DE4335818A1

DE4335818A1 - Vorrichtung und Verfahren, um die Position eines Satelliten in einem satellitengestützten Navigationssystem vorherzusagen

Info

Publication number: DE4335818A1
Application number: DE4335818A
Authority: DE
Inventors: Christos Theodoro Kyrtsos
Original assignee: Caterpillar Inc
Current assignee: Caterpillar Inc
Priority date: 1992-10-20
Filing date: 1993-10-20
Publication date: 1994-04-21
Also published as: JP3408593B2; US5430657A; GB9321646D0; GB2271902A; GB2271902B; JPH06201812A

Description

Gebiet der Erfindung

Diese Erfindung bezieht sich allgemein auf das Gebiet der Navigationssysteme, die eine Konstellation erdumkreisen der Satelliten dazu benutzen, die Position eines Empfän gers auf oder in der Nähe der Erdoberfläche zu bestimmen. Die Erfindung bezieht sich insbesondere auf eine Vorrich tung und ein Verfahren, um die Position jedes Satelliten in der Konstellation vorherzusagen.

Hintergrund der Erfindung

Einige nationale Regierungen, einschließlich der Verei nigten Staaten von Amerika (U.S.), entwickeln gegenwärtig ein terrestrisches Positionsabschätzungssystem, das man generisch als globales Positionierungssystem bezeichnet (GPS). Ein GPS ist ein satellitengestütztes Radio-Naviga tionsystem, das äußerst genaue dreidimensionale Positi onsinformation über Empfänger auf oder in der Nähe der Erdoberfläche liefern soll.

Die US-Regierung hat ihr GPS mit "NAVSTAR" bezeichnet. Man erwartet, daß die US-Regierung das NAVSTAR GPS im Jahre 1993 für vollständig einsatzbereit erklärt. Die Re gierung der früheren Union der Sowjetischen Sozialisti schen Republiken (USSR) engagiert sich in der Entwicklung eines GPS, das unter dem Namen "GLONASS" bekannt ist. Au ßerdem sind zwei europäische Systeme in der Entwicklung, die unter den Namen "NAVSAT" und "GRANAS" bekannt sind. Um die Diskussion zu vereinfachen, konzentriert sich die folgende Diskussion speziell auf das NAVSTAR GPS. Jedoch besitzt die Erfindung gleiche Anwendbarkeit für andere globale Positionierungssysteme.

In dem NAVSTAR GPS wird beabsichtigt, daß vier erdumkrei sende GPS Satelliten in jedem der sechs getrennten kreis förmigen Orbits oder Bahnen existieren, was zu einer Ge samtzahl von vierundzwanzig GPS-Satelliten führt. Davon sind einundzwanzig in Betrieb und drei dienen als Re serve. Die Satellitenorbits werden weder polar noch äqua torial sein, sondern werden in gegenseitig orthogonal ge neigten Ebenen liegen.

Jeder GPS-Satellit wird die Erde ungefähr einmal alle 12 Stunden umkreisen. Dies zusammen mit der Tatsache, daß die Erde einmal alle 24 Stunden um ihre eigene Achse ro tiert, führt dazu, daß während sich die Erde einmal um sich selbst dreht, jeder Satellit genau zwei Umkreisungen macht.

Zu jeder gegebenen Zeit ist die Position jedes Satelliten genau bekannt und wird ständig zur Erde übermittelt. Diese Positionsinformation, die die Position eines Satel liten im Raum bezüglich einer Zeit (GPS-Zeit) beschreibt, ist unter der Bezeichnung ephemerische (kurzlebige) Daten (ephemeris data) bekannt.

Zusätzlich zu diesen ephemerischen Daten oder Informatio nen enthält das Navigationssignal, das von jedem Satelli ten ausgesandt wird, den exakten Zeitpunkt, an dem das Signal ausgesandt wurde. Der Abstand oder die Reichweite von einem Empfänger zu jedem Satelliten kann aus dieser Übertragungszeit bestimmt werden, die in jedem Navigati onssignal enthalten ist. Indem man die Empfangszeit des Signales am Empfänger aufzeichnet, kann man die durch die Ausbreitung verursachte Zeitverzögerung berechnen. Multi pliziert man diese zeitliche Verzögerung mit der Ausbrei tungsgeschwindigkeit des Signals, so ergibt sich ein "Pseudoabstand" des emittierenden Satelliten zum Empfän ger.

Dieser Abstand wird "Pseudoabstand" genannt, weil die Uhr des Empfängers möglicherweise nicht genau mit der GPS- Zeit synchronisiert ist und weil die Ausbreitung durch die Atmosphäre Verzögerungen in den Ausbreitungszeiten des Navigationssignals verursacht. Daraus ergibt sich ein von der Uhr verursachter bzw. ein in der Atmosphäre ver ursachter Fehler insbesondere ein in einer Richtung wir kender Fehler. Uhrenfehler (clock bias) können bis zu ei nigen Millisekunden betragen.

Mit diesen zwei Informationen (den ephemerischen Informa tionen und dem Pseudoabstand) von mindestens drei Satel liten kann die Position des Empfängers bezüglich des Erd mittelpunkts mittels passiver Triangulierungstechniken bestimmt werden.

Diese Triangulierung beinhaltet drei Schritte. Zuerst muß die Position von mindestens drei Satelliten, die sich im "Blickfeld" des Empfängers befinden, bestimmt werden. Zweitens muß der Abstand vom Empfänger zu jedem Satelli ten bestimmt werden. Schließlich wird die Information der ersten beiden Schritte dazu benutzt, geometrisch die Po sition des Empfängers bezüglich des Erdmittelpunkts zu bestimmen.

Benutzt man mindestens drei der erdumkreisenden GPS-Sa telliten für die Triangulierung, so erlaubt dies für je den auf der Erde befindlichen Empfänger die absolute ter restrische Position (Längengrad, Breitengrad und Höhe be zogen auf den Erdmittelpunkt) mittels einer einfachen geometrischen Theorie auszurechnen. Die Genauigkeit der Positionsabschätzung hängt teilweise von der Anzahl der abgetasteten erdumkreisenden GPS-Satelliten ab. Indem man mehr GPS-Satelliten für die Berechnung benutzt, kann man die Genauigkeit der irdischen Positionsabschätzung erhö hen.

Gewöhnlich werden vier GPS-Satelliten benutzt, um jede irdische Positionsabschätzung durchzuführen. Drei dieser Satelliten werden für die Triangulierung benutzt, und ein vierter wird hinzugefügt, um den oben beschriebenen Uhr enfehler zu korrigieren. Wenn die Uhr des Empfängers ge nau mit derjenigen der GPS-Satelliten synchronisiert wä re, dann wäre dieser vierte Satellit nicht notwendig. Je doch sind präzise Uhren, z. B. Atomuhren, sehr teuer und sind deshalb nicht für alle Anwendungen geeignet.

Für eine genauere Diskussion des NAVSTAR GPS, siehe Par kinson, Bradford W. und Gilbert, Stephen W., "NAVSTAR: Global Positioning System - Ten Years Later", Proceedings of the IEEE, Band 71, Nr. 10, Oktober 1983; und GPS: "A Guide to the Next Utility", veröffentlicht von Trimble Navigation Ltd., Sunnyvale, Kalifornien, 1989, Seiten 1- 47, die beide hier durch Bezugnahme aufgenommen sind. Für eine genaue Diskussion eines Fahrzeugpositionierungs/Na vigationssystems, welches das NAVSTAR GPS benutzt, siehe die im gemeinsamen Besitz befindliche U.S. Pat. Appl. Ser. Nr. 07/628,560, mit dem Titel "Vehicle Position De termination System and Method," die am 3. Dezember 1990 eingereicht wurde und deren Inhalt durch Bezugnahme hier aufgenommen ist.

In dem NAVSTAR GPS werden elektromagnetische Signale von jedem Satelliten ununterbrochen unter Benutzung einer einzelnen Trägerfrequenz übertragen. Jedoch benutzt jeder Satellit einen unterschiedlichen Modulationsgoldcode ("modulation gold code"), um eine Differenzierung der Si gnale zu erlauben. Die Trägerfrequenz ist mit einem pseu dozufälligen Signal moduliert, das für jeden GPS-Satelli ten einzigartig ist. Folglich können die erdumkreisenden GPS-Satelliten während der Demodulation der Navigations signale identifiziert werden.

Außerdem sieht das NAVSTAR GPS für die Modulation der Trägerwelle mit pseudozufälligen Signalen zwei Moden oder Betriebsarten vor. Im ersten Mode ist der Träger durch ein "C/A Signal" moduliert, was mit "Coarse/Acquisition mode" (Grob-Acquirierungsmode) bezeichnet ist. Der Coar se/Acquisition oder C/A-Mode ist auch unter dem Namen "Standardpositionierungsdienst" (Standard Positioning Service) bekannt. Das C/A-Signal ist eine Goldcodesequenz (gold code sequence), die eine Impulsrate (chip rate) von 1,023 MHz besitzt. Goldcodesequenzen (gold code sequen ces) sind in der Technik bekannt.

Ein Impuls (chip) ist ein individueller Puls des Pseudozufallscodes. Der Impuls einer pseudozufälligen Codesequenz ist die Rate, mit der die Impulse in der Sequenz erzeugt werden. Folglich ist die Impulsrate gleich der Codewiederholungsrate, geteilt durch die Anzahl der Glieder des Codes. Mit Bezug auf den C/A-Mode des NAVSTAR GPS existieren 1023 Impulse in jeder Goldcodesequenz und diese Sequenz wird einmal jede Millisekunde wiederholt. Der Gebrauch dieser 1023 MHz Goldcodesequenz von vier kreisenden GPS-Satelliten ermöglicht es, die irdische Position eines Erdempfängers mit einer ungefähren Genauigkeit von 60 bis 100 m zu be stimmen (mit 95% Sicherheit).

Der zweite Mode der Modulation in dem NAVSTAR GPS wird im allgemeinen als "präziser" oder "geschützter" Mode, oder einfach P-Mode ("P" für "precise" und "protected") be zeichnet. In dem P-Mode hat der pseudozufällige Code eine Impulsrate von 10,23 MHz. Außerdem sind die P-Modesequen zen sehr lang, so daß sich die Sequenzen alle 267 Tage nicht mehr als einmal wiederholen. Daraus resultiert, daß die irdische Position jedes Erdempfängers auf eine unge fähre Genauigkeit von (sphärischer Irrtum wahrscheinlich) 16 m bestimmt werden kann. Der P-Mode ist auch unter der Bezeichnung "präziser Positionierungsdienst" bekannt.

Die P-Mode-Sequenzen werden von der Regierung der Verei nigten Staaten geheimgehalten und werden nicht öffentlich verfügbar gemacht. Der P-Mode ist nur für Erdempfänger vorgesehen, die von der Regierung der Vereinigten Staaten speziell autorisiert wurden.

Demzufolge müssen sich viele GPS-Benutzer alleine auf die GPS-Daten verlassen, die durch den C/A-Mode der Modulier ung zur Verfügung gestellt werden, vorausgesetzt, daß die im P-Mode modulierten Daten im allgemeinen nicht verfüg bar sind. Die US-Regierung (der Betreiber des NAVSTAR GPS) darf zu bestimmten Zeiten Fehler in die C/A-Mode GPS-Daten einfügen, indem sie die Uhrenparameter oder die Parameter der ephemerischen Information (ephemeris para meters) ändert, die von den GPS-Satelliten übertragen werden. D. h., die US-Regierung kann selektiv die GPS-Da ten verfälschen. Dies ist unter dem Begriff "selektive Verfügbarkeit" ("selective availability") oder einfach "SA" bekannt. SA darf aus einer Vielzahl von Gründen ak tiviert werden, so zum Beispiel aus Gründen nationaler Sicherheit.

Wenn SA aktiviert ist, kann die US-Regierung immer noch das NAVSTAR GPS benutzen, weil sie Zugang zu dem Modula tionscode des P-Modes besitzt. Jedoch können die Daten des C/A-Modesdaten wesentlich weniger genau gemacht wer den. Falls dies geschieht, ist es für ein Navigationssy stem, das sich auf den C/A-Mode des GPS verläßt, wichtig, die verfälschten Daten zu erkennen.

Außerdem darf die US-Regierung verschiedene Grade der se lektiven Verfügbarkeit benutzen. Die ephemerischen Infor mationsparameter und/oder die Uhrenparameter für einen oder mehrere Satelliten können leicht oder wesentlich mo difiziert werden.

Zusätzlich zur selektiven Verfügbarkeit kann irgendeiner der GPS-Satelliten nicht richtig funktionieren und feh lerhafte Daten aussenden. Andere Fehler in den GPS-Signa len können von atmosphärischen Effekten, Empfängerrau schen, Reflexionen, Abschattungseffekten, Veränderung der Satellitenbahn, etc. verursacht werden. Die hieraus re sultierenden fehlerhaften Daten führen beim Empfänger zu einer fehlerhaften Berechnung der Pseudoabstände und Sa tellitenpositionen.

Unter solchen Umständen ist es wünschenswert, fehlerhafte Satellitendaten zu erkennen und, falls möglich, sie zu kompensieren, um fehlerhafte Positionsabschätzungen zu verhindern.

Empfängersysteme des GPS können entweder mit einem offe nen Ende oder differentiell (wie noch weiter unten disku tiert wird) gestaltet sein. Ein differentielles GPS-Sy stem wird in großem Maße die Effekte von vielen der oben diskutierten Fehler reduzieren. Um jedoch die Effekte dieser Fehler noch weiter zu reduzieren und für nicht differentielle GPS-Systeme ist es wünschenswert, fehler hafte Satellitendaten zu erkennen und, falls möglich, sie zu kompensieren, um falsche Positionsabschätzungen zu verhindern.

Die Erfindung

Die Erfindung ist eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Gebrauch mit einem satellitengestützten Navigationssy stem. Die Erfindung erlaubt, die Position eines Satelli ten zu bestimmen, ohne sich dabei auf die ephemischen Da ten des Satelliten (satellite ephemeris data) zu verlas sen. Alternativ dazu kann die Erfindung auch dazu benutzt werden, um kontinuierlich die Richtigkeit, der von einem Satelliten empfangenen, ephemerischen Daten zu kontrol lieren.

Für jeden Satelliten werden Bahnparameter berechnet. Diese Bahnparameter können dann benutzt werden, um die Position jedes Satelliten zu jedem Zeitpunkt vorherzusa gen. In einem ersten Ausführungsbeispiel können die Bahn parameter folgendermaßen berechnet werden: Berechnen des Pseudoabstands und der Geschwindigkeit eines ausgewählten Satelliten für mehrere Zeitpunkte, indem man den Pseu doabstand und die Geschwindigkeiten dazu benutzt, minde stens drei geschätzte Positionen des Satelliten zu be rechnen, um daraus die Bahnparameter für den Satelliten zu bestimmen.

In einem anderen Ausführungsbeispiel werden die Bahnpara meter folgendermaßen bestimmt: Verwendung einer Konstel lation von Satelliten, um die Position des Empfängers für mindestens drei Zeitpunkte zu bestimmen, wobei man mit den drei Empfängerpositionen die Durchschnittsposition für den ausgewählten Satelliten in der Konstellation tri anguliert. Diese Schritte werden so lange wiederholt, bis mindestens drei mittlere Satellitenpositionen berechnet wurden, um schließlich die Bahnparameter aus diesen drei mittleren Positionen des ausgewählten Satelliten zu be rechnen.

Kurze Beschreibung der Zeichnung

Fig. 1 stellt die NAVSTAR GPS-Satelliten in ihren jewei ligen Orbits um die Erde dar.

Fig. 2 illustriert ein autonomes Fahrzeugsystem, das eine Konstellation von vier GPS-Satelliten, ein "Pseudolite", eine Basisstation und ein autonomes Fahrzeug enthält.

Fig. 3 ist ein Blockdiagramm des autonomen Fahrzeugsy stems, welches im Detail das Fahrzeugpositionie rungssystem des autonomen Fahrzeugs darstellt.

Fig. 4 ist ein Blockdiagramm, welches ein GPS-Verarbei tungsystem (GPS processing system) darstellt.

Fig. 5 ist ein Diagramm, das die geometrische Beziehung zwischen dem Erdmittelpunkt, einem Fahrzeug nahe der Erdoberfläche und einer Konstellation von GPS- Satelliten zeigt.

Fig. 6 ist ein Flußdiagramm, das die Schritte zur Berech nung einer besten Positionsabschätzung für ein Fahrzeug illustriert.

Fig. 7 ist ein Flußdiagramm, das das Verfahren der Erfin dung illustriert.

Fig. 8 ist ein Flußdiagramm, das die Schritte eines er sten Ausführungsbeispiels der Erfindung illu striert, um die Bahnparameter eines Satelliten vorherzusagen.

Fig. 9 ist ein Flußdiagramm, das die Schritte der Erfin dung erläutert, um die Richtigkeit der ephemeri schen GPS Daten (ephemeris data) zu überprüfen und, um die vorhergesagten Bahnparameter für einen Satelliten zu verbessern.

Fig. 10 ist ein Flußdiagramm, das die Schritte eines zwei ten Ausführungsbeispiels der Erfindung illu striert, um die Bahnparameter eines Satelliten vorherzusagen.

Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels

Die vorliegende Erfindung wird nun beschrieben, wobei auf die Figuren Bezug genommen wird, in denen gleiche Bezugszeichen gleiche Elemente/Schritte bezeichnen.

Die Erfindung ist eine Vorrichtung und ein Verfahren, um die Positionsdaten, die von einem satellitengestützten Navigationssystem empfangen werden, auf ihre Richtigkeit hin zu überprüfen. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel wird das NAVSTAR globale Positionierungssystem (GPS) be nutzt. Wie oben diskutiert wurde, und wie in Fig. 1 dar gestellt ist, umfaßt das NAVSTAR GPS 21 in Betrieb be findliche Satelliten 102, die die Erde in sechs Orbits 104 umkreisen.

Die Erfindung wird in der Umgebung eines autonomen Fahr zeugsystems 200 beschrieben, wie in Fig. 2 dargestellt ist. Eine repräsentative GPS-Konstellation 202 schließt vier GPS-Satelliten 102(a)-102(d) ein, um GPS-Daten zu übermitteln. Ein Fahrzeug, z. B. ein autonomer Lastwagen 210 und eine Basisstation 220 sind geeignet, um GPS-Da ten/Navigationssignale von jedem GPS-Satelliten 102 in der Konstellation zu empfangen, wobei sie die GPS-Anten nen 212 bzw. 222 benutzen.

Ein GPS-Empfänger kann GPS-Navigationssignale von einem Satelliten empfangen, der sich "im Blickfeld" des Empfän gers befindet, d. h. Sichtlinienkommunikation. "Im Blick feld" kann zum Beispiel dadurch definiert werden, daß sich jeder Satellit mindestens 10° über dem Horizont be findet. Dieser 10°-Winkel sorgt für eine Pufferzone zwi schen einem nützlichen Satelliten, der sich im Blickfeld befindet, und einem Satelliten, der gerade aus dem Blick feld unter den Horizont verschwindet.

Eine "Konstellation" ist eine Gruppe von Satelliten, die aus den im Blickfeld eines GPS-Empfängers befindlichen Satelliten ausgewählt wird. Es können zum Beispiel vier Satelliten aus einer Gruppe von sechs ausgewählt werden, die im Blickfeld eines GPS-Empfängers liegen. Diese vier Satelliten werden normalerweise auf Grund einer günstigen Geometrie für Triangulierung ausgewählt (wie unten disku tiert wird).

Die Basisstation 220 schließt einen GPS-Empfänger ein, der sich an einer bekannten, festen Position befindet. Die Basisstation 220 kommuniziert mit Fahrzeug 210 über den Kommunikationskanal 225.

Der Kommunikationskanal 225 repräsentiert die Kommunika tionsverbindung zwischen der Basisstation 220 und dem Fahrzeug 210. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel um faßt der Kommunikationskanal 225 Radiosendeempfänger. Der Kommunikationskanal 225 wird dazu benutzt, Daten zwischen der Basisstation 220 und Fahrzeug 210 zu übermitteln.

Das System 200 kann optional eine oder mehrere "Pseudoli tes" 230 einschließen. Ein "Pseudolite" ist ein übertra gendes System, das sich auf oder in der Nähe der Erdober fläche befindet und das einen GPS-Satelliten (GPS satel lite) nachahmt. Weil ein Pseudolite eine bekannte feste Position besitzt, kann es in großem Maße die aus dem GPS abgeleitete Positionbestimmung verbessern. Um die Diskus sion hier zu vereinfachen, wird nur auf den GPS-Satelli ten 102 Bezug genommen. Es sei jedoch bemerkt, daß an al len Stellen, wo Positionsdaten von einem Satelliten benö tigt werden, sie durch Daten eines Pseudolites ersetzt werden können.

Fig. 3 zeigt auf einer hohen Ebene ein Blockdiagramm des Systems 200 der Erfindung einschließlich des GPS-Satelli ten 102, dem Fahrzeug 210, der Basisstation 220 und des Pseudolites 230. Das Fahrzeug 210 schließt ein Fahrzeug positionierungssystem (vehicle positioning System, "VPS") 310 und ein Navigationssystem 320 ein.

Das Fahrzeugpositionierungssystem (VPS) 310

Die Aufgabe, das Fahrzeug 210 entlang einem vorgeschrie benen Pfad zu führen, verlangt unter anderem eine genaue Bestimmung der aktuellen Position des Fahrzeugs relativ zu einem Bezugspunkt. Ist einmal die aktuelle Position bekannt, kann das Fahrzeug 310 veranlaßt werden, zu sei nem nächsten Zielpunkt weiterzufahren. Das VPS BIO er laubt extrem genaue Positionsabschätzungen des Fahrzeugs 20.

Das VPS 310 schließt ein GPS-Verarbeitungssystem 312 und ein Bewegungspositionierungssystem (motion positioning system MPS) 314 ein. Das GPS-Verarbeitungssystem 312 emp fängt GPS-Daten, d. h. Navigationssignale, von GPS-Satel liten 102 und berechnet daraus eine erste Positionsab schätzung (first position estimate FPE) für das Fahrzeug 210. Das MPS 314 schließt einen Fahrzeugkilometerzähler 316 (Odometer) und eine Trägheitsreferenzeinheit (in ertial reference unit IRU) 318 ein, die die Position des Fahrzeugs ausgehend von Veränderungen einer anfangs be kannten Position verfolgen. Das MPS 314 erzeugt eine zweite Positionsabschätzung für das Fahrzeug 210 (die ei gentlichen Berechnungen werden in dem VPS-Verarbeitungs system 324 gemacht). Die erste Positionsabschätzung und die zweite Positionsabschätzung werden unabhängig vonein ander abgeleitet.

Die erste Positionsabschätzung (von GPS) kann als unab hängiger Hinweis der Position des Fahrzeugs 210 benutzt werden. Ähnlich kann auch die zweite Positionsabschätzung (von MPS) als unabhängiger Hinweis auf die Position des Fahrzeugs 210 benutzt werden. In der bevorzugten Ausfüh rung jedoch werden die ersten und die zweiten Positions abschätzungen durch ein VPS-Verarbeitungssystem 324 (wie weiter unten noch diskutiert wird) kombiniert, um eine noch genauere dritte oder beste Positionsabschätzung zu erzeugen.

Das Navigationssystem 320

Das Navigationssystem 320 empfängt die dritte Positions abschätzung des VPS 314. Das Navigationssystem 320 be nutzt diese präzise, dritte Positionsabschätzung, um das Fahrzeug 210 genau zu navigieren.

Das GPS-Verarbeitungssystem 312

Das GPS-Verarbeitungssystem 312 ist das Herz des Systems 200. In bezug auf Fig. 4 schließt das GPS-Verarbeitungs system 312, ein Empfängersystem 400 und einen GPS-Prozes sor 408 ein. Das Empfängersystem 400 empfängt und deco diert die Navigationssignale von den Satelliten. Der GPS- Prozessor 408 benutzt dann die Information des Empfänger systems 400, um eine erste Positionsabschätzung zu be rechnen.

Das Empfängersystem 400 schließt eine GPS-Antenne 402, einen Vorverstärker 404 und einen GPS-Empfänger 406 ein. Die Antenne 402 ist geeignet, elektromagnetische Strah lung im Radiobereich des Spektrums zu empfangen. Der Vor verstärker 404 verstärkt ein GPS-Navigationssignal, das von einer GPS-Antenne 402 von einem ausgewählten GPS-Sa telliten empfangen wird. Der GPS-Empfänger 406 ist ein Vielkanalempfänger, der die GPS-Navigationssignale deco diert, einen Pseudoabstand und eine Satellitenposition für jeden ausgewählten Satelliten erzeugt. Der GPS-Pro zessor 408 benutzt die Pseudoabstände und Satellitenposi tionen für eine Vielzahl von Satelliten, um eine erste Positionsabschätzung für das Fahrzeug 210 zu berechnen.

In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die Antenne 402 und der Vorverstärker 404 in eine einzige Einheit in tegriert. Die Kombination aus Antenne/Vorverstärker 402/404, und der Empfänger 406 sind zusammen erhältlich unter der Kennzeichnung MX4200 von Magnavox Advanced Pro ducts and Systems Co., Torrence, Kalifornien. Der GPS- Prozessor 408 schließt einen MC68020 Mikroprozessor ein, der von Motorola, Inc., Schaumburg, Illinois, erhältlich ist.

Der Empfänger 406 berechnet folgendermaßen einen Pseu doabstand für jeden Satelliten. Wie oben beschrieben, wird jedes Signal, das von einem GPS-Satelliten ausge sandt wird, ununterbrochen mit der exakten Zeit ver schlüsselt, an dem das Signal ausgesandt wurde. Indem man den Zeitpunkt feststellt, an dem das Signal am Empfänger 406 empfangen wurde, kann die Verzögerung der Ausbrei tungszeit berechnet werden. Diese zeitliche Verzögerung ergibt den Pseudoabstand des sendenden Satelliten zum Empfänger, wenn sie mit der Ausbreitungsgeschwindigkeit des Signals (2,9979245998 × 10⁸ m/s) multipliziert wird. Wie oben diskutiert, wird der Abstand als "Pseudoabstand" bezeichnet, weil die Uhr des Empfängers nicht genau mit der GPS-Zeit synchronisiert ist (was einen Uhrenfehler verursacht) und weil die Ausbreitung durch die verschie denen Schichten der Atmosphäre die Geschwindigkeit der ausbreitenden Signale verändert (was einen atmosphäri schen Fehler verursacht).

Der GPS-Empfänger 406 kann einen Almanach benutzen, um grob die Position eines Satelliten zu bestimmen (zum Bei spiel zu Erfassungszwecken). Für eine präzisere Bestim mung der Satellitenposition decodiert der Empfänger das GPS-Navigationssignal und extrahiert ephemerische Daten daraus. Die ephemerischen Daten zeigen die präzise Posi tion des sendenden Satelliten an.

Der GPS-Prozessor 408 berechnet eine erste Positionsab schätzung unter Zuhilfenahme der Pseudoabstände und Sa tellitenpositionen des GPS Empfängers 406. Dies ist unten beschrieben unter Bezugnahme auf Fig. 5.

Fig. 5 zeigt eine beispielhafte Satellitenkonstellation 202, die die GPS-Satelliten 102(a)-102(d) umfaßt, die sich im Blickfeld des Fahrzeugs 210 befinden. In kartesi schen Koordinaten bezüglich des Erdmittelpunkts befindet sich der Satellit 102a an der Stelle (x₁, y₁, z₁); der Satellit 102(b) befindet sich an der Stelle (x₂, y₂, z₂); der Satellit 102(c) befindet sich an der Stelle (x₃, y₃, z₃); der Satellit 102(d) befindet sich an der Stelle (x₄, y₄, z₄); und das Fahrzeug 210 befindet sich an der Stelle (U_x, U_y, U_z).

Die kartesischen Koordinaten (x, y, z) jedes Satelliten 102 werden von dem GPS-Empfänger 406 aus den ephemeri schen Daten eines Satelliten bestimmt. Die Pseudoabstän de (PSR₁, PSR₂, PSR₃ und PSR₄) zwischen dem Fahrzeug 210 und jedem Satelliten werden von dem GPS-Empfänger 406 aus der zeitlichen Verzögerung der Übertragung bestimmt. Mit dieser Information für mindestens vier Satelliten kann die Position des Fahrzeugs 210 (d. h. des Empfängers 406) aus folgenden vier Entfernungsgleichungen bestimmt wer den:

(x₁ - U_x)² + (y₁ - U_y)² + (z₁ - U_z)² = (PSR₁ - B_Uhr)² EQ.1

(x₂ - U_x)² + (y₂ - U_y)² + (z₂ - U_z)² = (PSR₂ - B_Uhr)² EQ.2

(x₃ - U_x)² + (y₃ - U_y)² + (z₃ - U_z)² = (PSR₃ - B_Uhr)² EQ.3

(x₄ - U_x)² + (y₄ - U_y)² + (z₄ - U_z)² = (PSR₄ - B_Uhr)² EQ.4

wobei B_Uhr = Uhrenfehler.

Dieser "Uhrenfehler" ist ein Korrekturfaktor nullter Ord nung, mit dem man versucht, den oben diskutierten Uhren fehler zu kompensieren.

Man beachte, daß in diesen Gleichungen vier Unbekannte vorkommen: U_x, U_y U_z und B_Uhr. Man beachte ebenfalls, daß jeder Satellit eine Gleichung erzeugt. Deshalb haben wir vier Satelliten und vier Unbekannte, was erlaubt, daß die Gleichungen nach dem Uhrenfehler (B_Uhr) und der Posi tion des Fahrzeugs 210 (U_x, U_y, U_z) aufgelöst werden.

Wenn der Uhrenfehler (B_Uhr) eliminiert wird, bleiben in der Gleichung nur drei Variable übrig, so daß nur drei Satelliten nötig sind, um nach der Position des Fahrzeugs 210 aufzulösen. Der Uhrenfehler kann eliminiert werden, wenn eine Uhr mit hoher Genauigkeit (zum Beispiel eine Atomuhr) in dem Empfängersystem 400 benutzt wird.

Falls der Breitengrad (L) und der Längengrad (λ) des Fahrzeugs gewünscht werden, können sie über die folgenden Gleichungen ausgerechnet werden:

Man beachte, daß diese Gleichung für den Breitengrad nur eine Approximation darstellt. Die Bestimmung eines ge naueren Breitengrades erfordert, daß ein komplexes itera tives Verfahren zu benutzt wird.

Das GPS-Verarbeitungssystem 312 und das KALMAN-Filtern

Von der Perspektive eines Anwenders ist das GPS-Verarbei tungssystem 312 der allerwichtigste Teil des autonomen Fahrzeugsystems 200. Das GPS-Verarbeitungssystem 312 ist für den Empfang der Signale von jedem GPS-Satelliten, für die Auswahl der optimalen Satelliten für die Verarbei tung, für die Bestimmung der exakten Position von jedem ausgewählten Satelliten, für die Bestimmung des Pseudoab standes zu jedem Satelliten und schließlich für die Posi tionsabschätzung des Empfängers verantwortlich. Dabei wird von den Satellitenpositionen und den Pseudoabständen ausgegangen. Das ganze muß unter Benutzung der empfange nen Daten (mit stark abgeschwächten Amplituden) gemacht werden, die sehr oft schwer durch Rauschen verfälscht sind (dies schließt das Rauschen, das von der Atmosphäre, dem Vorverstärker und dem Empfänger erzeugt wird ein). Das GPS-Verarbeitungssystem 312 verläßt sich im hohen Maß auf Kalman-Filtern, um das Rauschen in den GPS-Navigati onssignalen zu eliminieren. Kalman-Filtern wird in dem GPS-Prozessor 408 durchgeführt.

Der Kalman-Filter ist ein rekursiver Algorithmus nach dem Verfahren des kleinsten Quadrates, der normalerweise durch die Software oder Firmware auf einem digitalen Computer implementiert ist (Prozessor 408). In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel nimmt der Kalman-Filter an, daß die verrauschten Signale in ihrer Natur aus eher diskret als kontinuierlich sind. Sowohl die Daten als auch das Rau schen werden in Vektorform modeliert und die Daten werden rekursiv verarbeitet.

Ein Kalman-Filter leistet zwei Aufgaben. Zuerst extrapo liert er aus früheren Daten eine Datenabschätzung. Zwei tens verfeinert oder verbessert er die extrapolatierte Datenabschätzung und bringt sie auf den neuesten Stand (Erneuern). Zum Beispiel, wenn die Position p₁ und die Geschwindigkeit V₁ eines Fahrzeugs zu einem Zeitpunkt t₁ bekannt sind, dann wird der Filter (indem er den Extrapo lationsschritt ausführt) p₁ und V₁ dazu benutzen, auf ei ne Position p₂ zu einem Zeitpunkt t₂ abzuschätzen. Danach (in einem Erneuerungsschritt) werden die neu erlangten Daten zum Zeitpunkt t₂ dazu benutzt, die Positionsab schätzung p₂ zu verbessern. Von Daten, die in den Kalman- Filter geschickt werden, um entweder die Extrapolations- oder die Erneuerungs/Verbesserungsschritte (update step/refinement step) zu unterstützen, sagt man, daß sie den Filter "einschränken" (constrain).

Kalman-Filtern ist in der Technik wohlbekannt. Für eine detailliertere Diskussion über Kalman-Filtern, siehe Brown, R. G. "Kalman Filtering: A Guided Tour", Iowa State University, und Kao, Min H. und Eller, Donald H., "Multiconfiguration Kalman Filter Design for High-Perfor mance GPS Navigation", IEEE Transactions on Automatic Control, Band AC-28, Nr. 3, März 1983, deren relevante Lehren hier durch Bezugnahme aufgenommen sind.

Weil der Kalman-Filter ein linearer Filter ist, werden gewöhnlich die Abstandsgleichungen von oben nicht direkt gelöst, sondern zunächst linearisiert. Das heißt, die Gleichungen werden differenziert oder abgeleitet und die Ableitung jeder Gleichung wird gelöst, um die Veränderung von einer letzten bekannten Position zu berechnen. Zum Beispiel kann eine erste Positionsabschätzung zu einem Zeitpunkt t_i schnell vom GPS-Prozessor 410 berechnet wer den, indem er die Navigationsgleichungen differenziert und nach einer Positionsveränderung (ΔU_x, ΔU_y, ΔU_z) von einer zuletzt bekannten Fahrzeugposition (U_x, U_y, U_z)_i-1 zum Zeitpunkt t_i-1 auflöst. Dies vereinfacht in hohem Ma ße die Lösung der Abstandsgleichungen.

Alternativ zu Kalman-Filtern kann auch eine Abschätzung nach dem Verfahren der kleinsten Quadrate oder ein bester Polynomialfit (best fit polynomial matching) benutzt wer den.

Die Basisstation 220

Die GPS-Daten der Konstellation 202 der GPS-Satelliten 102 werden auch von der Basisstation 220 empfangen. Die Basisstation 220 weist ein Primärverarbeitungssystem 328 (host processing system). Das externe Verarbeitungssystem 328 ist dem GPS-Verarbeitungssystem 312 des Fahrzeugs 210 ähnlich. Dies enthält nämlich ebenfalls einen GPS-Empfän ger (zum Beispiel ein Magnavox-Modell MX4818), um die Po sition der Basisstation bezüglich des Erdmittelpunkts zu bestimmen. Man benutzt die Basisstation, also um ein "differentielles GPS-System" einzurichten.

In einem differentiellen GPS-System wird eine von GPS be rechnete Position der Basisstation zusammen mit der be kannten Position der Basisstation dazu benutzt, Abwei chungen oder Fehler auszurechnen. Indem man eine Abwei chung oder einen Korrekturfaktor für jeden Pseudoabstand erzeugt, kann die Basisstation Fehler in der ersten Posi tionsabschätzung quantifizieren und verbessern.

Die Basisstation kann Abweichungen auf eine Vielzahl von Arten berechnen. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel wird der vom GPS berechnete Pseudoabstand mit dem berech neten Abstand (d) zwischen dem Satelliten und der bekann ten Position der Basisstation 220 verglichen. Der Unter schied ist eine "differentielle Abweichung", die durch atmosphärische und andere Fehler verursacht wird, wie oben diskutiert wurde. Die Basisstation berechnet eine Abweichung für jeden Satelliten, der für die Positionsbe rechnungen benutzt wird. Wenn diese Abweichungen dem Fahrzeug über den Kommunikationskanal 225 mitgeteilt wer den, können sie dazu benutzt werden, die Genauigkeit der ersten Positionsabschätzung zu verbessern.

Der Abstand (d) zwischen einem Satelliten an einer Posi tion (x, y, z) und einer Basisstation mit der Position (B_x, B_y, B_z) wird mit Hilfe der Standardabstandsgleichung berechnet.

(x - B_x)² + (y - B_y)² + (z - B_z)² = d² Gl. 7

Die Position (x, y, z) des Satelliten wird aus den ephe merischen Daten des Satelliten berechnet.

Das differentielle GPS-System benutzt die Annahme, daß sich das Fahrzeug 210 relativ nahe zur Basisstation 220 befindet, zum Beispiel innerhalb von 40 km, so daß die durch die Atmosphäre verursachten Fehler die an der Ba sisstation 220 vorliegen, ungefähr gleich groß wie die atmosphärischen Fehler am Fahrzeug 210 sind. Dies erlaubt dem Fahrzeug, die erste Positionsabschätzung, die auf In formationen basiert, die an der Basisstation erzeugt wur den, zu verbessern, d. h. die Genauigkeit zu erhöhen.

Das Bewegungspositionierungssystem (MPS Motion Position ing System) 314

Wie oben diskutiert wurde, schließt das MPS 314 einen Fahrzeugkilometerzähler 316 und eine Trägheitsreferenz einheit (IRU inertial reference unit) 318 ein, die die Position des Fahrzeugs, basierend auf Änderungen von ei ner anfänglich bekannten Position verfolgt. Der Fahrzeug kilometerzähler 316 erzeugt Daten über die Strecke, die vom Fahrzeug 210 zurückgelegt wird. Die IRU 318 umfaßt ein oder mehrere Lasergyroskope 320 und Beschleunigungs messer 322, die dazu benutzt werden können, Daten über Position, Geschwindigkeit, Drehung, Neigung und Gierung erzeugen (position, velocity, roll, pitch and yaw data). Das MPS 314 liefert die IRU-Daten und die Kilometerzäh lerdaten dem VPS-Verarbeitungssystem 324. Ein MPS Inter kommunikationsprozessor 326 kontrolliert das Format der MPS-Daten, die dem VPS-Verarbeitungssystem 324 zur Verfü gung gestellt werden. Aus diesen Daten erzeugt das VPS- Verarbeitungssystem 324 eine zweite Positionsabschätzung für das Fahrzeug 210.

Das VPS-Verarbeitungssystem 324

Wie oben erwähnt wurde, kann die erste Positionsabschät zung (FPE first position estimate) vom GPS als eine unab hängige Positionsanzeige des Fahrzeugs 210 verwendet wer den. Ähnlich kann auch die zweite Positionsabschätzung (SPE second position estimate), die aus den MPS-Daten be rechnet wurde, als eine unabhängige Anzeige der Position des Fahrzeugs 210 benutzt werden. Jedoch werden in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel die ersten und zweiten Positionsabschätzungen durch das VPS-Verarbeitungssystem 324 kombiniert, um eine genauere dritte oder beste Posi tionsabschätzung (BPE best position estimate) zu liefern.

Um dies zu erreichen, verläßt sich das VPS-Verarbeitungs system auf Kalman-Filtern und auf gewichtete Mittelung, um die Daten des GPS-Verarbeitungssystems 312 mit den Da ten des MPS 314 optimal zu verknüpfen. Dieses Verfahren, um eine BPE zu erzeugen, wird im Flußdiagramm 600 von Fig. 6 dargestellt.

Im Schritt 602 wird eine optimale Konstellation von Sa telliten (mit "SV" bezeichnet für "space vehicle") SV₁- SV₄ ausgewählt. Während man mindestens vier Satelliten benötigt, kann eine größere Anzahl benutzt werden, um die Genauigkeit der ersten Positionsabschätzung zu verbes sern.

Die Schritte 603-607 beschäftigen sich damit einen dif ferentiellen Fehler für jeden Satelliten zu berechnen, wie oben diskutiert wurde. Die Schritte 608-612 beschäf tigen sich damit, GPS-Daten und die differentiellen Ab weichungen dazu zu benutzen, eine genaue erste Positions abschätzung (FPE first position estimate) zu berechnen, und zur Kombination der FPE mit einer zweiten Positions abschätzung (SPE second position estimate) des MPS 314 um eine dritte oder beste Positionsabschätzung (BPE best po sition estimate) zu erzeugen.

Auf die Berechnung einer differentiellen Abweichung an der Basisstation wird im folgenden eingegangen. Im Schritt 603 werden die ephemerischen Daten und die Ab standsdaten von jedem Satelliten empfangen. Der Pseudoab stand (PSR pseudorange) zu jedem Satelliten wird im Schritt 604 bestimmt. Dann wird im Schritt 605 die Posi tion jedes Satelliten unter Verwendung der empherischen Daten und der GPS-Zeit berechnet. Im Schritt 606 wird ein Abstand zwischen jedem Satelliten und der Basisstation berechnet, wie oben diskutiert wurde, indem man die be kannte Position der Basis, und die aus den ephemerischen Daten angezeigte Position jedes Satelliten benutzt. Im Schritt 607 wird der berechnete Pseudoabstand für jeden Satelliten mit dem berechneten Abstand zwischen der Ba sisstation und dem entsprechenden Satelliten verglichen. Dieser Vergleich ergibt eine "differentielle Abweichung" für jeden Satelliten. Die differentiellen Abweichungen werden zu dem Fahrzeug übertragen, um eine genaue erste Positionsabschätzung zu berechnen.

Die Berechnung einer besten Positionsabschätzung im Fahr zeug geschieht folgendermaßen. Im Schritt 608 werden die ephemerischen Daten und Abstandsdaten von jedem Satelli ten empfangen. Die Pseudoabstände zu jedem Satelliten werden im Schritt 609 bestimmt. Dann wird im Schritt 610 die Position jedes Satelliten aus den ephemerischen Daten und der GPS-Zeit berechnet. Im Schritt 611 wird ein FPE für das Fahrzeug 210 berechnet, indem man die Pseudoab stände aus Schritt 609, die Satellitenpositionen aus Schritt 610 und die differentiellen Abweichungen von der Basisstation (Schritt 607) benutzt. Schließlich werden, im Schritt 612, die zweite Positionsabschätzung aus MPS 314 und die erste Positionsabschätzung von Schritt 611 kombiniert, um eine dritte oder beste Positionsabschät zung (BPE best position estimate) für das Fahrzeug 210 zu erzeugen.

In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel werden die FPE und die SPE unter Verwendung gewichteter Kombinierer kombi niert. Weil die FPE inhärent genauer ist, wird sie norma lerweise stärker gewichtet als die SPE. Da jedoch sowohl die FPE als auch die SPE unabhängig voneinander abgelei tet wurden, kann jeder von beiden volles Gewicht gegeben werden, wenn die andere verfälscht wurde.

Die Gewichtsfaktoren werden gemäß den jeweiligen ge schätzten Genauigkeiten ermittelt.

Beachte, daß die Schritte 603-607 an der Basisstation 220 durchgeführt werden, während die Schritte 608-612 gleich zeitig im Fahrzeug 210 durchgeführt werden. Falls es ge wünscht wird, können die Rohdaten des GPS (Pseudoabstände und Satellitenpositionen) von der Basisstation 220 zum Fahrzeug 210 übermittelt werden. Alle Berechnungen können dann im Fahrzeug 210 durchgeführt werden.

Während dieses Verfahren zu einer besten Positionsab schätzung führt, hängt ihre Genauigkeit von der Richtig keit der GPS-Daten der GPS-Satelliten 102 ab. Wie oben bereits diskutiert wurde, können die GPS-Daten absicht lich von der Regierung mittels der selektiven Verfügbar keit verfälscht werden oder eine Fehlfunktion eines Sa telliten kann fehlerhafte GPS-Daten erzeugen. Ein diffe rentielles System wird in hohem Maße die Effekte dieser Fehler reduzieren. Jedoch kann es diese Fehler nicht vollständig eliminieren. Außerdem ist ein differentielles System nicht immer verfügbar.

Die vorliegende Erfindung liefert ein System und ein Ver fahren, um die Position eines Satelliten genau zu bestim men. Im allgemeinen wird dies dadurch erreicht, daß aus den vergangenen Daten ein Durchschnittsorbitalpfad Bahn für jeden Satelliten vorhergesagt wird. Ist der Orbital pfad einmal vorhergesagt, kann die Position eines Satel liten schnell bestimmt werden. Dies ist in Fig. 7 darge stellt.

Fig. 7 zeigt ein Flußdiagramm 700, das die Schritte der vorliegenden Erfindung illustriert. Im Schritt 702 werden Navigationssignale von der Konstellation der GPS-Satelli ten empfangen. Diese Daten werden dann im Schritt 704 da zu benutzt, einen Orbitalpfad für jeden Satelliten in der Konstellation vorherzusagen. Sind einmal die Bahnparame ter für den Satelliten vorhergesagt, so kann die Position jedes Satelliten als Funktion der GPS-Zeit bestimmt wer den, ohne sich auf die ephemerischen Daten des Satelliten zu verlassen. Dies wird im Schritt 706 dargestellt.

In einem ersten Ausführungsbeispiel wird die Position ei nes Satelliten mit indirekter Abhängigkeit von den ephe merischen Daten der Satellitenkonstellation bestimmt. In einem zweiten Ausführungsbeispiel wird die Position eines Satelliten ohne Abhängigkeit von irgendwelchen vom Satel liten vorgesehenen ephemerischen Daten bestimmt.

In dem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird der Orbitalpfad jedes Satelliten mit einem Verfahren 800 vor hergesagt, das in Fig. 8 dargestellt ist. Im Schritt 802 wird eine BPE für das Fahrzeug zum Zeitpunkt t₁ berech net, wobei t die GPS-Zeit bezeichnet. Im Schritt 804 wird die BPE für das Fahrzeug dazu benutzt, den Pseudoabstand des ausgewählten Satelliten (SV_k) zu verbessern. Das heißt, da die Fahrzeugposition (U_x, U_y, U_z)₁ und die Sa tellitenposition (x, y, z)_k,1 zum Zeitpunkt t₁ genau be kannt sind, kann ein genauer Pseudoabstand (PSR_k,1) aus der folgenden Gleichung bestimmt werden:

(x₁ - U_x,1)² + (y₁ - U_y,1)² + (z₁ - U_z,1)² = (PSR_k,1)²

Im Schritt 806 werden die Schritte 802 und 804 für die Zeiten t₂, t₃, t₄ und t₅ wiederholt. Das Fahrzeug kann während dieser Zeit in Ruhe oder in Bewegung sein.

Im Schritt 808 wird eine für den Satelliten SV_k erste mittlere oder durchschnittliche Position P₁ = (_k, _k, _k)₁ aus den Daten für die Zeitpunkte t₁, t₂ und t₃ und der folgenden Gleichung berechnet:

(_k - U_x,t)² + (_k - U_y,t)² + (_k - U_z,t)² = (PSR_k,t)² für t = t₁, t₂, t₃

Dies liefert drei Gleichungen, die dazu benutzt werden können, nach den drei Unbekannten (_k, _k, _k)₁, die die mittlere Position des Satelliten SV_k ausmachen:

(_k - U_x,1)² + (_k - U_y,1)² + (_k - U_z,1)² = (PSR_k,1)²
(_k - U_x,2)² + (_k - U_y,2)² + (_k - U_z,2)² = (PSR_k,2)²
(_k - U_z,3)² + (_k - U_y,3)² + (_k - U_z,3)² = (PSR_k,3)²

Im Schritt 810 wird eine zweite mittlere oder durch schnittliche Position P₂ = (_k, _k, _k)₂ für den Satelli ten SV_k aus den Zeiten t₂, t₃ und t₄ berechnet. Im Schritt 812 wird eine dritte mittlere oder durchschnitt liche Position P₃ = (_k, _k, _k)₃ für den Satelliten SV_k unter Benutzung der Zeiten t₃, t₄ und t₅ berechnet. Die drei durchschnittlichen Satellitenpositionen P₁, P₂ und P₃ werden dann benutzt, um die Bahnbewegung des Satelliten SV_k im Schritt 814 vorherzusagen. Zum Beispiel können die Bahnparameter (ephemerische Daten) für den Satelliten SV_k mit dem Verfahren eines besten Kurvenfits vorhergesagt werden, d. h. die am besten passende elliptische Bahn die die drei Datenpunkte enthält, wird gefunden.

Drei Datenpunkte sind das Minimum, was man benötigt, um die Bahn eines Satelliten mit Hilfe des Verfahrens des besten Kurvenfits zu bestimmen. Zusätzliche Punkte können benutzt werden, um die Genauigkeit der Vorhersage zu ver bessern. Außerdem können alternative Verfahren, die Bahnparameter des Satelliten aus den Datenpunkten vorher zusagen, benutzt werden. Zum Beispiel kann man das Kal man-Filtern dazu benutzen, die Bahn eines Satelliten aus einer Vielzahl von Datenpunkten vorherzusagen. Weitere Arten, die Bahnparameter vorherzusagen, sind für einen Fachmann offensichtlich.

Kann einmal der Orbit eines Satelliten vorhergesagt wer den, so kann die Position des Satelliten zum nächsten Zeitpunkt t_n mit Hilfe der GPS-Zeit berechnet werden. Dies wird in Schritt 816 dargestellt. Die berechnete GPS- Position kann als wahre Satellitenposition benutzt wer den.

Die Schritte 802-814 des Flußdiagramms 800 stellen die Initialisierung der Erfindung dar. Fünf Zeitpunkte (t₁- t₅) werden für die Vorhersage der Bahnparameter des Sa telliten benutzt. Nachdem der Orbit des Satelliten vor hergesagt wurde, kann, falls dies gewünscht wird, die Richtigkeit der ephemerischen Daten dieses Satelliten für jeden folgenden Datenpunkt überprüft werden. Außerdem, falls die ephemerischen Daten überwacht werden, können sie dazu benutzt werden, ununterbrochen die Bahnparameter für den Satelliten zu verbessern. Dies ist in dem Fluß diagramm 900 der Fig. 9 dargestellt.

Im Schritt 902 werden die ephemerischen Daten und die Pseudoabstandsdaten von einem SV zu einem Zeitpunkt t_n empfangen. Im Schritt 904 werden die GPS-Zeit und die ephemerischen Daten dazu benutzt, eine Position des SV zu berechnen. Im Schritt 906 werden die GPS-Zeit und die vorhergesagten Bahnparameter dazu benutzt, die Position des SV zum Zeitpunkt t_n vorherzusagen.

Im Schritt 908 wird die berechnete Position des SV aus dem Schritt 904 mit der vorhergesagten Position des SV aus dem Schritt 906 verglichen. Falls die vorhergesagte Position des Satelliten ungefähr gleich der von dem GPS berechneten Position ist, dann wird von den GPS-Daten an genommen, daß sie GÜLTIG oder GUT sind und die GPS ephe merischen Daten werden dazu benutzt, die BPE für das Fahrzeug im Schritt 910 zu berechnen. Falls es gewünscht wird, können danach die neuen Positionsdaten dazu benutzt werden, die vorhergesagten Bahnparameter für den Satelli ten in den Schritten 914-918 zu verbessern.

Im Schritt 914 wird die BPE dazu benutzt den Pseudoab stand für den Satelliten zu verbessern. Im Schritt 916 wird eine mittlere Position für den Satelliten berechnet, wozu Daten zu den Zeiten t_n-2, t_n-1 und t_n herangezogen werden. Im Schritt 918 wird die mittlere Position des Sa telliten dazu benutzt, die vorhergesagten Bahnparameter für den Satelliten zu verbessern. Je mehr Daten auf diese Weise für einen Satelliten angehäuft werden, desto größer ist die Genauigkeit der Vorhersage des Orbits.

Falls im Schritt 908 die von GPS berechnete Satellitenpo sition nicht ungefähr mit der vorhergesagten Position des Satelliten übereinstimmt, dann sind die GPS-Daten wahr scheinlich UNGÜLTIG oder SCHLECHT und die vorhergesagten ephemerischen Daten werden dazu benutzt, die nächste Fahrzeugposition im Schritt 920 zu berechnen.

Die obige Diskussion hatte das Verfahren der Erfindung im Blick, wie sie für einen einzelnen GPS-Satelliten zu trifft. Falls es wünschenswert ist, wird dieses Verfahren jedoch für zusätzliche Satelliten wiederholt. Zum Bei spiel, falls eine Konstellation von fünf Satelliten für die Navigation eines autonomen Fahrzeugs benutzt wird, dann kann das Verfahren dazu benutzt werden, die Richtig keit der GPS-Daten von allen fünf Satelliten in der Kon stellation zu überwachen.

Die bisher beschriebenen Ausführungsbeispiele der Erfin dung glätten Fehler in der Satellitenposition, wie durch die ephemerischen Daten des Satelliten aufgezeigt wurde. Das heißt, die ephemerischen Daten werden von einem Sa telliten heruntergeladen. Die GPS-Zeit wird dann dazu be nutzt, die Position der Satelliten zu bestimmen. Ein Nachteil dieses Ansatzes ist, daß eine präzise GPS-Zeit erforderlich ist, um eine genaue Satellitenposition zu berechnen.

Zusätzlich verlassen sich diese Ausführungsbeispiele der Erfindung auf die besten Positionsabschätzungen des Fahr zeugs, um den Orbit eines Satelliten zu berechnen. Die besten Positionsabschätzungen verlassen sich auf epheme rische Daten der GPS-Satellitenkonstellation. So basieren die Ausführungsbeispiele auf der Annahme, daß das in den Schritten 802-806 anfängliche Verfolgen des Satelliten in Abwesenheit von Verfälschung durch selektive Verfügbar keit aufgetreten ist oder alternativ, daß der Charakter der anfänglichen Verfälschung bekannt war.

Im zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die mittlere Bahnbewegung für einen Satelliten vorhergesagt, ohne die ephemerischen Daten des Satelliten zu benutzen. Es werden so eher "lokale ephemerische Daten" für den Sa telliten erzeugt. Dieses Ausführungsbeispiel wird in ei nem Flußdiagramm 1000, das in Fig. 10 gezeigt ist, darge stellt.

Im Schritt 1002 wird ein GPS-Navigationssignal von einem Satelliten (SV) zu einem Zeitpunkt t₁ empfangen. Ein Pseudoabstand (PSR) zu dem Satelliten und eine Satelli tengeschwindigkeit wird im Schritt 1004 bestimmt. Die Sa tellitengeschwindigkeit kann mit irgendeiner Anzahl von bekannten Verfahren bestimmt werden. Zum Beispiel kann die Geschwindigkeit aus den Phasenverschiebungen der Trä gerwelle des Navigationssignals berechnet werden (indem man Akkumulierdeltabereichstechniken ("accumulated delta range techniques") (ADR) verwendet).

Im Schritt 1006 werden die Schritte 1002 und 1004 für die Zeitpunkte t₂, t₃, t₄, t₅ wiederholt. Die Geschwindigkeit (v) und der Pseudoabstand (PSR) für den Satelliten zu den Zeiten t₁, t₂ und t₃ werden dann im Zusammenhang mit der bekannten Position der Basisstation (B_x, B_y, B_z) im Schritt 1008 benutzt, um eine erste abgeschätzte Position (x, y, z)₃ des Satelliten zum Zeitpunkt t₃ mit Hilfe der folgenden Gleichungen zu berechnen:

(x - B_x)² + (y - B_y)² + (z - B_z)² = (PSR₃)² EQ.11

(x - B_x - v_x2 · Δt_2,3)² + (y - B_y - v_y2 · Δt_2,3)² + (z - B_z - v_z2 · Δt_2,3)² = (PSR₂)² EQ.12

(x - B_x - v_x2 · Δt_2,3 - v_x1 · Δt_1,2)² + (y - B_y - v_y2 · Δt_2,3 - v_y1 · Δt_1,2)² + (z - B_z - v_t2 · Δt_2,3 - v_z1 · Δt_1,2)² = (PSR₁)² EQ.13

wobei:
v_x2, v_y2, v_z2 = die x-, y- bzw. z-Komponenten der Geschwindigkeit des Satelliten zum Zeitpunkt t₂
v_x1, v_y1, v_z1 = die x-, y- bzw. z-Komponenten, der Geschwindigkeit des Satelliten zum Zeitpunkt t1

Δt_2,3 = t₃ - t₂
Δt_1,2 = t₂ - t₁.

Im Schritt 1010 wird eine zweite abgeschätzte Position (x, y, z)₄ des Satelliten zum Zeitpunkt t₄ berechnet, indem man den Pseudoabstand und die Geschwindigkeitsdaten zu den Zeitpunkten t₂, t₃ und t₄ benutzt. Im Schritt 1012 wird eine dritte abgeschätzte Position (x, y, z)₅ des Sa telliten zu einem Zeitpunkt t₅ berechnet, indem man die Pseudoabstands- und Geschwindigkeitsdaten für die Zeit punkte t₃, t₄ und t₅ benutzt. Die Schritte 1010 und 1012 werden identisch zum Schritt 1008 durchgeführt. Die ge schätzten Satellitenpositionen zu den Zeiten t₃, t₄ und t₅ werden dann dazu benutzt, einen Orbitalpfad für den Sa telliten im Schritt 1014 vorherzusagen.

Ist einmal der Orbitalpfad des Satelliten vorhergesagt, können die Daten anstelle der emphemerischen Daten des Satelliten dazu benutzt werden, genau die Position des Satelliten zu bestimmen. Dies wird in Schritt 1016 darge stellt, wo die vorhergesagten Bahnparameter dazu benutzt werden, die Position des Satelliten zur nächsten Zeit t_n vorherzusagen. Weil man bei diesem Verfahren eine Satel litenposition berechnet, ohne sich auf die emphemerischen Satellitendaten zu verlassen, kann die Position des Fahr zeugs frei von negativen Effekten der selektiven Verfüg barkeit (SA) abgeschätzt werden.

Die Schritte 1002-1014 können wiederholt werden, um kon tinuierlich den vorhergesagten Orbitalpfad eines Satelli tens zu verbessern, wie im Flußdiagramm 900 von Fig. 9 dargestellt ist.

Das Verfahren der Erfindung beruht auf den folgenden An nahmen: (1) jeder Satellit ist in einem festen Orbit sta tioniert und (2) alle Abweichungen, zum Beispiel Uhren- und atmosphärische Fehler, können anfänglich korrigiert werden. Von der Atmosphäre verursachte Abweichungen wer den durch ein differentielles GPS-System korrigiert. Falls ein differentielles System nicht benutzt wird, dann muß die Anfangsposition des Fahrzeugs 210 genau bekannt sein. Außerdem kann im Fall eines solchen Systems mit of fenem Ende das Fahrzeug sich nicht über lange Zeitperi oden bewegen. Das heißt, periodische Initialisierung ist erforderlich.

Man beachte, daß Uhrenfehler in den obigen Gleichungssy stemen ausgelassen wurden, um die Diskussion zu vereinfa chen. Falls sie vorhanden sind, d. h. es wird keine prä zise Uhr verwendet, dann können Uhrenfehler in die Glei chungen der obigen Ausführungsbeispiele eingeschlossen werden. Das Ergebnis wird sein, daß eine zusätzliche Gleichung erforderlich ist, um nach dem Uhrenfehler auf zulösen.

Man beachte ebenfalls, daß die vorhergesagten Bahnparame ter, die mittels der Erfindung abgeleitet wurden, höch stens für einen Umlauf des Satelliten über den Himmel gültig sind. Kommt der Satellit das nächste Mal in das Blickfeld, müssen alle Parameter neu ausgerechnet werden.

Wie oben diskutiert wurde, kann ebenfalls die berechnete Position eines Satelliten benutzt werden, die Richtigkeit der emphemerischen Daten des Satelliten zu überprüfen. Das heißt, die emphemerischen Daten des Satelliten kön nen mit den vorhergesagten Daten hinsichtlich ihrer Kon sistenz verglichen werden. Falls die vorhergesagte Posi tion in etwa gleich der von den ephemerischen Daten ange zeigten Position ist, dann werden die GPS-Daten für den SV_k als GÜLTIG oder GUT angenommen. Falls jedoch die durch die ephemerischen Daten angezeigte Position nicht ungefähr gleich der vorhergesagten Position des Satelli tens SV_k ist, dann sind die GPS-Daten wahrscheinlich UN GÜLTIG oder SCHLECHT. Mit "ungefähr gleich" meint man gleich innerhalb eines vorgegebenen Toleranzbereichs.

Bis jetzt wurden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Er findung beschrieben. Experten werden jedoch eine Vielzahl von zusätzlichen Arten erkennen die Erfindung auszuüben. Zum Beispiel kann in bezug auf die Schritte 702 und 704 der Fig. 7 eine Vielzahl von Verfahren dazu benutzt wer den, die Position des Satelliten genau zu bestimmen. Diese umfassen die Verwendung von vier Basisstationen (oder Fahrzeugen, deren genaue Positionen man kennt), um die Position eines Satelliten zu triangulieren, indem man nur Daten eines einzelnen Zeitpunkts benutzt, ohne sich auf die von dem Satelliten übertragenen ephemerischen Da ten zu verlassen. Es ist möglich, daß die auf diese Weise berechneten Bahnparameter einige Tage lang genau benutzt werden können.

Man beachte, daß die Ausführungsbeispiele der Erfindung, die oben diskutiert wurden, sich hauptsächlich mit der Überprüfung der Richtigkeit der ephemerischen Daten oder mit dem Ersetzen der ephemerischen Daten durch die vor hergesagten Bahnparameter beschäftigen. Jedoch können die Pseudoabstandsdaten, d. h. die codierte Übertragungszeit eines Signals, das von einem Satelliten ausgesandt wird, ebenfalls verfälscht sein. Schlechte Pseudoabstandsdaten werden überwacht und verbessert oder eliminiert, wenn ei ne beste Positionsabschätzung mit dem differentiellen Sy stem (siehe Flußdiagramm 600) berechnet wird. Die Über prüfung der Richtigkeit der Pseudoabstandsdaten kann von der Basisstation im Schritt 609 oder vom Fahrzeug im Schritt 610 (siehe Fig. 6), gemacht werden. Dabei werden durch das Kalman-Filtern alle Daten außerhalb des Be reichs, zum Beispiel ein plötzlicher Sprung in der Posi tion, ausgesondert. Auf diese Weise liefert die vorlie gende Erfindung ein Mittel, um die Richtigkeit sowohl der ephemerischen Daten als auch der Pseudoabstandsdaten, die von einem GPS-Satelliten übertragen werden, zu überwa chen.

Während die Erfindung in bezug auf ein bevorzugtes Aus führungsbeispiel aufgezeigt und beschrieben wurde, wird von einem Fachmann verstanden werden, daß verschiedene Abänderungen in Form und Detail gemacht werden können, ohne von dem Geist und Geltungsbereich der Erfindung ab zuweichen, wie sie in den beigefügten Patentansprüchen definiert wurden.

Zusammenfassend sieht die Erfindung folgendes vor: Die Position eines Satelliten in einem satellitengestütz ten Navigationssystem wird bestimmt, ohne sich auf die ephemerischen Daten des Satelliten zu verlassen. Die Bahnparameter werden für jeden Satelliten berechnet. Die Bahnparameter können dann dazu benutzt werden, die Posi tion jedes Satelliten zu jedem Zeitpunkt vorherzusagen. Nachfolgende ephemerische Daten können mit einer vorher gesagten Satellitenposition verglichen werden, um zu be stimmen, ob die ephemerischen Daten verfälscht sind. Die Bahnparameter können folgendermaßen bestimmt werden: Be rechnen eines Pseudoabstands und einer Geschwindigkeit für einen ausgewählten Satelliten für eine Vielzahl von Zeitpunkten, Berechnungen von mindestens drei geschätzten Positionen des Satelliten aus den Pseudoabständen und Geschwindigkeiten und Berechnen der Bahnparameter für den Satelliten aus den drei geschätzten Positionen. In einem anderen Ausführungsbeispiel werden die Bahnparameter fol gendermaßen bestimmt: Bestimmen der Position eines Empfängers für mindestens drei Zeitpunkte mittels einer Satellitenkonstellation, Triangulieren der Durchschnittsposition für den ausgewählten Satelliten in der Konstellation aus drei Empfängerpositionen, Wiederho len dieser Schritte, bis schließlich drei mittlere Satel litenpositionen berechnet wurden und Berechnungen der Bahnparameter aus den drei mittleren Positionen des aus gewählten Satelliten.

Bezugszeichenliste

Fig. 3
102 GPS-Satelliten
210 Fahrzeug
220 Basisstation
230 Pseudolite(s)
310 Fahrzeugpositionierungssystem (VPS)
312 GPS-Verarbeitungssystem
314 Bewegungspositionierungssystem (MPS)
316 Fahrzeugkilometerzähler
318 Trägheitsreferenzeinheit
322 Beschleunigungsmesser
324 VPS-Verarbeitungssystem
326 MPS-Interkommunikationsprozessor
328 Primärverarbeitungssystem (host processing system)

Fig. 4
404 Vorverstärker
406 GPS-Empfänger
408 GPS-Prozessor

Fig. 6
602 Wähle eine optimale Konstellation aus (SV₁-SV₄)
603 Empfange an der Basisstation die ephemerischen Daten und Abstandsdaten von jedem SV
604 Berechne den PSR von der Basisstation zu jedem SV
605 Benutze die GPS-Zeit und die ephemerischen Daten, um die Position jedes SV zu bestimmen
606 Benutze die Position jedes SV und die bekannte Position der Basisstation, um für jeden Satelliten einen Abstand oder Reichweite zu berechnen
607 Vergleiche jeden PSR mit dem entsprechenden berechneten Abstand, um einen differentiellen Fehler zu erhalten
608 Empfange am Fahrzeug die ephemerischen Daten und Abstandsdaten von jedem SV
609 Berechne den PSR vom Fahrzeug zu jedem SV
610 Benutze die GPS-Zeit und die ephemerischen Daten, um die Position jedes SV zu bestimmen
611 Benutze die Position jedes SV, die berechneten PSR und die differentiellen Fehler von der Basisstation, um ein FPE für das Fahrzeug zu berechnen
612 Benutze die SPE des MPS und die FPE, um eine BPE für das Fahrzeug zu bestimmen

Fig. 7
702 Sammle Daten von den GPS-Satelliten
704 Benutze die aufgesammelten GPS-Daten, um den Orbitalpfad für jeden Satelliten vorherzusagen
706 Benutze die vorhergesagten Bahnparameter, um die Position jedes Satelliten vorherzusagen, ohne sich auf die ephemerischen Daten des Satelliten zu verlassen

Fig. 8
802 Berechne eine BPE für das Fahrzeug zum Zeitpunkt t₁
804 Verbessere mit dieser BPE den PSR für das SV_k
806 Wiederhole die Schritte für die Zeitpunkte t₂, t₃, t₄ und t₅
808 Berechne eine erste mittlere Position für das SV_k für die Zeiten t₁, t₂ und t₃
810 Berechne eine zweite mittlere Position für das SV_k für die Zeiten t₂, t₃ und t₄
812 Berechne eine dritte mittlere Position für das SV_k für die Zeiten t₃, t₄ und t₅
814 Benutze die mittleren Positionen der SV_k, um einen Orbitalpfad für den Satelliten vorherzusagen
816 Benutze die vorhergesagten Bahnparameter zusammen mit der GPS-Zeit, um die Position eines SV_k zum Zeitpunkt t_n vorherzusagen

Fig. 9
902 Empfange ephemerische Daten und PSR-Daten von einem SV zum Zeitpunkt t_n
904 Berechne aus der GPS-Zeit und den ephemerischen Daten die Position des SV zum Zeitpunkt t_n
906 Benutze die GPS-Zeit und die vorhergesagten Bahnparameter, um die Position des SV zum Zeitpunkt t_n vorherzusagen
908 Vergleiche die mit dem GPS berechnete Position des SV mit der vorhergesagten Position des SV zum Zeitpunkt t_n. Ist die vorhergesagte Position des SV gleich der mit dem GPS berechneten Position des SV?
910 GPS-Daten für das SV = GUT, benutze die GPS ephemerischen Daten, um eine BPE für das Fahrzeug zur Zeit t_n zu berechnen
914 Benutze die BPE, um den PSR für das SV zu verbessern
916 Berechne aus den Daten für die Zeiten t_n-2, t_n-1 und t_n eine mittlere Position des SV zur Zeit t_n
918 Benutze die mittlere Position des SV, um die vorhergesagten Bahnparameter für den Satelliten zu verbessern
920 GPS Daten für das SV = SCHLECHT, benutze die vorhergesagte Position, um eine BPE für das Fahrzeug zur Zeit t_n zu berechnen

Fig. 10
1002 Empfange ein GPS Navigationssignal von einem SV zum Zeitpunkt t₁
1004 Berechne einen Pseudoabstand und eine Geschwindigkeit für das SV zur Zeit t₁
1006 Wiederhole die Schritte für die Zeiten t₂, t₃, t₄ und t₅
1008 Berechne eine erste geschätzte Position (x₃, y₃, z₃) für das SV zur Zeit t₃ auf der Grundlage der bekannten Position der Basisstation (B_x, B_y, B_z), den Pseudoabständen und den Geschwindigkeiten für das SV zu den Zeiten t₂, t₃ und t₄
1010 Berechne eine zweite geschätzte Position (x₄,y₄,z₄) für das SV zur Zeit t₄ auf der Grundlage der bekannten Position der Basisstation (B_x, B_y, B_z), den Pseudoabständen und den Geschwindigkeiten für das SV zu den Zeiten t₂, t₃ und t₄
1012 Berechne eine dritte geschätzte Position (x₅,y₅,z₅) für das SV zur Zeit t₅ auf der Grundlage der bekannten Position der Basisstation (B_x, B_y, B_z), den Pseudoabständen und den Geschwindigkeiten für das SV zu den Zeiten t₃, t₄ und t₅
1014 Benutze die geschätzten Positionen des SV um einen Orbitalpfad für den Satelliten vorherzusagen
1016 Benutze die vorhergesagten Bahnparameter zusammen mit der GPS-Zeit, um die Position eines SV zu einem Zeitpunkt t_n vorherzusagen

Claims

1. Verfahren, um die Position eines Satelliten in einem satellitengestützten Navigationssystem mit einem Empfänger bekannter Position zu bestimmen, wobei das Verfahren dabei folgende Schritte aufweist:

a) Empfangen einer Vielzahl von Navigationssignalen vom Satelliten am Empfänger;
b) Bestimmen einer Vielzahl von mittleren Satelli tenpositionen aus diesen Navigationssignalen;
c) Berechnen von Bahnparametern für den Satelliten aus dieser Vielzahl von mittleren Satellitenpositio nen; und
d) Vorhersagen der Position aus diesen Bahnparame tern eines Satelliten zur Zeit t_n.

2. Verfahren nach Anspruch 1, wobei jedes der Vielzahl von Navigationssignalen am Empfänger zu einer unter schiedlichen Zeit empfangen wird.

3. Verfahren nach Anspruch 2, wobei der Schritt des Be rechnens das Durchführen einer Kurvenfitapproxima tion (best fir curve approximation) aufweist.

4. Verfahren, um die Position eines Satelliten in einem satellitengestützten Navigationssystem mit einer Vielzahl von Empfängern mit bekannten Positionen zu bestimmen, wobei das Verfahren folgende Schritte aufweist:

a) Empfangen eines Navigationssignals vom Satelli ten an jedem Empfänger;
b) Berechnen eines Pseudoabstands an jedem Empfän ger aus diesem Navigationssignal;
c) Triangulieren zum Bestimmen der Position des Sa telliten unter Verwendung der Pseudoabstände und der bekannten Position jedes Empfängers; und
d) Wiederholen der Schritte (a) bis (c), um eine Vielzahl von Positionen des Satelliten zu bestimmen;
(e) Berechnen der Bahnparameter des Satelliten aus dieser Vielzahl von Positionen; und
f) Vorhersagen der Positionen eines Satelliten aus diesen Bahnparametern zu einem Zeitpunkt t_n.

5. Verfahren nach Anspruch 2, wobei der Schritt des Be rechnens die Durchführung einer Kurvenfitapproxima tion (best fit curve approximation) umfaßt.

6. Verfahren, um die Position eines Satelliten in einem satellitengestützten Navigationssystem mit einem Empfänger zu bestimmen, der sich an einer bekannten Position befindet, wobei das Verfahren folgende Schritte aufweist:

a) Empfangen eines ersten Navigationssignals vom Satelliten am Empfänger zum Zeitpunkt t₁;
b) Berechnen eines ersten Pseudoabstands und einer ersten Geschwindigkeit für den Satelliten aus diesem ersten Navigationssignal;
c) Empfangen eines zweiten Navigationssignals vom Satelliten und zwar am Empfänger zum Zeitpunkt t₂;
d) Berechnen eines zweiten Pseudoabstands und einer zweiten Geschwindigkeit des Satelliten aus diesem zweiten Navigationssignal;
e) Empfangen eines dritten Navigationssignals vom Satelliten und zwar am Empfänger zum Zeitpunkt t₃;
f) Berechnen eines dritten Pseudoabstands und einer dritten Geschwindigkeit des Satelliten aus diesem dritten Navigationssignal;
g) Berechnen der Bahnparameter für den Satelliten aus diesen Pseudoabständen und Geschwindigkeiten; und
h) Vorhersagen der Position des Satelliten zu einem Zeitpunkt t_n aus diesen Bahnparametern.

7. Verfahren nach Anspruch 6, das ferner den folgenden Schritt aufweist:
vergleichen der vorhergesagten Position des Satelli ten zu einem Zeitpunkt t_n mit einer Position, die durch die ephemerischen Daten des Satelliten zu ei nem Zeitpunkt t_n angezeigt wurde.

8. Verfahren, um die Position eines Satelliten in einer Konstellation solcher Satelliten eines satellitenge stützten Navigationssystems zu bestimmen, wobei das Verfahren folgende Schritte aufweist:

a) Bestimmen einer ersten Empfängerposition zu ei ner Zeit t₁ aus der Satellitenkonstellation;
b) Bestimmen einer zweiten Empfängerposition zu ei ner Zeit t₂ aus der Satellitenkonstellation;
c) Bestimmen einer dritten Empfängerposition zu ei ner Zeit t₃ aus der Satellitenkonstellation;
d) Bestimmen einer vierten Empfängerposition zu ei ner Zeit t₄ aus der Satellitenkonstellation;
e) Bestimmen einer fünften Empfängerposition zu ei ner Zeit t₅ aus der Satellitenkonstellation;
f) Auswählen eines der Satelliten aus der Konstel lation;
g) Berechnen einer ersten mittleren Satellitenposi tion des ausgewählten Satelliten aus den Daten der Zeitpunkte t₁, t₂ und t₃;
h) Berechnen einer zweiten mittleren Satellitenpo sition des ausgewählten Satelliten aus den Daten zu den Zeiten t₂, t₃ und t₄;
i) Berechnen einer dritten mittleren Satellitenpo sition des ausgewählten Satelliten aus den Daten zu den Zeiten t₃, t₄ und t₅;
j) Berechnen eines Satzes von Bahnparametern des ausgewählten Satelliten aus den ersten, zweiten und dritten mittleren Satellitenpositionen; und
k) Vorhersagen der Position des ausgewählten Satel liten zu einer Zeit t_n aus den Bahnparametern.

9. Verfahren nach Anspruch 8, das ferner den folgenden Schritt aufweist:

1) Vergleichen der vorhergesagten Position des aus gewählten Satelliten zum Zeitpunkt t_n mit einer Po sition, die durch die ephemerischen Daten des ausge wählten Satelliten zum Zeitpunkt t_n angezeigt wird, um die Richtigkeit der ephemerischen Daten des Sa telliten zu überwachen.

10. Verfahren nach Anspruch 8, wobei jeder Schritt des Bestimmens einer Empfängerposition folgende Schritte aufweist:

1) Empfangen eines ersten Navigationssignals von einem ersten Satelliten;
2) Berechnen eines ersten Pseudoabstands und einer ersten Satellitenposition aus dem ersten Navigati onssignal;
3) Empfangen eines zweiten Navigationssignals von einem zweiten Satelliten;
4) Berechnen eines zweiten Pseudoabstands und einer zweiten Satellitenposition aus diesem zweiten Navi gationssignal;
5) Empfangen eines dritten Navigationssignals von einem dritten Satelliten;
6) Berechnen eines dritten Pseudoabstands und einer dritten Satellitenposition aus diesem dritten Navi gationssignal;
7) Berechnen einer ungefähren Empfängerposition aus diesen Pseudoabständen und der Satellitenpositionen unter Verwendung einer Triangulierungstechnik;
8) Verbessern der abgeschätzten Empfängerposition aus den Fehlerdaten von einer Basisstation zum Er zeugen einer ersten verbesserten Empfängerposition und
9) Verbessern der ersten verbesserten Empfängerposi tion, indem man Daten von einem Trägheitsnavigati onssystem, das mit dem Empfänger verbunden ist, dazu benutzt, eine zweite verbesserte Empfängerposition zu erhalten.

11. Verfahren nach Anspruch 10, wobei jeder Schritt das Berechnen einer mittleren Satellitenposition durch folgende Schritte aufweist:

1) Berechnen eines verbesserten Pseudoabstands für den ausgewählten Satelliten zu einer ersten Zeit aus einer zweiten verbesserten Empfängerposition und ei ner Position des ausgewählten Satelliten, die aus ephemerischen Daten angezeigt ist;
2) Wiederholen von Rechenschritt (1) für einen zweiten Zeitpunkt;
3) Wiederholen von Rechenschritt (1) für einen dritten Zeitpunkt; und
4) Berechnen einer mittleren Satellitenposition für den ausgewählten Satelliten für den ersten, zweiten und dritten Zeitpunkt aus den verbesserten Pseudoab ständen und der zweiten verbesserten Empfängerposi tionen.

12. Vorrichtung für den Gebrauch in einem Fahrzeug, um die Position des Fahrzeugs relativ zum Erdmittel punkt aus Navigationssignalen eines globalen Posi tionierungssystems (GPS), das eine Vielzahl von erd umkreisenden Satelliten umfaßt, wobei die Vorrichtung folgendes aufweist:
erste Mittel mit einer bekannten Position, um Navi gationssignale von der Vielzahl der Satelliten zu empfangen und, um einen ersten Pseudoabstand und ei ne Geschwindigkeit für jeden Satelliten zu einer Vielzahl von diskreten Zeitintervallen zu berechnen.
Zweite Mittel, um diese ersten Pseudoabstände und Geschwindigkeiten für die Vielzahl von diskreten Zeitintervallen für jeden Satelliten zu empfangen und, um daraus die Bahnparameter für jeden Satelli ten zu berechnen; und
dritte Mittel, um eine Position eines jeden Satelli tens aus diesen Bahnparametern zu berechnen.

13. Vorrichtung nach Anspruch 12, wobei die ersten Mittel einen ersten GPS-Empfänger und einen ersten GPS-Pro zessor, die sich an der Basisstation befinden, auf weisen.

14. Vorrichtung nach Anspruch 13, wobei die zweiten Mit tel einen zweiten GPS-Prozessor, der auf einem Fahr zeug angebracht ist, aufweisen.

15. Vorrichtung nach Anspruch 14, wobei die zweiten Mit tel einen zweiten GPS-Empfänger, der an einen zwei ten GPS-Prozessor gekoppelt ist, aufweisen, wobei der zweite GPS-Empfänger in der Lage ist, Navigati onssignale von der Vielzahl der Satelliten zu emp fangen, um einen zweiten Pseudoabstand für jeden Sa telliten zu berechnen und um den zweiten Pseudoab stand dem zweiten GPS-Prozessor zu liefern, und wo bei der zweite GPS-Prozessor in der Lage ist, die zweiten Pseudoabstände und die Bahnparameter zu emp fangen und eine geschätzte Position des Fahrzeugs daraus auszurechnen.

16. Ein satellitengestütztes Navigationssystem, um die Position eines Fahrzeuges relativ zum Erdmittelpunkt aus Navigationssignalen, die von einer Vielzahl von erdumkreisenden Satelliten ausgesandt werden, zu be stimmen, wobei das System folgendes aufweist:
Basisstationsmittel, die sich in einer bekannten Po sition befinden, zum Empfang der Navigationssignale von der Vielzahl der Satelliten, um einen Pseudoab stand und eine Geschwindigkeit für jeden Satelliten zu einer Vielzahl von diskreten Zeitintervallen zu berechnen und, um Bahnparameter für jeden Satelliten aus diesen Pseudoabständen und Geschwindigkeiten für diese Vielzahl von diskreten Zeitintervallen zu be rechnen;
Datenübertragungsmittel, die an die Basisstations mittel gekoppelt sind, um die Bahnparameter dem Fahrzeug zu übermitteln;
Datenempfangsmittel, die an das Fahrzeug gekoppelt sind, um die Bahnparameter von den Datenübertra gungsmitteln zu empfangen; und
GPS-Empfangsmittel, die an die Datenempfangsmittel gekoppelt sind, um die Navigationssignale von der Vielzahl der Satelliten zu empfangen, um einen Pseu doabstand für jeden Satelliten zu berechnen und, um die Position des Fahrzeugs aus den Bahnparametern und dem Pseudoabstand für jeden Satelliten zu be rechnen.

17. Eine Vorrichtung zum Gebrauch in einem Fahrzeug, um die Position des Fahrzeugs relativ zum Erdmittel punkt aus Navigationssignalen eines globalen Posi tionierungssystems (GPS), das eine Vielzahl von erd umkreisenden Satelliten aufweist, zu bestimmen, wo bei die Vorrichtung folgendes aufweist:
erste Mittel, die fest am Fahrzeug angebracht sind, um die Navigationssignale von der Vielzahl der Sa telliten zu empfangen und, um die Position dieser ersten Mittel auf Grund von ephemerischen Daten und Pseudoabständen, die aus dem Navigationssignal be rechnet wurden, zu berechnen; und
zweite Mittel, um die Richtigkeit dieser ephemeri schen Daten zu überwachen und zu entscheiden, ob ir gendwelche der ephemerischen Daten verfälscht sind.

18. Vorrichtung nach Anspruch 17, die ferner folgendes aufweist:
dritte Mittel, um irgendwelche verfälschten epheme rischen Daten bei der Berechnung der Position der ersten Mittel zu kompensieren.

19. Vorrichtung nach Anspruch 18, wobei die ersten Mittel einen GPS-Empfänger und einen GPS-Prozessor aufwei sen.