JP3137438B2 - 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法 - Google Patents
移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法Info
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【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航法座標系内を移動す
る移動体に搭載された慣性検出手段（通常はジャイロス
コープや加速度計を具備した慣性航法装置からなり、慣
性航法に必要な位置、速度、加速度、角度、角速度等の
物理量を検出する検出手段である）の初期座標値を設定
する方法に関し、特に、ミサイルや魚雷のような空中又
は水中或いはこれら両者の空間中を航行する飛翔体から
成る移動物体が船舶や、航空機等の母体（これも航法座
標系内を移動するので移動母体と言う）から飛翔する場
合における当該移動体に搭載された慣性検出手段の座標
軸（ｘ軸、ｙ軸、ｚ軸の３軸系）の初期値、具体的には
ノーススレーブ局地水平座標系（Ｘ：北、Ｙ：東、Ｚ：
鉛直方向下側）を基準の航法座標系としたとき、同基準
航法座標に対する当該移動物体側の座標軸であるｘ軸、
ｙ軸、ｚ軸の初期の角度関係を検知し、初期値として設
定すれば、移動体は基準航法座標系内で移動し、航行す
ることができることに鑑みて、発射時を含めた所望の時
刻における移動体側の座標系の初期値設定を短時間内に
行う方法に関するのもである。
る移動体に搭載された慣性検出手段（通常はジャイロス
コープや加速度計を具備した慣性航法装置からなり、慣
性航法に必要な位置、速度、加速度、角度、角速度等の
物理量を検出する検出手段である）の初期座標値を設定
する方法に関し、特に、ミサイルや魚雷のような空中又
は水中或いはこれら両者の空間中を航行する飛翔体から
成る移動物体が船舶や、航空機等の母体（これも航法座
標系内を移動するので移動母体と言う）から飛翔する場
合における当該移動体に搭載された慣性検出手段の座標
軸（ｘ軸、ｙ軸、ｚ軸の３軸系）の初期値、具体的には
ノーススレーブ局地水平座標系（Ｘ：北、Ｙ：東、Ｚ：
鉛直方向下側）を基準の航法座標系としたとき、同基準
航法座標に対する当該移動物体側の座標軸であるｘ軸、
ｙ軸、ｚ軸の初期の角度関係を検知し、初期値として設
定すれば、移動体は基準航法座標系内で移動し、航行す
ることができることに鑑みて、発射時を含めた所望の時
刻における移動体側の座標系の初期値設定を短時間内に
行う方法に関するのもである。
【０００２】
【従来の技術】例えば、ミサイルを移動体の例にして考
察すると、ミサイルは電源投入後から発射までの時間が
可及的に短く、緊急的に発射可能であることが要望され
る。このためにミサイルに搭載されている慣性検出手段
は、航法のため、ジャイロや加速度計等のセンサ要素の
駆動用モータの回転数の初期増速（ランアップ）と座標
系の初期値の設定を素早く行う必要がある。
察すると、ミサイルは電源投入後から発射までの時間が
可及的に短く、緊急的に発射可能であることが要望され
る。このためにミサイルに搭載されている慣性検出手段
は、航法のため、ジャイロや加速度計等のセンサ要素の
駆動用モータの回転数の初期増速（ランアップ）と座標
系の初期値の設定を素早く行う必要がある。
【０００３】従来より艦船や航空機等の移動母体から飛
翔する移動体に搭載された慣性検出手段において、地球
自転に対する方向をジャイロにより検出する所謂、ジャ
イロコンパシング法を使って方位（北に対する水平面内
の角度）を検出し、また地球重力に対する方向を加速度
計により検出する所謂、レベリング法を使って水平面内
における２軸の角度を検出し、夫々の検出データを得て
いたが、移動体の動きが全くない静止状態の場合でも、
この検出には数分から数十分を要し、更に、移動体自体
に外乱的な運動が発生している状態（例えば、波動や風
による影響等による運動）の場合には、上記の時間の数
倍もの時間を必要とするため、緊急性を要する移動体の
移動開始時期には間に合わない不利があり、また、検出
の精度も移動体を所望の目的位置へ正確に移動させるた
めの初期設定値としては必ずしも十分な精度でなく、特
に、方位検出で精度が低いために問題となっていた。
翔する移動体に搭載された慣性検出手段において、地球
自転に対する方向をジャイロにより検出する所謂、ジャ
イロコンパシング法を使って方位（北に対する水平面内
の角度）を検出し、また地球重力に対する方向を加速度
計により検出する所謂、レベリング法を使って水平面内
における２軸の角度を検出し、夫々の検出データを得て
いたが、移動体の動きが全くない静止状態の場合でも、
この検出には数分から数十分を要し、更に、移動体自体
に外乱的な運動が発生している状態（例えば、波動や風
による影響等による運動）の場合には、上記の時間の数
倍もの時間を必要とするため、緊急性を要する移動体の
移動開始時期には間に合わない不利があり、また、検出
の精度も移動体を所望の目的位置へ正確に移動させるた
めの初期設定値としては必ずしも十分な精度でなく、特
に、方位検出で精度が低いために問題となっていた。
【０００４】又、移動体に目的とする慣性検出手段とは
別に基準用の慣性検出手段をも設けている場合には、こ
れにより、基準座標系に対する移動母体側の座標系の関
係は得られるが、目的とする移動体の慣性検出手段の座
標系と移動母体の座標系との関係を定めることが、セン
サの入力軸と移動体を移動母体側に取付ける取付部との
角度が決め難い等に原因して構造的に難しいという問題
点があった。
別に基準用の慣性検出手段をも設けている場合には、こ
れにより、基準座標系に対する移動母体側の座標系の関
係は得られるが、目的とする移動体の慣性検出手段の座
標系と移動母体の座標系との関係を定めることが、セン
サの入力軸と移動体を移動母体側に取付ける取付部との
角度が決め難い等に原因して構造的に難しいという問題
点があった。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】依って、本発明の目的
は、上述のような従来の問題点を解消して迅速に移動体
の慣性検出手段の初期座標値の設定方法を提供せんとす
るものである。
は、上述のような従来の問題点を解消して迅速に移動体
の慣性検出手段の初期座標値の設定方法を提供せんとす
るものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、上述の発明目
的に鑑み、慣性航法データ検出用の第１の慣性検出手段
を有した移動母体に搭載され、その移動母体から分離移
動する移動体が有する慣性航法データ検出用の第２の慣
性検出手段の基準航法座標における初期座標値を設定す
る方法において、前記移動母体に具備されている移動体
の初動用案内手段を介して加速、初動する前記移動体の
初動方向を前記第１の慣性検出手段により計測して基準
航法座標系における既知データとして記憶し、該初動案
内手段を介して前記記憶された初動方向に加速、初動さ
れた前記移動体の加速度を該移動体の前記第２の慣性検
出手段により計測し、前記第２の慣性検出手段により計
測した前記移動体の加速度から該移動体の初動加速度の
方向を求め、前記第２の慣性検出手段により計測した前
記移動体の初動加速度の方向と前記記憶された初動方向
とを対比することにより、第２の慣性検出手段の座標系
の前記基準航法座標系からの角度ズレを演算し、演算結
果の角度ズレを修正することを特徴とする移動体の慣性
検出手段の初期座標値設定方法が提供せんとするもので
ある。
的に鑑み、慣性航法データ検出用の第１の慣性検出手段
を有した移動母体に搭載され、その移動母体から分離移
動する移動体が有する慣性航法データ検出用の第２の慣
性検出手段の基準航法座標における初期座標値を設定す
る方法において、前記移動母体に具備されている移動体
の初動用案内手段を介して加速、初動する前記移動体の
初動方向を前記第１の慣性検出手段により計測して基準
航法座標系における既知データとして記憶し、該初動案
内手段を介して前記記憶された初動方向に加速、初動さ
れた前記移動体の加速度を該移動体の前記第２の慣性検
出手段により計測し、前記第２の慣性検出手段により計
測した前記移動体の加速度から該移動体の初動加速度の
方向を求め、前記第２の慣性検出手段により計測した前
記移動体の初動加速度の方向と前記記憶された初動方向
とを対比することにより、第２の慣性検出手段の座標系
の前記基準航法座標系からの角度ズレを演算し、演算結
果の角度ズレを修正することを特徴とする移動体の慣性
検出手段の初期座標値設定方法が提供せんとするもので
ある。
【０００７】
【実施例】図１は、本発明の適用実施例としてミサイル
を移動体とし、ミサイル発射艦を移動母体とする場合の
同ミサイルの慣性検出手段（MINS）の初期座標値設定を
ミサイル発射艦の慣性検出手段（SINS) を利用して実施
する場合の略示機構図であり、図２は、同ミサイル発射
艦のミサイル発射塔部分を拡大図示した２ー２矢視図、
又、図３の（ａ）は、移動体（ミサイル）の慣性検出手
段における座標系の初期ズレを計測と演算で求める原理
を説明する図、同（ｂ）は、（ａ）の図の部分拡大図、
図４は本発明の方法を適用する第２の実施例を示す平面
部、図５は、第２実施例における移動体（魚雷）の慣性
検出手段の座標系における初期値設定方法の原理説明図
である。
を移動体とし、ミサイル発射艦を移動母体とする場合の
同ミサイルの慣性検出手段（MINS）の初期座標値設定を
ミサイル発射艦の慣性検出手段（SINS) を利用して実施
する場合の略示機構図であり、図２は、同ミサイル発射
艦のミサイル発射塔部分を拡大図示した２ー２矢視図、
又、図３の（ａ）は、移動体（ミサイル）の慣性検出手
段における座標系の初期ズレを計測と演算で求める原理
を説明する図、同（ｂ）は、（ａ）の図の部分拡大図、
図４は本発明の方法を適用する第２の実施例を示す平面
部、図５は、第２実施例における移動体（魚雷）の慣性
検出手段の座標系における初期値設定方法の原理説明図
である。
【０００８】先ず、本発明を、移動母体を形成するミサ
イル発射艦に搭載され、そこから発射されるミサイルを
移動体とする実施例に適用する場合に就いて図面を参照
して説明する。
イル発射艦に搭載され、そこから発射されるミサイルを
移動体とする実施例に適用する場合に就いて図面を参照
して説明する。
【０００９】さて、図１、図２において、移動母体を形
成するミサイル発射艦１０は艦内の例えば、中央位置に
慣性検出手段（SINS）１２を有し、ノーススレーブ局地
水平座標系（Ｘ；北方向、Ｙ；東方向、Ｚ；局地鉛直方
向）を基準航法座標系として同航法座標内をSINS１２で
航法データを検出しながら航行する。
成するミサイル発射艦１０は艦内の例えば、中央位置に
慣性検出手段（SINS）１２を有し、ノーススレーブ局地
水平座標系（Ｘ；北方向、Ｙ；東方向、Ｚ；局地鉛直方
向）を基準航法座標系として同航法座標内をSINS１２で
航法データを検出しながら航行する。
【００１０】上記SINS１２は、図示のｘ，ｙ，ｚ軸を直
交３座標軸として有し、ミサイル発射艦１０内の定位置
に搭載、保持されている。また、ミサイル発射艦１０の
ミサイル発射塔１４には移動体を形成するミサイル１６
がミサイル発射艦１０から分離移動、つまり、目的地点
へ向けて飛翔可能に搭載され、同ミサイル１６にはその
飛翔基準となる慣性検出手段（MINS）１８が格納、搭載
されている。このMINS１８も図２に明示のｘｍ，ｙｍ，
ｚｍの直交３座標軸を有し、ミサイル発射塔１４に搭
載、固定されているときは、MINS１８の上記直交座標軸
の原点とSINS１２の直交座標軸の原点との艦上における
相対的位置差のデータは航法座標内の既知データとして
ミサイル発射艦１０の設計、製作時点から把握されてい
る。
交３座標軸として有し、ミサイル発射艦１０内の定位置
に搭載、保持されている。また、ミサイル発射艦１０の
ミサイル発射塔１４には移動体を形成するミサイル１６
がミサイル発射艦１０から分離移動、つまり、目的地点
へ向けて飛翔可能に搭載され、同ミサイル１６にはその
飛翔基準となる慣性検出手段（MINS）１８が格納、搭載
されている。このMINS１８も図２に明示のｘｍ，ｙｍ，
ｚｍの直交３座標軸を有し、ミサイル発射塔１４に搭
載、固定されているときは、MINS１８の上記直交座標軸
の原点とSINS１２の直交座標軸の原点との艦上における
相対的位置差のデータは航法座標内の既知データとして
ミサイル発射艦１０の設計、製作時点から把握されてい
る。
【００１１】さて、上記のミサイル発射塔１４によるミ
サイル１６の発射方向は、ミサイル艦１０の海上におけ
る動作に応じて変動するが、その発射方向は、常時、SI
NS１２により計測されている。つまり、発射塔１４内の
ミサイル発射ガイド２０の中心軸線方向は、ミサイル艦
１０のピッチ、ロール、ヘッディングの夫々の運動と艦
１０に対するミサイル発射塔１４の取付け角度、艦の構
造変形がある場合には他の手段による変形角度で決定さ
れるが、取付け角度は設計上の既知量であり、また、艦
の構造量を他の手段から逐次、入力される既知量である
と見做すことができる。従って、艦１０の運動が常時、
変動する角度出力としてSINS１２により計測され、図示
されていない記憶手段に記憶される。
サイル１６の発射方向は、ミサイル艦１０の海上におけ
る動作に応じて変動するが、その発射方向は、常時、SI
NS１２により計測されている。つまり、発射塔１４内の
ミサイル発射ガイド２０の中心軸線方向は、ミサイル艦
１０のピッチ、ロール、ヘッディングの夫々の運動と艦
１０に対するミサイル発射塔１４の取付け角度、艦の構
造変形がある場合には他の手段による変形角度で決定さ
れるが、取付け角度は設計上の既知量であり、また、艦
の構造量を他の手段から逐次、入力される既知量である
と見做すことができる。従って、艦１０の運動が常時、
変動する角度出力としてSINS１２により計測され、図示
されていない記憶手段に記憶される。
【００１２】さて、上述したミサイル発射塔１４の発射
ガイド２０の中心軸線方向は、ミサイル１６が加速、初
動力を受けて発射する場合の発射方向に一致しているこ
とは言うまでもない。この点を本発明は巧みに利用して
ミサイル１４が具備するMINS１８の本来の座標系（ｘ
ｍ，ｙｍ，ｚｍ）が例えば、ｘ’ｍ，ｙ’ｍ，ｚ’ｍの
座標系に何らかの原因でズレている場合のズレ量を検出
し、初期設定値として、そのズレ量を補正データとし
て、目的飛翔位置への入力データを補正するようにする
ものである。
ガイド２０の中心軸線方向は、ミサイル１６が加速、初
動力を受けて発射する場合の発射方向に一致しているこ
とは言うまでもない。この点を本発明は巧みに利用して
ミサイル１４が具備するMINS１８の本来の座標系（ｘ
ｍ，ｙｍ，ｚｍ）が例えば、ｘ’ｍ，ｙ’ｍ，ｚ’ｍの
座標系に何らかの原因でズレている場合のズレ量を検出
し、初期設定値として、そのズレ量を補正データとし
て、目的飛翔位置への入力データを補正するようにする
ものである。
【００１３】本発明によれば、発射時、つまり、移動体
の加速、初動時にミサイル１６に付与される加速度値
が、先ず、ミサイル１６のMINS１８により計測される。
勿論、この場合の加速度方向は、本来的にミサイル発射
塔１４のガイド２０の中心軸線と一致した方向であり、
その方向データがSINS１２による計測に基づいて既知量
に成っていることは上述の通りである。
の加速、初動時にミサイル１６に付与される加速度値
が、先ず、ミサイル１６のMINS１８により計測される。
勿論、この場合の加速度方向は、本来的にミサイル発射
塔１４のガイド２０の中心軸線と一致した方向であり、
その方向データがSINS１２による計測に基づいて既知量
に成っていることは上述の通りである。
【００１４】次に、移動体であるミサイル１６自体が具
備するMINS１８によって計測された加速度値はMINS１８
の座標系の３軸方向の加速度計要素により計測されるか
ら、３つの値が出力される。従って、この計測された３
つの加速度値を合成した最大加速度値が初動加速度値と
成る。MINS１８の座標系にズレがなければ、座標軸ｘ
ｍ、ｙｍ、ｚｍの３軸の方向において、初動方向に対し
て垂直な面内にある２軸方向には、加速度成分が計測さ
れないはずである。然るに、MINS１８による計測値が、
その座標系の本来の（ｘｍ，ｙｍ，ｚｍ）軸方向から
（ｘ’ｍ，ｙ’ｍ，ｚ’ｍ）軸方向へズレが発生してい
る状態においては、MINS１８による計測値には後者のズ
レた座標系に関する加速度成分が計測されることにな
る。即ち、３直交軸の各軸における加速度の方向に対し
て上記の初動加速度値に対して座標系のズレに原因した
加速度成分を有することになる。
備するMINS１８によって計測された加速度値はMINS１８
の座標系の３軸方向の加速度計要素により計測されるか
ら、３つの値が出力される。従って、この計測された３
つの加速度値を合成した最大加速度値が初動加速度値と
成る。MINS１８の座標系にズレがなければ、座標軸ｘ
ｍ、ｙｍ、ｚｍの３軸の方向において、初動方向に対し
て垂直な面内にある２軸方向には、加速度成分が計測さ
れないはずである。然るに、MINS１８による計測値が、
その座標系の本来の（ｘｍ，ｙｍ，ｚｍ）軸方向から
（ｘ’ｍ，ｙ’ｍ，ｚ’ｍ）軸方向へズレが発生してい
る状態においては、MINS１８による計測値には後者のズ
レた座標系に関する加速度成分が計測されることにな
る。即ち、３直交軸の各軸における加速度の方向に対し
て上記の初動加速度値に対して座標系のズレに原因した
加速度成分を有することになる。
【００１５】従って、その成分加速度を初動加速度値と
対比、演算することにより、ミサイル１６のSINS１８の
座標系のズレを演算で求めることができる。このズレ量
をSINS１８の初期ズレとして発射時に補正データとして
入力すれば、座標系の初期設定が可能となる。
対比、演算することにより、ミサイル１６のSINS１８の
座標系のズレを演算で求めることができる。このズレ量
をSINS１８の初期ズレとして発射時に補正データとして
入力すれば、座標系の初期設定が可能となる。
【００１６】図３（ａ）は初動加速度αと、MINS１８の
本来の座標軸（ｘｍ，ｙｍ，ｚｍ）とはずれた座標軸
（ｘ’ｍ，ｙ’ｍ，ｚ’ｍ）との関係を図示したもの
で、その座標ズレにより、図３（ｂ）に拡大して明示す
るように、例えば、２軸、ｙ’ｍ軸とｚ’ｍ軸とに加速
度成分αｙ’ｍとαｚ’ｍとが生じていると、 αｙ’ｍ＝α×ｓｉｎΔθ，Δθはｙｍ軸とｙ’ｍ軸と
のズレ角度−−−（１） αｚ’ｍ＝α×ｓｉｎΔθ’，Δθ’はｚｍ軸とｚ’ｍ
軸とのズレ角度−−−（２） の関係が有ることから、上記の両軸ズレ角度ΔθとΔ
θ’とが演算手段で求められるられることを説明してい
る。
本来の座標軸（ｘｍ，ｙｍ，ｚｍ）とはずれた座標軸
（ｘ’ｍ，ｙ’ｍ，ｚ’ｍ）との関係を図示したもの
で、その座標ズレにより、図３（ｂ）に拡大して明示す
るように、例えば、２軸、ｙ’ｍ軸とｚ’ｍ軸とに加速
度成分αｙ’ｍとαｚ’ｍとが生じていると、 αｙ’ｍ＝α×ｓｉｎΔθ，Δθはｙｍ軸とｙ’ｍ軸と
のズレ角度−−−（１） αｚ’ｍ＝α×ｓｉｎΔθ’，Δθ’はｚｍ軸とｚ’ｍ
軸とのズレ角度−−−（２） の関係が有ることから、上記の両軸ズレ角度ΔθとΔ
θ’とが演算手段で求められるられることを説明してい
る。
【００１７】図４は、第２の実施例として、移動母体が
潜水艦３０により形成され、同潜水艦３０が有する魚雷
発射管３４から移動体を形成する魚雷３６が水中へ発射
される場合を示し、この場合にも、上述した本発明の方
法がそのまま適用可能であることを示している。
潜水艦３０により形成され、同潜水艦３０が有する魚雷
発射管３４から移動体を形成する魚雷３６が水中へ発射
される場合を示し、この場合にも、上述した本発明の方
法がそのまま適用可能であることを示している。
【００１８】即ち、潜水艦３０は、その航法用に慣性検
出手段（SINS）３２を備え、他方、魚雷３６も図示略の
慣性検出手段（MINS）を具備している。従って、潜水艦
３０のSINS３２の基準座標系（ｘ，ｙ，ｚ）に対して魚
雷３６のMINSの座標系（ｘｔ，ｙｔ，ｚｔ）を備え、そ
の座標系が（ｘ’ｔ，ｙ’ｔ，ｚ’ｔ）へズレている場
合に、魚雷３６が発射される初動時における加速度αを
MINSが有する３軸方向の加速度計要素の出力として計測
し、魚雷が発射された初動方向の加速度値、つまり、初
動加速度を求める。次いで、MINSの座標系のｙ’ｔ軸、
ｚ’ｔ軸方向の加速度成分αｙ’ｔ及びαｚ’ｔから上
記２軸（ｙ’ｔ軸、ｚ’ｔ軸）の（ｙｔ軸、ｚｔ軸）に
対するズレ角度を上述した（１）式、（２）式と同様に
して演算で求めることができるのである。従って、この
ズレ角度を初期設定において、補正すれば移動体である
魚雷のMINSの座標系は初動時に移動母体の基準座標との
関係を正確に把握、設定できるのである。
出手段（SINS）３２を備え、他方、魚雷３６も図示略の
慣性検出手段（MINS）を具備している。従って、潜水艦
３０のSINS３２の基準座標系（ｘ，ｙ，ｚ）に対して魚
雷３６のMINSの座標系（ｘｔ，ｙｔ，ｚｔ）を備え、そ
の座標系が（ｘ’ｔ，ｙ’ｔ，ｚ’ｔ）へズレている場
合に、魚雷３６が発射される初動時における加速度αを
MINSが有する３軸方向の加速度計要素の出力として計測
し、魚雷が発射された初動方向の加速度値、つまり、初
動加速度を求める。次いで、MINSの座標系のｙ’ｔ軸、
ｚ’ｔ軸方向の加速度成分αｙ’ｔ及びαｚ’ｔから上
記２軸（ｙ’ｔ軸、ｚ’ｔ軸）の（ｙｔ軸、ｚｔ軸）に
対するズレ角度を上述した（１）式、（２）式と同様に
して演算で求めることができるのである。従って、この
ズレ角度を初期設定において、補正すれば移動体である
魚雷のMINSの座標系は初動時に移動母体の基準座標との
関係を正確に把握、設定できるのである。
【００１９】
【発明の効果】以上の実施例の説明を介して理解できる
ように、本発明によれば、移動母体から分離、移動する
移動体が有した慣性検出手段の座標系の初期ズレを、同
移動体の初動時の大きな加速度を移動母体及び移動体の
両者の第１、第２の慣性検出手段による計測値から所定
の演算式で求めることが可能であり、測定、演算を短時
間で遂行することが可能であるから、移動体の慣性検出
手段の座標系における初期値設定を短時間で遂行でき、
延いては、移動体の移動目的値に対する到達精度を向上
させることができる。
ように、本発明によれば、移動母体から分離、移動する
移動体が有した慣性検出手段の座標系の初期ズレを、同
移動体の初動時の大きな加速度を移動母体及び移動体の
両者の第１、第２の慣性検出手段による計測値から所定
の演算式で求めることが可能であり、測定、演算を短時
間で遂行することが可能であるから、移動体の慣性検出
手段の座標系における初期値設定を短時間で遂行でき、
延いては、移動体の移動目的値に対する到達精度を向上
させることができる。
【図１】本発明の適用実施例としてミサイルの慣性検出
手段（MINS）の初期座標値設定をミサイル発射艦の慣性
航法装置（SINS) を利用して実施する場合の略示機構図
である。
手段（MINS）の初期座標値設定をミサイル発射艦の慣性
航法装置（SINS) を利用して実施する場合の略示機構図
である。
【図２】同ミサイル発射艦のミサイル発射塔部分を拡大
図示した２ー２矢視図である。
図示した２ー２矢視図である。
【図３】（ａ）は、移動体（ミサイル）の慣性検出手段
における座標系の初期ずれを計測と演算で求めるを原理
を説明する図である。（ｂ）は、（ａ）の図の部分拡大
図である。
における座標系の初期ずれを計測と演算で求めるを原理
を説明する図である。（ｂ）は、（ａ）の図の部分拡大
図である。
【図４】本発明の方法を適用する第２の実施例を示す平
面部である。
面部である。
【図５】第２実施例における移動体（魚雷）の慣性検出
手段の座標系における初期値設定方法の原理説明図であ
る。
手段の座標系における初期値設定方法の原理説明図であ
る。
１０…ミサイル発射艦 １２…SINS １４…ミサイル発射塔 １６…ミサイル １８…MINS ２０…発射ガイド ３０…潜水艦 ３２…MINS ３４…発射管 ３６…魚雷
Claims (2)
- 【請求項１】 慣性航法データ検出用の第１の慣性検出
手段を有した移動母体に搭載され、その移動母体から分
離移動する移動体が有する慣性航法データ検出用の第２
の慣性検出手段の基準航法座標における初期座標値を設
定する方法において、 前記移動母体に具備されている移動体の初動用案内手段
を介して加速、初動する前記移動体の初動方向を前記第
１の慣性検出手段により計測して基準航法座標系におけ
る既知データとして記憶し、 該初動案内手段を介して前記記憶された初動方向に加
速、初動された前記移動体の加速度を該移動体の前記第
２の慣性検出手段により計測し、 前記第２の慣性検出手段により計測した前記移動体の加
速度から該移動体の初動加速度の方向を求め、 前記第２の慣性検出手段により計測した前記移動体の初
動加速度の方向と前記記憶された初動方向とを対比する
ことにより、第２の慣性検出手段の座標系の前記基準航
法座標系からの角度ズレを演算し、 演算結果の角度ズレを修正することを特徴とする移動体
の慣性検出手段の初期座標値設定方法。 - 【請求項２】 前記第１の慣性検出手段により計測した
初動方向と一致した方向の移動体の初動加速度が、前記
第２の慣性検出手段で直ちに計測されるときは、前記初
動方向に対して垂直な平面内の２軸方向のズレを修正す
る請求項１に記載の移動体の慣性検出手段の初期座標値
設定方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17567192A JP3137438B2 (ja) | 1992-07-02 | 1992-07-02 | 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17567192A JP3137438B2 (ja) | 1992-07-02 | 1992-07-02 | 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0618276A JPH0618276A (ja) | 1994-01-25 |
| JP3137438B2 true JP3137438B2 (ja) | 2001-02-19 |
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ID=16000203
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17567192A Expired - Fee Related JP3137438B2 (ja) | 1992-07-02 | 1992-07-02 | 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3137438B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2798209C1 (ru) * | 2022-11-21 | 2023-06-19 | Акционерное общество "Государственное научно-производственное предприятие "Регион" (АО "ГНПП "Регион") | Способ автономной выставки бесплатформенной навигационной системы в процессе выхода управляемого объекта из пике после приводнения |
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| CN112461071B (zh) * | 2020-11-20 | 2023-12-01 | 中国人民解放军63698部队 | 一种惯导设备重复安装误差的测量方法 |
-
1992
- 1992-07-02 JP JP17567192A patent/JP3137438B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0618276A (ja) | 1994-01-25 |
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