【発明の詳細な説明】
衛星発信信号を使用した精密測量方法
及びその装置
発明の背景
本発明は地球を周回する複数の軌道飛行衛星から発信された信号を用いる測量に
関し、特に位置座標が既知の地点を基準として任意の地点の位置座標を測定する
衛星準拠の測量方式に関する。
全地球位置決定システム（ＧＰＳ）のように衛星に準拠した位置決定方式が受信
器の位置を正確かつ精度良く測定するのに現在非常に広く用いられている。これ
らの方式は応用分野が非常に広く、測定に費す時間によっては受信器の位置をセ
ンナメートル以下の精度まで測定できる。
ＧＰＳでは、明確に定められた極軌道に沿って地球を周回する多数の衛星がその
軌道上の位置を正確に示す信号を常に発信している。これらの発信信号はすべて
共通の周波数を有するが、夫々独自の擬似ランダムディジタル符号で変調されて
いる。各衛星信号は精密な内部クロックに基いて作成される。受信器は重畳され
た変調搬送波信号を検出し、各検出信号の符号位相と搬送波位相のいずれか一方
また両方を受信器自身の内部クロックに基き検出する。これらの検出位相を用い
て受信器の位置座標が測定できる。
これらの搬送波位相測定値を処理するための代表的なシステムのひとつが１９８
０年発行プルティン・ゲオデシック（ＢｕｌｌｅｔｉｎＧｅｏｄｅｓｉｑｕｅ）
第５４巻第２号５５３−５６３頁記載の「位置測定のための全地球位置決定シス
テム（ＧＰＳ）の使用」と題するボスラー（Ｂｏｓｓｌｅｒ）等による論文に紹
介されている。この論文では二重差分法として知られている処理方法が述べられ
ている。この方法によれば、搬送波位相測定値を複数のＧＰＳ衛星に対して設け
た２台の受信器の夫々で得る。一方の受信器を測定しようとする位置座標の地点
に置き、他方の受信器を位置座標が既に分っている基準地点に置く、まず第一に
、各衛星についてその二つの地点で測定した搬送波位相の差をめる。これにより
衛星のクロック誤差はすべて相殺されて無くなる。とゆうのはこの誤差の影響は
有るとすれば二つの地点で同一のものとなるからである。次に一つの衛星を基準
の衛星として選び、それについて得た単一の差分値を他の衛星全部について得た
単一差分値から差引く。この第２の差分演算により二つの地点の受信器に於ける
クロック誤差はすべて相殺されて無くなる。その理由はこの誤差の影響は有ると
すれば単一差分測定すべてに同じものとなるからである。
二重差分測定を含むステップを更に幾つか追加する必要がある。第一に、未知の
地点の座標の大まかな推定値を装置に入れる。これらの推定座標を衛星または何
か他の適当なデータ源（例えば米国測量局）からのデータに基いて得た特定の衛
星軌道と比較する。これにより二重差分測定期待値を決めることができる。二重
差分測定期待値の誤差を定義する方程式は、それらの期待値を対応する実際の二
重差分測定値から減算すれば得られる。これらの誤差方程式の推定座標の変化に
対する感度も測定でき、それにより誤差方程式が解ける。誤差方程式の解は通常
、最少平均自乗誤差処理を繰返して得て、算出した二重差分値の全平均自乗誤差
が最小となる位置座標をめる。
搬送波位相測定値は各衛星対受信器系に於ける初期の全搬送波サイクルの数を反
映していない。従って二重差分測定値は未知の整数サイクルだけ偏位しているの
で、上記の最小平均自乗誤差の処理も各二重差分測定に於いてこの偏位をめる必
要がある。
上記の反復処理を行って位置座標及び二重差分偏位値が一定の値に収斂した時に
は、処理は次の段階に進み、その算出した二重差分値を偏位の解に最も近い整数
値で調節し、次にその偏位状態を最小自乗平均演算から除く、典型的な方法では
、偏位の測定に於ける不確定性も算出しそれが容認できる位置さいものである時
だけその不確定性を最小自乗平均演算から除外する。
そうでない場合には、上述の反復処理を継続する。
未知の地点の位置座標の測定は、同じ衛星対受信器系について得た二重差分値間
の相関を考慮すれば、最も精度の高いものとなる。この相関を考慮に入れると、
演算が著しく複雑にもなるし時間がかかるようになる。更に、これらの二重差分
方法は、基準地点及び／又は基準衛星のための信号が無いと通常使用できない。
複数の軌道飛行衛星から発射され、ひとつは位置座標の分っている地点に配置さ
れ他は測定しようとする地点に置かれた２ケ又はそれ以上の受信器で検出された
信号を用いる測量方式で得られる搬送波位相測定値をより有効に利用する方法及
び装置がめられている。本発明はこれに十分応えるものである。
充１１υ【打
本発明は、複数の軌道飛行衛星からの信号を用いて第１の所定の地点の位置座標
を従来よりもずっと効果的にかつ正確に測定する装置及びそれに関する方法に用
いる。第１の受信器を第１の所定の地点に配置し、第２の受信器を位置座標が分
っている第２の基準地点に置く。これら２台の受信器は衛星からの信号を受信し
夫々の受信器の内部クロックを基準として各信号の搬送波位相を測定して複数の
搬送波位相測定値を得るようにされている。
これらの位相測定値は連続する時点の夫々でめられる。各衛星対受信器系に於い
て全搬送サイクル数が不明であるために生ずる影響を避けるために、位相測定値
の差を連続する時点に亘って取る。これにより複数の測定位相差分値が得られ、
これらの値はその連続する時点間で生じた実際のレンジの変化を示す０本発明の
装置では更に第１及び第２の受信器で受信した各衛星信号の搬送波位相の期待値
を計算し、これらの期待値の差を連続する時点に亘って取り複数の位相差期待値
を得る。ここで誤差が生じるがそれらは連続する時点夫々についての位相差期待
値と実際の位相差測定値との差に等しいものである。
これら誤差値の夫々は関連する地点の位置座標と、関連する受信器及び衛星の内
部クロックの増分変化に対し一定の感度を持っている。誤差値についての方程式
はこれら後者のパラメータの関数として与えられ各連続時点に於いて所定のマト
リックスに組込まれる。本発明によれば、各時点に於けるマトリックスの更新に
はマトリックス入力の受信器及び衛星クロックに対する位相ノイズパラメータへ
の依存を避けるための予備ステップが含まれる。この依存の回避によりそうでな
ければ起ってしまうマトリックスの増大を防ぎ装置の効率を著しく高める。この
方法の最後のステップでは、装置はマトリックスを解き、マトリックスに反映さ
れた複数の誤差値の平均自乗値が最小となる第１地点の位置座標を決定する。こ
の解を双曲線解と呼ぶことができる。何故ならこれは複数の双曲線の唯一の交点
の最良の推定値を示すからである。
本発明の一実施例に於いては、マトリックスは三角ハウスホールダー（Ｈｏｕｓ
ｅｈｏｌｄｅｒ）アルゴリズムを用いて形成する。受信器及び衛星のクロックに
対する感度を示すマトリックス入力は、入力更新時にゼロにするだけで衛星及び
受信器の位相ノイズパラメータの前回の値に対する依存を回避するようにマトリ
ックスの所定の部分に配置される。このようにすることで更新回数とは関係なく
マトリックスの大きさは変らない。この結果、第１の地点の位置座標を決めるた
めのマトリックスの解法が著しく、簡単になる。
上述の装置及び方法は第１の地点の位置座標の測定に於ける第１段階を表わして
いるにすぎない。第１段階と多くの点で似ていて選択的に行われる第２段階では
、処理を変更して連続時点での誤差値間の−０，５の相関を考慮に入れる。この
相関は、連続する時点での誤差値を定義する夫々の方程式の項のひとつが同一で
あるために生じる。斯して処理の第２段階ではマトリックスへ組込む前に連続誤
差方程式を適切に白色化してそれらを略々無相関とする。其の後マトリックスを
解けば第１段階で得られたものより精度の高い位置座標が得られる。この第２段
階はドツプラー擬似しンジ解と呼ぶことができる。
本発明の他の実施例では第１段階を実行すること無く第２段階のみを用いること
ができる。然し乍らこの場合、初めに第１の地点の位置座標の推定値が可成り正
確に得られなければ、第２段階を反復する必要がある。
選択的に行われる処理の最終段階では、測定した位相信号に於ける全搬送波サイ
クル数の不確定性を取除く、この第３段階では上述の第２段階と殆んど同じアル
ゴリズムを用いる。唯−異なる点は、最初に測定された位相信号をマトリックス
に組込む前に２の平方根でスケールすることである。マトリックスに組込まれそ
の後積分されたドツプラー測定値は、−〇、５ではなくて、−０，７０７の相互
相関係数を用いること以外は第２段階に於けると同じようにして無相関とされ、
即ち白色化される。情報をマトリックスの全ての成分に与えた後マトリックスを
解くことにより、各基の全搬送波サイクルの実際の数が分っていて測定したと等
価の解が得られる。各衛星対受信器系についての正しい分解能（レゾル−シラン
）を使って次の系について正しく分解する確率を高めるように順次処理される。
この最後の解を分解レーン解（レゾルブドレーンソルーション）と呼ぶことがで
きる。
本発明の他の面及び利点は、本発明の原理を例示する添附図面に間し以下述べら
れる好ましい実施例から明らかになるであろう。
２ｍ幻Ｔ礼肌
第１図は位置座標が未知の地点と位置座標が既知の地点とに夫々配置され、その
未知の位置座標を測定するために４ケの軌道飛行衛星からの信号を検出する２ケ
の受信器を備えた測量方式の路線図である。
第２図は第１図に於ける未知の地点の位置座標を正確に測定する際の本発明装置
の演算ステップを示す簡略化したフローチャートである。
第３図は本発明装置に使用する平方根情報フィルタマトリックスの路線図である
。
第４Ａ及び４Ｂ図は第２図に示すフローチャートの第１．第２及び第３ステージ
夫々に於ける演算ステップを更に詳細に示すフローチャートである。
ましい のｆｌｌ
添附の図面に示すように、本発明は複数の軌道飛行衛星１３からの信号を用いて
所定の未知の地点１１の位置座標を正確に測定する装置に適用する。この装置は
全地球位置決定システム（Ｇ Ｐ Ｓ ）の一部として用いて特に有用で姿る。
第１の受信器１５は位置座標が未知の地点１１に配置され、第２の受信器１７は
位置座標が分っている基準地点１９に配置される。この基準地点は位置座標が未
知の地点から同士キロも離れたところに設定できる。４ケの衛星と２台の受信器
の間で８本の異なる系（リンク）２１が形成される。
４ケの衛星１３はすべて同じ公称周波数を有するが夫々独自の擬似ランダムディ
ジタル符号で変調した脂送波信号を送出する。第１及び第２の受信器１５及び１
７は重☆された入力変調搬送波信号を受信するアンテナ２３及び２５を夫々有し
、各受信信号の位相角を測定する。測定された位相角は各受信器１５及び１７か
ら線路２７及び２９を介してデータ処理装置３１に送られて位置測定に用いられ
る。
位相の測定は長時間（例えば３０分間）に亘って周期的に行われ測定値の数は従
来の方法で縮小される。たとえば、測定を２０ミリ秒毎に行い、測定値を１分毎
に更新する平均値に縮小する。衛星及び受信器双方の内部クロックの位相ノイズ
によりこの連続位相測定が不安定なものになる。
従来の典型的な方法では、衛星対受信器系２１夫々の搬送波位相測定値を二重差
分法を用いて処理し未知の地点の位置座標を検出していた。この方法では夫々の
衛星及び受信器の内部クロックの位相ノイズによる悪影響を相殺して可成り正確
な位置測定ができる。然し乍ら、幾つかの理由でこの従来の二重差分法は全面的
に満足すべきものではないことが分った。
本発明の装置では、衛星１３と受信器１５及び１７の内部クロックの位相誤差を
差分法により相殺するのではな（てそれらの誤差の大きさを特にめて従来の二重
差分法に基づく欠点を回避するものである。これにより非常に効率良くかつ格段
に優れた結果が得られる。
特に、データ処理装置３１が順次測定した位相信号の処理を第２図に路線的に示
した特別の３段階処理により行う。この手法による連続する３段階３３．３５及
び３７の処理により夫々段階を追う毎に位置測定の正確さが増す。第１段では所
謂双曲理解、第２段ではドツプラー擬似範囲解及び第３段では分解レーン解が得
られる。これら３段階処理を第４Ａ及び４Ｂ図に更に詳細に示す、以下の説明か
ら明らかになるようにこれら３段階の処理は殆んど同じではあるが、幾つかの点
で大きく異なっている。
この連続する３つの処理段階３３．３５及び３７すべてに於いて、衛星１３と受
信器１５及び１７の内部クロックのノイズによる位相誤差を特にめる。各段階で
、連続する時点間での各衛星対受信器系２１の位相測定値の差をめる。この差は
連続測定時点間のレンジ変化に対応する。各段階では更に受信器の配置された地
点の座標と既知の衛星軌道の最良の現在推定値に基いて同一時点間のレンジ変化
期待値を算出する。これらの対応する位相差測定値と位相差推定値の差は誤差の
値を示し、それらの等価式は特別の平方根情報フィルタ（ＳＲＩＰ）マトリック
スに組込まれる。各誤差値に対する方程式は以下のように与えられる。
誤差（Ｅ）＝測定レンジー算出レンジ
θＥ
この方程式を８つの衛星対受信器系２１のすべてについて立てる。８つの方程式
は１２のパラメータ、即ち両方の受信器１５及び１７についてのＸ、Ｙ及びＺ座
標、４ケの衛星クロックの位相ノイズ及び２つの受信器の位相ノイズを含む、基
準受信器１７の位置座標は分っておりその受信器は一定の基準クロックを存する
よう決められているので、上記のパラメータのうち８つだけが未知である。これ
らのパラメータは８つの連立方程式を解けば得られる。その８つの方程式中の偏
位の項は逐次方程式を減じることで相殺できる。
第３図に簡略化して示した５ＲＩＰマトリツクスにより情報の適切な処理に要す
る数学的なステップが非常に簡単になる。マトリックスの左下の三角形の部分３
９はゼロクリアされ処理の全期間を通じてその状態に保たれる。第２図に示した
３段階処理の夫々に於いて、連続する時点夫々についての誤差方程式をマトリッ
クスの右上の三角形の部分４１に順次入力する。衛星１３と受信器１５及び１７
の内部クロンクの位相ノイズに対する誤差値の感度を示す特定の入力は特にマト
リックスの上の行に入れる。下の行は誤差値の位置座標に対する感度を示す。マ
トリックス入力をこのように配置することにより、入力のクロック位相ノイズの
前回の値への依存性が、関連する上の行をゼロにするだけで簡単に無くなる。
５ＲＩＦマトリツクスの性質上、これによって下の行の正確さに影響は与えない
。この処理手順の各段階の最後のステップで５ＰＩＦマトリツクスの解が行われ
て、様々な誤差値の総計に対する最小平均平方誤差を生ずる位置座標の前回の推
定値が修正される。
処理の第１段階３３では誤差方程式は直接５ＲＩＦマトリツクスに取入れられる
。その結果性じる双曲理解は既知の地点の座標の非常に正確な推定値となる。第
２段階３５では誤差方程式はマトリックスに取込まれる前に白色化（即ち、互い
に無相関）される。これにより僅かに正確さの増したドツプラー凝似しンジ解が
与えられる。最後に第３段階３７では、各衛星対受信器系２１に於ける全搬送波
サイクル数の前回の不確定さが順次取除かれる。この結果、５ＲｒＦマトリツク
スを最終的に解けば未知の地点の座標の非常に正確な推定値が得られる。
第４Ａ及び４Ｂ図は夫々の衛星対受信器系２１について得た連続したヒ送波位相
の測定値を処理するためのデータ処理装置３１の演算ステップを簡略にして示す
フローチャートである。
３段階３３．３５及び３７の処理の多くの類似点が容易に分るようにこれら３段
階の処理をひとつの図面に示す。処理が数多（の点で類似しているので、ソフト
ウェア開発の費用及び必要とする処理装置の規模が可成り節減される。
先ず、本発明による方法の第１段階３３を実現する際に行われるステップを見る
と、処理の第１ステツプ４３では５ＲＩＦマトリツクス内の成分が全部クリアー
されるのが分る。この後、ステップ４５で基準地点１１（第１図）の座標に対応
するマトリックスの成分は適当な大きな値、例えば１００万を入力してそれらの
既知の値に固定する。これらのマトリックスの成分は第３図に於いて参照符号４
７で示すように５ＲＩＦマトリツクスの主対角線に沿っている。これらの成分と
同じ行の残りのマトリックスの成分はゼロに保持する。
第１段階３３０次のステップ４９では、プログラムが複数の時点の最初の時点に
対応する搬送波位相測定値を受入れるよう指示する。この後のプログラムでこの
ステップ４９に処理が再び戻って来た時には、プログラムは次の時点を指示する
。
次のステップ５１では処理語Ｗ３１は５ＲＩＰマトリツクスの内で夫々の衛星及
び受信器のクロックによる位相ノイズに関係する情報を有している上方の行をク
リアーする。プログラムの最初のループ実行時にこれらの行は既にゼロにセット
されている（ステップ４３により）。ステップ５１でも基準地点に於けるクロン
クによる位相ノイズに対応するマトリックスの成分に大きな値（例えば１００万
）を入力してそれに固定する。この成分は第３図に於いて参照符号５３で示す対
角成分である。
プログラムは次にステップ５５に移り第１地点１１に対応する搬送波位相測定値
の受入れを指示する。後のプログラムでこのステップに戻った時には、次の地点
を指示する。この好ましい実施例では２地点だけとしたが、より多くの地点につ
いての搬送波位相測定値を処理する場合にも本発明の方法は有用であることが理
解できるであろう。
次にステップ５７では、プログラムは衛星１３の一番目のものに対応する搬送波
位相測定値の受入れを指示する。後のプログラムでこの同じステップ５７に戻っ
た時には、プログラムは次の衛星を指示する。この好ましい実施例では衛星を４
ケとしたが、何個あっても良いことは理解されるであろう。
次のステップ５９では、プログラムが現在指示されている衛星１３から現在指示
さている受信器地点１１又は１９までのレンジをその地点の現在推定されている
位置座標についてのレンジ方程式の微分値とともに計算する。最初はこれらの推
定座標は正確である必要は全くない。実際にこれらの推定座標を最初は地球の中
心に設定してもかまわない。然し乍ら、推定値がそれ程までに不正確だとこの方
法の第１段階３３を繰返し実行することが必要となる。受信器の位置はそれに到
来する衛星からの信号に含まれているコードを利用して推定するのが好ましい。
このようにするならば、第１段階の反復は不必要となる。
ステップ５９で算出した微分値はレンジ方程式の従来のティラー級数展開に於け
る係数として使う。−次項はすべて通常必要とされるものであるから、レンジ方
程式は受信器地点の推定座標の単なる一次関数である。
次のステップ６１では、現在処理中の搬送波位相測定値が第１の時点に対応して
いるかどうかを判定する。若し対応しているならば、プログラムはステップ６３
に進み、すべての衛星１３についての測定値が現在指示されている地点に関し処
理されたかどうかを判定する。若し処理されていないならば、プロゲラ−ムはス
テップ５７に戻り次の衛星を指示する。他方、処理されていた場合にはプログラ
ムはステップ６５に移りすべての地点についての測定値が処理されたかどうか判
定する。処理されていない時にはプログラムはステップ５５に戻り次の地点を指
示する。他方、すべての地点についての測定値が処理されている場合には、プロ
グラムはステップ４９に戻り次の（即ち第２の）時点を指示する。
ステップ６１で、現在処理中の位相測定値は第２時点及びそれ以降の時点につい
てのものであると判定されると、処理装置３１はステップ６７で現在処理中の衛
星対受信器地点についてそれ以前の時点での位相測定値、算出レンジ及び微分値
との差を計算する。これらの差を用いて誤差項及び測定方程式を作る。
次のステップ６９では三角ハウスホールダーアルゴリズムを用いて測定方程式を
５ＲＩＦマトリツクスに取込む、これはジエラルド・ジェイ・ビアーマン（Ｇｅ
ｒａｌｄ Ｊ、 Ｂｉｅｒｍａｎ）著、「離散的逐次推定のための因数分解法」
、アカデミツク・プレス、１９７７年発行、に詳細に述べられている従来のアル
ゴリズムである。
ビアーマンが述べているアルゴリズムを変形して測定方程式を一時に全部ではな
く、ひとつずつ演算するのが好ましい。
ステップ６９で５ＲＩＦマトリツクスに測定方程式を取込んだら、プログラムは
ステップ７１に進みすべての衛星１３についての測定位相信号（現在地点１１又
は１９及び現時点に関する）が処理されたかどうかを判定する。処理が終ってい
ないならば、ステップ５７に戻りプログラムは次の衛星を指示する。他方、全部
の衛星についての測定位相信号が処理済みであれば、プログラムはステップ７３
に進みすべての受信器地点に対応する信号（現時点に関する）が処理されたかど
うか判定する。処理されていなければ、ステップ５１に戻り次の地点を指示する
。
他方、すべての受信器地点に対応する信号が処理されたとステップ７３で判定さ
れると、５ＲＩＦマトリツクスをステップ７５で解き夫々の衛星及び受信器のク
ロックの位相誤差を測定する。
次に現時点についての測定位相信号がこれらのクロック位相誤差を反映するよう
に修正される。
この後、ステップ７７に於いてプログラムは連続する時点すべてについての測定
位相信号が処理されたかどうか判定する。
処理されていなければ、ステップ４９に戻りプログラムは次の時点を指示する。
他方、連続するすべての時点についての測定位相信号が処理されたとステップ７
７で判定されると、プログラムはステップ７９に進みそこで５ＲＩＦマトリツク
スが解かれ受信器地点の座標を適切に修正する。これらの修正は次にその座標の
先の最良推定値に加えられて第１段階の処理が終了する。位置座標が未知の各地
点、この好ましい実施例では地点１１ひとつだけだが、それに対する上述のよう
に修正された位置座標は実際に、各種の測定のために演算された複数の誤差信号
に於ける最小平均自乗誤差を示す座標に対応している。この座標は、レンジ差方
程式により定義された各種双曲線の交点の最良（即ち、最小平均自乗誤差）の推
定値である位置を示す。
第１段階３３で得られた未知の地点１１の修正位置座標の精度は実用上多くの場
合十分満足できるものである。約３０分に亘って累積して得たデータでは大体５
〜１０センチメートル以内の精度が期待できる。このように精度が制限される一
因は連続時間差、即ちドツプラーレンジ方程式が互いに全く無相関ではないため
である。その理由は各連続時間差測定がその項のひとつとして同じ衛星、受信器
及び時点についてのレンジ方程式を含んでいるからである。この場合の相関は−
０，５である。
５ＲＩＰマトリツクスを解くことで決まる位置座標の修正値は、この相関を取除
けば改善することができる。これが処理の第２段階３５で行われる。
前述のように、ドツプラー擬僚レンジの解が得られる第２段階３５は双曲線の解
が得られる第１段階３３に非常によく似ている。第４Ａ及び４Ｂ図から分るよう
に、第２段階は、第１段階とふたつの些細な点で著しく異なる。第一に、基準地
点の座標を固定するステップ４５の直ぐ後にステップ８１を追加する。
特に、この追加されたステップでは各衛星対地点の対についての相関係数を取除
く、これは、連続時間差測定値を互いに無相関とするためそれらを適切に調節で
きるように行う。
第２段階３５と第１段階３３との第２の相違点は誤差項及び測定方程式を作るス
テップ６７の直後に更にふたつのステップ８３と８５が続くことである。特に、
ステップ８３では、現時点での測定値のクロックノイズ部分を５ＲＩＦマトリツ
クスに入れる。次にステップ８５では、相関係数から適当な測定値重みづけ因子
を計算し、更に測定値を相関係数を掛けた前回の測定値と組合わせて調節して測
定値を白色化する。重みづけの手順は前述のビアーマンによる文献に述べられて
いる。測定値も重みづけ因子でスケールする。この調節しスケールした測定値は
次の時点で用いるために取っておく。ステップ８５が終るとそれに続いて第２段
階３５のステップ６９及びそれ以降のステップが第１段階３３について上述した
と同じように行われる。
第２段階３５のステップ７９で５ＲＩＦマトリツクスが解かれると、未知の地点
１１の位置座標が修正され座標推定値が第１段階３３の終了時よりも更に精度の
高いものになる。更に、この精度の向上は各衛星対受信器系２１についての連続
する信号差の間の−０，５とゆう相関を考慮に入れた結果である。
データ処理装置による第２段階３５の処理実行の結果得た修正位置座標の精度は
実用上多くの場合十分な精度であるが、その精度を更に向上することができる。
この精度の向上は、全衛星対受信器系２１についての連続測定位相信号夫々に於
ける全サイクル偏位を考慮した処理により行うことができる。前に述べたように
、これらの偏位は、系毎に連続する時点に関し誤差信号を減算することにより第
１及び第２段階３３及び３５に於いて自動的に相殺除去される。この方法によれ
ば、偏位は相殺除去されるが、得られる座標修正値の精度がやや低下する。第３
段階３７の処理では特に各県に於ける偏位をめる。
第４Ａ及び４Ｂ図から分るように第３段階３７は上述の第１段階及び第２段階に
非常に慎でいる。これらの処理段階の相違点を以下に述べる。
第一に、第３段階３７では衛星対受信器の各対について相関係数を取除く第２段
階のステップ８１に続くステップ８７を含んでいる。特に第３段階では複数の衛
星を更に繰返し指示する。
このステップを最初に実行する時には、プログラムは第１の衛星を指示する。そ
の後、処理がこのステップに戻るとプログラムは次に続く衛星を指示する。ステ
ップ８７の終了後は続けてプログラムは第１段階３３について上述したようにス
テップ４９から６１を実行する。
第３段階３７が前述の第２段階３５と更に相違するところは、ステップ６１で答
がＮｏと出た場合、即ち処理袋２３１が第１の時点について現在信号を処理して
いないと判定された場合にそれに続いてステップ８９及び９１が実行されること
である。
ステップ８１では、（ステップ８７で選択した）追加ループに於ける衛星の番号
が（ステップ５７での）主ループに於ける衛星の番号より小さいかどうか判定す
る。若し小さければ、処理はステップ４９に戻りそこで次の時点が指示される。
他方、追加ループでの衛星の番号の方が第１ループでのそれより大きければ、プ
ログラムはステップ９１に進み、そこで測定値信号と算出したレンジとの差の端
数部分だけを保持することで誤差項を演算する０次に測定式を作り相関係数を−
０，７０７に設定する。
その後、プログラムは第２段階３５での処理と同じようにステップ８３と８５に
移る。
以後プログラムは第２段階３５に於けると同じように継続し、最終的にステップ
７９で５ＰＩＦマトリツクスの解を得る。然し乍らこの第３段階３７ではこの最
後のステップ７９の後にステップ９３が続き、複数の衛星に対する追加ループが
完了したかどうか判定する。完了していなければ、プログラムはステップ８７に
戻り追加ループ中の衛星の番号をひとつだけ指示する。
すべての衛星の番号がこの追加ループで指示されたとステップ９３で判定される
と、全処理手順が終了する。最後に修正された未知の地点の位置座標がこの時最
も正確なものとなる。
第３段階３７即ち分解レーン解はこのようにして衛星３１と同じ数の低位の解に
分割される。この各低位の解の結果が改善された解となり、これに組込まれる次
の衛星の全サイクル不確定性を正しく解消する可能性が高いものとなる。最終的
な解は、衛星全部がその解に組込まれ全サイクル不確定値が解消された特待られ
る。
添附のものは本発明を実施するのに役立つフォートランで書かれた適当なコンピ
ュータプログラムのリストである。
本発明の他の実施例では、５ＲＩＦマトリツクスの代りにＡＴＡマトリックス（
ここでＡは各種誤差式の係数から成る標準のマトリックスである）を用いる。然
し乍ら、この実施例は前のクロック位相ノイズパラメータへの依存性を避けるた
めに比較的複雑なガウス消去手順を必要とするので前述の実施例よりも好ましく
ない。
本発明は、ｒＪ数の軌道飛行衛星から送出された信号及び所定の基準地点の既知
の位置座標を利用して未知の地点の位置座標をめる方法を著しく改善したもので
あることが前述するところから理解されるであろう。本発明の方法は特に衛星及
び受信器の内部クロックの位相ノイズをめることにより従来の方法を改良するも
のである。処理手順は三つの異なる段階に分けることができ、夫々先行する段階
とは数少ない点で可成り異なる。
連続するこれらの段階の夫々で得られる未知の地点の位置座標の推定精度が段階
を追う毎に少しずつ増す。
上述では本発明をその好ましい実施例について詳細に説明したが、各種の変更が
本発明を離れることな（なし得ることは通常の技術を有する当業者には理解でき
ることであろう。従って、本発明は以下の特許請求の範囲によってのみ定義され
る。
国際調査報告 [Detailed Description of the Invention] Precision surveying method and device using satellite transmitted signals Background of the Invention The present invention is applicable to surveying using signals transmitted from a plurality of orbiting satellites orbiting the earth.
In particular, the present invention relates to a satellite-based surveying method that measures the position coordinates of an arbitrary point based on a point whose position coordinates are known. Satellite-based positioning methods, such as the Global Positioning System (GPS), are currently very widely used to accurately and precisely determine the position of a receiver. this
These methods have a very wide range of applications, and depending on the time spent on measurements, the receiver position can be controlled.
It can measure to an accuracy of less than a meter. In GPS, a large number of satellites orbit the earth in well-defined polar orbits and constantly transmit signals that accurately indicate their position in the orbit. All of these transmitted signals have a common frequency, but each is modulated with its own pseudorandom digital code. Each satellite signal is created based on a precise internal clock. The receiver detects the superimposed modulated carrier signal and detects either or both the code phase and carrier phase of each detected signal based on the receiver's own internal clock. Using these detected phases, the position coordinates of the receiver can be measured. One typical system for processing these carrier phase measurements is the ``Global Position Determination for Positioning'' described in Bulletin Geodesique, Vol. 54, No. 2, pp. 553-563, published in 1980. Sith
Introduced in the paper by Bossler et al.
being mediated. This paper describes a processing method known as the double-difference method. According to this method, carrier phase measurements are obtained at each of two receivers for multiple GPS satellites. One receiver is placed at the point whose position coordinates are to be measured and the other receiver is placed at a reference point whose position coordinates are already known. First of all, for each satellite, the carrier waves measured at those two points are Calculate the phase difference. As a result, all satellite clock errors are canceled out and eliminated. This is because the effect of this error, if any, will be the same at the two locations. One satellite is then chosen as the reference satellite, and the single difference value obtained for it is subtracted from the single difference values obtained for all other satellites. By this second difference calculation, all clock errors in the receivers at the two locations are canceled out and eliminated. The reason is that the effect of this error, if any, is the same for all single difference measurements. We need to add some more steps including double difference measurements. First, a rough estimate of the coordinates of the unknown point is entered into the device. These estimated coordinates can be derived from specific satellites based on data from satellites or some other suitable data source (e.g., the US Surveyor's Office).
Compare with star orbit. This allows the double difference measurement expected value to be determined. The equation that defines the error in double-difference measurement expectations is obtained by subtracting those expected values from the corresponding actual double-difference measurements. For changes in the estimated coordinates of these error equations
The sensitivity can also be measured, which allows the error equation to be solved. The solution to the error equation is usually obtained by repeating the minimum mean square error process, and finding the position coordinates where the total mean square error of the calculated double difference values is minimum. The carrier phase measurements reflect the initial number of total carrier cycles in each satellite-to-receiver system.
Not shown. Therefore, the double-difference measurements are deviated by an unknown integer number of cycles.
Therefore, the minimum mean square error processing described above also needs to account for this deviation in each double difference measurement.
There is a point. When the above iterative process is performed and the position coordinates and double difference deviation value converge to a constant value,
, the process proceeds to the next step and converts the calculated double difference value to the integer closest to the deviation solution.
The typical method of adjusting for the deviation value and then subtracting that deviation state from the least mean squares operation also calculates the uncertainty in the measurement of the deviation and only calculates it if it is at an acceptable position. Exclude uncertainty from the least mean squares operation. Otherwise, continue the iterative process described above. Measuring the position coordinates of an unknown point is most accurate when considering the correlation between double difference values obtained for the same satellite-to-receiver system. Taking this correlation into account makes the calculations significantly more complex and time consuming. Furthermore, these double difference methods typically cannot be used without a signal for a reference point and/or reference satellite. It is launched from multiple orbiting satellites, and one is placed at a point whose location coordinates are known.
Others describe methods for making more effective use of carrier phase measurements obtained by surveying methods that use signals detected by two or more receivers placed at the point of interest.
equipment is installed. The present invention satisfies this need. The present invention is applicable to an apparatus and method for measuring the position coordinates of a first predetermined point using signals from a plurality of orbiting satellites more effectively and accurately than ever before.
There is. A first receiver is placed at a first predetermined point and a second receiver is placed at a second reference point whose location coordinates are known. These two receivers receive signals from the satellite and measure the carrier phase of each signal using the internal clock of each receiver as a reference to obtain a plurality of carrier phase measurements. These phase measurements are taken at each successive time point. In each satellite-to-receiver system
To avoid the effects caused by not knowing the total number of transport cycles, the difference in phase measurements is taken over successive time points. This results in a plurality of measured phase difference values that represent the actual range changes that have occurred between successive points in time. The expected value of the carrier wave phase of the satellite signal is calculated, and the differences between these expected values are taken over consecutive time points to obtain multiple phase difference expected values. Errors occur here, but they are equal to the difference between the expected phase difference and the actual measured phase difference for each successive time point. Each of these error values is based on the location coordinates of the relevant point and the coordinates of the relevant receiver and satellite.
It has a certain sensitivity to incremental changes in the internal clock. The equation for the error value is given as a function of these latter parameters and is given for a given matrix at each successive time point.
Incorporated into Rix. According to the invention, updating the matrix at each point in time includes a preliminary step to avoid dependence of the matrix input on the phase noise parameter relative to the receiver and satellite clocks. By avoiding this dependence,
This prevents matrix growth that would otherwise occur and significantly increases the efficiency of the device. In the final step of this method, the instrument solves the matrix and
The positional coordinates of the first point where the mean square value of the plurality of error values obtained is the minimum are determined. child
The solution can be called a hyperbolic solution. This is because it represents the best estimate of the unique intersection of hyperbolas. In one embodiment of the invention, the matrix is formed using a triangular Householder algorithm. For receiver and satellite clocks
The matrix inputs indicating the sensitivity to
is placed in a predetermined part of the box. By doing this, the size of the matrix does not change regardless of the number of updates. As a result, in order to determine the position coordinates of the first point,
This greatly simplifies the solution of matrices. The apparatus and method described above only represent a first step in determining the position coordinates of a first point. In the second stage, which is similar in many respects to the first stage and is performed selectively, the process is modified to take into account -0.5 correlation between error values at successive points in time. This correlation occurs because one of the terms in each equation defining the error value at successive points in time is the same. The second step in the process is to eliminate serial errors before incorporating them into the matrix.
Appropriate whitening of the difference equations makes them approximately uncorrelated. After that, solving the matrix yields more accurate position coordinates than those obtained in the first step. This second stage
The order can be called a Doppler-pseudo Shinji solution. Other embodiments of the invention may use only the second stage without performing the first stage. However, in this case, the estimated value of the position coordinates of the first point is fairly accurate.
If this is not achieved, it is necessary to repeat the second step. The final step of the selective processing is to calculate the total carrier size of the measured phase signal.
This third step, which removes the uncertainty in the number of cycles, uses almost the same algorithm as the second step above.
using algorithm. The only difference is that the first measured phase signal is scaled by the square root of two before being incorporated into the matrix. likely to be incorporated into the matrix.
The post-integrated Doppler measurements are uncorrelated in the same way as in the second stage, except using a cross-correlation coefficient of -0,707 instead of -0,5, i.e. white. be converted into By solving the matrix after applying information to all components of the matrix, we can say that the actual number of total carrier cycles for each group is known and measured.
The solution for the value is obtained. The correct resolution (resol-silane) for each satellite-to-receiver system is processed sequentially to increase the probability of correct resolution for the next system. This last solution can be called the resolved lane solution.
Wear. Other aspects and advantages of the invention are set forth below in the accompanying drawings, which illustrate the principles of the invention.
It will become clear from the preferred embodiments presented. 2m phantom T-reihada Figure 1 shows a satellite placed at a point with unknown position coordinates and a point with known position coordinates, and detects signals from four orbiting satellites to measure the unknown position coordinates. This is a route map of a surveying system equipped with two receivers. FIG. 2 is a simplified flowchart showing the calculation steps of the apparatus of the present invention when accurately measuring the position coordinates of the unknown point in FIG. FIG. 3 is a route map of the square root information filter matrix used in the device of the present invention. 4A and 4B are part 1 of the flowchart shown in FIG. 12 is a flowchart showing the calculation steps in each of the second and third stages in more detail. As shown in the attached drawings, the present invention is applied to a device that accurately measures the position coordinates of a predetermined unknown point 11 using signals from a plurality of orbiting satellites 13. This device would be particularly useful for use as part of a Global Positioning System (GPS). The first receiver 15 is placed at a point 11 whose position coordinates are unknown, and the second receiver 17 is placed at a reference point 19 whose position coordinates are known. This reference point has no location coordinates.
It can be set up as far as a kilometer away from the point of knowledge. Eight different links 21 are formed between the four satellites and the two receivers. All four satellites 13 have the same nominal frequency, but each has its own pseudo-random frequency.
Sends a fat transmission signal modulated with a digital code. The first and second receivers 15 and 17 have antennas 23 and 25, respectively, which receive the superimposed input modulated carrier signals and measure the phase angle of each received signal. The measured phase angle is the same for each receiver 15 and 17.
is sent to the data processing device 31 via lines 27 and 29 and used for position measurement.
Ru. Phase measurements are performed periodically over a long period of time (e.g. 30 minutes) and the number of measurements varies accordingly.
It is reduced in the following way. For example, measurements may be taken every 20 milliseconds and the measurements reduced to an average value updated every minute. Phase noise in the internal clocks of both the satellite and receiver makes this continuous phase measurement unstable. In a typical conventional method, the carrier phase measurements of each of the satellite-to-receiver systems 21 are double-differenced.
The position coordinates of unknown points were detected by processing using a division method. This method cancels out the negative effects of phase noise in the internal clocks of each satellite and receiver, allowing for fairly accurate position measurements. However, it has been found that this conventional double-difference method is not completely satisfactory for several reasons. In the device of the present invention, the phase errors of the internal clocks of the satellite 13 and the receivers 15 and 17 are not canceled by the difference method (instead of canceling them by the difference method), the magnitude of these errors is specifically taken into account and the disadvantages of the conventional double difference method are eliminated. As a result, very efficient and significantly superior results can be obtained.In particular, the processing of the phase signals sequentially measured by the data processing device 31 is schematically shown in FIG.
This is done through a special three-step process. Three successive stages 33.35 and 33.35 using this method
The accuracy of position measurement increases with each step of the processes in steps 3 and 37. In the first stage
In the so-called hyperbolic understanding, the Doppler pseudo-range solution is obtained in the second stage and the resolved lane solution is obtained in the third stage. These three-step processes are shown in more detail in Figures 4A and 4B, as described below.
As will become clear, although these three stages of processing are almost the same, they differ significantly in several respects. In all three successive processing steps 33, 35 and 37, the satellite 13 and receiver
Particular consideration is given to phase errors caused by noise in the internal clocks of the signals 15 and 17. At each stage, the difference in phase measurements for each satellite-to-receiver system 21 between successive points in time is determined. This difference corresponds to the range change between successive measurement points. At each stage, the location of the receiver is also
Calculates the expected range change between points based on the best current estimate of the point's coordinates and known satellite orbits. The difference between these corresponding phase difference measurements and phase difference estimates indicates the error value, and their equivalent expression is a special square root information filter (SRIP) matrix.
be incorporated into the system. The equation for each error value is given as follows. Error (E) = Measurement range calculation range θE This equation is established for all eight satellite-to-receiver systems 21. The eight equations have 12 parameters, namely the X, Y and Z coordinates for both receivers 15 and 17.
standard, including the phase noise of the four satellite clocks and the phase noise of the two receivers.
Since the position coordinates of the quasi-receiver 17 are known and the receiver is determined to have a constant reference clock, only eight of the above parameters are unknown. this
These parameters can be obtained by solving eight simultaneous equations. The excursion terms in the eight equations can be canceled by subtracting the successive equations. The 5RIP matrix, simplified in Figure 3, provides the necessary information for appropriate processing of information.
The mathematical steps involved become much easier. The lower left triangular portion 39 of the matrix is cleared to zero and remains that way throughout the processing. In each of the three stages of processing shown in Figure 2, the error equations for each successive point in time are matrixed.
input in order into the triangular part 41 at the top right of the box. A particular input indicating the sensitivity of the error value to the phase noise of the internal clocks of the satellite 13 and receivers 15 and 17 is particularly useful.
Put it in the row above Rix. The bottom row shows the sensitivity of the error value to the position coordinates. Ma
By arranging the trix inputs in this way, the dependence of the input's clock phase noise on its previous value can be easily eliminated by simply zeroing out the relevant top row. Due to the nature of the 5RIF matrix, this does not affect the accuracy of the rows below. The final step in each stage of this procedure involves solving the 5PIF matrix to find the previous estimate of the position coordinates that yields the minimum mean squared error for the sum of the various error values.
The fixed value is corrected. In the first step 33 of processing, the error equation is introduced directly into the 5RIF matrix. The resulting hyperbolic understanding results in very accurate estimates of the coordinates of known points. In a second step 35 the error equations are whitened (i.e.
uncorrelated). This gives a slightly more accurate Doppler condensation solution. Finally, in a third step 37, the previous uncertainties in the total number of carrier cycles in each satellite-to-receiver system 21 are sequentially removed. As a result, the 5RrF matrix
The final solution of the equation yields a very accurate estimate of the coordinates of the unknown point. FIGS. 4A and 4B are flowcharts showing simplified calculation steps of data processing device 31 for processing successive high-transmission phase measurements obtained for each satellite-to-receiver system 21. Three stages 33. The many similarities in the processing of steps 35 and 37 can be easily seen in these three stages.
The treatment of floors is shown in one drawing. Since the processing is similar in many ways, the software
The cost of software development and the scale of processing equipment required are considerably reduced. Looking first at the steps carried out in implementing the first stage 33 of the method according to the invention, it can be seen that in the first step 43 of the process all components in the 5RIF matrix are cleared. Thereafter, in step 45, the components of the matrix corresponding to the coordinates of the reference point 11 (FIG. 1) are fixed at their known values by inputting suitably large values, for example 1 million. The components of these matrices are along the main diagonal of the 5RIF matrix as indicated by reference numeral 47 in FIG. The remaining matrix components in the same row as these components are kept at zero. The first step 330, followed by step 49, instructs the program to accept a carrier phase measurement corresponding to the first of a plurality of time points. When the process returns to step 49 in the subsequent program, the program will indicate the next point in time. In the next step 51, the processing word W31 is assigned to each satellite in the 5RIP matrix.
Click on the top row containing information related to the phase noise due to the clock and receiver clock.
Rear. These lines are already set to zero (by step 43) during the first loop execution of the program. Even in step 51, the clock at the reference point
Input a large value (for example, 1,000,000) into the component of the matrix corresponding to the phase noise caused by the clock and fix it there. This component is the diagonal component designated by reference numeral 53 in FIG. The program then moves to step 55 to instruct the acceptance of a carrier phase measurement corresponding to the first point 11. When you return to this step in a later program, indicate the next point. Although this preferred embodiment includes only two locations, more locations may be included.
It can be reasoned that the method of the present invention is also useful when processing carrier phase measurements of
I'm sure you can figure it out. Next, in step 57, the program prompts for the acceptance of carrier phase measurements corresponding to the first of the satellites 13. When the program returns to this same step 57 in a later program, the program will point to the next satellite. Although the preferred embodiment has four satellites, it will be understood that any number may be used. In the next step 59, the program calculates the range from the currently designated satellite 13 to the currently designated receiver point 11 or 19, along with the derivative of the range equation with respect to the currently estimated position coordinates of that point. . At first, these recommendations
Constant coordinates do not need to be exact at all. Actually, these estimated coordinates are initially
You can set it in your mind. However, if the estimated value is that inaccurate, this
It becomes necessary to carry out the first step 33 of the method repeatedly. The position of the receiver is
Preferably, the estimation is performed using a code included in a signal from an incoming satellite. In this way, repetition of the first stage is unnecessary. The differential value calculated in step 59 is calculated in the conventional Tiller series expansion of the range equation.
used as a coefficient. - Since the following terms are all normally required, the range method
The equation is simply a linear function of the estimated coordinates of the receiver location. The next step 61 is to determine whether the carrier phase measurement currently being processed corresponds to a first point in time. If so, the program proceeds to step 63 and processes measurements for all satellites 13 for the currently indicated point.
Determine whether it has been processed. If not processed, the progeram will
Return to step 57 and specify the next satellite. On the other hand, if the program
The system moves to step 65 to determine whether measurements for all points have been processed.
Set. If it has not been processed, the program returns to step 55 and points to the next point.
Show. On the other hand, if measurements for all points are being processed, the
The program returns to step 49 to indicate the next (ie, second) point in time. In step 61, the phase measurements currently being processed are determined for the second and subsequent time points.
If it is determined that the
Calculate the difference between the phase measurement value, calculated range, and differential value at the previous point in time for the star versus the receiver point. Create an error term and measurement equation using these differences. The next step 69 is to incorporate the measurement equation into a 5RIF matrix using the triangular Householder algorithm, as described in Gerald J. Bierman, "Factoring Method for Discrete Sequential Estimation", The traditional algorithm described in detail in Academic Press, 1977,
It is a algorithm. By modifying the algorithm described by Biermann, we can modify the measurement equations not all at once.
It is preferable to calculate them one by one. Once the measurement equations have been loaded into the 5RIF matrix in step 69, the program proceeds to step 71 where the measured phase signals for all satellites 13 (current location 11 or
19 and the current time) have been processed. If processing is not completed, the program returns to step 57 and directs the next satellite. On the other hand, if the measured phase signals for all satellites have been processed, the program proceeds to step 73 and checks whether the signals corresponding to all receiver points (for the current time) have been processed.
Determine whether If it has not been processed, the process returns to step 51 and the next point is designated. On the other hand, it is determined in step 73 that the signals corresponding to all receiver locations have been processed.
Once completed, the 5RIF matrix is solved in step 75 to determine the clock for each satellite and receiver.
Measure the lock phase error. The current measured phase signal is then modified to reflect these clock phase errors. Thereafter, in step 77, the program determines whether the measured phase signals for all consecutive time points have been processed. If not, the program returns to step 49 and instructs the next point in time. On the other hand, if it is determined in step 77 that the measured phase signals for all consecutive time points have been processed, the program proceeds to step 79 where the 5RIF matrix is
The coordinates of the receiver point are corrected appropriately. These modifications are then added to the previous best estimate of the coordinates to complete the first stage of processing. For each point whose positional coordinates are unknown, in this preferred embodiment only one point 11, the positional coordinates corrected as described above are actually the result of multiple error signals computed for the various measurements. It corresponds to the coordinate that shows the minimum mean square error. This coordinate is the range difference
The best (i.e., minimum mean square error) estimation of the intersection points of various hyperbolas defined by Eq.
Indicates a fixed value position. In many practical cases, the accuracy of the corrected position coordinates of the unknown point 11 obtained in the first stage 33 is
This is quite satisfactory. Data accumulated over about 30 minutes can be expected to be accurate to within 5 to 10 centimeters. One reason for this limited accuracy is that the continuous time differences, that is, the Doppler range equations, are not completely uncorrelated with each other. The reason is that each continuous time difference measurement contains as one of its terms the range equation for the same satellite, receiver, and time point. The correlation in this case is -0,5. The corrected value of the position coordinates determined by solving the 5RIP matrix removes this correlation.
It can be improved if you do. This takes place in the second stage 35 of the process. As mentioned above, the second stage 35 in which the Doppler pseudorange solution is obtained is very similar to the first stage 33 in which the hyperbolic solution is obtained. As can be seen in Figures 4A and 4B, the second stage differs significantly from the first stage in two minor ways. First, the reference point
Step 81 is added immediately after step 45 of fixing the coordinates of the point. Specifically, this added step removes the correlation coefficient for each satellite-point pair.
This allows successive time difference measurements to be properly adjusted to make them uncorrelated with each other.
Do as you like. The second difference between the second stage 35 and the first stage 33 is the step of creating the error term and measurement equation.
Step 67 is immediately followed by two further steps 83 and 85. In particular, in step 83, the clock noise portion of the current measurement value is processed into a 5RIF matrix.
Add to the couscous. Next, in step 85, an appropriate measurement value weighting factor is calculated from the correlation coefficient, and the measurement value is further adjusted by combining it with the previous measurement value multiplied by the correlation coefficient.
Whiten the constant value. The weighting procedure is described in the paper by Biermann mentioned above. Measurements are also scaled by weighting factors. Save this adjusted and scaled measurement for use at the next time. After step 85 is completed, the second stage follows.
Step 69 of stage 35 and subsequent steps are performed in the same manner as described above for first stage 33. When the 5RIF matrix is solved in step 79 of the second stage 35, the position coordinates of the unknown point 11 are corrected so that the coordinate estimates are even more accurate than they were at the end of the first stage 33. Furthermore, this increased accuracy is a result of taking into account the -0.5 correlation between successive signal differences for each satellite-to-receiver system 21. Although the precision of the corrected position coordinates obtained as a result of the second stage 35 processing performed by the data processing device is sufficient for practical use in many cases, the precision can be further improved. This improvement in accuracy can be achieved by processing that takes into account the full cycle deviation in each successively measured phase signal for the entire satellite-to-receiver system 21. As mentioned earlier, these excursions are automatically canceled out in the first and second stages 33 and 35 by subtracting the error signal for successive time points for each system. According to this method, deviations are canceled out, but the accuracy of the coordinate correction values obtained is slightly reduced. In the third stage37, deviations in each prefecture are particularly taken into account. As can be seen in Figures 4A and 4B, the third stage 37 is very similar to the first and second stages described above. The differences between these processing steps are discussed below. First, a third stage 37 includes a second stage that removes the correlation coefficients for each satellite-to-receiver pair.
Step 81 is followed by step 87. Especially in the third stage, multiple guards
Repeat the instructions for the star. The first time this step is performed, the program points to the first satellite. So
Afterwards, when the process returns to this step, the program will direct the next satellite to follow. Ste
After step 87, the program continues as described above for the first step 33.
Perform steps 49 to 61. The third step 37 is further different from the second step 35 described above, in that if the answer is No in step 61, then the processing bag 231 has not processed the current signal for the first time point.
If it is determined that there is no such person, steps 89 and 91 are subsequently executed. Step 81 determines whether the number of satellites in the additional loop (selected in step 87) is less than the number of satellites in the main loop (in step 57).
Ru. If it is, the process returns to step 49 where the next point in time is indicated. On the other hand, if the number of satellites in the additional loop is greater than that in the first loop, the
The program proceeds to step 91 where the edge of the difference between the measured value signal and the calculated range is
A zero-order measurement formula is created that calculates the error term by retaining only a few parts, and the correlation coefficient is set to -0,707. The program then moves to steps 83 and 85 in the same manner as in the second stage 35. Thereafter, the program continues in the same way as in the second stage 35, finally obtaining the solution of the 5PIF matrix in step 79. However, this third stage37
A later step 79 is followed by step 93, which determines whether the additional loop for multiple satellites is complete. If not, the program returns to step 87 and indicates the number of only one satellite in the additional loop. When it is determined in step 93 that all satellite numbers have been designated in this additional loop, the entire procedure ends. The position coordinates of the unknown point that was last modified are now the
will also be accurate. The third stage 37, the resolved lane solution, is thus divided into as many lower solutions as there are satellites 31. The result of each lower solution is an improved solution that is more likely to correctly resolve the full cycle uncertainty of the next satellite it incorporates. The final solution is a privileged solution in which all satellites are incorporated into the solution and all cycle uncertainties are eliminated.
Ru. Attached is a suitable compiler written in Fortran to assist in implementing the invention.
is a list of computer programs. Another embodiment of the invention uses an ATA matrix (where A is a standard matrix of coefficients of various error equations) in place of the 5RIF matrix. Naturally
However, this implementation avoids dependence on previous clock phase noise parameters.
This method is less preferred than the previous embodiment because it requires a relatively complex Gaussian cancellation procedure. As mentioned above, the present invention significantly improves the method of determining the position coordinates of an unknown point by using the signals transmitted from an orbiting satellite with an rJ number and the known position coordinates of a predetermined reference point. It will be understood from there. The method of the invention is particularly applicable to satellites and satellites.
This method improves on the conventional method by reducing the phase noise of the receiver's internal clock.
It is. The processing procedure can be divided into three distinct stages, each of which differs significantly from the preceding stage in a few ways. The accuracy of estimating the position coordinates of the unknown point obtained in each of these successive steps increases little by little with each step. Although the invention has been described in detail with respect to preferred embodiments thereof, it will be apparent to those of ordinary skill in the art that various modifications may be made without departing from the invention.
That would be the case. Accordingly, the invention is defined solely by the following claims. international search report