JPS636479A - 衛星航法装置 - Google Patents
衛星航法装置Info
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- JPS636479A JPS636479A JP14941686A JP14941686A JPS636479A JP S636479 A JPS636479 A JP S636479A JP 14941686 A JP14941686 A JP 14941686A JP 14941686 A JP14941686 A JP 14941686A JP S636479 A JPS636479 A JP S636479A
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- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 abstract description 5
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 1
- 230000000875 corresponding effect Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 1
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 1
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- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
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〕
本発明は、例えば自動車、船舶、飛行機などの移動体の
現在位置や速度、方位を演算し表示する衛星航法装置に
関するものである。
現在位置や速度、方位を演算し表示する衛星航法装置に
関するものである。
従来より、自動車等の移動体に搭載される衛星航法装置
としてＧ Ｐ Ｓ （Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎ
ｉｎｇＳｙｓｔｅ層）航法装置がある。
としてＧ Ｐ Ｓ （Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎ
ｉｎｇＳｙｓｔｅ層）航法装置がある。
衛星航法で利用者の位置を３次元的に求めるには、地球
中心、地球固定座標系での３成分、緯度、経度、高さく
Ｘ、Ｙ、Ｚ）の３つの未知数を求めれば良い、ＧＰＳ航
法は、位置がわかっている中高度軌道の複数個の衛星か
ら利用者までの距離を同時に受信測距するのがその測位
原理である。衛星の刻々の位置は軌道要素から求めて３
次元的に表現できる。利用者の３次元的な位置を求める
には、３個の衛星からの距離が測定できれば、それら３
衛星の位置を原点とし、それぞれの距離を半径とする３
つの球面の交点（ｘ、ｙ、ｚ）で利用者位置を求めるこ
とができる。
中心、地球固定座標系での３成分、緯度、経度、高さく
Ｘ、Ｙ、Ｚ）の３つの未知数を求めれば良い、ＧＰＳ航
法は、位置がわかっている中高度軌道の複数個の衛星か
ら利用者までの距離を同時に受信測距するのがその測位
原理である。衛星の刻々の位置は軌道要素から求めて３
次元的に表現できる。利用者の３次元的な位置を求める
には、３個の衛星からの距離が測定できれば、それら３
衛星の位置を原点とし、それぞれの距離を半径とする３
つの球面の交点（ｘ、ｙ、ｚ）で利用者位置を求めるこ
とができる。
このようにＧＰＳ航法では、衛星から利用者への電波の
一方向伝搬によって得られた信号により演算するもので
あるから、本来なら送信側（衛星）と受信側（利用者）
に高精度で、しかも良く合った時計を置いて、電波の伝
搬時間をその２つの時計で直接測定する方法をとる必要
がある。ところが、個々の利用者にそのような高精度な
時計を装備させることは、実際的でない。そこで利用者
は、複数の衛星からの電波を同時に受信し、各衛星と利
用者との間の時刻オフセットを含んだ擬似距離データと
各衛星の位置データにより利用者の位置を算出する。す
なわち衛星の時計に合致した時刻Ｔをもう１つの末用数
として追加し、位置に関する３つの未知数に加え、４未
知数（Ｘ、Ｙ、Ｚ、Ｔ）を解く必要がある。そのために
は、上空に散在する４個の衛星からの電波信号を受信し
なければならない、移動体が自動車や船舶の場合は高さ
の変化が少ないので、高さに若干の誤差があっても緯度
、経度の２次元位置が大巾に狂って測位されることは少
ない、そのため、高さくＺ）には既知数を入れ、３個の
衛星からの３未知数（Ｘ、Ｙ、Ｔ）を解き、２次元側位
をしている。
一方向伝搬によって得られた信号により演算するもので
あるから、本来なら送信側（衛星）と受信側（利用者）
に高精度で、しかも良く合った時計を置いて、電波の伝
搬時間をその２つの時計で直接測定する方法をとる必要
がある。ところが、個々の利用者にそのような高精度な
時計を装備させることは、実際的でない。そこで利用者
は、複数の衛星からの電波を同時に受信し、各衛星と利
用者との間の時刻オフセットを含んだ擬似距離データと
各衛星の位置データにより利用者の位置を算出する。す
なわち衛星の時計に合致した時刻Ｔをもう１つの末用数
として追加し、位置に関する３つの未知数に加え、４未
知数（Ｘ、Ｙ、Ｚ、Ｔ）を解く必要がある。そのために
は、上空に散在する４個の衛星からの電波信号を受信し
なければならない、移動体が自動車や船舶の場合は高さ
の変化が少ないので、高さに若干の誤差があっても緯度
、経度の２次元位置が大巾に狂って測位されることは少
ない、そのため、高さくＺ）には既知数を入れ、３個の
衛星からの３未知数（Ｘ、Ｙ、Ｔ）を解き、２次元側位
をしている。
上記のＧＰＳ航法を実施するための装置−つとして、ｌ
チャネルシーケンシャル受信式の装置が用いられていた
。この方式の装置は、受信チャネルは】、系列であるが
時分割方式を採用して、上記した複数の衛星からの信号
を受信するものである。そのため小形、軽量で低価格な
ＧＰＳ航法装置となっている。
チャネルシーケンシャル受信式の装置が用いられていた
。この方式の装置は、受信チャネルは】、系列であるが
時分割方式を採用して、上記した複数の衛星からの信号
を受信するものである。そのため小形、軽量で低価格な
ＧＰＳ航法装置となっている。
ＧＰＳ航法装置は受信データから衛星信号のデータを復
調するための基準発振器を備えている。その基準発振器
は、電源を入れた後しばらく発振周波数が安定していな
いため、周波数オフセットΔｆが大きく変動し、測定し
た位置や速度、方位に誤差を生じて精度が良くない。と
ころが上記した１チャネルシーケンシャル受信方式の装
置は１位置データや速度データの精度を判定する機走が
なく、精度が悪いデータもそのま〜出力してしまい、誤
った判断がなされてしまうという欠点があった。
調するための基準発振器を備えている。その基準発振器
は、電源を入れた後しばらく発振周波数が安定していな
いため、周波数オフセットΔｆが大きく変動し、測定し
た位置や速度、方位に誤差を生じて精度が良くない。と
ころが上記した１チャネルシーケンシャル受信方式の装
置は１位置データや速度データの精度を判定する機走が
なく、精度が悪いデータもそのま〜出力してしまい、誤
った判断がなされてしまうという欠点があった。
本発明は、このような欠点を解消するためになされたも
ので、測定した位置や速度のデータと共に精度の良否の
データを出力することができるようにした衛星航法装置
を提供するものである。
ので、測定した位置や速度のデータと共に精度の良否の
データを出力することができるようにした衛星航法装置
を提供するものである。
上記問題点を解決するための本発明を適用した衛星航法
装置を、実施例に対応する第１図により説明する。
装置を、実施例に対応する第１図により説明する。
同図に示す本発明の衛星航法装置は、ｌチャネルシーケ
ンシャル受信方式で、上空に存在する複数の衛星からの
電波を逐次受信し、移動体の位置および速度を測定して
出力するものである。装置にはアンテナｌ、高周波増幅
器２、周波数合成器９、基準発振器１０、周波数変換器
３，５および１１、中間川波増幅器４および６、位相比
較器７、搬送波位相同期用数値制御発振器１２、擬似雑
音符号発生器１３、擬似雑音符号位相同期用数値制ａ発
振器１４および中央演算処理装置８を有している。そし
て中央演算処理装置８により基準、発振器１０が発振し
た周波数のオフセット変動を測定し、設定したしきい値
とオフセット変動との大小を比較した値を、測定された
移動体の位置および速度の信頼度を表すデータとして出
力する。
ンシャル受信方式で、上空に存在する複数の衛星からの
電波を逐次受信し、移動体の位置および速度を測定して
出力するものである。装置にはアンテナｌ、高周波増幅
器２、周波数合成器９、基準発振器１０、周波数変換器
３，５および１１、中間川波増幅器４および６、位相比
較器７、搬送波位相同期用数値制御発振器１２、擬似雑
音符号発生器１３、擬似雑音符号位相同期用数値制ａ発
振器１４および中央演算処理装置８を有している。そし
て中央演算処理装置８により基準、発振器１０が発振し
た周波数のオフセット変動を測定し、設定したしきい値
とオフセット変動との大小を比較した値を、測定された
移動体の位置および速度の信頼度を表すデータとして出
力する。
第３図（ａ）に示すように周波数オフセットΔｆは時刻
の経過とともに収束し、第３図（ｂ）に示すように周波
数オフセットΔｆが収束してゆくに連れて測定された移
動体の位置および速度の信頼度が向上する。したがって
周波数オフセットΔｆをもとに出力された信頼度により
、観察者は誤りのない判断ができる。
の経過とともに収束し、第３図（ｂ）に示すように周波
数オフセットΔｆが収束してゆくに連れて測定された移
動体の位置および速度の信頼度が向上する。したがって
周波数オフセットΔｆをもとに出力された信頼度により
、観察者は誤りのない判断ができる。
本発明を適用する衛星航法装置の実施例を第１図のブロ
ック回路図を用いて説明する。
ック回路図を用いて説明する。
同図の回路はｌチャネルシーケンシャル受信式の回路で
、１は衛星信号受信用アンテナ、２は高周波（ＲＦ）増
幅器、３は第１周波数変換器、４は第１中間周波（ＩＦ
）増幅器、５は相関第２周波数変換器、６は第２中間周
波（ＩＦ）増幅器、７は位相比較器、８は中央演算処理
装ｇ （Ｃ：ＰＵ）、９は周波数合成器、１０は基準発
振器、１１は擬似雑音符号変調器、１２は搬送波位相同
期用数値制御発振器（キャリアＮＣＯＮｕ＋＊ｅｒｉｃ
ａｌ ＣｏｎｔｒｏｌｌｅｄＱｓｃｉｌｌａｔｏｒ）
、 １３は擬似雑音符号（コード）発生器、１４は擬
似雑音符号位相同期用数値制御発振器（コードＮ（：０
）である。
、１は衛星信号受信用アンテナ、２は高周波（ＲＦ）増
幅器、３は第１周波数変換器、４は第１中間周波（ＩＦ
）増幅器、５は相関第２周波数変換器、６は第２中間周
波（ＩＦ）増幅器、７は位相比較器、８は中央演算処理
装ｇ （Ｃ：ＰＵ）、９は周波数合成器、１０は基準発
振器、１１は擬似雑音符号変調器、１２は搬送波位相同
期用数値制御発振器（キャリアＮＣＯＮｕ＋＊ｅｒｉｃ
ａｌ ＣｏｎｔｒｏｌｌｅｄＱｓｃｉｌｌａｔｏｒ）
、 １３は擬似雑音符号（コード）発生器、１４は擬
似雑音符号位相同期用数値制御発振器（コードＮ（：０
）である。
この回路で電源（不図示）を入れると、衛星電波はアン
テナ１で受信され高周波増幅量２で増幅された後、基準
発振器１０を基に周波数合成器９で合成されたローカル
基準信号により第１周波数変換器３で第１中間周波数に
変換される。この第１中間周波数は第１中間周波増幅器
４で増幅され相関第２周波数変換器５に入る。−方、擬
似雑音符号発生器１３で発生した擬似雑音符号と搬送波
位相同期用数値制御発振器１２の出力とが擬似雑音符号
変調器１１に入力し、その変調出力が相関第２周波数変
換器５に入力する。相関第２周波数変換器５では、前記
により入力した第１中間周波数と擬似雑音符号変調器１
１の変調出力との相関−を取り、また同時に第１中間周
波数は第２中間周波数に変換される。第２中間周波数は
第２中間周波増幅器６で増幅され、周波数合成器９で合
成されたローカル基準信号と位相比較器７で位相比較さ
れ中央演算処理装置８に入力する。
テナ１で受信され高周波増幅量２で増幅された後、基準
発振器１０を基に周波数合成器９で合成されたローカル
基準信号により第１周波数変換器３で第１中間周波数に
変換される。この第１中間周波数は第１中間周波増幅器
４で増幅され相関第２周波数変換器５に入る。−方、擬
似雑音符号発生器１３で発生した擬似雑音符号と搬送波
位相同期用数値制御発振器１２の出力とが擬似雑音符号
変調器１１に入力し、その変調出力が相関第２周波数変
換器５に入力する。相関第２周波数変換器５では、前記
により入力した第１中間周波数と擬似雑音符号変調器１
１の変調出力との相関−を取り、また同時に第１中間周
波数は第２中間周波数に変換される。第２中間周波数は
第２中間周波増幅器６で増幅され、周波数合成器９で合
成されたローカル基準信号と位相比較器７で位相比較さ
れ中央演算処理装置８に入力する。
すなわち搬送波（キャリア）はｃｐｕ ａ→キャリアＮ
ＣＯ１２→擬似雑音符号変調器１１−相関第２周波数変
換器５→第２ＩＦ増幅器６→位相比較器７→ＣＰＩＪ
８の閉ループで追跡される。擬似雑音符号（コード）の
位相はｃｐｕａ→コードＮＧＯ１４→コード発生器１３
→擬似雑音符号変調器１１−相関第２周波数変換器５→
第２ＩＦ増幅器６→位相比較器７→ｃｐｕａの閉ループ
で追跡される。
ＣＯ１２→擬似雑音符号変調器１１−相関第２周波数変
換器５→第２ＩＦ増幅器６→位相比較器７→ＣＰＩＪ
８の閉ループで追跡される。擬似雑音符号（コード）の
位相はｃｐｕａ→コードＮＧＯ１４→コード発生器１３
→擬似雑音符号変調器１１−相関第２周波数変換器５→
第２ＩＦ増幅器６→位相比較器７→ｃｐｕａの閉ループ
で追跡される。
このようにして１つ毎の衛星信号のデータ復調、擬似圧
ｌｓ測定を時分割的に順次行ない３〜４個の衛星電波を
受信し、中央演算処理装置８で移動体の位置、速度、方
位および基準発振器１０の周波数オフセットΔｆが算出
され、その結果が出力される。
ｌｓ測定を時分割的に順次行ない３〜４個の衛星電波を
受信し、中央演算処理装置８で移動体の位置、速度、方
位および基準発振器１０の周波数オフセットΔｆが算出
され、その結果が出力される。
基準発振器ｌＯの周波数オフセットΔｆが大きいと算出
された位置、速度、方位についての信頼度は減少する。
された位置、速度、方位についての信頼度は減少する。
いま第３図（ａ）に示すように周波数オフセットΔｆは
時刻の経過とともに収束してゆく、シたがって周波数オ
フセットΔｆを測定してゆきながら信頼度を判別できる
。
時刻の経過とともに収束してゆく、シたがって周波数オ
フセットΔｆを測定してゆきながら信頼度を判別できる
。
基準発振器１０の周波数オフセットΔｆを基にに、算出
された位置、速度、方位についての信頼度を中央演算処
理装置８で判別し出力する制御手順を第２図のフローチ
ャート図により説明する。
された位置、速度、方位についての信頼度を中央演算処
理装置８で判別し出力する制御手順を第２図のフローチ
ャート図により説明する。
同図に示すように電源を投入して、基準発振器１０の当
初の周波数オフセットΔｆｏ ＝Ａとする（ステップ２
１）、このときＡは予想される周波数オフセットの最大
値である９次ぎのステップ２２で周波数ドリフトのしき
い値（スレッシュホルド）をａ＝Ｆｏ 、ｂ＝Ｆｔ 、
ｃ＝Ｆ２と設定する。ただしＦＯ＞Ｆｌ＞Ｆ２ である
。ステップ２３では最適な４衛星（または３衛星）の信
号を捕捉し追尾する０次にステップ２４では軌道データ
を収集し、ドプラ周波数を測定し、擬似距離を測定する
。上記ステップ２４のデータから移動体の位置、速度、
方位および発振周波数のオフセットΔｆ１を算出しくス
テップ２５）、前回算出した発振周波数のオフセットΔ
ｆ １−＋ との差ΔＦ＝１Δｆ１−Δｆ ｉ−＋
＋を求める（ステップ２６）。
初の周波数オフセットΔｆｏ ＝Ａとする（ステップ２
１）、このときＡは予想される周波数オフセットの最大
値である９次ぎのステップ２２で周波数ドリフトのしき
い値（スレッシュホルド）をａ＝Ｆｏ 、ｂ＝Ｆｔ 、
ｃ＝Ｆ２と設定する。ただしＦＯ＞Ｆｌ＞Ｆ２ である
。ステップ２３では最適な４衛星（または３衛星）の信
号を捕捉し追尾する０次にステップ２４では軌道データ
を収集し、ドプラ周波数を測定し、擬似距離を測定する
。上記ステップ２４のデータから移動体の位置、速度、
方位および発振周波数のオフセットΔｆ１を算出しくス
テップ２５）、前回算出した発振周波数のオフセットΔ
ｆ １−＋ との差ΔＦ＝１Δｆ１−Δｆ ｉ−＋
＋を求める（ステップ２６）。
ステップ２７でこのΔＦがしきい値ａより大きければ、
位置、速度、方位の信頼度は観測にあたいしないぐらい
低いので、時刻ΔＬの経過を待ち（ステップ２８）、ス
テップ２４に戻る。ΔＦがしきい値ａより小さければ、
ステップ２９でΔＦがしきい値すより大きいかを判断す
る。大きければ（ａ＞ΔＦ＞ｂ）信頼度は低いので、位
置、速度、方位のデータと共に信頼度が低いというデー
タを出力する（ステップ３０）。ΔＦがしきい値すより
小ざければ、さらにステップ３１でΔＦがしきい値Ｃよ
り大きいかを判断する。大きければ（ｂ＞ΔＦ＞ｃ）信
頼度は中程度で、位置、速度、方位のデータと共に信頼
度が中程度といンデータを出力する（ステップ３２）、
ΔＦがしきい値Ｃより小ざければ、信頼度は高く、位置
、速度、方位のデータと共に信頼度が高いというデータ
を出力する（ステップ３３）。ステップ３０、ステップ
３２、ステップ３３で各データの出力をしたら、時刻Δ
ｔの経過を待ち再度ステップ２４からのループを繰り返
す。
位置、速度、方位の信頼度は観測にあたいしないぐらい
低いので、時刻ΔＬの経過を待ち（ステップ２８）、ス
テップ２４に戻る。ΔＦがしきい値ａより小さければ、
ステップ２９でΔＦがしきい値すより大きいかを判断す
る。大きければ（ａ＞ΔＦ＞ｂ）信頼度は低いので、位
置、速度、方位のデータと共に信頼度が低いというデー
タを出力する（ステップ３０）。ΔＦがしきい値すより
小ざければ、さらにステップ３１でΔＦがしきい値Ｃよ
り大きいかを判断する。大きければ（ｂ＞ΔＦ＞ｃ）信
頼度は中程度で、位置、速度、方位のデータと共に信頼
度が中程度といンデータを出力する（ステップ３２）、
ΔＦがしきい値Ｃより小ざければ、信頼度は高く、位置
、速度、方位のデータと共に信頼度が高いというデータ
を出力する（ステップ３３）。ステップ３０、ステップ
３２、ステップ３３で各データの出力をしたら、時刻Δ
ｔの経過を待ち再度ステップ２４からのループを繰り返
す。
第３図（ａ）に示すように周波数オフセット変動Δｆは
時刻の経過とともに収束してゆくから、同図（ｂ）に示
すように上記のループを繰り返す都度、信頼度は向上し
てゆく。
時刻の経過とともに収束してゆくから、同図（ｂ）に示
すように上記のループを繰り返す都度、信頼度は向上し
てゆく。
以上説明したように、本発明を適用した衛星航法装置は
、電源を入れた後しばらく基準発振器の発振周波数が安
定していないため周波数に大きなオフセット変動があり
、測定した位置や速度、方位に誤差を生じて精度が良く
ない場合に信頼度を表わすデータが出力される。したが
って必要に応じて測定した位置や速度を使用するか否か
を信頼度を表わすデータで判断できる。また観測者が誤
った判断をすることをなくすことができる。
、電源を入れた後しばらく基準発振器の発振周波数が安
定していないため周波数に大きなオフセット変動があり
、測定した位置や速度、方位に誤差を生じて精度が良く
ない場合に信頼度を表わすデータが出力される。したが
って必要に応じて測定した位置や速度を使用するか否か
を信頼度を表わすデータで判断できる。また観測者が誤
った判断をすることをなくすことができる。
第１図は本発明を適用する衛星航法装置の実施例を示す
ブロン、り回路図、第２図は中央演算処理装置の制御フ
ローチャート図、第３図は周波数オフセットの時間的変
化と信頼度との関係を説明する図である。 ■１． 、アンテナ ２ 、 、高周波増幅器３９
１．第１周波数変換器 ４９８．第１中間周波増幅器 ５０．、相関第２周波数変換器 ６ 、、、、、第２中間周波増幅器 ７４３９位相比較器 ８０． 中央演算処理装置
ブロン、り回路図、第２図は中央演算処理装置の制御フ
ローチャート図、第３図は周波数オフセットの時間的変
化と信頼度との関係を説明する図である。 ■１． 、アンテナ ２ 、 、高周波増幅器３９
１．第１周波数変換器 ４９８．第１中間周波増幅器 ５０．、相関第２周波数変換器 ６ 、、、、、第２中間周波増幅器 ７４３９位相比較器 ８０． 中央演算処理装置
Claims (1)
- １、上空に存在する複数衛星からの電波を受信し、移動
体の位置および速度を測定して出力する１チャネルシー
ケンシャル受信方式の衛星航法装置において、アンテナ
、高周波増幅器、周波数合成器、基準発振器、周波数変
換器、中間周波増幅器、位相比較器、搬送波位相同期用
数値制御発振器、擬似雑音符号発生器、擬似雑音符号位
相同期用数値制御発振器および中央演算処理装置を有し
、該中央演算処理装置により該基準発振器が発振した周
波数のオフセット変動を測定し、設定したしきい値と該
オフセット変動との大小を比較した値を、測定された移
動体の位置および速度の信頼度を表すデータとして出力
することを特徴とする衛星航法装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14941686A JPS636479A (ja) | 1986-06-27 | 1986-06-27 | 衛星航法装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14941686A JPS636479A (ja) | 1986-06-27 | 1986-06-27 | 衛星航法装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS636479A true JPS636479A (ja) | 1988-01-12 |
| JPH0466316B2 JPH0466316B2 (ja) | 1992-10-22 |
Family
ID=15474637
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14941686A Granted JPS636479A (ja) | 1986-06-27 | 1986-06-27 | 衛星航法装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS636479A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0471347U (ja) * | 1990-10-31 | 1992-06-24 | ||
| JPH06206695A (ja) * | 1992-12-28 | 1994-07-26 | Zojirushi Chain Block Kk | 電気式巻上牽引装置 |
| JP2011185603A (ja) * | 2010-03-04 | 2011-09-22 | Denso Corp | 測位装置 |
| KR20200016676A (ko) * | 2018-08-07 | 2020-02-17 | 한국항공우주연구원 | 위성-항법 수신기 및 그 동작 방법 |
-
1986
- 1986-06-27 JP JP14941686A patent/JPS636479A/ja active Granted
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0471347U (ja) * | 1990-10-31 | 1992-06-24 | ||
| JPH06206695A (ja) * | 1992-12-28 | 1994-07-26 | Zojirushi Chain Block Kk | 電気式巻上牽引装置 |
| JP2011185603A (ja) * | 2010-03-04 | 2011-09-22 | Denso Corp | 測位装置 |
| US8593346B2 (en) | 2010-03-04 | 2013-11-26 | Denso Corporation | Positioning apparatus |
| KR20200016676A (ko) * | 2018-08-07 | 2020-02-17 | 한국항공우주연구원 | 위성-항법 수신기 및 그 동작 방법 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0466316B2 (ja) | 1992-10-22 |
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