JPH042913A - 宇宙機の航法装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は、異なった地球周回軌道上の複数の人工衛星
に正確なクロック及びスペクトラム拡散通信の可能な送
信機を搭載することによって航法支援のための人工衛星
となし、宇宙空間において専用の受信機によって信号を
受信・処理することによシ、受信機を搭載した宇宙機の
位置・速度を実時間で決定する航法装置に関するもので
ある。

〔従来の技術〕

第３図は９例えば村山「宇宙へのＧＰＳの応用」日本航
空宇宙学会誌、　　Ｖｏｌ、　３５　Ｔ　　ＮＯ３９６
！　ｐｐ２２−２９．１９８７．１．ｔたは、　　Ｗ、
Ｐ、Ｂｉｒｍｉｎｇｈａｍ、　　ｅｔ、　ａｌ、、　”
Ｅｘｐｅｒｌｍｅｎｔａｌ　Ｒｅ５ｕｌｔｓｏｆ　　Ｕ
ｓｉｎｇ　　ｔｈｅ　　ＧＰＳ　ｆｏｒ　Ｌａｎｄｓａ
ｔ　　４　０ｎｂ。

ａｒｄ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　　　、Ｎａｖｉｇａｔ
ｉｏｎ　　Ｖｏｌ、３０゜Ｎｏ、　３　、１）ｐ、　２
４４−２５１　、１９８３　（ｉり例ｔｃミラレルよう
な、米国が開発中の全地球的航法システムであるＧ　Ｐ
　５（Ｇｌｏｂａ’ｌ　Ｐｏ５ｉ、ｔｉｏｎｉｎｇ　Ｓ
ｙｓｔｅｍ　）（日本測地学会「ＧＰＳ−人工衛星によ
る精密測位システム−」日本測量協会、１９８６参照）
のような宇宙壁間において３次元の絶対位置・速度を決
定するための航法支援用の人工衛星を利用した航法装置
の構成を示す図であ９２図において（１１は地球、（２
）は地球周回軌道上の宇宙機、（３）は宇宙機（２）の
軌道、（４）及び（５）はそれぞれ宇宙機（２）搭載の
航法装置を構成する専用受信機及び航法演算装置。

（６）は航法支援用の人工衛星である。

航法支援用の人工衛星（６）は、地球周回軌道上から自
機の絶対位置・速度（７１（ｘ　ｓで表す）を計算する
ための情報と、自機と宇宙機（２）の間の距離全測定す
るための時刻情報を含んだ信号を、特定コードによシス
ベクトル拡散変調して、常時送出する。宇宙機（２）側
の専用受信機（４）はこの航法支援用の人工衛星からの
送出信号（８）全受信して、スペクトル逆拡散を行うこ
とにより信号を復調し、航法支援用の人工衛星（６）と
宇宙機（２）の間の距離（即ちレンジ）を測定すると同
時に、信号のドツプラーシフトから距離変化率（即ち、
レンジレート）全測定する。また、信号中に含まれる航
法支援用の人工衛星（６）の絶対位置・速度（７）全計
算するための情報を解読して、距離・距離変化率の観測
値（９）と共に、航法演算装置（５）に出力する。ここ
で、距離・距離変化率の観測値（９）にはバイアス誤差
やノイズ等の観測誤差が含まれるため９通常これらの観
測値は航法支援用の人工衛星（６）と宇宙機（２）の間
の擬似距離（別名、シュードレンジ）及び擬似距離変化
率（別名、シュードレンジレート）と呼ばれるが、ここ
では簡単のため、「擬似」を省略して単に距離・距離変
化率と呼ぶ。

航法演算装置（５）では、専用受信機（４）からの情報
に基づき１寸ず航法支援用の人工衛星（６）の絶対位置
・速度（７１（ｘ　ｓ　）を計算し２次に距離・距離変
化率の観測値ｆ９１　（Ｚで表す）から、宇宙機（２）
のグイナミクスを考慮して、宇宙機自身の絶対位置・速
度Ｑ１（ｘで表す）を拡張カルマンフィルタを用いて推
定する。

第４図は航法演算装置（５）における主要部の演算手順
を示す機能ブロック図である。図において。

（７）は計算された航法支援用の人工衛星の絶対位置・
速度ｘｓ、ｆ９１は航法支援用の人工衛星と宇宙機の間
の距離・距離変化率の観測値２であシ、拡張カルマンフ
ィルタ部ＱＤにおいてｘ５と２に基づき。

宇宙機の絶対位置・速度Ｘの推定値（イ）（Ｘで表す）
が計算される。拡張カルマンフィルタ部ｒ２１１では具
体的には概略以下のような演算を実施する。

■　初期値の設定 絶対位置・速度（状態−７ｔたは状態変数と呼ぶ）Ｘ、
及びＸの推定誤差の共分散Ｐのｔ＝ｔｏにおける初期推
定値ＸＯ，Ｐ□を与える。

■　状態量伝播 時刻ｔニー１よシΔを後の状態量Ｘｉの推定１直ｘ１を
、Ｘのダイナミクスを与える非線形の微分方程式（即ち
Ｘの状態方程式〕 ｘ　＝ｆ　（ｘ　、　ｔ　）−１−Ｗ（ｔ）　　　　　
　　　（３、１）を、Ｘ−ｘｌ−１を初期値としてプロ
セスノイズｗ＝ｇの条件下でｔ　＝　ｔ　ｊ、　−１か
らｔ＝ｔｌｔニー１＋Δｔまで数値積分することにより
求める・（但し、ｉ＝１　） ■　共分散伝播 Ｘの推定誤差の共分散Ｐの時刻ｔｉ”−ｅｉ−＋＋Δｔ
におけるｔｉ、Ｍｉ　＝ｐ　（ｔ　ｉ　）を次式の数値
積分により計算する。（但し、ｉ：１） Ｐ（ｔ）＝Ｆ１−ＩＰ（ｔ）Ｆｌ−１＋Ｑ（ｔ）　　　
（３１２）初期値　Ｐ（ｔｉ−１）＝Ｐｉ−１ ここで。

Ｑ　（ｔ）　＝プロセスノイズＷ　（ｔ）の共分散この
部分に関しては、数値積分を行う代わシに次式のような
離散型の共分散の伝播を行ってもよい。

Ｍｉ＝Φ１−ＩＰｉ−１Φ１−１　＋Ｑｉ−１（３，２
）’ ごこに。

■ Φ１−１−工＋Ｆｉ−１（工は単位行列）Ｑｉ−＋＝Ｑ
（ｔニー１）Δｔ カルマンフィルタゲインの計算 にニーＭｉＨｉ　（ＨＩＭｌＨｌ　＋Ｒ）−’ここに。

（３，３）’ （３，４） Ｋ１； ｔ＝ｔ１ におけるカルマンフィルタゲイ ン ｂｑ　（ｘ）　：状態量Ｘに対する観測量２よる関数で
あり１次の観測方程式を満たす。

を与え ｚｉ＝ｈ１ （Ｘ）→−ｖ１ （３，６） 但し、■土は観測ノイズ Ｒ：観測ノイズｖ１の共分散（時間的に不変と仮定） ■　状態量更新 ｔ　＝＝　ｔ　１における観測値ｚ＝ｚ１　　と伝播後
の状態量ｘ１から、　　（３，４）式で計算したカルマ
ンフィルタゲインＫｔｋ用いて、ｔ＝ｔ１　における状
態量Ｘの推定ｉｎ　ｘ　１を次式により得る。

ｘｉ＝ｘｉ＋Ｋｉ（ｚｉ　　ｈｔ（ｘｉ））　　　　（
Ｌ７）■　共分散更新 状態量更新に伴う状態量の推定誤差の共分散の減少を次
式により計算する。

Ｐｉ＝Ｊ−ＭＩＨエ　（ＨｌＭｉＨｌ　　十Ｒ）　　Ｈ
ｉＭ□（３，８） ■　■〜■の手順を次の時刻ｔ＝ｔ１＋１＝ｔｉ＋Δｔ
に対して繰シ返す。

（ｉ＝１．Ｌ　Ｌ・・・） なお２式（３，１）におけるｆ（ｘ、ｔ）　　は状態変
数Ｘを とおき。

地球を完全に−様な球体と仮定した場合。

となる。地球偏平の１次項（いわゆる５２項）を含めた
場合はｆ（ｘ、ｔ）は （ｒ−ｎ）２）ｒ〕 （３゜ のようになる。

ここで。

ＩＩ　ｒ　　Ｉｔ μ　＝地球重力定数（＃３．９８６Ｘ１０”ｍ６／５２
）ａｄ　：地球偏平による外乱力項 Ｊ２　　＝１．０８２６３Ｘ１０−’ Ｒｅ＝地球赤道半径（”；６３７８Ｋｍ）ｎ　；地球の
赤道面に垂直で北極方向を向いた単位ベクトル （ｒ−ｎ）：ｒとｎの内積 （例えば、　　Ｍ、Ｈ，Ｋａｐｌａｎ、”Ｍｏａｅｒｎ
　５ｐａｃｅｃｒａｆｔ　　Ｄｙｎａｍｉｃｓ　　＆　
　Ｃｏｎｔｒｏｌ　　”　、　　、ｒｏｈｎ　　Ｗｉｌ
ｅｙ　　＆５ｏｎｓ、　１９７６の８章参照） ＧＰＳの一般ユーザ向けのＯ／Ａコードを利用する宇宙
機の場合でも、高精度を得るためにば５２項を含めた状
態量伝播が必要なことが判っている。

５２項を含めると（３，１）式の解析解は三角関数を多
数含んだ極めて複雑な形（いわゆる一般摂動解〕となる
ため９通常は前述の手順■に示したように数値積分によ
り状態伝播を行うのが一般的である。

一方（３，６）式におけるｈｌ（Ｘ）　　は宇宙機（２
）及び航法支援用の人工衛星（６）の絶対位置・速度を
０Ｓ それぞれ とおくとき９次式によシ表される。

ここに ρ”　　ｒ　　−−ｒ　ｓ ｅρ＝ρ／１１ρ１１ 観、測ｉ＠ｚから絶対位置・速度Ｘを得る手順は以上の
通シであるが、実際には観測値２としては。

４つの異なる航法支援用の人工衛星からの距離及び距離
変化率の観測値が必要であシ、また。状態ｉｘとしては
、宇宙機（２）の絶対位置・速度の他に。

距離・距離変化率のバイアヌ２時刻バイアス等を含める
場合が多いが、ここでは、以下の議論に直接関係しない
ため省略している。

〔発明が解決しようとする課題〕

従来の航法装置は以上のように構成されているので、宇
宙機搭載の航法演算装置内において、状態方程式（（３
，１）式）及び観測方程式（（３゜６）式）が非線形に
なることから、線形系を対象とした通常のカルマンフィ
ルタが使用できず、拡張カルマンフィルタを使用しなけ
ればならなかった。捷た。状態量伝播（手順■）におい
て良好な精度を得るためには５２項を含めた（３．１０
）式のよう外複雑な式の数値積分を行う必要があった。

さらに演算全体を通して、状態量Ｘの計算に必要な精度
（通常ｊ　ｍ、　　ｊ　ｍｍ／ｓのオーダ）に比べて状
態量の変動範囲が大きい（通常±ｌ（ｌ　　Ｋｍ。

±１０Ｋｍ／ｓ　のオーダ）ことから、状態量の計算に
は大きな桁数（通常７桁＝２４ビット以上）の数値の演
算を必要とした。このようなことから。

航法演算を他の処理と同一の搭載計算機で実行する場合
には他の処理を圧迫する可卵性や実時間処理が小可能と
なる場合があるなどの問題点があった。また、使用する
搭載計算機の能力によっては。

拡張カルマンフィルタの適用自体が不可能となる場合が
あるなどの問題もあった。

この発明は、上記のような問題点を解消するためになさ
れたもので、航法演算に要する計算負荷を軽減し、宇宙
機の高精度な位置・速度情報を。

実時間処理によシ取得することのできる装置を得ること
を目的とする。

〔課題を解決するための手段〕

この発明に係わる航法装置は、航法演算装置内で行う宇
宙機の絶対位置・速度を推定する演算において、宇宙機
の近傍にあって時々刻々の位置・速度が既知の基準軌道
を設定し、状態変数として宇宙機の絶対位置・速度を用
いる代わシに基準軌道からの宇宙機の位置・速度の偏差
を使用し、また観測値として航法支援用の人工衛星と宇
宙機との間の距離・距離変化率の代わシに距離・距離変
化率の基準距離・距離変化率からの偏差を使用する。

〔作用） この発明における航法装置では基準軌道からの宇宙機の
絶対位置・速度の偏差を状態変数とし。

航法支援用の人工衛星と宇宙機の間の距離・距離変化率
の基準距離・距離変化率からの偏差を観測価としている
ので、状態方程式と観測方程式が基準軌道に関して線形
化され、航法演算装置において拡張カルマンフィルタで
なく通常のカルマンフィルタが使用できるようになると
ともに、宇宙機と基準軌道に共通に作用する５２項等の
外力項が状態方程式から除去されるため状態方程式が大
幅に簡単化され、さらに偏差を扱うことによって状態量
の計算に必要な桁数が半減する。

〔実施例〕

以下、この発明の一実施例を図について説明する。

第１図において（１１は地球、（２）及び（３）は宇宙
機とその軌道、（４）及び（５）は宇宙機（２）搭載の
航法装置であって、（４）が専用受信機、（５）が航法
演算装置である。専用受信機（４）は地球周回軌道上の
航法支援用の人工衛星（６）からの送出信号（８）全受
信し、従来と同様な方法によって、信号中に含まれる航
法支援用の人工衛星（６）の絶対位置・速度（７１（Ｘ
　ｓで表す）全計算するための情報を解読するとともに
、航法支援用の人工衛星（６）と宇宙機（２）の間の距
離・距離変化率の観測（１１１ｆ９１（通常、擬似距離
・擬似距離変化率と呼ばれるもの。２で表す）を得て、
これらの情報を航法演算装置（５）に送る。航法演算装
置（５）では、専用受信機（４）からの情報に基づき従
来と同様な方法によシ、１ず航法支援用の人工衛星（６
）の絶対位置・速度Ｘ日（７）を計算する。次いで、距
離・距離変化率の観測値ｚ（９）と計算したＸＳより。

宇宙機（２）のダイナミクスを考慮して宇宙機自身の絶
対位置・速度０１（ｘで表す）を推定する。

本発明ではこの最後の推定段階において、宇宙機（２）
の軌道（３）の近傍に時々刻々の位置・速度が既知の基
準軌道α１１−設け、距離・距離変化率の観測値２及び
宇宙機（２）の絶対位置・速度（状態量または状態変数
と総称する）Ｘをその寸まの形で使用する代わりに、宇
宙機（２）の状態変数Ｘの基準軌道上の基準点＋１２１
の位置・速度Ｑ３）　（Ｘｒｅｆで表す）からの偏差α
シ（δＸで表す〕と距離・距離変化率の観測値（９）の
基準距離・距離変化率（１４１（即ち、航法支援用の人
工衛星（６）と基準軌道上の基準点Ｏ２との間の距離・
距離変化率。ｚｒｅｆと表す。）からの偏差０６１（δ
２で表す）をそれぞれ状態変数及び観ｍ１．Ｉ　ｎ＋ｉ
として使用する。ここで。

δ””Ｘ−Ｘｒｅｆ　　　　　　　　　　（３，１３）
δＺ””Ｚ　　Ｚｒｅｆ　　　　　　　　　　　（３，
１４）また、宇宙機（２）のグイナミクヌとしては、宇
宙機（２）の絶対軌道ダイナミクスの代わりに、基準軌
道（ｉｌｌに対する宇宙機（２）の相対軌道ダイナミク
スを用いる。

δ２．δｘ＝１用いることによシ、システムの状態方程
式と観測方程式は次の様に線形化される。

δｘｉ＋１−ΦδＸｉ＋Ｗｉ　　　　　　　（３，１５
）δｚｉ＋１：Ｈ１δＸｉ＋ｖｉ　　　　　　　（３，
１６）ここに。

Φ　：遷移行列 Ｈｌ　：観測行列 Ｗｌ　：フロセスノイズ （１６〕 ■１：観測ノイズ Φは１に無関係な（Δｔのみによシ決まる）定係数の行
列になる。このことは、物理的には宇宙機（２）と基準
軌道（１１１が近傍にあることから＋　　５２項が宇宙
機（２）と基準軌道αＤに全く同一に作用し、従って相
対運動のダイナミクス（即ちδＸの状態方程式）Ｋは５
２項はキャンセルされて入ってこないことに関係してい
る。実際、Φの厳密式は相対軌道運動全記述するａｉｌ
ｌ　の方程式の”　０１ｏｈｅｓｓｙ　−Ｗｉｌｔｓｈ
ｉｒｅ解”としてヨく知られり形トなる。

他方、Ｈ４はＸ（３とＸ　ｒｅｆ　　によシー意的に決
まる行列になる。実際。

とおいて、Ｈ４を求めると。

（３，１７） となる。ここに。

０Ｔ＝０内の縦ベクトルの転置 ｒｒｅｆ　＝　ｒｒｅｆ　　　ｒ　ｓ ρｒｅｆ　”　Ｉｆ　ｐｒｅｆＩＩ ｅρｒｅｆ　”ｒｒｅｆ　／ρｒｅｆ ｖＴ＝（ｖｒｅｆ　　ｖｓ）　　（（ｖｒｅｆ−ｖｓ）
　・ｅρｒｅｆ　）　６ρｒｅｆ ：Ｖｒｅｆ−ＶＢのｅρｒｅｆに関する直交成分上式か
られかるように＋　　ｘＢｒ　　ｘｒｅｆ　が時刻ｔ　
＝　ｔ　１によシそのｉｌｋを変えるので、Φと異なシ
Ｈ□は１によシ変化する。

以上の様にδ２とδｘｉ使用することによシ。

（１Ｂ） 状態方程式と観測方程式が線形化され、かつ状態方程式
が定係数となるため、航法演算装置（５）における演算
処理が従来に比べ本発明では大幅に簡単化される。即ち
、従来の技術では拡張カルマンフィルタを使用し、また
少なくとも状態量伝播は数値積分を使用せざるを得なか
ったのに対し１本発明では（通常の）カルマンフィルタ
が使用でき。

かつ一部の係数は単なる定数となシ、また状態量伝播を
含め数値積分は不要となる。

以下９本発明における航法演算装置（５）の中の演算処
理の内容を具体的に示す。

第２図は９本発明における航法演算装置（５）の中の主
要部の演算手順を示す機能ブロック図であシ。

図において（７）は航法支援用の人工衛星の絶対位置・
速度ｘＥ３．（９）は航法支援用の人工衛星と宇宙機の
間の距離・距離変化率の観測値ｚ、（Ｌ３１は基準軌道
上の基準点α２の既知の位置・速度Ｘｒθｆである。

航法支援用の人工衛星と基準軌道上の基準点の間の距嘔
・距離変化率である基準距離・距離変化率Ｚｒｅｆ　Ｑ
４ｉ’ｉ：Ｘｓｏ　　ｘｒｅｆ　ｋ用いて基準距離・距
離変化率計算部（Ｌηにおいて計算され、これから観測
値２のｚｒｅｆからの偏差α６１（δ２で表す〕が求め
られる。次に、カルマンフィルタ部ａ秒では、δ２とＸ
ｒｅｆを基に宇宙機の基準軌道回シの相対ダイナミクス
を考慮して、宇宙機の基準軌道からの位置・速度の偏差
δＸの推定値ａ！１（δＸで表す）が求められる。最後
に、δＸとＸｒｅｆｋ加えることによ汎宇宙機の絶対位
置・速度Ｘの推定値■（Ｘで表す）が得られる。

基準距離・距離変化率計算部０りにおける演算は具体的
には次式で与えられる。

（３，１８） また、カルマンフィルタ部ａ刊における演算は具体的に
は以下のような手順になる。

■　初期値の設定 宇宙機の位置・速度の基準軌道からの偏差（状態量また
は状態変数と呼ぶ）δＸ、及びδＸの推定誤差の共分散
Ｐのｔ＝ｔｏにおける初期推定値δｘ０．ＰＯを与える
。

■　状態量伝播 時刻ｔ１−１よシ時間Δを後の状態量δｘ１　の推定値
δｘ１を次式によシ求める。

（但し、１＝１） δｘ１−Φδｘｉ−１　　　　　　　　　　　　（３，
１９）■　共分散伝播 δＸの推定誤差の共分散Ｐの時刻ｔｉ”’ｔｉ−１十Δ
ｔにおける値Ｍ１を次式によシ計算する。

（但し、ｉ＝１） Ｍ１″ΦＰ１−１Φ　十Ｑ１−１ ここに。

Ｑｉ−＋−プロセスノイズＷｉのｔ おける共分散 ■　カルマンフィルタゲインの計算 （３，２０） に Ｋｔ＝ＭｉＨｉ　　（ＨｌＭＩＨｌ　＋Ｒ）−’（３，
２１） ここに。

Ｋ４：ｔ＝ｔｌにおけるカルマンフィルタゲイン Ｈｌ：ｔ＝ｔ１における観測行列 Ｒ；観測ノイズｖ１の共分散（時間的に不変と仮定〕 ■　状態量更新 ｔ＝ｔｉにおける観測値の偏差δｚ１　と伝播後の状態
量δｘ１から、　　（３，２１）式で計算したカルマン
フィルタゲインに１に用いてｔ　＝　ｔ　１における状
態量δｘｉの推定値δ９１　を次式にょシ得る。

δｘ１−δｘ１＋に１（δｚ１−Ｈ１δｘｉ）（３，２
２） ■　共分散更新 状態更新に伴う状態量の推定誤差の共分散の減少を次式
によシ計算する。

Ｐｉ：、−Ｍｌ−Ｍ工Ｈｉ　　（ＨｌＭｉＨｉ　　＋Ｒ
）−’ＨｉＭｉ　　　　　　　　　　　　　　　　（３
，２３）（２２〕 ■　■〜■の手順を次の時刻ｔ　＝　’ｅ１＋１　：　
ｔｉ十Δｔに対して繰シ返す。（ｉ＝１．２．３．・・
・）上記手順を■〜■を従来の技術における対応する手
順と比較すると９本発明によれば。

・拡張カルマンフィルタが（通常の）カルマンフィルタ
になる。

・数値積分が不要になる・ ・状態方程式が時変でなく時間不変となるために。

Φが定数となる。

等演算処理が大幅に簡単化することがわかる。更に、ｘ
、ｚの代わりにδＸ、δＺｉ使用するため。

状態量伝播、状態量更新等の計算において、必要となる
演算の桁数を太きぐ減らすことができる。

−例として、標準的な中・低高度の地球周回軌道を想定
した時、Ｘ、Ｚのダイナミックレンジは±１［１４Ｋｍ
、　　±ＩＱＫｍ／ｓ　のオーダとなるため、従来の技
術で状態量伝播／更新の演算を１ｍ、１ｍｍ／θ程度の
最小分解能で実施しようとすれば、７桁（２４ビット〕
以上の数値の演算が必要となった。しかし本発明によれ
ば、基準軌道全宇宙様の軌道の±１０Ｋｍ程度以内に選
べばδＸ、δ２のダイナミックレンジは３桁下がって±
ＩＱＫｍ、　　±１０ｍ／θ　のオーダとなるため、状
態量伝播／更新の演算を同一の最小分解能で実施するの
に４桁（１４ビツト）で済むことになる。このように。

従来の技術では航法演算装置として、３２ピツトクラス
の搭載計算機による演算（または１６ピツトクラスの搭
載計算機による倍長演算）が必要であったのに対し９本
発明によれば１６ピツトクラスの搭載計算機による単語
長演算で済むことになるというメリットが生じる。

〔発明の効果〕

以上のようにこの発明に係わる航法装置は宇宙機の絶対
位置・速度の基準軌道からの偏差を状態変数とし、航法
支援用の人工衛星と宇宙機の間の距離・距離変化率の基
準距離・距離変化率からの偏差ヲ観測値とすることによ
って、従来のような拡張カルマンフィルタでなく通常の
カルマンフィルタが使用できるようにすると同時にｅ　
　３２項の除去効果によシ状態量の数値積分を不変とし
て。

演算を大幅に減らす効果を持つ。更に、状態量。

観測量として扱う数値をほぼ半減できるため、同一の要
求精度ならば少ないピット数の演算で、また、同一のビ
ット数ならば高い精度での航法演算が可能になるという
効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の一実施例による航法装置の構ｂｙ、
＊示す図、第２図はこの発明の一実施例による航法装置
における航法演算装置内の主要な演算手順を示す機能ブ
ロック図、第３図は従来の航法装置の構成を示す図、第
４図は従来の航法装置における航法演算装置内の主要な
演算手順を示す機能ブロック図である。 図において、（１）は地球、（２）は宇宙機、（３）は
宇宙機の軌道、（４）は専用受信機、（５）は航法演算
装置。 （６）は航法支援用の人工衛星、（７）は航法支援用の
人工衛星の絶対位置・速度、（８）は航法支援用の人工
衛星からの送出信号、（９）は距離・距離変化率の観測
値、　Ｑｌは宇宙機の絶対位置・速度、αＢは基準軌道
、０ｚは基準軌道上の基慈点、０渇は基準位置・速度、
α４は基準距離・距離変化率、α９は宇宙機の位置・速
度の偏差、α印は距離・距離変化率の観測値の偏差、α
Ｄは基準距離・距離変化率の計算部、０ｇはカルマンフ
ィルタ部、α９は宇宙機の絶対位置・速度の偏差の推定
値、■は宇宙機の絶対位置・速度の推定値、　ａｎは拡
張カルマンフィルタ部である。 なお９図中、同一符号は同一、または相当部分を示す。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 異なつた地球周回軌道上にある複数の人工衛星に、正確
   なクロック及びスペクトラム拡散変調の可能な送信機を
   搭載することによつて航法支援のための人工衛星となし
   、自機の位置・速度情報を含んだメッセージを特定コー
   ドによつてスペクトラム拡散変調した後地球方向に送出
   し、一方専用の受信機を搭載した宇宙機において、上記
   信号を受信・復調し、信号を送出した人工衛星の位置・
   速度情報を解読するとともに受信信号の位相・ドップラ
   ーシフトを測定することによつて航法支援用の人工衛星
   と専用の受信機を搭載した宇宙機との間の距離・距離変
   化率の情報を取得し、航法演算装置にてこれらの情報を
   処理することによつて宇宙機の位置・速度の決定を行う
   航法装置において、宇宙機の絶対位置・速度を状態変数
   とし、航法支援用の人工衛星と宇宙機間の距離・距離変
   化率を観測値とする拡張カルマンフィルタを使用する代
   わりに、その宇宙機の近傍の基準軌道からの位置・速度
   の偏差を状態変数とし、航法支援用の人工衛星と宇宙機
   間の距離・距離変化率の基準距離・距離変化率からの偏
   差を観測値とするカルマンフィルタを使用することによ
   つて宇宙機の絶対位置・速度を高精度で実時間処理によ
   つて決定することを特徴とする宇宙機の航法装置。