JPH06288771A - 飛行機の慣性航行計器の校正方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】交差航跡速度が測定され、ジャイロ偏向誤差の
東向き成分を補正するために用いられるタイプの飛行機
の慣性航行装置の校正処理により、横方向の速度トラン
ジェントの影響をできるだけ少なくするための方法及び
装置。 【構成】“交差航跡位置”は交差航跡速度の積分により
得られる。カルマンフィルタ２２は、斜め飛行角度、レ
バーアーム、北向き及び東向きの速度、機首方位角度、
及び機首方位角度の変化率の測定量に対応する複数の利
得値を計算し、それらの利得値は交差航跡位置値に適用
されて前記パラメータの各々に関する誤差値を得る。次
に、計算された誤差値は、慣性計器出力に対する補正ま
たは慣性計器出力の校正として用いられる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、誘導滑走中の飛行機の
ひも吊り式慣性航行装置の校正方法に関し、特に、指示
された慣性速度を監視することによってジャイロ偏向誤
差を補正する搭載された校正装置の性能の改善方法に関
する。

【０００２】

【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】飛行機
の慣性航行は、飛行機の離陸準備中に始められ着陸して
止まった時に終わるまでの間のデータの積分に頼ってい
る。飛行機の慣性航行装置は、慣性力の作用を加速度、
速度及び位置量に変換する、加速度計やジャイロスコー
プを包含する種々の構成要素を含む。加速度計は３つの
直交する検知軸線に沿って加速力を測定し、このデータ
は、積分により飛行機の速度及び位置に変換される。加
速度計が飛行機の構造に関して固定されるひも吊り式装
置においては、飛行機の姿勢を測定するジャイロスコー
プは、加速度計の操作台の姿勢も測定する。このジャイ
ロで測定されたデータは、特定の空間軸線に連続的に沿
った加速度計出力を分析するために用いられる。

【０００３】標準的な慣性計器は、飛行中の飛行機に必
要な飛行データを得るの十分適している。しかしなが
ら、加速度、速度及び位置の最終的な測定量が実質的に
不正確さ及び偏向がないことを保証するために、飛行開
始時の離陸段階前に重要な校正処理が行われる。したが
って、初期調整の間に、慣性航行計器の正確な位置及び
姿勢を測定して飛行コンピュータ、すなわち、非ひも吊
り式またはジンバル式航行装置で行われる「基準操作台
の水平化」に相当する処理中に入力しなければならな
い。計器の初期調整後、飛行コンピュータは航行モード
に入り、飛行の残りの間このモードのままになる。航行
モードになっている間は、飛行コンピュータは、加速度
計からの情報を受信し、ジャイロにより慣性計器の姿勢
の航跡を維持する。前記姿勢情報はジャイロスコープか
ら入力される速度信号の積分から入力される。また、初
期調整モードは計器誤差を補正するための機会として役
立つ。この種の重大な誤差はジャイロ偏向誤差の主要成
分である。この誤差は、飛行機のピッチ及びロール軸線
に沿ったジャイロの角速度出力の固定オフセットまたは
偏向に関連している。不幸にして、先行技術ではこの誤
差を部分的に補正できるだけであった。

【０００４】従来、この問題は、北向き及び東向きの装
置に対するピッチ及びロール軸線に関するジャイロ速度
を分解することによって取り組まれている。次に、北向
きの軸線に沿ったジャイロ成分を補正するために、「小
偏向」として知られている方法が調整時に（及び誘導滑
走の前に）用いられる。不幸にして、東向きの軸線に沿
った誤差成分は初期調整の間観測不可能である。地球の
角速度はゼロなので、このような観測不可能は、初期の
方位角決定（すなわちジャイロコンパシング）が方位角
を決定するためにジャイロ出力の東向き成分を用いると
いう事実から起こる。したがって、前記成分は正確であ
ると仮定される。すなわち、地球の回転速度の方向は計
器操作台の初期方位角を決定するために用いられる。図
１の（ａ）及び（ｂ）は、それぞれ、調整モード中及び
航行モードの誘導滑走部分中の飛行機の平面図である。
図１の（ａ）に示されるように、調整の終わりにおい
て、ジャイロ偏向誤差の東向き成分ε_E0は、地球の角速
度誤差の西向きの成分δΩ_W （＝φ_Z ×Ω_N 、ここで、
Ω_N は地球の角回転速度の北向きの成分である。）と釣
り合う。このため、飛行機が航行段階の誘導滑走部分中
機首方位を変更するまでは、速度誤差は観測されない。
図１の（ｂ）に示されるように、機首方位の変更が起こ
った時は、元の東向きのジャイロ偏向誤差ε_E0は、誘導
滑走中の飛行機と共に回転し、もはや東向きの軸線方向
にはないであろう。地球の角速度誤差の西向きの成分δ
Ω_W は、飛行機本体の軸線よりむしろ航行基準軸線で決
定されるので、西向きの座標方向にあり続けるであろ
う。ジャイロ誤差の東向きの軸線成分ε_E0を測定するか
または言うまでもないがそれを補正するための方法がな
いことは、この誤差ε_E0が飛行機の航行において積分処
理の結果として累積するために位置誤差を引き起こすだ
ろうから、飛行中重大な窮地に導き得る。

【０００５】このジャイロ偏向誤差の東向きの成分を調
整段階時に観測するために上記に言及した無能力を克服
するための方法は、本発明者により、“Calibration of
a Ring Laser Gyro Inertial avigation System For M
inimum Velocity Error ”,Fourteenth Biennial Guida
nce Test Symposium, Central Inertial Guidance Test
Facility, Guidance Test Division, 6585th Test Gro
up, Holloman AFB, Vol. II (October 3, 4, 5, 1989)
at pages 1-1 through 1-20に開示されている。この論
文は、航行段階の（すなわち図１（ｂ）に示されている
ような）調整後の誘導滑走部分の間に行われる観測を通
してジャイロ誤差の元の東向きの成分ε_E0を推定するた
めの装置を開示している。この方法は、誘導滑走中の飛
行機の交差機首方位速度とジャイロ偏向誤差の元の東向
きの成分の間の既知の関係に作用する。

【０００６】前述したように、いったん飛行機が誘導滑
走を始めて機首方位を変更すると、ジャイロ偏向誤差の
元の東向きの成分が飛行機の機体と共に回転するが、地
球の回転速度誤差の西向きの成分が基準装置で調整され
たままとなるので、ジャイロ偏向誤差の東向きの成分と
地球の回転速度誤差の西向きの成分は釣り合わない。そ
の結果、北向きと東向きの速度誤差が蓄積し始め、これ
らの誤差はジャイロ偏向誤差の東向きの成分の決定のた
めの基準を形成する。北向きと東向きの速度誤差は直接
観測することができないが、速度誤差の交差航跡成分Ｖ
_CTは観測することができ、北向きと東向きの速度誤差に
対するその関係は知られている。図２は上述の慣性計器
の校正方法を示す誘導滑走中の飛行機の平面図であり、
ここでは交差航跡速度Ｖ_CTは北向きと東向きの速度誤差
のための代用物として用いられている。上記に確認され
た論文に開示されている方法は、交差航跡方向は定義に
より真の速度ベクトルＶ_G に対して垂直になった時交差
航跡方向（軸線２）における速度はゼロになるであろう
という事実に頼っている。北向きと東向きの速度誤差の
存在のため、Ｖ_CTは通常有限値を持つ。しかしながら、
Ｖ_CTの値は、以下に説明される多数の誤差の存在によっ
てそれ自身改悪される。慣性装置４は正確な交差航跡方
向を認識しない。しかしながら、誘導滑走時、交差機首
方位方向（軸線６）は、図２に示されるようにほんの小
さな斜め飛行角度βだけ交差航跡方向と異なる。上記に
確認された論文に従って、交差機首方位速度Ｖ_C が観測
され、次に概算斜め飛行角度βを用いて補正され、それ
により概算交差航跡速度Ｖ_CTを得る。さらに、レバーア
ームＲ_L （飛行機の回転中心７と慣性航行装置４間の距
離）のための補正が行われ、次に交差航跡速度がジャイ
ロ偏向誤差の初期の東向きの成分に戻って関係付けられ
る。飛行または航行コンピュータを用いて飛行機におい
て実行される計算によって、必要なパラメータの決定を
することができる。

【０００７】上述の装置は航行計器の校正のために有効
な技術を提供するが、その方法または技術を実用的にす
るためにいくつかの誤差を補償しなければならない。こ
れらのうちのいくつかが飛行機の形状から生じるが、そ
の他は滑走路表面の状態や周囲の物理的環境に反映す
る。これらの要因は、交差航跡速度の正確な測定を複雑
にし、種々の計算の混合を防止するために明らかにされ
なければならない。上述のように、３つの主要な誤差発
生源のうちの２つは容易に補償することができる。その
うちの１つすなわち斜め飛行角度誤差βはグラウンドト
ラック方向と飛行機の機体の多少の整列ずれであり、飛
行機の車輪が誘導滑走中常にまっすぐ向けられないと言
う事実に反映する。この整列ずれは、滑走路での飛行機
の旋回、着陸装置の整列ずれ、タイヤ圧の不平衡及び／
または飛行機の尾部に対する横風の力から生じ得る。こ
れらの要因は各々、トラッキング方向に関する飛行機の
ある程度の回転を引き起こし得る。斜め飛行角度誤差
は、グラウンド速度が大きい期間中交差機首方位速度Ｖ
_C を観測することによって概算される。次に、概算され
た斜め飛行角度は、グラウンド速度及び旋回速度が小さ
い期間中ジャイロ誤差の初期の東向きの成分を概算する
ために交差航跡速度に補正を行なうために用いられる。

【０００８】上記方法に内在する他の誤差は、飛行機の
回転中心を（一般的に主着陸装置の前方に配置される）
慣性航行装置から引き離すレバーアームＲ_L で生じる。
この誤差は、観測値を汚染する交差機首方位速度偏向を
さらに発生させる。レバーアームは、旋回速度が大きい
期間中交差機首方位速度を観測することによって概算さ
れる。次に概算されたレバーアームは、グラウンド速度
及び旋回速度が小さい期間中初期の東向きのジャイロ誤
差を概算するための補正を行なうために用いられる。３
番目に重要な誤差発生源は、その本質的にトランジェン
ト的かつランダムな性質のため十分にモデル化すること
ができない。この誤差δＶ_n は誘導滑走中の飛行機の横
及び回転運動に起因する。前記速度トランジェントは、
滑走路の隆起や着陸装置懸架装置による作用８から生じ
得る。これは、図３に示されるように飛行機を左右に揺
すったり移行させたりすることがある。この図３は、着
陸装置懸架装置の運動と交差機首方位速度トランジェン
ト（δＶ_n ）１０の間の関係を示す飛行機の正面図であ
る。不幸にして、その結果生じる鋭い速度スパイクは、
過渡的であるが、初期の東向きのジャイロ偏向誤差によ
る誤差を圧倒し得るほど交差機首方位速度に関して大き
い。

【０００９】

【課題を解決するための手段】本発明は、先行技術の前
記及び他の不具合を解消し、第１の態様において、誘導
滑走中の飛行機の交差航跡速度（Ｖ_CT）が用いられるタ
イプの飛行機の慣性航行装置を校正する方法における改
善を提供する。前記方法は、北向きの速度（Ｖ_N ）と、
東向きの速度（Ｖ_E ）と、飛行角度（ψ_H ）と、飛行角
度（ψ_H ）の変化率を測定し、斜め飛行角度（β）及び
レバーアーム（Ｒ_L ）を決定することによって始められ
る。まず、交差機首方位速度（Ｖ_C ）及び機首方位速度
（Ｖ_H ）が次のとおり決定される。 Ｖ_C ＝Ｖ_E cos ψ_H −Ｖ_N sin ψ_H Ｖ_H ＝Ｖ_E sin ψ_H ＋Ｖ_N cos ψ_H 次に、交差航跡速度が次のとおり決定される。 Ｖ_CT＝Ｖ_C −Ｖ_H sin β−Ｒ_L ψ_H その後Ｖ_CTは積分され、交差航跡位置Ｐ_CTを発生させ
る。カルマン利得値はＶ_N ，Ｖ_E ，ψ_H ，ψ_H ，Ｒ_L 及
びβに関して決定され、交差航跡位置で乗算されてＶ
_N ，Ｖ_E ，ψ_H ，ψ_H ，Ｒ_L 及びβ誤差を決定する。次
に、前記誤差は慣性航行装置を校正するために用いられ
る。第２の態様において、本発明は、誘導滑走中の飛行
機の慣性航行装置を校正するための装置を提供する。前
記装置は、北向きの速度（Ｖ_N ）と、東向きの速度（Ｖ
_E ）と、機首方位角度（ψ_H ）と、機首方位角度（ψ
_H ）の変化率を測定するための手段を含む。斜め飛行角
度（β）及びレバーアーム（Ｒ_L ）を決定するための手
段が提供される。さらに、上述の関係に従って、交差機
首方位速度（Ｖ_C ）と機首方位速度（Ｖ_H ）と交差航跡
速度（Ｖ_CT）を決定するための手段が提供される。ま
た、Ｖ_N ，Ｖ_E 及びψ_H から交差機首方位速度（Ｖ_C ）
と機首方位速度（Ｖ_C ）を決定するための手段と、Ｖ
_C ，Ｖ_H ，β，Ｒ_L 及びψ_H からＶ_CTを決定するための
手段が提供される。

【００１０】さらに、Ｖ_CTを積分して交差航跡位置Ｐ_CT
を発生させるための手段が提供される。カルマンフィル
タは、Ｖ_N ，Ｖ_E ，ψ_H ，ψ_H ，Ｒ_L 及びβの値が入力
され、それに応じた利得値を提供する。該利得値を前記
交差航跡位置と乗算するための手段が提供される。最後
に、最後に名づけられた手段の出力が入力され、それに
応じて慣性航行装置を校正するための手段が提供され
る。本発明の前述及びその他の特徴と利点は、以下の詳
細な説明からさらに明らかになるであろう。前記説明は
１組の図面を付随する。図面中の番号は記載された説明
の番号に対応して本発明の特徴を表わし、記載された説
明と図面において同じ特徴は同じ番号が用いられてい
る。

【００１１】

【実施例】発明者は、ジャイロ偏向誤差の元の東向きの
成分を測定するための上述の方法が、滑走路の隆起の存
在に一部分原因があると考えられ得るランダムな速度ス
パイクδＶ_n の水平成分の“マスキング”効果によって
妨げられる、ある場合には無効にされる、先行技術の問
題に取り組んだ。発明者の解決法は、前記速度スパイク
による誤差の固有の限界性を多角的に見抜くことに頼っ
ている。図２を参照すると、交差航跡速度Ｖ_CTは次のと
おり定義される。 Ｖ_CT＝（Ｖ_E cos ψ_H −Ｖ_N sin ψ_H ）−Ｖ_H sin β−
Ｒ_L ψ_H 次に、図２と３を組み合わせて参照すると、交差航跡速
度の決定の際の誤差の原因となる測定誤差δＶ_CTは次の
とおりになる。 δＶ_CT＝（δＶ_E cos ψ_H −δＶ_N sin ψ_H ）−Ｖ_H δ
ψ_H −ψ_H δＲ_L ＋δＶ_n 上記式からわかるように、ランダムに生じる横方向速度
成分δＶ_n が交差航跡速度Ｖ_CTに影響を与える。上述の
ように、その影響は、Ｖ_CTを圧倒しその結果本発明者の
上記方法による元の東向きのジャイロ誤差の正確な決定
を妨げるに足る大きさになり得る。

【００１２】発明者は、δＶ_n が、飛行機が誘導滑走中
の過渡的な動揺から“立ち直る”間の時間のうちの短期
間ずつにわたって比較的大きな値を得ることができる
が、誘導滑走中その積分は、通常の飛行機が着陸装置を
破損することがない程だけかなり前後に動揺し得るの
で、本質的に制限されることを認めた。したがって、δ
Ｖ_CTの積分も同様に制限される。本発明は動揺値δＶ_n
を概算することを企てない。むしろ、本発明は、全ての
既知のＶ_CT誤差発生源の集合的な作用によるこの誤差の
影響をできるだけ少なくする。その後、“計算可能な”
誤差発生源はモデルアウトされる。δＶ_n による誤差は
除去されないが、そのランダムかつ過渡的な特性を積分
処理することによってできるだけ少なくされる。したが
って、残りの誤差発生源が、以下に説明される交差航跡
位置要因Ｐ_CTで表わされる誤差の大部分の原因となるで
あろう。交差航跡位置Ｐ_CT（Ｖ_CTの積分）は理論的にゼ
ロに等しくなるであろう。しかしながら、δＶ_CTに関す
る式に記された誤差要因のため、それは通常有限値を有
する。仮の交差航跡位置Ｐ_CTが計算された後、１つは、
Ｒ_L ，β，Ｖ_E ，Ｖ_N ，ψ_H 及びψ_H に関する測定誤差
で支配される誤差項で残される。次に、交差航跡位置
は、飛行機が誘導滑走する時に取られる測定変数の連続
的な観測のカルマンフィルタリングによって決定される
利得係数で乗算される。各利得値とＰ_CTの積は、次に飛
行機の慣性航行装置を補正または初期化するために用い
られ得る、対応する誤差値を提供する。前記装置の校正
はＶ_CTの正確な決定を必要とする、なぜならこのパラメ
ータが元の東向きのジャイロ誤差を決定するために用い
られるからである。

【００１３】図４は、上記の方法によって慣性計器の校
正を増強するための本発明による装置のブロック図であ
る。既に述べられたように、前記方法は、飛行機が誘導
滑走する時着陸装置懸架装置において生じる運動に起因
する横方向の速度スパイクδＶ_n の作用によりかなり妨
げられる。前記運動は回避不可能であり、滑走路の隆起
または他の不規則性に一部分起因する。本発明装置は、
多数の測定誤差に関してこの引き出されたパラメータを
補正することによって重要な変数Ｖ_CTの正確な決定を増
強し、ランダムかつ過渡性の残りの誤差δＶ_n の影響を
できるだけ少なくする。次に、Ｖ_CTの値は、元の東向き
のジャイロ誤差を慣性航行装置の校正処理に組み入れる
ために用いられる。加速度計及びジャイロの既知の配置
からなる飛行機の慣性基準装置１４は、関連出力とし
て、北向き及び東向きの速度成分Ｖ_N 及びＶ_E と、概算
された機体方位ψ_H の変化率を測定して提供する。次
に、３つの前記出力は速度計算回路１６によって結合さ
れ、以下の関係に従って交差機首方位速度値Ｖ_C 及び飛
行機の機首方位軸線に沿った速度値Ｖ_H を引き出す。 Ｖ_C ＝Ｖ_E cos ψ_H −Ｖ_N sin ψ_H Ｖ_H ＝Ｖ_E sin ψ_H ＋Ｖ_N cos ψ_H

【００１４】斜め飛行角度値βは積分器１８で与えら
れ、また第２の積分器２０はレバーアームＲ_L を与え
る。積分器１８からのβ値は乗算器２８でＶ_H と結合さ
れ、次にその結果の値は差ノード３０で交差機首方位速
度Ｖ_C から減算される。レバーアームＲ_L 値は乗算器３
２で機首方位の変化率ψ_H と結合され、次にその積は差
ノード３４で差ノード３０の出力から減算される。上記
の如く引き出された差ノード３４の出力は次のようにな
る。 Ｖ_CT＝Ｖ_C −Ｖ_H sin β−Ｒ_L ψ_H ここで、小さな斜め飛行角度に対してはsin βはほぼβ
に等しくなる。見られるように、差ノード３４の出力に
関する式は、交差航跡方向の（計算された）飛行機速度
Ｖ_CTに等しくなる。この値は積分器３６に印加され、積
分器３６の出力が（仮の）交差航跡位置Ｐ_CTとなる。

【００１５】各積分器１８，２０には、入力として、誘
導滑走中の特定の変数の観測に基づき、慣性基準装置１
４により各々決定されるＶ_E ，Ｖ_N ，ψ_H 及びψ_H と飛
行機が誘導滑走する時に取られるβ及びＲ_L とが入力さ
れるカルマンフィルタ２２で発生したカルマン利得係数
と交差航跡位置Ｐ_CTとの積として引き出された関連パラ
メータ値（δβまたはδＲ_L ）が入力される。カルマン
利得係数は乗算器２４に印加され、該乗算器２４は、同
様に交差航跡位置の値が入力され、該交差航跡位置と対
応するカルマン利得係数の積としてδＶ_E ，δＶ_N ，δ
ψ_H ，δβ及びδＲ_L を与える。カルマンフィルタリン
グによる利得係数の計算は周知であり、例えば、ゲルブ
(Gelb)による“適用される最適の概算”（MIT Press 19
74）において説明されている。乗算器２４から得られる
δＶ_E ，δＶ_N ，δψ_H 及びδψ_H の値は、飛行コンピ
ュータ２６のような誤差計算手段に印加され、またδβ
及びδＲ_L の最新の値が、それぞれ積分器１８及び２０
に印加される。コンピュータ２６は、内部的に上述の方
法に従う慣性航行装置１４に調整的な校正信号を供給す
るために必要な計算を行なう。ここでは、元の東向きの
ジャイロ誤差の観測不可能と関連した問題が、交差航跡
速度Ｖ_CTの測定によって取り組まれる。

【００１６】このように、本発明は誘導滑走中の飛行機
の慣性航行装置を校正するための装置及び方法を提供す
ることがわかる。本発明は、元の東向きのジャイロ誤差
を決定するためにパラメータＶ_CTに頼る校正方法の正確
性及び有効性を高めるのに適している。このパラメータ
に関して正確な値を得ることによって、誘導滑走時に飛
行機の慣性航行装置を正確に初期化することができる。
本発明はここに好適な実施例に関して説明されたが、そ
れに限らない。むしろ、本発明は、付随の特許請求の範
囲で限定される限りにおいてのみ制限され、それの全て
の同等物をその範囲内に含む。

【図面の簡単な説明】

【図１】（ａ）及び（ｂ）は、それぞれ調整モード中及
び航行モードの誘導滑走部分中の飛行機の平面図であ
り、それに関するジャイロ偏向誤差の東向きの成分が観
測できることを示す。

【図２】交差航跡速度が測定され、ジャイロ偏向誤差の
東向き成分を補正するために用いられる飛行機の慣性計
器の校正方法を示す飛行機の平面図である。

【図３】着陸装置懸架装置の運動と交差機首方位速度の
変化間の関係を示す飛行機の正面図である。

【図４】図２に示されるパラメータに基づき、図３に示
される誤差発生源を考慮して慣性計器校正処理に補正を
与えるための本発明のブロック図である。

【符号の説明】

１４ 慣性基準装置 １６ 速度計算回路 ２２ カルマンフィルタ

Claims (11)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 誘導滑走中の飛行機の交差航跡速度（Ｖ
   _CT）が用いられるタイプの前記飛行機の慣性航行装置の
   校正方法において、 ａ）北向きの速度（Ｖ_N ）と、東向きの速度（Ｖ_E ）
   と、機首方位（ψ_H ）と、該機首方位（ψ_H ）の時間導
   関数を測定する工程と、 ｂ）斜め飛行角度（β）を決定する工程と、 ｃ）レバーアーム（Ｒ_L ）を決定する工程と、 ｄ）次の関係 Ｖ_C ＝Ｖ_E cos ψ_H −Ｖ_N sin ψ_H Ｖ_H ＝Ｖ_E sin ψ_H ＋Ｖ_N cos ψ_H により交差機首方位速度（Ｖ_C ）及び機首方位速度（Ｖ
   _H ）を決定する工程と、 ｅ）次の関係 Ｖ_CT＝Ｖ_C −Ｖ_H sin β−Ｒ_L ψ_H によりＶ_CTを決定する工程と、 ｆ）Ｖ_CTを積分して交差航跡位置Ｐ_CTを発生させる工程
   と、 ｇ）Ｖ_N ，Ｖ_E ，ψ_H ，ψ_H ，Ｒ_L 及びβに関するカル
   マン利得値を決定する工程と、 ｈ）前記カルマン利得値と前記交差航跡位置Ｐ_CTを乗算
   してＶ_N ，Ｖ_E ，ψ_H，ψ_H ，Ｒ_L 及びβの誤差を決定
   する工程と、 ｉ）前記誤差を用いて前記慣性航行装置を校正する工程
   とからなることを特徴とする方法。
2. 【請求項２】 請求項１記載の方法において、北向きの
   速度（Ｖ_N ）と、東向きの速度（Ｖ_E ）と、機首方位
   （ψ_H ）と、該機首方位（ψ_H ）の時間導関数は慣性基
   準装置で測定される方法。
3. 【請求項３】 請求項２記載の方法において、前記交差
   機首方位速度（Ｖ_C）及び機首方位速度（Ｖ_H ）は速度
   計算回路で決定される方法。
4. 【請求項４】 請求項３記載の方法において、斜め飛行
   角度（β）を決定する工程はさらにβ誤差を積分する工
   程で特徴づけられる方法。
5. 【請求項５】 請求項４記載の方法において、レバーア
   ーム（Ｒ_L ）を決定する工程はさらにＲ_L 誤差を積分す
   る工程で特徴づけられる方法。
6. 【請求項６】 誘導滑走中の飛行機の慣性航行装置の校
   正装置において、 ａ）北向きの速度（Ｖ_N ）と、東向きの速度（Ｖ_E ）
   と、機首方位（ψ_H ）と、該機首方位（ψ_H ）の変化率
   を測定する手段と、 ｂ）斜め飛行角度（β）を与える手段と、 ｃ）レバーアーム（Ｒ_L ）を与える手段と、 ｄ）Ｖ_N ，Ｖ_E 及びψ_H から交差機首方位速度（Ｖ_C ）
   及び機首方位速度（Ｖ_H ）を決定する手段と、 ｅ）Ｖ_C ，Ｖ_H ，β，Ｒ_L 及びψ_H からＶ_CTを決定する
   手段と、 ｆ）Ｖ_CTを積分して交差航跡位置Ｐ_CTを発生させる手段
   と、 ｇ）前記Ｖ_N ，Ｖ_E ，ψ_H ，ψ_H ，Ｒ_L 及びβの値が入
   力され、それに応じて利得値を供給するカルマンフィル
   タと、 ｈ）前記交差航跡位置と前記利得値を乗算する手段と、 ｉ）前記最後に名付けられた手段の出力が入力され、そ
   れに応じて前記慣性航行装置を校正する手段とからなる
   ことを特徴とする装置。
7. 【請求項７】 請求項６記載の装置において、北向きの
   速度（Ｖ_N ）と、東向きの速度（Ｖ_E ）と、機首方位
   （ψ_H ）と、該機首方位（ψ_H ）の変化率を測定する手
   段は慣性基準装置からなる装置。
8. 【請求項８】 請求項７記載の装置において、前記交差
   機首方位速度（Ｖ_C）及び機首方位速度（Ｖ_H ）を決定
   する手段は、さらに、 ａ）前記手段は速度計算回路からなり、 ｂ）前記速度計算回路は、 Ｖ_C ＝Ｖ_E cos ψ_H −Ｖ_N sin ψ_H Ｖ_H ＝Ｖ_E sin ψ_H ＋Ｖ_N cos ψ_H によりＶ_C 及びＶ_H を決定するという点で特徴付けられ
   る装置。
9. 【請求項９】 請求項８記載の装置において、斜め飛行
   角度（β）を与える手段は第１の積分器からなる装置。
10. 【請求項１０】 請求項９記載の装置において、レバー
    アーム（Ｒ_L ）を与える工程は第２の積分器からなる装
    置。
11. 【請求項１１】 請求項１０記載の装置において、Ｖ_CT
    を決定する前記手段は、前記慣性基準装置と前記速度計
    算回路と前記第１の積分器と前記第２の積分器とに接続
    された回路からなる装置。