【発明の詳細な説明】
サテライト・ナビゲーション方法
本発明は、請求項１の上位概念に記載のサテライト・ナビゲーション方法に関
する。
本発明は殊に、着陸進入の際の飛行機のナビゲーションに対して使用可能であ
る。
ナビゲーション、殊に３次元のナビゲーションに対して、このために適したサ
テライト信号の評価が可能である。この種のサテライトはナビゲーションシステ
ムＧＰＳ（“Global Positioning System”）並びにＧＬＯＮＡＳＳ（“GLobal O
rbiting NAvigation Satellite System”）にまとめられている。ＧＰＳおよび
ＧＬＯＮＡＳＳはグローバルなサテライトナビゲーションシステムＧＮＳＳ（Gl
obal Navigation Satellite System）を形成している。これらのサテライトから
送出される信号は、要求される精度に依存して種々様々な方法で評価することが
できる。ある形式のサテライトナビゲーションでは、車両、例えばその位置を突
き止めるべきである飛行機の機内に組み込まれているＧＮＳＳユーザ側受信機の
コードまたは搬送波位相測定の評価を利用している。ユーザ側受信機のコードま
たは搬送波位相測定の評価を利用している。ナビゲーション精度を高めるために
ＧＮＳＳの差分動作法（
ＤＧＮＳＳ）が使用される。その際ユーザ側受信機の他に、基準受信機と呼ばれ
る第２の受信機が既知の位置において使用される。これは既知のアンテナ位置に
基づいて、存在する測定エラーを求めかつユーザ側受信機の測定を補正する。
高精度のナビゲーション、例えば飛行機の自動着陸において、安全性の理由か
ら、メートルまたはデシメートルの精度が要求される。例えば米国航空局ＦＡＡ
（Federal Aviation Administration）は、マイクロ波着陸システムから、以下
の表に示されている、国際民間航空組織委員会（International Civil Aviation
Organisition（ＩＣＡＯ））のＣＡＴ−Ｉ／ＩＩ／ＩＩＩ視界条件下でのＧＮ
ＳＳを用いた精密着陸進入に対するナビゲーションセンサにおける精度要求（９
５％）を有している。
その際航空において通例の測定単位フィート（ｆｔ）が使用されかつ記号は次
のような意味を有している：
ＤＨ ：決心高さ（Decision Height）
ＰＦＥ：低周波エラー成分（Path Following Error）
ＣＭＮ：高周波エラー成分（Control Motion Noise）
ＤＧＮＳＳ方法（またはＧＰＳに対するＤＧＰＳ方法）において、ＧＮＳＳ受
信機による測定の際に生じる相関されているエラー、例えばサテライト時計エラ
ー、サテライト軌道モデルエラー、環境エラー、地球回転作用は、差分動作法に
よって低減することができる。しかし例えば雑音、マルチパス伝播作用およびダ
イナミックな作用は、ユーザ側受信機の測定と基準受信機の測定との間で相関さ
れていない。これらのエラーは差形成によって低減されない。
雑音およびダイナミック特性が位置検出に及ぼす障害となる影響はコード測定
において典型的にはメートル領域内にある。その上コード測定において障害とな
るマルチパス作用は、著しいマルチパス反射において１００ｍより大きいナビゲ
ーションエラーを惹き起こすおそれがある。これに対して搬送波位相測定におけ
る相関されないエラーはミリメートルまたはセンチメートルの領域においてのみ
移動しかつコード測定における対応するエラーに比べると著しく僅かである。し
かし搬送波位相測定はコード測定に対して、サテライトから（ユーザ側および／
または基準）受信機への信号伝送路における波長の数と関連している初期多義性
（Anfangmehrdeutigkeit）を有している。
“carrier smoothed code”（位相平滑化されるコード）という名称でコード
測定および位相測定の相補
的な特性を組み合わせる公知の方法［Hatch，R，（1982）：“The Synergism of
GPS code and carrier measurements”,Proceedings：Third International Sy
mposium on Stellite Doppler Positioning，Austin，Texas，４月２８日〜５月
２日，ｖｏｌ．２］は、コード雑音の、ナビゲーションエラーに対する影響をセ
ンチメータ領域に低減することができる。この場合搬送波位相測定を介して、２
つの時点間の受信機ダイナミック特性が検出されかつ位相平滑化されたコード測
定を介して位相多義性が近似的に求められる。この方法は現在のところ、ＧＰＳ
ナビゲーションの実時間使用に対して広範に普及している。この方法における欠
点は、マルチパス伝播の影響およびいつでも存在するコード測定成分に基づいた
ダイナミック作用に対する感度が比較的高いことである。この方法によって実現
される精度はこれまで、９５％の確率（ＣＡＴ-ＩＩＩ-ＰＦＥ要求）を有する、
着陸進入飛行に対して要求される、１．２ｍの垂直方向の精度を満足していない
。
センチメートルまたは下方のデシメートル領域にある標準偏差を有する精度を
実現するために、純然たる搬送波位相評価が使用される。この場合、位相多義性
は、ダイナミックな条件下で解析されなければならない。運動学的な条件（移動
する受信機）下で位相多義性を検出するための探索方法は例えば、次の文献から
公知である：
Hatch，R.，（1990）：“Instantaneous Ambiquity Resolution”（Schwarz KP
，Lachapelle G（eds）：Knematic systems in geodesy，surveying and remote
sensing．Springer，New York Berlin Heidelberg London Paris Tokyo Hong K
ong，299〜308）Landau，H．;Euler，H．J.，（1991）：“The Key to Decimete
r-Level Differential GPS Navigation：Carrier Phase Ambiquity Determinati
on,”Proceedings of the First International Symposium for Real Time Diff
erential Application of the Global Postioning System，Braunschweig，Sept
．1991，vol 1Abidin，H.Z．/Wellｓ，D.E./Kleusbeerg，A．（1991）：“Multi
-Monitor Station‘On The Fly’Ambiquity Resolution．”Proceedings：First
International Symposium for Real Time Differential Applications of the
Global Positioning System，Braunschweig，Sept．vol 1 Remondi，B.W．（１
９９１）：“Kinematic GPS Results without Static Initialization”，NOAA
Technical Memorandum，NOS NGS-55，Rockville，MD
これらの形式の探索方法は殊に、探索空間を予め定める必要があるという欠点
を有する。探索空間において解（Loesung）を確実に有するようにするために、
探索空間が大きく選択されると、所要計算時間が高く
なる。例えば、４つのサテライトを用いる搬送波位相測定において３メートルの
半径を有する球状の探索空間に対して、雑音を考慮しない場合ですら、最大３２
７６８の潜在的な解が存在する可能性がある。この種の探索方法では大きな技術
コストが要求されかつその実時間使用は困難である。この欠点を回避するために
小さな探索空間を定めたとすれば、不都合にも、探索される解が探索空間の外に
ありかつそれ故に求めることができないという可能性がある。
更に、探索空間において不都合なことに、探索される大域的な主最小値の他に
、複数の副最小値が存在する可能性がある。その場合、探索過程がこの種の副最
小値にロックされ、従って誤った解を導き出す可能性がある。
本発明の課題は、請求項１の上位概念に記載の方法を、例えば、飛行機の着陸
進入の際に、移動する受信機の位置を確実で、実時間にしかも高精度で突き止め
ることができるように改良することである。
この課題は、請求項１の特徴部分に記載の構成によって解決される。有利な構
成および／または実施例はその他の請求項に記載されている。
本発明の第１の利点は次の点にある：サテライト信号の純然たる搬送波位相の
評価によるナビゲーション精度が下方のデシメートル領域に達し、従ってＣＡＴ
−ＩＩＩ条件までの精密着陸進入の精度要求を満足す
る。
第２の利点は、このナビゲーション方法が解折的な搬送波位相評価を使用し、
従っていかなる時点でも一義的な、信頼できるナビゲーション解を導き出せる点
にある。
第３の利点は、純然たる搬送波位相評価に基づいたこのナビゲーション方法は
、運動の期間、例えば着陸進入に入ってから投入することが許されかつそれから
短い始動時間の後に、高精度のナビゲーションを可能にするという点にある。
第４の利点は次の通りである：ナビゲーション解に対する技術コスト並びに計
算コストは、このナビゲーション方法が飛行機ナビゲーションにおいて実時間で
可能でありかつこれに関連した空間的に小さな、機械的にコンパクトでかつ信頼
できる装置が製造可能である。
第５の利点は、この評価方法がＧＮＳＳの将来的なサテライトの配置（Satell
itenkonstellation）（ＧＰＳおよびＧＬＯＮＡＳＳの配置の大幅な変更）をも
考慮しているという点にある。
別の利点は、以下の説明から明らかである。
本発明は、ＧＰＳおよび／またはＧＬＯＮＡＳＳおよび／または擬似サテライ
トから送出される信号の搬送波位相測定に基づいている。擬似サテライト、例え
ば複数の地上局がＧＮＳＳ信号を送出しかつこれらは
既知の位置を有している。飛行機の高精度なナビゲーションにおいて、殊に着陸
進入において、１つのＧＮＳＳ機上受信機の他に、搬送波位相測定のためには定
置の基準局内の少なくとも１つのＧＮＳＳ受信機並びにデータ接続部（データリ
ンク）、例えば基準局において求められた搬送波位相補正をＧＮＳＳ機上受信機
に伝送する無線接続部が必要である。
本発明では、次の式に従ったＧＮＳＳサテライト信号の搬送波位相測定の評価
が使用される：
ただし
λ は、送出されたＧＮＳＳ搬送波信号の波長；
；
ΔＲSは、サテライト間で相関されたエラー、例えば受信機時計エラー；
ΔＲEは、受信機間で相関されたエラー、例えば天体位置換算に関するパラメー
タ（Ephemeridenparameter）およびサテライト時計並びに電離層および対流圏の
エラー；
び雑音のようなエラー；
その際（下付の）添字Ｅは受信機の依存性を表しか
つ（上付の）添字Ｓはサテライトの依存性を表している。
ＴＤ６Ｕ方法（Triple-Differenz GPS mit 6 Unbekannten）（６個の未知数を
有する３重差形成ＧＰＳ）とも称される本発明において、２つの受信機Ｆ（飛行
機），Ｒｅｆ（定置の基準局）、２つのサテライトＳi，Ｓj間での搬送波位相測
定の所謂３重差（Triple-Differenz）の形成が行われ、その際ｉ，ｊは整数であ
り、かつ２つの時点ｔ0，ｔ（第１図）（ｔはｔ0より大きい）は次式によるもの
である：
この式は、ＧＰＳ文献において現在のところ通例である書法に対応している。
その際各記号は次の意味を有している：
Δ ［］内に示されている差、
▽ ｛｝内に示されている差、
δ ｛｝間の差、
、サテライトＳiの搬送波位相、
ライトＳiの搬送波位相、
、サテライトＳjの搬送波位相、
ライトＳjの搬送波位相、
、サテライトＳiの搬送波位相、
テライトＳiの搬送波位相、
、サテライトＳjの搬送波位相、
テライトＳjの搬送波位相、
［］内に示されている差は１重差と称され、｛｝内の差は２重差でありかつ｛
｝間の差は３重差（Triple-Differenz）と称される。
式（１）および（２）から、
が生じ、ただし
び時点に依存している観測のエラーである。
３重差では、有利にも、受信機間で相関されているエラーΔＲE、サテライト
間で相関されているエラー
る。位相多義性の除去に対する唯一の条件は、２つの時点ｔ，ｔ0間で位相ジャ
ンプ（cycle slips）のない
連続的な位相搬送波測定である。依然として残る相関されていないエラー、式（
３）における［］内の項は、飛行機ダイナミック特性の作用、マルチパス伝播作
用および搬送波位相測定における雑音である。しかしこれらの依然として残るエ
ラーは、３重差形成の後、ミリまたはセンチメートルの領域にある。
基準局Ｒｅｆからユーザ側受信機に伝送すべきデータを低減するために、Ｒｅ
ｆの生の搬送波位相に代わって、搬送波位相の補正値が伝送される。搬送波位相
の補正値は、測定された、積分されたドップラー・シフトを既知の基準位置およ
びサテライト軌道を用いて計算された積分されたドップラー・シフトと次式に従
って比較することによって求められる：
上式中ｔAnfは、基準局における初期時点に関連付けられておりかつｉは任意の
受信されたサテライトに依存している量を表している。第１の［］における差は
期待されるドップラー・シフトを表しかつ第２の［］における差は測定されて積
分されたドップラー・シフトを表している。式（３）における時点ｔ0がｔAnfよ
り大きいとき、差φKorr（ｔ）−φKorr（ｔ0）は式（３）における基準量の時
間的な差に一致する。
解くべき未知数は、式（３）の左辺における、機上受信機に関連付けられた距
離量中に含まれている：
次の未知数は時点ｔおよびｔ0における機上受信機の位置である：
（XB(t),YB(t),ZB(t),XB(t0),YB(t0),ZB(t0)）。
これら未知数は、解析法に基づいて、例えば線形推定理論法、例えば最小二乗
法またはカルマンフィルタリングに従って、推定点を中心に線形化される３重差
分方程式によって解かれる。推定点
（X* F(t),Y* F(t),Z* F(t),X* F(t0),Y* F(t0),Z* F(t0)）
によって
XF(t)=X* F(t)+dXF，YF(t)=Y* F(t)+dYF，ZF(t)=Z* F(t)+dZF
XF(t0)=X* F(t0)+dXF，YF(t0)=Y* F(t0)+dYF，ZF(t0)=Z* F(t0)+dZF
および
が得られ、ただし上付添字ｉおよびｊはサテライトＳiおよびＳjの量を表してい
る。
推定点を中心に式（３）は線形化されて次のようになり
その際
かつ（７ａ）に相応して
ユーザ側受信機の位置はｎ個のサテライトの場合（ｎ＞６）次式によって表さ
れる：
ただしX
=[ΔXF(t),ΔYF(t),ΔZF(t),ΔXF(t0),ΔYF(t0),ΔZF(t0)]T
状態ベクトルφ R
(t)=[φ1 R(t),φ2 R(t),…,φn R(t)］T
時点ｔにおける基準受信機の測定フェーズのベクトルφ R
(t0)=[φ1 R(t0),φ2 R(t0),…,φn R(t0)]T
初期時点ｔ0における基準受信機の測定フェーズのベクトルφ F
(t)=[φ1 F(t),φ2 F(t),…,φn F(t)]T
時点ｔにおけるユーザ側受信機の測定フェーズのベクトルφ F
(t0)=[φ1 F(t0),φ2 F(t0),…,φn F(t0)]T
初期時点ｔ0におけるユーザ側受信機の測定フェーズのベクトルR R
(t)=[R1 R(t),R2 R(t),…,Rn R(t)]T
ｔにおける基準受信機からサテライトまでの距離ベクトルR R
(t0)=[R1 R(t0),R2 R(t0),…,Rn R(t0)]T
ｔ0における基準受信機からサテライトまでの距離ベクトルR F *
(t)=[R1 F *(t),R2 F *(t),…,Rn F *(t)]T
ｔにおける推定されたユーザ側受信機からサテライトまでの距離ベクトルR F *
(t0)=[R1 F *(t0),R2 F *(t0),…,Rn F *(t0)]T
ｔ0における推定されたユーザ側受信機からサテライトまでの距離ベクトルε R
(t)=[ε1 R(t),ε2 R(t),…,εn R(t)]T
ｔにおける基準受信機の残留エラーのベクトルε R
(t0)=[ε1 R(t0),ε2 R(t0),…,εn R(t0)]T
ｔ0における基準受信機の残留エラーのベクトルε F *
(t)=[ε1 F *(t),ε2 F *(t),…,εn F *(t)]T
ｔにおけるユーザ側受信機の残留エラーのベクトルε F *
(t0)=[ε1 F *(t0),ε2 F *(t0),…,εn F *(t0)]T
ｔ0におけるユーザ側受信機の残留エラーのベクトル
式（８）から、時点ｔおよびｔ0におけるユーザ側受信機の位置が、例えば式
：
に従った最小二乗法により検出可能である。上式中
は、推定点［X* F(t),Y* F(t),Z* F(t),X* F(t0),Y* F(t0),Z* F(t0)］Tにおける偏差
を有するベクトル
第１図には、例として飛行機ナビゲーションによるこの３重差の形成が示され
ている。飛行機Ｆの機上のユーザ側受信機および定置の基準局における基準受信
機は、連続的に、２つのサテライトＳiおよびＳjから信号を受信する。時点ｔ0
においてサテライトＳi，Ｓjおよび飛行機Ｆは初期位置Ｓi（ｔ0），Ｓj（ｔ0）
およびＸ F（ｔ0）にある。初期時点ｔ0は任意の時点、例えば着陸進入の直前の
時点とすることができる。サテライトＳiおよびＳjの時点ｔ0およびｔにおける
位置は既知であり、定置の基準局Ｒｅｆの位置も既知
である。基準局において求められる搬送波位相補正は、データリンク、例えばデ
ータまたは音声無線チャネルを介して飛行機Ｆに伝送される。飛行機Ｆの機上に
おいて、機上で測定された搬送波位相および伝送された搬送波位相補正値から、
３重差方程式が形成される。
探索法の場合のように未知数としての位相多義性を突き止める代わりに、ＴＤ
６Ｕ法では、機上受信機の位置のみが、２つの時点において（６つの未知の座標
量）３重差分方程式において解析的に求められる。それぞれのサテライト対が１
つの３重差分方程式を送出するので、６つの未知数を求めるために、少なくとも
７つのサテライト測定が必要である。
第２図には、飛行機Ｆのその時点の位置Ｘ F（ｔ）ないしナビゲーション量を
定める３つの座標を求めるための手法がブロック図にて略示されている。この場
合まず、６つの未知数（初期時点ｔ0および実時点ｔにおける座標）が十分な３
重差分方程式によって解析的な方法、例えばLeast-Square Algorithmus（ＬＳＱ
）とも称される最小二乗法によって求められる。６つの未知数のうち、その時点
の位置の座標量のみがナビゲーションのために使用される。初期位置（時点ｔ0
における）の座標量は直接は利用されない。しかし位置解における初期位置は未
知であるが、時間的に変化していないので、この位置は有利もこれらの解におい
て統計学的に評価することができる。この特性は、フィルタ、有利には低域フィ
ルタを用いて、初期位置を求める際の雑音成分を低減するために利用される。
低域フィルタによって、６つの未知数を有する第１のＬＳＱ解によって求めら
れた、初期位置Ｘ F（ｔ0）の値が平滑化される。フィルタにおけるビルドアップ
過程を短縮するために、フィルタは推定された初期位置に対する差だけをとる。
フィルタリングされた初期位置Ｘ F（ｔ0）は、未知の実位置Ｘ F（ｔ）を求める
ために再び３重差分方程式に代入される。しかし第２のＬＳＱ解では、低域フィ
ルタリングされた初期位置の３つの座標量はもはや未知数として考察されず、単
に実位置の３つの座標のみが考察される。
この方法の利点は、３つの未知数を有する第２のＬＳＱ解における幾何学的な
影響が、６つの未知数を有する第１のＬＳＱ解の場合よりも著しく小さいという
点にある。第１のＬＳＱ解における幾何学の影響は、３重差分方程式における時
間的な差に基づいて、初期時点ｔ0と実時点ｔとの間の時間的な距離に著しく依
存しておりかつ数分の領域にある時定数Ｔを有するｅ-t/T関数のような特性を有
している。ｔおよびｔ0の間の時間間隔が小さい場合、位置エラー（１σ）と、
６つの未知数を有する第１のＬＳＱ解の場合の所謂ＰＤＯＰ（Position Dilutio
n of Precision）の距離エラー（１σ）との間の係数は、１００より大きく、一
方３つの未知数を有する第２のＬＳＱ解におけるＰＤＯＰは通例、３より小さい
。結果的に、第２のＬＳＱ解における３重差分方程式のすべての残留エラーは、
初期位置の推定エラーを除いて、位置整定精度に対して僅かな影響しか有してい
ない。
このフィルタ法の別の利点は、初期位置と実位置との間の区別がはっきりして
いるということである。実位置はナビゲーションにおいてフィルタリングされて
いないので、初期位置のフィルタリングはナビゲーションのダイナミック特性に
作用せず、即ち実時間ナビゲーションが可能である。
ＴＤ６Ｕ法では、６つの未知数を解くために少なくとも６つの同時の観測方程
式（Beobachtungsgleichung）が必要である。このために、既述のように、少な
くとも７つのサテライトを用いた搬送波位相測定が要求される。２４のサテライ
トを有する完全なＧＰＳ配置の場合ですら、近似的に１００％の精度に対しては
４つのサテライトのカバーしか実現することができない。しかし現在のところ、
精密着陸進入のためにはまだ不足している必要な可用性（例えばＣＡＴ−Ｉの場
合には９８％以上）は、ロシアサテライトナビゲーションシステムＧＬＯＮＡＳ
Ｓまたは擬似サテライト（ＧＮＳＳを送出する地上局）によって補足することが
できる。ＧＬＯＮＡＳＳの完全なシステム構成によれば、いずれの時間において
も、地球のいずれの場所に
おいても、組み合わされたＧＰＳ／ＧＬＯＮＡＳＳシステムによって少なくとも
８つのサテライトが見られ、その結果そのＧＮＳＳ信号を受信することができる
。必要なサテライト可用性は同様に、有利には国道の近傍における３つの擬似サ
テライトの支援によって保証することができる。別のサテライトとの組み合わせ
の他にこの方法は、付加的なサテライトなしにも、１つ以上の地上局との組み合
わせにおいて使用される。この方法は、それぞれの基準局によってＧＰＳサテラ
イト配置により少なくとも４つのサテライトないし３つの３重差分方程式を得る
ので、この方法は、少なくとも６つの無関係な式を得ることができる２つの基準
ステーションを用いて、ＧＰＳだけでも同様に使用可能である。更に、この方法
は、実時間能力に基づいて、現在のところ、サテライトの連続的な可用性が要求
されない別の運動学的な実時間用途にも使用することができる。
独立した基準システムを用いた実験的な試行によって、本発明のＴＤ６Ｕ方法
が検査された。記録された測定データの評価は、安全性の理由から、擬似実時間
条件下で実施された。即ち、測定されたＴＤ６Ｕデータは、インタフェースにお
いてデータメモリ（ファイル）から評価ユニットに供給された。評価の際、入力
までに使用可能なデータだけが使用された。
第１の検査は、２つの測定点におけるＤＧＰＳ静止
測定（Standmessung）によって実施された。２つのＧＰＳ受信機のアンテナが２
つの測定点に設置され、その際第１のＧＰＳ受信機が基準局と見なされかつ第２
の受信機が“移動局”（ユーザ側受信機）と見なされた。
第３図には、ＴＤ６Ｕ方法を用いた評価結果が示されている。評価の際、“移
動局”が未知でありかつ移動するものと考察された。時点ｔ0から、基準受信機
および“移動”受信機の７°より大きい仰角を有する８つのサテライトから信号
が受信され、その結果ＴＤ６Ｕ解決法に対して十分なサテライト測定を利用する
ことができる。時点ｔ0は、ＴＤ６Ｕ解決法に対する初期時点と称される。６つ
の未知数を有する３重差分方程式の幾何学ないしＰＤＯＰは時間間隔が小さい場
合不都合であるので、初期時点ｔ0における測定値は単に記録されかつ漸く２分
後の時点ｔMinにおいてスタートされる。ｔ0からｔMinまでの時間間隔において
、上述の“搬送波平滑化コード”を用いた評価が実施される。このフェーズの間
の、“移動”受信機の測定された位置と、実際の、高精度に求められた位置との
間の最大偏差はおおよそ１．５ｍである。時点ｔMinから、本発明の方法（ＴＤ
６Ｕ解決法）は搬送波平滑化コードによって推定された初期位置（第２図におけ
るＸ F *（ｔ0））から出発してスタートされる。この推定の精度は一般に、メー
トルの領域にある。１００ｍ
という大きな推定エラーはビルドアップ過程を妨げるが、安定性および終値に不
都合に作用することはない。１５ｓｅｃのフィルタ時定数によって、６つの未知
数を有する第１のＬＳＱ解によって求められた、初期位置の値（第２図参照）が
低域フィルタリングされる。従って推定エラーは最初の３０ｓｅｃの後に約８０
％だけ低減される。この短いビルドアップ過程後に、フィルタリングされた初期
位置のエラー成分は、すべての方向において２５ｃｍのエラー値以下に低下する
。ＰＤＯＰ変化の時間特性（おおよそ３ｍｉｎの時定数Ｔを有するｅ-t/T関数の
ような）に基づいて、位置偏差の経過（ビルドアップ過程）は、位置精度が５ｃ
ｍより小さなエラーに収束するまで、約１０ｍｉｎ（３Ｔ）持続した。低周波の
マルチパス伝播作用のような搬送波位相差の長波の残留エラーは、既述のように
、ＴＤ６Ｕ精度に不都合に作用する可能性がある。マルチパス伝播によって惹き
起こされる、搬送波位相測定におけるエラーは、ミリメータまたはセンチメータ
の領域にある。ここでは測定環境は良好であると見なすことはできないにも拘わ
らず、長波の残留エラーが位置に及ぼす影響は、初期における幾何学が不都合で
ある場合ですら、２５ｃｍのエラー値以下に留まる。今日公知の、即ち搬送波平
滑化コードに比して、精度は著しく高められる。
第２の検査は、絶対基準としての所謂レーザ・トラ
ッカ（レーザ距離測定器）を用いた飛行試行によって実施された。レーザ・トラ
ッカによって、レーザ・ミラーリフレクタの３次元の位置を求めることができる
。第４図には、飛行試行の前に既に、座標系ＷＧＳ８４において高精度に測定さ
れている、ＧＰＳ基準ステーションおよびレーザ・トラッカの所在地が図示され
ている。テスト飛行機、例えば２モータのプロペラ飛行機に、第５図に示されて
いるような、レーザ・トラッカのレーザ・ミラーリフレクタおよびＧＰＳアンテ
ナが取り付けられた。レーザ・トラッカは、飛行機に取り付けられているリフレ
クタにレーザ信号を放射する。反射されたレーザ信号の受信によって、レーザ・
トラッカとミラーリフレクタとの間の方位角（Peilwinkel）および距離（レーザ
信号の走行時間に相応している）が求められる。使用のレーザ・トラッカの測定
精度は次の表２に示されている：
飛行試行の前に、レーザ・トラッカは飛行場の所謂タワーに取り付けられてい
る（較正）ミラーリフレクタに基づいて較正された（第４図）。しかしこの較正
は、表２に示されている測定精度に基づいて、精度許容範囲内のオフセット（ず
れ）を有している可能性が
ある。例えば、仰角（Elevation）に０．０１°の較正エラーがあるとき、この
エラーにより、滑走路末端Ｒ２７において約０．２２ｍの垂直方向のエラーが生
じる（滑走路末端とレーザ・トラッカとの間の距離：約１２５０ｍ）。
飛行試行において、１０個の受信チャネルを有する２つのＧＰＳ受信機が使用
された。機上受信機（基準受信機）のアンテナは、第４図に図示されている基準
位置にあった。６回の着陸進入が異なった試行角（Einfaedelwinkel）（インタ
セプト角）で実施された。第６図には更に、水平面および垂直面における６回の
場周飛行の図示されている。
６回の着陸進入は、ＴＤ６Ｕ方法を使用したＧＰＳ測定データ並びにレーザ・
トラッカの測定データによって評価される。２つの結果は、着陸フェーズにおい
て相互に比較される。第７図には、着陸の最終フェーズにおけるＴＤ６Ｕ結果と
、レーザ・トラッカ結果との比較からのＰＦＥエラーおよびＣＭＮエラーが示さ
れている。６回の着陸進入のうち５回において、ＴＤ６Ｕ方法による評価は、そ
の都度の曲線飛行における２、３のサテライト信号の陰に基づいて（受信された
サテライト信号の数は７より少ない）着陸前４ないし６ｍｉｎの時点において漸
く可能である。幾何学条件は短い時間間隔のため不都合でありかつレーザ・トラ
ッカ測定のエラーを一緒に考慮しなければならない
にも拘わらず、６回の着陸進入すべての比較結果は精密着陸進入の要求を満たし
ている。ＣＡＴＩ条件ないしＣＡＴＩＩＩ条件の要求は、位置標定精度を判定す
るために同様に入力されている。次の表３には、５０ｆｔおよび１００ｆｔの滑
走路末端上空の高度（ＨＡＴ）におけるすべての着陸進入のＰＦＥエラーが平均
値およびばらつきのデータによってまとめられている：
その際
ＨＡＴ（Height Above Threshold）は、フート（ｆｔ）における滑走路末端上空
の高度であり、
Ｙは、着陸滑走路に対する横断方向
Ｈは、垂直方向である。
基準を作成するために、着陸滑走路の３次元の位置がレーザ・トラッカによっ
て高精度に測定された。初期位置に対する低域フィルタおよび３つの未知数を有
する引き続くＬＳＱ解（第２図）の使用によって、初期位置の高周波エラー成分
がセンチメートル領域に低減される。
第７図に図示のＣＭＮエラーは実質的に、レーザ・トラッカの高周波エラーを
含んでいる。
第３の検査のために、測定された着陸滑走路が利用
された。ダイナミックな条件下でのＴＤ６Ｕ位置標定精度を検査するために、着
陸滑走路の高度プロフィールも絶対的な基準を提供している。着陸滑走路の高度
プロフィールは、滑走路末端Ｌ０９およびＲ２７の地点間で同一の測定装置を用
いた横揺れ試行（Rollversuch）によって測定された。測定精度は、１０ｃｍよ
り小さいエラーを含んでいた。
第８ａ図には、着陸滑走路領域における６回の着陸進入すべての高度軌道が示
されている。その際パイロットが行った着陸開始点は、滑走路末端Ｒ２７の後方
約１５０ないし１８０ｍの領域にある。ＧＰＳアンテナは、機体の上側に固定さ
れ（第５図）かつ飛行機の着地状態において地表面から２．２１ｍの距離を有し
ている。第８ｂ図には更に、目標プロフィールに対する偏差が比較的明瞭に分か
る、横揺れフェーズの部分が示されている。レーザ・トラッカとの比較において
基準システムの良好な精度に基づいて、ここに求められた偏差は、レーザ・トラ
ッカを用いた比較結果よりも小さい。測定された着陸滑走路プロフィールに対す
る高度差の平均値は０．３５ｍでありかつばらつきは０．１３ｍである。平均値
は、ＴＤ６Ｕオフセット（ＴＤ６Ｕずれ）と、着陸滑走路の測定エラーと、基準
ステーションのアンテナ設置の際の操作エラーとから成っている。表３における
垂直方向のＰＦＥエラー（０．６１ｍないし０．６２ｍ）に比べて、ここでは平
均
値は比較的小さくかつ２つの結果間の差はレーザ・トラッカの精度に相応してい
る。ここではばらつきは、レーザ・トラッカを用いた比較結果に比べて、ＴＤ６
Ｕの純然たるばらつきである。というのは、着陸滑走路はすべての測定における
基準として一定に留まるからである。表３における結果に対するばらつきの差は
、レーザ・トラッカの測定ばらつきに相応する。
既述の方法によって、この方法に基づいているナビゲーションシステムを精密
着陸進入の際に作動させることができる。この方法は、約２ｍｉｎの始動時間後
に、飛行機のナビゲーションに対する比較的下方のデシメートル領域における測
定エラーを有している。従って、自動着陸に対するＣＡＴ ＩＩＩまでの精度要
求は満たされている。
本発明は、上述の実施例には制限されておらず、例えば、写真測量術、空中重
力測定術、港湾地での荷揚げおよび荷下し等のような別の高精度の運動学的な用
途にも効果的に転用することができる。
第１図ないし第８図の説明。その際
第１図は、２つの受信機、２つのサテライトおよび２つの時点間の３重の差を示
している。ここでＸ F（ｔ0），Ｘ F（ｔ）は、時点ｔ0およびｔにおける機上受信
機の位置を表している。
第２図は、ＴＤ６Ｕ方法のブロック図である。その際記号は次の意味を有してい
る：Ｘ Sat
サテライト位置のベクトルＸ R
基準受信機のアンテナ位置φ F
，φ R 機上受信機および基準受信機の搬送波位相測定のベクトルＸ F
（ｔ0） 機上受信機の、ＴＤ６Ｕによって求められた初期位置Ｘ F *
（ｔ0） 機上受信機の推定された初期位置
初期位置Ｘ F
（ｔ） 時点ｔにおける機上受信機の位置ＡＸ
＝Ｚ−ε ３重差分方程式、ただしＡは幾何学行列であり、Ｘは状態ベクト
ルであり、Ｚは測定ベクトルでありかつεは残留エラーである。
第３図は、２つの測定点における位置測定におけるＴＤ６Ｕ方法を用いた位置整
定を示している。その際ｄＸ，ｄＹ，ｄＨはそれぞれ、北方向、東方向および垂
直方向における偏差を意味している。
第４図は、ＧＰＳ基準局およびレーザ・トラッカの所在地を示しており：
第５図は、ＧＰＳアンテナおよびレーザ・リフレクタの組み込み位置を示してお
り、
第６図は、水平面および垂直面における飛行試行の際の５回の場内飛行の軌道を
示している。その際Ｘ，Ｙ，Ｈはそれぞれ、原点（０，０，０）としての滑走路
末端Ｒ２７を有する北方向、東方向および高さ方向における座標を表している。
第７ａ図，第７ｂ図は着陸の際の最終フェーズにおけるＴＤ６Ｕおよびレーザ・
トラッカ間の比較結果を示しており、
第７ａ図は、ＰＦＥ成分（Path-Following-Error）
第７ｂ図は、ＣＭＮ成分（Control Motion Noise）であり、その際ＨＡＴ（Heig
ht Above Threshold）は滑走路末端上空の高度を表している。
第８ａ図，第８ｂ図は、高度比較と着陸滑走路プロフィール（アンテナ高さを含
んでいる）とを示し、
第８ａ図は、着陸およびスタート（touch and go）の際の高度軌跡
第８ｂ図は、横揺れの際の高度軌跡
を表し、その際
Ｈ 滑走路末端Ｒ２７に関する飛行機におけるＧＰＳアンテナの高さ
ΔＨ ｉ番目の着陸進入の際の着陸滑走路プロフィールの高さ＋アンテナの高さ
に対するＧＰＳアンテナの高度差
Ｘ センタラインにおける滑走路末端Ｒ２７に対する距離
【手続補正書】特許法第１８４条の８
【提出日】１９９６年３月１３日
【補正内容】
更に、探索空間において不都合なことに、探索される大域的な主最小値の他に
、複数の副最小値が存在する可能性がある。その場合、探索過程がこの種の副最
小値にロックされ、従って誤った解を導き出す可能性がある。
更に、ドキュメント BULLETIN GEODESIQUE，1985，FRANCE，Bd．59，Nr．4，I
SSN 007-4632，第３６１ないし３７７頁、REMONDI B W，“Global Positioning
System carrier phase：description and use”から、大域的位置整定システム
（Global Positioning Sysytem＝ＧＰＳ）が公知である。その際ＧＰＳ受信機に
おいて、ＧＰＳ信号に含まれている変調成分が除去され、その結果純然たる搬送
波信号が得られる。これにより、移動するＧＰＳ受信機の位置決定が行われ、そ
の際該受信機において搬送波測定が実施されかつ更に所謂３重差が形成される。
この位置決定では、移動するＧＰＳ受信機の既知の出発位置から出発している。
本発明の課題は、請求項１の上位概念に記載の方法を、例えば、飛行機の着陸
進入の際に、移動する受信機の位置を確実で、実時間にしかも高精度で突き止め
ることができるように改良することである。
この課題は、請求項１の特徴部分に記載の構成によって解決される。有利な構
成および／または実施例はその他の請求項に記載されている。
本発明の第１の利点は次の点にある：サテライト信
号の純然たる搬送波位相の評価によるナビゲーション精度が下方のデシメートル
領域に達し、従ってＣＡＴ−ＩＩＩ条件までの精密着陸進入の精度要求を満足す
る。
第２の利点は、このナビゲーション方法が解析的な搬送波位相評価を使用し、
従っていかなる時点でも一義的な、信頼できるナビゲーション解を導き出せる点
にある。
【手続補正書】特許法第１８４条の８
【提出日】１９９６年６月１０日
【補正内容】
請求の範囲
１．可動のユーザ側受信機と、その位置が既知である基準局とを用いるサテラ
イト・ナビゲーション方法であって、ユーザ側受信機および基準局において、複
数のサテライトから送出される信号が受信されかつ評価されかつそこからユーザ
側受信機の位置が突き止められ、その際
ユーザ側受信機および基準局（Ｒｅｆ）において、複数のサテライト（Ｓi，Ｓj
）および／または等価の擬似サテライトから受信される信号を次式に示された搬
送波位相測定を用いて評価し：
上式中
λ 送出されたＧＮＳＳ搬送波信号の波長、
ΔＲS サテライト間で相関されるエラー、
ΔＲE 受信機間で相関されるエラー、
ようなエラー、
かつ前記初期時点（ｔ0）および実時点（ｔ、ただしｔ＞ｔ0）において求められ
た搬送波位相から、３重
差を次式に従って形成する：
上式中
φ 搬送波位相、
Δ ［］内に示されている差、
▽ ｛｝内に示されている差、
δ ｛｝間の差、
ｔ 実時点、
ｔ0 初期時点、
れた、サテライトＳiの搬送波位相、
定された、サテライトＳiの搬送波位相、
れた、サテライトＳjの搬送波位相、
定された、サテライトＳjの搬送波位相、
測定された、サテライトＳiの搬送波位相、
いて測定された、サテライトＳi搬送波位相、
測定された、サテライトＳjの搬送波位相、
いて測定された、サテライトＳjの搬送波位相、
方法において、
前記３重差から、時点ｔおよびｔ0におけるユーザ側受信機の位置を、推定点を
中心に線形化された、少なくとも６つの３重差分方程式を用いる解折的な方法に
よって突き止め、ここにおいて初期時点（ｔ0）におけるユーザ側受信機の位置
が、その時間的に変化しない特性を用いて統計学的に評価され、６つの未知数を
有する位置解に基づいて求められた、初期時点（ｔ0）における値が低域フィル
タリングによって平滑化され、初期時点（ｔ0）において統計学的に評価された
、ユーザ側受信機の位置が、既知の位置として観測式に代入されかつそれから予
め決めることができる実時点（ｔ）において単に、ユーザ側受信機の実位置が求
められる
ことを特徴とする方法。
２．基準局（Ｒｅｆ）において位相補正値φKorr（ｔ）を次式に従って求め：
上式中
ｔAnf 基準局における初期時点、
λ 送出されたＧＮＳＳ信号の波長、
までの幾何学的な距離、
準局までの幾何学的な距離、
定された、サテライトＳiの搬送波位相、
測定された、サテライトＳiの搬送波位相、
かつ位相補正値をデータ伝送区間を用いてユーザ側受信機に伝送し、
かつユーザ側受信機において、そこで求められた搬送波位相を前記位相補正値に
依存して補正し、
かつ前記補正された搬送波位相から、ユーザ側受信機の位置を突き止める
請求項１記載の方法。
３．ユーザ側受信機の初期位置を突き止めるために、推定値を使用する
請求項１または２記載の方法。
４．ユーザ側受信機を飛行機に取り付ける請求項１から３までのいずれか１項
記載の方法。
５．飛行機に対する着陸支援として着陸滑走路の近傍に、少なくとも１つの、
既知の位置を有する定置の基準局（Ｒｅｆ）を設置する
請求項１から４までのいずれか１項記載の方法。
６．基準局（Ｒｅｆ）に対して付加的に、着陸滑走路の近傍に、少なくとも１
つの擬似サテライト局を設置する
請求項１から５までのいずれか１項記載の方法。
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フロントページの続き
(81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ，
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ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ