JP2001502802A

JP2001502802A - Ｇｐｓ／ｉｒｓグローバル位置決定方法およびインテグリティ損失の対策を講じた装置

Info

Publication number: JP2001502802A
Application number: JP10519385A
Authority: JP
Inventors: ディバカルニ，スダカー・ピイ
Original assignee: ハネウエル・インコーポレーテッド
Priority date: 1996-10-23
Filing date: 1997-10-02
Publication date: 2001-02-27
Anticipated expiration: 2017-10-02
Also published as: US5923286A; CA2250196C; JP4014642B2; DE69703893T2; EP0934535A1; DE69703893D1; WO1998018016A1; CA2250196A1; EP0934535B1

Abstract

(57)【要約】インテグリティ損失後に、インテグリティ損失の直前の時間における位置および速度を示す全地球衛星測位システムの値を用い、時間と共に変動する慣性レファレンス・システムで得た位置の知られている誤差とインテグリティ損失以来の時間にわたって補外した全地球衛星測位システムで得た速度で計算した位置誤差によって修正した慣性レファレンス・システムで得た位置を用いて誤差を計算するための慣性レファレンス・システムおよび全地球衛星測位システムの受信機と併用するシステム。

Description

【発明の詳細な説明】ＧＰＳ／ＩＲＳグローバル位置決定方法およびインテグリティ損失の対策を講じた装置発明の背景発明の分野本発明は、慣性レファレンス・システム（inertial reference system：ＩＲＳ）および全地球衛星測位システム（ＧＰＳ）を共に採用することで移動体の地球上の位置を決定するシステム、より詳細には、移動体の地球上の位置を決定し、かつＧＰＳの衛星配列がＲＡＩＭを利用してＧＰＳのインテグリティ限界値を確立するのに不十分な時間間隔におけるインテグリティに対応させる機構を使用するシステムに関する。関連技術の説明全地球衛星測位システムは当技術分野で周知である。このようなシステム、例えばＮＡＶＳＴＡＲ−ＧＰＳは、２、３挙げるだけでも水上および陸上車両、宇宙船および航空機、ならびに測量装置の地球の中心から見た移動体の位置を決定するために急速に採用されている。航空機では、ＧＰＳシステムは航行、飛行管制、および領空管制に利用されている。これらのＧＰＳシステムは特に飛行ミッション中に情報を流すために独立してまたは慣性レファレンス・システムまたはアティテュード・ヘッディング・レファレンス・システム（attitude heading reference systems）と組み合わせて動作できる。全地球衛星測位システム（ＧＰＳ）、以下「ＧＰＳ」は、ＮＡＶＳＴＡＲに似て、一般に移動体に搭載されたＧＰＳ受信機を用いて複数の衛星から送信される衛星情報信号を受信する。各ＧＰＳ衛星はユーザが選択したＧＰＳ衛星と移動体のＧＰＳ受信機に対応するアンテナの距離の範囲を決定することができるデータを含む衛星情報信号を送信する。次にこれらの距離を用いて、知られている三角測量技法を使って受信機ユニットの地球の中心から見た位置の座標が計算される。次に、計算された地球の中心から見た位置の座標は地球の緯度および経度座標に変換できる。ＧＰＳ受信機の位置を決定するため、推定された３つではなく最低４つの一意的な衛星情報信号（３つの位置、未知の座標）が必要になる。これはＧＰＳ受信機が一般に各衛星に通常関連付けられた原子クロックほど正確ではない受信機クロックを含むためである。したがって、４つの異なる衛星からの受信側衛星の情報信号によって当技術分野で周知のすべての受信機クロック・エラー修正が可能な完全なソリューションが入手できる。本明細書では、複数の衛星からのデータを使って三角測量技法で導出されたＧＰＳ受信機の位置をＰＯＳ＿ＧＰＳとして識別される「ＧＰＳ推定位置」と呼ぶ。このＧＰＳ推定位置の確度はとりわけ大気の状態、選択的な衛星の可用性、および衛星の見通し線に関する衛星の対応する位置など多くの要素によって変化する。ＧＰＳ推定位置には、特に米国政府および業界の航空組織に関連する米国航空無線技術委員会（ＲａｄｉｏＴｅｃｈｎｉｃａｌＣｏｍｍｉｓｓｉｏｎｆｏｒＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ（ＲＴＣＡ））が開発した受入れられているＧＰＳシステム規格によって定義される「位置誤差限界」が関連する。ＲＴＣＡはＧＰＳシステムを航行に使用すべきではない場合にユーザにタイムリな警告を発するＧＰＳシステムの能力としての「ＧＰＳシステム・インテグリティ（ＧＰＳＳｙｅｔｅｍＩｎｔｅｇｒｉｔｙ）」という語句を定義した。「ＳｙｓｔｅｍＩｎｔｅｇｒｉｔｙ」は特にＳＣ−１５９による「ＭｉｎｉｍｕｍＯｐｅｒａｔｉｏｎａｌＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＳｔａｎｄａｒｄｓｆｏｒＡｉｒｂｏｒｎｅＳｕｐｐｌｅｍｅｎｔａｌＮａｖｉｇａｔｉｏｎＥｑｕｉｐｍｅｎｔＵｓｉｎｇＧｌｏｂａｌＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇＳｙｓｔｅｍ（ＧＰＳ）」、文書番号ＲＴＣＡ／ＤＯ−２０８、１９９１年７月、の１．５節以降に記載されている。この中に記載されているように、ＧＰＳは３つの位置要素と１つの時間要素を含む四次元システムであるという点で複雑である。前述のＲＴＣＡの出版物に記載されているように、空間での信号の誤差はあらゆる所与の瞬間の衛星配列ジオメトリの比較的複雑な関数を介して水平位置の誤差に変形される。ＧＰＳインテグリティ・システムは受信ＧＰＳ信号および誤差条件について有している情報を一般に「位置誤差限界」と呼ばれる誘発された水平位置誤差に関して解釈し、位置誤差限界が進行中の飛行ミッションの特定の段階について指定された許容範囲の半径誤差の範囲外にあるかどうかについて判断を下す。許容誤差は「アラーム限界」と呼ばれ、本明細書では「インテグリティ・アラーム限界」と呼ぶ。水平位置誤差限界がインテグリティ・アラーム限界を超えたとわかった場合、タイムリな警告をＧＰＳ受信機またはサブシステムから出してパイロットにＧＰＳ推定位置は信頼できないことを通知する必要がある。ＧＰＳのインテグリティを２つのやや個別の方法がＧＰＳの民間利用が進むにつれて進化してきた。その一方はレシーバ・オートノマス・インテグリティ・モニタリング（ｒｅｃｅｉｖｅｒａｕｔｏｎｏｍｏｕｓｉｎｔｅｇｒｉｔｙｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｓｙｓｔｅｍ（ＲＡＩＭ））の概念で、他方は「ＧＰＳインテグリティ・チャネル」（ＧＩＣ）を背景とした地上モニタリング手法である。これらの両方の方法の意図は飛行ミッションの特定の段階に関連付けられたアラーム限界と比較するための現在のＧＰＳ推定位置に関する位置誤差限界の計算である。レシーバ・オートノマス・インテグリティ・モニタリング（ｒｅｃｅｉｖｅｒａｕｔｏｎｏｍｏｕｓｉｎｔｅｇｒｉｔｙｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｓｙｓｔｅｍ（ＲＡＩＭ））は測定値、より詳細に言えば、ＧＰＳ擬似範囲測定値の一貫性チェックを採用する。一貫性チェックを瞬間単位に行うには衛星の冗長性が必要である。したがって、５つの衛星が視界にないといけない、すなわち、５つの衛星情報信号が受信され、ＧＰＳ擬似範囲測定値がＧＰＳ受信機によって計算されなければならない。５つを下回る衛星が視界にある場合、推定位置誤差限界の値は無限となる。また、一貫性チェックがノイズが存在する場合に効果的である必要がある場合に満足すべき衛星配列ジオメトリ、例えばユーザ位置と相対的な方位角に制約が生じる。一般に、多数の衛星が視界にある衛星配列は堅牢なインテグリティ・モニタリング・システムを可能にする。これと逆に少数の衛星だけが視界にある衛星配列はインテグリティ・モニタリング・システムの可用性を制限する場合がある。したがって、良好な一貫性チェックが不可能である（５つを下回る衛星が視界にある場合）短い期間が存在することがある。ＲＡＩＭの主な機能はそれが完全に独立しておりソフトウェアで実施するのが容易であるという点である。ＲＡＩＭの例は前述のＲＴＣＡの出版物の付録ＦおよびＩＯＮＧＰＳ−９０の要旨集「ＴｈｉｒｄＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＴｅｃｈｎｉｃａｌＭｅｅｔｉｎｇｏｆｔｈｅＳａｔｅｌｌｉｔｅＤｉｖｉｓｉｏｎｏｆｔｈｅＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＮａｖｉｇａｔｉｏｎ」１９９０年９月１９〜２１日の３９７頁のＭａｔｓＢｒｅｎｎｅｒの論文「ＩｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎｏｆａＲＡＩＭＭｏｎｉｔｏｒａｎｄａＧＰＳＲｅｃｅｉｖｅｒａｎｄａｎＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＧＰＳ／ＩＲＳ」にある。ＲＡＩＭを組み込んだＧＰＳシステムは航行ソリューション、すなわち受信機ユニットのＧＰＳ推定位置の蓋然的な半径誤差を表す位置誤差限界値を出力する。現在、ＲＡＩＭは水平位置誤差限界値（時々ＨＩＬ−水平インテグリティ限界値と呼ばれる）、垂直位置誤差限界値（時々ＶＩＬ−仮想インテグリティ限界と呼ばれる）、および現在の時間の球面位置誤差限界、すなわち、ＧＰＳ測定が行われた時間のインスタンスを含めていくつかの数字を生成できる。位置誤差限界値、ＨＩＬまたはＶＩＬあるいはそれらの組合せが計算されると選択可能なインテグリティ・アラーム限界値と比較してパイロットが飛行ミッションの現在の段階のＧＰＳ推定位置を信頼できるかどうか判定がされる。当技術分野で周知の複数の衛星情報信号を同時に受信するＧＰＳ受信機の能力に応じて多少の解釈が必要であることを理解されたい。しかしながら、１２チャネルＧＰＳ受信機の技術の進歩によって以前のようにデータの補間に頼る必要はもはやなくなった。許容インテグリティ・アラーム限界値は飛行ミッションの段階に応じて変化することがある。例えば、パイロットがターミナル段階での飛行中には、インテグリティ・アラーム限界は、パイロットが飛行ミッションの進入段階と比べて厳格でない。パイロットがターミナル段階から進入段階へ移行した場合、現在の位置誤差限界値がパイロットがその移行を行うＧＰＳソリューションを信頼できるに足りるものかどうかを知る必要がある。当技術分野で周知のように、慣性レファレンス・システムは複数の慣性センサ、例えばジャイロスコープおよび加速度計を用いて航空機のＩＲＳ推定位置、以後「ＰＯＳ＿ＩＲＳ」を決定する。一般に、ＩＲＳ推定位置は緯度と経度で表す（高度は一定のタイプの高度計などの手段で別に決定される）。しかしながら、このような慣性センサには慣性レファレンス・システムのみを用いる航空機のＩＲＳ推定位置の確度に影響を与える特定のバイアスおよびドリフト条件がつきものである。高グレードの慣性センサ、すなわち、低バイアスおよびドリフト特性を備えたセンサは非常に高コストであるため、より低いグレードの慣性センサを使ってＩＲＳシステムのコストを最小化するのが望ましい。当技術分野では、低グレード慣性レファレンス・システムを全地球衛星測位システムと組み合わせて用いて折り合いをつけ、高品質で低コストの航行および飛行管制システムが考案されている。これは時々ハイブリッドＩＮＳ／ＧＰＳまたはＩＲＳ／ＧＰＳ慣性レファレンス・システムと呼ばれる。低グレード慣性レファレンス・システムが極めて正確な動的応答特性を誇る一方でＧＰＳが極めて正確な静的位置情報とより正確でない動的応答情報を示すため、これらのシステムは優れた結果を達成する。ＩＲＳ推定位置と慣性レファレンス・システムをＧＰＳ推定位置情報と組み合わせることで飛行航行および飛行管制の分野で優れたユーザ位置情報を知ることができる。したがって、飛行管理システム（ＦＭＳ）はＩＲＳおよびＧＰＳの両システムの優れた機能を組み合わせて、優れた飛行管理、飛行管制および航行を可能にする位置および慣性レファレンス情報を提供する。ハイブリッドＩＲＳ／ＧＰＳシステムの一例は、ＨＧ１０５０ＡＧ０１として識別されるＨｏｎｅｙｗｅｌｌＩｎｃ．の「ＧｌｏｂａｌＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇＩｎｅｒｔｉａｌＲｅｆｅｒｅｎｃｅＵｎｉｔ（ＧＰＩＲＵ）」である。ＨＧ１０５０ＡＧ０１は、ＧＰＳと慣性レファレンス・システムの情報の組み合わせから生まれた位置および慣性情報を示すために「ハイブリッド」システムと呼ばれる。ＧＰＩＲＵはジャイロおよび加速度計を備えた慣性レファレンス・ユニットを含み、航空機の姿勢および位置の変化率と第１の位置情報源を示す。ＧＰＩＲＵはまた全地球衛星測位システムの受信機からの入力情報を受信して航空機の位置に関する第２の、および独立した情報源を示す。２つの情報セットは飛行管理システム（ＦＭＳ）に数学的に組み合わされてハイブリッド位置ＰＯＳ＿ＨＹＢを決定する。次に、この位置の値が慣性レファレンス・ユニットからの姿勢および変化率信号と共に飛行管制機構で示され、航空機の管制に用いられる。しかしながら、ＧＰＳおよびＩＲＳを採用する飛行管制システムの問題の１つはＲＡＩＭのインテグリティ限界値が利用不可能な時間のＧＰＳ推定位置情報のインテグリティが疑わしいこと、すなわち、有用なインテグリティ位置誤差限界値を計算するのには衛星の情報が不十分なことである。発明の簡単な説明本発明はＦＭＳを用いて、インテグリティ損失の直前の時間Ｔ_Lの位置および速度のＧＰＳ値を活用し、時間と共に変化するＩＲＳ位置での知られている誤差およびその時間（ｔ−Ｔ_L）にわたって補外されたＧＰＳ速度によって計算された位置誤差によって修正したＩＲＳ位置を活用して時間Ｔ_Lのインテグリティ損失後の任意の時間ｔの位置誤差を計算する。図面の簡単な説明第１図は従来技術で知られている全地球衛星測位システムと組み合わせた慣性レファレンス・システムを示す。第２図は本発明による慣性レファレンス・システムおよび全地球衛星測位システムの組み合わせを示す。第３図は二次フィルタのブロック図である。好ましい実施形態の説明第１図に移動体、すなわち航空機に一般に搭載するハイブリッドＩＲＳ／ＧＰＳエスティメータの簡略化したブロック図を示す。位置エスティメータ１１０は例えば前述の飛行管理システムの一部として入力情報として（ｉ）全地球衛星測位システムの受信機１２０からのＤＡＴＡ＿ＧＰＳとして、また数字１２２で識別されるＧＰＳ出力情報を受信し、（ｉｉ）慣性レファレンス・システム１３０からのＤＡＴＡ＿ＩＲＳで示され、また数字１３２で識別される慣性レファレンス出力情報を受信する。位置エスティメータ１１０はＤＡＴＡ＿ＩＲＳおよびＤＡＴＡ＿ＧＰＳを処理して（ｉ）ＰＯＳ＿ＨＹＢとして識別されるハイブリッド推定位置ならびにＰＯＳ＿Ｘ＿ＥＲＲおよびＰＯＳ＿Ｙ＿ＥＲＲとして識別される位置推定誤差を導出する。以下に詳述するこの情報は出力信号線１１２、１１４、および１１６にそれぞれ送られる。当技術分野で周知のように、全地球衛星測位システムの受信機１２０は複数の衛星体、例えば、衛星配列の一部を形成するＳＶＩおよびＳＶ２から衛星情報信号を受信する衛星情報信号受信部１２４を含む。すでに示した一例は衛星のＮＡＶＳＴＡＲＧＰＳ衛星配列である。次に衛星情報信号は信号線１２２でＤＡＴＡ＿ＧＰＳとして識別されるＧＰＳソリューション情報を示すためのＧＰＳ位置／ソリューション情報プロセッサ１２６によって運用される。この情報は位置エスティメータ１１０、ＧＰＳインテグリティ検証手段１７０、および共通信号線１２２上のＧＰＳＲＡＩＭプロセッサ１５０への入力情報として送られる。慣性レファレンス・システム１３０はＩＲＳ導出位置およびＤＡＴＡ＿ＩＲＳと指定された信号線１３２上の慣性情報を示すためのＩＲＳ位置／慣性情報プロセッサ１３４への入力情報としてブロック１３１に示される複数の慣性センサを含む。この情報は位置エスティメータ１１０への入力情報として送られる。当技術分野で知られている飛行管理システムの一部を形成する位置エスティメータ１１０はＧＰＳソリューション情報ＤＡＴ＿ＧＰＳをＩＲＳ位置／慣性情報ＤＡＴＡ＿ＩＲＳの確度を高めるための、より詳細に言えば、慣性センサ１３１に固有の、結果として生じるバイアス条件を最小化するための連続的な基準として用いる。位置エスティメータ１１０はまた数字１１８によって示される無線位置情報を受信するための入力情報、例えばＤＡＴＡ＿ＲＡＤＩＯとして指定されるＶＯＲ信号情報を含むことができる。位置エスティメータ１１０は信号線１１２上の出力情報としてＰＯＳ＿ＨＹＢとして識別される推定位置を示す。位置エスティメータ１１０の出力情報ＰＯＳ＿ＨＹＢは、所望の航空機の位置を得るために航空機の飛行管制信号を導出する飛行管制ブロック１６０への入力情報として送られる。例えば、飛行管制機構１６０は航空機の途中の航行、ターミナル進入および着陸のために採用される。先へ進む前に、当技術分野で一般に知られているように、位置エスティメータ１１０は前述の出力情報を導出するための二次フィルタまたはＫａｌｍａｎフィルタなどのフィルタリング技法を採用していることに注意すべきである。位置推定誤差ＰＯＳ＿Ｘ＿ＥＲＲおよびＰＯＳ＿Ｙ＿ＥＲＲは、それぞれＤＡＴＡ＿ＧＰＳ、ＤＡＴＡ＿ＩＲＳと関連付けられたＰＯＳ＿ＧＰＳとして識別されるＧＰＳ導出位置と、ＰＯＳ＿ＩＲＳとして識別される慣性レファレンス・システムの導出位置との差に関連する緯度および経度誤差を表す。さらに、出力情報ＤＡＴＡ＿ＧＰＳ、ＤＡＴＡ＿ＩＲＳ、ＰＯＳ＿ＨＹＢ、ＰＯＳ＿Ｘ＿ＥＲＲ、およびＰＯＳ＿Ｙ＿ＥＲＲには離散的時間値が関連付けられていることに注意すべきである。したがって、位置エスティメータ１１０が実質的に同じ値のためにＧＰＳおよびＩＲＳ情報を組み合わせられるようにシステム・タイミング（図示されていない）または補間もしくは補外機能あるいはその両方がもちろん必要である。以下の説明では時間値の同期化が前提とされそれぞれの値がそれに関連付けられた離散的な時間を備えることが前提であることが必要である。当技術分野で周知のように、ＧＰＳ位置ソリューション情報はＧＰＳシステム・インテグリティ・モニタによって検証される必要がある。ＧＰＳＲＡＩＭプロセッサ１５０は少なくとも水平インテグリティ限界値ＨＩＬを決定するためのＧＰＳソリューション情報ＤＡＴＡ＿ＧＰＳに基づいて動作するよう意図され、垂直インテグリティ限界値ＶＩＬも示すことができる。次に、これらのインテグリティ限界値は飛行ミッションの段階によってＲＡＩＭインテグリティ限界値コンパレータ１５５内で選択済みのインテグリティ・アラーム限界値と比較される。次に、ＨＩＬ／ＶＩＬが許容できる場合、パイロットは位置エスティメータ１１０の出力情報に基づいて航空機の制御を許可する。他方、ＨＩＬ／ＶＩＬがインテグリティ・アラーム限界値を超える場合、修正措置を講ずることができるようにパイロットに警告を出す必要がある。第２のシナリオは当然ＲＡＩＭが利用できない、すなわち、追跡される衛星の数が不足の場合である。このシナリオによると、ＧＰＳ受信機１２０によって観測される衛星配列ではＧＰＳＲＡＩＭプロセッサ１５０がＨＩＬまたはＶＩＬインテグリティ限界値あるいはその両方−ＨＩＬ／ＶＩＬの、結果として得られた大きな値−を入手するためのソリューションに行き着くことは不可能である。したがって、ＧＰＳインテグリティ検証手段１７０が採用されてＲＡＩＭインテグリティ・モニタリング可用性が存在するかどうか、すなわち、インテグリティ限界値ＨＩＬまたはＶＩＬあるいはその両方を計算できるだけの十分な衛星情報信号が存在するかどうかについての表示が行われる。第１図に示すように、ＧＰＳインテグリティ検証手段１７０はその入力情報として上記の決定、すなわち、ＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングの可用性いかんを決定し、その表示を信号線１７２上に信号「Ｖ」として送るためのＧＰＳ受信機出力情報を信号線１２２上で受信する。当技術分野で周知のように、ＧＰＳインテグリティ検証手段１７０は所定の基準、例えば、仰角を満足するＧＰＳ信号受信機１２０が迫跡する衛星情報信号の数の簡素な分析を表す。前述したように、ＲＡＩＭの可用性はそこからの衛星情報を受信するために追跡する少なくとも５つの衛星を持つことを条件とする。第２に、ＧＰＳＲＡＩＭプロセッサ１５０は一般に選択された仰角に満たない衛星からの衛星情報を利用しないように動作する。この状況で、適切な数の衛星が追跡されたとしてもユーザの位置に対する衛星の相対的な仰角のために情報が信頼できないことがある。いずれの場合も、ＧＰＳインテグリティ検証手段１７０の機能はＲＡＩＭインテグリティ限界値の「非可用性」表示を行うことで、ブロック１８０によって示されるパイロット警告機構への入力情報として送られる。ブロック１５０、１５５および１７０は離散的機能ブロックとして例示されていることに注意すべきである。しかしながら、当業者には明らかなようにこれらのブロックは統合でき、またＧＰＳ受信機自体の一部を形成することもできる。第１図に記述するシステムに対するパイロットの信頼は極めてＲＡＩＭの可用性に左右される。言い換えると、ユーザ推定位置ＰＯＳ＿ＨＹＢはＲＡＩＭのインテグリティ限界値が利用可能である時間においてのみ有用である。ＲＡＩＭの損失は逆の結果、例えばパイロットがターミナル進入または着陸を中止する必要があるという結果を生む。例えば、ＲＡＩＭが利用可能で航空機が飛行ミッションの着陸前のターミナル段階を開始しているとする。飛行ミッションのこの段階では、衛星配列がＲＡＩＭのインテグリティ・モニタリングが利用不可能になる状態に変化するものとする。このシナリオでは、パイロットはＧＰＳデータがもはや信頼できないために航空機の位置ＰＯＳ＿ＨＹＢへ主に応答する飛行管制システムから抜けることができるように警告表示機構１８０または飛行管制システム１６０への入力情報を介して警告を受ける。このシナリオでは、天候状態によって、すなわち雲による視界の制限などによってパイロットは手動で航空機を飛ばすがＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングが行われない、すなわち利用不可能な飛行ミッションの段階を中止するかを決定する必要がある。後者の場合、パイロットは衛星配列がＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングの可用性が得られる正しい位置に達する一定の遅延時間を必要とする適切な措置を講ずることができる。上記のシナリオを回避する１つの技法は予測ＲＡＩＭであることに留意されたい。予測ＲＡＩＭは飛行の特定の段階に入る前に、ＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングが利用可能であり、飛行ミッションのその段階全体を通して利用可能なことをあらかじめ知ろうとする。これは、飛行ミッションの接近段階および着陸段階で特に重要である。予測ＲＡＩＭが「非可用性」を示した場合、パイロットは一定の措置、例えばＲＡＩＭが再び利用可能になった時点で着陸できるように航空機の速度を下げるなどの措置を講ずることができる。第２図に、通常のＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングが利用不可能である時間間隔における別のＧＰＳインテグリティ限界値プロセスを可能にする本発明の一実施形態を示す。第２図では、第１図に示すのと同様の機能ブロックが同じ数字指定を保持しているので詳述はしない。第２図では、第１図に示すコンポーネントに加えて速度／加速度誤差エスティメータ２１０、修正ＩＲＳ位置エスティメータ２２０、位置差カルキュレータ２３０、代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０、および位置セレクタ３００をさらに含む。先へ進む前に、ＧＰＳ位置／慣性情報プロセッサはさまざまな座標基準フレームで位置／慣性情報を伝達できることを理解されたい。一般に、ＧＰＳ情報は地球を中心にし地球に固定された座標基準フレームで位置情報を伝達する。次にこの情報は緯度および経度値に変換できる。慣性ＧＰＳソリューション情報は当技術分野で一般に知られているように北の方向と東の方向の速度情報を含むことができる。これらの値は当然地球を中心にし地球に固定された位置情報の変換または変形あるいはその両方にすぎない。したがって、第２図と以下の説明に示すように、北と東の方向はそれぞれ緯度と経度に関連するそれぞれＸとＹで表される。さらに、以下の説明で、「ＰＯＳ」という項は位置を、また「ＶＥＬ」という項は速度を表す。再度第２図を参照すると、速度／加速度誤差エスティメータ２１０は入力情報として（ｉ）ＸおよびＹ方向のＧＰＳの導出された速度情報を受信し、（ｉｉ）慣性センサから導出されたｘおよびＹ方向のＩＲＳの速度情報が入力情報として送られる。これらの項は次の通りである。ＶＥＬ＿Ｘ＿ＧＰＳＧＰＳ導出速度、Ｘ方向ＶＥＬ＿Ｙ＿ＧＰＳＧＰＳ導出速度、Ｙ方向ＶＥＬ＿Ｘ＿ＩＲＳＩＲＳ導出速度、Ｘ方向ＶＥＬ＿Ｙ＿ＩＲＳＩＲＳ導出速度、Ｙ方向上式で、ＩＲＳおよびＧＰＳはそれぞれ慣性レファレンス・システム１３０およびＧＰＳ受信機１２０から導出されたデータを指す。前と同様、これらの項はそれに関連付けられた実質的に対応する同一のリアルタイム値を備える。速度／加速度誤差エスティメータ２１０は出力情報として離散的な加速度および速度誤差またはＩＲＳ位置／慣性情報のバイアス条件を表す「ＤＡＴＡ＿ＥＲＲＯＲ」と指定された出力情報を送る。このような項はそれぞれＶＥＬ＿Ｘ＿ＥＲＲ、ＶＥＬ＿Ｙ＿ＥＲＲ、ＡＣＣ＿Ｘ＿ＥＲＲ、およびＡＣＣ＿Ｙ＿ＥＲＲ、ＸおよびＹ速度ならびに加速度誤差によって表される。修正ＩＲＳ位置エスティメータ２２０は入力情報としてそれぞれＤＡＴＡ＿ＥＲＲＯＲ、ＰＯＳ＿ＩＲＳで表される慣性レファレンス・システム１３０の位置情報、位置誤差ＰＯＳ＿Ｘ＿ＥＲＲおよびＰＯＳ＿Ｙ＿ＥＲＲ、および信号線３３２、１３４、１１４、１１６、および１７２上の検証信号を受信する。修正ＩＲＳ位置エスティメータ２２０は、ＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングが利用可能だった時間間隔に続けてＧＰＳＲＡＩＭのインテグリティ・モニタリングが利用不可能だった（すなわち、ＲＡＩＭ「損失」）時間間隔のユーザの実際の位置の推定値を表すＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳとして指定された修正ＩＲＳ推定位置を表す信号線２２２上に出力情報を送るよう意図されている。修正ＩＲＳ位置エスティメータ２２０は数学的に次式で記述される推定位置を決定するための前述の入力情報に基づいて動作するように意図されている。ＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳ（ｔ）＝［ＰＯＳ＿ＩＲＳ（ｔ）］−［ＰＯＳ＿ＥＲＲ［ｔｏ］＋［ＶＥＬ＿ＥＲＲ（ｔｏ）］［ｔ−Ｔ_L］＋［．５］［ＡＣＣ＿ＥＲＲ（ｔｏ））］［ｔ−ｔ_L］² これらの項は当然その座標成分すなわちＸおよびＹを備える。上式は時間「ｔ」における修正ＩＲＳ推定位置ＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳが速度／加速度誤差エスティメータ３００が与える速度および加速度誤差条件と位置エスティメータ１１０の出力情報として与えられる推定位置誤差−後者は前述のフィルタリングされた誤差エスティメータによって与えられる−によって補正された測定ＩＲＳ位置ＰＯＳ＿ＩＲＳ（ｔ）である。成分項では、ＰＯＳ＿Ｘ＿ＩＲＳ（ｔ）＝［ＰＯＳ＿Ｘ＿ＩＲＳ（ｔ）］−［Ｅ＿Ｘ］ＰＯＳ＿Ｙ＿ＩＲＳ（ｔ）＝［ＰＯＳ＿Ｙ＿ＩＲＳ（ｔ）］−［Ｅ＿Ｙ］上式でＥ＿Ｘ＝［ＰＯＳ＿Ｘ＿ＥＲＲ（ｔｏ）］＋［ＶＥＬ＿Ｘ＿ＥＲＲ（ｔｏ）］［ｔ−Ｔ_L］＋［．５］［ＡＣＣ＿Ｘ＿ＥＲＲ（ｔｏ）］［ｔ−Ｔ_L］² 上式でＥ＿Ｙ＝［ＰＯＳ＿Ｙ＿ＥＲＲ（ｔｏ）］＋［ＶＥＬ＿Ｙ＿ＥＲＲ（ｔｏ）］［ｔ−Ｔ_L］＋［．５］［ＡＣＣ＿Ｙ＿ＥＲＲ（ｔｏ）］［ｔ−Ｔ_L］² となる。再度第２図を参照すると、出力信号線２２２上に送られるＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳとして識別される修正ＩＲＳ推定位置が位置差カルキュレータ２３０に提示される。位置差カルキュレータ２３０は第２の入力情報としてＧＰＳ受信機１２０から出力信号線１２９に送られるＰＯＳ＿ＧＰＳとして識別されるＧＰＳ導出位置を受信する。位置差カルキュレータ２３０はＧＰＳ導出位置と修正ＩＲＳ推定位置の間の位置Ｄの差を導出するように意図されている。これを数学的に記述したのが次式である。位置差「Ｄ」は（ａ）ＧＰＳ受信機１２０が報告するＧＰＳソリューションから導出された位置座標と（ｂ）修正ＩＲＳ位置エスティメータ２２０の出力情報すなわちＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳとして送られる速度／加速度誤差ＤＡＴＡ＿ＥＲＲＯＲによって修正されるＩＲＳ位置／慣性情報プロセッサ１３４が導出する位置座標の間のベクトルの大きさを表すことに注意すべきである。値「Ｄ」はＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングができなかった時間のＩＲＳシステム１３０の誤差に関連するため、「代替インテグリティ限界値」を表す。値Ｄは出力情報として信号線２３２上に送られ、代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０への入力情報として提示される。代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０は入力情報として飛行ミッションの段階に応じて代替インテグリティ限界値Ｄおよび基準Ｉおよび基準ＩＩとして識別されるインテグリティ・アラーム限界基準値を受信する。代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０は代替インテグリティ値Ｄと所定の飛行段階インテグリティ・アラーム限界値（すなわちアラーム限界基準値）の偏差を比較するよう意図されている。前述のインテグリティ・アラーム限界値は当然飛行ミッションの段階（例えば、ターミナル段階、進入段階、または最終進入（着陸）段階）によって異なる。代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０は信号線２４２上にＡＩＬと指定された代替インテグリティ比較の表示を送る。次に、出力信号線２４２が位置セレクタ３００および飛行管制機構１６０への入力情報として提示される。位置セレクタ３００は信号線１１２上に入力情報として位置エスティメータ１１０の導出位置ＰＯＳ＿ＨＹＢを受信し、出力信号線１２９上にＧＰＳ受信機１２０からのＧＰＳ導出位置ＰＯＳ＿ＧＰＳを受信する。さらに、位置セレクタ３００は入力情報としてＧＰＳインテグリティ検証手段１７０が出力する出力情報Ｖと、代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０からの出力値ＡＩＬを信号線１７２および２４２上で受信する。位置セレクタ３００は信号線３３２上に出力情報としてＧＰＳインテグリティ検証手段１７０の出力情報、代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０、および前述の位置入力情報に依存するＰＯＳ＿ＳＥＬとして識別される推定位置を出力する。この信号は飛行管制機構１６０に提示される。第２図に示す本発明の実施形態の動作を以下に説明する。ＲＡＩＭが利用可能航空機が飛行ミッションのターミナル段階で、ＧＰＳの衛星配列がＧＰＳ受信機１２０が仰角が一定の選択された最小値より大きい５つ以上の衛星を追跡できる状況を考える。この状況では、ＧＰＳ位置／ソリューション情報を受信するＧＰＳＲＡＩＭプロセッサ１５０は水平インテグリティ限界値ＨＩＬを計算できる。第２にＧＰＳインテグリティ検証手段１７０はＲＡＩＭが利用可能であることを示すＶを出力する。同時に、位置エスティメータ１１０はＤＡＴＡ＿ＧＰＳとして識別されるＧＰＳデータとＤＡＴＡ＿ＩＲＳとして識別されるＩＲＳデータの関数として航空機の推定位置ＰＯＳ＿ＨＹＢを導出して、第１図に関して前述した当技術分野で周知の事項によって推定位置ＰＯＳ＿ＨＹＢを計算する。信号線１７２上にＲＡＩＭ利用可能信号表示を受信すると、位置セレクタ３００はＰＯＳ＿ＳＥＬ＝ＰＯＳ＿ＨＹＢになるように出力情報３３２を設定する。この推定位置ＰＯＳ＿ＳＥＬは飛行管制機構１６０への出力として送られる。次に、飛行管制機構１６０はインテグリティ限界値ＨＩＬが事前選択された値を下回る場合に限って航空機の推定位置ＰＯＳ＿ＳＥＬを利用する。したがって、飛行管制機構１６０は当技術分野で周知のパイロットアラーム、航行、および飛行管制処理機能を含む。ＲＡＩＭが利用不可能に移行ＧＰＳ衛星配列がＲＡＩＭインテグリティ・モニタリングが時間Ｔ_Lでもはや利用不可能である状況を考える。この状況では、修正ＩＲＳ位置エスティメータ２２０が（ｉ）ＲＡＩＭがもはや利用可能ではないことを通知し、（ｉｉ）Ｔ_L の値を記憶し、（ｉｉｉ）ＤＡＴＡ＿ＥＲＲＯＲによって提示された時間Ｔ_Lに対応する速度／加速度推定誤差を記憶し、（ｉｖ）Ｔ_Lの後、ＲＡＩＭが再び利用可能になるまでの時間の修正ＩＲＳ位置ＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳを計算する。この状況で、位置セレクタ３００がＰＯＳ＿ＳＥＬ＝ＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳを設定する。同時に、修正ＩＲＳ推定位置ＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳの差分（ differential）とＧＰＳ位置ソリューションＧＰＳ＿ＰＯＳの差Ｄが位置差カルキュレータ２３０によって計算される。代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０が出力値Ｄを特定の飛行段階に対応する飛行段階アラーム限界基準値と比較する。Ｄが許容できる限界基準値より大きい場合、代替インテグリティ限界値コンパレータ２４０の出力値ＡＩＬは飛行管制１６０への入力情報として許可／不許可表示ＡＩＬを示す。この状況で、ＰＯＳ＿ＳＥＬによって示される推定位置は飛行管制には使用できず、パイロットは適切な修正措置を講ずる必要がある。ＲＡＩＭが利用可能に復帰ＧＰＳ衛星配列がＲＡＩＭが利用可能な状態に移行すると、位置セレクタ３００がその出力情報ＰＯＳ＿ＳＥＬを以前のＰＯＳ＿ＨＹＢに設定する。第３図に二次フィルタの形式の速度／加速度誤差エスティメータ２１０の一実施形態を示す。第３図に示すノーメンクレチャーは「Ｘ」方向用で、「Ｙ」方向にも同様の実施が必要である。第３図にはそれぞれＶＥＬ＿Ｘ＿ＧＰＳおよびＶＥＬ＿Ｘ＿ＩＲＳで識別されるＸ方向のＧＰＳ導出速度値とＩＲＳ導出速度値の差の計算を形成するブロック３１０が示されている。次に、ブロック３２０はブロック３１０の出力情報と速度誤差項ＶＥＬ＿Ｘ＿ＥＲＲの差を形成する。フィルタはインテグレータ３３０およびインテグレータ３８０と、値リミッタ３４０および３８５と、ゲインブロック３６０および３６５をさらに含む。図に示すように、加速誤差項「ＡＣＣ＿Ｘ＿ＥＲＲ」は、リミッタ・ブロック３４０の出力にゲインブロック３８５を掛け、インテグレータ３８０で積分し、その後リミッタ・ブロック３８５を通過した値に等しい。速度誤差項ＶＥＬ＿Ｘ＿ＥＲＲはゲインブロック３６０を通過し加速度誤差項ＡＣＣ＿Ｘ＿ＥＲＲと総計されてからブロック３３０で積分されるリミッタ・ブロック３４０の出力値と実質的に等しく、速度誤差項を形成する。以上、本発明をブロックがそれぞれ意図された情報を導出するための複雑な数学的関数を実行する特定のソフトウェアを採用する複雑なシステムを一般に用いる簡素化されたブロック図で説明してきた。各図に示されたこれらのブロック図は多数の電子サブシステム、コンピュータ、およびソフトウェア／ファームウェアの実施を採用して構成できることを理解すべきである。単一の形式で示される信号線は、当業者には理解できるように、意図された情報を送信する１つまたは複数のデータバスを表すこともできる。さらに、当技術分野では周知のように、慣性センサ自体と同様、ＧＰＳ衛星情報信号を受信するためのＧＰＳ信号受信機の詳細を除いて、記述されたすべてのデータの生成の適切な計算を実行するために単一の電子／ソフトウェアサブシステムを採用できる。上記の変形形態はすべて本発明の真の精神および範囲を逸脱しないよう意図されている。本発明は航空機または宇宙船の飛行管制その他に特に適用できるものであるが、飛行管制以外の分野についても本発明の真の精神および範囲を逸脱しないよう意図されている。最後に、速度および加速度誤差エスティメータを単一の二次フィルタを採用して示してきたが、他のフィルタ、例えばブロック１３０の機能を含む６または９ステートのＫａｌｍａｎフィルタも本発明の範囲内である。本明細書に示した図を使って、慣性レファレンス・システムの速度および加速度誤差を二次フィルタ内のＧＰＳ導出速度情報およびＩＲＳ導出速度情報を処理して評価し、前述の速度および加速度誤差で修正されたＩＲＳ導出ユーザ位置をその後決定するのに役立てる技法が開示されている。推定誤差はＧＰＳ衛星情報信号がＲＡＩＭインテグリティを保つのに十分である時間には凍結されている。しかしながら、ＲＡＩＭインテグリティ情報が利用可能できなくなったが、ＧＰＳ位置ソリューションがＲＡＩＭの可用性の損失の前に適切な確度を備えていたと考えられる場合、リアルタイムＩＲＳユーザ位置がこれらの推定速度および加速度誤差で修正されてＲＡＩＭインテグリティが存在しない場合に極めて信頼できるユーザ位置が示される。次に、現在のＧＰＳ位置ＰＯＳ＿ＧＰＳと修正されたＩＲＳ推定位置ＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳの差の大きさである代替インテグリティ限界値が確立される。速度および加速度推定誤差ＩＲＳ＿ＰＯＳ＿ＬＯＳＳによって修正されたＩＲＳ位置ＰＯＳ＿ＩＲＳは前提の慣性レファレンス・システムの誤差モデルに基づいている。このモデルは短い期間の間、慣性レファレンス・システムのパフォーマンスが速度誤差によって左右されるという事実を正確に反映する。これらの誤差が全く調整されないと、論理的な実行はその指定限度を前提とすることである。この理由から、位置誤差成長率の前提の９９．９百分順位値は毎時１２海里にもなる。この値はＩＲＳベースの代替インテグリティ計算で用いる場合、１．５分で０．３海里（ミッションの進入段階の代表値）のアラーム限界値に達する。しかし、本発明によれば、推定速度誤差はＩＲＳ速度を補正し、それによってすべての見逃し誤りの値を低減できる。さらに、速度および加速度推定誤差を使って得られた代替ユーザ位置ＰＯＳ＿ＩＲＳ＿ＬＯＳＳの確度はかなり改善される。計算の見逃し誤りは９９．９百分順位値ベースでせいぜい毎時３海里であると思われる。この率ならば、０．３海里のアラーム限界値には６分で到達でき、現在の実施形態と比べて四倍の進歩を示している。

Claims

【特許請求の範囲】１．ユーザ位置を決定するための慣性レファレンス・システムと全地球衛星測位システムの組み合わせであって、慣性センサの出力情報から導出されたＩＲＳ位置およびＩＲＳ速度情報を含む慣性レファレンス情報を報告するための前記慣性センサを採用する慣性レファレンス・システムと、複数の衛星から送信される信号の衛星情報から導出された結果として得られるＧＰＳ位置および結果として得られるＧＰＳ速度情報を含むＧＰＳ位置ソリューションを与える全地球衛星測位システムの受信機と、前記衛星情報信号を送信する少なくとも前記の複数の衛星の数に応答して、その数が少なくとも１つのインテグリティ限界値を計算するのに十分であるインテグリティ時間間隔ではなく、その数が前記ＧＰＳソリューションの確度と関連付けられた前記の少なくとも１つのインテグリティ限界値を計算するのに必要な数を下回るとき、非可用性時間間隔を示す検証手段と、前記ＩＲＳ速度情報および前記の結果として得られるＧＰＳ速度情報の関数として前記ＩＲＳ慣性情報に関連付けられた速度および加速度推定誤差を決定するための誤差エスティメータ手段と、前記非可用性時間間隔にその非可用性時間間隔の開始時に発生する前記速度および加速度推定誤差の関数として前記非可用性時間間隔の開始時から徒過した時間を累積してユーザ位置およびＩＲＳ位置の第１の推定位置を決定するための滑降位置エスティメータ手段とを含むユーザ位置を決定する全地球衛星測位システムと組み合わせた慣性レファレンス・システム。２．少なくとも前記ＩＲＳ位置および慣性情報および前記の結果として得られるＧＰＳ位置と結果として得られるＧＰＳ速度情報の関数としてユーザ位置の第２の推定位置を決定するためのＩＲＳ／ＧＰＳ位置ソリューション決定手段と、その出力情報としてインテグリティ時間間隔内の時間について前記の第２の推定位置を報告し、非可用性時間間隔内の時間について前記の第１の推定位置を報告する位置セレクタ手段を含む請求項１に記載の全地球衛星測位システムと組み合わせた慣性レファレンス・システム。３．前記誤差エスティメータ手段がその入力情報として前記の結果として得られるＧＰＳ速度と前記ＩＲＳ速度の対応する成分の差を備えた二次フィルタを具備する請求項１に記載の慣性レファレンス・システムと全地球衛星測位システムの組み合わせ。４．前記誤差エスティメータ手段が（ｉ）前記の結果として得られるＧＰＳ速度と前記ＩＲＳ速度の北方向成分間の差を入力情報とし、対応する北方向の速度と加速度バイアス値を出力情報とする二次フィルタと、（ｉｉ）前記の結果として得られるＧＰＳ速度と前記ＩＲＳ速度の東方向の成分間の差を入力情報とし、対応する東方向の速度と加速度バイアス値を出力情報とする二次フィルタを含む請求項３に記載の慣性レファレンス・システムと全地球衛星測位システムの組み合わせ。５．慣性レファレンス・システムとグローバルな全地球衛星測位システムの受信機を備えたシステムにおいて、インテグリティ損失後に位置誤差を計算する方法であって、Ａ．インテグリティ損失の直前の時間における位置および速度を示す全地球衛星測位システムの値を決定するステップと、Ｂ．位置の慣性レファレンス・システムの値を決定するステップと、Ｃ．ステップＢの値を時間と共に変動する知られている誤差値を使って修正するステップと、Ｄ．インテグリティ損失以来の時間にわたって全地球衛星測位システムで得た速度で計算された位置誤差値を使ってステップＣの値を調整するステップとを含む方法。