14 | 目標物の位置推定装置 |
| CA002021182A CA2021182C (en) | 1989-07-14 | 1990-07-13 | Method and apparatus for estimating a position of a target |
| US07/552,070 US5130934A (en) | 1989-07-14 | 1990-07-13 | Method and apparatus for estimating a position of a target |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1180299A JP2736122B2 (ja) | 1989-07-14 | 1989-07-14 | 目標物の位置推定装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0346511A JPH0346511A (ja) | 1991-02-27 |
| JP2736122B2 true JP2736122B2 (ja) | 1998-04-02 |
Family
ID=16080780
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1180299A Expired - Lifetime JP2736122B2 (ja) | 1989-07-14 | 1989-07-14 | 目標物の位置推定装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5130934A (ja) |
| JP (1) | JP2736122B2 (ja) |
| CA (1) | CA2021182C (ja) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2688613B1 (fr) * | 1992-03-16 | 1997-01-17 | Aerospatiale | Procede et dispositif pour la determination de la position et de la trajectoire relatives de deux vehicules spatiaux. |
| EP0660131A1 (en) * | 1993-12-23 | 1995-06-28 | Karl Osen | Camera guidance system |
| US6597145B1 (en) * | 1996-07-05 | 2003-07-22 | Bose Corporation | Motion controlling |
| US6899539B1 (en) | 2000-02-17 | 2005-05-31 | Exponent, Inc. | Infantry wearable information and weapon system |
| AU2001268965A1 (en) * | 2000-04-11 | 2001-10-23 | Roke Manor Research Limited. | Self-calibration of an array of imaging sensors |
| US6826479B2 (en) * | 2002-06-03 | 2004-11-30 | Visteon Global Technologies, Inc. | Method and apparatus for target vehicle identification in automatic cruise control and collision avoidance systems |
| US7228230B2 (en) * | 2004-11-12 | 2007-06-05 | Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha | System for autonomous vehicle navigation with carrier phase DGPS and laser-scanner augmentation |
| JP4165539B2 (ja) * | 2005-07-14 | 2008-10-15 | セイコーエプソン株式会社 | 端末装置、端末装置の制御方法、端末装置の制御プログラム |
| JP4365402B2 (ja) * | 2006-12-20 | 2009-11-18 | 本田技研工業株式会社 | 移動体の移動角度検出装置 |
| CN110488311B (zh) * | 2019-08-05 | 2021-08-13 | Oppo广东移动通信有限公司 | 深度距离测量方法、装置、存储介质及电子设备 |
| CN112697129B (zh) * | 2020-12-15 | 2023-05-05 | 电子科技大学 | 一种利用一维测角确定天线线阵二维姿态的快速方法 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4320287A (en) * | 1980-01-25 | 1982-03-16 | Lockheed Electronics Co., Inc. | Target vehicle tracking apparatus |
| US4626995A (en) * | 1984-03-26 | 1986-12-02 | Ndc Technologies, Inc. | Apparatus and method for optical guidance system for automatic guided vehicle |
| US4794235A (en) * | 1986-05-19 | 1988-12-27 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Non-linear prediction for gun fire control systems |
| US4942538A (en) * | 1988-01-05 | 1990-07-17 | Spar Aerospace Limited | Telerobotic tracker |
| US4959800A (en) * | 1988-05-20 | 1990-09-25 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for determining the position and velocity of a target in inertial space |
-
1989
- 1989-07-14 JP JP1180299A patent/JP2736122B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1990
- 1990-07-13 US US07/552,070 patent/US5130934A/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-07-13 CA CA002021182A patent/CA2021182C/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2021182C (en) | 1994-05-03 |
| JPH0346511A (ja) | 1991-02-27 |
| CA2021182A1 (en) | 1991-01-15 |
| US5130934A (en) | 1992-07-14 |
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