JP2005106563A - 測位装置 - Google Patents

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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