JP6621087B2 - 飛行体用航法装置、飛行体、および飛行体安全管制システム - Google Patents

Description

本発明は、飛行体用航法装置、飛行体、および飛行体安全管制システムに関する。

従来、ロケットなどの飛行体の位置や速度を監視するために、地上レーダー局によって飛行体の位置や速度を検出し、飛行体と地上レーダー局、および管制局が通信を行って情報を共有していた。この構成では、地上レーダー局の維持コストが高く、コストの削減が求められていた。

これに対し、衛星測位と慣性計測装置の複合航法を用いた測位システムの発明が開示されている（特許文献１、２参照）。

米国特許第８８６８２５８号明細書 米国特許第５７３９７８７号明細書

しかしながら、衛星測位においては、飛行体が地上に近い位置にある場合、マルチパスの影響で測位が中断したり、誤差が大きくなるといった問題がある。

本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、より安定した自律測位を行うことが可能な飛行体用航法装置、並びにこれを利用した飛行体、および飛行体安全管制システムを提供することを目的の一つとする。

本発明の一態様は、飛行体に搭載される飛行体用航法装置であって、衛星からの電波を受信し、前記衛星との相対距離を求めることで前記飛行体の位置を導出する第１の機能と、前記電波におけるドップラーシフトに基づいて前記衛星との相対速度を求めることで前記飛行体の位置および速度を導出する第２の機能と、のうち一方または双方を実行可能な第１の測位部と、慣性計測装置の検出結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出する第２の測位部と、前記第１の測位部および前記第２の測位部による導出結果を統合して前記飛行体の位置および速度を導出する統合測位部と、前記統合測位部により導出された前記飛行体の位置および速度を地上に送信する送信部と、を備え、前記第１の測位部は、前記飛行体が地上から飛び立った後、所定タイミングまでは前記第２の機能により前記飛行体の位置および速度を導出し、所定タイミング以降は前記第１の機能および前記第２の機能により前記飛行体の位置および速度を導出する、飛行体用航法装置である。

本発明の一態様によれば、マルチパスの影響で測位が中断したり、誤差が大きくなるといった問題を解消することが可能となり、より安定した自律測位を行うことができる。また、本発明の一態様によれば、ロケットなどの飛行体の位置や速度を監視するために従来必要であった地上レーダー局の維持コストや新設コストが不要となり、打ち上げコストの低減につなげることが可能となる。

飛行体用航法装置１００の構成図である。 ロケット５０の概略構成図である。 飛行体用航法装置１００による測位方法の切り替えを模式的に示す図である。 飛行体用航法装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。 実証実験の結果を示す図である。

以下、図面を参照し、本発明の飛行体用航法装置、飛行体、および飛行体安全管制システムの実施形態について説明する。飛行体用航法装置は、ロケットなどの飛行体に搭載される装置である。以下、飛行体はロケットであるものとして説明する。このロケットは、例えば多段ロケットであり、最上段には衛星を格納し、それ以下の段は、最上段を切り離した後、海などに着水し、或いは地上に着地する。飛行体安全管制システムは、飛行体用航法装置を搭載したロケットと、地上監視装置とを含む。地上監視装置は、ロケットが発射された（飛び立った）後のロケットの位置および速度を、通信によってロケットから取得する。そして、仮にロケットが落下した場合の落下地点を繰り返し推定し、落下による危険を回避するようにロケットに指示信号を送信する。以下、このような装置、システムの構成および機能について段階的に開示する。

［飛行体用航法装置］
図１は、飛行体用航法装置１００の構成図である。飛行体用航法装置１００は、一以上のアンテナＡＴと、通信装置ＴＭとに接続される。飛行体用航法装置１００は、例えば、電波航法測位モジュール１１０と、ＩＭＵ（Inertial Measurement Unit；慣性計測装置）１２０と、プロセッサ１３０と、通信インターフェース１４０と、電源モジュール１５０とを備える。

電波航法測位モジュール１１０は、例えば、ＲＦ（Radio Frequency）インターフェース１１２と、演算部１１４とを備える。アンテナＡＴからの信号は、ＬＮＡ（Low Noise Amplifier）によって増幅されてＲＦインターフェース１１２に入力される。演算部１１４は、ＲＦインターフェース１１２に入力された信号に対する処理を行ってロケットの位置および速度を導出し、プロセッサ１３０に出力する。

演算部１１４は、４つ以上の衛星からの電波を受信し、衛星との相対距離（シュートレンジ）を求めることでロケットの位置を算出する。以下、この処理を「位置測位」と称する。なお、衛星は、準天頂衛星を含み、電波航法測位モジュール１１０は、準天頂衛星に対応した処理を行うことが可能であると好適である。

また、演算部１１４は、４つ以上の衛星からの電波のドップラーシフトに基づいて、衛星との相対速度をそれぞれ求め、衛星からの電波から導出される衛星の位置から相対速度ベクトルを算出し、相対速度ベクトルを衛星の速度に基づいて修正した複数の修正速度ベクトルを合成して、ロケットの速度（ベクトル）を算出する。以下、この処理を「ドップラー測位」と称する。

ＩＭＵ１２０は、例えば、ＭＥＭＳ（Micro Electro Mechanical Systems）によって構成される三軸式加速度センサ、および三軸式ジャイロセンサを含む。ＩＭＵ１２０は、これらのセンサによって検出された値をプロセッサ１３０に出力する。ＩＭＵ１２０は、慣性計測装置の一例である。

プロセッサ１３０は、例えば、ＭＰＵ（Micro Processing Unit）で構成される。プロセッサ１３０は、例えば、プログラムメモリに格納されたプログラムを実行することにより、電波航法演算部１３２と、慣性航法測位部１３４と、統合測位部１３６とを実現する。なお、これらの機能部のうち一部または全部は、ＬＳＩ（Large Scale Integration）やＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）などのハードウェアによって実現されてもよいし、ソフトウェアとハードウェアが協働することで実現されてもよい。

電波航法演算部１３２は、所定の期間において、演算部１１４のドップラー測位によって算出されたロケットの速度を積分し、ロケットの位置を算出する。なお、電波航法測位モジュール１１０と電波航法演算部１３２とを合わせたものが、「第１の測位部」の一例である。なお、演算部１１４の機能をプロセッサ１３０が有してもよいし、電波航法演算部１３２の機能を電波航法測位モジュール１１０が有してもよい。所定の期間の詳細については後述する。

慣性航法測位部１３４は、ＩＭＵ１２０から入力された値に基づいて、ロケットの位置および速度を導出する。慣性航法測位部１３４は、ＩＭＵ１２０の三軸式加速度センサから入力された値を積分することで速度を算出し、更に、速度を積分することで変位を算出する。また、慣性航法測位部１３４は、ＩＭＵ１２０の三軸式加速度センサと三軸式ジャイロセンサから入力された値に基づいて、変位と方角のベクトルを合成することで、より正確な姿勢を算出する。慣性航法測位部１３４は、「第２の測位部」の一例である。

統合測位部１３６は、電波航法測位モジュール１１０および／または電波航法演算部１３２により導出されたロケットの位置および速度と、慣性航法測位部１３４により導出されたロケットの位置および速度とを統合し、ロケットの位置および速度を導出する。統合測位部１３６は、例えば、カルマンフィルタを適用することで両者を統合し、ロケットの位置および速度を導出する。マルチパスの影響などにより、電波航法測位モジュール１１０がアンテナＡＴで衛星の電波を受信できない状況において、統合測位部１３６は、直前までの電波航法測位モジュール１１０および／または電波航法演算部１３２により導出されたロケットの位置および速度に加えて、慣性航法測位部１３４により算出された位置および速度で補完する。

通信インターフェース１４０は、例えば、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）で構成される。統合測位部１３６により導出されたロケットの位置および速度を、通信装置ＴＭを用いて地上監視装置に送信する。通信装置ＴＭは、例えば、テレメータ回線を利用して情報を地上監視装置に送信する。なお、通信インターフェース１４０として機能するＦＰＧＡは、電波航法測位モジュール１１０およびプロセッサ１３０の状態を監視し、これらの異常時に、再起動の指示を送信する処理などを行う。ＦＰＧＡは、電波航法測位モジュール１１０およびプロセッサ１３０よりも放射線に対して異常をきたす可能性が低いため、このように構成することで、放射線による電波航法測位モジュール１１０またはプロセッサ１３０の異常時に、速やかに再起動を行うことができる。

電源モジュール１５０は、図示しない電源装置に接続される。電源モジュール１５０は、例えば、保護回路とＤＣ−ＤＣコンバータを備え、飛行体用航法装置１００の各部に電力を供給する。

［ロケット］
図２は、ロケット５０の概略構成図である。ロケット５０は、例えば、一段目ロケット６０と、二段目ロケット７０と、最上段の三段目ロケット８０とを備える。ロケット５０は、発射された直後は一段目ロケット６０による推進力で飛行し、その後、一段目ロケット６０を切り離した後、二段目ロケット７０の推進力で飛行し、最終的に三段目ロケット８０が衛星などのペイロード８２を宇宙空間に到達させる。飛行体用航法装置１００は、例えば、二段目ロケット７０に格納される。図では、冗長的に二つの飛行体用航法装置１００−１、１００−２を備える例を示している。

［測位の切り替え制御］
飛行体用航法装置１００は、ロケット５０が発射された直後の期間と、それ以降の期間とで、測位方法を切り替える。図３は、飛行体用航法装置１００による測位方法の切り替えを模式的に示す図である。また、図３は、地上監視装置２０とロケット５０を含む飛行体安全管制システム１の全体像を示している。

電波航法測位モジュール１１０の演算部１１４は、ロケット５０が発射された後、所定タイミングまでは、専らドップラー測位を行い、電波航法演算部１３２が、演算部１１４により算出されたロケットの速度を積分してロケットの位置を算出する。

所定タイミングとは、マルチパスの影響が小さくなるタイミングであり、例えば、ロケット５０の発射から所定時間経過したタイミング、ロケット５０の高度が所定高度に到達したタイミング、などと定義される。この所定タイミングまでの期間では、建物や山などの物体によるマルチパスの影響が大きいため、電波航法演算部１３２は、電波航法測位モジュール１１０の演算部１１４が算出した位置測位の結果を使用しない。なお、位置測位を完全に使用しないのではなく、位置測位の重みを下げるようにしてもよい。一方、ドップラー測位に関しては、マルチパスの影響が比較的小さいため、電波航法演算部１３２は、所定タイミングまでは電波航法測位モジュール１１０の演算部１１４のドップラー測位に基づいて導出される速度を積分して、マルチパスの影響を低減した位置算出を行う。同時に、慣性航法測位部１３４による慣性航法測位を行い、統合測位部１３６が、電波航法演算により算出された位置と、慣性航法測位により算出された位置とを統合することで、安定的な測位を行うことができる。

一方、所定タイミング以降は、プロセッサ１３０の電波航法演算部１３２は、電波航法測位モジュール１１０の演算部１１４の位置測位の結果とドップラー測位の結果を統合測位部１３６に渡す。この場合、ドップラー測位の結果は、専らロケット５０の速度に反映されてよい。マルチパスの影響が小さければ、ドップラー測位の結果を積分して位置を導出する電波航法演算を行うよりも、位置測位によって位置を求める方が、精度が高い場合が多い。このため、所定タイミングの到来時に位置測位を開始することで、更に安定的な測位を行うことができる。

図４は、飛行体用航法装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。本フローチャートの処理は、例えば、飛行体用航法装置１００に電源投入されたときに開始される。

まず、飛行体用航法装置１００は、ロケット５０の発射までＴ１以内となるまで待機する（ステップＳ２００）。Ｔ１は、例えば数［ｓｅｃ］程度の時間である。この時間は、ドップラー測位に基づく電波航法演算、慣性航法測位、およびカルマンフィルタが十分に機能するまでに必要な時間である。

ロケット５０の発射までＴ１以内となると、飛行体用航法装置１００は、ドップラー測位および電波航法演算、並びに慣性航法測位によってロケット５０の位置および速度を導出する（ステップＳ２０２）。この処理は、前述した所定タイミングに至るまで繰り返し実行される（ステップＳ２０４）。

所定タイミングに至ると、飛行体用航法装置１００は、位置測位、ドップラー測位、慣性航法測位によって位置および速度を導出する（ステップＳ２０６）。そして、発射からＴ２が経過したときに電源をオフにし（ステップＳ２０８、Ｓ２１０）、本フローチャートの処理を終了する。Ｔ２は、飛行安全管制に必要な時間以上の時間であり、例えば数百〜数千［ｓｅｃ］程度である。係る処理によって、飛行体用航法装置１００は、安定した自律測位を行うことができる。

［実証実験］
本出願の出願人は、以下に説明する実証実験を実施した。図５は、実証実験の結果を示す図である。図に示す固体モータおよび一段エンジンとは、一段目ロケット６０に搭載された推進装置であり、二段エンジンとは、二段目ロケット７０に搭載された推進装置である。位置差、および速度差とは、他の方法で計測された正解値（と考えられる値）との差分である。位置差に関しては、射点から１００［ｋｍ］までは１５０［ｍ］以下、１００［ｋｍ］を超えると１０００［ｍ］以下に収まることが要求される。また、速度差に関しては、５［ｍ／ｓ］以内であることが要求される。これに対し、本実施形態の飛行体用航法装置１００は、いずれについても要求を満たすことが確認された。なお、ドップラー測位において、捕捉した８つの衛星のうち１つの衛星に関して、マルチパスによるドップラー異常が一時的に発生したが、カルマンフィルタの作用によって抑圧され、異常値を示すには至っていない。

［地上監視装置］
地上監視装置２０は、ロケット５０に搭載された飛行体用航法装置１００から、繰り返しロケット５０の位置および速度を受信する。そして、飛行を中断した場合の破片（あるいは一段目ロケット６０、二段目ロケット７０、または三段目ロケット８０の全体）が地上に落下した場合の落下位置を、リアルタイムで表示装置に表示させる。この際に、地上監視装置２０は、ベイズ推定フィルタを用いて落下位置を推定する。これによって、地上監視装置２０は、打ち上げ可能確率をむやみに下げることなく、ロケット５０の安全な飛行を実現することができる。

以上説明した実施形態の飛行体用航法装置１００、ロケット５０、および飛行体安全管制システム１によれば、位置測位によってロケット５０の位置および速度を求める第１の機能と、ドップラー測位および電波慣性演算前記電波によってロケット５０の位置および速度を求める第２の機能と、のうち一方または双方を実行可能であり、ＩＭＵ１２０の検出結果に基づいて、ロケット５０の位置および速度を導出し、これらの導出結果を統合してロケット５０の位置および速度を導出するものにおいて、ロケット５０が地上から飛び立った後、所定タイミングまでは第２の機能によりロケット５０の位置および速度を導出し、所定タイミング以降は第１の機能および第２の機能によりロケット５０の位置および速度を導出することで、より安定した自律測位を行うことができる。

以上、本発明を実施するための形態について実施形態を用いて説明したが、本発明はこうした実施形態に何等限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々の変形及び置換を加えることができる。

１ 飛行体安全管制システム
２０ 地上監視装置
５０ ロケット
１００ 飛行体用航法装置
１１０ 電波航法測位モジュール
１１２ ＲＦインターフェース
１１４ 演算部
１２０ ＩＭＵ
１３０ プロセッサ
１３２ 電波航法演算部
１３４ 慣性航法測位部
１３６ 統合測位部
１４０ 通信インターフェース
１５０ 電源モジュール

Claims (5)

1. 飛行体に搭載される飛行体用航法装置であって、
   衛星からの電波を受信し、前記衛星との相対距離を求めることで前記飛行体の位置を導出する第１の機能と、前記電波におけるドップラーシフトに基づいて前記衛星との相対速度を求めることで前記飛行体の位置および速度を導出する第２の機能と、のうち一方または双方を実行可能な第１の測位部と、
   慣性計測装置の検出結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出する第２の測位部と、
   前記第１の測位部および前記第２の測位部による導出結果を統合して前記飛行体の位置および速度を導出する統合測位部と、
   前記統合測位部により導出された前記飛行体の位置および速度を地上に送信する送信部と、を備え、
   前記第１の測位部は、前記飛行体が地上から飛び立った後、マルチパスの影響が低減される所定時間経過したタイミングまたは前記飛行体の高度が所定高度に到達するタイミングである所定タイミングまでは前記第２の機能により前記飛行体の位置および速度を導出し、所定タイミング以降は前記第１の機能により前記飛行体の位置を導出しおよび前記第２の機能により前記飛行体の速度を導出する、
   飛行体用航法装置。
2. 前記統合測位部は、前記第１の測位部および前記第２の測位部による導出結果に対して、カルマンフィルタを適用して前記飛行体の位置および速度を導出する、
   請求項１記載の飛行体用航法装置。
3. 前記第１の測位部は、準天頂衛星を含む衛星からの電波を受信する、
   請求項１または２記載の飛行体用航法装置。
4. 多段ロケットとして構成され、請求項１から３のうちいずれか１項記載の飛行体用航法装置を搭載した飛行体。
5. 請求項４記載の飛行体の運航を監視する飛行体安全管制システムであって、
   前記飛行体に搭載された前記飛行体用航法装置から、前記飛行体の位置および速度を受信し、前記受信した前記飛行体の位置および速度に基づいて、前記飛行体の一部または全部が地上に落下した場合の位置を導出する地上監視装置、
   を備える飛行体安全管制システム。

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