KR20130036145A - 이동 정보 결정 장치, 수신기 및 그에 의한 방법 - Google Patents

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Abstract

이동 정보 결정 장치는 ECA(지구 중심 보조) 정보 획득 모듈, 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈 및 이동 정보 계산 모듈을 포함한다. 고도 정보 및 위치 정조 저장 모듈은 이동 정보 결정 장치의 초기 위치 및 이동 정보 결정 모듈의 고도 정보를 제공한다. ECA 획득 모듈은 이동 정보 결정 장치의 현재 위치에서 지구의 반지름을 획득한다. 이동 정보 계산 모듈은 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터 다수 개의 신호에 기초하여 이동 정보 결정 장치의 현재 위치 및/또는 속도를 계산한다.

Description

이동 정보 결정 장치, 수신기 및 그에 의한 방법{A MOVING INFORMATION DETERMINATION APPARATUS, A RECEIVER, AND A METHOD THEREBY}
이 출원은 중화인민공화국(SIPO) 국가 지적 재산 사무소에 2011.09.30에 출원된 특허출원번호 제201110306929.3 및 미국 특허청에 2012.09.10에 출원된 특허출원 번호 제13/609,103에 대하여 우선권을 주장하고, 위 특허출원은 참조로 본 명세서에 포함된다.
본 발명은 이동 정보 결정 장치, 수신기 및 그에 의한 방법에 관한 것이다.
예를 들어, 지구 위치 확인 시스템(Global Positioning System: GPS)[지구 항법 위치 확인 시스템(Global Navigation Positioning System)이라고도 함]과 같은 공지의 위치 확인 시스템(positioning system)은 GPS 수신기의 위치를 계산하기 위하여 적어도 4개의 위성으로부터 전송 거리(transmission distances)를 아는 것이 요구되고, 위치 계산은 최소 제곱 평균 알고리즘(Least Mean Squares:LMS)을 사용하여 행해질 수 있다. 그러나 만약 전송 거리를 측정하기 위하여 이용 가능한 위성의 수가 충분하지 않다면, 수신기의 위치 정보를 획득하기 위하여 공지의 지구 위치 확인 시스템 방법을 사용하는 것은 불가능하다. 더욱이 GPS 신호에 대한 간섭(예를 들어, 다중 경로 반사) 또는 양호하지 않은 인공위성 기하학적 분포는 공지의 GPS 위치 방법에 의하여 얻어진 위치 확인 결과의 정확성을 심각하게 감소시킨다. 이용 가능한 인공위성의 수가, 예를 들어 세 개의 인공위성으로부터 단지 3개의 전송 거리만이 이용 가능한 것과 같이, 네 개보다 작은 상황에서는, 전통적으로 일정한 고도 값이 외부 공급원으로부터 입력되고, 그리고 위치 확인 결과는 2차원-평면 공간에서 계산된다. 그러나 고도 값이 적절한 시기에 갱신될 수 없으므로 위치 확인 결과는 상대적으로 큰 오류를 가진다.
본 발명은 이동 정보 결정 장치를 개시한다. 이동 정보 결정 장치는 ECA(Earth Center Assistant, 지구 중심 보조) 정보 획득 모듈(ECA 획득 모듈 이라고도 한다), 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈 및 이동 정보 계산 모듈을 포함한다. ECA 획득 모듈은 이동 정보 결정 장치의 현재 위치에서 지구의 반경(반지름)을 획득한다. 고도 정보와 위치 정보 저장 모듈은 이동 정보 결정 장치의 위치 정보(예를 들어, 초기 위치 정보) 및 고도 정보를 제공하도록 구성된다. 이동 정보 계산 모듈은 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터 다수 개의 신호에 기초하여 이동 정보 결정 장치의 현재의 위치 및/또는 속도를 계산한다.
하나의 실시 형태에서, 본 발명은 이동 정보를 결정하기 위한 이동 정보 결정 장치이며, 이 장치는 이동 정보 결정 장치의 초기 위치 정보 및 상기 이동 정보 결정 장치의 고도 정보를 제공하는 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈, 상기 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈로부터의 상기 초기 위치 정보 및 상기 고도 정보에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치의 현재 위치에서 지구의 반지름을 획득하는 지구 중심 보조(ECA) 획득 모듈 및 상기 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터의 다수 개의 신호에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치의 상기 현재 위치 및 속도 중 적어도 하나를 계산하는 이동 정보 계산 모듈을 포함한다.
다른 실시 형태에서, 본 발명은 지구 항법 위치 확인 시스템(Global Navigation Positioning System)에 있는 GPS 수신기를 개시한다. GPS 수신기는 이동 정보 결정 장치 및 기초대역 신호 처리 유닛(baseband signal processing unit)을 포함한다. 이동 정보 결정 장치는 추가로 이동 정보 결정 장치의 현재 위치에서 지구의 반지름을 획득하는 지구 중심 보조(ECA) 획득 모듈, 이동 정보 결정 장치의 위치 정보 및 이동 정보 결정 장치의 고도를 제공하는 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈 및 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터 다수 개의 신호에 기초하여 이동 정보 결정 장치의 현재 위치 및/또는 속도를 계산하는 이동 정보 계산 모듈을 포함한다. 기초대역 신호처리 유닛(baseband signal processing unit)은 인공위성으로부터 이동 정보 결정 장치까지 신호를 제공한다.
다른 실시 형태에서, 본 발명은 GPS 수신기가 장착된 물체의 이동 정보를 결정하기 위한 방법을 개시한다. 상기 방법은 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈에서 GPS 수신기의 초기 위치 정보 및 고도 정보를 얻는 단계, 지구 중심 보조 정보 획득 모듈에서 GPS 수신기의 초기 위치 정보 및 고도 정보에 기초하여 GPS 수신기의 현재 위치에서 지구의 반지름을 획득하는 단계 및 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성의 다수 개의 신호에 기초하여 이동 정보를 획득하는 단계를 포함하고, 상기에서 이동 정보는 GPS 수신기의 현재 위치 및 속도의 적어도 하나를 포함한다.
공지의 방법과 비교되는 경우, 본 명세서에서 개시된 방법은 인공위성의 수가 충분하지 않거나 또는 인공위성으로부터 신호가 강한 간섭을 가지는 상황에서 위치 확인을 실행할 수 있고, 그리고 추가로 위치 확인의 정확성을 증가시킬 수 있다. 추가로 인공위성의 수가 동일한 상황에서 더 좋은 결과가 얻어질 수 있다.
본 발명은 아래의 도면에 의하여 동반되는 경우 아래의 설명의 관점에서 쉽게 이해가 되고 아래에서 도면에서 동일한 참조 번호는 동일한 구성요소를 나타낸다.
도 1a는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 이동 정보 결정 장치의 실시 예를 예시하는 블록 다이어그램을 도시한 것이다.
도 1b는 도 1a의 이동 정보 결정 장치의 상세 블록 다이어그램을 도시한 것이다.
도 2는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 초기 위치 확립 및 관리 모듈에 의하여 초기 위치를 확립하기 위한 방법을 예시하는 순서도를 도시한 것이다.
도 3a는 공지의 GPS 시스템의 예시를 도시한 것이다.
도 3b는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 이동 정보 결정 장치로부터 인공위성에 이르는 관측 벡터(observe vectors)의 실시 예를 도시한 것이다.
도 3c는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 본 발명에 의하여 제공된 지구 중심 보조(ECA) 위치 전략을 이용하는 토폴로지의 실시 예를 도시한 것이다.
도 4는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 이동 정보 결정 장치에 통합된 GPS 수신기의 블록 다이어그램을 도시한 것이다.
도 5는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 위치 확인 방법을 예시하는 순서도를 도시한 것이다.
도 6은 정밀도의 저하(dilution of precision: DOP)값이 상대적으로 큰 경우 본 발명에 따른 GPS 수신기와 공지의 수신기로부터 얻어진 위치 확인 오류 및 DOP 값을 예시하는 4개의 차트를 도시한 것이다.
도 7은 DOP 값이 상대적으로 큰 경우 본 발명에 따른 GPS 수신기와 공지의 수신기로부터 얻어진 속도 편차(velocity deviations)를 예시하는 2개의 차트를 도시한 것이다.
도 8은 DOP 값이 극단적으로 큰 경우 본 발명에 따른 GPS 수신기 및 공지의 수신기로부터 얻어진 위치 확인 오류 및 DOP 값을 예시하는 4개의 차트를 도시한 것이다.
도 9는 DOP 값이 극단적으로 큰 경우 본 발명에 따른 GPS 수신기로부터 얻어진 속도 편차를 예시하는 차트를 도시한 것이다.
도 10은 본 발명에 따른 GPS 수신기와 공지의 수신기로부터 계산된 위치 확인 결과를 예시하는 비교 다이어그램을 도시한 것이다.
본 발명의 실시 형태에 대한 참조가 상세하게 만들어질 것이고, 본 발명의 실시 형태의 예시는 첨부되는 도면에서 제시된다. 본 발명은 실시 형태와 함께 개시되는 한편, 이러한 실시 형태에 나타난 개시가 본 발명을 제한하는 의도인 것으로 이해되지 않아야 한다. 이와 달리 본 발명은 청구범위에서 규정된 것처럼 대안 발명, 수정 발명 및 등가 발명을 포함하는 것으로 의도된다.
추가로 아래의 본 발명의 실시 형태의 상세한 설명에서, 다양한 구체적인 상세한 사항들이 본 발명의 정확한 이해를 위하여 제공될 것이다. 그러나 이 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명이 이러한 구체적인 상세한 사항이 없이도 실시되는 것으로 이해할 것이다. 다른 실시 예에서 공지된 방법, 절차, 구성요소 및 회로가 본 발명의 실시 형태의 특징을 불필요하게 모호하게 하지 않도록 상세하게 기술되지 않는다.
본 발명에 따른 실시 형태는 이동 정보 결정 장치를 제공한다. 이동 정보 결정 장치는 ECA(Earth center assistant, 지구 중심 보조) 정보 획득 모듈(ECA 획득모듈이라고도 함), 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈 및 이동 정보 계산 모듈을 포함한다. ECA 정보 획득 모듈은 이동 정보 결정 장치의 현재의 위치에서 지구의 반지름을 획득한다. 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈은 예를 들어 이동 정보 결정 장치의 위치 정보(예를 들어, 초기 위치 정보) 및 고도 정보를 제공하도록 형성된다. 이동 정보 계산 모듈은 지구 반지름 및 다수 개의 인공위성의 다수 개의 신호에 기초하여 이동 정보 결정 장치의 현재 위치 및/또는 속도를 계산한다. 이동 정보 결정 장치의 상세한 사항은 첨부되는 도면에서 기술될 것이다.
도 1a는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 이동 정보 결정 장치(100)를 예시한 것이다. 도 1a에 도시된 것처럼, 이동 정보 결정 장치(100)는 지구 중심 보조(ECA) 정보 획득 모듈(110), 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈(111) 및 이동 정보 계산 모듈(120)을 포함한다. ECA 정보 획득 모듈(110)은 이동 정보 결정 장치(100)의 위치에서 지구의 반지름을 획득하도록 구성된다. 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈(111)은 이동 정보 결정 장치의 위치 정보(예를 들어, 초기 위치 정보) 및 이동 정보 결정 장치(100)의 고도 정보를 제공하도록 구성된다. 이동 정보 계산 모듈(120)은 위에서 기술된 지구의 반지름 및 적어도 3개의 인공위성으로부터 정보에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치 및/또는 속도를 계산하도록 구성된다. 이러한 인공위성으로부터의 정보는, 이동 정보 결정 장치(100)와 각각의 인공위성 사이의 의사 범위(pseudo ranges) 및/또는 이러한 인공위성으로부터 GPS 신호의 주파수를 포함한다.
ECA 정보 획득 모듈(110)은 지구의 평균 반지름(average radius)을 획득하도록 구성된다. 지구의 평균 반지름은 공지된 방법에 따라 외부 환경으로부터 얻어지거나 또는 ECA 정보 획득 모듈(110)에 직접 저장될 수 있다. 지구의 평균 반지름은 공지되어 있고, 그리고 지구의 평균 반지름을 얻는 방법은 이 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 자명하다. 이에 대해서는, 간략 및 명확성을 위하여 본 명세서에서 반복적으로 기술되지 않는다. ECA 정보 획득 모듈(110)은 이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치 및 그 위치에 대응되는(해당되는) 고도 정보에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 위치에서 지구의 반지름을 계산할 수 있다.
도 1b는 도 1a에 도시된 이동 정보 결정 장치(100)의 상세 블록 다이어그램을 도시한 것이다. 도 1a와 유사한 기능을 가지는 구성요소는 동일한 참조 부호로 표시되고, 그리고 명확성과 간결성을 위하여 반복적으로 기술되지 않을 것이다. 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈(111)은 추가로 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130), 위치 정보 데이터 베이스(140) 및 고도 정보 공급원(150)을 포함한다.
초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)은 초기 위치를 확립하도록(establish) 구성된다. 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)은 도 2에 기술된 방법에 의하여 초기 위치를 확립하며, 이에 대하여는 이후 상세하게 기술될 것이다.
위치 정보 데이터베이스(140)는 최초(제1)(first) 위치(position)(P0), 초기 위치(initial position)(Pcoarse) 및 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)에 의하여 마지막으로 계산된 가장 정확한 위치를 저장하도록 구성된다. 고도 정보원(고도 정보 공급원이라고도 한다)(150)은 이동 정보 결정 장치(100)에서 해당되는(대응되는)(상응하는)(corresponding) 고도 정보를 저장한다.
도 2에 도시된 것처럼, 블록 S210에서 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)은 지구의 평균 반지름과 다수 개의 인공위성으로부터 정보를 획득한다. 이후 블록 S220에서 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)은 지구 평균 반지름과 다수 개의 인공위성으로부터의 정보에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 제1 위치(P0)를 결정한다. 지구의 평균 반지름과 인공위성으로부터의 정보에 기초하여 제1 위치(P0)를 계산하는 상세한 과정은 아래에서 기술될 것이다. 제1 위치(P0)의 오차는, 예를 들어 100 Km 이상이 되는 것과 같이 비교적 클 수 있다. 블록 S230에서 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)은 조망(전망)(landscape)에 의해 얻어진 또는 고도 정보 공급원으로부터 얻어진 고도 정보에 따라 제1 위치(P0)에 해당하는 고도 값을 수정한다.
블록 S240에서 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)은 제1 위치(P0) 및 수정된 고도 값에 따라 더 정확한 지구의 초기 반지름(initial radius)을 계산한다. 블록 S250에서 ECA 위치 확인 방법이 블록 S240에서 얻어진 더 정확한 지구의 초기 반지름에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치(Pcoarse)를 얻기 위하여 사용된다. 초기 위치(Pcoarse)의 오류는 약 20 Km가 된다.
비록 도 2에 도시되지 않았지만, 이 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 더 정확한 초기 위치가 블록 S240 및 블록 S250에 도시된 단계를 여러 번 반복하는 것에 의하여 계산될 수 있다는 것을 이해할 것이다. 가장 정확한 위치를 얻기 위하여, 여러 번 반복(iteration)에 의하여 계산된 새로운 위치가 서로 비교가 될 수 있고, 그리고 가장 정확한 위치가 미리 결정된 규칙에 따라 이러한 위치로부터 선택된다. 상세한 반복 방법은 블록 S240 및 S250에서 작동을 반복적으로 수행하는 것에 의하여 실행될 수 있다. 예를 들어 초기 위치(Pcoarse)는 반복의 마지막에 계산된 위치가 될 수 있다.
다른 실시 형태에서, 초기 위치(Pcoarse)는 여러 번의 반복의 각각을 미리 결정된 문턱 값(threshold)과 비교하고, 그리고 구체적인 규칙(specified rule)에 따라 가장 정확한 위치를 선택하는 것에 의하여 얻어질 수 있다. 초기 위치를 얻기 위한 상세한 사항은 본 명세서에서 생략된다.
도 2는 초기 위치를 얻기 위한 방법의 실시 예를 예시한 것이고, 그리고 다른 적절한 방법이 사용될 수 있는 것으로 이해되어야 한다. 예를 들어 초기 위치(Pcoarse)는 공지의 위치 확인 방법을 이용하거나 또는 이동 정보 결정 장치(100)에 미리 저장된 위치 정보를 사용하는 것과 같은 방법에 의하여 얻어질 수 있다. 본 발명은 주어진 실시 형태에 제한되지 않는다.
하나의 실시 형태에서, 위치 정보 데이터베이스(position information database)(140)는 제1 위치(P0), 초기 위치(Pcoarse) 및 마지막으로 계산된 정확한 위치를 저장하도록 구성된다. 다른 실시 형태에서, 이동 정보 결정 장치(100)는 추가로 새로 계산된 위치로 기존 위치를 대체하도록 구성된 위치 정보 갱신 모듈(도시되지 않음)을 포함한다. 예를 들어, 제1 위치(P0)는 초기 위치(Pcoarse)에 의하여 대체되고, 그리고 초기 위치(Pcoarse)는 마지막으로 계산된 정확한 위치에 의하여 대체된다.
위에서 설명이 된 것처럼, 본 발명의 하나의 실시 형태에 따르면 고도 정보 공급원(altitude information source)(150)이 제공된다. 하나의 실시 형태에서, 고도 정보 공급원(150)은 우선 순위(priority order)에 따라 사용되는 4종류의 고도 정보 공급원을 포함한다. 보다 구체적으로, 고도 정보 공급원(150)은 GPS 수신기(이동 정보 결정 장치(100)는 GPS 수신기에 통합될 수 있다)에 의하여 계산된(ECA에 기초하지 않은) 고도 정보를 포함하는 제1 고도 정보 공급원, GPS 수신기에 기록된(recorded) 기존(이전의, previous) 고도 정보를 저장하는 제2 고도 정보 공급원, 외부 고도 측정 공급원[예를 들어 고도계(altimeter), 기압계(barometer) 또는 삼차원 지도와 같은 것])으로부터 얻어진 고도 정보를 저장하는 제3 고도 정보 공급원 및 지구 고도 정보(global altitude information)를 저장하는 제4 고도 정보 공급원을 포함한다. 제4 고도 정보 공급원은 지구 고도 정보를 저장하고 그리고 이동 정보 결정 장치(100)에 통합된 지구 고도 정보 데이터베이스가 된다. 하나의 실시 형태에서 제1 고도 정보 공급원은 가장 높은 사용 우선성(use priority)을 가지고, 제2 고도 정보 공급원은 두 번째로 높은 사용 우선성을 가지고 그리고 제3 고도 정보 공급원은 세 번째로 높은 사용 우선성을 가지는 한편, 제4 고도 정보 공급원은 네 번째로 높은 사용 우선성을 가진다.
ECA 정보 획득 모듈(110)은 지구의 반지름을 계산하기 위하여 4종류의 고도 정보 공급원으로부터 하나의 고도 값을 선택할 수 있다. 다른 실시 형태에서 이동 정보 결정 장치(100)는 추가로 고도 정보 공급원 선택 모듈(도시되지 않음)을 포함한다. 고도 정보 공급원 선택 모듈은 아래와 같은 방법으로 위에서 언급된 4종류의 고도 정보 공급원으로부터 고도 값을 선택하도록 구성되고, 이것은 아래에서 상세하게 설명이 된다.
고도 정보가 GPS 수신기에 의하여 계산이 되는(ECA에 기초하지 않은) 상황은 아래에서 상세하게 설명이 될 것이다. GPS 수신기에 의하여 얻어진 고도 정보는, 예를 들어, GPS 수신기가 GPS 신호를 수신하는 환경과 같이 신호 환경에 의하여 영향을 받고, 예를 들어 GPS 수신기가 보호가 되었는지(sheltered) 여부 또는 얻어진 고도 정보가 비교적 큰 요동(jitter)을 가지는지 여부에 의하여 영향을 받는다. 얻어진 고도 정보를 위한 이동 평균(moving average)을 계산한 후의 고도 값은 실제 고도 값에 근접한다. 본 발명의 하나의 실시 형태에 따르면, GPS 수신기가 고도 정보를 계산하는 상황에서, 500초 시간 주기가 선택되고 그리고 이러한 500초 시간 주기 동안 이동 평균이 이동 정보 결정 장치(100)(GPS 수신기에 통합된)에 의하여 행해진 고도 값의 계산에 사용된다. 그러므로 훨씬 안전한 고도 값(A)이 얻어지고, 이것은 ECA 계산을 위하여 사용된다. 이동 평균을 계산하기 위한 시간 주기는 500 초에 제한되지 않는 것으로 이해되어야 한다. 이 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 이동 평균을 위한 시간 주기는 다른 값으로 설정될 수 있고 그리고 주어진 실시 예에 제한되지 않는 것으로 이해하여야 한다.
본 발명의 하나의 실시 형태에서, 이동 평균은 50초의 시간 주기 동안 GPS 수신기에 의하여 계산된 고도 값을 위하여 사용되고, 이로 인하여 실시간(real-time) 및 비교적 안전한 고도 자료(Aref)가 얻어진다. 만약 해당되는 고도 정보 공급원으로부터의 고도 값이 사용을 위하여 적절하다면 고도 자료 (altitude datum) (Aref)는 4종류의 고도 정보 공급원을 확인하기 위하여 사용된다. 유사하게, 실시간 및 비교적 안전한 고도 자료를 얻기 위하여 이동 평균을 계산하기 위한 시간 주기는 50초에 제한되지 않는다. 이 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 서로 다른 고도 자료가 고도 값의 안전성에 따라 사용될 수 있는 것으로 이해할 수 있을 것이다.
제1 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값(A)을 선택할지 여부에 대한 상세한 사항은 아래에서 상세하게 설명이 될 것이다. 만약, 고도 값(A)과 고도 자료(Aref) 사이의 차이가 100 m보다 크다면, 고도 값(A)은 비교적 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고 사용을 위하여 적당하지 않는 것으로 간주된다. 만약 고도 값(A)에 기초하는 ECA 위치 확인 방법에 의하여 계산된 고도 값과 고도 값(A)의 차이가 50 m보다 크다면, 고도 값(A)은 비교적 큰 오류를 가지고 그리고 사용하기에 적절하지 않는 것으로 추정이 된다.
만약, 제1 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값(A)이 사용을 위하여 적당하지 않다면, 고도 값(A)에 기초하여 계산된 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치는 버려진다(abandoned). 따라서 ECA 정보 획득 모듈(110)은 다른 종류의 고도 정보 공급원으로부터의 고도 정보에 기초하여 현재 위치를 다시 계산한다. 하나의 실시 형태에서 ECA 정보 획득 모듈(110)은 제2 고도 정보 공급원, 제3 고도 정보 공급원 또는 제4 고도 정보 공급원으로부터의 고도 정보에 기초하여 현재 위치를 다시 계산한다.
GPS 수신기에 기록된 기존(previous) 고도 정보가 기술될 것이다. 만약, GPS 수신기가 부팅이 되기(booting up) 전에, GPS 수신기 위치가 정해진다면, 기존 위치 정보[예를 들어, GPS 수신기의 기존 위치(Phistorical), GPS 수신기에 의하여 계산된 기존 고도 값(A) 및 기존 위치 확인 시간 등]가 GPS 수신기 위의 플래시 메모리에 저장된다. GPS 수신기에 의하여 계산되고 제2 고도 정보 공급원에 저장된 기존 고도 정보(A)가 사용될 수 있다.
제2 고도 정보 공급원으로부터 기존 고도 정보(A)를 선택할지 여부에 대한 상세한 사항이 설명될 것이다. 만약 기존 고도 정보(A)와 고도 자료(altitude datum)(Aref) 사이의 차이가 100 m보다 크다면, 기존 고도 정보(A)는 상대적으로 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고, 그리고 사용을 위하여 적절하지 않다. 만약 ECA 위치 확인 방법에 의하여 계산된 현재 위치와 GPS 수신기의 백업(backup) 기존(previous) 위치(Phistorical) 사이의 차이가 지구 표면 위에 시가지 범위(city scope)(40 km)보다 크다면, 기존 고도 정보(A)는 비교적 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고 그리고 사용을 위하여 적절하지 않다. 그리고/또는 만약 기존 고도 정보(A)에 기초하는 ECA 위치 확인 방법에 의하여 계산된 고도 정보와 기존 고도 정보 사이의 차이가 50 m보다 크다면, 기존 고도 정보(A)는 비교적 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고, 그리고 사용하기에 적절하지 않다.
만약, 제2 고도 정보 공급원으로부터의 기존 고도 값(A)이 사용을 위하여 적절하지 않다면, 기존 고도 값(A)에 기초하여 계산된 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 값은 버려진다. 따라서 ECA 정보 획득 모듈(110)은 다른 종류의 고도 정보 공급원으로부터 고도 정보에 기초하여 현재 위치를 다시 계산한다. 하나의 실시 형태에서 ECA 정보 획득 모듈(110)은 제3 고도 정보 공급원 또는 제4 고도 정보 공급원으로부터 고도 정보에 기초하여 현재 위치를 다시 계산한다.
예를 들어, 고도계(altimeter), 기압계(barometer) 또는 3차원 지도(three-dimensional map)와 같은 외부 고도 측정 공급원(external altitude measurement source)으로부터 얻어진 고도 정보가 기술될 것이다. 하나의 실시 형태에서 GPS 수신기는 적어도 하나의 외부 고도 측정 공급원(예를 들어 고도계, 기압계 또는 삼차원 지도와 같은 것)에 연결되고 그리고 외부 고도 측정 공급원으로부터 실시간으로 현재 고도 정보(A)를 얻는다.
제3 고도 정보 공급원으로부터의 고도 정보(A)를 선택할지 여부에 대한 상세한 사항이 설명될 것이다. 만약 고도 정보(A)와 고도 자료(altitude datum)(Aref) 사이의 차이가 100 m보다 크다면, 고도 정보(A)는 상대적으로 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고 그리고 사용을 위하여 적절하지 않다. 만약, 고도 정보(A)에 기초하는 ECA 위치 확인 방법에 의하여 계산된 고도 정보와 고도 정보(A) 사이의 차이가 50 m보다 크다면, 기존 고도 정보(A)는 비교적 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고 그리고 사용하기에 적절하지 않다.
만약, 제3 고도 정보 공급원으로부터 고도 값(A)이 사용하기에 적절하지 않다면, 고도 값(A)에 기초하여 계산된 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치가 버려진다. 따라서 ECA 정보 획득 모듈(110)은 다른 정보의 고도 정보 공급원에 저장된 고도 정보에 기초하여 현재 위치를 다시 계산한다. 하나의 실시 형태에서 ECA 정보 획득 모듈(110)은 제4 고도 정보 공급원으로 고도 정보에 기초하여 현재 위치를 다시 계산한다.
제4 고도 정보 공급원으로부터의 고도 정보가 아래에서 기술될 것이다. 지구(global) 고도 정보는 GPS 수신기의 제4 고도 정보 공급원(지구 고도 정보 데이터베이스)에 저장된다. 지구 고도 정보 데이터베이스는 지구의 표면의 구체적인 위치 및 이 위치에 해당되는(대응되는, 상응하는) 고도 값과 같은 2종류의 정보를 포함한다. 정보가 유용하므로(informative), 데이터베이스를 확립시키는 샘플 간격(sample interval)이 상대적으로 길고 그리고 오류가 상대적으로 크다. 따라서 시가지의 범위에서 고도 정보 값 변화가 본 발명에서 상대적으로 작은 것으로 가정된다.
GPS 수신기의 초기 위치(Pcoarse)가 지구의 표면 위에서 초기 위치(Pcoarse)에 가장 근접하는 위치(Pi) 및 지구 고도 정보 데이터베이스로부터 해당되는 고도 값(A)을 탐색하기 위하여 사용된다.
지구 고도 정보 데이터베이스로부터 고도 값(A)이 선택될 것인지 관한 상세한 사항이 기술될 것이다. 만약 GPS 수신기의 초기 위치(Pcoarse)와 지구 고도 정보 데이터베이스로부터 탐색된 위치(Pi) 사이의 범위 차이가 지표면 위에서 최대 시가지 범위(60 km)보다 크다면, 적절한 고도 정보가 지구 정보 데이터베이스에서 발견될 수 없다.
만약 지구 고도 정보 데이터베이스에 저장된 고도 값(A)와 고도 자료(Aref) 사이의 차이가 100 m보다 크다면, 고도 정보(A)는 비교적 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고 그리고 사용을 위하여 적절하지 않다. 만약 ECA 위치 확인 방법에 의하여 계산된 현재 위치와 탐색된 위치(Pi) 사이의 범위 차이가 시가지 범위(40 km)보다 크다면, 고도 값(A)은 비교적 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고 그리고 사용하기에 적절하지 않다. 만약 지구 고도 정보 데이터베이스로부터 고도 값(A)에 기초하여 ECA 위치 확인 방법에 의하여 계산된 고도 값과 고도 값(A) 사이의 차이가 50 m보다 크다면, 고도 값은 비교적 큰 오류를 가진 고도 값으로 간주되고 그리고 사용을 위하여 적절하지 않다.
만약 지구 고도 정보 데이터베이스로부터 고도 값(A)이 사용을 위하여 적절하지 않다면, 고도 값(A)에 기초하여 계산된 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치는 버려진다.
도 1b의 실시 예에 도시된 것처럼, ECA 정보 획득 모듈(110)은 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130) 및 고도 정보 공급원으로부터 해당되는 고도 값으로부터 이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치를 획득하고 그리고 얻어진 초기 위치 정보 및 해당 고도 값에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 위치에서 지구의 반지름을 계산한다. 이동 정보 계산 모듈(120)은 지구의 반지름 및 인공위성으로부터 정보에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치 및/또는 속도를 결정한다.
이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치 정보 및 해당 고도 값에 기초하여 지구의 반지름을 계산하는 ECA 정보 획득 모듈(110)의 실시 예는 아래에서 기술될 것이다.
ECA 정보 획득 모듈(110)은 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)로부터 이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치(Pcoarse)를 획득한다. ECA 정보 획득 모듈(110)은 추가로 고정 정보 공급원(150)으로부터 해당 고도 값을 획득한다. 지구의 해당 반지름(ρE)은 아래에 제시된 수식(1-1), (1-2) 및 (1-3)에 따라 계산된다.
세계 지구 좌표 시스템(World Geodetic System, WGS)의 좌표 시스템에서, 초기 위치((Pcoarse)에 해당하는 이동 정보 결정 장치(100)의 고도 값은 아래와 같이 설정된다.
Pcoarse - WGS(Altitude) = A (1-1)
Pcoarse - WGS는 WGS 좌표 시스템에서 이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치를 나타낸다. A는 고도 정보 공급원(150)으로부터 고도 값을 나타낸다. WGS 좌표 시스템은 경도(longitude), 위도(latitude) 및 고도(altitude)를 포함하는 3차원 좌표 시스템이다. 수식 (1-1)에 따라, 3차원 좌표 시스템의 고도 값은 고도 정보 공급원(150)으로부터 얻어진 고도 값에 의하여 대체된다.
WGS 좌표 시스템은 지구-중심 지구-고정(Earth-centered Earth-fixed)(ECEF) 좌표 시스템으로 변환된다. ECEF 좌표 시스템에서, 이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치(Pcoarse)는 아래와 같이 수정된다.
Pcoarse _ ECEF = WGST0ECEF(Pcoarse - WGS) (1-2)
WGST0ECEF()는 GPS 시스템에서 WGS 좌표 시스템을 ECEF 좌표시스템으로 변환하는 표준 변환 공식을 나타낸다. 그러므로 지구의 반지름은 수식 (1-3)에 따라 계산되고 그리고 계산된 지구의 반지름은 ECA 계산을 위하여 사용된다.
Figure pat00001
위의 기술은 본 발명에 따른 이동 정보 결정 장치(100)의 구성의 실시 형태를 예시한 것이다. 이동 정보 결정 장치(100)가 ECA 정보 획득 모듈(110)로부터 얻어진 지구의 반지름에 기초하여 위치 확인을 실행하는 방법을 예시하는 실시 예가 아래에서 기술될 것이다.
공지의 수신기에 의하여 위치 확인을 하기 위한 방법이 제공된다.
도 3A는 공지의 GPS 시스템의 공간 모듈을 도시한 것이다. ρsy는 인공위성으로부터 수신기에 이르는 거리(R)를 나타낸다. ECEF 좌표 시스템에서 GPS 수신기(U)의 좌표 위치는 (xu, yu, zu)로 설정되고 그리고 인공위성의 좌표 위치는 (xj, yj, zj)로 표시된다. 이후 교정된 의사 범위(pseudo range)가 수식 (1-4)에 따라 계산된다.
Figure pat00002
상기에서 j=1, 2, .... , N, 및 j는 현재 상태에서 유효한 인공위성에 의하여 측정된 인공위성의 임시 번호에 해당하고, SVN(Satellite Vehicle Number)(인공위성 운행 번호) 또는 인공위성의 PRN(Pseudo-Random Noise)(의사-랜덤 노이즈) 번호가 아니다. ∥Sj-U∥는 GPS 수신기와 인공위성(j) 사이의 기하학적 거리를 나타내고, c는 빛의 속도를 나타내고, tu는 수신기의 클록 바이어스를 나타낸다. ρj는 오류 교정(EC) 후 의사 범위(pseudo range)를 나타내고 그리고 수신기에 의하여 측정된다. 도 3b에 도시된 것처럼, GPS 수신기로부터 인공위성(j)까지 거리(Rj)는 아래의 수식(1-5)에 따라 계산된다.
Figure pat00003
수식 (1-4) 및 수식 (1-5)에 따라, 아래의 비선형(non-linear) 수식 (1-6)이 좌표 위치 (xu, yu, zu) 및 수신기의 클록 바이어스(clock bias)를 계산하기 위하여 사용된다.
Figure pat00004
비선형 수식(1-6)은 최소 평균 제곱(LMS) 알고리즘 또는 칼만(Kalman) 방법과 같은 것을 사용하여 풀 수 있다. 비선형 수식을 풀기 위한 상세한 사항은 간결과 명확성을 위하여 본 명세서에서 반복적으로 기술되지 않을 것이다.
본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치를 계산하기 위한 방법이 기술될 것이다. 위에서 언급된 인공위성으로부터의 정보뿐만 아니라, 이동 정보 결정 장치(100)는 또한 지구의 반지름을 현재 위치를 계산하기 위한 ECA 정보로 사용한다.
도 3c는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 본 명세서에 개시된 발명에 의하여 제공되는 지구 중심 보조(ECA) 위치 확인 전략을 사용하는 토폴로지의 실시 예를 예시한 것이다. 도 3a와 비교하면, 지구 중심으로부터 GPS 수신기에 이르는 점선이 추가된다. 점선은 이동 정보 결정 장치(100)의 위치에서 지구의 반지름(ρE)을 나타낸다. 그리고 지구의 반지름(ρE)은 이러한 실시 형태에서 ECA 정보로 사용된다.
ECA 위치 확인 방법은 N-차수 비선형 방정식(1-6)(N은 3 이상의 정수가 된다.)에 ECA 위치 확인 방정식을 추가하는 것에 의하여 실행된다. 달리 말하면, 지구의 중심은 계산의 목적을 위한 또 다른 인공위성, 즉 지구의 중심에 위치하는 인공위성으로 간주된다.
지구의 중심에서 인공위성의 좌표 위치는 (0,0,0)으로 설정되고, GPS 수신기의 클록 바이어스는 tu로 되고 그리고 tu는 0으로 설정되고, ρE는 지구의 중심으로부터 수신기에 이르는 구형 반지름(ball radius)을 나타내고 , 그리고
Figure pat00005
이 고도 정보 공급원(150) 및 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)을 사용하여 얻어진다. 이로 인하여 ECA 위치 확인 방법을 위한 비선형 방정식(1-7)이 아래와 같이 열거된다.
Figure pat00006
비선형 방정식(1-7)은 최소 평균 제곱(LMS) 알고리즘 또는 칼만 방법과 같은 것을 사용하여 해결될 수 있다. 이로 인하여 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 좌표 위치(xu, yu, zu)가 이에 따라 계산된다.
본 발명의 하나의 실시 형태에 따라, ECA 정보는 이동 정보 결정 장치(100)에 의한 위치 확인을 위하여 사용된다. 따라서 인공위성의 수가 충분하지 않거나 또는 인공위성으로부터 신호가 비교적 강한 간섭을 가지는 상황에서, 위치의 정확성이 향상된다.
더욱이 이동 정보 결정 장치(100)는 추가로 지구의 반지름 및 인공위성으로부터 정보에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 속도를 계산한다. 유사하게 ECA 정보 획득 모듈(110)은 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치 및 해당하는 고도 값에 기초하여 지구의 반지름을 계산한다. 위에서 설명이 된 것처럼, 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)은 지구의 평균 반지름에 기초하여 초기 위치(Pcoarse)를 확립하고, 초기 위치(Pcoarse)에 기초하여 이동 정보 결정 장치(100)의 위치에서 지구의 보다 정확한 반지름을 계산하고 그리고 계산된 지구의 반지름에 따라 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 속도를 계산한다. 대안적 방법으로, 현재 속도가 지구의 평균 반지름을 직접적으로 사용하는 것에 의하여 계산될 수 있다. 지구의 반지름에 따라 현재 속도를 계산하기 위한 방법이 아래에서 기술된다.
공지의 GPS 수신기에 의하여 현재 속도를 계산하기 위한 방법이 제공된다. 전통적으로 속도는 GPS 수신기에 의하여 수신된 도플러 주파수에 기초하여 산출된다. GPS 수신기에 의하여 수신된 신호에 대한 도플러 변이는 인공위성과 수신기의 상대적인 이동에 따른 것이다. GPS 수신기에 의하여 수신된 신호의 주파수(fR)가 아래와 같이 수식(1-8)에 따라 계산될 수 있다.
Figure pat00007
상기에서 fT는 인공위성에 의하여 전송된 캐리어(carrier)의 주파수를 나타내고, V는 인공위성의 속도 벡터를 나타내고,
Figure pat00008
는 수신기의 속도 벡터를 나타내고, A는 GPS 수신기로부터 인공위성으로의 방향을 가진 단위 벡터를 나타내고, 그리고 c는 빛의 속도를 나타낸다.
j번째 인공위성을 위하여, 수식(1-8)은 수식(1-9)로 기술될 수 있다.
Figure pat00009
상기에서
Figure pat00010
,
Figure pat00011
.
j 번째 인공위성에 대하여, 수신된 신호의 주파수를 위한 측정 추정값(estimation)은 fj가 된다. 측정 추정값이 오차를 가지고, 그리고 또한 주파수 바이어스를 가진다(fRj로 됨). 주파수 바이어스는 GPS 시스템 시간을 가지는 GPS 수신기에서 클록의 시간 변이(tu)와 관련된다. 시간 변이(tu)의 단위는 초/초(second/second)가 된다. fj와 fRj의 관계는 수식(1-10)으로 나타난다.
Figure pat00012
수식 (1-9)와 (1-10)을 결합시키고 그리고 산술 처리 후 수식 (1-11)이 아래와 같이 얻어진다.
Figure pat00013
벡터 내적(dot product)에서 하나의 벡터 성분의 확장에 의하여 아래와 같이 수식 (1-12)가 얻어진다.
Figure pat00014
수식 (1-12)의 좌변은
Figure pat00015
이 된다. (fj/fTj)의 값은 1에 매우 근접한다. 통상적으로 (fj/fTj)와 1 사이의 차이는 백만분의 몇(a few parts) 수준이 된다. 수식 (1-12)는 아래와 같이 간략하게 될 수 있다.
Figure pat00016
4개의 변수 수식의 집합이 아래와 같이 변수
Figure pat00017
에 대하여 만들어진다.
d = Hg (1-15)
Figure pat00018
따라서 속도 및 시간 변이(shift)는 아래의 수식 (1-17)과 같이 얻어질 수 있다.
g = H-1d (1-17)
상기에서 H-1은 행렬 H의 역 행렬을 나타낸다.
본 발명의 하나의 실시 형태에 따라, 이동 정보 결정 장치(100)에서 이동 정보 계산 모듈(120)은 ECA 정보에 기초하여 속도를 계산하도록 구성된다. 달리 말하면, ECA 속도 측정 수식이 공지의 방법의 수식들에 추가된다.
지구의 중심에서 인공위성의 좌표 위치는 (0, 0, 0)인 것으로 가정되고, 속도의 값은 0이 되고 그리고 주파수(fE)는 0이 된다. 이로 인하여 수식 (1-18)은 수식 (1-14)에 따라 얻어진다.
Figure pat00019
수식 (1-18)에서 (ax E, ay E,az E)는 지구 중심의 중심에서 인공위성에 이르는 이동 정보 결정 장치(100)의 단위 벡터의 방향을 나타낸다. 그러므로
Figure pat00020
수식 (1-18) 및 공지의 방법의 수식들에 따라, 4-변수 수식의 집합이 아래와 같이 변수
Figure pat00021
에 대하여 만들어진다.
d = Hg (1-19)
상기에서
Figure pat00022
.
따라서 속도와 시간 변이(shift)는 수식 (1-21)에 의하여 아래와 같이 얻어질 수 있다.
g = H-1d (1-21)
상기에서 H-1은 행렬 H의 역행렬을 나타낸다.
본 발명의 하나의 실시 형태에 따르면, 이동 정보 결정 장치(100)는 추가로 탐지 모듈(detection module)(도시되지 않음)을 포함한다. 탐지 모듈은 계산된 이동 정보 결정 장치(100)의 현재 위치가, 정밀도 저하(DOP)의 값, 인공위성으로부터의 신호의 강도 및 이동 정보 결정 장치(100)의 속도가 이동 모듈에 적합한지 여부에 기초하여, 유효한지 결정하도록 구성된다.
하나의 실시 예에서, 이동 정보 결정 장치(100)는 추가로 선택 모듈(도시되지 않음)을 포함한다. 선택 모듈은 이동 정보 결정 장치(100)에 있는 이동 정보 계산 모듈(120)에 결합된다. DOP 값이 양호하지 않고(poor), 인공위성으로부터의 신호가 약하거나 또는 인공위성의 수가 충분하지 않은 상황에서, 선택 모듈은 이동 정보 결정 장치(100)가 측정된 의사 범위 및/또는 각각의 인공위성의 GPS 신호의 주파수 및 지구의 반지름에 기초하여 위치를 정하고 그리고 속도를 측정하도록 선택한다. 그러나 지구의 반지름이 이용 가능하지 않는 상황에서는, 선택 모듈이, 기초 대역 신호 처리 유닛(baseband signal processing unit)에 의하여 제공된, 측정된 의사 범위 및/또는 각각의 인공위성으로부터의 GPS 신호의 주파수에 기초하여 GPS 수신기의 위치 및/또는 속도를 획득하기 위하여 공지의 GPS 위치 확인 방법 및/또는 속도측정 방법을 선택한다. 추가로 선택 모듈은 이동 정보 결정 장치(100)의 외부에 배치될 수 있다. 배치의 상세한 사항은 이 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명백할 것이고 실제 요구 사항에 따라 형성될 수 있고 그리고 위의 개시에 제한되지 않는다.
개시된 것처럼 이동 정보 결정 장치(100)는 GPS 수신기(400)에 통합될 수 있다. 도 4에 도시된 것처럼, GPS 수신기(400)에 있는 RF 유닛(411)은 안테나(401)로부터 GPS 신호를 수신하고, 수신된 신호를 처리하고 그리고 신호를 중간 주파수 신호(intermediate-frequency signals)로 변환하도록 구성될 수 있다. 기초 대역 신호 처리 유닛(412)은 중간 주파수 신호를 복조 및 디코딩하여 주파수 및 유사 범위(pseudo range)를 얻도록 구성될 수 있다. 이동 정보 결정 장치(100)는 기초대역 신호 처리 유닛(412)로부터 인공위성의 GPS 신호의 주파수 및 인공위성의 의사 범위를 획득하고, 위에서 기술된 방법에 따라 GPS 수신기의 위치, 속도 및 시간을 계산한다. 정보(예를 들어 GPS 수신기의 위치, 속도 및 시간과 같은 것)는 국가 해양 전자 협회(NMEA, National Marine Electronics Association) 코드의 표준 형식(standard format)을 이용하여 정보로 변환되고, 그리고 이동 정보 결정 장치(100)에 의하여 출력된다. 정보는 추가로 예를 들어 맵(map)과 같은 고객 터미널(420)로 출력된다. NMEA는 GPS 시스템에 의하여 사용된 출력 프로토콜의 하나이다.
본 발명을 위한 인공위성의 수가 공지의 수신기를 위한 수와 동일한 상황에서, 공지의 수신기에 비하여 더 좋은 결과가 본 발명에서 개시된 수신기에 의하여 얻어질 수 있다. 도 6은 DOP 값이 상대적으로 큰 경우 본 발명에서 개시된 GPS 수신기 및 공지의 수신기로부터 얻어진 위치 오류 및 DOP값의 예를 예시하는 몇 가지 도표를 도시한 것이다. 도 6(a) 및 도 6(b)에 도시된 것처럼, DOP 값은 본 명세서에서 개시된 GPS 수신기에 의하여 감소되고 그리고 위치 오류가 이에 따라 감소된다. 도 6(c) 및 도 6(d)에 도시된 것처럼, 공지의 위치 확인 방법에 의하여 얻어진 위치 오류의 요동(jitter)은 비교적 크고, 그리고 위치 오류의 최대 편차는 600 m보다 크다. 그러나 위치 오류의 값은 ECA 위치 확인 방법에 의하여 100 m보다 작아진다.
도 7은 DOP 값이 비교적 큰 경우, 본 발명에서 개시된 GPS 수신기 및 공지의 수신기로부터 각각 얻어진 속도 편차의 예를 예시하는 도표를 도시한 것이다. 도 7(a) 및 도 7(b)에 도시된 것처럼, 본 발명에서 개시된 GPS 수신기로부터 얻어진 속도 편차는 공지의 수신기로부터 얻어진 속도 편차와 비교할 때 감소된다. 그러므로 매우 정확하게 측정된 속도가 얻어진다.
도 8은 DOP값이 극단적으로 큰 경우, 본 발명에서 개시된 GPS 수신기 및 공지의 수신기로부터 각각 얻어진 위치 확인 오류 및 DOP 값의 예를 예시하는 도표를 나타낸 것이다. 도 8에 도시된 것처럼, 도 8(c)는 공백(blank)을 나타내며, 이는 공지의 수신기에서 위치 확인 방법은 수렴되지 않는 것을 나타낸다. 도 8(b)에 도시된 것처럼, DOP 값은 본 명세서에서 개시된 GPS 수신기에 의하여 감소되고, 그리고 위치 확인 오류가 이에 따라 감소된다. 그리고 위치 확인은 마지막으로 실행될 수 있다(도 8(a)에 도시된 것처럼). HDOP(Horizontal Dilution of Precision)는 정밀도의 수평 저하를 나타낸다.
도 9는 DOP 값이 극단적으로 큰 경우, 본 발명에서 개시된 GPS 수신기로부터 얻어진 속도 편차(deviation)의 예를 예시하는 도표를 나타낸 것이다. DOP 값이 극단적으로 큰 상황에서는 공지의 수신기에 의하여 속도를 측정할 수 없다.
본 발명의 하나의 실시 형태에 따라, 이동 정보를 계산하기 위한 방법이 아래에서 제공된다. 방법은 수신기의 현재 위치 및/또는 속도를 계산하기 위하여 사용된다. 도 5는 본 발명의 하나의 실시 형태에 따른 위치 확인 방법의 실시 예를 예시하는 순서도를 나타낸 것이다. 도 5에 도시된 것처럼, 도 5는 도 1b와 함께 기술되고, 블록 S510에서 GPS 수신기의 위치에서 지구의 반지름이 얻어진다. 예를 들어, 이동 정보 결정 장치(100)의 초기 위치는 초기 위치 확립 및 관리 모듈(130)로부터 얻어지고, 그리고 이 위치에 상응하는 해당 고도 정보는 고도 정보 공급원(150)으로부터 얻어지고, 이후 GPS 수신기의 위치에서, 지구의 반지름이 초기 위치 및 해당 고도 정보에 기초하여 계산된다. 블록 S520에서, GPS 수신기의 현재 위치 및/또는 속도가 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터의 신호에 기초하여 결정된다.
지구의 반지름은 지구의 평균 반지름 또는 초기 위치(initial position) 및 고도 정보(altitude information)에 기초하여 계산된 반지름이 될 수 있다. 초기 위치는 초기 위치 확립 및 관리 모듈에 의하여 결정되고, 그리고 고도 정보는 사용의 우선성(priority of use)을 가진 네 종류의 고도 정보 공급원(altitude information source)의 하나로부터 얻어진다. 지구의 반지름을 계산하는 상세한 사항은 이전에 기술된 방법을 사용한다. 그러므로 초기 위치를 계산하는 단계는 지구의 반지름을 얻기 전에 실행될 수 있다. 초기 위치를 얻기 위한 상세한 사항은 도 2에 기술된 방법과 유사하고 그리고 간결성과 명확성을 위하여 반복적으로 기술하지 않는다.
위에서 언급된 방법은 갱신 단계(updating step)를 포함할 수 있다. 갱신 단계는 새로이 계산된 위치를 이용하여 기존의 위치를 갱신하기 위하여 사용된다. 예를 들어 제1 위치(P0)는 초기 위치(Pcoarse)에 의하여 대체될 수 있고 이후 초기 위치(Pcoarse)는 마지막으로 계산되는 더 정확한 위치에 의하여 대체된다.
위에서 언급된 방법은 추가로 선택(selection) 단계를 포함할 수 있다. 선택 단계는 사용의 우선성을 가진 네 종류의 고도 정보 공급원으로부터 하나의 고도 정보 공급원을 선택하기 위하여 사용된다. 고도 정보 공급원을 선택하기 위한 상세한 사항은 위에서 기술되었고, 그리고 간결성과 명확성을 위하여 반복하여 설명되지 않을 것이다.
위에서 언급된 방법은 GPS 시스템에서 이용될 수 있고, 그리고 선택하는 단계를 포함할 수 있다. DOP가 좋지 않거나(poor), 인공위성 신호가 약하거나, 또는 인공위성의 수가 충분하지않는 상황에서, 선택 단계는 위에서 언급된 위치 확인 방법을 선택하기 위하여 사용된다. 그러나, 만약 지구의 반지름이 이용 가능하지 않다면, 공지의 GPS 위치 확인 방법을 선택하여, 기초대역 신호 처리 유닛에 의하여 제공된, 측정된 의사 범위 및/또는 각각의 인공위성으로부터의 GPS 신호의 주파수를 사용하는 것에 의하여 GPS 수신기의 위치 및/또는 속도를 계산할 수 있다.
하나의 실시 형태에서, 위에서 언급된 방법이 GPS 시스템에서 사용될 수 있고, 그리고 확인 단계(checking step)를 포함할 수 있다. 확인 단계는 DOP 값, 인공위성으로부터의 신호의 강도, 그리고 GPS 수신기의 속도가 이동 모듈에 적합한지 여부에 기초하여 마지막으로 계산된 위치에 대한 유효성을 결정하기 위하여 사용된다.
공지의 방법과 비교되는 경우, 본 명세서에서 개시된 방법은 인공위성의 수가 충분하지 않거나 또는 인공위성으로부터 신호가 강한 간섭을 가지는 상황에서 위치 확인을 실행할 수 있고, 그리고 추가로 위치 확인의 정확성을 증가시킬 수 있다. 또한, 인공위성의 수가 동일한 상황에서 더 좋은 결과가 얻어질 수 있다.
도 10은 본 발명에서 개시된 GPS 수신기 및 공지의 수신기에 의하여 계산된 위치 확인 결과를 예시하는 이미지를 도시한 것이다. 도 10에 도시된 실시 예에서, 4개의 인공위성이 사용된다. 도 10에 도시된 것처럼, 검은 색으로 표시된 영역(1002)은 공지된 방법에 의하여 계산된 결과를 나타낸 것이고, 그리고 흰색으로 표시된 영역(1004)은 본 발명에서 개시된 방법에 의하여 계산된 결과를 나타낸 것이다. 도 10에 도시된 위치 확인 결과에 따라, 본 발명에서 개시된 방법은 위치 정확성에서 공지의 방법을 압도하는 이점을 가진다.
위에서 개시된 것 및 도면은 본 발명의 실시 형태를 나타낸 것인 한편, 다양한 추가 발명, 변형 발명 및 대체 발명이 첨부된 청구범위에서 규정된 것으로 본 발명의 원리의 기술적 사상 및 범위를 벗어나지 않고 만들어질 수 있는 것으로 이해될 것이다. 이 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명이 형상, 구조, 배열, 비율, 소재, 소자 및 구성요소의 많은 변형 그리고 본 발명의 실시에서 사용되는 이와 다른 것을 이용하여 사용될 것이다. 그러므로 본 명세서에서 개시된 실시 형태는 모든 관점에서 예시적이며 제한되지 않는 것으로 간주가 되어야 하고, 그리고 본 발명의 범위는 첨부된 청구범위 및 그들의 법적 등가물에 의하여 지시되고 위에서 제시된 개시에 제한되지 않는다.
100: 이동 정보 결정 장치 110: ECA 정보 획득 모듈
111: 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈 120:이동 정보 계산 모듈
130: 초기 위치 확립 및 관리 모듈 140: 위치 정보 데이터베이스
150: 고도 정보 공급원
400:GPS 수신기 401: 안테나
411:RF 유닛 412: 기초대역 처리 유닛

Claims (18)

  1. 이동 정보 결정 장치의 초기 위치 정보 및 상기 이동 정보 결정 장치의 고도 정보를 제공하는 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈;
    상기 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈로부터의 상기 초기 위치 정보 및 상기 고도 정보에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치의 현재 위치에서 지구의 반지름을 획득하는 지구 중심 보조(ECA) 획득 모듈; 및
    상기 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터의 다수 개의 신호에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치의 상기 현재 위치 및 속도 중 적어도 하나를 계산하는 이동 정보 계산 모듈을 포함하는,
    이동 정보를 결정하기 위한 이동 정보 결정 장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈은 상기 이동 정보 결정 장치의 초기 위치를 획득하는 초기 위치 확립 및 관리 모듈을 추가로 포함하고,
    상기 초기 위치 확립 및 관리 모듈은 지구의 평균 반지름 및 상기 인공위성으로부터의 신호에 기초하여 제1 위치를 획득하고, N번째 위치 및 이에 해당되는 상응 고도 값에 기초하여 상기 지구의 평균 반지름보다 더 정확한 지구의 N번째 반지름을 획득하고, 상기 지구의 N번째 반지름 및 상기 인공위성으로부터의 신호에 기초하여 상기 N번째 위치보다 더 정확한 (N+1)번째 위치를 획득하고, 그리고 미리 결정된 규칙에 기초하여 상기 (N+1)번째 위치로부터 상기 초기 위치를 결정하고, 상기 N은 1이상의 정수가 되는 것을 특징으로 하는 이동 정보 결정 장치.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 일정 고도 값은 고도 정보 공급원으로부터 얻어지거나 또는 실제의 조망(landscape)에 따라 임의의 값으로 설정되는 것을 특징으로 하는 이동 정보 결정 장치.
  4. 청구항 2에 있어서,
    상기 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈은 상기 이동 정보 결정 장치의 상기 제1에서 상기 (N+1)번째 위치 중 적어도 하나 및 상기 현재 위치를 저장하는 위치 정보 데이터베이스를 더 포함하는 이동 정보 결정 장치.
  5. 청구항 4에 있어서,
    상기 이동 정보 결정 장치는 상기 (N+1)번째 위치에 의하여 상기 N번째 위치를 갱신하고, 그리고 상기 위치 정보 결정 장치의 상기 현재 위치에 의하여 상기 (N+1)번째 위치를 갱신하는 위치 정보 갱신 모듈을 더 포함하는 이동 정보 결정 장치.
  6. 청구항 2에 있어서,
    상기 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈은 추가로 고도 정보를 저장하기 위한 고도 정보 공급원을 더 포함하고,
    상기 고도 정보 공급원은
    GPS 수신기가 계산한 고도 정보를 저장하기 위하여 작동 가능한 제1 고도 정보 공급원,
    상기 GPS 수신기에 기록된 기존의 고도 정보를 저장하기 위하여 작동 가능한 제2 고도 정보 공급원,
    외부 고도 측정 공급원으로부터 얻어진 고도 정보를 저장하기 위한 제3 고도 정보 공급원, 및
    지구 고도 정보를 저장하기 위하여 작동 가능한 제4 고도 정보 공급원을 포함하는 이동 정보 결정 장치.
  7. 청구항 6에 있어서,
    상기 제1, 상기 제2, 상기 제3 및 상기 제4 고도 정보 공급원으로부터 상기 지구의 반지름을 계산하기 위한 기초로 하나의 고도 값을 선택하기 위하여 작동 가능한 고도 정보 공급원 선택 모듈을 더 포함하고,
    상기 고도 정보 공급원 선택 모듈은,
    (a) 해당되는 상기 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값을 고도 자료와 비교하고, 만약 상기 고도 값과 상기 고도 자료의 차이가 제1 문턱 값에 비하여 크다면 해당되는 상기 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값을 버리는 방법;
    (b) 해당되는 상기 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값을, 해당되는 상기 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치에 의하여 계산된 제1 고도 정보와 비교하고, 만약 상기 고도 값과 상기 제1 고도 값의 차이가 제2 문턱 값에 비하여 크다면 해당되는 상기 고도 정보 공급원에 저장된 상기 고도 값을 버리는 방법;
    (c) 상기 이동 정보 결정 장치에 의하여 계산된 상기 현재 위치를 상기 위치 정보 데이터베이스에 저장된 백업 기존 위치와 비교하고, 현재 위치와 백업 기존 위치 사이의 차이가 제3 문턱 값에 비하여 크다면 해당되는 상기 고도 정보 공급원에 저장된 상기 고도 값을 버리는 방법;
    (d) 상기 초기 위치를 상기 위치 정보 데이터베이스에 있는 상기 백업 기존 위치와 비교하고, 만약 상기 초기 위치와 상기 백업 기존 위치 사이의 차이가 제4 문턱 값에 비하여 크다면, 해당되는 상기 고도 정보 공급원에 저장된 상기 고도 값을 버리는 단계의 방법,
    중 적어도 하나의 방법에 따른 상기 고도 정보를 선택하고,
    상기 고도 정보 공급원 모듈은 상기 GPS 수신기에 의하여 계산되고 상기 제1 고도 정보 공급원에 저장된 상기 고도 정보, 상기 GPS 수신기에 기록되고 상기 제2 고도 정보 공급원에 저장된 상기 기존 고도 정보, 상기 외부 고도 측정 공급원으로부터 얻어지고 상기 제3 고도 정보 공급원에 저장된 상기 고도 정보, 및 상기 제4 고도 정보 공급원에 저장된 상기 고도 정보를 선택하는 순서에 의하여 상기 제1, 상기 제2, 상기 제3 및 상기 제4 고도 정보 공급원 중 하나를 선택하는 것을 특징으로 하는 이동 정보 결정 장치.
  8. 청구항 1에 있어서,
    상기 이동 정보 결정 장치는 지구 항법 위치 확인 시스템에 통합이 되고, 상기 이동 정보 결정 장치는, 정밀도 저하(DOP) 값의 매개 변수, 상기 인공위성으로부터의 신호의 강도 및 GPS 수신기의 속도가 이동 모듈에 적합한지 여부 중 적어도 하나에 기초하여 마지막으로 계산된 위치의 유효성을 결정하는 확인 모듈을 더 포함하는 이동 정보 결정 장치.
  9. 청구항 1에 있어서,
    상기 이동 정보 결정 장치는 지구 항법 위치 확인 시스템에 통합이 되고, 상기 이동 정보 결정 장치는, 정밀도 저하(DOP) 값의 매개 변수, 상기 인공위성으로부터의 신호의 강도, 상기 지구의 반지름의 이용 가능성 및 상기 인공위성의 개수 중 적어도 하나에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치를 선택하는 것을 결정하는 선택 모듈을 더 포함하는 이동 정보 결정 장치.
  10. 이동 정보 결정 장치의 초기 위치 정보 및 상기 이동 정보 결정 장치의 고도를 제공하기 위한 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈;
    상기 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈로부터의 상기 초기 위치 정보 및 상기 고도 정보에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치의 현재 위치에서 지구의 반지름을 획득하기 위한 지구 중심 보조(ECA) 획득 모듈;
    상기 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터 다수 개의 신호에 기초하여 상기 이동 정보 결정 장치의 상기 현재 위치 및 속도를 계산하기 위한 이동 정보 계산 모듈; 및
    상기 인공위성으로부터의 신호를 상기 이동 정보 결정 장치에 제공하기 위한 기초 대역 신호 처리 유닛을 포함하는,
    지구 항법 위치 확인 시스템의 GPS 수신기.
  11. 고도 정보 및 위치 정보 저장 모듈에서, GPS 수신기의 초기 위치 정보 및 고도 정보를 획득하는 단계;
    지구 중심 보조 정보 획득 모듈에서, 상기 GPS 수신기의 초기 위치 정보 및 고도 정보에 기초하여 상기 GPS 수신기의 현재 위치에서 지구 반지름을 획득하는 단계; 및
    이동 정보 계산 모듈에서, 상기 지구의 반지름 및 다수 개의 인공위성으로부터의 다수 개의 신호에 기초하여 이동 정보를 계산하는 단계를 포함하고,
    상기에서 이동 정보는 상기 GPS 수신기의 상기 현재 위치 및 속도 중 적어도 하나를 포함하는,
    GPS 수신기를 장착한 물체의 이동 정보를 결정하기 위한 방법.
  12. 청구항 11에 있어서,
    상기 초기 위치 정보를 획득하는 단계는
    지구의 평균 반지름 및 상기 인공위성으로부터의 신호에 기초하여 상기 GPS 수신기의 제1 위치를 계산하는 단계;
    상기 GPS 수신기의 N번째 위치 및 이에 해당되는 상응 고도 값에 기초하여 상기 지구의 평균 반지름보다 더 정확한 지구의 N번째 반지름을 획득하는 단계;
    상기 지구의 N번째 반지름 및 상기 인공위성의 신호에 기초하여 N번째보다 더 정확한 (N+1)번째 위치를 획득하는 단계; 및
    미리 결정된 규칙에 기초하여 상기 제1 위치에서 상기 (N+1)번째 위치까지로부터 상기 초기 위치를 결정하는 단계를 포함하고, 여기에서 N은 1 이상의 정수가 되는,
    이동 정보를 결정하기 위한 방법.
  13. 청구항 12에 있어서,
    상기 상응 고도 값은 고도 정보 공급원으로부터 얻어지거나 또는 실제 조망에 따라 임의의 값으로 설정되는 것을 특징으로 하는 방법.
  14. 청구항 12에 있어서,
    상기 (N+1)번째 위치에 의하여 상기 N번째 위치를 갱신하는 단계; 및
    상기 GPS 수신기의 현재 위치에 의하여 상기 (N+1)번째 위치를 갱신하는 단계를 더 포함하는 방법.
  15. 청구항 11에 있어서,
    고도 정보 공급원으로부터 상기 지구의 반지름을 얻기 전에 상기 지구의 반지름을 계산하기 위한 기초로 고도 값을 선택하는 단계를 포함하고, 상기 고도 정보 공급원은 네 종류의 고도 정보 공급원을 포함하고,
    상기에서 네 종류의 고도 정보 공급원은
    상기 GPS 수신기에 의하여 계산되는 고도 정보를 저장하도록 작동할 수 있는 제1 고도 정보 공급원,
    상기 GPS 수신기에 기록된 기존 고도 정보를 저장하기 위하여 작동할 수 있는 제2 고도 정보 공급원,
    외부 고도 측정 공급원으로부터 얻어진 고도 정보를 저장하기 위하여 작동할 수 있는 제3 고도 정보 공급원; 및
    지구 고도 정보를 저장하기 위하여 작동할 수 있는 제4 고도 정보 공급원을 포함하는 방법.
  16. 청구항 15에 있어서,
    상기 고도 정보를 선택하는 단계는,
    (a) 해당 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값을 고도 자료와 비교하고, 그리고 만약 고도 값과 고도 자료 사이의 차이가 제1 문턱 값에 비하여 크다면 상기 해당 고도 정보 공급원에 있는 고도 값을 버리는 방법;
    (b) 해당 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값을 해당 고도 정보 공급원에 저장된 제1 고도 값과 비교하고, 만약 고도 값과 제1 고도 값 사이의 차이가 제2 문턱 값에 비하여 크다면, 상기 해당 고도 정보 공급원에 저장된 고도 값을 버리는 방법;
    (c) 이동 정보 결정 장치에 의하여 계산된 상기 GPS 수신기의 현재 위치를 위치 정보 데이터베이스에 저장된 백업 기존 위치와 비교하고, 만약 상기 현재 위치와 상기 백업 기존 위치 사이의 차이가 제3 문턱 값에 비하여 크다면 상기 해당 고도 정보 공급원에 있는 고도 값을 버리는 방법;
    (d) 상기 초기 위치를 상기 위치 정보 데이터베이스에 있는 상기 백업 기존 위치와 비교하고, 만약 상기 초기 위치와 상기 백업 기존 위치 사이의 차이가 제4 문턱 값에 비하여 크다면 상기 해당 고도 정보 공급원에 있는 고도 값을 버리는 방법,
    중 하나에 따라 실행되고,
    여기에서 상기 고도 값은, 상기 GPS 수신기에 의하여 계산되고 상기 제2 고도 정보 공급원에 저장된 고도 정보, 상기 외부 고도 측정 공급원으로부터 얻어지고 상기 제3 고도 정보 공급원에 저장된 고도 정보 및 상기 제1 고도 정보 공급원에 저장된 고도 정보를 선택하는 순서에 의하여 선택되는 것을 특징으로 하는 방법.
  17. 청구항 11에 있어서,
    상기 방법은 지구 항법 위치 확인 시스템에서 사용되고,
    상기 방법은, 정밀도 저하(DOP) 값의 매개변수, 상기 인공위성으로부터 신호의 강도 및 상기 GPS 수신기의 속도가 이동 모듈에 적합한지 여부 중 적어도 하나에 기초하여 마지막으로 계산된 위치의 유효성를 결정하는 단계를 더 포함하는 방법.
  18. 청구항 11에 있어서,
    상기 방법은 지국 항법 위치 확인 시스템에서 사용되고, 상기 방법은 정밀도 저하(DOP) 값의 매개변수, 상기 인공위성으로부터 신호, 상기 지구의 반지름의 이용 가능성 및 인공위성의 수 중 적어도 하나에 기초하여 이동 정보를 결정하는 방법을 선택하는 결정 단계를 더 포함하는 방법.
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