CN107110979A - 姿态角计算装置、姿态角计算方法及姿态角计算程序 - Google Patents

姿态角计算装置、姿态角计算方法及姿态角计算程序 Download PDF

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Abstract

课题在于，高精度地计算姿态角。解决手段在于，航行状态计算装置(10)中，接收部(11A、11B、11C、11D)使用天线(100A、100B、100C、100D)接收到的定位信号，输出在计算包含姿态角的航行状态中利用的计算用数据。相位差计算部(12)根据从接收部(11A、11B、11C、11D)输出的计算用数据，计算基线的1重相位差。姿态角计算部(131)使用计算用数据及1重相位差来计算姿态角。计算条件决定部(132)根据基线与定位卫星的位置关系，与姿态角的分量相应地决定计算用数据对计算姿态角的贡献度。姿态角计算部(131)使用该贡献度来计算姿态角。

Description

姿态角计算装置、姿态角计算方法及姿态角计算程序
技术领域
本发明涉及计算船舶、飞行体、汽车等移动体的姿态角的姿态角计算装置、姿态角计算方法及姿态角计算程序。
背景技术
当前，利用GPS信号来计算移动体的航行状态的装置以各种方式得到实用化。例如，在专利文献1中记载的姿态计算装置中，具备4台GPS天线。分别连结4台天线的基线的长度(基线长度)不同。
专利文献1中记载的姿态计算装置选择处于可定位的接收状态的基线长度最长的2台天线。专利文献1中记载的姿态计算装置利用这2台GPS天线接收到的GPS信号来计算姿态。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：(日本)特开2008-14721号公报
发明内容
发明要解决的课题
但是，在专利文献1中记载的姿态计算装置的方法中，考虑了GPS天线的位置关系，但仅通过天线的位置关系有时不能提高姿态的计算精度。
从而，本发明的目的在于，提供能够高精度地计算姿态角的姿态角计算装置、姿态角计算方法及姿态角计算程序。
用于解决课题的手段
本发明的姿态角计算装置具备多个天线、多个接收部、姿态角计算部及计算条件决定部。
多个天线分别接收来自定位卫星的定位信号。多个接收部按构成多个天线的每个天线被设置。多个接收部使用天线所接收到的定位信号输出计算用数据。姿态角计算部使用计算用数据来计算姿态角的各分量。计算条件决定部根据连结多个天线之中的两个天线的基线与定位卫星的位置关系，按姿态角的每个分量决定计算用数据对于计算姿态角的贡献度。
在该结构中，能够设定对计算所期望的姿态角的分量适当的计算用数据的权重、或者选择计算用数据。由此，能够高精度地计算所期望的姿态角的分量。
此外，在本发明的姿态角计算装置中，计算条件决定部具备：精度恶化指标计算部，根据基线与定位卫星的位置关系，按姿态角的每个分量计算精度恶化指标；以及贡献度决定部，使用精度恶化指标来决定贡献度。
在该结构中，使用精度恶化指标(DOP)，决定每个定位卫星(从定位信号得到的每个计算用数据)的贡献度。由此，能够更准确地计算所期望的姿态角的分量。
发明效果
根据本发明，能够高精度地计算姿态角。
附图说明
图1是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算装置的结构的框图。
图2是表示本发明的第一实施方式所涉及的计算条件决定部的结构的框图。
图3是表示本发明的第一实施方式所涉及的天线的位置关系的图。
图4是表示船首方向的精度恶化指数(Heading-DOP)的方位角依赖性的曲线图。
图5是表示俯仰方向的精度恶化指数(Pitch-DOP)的方位角依赖性的曲线图。
图6是表示天线与定位卫星的位置关系的立体图。
图7是表示天线与定位卫星的投影位置的关系的俯视图。
图8是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算方法的处理流程的流程图。
图9是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算方法中的加权系数的决定处理的流程图。
图10是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算方法的其他处理流程的流程图。
图11是表示本发明的第二实施方式所涉及的航行状态计算装置的结构的框图。
图12是本发明的第二实施方式所涉及的航行状态计算方法的流程图。
图13是表示本发明的实施方式所涉及的航行状态计算装置所利用的天线的模式(pattern)的俯视图。
图14是表示本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置的结构的框图。
图15是表示本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置输出的图像例的图。
图16是表示本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置的显示形态的图。
图17是表示本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置的显示形态的图。
具体实施方式
参照附图说明本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算装置、航行状态计算方法及航行状态计算程序。作为本实施方式所示的移动体，以船舶为例进行说明，但也可以是其他海上移动体、海中移动体、汽车等陆上移动体、飞机等空中移动体的任一个。另外，作为本实施方式所示的定位信号，是GNSS(全球导航卫星系统：Global NavigationSatellite System)的定位信号，具体而言是GPS(全球定位系统：Global PositioningSystem)、GLONASS(全球导航卫星系统：Global Navigation Satellite System)、Galileo(伽利略卫星导航系统)的定位信号。另外，不仅可以使用单独的系统的定位信号，也可以使用多个系统的定位信号。
图1是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算装置的结构的框图。图2是表示本发明的第一实施方式所涉及的计算条件决定部的结构的框图。图3是表示本发明的第一实施方式所涉及的天线的位置关系的图。
如图1所示，本实施方式所涉及的包含姿态角计算装置的航行状态计算装置10具备天线部100、接收部11A、11B、11C、11D、相位差计算部12、及运算部13。天线部100具备天线100A、100B、100C、100D。运算部13具备姿态角计算部131、计算条件决定部132。计算条件决定部132如图2所示那样具备精度恶化指标计算部133、贡献度决定部134。
天线部100被配置在船舶中的上空开放的位置。如图3所示，天线100A、100B、100C、100D的配置模式具有二维的扩展。
作为图3所示的具体的配置方式的一例，天线100A、100B、100C、100D分别被配置于俯视时正方形的四个角。天线100A和天线100D被配置为连结这些天线100A、100D的基线与BODY坐标系(船体坐标系)的By方向(连结船首和船尾的方向(船首-船尾方向))成为平行。天线100B和天线100C被配置为连结这些天线的基线与船体(BODY)坐标系的By方向成为平行。
天线100A和天线100B被配置为连结这些天线100A、100B的基线与BODY坐标系的Bx方向(连结右舷和左舷的方向(右左舷方向))成为平行。
天线100A、100B间的距离、天线100B、100C间的距离、天线100C、100D间的距离、天线100D、100A间的距离比定位信号的波长短。更具体而言，这些天线间的距离例如优选为定位信号的波长λ的1/2(即λ/2)左右。通过将天线间的距离设为λ/2左右，从而整数值偏差(bias)的决定变得容易。
另外，该配置是一例，配置2台以上的天线即可。即，能够设定至少一个基线即可。
天线100A与接收部11A连接。天线100A接收定位信号发送的定位信号，并输出至接收部11A。天线100B与接收部11B连接。天线100B接收定位信号发送的定位信号，并输出至接收部11B。天线100C与接收部11C连接。天线100C接收定位信号发送的定位信号，并输出至接收部11C。天线100D与接收部11D连接。天线100D接收定位信号发送的定位信号，并输出至接收部11D。
接收部11A、11B、11C、11D被同步。例如，向接收部11A、11B、11C、11D输入公共的时钟信号，接收部11A、11B、11C、11D与该时钟信号同步地进行定位信号的捕捉、追踪。
接收部11A捕捉、追踪定位信号，按每个定位信号(每个定位卫星)计算伪距ρA。接收部11A将伪距ρA输出至运算部13。接收部11A按每个定位信号(每个定位卫星)计算载波相位测定值PYA。接收部11A将载波相位测定值PYA输出至相位差计算部12。
接收部11B捕捉、追踪定位信号，按每个定位信号(每个定位卫星)计算伪距ρB。接收部11B将伪距ρB输出至运算部13。接收部11B按每个定位信号(每个定位卫星)计算载波相位测定值PYB。接收部11B将载波相位测定值PYB输出至相位差计算部12。
接收部11C捕捉、追踪定位信号，按每个定位信号(每个定位卫星)计算伪距ρC。接收部11C将伪距ρC输出至运算部13。接收部11C按每个定位信号(每个定位卫星)计算载波相位测定值PYC。接收部11C将载波相位测定值PYC输出至相位差计算部12。
接收部11D捕捉、追踪定位信号，按每个定位信号(每个定位卫星)计算伪距ρD。接收部11D将伪距ρD输出至运算部13。接收部11D按每个定位信号(每个定位卫星)计算载波相位测定值PYD。接收部11D将载波相位测定值PYD输出至相位差计算部12。
这些伪距ρA、ρB、ρC、ρD、载波相位测定值PYA、PYB、PYC、PYD对应于本发明的计算用数据。
相位差计算部12将天线100A、100B、100C、100D之中的2台组合而设定基线。相位差计算部12按每个基线计算1重相位差。例如，具体而言，相位差计算部12执行如下处理。
相位差计算部12将天线100A作为基准天线而设定为基线。相位差计算部12对基于天线100A和天线100B的基线，计算载波相位测定值PYA与载波相位测定值PYB的差分值，计算天线间的1重相位差ΔζAB(＝PYB-PYA)。相位差计算部12根据载波相位测定值的差分运算，按每个基线计算1重相位差。相位差计算部12将所计算出的1重相位差输出至运算部13。
运算部13对在定位信号上重叠的导航电文进行分析，取得卫星位置。运算部13至少取得作为由接收部11A、11B、11C、11D接收的定位信号的发送源的定位卫星的位置即可。另外，分析导航电文及取得定位卫星的位置也可以由各接收部11A、11B、11C、11D进行。
此外，运算部13使用伪距ρA、ρB、ρC、ρD，计算各天线100A、100B、100C、100D的位置POA、POB、POC、POD。各天线100A、100B、100C、100D的位置POA、POB、POC、POD使用已知的单独定位的方法即可。
姿态角计算部131使用卫星位置和天线位置POA、POB、POC、POD，计算天线间的每个1重相位差的方向余弦。具体而言，例如，姿态角计算部131使用天线位置POA、POB、和作为在天线100A、100B这双方中接收到的定位信号的发送源的定位卫星的卫星位置，计算与天线100A、100B间的1重相位差对应的方向余弦。姿态角计算部131也以同样的方法计算与其他天线间的1重相位差对应的方向余弦。
姿态角计算部131使用天线间的1重相位差和方向余弦矩阵，计算姿态角AT。方向余弦矩阵是将BODY坐标系变换为地球坐标系等绝对坐标系的矩阵。姿态角AT由横滚角俯仰角θ、及偏航角ψ构成。另外，作为姿态角AT，至少推定偏航角ψ即可。
更具体而言，姿态角计算部131使用LAMDA法等已知的方法，按天线间的每个1重相位差推定并决定整数值偏差。姿态角计算部131使用天线间的1重相位差和整数值偏差，计算与各天线间的1重相位差对应的几何距离差。姿态角计算部131使用几何距离差和方向余弦矩阵，通过应用最小二乘法等，计算姿态角AT。
姿态角计算部131使用由计算条件决定部132决定的每个1重相位差的贡献度，计算姿态角。作为贡献度，例如是加权系数。从而，姿态角计算部131在使计算条件决定部132中决定的加权系数乘以1重相位差的状态下应用最小二乘法等，计算姿态角。
计算条件决定部132根据所期望的姿态角的分量，基于各1重相位差的基线与定位卫星的位置关系来决定贡献度(例如加权系数)。即，计算条件决定部132以高精度地计算横滚角俯仰角θ、偏航角ψ的哪个为基准，决定每个1重相位差的贡献度。贡献度是对姿态角分量的计算精度做出贡献的指标。更具体而言，贡献度是被设定为贡献度越高则姿态角分量的计算精度变得越高的指标。在此，贡献度对应于加权系数。加权系数越大则贡献度越高，加权系数越小则贡献度越低。
更具体而言，计算条件决定部132使用如下示出的概念，决定每个1重相位差的贡献度(加权系数)。图4是表示船首方向的精度恶化指数(Heading-DOP)的方位角依赖性的曲线图。图5是表示俯仰方向的精度恶化指数(Pitch-DOP)的方位角依赖性的曲线图。图4、图5中的横轴是以绝对坐标系下的基线的基准位置为基准的定位卫星的方位角，各曲线图的基线方位ψ0、ψ1、ψ2、ψ3表示计算1重相位差的基线在绝对坐标系下的方位。
(偏航角ψ的计算)
如图4所示，随着相对于基线的方位接近90°(直角)，船首方向的精度恶化指数(以下称为Heading-DOP)变小。随着相对于基线的方位接近0°(平行)，Heading-DOP急剧地变大。该Heading-DOP的方位角依赖性不依赖于定位卫星的仰角。此外，定位卫星的仰角越低，则Heading-DOP变得越小。
计算条件决定部132使用Heading-DOP，决定在计算偏航角ψ或者将该偏航角ψ包含于姿态角分量的姿态角时设定的加权系数。Heading-DOP越小则计算条件决定部132将加权系数设定得越大，Heading-DOP越大则将加权系数设定得越小。计算条件决定部132按基线和定位卫星的每个组合设定加权系数。由此，越是Heading-DOP小的基线和定位卫星的组合，则计算姿态角中的1重相位差的贡献变得越大，越是Heading-DOP大的基线和定位卫星的组合，计算姿态角中的1重相位差的贡献变得越小。计算条件决定部132将所设定的加权系数输出至姿态角计算部131。姿态角计算部131使用从计算条件决定部132给予的加权系数，计算姿态角，从而能够高精度地计算偏航角ψ。
(俯仰角θ的计算)
如图5所示，随着相对于基线的方位接近0°(平行)，俯仰方向的精度恶化指数(以下称为Pitch-DOP)变小。随着相对于基线的方位接近90°(直角)，Pitch-DOP急剧地变大。Pitch-DOP的方位角依赖性不依赖于定位卫星的仰角。此外，定位卫星的仰角变得越低，则Pitch-DOP变得越小。
计算条件决定部132使用Pitch-DOP，决定在计算俯仰角θ或者将该俯仰角θ包含于姿态角分量的姿态角时设定的加权系数。Pitch-DOP越小则计算条件决定部132将加权系数设定得越大，Pitch-DOP越大则将加权系数设定得越小。计算条件决定部132按基线和定位卫星的每个组合设定加权系数。由此，越是Pitch-DOP小的基线和定位卫星的组合，则计算姿态角中的1重相位差的贡献变得越大，越是Pitch-DOP大的基线和定位卫星的组合，则计算姿态角中的1重相位差的贡献变得越小。计算条件决定部132将所设定的加权系数输出至姿态角计算部131。姿态角计算部131使用从计算条件决定部132给予的加权系数，计算姿态角，从而能够高精度地计算俯仰角θ。
通过使用这样本实施方式的结构，能够高精度地计算期望的姿态角分量。
另外，在上述的结构中，示出了使用精度恶化指数，设定基线和定位卫星的每个组合的加权系数的例子。但是，也可以如下所示，使用基线矢量和定位卫星相对于基线的视线方向矢量，设定加权系数。
从而，在计算船首方向的姿态角(偏航角)的情况下，若基于定位卫星的配置位置关系，则将与相对于基线的方位接近90°(直角)的位置的定位卫星对应的权重加重为佳。或者，在计算船首方向的姿态角(移动体的方位角、偏航角)的情况下，选择相对于基线的方位接近90°(直角)的位置的定位卫星，除去相对于基线的方位接近0°(平行)的位置的定位卫星为佳。通过进行这样的设定，能够提高偏航角的计算精度。
具体而言，计算条件决定部132使用如下示出的概念，决定每个1重相位差的贡献度。图6是表示天线与定位卫星的位置关系的立体图。图7是表示天线与定位卫星的投影位置的关系的俯视图。另外，在图6、图7中，示出Body坐标系的Bx轴方向与绝对坐标系的x轴方向一致，Body坐标系的By轴方向与绝对坐标系的y轴方向一致的情况。
计算条件决定部132计算基线与定位卫星的位置关系。计算条件决定部132计算连结“定位卫星向包含基线的平面(若是图6、图7则为x-y平面)的投影位置”和“基线的基准位置(若是图6、图7则为基线的起点)”的线与基线所成的角。
例如，若是图7中图示的例子，计算条件决定部132设定连结天线100A、100D的基线矢量VctAD。基线矢量VctAD由天线100A、100D的位置决定。天线100A、100D的位置根据伪距ρA、ρD通过单独定位来计算。
计算条件决定部132设定连结天线100A和定位卫星SV1的视线方向矢量VctA1。视线方向矢量VctA1由天线100A及定位卫星SV1的位置决定。定位卫星SV1的位置通过对导航电文进行分析来取得。
计算条件决定部132设定连结天线100A和定位卫星SV2的视线方向矢量VctA2。视线方向矢量VctA2由天线100A及定位卫星SV2的位置决定。定位卫星SV2的位置通过对导航电文进行分析来取得。
计算条件决定部132使用基线矢量VctAD与视线方向矢量VctA1的内积运算等，计算连结天线100A、100D的基线、与连结定位卫星SV1的投影位置和基线的基准位置(若是图4、图5则为天线100A的位置)的线所成的角。同样，计算条件决定部132使用基线矢量VctAD与视线方向矢量VctA2的内积运算等，计算连结天线100A、100D的基线、与连结定位卫星SV2的投影位置和基线的基准位置的线所成的角。此时，所成的角被计算为90°以下。
(偏航角ψ的计算)
如上述的图4所示，在偏航角ψ的情况下，相对于基线所成的角越接近90°(直角)则Heading-DOP变得越小，相对于基线所成的角越接近0°(平行)则Heading-DOP变得越大。
利用该原理，相对于基线所成的角越接近90°(直角)则计算条件决定部132将与定位卫星对应的加权系数设定得越大，相对于基线所成的角越接近0°(平行)则将与定位卫星对应的加权系数设定得越小。
由此，与上述使用Heading-DOP设定加权系数同样，能够高精度地计算偏航角ψ。
(俯仰角θ的计算)
如上述的图5所示，在俯仰角θ的情况下，相对于基线所成的角越接近0°(平行)则Pitch-DOP变得越小，相对于基线所成的角越接近90°(直角)则Pitch-DOP变得越大。
利用该原理，相对于基线所成的角越接近0°(平行)则计算条件决定部132将与定位卫星对应的加权系数设定得越大，相对于基线所成的角越接近90°(直角)则将对于定位卫星的加权系数设定得越小。
由此，与上述使用Pitch-DOP设定加权系数同样，能够高精度地计算偏航角ψ。
另外，在上述的说明中，以相对于基线所成的角为基准而设定了加权系数，但也可以还利用仰角。如图4、图5所示，仰角越低则Heading-DOP及Pitch-DOP越被改善。从而，也可以进行仰角越低则增大加权系数的校正，进行仰角越高则减小加权系数的校正。
在上述的说明中，示出了以单独的功能部执行各处理的方式，但也可以将上述的处理程序化而存储至存储介质，由计算机等信息处理装置读出并执行该程序。在该情况下，执行如下示出的处理流程即可。图8是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算方法的处理流程的流程图。
信息处理装置根据由多个天线100A、100B、100C、100D接收到的定位信号，计算伪距及载波相位测定值(S101)。
信息处理装置对所接收到的定位信号进行解调并对导航电文进行分析。信息处理装置从导航电文取得卫星位置(S102)。
信息处理装置根据基线与定位卫星的位置关系，决定基线和定位卫星的每个组合的加权系数(S103)。具体而言，信息处理装置使用图9所示的处理来决定加权系数。图9是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算方法中的加权系数的决定处理的流程图。信息处理装置按基线和定位卫星的每个组合计算Heading-DOP(S131)。信息处理装置按基线和定位卫星的每个组合计算Pitch-DOP(S132)。信息处理装置根据所期望的姿态角分量，使用Heading-DOP或者Pitch-DOP，决定基线和定位卫星的每个组合的加权系数(S133)。具体的加权系数的决定方法与上述的结构的说明相同。另外，Heading-DOP和Pitch-DOP根据所期望的姿态角分量，计算任一方即可。具体而言，若需要高精度计算的姿态角分量为偏航角ψ，则仅计算Heading-DOP，根据Heading-DOP决定加权系数即可。此外，若需要高精度计算的姿态角分量为俯仰角θ，仅计算Pitch-DOP，根据Pitch-DOP决定加权系数即可。
信息处理装置按每个基线计算天线间的1重相位差(S104)。信息处理装置使用伪距、1重相位差、按每个1重相位差设定的加权系数，计算姿态角(S105)。
另外，在上述的说明中，示出了根据精度恶化指数、或者基线矢量与视线方向矢量的位置关系，决定用于计算姿态角的加权系数的方式。但是，也可以根据精度恶化指数、或者基线矢量与视线方向矢量的位置关系，选择在计算姿态角中利用的基线和定位卫星的组合。
图10是表示本发明的第一实施方式所涉及的航行状态计算方法的其他处理流程的流程图。在图10中，图示了使用精度恶化指标的情况。
信息处理装置根据由多个天线100A、100B、100C、100D接收到的定位信号，计算伪距及载波相位测定值(S201)。
信息处理装置对所接收到的定位信号进行解调，对导航电文进行分析。信息处理装置从导航电文取得卫星位置(S202)。
信息处理装置根据基线和定位卫星的位置关系，计算基线和定位卫星的每个组合的精度恶化指标(S203)。
信息处理装置使用精度恶化指标，选择在计算姿态角中利用的基线和定位卫星的组合(S204)。具体而言，信息处理装置对精度恶化指标预先设定阈值。若精度恶化指标为阈值以下，则信息处理装置选择成为该精度恶化指标的基线和定位卫星的组合以利用于姿态角的计算处理。若精度恶化指标比阈值大，则信息处理装置选择成为该精度恶化指标的基线和定位卫星的组合以从姿态角的计算处理除去。该选择处理根据所期望的姿态角分量而不同，在计算偏航角ψ的情况下，使用Heading-DOP，在计算俯仰角θ的情况下，使用Pitch-DOP。
另外，在使用基线矢量和视线方向矢量的位置关系的情况下，信息处理装置对基线矢量与视线方向矢量所成的角设定阈值。
若所成的角比阈值大，则信息处理装置选择构成该所成的角的基线和定位卫星的组合以利用于偏航角ψ的计算处理。若所成的角为阈值以下，则信息处理装置选择构成该所成的角的基线和定位卫星的组合以从偏航角ψ的计算处理除去。即，将对于偏航角ψ的计算处理的贡献度设为0。另一方面，若所成的角为阈值以下，则信息处理装置选择构成该所成的角的基线和定位卫星的组合以利用于俯仰角θ的计算处理。若所成的角比阈值大，则信息处理装置选择构成该所成的角的基线和定位卫星的组合以从俯仰角θ的计算处理除去。即，将对于偏航角ψ的计算处理的贡献度设为0。
信息处理装置使用通过所选择的基线和定位卫星的组合而得到的伪距、1重相位差，计算姿态角。
另外，这样选择基线和定位卫星的组合在按每个功能部执行上述的各处理的方式中，由计算条件决定部132执行。
通过使用这样的处理及结构，能够高精度地计算所期望的姿态角分量、即要求高精度计算的姿态角分量。
另外，根据状况而适当采用使用加权系数计算姿态角的方式和使用选择计算姿态角的方式即可。例如，在能够接收定位信号的定位卫星数少的情况下，使用加权系数即可。由此，即使能够接收定位信号的定位卫星数少，也能够高精度地计算姿态角。另一方面，在能够接收定位信号的定位卫星数多的情况下，使用选择即可。由此，仅使用大量定位卫星之中姿态角的计算精度高的定位卫星，能够高精度地计算姿态角。
接着，参照附图说明第二实施方式所涉及的航行状态计算装置、航行状态计算方法及航行状态计算程序。图11是表示本发明的第二实施方式所涉及的航行状态计算装置的结构的框图。
本实施方式所涉及的航行状态计算装置10A对第一实施方式所涉及的航行状态计算装置10追加惯性传感器20。进而，航行状态计算装置10A相对于航行状态计算装置10，运算部13A的结构不同。
惯性传感器20具备加速度传感器21及角速度传感器22。加速度传感器21检测加速度aIMU，并输出至综合处理部135。角速度传感器22检测角速度ωIMU，并输出至综合处理部135。
运算部13A具备误差推定部131A、计算条件决定部132及综合处理部135。计算条件决定部132进行与第一实施方式相同的结构及处理，按基线和定位卫星的每个组合，决定与1重相位差对应的加权系数。
向误差推定部131A，输入伪距ρA、ρB、ρC、ρD、载波相位测定值PYA、PYB、PYC、PYD、卫星位置变化量ΔPsatA、ΔPsatB、ΔPsatC、ΔPsatC、天线间的1重相位差相位差。天线间的1重相位差由相位差计算部12计算。此外，向误差推定部131A输入上次的综合位置PUN、综合速度VUN及综合姿态角ATUN。
误差推定部131A根据这些输入值而设定观测值，设定以位置的计算误差εP、速度的计算误差εV及姿态角的计算误差εAT为推定值的卡尔曼滤波器。此时，误差推定部131A使用按每个1重相位差设定的加权系数来设定卡尔曼滤波器。
误差推定部131A通过对该卡尔曼滤波器进行运算处理，推定位置的计算误差εP、速度的计算误差εV及姿态角的计算误差εAT，并输出至综合处理部135。并且，通过对1重相位差进行加权，能够高精度地推定姿态角的计算误差εAT。
综合处理部135使用加速度aIMU及角速度ωIMU，计算综合位置PUN、综合速度VUN、及综合姿态角ATUN。此时，综合处理部135利用位置的计算误差εP、速度的计算误差εV及姿态角的计算误差εAT进行校正。
使用这样的结构，也能够与第一实施方式同样地高精度地计算姿态角。进而，在本实施方式的结构中，还能够根据姿态角的计算精度，高精度地计算位置及速度。
此外，通过使用本实施方式的结构，即使在不能接收定位信号的期间，也能够计算姿态角。此外，在能够接收定位信号的期间，能够使用定位信号来校正惯性传感器20的误差，因此能够高精度地计算姿态角。
另外，在图11中，示出了分别以不同的功能部执行各处理的方式。但是，也可以在一个信息处理装置中形成这些功能部。在该情况下，预先存储实现如下示出的航行状态计算方法的程序，信息处理装置读出并执行该程序即可。
图12是本发明的第二实施方式所涉及的航行状态计算方法的流程图。
信息处理装置计算伪距ρA、ρB、ρC、ρD、载波相位测定值PYA、PYB、PYC、PYD、及卫星位置变化量ΔPsatA、ΔPsatB、ΔPsatC、ΔPsatD(S201)。信息处理装置从惯性传感器20取得加速度aIMU及角速度ωIMU。
信息处理装置对所接收到的定位信号进行解调，对导航电文进行分析。信息处理装置从导航电文取得卫星位置(S202)。
信息处理装置根据基线与定位卫星的位置关系，决定基线和定位卫星的每个组合的加权系数(S203)。
信息处理装置按每个基线计算天线间的1重相位差(S204)。
信息处理装置使用伪距、1重相位差、在上次的运算中得到的综合位置PUN、综合速度VUN、综合姿态角ATUN、及按每个1重相位差设定的加权系数，推定位置的计算误差εP、速度的计算误差εV及姿态角的计算误差εAT(S205)。此时，信息处理装置使用卡尔曼滤波器等，对误差方差等设定权重。
信息处理装置使用加速度aIMU、角速度ωIMU、位置的计算误差εP、速度的计算误差εV及姿态角的计算误差εAT，计算综合位置PUN、综合速度VUN、及综合姿态角ATUN(S206)。
在上述的航行状态计算装置10、10A中，示出了天线为4台的情况，但以多台天线、即能够构成一个以上的基线的方式配置天线即可。图13是表示在本发明的实施方式所涉及的航行状态计算装置中利用的天线的模式的俯视图。
天线部100'具备天线100A、100B、100C。天线100A、100B、100C的配置模式具有二维的扩展。即，以在穿过天线100A和天线100B的直线上不配置天线100C的方式配置有天线100A、100B、100C。天线间的距离与第一实施方式相同。
根据这样的结构，也能够得到与上述的各实施方式同样的作用效果。
接着，参照附图说明本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置。图14是表示本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置的结构的框图。
本实施方式的航行状态计算装置10B对第一实施方式所涉及的航行状态计算装置10追加了显示部30。航行状态计算装置10B的其他结构与第一实施方式所涉及的航行状态计算装置相同。
显示部30具备显示控制部31及显示器32。向显示控制部31输入由姿态角计算部131计算出的姿态角。向显示控制部31输入通过导航电文的解调而取得的定位卫星的位置、天线部100的位置(即本船的位置)。姿态角、定位卫星的位置及本船的位置以相同的坐标系来设定。
显示控制部31根据姿态角AT、定位卫星的位置及本船的位置，生成表示天线部100和定位卫星的位置的图像数据。显示控制部31将图像数据输出至显示器32。
图15是表示本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置输出的图像例的图。如图15所示，图像具备方位显示部320及卫星位置显示部330。方位显示部320及卫星位置显示部330为同心圆的圆形。卫星位置显示部330被配置在方位显示部320的圆的内侧。
方位显示部320具有表示地球坐标系下的方位的记号(N(北方向)、S(南方向)、E(东方向)、W(西方向)、45、135、225、315)。各记号沿着方位显示部320的外周圆以45°间隔而具备。45、135、225、315的记号以N(北方向)为基准，表示向E(东方向)绕的角度。方位显示部320中，图像的上方为基准基线的方位角。
在卫星位置显示部330中，具备由半径分别不同的圆形构成的多个仰角辅助线331。多个仰角辅助线331为同心圆，半径越小的圆形则表示越高的仰角。在卫星位置显示部330中，显示有表示定位卫星的记号(定位卫星记号)332。定位卫星记号332表示定位卫星相对于天线部100的位置。定位卫星的位置通过从视野方向矢量得到的从天线部100观看的各定位卫星的方位角和仰角来表示。关于定位卫星记号332的显示位置，根据仰角而决定离圆的中心的距离，通过方位角而决定沿着周向的位置。在定位卫星记号332中，具备表示卫星序号的数值。定位卫星记号332以按每个定位系统而不同的颜色来显示。另外，定位卫星记号332也可以采用仅与正接收定位信号的定位卫星对应时变更显示颜色、或者使其闪烁等显示形态。此外，也可以根据接收定位信号的天线，使定位卫星记号332的显示形态变化。
在显示图像的中心、即方位显示部320及卫星位置显示部330的中心，显示有表示天线100A、100B、100C、100D的记号(天线记号)341、及表示基线的记号(基线记号)342。天线记号341及基线记号342被显示为与天线部100相同的配置模式。天线记号341及基线记号342被显示为基准基线在图像的上下方向上延长。天线记号341中，仅基准天线(在此，对应于天线100A)的记号，通过与其他天线的记号不同的显示形态(颜色等)来显示。基线记号342为线状，在定位中利用的基线以实线来显示，在定位中没有利用的基线以虚线来显示。另外，也可以是能够选择成为基准的天线及基线，将所选择的天线及基线以与其他天线及基线不同的显示形态来显示。
船首方位指示记号350被显示在方位显示部320的外周。船首方位指示记号350被显示在与船首方位相应的位置。
通过使用这样的显示，操作者能够容易地视觉辨认航行状态计算装置10B的周围的定位卫星的配置。操作者能够容易地视觉辨认基线与定位卫星的位置关系。此外，操作者能够容易地视觉辨认在计算姿态角中利用的定位卫星、成为基准的基线。
另外，考虑多个定位卫星的位置在显示上重叠。在该情况下，通过使用如下示出的显示形态，能够提高全部定位卫星的视觉辨认性。图16、图17是表示本发明的第三实施方式所涉及的航行状态计算装置的显示形态的图。
在图16所示的显示形态中，若在通过定位卫星记号进行显示时显示上的位置重叠，则在卫星位置显示部330中配置暂时记号333。暂时记号333比定位卫星记号332小。从而，即使定位卫星的位置接近，记号也难以重叠、或者重叠的大小小。对各暂时记号333添加注释记号334。注释记号334是与定位卫星记号相同的显示形态，被显示在方位显示部320的外侧。注释记号334以不重叠的方式被显示。在方位显示部320的外侧存在足够显示的区域，因此能够容易地将注释记号334以不重叠的方式显示。注释记号334和暂时记号333通过引出箭头记号而连接。由此，能够提高全部定位卫星的视觉辨认性。
在图17所示的显示形态中，若在通过定位卫星记号进行显示时显示上的位置重叠，则在卫星位置显示部330中配置暂时记号333。暂时记号333比定位卫星记号332小。对暂时记号333的组添加详细显示记号335。详细显示记号335与暂时记号333的组通过引出箭头记号而连接。在详细显示记号335上，显示有构成暂时记号的组的定位卫星的卫星序号群。该卫星序号群以卫星序号的配置顺序依次变化的方式被显示。由此，能够提高全部定位卫星的视觉辨认性。
另外，在上述的说明中，示出了针对利用于姿态计算的基线和定位卫星的组合，以精度恶化指标、或者基于视线方向矢量的角度为基础而设定的例子，但通过进一步进行如下示出的检定，能够进一步选择在姿态角的高精度计算中有效的基线和定位卫星的组合。另外，以下，示出选择基线和定位卫星的组合的例子，但关于加权系数的调整，也能够同样地设定。即，选择与增大加权系数是类似的处理，除去与减小加权系数是类似的处理。
(A)基线矢量的检定
将使用定位信号而计算出的基线矢量的长度、和在预先设置时刻已知的物理的基线长度进行比较。在所计算出的基线矢量的长度与物理的基线长度之差小于阈值的情况下，将与该基线矢量对应的1重相位差利用于计算姿态角。在所计算出的基线矢量的长度与物理的基线长度之差为阈值以上的情况下，将与该基线矢量对应的1重相位差从姿态角的计算中除去。
(B)基线矢量的残差阈值检定
针对使用定位信号而计算出的基线矢量的残差，实施χ2乘检定。在基线矢量的残差的χ2乘值小于阈值的情况下，将与该基线矢量对应的1重相位差利用于计算姿态角。在基线矢量的残差的χ2乘值为阈值以上的情况下，将与该基线矢量对应的1重相位差从姿态角的计算中除去。
(C)基线矢量的船首方位(偏航角ψ)的微分值检定
连续取得所计算出的偏航角ψ，计算偏航角ψ的时间变化量。在偏航角ψ的时间变化量δψ小于阈值的情况下，采用所计算出的偏航角ψ。在偏航角ψ的时间变化量δψ为阈值以上的情况下，不采用所计算出的偏航角ψ。
(D)基线矢量的内积·向量积(外积)检定
计算使用定位信号而计算出的2根基线矢量的内积或者向量积。根据预先设置的天线的物理位置关系计算2根基线矢量的内积或者向量积。在基于定位信号的内积与基于物理位置的内积之差、或者基于定位信号的向量积与基于物理位置的向量积之差小于阈值的情况下，将与该基线矢量对应的1重相位差利用于计算姿态角。在基于定位信号的内积与基于物理位置的内积之差、或者基于定位信号的向量积与基于物理位置的向量积之差为阈值以上的情况下，将与该基线矢量对应的1重相位差从姿态角的计算中除去。
(E)姿态角的微分值检定
连续取得所计算出的姿态角的各分量(横滚角俯仰角θ、偏航角ψ)，计算各自的时间变化量。在姿态角的各分量的时间变化量小于阈值的情况下，采用所计算出的姿态角。在姿态角的各分量的时间变化量为阈值以上的情况下，不采用所计算出的姿态角。
另外，在上述的各实施方式中，示出了使用天线间的1重相位差作为相位差的方式。但是，也可以使用连结两个天线的矢量(基线)、与连结两个定位卫星的矢量之间的2重相位差。此时，设定基准的定位卫星。
在使用2重相位差的情况下，通过连结两个天线的矢量与连结两个定位卫星的矢量之间的向量积的绝对值，决定在计算姿态角中利用的贡献度(加权、或者选择/非选择)即可。更具体而言，在使用加权系数的情况下，向量积的绝对值越大则增大加权，向量积的绝对值越小则减小权重。此外，在使用选择/非选择的情况下，设定与向量积的绝对值对应的阈值，若向量积的绝对值为阈值以上则选择在该向量积的计算中利用的定位卫星，若向量积的绝对值小于阈值则不选择在该向量积的计算中利用的定位卫星。
标号说明：
10、10A、10B：航行状态计算装置
11A、11B、11C、11D：接收部
12：相位差计算部
13、13A：运算部
20：惯性传感器
21：加速度传感器
22：角速度传感器
30：显示部
31：显示控制部
32：显示器
100：天线部
100A：天线
100A、100B、100C、100D：天线
131：姿态角计算部
131A：误差推定部
132：计算条件决定部
133：精度恶化指标计算部
134：贡献度决定部
135：综合处理部

Claims (20)

1.一种姿态角计算装置，具备：
多个天线，接收来自定位卫星的定位信号；
多个接收部，按构成多个天线的每个天线被设置，使用所述天线所接收到的定位信号，输出计算用数据；
姿态角计算部，使用所述计算用数据来计算姿态角的各分量；以及
计算条件决定部，根据连结所述多个天线之中的两个天线而成的基线与所述定位卫星的位置关系，与所述姿态角的分量相应地决定所述计算用数据对计算所述姿态角的贡献度。
2.如权利要求1所述的姿态角计算装置，
所述计算条件决定部具备：
精度恶化指标计算部，根据所述基线与定位卫星的位置关系，计算与所述姿态角的分量相应的精度恶化指标；以及
贡献度决定部，使用所述精度恶化指标来决定所述贡献度。
3.如权利要求2所述的姿态角计算装置，
所述贡献度决定部在所述精度恶化指标比规定阈值大的情况下将所述贡献度设为0。
4.如权利要求2或者权利要求3所述的姿态角计算装置，
所述贡献度决定部在所述精度恶化指标越小的情况下使所述贡献度越高，在所述精度恶化指标越大的情况下使所述贡献度越低。
5.如权利要求2至权利要求4的任一项所述的姿态角计算装置，
所述相位差是构成所述基线的天线间的1重相位差，
所述计算条件决定部使连结所述基线的中心和定位卫星而成的直线与所述基线所成的角成为大致直角的定位卫星的计算用数据的贡献度大。
6.如权利要求2至权利要求4的任一项所述的姿态角计算装置，
所述相位差是基线的矢量与卫星间矢量之间的2重相位差，所述基线的矢量是连结所述两个天线而成的矢量，且所述卫星间矢量是连结该两个天线所接收到的定位信号的发送源的两个定位卫星而成的矢量，
所述计算条件决定部使所述基线的矢量与所述卫星间矢量所成的角成为大致直角的定位卫星的计算用数据的贡献度大。
7.如权利要求1至权利要求6的任一项所述的姿态角计算装置，具备：
相位差计算部，计算与所述基线对应的相位差，
所述姿态角计算部使用所述计算用数据和相位差，计算所述姿态角的分量。
8.如权利要求1至权利要求7的任一项所述的姿态角计算装置，
所述姿态角计算部还使用惯性传感器的输出数据来计算所述姿态角。
9.如权利要求1至权利要求8的任一项所述的姿态角计算装置，还具备：
显示部，显示包含所述基线的平面中的所述定位卫星的投影位置和所述基线。
10.如权利要求9所述的姿态角计算装置，
所述显示部还显示绝对方位。
11.一种姿态角计算方法，具有：
接收步骤，接收来自定位卫星的定位信号；
计算用数据输出步骤，按构成多个天线的每个天线被设置，使用所述天线所接收到的定位信号，输出计算用数据；
计算条件决定步骤，根据连结所述多个天线之中的两个天线而成的基线与所述定位卫星的位置关系，与所述姿态角的分量相应地决定所述计算用数据对计算所述姿态角的贡献度；以及
姿态角计算步骤，使用所述计算用数据和所述贡献度来计算姿态角的各分量。
12.如权利要求11所述的姿态角计算方法，
所述计算条件决定步骤具有：
精度恶化指标计算步骤，根据所述基线与定位卫星的位置关系，计算与所述姿态角的分量相应的精度恶化指标；以及
贡献度决定步骤，使用所述精度恶化指标来决定所述贡献度。
13.如权利要求12所述的姿态角计算方法，
所述贡献度决定步骤在所述精度恶化指标比规定阈值大的情况下将所述贡献度设为0。
14.如权利要求12或者权利要求13所述的姿态角计算方法，
所述贡献度决定步骤中，在所述精度恶化指标越小的情况下使所述贡献度越高，在所述精度恶化指标越大的情况下使所述贡献度越低。
15.如权利要求12至权利要求14的任一项所述的姿态角计算方法，
所述相位差是构成所述基线的天线间的1重相位差，
所述计算条件决定步骤中，使连结所述基线的中心和定位卫星而成的直线与所述基线所成的角成为大致直角的定位卫星的计算用数据的贡献度大。
16.如权利要求12至权利要求14的任一项所述的姿态角计算方法，
所述相位差是基线的矢量与卫星间矢量之间的2重相位差，所述基线的矢量是连结所述两个天线而成的矢量，且所述卫星间矢量是连结该两个天线所接收到的定位信号的发送源的两个定位卫星而成的矢量，
所述计算条件决定步骤中，使所述基线的矢量与所述卫星间矢量所成的角成为大致直角的定位卫星的计算用数据的贡献度大。
17.如权利要求11至权利要求16的任一项所述的姿态角计算方法，还具有：
相位差计算步骤，计算与所述基线对应的相位差，
所述姿态角计算步骤中，使用所述计算用数据和相位差，计算所述姿态角的分量。
18.如权利要求11至权利要求17的任一项所述的姿态角计算方法，
所述姿态角计算步骤中，还使用惯性传感器的输出数据来计算所述姿态角。
19.一种姿态角计算程序，使信息处理装置执行使用来自定位卫星的定位信号来计算姿态角的处理，
所述信息处理装置执行以下处理：
计算用数据输出处理，使用多个天线所接收到的所述定位信号，输出计算用数据；
计算条件决定处理，根据连结所述多个天线之中的两个天线而成的基线与所述定位卫星的位置关系，与所述姿态角的分量相应地决定所述计算用数据对计算所述姿态角的贡献度；以及
姿态角计算处理，使用所述计算用数据和所述贡献度来计算姿态角的各分量。
20.如权利要求19所述的姿态角计算程序，
所述信息处理装置执行以下处理作为所述计算条件决定处理：
精度恶化指标计算处理，根据所述基线与定位卫星的位置关系，计算与所述姿态角的分量相应的精度恶化指标；以及
贡献度决定处理，使用所述精度恶化指标来决定所述贡献度。
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