JP2005106563A - 測位装置 - Google Patents

測位装置 Download PDF

Info

Publication number
JP2005106563A
JP2005106563A JP2003339069A JP2003339069A JP2005106563A JP 2005106563 A JP2005106563 A JP 2005106563A JP 2003339069 A JP2003339069 A JP 2003339069A JP 2003339069 A JP2003339069 A JP 2003339069A JP 2005106563 A JP2005106563 A JP 2005106563A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
positioning
positioning satellite
satellite
motion
unit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2003339069A
Other languages
English (en)
Other versions
JP3770259B2 (ja
Inventor
Rui Hirokawa
類 廣川
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Electric Corp
Original Assignee
Mitsubishi Electric Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Electric Corp filed Critical Mitsubishi Electric Corp
Priority to JP2003339069A priority Critical patent/JP3770259B2/ja
Publication of JP2005106563A publication Critical patent/JP2005106563A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3770259B2 publication Critical patent/JP3770259B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Landscapes

  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

【課題】 本発明は、移動体の加速によって、測位衛星の追尾が外れにくい方向にある測位衛星を選択する測位装置を、提供することを目的とする。
【解決手段】 複数の測位衛星1からの受信信号に基づいて自己に対する当該各々の測位衛星1の存在方向を演算する方向演算部3と、自己の運動方向を出力する運動演算部4と、測位衛星1の存在方向と前記自己の運動方向とのなす角度が大きい測位衛星を優先的に選択する選択部5と、選択部5で選択された測位衛星からの受信信号に基づいて自己位置を演算する測位演算部6と、を備えることで、測位衛星の追尾が外れにくい方向にある測位衛星を選択することができる。
【選択図】 図1

Description

この発明は、測位装置に関するものである。
従来の測位装置は、自己に対する測位衛星の幾何学的な配置に基づいて測位衛星を選択していた。(例えば、非特許文献1)。
Chan-Woo Park、Jonathan P.How著「Quasi-optimal Satellite Selection Algorithm for Real-time Applications」ION GPS 2001、2001年9月)
前記非特許文献1記載の技術では、測位装置を搭載する移動体が加速した場合に、移動体の加速度方向に位置した測位衛星の追尾が外れて、正確な測位を行えなくなるという課題があった。
本発明は、移動体の加速によって、測位衛星の追尾が外れにくい方向にある測位衛星を選択する測位装置を、提供することを目的とする。
この発明に係わる測位装置は、複数の測位衛星からの受信信号に基づいて自己に対する当該各々の測位衛星の存在方向を演算する方向演算部と、自己の運動方向を出力する運動演算部と、前記測位衛星の存在方向と前記自己の運動方向とのなす角度が大きい前記測位衛星を優先的に選択する選択部と、前記選択部で選択された測位衛星からの受信信号に基づいて自己位置を演算する測位演算部と、を備えたものである。
以上より本発明によれば、移動体の加速によって、測位衛星の追尾が外れにくい方向にある測位衛星を選択する測位装置を、提供することができる。
実施の形態1
図1から図11は、本発明の実施の形態1を示す図である。図1は、測位装置100の構成例を示すブロック図である。
測位衛星1(1A、1B、・・1N)からは、測位のために必要となる航法メッセージと呼ばれる衛星軌道情報、時間に関する情報(クロック誤差)などが送信されている。測位衛星1としては、GPS(Global Positioning Systems)衛星、準天頂衛星および静止衛星などがある。
測位装置100は、受信器2、方向演算部3、運動演算部4、選択部5および測位演算部6を備えている。
受信器2は、複数(N個)の測位衛星1(1A、1B・・1N)からの各々の航法メッセージを受信し、受信した情報を出力する。
方向演算部3は、受信器2が受信した複数(N個)の測位衛星1(1A、1B、・・1N)からの受信信号のうち、例えば特定の測位衛星1A(または1B、・・1N。以下代表して1Aとする。)からの受信信号に基づいて、測位装置100に対する特定の測位衛星1Aの存在方向を演算し、その結果を出力する。なお、演算方法に関しては、後述する。
場合により、方向演算部3は、特定の測位衛星1Aの軌道情報に基づいて、規定時間Δt秒後の特定の測位衛星1A(または1B、・・1N)と、測位装置100との存在方向を演算し、その結果を出力してもよい。方向演算部3は、測位衛星1B・・1Nについても同様に、それぞれの存在方向を出力する。
ここでの存在方向とは、測位装置100の位置から見た特定の測位衛星1Aの方向であり、ベクトルで表してもよい。方向演算部3は、演算した存在方向を存在方向情報として出力する。以下存在方向を、存在方向ベクトルとするが、ベクトルに限ったことではない。また、測位衛星1Aから見た測位装置100の方向であってもよい。
運動演算部4は、測位装置100の運動方向を演算し、演算した運動方向を運動方向の情報として出力する。なお、演算方法に関しては、後述する。運動方向は、ベクトルで表してもよい。運動方向は、加速度方向または、加速度を微分したジャークの方向を指す。以下運動方向を、加速度ベクトルとした例について説明するが、加速度またはベクトルに限ったことではない。
選択部5は、方向演算部3から出力される測位衛星1A、1B・・1Nについて求められた存在方向ベクトルと、運動演算部4から出力される加速度ベクトルとが入力される。この入力情報に基づき存在方向ベクトルと加速度ベクトルとのなす角度を演算し、そのなす角度が大きい測位衛星1を、大きい順に選択し優先的に複数(K個)選択する。なお、なす角度が90度を越える場合は、180度から減算した値を以下なす角度と言う。
なす角度の大きさは、例えば存在方向ベクトルと、加速度ベクトルとの内積を取ることにより、演算してもよい。選択部5は、優先的に選択した複数(K個)の測位衛星1に関する情報を出力する。つまり、どの測位衛星1を選択すればよいかの情報を出力する。
測位演算部6は、受信器2で受信した複数(N個)の測位衛星1からの航法メッセージのうち、選択部5で優先的に選択された複数(K個)の測位衛星1A、1B・・1Nからの航法メッセージに基づいて測位装置100の位置を演算する。位置の演算に関しては、後述する。
測位衛星1は、GPS衛星、準天頂衛星および静止衛星などがある。GPS衛星とは、軌道高度約20,000km、周期12時間、24個の地球周回衛星を利用した位置測位システムに利用される衛星である。GPS衛星は、測位のために必要となる航法メッセージを送信している。
準天頂衛星は、赤道面から約45度の傾斜角になるように地球の自転に合わせて1日に1周回している。なお、赤道面からの傾斜角は、設計により任意に設定してよい。
また、昇交点赤経(赤道面との交点)において120度ずつ離れるように3機が配置されている。地表面上に投影される準天頂衛星軌道の軌跡は、地上を固定して考えた場合に、準天頂衛星は赤道上を交点とする「8の字」または「涙的型」を描くように周回している。図2は一例として「8の字」の場合の地表面上に投影される準天頂衛星軌道の軌跡を示す。
3機の準天頂衛星は、軌道面を異にするが8時間ごとに交代(会合)することにより、切れ目なく日本上空に位置している。また、地域を日本で考えた場合、東京・大阪などの大都市圏では、仰角が70度以上の準天頂衛星が常に存在することになる。
準天頂衛星が3機の場合の軌道要素は次のように表わされる。軌道長半径は3軌道とも約42,164km即ち約23時間56分の周期、離心率は3軌道とも0.09923±0.0008、軌道傾斜角は3軌道とも45度、昇交点赤経は120度間隔に設定され、近地点引数は3軌道とも270度、真近点離角は各々129.23度、0.36度、230.41度である。
準天頂衛星は、GPS衛星と同様の測位のために必要となる航法メッセージを送信していてもよい。また、高精度測位に用いる、補正情報を送信してもよい。実際の測位衛星1までの距離と、測位衛星1から送信される電磁波に基づいて演算される測位衛星1までの距離とは、電離層などの関係で差異が発生する。補正情報とは、一例として、前記差異に関する情報である。
また、静止衛星とは、赤道から36,000kmの静止軌道に配置された衛星である。静止衛星は、GPS衛星と同様の測位のために必要となる航法メッセージを送信していてもよい
方向演算部3では、測位装置100から複数(N個)の測位衛星1の各々の存在方向ベクトルを演算する。以下では、説明のため特定の測位衛星1Aを一例に説明を行う。存在方向ベクトルを演算するに当たり、測位装置100の位置と測位衛星1Aの位置の情報が必要となる。
測位装置100の位置は、測位装置100が予め保有している情報でもよいし、通常の測位衛星1を用いた測位の原理を用いて、受信器2の受信信号から演算してもよい。測位装置100の位置が予め保有されている場合は、必要に応じて、現時点(t0)から時刻Δt秒後の測位装置100の位置を用いてもよい。
通常の測位衛星1を用いた測位の原理を用いて測位装置100の位置を演算する場合には、一時的な仮の位置情報となる。つまり、最終的には選択部5で選択された測位衛星1を用いて、測位演算部6により測位装置100の位置を演算するが、その前段階として任意に選択された測位衛星1により、一時的に測位衛星100の位置を演算する。
測位衛星1Aの位置は、航法メッセージに含まれる測位衛星1Aの軌道情報から演算すればよい。必要に応じて、測位衛星1Aの軌道情報から現時点(t0)から時刻Δt秒後の測位衛星1Aの位置を用いてもよい。
以上により、測位装置100の位置と測位衛星1Aの位置とを得ることができる。ここで得た測位装置100の位置と、測位衛星1Aの位置から存在方向ベクトルを算出することができる。
測位衛星1による測位原理を以下に示す。3次元的に測位装置100の位置を測位するためには、少なくとも4機の測位衛星1から送信された航法メッセージを受信器2で受信する必要がある。受信器2では、測位衛星1から送信された航法メッセージが受信器2に到達するまでの時間を各々の測位衛星1(1A、1B・・1N)について測定する。測定した各々の時間から、各測位衛星1(1A、1B・・1N)と受信器2までの距離を算出し、測位を行う。
一例として、地球の中心を基準とした場合について述べる。測位装置100の位置rは地球中心に対して(X1,Y1,Z1)であるとする。また、測位衛星1の位置rsは地球中心に対して(X2,Y2,Z2)であるとする。この場合の測位装置100から測位衛星1の存在方向ベクトルsは、s=rs-rより、(X2−X1,Y2−Y1,Z2−Z1)と示せる。もちろん、基準軸は、地球中心でなくても良く、任意に設定すればよい。
運動演算部4から出力される測位装置100の加速度ベクトルは、測位装置100が予め保有している情報でもよいし、実際に測定した情報でもよい。詳細は、後述する。
ただし、測位装置100の加速度ベクトルは、測位装置100から測位衛星1の存在方向ベクトルと同じ座標系である必要がある。
次に、選択部5について説明する。選択部5では、測位装置100から複数(N個)の測位衛星1の各々の存在方向ベクトルと、加速度ベクトルとのなす角度が大きい測位衛星1を優先的に選択する。ここで、なす角度を大きくする必要性について以下で述べる。
測位衛星1は軌道上を移動している。また、測位装置100も移動している場合がある。このため測位衛星1からの受信信号は、ドップラーシフトが生じる。このドップラーシフトは、測位衛星1および、測位装置100の速度によって異なる。
通常受信器2には、バンドパスフィルタが設けられている。バンドパスフィルタの帯域が広ければ、広帯域の周波数を受信できるが、ノイズが多くなる。逆に帯域が狭ければ、狭帯域の周波数しか受信できないが、ノイズは少なくなる。通常ノイズは、周波数帯域の1/2乗に比例する。バンドパスフィルタの帯域は、帯域の幅とノイズとの兼ね合いで設計によって決められている。
測位衛星1ごとに速度が異なり、受信器2の受信信号は、結果としてドップラーシフトも異なる。つまり、受信器2は、測位衛星1に応じてバンドパスフィルタの中心波長をアジャストして、バンドパスフィルタの中心で測位衛星1からの信号を受信している。
上記を図3にて説明する。図3は、測位衛星1の送信波、受信器2の受信波および、バンドパスフィルタの帯域のイメージを示した図である。実際の測位衛星1からの信号は、ノイズレベルと同などまたは、ノイズレベル以下であるが、図3は説明のため、信号強度を大きくして記載している。実際の測位衛星1からの信号は、逆スペクトル拡散することにより、ノイズレベルから信号を拾い出している。
図3(a)は、測位衛星1の送信周波数および受信器2の受信周波数のイメージを示した図であり、縦軸は信号強度、横軸は周波数である。測位衛星1からの送信波7の中心周波数はf1であり、受信器2での受信波8の中心周波数はf2である。中心周波数f1とf2との差分がドップラーシフトによるものである。
図3(b)は、受信器2のバンドパスフィルタの帯域9を示している。バンドパスフィルタの帯域9は、説明のため矩形としている。実際の帯域は、設計で決めればよい。図3(c)は、図3(b)のバンドパスフィルタの帯域9を通過した受信波10を示している。受信波8の中心周波数f2と、バンドパスフィルタの帯域9の中心周波数f2が一致しているため、バンドパスフィルタを通過後も、信号強度が得られている。
図3(d)は何らかの原因で、ドップラーシフトが変化した場合を示す。受信波11は、受信波8がΔfシフトしたものである。図3(e)は受信波11がバンドパスフィルタの帯域9を通過した受信波12を示している。受信波11の中心周波数f2+Δfと、バンドパスフィルタの帯域9の中心周波数f2とが一致していないため、バンドパスフィルタを通過する信号強度が弱くなっている。
受信波8の中心周波数f2が急激にシフトしてしまうと、受信器2は測位衛星を追尾維持できなくなってしまう。前記したとおり、測位衛星1から送信される信号は微弱であるため、受信器2の中では相関処理が行われている。
受信信号の追尾とは、相関が最大となるように、受信周波数を移動することである。急激にドップラーシフトが変化すると、受信器2では受信信号を追尾できなくなってしまう。つまり、急激に受信波8の中心周波数が急激にシフトしてしまうと、受信器2では受信信号を追尾できなくなってしまう。
受信器2が測位衛星を追尾維持できなくなってしまうと、受信器2は次の衛星のサーチに入ってしまう。結果として測位に用いる測位衛星が切り替わり、結果として測位計算結果に不連続が生じる。
図4は、測位装置100が測位衛星1を追尾できなくなる一例を示した図である。図4を用いて、移動体13に搭載されている測位装置100が、追尾維持できなくなってしまう状況について説明する。
移動体13は、移動体中心軸200の方向に加速度abで移動している。移動体中心軸200とは、移動体固有に規定された軸を言い、任意に決定してよい。図4では、一例として、長さ方向の軸を移動体中心軸200としている。
移動体13には、受信器2のアンテナ14が備えられている。アンテナ14から見て、特定の測位衛星1Aと、移動体中心軸200とのなす角度はEaである。また、アンテナ14から見て、特定の測位衛星1Bと、移動体中心軸200とのなす角度はEbである。
測位衛星1A方向の加速度ataはab sin(Ea)、測位衛星1B方向の加速度atbはab sin(Eb)であり、ata > atbとなる。これは、測位衛星1A方向の加速度と、測位衛星1B方向の加速度とを比較した場合、前者の加速度が大きくなることを示している。
つまり、受信器2における測位衛星1Aの受信信号は、測位衛星1Bの受信信号よりもドップラーシフトの変化が大きくなる。受信信号のドップラーシフトは測位衛星1または、移動体13の速度により決定される。測位衛星1または、移動体13の速度が一定であれば、受信信号のドップラーシフトは一定となる。加速度が発生している場合には、速度が時々刻々と変化するため、時間と共にドップラーシフトが変化する。もちろん、加速度の微分であるジャークが発生している場合も同様に、速度が時々刻々と変化するため、時間と共にドップラーシフトが変化する。
ドップラーシフトの変化が大きい測位衛星1Aからの信号を受信している方が、ドップラーシフトの変化が小さい測位衛星1Bからの信号を受信しているよりも、受信器2は追尾を外しやすくなる。つまり、受信器2が測位衛星1の追尾を外さないようにするためには、測位衛星1の存在方向ベクトルと加速度ベクトルとなす角度が大きい方がよい。
選択部5では、複数(N個)の測位衛星1(1A、1B・・1N)のそれぞれに対して、順次各測位衛星の各存在方向ベクトルと加速度ベクトルとなす角度を演算し、当該なす角度が大きい測位衛星1を優先的に選択していく。
前記したとおり、3次元的に移動体の位置を測位するためには、4つの測位衛星が必要となるため、なす角度が大きい測位衛星を優先的に4つ選択する。
具体的な選択部5の演算を以下に示す。測位装置100の地球中心に対する位置をrとする。またi番目の測位衛星1iの地球中心に対する位置をrsiとすると、存在方向ベクトルsiは式(1)となる。
Figure 2005106563
よって、i番目の測位衛星1iの存在方向ベクトルsiの単位ベクトルeiは、式(2)となる。
Figure 2005106563
ここで、前記存在方向ベクトルの単位ベクトルeiと座標系が同じである測位装置100の加速度ベクトルをanとする。i番目の測位衛星1iの存在方向ベクトルの単位ベクトルeiと加速度ベクトルanとのなす角度Eiは式(3)となる。
Figure 2005106563
選択部5では、i番目の測位衛星1iの存在方向ベクトルsiの単位ベクトルeiと、加速度ベクトルatとのなす角度Eiが大きい測位衛星1iを、大きい順に選択し優先的に複数(K個)選択する。
測位精度を向上させるためには、測位衛星の幾何学的配置が重要となる。つまり、同一類似方向の測位衛星を複数利用しても測位精度は上がらない。測位精度を向上するためには、各測位衛星は、幾何学的に離れている必要がある。
選択部5では、前記した受信器2の追尾を外さない加速度を考慮して、測位衛星方向の加速度で許容できる閾値atmを設定することができる。つまり、受信器2は、加速度が閾値atm以下であれば、追尾を外すことがない。ここで、まずi番目の測位衛星1i方向の加速度atiを演算する。加速度atiは、式(4)で算出できる。
Figure 2005106563
次に、式(5)を用いて超過度Dを演算し、測位衛星方向の加速で許容できる測位衛星の選択を行う。式(5)に基づき超過度D=0となった測位衛星1を利用すれば、追尾を外すことはない。
Figure 2005106563
式(5)で超過度D=0となった測位衛星1が4機を越えて存在している場合には、それらの測位衛星1の幾何学的な配置を考慮して選択すればよい。仮に超過度D=0となる測位衛星1が4機を下回った場合には、超過度D=0の場合よりも追尾が外れる可能性はあるが、超過度Dの値の小さい測位衛星1から順次4機選択していけばよい。つまり、前記した選択部5で優先的に選択する複数(K個)の測位衛星1は、4機以上が望ましい。
測位演算部6では、選択部5により選択された、測位のために利用する測位衛星1からの航法メッセージにより測位を実施する。航法メッセージの受信には、受信器2を利用してもよい。測位演算部6での測位は、前記した測位衛星1による測位の原理を用いればよい。なお、測位演算部6での処理内容は、受信器2で実施してもよい。
また、準天頂衛星からの高精度測位情報に基づいて、測位演算部6では、測位装置100の位置を高精度に測位してもよい。高精度測位とは、GPS衛星の単独測位と比較して一桁以上精度が高い測位を言い、前記した測位補正情報により補正するものである。
図5は、測位装置の別の一例を示すブロック図である。一例として、運動演算部4は、運動方向計測部15と基準軸変換部16とを備えている。つまり、運動演算部4は、測位装置100の中心軸基準の運動方向を出力する運動方向計測部15と、移動体中心軸基準の運動方向を慣性軸基準の運動方向に変換する基準軸変換部16とを備えている。なお、中心軸基準とは、前記した中心軸を基準とする座標系である。また、慣性軸基準に関しては、後述する。
運動方向計測部15は、移動体中心軸を基準として、測位装置100の三次元方向の運動を出力できればよい。例えば、運動方向計測部15は、加速度を出力できる加速度計でもよい。もちろん、移動体中心軸を基準としなくても、既知の基準軸を有していれば、その既知の基準軸を用いてもよい。
また、運動方向計測部15は、方向演算部3による存在方向ベクトルと同じ基準軸であってもよい。この場合、基準軸変換部16は不要となる。
運動方向計測部15の基準軸が移動体中心軸基準の場合を例に取り、基準軸変換部16での処理について述べる。基準軸変換部16は、測位装置100の姿勢角に基づき基準軸の変換を行う。姿勢角は、慣性基準で示される。ここで言う慣性基準とは、存在方向ベクトルと同じ座標系を言う。前記では、存在方向ベクトルを地球の中心を基準とした座標系としている。
測位装置100の姿勢角のロール角をφ、ピッチ角をθ、ヨー角をψとすると、移動体中心軸基準を慣性軸基準に変換するための変換行列Cは式(6)になる。なおロール角φ、ピッチ角θ、ヨー角ψとは、測位装置100の3軸であるX、Y、Z軸における回転角である。
Figure 2005106563
なお、測位装置100の姿勢角は、現在の姿勢角の測定値でも良く、予め保有している情報でもよい。予め保有している情報に関しては、後述する。
運動方向計測部15から出力される移動体中心軸基準の測位装置100の加速度ベクトルをabとすると、慣性軸基準つまり存在方向ベクトルと同じ基準の加速度ベクトルatは、式(7)で示せる。
Figure 2005106563
以上のように、移動体13の中心軸基準方向の加速度ベクトルを、存在方向ベクトルと同じ座標系の加速度ベクトルに変換することができる。この様に、存在方向ベクトルと、加速度ベクトルとの座標系が異なっても、同一の座標系に変換することが可能となる。
図5では、運動方向計測部15を備えていたが、予め測位装置100の方向が予測できていればその値を用いてもよい。具体的には、図6に示す測位装置のブロック図を用いて説明する。図6は、測位装置100の構成例を示すブロック図である。
一例として、運動演算部4は、第1のテーブル17、運動方向出力部18および、基準軸変換部16とを備えている。第1のテーブル17は、測位装置100の中心軸基準の運動方向を時間に対応付けて記憶している。運動方向出力部18は、第1のテーブル17に記憶された運動方向から、規定時間Δt秒後の測位装置100の中心軸基準の運動方向を出力する。
つまり、運動演算部4は、自己の中心軸基準の運動方向を時間に対応付けて記憶している第1のテーブル17と、第1のテーブル17から規定時間後の自己の中心軸基準の運動方向を出力する運動方向出力部18と、運動方向出力部18からの自己の中心軸基準の運動方向を慣性軸基準の運動方向に変換する基準軸変換部16と、を備える。
移動体13が飛翔体である場合、飛翔体発射直後から推進装置を燃焼して加速する。燃焼が終了した後は、空気抵抗や重力の影響により減速する。飛翔体に搭載されている推進装置の燃焼時間および推進装置の出力は、設計により決定されている。このため、飛翔体発射後から目標へ到達するまでの飛翔体に加わる加速度は、予め予測することが可能である。もちろん、飛翔体に加わる速度、ジャークも、予め予測することが可能である。
図7は、飛翔体の推進装置の燃焼時間および出力に基づく、飛翔体に加わる加速度の一例である。図7の横軸tは時間を示しており、縦軸abは移動体13の加速度を示している。縦軸の添付文字x、y、zはその方向を示しており、X方向は移動体前方、Y方向は移動体下方、Z方向は移動体左方向を示している。
図7の横軸の時刻t0は飛翔体の発射直前の時刻を示す。飛翔体発射直後急激に加速度が上昇していく。時刻t1でx方向の加速度abxがマイナスになっているのは、推進装置の燃焼終了に伴い、空気抵抗や重力により減速している事を示している。
第1のテーブル17は、自己の中心軸基準の運動方向を時間に対応付けて記憶している。一例として、第1のテーブル17には、図7に示したX、Y、Z方向の加速度に関する情報が記憶されている。もちろん、第1のテーブル17には、速度、ジャークに関する情報が記憶されていてもよい。また、必要に応じて、第1のテーブル17には、速度、加速度およびジャークに関する情報を組み合わせて記憶してもよい。
図8は、第1のテーブル17に記憶されている運動方向の一例を示しており、時間に対応付けられ測位装置100の加速度方向を示している。なお、運動方向の基準は任意に決定してよい。一例として、移動体13の中心軸200を基準としている。
図8では、移動体のX、Y、Z方向の加速度abx、aby、abzが時間ごとに記憶されている。時間の間隔は、設計に応じて任意に決めればよい。なお、図8の時刻t0は飛翔体の発射直前の時刻を示す。
移動体13の加速度は時々刻々と変化しているため、前記した運動方向計測部15により計測した現在の加速度に基づくよりも、規定時間Δt秒後の測位装置100の加速度に基づいた方が、受信器2が追尾を外すことが少なくなる。
Δt秒前に追尾が外れることが分かれば、追尾が外れるΔt秒の間に次の衛星に切り替えることができる。現在のシステムでは、Δtは5秒程度であるが、設計に応じて、任意に決定すればよい。
以上のように、予め有している移動体の加速度情報に基づいて測位衛星を選択でき、測位装置100は、移動体の加速度によって、測位衛星の追尾が外れない測位衛星1を選択することができる。
次に、移動体13の姿勢角を予め保有している場合について述べる。図9は、基準軸変換部16の一例を示すブロック図である。基準軸変換部16は、第2のテーブル19と、姿勢角基準変換部20とを備えている。つまり、自己の姿勢角を時間に対応付けて記憶している第2のテーブル19と、第2のテーブル19から規定時間Δt後の自己の姿勢角を出力させ、その出力に基づき自己の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する姿勢角基準軸変換部20と、を備えている。
前記したとおり移動体13が一例として飛翔体である場合、予め移動体に加わる加速度が分かるため、予め飛翔体発射後から目標へ到達するまでの飛翔体の姿勢角が分かる。
以下、予め測位装置100の姿勢角が分かっている場合について説明する。図10は、飛翔体の推進装置の燃焼時間および出力に基づく、飛翔体の姿勢角の一例である。図10の横軸tは時間を示しており、縦軸は移動体13の姿勢角を示している。縦軸の姿勢角、φ、θ、ψは、それぞれ、ロール角、ピッチ角、ヨー角を示している。図10の横軸のの時刻t0は飛翔体の発射直前の時刻を示す。
第2のテーブル19には、図10に示す姿勢角に関する情報が時間ごとに記憶されている。図11は、一例として第2のテーブル19に記憶されている測位装置100の姿勢角と、その時間とを示している。
移動体13の加速度は時々刻々と変化しているため、現在の姿勢角の測定値に基づくよりも、規定時間後の測位装置100の姿勢角に基づいた方が、受信器2が追尾を外すことが少なくなる。
よって、姿勢角基準変換部20では、第2のテーブル19に記憶されている移動体の姿勢角情報の内、現在から規定時間Δt後の移動体の姿勢角に基づき、移動体中心軸基準を、慣性軸基準に変換を行う。
以上のように、予め有している移動体の姿勢角報に基づいて測位衛星を選択でき、測位装置100は、移動体の加速度によって、測位衛星の追尾が外れない測位衛星を選択することができる。
上述のように構成されるこの実施の形態の測位装置は、下記の効果を奏することができる。
測位装置は、複数の測位衛星1からの受信信号に基づいて自己に対する当該各々の測位衛星1の存在方向を演算する方向演算部3と、自己の運動方向を出力する運動演算部4と、測位衛星1の存在方向と自己の運動方向とのなす角度が大きい測位衛星1を優先的に選択する選択部5と、選択部5で選択された測位衛星1からの受信信号に基づいて自己位置を演算する測位演算部6と、を備えており、移動体の加速によって、測位衛星の追尾が外れにくい方向にある測位衛星を選択することができる。
運動演算部4は、自己の中心軸基準の運動方向を出力する運動方向計測部15と、運動方向計測部15からの自己の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する基準軸変換部16と、を備えており、自己の運動方向に基づいて衛星を選択することができる。
運動演算部4は、自己の中心軸基準の運動方向を時間に対応付けて記憶している第1のテーブル17と、第1のテーブル17から規定時間後の自己の中心軸基準の運動方向を出力する運動方向出力部18と、運動方向出力部18からの自己の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する基準軸変換部16と、を備えており、規定時間後の自己の位置に基づいて衛星を選択することができる。
基準軸変換部16は、自己の姿勢角を時間に対応付けて記憶している第2のテーブル19と、第2のテーブル19から規定時間後の自己の姿勢角を出力させ、その出力に基づき前記自己の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する姿勢角基準軸変換部20と、を備えており、規定時間後の自己の姿勢に基づいて衛星を選択することができる。
実施の形態2
図12は、本発明の実施の形態2を示す図である。実施の形態1では、式(5)により、ある一時点における超過度Dの演算を実施していた。本実施の形態では、複数の時間における超過度Dを演算することにより、移動体13が飛翔体の場合、飛翔時間全般に渡って最適な測位衛星1を選択する。
図12に示す測位装置について以下で説明する。方向演算部3は、複数の測位衛星1からの受信信号に基づいて自己に対する当該各々の測位衛星1の存在方向を演算する。
第1のテーブル17は、自己の中心軸基準の運動方向を時間に対応付けられて記憶している。運動方向出力部18は、第1のテーブル17から、規定の複数時間後の自己の中心軸基準の運動方向を出力する。
第2のテーブル19は、自己の姿勢角を時間に対応付けて記憶している。姿勢角基準軸変換部16は、第2のテーブル19にから、規定の複数時間後の自己の姿勢角を出力させ、その出力に基づき前記複数の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する。
複数選択部21は、方向演算部3から出力される複数の時間における測位衛星1の存在方向と、姿勢角度基準変換部16から出力される複数の時間における運動方向とのなす角度を演算し、当該演算された複数時間におけるなす角度が大きい測位衛星1を優先的に選択する。
測位演算部6は、複数選択部21で選択された測位衛星からの受信信号に基づいて自己位置を演算する。
方向演算部3および姿勢角基準軸変換部20からは、飛翔体を発射する時刻t0からΔtごとの方向ベクトルおよび加速度ベクトルが出力される。場合によっては、複数選択部21からの要求に従って、方向演算部3および姿勢角基準軸変換部20から、方向ベクトルおよび加速度ベクトルが出力されてもよい。複数選択部21は、式(8)により、複数時間の超過度Dの算出を行う。
Figure 2005106563
式(8)に基づき超過度D=0となった測位衛星1は、測位装置100の加速度によって測位衛星1の追尾を外すことがない。式(8)で超過度D=0となった測位衛星1が4機を越えて存在している場合には、それらの測位衛星1の幾何学的な配置を考慮して選択すればよい。
仮に超過度D=0となる測位衛星1が4機を下回った場合には、超過度D=0の場合よりも追尾が外れる可能性はあるが、超過度Dの値の小さい測位衛星1から順次4機選択していけばよい。つまり、前記した選択部5で優先的に選択する複数(K個)の測位衛星1は、4機以上が望ましい
測位演算部6では、複数選択部21からの情報に基づき測位装置100の測位を行う。この様に、飛翔体が飛翔している時間を考慮して、測位衛星1を選択することが可能となる。
移動体13が飛翔体の場合、移動体13は垂直または水平に発射され、発射後は目標方向へ向かう軌道に姿勢を変化させる。移動体13に備えられているアンテナ14は、アンテナ面上方から一定の角度以内にある測位衛星1の電波のみを受信できる。従って、移動体の姿勢角が変化した場合には、アンテナ14により受信可能となる測位衛星1が変化する。
図13は、移動体13の姿勢角が変化した場合の、移動体13のアンテナにより受信可能領域を示した図である。図13において移動体13に搭載された特定の受信特性を有するアンテナ14は、上方から頂角Emの円錐面内22A、22Bにある測位衛星1からの電波を受信できる。このため、移動体12が、図13の位置Aにある時は、測位衛星1Aからの電波を受信できる。
次に、図13の位置Bまで飛しょうした時は移動体13の姿勢角が変化し、頂角Emの円錐面内22Bに測位衛星1Aが入らなくなる。つまり、測位衛星1Aからの電磁波は受信できなくなる。このように、飛翔中に姿勢変化を生じると測位に使用可能な衛星が変化する可能性がある。
アンテナ14の上面方向を表す単位ベクトルをdbとすると、アンテナ14上面からの測位衛星1方向を表す頂角Eiは、式(9)により演算できる。
Figure 2005106563
なお、式(9)のeiは、式(2)により演算したi番目の測位衛星1の単位ベクトルを示す。また、Cは、式(6)により演算した方向余弦行列を示す。
使用するGPSアンテナにおいて受信可能な最大頂角をEmとする時、EiがEmより小さければ受信可能と判断できる。つまり、式(10)おいて超過度D=0となる衛星を選択することにより、移動体の姿勢変化により受信できなくなる測位衛星1を選択候補から除外することができる。
Figure 2005106563
上述のように構成されるこの実施の形態の測位装置は、複数の時間を考慮することによって、移動体の加速で測位衛星の追尾が外れにくい方向にある測位衛星を選択することができる。
さらに、アンテナの受信可能領域を考慮して、測位衛星を選択することができる。
本発明に係わる測位装置の実施の形態1を示す構成例を示すブロックである。 準天頂衛星の地表面軌跡の一例を示す図である。 (a)測位衛星の送信周波数および受信器の受信周波数のイメージを示した図、(b)はバンドパスフィルタの帯域を示した図、(c)はバンドパスフィルタを通過した受信波を示す図、(d)は受信波がΔfシフトした受信波を示す図、(e)はΔfシフトした受信波がバンドパスフィルタを通過した受信波を示す図である。 測位装置が測位衛星を追尾できなくなる一例を示す図である。 本発明に係わる測位装置の実施の形態1を示すブロックである。 本発明に係わる測位装置の実施の形態1を示すブロックである。 飛翔体の推進装置の燃焼時間および出力に基づき、飛翔体に加わる加速度の計算結果の一例を示す図である。 第1のテーブルに記憶されている時間に対応付けられ測位装置の運動方向を示す図である。 本発明に係わる基準軸変換部の実施の形態1を示すブロック図である。 飛翔体の姿勢角の計算結果の一例を示す図である。 第2のテーブルに記憶されている時間に対応付けられ測位装置の運動方向を示す図である。 本発明に係わる測位装置の実施の形態2を示すブロック図である。 移動体の姿勢角が変化した場合の、移動体のアンテナによる受信可能領域を示した図である。
符号の説明
1 測位衛星、2 受信器、3 方向演算部、4 運動演算部、5 選択部、6 測位演算部、7 送信波、8 受信波、9 バンドパスフィルタの帯域、10 バンドパスフィルタを通過した受信波、11 受信波、12 バンドパスフィルタを通過した受信波、13 移動体、14 アンテナ、15 運動方向計測部、16 基準軸変換部、17 第1のテーブル、18 運動方向出力部、19 第2のテーブル、20 姿勢角基準変換部、21 複数選択部、22A 円錐面内、22B 円錐面内、100 測位装置、200 移動体中心軸方向。

Claims (5)

  1. 複数の測位衛星からの受信信号に基づいて自己に対する当該各々の測位衛星の存在方向を演算する方向演算部と、
    自己の運動方向を出力する運動演算部と、
    前記測位衛星の存在方向と前記自己の運動方向とのなす角度が大きい前記測位衛星を優先的に選択する選択部と、
    前記選択部で選択された測位衛星からの受信信号に基づいて自己位置を演算する測位演算部と、
    を備えた測位装置。
  2. 前記運動演算部は、自己の中心軸基準の運動方向を出力する運動方向計測部と、
    前記運動方向計測部からの自己の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する基準軸変換部と、
    を備えた請求項1に記載の測位装置。
  3. 前記運動演算部は、自己の中心軸基準の運動方向を時間に対応付けて記憶している第1のテーブルと、
    前記第1のテーブルから規定時間後の自己の中心軸基準の運動方向を出力する運動方向出力部と、
    前記運動方向出力部からの自己の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する基準軸変換部と、
    を備えた請求項1に記載の測位装置。
  4. 前記基準軸変換部は、自己の姿勢角を時間に対応付けて記憶している第2のテーブルと、
    前記第2のテーブルから規定時間後の自己の姿勢角を出力させ、その出力に基づき前記自己の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する姿勢角基準軸変換部と、
    を備えた請求項2または請求項3のいずれかに記載の測位装置。
  5. 複数の測位衛星からの受信信号に基づいて自己に対する当該各々の測位衛星の存在方向を演算する方向演算部と、
    自己の中心軸基準の運動方向を時間に対応付けられて記憶している第1のテーブルと、
    前記第1のテーブルから、規定の複数時間後の自己の中心軸基準の運動方向を出力する運動方向出力部と、
    自己の姿勢角を時間に対応付けて記憶している第2のテーブルと、
    前記第2のテーブルから、規定の複数時間後の自己の姿勢角を出力させ、その出力に基づき前記複数の中心軸基準の運動方向を、慣性軸基準の運動方向に変換する姿勢角基準軸変換部と、
    前記方向演算部から出力される複数の時間における前記測位衛星の存在方向と、前記姿勢角度基準変換部から出力される複数の時間における運動方向とのなす角度を演算し、当該演算された複数時間におけるなす角度が大きい前記測位衛星を優先的に選択する複数選択部と、
    前記複数選択部で選択された測位衛星からの受信信号に基づいて自己位置を演算する測位演算部と、
    を備えた測位装置。
JP2003339069A 2003-09-30 2003-09-30 測位装置 Expired - Lifetime JP3770259B2 (ja)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2003339069A JP3770259B2 (ja) 2003-09-30 2003-09-30 測位装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2003339069A JP3770259B2 (ja) 2003-09-30 2003-09-30 測位装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2005106563A true JP2005106563A (ja) 2005-04-21
JP3770259B2 JP3770259B2 (ja) 2006-04-26

Family

ID=34534358

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2003339069A Expired - Lifetime JP3770259B2 (ja) 2003-09-30 2003-09-30 測位装置

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP3770259B2 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016104032A1 (ja) * 2014-12-26 2016-06-30 古野電気株式会社 姿勢角算出装置、姿勢角算出方法、および姿勢角算出プログラム

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016104032A1 (ja) * 2014-12-26 2016-06-30 古野電気株式会社 姿勢角算出装置、姿勢角算出方法、および姿勢角算出プログラム
JPWO2016104032A1 (ja) * 2014-12-26 2017-09-21 古野電気株式会社 姿勢角算出装置、姿勢角算出方法、および姿勢角算出プログラム
US10514469B2 (en) 2014-12-26 2019-12-24 Furuno Electric Co., Ltd. Attitude angle calculating device, method of calculating attitude angle, and attitude angle calculating program

Also Published As

Publication number Publication date
JP3770259B2 (ja) 2006-04-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11036237B2 (en) Radar-based system and method for real-time simultaneous localization and mapping
US10107627B2 (en) Adaptive navigation for airborne, ground and dismount applications (ANAGDA)
CN109099912B (zh) 室外精确定位导航方法、装置、电子设备及存储介质
US9696418B2 (en) Systems, methods and computer-readable media for improving platform guidance or navigation using uniquely coded signals
US11168984B2 (en) Celestial navigation system and method
US9250312B1 (en) High altitude radio frequency positioning system
US11774547B2 (en) Self-positioning method, self-positioning system and tracking beacon unit
US20090278736A1 (en) Method and apparatus for relative navigation using reflected gps signals
Petritoli et al. Lightweight GNSS/IRS integrated navigation system for UAV vehicles
CN103335654B (zh) 一种行星动力下降段的自主导航方法
US7688264B2 (en) Method and apparatus for passive single platform geo-location
KR100571120B1 (ko) 레이저 장치를 이용한 3차원 측위 시스템
JPH0836040A (ja) 電波源の位置標定装置
JP2008241079A (ja) 航法システム
JP3770259B2 (ja) 測位装置
JP7178862B2 (ja) 航空機の位置計測システム、航空機の位置計測方法及び航空機
CN113820733B (zh) 一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置
JP2002162195A (ja) 飛翔体誘導装置
JPH1048305A (ja) 移動体通信用通信衛星追尾装置
RU2293950C1 (ru) Навигационный комплекс летательного аппарата
JP6750818B2 (ja) 飛行体用航法装置および飛行体制御方法
US6735524B1 (en) Spatially resolved and spatially aware antenna for radio navigation
RU2498193C2 (ru) Способ инерциального автосопровождения заданного объекта визирования и система для его осуществления
JP2008180598A (ja) 移動体位置測位装置
JP3606018B2 (ja) 監視装置

Legal Events

Date Code Title Description
A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20051116

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20060117

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20060130

R151 Written notification of patent or utility model registration

Ref document number: 3770259

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100217

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100217

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110217

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120217

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130217

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130217

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140217

Year of fee payment: 8

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term