KR20020020708A - 수신기의 위치 측정 장치 및 방법 - Google Patents

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스테핀 씨. 두트카
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Abstract

위치 측정 시스템을 사용하여 고정 위치의 정확한 측정을 하기 위한 본 발명의 방법은 소정의 측정 기간에 걸쳐 고정 위치에서 단일 위성 측정 시스템으로부터의 의사거리 출력 및 고의 잡음에 의해 초래되는 에러를 제거하기 위해 동일한 측정 기간에 걸친 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치를 이용한다. 의사거리 출력은 측정 기간에 걸친 각 시간 t에서의 우주 비행체 앙상블로부터 측정된다. 각각의 측정 시간 t에 대응하는 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치가 결정되고, 의사거리 출력 및 이력적 천체 위치를 이용하여 각 시간에서의 위치 해답이 계산된다. 그러면, 지구중심 지구고정 좌표계에서의 정확한 위치는 측정 기간에 걸친 각 시간 t에서의 모든 위치 해답들의 평균값이다.

Description

수신기의 위치 측정 장치 및 방법 {APPARATUS AND METHOD FOR DETERMINATION OF A RECEIVER POSITION}
위치 측정 시스템(GPS)은 민간 및 군사적인 목적의 항법 및 측위를 위해 사용되고 있다. 위치 측정 시스템은 지구로 라디오(radio) 신호를 보내는 궤도 위성 또는 우주 비행체(SVs) 무리를 이용한다. 현재의 무리는 적어도 24개의 위성을 포함하며, 이들중 지구상의 임의의 위치에서 5개부터 8개를 볼 수 있다. 적어도 4개의 가시(visible) 우주 비행체(앙상블)로부터 수신한 신호들을 이용하여, 지구 위치(X,Y,Z)와 사용자의 시간이 계산될 수 있다. 위치 측정 시스템의 일반적인 응용 분야는 항법 및 측위에 관한 것이다.
2종류의 위치 측정 시스템 서비스가 이용가능하다. 정밀 위치 측정 서비스(Precise Positioning Service : PPS)는 군사 및 선택된 정부 기관을 위한것이다. 민간 응용을 위해 지정된 표준 위치 측정 서비스(Standard Positioning Service : SPS)의 정확도는 수평면에서 겨우 100m의 예측가능한 정확도를 제공할 정도로 고의로 낮추어서 제공되고 있다. 이러한 고의적인 저하는 소위 고의 잡음(Selective Availability : SA)에 의해 이루어진다. 고의 잡음은 위성 클럭 디더(dither)(δ)와 방송 천체 위치 데이터(broadcast ephemeris data)(ε)의 두 가지 성분을 갖는다. 각각의 위성 신호상에서 고의 잡음 바이어스는 서로 다르며, 앙상블에서의 각 우주 비행체로부터 결합된 고의 잡음의 함수인 위치 해답(solution)으로 귀결된다. 고의 잡음은 위치 해답에 있어서 가장 큰 에러 성분을 이룬다.
고의 잡음을 보정하여 위치 해답의 정확도를 향상시키기 위해 보정 위치 측정 시스템(Differential Global Positioning System : DGPS)이 사용되고 있다. 상기 보정 테크닉은 알려지지 않은 위치를 갖는 수신기에서의 바이어스 에러를 보정하기 위해 알려진 위치를 갖는 수신기에 의해 측정된 바이어스 에러를 사용한다. 그러므로, 보정 위치 측정 시스템은 수신기에 의해 우주 비행체의 동일한 앙상블로부터 둘 또는 그 이상의 수신기에 의해 측정된 상호 연관된 에러를 제거한다. 이러한 보정 테크닉은 지역 보정 위치 측정 시스템(Local Area Differential Global Positioning System : LADGPS)으로 알려져 있다. 그러나, 지역 위치 보정 위치 측정 시스템은 사용자가 기준 수신기로부터 원격지에 위치하는 경우에는 쓸모없게 된다.
넓은 영역에 대해 정확도가 요구되는 경우, 광역 보정 위치 측정시스템(Wide Area Differential Global Positioning System : WADGPS)으로 알려진 두 번째 보정 테크닉이 사용될 수 있다. 이 테크닉은 소스들로부터 발생하는 고의 잡음과 같은 에러를 극복하기 위해 결합하여 동작하는 네트워크 형태의 상호 통신가능한 기준국들(reference stations)을 사용한다. 그러나, 기준국들의 네트워크를 위한 제어 및 통신 구조가 복잡하고 운용에 고비용이 소요된다.
본 발명은 일반적으로 위성 수신기에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 본 발명은 GPS(Global Positioning System)을 이용하여 수신기의 위치를 측정하기 위한 장치 및 방법에 관한 것이다.
본 발명에 대한 보다 완전한 이해 그리고 보다 나은 특징 및 장점들은 첨부된 도면을 참고하여 설명되어질 것이다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 수신기의 위치 결정을 위해 네 개의 우주 비행체로부터 라디오 신호를 수신하는 수신기를 개략적으로 나타낸 도면,
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 기능적 블록 다이어그램도,
도 3은 본 발명의 일실시예에 따라 이루어지는 정확한 고정 위치 결정을 위한 과정을 나타내는 흐름도이다.
따라서, 보정 위치 측정 시스템을 사용하지 않고 고의 잡음에 의해 초래된 에러를 실질적으로 제거함으로써 위치 해답을 정확히 판단하기 위한 수신기 또는 방법에 대한 필요성이 존재한다.
본 발명에 따르면, 종래의 시스템 및 방법이 가지고 있는 단점을 제거하거나 상당히 감소시켜 정확한 고정 위치를 결정할 수 있는 시스템 및 방법이 제공된다.
본 발명의 일면에 의하면, 위치 측정 시스템을 사용하여 정확한 고정 위치를 결정하는 방법은 측정기간에 걸쳐 고정 위치에 놓여진 단일 위치 측정 시스템(stand- alone GPS)으로부터의 의사거리(pseudo-range) 출력 및 고의 잡음으로부터 야기되는 에러를 제거하기 위해 동일 측정 기간에 걸친 우주 비행체 앙상블의 이력적 천제 위치(historical ephemerides)를 사용한다. 상기 의사거리 출력은 측정 기간에 걸친 복수의 시간 t 각각에서 우주 비행체 앙상블로부터 측정된다. 각각의 측정 시간 t에 대응하는 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치가 결정되고, 의사거리 출력 및 정밀한 천제 위치를 이용하여 각 시간 t에서의 위치 해답이계산된다. 그러면, 지구중심 지구고정 좌표계(ECEF)에서의 정확한 위치는 측정 기간에 걸친 각 시간 t에서의 모든 위치 해답들의 평균값이다.
본 발명의 일면에 의하면 고정 위치의 정확한 결정을 위해 후처리기(post-processor)를 구비한 단일 위치 측정 시스템 수신기가 제공된다. 후처리기는 소정의 측정 기간에 걸친 복수의 의사거리 측정치들을 수신하고(의사거리 측정치들은 측정기간에 걸친 각 시간 t에서 우주 비행체 앙상블로부터 결정된다), 측정 기간에 걸친 우주 비행체 앙상블의 이력적 천제 위치를 얻고(이력적 천체 위치는 잡음 에러 방송 천체 위치 에러(selective availability broadcast ephemeris error)가 없다), 얻어진 이력적 천체 위치에 응답하여 각 시간 t에 대응하는 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치를 결정하고, 각 시간 t에서 위치 해답을 결정하기 위해 복수의 의사거리 및 이력적 천체 위치를 사용하고, 측정 기간에 걸친 위치 해답들을 평균내는 데 적용된다.
본 발명의 기술적인 장점은 고비용의 DGPS 및 WADGPS를 사용하지 않고 방송 천체 위치 에러(broadcast ephemeride errors) ε를 실질적으로 제거하며, 우주 비행체 클럭 디더 δ를 감소시키는 후처리 시스템 및 방법을 제공하는 데 있다.
도 1을 참조하면, 네 개의 우주 비행체(12-15)로부터 라디오 신호 전송을 수신하는 수신기(10)가 도시되어 있다. 위치를 결정하기 위해 사용되는 우주 비행체 집합은 앙상블이라 칭해진다. 적어도 이들 우주 비행체로부터 전송되는 라디오 신호를 이용하여 라디오 신호 전송 시간 T 뿐만 아니라 지구중심 지구고정 좌표계(ECEF)(X,Y,Z) 또는 수신기(10)의 위치가 즉시 계산될 수 있다. 그러나, 배경기술에서 언급하였듯이 즉시 계산된 수신기(10)의 위치는 수평면에서 겨우 100m, 수직면에서 156m의 예측가능한 정확도를 제공할 정도로 미국 국방성에 의해 고의로 낮추어서 제공되고 있다.
이러한 고의적인 저하는 소위 고의 잡음(Selective Availability : SA)에 의해 이루어진다. 고의 잡음은 위성 클럭 디더(dither)(δ)와 방송 천체 위치 데이터(broadcast ephemeris data)(ε)의 두 가지 성분을 갖는다. 각각의 위성 신호상에서 고의 잡음 바이어스는 다르며, 앙상블에서의 각 우주 비행체로부터 결합된 고의 잡음의 함수인 위치 해답으로 귀결된다. 고의 잡음은 위치 해답에 있어서 가장 큰 에러 성분을 이룬다. 본 발명은 위치 해답을 보다 정확히 하기 위해 이러한 에러에 대한 보정을 수행한다.
수신기(10)의 위치 해답은 우주 비행체 앙상블(12-15)의 의사거리의 교차점에 의해 결정된다. 의사거리 측정치는 비행체에 의해 생성된 거리 코드가 비행체로부터 수신기까지 도달하는 데 걸리는 전달 시간을 측정함으로써 결정된 비행체로부터 수신기까지의 거리이다. 의사거리 측정치는 현재의 수신기 위치를 결정하기 위해 수신기 위치 추정치와 각각의 우주 비행체에 의한 궤도 요소(천체 위치 데이터) 방송에 기초한 우주 비행체 위치 추정치와 함께 사용된다. 그러나, 고의 잡음에 의해 수신기 위치 해답의 정확성은 매우 저하된다. 본 발명은 보정 수신기(differential receivers)를 사용하지 않고 고정 수신기의 정확한 위치 해답을 제공한다. GDOP(Geometric Dilution of Precision) 및 가시성(visibility)에 따른 우주 비행체의 선택과 수평면에 대해 우주 비행체가 떠오르고 짐에 따라 측정기간에 걸쳐 다른 우주 비행체의 다른 수로 앙상블이 구성될 수 있다.
도 2를 참조하면, 수신기(10)는 우주 비행체(12-15)로부터 거리 데이터를 수신하는 GPS 수신기(11)를 포함한다. 거리 데이터는 클럭 데이터, 천체 위치 데이터 및 알마낙(almanac) 데이터를 포함한다. GPS 수신기(11)는 측정기간 동안 각 시간 t에서 우주 비행체의 의사거리를 측정한다. 후처리기(16)는 수신기에 의해 시간이 태그된(time-tagged) 의사거리 및 이력적 천체 위치를 수신하고 본 발명의 원리에 의해 수신기 위치를 계산한다. 수신기(11)기의 구성은 당업자에게 잘 알려져 있고 상업적으로 이용할 수 있는 모델에 의해 구현가능하다.
도 3을 참조하면, 블록 20으로 시작하는 흐름도에서 본 발명에 따른 수신기 위치 후처리 장치 및 방법의 일실시예가 도시된다. 고정 측위 위치에서 놓여진 수신기(10)로부터 측정 기간 TSTART≤t≤TSTOP에 걸쳐 시간이 태그된(time-tagged) 의사거리가 얻어지고 후처리를 위해 저장된다. 측정기간은 한시간에서 수시간까지 지속될 수 있다. 의사거리 출력은 거리 신호의 도착 시간의 함수로서 의사거리, 우주 비행체 식별자 및 측정시간을 포함한다. 이들 의사거리는 블록 22에서 수신된다. 동일 측정 기간에 걸쳐 정밀하고 이력적인 천체 위치가 계속해서 얻어지고 블록 24의 입력으로서 수신된다. 이력적 천체 위치는 국립 측지 관측소(National Geodetic Survey)부터 Navstar GPS 정보 센터국(Navstar GPS Information Center Bulletin Board)에 이르기까지 많은 수의 공개적이고 사적인 소스들로부터 이용가능하다. 이력적 천체 위치는 알려진 위치를 갖는 추적용 기준국 네트워크에 의해 우주 비행체까지의 거리 측정을 통해 얻어진다. 이력적 천체 위치는 우주 비행체의 정밀하고 현실적인 궤도(orbit)상의 위치에 대한 정보를 제공한다. 그러므로, 이력적 천체 위치는 고의 잡음에 의해 방송 천체 위치로 도입되는 부정확성을 가지고 있지 않다.
블록 26에서, 앙상블에서 각각의 우주 비행체에 대해 정밀한 천체 위치점들 사이에서 궤도가 정해진다. 상기 궤도는 1976년 페드로 라몬 에스코발(Pedro Ramon Escobal), 존 윌리 & 손(John Wily & Sons)에 의한 "궤도 결정 방법(Method of Orbit Determination)"에서 알려진 바와 같이 공지된 가우시안(Gaussian) 또는 기브시안(Gibbsian) 궤도 결정 알고리즘에 의해 결정된다. 측정 기간에 걸쳐 앙상블에서의 각 우주 비행체에 대한 정확한 궤도를 결정함으로써, 블록 28에 나타낸 바와 같이 각 의사거리 측정치의 시간에 대응하는 중간 천체 위치점(intermediateephemeride points)이 얻어진다.
블록 30에서, 시간 t에서 각 의사거리 측정치에 대해 수신기 위치의 지구중심 지구고정(ECEF) 좌표 (X,Y,Z)가 계산된다. GPS 의사거리를 이용하여 위치를 결정하는 알고리즘은 잘 알려져 있다. 다음에서 예시적인 방법을 설명하기로 한다.
정밀한 우주 비행체 천체 위치 (X,Y,Z)I를 이용하여 비행체 I로부터 수신기까지의 거리는, (x,y,z)를 수신기 위치의 초기 추측치(guess)라 할 때 다음과 같이 구해진다.
(1)
각 우주 비행체에 대해 계산된 거리에 의해, 상기 거리와 대응하는 의사거리 측정치 사이의 차이값 Δρ는, pRi를 측정된 의사거리라 할 때 다음과 같이 구해진다.
(2)
x, y, z에서의 에러는, 다음과 같이 표현된다.
(3)
여기서 K는 최소 자승 에러 해답 행렬이고 다음과 같이 표현되며,
(4)
여기서 [H]는 위치로부터 GPS 해답 세트까지의 단위 벡터 행렬이다. x, y, z에서의 에러는 새로운 x, y, z를 계산하기 위해 초기 추측치에 더해져서 다음과같이 된다.
(5)
단계 (1)부터 단계 (5)는 Δxyz가 0에 가까워질 때까지 각 의사거리 측정치에 대해 반복적으로 계산된다. 이어서 계산된 모든 (x,y,z)는 평균되어진다. 계산된 위치 좌표에 대해 평균을 구하는 것은 고의 잡음 디더 및 바이어스의 효과를 감소시킨다.
이와 같은 방식으로 동작하기 위해, 수신기(10)는 정확한 위치를 결정하기 위해 본 발명에 따른 후처리 방법을 포함하거나 후처리기를 구비할 수 있으며, 보정 GPS 수신기를 사용하지 않고도 고의 잡음에 의해 야기되는 에러를 실질적으로 제거할 수 있다. 이력적 천체 위치를 사용함으로써, 고의 잡음의 방송 천체 위치 에러 성분은 거의 제거된다. 해답 데이터를 평균함으로써, 고의 잡음의 클럭 디더 에러 성분은 상당히 감소된다.
비록 본 발명에서 여러 실시예 및 그들의 장점을 기술하였지만, 다양한 변형, 변경, 수정이 가능하다는 것은 당업자에게 자명할 것이며 후술되는 본 발명의 청구의 범위는 그러한 변형, 변경 및 수정을 포함한다.

Claims (28)

  1. 위치 측정 시스템(GPS)을 이용하여 수신기 고정 위치를 측정하기 위한 방법으로서,
    GPS 수신기로부터 소정의 측정 기간에 걸쳐서, 상기 측정 기간에 걸친 복수의 시간 t 각각에서 우주 비행체 앙상블로부터 측정되는 의사거리 출력을 획득하는 단계;
    상기 복수의 시간 t 각각에 대응하는 상기 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치들을 결정하는 단계;
    상기 의사거리 출력 및 상기 천체 위치들을 이용하여 상기 복수의 시간 t 각각에 대한 위치 해답을 결정하는 단계; 및
    상기 측정 기간에 걸친 상기 각각의 시간 t에 대한 위치 해답을 평균하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  2. 제 1항에 있어서, 상기 이력적 천체 위치들을 결정하는 단계는,
    상기 이력적 천체 위치들에 의해 정의되는 궤도를 결정하는 단계; 및
    상기 이력적 천체 위치들 사이의 중간 이력적 천체 위치를 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  3. 제 2항에 있어서, 상기 궤도를 결정하는 단계는 상기 이력적 천체 위치에 맞추는 것(fitting)을 특징으로 하는 방법.
  4. 제 1항에 있어서, 상기 복수의 시간 t 각각에 대한 위치 해답을 결정하는 단계는,
    초기 수신기 위치를 결정하는 단계;
    상기 이력적 천체 위치 및 상기 초기 수신기 위치에 응답하여 각 우주 비행체로부터 상기 수신기까지의 거리를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이에 응답하여 상기 초기 수신기 위치의 에러를 결정하는 단계;
    상기 에러에 의해 상기 초기 수신기 위치를 보정하는 단계; 및
    상기 에러가 0에 접근할 때까지 반복적으로 상기 단계들을 반복하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  5. 제 1항에 있어서, 상기 위치 해답을 평균하는 단계는,
    각 축의 모든 위치 해답을 합하는 단계; 및
    각 축에 대해 합해진 위치 해답을 각 축에서의 위치 해답의 개수로 나누는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  6. 측정 기간에 걸쳐 복수의 의사거리 데이터를 생성하는 단일 위치 측정 시스템(stand-alone GPS) 수신기를 이용하여 수신기 위치를 측정하기 위한 방법으로서,
    상기 측정 기간에 걸쳐서, 상기 측정 기간에 걸친 복수의 시간 t 각각에서 적어도 네 개의 우주 비행체 앙상블에 대해 측정되는 복수의 의사거리 데이터를 수신하는 단계;
    상기 측정 기간에 걸쳐 상기 동일한 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치들을 수신하는 단계;
    상기 수신된 이력적 천체 위치로부터 각각의 우주 비행체에 대한 궤도를 결정하는 단계;
    상기 측정 기간동안의 복수의 시간 t 각각에 대해 각 궤도에서 상기 이력적 천체 위치 사이에서의 중간 이력적 천체 위치를 결정하는 단계;
    상기 복수의 의사거리 데이터 및 상기 천체 위치를 이용하여 상기 복수의 시간 t 각각에 대한 위치 해답을 결정하는 단계; 및
    상기 측정 기간에 걸친 상기 각각의 시간 t에 대한 위치 해답을 평균하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  7. 제 6항에 있어서, 상기 궤도를 결정하는 단계는 상기 이력적 천체 위치에 맞추는 것(fitting)을 특징으로 하는 방법.
  8. 제 6항에 있어서, 상기 각각의 시간 t에서 위치 해답을 결정하는 단계는,
    초기 수신기 위치를 결정하는 단계;
    상기 이력적 천체 위치 및 상기 초기 수신기 위치에 응답하여 각 우주 비행체로부터 상기 수신기까지의 거리를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이에 응답하여 상기 초기 수신기 위치의 에러를 결정하는 단계;
    상기 에러에 의해 상기 초기 수신기 위치를 보정하는 단계; 및
    상기 에러가 0에 접근할 때까지 반복적으로 상기 단계들을 반복하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  9. 제 6항에 있어서, 상기 위치 해답을 평균하는 단계는,
    각 축의 모든 위치 해답을 합하는 단계; 및
    각 축에 대해 합해진 위치 해답을 각 축에서의 위치 해답의 개수로 나누는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  10. 정확한 고정 위치를 측정하기 위한 후처리기를 구비하는 단일 위치 측정 시스템(stand-alone GPS) 수신기로서, 상기 후처리기는
    상기 측정 기간에 걸쳐서, 상기 측정 기간에 걸친 복수의 시간 t 각각에서 우주 비행체 앙상블로부터 측정되는 복수의 의사거리 측정치를 수신하는 단계;
    상기 측정 기간에 걸쳐 상기 우주 비행체 앙상블의 고의 잡음 방송 천체 위치 에러가 없는 이력적 천체 위치들을 획득하는 단계;
    상기 획득한 이력적 천체 위치에 대응하여 각 시간 t에 대응하는 상기 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치를 결정하는 단계;
    각 시간 t에서 위치 해답을 결정하기 위해 상기 복수의 의사거리 측정치 및 상기 이력적 천체 위치를 이용하는 단계;
    상기 측정 기간에 걸친 상기 위치 해답을 평균하는 단계를 포함하도록 프로그램된 것을 특징으로 하는 수신기.
  11. 제 10항에 있어서, 상기 후처리기는,
    상기 획득한 이력적 천체 위치에 의해 정의되는 궤도를 결정하는 단계; 및
    상기 궤도에서 상기 이력적 천체 위치들 사이의 중간 이력적 천체 위치를 결정하는 단계를 추가로 수행하도록 프로그램된 것을 특징으로 하는 수신기.
  12. 제 10항에 있어서, 상기 후처리기는 상기 각각의 시간 t에서 위치 해답을 결정하기 위해,
    초기 수신기 위치를 결정하는 단계;
    상기 이력적 천체 위치 및 상기 초기 수신기 위치에 응답하여 각 우주 비행체로부터 상기 수신기까지의 거리를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이를결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이에 응답하여 상기 초기 수신기 위치의 에러를 결정하는 단계;
    상기 에러에 의해 상기 초기 수신기 위치를 보정하는 단계; 및
    상기 에러가 0에 접근할 때까지 반복적으로 상기 단계들을 반복하는 단계를 포함하도록 프로그램된 것을 특징으로 하는 수신기.
  13. 제 10항에 있어서, 상기 후처리기는 상기 위치 해답을 평균하기 위해,
    각 축에서 모든 위치 해답을 합하는 단계; 및
    각 축에 대해 합해진 위치 해답을 각 축에서의 위치 해답의 개수로 나누는 단계를 포함하도록 프로그램된 것을 특징으로 하는 수신기.
  14. 위치 측정 시스템(GPS)을 이용하여 고정 수신기의 위치를 측정하기 위한 방법으로서,
    소정의 측정 기간에 걸쳐서, 상기 측정 기간에 걸친 복수의 시간 "t" 각각에서 우주 비행체 앙상블로부터 측정되는 의사거리 출력을 GPS 수신기로부터 획득하는 단계;
    상기 복수의 시간 "t" 각각에 대응하는 상기 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치들을 결정하는 단계; 및
    상기 의사거리 출력 및 상기 이력적 천체 위치들을 이용하여 상기 복수의 시간 "t" 각각에 대한 위치 해답을 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  15. 제 14항에 있어서, 상기 이력적 천체 위치들을 결정하는 단계는,
    상기 이력적 천체 위치들에 의해 정의되는 궤도를 결정하는 단계; 및
    상기 이력적 천체 위치들 사이의 중간 이력적 천체 위치를 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  16. 제 15항에 있어서, 상기 궤도를 결정하는 단계는 상기 이력적 천체 위치에 맞추는 것(fitting)을 특징으로 하는 방법.
  17. 제 14항에 있어서, 상기 복수의 시간 "t" 각각에서 위치 해답을 결정하는 단계는,
    초기 수신기 위치를 결정하는 단계;
    상기 이력적 천체 위치 및 상기 초기 수신기 위치에 응답하여 각 우주 비행체로부터 상기 수신기까지의 거리를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이에 응답하여 상기 초기 수신기 위치의 에러를 결정하는 단계;
    상기 에러에 의해 상기 초기 수신기 위치를 보정하는 단계; 및
    상기 에러가 0에 접근할 때까지 반복적으로 상기 단계들을 반복하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  18. 제 14항에 있어서, 상기 의사거리 출력을 GPS 수신기로부터 획득하는 단계는 상기 소정의 측정 기간에 걸쳐 상기 의사거리의 시간 태깅(time tagging)을 획득하는 단계로 구성되는 것을 특징으로 하는 방법.
  19. 제 14항에 있어서, 상기 의사거리 출력을 GPS 수신기로부터 획득하는 단계는 거리 신호의 도착 시간의 함수로서 의사거리, 우주 비행체 식별자 및 측정시간을 구비하는 의사거리 출력을 획득하는 단계로 구성되는 것을 특징으로 하는 방법.
  20. 제 14항에 있어서, 상기 의사거리 출력을 GPS 수신기로부터 획득하는 단계는 클럭 데이터, 천체 위치 데이터, 알마낙(almanac) 데이터를 구비하는 의사거리 출력을 획득하는 단계를 구성되는 것을 특징으로 하는 방법.
  21. 측정 기간에 걸쳐 복수의 의사거리를 생성하는 단일 위치 측정 시스템(stand-alone GPS) 수신기의 위치를 측정하기 위한 방법으로서,
    상기 측정 기간에 걸쳐서, 상기 측정 기간에 걸친 복수의 시간 t 각각에서 적어도 네 개의 우주 비행체 앙상블에 대해 측정되는 복수의 의사거리 데이터를 상기 수신기로부터 수신하는 단계;
    상기 측정 기간에 걸쳐 상기 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치들을 수신하는 단계;
    상기 측정기간에 걸쳐 상기 수신된 이력적 천체 위치로부터 각각의 우주 비행체에 대한 궤도를 결정하는 단계;
    상기 측정 기간동안의 복수의 시간 "t" 각각에 대해 각 궤도에서 상기 이력적 천체 위치 사이에서의 중간 이력적 천체 위치를 결정하는 단계; 및
    상기 복수의 의사거리 데이터 및 상기 천체 위치를 이용하여 상기 복수의 시간 "t" 각각에 대한 위치 해답을 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  22. 제 21항에 있어서, 상기 각각의 시간 t에서 위치 해답을 결정하는 단계는,
    초기 수신기 위치를 결정하는 단계;
    상기 이력적 천체 위치 및 상기 초기 수신기 위치에 응답하여 각 우주 비행체로부터 상기 수신기까지의 거리를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이에 응답하여 상기 초기 수신기 위치의 에러를 결정하는 단계;
    상기 에러에 의해 상기 초기 수신기 위치를 보정하는 단계; 및
    상기 에러가 0에 접근할 때까지 반복적으로 상기 단계들을 반복하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  23. 고정 수신기의 위치 측정에서 고의 잡음으로부터 초래되는 방송 천체 위치 에러 성분을 최소화하기 위한 방법으로서,
    소정의 측정 기간에 걸쳐서, 상기 측정 기간에 걸친 복수의 시간 "t" 각각에서 우주 비행체 앙상블로부터 측정되고 고의 잡음을 갖는 의사거리 출력을 GPS 수신기로부터 획득하는 단계;
    상기 복수의 시간 "t" 각각에 대응하는 상기 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치들을 결정하는 단계; 및
    상기 의사거리 출력 및 상기 이력적 천체 위치들을 이용하여 상기 복수의 시간 "t" 각각에 대한 위치 해답을 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  24. 제 23항에 있어서, 상기 이력적 천체 위치들을 결정하는 단계는 각각의 의사거리 출력 측정치의 시간에 대응하는 중간 이력적 천체 위치점을 결정하는 단계로 구성되는 것을 특징으로 하는 방법.
  25. 제 23항에 있어서, 상기 이력적 천체 위치들을 결정하는 단계는,
    상기 이력적 천체 위치들에 의해 정의되는 궤도를 결정하는 단계; 및
    상기 이력적 천체 위치들 사이의 중간 이력적 천체 위치를 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  26. 제 23항에 있어서, 상기 복수의 시간 "t" 각각에서 위치 해답을 결정하는 단계는,
    초기 수신기 위치를 결정하는 단계;
    상기 이력적 천체 위치 및 상기 초기 수신기 위치에 응답하여 각 우주 비행체로부터 상기 수신기까지의 거리를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이를 결정하는 단계;
    상기 각 우주 비행체의 거리 및 상기 수신기 의사거리 출력 사이의 차이에 응답하여 상기 초기 수신기 위치의 에러를 결정하는 단계;
    상기 에러에 의해 상기 초기 수신기 위치를 보정하는 단계; 및
    상기 에러가 0에 접근할 때까지 반복적으로 상기 단계들을 반복하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  27. 위치 측정 시스템(GPS)을 이용하여 고정 수신기의 위치를 측정하기 위한 방법으로서,
    복수의 시간 "t" 각각에 대응하는 우주 비행체 앙상블의 이력적 천체 위치 및 복수의 시간 "t"에서 우주 비행체 앙상블로부터의 의사거리 출력치 를 이용하여복수의 시간 "t" 각각에 대해 수신기에 대한 위치 해답을 계산하는 단계; 및
    상기 측정에 걸친 상기 각각의 시간 t에 대한 위치 해답을 평균하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  28. 제 27항에 있어서, 상기 위치 해답을 평균하는 단계는,
    각 축의 모든 위치 해답을 합하는 단계; 및
    각 축에 대해 합해진 위치 해답을 각 축에서의 위치 해답의 개수로 나누는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
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