JP2002520625A - Ｇｐｓ信号障害隔離モニタ - Google Patents
Ｇｐｓ信号障害隔離モニタInfo
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- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- 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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- 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
- G01S19/13—Receivers
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-
- G—PHYSICS
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Abstract
(57)【要約】
慣性基準装置およびＧＰＳ受信機装置から所定の軸に沿った加速度信号を決定して、加速度信号の比較によってＧＰＳ衛星の障害を決定し、新しく獲得されたＧＰＳ衛星信号を監視して獲得前に衛星ドリフトがあったかどうかを決定するためのシステム。
Description
【０００１】 （発明の背景） （１．発明の分野） 本発明は一般に航空機航法に関し、より詳細には、全世界測位システム（ＧＰ
Ｓ）および慣性基準システム（ＩＲＳ）を採用して、衛星信号を頼りにできない
ときおよび新しく獲得された衛星信号を頼りにできないときを早期に決定できる
ようにするシステムに関する。
Ｓ）および慣性基準システム（ＩＲＳ）を採用して、衛星信号を頼りにできない
ときおよび新しく獲得された衛星信号を頼りにできないときを早期に決定できる
ようにするシステムに関する。
【０００２】 （２．従来技術の説明） 従来技術では、ＧＰＳシステムを使用して複数の衛星から信号を受信すること
によって航空機の位置を決定していた。各信号は衛星の位置および送信の時間に
関する情報を有し、したがって、ＧＰＳ受信機が航空機上でそれ自体の位置を計
算することができる。４つの変数があるため（３本の軸における位置、および時
間）、受信機の位置を決定するには、少なくとも４つの衛星からの信号が必要で
ある。よい幾何形状を有する少なくとも５つの衛星がある場合、４つの信号の各
サブセットを測位に使用することができ、これらを相互に比較して、信号の１つ
がエラーかどうかを決定することができる（フェイル・セーフ）。少なくとも６
つの衛星が視界にある場合は、不良の信号があれば、グルーピングを使用してど
の信号がエラーかを決定することが可能である（フェイル・オペレーショナル）
。この手順はこれまで、ヴァージニア州ＡｌｅｘａｎｄｒｉａのＩｎｓｔｉｔｕ
ｔｅ ｏｆ Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎから発行されたＨｏｎｅｙｗｅｌｌ Ｉｎｃ
．のＧｌｏｂａｌ Ｐｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ Ｖｏｌｕｍｅ Ｖと
いう題名の刊行物に出ている「Ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎ ｏｆ ａ ＲＡ
ＩＭ Ｍｏｎｉｔｏｒ ｉｎ ａ ＧＰＳ Ｒｅｃｉｅｖｅｒ ａｎｄ ａｎ
Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ ＧＰＳ／ＩＲＳ」という題名の記事に記載のＲＡＩＭ（
Ｒｅｃｅｉｖｅｒ Ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ Ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ Ｍｏｎｉｔｏ
ｒ、受信機自律型完全性モニタ）として識別されているシステムによって達成さ
れてきた。
によって航空機の位置を決定していた。各信号は衛星の位置および送信の時間に
関する情報を有し、したがって、ＧＰＳ受信機が航空機上でそれ自体の位置を計
算することができる。４つの変数があるため（３本の軸における位置、および時
間）、受信機の位置を決定するには、少なくとも４つの衛星からの信号が必要で
ある。よい幾何形状を有する少なくとも５つの衛星がある場合、４つの信号の各
サブセットを測位に使用することができ、これらを相互に比較して、信号の１つ
がエラーかどうかを決定することができる（フェイル・セーフ）。少なくとも６
つの衛星が視界にある場合は、不良の信号があれば、グルーピングを使用してど
の信号がエラーかを決定することが可能である（フェイル・オペレーショナル）
。この手順はこれまで、ヴァージニア州ＡｌｅｘａｎｄｒｉａのＩｎｓｔｉｔｕ
ｔｅ ｏｆ Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎから発行されたＨｏｎｅｙｗｅｌｌ Ｉｎｃ
．のＧｌｏｂａｌ Ｐｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ Ｖｏｌｕｍｅ Ｖと
いう題名の刊行物に出ている「Ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎ ｏｆ ａ ＲＡ
ＩＭ Ｍｏｎｉｔｏｒ ｉｎ ａ ＧＰＳ Ｒｅｃｉｅｖｅｒ ａｎｄ ａｎ
Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ ＧＰＳ／ＩＲＳ」という題名の記事に記載のＲＡＩＭ（
Ｒｅｃｅｉｖｅｒ Ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ Ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ Ｍｏｎｉｔｏ
ｒ、受信機自律型完全性モニタ）として識別されているシステムによって達成さ
れてきた。
【０００３】 ＲＡＩＭは、４つの衛星だけでは誤った衛星信号を検出できず、あるいは５つ
の衛星だけではどの信号がエラーかを識別できないため、パイロットは、これら
の状況で自分の受信した位置情報に依拠することができず、ＧＰＳ入力を無視し
なければならない。したがって、衛星信号が４つしか視界にないときに信頼性の
ある出力を生成することのできるシステムを提供することが必要とされている。
の衛星だけではどの信号がエラーかを識別できないため、パイロットは、これら
の状況で自分の受信した位置情報に依拠することができず、ＧＰＳ入力を無視し
なければならない。したがって、衛星信号が４つしか視界にないときに信頼性の
ある出力を生成することのできるシステムを提供することが必要とされている。
【０００４】 本発明の譲受人に譲渡される１９９６年９月１１日出願の「Ｎａｖｉｇａｔｉ
ｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ ｗｉｔｈ Ｓｏｌｕｔｉｏｎ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ Ａ
ｐｐａｒａｔｕｓ ｆｏｒ Ｄｅｔｅｃｔｉｎｇ Ａｃｃｕｒａｃｙ Ｆａｉｌ
ｕｒｅ」という名称の特許出願第０８／７１２２３２号には、この問題への１つ
の解決法が開示されている。より具体的には、その出願は完全性モニタおよび測
位アルゴリズムを開示するが、これは、複数のリモート・トランスミッタから信
号を受信し、障害を検出し、保護限界（すなわち、装置によって決定された位置
が、１つの衛星がエラーにある状況に限定されるほぼ確実な確率を有することに
なる、最も遠い統計距離）を決定する。この測位アルゴリズムは、カルマン・フ
ィルタリング技術を使用し、慣性基準データを取り入れて検出能力を高めること
が好ましい。このシステムは、限られた時間にわたる４つの衛星からの信号を信
頼して使用できるようにするが、カルマン・フィルタ・バンクによって形成され
る保護限界は、フライトの最も厳しい段階（非精測進入およびターミナル・エリ
ア航法）に必要とされる保護を超過することがあり、したがって十分に利用可能
ではない。さらに、カルマン・フィルタのバンクは、慣性基準装置よりも計算的
に費用が高く、他の装置中での実施が複雑である。したがって、複雑性および費
用がより少なく、より容易に供給側の装置に組み込むことができ、動作の早い段
階で衛星信号エラーを検出できるシステムが必要とされている。
ｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ ｗｉｔｈ Ｓｏｌｕｔｉｏｎ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ Ａ
ｐｐａｒａｔｕｓ ｆｏｒ Ｄｅｔｅｃｔｉｎｇ Ａｃｃｕｒａｃｙ Ｆａｉｌ
ｕｒｅ」という名称の特許出願第０８／７１２２３２号には、この問題への１つ
の解決法が開示されている。より具体的には、その出願は完全性モニタおよび測
位アルゴリズムを開示するが、これは、複数のリモート・トランスミッタから信
号を受信し、障害を検出し、保護限界（すなわち、装置によって決定された位置
が、１つの衛星がエラーにある状況に限定されるほぼ確実な確率を有することに
なる、最も遠い統計距離）を決定する。この測位アルゴリズムは、カルマン・フ
ィルタリング技術を使用し、慣性基準データを取り入れて検出能力を高めること
が好ましい。このシステムは、限られた時間にわたる４つの衛星からの信号を信
頼して使用できるようにするが、カルマン・フィルタ・バンクによって形成され
る保護限界は、フライトの最も厳しい段階（非精測進入およびターミナル・エリ
ア航法）に必要とされる保護を超過することがあり、したがって十分に利用可能
ではない。さらに、カルマン・フィルタのバンクは、慣性基準装置よりも計算的
に費用が高く、他の装置中での実施が複雑である。したがって、複雑性および費
用がより少なく、より容易に供給側の装置に組み込むことができ、動作の早い段
階で衛星信号エラーを検出できるシステムが必要とされている。
【０００５】 （発明の概要） 本発明は、以下のことによってこれらおよび他の必要に対処する。
【０００６】 １）ＧＰＳ信号からの所定の軸に沿った第１の加速度出力と、慣性基準装置（
ＩＲＵ）からの同じ所定の軸に沿った第２の加速度出力とを生成する新しい加速
度モニタを提供すること。ＩＲＵ出力は位置決定に対してあまり正確ではないも
のの、所定の軸に沿った加速度の測定は、非常に正確である。したがって、所定
の軸に沿って、ＩＲＵ加速度信号がＧＰＳ加速度信号と比較される。所定量より
も大きいエラーがある場合、不良の衛星信号が識別され、それは計算から除外す
ることができる。したがって、連続した動作には４つの衛星だけがあれば済む。
信号ドリフトの場合は、これを傾斜出力と見なすことができ、傾斜の最初の慣性
変化が加速過渡事象を生じ、これが加速度モニタによって検出され、したがって
この状況が早期に識別される。
ＩＲＵ）からの同じ所定の軸に沿った第２の加速度出力とを生成する新しい加速
度モニタを提供すること。ＩＲＵ出力は位置決定に対してあまり正確ではないも
のの、所定の軸に沿った加速度の測定は、非常に正確である。したがって、所定
の軸に沿って、ＩＲＵ加速度信号がＧＰＳ加速度信号と比較される。所定量より
も大きいエラーがある場合、不良の衛星信号が識別され、それは計算から除外す
ることができる。したがって、連続した動作には４つの衛星だけがあれば済む。
信号ドリフトの場合は、これを傾斜出力と見なすことができ、傾斜の最初の慣性
変化が加速過渡事象を生じ、これが加速度モニタによって検出され、したがって
この状況が早期に識別される。
【０００７】 ２）衛星が見られる前にドリフトが開始したがどうかを決定するための新しい
衛星ドリフト・モニタを提供すること。この状況は、加速度モニタには傾斜の開
始時に発生する過渡現象が見えないために加速度モニタによってカバーされず、
その場合は障害状況が識別されないことになる。本発明では、この問題は、新し
く獲得された衛星におけるドリフトを検出する、本明細書でゼロ交差ＲＡＩＭ（
またはＺ−ＲＡＩＭ）モニタと呼ぶ全く新しい衛星ドリフト・モニタによって解
決される。
衛星ドリフト・モニタを提供すること。この状況は、加速度モニタには傾斜の開
始時に発生する過渡現象が見えないために加速度モニタによってカバーされず、
その場合は障害状況が識別されないことになる。本発明では、この問題は、新し
く獲得された衛星におけるドリフトを検出する、本明細書でゼロ交差ＲＡＩＭ（
またはＺ−ＲＡＩＭ）モニタと呼ぶ全く新しい衛星ドリフト・モニタによって解
決される。
【０００８】 これらの特徴を両方とも以下に詳細に述べるが、加速度モニタは本発明中で請
求し、新しい衛星ドリフト・モニタは、本譲受人に譲渡される、同日に出願の同
時係属出願第０９／１１８２９４号中で請求する。
求し、新しい衛星ドリフト・モニタは、本譲受人に譲渡される、同日に出願の同
時係属出願第０９／１１８２９４号中で請求する。
【０００９】 （詳細な説明） 図１を参照すると、航空機航法に使用されるシステム１０が示されており、こ
のシステムは、ＧＰＳ受信機１２および慣性基準装置１４を備える。ＧＰＳ受信
機１２は、当技術分野で周知のタイプのものであり、複数の衛星、例えば図１の
Ｓ１〜Ｓ６から、それらの位置および送信の時間を示す受信信号を受信するよう
に動作する。６つの衛星を示してあるが、６つよりも少ないかまたは多い衛星が
ＧＰＳ受信機１２の視界にあってもよく、この数はある期間にわたって変化して
もよいことに留意されたい。ＧＰＳ受信機１２は、衛星Ｓ１〜Ｓ６からの信号に
作用して、受信機の位置を決定し、ＧＰＳコードに基づく各衛星までの疑似距離
測定値ｐｒを生成する。また、ＧＰＳ受信機１２は、各衛星からの搬送波におけ
る周期（周期の一部を含む）を追跡してカウントすることによって累積搬送波カ
ウントｐｃも提供し、これを使用して、以下の式に従って時間Δｔにわたる疑似
距離の変化を求めることができる。 Δｐｒ＝Δｐｃ＝ｐｃ（ｔ＋Δｔ）−ｐｃ（ｔ） （１）
のシステムは、ＧＰＳ受信機１２および慣性基準装置１４を備える。ＧＰＳ受信
機１２は、当技術分野で周知のタイプのものであり、複数の衛星、例えば図１の
Ｓ１〜Ｓ６から、それらの位置および送信の時間を示す受信信号を受信するよう
に動作する。６つの衛星を示してあるが、６つよりも少ないかまたは多い衛星が
ＧＰＳ受信機１２の視界にあってもよく、この数はある期間にわたって変化して
もよいことに留意されたい。ＧＰＳ受信機１２は、衛星Ｓ１〜Ｓ６からの信号に
作用して、受信機の位置を決定し、ＧＰＳコードに基づく各衛星までの疑似距離
測定値ｐｒを生成する。また、ＧＰＳ受信機１２は、各衛星からの搬送波におけ
る周期（周期の一部を含む）を追跡してカウントすることによって累積搬送波カ
ウントｐｃも提供し、これを使用して、以下の式に従って時間Δｔにわたる疑似
距離の変化を求めることができる。 Δｐｒ＝Δｐｃ＝ｐｃ（ｔ＋Δｔ）−ｐｃ（ｔ） （１）
【００１０】 搬送波カウントの差を計算することによって得られる疑似距離の変化は、セン
チメートル（０．０１メートル）以内の精度であり、疑似距離測定値の差を計算
することによって形成される疑似距離の変化は、２〜５メートル以内の精度であ
る。本発明では、以下に述べるように、コード・ベースの疑似距離の変化Δｐｒ
、搬送波ベースの疑似距離の変化Δｐｃ、または平滑化コード測定値と呼ばれる
これらの結合を使用する。
チメートル（０．０１メートル）以内の精度であり、疑似距離測定値の差を計算
することによって形成される疑似距離の変化は、２〜５メートル以内の精度であ
る。本発明では、以下に述べるように、コード・ベースの疑似距離の変化Δｐｒ
、搬送波ベースの疑似距離の変化Δｐｃ、または平滑化コード測定値と呼ばれる
これらの結合を使用する。
【００１１】 ｐｒ信号およびｐｃ信号は、ＧＰＳ受信機１２からのパス１６で示される出力
として提供され、パス１７および１８を介して、ボックス２０中に示す標準ＲＡ
ＩＭへ与えられる。標準ＲＡＩＭは、高度感知手段２２からパス２４を介して気
圧高度信号も受信する。頼りにできない衛星信号が現れ、標準ＲＡＩＭ２０によ
って検出された場合、選択解除信号がパス２６で示される出力としてＲＡＩＭ２
０から与えられる。これは、少なくとも６つの衛星がよい幾何形状で視界にある
場合に行われ、その場合、５つの衛星信号のグループを比較して、もしあればそ
れらの中でどれが不良かを決定することができる。このように１つが識別された
場合、この情報は、（パス２６およびパス２８を介して）ボックス３０で表す衛
星選択機能に渡される。この衛星選択機能は、また、パス１６からＧＰＳｐｒお
よびｐｃを受け取る。衛星選択機能３０は、不良の衛星信号を除去し、残りの有
効な信号をパス３２で示される出力としてボックス３４で表す測位機能に渡す。
測位機能３４はまた、パス２４を介して高度感知手段２２から気圧高度信号も受
け取り、航空機の位置をインジケータやフライト管理システムなどのダウンスト
リーム装置（図示せず）を示す出力（パス３６で表す）を生成する。よい幾何形
状を有する衛星が視界に５つしかない場合、やはり４つの衛星信号のグループを
少なくとも１つの他の衛星信号と比較して、それらのいずれかが不良かどうかを
決定することができるが、不良の衛星を特定することはできないため、選択解除
を実施することはできない。このような場合、ダウンストリーム装置およびパイ
ロットは、ＧＰＳ信号を使用すべきでないと通知されることになる（この信号は
図１に示していない）。
として提供され、パス１７および１８を介して、ボックス２０中に示す標準ＲＡ
ＩＭへ与えられる。標準ＲＡＩＭは、高度感知手段２２からパス２４を介して気
圧高度信号も受信する。頼りにできない衛星信号が現れ、標準ＲＡＩＭ２０によ
って検出された場合、選択解除信号がパス２６で示される出力としてＲＡＩＭ２
０から与えられる。これは、少なくとも６つの衛星がよい幾何形状で視界にある
場合に行われ、その場合、５つの衛星信号のグループを比較して、もしあればそ
れらの中でどれが不良かを決定することができる。このように１つが識別された
場合、この情報は、（パス２６およびパス２８を介して）ボックス３０で表す衛
星選択機能に渡される。この衛星選択機能は、また、パス１６からＧＰＳｐｒお
よびｐｃを受け取る。衛星選択機能３０は、不良の衛星信号を除去し、残りの有
効な信号をパス３２で示される出力としてボックス３４で表す測位機能に渡す。
測位機能３４はまた、パス２４を介して高度感知手段２２から気圧高度信号も受
け取り、航空機の位置をインジケータやフライト管理システムなどのダウンスト
リーム装置（図示せず）を示す出力（パス３６で表す）を生成する。よい幾何形
状を有する衛星が視界に５つしかない場合、やはり４つの衛星信号のグループを
少なくとも１つの他の衛星信号と比較して、それらのいずれかが不良かどうかを
決定することができるが、不良の衛星を特定することはできないため、選択解除
を実施することはできない。このような場合、ダウンストリーム装置およびパイ
ロットは、ＧＰＳ信号を使用すべきでないと通知されることになる（この信号は
図１に示していない）。
【００１２】 本発明によれは、パス１６で示す信号出力は、パス１７および１８を介して、
ボックス４４で表される加速度モニタに提供される。加速度モニタ４４はまた、
慣性基準装置１４（これもまた当技術分野で周知であり、複数のジャイロおよび
加速度計を備える）から出力を受け取る。この慣性基準装置１４は、ｈ（高度）
、Ｃ（姿勢行列）、Ｄ（緯度、経度、ドリフト移動角度行列）、ｖ（速度）、お
よびΔｖ（速度変化）を表す線４６によって表される出力を生成する。３つのジ
ャイロおよび３つの加速度計の最小値が採用されるが、フェイル・セーフ動作ま
たはフェイル・オペレーショナル動作と高信頼性を保証するために、２つまたは
３つの冗長システムを採用することが好ましい。パス４６からのΔｖ信号と、パ
ス１６、１７、１８からのｐｒ、ｐｃ信号は、本発明の加速度モニタ４４によっ
て、図２を参照すればよりよく理解される動作によって使用される。
ボックス４４で表される加速度モニタに提供される。加速度モニタ４４はまた、
慣性基準装置１４（これもまた当技術分野で周知であり、複数のジャイロおよび
加速度計を備える）から出力を受け取る。この慣性基準装置１４は、ｈ（高度）
、Ｃ（姿勢行列）、Ｄ（緯度、経度、ドリフト移動角度行列）、ｖ（速度）、お
よびΔｖ（速度変化）を表す線４６によって表される出力を生成する。３つのジ
ャイロおよび３つの加速度計の最小値が採用されるが、フェイル・セーフ動作ま
たはフェイル・オペレーショナル動作と高信頼性を保証するために、２つまたは
３つの冗長システムを採用することが好ましい。パス４６からのΔｖ信号と、パ
ス１６、１７、１８からのｐｒ、ｐｃ信号は、本発明の加速度モニタ４４によっ
て、図２を参照すればよりよく理解される動作によって使用される。
【００１３】 図２に、図１に対応する矢印４６で示すパスを介して慣性信号ｈ、Ｃ、Ｄ、ｖ
、Δｖを受け取り、図１に対応する矢印１８で示すパスを介してＧＰＳ入力ｐｒ
およびｐｃを受け取る加速度モニタ４４を示す。
、Δｖを受け取り、図１に対応する矢印１８で示すパスを介してＧＰＳ入力ｐｒ
およびｐｃを受け取る加速度モニタ４４を示す。
【００１４】 慣性信号Δｖは、「Ｌフレームに変換する」とラベリングされた機能ボックス
５４に提供される１０〜６０Ｈｚレートのフィルターされた速度増分からなる。
機能ボックス５４はまた、矢印４６で示す姿勢入力Ｃも受け取り、フィルターさ
れた速度増分をローカル垂直フレームＬに変換し、変換した増分を「第２の１Ｈ
ｚ時差を生成する」とラベリングされたボックス５８で表す機能に出力する。ボ
ックス５８で、慣性加速度（すなわち変換された高レートの速度増分）を積分す
ることによって、各軸に沿った「二重位置差信号」（すなわち、現行のΔｔ間隔
における位置の変化と以前のΔｔ間隔における位置の変化との差を表す信号）が
形成される。機能５８の出力は、ＧＰＳ信号から導出される加速度（後で述べる
）中にはない地球の回転によって課された加速度成分を含む、慣性から測定され
た加速度を反映する。したがって、機能５８の出力は、「地球の回転によって課
された加速度を除去する」とラベリングされたボックス６０で表す機能に入力と
して提供され、ここで、望ましくない地球の回転の成分が除去される。最後に、
ＧＰＳ信号から導出される加速度は衛星の方向（視線に沿った）でしか利用可能
とならないため、機能６０からの慣性に基づく基準信号は、「視線に沿って投影
する」とラベリングされたボックス６２で表す機能に与えられる。この機能６２
はまた、矢印６４で示す信号ＬＯＳ（衛星への視線に沿った単位ベクトル）も受
信する。機能６２の出力は、衛星への視線に沿って投影された慣性二重位置差で
ある。この信号は、「弁別器／時間除去変換」とラベリングされたボックス６６
で表す機能に与えられ、ここで、加速度モニタ弁別器が形成される。
５４に提供される１０〜６０Ｈｚレートのフィルターされた速度増分からなる。
機能ボックス５４はまた、矢印４６で示す姿勢入力Ｃも受け取り、フィルターさ
れた速度増分をローカル垂直フレームＬに変換し、変換した増分を「第２の１Ｈ
ｚ時差を生成する」とラベリングされたボックス５８で表す機能に出力する。ボ
ックス５８で、慣性加速度（すなわち変換された高レートの速度増分）を積分す
ることによって、各軸に沿った「二重位置差信号」（すなわち、現行のΔｔ間隔
における位置の変化と以前のΔｔ間隔における位置の変化との差を表す信号）が
形成される。機能５８の出力は、ＧＰＳ信号から導出される加速度（後で述べる
）中にはない地球の回転によって課された加速度成分を含む、慣性から測定され
た加速度を反映する。したがって、機能５８の出力は、「地球の回転によって課
された加速度を除去する」とラベリングされたボックス６０で表す機能に入力と
して提供され、ここで、望ましくない地球の回転の成分が除去される。最後に、
ＧＰＳ信号から導出される加速度は衛星の方向（視線に沿った）でしか利用可能
とならないため、機能６０からの慣性に基づく基準信号は、「視線に沿って投影
する」とラベリングされたボックス６２で表す機能に与えられる。この機能６２
はまた、矢印６４で示す信号ＬＯＳ（衛星への視線に沿った単位ベクトル）も受
信する。機能６２の出力は、衛星への視線に沿って投影された慣性二重位置差で
ある。この信号は、「弁別器／時間除去変換」とラベリングされたボックス６６
で表す機能に与えられ、ここで、加速度モニタ弁別器が形成される。
【００１５】 ＧＰＳ信号に関しては、追跡されたすべての衛星に対する疑似距離測定値ｐｒ
および累積搬送波周期カウントｐｃが、パス１８から「距離差を形成する」とラ
ベリングされたボックス７０で表す機能に与えられ、この機能はまた、矢印７２
で表す入力上に示す初期ＧＰＳ位置ｒinitも受け取る。この初期ＧＰＳ位置ｒin it は、図１の位置機能３４から受け取った初期化時のＧＰＳ位置である。前述の
ように、信号ｐｃは、累積搬送波周期（各周期は通常の衛星信号の約０．１９ｍ
の位置変化に対応する）からなり、信号ｐｒは、コード・ベースの疑似距離測定
値である。信号ｐｒ、ｐｃまたはこれらのいずれかの結合（平滑化測定値）は衛
星の動きを含み、機能７０は、衛星の動き成分を除去してその結果を「第２の１
Ｈｚ時差を形成する」とラベリングされたボックス７４で表す機能に提供するよ
うに動作する。二重差信号（すなわち、現行のΔｔ間隔における周期カウントの
変化（または平滑化疑似距離）と以前のΔｔ間隔における周期カウント（または
平滑化疑似距離）との差）が機能７６によって形成され、ＧＰＳ受信機の加速度
を表す（ただし現行位置での視線ベクトルと初期基準位置での視線ベクトルにお
ける変化に関する成分も含む）出力が、「視線補償」とラベリングされたボック
ス７６で表す機能に提供される。このとき、衛星加速度は、現行位置から見たと
きと初期基準位置から見たときでは異なって投影される。したがって、機能７６
によって形成される出力は、視線に関する成分が除去されたものである。機能７
６からの出力は、「衛星加速度補償」とラベリングされたボックス７８で表す機
能に与えられる。周期カウントは衛星の動きを含み、機能７８は、衛星の動きの
加速度成分を除去するように機能する。最終結果は、ＧＰＳ信号ベースの、視線
に沿った二重位置差であり、これは、ボックス６６で表す機能に提供される。「
弁別器／時間除去変換」機能６６は、機能７８および６２からのＧＰＳ信号およ
び慣性基準加速度信号にそれぞれ作用して、２つの信号の差を計算することによ
って弁別器を形成する。この機能はまた、各衛星に特有の弁別器からすべての弁
別器の（すべての衛星にわたる）平均を減算し、それにより受信機クロック・オ
フセットを除去する。この信号は、ボックス８０で表す機能に与えられ、ここで
、弁別器の出力は時の経過と共に平均され、固定しきい値と比較されて、選択解
除信号が線８２上に生成され、この信号は、加速度がしきい値を超えたいずれか
の衛星を選択解除するのに使用される。前述の機能ボックスによって実施される
すべての機能はコンピュータ・プログラムによって実施することができ、各機能
はプログラミング技術の当業者なら容易にプログラム可能であることに留意され
たい。
および累積搬送波周期カウントｐｃが、パス１８から「距離差を形成する」とラ
ベリングされたボックス７０で表す機能に与えられ、この機能はまた、矢印７２
で表す入力上に示す初期ＧＰＳ位置ｒinitも受け取る。この初期ＧＰＳ位置ｒin it は、図１の位置機能３４から受け取った初期化時のＧＰＳ位置である。前述の
ように、信号ｐｃは、累積搬送波周期（各周期は通常の衛星信号の約０．１９ｍ
の位置変化に対応する）からなり、信号ｐｒは、コード・ベースの疑似距離測定
値である。信号ｐｒ、ｐｃまたはこれらのいずれかの結合（平滑化測定値）は衛
星の動きを含み、機能７０は、衛星の動き成分を除去してその結果を「第２の１
Ｈｚ時差を形成する」とラベリングされたボックス７４で表す機能に提供するよ
うに動作する。二重差信号（すなわち、現行のΔｔ間隔における周期カウントの
変化（または平滑化疑似距離）と以前のΔｔ間隔における周期カウント（または
平滑化疑似距離）との差）が機能７６によって形成され、ＧＰＳ受信機の加速度
を表す（ただし現行位置での視線ベクトルと初期基準位置での視線ベクトルにお
ける変化に関する成分も含む）出力が、「視線補償」とラベリングされたボック
ス７６で表す機能に提供される。このとき、衛星加速度は、現行位置から見たと
きと初期基準位置から見たときでは異なって投影される。したがって、機能７６
によって形成される出力は、視線に関する成分が除去されたものである。機能７
６からの出力は、「衛星加速度補償」とラベリングされたボックス７８で表す機
能に与えられる。周期カウントは衛星の動きを含み、機能７８は、衛星の動きの
加速度成分を除去するように機能する。最終結果は、ＧＰＳ信号ベースの、視線
に沿った二重位置差であり、これは、ボックス６６で表す機能に提供される。「
弁別器／時間除去変換」機能６６は、機能７８および６２からのＧＰＳ信号およ
び慣性基準加速度信号にそれぞれ作用して、２つの信号の差を計算することによ
って弁別器を形成する。この機能はまた、各衛星に特有の弁別器からすべての弁
別器の（すべての衛星にわたる）平均を減算し、それにより受信機クロック・オ
フセットを除去する。この信号は、ボックス８０で表す機能に与えられ、ここで
、弁別器の出力は時の経過と共に平均され、固定しきい値と比較されて、選択解
除信号が線８２上に生成され、この信号は、加速度がしきい値を超えたいずれか
の衛星を選択解除するのに使用される。前述の機能ボックスによって実施される
すべての機能はコンピュータ・プログラムによって実施することができ、各機能
はプログラミング技術の当業者なら容易にプログラム可能であることに留意され
たい。
【００１６】 図１では、図２の線８２上の選択解除信号は、線２６および２８を介して衛星
選択機能３０に提供され、選択解除衛星信号は測位機能３４に移らないものとし
て示してある。
選択機能３０に提供され、選択解除衛星信号は測位機能３４に移らないものとし
て示してある。
【００１７】 図１には、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、さらにパス
２４を介して高度ボックス２２から気圧高度信号を受け取る受容モニタ８６が示
されている。受容モニタ８６は、例えば衛星疑似距離が妥当な境界よりもずっと
遠いことにより明らかに誤っているＧＰＳ信号を検出するために、当技術分野で
使用される。このような誤った衛星が受信されたとき、受容モニタ８６は、選択
解除信号をパス２６に向けて、かつパス２８を介して衛星選択機能３０に向けて
生成し、次いで衛星選択機能３０は、誤った信号が測位機能３４によって使用さ
れるのを防止する。
２４を介して高度ボックス２２から気圧高度信号を受け取る受容モニタ８６が示
されている。受容モニタ８６は、例えば衛星疑似距離が妥当な境界よりもずっと
遠いことにより明らかに誤っているＧＰＳ信号を検出するために、当技術分野で
使用される。このような誤った衛星が受信されたとき、受容モニタ８６は、選択
解除信号をパス２６に向けて、かつパス２８を介して衛星選択機能３０に向けて
生成し、次いで衛星選択機能３０は、誤った信号が測位機能３４によって使用さ
れるのを防止する。
【００１８】 新しい衛星ドリフト・モニタすなわち「Ｚ ＲＡＩＭ」をボックス９２として
示すが、これは、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、パス２
４を介して気圧高度を受け取る。Ｚ ＲＡＩＭ９２は、パス９５を介して、パイ
ロットまたはフライト管理システムなどのダウンストリーム航空機装置（図示せ
ず）に水平保護限界ＨＰＬを示す出力を提供する。
示すが、これは、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、パス２
４を介して気圧高度を受け取る。Ｚ ＲＡＩＭ９２は、パス９５を介して、パイ
ロットまたはフライト管理システムなどのダウンストリーム航空機装置（図示せ
ず）に水平保護限界ＨＰＬを示す出力を提供する。
【００１９】 本発明の新しい衛星ドリフト・モニタすなわちＺ ＲＡＩＭ９２（上に参照し
た同時係属出願中で請求する）は、新しい衛星からの信号が最初に獲得されたと
き、ドリフトがすでに開始しているかどうかを決定するように動作する。これに
ついて図３Ａおよび３Ｂを参照しながら述べる。
た同時係属出願中で請求する）は、新しい衛星からの信号が最初に獲得されたと
き、ドリフトがすでに開始しているかどうかを決定するように動作する。これに
ついて図３Ａおよび３Ｂを参照しながら述べる。
【００２０】 よい幾何形状を有するＮ個の衛星があると仮定すると、ｎ番目の衛星に対する
当技術分野で周知のＲＡＩＭ弁別器は、以下の式によって形成される。
当技術分野で周知のＲＡＩＭ弁別器は、以下の式によって形成される。
【数１】 上式で、ｂn kは、周知の衛星幾何形状に依存する係数であって、上に参照した刊
行物に出ており、Ｎは衛星の数であり、ｋはｋ番目の衛星を示し、Δｐｒkは、
ｋ番目の衛星に対して測定された疑似距離（または平滑化疑似距離）と予測され
た疑似距離の差である。選択利用可能性（ＳＡ、すなわちＤＯＤによってＧＰＳ
の出力に重ねられた意図的なノイズ信号）のために、弁別器は、図３Ａにみられ
るように変動することになる。
行物に出ており、Ｎは衛星の数であり、ｋはｋ番目の衛星を示し、Δｐｒkは、
ｋ番目の衛星に対して測定された疑似距離（または平滑化疑似距離）と予測され
た疑似距離の差である。選択利用可能性（ＳＡ、すなわちＤＯＤによってＧＰＳ
の出力に重ねられた意図的なノイズ信号）のために、弁別器は、図３Ａにみられ
るように変動することになる。
【００２１】 新しい衛星のエラー境界εは、通常９９．９％である１−ｐmdの所定の信頼水
準を有するように定義され、以下の式によって定義される。
準を有するように定義され、以下の式によって定義される。
【数２】 上式で、｜ｄn｜は弁別器ｄnの絶対値であり、Ｋmdは検出し損なう確率Ｐmdに対
応する統計上のシグマの数であり、σSAは選択利用可能性ノイズ・シグマであり
、｜ｂn n｜は、式（２）中の衛星幾何形状に依存する係数の絶対値であり、上部
係数および下部係数は衛星係数ｎに等しい。
応する統計上のシグマの数であり、σSAは選択利用可能性ノイズ・シグマであり
、｜ｂn n｜は、式（２）中の衛星幾何形状に依存する係数の絶対値であり、上部
係数および下部係数は衛星係数ｎに等しい。
【００２２】 ＳＡノイズの特性に基づいて、弁別器は、時々、すなわち少なくとも５分ごと
に、ゼロを交差するかまたは最小値に達することになる。弁別器がゼロを交差し
たかまたは最小絶対値｜ｄn｜minに達したとき、１−ｐmdエラー境界の推定にお
けるエラーは以下の通り最小である。
に、ゼロを交差するかまたは最小値に達することになる。弁別器がゼロを交差し
たかまたは最小絶対値｜ｄn｜minに達したとき、１−ｐmdエラー境界の推定にお
けるエラーは以下の通り最小である。
【数３】 また、１−ｐmd信頼水準での推定ドリフト・レートｒは以下の通りである。 ｒ＝εmin／ｔ （５） 上式で、ｔは衛星が最初に受信されてからの時間である。
【００２３】 ｔが増加するにつれ、生じた各最小値｜ｄn｜minに対してより正確なドリフト
・エラー境界が得られる。ドリフト・エラー境界が以下の式に従って帰納的に最
小値として計算されるかどうかに留意されたい。 ｒ（ｔ）＝ｍｉｎ（ｒ（ｔ−Δｔ），ε／ｔ） （６） 上式で、Δｔは時間ステップであり、結果は同じとなる。
・エラー境界が得られる。ドリフト・エラー境界が以下の式に従って帰納的に最
小値として計算されるかどうかに留意されたい。 ｒ（ｔ）＝ｍｉｎ（ｒ（ｔ−Δｔ），ε／ｔ） （６） 上式で、Δｔは時間ステップであり、結果は同じとなる。
【００２４】 衛星エラー限界、ＳＥＬは、現行の衛星エラー境界εおよび以前の衛星エラー
限界に、推定された１−ｐmdドリフト・エラー境界を加えたものの最小値である
。これは、以下の式によって帰納的に決定される。 ＳＥＬ（ｔ）＝ｍｉｎ（ε，ＳＥＬ（ｔ−Δｔ）＋ｒΔｔ） （７） 上式で、Δｔは時間ステップである。
限界に、推定された１−ｐmdドリフト・エラー境界を加えたものの最小値である
。これは、以下の式によって帰納的に決定される。 ＳＥＬ（ｔ）＝ｍｉｎ（ε，ＳＥＬ（ｔ−Δｔ）＋ｒΔｔ） （７） 上式で、Δｔは時間ステップである。
【００２５】 衛星ｎに関連する水平保護限界、ＨＰＬ（アビオニクス機器中で必要な出力）
は、以下のように計算することができる。 ＨＰＬn＝ｔhnＳＥＬ＋ＫmdｒｆσSA （８） 上式で、Ｋmdは検出し損なう確率ｐmdに対応する統計上のシグマの数であり、ｒ
ｆは１未満の減少係数であり、ｔhnは
は、以下のように計算することができる。 ＨＰＬn＝ｔhnＳＥＬ＋ＫmdｒｆσSA （８） 上式で、Ｋmdは検出し損なう確率ｐmdに対応する統計上のシグマの数であり、ｒ
ｆは１未満の減少係数であり、ｔhnは
【数４】 であって、ｔh1およびｔh2は当技術分野で周知の最小二乗解行列Ｔの要素である
。初期ドリフトを有する衛星を除去するアクションが行われない場合でも、この
衛星に関連する水平保護限界ＨＰＬnは、ドリフトが一定である限り常にエラー
を制限する、すなわちフェイル・セーフ動作を保証することになる。一定でない
場合、本発明の加速度モニタ４４は、加速を検出すべきである。フェイル・オペ
レーション機能を達成するために、レートｒが所定の時間依存しきい値を超えた
場合は図１のパス２２、２３および機能２４を介して新しい衛星の選択解除を実
施すべきである。すでに測位に使用された衛星は加速度モニタ４４によって監視
されているため、新しく獲得された衛星だけをこのようにして監視すればよい。
。初期ドリフトを有する衛星を除去するアクションが行われない場合でも、この
衛星に関連する水平保護限界ＨＰＬnは、ドリフトが一定である限り常にエラー
を制限する、すなわちフェイル・セーフ動作を保証することになる。一定でない
場合、本発明の加速度モニタ４４は、加速を検出すべきである。フェイル・オペ
レーション機能を達成するために、レートｒが所定の時間依存しきい値を超えた
場合は図１のパス２２、２３および機能２４を介して新しい衛星の選択解除を実
施すべきである。すでに測位に使用された衛星は加速度モニタ４４によって監視
されているため、新しく獲得された衛星だけをこのようにして監視すればよい。
【００２６】 本明細書におけるボックスおよびパスの使用は、好ましい実施形態の動作を説
明するためだけのものであり、これらのボックスおよびパスをソフトウェアまた
はハードウェア、あるいはそれらの組合せによって実施することもできることを
理解されたい。
明するためだけのものであり、これらのボックスおよびパスをソフトウェアまた
はハードウェア、あるいはそれらの組合せによって実施することもできることを
理解されたい。
【００２７】 したがって、ＧＰＳ衛星障害に先立って加速度が所定レベルを超えるか、また
はそれが所定レベルを超える加速度に関係するという仮定の下に、視界に衛星が
４つしかないときに信頼性のある出力を生成することのできるシステムを提供し
たことがわかる。また、複雑性および費用がより少なく、より容易に既存の装置
に組み込むことができ、動作の早い時点で衛星信号エラーを検出できるシステム
を提供したこともわかる。当業者なら多くの代替実施形態を思い付くであろうし
、本明細書に開示した発明は、本発明の主旨から逸脱することなく他の特定の形
で実施することもできる。したがって、本明細書に述べた実施形態は、すべての
点で限定的なものではなく例示的なものと見なすべきであり、本発明の範囲は、
前述の記述ではなく添付の特許請求の範囲に示し、特許請求の範囲と等価なもの
の意味および範囲に収まるすべての変更は、それに含まれるものとする。
はそれが所定レベルを超える加速度に関係するという仮定の下に、視界に衛星が
４つしかないときに信頼性のある出力を生成することのできるシステムを提供し
たことがわかる。また、複雑性および費用がより少なく、より容易に既存の装置
に組み込むことができ、動作の早い時点で衛星信号エラーを検出できるシステム
を提供したこともわかる。当業者なら多くの代替実施形態を思い付くであろうし
、本明細書に開示した発明は、本発明の主旨から逸脱することなく他の特定の形
で実施することもできる。したがって、本明細書に述べた実施形態は、すべての
点で限定的なものではなく例示的なものと見なすべきであり、本発明の範囲は、
前述の記述ではなく添付の特許請求の範囲に示し、特許請求の範囲と等価なもの
の意味および範囲に収まるすべての変更は、それに含まれるものとする。
【図１】 本発明を利用するシステムの概略的なブロック図である。
【図２】 本発明の加速度モニタの動作を示すブロック図である。
【図３Ａ】、
【３Ｂ】 前述の同時係属出願の新しい衛星ドリフト・モニタがどのように動作するかを
示すグラフである。
示すグラフである。
【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書
【提出日】平成１２年６月３０日（２０００．６．３０）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正内容】
【発明の名称】 ＧＰＳ信号障害隔離モニタ
【特許請求の範囲】
【発明の詳細な説明】
【０００１】 （発明の背景） （１．発明の分野） 本発明は一般に航空機航法に関し、より詳細には、全世界測位システム（ＧＰ
Ｓ）および慣性基準システム（ＩＲＳ）を採用して、衛星信号を頼りにできない
ときおよび新しく獲得された衛星信号を頼りにできないときを早期に決定できる
ようにするシステムに関する。
Ｓ）および慣性基準システム（ＩＲＳ）を採用して、衛星信号を頼りにできない
ときおよび新しく獲得された衛星信号を頼りにできないときを早期に決定できる
ようにするシステムに関する。
【０００２】 （２．従来技術の説明） 従来技術では、ＧＰＳシステムを使用して複数の衛星から信号を受信すること
によって航空機の位置を決定していた。これらのシステムは最近慣性航法装置に
使用されている。たとえば、日本特許公開１０−１０４０１５（横河電子機器株
式会社）および日本特許抄録第０９８巻００９号１９９８年７月３１日（「航法
装置」）には、ＧＰＳ衛生からの高周波の存在にも関わらず、慣性航法装置から
の加速度情報をＧＰＳシステムから決定される加速度情報と比較してＧＰＳシス
テムの異常を検出するシステムが記載されている。「速度計算装置」という名称
のヨーロッパ公開出願ＥＰ−Ａ−０ ８３８ ６６０には、加速度センサとＧＰＳ
受信機とを備え、加速度センサによって引き起こされたエラーを抑制するように
した速度計算装置が開示されている。決定された速度がビークルの位置を決定す
るのに用いることができる。
によって航空機の位置を決定していた。これらのシステムは最近慣性航法装置に
使用されている。たとえば、日本特許公開１０−１０４０１５（横河電子機器株
式会社）および日本特許抄録第０９８巻００９号１９９８年７月３１日（「航法
装置」）には、ＧＰＳ衛生からの高周波の存在にも関わらず、慣性航法装置から
の加速度情報をＧＰＳシステムから決定される加速度情報と比較してＧＰＳシス
テムの異常を検出するシステムが記載されている。「速度計算装置」という名称
のヨーロッパ公開出願ＥＰ−Ａ−０ ８３８ ６６０には、加速度センサとＧＰＳ
受信機とを備え、加速度センサによって引き起こされたエラーを抑制するように
した速度計算装置が開示されている。決定された速度がビークルの位置を決定す
るのに用いることができる。
【０００３】 ＧＰＳ衛星から受信した各信号は衛星の位置および送信の時間に関する情報を
有し、したがって、ＧＰＳ受信機が航空機上でそれ自体の位置を計算することが
できる。４つの変数があるため（３本の軸における位置、および時間）、受信機
の位置を決定するには、少なくとも４つの衛星からの信号が必要である。よい幾
何形状を有する少なくとも５つの衛星がある場合、４つの信号の各サブセットを
測位に使用することができ、これらを相互に比較して、信号の１つがエラーかど
うかを決定することができる（フェイル・セーフ）。少なくとも６つの衛星が視
界にある場合は、不良の信号があれば、グルーピングを使用してどの信号がエラ
ーかを決定することが可能である（フェイル・オペレーショナル）。この手順は
これまで、ヴァージニア州ＡｌｅｘａｎｄｒｉａのＩｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ
Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎから発行されたＨｏｎｅｙｗｅｌｌ Ｉｎｃ．のＧｌｏｂ
ａｌ Ｐｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ Ｖｏｌｕｍｅ Ｖという題名の刊
行物に出ている「Ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎ ｏｆ ａ ＲＡＩＭ Ｍｏｎ
ｉｔｏｒ ｉｎ ａ ＧＰＳ Ｒｅｃｉｅｖｅｒ ａｎｄ ａｎ Ｉｎｔｅｇｒ
ａｔｅｄ ＧＰＳ／ＩＲＳ」という題名の記事に記載のＲＡＩＭ（Ｒｅｃｅｉｖ
ｅｒ Ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ Ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ Ｍｏｎｉｔｏｒ、受信機自
律型完全性モニタ）として識別されているシステムによって達成されてきた。
有し、したがって、ＧＰＳ受信機が航空機上でそれ自体の位置を計算することが
できる。４つの変数があるため（３本の軸における位置、および時間）、受信機
の位置を決定するには、少なくとも４つの衛星からの信号が必要である。よい幾
何形状を有する少なくとも５つの衛星がある場合、４つの信号の各サブセットを
測位に使用することができ、これらを相互に比較して、信号の１つがエラーかど
うかを決定することができる（フェイル・セーフ）。少なくとも６つの衛星が視
界にある場合は、不良の信号があれば、グルーピングを使用してどの信号がエラ
ーかを決定することが可能である（フェイル・オペレーショナル）。この手順は
これまで、ヴァージニア州ＡｌｅｘａｎｄｒｉａのＩｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ
Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎから発行されたＨｏｎｅｙｗｅｌｌ Ｉｎｃ．のＧｌｏｂ
ａｌ Ｐｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ Ｖｏｌｕｍｅ Ｖという題名の刊
行物に出ている「Ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎ ｏｆ ａ ＲＡＩＭ Ｍｏｎ
ｉｔｏｒ ｉｎ ａ ＧＰＳ Ｒｅｃｉｅｖｅｒ ａｎｄ ａｎ Ｉｎｔｅｇｒ
ａｔｅｄ ＧＰＳ／ＩＲＳ」という題名の記事に記載のＲＡＩＭ（Ｒｅｃｅｉｖ
ｅｒ Ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ Ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ Ｍｏｎｉｔｏｒ、受信機自
律型完全性モニタ）として識別されているシステムによって達成されてきた。
【０００４】 ＲＡＩＭは、４つの衛星だけでは誤った衛星信号を検出できず、あるいは５つ
の衛星だけではどの信号がエラーかを識別できないため、パイロットは、これら
の状況で自分の受信した位置情報に依拠することができず、ＧＰＳ入力を無視し
なければならない。したがって、衛星信号が４つしか視界にないときに信頼性の
ある出力を生成することのできるシステムを提供することが必要とされている。
の衛星だけではどの信号がエラーかを識別できないため、パイロットは、これら
の状況で自分の受信した位置情報に依拠することができず、ＧＰＳ入力を無視し
なければならない。したがって、衛星信号が４つしか視界にないときに信頼性の
ある出力を生成することのできるシステムを提供することが必要とされている。
【０００５】 本発明の譲受人に譲渡される１９９６年９月１１日出願の「Ｎａｖｉｇａｔｉ
ｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ ｗｉｔｈ Ｓｏｌｕｔｉｏｎ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ Ａ
ｐｐａｒａｔｕｓ ｆｏｒ Ｄｅｔｅｃｔｉｎｇ Ａｃｃｕｒａｃｙ Ｆａｉｌ
ｕｒｅ」という名称の特許出願第０８／７１２２３２号には、この問題への１つ
の解決法が開示されている。より具体的には、その出願は完全性モニタおよび測
位アルゴリズムを開示するが、これは、複数のリモート・トランスミッタから信
号を受信し、障害を検出し、保護限界（すなわち、装置によって決定された位置
が、１つの衛星がエラーにある状況に限定されるほぼ確実な確率を有することに
なる、最も遠い統計距離）を決定する。この測位アルゴリズムは、カルマン・フ
ィルタリング技術を使用し、慣性基準データを取り入れて検出能力を高めること
が好ましい。このシステムは、限られた時間にわたる４つの衛星からの信号を信
頼して使用できるようにするが、カルマン・フィルタ・バンクによって形成され
る保護限界は、フライトの最も厳しい段階（非精測進入およびターミナル・エリ
ア航法）に必要とされる保護を超過することがあり、したがって十分に利用可能
ではない。さらに、カルマン・フィルタのバンクは、慣性基準装置よりも計算的
に費用が高く、他の装置中での実施が複雑である。したがって、複雑性および費
用がより少なく、より容易に供給側の装置に組み込むことができ、動作の早い段
階で衛星信号エラーを検出できるシステムが必要とされている。
ｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ ｗｉｔｈ Ｓｏｌｕｔｉｏｎ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ Ａ
ｐｐａｒａｔｕｓ ｆｏｒ Ｄｅｔｅｃｔｉｎｇ Ａｃｃｕｒａｃｙ Ｆａｉｌ
ｕｒｅ」という名称の特許出願第０８／７１２２３２号には、この問題への１つ
の解決法が開示されている。より具体的には、その出願は完全性モニタおよび測
位アルゴリズムを開示するが、これは、複数のリモート・トランスミッタから信
号を受信し、障害を検出し、保護限界（すなわち、装置によって決定された位置
が、１つの衛星がエラーにある状況に限定されるほぼ確実な確率を有することに
なる、最も遠い統計距離）を決定する。この測位アルゴリズムは、カルマン・フ
ィルタリング技術を使用し、慣性基準データを取り入れて検出能力を高めること
が好ましい。このシステムは、限られた時間にわたる４つの衛星からの信号を信
頼して使用できるようにするが、カルマン・フィルタ・バンクによって形成され
る保護限界は、フライトの最も厳しい段階（非精測進入およびターミナル・エリ
ア航法）に必要とされる保護を超過することがあり、したがって十分に利用可能
ではない。さらに、カルマン・フィルタのバンクは、慣性基準装置よりも計算的
に費用が高く、他の装置中での実施が複雑である。したがって、複雑性および費
用がより少なく、より容易に供給側の装置に組み込むことができ、動作の早い段
階で衛星信号エラーを検出できるシステムが必要とされている。
【０００６】 （発明の概要） 本発明は、以下のことによってこれらおよび他の必要に対処する。
【０００７】 １）ＧＰＳ信号からの所定の軸に沿った第１の加速度出力と、慣性基準装置（
ＩＲＵ）からの同じ所定の軸に沿った第２の加速度出力とを生成する新しい加速
度モニタを提供すること。ＩＲＵ出力は位置決定に対してあまり正確ではないも
のの、所定の軸に沿った加速度の測定は、非常に正確である。したがって、所定
の軸に沿って、ＩＲＵ加速度信号がＧＰＳ加速度信号と比較される。所定量より
も大きいエラーがある場合、不良の衛星信号が識別され、それは計算から除外す
ることができる。したがって、連続した動作には４つの衛星だけがあれば済む。
信号ドリフトの場合は、これを傾斜出力と見なすことができ、傾斜の最初の慣性
変化が加速過渡事象を生じ、これが加速度モニタによって検出され、したがって
この状況が早期に識別される。
ＩＲＵ）からの同じ所定の軸に沿った第２の加速度出力とを生成する新しい加速
度モニタを提供すること。ＩＲＵ出力は位置決定に対してあまり正確ではないも
のの、所定の軸に沿った加速度の測定は、非常に正確である。したがって、所定
の軸に沿って、ＩＲＵ加速度信号がＧＰＳ加速度信号と比較される。所定量より
も大きいエラーがある場合、不良の衛星信号が識別され、それは計算から除外す
ることができる。したがって、連続した動作には４つの衛星だけがあれば済む。
信号ドリフトの場合は、これを傾斜出力と見なすことができ、傾斜の最初の慣性
変化が加速過渡事象を生じ、これが加速度モニタによって検出され、したがって
この状況が早期に識別される。
【０００８】 ２）衛星が見られる前にドリフトが開始したがどうかを決定するための新しい
衛星ドリフト・モニタを提供すること。この状況は、加速度モニタには傾斜の開
始時に発生する過渡現象が見えないために加速度モニタによってカバーされず、
その場合は障害状況が識別されないことになる。本発明では、この問題は、新し
く獲得された衛星におけるドリフトを検出する、本明細書でゼロ交差ＲＡＩＭ（
またはＺ−ＲＡＩＭ）モニタと呼ぶ全く新しい衛星ドリフト・モニタによって解
決される。
衛星ドリフト・モニタを提供すること。この状況は、加速度モニタには傾斜の開
始時に発生する過渡現象が見えないために加速度モニタによってカバーされず、
その場合は障害状況が識別されないことになる。本発明では、この問題は、新し
く獲得された衛星におけるドリフトを検出する、本明細書でゼロ交差ＲＡＩＭ（
またはＺ−ＲＡＩＭ）モニタと呼ぶ全く新しい衛星ドリフト・モニタによって解
決される。
【０００９】 これらの特徴を両方とも以下に詳細に述べるが、加速度モニタは本発明中で請
求し、新しい衛星ドリフト・モニタは、本譲受人に譲渡される、同日に出願の同
時係属出願第０９／１１８２９４号中で請求する。
求し、新しい衛星ドリフト・モニタは、本譲受人に譲渡される、同日に出願の同
時係属出願第０９／１１８２９４号中で請求する。
【００１０】 （詳細な説明） 図１を参照すると、航空機航法に使用されるシステム１０が示されており、こ
のシステムは、ＧＰＳ受信機１２および慣性基準装置１４を備える。ＧＰＳ受信
機１２は、当技術分野で周知のタイプのものであり、複数の衛星、例えば図１の
Ｓ１〜Ｓ６から、それらの位置および送信の時間を示す受信信号を受信するよう
に動作する。６つの衛星を示してあるが、６つよりも少ないかまたは多い衛星が
ＧＰＳ受信機１２の視界にあってもよく、この数はある期間にわたって変化して
もよいことに留意されたい。ＧＰＳ受信機１２は、衛星Ｓ１〜Ｓ６からの信号に
作用して、受信機の位置を決定し、ＧＰＳコードに基づく各衛星までの疑似距離
測定値ｐｒを生成する。また、ＧＰＳ受信機１２は、各衛星からの搬送波におけ
る周期（周期の一部を含む）を追跡してカウントすることによって累積搬送波カ
ウントｐｃも提供し、これを使用して、以下の式に従って時間Δｔにわたる疑似
距離の変化を求めることができる。 Δｐｒ＝Δｐｃ＝ｐｃ（ｔ＋Δｔ）−ｐｃ（ｔ） （１）
のシステムは、ＧＰＳ受信機１２および慣性基準装置１４を備える。ＧＰＳ受信
機１２は、当技術分野で周知のタイプのものであり、複数の衛星、例えば図１の
Ｓ１〜Ｓ６から、それらの位置および送信の時間を示す受信信号を受信するよう
に動作する。６つの衛星を示してあるが、６つよりも少ないかまたは多い衛星が
ＧＰＳ受信機１２の視界にあってもよく、この数はある期間にわたって変化して
もよいことに留意されたい。ＧＰＳ受信機１２は、衛星Ｓ１〜Ｓ６からの信号に
作用して、受信機の位置を決定し、ＧＰＳコードに基づく各衛星までの疑似距離
測定値ｐｒを生成する。また、ＧＰＳ受信機１２は、各衛星からの搬送波におけ
る周期（周期の一部を含む）を追跡してカウントすることによって累積搬送波カ
ウントｐｃも提供し、これを使用して、以下の式に従って時間Δｔにわたる疑似
距離の変化を求めることができる。 Δｐｒ＝Δｐｃ＝ｐｃ（ｔ＋Δｔ）−ｐｃ（ｔ） （１）
【００１１】 搬送波カウントの差を計算することによって得られる疑似距離の変化は、セン
チメートル（０．０１メートル）以内の精度であり、疑似距離測定値の差を計算
することによって形成される疑似距離の変化は、２〜５メートル以内の精度であ
る。本発明では、以下に述べるように、コード・ベースの疑似距離の変化Δｐｒ
、搬送波ベースの疑似距離の変化Δｐｃ、または平滑化コード測定値と呼ばれる
これらの結合を使用する。
チメートル（０．０１メートル）以内の精度であり、疑似距離測定値の差を計算
することによって形成される疑似距離の変化は、２〜５メートル以内の精度であ
る。本発明では、以下に述べるように、コード・ベースの疑似距離の変化Δｐｒ
、搬送波ベースの疑似距離の変化Δｐｃ、または平滑化コード測定値と呼ばれる
これらの結合を使用する。
【００１２】 ｐｒ信号およびｐｃ信号は、ＧＰＳ受信機１２からのパス１６で示される出力
として提供され、パス１７および１８を介して、ボックス２０中に示す標準ＲＡ
ＩＭへ与えられる。標準ＲＡＩＭは、高度感知手段２２からパス２４を介して気
圧高度信号も受信する。頼りにできない衛星信号が現れ、標準ＲＡＩＭ２０によ
って検出された場合、選択解除信号がパス２６で示される出力としてＲＡＩＭ２
０から与えられる。これは、少なくとも６つの衛星がよい幾何形状で視界にある
場合に行われ、その場合、５つの衛星信号のグループを比較して、もしあればそ
れらの中でどれが不良かを決定することができる。このように１つが識別された
場合、この情報は、（パス２６およびパス２８を介して）ボックス３０で表す衛
星選択機能に渡される。この衛星選択機能は、また、パス１６からＧＰＳｐｒお
よびｐｃを受け取る。衛星選択機能３０は、不良の衛星信号を除去し、残りの有
効な信号をパス３２で示される出力としてボックス３４で表す測位機能に渡す。
測位機能３４はまた、パス２４を介して高度感知手段２２から気圧高度信号も受
け取り、航空機の位置をインジケータやフライト管理システムなどのダウンスト
リーム装置（図示せず）を示す出力（パス３６で表す）を生成する。よい幾何形
状を有する衛星が視界に５つしかない場合、やはり４つの衛星信号のグループを
少なくとも１つの他の衛星信号と比較して、それらのいずれかが不良かどうかを
決定することができるが、不良の衛星を特定することはできないため、選択解除
を実施することはできない。このような場合、ダウンストリーム装置およびパイ
ロットは、ＧＰＳ信号を使用すべきでないと通知されることになる（この信号は
図１に示していない）。
として提供され、パス１７および１８を介して、ボックス２０中に示す標準ＲＡ
ＩＭへ与えられる。標準ＲＡＩＭは、高度感知手段２２からパス２４を介して気
圧高度信号も受信する。頼りにできない衛星信号が現れ、標準ＲＡＩＭ２０によ
って検出された場合、選択解除信号がパス２６で示される出力としてＲＡＩＭ２
０から与えられる。これは、少なくとも６つの衛星がよい幾何形状で視界にある
場合に行われ、その場合、５つの衛星信号のグループを比較して、もしあればそ
れらの中でどれが不良かを決定することができる。このように１つが識別された
場合、この情報は、（パス２６およびパス２８を介して）ボックス３０で表す衛
星選択機能に渡される。この衛星選択機能は、また、パス１６からＧＰＳｐｒお
よびｐｃを受け取る。衛星選択機能３０は、不良の衛星信号を除去し、残りの有
効な信号をパス３２で示される出力としてボックス３４で表す測位機能に渡す。
測位機能３４はまた、パス２４を介して高度感知手段２２から気圧高度信号も受
け取り、航空機の位置をインジケータやフライト管理システムなどのダウンスト
リーム装置（図示せず）を示す出力（パス３６で表す）を生成する。よい幾何形
状を有する衛星が視界に５つしかない場合、やはり４つの衛星信号のグループを
少なくとも１つの他の衛星信号と比較して、それらのいずれかが不良かどうかを
決定することができるが、不良の衛星を特定することはできないため、選択解除
を実施することはできない。このような場合、ダウンストリーム装置およびパイ
ロットは、ＧＰＳ信号を使用すべきでないと通知されることになる（この信号は
図１に示していない）。
【００１３】 本発明によれは、パス１６で示す信号出力は、パス１７および１８を介して、
ボックス４４で表される加速度モニタに提供される。加速度モニタ４４はまた、
慣性基準装置１４（これもまた当技術分野で周知であり、複数のジャイロおよび
加速度計を備える）から出力を受け取る。この慣性基準装置１４は、ｈ（高度）
、Ｃ（姿勢行列）、Ｄ（緯度、経度、ドリフト移動角度行列）、ｖ（速度）、お
よびΔｖ（速度変化）を表す線４６によって表される出力を生成する。３つのジ
ャイロおよび３つの加速度計の最小値が採用されるが、フェイル・セーフ動作ま
たはフェイル・オペレーショナル動作と高信頼性を保証するために、２つまたは
３つの冗長システムを採用することが好ましい。パス４６からのΔｖ信号と、パ
ス１６、１７、１８からのｐｒ、ｐｃ信号は、本発明の加速度モニタ４４によっ
て、図２を参照すればよりよく理解される動作によって使用される。
ボックス４４で表される加速度モニタに提供される。加速度モニタ４４はまた、
慣性基準装置１４（これもまた当技術分野で周知であり、複数のジャイロおよび
加速度計を備える）から出力を受け取る。この慣性基準装置１４は、ｈ（高度）
、Ｃ（姿勢行列）、Ｄ（緯度、経度、ドリフト移動角度行列）、ｖ（速度）、お
よびΔｖ（速度変化）を表す線４６によって表される出力を生成する。３つのジ
ャイロおよび３つの加速度計の最小値が採用されるが、フェイル・セーフ動作ま
たはフェイル・オペレーショナル動作と高信頼性を保証するために、２つまたは
３つの冗長システムを採用することが好ましい。パス４６からのΔｖ信号と、パ
ス１６、１７、１８からのｐｒ、ｐｃ信号は、本発明の加速度モニタ４４によっ
て、図２を参照すればよりよく理解される動作によって使用される。
【００１４】 図２に、図１に対応する矢印４６で示すパスを介して慣性信号ｈ、Ｃ、Ｄ、ｖ
、Δｖを受け取り、図１に対応する矢印１８で示すパスを介してＧＰＳ入力ｐｒ
およびｐｃを受け取る加速度モニタ４４を示す。
、Δｖを受け取り、図１に対応する矢印１８で示すパスを介してＧＰＳ入力ｐｒ
およびｐｃを受け取る加速度モニタ４４を示す。
【００１５】 慣性信号Δｖは、「Ｌフレームに変換する」とラベリングされた機能ボックス
５４に提供される１０〜６０Ｈｚレートのフィルターされた速度増分からなる。
機能ボックス５４はまた、矢印４６で示す姿勢入力Ｃも受け取り、フィルターさ
れた速度増分をローカル垂直フレームＬに変換し、変換した増分を「第２の１Ｈ
ｚ時差を生成する」とラベリングされたボックス５８で表す機能に出力する。ボ
ックス５８で、慣性加速度（すなわち変換された高レートの速度増分）を積分す
ることによって、各軸に沿った「二重位置差信号」（すなわち、現行のΔｔ間隔
における位置の変化と以前のΔｔ間隔における位置の変化との差を表す信号）が
形成される。機能５８の出力は、ＧＰＳ信号から導出される加速度（後で述べる
）中にはない地球の回転によって課された加速度成分を含む、慣性から測定され
た加速度を反映する。したがって、機能５８の出力は、「地球の回転によって課
された加速度を除去する」とラベリングされたボックス６０で表す機能に入力と
して提供され、ここで、望ましくない地球の回転の成分が除去される。最後に、
ＧＰＳ信号から導出される加速度は衛星の方向（視線に沿った）でしか利用可能
とならないため、機能６０からの慣性に基づく基準信号は、「視線に沿って投影
する」とラベリングされたボックス６２で表す機能に与えられる。この機能６２
はまた、矢印６４で示す信号ＬＯＳ（衛星への視線に沿った単位ベクトル）も受
信する。機能６２の出力は、衛星への視線に沿って投影された慣性二重位置差で
ある。この信号は、「弁別器／時間除去変換」とラベリングされたボックス６６
で表す機能に与えられ、ここで、加速度モニタ弁別器が形成される。
５４に提供される１０〜６０Ｈｚレートのフィルターされた速度増分からなる。
機能ボックス５４はまた、矢印４６で示す姿勢入力Ｃも受け取り、フィルターさ
れた速度増分をローカル垂直フレームＬに変換し、変換した増分を「第２の１Ｈ
ｚ時差を生成する」とラベリングされたボックス５８で表す機能に出力する。ボ
ックス５８で、慣性加速度（すなわち変換された高レートの速度増分）を積分す
ることによって、各軸に沿った「二重位置差信号」（すなわち、現行のΔｔ間隔
における位置の変化と以前のΔｔ間隔における位置の変化との差を表す信号）が
形成される。機能５８の出力は、ＧＰＳ信号から導出される加速度（後で述べる
）中にはない地球の回転によって課された加速度成分を含む、慣性から測定され
た加速度を反映する。したがって、機能５８の出力は、「地球の回転によって課
された加速度を除去する」とラベリングされたボックス６０で表す機能に入力と
して提供され、ここで、望ましくない地球の回転の成分が除去される。最後に、
ＧＰＳ信号から導出される加速度は衛星の方向（視線に沿った）でしか利用可能
とならないため、機能６０からの慣性に基づく基準信号は、「視線に沿って投影
する」とラベリングされたボックス６２で表す機能に与えられる。この機能６２
はまた、矢印６４で示す信号ＬＯＳ（衛星への視線に沿った単位ベクトル）も受
信する。機能６２の出力は、衛星への視線に沿って投影された慣性二重位置差で
ある。この信号は、「弁別器／時間除去変換」とラベリングされたボックス６６
で表す機能に与えられ、ここで、加速度モニタ弁別器が形成される。
【００１６】 ＧＰＳ信号に関しては、追跡されたすべての衛星に対する疑似距離測定値ｐｒ
および累積搬送波周期カウントｐｃが、パス１８から「距離差を形成する」とラ
ベリングされたボックス７０で表す機能に与えられ、この機能はまた、矢印７２
で表す入力上に示す初期ＧＰＳ位置ｒinitも受け取る。この初期ＧＰＳ位置ｒin it は、図１の位置機能３４から受け取った初期化時のＧＰＳ位置である。前述の
ように、信号ｐｃは、累積搬送波周期（各周期は通常の衛星信号の約０．１９ｍ
の位置変化に対応する）からなり、信号ｐｒは、コード・ベースの疑似距離測定
値である。信号ｐｒ、ｐｃまたはこれらのいずれかの結合（平滑化測定値）は衛
星の動きを含み、機能７０は、衛星の動き成分を除去してその結果を「第２の１
Ｈｚ時差を形成する」とラベリングされたボックス７４で表す機能に提供するよ
うに動作する。二重差信号（すなわち、現行のΔｔ間隔における周期カウントの
変化（または平滑化疑似距離）と以前のΔｔ間隔における周期カウント（または
平滑化疑似距離）との差）が機能７６によって形成され、ＧＰＳ受信機の加速度
を表す（ただし現行位置での視線ベクトルと初期基準位置での視線ベクトルにお
ける変化に関する成分も含む）出力が、「視線補償」とラベリングされたボック
ス７６で表す機能に提供される。このとき、衛星加速度は、現行位置から見たと
きと初期基準位置から見たときでは異なって投影される。したがって、機能７６
によって形成される出力は、視線に関する成分が除去されたものである。機能７
６からの出力は、「衛星加速度補償」とラベリングされたボックス７８で表す機
能に与えられる。周期カウントは衛星の動きを含み、機能７８は、衛星の動きの
加速度成分を除去するように機能する。最終結果は、ＧＰＳ信号ベースの、視線
に沿った二重位置差であり、これは、ボックス６６で表す機能に提供される。「
弁別器／時間除去変換」機能６６は、機能７８および６２からのＧＰＳ信号およ
び慣性基準加速度信号にそれぞれ作用して、２つの信号の差を計算することによ
って弁別器を形成する。この機能はまた、各衛星に特有の弁別器からすべての弁
別器の（すべての衛星にわたる）平均を減算し、それにより受信機クロック・オ
フセットを除去する。この信号は、ボックス８０で表す機能に与えられ、ここで
、弁別器の出力は時の経過と共に平均され、固定しきい値と比較されて、選択解
除信号が線８２上に生成され、この信号は、加速度がしきい値を超えたいずれか
の衛星を選択解除するのに使用される。前述の機能ボックスによって実施される
すべての機能はコンピュータ・プログラムによって実施することができ、各機能
はプログラミング技術の当業者なら容易にプログラム可能であることに留意され
たい。
および累積搬送波周期カウントｐｃが、パス１８から「距離差を形成する」とラ
ベリングされたボックス７０で表す機能に与えられ、この機能はまた、矢印７２
で表す入力上に示す初期ＧＰＳ位置ｒinitも受け取る。この初期ＧＰＳ位置ｒin it は、図１の位置機能３４から受け取った初期化時のＧＰＳ位置である。前述の
ように、信号ｐｃは、累積搬送波周期（各周期は通常の衛星信号の約０．１９ｍ
の位置変化に対応する）からなり、信号ｐｒは、コード・ベースの疑似距離測定
値である。信号ｐｒ、ｐｃまたはこれらのいずれかの結合（平滑化測定値）は衛
星の動きを含み、機能７０は、衛星の動き成分を除去してその結果を「第２の１
Ｈｚ時差を形成する」とラベリングされたボックス７４で表す機能に提供するよ
うに動作する。二重差信号（すなわち、現行のΔｔ間隔における周期カウントの
変化（または平滑化疑似距離）と以前のΔｔ間隔における周期カウント（または
平滑化疑似距離）との差）が機能７６によって形成され、ＧＰＳ受信機の加速度
を表す（ただし現行位置での視線ベクトルと初期基準位置での視線ベクトルにお
ける変化に関する成分も含む）出力が、「視線補償」とラベリングされたボック
ス７６で表す機能に提供される。このとき、衛星加速度は、現行位置から見たと
きと初期基準位置から見たときでは異なって投影される。したがって、機能７６
によって形成される出力は、視線に関する成分が除去されたものである。機能７
６からの出力は、「衛星加速度補償」とラベリングされたボックス７８で表す機
能に与えられる。周期カウントは衛星の動きを含み、機能７８は、衛星の動きの
加速度成分を除去するように機能する。最終結果は、ＧＰＳ信号ベースの、視線
に沿った二重位置差であり、これは、ボックス６６で表す機能に提供される。「
弁別器／時間除去変換」機能６６は、機能７８および６２からのＧＰＳ信号およ
び慣性基準加速度信号にそれぞれ作用して、２つの信号の差を計算することによ
って弁別器を形成する。この機能はまた、各衛星に特有の弁別器からすべての弁
別器の（すべての衛星にわたる）平均を減算し、それにより受信機クロック・オ
フセットを除去する。この信号は、ボックス８０で表す機能に与えられ、ここで
、弁別器の出力は時の経過と共に平均され、固定しきい値と比較されて、選択解
除信号が線８２上に生成され、この信号は、加速度がしきい値を超えたいずれか
の衛星を選択解除するのに使用される。前述の機能ボックスによって実施される
すべての機能はコンピュータ・プログラムによって実施することができ、各機能
はプログラミング技術の当業者なら容易にプログラム可能であることに留意され
たい。
【００１７】 図１では、図２の線８２上の選択解除信号は、線２６および２８を介して衛星
選択機能３０に提供され、選択解除衛星信号は測位機能３４に移らないものとし
て示してある。
選択機能３０に提供され、選択解除衛星信号は測位機能３４に移らないものとし
て示してある。
【００１８】 図１には、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、さらにパス
２４を介して高度ボックス２２から気圧高度信号を受け取る受容モニタ８６が示
されている。受容モニタ８６は、例えば衛星疑似距離が妥当な境界よりもずっと
遠いことにより明らかに誤っているＧＰＳ信号を検出するために、当技術分野で
使用される。このような誤った衛星が受信されたとき、受容モニタ８６は、選択
解除信号をパス２６に向けて、かつパス２８を介して衛星選択機能３０に向けて
生成し、次いで衛星選択機能３０は、誤った信号が測位機能３４によって使用さ
れるのを防止する。
２４を介して高度ボックス２２から気圧高度信号を受け取る受容モニタ８６が示
されている。受容モニタ８６は、例えば衛星疑似距離が妥当な境界よりもずっと
遠いことにより明らかに誤っているＧＰＳ信号を検出するために、当技術分野で
使用される。このような誤った衛星が受信されたとき、受容モニタ８６は、選択
解除信号をパス２６に向けて、かつパス２８を介して衛星選択機能３０に向けて
生成し、次いで衛星選択機能３０は、誤った信号が測位機能３４によって使用さ
れるのを防止する。
【００１９】 新しい衛星ドリフト・モニタすなわち「Ｚ ＲＡＩＭ」をボックス９２として
示すが、これは、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、パス２
４を介して気圧高度を受け取る。Ｚ ＲＡＩＭ９２は、パス９５を介して、パイ
ロットまたはフライト管理システムなどのダウンストリーム航空機装置（図示せ
ず）に水平保護限界ＨＰＬを示す出力を提供する。
示すが、これは、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、パス２
４を介して気圧高度を受け取る。Ｚ ＲＡＩＭ９２は、パス９５を介して、パイ
ロットまたはフライト管理システムなどのダウンストリーム航空機装置（図示せ
ず）に水平保護限界ＨＰＬを示す出力を提供する。
【００２０】 本発明の新しい衛星ドリフト・モニタすなわちＺ ＲＡＩＭ９２（上に参照し
た同時係属出願中で請求する）は、新しい衛星からの信号が最初に獲得されたと
き、ドリフトがすでに開始しているかどうかを決定するように動作する。これに
ついて図３Ａおよび３Ｂを参照しながら述べる。
た同時係属出願中で請求する）は、新しい衛星からの信号が最初に獲得されたと
き、ドリフトがすでに開始しているかどうかを決定するように動作する。これに
ついて図３Ａおよび３Ｂを参照しながら述べる。
【００２１】 よい幾何形状を有するＮ個の衛星があると仮定すると、ｎ番目の衛星に対する
当技術分野で周知のＲＡＩＭ弁別器は、以下の式によって形成される。
当技術分野で周知のＲＡＩＭ弁別器は、以下の式によって形成される。
【数１】 上式で、ｂn kは、周知の衛星幾何形状に依存する係数であって、上に参照した刊
行物に出ており、Ｎは衛星の数であり、ｋはｋ番目の衛星を示し、Δｐｒkは、
ｋ番目の衛星に対して測定された疑似距離（または平滑化疑似距離）と予測され
た疑似距離の差である。選択利用可能性（ＳＡ、すなわちＤＯＤによってＧＰＳ
の出力に重ねられた意図的なノイズ信号）のために、弁別器は、図３Ａにみられ
るように変動することになる。
行物に出ており、Ｎは衛星の数であり、ｋはｋ番目の衛星を示し、Δｐｒkは、
ｋ番目の衛星に対して測定された疑似距離（または平滑化疑似距離）と予測され
た疑似距離の差である。選択利用可能性（ＳＡ、すなわちＤＯＤによってＧＰＳ
の出力に重ねられた意図的なノイズ信号）のために、弁別器は、図３Ａにみられ
るように変動することになる。
【００２２】 新しい衛星のエラー境界εは、通常９９．９％である１−ｐmdの所定の信頼水
準を有するように定義され、以下の式によって定義される。
準を有するように定義され、以下の式によって定義される。
【数２】 上式で、｜ｄn｜は弁別器ｄnの絶対値であり、Ｋmdは検出し損なう確率Ｐmdに対
応する統計上のシグマの数であり、σSAは選択利用可能性ノイズ・シグマであり
、｜ｂn n｜は、式（２）中の衛星幾何形状に依存する係数の絶対値であり、上部
係数および下部係数は衛星係数ｎに等しい。
応する統計上のシグマの数であり、σSAは選択利用可能性ノイズ・シグマであり
、｜ｂn n｜は、式（２）中の衛星幾何形状に依存する係数の絶対値であり、上部
係数および下部係数は衛星係数ｎに等しい。
【００２３】 ＳＡノイズの特性に基づいて、弁別器は、時々、すなわち少なくとも５分ごと
に、ゼロを交差するかまたは最小値に達することになる。弁別器がゼロを交差し
たかまたは最小絶対値｜ｄn｜minに達したとき、１−ｐmdエラー境界の推定にお
けるエラーは以下の通り最小である。
に、ゼロを交差するかまたは最小値に達することになる。弁別器がゼロを交差し
たかまたは最小絶対値｜ｄn｜minに達したとき、１−ｐmdエラー境界の推定にお
けるエラーは以下の通り最小である。
【数３】 また、１−ｐmd信頼水準での推定ドリフト・レートｒは以下の通りである。 ｒ＝εmin／ｔ （５） 上式で、ｔは衛星が最初に受信されてからの時間である。
【００２４】 ｔが増加するにつれ、生じた各最小値｜ｄn｜minに対してより正確なドリフト
・エラー境界が得られる。ドリフト・エラー境界が以下の式に従って帰納的に最
小値として計算されるかどうかに留意されたい。 ｒ（ｔ）＝ｍｉｎ（ｒ（ｔ−Δｔ），ε／ｔ） （６） 上式で、Δｔは時間ステップであり、結果は同じとなる。
・エラー境界が得られる。ドリフト・エラー境界が以下の式に従って帰納的に最
小値として計算されるかどうかに留意されたい。 ｒ（ｔ）＝ｍｉｎ（ｒ（ｔ−Δｔ），ε／ｔ） （６） 上式で、Δｔは時間ステップであり、結果は同じとなる。
【００２５】 衛星エラー限界、ＳＥＬは、現行の衛星エラー境界εおよび以前の衛星エラー
限界に、推定された１−ｐmdドリフト・エラー境界を加えたものの最小値である
。これは、以下の式によって帰納的に決定される。 ＳＥＬ（ｔ）＝ｍｉｎ（ε，ＳＥＬ（ｔ−Δｔ）＋ｒΔｔ） （７） 上式で、Δｔは時間ステップである。
限界に、推定された１−ｐmdドリフト・エラー境界を加えたものの最小値である
。これは、以下の式によって帰納的に決定される。 ＳＥＬ（ｔ）＝ｍｉｎ（ε，ＳＥＬ（ｔ−Δｔ）＋ｒΔｔ） （７） 上式で、Δｔは時間ステップである。
【００２６】 衛星ｎに関連する水平保護限界、ＨＰＬ（アビオニクス機器中で必要な出力）
は、以下のように計算することができる。 ＨＰＬn＝ｔhnＳＥＬ＋ＫmdｒｆσSA （８） 上式で、Ｋmdは検出し損なう確率ｐmdに対応する統計上のシグマの数であり、ｒ
ｆは１未満の減少係数であり、ｔhnは
は、以下のように計算することができる。 ＨＰＬn＝ｔhnＳＥＬ＋ＫmdｒｆσSA （８） 上式で、Ｋmdは検出し損なう確率ｐmdに対応する統計上のシグマの数であり、ｒ
ｆは１未満の減少係数であり、ｔhnは
【数４】 であって、ｔh1およびｔh2は当技術分野で周知の最小二乗解行列Ｔの要素である
。初期ドリフトを有する衛星を除去するアクションが行われない場合でも、この
衛星に関連する水平保護限界ＨＰＬnは、ドリフトが一定である限り常にエラー
を制限する、すなわちフェイル・セーフ動作を保証することになる。一定でない
場合、本発明の加速度モニタ４４は、加速を検出すべきである。フェイル・オペ
レーション機能を達成するために、レートｒが所定の時間依存しきい値を超えた
場合は図１のパス２２、２３および機能２４を介して新しい衛星の選択解除を実
施すべきである。すでに測位に使用された衛星は加速度モニタ４４によって監視
されているため、新しく獲得された衛星だけをこのようにして監視すればよい。
。初期ドリフトを有する衛星を除去するアクションが行われない場合でも、この
衛星に関連する水平保護限界ＨＰＬnは、ドリフトが一定である限り常にエラー
を制限する、すなわちフェイル・セーフ動作を保証することになる。一定でない
場合、本発明の加速度モニタ４４は、加速を検出すべきである。フェイル・オペ
レーション機能を達成するために、レートｒが所定の時間依存しきい値を超えた
場合は図１のパス２２、２３および機能２４を介して新しい衛星の選択解除を実
施すべきである。すでに測位に使用された衛星は加速度モニタ４４によって監視
されているため、新しく獲得された衛星だけをこのようにして監視すればよい。
【００２７】 本明細書におけるボックスおよびパスの使用は、好ましい実施形態の動作を説
明するためだけのものであり、これらのボックスおよびパスをソフトウェアまた
はハードウェア、あるいはそれらの組合せによって実施することもできることを
理解されたい。
明するためだけのものであり、これらのボックスおよびパスをソフトウェアまた
はハードウェア、あるいはそれらの組合せによって実施することもできることを
理解されたい。
【００２８】 したがって、ＧＰＳ衛星障害に先立って加速度が所定レベルを超えるか、また
はそれが所定レベルを超える加速度に関係するという仮定の下に、視界に衛星が
４つしかないときに信頼性のある出力を生成することのできるシステムを提供し
たことがわかる。また、複雑性および費用がより少なく、より容易に既存の装置
に組み込むことができ、動作の早い時点で衛星信号エラーを検出できるシステム
を提供したこともわかる。当業者なら多くの代替実施形態を思い付くであろうし
、本明細書に開示した発明は、本発明の主旨から逸脱することなく他の特定の形
で実施することもできる。したがって、本明細書に述べた実施形態は、すべての
点で限定的なものではなく例示的なものと見なすべきであり、本発明の範囲は、
前述の記述ではなく添付の特許請求の範囲に示し、特許請求の範囲と等価なもの
の意味および範囲に収まるすべての変更は、それに含まれるものとする。
はそれが所定レベルを超える加速度に関係するという仮定の下に、視界に衛星が
４つしかないときに信頼性のある出力を生成することのできるシステムを提供し
たことがわかる。また、複雑性および費用がより少なく、より容易に既存の装置
に組み込むことができ、動作の早い時点で衛星信号エラーを検出できるシステム
を提供したこともわかる。当業者なら多くの代替実施形態を思い付くであろうし
、本明細書に開示した発明は、本発明の主旨から逸脱することなく他の特定の形
で実施することもできる。したがって、本明細書に述べた実施形態は、すべての
点で限定的なものではなく例示的なものと見なすべきであり、本発明の範囲は、
前述の記述ではなく添付の特許請求の範囲に示し、特許請求の範囲と等価なもの
の意味および範囲に収まるすべての変更は、それに含まれるものとする。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明を利用するシステムの概略的なブロック図である。
【図２】 本発明の加速度モニタの動作を示すブロック図である。
【図３Ａ】、
【３Ｂ】 前述の同時係属出願の新しい衛星ドリフト・モニタがどのように動作するかを
示すグラフである。
示すグラフである。
Claims (15)
- 【請求項１】 複数の衛星から信号を受信し、かつ慣性基準装置およびＧＰ
Ｓ受信機から信号を受け取るビークル中で使用するためのシステムであって、 慣性基準装置からの信号を利用して、第１の軸に沿った前記ビークルの加速度
を示す第１の信号を生成するように動作可能であり、前記ＧＰＳ受信機からの信
号を利用して、前記第１の軸に沿った前記ビークルの加速度を示す第２の信号を
生成するように動作可能である加速度モニタを備え、前記加速度モニタが、前記
第１と第２の信号を比較して、前記第１と第２の信号の差が所定のしきい値より
も大きい場合に第３の信号を生成するシステム。 - 【請求項２】 前記ビークルを測位するために前記システムが使用される装
置であって、前記第３の信号を受け取るための衛星選択手段をさらに含み、前記
衛星からの誤った信号が測位に使用されるのを排除するように動作可能である請
求項１に記載の装置。 - 【請求項３】 前記第１の軸が前記ビークルと衛星の間の視線である請求項
１に記載の装置。 - 【請求項４】 前記ＧＰＳ受信機が衛星までの擬似距離を決定し、前記擬似
距離を使用して前記第２の信号が計算される請求項１に記載の装置。 - 【請求項５】 前記衛星からの信号が周期的特長を有する搬送波を含み、前
記ＧＰＳ受信機が周期をカウントして搬送波カウントの変化を決定し、前記第２
の信号が前記搬送波カウントの変化から計算される請求項１に記載の装置。 - 【請求項６】 ＧＰＳ受信機が前記搬送波カウントの変化および衛星までの
前記擬似距離を決定し、搬送波カウントの前記変化と前記擬似距離を組み合わせ
て得られた量から前記第２の信号が計算される請求項５に記載の装置。 - 【請求項７】 前記第２の信号が衛星加速度および視線の変化を補償される
請求項７に記載の装置。 - 【請求項８】 １）新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、２）新し
く獲得された衛星からの信号がその獲得よりも前にドリフトを開始したときに第
４の信号を生成するように動作するドリフト・モニタをさらに含む請求項１に記
載の装置。 - 【請求項９】 １）新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、２）新し
く獲得された衛星からの信号がその獲得よりも前にドリフトを開始したときに第
４の信号を生成するように動作するドリフト・モニタをさらに含む請求項５に記
載の装置。 - 【請求項１０】 １）新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、２）新
しく獲得された衛星からの信号がその獲得よりも前にドリフトを開始したときに
第４の信号を生成するように動作するドリフト・モニタをさらに含む請求項６に
記載の装置。 - 【請求項１１】 新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、初期衛星ド
リフトによって課される位置エラーをいずれか所望の信頼水準で制限する水平保
護限界を生成するための新しい衛星モニタをさらに含む請求項１に記載の装置。 - 【請求項１２】 新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、初期衛星ド
リフトによって課される位置エラーをいずれか所望の信頼水準で制限する水平保
護限界を生成するための新しい衛星モニタをさらに含む請求項５に記載の装置。 - 【請求項１３】 新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、初期衛星ド
リフトによって課される位置エラーをいずれか所望の信頼水準で制限する水平保
護限界を生成するための新しい衛星モニタをさらに含む請求項６に記載の装置。 - 【請求項１４】 慣性基準装置と、複数の衛星からＧＰＳ信号を受信する受
信機とを含むシステムにおいて、ＧＰＳ信号障害が発生したことの指示を提供す
る方法であって、 Ａ．前記慣性基準装置から第１の軸に沿ったビークルの加速度を決定するステ
ップと、 Ｂ．前記ＧＰＳ信号から前記第１の軸に沿ったビークルの加速度を決定するス
テップと、 Ｃ．ステップＡから決定された加速度とステップＢから決定された加速度とを
比較するステップと、 Ｄ．ステップＣにおける比較が所定量よりも大きいときは第１の出力を生成す
るステップを含む方法。 - 【請求項１５】 Ｅ．新しく獲得された衛星からの信号が、その獲得前にド
リフトを開始したときを決定するステップと、 Ｆ．ステップＥでドリフトが決定されたときは第２の出力を生成するステップ
をさらに含む請求項１４に記載の方法。
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|---|---|---|---|
| US09/118,046 US5969672A (en) | 1998-07-17 | 1998-07-17 | GPS signal fault isolation monitor |
| US09/118,046 | 1998-07-17 | ||
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|---|---|
| JP2002520625A true JP2002520625A (ja) | 2002-07-09 |
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|---|---|---|---|
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| WO (1) | WO2000004402A1 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2015200641A (ja) * | 2014-04-07 | 2015-11-12 | ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド | コード・搬送波間ダイバージェンス高域フィルタモニタのためのシステムおよび方法 |
| JP2019078596A (ja) * | 2017-10-23 | 2019-05-23 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 飛行体用航法装置および飛行体制御方法 |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6353408B1 (en) * | 1998-03-31 | 2002-03-05 | U.S. Philips Corporation | Electronic navigation apparatus |
| US6924781B1 (en) * | 1998-09-11 | 2005-08-02 | Visible Tech-Knowledgy, Inc. | Smart electronic label employing electronic ink |
| DE19945121C2 (de) * | 1999-09-21 | 2001-12-13 | Mannesmann Vdo Ag | Verfahren zum Navigieren eines Fahrzeugs |
| JP4803862B2 (ja) * | 2000-03-30 | 2011-10-26 | 日本無線株式会社 | Ｇｎｓｓ・慣性航法装置 |
| US6469660B1 (en) | 2000-04-13 | 2002-10-22 | United Parcel Service Inc | Method and system for displaying target icons correlated to target data integrity |
| US6466846B2 (en) | 2000-07-10 | 2002-10-15 | United Parcel Service Of America, Inc. | Method, apparatus, system, and computer software program product for determining position integrity in a system having a global navigation satellite system (GNSS) component |
| US6549829B1 (en) * | 2001-10-31 | 2003-04-15 | The Boeing Company | Skipping filter for inertially augmented landing system |
| AU2003287268A1 (en) * | 2002-10-29 | 2004-05-25 | Sirf Technology, Inc. | System and method for estimating clock acceleration and location determination |
| FR2852683B1 (fr) * | 2003-03-19 | 2005-05-20 | Airbus France | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'une approche de non precision pendant une phase d'atterrissage. |
| US6856905B2 (en) * | 2003-04-29 | 2005-02-15 | Garmin At, Inc. | Systems and methods for fault detection and exclusion in navigational systems |
| ATE505032T1 (de) | 2003-09-03 | 2011-04-15 | Visible Tech Knowledgy Inc | Elektronisch aktualisierbares label und display |
| US7102567B2 (en) * | 2003-10-29 | 2006-09-05 | Sirf Technology, Inc. | System and method for estimating clock acceleration and location determination |
| JP4736866B2 (ja) * | 2005-04-28 | 2011-07-27 | 株式会社デンソー | ナビゲーション装置 |
| US7501981B2 (en) * | 2005-11-18 | 2009-03-10 | Texas Instruments Incorporated | Methods and apparatus to detect and correct integrity failures in satellite positioning system receivers |
| DE102007006612B4 (de) * | 2007-02-06 | 2013-10-24 | Astrium Gmbh | Verfahren, Endgerät und Computerprogrammprodukt zum Erhöhen der Verfügbarkeit eines globalen Navigationssystems |
| EP1980867A3 (en) * | 2007-04-10 | 2009-11-25 | Qualcomm Incorporated | Multipath mitigation using sensors |
| US8359182B2 (en) * | 2007-04-25 | 2013-01-22 | Uti Limited Partnership | Methods and systems for evaluating the performance of MEMS-based inertial navigation systems |
| FR2916060B1 (fr) * | 2007-05-11 | 2009-07-10 | Airbus France Sa | Procede et dispositif de surveillance d'une position horizontale d'un avion roulant au sol. |
| US8457013B2 (en) | 2009-01-13 | 2013-06-04 | Metrologic Instruments, Inc. | Wireless dual-function network device dynamically switching and reconfiguring from a wireless network router state of operation into a wireless network coordinator state of operation in a wireless communication network |
| US8234507B2 (en) | 2009-01-13 | 2012-07-31 | Metrologic Instruments, Inc. | Electronic-ink display device employing a power switching mechanism automatically responsive to predefined states of device configuration |
| US9030356B2 (en) * | 2009-09-29 | 2015-05-12 | Texas Instruments Incorporated | Positioning system receiver sensor system coupled with measurement data output |
| FR2972810B1 (fr) * | 2011-03-16 | 2014-01-03 | Sagem Defense Securite | Detection et correction d'incoherence de phase porteuse en poursuite d'un signal de radionavigation |
| EP2756332B1 (de) | 2011-09-12 | 2023-05-31 | Continental Automotive Technologies GmbH | Verfahren zum auswählen eines satelliten |
| KR101877562B1 (ko) * | 2011-10-07 | 2018-08-10 | 한국전자통신연구원 | Ｇｐｓ 위성의 이상 상태 감시 장치 및 방법 |
| US9341718B2 (en) * | 2012-09-07 | 2016-05-17 | Honeywell International Inc. | Method and system for providing integrity for hybrid attitude and true heading |
| US9547086B2 (en) | 2013-03-26 | 2017-01-17 | Honeywell International Inc. | Selected aspects of advanced receiver autonomous integrity monitoring application to kalman filter based navigation filter |
| US9784844B2 (en) | 2013-11-27 | 2017-10-10 | Honeywell International Inc. | Architectures for high integrity multi-constellation solution separation |
| US9395384B1 (en) | 2015-10-07 | 2016-07-19 | State Farm Mutual Automobile Insurance Company | Systems and methods for estimating vehicle speed and hence driving behavior using accelerometer data during periods of intermittent GPS |
| GB2600907A (en) | 2020-08-10 | 2022-05-18 | Veeride Geo Ltd | Proximity-based navigation method |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5646843A (en) * | 1990-02-05 | 1997-07-08 | Caterpillar Inc. | Apparatus and method for surface based vehicle control system |
| US5606506A (en) * | 1993-04-05 | 1997-02-25 | Caterpillar Inc. | Method and apparatus for improving the accuracy of position estimates in a satellite based navigation system using velocity data from an inertial reference unit |
| US5787384A (en) * | 1995-11-22 | 1998-07-28 | E-Systems, Inc. | Apparatus and method for determining velocity of a platform |
| JP3338304B2 (ja) * | 1996-10-01 | 2002-10-28 | 横河電子機器株式会社 | 航法装置 |
| US5923286A (en) * | 1996-10-23 | 1999-07-13 | Honeywell Inc. | GPS/IRS global position determination method and apparatus with integrity loss provisions |
| JPH10132843A (ja) * | 1996-10-25 | 1998-05-22 | Murata Mfg Co Ltd | 速度演算装置 |
| US5757317A (en) * | 1997-03-17 | 1998-05-26 | Litton Systems, Inc. | Relative navigation utilizing inertial measurement units and a plurality of satellite transmitters |
-
1998
- 1998-07-17 US US09/118,046 patent/US5969672A/en not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-06-25 EP EP99930650A patent/EP1097391B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-25 DE DE69904187T patent/DE69904187T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-25 JP JP2000560468A patent/JP4446604B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1999-06-25 WO PCT/US1999/014282 patent/WO2000004402A1/en active IP Right Grant
- 1999-06-25 CA CA002337876A patent/CA2337876C/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2015200641A (ja) * | 2014-04-07 | 2015-11-12 | ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド | コード・搬送波間ダイバージェンス高域フィルタモニタのためのシステムおよび方法 |
| JP2019078596A (ja) * | 2017-10-23 | 2019-05-23 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 飛行体用航法装置および飛行体制御方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69904187T2 (de) | 2003-07-17 |
| US5969672A (en) | 1999-10-19 |
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