JPS61137087A - 位置計測装置 - Google Patents
位置計測装置Info
- Publication number
- JPS61137087A JPS61137087A JP59257484A JP25748484A JPS61137087A JP S61137087 A JPS61137087 A JP S61137087A JP 59257484 A JP59257484 A JP 59257484A JP 25748484 A JP25748484 A JP 25748484A JP S61137087 A JPS61137087 A JP S61137087A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- navigation data
- value
- equation
- satellite
- estimated value
- 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.)
- Pending
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
- G01S5/02—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using radio waves
- G01S5/14—Determining absolute distances from a plurality of spaced points of known location
- G01S5/145—Using a supplementary range measurement, e.g. based on pseudo-range measurements
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［産業上の利用分野］
この発明はグローバルボジショニングシステム（以下Ｇ
ＰＳと略称する）を利用した位置計測装置に関する。
ＰＳと略称する）を利用した位置計測装置に関する。
［従来技術の説明］
従来のＧＰＳを利用した位置計測装置の例としては第５
図に示したようなものがある。
図に示したようなものがある。
位置計測装置１は受信部３と測位演算部５を有し、衛星
Ｓ＋ （＋＝１〜４）からの電波をアンテナ７で受け
、この電波に乗せられた各衛星からの航法データを解析
し演算して受信部１（車両位置）を求めている。
Ｓ＋ （＋＝１〜４）からの電波をアンテナ７で受け
、この電波に乗せられた各衛星からの航法データを解析
し演算して受信部１（車両位置）を求めている。
ここに、各衛星からの航法データとは、各衛星の３次元
位置情報を意味し、広義にはこの位置情報の発信タイミ
ングの情報を含めている。そして、一般には、前記受信
部３の内部に設けられている時計を用いて受信タイミン
グを知ることによりこれにより求まる伝播遅延時間Ｔｉ
に光の速度（Ｃ＝３０万ｌｖ）を乗じ各衛星と受信位置
との距離を求めることができる。よって、受信位置を３
次元座標で知るためには少なくとも３つの衛星からの航
法データが必要となるが、実際には前記時計にオフセッ
トタイム（絶対時間とのずれ）δＴが存在するので未知
数が１つ追加される故に受信位置を３次元座標で知るた
めには、４つの衛星からの航法データが必要となる。
位置情報を意味し、広義にはこの位置情報の発信タイミ
ングの情報を含めている。そして、一般には、前記受信
部３の内部に設けられている時計を用いて受信タイミン
グを知ることによりこれにより求まる伝播遅延時間Ｔｉ
に光の速度（Ｃ＝３０万ｌｖ）を乗じ各衛星と受信位置
との距離を求めることができる。よって、受信位置を３
次元座標で知るためには少なくとも３つの衛星からの航
法データが必要となるが、実際には前記時計にオフセッ
トタイム（絶対時間とのずれ）δＴが存在するので未知
数が１つ追加される故に受信位置を３次元座標で知るた
めには、４つの衛星からの航法データが必要となる。
第５図においては、受信部３は航法データをＰＮ符号に
よりスペクトラム拡散された高周波信号として受け、こ
のＰＮ符号を復調することにより衛星の位置情報及び≠
の送信タイミングの情報を知る。測位演算部５はこれら
情報を使って以下に示す測位演算を行い受信位置を一演
轄して求める。
よりスペクトラム拡散された高周波信号として受け、こ
のＰＮ符号を復調することにより衛星の位置情報及び≠
の送信タイミングの情報を知る。測位演算部５はこれら
情報を使って以下に示す測位演算を行い受信位置を一演
轄して求める。
今、第６図に示すように、地球９の中心０を中点とする
直交座標を考え、位置計測装＠１が地球９上の位置Ｐ
（ＸＹＺ）に在るとし、ＩｆｆＩ星５ｉ（１＝１〜４）
は位置Ｐｉ、（Ｘｉ 、Ｙｉ 、Ｚｉ ）に在るとする
。そして、車両に搭載された位置計測装置１の受信部３
Ｂ、各衛星Ｓ１からの航法データを捉え、各′ｆｆＩｕ
Ｓｉの位置Ｐｉと各航法データの真の伝播遅延時間Ｔｉ
を捉えたとする。
直交座標を考え、位置計測装＠１が地球９上の位置Ｐ
（ＸＹＺ）に在るとし、ＩｆｆＩ星５ｉ（１＝１〜４）
は位置Ｐｉ、（Ｘｉ 、Ｙｉ 、Ｚｉ ）に在るとする
。そして、車両に搭載された位置計測装置１の受信部３
Ｂ、各衛星Ｓ１からの航法データを捉え、各′ｆｆＩｕ
Ｓｉの位置Ｐｉと各航法データの真の伝播遅延時間Ｔｉ
を捉えたとする。
各Ｖｉｊ 舅Ｓ ｉと位置計測装置１との真の距離Ｒｉ
（ｉ＝１〜４）は次式で表わされる。
（ｉ＝１〜４）は次式で表わされる。
・・・（１）
ここにＣは光速、Ｔ１は各航法データの真の伝播遅延時
間である。
間である。
しかし、実測される伝播遅延時間Ｔｉ −は時計のずれ
（オフセットタイム）δＴを有し、Ｔｉ−＝Ｔｉ＋δＴ
・・・（２）なる関係があるので、
各Ｔｉ星Ｓｉ と位置計測装置１との実測距１ｉ１Ｒｉ
−は、 Ｒｉ ＝ ＝ｃ −Ｔｉ ′＝ｃ ・（Ｔｉ＋δＴ）十〇・６丁
・・・（３）となる。ここに
、ＸＹＺ、及び、δＴは未知数である。
（オフセットタイム）δＴを有し、Ｔｉ−＝Ｔｉ＋δＴ
・・・（２）なる関係があるので、
各Ｔｉ星Ｓｉ と位置計測装置１との実測距１ｉ１Ｒｉ
−は、 Ｒｉ ＝ ＝ｃ −Ｔｉ ′＝ｃ ・（Ｔｉ＋δＴ）十〇・６丁
・・・（３）となる。ここに
、ＸＹＺ、及び、δＴは未知数である。
そこで、（３）式について１＝１〜４とし４元連立方程
式を立て車両位ｆｉＰ （ＸＹＺ＞を求めることができ
る。
式を立て車両位ｆｉＰ （ＸＹＺ＞を求めることができ
る。
ところが、実際にはマイクロコンピュータを用いて演算
を行う関係上、上記２次式の４元連立方程式を解くこと
は行われておらず、実際には、以下の様な位置の推測値
を真の位置に収束させる方法がより一般的に行われてい
る。
を行う関係上、上記２次式の４元連立方程式を解くこと
は行われておらず、実際には、以下の様な位置の推測値
を真の位置に収束させる方法がより一般的に行われてい
る。
即ち、まず、位置の推測値を、Ｐｅ （Ｘｅ ＹｅＺ
ｅ）とし、前記オフセットタイムδＴの推測値をδＴｅ
としてこれら推測値、を測位演算部５に手動入力する。
ｅ）とし、前記オフセットタイムδＴの推測値をδＴｅ
としてこれら推測値、を測位演算部５に手動入力する。
、
ここに、各推測値と真の値との誤差をΔＸ、ΔＹ、Δｚ
１並びにΔδＴとすれば、真の値とその誤差との関係式
は、 Ｘ＝、Ｘｅ＋ΔＸ Ｙ＝Ｙｅ＋ΔＹ ｚ７ｚｅ＋ΔＺ δＴ＝δＴｅ←△δＴ ・・・（４）と
表わされる。
１並びにΔδＴとすれば、真の値とその誤差との関係式
は、 Ｘ＝、Ｘｅ＋ΔＸ Ｙ＝Ｙｅ＋ΔＹ ｚ７ｚｅ＋ΔＺ δＴ＝δＴｅ←△δＴ ・・・（４）と
表わされる。
これら位置の推測値ｘｅＹｅＺ、ｅ、並びにオフセット
タイムδＴの推測値δＴｅを用いて各衛星と、車、両と
の間の推測距１ｉＩｌｔＲ１ｅ（ｉ＝１〜４）を第（３
）式を用いて逆算すると次式のようになる。
タイムδＴの推測値δＴｅを用いて各衛星と、車、両と
の間の推測距１ｉＩｌｔＲ１ｅ（ｉ＝１〜４）を第（３
）式を用いて逆算すると次式のようになる。
＋Ｃ・ δＴｅ ・・
・ （５）このようにして求めた推測距離と第（３）式
に示した実測距離Ｒｉ ＝との差をΔＲ１とすれば、
Ｒｉ−＝Ｒｉｅ＋ΔＲｉ −（６）
となる。ここにΔＲｉは（５）式により求めた推測距離
Ｒｉｅと実測距離との差であるのでこの値を求めること
ができる。
・ （５）このようにして求めた推測距離と第（３）式
に示した実測距離Ｒｉ ＝との差をΔＲ１とすれば、
Ｒｉ−＝Ｒｉｅ＋ΔＲｉ −（６）
となる。ここにΔＲｉは（５）式により求めた推測距離
Ｒｉｅと実測距離との差であるのでこの値を求めること
ができる。
一方（４）式を（３）式の右辺に代入ずれば、Ｒｉ −
＝ Ｉ （（Ｘｅ ＋ΔＸ−Ｘ１ ）’＋（Ｙｅ ＋Δ
Ｙ−Ｙｉ ）’＋ （Ｚｅ＋ΔＺ−Ｚｉ）’）”ｌ＋ ｃ−δＴｅ＋ｃ−ΔδＴ −Ｃ７）となるので、こ
れをテーラ−展開して２次以降の微小項を省略すると、
［この頁、以下余白］Ｒｉ ＝＝ ｌ （（Ｘｅ
−Ｘｉ ）’＋ （Ｙｅ −Ｙｉ ）’
＋ （Ｚｅ −Ｚｉ ）’）’ ｌ
Ｘ＋Ｃ−δＴｅ＋ａ−ΔδＴ ・ 、（８）を
ｉ！する（導出方式については省略する）。
＝ Ｉ （（Ｘｅ ＋ΔＸ−Ｘ１ ）’＋（Ｙｅ ＋Δ
Ｙ−Ｙｉ ）’＋ （Ｚｅ＋ΔＺ−Ｚｉ）’）”ｌ＋ ｃ−δＴｅ＋ｃ−ΔδＴ −Ｃ７）となるので、こ
れをテーラ−展開して２次以降の微小項を省略すると、
［この頁、以下余白］Ｒｉ ＝＝ ｌ （（Ｘｅ
−Ｘｉ ）’＋ （Ｙｅ −Ｙｉ ）’
＋ （Ｚｅ −Ｚｉ ）’）’ ｌ
Ｘ＋Ｃ−δＴｅ＋ａ−ΔδＴ ・ 、（８）を
ｉ！する（導出方式については省略する）。
そこで（８）式に前記（５）及び（６）式を代入して整
理することにより、 １ΔＲ１
１ ＝ （Ｘｅ −ｘｉ ） ／ （Ｒｉｅ−ｃ −δＴｅ
）−ΔＸ１＋ （Ｙｅ −Ｙｉ ）／ （Ｒｉｅ−ｃ
−δＴｅ ） −ΔＹ＋ （Ｚｅ −Ｚｉ ） ／
（Ｒｉｅ−ｃ −δＴｅ ） −ΔＺ＋Ｃ・ΔδＴ
・・・（９）を得る。
理することにより、 １ΔＲ１
１ ＝ （Ｘｅ −ｘｉ ） ／ （Ｒｉｅ−ｃ −δＴｅ
）−ΔＸ１＋ （Ｙｅ −Ｙｉ ）／ （Ｒｉｅ−ｃ
−δＴｅ ） −ΔＹ＋ （Ｚｅ −Ｚｉ ） ／
（Ｒｉｅ−ｃ −δＴｅ ） −ΔＺ＋Ｃ・ΔδＴ
・・・（９）を得る。
（９）式は推測値の誤差ΔＸ、△Ｙ、△Ｚに、推測位置
から衛星方向を向いた単位ベクトルの各 ・方向余
弦をそれぞれ乗じて成分毎の値を求め、この合成値に、
オフセットタイムの推測値の誤差ΔδＴに光速を乗じた
値を加え合わせれば、（５）式により求めた推測距離Ｒ
ｔｅと実測距離Ｒｉ −の苧ΔＲｉに等しくなることを
示している。 （９）代に基づいてｉ＝ｌ〜４とし１
次の４元連立方程代を立てることにより推測位置の誤差
ΔＸ、ΔＹ。
から衛星方向を向いた単位ベクトルの各 ・方向余
弦をそれぞれ乗じて成分毎の値を求め、この合成値に、
オフセットタイムの推測値の誤差ΔδＴに光速を乗じた
値を加え合わせれば、（５）式により求めた推測距離Ｒ
ｔｅと実測距離Ｒｉ −の苧ΔＲｉに等しくなることを
示している。 （９）代に基づいてｉ＝ｌ〜４とし１
次の４元連立方程代を立てることにより推測位置の誤差
ΔＸ、ΔＹ。
へＺ並びにオフセットタイムの推測値の誤差６６丁を求
めることができる。
めることができる。
そのあと、求められた各誤差を推測値に加え、これを新
たな推測値とし、誤差が所定の微小値に収束するまで繰
返しの演算を行い真の位置と時計Ｄオフセットタイムを
求める。これが従来よりの収束演算方式である。
たな推測値とし、誤差が所定の微小値に収束するまで繰
返しの演算を行い真の位置と時計Ｄオフセットタイムを
求める。これが従来よりの収束演算方式である。
しかしながら、このような従来の位置計測装置にあって
は、受信位置及び時計のオフセットタイムの推測値をキ
ーボード等により手動入力しなければならず、ユーザー
に入力のための特別の知−を強いることになり、又、例
えユーザーに十分な知識があったとしてもその操作は極
めて煩わしく、使用に際して不便で”あるという問題点
があった。
は、受信位置及び時計のオフセットタイムの推測値をキ
ーボード等により手動入力しなければならず、ユーザー
に入力のための特別の知−を強いることになり、又、例
えユーザーに十分な知識があったとしてもその操作は極
めて煩わしく、使用に際して不便で”あるという問題点
があった。
［発明の目的］
この発明は上ｉ問題点を改善し、受信位置を自動的に演
算して推測値の自動入力を行うことができ、使用に際し
て手動入力を不要とし取扱い便利な位置計測装置を提供
することを目的とする。
算して推測値の自動入力を行うことができ、使用に際し
て手動入力を不要とし取扱い便利な位置計測装置を提供
することを目的とする。
［発明の構成］
上記目的を達成するためのこの発明は、第１図に示すよ
うに、衛星から発射された電波を受信し航法データを検
出する航法データ検出手段１１と、該航法データ検出手
段１１で検出した航法データに基いて受信位置の概略値
を演算しこの概略値を初期推測値として出力する初期推
測値演算手段１３と、該初期推測値演算手段１３から前
記初期推測値を受けると共に前記航法データ検出手段１
１から航法データを受け前記初期推測値を前記航法デー
タで定められる真の位置に収束させる収束演算手段１５
とを具備して成る位置計測装置である。
うに、衛星から発射された電波を受信し航法データを検
出する航法データ検出手段１１と、該航法データ検出手
段１１で検出した航法データに基いて受信位置の概略値
を演算しこの概略値を初期推測値として出力する初期推
測値演算手段１３と、該初期推測値演算手段１３から前
記初期推測値を受けると共に前記航法データ検出手段１
１から航法データを受け前記初期推測値を前記航法デー
タで定められる真の位置に収束させる収束演算手段１５
とを具備して成る位置計測装置である。
図において１７は出力手段を示し、前記収束演算手段１
５で収束演算して求めた受信位置を経路誘導装置等外部
に提供するものである。
５で収束演算して求めた受信位置を経路誘導装置等外部
に提供するものである。
初期推測値演算手段１３を特に設け、ここで受信位置を
自動的に演算すると共にこの演算により求めた受信位置
の概略値を初期推測値として収束演算手段１５に提供で
きるようにしたので、推測値の自動入力を行゛うことが
できるようになる。
自動的に演算すると共にこの演算により求めた受信位置
の概略値を初期推測値として収束演算手段１５に提供で
きるようにしたので、推測値の自動入力を行゛うことが
できるようになる。
［実施例の説明］
以下この発−明について適切の一実施例を挙げ、この一
実施例を詳細に説明する。
実施例を詳細に説明する。
第２図に経路ｒＲ導装置と組合わされて使用される位置
計測装置の実施例を示した。
計測装置の実施例を示した。
第２図において、アンテナ７は従来例で示したものと同
じである。１９は位置計測装置、２１は経路誘導装置を
示す。
じである。１９は位置計測装置、２１は経路誘導装置を
示す。
位置計測装置１９は、受信部１１ａ、切換部２３、初期
推測値演算部１３ａ、推測値記憶８ＩＳ２５、並びに収
束演算部１５ａを有する。２７ａ〜２７ｅはデータ回線
を、２９はタイミング回線（制御バス）を示す。
推測値演算部１３ａ、推測値記憶８ＩＳ２５、並びに収
束演算部１５ａを有する。２７ａ〜２７ｅはデータ回線
を、２９はタイミング回線（制御バス）を示す。
受信部１１ａは第１図の航法データ検出手段１１を具体
化したもので、その機能は第５図で説明した受信部３と
同様である。初１期推測値演算部１３ａは第１図の初期
演算値演算手段１３を具体化したもので、その機能につ
いては後で詳述する。
化したもので、その機能は第５図で説明した受信部３と
同様である。初１期推測値演算部１３ａは第１図の初期
演算値演算手段１３を具体化したもので、その機能につ
いては後で詳述する。
収束演算部１５ａは第１図の収束演算手段１５を具体化
したものでその機能は、第５図の測定演算部５と略同様
である。
したものでその機能は、第５図の測定演算部５と略同様
である。
又、第２図において切換部２３は回線２７ａからの航法
データを回１ｉ！２７ｂ又は２７ｃに切換て提供するも
ので、この切換はタイミング回線２９からのタイミング
指令を得て行われる。又、推測値記憶８ＩＳ２５は初期
推測値演算部１３ａで演算した受信位置（車両位置）の
概算値を一時記憶し、この記憶内容（初期推測値）を所
定のタイミングで収束演算部１．５３に与える。なお、
又、推測値記憶部２５は、収束演算部１５ａ、又は、経
路誘導装置２１で処理された現在位置を回線２７ｅ又は
回線２７９を介して受け入れて記憶し、その記憶値を初
期推測値として車両始動時に収束演算部１５ａに与える
ことも可能な構成である。
データを回１ｉ！２７ｂ又は２７ｃに切換て提供するも
ので、この切換はタイミング回線２９からのタイミング
指令を得て行われる。又、推測値記憶８ＩＳ２５は初期
推測値演算部１３ａで演算した受信位置（車両位置）の
概算値を一時記憶し、この記憶内容（初期推測値）を所
定のタイミングで収束演算部１．５３に与える。なお、
又、推測値記憶部２５は、収束演算部１５ａ、又は、経
路誘導装置２１で処理された現在位置を回線２７ｅ又は
回線２７９を介して受け入れて記憶し、その記憶値を初
期推測値として車両始動時に収束演算部１５ａに与える
ことも可能な構成である。
なお、経路誘導装置２１は車速センサや光ジヤイロを組
み合わせた慣性航法装置を躊宜設けており、位置計測装
置１９からの正確な位置情報を適時学は入れつつ、車両
の誘導処理を行っている。
み合わせた慣性航法装置を躊宜設けており、位置計測装
置１９からの正確な位置情報を適時学は入れつつ、車両
の誘導処理を行っている。
上記構成の位置計測装置１９において、電源が投入され
ると図示しないメインコンピュータは初期状態を判断し
、現在、推測値記憶部２５に適切の初期推測値が入力さ
れているか否かを判断する。
ると図示しないメインコンピュータは初期状態を判断し
、現在、推測値記憶部２５に適切の初期推測値が入力さ
れているか否かを判断する。
そして、例えば前記したように車両停止時の現在位置が
記憶されている場合等、推測値記憶部２５に既に初期推
測値が入力されている場合にはこれを初期推測値として
収束演算部１５ａに出力することになるが、入力されて
いない場合には切換部２３の切換スイッチ２３ａを回線
２７ｂ側に傾倒させ、受信部１１ａで受信した航法デー
タを初期推測値演算部１３ａに与えることになる。
記憶されている場合等、推測値記憶部２５に既に初期推
測値が入力されている場合にはこれを初期推測値として
収束演算部１５ａに出力することになるが、入力されて
いない場合には切換部２３の切換スイッチ２３ａを回線
２７ｂ側に傾倒させ、受信部１１ａで受信した航法デー
タを初期推測値演算部１３ａに与えることになる。
初期推測値演算部１３ａの行う演算処理は次の通りであ
る。
る。
第６図で示したと同様に、地球９の中心を中点０とする
直交座標を考え地球９上の車両位置をＰ（ＸＹＺ）とし
、４１１ｉ星５ｉ（ｉ＝１〜４）の位置をＰｉ （Ｘ
ｉ Ｙｉ Ｚｉ ）、各衛星から受信される航法データ
のく真の）伝播遅延時間をＴｉ、各衛星Ｓｉと車両との
く真の）距離をＲ１とし、この位置関係を第３図に再掲
する。又、従来例と同様に位置計測装Ｍ１９−の内蔵時
計はオフセットタイムδＴを有するとする。
直交座標を考え地球９上の車両位置をＰ（ＸＹＺ）とし
、４１１ｉ星５ｉ（ｉ＝１〜４）の位置をＰｉ （Ｘ
ｉ Ｙｉ Ｚｉ ）、各衛星から受信される航法データ
のく真の）伝播遅延時間をＴｉ、各衛星Ｓｉと車両との
く真の）距離をＲ１とし、この位置関係を第３図に再掲
する。又、従来例と同様に位置計測装Ｍ１９−の内蔵時
計はオフセットタイムδＴを有するとする。
まず、各ｖ８星Ｓｉと車両との距離を実測すると、実測
距離Ｒｉ −は前掲の（３）式で与えられる。
距離Ｒｉ −は前掲の（３）式で与えられる。
＋Ｃ・δＴ ・・・（３）この（
３）式のルート内の項を分解整理して書き直すと、 Ｒｉ ＝ ＝ １ （（Ｘ２＋Ｙ２＋７２ ） ＋（Ｘｉ２ ＋Ｙｉ２ ＋Ｚｉ２ ） −２（ＸＸｉ ＋ＹＹｉ ＋ＺＺｉ ））’ １＋Ｃ・
δＴ ・・・（１０）となる
。
３）式のルート内の項を分解整理して書き直すと、 Ｒｉ ＝ ＝ １ （（Ｘ２＋Ｙ２＋７２ ） ＋（Ｘｉ２ ＋Ｙｉ２ ＋Ｚｉ２ ） −２（ＸＸｉ ＋ＹＹｉ ＋ＺＺｉ ））’ １＋Ｃ・
δＴ ・・・（１０）となる
。
一方、今、第３図に示ずように現在地Ｐ（ＸＹＺ）から
地球の中心Ｏまでの距離をＲＯとするとＲｏ ＝Ｘ２＋
Ｙ２ ＋Ｚ２ − （１１）であり、各衛星
３ｉと地球中心０までの距離をＲｏｉ（、ｉ＝１〜４）
とすると、 Ｒｏｉ＝Ｘｉ ２＋ｙ＋ ２ ＋７ｉ ２
・・・ （１２）であるから、（１１）、
（１２）式を（１０）式に代入して、 Ｒｉ −＝ ＋Ｃ・δＴ ・・・（１３）
を得る。
地球の中心Ｏまでの距離をＲＯとするとＲｏ ＝Ｘ２＋
Ｙ２ ＋Ｚ２ − （１１）であり、各衛星
３ｉと地球中心０までの距離をＲｏｉ（、ｉ＝１〜４）
とすると、 Ｒｏｉ＝Ｘｉ ２＋ｙ＋ ２ ＋７ｉ ２
・・・ （１２）であるから、（１１）、
（１２）式を（１０）式に代入して、 Ｒｉ −＝ ＋Ｃ・δＴ ・・・（１３）
を得る。
（１３）式において、Ｒｉ−は実測でき、ＲＯは地球の
半径（約６３８０１ｖ）とみなせ、又、Ｒｏｉは（１２
）式で与えられるので、（１３）式の４元連立方程式を
立てれば車両位置Ｐ （ＸＹＺ）のＩＲ算値が導かれ得
ることが解る。なお、ここでは概篩埴を得ることが目的
であるので各ＷＩ星Ｓ１と地球中心Ｏとの距離Ｒｏｉと
しては衛星軌道半径（約２６．５６０ｋｌを用いること
もできる。
半径（約６３８０１ｖ）とみなせ、又、Ｒｏｉは（１２
）式で与えられるので、（１３）式の４元連立方程式を
立てれば車両位置Ｐ （ＸＹＺ）のＩＲ算値が導かれ得
ることが解る。なお、ここでは概篩埴を得ることが目的
であるので各ＷＩ星Ｓ１と地球中心Ｏとの距離Ｒｏｉと
しては衛星軌道半径（約２６．５６０ｋｌを用いること
もできる。
ところで、これらの計算はマイクロコンピュータを用い
て行われるものであるから上記（１３）式は未知数６丁
を含み２次式となるで（１３）式の４元連立方程式を直
接求めることは困Ｍ ’Ｃ−あるから以下の処理を行う
。
て行われるものであるから上記（１３）式は未知数６丁
を含み２次式となるで（１３）式の４元連立方程式を直
接求めることは困Ｍ ’Ｃ−あるから以下の処理を行う
。
まず（１３）式を書き直して次式を得る。
＋Ｃ・δＴ ・・・（１４）そして、
（１４〉式の の項（以下ａ項と呼ぶ）をテーラ展開して２次項以降を
省略すると、（１４）式は、 ＋Ｃ・６丁 ＸＸｉ ＋ＹＹｉ ＋ｚｚｉ ＋Ｃ・６丁 ・・・（１５）となるの
で（１５）式の両辺にＲ０２＋ＲＯｉ２を乗じ、Ｒｏ２
＋Ｒｏｉ２をＫｉ２ （ｉ＝１〜４）と置き、 を得る。
（１４〉式の の項（以下ａ項と呼ぶ）をテーラ展開して２次項以降を
省略すると、（１４）式は、 ＋Ｃ・６丁 ＸＸｉ ＋ＹＹｉ ＋ｚｚｉ ＋Ｃ・６丁 ・・・（１５）となるの
で（１５）式の両辺にＲ０２＋ＲＯｉ２を乗じ、Ｒｏ２
＋Ｒｏｉ２をＫｉ２ （ｉ＝１〜４）と置き、 を得る。
ここに、Ｘｉ Ｙｉ Ｚｉは航法データにより既知であ
り、Ｋｉ ２＝ＲＯ２＋Ｒｏｉ２も既知（第３図及び（
１２）式参照）であるので、又、光速Ｃも既知であると
共に各衛星Ｓｉ と車両との実測距離Ｒｉ−Ｇ；１″実
測して求めることができるので、（１６）式について１
次の４元連立方程式を立て未知数ＸＹＺ並びにδＴにつ
いて求めることができる。
り、Ｋｉ ２＝ＲＯ２＋Ｒｏｉ２も既知（第３図及び（
１２）式参照）であるので、又、光速Ｃも既知であると
共に各衛星Ｓｉ と車両との実測距離Ｒｉ−Ｇ；１″実
測して求めることができるので、（１６）式について１
次の４元連立方程式を立て未知数ＸＹＺ並びにδＴにつ
いて求めることができる。
このようにして求めた車両位置の概算１１Ｉ［Ｘ Ｙ
Ｚ 。
Ｚ 。
δＴは第２図推測値記憶部２５に一時記憶し、適時収束
演算部１５ａに引用されてここで次の収束演算が行われ
る。収束演算の方式は従来技術で述べたと同様である。
演算部１５ａに引用されてここで次の収束演算が行われ
る。収束演算の方式は従来技術で述べたと同様である。
ところで、（１６）式で以上の如くして求めた概算値は
（１４）式においてテーラ−展開されているので、 Ｒｏ２＋Ｒｏｉ２ の項（以下す項と呼ぶ）が１より十分小さくない場合に
は１次近似による誤差が大ぎくなり、（１６）式により
求まるＩＮ算値をそのまま使えば、収束演算部１５ａで
の収束演算を発散させてしまったり、或いは演算時間を
多く費させたりしてしまう恐れがある。
（１４）式においてテーラ−展開されているので、 Ｒｏ２＋Ｒｏｉ２ の項（以下す項と呼ぶ）が１より十分小さくない場合に
は１次近似による誤差が大ぎくなり、（１６）式により
求まるＩＮ算値をそのまま使えば、収束演算部１５ａで
の収束演算を発散させてしまったり、或いは演算時間を
多く費させたりしてしまう恐れがある。
そこで、（１４）式の１次近似に基づいて概算値の誤差
が多大とならないようにする手段について次に示す。
が多大とならないようにする手段について次に示す。
１−αの１次近次式１−α／２の差（誤差）εは、
である。
ここに、（１４）式のｂ項、即ち
Ｒｏ２＋Ｒｏｉ２
の項をαｉとおき、初回に演算して求められた車両位＠
ＸＹＺの値を代入し、−次近似にょる各斯文、初回の演
算で求められたオフセットタイムδ王はこれを定数項δ
Ｔｏとし、オフセットタイムにもεδＴのＷＡ差が含ま
れていると仮定する。
ＸＹＺの値を代入し、−次近似にょる各斯文、初回の演
算で求められたオフセットタイムδ王はこれを定数項δ
Ｔｏとし、オフセットタイムにもεδＴのＷＡ差が含ま
れていると仮定する。
これらの１次近似による誤差εｉ及び上記εδ＋Ｃ・（
δＴＯ＋εδ丁） ・・・（１９）前記したと同様に
Ｋｉ ２＝Ｒｏ ２ ＋Ｒａ１２とし、（１９）式の両
辺にＫｉを乗じて整理すれば、を得る。
δＴＯ＋εδ丁） ・・・（１９）前記したと同様に
Ｋｉ ２＝Ｒｏ ２ ＋Ｒａ１２とし、（１９）式の両
辺にＫｉを乗じて整理すれば、を得る。
よって〈２０）式において、誤差εｉ及び８６丁を与え
て４元連立方程式を立てれば未知の車両位置ＸＹ７並び
にオフセットタイムの誤差εδＴが新たに求まる。なお
、新たなオフセットタイムはδＴｏ＋εδＴとなる。
て４元連立方程式を立てれば未知の車両位置ＸＹ７並び
にオフセットタイムの誤差εδＴが新たに求まる。なお
、新たなオフセットタイムはδＴｏ＋εδＴとなる。
以上のような演算を繰り返し行うことによりテーラ−展
開の１次近似による誤差は取り除かれるのであるが、演
算結果が概算値として十分であるか否かの判定は例えば
次のようにして行うようにする。
開の１次近似による誤差は取り除かれるのであるが、演
算結果が概算値として十分であるか否かの判定は例えば
次のようにして行うようにする。
即ち、車両位置の概算値の判定は、演算結果から得られ
るＸ ２ ＋ ’ｙ’、２ ＋ ２２が地球半径の真の
値（１１）式参照）Ｒｏに対し許容値εＲＯ内にあるか
否か、又１、演算結果から得られるオフセットタイム６
丁が許容値ωδＴ内にあるか否かを調べ、これら演算結
果が許容値内に入るまで（１８）式及び（２０）式によ
る演算を繰返し行い、これにより適切の車両位置概算値
ＸＹＺを得れば良い。
るＸ ２ ＋ ’ｙ’、２ ＋ ２２が地球半径の真の
値（１１）式参照）Ｒｏに対し許容値εＲＯ内にあるか
否か、又１、演算結果から得られるオフセットタイム６
丁が許容値ωδＴ内にあるか否かを調べ、これら演算結
果が許容値内に入るまで（１８）式及び（２０）式によ
る演算を繰返し行い、これにより適切の車両位置概算値
ＸＹＺを得れば良い。
以上説明した車両位置の概算値の演算処理を第４図フロ
ーチャートにまとめて示した。
ーチャートにまとめて示した。
第４図に示すようにステップ４０１で初期推測値の演算
、即ち、車両位置の概詐値の演算が開始される。
、即ち、車両位置の概詐値の演算が開始される。
ステップ４０３で各衛星Ｓｉからの航法データが入力さ
れ、（１６）式による４元連立方程式が立てられ車両位
置の概算値ＸＹＺ並びにオフセットタイムδＴが求めら
れる。
れ、（１６）式による４元連立方程式が立てられ車両位
置の概算値ＸＹＺ並びにオフセットタイムδＴが求めら
れる。
次に、ステップ４０５で（１８）式の１次近似の誤差ε
ｉを求めた上でステップ４０７へ移り、（１９）式によ
る４元連立方程式を立て新たな概算値ＸＹＺ並びにδＴ
を求める。
ｉを求めた上でステップ４０７へ移り、（１９）式によ
る４元連立方程式を立て新たな概算値ＸＹＺ並びにδＴ
を求める。
そして、ステップ４０９で前記新たな車両位置・・・（
２１） の関係を満足するか否か、即ち、演算結果から求められ
る地球半径が真の値（設定値）たる地球半径ＲＯに許容
値εＲＯ内で一致しているかどうか、又、新たなオフセ
ットタイムδＴが許容値０６１以内であるか否か、即ち
、 一ωδＴ≦δＴ≦ωδＴ ・・・（２２）
が判定される。
２１） の関係を満足するか否か、即ち、演算結果から求められ
る地球半径が真の値（設定値）たる地球半径ＲＯに許容
値εＲＯ内で一致しているかどうか、又、新たなオフセ
ットタイムδＴが許容値０６１以内であるか否か、即ち
、 一ωδＴ≦δＴ≦ωδＴ ・・・（２２）
が判定される。
ステップ４０９において（２１）及び（２２）式が共に
満足されるまでステップ４０５〜４０９の処理を繰り返
し、上記（２１）及び（２２）式が満足されればステッ
プ４１１へ移りこのときの演算値ＸＹ７並びに６丁を初
１］推測値とするのである。
満足されるまでステップ４０５〜４０９の処理を繰り返
し、上記（２１）及び（２２）式が満足されればステッ
プ４１１へ移りこのときの演算値ＸＹ７並びに６丁を初
１］推測値とするのである。
第２図において、推測値記憶部２５は概略値の最終的な
値が初」推測値として記憶される。
値が初」推測値として記憶される。
この後切換部２３のスイッチ２３ａは収束演算部１５ａ
側に切換られ、従来例で述べたような収束演算が行われ
、真の位置と時計のオフセットタイムが求められる。
側に切換られ、従来例で述べたような収束演算が行われ
、真の位置と時計のオフセットタイムが求められる。
なお、（２０）式の補正においては１次近似式による誤
差εｉを（１８）式により求めているが、初回の演算結
果により求められた車両位置のｍ算値より求められる（
０み係数にを乗じて補正しても良い。即ち、補正後の車
両位置をにＸ、にＹ、に２とし、これら値を補正された
値とすることができる。
差εｉを（１８）式により求めているが、初回の演算結
果により求められた車両位置のｍ算値より求められる（
０み係数にを乗じて補正しても良い。即ち、補正後の車
両位置をにＸ、にＹ、に２とし、これら値を補正された
値とすることができる。
ここに重み係数には地球中心Ｏを始点とし初回の演算に
より求めた車両位置のベクトルを方向を同一としてその
長さを地球表面まで縮少又は拡大するという物理的な意
味を有する。
より求めた車両位置のベクトルを方向を同一としてその
長さを地球表面まで縮少又は拡大するという物理的な意
味を有する。
このような重み係数を用いる補正方式にＪ：ればその補
正は（２３）式に示すような簡易演算式を用いて行われ
るので演算時間の短縮を図ることができる。
正は（２３）式に示すような簡易演算式を用いて行われ
るので演算時間の短縮を図ることができる。
［発明の効果］
以上、実施例を加えて説明したこの発明によれば、受信
位置を自動的に演算して推測値の自８ノ入力を行うこと
ができ、使用に際して手動入力を不要とし、取扱い容易
な位置計測装置を提供することができる。
位置を自動的に演算して推測値の自８ノ入力を行うこと
ができ、使用に際して手動入力を不要とし、取扱い容易
な位置計測装置を提供することができる。
第１図はこの発明に係る位置計測装置のブロック図、
第２図は、位置計測装置の一実施例を示すブロック図、
第３図は複数ｆｔ１ｉ星と受信（車両）位置との関係を
示す配置説明図、 第４図は第２図に示した初期推測値演算部１３ａの行う
演算処理の７０−チｔｙ−ト、第５図は従来の位置計測
装置のブロック図、第６図は従来技術の説明のための配
置説明図である。 １１・・・航法データ検出手段 １１ａ・・・受信部 １３・・・初期推測値演算部段 １３ａ・・・初期推測値演算部 １５・・・収束演算手段 １５ａ・・・収束演算部 １７・・・出力手段 ２１・・・経路誘導装置 ２３・・・切換部 ２５・・・推測値記憶部
示す配置説明図、 第４図は第２図に示した初期推測値演算部１３ａの行う
演算処理の７０−チｔｙ−ト、第５図は従来の位置計測
装置のブロック図、第６図は従来技術の説明のための配
置説明図である。 １１・・・航法データ検出手段 １１ａ・・・受信部 １３・・・初期推測値演算部段 １３ａ・・・初期推測値演算部 １５・・・収束演算手段 １５ａ・・・収束演算部 １７・・・出力手段 ２１・・・経路誘導装置 ２３・・・切換部 ２５・・・推測値記憶部
Claims (1)
- 衛星から発射された電波を受信し航法データを検出す
る航法データ検出手段と、該航法データ検出手段で検出
した航法データに基いて受信位置の概略値を演算しこの
概略値を初期推測値として出力する初期推測値演算手段
と、該初期推測値演算手段から前記初期推測値を受ける
と共に前記航法データ検出手段から航法データを受け前
記初期推測値を前記航法データで定められる真の位置に
収束させる収束演算手段とを具備して成る位置計測装置
。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59257484A JPS61137087A (ja) | 1984-12-07 | 1984-12-07 | 位置計測装置 |
| US06/804,512 US4672382A (en) | 1984-12-07 | 1985-12-04 | Position measuring system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59257484A JPS61137087A (ja) | 1984-12-07 | 1984-12-07 | 位置計測装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61137087A true JPS61137087A (ja) | 1986-06-24 |
Family
ID=17306936
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59257484A Pending JPS61137087A (ja) | 1984-12-07 | 1984-12-07 | 位置計測装置 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4672382A (ja) |
| JP (1) | JPS61137087A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02279994A (ja) * | 1989-03-06 | 1990-11-15 | Motorola Inc | 受動的位置検出方法および装置 |
| JP2007121066A (ja) * | 2005-10-27 | 2007-05-17 | Mitsubishi Electric Corp | 測位装置、測位演算機及び測位演算方法 |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4809005A (en) * | 1982-03-01 | 1989-02-28 | Western Atlas International, Inc. | Multi-antenna gas receiver for seismic survey vessels |
| US5619212A (en) * | 1982-03-01 | 1997-04-08 | Western Atlas International, Inc. | System for determining position from suppressed carrier radio waves |
| US4812991A (en) * | 1986-05-01 | 1989-03-14 | Magnavox Govt. And Industrial Electronics Company | Method for precision dynamic differential positioning |
| JPH0621792B2 (ja) * | 1986-06-26 | 1994-03-23 | 日産自動車株式会社 | ハイブリツド式位置計測装置 |
| DE3670686D1 (de) * | 1986-10-16 | 1990-05-31 | Litef Gmbh | Verfahren zur kursbestimmung in luftfahrzeugen. |
| US7002510B1 (en) * | 1987-01-28 | 2006-02-21 | Raytheon Company | Method and apparatus for air-to-air aircraft ranging |
| US4912645A (en) * | 1987-03-26 | 1990-03-27 | Mazda Motor Corporation | Automotive navigation system |
| US4837700A (en) * | 1987-10-27 | 1989-06-06 | Pioneer Electronic Corporation | Method and apparatus for processing data in a GPS receiving device in a road vehicle |
| FR2626677B1 (fr) * | 1988-02-01 | 1990-06-22 | Thomson Csf | Systeme de radionavigation |
| JPH03162619A (ja) * | 1989-11-21 | 1991-07-12 | Pioneer Electron Corp | Ｇｐｓ受信機の衛星電波捕捉方式 |
| US5119504A (en) * | 1990-07-19 | 1992-06-02 | Motorola, Inc. | Position aided subscriber unit for a satellite cellular system |
| US5266958A (en) * | 1992-11-27 | 1993-11-30 | Motorola, Inc. | Direction indicating apparatus and method |
| US5548293A (en) * | 1993-03-24 | 1996-08-20 | Leland Stanford Junior University | System and method for generating attitude determinations using GPS |
| US5583513A (en) * | 1993-03-24 | 1996-12-10 | Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University | System and method for generating precise code based and carrier phase position determinations |
| US6175806B1 (en) * | 1993-07-16 | 2001-01-16 | Caterpillar Inc. | Method and apparatus for detecting cycle slips in navigation signals received at a receiver from a satellite-based navigation system |
| US5444450A (en) * | 1993-08-11 | 1995-08-22 | Motorola, Inc. | Radio telecommunications system and method with adaptive location determination convergence |
| US5473710A (en) * | 1993-10-08 | 1995-12-05 | Industrial Technology Research Institute | Controlled tapered angle etching process for fabricating optical integrated circuits |
| US5774831A (en) * | 1996-12-06 | 1998-06-30 | Gupta; Surender Kumar | System for improving average accuracy of signals from global positioning system by using a neural network to obtain signal correction values |
| WO2001009637A1 (fr) * | 1999-07-29 | 2001-02-08 | Anatoly Stepanovich Karpov | Procede pour determiner la position des axes de reference d'un systeme de navigation par inertie que comporte un objet par rapport aux coordonnes de base et modes de realisation correspondants |
| US7522998B2 (en) * | 2004-11-05 | 2009-04-21 | Johnson Controls Technology Company | System and method for displaying vehicle location information |
| RU2489731C1 (ru) * | 2012-01-10 | 2013-08-10 | Антон Владимирович Чернявец | Устройство измерения параметров волнения |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3941984A (en) * | 1973-07-05 | 1976-03-02 | Texas Instruments Incorporated | Satellite radio ranging velocity navigation |
-
1984
- 1984-12-07 JP JP59257484A patent/JPS61137087A/ja active Pending
-
1985
- 1985-12-04 US US06/804,512 patent/US4672382A/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02279994A (ja) * | 1989-03-06 | 1990-11-15 | Motorola Inc | 受動的位置検出方法および装置 |
| JP2007121066A (ja) * | 2005-10-27 | 2007-05-17 | Mitsubishi Electric Corp | 測位装置、測位演算機及び測位演算方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4672382A (en) | 1987-06-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPS61137087A (ja) | 位置計測装置 | |
| JP3113681B2 (ja) | 民間ｇｐｓ受信機の実行時精度向上 | |
| US8134499B2 (en) | Ultra-tightly coupled GPS and inertial navigation system for agile platforms | |
| JP2711255B2 (ja) | 精密なダイナミック差分位置把握方法 | |
| KR20030080065A (ko) | 대략적인 초기 위치추정값에 기초하여 향상된위치추정값을 제공하는 방법 및 장치 | |
| JP2018136298A (ja) | 搬送波伝播距離のアンビギュイティ推定用分散カルマン・フィルタ・アーキテクチャ | |
| JP5450915B2 (ja) | 基準時刻誤差の決定方法及び電子装置 | |
| JP2005164395A (ja) | 搬送波位相式ｇｐｓ測位装置及び方法 | |
| US6476762B2 (en) | Method for performing positioning and an electronic device | |
| JP2005526251A (ja) | 測位システムにおける受信機の位置及び／又はシステム時刻の決定方法 | |
| EP1256813A2 (en) | Apparatus and method for navigation and positioning | |
| JPH0627215A (ja) | 携帯型ｇｐｓ受信機 | |
| JP2008039691A (ja) | 搬送波位相式測位装置 | |
| JP2006258461A (ja) | 測位装置、測位方法および測位プログラム | |
| JPH08297158A (ja) | 測位装置および測位用衛星の異常検知方法 | |
| JP2003167043A (ja) | 衛星信号受信機 | |
| KR20030024590A (ko) | 위치 결정을 수행하기 위한 방법 및 전자 장치 | |
| JP2009115514A (ja) | 測位方法、プログラム、測位回路及び電子機器 | |
| JP3848712B2 (ja) | 測位装置 | |
| JP2004144566A (ja) | 移動局の位置測定方法 | |
| JP4400330B2 (ja) | 位置検出装置及び位置検出方法 | |
| JPH06265624A (ja) | 位置計測装置 | |
| JP2001051041A (ja) | キネマティックｇｐｓ衛星選択方式 | |
| JP3303174B2 (ja) | 車上測位装置 | |
| JP3045931B2 (ja) | ディファレンシャルｇｐｓ装置 |