7 センサモデル 7.1 EGI モデル 7.1.1 EGI 誤差モデル 7 センサモデル ここでは，機体に搭載される EGI(Embedded GPS/INS)， ADS （Air Data System）， 𝐴𝐴 𝑧𝑧 セン サのモデル概要について述べる．誘導制御則の評価にあたっては第 1 回および第 2 回落下 試験において，各種センサで直接計測する電圧などの物理量から誘導制御則で使用する物 理量への変換を模擬できる詳細なセンサモデル（ただし EGI は除く）と， FLCC にインス トールされる OFP を利用した評価結果を正として取り扱う．しかしながら誘導制御則の設 計開発段階ではセンサ仕様には未確定の部分があり，また OFP も利用できないため，飛行 シミュレーションで計算される真値のうち，誘導制御則で使用する物理量に対して適切な 誤差や遅れなどを直接付加してセンサ出力を定義する簡易的なセンサモデルが必要となる． 本稿の目的は誘導制御則の設計開発に資することであることから，誘導制御則の評価のみ に必要となる詳細なモデルセンサモデルについての記述は割愛し，簡易的なセンサモデル についてのみ記述するものとする． 7.1 EGI モデル EGI は 3 軸レートジャイロと加速度計から構成される慣性計測装置（IMU: Inertial Measurement Unit ）と GPS 受信機ならびにそれらの出力データを処理する計算機で構成 されており，機体軸系での慣性角速度と加速度の計測，および GPS を利用した複合航法計 算による地球固定座標系での位置，機体軸系での慣性速度，ならびに姿勢角の計算を行う． EGI 出力のうち慣性角速度と加速度の計測値は EGI 内部のアンチエイリアシングフィルタ を経て 200 Hz で，複合航法計算を経た位置，慣性速度，姿勢角の計測値は 50 Hz でデジタ ルバスへ出力され， OFP は EGI からの角速度データを 100 Hz ，それ以外のデータを 50 Hz で処理して誘導制御機能と航法インターフェースに受け渡す．航法インターフェースは各 種センサで計測された値をもとに，誘導制御機能で使用する各種物理量の計算を行う OFP の機能の一部である．なお EGI は胴体の構造振動による姿勢変化の影響を避けるために構 造振動一次モードの腹の位置に搭載されている．本稿では複合航法の模擬は行わず， 4 章の 運動モデルで得られた誘導座標系における位置，機体軸系における慣性速度，加速度，姿 勢角，慣性角速度の真値に対して誤差と遅れを付加した EGI モデルを定義する． 7.1.1 EGI 誤差モデル EGI 搭載位置における慣性角速度の機体軸系ならびにセンサ機体軸系での計測値は � 𝑃𝑃 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 = � 𝑃𝑃 𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸 � 𝐵𝐵 𝑠𝑠𝐸𝐸 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 � 𝑃𝑃 𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸 � 𝐵𝐵 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 � 𝑃𝑃 𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸 � 𝐵𝐵 (74) � 𝑃𝑃 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑀𝑀𝐵𝐵 = 𝑻𝑻 𝑀𝑀𝐵𝐵/𝐵𝐵 � 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � � 𝑃𝑃 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 (75) で表される．式 (74) で Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝑃𝑃 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝑄𝑄 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝑅𝑅 𝐸𝐸 は EGI の慣性角速度のバイアス誤差， Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝑃𝑃 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝑄𝑄 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝑅𝑅 𝐸𝐸 は慣性角速度のランダム誤差であり，式(75)で 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 お よ び Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 は EGI の ノ ミ ナ ル 取 り 付 け 角 お よ び そ の 誤 差 ， 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 と Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 は慣性力による機体構造変形に伴う EGI の取り付け角変化のノミナル値とその誤 差であり，その値は表 11 および表 12 に示す通りである． EGI 搭載位置における誘導座標系位置の計測値は次式の通りである． � 𝑋𝑋 𝑥𝑥 𝑌𝑌 𝑥𝑥 𝑍𝑍 𝑥𝑥 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 = � 𝑋𝑋 𝑌𝑌 𝑍𝑍 � 𝑠𝑠𝐸𝐸 + 𝐸𝐸 𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 −1 �𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � 1 � − 𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 � 1 �� + Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝑋𝑋 𝑌𝑌 𝑍𝑍 � 𝐸𝐸 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 � 𝑋𝑋 𝑌𝑌 𝑍𝑍 � 𝐸𝐸 (76) � 𝑋𝑋 𝑌𝑌 𝑍𝑍 � 𝑠𝑠𝐸𝐸 = 𝐸𝐸 � 𝑅𝑅 𝑀𝑀 (𝜆𝜆 𝑠𝑠𝐸𝐸 − 𝜆𝜆 0 ) 𝑅𝑅 𝑁𝑁 cos 𝜆𝜆 𝑠𝑠𝐸𝐸 (𝜂𝜂 𝑠𝑠𝐸𝐸 − 𝜂𝜂 0 ) −ℎ 𝑠𝑠𝐸𝐸 � = ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎢ ⎡ 𝑅𝑅 𝑀𝑀 �atan � 𝑅𝑅 𝑛𝑛 2 𝑅𝑅 𝑠𝑠 2 tan 𝜆𝜆 𝑥𝑥 𝑠𝑠𝐸𝐸 � − 𝜆𝜆 0 � 𝑅𝑅 𝑁𝑁 cos �atan � 𝑅𝑅 𝑛𝑛 2 𝑅𝑅 𝑠𝑠 2 tan 𝜆𝜆 𝑠𝑠𝐸𝐸 𝑥𝑥 �� (𝜂𝜂 𝑠𝑠𝐸𝐸 − 𝜂𝜂 0 ) −ℎ 𝑠𝑠𝐸𝐸 ⎦ ⎥ ⎥ ⎥ ⎥ ⎤ (77) 式(76)で第 2 項は重心位置から EGI 搭載位置への位置ベクトルであり， 𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 お よび Δ𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 は CATIA 座標系における EGI ノミナル搭載位置とその誤差であ る．第 3 項および第 4 項の Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸 𝑋𝑋 , Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 𝑌𝑌 , Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 𝑍𝑍 と Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 𝑋𝑋 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸 𝑌𝑌 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸 𝑍𝑍 はそれぞれ EGI の位置計測バイアス誤差とランダム誤差である．これらの値は表 11 と表 12 に示す通りで ある．式 (76) より，地球固定座標系での EGI 搭載位置における地心緯度，経度，高度の計 測値は次式で定義される． � 𝜂𝜂 𝑥𝑥 𝜆𝜆 𝑥𝑥 ℎ 𝑥𝑥 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 = � 𝜂𝜂 0 𝜆𝜆 0 0 � + ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎡ 0 1 𝑅𝑅 𝑁𝑁0 cos 𝜆𝜆 𝑥𝑥 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 0 1 𝑅𝑅 𝑀𝑀0 0 0 0 0 −1 ⎦ ⎥ ⎥ ⎥ ⎤ � 𝑋𝑋 𝑥𝑥 𝑌𝑌 𝑥𝑥 𝑍𝑍 𝑥𝑥 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 (78) � 𝜂𝜂 𝑥𝑥 𝜆𝜆 𝑥𝑥𝑥𝑥 ℎ 𝑥𝑥 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 = ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎢ ⎡ 𝜂𝜂 0 + 𝐸𝐸 𝑌𝑌 𝑥𝑥 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝑁𝑁0 cos 𝜆𝜆 𝑥𝑥 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 atan � 𝑅𝑅 𝑠𝑠 2 𝑅𝑅 𝑛𝑛 2 tan �𝜆𝜆 0 + 𝐸𝐸 𝑋𝑋 𝑥𝑥 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝑀𝑀0 �� − 𝑍𝑍 𝐸𝐸 𝑥𝑥 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 ⎦ ⎥ ⎥ ⎥ ⎥ ⎤ (79) EGI 搭載位置における慣性速度の機体軸系およびセンサ機体軸系での計測値は次式の通 りである． � 𝑈𝑈 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 = � 𝑈𝑈 𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸 � 𝐵𝐵 𝑠𝑠𝐸𝐸 + � 𝑃𝑃 𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸 � 𝐵𝐵 𝑠𝑠𝐸𝐸 × �𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � 1 � − 𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 � 1 �� + 𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝑈𝑈 𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸 � 𝑠𝑠 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 � 𝑈𝑈 𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸 � 𝑠𝑠 � (80) � 𝑈𝑈 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑀𝑀𝐵𝐵 = 𝑻𝑻 𝑀𝑀𝐵𝐵/𝐵𝐵 � 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � � 𝑈𝑈 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 (81) 式 (80) の第 2 項は慣性角速度によって EGI 搭載位置に誘起される速度成分，第 3 項の Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 , Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 ，および Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 はそれぞれ機体慣性速度のバイア ス誤差とランダム誤差であり，表 12 にそのデータが与えられている． EGI による姿勢角の計測値の定義には注意を要する．実際の EGI はクォータニオンを用 いて方向余弦行列を計算してからオイラー角に変換しているが，本稿のシミュレーション モデルではまず式 (12) を積分して式 (1) により方向余弦行列を計算して，その後で次式によ りオイラー角に変換している． � 𝜙𝜙 𝜃𝜃 𝜓𝜓 � = ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎡ atan � 𝑛𝑛 3 𝑛𝑛 2 � −asin(𝑛𝑛 1 ) atan � 𝑚𝑚 1 𝑙𝑙 1 �⎦ ⎥ ⎥ ⎥ ⎤ (82) 表 11 と表 12 に示す通り， EGI の搭載位置における姿勢角の計測値 𝜙𝜙 𝐸𝐸 , 𝜃𝜃 𝐸𝐸 , 𝜓𝜓 𝐸𝐸 に影響を与 える要素は EGI 固有の計測誤差と EGI 取り付け角の 2 つに大別される．前者は姿勢角のバ イアス誤差 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜙𝜙, Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜃𝜃, Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜓𝜓 とランダム誤差 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜃𝜃, Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜓𝜓 であり，後者は機体軸系に 対する EGI のノミナル取り付け角 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 とその誤差 Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 ，そし て慣性力による機体構造変形に伴う EGI の取り付け角変化のノミナル値 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 とその誤 差 Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 である． Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜃𝜃, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜓𝜓 と Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜙𝜙, Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜃𝜃, Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜓𝜓 は EGI が認識する姿勢 𝜙𝜙 ′ , 𝜃𝜃 ′ , 𝜓𝜓 ′ と真の姿勢 𝜙𝜙, 𝜃𝜃, 𝜓𝜓 の間の単純な差分を意味するわけではなく，真の姿勢から EGI 固有の計 測誤差に相当する回転によって 𝜙𝜙 ′ , 𝜃𝜃 ′ , 𝜓𝜓 ′ で定義される姿勢に一致させることができるとい うことを意味する．すなわち � 𝑙𝑙 1 ′ 𝑚𝑚 1 ′ 𝑛𝑛 1 ′ 𝑙𝑙 2 ′ 𝑚𝑚 2 ′ 𝑛𝑛 2 ′ 𝑙𝑙 3 ′ 𝑚𝑚 3 ′ 𝑛𝑛 3 ′ � = � cos Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜙𝜙 − sin Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜙𝜙 cos Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜙𝜙 + sin Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜃𝜃 − sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜙𝜙 + cos Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜙𝜙 cos Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜙𝜙 sin Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜙𝜙 − cos Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜙𝜙 cos Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜙𝜙 � � 𝑙𝑙 1 𝑚𝑚 1 𝑛𝑛 1 𝑙𝑙 2 𝑚𝑚 2 𝑛𝑛 2 𝑙𝑙 3 𝑚𝑚 3 𝑛𝑛 3 � (83) である．ただし式において 𝑙𝑙 1 ′ ~𝑛𝑛 3 ′ は EGI が認識する機体軸系の方向余弦であり， � 𝑈𝑈 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 = � 𝑈𝑈 𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸 � 𝐵𝐵 𝑠𝑠𝐸𝐸 + � 𝑃𝑃 𝐸𝐸 𝑄𝑄 𝐸𝐸 𝑅𝑅 𝐸𝐸 � 𝐵𝐵 𝑠𝑠𝐸𝐸 × �𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � 1 � − 𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 � 1 �� + 𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝑈𝑈 𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸 � 𝑠𝑠 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 � 𝑈𝑈 𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸 � 𝑠𝑠 � (80) � 𝑈𝑈 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑀𝑀𝐵𝐵 = 𝑻𝑻 𝑀𝑀𝐵𝐵/𝐵𝐵 � 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � � 𝑈𝑈 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑉𝑉 𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑊𝑊 𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 (81) 式 (80) の第 2 項は慣性角速度によって EGI 搭載位置に誘起される速度成分，第 3 項の Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 , Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 ，および Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 はそれぞれ機体慣性速度のバイア ス誤差とランダム誤差であり，表 12 にそのデータが与えられている． EGI による姿勢角の計測値の定義には注意を要する．実際の EGI はクォータニオンを用 いて方向余弦行列を計算してからオイラー角に変換しているが，本稿のシミュレーション モデルではまず式 (12) を積分して式 (1) により方向余弦行列を計算して，その後で次式によ りオイラー角に変換している． � 𝜙𝜙 𝜓𝜓 𝜃𝜃 � = ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎡ atan � 𝑛𝑛 3 𝑛𝑛 2 � −asin(𝑛𝑛 1 ) atan � 𝑚𝑚 1 𝑙𝑙 1 �⎦ ⎥ ⎥ ⎥ ⎤ (82) 表 11 と表 12 に示す通り，EGI の搭載位置における姿勢角の計測値 𝜙𝜙 𝐸𝐸 , 𝜃𝜃 𝐸𝐸 , 𝜓𝜓 𝐸𝐸 に影響を与 える要素は EGI 固有の計測誤差と EGI 取り付け角の 2 つに大別される．前者は姿勢角のバ イアス誤差 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜃𝜃, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜓𝜓 とランダム誤差 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜃𝜃, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜓𝜓 であり，後者は機体軸系に 対する EGI のノミナル取り付け角 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 とその誤差 Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 , Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 ，そし て慣性力による機体構造変形に伴う EGI の取り付け角変化のノミナル値 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 とその誤 差 Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 である． Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜃𝜃, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜓𝜓 と Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜃𝜃, Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜓𝜓 は EGI が認識する姿勢 𝜙𝜙 ′ , 𝜃𝜃 ′ , 𝜓𝜓 ′ と真の姿勢 𝜙𝜙, 𝜃𝜃, 𝜓𝜓 の間の単純な差分を意味するわけではなく，真の姿勢から EGI 固有の計 測誤差に相当する回転によって 𝜙𝜙 ′ , 𝜃𝜃 ′ , 𝜓𝜓 ′ で定義される姿勢に一致させることができるとい うことを意味する．すなわち � 𝑙𝑙 1 ′ 𝑚𝑚 1 ′ 𝑛𝑛 1 ′ 𝑙𝑙 2 ′ 𝑚𝑚 2 ′ 𝑛𝑛 2 ′ 𝑙𝑙 3 ′ 𝑚𝑚 3 ′ 𝑛𝑛 3 ′ � = � cos Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜙𝜙 − sin Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜙𝜙 cos Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜙𝜙 + sin Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜃𝜃 − sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜙𝜙 + cos Δ𝜓𝜓 cos Δ𝜙𝜙 cos Δ𝜃𝜃 sin Δ𝜙𝜙 sin Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜙𝜙 − cos Δ𝜓𝜓 sin Δ𝜙𝜙 cos Δ𝜃𝜃 cos Δ𝜙𝜙 � � 𝑙𝑙 1 𝑚𝑚 1 𝑛𝑛 1 𝑙𝑙 2 𝑚𝑚 2 𝑛𝑛 2 𝑙𝑙 3 𝑚𝑚 3 𝑛𝑛 3 � (83) である．ただし式において 𝑙𝑙 1 ′ ~𝑛𝑛 3 ′ は EGI が認識する機体軸系の方向余弦であり， � Δ𝜙𝜙 Δ𝜃𝜃 Δ𝜓𝜓 � = � Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜙𝜙 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜙𝜙 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜃𝜃 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜃𝜃 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜓𝜓 + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜓𝜓 � (84) である．さらに EGI に認識する機体軸系を EGI 取り付け角の分だけ回転させたものを EGI が認識するセンサ機体軸系と定義すると， � 𝑙𝑙 1𝑥𝑥 𝑚𝑚 1𝑥𝑥 𝑛𝑛 1𝑥𝑥 𝑙𝑙 2𝑥𝑥 𝑚𝑚 2𝑥𝑥 𝑛𝑛 2𝑥𝑥 𝑙𝑙 3𝑥𝑥 𝑚𝑚 3𝑥𝑥 𝑛𝑛 3𝑥𝑥 � = 𝑻𝑻 𝑀𝑀𝐵𝐵/𝐵𝐵 � 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � � 𝑙𝑙 1 ′ 𝑚𝑚 1 ′ 𝑛𝑛 1 ′ 𝑙𝑙 2 ′ 𝑚𝑚 2 ′ 𝑛𝑛 2 ′ 𝑙𝑙 3 ′ 𝑚𝑚 3 ′ 𝑛𝑛 3 ′ � (85) となる．したがって，式より， EGI での姿勢角の計測値 𝜙𝜙 𝑥𝑥 , 𝜃𝜃 𝑥𝑥 , 𝜓𝜓 𝑥𝑥 は次式で与えられる． � 𝜙𝜙 𝑥𝑥 𝜃𝜃 𝑥𝑥 𝜓𝜓 𝑥𝑥 � = ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎡ atan � 𝑛𝑛 3𝑥𝑥 𝑛𝑛 2𝑥𝑥 � −asin(𝑛𝑛 1𝑥𝑥 ) atan � 𝑚𝑚 1𝑥𝑥 𝑙𝑙 1𝑥𝑥 �⎦ ⎥ ⎥ ⎥ ⎤ (86) EGI 搭載位置における加速度の機体軸系およびセンサ機体軸系での計測値は � 𝐴𝐴 𝑥𝑥𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑦𝑦𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑧𝑧𝑥𝑥 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 = � 𝐴𝐴 𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑦𝑦 𝐴𝐴 𝑧𝑧 � 𝐵𝐵 𝑠𝑠𝐸𝐸 + � 𝑃𝑃 𝐸𝐸 ̇ 𝑄𝑄 𝐸𝐸 ̇ 𝑅𝑅 𝐸𝐸 ̇ � 𝐵𝐵 𝑠𝑠𝐸𝐸 × �𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � 1 � − 𝑻𝑻 𝐵𝐵/𝑠𝑠 �� 𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑋𝑋 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑌𝑌 𝑠𝑠𝐸𝐸0 𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 + Δ𝑍𝑍 𝑠𝑠𝐸𝐸0 � 1 �� + Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 � 𝐴𝐴 𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑦𝑦 𝐴𝐴 𝑧𝑧 � 𝐵𝐵 + Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 � 𝐴𝐴 𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑦𝑦 𝐴𝐴 𝑧𝑧 � 𝐵𝐵 � (87) � 𝐴𝐴 𝑥𝑥𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑦𝑦𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑧𝑧𝑥𝑥 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑀𝑀𝐵𝐵 = 𝑻𝑻 𝑀𝑀𝐵𝐵/𝐵𝐵 � 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 + Δ𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 + Δ𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 � � 𝐴𝐴 𝑥𝑥𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑦𝑦𝑥𝑥 𝐴𝐴 𝑧𝑧𝑥𝑥 � 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 (88) である．式 (87) で，第 1 項は機体重心に作用する空気力による加速度の機体軸成分，第 2 項 は機体重心周りの角加速度により EGI 搭載位置に誘起される加速度の機体軸成分，第 3 項 の Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑥𝑥 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑦𝑦 , Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑧𝑧 は EGI の 加 速 度 計 測 値 の バ イ ア ス 誤 差 ， 第 4 項 の Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑥𝑥 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑦𝑦 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑧𝑧 はそのランダム誤差であり，表 12 に値が定義されている． 表 11 EGI 搭載位置（ CATIA 座標系）および取り付け角のデータ 項目 ノミナル値 誤差 （最大最小） 単位 誤差分布 𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 6148.1 ± 1.25 mm 一様 𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 −30 ± 1.25 mm 一様 𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 2177.7 ± 1.25 mm 一様 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 0 0 deg 一様 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 0 0 deg 一様 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 0 ± 0.055 deg 一様 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 0.0103 × 𝑁𝑁 𝑧𝑧 ±0.0071 × 𝑁𝑁 𝑧𝑧 deg 一様 表 12 EGI 計測値のバイアス誤差およびランダム誤差のデータ 項目 バイアス誤差 （ ±3σ または最大最小） ランダム誤差 （ ±3σ ） 単位 誤差分 布 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝑃𝑃 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝑃𝑃 𝐸𝐸 なし ± 0.3 deg/s 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝑄𝑄 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝑄𝑄 𝐸𝐸 なし ± 0.3 deg/s 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝑅𝑅 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝑅𝑅 𝐸𝐸 なし ± 0.3 deg/s 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸 𝑋𝑋 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸 𝑋𝑋 ± 10 ± 4 m 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸 𝑌𝑌 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸 𝑌𝑌 ± 10 ± 4 m 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸 𝑍𝑍 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸 𝑍𝑍 ± 10 ± 8 m 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 ± 1.27 ± 0.23 m/s 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 ± 1.27 ± 0.23 m/s 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 ± 2.5 ± 0.5 m/s 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜙𝜙 ± 0.1 ± 0.05 deg 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜃𝜃, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜃𝜃 ± 0.1 ± 0.05 deg 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝜓𝜓, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜓𝜓 ± 0.6 ± 0.4 deg 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑥𝑥 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑥𝑥 ± 0.06 ± 0.3 m/s 2 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑦𝑦 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑦𝑦 ± 0.06 ± 0.3 m/s 2 正規 Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑧𝑧 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑧𝑧 ± 0.06 ± 0.3 m/s 2 正規 表 11 EGI 搭載位置（ CATIA 座標系）および取り付け角のデータ 項目 ノミナル値 誤差 （最大最小） 単位 誤差分布 𝑋𝑋 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 6148.1 ± 1.25 mm 一様 𝑌𝑌 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 −30 ± 1.25 mm 一様 𝑍𝑍 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 2177.7 ± 1.25 mm 一様 𝜙𝜙 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 0 0 deg 一様 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 0 0 deg 一様 𝜓𝜓 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸0 0 ± 0.055 deg 一様 𝜃𝜃 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥0 0.0103 × 𝑁𝑁 𝑧𝑧 ±0.0071 × 𝑁𝑁 𝑧𝑧 deg 一様 表 12 EGI 計測値のバイアス誤差およびランダム誤差のデータ 項目 バイアス誤差 （ ±3σ または最大最小） ランダム誤差 （ ±3σ ） 単位 誤差分 布 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝑃𝑃 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝑃𝑃 𝐸𝐸 なし ± 0.3 deg/s 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝑄𝑄 𝐸𝐸 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝑄𝑄 𝐸𝐸 なし ± 0.3 deg/s 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝑅𝑅 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝑅𝑅 𝐸𝐸 なし ± 0.3 deg/s 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 𝑋𝑋 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸 𝑋𝑋 ± 10 ± 4 m 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 𝑌𝑌 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 𝑌𝑌 ± 10 ± 4 m 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐸𝐸 𝑍𝑍 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸 𝑍𝑍 ± 10 ± 8 m 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑈𝑈 𝐸𝐸 ± 1.27 ± 0.23 m/s 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑉𝑉 𝐸𝐸 ± 1.27 ± 0.23 m/s 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝐸𝐸 ± 2.5 ± 0.5 m/s 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜙𝜙, Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝜙𝜙 ± 0.1 ± 0.05 deg 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜃𝜃, Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜃𝜃 ± 0.1 ± 0.05 deg 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜓𝜓, Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝜓𝜓 ± 0.6 ± 0.4 deg 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑥𝑥 , Δ 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑥𝑥 ± 0.06 ± 0.3 m/s 2 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑦𝑦 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑦𝑦 ±0.06 ± 0.3 m/s 2 正規 Δ 𝐵𝐵𝑀𝑀 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑧𝑧 , Δ 𝑅𝑅𝑁𝑁 𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 𝐵𝐵 𝐴𝐴 𝑧𝑧 ± 0.06 ± 0.3 m/s 2 正規 ドキュメント内 低ソニックブーム設計概念実証フェーズ 2(D-SEND#2) 飛行シミュレーションモデル 川口純一郎 *1, 鈴木広一 *2, 二宮哲次郎 *1 *1, 冨田博史 Report on the Flight Simulation Model of Flight Demonstration of Low (ページ 54-59)
