JP2000241192A - 宇宙飛行用ｇｐｓナビゲーションシステム及びその操作方法 - Google Patents
宇宙飛行用ｇｐｓナビゲーションシステム及びその操作方法Info
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- JP2000241192A JP2000241192A JP2000042573A JP2000042573A JP2000241192A JP 2000241192 A JP2000241192 A JP 2000241192A JP 2000042573 A JP2000042573 A JP 2000042573A JP 2000042573 A JP2000042573 A JP 2000042573A JP 2000241192 A JP2000241192 A JP 2000241192A
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- G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
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- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
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- Physics & Mathematics (AREA)
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- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 極力多くの機能及び資源を既に人工衛星の機
内にある装置と分かち合う、放射性に関する通常の要求
を満たす，ＬＥＯ又はＧＥＯ人工衛星の機内に搭載す
る、ＧＰＳナビゲーションシステムを提供すること。 【解決手段】 宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステ
ムは信号回線（１１）を介してフロントエンド（３）に
接続されたアンテナを備える。フロントエンド（３）は
デバイス（５）によって制御される。更に前記システム
はナビゲーションの解に必要な生データの生成用の信号
処理装置（７）を備える。この信号処理装置（７）はデ
ータバス（２５）を介してボードコンピュータ（９）と
直接にデータ交換する。
内にある装置と分かち合う、放射性に関する通常の要求
を満たす，ＬＥＯ又はＧＥＯ人工衛星の機内に搭載す
る、ＧＰＳナビゲーションシステムを提供すること。 【解決手段】 宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステ
ムは信号回線（１１）を介してフロントエンド（３）に
接続されたアンテナを備える。フロントエンド（３）は
デバイス（５）によって制御される。更に前記システム
はナビゲーションの解に必要な生データの生成用の信号
処理装置（７）を備える。この信号処理装置（７）はデ
ータバス（２５）を介してボードコンピュータ（９）と
直接にデータ交換する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙飛行用集積Ｇ
ＰＳ（グローバル・ポジショニング・システム）- ナビ
ゲーションシステム(GPS(Global Positioning System)-
Navigation-system) に関する。
ＰＳ（グローバル・ポジショニング・システム）- ナビ
ゲーションシステム(GPS(Global Positioning System)-
Navigation-system) に関する。
【０００２】
【従来の技術】人工衛星からのナビゲーションデータ
の、航空機内における自立的決定のために、特に位置、
速度及びＧＰＳ時間の測定のために、地球のまわりの軌
道において、ＧＰＳナビゲーションシステム又はＧＰＳ
レシーバが利用される。ＧＰＳ人工衛星の位置に対す
る、ＧＰＳレシーバを備える人工衛星が位置する位置
（軌道高度約２０，０００km）によって、次の相互的関
係、即ち一方のＧＰＳ人工衛星の位置よりも下に位置す
る人工衛星の軌道（低地球軌道、ＬＥＯ）及び他方のＧ
ＰＳ人工衛星の位置よりも上に、通常地球静止軌道（Ｇ
ＥＯ、約３６，０００km）上に位置する人工衛星の軌道
が測定に考慮されなければならない。
の、航空機内における自立的決定のために、特に位置、
速度及びＧＰＳ時間の測定のために、地球のまわりの軌
道において、ＧＰＳナビゲーションシステム又はＧＰＳ
レシーバが利用される。ＧＰＳ人工衛星の位置に対す
る、ＧＰＳレシーバを備える人工衛星が位置する位置
（軌道高度約２０，０００km）によって、次の相互的関
係、即ち一方のＧＰＳ人工衛星の位置よりも下に位置す
る人工衛星の軌道（低地球軌道、ＬＥＯ）及び他方のＧ
ＰＳ人工衛星の位置よりも上に、通常地球静止軌道（Ｇ
ＥＯ、約３６，０００km）上に位置する人工衛星の軌道
が測定に考慮されなければならない。
【０００３】ＬＥＯ人工衛星の場合、ＧＰＳによる通常
の測位方法によって航行される。それ故、４つの異なる
ＧＰＳ人工衛星からＧＰＳレシーバへの少なくとも４つ
の信号走行時間(Signallaufzeiten)が平行チャネルで測
定され、処理され、次いで位置（３つの未知数）と、ク
ロックバイアス、即ち時間基準値との差（１つの未知の
値）が算出される。低い軌道上の幾何学的条件に基づ
き、通常（非常に高い確率で）常に４つ以上のＧＰＳ人
工衛星を見ることができる。位置の解の精度は、見るこ
とができるＧＰＳ人工衛星の幾何学的分布に依存する。
この精度の測度は４つ以上の人工衛星に対してのみ決定
される「精度低下率」("Dilution of Precision") 値
（ＤＯＰ）で表される。この測度数は、通常、ナビゲー
ション計画で、即ち測位のために使用されるＧＰＳ人工
衛星の決定のために使用されるもので、生のデータの測
定誤差による基づく誤差増加率(Fehlerverstaerkung)に
ついての測度である。
の測位方法によって航行される。それ故、４つの異なる
ＧＰＳ人工衛星からＧＰＳレシーバへの少なくとも４つ
の信号走行時間(Signallaufzeiten)が平行チャネルで測
定され、処理され、次いで位置（３つの未知数）と、ク
ロックバイアス、即ち時間基準値との差（１つの未知の
値）が算出される。低い軌道上の幾何学的条件に基づ
き、通常（非常に高い確率で）常に４つ以上のＧＰＳ人
工衛星を見ることができる。位置の解の精度は、見るこ
とができるＧＰＳ人工衛星の幾何学的分布に依存する。
この精度の測度は４つ以上の人工衛星に対してのみ決定
される「精度低下率」("Dilution of Precision") 値
（ＤＯＰ）で表される。この測度数は、通常、ナビゲー
ション計画で、即ち測位のために使用されるＧＰＳ人工
衛星の決定のために使用されるもので、生のデータの測
定誤差による基づく誤差増加率(Fehlerverstaerkung)に
ついての測度である。
【０００４】または、ＬＥＯ人工衛星の場合、測位のた
めに逐次推定法（フィルター法、例えばカルマンフィル
ター(Kalman-Filter) ）も使用される。その場合、時間
的に連続する複数の測定値が軌道運動(Bahnbewegung)及
び機内時計( Borduhr)についての動的モデルによって互
いに結び付けられ、その結果ＬＥＯ人工衛星の場合、前
記推定方法によって明らかに改良された評価結果が得ら
れる。逐次推定法によりＬＥＯを利用する場合、通常４
つ以上の平行なチャネルを備える通常のＧＰＳレシーバ
が同様に使用され、その結果この推定法においても、Ｄ
ＯＰ測度が、ナビゲーションの解を評価するために、即
ち、特に測定情報が幾何学的に独立していることを監視
するために用いられる。
めに逐次推定法（フィルター法、例えばカルマンフィル
ター(Kalman-Filter) ）も使用される。その場合、時間
的に連続する複数の測定値が軌道運動(Bahnbewegung)及
び機内時計( Borduhr)についての動的モデルによって互
いに結び付けられ、その結果ＬＥＯ人工衛星の場合、前
記推定方法によって明らかに改良された評価結果が得ら
れる。逐次推定法によりＬＥＯを利用する場合、通常４
つ以上の平行なチャネルを備える通常のＧＰＳレシーバ
が同様に使用され、その結果この推定法においても、Ｄ
ＯＰ測度が、ナビゲーションの解を評価するために、即
ち、特に測定情報が幾何学的に独立していることを監視
するために用いられる。
【０００５】ＧＥＯ人工衛星の場合、地球静止軌道にお
けるＧＰＳの利用は今日まで実現されていない。ＧＥＯ
人工衛星の場合、４つの人工衛星から同時にデータが受
信されることは断じて（殆ど）なく、逐次推定法の利
用、即ち時間的に連続する測定値が必要である。だがし
かし、ＧＥＯ軌道の視点から見てＧＰＳ人工衛星の幾何
学的分布が悪いと、推定結果が機内時計のモデル形成の
不確かさに大きく左右されることになる。刊行物、エス
・エイブリン(S. Averin) 、ヴィ・ヴィノグラドフ(V.
Vinogradov) 、エヌ・イヴァノフ(N. Ivanov) 、ヴィ・
ザリシェフ(V. Salischev)著、「限界の状態におけるＧ
ＬＯＮＡＳＳシステムとＧＰＳシステムの複合使用に関
して"On Combined Application of GLONASS and GPS Sy
stems in Conditions of Limited"」（「ナビゲーショ
ン人工衛星の観察可能性 "Observability of Navigati
on Satellites"」、ＩＯＮ ＧＰＳ ９６，２８７頁以
下）に前記した困難性を解消できる可能性として、即ち
走行時間測定値を利用する代わりに走行時間測定値の差
を測定量として利用することが記載されている。これに
よって、クロック・バイアス、即ち機内時計の時間差値
が除去され、推定フィルターについての動的モデルは、
比較的高い精度を有する既知の軌道動力学からなるだけ
となり、比較的不確定な時計モデルを含まないこととな
る。
けるＧＰＳの利用は今日まで実現されていない。ＧＥＯ
人工衛星の場合、４つの人工衛星から同時にデータが受
信されることは断じて（殆ど）なく、逐次推定法の利
用、即ち時間的に連続する測定値が必要である。だがし
かし、ＧＥＯ軌道の視点から見てＧＰＳ人工衛星の幾何
学的分布が悪いと、推定結果が機内時計のモデル形成の
不確かさに大きく左右されることになる。刊行物、エス
・エイブリン(S. Averin) 、ヴィ・ヴィノグラドフ(V.
Vinogradov) 、エヌ・イヴァノフ(N. Ivanov) 、ヴィ・
ザリシェフ(V. Salischev)著、「限界の状態におけるＧ
ＬＯＮＡＳＳシステムとＧＰＳシステムの複合使用に関
して"On Combined Application of GLONASS and GPS Sy
stems in Conditions of Limited"」（「ナビゲーショ
ン人工衛星の観察可能性 "Observability of Navigati
on Satellites"」、ＩＯＮ ＧＰＳ ９６，２８７頁以
下）に前記した困難性を解消できる可能性として、即ち
走行時間測定値を利用する代わりに走行時間測定値の差
を測定量として利用することが記載されている。これに
よって、クロック・バイアス、即ち機内時計の時間差値
が除去され、推定フィルターについての動的モデルは、
比較的高い精度を有する既知の軌道動力学からなるだけ
となり、比較的不確定な時計モデルを含まないこととな
る。
【０００６】普通のＧＰＳ受信機のハードウェアの構造
は、通常は次の４つの構成要素、アンテナ、ＨＦ（高周
波）フロントエンド（前置増幅器、ダウンコンバータ(A
bwaerts- mischer)、ＡＤ変換器）、特に搬送波位相及
びコード位相を測定するための相関器を含み、特定のデ
ィジタル電子モジュール（ASIC)によって実現されるデ
ィジタル信号プロセッサ、及びナビゲーション処理装置
（周波数ロックループ、位相ロックループ、遅延ロック
ループ、ナビゲーションデータのデコーディング、ナビ
ゲーション計画及び測位用の調整ループ(Regelschleife
n))からなる。
は、通常は次の４つの構成要素、アンテナ、ＨＦ（高周
波）フロントエンド（前置増幅器、ダウンコンバータ(A
bwaerts- mischer)、ＡＤ変換器）、特に搬送波位相及
びコード位相を測定するための相関器を含み、特定のデ
ィジタル電子モジュール（ASIC)によって実現されるデ
ィジタル信号プロセッサ、及びナビゲーション処理装置
（周波数ロックループ、位相ロックループ、遅延ロック
ループ、ナビゲーションデータのデコーディング、ナビ
ゲーション計画及び測位用の調整ループ(Regelschleife
n))からなる。
【０００７】既知の処理又は装置が、商業的に入手可能
な、自立的装置の形態のＧＰＳナビゲーションシステム
で実行され又は同システムに備えられる。これらの装置
は、宇宙飛行用途に関して、資源が人工衛星の機上のコ
ンピュータのその他の（ソフトウェアの）用途と共有で
きないという欠点を有する。それ故、ＬＥＯ人工衛星に
設けられたシステムに付加して、特に誤り制御及び誤り
デバッグのために(zurFehlerueberwachung sowie -beha
nd- lung)ソフトウェアモジュールと共に、個別のコン
ピュータ（ＣＰＵ）、プログラム及びデータ記憶装置、
機内時計、動力供給部が、上記ＬＥＯの処理又はＬＥＯ
の装置に対して備えられなければならない。これによっ
て、全システムの重量、パフォーマンス、複雑さ及び費
用が増加する。更に、逐次データ処理（フィルタリン
グ）によって位置を推定するとき、人工衛星のボードコ
ンピュータにあり、且つ位置の推定結果を改善するであ
ろう情報へのアクセスがないか、もしくは僅かに制限さ
れたアクセスがあるにすぎない。この情報は、例えば機
内に位置する電源部（動力部）の推力によって生ぜしめ
られる、人工衛星に働く妨害力、又は太陽光放射圧力を
示す人工衛星の固有のデータに関する。これらのデータ
へのアクセスは、人工衛星の動作中に前記データが実存
している場合（例えば人工衛星の質量）、特に重要であ
る。
な、自立的装置の形態のＧＰＳナビゲーションシステム
で実行され又は同システムに備えられる。これらの装置
は、宇宙飛行用途に関して、資源が人工衛星の機上のコ
ンピュータのその他の（ソフトウェアの）用途と共有で
きないという欠点を有する。それ故、ＬＥＯ人工衛星に
設けられたシステムに付加して、特に誤り制御及び誤り
デバッグのために(zurFehlerueberwachung sowie -beha
nd- lung)ソフトウェアモジュールと共に、個別のコン
ピュータ（ＣＰＵ）、プログラム及びデータ記憶装置、
機内時計、動力供給部が、上記ＬＥＯの処理又はＬＥＯ
の装置に対して備えられなければならない。これによっ
て、全システムの重量、パフォーマンス、複雑さ及び費
用が増加する。更に、逐次データ処理（フィルタリン
グ）によって位置を推定するとき、人工衛星のボードコ
ンピュータにあり、且つ位置の推定結果を改善するであ
ろう情報へのアクセスがないか、もしくは僅かに制限さ
れたアクセスがあるにすぎない。この情報は、例えば機
内に位置する電源部（動力部）の推力によって生ぜしめ
られる、人工衛星に働く妨害力、又は太陽光放射圧力を
示す人工衛星の固有のデータに関する。これらのデータ
へのアクセスは、人工衛星の動作中に前記データが実存
している場合（例えば人工衛星の質量）、特に重要であ
る。
【０００８】その他の既知の装置の欠点は、ＧＰＳ受信
機の信号処理（相関）の相当部分が電子ハードウェアに
よって実現されていることである。宇宙飛行の用途に使
用されているような耐放射性電子部品は、非常に高価で
あり、ＧＰＳ受信機の費用を高め、又は前記耐放射性電
子部品は全く商業的に自由に入手できないか又は特別に
製造しなければならない。
機の信号処理（相関）の相当部分が電子ハードウェアに
よって実現されていることである。宇宙飛行の用途に使
用されているような耐放射性電子部品は、非常に高価で
あり、ＧＰＳ受信機の費用を高め、又は前記耐放射性電
子部品は全く商業的に自由に入手できないか又は特別に
製造しなければならない。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、極力
多くの機能及び資源を人工衛星の機上に既にある装置と
分かち合い、耐放射性に関する通常の要求を満たす，Ｌ
ＥＯ又はＧＥＯ人工衛星の機上に搭載される、ＧＰＳナ
ビゲーションシステムを提供することである。その場合
において、このナビゲーションシステムは時間の測定、
即ちＧＰＳシステム時間の測定をも含むものでなければ
ならない。
多くの機能及び資源を人工衛星の機上に既にある装置と
分かち合い、耐放射性に関する通常の要求を満たす，Ｌ
ＥＯ又はＧＥＯ人工衛星の機上に搭載される、ＧＰＳナ
ビゲーションシステムを提供することである。その場合
において、このナビゲーションシステムは時間の測定、
即ちＧＰＳシステム時間の測定をも含むものでなければ
ならない。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記の課題は、本発明に
よって、『下記の構成要素：信号回線（１１）を介して
フロントエンド（３）に接続された、ＧＰＳ信号の受信
用に開発されたアンテナと、受信したＧＰＳ信号を前処
理するディジタル信号用の、前記フロントエンド（３）
に接続されたデバイス（５）と、ＧＰＳ信号を復号し位
置を決定するための、前記デバイス（５）に接続された
信号処理装置（７）とを有する宇宙飛行用ナビゲーショ
ンシステムであって、前記デバイス（５）は、双方向性
データ交換のために、データバス（２０）を介して前記
信号処理装置（７）に接続されており、前記信号処理装
置（７）は、双方向性データ交換のために、データバス
（２５）を介してボードコンピュータ（９）に接続され
ていることを特徴とする宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーショ
ンシステム。』によって解決される。
よって、『下記の構成要素：信号回線（１１）を介して
フロントエンド（３）に接続された、ＧＰＳ信号の受信
用に開発されたアンテナと、受信したＧＰＳ信号を前処
理するディジタル信号用の、前記フロントエンド（３）
に接続されたデバイス（５）と、ＧＰＳ信号を復号し位
置を決定するための、前記デバイス（５）に接続された
信号処理装置（７）とを有する宇宙飛行用ナビゲーショ
ンシステムであって、前記デバイス（５）は、双方向性
データ交換のために、データバス（２０）を介して前記
信号処理装置（７）に接続されており、前記信号処理装
置（７）は、双方向性データ交換のために、データバス
（２５）を介してボードコンピュータ（９）に接続され
ていることを特徴とする宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーショ
ンシステム。』によって解決される。
【００１１】本発明の利点は、信号処理の大部分、特に
ＧＰＳコードと搬送波信号の相関がソフトウェアによっ
て実現されることである。そのため、高価な耐放射性特
殊電子部品（ASICs-使用特定集積回路）の使用が避けら
れる。
ＧＰＳコードと搬送波信号の相関がソフトウェアによっ
て実現されることである。そのため、高価な耐放射性特
殊電子部品（ASICs-使用特定集積回路）の使用が避けら
れる。
【００１２】極力小さなコンピュータパフォーマンスを
必要とするために、本発明によって、平行処理チャネル
の数が、極力小さく維持されなければならず、その場合
において好ましくは４つより小さいチャネル（例えば１
つ又は２つのチャネル）が使用される。しかし、これ
は、ＧＰＳ軌道高さ（約２０，０００km）より下の軌道
においてさえもＧＰＳ人工衛星の可視度が（人工的に）
減じられること、即ち制限された数の人工衛星の測定デ
ータが使用されることを意味する。そのとき、測位は直
接に可能ではなく、逐次推定法（フィルタ法）によって
のみ可能であるにすぎない。しかし、これは、フィルタ
法が、軌道モデル並びに妨害力モデル、例えばジェット
アクティビティ(Duesenaktivitaeten)に主として依存す
るものであるので、制限を意味するものではない。軌道
モデル並びに妨害力モデルは非常に良く知られており、
軌道及び姿勢制御システムのボードコンピュータにソフ
トウェアプログラムとしてもともと主に設けられるもの
だからである。更に本発明により、ＧＰＳ（疑似距離）
信号の走行時間を測定するために、ＧＰＳ信号は、全て
の又は殆どの（幾何学的に）可視のＧＰＳ人工衛星の間
で規則的に切替えられ、幾何学的に独立の測定データが
得られる。
必要とするために、本発明によって、平行処理チャネル
の数が、極力小さく維持されなければならず、その場合
において好ましくは４つより小さいチャネル（例えば１
つ又は２つのチャネル）が使用される。しかし、これ
は、ＧＰＳ軌道高さ（約２０，０００km）より下の軌道
においてさえもＧＰＳ人工衛星の可視度が（人工的に）
減じられること、即ち制限された数の人工衛星の測定デ
ータが使用されることを意味する。そのとき、測位は直
接に可能ではなく、逐次推定法（フィルタ法）によって
のみ可能であるにすぎない。しかし、これは、フィルタ
法が、軌道モデル並びに妨害力モデル、例えばジェット
アクティビティ(Duesenaktivitaeten)に主として依存す
るものであるので、制限を意味するものではない。軌道
モデル並びに妨害力モデルは非常に良く知られており、
軌道及び姿勢制御システムのボードコンピュータにソフ
トウェアプログラムとしてもともと主に設けられるもの
だからである。更に本発明により、ＧＰＳ（疑似距離）
信号の走行時間を測定するために、ＧＰＳ信号は、全て
の又は殆どの（幾何学的に）可視のＧＰＳ人工衛星の間
で規則的に切替えられ、幾何学的に独立の測定データが
得られる。
【００１３】その他の本発明による位置測定を改善する
ための構成は、ボードコンピュータの最新の情報、例え
ば動力部によって生ぜしめられる外部推力の情報にアク
セスできることである。これは、本発明により、機内人
工衛星のコンピュータ内にＧＰＳ受信機が集積されてい
ることにより、即ち動力部のジェット作動時間、推進方
向及び校正パラメータ等がいずれにしても人工衛星のボ
ードコンピュータにもともと存在することによって可能
になる。
ための構成は、ボードコンピュータの最新の情報、例え
ば動力部によって生ぜしめられる外部推力の情報にアク
セスできることである。これは、本発明により、機内人
工衛星のコンピュータ内にＧＰＳ受信機が集積されてい
ることにより、即ち動力部のジェット作動時間、推進方
向及び校正パラメータ等がいずれにしても人工衛星のボ
ードコンピュータにもともと存在することによって可能
になる。
【００１４】測量幾何学、即ち測位のために使用される
ＧＰＳ人工衛星の分布の質を突き止め、監視するのに、
従来のＤＯＰファクタは、それが少なくとも４つの同時
に見ることができるＧＰＳ受信機に対して定義されるに
過ぎないので、もはや使用することができない。しか
し、本発明により、ＤＯＰ測度は、ＧＰＳ人工衛星の幾
何学的分布のみならず、人工衛星の時間上の分布及び受
信機の公称運動を考慮して修正したＤＯＰ測定値と置き
替えられる。
ＧＰＳ人工衛星の分布の質を突き止め、監視するのに、
従来のＤＯＰファクタは、それが少なくとも４つの同時
に見ることができるＧＰＳ受信機に対して定義されるに
過ぎないので、もはや使用することができない。しか
し、本発明により、ＤＯＰ測度は、ＧＰＳ人工衛星の幾
何学的分布のみならず、人工衛星の時間上の分布及び受
信機の公称運動を考慮して修正したＤＯＰ測定値と置き
替えられる。
【００１５】
【発明の実施の形態】次に本発明について添付の図面を
用いて説明する。図面において図１は、本発明によるナ
ビゲーションシステムの機能を示す図である。図２は、
図１のナビゲーションシステムのＦＰＧＡの機能を示す
図である。
用いて説明する。図面において図１は、本発明によるナ
ビゲーションシステムの機能を示す図である。図２は、
図１のナビゲーションシステムのＦＰＧＡの機能を示す
図である。
【００１６】図示のＧＰＳナビゲーションシステム１
は、主として４つの構成要素：アンテナ（図示せず）、
前置増幅器、ダウンコンバータ、及びＡ／Ｄコンバータ
を備えるＨＦ（高周波）フロントエンド３、信号前処理
用ＦＰＧＡ５並びに信号処理装置７を含み、且つボード
コンピュータ９が通常のように人工衛星に設けられてい
る。
は、主として４つの構成要素：アンテナ（図示せず）、
前置増幅器、ダウンコンバータ、及びＡ／Ｄコンバータ
を備えるＨＦ（高周波）フロントエンド３、信号前処理
用ＦＰＧＡ５並びに信号処理装置７を含み、且つボード
コンピュータ９が通常のように人工衛星に設けられてい
る。
【００１７】本発明において、アンテナ及びＨＦフロン
トエンド３は主として従来の技術によって形成されてい
る。しかしながら、ＦＰＧＡ５、信号処理装置７及びボ
ードコンピュータ９は、特に機能的観点からすると従来
の技術から明瞭に異なる。
トエンド３は主として従来の技術によって形成されてい
る。しかしながら、ＦＰＧＡ５、信号処理装置７及びボ
ードコンピュータ９は、特に機能的観点からすると従来
の技術から明瞭に異なる。
【００１８】アンテナ（図示せず）から、ＨＦフロント
エンド３が、適当なデータ回線を介して入力信号１１を
受け取る。更にＨＦフロントエンド３は、ＦＰＧＡ５と
同期するように、好ましくは１０ MHzの基準信号１２を
受け取る。それから、ＨＦフロントエンド３は、好まし
くは４０ MHzのクロック周波数を有するマスタ信号１３
を取り出し、このマスタ信号は適当な信号線を介してク
ロック回路１５（クロックシンセサイザー）に送られ
る。クロック回路１５は、適当な回線１６、１７を介し
て、適当な走査タイム信号１８をフロントエンド３及び
ＦＰＧＡ５に送る。更にクロック回路１５は、適当な入
力信号回線を介してシンセサイザー制御信号１９を受け
取る。このシンセサイザー制御信号１９に基づいて、ク
ロック回路１５は、（ここで説明しない）内部機能に基
づいて、ＨＦフロントエンド３及びＦＰＧＡ５が必要と
する周波数の、特に周波数５．７１ MHz及び６．６７ M
Hzの走査タイム信号１８を送出する。ＦＰＧＡ５はデー
タバス２０を介して信号処理装置７に接続されており、
２つのモジュールはデータを交換することができる。更
に、ＦＰＧＡ５と信号処理装置７の間の適当なデータ通
信を保証するように、ＦＰＧＡ５は、２つの適当な回線
２１を介して信号処理装置７へ割り込み信号を送ること
ができる。更に信号処理装置７及びボードコンピュータ
９はデータバス２５を介してデータ交換をしている。
エンド３が、適当なデータ回線を介して入力信号１１を
受け取る。更にＨＦフロントエンド３は、ＦＰＧＡ５と
同期するように、好ましくは１０ MHzの基準信号１２を
受け取る。それから、ＨＦフロントエンド３は、好まし
くは４０ MHzのクロック周波数を有するマスタ信号１３
を取り出し、このマスタ信号は適当な信号線を介してク
ロック回路１５（クロックシンセサイザー）に送られ
る。クロック回路１５は、適当な回線１６、１７を介し
て、適当な走査タイム信号１８をフロントエンド３及び
ＦＰＧＡ５に送る。更にクロック回路１５は、適当な入
力信号回線を介してシンセサイザー制御信号１９を受け
取る。このシンセサイザー制御信号１９に基づいて、ク
ロック回路１５は、（ここで説明しない）内部機能に基
づいて、ＨＦフロントエンド３及びＦＰＧＡ５が必要と
する周波数の、特に周波数５．７１ MHz及び６．６７ M
Hzの走査タイム信号１８を送出する。ＦＰＧＡ５はデー
タバス２０を介して信号処理装置７に接続されており、
２つのモジュールはデータを交換することができる。更
に、ＦＰＧＡ５と信号処理装置７の間の適当なデータ通
信を保証するように、ＦＰＧＡ５は、２つの適当な回線
２１を介して信号処理装置７へ割り込み信号を送ること
ができる。更に信号処理装置７及びボードコンピュータ
９はデータバス２５を介してデータ交換をしている。
【００１９】ＦＰＧＡ（フィ−ルドプログラマブルゲー
トアレー）５は、ＨＦフロントエンド３からディジタル
信号回線１４を介してＨＦフロントエンド３が前処理を
した一連のデータを受け取る。信号処理装置７は、測定
値の生データを発生し、そのデータはボードコンピュー
タ９において更に処理される。信号処理装置７によって
発生せしめられたデータは、なかんずく走行時間測定デ
ータ、ドップラー周波数データ又はナビゲーションデー
タ、例えば天体暦データ及び暦データを含む。ボードコ
ンピュータ９は人工衛星の軌道及び姿勢制御システムの
全ての機能モジュール及びハードウェアモジュール(Ger
aetetechnischen Module)を含む。基準信号１２はボー
ドコンピュータ９に設けられた発振器によってデータ回
線を介してＨＦフロントエンド３に送られる。
トアレー）５は、ＨＦフロントエンド３からディジタル
信号回線１４を介してＨＦフロントエンド３が前処理を
した一連のデータを受け取る。信号処理装置７は、測定
値の生データを発生し、そのデータはボードコンピュー
タ９において更に処理される。信号処理装置７によって
発生せしめられたデータは、なかんずく走行時間測定デ
ータ、ドップラー周波数データ又はナビゲーションデー
タ、例えば天体暦データ及び暦データを含む。ボードコ
ンピュータ９は人工衛星の軌道及び姿勢制御システムの
全ての機能モジュール及びハードウェアモジュール(Ger
aetetechnischen Module)を含む。基準信号１２はボー
ドコンピュータ９に設けられた発振器によってデータ回
線を介してＨＦフロントエンド３に送られる。
【００２０】信号前処理のために使用されるＦＰＧＡ５
を図２に略図示する。このＦＰＧＡ５は、低域フィルタ
及び信号値を固定する比較器（図２に明瞭に図示されて
いない）を有するベースバンドへのディジタルダウンコ
ンバータ３１（入力信号の低周波信号への変換）、ビッ
ト情報をプロセッサワードに集約し、それらのワードを
ＦＩＦＯ記憶装置３５に記憶させるためのパッカー(Pac
ker)３３を備える。ＦＩＦＯ記憶装置３５の「出力」
は、普通同相分及び直角位相分によって示され、その周
波数は本質的にドップラ周波数を示すディジタルベース
バンド信号３６である。このディジタルベースバンド信
号３６には、疑似ランダムノイズコード（ＰＲＮコー
ド）及びナビゲーションデータ（５０Hz）が含まれる。
を図２に略図示する。このＦＰＧＡ５は、低域フィルタ
及び信号値を固定する比較器（図２に明瞭に図示されて
いない）を有するベースバンドへのディジタルダウンコ
ンバータ３１（入力信号の低周波信号への変換）、ビッ
ト情報をプロセッサワードに集約し、それらのワードを
ＦＩＦＯ記憶装置３５に記憶させるためのパッカー(Pac
ker)３３を備える。ＦＩＦＯ記憶装置３５の「出力」
は、普通同相分及び直角位相分によって示され、その周
波数は本質的にドップラ周波数を示すディジタルベース
バンド信号３６である。このディジタルベースバンド信
号３６には、疑似ランダムノイズコード（ＰＲＮコー
ド）及びナビゲーションデータ（５０Hz）が含まれる。
【００２１】更に、ＦＰＧＡ５は、モニタリングレジス
タ(Kontrollresister)３７、時間基準ジェネレータ３８
及び参照シンセサイザー３９を備える。その場合におい
て、モニタリングレジスタ３７はデータバス２０に接続
されており、また信号回線又はデータ回線３７ａ、３７
ｂ、３７ｃを介して、ＦＩＦＯ記憶装置３５、パッカー
３３及び時間基準ジェネレータ３８に接続されている。
時間基準ジェネレータ３８は、回線４１を介して参照シ
ンセサイザー３９に接続されており、参照シンセサイザ
ー３９は回線４２によってダウンコンバータ３１に接続
されている。
タ(Kontrollresister)３７、時間基準ジェネレータ３８
及び参照シンセサイザー３９を備える。その場合におい
て、モニタリングレジスタ３７はデータバス２０に接続
されており、また信号回線又はデータ回線３７ａ、３７
ｂ、３７ｃを介して、ＦＩＦＯ記憶装置３５、パッカー
３３及び時間基準ジェネレータ３８に接続されている。
時間基準ジェネレータ３８は、回線４１を介して参照シ
ンセサイザー３９に接続されており、参照シンセサイザ
ー３９は回線４２によってダウンコンバータ３１に接続
されている。
【００２２】信号処理装置７における信号３６の処理
は、ＧＰＳコードとその搬送波周波数の相関、搬送波位
相及び／又は周波数エラー及びコード遅延エラーの検
出、周波数ロックループ、位相ロックループ、及び遅延
ロックループ用制御ループのフィルタ並びにナビゲーシ
ョンデータのデコーディングを含む。これらの機能はソ
フトウェアによって実現され、信号処理装置７によって
果たされる。本発明によれば、信号処理装置７は、ＦＰ
ＧＡ５が非常に高い周波数で果たされなければならない
ダウンコンバータ３１及びパッカー３３の機能を担うこ
とによって負担が軽減される。信号処理装置７の結果
は、なかんずく、位置の解明に必要な上記測定値であ
る。
は、ＧＰＳコードとその搬送波周波数の相関、搬送波位
相及び／又は周波数エラー及びコード遅延エラーの検
出、周波数ロックループ、位相ロックループ、及び遅延
ロックループ用制御ループのフィルタ並びにナビゲーシ
ョンデータのデコーディングを含む。これらの機能はソ
フトウェアによって実現され、信号処理装置７によって
果たされる。本発明によれば、信号処理装置７は、ＦＰ
ＧＡ５が非常に高い周波数で果たされなければならない
ダウンコンバータ３１及びパッカー３３の機能を担うこ
とによって負担が軽減される。信号処理装置７の結果
は、なかんずく、位置の解明に必要な上記測定値であ
る。
【００２３】位置の解明は、普通カルマンフィルタによ
ってなされる逐次推定法に基づく。カルマンフィルタは
また従来技術においてナビゲーションの解を決定するた
めに使用される。そのために必要とされる動的モデル
は、１チャネルナビゲーションシステムの場合、軌道動
力学並びにクロック動力学を含む。２チャネルレシーバ
の場合、クロックバイアスは、クロックバイアスの所謂
単一差(Einfach-Differenzen)の形成によって除くこと
ができ、それによって（不確定な）クロック動力学のモ
デル化を避けることができる。
ってなされる逐次推定法に基づく。カルマンフィルタは
また従来技術においてナビゲーションの解を決定するた
めに使用される。そのために必要とされる動的モデル
は、１チャネルナビゲーションシステムの場合、軌道動
力学並びにクロック動力学を含む。２チャネルレシーバ
の場合、クロックバイアスは、クロックバイアスの所謂
単一差(Einfach-Differenzen)の形成によって除くこと
ができ、それによって（不確定な）クロック動力学のモ
デル化を避けることができる。
【００２４】人工衛星の軌道動力学のモデル化によっ
て、制限された数のレシーバチャネル（１又は２）であ
るにもかかわらず、非常に多数のレシーバキャネルを使
用する場合に匹敵した又は問題にならない程度にほんの
僅か悪いにすぎない比較的正確なナビゲーション精度が
得られる。信号処理装置７のナビゲーションアルゴリズ
ムがデータバス２５を介してボードコンピュータ９と直
接にデータ交換をしており、それ故必要な（最新の）デ
ータ、例えばジェットの取り付け方向、推力レベル、ジ
ェットの始動時間及び停止時間、人工衛星の質量、及び
／又は太陽光圧係数等の動力部の特定データへのアクセ
スができることにより、正確なモデル化が可能である。
よって、信号処理装置７は好ましくはボードコンピュー
タ９と共にハードウェアのようにラック内に取り付けら
れると良い。
て、制限された数のレシーバチャネル（１又は２）であ
るにもかかわらず、非常に多数のレシーバキャネルを使
用する場合に匹敵した又は問題にならない程度にほんの
僅か悪いにすぎない比較的正確なナビゲーション精度が
得られる。信号処理装置７のナビゲーションアルゴリズ
ムがデータバス２５を介してボードコンピュータ９と直
接にデータ交換をしており、それ故必要な（最新の）デ
ータ、例えばジェットの取り付け方向、推力レベル、ジ
ェットの始動時間及び停止時間、人工衛星の質量、及び
／又は太陽光圧係数等の動力部の特定データへのアクセ
スができることにより、正確なモデル化が可能である。
よって、信号処理装置７は好ましくはボードコンピュー
タ９と共にハードウェアのようにラック内に取り付けら
れると良い。
【００２５】本発明では、人工衛星の測位のために、好
ましくは４つ未満の処理チャネルが利用されるので、即
ち４つ未満のＧＰＳ人工衛星が平行に受信され、処理さ
れるので、普通使用される、精度評価のためのＤＯＰ測
度は、それが少なくとも４つの平行処理チャネルに対し
て決定されるに過ぎないものであるので、用いることが
出来ない。
ましくは４つ未満の処理チャネルが利用されるので、即
ち４つ未満のＧＰＳ人工衛星が平行に受信され、処理さ
れるので、普通使用される、精度評価のためのＤＯＰ測
度は、それが少なくとも４つの平行処理チャネルに対し
て決定されるに過ぎないものであるので、用いることが
出来ない。
【００２６】本発明により、特に４つ未満の処理チャネ
ルのとき、ナビゲーションのために、時間的に連続する
測定値が処理される（逐次評価法）。この処理法に相応
して、測定値の幾何学的な分布のみならず時間的な分布
も考慮に入れた、相応の精密測度μが決定される。
ルのとき、ナビゲーションのために、時間的に連続する
測定値が処理される（逐次評価法）。この処理法に相応
して、測定値の幾何学的な分布のみならず時間的な分布
も考慮に入れた、相応の精密測度μが決定される。
【００２７】この測度数μは下記の式によって算出され
る。
る。
【００２８】
【数２】 上記の式において関数trace 、即ち数学上のtraceマト
リクスＭの対角成分の和を示す。このマトリクスＭは下
記の時点
リクスＭの対角成分の和を示す。このマトリクスＭは下
記の時点
【数３】 における状態誤差
【外１】 の分散マトリクスを示し、ナビゲーションシステムにお
いては下記の式のように求められる。
いては下記の式のように求められる。
【００２９】
【数４】 上記の式においてＥは相関を示し、Φは遷移マトリクス
(Transitionmatrix)であり、これは測定をする人工衛星
の軌道運動の動力学及びナビゲーションシステムのクロ
ックの動力学を示し、ナビゲーションシステムにおいて
モデル想定によって求められる。Ｃ及びvを表すため
に、時点ｔ＝ｋのときの状態ｘ（ｋ）は一般的に下記の
式によって決定される。
(Transitionmatrix)であり、これは測定をする人工衛星
の軌道運動の動力学及びナビゲーションシステムのクロ
ックの動力学を示し、ナビゲーションシステムにおいて
モデル想定によって求められる。Ｃ及びvを表すため
に、時点ｔ＝ｋのときの状態ｘ（ｋ）は一般的に下記の
式によって決定される。
【００３０】
【数５】 上記の式において、ｘ（０）は初期の時点における人工
衛星の状態を示す。更にＭを求める場合、Ｃも同様に測
定値マトリクスであり、移動状態ｘ（ｋ）と測定値ｙ
（ｋ）の相関を示し、Ｓは測定雑音(Messrauschen）ｖ
の分散マトリクスを示し、Ｓδkm＝Ｅ｛ｖ(k)ｖ(m)T｝
を満足する。ナビゲーションシステムにより測定された
測定値ｙのＣ及びｖの意義は下記の式によって一般的に
示される。
衛星の状態を示す。更にＭを求める場合、Ｃも同様に測
定値マトリクスであり、移動状態ｘ（ｋ）と測定値ｙ
（ｋ）の相関を示し、Ｓは測定雑音(Messrauschen）ｖ
の分散マトリクスを示し、Ｓδkm＝Ｅ｛ｖ(k)ｖ(m)T｝
を満足する。ナビゲーションシステムにより測定された
測定値ｙのＣ及びｖの意義は下記の式によって一般的に
示される。
【００３１】
【数６】
【００３２】Ｃはナビゲーションシステムから夫々のＧ
ＰＳ人工衛星までの視線（方向ベクトル）に本質的に依
存する。Ｓは、モデル想定に基づいて一定であり、測定
値ｙ（ｋ）の質（不正確さ）を示す。
ＰＳ人工衛星までの視線（方向ベクトル）に本質的に依
存する。Ｓは、モデル想定に基づいて一定であり、測定
値ｙ（ｋ）の質（不正確さ）を示す。
【００３３】信号走行時間を同様にドップラー周波数と
して提供する、単一チャネルナビゲーションシステムの
場合、ベクトルＹはディメンション２×１を有し、マト
リックスＣはディメンション２×８を有する。多数のチ
ャネルがあり、及び／又はドップラー情報がないと、デ
ィメンションは相応に変化する。トップラー情報はなく
チャネルが３つある場合、ベクトルＹはディメンション
３×１を有し、測定値マトリクスＣはディメンション３
×８を有し、一方ドップラー情報を有する３つのチャネ
ルの場合Ｙ及びＣのディメンションは６×１乃至６×８
である。
して提供する、単一チャネルナビゲーションシステムの
場合、ベクトルＹはディメンション２×１を有し、マト
リックスＣはディメンション２×８を有する。多数のチ
ャネルがあり、及び／又はドップラー情報がないと、デ
ィメンションは相応に変化する。トップラー情報はなく
チャネルが３つある場合、ベクトルＹはディメンション
３×１を有し、測定値マトリクスＣはディメンション３
×８を有し、一方ドップラー情報を有する３つのチャネ
ルの場合Ｙ及びＣのディメンションは６×１乃至６×８
である。
【００３４】現在から過去までの考慮された測定回数ｎ
は、（幾何学的な／時間的な）独立の測定に関して不利
な状況を明瞭に認識するために、あまり大きすぎてはな
らない。
は、（幾何学的な／時間的な）独立の測定に関して不利
な状況を明瞭に認識するために、あまり大きすぎてはな
らない。
【００３５】応用次第で、測度数μはマトリクスＭの選
択された対角成分からだけでも算出することができる。
例えば位置測定値だけしか関連がないとすると、下記の
式を利用することができる。
択された対角成分からだけでも算出することができる。
例えば位置測定値だけしか関連がないとすると、下記の
式を利用することができる。
【００３６】
【数７】 上記μｐ は位置の時間的な点の決定のときの古典的な
ＰＤＯＰに相当する。
ＰＤＯＰに相当する。
【００３７】一時的なナビゲーション精度に関して説明
をするために、測度数μは予め設定可能な期間にわたり
実際に得られたＧＰＳ人工衛星について、例えば最後の
ｎ−個の測定点を用いて算出することができる。それに
よって、追跡された測定データが良好に調整された位置
の評価として許容されるかどうかを容易に監視すること
ができる。もし監視ができなかったとすれば、地上のス
テーションにおいて遠隔測定された生データを使って適
当な解析を行わなければならず、これは非常に高い費用
を生ぜしめるであろう。
をするために、測度数μは予め設定可能な期間にわたり
実際に得られたＧＰＳ人工衛星について、例えば最後の
ｎ−個の測定点を用いて算出することができる。それに
よって、追跡された測定データが良好に調整された位置
の評価として許容されるかどうかを容易に監視すること
ができる。もし監視ができなかったとすれば、地上のス
テーションにおいて遠隔測定された生データを使って適
当な解析を行わなければならず、これは非常に高い費用
を生ぜしめるであろう。
【００３８】本発明により、位置データ、速度データ及
び／又はＧＰＳシステム時間を求めるために、従来の技
術によって逐次評価法が用いられる。その場合において
通常使用されるＤＯＰ測度の代わりに本発明による測度
数μが用いられる。前記逐次評価法は、ブラッドフォー
ド・ダブリュー．・パーキンソン、ジェームス・ジェ
ー．・スピルカー、ペニナ・アクセルラード，ペル・エ
ンゲ著「グローバル・ポジショニング・システム：理論
及び応用，巻１」（プログレス・イン・アストロノーテ
ィクス・アンド・アエロノーティクス，巻１６３，アメ
リカン・インスティテュート・オブ・アエロノーティク
ス・アンド・アストロノーティクス）(Bradford W. Par
kinson, James J.Spilker, Penina Axelrad, Per Enge,
"Global Positioning System: Theory and Applicatio
n, Volume 1"("Progress in Astronaustics and Aerona
utics, Volume 163, American Institute ofAeronautic
s and Astronaustics") に記載されている。
び／又はＧＰＳシステム時間を求めるために、従来の技
術によって逐次評価法が用いられる。その場合において
通常使用されるＤＯＰ測度の代わりに本発明による測度
数μが用いられる。前記逐次評価法は、ブラッドフォー
ド・ダブリュー．・パーキンソン、ジェームス・ジェ
ー．・スピルカー、ペニナ・アクセルラード，ペル・エ
ンゲ著「グローバル・ポジショニング・システム：理論
及び応用，巻１」（プログレス・イン・アストロノーテ
ィクス・アンド・アエロノーティクス，巻１６３，アメ
リカン・インスティテュート・オブ・アエロノーティク
ス・アンド・アストロノーティクス）(Bradford W. Par
kinson, James J.Spilker, Penina Axelrad, Per Enge,
"Global Positioning System: Theory and Applicatio
n, Volume 1"("Progress in Astronaustics and Aerona
utics, Volume 163, American Institute ofAeronautic
s and Astronaustics") に記載されている。
【００３９】逐次評価法はボードコンピュータ９又は信
号処理装置７において実行することができる。本質的な
ことは、この逐次評価法によって現存する最新のシステ
ムデータ、例えば動力源のデータが処理され、その場合
においてこれらのデータが通常の方法で考慮されるとい
うことである。システムデータは、本発明においては、
人工衛星の移動及び時計の時間的な変化の動的モデルを
示し、ナビゲーションアルゴリズムに影響を及ぼすデー
タである。
号処理装置７において実行することができる。本質的な
ことは、この逐次評価法によって現存する最新のシステ
ムデータ、例えば動力源のデータが処理され、その場合
においてこれらのデータが通常の方法で考慮されるとい
うことである。システムデータは、本発明においては、
人工衛星の移動及び時計の時間的な変化の動的モデルを
示し、ナビゲーションアルゴリズムに影響を及ぼすデー
タである。
【００４０】信号処理装置７における生データ測定値の
発生は相当数の平行チャネルで行われる。その場合にお
いて平行チャネル数は、好ましくは信号処理装置７の負
担を最小にするために、４つ未満である。その場合、平
行チャネルの設置は時間的に同時に信号処理するため
に、信号処理装置７を増加することを意味するものでは
ない。更にディジタルソフトウェア技術による実時間処
理が通常信号処理装置７で実現される。
発生は相当数の平行チャネルで行われる。その場合にお
いて平行チャネル数は、好ましくは信号処理装置７の負
担を最小にするために、４つ未満である。その場合、平
行チャネルの設置は時間的に同時に信号処理するため
に、信号処理装置７を増加することを意味するものでは
ない。更にディジタルソフトウェア技術による実時間処
理が通常信号処理装置７で実現される。
【図１】本発明によるナビゲーションシステムの機能を
示す図。
示す図。
【図２】図１のナビゲーションシステムのＦＰＧＡの機
能を示す図。
能を示す図。
１ ＧＰＳナビゲーションシステム ３ ＨＦフロントエンド ５ ＦＰＧＡ ７ 信号処理装置 ９ ボードコンピュータ １１ 入力信号 １２ 基準信号 １３ マスタ信号 １４ ディジタル信号回線 １５ クロック回路（クロックシンセサイザー） １６ 回線 １７ 回線 １８ 走査タイム信号 １９ シンセサイザー制御信号 ２０ データバス ２１ 回線 ２５ データバス ３１ ダウンコンバータ ３３ パッカー ３５ ＦＩＦＯ記憶装置 ３６ ディジタルベースバンド信号 ３７ モニタリングレジスタ ３７ａ、３７ｂ、３７ｃ データ回線 ３８ 時間基準ジェネレータ ３９ 参照シンセサイザー
フロントページの続き (72)発明者 ペーテル−アレクサンデル・クラウス ドイツ連邦共和国 81737 ミュンヘン, アルフレッド−ノイマン−アンゲル ９ (72)発明者 ミヒャエル・ミットナハト ドイツ連邦共和国 85635 ヒューヘンキ ルヘン， アム グレンツヴェック ３
Claims (16)
- 【請求項１】 下記の構成要素：信号回線（１１）を介
してフロントエンド（３）に接続された、ＧＰＳ信号の
受信用に開発されたアンテナと、 受信したＧＰＳ信号を前処理するディジタル信号用の、
前記フロントエンド（３）に接続されたデバイス（５）
と、 ＧＰＳ信号を復号し位置を測定するための、前記デバイ
ス（５）に接続された信号処理装置（７）とを有する宇
宙飛行用ナビゲーションシステムであって、 前記デバイス（５）は、双方向性データ交換のために、
データバス（２０）を介して前記信号処理装置（７）に
接続されており、 前記信号処理装置（７）は、双方向性データ交換のため
に、データバス（２５）を介してボードコンピュータ
（９）に接続されていることを特徴とする宇宙飛行用Ｇ
ＰＳナビゲーションシステム。 - 【請求項２】 データバス（２５）を介して、信号処理
装置（７）が、ボードコンピュータ（９）の、動力部固
有データを含む一定データ領域に連結されていることを
特徴とする請求項１に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲー
ションシステム。 - 【請求項３】 回線（１３）を介してフロントエンド
（３）に接続された入力部を有し、且つ回線（１６，１
７）を介してフロントエンド（３）及びディジタル信号
処理用のデバイス（５）に接続された出力部を有するク
ロック回路（１５）を備えることを特徴とする請求項１
又は２に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステ
ム。 - 【請求項４】 ボードコンピュータ（９）が、データ回
線を介してフロントエンド（３）の入力部に接続された
発振器の基準信号の出力部を有することを特徴とする先
行する請求項の何れか一項に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナ
ビゲーションシステム。 - 【請求項５】 ボードコンピュータ（９）が逐次推定法
による処理用に開発されていることを特徴とする請求項
１乃至４の何れか一項に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲ
ーションシステム。 - 【請求項６】 信号処理装置（７）が逐次推定法による
処理用に開発されていることを特徴とする請求項１乃至
４の何れか一項に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーショ
ンシステム。 - 【請求項７】 前記ＧＰＳナビゲーションシステムが４
つ以下の平行処理チャネルを備えることを特徴とする先
行する請求項の何れか一項に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナ
ビゲーションシステム。 - 【請求項８】 動力部固有データを、データバス（２
５）を介して信号処理装置（７）に伝送することを特徴
とする先行する請求項の何れか一項に記載の宇宙飛行用
ＧＰＳナビゲーションシステムの操作方法。 - 【請求項９】 動力部固有データがジェットの取り付け
方向、推力レベル又はジェット始動及び停止切換時間(E
in- und Ausschaltzeiten)を含むことを特徴とする請求
項８に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステム
の操作方法。 - 【請求項１０】 人工衛星の質量をデータバス（２５）
を介して信号処理装置（７）に伝送することを特徴とす
る請求項８乃至９の何れか一項に記載の宇宙飛行用ＧＰ
Ｓナビゲーションシステムの操作方法。 - 【請求項１１】 太陽圧力係数をデータバス（２５）を
介して信号処理装置（７）に伝送することを特徴とする
請求項８乃至１０の何れか一項に記載の宇宙飛行用ＧＰ
Ｓナビゲーションシステムの操作方法。 - 【請求項１２】 ボードコンピュータ（９）の発振器か
らフロントエンド（３）にデータ回線を介して伝送され
る基準信号（１２）に基づいてフロントエンド（３）を
働かせることを特徴とする請求項８乃至１１の何れか一
項に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステムの
操作方法。 - 【請求項１３】 測定をする人工衛星の位置データ、速
度、ＧＰＳ時間の決定のために、ボードコンピュータ
（９）からのシステムデータを処理する逐次推定法を用
いることを特徴とする請求項８乃至１２の何れか一項に
記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステムの操作
方法。 - 【請求項１４】 逐次推定法が精度評価のために測度数 【数１】 但し、Ｍはシステム条件の推定誤差の分散マトリクスで
ある、を利用することを特徴とする請求項１３に記載の
宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステムの操作方法。 - 【請求項１５】 逐次推定法を信号処理装置（７）によ
って行うことを特徴とする請求項１３乃至１４の何れか
一項に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーションシステム
の操作方法。 - 【請求項１６】 逐次推定法をボードコンピュータ
（９）によって行うことを特徴とする請求項１３乃至１
４の何れか一項に記載の宇宙飛行用ＧＰＳナビゲーショ
ンシステムの操作方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19907235:3 | 1999-02-19 | ||
| DE19907235A DE19907235A1 (de) | 1999-02-19 | 1999-02-19 | GPS-Navigationssystem für Raumfahrtanwendungen |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000241192A true JP2000241192A (ja) | 2000-09-08 |
| JP4474558B2 JP4474558B2 (ja) | 2010-06-09 |
Family
ID=7898218
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000042573A Expired - Fee Related JP4474558B2 (ja) | 1999-02-19 | 2000-02-21 | 宇宙飛行用ｇｐｓナビゲーションシステム及びその操作方法 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6424913B1 (ja) |
| EP (1) | EP1030186B1 (ja) |
| JP (1) | JP4474558B2 (ja) |
| CA (1) | CA2297617C (ja) |
| DE (2) | DE19907235A1 (ja) |
| ES (1) | ES2224927T3 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008542785A (ja) * | 2005-06-08 | 2008-11-27 | エヌエックスピー ビー ヴィ | Ｇｐｓ処理構成 |
| JP2013527439A (ja) * | 2010-04-14 | 2013-06-27 | ザ・ボーイング・カンパニー | 高高度宇宙機用途のためのソフトウェア全地球的航法衛星システム受信機 |
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