JPS63132111A

JPS63132111A - 姿勢検出装置

Info

Publication number: JPS63132111A
Application number: JP61277879A
Authority: JP
Inventors: Takeshi Hojo; 武北條; Tsurashi Yamamoto; 山本　貫志; Mikio Morohoshi; 諸星　幹雄
Original assignee: Tokyo Keiki Co Ltd
Current assignee: Tokyo Keiki Inc
Priority date: 1986-11-21
Filing date: 1986-11-21
Publication date: 1988-06-04
Also published as: JPH0455248B2

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〕本発明はジャイロ、加速度針及び磁気方位センサーを用
いた航空機、自動車等の航行体の姿勢検出装置に関する
。

〔従来の技術〕

従来、航空機には、周知の如く、方位を指示するＤＧ（
ディレクショナルジャイロ）と、磁気コンパス（或はフ
ラックスバルブコンパス＞　ト姿勢角を指示するＶＣ（
水平儀）と、垂直軸まわりの旋回角速度及びバンク角を
指示する旋回計とが洛載され、バイロフトの感覚を補い
、如何なる条件下においても、安全な飛行が可能となる
ようになされている。

次に、上記従来の装置を、第３乃至第６図を参照して説
明する。

第３図は現在航空機で使用されているブイレフシラナル
ジャイロの一例の斜視図である０図示の如く、このジャ
イロでは、スピン軸（１００）。

（１００ａ）が略々水平で高速回転しているジャイロロ
ータ（１０１）がそのスピン軸（１００）　、　　（１
００ａ）でジャイロケースである水平Ｉ！２（１０２）
によって、回転自在に支持されている。水平環（１０２
）は、スピン軸（１００）　、　　（１００ａ）と直角
な位置に、水平軸（１０３）　、　　（１０３ａ）を有
し、これ等水平軸（１０３）　、　　（１０３ａ）が、
垂直環（１０４）の対応する位１に固設された水平軸軸
受（１０５）　　（１０５ａ）（（１０５ａ）は図示せ
ず）に回動的に嵌合している。

垂ｒｉ環（１０４）は、上記水平軸軸受（１０５）　　
（１０５ａ）と直交する位置に、上下に突出する垂直軸
（１０６）。

（１０６ａ）を有し、これ等垂直軸（１０６）　、　　
（１０６ａ）が、航空機に固定される基台（１０７ｔり
の対応する位置に固設された垂直軸軸受（１０７）　、
　　（１０７ａ）（（１０７ａ）は図示せず）に回動的
に嵌合する。上部の垂直軸（１０６ａ）には、起立トル
カ（１０Ｂ）と、コンパスカード（１０９）とが取付け
られる。下側の垂直軸（１０６）には、受信シンクロ（
１１０）及び発信シンクロ（１１１）が取付けられる。

水平環（１０２）には、スピン軸（１００）　、　　（
１００ａ）の水平面に対いするｆ’Ｊ！斜を検出する電
解液レベル（１１２）が取付けられる。電解液レベル（
１１２）の出力は、増幅３（１１３）を介して起立トル
カ（１０８）にフィードバックされ、上記ジャイロロー
タ（１０１”）のスピン軸（１００）　、　　（１００
ａ）を常に水平に保持する。このループを起立ループと
称している。航空機の機体の方位角を磁気的に検出する
フランクスバルブ（１１４）の磁気方位出力は、受信シ
ンクス（１１０）に送られ、ここで、磁気方位出力と、
スピン軸（１００）　、　　（１００ａ）の方位、即ち
ジャイロ方位とのｌ！傷信号作り、この偏差信号を増幅
器（１１４Ａ）を介して、水平軸（１０３ａ）に設けた
スレーフ゛トルカ（１１５）にフィードバックし、ジャ
イロ方位を磁気方位に一致させる。このループを方位拘
束ループと称する０機体の激しい運動下においては、ジ
ャイロ方位を出力し、ジャイロドリフトによる方位角の
誤差は、フランクスバルブ（１１４）・からの磁気方位
に拘束させ、精度を保持する。ｖｉ体方位は、垂直軸（
１０６ａ）に取付けたコンパスカード（１０９）によっ
て読みとる。

第４図は、現在使用されている航空機の機体の傾ネ碍角
（ロール角、ピンチ角）を検出する水平儀の一例である
。この例では、内部ジンバル（１３２）は、その内部に
、スピン軸（１３１）を略々垂直に保持して高速で回転
するジャイロロータ（１３０）を内蔵する。内部ジンバ
ル（１３２）は、スピン軸（１３１）と直交する水平の
位１にピッチ軸（１３３）。

（１３３ａ）を有し、これ等ピッチ軸（１３３）　、　
　（１３３ａ）が外部ジンバル（１３５）の対応位置に
固設したピンチ軸軸受（１３４）　、　　（１３４ａ）
　　（ピッチ軸（１３４）は見えない）に回動的に嵌合
する。外部ジンバル（１３５）は、上記ピッチ軸（１３
４）　、　　（１３４ａ）と直交する位置に、ロール軸
（１３６）　、　　（１３６ａ）を有し、これ等ロール
軸（１３６）　、　　（１３６ａ）が、機体の首尾線方
向に取付けたロール基台（１３８）。

（１３８ａ）に設けたロール軸軸受（１３７）　、　　
（１３７ａ）に回動的に嵌合する。内部ジンバル（１３
２）は、スピン軸（１３１”）のロール軸（１３６）　
、　　（１３６ａ）まわりの水平面に対する傾斜を検出
するロール電解液レベル（１３９’）及びピンチ軸（ｉ
３３　）　、　　（１３３ａ）まわりの傾斜を検出する
ピンチ電解液レベル（１４２）ををする。

ロール４４解液レベル（１３９）の出力は、ロール増幅
器（１４０）を介してピッチ軸（１３３）に取付けたロ
ールトルカ（１４１）に、上記ロール［解液レベル（１
３９）の出力がゼロとなるようにフィードパ、りする、
このループは、ロール起立系と称される。−万、ピンチ
電解液レベル（１４２）の出力は、ピンチ増幅器（１４
３）を介してロール軸（１３６）に取付けたピンチトル
カ（１４４）にフィードバックされ、スピン軸（１３１
）のピンチ軸（１３３）　、　　（１３３ａ）まわりの
傾斜をゼロに保持する、このループは、ピンチ起立系と
称される６機体のロール角は、ロール軸（１３６ｍ）に
取付けたロール角発信５（１４５）より、又、ピッチ角
は、ピンチ軸（１３３ａ）に取付けたピッチ角発信器（
１４６）よりそれぞれ出力される。

第５図は、現在航空機で使用されている旋回針の表示部
を示す、基）Ｌ（１５１）及び指針（１５２）によって
、第６図に示すジャイロによって、機体の旋回角速度を
表示する０表示部の下半分はバンク角表示部（１５４）
で、曲率を有する円環内に封入したボール（１５５）の
位置により、バンク角を出力表示する。

第６図は、上記旋回針の旋回角速度を検出するレートジ
ャイロの部分を示す、ジャイロロータ（１７０）を内蔵
するジャイロケース（１７１）が、ジャイロロータ（１
７０）のスピン軸（１７２）の軸線ｘｘ′と直交する位
置に、出力軸（１７３）。

（１７３ａ）を有し、これ等出力軸（１７３）　、　　
（１７３ａ）が、機体に固定される基台（１７４）に固
設した出力軸軸受（１７５）　、　　（１７５ａ）に回
動的に嵌合する。

ジャイロケース（１７１）と基台（１７４）との間には
、復元バネ（１７６’）　、ダンピングポット（１７７
）が設けられている。

出力軸軸線ＹＹ’及びスピン軸（１７２）の軸線ＸＸ′
の双方に直交する入力軸ＺＺ′まわりに旋回角度Ωが印
加されると、ジャイロ作用により、旋回角速度Ωに比例
したトルクが、出力軸軸線ＹＹ’まわりに発生する。こ
のトルクは、ジャイロケース（１７１）以内を、出力軸
軸線ＹＹ’まわりに回転させ、その変角に応じて復元バ
ネ（１７６）によるトルクが発生し、釣り合い状態を作
る。に！ｐち、入力角速度Ωが出力軸軸線ＹＹ’まわり
の回転角に変換されたことになり、この変角を出力軸（
１７３ａ）に取付けた指針（１７８）　　（これは第５
図の指針（１５２）に対応する）により表示出力する。

〔発明が解決しようとする問題点〕しかしながら、上述した従来の装置は、機構的に複雑で
、且つ組立及び調整に熟練及び時間を必要とし、コスト
が高いと同時に、ポールベアリングや、摺動電路等の摩
耗部品がある為、定期的な保守点検が必須であり、且つ
振動、衝撃に弱い等の問題点があった。

従って、本発明は、従来の装置の問題点を解決した新規
な姿勢検出装置を提供するものである。

〔問題点を解決するための手段〕

゛本発明による姿勢検出装置は、航行体の主要３軸にそ
れ等の入力軸が夫々一致するように航（テ体に取り付け
た３個のジャイロ（１）、（２）、　＋３１及び３（固
の加速変針（４１，＋５１．　＋６１．１　（１！Ｊの
磁気センサー（７）、上述３１囚のジャイロ、３個の加
速度計及び１個の磁気センサーの出力を入力とする信号
変ｍ部（８）、この信号変換部の出力を入力とする演算
部（９）、この演算部の出力を入力とし、外部へ姿勢信
号を出力する信号出力Ｂ（１０）より成る。

〔作用〕

航行体の主要３軸方向にそれぞれの入力軸を一致させて
取付けた３個のジャイロ（１１，（２１，＋３１の出力
を、バイアス修正５　（５０）　、　　（５１）　、　
　（５２）を介して座標変換マトリクス（ＣＴＭ）演算
部（５３）に入力し、ＣＴＭを演算させる。上記ジャイ
ロ（１）。

（２］、＋３１の入力軸とそれ等の入手軸が平行となる
ように機体に取付けた３個の加速度＋４１　、　＋５１
　、　［６１の出力と、上述ＣＴＭ信号とから水平成分
演算部（５４）において、重力加速度の水平成分（α）
、（β）を演算する。ＣＴＭが正しければ、水平成分（
α）。

（β）はゼロであるが、ＣＴＭに誤差があると、水平成
分（α）、（β）は有限の値となるため、起立トルク演
算部（５６）においてＣＴＭが正しい値になるようなト
ルキング信号に変換して、ＣＴＭ演算部（５３）に送る
。

一方、ＣＴＭ演算部（５３）内の方位角信号と、磁気方
位センサー（７）からの磁気方位信号とを、方位拘束ト
ルク演算部（５７）において、比較演算等を行い、方位
軸まわりのトルキング信号を作り、これを両者の差がな
（なるようにＣＴＭｆＱ算部（５３）にフィードバック
する。

一方、ジャイロにドリフトがあると、起立トルり演算部
（５６）及び方位拘束トルク演算部（５７）の出力は、
ゼロとはならず、ジャイロドリフトに対応した有望な値
をもつ、これ等の出力信号を、ジャイロバイアス演算部
（５８）にＣＴＭ信号と共に入力し、演算したバイアス
修正信号を各ジャイロのバイアス修正器（５０）　、　
　（５１）　、　　（５２）に入力し、ジャイロドリフ
トがゼロとなるように修正する。

ＣＴ　Ｍ　ｆａ算！（５３）からの航行体のロール角、
ピンチ角、方位角、バイアス修正器（５０）　、　　（
５１）　。

（５２）からの航行体の角速度及びＹ加速度計（５）か
らの積すペリ信号を、それぞれ出力する。航行体が旋回
、増減速度等の加速度運動を行っている時は、起立トル
ク演算部（５６）への入力をカントオフし、加速度の影
響を削除する。他のセンサーから速度信号が得られると
きにはこれと、ＣＴＭ信号とを加速度修正演算部（５５
）へ供給し、加速度の影響をとり除く。

〔実施例〕

以下、第１及び第２図を参照して、本発明の一実施例を
説明する。

第１図は本発明の姿勢検出装譚の１例の全体を示すブロ
ック図である。同図の例では、例えば振動ジャイロ、ガ
スレートジャイロ等の非回転型のジャイロより成るＸジ
ャイロ（１１、Ｘジャイロ（２）、Ｚジャイロ（３）と
、Ｘ加速度針（４）、Ｙ加速度計１５）、Ｚ加速度針（
６）と、磁気方位センサー（７）とを、航行体（図示せ
ず）の主要直交３軸、即ちＸ、　Ｙ、　　Ｚ軸に、それ
ぞれの入力軸が一致するように取付ける（矢印参照）、
これ等よりの出力信号を、信号変換部（８）を介して演
算部（９）に入力する。演算部（９）において、座標変
換マトリクス（ＣＴＭ）の演算、ジャイロドリフト修正
演算、加速度修正演算等を実施した後、航行体の制御、
運航に必要なロール角、ピッチ角、方位角、Ｘ、Ｙ、Ｚ
角速度、バンク角、スベリ角等の信号を、信号出力部（
１０）を介して送出する。

第２図は第１図の演算部（９）の−例の構成を示すブロ
ック図である。第１図に示す信号変換部（８）からのｘ
、ｙ及びＺジャイロ（１１，（２１及び（３）よりのジ
ャイロ信号（ＸＧ）、　　（ＹＣ；）及び（ＺＧ）を、
夫々バイアス修正！　（５０）　、　　（５１）　、　
　（５２）を介してＸレート、Ｘレート及びＺレートと
して第１図に示す信号出力部（１０）に供給すると共に
、ＣＴＭ　（座欅変僕マトリクス）演算部（５３）に入
力し、ＣＴＭを演算する。

一万、第１図に示す信号変換部（８）からのＸ、　Ｙ及
びＺ加速度計（４１，（５１及び（６）よりの加速度信
号（ＸＡ）、　　（ＹＡ）及び（ＺＡ）は、ＣＴＭ演算
演算部３）からのＣＴＭ信号（Ｃ５）と共に、水平成分
演算部（５４）に入力され、そこで、東西、南北両方向
の加速度の水平成分（α）、（β）を算出する。水平成
分（α）、（β）は、機体の加速度計よりの速度信号（
Ｓ　Ｓ）と共に、加速度修正演算ＷＢ（５５）に入力さ
れ、そこで、航行体の運動加速度の成分を除いた後、起
立トルク演算部（５６）に入力し、起立トルク演算を行
った後、ＣＴＭ演ＫＷ（５３）に入力して、水平成分（
α）、（β）がゼロとなるようにＣＴＭをトルキングす
る。

ＣＴＭ演算部（５３）からの方位角信号（Ａｓ）と、信
号変換部（８）からの磁気方位信号（ＭＡＳ）とは、方
位拘束トルク演算部（５７）に供給され、そこにおいて
、比較演算拘束トルク演算を行い、その出力トルキング
信号（ＴＳ）を上記ＣＴＭ１Ｊ１算部（５３）にフィー
ドバックし、ＣＴＭを主として方位軸まわりにトルキン
グすることにより、ＣＴＭ方位を磁気方位に拘束させる
。

方位拘束トルク演算部（５７）及び起立トルク演算部（
５６）の出力は、ＣＴＭ演算部（５３）のＣＴＭ信号（
ＣＳ）と共に、ジャイロバイアス演算部（５８）に入力
され、そこで、ｘ、ｙ、ｚジャイロ（１）　、　＋２１
　、　（３１の各バイアス修正信号を演算し、その出力
即ち、バイアス修正信号（ＢＣ）を、バイアス修正器（
５０）　、　　（５１）　、　　（５２）に送出する。

尚、所習の精度の速度信号（ＳＳ）が得られないときに
は、磁気方位信号（ＭＡＳ）或いは、Ｘ。

Ｙ、Ｚ加速度信号（ＸＡ）、　　（ＹＡ）、　　（ＺＡ
）等から作ったカントオフ信号（ＣＯ３）を加速度修正
演算部（５５）に供給し、加速度作用時に、起立トルク
演算ｆｌｓ（５６）への入力を力、トオフするようにな
しても良い。

航行体の主要３軸方向に入力軸を一致させて取付けた３
（Ｗ（７）Ｘ、Ｙ、Ｚジャイロ（１）、　（２）、　（
３１（７）出力信号（ＸＧ）、　　（ＹＧ）、　　（Ｚ
Ｇ）をバイアス修正器（５０）　、　　（５１）　、　
　（５２）を介して座ｔ！変換マトリクス（ＣＴＭ）を
演算するＣＴＭ演算祁（５３）に入力し、ＣＴＭを演算
させる。上記ジャイロの入力軸とその入手軸が平行とな
るように機体に取付けた３個のＸ、Ｙ、Ｚ加速度計（４
）　、　＋５１　。

（６）の出力と、上記ＣＴＭ信号（ＣＳ）とから水平成
分子４算部（５４）において、ｍカ加速度の水平成分（
α）、（β）を演算する。ＣＴＭが正しければ、水平成
分（α）、（β）はゼロであるが、ＣＴＭに誤差がある
と、水平成分（α）、（β）は、有限の値となるため、
起立トルク演算部（５６）において、ＣＴＭが正しい値
になるようなトルキング信号に変換して、ＣＴＭ演箕部
（５３）に送り、これを正しい方向を向くように回転さ
せる。

一方、ＣＴＭ演算部（５３）よりの方位角信号（ＡＳ＞
と、磁気方位センサー２からの磁気方位信号（ＭＡＳ）
とを、方旗拘東トルク演算部（５７）において、正軽頂
遣等を行い、方位軸まわりのトルキング信号を作り、こ
れを両者の差がなくなるようにＣＴＭ演互部（５３）に
フィードバックする。

一方、ジャイロドリフトがあると、起立トルク演算部（
５６）及び方位拘束トルク演算ｇｌＳ（５７）の出力は
ゼロとならず、ジャイロドリフトに対応した有限な値を
もつ、これ等の信号をジャイロバイアス演算部（５８）
にＣＴＭ信号（Ｃ５）と共に入力し、演算したバイアス
修正信号（ＢＣ）を、各ジ中イ０（１１，＋２１．　＋
３１Ｃバイアス修正！　（５０）　。

（５１）　、　　（５２）に入力し、ジャイロドリフト
がゼロとなるように修正する。

ＣＴＭ演算部（５３）からの航行体のロール角、ピッチ
角、方位角、バイアス修正ｒａ（５０）　、　　（５１
）　。

（５２）からの航行体の角速度、Ｘレート、Ｙレート、
Ｚレート及びＹ加速度計（５）からの横すべり信号（Ｌ
Ｓ）を、それぞれ出力する。

航行体が旋回、増減速等の加速度運動を行っているとき
は、起立トルク演算部（５６）への入力をカントオフし
、加速度の影響をＦ！Ｉ除する０図示せずも、他のセン
サーから速度信号（ＳＳ）等が得られるときには、これ
と、ＣＴＭ信号（ＣＳ）とを加速度修正演算部（５５）
へ供給し、加速度の影ツをとり除く。

〔発明の効果〕

本発明では、従来のレートジャイロ、水平磯及びテ゛イ
レクショナルジャイロを、３１囚のジャイロ及び３個の
加速度計で置きかえた為、従来装面のジンバル、発信器
、トルカ及び起立装置等の？ｊＩ雑な素子が不要となり
、簡単且つ低価格な姿勢検出装置が得られる。

又、ジャイロに振動ジャイロ、ガスレートジャイロ等の
非回転型のものを用いることにより、軸受やスリンブリ
ング等の保守を必要とする部品がなくなるため、本発明
の姿勢検出装置は、長寿命且つ殆ど保守不要の装置とな
る。

更に、軸受、シンクロ発信器、トルカ等の部品かないた
め、装置の組立てに熟練を必要としない。

加えて、ジャイロバイアス演算部を設け、ジャイロバイ
アスをシステム内で補正するようにしたことにより、安
価な振動ジャイロやガレートジャイロを使用しても、良
好なシステム性能を確保できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の姿勢検出装置のシステム構成図、第２
図は第１図における演算部（９）のブロフク図、第３図
は従来のディレクショナルジャイロの斜視図、第４図は
従来の水平儀の斜視図、第５図は従来の旋回針の表示部
の正面図、第６図はその旋回計を構成するレートジャイ
ロの斜視図である。図においてｉｌｌ、　（２）、　＋３１はジャイロ、＋
４１．　（５１，＋６１は加速度針、（７）は磁気方位
センサー、（８）は信号変換部、（９）は演算部、（１
０）は信号出力部、（５０）　。（５１）　、　　（５２）はバイアス修正器、（５３）
はＣＴＭ演算部、（５４）は水平成分演算部、（５６）
は起立トルク演算部、（５７）は方位拘束トルク７ｉｉ
ｉ算部、（５８）はジャイロバイアス演算部をそれぞれ
示す。

Claims

【特許請求の範囲】１、航行体の主要３軸方向にそれ等の入力軸が夫々一致
するように航行体にとりつけた３個のジャイロ及び３個
の加速度計、１個の磁気方位センサー、上記３個のジャ
イロ、３個の加速度計及び１個の磁気方位センサーの出
力を入力とする信号変換部、該信号変換部の出力を入力
とする演算部、該演算部の出力を入力とし外部へ姿勢信
号を出力する信号出力部からなることを特徴とする姿勢
検出装置。２、上記特許請求の範囲第１項記載の姿勢検出装置に於
て、上記演算部は上記３個のジャイロよりのジャイロ信
号を入力とするＣＴＭ（座標変換マトリックス）演算部
、該ＣＴＭ演算部のＣＴＭ信号と上記３個の加速度計か
らの加速度信号とから重力の水平成分を演算する水平成
分演算部、該水平成分演算部の出力を入力とし、ＣＴＭ
の起立トルク信号を演算する起立トルク演算部、上記Ｃ
ＴＭ演算部からの方位信号と上記磁気方位センサーから
の磁気方位信号とを比較し、上記ＣＴＭを方位軸まわり
に磁気方位信号に拘束させるための方位拘束トルク信号
を演算する方位拘束トルク演算部より構成され、上記起
立トルク信号と上記方位拘束トルク信号とを上記ＣＴＭ
演算部にフィードバックするようにしたことを特徴とす
る。