JPS63100515A - 航行体の姿勢検出方式 - Google Patents
航行体の姿勢検出方式Info
- Publication number
- JPS63100515A JPS63100515A JP61245370A JP24537086A JPS63100515A JP S63100515 A JPS63100515 A JP S63100515A JP 61245370 A JP61245370 A JP 61245370A JP 24537086 A JP24537086 A JP 24537086A JP S63100515 A JPS63100515 A JP S63100515A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- attitude
- receivers
- artificial satellite
- navigating
- space
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- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 12
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 4
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 241000272201 Columbiformes Species 0.000 description 1
- 239000013078 crystal Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
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。
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、スペースシャトル等の宇宙航行体の姿勢基
準の再設定を行うためなどに用いる航行体の姿勢検出方
式に関する。
準の再設定を行うためなどに用いる航行体の姿勢検出方
式に関する。
（従来の技術）
従来、人工衛星、ロケットスペースシャトル等の宇宙航
行体の姿勢制御には、その姿勢基準として、−ｉにジャ
イロが用いられている。このジャイロは、その搭載航行
体の飛翔開始前に所定の姿勢の初期設定がなされ、この
初期設定が行われると、ジャイロだけで姿勢検出ができ
、外界のいかなる状態にも影響されずに使用できるもの
である。
行体の姿勢制御には、その姿勢基準として、−ｉにジャ
イロが用いられている。このジャイロは、その搭載航行
体の飛翔開始前に所定の姿勢の初期設定がなされ、この
初期設定が行われると、ジャイロだけで姿勢検出ができ
、外界のいかなる状態にも影響されずに使用できるもの
である。
ところが、このジャイロは短時間の精度は優れているが
、軸受の摩擦等によって使用中に少しずつ軸の方向が変
化するドリフトと呼ばれる現象が生じ、このドリフトの
ため使用時間が長くなると検出誤差が大きくなるので、
例えばスペースシャトルのように飛行時間が何日にも及
ぶ航行体の場合には、航行中にジャイロの再設定を行う
ことが避けられず、この再設定を行うために別の姿勢基
準が必要となる。
、軸受の摩擦等によって使用中に少しずつ軸の方向が変
化するドリフトと呼ばれる現象が生じ、このドリフトの
ため使用時間が長くなると検出誤差が大きくなるので、
例えばスペースシャトルのように飛行時間が何日にも及
ぶ航行体の場合には、航行中にジャイロの再設定を行う
ことが避けられず、この再設定を行うために別の姿勢基
準が必要となる。
従来、このジャイロ再設定を行うための姿勢基準として
は、スターセンサ、太陽センサ、地球センサ等の光学セ
ンサが用いられている。
は、スターセンサ、太陽センサ、地球センサ等の光学セ
ンサが用いられている。
ところが、上記光学センサ、例えば太陽センサを姿勢基
準として利用する場合には次のような問題点がある。す
なわち、航行体に取り付けられている太陽センサは常に
太陽を捕らえているわけではないので、太陽センサを姿
勢基準に使用する場合には、太陽を捕捉するために航行
体をスピンさせたり、あるいは反転させたりする動作、
すなわちセンサのポインティングを行うマニューバが必
要となる。また、これらの光学センサを姿勢基準に用い
る場合は、食の影響あるいは太陽、星等の位置の影響を
受け、場合によっては計測不能となり、更には運動の激
しい航行体の姿勢計測には向かない等の欠点がある。
準として利用する場合には次のような問題点がある。す
なわち、航行体に取り付けられている太陽センサは常に
太陽を捕らえているわけではないので、太陽センサを姿
勢基準に使用する場合には、太陽を捕捉するために航行
体をスピンさせたり、あるいは反転させたりする動作、
すなわちセンサのポインティングを行うマニューバが必
要となる。また、これらの光学センサを姿勢基準に用い
る場合は、食の影響あるいは太陽、星等の位置の影響を
受け、場合によっては計測不能となり、更には運動の激
しい航行体の姿勢計測には向かない等の欠点がある。
本発明は、従来の姿勢基準再設定のための光学センサに
よる姿勢検出方式の欠点を解決するためになされたもの
で、食の影響や太陽、星等の位置の影響を受けず、常時
姿勢基準の再設定のための姿勢検出ができ、またポイン
ティングを行うマニューバを全く必要としない航行体の
姿勢検出方式を提供することを目的とするものである。
よる姿勢検出方式の欠点を解決するためになされたもの
で、食の影響や太陽、星等の位置の影響を受けず、常時
姿勢基準の再設定のための姿勢検出ができ、またポイン
ティングを行うマニューバを全く必要としない航行体の
姿勢検出方式を提供することを目的とするものである。
〔問題点を解決するための手段及び作用〕上記問題点を
解決するために、本発明は、ＧＰＳ（全球位置決定シス
テム）に用いられるナブスタ−（ＮＡＶＳＴＡＲ）と呼
ばれる衛星の如く、位置が既知の同一人工衛星からの電
波を受信する少なくとも３台の受信機を互いに離間して
航行体に搭載し、前記各受信機に対する前記人工衛星か
らの電波の到達時間差を測定することによって、航行体
の姿勢を検出するように構成するものである。
解決するために、本発明は、ＧＰＳ（全球位置決定シス
テム）に用いられるナブスタ−（ＮＡＶＳＴＡＲ）と呼
ばれる衛星の如く、位置が既知の同一人工衛星からの電
波を受信する少なくとも３台の受信機を互いに離間して
航行体に搭載し、前記各受信機に対する前記人工衛星か
らの電波の到達時間差を測定することによって、航行体
の姿勢を検出するように構成するものである。
このように構成することにより、検出時には食の影響や
太陽、星等の位置の影響を受けないので、いつでもジャ
イロ等の姿勢基準の再設定が可能となり、また好適な位
置にあるナプスター等の位置が既知の人工衛星を選んで
使用することができるため、マニューバを全く必要とせ
ず、ミッション遂行中でも姿勢検出ができ、姿勢基準の
更新を可能にする。
太陽、星等の位置の影響を受けないので、いつでもジャ
イロ等の姿勢基準の再設定が可能となり、また好適な位
置にあるナプスター等の位置が既知の人工衛星を選んで
使用することができるため、マニューバを全く必要とせ
ず、ミッション遂行中でも姿勢検出ができ、姿勢基準の
更新を可能にする。
以下、本発明の実施例について説明する。第１図は、本
発明に係る航行体姿勢検出方式の実施例を説明するため
のブロック構成図である０図において、１．２はスペー
スシャトル等の宇−宙飛翔体に搭載されている受信機の
うちの２台で、それぞれナプスター等の位置が既知の同
一人工衛星３からの電波を受信するように、互いに離間
して配置されている。そして、これらの２台の受信機１
゜２に対する同一の人工衛星３からの電波の到達時間差
を、精度の高い時計４に基づく受信時間差検出器５で計
測し、この時間差により２台の受信機と人工衛星とのな
す角度すなわち姿勢角θを算出する。
発明に係る航行体姿勢検出方式の実施例を説明するため
のブロック構成図である０図において、１．２はスペー
スシャトル等の宇−宙飛翔体に搭載されている受信機の
うちの２台で、それぞれナプスター等の位置が既知の同
一人工衛星３からの電波を受信するように、互いに離間
して配置されている。そして、これらの２台の受信機１
゜２に対する同一の人工衛星３からの電波の到達時間差
を、精度の高い時計４に基づく受信時間差検出器５で計
測し、この時間差により２台の受信機と人工衛星とのな
す角度すなわち姿勢角θを算出する。
上記姿勢角θは次のようにして算出する。すなわち第２
図に示すように、受信４ａ２で計測した人工衛星３と受
信機２との距離をＳ、宇宙飛翔体に搭載した受信機１，
２の相対距離をし、上記２つの受信機１．２で受信した
人工衛星３からの信号の相関すなわち時間差から求めた
距離を２とすると、次式が得られる。
図に示すように、受信４ａ２で計測した人工衛星３と受
信機２との距離をＳ、宇宙飛翔体に搭載した受信機１，
２の相対距離をし、上記２つの受信機１．２で受信した
人工衛星３からの信号の相関すなわち時間差から求めた
距離を２とすると、次式が得られる。
Ｓ” −（Ｓ Ｊ−１）”＋ Ｌ” ２ （Ｓ ＋
４りＬａｏｓθ２（Ｓ＋ｊりＬ ２Ｓ１＋ＩＺ＋Ｌｚ ２（Ｓ＋１）Ｌ ２１ ＋（ｊ！”＋Ｌ”）／Ｓ ２Ｌ＋２１Ｌ／Ｓ ココテ、（１”＋Ｌ”）／Ｓ！＝ＩＯ，２１Ｌ／Ｓ！＝
ＩＯとみなせるから、 ＣＯ８θ鳩１／Ｌ・・・・・・・・・・・・・・＋２＋
ここで計測した時間差をτとすると、 ！−ｃτ・・・・・・・・・・・・・・（３）但しＣは
光速である。（３）式を（２）式に代入すると、ＣＯ８
θ−Ｃτ／Ｌ・・令−侮・・・・・・拳・・＋４１以上
により、ｃｏｓθの値が求められ、この扱作を宇宙飛翔
体の３軸について行うことにより飛翔体の姿勢を検出す
ることができる。３軸について姿勢角θを算出するため
には、−直線上に配列されていない互いに離間した最低
３台の受信機を必要とする。なお、この際、検出精度を
高めるには受信機間の相対距ＭＬをできるだけ長くする
のが好ましく、スペースシャトル等の場合には、胴体の
両端と翼の端部が、好適な搭載位置と考えられ以上のよ
うにして、各２台の受信機のナプスタ−等の人工衛星に
対してなす角θを求めることにより飛翔体の姿勢を検出
することができるが、具体的な数値を選んで行った検出
精度の試算結果を第１表に示す、この試算結果は、Ｌ＝
１０ｍ、 τ＝２ Ｘ １０−”ｓｅｅとした場合、
計測時間誤差Δτにより、どの程度角度の精度に影響を
もたらすか算出したものである。
４りＬａｏｓθ２（Ｓ＋ｊりＬ ２Ｓ１＋ＩＺ＋Ｌｚ ２（Ｓ＋１）Ｌ ２１ ＋（ｊ！”＋Ｌ”）／Ｓ ２Ｌ＋２１Ｌ／Ｓ ココテ、（１”＋Ｌ”）／Ｓ！＝ＩＯ，２１Ｌ／Ｓ！＝
ＩＯとみなせるから、 ＣＯ８θ鳩１／Ｌ・・・・・・・・・・・・・・＋２＋
ここで計測した時間差をτとすると、 ！−ｃτ・・・・・・・・・・・・・・（３）但しＣは
光速である。（３）式を（２）式に代入すると、ＣＯ８
θ−Ｃτ／Ｌ・・令−侮・・・・・・拳・・＋４１以上
により、ｃｏｓθの値が求められ、この扱作を宇宙飛翔
体の３軸について行うことにより飛翔体の姿勢を検出す
ることができる。３軸について姿勢角θを算出するため
には、−直線上に配列されていない互いに離間した最低
３台の受信機を必要とする。なお、この際、検出精度を
高めるには受信機間の相対距ＭＬをできるだけ長くする
のが好ましく、スペースシャトル等の場合には、胴体の
両端と翼の端部が、好適な搭載位置と考えられ以上のよ
うにして、各２台の受信機のナプスタ−等の人工衛星に
対してなす角θを求めることにより飛翔体の姿勢を検出
することができるが、具体的な数値を選んで行った検出
精度の試算結果を第１表に示す、この試算結果は、Ｌ＝
１０ｍ、 τ＝２ Ｘ １０−”ｓｅｅとした場合、
計測時間誤差Δτにより、どの程度角度の精度に影響を
もたらすか算出したものである。
第１表
但し−ｃｏｓθｉζＣτ／Ｌ
ｃｏｓθＩ４１ＦＩＣ（τ＋Δτ）／Ｌ第１表かられか
るように、姿勢検出の精度を例えば０．１度以下にする
ためには、５ Ｘｌ０−”ｓｅｅ以下の時間測定精度が
必要となる。この程度の時間測定精度は、水晶発振器を
用いた計時手段で実現可能である。
るように、姿勢検出の精度を例えば０．１度以下にする
ためには、５ Ｘｌ０−”ｓｅｅ以下の時間測定精度が
必要となる。この程度の時間測定精度は、水晶発振器を
用いた計時手段で実現可能である。
なお、上記実施例では宇宙飛翔体の姿勢検出について述
べたが、本発明は宇宙飛翔体のみならず、一般の航空機
の姿勢、方位の計測、あるいは船舶等の方位計測にも利
用できるものである。すなわち、従来、航行衛星を利用
して航空機等の位置検出が行われているが、本発明を適
用することにより航空機等の方位の検出も容易且つ正確
に行うことが可能となる。
べたが、本発明は宇宙飛翔体のみならず、一般の航空機
の姿勢、方位の計測、あるいは船舶等の方位計測にも利
用できるものである。すなわち、従来、航行衛星を利用
して航空機等の位置検出が行われているが、本発明を適
用することにより航空機等の方位の検出も容易且つ正確
に行うことが可能となる。
以上実施例に基づいて説明したように、本発明によれば
、ナプスター等の位置が既知の人工衛星からの電波を利
用して姿勢を検出するので、食の影響や太陽、Ｘの位置
の影響を受けず、常時姿勢検出を行うことができ、また
、ポインティングを行うマニューバを全く必要としない
等の効果が得られる。
、ナプスター等の位置が既知の人工衛星からの電波を利
用して姿勢を検出するので、食の影響や太陽、Ｘの位置
の影響を受けず、常時姿勢検出を行うことができ、また
、ポインティングを行うマニューバを全く必要としない
等の効果が得られる。
第１図は、本発明にかかる航行体の姿勢検出方式の実施
例を説明するためのブロック構成図、第２図は、上記姿
勢検出方式による姿勢角検出の説明図である。
例を説明するためのブロック構成図、第２図は、上記姿
勢検出方式による姿勢角検出の説明図である。
Claims (1)
- ナブスターなどの位置が既知の同一人工衛星からの電波
を受信する少なくとも３台の受信機を互いに離間して航
行体に搭載し、前記各受信機に対する前記人工衛星から
の電波の到達時間差を測定することによって航行体の姿
勢を検出することを特徴とする航行体の姿勢検出方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61245370A JPS63100515A (ja) | 1986-10-17 | 1986-10-17 | 航行体の姿勢検出方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61245370A JPS63100515A (ja) | 1986-10-17 | 1986-10-17 | 航行体の姿勢検出方式 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63100515A true JPS63100515A (ja) | 1988-05-02 |
Family
ID=17132655
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61245370A Pending JPS63100515A (ja) | 1986-10-17 | 1986-10-17 | 航行体の姿勢検出方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63100515A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001166030A (ja) * | 1999-12-07 | 2001-06-22 | Japan Radio Co Ltd | レーダ・アンテナ方位測定装置 |
| JP2002162195A (ja) * | 2000-11-21 | 2002-06-07 | Toshiba Corp | 飛翔体誘導装置 |
| JP2008014721A (ja) * | 2006-07-04 | 2008-01-24 | Hitachi Industrial Equipment Systems Co Ltd | 姿勢算出装置、および、姿勢算出方法 |
| JP2009186355A (ja) * | 2008-02-07 | 2009-08-20 | Ihi Aerospace Co Ltd | 航行体の姿勢検出方法及び装置 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS56110064A (en) * | 1980-02-04 | 1981-09-01 | Toshihiro Tsumura | Measuring device for current position and azimuth of moving body |
| JPS5990112A (ja) * | 1982-11-13 | 1984-05-24 | Japan Radio Co Ltd | オ−トパイロツト装置 |
-
1986
- 1986-10-17 JP JP61245370A patent/JPS63100515A/ja active Pending
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS56110064A (en) * | 1980-02-04 | 1981-09-01 | Toshihiro Tsumura | Measuring device for current position and azimuth of moving body |
| JPS5990112A (ja) * | 1982-11-13 | 1984-05-24 | Japan Radio Co Ltd | オ−トパイロツト装置 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001166030A (ja) * | 1999-12-07 | 2001-06-22 | Japan Radio Co Ltd | レーダ・アンテナ方位測定装置 |
| JP2002162195A (ja) * | 2000-11-21 | 2002-06-07 | Toshiba Corp | 飛翔体誘導装置 |
| JP2008014721A (ja) * | 2006-07-04 | 2008-01-24 | Hitachi Industrial Equipment Systems Co Ltd | 姿勢算出装置、および、姿勢算出方法 |
| JP2009186355A (ja) * | 2008-02-07 | 2009-08-20 | Ihi Aerospace Co Ltd | 航行体の姿勢検出方法及び装置 |
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