JPH06221795A - 全体的位置決定システムを使用する相対的誘導 - Google Patents
全体的位置決定システムを使用する相対的誘導Info
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- JPH06221795A JPH06221795A JP5235014A JP23501493A JPH06221795A JP H06221795 A JPH06221795 A JP H06221795A JP 5235014 A JP5235014 A JP 5235014A JP 23501493 A JP23501493 A JP 23501493A JP H06221795 A JPH06221795 A JP H06221795A
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- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/34—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data
- F41G7/346—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data using global navigation satellite systems, e.g. GPS, GALILEO, GLONASS
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- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、誘導ビ−クルを人工衛星による全
体的な位置決定システムを使用してレーダのようなセン
サによらずに正確にタ−ゲットへ誘導する方法を提供す
ることを目的とする。 【構成】 人工衛星の選択されたコンステレ−ションか
ら全体的な位置信号をそれぞれ第１のビ−クル20の第１
の全体的位置決定システム受信機24および第２のビ−ク
ル30の第２の全体的位置決定システム受信機32で受信
し、第１のビ−クル20は機上センサ26によりタ−ゲット
28を検出し、そのコンステレ−ションの基準フレ−ムに
タ−ゲット位置を変換し、このコンステレ−ションの基
準フレ−ムで表されるタ−ゲットの位置を第２のビ−ク
ル30の航法システムに通信し、第２のビ−クル30はその
受信機32から得られる位置信号を使用して航法システム
の制御下に通信されたタ−ゲット位置に進行することを
特徴とする。
体的な位置決定システムを使用してレーダのようなセン
サによらずに正確にタ−ゲットへ誘導する方法を提供す
ることを目的とする。 【構成】 人工衛星の選択されたコンステレ−ションか
ら全体的な位置信号をそれぞれ第１のビ−クル20の第１
の全体的位置決定システム受信機24および第２のビ−ク
ル30の第２の全体的位置決定システム受信機32で受信
し、第１のビ−クル20は機上センサ26によりタ−ゲット
28を検出し、そのコンステレ−ションの基準フレ−ムに
タ−ゲット位置を変換し、このコンステレ−ションの基
準フレ−ムで表されるタ−ゲットの位置を第２のビ−ク
ル30の航法システムに通信し、第２のビ−クル30はその
受信機32から得られる位置信号を使用して航法システム
の制御下に通信されたタ−ゲット位置に進行することを
特徴とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はビ−クルの遠距離誘導、
特に相対的誘導を提供し位置設定エラ−を減少する２つ
の全体的な位置決定人工衛星システムを使用するビ−ク
ルの誘導方法に関する。
特に相対的誘導を提供し位置設定エラ−を減少する２つ
の全体的な位置決定人工衛星システムを使用するビ−ク
ルの誘導方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】典型的に飛行ビ−クル等のビ−クルをタ
−ゲットまたは目的地に誘導する幾つかの基本的技術が
存在する。最も普通には、ビ−クル自体は（“捕捉”）
タ−ゲットとセンサを接触させる機上センサを有する。
ビ−クル制御装置はビ−クルを捕捉したタ−ゲットに向
ける。この方法は多くの場合よく作動し、機上センサは
実際にタ−ゲットと最初に接触し、誘導のための十分な
情報を提供することができる。
−ゲットまたは目的地に誘導する幾つかの基本的技術が
存在する。最も普通には、ビ−クル自体は（“捕捉”）
タ−ゲットとセンサを接触させる機上センサを有する。
ビ−クル制御装置はビ−クルを捕捉したタ−ゲットに向
ける。この方法は多くの場合よく作動し、機上センサは
実際にタ−ゲットと最初に接触し、誘導のための十分な
情報を提供することができる。
【０００３】隠蔽することによりタ−ゲットの捕捉を防
止する試みが行われるような場合には機上センサ方法が
不充分になる。その場合機上センサにより与えられるよ
りもさらに多くの情報が必要になり、他のソ−スからの
誘導情報を使用することになる。機上センサに依存する
方法もセンサフィ−ルドが混乱するとき、またはセンサ
により与えられたデ−タが十分に正確でないときに地上
に接近して作動することはできない。
止する試みが行われるような場合には機上センサ方法が
不充分になる。その場合機上センサにより与えられるよ
りもさらに多くの情報が必要になり、他のソ−スからの
誘導情報を使用することになる。機上センサに依存する
方法もセンサフィ−ルドが混乱するとき、またはセンサ
により与えられたデ−タが十分に正確でないときに地上
に接近して作動することはできない。
【０００４】センサの技術的特性はまたその起因も価格
に関連して考慮されなければならない。光、赤外線、ま
たはレ−ダセンサにより誘導される場合、正確な誘導が
必要な軍事用の場合、センサと電子装置の価格はビ−ク
ルの価格中の大きな割合を占める。センサが正確であれ
ばあるほどその価格は高くなる。
に関連して考慮されなければならない。光、赤外線、ま
たはレ−ダセンサにより誘導される場合、正確な誘導が
必要な軍事用の場合、センサと電子装置の価格はビ−ク
ルの価格中の大きな割合を占める。センサが正確であれ
ばあるほどその価格は高くなる。
【０００５】これらの技術的の考慮とシステム価格を念
頭にいれると、遠距離に位置されている制御装置または
センサからの情報を使用してビ−クルを目的地またはタ
−ゲットに誘導する技術が開発されている。民間用の場
合において全天候航空機着陸システムはほぼ不可視の状
況でさえも航空機を安全な着陸に誘導するための遠隔的
に生成されたのナビゲ−ション情報を使用する。軍事の
場合には正確に誘導される兵器はタ−ゲットの位置を検
出するためタ−ゲット指示航空機のセンサを使用し、航
空機により発射される兵器にタ−ゲット位置を与えるこ
とによりタ−ゲットに誘導されることができる。精巧度
の高まったデ−タリンクは兵器およびミサイルをタ−ゲ
ットに正確に誘導するのに遠隔的に生成された種々の情
報の使用を可能にする。これらの技術は兵器のセンサの
価格を減少（または削減）し、従って兵器システムの処
理価格を大きく減少する。
頭にいれると、遠距離に位置されている制御装置または
センサからの情報を使用してビ−クルを目的地またはタ
−ゲットに誘導する技術が開発されている。民間用の場
合において全天候航空機着陸システムはほぼ不可視の状
況でさえも航空機を安全な着陸に誘導するための遠隔的
に生成されたのナビゲ−ション情報を使用する。軍事の
場合には正確に誘導される兵器はタ−ゲットの位置を検
出するためタ−ゲット指示航空機のセンサを使用し、航
空機により発射される兵器にタ−ゲット位置を与えるこ
とによりタ−ゲットに誘導されることができる。精巧度
の高まったデ−タリンクは兵器およびミサイルをタ−ゲ
ットに正確に誘導するのに遠隔的に生成された種々の情
報の使用を可能にする。これらの技術は兵器のセンサの
価格を減少（または削減）し、従って兵器システムの処
理価格を大きく減少する。
【０００６】一般用および軍事用の遠距離誘導ビ−クル
に対して提案されている１つの誘導方法は、全体的な
（グローバルな）位置決定システム（ＧＰＳ）を利用す
る。ＧＰＳは地球上の軌道に数個の人工衛星を配置提供
し、各人工衛星は１または２のナビゲ−ション信号を放
射する。ＧＰＳ人工衛星は常に地球上で適切な場所の視
野に数個の人工衛星が存在するように配置されている。
この点の正確な位置は種々の三角測量方法でその点に到
達するように３または好ましくは４個の人工衛星のナビ
ゲ−ション信号に必要な時間を測定することにより固定
されることができる。ＧＰＳシステムは天候により大き
く影響されず、軍事用においては多くのカモフラ−ジュ
技術により影響を受けない。
に対して提案されている１つの誘導方法は、全体的な
（グローバルな）位置決定システム（ＧＰＳ）を利用す
る。ＧＰＳは地球上の軌道に数個の人工衛星を配置提供
し、各人工衛星は１または２のナビゲ−ション信号を放
射する。ＧＰＳ人工衛星は常に地球上で適切な場所の視
野に数個の人工衛星が存在するように配置されている。
この点の正確な位置は種々の三角測量方法でその点に到
達するように３または好ましくは４個の人工衛星のナビ
ゲ−ション信号に必要な時間を測定することにより固定
されることができる。ＧＰＳシステムは天候により大き
く影響されず、軍事用においては多くのカモフラ−ジュ
技術により影響を受けない。
【０００７】ＧＰＳシステムは動作中にされ、個人によ
り使用される正確度の低いＧＰＳ受信機は約千ドルほど
で入手できる。正確度の高いＧＰＳ受信機は一般用と軍
事用で使用される。選択されたＧＰＳ受信機の正確度に
依存して、ＧＰＳシステムは絶対的な位置の決定が地球
上の最も多くの位置で約30フィ−トの確実性の範囲内で
行われることを可能にする。この確実性の程度は示され
た位置が正確な位置の30フィ−ト内である特に高い確率
可能性を意味しており、半数必中半円界（ＣＥＰ）とし
て知られている。
り使用される正確度の低いＧＰＳ受信機は約千ドルほど
で入手できる。正確度の高いＧＰＳ受信機は一般用と軍
事用で使用される。選択されたＧＰＳ受信機の正確度に
依存して、ＧＰＳシステムは絶対的な位置の決定が地球
上の最も多くの位置で約30フィ−トの確実性の範囲内で
行われることを可能にする。この確実性の程度は示され
た位置が正確な位置の30フィ−ト内である特に高い確率
可能性を意味しており、半数必中半円界（ＣＥＰ）とし
て知られている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】ＧＰＳベ−スの誘導シ
ステムは航空機の着陸システムと誘導兵器の使用におい
て提案されている。残念ながらこれら両者の応用では示
された30フィートのＣＥＰは大き過ぎるため多くの場合
に実際的ではない。航空機の着陸システムの滑走路の高
度の30フィートのエラ−は危険につながる。多くの正確
な誘導兵器による30フィ−トの誤りは目的到達の使命を
果たすことをできなくする。
ステムは航空機の着陸システムと誘導兵器の使用におい
て提案されている。残念ながらこれら両者の応用では示
された30フィートのＣＥＰは大き過ぎるため多くの場合
に実際的ではない。航空機の着陸システムの滑走路の高
度の30フィートのエラ−は危険につながる。多くの正確
な誘導兵器による30フィ−トの誤りは目的到達の使命を
果たすことをできなくする。
【０００９】この問題は固有のＧＰＳエラ−の特性を分
析することによりある程度着陸システムその他の民間用
について解決されている。エラ−の大部分はバイアスタ
イプの体系的エラ−から生じる。エラ−の発生源の例は
人工衛星の正確な位置と、人工衛星クロックの僅かなエ
ラ−、大気状態により生じる信号変化を知ることにおけ
る僅かな不確実さである。これらのエラ−は領域内の全
てのＧＰＳ受信機に同様的に影響を及ぼす。これらは固
定したＧＰＳ受信機を実際位置が正確に知られている測
定位置に位置づけ、ＧＰＳ座標の視野の人工衛星への固
定した受信機の範囲を測定し、各人工衛星の補正値を得
るため測定された距離範囲を既知の位置から決定された
実際の距離と比較することにより考慮される。これらの
補正値は領域内で移動するＧＰＳシステムに放送され、
最良の位置情報を生む人工衛星を追跡する。ＧＰＳ座標
の移動システムにより決定される範囲は固定した受信機
により放送される補正値により補正される。この“差動
ＧＰＳ”技術によってＧＰＳを使用する絶対位置エラ−
は10フィ−トのＣＥＰよりも小さく減少されることがで
きる。
析することによりある程度着陸システムその他の民間用
について解決されている。エラ−の大部分はバイアスタ
イプの体系的エラ−から生じる。エラ−の発生源の例は
人工衛星の正確な位置と、人工衛星クロックの僅かなエ
ラ−、大気状態により生じる信号変化を知ることにおけ
る僅かな不確実さである。これらのエラ−は領域内の全
てのＧＰＳ受信機に同様的に影響を及ぼす。これらは固
定したＧＰＳ受信機を実際位置が正確に知られている測
定位置に位置づけ、ＧＰＳ座標の視野の人工衛星への固
定した受信機の範囲を測定し、各人工衛星の補正値を得
るため測定された距離範囲を既知の位置から決定された
実際の距離と比較することにより考慮される。これらの
補正値は領域内で移動するＧＰＳシステムに放送され、
最良の位置情報を生む人工衛星を追跡する。ＧＰＳ座標
の移動システムにより決定される範囲は固定した受信機
により放送される補正値により補正される。この“差動
ＧＰＳ”技術によってＧＰＳを使用する絶対位置エラ−
は10フィ−トのＣＥＰよりも小さく減少されることがで
きる。
【００１０】差動ＧＰＳ方法は操作上、多くの軍事タ−
ゲット追跡用、多くのその他の軍事用、多くの民間用に
は適していない。これらの場合には、ＧＰＳ受信機はバ
イアスタイプのエラ−補正の測定を行うために実際位置
が知られている正確に調査された位置に配置されること
ができない。
ゲット追跡用、多くのその他の軍事用、多くの民間用に
は適していない。これらの場合には、ＧＰＳ受信機はバ
イアスタイプのエラ−補正の測定を行うために実際位置
が知られている正確に調査された位置に配置されること
ができない。
【００１１】それ故、民間用および軍事用の両者で使用
される遠距離航行および誘導情報を提供する改良された
技術が必要とされる。本発明はこの必要性を満たし、さ
らに関連した利点を提供する。
される遠距離航行および誘導情報を提供する改良された
技術が必要とされる。本発明はこの必要性を満たし、さ
らに関連した利点を提供する。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明はＧＰＳを使用し
て高い正確度の位置情報を提供する相対的なＧＰＳ誘導
技術を提供する。その技術はバイアスタイプのＧＰＳエ
ラ−を除去するが、位置が調査により正確に知られてい
る位置でＧＰＳ受信機の位置づけを必要としない。本発
明の方法は誘導ビ−クルが機上センサなしで約５フィ−
トのＣＥＰより小さい正確度でタ−ゲットまたは目的位
置に誘導されることを可能にする。誘導ビ−クルの比較
的安価なＧＰＳ受信機とタ−ゲット指示ビークルの別の
受信機とが必要とされる。本発明は軍用タ−ゲット検出
で使用されるとき、タ−ゲット検出センサのによりタ−
ゲットの単一位置のみを必要とする。追跡されることの
できるタ−ゲット指示航空機によるタ−ゲットの連続的
照射を必要としない。
て高い正確度の位置情報を提供する相対的なＧＰＳ誘導
技術を提供する。その技術はバイアスタイプのＧＰＳエ
ラ−を除去するが、位置が調査により正確に知られてい
る位置でＧＰＳ受信機の位置づけを必要としない。本発
明の方法は誘導ビ−クルが機上センサなしで約５フィ−
トのＣＥＰより小さい正確度でタ−ゲットまたは目的位
置に誘導されることを可能にする。誘導ビ−クルの比較
的安価なＧＰＳ受信機とタ−ゲット指示ビークルの別の
受信機とが必要とされる。本発明は軍用タ−ゲット検出
で使用されるとき、タ−ゲット検出センサのによりタ−
ゲットの単一位置のみを必要とする。追跡されることの
できるタ−ゲット指示航空機によるタ−ゲットの連続的
照射を必要としない。
【００１３】本発明によるとタ−ゲットに誘導ビ−クル
を誘導する方法は、地球上空の軌道の人工衛星の選択さ
れたコンステレ−ションからの全体的な位置信号を受信
するように固定されている第１の全体的な位置決定シス
テム（ＧＰＳ）受信機と、同一のコンステレ−ションか
ら選択された人工衛星からの全体的な位置信号を受信す
るように固定されている誘導ビ−クルＧＰＳ受信機を有
する誘導ビ−クルとを設ける。タ−ゲットは位置が決定
され、その位置は第１のＧＰＳ受信機の位置測定に基づ
くＧＰＳ人工衛星の選択されたコンステレ−ションの基
準フレ−ムに変換される。ＧＰＳ人工衛星の選択された
コンステレ−ションの基準フレ−ムで表されているタ−
ゲットのこの位置は誘導ビ−クルのナビゲ−ションシス
テムに通信される。誘導ビ−クルはナビゲ−ションシス
テムの制御下でこのタ−ゲット位置に進行し、人工衛星
の選択されたコンステレ−ションからの位置信号を受信
す誘導ビ−クルのＧＰＳ受信機から得る位置信号を使用
する。
を誘導する方法は、地球上空の軌道の人工衛星の選択さ
れたコンステレ−ションからの全体的な位置信号を受信
するように固定されている第１の全体的な位置決定シス
テム（ＧＰＳ）受信機と、同一のコンステレ−ションか
ら選択された人工衛星からの全体的な位置信号を受信す
るように固定されている誘導ビ−クルＧＰＳ受信機を有
する誘導ビ−クルとを設ける。タ−ゲットは位置が決定
され、その位置は第１のＧＰＳ受信機の位置測定に基づ
くＧＰＳ人工衛星の選択されたコンステレ−ションの基
準フレ−ムに変換される。ＧＰＳ人工衛星の選択された
コンステレ−ションの基準フレ−ムで表されているタ−
ゲットのこの位置は誘導ビ−クルのナビゲ−ションシス
テムに通信される。誘導ビ−クルはナビゲ−ションシス
テムの制御下でこのタ−ゲット位置に進行し、人工衛星
の選択されたコンステレ−ションからの位置信号を受信
す誘導ビ−クルのＧＰＳ受信機から得る位置信号を使用
する。
【００１４】本発明には幾つかのキ−となる事項が存在
する。第１にタ−ゲットの完全な位置を決定する必要が
ないことである。第１のＧＰＳ受信機により受信される
ようなＧＰＳ信号の基準フレ−ムのようにここで選択さ
れている共通の基準フレ−ムに関する位置だけが必要と
される。それ故システムは正確な情報を得るために既知
の測量された位置にＧＰＳ受信機を位置づけする必要性
をなくす。タ−ゲットの位置はＧＰＳの半数必中半円界
の確率内の基準ＧＰＳフレ−ムに関するタ−ゲット指示
ビークルのようなタ−ゲット指示位置から決定される。
タ−ゲット位置はレ−ダまたはレ−ザ照準のような便利
な方法で決定される。
する。第１にタ−ゲットの完全な位置を決定する必要が
ないことである。第１のＧＰＳ受信機により受信される
ようなＧＰＳ信号の基準フレ−ムのようにここで選択さ
れている共通の基準フレ−ムに関する位置だけが必要と
される。それ故システムは正確な情報を得るために既知
の測量された位置にＧＰＳ受信機を位置づけする必要性
をなくす。タ−ゲットの位置はＧＰＳの半数必中半円界
の確率内の基準ＧＰＳフレ−ムに関するタ−ゲット指示
ビークルのようなタ−ゲット指示位置から決定される。
タ−ゲット位置はレ−ダまたはレ−ザ照準のような便利
な方法で決定される。
【００１５】第２に、タ−ゲット指示ビークルの位置の
１つおよび誘導ビ−クルの１つで２つのＧＰＳ受信機が
使用される。２つの受信機が誘導ビ−クルのＧＰＳ受信
機のバイアスタイプのエラ−を除去するために使用され
る。第３に２つのＧＰＳ受信機のバイアスエラ−はほと
んど同一であり、これらはＧＰＳ人工衛星（“コンステ
レ−ション”）の同一グル−プから選択された信号を使
用して動作するように制限される。即ち誘導ビ−クルの
ＧＰＳ受信機は他の方法では行われるようなＧＰＳ人工
衛星の異なったコンステレ−ション間での自由なスイッ
チの切換えを許容しない。その代りにタ−ゲット指示ビ
ークルのＧＰＳ受信機により使用されるコンステレ−シ
ョンの人工衛星からのみ位置を決定するように制限され
る。第４にバイアスタイプエラ−は受信機が十分に近接
して位置されるならば最も容易に除去され、約100 マイ
ルより短い距離が２つのＧＰＳ受信機との間のバイアス
タイプエラ−のほぼ全ての除去を許容することが研究に
より示されている。
１つおよび誘導ビ−クルの１つで２つのＧＰＳ受信機が
使用される。２つの受信機が誘導ビ−クルのＧＰＳ受信
機のバイアスタイプのエラ−を除去するために使用され
る。第３に２つのＧＰＳ受信機のバイアスエラ−はほと
んど同一であり、これらはＧＰＳ人工衛星（“コンステ
レ−ション”）の同一グル−プから選択された信号を使
用して動作するように制限される。即ち誘導ビ−クルの
ＧＰＳ受信機は他の方法では行われるようなＧＰＳ人工
衛星の異なったコンステレ−ション間での自由なスイッ
チの切換えを許容しない。その代りにタ−ゲット指示ビ
ークルのＧＰＳ受信機により使用されるコンステレ−シ
ョンの人工衛星からのみ位置を決定するように制限され
る。第４にバイアスタイプエラ−は受信機が十分に近接
して位置されるならば最も容易に除去され、約100 マイ
ルより短い距離が２つのＧＰＳ受信機との間のバイアス
タイプエラ−のほぼ全ての除去を許容することが研究に
より示されている。
【００１６】それ故本発明は誘導ビ−クルがタ−ゲット
または目的地に到達するように誘導を行う便利な方法を
与える。誘導ビ−クルはセンサを必要とせず代りに比較
的安価のＧＰＳ受信機のみを有する。ＧＰＳ信号のバイ
アスタイプのエラ−の除去のために位置の正確性は優秀
である。他の特徴および利点が添付図面を参照して実施
例と本発明の原理を示す以下の詳細な説明から明白にな
るであろう。
または目的地に到達するように誘導を行う便利な方法を
与える。誘導ビ−クルはセンサを必要とせず代りに比較
的安価のＧＰＳ受信機のみを有する。ＧＰＳ信号のバイ
アスタイプのエラ−の除去のために位置の正確性は優秀
である。他の特徴および利点が添付図面を参照して実施
例と本発明の原理を示す以下の詳細な説明から明白にな
るであろう。
【００１７】
【実施例】図１は第１のビ−クル、この場合地球22の表
面の上空を飛行する飛行機20を示している。航空機20は
タ−ゲット指示または制御航空機である。航空機20は第
１の全体的位置決定システム（ＧＰＳ）受信機24と、こ
の場合では地球22上に位置されている（必要ではない
が）タ−ゲット28を感知する能力のあるセンサ26とを具
備している。好ましいセンサ26はレ−ダ、最適なのは選
択的な開口レ−ダ（ＳＡＲ）である。
面の上空を飛行する飛行機20を示している。航空機20は
タ−ゲット指示または制御航空機である。航空機20は第
１の全体的位置決定システム（ＧＰＳ）受信機24と、こ
の場合では地球22上に位置されている（必要ではない
が）タ−ゲット28を感知する能力のあるセンサ26とを具
備している。好ましいセンサ26はレ−ダ、最適なのは選
択的な開口レ−ダ（ＳＡＲ）である。
【００１８】この実施例ではミサイル30である第２のビ
−クルも地球22の表面上空を飛行する。ミサイル30は第
２のＧＳＰ受信機32を運搬するが本発明に関連するセン
サはない。（ミサイルは必ずしも必要ではないが端末誘
導センサまたは本発明に関連しない類いのセンサを有し
ていてもよい）。ミサイル30はこの実施例では誘導ビ−
クルである。（同様に、センサは船舶、潜水艦、魚雷、
地上ビ−クル等の表面に存在することもできる）。
−クルも地球22の表面上空を飛行する。ミサイル30は第
２のＧＳＰ受信機32を運搬するが本発明に関連するセン
サはない。（ミサイルは必ずしも必要ではないが端末誘
導センサまたは本発明に関連しない類いのセンサを有し
ていてもよい）。ミサイル30はこの実施例では誘導ビ−
クルである。（同様に、センサは船舶、潜水艦、魚雷、
地上ビ−クル等の表面に存在することもできる）。
【００１９】地球上空の軌道にはＧＳＰの多数の人工衛
星34,36,38,40,42,44 が存在する。人工衛星34,36,38,4
0,42として示された選択されたこれらの５つの人工衛星
は“コンステレ−ション”46として集合的に識別され
る。用語“コンステレ−ション”は関連する期間中に第
１のＧＰＳ受信機と第２のＧＰＳ受信機の両者により基
準にされる全ての人工衛星の呼称に使用される。この例
では５つの人工衛星34,36,38,40,42はＧＰＳ受信機24,3
2 の両者による基準に利用される。図面では全ての５つ
の人工衛星は航空機の受信機24により基準にされる。し
かし時間の特定の瞬間においてこの例では人工衛星34,3
6,38,40 の４つのみの信号が基準用にミサイル30で受信
機32により選択される。コンステレ−ションの残りの人
工衛星42は例えば過度に大きいバイアスタイプのエラ−
を有するような、ある理由でこの特定の瞬間に基準にさ
れない。異なった時間において、状況は変化し、コンス
テレ−ション（例えば人工衛星34,38,40,42 ）からの他
の４つの人工衛星グル−プはミサイル30の受信機32によ
り基準にされるように選択される。これらの全ての場合
において、人工衛星44はＧＳＰ受信機24,32 の“コンス
テレ−ション”の一部分ではなく、それは何等かの理由
で受信機24により基準にされず、コンステレ−ション46
の一部分を形作しないからである。
星34,36,38,40,42,44 が存在する。人工衛星34,36,38,4
0,42として示された選択されたこれらの５つの人工衛星
は“コンステレ−ション”46として集合的に識別され
る。用語“コンステレ−ション”は関連する期間中に第
１のＧＰＳ受信機と第２のＧＰＳ受信機の両者により基
準にされる全ての人工衛星の呼称に使用される。この例
では５つの人工衛星34,36,38,40,42はＧＰＳ受信機24,3
2 の両者による基準に利用される。図面では全ての５つ
の人工衛星は航空機の受信機24により基準にされる。し
かし時間の特定の瞬間においてこの例では人工衛星34,3
6,38,40 の４つのみの信号が基準用にミサイル30で受信
機32により選択される。コンステレ−ションの残りの人
工衛星42は例えば過度に大きいバイアスタイプのエラ−
を有するような、ある理由でこの特定の瞬間に基準にさ
れない。異なった時間において、状況は変化し、コンス
テレ−ション（例えば人工衛星34,38,40,42 ）からの他
の４つの人工衛星グル−プはミサイル30の受信機32によ
り基準にされるように選択される。これらの全ての場合
において、人工衛星44はＧＳＰ受信機24,32 の“コンス
テレ−ション”の一部分ではなく、それは何等かの理由
で受信機24により基準にされず、コンステレ−ション46
の一部分を形作しないからである。
【００２０】本発明の方法の変形では、あるときにコン
ステレ−ション46の１、２、３つの少数の人工衛星がミ
サイル30の受信機32により基準にされる。コンステレ−
ション46からの少数の人工衛星の受信機32によるこの使
用は好ましくなく、それはバイアスタイプのエラ−の部
分的の減少のみを許容するからである。本発明の利点を
実現するために受信機32は位置的決定のためにコンステ
レ−ション46から人工衛星のみを基準にするように制限
される。コンステレ−ション46にはない他の人工衛星が
位置的決定で基準にされるとバイアスエラ−は消去され
ない。
ステレ−ション46の１、２、３つの少数の人工衛星がミ
サイル30の受信機32により基準にされる。コンステレ−
ション46からの少数の人工衛星の受信機32によるこの使
用は好ましくなく、それはバイアスタイプのエラ−の部
分的の減少のみを許容するからである。本発明の利点を
実現するために受信機32は位置的決定のためにコンステ
レ−ション46から人工衛星のみを基準にするように制限
される。コンステレ−ション46にはない他の人工衛星が
位置的決定で基準にされるとバイアスエラ−は消去され
ない。
【００２１】本発明によると、航空機20はＧＰＳ受信機
24を使用して人工衛星のコンステレ−ション46からＧＰ
Ｓの基準フレ−ムの位置を測定する。ＧＰＳシステムの
動作は人工衛星および送信と、受信機およびその動作モ
−ドの両者について技術的に知られている。簡単にいえ
ば各人工衛星は時間の特定の瞬間にコ−ド化されたパル
スを送信する。受信機はコ−ド化されたパルスを受信す
る。少なくとも３つ、好ましくは４つのコ−ド化された
人工衛星パルスから受信機は受信機の位置、したがって
この場合人工衛星に関する航空機20の位置を決定する。
この方法により測定された航空機の位置は雑音の類のエ
ラ−とバイアスタイプのエラ−により決定されるように
ある程度の不確実性を有するが、これらのエラ−の原
因、大きさ、効果を以下に説明する。
24を使用して人工衛星のコンステレ−ション46からＧＰ
Ｓの基準フレ−ムの位置を測定する。ＧＰＳシステムの
動作は人工衛星および送信と、受信機およびその動作モ
−ドの両者について技術的に知られている。簡単にいえ
ば各人工衛星は時間の特定の瞬間にコ−ド化されたパル
スを送信する。受信機はコ−ド化されたパルスを受信す
る。少なくとも３つ、好ましくは４つのコ−ド化された
人工衛星パルスから受信機は受信機の位置、したがって
この場合人工衛星に関する航空機20の位置を決定する。
この方法により測定された航空機の位置は雑音の類のエ
ラ−とバイアスタイプのエラ−により決定されるように
ある程度の不確実性を有するが、これらのエラ−の原
因、大きさ、効果を以下に説明する。
【００２２】航空機20はまたセンサ26を使用して航空機
20に関するタ−ゲット28の位置も決定する。ベクトル的
にＧＰＳ位置測定とタ−ゲット位置測定を結合すること
により、コンステレ−ション46の基準フレ−ム中のタ−
ゲット28の位置が発見される。
20に関するタ−ゲット28の位置も決定する。ベクトル的
にＧＰＳ位置測定とタ−ゲット位置測定を結合すること
により、コンステレ−ション46の基準フレ−ム中のタ−
ゲット28の位置が発見される。
【００２３】ミサイル30はＧＰＳ受信機32を使用して人
工衛星のコンステレ−ション46からのＧＰＳ基準フレ−
ムの位置を測定する。この測定は航空機20によるタ−ゲ
ット28の位置測定と同時間で行われる。この測定はまた
好ましくは航空機20によるタ−ゲット28の位置の測定よ
りも後の時間に行われる。後に詳細に説明するようにミ
サイル30に関するタ−ゲット28の位置はミサイル30のこ
の位置測定から容易に決定される。このようにして決定
された位置はＧＰＳ位置のバイアスタイプのエラ−のた
めに補正され、エラ−を除去する。
工衛星のコンステレ−ション46からのＧＰＳ基準フレ−
ムの位置を測定する。この測定は航空機20によるタ−ゲ
ット28の位置測定と同時間で行われる。この測定はまた
好ましくは航空機20によるタ−ゲット28の位置の測定よ
りも後の時間に行われる。後に詳細に説明するようにミ
サイル30に関するタ−ゲット28の位置はミサイル30のこ
の位置測定から容易に決定される。このようにして決定
された位置はＧＰＳ位置のバイアスタイプのエラ−のた
めに補正され、エラ−を除去する。
【００２４】図２は図１の一部分の拡大図であり、ＧＰ
Ｓバイアスタイプエラ−の効果を示している。ＧＰＳ方
法を使用する位置決定の正確度を決定する２つのタイプ
のエラ−が存在する。第１はバイアスタイプエラ−であ
る。バイアスタイプのエラ−は人工衛星軌道の位置の不
確実性、種々の人工衛星送信との間の時間ベ−スの相
違、人工衛星の無線信号の状況の効果としてのこのよう
な効果から生じる。ＧＰＳ測定のエラ−の分析によりバ
イアスタイプのエラ−は測定結果としての位置の全体的
不確実性の80〜85％を構成する。バイアスタイプのエラ
−は匹敵する状況の全ての受信機の測定に等しく影響す
る体系的エラ−である。
Ｓバイアスタイプエラ−の効果を示している。ＧＰＳ方
法を使用する位置決定の正確度を決定する２つのタイプ
のエラ−が存在する。第１はバイアスタイプエラ−であ
る。バイアスタイプのエラ−は人工衛星軌道の位置の不
確実性、種々の人工衛星送信との間の時間ベ−スの相
違、人工衛星の無線信号の状況の効果としてのこのよう
な効果から生じる。ＧＰＳ測定のエラ−の分析によりバ
イアスタイプのエラ−は測定結果としての位置の全体的
不確実性の80〜85％を構成する。バイアスタイプのエラ
−は匹敵する状況の全ての受信機の測定に等しく影響す
る体系的エラ−である。
【００２５】第２のタイプのエラ−は雑音タイプのエラ
−である。雑音タイプのエラ−は（反射信号の結果とし
て生じる）多重通路、（ラウンドオフエラ−の結果とし
て生じる）量子化、受信機の電気雑音のような効果から
生じる。雑音タイプのエラ−は全体的に約15〜20％の位
置測定の不確実性の残りを構成する。雑音タイプのエラ
−は各ＧＰＳ受信機に異なって影響を及ぼすランダムエ
ラ−である。
−である。雑音タイプのエラ−は（反射信号の結果とし
て生じる）多重通路、（ラウンドオフエラ−の結果とし
て生じる）量子化、受信機の電気雑音のような効果から
生じる。雑音タイプのエラ−は全体的に約15〜20％の位
置測定の不確実性の残りを構成する。雑音タイプのエラ
−は各ＧＰＳ受信機に異なって影響を及ぼすランダムエ
ラ−である。
【００２６】従って、全体のエラ−が30フィ−ト程度の
典型的な状態では約25フィ−トがバイアスタイプのエラ
−が起因であり、約５フィ−トか雑音タイプのエラ−が
起因である。本発明の方法はバイアスタイプのエラ−を
除去し、補償し、５フィ−ト程度に全体のエラ−を減少
する。
典型的な状態では約25フィ−トがバイアスタイプのエラ
−が起因であり、約５フィ−トか雑音タイプのエラ−が
起因である。本発明の方法はバイアスタイプのエラ−を
除去し、補償し、５フィ−ト程度に全体のエラ−を減少
する。
【００２７】図２は本発明の動作を理解するため分析的
器具を提供する。しかし図２は本発明自体を示している
のではないことが理解できよう。
器具を提供する。しかし図２は本発明自体を示している
のではないことが理解できよう。
【００２８】図２では航空機20とミサイル30は実際の位
置で示されている。しかしながら、航空機20とミサイル
30がそれらのＧＰＳ受信機を使用して位置を測定すると
き、見掛上の位置が20',30' で示されている。航空機2
0' の見掛上の位置はバイアスタイプエラ−48の量によ
り航空機20の実際の位置から移動される。バイアスタイ
プエラ−はＧＰＳ受信機または航空機により知られてい
ないが、確認できる大きさおよび方向を有するのでベク
トルとして示されることができる。（前述の差動ＧＰＳ
方法ではベクトルは実際に基準ＧＰＳ受信機の実際位置
を使用して決定されるが、本発明の相対的なＧＰＳ方法
によるものではない）。航空機20の位置も球体50として
示されている雑音タイプのエラ−の量により実際位置か
ら変位される。エラ−の大きさが正確にしられていない
が、実際のエラ−を含んでいる特定の確率を示す球体が
描かれることができるので、位置は不確実な球体として
示される。同様に、ミサイル30' の見掛上の位置はバイ
アスタイプのベクトルエラ−52と球体に表された雑音タ
イプのエラ−54によりミサイル20の実際位置から変位さ
れる。
置で示されている。しかしながら、航空機20とミサイル
30がそれらのＧＰＳ受信機を使用して位置を測定すると
き、見掛上の位置が20',30' で示されている。航空機2
0' の見掛上の位置はバイアスタイプエラ−48の量によ
り航空機20の実際の位置から移動される。バイアスタイ
プエラ−はＧＰＳ受信機または航空機により知られてい
ないが、確認できる大きさおよび方向を有するのでベク
トルとして示されることができる。（前述の差動ＧＰＳ
方法ではベクトルは実際に基準ＧＰＳ受信機の実際位置
を使用して決定されるが、本発明の相対的なＧＰＳ方法
によるものではない）。航空機20の位置も球体50として
示されている雑音タイプのエラ−の量により実際位置か
ら変位される。エラ−の大きさが正確にしられていない
が、実際のエラ−を含んでいる特定の確率を示す球体が
描かれることができるので、位置は不確実な球体として
示される。同様に、ミサイル30' の見掛上の位置はバイ
アスタイプのベクトルエラ−52と球体に表された雑音タ
イプのエラ−54によりミサイル20の実際位置から変位さ
れる。
【００２９】位置測定が航空機により行われるとき、航
空機は実際のベクトル位置Ａ１にあるが、ＧＳＰコンス
テレ−ション46に関する見掛上のベクトル位置Ａ２にあ
り、その差はベクトルＡ３で示されるバイアスタイプの
エラ−である。ここで限定されているようにこれらのベ
クトルはＡ１＋Ａ３＝Ａ２の関係を満足する。タ−ゲッ
ト28の位置が同時に航空機に関して測定されるならば航
空機のＧＰＳ位置が測定され、航空機からタ−ゲットま
でのベクトルはベクトルＡＴである。ＧＰＳコンステレ
−ション46に関するタ−ゲット位置またはそれと均等で
あるコンステレ−ション46の基準フレ−ムのタ−ゲット
位置はＡ１＋ＡＴである。
空機は実際のベクトル位置Ａ１にあるが、ＧＳＰコンス
テレ−ション46に関する見掛上のベクトル位置Ａ２にあ
り、その差はベクトルＡ３で示されるバイアスタイプの
エラ−である。ここで限定されているようにこれらのベ
クトルはＡ１＋Ａ３＝Ａ２の関係を満足する。タ−ゲッ
ト28の位置が同時に航空機に関して測定されるならば航
空機のＧＰＳ位置が測定され、航空機からタ−ゲットま
でのベクトルはベクトルＡＴである。ＧＰＳコンステレ
−ション46に関するタ−ゲット位置またはそれと均等で
あるコンステレ−ション46の基準フレ−ムのタ−ゲット
位置はＡ１＋ＡＴである。
【００３０】ミサイルに対するＧＰＳ位置分析は航空機
のＧＰＳ位置分析に類似している。従って位置測定がミ
サイルにより行われるとき、ミサイルは実際のベクトル
位置Ｍ１にあるが、ＧＰＳコンステレ−ション46に関す
る見掛上のベクトル位置Ｍ２にあり、その差はベクトル
Ｍ３で示されているバイアスタイプエラ−52である。こ
れらのベクトルはここで限定しているようにＭ１＋Ｍ３
＝Ｍ２の関係を満足する。任意の瞬間におけるミサイル
からタ−ゲットへのベクトルはＭＴである。これは知ら
れていないが、ここでミサイルがタ−ゲット28に到達す
るように通らなければならない実際の通路を決定してい
る。ＧＰＳコンステレ−ション46に関するタ−ゲット位
置またはそれと均等なコンステレ−ション46の基準フレ
−ムのタ−ゲット位置はＭ１＋ＭＴと呼ばれる。
のＧＰＳ位置分析に類似している。従って位置測定がミ
サイルにより行われるとき、ミサイルは実際のベクトル
位置Ｍ１にあるが、ＧＰＳコンステレ−ション46に関す
る見掛上のベクトル位置Ｍ２にあり、その差はベクトル
Ｍ３で示されているバイアスタイプエラ−52である。こ
れらのベクトルはここで限定しているようにＭ１＋Ｍ３
＝Ｍ２の関係を満足する。任意の瞬間におけるミサイル
からタ−ゲットへのベクトルはＭＴである。これは知ら
れていないが、ここでミサイルがタ−ゲット28に到達す
るように通らなければならない実際の通路を決定してい
る。ＧＰＳコンステレ−ション46に関するタ−ゲット位
置またはそれと均等なコンステレ−ション46の基準フレ
−ムのタ−ゲット位置はＭ１＋ＭＴと呼ばれる。
【００３１】タ−ゲット28は固定した位置にあり、それ
故、 Ａ１＋ＡＴ＝Ｍ１＋ＭＴ この関係はタ−ゲットが固定される限り適用可能であ
り、それ故このような期間では、 Ａ１（０）＋ＡＴ（０）＝Ｍ（ｔ）＋ＭＴ（ｔ） “（０）”は航空機のＧＰＳ位置と航空機上のセンサに
より決定される相対的なタ−ゲット位置が初期時間ｔ＝
０で同時に行われることを示している。“（ｔ）”はミ
サイルのＧＰＳ位置とミサイルからタ−ゲットへのベク
トルがその後の時間に決定されることを示している。
故、 Ａ１＋ＡＴ＝Ｍ１＋ＭＴ この関係はタ−ゲットが固定される限り適用可能であ
り、それ故このような期間では、 Ａ１（０）＋ＡＴ（０）＝Ｍ（ｔ）＋ＭＴ（ｔ） “（０）”は航空機のＧＰＳ位置と航空機上のセンサに
より決定される相対的なタ−ゲット位置が初期時間ｔ＝
０で同時に行われることを示している。“（ｔ）”はミ
サイルのＧＰＳ位置とミサイルからタ−ゲットへのベク
トルがその後の時間に決定されることを示している。
【００３２】見掛上の位置とバイアスタイプのエラ−に
関して発展した関係を置換し、問題としているミサイル
タ−ゲットベクトルＭＴ（ｔ）について解くと、次式の
ようになる。
関して発展した関係を置換し、問題としているミサイル
タ−ゲットベクトルＭＴ（ｔ）について解くと、次式の
ようになる。
【００３３】MT(t) ＝［A2(0) −A3(0) ］＋AT(0) −
［M2(t) −M3(t) ］ ２つのＧＰＳ受信機24,32 に対するバイアスタイプエラ
−が等しいならばＡ３（０）とＭ３（ｔ）は同一であり
関係式から消去される。バイアスタイプのエラ−はＧＰ
Ｓ受信機24,32 をこの場合には人工衛星34,36,38,40 で
あるＧＰＳ人工衛星の同一コンステレ−ション46から位
置測定することによりほぼ同一にされることができる。
即ち図１で示されているように、ｔ＝０〜ｔの期間中、
視野に存在する42と44のような他の人工衛星は他の受信
機24,32 により使用されない。受信機24，32はコンステ
レ−ション46に固定される。単一のコンステレ−ション
に対するＧＰＳ信号のこの固定はバイアスタイプエラ−
の約75％を除去することが算定される。
［M2(t) −M3(t) ］ ２つのＧＰＳ受信機24,32 に対するバイアスタイプエラ
−が等しいならばＡ３（０）とＭ３（ｔ）は同一であり
関係式から消去される。バイアスタイプのエラ−はＧＰ
Ｓ受信機24,32 をこの場合には人工衛星34,36,38,40 で
あるＧＰＳ人工衛星の同一コンステレ−ション46から位
置測定することによりほぼ同一にされることができる。
即ち図１で示されているように、ｔ＝０〜ｔの期間中、
視野に存在する42と44のような他の人工衛星は他の受信
機24,32 により使用されない。受信機24，32はコンステ
レ−ション46に固定される。単一のコンステレ−ション
に対するＧＰＳ信号のこの固定はバイアスタイプエラ−
の約75％を除去することが算定される。
【００３４】可視的にバイアスタイプエラ−の全ての残
りはミサイルが大気の影響の変化および人工衛星への照
準線角度の偏差の変化が無視できる程の航空機に十分に
近接して動作することを要することにより除去されるこ
とができる。これらの要素がミサイルと航空機との間の
分離距離で変化される一方、全体的なバイアスタイプエ
ラ−がミサイルと航空機との間の分離距離が約150 マイ
ルより少なければ約５フィ−トより小さく維持できるこ
とが計算により示された。250 マイルの分離距離でさえ
もバイアスタイプエラ−は約10フィ−トより少ない。
りはミサイルが大気の影響の変化および人工衛星への照
準線角度の偏差の変化が無視できる程の航空機に十分に
近接して動作することを要することにより除去されるこ
とができる。これらの要素がミサイルと航空機との間の
分離距離で変化される一方、全体的なバイアスタイプエ
ラ−がミサイルと航空機との間の分離距離が約150 マイ
ルより少なければ約５フィ−トより小さく維持できるこ
とが計算により示された。250 マイルの分離距離でさえ
もバイアスタイプエラ−は約10フィ−トより少ない。
【００３５】これらの条件が満たされると、Ａ３（０）
とＭ３（ｔ）は同一で、前の式は以下のようになる。
とＭ３（ｔ）は同一で、前の式は以下のようになる。
【００３６】 ＭＴ（ｔ）＝Ａ２（０）＋ＡＴ（０）−Ｍ２（ｔ） この関係はミサイルを時間の任意の瞬間にタ−ゲットに
誘導する必要のあるベクトルＭＴ（ｔ）が初期時間にお
いてＧＰＳ受信機24により測定される見掛上の航空機位
置と、同じ初期時間において航空機センサ26により測定
される航空機へのタ−ゲットの関連位置と、時間ｔ（ｔ
＝０またはそれより後の時間）においてＧＰＳ受信機32
により測定される見掛上のミサイル位置から決定でき
る。
誘導する必要のあるベクトルＭＴ（ｔ）が初期時間にお
いてＧＰＳ受信機24により測定される見掛上の航空機位
置と、同じ初期時間において航空機センサ26により測定
される航空機へのタ−ゲットの関連位置と、時間ｔ（ｔ
＝０またはそれより後の時間）においてＧＰＳ受信機32
により測定される見掛上のミサイル位置から決定でき
る。
【００３７】重要な結果はバイアスタイプのエラ−がＧ
ＰＳ受信機24,32 をＧＰＳ人工衛星の同一のコンステレ
−ション46から測定を行うように強制し、さらにミサイ
ルをその使命を行う全体に渡って航空機へ十分に近接し
て維持することにより大部分を除去される。
ＰＳ受信機24,32 をＧＰＳ人工衛星の同一のコンステレ
−ション46から測定を行うように強制し、さらにミサイ
ルをその使命を行う全体に渡って航空機へ十分に近接し
て維持することにより大部分を除去される。
【００３８】実施例ではミサイル30は航空機20から発射
されるが、航空機20から発射される必要はない。タ−ゲ
ット指示航空機20は非常に高い高度で飛行する航空機、
または制御装置或いはＡＷＡＣＳ航空機のような別の航
空機であってもよい。しかしタ−ゲット指示航空機20は
ここで説明する状況下で動作しなければならない。それ
にもかかわらず本発明の方法はステルス航空機によりミ
サイルがタ−ゲット近くで発射されることを許容し、こ
のステレス航空機はセンサによるタ−ゲットの捕捉をし
ないので位置が発見されることがない。タ−ゲット指示
航空機はタ−ゲットの連続的捕捉またはタ−ゲットの照
射を必要とせず、即ち単一の相対的タ−ゲット測定で十
分である。
されるが、航空機20から発射される必要はない。タ−ゲ
ット指示航空機20は非常に高い高度で飛行する航空機、
または制御装置或いはＡＷＡＣＳ航空機のような別の航
空機であってもよい。しかしタ−ゲット指示航空機20は
ここで説明する状況下で動作しなければならない。それ
にもかかわらず本発明の方法はステルス航空機によりミ
サイルがタ−ゲット近くで発射されることを許容し、こ
のステレス航空機はセンサによるタ−ゲットの捕捉をし
ないので位置が発見されることがない。タ−ゲット指示
航空機はタ−ゲットの連続的捕捉またはタ−ゲットの照
射を必要とせず、即ち単一の相対的タ−ゲット測定で十
分である。
【００３９】実施的な目的で150 マイルのタ−ゲットか
らのタ−ゲット指示航空機の離隔距離は十分なものであ
り、ミサイルがＧＰＳ航法測定のみを使用して所望のタ
−ゲット位置の約５フィ−ト以内に位置させることを可
能にする。ミサイルはこの実施例ではセンサを運搬しな
い。この方法の変形ではミサイルはここで説明したＧＰ
Ｓ方法によるほぼ正確な位置に誘導された後、攻撃の最
終段階でタ−ゲットに誘導する比較的精巧でない端末誘
導センサを塔載してもよい。
らのタ−ゲット指示航空機の離隔距離は十分なものであ
り、ミサイルがＧＰＳ航法測定のみを使用して所望のタ
−ゲット位置の約５フィ−ト以内に位置させることを可
能にする。ミサイルはこの実施例ではセンサを運搬しな
い。この方法の変形ではミサイルはここで説明したＧＰ
Ｓ方法によるほぼ正確な位置に誘導された後、攻撃の最
終段階でタ−ゲットに誘導する比較的精巧でない端末誘
導センサを塔載してもよい。
【００４０】本発明の特定の実施例が例示目的で詳細に
説明されたが、種々の変形が本発明の技術的範囲から逸
脱することなく行われるであろう。従って本発明は添付
の請求の範囲によってのみ限定されるものである。
説明されたが、種々の変形が本発明の技術的範囲から逸
脱することなく行われるであろう。従って本発明は添付
の請求の範囲によってのみ限定されるものである。
【図１】発射／タ−ゲット指示ビ−クル、誘導ビ−クル
およびタ−ゲットの概略図。
およびタ−ゲットの概略図。
【図２】バイアスタイプの位置エラ−の除去の概略図。
Claims (10)
- 【請求項１】 地球上空の軌道にある人工衛星の選択さ
れたコンステレ−ションから全体的な位置信号を受信す
るように固定されている第１の全体的な位置決定システ
ム受信機を有する第１のビ−クルと、 地球上の軌道にある人工衛星の選択されたコンステレ−
ションから全体的な位置信号を受信するように固定され
ている第２の全体的な位置決定システム受信機を有する
第２のビ−クルとを設け、 第１のビ−クルは機上センサによりタ−ゲットを検出
し、全体的な位置決定システムの人工衛星の選択された
コンステレ−ションの基準フレ−ムにタ−ゲット位置を
変換し、 全体的な位置決定システムの人工衛星の選択されたコン
ステレ−ションの基準フレ−ムで表されるタ−ゲットの
位置を第２のビ−クルのナビゲ−ションシステムに通信
し、 第２のビ−クルはナビゲ−ションシステムの制御下で第
１のビ−クルから通信されたタ−ゲット位置に進行し、
一方人工衛星の選択されたコンステレ−ションから位置
信号を受信するように固定されている第２の全体的な位
置決定システム受信機から得られる位置信号を使用する
段階を有することを特徴とするビ−クルをタ−ゲットへ
誘導する方法。 - 【請求項２】 第２のビ−クルが誘導ミサイルである請
求項１記載の方法。 - 【請求項３】 第１のビ−クルが第２のビ−クルを運搬
しない誘導制御航空機である請求項１記載の方法。 - 【請求項４】 第１のビ−クルがミサイル発射航空機で
ある請求項１記載の方法。 - 【請求項５】 全体的な位置決定システムの人工衛星の
選択されたコンステレ−ションが少なくとも４個の人工
衛星を含む請求項１記載の方法。 - 【請求項６】 地球上空の軌道の人工衛星の選択された
コンステレ−ションから全体的な位置信号を受信するよ
うに固定されている第１の全体的な位置決定システム受
信機と、 地球上空の軌道の人工衛星の同一のコンステレ−ション
から選択された人工衛星からの全体的な位置信号を受信
するように固定された誘導ビ−クルの全体的位置決定シ
ステム受信機を有する誘導ビ−クルとを設け、 タ−ゲットの位置を検出し、第１の全体的な位置決定シ
ステム受信機の位置測定に基づいて全体的な位置決定シ
ステムの人工衛星の選択されたコンステレ−ションの基
準フレ−ムにタ−ゲットの位置を変換し、 全体的な位置決定システムの人工衛星の選択されたコン
ステレ−ションの基準フレ−ムで表されるタ−ゲットの
位置を誘導ビ−クルのナビゲ−ションシステムに通信
し、 誘導ビ−クルはナビゲ−ションシステムの制御下で通信
段階で与えられたタ−ゲット位置に進行し、一方人工衛
星の選択されたコンステレ−ションから位置信号を受信
するように固定された誘導ビ−クルの全体的な位置決定
システム受信機から得られる位置信号を使用する段階を
有することを特徴とする誘導ビ−クルをタ−ゲットに誘
導する方法。 - 【請求項７】 位置タ−ゲットの位置を検出する段階が
センサを使用して行われる請求項６記載の方法。 - 【請求項８】 第２のビ−クルが位置検出および変換の
段階時に第１のビ−クルの位置の十分小さい動作距離内
に維持し、第１の全体的な位置決定システム受信機と第
２の全体的な位置決定システム受信機との間の体系的バ
イアスエラ−の変化が無視できる程度にされている請求
項６記載の方法。 - 【請求項９】 動作距離が約100 マイルより短い請求項
８記載の方法。 - 【請求項１０】 地球上空の軌道の人工衛星の選択され
たコンステレ−ションからの全体的な位置信号を受信す
るように固定されているタ−ゲット指示ビークルの全体
的な位置決定システム受信機を有するタ−ゲット指示ビ
ークルと、 地球上空の人工衛星の同一の選択されたコンステレ−シ
ョンから全体的な位置信号に固定されたミサイルの全体
的な位置決定システムを有するミサイルとを設け、 タ−ゲット指示ビークルが機上センサでタ−ゲットを検
出し、全体的位置決定システムの人工衛星の選択された
コンステレ−ションの基準フレ−ムにタ−ゲット位置を
変換し、 全体的な位置決定システムの人工衛星の選択されたコン
ステレ−ションの基準フレ−ムで表されるタ−ゲットの
位置をタ−ゲット指示ビークルがミサイルのナビゲ−シ
ョンに通信し、 タ−ゲット指示ビークルから通信されたタ−ゲット位置
と、人工衛星の選択されたコンステレ−ションから位置
信号を受信するように固定されたミサイルの全体的な位
置決定システム受信機から得られる位置信号とを使用し
てナビゲ−ションシステムの制御下でタ−ゲット位置に
進行し、ミサイルは位置検出と変換の段階時にタ−ゲッ
ト指示ビークルの位置から十分に小さい動作距離内に維
持され、タ−ゲットの全体的な位置決定システムの受信
機とミサイルの全体的な位置決定システムの受信機との
間の体系的なバイアスエラーからの変化が無視できる程
度にされる段階を有することを特徴とするミサイルをタ
−ゲットに誘導する方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/947,623 US5344105A (en) | 1992-09-21 | 1992-09-21 | Relative guidance using the global positioning system |
| US947623 | 1992-09-21 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06221795A true JPH06221795A (ja) | 1994-08-12 |
| JP2625360B2 JP2625360B2 (ja) | 1997-07-02 |
Family
ID=25486444
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|---|
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Families Citing this family (49)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5424742A (en) * | 1992-12-31 | 1995-06-13 | Raytheon Company | Synthetic aperture radar guidance system and method of operating same |
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| US5657947A (en) * | 1994-08-24 | 1997-08-19 | Loral Corp. | Precision guidance system for aircraft launched bombs |
| US5481904A (en) * | 1994-09-28 | 1996-01-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Oil spillage detector |
| US5647558A (en) * | 1995-02-14 | 1997-07-15 | Bofors Ab | Method and apparatus for radial thrust trajectory correction of a ballistic projectile |
| US5554994A (en) * | 1995-06-05 | 1996-09-10 | Hughes Missile Systems Company | Self-surveying relative GPS (global positioning system) weapon guidance system |
| US5702070A (en) * | 1995-09-20 | 1997-12-30 | E-Systems, Inc. | Apparatus and method using relative GPS positioning for aircraft precision approach and landing |
| US5748136A (en) * | 1995-09-22 | 1998-05-05 | Rockwell International Corporation | Electronic landmark enhancement to GPS based navigation systems |
| US5713293A (en) * | 1995-09-22 | 1998-02-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Unmanned sea surface vehicle having a personal watercraft hull form |
| US5774826A (en) * | 1995-11-30 | 1998-06-30 | Trimble Navigation Limited | Optimization of survey coordinate transformations |
| US6044698A (en) * | 1996-04-01 | 2000-04-04 | Cairo Systems, Inc. | Method and apparatus including accelerometer and tilt sensor for detecting railway anomalies |
| US5786773A (en) * | 1996-10-02 | 1998-07-28 | The Boeing Company | Local-area augmentation system for satellite navigation precision-approach system |
| US6237496B1 (en) | 1997-02-26 | 2001-05-29 | Northrop Grumman Corporation | GPS guided munition |
| US5943009A (en) * | 1997-02-27 | 1999-08-24 | Abbott; Anthony Steven | GPS guided munition |
| US6043777A (en) * | 1997-06-10 | 2000-03-28 | Raytheon Aircraft Company | Method and apparatus for global positioning system based cooperative location system |
| US6142411A (en) * | 1997-06-26 | 2000-11-07 | Cobleigh; Nelson E. | Geographically limited missile |
| US5954612A (en) * | 1997-08-18 | 1999-09-21 | Dana Corporation | Multi-speed offset transfer case |
| JPH11287850A (ja) * | 1998-04-03 | 1999-10-19 | Sony Corp | 測位システム、測位装置および測位方法 |
| FR2780154B1 (fr) * | 1998-06-19 | 2001-01-05 | Dassault Electronique | Engin volant guide avec radionavigation gps et telecommande associee |
| US6293202B1 (en) * | 1998-08-17 | 2001-09-25 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Precision, airborne deployed, GPS guided standoff torpedo |
| US6166679A (en) | 1999-01-13 | 2000-12-26 | Lemelson Jerome H. | Friend or foe detection system and method and expert system military action advisory system and method |
| IL135449A (en) | 2000-04-04 | 2003-04-10 | Frucht Yaacov | Method and system for guiding submunitions |
| US6414629B1 (en) | 2001-04-19 | 2002-07-02 | Tektrack, Llc | Tracking device |
| WO2004046748A2 (en) * | 2002-11-15 | 2004-06-03 | Lockheed Martin Corporation | All-weather precision guidance and navigation system |
| US6940451B2 (en) * | 2003-02-19 | 2005-09-06 | Nokia Corporation | Provision of navigation information |
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| US8140223B2 (en) * | 2003-03-20 | 2012-03-20 | Hemisphere Gps Llc | Multiple-antenna GNSS control system and method |
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| FR2855258B1 (fr) * | 2003-05-19 | 2006-06-30 | Giat Ind Sa | Procede de controle de la trajectoire d'un projectile girant |
| US6830213B1 (en) * | 2003-05-21 | 2004-12-14 | Lucent Technologies Inc. | Wireless guidance system |
| GB2402825B (en) * | 2003-06-12 | 2007-02-14 | Anthony Michael O'doherty | Monitoring system and method |
| US20060071849A1 (en) * | 2004-09-30 | 2006-04-06 | Lockheed Martin Corporation | Tactical all weather precision guidance and navigation system |
| US7338009B1 (en) * | 2004-10-01 | 2008-03-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus and method for cooperative multi target tracking and interception |
| US7947936B1 (en) * | 2004-10-01 | 2011-05-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus and method for cooperative multi target tracking and interception |
| US7121502B2 (en) * | 2005-01-26 | 2006-10-17 | Raytheon Company | Pseudo GPS aided multiple projectile bistatic guidance |
| SE529504C2 (sv) * | 2005-05-25 | 2007-08-28 | Bae Systems Bofors Ab | System, förfarande, anordning, användning av anordning samt datorprogramprodukt för invisning av mål |
| US7453395B2 (en) * | 2005-06-10 | 2008-11-18 | Honeywell International Inc. | Methods and systems using relative sensing to locate targets |
| US7728264B2 (en) * | 2005-10-05 | 2010-06-01 | Raytheon Company | Precision targeting |
| US20090002677A1 (en) * | 2007-06-26 | 2009-01-01 | Honeywell International Inc. | Target locator system |
| US7631833B1 (en) * | 2007-08-03 | 2009-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Smart counter asymmetric threat micromunition with autonomous target selection and homing |
| US8174433B1 (en) | 2009-02-26 | 2012-05-08 | Raytheon Company | Bias estimation and orbit determination |
| US8076622B1 (en) * | 2009-08-31 | 2011-12-13 | Rockwell Collins, Inc. | Low profile, conformal global positioning system array for artillery |
| US9410783B1 (en) * | 2010-05-05 | 2016-08-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Universal smart fuze for unmanned aerial vehicle or other remote armament systems |
| US8362943B2 (en) * | 2010-07-02 | 2013-01-29 | Northrop Grumman Guidance And Electronics Company, Inc. | Radar registration using targets of opportunity |
| US8610041B1 (en) * | 2011-05-23 | 2013-12-17 | Lockheed Martin Corporation | Missile tracking by GPS reflections |
| US8829401B1 (en) * | 2011-06-16 | 2014-09-09 | The Boeing Company | Projectile and associated method for seeking a target identified by laser designation |
| US8939056B1 (en) * | 2012-04-20 | 2015-01-27 | Barron Associates, Inc. | Systems, devices, and/or methods for managing targeted payload descent |
| CN106019348A (zh) * | 2015-08-25 | 2016-10-12 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种基于多滞空平台组网的高精度定位装置及方法 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4741245A (en) * | 1986-10-03 | 1988-05-03 | Dkm Enterprises | Method and apparatus for aiming artillery with GPS NAVSTAR |
| US4949089A (en) * | 1989-08-24 | 1990-08-14 | General Dynamics Corporation | Portable target locator system |
| DE3932548A1 (de) * | 1989-09-29 | 1991-04-11 | Telefunken Systemtechnik | Verfahren und vorrichtung fuer eine torpedozielsteuerung |
| US5131602A (en) * | 1990-06-13 | 1992-07-21 | Linick James M | Apparatus and method for remote guidance of cannon-launched projectiles |
| US5260709A (en) * | 1991-12-19 | 1993-11-09 | Hughes Aircraft Company | Autonomous precision weapon delivery using synthetic array radar |
-
1992
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-
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002162195A (ja) * | 2000-11-21 | 2002-06-07 | Toshiba Corp | 飛翔体誘導装置 |
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