DE112018003443T5

DE112018003443T5 - Positioniervorrichtung

Info

Publication number: DE112018003443T5
Application number: DE112018003443.7T
Authority: DE
Inventors: Akira Miyajima; Katsuhiro Matsuoka
Original assignee: Denso Corp; Toyota Motor Corp
Current assignee: Denso Corp; Toyota Motor Corp
Priority date: 2017-07-07
Filing date: 2018-06-22
Publication date: 2020-04-09
Also published as: JP2019015635A; CN110914711A; US20200150279A1; JP6870507B2; CN110914711B; WO2019009103A1; US11079494B2

Abstract

Eine Positioniervorrichtung umfasst eine Satellitenpositioniereinheit (104), eine Einheit (108) für ein autonomes Positionieren und eine Fehlerabschätzungseinheit (107). Die Satellitenpositioniereinheit erfasst die Position eines sich bewegenden Objekts, die durch die Satellitennavigation auf Grundlage der von einem GNSS-Empfangseinrichtung (2) empfangenen Navigationssignale bestimmt wird. Die Einheit für ein autonomes Positionieren (108) schätzt eine Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts auf Grundlage von Satelliteninformationen, d.h. Informationen, bevor die Position des sich bewegenden Objekts in den Satellitennavigations- und Detektionswerten von Verhaltenserfassungssensoren (7) berechnet wird, und schätzt die Position des sich bewegenden Objekts auf Grundlage eines Bezugspunkts und der Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts. Die Fehlerschätzungseinheit schätzt einen Satellitenpositionierfehler, der ein Fehler in der von der Satellitenpositioniereinheit ermittelten Position des beweglichen Objekts ist, und einen Fehler eines autonomen Positionierens, der ein Fehler in der von der Einheit für ein autonomes Positionieren geschätzten Position des beweglichen Objekts ist. Die Einheit für ein autonomes Positionieren setzt die von der Satellitenpositioniereinheit erfasste Position des bewegten Objekts als Bezugspunkt, daraufhin ist der Satellitenpositionierfehler kleiner als der autonome Positionierfehler.

Description

QUERVERWEIS AUF VERWANDTE ANMELDUNG
Diese Anmeldung basiert auf der am 7. Juli 2017 eingereichten japanischen Patentanmeldung Nr. 2017-133970, deren Offenbarung hier durch Verweis aufgenommen wird.
TECHNISCHER BEREICH
Die vorliegende Offenlegung bezieht sich auf ein Positioniervorrichtung, das Positionierfehler reduziert.
STAND DER TECHNIK
Die Technologie mit einer Global-Navigation-Satellite-System (GNSS)-Empfangseinrichtung bzw. einer Empfangseinrichtung eines Satellitensystems für globale Navigation, die Navigationssignale empfängt, die von den Navigationssatelliten, die bei einem GNSS enthalten sind, gesendet werden, um eine gegenwärtige Position auf Grundlage der Navigationssignale, die von der GNSS-Empfangseinrichtung empfangen werden, zu bestimmen, ist allgemein bekannt. Eine Technik zur sukzessiven Bestimmung von Positionsänderungen eines sich bewegenden Objekts mit Hilfe dieser Technologie kann auch als Satellitennavigation bezeichnet werden.
Eine Technik zum Schätzen einer Bewegungsbahn eines sich bewegenden Objekts auf Grundlage von Erfassungswerten, die von verschiedenen Verhaltenserfassungssensoren erfasst werden, die das Verhalten des sich bewegenden Objekts erfassen, und Schätzen der Position auf Grundlage eines Bezugspunkts und der Bewegungsbahn ist ebenfalls weitläufig bekannt. Diese Technik kann auch als autonome Navigation bezeichnet werden. Bekannt ist auch eine Technik, die Satellitennavigation und autonome Navigation kombiniert, um Positionsänderungen sukzessive zu bestimmen.
Patentliteratur 1 offenbart ein System, das die Position eines Fahrzeugs durch eine Kombination von Satellitennavigation und autonomer Navigation bestimmt. In Patentliteratur 1 wird bestimmt, ob Messdaten der Satellitennavigation verwendet werden können. Können die Messdaten nicht verwendet werden, wird die Positionierung von der Satellitennavigation auf eine autonome Navigation geschaltet. Mit anderen Worten, wenn in Patentliteratur 1 Messdaten der Satellitennavigation verwendet werden dürfen, wird die Satellitennavigation durchgeführt. Eine der Bedingungen für die Bestimmung, ob Messdaten der Satellitennavigation verwendet werden dürfen, ist, dass eine Ergänzungsanzahl von Navigationssatelliten größer einer Anzahl oder gleich dieser ist, die eine Positionierung ermöglicht, und die Positionierungsgenauigkeit der ergänzten Navigationssatelliten größer oder gleich einer vorgegebenen Genauigkeit ist.
Wie in Patentliteratur 2 und 3 beschrieben, ist beispielsweise auch ein Verfahren zur Positionsschätzung durch Integration von Daten vor der Positionsschätzung wie z.B. Pseudostrecken, die aus Navigationssignalen gewonnen werden, und der Höhe der Positionsänderung, die von Verhaltenserfassungssensoren geschätzt wird, bekannt. In der vorliegenden Beschreibung wird dieses Verfahren als enge Kopplung bezeichnet. Die enge Kopplung ist eine Art der autonomen Navigation, da die enge Kopplung die Erfassungswerte von Verhaltenserfassungssensoren nutzt.
Bei der Satellitennavigation bestimmt die bekannteste Verfahren die Position eines sich bewegenden Objekts, indem Navigationssignale von vier oder mehr Satelliten zur gleichen Zeit erfasst und gleichzeitig Gleichungen gelöst werden, in denen die dreidimensionalen Koordinaten und ein Taktfehler des sich bewegenden Objekts unbekannt sind.
Darüber hinaus ist ein in Patentliteratur 4 offenbartes Verfahren als Satellitennavigation bekannt. In Patentliteratur 4 wird ein Verfahren offenbart, die die Menge der Dopplerfrequenzverschiebung von Navigationssignalen nutzt. Das in Patentliteratur 4 beschriebene Verfahren berechnet aus dem Betrag der Dopplerfrequenzverschiebung einen Fahrzeuggeschwindigkeitsvektor und berechnet aus dem Geschwindigkeitsvektor eine Fahrzeugbahn. Die Differenz zwischen der Entfernung von einem Punkt auf der Fahrzeugbahn zu jedem Satelliten und einer Pseudostrecke wird als Bewertungswert verwendet und die Fahrzeugbahn wird so übersetzt, dass der Bewertungswert minimiert wird. Dieses Verfahren ist ebenfalls eine Art der Satellitennavigation, da dieses Verfahren zwar Navigationssignale, aber keine Erfassungswerte von Verhaltenserfassungssensoren verwendet.
LITERATUR DES STANDS DER TECHNIK
PATENTLITERATUR

Patentliteratur 1: JP 2017-3395 A
Patentliteratur 2: JP 2013-113789 A
Patentliteratur 3: JP 2017-9294 A
Patentliteratur 4: JP 2011-209268 A

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Wenn die Positionsschätzung durch enge Kopplung erfolgt, sind die Fehler bei der Positionsschätzung kleiner als bei der autonomen Navigation, die keine Navigationssignale verwendet. Wenn ein Positionsschätzverfahren durch enge Kopplung als autonome Navigation durchgeführt wird, kann daher die Durchführung der Satellitennavigation, wenn Messdaten der Satellitennavigation wie in Patentliteratur 1 verwendet werden können, die Positionsschätzfehler erhöhen.
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Offenbarung eine Positioniervorrichtung, die in der Lage ist, Fehler bei der Positionsschätzung zu reduzieren, bereitzustellen.
Ein Positioniervorrichtung nach einem Aspekt der vorliegenden Offenlegung umfasst eine Satellitenpositioniereinheit, eine Einheit für ein autonomes Positionieren und eine Fehlerabschätzungseinheit. Die Satellitenpositioniereinheit erfasst die Position eines sich bewegenden Objekts, die durch Satellitennavigation auf Grundlage der von einem GNSS-Empfangseinrichtung empfangenen Navigationssignale bestimmt wird. Die Einheit für ein autonomes Positionieren schätzt eine Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts auf Grundlage von Satelliteninformationen, d.h. Informationen, bevor die Position des sich bewegenden Objekts in den Satellitennavigations- und Detektionswerten von Verhaltenserfassungssensoren berechnet wird, und schätzt die Position des sich bewegenden Objekts auf Grundlage eines Bezugspunkts und der Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts. Die Fehlerschätzungseinheit schätzt einen Satellitenpositionierfehler, der ein Fehler in der von der Satellitenpositioniereinheit ermittelten Position des beweglichen Objekts ist, und einen Fehler eines autonomen Positionierens, der ein Fehler in der von der Einheit für ein autonomes Positionieren geschätzten Position des beweglichen Objekts ist. Die Einheit für ein autonomes Positionieren verwendet die von der Satellitenpositioniereinheit erfasste Position des bewegten Objekts als Bezugspunkt, wodurch der Satellitenpositionierfehler kleiner als der autonome Positionierfehler ist.
Die Einheit für ein autonomes Positionieren schätzt die Bewegungsbahn auf Grundlage der Satelliteninformationen, d.h. der Informationen vor der Berechnung der Position des sich bewegenden Objekts in der Satellitennavigation und der Detektionswerte der Verhaltenserfassungssensoren, anstatt der einfachen autonomen Navigation. Folglich ist die Genauigkeit höher als bei der einfachen autonomen Navigation, so dass die Fehler kleiner sein können als die bei der Position des bewegten Objekts, die von der Satellitennavigation ermittelt wird.
Der Satellitenpositionierfehler wird mit dem Fehler eines autonomen Positionierens verglichen. Da der Satellitenpositionierfehler im Vergleich kleiner als der autonome Positionierfehler ist, wird die von der Satellitenpositioniereinheit erfasste Position des bewegten Objekts als Bezugspunkt der Einheit für ein autonomes Positionieren verwendet. Auf diese Weise wird der Satellitenpositionierfehler mit dem Fehler eines autonomen Positionierens verglichen, um zu bestimmen, ob die von der Satellitenpositioniereinheit erfasste Position des bewegten Objekts als Bezugspunkt verwendet werden soll, so dass Fehler bei der Positionsschätzung reduziert werden können.
Figurenliste
Die vorstehend genannten und weitere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Offenlegung werden aus der folgenden detaillierten Beschreibung, die unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen erstellt wurde, deutlicher hervorgehen. In den Zeichnungen:

1 ist ein Konfigurationsdiagramm eines Positioniergerätes in einer Ausführungsform,
2 ist ein Flussdiagramm, das die von der Positioniervorrichtung in 1 ausgeführte Verarbeitung zeigt,
3 ist ein Flussdiagramm, das die Bearbeitung durch das Positioniergerät in 1 parallel zur Bearbeitung in 2 zeigt,
4 ist ein Flussdiagramm, das eine detaillierte Verarbeitung zeigt, um in 3 eine Doppler-Geschwindigkeit zu berechnen,
5 ist ein Flussdiagramm, das eine detaillierte Verarbeitung zeigt, um in 3 einen anfänglichen Wert aus einer Azimutschätzungsformel zu bestimmen,
6 ist ein Flussdiagramm, das die Verarbeitung nach der Ausführung von 3 zeigt,
7 ist ein Diagramm, das ein Beispiel einer Variation eines Fehlerbeispiels bei der Implementierung der ersten Ausführungsform zeigt,
8 ist ein Flussdiagramm, das eine Verarbeitung in einer zweiten Ausführungsform, die anstelle von 6 ausgeführt wird, zeigt,
9 ist ein Diagramm, das ein Beispiel einer Variation eines Fehlerbeispiels zeigt, wenn die zweite Ausführungsform implementiert wird, und
10 ist ein Diagramm, das ein Beispiel einer Variation eines Fehlerbeispiels zeigt, wenn eine dritte Ausführungsform implementiert wird.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG EINER AUSFÜHRUNGSFORM
Nachfolgend werden Ausführungsbeispiele in Bezug auf die Zeichnungen beschrieben. Eine in 1 dargestellte Positioniervorrichtung 100 wird zusammen mit einer GNSS-Empfangseinrichtung 2, einem Fahrzeuggeschwindigkeitssensor 3, einem Gyrosensor 4, einem Beschleunigungssensor 5 und einem Verschiebungspositionssensor 6 an einem Fahrzeug 1, das ein bewegtes Objekt ist, montiert.
Die GNSS-Empfangseinrichtung 2 empfängt Navigationssignale, die von einem Navigationssatelliten Si eines globalen Satellitennavigationssystems (GNSS) gesendet werden. „i“ ist die Nummer des Navigationssatelliten. Das GNSS ist zum Beispiel GPS. Ein Navigationssignal wird einer Trägerwelle überlagert und vom Navigationssatelliten als Funkwelle übertragen. Im Folgenden wird eine von einem Navigationssatelliten ausgestrahlte Funkwelle als GNSS-Funkwelle bezeichnet. Der GNSS-Empfangseinrichtung 2 demoduliert eine empfangene GNSS-Funkwelle, um ein Navigationssignal zu extrahieren.
Aus dem extrahierten Navigationssignal werden eine Pseudostrecke pi, ein Doppler-Verschiebungsbetrag D_i , eine Satellitenposition (X_si, Y_si, Z_si), ein Satellitenstatus, Navigationsdaten etc. ermittelt. Zu den Navigationsdaten gehören z.B. die Satellitennummer des Navigationssatelliten, eine Ephemeride, die eine Umlaufbahninformation des Navigationssatelliten darstellt, und der Zeitpunkt, zu dem der Navigationssatellit die Radiowelle ausgesendet hat.
Die Satellitenposition (X_si, Y_si, Z_si) jedes Navigationssatelliten Si wird auf Grundlage der Ephemeride des Navigationssatelliten Si und der Zeit, zu der die GNSS-Funkwelle gesendet wurde, berechnet. Der Pseudostrecke ρ_i wird berechnet, indem die Zeitdifferenz zwischen dem Zeitpunkt, zu dem der Navigationssatellit Si die GNSS-Funkwelle ausgesendet hat, und dem Zeitpunkt, zu dem der GNSS-Empfangseinrichtung 2 die GNSS-Funkwelle empfangen hat, d.h. eine Funkwellenlaufzeit, mit der Lichtgeschwindigkeit multipliziert wird.
Der Dopplerverschiebungsbetrag D_i ist die Frequenzdifferenz zwischen der Frequenz der Trägerwelle der Funkwelle, die vom Navigationssatelliten Si gesendet wird, und der Frequenz der Trägerwelle der empfangenen GNSS-Funkwelle. Die Trägerfrequenz der vom Navigationssatelliten Si ausgesendeten Radiowellen wird im Voraus bestimmt. Diese Frequenz wird im Voraus in einer vorbestimmten Speichereinheit gespeichert, die im GNSS-Empfangseinrichtung 2 enthalten ist.
Der GNSS-Empfangseinrichtung 2 gibt diese Werte in einem festen Zyklus zusammen mit dem S/N des empfangenen Navigationssignals und der Zeit, zu der das Navigationssignal empfangen wurde, an die Positioniervorrichtung 100 aus. Die vom GNSS-Empfangseinrichtung 2 an die Positioniervorrichtung 100 ausgegebenen Informationen sind Informationen, bevor die Position in der Satellitennavigation berechnet wird. Nachfolgend wird die Information vor der Berechnung der Position in der Satellitennavigation als Satelliteninformation bezeichnet. Der feste Zyklus, in dem die GNSS-Empfangseinrichtung 2 Satelliteninformationen ausgibt, liegt beispielsweise zwischen 200 Millisekunden und 400 Millisekunden. Es gibt mehrere Navigationssatelliten. Die GNSS-Empfangseinrichtung 2 ermittelt aus allen Navigationssignalen, die aus GNSS-Funkwellen demoduliert werden können, Satelliteninformationen und gibt alle ermittelten Satelliteninformationen an die Positioniervorrichtung 100 aus.
Der Fahrzeuggeschwindigkeitssensor 3 erfasst die Raddrehzahl des Fahrzeugs 1. Der Fahrzeuggeschwindigkeitssensor 3 gibt ein Signal zur Anzeige der Raddrehzahl an die Positioniervorrichtung 100 aus.
Der Gyrosensor 4 und der Beschleunigungssensor 5 sind Trägheitssensoren. Der Gyrosensor 4 erfasst die Drehwinkelgeschwindigkeiten um die Gier-, Nick- und Rollachse des Fahrzeugs 1 und gibt ein Signal zur Anzeige der erfassten Drehwinkelgeschwindigkeiten an die Positioniervorrichtung 100 aus. Der Gyrosensor 4 funktioniert als Gierratensensor, da er die Drehwinkelgeschwindigkeit um die Gierachse, also die Gierrate, erfasst.
Der Beschleunigungssensor 5 erfasst die Beschleunigung, die in Vorne-Hinten-Richtung des Fahrzeugs 1 erzeugt wird. Neben der Beschleunigung in Vorne-Hinten-Richtung können auch Beschleunigungen in der Breitenrichtung und in der Vertikalrichtung des Fahrzeugs 1 erfasst werden. Der Beschleunigungssensor 5 gibt ein Signal, das die erfasste Beschleunigung an die Positioniervorrichtung 100 anzeigt, aus.
Der Schaltpositionssensor 6 erfasst die Schaltposition des Fahrzeugs 1 und gibt ein Signal, das die Schaltposition anzeigt, an die Positioniervorrichtung 100 aus. Anhand des vom Schaltpositionssensor 6 ausgegebenen Signals wird ermittelt, ob die Fahrtrichtung des Fahrzeugs 1 vorwärts oder rückwärts ist.
Der Fahrzeuggeschwindigkeitssensor 3, der Gyrosensor 4, der Beschleunigungssensor 5 und der Schaltpositionssensor 6 sind Verhaltenserfassungssensoren 7, die Signale ausgeben, die die Bewegung, d.h. das Verhalten des Fahrzeugs 1, anzeigen.
Die Positioniervorrichtung 100 ist ein Computer mit einer CPU, einem ROM, einem RAM, etc. (nicht abgebildet). Die CPU führt Programme aus, die in einem nicht flüchtigen, greifbaren Speichermedium wie z.B. einem ROM gespeichert sind, während sie eine temporäre Speicherfunktion eines RAM nutzt. So erfüllt die Positioniervorrichtung 100 die Funktionen einer Satelliteninformationserlangungseinheit 101, einer Fahrzeuginformationserlangungseinheit 102, einer Sensorkorrekturwertschätzeinheit 103, einer Satellitenpositioniereinheit 104, einer Azimutschätzungseinheit 105, einer Bahnberechnungseinheit 106, einer Fehlerschätzeinheit 107 und einer Positionsberechnungseinheit 108. Bei der Ausführung dieser Funktionen werden Verfahren ausgeführt, die den auf dem nichtflüchtigen materiellen Speichermedium gespeicherten Programmen entsprechen. Ein Teil oder alle Funktionen, die die Positioniervorrichtung 100 ausführt, können mit Hilfe eines oder mehrerer ICs o.ä. als Hardwaregerät konfiguriert werden.
<Übersicht der Verarbeitung durch Positioniervorrichtung 100>
Nachfolgend wird ein Überblick über die Verarbeitung durch die Positioniervorrichtung 100 gegeben. Ein Teil der von der Positioniervorrichtung 100 ausgeführten Verarbeitung wird anhand der in 2 und den nachfolgenden Zeichnungen dargestellten Flussdiagramme detailliert beschrieben.
Die Satelliteninformationserlangungseinheit 101 erfasst die Satelliteninformationen der GNSS-Empfangseinrichtung 2 in einem Zyklus einer Satelliteninformationserlangung und speichert die erlangten Satelliteninformationen in einer Satelliteninformationsspeichereinheit 110. Der Zyklus der Satelliteninformationserlangung entspricht dem Zyklus, in dem die GNSS-Empfangseinrichtung 2 Satelliteninformationen ausgibt. Der Satelliteninformationsspeicher 110 ist ein beschreibbares Speichermedium und kann flüchtig oder nicht flüchtig sein. Für den Satelliteninformationsspeicher 110 kann z.B. ein RAM verwendet werden.
Die Fahrzeuginformationserlangungseinheit 102 erfasst die von den Verhaltenserfassungssensoren 7 erfassten Signale in einem Sensorwerterlangungszyklus. Der Sensorwerterlangungszyklus ist kürzer als der Zyklus, in dem die GNSS-Empfangseinrichtung 2 Navigationssignale ausgibt, z.B. mehrere zehn Millisekunden. Die Fahrzeuginformationserlangungseinheit 102 speichert die erlangten Signale in einem Fahrzeuginformationsspeicher 111. Der Fahrzeuginformationsspeicher 111 ist ein beschreibbares Speichermedium und kann flüchtig oder nicht flüchtig sein. Für den Fahrzeuginformationsspeicher 111 kann z.B. ein RAM verwendet werden. Für die Fahrzeuginformationsspeichereinheit 111 kann das gleiche Speichermedium wie für die Satelliteninformationsspeichereinheit 110 verwendet werden. Die in der Fahrzeuginformationsspeichereinheit 111 gespeicherten Informationen werden als Fahrzeuginformationen bezeichnet.
Die Sensorkorrekturwertschätzeinheit 103 korrigiert die von den Verhaltenserfassungssensoren 7 ausgegebenen Erfassungswerte und enthält eine Gierratenkorrekturwertschätzungseinheit 103a, eine Nickratenkorrekturwertschätzeinheit 103b und eine Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwertschätzeinheit 103c.
Die Gierratenkorrekturwertschätzungseinheit 103a schätzt einen Korrekturwert zur Korrektur einer vom Gyrosensor 4 erfassten Drehwinkelgeschwindigkeit um die Gierachse (d.h. eine Gierrate) (nachfolgend Gierratenkorrekturwert). Der Gierratenkorrekturwert wird wie folgt geschätzt.
Eine Azimutdifferenz um die Gierachse wird aus der Differenz zweier Bewegungsazimute des Fahrzeugs 1 ermittelt, die von der Satellitenpositioniereinheit 104 zum Zeitpunkt der Positionierung bestimmt werden. Mit den Positionierzeiten der beiden Bewegungsachsen t1 und t2 wird die Differenz zwischen einem integrierten Wert der Winkelgeschwindigkeit um die Gierachse des Gyrosensors 4 zum Zeitpunkt t1, d.h. einem integrierter Gierratenwert, und einem integrierter Gierratenwert zum Zeitpunkt t2 berechnet.
Wenn die Azimutdifferenz als wahrer Wert betrachtet wird, ist die Differenz zwischen der Azimutdifferenz und der Differenz zwischen den integrierten Gierratenwerten ein Fehler im integrierten Gierratenwert zwischen den Zeiten t1 und t2. Ein Wert, der sich durch Division der Differenz zwischen der Azimutdifferenz und dem integrierten Gierratenwert zwischen den Zeiten t1 und t2 durch t1 - t2 ergibt, ist somit ein Gierratenkorrekturwert pro Zeiteinheit. Die Gierratenkorrekturwertschätzungseinheit 103a aktualisiert den Gierratenkorrekturwert regelmäßig.
Die Nickratekorrekturwertschätzeinheit 103b schätzt einen Korrekturwert zum Korrigieren einer vom Gyrosensor 4 erfassten Drehwinkelgeschwindigkeit um die Nickachse (d.h. eine Nickrate) (nachfolgend Nickratenkorrekturwert). Der Korrekturwert der Nickrate wird wie folgt geschätzt.
Es wird die Differenz zwischen zwei Nickwinkeln des Fahrzeugs 1 (im Folgenden Nickwinkeldifferenz genannt), die von der Satellitenpositioniereinheit 104 zum Zeitpunkt der Positionierung ermittelt wird, bestimmt. Zum anderen wird bei den beiden Positionierzeiten t1 und t2 jeweils aus einem integrierten Wert der Winkelgeschwindigkeit um die Nickachse, d.h. einem vom Gyrosensor 4 sukzessive ausgegebenen integrierten Wert der Nickrate, ein Nickwinkelschätzwert zum Zeitpunkt t1 und ein Nickwinkelschätzwert zum Zeitpunkt t2 geschätzt. Bei einem Nickwinkelschätzwert wird ein integrierter Wert für die Nickrate nicht direkt als Nickwinkelschätzwert verwendet. Ebenfalls mit einem in der Vergangenheit integrierten Wert für die Nickrate wird ein Nickwinkelschätzwert zum gegenwärtigen Zeitpunkt geschätzt. Denn der Nickwinkel wird durch die Veränderung der Beschleunigung des Fahrzeugs 1 beeinflusst und variiert daher stark.
Spezifisch wird ein Nickwinkelschätzwert wie folgt ermittelt. Zum Zeitpunkt der Erfassung der Sensorwerte wird eine über die Zeit ansteigende Gerade eines integrierten Nickratenwertes nach der Verfahren der kleinsten Quadrate berechnet, wobei der letzte integrierte Nickratenwert und der vergangene integrierte Nickratenwert verwendet werden. Die gegenwärtige Zeit wird in die ansteigende Gerade ersetzt, um einen Nickwinkelschätzwert zum gegenwärtigen Zeitpunkt zu ermitteln. Diese Verarbeitung wird zu jedem der Zeitpunkte t1 und t2 durchgeführt, um einen Nickwinkelschätzwert zum Zeitpunkt t1 und einen Nickwinkelschätzwert zum Zeitpunkt t2 zu bestimmen.
Die Differenz zwischen dem Differenzwert zwischen dem Nickwinkelschätzwert zum Zeitpunkt t1 und dem Nickwinkelschätzwert zum Zeitpunkt t2 und der Nickwinkeldifferenz, die aus den von der Satellitenpositioniereinheit 104 ermittelten Nickwinkeln berechnet wird, ist ein Fehler im integrierten Nickratenwert zwischen den Zeiten t1 und t2. Ein Wert, der sich durch Division des Fehlers durch t1 - t2 erhalten wird, ist ein Korrekturwert für die Nickrate pro Zeiteinheit. Die Nickratenkorrekturwertschätzeinheit 103b aktualisiert den Nickratenkorrekturwert periodisch.
Die Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwertschätzeinheit 103c schätzt einen Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwert. Der Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwert ist ein Wert, mit dem die vom Fahrzeuggeschwindigkeitssensor 3 erfasste Raddrehzahl multipliziert wird. Ein Fahrzeuggeschwindigkeitsschätzwert wird berechnet, indem ein Erfassungswert des Fahrzeuggeschwindigkeitssensors 3 mit der Umfangslänge des Reifens und dem Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwert multipliziert wird.
Der Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwert wird wie folgt geschätzt. Die Azimutschätzungseinheit 105 bestimmt einen Geschwindigkeitsvektor aus Satelliteninformationen. Eine Verfahren zur Bestimmung eines Geschwindigkeitsvektors in der Azimutschätzungseinheit 105 wird später beschrieben. Eine Fahrtrichtungskomponente des Geschwindigkeitsvektors des Fahrzeugs 1 ist die Fahrzeuggeschwindigkeit. Eine Fahrzeuggeschwindigkeit vor der Korrektur wird durch Multiplikation einer vom Fahrzeuggeschwindigkeitssensor 3 erfassten Raddrehzahl mit dem Reifenumfang berechnet. Ein Koeffizient, mit dem die Fahrzeuggeschwindigkeit vor der Korrektur zu einer Fahrzeuggeschwindigkeit gemacht wird, die aus einem Geschwindigkeitsvektor erhalten wird, der von der Azimutschätzungseinheit 105 bestimmt wird, ist ein Korrekturwert für die Fahrzeuggeschwindigkeit.
Die Satellitenpositioniereinheit 104 berechnet nacheinander die gegenwärtige Position des Fahrzeugs 1, wobei die von der Satelliteninformationserlangungseinheit 101 erlangten und in der Satelliteninformationsspeichereinheit 110 gespeicherten Satelliteninformationen verwendet werden. Eine Verfahren zur Berechnung der gegenwärtigen Position in der Satellitenpositioniereinheit 104 wird als Satellitennavigation bezeichnet. Es können verschiedene Verfahren zur Berechnung einer gegenwärtigen Position unter Verwendung von Satelliteninformationen verwendet werden. Zum Beispiel kann die Satellitenpositioniereinheit 104 eine in der Patentliteratur 4 beschriebene Verfahren verwenden. Eine andere Verfahren kann verwendet werden, die Navigationssignale von vier oder mehr Satelliten zur gleichen Zeit erfasst und gleichzeitig Gleichungen löst, bei denen die dreidimensionalen Koordinaten des Fahrzeugs 1 und ein Taktfehler unbekannt sind. Die von der Satellitenpositioniereinheit 104 berechneten Koordinaten des Fahrzeugs 1 werden als Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS bezeichnet.
Die Azimutschätzungseinheit 105 aktualisiert sukzessive den Bewegungsazimut des Fahrzeugs 1 unter Verwendung der in der Fahrzeuginformationsspeichereinheit 111 gespeicherten Fahrzeuginformationen oder der in der Satelliteninformationsspeichereinheit 110 gespeicherten Satelliteninformationen. Zum Beispiel wird für einen Azimut φ der Bewegungsazimut des Fahrzeugs 1 aus den Doppler-Verschiebungsbeträgen D, die Satelliteninformationen sind, geschätzt. Ein Azimutschätzungsverfahren wird nachstehend unter Bezugnahme auf 3 und 6 beschrieben.
Die Bahnberechnungseinheit 106 berechnet aus der Fahrzeuggeschwindigkeit, dem Azimut φ und dem Nickwinkel sukzessive eine Bewegungsbahn des Fahrzeugs 1. Die Fahrzeuggeschwindigkeit, der Azimut φ und der Nickwinkel werden entweder aus den Satelliteninformationen oder den Fahrzeuginformationen berechnet. Bei der Berechnung aus den Fahrzeuginformationen wird die Fahrzeuggeschwindigkeit aus der Raddrehzahl, dem Reifenumfang und dem im Fahrzeuginformationsspeicher 111 gespeicherten Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwert berechnet. Die Fahrzeuggeschwindigkeit kann auch aus den Doppler-Verschiebungsbeträgen D abgeschätzt werden, die Satelliteninformationen sind. Für den Azimut φ wird der Bewegungsazimut verwendet, der mit der Azimutschätzungseinheit 105 sukzessive geschätzt wird.
Wenn die Fahrzeuggeschwindigkeit, der Azimut φ und der aus den Fahrzeuginformationen ermittelte Nickwinkel für die Berechnung der Bewegungsbahn verwendet werden, werden Werte verwendet, die mit Hilfe des Gierratenkorrekturwertes, des Nickratenkorrekturwertes und des Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwertes, der von der Sensorkorrekturwertschätzeinheit 103 geschätzt wird, korrigiert werden.
Die Fehlerschätzungseinheit 107 schätzt nacheinander einen von der Satellitenpositioniereinheit 104 berechneten Positionsfehler (im Folgenden Satellitenpositionierfehler Es) und einen Positionsfehler bei der autonomen Navigation (im Folgenden Fehler eines autonomen Positionierens Ea). Details zur Verarbeitung der Fehlerschätzungseinheit 107 werden in der Beschreibung des Flussdiagramms beschrieben.
Die Positionsberechnungseinheit 108 berechnet sukzessive die gegenwärtige Position des Fahrzeugs 1. Die gegenwärtige Position des Fahrzeugs 1 wird durch Verlängerung der Bewegungsbahn von einem Bezugspunkt aus bestimmt. Da die Bewegungsbahn aus den Fahrzeuginformationen berechnet wird, erfolgt die Positionsbestimmung durch autonome Navigation. Damit hat die Positionsberechnungseinheit 108 eine Funktion als Einheit für ein autonomes Positionieren. Da es sich bei den Fahrzeuginformationen hauptsächlich um Detektionswerte der Trägheitssensoren handelt, wird die autonome Navigation auch Trägheitsnavigation genannt. Das vorstehend beschriebene Satellitenpositionierungsgerät 104 führt die Positionierung ohne Nutzung der Fahrzeuginformationen durch.
Zu den Bezugspunkten in der vorliegenden Ausführung gehören ein realer Bezugspunkt Br und ein virtueller Bezugspunkt Bv. Es ist möglich, nur den realen Bezugspunkt Br als Bezugspunkt zu verwenden, ohne den virtuellen Bezugspunkt Bv zur sukzessiven Berechnung der gegenwärtigen Position des Fahrzeugs 1 zu verwenden.
Für den realen Bezugspunkt Br werden die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs verwendet. Aber auch bei der Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs wird der reale Bezugspunkt Br nicht aktualisiert, wenn der Satellitenpositionierfehler Es größer oder gleich dem Fehler eines autonomen Positionierens Ea ist.
<Fluss der Verarbeitung durch Positioniervorrichtung 100>
Die Positioniervorrichtung 100 führt die in 2 dargestellte und die in 3 dargestellte Verarbeitung parallel aus. Während z.B. die Verarbeitung in 2 ausgeführt wird, wird die Verarbeitung in 3 durch eine Unterbrechungsverarbeitung ausgeführt. Zunächst wird die in 2 dargestellte Verarbeitung beschrieben.
Die Positioniervorrichtung 100 führt periodisch die in 2 dargestellte Verarbeitung durch. Ein Zyklus, in dem 2 ausgeführt wird, ist der Zyklus der Satelliteninformationserlangung. Bei der in 2 dargestellten Verarbeitung wird Schritt S2 (im Folgenden wird „Schritt“ weggelassen) von der Satelliteninformationserlangungseinheit 101, S4 bis S10 und S14 von der Satellitenpositioniereinheit 104 und S12 von der Gierratenkorrekturwertschätzungseinheit 103a und der Nickratenkorrekturschätzeinheit 103b ausgeführt.
In S2 werden die Satelliteninformationen von der GNSS-Empfangseinrichtung 2 erfasst. In S4 werden die in S2 erfassten Satelliteninformationen im Satelliteninformationsspeicher 110 gespeichert. Ein Teil der Satelliteninformationen kann von der Positioniervorrichtung 100 auf Grundlage von Navigationssignalen oder Navigationsdaten berechnet werden.
In S6 wird festgestellt, ob die Signalqualität eines Navigationssignals hoch ist. Die Bestimmung der Signalqualität wird bei allen erfassten Navigationssignalen durchgeführt. Für die Bestimmung der Signalqualität können verschiedene Kriterien herangezogen werden.
Zum Beispiel wird anhand der Signalqualität bestimmt, ob die Signalqualität hoch ist:

(Bestimmungsbedingung J1) die S/N ist größer oder gleich einem vorgegebenen Wert,
(Bestimmungsbedingung J2) der Rest der Pseudostrecke ρ_i ist kleiner oder gleich einem Kriterienabstand,
(Bestimmungsbedingung J3) der Höhenwinkel θ_i ist größer oder gleich einem Kriterienwinkel, und
(Bestimmungsbedingung J4) eine Kombination der Bestimmungsbedingungen J1 bis J3 oder ähnliches.

Der Rest der Pseudostrecke ρ_i in der Bestimmungsbedingung J2 ist die Differenz zwischen der Entfernung zwischen der Satellitenposition (X_si, Y_si, Z_si) des Navigationssatelliten Si und den Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(X_v, Y_v, Z_v) des Fahrzeugs und dem Pseudostrecke ρ_i . Für die Berechnung des Residuums sind die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs (X_v, Y_v, Z_v) des Fahrzeugs erforderlich. Die Satellitenpositionierungskoordinaten PVS des Fahrzeugs werden nach der gleichen Verfahren berechnet wie eine später beschriebene Verfahren zur Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs in S10. Zur Berechnung des Rests der Pseudostrecke ρ_i werden also vorher die Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS berechnet.
Wenn der Rest der Pseudostrecke ρ_i groß ist, wird ein Mehrwegeinfluss o.ä. berücksichtigt und damit bestimmt, dass die Signalqualität nicht hoch ist. In der Bestimmungsbedingung J1 wird, wenn das S/N größer oder gleich dem vorgegebenen Wert ist, festgestellt, dass die Signalqualität hoch ist. In der Bestimmungsbedingung J3 wird, wenn der Höhenwinkel θ_i größer oder gleich dem Kriterienwinkel ist, bestimmt, dass die Signalqualität hoch ist.
In S8 wird festgestellt, ob die Anzahl der in S6 ermittelten Navigationssignale mit hoher Signalqualität vier oder mehr beträgt. Wenn die Zahl vier oder mehr ist, geht der Prozess zu S10 über.
In S10 werden die gegenwärtigen Fahrzeugkoordinaten (X_v , Y_v , Z_v ) aus der Pseudostrecke ρ_i und der in S2 erfassten Satellitenposition (X_si, Y_si, Z_si) des Navigationssatelliten Si berechnet. Die Koordinaten werden als Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs bezeichnet.
Die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs werden durch die Lösung von vier oder mehr simultanen Gleichungen bestimmt, in denen die Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(X_v, Y_v, Z_v) und eine Taktvorspannung unbekannt sind. Die Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(X_v, Y_v, Z_v) können mit verschiedenen Verfahren berechnet werden.
In S12 werden die Gierrate und Nickrate mit den in S10 berechneten Satellitenpositionierungskoordinaten PVS und den zuvor berechneten Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs berechnet. Diese werden als wahre Werte verwendet, und die Differenzen zwischen den wahren Werten und der Gierrate und der Nickrate, die aus den Erfassungswerten des Gyrosensors 4 gewonnen werden, werden als neuer Gierratenkorrekturwert bzw. neuer Nickraten-Korrekturwert verwendet.
In S14 wird 1 zu k addiert. Der Anfangswert von k ist 0, d.h. k bedeutet die Anzahl der Berechnungen der Satellitenpositionierungskoordinaten PVS.
Im Folgenden wird 3 beschrieben. Das in 3 dargestellte Ablaufdiagramm wird im Zyklus der Sensorwerterfassung wiederholt durchgeführt. Die Parameter bedeuten die Werte zum letzten aktualisierten Zeitpunkt, sofern nicht anders angegeben.
In S20 werden die Fahrzeuginformationen von den Verhaltenserfassungssensoren 7 erlangt. In S22 werden die in S20 erlangten Fahrzeuginformationen im Fahrzeuginformationsspeicher 111 gespeichert.
In S24 wird der Betrag der relativen Azimutwinkeländerung berechnet, indem eine korrigierte Gierrate, die durch Addition eines Gierratenkorrekturwertes zu einer Gierrate, die aus einem in S20 erlangten Erfassungswert des Gyrosensors 4 bestimmt wird, mit einer zwischen der vorherigen Ausführung von S24 und dem gegenwärtigen Zeitpunkt verstrichenen Zeit multipliziert wird. Der Betrag der relativen Azimutwinkeländerung wird zu einem vorherigen relativen Azimutwinkel φ^t(-1) _gyro addiert, um den relativen Azimutwinkel φ^t _gyro zu aktualisieren. Der relative Azimutwinkel φ^t _gyro ist ein relativer Azimutwinkel zur Zeit t in Bezug auf den Bewegungsazimut des Fahrzeugs 1 zu einem Bezugszeitpunkt. So entspricht der relative Azimutwinkel φ^t _gyro einem Bezugsazimut. In S24 wird auch ein relativer Nickwinkel auf die gleiche Weise aktualisiert wie der relative Azimutwinkel φ^t _gyro.
In S26 wird festgestellt, ob die Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS seit der letzten Ausführung von S26 bis zur diesmaligen Ausführung von S26 berechnet worden sind. Die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs wurden in S10 berechnet. Zur Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS ist es jedoch notwendig, Satelliteninformationen zu erfassen, und der Zyklus, in dem die Satelliteninformationen erfasst werden, ist länger als der Zyklus, in dem die Fahrzeuginformationen erfasst werden. Außerdem werden die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs auch bei der Erfassung von Satelliteninformationen nichtberechnet, außer vier oder mehr qualitativ hochwertige Navigationssignale wurden erfasst. Darüber hinaus ist nach der Erlangung von Navigationssignalen auch eine Berechnung erforderlich, die Zeit benötigt. Folglich kann die Bestimmung in S26 NEIN sein.
Ist die Bestimmung in S26 JA, wird mit S28 fortgefahren. In S28 wird eine Doppler-Geschwindigkeit berechnet. Die Doppler-Geschwindigkeit ist der Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) des Fahrzeugs oder die Größe des Geschwindigkeitsvektors. Da der Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) mit den Doppler-Verschiebungsbeträgen D berechnet wird, spricht man hier von einer Doppler-Geschwindigkeit.
Die detaillierte Bearbeitung in S28 ist in 4 dargestellt. In 4, in S282, wird die Richtung R_i(θ_i, φ_i) jedes Navigationssatelliten Si aus den in S10 berechneten Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(X_v, Y_v, Z_v) und der in S2 im Satelliteninformationsspeicher 110 gespeicherten Satellitenposition (X_si, Y_si, Z_si) des Navigationssatelliten Si berechnet. Die Richtung R_i jedes Navigationssatelliten Si wird durch einen Höhenwinkel θ_i in Bezug auf die horizontale Richtung und einen Azimutwinkel φ_i in Bezug auf die Nordrichtung dargestellt, wenn der Navigationssatellit Si vom Fahrzeug 1 aus betrachtet wird.
In S284 wird der Geschwindigkeitsvektor (Vxs_i, Vys_i, Vzs_i) jedes Navigationssatelliten Si aus Zeitreihendaten der Satellitenposition (X_si, Y_si, Z_si) des Navigationssatelliten Si, die in S4 berechnet wurden, mit einer Verfahren berechnet, die eine Ableitung der Kepler-Gleichung verwendet.
In S286 wird die Geschwindigkeit Vsati jedes Navigationssatelliten Si in der Fahrzeugrichtung durch Vsati = Ri[Vxs_i, Vys_i, Vzs_i]^T aus der in S282 berechneten Richtung Ri des Navigationssatelliten Si und dem in S284 berechneten Geschwindigkeitsvektor (Vxs_i, Vys_i, Vzs_i) des Navigationssatelliten Si bestimmt. T steht für die Transformation der Matrix.
In S288 werden vier oder mehr simultane Gleichungen aus Formel (1) formuliert, und die simultanen Gleichungen werden gelöst. Somit kann der Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) des Fahrzeugs 1 und eine Taktverschiebung Cbv^t einer im GNSS-Empfangseinrichtung 2 enthaltenen Takt bestimmt werden.
[Formel 1] $(\begin{array}{l} V s a t_{0} + D_{0} \cdot C / F \\ V s a t_{1} + D_{1} \cdot C / F \\ ⋮ \\ V s a t_{i} + D_{i} \cdot C / F \end{array}) = (\begin{matrix} - cos θ_{0} sin ϕ_{0} & cos θ_{0} sin ϕ_{0} & sin ϕ_{0} & - 1 \\ - cos θ_{1} sin ϕ_{1} & cos θ_{1} sin ϕ_{1} & sin ϕ_{1} & - 1 \\ ⋮ & ⋮ & ⋮ & ⋮ \\ - cos θ_{i} sin ϕ_{i} & cos θ_{i} sin ϕ_{i} & sin ϕ_{i} & - 1 \end{matrix}) \cdot (\begin{array}{l} V x \\ V y \\ V z \\ C b v \end{array})$
In Formel (1) ist D_i der Doppler-Verschiebungsbetrag, C ist ein Lichtstrom und F ist die Frequenz der Trägerwelle von Funkwellen, die vom Navigationssatelliten Si übertragen werden. Formel (1) ist in der Patentliteratur 2 offenbart, und daher wird ein Herleitungsverfahren der Formel (1) nicht beschrieben.
Wenn es vier oder mehr Navigationssatelliten gibt, von denen GNSS-Funkwellen empfangen wurden, können die vorstehend beschriebenen simultanen Gleichungen in Formel (1) gelöst werden. Aber selbst wenn GNSS-Funkwellen empfangen wurden, sind GNSS-Funkwellen, die nicht auf eine hohe Signalqualität schließen lassen, ausgeschlossen. Wenn also von vier oder mehr Navigationssatelliten GNSS-Funkwellen empfangen wurden, bei denen festgestellt wurde, dass sie Navigationssignale mit hoher Signalqualität in S8 haben, wird der Geschwindigkeitsvektor des Fahrzeugs aus Formel (1) berechnet.
Wenn der Geschwindigkeitsvektor erhalten wird, erhält man den dreidimensionalen Bewegungsazimut des Fahrzeugs 1. So werden in S290 der aus dem Geschwindigkeitsvektor ermittelte Azimutwinkel und der aus dem Geschwindigkeitsvektor ermittelte Nickwinkel, mit dem das Fahrzeug 1 fährt, als anfänglicher Azimutwert φ⁰ und als Anfänglicher Nickwinkelwert aktualisiert. Die bisherige Verarbeitung in 4 wird von der Azimutschätzungseinheit 105 durchgeführt.
In S292 wird der Korrekturwert für die Fahrzeuggeschwindigkeit aus der Geschwindigkeit des Fahrzeugs 1 in Fahrtrichtung, die aus dem Geschwindigkeitsvektor ermittelt wird, und der Fahrzeuggeschwindigkeit, die aus der vom Fahrzeuggeschwindigkeitssensor 3 erfassten Raddrehzahl berechnet werden kann, aktualisiert. S292 wird von der Fahrzeuggeschwindigkeitskorrekturwertschätzeinheit 103c ausgeführt.
Die Beschreibung kehrt zu 3 zurück. Wenn S28 ausgeführt wurde, wird die in 6 dargestellte Positionsaktualisierungsverarbeitung ausgeführt. Bevor die Positionsaktualisierungsverarbeitung beschrieben wird, werden S30 und die nachfolgenden Schritte beschrieben.
Wird in S26 festgestellt, dass die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs nicht berechnet wurden, wird auf S30 umgeschaltet. In S30 wird bestimmt, ob anfängliche Werte aktualisiert werden dürfen. Konkret dient diese Bestimmung dazu festzustellen, ob drei oder mehr Azimutschätzungsformeln, die in Formel (2) gezeigt werden, mit Hilfe von Navigationssignalen formuliert werden können, nachdem der anfängliche Azimutwert φ⁰ aktualisiert wurde.
[Formel 2] $V s^{t}_{i} = V^{t}_{w h e e l} G x^{t}_{i} cos (ϕ^{0} + ϕ^{t}_{g y r o}) + V'_{w h e e l} G y^{t}_{i} sin (ϕ^{0} + ϕ^{t}_{g y r o}) - C b v^{0} - A t$
Formel (2) ist eine Gleichung, die in der Patentliteratur 2 als Formel für die Berechnung des Endgeschwindigkeitsvektors offengelegt wurde. In Formel (2) ist Vs eine Geschwindigkeit in Satellitenrichtung, t eine Zeit, V_wheel ist ein Erfassungswert des Fahrzeuggeschwindigkeitssensors 3, φ⁰ ist ein Azimutwinkel des Fahrzeugs 1 in Fahrtrichtung zu einem Anfangszeitpunkt (d.h. ein anfänglicher Azimutwert), φ_gyro ist ein integrierter Wert des Azimutwinkels des Fahrzeugs 1 in Fahrtrichtung, i.e. ein relativer Azimutwinkel, Cbv⁰ ist eine Taktverschiebung zur Anfangszeit, A ist die Änderungssteigung der Taktverschiebung über die Zeit, und Gx und Gy sind jeweils eine x- und eine y-Komponente eines Sichtlinienvektors vom Fahrzeug zum Navigationssatelliten Si.
In der vorliegenden Ausführungsform wurde der bereits beschriebene Geschwindigkeitsvektor des Fahrzeugs 1 in S28 berechnet. Wenn der Geschwindigkeitsvektor berechnet werden kann, kann der Azimut des Fahrzeugs 1 bestimmt werden. Um den Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) des Fahrzeugs 1 in S28 zu berechnen, werden jedoch die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs benötigt. Daher kann der Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) des Fahrzeugs 1 nicht berechnet werden, es sei denn, es können GNSS-Funkwellen mit hoher Signalqualität von vier oder mehr Navigationssatelliten empfangen werden.
Zum Beispiel kann in einem städtischen Gebiet mit vielen Hochhäusern die Zeit, in der der Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) nicht berechnet werden kann, lang sein. Selbst in einer Umgebung, in der vier oder mehr GNSS-Funkwellen mit hoher Signalqualität empfangen werden können, ist S26 nur in einem festen Zyklus von 200 Millisekunden bis 400 Millisekunden JA. Der Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) des Fahrzeugs 1 darf nur in dem Zyklus berechnet werden, in dem S26 JA ist.
Andererseits können die Erfassungswerte der Verhaltenserfassungssensoren 7 unabhängig von der Fahrumgebung in einem festen Zyklus erfasst werden, und zwar in einem Zyklus, der kürzer ist als der Zyklus, in dem der Geschwindigkeitsvektor (Vx, Vy, Vz) z. B. alle 20 ms berechnet werden kann.
Die Azimutschätzung und die Geschwindigkeitsschätzung werden auf Grundlage der Erfassungswerte der Verhaltenserfassungssensoren 7 zwischen der Berechnung des Geschwindigkeitsvektors (Vx, Vy, Vz) des Fahrzeugs 1 und der nächsten Berechnung des Geschwindigkeitsvektors (Vx, Vy, Vz) des Fahrzeugs 1 durchgeführt. Die Ausgangswerte für die Azimutschätzung und die Geschwindigkeitsschätzung werden in S32 ermittelt.
In S32 wird speziell die in 5 dargestellte Verarbeitung durchgeführt. S32 wird von der Azimutschätzungseinheit 105 ausgeführt. In 5, in S322, wird der Geschwindigkeitsvektor (Vxsi, Vysi, Vzsi) jedes Navigationssatelliten Si aus den Zeitreihendaten der in S4 berechneten Satellitenposition (Xsi, Ysi, Zsi) des Navigationssatelliten Si berechnet.
In S324 wird der Dopplerverschiebungsbetrag D_i , der in den in S2 erfassten und in S4 gespeicherten Satelliteninformationen enthalten ist, in die Formel (3) eingesetzt, um die Relativgeschwindigkeit Vr_i des Fahrzeugs in Bezug auf den Navigationssatelliten Si zu berechnen.
[Formel 3] $V r_{i} = - D_{i} \cdot C / F$
In S326 wird die gegenwärtige Position P(X_v, Y_v, Z_v) des Fahrzeugs 1 berechnet. Wenn S326 ausgeführt wird, wurden vier oder mehr qualitativ hochwertige Navigationssignale nicht empfangen, da S26 auf NEIN stand. Die in S326 berechnete Position P(X_v, Y_v, Z_v) wird jedoch zur Berechnung des Sichtlinienvektors (Gx_i, Gy_i, Gz_i) vom Fahrzeug 1 zum Navigationssatelliten Si im nächsten S328 verwendet.
Da sich der Navigationssatellit Si in der Entfernung befindet, kann die gegenwärtige Position, die zur Bestimmung des Winkels zwischen dem Navigationssatelliten Si und dem Fahrzeug 1 verwendet wird, eine geringe Genauigkeit aufweisen. Daher kann es unnötig sein, vier oder mehr hochwertige Signale empfangen zu haben.
Zum Beispiel werden in S326 unter Verwendung von vier oder mehr Navigationssignalen einschließlich aller Signale, die nicht als qualitativ hochwertig bestimmt werden können, die gegenwärtigen Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS des Fahrzeugs 1 wie in S10 berechnet und die Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS als gegenwärtige Position P(X_v, Y_v, Z_v) des Fahrzeugs 1 verwendet.
Die Position P(X_v, Y_v, Z_v) des Fahrzeugs 1 kann durch ein anderes Verfahren mit geringer Genauigkeit als die Positionsbestimmung mit Hilfe der Pseudostrecke ρ_i bestimmt werden. Abhängig von der in einem System o.ä. erlaubten Schätzgenauigkeit führt ein Positionsfehler des Fahrzeugs 1 im Bereich von mehreren hundert Metern zu einem Geschwindigkeitsschätzfehler von 1 m/s oder kleiner, was kein wesentliches Problem darstellt. So kann z.B. die Position aus einer Karte o.ä. oder die Position P(X_v, Y_v, Z_v) des Fahrzeuges 1 aus Informationen wie z.B. einer vergangenen Positionsbestimmungsgeschichte oder einer Bake ermittelt werden.
Da die Genauigkeit gering sein kann, kann bei der später beschriebenen Positionsaktualisierungsverarbeitung (6) hier die zuletzt aktualisierte Position P des Fahrzeugs 1 als Position P(X_v, Y_v, Z_v) des Fahrzeugs 1 verwendet werden.
In S328 wird der Sichtlinienvektor (Gx_i, Gy_i, Gz_i) vom Fahrzeug 1 zum Navigationssatelliten Si berechnet. Die x-Komponente, y-Komponente und z-Komponente des Sichtlinienvektors werden aus Formel (4) berechnet.
[Formel 4] $\begin{matrix} G x^{t}_{i} = \frac{1}{ρ^{t}_{i}} (X^{t}_{s i} - X^{t}_{v}), & G y^{t}_{i} = \frac{1}{ρ^{t}_{i}} (Y^{t}_{s i} - Y^{t}_{v}), & G z^{t}_{i} = \frac{1}{ρ^{t}_{i}} (Z^{t}_{s i} - Z^{t}_{v}) \end{matrix}$
In Formel (4) ist ρ^t _i der Pseudostrecke des Navigationssatelliten Si zum Zeitpunkt t und (X^t _si, Y^t _si, Z^t _si) die Satellitenposition des Navigationssatelliten Si zum Zeitpunkt t. Diese sind in S4 gespeichert. (X^tv, Y^tv, Z^tv) ist die gegenwärtige Position des Fahrzeugs 1 zum Zeitpunkt t und wird in S326 berechnet.
In S330 werden die in S324 berechnete Relativgeschwindigkeit Vr_i , der in S328 berechnete Sichtlinienvektor (Gx_i, Gy_i, Gz_i) und der in S322 berechnete Geschwindigkeitsvektor (Vxs_i, Vys_i, Vzs_i) des Navigationssatelliten Si in die Formel (5) eingesetzt, um die Satellitenrichtungsgeschwindigkeit Vs_i des Fahrzeugs 1 in Richtung des Navigationssatelliten Si zu berechnen.
[Formel 5] $V s^{t}_{i} = \frac{D^{t}_{i}}{f} C + G x^{t}_{i} V x s^{t}_{i} + G z^{t}_{i} V y s^{t}_{i} + G z^{t}_{i} V z s^{t}_{i}$
Der erste Term auf der rechten Seite der Formel (5) bedeutet die relative Geschwindigkeit Vr_i des Fahrzeugs 1 in Bezug auf den Navigationssatelliten Si, und der zweite bis vierte Term bedeutet die Geschwindigkeit des Navigationssatelliten Si in Richtung des Fahrzeugs 1. Die Summe dieser Terme bedeutet die Geschwindigkeit des Fahrzeugs 1 in Richtung des Navigationssatelliten Si, und somit gilt die Formel (5).
In S332 werden die in S330 berechnete Satellitenrichtungsgeschwindigkeit Vs_i , der in S24 aktualisierte relative Azimutwinkel φ_gyro und der in S328 berechnete Sichtlinienvektor (Gx_i, Gy_i, Gz_i) in die Formel (2) eingesetzt. Daraus ergeben sich drei unbekannte Parameter, φ⁰ , Cbv⁰ und A in Formel (2).
So werden drei oder mehr Gleichungen formuliert, indem man die Geschwindigkeit der Satellitenrichtung Vs_i , den relativen Azimutwinkel φ_gyro und den Sichtlinienvektor (Gx_i, Gy_i, Gz_i) in Formel (2) einsetzt. Dann werden simultane Gleichungen der drei oder mehr Gleichungen gelöst. Als Ergebnis kann der Anfänglicher Azimutwert φ⁰ , der ein unbekannter Parameter in Formel (2) ist, bestimmt werden.
Die unbekannten Parameter φ⁰ , Cbv⁰ und A sind auch zu unterschiedlichen Zeitpunkten nach der Anfangszeit gleich. Daher ist es nicht notwendig, drei Gleichungen gleichzeitig zu formulieren. Beträgt die Gesamtzahl der zu mehreren Zeitpunkten formulierten Gleichungen drei oder mehr, können die unbekannten Parameter bestimmt werden. Selbst wenn die Anzahl der beobachteten Satelliten zu jedem der drei Zeitpunkte (t₀, t₁, t₂) eins ist, kann beispielsweise der Anfänglicher Azimutwert φ⁰ anhand der Daten der beobachteten Navigationssatelliten bestimmt werden.
In S332 wird auch ein Anfangswert für den Steigungswinkel bestimmt. Eine Möglichkeit zur Bestimmung des Anfangswertes des Nickwinkels ist die gleiche wie für den Anfänglicher Azimutwert. Das heißt, der Anfangswert des Steigungswinkels wird durch die Formulierung von drei oder mehr Gleichungen bestimmt, in denen Gx und Gy durch Gy und Gz ersetzt werden und θ in Formel (2) durch φ ersetzt wird.
Wenn die in 3 dargestellte Verarbeitung abgeschlossen ist, wird die in 6 dargestellte Positionsaktualisierungsverarbeitung ausgeführt. In 3 sind S20 und S22 die Verarbeitung der Fahrzeuginformationserlangungseinheit 102 und S24 und die nachfolgenden Schritte die Verarbeitung der Azimutschätzungseinheit 105.
Im Folgenden wird 6 beschrieben. In 6, in S41, wird ein geschätzter Azimut φ_e durch Schätzung eines Azimuts, in dem sich das Fahrzeug 1 bewegt, ermittelt. Wurde durch die Ausführung von S28 ein Geschwindigkeitsvektor ermittelt, wird aus dem Geschwindigkeitsvektor der geschätzte Azimut bestimmt. Aus dem Geschwindigkeitsvektor wird auch ein geschätzter Steigungswinkel ermittelt.
Wenn ein Sichtlinienvektor vom Fahrzeug 1 zum Navigationssatelliten Si durch Ausführung von S32 berechnet wurde, wird aus dem Sichtlinienvektor und der Position des Navigationssatelliten Si ein Azimut bestimmt, in dem das Fahrzeug 1 steht, d.h. der geschätzte Azimut φ_e .
Wenn andererseits die Bestimmung in S30 NEIN ist und S32 nicht ausgeführt wird, wird der geschätzte Azimut φ_e aus dem letzten anfänglichen Azimutwert φ⁰ und dem relativen Azimutwinkel φ_gyro , aktualisiert in S24, berechnet. Außerdem wird der geschätzte Nickwinkel aus dem letzten Anfangswert des Nickwinkels und dem in S24 aktualisierten relativen Nickwinkel berechnet.
In S42 wird j_k in α + j_kβ mit 1 ergänzt, was nicht 1 oder mehr ist. Der Anfangswert von j_k ist 0. k wird, wie in S14 beschrieben, bei jeder Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs um 1 erhöht. So wird bei jeder Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs ein neues j_k generiert. Der Anfangswert von j_k ist 0, und j_k ist zur Zeit t_k 0. Die Zeit t_k ist der Zeitpunkt, an dem die Navigationssignale, die zur Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten PVS(t_k) verwendet werden, empfangen wurden. j_k wird bei jeder Ausführung von 6 um 1 erhöht. j_k bedeutet also, wie oft die Verarbeitung in 6 nach der Zeit t_k ausgeführt wurde. Die Bedeutungen von α und β werden in S49 und S51 beschrieben.
In der nachfolgenden S43 wird eine autonome Navigationsposition P_D(t) aktualisiert. Die autonome Navigationsposition P_D(t) wird aktualisiert, indem zu einer früheren autonomen Navigationsposition P_D(t-1) in Richtung des geschätzten Azimuts φ_e und des in S41 berechneten geschätzten Nickwinkels diesmal eine Entfernung, die durch Multiplikation des letzten Schätzwertes der Fahrzeuggeschwindigkeit mit dem Aktualisierungszyklus der autonomen Navigationsposition P_D erhalten wird, addiert wird. Die Bewegungsbahn wird durch die Verarbeitung in S43 aktualisiert.
In S44 wird festgestellt, ob die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs zwischen der vorherigen Ausführung von S44 und der gegenwärtigen Ausführung von S44 aktualisiert wurden. Ist die Bestimmung in S44 NEIN, geht der Prozess zu S52 über, ohne S45 bis S51 auszuführen. Wenn die Bestimmung in S44 auf JA steht, geht der Vorgang zu S45 über.
In S45 wird ein Satellitenpositionierfehler Es berechnet. Der Satellitenpositionierfehler Es kann mit verschiedenen Verfahren berechnet werden. In der vorliegenden Ausführungsform wird der Rest der Pseudostrecke ρ_i (im Folgenden ein Pseudostreckenrest) als Satellitenpositionierfehler Es verwendet.
In S46 wird ein Fehler eines autonomen Positionierens Ea berechnet. Der autonome Positionierfehler Ea ist ein Wert, der durch Hinzufügen eines Fehlers der autonomen Navigation zum Satellitenpositionierfehler Es im realen Bezugspunkt Br, der als Bezugspunkt der autonomen Navigation verwendet wird, erhalten wird. Der Fehler der autonomen Navigation ist ein Wert, der durch Multiplikation der Dauer der autonomen Navigation mit einem Fehler der autonomen Navigation pro Zeiteinheit erhalten wird. Der Fehler der autonomen Navigation kann ein Wert sein, der durch Multiplikation einer Fahrtstrecke in der autonomen Navigation mit einem Fehler der autonomen Navigation pro Entfernungseinheit erhalten wird.
In der vorliegenden Ausführungsform wird der Fehler der autonomen Navigation pro Zeiteinheit oder der Fehler der autonomen Navigation pro Einheitsentfernung, wenn der geschätzte Azimut φ_e auf der Basis des Doppler-Verschiebungsbetrags D_i geschätzt wird, kleiner eingestellt als wenn der geschätzte Azimut φ_e aus dem Detektionswert des Gyrosensors 4 bestimmt wird. Der Fehler der autonomen Navigation pro Zeiteinheit oder der Fehler der autonomen Navigation pro Kurzentfernung wird im Voraus durch Messung mit tatsächlichen Geräten oder ähnlichem eingestellt.
Der Zeitpunkt, zu dem der geschätzte Azimut φ_e auf der Basis des Doppler-Verschiebungsbetrags D_i geschätzt wird, ist der Zeitpunkt, zu dem S28 ausgeführt wird oder zu dem S32 ausgeführt wird. Zum anderen wird der geschätzte Azimut φ_e aus dem Detektionswert des Gyrosensors 4 bestimmt, wenn die Bestimmung in S30 NEIN ist.
In S47 wird festgestellt, ob der in S45 berechnete Satellitenpositionierfehler Es kleiner ist als der in S46 berechnete autonome Positionierfehler Ea. Wenn die Bestimmung NEIN ist, geht der Prozess zu S52 und wenn JA, geht der Prozess zu S48.
In S48 wird die Zuverlässigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs bestimmt. Die Zuverlässigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten PVS kann mit verschiedenen Verfahren berechnet werden. Zum Beispiel wird die Zuverlässigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten PVS anhand einer voreingestellten Entsprechung zwischen (1) der Anzahl der Navigationssignale, die zur Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs verwendet werden, (2) dem S/N der Navigationssignale, (3) dem Pseudostreckenrest und (4) dem Höhenwinkel θ_i des Navigationssatelliten Si oder einer Kombination aus (1) bis (4) und der Zuverlässigkeit bestimmt.
In S49 wird ein Versatzterm α, der in einer virtuellen Bezugspunkt-Berechnungsformel in Formel (7) enthalten ist, aktualisiert. Formel (7) zeigt eine Gleichung, die eine virtuelle Bezugspunkt-Ableitungsfunktion F{P}, die in Formel (6) gezeigt wird, in der vorliegenden Ausführungsform darstellt.
[Formel 6] $B v (t_{k} + j_{k} Δ t) = F ({P}, t_{k} + j_{k} Δ t)$

[Formel 7] $\begin{array}{l} F {P} = (1 - α - j_{k} β) P (t_{k}) + (α + j_{k} β) B r (t_{k}) \\ 0 \leq 1 - α - j_{k} β \leq 1, 0 \leq α + j_{k} β \leq 1 \end{array}$
In den Formeln (6) und (7) ist k in einer Zeit t_k eine ganze Zahl, und die Zeit t_k ist der Zeitpunkt, an dem die Navigationssignale empfangen wurden, die zur Berechnung der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs verwendet werden.
In Formel (6) ist Δt ein Zyklus, in dem die Position P des Fahrzeugs 1 durch autonome Navigation aktualisiert wird. Im Folgenden wird dieser Zyklus als autonomer Navigationszyklus bezeichnet. Der autonome Navigationszyklus ist gleich dem Zyklus der Sensorwerterfassung.
Da Δt der autonome Navigationszyklus ist, und j_k die Anzahl der Ausführungen der Verarbeitung in 6 nach der Aktualisierung der Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS bedeutet, bedeutet j_kΔt eine verstrichene Zeit zwischen der Aktualisierung der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs und dem gegenwärtigen Zeitpunkt.
Formel (6) drückt Folgendes aus. Der virtuelle Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) zu einem Zeitpunkt t_k + j_kΔt ist eine Koordinate, die durch die virtuelle Bezugspunktableitungsfunktion F{P} zum Zeitpunkt t_k + j_kΔt repräsentiert wird.
Formel (7) drückt Folgendes aus. Die durch die virtuelle Bezugspunktableitungsfunktion F{P} zum Zeitpunkt t_k + j_kΔt dargestellten Koordinaten sind Werte, die sich aus der Addition der letzten Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs(t_k) zu diesem Zeitpunkt und der zum Zeitpunkt t_k ermittelten Position P(t_k) des Fahrzeugs 1, multipliziert mit Gewichtungsfaktoren, ergeben.
Da j_k eine ganze Zahl größer oder gleich 0 ist, verringert sich der Wert von -j_kβ bei jedem Anstieg von j_k . In 6 wird der Bewegungsbetrag ΔP_D des Fahrzeugs 1 in der später beschriebenen S53 berechnet. So ist -j_kβ ein Abnahmeterm, dessen Wert entsprechend der Anzahl der Berechnungen des Bewegungsbetrags _ΔPD abnimmt. Auf der anderen Seite ist j_kβ ein Erhöhungsbegriff, dessen Wert sich entsprechend der Häufigkeit der Berechnung des Bewegungsbetrages ΔP_D erhöht. (1 - α -j_kβ) einschließlich -j_kβ, das ist ein Abnahme-Term, wird als erste Faktorberechnungsformel verwendet, und (α + j_kβ) einschließlich j_kβ, das ist ein Erhöhungs-Term, wird als zweite Faktorberechnungsformel verwendet.
In der Berechnungsformel für den virtuellen Bezugspunkt (1 - α - j_kβ), mit der die Position P(t_k) des Fahrzeugs 1 multipliziert wird, und (α + j_kβ), mit der die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs(t_k) multipliziert werden, heißen Wichtungsfaktoren. Der virtuelle Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) nach dem Zeitpunkt t_k ist eine Position in einem durch (1 - α - j_kβ) und (α + j_kβ) bestimmten Verhältnis zwischen der Position P(t_k) des Fahrzeugs 1 zum Zeitpunkt t_k und den Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs(t_k) zum Zeitpunkt t_k .
Der virtuelle Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) nähert sich den Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs(t_k) mit zunehmender Anzahl von Berechnungen des Bewegungsbetrags ΔP_D .
In der Berechnungsformel des virtuellen Bezugspunktes ist der Versatzterm α unabhängig von j_k konstant. Je größer der Versatzterm α ist, desto näher liegt der virtuelle Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) an den Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(t_k), wenn j_k = 0 ist.
Der Grund für die Berechnung des virtuellen Bezugspunktes Bv(t_k + j_kΔt) besteht darin, zu verhindern, dass sich die Position des Fahrzeugs 1 in einem größeren Maßstab diskontinuierlich ändert. Je geringer die Genauigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs(t_k) ist, desto mehr ändert sich die Position des Fahrzeugs 1 in einem größeren Maßstab diskontinuierlich. Je zuverlässiger also die Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(t_k) sind, desto näher kann der virtuelle Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) an die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs(t_k) gebracht werden.
In S49 wird der Wert von α entsprechend der Zuverlässigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs erhöht. Konkret wird im Voraus eine Übereinstimmung zwischen der Zuverlässigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS und α bestimmt und der Wert von α aus der diesmal ermittelten Zuverlässigkeit und der Übereinstimmung aktualisiert. Die Übereinstimmung zwischen der Zuverlässigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten PVS und α ist eine Beziehung, in der die Zuverlässigkeit der Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS umso größer ist, je größer α schrittweise oder kontinuierlich ist.
In S50 wird die Zuverlässigkeit des Bewegungsbetrags bestimmt. Die Bewegungsbetragszuverlässigkeit bedeutet die Zuverlässigkeit des in S53 berechneten Bewegungsbetrags ΔP_D , die später beschrieben wird. Bei der autonomen Navigation sammeln sich Fehler an. Das heißt, je länger der Zeitraum, in dem die Position P des Fahrzeugs 1 durch die autonome Navigation aktualisiert wird, desto größer ist der Fehler. Daher gilt in S50: Je länger der Zeitraum, in dem die Position P des Fahrzeugs 1 nur durch autonome Navigation ohne Aktualisierung der Satellitenpositionierungskoordinaten PVS aktualisiert wird, desto geringer ist die Zuverlässigkeit des Bewegungsbetrags. Als Zeitraum, in dem die Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs nicht aktualisiert werden, kann der in S42 aktualisierte Wert von j_k verwendet werden.
Je höher die in S51 ermittelte Bewegungsbetragszuverlässigkeit in S50 ist, desto kleiner ist der Wert, auf den β aktualisiert wird. Der Grund dafür ist, dass die Notwendigkeit, den virtuellen Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) frühzeitig in die Nähe der Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(tk) zu bringen, umso geringer ist, je höher die Zuverlässigkeit des Bewegungsbetrags ist.
Spezifisch wird in S51 ein aktualisiertes β aus der voreingestellten Beziehung bestimmt, bei dem die Zuverlässigkeit des Bewegungsbetrags umso kleiner wird, je höher die Zuverlässigkeit des Bewegungsbetrags ist, je kleiner β schrittweise oder kontinuierlich ist, und die Zuverlässigkeit des Bewegungsbetrags in S50 bestimmt wird.
In S52 werden die Position P(t_k) des Fahrzeugs 1 zum Zeitpunkt tk und die aus den zum Zeitpunkt t_k empfangenen Navigationssignalen berechneten Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs(t_k) in die letzte Formel zur Berechnung des virtuellen Bezugspunkts Bv(t_k + j_kΔt) zum Zeitpunkt t_k + j_kΔt eingesetzt.
In S53 wird der Bewegungsbetrag ΔP_D , um den sich das Fahrzeug 1 von der Zeit tk bis zur gegenwärtigen Zeit t_k + j_kΔt bewegt hat, aus Formel (8) berechnet. Wie aus Formel (8) hervorgeht, wird der Bewegungsbetrag ΔP_D mit der in S43 berechneten autonomen Navigationsposition P_D berechnet.
[Formel 8] $Δ P_{D} = P_{D} (t_{k} + j_{k} Δ t) - P_{D} (t_{k})$
In S54 wird die gegenwärtige Position P des Fahrzeugs 1 mit Hilfe der Formel (9) aktualisiert.
[Formel 9] $P = Δ P_{D} + B v (t_{k} + j_{k} Δ t) = P_{D} (t_{k} + j_{k} Δ t) - P_{D} (t_{k}) + B v (t_{k} + j_{k} Δ t)$
Wie in Formel (9) gezeigt, wird der virtuelle Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) als Bezugspunkt verwendet, der der Basispunkt des Bewegungsbetrags ΔP_D ist, und der virtuelle Bezugspunkt Bv(t_k + j_kΔt) nähert sich mit zunehmendem j_k den Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS(t_k). Folglich ist es, wie in der Patentliteratur 3 beschrieben, möglich, zu verhindern, dass sich eine Flugbahn, die die Position P des Fahrzeugs 1 darstellt, schrittweise verändert.
In S55 wird die in S54 ermittelte Position P des Fahrzeugs 1 und ein Fehler in der Position P an eine Vorrichtung ausgegeben, das eine Anwendung mit der Position P des Fahrzeugs 1 und dem Fehler in der Position P ausführt. Der Fehler ist ein kleinerer Wert des Satellitenpositionierfehlers Es und des in S44 und S46 berechneten Fehler eines autonomen Positionierens Ea. Neben der Position P des Fahrzeugs 1 und dem Fehler können auch der letzte Azimut, der letzte Azimutfehler, der letzte Gierwinkel, der letzte Nickwinkel, die letzte Fahrzeuggeschwindigkeit usw. zusammen ausgegeben werden.
In 6 ist S41 eine Verarbeitung der Azimutschätzungseinheit 105, S43 eine Verarbeitung der Bahnberechnungseinheit 106, S45 und S46 Verarbeitungen der Fehlerschätzeinheit 107 und der Rest ist eine Verarbeitung der Positionsberechnungseinheit 108.
<Zusammenfassung der Ausführungsform>
Da in der vorliegenden Darstellung der anfänglicher Azimutwert φ⁰ und der Anfänglicher Nickwinkelwert mit Hilfe des Doppler-Verschiebungsbetrags _Di, also der Satelliteninformation, berechnet werden, kann in der vorliegenden Darstellung der geschätzte Azimut φ_e und der geschätzte Nickwinkel mit hoher Genauigkeit erhalten werden. Dies erhöht die Genauigkeit der Bewegungsbahn und reduziert so eine Fehlerzunahme im Zeitablauf oder bei der autonomen Navigation mit der Bewegungsbahn mit zunehmender Bewegungsentfernung. So kann auch bei der Ermittlung der Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS eine Fehlererhöhung durch die Nichtaktualisierung des Bezugspunktes stärker reduziert werden.
In der vorliegenden Ausführungsform wird bei der Aktualisierung der Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS (S44: JA) der Satellitenpositionierfehler Es mit dem Fehler eines autonomen Positionierens Ea verglichen. Wenn festgestellt wird, dass der Satellitenpositionierfehler Es kleiner als der autonome Positionierfehler Ea ist, werden S48 und die nachfolgenden Schritte ausgeführt, um die virtuelle Bezugspunktableitungsfunktion F{P} zu aktualisieren. Der virtuelle Bezugspunkt Bv wird als Bezugspunkt für die Berechnung der Position P des Fahrzeugs 1 in Formel (9) verwendet.
Wenn der Satellitenpositionierfehler Es kleiner als der autonome Positionierfehler Ea ist, werden die aktualisierten Satellitenpositionierungskoordinaten PVS als Bezugspunkt für die Berechnung der Position P des Fahrzeugs 1 verwendet. Mit anderen Worten, selbst wenn neue Satellitenpositionierungskoordinaten PVS erhalten werden, werden die Satellitenpositionierungskoordinaten PVS nicht als Bezugspunkt für die Berechnung der Position P des Fahrzeugs 1 verwendet, wenn der Satellitenpositionierfehler Es größer als der autonome Positionierfehler Ea ist. Dadurch können Fehler bei der Positionsschätzung reduziert werden.
7 zeigt ein Beispiel für die Fehlervariation in der vorliegenden Ausführungsform. In 7 stellt die horizontale Achse die Zeit dar. Wenn das Fahrzeug 1 fährt, nimmt die Fahrstrecke mit der Zeit zu. Somit kann die horizontale Achse als Fahrentfernung betrachtet werden.
Die vertikale Achse in einem oberen Diagramm von 7 stellt die Möglichkeit der Satellitenpositionierung dar. Die Möglichkeit der Satellitenpositionierung entspricht der Anzahl der Navigationssignale, die zur Positionierung verwendet werden können. Ob ein Navigationssignal zur Positionierung verwendet werden darf, kann durch ein Kriterium zur Bestimmung der Signalqualität bestimmt werden. Eine gestrichelte Linie in der oberen Grafik von 7 zeigt eine Schwelle der Satellitenpositionierungsmöglichkeit an, bei der eine Satellitenpositionierung als möglich bestimmt werden kann.
Die vertikale Achse in einem unteren Diagramm von 7 stellt den Fehler in der ermittelten Position dar. Eine durchgezogene Linie ist ein Fehler in der vorliegenden Ausführungsform. Eine gestrichelte Linie ist ein Fehler in einem Vergleichsbeispiel. Das Vergleichsbeispiel ist hier eine Positionierungsverfahren, die einen Bezugspunkt ständig mit den Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS aktualisiert, wenn die Möglichkeit der Satellitenpositionierung den Schwellenwert überschreitet.
Da die Möglichkeit der Satellitenpositionierung zwischen den Zeiten t0 und t10 nicht die Schwelle überschreitet, wird eine autonome Navigation ohne Aktualisierung des Bezugspunktes durchgeführt. In der Beschreibung der 7 bis 10 bedeutet autonome Navigation, dass die autonome Navigation ohne Aktualisierung des Bezugspunktes fortgesetzt wird, und Satellitenpositionierung bedeutet, dass die autonome Navigation unter Aktualisierung des Bezugspunktes auf die neuesten Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS durchgeführt wird.
Da die autonome Navigation von t0 bis t10 fortgesetzt wird, erhöht sich der Fehler bei konstanter Steigung linear. Da die Möglichkeit der Satellitenpositionierung die Schwelle bei t10 überschreitet, werden die Satellitenpositionierungskoordinaten PVS aktualisiert. Dies reduziert den Fehler. Danach wird der Bezugspunkt auf die Satellitenpositionierkoordinaten _PVS , die durch Satellitenpositionierung erhalten wurden, kontinuierlich aktualisiert. Daher steigt der Fehler von t10 bis t12 nicht mit der Zeit an. Im Vergleichsbeispiel wird der Bezugspunkt mit den durch die Satellitenpositionierung erhaltenen Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs bis t20 laufend aktualisiert. Der Fehler der Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs ist jedoch auch bei Überschreiten des Schwellenwertes nicht konstant und variiert aufgrund verschiedener Faktoren.
Im Beispiel von 7, von t12 bis t13, bleibt die Satellitenpositionierung möglich, aber der Satellitenpositionierfehler Es ist größer als zum Zeitpunkt t12. Obwohl der Fehler der autonomen Navigation ebenfalls von t12 auf t13 ansteigt, ist der autonome Positionierfehler Ea kleiner als der durch die gestrichelte Linie angezeigte Satellitenpositionierfehler Es. Daher wird in der vorliegenden Ausführungsform die autonome Navigation von t12 bis t13 durchgeführt, obwohl eine Satellitenpositionierung möglich ist.
In ähnlicher Weise wird von t14 bis t20 eine autonome Navigation durchgeführt, obwohl eine Satellitenpositionierung möglich ist. Dadurch ist der Fehler der vorliegenden Ausführungsform zum Zeitpunkt t20, an dem eine Satellitenpositionierung unmöglich geworden ist, kleiner als der des Vergleichsbeispiels.
Um t30 wird die Satellitenpositionierung möglich, und es wird vorübergehend auf Satellitenpositionierung umgeschaltet. Zwischen t31 und t32, in denen der Satellitenpositionierfehler Es groß ist, wird jedoch eine autonome Navigation durchgeführt, obwohl eine Satellitenpositionierung möglich ist. Von t32 bis t34 wird die Satellitenpositionierung durchgeführt, aber bei t34 wird wieder auf autonome Navigation umgeschaltet.
Auch wenn eine Satellitenpositionierung möglich ist, aktualisiert die Positioniervorrichtung 100 der vorliegenden Ausführungsform den Bezugspunkt nicht auf die Satellitenpositionierungskoordinaten _PVS , wenn der Satellitenpositionierfehler Es größer als der autonome Positionierfehler Ea ist, so dass der Fehler kleiner als der des Vergleichsbeispiels gemacht werden kann.
<Zweite Ausführungsform>
Im Folgenden wird eine zweite Ausführungsform beschrieben. In der Beschreibung der zweiten und der folgenden Ausführungsformen sind Elemente mit denselben Bezugszeichen wie die bisher verwendeten identisch mit den Elementen mit denselben Bezugszeichen in der/den vorhergehenden Ausführungsform(en), sofern nicht anders angegeben. Wenn nur ein Teil der Konfiguration beschrieben wird, kann/können die zuvor beschriebene(n) Ausführungsform(en) auf den anderen Teil der Konfiguration angewendet werden.
Die zweite Ausführungsform unterscheidet sich von der ersten Ausführungsform dadurch, dass die in 8 dargestellte Verarbeitung in S56 in Abhängigkeit von der Positionsberechnungseinheit 108 hinzugefügt wird.
In der zweiten Ausführungsform werden, auch wenn bei der Bestimmung in S47 festgestellt wird, dass der Satellitenpositionierfehler Es kleiner als der autonome Positionierfehler Ea ist, S48 und die nachfolgenden Schritte nicht sofort ausgeführt und die Bestimmung in S56 weiter durchgeführt.
In S56 wird festgestellt, ob ein Zustand, in dem der Satellitenpositionierfehler Es kleiner als der autonome Positionierfehler Ea ist, länger als eine Fortsetzungsbestimmungszeit angedauert hat. Der Zweck dieser Bestimmung ist es, zu berücksichtigen, dass der Satellitenpositionierfehler Es unmittelbar nach der Möglichkeit der Satellitenpositionierung instabil sein kann. Der Grund, warum der Satellitenpositionierfehler Es unmittelbar nach der Möglichkeit der Satellitenpositionierung instabil sein kann, ist z.B. der folgende Grund. Insbesondere in einem Zustand, in dem eine Satellitenpositionierung nicht möglich ist, kann die Anzahl der beobachtbaren Satelliten aufgrund von Hindernissen wie z.B. Gebäuden gering sein, und unmittelbar nachdem die Anzahl der beobachtbaren Satelliten steigt, kann die Beobachtung aufgrund von Mehrwegeffekten nur vorübergehend möglich sein. Da die Bestimmung in S56 zu diesem Zweck durchgeführt wird, ist die Fortsetzungsbestimmungszeit eine Zeit zum Bestimmen, dass die Satellitenpositionierung in einem möglichen Zustand stabil ist, nachdem die Satellitenpositionierung möglich wird. Die Fortsetzungsbestimmungszeit wird durch Messung mit realer Ausrüstung empirisch bestimmt. Die Fortsetzungsbestimmungszeit wird z.B. auf 1 Sekunde eingestellt.
Wenn die Bestimmung in S56 NEIN ist, geht der Prozess in S52 weiter, wie wenn die Bestimmung in S47 NEIN ist. Ist die Bestimmung in S56 hingegen JA, werden S48 und die nachfolgenden Schritte ausgeführt, um den realen Bezugspunkt Br auf die neuesten Satellitenpositionierungskoordinaten P_VS zu aktualisieren.
9 zeigt ein Beispiel für die Fehlervariation in der zweiten Ausführungsform. Ein unteres Diagramm von 9 entspricht dem unteren Diagramm von 7, wobei die horizontale Achse die Zeit oder den Reiseweg und die vertikale Achse den Fehler darstellt. Eine obere Grafik von 9 ist identisch mit der oberen Grafik von 7. In 7 und 9 bedeuten Zeiten, die mit dem gleichen Zahlenwert markiert sind, die gleiche Zeit. Eine Punkt-Strich-Linie in der unteren Grafik von 9 stellt die durchgezogene Linie in der unteren Grafik von 7 dar.
In 7 erfolgt der Wechsel von der autonomen Navigation zur Satellitenpositionierung bei t10. In der zweiten Ausführungsform wird die autonome Navigation jedoch bis t11 fortgesetzt, wobei die Fortsetzungsbestimmungszeit abgelaufen ist, da die Satellitenpositionierung um t10 möglich geworden ist.
In 7 wird zwischen t30 und t31 auf Satellitenpositionierung temporär umgeschaltet. Die Zeit zwischen t30 und t31 ist jedoch kürzer als die Fortsetzungsbestimmungszeit, so dass in der zweiten Ausführungsform die autonome Navigation nicht bei t30 beendet wird. In 7 wird bei t32 auf Satellitenpositionierung geschaltet. In der zweiten Ausführungsform wird die autonome Navigation bis t35 fortgesetzt.
Der autonome Positionierfehler Ea wird in Bezug auf den Satellitenpositionierfehler Es zum Zeitpunkt des Schaltens auf autonome Navigation berechnet. So wird in der ersten Ausführungsform, wie bei t34 gezeigt, wenn der Satellitenpositionierfehler Es vorübergehend klein wird, der nach t34 berechnete autonome Positionierfehler Ea klein. Allerdings wird der Satellitenpositionierfehler Es bei t34 vorübergehend klein, und der Satellitenpositionierfehler Es ist nicht in einem stabilen Zustand. Dieser Satellitenpositionierfehler Es hat einen kleinen Wert, aber seine Zuverlässigkeit ist gering. Folglich ist auch die Zuverlässigkeit des nach t34 berechneten Fehler eines autonomen Positionierens Ea gering.
In der zweiten Ausführungsform wird auf Satellitenpositionierung umgeschaltet, wenn ein Zustand, in dem der Satellitenpositionierfehler Es kleiner als der autonome Positionierfehler Ea ist, länger als die Fortsetzungsbestimmungszeit fortgesetzt wird. So wird bis t35 die autonome Navigation ohne Schaltung auf Satellitenpositionierung fortgesetzt.
Der Fehler bei der durchgezogenen Linie bei t35 in 9 ist größer als der Fehler bei t35 in 7, der auch durch die gestrichelte Linie zum Vergleich in 9 angezeigt wird. Man kann jedoch sagen, dass der durch die durchgezogene Linie in 9 angezeigte Fehler zuverlässiger im Fehlerwert ist.
<Dritte Ausführungsform>
Die dritte Ausführungsform unterscheidet sich von der ersten Ausführungsform durch die Verfahren zur Berechnung des in S45 berechneten Satellitenpositionierfehlers Es. In der ersten Ausführungsform wird der Pseudostreckenrest als Satellitenpositionierfehler Es verwendet. Andererseits wird in der dritten Ausführungsform ein Wert, der durch zusätzliche Multiplikation des Pseudostreckenrests mit einem Präzisionsverschlechterungsfaktor erhalten wird, als Satellitenpositionierfehler Es verwendet.
Der Faktor für die Verschlechterung der Präzision ist ein Wert, der auf Grundlage mindestens eines der folgenden Kriterien bestimmt wird: Ausmaß der Variation des Pseudostrecke-Residuums, S/N der Navigationssignale und Dilution of Precision (DOP) bzw. Verringerung der Genauigkeit. DOP wird auch als Präzisionsverringerungsrate bezeichnet. Das Ausmaß der Variation des Pseudostreckenrests kann z. B. durch die Varianz des Pseudostreckenrests ausgedrückt werden.
Das Verhältnis zwischen dem Ausmaß der Variation des Pseudostrecke-Residuums, der S/N der Navigationssignale und/oder DOP und dem Präzisionsverschlechterungsfaktor wird im Voraus eingestellt. Diese Beziehung ist z.B. eine Tabelle, in der der Präzisionsverschlechterungsfaktor aus dem Ausmaß der Variation des Pseudostreckenrests, der S/N von Navigationssignalen und/oder der DOP bestimmt wird.
Je größer das Ausmaß der Variation des Pseudostreckenrests ist, desto größer ist der Positionierfehler der Satellitennavigation. Außerdem ist der Positionierfehler der Satellitennavigation umso größer, je größer die S/N der Navigationssignale und/oder DOP ist. Daher wird in der dritten Ausführungsform der Präzisionsverschlechterungsfaktor auf Grundlage mindestens eines der folgenden Faktoren bestimmt: Ausmaß der Variation des Pseudostreckenrests, S/N der Navigationssignale und DOP, und ein Wert, der durch Multiplikation des Pseudostreckenrests mit dem Präzisionsverschlechterungsfaktor erhalten wird, wird als Satellitenpositionierfehler Es benutzt.
10 zeigt ein Beispiel für die Fehlervariation in der dritten Ausführungsform. Ein unteres Diagramm von 10 entspricht dem unteren Diagramm von 7, wobei die horizontale Achse die Zeit oder die Reiseentfernung darstellt und die vertikale Achse den Fehler darstellt. Ein oberes Diagramm von 10 ist identisch mit dem oberen Diagramm von 7. In 7 und 10 bedeuten Zeiten, die mit dem gleichen Zahlenwert markiert sind, die gleiche Zeit. Eine Punkt-Strich-Linie im unteren Diagramm von 10 stellt die durchgezogene Linie im unteren Diagramm von 7 dar. Eine gestrichelte Linie im unteren Diagramm von 7 stellt die gestrichelte Linie im unteren Diagramm von 7 dar, d.h. den Satellitenpositionierfehler Es in der ersten Ausführungsform, und eine Strich-Punkt-Punkt-Linie im unteren Diagramm von 7 stellt den Satellitenpositionierfehler Es in der dritten Ausführungsform dar.
Der Satellitenpositionierfehler Es der dritten Ausführungsform ist ein Wert, der durch Multiplikation des Pseudostreckenrests mit dem Präzisionsverschlechterungsfaktor erhalten wird. Wie die gestrichelte Linie und die Strich-Punkt-Punkt-Linie in 10 zeigen, ist daher der Satellitenpositionierfehler Es der dritten Ausführungsform (die Strich-Punkt-Punkt-Linie) größer als der Satellitenpositionierfehler Es der ersten Ausführungsform (die gestrichelte Linie), in der der Pseudostreckenrest direkt als Satellitenpositionierfehler Es verwendet wird.
In der dritten Ausführungsform wird die autonome Navigation mit größerer Wahrscheinlichkeit fortgesetzt als in der ersten Ausführungsform. So wird die autonome Navigation bis t33 in der dritten Ausführungsform fortgesetzt. Die Satellitenpositionierung erfolgt von t33 bis t34, die autonome Navigation von t34 aus. Der Satellitenpositionierfehler Es bei t34 ist größer als der Satellitenpositionierfehler Es der ersten Ausführungsform, und somit ist der Fehler der dritten Ausführungsform, der durch die durchgezogene Linie nach t34 angezeigt wird, größer als der Fehler der ersten Ausführungsform, der durch die gestrichelte Linie angezeigt wird. Man kann jedoch sagen, dass der durch die durchgezogene Linie in 10 angezeigte Fehler zuverlässiger im Fehlerwert ist.
Obwohl die Ausführungsformen oben beschrieben wurden, ist die offengelegte Technologie nicht auf die vorstehend beschriebenen Ausführungsformen beschränkt. Die folgenden Änderungen sind ebenfalls im angegebenen Umfang enthalten. Darüber hinaus können verschiedene Modifikationen vorgenommen werden, ohne vom Wesentlichen abzuweichen.
Es sollte bemerkt werden, dass ein Flussdiagramm oder die Bearbeitung des Flussdiagramms in der vorliegenden Anmeldung Abschnitte (auch als Schritte bezeichnet) enthält, die jeweils z.B. als S2 dargestellt werden. Außerdem kann jeder Abschnitt in mehrere Unterabschnitte unterteilt werden, während mehrere Abschnitte zu einem einzigen Abschnitt zusammengefasst werden können. Darüber hinaus kann jeder der so konfigurierten Abschnitte auch als Gerät, Modul oder Mittel bezeichnet werden.
<Erste Modifikation>
Die autonome Navigation kann ohne Verwendung des virtuellen Bezugspunktes Bv durchgeführt werden. S48 bis S52 in 6 entfallen. In S53 wird eine Bewegungsbahn nach der Bestimmung der letzten Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs ermittelt. In S54 werden die letzten Satellitenpositionierungskoordinaten Pvs als Bezugspunkt verwendet und eine durch die Bewegungsbahn vom Bezugspunkt verschobene Position als gegenwärtige Position P gesetzt.
<Zweite Modifikation>
Die Position P des Fahrzeugs 1 kann mit quadratischen Koordinaten bestimmt werden. In diesem Fall werden der Nickwinkel und die Nickrate überflüssig. Die Position des Fahrzeugs 1 kann unter Berücksichtigung des Rollwinkels bestimmt werden. Ein Rollwinkel, eine Rollgeschwindigkeit und ein Rollratenkorrekturwert können auf die gleiche Weise wie für einen Gierwinkel, eine Gierrate und einen Gierratenkorrekturwert berechnet werden.
<Dritte Modifikation>
In den vorstehend beschriebenen Ausführungsformen ist das sich bewegende Objekt ein Auto. Das sich bewegende Objekt kann etwas anderes als ein Auto sein.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Patentliteratur

JP 2017003395 A [0008]
JP 2013113789 A [0008]
JP 2017009294 A [0008]
JP 2011209268 A [0008]

Claims

Positioniervorrichtung, die aufweist: eine Satellitenpositioniereinheit (104), die konfiguriert ist, um eine Position eines sich bewegenden Objekts zu erlangen, die durch Satellitennavigation auf Grundlage von Navigationssignalen, die durch eine GNSS-Empfangseinrichtung (2) empfangen werden, bestimmt wird, eine Einheit (108) für ein autonomes Positionieren, die konfiguriert ist, um eine Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts auf Grundlage von Satelliteninformationen, die Informationen sind, bevor die Position des sich bewegenden Objekts durch die Satellitennavigation berechnet wird, und von Erfassungswerten von Verhaltenserfassungssensoren (7) zu schätzen, und die Position des sich bewegenden Objekts auf Grundlage eines Bezugspunkts und der Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts zu schätzen, und eine Fehlerschätzungseinheit (107), die konfiguriert ist, um einen Satellitenpositionierfehler als einen Fehler bei der Position des sich bewegenden Objekts, die durch die Satellitenpositioniereinheit bestimmt wird, zu schätzen und einen Fehler eines autonomen Positionierens als einen Fehler bei der Position des sich bewegenden Objekts, die durch die Einheit für ein autonomes Positionieren geschätzt wird, zu schätzen, wobei die Einheit für ein autonomes Positionieren konfiguriert ist, um die Position des sich bewegenden Objekts, die durch die Satellitenpositioniereinheit erlangt wird, im Ansprechen darauf als den Bezugspunkt einzustellen, dass der Satellitenpositionierfehler kleiner als der Fehler eines autonomen Positionierens ist.
Positioniervorrichtung nach Anspruch 1, wobei die Einheit für ein autonomes Positionieren konfiguriert ist, um die Position des sich bewegenden Objekts, die durch die Satellitenpositioniereinheit erlangt wird, im Ansprechen darauf als den Bezugspunkt einzustellen, dass der Satellitenpositionierfehler kleiner als der Fehler eines autonomen Positionierens für eine Zeit, die länger als eine voreingestellte Fortsetzungsbestimmungszeitperiode ist, war.
Positioniervorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, die ferner aufweist: eine Azimutschätzungseinheit (105), die konfiguriert ist, um einen Bewegungsazimut des sich bewegenden Objekts auf Grundlage von Doppler-Verschiebungsbeträgen der Navigationssignale zu schätzen, wobei die Einheit für ein autonomes Positionieren konfiguriert ist, um: die Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts auf Grundlage des Bewegungsazimuts des sich bewegenden Objekts und einer Geschwindigkeit des sich bewegenden Objekts zu schätzen, und einen Erfassungswert eines Gierratensensors, der in den Verhaltenserfassungssensoren enthalten ist, zu erlangen, wobei, wenn die Azimutschätzungseinheit den Bewegungsazimut des sich bewegenden Objekts schätzt, die Einheit für ein autonomes Positionieren die Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts auf Grundlage des Bewegungsazimuts des sich bewegenden Objekts, der durch die Azimutschätzeinheit geschätzt wird, schätzt, wobei, wenn die Azimutschätzeinheit den Bewegungsazimut des sich bewegenden Objekts nicht schätzt, die Einheit für ein autonomes Positionieren einen Betrag einer Azimutwinkeländerung des sich bewegenden Objekts auf Grundlage des Erfassungswerts des Gierratensensors schätzt und den Bewegungsazimut des sich bewegenden Objekts auf Grundlage des Betrags einer Azimutwinkeländerung des sich bewegenden Objekts und eines vergangenen Bezugazimuts bestimmt, und wobei, wenn die Einheit für ein autonomes Positionieren die Bewegungsbahn des sich bewegenden Objekts auf Grundlage des Bewegungsazimuts des sich bewegenden Objekts, der durch die Azimutschätzungseinheit geschätzt wird, schätzt, die Fehlerschätzungseinheit einen Betrag einer Erhöhung des Fehler eines autonomen Positionierens einstellt, um verglichen mit einer Situation der Einheit für ein autonomes Positionieren, die den Bewegungsazimut des sich bewegenden Objekts auf Grundlage des Erfassungswerts des Gierratensensors schätzt bzw. bestimmt, klein zu sein.
Positioniervorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei die Fehlerschätzungseinheit konfiguriert ist, um den Satellitenpositionierfehler durch Multiplizieren eines Pseudostreckenrests mit einem Präzisionsverschlechterungsfaktor zu berechnen, und wobei der Präzisionsverschlechterungsfaktor auf Grundlage von zumindest einem der Elemente, Ausmaß einer Variation des Pseudostreckenrests, S/N der Navigationssignale oder Präzisionsabnahmerate, bestimmt wird.