特許 6750818 飛行体用航法装置および飛行体制御方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6750818

(24)【登録日】2020年8月17日

(45)【発行日】2020年9月2日

(54)【発明の名称】飛行体用航法装置および飛行体制御方法

(51)【国際特許分類】

   G01C 21/24 20060101AFI20200824BHJP

   B64C 13/18 20060101ALI20200824BHJP

   B64C 13/20 20060101ALI20200824BHJP

   G01S 19/52 20100101ALI20200824BHJP

   G01S 19/47 20100101ALI20200824BHJP

   G01S 19/22 20100101ALI20200824BHJP

【ＦＩ】

   G01C21/24

   B64C13/18 D

   B64C13/20 C

   G01S19/52

   G01S19/47

   G01S19/22

【請求項の数】3

【全頁数】17

(21)【出願番号】特願2017-204663(P2017-204663)

(22)【出願日】2017年10月23日

(65)【公開番号】特開2019-78596(P2019-78596A)

(43)【公開日】2019年5月23日

【審査請求日】2019年7月2日

【早期審査対象出願】

(73)【特許権者】

【識別番号】503361400

【氏名又は名称】国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

(73)【特許権者】

【識別番号】000176730

【氏名又は名称】三菱プレシジョン株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】100106909

【弁理士】

【氏名又は名称】棚井 澄雄

(74)【代理人】

【識別番号】100161702

【弁理士】

【氏名又は名称】橋本 宏之

(74)【代理人】

【識別番号】100188592

【弁理士】

【氏名又は名称】山口 洋

(74)【代理人】

【識別番号】100181124

【弁理士】

【氏名又は名称】沖田 壮男

(74)【代理人】

【識別番号】100163496

【弁理士】

【氏名又は名称】荒 則彦

(72)【発明者】

【氏名】砂見 幸之

(72)【発明者】

【氏名】春木 彩

(72)【発明者】

【氏名】中山 聡

【審査官】 田中 将一

(56)【参考文献】

【文献】 特表２００２−５２０６２５（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００３−０５７３２７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００１−１７４２７５（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｇ０１Ｃ ２１／００ − ２１／３６

Ｇ０１Ｃ ２３／００ − ２５／００

Ｂ６４Ｂ １／００ − １／７０

Ｂ６４Ｃ １／００ − ９９／００

Ｂ６４Ｄ １／００ − ４７／０８

Ｂ６４Ｆ １／００ − ５／６０

Ｂ６４Ｇ １／００ − ９９／００

Ｇ０１Ｓ ５／００ − ５／１４

Ｇ０１Ｓ １９／００ − １９／５５

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

飛行体に搭載される飛行体用航法装置であって、
５つ以上の複数の人工衛星のそれぞれから電波を受信する一以上のアンテナと、
前記一以上のアンテナのそれぞれにより受信された電波に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、電波が受信された時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度を指標値として導出する第１導出部と、
前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測する予測部と、
前記予測部の予測時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき前記第１導出部により導出された指標値と、前記予測部により予測された指標値との比較結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出する第２導出部と、を備え、
前記第２導出部は、
前記第１導出部により導出された指標値を、前記飛行体の三次元座標の各軸成分に分解し、
前記分解した３つの成分のそれぞれと、予め決められた閾値との比較結果に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについてマルチパスが生じた否かを判定し、
前記複数の人工衛星のうち少なくとも一つの人工衛星に前記マルチパスが生じたと判定した場合、前記マルチパスが生じたと判定した人工衛星を除く前記複数の人工衛星の電波に基づき前記第１導出部によって導出された前記指標値と、前記予測部により予測された指標値との比較結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出する、
飛行体用航法装置。

【請求項2】

前記第２導出部は、
前記飛行体の進行方向である第１軸の成分と、第１閾値との比較結果と、
前記第１軸と交差する第２軸の成分と、前記第１閾値よりも小さい第２閾値との比較結果と、
前記第１軸および前記第２軸と交差する第３軸の成分と、前記第１閾値よりも小さい第３閾値との比較結果と、
に基づいて、前記マルチパスが生じた否かを判定する、
請求項１に記載の飛行体用航法装置。

【請求項3】

５つ以上の複数の人工衛星のそれぞれから電波を受信する一以上のアンテナを備える飛行体に搭載されるコンピュータが、
前記一以上のアンテナのそれぞれにより受信された電波に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、電波が受信された時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度を指標値として導出し、
前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測し、
前記指標値の予測時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき前記導出した指標値と、前記予測した指標値との比較結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出し、
前記導出した指標値を、前記飛行体の三次元座標の各軸成分に分解し、
前記分解した３つの成分のそれぞれと、予め決められた閾値との比較結果に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについてマルチパスが生じた否かを判定し、
前記複数の人工衛星のうち少なくとも一つの人工衛星に前記マルチパスが生じたと判定した場合、前記マルチパスが生じたと判定した人工衛星を除く前記複数の人工衛星の電波に基づき導出した前記指標値と、予測した前記指標値との比較結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出する、
飛行体制御方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、飛行体用航法装置および飛行体制御方法に関する。

【背景技術】

【0002】

近年、ロケットなどの飛行体に、慣性センサと測位衛星による測位センサとが搭載され、これらのセンサの検出結果を複合的に利用することで、飛行体の位置および速度を計測する技術が知られている（特許文献１、２参照）。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0003】

【特許文献1】米国特許第８８６８２５８号明細書

【特許文献2】米国特許第５７３９７８７号明細書

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

しかしながら、衛星測位では、人工衛星により発信された電波に基づき、人工衛星と飛行体との間の相対距離（以下、シュードレンジと称する）と、人工衛星と飛行体との相対速度（以下、シュードレンジレート）とを求めることから、人工衛星からの電波の伝搬経路が直線的に見通せない場合、マルチパス伝搬によって衛星測位に誤差が生じてしまう場合があった。この結果、飛行体の位置および速度の計測精度が低下する場合があった。

【0005】

本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、飛行体の位置および速度を精度良く導出することができる飛行体用航法装置および飛行体制御方法を提供することを目的の一つとする。

【課題を解決するための手段】

【0006】

本発明の一態様は、飛行体に搭載される飛行体用航法装置であって、５つ以上の複数の人工衛星のそれぞれから電波を受信する一以上のアンテナと、前記一以上のアンテナのそれぞれにより受信された電波に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、電波が受信された時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度を指標値として導出する第１導出部と、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測する予測部と、前記予測部の予測時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき前記第１導出部により導出された指標値と、前記予測部により予測された指標値との比較結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出する第２導出部と、を備える飛行体用航法装置である。

【発明の効果】

【0007】

本発明の一態様によれば、飛行体の位置および速度を精度良く導出することができる。

【図面の簡単な説明】

【0008】

【図1】第１実施形態の飛行体用航法装置１００が搭載されたロケット１の利用場面の一例を示す図である。

【図2】第１実施形態のロケット１の概略構成図である。

【図3】第１実施形態の飛行体用航法装置１００の構成図である。

【図4】第１実施形態の演算モジュール１１０の構成の一例を示す図である。

【図5】第１実施形態の演算モジュール１１０による一連の処理の一例を示すフローチャートである。

【図6】シミュレーション結果の一例を示す図である。

【図7】機体ダイナミクスによるマルチパスの有無を判定する方法を説明するための図である。

【図8】機体ダイナミクスによるマルチパスの有無を判定する方法を説明するための図である。

【発明を実施するための形態】

【0009】

以下、図面を参照し、本発明の飛行体用航法装置および飛行体制御方法の実施形態について説明する。飛行体用航法装置は、例えば、ロケットや人工衛星、宇宙探査機、航空機、飛行ドローンなどの飛行体に搭載される装置である。以下、飛行体は、一例として、ロケットであるものとして説明するが、上述したように人工衛星や宇宙探査機などの他の飛行体であってもよい。また、飛行体用航法装置は、飛行体の他に、自動車や船舶などの他の移動体に搭載されてもよい。

【0010】

（第１実施形態）
［利用場面］
図１は、第１実施形態の飛行体用航法装置１００が搭載されたロケット１の利用場面の一例を示す図である。例えば、ロケット１は、避雷塔ＬＴなどが建てられた発射場（射点）から上空に向けて発射される。この際、ロケット１に搭載された飛行体用航法装置１００は、５つ以上の人工衛星（航法衛星）ＳＡＴのそれぞれにより送信された各電波に基づき、ロケット１の位置および速度を導出し、この位置および速度を基にロケット１を目的地まで航行させる。人工衛星ＳＡＴには、準天頂衛星が含まれてよい。本実施形態では、一例として、飛行体用航法装置１００が８機の人工衛星ＳＡＴを捕捉するものとして説明する。

【0011】

［ロケットの構成］
図２は、第１実施形態のロケット１の概略構成図である。ロケット１は、例えば、多段ロケットであり、最上段には、人工衛星等が格納され、それ以下の段は、航行中に最上段から切り離され、落下する。ロケット１は、例えば、一段目ロケット１０と、二段目ロケット１２と、最上段の三段目ロケット１４とを備える。ロケット１は、発射された直後は一段目ロケット１０による推進力で飛行し、その後、一段目ロケット１０を切り離した後、二段目ロケット１２の推進力で飛行し、最終的に三段目ロケット１４が人工衛星などのペイロード２０を宇宙空間に到達させる。飛行体用航法装置１００は、例えば、二段目ロケット１２に格納される。

【0012】

［飛行体用航法装置］
飛行体用航法装置１００は、８機の人工衛星ＳＡＴのそれぞれとロケット１との間のシュードレンジおよびシュードレンジレートを導出し、その導出した計８機分のシュードレンジおよびシュードレンジレートと、ロケット１の慣性力を基に求めた位置および速度とを複合することで、ロケット１の位置および速度を導出する。この際、飛行体用航法装置１００は、マルチパスの影響により、各人工衛星ＳＡＴに対応したシュードレンジおよびシュードレンジレートに誤差が含まれているかを判定し、マルチパスによる誤差が含まれていると判定した場合、誤差が含まれているシュードレンジおよびシュードレンジレートを利用せず、誤差が含まれていない残りのシュードレンジおよびシュードレンジレートを利用してロケット１の位置および速度を導出する。

【0013】

図３は、第１実施形態の飛行体用航法装置１００の構成図である。飛行体用航法装置１００は、例えば、一以上のアンテナＡＴと、通信装置ＴＭとに接続される。飛行体用航法装置１００は、例えば、演算モジュール１１０と、ＩＭＵ（Inertial Measurement Unit；慣性計測装置）１３０と、電源モジュール１４０と、記憶部１５０とを備える。本実施形態では、例えば、３つ以上のアンテナＡＴが飛行体用航法装置１００に備えられているものとする。

【0014】

アンテナＡＴは、外部から電波（例えば人工衛星ＳＡＴからの電波）を受信し、受信した電波に応じた信号（以下、衛星測位信号と称する）をＬＮＡ（Low Noise Amplifier）に出力する。ＬＮＡは、アンテナＡＴから入力された衛星測位信号を増幅し、その衛星測位信号を演算モジュール１１０に出力する。

【0015】

演算モジュール１１０は、ＬＮＡから入力された衛星測位信号と、ＩＭＵ１３０から入力された情報とに基づいて、ロケット１の位置および速度を導出する。

【0016】

ＩＭＵ１３０は、例えば、ＭＥＭＳ（Micro Electro Mechanical Systems）や光ファイバによって構成される三軸式加速度センサ、および三軸式ジャイロセンサを含む。ＩＭＵ１３０は、これらのセンサによって検出された値を演算モジュール１１０に出力する。ＩＭＵ１３０による検出値には、例えば、水平方向、垂直方向、奥行き方向の各加速度と、ピッチ、ロール、ヨーの各軸の速度（レート）が含まれる。

【0017】

電源モジュール１４０は、図示しない電源装置に接続される。電源モジュール１４０は、例えば、保護回路とＤＣ−ＤＣコンバータを備え、飛行体用航法装置１００の各部に電力を供給する。

【0018】

記憶部１５０は、例えば、ＲＯＭ（Read Only Memory）、ＲＡＭ（Random Access Memory）、ＥＥＰＲＯＭ（Electrically Erasable Programmable Read Only Memory）などにより実現される。また、記憶部１５０は、ＨＤＤ（Hard Disc Drive）、フラッシュメモリなどにより実現されてもよい。記憶部１５０には、例えば、演算モジュール１１０による各種処理結果が記憶される。

【0019】

通信装置ＴＭは、例えば、テレメータ回線を利用して種々の情報を地上監視装置（不図示）に送信する。地上監視装置は、例えば、ロケット１が発射された後のロケット１の位置および速度を、テレメトリ通信によってロケット１から取得する。そして、地上監視装置は、仮にロケット１が落下した場合の落下地点を繰り返し推定し、落下による危険を回避するようにロケット１に指示信号を送信する。また、地上監視装置は、所定時間経過してもロケット１から位置および速度に関する情報を取得できない場合には、ロケット１に搭載された飛行体用航法装置１００を再起動させるための指令信号を送信する。

【0020】

図４は、第１実施形態の演算モジュール１１０の構成の一例を示す図である。例えば、演算モジュール１１０は、慣性航法演算処理部１１２と、衛星航法演算処理部１１４と、複合航法演算処理部１１６と、予測部１１８と、判定部１２０とを備える。衛星航法演算処理部１１４は、「第１導出部」の一例であり、複合航法演算処理部１１６は、「第２導出部」の一例である。また、ＩＭＵ１３０と慣性航法演算処理部１１２とを合わせたものは、「検出部」の一例である。

【0021】

演算モジュール１１０の構成要素の一部または全部は、ＭＰＵ（Micro Processing Unit）やＣＰＵ（Central Processing Unit）などのプロセッサが記憶部１５０に格納されたプログラムを実行することにより実現される。また、演算モジュール１１０の構成要素の一部または全部は、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）やＬＳＩ（Large Scale Integration）、またはＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）などのハードウェアにより実現されてもよいし、ソフトウェアとハードウェアの協働によって実現されてもよい。

【0022】

慣性航法演算処理部１１２は、ＩＭＵ１３０から入力された検出値に基づいて、ロケット１の位置を導出する。例えば、慣性航法演算処理部１１２は、検出値に含まれる速度を時間積分することで、ロケット１の位置を導出する。また、慣性航法演算処理部１１２は、検出値に含まれる加速度を時間積分することで速度を導出し、更にその速度を時間積分することでロケット１の位置を導出してもよい。慣性航法演算処理部１１２は、導出した速度および／または位置を示す情報を、複合航法演算処理部１１６や予測部１１８に出力する。

【0023】

衛星航法演算処理部１１４は、例えば、８機の人工衛星ＳＡＴの各電波に対応した衛星測位信号を基に、人工衛星ＳＡＴごとに、シュードレンジおよびシュードレンジレートを導出する。例えば、衛星航法演算処理部１１４は、各人工衛星ＳＡＴにより電波が送信されたときの送信時刻と、その人工衛星ＳＡＴから電波を受信したときの受信時刻との差に電波の伝搬速度（光速）を乗算することで、各人工衛星ＳＡＴのシュードレンジを導出する。また、衛星航法演算処理部１１４は、各衛星測位信号の周波数のドップラーシフトからドップラー周波数を導出し、このドップラー周波数に基づいて、各人工衛星ＳＡＴのシュードレンジレートを導出する。また、衛星航法演算処理部１１４は、ドップラー周波数を利用する代わりに、シュードレンジの時間変化からシュードレンジレートを導出してもよい。

【0024】

そして、衛星航法演算処理部１１４は、導出したシュードレンジおよびシュードレンジレート（以下、これらを合わせて観測値とも称する）に基づいて、ロケット１の位置および速度を導出する。例えば、衛星航法演算処理部１１４は、各人工衛星ＳＡＴの電波に含まれる航法メッセージ（エフェメリス）から、各人工衛星ＳＡＴの位置を決定し、その人工衛星ＳＡＴの位置と、各人工衛星ＳＡＴとのシュードレンジとに基づいて、各人工衛星ＳＡＴから等距離となる円の交点位置を導出する。また、衛星航法演算処理部１１４は、各人工衛星ＳＡＴからの電波の受信時刻の誤差を求め、各人工衛星ＳＡＴから等距離となる円の交点位置を補正する。衛星航法演算処理部１１４は、この各人工衛星ＳＡＴから等距離となる円の交点位置をロケット１の位置として導出する。この際、衛星航法演算処理部１１４は、三次元の次元ごとの位置、および電波の受信時刻の誤差の４つの未知数を解くために、５つ以上の人工衛星ＳＡＴの電波を利用していることを考慮して、各人工衛星ＳＡＴのシュードレンジに距離誤差成分が含まれているものと仮定し、この距離誤差成分の二乗和が最小となるように４つの未知数を解くことで、ロケット１の位置を導出する。

【0025】

また、例えば、衛星航法演算処理部１１４は、各人工衛星ＳＡＴの電波に含まれる航法メッセージ（エフェメリス）から各人工衛星ＳＡＴの速度を決定し、この各人工衛星ＳＡＴの速度と、各人工衛星ＳＡＴとロケット１との相対速度であるシュードレンジレートとに基づいて、ロケット１の速度を導出する。衛星航法演算処理部１１４は、導出した位置および速度を示す情報を、複合航法演算処理部１１６や予測部１１８に出力する。以下、観測値であるシュードレンジおよびシュードレンジレートに基づいてロケット１の位置および速度を導出することを「衛星測位」と称して説明する。

【0026】

複合航法演算処理部１１６は、慣性航法演算処理部１１２により導出されたロケット１の位置および速度と、衛星航法演算処理部１１４により導出されたロケット１の位置および速度とを統合した位置および速度を導出する。以下、位置および速度を統合する処理のことを、「複合航法」と称して説明する。

【0027】

例えば、複合航法演算処理部１１６は、慣性航法演算処理部１１２により導出されたロケット１の位置と、衛星航法演算処理部１１４により導出されたロケット１の位置との差分、および慣性航法演算処理部１１２により導出されたロケット１の速度と、衛星航法演算処理部１１４により導出されたロケット１の速度との差分を求め、これらの各差分から時系列フィルタを用いて将来のロケット１の位置および速度を予測する。時系列フィルタは、例えば、カルマンフィルタなどの観測対象（実施形態ではロケット１）の将来の状態を予測するためのアルゴリズムである。複合航法演算処理部１１６は、予測した将来のロケット１の位置および速度を基に、衛星航法演算処理部１１４により導出されたロケット１の位置および速度を補正する。「補正」とは、例えば、予測値である位置および速度と、観測値である位置および速度とを相加平均や相乗平均などによって平均化することである。これによって、各演算処理部により導出されたロケット１の位置および速度が統合される。そして、複合航法演算処理部１１６は、統合したロケット１の位置および速度に関する情報を、通信装置ＴＭを用いて地上監視装置に送信する。

【0028】

予測部１１８は、８機の人工衛星ＳＡＴのそれぞれについて、将来のある時点におけるシュードレンジおよびシュードレンジレートのうち一方または双方（以下、これらの一方または双方を予測値とも称する）を予測する。例えば、予測部１１８は、将来観測されることが想定されるシュードレンジから求まるであろう未知数のロケット１の位置と、同じく将来観測されることが想定されるシュードレンジレートから求まるであろう未知数のロケット１の速度とのそれぞれが、慣性航法演算処理部１１２により導出されたロケット１の位置および速度であるものと仮定し、この本来であれば未知数となる将来のロケット１の位置および速度から、将来のある時点で既知数となるはずのシュードレンジおよびシュードレンジレートを逆算することで、将来のある時点におけるシュードレンジおよびシュードレンジレートを予測する。

【0029】

また、予測部１１８は、衛星航法演算処理部１１４により過去に導出されたロケット１の位置および速度に基づいて、８機の人工衛星ＳＡＴのそれぞれについて、将来のある時点におけるシュードレンジおよびシュードレンジレートのうち一方または双方を予測してもよい。例えば、予測部１１８は、前回と前々回において、衛星航法演算処理部１１４の衛星測位により導出されたロケット１の速度の変化量を時間微分して、ロケット１の加速度を求める。より具体的には、衛星航法演算処理部１１４によって、衛星測位によってロケット１の速度が１０［Ｈｚ］周期によって繰り返し導出される場合、予測部１１８は、速度の変化量を０．１［ｓ］で微分することで加速度を求める。そして、予測部１１８は、求めた加速度および速度から、次の周期に衛星測位により導出される速度および位置を予測する。

【0030】

判定部１２０は、予測部１１８により予測されたシュードレンジおよびシュードレンジレートに基づいて、マルチパスが発生したか否かを判定する。そして、上述した衛星航法演算処理部１１４は、判定部１２０の判定結果に応じてロケット１の位置および速度の導出方法を変更する。この処理の詳細についてはフローチャートを用いて後述する。

【0031】

図５は、第１実施形態の演算モジュール１１０による一連の処理の一例を示すフローチャートである。本フローチャートの処理は、例えば、ロケット１が発射されてから、所定周期（例えば１００［Ｈｚ］周期）で繰り返し行われる。

【0032】

まず、予測部１１８は、８機の人工衛星ＳＡＴのそれぞれについて、将来のある時点におけるシュードレンジおよびシュードレンジレートのうち一方または双方を予測する（ステップＳ１００）。

【0033】

次に、判定部１２０は、テンポラリパラメータＮをゼロクリアにする（ステップＳ１０２）。テンポラリパラメータＮは、本フローチャートの処理演算に用いられる内部的なパラメータであり、補足する人工衛星ＳＡＴの数に対応する。以降の処理では、テンポラリパラメータＮが、処理対象とする人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）を示すものとする。処理対象とする人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）は、「対象人工衛星」の一例である。

【0034】

次に、判定部１２０は、ゼロクリアしたテンポラリパラメータＮをインクリメントし、Ｎ＝Ｎ＋１とする（ステップＳ１０４）。例えば、初回の処理では、８機の人工衛星ＳＡＴのうち、人工衛星ＳＡＴ（１）が処理対象に選択される。

【0035】

次に、判定部１２０は、処理対象に選択した人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）の電波を受信した複数のアンテナＡＴのうち、所定条件を満たすアンテナＡＴの衛星測位信号を基に導出されたシュードレンジおよびシュードレンジレートを、衛星航法演算処理部１１４から取得する（ステップＳ１０６）。所定条件とは、例えば、最も受信電力（衛星測位信号の信号強度）が大きいことである。

【0036】

次に、判定部１２０は、衛星航法演算処理部１１４から取得したシュードレンジおよびシュードレンジレートと、予測部１１８により予測されたシュードレンジおよびシュードレンジレートとを比較する（ステップＳ１０８）。例えば、衛星航法演算処理部１１４から取得したシュードレンジおよびシュードレンジレートの処理対象とされた人工衛星ＳＡＴがＳＡＴ（１）である場合、判定部１２０は、８機の人工衛星ＳＡＴのそれぞれについて予測部１１８により予測された複数のシュードレンジおよびシュードレンジレートのうち、人工衛星ＳＡＴ（１）を処理対象としたときに予測されたシュードレンジおよびシュードレンジレートを選択し、この選択したシュードレンジおよびシュードレンジレート（予測値）と、衛星航法演算処理部１１４から取得したシュードレンジおよびシュードレンジレート（観測値）とを比較する。なお、予測部１１８によりシュードレンジおよびシュードレンジレートのいずれか一方のみが予測された場合、判定部１２０は、シュードレンジ同士、或いはシュードレンジレート同士のみを比較してよい。

【0037】

次に、判定部１２０は、比較したシュードレンジの差分および／またはシュードレンジレートの差分に基づいて、マルチパスが発生しているか否かを判定する（ステップＳ１１０）。例えば、判定部１２０は、シュードレンジの差分および／またはシュードレンジレートの差分が閾値以上である場合、所定条件を満たすアンテナＡＴにより受信された電波に、マルチパスが発生していると判定する。例えば、判定部１２０は、予測値であるシュードレンジレートが５［ｍ／ｓ］である場合に、観測値であるシュードレンジレートが１０［ｍ／ｓ］である場合、明らかな誤差であるため、マルチパスが発生していると判定する。

【0038】

一方、判定部１２０は、シュードレンジの差分および／またはシュードレンジレートの差分が閾値未満である場合、所定条件を満たすアンテナＡＴにより受信された電波に、マルチパスが発生していないと判定する。

【0039】

判定部１２０は、所定条件を満たすアンテナＡＴの受信電波にマルチパスが発生していないと判定した場合、フローチャートの今回の処理周期において、所定条件を満たすアンテナＡの受信電波に基づき衛星航法演算処理部１１４により導出されたシュードレンジおよびシュードレンジレートを、衛星航法演算処理部１１４による衛星測位に利用することを許可する（ステップＳ１１２）。

【0040】

一方、判定部１２０は、所定条件を満たすアンテナＡＴの受信電波にマルチパスが発生していると判定した場合、所定条件を満たすアンテナＡＴを除いた他のアンテナＡＴの中から、所定条件を満たす他のアンテナＡＴ（例えば二番目に受信電力（衛星測位信号の信号強度）が大きいアンテナＡＴ）の衛星測位信号を基に導出されたシュードレンジおよびシュードレンジレートを、衛星航法演算処理部１１４から取得する（ステップＳ１１４）。

【0041】

次に、判定部１２０は、Ｓ１１４の処理でシュードレンジおよびシュードレンジレートを取得できたか否かを判定し（ステップＳ１１６）、シュードレンジおよびシュードレンジレートを取得できたと判定した場合、上述したＳ１０８の処理に戻り、衛星航法演算処理部１１４から取得したシュードレンジおよびシュードレンジレートと、予測部１１８により予測されたシュードレンジおよびシュードレンジレートとを比較することを繰り返す。

【0042】

一方、判定部１２０は、Ｓ１１４の処理でシュードレンジおよびシュードレンジレートを取得できない場合、或いは、既に観測値を取得したことのあるアンテナＡＴを除いたときに、選択可能なアンテナＡＴが残されていない場合（全て選択し切った場合）、フローチャートの今回の処理周期において、処理対象に選択した人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）とロケット１との間のシュードレンジおよびシュードレンジレートを、衛星航法演算処理部１１４による衛星測位に利用することを禁止する（ステップＳ１１８）。このような処理によって、判定部１２０は、例えば、アンテナＡＴが３つであった場合、ある人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）に対する、３つのアンテナＡＴのそれぞれの観測値の中から、予測値と閾値以上乖離しない観測値を総当たりで探索し、１つでも予測値と閾値以上乖離しない観測値がある場合には、その観測値を衛星測位に利用することを許可し、予測値と閾値以上乖離しない観測値が１つも存在しない場合には、人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）に対する全ての観測値を衛星測位に利用することを禁止する。これによって、フローチャートの次の処理周期まで、マルチパスによる誤差が含まれている蓋然性の高い観測値を除いて衛星測位を行うことができる。

【0043】

次に、判定部１２０は、テンポラリパラメータＮが８以上であるか否かを判定する（ステップＳ１２０）。判定部１２０は、テンポラリパラメータＮが８未満である場合、上述したＳ１０４の処理に戻り、テンポラリパラメータＮをインクリメントして、処理対象とする人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）を変更する。例えば、テンポラリパラメータＮが１のときに人工衛星ＳＡＴ（１）が処理対象に選択された場合、今回の処理では、人工衛星ＳＡＴ（２）が処理対象に選択される。このように処理を繰り返すことで、８機の人工衛星ＳＡＴのそれぞれの観測値についてマルチパスが発生しているか否かが判定される。

【0044】

一方、判定部１２０によりテンポラリパラメータＮが８以上であると判定された場合、衛星航法演算処理部１１４は、判定部１２０により利用を許可された観測値を用いて、ロケット１の位置および速度を導出する（ステップＳ１２２）。これによって本フローチャートの処理が終了する。

【0045】

なお、上述したフローチャートの処理は、ロケット１が発射されてから所定周期で繰り返し実行されるものとして説明したがこれに限られず、例えば、ロケット１が、所定高度以上に達した場合に終了されてもよい。所定高度とは、例えば、一般的にマルチパスが発生しにくいと言われている高高度（例えば数万［ｋｍ］の高度）である。このような高度で処理を終了することで、処理負荷を軽減することができる。

【0046】

［シミュレーション試験］
本出願の出願人は、以下に説明するシミュレーション試験を実施した。図６は、シミュレーション結果の一例を示す図である。図中（ａ）は、本手法を適用しないシミュレーション結果を示し、（ｂ）は、本手法を適用したシミュレーション結果を示している。いずれの図でも、縦軸は、速度誤差［ｍ／ｓ］を表し、横軸は、時刻［ｓ］を表している。

【0047】

（ａ）に示すように、観測値と予測値とを比較して、その比較差分に応じて衛星測位に観測値を利用するか否かを決定しない場合、処理対象としている人工衛星ＳＡＴ（Ｎ）のシュードレンジレートの誤差が増加するのに応じて、衛星測位によって求められたロケット１の速度の誤差も増加している（Ｔ１の区間を参照）。

【0048】

これに対して（ｂ）に示すように、観測値と予測値とを比較して、その比較差分に応じて衛星測位に観測値を利用するか否かを決定する場合、例えば、３秒あたりからシュードレンジレートに誤差が増加し始めるが、まだシュードレンジレートが閾値未満であることから、衛星測位に利用され、その測位結果であるロケット１の速度にも誤差が生じている。一方で、３．５秒あたりで、シュードレンジレートの誤差が閾値を超え、このシュードレンジレートが衛星測位に利用されなくなり、その結果、測位結果であるロケット１の速度の誤差が減少している（Ｔ２の区間を参照）。

【0049】

以上説明した第１実施形態によれば、５つ以上の複数の人工衛星ＳＡＴのそれぞれから電波を受信する一以上のアンテナＡＴと、一以上のアンテナＡＴのそれぞれにより受信された電波に基づいて、複数の人工衛星ＳＡＴのそれぞれについて、電波が受信された時点における、人工衛星ＳＡＴとロケット１との間のシュードレンジと、人工衛星ＳＡＴとロケット１との間のシュードレンジレートを導出する衛星航法演算処理部１１４と、アンテナＡＴにより受信された電波に基づいて、複数の人工衛星ＳＡＴのそれぞれについて、将来のある時点における、人工衛星ＳＡＴとロケット１との間のシュードレンジと、人工衛星ＳＡＴとロケット１との間のシュードレンジレートとのうちの少なくとも一方を予測する予測部１１８と、予測部１１８の予測時点においてアンテナＡＴにより受信された電波に基づき衛星航法演算処理部１１４により導出された観測値と、予測部により予測された予測値との比較結果に基づいて、ロケット１の位置および速度を導出する複合航法演算処理部１１６と、を備えることにより、例えば、８機のうち、１機や２、３機の人工衛星ＳＡＴの観測値（シュードレンジおよびシュードレンジレート）にマルチパスが生じた場合であっても、残りの４機以上の人工衛星ＳＡＴによって衛星測位を行うことができる。この結果、マルチパスによる誤差の影響を受けずに、複合航法によってロケット１の位置および速度を導出することができるため、飛行体の一例であるロケット１の位置および速度を精度良く導出することができる。

【0050】

また、上述した第１実施形態によれば、上述したフローチャートの処理をロケット１が発射されてから所定周期で繰り返し行うため、ロケット１の噴煙などによってマルチパスが生じた場合でもこの影響を抑制することができる。

【0051】

（第２実施形態）
以下、第２実施形態について説明する。上述した第１実施形態では、ある人工衛星ＳＡＴの一以上の観測値のうちいずれかと予測値との差分が閾値以上である場合、衛星測位に、その人工衛星ＳＡＴの観測値を利用しないものとして説明した。これに対して、第２実施形態では、観測値と予測値との差分に応じて観測値に重み付け、その重み付きの観測値を用いて衛星測位を行う点で、第１実施形態と相違する。すなわち、第２実施形態では、観測値と予測値との差分が閾値以上であっても衛星測位に利用する点で、第１実施形態と相違する。以下、第１実施形態との相違点を中心に説明し、第１実施形態と共通する部分についての説明は省略する。

【0052】

第２実施形態の衛星航法演算処理部１１４は、判定部１２０により観測値と予測値との比較が行われた際の差分を基に、各観測値に重みを付与する。例えば、衛星航法演算処理部１１４は、観測値と予測値との差分が大きいほど重みを小さくし、差分が小さいほど重みを大きくする。各観測値に付与される重みは、例えば、重み同士の和をとったときに１となる重み付き和であってよい。このとき、重みは０をとってもよい。これによって、マルチパスによる誤差がより多く含まれている蓋然性の高い観測値（予測値との差分が大きい観測値）ほど、衛星測位の寄与度を低下させ、そうでない観測値（予測値との差分が小さい観測値）ほど、衛星測位の寄与度を向上させることができる。

【0053】

以上説明した第２実施形態によれば、観測値と予測値との差分に応じて観測値に重み付け、その重み付きの観測値を用いて衛星測位を行うため、マルチパスの影響を抑制しながら、より多くの人工衛星ＳＡＴの観測値を利用して衛星測位を行うことができ、ロケット１の位置および速度を精度良く導出することができる。

【0054】

一般的に、ロケット１を発射場に配置したときに、そのロケット１と人工衛星ＳＡＴとの間の電波の伝搬経路に、避雷塔ＬＴなどの電波干渉物が存在する場合がある。この場合、予め決められた固定の方向を飛行する人工衛星ＳＡＴの観測値を衛星測位に利用しないことが考えられ得る。しかしながら、ロケット１の発射時に捕捉可能な人工衛星ＳＡＴの数を減らしておく場合、ロケット１の位置および速度の精度が低下する可能性がある。例えば、静止状態にあるロケット１が運動状態に遷移する際、最も加速度が大きくなり、より精密な制御を要する。従って、ロケット１の発射時には可能な限り多くの人工衛星ＳＡＴの観測値を得ることが好ましい。また、マルチパスの誤差が混入する方向を事前に知ることは困難であることから、予め決められた固定の方向とは異なる方向を飛行する人工衛星ＳＡＴの観測値にマルチパスの誤差が含まれる場合もある。

【0055】

これに対して、第２実施形態では、ロケット１の発射時から全ての人工衛星ＳＡＴの観測値に対して、予測値との差分に応じた重みを付与し、この重み付けられた全ての観測値を衛星測位に利用してロケット１の位置および速度を導出するため、マルチパスに対するロバスト性を高めながら、より精度良くロケット１を航行させることができる。

【0056】

（第３実施形態）
以下、第３実施形態について説明する。上述した第１および第２実施形態では、観測値と予測値との差分に応じてマルチパスが生じているか否かを判定した。これに対して、第３実施形態では、観測値と予測値との差分に加えて、或いは代えて、ロケット１の機体ダイナミクスの解析結果からマルチパスが生じているか否かを判定する点で、第１および第２実施形態と相違する。以下、第１および第２実施形態との相違点を中心に説明し、第１および第２実施形態と共通する部分についての説明は省略する。

【0057】

第３実施形態における判定部１２０は、例えば、ロケット１の飛行環境下において予め想定される速度、加速度、ジャーク等の最大変化量と、現在のロケット１の速度、加速度、ジャーク等の変化量とを比較することで、マルチパスが生じているか否かを判定する。例えば、判定部１２０は、ロケット１の射点を原点としたＥａｓｔ−Ｎｏｒｔｈ−Ｕｐ座標系において、Ｅａｓｔ軸（以下、Ｅ軸）と、Ｎｏｒｔｈ軸（以下、Ｎ軸）と、Ｕｐ軸（以下、Ｕ軸）とのそれぞれに、スカラ量である観測値をベクトル分解する。そして、判定部１２０は、ベクトル分解された各軸の観測値が閾値を超えるかを判定し、ベクトル分解された各軸の観測値のうちいずれかが閾値を超える場合、マルチパスが生じていると判定する。

【0058】

図７および図８は、機体ダイナミクスによるマルチパスの有無を判定する方法を説明するための図である。例えば、Ｅａｓｔ−Ｎｏｒｔｈ−Ｕｐ座標系の各軸には、それぞれ異なる閾値が設けられてよい。例えば、ロケット１が鉛直上向きに推進するときのＵ軸には、比較的大きな閾値Ｔｈ（Ｕ）が設定され、Ｅ軸およびＮ軸には、閾値Ｔｈ（Ｕ）よりも小さな閾値Ｔｈ（Ｅ）およびＴｈ（Ｕ）がそれぞれ設定される。これによって、ジャークが発生しやすい方向（加速度が急激に変動しやすく、追従遅れが生じやすい方向）であるＵ軸に対しては誤差の発生を許容し易く、ジャークが発生しにくい方向であるＥ軸およびＮ軸に関しては誤差の発生を許容し難くすることができる。例えば、図７の例では、各軸において、いずれも観測値のベクトルが閾値以下であるため、判定部１２０は、マルチパスが発生していないと判定する。一方、図８の例では、Ｎ軸において、観測値のベクトルが閾値を超えているため、判定部１２０は、マルチパスが発生していると判定する。このように、判定部１２０は、予め想定されたロケット１の機体ダイナミクスよりも、実際のロケット１の機体ダイナミクスが大きければ、観測値にマルチパスによる誤差が含まれており、その結果として想定される観測値と大きくことなる観測値が導出されたものと判定することができる。

【0059】

また、判定部１２０は、ある時点（以下、第１時点）においてアンテナＡＴにより受信された電波に基づき衛星航法演算処理部１１４により導出された観測値と、第１時点よりも後の第２時点においてアンテナＡＴにより受信された電波に基づき衛星航法演算処理部１１４により導出された観測値との比較結果に基づいて、マルチパスが生じているか否かを判定してもよい。例えば、判定部１２０は、第１時点における各軸のベクトル値と、第２時点における各軸のベクトル値との増加分が閾値以上である場合、マルチパスが生じていると判定する。例えば、第１時点では、Ｕ軸においてシュードレンジレートが大きく、且つＥ軸やＮ軸においてシュードレンジレートが小さいような場合に、時間が進んだ第２時点では、Ｕ軸においてシュードレンジレートが小さくなり、Ｅ軸やＮ軸においてシュードレンジレートが大きくなった場合、ロケット１がＵｐ方向に関して推進しなくなり、代わりにＥａｓｔ方向やＮｏｒｔｈ方向に移動し始めたことを表している。このような場合、ロケット１が通常取り得る運動と異なる運動をしていることから、判定部１２０は、マルチパスによる誤差によって、想定される観測値と大きくことなる観測値が導出されたものと判定することができる。判定部１２０によりマルチパスが発生していると判定された場合、衛星航法演算処理部１１４は、上述したように、マルチパスによる誤差を含む観測値の利用せずに、他の観測値のみで衛星測位を行う。

【0060】

以上説明した第３実施形態によれば、ロケット１の機体ダイナミクスの解析結果からマルチパスが生じているか否かを判定するため、観測値にマルチパスによる誤差が含まれているか否かをより精度良く検出することができる。この結果、マルチパスによる誤差の影響を受けずに、より精度良く複合航法によってロケット１の位置および速度を導出することができる。

【0061】

上記実施形態は、以下のように表現することができる。
５つ以上の複数の人工衛星のそれぞれから電波を受信する一以上のアンテナと、
情報を記憶するストレージと、
前記ストレージに格納されたプログラムを実行するプロセッサと、を備え、
前記プロセッサは、前記プログラムを実行することにより、
前記一以上のアンテナのそれぞれにより受信された電波に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、電波が受信された時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度を指標値として導出し、
前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記飛行体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測し、
前記指標値の予測時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき導出された指標値と、前記予測された指標値との比較結果に基づいて、前記飛行体の位置および速度を導出するように構成された飛行体用航法装置。

【0062】

以上、本発明を実施するための形態について実施形態を用いて説明したが、本発明はこうした実施形態に何等限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々の変形及び置換を加えることができる。

【0063】

なお、上述したように、本発明の飛行体用航法装置は、飛行体の他に、自動車や船舶などの他の飛行しない移動体に搭載されてもよく、以下のように移動体用航法装置、移動体制御方法として用いることができる。特に、自動車の自動運転においては、自動車の位置および速度を精度良く導出できることから有用である。

【0064】

上記実施形態は、上述した表現の他に、以下のように表現することもできる。
（１）
飛行しない移動体に搭載される移動体用航法装置であって、
５つ以上の複数の人工衛星のそれぞれから電波を受信する一以上のアンテナと、
前記一以上のアンテナのそれぞれにより受信された電波に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、電波が受信された時点における前記人工衛星と前記移動体との相対距離および相対速度を指標値として導出する第１導出部と、
前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記移動体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測する予測部と、
前記予測部の予測時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき前記第１導出部により導出された指標値と、前記予測部により予測された指標値との比較結果に基づいて、前記移動体の位置および速度を導出する第２導出部と、
を備える移動体用航法装置。
（２）
前記移動体に働く慣性力に基づいて、前記移動体の位置および速度を検出する検出部を更に備え、
前記予測部は、前記検出部により検出された前記移動体の位置および速度に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記移動体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測する、
上記（１）に記載の移動体用航法装置。
（３）
前記予測部は、前記第１導出部により導出された過去の前記移動体の位置および速度に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記移動体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測する、
上記（１）に記載の移動体用航法装置。
（４）
前記移動体に働く慣性力に基づいて、前記移動体の位置および速度を検出する検出部を更に備え、
前記第２導出部は、
前記第１導出部により前記人工衛星ごとに導出された指標値のうち、処理対象とする対象人工衛星に対応した指標値と、前記予測部により前記人工衛星ごとに予測された指標値のうち、前記対象人工衛星に対応した指標値との差分が閾値以上であるか否かを判定し、
前記差分が閾値未満であると判定した場合、前記第１導出部により前記人工衛星ごとに導出された前記指標値と、前記検出部により検出された前記移動体の位置および速度とに基づいて、前記移動体の位置および速度を導出し、
前記差分が閾値以上であると判定した場合、前記第１導出部により前記人工衛星ごとに導出された前記指標値の中から、前記対象人工衛星に対応した指標値を除いた複数の指標値と、前記検出部により検出された前記移動体の位置および速度とに基づいて、前記移動体の位置および速度を導出する、
上記（１）から（３）のうちいずれか一つに記載の移動体用航法装置。
（５）
前記第２導出部は、
前記差分が閾値以上であるか否かを判定する判定処理を所定の周期で繰り返し、
前記判定処理を繰り返す中で、前記差分が閾値以上であると判定した場合、少なくとも次の周期まで、前記対象人工衛星に対応した指標値を除いた複数の指標値と、前記検出部により検出された前記移動体の位置および速度とに基づいて、前記移動体の位置および速度を導出する、
上記（４）に記載の移動体用航法装置。
（６）
前記移動体に働く慣性力に基づいて、前記移動体の位置および速度を検出する検出部を更に備え、
前記第２導出部は、
前記第１導出部により前記人工衛星ごとに導出された指標値と、前記予測部により前記人工衛星ごとに予測された指標値との差分を、前記人工衛星ごとに導出し、
前記第１導出部により前記人工衛星ごとに導出された指標値に、導出した前記差分に応じた重みを付与し、
前記重みを付与した前記人工衛星ごとの指標値と、前記検出部により検出された前記移動体の位置および速度とに基づいて、前記移動体の位置および速度を導出する、
上記（１）から（３）のうちいずれか一つに記載の移動体用航法装置。
（７）
前記第２導出部は、前記差分が大きいほど前記重みを小さくし、前記差分が小さいほど前記重みを大きくする、
上記（６）に記載の移動体用航法装置。
（８）
前記第２導出部は、更に、
前記第１導出部により導出された指標値と、予め決められた閾値との比較結果に基づいて、前記移動体の位置および速度を導出する、
上記（１）から（７）のうちいずれか一つに記載の移動体用航法装置。
（９）
前記第２導出部は、更に、
第１時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき前記第１導出部により導出された指標値と、前記第１時点よりも後の第２時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき前記第１導出部により導出された指標値との比較結果に基づいて、前記移動体の位置および速度を導出する、
上記（１）から（８）のうちいずれか一つに記載の移動体用航法装置。
（１０）
５つ以上の複数の人工衛星のそれぞれから電波を受信する一以上のアンテナを備える飛行しない移動体に搭載されるコンピュータが、
前記一以上のアンテナのそれぞれにより受信された電波に基づいて、前記複数の人工衛星のそれぞれについて、電波が受信された時点における前記人工衛星と前記移動体との相対距離および相対速度を指標値として導出し、
前記複数の人工衛星のそれぞれについて、将来のある時点における前記人工衛星と前記移動体との相対距離および相対速度のうちの少なくとも一方の指標値を予測し、
前記指標値の予測時点において前記アンテナにより受信された電波に基づき導出した指標値と、前記予測した指標値との比較結果に基づいて、前記移動体の位置および速度を導出する、
移動体制御方法。

【符号の説明】

【0065】

ＡＴ…アンテナ、１００…飛行体用航法装置、１１０…演算モジュール、１１２…慣性航法演算処理部、１１４…衛星航法演算処理部、１１６…複合航法演算処理部、１１８…予測部、１２０…判定部、１３０…ＭＰＵ、１４０…電源モジュール、１５０…記憶部、ＴＭ…通信装置

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】