JPH0231322B2 - - Google Patents

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JPH0231322B2
JPH0231322B2 JP54047804A JP4780479A JPH0231322B2 JP H0231322 B2 JPH0231322 B2 JP H0231322B2 JP 54047804 A JP54047804 A JP 54047804A JP 4780479 A JP4780479 A JP 4780479A JP H0231322 B2 JPH0231322 B2 JP H0231322B2
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JP
Japan
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aircraft
error
signal
compass
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JP54047804A
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JPS54145568A (en
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Robaato Aasupaameia Jeimuzu
Robaato Jakuson Jon
Aran Mitsushu Rojaa
Rii Uoorudoroopu Jon
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Unisys Corp
Original Assignee
Unisys Corp
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Publication date
Application filed by Unisys Corp filed Critical Unisys Corp
Publication of JPS54145568A publication Critical patent/JPS54145568A/ja
Publication of JPH0231322B2 publication Critical patent/JPH0231322B2/ja
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C17/00—Compasses; Devices for ascertaining true or magnetic north for navigation or surveying purposes
    • G01C17/38—Testing, calibrating, or compensating of compasses

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Measuring Magnetic Variables (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は磁気方位検出装置、別称フラツクスバ
ルブとして知られている装置、更に詳細に言え
ば、上記装置に対する誤差補償装置に関するもの
である。
磁気方位検出器またはフラツクスバルブに追従
したデイレクシヨナルジヤイロを利用するジヤイ
ロ磁気コンパスシステムは航空機に用いられ、方
位データを与えている。周知のように、フラツク
スバルブは、１サイクルおよび２サイクル誤差
（誤り）の外にインデツクス誤差のような誤差を
受けるが、前記誤差は航空機のフラツクスバルブ
の不整列によつてとりわけ生ずる航空機に存在し
ている擬似磁界およびフラツクスバルブデータを
伝送するのに用いられる電気的伝送システムの異
常によつて生ずる。
一般に不整列あるいはインデツクス誤差は航空
機内のフラツクスバルブの慎重な取付けによつて
解消され、あるいは装置のメータによる取付け板
上に正確に取付けられるバルブの予めインデツク
スされたフラツクスバルブを利用することによつ
て解消されるが前記板にはバルブの基準磁軸を確
立する基準マークが取付けられている。また、電
気的な補償が利用され、周知の態様でインデツク
ス誤差を訂正している。
コンパスシステムを校正（キヤリブレーシヨ
ン）したり補償する手続きは、「コンパスローズ
（Compass rose）」に対して「コンパスのスイン
グ（揺動）」を必然的に伴う。上記コンパスロー
ズは空港付近の概して遠隔の磁気的に安定した領
域にあるコンクリート面上に塗られた放射状ライ
ンのパターンである。このコンパスローズライン
はカージナルおよびインターカージナル」を『カ
ージナル（基本方位）およびインターカージナル
（中間方位）ヘツデイング（機首方位）に沿つて
正確に向けられている。先行技術によるコンパス
ローズパターンは典型的には24程度のキヤリブレ
ータヘデイング（キヤリブレータ機首方位）を利
用する。コンパスのスイングは複数のコンパスロ
ーズ基準線に対して航空機を正確に方向づけする
段階を含んでおり、前記基準線に対して誤差が判
定される。チヤートであるとか、数学的な式を利
用して、補償値はポテンシヨメータに設定され、
フラツクスバルブ誤差を低減する。このような手
続きは必然的に過度に時間を費やすものであり、
かつ機首方位線に沿つて航空機を正確に方向づけ
たり、一度、誤差や判定されると、補償調整を行
なうためにかなりの訓練された係員を必要とす
る。このような手続きは更に正確に調査したスウ
イング場所を必要とする。
他の先行技術装置および手続きが、航空機のジ
ヤイロコンパスシステムを校正するために開発さ
れてきた。これらの方法は磁気的に安定な領域に
航空機を位置ぎめし、かつ外部磁界測定装置を利
用してフラツクスバルブの場所で地球磁界を測定
する。コンパス校正装置はフラツクスバルブ中に
電流を注入する手段を備え、その測定値にしたが
つてその中で地球の磁界を打消し、かつその後で
上記バルブに電流を与え、所望のカージナルおよ
びインターカージナル校正ヘツデイングで地球の
磁界をシユミレートする正確な磁界を発生してい
る。このようにして人工的に発生された「電気的
揺動（スインギング）」磁界に対して測定された
フラツクスバルブ誤差は、該誤差を低減するため
に補償ポテンシヨメータを調整するのに用いられ
る。この先行技術による磁界打消しおよび電気的
スイング手続は、地上の装置をかなり必要とし、
かつ該手続きを行なうためのかなりの地上要員を
も必要とする。また、これらの複雑なコンパス校
正プロセスにかなりの時間が必要である。コンパ
スシステム校正にアプローチする他の先行技術
は、２つのヘツデイングランダムスインクであ
る。この手続きにおいては、航空機は、磁気的に
安定な領域でランダムに向けられたラインに沿つ
てほぼ整例され、対応するフラツクスバルブ出力
が記録される。機首方位線に対する航空機の不整
列が、地上員により測定され、システムに入れら
れる。航空機は、次いでフラツクスバルブ出力と
反対方向のラインに沿つてほぼ整列するように再
方向づけされ、不整列データが再び得られる。こ
れらのデータにより、地球磁界の測定値が発生さ
れ前記したものとほぼ同様の態様でフラツクスバ
ルブへの電流を打消す地球磁界を与えるのに利用
される。その後、前記した形式の電気的スイング
が行なわれ、補償のために用いられた誤差を得る
ようにしている。２つのヘツデイングランダムス
ウイングも不所望に時間がかかるものであり、訓
練された地上員を必要とし、費用のかかる地上支
援装置を必要としている。
したがつて、磁気的方位検出器は、航空機に用
いられるジヤイロ磁気コンパスシステムの重要な
部分であることが判る。地球磁界を歪ませる多く
の強磁性要素をもつている航空機中に検出器を取
付けることによつて、フラツクスバルブ出力中の
１サイクルおよび２サイクル誤差が誘発される。
すなわち、磁気コンパスにおける１サイクル誤
差は航空機の永久磁化成分によるものであり、こ
の誤差は航空機の360度回転において１つの正の
最大値と１つの負の最大値をもつ。この１サイク
ル誤差の他の原因はフラツクスバルブ近くでD.C
電流を流しているケーブルによつて発生される磁
界によるものである。これらの電流によつて永久
磁化成分と同じような磁界を形成する。
一方、磁気コンパスにおける２サイクル誤差
は、機首方位情報の伝達における不完全さによる
ものである。フラツクスバルブの三脚により発生
される電圧の不平衡またはフラツクスバルブある
いは同期装置におけるインピーダンスの不平衡に
よつて、航空機の360度回転において２つの正の
ピーク値と２つの負のピーク値で変化する誤差
（エラー）を生ずる。２サイクル誤差の他の原因
は、地磁界によつて誘起される、フラツクスバル
ブの近くで強磁性体部分の磁化によるものであ
る。前記したように、これらの誤差の先行技術に
よる補償は、校正手続（キヤリブレーシヨン手
続）を伴ない、その間に地上装置は航空機へ接続
され、特に訓練された人員がそのあとで航空機を
手動で回転させることによつて、あるいはフラツ
クスバルブを電気的に回転させたり、装置上のポ
テンシヨメータを調整することによつて校正を行
なつている。従来の手動コンパススイングは特殊
な装置、例えば、おもりであるとか整列装置など
が必要であり、かつ更に時間がかかるものであつ
た。先行技術による電気的揺動は正確さの要件に
は合致したが、このような手続は、かなりの試験
装置を必要とし、かつ満足すべき結合を達成する
には高度に訓練されたオペレータを必要としてい
た。
本発明は、航空機に用いられるジヤイロ磁気コ
ンパスのフラツクスバルブを補償する装置を提供
するものである。本発明は、複数のヘツデイング
にしたがつて航空機を方向づけし、各機首方位で
フラツクスバルブ出力およびジヤイロ出力を測定
し対応する複数のヘツデイング誤差信号を発生し
ている。ジヤイロによつて与えられるヘツデイン
グ基準は、校正プロセス中に生ずるジヤイロドリ
フトを補償している。そうして得られたヘツデイ
ング誤差信号は、フラツクスバルブのヘツデイン
グ出力を補償するのに用いられるフラツクスバル
ブの補償係数を発生するのに採用される。
前記のように本発明を利用することによつて、
先行技術の前記のごとき欠点が解消される。本発
明は先行技術による手続に必要な時間と比較して
比較的短かな時間で、高い正確度への完全をコン
パス校正スウイングが行なえる。更に、パイロツ
ト以外の何らの人員も要せず、パイロツトは本発
明の装置によつて与えられる命令に応答して航空
機の比較的簡単な操作のみで足りる。更に、本発
明は地上の支援装置のような特定の試験装置の使
用を不要にしている。
本発明は、自蔵自動コンパス校正装置および商
用および軍事用航空機に共通に用いられる形式の
ジヤイロ磁気コンパスシステムのフラツクスバル
ブ出力を補償する装置を提供するものである。便
宜的に、本発明の装置はコンパスシステムのデイ
レクシヨナルジヤイロを利用し、校正手続き用の
ヘツデイング基準データに与えている。このシス
テムは、引き続いて航空機を飛行させることによ
つて各機首方位で適当なデータを記憶している複
数の機首方位に校正される。固定翼航空機におい
て、パイロツトは比較的短かな時間で引き続くヘ
ツデイングへ航空機を飛行させる。
本発明は、機体（クラフト）を容易に上昇させ
たり回転させたりして校正ヘツデイングに向ける
ことができるのでヘリコプタに特に適している。
ヘリコプタへの応用において、航空機は種々のヘ
ツデイングで飛行させたり、滞空させることもで
きるし、あるいはそれぞれに着陸することもでき
る。
良好な実施例においては、45゜間隔をおいた９
個のヘツデイングのパターンは、利用された特定
のコンパスシステムに対するデータポイントの最
適数として用いられる。データポイント数は、そ
の数を最少化するものと、コンパス校正の結果的
な正確性を最大化するものとの間の妥協点であ
る。良好な実施例においては、カージナルおよび
インターカージナルコンパスヘツデイング、0゜、
45゜、90゜、135゜……315゜および360゜が用いられて
い
る。キヤリブレーシヨンヘツデイングの他のパタ
ーンが同じ効果のために用いられてよい。
本発明の良好な実施例は、１サイクルおよび２
サイクル・ヘツデイング誤差を補償しており、南
北および東西の１サイクル誤差は0゜、90゜、180゜お
よび270゜カージナルヘツデイングで集められたデ
ータで補償されている。２サイクルカージナル誤
差は、0゜、90゜、180゜、270゜で集められたデータか
ら補償され、２サイクルインターカージナル誤差
は、インターカージナルヘツデイング45゜、135゜、
225゜および315゜でとられたデータにより補償され
る。同時、初期および最終ヘツデイング0゜および
360゜で記録されたデータは、それぞれ用いられ、
校正手続の始点および終点からのジヤイロドリフ
トを計算し、校正ヘツデイングでドリフトに対す
るジヤイロデータを補償している。
良好な実施例においては、本発明は一部のジヤ
イロ安定化コンパスを含み、そこではジヤイロ出
力機首方位が磁気機首方位に従属している。この
ようなシステムは、航空機に用いるものとして周
知であり、このシステムの例は米国特許第
3691643号（1972年、９月19日発行）、「ジヤイロ
磁気コンパスシステム」と称する、D.H.Baker、
D.R.BricknerおよびK.P.Manningによる特許で
本譲受人へ譲渡されたものに記載されている。
コンパス校正手続を開始するために、該コンパ
スシステムは後で記載する態様でキヤリブレー
ト・モードにセツトされる。このキヤリブレー
ト・モードにおいては、システムは正規のシステ
ムオペレーシヨンを離合し、校正手段を開始する
ように構成されている。
第１図を参照して、本発明の誤差補償装置がブ
ロツク形式で図示されている。このシステムのフ
ラツクスバルブ１０の出力は、フラツクスバルブ
補償装置１１を介してフイルタ、比較、記憶装置
１２へ与えられ、そこでデータはフイルタされ、
比較され、かつ記憶される。このシステムのデイ
クシヨナルジヤイロ１３からのヘツデイング基準
出力は、フイルタ、比較、記憶装置１２へ与えら
れる。フイルタ、比較、記憶装置１２からの出力
は、１サイクル／２サイクル誤差計算機１４へ与
えられ、そこで計算が行なわれ、１サイクルおよ
び２サイクルフラツクスバルブ誤差用の補償信号
を与えている。前記補償信号はフラツクスバルブ
補償装置１１へ与えられ、補償されたヘツデイン
グ出力信号を与えるようにフラツクスバルブ１０
の出力を補償している。
本発明の校正手続においては、航空機は所定の
増分（インクリメント）でそれぞれの校正磁気ヘ
ツデイングで飛行したり、着陸される。各ヘツデ
イングで、フラツクスバルブ１０のヘツデイング
出力およびジヤイロ１３のヘツデイング出力はフ
イルタ、比較、記憶装置１２でフイルタされる。
各ヘツデイングに対して、フイルタされたフラツ
クスバルブ信号は、基準として用いられるフイル
タされたジヤイロヘツデイングと比較される。結
果の差または誤差角は時間長の平均がとられ、記
憶される。同時に、磁界の強さがフラツクスバル
ブデータから決定され、累算された時間で記憶さ
れる。このプロセスは初期のヘツデイングと同じ
磁気ヘツデイング上で終わる所定のヘツデイング
のそれぞれに対して繰返される。最終のヘツデイ
ングで、ジヤイロドリフトはジヤイロ機首方位、
磁気ヘツデイングおよび記憶された全時間にもと
づいて開始および終了点から計算される。個々に
記憶された平均誤差は次いでジヤイロ１３のドリ
フトを補償するように変更される。補償された
個々に記憶された平均誤差は次に１サイクルおよ
び２サイクル誤差角を計算するように用いられ
る。
フラツクスバルブ補償はシステム構成に依存す
る種々の手段および手続によつて行なうことがで
きる。良好な実施例においては、記憶された補償
係数は下記に詳細に説明するような態様で新規に
必要なコンパススイングデータを更新する。簡単
にいえば、記憶された磁界の強さの値が平均化さ
れ、かつ、単一サイクル誤差係数のベクトル長を
判定するように用いられる。二サイクル誤差係数
は又、判定されかつすべての記憶した係数は、フ
ラツクスバルブ信号を補償するように用いられ
る。上記補償およびジヤイロドリフト計算は、航
空機が最終のヘツデイングにある間前記した態様
で行われる。更に、この時間の間有効性試験が経
過した時間で行われジヤイロドリフトおよび補償
係数それに、全ての値が所定の許容内にある場合
には、校正が有効であるとみなされ、かつ信号が
発生されそれが表示される。その後、システム
は、正規の操作へ戻される。
第２図には本発明の磁気方位検出器用誤差補償
装置の良好な実施例の詳細なブロツク図が示され
ている。上記実施例は計算、記憶および制御ブロ
ツクに関して示されているが、好ましくは、本発
明は、動作を行わせるためのマイクロプロセツサ
として具体化されていることがわかる。アナログ
信号はフラツクスバルブ１０によつて与えられか
つデイレクシヨナルジヤイロ１３によつて与えら
れるが、これらの信号はアナログ／デジタル変換
器（図示せず）を介してデイジタル形式に変換さ
れ、デイジタル処理が行われ記憶場所に記憶され
る。さらに、第２図に示す実施例は、アナログ又
はデイジタル離散回路および離散されたプログラ
ム可能なデイジタル回路を利用して選択的に実現
することが出来る。前記コンパスシステムのフラ
ツクスバルブ１０はその磁気ヘツデイング出力信
号をスコツト−Ｔ／電流サーボ組合わせ回路２０
へ与えており、前記組合わせ回路２０は次いで
sinψfvおよびcosψfvとして表わされたフラツクス
バルブヘツデイング出力のsinおよびcos成分を与
えている。前記スコツト−Ｔ／電流サーボ組合わ
せ回路２０は「自動磁界打消を有するそのための
コンパスシステムおよび校正要素」と称するD.
H.BakerおよびF.H.Kallioによる1972年７月25日
発行の米国特許3678593号に記載されているよう
に、実現され得る（上記特許は現醸受人へ譲渡）
上記電流サーボ組合わせ回路２０のsinおよびcos
出力は直流電流であり該電流は上記したように上
記態様で処理するためのデイジタル形式に変換さ
れる。
デイレクシヨナルジヤイロ１３は従来同期ピツ
クオフ装置（図示せず）からの３線ヘツデイング
を備えており、前記ピツクオフ装置は従来の３線
角度変換器２１へ接続されている。前記したよう
に変換器２１からのヘツデイング基準角度は、本
発明による処理用のデイジタル形式に変換され
る。ジヤイロ１３からのヘツデイング基準角度は
地球自転速度補償装置２３からの地球率信号によ
つて従来の態様で地球率に対して２２で補償され
るが前記地球自転速度補償装置２３は、本発明に
おいてはコンパスシステムが、15゜／時間（sinλ）
となつている。但しλは航空機の現在の緯度であ
る。前記コンパスシステムの正規の動作において
はジヤイロ１３の出力が加算点２４で与えられた
同期角度信号ψscを介してフラツクスバルブ１０
の出力へ従属されている。このシステムは従属機
能は前記米国特許3691643に充分記載されている。
加算点２４からの出力は、コンパスシステム出力
角ψpを与えている。
出力信号ψpは図示しない手段によつて変換され
るデイジタル−アナログ信号であり３線角度変換
器への通常の角度へ与えられ、その前記３線出力
は航空機の操縦室３０に存在している遠隔磁気表
示器（RMI）２７のコンパスカード２６を駆動
するように用いられている。前記操作の校正モー
ドにおいては同期角度信号ψscが用いられ、前記
した校正手続に従つてコンパスカード２６の位置
決めを行つている。
本発明の自蔵校正装置を含むジヤイロ磁気コン
パスシステムは航空機の操縦室３０にあるモード
制御装置３１によつて制御される。このモード制
御装置３１はモードスイツチ３２を備えており、
該スイツチ３２はシステムをラベルで示したよう
なキヤリブレート・モード、磁気・モード又はデ
イレクシヨナルジヤイロモードに選択的に置いて
いる。前記制御装置は又前記した態様でパイロツ
トにより操作される準備スイツチ３３を備えてい
る。この制御装置３１はパイロツトに命令を与え
る表示ランプを備えており、航空機を０度又は45
度迄回転させかつ更に校正が有効であるというこ
とをパイロツトへ表示するランプを備えている。
モード制御装置３１は、シーケンス制御装置３
４が接続されており、該装置３４は校正装置によ
つて利用される種々の制御信号を発生している。
シーケンス制御装置３４は出力ヘツデイング角度
信号ψpおよびクロツク信号「ｔ」および「再始
動」信号へ応答している。制御装置３４は、
EN1、EN2、……EN6と指定された作動信号の
シーケンスおよびタイトルで指示されたようなデ
ータストロブ信号を与えている。該作動信号
EN1−EN6は逐次発生され、あとで述べる態様
で校正手続きのシーケンシヤル（逐次的）動作を
制御するように与えられる。制御装置３４はま
た、加算点２４へ同期角度信号ψscを与えている。
本発明の実施例において、コンパスシステムは
航空機を0゜から開始して９つのヘツデイングを
45゜の間隔で逐次方向づけすることによつて校正
される。360゜の９番目のヘツデイングは、0゜の開
始ヘツデイングと一致し、ジヤイロ１３のドリフ
トの測定を行なつている。したがつて、本発明の
コンパス校正手続きはコンパスの４カージナルお
よび４インターカージナル点を利用し、校正を行
なつている。９ヘツデイングのそれぞれに対し
て、フラツクスバルブ１０とジヤイロ１３の出力
は記憶され、かつその時間に対する校正手続の開
始から経過した時間の測定値としてデータ点が記
憶される。航空機が360゜補償の最終ヘツデイング
に向けられると、補償係数が計算され、ジヤイロ
基準信号はドリフトに対して補償されかつ有効性
テストがあとで説明する態様で補償係数、ドリフ
トおよび全経過時間について行なわれる。
モードスイツチ３２が校正位置に最初にセツト
され、航空機が0゜で方向づけられると、準備スイ
ツチ３３が係合し、これによりクロツク発生器３
５が稼動を開始する。クロツク発生器３５からの
クロツク出力「ｔ」はシーケンス制御装置３４へ
の入力として与えられ、校正手続用のタイミング
を与えている。航空機が９ヘツデイングのそれぞ
れで定まると、シーケンス制御装置３４がデータ
ストロブ信号を与え、該信号は時間、磁気ヘツデ
イングおよびジヤイロヘツデイングの記憶を行な
わせている。
ジヤイロヘツデイング基準信号ψgは加算点２
２から発せられるが、該信号が記憶装置４０の記
憶のために、フイルタ３７を介して送信される。
このフイルタは下記の変換函数をもつ通常な遅延
フイルタを備えている。
１／（γs＋１）n 該フイルタ３７は、フイルタされたヘツデイン
グ基準信号ψgfを備えている。この信号はフイル
タされ航空機の擬似運動および風によつて誘起さ
れる雑音を除去する。記憶装置４０は、航空機が
校正スイング中に定めた各ヘツデイングでデータ
ストロブ信号に応答して連続値ψgfを記憶する。
電流サーボ組合わせ回路２０からの磁気ヘツデ
イング角度信号ψfvのsinおよびcos成分は各フイ
ルタ４１と４２へ与えられる。フイルタ４１と４
２は航空機の運動および風、それにバルブ１０の
振子運動によつて生ずる雑音を除去することによ
つてフラツクスバルブデータを円滑にしている。
本実施例においては、フイルタ４１と４２は多
数のデータポイントにわたつてフラツクスバルブ
データを平均し、フイルタリング動作を与えてい
る。いずれも通常のフイルタリング手続が利用で
き、所望の円滑効果を与えていることがわかる。
フラツクスバルブ出力のフイルタ化されたsin、
cos成分はブロツク４３へ与えられ、該ブロツク
４３は下記のように磁界の強さの水平成分を計算
している。
Ｖ＝√2 fv＋2 fv ブロツク４３の出力は、計算された磁界の強さ
のベクトルを記憶装置４４へ与え、この場合９個
の各校正ヘツデイングでの磁界の強さのベクトル
の現存値がシーケンス制御装置３４からのデータ
ストロブ信号に応答して記憶される。
フイルタ４１と４２からのフラツクスバルブヘ
ツデイング出力のフイルタされたsin、cos成分は
１サイクル／２サイクル補償装置４５へ与えら
れ、フラツクスバルブ１０からのヘツデイング出
力信号は、１サイクルおよび２サイクル誤差に対
して補償される。
航空機の誤差が ε＝Bsinψfv＋Ccosψfv＋Dsin2ψf
v＋Ecos2ψfv の形であるとすると、１サイクル／２サイクル補
償装置４５は下記の補償を行なう。
sinψnc＝（Ｃ−sinψfv）（１＋Ｄ
）＋Ｅ（Ｂ−cosψfv） cosψnc＝（Ｃ−sinψfv）（１＋Ｄ
）Ｅ＋（Ｂ−cosψfv） 但し、 ψnc＝補償された磁気ヘツデイング角度信号 ψfv＝未補償磁気ヘツデイング角度信号 Ｂ、Ｃ＝１サイクル誤差係数信号 Ｄ、Ｅ＝２サイクル誤差係数信号 １サイクル／２サイクル補償装置４５において
実現された形式の１サイクルおよび２サイクル誤
差補償は周知の技術であることが判るであろう。
例えば、２サイクル誤差補償については、J.R.
ErsPamerによつて発明され本譲受人へ譲渡され
た「フラツクスバルブヘツデイング中継器システ
ム用の２サイクル補償装置」と称し1976年２月17
日発行の米国特許3938257に開示され、述べられ
ている。
補償係数Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅは電気的に可変な
ROM（リードオンリメモリ）のような記憶装置
４６に記憶される。一度、有効な補償が行なわれ
ると、記憶装置４６は通路４７を介して１サイク
ル／２サイクル補償装置４５に対して補償係数を
与えつづけ、あとの飛行中にフラツクスバルブ１
０から補償されたヘツデイング出力信号を与えて
いる。
校正手続きの間に、記憶装置４６の内容はラベ
ルで示すように「クリヤ」信号によつて消去され
てもよい。
校正中に、通路５０上に与えられる補償係数の
現存する値は加算接点５１で更新され、通路５２
上の更新されたまたは新規な係数を与えている。
通路５２上の新規な係数は記憶装置４６への入力
として与えられ、「データ書込み」制御入力によ
つてその中に入れられる。
１サイクル／２サイクル補償装置４５によつて
与えられたフラツクスバルブ１０からの磁気ヘツ
デイング角度信号の補償されたsinおよびcos成分
は、通常のsin／cos−角度変換器５３へ与えら
れ、該変換器は、下記のように補償されたsin／
cos成分を補償された磁気ヘツデイング角ψncに変
換している。
ψnc＝tan-1sinψnc／cosψnc ψnc信号はその正規の動作モードでジヤイロコ
ンパスシステムで用いられ、図示しないが上記特
許第3691643に記載されている装置を介してジヤ
イロ１３の出力に対する従属信号を発生する。
補償された磁気ヘツデイング角度信号ψncは記
憶装置５４へ与えられ、装置５４はシーケンス制
御装置３４からのデータストロブ信号に応答して
校正ヘツデイングでその値を記憶する。
動作においては、操縦士は航空機を逐次、校正
ヘツデイングへ飛行させ、ヘリコプタの場合にお
いては、好ましくは航空機は磁気構造物から比較
的隔つたいずれかの場所へ飛行し、そこで航空機
が着陸できる。モードスイツチ３２を「キヤリブ
レート」へセツトして、航空機は遠隔磁気表示器
（RMI）２７上で表示されるように0゜ヘツデイン
グへ方向づけされ、準備スイツチ３３が係合され
る。ψnc、ψgf、Ｖ、およびｔの値は、上記したよ
うにデータストロブ信号に応答して記憶装置５
４，４０，４４および３６にそれぞれ記憶され
る。データストロブ信号は、フイルタ４１と４２
対して十分な時間が経つたあとでシーケンス制御
装置３４によつて発せられ、クロツク信号ｔによ
つて決定されるように上記平均化機能を発揮させ
る。次いで、シーケンス制御装置３４は通常の手
段によつて−45゜に等しい角度信号ψscを加算点２
４に与える。コンパスカード２６はそれに応答し
て−45゜に回転し、シーケンス制御装置３４はモ
ード制御装置３１上の0゜表示ランプに回転を表示
する。この表示に応答して、操縦士は航空機を遠
隔磁気表示器（RMI）２７が再び0゜を表示するま
で回転させる。そこで航空機はインターカージナ
ルヘツデイング45゜へ方向づけされる。準備スイ
ツチ３３を再び係合させている操縦士に応答し
て、上記データ集収手続が行なわれ、記憶装置中
にデータの第２のセツトを記憶する。その後、シ
ーケンス制御装置３４は再びコンパスカード２６
を−45゜だけオフセツトし、コンパスカード２６
を0゜表示に戻す。次いで航空機は90゜のカージナ
ルヘツデイングになる。このシーケンスは、航空
機が0゜（360゜）に戻るまで続けられ、９番目の校
正ヘツデイングでデータ集収シーケンスを完了す
る。
シーケンス制御装置３４は各ヘツデイングで従
来の装置によつてψp信号に応答して操縦士が実際
に所望の45゜航空機の回転を達成したかどうかを
判定する。操縦士が所望の回転を達成しなかつた
場合には所望のヘツデイングと実際に達成された
ヘツデイングとの差が利用され、遠隔磁気表示器
（RMI）２７へ次のオフセツト信号を補償する
が、その態様は、操縦士が次のヘツデイングのみ
ならず各カージナルおよびインターカージナルヘ
ツデイングを所定の許容値内で達成するようにし
ている。操縦士による準備スイツチ３３の使用に
よつてフイルタリングおよび回路または選択事項
的にソフトウエアをして前記校正を達成すべく簡
素化するが、然しこれはシステムの要件ではな
い。
本発明を具体化している計算機又はハードウエ
アは、通常の装置によつてψp信号に応答して決定
することが出来るがその時点は前記ヘツデイング
が達成され、かつ戻り率が０であるときに、航空
機が判定によつて適正なヘツデイングにある場合
である。このシステムは次いでこれらの条件が操
縦士のインターフエースに依存するよりも適合さ
れる場合に自動的にフイルタし、データを記憶す
ることが出来る。次に操縦士は新しいヘツデイン
グへ、いつ飛行するのか表示するための信号を必
要とするのみである。
航空機が360゜の最終ヘツデイングに達し、シー
ケンスを集収しているデータが完了した際に記憶
装置３６，４０，４４および５４中の記憶された
値に対しての補償計算が行われる。この計算はシ
ーケンス制御装置３４によつて逐次発生される作
動信号EN1、EN2……EN6を介して制御される。
ドリフト計算機５５は、EN1によつて作動さ
れた際に、初期および最終ヘツデイングでジヤイ
ロヘツデイング値ψgrに応答ドリフト計算を行う
が前記ヘツデイングは下記のように記憶装置５４
によつて与えられるように初期および最終機首方
位で、補償された磁気ヘツデイング角度ψncに応
答して記憶装置４０によつて与えられる。
ドリフト＝（ψGF9−ψGF1）−（
ψnc９−ψnc１） 但し ψGF9＝最終０度ヘツデイングでのフイルター化
されたジヤイロヘツデイング ψGF1＝初期０度ヘツデイングでのフイルター化
されたジヤイロヘツデイング ψnc９＝最終０度ヘツデイングでのフイルター化
された補償磁気ヘツデイング ψnc１＝初期０度ヘツデイングでのフイルター化
された補償磁気ヘツデイング 上記ドリフト計算の結果は、ドリフト試験器５
６へ与えられ、この試験器５６はシーケンス制御
装置３４からのEN2信号によつて作動される。
ドリフト試験においてはドリフト計算機５５で計
算したように校正手続中にジヤイロ１３の全ドリ
フトが所定の閾値と比較される。上記ドリフトが
上記閾値を超える場合には、計算が信頼出来ない
ものとみなされ、再始動信号が、シーケンス制御
装置３４へ与えられ、上記したデータ集収シーケ
ンスを再実行するようにしている。ドリフトが上
記閾値より小さい場合には、補償データ処理が進
められる。本実施例のシステムにおいてはスイン
グ中にジヤイロドリフトは、プラスまたはマイナ
ス2゜の最大値と比較される。ジヤイロ１３が上記
スイングを完了するのに通常必要な８〜10分でこ
の量より大きくドリフトした場合にジヤイロデー
タがヘツデイング基準として信頼できないものと
みなされる。全ドリフトが上記閾値を超えた場合
には操縦士がモード制御装置３１を介してコンパ
ススイングを反復するように指令される。
ドリフトの値は満足出来る限度内にある場合に
はそれぞれのスイングヘツデイングに対する記憶
装置４０内に記憶された各ジヤイロヘツデイング
ψgfはドリフト補償装置５７でドリフトに対して
補償される。このドリフト補償装置５７は、記憶
装置４０に記憶されたジヤイロヘツデイング値、
記憶装置３６に記憶された時間値、およびドリフ
ト計算機５５で計算されたドリフト値に応答す
る。シーケンス制御装置３４からのEN3信号に
応答してドリフト補償装置５７は、下記のように
カージナルおよびインターカージナルジヤイロヘ
ツデイングデータ信号ψgfに関する次のドリフト
補償計算を行う。
ψGC45＝ψgf45＋ドリフト（t45／tsum） ψGC90＝ψgf＋ドリフト（t90／tsum） ψGC315＝ψgf135＋ドリフト（t315／tsum） 但し ψGCxx＝ヘツデイングxxでのドリフト補償フイ
ルタしたジヤイロヘツデイング ψgfxx＝ヘツデイングxxでの未補償フイルタした
ジヤイロヘツデイング txx＝ジヤイロヘツデイングψgfxxが記録されたヘ
ツデイングxxでの累算時間 tsum＝初期0゜ヘツデイングから最終ヘツデイン
グ迄の全累算時間 基準ヘツデイングがドリフト補償装置５７によ
つて校正された後、８個の各カージナルおよびイ
ンターカージナルヘツデイングでの磁気ヘツデイ
ング誤差が誤差角計算機６０で計算される。この
誤差角計算機６０は記憶装置５４からの記憶され
補償された磁気ヘツデイング角度、ドリフト補償
装置５７からのドリフト補償ジヤイロ基準値、お
よび作動信号EN4に対して応答する。計算機６
０は下記のようにEN4に応答して各スイングヘ
ツデイングでの磁気ヘツデイング誤差を決定して
いる。
ε00＝ψnc00−ψGC00 ε45＝ψnc45−ψGC45 ε315＝ψnc315−ψGC315 εNS＝ε180−ε00／２ εEW＝ε270−ε90／２ εCRD＝−ε00＋ε90−ε180＋ε270／４ εIC＝−ε45＋ε135−ε225＋ε315／４ 但し、 εxx＝ヘツデイングxxでの磁気ヘツデイング誤差 ψMCxx＝ヘツデイングxxでの補償された磁気ヘ
ツデイング εGCxx＝ヘツデイングxxでのドリフト補償ジヤイ
ロヘツデイング εNS＝北−南１サイクル誤差 εEW＝東−西１サイクル誤差 εCRD＝カージナル２サイクル誤差 εIC＝インターカージナル２サイクル誤差 EN5によつて制御される計算インターバルの
間に、平均磁界の強さが計算され、誤差係数更新
値が計算される。平気値計算機６１は記憶装置４
４に記憶された磁界の強さの値に応答するが、こ
れが下記のようにEN5にしたがつて値を計算
する。
＝（V0＋V45＋V90……＋V315）／８ 計算機６１によつて与えられる磁界の強さのベ
クトルと計算機６０によつて与えられるヘツデ
イング誤差は係数更新計算機６２へ与えられ下記
のようにEN5に応答して補償係数更新値を与え
ている。
Bμ＝tan εEW Cμ＝tan εNS Dμ＝2tan εIC Eμ＝tan εCRD 但し Bμ＝東西１サイクル係数 Cμ＝南北１サイクル係数 ＝磁界の強さベクトルの平均の大きさ Dμ＝インターカージナル２サイクル誤差係数 Eμ＝カージナル２サイクル誤差係数 係数更新値は加算接点５１で対応する古い係数
へ加算され、新しい係数値は記憶装置４６に記憶
され、１および２サイクル誤差に対するフラツク
スバルブ１の出力を補償するために係数を与えて
いる。
行なわれた更新は下記の通りである。
Ｂ新＝Ｂ古（旧）＋Bμ Ｃ新＝Ｃ古（旧）＋Cμ Ｄ新＝Ｄ古（旧）＋Dμ Ｅ新＝Ｅ古（旧）＋Eμ ＢおよびＣ係数は地球磁界の強さに対するフア
クタを含み、前記地球磁界の強さは、航空機が
原または初期のコンパススイングが行なわれた緯
度とは異なる緯度で操縦されている場合にコンパ
ススイングを行なう必要性を解消している。
係数更新計算機６２によつて与えられる誤差係
数は、それらがある許容値内にあるようにするた
めにEN6に応答して係数試験器６３で試験され
る。２つの閾値はどの誤差係数が試験されている
かに対して用いられる。下限の閾値は所望の校正
精度にしたがつて成立され、上限の閾値は特定の
用途において出合う最も大きな実際上の誤差によ
つて決定される。第２の閾値よりも大きなどの誤
差もシステム中の誤差データまたは不適正な校正
によつて生じるものと考えられる。更新係数が第
１の閾値よりも低い場合には、それらの係数は記
憶装置４６中の現在の係数へ加算され、結果の新
規な係数はシステムを補償するのに用いられる。
このことが行なわれると、係数試験器６３は記憶
装置４６へデータ書込み信号を発し、更新した補
償係数を行なう。
更に、シーケンス制御装置３４は制御装置３１
上の校正有効ランプを付勢して、操縦士に校正が
有効であり、かつシステムが正規の操作に戻るこ
とができることを知らせる。
係数は第１および第２の閾値との間にある場合
には、該係数は現存の係数へ加えられるが、校正
手続は校正の精度を上げるために繰返される。し
たがつて、係数試験器６３は記憶装置４６へデー
タ書込み信号をそしてシーケンス制御装置３４へ
再始動信号を発する。しかしながら、該係数が高
位の閾値を超える場合には、記憶装置４６は消去
され、新規な校正が行なわれる。このことが行な
われると、係数試験器６３は記憶装置４６へクリ
ヤー信号を、そしてシーケンス制御装置３４へ再
始動信号を発する。
第３ａ図および第３ｂ図はフローチヤートを示
し、このフローチヤートは本発明を実施するに際
して行なわれる種々の手動および計算ステツプを
示している。このフローチヤートは上述の装置で
行なわれる新規なコンパス校正プロセスを表わし
ている。上記の異つて構成された装置はフローチ
ヤートに示した本発明の方法を実施するのに用い
ることができることが判る。
上述の装置において、ドリフト試験器５６と係
数試験器６３はドリフトを係数テストをそれぞれ
行なうのに用いられる。図示の装置によつて経過
時間も試験され、手続が許容されうる短い時間内
で終了されることを判定している。例えば、15分
の時間閾値が校正手続の有効性を判定するのに用
いられうる。
上述の本発明は、航空機を種々の校正ヘツデイ
ングへ方向づけることによつて簡単に航空機の磁
気基準ヘツデイングシステムの自動校正を達成す
る。固定翼航空機においては、操縦者は、迅速に
コンパス校正を実行するが、その際に、ほんの数
秒間保持されるのに必要な校正ヘツデイングのそ
れぞれで航空機を単に飛行させることによつて実
行している。したがつて、コンパス校正手続きは
比較的短かいので、ジヤイロドリフトは過度にな
らない。更に、８個の側面コンパス揺動円形コー
スは比較的小さく、したがつて実質的に零磁界偏
差で一定磁界で行なわれるものと考えることがで
きる。ヘリコプタにおいては、操縦士は校正ヘツ
デイングで施回することも、着陸することもでき
る。
操縦士は、所望により自分自身で、局部的な磁
界の乱れのない領域へ飛行しさえすればよく、接
地してあるいは接地せずに行なうことができる揺
動を行なう。本発明の良好な実施例により、僅か
８〜10分で少なくとも±0.5度の精度で完全なス
イングが行なわれる。
本発明を利用する典型的なコンパス校正は±
0.3度最大誤差の精度に対して15分以下で行なわ
れる。本発明は航空機の操作中に補助試験装置ま
たは付加的な人員を要せずに正確かつ迅速なコン
パス校正が行なえる。
上述した本発明は、フラツクスバルブの付近の
磁気的な外乱によつて生ずる単サイクルおよび２
サイクル誤差を補償する装置を提供する。航空機
の軸とのフラツクスバルブ軸のインデツクス誤差
または不整列はこれらの技術を用いて検出したり
補償されない。実際の取付けにおいては、フラツ
クスバルブは好ましくは最初の取付け中に航空機
と機械的に整列されるようにする。
前記のことから、本発明はアナログ回路、離散
的デイジタル回路、離散的プログラムデイジタル
装置およびプログラムマイクロプロセツサ回路に
よつて実現することができる。本発明は、上記し
た計算装置にしたがつてプログラムされたデイジ
タル計算機を用いて実施することができる。第２
図に示す装置のすべては、構成要素であるフラツ
クスバルブ１０、ジヤイロ１３、電流サーボ組合
わせ回路２０、３線角度変換器２１、角度／３線
変換器２５、航空機操縦室３０を除いてプログラ
ム計算によつて実施することができる。プログラ
ムを実施するコーデイングは、上記した材料を用
いて通常の技術をもつプログラマによつて迅速に
作成することができる。添付の特許請求の範囲
は、本発明のこれらの選択的実施例のすべてをカ
バーするように構成されている。
本発明の上記実施例は、コンパスカード２６を
マーク0゜から−45゜オフセツトする点について説
明されたが、それによつて操縦士は航空機を回転
してコンパスカード２６が各校正ヘツデイングに
対して0゜へ戻されるようにしている。上記選択的
航空機操作手段が本発明を実施する際に利用され
うることがお判り戴けると思う。例えば、コンパ
スカード２６が0゜へセツトされ、操縦士が航空機
を、制御装置３１上の関連表示ランプを介して
45゜に回転させるように指令され、同じ効果を達
成することができる。
本発明が良好な実施例において記載されたが、
用いられた語句は限定というよりも説明の語句で
あり、添付の特許請求の範囲内で変更が本発明の
範囲および精神から逸脱せずに行なうことが理解
されるであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の磁気方位検出器用誤差補償装
置の大まかなブロツク図、第２図２ａ，２ｂは本
発明の前記誤差補償装置の詳細なブロツク図、第
３，３ａ，３ｂ図は本発明の装置の動作を示すフ
ローチヤート、を示す。 １０はフラツクスバルブ、１１はフラツクスバ
ルブ補償装置、１２はフイルタ、比較、記憶装
置、１４は１サイクル／２サイクル誤差計算機、
１３はジヤイロ、をそれぞれ示す。

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. １ 航空機に取付けられた磁気方位検出器の機首
    方位出力信号の誤差を補償する装置において、(イ)
    上記航空機の機首方位に従つて機首方位基準信号
    を発生する慣性機首方位基準手段１３，２１と、
    (ロ)上記機首方位出力信号および上記機首方位基準
    信号に応答して、初期機首方位および最終機首方
    位を有する上記航空機の複数の所定の機首方位で
    上記機首方位出力信号と上記機首方位基準信号と
    の間の差に従つて上記誤差に対する上記機首方位
    出力信号を補償する機首方位補償手段６０，６
    １，６２と、(ハ)および上記複数の所定の機首方位
    について上記慣性機首方位基準手段のドリフトに
    対して上記機首方位基準信号を補償するドリフト
    補償装置５７とを備え、前記ドリフト補償装置は
    経過時間の測定を行なう手段並びに前記初期機首
    方位および最終機首方位でのそれぞれにおける前
    記基準信号の値と両者間の測定された経過時間に
    従つて前記航空機の前記機首方位基準信号を補償
    する手段とを有し、よつて上記誤差に対して補償
    した機首方位出力信号を得ることを特徴とする磁
    気方位検出器用誤差補償装置。
JP4780479A 1978-05-01 1979-04-18 Calibrator for semiautomatic builttin magnetic amplitude detector Granted JPS54145568A (en)

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JPS54145568A JPS54145568A (en) 1979-11-13
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