航法装置における連続的、不連続的慣性計器測定値の積分装置と方法
二種の慣性航法機器（１２、１４）の出力が、連続的に航法を提供する間、精度改善のため組み合わされる。本発明は光原子機器出力の性質を利用して、光原子機器（１２）の「休止時間」中の従来型慣性センサーのドリフトの影響を和らげる一方、加速度と角速度情報の直接抽出を強いることなく高められた航行能力を提供する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は一般に慣性航法装置に関する。特に、この発明は第１システムで行なった連続的測定値を、不連続的測定値を生じ得る更に高精度の第２システムからの測定値を用いて補正する航法装置に関する。更に詳しくは、本発明はジャイロスコープと加速度計を含む従来の航法装置による測定値の、光原子(atom optic)機器を用いて得た測定値との比較による補正に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来の慣性航法装置は、典型的に、機械的な装置類と光干渉計装置類を含むものである。機械的慣性センサーは、スピニングロータージャイロスコープ類、振り子、それに「コリオリの力」装置のような各種装置を含む。光干渉計慣性センサーには、代表的にリングレーザー或いは光ファイバー干渉計のようなサニャック効果装置類が含まれる。
【０００３】
最近の光原子機器における進歩は慣性航法装置の精密度を改善する機会を提供している。光原子機器は、加速度計、ジャイロスコープ、重力計、グラジオメータのような応用において、レーザー冷却した原子や分子を伴う物質波干渉計使用法を用いる。これらの機器は非ゼロ質量の粒子と関連する物質波あるいはド・ブロイ波の量子力学干渉を用いる。干渉計機器の感度は干渉波の波長に逆依存する。従ってド・ブロイ波長は光学的波長よりずっと短いから、光原子機器は光学干渉計に基づく機器の感度よりはるかに改善された固有の感度を有する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
光原子機器を装備するもののような非常に高精度の慣性センサーの発達は、慣性航法の精度を高める機会を提供する。用語として「光原子」を用いるのは、光信号を用いてセシューム原子のビームのような物質を制御し、操作するためである。ある場合には、この型のセンサーは限定的な帯域幅と、不連続的だが周期的な出力を有する。
【０００５】
更に複雑なことは、光原子機器の出力は加速度のみならず回転にも敏感であることである。加速度への敏感性を回転への敏感性から分離することは複雑でありうる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明は２種の慣性航法機器の出力を組み合わせて連続的な航法を提供しつつ精度を改善する方法を提供する。本発明は、光原子機器の「休止時間」(“down-time”)中の従来型慣性センサーのドリフトの効力を軽減する間、加速度と角速度の情報の直接的な抽出を強いることなく、光原子機器の出力の性質を利用して航行する能力を高める。
【０００７】
本発明は、光原子機器が特に有限時間中のみは極冷原子の「雲」(“cloud”)を用いて慣性空間における位置関係を確立すると言う一般概念に基づく。もしそれが継続的に可能であって「無限」の事件寸法を有するものであれば、単に名目的に直角方向における位置変化を測定するのみで或る時点における出発位置からの位置変化を決定可能である。しかしながら機器は有限の事件寸法を有し、原子の「雲」は有限の寿命を持つ。従って位置の何度かの変化は有限の間隔に亘って決定され、その結果はこれら位置変化の二重差異が実際に測定されるものと言うことになる。また、原子の「雲」を用意するに要する時間中は測定が行なえない。かくて測定は有限の、不連続性の時間間隔を越えてのみ得られる。機器の付加的な特徴は測定が事件固定の軸で取られ、得られた測定値が測定サイクルにおいて異なる回数での方位の関数であることである。瞬間速度、標準的に航法装置からの望ましい出力でもある、はかかる機器を用いては容易に得られるものではない。本発明は、加速度と角速度情報の直接抽出と比較して慣性航法の可能性を強調すべく適宜の座標フレームで観察される特定の測定期間にまたがる位置変更を代表する測定値の性質を利用する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１において、本発明は光原子機器１２のような高精度の慣性センサーを用いて従来型航行装置１４に定期的に補正を送り、改善された精度をもって連続的に動作する航法装置を提供する慣性航法装置１０を志向するものである。
【０００９】
光原子機器１２は定期的で高精度の慣性測定値を中央処理装置(ＣＰＵ)１６に送る。ＣＰＵ１６はまた従来型航法装置１４から航法情報をも受け取る。ＣＰＵ１６は光原子機器１２および従来型航法装置１４から受けた信号をカルマンフィルターで処理し、従来型航法装置１４から受けたデータに補正を掛ける。
【００１０】
光原子機器はチュ他に対し１９９３年１２月２８付交付の米国特許第５２７４２３２号およびクローザーに対し１９９１年２月１２日付交付の米国特許第４９９２６５６号に記載されており、これら特許の記載は参照により本明細書に組み込む。
【００１１】
米国特許第５２７４２３２号に記載されるように、光原子機器は代表的に複数の窓を有する真空室を含む。冷却用レーザービームが第１グループの窓を介して真空室内に入射される。冷却用レーザービームはセル内のターゲット領域に収束し、レーザー冷却装置に包含される。当業において公知のように、レーザー冷却装置は、ラマン移行において原子が光子を吸収するので原子の運動量が減少するため、原子の速度、したがって温度が減少する。冷却用レーザービームは磁場と協働して、測定を行なわせるに充分な時間だけターゲット領域内において、原子、代表的にセシューム原子を捕捉する。
【００１２】
図２は光原子機器１２に含まれ得る光原子干渉計１８を示す。本発明はいずれかの特定の高精度航行装置に限定されるものと理解されるべきでなく、また図２に示される特定の光原子干渉計１８に限定されるものと理解されるべきでもない。
【００１３】
図２において、セシューム炉２０は２個の直径１ｍｍ孔（図示しない）で平行にされ、ついでレーザー冷却技術を用いて冷却されるセシューム原子のビームを生成する。レーザー２２はセシューム原子にラマンポピュレーショントランスファービームを与え、セシューム原子はＣｓ ６Ｓ１／２，Ｆ＝３，ｍＦ＝０および６Ｓ１／２，Ｆ＝４，ｍＦ＝０の磁場無感性基底状態のレベル間で刺激的なラマン移行を行なう。その結果、原子ビームは最有望値として２９０ｍ／ｓの縦速度と１０ｃｍ／ｓの横速度を持つ。セシューム原子の状態準備は原子を先ず光学的にＦ＝４，ｍＦ＝０のレベルに励起して達成される。原子は次いでドップラー無感性πラマンパルスでＦ＝４，ｍＦ＝０のレベルからＦ＝３，ｍＦ＝０のレベルに移される。レーザー２４はＦ＝４状態のままで残る原子をセシュームビームから除去するブラスタービームを呈する。
【００１４】
状態準備を終えた後、原子は呼掛け領域２６を内包する磁気遮断ケース２５に入る。磁気遮蔽は一対の導体コイル（図示しない）に電流を流すことによって提供される。呼掛け領域２６では３対の対向伝播型レーザービームを用いて付加的なラマン移行を駆動する。レーザービームは水平面内で原子に対して直角に配向され、レーザー２８〜３３によって提供される。セシューム原子は｜Ｆ＝３，ｍＦ＝０；ｐ０＞状態、ｐ０は原子ごとの初期運動量、で呼掛け領域２６に入る。レーザー２８および３１からの第１組のπ／２ラマンパルスはセシュウム原子の大部分を、｜Ｆ＝３，ｍＦ＝０；ｐ０＞状態と
状態、
は２個の光子を吸収しラマン移行を経験した各原子の反動運動量、より上位に置く。この反動運動量はセシューム原子の初速を横切る７ｍｍ／ｓ速度に対応し、それがこれら原子を、原子軌道を継続しつつ呼掛け領域に入る際の最初の状態のままでいる原子から分離させる。約１ｍの自由飛行距離では、２種の原子状態に対応する波動群は約２３μｍだけ離れる。
【００１５】
次いで、原子はレーザー２９および３０が呈する一対のπラマンビームを通過し、ビームはセシューム原子状態と相互作用して二つの基底状態ならびに運動量を交換し、π／２ラマンビームで偏向された原子に方向を逆転する。ついで原子ビームは更に約１ｍの飛行の後結合し、そこにおいて第２の組のπ／２ラマンパルスが２種の波動群と重なり合う。Ｆ＝３状態からＦ＝４状態へ移行した原子は、６Ｓ１／２，Ｆ＝４→６Ｓ１／２，Ｆ＝５の循環移行に整調したレーザー３３からの共振探査レーザービームによって検出される。レンズ系３８がこの移行に起因する蛍光を光電子増倍管４０上に焦点を合わせ、光電子増倍管４０は対応する電気信号を発生する。
【００１６】
上述したようなセシュウム原子の入力ビームの、後に結合される二つのビームへの分割は、光バルク(bulk optics)と光ファイバーの双方で周知のマッハ・ツエンダー干渉計を生成する。波動群が後続する二つの経路で定義される平面に直角の軸を中心とする光原子干渉計の回転はサニャック効果に従う波動群間の移相を生じる。公知技術は、サニャック効果を用いて回転を測定するリングレーザーや光ファイバーセンサーの例で充満している。
【００１７】
図３は、地球について車両により搬送される直角軸ＸＮ，ＹＮ，ＺＮを包有する航法座標系を示し、ＸＮとＹＮは東方および北方測地軸についての漂流角(wander angle)αにおける局地水平面であり、ＺＮは航空機またはミサイルのような目標に固定した局地垂直面に沿うものである。図３はまた、地球に対して定めた直角軸ＸＥ，ＹＥ，ＺＥを有する地球固定座標系をも示す。慣性座標系は慣性空間内に定めた直角軸ＸＩ，ＹＩ，ＺＩを有する。代表的な航法場面では、航法座標系は地球固定座標系について移動するが、同時に、地球固定座標系は慣性座標系について移動する。慣性航法は代表的に車両本体座標系のような一つの座標系で行なった測定値の、図示の三つの座標系の一つあるいはそれ以上への変形を含む。
【００１８】
図４は本発明の機能的なブロック図で、光原子（ＡＯ）機器からの周期的な測定値は下式(１)の位相差測定値であるとの仮定に基づく。
（１）
ここに相φｉ（ｉ＝１，２，３）はｋベクトルのスカラー積として概算され、それは原子雲(atom cloud)の重力とその初速の影響を受ける原子雲の位置ｘＰ(ｔ)と光原子機器ケースｘＲ（ｔ）に付けた参照点の位置との差を表すベクトルと共にレーザー場のための伝搬方向であり、参照点は、時刻ｔｉ＝ｔ０，ｔ０＋Ｔ，ｔ０＋２Ｔ、ここにｉ＝１，２，３そして２Ｔは秒の分数、における機器の光学的形状によって決まる。相は次式(２)で明快に表せる。
（２）
【００１９】
磁気遮断ケース２５は［ｘｃ，ｙｃ，ｚｃ］で表される一組の直角参照軸を有する。この参照フレームの原点は上記のケース付与参照点である。各測定期間中の原子雲の解放点は磁気遮断ケースの参照軸に付けられ、下式（３）の「レバーアーム」で示される。
（３）
ベクトルｋは光原子機器の磁気遮断ケース２５に、全時刻インデクスｉに対して座標［ｋｘｃ，ｋｙｃ，ｋｚｃ］をもって付けられる。
【００２０】
従来の慣性航法装置（ＩＮＳ）で保持される航法座標系は地球に対するＩＮＳの現在位置（緯度、経度）における局地的な東、北および垂直［Ｅ，Ｎ，Ｖ］軸と一致するように定義される。垂直は地球の楕円模型に垂直となるように定義される。この航法座標系の原点は、従来の加速度計による力の測定値と従来のジャイロによる角回転の測定値が関与するものについての点である。一般にこの原点は、光原子機器のケース座標軸で、或いは従来の慣性機器で定義される軸の直角参照セットで表せる固定レバーアームによって光原子機器のケース付与参照点から隔離される。これら二つの直角参照座標系は固定変換によって相互に関係し合う。
【００２１】
以下の説明を簡略にするため、ＩＮＳセンサーと磁気遮断ケース２５によって定義づけされた座標軸間の変換は一致マトリックスであるものとする。更に、これら二つの座標系の原点は、光原子機器の参照点の位置もまた、従来のＩＮＳ測定値を用いた航法の参照点でもあるように一致する。
【００２２】
下記等式は、測定期間中の慣性フレームに対する原子雲の軌道の簡略な表現である：
（４）
ここに、 ｘ０ は原子雲の初期位置；
Ｖ は、簡略のため磁気遮断ケース２５の慣性空間に対する速度は零と仮定
して、磁気遮断ケース２５に対する原子雲の初速；
ｇ は簡略化平坦地球、「無回転」近似値に対する重力の加速。これら簡略
化仮定は下記の実際的状況のため緩められる。
【００２３】
原子雲の軌道用の参照のフレームは上記の図３に定義する参照航法座標［ＸＮ，ＹＮ，ＺＮ］で良く、光原子機器の参照点の軌道はそこに表わされるか或いは光原子座標軸[ｘｃ，ｙｃ，ｚｃ]である。一般性を失うことなく漂流角αはＸＮ軸が東Ｅを指し、ＹＮ軸が北Ｎを指すようにして零に設定できる。原子雲と光学的局面との軌道は、両者間の変換ＮＴＣを用いる何れかの参照フレームで表現される。変換ＮＴＣは、ケース座標に沿って測定した慣性空間に対する従来型ジャイロで測定した角速度ωｇの差を用いてＩＮＳにより継続的に計算され、慣性空間に対する航法座標のＩＮＳで計算した角速度ωＮｃはケース座標で表わされる。
【００２４】
ｔ＝０における開放の差異の原子雲の相対的な位置はケース座標においてｋベクトルであると知られているから、相ψ１は先験的に知られる固定的な数、即ち下式である。
（５）
【００２５】
図４は航法座標軸における原子雲の軌跡の表現をいかにして発展させるかを示す。重力ベクトルｇＮは、地球に対する重力の妨害を除いて、局地垂直軸ＺＮに沿う航法座標軸に固定される。重力妨害ベクトルはこの時点では無視されるが、もし知っているならばあとで機械化に容易に誘導できる。変数ｇＮは、ＩＮＳを搬送する車両の現在位置における局地垂直に沿う重力の値として定義される。重力ベクトルｇＮは質量引力による重力の加速と慣性空間に対する地球回転Ωによる求心性加速度の結合である。
【００２６】
開放の際の磁気遮断ケース２５に対する原子雲の初速Ｖｃはケース座標軸において下式で定義される。
（６）
【００２７】
時間の関数として航法座標軸で表わす地球に対する磁気遮断ケース軸の原点の速度
Ｖｃ／Ｅは下式で定義される。
（７）
地球に対する磁気遮断ケース２５の原点（参照点）に対する原子雲の開放点の相対速度は２点間のレバーアームＬのベクトルクロス乗積、及び地球（ωｇ−ωＮｃ）に対する磁気遮断ケース２５の相対的角速度で表わされる。この項は図４に示すようにＬｘ（ωｇ−ωＮｃ）として書かれる。
【００２８】
従って航法座標軸で表わされる地球に対する原子雲の初速度ＶＡｃ／Ｅ（Ｏ）Ｎは下式となり、
（８）
ここにωＮｃはケース座標で表わす地球に対する後方座標軸の角速度、ωｇはケース座標で測定した慣性空間に対する磁気遮断ケース２５の角速度である。
【００２９】
次いで、航法座標軸で表わした地球に対する原子雲の次の位置が、２Ｔ測定期間に亘り従来の慣性航法解法情報を用いて下式のように推定される。
（９）
【００３０】
地球に対する原子雲の初期位置が、航法座標軸プラス航法座標軸で表わす２位置間レバーアームＬでの地球に対する光原子機器ＰＣ／Ｅ（０）Ｎの参照点の初期位置から得られる。
（１０）
【００３１】
ｇＮは航法座標軸で表わす慣性空間に対する加速を表わすので、積分が生じる航法座標軸に対する地球についての速度の時間微分(time derivative)を得るためにコリオリ補正ＣＮが必要である。航法システム座標フレームにおけるコリオリ項は下式で表わされ、
（１１）
式中、Ωは慣性空間に対する地球の回転速度であり、
ωＮｃは慣性空間に対する航法座標軸の回転の速度である。
【００３２】
従って、地球に対する原子雲の速度は下式で推定される。
（１２）
【００３３】
上記から、ＩＮＳは、測定期間２Ｔの初期における初期位置ＰＣ／Ｅ（０）Ｎからの光原子機器ＰＣ／Ｅ（ｔ）Ｎの参照点について後方回答を提供する。
【００３４】
図４はまた航法座標軸におけるｋ‐ベクトルの表現を示す。航法座標軸と光原子座標軸の間の変換は公知であるため、航法座標軸の時刻Ｔおよび２Ｔにおけるｋ‐ベクトルは
（１３）
および
（１４）
となる。
【００３５】
位相角はそれぞれ下式で推定される。
（１５）
および
（１６）
【００３６】
このメカニズムの情報の流れを表わすブロック図が図４に示される。カルマンフィルターが下式で表わされるようにカルマン観測を処理する。
カルマン観測＝Δψ光原子機器−Δψ推定 （１７）
これは、光原子機器測定Δψ光原子機器と、従来の慣性航法解答からの情報を用いて算出した光原子機器測定の推定値Δψ推定との差である。
【００３７】
従来の慣性機器で得た高帯域幅の従来の航法解答を修正する手段も図４に示される。光原子機器Δψ光原子機器で与えられた位相差の定期的で不連続な測定が、従来の慣性航法解答の測定値Δψ推定を用いて算出した位相差の推定値と比較される。これら二つの測定値の差は、カルマンフィルターでモデル化された全エラー状況の修正のためカルマンフィルターで処理される不連続観測である。これらエラー状況は従来の慣性航法解答や従来の慣性機器における全ての顕著なエラー、それに光原子機器の測定値における全ての顕著なエラー状況に関わる。例えば、カルマンフィルターは、従来の慣性ジャイロや加速度計のバイアスの修正、ＮＴＣの姿勢エラーの修正、速度エラーの修正，位置エラーの修正，他のモデル化エラー源の修正を提供する。
【００３８】
記載した本発明の実施例は一例である。他の類似の実施例もまた当業熟練者によって到達されよう。例えば，記載の方法は等式（１）及び（２）で与えられることなる出力形式を有するセンサーと共に使用されよう。この場合、従来の航法解法を用いて，光原子機器による測定の適宜な数学的形式の推定を算出できよう。また，航法は広範な種類の座標系で行なえよう。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】従来の航法装置と、本発明に含まれる一組の光原子機器と中央処理装置を示すブロック図。
【図２】図１の光原子機器に含まれる光原子干渉系の基本構造を示すブロック図。
【図３】慣性航法に用いられる座標系を示す図。
【図４】従来の慣性センサー機器を含む光原子機器から出力される測定値の積分を示す機能的ブロック図。
【符号の説明】
【００４０】
１０ 慣性航法装置
１２ 光原子機器（第２の慣性センサー）
１４ 従来型航行装置（第１の慣性センサー）
１６ 中央処理装置（ＣＰＵ）
１８ 光原子干渉計
２０ セシューム炉
２２ レーザー
２４ レーザー
２５ 磁気遮断ケース
２６ 呼掛け領域
２８〜３３ レーザー
３８ レンズ系
４０ 光電子増倍管
【技術分野】
【０００１】
この発明は一般に慣性航法装置に関する。特に、この発明は第１システムで行なった連続的測定値を、不連続的測定値を生じ得る更に高精度の第２システムからの測定値を用いて補正する航法装置に関する。更に詳しくは、本発明はジャイロスコープと加速度計を含む従来の航法装置による測定値の、光原子(atom optic)機器を用いて得た測定値との比較による補正に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来の慣性航法装置は、典型的に、機械的な装置類と光干渉計装置類を含むものである。機械的慣性センサーは、スピニングロータージャイロスコープ類、振り子、それに「コリオリの力」装置のような各種装置を含む。光干渉計慣性センサーには、代表的にリングレーザー或いは光ファイバー干渉計のようなサニャック効果装置類が含まれる。
【０００３】
最近の光原子機器における進歩は慣性航法装置の精密度を改善する機会を提供している。光原子機器は、加速度計、ジャイロスコープ、重力計、グラジオメータのような応用において、レーザー冷却した原子や分子を伴う物質波干渉計使用法を用いる。これらの機器は非ゼロ質量の粒子と関連する物質波あるいはド・ブロイ波の量子力学干渉を用いる。干渉計機器の感度は干渉波の波長に逆依存する。従ってド・ブロイ波長は光学的波長よりずっと短いから、光原子機器は光学干渉計に基づく機器の感度よりはるかに改善された固有の感度を有する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
光原子機器を装備するもののような非常に高精度の慣性センサーの発達は、慣性航法の精度を高める機会を提供する。用語として「光原子」を用いるのは、光信号を用いてセシューム原子のビームのような物質を制御し、操作するためである。ある場合には、この型のセンサーは限定的な帯域幅と、不連続的だが周期的な出力を有する。
【０００５】
更に複雑なことは、光原子機器の出力は加速度のみならず回転にも敏感であることである。加速度への敏感性を回転への敏感性から分離することは複雑でありうる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明は２種の慣性航法機器の出力を組み合わせて連続的な航法を提供しつつ精度を改善する方法を提供する。本発明は、光原子機器の「休止時間」(“down-time”)中の従来型慣性センサーのドリフトの効力を軽減する間、加速度と角速度の情報の直接的な抽出を強いることなく、光原子機器の出力の性質を利用して航行する能力を高める。
【０００７】
本発明は、光原子機器が特に有限時間中のみは極冷原子の「雲」(“cloud”)を用いて慣性空間における位置関係を確立すると言う一般概念に基づく。もしそれが継続的に可能であって「無限」の事件寸法を有するものであれば、単に名目的に直角方向における位置変化を測定するのみで或る時点における出発位置からの位置変化を決定可能である。しかしながら機器は有限の事件寸法を有し、原子の「雲」は有限の寿命を持つ。従って位置の何度かの変化は有限の間隔に亘って決定され、その結果はこれら位置変化の二重差異が実際に測定されるものと言うことになる。また、原子の「雲」を用意するに要する時間中は測定が行なえない。かくて測定は有限の、不連続性の時間間隔を越えてのみ得られる。機器の付加的な特徴は測定が事件固定の軸で取られ、得られた測定値が測定サイクルにおいて異なる回数での方位の関数であることである。瞬間速度、標準的に航法装置からの望ましい出力でもある、はかかる機器を用いては容易に得られるものではない。本発明は、加速度と角速度情報の直接抽出と比較して慣性航法の可能性を強調すべく適宜の座標フレームで観察される特定の測定期間にまたがる位置変更を代表する測定値の性質を利用する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１において、本発明は光原子機器１２のような高精度の慣性センサーを用いて従来型航行装置１４に定期的に補正を送り、改善された精度をもって連続的に動作する航法装置を提供する慣性航法装置１０を志向するものである。
【０００９】
光原子機器１２は定期的で高精度の慣性測定値を中央処理装置(ＣＰＵ)１６に送る。ＣＰＵ１６はまた従来型航法装置１４から航法情報をも受け取る。ＣＰＵ１６は光原子機器１２および従来型航法装置１４から受けた信号をカルマンフィルターで処理し、従来型航法装置１４から受けたデータに補正を掛ける。
【００１０】
光原子機器はチュ他に対し１９９３年１２月２８付交付の米国特許第５２７４２３２号およびクローザーに対し１９９１年２月１２日付交付の米国特許第４９９２６５６号に記載されており、これら特許の記載は参照により本明細書に組み込む。
【００１１】
米国特許第５２７４２３２号に記載されるように、光原子機器は代表的に複数の窓を有する真空室を含む。冷却用レーザービームが第１グループの窓を介して真空室内に入射される。冷却用レーザービームはセル内のターゲット領域に収束し、レーザー冷却装置に包含される。当業において公知のように、レーザー冷却装置は、ラマン移行において原子が光子を吸収するので原子の運動量が減少するため、原子の速度、したがって温度が減少する。冷却用レーザービームは磁場と協働して、測定を行なわせるに充分な時間だけターゲット領域内において、原子、代表的にセシューム原子を捕捉する。
【００１２】
図２は光原子機器１２に含まれ得る光原子干渉計１８を示す。本発明はいずれかの特定の高精度航行装置に限定されるものと理解されるべきでなく、また図２に示される特定の光原子干渉計１８に限定されるものと理解されるべきでもない。
【００１３】
図２において、セシューム炉２０は２個の直径１ｍｍ孔（図示しない）で平行にされ、ついでレーザー冷却技術を用いて冷却されるセシューム原子のビームを生成する。レーザー２２はセシューム原子にラマンポピュレーショントランスファービームを与え、セシューム原子はＣｓ ６Ｓ１／２，Ｆ＝３，ｍＦ＝０および６Ｓ１／２，Ｆ＝４，ｍＦ＝０の磁場無感性基底状態のレベル間で刺激的なラマン移行を行なう。その結果、原子ビームは最有望値として２９０ｍ／ｓの縦速度と１０ｃｍ／ｓの横速度を持つ。セシューム原子の状態準備は原子を先ず光学的にＦ＝４，ｍＦ＝０のレベルに励起して達成される。原子は次いでドップラー無感性πラマンパルスでＦ＝４，ｍＦ＝０のレベルからＦ＝３，ｍＦ＝０のレベルに移される。レーザー２４はＦ＝４状態のままで残る原子をセシュームビームから除去するブラスタービームを呈する。
【００１４】
状態準備を終えた後、原子は呼掛け領域２６を内包する磁気遮断ケース２５に入る。磁気遮蔽は一対の導体コイル（図示しない）に電流を流すことによって提供される。呼掛け領域２６では３対の対向伝播型レーザービームを用いて付加的なラマン移行を駆動する。レーザービームは水平面内で原子に対して直角に配向され、レーザー２８〜３３によって提供される。セシューム原子は｜Ｆ＝３，ｍＦ＝０；ｐ０＞状態、ｐ０は原子ごとの初期運動量、で呼掛け領域２６に入る。レーザー２８および３１からの第１組のπ／２ラマンパルスはセシュウム原子の大部分を、｜Ｆ＝３，ｍＦ＝０；ｐ０＞状態と
状態、
は２個の光子を吸収しラマン移行を経験した各原子の反動運動量、より上位に置く。この反動運動量はセシューム原子の初速を横切る７ｍｍ／ｓ速度に対応し、それがこれら原子を、原子軌道を継続しつつ呼掛け領域に入る際の最初の状態のままでいる原子から分離させる。約１ｍの自由飛行距離では、２種の原子状態に対応する波動群は約２３μｍだけ離れる。
【００１５】
次いで、原子はレーザー２９および３０が呈する一対のπラマンビームを通過し、ビームはセシューム原子状態と相互作用して二つの基底状態ならびに運動量を交換し、π／２ラマンビームで偏向された原子に方向を逆転する。ついで原子ビームは更に約１ｍの飛行の後結合し、そこにおいて第２の組のπ／２ラマンパルスが２種の波動群と重なり合う。Ｆ＝３状態からＦ＝４状態へ移行した原子は、６Ｓ１／２，Ｆ＝４→６Ｓ１／２，Ｆ＝５の循環移行に整調したレーザー３３からの共振探査レーザービームによって検出される。レンズ系３８がこの移行に起因する蛍光を光電子増倍管４０上に焦点を合わせ、光電子増倍管４０は対応する電気信号を発生する。
【００１６】
上述したようなセシュウム原子の入力ビームの、後に結合される二つのビームへの分割は、光バルク(bulk optics)と光ファイバーの双方で周知のマッハ・ツエンダー干渉計を生成する。波動群が後続する二つの経路で定義される平面に直角の軸を中心とする光原子干渉計の回転はサニャック効果に従う波動群間の移相を生じる。公知技術は、サニャック効果を用いて回転を測定するリングレーザーや光ファイバーセンサーの例で充満している。
【００１７】
図３は、地球について車両により搬送される直角軸ＸＮ，ＹＮ，ＺＮを包有する航法座標系を示し、ＸＮとＹＮは東方および北方測地軸についての漂流角(wander angle)αにおける局地水平面であり、ＺＮは航空機またはミサイルのような目標に固定した局地垂直面に沿うものである。図３はまた、地球に対して定めた直角軸ＸＥ，ＹＥ，ＺＥを有する地球固定座標系をも示す。慣性座標系は慣性空間内に定めた直角軸ＸＩ，ＹＩ，ＺＩを有する。代表的な航法場面では、航法座標系は地球固定座標系について移動するが、同時に、地球固定座標系は慣性座標系について移動する。慣性航法は代表的に車両本体座標系のような一つの座標系で行なった測定値の、図示の三つの座標系の一つあるいはそれ以上への変形を含む。
【００１８】
図４は本発明の機能的なブロック図で、光原子（ＡＯ）機器からの周期的な測定値は下式(１)の位相差測定値であるとの仮定に基づく。
（１）
ここに相φｉ（ｉ＝１，２，３）はｋベクトルのスカラー積として概算され、それは原子雲(atom cloud)の重力とその初速の影響を受ける原子雲の位置ｘＰ(ｔ)と光原子機器ケースｘＲ（ｔ）に付けた参照点の位置との差を表すベクトルと共にレーザー場のための伝搬方向であり、参照点は、時刻ｔｉ＝ｔ０，ｔ０＋Ｔ，ｔ０＋２Ｔ、ここにｉ＝１，２，３そして２Ｔは秒の分数、における機器の光学的形状によって決まる。相は次式(２)で明快に表せる。
（２）
【００１９】
磁気遮断ケース２５は［ｘｃ，ｙｃ，ｚｃ］で表される一組の直角参照軸を有する。この参照フレームの原点は上記のケース付与参照点である。各測定期間中の原子雲の解放点は磁気遮断ケースの参照軸に付けられ、下式（３）の「レバーアーム」で示される。
（３）
ベクトルｋは光原子機器の磁気遮断ケース２５に、全時刻インデクスｉに対して座標［ｋｘｃ，ｋｙｃ，ｋｚｃ］をもって付けられる。
【００２０】
従来の慣性航法装置（ＩＮＳ）で保持される航法座標系は地球に対するＩＮＳの現在位置（緯度、経度）における局地的な東、北および垂直［Ｅ，Ｎ，Ｖ］軸と一致するように定義される。垂直は地球の楕円模型に垂直となるように定義される。この航法座標系の原点は、従来の加速度計による力の測定値と従来のジャイロによる角回転の測定値が関与するものについての点である。一般にこの原点は、光原子機器のケース座標軸で、或いは従来の慣性機器で定義される軸の直角参照セットで表せる固定レバーアームによって光原子機器のケース付与参照点から隔離される。これら二つの直角参照座標系は固定変換によって相互に関係し合う。
【００２１】
以下の説明を簡略にするため、ＩＮＳセンサーと磁気遮断ケース２５によって定義づけされた座標軸間の変換は一致マトリックスであるものとする。更に、これら二つの座標系の原点は、光原子機器の参照点の位置もまた、従来のＩＮＳ測定値を用いた航法の参照点でもあるように一致する。
【００２２】
下記等式は、測定期間中の慣性フレームに対する原子雲の軌道の簡略な表現である：
（４）
ここに、 ｘ０ は原子雲の初期位置；
Ｖ は、簡略のため磁気遮断ケース２５の慣性空間に対する速度は零と仮定
して、磁気遮断ケース２５に対する原子雲の初速；
ｇ は簡略化平坦地球、「無回転」近似値に対する重力の加速。これら簡略
化仮定は下記の実際的状況のため緩められる。
【００２３】
原子雲の軌道用の参照のフレームは上記の図３に定義する参照航法座標［ＸＮ，ＹＮ，ＺＮ］で良く、光原子機器の参照点の軌道はそこに表わされるか或いは光原子座標軸[ｘｃ，ｙｃ，ｚｃ]である。一般性を失うことなく漂流角αはＸＮ軸が東Ｅを指し、ＹＮ軸が北Ｎを指すようにして零に設定できる。原子雲と光学的局面との軌道は、両者間の変換ＮＴＣを用いる何れかの参照フレームで表現される。変換ＮＴＣは、ケース座標に沿って測定した慣性空間に対する従来型ジャイロで測定した角速度ωｇの差を用いてＩＮＳにより継続的に計算され、慣性空間に対する航法座標のＩＮＳで計算した角速度ωＮｃはケース座標で表わされる。
【００２４】
ｔ＝０における開放の差異の原子雲の相対的な位置はケース座標においてｋベクトルであると知られているから、相ψ１は先験的に知られる固定的な数、即ち下式である。
（５）
【００２５】
図４は航法座標軸における原子雲の軌跡の表現をいかにして発展させるかを示す。重力ベクトルｇＮは、地球に対する重力の妨害を除いて、局地垂直軸ＺＮに沿う航法座標軸に固定される。重力妨害ベクトルはこの時点では無視されるが、もし知っているならばあとで機械化に容易に誘導できる。変数ｇＮは、ＩＮＳを搬送する車両の現在位置における局地垂直に沿う重力の値として定義される。重力ベクトルｇＮは質量引力による重力の加速と慣性空間に対する地球回転Ωによる求心性加速度の結合である。
【００２６】
開放の際の磁気遮断ケース２５に対する原子雲の初速Ｖｃはケース座標軸において下式で定義される。
（６）
【００２７】
時間の関数として航法座標軸で表わす地球に対する磁気遮断ケース軸の原点の速度
Ｖｃ／Ｅは下式で定義される。
（７）
地球に対する磁気遮断ケース２５の原点（参照点）に対する原子雲の開放点の相対速度は２点間のレバーアームＬのベクトルクロス乗積、及び地球（ωｇ−ωＮｃ）に対する磁気遮断ケース２５の相対的角速度で表わされる。この項は図４に示すようにＬｘ（ωｇ−ωＮｃ）として書かれる。
【００２８】
従って航法座標軸で表わされる地球に対する原子雲の初速度ＶＡｃ／Ｅ（Ｏ）Ｎは下式となり、
（８）
ここにωＮｃはケース座標で表わす地球に対する後方座標軸の角速度、ωｇはケース座標で測定した慣性空間に対する磁気遮断ケース２５の角速度である。
【００２９】
次いで、航法座標軸で表わした地球に対する原子雲の次の位置が、２Ｔ測定期間に亘り従来の慣性航法解法情報を用いて下式のように推定される。
（９）
【００３０】
地球に対する原子雲の初期位置が、航法座標軸プラス航法座標軸で表わす２位置間レバーアームＬでの地球に対する光原子機器ＰＣ／Ｅ（０）Ｎの参照点の初期位置から得られる。
（１０）
【００３１】
ｇＮは航法座標軸で表わす慣性空間に対する加速を表わすので、積分が生じる航法座標軸に対する地球についての速度の時間微分(time derivative)を得るためにコリオリ補正ＣＮが必要である。航法システム座標フレームにおけるコリオリ項は下式で表わされ、
（１１）
式中、Ωは慣性空間に対する地球の回転速度であり、
ωＮｃは慣性空間に対する航法座標軸の回転の速度である。
【００３２】
従って、地球に対する原子雲の速度は下式で推定される。
（１２）
【００３３】
上記から、ＩＮＳは、測定期間２Ｔの初期における初期位置ＰＣ／Ｅ（０）Ｎからの光原子機器ＰＣ／Ｅ（ｔ）Ｎの参照点について後方回答を提供する。
【００３４】
図４はまた航法座標軸におけるｋ‐ベクトルの表現を示す。航法座標軸と光原子座標軸の間の変換は公知であるため、航法座標軸の時刻Ｔおよび２Ｔにおけるｋ‐ベクトルは
（１３）
および
（１４）
となる。
【００３５】
位相角はそれぞれ下式で推定される。
（１５）
および
（１６）
【００３６】
このメカニズムの情報の流れを表わすブロック図が図４に示される。カルマンフィルターが下式で表わされるようにカルマン観測を処理する。
カルマン観測＝Δψ光原子機器−Δψ推定 （１７）
これは、光原子機器測定Δψ光原子機器と、従来の慣性航法解答からの情報を用いて算出した光原子機器測定の推定値Δψ推定との差である。
【００３７】
従来の慣性機器で得た高帯域幅の従来の航法解答を修正する手段も図４に示される。光原子機器Δψ光原子機器で与えられた位相差の定期的で不連続な測定が、従来の慣性航法解答の測定値Δψ推定を用いて算出した位相差の推定値と比較される。これら二つの測定値の差は、カルマンフィルターでモデル化された全エラー状況の修正のためカルマンフィルターで処理される不連続観測である。これらエラー状況は従来の慣性航法解答や従来の慣性機器における全ての顕著なエラー、それに光原子機器の測定値における全ての顕著なエラー状況に関わる。例えば、カルマンフィルターは、従来の慣性ジャイロや加速度計のバイアスの修正、ＮＴＣの姿勢エラーの修正、速度エラーの修正，位置エラーの修正，他のモデル化エラー源の修正を提供する。
【００３８】
記載した本発明の実施例は一例である。他の類似の実施例もまた当業熟練者によって到達されよう。例えば，記載の方法は等式（１）及び（２）で与えられることなる出力形式を有するセンサーと共に使用されよう。この場合、従来の航法解法を用いて，光原子機器による測定の適宜な数学的形式の推定を算出できよう。また，航法は広範な種類の座標系で行なえよう。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】従来の航法装置と、本発明に含まれる一組の光原子機器と中央処理装置を示すブロック図。
【図２】図１の光原子機器に含まれる光原子干渉系の基本構造を示すブロック図。
【図３】慣性航法に用いられる座標系を示す図。
【図４】従来の慣性センサー機器を含む光原子機器から出力される測定値の積分を示す機能的ブロック図。
【符号の説明】
【００４０】
１０ 慣性航法装置
１２ 光原子機器（第２の慣性センサー）
１４ 従来型航行装置（第１の慣性センサー）
１６ 中央処理装置（ＣＰＵ）
１８ 光原子干渉計
２０ セシューム炉
２２ レーザー
２４ レーザー
２５ 磁気遮断ケース
２６ 呼掛け領域
２８〜３３ レーザー
３８ レンズ系
４０ 光電子増倍管
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の慣性センサー（１４）を用いて慣性航法で用いられるパラメーターの第１の慣性センサーに対して固定した参照の航法フレームに対する連続性データを取得する工程と、
連続性データを処理して前記パラメーターの推定値を生成する工程と、
第２の慣性センサー（１２）を配置して第２の慣性センサー（１２）を包有する磁気遮断ケース（２５）に対するパラメーターを示す参照のケースフレームに対する不連続性データを取得する工程と、
不連続性データを処理して選択時刻におけるパラメーターの測定値を施精する工程と、
カルマンフィルターでパラメーターの推定値と選択時刻におけるパラメーターの測定値を処理して選択時刻のパラメーターの推定値に対する補正を提供する工程と
よりなる、第１の慣性センサー（１４）からの連続性信号出力を第２の慣性センサー（１２）からの不連続性信号出力と組み合わせる方法。
【請求項２】
更に、第２の慣性センサー（１２）を配置して第１の慣性センサー（１４）より高精度を得る工程を備える請求項１の方法。
【請求項３】
第２の慣性センサーを、有限時間間隔において磁気遮断ケース（２５）内を移動する極冷原子の雲を用いた慣性空間内の位置参照を達成するように配置した光原子機器（１８）でなるように形成する工程と、
時間の関数として原子の雲について航法フレーム内の位置データを取得する工程と、
原子の雲が磁気遮断レース（２５）内に解放された時点における航法参照フレーム内の原子の雲の位置ベクトルを決定する工程と、
航法フレーム内の位置データまたは時間の関数として原子の雲のスカラー積を形成する工程と
を更に備える請求項１の方法。
【請求項４】
中央処理装置（１６）と、
パラメーターを表す連続性信号を中央処理装置（１６）に提供し、中央処理装置（１６）は連続性信号を処理してパラメーターの推定値を得るように配置された第１の慣性センサー（１４）と、
パラメーターを表す不連続性信号を中央処理装置（１６）に提供し、中央処理装置（１６）は不連続性信号を処理して選択時刻におけるパラメーターの測定値を得るように配置され、中央処理装置（１６）はまたカルマンフィルターでパラメーターの推定値と選択時刻におけるパラメーターの測定値を処理して選択時刻のパラメーターの推定値に補正を与えるように配置された第２の慣性センサー（１２）と
でなる慣性航法装置（１０）。
【請求項１】
第１の慣性センサー（１４）を用いて慣性航法で用いられるパラメーターの第１の慣性センサーに対して固定した参照の航法フレームに対する連続性データを取得する工程と、
連続性データを処理して前記パラメーターの推定値を生成する工程と、
第２の慣性センサー（１２）を配置して第２の慣性センサー（１２）を包有する磁気遮断ケース（２５）に対するパラメーターを示す参照のケースフレームに対する不連続性データを取得する工程と、
不連続性データを処理して選択時刻におけるパラメーターの測定値を施精する工程と、
カルマンフィルターでパラメーターの推定値と選択時刻におけるパラメーターの測定値を処理して選択時刻のパラメーターの推定値に対する補正を提供する工程と
よりなる、第１の慣性センサー（１４）からの連続性信号出力を第２の慣性センサー（１２）からの不連続性信号出力と組み合わせる方法。
【請求項２】
更に、第２の慣性センサー（１２）を配置して第１の慣性センサー（１４）より高精度を得る工程を備える請求項１の方法。
【請求項３】
第２の慣性センサーを、有限時間間隔において磁気遮断ケース（２５）内を移動する極冷原子の雲を用いた慣性空間内の位置参照を達成するように配置した光原子機器（１８）でなるように形成する工程と、
時間の関数として原子の雲について航法フレーム内の位置データを取得する工程と、
原子の雲が磁気遮断レース（２５）内に解放された時点における航法参照フレーム内の原子の雲の位置ベクトルを決定する工程と、
航法フレーム内の位置データまたは時間の関数として原子の雲のスカラー積を形成する工程と
を更に備える請求項１の方法。
【請求項４】
中央処理装置（１６）と、
パラメーターを表す連続性信号を中央処理装置（１６）に提供し、中央処理装置（１６）は連続性信号を処理してパラメーターの推定値を得るように配置された第１の慣性センサー（１４）と、
パラメーターを表す不連続性信号を中央処理装置（１６）に提供し、中央処理装置（１６）は不連続性信号を処理して選択時刻におけるパラメーターの測定値を得るように配置され、中央処理装置（１６）はまたカルマンフィルターでパラメーターの推定値と選択時刻におけるパラメーターの測定値を処理して選択時刻のパラメーターの推定値に補正を与えるように配置された第２の慣性センサー（１２）と
でなる慣性航法装置（１０）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公表番号】特表２００８−５４４２８４（Ｐ２００８−５４４２８４Ａ）
【公表日】平成２０年１２月４日（２００８．１２．４）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−５１８４０３（Ｐ２００８−５１８４０３）
【出願日】平成１８年６月２１日（２００６．６．２１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００６／０２４３６８
【国際公開番号】ＷＯ２００７／００２３２７
【国際公開日】平成１９年１月４日（２００７．１．４）
【出願人】（５０７４０８３１６）ノースロップ グラマン ガイダンス アンド エレクトロニクス カンパニー，インコーポレーテッド (8)
【氏名又は名称原語表記】ＮＯＲＴＨＲＯＰ ＧＲＵＭＭＡＮ ＧＵＩＤＡＮＣＥ ＡＮＤ ＥＬＥＣＴＲＯＮＩＣＳ ＣＯＭＰＡＮＹ， ＩＮＣ．
【住所又は居所原語表記】１８４０ Ｃｅｎｔｕｒｙ Ｐａｒｋ Ｅａｓｔ， Ｌｏｓ Ａｎｇｅｌｅｓ， ＣＡ ９００６７−２１０１， Ｕ．Ｓ．Ａ．
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２０年１２月４日（２００８．１２．４）
【国際特許分類】
【出願日】平成１８年６月２１日（２００６．６．２１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００６／０２４３６８
【国際公開番号】ＷＯ２００７／００２３２７
【国際公開日】平成１９年１月４日（２００７．１．４）
【出願人】（５０７４０８３１６）ノースロップ グラマン ガイダンス アンド エレクトロニクス カンパニー，インコーポレーテッド (8)
【氏名又は名称原語表記】ＮＯＲＴＨＲＯＰ ＧＲＵＭＭＡＮ ＧＵＩＤＡＮＣＥ ＡＮＤ ＥＬＥＣＴＲＯＮＩＣＳ ＣＯＭＰＡＮＹ， ＩＮＣ．
【住所又は居所原語表記】１８４０ Ｃｅｎｔｕｒｙ Ｐａｒｋ Ｅａｓｔ， Ｌｏｓ Ａｎｇｅｌｅｓ， ＣＡ ９００６７−２１０１， Ｕ．Ｓ．Ａ．
【Ｆターム（参考）】
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