JP2004251778A

JP2004251778A - 航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法及び航行衛星システム

Info

Publication number: JP2004251778A
Application number: JP2003042947A
Authority: JP
Inventors: Kenichi Inamiya; 健一稲宮
Original assignee: National Space Development Agency of Japan
Current assignee: National Space Development Agency of Japan
Priority date: 2003-02-20
Filing date: 2003-02-20
Publication date: 2004-09-09

Abstract

【課題】航行衛星の絶対位置を高精度で画定する事により、高精度な測位を可能にする。
【解決手段】航行衛星のそれぞれについて、当該それぞれの航行衛星と該航行衛星以外の少なくとも３つの航行衛星との間の衛星間距離を衛星間通信測距によって測定し、少なくとも３つの管制局と少なくとも３つの航行衛星の間の地上衛星間距離を管制局と航行衛星の少なくとも６つの適切な組について測定し、測定された衛星間距離、測定された地上衛星間距離、及び管制局の地球を基準とする絶対位置に基づいて、航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出する。
【選択図】図５

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法に関し、より詳しくは、少なくとも４個の人工衛星を使用して、人工衛星内で生成した測位信号を搬送波に変調して地表面に向かって放射し、地表面付近にいる者に前記の測位信号を受信・処理させることによって測位を行わせる航行衛星システムの測位精度の向上に寄与する航行衛星の絶対位置決定方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
現在最も普及している航行衛星システムは米国のＧＰＳ（ＧｌｏｂａｌＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇＳｙｓｔｅｍ）である。類似の設計思想に基づいた航行衛星システムとしてロシアのＧＬＯＮＡＳＳ（ＧｌｏｂａｌＮａｖｉｇａｔｉｏｎＳａｔｅｌｌｉｔｅＳｙｓｔｅｍ）が存在するが、完成度が低いので、ＧＰＳが実用化されているものの総てを代表すると言える。ＧＰＳは軌道半径２６，５６１ｋｍ、軌道傾斜角５５度、６種類の軌道面に標準として２４個の人工衛星が投入され、全地球域にわたり測位のサービスを提供している。ＧＰＳは非特許文献１に詳細が記述されている。
【０００３】
【非特許文献１】
ブラッドフォード・Ｗ・パーキンソン他（ＢｒａｄｆｏｒｄＷ．Ｐａｒｋｉｎｓｏｎ，ｅｔａｌ．）著，「グローバル・ポジショニング・システム：セオリー・アンド・アプリケーションズ・第Ｉ巻及び第ＩＩ巻（ＧｌｏｂａｌＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇＳｙｓｔｅｍ：ＴｈｅｏｒｙａｎｄＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓＶｏｌｕｍｅＩ＆ＩＩ），アメリカン・インスティテュート・オブ・エアロノーティクス・アンド・アストロノーティクス・インコーポレイテッド）．（ＡｍｅｒｉｃａｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｉｎｃ．）、ワシントンＤＣ，米国（ＷａｓｈｉｎｇｔｏｎＤＣ，ＵＳＡ）
【０００４】
最近のＧＰＳの動向は非特許文献２、３に示されている。ＧＰＳの年代と共に変化する型式とその開発、運用の時系列は非特許文献３に最新版が示されている。ある年代の型式はブロックと定義されていて、現在はブロックＩＩＲの打ち上げが完了してブロックＩＩＦの時代に入り、将来的にはＧＰＳＩＩＩが登場する計画が示されている。ユーザの立場で見たシステムの改善点は、民生用、軍用共に新しい信号が増えることである。システムの内部ではＵＨＦ帯の衛星間通信回線が付加される。新しい信号が増えることで、民生用、軍用共に利便性が増大する。また、ブロックＩＩＦ以前に無かったＵＨＦ帯の衛星間通信回線が付加されることで、それ以前のシステムでは実現できなかった性能の向上が図られている。
【０００５】
【非特許文献２】
Ｓ．Ｃ．フィッシャー他（Ｓ．Ｃ．Ｆｉｓｈｅｒ，ｅｔａｌ．）著，「ＧＰＳＩＩＦ−ザ・ネキスト・ジェネレーション（ＧＰＳＩＩＦＴｈｅＮｅｘｔＧｅｎｅｒａｔｉｏｎ）」，ｐ．２４−４７，プロシーディングス・オブ・ザ・ＩＥＥＥ，第８７巻、第１号、１９９９年１月（ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅＩＥＥＥ，Ｖｏｌ．８７，Ｎｏ．１，Ｊａｎ．１９９９）
【非特許文献３】
Ｊ．Ｅ．クラーク（Ｊ．Ｅ．Ｃｌａｒｋ）著，「ＧＰＳモダーナイゼーション（ＧＰＳＭｏｄｅｒｎｉｚａｔｉｏｎ）」，ｐ．２７７３−２８０３，ＩＯＮＧＰＳ２００１，２００１年９月（Ｓｅｐｔ．２００１），ソルトレーク・シティ（ＳａｌｔＬａｋｅＣｉｔｙ），ユタ州，米国（ＵＴ，ＵＳＡ）
【０００６】
ＧＰＳの基本になる構成要素は非特許文献１の第Ｉ巻の１１ページ「イントロダクション・アンド・ヘリテージ・オブ・ナブスター（ＩｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎａｎｄＨｅｒｉｔａｇｅｏｆＮＡＶＳＴＡＲ）」に示されている。図１６において、ＧＰＳシステムの宇宙部分（ＳｐａｃｅＳｅｇｍｅｎｔ）であるＧＰＳ衛星群２２０は、複数のＧＰＳ衛星（Ｎａｖｓｔａｒ）２２１から構成される。ＧＰＳ衛星２２１同士は、ＵＨＦ帯衛星通信回線２２２で接続される計画が進んでいる。ＧＰＳシステムの管理部分（ＣｏｎｔｒｏｌＳｅｇｍｅｎｔ）は、ＣｏｌｏｒａｄｏＳｐｒｉｎｇｓに在る管制局２２３、並びにＨａｗａｉｉ局２２４、Ｋｗａｊａｌｅｉｎ局２２５、ＡｓｃｅｎｓｉｏｎＩｓ．局２２６、及びＤｉｅｇｏＧａｒｃｉａ局２２７に在るモニター局から構成される。
【０００７】
ＧＰＳ衛星２２１はＣｏｌｏｒａｄｏＳｐｒｉｎｇｓ管制局によって時刻が管理された原子時計を搭載して、その原子時計を源泉として発生させた測位信号と、ＣｏｌｏｒａｄｏＳｐｒｉｎｇｓ局から送られてきた衛星の位置、状態などに関するテレメトリ信号を搬送波に変調して地球域に送信する。観測者は少なくとも４個のＧＰＳ衛星２２１からの信号を受信して自分の位置を検出する。
【０００８】
ブロックＩＩＦ以前のシステムではＧＰＳ衛星２２１のシステムを管理するために使用する、ＧＰＳ衛星２２１と、管制局２２３、モニター局２２４、２２５、２２６、及び２２７との間を接続するトラッキング、テレメトリおよびコマンド（ＴＴ＆Ｃ）回線の接続できる時間帯は散発的にしか確保できない。このような状態のもとでは、もしＧＰＳ衛星２２１が不具合を起こし、正しい信号が送信できない状態になったとしても、システムを管理する管制局２２３がこの状態を即時に検出できず、ユーザがシステムの不具合を通知されずに、システムを継続的に使用する事象が起こり得るので、システムの完全性が低いと指摘されてきた。また、管制局２２３が持っている最新の軌道情報、時刻情報などが個々のＧＰＳ衛星２２１に伝送できるまでに長い待ち時間を要するので、ＧＰＳ衛星２２１のテレメトリ情報の更新頻度が低くなり、ＧＰＳ衛星２２１の保存しているデータの更新がされずに長い時間が経過すると誤差が拡大してシステムの精度を劣化させていた。
【０００９】
ブロックＩＩＦの世代になると、ＵＨＦ帯衛星通信回線２２２で衛星間が接続可能になるので、管制局２２３と各ＧＰＳ衛星２２１との間を定常的に接続できる間隔が短縮できる。管制局が持つ最新データを衛星にアップロードできるまでの時間間隔をＡｇｅｏｆＤａｔａ（ＡＯＤ）と称して、ＡＯＤを短縮することにより、衛星位置データの誤差の縮小、時刻の更新頻度の向上が可能になる。また同時に衛星の不具合が短時間で管制局に通報されるので、完全性の著しい改善が実現できる。
【００１０】
ＧＰＳを航空管制に使用した場合、飛行期間の全般にわたっては、瞬時、瞬時のシステムの信頼性が課題であり、さらに離着陸段階では信頼性と共に位置精度の向上が課題である。また、測量、地球観測のような静的な利用ではミリメートル単位での位置精度の検出が課題である。この課題を解決するため、ＧＰＳ補完システムが提案され、構築されている。非特許文献１のＶｏｌｕｍｅＩＩに、広域に適応されるＷｉｄｅＡｒｅａＡｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍ（ＷＡＡＳ）、や狭域に適応されるＬｏｃａｌＡｒｅａＡｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍ（ＬＡＡＳ）が解説されている。ＷＡＡＳは広域のＧＰＳ補完システムの一般名称である。ＬＡＡＳは地球観測、測量、空港の近辺で精密測位を必要とする所に構築されている。以上のＧＰＳ或いはＧＰＳ補完システムは、ＧＰＳを主体とした、あるいはＧＰＳを補強したシステム構成を成していたが、ＧＰＳを全く客観的な観測対象としたＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＧＰＳＳｅｒｖｉｃｅ（ＩＧＳ）システムが存在する。非特許文献４にその内容が示されている。
【００１１】
この明細書ではこの発明に係る全システムを航行衛星システムと称し、システムを構成する人工衛星単体を航行衛星と称し、システムを構成する測位機能を達成するため必要な複数の航行衛星を航行衛星群と称する。
【００１２】
地表面付近で高精度な測位を可能にするため、航行衛星システムには高精度に関する二種類の基本機能が必要とされる。その一は人工衛星から送信される測位信号の発生源になる時刻が正確であることと、安定していることである。その二はある時刻における衛星の位置が正確に判明していることである。この課題に対してＧＰＳは以下のように対応している。その一の要求である時間の安定は、現在搭載用として一番安定度が高い原子時計を使用することで、達成されている。その時刻の基準は国が管理している。国の管理している時刻が一次基準で、国内の時刻は一次基準に従う。ＧＰＳではこの一次基準に準拠した管制局２２３の時刻を全システムの基準にしている。管制局２２３はＧＰＳ衛星２２１のある時刻における位置、管制局２２３とＧＰＳ衛星２２１の間に存在する電波伝搬の媒体の状態を最尤推定して、ＧＰＳ衛星２２１の時刻の推定を行う。時刻の推定に当たっては長時間の観測と、その観測によって得られたデータに基づく、軌道や伝搬媒体の状態モデルを使用したデータ処理に依って時刻の推定を行う。推定の結果補正が必要で有れば、ＡＯＤの間隔でテレメトリの内容を更新するコマンドの送信が可能である。
【００１３】
ブロックＩＩＦ以前の状態ではＡＯＤの最短が２４時間で運用されることを目標としていた。ブロックＩＩＦではＵＨＦ帯の衛星間通信回線２２２が搭載される計画になっているので、ＡＯＤの短縮が図られている。目標とするＡＯＤは最長で３時間である。ＵＨＦ帯衛星間通信回線２２２で伝送されるデータは、軌道や、時刻に関する項目である。このようにＧＰＳのシステム内部でシステムパラメータを更新することによりシステム性能の向上が図られている。
【００１４】
地殻変動など地球観測にＧＰＳの測位を使用しているユーザは、現在ＧＰＳから提供される衛星位置情報の精度に満足していない。そこで、米国のＮＡＳＡのＪＰＬ（ＪｅｔＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＬａｂｏｒａｔｏｒｙ）が中心になって、この分野の研究者が参加して、ＩＧＳが設立された。ＩＧＳの概念は非特許文献４に示されている。ＩＧＳの構成要素はＮｅｔｗｏｒｋｓｏｆＴｒａｃｋｉｎｇＳｔａｔｉｏｎｓ、ＤａｔａＣｅｎｔｅｒｓ、ＡｎａｌｙｓｉｓａｎｄＡｓｓｏｃｉａｔｅＡｎａｌｙｓｉｓＣｅｎｔｅｒＷｏｒｋｉｎｇＧｒｏｕｐｓａｎｄＰｉｌｏｔＰｒｏｊｅｃｔｓ、ＣｅｎｔｒａｌＢｕｒｅａｕ、ＧｏｖｅｒｎｉｎｇＢｏａｒｄである。ＩＧＳの基本になるデータは地球上に広く分布した２００局以上のＴｒａｃｋｉｎｇＳｔａｔｉｏｎで２周波数の測位信号が連続的に取得されている。ここで取得されたデータはＤａｔａＣｅｎｔｅｒを経由して、データの流れに沿って上流の局に送られ、逐次高度なデータ処理が行われ、高精度なＧＰＳに関するデータが作成される。このデータは広く研究者を中心に世界中に配信されている。
【００１５】
【非特許文献４】
Ｒ．Ｅ．ニーラン他（Ｒ．Ｅ．Ｎｅｉｌａｎ，ｅｔａｌ．）著，「インターナショナル・ＧＰＳ・サービス：ライフ・ウィズアウト・ＳＡ（ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＧＰＳＳｅｒｖｉｃｅ：ＬｉｆｅｗｉｔｈｏｕｔＳＡ）」，ｐ．４３８−４４６，ＩＯＮＧＰＳ２０００，２０００年９月（Ｓｅｐｔ．２０００），ソルトレーク・シティ（ＳａｌｔＬａｋｅＣｉｔｙ，）ユタ州，米国（ＵＴ，ＵＳＡ）
【００１６】
【発明が解決しようとする課題】
このようにＧＰＳ単独では、高精度な測位を必要とするユーザの要求を満たすことができず、ＧＰＳを管理している組織とは別の世界規模の組織が補完データを提供することにより、高精度測位が達成されている。ＧＰＳ衛星２２１の宇宙空間における位置を確定する精度に限界があるのは、ＧＰＳ衛星２２１の軌道決定の原データを取得するモニター局２２４，２２５、２２６、２２７の世界的な分布が、全部のＧＰＳ衛星２２１に比較して少ないため、１個のＧＰＳ衛星に対する長時間にわたる高精度な観測データが得られないことに起因する。従って、外部の機関であるＩＧＳがシステム補強の手段として講じられた。しかし、本来航行衛星システムは自らのシステム内部に観測手段を持ち、ＩＧＳユーザの要求する測位精度と同等の精度をユーザに提供すべきである。本発明は上記の問題点に鑑みてなされたものであり、航行衛星システムの衛星間に高精度な衛星間通信回線を経由した測距機能を提供し、航行衛星と管制局間に広帯域のフィーダ回線を経由した測距機能を提供することによって、高精度な測位を実現することを課題とする。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
上記の課題は、以下の特徴を有する本発明によって達成される。すなわち、請求項１に記載の発明は、４つ以上の航行衛星及び当該航行衛星を管制する３つ以上の地球上の管制局を含む航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法において、当該航行衛星のそれぞれについて、当該それぞれの航行衛星と該航行衛星以外の少なくとも３つの航行衛星との間の衛星間距離を衛星間通信測距によって測定するステップと、当該管制局のいずれか１つと当該航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定するステップと、当該管制局のいずれか他の１つと当該航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定するステップと、当該管制局のいずれか更に他の１つと当該航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定するステップと、当該管制局のいずれか１つと当該航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離であって、既に測定された当該地上衛星間距離の値及び当該衛星間距離からは地上衛星間距離が導出できない管制局と航行衛星の組についての地上衛星間距離を少なくとも３つの組について測定するステップと、測定された当該衛星間距離、測定された前記地上衛星間距離、及び当該管制局の地球を基準とする絶対位置に基づいて、当該航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出するステップと、を有することを特徴とする。
【００１８】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の発明の特徴に加えて、当該航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出する当該ステップは、測定された当該衛星間距離に基づいて、いずれか４つの航行衛星を頂点とし、かつ、それらの航行衛星間の距離を稜の長さとする四面体を画定するステップと、四面体を画定する当該ステップを、航行衛星を換えて、すべての航行衛星が当該四面体のいずれかに含まれるようになるまで反復するステップと、画定された当該四面体すべてを幾何学的に連結することによって、すべての航行衛星の相対位置を導出するステップと、導出された当該航行衛星の当該相対位置、測定された当該地上衛星間距離、及び前記の管制局の地球を基準とする絶対位置に基づいて、当該航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出するステップと、から構成されることを特徴とする。
【００１９】
請求項３に記載の発明は、請求項２に記載の発明の特徴に加えて、四面体を画定する前記ステップで画定される当該四面体の内部には、当該四面体の頂点を構成しない航行衛星が含まれないことを特徴とする。
【００２０】
請求項４に記載の発明は、請求項１から３のいずれか１項に記載の発明の特徴に加えて、当該衛星間通信測距は、ミリ波帯の搬送波を測距信号によって変調した測距電波を当該航行衛星間で往復させ、当該測距電波の送信時と受信時との時間差を測定することによって実施されることを特徴とする。
【００２１】
請求項５に記載の発明は、請求項４に記載の発明の特徴に加えて、当該衛星間通信測距で使用される当該測距信号は、逓倍数を１以外の公約数を有しないｎ個の整数として、当該クロック周波数の当該逓倍数倍の周波数であるｎ個の正弦波の合成である第２の測距信号を、所定のクロック周波数の駆動信号で駆動される符号である第１の測距信号によって変調した測距信号であり、並びに当該衛星間通信測距は、当該測距電波の送信時と受信時との時間差の測定において、送信側の符号と受信された符号とのビット単位の位相差を測定することによって、当該符号の１符号周期より短く、かつ、当該符号の１ビットの時間より長い時間差を測定し、送信側のクロック周波数の駆動信号と受信されたクロック周波数の駆動信号との位相差を測定することによって、当該符号の１ビットの時間より短く、かつ、当該クロック周波数の当該逓倍数倍の周波数の信号の１周期より長い時間差を測定し、及び送信側の第２の測距信号と受信された第２の測距信号との、当該クロック周波数の当該逓倍数倍のｎ個の正弦波のそれぞれの位相差を測定することによって、当該クロック周波数の当該逓倍数倍の周波数の信号の１周期より短い時間差を測定することを特徴とする。
【００２２】
請求項６に記載の発明は、請求項５に記載の発明の特徴に加えて、当該符号は、ＰＮ符号であることを特徴とする。
【００２３】
請求項７に記載の発明は、請求項１から６のいずれか１項に記載の航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法を使用して航行衛星の絶対位置を決定することを特徴とする。
【００２４】
【発明の実施の形態】
航行衛星システムの使用目的は地表面における測位である。航行衛星システムの構築に当たっては地表面のある点を原点と定め、この原点と航行衛星システムを構成する航行衛星の間の幾何学的な位置関係が高精度で決定されているほど、航行衛星システムは高精度な測位を実現できる。
【００２５】
地球上の位置を表す経度、緯度、標高は国別に採用する測地基準系に基づいて定められる。日本の場合、測地基準系の原点になっているのが、日本経緯度原点と日本水準原点で、これらが日本の絶対的位置であり、他の位置の基準になっている。この発明ではこの基準点を既知点として、ＧＰＳの相対測位を使用して計測された位置情報を持つ管制局の位置をこの発明の航行衛星システムの絶対位置の原点と定める。ここでは日本における高精度に導出された絶対位置の使用をこの発明の基本条件として示したが、国外であってもこのような対策を講じている地域ではシステムの構築は日本国内同様に可能である。なお、本実施例では、このような高精度の絶対位置を使用するが、「絶対位置」の用語は、地球に対して固定されている位置という程度の意味で使用し、必ずしも厳密な意義を有しなくても良いものとする。
【００２６】
ＧＰＳの初号機の打ち上げは１９７４年７月である。その後現在のＧＰＳに至るまで、多くの機能向上が図られた。この発明では非特許文献５に示すように最近宇宙上で実用化が始まった衛星間通信の技術を使用して、衛星間の精密な測距の機能を航行衛星システムに取り込み、また、絶対位置が確定した管制局の測距機能を組み合わせて、宇宙空間における衛星の絶対位置を高精度に導出して、高精度な測位機能をユーザに提供できる航行衛星システムを構築する。
【００２７】
【非特許文献５】
ウォルター・Ｌ・モーガン（ＷａｌｔｅｒＬ．Ｍｏｒｇａｎ），「インターサテライト・リンクス（Ｉｎｔｅｒｓａｔｅｌｌｉｔｅｌｉｎｋｓ）」，ｐ．９−１２，スペース・ビジネス・インターナショナル（ＳｐａｃｅＢｕｓｉｎｅｓｓＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ），１９９９年第１四半期（Ｑｕａｒｔｅｒ１，１９９９）
【００２８】
図１は、宇宙空間に投入されたこの発明に係る航行衛星群を示す図である。航行衛星群は、航行衛星１から航行衛星６を含む。それぞれの航行衛星の位置を記号Ｓ_１からＳ_６で示す。
【００２９】
ＧＰＳ方式の測位の原理を満たす衛星システムは最低４個からなる一群の航行衛星を有し、それから測位信号を送信して、ユーザがこの信号を受信して測位を実行できるようにする。図１は測位の必要条件を満たす航行衛星群として、航行衛星１から航行衛星６を示している。航行衛星１から航行衛星４は、それらを頂点とする四面体を形成しており、その四面体の内部には当該四面体の頂点を構成しない航行衛星が含まれない。すなわち、それらは最小単位の四面体を構成している。各々の航行衛星の位置をＳ_１からＳ_６の記号で示す。各航行衛星間には衛星間通信回線を使用した衛星間の距離を計測する測距線を想定して、線分で示す。航行衛星１から航行衛星４のそれぞれの間の測距線は実線で、航行衛星５及び６を一端に含む測距線は破線で示す。図１で示す多くの測距線のうち、Ｓ_１とＳ_２の間の測距線であるＳ_１−Ｓ_２間測距線７を代表例として明示した。
【００３０】
これから四面体Ｓ_１Ｓ_２Ｓ_３Ｓ_４を画定する手順について説明する。まず、Ｓ_１、Ｓ_２、Ｓ_３の間の測距値を取得できたとすると、三角形Ｓ_１Ｓ_２Ｓ_３を決定できる。すなわち、Ｓ_１Ｓ_２Ｓ_３の相対位置を決定できる。次に三角形Ｓ_１Ｓ_２Ｓ_３と三角形Ｓ_１Ｓ_３Ｓ_４を繋げて、四面体Ｓ_１Ｓ_２Ｓ_３Ｓ_４を作成する。四面体Ｓ_１Ｓ_２Ｓ_３Ｓ_４は、各衛星間を結ぶ６本の測距線によって立体として決定することができる。
【００３１】
四面体Ｓ_１Ｓ_２Ｓ_３Ｓ_４を基本として隣接する航行衛星Ｓ_５、Ｓ_６にそれぞれ３本の測距線を加え、四面体を連結することによってこの立体を隣接する方向に拡張していくことが可能である。
【００３２】
表１は前記の方法に従って航行衛星の数を拡張して行った場合、航行衛星が存在する位置に相当する頂点の数、頂点と頂点とを結ぶ線の数を示したものである。航行衛星の配置を一般化するため、航行衛星が存在する位置の１番目を示す点をＳ_１で表し、以下ｊ番目の点をＳ_ｊと表す。ケース７はｊ個の点があるときの辺あるいは稜の数と点の集合の幾何学的な意味を示す。
【００３３】
【表１】

【００３４】
前記の通り測位に必要な航行衛星の必要最低限の個数は４個である。従ってこの発明に係る航行衛星群は４個以上の航行衛星を含むシステムとして一般化している。その４個以上の衛星を含む航行衛星群は相互の距離が高精度で判明した立体をなす。この状態は航行衛星が結合点となり、長さが高精度で判明している棒で接続されたトラス構造状の三次元剛体が宇宙空間に存在していることと同等の幾何学的な意味がある。このように、航行衛星間の距離に基づいて立体を画定することは、それらの航行衛星の相対位置を導出することと等価である。
【００３５】
つぎに前記の三次元物体の地球を基準とした絶対位置を決定するため、地上との関係を明らかにする。
【００３６】
図２は特定の航行衛星３個とそれらの衛星が持つフィーダ回線の構成を示したものである。位置がＣＳ_１である管制局１０は、それぞれ位置がＳ_ｌ、Ｓ_ｍ、及びＳ_ｎである航行衛星１１、１２及び１３と、衛星への視線１４に沿ったフィーダ回線によって結ばれている。衛星間測距線１５は、航行衛星１１と航行衛星１２との間の衛星間通信を利用する測距線である。管制局１０の位置ＣＳ_１、は測地成果２０００に準拠した電子基準点、ＧＰＳ、ＤＧＰＳを使った長期間観測を通じて、ミリメートル単位の精度で決定されていると考える。
【００３７】
この発明に係るフィーダ回線の使用目的は高精度測位を達成するための航行衛星と管制局の間の高精度な測距を行うことにある。当該目的を達成するためには広帯域のミリ波を使ったフィーダ回線が必要である。一般にトラッキング、テレメトリおよびコマンド（ＴＴ＆Ｃ）回線には狭帯域マイクロ波が使用されているが、狭帯域では高精度な測距信号は伝送できないし、マイクロ波は衛星と地球局間に存在する電離層を通過する時屈折して、伝搬誤差が発生する。従って、高精度測距を達成するための航行衛星システムのフィーダ回線は、伝搬誤差の小さい、広帯域の通信路の確保が容易なミリ波が適している。但し、ミリ波は、降雨減衰がマイクロ波より著しいが、複数の管制局を使用したスペースダイバシティーでこの欠陥を避けることができる。
【００３８】
フィーダ回線には広帯域伝送が可能なミリ波の使用を想定したので、管制局１０（位置ＣＳ_１）は、それから航行衛星１１（位置Ｓ_ｌ）までの距離を衛星への視線１４に沿ったフィーダ回線を使用した測距で高精度に計測できる。この距離を距離ＣＳ_１Ｓ_ｌと表す。同様に距離ＣＳ_１Ｓ_ｍ、距離ＣＳ_１Ｓ_ｎも計測できる。宇宙上において、航行衛星１１（位置Ｓ_ｌ）、航行衛星１２（位置Ｓ_ｎ）、航行衛星１３（位置Ｓ_ｍ）を結ぶ三角形の各辺の測距ができ、管制局ＣＳ_１から各点間の測距と合わせて、四面体Ｓ_ｌＳ_ｍＳ_ｎＣＳ_１の総ての稜の長さが計測できたので、その四面体を決定できる。
【００３９】
立体の構造が決定された四面体Ｓ_ｌＳ_ｍＳ_ｎＣＳ_１の宇宙空間における位置は、管制局ＣＳ_１の位置を中心に、任意の仰角、方位角に回転させることができる自由度を持つ。
【００４０】
図３は管制局１０（位置ＣＳ_１）を中心とした座標を表わす。ｘ軸２０、ｙ軸２１、およびｚ軸２２として、航行衛星への視線１４は、原点Ｏから方位角２３、仰角２４の方向に向かっている。
【００４１】
管制局１０はフィーダ回線を接続するため、一般にパラボラ型などの開口面アンテナを持つ。フェーズド・アレー型を採用することも可能であるが、両者の構造は異なっていても、この発明が必要としている機能は同じであるので、パラボラ型で代表する。管制局１０のパラボラ型アンテナの放射ビームは航行衛星１１を指向し、追尾する。そのパラボラ型アンテナが航行衛星１１を指向している間、航行衛星への視線１４の方位角２３、仰角２４の測角と測距のデータを出力することができる。同様に管制局ＣＳ_１は航行衛星１２と航行衛星１３との間の測角と測距のデータも計測できる。
【００４２】
管制局１０は航行衛星１１、航行衛星１２、航行衛星１３との間の距離、方位角、仰角を取得することができる。衛星間通信測距による航行衛星間の距離および管制局が地上衛星間通信測距により計測した距離、角度のデータに基づいて、その精度内の航行衛星１１，航行衛星１２、及び航行衛星１３の３点の地球を基準とする絶対位置を決定することができる。
【００４３】
管制局１０が距離と角度データを取得したが、角度データに含まれる誤差を位置誤差に変換したとき、遠方に行くに従いそれは拡大する。従って、四面体Ｓ_ｌＳ_ｍＳ_ｎＣＳ_１は高精度の測距、測角データを用いて固定したが、管制局Ｃ１０を中心にした回転周りの誤差が測距データに比較して大きい。
【００４４】
図４は管制局１０が航行衛星１１、航行衛星１２、航行衛星１３を時分割で追尾し、測距データを取得する様子を示す。すなわち、縦軸に軌道をとり、横軸に時間軸３０をとって、航行衛星１１（位置Ｓ_ｌ）の軌道３１、航行衛星１２（位置Ｓ_ｍ）の軌道３２、航行衛星１３（位置Ｓ_ｎ）の軌道３３において、それぞれの航行衛星の位置が時間と共に変化する様子を表す。管制局１０のアンテナが、３種類の軌道のうち、１種類の軌道をそれぞれ１区間の時間内において追尾している様子を、第１区間、第２区間、第３区間、及び第４区間に区分した図で示している。
【００４５】
管制局１０がパラボラ型アンテナを一基備える場合、３個の航行衛星のフィーダ回線との接続は時分割になる。一般に航行衛星には、ＧＰＳのような１２時間周期の軌道や、静止高度付近の軌道が使われるので、管制局から長時間の可視時間が可能である。第１区間３４では３種類の軌道のうち、実線で示した航行衛星１１（位置Ｓ_１）の軌道３１を追尾する。同様に第２区間、第３区間、第４区間では、それぞれ航行衛星１２（位置Ｓ_ｍ）、航行衛星１３（位置Ｓ_ｎ）、及び航行衛星１１（位置Ｓ_ｌ）の軌道３２、３３、及び３１を追尾する。航行衛星の軌道の変化に対して時分割で追尾する頻度がその変化分を十分取り込める程に高頻度であれば、管制局１０は３個の航行衛星の有意義な軌道データを取得が可能である。例えば静止高度の衛星軌道であって、常時可視の場合、１０分置きの取得データで軌道の変化を高精度で取得できる。管制局がフェーズド・アレー型アンテナを備えるときは同時に３個の航行衛星と回線接続することは可能である。
【００４６】
管制局１０が取得できるデータのうち、測角データは遠方になるに従い、衛星の位置を確定する精度が劣化するので、測角データは位置確定のための補助手段として使用することにする。それ故、ここでは測距データのみで、人工衛星の位置を高精度に画定する。この場合、管制局１０を含め、管制局を最低３局備えなければならない。
【００４７】
図５は測地基準系の絶対位置を示す原点からの相対位置が測定されている管制局を３局備え、測距データを用いて宇宙上の航行衛星の３点と管制局３局の間の相対位置を確定することにより、宇宙上の航行衛星の３点の絶対位置を画定するための構成である。航行衛星同士の距離は立体として画定されているため、すべての航行衛星の地球を基準とする絶対位置を求めるためには、３点の航行衛星の絶対位置を求めるとよい。第１基線４２は管制局１０（位置ＣＳ_１）と管制局４０（位置ＣＳ_２）との間の、第２基線４３は管制局１０と管制局４１（位置ＣＳ_３）との間の、及び第３基線４４は管制局４０と管制局４１との間のお互いの視線である。ここで、３点の航行衛星の絶対位置を確定するためには、管制局と航行衛星の間の地上衛星間距離を、いくつの管制局と航行衛星の組について測定することが必要かを検討する。まず、３つの航行衛星の座標は、それぞれ（ｘ_１，ｙ_１，ｚ_１）、（ｘ_２，ｙ_２，ｚ_２）、（ｘ_３，ｙ_３，ｚ_３）と表わせる。これらは、合計９つの変数を有する。地上の３箇所の管制局の座標は、（Ｘ_４，Ｙ_４，Ｚ_４）、（Ｘ_５，Ｙ_５，Ｚ_５）、（Ｘ_６，Ｙ_６，Ｚ_６）と表わせる。管制局の座標はそれぞれ既知であり、実際には具体的な値を代入することができるため、定数である。３点の航行衛星の絶対位置を確定するためには、航行衛星の座標に含まれる９つの変数を、定数で一意的に表わすことができるとよい。それは９つの変数の値を一意的に確定することであるから、そのためには、９つの方程式が存在すると、それらの変数をその連立方程式の解として代数的に確定することができる。ここで、３つの航行衛星間の距離は画定されているため、（ｘ_１−ｘ_２）^２＋（ｙ_１−ｙ_２）^２＋（ｚ_２−ｚ_３）^２、（ｘ_２−ｘ_３）^２＋（ｙ_２−ｙ_３）^２＋（ｚ_１−ｚ_２）^２、（ｘ_３−ｘ_１）^２＋（ｙ_３−ｙ_１）^２＋（ｚ_３−ｚ_１）^２の値は、それぞれの航行衛星間の距離の２乗に等しい。このことより、３つの方程式が導かれる。したがって、あと６つの方程式が必要である。これは、航行衛星と地上の管制局との間の地上衛星間距離が６つ判明することが必要であることを表わしている。したがって、航行衛星と管制局の適切な６つの組について、それらの間の地上衛星間距離を測定すると、すべての航行衛星の地球を基準とする絶対位置を決定することができる。ここで適切な航行衛星と管制局の６つの組の例としては、それまでに既に測定された地上衛星間距離の値及び衛星間距離からは地上衛星間距離が導出できない管制局と航行衛星の組が挙げられる。このようにして、適切な航行衛星と管制局の６つの組を選ぶことにより、航行衛星の位置の確定に寄与しないような地上衛星間距離を無駄に測定することを防止できる。
【００４８】
次に図５を参照し、３つの航行衛星を地球上の管制局に対して固定するための、最も地上衛星間測距回数の少ない具体的な手順の一例を説明する。そのためには、航行衛星を１つずつ、最小限の管制局の位置を用いてその位置を確定して行けばよい。まず、航行衛星１１の地球を基準とする固定の手順を考える。他の航行衛星１２及び１３はまだ位置が確定しておらず測距の相手方にはできないため、地上の３箇所の管制局との間の距離を測定する必要がある。すなわち、３つの地上衛星間距離Ｓ_ｌＣＳ_１、Ｓ_ｌＣＳ_２、Ｓ_ｌＣＳ_３を測定すると、航行衛星１１の地球を基準とする絶対位置を確定できる。次に、航行衛星１２の地球を基準とする固定の手順を考える。他の航行衛星１１の地球を基準とする絶対位置が確定しているため、それを測距の相手方にできる。ここで航行衛星１１と航行衛星１２との間の距離Ｓ_ｌＳ_ｍは、衛星間通信測距によって確定されている。したがって、地上の２箇所の管制局との間の距離を測定する必要がある。２つの地上衛星間距離、例えばＳ_ｍＣＳ_２、Ｓ_ｍＣＳ_３を測定すると、航行衛星１２の地球を基準とする絶対位置を確定できる。次に、航行衛星１３の地球を基準とする固定の手順を考える。他の航行衛星１１及び１２の地球を基準とする絶対位置が確定しているため、それを測距の相手方にできる。ここで航行衛星１１と航行衛星１３との間の距離Ｓ_ｌＳ_ｎ及び航行衛星１２と航行衛星１３との間の距離Ｓ_ｍＳ_ｎは、衛星間通信測距によって確定されている。したがって、地上の箇所の管制局との間の距離を測定する必要がある。１つの地上衛星間距離、例えばＳ_ｎＣＳ_２を測定すると、航行衛星１３の地球を基準とする絶対位置を確定できる。これで、航行衛星１１、１２及び１３すべての地球を基準とする絶対位置が確定されたが、そのためには、３＋２＋１＝６回の地上衛星間測距が必要であった。
【００４９】
上記の航行衛星の絶対位置を導出する方法は、一般的には以下のように表現できる。まず、当該航行衛星のそれぞれについて、当該それぞれの航行衛星と該航行衛星以外の少なくとも３つの航行衛星との間の衛星間距離を衛星間通信測距によって測定する。これによって、４つの航行衛星を頂点とする四面体を形成することができ、それを連結することによってすべての航行衛星同士の相対距離を確定することができる。次に、当該管制局のいずれか１つと当該航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定し、当該管制局のいずれか他の１つと当該航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定し、そして当該管制局のいずれか更に他の１つと当該航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定する。これによって、管制局と航行衛星の間の位置関係の自由度が減少、すなわちそれらの位置関係が段々と固定化されてくる。更に、管制局のいずれか１つと航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離であって、前記の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定するステップによってはまだ測定されていない管制局と航行衛星の組についての地上衛星間距離を少なくとも３つの組について測定する。すなわち、少なくとも３つの管制局と少なくとも３つの航行衛星の間の地上衛星間距離を、管制局と航行衛星の少なくとも６つの適切な組について測定する。これで、管制局と航行衛星の少なくとも６つの組についての地上衛星間距離が測定される。６つの組を適切に選択することによって、管制局と航行衛星の間の位置関係を完全に固定することができる。すなわち、測定された衛星間距離、測定された地上衛星間距離、及び管制局の地球を基準とする絶対位置に基づいて、航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出することができる。なお、実際の航行衛星を地上から見たとき、時間が経過すると、位置が移動して、航行衛星と管制局との相対位置関係は変化する。従って、時間経過により前記多面体の頂点にある航行衛星が異なるようになるが、瞬時、瞬時で前記多面体の稜の測距ができれば、位置の確定ができる。図５の航行衛星と管制局間の衛星への視線は接続可能な総てを示した。
【００５０】
航行衛星１１、航行衛星１２、航行衛星１３の位置を決定するとき、３本の第１基線４２、第２基線４３、第３基線４４を辺として作られる三角形の面積はできるかぎり大きくなければならない。基線の例として、気象衛星「ひまわり」の場合、衛星の位置を検出するため、三点測距法が採用されている。すなわち、静止軌道上のひまわり、鳩山管制局、石垣局、オーストラリア局で四面体が構成されている。この場合の基線はこの地上の３局を結ぶ直線である。また、その三角形の形状に関しては、三角形の面積が大きいほど、また、三角形が正三角形に近いほど、航行衛星システムの絶対位置をより高精度で確定することができる。
【００５１】
図６は航行衛星群６０と３カ所の管制局１０、４０及び４１の関係を示す図である。航行衛星群６０は航行衛星を構成する総ての衛星を含む。航行衛星群６０に含まれる総ての航行衛星は図１で示した構成の如く、お互いに隣り合う衛星間は衛星間通信回線で接続されていて、航行衛星間の距離が高精度で計測されている。従って、航行衛星群６０内の総ての航行衛星は航行衛星を結合点として図１で示した原則に基づき、長さが高精度で計測された固体の棒に相当する衛星間通信回線で接続されている高精度に決定された単一の立体と等価であると言うことができる。
【００５２】
航行衛星の絶対位置の画定は図５の航行衛星と管制局との関係が基本であるから、図６は図５の構成を拡張したものである。航行衛星群６０に属する航行衛星のお互いの位置は前記のごとく確定しているので、管制局は航行衛星群６０に含まれているいずれの航行衛星と組み合わせても、図５で示した管制局と航行衛星の関係から航行衛星の絶対位置の画定をすることが可能である。航行衛星群６０は特定な地域に分布する場合から全地球的に分布する場合までの種々の形態がある。
【００５３】
図６では航行衛星群６０の内の代表的な９個の航行衛星を示した。一般に航行衛星は全地球的、あるいはそれに準ずる広い範囲の宇宙空間に分布するので、各管制局から可視範囲にある３個の衛星を代表的に示した。フィーダ回線６４、フィーダ回線６５、フィーダ回線６６は管制局付近の可視範囲にある全部の航行衛星と回線接続する様子を示している。航行衛星群６０の絶対位置を管制局１０、管制局４０、管制局４１との関係で画定する条件は前記図５で示した通りである。すなわち、前述のように、最低で適切な６つの地上衛星間距離を測定することによって、すべての航行衛星の地球を基準とする絶対位置を確定することができる。管制局が地球上の広い範囲で分布しているとき、基線は地中を貫通する仮想の直線になる。
【００５４】
地球を基準とするすべての航行衛星の絶対位置を導出する方法は、最初に起点となる四面体を構成する航行衛星の絶対位置を導出した後に、その四面体に隣接する他の航行衛星を順次連結することによって新たな四面体を順次構成すること、すなわち、他の航行衛星の絶対位置を順次導出していってもよいし、あるいは、最初に総ての航行衛星の相対位置を導出した後に、それらの航行衛星が画定する立体に含まれる四面体の頂点を構成する航行衛星の絶対位置を管制局との関係で確定し、それによって総ての航行衛星の絶対位置を導出してもよい。
【００５５】
次に衛星間通信回線について検討する。衛星間通信回線は最大の中継距離に余裕を持った回線が設定される必要がある。そのため中継最大距離を算出する必要がある。衛星間の最大距離は衛星の配置に依存する。地上にいる観測者が最も効果的に測位を行える衛星の配置の典型的な例は直上に１個、低い仰角によって作られる仮想の面内に１２０度離れた所に３個の衛星がある場合である。実際の隣り合う衛星間の距離はこの想定の場合より短いが、初期検討に当たっては最大距離を想定することが妥当である。
【００５６】
図７は静止高度を持つ航行衛星１が観測者の直上にあり、航行衛星２が仰角５度の方向に在るとき、航行衛星１（位置Ｓ_１）、航行衛星２（位置Ｓ_２）、地心Ｏを含む面を横から眺めたときの構成である。Ｐ_ｎは地心Ｏと航行衛星１の位置Ｓ_１とを結ぶ直線ＯＳ_１が地表と交わる点であり、Ｐ_ａは航行衛星２の位置Ｓ_２から直線ＯＳ_１に下ろした垂線が直線ＯＳ_１と交わる点である。仰角である角度∠Ｓ_２Ｐ_ｎＰ_ｓは５度であり、直線ＯＳ_１、直線ＯＳ_２の距離は地心からの静止高度で４２，０００ｋｍである。地球の半径ＯＰ_ｎは６３７８ｋｍである。
【００５７】
角度∠Ｐ_ｎＳ_２ＯをＸで表し、式（１）の正弦定理から求めるとＸは８．７度になる。
【００５８】
【数１】

従って、角度∠Ｐ_ｎＯＳ_２は７６．３度になる。式（２）の正弦定理より距離Ｐ_ｎＳ_２は４０９６１ｋｍである。
【００５９】
【数２】

さらに、直線Ｐ_ａＳ_２は４０９６１×ｃｏｓ５であるから、４０８０５ｋｍとなる。天頂の航行衛星１と仰角５度の方向にある航行衛星２の間の距離は式（３）の余弦定理を用いて算出できる。距離Ｓ_１Ｓ_２は５１，８８９ｋｍである。
【００６０】
【数３】

図８はＰ_ａＳ_２Ｓ_３を含む面を天頂から見た図である。Ｐ_ａから点Ｓ_２と点Ｓ_３を見込む角は１２０度であるから、距離Ｓ_２Ｓ_３は式（３）の距離Ｓ_１Ｓ_２から、距離Ｐ_ａＳ_２を求めた値に基づき、７０，６７６ｋｍである。観測者から見て直上の衛星と、３個の仰角５度の方向に１２０度置きに配置された衛星間の最大距離は７０，６７６ｋｍになる。
【００６１】
実際の航行衛星群６０に含まれる航行衛星の構成は特定のシステムを定義することにより決まる。衛星間の距離について言えば、隣りの衛星との間隔が７０，６７６ｋｍより短い場合が多いと考えるが、衛星間通信回線を考察するとき、予測される最大距離に基づいて考察すべきである。
【００６２】
表２は衛星間距離が７０６７６ｋｍの時の回線表である。これは、非特許文献６に示された通信回線に使用された数値と、非特許文献１の拡散符号の受信電力強度に基づき作成したものである。表２によれば、搬送波は６０ＧＨｚ、アンテナの直径は送受共３０ｃｍ、送信電力は４３ｍＷである。これらの値は、宇宙局から地球面に放射するときのきびしい電力束密度制限を順守するため、低い値になっている。しかし本発明では、この回線は衛星間の回線接続に使われるので、地球面への照射の可能性がない場合、送信電力の増大、アンテナ径の拡大などＥＩＲＰの増大が可能であり、この場合、拡散符号の復号に必要な積分時間を短縮できる。また、表２は測距機能１回線分の設計条件であるが、実際には複数の測距回線の使用、観測された測距データの伝送、航行衛星システムの維持管理のために必要なデータが重畳されて伝送される。データを伝送する場合は測距の場合と異なり、拡散符号の復号利得が得られないので、表２で示された数値より相当大きな値が必要である。
【００６３】
【表２】
搬送波６０ＧＨｚの時の回線表

【００６４】
【非特許文献６】
「ＮＡＳＡ６０ＧＨｚインターサテライト・コミュニケーション・リンク・デフィニション・スタディ（ＮＡＳＡ６０ＧＨｚＩｎｔｅｒｓａｔｅｌｌｉｔｅＣｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎＬｉｎｋＤｅｆｉｎｉｔｉｏｎＳｔｕｄｙ）」，ＮＡＳＡ−ＣＲ−１８６３３９，９０Ｎ２３５９０
【００６５】
次に具体的に衛星間の距離を高精度で計測する方式について説明する。図９は航行衛星１と航行衛星２が衛星間通信回線７で接続された状態を示す。衛星間の測距は、衛星間に電気信号を往復させて、往復に要する時間を計測して行う。航行衛星１から測距信号を６０ＧＨｚ帯の搬送波に変調して、航行衛星２に送信する。航行衛星２では受信信号を位相同期した復調を行い、それを６０ＧＨｚ帯の搬送波に変調して、航行衛星１に送信する。航行衛星１では送信信号と受信信号の間の位相差（時間差に対応する）を計測して、それらの２箇の衛星間の距離を算出する。図９の航行衛星１と航行衛星２は航行衛星群６０の中の隣り合う任意の２個の衛星を取り出した状態を代表して表している。
【００６６】
航行衛星１と航行衛星２が測距信号を送受信するための前提としては、両方の衛星のアンテナの放射ビームが対向していて、なおかつ、衛星の移動につれて放射ビームが連続的に移動して、そのような対向の状態が継続される必要がある。この機能の初期状態は、放射ビームが相手の衛星を指向してない状態から始まる。最初に放射ビームを所定の衛星に向けることは衛星の軌道情報に基づいてなされる。しかし、軌道情報のみでは放射ビームを正確に相手の衛星に向けて照射できない場合があるので、放射ビームを相手の衛星が存在する確率の高い方向に向けて、その周辺を捜索させ、正確に放射ビームを相手の衛星の受信アンテナの中心に指向させる。この機能を角度取得、または角度アクイジションと称する。角度取得が達成された後、双方の衛星の移動に従って、放射ビームが常に２個の衛星の送受信アンテナの中心を照射するように、衛星の角度情報を検出して、放射ビームの方向を制御する機能を角度追尾と称する。衛星間の測距を達成するために角度取得と角度追尾は必要不可欠な機能であるが、この発明に係る測距機能に直接関わらないので、この明細書ではこの機能が提供されるものとして説明する。
【００６７】
図１０は測距信号の内容を示す図であり、クロック周波数のクロック８０、ＰＮ（擬似雑音）符号８１、ｐ副搬送波８３、ｑ副搬送波８４、およびｒ副搬送波８５の波形を示す。なお、ＰＮ符号は生成多項式に相当するシフトレジスタから生成される直交符号を想定した。またこれ以外の直交符号を用いることも可能である。測距信号に使用する源泉になる信号はクロック８０である。式（４）にクロックを示す。
【００６８】
【数４】

式（４）は位相速度ω_０（以下周波数と言う）の正弦波を表している。この正弦波は０と１の繰り返し信号であるクロックと振幅の表し方は異なるが、同一の繰り返し周期を持つ信号である。そのクロックは、ＰＮ符号、式（５）で示される副搬送波、および式（７）で示される搬送波の源泉になる。
【００６９】
【数５】

【００７０】
【数６】

【００７１】
【数７】

【００７２】
測距に使用する測距信号を式（５）に示す。ここで、ω_ｐ、ω_ｑ、ω_ｒは各ｐ副搬送波、ｑ副搬送波、ｒ副搬送波の周波数、φ_ｐ、φ_ｑ、φ_ｒは各ｐ副搬送波、ｑ副搬送波、ｒ副搬送波の位相である。測距信号Ｒ_ｂ（ｔ）は時間の関数である。ＸＰ_ｉ（ｔ）はＰＮ符号を示す。ＰＮ符号８１は式（４）で示したクロック８０で駆動された生成多項式に相当するＰＮ符号発生回路から生成される。図１０（ａ）に、クロック８０とＰＮ符号８１の典型的な波形を示す。ＰＮ符号８１は、生成多項式の次数で定まる一連の長さのビットのシーケンスを持ち、これを一定周期で繰り返す。ＰＮ符号８１は、位相が一致した自己符号との間でピークの鋭い自己相関特性を有するが、位相がずれた自己符号との間では符号長分の１の小さい自己相関特性を有する。クロック周波数はＧＰＳで使用されている精符号の周波数と同じ１０．２３ＭＨｚを使用してこの発明を説明する。副搬送波をＰＮ符号で変調して、式（５）で示す測距信号を生成する。この発明では３種類の副搬送波を想定した。それらは、ｐ副搬送波８３、ｑ副搬送波８４、及びｒ副搬送波８５である。
【００７３】
式（６）は副搬送波の位相の組み合わせを示す。式（７）はこの発明で使用する測距信号である。ここで、Ｐは振幅、ω_ｃ、φ_ｃはそれぞれ搬送波の周波数と位相である。
【００７４】
ＧＰＳの場合、測位信号はＰＮ符号と搬送波より成り立ち、副搬送波は含まれていない。この発明の測距信号においては、ＧＰＳの搬送波に相当する信号を副搬送波に使用し、搬送波は６０ＧＨｚ帯のミリ波を使用した。
【００７５】
クロック周波数と副搬送波の間には整数関係が存在する。副搬送波はクロック周波数を逓倍して生成する。逓倍率（逓倍数）はＧＰＳの搬送波の生成に使用する倍率と一部異なる組を使用した。ここでは、１２０、１５４、１６９である。これらの数は、１以外の公約数を有しない（互いに素）。ＰＮ符号１ビットの周期の中にｐ副搬送波８３、ｑ副搬送波８４、及びｒ副搬送波８５の波数が、それぞれ１２０、１５４、及び１６９箇存在する。副搬送波はクロック周波数８０から生成されたので、ＰＮ符号の立ち上がり点でｐ副搬送波８３、ｑ副搬送波８４、及びｒ副搬送波８５の位相が同時にゼロクロス点を通過したとするなら、それ以降のそれらの副搬送波のゼロクロス点はＰＮ符号８１の次の周期が始まるまで、すなわちクロック８０の次の周期が始まるまで同時に重なることはない。図１０（ｂ）に、ＰＮ符号の駆動信号（クロック周波数）の１周期における、それぞれの副搬送波同士の関係を示す。それぞれの副搬送波は正弦波である。また、搬送波のゼロクロス点を「○」で表わした。図１０（ｂ）に示した期間は、図１０（ａ）でＰＮ符号の駆動信号（クロック周波数）の１周期と示した期間に対応する。図１０（ｂ）から分かるように、それぞれの副搬送波は、図の左端の位置（駆動信号の１周期の開始時）で振幅がすべてゼロ（ゼロクロス点）で揃っており、さらに図の右端の位置（駆動信号の１周期の終了時）でも振幅がすべてゼロで揃っている。そして、それらの間の期間では、３つの副搬送波の位相の組み合わせが一通りである。従って、それら３つの副搬送波のそれぞれの位相を計測すると、その組み合わせがそのクロックの１周期の中のどの位相のところに位置するかを一意的に特定することができる。
【００７６】
送信側のクロック（クロック周波数の駆動信号）８０と受信されたクロック８０との位相差を測定することによって、ＰＮ符号８１の１ビットの時間より短く、かつ、クロック８０の逓倍数倍の周波数の信号の１周期より長い時間差が測定される。クロック周波数の逓倍数倍より成る送信側の副搬送波（第２の測距信号）と受信された副搬送波の３つの正弦波のそれぞれの位相差を測定することによって、当該クロック周波数の逓倍数倍の周波数の信号の１周期より短い時間差が測定される。従って、ＰＮ符号８１の１ビットの単位の計測では、副搬送波の位相を用いたクロック８０の逓倍数倍の周波数の信号の１周期より短い時間差に係る測距と同時に、１ビットの位相計測のよる測距が可能である。
【００７７】
さらに、ＰＮ符号１ビットより上の桁の距離はＰＮ符号の符号の位相によって表せる。すなわち、送信側のＰＮ符号８１と受信されたＰＮ符号８１と間の符号長の位相をビット単位の位相差（ビットのずれ）で測定することによって、ＰＮ符号８１の１周期より短く、かつ、ＰＮ符号８１の符号長の１ビットの時間より長い時間差が測定される。クロック周波数が１０．２３ＭＨｚで、符号長を２^１０ − １＝１０２３とするなら、１符号長である３０ｋｍを固有なビットパターンで模様化できるのでこの距離が測距の範囲内である。さらに３０ｋｍより長い距離に不確定性が存在するが、従来の軌道処理方法で求めた衛星の位置はこの不確定性の値より小さく、これより上の桁を測距信号から求める必要がない。
【００７８】
図１１は測距信号の生成過程と送信の過程を示すブロック図である。原振９０は原子時計のような超安定な発振源から原振の周波数を得て、式（４）で示すクロック８０を発生する。クロック８０はＰＮ符号発生器９１に送られ、それを駆動してＰＮ符号８１を発生させる。クロック８０は、ｐ副搬送波発生器９２、ｑ副搬送波発生器９３、及びｒ副搬送波発生器９４にも送られる。クロック８０は、ｐ副搬送波発生器９２では１２０倍に、ｑ副搬送波発生器９３では１５４倍に、及びｒ副搬送波発生器９４では１６９倍に逓倍され、それぞれ副搬送波を発生する。変調回路９５、９６及び９７に副搬送波が送られ、ＰＮ符号発生器９１からのＰＮ符号８１と位相が同期した形式で変調され、式（５）の信号形式を得る。一方、原振９０からのクロック８０は逓倍器１００に送られ、逓倍されて６０ＧＨｚ帯のミリ波帯の信号を発生する。変調回路９５、９６及び９７のそれぞれからの変調出力は、更に変調回路９８に送られ、原振９０からのクロック８０を逓倍した逓倍器１００の出力を変調する。変調回路９８からの出力は、送信機１０１に送られて所望の出力にまで電力増幅される。送信機１０１からの式（７）で示された出力は、送受分波器１０２を介してアンテナ１０３に送られ、そこから放射される。以上の動作は、測距信号発生器部制御部１０６によって制御される。また、アンテナ１０３は、アンテナ追尾制御ループ１０５によって、測距しようとする衛星に向けて方向を制御される。以上の構成要素から、測距信号発生部１０７が構成される。
【００７９】
図１１に示すブロック図全体を示す距離信号発生部１０７は図９の航行衛星１に含まれ、送信する測距信号を発生する。発生した測距信号はＳ_１−Ｓ_２間測距線７に沿って、航行衛星２に送信される。
【００８０】
逓倍器１００は原振９０から基準の周波数のクロックを受けて、それを逓倍することによって６０ＧＨｚ帯の搬送波を発生する。６０ＧＨｚ帯という用語は、６０ＧＨｚの近辺の周波数と言う意味である。表２の回線表は衛星間の距離が最大になる可能性のある値を採用したが、短い距離の場合は距離に応じて出力制限する必要がある。また、地上を照射する可能性の有るときは地表面に対する最大放射電力が制限される。アンテナ１０３は送信と受信を兼ねる。アンテナ１０３で受信された信号は送受分波器１０２で分離されて、受信信号１０４として出力される。
【００８１】
測距信号発生器部制御部１０６は予め定められた方法、または管制局からの指令に基づいて図１１の測距信号発生器部１０７の管理、制御を行う。アンテナ追尾制御ループ１０５はアンテナ１０３の方向の初期設定、あるいは追尾信号を受けて連続的に対象とする相手の衛星を追尾させる。
【００８２】
図１２は測距信号を受信して復調した後、それを再び発信側に送信するトランスポンダのブロック図である。アンテナ１１０は送受分波器１１１に接続されている。受信信号は、送受分波器１１１からＬＮＡ（低雑音増幅器）１１２に送られてきた微弱な信号は雑音温度の低い増幅器で増幅され、さらにダウンコンバータ（周波数変換）１１３に送られて第１局発１１５からの信号とそこで混合されてダウンコンバートされる。ダウンコンバータ１１３からの信号は、ＩＦ（中間周波）増幅器１１４に送られて増幅され、さらにダウンコンバータ１１６に送られて第２局発１２０からの局部信号とそこで混合されてベースバンドにダウンコンバートされる。
【００８３】
ダウンコンバータ１１６の出力と、ビット同期ループ１１９の中のＬＰ＆ＶＣＸＯ１１８で発生したクロック周波数は、位相検出器１１７に入力され、位相差が検出される。その位相差を入力として、ＬＰ＆ＶＣＸＯ１１８のクロック周波数を受信信号のクロックと位相同期させ、ビット同期ループ１１９から再生したクロック信号を発生させる。ＬＰ＆ＶＣＸＯ１１８のＬＰ（ループ・フィルター）は位相検出器１１７の出力の中からクロックの位相同期に必要な周波数成分を抽出する役割を持ち、ＶＣＸＯ（電圧制御水晶発振子）はＬＰの出力によって発振周波数が可変になる高安定な原振の役割を持つ。
【００８４】
さらに、ダウンコンバータ１１６の出力と、この再生したクロック信号で駆動された局部ＰＮ符号発生器１２１から発生した局部ＰＮ符号は相関検出器１２２に入力され、位相検出が行われる。相関検出器１２２の相関出力は積分器１２３で定められた期間積分され、この積分出力を判断・更新器１２４に入力して、両者の間の相関の有無や、遅延追尾機能を動作させるために必要な追尾信号を検出し、局部ＰＮ符号発生器１２１の内容を更新して、局部ＰＮ符号発生器１２１の出力をダウンコンバータ１１６のベースバンドのＰＮ符号と同期させ、ＰＮ符号を再生させる。
【００８５】
ビット同期ループ１１９からの再生されたクロック信号は、ｐ副搬送波発生器１２５、ｑ副搬送波発生器１２６、及びｒ副搬送波発生器１２７に入力され、所定の値で逓倍されて、各副搬送波が作られ、その出力と局部ＰＮ符号発生器１２１で再生されたＰＮ符号が、それぞれ変調器１２８内の３つの変調回路に送られる。それら３つの変調回路からの出力は、再生されたクロック信号を逓倍器１２９に入力して所定の逓倍を行って得られた６０ＧＨｚ帯の搬送波を、下流の変調回路において変調し、それによって再生された測距信号が得られる。その出力は送信機１３０に送られ、最大で−１３．６３ｄＢＷ（表２の項目１）に電力増幅され、送受分波器１１１を介してアンテナ１１０に送られる。以上の構成要素に、アンテナ追尾制御ループ１３１及びトランスポンダ部制御部１３２を加えたものから、トランスポンダ１３３が構成される。測距のために必須の情報は、副搬送波とＰＮ符号である。従って、６０ＧＨｚ帯の搬送波が周波数変換され、副搬送波とＰＮ符号が抽出された状態で位相同期されて再送される機能が、このトランスポンダにより実現されていれば測距は可能である。副搬送波の位相同期のため、ｐ副搬送波発生器１２５、ｑ副搬送波発生器１２６、ｒ副搬送波発生器１２７は位相同期機能を必要により有している。
【００８６】
図１３の測距信号発生部１０７と測距信号処理部１７５とは、航行衛星１に含まれる。図１１で示した測距信号発生部１０７で発生した測距信号は、Ｓ_１−Ｓ_２間測距線７に沿って送信されて、航行衛星２に含まれている図１２で示したトランスポンダ１３３で受信され、同期復調、再生、増幅され、再び航行衛星１に送信される。このようにして、図１３の測距信号発生部１０７と測距信号処理部１７５とで航行衛星１と航行衛星２の間の測距を行う。
【００８７】
図１３の測距信号処理部１７５の機能のうち、ＬＮＡ１４１で受信した信号から、クロック成分を再生し、ＰＮ符号を再生する機能は、図１２のＬＮＡ１１２から局部ＰＮ符号発生器１２１に至る信号の流れに沿った機能と同一である。従って、図１３に関してはクロック信号が再生され、ＰＮ符号が再生された後の機能について説明する。
【００８８】
図１３において、アンテナ１０３から入力した受信波は送受分波器１０２で送信波と分離され、ＬＮＡ１４１で雑音温度が低い増幅が行われる。その受信信号は第一局発１４５からの信号を受けて、ダウンコンバータ１４３で副搬送波にダウンコンバートされる。その副搬送波はＩＦ増幅器１４６で増幅される。副搬送波はｐ、ｑ、ｒの３種類の副搬送波を含んでいるので、ＰＮ符号復調フィルタ１５０で３波を分離し、さらに、変調されているＰＮ符号を受信ＰＮ符号再生器１７０で再生されたＰＮ符号によって同期復調して、副搬送波成分のみを取り出す。
【００８９】
測距信号発生部１０７からトランスポンダ１３３に送られた副搬送波の発振源であるｐ副搬送波発生器９２から一部取得したｐ副搬送波は送信搬送波線１５６を経由して、ダウンコンバータ１５３に入力される。送信副搬送波は式（８）で示す。
【００９０】
【数８】

ここで、ω_ｐ、φ_ｐは送信ｐ副搬送波の周波数と位相である。一方、受信副搬送波は、ＰＮ符号復調フィルタ１５０から出力して、ダウンコンバータ１５１に入力される。受信副搬送波は式（９）で示す。
【００９１】
【数９】

ここで、ω_ｐ ^ｒ、φ_ｐ ^ｒは受信ｐ副搬送波の周波数と位相である。
副搬送波の周波数を下げるための局部周波数の信号を局部発振器１５２で発生させる。局部発信周波数は式（１０）で示す。
【００９２】
【数１０】

ここで、ω_ｌ、φ_ｌは局部発振周波数の周波数と位相である。
その局部周波数の信号をダウンコンバータ１５１、１５３に加え、副搬送波の持っている位相を保存した状態で周波数を下げる。周波数の下げられた副搬送波は式（１１）で示す。
【００９３】
【数１１】

その周波数の下げられた副搬送波は位相差検出器１５４に入力され、送信副搬送波と受信副搬送波の間の位相差を検出する。位相差は式（１２）に示す。
【００９４】
【数１２】

ここで、φ_ｐ ^ｍは送信ｐ副搬送波と受信ｐ副搬送波の計測された位相差である。前記の位相差検出に当たっては航行衛星１と航行衛星２の間の距離は一定であると想定した。しかし、実際には２個の衛星は移動するので、受信信号はドップラ効果で周波数が変移している。従って最終的に周波数のシフトを検出して、算出距離の補正が必要である。
【００９５】
ｐ副搬送波位相差検出器１５５で行った送信副搬送波と受信副搬送波の位相比較は、ｑ副搬送波についてはｑ副搬送波位相差検出器１５８で、ｒ副搬送波についてはｒ副搬送波位相差検出器１５９で行われる。それぞれの検出位相は式（１３）、（１４）に示す。
【００９６】
【数１３】

同様に、ここで、φ_ｑ、φ_ｑ ^ｒ、φ_ｑ ^ｍはそれぞれ送信ｑ副搬送波の位相、受信ｑ副搬送波の位相、そして、両副搬送波の位相差である。
【００９７】
【数１４】

同様に、ここで、φ_ｒ、φ_ｒ ^ｒ、φ_ｒ ^ｍはそれぞれ送信ｒ搬送波の位相、受信ｒ副搬送波の位相、そして、両副搬送波の位相差である。
さらにｐ、ｑ、ｒ副搬送波の３種類の検出された位相差を式（１５）で示す。
【００９８】
【数１５】

式（１５）で示した３種類の位相の組み合わせは、ＰＮ符号８１の１（ビットクロック８０の１周期）の間で固有な値を示す。すなわち、式（６）で示された１ビット区間での独特な位相値の組合わせの内の１組に一義的に対応するような、特定の解を示している。すなわち、３種類の副搬送波を使用することより、測距信号のＰＮ符号８１の１ビットの区間を、当該１ビットの区間より更に細かく、副搬送波の１周期内における位相分解能の単位で計測（すなわち測距。以下、時間差の計測値は距離の値に一意的に対応するため、「時間差の計測」のことを「測距」と表現する。）が可能である。すなわち、一般的には副搬送波の１周期の１００分の１単位での測距が可能である。
【００９９】
１ビットあるいは原振の１波長の送信波と受信波の位相差からも測距が可能である。原振９０はクロック８０を発生し、それは式（４）で示される。クロック８０はビット位相差検出器１７１に入力される。ＬＮＡ１４１を経由した受信信号は、ダウンコンバータ１４３、第１局発１４５、ＩＦ増幅器１４６、ダウンコンバータ１４７及び第２局発１４８からなる復調回路を経由して、ビット同期ループ１４９で再生される。再生されたビット波形は式（１６）で示す。
【０１００】
【数１６】

再生クロックはビット位相差検出器１７１に入力される。前記送信クロックと受信クロックの位相差φ_ｂは高速のカウンタで時間を計測して求めるか、必要に応じて周波数変換して、扱い易い周波数にして位相計測することも可能である。
【０１０１】
１ビットより大きな距離は、ＰＮ符号８１の符号長をビット単位の細かさで計測した位相差から、ＰＮ符号８１の１ビットを単位として求めることができる。送信されるＰＮ符号８１は、測距信号発生部１０７の中のＰＮ符号発生器９１で発生させられる。そのＰＮ符号８１は、測距信号発生部１０７から測距信号処理部１７５にも導かれ、ＰＮ符号位相差検出器１７２に入力される。送信されるＰＮ符号８１は式（５）の振幅で表される。受信ＰＮ符号は、局部ＰＮ符号を受信信号に同期させることにより受信ＰＮ符号再生器１７０で再生される。再生された受信ＰＮ符号は、ＰＮ符号位相差検出器１７２に入力される。ＰＮ符号位相差検出器１７２は、送信ＰＮ符号８１を基準にして、受信ＰＮ符号の位相を移動させて、最大相関値が得られる位相の移動値を計測することで、位相差を検出できる。位相差検出のための演算を式（１７）で示す。
【０１０２】
【数１７】

ここで、ＸＰ_ｉ ^ｒ（ｔ）は受信ＰＮ符号である。
またある時点における送信ＰＮ符号発生器９１の生成多項式に相当するシフトレジスタの内容と受信ＰＮ符号再生器１７０の同様なシフトレジスタの内容を抽出して、論理演算から両者の位相を算出することも可能である。
【０１０３】
副搬送波位相差検出器１６０、ビット位相差検出器１７１、ＰＮ符号位相差検出器１７２の出力は距離算出処理器１７３に入力され、時計１７４からの時刻を付加して、ある時刻における航行衛星１と航行衛星２の間の距離を算出する。すなわち距離算出処理器１７３は、副搬送波位相差検出器１６０で検出された位相差からは副搬送波の１周期内における位相分解能単位の時間差を、ビット位相差検出器１７１で検出された位相差からはＰＮ符号の１ビット内における位相差、およびＰＮ符号位相差検出器１７２で検出された位相差からはＰＮ符号の１周期内における位相差をそれぞれ取得することによって一番細かい分解能を持つ精度から粗い大きな桁に至る総ての位相差を計算し、それによって衛星間の距離を算出する。
【０１０４】
以上では図９の２個の航行衛星間で測距が行われるときの信号の流れについて説明した。管制局と航行衛星間の測距も同様な方法で行うことが可能である。多数の航行衛星と衛星間通信の構成は図１に示した。図１における航行衛星１の場合、航行衛星２から航行衛星６に至る５本の測距線を有する。この構成において、測距の実施は図４で示した管制局と航行衛星の測距タイムラインの関係のように時分割で行われる。
【０１０５】
図１２は衛星間通信回線が動作するときのモードの変化を示す図である。時間経過と共に捜索モード１８０、アクイジション・モード１８１、そして測距モードと推移する。測距モードの期間には測距が実施された時刻と測距のデータが取得される。また、同時に航行衛星と管制局間で衛星の管理などの必要なデータの送受のために必要なデータの作成も可能である。計測されたデータおよび通信データは受信先、送信先、衛星番号などパケット型の通信に必要なヘッダを付加したパケット・データに加工される。
【０１０６】
図１５は衛星間通信回線、衛星と管制局間の測距、通信のタイミングを示す図である。接続時間１９１はＳ_１とＳ_２の接続期間、接続時間１９２はＳ_１とＳ_３の接続期間、接続時間１９３はＳ_ｌとＳ_ｍとの接続期間、接続時間１９４はＳ_ｕと管制局との接続期間である。
【０１０７】
衛星間通信回線で測距を実施する場合、対象とする２個の衛星間のお互いのアンテナのビームの中心が常に対向していなければならない。この機能を実行するため、アンテナ追尾制御ループ１０５及び１３１が存在する。衛星間通信回線を接続するとき、事前に得られる衛星の位置情報の精度に応じて、接続の過程の難易度がきまる。捜索モード１８０はお互いのビームを向け合っている状態である。アンテナのビームは予想される方位角、仰角方向に相手の衛星が存在していることを前提に相手の信号を捜索する。捜索の範囲が狭い程、早くビームを対向させることができる。航行衛星システムを最初に立ち上げる状態の時は、管制局が実行する軌道決定、軌道予測を初期条件として捜索を開始する。しかし、この発明にかかる方法によると衛星位置の検出精度が向上し、それにつれて捜索モードに要する時間も過去の実績に応じて短縮できる。お互いに相手のビームが認識できる段階になるとアクイジション・モードに移る。アンテナ追尾制御ループ１０５及び１３１は、角度誤差信号を検出して、角度追尾を開始させると同時に、受信機は信号に内部のクロックを同期させる。角度、信号の同期を完了した後、測距モード１８２で２個の衛星間の測距を実行して、時刻の付加された距離情報を出力する。
【０１０８】
航行衛星ならびに管制局は通信の結合点（ノード）の役割を持つ。結合点にはデータのバッファ機能を持たせる。結合点では二点間が接続されたとき、データをバッファに蓄積し、プロトコールに従って、そのデータを転送する。結合点間の接続の例は図１５に示す通りである。航行衛星１、航行衛星２、航行衛星３の関係で航行衛星１の１台のアンテナで接続を行う場合は、Ｓ_１・Ｓ_２接続期間１９１とＳ_１・Ｓ_３接続期間１９２とが直列に配置される様子がそこに示されている。航行衛星１が２台のアンテナを搭載するときは、前記直列に接続する制約は受けない。前記航行衛星と接続タイミングの関係ない航行衛星１１、航行衛星１２の接続は前記２つの接続期間に制約されることなく、Ｓ_ｌ・Ｓ_ｍ接続期間１９３、航行衛星６１と管制局のＳ_ｕ・管制局接続期間１９４も同様に制約されずに設定される。
【０１０９】
図１５では数個の航行衛星と管制局の例を示したが、実際の航行衛星システムは航行衛星群６０と、管制局１０、４０、４１、第一、第二、第三の基線４２、４３、４４の各結合点を結ぶネットワークが構成されている。計測されたデータおよび通信内容を含むパケット型データは結合点を転送され、受信先に送られる。単位時間当たりの接続回数は各結合点が持つアンテナの数の関数になる。アンテナの数はシステムが必要とする精度から割り出されるデータ取得の頻度を算出して、システム設計の際決められるべきである。開口面アンテナが用いられるとき、捜索モード１８０、アクイジション・モード１８１にかなりの時間を要する。この時間を短縮するために、前記のモードが開始される前に相手の航行衛星の方向が予備知識として準備されていることが必要である。このため各結合点は管制局から前記２つのモードに関する情報はネットワークを通じて取得しなければならない。フェーズドアレー・アンテナが使われた場合、開口面アンテナのとき必要とされた機械的なアンテナの駆動が必要なく、マルチビームの放射パターンの作成も可能であるので、計測精度をより向上させることができる。
【０１１０】
管制局１０、管制局４０、管制局４１は、航行衛星群６０の全航行衛星の軌道情報に基づき、計測データを高頻度で取得でき、データの転送を迅速に行えるようなネットワークの接続計画を作成して、その実行がなされるように航行衛星群の総ての航行衛星に指令を伝える管理機能を備える必要がある。
【０１１１】
この発明に係る総てのシステム管理を担当する管制局は冗長構成とすることが可能で、管制局１０、管制局４０、管制局４１の局間はリアルタイムの通信回線で接続することが可能であるから、管理機能を持つ管制局は相互に管理に必要なデータの補完が可能である。
【０１１２】
【発明の効果】
この発明によると、絶対位置が画定している管制局を原点として、管制局と航行衛星間の広帯域なフィーダ回線、航行衛星システム内部の広帯域な衛星間通信を使用した測距の手段により、航行衛星システム内部の航行衛星の絶対位置を高精度で画定する事により、高精度な測位が可能になるという効果が得られる。
【０１１３】
また、この発明の航行衛星システムの構築に当たって、システムの位置の原点の絶対位置を定めるため、ＧＰＳの測位を利用した。その理由はこの発明を構築する際、ＧＰＳの測位が最も高精度を所有しているからである。従って、この発明によると、ＧＰＳより高い精度の測位が可能になるので、その時点で基準となる測位精度の見直しが可能になるほどの高精度測位が可能になるという効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明に係る航行衛星の航行衛星の星座の図である。
【図２】この発明に係る３箇の航行衛星と管制局の関係を示した図である。
【図３】この発明に係る管制局の座標の図である。
【図４】この発明に係る衛星間通信回線の接続状態を示した図である。
【図５】この発明に係る３箇の航行衛星と３局の管制局の関係を示した図である。
【図６】この発明に係る航行衛星群、管制局、基線の関係を示した図である。
【図７】この発明に係る航行衛星の位置を南北面の投影した図である。
【図８】この発明に係る航行衛星を天頂方向から眺めた図である。
【図９】この発明に係る２箇の航行衛星と衛星間通信回線を示した図である。
【図１０】この発明に係る測距信号を示した図である。
【図１１】この発明に係る測距信号の生成の過程を示す図である。
【図１２】この発明に係る測距信号の受信、再生、送信の過程を示す図である。
【図１３】この発明に係る測距信号の検出、処理の過程を示す図である。
【図１４】この発明に係る測距の時系列を示した図である。
【図１５】この発明に係る衛星間通信回線の接続状態を示す図である。
【図１６】従来のシステムの構成を示す図である。
【符号の説明】
１〜６航行衛星
７、１５衛星間測距線
１０管制局
１１〜１３航行衛星
１４衛星への視線
２０〜２２ｘ、ｙ、ｚ軸
２３方位角
２４仰角
３０時間
３１〜３３軌道
３４〜３７区間
４０，４１管制局
４２〜４４基線
４５，４６衛星への視線
６０航行衛星群
６１〜６３航行衛星
６４〜６６フィーダ回線
８０クロック
８１ＰＮ符号
８３ｐ副搬送波
８４ｑ副搬送波
８５ｒ副搬送波
９０原振
９１ＰＮ符号発生器
９２ｐ副搬送波発生器
９３ｑ副搬送波発生器
９４ｒ副搬送波発生器
９５〜９８変調回路
９９変調器
１００逓倍器
１０１送信機
１０２送受分波器
１０３アンテナ
１０５アンテナ追尾制御ループ
１０６測距信号発生部制御部
１０７測距信号発生部
１１０アンテナ
１１１送受分波器
１１２ＬＮＡ
１１３ダウンコンバータ
１１４ＩＦ増幅器
１１５第一局発
１１６ダウンコンバータ
１１７位相検出器
１１８ＬＰ＆ＶＣＸＯ
１１９ビット同期ループ
１２０第二局発
１２１局部ＰＮ符号発生器
１２２相関検出器
１２３積分器
１２４判断・更新器
１２５ｐ副搬送波発生器
１２６ｑ副搬送波発生器
１２７ｒ副搬送波発生器
１２８変調器
１２９逓倍器
１３０送信機
１３１アンテナ追尾制御ループ
１３２トランスポンダ部制御部
１３３トランスポンダ
１４０ＬＮＡ
１４３ダウンコンバータ
１４５第一局発
１４６ＩＦ増幅器
１４７ダウンコンバータ
１４８第二局発
１４９ビット同期回路
１５０ＰＮ符号復調フィルタ
１５１ダウンコンバータ
１５２局部発振器
１５３ダウンコンバータ
１５４位相差検出器
１５５ｐ副搬送波位相差検出器
１５６送信副搬送波信号線
１５７受信副搬送波信号線
１５８ｑ副搬送波位相差検出器
１５９ｒ副搬送波位相差検出器
１６０副搬送波位相検出器
１７０受信ＰＮ符号再生器
１７１ビット位相差検出器
１７２ＰＮ符号位相差検出器
１７３距離算出処理器
１７４時計
１７５測距信号処理部
１８０捜索モード
１８１アクイジション・モード
１８２測距モード
１９０接続時刻
１９１Ｓ_１Ｓ_２接続期間
１９２Ｓ_１Ｓ_３接続期間
１９３Ｓ_２Ｓ_３接続期間
２２０ＧＰＳ衛星群
２２１ＧＰＳ衛星
２２２ＵＨＦ衛星間通信回線
２２３管制局
２２４Ｈａｗａｉｉ局
２２５Ｋｗａｊａｌｅｉｎ局
２２６ＤｉｅｇｏＧａｒｃｉａ局
２２７ＡｓｃｅｎｓｉｏｎＩｓ．局

Claims

４つ以上の航行衛星及び当該航行衛星を管制する３つ以上の地球上の管制局を含む航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法において、
前記航行衛星のそれぞれについて、当該それぞれの航行衛星と該航行衛星以外の少なくとも３つの航行衛星との間の衛星間距離を衛星間通信測距によって測定するステップと、
前記管制局のいずれか１つと前記航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定するステップと、
前記管制局のいずれか他の１つと前記航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定するステップと、
前記管制局のいずれか更に他の１つと前記航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離を地上衛星間通信測距によって測定するステップと、
前記管制局のいずれか１つと前記航行衛星のいずれか１つとの間の地上衛星間距離であって、既に測定された前記地上衛星間距離の値及び前記衛星間距離からは地上衛星間距離が導出できない管制局と航行衛星の組についての地上衛星間距離を少なくとも３つの組について測定するステップと、
測定された前記衛星間距離、測定された前記地上衛星間距離、及び前記の管制局の地球を基準とする絶対位置に基づいて、前記航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出するステップと、を有することを特徴とする航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法。
前記航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出する前記ステップは、
測定された前記衛星間距離に基づいて、いずれか４つの航行衛星を頂点とし、かつ、それらの航行衛星間の距離を稜の長さとする四面体を画定するステップと、
四面体を画定する前記ステップを、航行衛星を換えて、すべての航行衛星が当該四面体のいずれかに含まれるようになるまで反復するステップと、
画定された前記四面体すべてを幾何学的に連結することによって、すべての航行衛星の相対位置を導出するステップと、
導出された前記航行衛星の前記相対位置、測定された前記地上衛星間距離、及び前記の管制局の地球を基準とする絶対位置に基づいて、前記航行衛星それぞれの地球を基準とする絶対位置を導出するステップと、から構成される請求項１に記載の航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法。
四面体を画定する前記ステップで画定される前記四面体の内部には、当該四面体の頂点を構成しない航行衛星が含まれない請求項２に記載の航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法。
前記衛星間通信測距は、ミリ波帯の搬送波を測距信号によって変調した測距電波を前記航行衛星間で往復させ、当該測距電波の送信時と受信時との時間差を測定することによって実施される請求項１から３のいずれか１項に記載の航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法。
前記衛星間通信測距で使用される前記測距信号は、逓倍数を１以外の公約数を有しないｎ個の整数として、前記クロック周波数の当該逓倍数倍の周波数であるｎ個の正弦波の合成である第２の測距信号を、所定のクロック周波数の駆動信号で駆動される符号である第１の測距信号によって変調した測距信号であり、並びに
前記衛星間通信測距は、前記測距電波の送信時と受信時との時間差の測定において、
送信側の符号と受信された符号とのビット単位の位相差を測定することによって、前記符号の１符号周期より短く、かつ、当該符号の１ビットの時間より長い時間差を測定し、
送信側のクロック周波数の駆動信号と受信されたクロック周波数の駆動信号との位相差を測定することによって、前記符号の１ビットの時間より短く、かつ、当該クロック周波数の前記逓倍数倍の周波数の信号の１周期より長い時間差を測定し、及び
送信側の第２の測距信号と受信された第２の測距信号との、前記クロック周波数の前記逓倍数倍のｎ個の正弦波のそれぞれの位相差を測定することによって、当該クロック周波数の当該逓倍数倍の周波数の信号の１周期より短い時間差を測定する請求項４に記載の航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法。
前記符号は、ＰＮ符号である請求項５に記載の航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法。
請求項１から６のいずれか１項に記載の航行衛星システムにおける航行衛星の絶対位置決定方法を使用して航行衛星の絶対位置を決定することを特徴とする航行衛星システム。