DE4425369A1

DE4425369A1 - Verfahren und Vorrichtung zur Detektion von Zyklusaussetzern (Cycle-Slips) in einem satellitengestützen Navigatonssystem

Info

Publication number: DE4425369A1
Application number: DE4425369A
Authority: DE
Inventors: Perry J Thuente
Original assignee: Caterpillar Inc
Current assignee: Caterpillar Inc
Priority date: 1993-07-16
Filing date: 1994-07-18
Publication date: 1995-01-19
Also published as: US6175806B1; GB2280077A; JPH0777570A; GB9414495D0; GB9411260D0; GB2280077B

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein das Gebiet der Navigationssysteme die eine Konstellation erdumkrei sender Satelliten dazu verwenden, die Position eines Emp fängers auf oder in der Nähe der Erdoberfläche zu bestim men. Genauer betrifft die Erfindung ein Verfahren und ei ne Vorrichtung zur Detektion und schnellen Kompensation für große Zyklusaussetzer, um die Genauigkeit von Positi onsabschätzung zu verbessern.

Einige nationale Regierungen, einschließlich der Verei nigten Staaten (US) von Amerika entwickeln gegenwärtig ein irdisches Positionsbestimmungssystem auf das generi sch als globales Positionierungssystem (GPS) Bezug genom men wird. Ein GPS ist ein satellitengestützten Radionavi gationssystem, mit dem man beabsichtigt, hochgenaue drei dimensionale Positionsinformation an den Empfänger auf oder in der Nähe der Erdoberfläche zu liefern.

Die US-Regierung hat ihr GPS mit "NAVSTAR" bezeichnet. Man erwartet, daß das NAVSTAR GPS im Jahre 1993 für voll ständig betriebsbereit von der US-Regierung erklärt wird. Die Regierung der ehemaligen Union der Sowjetischen Sozialistischen Republiken (U.S.S.R.) ist mit der Ent wicklung eines GPS, das unter der Bezeichnung "GLONASS" bekannt ist, beschäftigt. Außerdem sind zwei europäische Systeme, die als "NAVSAT" und "GRANAS" bekannt sind, ebenfalls in der Entwicklung. Um die Diskussion zu ver einfachen, konzentriert sich die folgende Offenbarung speziell auf das NAVSTAR GPS. Jedoch hat die Erfindung gleiche Anwendbarkeit auf andere globale Positionierungs systeme.

In dem NAVSTAR GPS beabsichtigt man, daß vier umkreisende GPS-Satelliten in je einem von sechs getrennten kreisför migen Orbits existieren, um eine Gesamtzahl von vierund zwanzig GPS-Satelliten zu ergeben. Von diesen werden ei nundzwanzig betriebsbereit bzw. im Betrieb sein und drei werden zur Reserve dienen.

Jeder GPS-Satellit wird die Erde ungefähr einmal alle 12 Stunden umkreisen. Dies zusammen mit der Tatsache, daß die Erde alle 24 Stunden einmal um ihre Achse rotiert, verursacht, daß jeder Satellit genau zwei Orbits vollen det, während die Erde eine Umdrehung (Revolution) vollen det.

Die Position jedes Satelliten zu jeder gegebenen Zeit wird präzise bekannt sein und ständig bzw. kontinuierlich an die Erde übertragen. Diese Positionsinformation, die die Position des Satelliten im Raum in Bezug auf die Zeit (GPS-Zeit) anzeigt, ist unter der Bezeichnung "ephemerische Daten" bekannt.

Zusätzlich zu den ephemerischen Daten schließt das von jedem Satelliten übertragene Navigationssignal eine prä zise Zeit ein, zu der das Signal übertragen wurde. Der Abstand oder die Reichweite von einem Empfänger zu jedem Satelliten können bestimmt werden unter Verwendung dieser Übertragungszeit, die in jedem Navigationssignal einge schlossen ist. Indem man die Zeit bzw. den Zeitpunkt be achtet, indem das Signal an dem Empfänger empfangen wurde, kann eine Ausbreitungszeitverzögerung berechnet werden. Diese Zeitverzögerung, wenn sie mit der Ausbrei tungsgeschwindigkeit des Signals multipliziert wird, er gibt einen "Pseudobereich" von dem übertragenden Satelli ten zum Empfänger. Ein Pseudobereich, der auf diese Weise berechnet wurde, wird ein "Code-" Pseudobereich genannt.

Dieser Bereich wird ein "Pseudobereich" genannt, weil die Empfängeruhren nicht präzise zur der GPS-Zeit synchroni siert sein muß und weil die Ausbreitung durch die Atmos phäre Verzögerungen in den Navigationssignalausbreitungs zeiten einführt. Diese haben jeweils eine Uhrenabweichung (Fehler) bzw. eine in eine Richtung gerichtete Abweichung und eine atmosphärische Abweichung (Fehler) zur Folge. Uhrenfehler können bis zu einigen Millisekunden betragen.

Unter Verwendung dieser zwei Informationen (die ephemeri schen Daten und den Pseudobereich) von mindestens drei Satelliten kann die Position eines Empfängers mit Bezug auf den Erdmittelpunkt bestimmt werden unter Verwendung von passiven Triangulierungstechniken.

Die Triangulierung macht drei Schritte erforderlich. Zu erst muß die Position von mindestens drei Satelliten, die sich im "Blick" des Empfängers befinden, bestimmt werden. Zweitens muß die Distanz von dem Empfänger zu jedem Sa telliten bestimmt werden. Schließlich wird die Informa tion der ersten beiden Schritte dazu verwendet, um geome trisch die Position des Empfängers in Bezug auf den Erd mittelpunkt zu bestimmen.

Unter Verwendung von mindestens drei der umkreisenden GPS-Satelliten erlaubt die Triangulierung die absolute irdische Position (Längengrad, Breitengrad und Höhe in Bezug auf den Erdmittelpunkt) von jeden Erdempfänger be rechnen über eine einfache geometrische Theorie. Die Ge nauigkeit der Positionsabschätzung hängt teilweise von der Anzahl der umkreisenden GPS-Satelliten ab, die abge tastet werden. Die Verwendung von mehr GPS-Satelliten bei der Berechnung kann die Genauigkeit der irdischen Positi onsabschätzung erhöhen.

Gewöhnlicherweise werden vier GPS-Satelliten abgetastet, um jede irdische Positionsabschätzung zu bestimmen. Drei der Satelliten werden zur Triangulierung verwendet, und ein vierter wird hinzugefügt, um die oben beschriebene Uhrenabweichung zu korrigieren.

Für eine detailliertere Diskussion über das NAVSTAR GPS, siehe Parkinson, 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, von denen beide hier durch die Bezug nahme aufgenommen wurden. Für eine detaillierte Diskus sion eines Fahrzeugpositionierungs/Navigationssystems, das das NAVSTAR GPS benutzt, siehe die in gemeinsamem Be sitz befindliche U.S. Pat. Anm. Ser. Nr. 07/628,560, mit dem Titel "Vehicle Position Determination System and Me thod", eingereicht am 3. Dezember 1990, die hier durch die Bezugnahme mit aufgenommen wurde.

Das NAVSTAR GPS sieht zwei Moden oder Betriebsarten der Modulation der Trägerwelle unter Verwendung von pseudozu fälligen Signalen vor. In dem ersten Mode wird der Träger durch ein "C/A-Signal" moduliert und auf ihn wird als der "Grob/Acquisitionsmode" (Coarse/Acquisition mode) Bezug genommen. Der Grob/Acquisitions- oder C/A-Mode ist eben falls als der "Standardpositionierungsdienst" (Standard Positioning Service) bekannt. Auf dem zweiten Mo dulationsmode in dem NAVSTAR GPS wird allgemein als der "präzise" oder "geschützte" (P für "precise" oder "pro tected") Mode Bezug genommen.

Die P-Modesequenzen werden von der Regierung der Verei nigten Staaten geheimgehalten und nicht der Öffentlich keit zugängig gemacht. Der P-Mode ist nur zur Verwendung von Erdempfängern vorgesehen, die speziell von der Regie rung der Vereinigten Staaten autorisiert wurden. Somit sind die im P-Mode modulierten Daten allgemein nicht ver fügbar, so daß viele GPS-Anwender sich alleine auf die GPS-Daten verlassen müssen, die durch den C/A-Modulati onsmode zur Verfügung gestellt werden. Dies verweist die meisten Anwender auf ein weniger genaues Positionierungs system.

Die oben diskutierten Uhren oder atmosphärischen Fehler kommen zu der Genauigkeit des Positionierungssystems hinzu. Andere Fehler bzw. Fehlerquellen, die die GPS-Po sitionsberechnungen beeinflussen, schließen selektive Verfügbarkeit ("Selective availability", Genauigkeitsver fälschung, die absichtlich von der Regierung der Verei nigten Staaten aus Gründen nationaler Sicherheit einge führt wurden), Empfängerrauschen, Signalreflektion, Ab schattungseffekte und Satellitenpfadverschiebung (zum Beispiel Satellitenwackeln) ein. Diese Fehler haben eine Berechnung von inkorrekten Pseudobereichen und inkorrek ten Satellitenposition zur Folge. Inkorrekte Pseudoberei che, inkorrekte Satellitenpositionen führen ihrerseits zu einer Genauigkeit in der Präzision der Positionsabschät zung, die durch des Fahrzeugpositionierungssystem berech net wurden.

Verfahren sind verfügbar zum Kompensieren oder Korrigie ren von vielen dieser Fehler. Zum Beispiel verwendet ein Verfahren ein differentielles System (was weiter unten diskutiert wird), um eine lineare Abweichung für jeden Pseudobereich zu produzieren (d. h. eine Abweichung wird für jeden Satelliten berechnet). Eine Basisstation, die eine feste, bekannte Position besitzt, berechnet einen Pseudobereich zu jedem Satelliten. Die Basisstation be rechnet weiter einen Abstand zwischen ihrer bekannten Po sition und der Position jedes Satelliten (berechnet aus den ephemerischen Daten). Zum Vergleich des Pseudobe reichs mit jedem berechneten Abstand, kann eine Pseudobe reichsabweichung für jeden Satelliten berechnet werden. Die Pseudobereichsabweichung für jeden Satelliten kann dann an das Fahrzeug übertragen werden zur Verwendung bei den Positionsabschätzungsberechnungen.

Ein differentielles GPS-System produziert präzise Positi onsabschätzung. Jedoch ist eine Basisstation nicht immer verfügbar für einen Empfänger, der eine genaue Positions abschätzung berechnen will.

Akkumulierte Delta-Bereich- (ADR) oder integrierte Dopp ler-Techniken können ebenfalls verwendet werden, um die Genauigkeit von Positionsabschätzungen zu verbessern. ADR-Techniken erfassen Veränderungen in der Phase der Trägerwelle eines GPS-Navigationssignals, das an einem Empfänger empfangen wurde. Die Veränderungen in der Phase können mit einer Veränderung in dem Sichtlinienabstand (Delta-Bereiche) zwischen dem übertragenden Satelliten und dem Empfänger in Beziehung stehen.

Eine ADR wird berechnet durch das Verfolgen der Phase der Trägerwelle des GPS-Navigationssignals. Zum Beispiel, wenn ein Satellit wird ein GPS-Empfänger sich voneinander wegbewegen, kann die Zunahme in Abstand (d. h. der Delta- Bereich) bemerkt werden als eine Phasenveränderung in der GPS-Trägerwelle. Da die GPS-Trägerwelle ein kontinuierli cher Sinus (Sinusoid) ist, ist ein Delta-Bereich (DR) kein absoluter Bereich. Vielmehr ist ein Delta-Bereich eine Veränderung in dem Bereich zwischen dem Satelliten und dem Empfänger.

Falls ein anfänglicher Offset bzw. Nullpunktverschiebung (Zykluszählerstand) bekannt ist, kann der Delta-Bereich dazu verwendet werden, einen akkumulierten Delta-Bereich zu berechnen. Der akkumulierte Delta-Bereich ist eine tatsächliche Bereichsabschätzung. Deshalb kann der akku mulierte Delta-Bereich anstatt des Codepseudobereichs verwendet werden. Alternativ kann entweder der Delta-Be reich oder der akkumulierte Delta-Bereich verwendet wer den zusammen mit den Codepseudobereich, um einen verfei nerten bzw. verbesserten Pseudobereich zu berechnen. Der akkumulierte Delta-Bereich ebenfalls "Träger"-Pseu dobereich genannt werden.

GPS-Trägerphasentechniken sind im Detail in Dr. Jim Sen nott (Fakultät für Electrical & Computer Engineering, Bradley University, Peoria, Illinois) und Jay Spalding (U.S. Coast Guard, R Center Groton, Connecticut), "Multipath Sensitivity and Carrier Slip Tolerance of an Integrated Doppler DGPS Navigation Algorithm", U.S. Ver kehrsministerium (U.S. Department of Transportation), Transportation Systems Center, Cambridge, Massachusetts, U.S. DOT Universitätsvertrag DTRS-57-85-C-0090 und in Pa trick Y.C. Hwang and R. Grover Brown, "GPS Navigation: Combining Pseudorange with Continuous Carrier Phase Using a Kalman Filter", Proceedings ION GPS-88, September 1989, Seiten 185-190 beschrieben; beide Veröffentlichungen sind hier durch die Bezugnahme aufgenommen.

Ein Problem bei bekannten ADR-Techniken ist, daß Zyklus aussetzer (Cycle Slips) auftreten können. Ein Cycle Slip tritt auf, wenn ein Empfänger die Phase einer Trägerwelle verliert. Dies kann auftreten zum Beispiel aufgrund von Abschattung des Empfängers vom direkten Sichtlinienemp fang von dem Satelliten oder aufgrund von Rauschen, wobei beide einen Momentanverlust der Empfängerverriegelung (receiver lock) auf dem GPS-Trägersignal verursachen. Wenn ein Cycle Slip auftritt, wird der akkumulierte Delta-Bereich verloren (weil der anfängliche Offset nicht länger präzise bekannt ist) und muß wieder neu akkumu liert werden.

Viele konventionelle Navigationssysteme können einen Cy cle Slip nicht detektieren. Falls ein Cycle Slip nicht detektiert wird, wird der fehlerhafte bzw. inkorrekte Zy klus- oder Schwingungszählerstand Fehler in die Positi onsberechnungen einführen. ,Das konventionelle Navigati onssystem, d. h. der Kalman-Filter des Navigationssy stems, wird den Fehler korrigieren, jedoch kann es einige zehn Sekunden benötigen, bevor die Kompensation des Feh lers beginnt und einige Minuten, bevor der Fehler im we sentlichen aus der Positionsabschätzung eliminiert wurde. Diese Zeiten sind zu lang für eine Echtzeitpositionierung in vielen Anwendungen.

Was benötigt wird, ist ein Verfahren zur schnellen Detek tion von Cycle-Slips.

Die Erfindung ist ein System und ein Verfahren zur Ver wendung mit einem satellitengestützten Navigationssystem. Die Genauigkeit von Fahrzeugpositionsabschätzungen wird verbessert unter Verwendung von akkumulierten Delta-Be reichstechniken (ADR), d. h. Träger oder integrierte Doppler-Techniken, um die Präzision von Codepseudoberei chen zu verbessern. Sowohl Trägerdaten als auch Codepseu dobereichsdaten werden verwendet, um einen verfeinerten Pseudobereich zu berechnen. Die Trägerdaten werden über wacht, um große Slips zu detektieren. Falls ein großer Cycle Slip detektiert wird, werden die Trägerdaten für diesen bestimmten Satelliten nicht bei der Berechnung des verfeinerten Pseudobereichs verwendet.

Die Erfindung detektiert große Cycle Slips in Echtzeit und kompensiert im wesentlichen die Fehler, die durch die Cycle Slips verursacht werden. Geschwindigkeitsdaten von einer Trägheitsreferenzeinheit (IRU), die mit dem Fahr zeug verbunden ist, wird verwendet zur Überwachung der Cycle Slips. Die erfindungsgemäße Vorrichtung schließt einen GPS-Empfänger ein, zum Empfang der GPS-Navigations signale von dem Satelliten und zum Ausgeben der ADR-Daten und der rohen GPS-Daten. Jeder Pseudobereich wird durch einen Pseudobereichsfilter, d. h. ein Kalman-Filter, ver feinert unter Verwendung der Trägerdaten. Die verfeiner ten Pseudobereiche werden dann von einem GPS-Kalman-Fil ter verwendet zum Erzeugen einer präzisen Fahrzeugposi tonsabschätzung.

Das erfindungsgemäße Verfahren läuft wie folgt ab. Ein Navigationssignal wird von einem Satelliten am Empfänger empfangen. Die Zyklen bzw. Schwingungen der Trägerwelle des Navigationssignals werden über eine Zeit Δt gezählt. Der Zyklus- oder Schwingungszählerstand wird dann verwendet zur Berechnung einer ersten Geschwindigkeit des Empfängers entlang einem Vektor zwischen dem Empfänger und dem Satelliten über die Zeit Δt.

Eine zweite Geschwindigkeit des Empfängers wird von einer Trägheitsreferenzeinheit, die mit dem Empfänger assozi iert ist, empfangen. Eine Komponente der zweiten Ge schwindigkeit entlang dem Vektor zwischen dem Satelliten und dem Empfänger wird berechnet. Eine Differenz zwischen der ersten Geschwindigkeit und der Komponente der zweiten Geschwindigkeit entlang dem Vektor zwischen dem Satelli ten und dem Empfänger wird dann verglichen mit einem vor her bestimmten Wert oder einem Schwellenwert. Falls die Differenz einen vorher bestimmten Wert überschreitet, dann wird ein Cycle Slip-Fehler angezeigt.

Die vorhergehenden und andere Ziele, Merkmale und Vortei le der Erfindung werden aus der folgenden genauen Be schreibung eines bevorzugten erfindungsgemäßen Ausfüh rungsbeispiels offensichtlich werden, wie in den beglei tenden Zeichnungen dargestellt ist.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen.

In der Zeichnung zeigt:

Fig. 1 ein Diagramm, das die NAVSTAR GPS Satelliten in ihren jeweiligen Orbits um die Erde zeigt;

Fig. 2 ein Diagramm, das ein autonomes Fahrzeugsystem darstellt, das eine Konstellation von vier GPS-Sa telliten, ein Pseudolite, eine Basisstation und ein autonomes Fahrzeug einschließt;

Fig. 3 ein Blockdiagramm des erfindungsgemäßen autonomen Fahrzeugsystems;

Fig. 4 ein Blockdiagramm eines GPS-Verarbeitungssytems;

Fig. 5 ein Diagramm, das die geometrische Beziehung zwi schen dem Erdmittelpunkt, ein Fahrzeug in der Nähe der Erdoberfläche und einer Konstellation von GPS- Satelliten zeigt;

Fig. 6 ein Blockdiagramm des erfindungsgemäßen Fahrzeug positionierungssystems;

Fig. 7 ein Flußgraph, der den Betrieb des erfindungsgemä ßen Cycle Slip-Detektors darstellt;

Fig. 8 ein Flußgraph, der ein Verfahren zur Berechneung einer Geschwindigkeit eines Fahrzeugs entlang der Sichtlinie zu einem Satelliten unter Verwendung eines Delta-Bereichs darstellt; und

Fig. 9 ein Flußgraph, der ein Verfahren zum Berechnen ei ner Geschwindigkeit eines Fahrzeugs entlang der Sichtlinie zu einem Satelliten unter Verwendung von Daten einer Trägheitsreferenzeinheit dar stellt.

Die vorliegende Erfindung wird nun unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen ähnliche Bezugszeichen ähnliche Elemente/Schritte bezeichnen.

Die Erfindung ist ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Detektion von großen Cycle Slips in einem satellitenge stützten Navigationssystem, so daß das System sich schnell davon erholen kann. In einem bevorzugten Ausfüh rungsbeispiel wird das NAVSTAR globale Positionssystem (GPS) verwendet. Wie oben diskutiert wurde und in Fig. 1 dargestellt ist, schließt das NAVSTAR GPS einundzwanzig Betriebssatelliten 102 ein, die die Erde in sechs Orbits 104 umkreisen.

Die Erfindung wird beschrieben im Zusammenhang mit einem autonomen Fahrzeugsystem 200, wie in Fig. 2 gezeigt ist. Eine repräsentative GPS-Konstellation 202 schließt vier GPS-Satelliten SV₁-SV₄ ein zum Übertragen von GPS-Daten. Ein Fahrzeug, zum Beispiel ein autonomer Bergbaulastwagen 210 und eine Basisstation 220 sind dazu geeignet, die GPS-Daten/Navigationssignale von jedem GPS-Satelliten in der Konstellation zu empfangen unter Verwendung der je weiligen GPS-Antennen 212 und 222.

Ein GPS-Empfänger kann GPS-Navigationssignale von einem Satelliten empfangen, der sich "im Blick" des Empfängers, d. h. Sichtlinienkommunikation, befindet. Zum Beispiel "im Blick" kann definiert werden als ein beliebiger Sa tellit, der mindestens 10 Grad über dem Horizont ist. Der Zehn-Grad-Winkel soll für eine Pufferzone zwischen einem nützlichen Satelliten, der sich im Blick befindet und ei nem Satelliten, der gerade aus dem Blick unter dem Hori zont verschwindet, sorgen.

Eine "Konstellation" ist eine Gruppe von Satelliten, die aus den "im Blick" befindlichen Satelliten eines GPS-Emp fängers ausgewählt wird. Zum Beispiel können vier Satel liten aus einer Gruppe von sechs, die sich im Blick eines GPS-Empfängers befinden, ausgewählt werden. Die vier Sa telliten werden normalerweise aufgrund einer günstigen Geometrie für die Triangulierung (was weiter unten disku tiert wird) ausgewählt.

Die Basisstation 220 schließt einen GPS-Empfänger, d. h. einen Bezugsempfänger, der sich an einer bekannten, fe sten Position befindet, ein. Die Basisstation 220 kommu niziert mit dem Fahrzeug 210 über den Kommunikationskanal Der Kommunikationskanal 225 stellt die Kommunikationsver bindung zwischen der Basistation 220 und dem Fahrzeug 210 dar. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel umfaßt der Kommunikationskanal 225 Radiosendeempfänger (radio trans ceivers). Der Kommunikationskanal 225 wird verwendet, um Daten zwischen der Basisstation 220 und dem Fahrzeug 210 zu übertragen. Dies kann zum Beispiel durchgeführt wer den, falls ein differentielles GPS-System implementiert ist.

Das System 200 kann optional ein oder mehrere Pseudolites 230 einschließen. Ein "Pseudolite" ist ein Übertragungs system, das sich auf oder in der Nähe der Erdoberfläche befindet und einen GPS-Satelliten nachahmt. Weil ein Pseudolite eine feste bekannte Position besitzt, kann es in großem Maße die Positionsabschätzungen, die von dem GPS abgeleitet werden, erhöhen. Um die Diskussion hier zu vereinfachen, wird hier nur auf GPS-Satelliten 102 (auf die ebenfalls als SV_i oder Raumfahrzeug Bezug genommen wird) Bezug genommen. Jedoch sollte verstanden werden, daß immer, wenn Positionsdaten von einem Satelliten er forderlich sind, diese durch Pseudodaten eines Pseudoli tes ersetzen werden können.

Die Aufgabe des Führens des Fahrzeugs 210 entlang einem vorgeschriebenen Pfad macht unter anderem eine genaue Po sitionsabschätzung von der aktuellen Position des Fahr zeugs erforderlich in Bezug auf einen Bezugspunkt. Ist einmal die aktuelle Position bekannt, kann man dem Fahr zeug 210 befehlen, zu seinem nächsten Bestimmungsort fortzufahren. Um diesen automatisierten Fahrzeugbetrieb zu erreichen, schließt das Fahrzeug 210 ein Fahrzeugposi tionierungssystem (VPS) 300 und ein Navigationssystem 306 ein. Dies ist in Fig. 3 dargestellt.

Das VPS 300 erlaubt, daß Positionsabschätzungen (PE) des Fahrzeugs 210 mit extremer Genauigkeit bestimmt werden. Das Navigationssystem 306 empfängt die Positionsabschät zung von dem VPS 300. Das Navigationssystem 320 verwendet dann diese präzisen Positionsabschätzungen, um das Fahr zeug 210 genau zu navigieren.

Das VPS 300 schließt ein GPS-Verarbeitungssystem 302 und eine Trägheitsreferenzeinheit (IRU) 304 ein. Das GPS-Ver arbeitungssystem 302 empfängt die GPS-Daten, d. h. Navi gationssignale von dem GPS-Satelliten 102 und Geschwin digkeitsdaten von der IRU 304 und berechnet eine Positi onsabschätzung für das Fahrzeug 210 daraus. Die IRU 304 verfolgt Veränderungen in der Fahrzeugposition unter Ver wendung von Beschleunigungsmessern und/oder Lasergyrosko pen.

Das GPS-Verarbeitungssystem 302 ist das Herz des Systems 200. Mit Bezug auf Fig. 4 schließt das GPS-Verarbeitungs system 302 ein Empfängersystem 400 und einen GPS-Prozes sor 402 ein. Das Empfängersystem 400 empfängt und deco diert die Navigationssignale von den Satelliten. Der GPS- Prozessor 402 verwendet dann die Information von dem Emp fängersystem 400, um die Fahrzeugpositionsabschätzung zu berechnen.

Das Empfängersystem 400 schließt eine GPS-Antenne 212, einen Vorverstärker 404 und einen GPS-Empfänger 406 ein. Die Antenne 212 ist geeignet, elektromagnetische Strah lung in dem Radiobereich des Spektrums zu empfangen. Der Vorverstärker 404 verstärkt ein GPS-Navigationssignal, das von der GPS-Antenne 212 von einem ausgewählten GPS- Satelliten empfangen wurde. Der GPS-Empfänger 406 ist ein Vielkanalempfänger, der die GPS-Navigationssignale deco diert und einen Codepseudobereich und ephemerische Daten für jeden ausgewählten Satelliten erzeugt. Der GPS-Emp fänger 406 folgt ebenfalls der Trägerwelle von jedem Na vigationssignal und erzeugt einen Delta-Bereich für jeden Satelliten.

Der GPS-Prozessor 402 verwendet die Codepseudobereiche, die Satellitenpositionen und die Delta-Bereiche für eine Vielzahl von Satelliten, um die Positionsabschätzung für das Fahrzeug 210 zu berechnen.

In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die Antenne 212 und der Vorverstärker 404 in eine einzige Einheit in tegriert. Die kombinierte Antenne/Vorverstärker 212/404 und der Empfänger 406 sind zusammen erhältlich unter der Teilnummer MX4200 von Magnavox Advanced Products and Sy stems Co., Torrence, Kalifornien. Der GPS-Prozessor 402 schließt einen MC68020 Mikroprozessor, erhältlich von Mo torola, Inc., Schaumburg, Illinois, ein.

Der Empfänger 406 berechnet einen Codepseudobereich für jeden Satelliten, wie folgt. Wie oben beschrieben, wird jedes Signal, das von einem GPS-Satelliten übertragen wurde, ständig bzw. kontinuierlich mit der exakten Zeit, zu dem das Signal übertragen wurde, codiert. Indem man den Zeitpunkt notiert, an dem das Signal an dem Empfänger empfangen wurde, kann eine Ausbreitungszeitverzögerung berechnet werden. Diese Zeitverzögerung, wenn sie mit der Ausbreitungsgeschwindigkeit des Signals (2,9979245998 × 10⁸ m/s) multipliziert wird, ergibt den Pseudobereich von dem übertragenden Satelliten zu dem Empfänger.

Der GPS-Empfänger 406 kann einen Almanach verwenden, um grob die Position eines Satelliten zu bestimmen, zum Bei spiel für Acquirierungs- bzw. Akquisitionszwecke. Für ei ne genaue Bestimmung der Satellitenposition decodiert der Empfänger das GPS-Navigationssignal und extrahiert daraus ephemerische Daten. Die ephemerischen Daten zeigen die präzise Position des übertragenden Satelliten an.

Aus der Perspektive eines Anwenders ist das GPS-Verarbei tungssystem 302 der wichtigste Teil des autonomen Fahr zeugsystems 200. Das GPS-Verarbeitungssystem 302 ist ver antwortlich für den Empfang der Signale von jedem GPS-Sa telliten, für die Auswahl der optimalen Satelliten, für die Verarbeitung, für das Bestimmen der präzisen Position von jedem ausgewählten Satelliten, für das Bestimmen des Pseudobereichs zu jedem Satelliten und schließlich für das Abschätzen der Position des Empfängers auf Grundlage der Satellitenpositionen und der Pseudobereiche. Das al les muß durchgeführt werden unter Verwendung der empfan genen Daten (von im großen Maß abgeschwächten (gedämpften) Amplituden), die sehr häufig stark durch Rauschen verfälscht sind, zum Beispiel Rauschen, das aus der aus der Atmosphäre, dem Vorverstärker und dem Empfän ger erzeugt wurde. Das GPS-Verarbeitungssystem 302 ver läßt sich in großem Maße auf Kalman-Filtern, um das Rau schen aus den GPS-Navigationssignalen zu eliminieren.

Ein Kalman-Filter ist ein rekursiver Algorithmus nach dem Verfahren der kleinsten Quadrate, der normalerweise über Software oder Firmware auf einem digitalen Computer (Prozessor 402) implementiert ist. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel nimmt der Kalman-Filter an, daß die verrauschten Signale eher diskret als kontinuierlich in ihrer Natur sind. Sowohl die Daten als auch das Rauschen werden in einer Vektorform modeliert und die Daten werden rekursiv verarbeitet.

Ein Kalman-Filter leistet zwei Aufgaben. Zuerst extrapo liert er eine Datenabschätzung aus früheren Daten. Zwei tens verfeinert er die extrapolierte Datenabschätzung und bringt sie auf den neuesten Stand auf der Grundlage von aktuellen Daten. Zum Beispiel, falls eine Fahrzeugpositi on p₁ und eine Geschwindigkeit v₁ zu einer Zeit t₁ be kannt sind, dann wird der Filter (indem man den Extrapo lationsschritt ausführt) p₁ und v₁ verwenden, um eine Po sition p₂ zu einer Zeit t_2, abzuschätzen. Danach (indem man den "auf den neuen Stand bring"-Schritt ("update"- Schritt) ausführt) werden die neu akquirierten Daten zu einer Zeit t₂ dazu verwendet, um die Positionsabschätzung p₂ zu verfeinern. Daten, die in den Kalman-Filter ge speist werden, um entweder bei dem Extrapolations- oder "dem auf den neuesten Stand bring"/Verfeinerungsschritten zu helfen, sagt man, daß sie den Filter "einschränken".

Kalman-Filtern ist in der Technik gut bekannt. Eine de tailliertere Diskussion über Kalman-Filtern, siehe Brown, R. G., "Kalman Filtering: A Guided Tour", Iowa State Uni versity; and Ko, Min H. und Eller, Donald H. "Multiconfi guration Kalman Filter Design for High-Performance GPS Navigation," IEEE Transactions on Automatic Control, Band AC-28, Nr. 3, März 1983, die beide hier durch die Bezug nahme aufgenommen wurden.

Gewöhnlicherweise, weil der Kalman-Filter ein linearer Filter ist, werden die oben dargelegten Abstandsgleichun gen nicht direkt gelöst, sondern werden zuerst lineari siert. Das heißt, die Gleichungen werden differentiert und nach der Ableitung von jeder Gleichung wird aufge löst, um eine Veränderung von der zuletzt bekannten Posi tion zu berechnen. Zum Beispiel kann eine erste Positi onsabschätzung zu einer Zeit t_i schnell durch den GPS- Prozessor 402 berechnet werden durch Differenzieren der Navigationsgleichungen und Auflösen nach einer Verände rung in der Position (Δx_v, Δy_v, Δz_v) von einer zuletzt bekannten Position (x_v, y_v, z_v)_i-1 zu einer Zeit t_i-1. Dies vereinfacht im großen Maße die Lösung der Abstands gleichungen.

Als eine Alternative zum Kalman-Filtern kann eine Ab schätzung nach der Methode der kleinsten Quadrate oder der am besten passendste Polynominalfit verwendet werden.

Das Grundverfahren, das von, dem GPS-Prozessor 402 verwen det wird zum Berechnen der Fahrzeugpositionsabschätzung aus dem Pseudobereich und den Satellitenpositionen wird unter Bezugnahme auf die Fig. 5 beschrieben. Fig. 5 zeigt eine Beispielsatellitenkonstellation 202, die die GPS-Sa telliten SV₁-SV₄, im Blick des Fahrzeugs 210, besitzt. In kartesischen Koordinaten in Bezug auf den Erdmittelpunkt, ist der Satellit SV₁ an der Stelle (x₁, y₁, z₁); der Sa tellit SV₂ befindet sich an der Stelle (x₂, y₂, z₂); der Satellit SV₃ befindet sich an der Stelle (x₃, y₃, z₃); der Satellit SV₄ befindet sich an der Stelle (x₄, y₄, z₄), und das Fahrzeug 320 befindet sich an der Stelle (x_v, y_v, z_v).

Die kartesischen (x, y, z)-Koordinaten von jedem Satelli ten werden von dem GPS-Empfänger 406 unter Verwendung der ephemerischen Daten des Satelliten bestimmt. Codepseu dobereiche (PSR₁, PSR₂, PSR₃ und PSR₄) zwischen dem Fahr zeug 210 und jedem Satelliten werden durch den GPS-Emp fänger 406 bestimmt unter Verwendung der Übertragungs zeitverzögerung. Ist diese Information für mindestens vier Satelliten gegeben, kann der Ort des Fahrzeugs 210 (d. h. des Empfängers 406) bestimmt werden unter Verwen dung der folgenden vier Abstandsgleichungen:

(x₁-x_v)² + (y₁-y_v)² + (z₁-z_v)² = (PSR₁-B_clock)²

(x₂-x_v)² + (y₂-y_v)² + (z₂-z_v)² = (PSR₂-B_clock)²

(x₃-x_v)² + (y₃-y_v)² + (z₃-z_v)² = (PSR₃-B_clock)²

(x₄-x_v)² + (y₄-y_v)² + (Z₄-z_v)² = (PSR₄-B_clock)²

wobei: B_clock = B_Uhr = B_Takt = Uhrenabweichung.

Die "Uhrenabweichung" ist ein Korrekturfaktor nullter Ordnung, der grob den oben diskutierten Uhrenfehler kom pensiert.

Man beachte, daß es in diesen Gleichungen vier Unbekannte gibt: x_v, y_v, z_v und B_Uhr. Man beachte ebenfalls, daß je der Satellit eine Gleichung erzeugt. Somit haben wir vier Satelliten und vier Unbekannte, was erlaubt, daß die Gleichungen nach der Uhrenabweichung (B_Uhr) und der Posi tion (x_v, y_v, z_v) das Fahrzeug 210 aufgelöst werden.

Man beachte, daß die Genauigkeit der GPS-Positionsab schätzung in hohem Maße von den Pseudobereichen, die von dem Empfänger 406 berechnet wurden, abhängt. Wie oben diskutiert wurde, können diese Pseudobereiche schwer durch atmosphärische Effekte, selektive Verfügbarkeit, Vielpfadfehler (Reflektionen), Uhrenfehler und anderen verschiedenen Rauschquellen verfälscht sein.

Der GPS-Prozessor 402 erhöht die Genauigkeit der Pseu dobereiche und daher die Präzision der Positionsabschät zung unter Verwendung von Trägerphasentechniken. Große Cycle-Slip-Fehler werden detektiert, so daß sie schnell korrigiert werden können.

Die Erfindung detektiert große Cycle-Slip-Fehler unter Verwendung der Geschwindigkeitsdaten der IRU 304. Eine IRU berechnete Geschwindigkeit entlang des Sichtlinien vektors zu einem Satelliten wird mit einer mit dem Träger berechneten Geschwindigkeit verglichen. Falls die Diffe renz zwischen den beiden Geschwindigkeiten einen vorher bestimmten Wert überschreitet, wird angenommen, daß ein Cycle-Slip aufgetreten ist. Ist einmal ein Cycle-Slip de tektiert, dann kann das GPS-Verarbeitungssystem 302 ein gestellt werden, um den Fehler zu kompensieren.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel des Fahrzeugpositio nierungssytems 300 ist in Fig. 6 dargestellt. Das VPS 300 schließt einen GPS-Empfänger 406, eine IRU 304 und einen GPS-Prozessor 402 ein. Der GPS-Empfänger 406 und der GPS- Prozessor 402 sind derart gezeigt, daß sie, um die Dis kussion zu vereinfachen, vier Kanäle besitzen. Jedoch sollte beachtet werden, daß in dem bevorzugten Ausfüh rungsbeispiel der GPS-Empfänger 406 und der GPS-Prozessor 402 mehr als vier (zum Beispiel sechs) Kanäle besitzen. Die zusätzlichen Kanäle werden verwendet, wenn mehr als vier Satelliten im Blick des Empfängers sind. Die zusätz lichen Kanäle erlauben glattere Übergänge, wenn Satelli ten in und aus dem Blick des Empfängers wandern. Weiter können zusätzliche Satelliten redundante Satellitendaten an den GPS-Filter 606 liefern.

Jeder Kanal des GPS-Prozessors 402 schließt einen Cycle- Slip-Detektor 602 und einen Pseudobereichsfilter (CFILT) 604 ein. Der GPS-Prozessor 402 schließt ebenfalls einen GPS-Filter 606 ein.

Die Cycle-Slip-Detektoren 602 detektieren große Cycle- Slipfehler in dem Träger- (Delta-Bereichs-) Daten des GPS- Empfängers 406. Jeder Cycle-Slip-Detektor 602 empfängt Trägerdaten von dem GPS-Empfänger 406; Geschwindigkeits daten von der IRU 304 und Satellitenposition, Uhrenfehler und Fahrzeugpositionsdaten von dem GPS-Filter 606. Jeder Cycle-Slip-Detektor 602 gibt einen Cycle-Slip-Fehler- Flag- bzw. Cycle-Slip-Fehler-Anzeige aus nach der Detektion eines Cycle-Slip-Fehlers.

Jeder Pseudobereichsfilter (CFILT) 604 empfängt als Ein gangsgröße die rohen GPS-Daten (d. h. Codepseudobereiche, Satellitenpositionen und Delta-Bereiche) von dem GPS- Empfänger 406 und, falls ein großer Cycle-Slip aufgetre ten ist, ein Cycle-Slip-Fehler-Flag von dem entsprechen den Cycle-Slip-Detektor 602. Jeder Pseudobereichsfilter 604 gibt ein verfeinerten Pseudobereich an den GPS-Filter 606 aus. Das Cycle-Slip-Fehler-Flag zeigt dem Filter 604 an, daß ein großer Cycle-Slip aufgetreten ist und daß die Trägerdaten deshalb unverläßlich sind. Der Betrieb des Pseudobereichsfilters 604 und das Handhaben des Cycle- Slip-Fehler-Flags wird unten beschrieben.

Der GPS-Filter 606 empfängt rohe GPS-Daten von dem GPS- Empfänger 406 und verfeinerte Pseudoabstände von dem Pseudoabstandsfiltern 604. Auf Grundlage dieser Daten er zeugt der GPS-Filter 606 eine genaue Fahrzeugposition, die dem Navigationssystem 306 zur Verfügung gestellt wird. In den bevorzugten Ausführungsbeispielen ist der GPS-Filter 606 ein Kalman-Filter.

Das erfindungsgemäße Verfahren zur Detektion eines Cycle- Slip-Fehlers ist in der Fig. 7 dargestellt. In einem Schritt 702 wird ein Delta-Bereich von dem GPS-Empfänger 406 in dem Cycle-Slip-Detektor 602 empfangen. Falls ein aktueller Delta-Bereich nicht verfügbar ist, endet das Verfahren in einem Schritt 714. Falls eine aktueller Delta-Bereich verfügbar ist, dann schreitet das Verfahren zu einem Schritt 704 fort. Im Schritt 704 berechnet der Cycle-Slip-Detektor 602 eine Fahrzeuggeschwindigkeit (DRANGE_VEL_i) aus dem Delta-Bereich. Die mit dem Delta- Bereich berechnete Geschwindigkeit ist eine Geschwindig keit des Fahrzeugs in Bezug auf den Satelliten SV_i ent lang der Sichtlinie zum Satelliten. Der Schritt 704 ist im Detail unten unter Bezugnahme auf Fig. 8 beschrieben.

In einem Schritt 706 empfängt der Cycle-Slip-Detektor 602 eine Fahrzeuggeschwindigkeit von der IRU 304 und berech net eine Geschwindigkeit (IRU_VEL_i) des Fahrzeugs in Be zug auf den Satelliten SV_i entlang der Sichtlinie zum Sa telliten. Der Schritt 706 ist im Detail weiter unten un ter Bezugnahme auf die Fig. 9 beschrieben. Die Differenz (VEL_DIFF_i = IRU_VEL_i - DRANGE_VEL_i) zwischen der mit dem IRU gemessenen Geschwindigkeit und der aus dem Delta-Be reich berechneten Geschwindigkeit wird in einem Schritt 708 bestimmt. In einem Schritt 710 wird die Geschwindig keitsdifferenz (VEL_DIFF_i) mit einem vorher bestimmten Schwellwert (MAX_ERROR) verglichen. Falls die Differenz den Schwellenwert überschreitet, wird angenommen, daß ein Cycle-Slip aufgetreten ist, und ein Flag wird in einem Schritt 712 an den CFILT 604 gesendet, was anzeigt, daß die ADR-Daten verfälscht sind. Falls die Differenz nicht den Schwellenwert überschreitet, dann endet das Verfahren in einem Schritt 714.

Die Fig. 8 stellt das Verfahren des Schrittes 704 des Be rechnens einer Fahrzeuggeschwindigkeit entlang der Sicht linie zum Satelliten SV_i unter Verwendung eines Delta-Be reichs dar. Die Variablen, die in diesem Flußgraphen ver wendet werden, sind in der Tabelle I definiert.

Variable
Definition
DRANGESAT_i
Delta-Bereich von einem Fahrzeug zu einem Satelliten SV_i auf Grund der relativen Bewegung des Satelliten und der Erde über die Zeit Δt
DRANGECLKBIAS	Delta-Bereich auf Grund einer Uhrenabweichungsrate über die Zeit Δt
DRANGEMEAS_i	Gemessener Delta-Bereich für den Satelliten SV_i
DRANGEVEH_i	Delta-Bereich von dem Satelliten SV_i auf Grund Fahrzeugbewegung relativ zur Erde
DRANGEVEL_i	Größe der Fahrzeuggeschwindigkeitskomponente in Richtung (Sichtlinie) des Satelliten SV_i

Im Schritt 802 werden Werte berechnet für DRANGE_SAT_i, DRANGE_CLKBIAS und DRANGE_MEAS_i. DRANGE_SAT_i wird berech net unter Verwendung von ephemerischen Daten und Fahr zeugpositionsdaten aus dem GPS-Filter 606. DRANGE_CLKBIAS wird berechnet unter Verwendung der gefilterten Uhrenab weichungsdaten aus dem GPS-Filter 606. DRANGE_MEAS wird berechnet aus dem Schwingungszählerstand der Trägerwelle aus dem Satelliten SV_i.

Im Schritt 804 wird ein Wert für DRANGE_VEH_i berechnet durch Subtrahieren des Wertes für DRANGE_SAT_i und DRAN- GE_CLKBIAS von DRANGE_MEAS_i. Ein Wert für DRANGE_VEL_i wird dann berechnet in einem Schritt 806, indem man DRAN- GE_VEH_i durch das Zeitintervall (Δt) dividiert, über das hinweg die Trägerdaten gesammelt wurden.

Fig. 9 stellt das Verfahren des Schrittes 706 des Berech nens einer Fahrzeuggeschwindigkeit entlang der Sichtlinie zum Satelliten SV_i unter Verwendung von IRU-Daten dar. Im Schritt 902 wird die Durchschnittsgeschwindigkeit des Fahrzeugs über das Zeitintervall Dt von der IRU 304 emp fangen. In einem Schritt 904 wird ein mittlerer Sichtli nieneinheitsvektor (LOS_VEC_i) berechnet von dem Fahrzeug zum Satelliten SV_i für das Zeitintervall Dt. Der Sicht linieneinheitsvektor wird berechnet unter Verwendung der Satellitenposition (aus ephemerischen Daten und der GPS- Zeit) und der Fahrzeugposition von dem GPS-Filter 606. Schließlich im Schritt 906 wird die Durchschnittsfahr zeuggeschwindigkeit IRU_VEL_SAT_i entlang der Sichtlinie zum Satelliten SV_i berechnet, indem man die Durch schnittsfahrzeuggeschwindigkeit (IRU_VEL_i) durch den Sichtlinieneinheitsvektor LOS_VEC multipliziert.

Ist einmal der Cycle-Slip detektiert, und wurde das Cy cle-Slip-Fehler-Flag an dem Pseudoabstandsfilter 604 ge schickt, muß der Filter 604 auf das Fehlerflag antworten. Die bevorzugte Antwort ist für den Pseudobereichfilter weniger Gewicht, (d. h. Glaubwürdigkeit) den ADR-Daten zu geben und mehr Gewicht auf die Codepseudobereichsdaten zu geben bei der Berechnung eines verfeinerten Pseudobe reichs. Die präzise Antwort bzw. Response des Filters auf das Fehler-Flag wird jedoch von der Implementierung des Filters 604 abhängen.

Die Art und Weise, in der der Filter 604 die Codepseudo bereichs- und die Trägerdaten verwendet zur Erzeugung ei nes verfeinerten Pseudobereichs ist nicht kritisch für die Erfindung. Ein beliebiges von einer Anzahl von be kannten Verfahren kann verwendet werden. Zum Beispiel "Multipath Sensitivity and Carrier Slip Tolerance of an integrated Doppler DGPS Navigation Algorithm", lehren Sennott et al. unter Verwendung der Trägervorfilter (CFILT) die Offsets zwischen dem Pseudobereich und den ADR-Beobachtungen abzuschätzen. Im wesentlichen ist jeder CFILT ein diskreter linearer Kalman-Filter. Der Empfän gercodepseudobereich Z_psr von dem Empfänger wird durch die Gleichung modeliert:

z_psr = ρ_free(t) + T_c(t) + B_SV + B_tropo + B_iono + m_code(t) + w_code(t)

Der ADR von dem Empfänger wird durch die Gleichung modeliert:

Z_car = ρ_free(t) + T_c(t) + B_SV + B_tropo + a(t) + w_carrier(t)

wobei:
ρ_free = ideale GPS-Freiraumpfadverzögerung,
T_user = Empfänger-GPS-Sytemuhrenoffset,
m_code = Pfadverzögerungsfehler aufgrund von Code einhüllendenvielpfadverzerrung,
w_code = weißes Codeverfolgungsschleifenrauschen,
a(t) = Empfängerträgerschwingungszählerab weichung (Zweideutigkeit),
B_tropo = troposphärische Ausbreitungsfehler,
B_iono = ionosphärische Ausbreitungsfehler, und
B_SV = Summe der SV-ephemerischen- und SV-Uhren abweichungsfehler.

Die Differenz (Z_k) zwischen diesen beiden Observablen, d. h. des Codepseudobereichs und des ADR, wird dann durch die Gleichung dargestellt:

Z_k = Z_psr-Z_car
= 2B_iono-a(t) + m_code(t) + w_code(t) - w_carrier(t)

Die Kalman-Filterzustände sind folgendermaßen definiert:

x₁^pre = 2B_iono (zweifache Ionoabweichung),
x₂^pre = x₁^pre (zweifache Ionoabweichungsrate) ,
x₃^pre = m_code (Codevielpfadfehler) und
x₄^pre = -a_car (Empfängerträgerzähleroffset).

Unter Verwendung dieser Zustandsdefinition wird Z_k:

Z_k = Z_psr - Z_car = x₁^pre + x₃^pre + x₄^pre + w_code - w_car

An dem Ausgang des CFILT können die ersten und vierten Zustände verwendet werden, um einen verfeinerten Pseudo bereich zu bilden:

Z_fine = Z_car + x₁^pre + x₄^pre

was dann den präzisen Pseudobereich ergibt:

Z_fine = ρ_free + T_user + w_fine + B_SV + B_tropo + B_iono

Für eine detailliertere Diskussion auf den Abtastungsbe trieb des Pseudobereichsvorfilters siehe Sennott et al.

In dem CFILT-Kalman-Filter ist das Beobachtungsmodell Z_k = H_kX_k + V_k und des Zustandsmodell ist X_k = Φ_k-1X_k-1 + W_k-1, wobei:

Z_k der observable Paramater (Codepseudobereich oder ADR),
H_k die Matrix, die Z_k und X_k mit dem Rauschen verbindet,
X_k ist der Pseudobereichszustandsvektor für die Zeit (k),
V_k ist ein Modell des Rauschens;
Φ_k-1 ist die Projektionsmatrix für die Zeit k-1,
X_k-1 ist der Pseudobereichszustandsvektor für die Zeit (k-1), und
W_k-1 ist ein Modell des Rauschens für eine Zeitabtastung (k-1).

Wenn ein Cycle-Slip von dem Detektor 602 detektiert wird, wird ein Fehler-Flag an den CFILT 604 gesendet. Das Feh ler-Flag (Fehleranzeige bzw. -merker) zeigt dem CFILT 604 an, daß die ADR-Daten nicht länger gültig sind. Abhängig davon, wie der CFILT 604 implementiert wurde, kann er in einer Anzahl von Arten reagieren. Zum Beispiel, falls der CFILT im Einklang mit den Lehren von Sennott et al., wie oben beschrieben wurde, implementiert ist, kann dann die Φ-Matrix eingestellt werden, zum "Aufmachen" des Kalman- Filters. Mit "Aufmachen" ist gemeint, den Filter zu er lauben, schneller eine Response zu geben auf sich verän dernde Observable. Dies wird dem Filter erlauben, schnell den Cycle-Slip zu korrigieren.

Das Öffnen des Filters wird ebenfalls seinen Tiefpaßfil tereffekt reduzieren, so daß die Pseudobereichslösung zu sätzliches Rauschen enthalten wird. Jedoch ist dies ist eine akzeptable Konsequenz. Die Pseudobereichsfehler, die durch das zusätzliche Rauschen verursacht wurden, werden viel kleiner sein als die Fehler, die durch den Cycle- Slip verursacht werden.

Während die Erfindung besonders aufgezeigt und beschrie ben wurde unter Bezugnahme auf einige bevorzugte Ausfüh rungsbeispiele davon, wird von einem Fachmann verstanden werden, daß verschiedene Abänderungen in Form und Detail durchgeführt werden können, ohne von dem Geist und dem Geltungsbereich der Erfindung, wie er in den angefügten Patentansprüchen definiert wird, abzuweichen.

Die Erfindung kann folgendermaßen zusammengefaßt werden:
Ein Verfahren und Vorrichtung zur Detektion von Trägersi gnal-Cycle-Slip-Fehlern (Trägersignalzyklusaussetzer fehler), die an einem Empfänger in einem satelliten geschützten Navigationssystem, wie zum Beispiel dem NAVSTAR GPS, auftreten, sind offenbart. Die Vorrichtung schließt folgendes ein: Trägermittel zum Berechnen einer ersten Geschwindigkeit des Empfängers entlang einem Vektor zwischen dem Empfänger und einem Satelliten, Trägheitsmittel zum Messen einer zweiten Geschwindigkeit des Empfängers auf der Grundlage der Bewegung des Empfängers, Vergleichsmittel zum Vergleichen der ersten Geschwindigkeit mit einer Komponente der zweiten Geschwindigkeit entlang dem Vektor, und Flagmittel zum Erzeugen eines Cycle-Slip-Fehlerflags, wenn eine Diffe renz zwischen der ersten Geschwindigkeit und der Kompo nente der zweiten Geschwindigkeit entlang des Vektors ei nen vorherbestimmten Wert überschreitet. Das Verfahren schließt folgende Schritte ein: Empfangen eines Navigati onssignals von einem Satelliten, Zählen der Zyklen der Trägerwelle des Navigationssignals über eine Zeit Δt, Be rechnen einer ersten Geschwindigkeit des Empfängers ent lang einem Vektor zwischen dem Empfänger und dem Satelli ten aus einer Zeit Δt und dem Schwingungszählerstand, Empfangen einer zweiten Geschwindigkeit des Empfängers von einer Trägheitsreferenzeinheit, die mit dem Empfänger assoziiert ist, Berechnen einer Komponente der zweiten Geschwindigkeit entlang dem Vektor, Berechnen einer Dif ferenz zwischen den ersten und zweiten Geschwindigkeiten, Vergleichen der Differenz mit einem vorbestimmten Wert, und Anzeigen eines Cycle-Slip-Fehlers, falls die Diffe renz den vorbestimmten Wert überschreitet.

Bezugszeichenliste

Fig. 3
302 GPS Verarbeitungssystem
304 Trägheitsreferenzeinheit (IRU)
306 Navigationssystem

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

Fig. 6
304 IRU
406 GPS Empfänger
602 "Cycle Slip" Detektor

Fig. 7
702 Ist ein aktueller Delta-Bereich verfügbar?
704 Berechne eine Fahrzeuggeschwindigkeit (DRANGE_VEL_i) entlang der Sichtlinie zum SV_i unter Verwendung der ADR Daten
706 Berechne eine Fahrzeuggeschwindigkeit (IRU_VEL_i) entlang der Sichtlinie zum SV_i von der IRU 304
708 Setze VEL_DIFF_i = IRU_VEL_i - DRANGE_VEL_i
710 Ist |VEL_DIFF_i| < MAX_ERROR?
712 Signalisiere CFILT, daß ein "Cycle Slip" aufgetreten ist für den Satelliten i
714 Ende

Fig. 8
802 Für das Fahrzeug und den Satelliten SV_i, berechne DRANGE_SAT_i; DRANGE_CLKBIAS und DRANGE_MEAS_i
804 Berechne den Deltabereich zwischen dem Fahrzeug und dem Satelliten SV_i folgendermaßen: DRANGE_VEH_i =
DRANGE_MEAS_i - DRANGE_SAT_i - DRANGE_CLKBIAS
806 Berechne die Geschwindigkeit des Fahrzeugs entlang der Sichtlinie zum Satelliten SV_i folgendermaßen:
DRANGE_VEL_i = DRANGE_VEH_i/Δt

Fig. 9
902 Erhalte die mittlere Fahrzeuggeschwindigkeit (IRU_VEL) über die Zeit Δt von der IRU 304
904 Berechne den mittleren Sichtlinieneinheitsvektor (LOS_VEC_i) vom Fahrzeug zum Satelliten SV_i über die Zeit Δt
906 Bestimme die Fahrzeuggeschwindigkeit entlang der Sichtlinie zum Satelliten SV_i wie folgt:
IRU_VEL_SAT_i = LOS_VEC × IRU VEL.

Claims

1. Verfahren zur Detektion von Trägersignal-Cycle-Slip- (Zyklusaussetzer) Fehlern in einem Positionsbestim mungssystem, das Navigationssignale an einem Empfän ger von einer Vielzahl von Satelliten empfängt, wo bei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist:

(a) Empfangen an dem Empfänger, eines Navigationssi gnals von einem Satelliten, wobei das Navigationssi gnal eine kontinuierliche Trägerwelle einschließt;
(b) Zählen der Schwingungen der Trägerwelle über ei ne Zeit Δt;
(c) Berechnen aus der Zeit Δt und der Schwingungs zählerstand, einer ersten Geschwindigkeit des Emp fängers entlang einem Vektor zwischen dem Empfänger und dem Satelliten;
(d) Empfangen einer zweiten Geschwindigkeit des Emp fängers von einer Trägheitsreferenzeinheit, die mit dem Empfänger assoziiert ist;
(e) Berechnen einer Komponente der zweiten Geschwin digkeit entlang des Vektors;
(f) Berechnen einer Differenz zwischen den ersten und zweiten Geschwindigkeiten;
(g) Vergleichen der Differenz mit einem vorherbe stimmten Wert; und
(h) Anzeigen eines Cycle-Slip-Fehlers, falls die Differenz den vorbestimmten Wert überschreitet.

2. Verfahren zum Berechnen der Position eines Empfängers auf oder in der Nähe der Erdoberfläche unter Verwen dung eines satellitengestützten Navigationssystems, das eine Vielzahl von Satelliten besitzt, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist:

(a) Empfangen an dem Fahrzeug, eines kontinuierli chen Navigationssignals von jedem aus der Vielzahl der Satelliten über eine Zeitperiode Δt zwischen der Zeit t₁ und der Zeit t₂, wobei jedes Navigationssi gnal eine kontinuierliche Trägerwelle besitzt;
(b) Zählen der Schwingungen bzw. der Zyklen von je der kontinuierlichen Trägerwelle über die Zeit Δt für jedes Navigationssignal;
(c) Überwachen jedes Schwingungszählerstands im Hin blick auf einen Cycle-Slip-Fehler;
(d) Berechnen einer Satellitenposition für jeden aus der Vielzahl der Satelliten einer Zeit t₂ auf der Grundlage der ephemerischen Daten, die von jedem Na vigationssignal geliefert werden;
(e) Berechnen eines Codepseudobereichs für jeden aus der Vielzahl der Satelliten zu einer Zeit t₂ auf der Grundlage der Navigationssignale;
(f) für jeden Satelliten, für den ein Cycle-Slip im Schritt (c) nicht detektiert wurde, Berechnen eines verfeinerten Pseudobereichs aus dem Codepseudobe reich und dem Schwingungszählerstand;
(g) für jeden Satelliten, für den ein Cycle-Slip im Schritt (c) detektiert wurde, Berechnen eines ver feinerten Pseudobereichs aus dem Codepseudobereich; und
(h) Berechnen der Position des Empfängers aus den Satellitenpositionen und den verfeinerten Pseudobe reichen.

3. Verfahren nach Anspruch 2, wobei der Schritt (c) des Überwachens für jeden Satelliten, folgende Schritte aufweist:
Berechnen, aus der Zeit Dt und dem Schwingungszäh lerstands, einer ersten Geschwindigkeit des Empfän gers entlang einem Vektor zwischen dem Empfänger und dem Satelliten;
Berechnen einer zweiten Geschwindigkeit des Empfän gers entlang dem Vektor auf der Grundlage von Daten von einer Trägheitsreferenzeinheit, die mit dem Emp fänger assoziiert ist;
Berechnen einer Differenz zwischen den ersten und zweiten Geschwindigkeiten; und
Bestimmen, ob die Differenz einen vorherbestimmten Wert überschreitet, und falls dies der Fall ist, An zeigen, daß ein Cycle-Slip für den Satelliten aufge treten ist.

4. Vorrichtung zur Detektion von Trägerwellen-Cycle-Slip (Zyklusaussetzer)-Fehler in einem Positionsbe stimmungssystem, das Navigationssignale an einem Empfänger von einer Vielzahl von Navigationssatelli ten empfängt, und das die Zyklen der Trägerwelle für jedes Navigationssignal zählt, wobei die Vorrichtung folgendes aufweist:
Trägermittel zum Berechnen einer ersten Geschwindig keit des Empfängers entlang einem Vektor zwischen dem Empfänger und dem Satelliten für jeden Satelli ten auf der Grundlage von Zyklus- bzw. Schwingungs zählerstanddaten;
Trägheitsmittel zum Messen einer zweiten Geschwin digkeit des Empfängers auf der Grundlage der Bewe gung des Empfängers;
Vergleichermittel zum Vergleichen der ersten Ge schwindigkeit mit einer Komponente der zweiten Ge schwindigkeit entlang des Vektors; und
Anzeige- bzw. Flagmittel zum Erzeugen eines Cycle- Slip-Fehler-Flags, wenn eine Differenz zwischen der ersten Geschwindigkeit und der Komponente der zwei ten Geschwindigkeit entlang des Vektors einen vor herbestimmten Wert überschreitet.

5. Vorrichtung zum Berechnen einer geschätzten Position relativ zu der Erdoberfläche auf der Grundlage von Navigationssignalen, die von einem satellitenge stützten Navigationssystem empfangen werden, wobei die Vorrichtung folgendes aufweist:
einen Empfänger, der konfiguriert wurde, ein Naviga tionssignal von jedem aus einer Vielzahl von Satel liten zu empfangen, eigen Codepseudobereich für je den Satelliten zu berechnen, eine Position für jeden Satelliten zu berechnen, und Zyklen einer Trägerwel le von jedem Navigationssignal zu zählen;
Trägermittel zum Empfangen der Schwingungen der Trä gerwelle von dem Empfänger und zum Berechnen für je den Satelliten einer ersten Geschwindigkeit des Emp fängers entlang einem Vektor zwischen dem Empfänger und jedem Satelliten;
Trägheitsmittel zum Messen einer zweiten Geschwin digkeit des Empfängers auf der Grundlage der Bewe gung des Empfängers;
Flagmittel zum Vergleichen der ersten Geschwindig keit mit einer Komponente der zweiten Geschwindig keit entlang des Vektors und zum Erzeugen eines Cy cle-Slip-Fehler-Flags, wenn eine Differenz zwischen der ersten Geschwindigkeit und der Komponente der zweiten Geschwindigkeit entlang dem Vektor einen vorherbestimmten Wert überschreitet;
Pseudobereichsfiltermittel zum Empfangen der Codep seudobereiche, der Schwingungszählerstände und der Cycle-Slip-Fehler-Flags und zum Berechnen eines ver feinerten Pseudobereichs für jeden Satelliten; und Filtermittel zum Empfangen der Satellitenposition und der verfeinerten Pseudobereiche und zum Berech nen einer Position des Empfängers daraus.