JP3162187B2 - 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法と装置 - Google Patents
移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法と装置Info
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Description
【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、角
加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と装置に関し、特に、ミサイルのよ
うな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、所望
時間における移動体側の座標系の初期値設定を短時間内
に行う方法と装置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、角
加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と装置に関し、特に、ミサイルのよ
うな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、所望
時間における移動体側の座標系の初期値設定を短時間内
に行う方法と装置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とる
と、ミサイルは一般に、電源投入後から発射するまでの
時間ができる限り短時間であることが望ましいために、
ミサイル内の慣性航法装置は、航法のため各種センサ
（ジャイロや加速度計等）の駆動系モータの回転数ラン
アップを含めたウォーム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ことは従来から認識されてい
る。
と、ミサイルは一般に、電源投入後から発射するまでの
時間ができる限り短時間であることが望ましいために、
ミサイル内の慣性航法装置は、航法のため各種センサ
（ジャイロや加速度計等）の駆動系モータの回転数ラン
アップを含めたウォーム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ことは従来から認識されてい
る。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来、地球の自転に伴
う方向変位をジャイロにより検出する所謂、ジャイロコ
ンパシングを使用して方位（航法座標系空間において北
に対する水平面内の角度）を、又地球重力に対する方向
変位を加速度計により検出する所謂、レベリングを使用
して２軸（水平面）の角度をそれぞれ得ていたが、移動
体の動きが全くない場合でも初期値設定に数分〜数十分
を要し（移動体の動きがある場合には、この数倍）、ま
た、精度も良くなかった。特に方位に就いてはこの傾向
が著しかった。
う方向変位をジャイロにより検出する所謂、ジャイロコ
ンパシングを使用して方位（航法座標系空間において北
に対する水平面内の角度）を、又地球重力に対する方向
変位を加速度計により検出する所謂、レベリングを使用
して２軸（水平面）の角度をそれぞれ得ていたが、移動
体の動きが全くない場合でも初期値設定に数分〜数十分
を要し（移動体の動きがある場合には、この数倍）、ま
た、精度も良くなかった。特に方位に就いてはこの傾向
が著しかった。
【０００４】また、移動母体に基準となる慣性航法装置
を設けている場合は、上述の方法で航法空間における基
準航法座標系に関する移動母体、例えば、船の座標値は
得られるが、目的とするミサイルに搭載された慣性装置
の座標系と船の座標系との関係を定めることが、ミサイ
ル搭載の慣性装置が具備するセンサの入力軸とミサイル
を船に取付ける取付部との角度が決めにくい等の理由に
より構造的に難しいという問題がある。依って、本発明
の目的は、上述した従来の技術が遭遇した問題点を解決
せんとするものである。
を設けている場合は、上述の方法で航法空間における基
準航法座標系に関する移動母体、例えば、船の座標値は
得られるが、目的とするミサイルに搭載された慣性装置
の座標系と船の座標系との関係を定めることが、ミサイ
ル搭載の慣性装置が具備するセンサの入力軸とミサイル
を船に取付ける取付部との角度が決めにくい等の理由に
より構造的に難しいという問題がある。依って、本発明
の目的は、上述した従来の技術が遭遇した問題点を解決
せんとするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は上述の発明の目
的に鑑み、慣性航法に必要な物理量や慣性力を検出する
慣性検出手段を有した移動体を移動母体に取付けて、そ
こから基準航法座標系内で航行させるとき、その移動体
に移動母体側から動揺又は回転等の動作を意図的に付与
してその動作を移動体と移動母体の夫々の慣性検出手段
により検出し、移動母体側の検出値を基準にして移動体
側の検出値を補正し、移動体の慣性検出手段の航法座標
における初期座標値を設定するよにするものである。
的に鑑み、慣性航法に必要な物理量や慣性力を検出する
慣性検出手段を有した移動体を移動母体に取付けて、そ
こから基準航法座標系内で航行させるとき、その移動体
に移動母体側から動揺又は回転等の動作を意図的に付与
してその動作を移動体と移動母体の夫々の慣性検出手段
により検出し、移動母体側の検出値を基準にして移動体
側の検出値を補正し、移動体の慣性検出手段の航法座標
における初期座標値を設定するよにするものである。
【０００６】すなわち、本発明によれば、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の慣性航法
データ検出用の第２の慣性検出手段の基準航法座標の初
期座標値を設定する方法において、上記移動体が分離移
動するまえに上記基準航法座標内で生じた上記移動母体
の動作による加速度データを該移動母体が有する上記第
１の慣性検出手段により検出し、同時に上記移動体が有
する上記第２の慣性検出手段により上記移動母体の動作
による加速度データを検出し、上記基準航法座標におけ
る上記第１、第２の両慣性検出手段相互間の相対的位置
偏差の既知量から上記第２の慣性検出手段により検出す
べき上記動作による加速度データを演算データとして演
算し、前記演算データに対する上記第２の慣性検出手段
により実際に検出した上記加速度データの差分を演算
し、これより上記航法座標における初期座標値を求めて
上記第２の慣性検出手段に記憶させるようにした移動体
の慣性手段の初期座標値設定方法が提供される。
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の慣性航法
データ検出用の第２の慣性検出手段の基準航法座標の初
期座標値を設定する方法において、上記移動体が分離移
動するまえに上記基準航法座標内で生じた上記移動母体
の動作による加速度データを該移動母体が有する上記第
１の慣性検出手段により検出し、同時に上記移動体が有
する上記第２の慣性検出手段により上記移動母体の動作
による加速度データを検出し、上記基準航法座標におけ
る上記第１、第２の両慣性検出手段相互間の相対的位置
偏差の既知量から上記第２の慣性検出手段により検出す
べき上記動作による加速度データを演算データとして演
算し、前記演算データに対する上記第２の慣性検出手段
により実際に検出した上記加速度データの差分を演算
し、これより上記航法座標における初期座標値を求めて
上記第２の慣性検出手段に記憶させるようにした移動体
の慣性手段の初期座標値設定方法が提供される。
【０００７】本発明によれば、また、移動母体に具備さ
れ、該移動母体に発生した基準航法座標内における回転
運動による加速度データを検出する第１の慣性検出手段
と、上記移動母体上に搭載されて該移動母体から分離移
動可能な移動体に具備される共に上記移動母体に発生し
た回転運動に伴う上記移動体の回転運動による加速度デ
ータを検出する第２の慣性検出手段と、上記第１慣性検
出手段と上記第２慣性検出手段との基準航法座標におけ
る相対的位置の差の既知量から上記第２の慣性検出手段
で検出した該移動体の回転運動に伴う加速度データの補
正値を演算する演算手段と、上記演算手段の演算した補
正値に基づいた上記第２の慣性検出手段の航法座標の補
正値を上記第２の慣性検出手段に上記基準航法座標にお
ける初期値として設定する補正手段とを具備して構成さ
れ、移動体が移動母体から分離移動する前に上記第２慣
性検出手段に関する基準航法座標内における初期座標値
の設定をおこなう移動体の慣性手段の初期座標値設定装
置が提供される。以下、本発明を添付図面に示す実施例
に基づいて、更に詳細に説明する。
れ、該移動母体に発生した基準航法座標内における回転
運動による加速度データを検出する第１の慣性検出手段
と、上記移動母体上に搭載されて該移動母体から分離移
動可能な移動体に具備される共に上記移動母体に発生し
た回転運動に伴う上記移動体の回転運動による加速度デ
ータを検出する第２の慣性検出手段と、上記第１慣性検
出手段と上記第２慣性検出手段との基準航法座標におけ
る相対的位置の差の既知量から上記第２の慣性検出手段
で検出した該移動体の回転運動に伴う加速度データの補
正値を演算する演算手段と、上記演算手段の演算した補
正値に基づいた上記第２の慣性検出手段の航法座標の補
正値を上記第２の慣性検出手段に上記基準航法座標にお
ける初期値として設定する補正手段とを具備して構成さ
れ、移動体が移動母体から分離移動する前に上記第２慣
性検出手段に関する基準航法座標内における初期座標値
の設定をおこなう移動体の慣性手段の初期座標値設定装
置が提供される。以下、本発明を添付図面に示す実施例
に基づいて、更に詳細に説明する。
【０００８】
【実施例】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。添付図面において、図１は、本発明の適用実施例
としてミサイルの慣性航法装置（以下、これをMINSと呼
称する）の初期座標値設定装置を構成する慣性航法装置
（以下、これをSINSと呼称する）を備えたミサイル発射
艦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IIーII矢視図、図３
は、移動母体であるミサイル発射艦の慣性航法装置、つ
まり、MINSと移動体であるミサイルの慣性航法装置、つ
まり、MINSとの内部構成と信号送受信経路とを示したブ
ロック図、図４は、基準航法座標系を説明する図、図５
は、移動母体であるミサイル発射艦にローリングが与え
られたときに、移動体であるミサイルの慣性航法装置で
あるMINSに作用する加速度を図解する説明図、図６は、
基準航法座標における実測加速度と演算加速度との関係
及び差値を説明する説明図、図７と図８は、基準航法座
標におけるMINSの初期座標値を設定するプロセスのフロ
ーチャート、図９は、移動母体を航空機、移動体を空対
空或いは空対艦ミサイル等とした場合の慣性航法装置の
配置、構成を示した略示図である。
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。添付図面において、図１は、本発明の適用実施例
としてミサイルの慣性航法装置（以下、これをMINSと呼
称する）の初期座標値設定装置を構成する慣性航法装置
（以下、これをSINSと呼称する）を備えたミサイル発射
艦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IIーII矢視図、図３
は、移動母体であるミサイル発射艦の慣性航法装置、つ
まり、MINSと移動体であるミサイルの慣性航法装置、つ
まり、MINSとの内部構成と信号送受信経路とを示したブ
ロック図、図４は、基準航法座標系を説明する図、図５
は、移動母体であるミサイル発射艦にローリングが与え
られたときに、移動体であるミサイルの慣性航法装置で
あるMINSに作用する加速度を図解する説明図、図６は、
基準航法座標における実測加速度と演算加速度との関係
及び差値を説明する説明図、図７と図８は、基準航法座
標におけるMINSの初期座標値を設定するプロセスのフロ
ーチャート、図９は、移動母体を航空機、移動体を空対
空或いは空対艦ミサイル等とした場合の慣性航法装置の
配置、構成を示した略示図である。
【０００９】さて、図１、図２において、ミサイル発射
艦１０は艦内にSINS１２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。上記SINS１２は、
その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には移動体と
してのミサイル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MINS１８が格納、搭載されている。こ
のMINS１８も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、MI
NS１８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。
艦１０は艦内にSINS１２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。上記SINS１２は、
その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には移動体と
してのミサイル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MINS１８が格納、搭載されている。こ
のMINS１８も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、MI
NS１８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。
【００１０】本発明の基本的技術思想は、ミサイル発射
艦１０を意図的に動揺または回転させ、（例えば、ロー
リングさせるが、海上における波動の影響で自然発生す
る動揺を意図的に利用してもよい）MINS１８に加速度を
加え、この加速度を同MINS１８が有する加速度計（図示
なし）により検出する。この場合に、MINS内のジャイロ
（図示なし）を使用してローリングの角速度を検知し、
上記加速度計の場合と同様の手順でMINS１８の初期座標
値を設定する方法もあるが、加速度計の方が計測できる
ようになるまでの準備時間がジャイロより格段に短い。
つまり、加速度計ではジャイロの場合におけるジャイロ
回転駆動用モータのランアップ時間に相当する始動準備
時間が無く、電源を入れたら直ちに計測可能であり、故
に、短時間で初期値を得る目的には有利である。
艦１０を意図的に動揺または回転させ、（例えば、ロー
リングさせるが、海上における波動の影響で自然発生す
る動揺を意図的に利用してもよい）MINS１８に加速度を
加え、この加速度を同MINS１８が有する加速度計（図示
なし）により検出する。この場合に、MINS内のジャイロ
（図示なし）を使用してローリングの角速度を検知し、
上記加速度計の場合と同様の手順でMINS１８の初期座標
値を設定する方法もあるが、加速度計の方が計測できる
ようになるまでの準備時間がジャイロより格段に短い。
つまり、加速度計ではジャイロの場合におけるジャイロ
回転駆動用モータのランアップ時間に相当する始動準備
時間が無く、電源を入れたら直ちに計測可能であり、故
に、短時間で初期値を得る目的には有利である。
【００１１】他方、上述のように、ミサイル発射艦１０
には船を航法座標系で目的地点から他の目的地点へ航行
する場合の航法基準装置としてSINS１２が搭載されてお
り、かつ、ミサイル発射艦１０のSINS１２は、実際に
は、高精度を保つため、艦の運動による加速度外乱の少
ない重心付近及び／又は動揺・回転中心付近に設置さ
れ、艦の角速度を精度良く、測定できるようにしている
ので、このSINS１２の検出値によりMISN１８の位置で検
出されるべきローリング時の加速度ベクトルをSINS１
２、MINS１８間の相対位置関係から演算により精度良く
得ることができる。このミサイル発射艦１０のSINS１２
で演算により得られる加速度データは、元々船舶航法の
高精度を保証するように製造されているSINS１２の精度
上から、ミサイル１６自体のMINS１８の検出値から得ら
れる加速度データに比べて格段に精度が高く、十分にミ
サイル１６のMINS１８の初期座標値設定の基準として使
えるものである（以下、基準加速度ベクトルと言う）。
には船を航法座標系で目的地点から他の目的地点へ航行
する場合の航法基準装置としてSINS１２が搭載されてお
り、かつ、ミサイル発射艦１０のSINS１２は、実際に
は、高精度を保つため、艦の運動による加速度外乱の少
ない重心付近及び／又は動揺・回転中心付近に設置さ
れ、艦の角速度を精度良く、測定できるようにしている
ので、このSINS１２の検出値によりMISN１８の位置で検
出されるべきローリング時の加速度ベクトルをSINS１
２、MINS１８間の相対位置関係から演算により精度良く
得ることができる。このミサイル発射艦１０のSINS１２
で演算により得られる加速度データは、元々船舶航法の
高精度を保証するように製造されているSINS１２の精度
上から、ミサイル１６自体のMINS１８の検出値から得ら
れる加速度データに比べて格段に精度が高く、十分にミ
サイル１６のMINS１８の初期座標値設定の基準として使
えるものである（以下、基準加速度ベクトルと言う）。
【００１２】こうして得た基準加速度ベクトルの直交３
座標軸に対し、ミサイル１６のMINS１８で検出した加速
度ベクトルの直交３座標軸を比較し、その各座標軸にお
ける差値をMINS１８の補正値として当該MINS１８内に補
正設定し、初期座標値として記憶させれば、その初期座
標値を基準にしてミサイル１６はミサイル発射艦１０か
ら飛翔する際に、設定される飛翔目的点までの航法デー
タを利用して正確に目的地点まで飛翔することができる
のである。なお、第１図に示した艦のローリングは艦の
前後軸をＸ方向（北）に向けてローリングした場合の例
を示したものである。
座標軸に対し、ミサイル１６のMINS１８で検出した加速
度ベクトルの直交３座標軸を比較し、その各座標軸にお
ける差値をMINS１８の補正値として当該MINS１８内に補
正設定し、初期座標値として記憶させれば、その初期座
標値を基準にしてミサイル１６はミサイル発射艦１０か
ら飛翔する際に、設定される飛翔目的点までの航法デー
タを利用して正確に目的地点まで飛翔することができる
のである。なお、第１図に示した艦のローリングは艦の
前後軸をＸ方向（北）に向けてローリングした場合の例
を示したものである。
【００１３】ここで、図３を参照すると、SINS１２とMI
NS１８との内部構成及びその通信経路がブロック図によ
り示されている。同図３に示すように、ミサイル発射艦
１０のSINS１２は慣性検出部３０、演算処理部（CPU)３
２、データメモリとプログラムメモリとを有したメモリ
部３４、信号インターフェイス３６とを有して構成さ
れ、また、ミサイル１６のMINS１８も同様に慣性検出部
４０、演算処理部（CPU)４２、データメモリとプログラ
ムメモリとを有したメモリ部４４、信号インターフェイ
ス６とを有して構成され、両信号インターフェイス３
６、４６が相互に信号授受が可能なように接続された通
信経路を有している。そして、各慣性検出部３０、４０
からは夫々の対応の演算処理部３２、４２へ航法データ
としての角速度や加速度等の計測データが入力される構
成にある。故に上述した航法データの実測と演算とを実
行することができるのである。
NS１８との内部構成及びその通信経路がブロック図によ
り示されている。同図３に示すように、ミサイル発射艦
１０のSINS１２は慣性検出部３０、演算処理部（CPU)３
２、データメモリとプログラムメモリとを有したメモリ
部３４、信号インターフェイス３６とを有して構成さ
れ、また、ミサイル１６のMINS１８も同様に慣性検出部
４０、演算処理部（CPU)４２、データメモリとプログラ
ムメモリとを有したメモリ部４４、信号インターフェイ
ス６とを有して構成され、両信号インターフェイス３
６、４６が相互に信号授受が可能なように接続された通
信経路を有している。そして、各慣性検出部３０、４０
からは夫々の対応の演算処理部３２、４２へ航法データ
としての角速度や加速度等の計測データが入力される構
成にある。故に上述した航法データの実測と演算とを実
行することができるのである。
【００１４】さて、図４に示すように、基準航法座標系
を便宜的にSINS１２の航法座標系（Ｘ：北方向、Ｙ：東
方向、Ｚ：重力方向）と、MINS１８の航法座標系（ｘ：
北方向、ｙ：東方向、ｚ：重力方向）とに分けて考察す
ると、上述したミサイル発射艦１０に発生したＸ軸を回
転軸としたローリングは、SINS１２にもMINS１８にも同
効果として作用するので、図４のＸ軸、ｘ軸回りに同時
に作用する角速度ωsであると解することができる。
を便宜的にSINS１２の航法座標系（Ｘ：北方向、Ｙ：東
方向、Ｚ：重力方向）と、MINS１８の航法座標系（ｘ：
北方向、ｙ：東方向、ｚ：重力方向）とに分けて考察す
ると、上述したミサイル発射艦１０に発生したＸ軸を回
転軸としたローリングは、SINS１２にもMINS１８にも同
効果として作用するので、図４のＸ軸、ｘ軸回りに同時
に作用する角速度ωsであると解することができる。
【００１５】このような角速度ωs の影響を考察する
と、図５は、ミサイル発射艦１０に上記ローリングが発
生した場合に同艦１０のミサイル発射塔１４に停止して
いるミサイル１６のMINS１８に作用する加速度αcを図
解している。即ち、 αc ＝ａωs 2 Sin ωs t ・・・( 1 ) ωs : ローリング周波数 ２a : 弦の長さ 2 Φ: ローリング角度 なる（１）式が成立することが分かる。従って、この図
５の図解から、 αc ＝ｈ×Φ×ωs 2 Sin ωs t ・・・（２） （ｈは、SINS１２とMINS１８とのミサイル発射艦１０上
における高さ位置の差異を示す。）の等式（２）が成立
することが理解できる。
と、図５は、ミサイル発射艦１０に上記ローリングが発
生した場合に同艦１０のミサイル発射塔１４に停止して
いるミサイル１６のMINS１８に作用する加速度αcを図
解している。即ち、 αc ＝ａωs 2 Sin ωs t ・・・( 1 ) ωs : ローリング周波数 ２a : 弦の長さ 2 Φ: ローリング角度 なる（１）式が成立することが分かる。従って、この図
５の図解から、 αc ＝ｈ×Φ×ωs 2 Sin ωs t ・・・（２） （ｈは、SINS１２とMINS１８とのミサイル発射艦１０上
における高さ位置の差異を示す。）の等式（２）が成立
することが理解できる。
【００１６】ここで、上記（２）の等式の右辺側にある
〔Φ×ωS 2 Sin ωs t 〕は、SINS１２の慣性検出部３
０の実測データに基づいて演算処理部３２で演算するこ
とに依って得られるデータである。また、上記（２）式
の「ｈ」は、SINS１２のメモリ部３４に既知のデータと
して予め記憶されている相対的位置の差のデータであ
る。故に、（２）式の左辺側の加速度αc の値は、SINS
１２により、計測データに基づき演算で得られる値であ
る。他方、ミサイル１６のMINS１８の慣性検出部４０に
よる実測した加速度をαmとすると、基準航法座標で
は、本来一致すべきものである。
〔Φ×ωS 2 Sin ωs t 〕は、SINS１２の慣性検出部３
０の実測データに基づいて演算処理部３２で演算するこ
とに依って得られるデータである。また、上記（２）式
の「ｈ」は、SINS１２のメモリ部３４に既知のデータと
して予め記憶されている相対的位置の差のデータであ
る。故に、（２）式の左辺側の加速度αc の値は、SINS
１２により、計測データに基づき演算で得られる値であ
る。他方、ミサイル１６のMINS１８の慣性検出部４０に
よる実測した加速度をαmとすると、基準航法座標で
は、本来一致すべきものである。
【００１７】従って、図６に示すように、αC とαm と
が一致すべきときに、SINS１２の演算処理部３２で比較
したとき、両者の間に差値ΔΦ0 、Δｘ0 が有れば、MI
NS１８の３軸系に就き、その航法座標系の３軸に対する
２軸の補正量としてΔΦ0 、Δｘ0 からＸｍ，Ｚｍの２
軸の初期値を求め、ま同様に艦１０のピッチング入力
（図１、図２参照）を用いて補正量を求め、これにより
例えば、Ｘｍ，Ｙｍの２軸の初期値を求め、求めた２組
の初期値から究極的にＸｍ，Ｙｍ，Ｚｍの初期座標値を
求めて、MINS１８のメモリ部４４のデータメモリに記憶
させて初期座標値の設定処理を終了するのである。
が一致すべきときに、SINS１２の演算処理部３２で比較
したとき、両者の間に差値ΔΦ0 、Δｘ0 が有れば、MI
NS１８の３軸系に就き、その航法座標系の３軸に対する
２軸の補正量としてΔΦ0 、Δｘ0 からＸｍ，Ｚｍの２
軸の初期値を求め、ま同様に艦１０のピッチング入力
（図１、図２参照）を用いて補正量を求め、これにより
例えば、Ｘｍ，Ｙｍの２軸の初期値を求め、求めた２組
の初期値から究極的にＸｍ，Ｙｍ，Ｚｍの初期座標値を
求めて、MINS１８のメモリ部４４のデータメモリに記憶
させて初期座標値の設定処理を終了するのである。
【００１８】なお、図７は、上述したローリング等がミ
サイル発射艦１０に発生又は付与されたとき、SINS１２
とMINS１８とにより実際の計測を行うと共にSINS１２の
演算処理部３２で演算を実行し、MINS１８の座標３軸の
初期座標値設定の過程を説明したフローチャートであ
る。同フローチャートではMINS１８の各２組の軸に関し
てそれぞれ座標値を求め、最終的に座標３軸の初期座標
値の設定を完了させる演算処理過程をステップ〜に
説明しているものである。
サイル発射艦１０に発生又は付与されたとき、SINS１２
とMINS１８とにより実際の計測を行うと共にSINS１２の
演算処理部３２で演算を実行し、MINS１８の座標３軸の
初期座標値設定の過程を説明したフローチャートであ
る。同フローチャートではMINS１８の各２組の軸に関し
てそれぞれ座標値を求め、最終的に座標３軸の初期座標
値の設定を完了させる演算処理過程をステップ〜に
説明しているものである。
【００１９】なお、本発明においては、ミサイル発射艦
１０の船としての剛性は構造上、十分に高く、変形（正
確にはSINS１２とミサイル１８との相対的変形）は必要
精度を得るためには、無視し得る値と考えるが、もし無
視できない場合には、その変形量を測定する測定手段、
例えば、レーザ光による測距、測角手段を設け、この測
定手段の測定結果による補正を上述したMINS１８に関す
る基準加速度ベクトルの演算過程で加算演算することに
より、本発明か適用可能となる。
１０の船としての剛性は構造上、十分に高く、変形（正
確にはSINS１２とミサイル１８との相対的変形）は必要
精度を得るためには、無視し得る値と考えるが、もし無
視できない場合には、その変形量を測定する測定手段、
例えば、レーザ光による測距、測角手段を設け、この測
定手段の測定結果による補正を上述したMINS１８に関す
る基準加速度ベクトルの演算過程で加算演算することに
より、本発明か適用可能となる。
【００２０】なお、図８は、移動母体が航空機であり、
移動体が同航空機に装填された空対空もしくは空対艦ミ
サイル等である実施例を示している。すなわち、地球重
力圏を航行する航空機の場合には、ノーススレーブ局地
水平座標系を基準航法座標系とすることが可能であり、
この場合も、航空機100 に具備された慣性検出手段103
と、当該航空機の翼101 に装着されたミサイル102 に具
備された慣性検出手段105 を夫々SINS、MINSとして通信
路104 で接続した構成にすれば、図１から図８に基づく
上述の説明による初期座標値の設定方法がそのまま適用
可能であることは言うまでもない。
移動体が同航空機に装填された空対空もしくは空対艦ミ
サイル等である実施例を示している。すなわち、地球重
力圏を航行する航空機の場合には、ノーススレーブ局地
水平座標系を基準航法座標系とすることが可能であり、
この場合も、航空機100 に具備された慣性検出手段103
と、当該航空機の翼101 に装着されたミサイル102 に具
備された慣性検出手段105 を夫々SINS、MINSとして通信
路104 で接続した構成にすれば、図１から図８に基づく
上述の説明による初期座標値の設定方法がそのまま適用
可能であることは言うまでもない。
【００２１】
【発明の効果】本発明は、基準航法座標系におき、慣性
航法に必要な物理量や加速度データを検出する慣性検出
手段を有した移動体を移動母体に取付けて、そこから基
準航法座標系内で航行させるとき、その移動体に移動母
体側から動揺又は回転等の動作を意図的に付与又は発生
した動作を意図的に利用してその動作を移動体と移動母
体の夫々の慣性検出手段により検出し、移動母体側の加
速度データと移動体側の加速度データを比較、演算し、
移動体の慣性検出手段の基準航法座標における初期座標
値を設定するようにしたユニークな慣性検出手段の初期
座標値の設定が可能になり、しかも移動体の移動開始直
前にランアップ時間、つまり、準備時間の極めて短い加
速度計を水平方向の初期値設定ばかりでなく、方位の初
期値の設定に利用すると、慣性検出手段の初期座標値設
定の所要時間を格段に短縮することができるのである。
航法に必要な物理量や加速度データを検出する慣性検出
手段を有した移動体を移動母体に取付けて、そこから基
準航法座標系内で航行させるとき、その移動体に移動母
体側から動揺又は回転等の動作を意図的に付与又は発生
した動作を意図的に利用してその動作を移動体と移動母
体の夫々の慣性検出手段により検出し、移動母体側の加
速度データと移動体側の加速度データを比較、演算し、
移動体の慣性検出手段の基準航法座標における初期座標
値を設定するようにしたユニークな慣性検出手段の初期
座標値の設定が可能になり、しかも移動体の移動開始直
前にランアップ時間、つまり、準備時間の極めて短い加
速度計を水平方向の初期値設定ばかりでなく、方位の初
期値の設定に利用すると、慣性検出手段の初期座標値設
定の所要時間を格段に短縮することができるのである。
【００２２】この結果、移動体は移動開始直前の短時間
の間に内蔵した慣性航法装置等の慣性検出手段の基準航
法座標における初期座標値を完了させ得るから、移動後
は基準航法座標系で目的位置までの移動精度が著しく向
上される効果をえることができる。即ち、例えば、ミサ
イル発射艦からミサイルを発射するとき、発射直前に予
め内蔵する慣性航法装置の初期座標値が正確に設定され
ているから、ミサイルの目的地点への到達及び命中精度
が大幅に向上されることになる。
の間に内蔵した慣性航法装置等の慣性検出手段の基準航
法座標における初期座標値を完了させ得るから、移動後
は基準航法座標系で目的位置までの移動精度が著しく向
上される効果をえることができる。即ち、例えば、ミサ
イル発射艦からミサイルを発射するとき、発射直前に予
め内蔵する慣性航法装置の初期座標値が正確に設定され
ているから、ミサイルの目的地点への到達及び命中精度
が大幅に向上されることになる。
【図１】本発明の適用実施例としてミサイルの慣性航法
装置（MINS）の初期座標値設定装置を構成する慣性航法
装置（SINS) を備えたミサイル発射艦の略示機構図であ
る。
装置（MINS）の初期座標値設定装置を構成する慣性航法
装置（SINS) を備えたミサイル発射艦の略示機構図であ
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IIーII矢視図である。
図示したIIーII矢視図である。
【図３】移動母体であるミサイル発射艦の慣性航法装
置、つまり、MINSと移動体であるミサイルの慣性航法装
置、つまり、MINSとの内部構成と信号送受信経路とを示
したブロック図である。
置、つまり、MINSと移動体であるミサイルの慣性航法装
置、つまり、MINSとの内部構成と信号送受信経路とを示
したブロック図である。
【図４】基準航法座標系を説明する図である。
【図５】移動母体であるミサイル発射艦にローリングが
与えられたときに、移動体であるミサイルの慣性航法装
置であるMINSに作用する加速度を図解する説明図であ
る。
与えられたときに、移動体であるミサイルの慣性航法装
置であるMINSに作用する加速度を図解する説明図であ
る。
【図６】基準航法座標における実測加速度と演算加速度
との関係及び差値を説明する説明図である。
との関係及び差値を説明する説明図である。
【図７】基準航法座標におけるMINSの初期座標値を設定
するプロセスのフローチャートの前半である。
するプロセスのフローチャートの前半である。
【図８】基準航法座標におけるMINSの初期座標値を設定
するプロセスのフローチャートの後半である。
するプロセスのフローチャートの後半である。
【図９】移動母体を航空機、移動体を空対空ミサイルと
した場合の慣性航法装置の配置と構成を示した略示図で
ある。
した場合の慣性航法装置の配置と構成を示した略示図で
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 ３０…慣性検出部 ３２…演算処理部 ３４…メモリ ３６…信号インターフェース ４０…慣性検出部 ４２…演算処理部 ４４…メモリ ４６…信号インターフェース
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) G01C 21/16 G01C 25/00 F41G 7/36
Claims (3)
- 【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、 前記移動体が分離移動するまえに前記基準航法座標内で
生じた前記移動母体の動作による加速度データを該移動
母体が有する前記第１の慣性検出手段により検出し、 同時に前記移動体が有する前記第２の慣性検出手段によ
り前記移動母体の動作による加速度データを検出し、 前記基準航法座標における前記第１、第２の両慣性検出
手段相互間の相対的位置偏差の既知量から前記第２の慣
性検出手段により検出すべき前記動作による加速度デー
タを演算データとして演算し、 前記演算データに対する前記第２の慣性検出手段により
実際に検出した前記加速度データの差分を演算し、 これより前記航法座標における初期座標値を求めて前記
第２の慣性検出手段に記憶させることを特徴とした移動
体の慣性手段の初期座標値設定方法。 - 【請求項２】 移動母体に具備され、該移動母体に発生
した基準航法座標内での回転運動による加速度データを
検出可能な第１の慣性検出手段と、 前記移動母体上に搭載されて該移動母体から分離移動可
能な移動体に具備される共に前記移動母体に発生した回
転運動に伴う前記移動体の回転運動による加速度データ
を検出可能な第２の慣性検出手段と、 前記第１慣性検出手段と前記第２慣性検出手段との基準
座標における相対的位置の差の既知量から前記第２の慣
性検出手段で検出した該移動体の回転運動に伴う加速度
データの補正値を演算可能な演算手段と、 前記演算手段が演算した補正値に基づく前記第２の慣性
検出手段の航法座標の補正値を該第２の慣性検出手段に
前記航法座標における初期値として設定する補正手段と
を、具備して構成され、移動体が移動母体から分離移動
するまえに前記第２慣性検出手段に関する基準航法座標
における初期座標値の設定をおこなうことを特徴とする
移動体の慣性手段の初期座標値設定装置。 - 【請求項３】 前記移動母体は、前記第１の慣性検出手
段を形成する船舶用慣性装置を備えたミサイル搭載艦で
あり、前記第２の慣性検出手段は、該ミサイル搭載艦に
搭載されたミサイルの慣性装置である請求項２に記載の
移動体の慣性装置座標系の初期値設定装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17076492A JP3162187B2 (ja) | 1992-06-29 | 1992-06-29 | 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法と装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17076492A JP3162187B2 (ja) | 1992-06-29 | 1992-06-29 | 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法と装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0611354A JPH0611354A (ja) | 1994-01-21 |
| JP3162187B2 true JP3162187B2 (ja) | 2001-04-25 |
Family
ID=15910948
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17076492A Expired - Fee Related JP3162187B2 (ja) | 1992-06-29 | 1992-06-29 | 移動体の慣性検出手段の初期座標値設定方法と装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3162187B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104330092A (zh) * | 2014-07-24 | 2015-02-04 | 南京理工大学 | 一种基于双模型切换的二次传递对准方法 |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5145371B2 (ja) * | 2010-04-08 | 2013-02-13 | 日本航空電子工業株式会社 | 慣性航法装置 |
| CN103925917B (zh) * | 2014-05-05 | 2016-10-26 | 上海新跃仪表厂 | 一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方法 |
| CN105203129B (zh) * | 2015-10-13 | 2019-05-07 | 上海华测导航技术股份有限公司 | 一种惯导装置初始对准方法 |
| CN106052686B (zh) * | 2016-07-10 | 2019-07-26 | 北京工业大学 | 基于dsptms320f28335的全自主捷联惯性导航系统 |
| CN106123921B (zh) * | 2016-07-10 | 2019-05-24 | 北京工业大学 | 动态干扰条件下捷联惯导系统的纬度未知自对准方法 |
| KR101990404B1 (ko) * | 2017-06-28 | 2019-10-01 | 국방과학연구소 | 발사관의 롤 회전을 이용한 관성항법장치 비정렬각 산출 방법 및 그 장치 |
| CN109163737B (zh) * | 2018-11-14 | 2022-02-22 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于多路子惯导闭环自校验的传递对准方法及装置 |
-
1992
- 1992-06-29 JP JP17076492A patent/JP3162187B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104330092A (zh) * | 2014-07-24 | 2015-02-04 | 南京理工大学 | 一种基于双模型切换的二次传递对准方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0611354A (ja) | 1994-01-21 |
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