JPS5936208B2 - 航空機の慣性台を迅速に整列させる方法および装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は全体として航空装置に係り、更に詳しくいえば
搭載されている安価な航空機型基準装置を用いて、航空
機の慣性台の迅速な整合を行うだめの方法と装置とに関
する。

航空母艦から全組する時に艦載機はその慣性台を方位と
垂直方向とに適切に整合させて、それらの艦載機が艦上
にある時の既存の状態ベクトルを反映させねばならない
。

普通は、その操作は極めて高確度の艦上の慣性航行装置
を用いて行われていた。

その慣性装置は、部品のランダムなドリフトによりひき
おこされるシコーラー振動（Ｓｃｈｕｌｅｒｏｓｃｉ
１ｌａｔｉｏｎ）を抑制するＦＭ測程器によりわずかに
ダンピングされる。

ひとたび整列させられたそのような装置は、長時間にわ
たって非常に正確な速度出力と位置出力を与える。

決定された位置は装置を更新するためにときどき用いら
れる。

その装置は整列出力（北と東の速度）を航空機に与える
。

そうするとその航空機はそのデータを用いてそれ自身の
慣性台を迅速に整合させる。

そのような迅速な整列を行うために、航空機においては
カルマン（Ｋａ １ｍａｎ ）ろ波が用いられるのが普
通である。

その装置は良好に動作する。しかし確度が極めて高い艦
載の慣性航行装置は２００万ドル程度もする。

このことにかんがみて、低確度ではあるが安価な航空機
型慣性台を用いてその整列操作を行えることが望まれて
いる。

しかし、そのような慣性台が用いられると、航空機の台
を適切に整列させるために十分な確度を持たねばならな
い。

艦載の基準として航空機型慣性台を用いるという試みは
あまり成功していない。

そのような装置においては、速度と方位との確度は、も
し再整列が行われないと、かなり短期間のうちに低下す
る。

ドックで最初に十分に良く整列させたとしても、初めの
例時間かの間に速度確度は約ｏ、３０５ｍ／秒（１フ一
ト／秒）程度にＦる。

従って、台はＦＭ測程器と、ロランまたはオメガ装置の
ような電子的位置決め装置との少くとも一力からの情報
を用いて、一定時間間隔で海上において再整列を行わな
ければならない。

海上における台のそのような最初の整列は少くとも１時
間、通常はそれ以上の時間を要する。

そのために、そのような装置を使用している場合には整
列モードと航行モードとを交互にくりかえして使用する
か、整列と航行とを混合して用いることが必要となる。

この装置は混合モードにおいて、艦載のカルマンフィル
タに慣性台、ＦＭ測程器、およびオメガまたはロランの
ような装置から一定の入力を与えることにより混合モー
ドで動作させることもできる。

このようにして、カルマンフィルタは希望する状態ベク
トル量の評価を連続的に行う。

実際には、そのようにして約０．３０５ ｍ７秒（１）
−ト／秒）台またはそれよりも良い速度誤差が得られる
。

しかし、この種の性質の出力が航空機台装置への入力と
して艦上からのカルマンフィルタからの出力が得られる
時には、整列に要する時間を長くかけなければ、正確な
方位基準を得ることはできない。

これを第１図に示す。この図は相関させられた雑音の相
関時間の関数として、元にもどされた方位誤差を示し、
相関時間はノイズの帯域幅の逆数である。

この図のように、３００秒という短い整列時間では基準
雑音のわずかに約０．０７６ｍ／秒（０，２５ｆｔ／秒
）と、方位がＱ、 ５度の誤差となるだけである。

１０００秒というように長い時間に整列時間をひきのば
すことにより、カルマンろ波によって希望する小誤差が
得られることになる。

方位確度に対するこの相関させられた雑音の影響のため
に、この方法は良好ではないと考えられている。

航空機のカルマンフィルタにおいて、基準速度に相関す
る雑音を形成することによシ、これらの欠点の多くを解
消することが試みられている。

しかしこれは構成が複雑であるから、航空機用としては
望ましくない。

したがって、航空機台を整列させるための艦上の基準と
して、安価な航空機慣性台を採用する方法に対する需要
があったことがわかる。

航空機慣性台の価格は高確度の艦載の慣性台のコストよ
シも少くとも１桁低い。

すなわち、１０万ドル台と２００万ドルとの差である。

このことから、そのような装置を開発するとかなりのコ
スト低減を行える。

本発明はそのような装置を提供するものである。

この問題の解決は、カルマンフィルタによる整列の間は
、航空機の慣性台装置は基準速度の比較的大きな誤差（
その誤差が相関されたノイズの形でなくてシューノー振
動（Ｓｃｈｕｌｅｒ ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓ）の形
の場合には約０．３０５ｍ／秒（１フ一ト／秒）程度）
を許容できる、という認識を基にしている。

慣性台の整列を行うために従来の回帰手段すなわちカル
マンフィルタが用いられる限シは、その方位評価確度は
基準速度中のシューノー振動に対して動的に感じない。

そして慣性台の速度評価誤差は基準速度誤差に動的に等
しくなる。

このような現象の科学的な根拠は整列させられる台のカ
ルマンフィルタ（この場合には航空機のフィルタ）が、
それ自身の台の速度におけるシューノー振動と、基準速
度におけるシューノー振動とを区別できないから、それ
は全体のシューノー振動を計算し、かつそれ自体の台が
全体のシューノー振動の原因となり、それによシ台が基
準速度シューノー誤差を引き継がせる。

この過程においては、一定の北向き速度誤差（この誤差
は基準速度を再び用いてフィルタによシ検出される）も
存在しなければ、シューノー振動が方位誤差によりひき
起されないということをカルマンフィルタにプログラム
されている数学的慣性モデルから）航空機のカルマンフ
ィルタは知るから、方位決定確度は損われない。

このことは初期方位誤差があれば正に起るものであり、
相関雑音がない限りはフィルタにより容易に計算される
。

この事実に基づいて、本発明の方法は航空機型の艦上慣
性副装置から速度基準を直接に与えるものである。

この慣性副装置は、それに更新情報を与える艦上のカル
マンフィルタと関連して作動させられる。

しかし、カルマンフィルタから艦上の慣性副装置までの
更新接続回路は通常は開かれており、航空機の台の整列
中は常に開かれたままである。

この期間中は、慣性副装置の確度はドリフトするが、と
のドリフトは主としてシューノー振動の形をとシ、これ
は航空機の台により許容できる程度である。

航空機の慣性台の整列が行われない時は、艦載のカルマ
ンフィルタの出力が艦載の慣性副装置の更新のために定
期的に用いられる。

ＦＭ測定器からの入力と、オメガまたはロランからの入
力に加えられるノイズの直接の結果であり、かつカルマ
ン炉液が行われるやシ方で生ずる相関されたノイズを含
むカルマンフィルタの出力は、航空機の慣性台の整列の
間に艦上の慣性副装置には結合されないから、シューノ
ー振動以外は含まないほぼきれいな信号が生ずる。

その結果、航空機の慣性台は非常に小さい方位誤差で迅
速に調節される。

以下、図面を参照して本発明の詳細な説明する。

第２図は本発明のキャリヤ基準装置を示すブロック図で
ある。

この装置は航空機縁の慣性副装置１１を示す。

この発明に使用できる典型的な慣性副装置は、米国のシ
ンガー社のキーアホット部門（Ｋｅａｒｆｏｔｔ Ｄｉ
ｖｉｓｉｏｎ ｏｆ Ｓｉｎｇｅｒ Ｃｏ、）によシ５
ＫＮ−２６００またはＧａｍｍａ−１という商品名で販
売されている装置である。

第２図に示す装置は水面に対する速度を決定するための
側柱装置１３も含む。

この側柱装置１３は米国ニューヨーク州所在のコントロ
ール・インスッルメンツ社（Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｉｎｓｔ
ｒｕｍｅｎｔｓ Ｃｏ 、 ）により製作されているよ
うな電磁側柱器すなわちＦＭ測定器を使用できる。

１５は位置測定装置で、オメガ受信機またはロラン受信
機を使用できる。

たとえば、ノースロップ（Ｎｏｒｔｈｒｕｐ ）社によ
り製作されているＡＲＮ−９９型受信機、またはカナダ
・マルコニー（Ｃａｎａｄｉａｎ Ｍａｒｃｏｎｉ ）
社製のＣＭＡ−７１９またはＣＭＡ−７２３型受信機を
使用できる。

１７はデジタル計算機で、シンガー・キーアホッ）（Ｓ
ｉｎｇｅｒＫｅａｒ ｆｏｔｔ）社の５ＫＣ−３０００
−１ンピュータを用いることができる。

慣性副装置１１はそれ自身のデジタル計算機を含んでい
るから、出力デジタル語すなわちデジタルパルスを受け
、かつ与える。

必要な付加メモリ容量が慣性副装置の電子計算機に設け
られているならば、重複をさけるために計算機１７を副
装置の電子計算機に組合わせることもできる。

しかし、本発明を説明するために、計算機１７は別々の
要素として考えることにする。

側根装置１３は通常はアナログ出力を与える装置である
。

そのために、側根装置１３とコンピュータ１Ｔとの間に
アナログ／デジタル（Ａ／Ｉ））変換器１９が設けられ
る。

また、位置測定装置１５とコンピュータ１７との間にＡ
／Ｄ変換器２１が設ケラれる。

コンピュータ１７は１つの基本目的を果す。

このコンピュータ１７はカルマンフィルタを構成するた
めに用いられる。

周知のように、カルマンフィルタは変化する状態ベクト
ルを最適に測定するために用いられる。

そのために、このカルマンフィルタは後述するようにし
て以前に計算した値とともに更新情報を使用する。

いまの場合には、カルマンフィルタは慣性副装置からの
パルス列の形の出力を更新情報として受ける。

増加する速度パルスは速度データを高率で与える。

通常は前記５ＫＮ−２６００のような装置が約０．０９
８ｍｍ１秒／パル、ｚ、 （０，０３２ｆ ｔ／ｓｅｅ
／パルス）の率でパルスを与える。

観測と呼ばれる他の２つの入力は側根装置１３とＡ／Ｄ
変換器１９からの水面に対する速度と、オメガまたはロ
ラン受信機のような位置測定装置１５からの位置更新と
である。

使用する装置に応じてこの情報は時間差、位相差、また
は 度と経度である。

このデータからカルマンフィルタはその最適値を計算し
、その値は慣性副装置１１に与えられる。

このようにして更新された量は北と東の速度と、垂直性
（ｖｅｒｔｉ ｃａｌ ｉ ｔｙ ）と、方位と、緯度
と、経度とスある。

本発明ではそれらの更新は連続的には帰還されず、たま
に帰還されるだけである。

非常に低い更新率（２時間に１回またはそれ以下）が本
発明の本質的な特徴である。

測定装置１３と位置測定装置１５との出力には一般に雑
音が含まれている。

更に、カルマンフィルタは増分的技術（ｉｎｃｒｅｍｅ
ｎｔａｌ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ）であって、一連のステ
ップより成る出力が生ずる。

出力線２５に生ずる状態ベクトル測定値中に現われる雑
音を含むこの出力が装置１１に与えられると、その出力
は装置１１を通じて出力線２７の速度基準出力へ送られ
る。

この出力中のこの雑音が比較的低レベルすなわち約ｏ、
３ｏ５ｍ／秒台の誤差であるとしても、その雑音は前記
したように航空機の慣性台の整列を正確かつ迅速に行う
能力に大きな影響を及ぼす相関させられた雑音である。

スイッチ２３か開かれると、慣性副装置の出力線２７に
与えられる出力は更新間でドリフトするが、誤差はシュ
ーラー振動誤差であり、その誤差は前記したように、大
きな方位誤差を導入することなしに航空機の慣性装置に
おいて容易に許容できる。

航空機の装置を第３図にブロック図で示す。

基本的にはとの装置は内部処理器３１と、カルマンフィ
ルタ・計算機モジュール３３とを有する慣性台を含む。

実際には、この処理器３１とモジュール３３とは５ＫＣ
−３０００のような１台の電子計算機中に含まれる。

後述するように、カルマン計算機モジュールは慣性台お
よび内部処理器３１からのパルスＶｘとＶｙを得る。

この計算機モジュールで行われる各種の機能を図に示す
。

カルマン計算機モジュールは、第２図の航空母艦基準装
置３５から速度および同期姿勢情報を受ける。

同期データは航空機の装置と基準装置との間の相対速度
を、レバーアームにより、計算するために用いられる。

装置の整列は計算機モジュール内のカルマンフィルタを
用いて行われる。

その動作は方位の不整列誤差と傾斜誤差との明白な評価
を通じて行われる。

２本のレバーアームの状態が、航空母艦の基準装置と航
空機の装置と・の間の相対的な運動の影響を補正するた
めの調節中に用いられる。

第４図は整列のだめの台のメカニズムを示す。

実線はコンピュータ内で行われる機能を表し、破線は運
動ジャイロと加速度計とその入力を示す。

この台はシューラーループである。

このジャイロは速度と、姿勢および方位角αの先験的評
価値との関数としてトルクを与えられる。

オフセットの真の方位角はφであり、両者間の誤差はδ
Ｕとして示されている。

粗整列の間はαは零に等しく、最終的な整列の後は、粗
整列の間に測定された方位の不一致の値に等しくなる。

第４図でＶｘｉとＶｙｉは慣性副装置により計算された
速度を表わす。

第４図でＸ加速度計４１の入力はＸ加速度計４１の出力
に影響を及ぼす種々の要因信号である。

それらの要因にはＸ軸Ａｘｉに沿う実際の加速度が含ま
れる。

この加速度にはブロック４３で示されている重力の影響
が加えられる。

こめ影響は慣性台が傾斜した時に起る影響である。

ブロック４３への入力はブロック４５と４７とからの出
力を加え合わせたものである。

ブロック４５は地面に沿う運動に対応するローカルな鉛
直の回転を表わし、Ｒは地球の半径である。

ブロック４７はＹジャイロにトルクを加えた効果を表わ
す。

ブロック４３への入力はθｙで示され、Ｙ軸を中心とす
る傾斜を表わす。

したがって、Ｘ加速度計４１の出力には傾斜誤差が含ま
れる。

この出力にはコリオリカが加算点４９において加え合わ
され、その加算出力はブロック５１で積分される。

ブロック５１へは入力としてｙ ＲＮ （Ｏｃｏｓαと
ＶＲＢ（０）ｓｉｎαとが加えられる。

これらの入力は北東基準装置から角度αを用いて台の座
標に分解された初期条件である。

前記出力速度Ｖｘｉは台にトルクを加えるために用いら
れる。

同様にして、Ｙ加速度計５５はブロック５７から得られ
た誤差寄与を有する出力を発生する。

ブロック５７にはブロック４５．４７に類似するブロッ
ク５９，６１からの出力が入力として加えられる。

この場合にはブロック６１はＸジャイロであり、ブロッ
ク５７への入力はＹ軸を中心とする傾斜を表わす角度θ
Ｘである。

また、Ｙ力ロ速度計の出力は加算点６３においてコリオ
リカ修正に加え合わされ、その加算結果は積分器６５に
おいて積分される。

ブロック６５への初期条件入力は慣性台のＹ方向に沿う
初期速度で、それを受けたブロック６５は出力ｖｙを発
生する。

これらの出力ＶＸ （！：Ｖｙはカルマンフィルタに与
えられる出力である。

慣性台への入力はＸジャイロ４７、Ｘジャイロ６１およ
び２ジヤイロ６９にトルクを与える率である。

Ｘジャイロ４７への入力はＷｅ ｃｏｓλｓｉｎα＋Ｖ
ｘｉ／Ｒである。

この場合における慣性台の目的はその台が局部的なレベ
ルを保ち、一定の方位を維持することである。

そのためにジャイロへは台が空間中を動く速さに対応す
る率１８でトルクを与えねばならない。

この速さには台が動く速度すなわち船または航空機の速
度と、地球の自転速度とか含まれる。

したがって、項Ｗｅ ｃｏｃλｓｉｎαは緯度と方位角
との関数として分解された地球の自転速度を表わす。

残りの項は台のＹ軸に沿う速度成分を地球の半径で除し
て、その速度を直線速度から角速度へ変換したものを表
わす。

Ｙジャイロ４Ｔへの実際の入力であるこの入力は、仮想
加算点７１への破線入力にょシ示されている種々の誤差
により影響される。

同様に、地球の自転速度項と、台のＹ軸方向に分解され
た速度を表わす項とを含む入力がＸジャイロ６１に加え
られる。

この入力は仮想加算点Ｔ３において誤差項に加え合わさ
れる。

Ｚジャイロへの入力は地球の自転速度を表わす項県ｓｉ
ｎ人と、地球の自転の向きと同じ向きの速度を表わす項
ＶＢ ｔａｎλＲとである。

仮想力６算点７５においては仮想誤差が再び加え合わさ
れる。

要約すると、第４図は加速度計により発生される２種類
の速度出力と、慣性台に加えられる３種類のトルク入力
とを示す。

台の速度ＶｘＩＶｙはカルマンフィルタに加えられる。

このカルマンフィルタは、航空母艦基準装置から与えら
れると北と東の基準速度（オブザーベーションと呼ばれ
る）も利用する。

状態ベクトルと共変数マトリックス更新とに対する機構
化されたカルマンフィルタの式は次の通）である。

ここにφ−Ｆφであシ、ＦとＨはｆ （ｘ）とｈ（ｘ）
のヤコビアンで、ｆ（ｘ）とｈ（ｘ）は台の力学とオブ
ザーベーション（ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ）とをそれぞ
れ定める。

Ｘ＝ ｆ （ｘ）＋ ｕ Ｙｋ＝ｈ（ｘｋ）＋ｖｋ ここにＵとｖｋはランダムノイズである。

第５図は計算機モジュール内のカルマンの式を具体化し
たものを示すブロック図である。

この装置において、慣性台３１の出力はブロック９８を
０．２秒ごとに更新する。

北基準速度と東基準速度とは測定されたオブザーベーシ
ョンＹｋである。

この測定されたオブザーベーションは加算点８Ｔにおい
て、接続線８５に与えられた予測されたオプザーベーシ
ョンＹｋに加え合わされる。

得られた誤差は１０秒間ごとにカルマン利得ブロック８
９を介して加えられて、カルマン更新を得る。

これは接続線９１に与えられた状態ベクトルの外挿され
た値Ｘｋに加えられて、接続線９３に最適の状態ベクト
ル値Ｙｋを与える。

この最適状態ベクトル値は１００秒間ごとに整列シーケ
ンサを介して与えられて、慣性台（鉛直性、方位および
速度）を更新する。

その最適状態ベクトル値はゲート保持ブロック９７に貯
えられ、カルマン更新の中間の期間中に１０秒間隔で積
分（ブロック９９）によりｘの変化を予測するために用
いられ、接続線９１に出力を与える。

次の反復動作の時に新たなデータが加えられて、新たな
状態ベクトル値を得る。

加算点１００からの外挿された状態ベクトル出力はブロ
ック１０１を介して与えられ、接続線８５に出力を与え
る。

その出力は予測されたオブザーベ・−ジョンＹｋである
。

前記した式を含む第５図に示すカルマンフィルタの実現
のために、第６，７図に示したコンピュータプログラム
について以下に説明する。

航空母艦基準装置におけるカルマンフィルタは同様にし
て実現される。

このフィルタのための状態ベクトルは次の通りである。

緯 度 車台傾斜 経 度 化合傾斜 北 速 度 台方位誤差 東 速 度 化ジャイロドリフト 方位ジャイロドリフト 通常は、航空母艦基準カルマン更新間隔は、ＥＭ測側柱
入力に対しては２０秒であり、オメガ入力に対しては６
０秒である。

それらのみ力は第２図のＡ／Ｄ変換器２１を介して与え
られるものとして示されている。

これらの入力は直接の位相差どすることができ、または
乗物が低速の艦船であるから位相差から 度または経度
への決定的な変換は、計算変換遅延から確度を低下させ
ることなしにカルマンフィルタの外側で行うことができ
る。

すなわち、緯度人力と経度入力とは、第２図の電子計算
機への入力として直接得ることができる。

カルマンフィルタ状態ベクトル中の速度と位置を、慣性
副装置の総量として、または誤差として構造化すること
が可能である。

第１の場合には、フィルタは擬似線形フィルタであり、
速度と位置とを直接に与える。

第２の場合にはフィルタは線形であって、慣性副装置中
の速度誤差と位置誤差とを与え、その時にはカルマン測
定値を慣性速度出力と、位置出力とに加えることにより
線測定値が形成される。

理論的にはいずれの構造化も使用できる。

しかし、変換の観点からは、カルマンオブザーベーショ
ンベクトルが状態ベクトルの非線形関数であるならば、
擬似線形法の力が好ましい。

カルマンオブザーベーションベクトルカ状態ベクトルの
非線形関数であるというのは、オメガ位相差がフィルタ
により直接用いられる場合である。

そのためにここでは擬似線形フィルタを仮定している。

第６ａｔ６ｂ、７ａ、７ｂ図は航空機フィルタ、または
航空母艦基準装置フィルタの実現に使用できるプログラ
ムである。

次にこれについて説明する。

まず第６ａ 、６ｂ図を参照して、初めの１４ステツプ
は、以後のプログラムのためにコンピュータを用意する
ための設定等の操作である。

動作１５から初期設定が開始される。

このプログラムの重要な部分は慣性パラメータを指示の
ように設定するステップ３９から始まる。

緯度の正接と、緯度レート（ＰＨＩＤＯＴ）と、経度レ
ート（ＬＡＭＤＯＴ）と、化レート、東レートと、アッ
プレートすなわち鉛直レート等を求めるための計算が行
われる。

それらの値が計算されると、ステップ５２以降でＦマト
リックスが設定される。

プログラムに示されているようにそのマトリックスの各
項が計算される。

その後で、ステップ８０以降でＨマトリックスが設定さ
れる。

Ｆマトリックスは遷移マ） ＩＪラックスあって台の力
学を定め、■マトリックスは（１）〜（５）式について
前記したようなオブザーベーションを定める。

Ｈマトリックスは２つの可能なものについて特に示しで
ある。

北速度と東速度が得られる１つのＨマトリックスでは、
操作８２〜８９が行われ、もしロランが入力であれば操
作９３〜９６が行われる。

このプログラムが終るとＦと１１の２つのマｌ−リツク
スが電子計算機内に貯えられて利用できるようになる。

これらの計算はおそらくは更新よりも高速で行われ、そ
の動作は第５図のブロック１０２により示されている。

第７ａ、７ｂ図に示すサブルーチンは、必要な更新と評
価を行うために、先に与えた式の計算を実際に行うため
のプログラムである。

第６ａｙ６ｂ図に示すプログラムとほとんど同じように
して初期設定等の操作を行ってから、どの動作モードが
行われるかに応じてＲマトリックスが設定される。

ロランその他の装置のいずれもが使用されない時は操作
３４，３５が使用される。

この場合には以前に貯えられている所定の値がＲマトリ
ックスにおいて用いられ、北と東の入力を直接に得る場
合にはノイズに関連する。

このプログラムの主な部分は、サブルーチンＥＰＦＴが
呼出されるステップ４５から始まる。

このサブルーチンは（４）式によシ示される乗算を行う
もので、ＦとＰは（４）式中のＦとＰをそれぞれ示す。

この乗算の結果は（４）式中のＰに対応するＤマトリッ
クスとして貯えられる。

この量は（３）式の利得マトリックスの計算に使用され
る。

ステップ４６ではマトリックスの加算が行われ、量Ｚが
Ｄに加えられて新しいマトリックスＧとなる。

これは共変数すなわちレートリミットを設定する量であ
る。

ステップ４８ではこのマトリックスはＰマトリックスと
して貯えられる。

ステップ５１ではマトリックス乗算のためのサブルーチ
ンが呼出され、ちょうど計算されたマトリックスＧと、
貯えられているＨマトリックスすなわちオブザーベーシ
ョンマトリックスとが乗ぜられて、新たなマトリックス
Ｅを得る。

次のステップではＥマトリックスに変換されたＨマトリ
ックスが乗ぜられる。

これらの２つの乗算結果は（３）式のかっこ内の第１項
を与える。

ステップ５３ではマトリックス加算サブルーチンが呼出
されて、この新しいマトリックスＢとＲか加え合わされ
る。

次のこのマトリックスを反転させるためのサブルーチン
が呼出され、（３）式のかっこ内の量がＢに貯えられて
いる反転されたマトリックスとなる。

最後に、このマトリックスにはＥに貯えられているマト
リックスが乗ぜられる。

Ｅに貯えられているマトリックスは要するに項ＰｎとＨ
ｎであることに注意されたい。

したがって、Ｓに貯えられる結果は（３）式でＫｎで示
されている利得マトリックスである。

次に（５）式で与えられる共変数マトリックスが計算さ
れる。

その式が乗算されると２つの項が生ずることに注意され
たい。

そのうちの１つはＰｎであり、他方はＰｎＫｎＩ（ｎで
ある。

共変数マトリックスの計算においては、Ｈ，！：Ｇが互
いに乗ぜられてＵに貯えられるマトリックスを得る。

Ｇは本質的には量ＰとＨｌそしてもちろんＨにも一致す
る。

次に、ステップ５６におけるこれら２つのマトリックス
の乗算結果であるＵマトリックスにＳすなわち利得Ｋｎ
を乗する。

それにより（５）式の第２の項が得られる。

Ｄに貯えられるその積はステップ５８でＧから減算され
て、（５）式を表わすＰｎを得る。

次に、（１）式によシ表わされている操作すなわち更新
を行わねばならない。

前記したように、■マトリックスはオブザーベーション
マトリックスであシ、Ｆマトリックスは遷移マトリック
スである。

これら２つのマトリックスは互いに掛は合わされて、そ
の積がＵに貯えられる。

次に状態ベクトルの更新が行われる。

状態ベクトルの以前の値は貯えられており、ステップ６
０においてＸマトリックスはＸの以前の値の等しくセッ
トする。

次に、オプザーベーション博報が得られる。

第５図に示されている場合では、との清報はステップ６
５と６６で示されている清報Ｖｘと■ｙである。

艦載のフィルタのようにロランが使用されている場合ニ
ハ、オプザーベーションはオプザーベーション博報で、
Ｘの新たな評価値が（１）式に従って計算される。

ＨとＦとの乗算により計算されて得られているＵマトリ
ックスは、前記したようにその中に以前の値を貯えてい
るＸとの乗算に用いられる。

この操作は（１）式の右辺のかっこ内の左側の項の演算
゛に本質的に一致する。

この操作によシＯマトリックスが得られる。

次の操作でＹ布ら０が引かれ、それによりオブザーベー
ション（１）式のかっこ内の部分に答を与える。

この答はＯに貯えられる。この答にはステップ８０で利
得マトリックスが乗ぜられ、その積はＱに貯えられる。

これは（１）式で示されているＫｎによる乗算である。

次に、量Ｘｎ変換マトリックスＦが乗ぜられてＷマトリ
ックスが得られ、それからステップ８２でマトリックス
ＷとＱが加え合わされて（１）式に対するすべての解を
与え、状態ベクトルの更新を与える。

マトリックスＦとＸとの乗算は（２）式により示されて
いる演算に対応する。

以上説明したように、航空機航行装置のだめの改良した
低価格の艦載基準装置か本発明により得られる。

【図面の簡単な説明】

第１図は航空機において機首方位を復旧した時の誤差を
相関雑音との関数として示す説明図、第２図は本発明の
航空母艦基準装置を示すブロック図、第３図は航空機の
慣性副装置を示すブロック図、第４図は整列のだめの台
のマカニズムを示す略図、第５図は本発明の電子計算機
モジュールにおけるカルマン式の実現のための回路を示
すブロック図、第６ａ図及び第６ｂ図は本発明のカルマ
ンフィルタの実現に用いられるプログラムノー例を示す
プログラム図、第７ａ図及び第７ｂ図はカルマンフィル
タの実現に使用するサブル・−チンの一例を示すプログ
ラム図である。 １１・・・・・−慣性副装置、１３・・・・・・側柱装
置、１５・・・・・・位置測定器、１７・・・・・・デ
ジタル計算機、３１・・・・・・慣性台および内部処理
器、３３・・・・・・カルマンフィルタ計算機モジュー
ル、３５・・・・−・航空母艦基準装置。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 時々刻々その位置を変化し、少なくともその速度と
   位置を要素とする状態ベクトルを有する航空母艦に搭載
   されている航空機に装備された航空機の慣性台を迅速に
   整列させる方法において、前記航空母艦の速度をあられ
   す量を出力として生成する慣性副装置とカルマンフィル
   タとを含む低確度の航空機慣性基準装置を前記航空母艦
   に装備する過程と、 前記航空母艦の状態ベクトルに関する更新清報を前記カ
   ルマンフィルタに与える装置を前記航空母艦に装備する
   過程と、 前記慣性基準装置の前記慣性副装置の速度出力を、航空
   機に速度出力として与える過程と、２時間程度の間隔で
   、かつ航空機に速度基準を与えている間取外の時に、前
   記カルマンフィルタから前記慣性基準装置の前記慣性副
   装置を更新する過程とを備えたことを特徴とする、航空
   機の慣性台を迅速に整列させる方法。 ２、特許請求の範囲第１項の方法において、前記カルマ
   ンフィルタは電磁測程器の出力を用いて更新されること
   を特徴とする、航空機の慣性台を迅速に整列させる方法
   。 ３ 特許請求の範囲第１項記載の方法において、前記カ
   ルマンフィルタは電子式位置指示装置を用いて更新され
   ることを特徴とする、航空機の慣性台を迅速に整列させ
   る方法。 ４ 特許請求の範囲第３項記載の方法において、前記カ
   ルマンフィルタはロランセットを用いて更新されること
   を特徴とする、航空機の慣性台を迅速に整列させる方法
   。 ５ 少なくとも速度と位置の成分を含む状態ベクトルを
   有する運搬装置に搭載されている航空機に装備された航
   空機の慣性台を迅速に整列させる装置において、 前記運搬装置に装備され、速度の出力を生成する慣性副
   装置とカルマンフィルタとを有する低確度の航空機慣性
   基準装置と、 前記運搬装置に装備され、前記航空機慣性基準装置の前
   記カルマンフィルタへの入力として接続され、前記運搬
   装置の状態ベクトルに関する更新清報を与える装置と、 前記航空機慣性基準装置の前記慣性副装置の速度出力を
   前記航空機の慣性台に接続し、それへの速度基準を与え
   る装置と、 前記カルマンフィルタの出力を前記慣性副装置に接続し
   、これらの間の接続を選択的に開いたシ閉じたりする装
   置を有し、２時間程度の頻繁でない間隔で更新する装置
   とを備えたことを特徴とする、航空機の慣性台を迅速に
   整列させる装置。 ６ 特許請求の範囲第５項記載の装置において、状態ベ
   クトルに関する更新情報を与える前記装置は、電磁測程
   器を有していることを特徴とする、航空機の慣性台を迅
   速に整列させる装置。 ７ 特許請求の範囲第５項記載の装置において、状態ベ
   クトルに関する更新情報を与える前記装置は、電子式位
   置指示装置を有していることを特徴とする、航空機の慣
   性台を迅速に整列させる装置。 ８ 特許請求の範囲第７項記載の装置において、前記電
   子式位置指示装置はロランセットを有していることを特
   徴とする、航空機の慣性台を迅速に整列させる装置。 ９ 特許請求の範囲第５項記載の装置において、前記カ
   ルマンフィルタはプログラムされたディジタルコンピュ
   ータを有していることを特徴とする、航空機の慣性台を
   迅速に整列させる装置。 １０ ％許請求の範囲第５項記載の装置において、前記
   運搬装置は航空母艦であることを特徴とする、航空機の
   慣性台を迅速に整列させる装置。