KR20090074049A - 이동-유닛 측위 디바이스 - Google Patents

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Abstract

이동-유닛 측위 디바이스에서, 위성들로부터의 위성 신호들을 통해 운반된 의사 잡음 코드들의 위상들은 이동 유닛의 위치를 측정하기 위해 그 이동 유닛에서 관측된다. 그 위성들 중 하나의 위성과 이동 유닛 사이의 의사 거리는, 그 이동 유닛의 정지 동안 획득된 그 위상의 관측된 값을 사용하여 그 이동 유닛의 정지 동안 위성마다 측정된다. 측정된 의사 거리의 에러를 나타내는 에러 인덱스값은, 이동 유닛의 정지 동안 시점들에서 측정된 의사 거리에 기초하여 계산된다. 가중 인자는 위성마다 계산된 인덱스값에 기초하여 결정된다. 결정된 가중 인자를 사용하는 가중된 측위 계산은, 이동 동안 획득된 위상의 관측된 값을 사용하여 이동 동안 이동 유닛의 위치를 결정하기 위해 수행된다. 위치가 유사한 방법을 사용하여 측정되는 추가적인 디바이스가 제안되지만, 이러한 경우, 에러 "인덱스" 는, 의사 거리보다는 계산된 이동 유닛 속도의 에러에 기초한다.
이동-유닛 측위 디바이스, 에러 인덱스값

Description

이동-유닛 측위 디바이스{MOBILE-UNIT POSITIONING DEVICE}
기술분야
본 발명은, 이동 유닛 등의 위치를 측정하는 이동-유닛 측위 디바이스에 관한 것이다.
배경기술
종래에, 지구중심 (geocentric) 직교 좌표 시스템상의 사용자 속도 및 동시 속도 수학식에 의한 그 시스템의 시간 오프셋 레이트를 계산하는 방법이 공지되어 있다. 그 동시 속도 수학식은, 동시 위치 수학식에 의해 결정된 지구중심 직교 좌표 시스템상의 사용자 위치 및 시간 오프셋을 사용하여 구성된다. 시간에 대한 지구중심 직교 좌표 시스템상의 속도의 미분값 (differentiated value) 은 동시 속도 수학식을 풀므로써 결정된다. 사용자에 의해 요구되는 각각의 값은, 사용자 위치에서의 지구중심 직교 좌표 시스템으로의 지구중심 직교 좌표 시스템의 변환을 통해, 시간에 대한 지구중심 직교 좌표 시스템상의 속도의 미분값을 획득함으로써 계산된다. 예를 들어, 일본 특허 제 2963912호를 참조한다.
일반적으로, GPS (글로벌 측위 시스템) 에서, 이동 유닛의 위치의 측정은 복수의 위성들로부터의 수신 신호들의 결과에 기초하여 수행된다. 이 때, 각각의 위성들로부터 이동 유닛으로의 무선 전파 경로는 서로 상이하며, 각각의 위성에 대한 상이한 에러는 각각의 위성들로부터의 수신 신호들에 기초하여 획득된 측정값 (예를 들어, 의사 거리 (pseudo distance)) 에 포함될 수도 있다. 이러한 이유 때문에, GPS 측위를 수행할 경우, 각각의 위성에 대해 가중치를 할당하는 경우들이 존재한다.
종래에, 많은 경우, 상술된 가중에서 사용되는 가중 인자들은, 측위 계산의 이전 인스턴트에서의 잔여 차이, 각각의 위성의 앙각 (elevation angle) 에서의 차이, 또는 각각의 위성으로부터 수신된 신호의 강도에서의 차이에 따라 결정된다. 그러나, 결정된 가중 인자들을 사용하는 것이 위성마다의 상이한 에러를 반영하는데 적절하지 않다는 문제가 존재한다.
발명의 개시
본 발명의 일 양태에 따르면, 상술된 문제를 제거하는 개선된 이동-유닛 측위 디바이스가 개시된다.
본 발명의 일 양태에 따르면, 위성마다의 상이한 에러를 적절히 반영하는 가중된 측위 계산을 수행할 수 있는 이동-유닛 측위 디바이스가 개시된다.
상술된 문제들 중 하나 이상의 문제들을 해결 또는 감소시키는 본 발명의 일 실시형태에서, 복수의 위성들로부터의 위성 신호들을 통해 운반된 의사 잡음 코드의 위상들을 이동 유닛에서 관측하여, 이동 유닛의 위치를 결정하는 이동-유닛 측위 디바이스가 개시되며, 그 이동-유닛 측위 디바이스는, 이동 유닛의 정지 동안 획득된 의사 잡음 코드 위상의 관측된 값을 사용하여, 그 이동 유닛의 정지 동안 복수의 위성들 중 하나의 위성과 이동 유닛 사이의 의사 거리를 위성마다 측정하는 의사-거리 측정부; 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 그 의사-거리 측정부에 의해 측정된 의사 거리들에 기초하여, 측정된 의사 거리의 에러를 나타내는 에러 인덱스 값을 위성마다 계산하는 에러-인덱스-값 계산부; 그 에러-인덱스-값 계산부에 의해 계산된 위성마다의 에러 인덱스 값에 기초하여, 가중 인자를 위성마다 결정하는 가중-인자 결정부; 및 이동 유닛의 이동 동안 획득된 의사 잡음 코드 위상의 관측된 값을 사용하여 이동 동안 이동 유닛의 위치를 결정하기 위해, 그 가중-인자 결정부에 의해 결정된 위성마다의 가중 인자를 사용하여, 가중된 측위 계산을 수행하는 측위 계산부를 포함한다.
상술된 이동-유닛 측위 디바이스는, 에러 인덱스 값이 분산 또는 표준 편차이도록 배열될 수도 있다.
상술된 이동-유닛 측위 디바이스는, 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 의사-거리 측정부에 의해 측정된 의사 거리들에 기초하여, 측정된 의사 거리들의 에러들의 평균을 위성마다 계산하는 에러 평균화부를 더 포함하도록 배열될 수도 있어서, 그 에러 평균화부에 의해 계산된 에러 평균에 의하여 정정되는 위상의 관측된 값을 사용하여, 이동 동안 이동 유닛의 위치를 측위 계산부가 결정한다.
상술된 문제들 중 하나 이상의 문제를 해결 또는 감소시키는 본 발명의 일 실시형태에서, 복수의 위성들로부터의 위성 신호들의 캐리어들의 도플러 주파수들을 이동 유닛에서 관측하여, 이동 유닛의 속도를 측정하는 이동-유닛 측위 디바이스가 개시되며, 그 이동-유닛 측위 디바이스는, 이동 유닛의 정지 동안 획득된 도플러 주파수의 관측된 값을 사용하여, 이동 유닛의 정지 동안 이동 유닛의 속도를 위성마다 계산하는 이동-유닛-속도 계산부; 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에 서 이동-유닛-속도 계산부에 의해 계산된 이동 유닛 속도에 기초하여, 계산된 이동 유닛 속도의 에러를 나타내는 에러 인덱스 값을 위성마다 계산하는 에러-인덱스-값 계산부; 에러-인덱스-값 계산부에 의해 계산된 위성마다의 에러 인덱스 값에 기초하여, 가중 인자를 위성마다 결정하는 가중-인자 결정부; 및 이동 유닛의 이동 동안 획득된 도플러 주파수의 관측된 값을 사용하여 이동 동안 이동 유닛의 속도를 결정하기 위해, 가중-인자 결정부에 의해 결정된 위성마다의 가중 인자를 사용하여, 가중된 측위 계산을 수행하는 측위 계산부를 포함한다.
상술된 이동-유닛 측위 디바이스는, 에러 인덱스 값이 분산 또는 표준 편차이도록 배열될 수도 있다.
상술된 이동-유닛 측위 디바이스는, 이동-유닛-속도 계산부에 의해 계산된 위성마다의 이동 유닛 속도에 기초하여, 복수의 위성들 중 가중된 측위 계산을 위해 사용되는 위성을 선택하는 위성 선택부를 더 포함하도록 배열될 수도 있다.
상술된 이동-유닛 측위 디바이스는, 이동 유닛내에 배열된 센서의 출력 신호에 기초하여, 이동 유닛이 정지 상태에 있는지의 여부를 판정하는 이동-유닛 정지 판정부를 더 포함하도록 배열될 수도 있어서, 위성 선택부가, 에러-인덱스-값 계산부에 의해 계산된 위성마다의 에러 인덱스 값에 따라, 복수의 위성들 중 가중된 측위 계산을 위해 사용되는 위성을 선택한다.
상술된 이동-유닛 측위 디바이스는, 위성 선택부가 에러 인덱스 값 계산부에 의해 계산되는 작은 에러 인덱스 값을 갖는 위성을 우선적으로 선택하도록 배열될 수도 있다.
상술된 이동-유닛 측위 디바이스는, 에러 인덱스 값이, 이동-유닛 정지 결정부에 의해 결정된 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 이동-유닛-속도 계산부에 의해 계산된 이동 유닛 속도의 평균, 계산된 이동 유닛 속도의 에러들의 분산, 계산된 이동 유닛 속도의 에러들의 표준 편차, 로패스 (low pass) 필터에 적용되는 계산된 이동 유닛 속도로부터 획득된 로패스 값, 및 로패스 값의 변화 레이트 중 단지 임의의 하나 또는 이들의 결합이도록 배열될 수도 있다.
본 발명의 실시형태에 따르면, 위성마다의 상이한 에러가 적절히 반영되는 가중된 측위 계산을 수행하는 이동-유닛 측위 디바이스를 제공하는 것이 바람직하다.
도면의 간단한 설명
도 1은 본 발명의 일 실시형태의 이동-유닛 측위 디바이스가 적용되는 GPS의 전체 구성을 나타내는 다이어그램이다.
도 2는 차량내 (in-vehicle) 디바이스의 구성을 나타내는 블록도이다.
도 3은 GPS 수신기의 내부 구성을 나타내는 다이어그램이다.
도 4는 이러한 실시형태의 측위부의 구성을 나타내는 블록도이다.
도 5는 이러한 실시형태의 측위부에 의해 수행되는 차량 위치 측위 프로세싱을 설명하는 흐름도이다.
도 6은 이러한 실시형태의 측위부에 의해 수행되는 차량 속도 측위 프로세싱을 설명하는 흐름도이다.
도 7은 본 발명의 또 다른 실시형태의 측위부의 구성을 나타내는 블록도이 다.
도 8은 이러한 실시형태의 측위부에 의해 수행되는 측위 프로세싱을 설명하는 흐름도이다.
도 9는 도 8의 측위 프로세싱의 측위 데이터 프로세싱 (단계 S818) 을 설명하는 흐름도이다.
도 10은 도 8의 측위 프로세싱의 또 다른 측위 데이터 프로세싱 (단계 S818) 을 설명하는 흐름도이다.
본 발명을 실시하기 위한 최상의 형태
다음의 설명은 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 실시형태를 제공할 것이다.
도 1은, 본 발명의 실시형태의 이동-유닛 측위 디바이스가 적용되는 GPS (글로벌 측위 시스템) 의 전체 구성을 나타내는 다이어그램이다.
도 1에 도시된 바와 같이, GPS는, 지구 주위를 선회하는 GPS 위성 (10), 및 지구상에 위치되고 지구의 표면상에서 이동가능한 차량 (90) 을 포함한다.
차량 (90) 은 이동 유닛의 일 예이다. 이동 유닛의 다른 예는, 오토바이, 기차, 선박, 비행기, 지게차, 로봇과 같은 정보 단말기들 및 소유자의 이동과 함께 이동가능한 셀룰러 전화기와 같은 정보 단말기 등을 포함할 수도 있다.
각각의 GPS 위성 (10) 은 일정하게 네비게이션 메시지 (위성 신호) 를 지구에 브로드캐스팅한다. 네비게이션 메시지는 대응하는 GPS 위성 (10) 의 위성 궤도 정보 (이페머리스 (ephemeris) 데이터 또는 알마낙 (almanac) 데이터), 그 위 성의 클록의 정정값, 및 전리층 (ionized layer) 의 정정 계수를 포함한다.
네비게이션 메시지는 C/A (코오스 획득) 코드에 의해 확산되고, L1 파 (주파수: 1575.42㎒) 를 통해 운반되며, 일정하게 지구로 브로드캐스팅된다. L1 파는, C/A 코드에 의해 변조된 사인파와 P 코드 (Precision code) 에 의해 변조된 코사인 파의 합성파이며, 직교 변조된다. C/A 코드 및 P 코드는, -1 및 1이 소정의 주기 간격으로 랜덤하게 어레이된 코드 시퀀스들로 구성되는 의사 잡음 코드이다.
현재, 24개의 GPS 위성들 (10) 이 약 20,000㎞ 의 고도에서 지구 주위를 선회하고 있으며, 4개의 GPS 위성들 (10) 은 약 55도인 지구 궤도 기울기 주위의 6개의 궤도면 각각에 균등하게 배열된다. 따라서, 하늘이 열려있는 지구상의 임의의 장소에서 GPS 위성들 (10) 중 5개 이상이 항상 관측될 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 이동-유닛 측위 디바이스인 차량내 디바이스 (1) 가 차량 (90) 내에 배열된다. 도 2는 차량내 디바이스 (1) 의 구성을 도시한다.
도 2에 도시된 바와 같이, 차량내 디바이스 (1) 는, 주요 컴포넌트들로서 GPS 수신기 (20) 및 차량 정지 판단부 (40) 을 포함한다. GPS 수신기 (20) 의 기능들은 후술될 것이다.
차량 정지 판단부 (40) 는 차량 (90) 이 정지 상태에 있는지의 여부를 판정한다. 차량 정지를 판단하는 다양한 방법들이 존재하며, 이들 방법들 중 임의의 방법이 임의로 채용될 수도 있다. 예를 들어, 차량 정지 판단부 (40) 는, 차량 (90) 내에 배열된 가속 센서 또는 각-속도 센서의 출력 신호 (미분값 등) 에 기초하여, 차량이 정지 상태에 있는지의 여부를 판정할 수도 있다.
다른 방법으로, 차량 정지 판단부 (40) 는, 차량 (90) 내에 배열된 차륜 속도 센서의 출력 신호에 기초하여, 차량이 정지 상태에 있는지의 여부를 판정할 수도 있다. 다른 방법으로, 차량 정지 판단부 (40) 는, 차륜 속도 센서의 출력 신호 대신 또는 그에 부가하여, 트랜스미션 (transmission) 의 출력축의 회전 속도를 감지하고, 브레이크 페달의 동작 조건을 검출하거나, 시프트 위치를 검출하는 센서와 같이 차량 속도에 관련된 물리량을 출력할 수 있는 또 다른 차량내 센서의 출력 신호를 사용하여, 차량이 정지 상태에 있는지의 여부를 판정할 수도 있다.
도 3은 GPS 수신기 (20) 의 내부 구성을 도시한다.
다음으로, 설명의 용이함을 위해 복수의 위성들 중 특정한 GPS 위성 (101) 으로부터 수신된 위성 신호의 신호 프로세싱 (일 채널의 신호 프로세싱) 에 대한 설명이 제공될 것이다.
신호 프로세싱은, 관측 주기 (예를 들어, 1ms) 마다, 관측가능한 GPS 위성들 (101, 102, 103) 로부터의 위성 신호들 각각에 대해 병렬로 실행된다.
GPS 수신기 (20) 는, GPS 안테나 (21), RF (무선 주파수) 회로 (22), A/D (아날로그-디지털) 변환 회로 (24), DDL (지연-록 루프 (delay-locked loop); 110), PPL (위상-록 루프 (phase-locked loop); 120), 위성 위치 계산부 (124), 및 필터 (130) 를 포함한다.
DDL (110) 은, 상호-상관 계산부 (111, 112), 위상 전진부 (113), 위상 지연부 (114), 위상 시프트량 계산부 (115), 위상 정정량 계산부 (116), 복제 C/A 코드 생성부 (117), 의사 거리 계산부 (118), 및 측위부 (50) 를 포함한다.
GPS 안테나 (21) 는 GPS 위성 (101) 으로부터 전송된 위성 신호를 수신하고, 그 수신 위성 신호를 전압 신호 (이러한 예에서, 그의 주파수는 약 1.5㎓ 이다) 로 변환한다. 이러한 1.5㎓ 전압 신호는 RF (무선 주파수) 신호로 지칭된다.
RF 회로 (22) 는, GPS 안테나 (21) 를 통해 수신된 약한 RF 신호를 A/D 변환이 후속부에서 수행될 수 있게 하는 레벨로 증폭시키고, 그 RF 신호의 주파수의 신호 프로세싱을 수행할 수 있는 중간 주파수 (통상적으로, 1㎒ 내지 20㎒ 의 범위) 로 그 RF 신호의 주파수를 변환시킨다. RF 신호 주파수의 하향 변환에 의해 획득된 신호는 IF (중간 주파수) 신호로 지칭된다.
A/D 변환 회로 (24) 는, RF 회로 (22) 로부터 수신된 IF 신호 (아날로그 신호) 를 디지털 신호 프로세싱이 수행되게 할 수 있는 디지털 IF 신호로 변환시킨다. 이러한 디지털 IF 신호는 DDL (110), PLL (120) 등에 공급된다.
DDL (110) 의 복제 C/A 코드 생성부 (117) 는 복제 C/A 코드를 생성한다. 복제 C/A 코드는, GPS 위성 (101) 으로부터의 위성 신호를 통해 운반된 C/A 코드의 코드 시퀀스와 동일한 +1 및 -1의 코드 시퀀스를 갖는다.
복제 C/A 코드 생성부 (117) 에 의해 생성된 복제 C/A 코드는 위상 전진부 (113) 를 통해 상호-상관 계산부 (111) 에 공급된다. 즉, 조기 (early) 복제 코드가 상호-상관 계산부 (111) 에 공급된다. 공급된 복제 C/A 코드의 위상은, 위상 전진부 (113) 에 의해 소정의 위상만큼 전진된다. 위상 전진부 (113) 에 의해 야기되는 위상 전진량이 θ1 으로 설정된다고 가정한다.
디지털 IF 신호는 믹서 (미도시) 에서 PLL (120) 에 의해 생성된 복제 캐리어와 승산되며, 결과적인 신호는 상호-상관 계산부 (111) 에 또한 공급된다.
상호-상관 계산부 (111) 는, 입력된 디지털 IF 신호, 및 위상 전진량 θ1 을 갖는 조기 복제 코드를 사용하여 상관값 (조기 상관값 ECA) 을 계산한다. 예를 들어, 조기 상관값 ECA는 다음의 식에 의해 계산된다.
조기 상관값 ECA ＝ ∑{(디지털 IF)×(조기 복제 코드)}
또한, 복제 C/A 코드 생성부 (117) 에 의해 생성된 복제 C/A 코드는 위상 지연부 (114) 를 통해 상호-상관 계산부 (112) 에 공급된다. 즉, 만기 (late) 복제 코드가 상호-상관 계산부 (112) 에 공급된다. 그 복제 C/A 코드의 위상은 위상 지연부 (114) 에 의해 소정의 위상만큼 지연된다. 위상 지연부 (114) 에 의해 야기되는 위상 지연량은 θ1 와 동일하지만, 위상 지연량의 부호 (sign) 는 위상 전진량의 부호와 반대이다.
또한, 디지털 IF 신호는 믹서 (미도시) 에서 PLL (120) 에 의해 생성된 복제 캐리어와 승산되며, 결과적인 신호는 상호-상관 계산부 (112) 에 또한 공급된다.
상호-상관 계산부 (112) 는, 입력된 디지털 IF 신호, 및 위상 지연량 θ1 을 갖는 만기 복제 코드를 사용하여 상관값 (만기 상관값 LCA) 을 계산한다. 예를 들어, 만기 상관값 LCA은 다음의 식에 의해 계산된다.
만기 상관값 LCA1 ＝ ∑{(디지털 IF)×(만기 복제 코드)}
이러한 방식에서, 상호-상관 계산부 (111 및 112) 는, 상관기 간격 d1 ("간격 (spacing)" 으로 지칭됨) 이 2θ1 으로 설정되는 상관값 계산을 수행한다. 상호-상관 계산부 (111 및 112) 에 의해 각각 계산된 조기 상관값 ECA 및 만기 상관값 LCA는, 위상 시프트량 계산부 (115) 에 공급된다.
위상 시프트량 계산부 (115) 는, 복제 C/A 코드 생성부 (117) 에 의해 생성된 복제 C/A 코드와 디지털 IF 신호 사이의 위상 차이를 계산한다. 즉, 위상 시프트량 계산부 (115) 는, 수신 C/A 코드에 대한 생성된 복제 C/A 코드의 위상 시프트량 Δφ 을 계산 (또는 추정) 한다. 예를 들어, 복제 C/A 코드의 위상 시프트량 Δφ 은 다음의 식에 의해 계산된다.
Δφ ＝ (ECA － LCA)/2(ECA ＋ LCA)
이에 따라 계산된 위상 시프트량 Δφ 은 위상 정정량 계산부 (116) 에 공급된다.
위상 정정량 계산부 (116) 는, 위상 시프트량 Δφ 을 소거시키기 위해 적절한 위상 정정량을 계산한다. 예를 들어, 적절한 위상 정정량은 다음의 식에 의해 계산된다.
(위상 정정량) ＝ (P 이득) × (위상 시프트량 Δφ) ＋ (I 이득) × ∑(위상 시프트량 Δφ)
이러한 식은 PI 제어를 사용하는 피드백 제어를 나타내며, P 이득 및 I 이득은, 각각, 변화성 및 응답성의 균형을 고려함으로써 실험적으로 결정된다. 이러한 방식에서, 계산된 위상 정정량은 복제 C/A 코드 생성부 (117) 에 공급된다.
복제 C/A 코드 생성부 (117) 는, 생성되는 복제 C/A 코드의 위상을 위상 정정량 계산부 (116) 에 의해 계산된 위상 정정량만큼 정정한다. 즉, 복제 C/A 코드의 트래킹 포인트 (tracking point) 가 정정된다.
이에 따라 생성된 복제 C/A 코드는, 위성 전진부 (113) 및 위상 지연부 (114) 를 통해 상호-상관 계산부 (111 및 112) 에 공급되고, 의사 거리 계산부 (118) 에 공급된다. 상호-상관 계산부들 (111 및 112) 에서, 이에 따라 생성된 복제 C/A 코드는, 다음 관측 주기 동안 입력된 IF 디지털 신호의 상관값 계산을 위해 사용된다.
의사 거리 계산부 (118) 는, 복제 C/A 코드 생성부 (117) 에 의해 생성된 복제 C/A 코드의 위상 정보에 기초하여, 의사 거리 ρ1' 를 계산한다. 예를 들어, 의사 거리 ρ1' 는,
ρ1' ＝ N1×300
와 같은 식에 의해 계산되며, 여기서, 의사 거리 ρ에 부착된 "'" 는 의사 거리의 필터링이 수행되지 않았다는 것을 나타내고, 아래첨자 "1" 은 GPS 위성 (101) 의 C/A 코드에 기초하여 계산된 특정한 의사 거리 ρ를 나타내며, "N1" 은 GPS 위성 (101) 과 차량 (90) 사이의 C/A 코드의 비트수를 나타낸다. N1 은, 복제 C/A 코드 생성부 (117) 에 의해 생성된 복제 C/A 코드의 위상, 및 GPS 수신기 (1) 에서 제공된 로컬 클록에 기초하여 계산된다. 상기 식의 수치 "300" 은, 1비트와 동 등한 단위 시간이 1 마이크로초이고, C/A 코드와 동등한 길이가 약 300m (1 마이크로초 × 광속) 이라는 사실로부터 유도된다.
이러한 방식에서, 계산된 의사 거리 ρ'1 는 DDL (110) 로부터 필터 (130) 로 공급된다.
PLL (120) 에서, 내부적으로 생성된 캐리어 복제 신호를 사용하여, 도플러 시프트되는 수신 캐리어의 도플러 주파수 Δf1 이 측정된다. 즉, PLL (120) 은, 복제 캐리어의 주파수 fr 및 기지의 캐리어 주파수 fL1 (＝1575.42㎒) 에 기초하여, 도플러 주파수 Δf1 (＝fr－fL1) 을 측정한다. PLL (120) 에 공급된 디지털 IF 신호는, 믹서 (미도시) 에 의하여 DDL (110) 로부터의 복제 C/A 코드와 승산된 디지털 IF 신호이다. PLL (120) 로부터의 도플러 주파수 Δf1 을 나타내는 신호는 필터 (130) 및 측위부 (50) 에 공급된다.
필터 (130) 에서, 도플러 주파수 Δf1 을 사용하여 의사 거리 ρ1' 의 필터링이 수행된다. 예를 들어, 필터 (130) 에 의한 필터링 이후의 의사 거리 ρ1는 다음의 수학식에 의해 계산된다.
Figure 112009023749772-PCT00001
상기 수학식에서, (i)는 현재 주기를 나타내고, (i－1)은 이전의 주기를 나타내며, M은 가중 인자를 나타낸다. 정확성 및 응답성의 균형을 고려하여, M의 값이 적 절히 결정된다. ΔV 는 GPS 위성 (101) 과 차량 (90) 사이의 상대 속도 (도플러 속도) 를 나타낸다. 예를 들어, ΔV 는,
Figure 112009023749772-PCT00002
와 같은 식에 의해 계산되며, 여기서, c는 광속을 나타낸다. 상기 수학식 1에 의한 필터링은 캐리어 평활화 (carrier smoothing) 로 지칭될 수도 있다. 그 필터링은, 상술된 해치 필터 (hatch filter) 또는 칼만 필터 (Kalman filter) 를 사용하여 실현된다. 필터 (130) 로부터의 의사 거리 ρ1 를 나타내는 신호는 측위부 (50) 에 공급된다.
위성 위치 계산부 (124) 는, 네비게이션 메시지의 위성 궤도 정보에 기초하여, 전세계 좌표 시스템상의 GPS 위성 (101) 의 현재 위치 S1＝(X1, Y1, Z1) 및 그 위성의 이동 속도 V1＝(V1, V1, V1) 를 계산한다. 위성 이동 속도 벡터 V1＝(V1, V1, V1) 는, 계산된 위성 위치 S1 의 현재 주기값과 이전 주기값 사이의 차이를 계산 주기의 시간 지속기간으로 제산함으로써 계산될 수도 있다. 이러한 방식에서, 위성 위치 계산부 (124) 에 의해 계산된 위성 위치 S1 및 위성 이동 속도 벡터 V1 는 측위부 (50) 에 공급된다.
다음으로, 이러한 실시형태의 측위부 (50) 의 구성이 설명될 것이다. 도 4는 이러한 실시형태의 측위부 (50) 의 구성을 도시한다.
도 4에 도시된 바와 같이, 이러한 실시형태의 측위부 (50) 는, σv 계산부 (42), dave 계산부 (44), σd 계산부 (46), 가중 매트릭스 생성부 (48), 및 가중된 측위 계산부 (49) 를 포함한다. 그 부들 (42, 44, 46, 48 및 49) 의 각각의 기능들은 도 5 및 도 6을 참조하여 설명될 것이다.
도 5는 이러한 실시형태의 측위부 (50) 에 의해 수행되는 차량 위치 측위 프로세싱을 설명하는 흐름도이다.
도 5에 도시된 프로세싱 루틴의 실행은, 차량 (90) 의 점화 스위치 (ignition switch) 가 턴 온되는 인스턴트로부터 그 점화 스위치가 턴 오프되는 인스턴트까지의 활성 동작 주기 동안 소정의 주기마다 반복된다. 그 소정의 주기는 상술된 관측 주기와 동등할 수도 있다.
단계 S500에서, 카운터가 초기화된다. 즉, 카운터의 값이 1로 설정된다.
단계 S502에서, 차량 정지 판단부 (40) 로부터 기인하는 판단 결과에 기초하여, 차량 (90) 이 현재 정지 상태에 있는지의 여부가 판정된다. 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우, 제어는 단계 S504로 진행한다. 통상적으로, 이러한 상황은 차량 (90) 이 엔진 시동 이후 주행을 시작하기 전의 상황일 수도 있거나, 차량 주행의 시작 이후 차량 (90) 이 트래픽 신호 앞에서 임시적으로 정지하는 상황일 수도 있다.
한편, 차량 (90) 이 이동중일 경우, 제어는 단계 S514로 진행한다.
단계 S504에서, 카운터의 현재값이 1과 동일한지의 여부가 판정된다. 카운터의 현재값이 1과 동일한 경우, 제어는 단계 S506으로 진행하며, 그렇지 않으면 (즉, 카운터의 현재값이 1보다 큰 경우), 제어는 단계 S508로 진행한다.
단계 S506에서, 가장 신규한 측위 결과들에 기초한 차량 (90) 의 위치 (Xu, Yu, Zu) 는 차량 정지 직후의 차량 위치 u0＝(Xu0, Yu0, Zu0) 로서 저장된다. 차량 정지 직후의 차량 위치 u0＝(Xu0, Yu0, Zu0) 는 가중된 측위 계산에 의해 계산된 것일 수도 있거나, 또 다른 측위 방법 (예를 들어, 관성 네비게이션 (inertial navigation)) 에 의해 계산된 것일 수도 있다.
관성 네비게이션을 사용할 경우, 도로 표지의 기지의 위치 정보를 포함하는 맵 데이터와, 차량내 카메라를 사용하여 도로 표지의 이미지 인식 결과를 매칭함으로써 정정되는 차량 위치가 초기 위치로서 사용되는 관성 네비게이션을 사용하는 것이 바람직하다.
단계 S508에서, 카운터의 값이 1만큼 증분된다.
단계 S510에서, 현재 관측될 수 있는 GPS 위성 (10j) 의 의사 거리 ρj 의 에러의 평균 dave_j ("레인지 에러 평균 dave_j 로 지칭됨) 는, dave 계산부 (44) 에 의해 GPS 위성 (10j) 마다 계산된다. 아래첨자 "j" 는 현재 관측될 수 있는 GPS 위성들 (10) 의 위성 번호 (j＝1, 2, 3, 4, ...) 를 나타내며, 각각의 GPS 위성 (10) 에 특정된 값이다.
레인지 에러 평균 dave_j 이 차량의 정지 상태에서 관측되는 의사 거리 ρj 의 에러들의 평균이라는 것을 유의해야 한다. 예를 들어, 레인지 에러 평균 dave_j 은,
Figure 112009023749772-PCT00003
와 같이 계산되며, 여기서, n은 데이터 아이템의 수이다. 이러한 예에서, n＝(카운터 값) 이다. dj(1) 가 차량 정지를 검출한 이후 제 1 주기 동안 검출된 의사 거리 ρj(i) 의 에러를 나타낸다고 가정하면, dj(i)는 i번째 주기 동안 검출된 의사 거리 ρj(i) 의 에러를 나타낸다. 예를 들어, dj(i) 는, 차량 정지 직후의 측위 결과가 최고 정확도의 위치를 갖는다는 원리를 사용하여, 다음의 수학식에 의해 계산된다.
Figure 112009023749772-PCT00004
상기 수학식에서, (Xj(i), Yj(i), Zj(i)) 는 i번째 주기 동안 계산된 위성 위치를 나타낸다. i번째 주기에 대응하는 주기 동안 위성 위치 계산부 (124) 에 의해 계산된 위성 위치 Sj는 (Xj(i), Yj(i), Zj(i)) 로서 사용된다. (Xu0, Yu0, Zu0) 은, 상기 단계 S506 에서 저장된 차량 정지 직후의 차량 위치 u0 를 나타낸다. 유사하게, ρj(i) 는 i번째 주기 동안 계산된 GPS 위성 (10j) 의 의사 거리 ρj 를 나타낸다. c·ΔT 는 GPS 수신기 (20) 에서의 클록 에러를 나타낸다. 가중된 측위 계산부 (49) 에 의해 이후에 결정되는 값이 c·ΔT 로서 사용될 수도 있다.
단계 S512에서, σd 계산부 (46) 는, 현재 관측될 수 있는 GPS 위성들 (10j) 에 관해 계산되는 의사 거리 ρj 의 에러들의 표준 편차 σd_j ("레인지 에러 표준 편차 σd_j" 로 지칭됨) 를 GPS 위성 (10j) 마다 계산한다.
유사하게, 레인지 에러 표준 편차 σd_j 가 차량의 정지 상태에서 관측되는 의사 거리 ρj 의 에러들의 표준 편차임을 유의해야 한다. 예를 들어, 레인지 에러 표준 편차 σd_j 는 다음의 식에 의해 계산된다.
Figure 112009023749772-PCT00005
상기 식에서, σd_j2 는, 의사 거리 ρj 의 에러들 dj 의 분산을 나타낸다. 레인지 에러 표준 편차 σd_j 는, 각각의 값들 dj(i), 및 dave 계산부 (44) 에 의해 계산된 dave_j 를 사용하여 계산될 수도 있다.
이러한 방식에서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 동안, 단계 S508 및 단계 S510 의 프로세싱이 반복된다. 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 임의의 시간에서 관측되는 데이터에 기초하여, 레인지 에러 평균 dave_j 및 레인지 에러 표준 편차 σd_j 는 매 소정의 주기 동안 GPS 위성 (10j) 마다 계산된다.
당연히, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 주기성 i가 증가함에 따라, 샘플들의 수가 증가하며, 따라서, 레인지 에러 평균 dave_j 및 레인지 에러 표준 편차 σd_j 의 신뢰도가 증가한다.
이러한 방식에서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 동안 계산되는 레인지 에러 평균 dave_j 및 레인지 에러 표준 편차 σd_j 는, 후속 단계들 S514 내지 S518에 서, 차량이 정지한 이후에 차량이 이동하기 시작한 이후 차량 (90) 위치의 측위에서 효율적으로 사용된다.
단계 S514에서, 카운터의 값이 소정의 임계값보다 큰지의 여부가 판정된다. 이러한 판단에서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 동안 계산되었던 레인지 에러 평균 dave_j 및 레인지 에러 표준 편차 σd_j 가 신뢰가능한지의 여부가 판정된다. 그 관점을 고려하여, 소정의 임계값이 적절한 값으로 설정될 수도 있다. 예를 들어, 10 내지 20개 이상의 샘플수에 대하여, 소정의 임계값은 11 내지 21 사이의 범위의 임의의 값으로 설정될 수도 있다.
카운터의 값이 소정의 임계값보다 큰 경우, 제어는 단계 S516으로 진행한다. 카운터의 값이 소정의 임계값보다 작은 경우, 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 동안 계산된 레인지 에러 평균 dave_j 및 레인지 에러 표준 편차 σd_j 의 신뢰도가 낮다고 결정된다 (예를 들어, 차량 정지 시간이 매우 짧은 경우임). 이러한 경우, 현재 주기에 대한 프로세싱 루틴이 완료되며, 제어는 단계 S500으로 복귀한다.
단계 S516에서, 가중 매트릭스 W의 각각의 컴포넌트는, 차량 정지 동안 최종 주기에 대해 상기 단계들 S510 및 S512에서 계산되었던 레인지 에러 평균 dave_j 및 레인지 에러 표준 편차 σd_j 에 기초하여, 가중 매트릭스 생성부 (48) 에 의해 결정된다. 가중 매트릭스 W의 컴포넌트들은 그 가중 매트릭스 W의 대각 컴포넌트들을 제외하고 0이며, σd 계산부 (46) 에 의해 계산된 레인지 에러 표준 편차 σd_j 는 각각의 대각 컴포넌트에 대입된다.
다음으로, 설명의 편리함을 위해, 4개의 GPS 위성들 (101, 102, 103, 및 104) 가 현재 관측될 수 있다고 가정한다. 이러한 경우, 가중 매트릭스 W는 다음의 수학식에 의해 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00006
단계 S518에서, 가중된 측위 계산부 (49) 는, 차량 (90) 의 현재 위치 (Xu, Yu, Zu) 를 결정하기 위해, 현재 주기 동안 관측된 의사 거리들 ρ1, ρ2, ρ3, 및 ρ4 에 기초하여, 상기 단계 S516에서 생성된 가중 매트릭스 W를 사용하여, 가중된 측위 계산을 수행한다.
예를 들어, 가중된 측위 계산은, 다음에서와 같은 가중된 최소 제곱 방법을 사용하여 수행된다.
먼저, 전제 (premise) 로서, 의사 거리 ρj, 위성 위치 (Xj, Yj, Zj), 및 차량 위치 (Xu, Yu, Zu) 사이에서 다음의 수학식이 만족된다.
Figure 112009023749772-PCT00007
b＝c·ΔT 를 가정하면, 미지의 값 (Xu, Yu, Zu, b) 은 상태량
Figure 112009023749772-PCT00008
으로 설정되며, 상기 수학식 5가 상태량
Figure 112009023749772-PCT00009
에 의해 선형화된 일반적인 근사식은 다음과 같 다.
Figure 112009023749772-PCT00010
상태량
Figure 112009023749772-PCT00011
의 적절한 초기값들이 (0, 0, 0, 0) 으로 설정된다고 가정하면, Δρj 는 다음의 수학식에 의해 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00012
수학식 6의 편미분 항들은 다음의 수학식들에 의해 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00013
Δρj 가 관측량 zj 인 것으로 가정되면, 관측량 zj 와 상태량
Figure 112009023749772-PCT00014
사이의 관계는 다음과 같은 관측 매트릭스 H를 사용하여 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00015
상기 식에서, 4개의 GPS 위성들 (101, 102, 103, 및 104) 의 관측량 z 및 관측 매트릭스 H 는 다음과 같이 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00016
따라서, 상태량
Figure 112009023749772-PCT00017
은 다음과 같은 가중 매트릭스 W를 사용하여 결정될 수 있다.
Figure 112009023749772-PCT00018
상술되어 있는 가중된 측위 계산에서, 관측량 zj 로서 의사 거리 ρj 를 사용하는 것보다는, 레인지 에러 평균 dave_j 에 의해 정정되어 있는 정정된 의사 거리 ρj 가 관측량 zj로서 사용되는 것이 바람직하다. 즉, 바람직한 관측량 zj 는 다음과 같이 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00019
이에 따라, 차량 (90) 의 위치 (Xu, Yu, Zu) 에 관해 획득된 측위 결과들이, 예를 들어, 네비게이션 시스템에 출력될 수도 있다.
단계 S520에서, 차량 정지 판단부 (40) 로부터의 판단 결과에 기초하여, 차량 (90) 의 이동 상태가 정지 상태로 변경되었는지의 여부가 판정된다. 차량 (90) 이 이동 상태로부터 정지 상태로 변한 경우, 제어는 단계 S500으로 복귀한다. 한편, 차량 (90) 이 이동중인 경우, 제어는 단계 S518로 진행한다. 이러한 경우, 단계 S518의 프로세싱은, 차량 (90) 의 이동 동안 임의의 시간에 관측되는 의사 거리 ρj 및 위성 위치 (Xj, Yj, Zj) 에 기초하여 계속 수행된다.
관측될 수 있는 GPS 위성들 (10) 이 차량 (90) 의 이동 동안 변경될 경우, 가중 매트릭스 W는 GPS 위성 (10) 의 변화에 따라 재결정될 수도 있다. 예를 들어, 특정한 GPS 위성 (10k) 의 관측이 불가능하게 된 경우, 해당 GPS 위성 (10k) 에 관련된 컴포넌트가 제거되는 가중 매트릭스가 생성되며, 그 후, 해당 GPS 위성 (10k) 의 관측량 zk가 제거된 다른 GPS 위성들 (10j) 에 적용되는 관측량 zj에 기초하여, 가중된 측위 계산이 수행된다.
(차량 (90) 이 정지 상태에 있는 동안 관측되지 않았던) 신규한 GPS 위성 (10k) 이 관측될 경우, 레인지 에러 평균 dave_j 및 레인지 에러 표준 편차 σd_k 는 그 신규한 GPS 위성 (10k) 에 관해 계산되지 않는다. 이러한 경우, 가중된 측위 계산은, 가중 매트릭스의 대각 컴포넌트들에 대한 가중 인자들의 적절한 초기값들을 사용하여 수행될 수도 있다.
도 5의 차량 위치 측위 프로세싱에 따르면, 가중 매트릭스 W의 가중 인자로서 사용된 레인지 에러 평균 dave_j 은, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 동안 각각의 GPS 위성 (10j) 의 관측 데이터에 기초하여 계산되며, 가중 매트릭스 W의 가중 인자는 양호한 신뢰도로 셋업될 수 있다. 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 차량 (90) 의 이동에 의해 야기되는 에러 인자에 의한 영향이 존재하지 않으므로, 각각의 GPS 위성 (10j) 의 관측 데이터 (의사 거리 ρj 의 관측된 값) 에 포함된 에러는 GPS 위성 (10j) 마다 높은 정확도로 추정될 수 있다. 따라서, 도 5의 차량 위치 측위 프로세싱에 따르면, 적절한 가중 매트릭스 W가 차량 (90) 의 정지 동안 셋업되며, 정확한 측위 결과들이 차량 (90) 의 이동 동안 획득될 수 있다.
의사 거리 ρj 가 레인지 에러 평균 dave_j 에 의해 정정되고, 가중된 측위 계산이 수행되므로, 정확한 측위 결과들이 획득될 수 있다. 즉, 의사 거리 ρj 에 포함된 에러들은 레인지 에러 평균 dave_j 을 사용함으로써 제거되며, 정확한 측위 결과들이 획득될 수 있다.
차량 (90) 이 정지 상태에 있는 동안 각각의 GPS 위성 (10j) 의 관측 데이터에 기초하여 레인지 에러 평균 dave_j 이 계산되므로, 측위 결과들의 정확도를 높게 하는 것이 가능하다.
도 5에 도시된 차량 위치 측위 프로세싱에서, 레인지 에러 표준 편차 σd_j 대신, 의사 거리 ρj 의 에러들 dj 의 분산 σd_j2 이 가중 매트릭스 W의 대각 컴포넌트에 대입될 수도 있다.
도 6은, 이러한 실시형태의 측위부 (50) 에 의해 수행되는 차량 속도 측위 프로세싱을 설명하는 흐름도이다.
도 6에 도시된 프로세싱 루틴의 실행은, 차량 (90) 의 점화 스위치가 턴 온되는 인스턴트로부터 그 점화 스위치가 턴 오프되는 인스턴트까지의 활성 동작 주기 동안 소정의 주기마다 반복된다. 그 소정의 주기는 상술된 관측 주기와 동등할 수도 있다.
도 6의 프로세싱 루틴이 도 5의 프로세싱 루틴과는 별개로 도시되어 있지만, 그 루틴들은 개별적으로 병렬로 수행될 수도 있다. 다른 방법으로, 그 루틴들은 하나의 프로세싱 루틴으로 통합될 수도 있으며, 그 통합된 프로세싱 루틴은 이러한 실시형태의 측위부 (50) 에 의해 수행될 수도 있다.
단계 S600에서, 카운터가 초기화된다. 즉, 카운터의 값은 1로 설정된다.
단계 S602에서, 차량 정지 판단부 (40) 으로부터의 판단 결과에 기초하여, 차량 (90) 이 현재 정지 상태에 있는지의 여부가 판정된다. 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우, 제어는 단계 S604로 진행한다. 한편, 차량 (90) 이 이동중인 경우, 제어는 단계 S614로 진행한다.
단계 604에서, 카운터의 값이 현재 1과 동일한지의 여부가 판정된다. 카운터의 값이 1과 동일할 경우, 제어는 단계 S606으로 진행한다. 한편, 카운터의 값이 1보다 클 경우, 제어는 단계 S608로 진행한다.
단계 S606에서, 가장 신규한 측위 결과들에 기초한 차량 (90) 의 위치 (Xu, Yu, Zu) 는 차량 정지 직후의 차량 위치 u0＝(Xu0, Yu0, Zu0) 로서 저장된다. 차량 정지 직후의 차량 위치 u0＝(Xu0, Yu0, Zu0) 는 가중된 측위 계산에 의해 계산된 것일 수도 있거나, 또 다른 측위 방법 (예를 들어, 관성 네비게이션) 에 의해 계산된 것일 수도 있다.
단계 S608에서, 카운터의 값이 1만큼 증분된다.
단계 S610에서, GPS 위성 (10j) 에 대한 차량 (90) 의 시선 방향에서의 차량 속도 Vu_j 의 에러들의 표준 편차 σv_j ("속도 표준 편차 σv_j" 로 지칭됨) 는 σv 계산부 (42) 에 의하여 GPS 위성 (10j) 마다 계산된다.
속도 표준 편차 σv_j 가 차량의 정지 상태에서 관측되는 차량 속도 Vu_j 의 에러들의 표준 편차이라는 것을 유의해야 한다. 예를 들어, GPS 위성 (10j) 의 속도 표준 편차 σv_j 는 다음의 식에 의해 계산된다.
Figure 112009023749772-PCT00020
상기 식에서, σv_j2 은 차량 속도 Vu_j 의 에러들의 분산을 나타내고, 차량 정지가 검출된 이후 첫번째 주기 동안 계산된 GPS 위성 (10j) 의 차량 속도 Vu_j 를 Vu_j(1) 이 나타낸다고 가정하면, Vu_j(i) 는 i번째 주기 동안 계산된 GPS 위성 (10j) 의 차량 속도 Vu_j 를 나타내며, Vave_j 는 각각의 주기 동안 계산된 Vu_j(i) 의 평균을 나타낸다. 예를 들어, Vave_j 는,
Figure 112009023749772-PCT00021
와 같은 수학식에 의해 계산되며, 여기서, n은 데이터 아이템의 수를 나타낸다. 이러한 예에서, n＝(카운터 값) 이다. 차량 (90) 이 정지 상태에 있다는 사실을 고려하여, Vave_j 의 값은 0으로 설정될 수도 있다. 이러한 경우, 속도 표준 편차 σv_j 는 실질적으로 차량 속도 Vu_j 의 에러들의 표준편차이다.
차량 속도 Vu_j(i) 는, GPS 위성 (10j) 의 도플러 레인지 dρj, GPS 위성 (10j) 에 대한 차량 (90) 의 시선 방향에서의 단위 벡터 lj(i), 및 GPS 위성 (10j) 의 위성 이동 속도 벡터 Vj＝(Vj(i), Vj(i), Vj(i)) 간의 관계를 이용하여, 다음과 같이 계산된다.
Figure 112009023749772-PCT00022
예를 들어, 도플러 레인지 dρj(i) 는, 캐리어의 (기지의) 파장 λ, 및 주기 (i) 에서 획득된 GPS 위성 (10j) 의 도플러 주파수 Δfj 를 사용하여, 식
Figure 112009023749772-PCT00023
에 의해 계산된다. 상술된 식에서, lj·Vj 는 단위 벡터 lj 와 위성 이동 속도 벡터 Vj 의 내적이다. 예를 들어, 단위 벡터 lj(i) 는, 상기 단계 S606에서 저장된 차량의 정지 직후의 차량 위치 u0＝(Xu0, Yu0, Zu0), GPS 위성 (10j) 의 위치 S(i)＝(Xj, Yj, Zj), 및 차량 (90) 과 GPS 위성 (10j) 사이의 거리 rj(i) 를 사용하여 다음과 같이 계산된다.
Figure 112009023749772-PCT00024
상기 수학식에서, rj(i) 는 다음의 수학식에 의해 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00025
이러한 방식에서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우, 단계 S608 및 단계 S610의 프로세싱이 반복되며, 차량 (90) 의 정지 상태 동안 관측되는 데이터에 기초하여, 속도 표준 편차 σv_j 는 매 소정의 주기 동안 GPS 위성 (10j) 마다 계산 된다. 당연히, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 주기 (i) 의 수가 증가함에 따라, 샘플들의 수가 증가하며, 따라서, 속도 표준 편차 σv_j 의 신뢰도가 증가한다.
따라서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 계산되는 속도 표준 편차 σv_j 는, 다음의 단계들 S614 내지 S618에서, 정지 상태 이후 차량 (90) 이 주행하기 시작할 경우에 차량 (90) 의 속도의 측위에서 효율적으로 사용될 것이다.
단계 S614에서, 카운터의 값이 소정의 임계값보다 큰지의 여부가 판정된다. 이러한 판단에서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 경우 계산되었던 속도 표준 편차 σv_j 가 신뢰가능한지의 여부가 판정된다. 시점을 고려하여, 그 소정의 임계값이 적절한 값으로 설정될 수도 있다. 예를 들어, 10 내지 20개 이상의 샘플수에 대하여, 소정의 임계값은 11 내지 21 사이의 범위의 임의의 값으로 설정될 수도 있다.
카운터의 값이 소정의 임계값보다 큰 경우, 제어는 단계 S616으로 진행한다. 카운터의 값이 임계값보다 작은 경우, 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 경우 계산된 속도 표준 편차 σv_j 의 신뢰도가 낮다고 결정된다 (예를 들어, 차량 정지 시간이 매우 짧은 경우임). 이러한 경우, 현재 주기에 대한 프로세싱 루틴이 완료되며, 제어는 단계 S600으로 복귀한다.
단계 S616에서, 가중 매트릭스 W_v의 각각의 컴포넌트는, 차량 정지 동안 최종 주기에 대해 상기 단계 S610에서 계산되었던 속도 표준 편차 σv_j 에 기초하여, 가중 매트릭스 생성부 (48) 에 의해 결정된다. 가중 매트릭스 W_v의 컴포 넌트들은 그 가중 매트릭스 W_v의 대각 컴포넌트들을 제외하고 0이며, σv 계산부 (42) 에 의해 계산된 속도 표준 편차 σv_j 는 각각의 대각 컴포넌트에 대입된다.
다음으로, 설명의 편리함을 위해, 4개의 GPS 위성들 (101, 102, 103, 및 104) 이 현재 관측될 수 있다고 가정한다. 이러한 경우, 가중 매트릭스 W_v는 다음의 수학식에 의해 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00026
단계 S618에서, 가중된 측위 계산부 (49) 는, 차량 (90) 의 현재 속도 v＝(vu, vu, vu) 를 결정하기 위해, 현재 주기 동안 관측된 도플러 레인지들 dρ1, dρ2, dρ3, 및 dρ4에 기초하여, 상기 단계 S616에서 생성된 가중 매트릭스 W_v를 사용하여, 가중된 측위 계산을 수행한다.
예를 들어, 가중된 측위 계산은, 다음에서와 같은 가중된 최소 제곱 방법을 사용하여 수행된다.
먼저, 전제로서, 도플러 레인지 dρj, 위성 이동 속도 벡터 V, 및 차량 (90) 의 차량 속도 벡터 v＝(vu, vu, vu) 사이에서 다음의 수학식이 만족된다.
Figure 112009023749772-PCT00027
상기 수학식에서, 문자의 상단에 첨부된 "블랙 도트 (black dot)" 는 도트 (시간 미분) 를 나타낸다. 예를 들어, 도플러 레인지 dρj 의 시간 미분은 ρj 도트 (시간 미분) 로서 표시된다.
I 도트 및 T 도트가 전리층 에러들의 변화량 및 대류권 에러들의 변화량을 나타내지만 매우 작으므로, 백색-잡음 ε로서 표시된다. b 도트는 클록 에러의 미분값을 나타낸다. 4개의 GPS 위성들 (101, 102, 103, 및 104) 로부터의 관측 데이터가 사용될 경우, 상기 수학식 17은 다음과 같이 변형될 수도 있다.
Figure 112009023749772-PCT00028
상기 수학식 18의 좌측 매트릭스를 관측량 z로 한다. GPS 위성 (10j) 의 관측량 zj의 "dρj" 는, 도플러 주파수 Δfj(i)에 기초하여 식
Figure 112009023749772-PCT00029
에 의해 계산된다. GPS 위성 (10j) 의 관측량 zj 의 "lj·Vj" 는 주기 (i) 에 대한 단위 벡터 lj(i) 와 위성 이동 속도 벡터 Vj(i) 의 내적이다. 예를 들어, 위성 이동 속도 벡터 Vj(i) 는, 네비게이션 메시지의 위 성 궤도 정보에 기초하여, 위성 위치 계산부 (124) 에 의해 계산된다. 예를 들어, 주기 (i) 에 대한 단위 벡터 lj(i) 는, 가중된 측위 계산부 (49) 에 의해 주기 (i) 동안 계산된 차량 (90) 의 위치의 측위 결과들 (Xu(i), Yu(i), Zu(i)) (도 5의 단계 S518) 를 사용하여, 다음과 같이 계산될 수도 있다.
Figure 112009023749772-PCT00030
그리고, 관측 매트릭스 G는 다음과 같이 셋업된다.
Figure 112009023749772-PCT00031
상태량
Figure 112009023749772-PCT00032
은 차량 (90) 의 차량 속도 벡터 v＝(vu, vu, vu) 및 b 도트를 포함한다.
Figure 112009023749772-PCT00033
＝(v, b 도트) 가 가정되면, 상태량
Figure 112009023749772-PCT00034
은 다음과 같은 가중 매트릭스 W_v 를 사용하여 결정될 수도 있다.
Figure 112009023749772-PCT00035
이에 따라, 차량 (90) 의 차량 속도 벡터 v에 관해 획득된 측위 결과들이, 예를 들어, 네비게이션 시스템으로 출력될 수도 있다.
단계 S620에서, 차량 정지 판단부 (40) 로부터의 판단 결과에 기초하여, 차량 (90) 의 이동 상태가 정지 상태로 변경되는지의 여부가 판정된다. 차량 (90) 이 이동 상태로부터 정지 상태로 변할 경우, 제어는 단계 S600으로 복귀한다. 한편, 차량 (90) 이 이동중인 경우, 제어는 단계 S618로 진행한다. 이러한 경우, 단계 S618의 프로세싱은, 차량 (90) 의 이동 동안 임의의 시간에서 관측되는 도플러 레인지 dρj, 위성 이동 속도 벡터 Vj 등에 기초하여 계속 수행된다.
관측될 수 있는 GPS 위성들 (10) 이 차량 (90) 의 이동 동안 변경될 경우, 가중 매트릭스 W_v는 GPS 위성들 (10) 의 변경에 따라 재결정될 수도 있다. 예를 들어, 특정한 GPS 위성 (10k) 의 관측이 불가능하게 된 경우, 해당 GPS 위성 (10k) 에 관련된 컴포넌트들이 제거되는 가중 매트릭스 W_v가 생성되며, 그 후, 해당 GPS 위성 (10k) 의 관측량 zk가 제거된 다른 GPS 위성들 (10j) 에 적용되는 관측량 zj에 기초하여, 가중된 측위 계산이 수행된다.
(차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 관측되지 않았던) 신규한 GPS 위성 (10k) 이 관측될 경우, 속도 표준 편차 σv_k 는 그 신규한 GPS 위성 (10k) 에 관해 계산되지 않는다. 이러한 경우, 가중된 측위 계산은, 가중 매트릭스의 대각 컴포넌트들에 대한 가중 인자들의 적절한 초기값들을 사용하여 수행될 수도 있다.
도 6의 차량 속도 측위 프로세싱에 따르면, 가중 매트릭스 W_v의 가중 인자로서 사용된 속도 표준 편차 σv_j 는, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 동안 각각의 GPS 위성 (10j) 의 관측 데이터에 기초하여 계산되며, 가중 매트릭스 W_v 의 가 중 인자는 양호한 신뢰도로 셋업될 수 있다. 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 차량 (90) 의 이동으로부터 기인하는 에러 인자에 의한 영향이 존재하지 않으므로, 각각의 GPS 위성 (10j) 의 관측 데이터 (도플러 레인지 dρj의 관측값) 에 포함된 에러들은 각각의 GPS 위성 (10j) 에 대해 높은 정확도로 추정될 수 있다. 따라서, 도 6의 차량 속도 측위 프로세싱에 따르면, 차량 위치가 변경되지 않고 유지된다는 사실 (즉, 차량 속도가 차량 (90) 의 정지 동안 0 이다) 을 사용하여, 적절한 가중 매트릭스 W_v가 차량 (90) 의 정지 동안 셋업되며, 정확한 측위 결과들이 차량 (90) 의 이동 동안 획득될 수 있다.
도 6에 도시된 차량 속도 측위 프로세싱에서, 분산 σv_j2 는 속도 표준 편차 σv_j 대신 가중 매트릭스 W_v의 대각 컴포넌트에 대입될 수도 있다.
본 발명은 상술된 실시형태들에 제한되지 않으며, 본 발명의 범위를 벗어나지 않으면서 다양한 변경 및 변형이 행해질 수도 있다.
예를 들어, 다른 방법으로, 상술된 실시형태에서 가중 매트릭스 W 및 가중 인자 W_v는, 이전 주기에 대한 측위 계산시의 잔여 차이, 각각의 위성의 앙각에서의 차이, 및 각각의 위성으로부터 수신된 위성 신호의 강도에서의 차이와 같은 다른 인자들을 고려하여 셋업될 수도 있다.
상술된 실시형태에서, 의사 거리 ρ는 C/A 코드를 사용하여 계산된다. 다른 방법으로, 의사 거리 ρ는, L2 파의 P 코드와 같은 또 다른 의사 잡음 코드에 기초하여 측정될 수도 있다. P 코드의 경우, W 코드로 암호화되므로, P 코드는 상호-상관 시스템을 사용하는 DLL을 사용함으로써, P-코드 동기화를 수행할 경우 획득될 수도 있다.
P 코드에 기초한 의사 거리 ρ는, P 코드가 GPS 위성 (101) 에서 0번째 비트라는 것을 유의하여 P 코드의 Mp번째 비트가 차량 (90) 에서 수신되는지를 측정함으로써 ρ'p＝Mp×30 로서 결정될 수 있다.
상술된 실시형태에서, 본 발명이 GPS에 적용되는 예가 설명되었다. 그러나, 본 발명은 GPS, 갈릴레오 등 이외의 위성 시스템과 같은 또 다른 GNSS (글로벌 네비게이션 위성 시스템) 에 또한 적용가능하다.
다음으로, 도 7은 본 발명의 또 다른 실시형태에서의 측위부 (50) 의 구성을 도시한다.
도 7에 도시된 바와 같이, 이러한 실시형태의 측위부 (50) 는, 차량 속도 계산부 (52), 그 차량 속도 계산부 (52) 에 의해 계산된 차량 속도를 저장하는 메모리 (54), 에러 인덱스값 계산부 (56), 위성 선택부 (58), 및 측위 계산부 (59) 를 포함한다. 부들 (52, 54, 56, 58 및 59) 의 각각의 기능들은 도 8 내지 도 10을 참조하여 설명될 것이다.
도 8은 이러한 실시형태의 측위부 (50) 에 의해 수행되는 측위 프로세싱을 설명하는 흐름도이다.
도 8에 도시된 프로세싱 루틴의 실행은, 차량 (90) 의 점화 스위치가 턴 온되는 인스턴트로부터 그 점화 스위치가 턴 오프되는 인스턴트까지의 활성 동작 주 기 동안 소정의 주기마다 반복된다. 그 소정의 주기는 상술된 관측 주기와 동등할 수도 있다.
단계 S800에서, 카운터 및 메모리 (54) 가 초기화된다. 즉, 카운터의 값은 "1" 로 설정되고, 메모리 (54) 내의 데이터가 초기화된다 (클리어된다 (clear)).
단계 S802에서, 차량 정지 판단부 (40) 로부터의 판단 결과에 기초하여, 차량 (90) 이 현재 정지 상태에 있는지의 여부가 판정된다.
차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우, 제어는 단계 S804로 진행한다. 통상적으로, 이러한 상황은, 차량 (90) 이 엔진 시동 이후 주행하기 시작하기 전의 상황일 수도 있거나, 차량 (90) 이 차량 주행의 시작 이후 트래픽 신호 앞에서 임시적으로 정지하는 상황일 수도 있다. 한편, 차량 (90) 이 이동중인 경우, 제어는 단계 S814로 진행한다.
단계 S804에서, 카운터의 값이 현재 1과 동일한지의 여부가 판정된다. 카운터의 값이 현재 1과 동등할 경우, 제어는 단계 S806으로 진행한다. 한편, 카운터의 값이 1보다 큰 경우, 제어는 단계 S808로 진행한다.
단계 S806에서, 가장 신규한 측위 결과에 기초한 차량 (90) 의 위치 (Xu, Yu, Zu) 는, 차량 정지 직후의 차량 위치 U0＝(Xu0, Yu0, Zu0) 로서 저장된다.
차량 정지 직후의 차량 위치 U0＝(Xu0, Yu0, Zu0) 는, 측위 계산부 (59) 에 의한 측위 계산을 통해 계산될 수도 있거나, 또 다른 측위 방법 (예를 들어, 관성 네비게이션) 에 의해 계산될 수도 있다. 관성 네비게이션을 사용할 경우, 도로 표지의 기지의 위치 정보를 포함하는 맵 데이터와, 차량내 카메라를 사용하여 도로 표지의 이미지 인식 결과를 매칭함으로써 정정되는 차량 위치가 초기 위치로서 사용되는 관성 네비게이션을 사용하는 것이 바람직하다.
단계 S808에서, 카운터의 값이 1만큼 증분된다.
단계 S810에서, GPS 위성 (10j) 에 대한 차량 (90) 의 시선 방향에서의 차량 속도 Vu_j 는, 현재 관측될 수 있는 GPS 위성 (10j) 에 관해 차량 속도 계산부 (52) 에 의하여 GPS 위성 (10j) 마다 계산된다. 아래첨자 "j" 는 현재 관측될 수 있는 GPS 위성 (10) 의 위성 번호 (j＝1, 2, 3, 4, ...) 를 나타내며, 각각의 GPS 위성 (10) 에 특정된 값이다.
차량 속도 Vu_j 가 차량의 정지 상태에서 관측되는 차량 속도 Vu_j 라는 것을 유의해야 한다. 차량 속도 Vu_j(i) 는, GPS 위성 (10j) 의 도플러 레인지 dρj(i), GPS 위성 (10j) 에 대한 차량 (90) 의 시선 방향에서의 단위 벡터 lj(i), 및 GPS 위성 (10j) 의 위성 이동 속도 벡터 Vj＝(Vj(i), Vj(i), Vj(i)) 간의 관계를 이용하여 계산된다. 예를 들어, 차량 속도 Vu_j(i) 는, 차량 정지가 검출된 이후 첫번째 주기 동안 첫번째 값이 획득된다고 가정하여,
Figure 112009023749772-PCT00036
와 같은 수학식에 의해 계산되며, 여기서, (i)는 i번째 주기 동안 획득된 값을 나타낸다.
예를 들어, 도플러 레인지 dρj(i) 는, 캐리어의 (기지의) 파장 λ, 및 주기 (i) 로 획득된 GPS 위성 (10j) 의 도플러 주파수 Δfj(i) 를 사용하여, 식
Figure 112009023749772-PCT00037
에 의해 계산된다. 상기 수학식 22에서, lj·Vj 는 단위 벡터 lj 와 위성 이동 속도 벡터 Vj 의 내적이다. 예를 들어, 단위 벡터 lj 는, 상기 단계 S806에서 저장되었던 차량의 정지 직후의 차량 위치 u0＝(Xu0, Yu0, Zu0), GPS 위성 (10j) 의 위치 S(i)＝(Xj(i), Yj(i), Zj(i)), 및 차량 (90) 과 GPS 위성 (10j) 사이의 거리 rj(i) 를 사용하여 다음과 같이 계산된다.
Figure 112009023749772-PCT00038
상기 수학식 23에서, rj(i) 는 다음의 수학식에 의해 표현된다.
Figure 112009023749772-PCT00039
다른 방법으로, 차량 속도 Vu_j(i) 는, 현재의 주기 동안 필터 (130) 로부터 입력된 의사 거리 ρj(i) 및 이전 주기 동안 필터 (130) 로부터 입력된 의사 거리 ρj(i－1) 를 사용하여,
Figure 112009023749772-PCT00040
와 같은 근사화에 의해 계산될 수도 있으며, 여기서, Δt는 의사 거리 ρj 의 샘플 링 주기 (관측 주기) 를 나타낸다.
다른 방법으로, 차량 속도 Vu_j(i) 는, 현재의 주기 동안 관측된 캐리어 위상의 적분값 (integrated value) φj(i) 및 이전 주기 동안 관측된 캐리어 위상의 적분값 φj(i－1) 을 사용하여 다음의 근사화에 의해 계산될 수도 있다.
Figure 112009023749772-PCT00041
캐리어 위상의 적분값 φ(i) 의 정확한 값을 측정하기 위해, 적절한 추정 방법 (예를 들어, 간섭 측위 방법) 에 의해 추정되는 적분-값 바이어스를 사용할 필요가 있다. 그러나, 이전 주기와 현재 주기 사이의 적분값 φj 에서의 차이를 획득하는 것이 충분하므로, 적절한 적분-값 바이어스가 사용될 수도 있다.
각각의 GPS 위성 (10j) 에 대해 공통적으로 상술된 차량 속도 Vu_j 의 3가지 종류의 계산 방법들 중 하나의 방법을 사용하는 것이 바람직하다. 이는, 각각의 GPS 위성 (10j) 의 차량 속도 Vu_j 가 동일한 조건하에서 상대적으로 추정되어야하기 때문이다.
이 때, 각각의 GPS 위성 (10j) 에 대한 최종 차량 속도 Vu_j 는, 상술된 3가지 종류의 계산 방법들 모두, 또는 그 방법들 중 임의의 2개의 방법을 사용함으로써 계산된 각각의 차량 속도 Vu_j 와 적절한 가중 인자들을 결합시킴으로써 계산될 수도 있다.
다른 방법으로, 다음의 표 1에 나타낸 바와 같이, 3가지 종류의 계산 방법들 의 특성을 고려하여, 차량 속도 Vu_j 의 상술된 3가지 종류의 계산 방법들 중 하나의 방법은, 매 차량 정지의 발생에 대한 상황에 따라 선택될 수도 있다. 예를 들어, 다중 경로가 검출되는 상황하에서, 다중 경로에 대해 양호한 내성을 갖는 수학식 22 또는 수학식 26의 계산 방법이 선택될 수도 있거나, 비교적 큰 가중치가 수학식 22 또는 수학식 26의 계산값에 적용될 수도 있다. 예를 들어, 전리층으로부터의 영향이 GIM (Global Ionoshere Map) 등으로 인해 용이하게 제공되는 상황하에서, 그 전리층으로부터의 영향에 대해 양호한 내성을 갖는 수학식 22의 계산 방법이 채용될 수도 있거나, 비교적 큰 가중치가 수학식 22의 계산값에 적용될 수도 있다.
표 1
계산 방법 특성
도플러 (수학식 22) - 전리층에 의한 작은 영향
- 다중 경로에 대한 양호한 내성
- 하나의 샘플을 출력하는 것이 가능함
의사 레인지 (수학식 25) - 위성으로부터의 거리를 측정하는 것 이 가능함
캐리어 (수학식 26) - 잡음에 대한 양호한 내성
- 다중 경로에 대한 양호한 내성
이러한 방식에서, 차량 속도 계산부 (52) 에 의해 계산된 차량 속도 Vu_j(i) 는 메모리 (54) 에 저장된다. 따라서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우, 단계 S808 및 단계 S810의 프로세싱이 반복된다. 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 임의의 시간에서 관측된 데이터에 기초하여, 속도 표준 편차 σv_j 는 매 소정의 주기 동안 GPS 위성 (10j) 마다 계산되며, 임의의 시간에 메모리 (54) 내에 저장된다.
당연히, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 주기성 i 가 증가함에 따라, 샘플들의 수가 증가하며, 따라서, 차량 속도 Vu_j 의 신뢰도가 증가한다.
이러한 방식에서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있는 경우 계산되는 차량 속도 Vu_j 는, 후속 단계들 S814 내지 S818에서, 차량 정지한 이후에 차량 (90) 이 이동하기 시작한 이후 차량 (90) 의 위치의 측위에서 효율적으로 사용된다.
단계 S814에서, 카운터의 값이 소정의 임계값보다 큰지의 여부가 판정된다. 이러한 판단에서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 동안 계산되었던 차량 속도 Vu_j 가 신뢰가능한지의 여부가 판정된다. 관점을 고려하여, 소정의 임계값이 적절한 값으로 설정될 수도 있다. 예를 들어, 10 내지 20개 이상의 샘플수에 대하여, 소정의 임계값은 11 내지 21 사이의 범위의 임의의 값으로 설정될 수도 있다.
카운터의 값이 소정의 임계값보다 큰 경우, 제어는 단계 S816으로 진행한다. 카운터의 값이 소정의 임계값보다 작은 경우, 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 경우 계산된 차량 속도 Vu_j 의 신뢰도가 낮다고 결정된다 (예를 들어, 차량 정지 시간이 매우 짧은 경우임). 이러한 경우, 현재 주기에 대한 프로세싱 루틴이 완료되며, 제어는 단계 S800으로 복귀한다.
단계 S816에서, 차량 속도 Vu_j 의 에러를 나타내는 인덱스값 qj는, 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 경우 계산되었던 차량 속도 (메모리 (54) 내의 저장된 데이터) 에 기초하여, 에러 인덱스값 계산부 (56) 에 의해 GPS 위성 (10j) 마다 계산된다.
차량 속도 Vu_j 가 차량 (90) 이 정지 상태에 있던 경우의 속도이기 때문에, 차량 속도 Vu_j 의 실제값이 0 임을 유의해야 한다. 따라서, 차량 속도 Vu_j 의 값은 계산된 차량 속도 Vu_j 의 에러를 나타낸다. 예를 들어, 차량 속도 Vu_j 의 에러를 나타내는 인덱스값 qj 는,
Figure 112009023749772-PCT00042
와 같은 수학식에 의해 차량 속도 Vu_j 의 에러들의 평균 Vave_j 으로서 계산될 수도 있으며, 여기서, n은 데이터 아이템의 수이다. 이러한 예에서, n＝(카운터 값) 이다.
다른 방법으로, 에러 인덱스값 qj 는,
Figure 112009023749772-PCT00043
와 같은 수학식에 의해 차량 속도 Vu_j 의 에러들의 분산 σv_j2 으로서 계산될 수 도 있으며, 여기서, 차량 (90) 이 정지 상태에 있었다는 사실을 고려하여, Vave_j 는 상기 수학식 27에 의해 계산될 수도 있거나, 고정값 0 이 사용될 수도 있다.
다른 방법으로, 에러 인덱스값 qj는 차량 속도 Vu_j의 에러들의 표준 편차 σv_j 로서 계산될 수도 있다. 즉, qj＝σv_j 로서 계산될 수도 있다. 다른 방법으로, 에러 인덱스값 qj 는 차량 속도 Vu_j 를 로패스 필터에 적용함으로써 획득된 로패스 값 LPFv_j 일 수도 있다. 예를 들어, 다음과 같은 수학식에 의해 표현되는 소정의 시간 상수 τ를 갖는 로패스 필터는, 주기 (i) 동안 로패스 값 LPFv_j 의 계산을 위해 사용될 수도 있으며, 그 수학식은,
Figure 112009023749772-PCT00044
와 같고, 여기서, ST는 차량 속도 Vu_j 의 데이터의 샘플링 간격을 나타낸다. 로패스 필터에 있어서, 차량의 정지 동안 획득된 각각의 주기 (i＝1, 2, 3, ..., n) 에 대한 차량 속도 Vu_j 가 순차적으로 또는 집합적으로 적용되며, 최종적으로 획득된 로패스 값 LPFv_j(n) 은 에러 인덱스값 qj 로서 처리된다.
다른 방법으로, 에러 인덱스값 qj(i) 은,
Figure 112009023749772-PCT00045
와 같은 수학식에 의해 로패스 값 LPFv_j 의 변화 레이트 ΔLPFv_j 로서 계산될 수 도 있으며, 여기서, m은 소정의 양수이고, 실험적으로 미리 결정된다. 상기 수학식 30은 m＞n 인 경우에도 사용될 수도 있다. 상기 수학식 30은, 주기 (m) 에 대한 로패스 값 LPFv_j(m) 과 최종 주기 (n) 에 대한 로패스 값 LPFv_j(n) 사이의 로패스 값의 변화 레이트 ΔLPFv_j 를 결정할 것이다. 다른 방법으로, 각각, 복수의 주기들 사이의 로패스 값의 복수의 변화 레이트들을 획득하고, 그 복수의 변화 레이트들의 평균을 취함으로써 결정될 수도 있다.
다른 방법으로, 에러 인덱스값 qj 은, 평균 Vave_j, 분산 σv_j2, 표준 편차 σv_j, 로패스 값 LPFv_j, 및 그 로패스 값의 변화 레이트 ΔLPFv_j 를 포함하는 상술된 인덱스값들 중 2개 이상의 인덱스값들을 결합시킴으로써 계산될 수도 있다. 그러한 경우, 다음의 표 2에 나타낸 바와 같이, 각각의 에러 인덱스값들의 특성들을 고려하여, 상황에 따라 적절한 가중치가 각각의 인덱스값들에 적용 및 결합될 수도 있다.
다른 방법으로, 다음의 표 2에 나타낸 바와 같이, 각각의 에러 인덱스값들의 특성들을 고려하여, 그 각각의 에러 인덱스값들 중 적절한 하나가 상황에 따라 선택될 수도 있다.
예를 들어, 차량 정지 시간이 짧고 데이터 아이템들이 10개 이하의 샘플들로부터 획득될 경우, 로패스 값 LPFv_j 또는 로패스 값의 변화 레이트 ΔLPFv_j 가 사용될 수도 있다. 로패스 값 LPFv_j 및/또는 로패스 값 변화 레이트 ΔLPFv_j 가 다른 에러 인덱스값들과 결합될 경우, 비교적 큰 가중치가 로패스 값 LPFv_j 및 /또는 로패스 값 변화 레이트 ΔLPFv_j 에 적용될 수도 있다.
로패스 값 LPFv_j 및/또는 로패스 값 변화 레이트 ΔLPFv_j 가 에러 인덱스값 qj 로서 사용될 경우, 작은 임계값이 도 8의 단계 S814에서 사용되게 하는 것이 가능하다.
이와 대조적으로, 차량 정지 시간이 길고 데이터 아이템들이 10개 이상의 샘플들로부터 획득될 경우, 평균 Vave_j, 분산 σv_j2, 및 표준 편차 σv_j 중 하나가 사용될 수도 있으며, 비교적 큰 가중치가 그에 적용될 수도 있다.
표 2
에러 인덱스값 특성
차량 속도들의 평균 - 전리권에 의해 야기되는 오프셋이 측정가능함
- 비교적 큰 수의 데이터 아이템 (예 를 들어, 10개 이상의 샘플들) 이 필요함
차량 속도들의 에러들의 분산 - 위성 신호의 정확도 (신뢰도) 가 추 (표준 편차) 정될 수 있음
- 비교적 큰 수의 데이터 아이템 (예 를 들어, 10개 이상의 샘플들) 이 필요함
로패스 값 - 가장 최근의 상태에서의 정의가 가 능함
- 샘플링 수가 작을 수도 있음
로패스 값의 변화 레이트 - 가장 최근의 상태에서의 정의가 가 능함
- 신규한 장래의 트랜드 (trend) 가 추정될 수 있음
- 샘플링 수가 작을 수도 있음
여하튼, 각각의 GPS 위성 (10j) 에 대해 공통으로 동일한 에러 인덱스값 qj 를 사용하는 것이 바람직하다. 이것은, 각각의 GPS 위성 (10j) 에 대한 에러 인덱스값 qj 가 동일한 조건 하에서 상대적으로 추정되는 것이 필요하기 때문이다.
단계 S818에서, 측위 계산 프로세싱이 수행된다. 이러한 프로세싱의 세부사항은 도 9 또는 도 10을 참조하여 이후에 설명될 것이다.
단계 S820에서, 차량 정지 판단부 (40) 로부터의 판단 결과에 기초하여, 차량 (90) 의 상태가 이동 상태로부터 정지 상태로 변경되는지의 여부가 판정된다.
차량 (90) 의 상태가 이동 상태로부터 정지 상태로 변경되는 경우, 제어는 단계 S800으로 복귀된다. 한편, 차량 (90) 이 여전히 이동 상태에 있는 경우, 제어는 단계 S818로 진행한다. 즉, 단계 S818의 측위 계산 프로세싱은, 이동 동안 임의의 시간에서 관측되는 의사 거리 ρj 및 위성 위치 (Xj, Yj, Zj) 등에 기초하여, 차량 (90) 의 이동 동안 계속 수행된다.
도 9는 도 8의 측위 계산 프로세싱 (단계 S818) 을 설명하는 흐름도이다.
단계 S900에서, 현재 관측된 GPS 위성들 (10j) 의 수가 측위를 위해 요구되는 위성들의 수 (가시의 위성들의 수) 보다 큰지의 여부가 판정된다.
측위를 위해 요구되는 위성들의 수는, 측위 방법에 따라 결정되어야 하는 수이다. 예를 들어, 그 수는 3으로 설정될 수도 있다. 예를 들어, 클록 에러가 배제되는 측위 방법의 경우, 그 수는 4 이상으로 설정될 수도 있다.
가시의 위성들의 수가 요구되는 위성들의 수보다 클 경우, 제어는 단계 S902로 진행한다. 가시의 위성들의 수가 요구되는 위성들의 수보다 크지 않을 경우, 제어는 단계 S904로 진행한다.
단계 S902에서, 측위를 위해 사용되는 몇몇 GPS 위성들 (10k) 은, 도 8의 단계 S816에서 계산되었던 매 GPS 위성 (10j) 의 에러 인덱스값 qj에 기초하여, 현재 관측된 GPS 위성들 (10j) 중에서 위성 선택부 (58) 에 의해 선택된다.
이 때, 에러 인덱스값 qj의 작은 절대값을 갖는 GPS 위성 (10j) 를 위성 선택부 (58) 가 선택하는 것이 바람직하다. 예를 들어, 요구되는 위성들의 수가 4일 경우, 위성 선택부 (58) 는, 에러 인덱스값 qj의 절대값의 오름 차순으로 에러 인덱스값 qj의 최소의 절대값으로부터 어레이된 4개의 GPS 위성들 (10j) 을, 측위를 위해 사용되는 GPS 위성들 (10k) 로서 선택한다. 즉, 위성 선택부 (58) 는, 요구되는 위성들의 수에 도달할 때까지, 에러 인덱스값 qj의 내림 차순으로 에러 인덱스값 qj의 더 큰 절대값을 갖는 GPS 위성 (10j) 을 제외한다.
단계 S904에서, 현재 관측된 GPS 위성들 (10j) 모두는, 위성 선택부 (58) 에 의하여 측위를 위해 사용되는 GPS 위성 (10k) 로서 선택된다.
단계 S906에서, 현재의 주기 동안 필터 (130) 로부터 입력된 각각의 GPS 위성들 (10j) 의 의사 거리들 ρj(i) 중에서 상기 단계 S902 또는 S904에서 선택된 GPS 위성들 (10k) 의 의사 거리들 ρk, 및 각각의 GPS 위성들 (10k) 의 위성 위치들 (Xk(i), Yk(i), Zk(i)) 에 기초하여, 차량 (90) 의 현재 위치 (Xu(i), Yu(i), Zu(i)) 의 측위가 측위 계산부 (59) 에 의해 수행된다. 차량 (90) 의 현재 위치의 측위는 최소 제곱 방법 등을 사용하여,
Figure 112009023749772-PCT00046
와 같은 수학식에 의해 수행될 수도 있으며, 여기서, c·ΔT 는 GPS 수신기 (20) 에서의 클록 에러를 나타낸다. 이러한 경우, 선택된 GPS 위성들의 수가 4일 경우, GPS 위성들 (10k) 에 대한 수학식 31의 4개의 아이템들이 획득되며, 클록 에러 c·ΔT 가 제거되는 차량 (90) 의 현재 위치의 측위가 수행된다.
이 때, 상술되어 있는 선택된 GPS 위성들 (10k) 의 에러 인덱스값들 qk가 가중 매트릭스의 대각 컴포넌트들에 대해 사용될 수도 있으며, 가중된 측위 계산이 수행될 수도 있다.
상기 단계 S906에서, 현재의 주기 동안 필터 (130) 로부터 입력된 각각의 GPS 위성들 (10j) 의 의사 거리들 ρj(i) 중에서 상기 단계 S902 또는 S904에서 선택된 GPS 위성들 (10k) 의 도플러 레인지 dρk, 및 GPS 위성들 (10k) 의 위성 이동 속도 벡터 Vk＝(Vk, Vk, Vk) 에 기초하여, 차량 (90) 의 현재 차량 속도 v ＝(vu(i), vu(i), vu(i)) 의 측위가 측위 계산부 (59) 에 의해 수행될 수도 있다. 예를 들어, 차량 (90) 의 속도의 측위는 최소 제곱 방법을 사용하여 다음의 수학식에 의해 수행될 수도 있다.
Figure 112009023749772-PCT00047
상기 수학식에서, 문자의 상단에 첨부된 블랙 도트는 도트 (시간 미분) 를 나타낸다. 예를 들어, 도플러 레인지 dρk 의 시간 미분은 ρk 도트 (시간 미분) 로서 표시된다.
I 도트 및 T 도트가 전리층 에러들의 변화량 및 대류권 에러들의 변화량을 나타내지만 매우 작으므로, 백색-잡음 ε로서 표시된다. b 도트는 클록 에러의 미분값을 나타낸다. (Vk－v)·lk 의 Vk·lk 부분은, 주기 (i) 에 대한 단위 벡터 lk(i) 와 위성 이동 속도 벡터 Vk의 내적이다. 위성 이동 속도 벡터 Vk 는, 네비게이션 메시지의 위성 궤도 정보에 기초하여, 위성 위치 계산부 (124) 에 의해 계산될 수도 있으며, 단위 벡터 lk(i) 는, 측위 계산부 (59) 에 의하여 주기 (i) 에 대해 계산된 차량 (90) 의 위치의 측위 결과 (Xu, Yu, Zu) 를 사용하여 다음의 수학식에 의해 계산될 수도 있다.
Figure 112009023749772-PCT00048
차량 (90) 의 속도의 측위의 경우, 상술되어 있는 선택된 GPS 위성들 (10k) 의 에러 인덱스값들 qk 는 가중 매트릭스의 대각 컴포넌트들에 대해 사용되며, 가중된 측위 계산이 수행될 수도 있다.
도 10은 도 8의 또 다른 측위 데이터 프로세싱 (단계 S818) 을 설명하는 흐름도이다.
단계 S1000에서, 도 8의 상기 단계 S816에서 GPS 위성 (10j) 마다 계산되었던 에러 인덱스값 qj에 기초하여, 그것의 에러 인덱스값 qj의 절대값이 소정의 값 아래인 GPS 위성들 (10k) 이 현재 관측된 GPS 위성들 (10j) 중에서 위성 선택부 (58) 에 의해 선택된다.
단계 S1002에서, 상기 단계 S1000에서 선택된 GPS 위성들 (10k) 의 수가 측위를 위해 요구되는 위성들의 수보다 큰지의 여부가 판정된다. 예를 들어, 측위를 위해 요구되는 위성들의 수가 3으로 설정될 수도 있다. 클록 에러가 제거되는 측위 방법의 경우, 그 수는 4 이상으로 설정될 수도 있다.
선택된 GPS 위성들 (10k) 의 수가 요구되는 위성들의 수보다 클 경우, 제어는 단계 S1004로 진행한다. 한편, 선택된 GPS 위성들 (10k) 의 수가 요구되는 위성들의 수보다 크지 않을 경우, 제어는 단계 S1006으로 진행한다.
단계 S1004에서, 상기 단계 S1000에서 선택된 GPS 위성들 (10k) 모두의 관측 데이터에 기초하여, 차량 (90) 의 현재 위치 및 속도의 측위가 측위 계산부 (59) 에 의해 수행된다. 측위 방법은 도 9의 단계 S906의 측위 방법과 동일할 수도 있다. 선택된 GPS 위성들 (10k) 의 수가 5 이상일 경우, 가장 가능한 최종 위치 및 속도를 갖는 측위 결과들로서 결정될 수 있는 차량 (90) 의 위치 및 속도로부터 계산될 수도 있다.
단계 S1006에서, 측위는, INS 센서 등을 사용하는 관성 네비게이션 방법에 따라 측위 계산부 (59) 에 의해 수행된다.
상술된 실시형태의 이동-유닛 측위 디바이스에 따르면, 차량 (90) 이 정지 상태에 있을 경우, 모든 GPS 위성 (10j) 의 차량 속도 Vu_j 는 각각의 GPS 위성 (10j) 의 관측 데이터에 기초하여 계산된다. 그리고, 각각의 GPS 위성들 (10j) 사이의 에러 인덱스값 qj 은 상대적으로 추정될 수 있으며, 각각의 GPS 위성 (10j) 의 관측 데이터에 포함된 에러 인자들의 크기는 GPS 위성들 (10j) 사이에서 양호한 정확도로 비교될 수 있다.
상술된 바와 같이, 본 발명은 상술된 실시형태들에 제한되지 않으며, 다양한 변경들 및 변형들이 본 발명의 범위를 벗어나지 않고도 수행될 수도 있다.
예를 들어, 상술된 실시형태에서, 차량 속도 계산부 (52) 는 차량 속도 Vu_j 의 절대값을 계산할 수도 있다. 이러한 경우, 차량 속도 Vu_j 의 절대값에 기초하여, 에러 인덱스값 계산부 (56) 는 상술된 에러 인덱스값 qj 를 계산할 수도 있다.
상술된 실시형태에서, 차량 속도 계산부 (52) 는, 상술된 차량 속도 Vu_j 의 3가지 종류의 계산 방법들 중 임의의 계산 방법을 GPS 위성 (10j) 마다 적절히 사용할 수도 있다.
예를 들어, GIM 등으로 인하여 전리층에 의해 용이하게 영향을 받는 위치의 GPS 위성 (10j) 에 관하여, 전리층에 의해 용이하게 영향을 받지 않을 수 있는 수학식 22의 계산 방법이 채용될 수도 있으며, 큰 가중치가 수학식 22의 계산값에 적용될 수도 있다.
유사하게, 상술된 실시형태에서, 에러 인덱스값 계산부 (56) 는, 상술된 에러 인덱스값 qj의 복수 종류의 계산 방법들 중 임의의 방법을 GPS 위성 (10j) 마다 적절히 사용할 수도 있다.
상술된 실시형태에서, 의사 거리 ρ는 C/A 코드를 사용하여 계산된다. 다른 방법으로, 의사 거리 ρ는, L2 파의 P 코드와 같은 또 다른 의사 잡음 코드에 기초하여 측정될 수도 있다. P 코드의 경우, W 코드로 암호화되므로, P 코드는 상호-상관 시스템을 사용하는 DLL을 사용함으로써, P-코드 동기화를 수행할 경우 획득될 수도 있다.
P 코드에 기초한 의사 거리 ρ는, P 코드가 GPS 위성 (101) 에서 0번째 비트라는 것을 유의하여 P 코드의 Mp번째 비트가 차량 (90) 에서 수신되는지를 측정함으로써 ρ'p＝Mp×30 로서 결정될 수 있다.
상술된 실시형태에서, 본 발명이 GPS에 적용되는 예가 설명되었다. 그러 나, 본 발명은 GPS, 갈릴레오 등 이외의 위성 시스템과 같은 또 다른 GNSS (글로벌 네비게이션 위성 시스템) 에 또한 적용가능하다.
본 출원은, 2007년 2월 26일자로 출원된 일본 특허 출원 제 2007-045882호 및 2007년 3월 30일자로 출원된 일본 특허 출원 제 2007-094610호에 기초하고, 그들의 우선권의 이점을 주장하며, 이들 출원들의 내용들은 그 전체가 참조로서 포함되어 있다.

Claims (10)

  1. 복수의 위성들로부터의 위성 신호들을 통해 운반되는 의사 잡음 코드들의 위상들을 이동 유닛에서 관측하여 상기 이동 유닛의 위치를 측정하는 이동-유닛 측위 디바이스로서,
    상기 이동 유닛의 정지 동안 획득된 의사 잡음 코드 위상의 관측된 값을 사용하여, 상기 이동 유닛의 정지 동안 상기 복수의 위성들 중 하나의 위성과 상기 이동 유닛 사이의 의사 거리를 위성마다 측정하는 의사-거리 측정부;
    상기 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 상기 의사-거리 측정부에 의해 측정된 의사 거리들에 기초하여, 상기 측정된 의사 거리의 에러를 나타내는 에러 인덱스값을 위성마다 계산하는 에러-인덱스-값 계산부;
    상기 에러-인덱스-값 계산부에 의해 계산된 위성마다의 에러 인덱스값에 기초하여, 가중 인자를 위성마다 결정하는 가중-인자 결정부; 및
    상기 이동 유닛의 이동 동안 획득된 의사 잡음 코드 위상의 관측된 값을 사용하여 이동 동안 상기 이동 유닛의 위치를 결정하기 위해, 상기 가중-인자 결정부에 의해 결정된 위성마다의 가중 인자를 사용하여, 가중된 측위 계산을 수행하는 측위 계산부를 포함하는, 이동-유닛 측위 디바이스.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 에러 인덱스값은 분산 또는 표준 편차 중 어느 하나인, 이동-유닛 측위 디바이스.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 상기 의사-거리 측정부에 의해 측정된 의사 거리들에 기초하여, 측정된 의사 거리들의 에러들의 평균을 위성마다 계산하는 에러 평균화부를 더 포함하며,
    상기 측위 계산부는, 상기 에러 평균화부에 의하여 계산된 에러 평균에 의해 정정된 위상의 관측된 값을 사용하여 이동 동안 상기 이동 유닛의 위치를 결정하는, 이동-유닛 측위 디바이스.
  4. 복수의 위성들로부터의 위성 신호들의 캐리어들의 도플러 주파수를 이동 유닛에서 관측하여 상기 이동 유닛의 속도를 측정하는 이동-유닛 측위 디바이스로서,
    상기 이동 유닛의 정지 동안 획득되는 도플러 주파수의 관측된 값을 사용하여, 상기 이동 유닛의 정지 동안 상기 이동 유닛의 속도를 위성마다 계산하는 이동-유닛-속도 계산부;
    상기 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 상기 이동-유닛-속도 계산부에 의해 계산된 상기 이동 유닛 속도에 기초하여, 상기 계산된 이동 유닛 속도의 에러를 나타내는 에러 인덱스값을 위성마다 계산하는 에러-인덱스-값 계산부;
    상기 에러-인덱스-값 계산부에 의해 계산된 위성마다의 에러 인덱스값에 기초하여, 가중 인자를 위성마다 결정하는 가중-인자 결정부; 및
    상기 이동 유닛의 이동 동안 획득된 도플러 주파수의 관측된 값을 사용하여 이동 동안 상기 이동 유닛의 속도를 결정하기 위하여, 상기 가중-인자 결정부에 의해 결정된 위성마다의 가중 인자를 사용하여, 가중된 측위 계산을 수행하는 측위 계산부를 포함하는, 이동-유닛 측위 디바이스.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 에러 인덱스값은 분산 또는 표준 편차 중 어느 하나인, 이동-유닛 측위 디바이스.
  6. 제 4 항에 있어서,
    상기 이동-유닛-속도 계산부에 의해 계산된 위성마다의 이동 유닛 속도에 기초하여, 상기 복수의 위성들 중 상기 가중된 측위 계산을 위해 사용되는 위성을 선택하는 위성 선택부를 더 포함하는, 이동-유닛 측위 디바이스.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 이동 유닛에 배열된 센서의 출력 신호에 기초하여, 상기 이동 유닛이 정지 상태에 있는지의 여부를 판정하는 이동-유닛 정지 판정부를 더 포함하며,
    상기 위성 선택부는, 상기 에러-인덱스-값 계산부에 의해 계산된 위성마다의 에러 인덱스값에 따라, 상기 복수의 위성들 중 상기 가중된 측위 계산을 위해 사용되는 위성을 선택하는, 이동-유닛 측위 디바이스.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 위성 선택부는, 상기 에러 인덱스값 계산부에 의해 계산된 작은 에러 인덱스값을 갖는 위성을 우선적으로 선택하는, 이동-유닛 측위 디바이스.
  9. 제 7 항에 있어서,
    상기 에러 인덱스값은, 상기 이동-유닛 정지 판정부에 의해 판정되는 상기 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 상기 이동-유닛-속도 계산부에 의해 계산된 상기 이동 유닛 속도의 평균, 상기 계산된 이동 유닛 속도의 에러의 분산, 상기 계산된 이동 유닛 속도의 에러의 표준 편차, 로패스 필터에 적용되는 상기 계산된 이동 유닛 속도로부터 획득된 로패스 값, 및 상기 로패스 값의 변화 레이트 중 단지 임의의 하나 또는 이들의 결합인, 이동-유닛 측위 디바이스.
  10. 복수의 위성들로부터의 위성 신호들을 통해 운반되는 의사 잡음 코드들의 위상들을 이동 유닛에서 관측하여 상기 이동 유닛의 위치를 측정하는 이동-유닛 측위 방법으로서,
    상기 이동 유닛의 정지 동안 획득된 의사 잡음 코드 위상의 관측된 값을 사용하여, 상기 이동 유닛의 정지 동안 상기 복수의 위성들 중 하나의 위성과 상기 이동 유닛 사이의 의사 거리를 위성마다 측정하는 단계;
    상기 이동 유닛의 정지 동안 복수의 시점에서 상기 측정하는 단계에서 측정 된 의사 거리들에 기초하여, 상기 측정된 의사 거리의 에러를 나타내는 에러 인덱스값을 위성마다 계산하는 단계;
    상기 계산하는 단계에서 계산된 위성마다의 에러 인덱스값에 기초하여, 가중 인자를 위성마다 결정하는 단계; 및
    상기 이동 유닛의 이동 동안 획득된 의사 잡음 코드 위상의 관측된 값을 사용하여 이동 동안 상기 이동 유닛의 위치를 결정하기 위해, 상기 결정하는 단계에서 결정된 위성마다의 가중 인자를 사용하여, 가중된 측위 계산을 수행하는 단계를 포함하는, 이동-유닛 측위 방법.
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