加速度計及びＧＰＳ受信器を用いた発射体案内
ジャイロを有しない発射体案内システムでは、発射体は、直交物体座標系を有する。発射体は、ｘ、ｙ及びｚ軸に沿ってそれぞれ測定されたｘ、ｙ及びｚ加速度データを供給する３軸加速度計を有する。ＧＰＳアンテナ及び受信手段は、地球基準航行座標の機体ＧＰＳ位置及び速度データを提供する。コンピュータ及びプログラム手段は、時間指標付けされたＧＰＳ位置及びＧＰＳ速度データを記憶し、アクセスし、物体座標から航行座標に、ｘ、ｙ及びｚ軸加速度データを変換する。プログラム手段は、対応する時間指標付けされた加速度データと、現在位置の各時間指標反復の局所水準に関する、最適平滑化手法により評価された発射体回転、ピッチ及び偏揺れ角度を計算し、発射体を予め定められた位置に案内する切換え推進手段を作動させる飛行制御システムに出力するためのＧＰＳ速度及び位置データとに対応可能である。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、切換え推進手段と、案内システムからの指令に応じて発射体の飛行経路を調整するための空力運動または気体推進を用いた推進手段と、ＧＰＳ信号のような姿勢判定及び評価手段を含み、発射体の回転角度の評価のための第１及び第２の線形加速度計からの信号、ピッチ角度評価のための追加の第３の加速度計からの情報に対応して構成された案内システムと、を用いた航空機または発射体案内の分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
解決されるべき通常の問題は、合理的な信頼性を有して最も低い費用で、既知の地理的位置を用いて、目標に発射された発射体を案内する方法である。本出願は、案内システムからの指令に応じて発射体の飛行経路を調整するために、空力運動及び／又は気体推進に基づく種々の切換え推進手段を提供することにより、その問題の一部を扱う。また、本出願は、打上げからの発射体の軌道の評価と、打上げ直後の発射体の初期条件と、打上げまたは発射時の発射体用に計算された理想的な軌道に対する方向及び高度とに基づいて、案内システムが、適切な指令を判別して推進システムに通信することを可能にするための手段を提供する。
【０００３】
解決されるべき問題への従来のアプローチは、ＧＰＳ受信器及び回転計のみに依存する案内システムにより制御される外部空力表面、例えば先尾翼を使用した。しかし、残念なことに、外部表面は、例えば打上げバレル内から、発射体を打ち上げることの困難さを発生させ、ＧＰＳ信号は、ジャミングに脆弱である可能性がある。したがって、外部空力表面、例えば先尾翼が使用される場合には、打上げ筒（バレル）干渉を最小限にし、発射体加速及び空力抵抗による先尾翼上に印加される大きい力に適応するために、追加の装備がされなければならない。さらに、不正でないＧＰＳ信号の信頼性のある受信及び処理、例えばＧＰＳ信号の保護を確実にするために、追加の手段が組み込まれることが必要となることがある。
【０００４】
空力表面を制御するための追加のアプローチは、ＧＰＳ受信器、回転計、及びシステムの費用をさらに増加させる３軸ジャイロスコープに依存してきた。しかし、なお、上述した第１のアプローチのように、ＧＰＳ信号が失われると、その飛行を通じて発射体に作用する可能性のある外力を考慮するいかなる機構も存在しないので、このアプローチは、ＧＰＳ信号の不正に脆弱なままである。
【０００５】
ＧＰＳ信号妨害に対する脆弱さに関する従来の試みは、ＧＰＳ信号との干渉を防止するか、または、限定されたＧＰＳデータを用いた演算を可能にすることに、焦点が当てられた。限定されたＧＰＳデータを用いた演算を可能にする試みは、典型的には、発射体機内の慣性装置の性能及び／又は機能を増大させることを含んでいた。例えば、発射体の外力への反応を考慮するための上述した第２のアプローチの不可能性に関して、ＧＰＳ信号が失われる可能性のあるとき、追加の加速度計が、システムに組み込まれて外力に対する発射体の反応を補償することを可能にする、すなわち、センサパッケージが、完全なＩＭＵを構成する可能性がある。飛行機用のジャイロスコープ装置は、周知で、鉄製ロータ及び同調ロータジャイロ、環状のレーザジャイロ、多発振器ジャイロ、零ロックジャイロ（ＺＬＧ）、光ファイバジャイロ、ＨＲＧまたは半球または筒状セラミック共鳴ジャイロのような共鳴ジャイロ等のような多数の技術で利用可能である。
【０００６】
しかし、残念なことに、追加のジャイロスコープ装置及び／又は加速度計の組み合わせは、パッケージ内に既にあるジャイロのために、非常に費用がかかると考えられる。さらに、そのような装置の使用は、発射体の操作エンベロープに追加の制約を与える。例えば、ジャイロスコープ装置は、典型的には、破壊モード及び１５，０００〜３０，０００Ｇｓの範囲の打上げ加速度に関連する不確実性に直面する。さらに、これらの技術の使用は、通常、費用重量及び出力散逸という付随する欠点を伴って、飛行機が、ジンバルを備えた、または、吊り下げられた装置に少なくとも１つのジャイロを保持することを必要とする。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
したがって、目標に発射体を案内し、一方、発射体外部の空力表面の依存性を除外し、ＧＰＳ信号との干渉、例えばジャミングに対するシステム及び処理の脆弱さを最小限にするまたは排除するシステムまたは処理の必要性が存在する。このため、ＧＰＳ信号妨害及び／又は限定されたＧＰＳデータの存在時に、発射体の案内を提供する、改良され、費用対効果のあるシステム及び処理を有することが有利であろう。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明のシステム及びプロセスの第１の例示的な実施形態に対応して、ジャイロなしの発射体が、実質的に発射体の内部の切換え推進手段を用いて、目標に向かって案内される。切換え推進手段は、ＧＰＳ信号と３軸加速度計とに依存する案内システムにより制御される。案内システムは、加速度計の３軸からのデータとともにＧＰＳ位置データ及びＧＰＳデルタ速度データに応答してピッチ、回転及び偏揺れの発射体の推定姿勢を判定する、コンピュータ導入プロセスを使用する。ＧＰＳ受信器により受信されるＧＰＳ信号により供給されるデータから知られる発射体の位置を用いて、機体内ＧＰＳ受信器が必要な数の衛星を追跡した後、コンピュータ導入プロセスは、航行座標における発射体の姿勢を判定し、発射体の軌跡の時間指標記録を生成する。軌跡の時間指標記録のデータは、フィルタにかけられ、滑らかにされる。発射体が回転すると、加速度計は、発射体に作用する力と発射体の回転速度とを測定するために使用される。本発明のいくつかの代替的な実施形態では、ＧＰＳは、初期照準及び速度誤差の計算のための、及び打上げ前に発射バレル内に配置されたときの加速度計の較正のためのデータを供給するために使用される。
【０００９】
例示的な実施形態では、切換え推進手段は、実質的に発射体内に配置された１以上の空力表面を有する。この実施形態に対応して、例示的な発射体は、上昇された全圧力（動圧）を有するガス供給を受けるように配置された、すなわち発射体の先端表面に配置された１以上の供給口を有する。さらに、発射体は、局所的な静圧が、１以上の供給口で実現される圧力より低い場所に、例えば発射体の側縁または後縁に、ガスを発射体から排出可能にするように配置された１以上の排出口を有する。供給口は、案内システムによりともに制御されるガス計量手段及びガス案内手段を介して、排出口と連通する。供給口を通して受けられたガス量を操作することにより、及び／又は、排出口を通して発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作することにより、案内システムは、有効に、発射体を目標に案内することが可能である。
【００１０】
他の例示的な実施形態では、同様に、発射体は、同様のガス計量手段及びガス案内手段を介してガスチャンバと連通する１以上の排出口を有する。この実施形態に対応して、高圧ガスが、燃焼を介して、あるいは、打上げ前または打上げ中に発射体に予め充填することにより、または圧縮された流体容積を生成する当該分野で知られた他の手段により、実行される化学プロセスを介して供給可能である。ガスチャンバに供給する例示的な方法は、化学反応、すなわち単推進剤、複推進剤、固体推進剤、液体推進剤、及び固体／液体混成推進剤の燃焼を含む。打上げ前の発射体への事前充填のための例示的な方法は、チャンバに圧縮流体を供給し、チャンバが充填されると同時に供給口を閉じることを含む。打上げ中の発射体への事前充填の例示的な方法は、打上げ筒（例えば発射バレル）内部からの高圧ガスがチャンバに流入することを許容するように発射体の口を開放すること、及び発射体が打上げ筒を出る前、または出た直後に口を閉じることを含み、これにより、チャンバに圧縮ガスを充填する。したがって、案内システムは、排出口を通って発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作して発射体を目標に有効に案内することが可能である。
【００１１】
案内システムに関する費用は、必要とされる発射体の飛行精度に依存する、使用されなければならない加速度計の精度に依存する可能性があることが注記されるべきである。費用が減少されるべき場合には、打上げ後のＧＰＳ信号へより大きく依存し、より低い精度の加速度計が、使用可能である。それ故、費用を減少する一方で発射体の飛行精度の合理的な水準を保持するために、より大きくＧＰＳ信号データに依存しなければならない。このため、本発明の観点は、ＧＰＳ信号の改良された信頼性を提供する。
【００１２】
例示的な実施形態では、ＧＰＳ信号データは、１以上の衛星から送信され、発射体の１以上のアンテナにより受信されたＧＰＳ信号から取得可能である。１以上のＧＰＳ信号のジャミングを受ける蓋然性が存在する場合には、各ＧＰＳ信号を監視し、各ＧＰＳ信号がジャミングを受けているかどうかを検出するために、１以上の対応するＧＰＳ信号ジャミング検出器が、含まれ得る。そのようなジャミングが検出される場合、ジャミング防止器が、ＧＰＳ信号保護処理に組み込まれるであろう。
【００１３】
例示的なＧＰＳ信号保護処理は、発射体に、発射体の切換え推進手段を介して、回転のような周期的な動作をさせる、または周期的な動作を維持すること、及び発射体の周期的な動作を利用して、ジャミングされたＧＰＳ信号を検出し、排除するように、そして例えば選択的かつ周期的にジャミングを示すＧＰＳ信号を回避することによりジャミングされない信号の信頼性のある処理を可能にするように、ＧＰＳ信号を採取することを含み得る。発射体が周期的動作の各サイクル、すなわち各回転旋回を通して進行するとき、各１以上のアンテナは、各１以上の衛星からＧＰＳ信号を受信するように周期的に配置されるであろうことが注記されるべきである。このため、衛星からの少なくとも１つのＧＰＳ信号が、ジャミングされない条件でアンテナにより受信可能である状態を維持される限り、各１以上のアンテナは、例えば回転姿勢の少なくとも一部の間、周期的にジャミングを受けないであろう。
【００１４】
その代わりに、発射体動作が、１以上のアンテナが、発射体がスピンしていないような場合に、ジャミングされないＧＰＳ信号を連続して受信するように向けられたままであることを許容する場合、例示的なＧＰＳ信号保護処理は、１以上のアンテナにより受信されたＧＰＳ信号がジャミングを受けていないかどうかを検出すること、及びＧＰＳ受信器を切り換えてジャミングされていない信号のみ使用することを含み得る。例示的な実施形態のような場合には、発射体は、スピンまたは回転されることは必要ではないことが注記されるべきである。したがって、この保護処理は、回転安定化されていない発射体に組み込み可能である。また、この実施形態に対応して、アンテナが、スリップリングのような機構を介して、発射体の本体から解離可能であることが注記されるべきである。したがって、発射体は、スピンまたは回転安定化される一方で、アンテナは、１以上の衛星に関して固定された指向を維持される。同様に、発射体は、静止可能な一方で、アンテナは、１以上の衛星についての、周期的な動き、例えばスピンを受ける。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１は、ジャイロなしの発射体案内システム１０の、発射体１２の分解斜視図に配置された例示的な実施形態の主要構成要素を模式的に示す。発射体１２は、砲（図示せず）から発射された後の飛行を示されている。
【００１６】
発射体は、直交物体固定座標系を有して示されている。回転φの回転速度成分は、長手方向の軸Ｘｂ、ピッチ軸Ｙｂ及び偏揺れ軸Ｚｂを有する。図４は、対応する直交物体座標系を有する飛行機を示す。回転φ、ピッチθ及び偏揺れΨの回転速度成分が、図４に規定されている。局所水準の固定された地球航行座標系も、図４に示されている。遊動角が零であるとき、ＹＮ軸は、典型的には、子午線に平行であり、真北を向く。ＸＮ軸は、経線の平行線に平行であり、東を向き、ＺＮ軸は、重力ベクトルとして、地表から延びる。角度αは、航行システムで、特異位置に遭遇することなく地極を横断するために使用される。操作中、発射体加速度及び速度のような時間指標データ要素の成分は、下付符号「ｂ」により示される物体座標から、従来の方向余弦行列を用い、符号Ｎにより示される地球基準座標データ要素に変換される。
【００１７】
再度図１を参照して、ジャイロなしの発射体案内システムにより案内される発射体は、３軸加速度計１４を有する。３軸は、Ｘｂ軸に沿って測定されたｘ軸加速度データを提供するｘ軸加速度計と、Ｙｂ軸に沿って測定されたｙ軸加速度データを提供するｙ軸加速度計と、Ｚｂ軸に沿って測定されたｚ軸加速度データを提供するｚ軸加速度計とを有する。バンド１６により表されるＧＰＳアンテナとモジュール１８により表されるＧＰＳ受信器は、組み合わせて、地球基準航行座標における機体ＧＰＳ位置データと、高度データと、ＧＰＳ速度データとを供給する手段を表す。代替的なアンテナパターン８８，８９は、１以上の衛星７８，７９からのＧＰＳデータを受信するように構成されている。アンテナパターン８８，８９とアンテナバンド１６のみが示されているが、任意の数、任意の構成、及び／又は、任意の向きのアンテナが、発射体上に包含可能であることが注記されるべきであり、各アンテナは、異なる方向または方向範囲からの信号を受信するように構成され配置されている（例えば各アンテナパターンは異なる方向または方向範囲に向けて配置されたローブを有する）。同様に、１つのＧＰＳ受信器１８のみが示されているが、発射体に組み込まれた特定の数、構成及び向きのアンテナを介して受信されたＧＰＳ信号の処理に適合するように、複数のＧＰＳ受信器が組み込み可能であることが注記されるべきである。
【００１８】
モジュール２０は、時間指標付けされたＧＰＳ位置データ及びＧＰＳ速度データを記憶し、アクセスするため、ここで説明するＧＰＳ信号保護処理を組み込むため、及び、ｘ、ｙ及びｚ軸加速度データを物体座標から航行座標に変換するための、コンピュータ、メモリ及びプログラム手段の機能を提供する案内プロセッサを表す。加速度データは、配列されて、ＧＰＳ位置データ及び速度データ用の時間指標と共通の時間指標を有する。回転計２２は、地球磁場における発射体の回転の角速度を表す飛行中のａｃ信号を供給する。
【００１９】
モジュール２６により表され、そのために発射体を予め定められた目標位置に案内する際に使用する飛行制御及び弾道データシステムに現在の位置、速度及び加速度データを供給するプログラムの各時間指標反復のための発射体の地球基準航行座標に関する回転、ピッチ及び偏揺れの時間指標付けされた評価の対応する組を計算し、出力するため、モジュール２０上のコンピュータ、メモリ及びプログラム手段は、対応する時間指標付けされた加速度データ、ＧＰＳ速度データ及び位置データを受信して応答する。
【００２０】
目標位置への軌跡上に発射体を維持するため、飛行制御及び弾道データシステムは、外部制御表面、例えば先尾翼２８のような切換え推進手段に指令を供給することにより、発射体を制御する。解決されるべき問題への従来のアプローチは、ＧＰＳ受信器及び回転計のみに依存した案内システムにより制御される、外部空力表面、例えば先尾翼を使用した。上述したように、外部に組み込まれた制御表面は、例えば打上げバレル内部からの、発射体を打ち上げる困難さを発生させることが注記されてきた。したがって、外部空力表面、例えば先尾翼が使用される場合には、打上げ筒（バレル）を最小限にし、発射体加速及び空気力学的抵抗により先尾翼に印加される大きな力に適合するため、追加の装備が、されなければならない。
【００２１】
図９は、飛行時の発射体を案内するための外部空力表面を有する発射体の例示的な実施形態を図解する。図９に示すように、空力表面２８，３０は、発射体の外部表面の周りの種々の位置に配置可能であり、発射体の外部を通過して流れるガスが、発射体の姿勢、すなわち向きを変更するように、または、発射体の飛行経路を変更して目標に発射体を案内するために、制御表面に作用するであろうように、空力表面２８，３０は、作動可能である。
【００２２】
さらに、本発明は、発射体を目標に案内するための、内部に組み込まれた切換え推進手段を提供する。例えば図１０ａ，１０ｂ及び１０ｃに示すように、例示的な発射体１０００は、実質的に自由流れ方向１００２に発射体の先端部を通る流体１００１の流れを許容し、流体１００１が発射体１０００の内部を通過することを許容し、流体１００１を変更された方向１００３に発射体１０００から排出させることにより、案内システムからの指令に応答するように構成可能である。例示的な実施形態では、発射体は、上昇した全圧力（静圧と動圧の組み合わせ）を有する流体１００１の供給を受け入れるように配置された、例えば発射体１０００の先端部１００４に配置された、１以上の供給口１０１１を有する。さらに、局所的な静圧が１以上の供給口１０１１で実現される圧力よりも低い場所で、例えば発射体１０００の側縁１０３２または後縁１０３３で、流体１００１が発射体１０００から排出することを可能にするように、発射体１０００は、１以上の排出口１０３１を有する。供給口１０１１は、案内システムによりともに制御される、ガス計量手段１０２１とガス案内手段１０２２とを介して、排出口１０３１と連通している。ガス計量手段１０２１は、それにより発射体が飛行可能な流体（例えば、空気、水）の流れ速度を（通路の断面積を変更することにより）制御する当該分野で知られた弁を有することが可能であることが注記されるべきである。また、ガス案内手段１０２２は、内部制御表面、例えば、作動時に、発射体１０００に存在する流れを自由流れ方向以外の方向に向けるように、一定の角度で自由流れ方向１００２に向けて配置可能である内部先尾翼または流れ管、を有することが可能であることも注記されるべきである。
【００２３】
発射体１０００内を流れる流体１００１の運動量は、発射体１０００に入る、すなわち供給口１０１１における初期状態から、発射体１０００から出る、すなわち排出口１０３１における最終状態まで変更されるので、力が発射体１０００に作用して、発射体１０００の線形運動量を変化させるであろう。排出口が配置され、排出流れの方向が、発射体の排出口１０３１と重心１０８０を排出流れベクトルが通過しないように制御される場合には、モーメントが発射体１０００に印加されて発射体１０００の角運動量を変化させ、すなわち発射体の回転を変化させる。また、この実施形態に対応して、ガス計量手段１０２１及びガス案内手段１０２２の作動は、発射体１０００の飛行経路及び／又は向きの所望の変更または変更の組み合わせを達成するように、１以上の所望の発射体１０００の向きと一致する時間に設定可能であることが注記されるべきである。したがって、供給口１０１１を通して受け入れられた流体１００１の量を操作し、排出口１０３１を通って発射体１０００から排出する流体１００１の方向及び／又は速度を操作し、発射体の重心と並列にまたは並列でなく排出口を配置し、及び／又は、切換え推進手段の作動の時間を合わせることにより、案内システムは、発射体１０００を目標に有効に案内可能である。
【００２４】
他の例示的な実施形態では、図１１ａ及び１１ｂに示すように、同様に、発射体は、同様のガス計量手段１１２１とガス案内手段１１２２とを介して、ガスチャンバと連通する１以上の排出口１１３１を有する。より詳細には、図１１ａ及び１１ｂは、発射バレルからの打上げ中及び打上げ後、打上げ気体、例えば燃焼された発射粒子または他の推進剤の生成物が、飛行中の発射体１１００を案内する際に使用するために発射体１１００に事前充填することを許容するように配置された供給口１１１１を有する例示的な発射体１１００を図解する。
【００２５】
図１１ａに示すように、供給口１１１１は、開放可能な一方で、発射体１１００は、バレル１１７７内にある。したがって、高圧打上げガスは、チャンバ１１１８に入って加圧することを許容される。次いで、図１１ａに示すように、供給口１１１１は、発射体が打上げ筒に存在する前または直後のいずれかに閉じられ、これにより、チャンバ１１１８内に圧縮ガスの供給を保持する。ここで説明する他の例示的な実施形態と同様に、発射体１１００は、同様のガス計量手段１１２１とガス案内手段１１２２とを介してガスチャンバ１１１８と連通する１以上の排出口１１３１を有することが可能である。したがって、発射体を目標に有効に案内するために、案内システムは、ガス計量手段１１２１とガス案内手段１１２２とを作動して排出口１１３１を通って発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作可能である。粒子またはその他の望ましくない成分が、発射中に、チャンバ１１１８に入ることが許容される場合には困難に直面する可能性があることが注記されるべきである。困難、例えば、そのような成分に関連する、詰まり、塞ぎを解消するため、フィルタが、ガス軽量手段１１２１とガス案内手段１１２２とに組み入れ可能である。
【００２６】
図１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅに示すように、他の代替的な実施形態では、打上げ前または打上げ中に、燃焼を介して、あるいは、発射体１２００内のチャンバ１２１８に予め充填することにより、または、チャンバ１２１８内の流体の圧縮容積を生成する当該分野で知られた任意の他の手段により、発射体１２００内で実行されるその他の化学プロセスを介して、高圧ガスは、チャンバ１２１８に供給可能である。
【００２７】
図１２ａに示すように、打上げ前にチャンバ１２１８を予め充填する例示的な方法は、チャンバ１２１８に圧縮流体を充填すること、及びチャンバ１２１８が充填されるとすぐに供給口１２１１を閉じることを含む。したがって、上述したように、案内システムは、排出口１２３１を通って発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作して発射体を目標に有効に案内可能である。図１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅに示すように、他の例示的な実施形態に対応して、燃焼を介して、または、流体の圧縮容積を生成する当該分野で知られた任意の他の手段により、発射体１２００内で実行されるその他の化学プロセスを介して、高圧ガスは、チャンバ１２１８に供給可能である。例えば、図１２ｂに示すように、圧縮ガスは、化学反応、例えば単推進剤または複推進剤の燃焼を通じてチャンバ１２１８に供給される。同様に、図１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅは、圧縮ガスが、化学反応、例えば、固体推進剤、液体推進剤、及び固体／液体混成推進剤の燃焼を通じてチャンバ１２１８に供給される。
【００２８】
カードまたはモジュール２６により表される飛行制御及び弾道データシステムの選択及び／又は構成は、設計上の選択であると考えられ、本発明の開示の対象ではない。さらに、発射体が、周期的に動作する、例えば回転する場合には、本発明は、制御表面の向きまたは他の切換え推進手段が、発射体を操縦するのに好適な方向に対応するのを待つことにより、軌跡補正がなし得ることを提供する。
【００２９】
また、本発明は、軌跡補正が大きく、発射体案内部が回転安定化される場合には、発射体は、発射体は回転停止可能で、補正がされる一方で、発射体は、回転安定化モードにある、ことを考慮する。そして、補正を完了した後、発射体は、回転する機体の状態に復帰可能である。本発明は、発射体の回転の向きを判定する機構を提供することにより、これらの可能性を与える。例えば、図３ｃを参照して、発射体の回転の向きは、１）回転ジャイロ、２）起動／停止に伴うＧＰＳ衛星の回転位置、３）多アンテナを有するＧＰＳ姿勢判定、４）磁気回転計を通じて判定可能である。
【００３０】
例示的な実施形態に対応して、ＧＰＳ信号データは、１以上の衛星７８，７９から送信されて発射体上の１以上のアンテナ８８，８９により受信されたＧＰＳ信号から取得可能である。さらに図３ｃを参照して、例示的な実施形態では、複数のＧＰＳアンテナパターン８８，８９は、ＲＦ処理手段９８，９９を通過したＧＰＳ信号を受信してＲＦ処理されたＧＰＳ信号３３４４を生成する。高速較正器３３５４及び回転参照部３３６４からの情報は、ＲＦ処理されたＧＰＳ信号とともにプロセッサ３３６４に送信される。信号３３４４，３３５４及び３３６４に基づいて、プロセッサ３３７４は、位置信号３３８１、速度信号３３８２、姿勢信号３３８３を生成する。
【００３１】
図３ｄに示すように、無線器３４２７により受信される前に、各ＧＰＳ信号３４０７は、低ノイズ分離器３４１７を通して送られることが可能である。また、例示的な実施形態では、各ＧＰＳ信号３４０７を観測し、各ＧＰＳ信号がジャミングを受けているかどうかを検出するために、１以上のＧＰＳ信号ジャミング検出器３４１８が、包まれ得る。そのようなジャミングが検出される場合、ジャミング防止器３４１９が、例えば、発射体のアンテナ部の周期的な動きに基づいて、ジャミングを示すＧＰＳ信号を選択的かつ周期的に回避可能なＧＰＳ信号保護処理に組み込み可能である。図３ｄに示すように、ジャミング検出器３４１８とジャミング防止器３４１９とは、回転参照部３４６７及びＧＰＳ受信器３４３７から情報を受信するシステムプロセッサ３４５７に信号を送信する。システムプロセッサ３４５７から受信した信号に基づいて、デジタルフィルタ３４２８は、Ｓ／Ｗ無線器３４２７からＧＰＳ信号を受信し、選択的にそれらのＧＰＳ信号のジャミングされていない部分をＧＰＳ受信器３４３７に送信する。そして、ＧＰＳ受信器３４３７は、予め記憶したデータ３４４７を使用して、ＧＰＳ信号を処理してシステムプロセッサ３４５７に送信する。最後に、システムプロセッサ３４５７は、回転基準３４６７とＧＰＳ信号を使用して、制御表面及び／又は切換え推進手段３４８７を作動させる自動操縦装置３４７７に信号を送信し、これによって発射体を目標に案内する。
【００３２】
例示的な実施形態では、ＧＰＳ信号保護処理は、発射体に周期的な動作をさせ、または周期的な動作（例えばスピン、回転、またはさもなければ振動）を維持すること、及び発射体の周期的動作を用いて、ジャミングされたＧＰＳ信号を検出して排除し、ジャミングされていない信号の信頼性のある処理を可能にするように、ＧＰＳ信号を選択的に採取することを含む。発射体が、その周期的動作の各サイクルを通して（すなわち、各回転またはスピン旋回、振動あるいは他の周期的動作を通して）進行するとき、各１以上のアンテナ８８，８９は、各１以上の衛星７８，７９からＧＰＳ信号を受信するように周期的に配置されるであろうことが注記されるべきである。このため、衛星からの少なくとも１のＧＰＳ信号が１以上のアンテナによりジャミングされない状態で受信可能である限り、各１以上のアンテナは、例えば回転姿勢の少なくとも一部の間、周期的にジャミングを受けないであろう。
【００３３】
図８は、周期的動作、例えばスピンを受ける発射体上に組み込まれた３つの対応するＧＰＳアンテナ及び受信手段により受信された３つの例示的な時間依存性ＧＰＳ信号を示す。図８に示すように、第１のＧＰＳ信号は、発射体が概略３０度からの向きを通って概略２１０度の向きまで回転するときにジャミングを示す。同様に、第２のＧＰＳ信号は、発射体が概略１２０度からの向きを通って３６０度の向きまで回転するときにジャミングを示す。最後に、第３のＧＰＳ信号は、概略３６０度からの向きを通って概略３０度の向きまで回転するときにジャミングを示す。したがって、発射体が概略２１０度と概略３０度の間で回転するとき第１のアンテナに切り換え、発射体が概略３６０度と概略１２０度の間で回転するとき第２のアンテナに切り換え、発射体が概略３０度と概略３６０度の間で回転するとき第３のアンテナに切り換え、発射体が概略３０度と概略２１０度の間で回転するとき第１のアンテナを切り、発射体が概略１２０度と概略３６０度の間で回転するとき第２のアンテナを切り、発射体が概略３６０度と概略３０度の間で回転するとき第３のアンテナを切ることにより、実質的に連続したジャミングされないＧＰＳ信号受信可能である。
【００３４】
さらに図１を参照して、１つの実施形態では、打上げ後、ジャイロなしの発射体案内システム１２からバス３２を介して供給される情報を使用して、ＧＰＳ信号の受信を最適化するように、発射体を回転停止し、発射体の上部を概略空へ配置し、または、さもなければ、アンテナパターン８８，８９を向けるように、飛行制御及び弾道データシステム２６は、予めプログラムされている。この実施形態に対応して、発射体が回転停止された後、加速度計は、解放されて作動される。そして、コンピュータ、メモリ及びプログラム手段は、機体速度の評価を含む状態行列の第１の評価と更新とを実行する。この例示的な実施形態に対応して、発射体の動作が、１以上のアンテナ８８，８９がジャミングされないＧＰＳ信号を連続して受信するように向けられて維持されることを許容するような場合には、ジャミング防止器３４１９は、１以上のアンテナにより受信されるＧＰＳ信号３４０７がジャミングを受けないことを検出し、１以上のＧＰＳ受信器１８を切り換えて、またはさもなければ１以上のＧＰＳ受信器にジャミングされていない信号のみを使用させることが可能である。このことを達成するために、コンピュータ導入処理、すなわち案内システムは、１以上のアンテナが実質的に連続してジャミングされないＧＰＳ信号を受信することを許容するように、発射体にＧＰＳアンテナの向きと受信手段とを維持させるように構成可能である。
【００３５】
そのような例示的な実施形態では、発射体は、スピンまたは回転する必要はないことが注記されるべきである。したがって、この保護処理は、回転安定化されていない発射体に組み込み可能である。また、この実施形態に対応して、アンテナは、スリップリングのような機構を介して発射体の本体から分離可能である。したがって、発射体は、スピンまたは回転安定化され得る一方、アンテナは、１以上の衛星に関して、固定された向きに維持されることが注記されるべきである。同様に、発射体は、静止可能な一方で、アンテナは、１以上の衛星に関して、周期的な動作、例えばスピンを受ける。
【００３６】
このため、本発明に対応して、例えばアンテナをスリップリングを介して発射体の本体から解離することにより、発射体は、スピンまたは回転安定化のいずれかかが可能である。いかなるジャミングされないＧＰＳ信号も実質的に連続して受信不能な場合には、ジャミング防止手段は、発射体に周期的な動作をさせて、ジャミングを示すＧＰＳ信号を選択的かつ周期的に回避させるように構成可能である。
【００３７】
他の例示的な保護処理は、ＲＦ信号からデジタル信号へのＧＰＳ信号の直接変換と、自動ゲイン制御の組み込みとを含む。そのような実施形態では、各ＧＰＳ信号は、高速アナログデジタル変換器により受信されると同時に、または直後に変換可能である。そして、デジタルＧＰＳ信号は、デジタル的に組み込まれた自動ゲイン制御回路を通過可能である。アナログデジタル変換器と自動ゲイン制御回路の両者は、ＧＰＳ無線受信器に組み込み可能である。
【００３８】
例示的な実施形態では、システムは、発射前に初期化されるように構成可能である。この実施形態に対応して、発射体の発射前に、システムは、どの衛星が、発射体の軌跡を通じて各アンテナパターン８８，８９の視界（ＦＯＶ）にあるか、及びどの衛星７８，７９の組み合わせが軌跡についての最良のＧＤＯＰを与えるかを判定し、メモリに記憶可能である。この情報は、利用可能なその他の補正データとともに受信器１８に予め記憶される。
【００３９】
例示的な実施形態では、図３ｄに示すように、ＧＰＳ信号３４０７は、低ノイズ増幅器３４１７を通して、高速アナログデジタル変換器（例えば１４ビットの分解能を有する５ギガビット／秒アナログデジタル変換器）を有することが可能な無線受信器３４２７に送信される。また、無線受信器３４２７は、デジタル的に組み込まれた自動ゲイン制御回路を有することができる。そして、信号は、一組のデジタルフィルタ３４２７と１以上のジャミング検出器３４１８に送られる。分離フィルタ３４２７が、ＴＯＡ計算に使用される各予め選択された衛星７８，７９用に組み込み可能であることが注記されるべきである。また、デジタルフィルタ３４２７は、各予め選択された衛星の周波数を帯域通過するようにリアルタイムで動的に同調可能である。帯域通過の中心は、発射体と衛星の間のドップラー運動に対して調整されたＧＰＳ搬送周波数になるであろう。そして、ＧＰＳ信号は、ＧＰＳ受信器３４３７に送られて、高速デジタル較正器を介して各予め選択された衛星の既知のコードに対して較正され、位置と速度とが判定される。
【００４０】
機体が回転する場合、ｄｃまたは定常状態信号から加速度計ａｃ信号を分離することにより、速度情報が抽出される。発射体が回転すると、ピッチ及び偏揺れ加速度計は、正弦波関数として変化する信号を出力する。機体が回転しない場合、データが抽出され、必要に応じてＤＣＭ（方向余弦行列）を用いて、物体座標系から地球基準航行座標系に変換される。
【００４１】
図２は、発射体を目標に向けて発射する可動砲兵器を示す。示された式で、オーバーアローＸ（ｔ）Trueは、時間に関数として発射体の計算された真正位置を表すベクトル量である。オーバーアローＸ（ｔ）Nominalは、理想の軌跡上の発射体の理想位置を表すベクトルである。オーバーアローＸ（０）Errorは、打上げ前の時間零における発射体の位置誤差を表すベクトルである。オーバーアローＸ（ｔ）Errorは、航行装置誤差とＧＰＳと誤差から発生する誤差の蓄積による発射体の位置の誤差を表すベクトルである。図は、イベントの順序を示し、機体案内のない従来の砲術を用いた発射体の打上げから発生する可能性のある目標誤差を表す楕円を結ぶ破線の誤差予想範囲を模式的に描く。連続線の漏斗状領域は、漸進的に減少して、機体案内のない軌跡に対する目標誤差より非常に小さい限界値に接近する機上ＧＰＳの位置誤差を模式的に示す。本発明のジャイロなしの発射体案内システム１０は、３軸加速度計を使用してリアルタイムの物体参照データをコンピュータ、メモリ及びプログラム手段に供給して、ＧＰＳからのリアルタイムの位置データを確定し、発射体の姿勢を出力する。出力は、カルマンフィルタにかけられ、図１に示すモジュール２６により表される飛行制御及び弾道データシステムに、漏斗状領域により画定される領域に発射体を操縦するのに使用するための補助ＧＰＳ位置データとともに、連結される。
【００４２】
図３ａ及び３ｂは、ジャイロなしの発射体案内システム１０により使用されるデータフローの実施形態を模式的に示す。破線ブロック３００は、初期化プログラムを実行して、目標位置の外部入力、発射体を打ち上げる兵器の地理的位置、発射体タイプ、バレルのピッチ配置、打上げ筒のピッチ角度、物体座標における３つの加速度成分ａｘ，ａｙ，ａｚからなる３軸の出力、回転角φ、スピン計３０８からの回転速度オーバードットφ、のようなデータソースから受信されたデータを処理する。発射制御及び弾道コンピュータは、利用可能なデータを処理し、打上げ前に、初期配向角度、物体固定角速度、現在位置及び初期速度成分のような初期状態データを送信する。スピン計３０８と３軸３０４は、それぞれ信号経路３１４，３３３を介してその出力を直接、初期発射体状態評価に供給する。すべての初期条件は、発射制御及び弾道機能３０２のような外部ソースから、電気、磁気、または光学リンク、あるいはおそらく機械的リンクを介して発射体に入力されることが最も可能性がある。砲が機体に装備されたと仮定した場合には、初期条件は、機体慣性案内コンピュータからの機体速度、圧、変位のようなデータ、可能であれば砲が初期状態情報を受け取るステーションについての砲の座標を含むように拡張されなければならない。
【００４３】
また、発射制御及び弾道機能３０２は、零基準を提供するため、回転指標情報をスピン計３０８に供給する。スピン計３０８は、数度の精度まで、回転角φｂと回転速度オーバードットφｂの推定値を供給する。発射制御及び弾道機能３０２は、発射体に提供される予想弾道軌跡を予備計算する。この弾道情報は、加速度情報、または発射制御及び弾道機能３０２から直接のデータとともに、評価プロセスの初期に発射体の初期状態ベクトルと姿勢とを判定するために使用される。アルゴリズムは、加速度計とＧＰＳデータの両方が状態評価に利用可能なときに開始される。また、発射制御及び弾道機能３０２は、発射体の向きと位置についての一組の初期状態を、信号経路３２０を介して、新規目標状態の評価機能３２２から、適合試験の誤りの結果として、受け取る。
【００４４】
発射制御及び弾道機能３０２は、初期の物体状態評価、オーバーアローＶ０、オーバーアローｘ０を、信号経路３２４を介して、平滑化処理機能ブロック３４４に送信し、一組の姿勢状態評価を、信号経路３３０を介して、姿勢ファイル３３２の初期姿勢角度配列の初期状態評価に送信する、初期発射体状態評価に、一組の初期の状態評価を出力する。
【００４５】
回転カウントデータを発射制御及び弾道機能３０２に供給した回転またはスピン計３０８は、また、回転カウントデータを信号線３３３を介して初期発射体状態評価機能ブロック３１２と、発射体の全回転角度φ（ｎ）が蓄積され、時間指標付けされて、経路３５１を介して姿勢評価アルゴリズム３７２に送信される機能ブロック３５０により図３ｂに示される時間指標スピン計測定データメモリ配列とに供給する。スピン計技術は、成熟した技術である。Ａｌｌｉａｎｔ Ｔｅｃｈｓｙｓｔｅｍｓ Ｃｏｍｐａｎｙは、２０ｍｍの発射体に適合するのに十分な小さいスピン計を開発したということである。このため、より大きい直径の発射体用の回転計は、本発明のシステムでの使用のために購入可能で困難なく処理可能な製品である。回転計の出力は、地磁気場により発射体が回転するとき正弦波出力である。
【００４６】
初期発射体状態機能ブロック３１２は、方位角Ψ、ピッチ角θ及び回転角φ０に対する初期の姿勢状態評価値を図３ｂの姿勢ファイル３３２に初期値として供給する。
【００４７】
物体座標の３つの加速度成分ａｘ，ａｙ及びａｚからなる３軸３０４の出力は、信号経路３３８を介して時間指標物体参照変化を加速度データファイルメモリ配列３４０に送信するために、ブロック３３６により表される機能により処理される。加速度データファイルメモリ配列３４０は、時間指標付け加速度データ要素の配列を平滑化処理機能ブロック３４４に連結する。
【００４８】
ブロック３４４のフィルタリング及び平滑化処理は、この開示で後の図６，７ａ及び７ｂに関連して説明される。平滑化処理は、現在の加速度計データとともに、姿勢、速度及び位置の初期評価を使用して、物体座標の発射体の速度と位置を判定する。平滑化処理の出力は、信号経路３４６を介して、物体慣性変換機能ブロック３４８に連結される、速度及び位置に対する状態ベクトル評価、オーバーアローＸＢ（ｎ）、オーバーアローＶＢ（ｎ）である。
【００４９】
ＧＰＳ測定データ機能ブロック３５６は、周期的に、時間指標付け速度及び位置データ、オーバーアローＶ（ｎ）及びオーバーアローＸ（ｎ）を受け取り、該データを、信号経路３５８を介して、機能ブロック３６０として示すコンピュータ、メモリ及びプログラム手段メモリの時間指標付け配列に送信される。ＧＰＳ速度及び位置データは、信号経路３６２を介して、機能ブロック３６４により表されるカルマンフィルタに送信される。カルマンフィルタは、発射体の評価された現在位置及び速度ベクトルのフィルタにかけた値を、信号経路３６８を介して、適合誤差試験機能ブロック３７０と、姿勢評価アルゴリズム機能ブロック３７２とに送信する。姿勢ファイル３３２は、時間指標付けされ評価された姿勢角度及び姿勢角速度データを、信号経路３７４を介して、姿勢評価アルゴリズム機能ブロック３７２に、送信経路３７８を介して弾道評価機能ブロック３７６に地球基準航行座標で送信する。弾道評価は、経路３７５を介した補正された初期位置及び初期速度情報と、経路３７８からのすべての過去の姿勢及び姿勢速度の履歴とをともに、発射体の既知のモデル特性を使用して、現在の位置及び速度データのモデル化された評価を、経路３８２を介して、姿勢評価アルゴリズム３７２に供給する。
【００５０】
フィルタにかけられた直交物体座標系の物体ベクトル評価、オーバーアローオーバーキャップＸＢ（ｎ）ベクトル、オーバーアローオーバーキャップＶＢ（ｎ）ベクトルは、信号経路３４６を介して、物体慣性変換ブロック３４８に送信される。物体慣性変換ブロック３４８は、信号経路３８４，３８６を介して評価された姿勢角度及び姿勢角速度を受け取り、状態ベクトル評価を直交物体座標系での記述から地球基準航行座標系のベクトルに、地球基準航行座標系の位置及び速度評価まで、Ａｃａｄｅｍｉｃ Ｐｒｅｓｓにより１９９３年に出版された、「航空アビオニクスシステム、現代的統合」という題名のＧｅｏｒｇｅ Ｓｉｏｕｒｉｓによるテキストで説明されたような従来の方向余弦変換を用いて処理する。この評価プロセスは、測定した回転カウンタデータを用いて、及び新規の初期状態情報に基づく新規の弾道軌跡を計算することにより、簡略化され改良され得る。
【００５１】
物体慣性変換ブロック３４８は、地球基準航行座標の評価された位置及び速度状態ベクトル評価を、信号経路３８８を介して、状態ベクトル評価がカルマンフィルタにかけられたＧＰＳ位置及び速度と比較される適合誤差試験機能ブロック３７０に出力する。統計学的意味で、評価プロセスをＧＰＳ位置及び速度とＧＰＳについての誤差より良好に適合させることは可能ではない。２つの状態ベクトルの間の差の誤差が、ＧＰＳ誤差の１倍または２倍より小さい場合には、アルゴリズムは、適合が、「統計学的に十分良好」であることを宣言して停止し、測定されたデータ点が到着するのを待機する。試験が通過すると、位置、速度、姿勢及び姿勢速度の評価が使用されて、評価された位置のｎ−１番目の位置と姿勢時間指標付けメモリ配列とを更新する。
【００５２】
試験が失敗すると、アルゴリズムは、初期発射体状態の新規な一組を摂動アルゴリズムを介して評価し、解が、予め定められた適合誤差基準内に収束するまで、評価プロセスを再度繰り返す。試験が失敗すると、初期の位置、速度、姿勢及び姿勢速度を調整し、評価した状態データの改良された組を、信号経路３２０を介して、初期発射体状態評価機能ブロック３１２に、追加のサイクルのために連結する、新規の初期目標状態の評価機能ブロック３２２に、フェール信号は、経路３９０を介して連結される。反復は、初期条件が調整されて１秒後にＧＰＳデータを用いた次の反復が続く機能ブロック３７０からのパス信号を取得するまで継続する。
【００５３】
以前に説明したように、ＧＰＳ及びＧＰＳ信号の保護への過剰な依存を回避するため、より高速に実行する慣性装置（例えば、１００マイクロｇより良好な水準で実行する慣性装置）が使用可能である。ＨｏｎｅｙｗｅｌｌのＶＢＡ加速度計と、出願人、カリフォルニア州９１６３７、ウッドランド ヒルズ、Ｎｏｒｔｈｒｏｐ Ｇｒｕｍｍａｎ Ｉｎｃ．のＬｉｔｔｏｎ Ｇｕｉｄａｎｃｅ＆Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｄｉｖ．から供給されるシリコン加速度計とが、そのような能力を有する。
【００５４】
Ａｌｌｉａｎｔ ＴｅｃｈｓｙｓｔｅｍｓのＧＰＳ受信器は、本発明のシステム及びプロセスでの使用のために利用可能である。Ａｌｌｉａｎｔ ＧＰＳは、十分な処理能力を有するタイプ５０９プロセッサと、ユーザソフトウェアを記憶するために使用可能な別体のメモリと、この用途のシステムプロセッサとを使用する。Ａｌｌｉａｎｔ受信器は、マルチＲＦフロントエンドを用いて構成されて、発射体が回転するときのＧＰＳ信号を保護する手段としてマルチアンテナ入力に適合する。また、ＧＰＳ５０９プロセッサは、データを処理し、慣性データをＧＰＳで積分するために使用可能であり、カウンタデータを変換する。ソフトウェアは、５０９プロセッサに組み入れられて、３軸加速度計から速度情報を抽出し、センサからのデータを積分する。
【００５５】
その代わりに、費用が削減されなければならない場合には、非常により低い精度の加速度計が、打上げ後のＧＰＳ信号へのより大きい依存性を伴って使用可能である。上述したように、例示的な実施形態では、ＧＰＳ信号データは、１以上の衛星７８，７９から送信され、１以上のアンテナ８８，８９により受信されたたＧＰＳ信号から取得可能である。各ＧＰＳ信号３４０７を観測し、各ＧＰＳ信号３４０７がジャミングを受けているかどうかを検出するために、１以上のＧＰＳ信号ジャミング検出器３４１８が、含まれ得る。そのようなジャミングが検出された場合、ジャミング防止器３４１９は、図３ｄに示すように、システムプロセッサ３４５７に存するＧＰＳ信号保護処理を組み込み可能である。
【００５６】
例えば、ジャミング防止器３４１９は、システムプロセッサ３４５７に、発射体が、回転またはスピンのような周期的な動作をする、または周期的な動作を維持するようにさせることができる。周期的動作の各サイクルを通して、すなわち各回転旋回を通して、発射体が進行するとき、各１以上のアンテナ８８，８９は、各１以上の衛星７８，７９からＧＰＳ信号を受信するように配置可能である。このため、衛星からの少なくとも１つのＧＰＳ信号が、ジャミングされない状態で、１以上のアンテナにより可能に維持される限り、各１以上のアンテナは、周期的に、例えば回転姿勢の少なくとも一部の間、ジャミングを受けないであろう。
【００５７】
その代わりに、ジャミング検出器３４１８が、１以上のＧＰＳ信号で、ジャミングを検出しない、または、実質的なジャミングの欠如を検出する場合、ジャミング防止器３４１９は、ＧＰＳ信号３４０７の受信を最適化するようにシステムプロセッサ３４５７に、発射体を回転停止させて、発射体の上面を空へ概略向けさせ、あるいは、さもなければアンテナパターン８８，８９を向ける。この実施形態に対応して、発射体が回転停止された後、加速度計は、解放されて作動される。そして、コンピュータ、メモリ及びプログラム手段が、機体速度の評価を含む状態行列の第１の評価と更新とを実行する。この例示的な実施形態に対応して、ジャミング防止器３４１９は、１以上のＧＰＳ受信器１８を切り換え、または、さもなければ、１以上のＧＰＳ受信器またはシステムプロセッサ３４５７に、ジャミングされない１以上のアンテナにより受信されたジャミングされないＧＰＳ信号のみを使用させる。
【００５８】
案内される発射体の回転角度は、典型的には、ジャイロまたはジャイロプラットフォームにより提供される。発射体の回転角度を特徴付ける回転角度信号は、飛行制御システムが、先尾翼のような飛行制御表面を駆動し、必要に応じて発射体を左または右に回転させ、揚力表面からの揚力を使用して発射体の飛行方位を目標に向けられたものに変更することを可能にする。ジャイロからの信号なしに、３軸からの加速度計出力とＧＰＳからの位置及び速度信号とを使用して、発射体の回転角度を生成する、機械的、及びそれ故、コンピュータプログラム可能なプロセスを提供することが、本開示の目的である。
【００５９】
この技術的な説明は、以下の表記を使用する。オーバーバーｘは、分解のいかなる特定の基準フレームも有しないベクトルを示す。オーバーバーｘｂは、物体フレームまたは発射体フレームと称される座標フレームに分解されたベクトルを示す。物体フレーム座標を含む、ここで説明するすべての座標フレームは、重心のような発射体の本体の一定の位置、または、基準点「Ｏ」として示された原点から延び、前方または正の「ｘｂ」軸方向、右または正の「ｙｂ」軸方向及び正の「ｚｂ」軸方向の下方に延びる直交３軸を形成するｘ、ｙ及びｚ軸を有する右手直交フレームである。少なくとも２つの加速度計が、ｙｂ軸及びｚｂ軸に沿った物体フレームに固定されて並列に配置される。ｂ−フレームの主軸は、慣性センサの出力軸と一致し、原点「Ｏ」を横切る。対象である第２の座標フレームは、図４の下部に示すように、東、北及び上方向に一致するＸ，Ｙ及びＺ主軸を有する地理的または地球基準航行座標系またはフレームである。
【００６０】
ベクトルの下付記号は、ベクトルの特定の特性または識別を示すために使用される。行列は、大文字で示される。下付Ｎ上付ｂＣは、ベクトルをＮ−フレームまたは航行フレームから物体フレームに変換する、すなわちオーバーアローｘｂ＝下付Ｎ上付ｂＣオーバーアローＸＮ、方向余弦行列（ＤＣＭ）を示す。量の時間依存性は、時間変数または指数の周囲の丸括弧で示される。例えば、下付Ｎ上付ｂＣ（ｔ１）は、航行座標から時間ｔ１における物体フレーム座標への変換のためのＤＣＭの値を示す。下付Ｎ上付ｂＣ（ｔ１）の転置は、物体座標から時間ｔ１における航行フレーム座標への変換のためのＤＣＭ、下付ｂ上付ＮＣ（ｔ１）を提供する。
【００６１】
変数の増分は、記号Δで示される。例えば、Δオーバーバーｘは、予め定められた時間間隔にわたるベクトルオーバーバーｘの増分を示す。変数の誤差は、記号δで示される。例えば、δオーバーバーｘは、ベクトルオーバーバーｘの誤差を示す。＝記号は、概略または実質的に等価であることを示す。
【００６２】
センサ及び配向
【００６３】
２つの加速度装置では、第１の加速度計は、物体の右側から外側に延びるｙｂ物体軸の沿った加速度を感知するように配置される。第２の加速度計は、原点から下方に延びて偏揺れ軸を形成するｚｂ物体軸に沿った加速度を感知するように配置される。回転変数の計算には必要ではないが、第３の加速度計は、ｘｂまたは前方軸に沿った加速度を感知するように配置される。
【００６４】
回転角度計算
【００６５】
加速度計出力は、以下の式に応じて、物体座標から航行座標値に分解される。
【数１】
ここで、Ａｂは、物体座標の加速度ベクトルを表し、括弧付きＨ，Ｐ及びＲ演算子｛Ｈ｝Ｔ、｛Ｐ｝Ｔ、｛Ｒ｝Ｔは、それぞれ、機体または発射体固定座標系の回転、ｘｂについて、ピッチ、ｙｂについて、飛行方位または偏揺れ、ｚｂについて、に対する物体から航行座標への正回転ＤＣＭ変換ステップの転置を表し、その順序で、固定航行または地球基準の東、Ｘ、北、Ｙ、及び上、Ｚ軸に沿った成分を有する航行座標の機体加速度の要素として、加速度ベクトルＡＮを得る。
【００６６】
ＤＣＭ｛Ｔ｝は、北、東、下系から東、北、上フレームへ、物体基準加速度データを変換するユニタリ行列であり、以下のように定義される。
【数２】
【００６７】
発射体の加速度系の３軸からの加速度Ａｂのデータ要素は、１秒のような予め定められた時間増分にわたって積分されて、以下の式に応じて、航行座標の速度の変化分を得る。
【数３】
【００６８】
加速度計データに基づく速度の変化分の各計算と同時に、ＧＰＳデータが、速度の変化分を計算するために使用される。ＧＰＳデータは、既に航行座標である。以下の式が用いられる。
【数４】
【００６９】
二重積分が、物体の航行フレーム変換とともに、物体加速度計データについて実行されて、以下の式を用いて、物体フレームから変換された加速度計データに基づいて位置の変化を得る。
【数５】
【００７０】
加速度計データに基づく位置の変化分、ΔＰＮの各計算では、ＧＰＳデータは、位置の実質的に等価なＧＰＳ変化分を計算するために使用される。以下の式が用いられる。
【数６】
【００７１】
式群
【００７２】
ＤＣＭ行列とその転置行列の生成物は、単位行列である。したがって、
【数７】
【００７３】
式３から、以下のように、ＧＰＳデータからの速度成分の変化、または加速度成分の変化を、加速度計データからの加速度成分に関連付けることが可能である。
【数８】
【００７４】
式５から、以下のように、ＧＰＳデータからの位置成分、または速度成分の変化を、加速度計データからの速度成分に関連付けることが可能である。
【数９】
【００７５】
ピッチ、飛行方位及びユニタリ変換ＤＣＭが、群化され、または多重化されて単一のＤＣＭ、｛Ｑ｝を形成する場合には、時間増分は、簡単のために、１秒となるように選択される（しかし、任意の時間増分が式で使用可能であることが理解されるべきである）。
【数１０】
【００７６】
式７ａのΔＴに１を、式７ｂのΔＴ２に１を代入して、式７ａ及び７ｂの両辺にユニタリ、飛行方位及びピッチＤＣＭの転置行列を、その順序で掛け合わせると、以下の式を提供する。
【数１１】
【００７７】
Ｃｏｓθを表すＣＰ、Ｓｉｎθを表すＳＰ、ＣｏｓΨを表すＣＨ、ＳｉｎΨを表すＳＨ、Ｃｏｓφを表すＣＲ、Ｓｉｎφを表すＳＲを用いて、物体から航行座標への回転変換のための６つのＤＣＭは、
【数１２】
【００７８】
物体が砲から発射された発射体である場合、ピッチ角度は、発射時のバレルの角度であり、飛行方位は、バレルが発射時の真北を用いて作り出す角度Ψである。両者は、システムからの初期化から利用可能であり、時間についての標準軌跡に近似することが予想され、従って形式的に知られている。
【００７９】
｛Ｑ｝の要素は、８ａ，１０ａ及び１０ｂから知られ、緩やかに変化すると考えられ、そこで｛Ｑ｝を
【数１３】
と置く。
【００８０】
式９ａ及び９ｂを書き換え、｛Ｐ｝｛Ｈ｝｛Ｔ｝に対する結果の｛Ｑ｝に、ΔＴ＝１秒及びΔＴ２＝１秒を代入して、
【数１４】
を与える。
【００８１】
左辺と右辺を置き換える。
【数１５】
【００８２】
回転ＤＣＭは、１０ｃで特徴付けられ、加速度計データは、ベクトルであるので、
【数１６】
【数１７】
ここで、オーバーキャップｘｂ、オーバーキャップｙｂ及びオーバーキャップｚｂは、物体軸に沿う単位ベクトルである。
【００８３】
式１３ａ及び１３ｂは、以下のように書き換えられる。
【数１８】
【００８４】
ＧＰＳからの増分加速度計及び速度データは、固定航行座標で使用可能にされて２つの３要素ベクトルを形成する。
【数１９】
ここで、オーバーキャップｘ、オーバーキャップｙ及びオーバーキャップｚは、東、北及び上座標フレーム系の基本単位ベクトルである。
【００８５】
１５ａ及び１５ｂの｛Ｑ｝に対する行列は、以下のように１６ａ及び１６ｂのベクトルと掛け合わされる。
【数２０】
【００８６】
１７ａ及び１７ｂの左辺が掛け合わされて左辺に３×１行列を形成する。
【数２１】
【００８７】
すなわち、式１８ａ及び１８ｂの左辺のベクトルの第１要素ａ１は、回転角度成分を有さず、何故なら、それは、機体の長手方向の軸下方の加速度を表すからであり、そのため、第２及び第３行の式を残して削除される。式１８ａ及び１８ｂから、
【数２２】
【００８８】
１９ａ及び１９ｂの左辺は、書き換え可能で、以下のように２×２行列掛ける２×１行列を形成する。
【数２３】
【００８９】
２０ａと２０ｂを結合して
【数２４】
を得る。
【００９０】
回転角度の計算は、以下の定義を使用する。
【数２５】
は、加速度計係数行列である。
【数２６】
は、ピッチ／飛行方位係数行列である。
【数２７】
は、ＧＰＳ情報ベクトルであり、
【数２８】
は、未知の回転量である。式２０ｃを書き換えて、
【数２９】
を与える。
【００９１】
α１行列は、４×２行列である。オーバーバーχ１は、２×１ベクトルである。式２１をオーバーバーχ１について解くと、式２１は、２つの未知数（ＣＲ，ＳＲ）の４つの式を表すことがわかり、続けて式２１の両辺にα１Ｔを掛け合わせて、
【数３０】
を与える。
【００９２】
両辺に、α１Ｔα１の生成物の逆行列を前から掛け合わせて、
【数３１】
を与える。
【００９３】
したがって、
【数３２】
ので、回転角度は、
【数３３】
である。
【００９４】
この手順は、続いて、追加の採取時間に対して、以下のように、重複決定された（overdetermined）システムを再度解く。ｔ＝ｔ２の場合、２つの未知数（ｃｏｓＲ，ｓｉｎＲ）を有する８つの式が存在し、ｔ＝ｔｎの場合、２つの未知数（ｃｏｓＲ，ｓｉｎＲ）を有する４ｎの式が存在することになる。
【００９５】
反復解は、以下のように式を重ねる（すなわち、ｔ＝ｔ２の場合）ことにより見出される。
【数３４】
ここで、α１，β１及びオーバーバーＭ１は、上で定義されている。新たな変数α２，β２及びオーバーバーＭ２は、ｔ＝ｔ２における値を表す以外、α１，β１及びオーバーバーＭ１と同一の構成を有する。また、オーバーバーχ２は、ｃｏｓＲ，ｓｉｎＲの値を表して２つのデータサンプルにわたって変数を使用する。したがって、ｔ＝ｔ２における解は、以前のようにつまり以下のように得られる。
【数３５】
【００９６】
同様にｔ＝ｔｎにおいてｎデータサンプルについて
【数３６】
【００９７】
一般化された発射体または機体について、我々は、ピッチ及び飛行方位係数行列用のデータを必要とする。飛行方位及ピッチ（ジャイロなし）は、地上航跡（ａｒｃｔａｎＶｎ／Ｖｅ）と、飛行経路角度（垂直速度の逆正接または高度の変化速度、及び、デルタＰ北とＨｏｎｅｙｗｅｌｌから入手可能なデルタコンパスとから決定されるような地上速度）からのピッチとから近似可能である。上空風が既知である場合、上空風は、飛行方位を補正するために使用可能であり、迎え角が既知である場合には、迎え角は、ピッチ角度を補正するために使用可能である。
【００９８】
図５は、ブロック図であり、図５は、回転角度の計算に必要なプロセス機能の概略を模式的に提供するブロック図である。ＧＰＳ受信器、ブロック５００は、位置採取器５０２及び速度採取器５０４を介して位置及び速度データを提供する内部コンピュータで示される。各採取器は、各々の採取器遅延器５０６，５０８を有する。採取器の出力は、Δ位置及びΔ速度であり、このデータは、回転評価（反復解）機能ブロック５１０に連結される。加速度計ブロック５１２は、以前に説明した物体軸と並んで配置された加速度計３軸を表す。加速度ａｘの成分は、図１に示すように、発射体の長手方向の軸と並列に配置される。加速度ａｘの成分は、１秒から次の１秒の飛行中、非常に緩やかに変化する。加速度ａｙの成分は、横航跡加速度であり、ａｚは、上軸に沿った加速度の成分であり、両者は、図１に示される。ピッチ飛行方位係数行列５１４は、ａｙ及びａｚ加速度計データを用いて初期化される。データ処理は、三角法の値に対して、現在のピッチ評価及び飛行方位評価を使用する。入力ΔＴは、１秒の望ましい値を有するように示される。ピッチ飛行方位係数行列は、回転評価機能ブロック５１０によるＧＰＳΔ位置及びΔ速度入力とともに用いられて、回転角度φ出力を、図１のブロック２６を含む飛行制御ブロック５１６に供給する。
【００９９】
平滑化
【０１００】
図３ａのブロック３４４により参照される平滑化処理は、これから、図６，７ａ及び７ｂの説明と関連して説明される。加速度計とＧＰＳ受信器とを有する本発明の発射体案内システムは、その飛行を通じて、打上げから現在位置までの発射体の過去の軌跡の平滑化された評価を、図１に示す飛行制御ブロック２６に、飛行制御ブロック２６が飛行方位または既知の目標位置までの発射体の地上航跡を調整することを許容する姿勢角度とともに、出力する。
【０１０１】
図６は、前進平滑器の実施形態を提供する。示された実施形態は、カルマンフィルタを使用する。図３ｂのブロック３６４のカルマンフィルタは、時間ｔ１ｔ２，．．．．，ｔｎにおいてｎ測定値｛ｙ１，ｙ２，ｙ２，．．．，ｙｎ｝が存在しているようなフィルタである。
【０１０２】
時間ｔｋにおける測定値は、装置からの加速度データ、または速度、または位置データの一部、またはデルタＶデータのような、またはＧＰＳ入力から若しくは加速度計データからの速度または位置データのサンプル、を含むことが可能で、これらの値は、｛ｙ１，ｙ２，ｙ２，．．．，ｙｎ｝のようなｙベクトルの値として配列される。
【０１０３】
処理は、１Ｈｚのサンプル速度で、ＧＰＳ情報に時間指標付けまたはサンプル指標付けされる。ＧＰＳサンプルの間で、システムは、測定値指標カウンタまたはｋカウンタを用いてすべての過去のサンプル及び状態を再処理して、１からｎまで計数される指標を供給する。
【０１０４】
処理は、以前のサンプル時間ｔｋにおけるシステム状態ベクトルの知識に基づく評価を取得するのに間に合うように戻るという目的を有する。ＧＰＳ位置データのような測定データは、１からｋのサンプルとして取得または受信されたときに指標付けされ、受信された最後のサンプルが、サンプルｎとして指標付けされた測定値である。
【０１０５】
図６は、開始時のプロセスの初期状態の知識に基づくｔ＝ｔ０における共分散行列Ｐ（０）＝Ｐ（ｔ０）の初期化により、ブロック６００にて開始する。ブロック６０２は、次いで、サンプル指標カウンタ、ｋカウンタが、１に設定されることを示し、そしてブロック６０４が、ｔがｔｎより大きいかどうか検査する試験をする。時間がｔｎより小さいか等しい場合には、試験は、ブロック６０６に進み、指標カウンタを１だけ増加する。
【０１０６】
ブロック６０８は、システム状態ベクトルまたは評価した状態ベクトルを時間ｔｋ−１から時間ｔｋに伝搬するステップを表す。記号φｋ−１は、システム式または伝達関数を表す。伝達関数φｋ−１は、システムの状態ベクトルｘを時間ｋ−１から時間ｋに伝搬する。状態行列「ｘ」として表された状態ベクトルは、次元が１×「ｍ」である列行列である。共分散行列Ｐは、次元が「ｍ」×「ｍ」である。
【０１０７】
処理は、ブロック６１０に進む。このステップでは、フローチャートは、共分散行列Ｐをｔｋ−１から時間ｔｋに、式
【数３７】
を用いて伝搬する。この式では、項Ｐｋは、状態ベクトルオーバキャップｘｋのフィルタにかけられた評価に関する誤差共分散である。伝達関数φｋ−１及びその転置行列φｋ−１Ｔは、上で導入されている。項Ｑｋ−１は、プロセスノイズの共分散行列である。
【０１０８】
ブロック６１２では、処理は、時間ｔ＝ｔｋに対するカルマンフィルタゲインを計算する。記号Ｇｋは、カルマンゲインを表す。項Ｈｋは、時間ｔ＝ｔｋにおける測定または観測行列であり、ＨｋＴは、時間ｔ＝ｔｋにおける測定値行列の転置行列を表す。測定値行列は、典型的には、Ｖｘ，Ｖｙのような要素から形成される。ｙベクトルまたは測定値ベクトルは、Ｈ行列と状態ベクトルｘの生成物から形成され、該生成物は、測定値ノイズ行列に加えられる。
【０１０９】
ブロック６１２の記載の括弧内で、誤差共分散行列Ｐｋは、測定値行列の転置行列ＨｋＴを掛け合わされる。そして、２つの生成物は、測定値行列Ｈｋを掛け合わされる。生成物の結果は、Ｒｋ，測定値ノイズベクトルの共分散行列に加えられる。
【０１１０】
Ｒｋ行列は、システム技術者により経験に基づく試験を通して集められた情報から得られる。システム技術者は、各測定変数についての履歴的なノイズデータを集めることにより、どのノイズが、各センサと対応するのか判定する。Ｈｋ行列は、所与であり、ハードウェア及び装置に依存する。カルマンゲインが決定され、そしてブロック６１４の状態ベクトルの評価を更新するために使用される。各測定が行われるとき、カルマンゲインは、それ自体、状態の組み合わせの関数である。例えば、発射体の速度は、ｘ及びｙ速度成分の結果であり得る。結果は、各測定値の線形の組み合わせである。
【０１１１】
処理は、ブロック６１４に進み、システム状態評価ベクトルが、時間ｔｋに対して、式
【数３８】
を用いて更新される。項Ｈｋは、項オーバーキャップｘｋに掛け合わされる。結果は、ｙｋから減算される。結果は、カルマンゲインと掛け合わされて以前に評価した状態ベクトルオーバーキャップｘｋに加えられた観測可能な差である。
【０１１２】
オーバーキャップｘｋのマイナス記号は、それが、ｋ番目の更新の少し前の状態を表すことを示す。サンプル指標「ｋ」は、１からｎまでの値の範囲であり得て、ここでｎは直近の更新の時間指標である。上付き文字のない状態変数は、状態変数値が更新直後に存在する値であることを示す。記号オーバーキャップｘは、状態ベクトルｘのｋ番目の評価を表す。ｙｋ測定がされると、ｋ番目の更新が、ｙｋ測定値に対して実行される。測定指標「ｋ」は、移動指標である。
【０１１３】
時間ｔ＝ｔｋにおける状態ベクトルを、ブロック６１４の式を評価することにより更新した後、処理は、ブロック６１６の式に進む。
【数３９】
は、共分散行列Ｐｋを更新するために使用される。行列Ｉは、単位行列である。その要素のすべては、１である主対角要素を除いてゼロである。単位行列の次元は、ＧｋとＨｋ行列の生成物に合致する。共分散行列の計算に必要な値のすべては、以前のステップから利用可能である。
【０１１４】
Ｐｋ行列の計算後、処理は、ブロック６１６を離れ、判別ブロック６０４に移動して戻り再度ｔ＞ｔｎかどうかを検査する試験をする。時間がｔｎに達すると、測定値のすべては、処理されている。いかなる追加の測定もなされないはずである。結果「ｙｅｓ」は、処理をシナリオ完了ブロック６１８に移動させて、作業は完了する。飛行が１００秒継続され、ＧＰＳに位置測定を１秒に１回提供させた場合、１００ＧＰＳサンプルが存在するはずであり、サンプル指標ｋは、１から１００まで増加されたはずである。指標「ｋ」は、１００を超えることはできない。
【０１１５】
図７ａ及び７ｂは、固定間隔平滑器を形成し、図７ａは、前進経路を提供し、図７ｂは、後退経路を提供する。図７ａは、ブロック７００を除いて図６のブロックと機能が同一であるように見える。処理は、ブロックを出て、図７ｂの上にも見られるブロック７０２に進む。処理がサンプル指標カウンタ、すなわちｋカウンタをｎの現在の指標値に設定するとき、後退掃引が、ブロック７０４で開始する。図７ｂの後退掃引処理の目的は、測定値指標カウンタ「ｋ」が、ｋ＝ｎ，ｎ−１，ｎ−２，．．．，１に減少されるとき、平滑器評価ｘｓ（ｋ）＝オーバーキャップｘ（ｋ｜ｎ）と平滑器誤差共分散Ｐｓ（ｋ）＝Ｐ（ｋ｜ｎ）を、すべてのｎ測定値を用いて計算することである。ｘｓ（ｋ）の記述及びＰｓ（ｋ）の記述の下付き文字「ｓ」は、平滑化された変数を示す。
【０１１６】
処理は、ブロック７０６に進み平滑器ゲインを計算する。
【数４０】
【０１１７】
（ｋ｜ｋ）のような項の「ｋ」に続く垂直バーは、行列が、ｋ番目の測定を含みｋ番目の測定までのすべての測定に対して評価されることを意味する。後退掃引は、前進掃引の完了後にのみ開始する。すべてのｋ測定値は、前進掃引の完了時に利用可能である。すべてのｋデータ点は、固定された間隔を形成し、ｔｋからｔ１に戻るすべてのｎ測定値は、後退掃引中に使用される。
【０１１８】
共分散行列Ｐ（ｋ｜ｋ）は、時間ｔ＝ｋにおける伝達関数φｋの転置行列と掛け合わされる。
【０１１９】
ブロック７０６の最も右の項は、すべてのｋ測定値を用いて、時間ｔｋ＋１における共分散行列Ｐ（ｋ＋１｜ｋ）の逆行列である。「ｋ」に続く垂直バーは、ｋまでの測定に対するデータのすべてが使用されるべきであることを示す。
【０１２０】
そして、処理は、ブロック７０８に進む。ブロック７０８の式の目的は、すべてのｎ測定値を用いて平滑化状態ベクトルオーバーキャップｘ（ｋ｜ｎ）を計算することである。ブロック７０８の式は、
【数４１】
である。
【０１２１】
ゲイン行列Ａ（ｋ）は、ブロック７０６から利用可能である。等号後の第１項は、測定ｋまでのすべての測定データを用いたｋ番目の状態ベクトル評価である。括弧内の第１項、項オーバーキャップｘ（ｋ＋１｜ｎ）は、測定ｎまでのすべての測定値を用いた、時間ｋ＋１における状態ベクトルの評価を表す。括弧内の第２項オーバーキャップｘ（ｋ＋１｜ｋ）は、時間ｔｋまでのすべての測定値を用いた、時間ｋ＋１における状態ベクトルの評価である。差は、第２項が第１項から差し引かれて計算される。結果は、ゲイン行列と掛け合わせられ、生成物は、オーバーキャップｘ（ｋ｜ｋ）に加えられる。
【０１２２】
そして、処理は、ブロック７１０に進んで平滑化共分散行列を式
【数４２】
から計算する。
【０１２３】
等号後の第１の共分散Ｐ（ｋ｜ｋ）は、ｋ番目の更新までのすべてのデータを使用する。括弧内の第１の共分散項Ｐ（ｋ＋１｜ｎ）は、測定ｎまでの測定からのデータのすべてを使用する。括弧内の第２の共分散項Ｐ（ｋ＋１｜ｋ）は、ｋ番目の更新までのデータそれぞれのみを使用する。共分散差は、括弧内の共分散項から計算される。そして、共分散差項は、ゲイン行列と掛け合わされて、結果は、Ｐ（ｋ｜ｋ）に加えられる。
【０１２４】
平滑化共分散評価が計算された後、処理は、ブロック７１２に進み、測定値指標カウンタをｋからｋ−１に減少させる。そして、処理は、ブロック７１４に進み、測定値指標行列ｋが１より大きいかどうかを判定する試験がされる。ループまたはサイクルが継続し、各「ｎｏ」判別に、ブロック７０６への戻りサイクルがｋ＝１まで続く。ｋ＝１のとき、ブロック７１４での試験は、「ｙｅｓ」判別の結果となり、処理は、ブロック７１６、後退掃引完了ブロックに進む。ブロック７１６は、発射体がその目標近傍にあるとき、プログラムの完了を送信する。
【０１２５】
当業者は、本発明の観点及び精神から逸脱しないで、望ましい実施形態の種々の応用及び変形が構成可能であることを理解するであろう。したがって、添付のクレームの範囲内で、本発明は、ここで特別に説明したようなもの以外にも実行可能であることが理解されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【０１２６】
【図１】機内ＧＰＳ受信器、機体フレームに結合された一組の加速度計、複数のアンテナ、及び本発明のプロセスを実行するための機内コンピュータカードを装備した発射体または無人飛行装置の斜視分解図である。
【図２】打上げ機、及び軌跡周りの飛行誤差エンベロープ領域を有する所望の軌跡を示す。
【図３ａ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図３ｂ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図３ｃ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図３ｄ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図４】典型的な座標系を示し、回転角を規定する飛行機の斜視模式図である。
【図５】回転角計算における機能ステップについてのブロック図である。
【図６】典型的なカルマンフィルタにおけるステップ及び交互回転角を計算するためのフローチャートである。
【図７ａ】図７ａは、典型的な平滑器における前進フィルタステップのフローチャートである。
【図７ｂ】図７ｂは、典型的な平滑器における後退フィルタステップのフローチャートである。
【図８】ＧＰＳ信号ジャミングの存在時の回転する発射体上の複数のアンテナにより受信された時間依存性のＧＰＳ信号を図解する。
【図９】発射体を航路に案内するための外部空力表面を有する発射体を図解する。
【図１０】図１０ａ，１０ｂ及び１０ｃは、それぞれ、本発明の例示的な実施形態にかかる、１以上の供給口と、１以上の排出口とを有する発射体の側面、上面及び上面図を示す。
【図１１】図１１ａ及び１１ｂは、本発明の例示的な実施形態にかかる、発射バレルから打上げ中、打上げ後の、飛行中に発射体を案内するのに使用するために、打上げガスを発射体に事前充填することを許容するように配置された供給口を有する発射体を図解する。
【図１２】図１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅは、本発明の例示的な実施形態にかかる発射体を図解する。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、切換え推進手段と、案内システムからの指令に応じて発射体の飛行経路を調整するための空力運動または気体推進を用いた推進手段と、ＧＰＳ信号のような姿勢判定及び評価手段を含み、発射体の回転角度の評価のための第１及び第２の線形加速度計からの信号、ピッチ角度評価のための追加の第３の加速度計からの情報に対応して構成された案内システムと、を用いた航空機または発射体案内の分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
解決されるべき通常の問題は、合理的な信頼性を有して最も低い費用で、既知の地理的位置を用いて、目標に発射された発射体を案内する方法である。本出願は、案内システムからの指令に応じて発射体の飛行経路を調整するために、空力運動及び／又は気体推進に基づく種々の切換え推進手段を提供することにより、その問題の一部を扱う。また、本出願は、打上げからの発射体の軌道の評価と、打上げ直後の発射体の初期条件と、打上げまたは発射時の発射体用に計算された理想的な軌道に対する方向及び高度とに基づいて、案内システムが、適切な指令を判別して推進システムに通信することを可能にするための手段を提供する。
【０００３】
解決されるべき問題への従来のアプローチは、ＧＰＳ受信器及び回転計のみに依存する案内システムにより制御される外部空力表面、例えば先尾翼を使用した。しかし、残念なことに、外部表面は、例えば打上げバレル内から、発射体を打ち上げることの困難さを発生させ、ＧＰＳ信号は、ジャミングに脆弱である可能性がある。したがって、外部空力表面、例えば先尾翼が使用される場合には、打上げ筒（バレル）干渉を最小限にし、発射体加速及び空力抵抗による先尾翼上に印加される大きい力に適応するために、追加の装備がされなければならない。さらに、不正でないＧＰＳ信号の信頼性のある受信及び処理、例えばＧＰＳ信号の保護を確実にするために、追加の手段が組み込まれることが必要となることがある。
【０００４】
空力表面を制御するための追加のアプローチは、ＧＰＳ受信器、回転計、及びシステムの費用をさらに増加させる３軸ジャイロスコープに依存してきた。しかし、なお、上述した第１のアプローチのように、ＧＰＳ信号が失われると、その飛行を通じて発射体に作用する可能性のある外力を考慮するいかなる機構も存在しないので、このアプローチは、ＧＰＳ信号の不正に脆弱なままである。
【０００５】
ＧＰＳ信号妨害に対する脆弱さに関する従来の試みは、ＧＰＳ信号との干渉を防止するか、または、限定されたＧＰＳデータを用いた演算を可能にすることに、焦点が当てられた。限定されたＧＰＳデータを用いた演算を可能にする試みは、典型的には、発射体機内の慣性装置の性能及び／又は機能を増大させることを含んでいた。例えば、発射体の外力への反応を考慮するための上述した第２のアプローチの不可能性に関して、ＧＰＳ信号が失われる可能性のあるとき、追加の加速度計が、システムに組み込まれて外力に対する発射体の反応を補償することを可能にする、すなわち、センサパッケージが、完全なＩＭＵを構成する可能性がある。飛行機用のジャイロスコープ装置は、周知で、鉄製ロータ及び同調ロータジャイロ、環状のレーザジャイロ、多発振器ジャイロ、零ロックジャイロ（ＺＬＧ）、光ファイバジャイロ、ＨＲＧまたは半球または筒状セラミック共鳴ジャイロのような共鳴ジャイロ等のような多数の技術で利用可能である。
【０００６】
しかし、残念なことに、追加のジャイロスコープ装置及び／又は加速度計の組み合わせは、パッケージ内に既にあるジャイロのために、非常に費用がかかると考えられる。さらに、そのような装置の使用は、発射体の操作エンベロープに追加の制約を与える。例えば、ジャイロスコープ装置は、典型的には、破壊モード及び１５，０００〜３０，０００Ｇｓの範囲の打上げ加速度に関連する不確実性に直面する。さらに、これらの技術の使用は、通常、費用重量及び出力散逸という付随する欠点を伴って、飛行機が、ジンバルを備えた、または、吊り下げられた装置に少なくとも１つのジャイロを保持することを必要とする。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
したがって、目標に発射体を案内し、一方、発射体外部の空力表面の依存性を除外し、ＧＰＳ信号との干渉、例えばジャミングに対するシステム及び処理の脆弱さを最小限にするまたは排除するシステムまたは処理の必要性が存在する。このため、ＧＰＳ信号妨害及び／又は限定されたＧＰＳデータの存在時に、発射体の案内を提供する、改良され、費用対効果のあるシステム及び処理を有することが有利であろう。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明のシステム及びプロセスの第１の例示的な実施形態に対応して、ジャイロなしの発射体が、実質的に発射体の内部の切換え推進手段を用いて、目標に向かって案内される。切換え推進手段は、ＧＰＳ信号と３軸加速度計とに依存する案内システムにより制御される。案内システムは、加速度計の３軸からのデータとともにＧＰＳ位置データ及びＧＰＳデルタ速度データに応答してピッチ、回転及び偏揺れの発射体の推定姿勢を判定する、コンピュータ導入プロセスを使用する。ＧＰＳ受信器により受信されるＧＰＳ信号により供給されるデータから知られる発射体の位置を用いて、機体内ＧＰＳ受信器が必要な数の衛星を追跡した後、コンピュータ導入プロセスは、航行座標における発射体の姿勢を判定し、発射体の軌跡の時間指標記録を生成する。軌跡の時間指標記録のデータは、フィルタにかけられ、滑らかにされる。発射体が回転すると、加速度計は、発射体に作用する力と発射体の回転速度とを測定するために使用される。本発明のいくつかの代替的な実施形態では、ＧＰＳは、初期照準及び速度誤差の計算のための、及び打上げ前に発射バレル内に配置されたときの加速度計の較正のためのデータを供給するために使用される。
【０００９】
例示的な実施形態では、切換え推進手段は、実質的に発射体内に配置された１以上の空力表面を有する。この実施形態に対応して、例示的な発射体は、上昇された全圧力（動圧）を有するガス供給を受けるように配置された、すなわち発射体の先端表面に配置された１以上の供給口を有する。さらに、発射体は、局所的な静圧が、１以上の供給口で実現される圧力より低い場所に、例えば発射体の側縁または後縁に、ガスを発射体から排出可能にするように配置された１以上の排出口を有する。供給口は、案内システムによりともに制御されるガス計量手段及びガス案内手段を介して、排出口と連通する。供給口を通して受けられたガス量を操作することにより、及び／又は、排出口を通して発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作することにより、案内システムは、有効に、発射体を目標に案内することが可能である。
【００１０】
他の例示的な実施形態では、同様に、発射体は、同様のガス計量手段及びガス案内手段を介してガスチャンバと連通する１以上の排出口を有する。この実施形態に対応して、高圧ガスが、燃焼を介して、あるいは、打上げ前または打上げ中に発射体に予め充填することにより、または圧縮された流体容積を生成する当該分野で知られた他の手段により、実行される化学プロセスを介して供給可能である。ガスチャンバに供給する例示的な方法は、化学反応、すなわち単推進剤、複推進剤、固体推進剤、液体推進剤、及び固体／液体混成推進剤の燃焼を含む。打上げ前の発射体への事前充填のための例示的な方法は、チャンバに圧縮流体を供給し、チャンバが充填されると同時に供給口を閉じることを含む。打上げ中の発射体への事前充填の例示的な方法は、打上げ筒（例えば発射バレル）内部からの高圧ガスがチャンバに流入することを許容するように発射体の口を開放すること、及び発射体が打上げ筒を出る前、または出た直後に口を閉じることを含み、これにより、チャンバに圧縮ガスを充填する。したがって、案内システムは、排出口を通って発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作して発射体を目標に有効に案内することが可能である。
【００１１】
案内システムに関する費用は、必要とされる発射体の飛行精度に依存する、使用されなければならない加速度計の精度に依存する可能性があることが注記されるべきである。費用が減少されるべき場合には、打上げ後のＧＰＳ信号へより大きく依存し、より低い精度の加速度計が、使用可能である。それ故、費用を減少する一方で発射体の飛行精度の合理的な水準を保持するために、より大きくＧＰＳ信号データに依存しなければならない。このため、本発明の観点は、ＧＰＳ信号の改良された信頼性を提供する。
【００１２】
例示的な実施形態では、ＧＰＳ信号データは、１以上の衛星から送信され、発射体の１以上のアンテナにより受信されたＧＰＳ信号から取得可能である。１以上のＧＰＳ信号のジャミングを受ける蓋然性が存在する場合には、各ＧＰＳ信号を監視し、各ＧＰＳ信号がジャミングを受けているかどうかを検出するために、１以上の対応するＧＰＳ信号ジャミング検出器が、含まれ得る。そのようなジャミングが検出される場合、ジャミング防止器が、ＧＰＳ信号保護処理に組み込まれるであろう。
【００１３】
例示的なＧＰＳ信号保護処理は、発射体に、発射体の切換え推進手段を介して、回転のような周期的な動作をさせる、または周期的な動作を維持すること、及び発射体の周期的な動作を利用して、ジャミングされたＧＰＳ信号を検出し、排除するように、そして例えば選択的かつ周期的にジャミングを示すＧＰＳ信号を回避することによりジャミングされない信号の信頼性のある処理を可能にするように、ＧＰＳ信号を採取することを含み得る。発射体が周期的動作の各サイクル、すなわち各回転旋回を通して進行するとき、各１以上のアンテナは、各１以上の衛星からＧＰＳ信号を受信するように周期的に配置されるであろうことが注記されるべきである。このため、衛星からの少なくとも１つのＧＰＳ信号が、ジャミングされない条件でアンテナにより受信可能である状態を維持される限り、各１以上のアンテナは、例えば回転姿勢の少なくとも一部の間、周期的にジャミングを受けないであろう。
【００１４】
その代わりに、発射体動作が、１以上のアンテナが、発射体がスピンしていないような場合に、ジャミングされないＧＰＳ信号を連続して受信するように向けられたままであることを許容する場合、例示的なＧＰＳ信号保護処理は、１以上のアンテナにより受信されたＧＰＳ信号がジャミングを受けていないかどうかを検出すること、及びＧＰＳ受信器を切り換えてジャミングされていない信号のみ使用することを含み得る。例示的な実施形態のような場合には、発射体は、スピンまたは回転されることは必要ではないことが注記されるべきである。したがって、この保護処理は、回転安定化されていない発射体に組み込み可能である。また、この実施形態に対応して、アンテナが、スリップリングのような機構を介して、発射体の本体から解離可能であることが注記されるべきである。したがって、発射体は、スピンまたは回転安定化される一方で、アンテナは、１以上の衛星に関して固定された指向を維持される。同様に、発射体は、静止可能な一方で、アンテナは、１以上の衛星についての、周期的な動き、例えばスピンを受ける。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１は、ジャイロなしの発射体案内システム１０の、発射体１２の分解斜視図に配置された例示的な実施形態の主要構成要素を模式的に示す。発射体１２は、砲（図示せず）から発射された後の飛行を示されている。
【００１６】
発射体は、直交物体固定座標系を有して示されている。回転φの回転速度成分は、長手方向の軸Ｘｂ、ピッチ軸Ｙｂ及び偏揺れ軸Ｚｂを有する。図４は、対応する直交物体座標系を有する飛行機を示す。回転φ、ピッチθ及び偏揺れΨの回転速度成分が、図４に規定されている。局所水準の固定された地球航行座標系も、図４に示されている。遊動角が零であるとき、ＹＮ軸は、典型的には、子午線に平行であり、真北を向く。ＸＮ軸は、経線の平行線に平行であり、東を向き、ＺＮ軸は、重力ベクトルとして、地表から延びる。角度αは、航行システムで、特異位置に遭遇することなく地極を横断するために使用される。操作中、発射体加速度及び速度のような時間指標データ要素の成分は、下付符号「ｂ」により示される物体座標から、従来の方向余弦行列を用い、符号Ｎにより示される地球基準座標データ要素に変換される。
【００１７】
再度図１を参照して、ジャイロなしの発射体案内システムにより案内される発射体は、３軸加速度計１４を有する。３軸は、Ｘｂ軸に沿って測定されたｘ軸加速度データを提供するｘ軸加速度計と、Ｙｂ軸に沿って測定されたｙ軸加速度データを提供するｙ軸加速度計と、Ｚｂ軸に沿って測定されたｚ軸加速度データを提供するｚ軸加速度計とを有する。バンド１６により表されるＧＰＳアンテナとモジュール１８により表されるＧＰＳ受信器は、組み合わせて、地球基準航行座標における機体ＧＰＳ位置データと、高度データと、ＧＰＳ速度データとを供給する手段を表す。代替的なアンテナパターン８８，８９は、１以上の衛星７８，７９からのＧＰＳデータを受信するように構成されている。アンテナパターン８８，８９とアンテナバンド１６のみが示されているが、任意の数、任意の構成、及び／又は、任意の向きのアンテナが、発射体上に包含可能であることが注記されるべきであり、各アンテナは、異なる方向または方向範囲からの信号を受信するように構成され配置されている（例えば各アンテナパターンは異なる方向または方向範囲に向けて配置されたローブを有する）。同様に、１つのＧＰＳ受信器１８のみが示されているが、発射体に組み込まれた特定の数、構成及び向きのアンテナを介して受信されたＧＰＳ信号の処理に適合するように、複数のＧＰＳ受信器が組み込み可能であることが注記されるべきである。
【００１８】
モジュール２０は、時間指標付けされたＧＰＳ位置データ及びＧＰＳ速度データを記憶し、アクセスするため、ここで説明するＧＰＳ信号保護処理を組み込むため、及び、ｘ、ｙ及びｚ軸加速度データを物体座標から航行座標に変換するための、コンピュータ、メモリ及びプログラム手段の機能を提供する案内プロセッサを表す。加速度データは、配列されて、ＧＰＳ位置データ及び速度データ用の時間指標と共通の時間指標を有する。回転計２２は、地球磁場における発射体の回転の角速度を表す飛行中のａｃ信号を供給する。
【００１９】
モジュール２６により表され、そのために発射体を予め定められた目標位置に案内する際に使用する飛行制御及び弾道データシステムに現在の位置、速度及び加速度データを供給するプログラムの各時間指標反復のための発射体の地球基準航行座標に関する回転、ピッチ及び偏揺れの時間指標付けされた評価の対応する組を計算し、出力するため、モジュール２０上のコンピュータ、メモリ及びプログラム手段は、対応する時間指標付けされた加速度データ、ＧＰＳ速度データ及び位置データを受信して応答する。
【００２０】
目標位置への軌跡上に発射体を維持するため、飛行制御及び弾道データシステムは、外部制御表面、例えば先尾翼２８のような切換え推進手段に指令を供給することにより、発射体を制御する。解決されるべき問題への従来のアプローチは、ＧＰＳ受信器及び回転計のみに依存した案内システムにより制御される、外部空力表面、例えば先尾翼を使用した。上述したように、外部に組み込まれた制御表面は、例えば打上げバレル内部からの、発射体を打ち上げる困難さを発生させることが注記されてきた。したがって、外部空力表面、例えば先尾翼が使用される場合には、打上げ筒（バレル）を最小限にし、発射体加速及び空気力学的抵抗により先尾翼に印加される大きな力に適合するため、追加の装備が、されなければならない。
【００２１】
図９は、飛行時の発射体を案内するための外部空力表面を有する発射体の例示的な実施形態を図解する。図９に示すように、空力表面２８，３０は、発射体の外部表面の周りの種々の位置に配置可能であり、発射体の外部を通過して流れるガスが、発射体の姿勢、すなわち向きを変更するように、または、発射体の飛行経路を変更して目標に発射体を案内するために、制御表面に作用するであろうように、空力表面２８，３０は、作動可能である。
【００２２】
さらに、本発明は、発射体を目標に案内するための、内部に組み込まれた切換え推進手段を提供する。例えば図１０ａ，１０ｂ及び１０ｃに示すように、例示的な発射体１０００は、実質的に自由流れ方向１００２に発射体の先端部を通る流体１００１の流れを許容し、流体１００１が発射体１０００の内部を通過することを許容し、流体１００１を変更された方向１００３に発射体１０００から排出させることにより、案内システムからの指令に応答するように構成可能である。例示的な実施形態では、発射体は、上昇した全圧力（静圧と動圧の組み合わせ）を有する流体１００１の供給を受け入れるように配置された、例えば発射体１０００の先端部１００４に配置された、１以上の供給口１０１１を有する。さらに、局所的な静圧が１以上の供給口１０１１で実現される圧力よりも低い場所で、例えば発射体１０００の側縁１０３２または後縁１０３３で、流体１００１が発射体１０００から排出することを可能にするように、発射体１０００は、１以上の排出口１０３１を有する。供給口１０１１は、案内システムによりともに制御される、ガス計量手段１０２１とガス案内手段１０２２とを介して、排出口１０３１と連通している。ガス計量手段１０２１は、それにより発射体が飛行可能な流体（例えば、空気、水）の流れ速度を（通路の断面積を変更することにより）制御する当該分野で知られた弁を有することが可能であることが注記されるべきである。また、ガス案内手段１０２２は、内部制御表面、例えば、作動時に、発射体１０００に存在する流れを自由流れ方向以外の方向に向けるように、一定の角度で自由流れ方向１００２に向けて配置可能である内部先尾翼または流れ管、を有することが可能であることも注記されるべきである。
【００２３】
発射体１０００内を流れる流体１００１の運動量は、発射体１０００に入る、すなわち供給口１０１１における初期状態から、発射体１０００から出る、すなわち排出口１０３１における最終状態まで変更されるので、力が発射体１０００に作用して、発射体１０００の線形運動量を変化させるであろう。排出口が配置され、排出流れの方向が、発射体の排出口１０３１と重心１０８０を排出流れベクトルが通過しないように制御される場合には、モーメントが発射体１０００に印加されて発射体１０００の角運動量を変化させ、すなわち発射体の回転を変化させる。また、この実施形態に対応して、ガス計量手段１０２１及びガス案内手段１０２２の作動は、発射体１０００の飛行経路及び／又は向きの所望の変更または変更の組み合わせを達成するように、１以上の所望の発射体１０００の向きと一致する時間に設定可能であることが注記されるべきである。したがって、供給口１０１１を通して受け入れられた流体１００１の量を操作し、排出口１０３１を通って発射体１０００から排出する流体１００１の方向及び／又は速度を操作し、発射体の重心と並列にまたは並列でなく排出口を配置し、及び／又は、切換え推進手段の作動の時間を合わせることにより、案内システムは、発射体１０００を目標に有効に案内可能である。
【００２４】
他の例示的な実施形態では、図１１ａ及び１１ｂに示すように、同様に、発射体は、同様のガス計量手段１１２１とガス案内手段１１２２とを介して、ガスチャンバと連通する１以上の排出口１１３１を有する。より詳細には、図１１ａ及び１１ｂは、発射バレルからの打上げ中及び打上げ後、打上げ気体、例えば燃焼された発射粒子または他の推進剤の生成物が、飛行中の発射体１１００を案内する際に使用するために発射体１１００に事前充填することを許容するように配置された供給口１１１１を有する例示的な発射体１１００を図解する。
【００２５】
図１１ａに示すように、供給口１１１１は、開放可能な一方で、発射体１１００は、バレル１１７７内にある。したがって、高圧打上げガスは、チャンバ１１１８に入って加圧することを許容される。次いで、図１１ａに示すように、供給口１１１１は、発射体が打上げ筒に存在する前または直後のいずれかに閉じられ、これにより、チャンバ１１１８内に圧縮ガスの供給を保持する。ここで説明する他の例示的な実施形態と同様に、発射体１１００は、同様のガス計量手段１１２１とガス案内手段１１２２とを介してガスチャンバ１１１８と連通する１以上の排出口１１３１を有することが可能である。したがって、発射体を目標に有効に案内するために、案内システムは、ガス計量手段１１２１とガス案内手段１１２２とを作動して排出口１１３１を通って発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作可能である。粒子またはその他の望ましくない成分が、発射中に、チャンバ１１１８に入ることが許容される場合には困難に直面する可能性があることが注記されるべきである。困難、例えば、そのような成分に関連する、詰まり、塞ぎを解消するため、フィルタが、ガス軽量手段１１２１とガス案内手段１１２２とに組み入れ可能である。
【００２６】
図１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅに示すように、他の代替的な実施形態では、打上げ前または打上げ中に、燃焼を介して、あるいは、発射体１２００内のチャンバ１２１８に予め充填することにより、または、チャンバ１２１８内の流体の圧縮容積を生成する当該分野で知られた任意の他の手段により、発射体１２００内で実行されるその他の化学プロセスを介して、高圧ガスは、チャンバ１２１８に供給可能である。
【００２７】
図１２ａに示すように、打上げ前にチャンバ１２１８を予め充填する例示的な方法は、チャンバ１２１８に圧縮流体を充填すること、及びチャンバ１２１８が充填されるとすぐに供給口１２１１を閉じることを含む。したがって、上述したように、案内システムは、排出口１２３１を通って発射体から排出するガスの方向及び／又は速度を操作して発射体を目標に有効に案内可能である。図１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅに示すように、他の例示的な実施形態に対応して、燃焼を介して、または、流体の圧縮容積を生成する当該分野で知られた任意の他の手段により、発射体１２００内で実行されるその他の化学プロセスを介して、高圧ガスは、チャンバ１２１８に供給可能である。例えば、図１２ｂに示すように、圧縮ガスは、化学反応、例えば単推進剤または複推進剤の燃焼を通じてチャンバ１２１８に供給される。同様に、図１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅは、圧縮ガスが、化学反応、例えば、固体推進剤、液体推進剤、及び固体／液体混成推進剤の燃焼を通じてチャンバ１２１８に供給される。
【００２８】
カードまたはモジュール２６により表される飛行制御及び弾道データシステムの選択及び／又は構成は、設計上の選択であると考えられ、本発明の開示の対象ではない。さらに、発射体が、周期的に動作する、例えば回転する場合には、本発明は、制御表面の向きまたは他の切換え推進手段が、発射体を操縦するのに好適な方向に対応するのを待つことにより、軌跡補正がなし得ることを提供する。
【００２９】
また、本発明は、軌跡補正が大きく、発射体案内部が回転安定化される場合には、発射体は、発射体は回転停止可能で、補正がされる一方で、発射体は、回転安定化モードにある、ことを考慮する。そして、補正を完了した後、発射体は、回転する機体の状態に復帰可能である。本発明は、発射体の回転の向きを判定する機構を提供することにより、これらの可能性を与える。例えば、図３ｃを参照して、発射体の回転の向きは、１）回転ジャイロ、２）起動／停止に伴うＧＰＳ衛星の回転位置、３）多アンテナを有するＧＰＳ姿勢判定、４）磁気回転計を通じて判定可能である。
【００３０】
例示的な実施形態に対応して、ＧＰＳ信号データは、１以上の衛星７８，７９から送信されて発射体上の１以上のアンテナ８８，８９により受信されたＧＰＳ信号から取得可能である。さらに図３ｃを参照して、例示的な実施形態では、複数のＧＰＳアンテナパターン８８，８９は、ＲＦ処理手段９８，９９を通過したＧＰＳ信号を受信してＲＦ処理されたＧＰＳ信号３３４４を生成する。高速較正器３３５４及び回転参照部３３６４からの情報は、ＲＦ処理されたＧＰＳ信号とともにプロセッサ３３６４に送信される。信号３３４４，３３５４及び３３６４に基づいて、プロセッサ３３７４は、位置信号３３８１、速度信号３３８２、姿勢信号３３８３を生成する。
【００３１】
図３ｄに示すように、無線器３４２７により受信される前に、各ＧＰＳ信号３４０７は、低ノイズ分離器３４１７を通して送られることが可能である。また、例示的な実施形態では、各ＧＰＳ信号３４０７を観測し、各ＧＰＳ信号がジャミングを受けているかどうかを検出するために、１以上のＧＰＳ信号ジャミング検出器３４１８が、包まれ得る。そのようなジャミングが検出される場合、ジャミング防止器３４１９が、例えば、発射体のアンテナ部の周期的な動きに基づいて、ジャミングを示すＧＰＳ信号を選択的かつ周期的に回避可能なＧＰＳ信号保護処理に組み込み可能である。図３ｄに示すように、ジャミング検出器３４１８とジャミング防止器３４１９とは、回転参照部３４６７及びＧＰＳ受信器３４３７から情報を受信するシステムプロセッサ３４５７に信号を送信する。システムプロセッサ３４５７から受信した信号に基づいて、デジタルフィルタ３４２８は、Ｓ／Ｗ無線器３４２７からＧＰＳ信号を受信し、選択的にそれらのＧＰＳ信号のジャミングされていない部分をＧＰＳ受信器３４３７に送信する。そして、ＧＰＳ受信器３４３７は、予め記憶したデータ３４４７を使用して、ＧＰＳ信号を処理してシステムプロセッサ３４５７に送信する。最後に、システムプロセッサ３４５７は、回転基準３４６７とＧＰＳ信号を使用して、制御表面及び／又は切換え推進手段３４８７を作動させる自動操縦装置３４７７に信号を送信し、これによって発射体を目標に案内する。
【００３２】
例示的な実施形態では、ＧＰＳ信号保護処理は、発射体に周期的な動作をさせ、または周期的な動作（例えばスピン、回転、またはさもなければ振動）を維持すること、及び発射体の周期的動作を用いて、ジャミングされたＧＰＳ信号を検出して排除し、ジャミングされていない信号の信頼性のある処理を可能にするように、ＧＰＳ信号を選択的に採取することを含む。発射体が、その周期的動作の各サイクルを通して（すなわち、各回転またはスピン旋回、振動あるいは他の周期的動作を通して）進行するとき、各１以上のアンテナ８８，８９は、各１以上の衛星７８，７９からＧＰＳ信号を受信するように周期的に配置されるであろうことが注記されるべきである。このため、衛星からの少なくとも１のＧＰＳ信号が１以上のアンテナによりジャミングされない状態で受信可能である限り、各１以上のアンテナは、例えば回転姿勢の少なくとも一部の間、周期的にジャミングを受けないであろう。
【００３３】
図８は、周期的動作、例えばスピンを受ける発射体上に組み込まれた３つの対応するＧＰＳアンテナ及び受信手段により受信された３つの例示的な時間依存性ＧＰＳ信号を示す。図８に示すように、第１のＧＰＳ信号は、発射体が概略３０度からの向きを通って概略２１０度の向きまで回転するときにジャミングを示す。同様に、第２のＧＰＳ信号は、発射体が概略１２０度からの向きを通って３６０度の向きまで回転するときにジャミングを示す。最後に、第３のＧＰＳ信号は、概略３６０度からの向きを通って概略３０度の向きまで回転するときにジャミングを示す。したがって、発射体が概略２１０度と概略３０度の間で回転するとき第１のアンテナに切り換え、発射体が概略３６０度と概略１２０度の間で回転するとき第２のアンテナに切り換え、発射体が概略３０度と概略３６０度の間で回転するとき第３のアンテナに切り換え、発射体が概略３０度と概略２１０度の間で回転するとき第１のアンテナを切り、発射体が概略１２０度と概略３６０度の間で回転するとき第２のアンテナを切り、発射体が概略３６０度と概略３０度の間で回転するとき第３のアンテナを切ることにより、実質的に連続したジャミングされないＧＰＳ信号受信可能である。
【００３４】
さらに図１を参照して、１つの実施形態では、打上げ後、ジャイロなしの発射体案内システム１２からバス３２を介して供給される情報を使用して、ＧＰＳ信号の受信を最適化するように、発射体を回転停止し、発射体の上部を概略空へ配置し、または、さもなければ、アンテナパターン８８，８９を向けるように、飛行制御及び弾道データシステム２６は、予めプログラムされている。この実施形態に対応して、発射体が回転停止された後、加速度計は、解放されて作動される。そして、コンピュータ、メモリ及びプログラム手段は、機体速度の評価を含む状態行列の第１の評価と更新とを実行する。この例示的な実施形態に対応して、発射体の動作が、１以上のアンテナ８８，８９がジャミングされないＧＰＳ信号を連続して受信するように向けられて維持されることを許容するような場合には、ジャミング防止器３４１９は、１以上のアンテナにより受信されるＧＰＳ信号３４０７がジャミングを受けないことを検出し、１以上のＧＰＳ受信器１８を切り換えて、またはさもなければ１以上のＧＰＳ受信器にジャミングされていない信号のみを使用させることが可能である。このことを達成するために、コンピュータ導入処理、すなわち案内システムは、１以上のアンテナが実質的に連続してジャミングされないＧＰＳ信号を受信することを許容するように、発射体にＧＰＳアンテナの向きと受信手段とを維持させるように構成可能である。
【００３５】
そのような例示的な実施形態では、発射体は、スピンまたは回転する必要はないことが注記されるべきである。したがって、この保護処理は、回転安定化されていない発射体に組み込み可能である。また、この実施形態に対応して、アンテナは、スリップリングのような機構を介して発射体の本体から分離可能である。したがって、発射体は、スピンまたは回転安定化され得る一方、アンテナは、１以上の衛星に関して、固定された向きに維持されることが注記されるべきである。同様に、発射体は、静止可能な一方で、アンテナは、１以上の衛星に関して、周期的な動作、例えばスピンを受ける。
【００３６】
このため、本発明に対応して、例えばアンテナをスリップリングを介して発射体の本体から解離することにより、発射体は、スピンまたは回転安定化のいずれかかが可能である。いかなるジャミングされないＧＰＳ信号も実質的に連続して受信不能な場合には、ジャミング防止手段は、発射体に周期的な動作をさせて、ジャミングを示すＧＰＳ信号を選択的かつ周期的に回避させるように構成可能である。
【００３７】
他の例示的な保護処理は、ＲＦ信号からデジタル信号へのＧＰＳ信号の直接変換と、自動ゲイン制御の組み込みとを含む。そのような実施形態では、各ＧＰＳ信号は、高速アナログデジタル変換器により受信されると同時に、または直後に変換可能である。そして、デジタルＧＰＳ信号は、デジタル的に組み込まれた自動ゲイン制御回路を通過可能である。アナログデジタル変換器と自動ゲイン制御回路の両者は、ＧＰＳ無線受信器に組み込み可能である。
【００３８】
例示的な実施形態では、システムは、発射前に初期化されるように構成可能である。この実施形態に対応して、発射体の発射前に、システムは、どの衛星が、発射体の軌跡を通じて各アンテナパターン８８，８９の視界（ＦＯＶ）にあるか、及びどの衛星７８，７９の組み合わせが軌跡についての最良のＧＤＯＰを与えるかを判定し、メモリに記憶可能である。この情報は、利用可能なその他の補正データとともに受信器１８に予め記憶される。
【００３９】
例示的な実施形態では、図３ｄに示すように、ＧＰＳ信号３４０７は、低ノイズ増幅器３４１７を通して、高速アナログデジタル変換器（例えば１４ビットの分解能を有する５ギガビット／秒アナログデジタル変換器）を有することが可能な無線受信器３４２７に送信される。また、無線受信器３４２７は、デジタル的に組み込まれた自動ゲイン制御回路を有することができる。そして、信号は、一組のデジタルフィルタ３４２７と１以上のジャミング検出器３４１８に送られる。分離フィルタ３４２７が、ＴＯＡ計算に使用される各予め選択された衛星７８，７９用に組み込み可能であることが注記されるべきである。また、デジタルフィルタ３４２７は、各予め選択された衛星の周波数を帯域通過するようにリアルタイムで動的に同調可能である。帯域通過の中心は、発射体と衛星の間のドップラー運動に対して調整されたＧＰＳ搬送周波数になるであろう。そして、ＧＰＳ信号は、ＧＰＳ受信器３４３７に送られて、高速デジタル較正器を介して各予め選択された衛星の既知のコードに対して較正され、位置と速度とが判定される。
【００４０】
機体が回転する場合、ｄｃまたは定常状態信号から加速度計ａｃ信号を分離することにより、速度情報が抽出される。発射体が回転すると、ピッチ及び偏揺れ加速度計は、正弦波関数として変化する信号を出力する。機体が回転しない場合、データが抽出され、必要に応じてＤＣＭ（方向余弦行列）を用いて、物体座標系から地球基準航行座標系に変換される。
【００４１】
図２は、発射体を目標に向けて発射する可動砲兵器を示す。示された式で、オーバーアローＸ（ｔ）Trueは、時間に関数として発射体の計算された真正位置を表すベクトル量である。オーバーアローＸ（ｔ）Nominalは、理想の軌跡上の発射体の理想位置を表すベクトルである。オーバーアローＸ（０）Errorは、打上げ前の時間零における発射体の位置誤差を表すベクトルである。オーバーアローＸ（ｔ）Errorは、航行装置誤差とＧＰＳと誤差から発生する誤差の蓄積による発射体の位置の誤差を表すベクトルである。図は、イベントの順序を示し、機体案内のない従来の砲術を用いた発射体の打上げから発生する可能性のある目標誤差を表す楕円を結ぶ破線の誤差予想範囲を模式的に描く。連続線の漏斗状領域は、漸進的に減少して、機体案内のない軌跡に対する目標誤差より非常に小さい限界値に接近する機上ＧＰＳの位置誤差を模式的に示す。本発明のジャイロなしの発射体案内システム１０は、３軸加速度計を使用してリアルタイムの物体参照データをコンピュータ、メモリ及びプログラム手段に供給して、ＧＰＳからのリアルタイムの位置データを確定し、発射体の姿勢を出力する。出力は、カルマンフィルタにかけられ、図１に示すモジュール２６により表される飛行制御及び弾道データシステムに、漏斗状領域により画定される領域に発射体を操縦するのに使用するための補助ＧＰＳ位置データとともに、連結される。
【００４２】
図３ａ及び３ｂは、ジャイロなしの発射体案内システム１０により使用されるデータフローの実施形態を模式的に示す。破線ブロック３００は、初期化プログラムを実行して、目標位置の外部入力、発射体を打ち上げる兵器の地理的位置、発射体タイプ、バレルのピッチ配置、打上げ筒のピッチ角度、物体座標における３つの加速度成分ａｘ，ａｙ，ａｚからなる３軸の出力、回転角φ、スピン計３０８からの回転速度オーバードットφ、のようなデータソースから受信されたデータを処理する。発射制御及び弾道コンピュータは、利用可能なデータを処理し、打上げ前に、初期配向角度、物体固定角速度、現在位置及び初期速度成分のような初期状態データを送信する。スピン計３０８と３軸３０４は、それぞれ信号経路３１４，３３３を介してその出力を直接、初期発射体状態評価に供給する。すべての初期条件は、発射制御及び弾道機能３０２のような外部ソースから、電気、磁気、または光学リンク、あるいはおそらく機械的リンクを介して発射体に入力されることが最も可能性がある。砲が機体に装備されたと仮定した場合には、初期条件は、機体慣性案内コンピュータからの機体速度、圧、変位のようなデータ、可能であれば砲が初期状態情報を受け取るステーションについての砲の座標を含むように拡張されなければならない。
【００４３】
また、発射制御及び弾道機能３０２は、零基準を提供するため、回転指標情報をスピン計３０８に供給する。スピン計３０８は、数度の精度まで、回転角φｂと回転速度オーバードットφｂの推定値を供給する。発射制御及び弾道機能３０２は、発射体に提供される予想弾道軌跡を予備計算する。この弾道情報は、加速度情報、または発射制御及び弾道機能３０２から直接のデータとともに、評価プロセスの初期に発射体の初期状態ベクトルと姿勢とを判定するために使用される。アルゴリズムは、加速度計とＧＰＳデータの両方が状態評価に利用可能なときに開始される。また、発射制御及び弾道機能３０２は、発射体の向きと位置についての一組の初期状態を、信号経路３２０を介して、新規目標状態の評価機能３２２から、適合試験の誤りの結果として、受け取る。
【００４４】
発射制御及び弾道機能３０２は、初期の物体状態評価、オーバーアローＶ０、オーバーアローｘ０を、信号経路３２４を介して、平滑化処理機能ブロック３４４に送信し、一組の姿勢状態評価を、信号経路３３０を介して、姿勢ファイル３３２の初期姿勢角度配列の初期状態評価に送信する、初期発射体状態評価に、一組の初期の状態評価を出力する。
【００４５】
回転カウントデータを発射制御及び弾道機能３０２に供給した回転またはスピン計３０８は、また、回転カウントデータを信号線３３３を介して初期発射体状態評価機能ブロック３１２と、発射体の全回転角度φ（ｎ）が蓄積され、時間指標付けされて、経路３５１を介して姿勢評価アルゴリズム３７２に送信される機能ブロック３５０により図３ｂに示される時間指標スピン計測定データメモリ配列とに供給する。スピン計技術は、成熟した技術である。Ａｌｌｉａｎｔ Ｔｅｃｈｓｙｓｔｅｍｓ Ｃｏｍｐａｎｙは、２０ｍｍの発射体に適合するのに十分な小さいスピン計を開発したということである。このため、より大きい直径の発射体用の回転計は、本発明のシステムでの使用のために購入可能で困難なく処理可能な製品である。回転計の出力は、地磁気場により発射体が回転するとき正弦波出力である。
【００４６】
初期発射体状態機能ブロック３１２は、方位角Ψ、ピッチ角θ及び回転角φ０に対する初期の姿勢状態評価値を図３ｂの姿勢ファイル３３２に初期値として供給する。
【００４７】
物体座標の３つの加速度成分ａｘ，ａｙ及びａｚからなる３軸３０４の出力は、信号経路３３８を介して時間指標物体参照変化を加速度データファイルメモリ配列３４０に送信するために、ブロック３３６により表される機能により処理される。加速度データファイルメモリ配列３４０は、時間指標付け加速度データ要素の配列を平滑化処理機能ブロック３４４に連結する。
【００４８】
ブロック３４４のフィルタリング及び平滑化処理は、この開示で後の図６，７ａ及び７ｂに関連して説明される。平滑化処理は、現在の加速度計データとともに、姿勢、速度及び位置の初期評価を使用して、物体座標の発射体の速度と位置を判定する。平滑化処理の出力は、信号経路３４６を介して、物体慣性変換機能ブロック３４８に連結される、速度及び位置に対する状態ベクトル評価、オーバーアローＸＢ（ｎ）、オーバーアローＶＢ（ｎ）である。
【００４９】
ＧＰＳ測定データ機能ブロック３５６は、周期的に、時間指標付け速度及び位置データ、オーバーアローＶ（ｎ）及びオーバーアローＸ（ｎ）を受け取り、該データを、信号経路３５８を介して、機能ブロック３６０として示すコンピュータ、メモリ及びプログラム手段メモリの時間指標付け配列に送信される。ＧＰＳ速度及び位置データは、信号経路３６２を介して、機能ブロック３６４により表されるカルマンフィルタに送信される。カルマンフィルタは、発射体の評価された現在位置及び速度ベクトルのフィルタにかけた値を、信号経路３６８を介して、適合誤差試験機能ブロック３７０と、姿勢評価アルゴリズム機能ブロック３７２とに送信する。姿勢ファイル３３２は、時間指標付けされ評価された姿勢角度及び姿勢角速度データを、信号経路３７４を介して、姿勢評価アルゴリズム機能ブロック３７２に、送信経路３７８を介して弾道評価機能ブロック３７６に地球基準航行座標で送信する。弾道評価は、経路３７５を介した補正された初期位置及び初期速度情報と、経路３７８からのすべての過去の姿勢及び姿勢速度の履歴とをともに、発射体の既知のモデル特性を使用して、現在の位置及び速度データのモデル化された評価を、経路３８２を介して、姿勢評価アルゴリズム３７２に供給する。
【００５０】
フィルタにかけられた直交物体座標系の物体ベクトル評価、オーバーアローオーバーキャップＸＢ（ｎ）ベクトル、オーバーアローオーバーキャップＶＢ（ｎ）ベクトルは、信号経路３４６を介して、物体慣性変換ブロック３４８に送信される。物体慣性変換ブロック３４８は、信号経路３８４，３８６を介して評価された姿勢角度及び姿勢角速度を受け取り、状態ベクトル評価を直交物体座標系での記述から地球基準航行座標系のベクトルに、地球基準航行座標系の位置及び速度評価まで、Ａｃａｄｅｍｉｃ Ｐｒｅｓｓにより１９９３年に出版された、「航空アビオニクスシステム、現代的統合」という題名のＧｅｏｒｇｅ Ｓｉｏｕｒｉｓによるテキストで説明されたような従来の方向余弦変換を用いて処理する。この評価プロセスは、測定した回転カウンタデータを用いて、及び新規の初期状態情報に基づく新規の弾道軌跡を計算することにより、簡略化され改良され得る。
【００５１】
物体慣性変換ブロック３４８は、地球基準航行座標の評価された位置及び速度状態ベクトル評価を、信号経路３８８を介して、状態ベクトル評価がカルマンフィルタにかけられたＧＰＳ位置及び速度と比較される適合誤差試験機能ブロック３７０に出力する。統計学的意味で、評価プロセスをＧＰＳ位置及び速度とＧＰＳについての誤差より良好に適合させることは可能ではない。２つの状態ベクトルの間の差の誤差が、ＧＰＳ誤差の１倍または２倍より小さい場合には、アルゴリズムは、適合が、「統計学的に十分良好」であることを宣言して停止し、測定されたデータ点が到着するのを待機する。試験が通過すると、位置、速度、姿勢及び姿勢速度の評価が使用されて、評価された位置のｎ−１番目の位置と姿勢時間指標付けメモリ配列とを更新する。
【００５２】
試験が失敗すると、アルゴリズムは、初期発射体状態の新規な一組を摂動アルゴリズムを介して評価し、解が、予め定められた適合誤差基準内に収束するまで、評価プロセスを再度繰り返す。試験が失敗すると、初期の位置、速度、姿勢及び姿勢速度を調整し、評価した状態データの改良された組を、信号経路３２０を介して、初期発射体状態評価機能ブロック３１２に、追加のサイクルのために連結する、新規の初期目標状態の評価機能ブロック３２２に、フェール信号は、経路３９０を介して連結される。反復は、初期条件が調整されて１秒後にＧＰＳデータを用いた次の反復が続く機能ブロック３７０からのパス信号を取得するまで継続する。
【００５３】
以前に説明したように、ＧＰＳ及びＧＰＳ信号の保護への過剰な依存を回避するため、より高速に実行する慣性装置（例えば、１００マイクロｇより良好な水準で実行する慣性装置）が使用可能である。ＨｏｎｅｙｗｅｌｌのＶＢＡ加速度計と、出願人、カリフォルニア州９１６３７、ウッドランド ヒルズ、Ｎｏｒｔｈｒｏｐ Ｇｒｕｍｍａｎ Ｉｎｃ．のＬｉｔｔｏｎ Ｇｕｉｄａｎｃｅ＆Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｄｉｖ．から供給されるシリコン加速度計とが、そのような能力を有する。
【００５４】
Ａｌｌｉａｎｔ ＴｅｃｈｓｙｓｔｅｍｓのＧＰＳ受信器は、本発明のシステム及びプロセスでの使用のために利用可能である。Ａｌｌｉａｎｔ ＧＰＳは、十分な処理能力を有するタイプ５０９プロセッサと、ユーザソフトウェアを記憶するために使用可能な別体のメモリと、この用途のシステムプロセッサとを使用する。Ａｌｌｉａｎｔ受信器は、マルチＲＦフロントエンドを用いて構成されて、発射体が回転するときのＧＰＳ信号を保護する手段としてマルチアンテナ入力に適合する。また、ＧＰＳ５０９プロセッサは、データを処理し、慣性データをＧＰＳで積分するために使用可能であり、カウンタデータを変換する。ソフトウェアは、５０９プロセッサに組み入れられて、３軸加速度計から速度情報を抽出し、センサからのデータを積分する。
【００５５】
その代わりに、費用が削減されなければならない場合には、非常により低い精度の加速度計が、打上げ後のＧＰＳ信号へのより大きい依存性を伴って使用可能である。上述したように、例示的な実施形態では、ＧＰＳ信号データは、１以上の衛星７８，７９から送信され、１以上のアンテナ８８，８９により受信されたたＧＰＳ信号から取得可能である。各ＧＰＳ信号３４０７を観測し、各ＧＰＳ信号３４０７がジャミングを受けているかどうかを検出するために、１以上のＧＰＳ信号ジャミング検出器３４１８が、含まれ得る。そのようなジャミングが検出された場合、ジャミング防止器３４１９は、図３ｄに示すように、システムプロセッサ３４５７に存するＧＰＳ信号保護処理を組み込み可能である。
【００５６】
例えば、ジャミング防止器３４１９は、システムプロセッサ３４５７に、発射体が、回転またはスピンのような周期的な動作をする、または周期的な動作を維持するようにさせることができる。周期的動作の各サイクルを通して、すなわち各回転旋回を通して、発射体が進行するとき、各１以上のアンテナ８８，８９は、各１以上の衛星７８，７９からＧＰＳ信号を受信するように配置可能である。このため、衛星からの少なくとも１つのＧＰＳ信号が、ジャミングされない状態で、１以上のアンテナにより可能に維持される限り、各１以上のアンテナは、周期的に、例えば回転姿勢の少なくとも一部の間、ジャミングを受けないであろう。
【００５７】
その代わりに、ジャミング検出器３４１８が、１以上のＧＰＳ信号で、ジャミングを検出しない、または、実質的なジャミングの欠如を検出する場合、ジャミング防止器３４１９は、ＧＰＳ信号３４０７の受信を最適化するようにシステムプロセッサ３４５７に、発射体を回転停止させて、発射体の上面を空へ概略向けさせ、あるいは、さもなければアンテナパターン８８，８９を向ける。この実施形態に対応して、発射体が回転停止された後、加速度計は、解放されて作動される。そして、コンピュータ、メモリ及びプログラム手段が、機体速度の評価を含む状態行列の第１の評価と更新とを実行する。この例示的な実施形態に対応して、ジャミング防止器３４１９は、１以上のＧＰＳ受信器１８を切り換え、または、さもなければ、１以上のＧＰＳ受信器またはシステムプロセッサ３４５７に、ジャミングされない１以上のアンテナにより受信されたジャミングされないＧＰＳ信号のみを使用させる。
【００５８】
案内される発射体の回転角度は、典型的には、ジャイロまたはジャイロプラットフォームにより提供される。発射体の回転角度を特徴付ける回転角度信号は、飛行制御システムが、先尾翼のような飛行制御表面を駆動し、必要に応じて発射体を左または右に回転させ、揚力表面からの揚力を使用して発射体の飛行方位を目標に向けられたものに変更することを可能にする。ジャイロからの信号なしに、３軸からの加速度計出力とＧＰＳからの位置及び速度信号とを使用して、発射体の回転角度を生成する、機械的、及びそれ故、コンピュータプログラム可能なプロセスを提供することが、本開示の目的である。
【００５９】
この技術的な説明は、以下の表記を使用する。オーバーバーｘは、分解のいかなる特定の基準フレームも有しないベクトルを示す。オーバーバーｘｂは、物体フレームまたは発射体フレームと称される座標フレームに分解されたベクトルを示す。物体フレーム座標を含む、ここで説明するすべての座標フレームは、重心のような発射体の本体の一定の位置、または、基準点「Ｏ」として示された原点から延び、前方または正の「ｘｂ」軸方向、右または正の「ｙｂ」軸方向及び正の「ｚｂ」軸方向の下方に延びる直交３軸を形成するｘ、ｙ及びｚ軸を有する右手直交フレームである。少なくとも２つの加速度計が、ｙｂ軸及びｚｂ軸に沿った物体フレームに固定されて並列に配置される。ｂ−フレームの主軸は、慣性センサの出力軸と一致し、原点「Ｏ」を横切る。対象である第２の座標フレームは、図４の下部に示すように、東、北及び上方向に一致するＸ，Ｙ及びＺ主軸を有する地理的または地球基準航行座標系またはフレームである。
【００６０】
ベクトルの下付記号は、ベクトルの特定の特性または識別を示すために使用される。行列は、大文字で示される。下付Ｎ上付ｂＣは、ベクトルをＮ−フレームまたは航行フレームから物体フレームに変換する、すなわちオーバーアローｘｂ＝下付Ｎ上付ｂＣオーバーアローＸＮ、方向余弦行列（ＤＣＭ）を示す。量の時間依存性は、時間変数または指数の周囲の丸括弧で示される。例えば、下付Ｎ上付ｂＣ（ｔ１）は、航行座標から時間ｔ１における物体フレーム座標への変換のためのＤＣＭの値を示す。下付Ｎ上付ｂＣ（ｔ１）の転置は、物体座標から時間ｔ１における航行フレーム座標への変換のためのＤＣＭ、下付ｂ上付ＮＣ（ｔ１）を提供する。
【００６１】
変数の増分は、記号Δで示される。例えば、Δオーバーバーｘは、予め定められた時間間隔にわたるベクトルオーバーバーｘの増分を示す。変数の誤差は、記号δで示される。例えば、δオーバーバーｘは、ベクトルオーバーバーｘの誤差を示す。＝記号は、概略または実質的に等価であることを示す。
【００６２】
センサ及び配向
【００６３】
２つの加速度装置では、第１の加速度計は、物体の右側から外側に延びるｙｂ物体軸の沿った加速度を感知するように配置される。第２の加速度計は、原点から下方に延びて偏揺れ軸を形成するｚｂ物体軸に沿った加速度を感知するように配置される。回転変数の計算には必要ではないが、第３の加速度計は、ｘｂまたは前方軸に沿った加速度を感知するように配置される。
【００６４】
回転角度計算
【００６５】
加速度計出力は、以下の式に応じて、物体座標から航行座標値に分解される。
【数１】
ここで、Ａｂは、物体座標の加速度ベクトルを表し、括弧付きＨ，Ｐ及びＲ演算子｛Ｈ｝Ｔ、｛Ｐ｝Ｔ、｛Ｒ｝Ｔは、それぞれ、機体または発射体固定座標系の回転、ｘｂについて、ピッチ、ｙｂについて、飛行方位または偏揺れ、ｚｂについて、に対する物体から航行座標への正回転ＤＣＭ変換ステップの転置を表し、その順序で、固定航行または地球基準の東、Ｘ、北、Ｙ、及び上、Ｚ軸に沿った成分を有する航行座標の機体加速度の要素として、加速度ベクトルＡＮを得る。
【００６６】
ＤＣＭ｛Ｔ｝は、北、東、下系から東、北、上フレームへ、物体基準加速度データを変換するユニタリ行列であり、以下のように定義される。
【数２】
【００６７】
発射体の加速度系の３軸からの加速度Ａｂのデータ要素は、１秒のような予め定められた時間増分にわたって積分されて、以下の式に応じて、航行座標の速度の変化分を得る。
【数３】
【００６８】
加速度計データに基づく速度の変化分の各計算と同時に、ＧＰＳデータが、速度の変化分を計算するために使用される。ＧＰＳデータは、既に航行座標である。以下の式が用いられる。
【数４】
【００６９】
二重積分が、物体の航行フレーム変換とともに、物体加速度計データについて実行されて、以下の式を用いて、物体フレームから変換された加速度計データに基づいて位置の変化を得る。
【数５】
【００７０】
加速度計データに基づく位置の変化分、ΔＰＮの各計算では、ＧＰＳデータは、位置の実質的に等価なＧＰＳ変化分を計算するために使用される。以下の式が用いられる。
【数６】
【００７１】
式群
【００７２】
ＤＣＭ行列とその転置行列の生成物は、単位行列である。したがって、
【数７】
【００７３】
式３から、以下のように、ＧＰＳデータからの速度成分の変化、または加速度成分の変化を、加速度計データからの加速度成分に関連付けることが可能である。
【数８】
【００７４】
式５から、以下のように、ＧＰＳデータからの位置成分、または速度成分の変化を、加速度計データからの速度成分に関連付けることが可能である。
【数９】
【００７５】
ピッチ、飛行方位及びユニタリ変換ＤＣＭが、群化され、または多重化されて単一のＤＣＭ、｛Ｑ｝を形成する場合には、時間増分は、簡単のために、１秒となるように選択される（しかし、任意の時間増分が式で使用可能であることが理解されるべきである）。
【数１０】
【００７６】
式７ａのΔＴに１を、式７ｂのΔＴ２に１を代入して、式７ａ及び７ｂの両辺にユニタリ、飛行方位及びピッチＤＣＭの転置行列を、その順序で掛け合わせると、以下の式を提供する。
【数１１】
【００７７】
Ｃｏｓθを表すＣＰ、Ｓｉｎθを表すＳＰ、ＣｏｓΨを表すＣＨ、ＳｉｎΨを表すＳＨ、Ｃｏｓφを表すＣＲ、Ｓｉｎφを表すＳＲを用いて、物体から航行座標への回転変換のための６つのＤＣＭは、
【数１２】
【００７８】
物体が砲から発射された発射体である場合、ピッチ角度は、発射時のバレルの角度であり、飛行方位は、バレルが発射時の真北を用いて作り出す角度Ψである。両者は、システムからの初期化から利用可能であり、時間についての標準軌跡に近似することが予想され、従って形式的に知られている。
【００７９】
｛Ｑ｝の要素は、８ａ，１０ａ及び１０ｂから知られ、緩やかに変化すると考えられ、そこで｛Ｑ｝を
【数１３】
と置く。
【００８０】
式９ａ及び９ｂを書き換え、｛Ｐ｝｛Ｈ｝｛Ｔ｝に対する結果の｛Ｑ｝に、ΔＴ＝１秒及びΔＴ２＝１秒を代入して、
【数１４】
を与える。
【００８１】
左辺と右辺を置き換える。
【数１５】
【００８２】
回転ＤＣＭは、１０ｃで特徴付けられ、加速度計データは、ベクトルであるので、
【数１６】
【数１７】
ここで、オーバーキャップｘｂ、オーバーキャップｙｂ及びオーバーキャップｚｂは、物体軸に沿う単位ベクトルである。
【００８３】
式１３ａ及び１３ｂは、以下のように書き換えられる。
【数１８】
【００８４】
ＧＰＳからの増分加速度計及び速度データは、固定航行座標で使用可能にされて２つの３要素ベクトルを形成する。
【数１９】
ここで、オーバーキャップｘ、オーバーキャップｙ及びオーバーキャップｚは、東、北及び上座標フレーム系の基本単位ベクトルである。
【００８５】
１５ａ及び１５ｂの｛Ｑ｝に対する行列は、以下のように１６ａ及び１６ｂのベクトルと掛け合わされる。
【数２０】
【００８６】
１７ａ及び１７ｂの左辺が掛け合わされて左辺に３×１行列を形成する。
【数２１】
【００８７】
すなわち、式１８ａ及び１８ｂの左辺のベクトルの第１要素ａ１は、回転角度成分を有さず、何故なら、それは、機体の長手方向の軸下方の加速度を表すからであり、そのため、第２及び第３行の式を残して削除される。式１８ａ及び１８ｂから、
【数２２】
【００８８】
１９ａ及び１９ｂの左辺は、書き換え可能で、以下のように２×２行列掛ける２×１行列を形成する。
【数２３】
【００８９】
２０ａと２０ｂを結合して
【数２４】
を得る。
【００９０】
回転角度の計算は、以下の定義を使用する。
【数２５】
は、加速度計係数行列である。
【数２６】
は、ピッチ／飛行方位係数行列である。
【数２７】
は、ＧＰＳ情報ベクトルであり、
【数２８】
は、未知の回転量である。式２０ｃを書き換えて、
【数２９】
を与える。
【００９１】
α１行列は、４×２行列である。オーバーバーχ１は、２×１ベクトルである。式２１をオーバーバーχ１について解くと、式２１は、２つの未知数（ＣＲ，ＳＲ）の４つの式を表すことがわかり、続けて式２１の両辺にα１Ｔを掛け合わせて、
【数３０】
を与える。
【００９２】
両辺に、α１Ｔα１の生成物の逆行列を前から掛け合わせて、
【数３１】
を与える。
【００９３】
したがって、
【数３２】
ので、回転角度は、
【数３３】
である。
【００９４】
この手順は、続いて、追加の採取時間に対して、以下のように、重複決定された（overdetermined）システムを再度解く。ｔ＝ｔ２の場合、２つの未知数（ｃｏｓＲ，ｓｉｎＲ）を有する８つの式が存在し、ｔ＝ｔｎの場合、２つの未知数（ｃｏｓＲ，ｓｉｎＲ）を有する４ｎの式が存在することになる。
【００９５】
反復解は、以下のように式を重ねる（すなわち、ｔ＝ｔ２の場合）ことにより見出される。
【数３４】
ここで、α１，β１及びオーバーバーＭ１は、上で定義されている。新たな変数α２，β２及びオーバーバーＭ２は、ｔ＝ｔ２における値を表す以外、α１，β１及びオーバーバーＭ１と同一の構成を有する。また、オーバーバーχ２は、ｃｏｓＲ，ｓｉｎＲの値を表して２つのデータサンプルにわたって変数を使用する。したがって、ｔ＝ｔ２における解は、以前のようにつまり以下のように得られる。
【数３５】
【００９６】
同様にｔ＝ｔｎにおいてｎデータサンプルについて
【数３６】
【００９７】
一般化された発射体または機体について、我々は、ピッチ及び飛行方位係数行列用のデータを必要とする。飛行方位及ピッチ（ジャイロなし）は、地上航跡（ａｒｃｔａｎＶｎ／Ｖｅ）と、飛行経路角度（垂直速度の逆正接または高度の変化速度、及び、デルタＰ北とＨｏｎｅｙｗｅｌｌから入手可能なデルタコンパスとから決定されるような地上速度）からのピッチとから近似可能である。上空風が既知である場合、上空風は、飛行方位を補正するために使用可能であり、迎え角が既知である場合には、迎え角は、ピッチ角度を補正するために使用可能である。
【００９８】
図５は、ブロック図であり、図５は、回転角度の計算に必要なプロセス機能の概略を模式的に提供するブロック図である。ＧＰＳ受信器、ブロック５００は、位置採取器５０２及び速度採取器５０４を介して位置及び速度データを提供する内部コンピュータで示される。各採取器は、各々の採取器遅延器５０６，５０８を有する。採取器の出力は、Δ位置及びΔ速度であり、このデータは、回転評価（反復解）機能ブロック５１０に連結される。加速度計ブロック５１２は、以前に説明した物体軸と並んで配置された加速度計３軸を表す。加速度ａｘの成分は、図１に示すように、発射体の長手方向の軸と並列に配置される。加速度ａｘの成分は、１秒から次の１秒の飛行中、非常に緩やかに変化する。加速度ａｙの成分は、横航跡加速度であり、ａｚは、上軸に沿った加速度の成分であり、両者は、図１に示される。ピッチ飛行方位係数行列５１４は、ａｙ及びａｚ加速度計データを用いて初期化される。データ処理は、三角法の値に対して、現在のピッチ評価及び飛行方位評価を使用する。入力ΔＴは、１秒の望ましい値を有するように示される。ピッチ飛行方位係数行列は、回転評価機能ブロック５１０によるＧＰＳΔ位置及びΔ速度入力とともに用いられて、回転角度φ出力を、図１のブロック２６を含む飛行制御ブロック５１６に供給する。
【００９９】
平滑化
【０１００】
図３ａのブロック３４４により参照される平滑化処理は、これから、図６，７ａ及び７ｂの説明と関連して説明される。加速度計とＧＰＳ受信器とを有する本発明の発射体案内システムは、その飛行を通じて、打上げから現在位置までの発射体の過去の軌跡の平滑化された評価を、図１に示す飛行制御ブロック２６に、飛行制御ブロック２６が飛行方位または既知の目標位置までの発射体の地上航跡を調整することを許容する姿勢角度とともに、出力する。
【０１０１】
図６は、前進平滑器の実施形態を提供する。示された実施形態は、カルマンフィルタを使用する。図３ｂのブロック３６４のカルマンフィルタは、時間ｔ１ｔ２，．．．．，ｔｎにおいてｎ測定値｛ｙ１，ｙ２，ｙ２，．．．，ｙｎ｝が存在しているようなフィルタである。
【０１０２】
時間ｔｋにおける測定値は、装置からの加速度データ、または速度、または位置データの一部、またはデルタＶデータのような、またはＧＰＳ入力から若しくは加速度計データからの速度または位置データのサンプル、を含むことが可能で、これらの値は、｛ｙ１，ｙ２，ｙ２，．．．，ｙｎ｝のようなｙベクトルの値として配列される。
【０１０３】
処理は、１Ｈｚのサンプル速度で、ＧＰＳ情報に時間指標付けまたはサンプル指標付けされる。ＧＰＳサンプルの間で、システムは、測定値指標カウンタまたはｋカウンタを用いてすべての過去のサンプル及び状態を再処理して、１からｎまで計数される指標を供給する。
【０１０４】
処理は、以前のサンプル時間ｔｋにおけるシステム状態ベクトルの知識に基づく評価を取得するのに間に合うように戻るという目的を有する。ＧＰＳ位置データのような測定データは、１からｋのサンプルとして取得または受信されたときに指標付けされ、受信された最後のサンプルが、サンプルｎとして指標付けされた測定値である。
【０１０５】
図６は、開始時のプロセスの初期状態の知識に基づくｔ＝ｔ０における共分散行列Ｐ（０）＝Ｐ（ｔ０）の初期化により、ブロック６００にて開始する。ブロック６０２は、次いで、サンプル指標カウンタ、ｋカウンタが、１に設定されることを示し、そしてブロック６０４が、ｔがｔｎより大きいかどうか検査する試験をする。時間がｔｎより小さいか等しい場合には、試験は、ブロック６０６に進み、指標カウンタを１だけ増加する。
【０１０６】
ブロック６０８は、システム状態ベクトルまたは評価した状態ベクトルを時間ｔｋ−１から時間ｔｋに伝搬するステップを表す。記号φｋ−１は、システム式または伝達関数を表す。伝達関数φｋ−１は、システムの状態ベクトルｘを時間ｋ−１から時間ｋに伝搬する。状態行列「ｘ」として表された状態ベクトルは、次元が１×「ｍ」である列行列である。共分散行列Ｐは、次元が「ｍ」×「ｍ」である。
【０１０７】
処理は、ブロック６１０に進む。このステップでは、フローチャートは、共分散行列Ｐをｔｋ−１から時間ｔｋに、式
【数３７】
を用いて伝搬する。この式では、項Ｐｋは、状態ベクトルオーバキャップｘｋのフィルタにかけられた評価に関する誤差共分散である。伝達関数φｋ−１及びその転置行列φｋ−１Ｔは、上で導入されている。項Ｑｋ−１は、プロセスノイズの共分散行列である。
【０１０８】
ブロック６１２では、処理は、時間ｔ＝ｔｋに対するカルマンフィルタゲインを計算する。記号Ｇｋは、カルマンゲインを表す。項Ｈｋは、時間ｔ＝ｔｋにおける測定または観測行列であり、ＨｋＴは、時間ｔ＝ｔｋにおける測定値行列の転置行列を表す。測定値行列は、典型的には、Ｖｘ，Ｖｙのような要素から形成される。ｙベクトルまたは測定値ベクトルは、Ｈ行列と状態ベクトルｘの生成物から形成され、該生成物は、測定値ノイズ行列に加えられる。
【０１０９】
ブロック６１２の記載の括弧内で、誤差共分散行列Ｐｋは、測定値行列の転置行列ＨｋＴを掛け合わされる。そして、２つの生成物は、測定値行列Ｈｋを掛け合わされる。生成物の結果は、Ｒｋ，測定値ノイズベクトルの共分散行列に加えられる。
【０１１０】
Ｒｋ行列は、システム技術者により経験に基づく試験を通して集められた情報から得られる。システム技術者は、各測定変数についての履歴的なノイズデータを集めることにより、どのノイズが、各センサと対応するのか判定する。Ｈｋ行列は、所与であり、ハードウェア及び装置に依存する。カルマンゲインが決定され、そしてブロック６１４の状態ベクトルの評価を更新するために使用される。各測定が行われるとき、カルマンゲインは、それ自体、状態の組み合わせの関数である。例えば、発射体の速度は、ｘ及びｙ速度成分の結果であり得る。結果は、各測定値の線形の組み合わせである。
【０１１１】
処理は、ブロック６１４に進み、システム状態評価ベクトルが、時間ｔｋに対して、式
【数３８】
を用いて更新される。項Ｈｋは、項オーバーキャップｘｋに掛け合わされる。結果は、ｙｋから減算される。結果は、カルマンゲインと掛け合わされて以前に評価した状態ベクトルオーバーキャップｘｋに加えられた観測可能な差である。
【０１１２】
オーバーキャップｘｋのマイナス記号は、それが、ｋ番目の更新の少し前の状態を表すことを示す。サンプル指標「ｋ」は、１からｎまでの値の範囲であり得て、ここでｎは直近の更新の時間指標である。上付き文字のない状態変数は、状態変数値が更新直後に存在する値であることを示す。記号オーバーキャップｘは、状態ベクトルｘのｋ番目の評価を表す。ｙｋ測定がされると、ｋ番目の更新が、ｙｋ測定値に対して実行される。測定指標「ｋ」は、移動指標である。
【０１１３】
時間ｔ＝ｔｋにおける状態ベクトルを、ブロック６１４の式を評価することにより更新した後、処理は、ブロック６１６の式に進む。
【数３９】
は、共分散行列Ｐｋを更新するために使用される。行列Ｉは、単位行列である。その要素のすべては、１である主対角要素を除いてゼロである。単位行列の次元は、ＧｋとＨｋ行列の生成物に合致する。共分散行列の計算に必要な値のすべては、以前のステップから利用可能である。
【０１１４】
Ｐｋ行列の計算後、処理は、ブロック６１６を離れ、判別ブロック６０４に移動して戻り再度ｔ＞ｔｎかどうかを検査する試験をする。時間がｔｎに達すると、測定値のすべては、処理されている。いかなる追加の測定もなされないはずである。結果「ｙｅｓ」は、処理をシナリオ完了ブロック６１８に移動させて、作業は完了する。飛行が１００秒継続され、ＧＰＳに位置測定を１秒に１回提供させた場合、１００ＧＰＳサンプルが存在するはずであり、サンプル指標ｋは、１から１００まで増加されたはずである。指標「ｋ」は、１００を超えることはできない。
【０１１５】
図７ａ及び７ｂは、固定間隔平滑器を形成し、図７ａは、前進経路を提供し、図７ｂは、後退経路を提供する。図７ａは、ブロック７００を除いて図６のブロックと機能が同一であるように見える。処理は、ブロックを出て、図７ｂの上にも見られるブロック７０２に進む。処理がサンプル指標カウンタ、すなわちｋカウンタをｎの現在の指標値に設定するとき、後退掃引が、ブロック７０４で開始する。図７ｂの後退掃引処理の目的は、測定値指標カウンタ「ｋ」が、ｋ＝ｎ，ｎ−１，ｎ−２，．．．，１に減少されるとき、平滑器評価ｘｓ（ｋ）＝オーバーキャップｘ（ｋ｜ｎ）と平滑器誤差共分散Ｐｓ（ｋ）＝Ｐ（ｋ｜ｎ）を、すべてのｎ測定値を用いて計算することである。ｘｓ（ｋ）の記述及びＰｓ（ｋ）の記述の下付き文字「ｓ」は、平滑化された変数を示す。
【０１１６】
処理は、ブロック７０６に進み平滑器ゲインを計算する。
【数４０】
【０１１７】
（ｋ｜ｋ）のような項の「ｋ」に続く垂直バーは、行列が、ｋ番目の測定を含みｋ番目の測定までのすべての測定に対して評価されることを意味する。後退掃引は、前進掃引の完了後にのみ開始する。すべてのｋ測定値は、前進掃引の完了時に利用可能である。すべてのｋデータ点は、固定された間隔を形成し、ｔｋからｔ１に戻るすべてのｎ測定値は、後退掃引中に使用される。
【０１１８】
共分散行列Ｐ（ｋ｜ｋ）は、時間ｔ＝ｋにおける伝達関数φｋの転置行列と掛け合わされる。
【０１１９】
ブロック７０６の最も右の項は、すべてのｋ測定値を用いて、時間ｔｋ＋１における共分散行列Ｐ（ｋ＋１｜ｋ）の逆行列である。「ｋ」に続く垂直バーは、ｋまでの測定に対するデータのすべてが使用されるべきであることを示す。
【０１２０】
そして、処理は、ブロック７０８に進む。ブロック７０８の式の目的は、すべてのｎ測定値を用いて平滑化状態ベクトルオーバーキャップｘ（ｋ｜ｎ）を計算することである。ブロック７０８の式は、
【数４１】
である。
【０１２１】
ゲイン行列Ａ（ｋ）は、ブロック７０６から利用可能である。等号後の第１項は、測定ｋまでのすべての測定データを用いたｋ番目の状態ベクトル評価である。括弧内の第１項、項オーバーキャップｘ（ｋ＋１｜ｎ）は、測定ｎまでのすべての測定値を用いた、時間ｋ＋１における状態ベクトルの評価を表す。括弧内の第２項オーバーキャップｘ（ｋ＋１｜ｋ）は、時間ｔｋまでのすべての測定値を用いた、時間ｋ＋１における状態ベクトルの評価である。差は、第２項が第１項から差し引かれて計算される。結果は、ゲイン行列と掛け合わせられ、生成物は、オーバーキャップｘ（ｋ｜ｋ）に加えられる。
【０１２２】
そして、処理は、ブロック７１０に進んで平滑化共分散行列を式
【数４２】
から計算する。
【０１２３】
等号後の第１の共分散Ｐ（ｋ｜ｋ）は、ｋ番目の更新までのすべてのデータを使用する。括弧内の第１の共分散項Ｐ（ｋ＋１｜ｎ）は、測定ｎまでの測定からのデータのすべてを使用する。括弧内の第２の共分散項Ｐ（ｋ＋１｜ｋ）は、ｋ番目の更新までのデータそれぞれのみを使用する。共分散差は、括弧内の共分散項から計算される。そして、共分散差項は、ゲイン行列と掛け合わされて、結果は、Ｐ（ｋ｜ｋ）に加えられる。
【０１２４】
平滑化共分散評価が計算された後、処理は、ブロック７１２に進み、測定値指標カウンタをｋからｋ−１に減少させる。そして、処理は、ブロック７１４に進み、測定値指標行列ｋが１より大きいかどうかを判定する試験がされる。ループまたはサイクルが継続し、各「ｎｏ」判別に、ブロック７０６への戻りサイクルがｋ＝１まで続く。ｋ＝１のとき、ブロック７１４での試験は、「ｙｅｓ」判別の結果となり、処理は、ブロック７１６、後退掃引完了ブロックに進む。ブロック７１６は、発射体がその目標近傍にあるとき、プログラムの完了を送信する。
【０１２５】
当業者は、本発明の観点及び精神から逸脱しないで、望ましい実施形態の種々の応用及び変形が構成可能であることを理解するであろう。したがって、添付のクレームの範囲内で、本発明は、ここで特別に説明したようなもの以外にも実行可能であることが理解されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【０１２６】
【図１】機内ＧＰＳ受信器、機体フレームに結合された一組の加速度計、複数のアンテナ、及び本発明のプロセスを実行するための機内コンピュータカードを装備した発射体または無人飛行装置の斜視分解図である。
【図２】打上げ機、及び軌跡周りの飛行誤差エンベロープ領域を有する所望の軌跡を示す。
【図３ａ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図３ｂ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図３ｃ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図３ｄ】飛行軌跡の評価のための加速度計及びＧＰＳデータを処理するブロック図を示す。
【図４】典型的な座標系を示し、回転角を規定する飛行機の斜視模式図である。
【図５】回転角計算における機能ステップについてのブロック図である。
【図６】典型的なカルマンフィルタにおけるステップ及び交互回転角を計算するためのフローチャートである。
【図７ａ】図７ａは、典型的な平滑器における前進フィルタステップのフローチャートである。
【図７ｂ】図７ｂは、典型的な平滑器における後退フィルタステップのフローチャートである。
【図８】ＧＰＳ信号ジャミングの存在時の回転する発射体上の複数のアンテナにより受信された時間依存性のＧＰＳ信号を図解する。
【図９】発射体を航路に案内するための外部空力表面を有する発射体を図解する。
【図１０】図１０ａ，１０ｂ及び１０ｃは、それぞれ、本発明の例示的な実施形態にかかる、１以上の供給口と、１以上の排出口とを有する発射体の側面、上面及び上面図を示す。
【図１１】図１１ａ及び１１ｂは、本発明の例示的な実施形態にかかる、発射バレルから打上げ中、打上げ後の、飛行中に発射体を案内するのに使用するために、打上げガスを発射体に事前充填することを許容するように配置された供給口を有する発射体を図解する。
【図１２】図１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及び１２ｅは、本発明の例示的な実施形態にかかる発射体を図解する。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
発射体に装備され、回転、ピッチ、方位軸加速度データを提供する３軸加速度計を有する発射体と、
前記発射体に装備され、現在の位置データを提供し、更新するためのＧＰＳアンテナ及び受信手段と、
前記発射体に装備され、案内プログラムを実行するコンピュータ及びメモリと、
切換え推進手段と、
を備え、
前記案内プログラムは、前記回転、ピッチ及び方位軸加速度データと、時間指標付けされた回転、ピッチ及び方位軸角度、時間指標付けされた現在位置及び速度を計算して、前記発射体を予め定められた目標位置に案内する飛行制御システムに出力するための採取された現在位置データとに対応可能であり、
前記切換え推進手段は、前記案内プログラムに対応可能である、
加速度計とＧＰＳ受信器とを有する発射体案内システム。
【請求項２】
前記切換え推進手段は、前記発射体の外部に配置された１以上の制御表面を有する、請求項１の発射体案内システム。
【請求項３】
前記切換え推進手段は、該案内システムからの指令に応答して前記発射体の姿勢を変更するように構成された、請求項１の発射体案内システム。
【請求項４】
前記切換え推進手段は、該案内システムからの指令に応答して前記発射体の飛行経路を変更する、請求項１の発射体案内システム。
【請求項５】
前記切換え推進手段は、前記発射体の内部に配置された、請求項１の発射体案内システム。
【請求項６】
前記切換え推進手段は、ガス計量手段を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項７】
前記切換え推進手段は、ガス案内手段を有する、請求項６の発射体案内システム。
【請求項８】
前記切換え推進手段は、前記発射体の先端部に配置された１以上の供給口を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項９】
前記切換え推進手段は、前記発射体の側面に配置された１以上の排出口を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項１０】
前記切換え推進手段は、前記発射体の尾部に配置された１以上の排出口を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項１１】
前記切換え推進手段は、圧縮ガスを貯蔵するチャンバと前記チャンバに圧縮ガスを供給する手段とを有する、請求項６の発射体案内システム。
【請求項１２】
圧縮ガスを供給する前記手段は、前記発射体の打上げ中に、高圧の打上げガスを受け入れるように配置された供給口を有し、前記供給口は、打上げ中に、打上げガスの進入を許容し、打上げ後に、前記打上げガスを保持するように構成された、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１３】
前記ガス計量手段は、フィルタを有する、請求項１２の発射体案内システム。
【請求項１４】
前記ガス案内手段は、フィルタを有する、請求項７の発射体案内システム。
【請求項１５】
圧縮ガスを供給する前記手段は、前記発射体の打上げ前に、高圧の打上げガスを受け入れるように配置された供給口を有し、前記供給口は、打上げ前に、打上げガスの進入を許容し、打上げ後に、前記打上げガスを保持するように構成された、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１６】
圧縮ガスを供給する前記手段は、固体推進材を燃焼する燃焼装置を有する、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１７】
圧縮ガスを供給する前記手段は、液体推進材を燃焼する燃焼装置を有する、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１８】
圧縮ガスを供給する前記手段は、液体推進材と固体推進材の組み合わせを燃焼する燃焼装置を有する、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１９】
回転測定のための長手方向の軸またはｘ軸、ピッチ測定のためのｙ軸、及び偏揺れ測定のためのｚ軸を有する直交物体座標系を有する、打上げ後飛行中の発射体と、前記発射体は、前記ｘ軸に沿って測定されたｘ軸加速度データを供給するｘ加速度計、前記ｙ軸に沿って測定されたｙ軸加速度データを供給する加速度計、及び前記ｚ軸に沿って測定されたｚ軸加速度データを供給するｚ加速度計を有する３軸加速度計を少なくとも有し、
地球基準航行座標の機体ＧＰＳ位置及びＧＰＳ速度データを供給するためのＧＰＳアンテナ及び受信手段と、
時間指標付けされたＧＰＳ位置及びＧＰＳ速度データを記憶し、アクセスし、物体座標から航行座標に、前記ｘ、ｙ及びｚ軸加速度データを変換するコンピュータ及びメモリ及びプログラム手段と、前記加速度データは、配列されて、前記ＧＰＳ位置及び速度データと共通の時間指標を有し、
切換え推進手段と、
を備え、
前記プログラム手段は、対応する時間指標付けされた加速度データと、現在の位置、速度及び加速度データの各時間指標反復の局所水準について評価された発射体回転、ピッチ及び偏揺れ角度を計算して、前記発射体を予め定められた目標位置に案内する飛行制御システムに出力するためのＧＰＳ速度及び位置データとに対応可能であり、
案内プログラムは、前記回転、ピッチ及び方位軸加速度データと、時間指標付けされた回転、ピッチ及び方位軸角度、時間指標付けされた現在位置及び速度を計算して、前記発射体を予め定められた目標位置に案内する飛行制御システムに出力するための採取された現在位置データとに対応可能であり、
前記切換え推進手段は、前記案内プログラムに対応可能である、
ジャイロを有しない発射体案内システム。
【請求項２０】
ジャイロを有しない機体または発射体の案内のための発射体案内システム処理であって、前記機体は、打ち上げられて、回転測定のための長手方向の軸またはｘ軸、ピッチ測定のためのｙ軸、及び偏揺れ測定のためのｚ軸を有する直交座標系と、ｘ、ｙ及びｚ軸加速度を出力する３軸加速度計と、地球基準航行座標のＧＰＳ位置及びＧＰＳ速度データを供給するためのＧＰＳアンテナ及び受信手段とを有し、
プログラムを実行して一組の状態方程式の機能として前記発射体の軌跡を計算するコンピュータ及びメモリ手段を用いて、対応するｘ、ｙ及びｚ軸加速度データとともに、ＧＰＳ位置及び速度データを受信し、指標付けし、記憶し、
前記プログラムが、前記ｘ、ｙ及びｚ軸加速度データを局所水準の航行基準系に変換し、
前記プログラムが、時間指標付けされた状態方程式を解いて前記システムの評価された状態を更新し、
局所水準の座標の時間指標付けされたピッチ、回転及び偏揺れ角度を計算し、
前記プログラムが、対応する時間指標付けされた現在位置とともに、局所水準の座標の前記時間指標付けされたピッチ、回転及び偏揺れ角度を、前記発射体を目的地に案内する飛行制御システムに出力し、
前記飛行制御システムが、切換え推進手段を制御して、前記機体または発射体を案内する、
ステップを備える発射体案内システム処理。
【請求項１】
発射体に装備され、回転、ピッチ、方位軸加速度データを提供する３軸加速度計を有する発射体と、
前記発射体に装備され、現在の位置データを提供し、更新するためのＧＰＳアンテナ及び受信手段と、
前記発射体に装備され、案内プログラムを実行するコンピュータ及びメモリと、
切換え推進手段と、
を備え、
前記案内プログラムは、前記回転、ピッチ及び方位軸加速度データと、時間指標付けされた回転、ピッチ及び方位軸角度、時間指標付けされた現在位置及び速度を計算して、前記発射体を予め定められた目標位置に案内する飛行制御システムに出力するための採取された現在位置データとに対応可能であり、
前記切換え推進手段は、前記案内プログラムに対応可能である、
加速度計とＧＰＳ受信器とを有する発射体案内システム。
【請求項２】
前記切換え推進手段は、前記発射体の外部に配置された１以上の制御表面を有する、請求項１の発射体案内システム。
【請求項３】
前記切換え推進手段は、該案内システムからの指令に応答して前記発射体の姿勢を変更するように構成された、請求項１の発射体案内システム。
【請求項４】
前記切換え推進手段は、該案内システムからの指令に応答して前記発射体の飛行経路を変更する、請求項１の発射体案内システム。
【請求項５】
前記切換え推進手段は、前記発射体の内部に配置された、請求項１の発射体案内システム。
【請求項６】
前記切換え推進手段は、ガス計量手段を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項７】
前記切換え推進手段は、ガス案内手段を有する、請求項６の発射体案内システム。
【請求項８】
前記切換え推進手段は、前記発射体の先端部に配置された１以上の供給口を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項９】
前記切換え推進手段は、前記発射体の側面に配置された１以上の排出口を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項１０】
前記切換え推進手段は、前記発射体の尾部に配置された１以上の排出口を有する、請求項５の発射体案内システム。
【請求項１１】
前記切換え推進手段は、圧縮ガスを貯蔵するチャンバと前記チャンバに圧縮ガスを供給する手段とを有する、請求項６の発射体案内システム。
【請求項１２】
圧縮ガスを供給する前記手段は、前記発射体の打上げ中に、高圧の打上げガスを受け入れるように配置された供給口を有し、前記供給口は、打上げ中に、打上げガスの進入を許容し、打上げ後に、前記打上げガスを保持するように構成された、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１３】
前記ガス計量手段は、フィルタを有する、請求項１２の発射体案内システム。
【請求項１４】
前記ガス案内手段は、フィルタを有する、請求項７の発射体案内システム。
【請求項１５】
圧縮ガスを供給する前記手段は、前記発射体の打上げ前に、高圧の打上げガスを受け入れるように配置された供給口を有し、前記供給口は、打上げ前に、打上げガスの進入を許容し、打上げ後に、前記打上げガスを保持するように構成された、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１６】
圧縮ガスを供給する前記手段は、固体推進材を燃焼する燃焼装置を有する、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１７】
圧縮ガスを供給する前記手段は、液体推進材を燃焼する燃焼装置を有する、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１８】
圧縮ガスを供給する前記手段は、液体推進材と固体推進材の組み合わせを燃焼する燃焼装置を有する、請求項１１の発射体案内システム。
【請求項１９】
回転測定のための長手方向の軸またはｘ軸、ピッチ測定のためのｙ軸、及び偏揺れ測定のためのｚ軸を有する直交物体座標系を有する、打上げ後飛行中の発射体と、前記発射体は、前記ｘ軸に沿って測定されたｘ軸加速度データを供給するｘ加速度計、前記ｙ軸に沿って測定されたｙ軸加速度データを供給する加速度計、及び前記ｚ軸に沿って測定されたｚ軸加速度データを供給するｚ加速度計を有する３軸加速度計を少なくとも有し、
地球基準航行座標の機体ＧＰＳ位置及びＧＰＳ速度データを供給するためのＧＰＳアンテナ及び受信手段と、
時間指標付けされたＧＰＳ位置及びＧＰＳ速度データを記憶し、アクセスし、物体座標から航行座標に、前記ｘ、ｙ及びｚ軸加速度データを変換するコンピュータ及びメモリ及びプログラム手段と、前記加速度データは、配列されて、前記ＧＰＳ位置及び速度データと共通の時間指標を有し、
切換え推進手段と、
を備え、
前記プログラム手段は、対応する時間指標付けされた加速度データと、現在の位置、速度及び加速度データの各時間指標反復の局所水準について評価された発射体回転、ピッチ及び偏揺れ角度を計算して、前記発射体を予め定められた目標位置に案内する飛行制御システムに出力するためのＧＰＳ速度及び位置データとに対応可能であり、
案内プログラムは、前記回転、ピッチ及び方位軸加速度データと、時間指標付けされた回転、ピッチ及び方位軸角度、時間指標付けされた現在位置及び速度を計算して、前記発射体を予め定められた目標位置に案内する飛行制御システムに出力するための採取された現在位置データとに対応可能であり、
前記切換え推進手段は、前記案内プログラムに対応可能である、
ジャイロを有しない発射体案内システム。
【請求項２０】
ジャイロを有しない機体または発射体の案内のための発射体案内システム処理であって、前記機体は、打ち上げられて、回転測定のための長手方向の軸またはｘ軸、ピッチ測定のためのｙ軸、及び偏揺れ測定のためのｚ軸を有する直交座標系と、ｘ、ｙ及びｚ軸加速度を出力する３軸加速度計と、地球基準航行座標のＧＰＳ位置及びＧＰＳ速度データを供給するためのＧＰＳアンテナ及び受信手段とを有し、
プログラムを実行して一組の状態方程式の機能として前記発射体の軌跡を計算するコンピュータ及びメモリ手段を用いて、対応するｘ、ｙ及びｚ軸加速度データとともに、ＧＰＳ位置及び速度データを受信し、指標付けし、記憶し、
前記プログラムが、前記ｘ、ｙ及びｚ軸加速度データを局所水準の航行基準系に変換し、
前記プログラムが、時間指標付けされた状態方程式を解いて前記システムの評価された状態を更新し、
局所水準の座標の時間指標付けされたピッチ、回転及び偏揺れ角度を計算し、
前記プログラムが、対応する時間指標付けされた現在位置とともに、局所水準の座標の前記時間指標付けされたピッチ、回転及び偏揺れ角度を、前記発射体を目的地に案内する飛行制御システムに出力し、
前記飛行制御システムが、切換え推進手段を制御して、前記機体または発射体を案内する、
ステップを備える発射体案内システム処理。
【図１】
【図２】
【図３ａ】
【図３ｂ】
【図３ｃ】
【図３ｄ】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７ａ】
【図７ｂ】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図２】
【図３ａ】
【図３ｂ】
【図３ｃ】
【図３ｄ】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７ａ】
【図７ｂ】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【公表番号】特表２００６−５１５０５５（Ｐ２００６−５１５０５５Ａ）
【公表日】平成１８年５月１８日（２００６．５．１８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００５−５０７６５２（Ｐ２００５−５０７６５２）
【出願日】平成１５年１１月１２日（２００３．１１．１２）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００３／０３５８５０
【国際公開番号】ＷＯ２００５／０１５１１５
【国際公開日】平成１７年２月１７日（２００５．２．１７）
【出願人】（５０５１１３７２４）ノースロップ グルーマン コーポレーション (6)
【公表日】平成１８年５月１８日（２００６．５．１８）
【国際特許分類】
【出願日】平成１５年１１月１２日（２００３．１１．１２）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００３／０３５８５０
【国際公開番号】ＷＯ２００５／０１５１１５
【国際公開日】平成１７年２月１７日（２００５．２．１７）
【出願人】（５０５１１３７２４）ノースロップ グルーマン コーポレーション (6)
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