JP6388661B2 - 慣性航法装置 - Google Patents

Description

本開示は、慣性航法装置に関し、特に、例えば誘導ロケットのような発射体に使用される慣性航法装置に関する。慣性航法装置は、発射体のコースを補正しターゲットについていくために順次使用され得る位置情報を提供するための誘導発射体に使用されることが可能である。

ナビゲーションシステムは、様々な異なるセンサを使用して対象の動き及び方向に対する変化を検出するために使用可能である。例えば、加速度計、ジャイロ及び磁力計が多くの場合使用される。加速度計は加えられた力を検出し、ジャイロは回転率を検出し、磁力計は地球の磁界を検出するため、絶対方位を決定するように使用することが可能である。

慣性航法装置は、加速度計及びジャイロスコープに基づいて、単独で、またはＧＰＳのようなその他のナビゲーションシステムと共に、の何れかで使用されることが可能である。ロケット及びその他の弾丸のナビゲーション／誘導は、小型で低コストであるため、多くの場合微小電気機械（ＭＥＭＳ）センサの使用に基づく。これらのセンサの精度は相対的に貧弱であり、外部センサを使用して慣性センサの誤差を推定及び補正をしない限り、典型的なナビゲーションの必要条件を満たすのに十分ではない。この方法で追加の補助センサを使用することは「統合型ナビゲーション」として知られているものの基本である。

統合型ナビゲーションは通常、カルマンフィルタとして知られているアルゴリズム技術をベースにしており、慣性センサと外部センサからのデータを最適にブレンドするプロセスである。確実に操作するためのこの技術には、ナビゲーションの誤差は、常に一定の範囲内に維持されなければならない。カルマンフィルタが発見した直線性の仮定は有効ではなく、統合型ナビゲーションの解決策は非常に不正確になり得る。発射体が飛行する間のナビゲーションの誤差を増大させるのを阻止することによってこの状況を避けることが望ましい。

ロケット、ミサイル及びその他の回転プラットフォームを含む用途用のナビゲーションカルマンフィルタを考えると、正確なロール（バンク）角を初期化し維持することは最大の課題を呈する。このような用途における慣性誘導技術の使用に関連する問題の分析は、非特許文献１によって提供され、ロールジャイロのスケールファクタの精度は重要であり、５ｐｐｍ未満である必要があるという結果となった。

米国特許第８０４７０７０号明細書

"Ｉｎｅｒｔｉａｌ Ｓｅｎｓｏｒ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ Ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ ｆｏｒ ａ Ｌｏｎｇ Ｒａｎｇｅ Ａｒｔｉｌｌｅｒｙ Ｒｏｃｋｅｔ"，Ｊ．Ｓ．Ｂｉｒｄ，ＤＴＩＣ ＡＤＡ２７９９３６ "Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ Ｍａｇｎｅｔｏｍｅｔｅｒｓ ｆｏｒ ｕｎ−Ｌａｕｎｃｈｅｄ Ｍｕｎｉｔｉｏｎｓ"，Ｍ．Ｊ．Ｗｉｌｓｏｎ，ＤＴＩＣ ＡＤＡ４２５９９２ "Ｏｎ ｔｈｅ Ｖｉａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ Ｍａｇｎｅｔｏｍｅｔｅｒ−Ｂａｓｅｄ Ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ Ｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ"，Ｔ．Ｅ．Ｈａｒｋｉｎｓ，ＤＴＩＣ ＡＤＡ４７４４７５ "Ｐｏｓｉｔｉｏｎ Ｅｓｔｉｍａｔｉｏｎ ｆｏｒ Ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅｓ Ｕｓｉｎｇ Ｌｏｗ−ｃｏｓｔ Ｓｅｎｓｏｒｓ ａｎｄ Ｆｌｉｇｈｔ Ｄｙｎａｍｉｃｓ"，Ｌ．Ｄ．Ｆａｉｒｆａｘ ａｎｄ Ｆ．Ｅ．Ｆｒｅｓｃｏｎｉ，ＤＴＩＣ ＡＤＡ５６０８１１

不運なことに、安価な低級のＭＥＭＳのジャイロスコープは数千ｐｐｍのスケールファクタ誤差を有する。ジャイロスコープを５ｐｐｍ未満のスケールファクタの精度で使用するのはコストの点から実用的ではないだろう。したがって、非常に低いスケールファクタの精度を備えた安価なセンサを使用して所望の位置精度を達成できるシステムが必要とされている。

ジャイロスコープセンサにおける誤差は、バイアス誤差とスケールファクタ誤差とに大まかに分かれる。これら及びその他の誤差が測定され、工場較正プロセスの一部として除去されるが、センサが実際に使用されるときには残留誤差が常にあるだろう。これらは、装置に影響を及ぼすその他の物理的なストレスと同様に、温度及び湿度の変化のような様々な理由で生じる。一般的に、これらの誤差は装置がスイッチを切り替えられる度に異なり得る。

Ｊ．Ｓ．Ｂｉｒｄによる上述の非特許文献１において記載したように、ストラップダウン式の慣性航法装置（すなわち、センサが自由に回転し、したがって常にレベルを保つジンバルプラットフォームに搭載されるものとは対照的に、慣性センサが機体の本体に固定されたもの）では、最大の問題の１つは高ロール率に関することである。典型的には、弾道発射体に対するロール率は、毎秒約１０〜２０の全回転であり、すなわち、毎秒約数千度の回転率である。したがって、１０００ｐｐｍの典型的なロール率のスケールファクタ誤差では、本ジャイロから計算されるロール角（バンク角）は毎秒数度の誤差を蓄積するだろう。典型的な発射体の範囲の３０〜６０ｋｍ、典型的な飛行時間の１から２分では、この誤差は速急に受け入れ不可能になり得る。

ジャイロは、例えば、ロケットまたはミサイルのような発射体の場合における発射前は、非回転状態にあることが分かるが、ジャイロのバイアス誤差は一連の読み取りを平均化することによって使用前に直ちに容易に補償されることが可能である。しかしながら、スケールファクタ誤差は率に依存し、静止した状態にもかかわらず測定され補正されない場合がある。このことは、飛行中、内蔵型で動作するスケールファクタ誤差の補正プロセスに対する必要性を示す。本開示はこのようなプロセスを詳細に述べる。

ロールの精度を維持しようとして使用されてきた代替技術は、磁力計、光センサ、ＧＰＳ及び／またはサーモパイルのような非慣性センサの補助を使用することを含む。これらの手法は複雑でコストがかかり、加えて性能に制限がもたらされる。例えば、非特許文献２、非特許文献３を参照。

非特許文献４は、位置及び速度を推定するために多段拡張カルマンフィルタに依存する、砲発射された迫撃砲に対する本問題への別の解決方法を記載しているが、ロール角は追加の姿勢補助を介して判定される。この技術は典型的なロケット砲よりもより良好なロール率プロファイルを有する用途に適用される。

特許文献１は、砲発射された発射体のロール角を推定するためのプロセスを記載している。特許文献１は、導出オイラー角とは対照的に測定値として本体の角度率データを使用する。これはまた、ロール率のスケールファクタ誤差を推定または補正せず、射角及びヘディングの精度を維持するために操作しない。

本開示によれば、長手方向の発射体用の慣性測定システムであって、発射体の長手方向軸と実質的に平行に方向付けられる第１のロールジャイロと、３次元座標系を画定するようにロールジャイロに対して配置された軸を備える第２及び第３のジャイロと、コントローラと、を備え、そのコントローラは、第１、第２、第３のジャイロの出力から現在の発射体の姿勢を計算し、計算された姿勢はロール角、ピッチ角及びヨー角を備え、計算されたピッチ角及びヨー角とピッチ角及びヨー角の予測値（expected value）とを比較し、計算されたピッチ角及びヨー角と、予測されたピッチ角及びヨー角との差に基づいて、ロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を計算し、計算されたロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を、ロールジャイロの出力に適用するように構成された、慣性測定システムが提供される。

いくつかの好ましい実施例では、第１、第２及び第３のジャイロは実質的に互いに直交する。これは計算を単純化するものであり、大抵、既製のＩＭＵの場合である。

本開示によれば、長手方向の発射体用の慣性測定システムであって、発射体の長手方向軸と実質的に平行に方向付けられるロールジャイロと、ロールジャイロに実質的に直交し、かつ互いに直交する軸を備えたピッチジャイロ及びヨージャイロと、コントローラと、を備え、そのコントローラは、ロール、ピッチ及びヨーのジャイロの出力から現在の発射体の姿勢を計算し、計算された姿勢はロール角、ピッチ角及びヨー角を備えており、計算されたピッチ角及びヨー角をピッチ角及びヨー角の予測値と比較し、計算されたピッチ角及びヨー角と予測されたピッチ角及びヨー角との差に基づいて、ロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を計算し、計算されたロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差をロールジャイロの出力に適用するように構成された、長手方向の発射体が提供される。

慣性測定システムにおいての補正としてロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差の両方を計算することで、高ロール率（例えば、毎秒１０〜２０回転）であってもロールジャイロスコープからの計算されたロール角の非常に優れた制御及び補正を可能にする。本補正システムは、安価なジャイロスコープにて生じる可能性がある大きな誤差を補償し、したがって、正確なナビゲーションシステムが安価な構成要素で作られることを可能にする。磁力計のような追加の姿勢センサは必要とされず、さらに費用及びシステムの複雑さを低減する。

好ましくは、ロールジャイロはＭＥＭＳ（微小電気機械システム）ジャイロである。３つのジャイロはすべてＭＥＭＳジャイロであり得る。いくつかの実施例では、ロールジャイロは、１００ｐｐｍよりも大きなレートスケールファクタ誤差を有するＭＥＭＳジャイロであり得る。いくつかの実施例では、レートスケールファクタ誤差は１０００ｐｐｍより大きくてもよい。スケールファクタ誤差はフィードバックシステムによって補正されるため、高スケールファクタ誤差は許容され得る。したがって、低品質、低価格の構成要素が使用されることが出来、優れた精度を維持しつつシステムのコストを低減できる。

いくつかの実施例では、時間関数としてのピッチ角及びヨー角の予測値は、平面弾道飛行から予測されるものと一致し得る。平面弾道飛行（planar ballistic flight）とは、機体に作用する唯一の大きな力が長手方向軸に作用する重力及び空気抵抗であるときの結果となる軌道を意味する。一般的に、常にその他の力が存在するが、多くの用途においては、機体のロール運動のために、それらの力は小さくまたは中立的偏向効果を有するであろう。そのため得られた軌道は、実質的に１つの平面にあり、このような飛行の間、ヘディング角（ヨー角）はその飛行の間、変更するものとは予測されない。長手方向の発射体（典型的には安定性のためにフィンを有する）は、軌道に接するように向けられる傾向があるため、仰角（ピッチ角）は飛行中を通して既知の割合で減少すると予測される。この飛行は、平面軌道から逸脱（deviate）する修正した機動を含む次の段階を有する、より複雑な飛行計画の１つの段階であることに留意されたい。

予測されたヨー角及びピッチ角に対し平面弾道ヘディング角及び仰角を用いることは、システムが、予測された弾道軌道からの計算されたヨー角及びピッチ角における任意の差をロール角の計算における誤差に起因したものとして扱うことを意味する。

好ましくは、ロール角誤差は、その正接（tangent）が、計算されたピッチ角の変化率に対する、計算されたヨー角変化率の比である角度として計算される。いくつかの実施例では、その比率は幾何学的定義による負号を含み得る。例えば、ロール角誤差は、その正接が、計算されたピッチ角の変化率の負数に対する、計算されたヨー角の変化率の比である角度として計算され得る。

純粋に平面の軌道に従わないが依然として予測可能な軌道に従う発射体の場合には、飛行を通して予測されたヨー角及びピッチ角は、依然として基準値として使用され得る。１つのこのような実施例は、このような非常に高い割合（毎秒１００回超）で回転する、回転を安定化させた砲弾であり、砲弾のコースを外れるように作用する多くの力をもたらす。ヨー角及びピッチ角の基準値からの偏差（deviation）は、ロール角の計算における誤差に起因するように取られてもよい。このような場合には、事前に計算された飛行軌道情報が内蔵のナビゲーションシステムに搭載される。これは、飛行経路補助表（ＦＰＡＴ）または類似の形態であってよい。多くの発射体／弾丸には、発射地点から標的までの可能性のある飛行軌道は、事前発射任務計画のプロセスの間に設定される。このプロセスは通常、飛行時間（ＦＰＡＴ）の関数として予測された発射体の位置、速度及び姿勢を表す表データを生成する。このデータは発射体に転送され、飛行中、ナビゲーション／誘導に関連した様々な目的に使用される。予測されたヨー値及びピッチ値は、必要に応じて飛行中、連続的に見られることができる。したがって、時間の関数としてピッチ角及びヨー角に対して予測された値は事前に計算された飛行軌道情報から得られる。

計算されたロール角誤差及びロールスケールファクタは、全補正として単純に直接適用され得るが、ゲインファクタまたは重み付け係数を適用してこれらの補正を減少し、それによって過剰な補償を避け、安定性の急速な収束を促進することが一般的によりよいことが判明している。したがって、好ましくは、ロール角誤差は、ロールジャイロの出力に適用されるまえにロール角誤差のゲインファクタが乗算される。同様に、好ましくは、ロールスケールファクタ誤差はロールジャイロの出力に適用されるまえにロールスケールファクタ誤差のゲインファクタが乗算される。

ゲインファクタは必要に応じて時間変化し得る。これらは、制御理論に基づいた技術を使用して分析的に事前に計算され、またはカルマンフィルタ若しくはその他の線形予測器を使用して力学的に計算され得る。力学的に計算されない場合には、時間変化ゲインは事前に計算された参照表の使用を通じて実行され得る。例えば、参照表は時間ｔ１からｔ２のゲインＫ１、時間ｔ２からｔ３のゲインＫ２等を示し得る。しかしながら、このシステムは単純な固定値で良好に機能する。したがって、好ましくは（１つまたは複数の）ゲインファクタは固定値である。

代替的システムでは、ロールスケールファクタ誤差のゲインは、これがロール角誤差、ロールスケールファクタ誤差、およびロール率の間の関係を反映するため、瞬間ロール率の逆数に比例し得る。

本システムは発射点からのロール角データを測定するだろう。しかしながら、飛行の初期の間、飛行モデル（例えば純粋に弾道飛行モデル）は、例えばロケットモータまたは小型ロケットが発射される間は、良好に維持されない場合がある。したがって、いくつかの好ましい実施例では、コントローラは、発射後の時間に、姿勢をリセットする機能を実行するように配置され、該姿勢をリセットする機能は、補正されたヨー値に等しい現在の発射体のヨーを設定し、補正されたピッチ値に等しい現在の発射体のピッチを設定することを備える。この姿勢をリセットする機能は、モデルに従わずロール補正の計算に悪影響を及ぼす可能性のある、初期に導入されうる任意のピッチ及びヨーの影響を無視する。この段階の後、発射体はモデルの予想可能な経路に従い、そのため姿勢のリセット後に行われたロール補正の計算はより正確になるだろう。

好ましい実施例では、慣性測定システムはさらに、加速度ベクトルを測定するための本体に取り付けられた加速度計と、加速度ベクトルから速度ベクトルを計算する速度計算装置と、を備え、補正されたヨー値は、速度ベクトルの現在の航跡角に等しく、補正されたピッチ値は速度ベクトルの現在の上昇角に等しい。発射体の航跡角は、発射体がナビゲーション基準系（navigation frame of reference）を移動している方向である（すなわち、本質的に地球の表面に沿って辿る経路の方向）。同様に、上昇角はその軌道が現在水平を成す角である。たいていの長手方向の発射体は通常、飛行軌道に接して向くため、発射体の姿勢のピッチ及びヨーの構成要素（すなわち、長手方向軸の方向）は、上昇角及び航跡角のそれぞれと等しくてよい。

姿勢のリセットは、好ましくは、任意のロール角誤差またはスケールファクタ誤差の計算を実行する前に行う。ロール率及びロール角のデータは、この段階の間に依然として蓄積されるが、誤差の補正の計算は好ましくは、飛行経路が最も予測可能な段階にある時に姿勢のリセットの後、その段階でのみ行われる。

いくつかの好ましい実施例では、姿勢のリセットの前の時間は、測定されたロール率がロール率の閾値以下に減少する時間である。ロール率は発射後、飛行の初期段階で、例えばライフル砲身からの発射によって急速に上昇する。発射後、ロール率は減少し始め、飛行の安定性が上昇する。したがって、所定のロール率に達成するのを待つことは、一定のレベルの安定性が想定され、その結果、ロール誤差の補正計算の精度を上昇させることを意味する。

代替的な実施例では、時間は発射後の設定時間である。飛行は通常、一定時間後に必要とされる安定性のレベルに達したとされ、したがって、これは姿勢のリセットを実行する適切な時間を確認する単純な方法を提供する。いくつかの実施例では、ロール率と発射からの時間の組み合わせが使用されてもよく、例えば、姿勢のリセットは最初に発射からの時間または所定のロール率で生じ、誘発され得る。

本開示の別の態様では、長手方向の発射体用の慣性測定システムにおけるロール角を補正する方法であって、ロール角、ピッチ角及びヨー角を備える現在の発射体の姿勢を計算し、計算されたピッチ角および計算されたヨー角を、予測されたピッチ角および予測されたヨー角と比較し、計算されたピッチ角及びヨー角と予測されたピッチ角及びヨー角との差に基づいて、ロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を計算し、計算されたロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差をロールジャイロの出力に適用することを備えた方法が提供される。

本システムに関連する上述した好ましい特徴のすべては、この対応する方法に等しく適用可能である。好ましい実施例では、本方法及びシステムは特に、高ロール率の発射体に適用可能である。すなわち、飛行中に例えば毎秒５、１０または１５回転超の高ロール率を付与されることを目的とした発射体である。

１つ以上の非限定的実施例が、例示のみを目的として、添付の図面を参照しながら記載される。

飛行中の発射体を示す図である。 発射体の姿勢を示す図である。 慣性航法装置を示す図である。 姿勢のリセット機能を示す図である。 ロール制御プロセスを示す図である。

図１ａは飛行中のロケット１００を示す。その軌道１１０は破線で示されている。ロケット１００はフィン１０３とともに機首１０１、尾部１０２を有する。フィン１０３は静止していてもよく、またはロケット１００の航路を変更すべく方向制御を提供するように可動であってもよい。

慣性航法の用語においては、本体／プラットフォームの方向は、３つのオイラー角「ヘディング」、「仰角」及び「バンク」という用語で記載されている。同義の「ヨー」、「ピッチ」及び「ロール」もまた使用される。本体の方向は、一般に「姿勢」という用語を使用して表される。厳密に言うと、「姿勢」という用語は「仰角」及び「バンク角」のみを意味するが、本明細書においてはより一般的な定義が使用されている。したがって、本明細書では、「姿勢」という用語はヘディング、仰角及びバンク（または言い換えるとヨー、ピッチ及びロール）の３つすべてを意味する。

「四元数」は、ヘディング／姿勢角を維持し伝える便利な方法として、慣性航法にて使用される４つの要素の超複素数である。四元数の使用はオイラー角が直接操作されるときに生じ得る数値の特異点を避ける。ナビゲーションシステムにおける四元数の使用はよく知られており、ここでは詳述しない。

図１ｂにおいてロケット１００の姿勢１２５はナビゲーション基準系の軸１２０に関して示される。水平面上への姿勢１２５の投影は点線１２６によって示される。ロケットのヘディング角またはヨー角は角度１２１によって示され、ロケットの仰角またはピッチ角は角度１２２によって示され、長手方向軸のまわりのロケットのバンク角またはロール角は矢印１２３によって示されている。ロケット１００は示されているように後から見たとき、反時計回りに回転する。

図２は本明細書で記載された実施例のロール補正システムがいかに標準的な慣性航法装置に合致するかを示している。

本実施例は、地対地ロケットの用途における使用に関して以下で説明する。しかしながら、一旦、初期の発射の事象／ロケットのモータの燃焼段階が完了し、及び任意の誘導行動が開始される前に、本技術は予測可能な軌道を移動する任意の発射体／弾丸に適用され得る。この飛行の時間は「弾道段階」と呼ばれることもある。弾道段階の間、プラットフォームは、固定／一定の何れかであるヘディング（ヨー）上を移動するか、時間の経過とともに予測可能に変化するヘディング上を移動するだろう。同様に、プラットフォームは、飛行中に予測可能に展開する仰角（ピッチ角）プロファイルを呈する。本明細書で記載された好ましい実施例によると、これらの予測されたプロファイルとの任意の差は、一般的なロール角誤差を計算し補正するために使用されることが可能であり、順次、ジャイロスケールファクタ誤差を推定することが可能である。スケールファクタの補正は、次にさらなるロール角誤差が大きくなるのをさらに防ぐために供給元で適用され得る。

次の記載は、最初に「姿勢のリセット」を含み、ロール角誤差の判定と補正の連続的なプロセスを含む、２つの工程のプロセスを記載する。さらに、この手法は、表面ロケットの用途に焦点をあてており、この特定の事象の順序は適切である。他の用途では、姿勢のリセットのプロセスは必要とされなくてよいか、いくつかの同等または異なるプロセスによって交換され得る。例えば、誘導された砲弾を含む用途においては、地上で慣性航法プロセスを初期化する機会はない。その代わりに、プロセスは飛行中に初期化されなければならない。一般的な手法は、飛行経路補助表（ＦＰＡＴ）におけるデータを使用して初期化し、これは姿勢のリセットプロセスに対する必要性を回避する。

ロール制御プロセスは、破線で、及び破線のボックスで図２に示されている。従来のストラップダウンの慣性データフローは、実線で及び実線のボックスで示されている。このプロセスは特に、地上発射型ロケットを誘導するために使用されるＭＥＭＳ ＩＭＵベースのシステムのナビゲーション機能の一部として機能することに適している。

本実施例の事象の通常の順序は、
・ 発射前に地上でナビゲーションシステムを初期化し調製する
・ ロケットを発射し、その地点で高ロール回転率が経験される（例えば、１０Ｈｚから２０Ｈｚ）
・ この飛行の間、バンク（ロール）角誤差が急速に上昇する（例えば、＞１０°／ｓ）
・ 飛行が進行するにつれ、ロール率が減少し、順序よく飛行軌道が進行する
・ この時点で、姿勢リセット機能が後述のように姿勢四元数の精度を回復する
・ ロール制御機能は次に、バンク（ロール）角を正しく維持するために作動する
本プロセスは誘導されていない飛行段階の間、及び任意の制御行動の前に、慣性の姿勢誤差が大きくなるのを制限することを目的とし、ＧＰＳに誘導されたナビゲーションを操作するのを可能にする。

図２に示されているように、慣性航法装置２００の生の入力は、符号２１０、２１１、２１２でそれぞれ示された本体に搭載されたジャイロスコープからのロール、ピッチ及びヨーの率であり、符号２２０で示された本体に搭載された加速度計からの特定の力ベクトルｆ_bである。

標準的なナビゲーションシステム（当座は、本実施例の追加のロール制御機能を無視する）において、ジャイロスコープの出力２１０、２１１、２１２は姿勢積分機能（attitude integration function）２２５によって積分される。姿勢積分機能はまた、アースレート修正２３０、搬送率補正（transport rate correction）２３５、コリオリ＆向心力補正２４０及び重力補正２４５のような、その他の補正を考慮に入れる。これらの補正のそれぞれは、位置、及び加速度計２２０で導出された速度データに基づいている。加速度ベクトルν^・ _n２２２は、第１の積分モジュール２２３によって積分されて速度ベクトルν_n２２４を生成し、この速度ベクトルν_n２２４は、第２の積分モジュール２２５によって積分されて位置ベクトルＲ２２６を生成する。

アースレート修正２３０、搬送率補正２３５、コリオリ＆向心力補正２４０及び重力補正２４５並びに基準系（reference frame）間の関連した変化は、よく知られ、理解されており、そのためさらにここでは説明しない。しかしながら、理解を助けるため、図２、３及び４における表示記号は以下の意味を有する。

本実施例のロール補正のプロセスは符号２５０に示されている。現在の速度ν_n及び現在の計算された姿勢Ｃⁿ _bと同様にロールジャイロスコープ２１０からの入力を受信する。ロール補正プロセス２５０は姿勢リセット出力２５２、ロール角誤差出力２５４及びロールスケールファクタ誤差出力２５６を出力する。

ロール制御プロセス２５０の姿勢のリセット機能３００は、図３に関して始めに記載される。

姿勢のリセット機能３００は、さらに後述するように発射からの時間またはロール率の閾値のような、事前に定義された条件によって作動される、単一の事象として機能する。

トリガされた機能は、以下の計算に基づいて姿勢の四元数を再計算する。

計算された速度ベクトルν_n２２４は、航跡・上昇角（Track & Climb angle）モジュール３０５に供給される。航跡・上昇角モジュール３０５では、ヘディング（ヨー）構成要素は、ヨー角ψ_estの推定として出力され、仰角（ピッチ角）構成要素は符号３１０にて示されたピッチ角θ_estの推定として出力される。

バンク（ロール角）は、従来のバンク（ロール）推定の補正として導出され、補正は、姿勢積分モジュール２２５から計算されるヘディング（ヨー）率と上昇（ピッチ）率との間の割合である。換言すれば、バンク角誤差は、三角正接として上昇（ピッチ）率に対するヘディング（ヨー）率の割合を有する角度である。この計算は、ロケットの軌道が純粋に平面状である、すなわち、飛行中ずっと同様に固定されたヘディングを維持するという仮定に基づく。このような飛行における仰角はまた、一定の予測可能な割合で減少することが考えられる。この計算は、ヘディング（ヨー）角における任意の逸脱はバンク（ロール）角の計算における誤差を通して生じたに違いないという仮定に基づく。しかしながら、本技術は、予測されたヘディングプロファイルの前述の知識を使用して、平らではない軌道（例えば、回転する砲弾）を含む用途に拡張され得る。かかる場合、同様の計算は、期待／予測されたヘディング（ヨー）角と比較した、計算されたヘディング（ヨー）角の偏差（deviation）を使用して行われることが可能であり、任意のこのような偏差はバンク（ロール）の計算における誤差を通じて生じたと仮定される。

ヘディング（ヨー）及び上昇（ピッチ）率は、姿勢積分モジュール２２５からのヘディング（ヨー）及び仰（ピッチ）角のローパスフィルタフォームの時間微分として、連続的に計算される。ローパスフィルタゲインは、ロール率によって変化し、ヘディング角及び仰角における不必要な変調の特徴におけるロール率の影響に適応する。不必要な変調の頻度及び大きさは、ロール率に関し、そのためローパスフィルタはロール率によって調整されるとより良く作動する。

図３を参照すると、ヘディング（ヨー、プサイ（ψ））角及び仰（ピッチ、シータ（θ））角は、姿勢積分モジュール２２５から求められ、不必要な高周波の構成要素を選別するローパスフィルタ３１５に供給される。仰（ピッチ）角の時間導関数（time derivatives）δθ／δｔ、及びヘディング（ヨー）角の時間導関数δψ／δｔは、時間−導関数モジュール３２０によって計算され、及びこれらの時間導関数の割合は割合モジュール３２５にて計算される。この割合はロール角誤差（φ_error）３３０として出力される。

姿勢四元数計算モジュール３４０は、トリガコマンド３４５と同様に、ロール角誤差φ_error３３０と新しく推定されたピッチおよびヨー（θ_est及びψ_est）３１０の値とともに、姿勢積分モジュール２２５から現在の計算されたロール角ファイ（φ）３３５を受ける。姿勢四元数計算モジュール３４０は次に、新しい姿勢リセット値（θ_est、ψ_estとφ_error）を姿勢四元数モジュール２２５に出力し、現在の姿勢をリセットする。

前述のように、姿勢補正機能３００のトリガは、時間閾値またはロール率閾値の一方またはその両方に基づくことが可能である。時間閾値は、発射後所定の時間に姿勢の補正機能をトリガするために使用されることが可能である。例えば、所定の時間は、安定した弾道飛行が達成されたと期待される時間であり得る。純粋な例示的実施例としては、これはロケットのモータが一旦停止した発射後数秒であり得る。別の可能性は、ロール率が所定の閾値未満に下がったとき姿勢のリセット機能３００をトリガすることである。ロール率は典型的には（例えば、ライフル砲身による発射による）発射直後に一番高く、その後残りの飛行の間、減少するであろう。したがって、安定した飛行は所定の閾値よりも低いロール率と直ちに関連している。

時間とロール率との組み合わせはまた、姿勢のリセット機能３００のためにトリガとして使用され得る。例えば、姿勢のリセットは、２つの閾値のうち最も早く起こるもの、すなわち、時間閾値とロール率の閾値のうち最も早いものでトリガされ得る。あるいは、姿勢のリセットは、所定のロール率が達成された後、所定の時間でトリガされ得る。姿勢のリセット機能のその他のトリガはまた、検討され得ると理解されよう。

姿勢のリセットが行われた後、ロール制御プロセス４００もまた開始される。このプロセス４００は、発射体１００のヘディング（ヨー）及び仰角（ピッチ）の逸脱を連続的に監視し、これらをロール角誤差及びロールスケールファクタ値を調整するのに使用し、それによって計算されたロール角を連続的に補正する。

姿勢のリセットを受けて、ＧＰＳ補助が異なるナビゲーション管理による操作を可能にする地点まで、ロール制御機能４００は、図４に示された閉ループ制御プロセスを使用して、バンク（ロール）角の精度を維持する。

ローパスフィルタ３１５はヘディング（ヨー）角及び仰（ピッチ）角に適用され、時間微分の割合（姿勢のリセット機能に関連して上述した角度として計算され得る）は、ロール角とロール率スケールファクタの両方への補正を計算するために使用される。

ロール角誤差φ_error３３０は、上述したように姿勢のリセット機能３００に関連して同じやり方で計算される。ロール制御プロセス４００は、姿勢のリセット機能３００とは別に実行され得ると理解されよう。加えて、いくつかの実施例では、姿勢のリセット機能は使用または必要とされなくてよい。しかしながら、姿勢のリセット機能４００とロール制御プロセス３００の両方が記載されているように、双方実行される場合には、ローパスフィルタ３１５，時間微分モジュール３２０及び割合モジュール３２５は、２つのプロセス３００、４００によって共有され得る。

計算されたロール角誤差φ_error３３０は、ロール角誤差４０５とロールスケールファクタ誤差４１０の両方を計算するために使用される。ロールジャイロスコープ２１０の出力は、はじめに符号４１５にて示されたようにロールスケールファクタ誤差４１０によって乗算され、次にロール角誤差４０５は符号４２０にて示されたように加算される。

ロール角誤差４０５とロールスケールファクタ誤差４１０は、好ましくは、計算されたロール角誤差φ_error３３０を、ロール角誤差４０５にはＫ１ ４２５、スケールファクタ誤差４１０にはＫ２ ４３０という、ゲインファクタまたは重み係数で乗算することにより、計算されたロール角誤差φ_error３３０から生成される。

可変ゲインまたはカルマンフィルタの実行もその他の実施例において採用され得るが、固定ゲイン（用語Ｋ１とＫ２）は、十分な安定性を提供する。さらなる実施例においては、スケールファクタ補正は、また瞬間のロール率の逆数によって因数に分解され得る。

上述したロール補正のプロセスは、その他の種類の発射体に容易に適合されることが可能である。例えば、グラウンド初期化されていない（例えば、弾丸が発射された）発射体は、姿勢のリセットの仰角及びヘディングの構成要素を計算するために利用可能な自己導出された速度パラメータを有しないであろう。この場合には、これらは事前に定義またはＧＰＳで測定された速度データの何れかで代用され得る。

発射体の物理的な特徴が非平面軌道であり、

がゼロでない場合、事前に定義されたオフセットは、バンク角誤差の補正を引き出す予測値として使用され得る。例えば、いくつかの実施例では、経過した飛行時間によって変化するオフセットを実行するために必要な場合がある。

上述の式の分母の負号は形状と角度が正であると考えられる方向とから生じることに留意されたい。代替的だが同じように有用な定義は負号を生じないだろう。

ロール補正のプロセス４００が閉ループであるため、補正されたフィードバックシステムはロールジャイロスコープ出力から導出されるとともに、これにフィードバックされ、ゲインファクタＫ１及びＫ２の提供は適切に設定され、本システムは高精度の姿勢出力で安定した状態に収束し、一方、依然として安価な構成要素がジャイロスコープに使用されるのを可能にする。

上述の実施例は、実際の出力と所望の出力との間の差を監視することによって閉ループ制御を利用する。すなわち、コントローラがある所望の水準にシステム出力を維持する。２つの間の差（「誤差」）は、連続して計算され、このいくつかの割合は、誤差をゼロに向けるために必要とされる制御行動のレベルを設定する際に使用される。使用される誤差の割合（ループゲイン）は、制御理論に基づいた技術を使用するシステム設計の間に判定される。多くの制御レジームが存在し、それらは固定または経時変化するゲイン項を様々に含む。

上述の実施例においては、閉ループ制御システムの所望の出力は、予測されたヘディング角に等しいヘディング角である。例えば、予想された平面飛行経路の場合にゼロに等しいヘディング角の変化の割合である。

Claims (15)

1. 長手方向の発射体用の慣性測定システムであって、
   前記発射体の前記長手方向軸と略平行に方向付けられる第１のロールジャイロと、
   ３次元座標系を画定するように前記ロールジャイロに対して配置された軸を備える第２及び第３のジャイロと、
   コントローラと、
   を備え、前記コントローラは、
   前記第１、第２、および第３のジャイロの出力から現在の発射体の姿勢を計算し、前記計算された姿勢は、ロール角、ピッチ角及びヨー角を備えており、
   計算されたピッチ角及びヨー角を、ピッチ角及びヨー角の予測値と比較し、
   前記計算されたピッチ角及びヨー角と、前記予測されたピッチ角及びヨー角との間の差に基づいて、ロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を計算し、
   前記計算されたロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を前記ロールジャイロの前記出力に適用するように配置された、長手方向の発射体用の慣性測定システム。
2. 前記ロールジャイロはＭＥＭＳジャイロである、請求項１に記載の慣性測定システム。
3. 飛行時間関数としてのピッチ角及びヨー角の前記予測値は、平面弾道飛行から予測されるものと一致する、請求項１または２に記載の慣性測定システム。
4. 前記ロール角の誤差は、その正接が前記計算されたピッチ角の変化率に対する前記計算されたヨー角の変化率の比である角度として計算される、請求項３に記載の慣性測定システム。
5. 飛行時間関数としてのピッチ角及びヨー角の前記予測値は、非平面である事前に計算された飛行軌道から得られる、請求項１または２に記載の慣性測定システム。
6. 前記ロール角の誤差は、前記ロールジャイロの前記出力に適用されるまえにロール角誤差のゲインファクタが乗じられる、請求項１〜５の何れかに記載の慣性測定システム。
7. 前記ロールスケールファクタ誤差は、前記ロールジャイロの前記出力に適用される前にロールスケールファクタ誤差のゲインファクタが乗じられる、請求項１〜６の何れかに記載の慣性測定システム。
8. １つまたは複数の前記ゲインファクタが固定値である、請求項６または７に記載の慣性測定システム。
9. ロールスケールファクタ誤差ゲインは、瞬間ロール率の逆数に比例する、請求項７に記載の慣性測定システム。
10. 前記ロール角誤差とロールスケールファクタ誤差は、開始される任意の誘導行動の前にのみ適用される、請求項１〜９の何れかに記載の慣性測定システム。
11. 前記コントローラは、発射後の時間に、姿勢をリセットする機能を実行するように配置され、前記姿勢をリセットする機能は、
    補正されたヨー値に等しい現在の発射体のヨーを設定し、
    補正されたピッチ値に等しい現在の発射体のピッチを設定することを備えた、請求項１〜１０の何れかに記載の慣性測定システム。
12. 加速度ベクトルを測定するように本体に取り付けられた加速度計と、
    前記加速度ベクトルから速度ベクトルを計算する速度計算装置と、をさらに備え、
    前記補正されたヨー値は、前記速度ベクトルの現在の航跡角に等しく、前記補正されたピッチ値は前記速度ベクトルの現在の上昇角に等しい、請求項１１に記載の慣性測定システム。
13. 前記時間は、測定されたロール率が、ロール率の閾値以下に減少する時間である、請求項１１または１２に記載の慣性測定システム。
14. 前記時間は発射後の設定時間である、請求項１１または１２に記載の慣性測定システム。
15. 長手方向の発射体用の慣性測定システムにおけるロール角を補正する方法であって、
    ロール角、ピッチ角及びヨー角を備える現在の発射体の姿勢を計算し、
    前記計算されたピッチ角および計算されたヨー角を、予測されたピッチ角および予測されたヨー角と比較し、
    前記計算されたピッチ値及びヨー角と前記予測されたピッチ値及びヨー角との差に基づいて、ロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を計算し、
    前記計算されたロール角誤差及びロールスケールファクタ誤差を、ロールジャイロの出力に適用する、
    ことを備えた方法。

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