WO2014061858A1 - 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치 - Google Patents

위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치 Download PDF

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WO2014061858A1
WO2014061858A1 PCT/KR2012/009687 KR2012009687W WO2014061858A1 WO 2014061858 A1 WO2014061858 A1 WO 2014061858A1 KR 2012009687 W KR2012009687 W KR 2012009687W WO 2014061858 A1 WO2014061858 A1 WO 2014061858A1
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WO
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satellite
carrier
gps receiver
information
inertial sensor
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PCT/KR2012/009687
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조득재
박슬기
심우성
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한국해양과학기술원
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    • G—PHYSICS
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    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/43—Determining position using carrier phase measurements, e.g. kinematic positioning; using long or short baseline interferometry
    • G01S19/44—Carrier phase ambiguity resolution; Floating ambiguity; LAMBDA [Least-squares AMBiguity Decorrelation Adjustment] method
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
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    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/03—Cooperating elements; Interaction or communication between different cooperating elements or between cooperating elements and receivers

Definitions

  • the present invention relates to a method and apparatus for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment. More particularly, when the strength of a satellite signal is weak or blocked by a bridge or an obstacle, Ship satellite measurements using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment that can generate continuous and stable positioning results by generating new satellite information using carrier phase and inertial sensor information to perform continuous navigation. It relates to a production method and apparatus.
  • GPS Global Positioning System
  • DOD US Department of Defense
  • NAVSTAR Global Positioning System
  • NAVSTAR navigation system with time and ranging
  • the GPS consists of a total of 24 navigating satellites launched from each of six circular orbits having an altitude of about 20,000 km, a period of about 12 hours, and an orbital inclination angle of 55 degrees, a total of 24 navigation satellites, and a ground control station and a user mobile station.
  • GNSS Global Navigation Satellite System
  • Navigation using carrier measurements with code measurements is essential for precise positioning.
  • the pseudo-distance measurement using the code observed the distance from the satellite to the receiver on the ground using the time delay of the C / A code, but the distance observation by the carrier phase measurement can use the phase change of the carrier generated by the satellite. .
  • the distance measured using the carrier phase may be more accurate than using the code.
  • unknown integers Integer ambiguity
  • Korean Patent Laid-Open Publication No. 10-2007-0021812 relates to a dead reckoning device and a method using an inertial sensor, and calculates navigation information by using one accelerometer and two gyroscopes, regardless of a trajectory.
  • the technique which enables bias estimation of and calculates navigation information normally even when the initial azimuth estimation error is large is disclosed.
  • the inertial sensor-based navigation is possible in the weak signal environment, but there is a problem that the risk of drifting or stranding may occur in the case of a small ship due to an error that increases with time. .
  • the present invention has been made to solve the problems described above, when the satellite signal is weak or blocked, navigation is impossible or the positioning accuracy is poor, continuous carrier from the satellite measurements generated using the carrier phase and inertial sensor information
  • the purpose of the present invention is to provide a method and apparatus for generating satellite measurements of ships using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment to enable stable and continuous navigation by maintaining base positioning.
  • a method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment includes a first step of receiving a satellite signal through a GPS receiver of the ship; A second step of determining whether the signal strength of the satellite signal is weak or blocked by the GPS receiver; and in the second step, when the strength of the satellite signal is determined to be weak or blocked, the inertial sensor unit performs the International GNSS Service.
  • a third step of calculating the position information of the current GPS receiver by receiving the satellite orbit information through the orbit information providing unit, and generating a code measurement value from the position information of the GPS receiver and the satellite orbit information by the code measurement value generator;
  • the carrier measurement generator generates position information of the GPS receiver, the satellite orbit information, an integer number, and a carrier.
  • a fifth step of generating a carrier measurement through a phase value, and a sixth step of generating a carrier-based positioning result from the generated code measurement and the carrier measurement includes: Calculating a distance between the GPS receiver and the satellite from the positional information and the satellite orbit information; calculating a clock error through the clock error of the receiver of the GPS receiver and the satellite clock error of the satellite; Estimating a delay error including an ion layer delay error, estimating carrier characteristic information using an unknown parameter and a carrier phase value, and a distance, clock error, delay error, and carrier characteristic information between the GPS receiver and the satellite. And generating a carrier measurement using the unknown, wherein the unknown is estimated as an unknown from a previous time, and above the carrier Value is characterized in that an estimated current epoch phase according to the changes in time for the previous epoch phase.
  • the present invention even if the measurement noise is rapidly increased in the weak signal environment by reconstructing the code measurement value and the carrier measurement value of the satellite by using the carrier phase and the inertial sensor information, even if the carrier unknown search and maintenance are difficult, without interruption There is an advantage that can maintain the carrier unknown.
  • FIG. 1 is a block diagram showing an apparatus for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment according to the present invention.
  • FIG. 2 is a block diagram showing the configuration of a code measurement value generation unit for generating code measurement values through the position information and satellite orbit information of the GPS receiver according to the present invention.
  • FIG. 3 is a block diagram showing a configuration of a carrier measurement value generation unit for generating a carrier measurement value through position information, satellite orbit information, and carrier characteristic information of a GPS receiver according to the present invention.
  • FIG. 4 is a flowchart illustrating a method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment according to the present invention.
  • FIG. 5 is a flowchart illustrating a method of generating a code measurement value through location information and satellite orbit information of a GPS receiver according to the present invention.
  • FIG. 6 is a flowchart illustrating a method of generating a carrier measurement value through position information, satellite orbit information, and carrier characteristic information of a GPS receiver according to the present invention.
  • FIG. 7 is an exemplary diagram showing an example of a phase obtained by dividing one cycle into eight zones by the carrier measurement value.
  • FIG. 8 is an exemplary diagram illustrating an example of phase statistics between a previous epoch and a current epoch.
  • FIG 9 is an exemplary view showing a position result of the SDGPS measured according to the present invention.
  • FIG. 10 is an exemplary view showing a comparison example of the inertial sensor information and the navigation error according to the present invention when the satellite signal is blocked.
  • FIG 11 is an exemplary view showing a navigation error according to the present invention.
  • a method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment includes: a first step of receiving a satellite signal through a GPS receiver of a ship; A second step of determining whether the signal strength of the satellite signal is weak or blocked; and in the second step, if the strength of the satellite signal is determined to be weak or blocked, the inertial sensor unit performs IGS (International GNSS Service) information; A third step of receiving satellite orbit information through a providing unit to calculate position information of the current GPS receiver; and a fourth step of generating code measurement values from the position information of the GPS receiver and the satellite orbit information from the code measurement generator; , The carrier measurement generator generates position information of the GPS receiver, the satellite orbit information, an integer ambiguity, and a carrier phase value; And a fifth step of generating a carrier measurement, and a sixth step of generating a carrier-based positioning result from the generated code measurement and the carrier measurement, wherein the fifth step includes the position information and the satellite
  • the GPS receiver in the second step, the GPS receiver generates a satellite signal having an elevation angle of 15 ° or more using the carrier phase and the inertial sensor information in the weak satellite signal environment according to the present invention.
  • the SNR Signal to Noise Ratio
  • the position information of the current GPS receiver is calculated through the following relational expression. It is done.
  • X represents the position of the GPS receiver
  • subscript GPS and INS represent the sensor for which the position is calculated.
  • the method of generating a satellite measurement value of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment the fourth step, the GPS receiver from the position information and the satellite orbit information of the GPS receiver; Calculating a distance of a satellite; calculating a clock error with a receiver clock error of the GPS receiver; and a satellite clock error of the satellite; estimating a convective delay error and an ion layer delay error; and the GPS receiver and the satellite. It characterized in that it comprises a step of generating code measurements using the distance, clock error and delay error of.
  • the method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment is characterized in that the step of generating the code measurement value generates the code measurement value through the following relational expression. .
  • ⁇ is the distance between the GPS receiver and the satellite
  • c is the speed of light
  • dt is the receiver clock error
  • dT is the satellite clock error
  • T is the convective delay error
  • I is the ion layer delay error
  • ⁇ P stands for code measurement noise.
  • the method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment is characterized in that the step of generating the carrier measurement value generates a carrier measurement value through the following relational expression. .
  • ⁇ is the carrier measurement
  • ⁇ is the distance between the GPS receiver and the satellite (and the GPS receiver)
  • c is the speed of light
  • dt is the receiver clock error
  • dT is the satellite clock error
  • T is the convective delay error
  • I is The ion layer delay error
  • ⁇ is the wavelength
  • N is the unknown
  • ⁇ ⁇ is the carrier measurement noise.
  • the method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment is characterized in that the delay error is estimated using the Saastamoinen model and Niell mapping function.
  • a method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment includes: moving the positioning result generated in the sixth step for a predetermined time estimated by the inertial sensor unit; In addition to the distance value is characterized in that it is applied to calculate the location information of the current GPS receiver.
  • the apparatus for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment includes a GPS receiver for receiving a satellite signal from the satellite and determining signal strength of the satellite signal, and a satellite orbit of the satellite.
  • IGS International GNSS service
  • a code measurement value generation unit for generating a code measurement value through the inertial sensor unit for calculating, the position information calculated by the inertial sensor unit and the satellite orbit information provided by the IGS orbit information providing unit, and the position information calculated by the inertial sensor unit And a carrier side generating a carrier measurement value through satellite orbit information provided by the IGS orbit information provider.
  • a positioning result generator for generating a carrier-based positioning result from the generated code measurement value and the carrier measurement value, wherein the carrier measurement value generating part includes carrier characteristic information in an integer number and a carrier phase value.
  • the carrier phase value is estimated by a current epoch phase with a change in time with respect to a previous epoch phase.
  • Embodiments according to the concept of the present invention may be variously modified and may have various forms, and specific embodiments will be illustrated in the drawings and described in detail in the present specification or application. However, this is not intended to limit the embodiments in accordance with the concept of the present invention to a particular disclosed form, it should be understood to include all changes, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.
  • FIG. 1 is a block diagram illustrating an apparatus for generating satellite measurement values of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment according to the present invention.
  • FIG. 2 is a code measurement value based on position information and satellite orbit information of a GPS receiver.
  • 3 is a block diagram showing a configuration of a code measurement value generator to be generated, and
  • FIG. 3 is a block diagram showing a configuration of a carrier measurement value generation unit for generating a carrier measurement value through position information, satellite orbit information, and carrier characteristic information of a GPS receiver.
  • the apparatus for generating satellite measurements of a ship 1 using an inertial sensor in a weak satellite signal environment includes a GPS receiver 10, an inertial sensor 20, and an IGS (International GNSS Service) trajectory.
  • the information providing unit 30 may include a code measurement value generating unit 40, a carrier measurement value generating unit 50, and a positioning result generating unit 60.
  • the GPS receiver 10 may determine the signal strength of the satellite signal by receiving the satellite signal from the satellite. In this case, the GPS receiver 10 determines that the strength of the satellite signal is weak or blocked when, for example, the signal to noise ratio (SNR) value of the satellite signal having an elevation angle of 15 ° or more is less than 20 dB.
  • SNR signal to noise ratio
  • the inertial sensor unit 20 may calculate position information of the current GPS receiver 10 when it is determined that the signal strength of the satellite signal received by the GPS receiver 10 is weak or blocked. In this case, the inertial sensor unit 20 may receive satellite satellite orbit information from the IGS orbit information providing unit 30 to calculate position information of the GPS receiver 10.
  • the code measurement generator 40 may generate the code measurement through the position information of the GPS receiver 10 calculated by the inertial sensor unit 20 and the satellite trajectory information provided by the IGS orbit information provider 30.
  • the code measurement value generator 40 calculates the distance between the satellite and the GPS receiver 10 from the satellite orbit information and the position information of the GPS receiver 10. And a first clock error calculation module 402 capable of calculating a satellite clock error of the satellite provided by the receiver GS and the IGS orbit information provider 30 of the GPS receiver 10.
  • the code measurement generator 40 may further include a first delay error estimation module 403 for estimating a delay error including a convective delay error and an ion layer delay error using a Saastamoinen model and a Niell mapping function, and a GPS receiver 10. And a code measurement generation module 404 capable of generating code measurement using the distance, clock error, and delay error of the satellite.
  • a first delay error estimation module 403 for estimating a delay error including a convective delay error and an ion layer delay error using a Saastamoinen model and a Niell mapping function
  • a code measurement generation module 404 capable of generating code measurement using the distance, clock error, and delay error of the satellite.
  • the carrier measurement generator 50 may generate the carrier measurement through the position information of the GPS receiver 10 calculated by the inertial sensor unit 20 and the satellite trajectory information provided by the IGS orbit information provider 30.
  • the carrier measurement value generation unit 50 includes a second distance calculation module 501 for calculating the distance between the satellite and the GPS receiver 10 from the satellite orbit information and the position information of the GPS receiver;
  • the second clock error calculation module 502 capable of calculating the receiver clock error of the GPS receiver 10 and the satellite clock error of the satellite, and a delay including the convective delay error and the ion layer delay error using the Saastamoinen model and the Niell mapping function. It may include a second delay error estimation module 503 for estimating the error.
  • the carrier measurement value generation unit 50 includes a carrier characteristic information estimation module 504 for estimating carrier characteristic information using an integer number and a carrier phase value, a distance between a GPS receiver 10 and a satellite, a clock error, A carrier measurement value generation module 505 for generating a carrier measurement value using delay error and carrier characteristic information may be included.
  • the carrier characteristic information estimation module 505 estimates the unspecified number as the unspecified time of the previous time, and in particular, since the unspecified number is a constant value that does not change over time, the unspecified value before the satellite signal is determined to be weak or blocked.
  • the number may be estimated as an unknown integer of the previous time, and the carrier phase value may be estimated as the current epoch phase with the change of time with respect to the previous epoch phase.
  • the positioning result generator 60 may generate a carrier-based positioning result from the code measured value generated by the code measured value generator 40 and the carrier measured value generated by the carrier measured value generator 50.
  • the current position information estimated from the carrier-based positioning may be applied to the inertial sensor unit 20 to recalculate the position of the GPS receiver 10.
  • FIG. 4 is a flowchart illustrating a method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a weak satellite signal environment according to the present invention
  • FIG. 6 is a flowchart illustrating a method of generating code measurement values
  • FIG. 6 is a flowchart illustrating a method of generating carrier measurement values through position information, satellite orbit information, and carrier characteristic information of a GPS receiver according to the present invention.
  • FIGS. 1 to 6 a method for generating satellite measurements of a ship using carrier phase and inertial sensor information in a satellite signal weak environment according to the present invention will be described below.
  • a satellite signal is received from the satellite through the GPS receiver 10 of the ship (S101), and the GPS receiver 10 determines whether the signal strength of the received satellite signal is weak or blocked (S102).
  • the inertial sensor unit 20 acquires satellite orbit information and satellite clock errors through the IGS orbit information provider 30 ( In operation S103, position information of the current GPS receiver 10 is calculated (S104).
  • the GPS receiver 10 may calculate location information on the current position of the GPS receiver 10 through the following relational expression.
  • X represents the position of the GPS receiver
  • subscripts GPS and INS represent the sensor for which the position is calculated.
  • the position of the receiver of the current epoch (t) can be calculated by adding the shifted distance during the ⁇ t time estimated using the inertial sensor to the receiver position estimated by the carrier-based navigation in the previous epoch (t- ⁇ t).
  • the position of the receiver at time t which is calculated here, may simply be calculated to produce a measurement.
  • the position of the receiver is calculated by the sole navigation of the inertial sensor in the weak signal environment, there is a difficulty in precision navigation because the error increases with time.
  • the divergence rate of the error is not fast for a short time, it is possible to obtain a continuous and stable position result by calculating the moving distance from the inertial sensor for the ⁇ t time and calculating the current position using carrier-based navigation. .
  • the code measurement value generation unit 30 generates the code measurement value through the position information and the satellite orbit information of the GPS receiver 10 calculated by the inertial sensor unit 20 (S105).
  • Generating the code measurement value calculates the distance between the GPS receiver 10 and the satellite from the position information and satellite orbit information of the GPS receiver via the first distance calculation module 401 (S201),
  • the clock error calculation module 402 calculates a clock error through the receiver clock error of the GPS receiver 10 and the precision satellite clock error of the satellite (S202).
  • the first delay error estimation module 403 estimates the convective layer delay error and the ion layer delay error using the Saastamoinen model and the Niell mapping function (S203).
  • the code measurement value generating module 404 generates the code measurement value from the distance, clock error, and delay error of the GPS receiver and the satellite through the following relational expression (S204).
  • ⁇ is the distance between the GPS receiver and the satellite
  • c is the speed of light
  • dt is the receiver clock error
  • dT is the satellite clock error
  • T is the convective delay error
  • I is the ion layer delay error
  • ⁇ P stands for code measurement noise.
  • the carrier measurement generation unit 50 generates a carrier measurement value using the carrier phase and an integer integer as position information, satellite orbit information, and carrier characteristic information of the GPS receiver 10 (S106).
  • the carrier measurement value is calculated by calculating the distance between the GPS receiver 10 and the satellite from the position information and the satellite orbit information of the GPS receiver 10 (S301).
  • the second clock error calculation module 502 calculates the clock error through the receiver clock error of the GPS receiver 10 and the precision satellite clock error of the satellite.
  • the second delay error estimation module 503 estimates the convective layer delay error and the ion layer delay error using the Saastamoinen model and the Niell mapping function (S303). In this case, the second delay error estimation module 503 may estimate another delay error in addition to the convective delay error and the ion layer delay error through a model.
  • the unknown integer estimation module 504 estimates an unknown integer and a carrier phase as carrier characteristic information (S304). Since this unknown is a constant value that does not change over time, the unknown parameter estimation module 505 can estimate the current unknown from the previous time of the previous time, and in particular, it is determined that the strength of the satellite signal is weak or blocked. Previous unknowns can be estimated as unknowns.
  • the carrier phase value may be estimated as the current epoch phase with time variation with respect to the previous epoch phase.
  • phase was calculated through the following equation, and data of 1 ms intervals were collected for a total of 3700 seconds, and as shown in FIG. 7, eight zones were divided to calculate statistics of frequencies corresponding to each zone of the phase.
  • ⁇ is the carrier measurement
  • ⁇ is the distance between the GPS receiver and the satellite
  • c is the speed of light
  • dt is the receiver clock error
  • dT is the satellite clock error
  • T is the convective delay error
  • I is the ion layer delay error.
  • N is the unknown
  • ⁇ ⁇ is the carrier measurement noise.
  • Table 1 shows the results of calculating the statistics of the frequency corresponding to each zone of the phase by dividing the eight zones.
  • the total number of phases has similar values in eight zones, in particular three satellites, PRN 4, 5, and 12, to obtain statistics on the characteristics of the consecutively appearing phases.
  • Continuous phase statistics were obtained using the statistical values of the carrier phase of.
  • This continuous phase statistic has a 38% probability that the phase of the current epoch (t) is the same zone as the phase of the previous epoch (t- ⁇ t) and a 24 or more probability that the phase of the previous or next zone will come out, as in FIG. % And 25%, with a 6% probability before or after the two zones, respectively.
  • the zone of the phase of the previous epoch (t) one can predict the zone of the phase at time t, and the phase zone at the current epoch (t) before and after the same as the phase zone of the previous epoch (t).
  • the probability is 87%, which can be expected to have high accuracy between the actual phase and the predicted phase.
  • the carrier phase value may be estimated as the current epoch phase according to the change of time with respect to the previous epoch phase.
  • the carrier measurement generating module 505 generates a carrier measurement using the distance between the GPS receiver 10 and the satellite, clock error, delay error, and carrier characteristic information (S305).
  • the generation of carrier measurement through the carrier measurement generation module 505 may be generated through the following relational expression.
  • ⁇ is the carrier measurement
  • ⁇ is the distance between the satellite and the GPS receiver
  • c is the speed of light
  • dt is the receiver clock error
  • dT is the satellite clock error
  • T is the convective delay error
  • I is the ion layer delay error
  • Is the wavelength and N is the unknown.
  • the positioning result generator 60 generates a carrier-based positioning result through the code measurement value generated by the code measurement value generating unit 40 and the carrier measurement value generating unit 50 and the carrier measurement value (S107).
  • the current position information estimated from the carrier-based positioning may be applied to the inertial sensor unit 20 in step S103 to recalculate the position of the GPS receiver 10.
  • the receiver of ship and the receiver of reference station are within a few kilometers, but in the experiment example, the experiment was conducted with the zero baseline in the stationary state in order not to consider the errors due to the influence of distance and antenna. .
  • the present invention was applied to generate accurate measurement by generating code measurement value and carrier measurement value. After a total of 300 to 100 seconds, all satellite signals were cut off and returned to normal after a certain time.
  • FIG. 10 shows a case in which the inertial sensor navigation is performed in the state of blocking the satellite signal and the result of applying the present invention.

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Abstract

본 발명은 교량 또는 장애물로 인하여 위성신호의 세기가 미약하거나 차단되었을 경우, 연속적인 항법을 수행하도록 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용하여 새로운 위성정보를 생성함으로써 연속적이고 안정적인 측위결과를 생성할 수 있는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치에 관한 것이다. 본 발명에 따르면, 교량이나 장애물에 의해 위성신호가 미약하거나 차단되어 항법이 불가능하거나 측위 정확도가 나빠지는 경우도, 정밀 측위의 연속성을 유지할 수 있어 안정적이고 연속적인 항법을 수행할 수 있다. 또한, 본 발명에 따르면, 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용하여 해당 위성의 코드 측정치와 반송파 측정치를 재구성함으로써 미약신호 환경에서 측정잡음이 급격히 증가하여 반송파 미지정수 검색 및 유지가 어려운 경우에도, 끊김 없이 반송파 미지정수를 유지할 수 있다.

Description

위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치
본 발명은 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는, 교량 또는 장애물로 인하여 위성신호의 세기가 미약하거나 차단되었을 경우, 연속적인 항법을 수행하도록 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용하여 새로운 위성정보를 생성함으로써, 연속적이고 안정적인 측위결과를 생성할 수 있는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치에 관한 것이다.
GPS(Global Positioning System)는 미국 국방부(DOD)가 개발하여 추진한 전 지구적 무선 항행 위성 시스템으로, 안전한 운항을 위해 육상, 해양 및 항공 분야에서 필수적으로 사용된다. 이러한 GPS는 중/고궤도 항행 위성 시스템인 NAVSTAR(Navigation System with Time And Ranging)를 사용하는 시스템이라는 의미에서 NAVSTAR/GPS라고도 한다.
이러한 GPS는 고도 약 2만㎞, 주기 약 12시간, 궤도 경사각 55도인 6개의 원궤도에 각각 4개씩 발사된 도합 24개의 항행 위성과 위성을 관리하는 지상 제어국 및 사용자의 이동국으로 구성된다.
GNSS(Global Navigation Satellite System)의 고장으로 인한 서비스 중단은 해양, 공중 및 육상의 교통 서비스가 방해되어 경제적 손실 등의 문제점을 일으킬 수 있다. 특히, 선박이 연안 또는 내륙수로에서 항해할 경우, 연륙교, 연도교 등의 해상교량이나 장애물을 통과할 때 교량이나 장애물에 의한 일시적인 위성신호의 신호세기가 미약해지거나 차단되어 측정잡음이 급격히 증가하게 되고, 이로 인하여 연속적인 항법을 수행할 수 없다는 문제점이 발생하였다.
반송파 측정치를 코드 측정치와 같이 이용하는 항법은 정밀 측위를 위해 반드시 필요하다. 코드를 이용한 의사거리 측정은 C/A 코드의 시간지연을 사용하여 위성으로부터 지상에 있는 수신기까지의 거리를 관측하였으나, 반송파 위상측정에 의한 거리 관측은 위성에서 생성한 반송파의 위상변화를 이용할 수 있다.
반송파의 파장은 C/A의 길이(300m)보다 상대적으로 상당히 짧기 때문에(L1 : 19㎝, L2 : 24.4㎝) 반송파 위상을 이용하여 측정한 거리는 코드를 이용하였을 때보다 정밀할 수 있다. 그러나 반송파 위상 측정치에는 위성과 항체 사이에 존재하는 반송파 파장의 개수인 미지정수(Integer ambiguity)가 존재하며, 이 미지정수를 구해야만 정확한 거리 측정이 가능하다.
또한, 정밀한 측위를 위한 반송파 기반 항법에는 미지정수를 구하는 것이 중요할 뿐만 아니라 유지가 반드시 필요하지만, 교량과 장애물로 인하여 위성신호가 미약하거나 차단이 일어날 수 있다. 이러한 미약신호 환경에서는 원시정보 측정 정확도가 저하되어 반송파 미지정수의 검색 및 유지가 어렵고, 원시정보의 위성 배치(DOP,Dilution Of Precision)가 열악하기 때문에 측위 정확도가 떨어진다는 문제점이 있다.
따라서, 미약신호 환경에서 단독으로 관성센서를 이용한 항법이 가능하다. 예를 들어, 공개특허 제10-2007-0021812호는 관성센서를 이용한 추측항법 장치 및 그 방법에 관한 것으로, 한 개의 가속도계와 두 개의 자이로스코프를 이용하여 항법정보를 산출하여 궤적에 관계없이 자이로스코프의 바이어스 추정을 가능하게 하고, 초기 방위각 추정 오차가 큰 경우에도 항법정보를 정상적으로 산출할 수 있는 기술이 개시되고 있다.
그러나, 상기와 같은 종래 기술을 적용하는 경우, 미약신호 환경에서 단독 관성센서기반 항법은 가능하지만, 시간이 지남에 따라 오차가 증가하여 소형 선박의 경우 표류 또는 좌초의 위험이 발생할 수 있다는 문제점이 있다.
본 발명은 상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 위성신호가 미약하거나 차단되어 항법이 불가능하거나 측위 정확도가 나빠지는 경우 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용하여 생성된 위성 측정치로부터 연속적인 반송파 기반 측위를 유지함으로써 안정적이고 연속적인 항법을 수행할 수 있도록 한 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치의 제공을 목적으로 한다.
그러나 본 발명의 목적은 상기에 언급된 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 선박의 GPS 수신부를 통해 위성신호를 수신하는 제 1 단계와, 상기 GPS 수신부에서 상기 위성신호의 신호세기가 미약 또는 차단인지를 판단하는 제 2 단계와, 상기 제 2 단계에서, 위성신호의 세기가 미약 또는 차단으로 판단되는 경우, 관성 센서부에서 IGS(International GNSS Service) 궤도정보 제공부를 통해 위성 궤도정보를 제공받아 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 제 3 단계와, 코드 측정치 생성부에서 상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 제 4 단계와, 반송파 측정치 생성부에서 상기 GPS 수신부의 위치정보, 상기 위성 궤도정보, 미지정수(Integer Ambiguity) 및 반송파 위상(Phase)값을 통해 반송파 측정치를 생성하는 제 5 단계와, 생성된 상기 코드 측정치 및 반송파 측정치로부터 반송파 기반 측위 결과를 생성하는 제 6 단계를 포함하고, 상기 제 5 단계는, 상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보로부터 상기 GPS 수신부와 위성의 거리를 계산하는 공정과, 상기 GPS 수신부의 수신부 시계오차와 상기 위성의 위성 시계오차를 통해 시계오차를 계산하는 공정과, 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 포함하는 지연오차를 추정하는 공정과, 미지정수와 반송파 위상(Phase)값으로 반송파 특성정보를 추정하는 공정 및 상기 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차, 지연오차 및 반송파 특성정보를 이용하여 반송파 측정치를 생성하는 공정을 포함하며, 상기 미지정수는 이전 시간의 미지정수로 추정되고, 상기 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정되는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 반송파 위상과 관성센서를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치에 따르면, 교량이나 장애물에 의해 위성신호가 미약하거나 차단되어 항법이 불가능하거나 측위 정확도가 나빠지는 경우도, 정밀 측위의 연속성을 유지할 수 있는 이점이 있다. 따라서, 정밀 측위를 기반으로 안정적이고 연속적인 항법을 수행할 수 있는 이점이 있다.
특히, 본 발명에 따르면, 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용하여 해당 위성의 코드 측정치와 반송파 측정치를 재구성함으로써 미약신호 환경에서 측정잡음이 급격히 증가하여 반송파 미지정수 검색 및 유지가 어려운 경우에도, 끊김 없이 반송파 미지정수를 유지할 수 있는 이점이 있다.
도 1은, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치를 나타내는 블럭도이다.
도 2는, 본 발명에 따른 GPS 수신부의 위치정보와 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 코드 측정치 생성부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 3은, 본 발명에 따른 GPS 수신부의 위치정보, 위성 궤도정보 및 반송파 특성정보를 통해 반송파 측정치를 생성하는 반송파 측정치 생성부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 4는, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법을 나타내는 흐름도이다.
도 5는, 본 발명에 따른 GPS 수신부의 위치정보와 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 방법을 나타내는 흐름도이다.
도 6은, 본 발명에 따른 GPS 수신부의 위치정보, 위성 궤도정보 및 반송파 특성정보를 통해 반송파 측정치를 생성하는 방법을 나타내는 흐름도이다.
도 7은, 반송파 측정치에서 1사이클을 8구역으로 나눈 위상의 예를 나타내는 예시도이다.
도 8은, 이전 epoch와 현재 epoch 사이의 위상 통계치의 예를 나타내는 예시도이다.
도 9는, 본 발명에 따라 측정된 SDGPS의 위치 결과를 나타내는 예시도이다.
도 10은, 위성신호 차단시 관성센서 정보와 본 발명에 따른 항법 오차의 비교예를 나타내는 예시도이다.
도 11은, 본 발명에 따른 항법 오차를 나타내는 예시도이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 선박의 GPS 수신부를 통해 위성신호를 수신하는 제 1 단계와, 상기 GPS 수신부에서 상기 위성신호의 신호세기가 미약 또는 차단인지를 판단하는 제 2 단계와, 상기 제 2 단계에서, 위성신호의 세기가 미약 또는 차단으로 판단되는 경우, 관성 센서부에서 IGS(International GNSS Service) 궤도정보 제공부를 통해 위성 궤도정보를 제공받아 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 제 3 단계와, 코드 측정치 생성부에서 상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 제 4 단계와, 반송파 측정치 생성부에서 상기 GPS 수신부의 위치정보, 상기 위성 궤도정보, 미지정수(Integer Ambiguity) 및 반송파 위상(Phase)값을 통해 반송파 측정치를 생성하는 제 5 단계와, 생성된 상기 코드 측정치 및 반송파 측정치로부터 반송파 기반 측위 결과를 생성하는 제 6 단계를 포함하고, 상기 제 5 단계는, 상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보로부터 상기 GPS 수신부와 위성의 거리를 계산하는 공정과, 상기 GPS 수신부의 수신부 시계오차와 상기 위성의 위성 시계오차를 통해 시계오차를 계산하는 공정과, 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 포함하는 지연오차를 추정하는 공정과, 미지정수와 반송파 위상(Phase)값으로 반송파 특성정보를 추정하는 공정 및 상기 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차, 지연오차 및 반송파 특성정보를 이용하여 반송파 측정치를 생성하는 공정을 포함하며, 상기 미지정수는 이전 시간의 미지정수로 추정되고, 상기 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정되는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 상기 제 2 단계에서, 상기 GPS 수신부는 앙각(elevation angle)이 15° 이상인 위성신호의 SNR(Signal to Noise Ratio)값이 20dB 미만인 경우 위성신호의 세기를 미약 또는 차단으로 판단하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 상기 제 3 단계에서, 다음의 관계식을 통해 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 것을 특징으로 한다.
Figure PCTKR2012009687-appb-I000001
여기에서, X는 GPS 수신부의 위치를 나타내고, 아래첨자 GPS 및 INS는 위치를 계산한 센서를 나타낸다.
또한, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 상기 제 4단계가, 상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보로부터 상기 GPS 수신부와 위성의 거리를 계산하는 공정과, 상기 GPS 수신부의 수신부 시계오차와 상기 위성의 위성 시계오차로 시계오차를 계산하는 공정과, 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 추정하는 공정 및 상기 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차 및 지연오차를 이용하여 코드 측정치를 생성하는 공정을 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 상기 코드 측정치를 생성하는 공정이 다음의 관계식을 통해 코드 측정치를 생성하는 것을 특징으로 한다.
Figure PCTKR2012009687-appb-I000002
여기에서, P는 코드 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차 및 ωP는 코드 측정치 잡음을 나타낸다.
또한, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 상기 반송파 측정치를 생성하는 공정이 다음의 관계식을 통해 반송파 측정치를 생성하는 것을 특징으로 한다.
Figure PCTKR2012009687-appb-I000003
여기에서, Φ는 반송파 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성(과 GPS 수신부) 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차, λ는 파장, N은 미지정수 및 ωΦ는 반송파 측정치 잡음을 나타낸다.
또한, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 상기 지연오차는 Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 추정되는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법은, 상기 제 6 단계에서 생성된 측위 결과가 상기 관성 센서부에서 추정된 일정 시간 동안의 이동 거리값과 더해져 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는데 적용되는 것을 특징으로 한다.
아울러, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치는 위성으로부터 위성신호를 수신하여 위성신호의 신호세기를 판단하는 GPS 수신부와, 위성의 위성 궤도정보를 제공하는 IGS(International GNSS Service) 궤도정보 제공부와, GPS 수신부에서 수신한 상기 위성신호의 신호세기가 미약 또는 차단으로 판단되는 경우, 상기 위성 궤도정보를 바탕으로 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 관성 센서부와, 상기 관성 센서부에서 계산한 위치정보와 상기 IGS 궤도정보 제공부에서 제공된 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 코드 측정치 생성부와, 상기 관성 센서부에서 계산한 위치정보와 상기 IGS 궤도정보 제공부에서 제공된 위성 궤도정보를 통해 반송파 측정치를 생성하는 반송파 측정치 생성부 및 생성된 상기 코드 측정치 및 반송파 측정치로부터 반송파 기반 측위 결과를 생성하는 측위 결과 생성부를 포함하고, 상기 반송파 측정치 생성부는, 미지정수(Integer Ambiguity)와 반송파 위상(Phase)값으로 반송파 특성정보를 추정하며, 상기 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정하는 것을 특징으로 한다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시 예의 상세한 설명은 첨부된 도면들을 참조하여 설명할 것이다. 하기에서 본 발명을 설명함에 있어서, 관련된 공지 기능 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명을 생략할 것이다.
본 발명의 개념에 따른 실시 예는 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 형태를 가질 수 있으므로 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 본 명세서 또는 출원에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명의 개념에 따른 실시 예를 특정한 개시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다. 구성요소들 간의 관계를 설명하는 다른 표현들, 즉 "~사이에"와 "바로 ~사이에" 또는 "~에 이웃하는"과 "~에 직접 이웃하는" 등도 마찬가지로 해석되어야 한다.
본 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설시된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
도 1은 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치를 나타내는 블럭도이고, 도 2는 GPS 수신부의 위치정보와 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 코드 측정치 생성부의 구성을 나타내는 구성도이며, 도 3은 GPS 수신부의 위치정보, 위성 궤도정보 및 반송파 특성정보를 통해 반송파 측정치를 생성하는 반송파 측정치 생성부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도면을 참조하면, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 관성센서를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치(1)는, GPS 수신부(10), 관성 센서부(20), IGS(International GNSS Service) 궤도정보 제공부(30), 코드 측정치 생성부(40), 반송파 측정치 생성부(50) 및 측위 결과 생성부(60)를 포함할 수 있다.
GPS 수신부(10)는, 위성으로부터 위성신호를 수신하여 위성신호의 신호세기를 판단할 수 있다. 이때, GPS 수신부(10)는, 예를 들어, 앙각(elevation angle)이 15°이상인 위성신호의 SNR(Signal to Noise Ratio)값이 20dB 미만인 경우 위성신호의 세기를 미약 또는 차단으로 판단한다.
관성 센서부(20)는, GPS 수신부(10)에서 수신한 위성신호의 신호세기가 미약 또는 차단으로 판단되면, 현재 GPS 수신부(10)의 위치정보를 계산할 수 있다. 이 경우, 관성 센서부(20)는 IGS 궤도정보 제공부(30)로부터 위성의 위성 궤도정보를 제공받아 GPS 수신부(10)의 위치정보를 계산할 수 있다.
코드 측정치 생성부(40)는 관성 센서부(20)를 통해 계산된 GPS 수신부(10)의 위치정보와 IGS 궤도정보 제공부(30)에서 제공된 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성할 수 있다.
이 코드 측정치 생성부(40)는, 도 2에 나타낸 바와 같이, 위성 궤도정보와 GPS 수신부(10)의 위치정보로부터 위성과 GPS 수신부(10)의 거리를 계산하는 제 1 거리 계산모듈(401)과, GPS 수신부(10)의 수신부 시계오차와 IGS 궤도정보 제공부(30)에서 제공된 위성의 위성 시계오차를 계산할 수 있는 제 1 시계오차 계산모듈(402)을 포함할 수 있다.
또한, 코드 측정치 생성부(40)는 Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 포함하는 지연오차를 추정하는 제 1 지연오차 추정모듈(403)과, GPS 수신부(10)와 위성의 거리, 시계오차 및 지연오차를 이용하여 코드 측정치를 생성할 수 있는 코드 측정치 생성모듈(404)을 포함할 수 있다.
반송파 측정치 생성부(50)는 관성 센서부(20)에서 계산한 GPS 수신부(10)의 위치정보와 IGS 궤도정보 제공부(30)에서 제공된 위성 궤도정보를 통해 반송파 측정치를 생성할 수 있다.
이러한, 반송파 측정치 생성부(50)는, 도 3에 나타낸 바와 같이, 위성 궤도정보와 GPS 수신부의 위치정보로부터 위성과 GPS 수신부(10)의 거리를 계산하는 제 2 거리 계산모듈(501)과, GPS 수신부(10)의 수신부 시계오차와 위성의 위성 시계오차를 계산할 수 있는 제 2 시계오차 계산모듈(502) 및 Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 포함하는 지연오차를 추정하는 제 2 지연오차 추정모듈(503)을 포함할 수 있다. 또한, 반송파 측정치 생성부(50)는 미지정수(Integer Ambiguity)와 반송파 위상값으로 반송파 특성정보를 추정하는 반송파 특성정보 추정모듈(504)과, GPS 수신부(10)와 위성의 거리, 시계오차, 지연오차 및 반송파 특성정보를 이용하여 반송파 측정치를 생성하는 반송파 측정치 생성모듈(505)을 포함할 수 있다.
반송파 특성정보 추정모듈(505)은, 미지정수를 이전 시간의 미지정수로 추정하고, 특히 미지정수는 시간이 지남에도 변하지 않는 일정한 값이므로, 위성신호의 세기가 미약 또는 차단으로 판단되기 이전의 미지정수를 이전 시간의 미지정수로 추정할 수 있고, 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정할 수 있다.
측위 결과 생성부(60)는 코드 측정치 생성부(40)에서 생성된 코드 측정치와 반송파 측정치 생성부(50)에서 생성된 반송파 측정치로부터 반송파 기반 측위 결과를 생성할 수 있다. 또한, 반송파 기반 측위로부터 추정한 현재 위치정보는 관성 센서부(20)에 적용되어 GPS 수신부(10)의 위치를 다시 계산할 수 있다.
도 4는 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법을 나타내는 흐름도이고, 도 5는 본 발명에 따른 GPS 수신부의 위치정보와 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 방법을 나타내는 흐름도이며, 도 6은 본 발명에 따른 GPS 수신부의 위치정보, 위성 궤도정보 및 반송파 특성정보를 통해 반송파 측정치를 생성하는 방법을 나타내는 흐름도이다.
도 1 내지 도 6을 참조하여, 본 발명에 따른 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법을 설명하면 다음과 같다.
먼저, 선박의 GPS 수신부(10)를 통해 위성으로부터 위성신호를 수신하고(S101), GPS 수신부(10)는 수신한 위성신호의 신호세기가 미약 또는 차단인지를 판단한다(S102).
만약, GPS 수신부(10)를 통해 위성신호의 세기가 미약 또는 차단으로 판단되는 경우, 관성 센서부(20)에서는 IGS 궤도정보 제공부(30)를 통해 위성 궤도정보와 위성 시계오차를 획득하여(S103), 현재 GPS 수신부(10)의 위치정보를 계산한다(S104). 이때, GPS 수신부(10)는 다음의 관계식을 통해 GPS 수신부(10)의 현재 위치에 대한 위치정보를 계산할 수 있다.
[식 1]
Figure PCTKR2012009687-appb-I000004
여기에서, X는 GPS 수신부의 위치를 나타내고, 아래첨자인 GPS 및 INS는 위치를 계산한 센서를 나타낸다.
이전 epoch(t-Δt)에서 반송파 기반 항법으로 추정한 수신부 위치에 관성센서를 이용하여 추정한 Δt시간 동안의 이동한 거리를 더하여 현재 epoch(t)의 수신부 위치를 계산할 수 있다. 여기서 계산하는 t 시간의 수신부의 위치는 단순히 측정치를 생성하기 위해 계산될 수 있다.
만약, 미약신호 환경에서 관성센서의 단독 항법으로 수신부의 위치를 계산하는 경우, 시간이 지남에 따라 오차가 증가하여 정밀 항법의 어려움이 있다. 그러나, 짧은 시간동안에는 오차의 발산속도가 빠르지 않으므로 관성센서로부터 Δt 시간 동안의 이동거리를 계산하여 측정치를 생성하고, 반송파 기반 항법을 이용하여 현재 위치를 계산함으로써 연속적이고 안정한 위치 결과를 획득할 수 있다.
다음에, 코드 측정치 생성부(30)는 관성 센서부(20)를 통해 계산된 GPS 수신부(10)의 위치정보와 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성한다(S105).
코드 측정치의 생성은, 도 5에 나타낸 바와 같이, 제 1 거리 계산모듈(401)을 통해 GPS 수신부의 위치정보와 위성 궤도정보로부터 GPS 수신부(10)와 위성의 거리를 계산하고(S201), 제 1 시계오차 계산모듈(402)에서 GPS 수신부(10)의 수신부 시계오차와 위성의 정밀 위성 시계오차를 통해 시계오차를 계산한다(S202). 또한, 제 1 지연오차 추정모듈(403)에서 Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 추정한다(S203).
이후, 코드 측정치 생성모듈(404)에서는 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차 및 지연오차로부터 다음의 관계식을 통해 코드 측정치를 생성한다(S204).
[식 2]
Figure PCTKR2012009687-appb-I000005
여기에서, P는 코드 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차 및 ωP는 코드 측정치 잡음을 나타낸다.
다음에 반송파 측정 생성부(50)에서는 GPS 수신부(10)의 위치정보, 위성 궤도정보 및 반송파 특성정보로 반송파 위상과 미지정수(Integer Ambiguity)를 통해 반송파 측정치를 생성한다(S106). 반송파 측정치의 생성은 도 6에 나타낸 바와 같이, 제 2 거리 계산모듈(501)에서, GPS 수신부(10)의 위치정보와 위성 궤도정보로부터 GPS 수신부(10)와 위성의 거리를 계산하고(S301), 제 2 시계오차 계산모듈(502)에서 GPS 수신부(10)의 수신부 시계오차와 위성의 정밀 위성 시계오차를 통해 시계오차를 계산한다(S302).
또한, 제 2 지연오차 추정모듈(503)에서는 Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 추정한다(S303). 이때, 제 2 지연오차 추정모듈(503)에서는 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차 외에 다른 지연오차도 모델을 통하여 추정할 수 있다.
이후, 미지정수 추정모듈(504)에서 반송파 특성정보로서, 미지정수(Integer Ambiguity)와 반송파 위상을 추정한다(S304). 이 미지정수는 시간이 지남에도 변하지 않는 일정한 값이므로, 미지정수 추정모듈(505)에서는 이전 시간의 미지정수로부터 현재의 미지정수를 추정할 수 있고, 특히 위성신호의 세기가 미약 또는 차단으로 판단되기 이전의 미지정수를 미지정수로 추정할 수 있다.
또한, 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정할 수 있다.
일반적으로, 사이클은 시간이 지남에 따라 변하는 의사거리(pseudo range)로부터 추정할 수 있지만, 위상값은 추정이 불가능할 수 있다. 따라서, 다음의 식을 통해 위상을 계산하고, 총 3700초 동안 1㎐ 간격의 데이터를 수집하여 도 7에 나타낸 바와 같이, 8개의 구역을 나눠서 위상의 각 구역에 해당하는 빈도의 통계치를 산출하였다.
[식 3]
Figure PCTKR2012009687-appb-I000006
여기에서, Φ는 반송파 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차, λ는 파장, N은 미지정수 및 ωΦ는 반송파 측정치 잡음을 나타낸다.
아래 표 1은 8개의 구역을 나눠서 위상의 각 구역에 해당하는 빈도의 통계치를 산출한 결과를 나타낸다.
[표 1]
Figure PCTKR2012009687-appb-I000007
표 1에서와 같이, 각각의 위성들을 보면, 위상의 총 개수가 8개 구역에서 비슷한 값을 갖고, 특히 연속적으로 나타나는 위상의 특성에 대한 통계치를 구하기 위해 PRN 4, 5, 12번인 총 3개의 위성의 반송파 위상의 통계치를 사용하여 연속적인 위상 통계치를 구하였다.
이 연속적인 위상 통계치는, 도 8에서와 같이, 현재 epoch(t)의 위상이 이전 epoch(t-Δt)의 위상과 같은 구역일 확률이 38%, 이전 또는 다음 구역의 위상이 나올 확률이 24%, 25%이고, 두 구역 이전이나 이후일 확률이 각각 6%이다. 따라서, 이전 epoch(t)의 위상의 구역을 구하면, t 시간의 위상의 구역을 예측할 수 있고, 현재 epoch(t)에서의 위상 구역이 이전 epoch(t)의 위상 구역과 동일한 것과 이전, 이후의 확률은 87%로 실제 위상과 예측한 위상 간의 정확도가 높음을 기대할 수 있다.
따라서, 본 발명에서 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정할 수 있다.
다음에, 반송파 측정치 생성모듈(505)에서는 GPS 수신부(10)와 위성의 거리, 시계오차, 지연오차 및 반송파 특성정보를 이용하여 반송파 측정치를 생성한다(S305).
반송파 측정치 생성모듈(505)을 통한 반송파 측정치의 생성은, 다음의 관계식을 통해 생성될 수 있다.
[식 4]
Figure PCTKR2012009687-appb-I000008
여기에서, Φ는 반송파 측정치, ρ는 위성과 GPS 수신부 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차, λ는 파장, N은 미지정수를 나타낸다.
이후, 코드 측정치 생성부(40) 및 반송파 측정치 생성부(50)를 통해 생성된 코드 측정치와 반송파 측정치를 통해 측위 결과 생성부(60)에서는 반송파 기반의 측위 결과를 생성하고(S107), 또한, 반송파 기반 측위로부터 추정한 현재 위치정보는 단계(S103)에서 관성 센서부(20)에 적용되어 GPS 수신부(10)의 위치를 다시 계산하는데 적용될 수 있다.
[실험예]
실제 환경에서는 선박의 수신기와 기준국의 수신기는 수 ㎞이내의 거리차이나 나지만, 실험예에서는 거리에 의한 영향, 안테나에 의한 영향 등에 의한 오차를 고려하지 않기 위하여, 정지상태의 zero baseline으로 실험을 하였다.
그리고, 이중주파수가 아닌 L1 신호만 사용하여 코드와 반송파 측정치를 생성하였다.
반송파 기반 정밀 항법으로 L1 신호에 대한 Single Difference GPS 항법을 수행하였으며 결과는 도 9와 같이 나타났다. 도 9에 나타낸 바와 같이, 2dRMS 결과가 약 17㎝로 위치추정을 하는 것을 확인할 수 있다.
위성신호 미약 또는 차단의 환경에서 본 발명을 적용하여 코드 측정치와 반송파 측정치를 생성하여 정밀 측위를 하였다. 총 300초에서 100초 이후부터는 모든 위성신호를 차단하고, 일정시간이 지난 후에 다시 정상 상태로 복구되었다.
도 10은 위성신호를 차단한 상태에서, 단독 관성센서 항법을 하였을 경우와 본 발명을 적용한 결과를 나타낸다.
도 10에 나타낸 바와 같이, 위성신호 차단시간을 10초 간격으로 100초부터 시작하여 110초부터 250초까지 차단하였을 때 2dRMS 오차를 나타낸 것으로, 본 발명을 적용하였을 경우 그 오차가 단독 관성센서 항법의 경우보다 성능이 향상된 것을 확인할 수 있다. 또한, 도 11에 나타낸 바와 같이, 오차가 선형적으로 증가하지만 그 크기가 매우 작음을 확인할 수 있다.
상기 본 발명의 내용은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.
본 발명의 반송파 위상과 관성센서를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법 및 장치에 따르면, 위성신호가 미약하거나 차단되는 경우도, 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용하여 정밀 측위의 연속성을 유지할 수 있는 특징이 있다.

Claims (15)

  1. 선박의 GPS 수신부를 통해 위성신호를 수신하는 제 1 단계;
    상기 GPS 수신부에서 상기 위성신호의 신호세기가 미약 또는 차단인지를 판단하는 제 2 단계;
    상기 제 2 단계에서, 위성신호의 세기가 미약 또는 차단으로 판단되는 경우, 관성 센서부에서 IGS(International GNSS Service) 궤도정보 제공부를 통해 위성 궤도정보를 제공받아 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 제 3 단계;
    코드 측정치 생성부에서 상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 제 4 단계;
    반송파 측정치 생성부에서 상기 GPS 수신부의 위치정보, 상기 위성 궤도정보, 미지정수(Integer Ambiguity) 및 반송파 위상(Phase)값을 통해 반송파 측정치를 생성하는 제 5 단계;
    생성된 상기 코드 측정치 및 반송파 측정치로부터 반송파 기반 측위 결과를 생성하는 제 6 단계;를 포함하고,
    상기 제 5 단계는,
    상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보로부터 상기 GPS 수신부와 위성의 거리를 계산하는 공정;
    상기 GPS 수신부의 수신부 시계오차와 상기 위성의 위성 시계오차를 통해 시계오차를 계산하는 공정;
    대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 포함하는 지연오차를 추정하는 공정;
    미지정수와 반송파 위상(Phase)값으로 반송파 특성정보를 추정하는 공정; 및
    상기 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차, 지연오차 및 반송파 특성정보를 이용하여 반송파 측정치를 생성하는 공정;을 포함하며,
    상기 미지정수는 이전 시간의 미지정수로 추정되고, 상기 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정되는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 단계에서, 상기 GPS 수신부는 앙각(elevation angle)이 15° 이상인 위성신호의 SNR(Signal to Noise Ratio)값이 20dB 미만인 경우 위성신호의 세기를 미약 또는 차단으로 판단하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 3 단계는, 다음의 관계식을 통해 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
    Figure PCTKR2012009687-appb-I000009
    (여기에서, X는 GPS 수신부의 위치를 나타내고, 아래첨자 GPS 및 INS는 위치를 계산한 센서를 나타냄)
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 4단계는,
    상기 GPS 수신부의 위치정보와 상기 위성 궤도정보로부터 상기 GPS 수신부와 위성의 거리를 계산하는 공정;
    상기 GPS 수신부의 수신부 시계오차와 상기 위성의 위성 시계오차로 시계오차를 계산하는 공정;
    대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 추정하는 공정; 및
    상기 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차 및 지연오차를 이용하여 코드 측정치를 생성하는 공정;을 포함하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 코드 측정치를 생성하는 공정은 다음의 관계식을 통해 코드 측정치를 생성하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
    Figure PCTKR2012009687-appb-I000010
    (여기에서, P는 코드 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차 및 ωP는 코드 측정치 잡음을 나타냄)
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 반송파 측정치를 생성하는 공정은 다음의 관계식을 통해 반송파 측정치를 생성하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
    Figure PCTKR2012009687-appb-I000011
    (여기에서, Φ는 반송파 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차, λ는 파장, N은 미지정수 및 ωΦ는 반송파 측정치 잡음을 나타냄)
  7. 제 1 항 또는 제 4 항에 있어서,
    상기 지연오차는 Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 추정되는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 6 단계에서 생성된 측위 결과는 상기 관성 센서부에서 추정된 일정 시간 동안의 이동 거리값과 더해져 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는데 적용되는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성방법.
  9. 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치에 있어서.
    위성으로부터 위성신호를 수신하여 위성신호의 신호세기를 판단하는 GPS 수신부;
    위성의 위성 궤도정보를 제공하는 IGS(International GNSS Service) 궤도정보 제공부;
    GPS 수신부에서 수신한 상기 위성신호의 신호세기가 미약 또는 차단으로 판단되는 경우, 상기 위성 궤도정보를 바탕으로 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 관성 센서부;
    상기 관성 센서부에서 계산한 위치정보와 상기 IGS 궤도정보 제공부에서 제공된 위성 궤도정보를 통해 코드 측정치를 생성하는 코드 측정치 생성부;
    상기 관성 센서부에서 계산한 위치정보와 상기 IGS 궤도정보 제공부에서 제공된 위성 궤도정보를 통해 반송파 측정치를 생성하는 반송파 측정치 생성부; 및
    생성된 상기 코드 측정치 및 반송파 측정치로부터 반송파 기반 측위 결과를 생성하는 측위 결과 생성부;를 포함하고,
    상기 반송파 측정치 생성부는, 미지정수(Integer Ambiguity)와 반송파 위상(Phase)값으로 반송파 특성정보를 추정하며,
    상기 반송파 위상값은 이전 epoch 위상에 대해 시간의 변화에 따른 현재 epoch 위상으로 추정하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 GPS 수신부는, 앙각(elevation angle)이 15° 이상인 위성신호의 SNR(Signal to Noise Ratio)값이 20dB 미만인 경우 위성신호의 세기를 미약 또는 차단으로 판단하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치.
  11. 제 9 항에 있어서,
    상기 관성 센서부는, 다음의 관계식을 통해 현재 GPS 수신부의 위치정보를 계산하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치.
    Figure PCTKR2012009687-appb-I000012
    (여기에서, X는 GPS 수신부의 위치를 나타내고, 아래첨자 GPS 및 INS는 위치를 계산한 센서를 나타냄)
  12. 제 9 항에 있어서,
    상기 코드 측정치 생성부는,
    상기 위성 궤도정보와 상기 GPS 수신부의 위치정보로부터 상기 위성과 GPS 수신부의 거리를 계산하는 제 1 거리 계산모듈;
    상기 GPS 수신부의 수신부 시계오차와 상기 위성의 위성 시계오차로부터 시계오차를 계산하는 제 1 시계오차 계산모듈;
    Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 포함하는 지연오차를 추정하는 제 1 지연오차 추정모듈; 및
    상기 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차 및 지연오차를 이용하여 코드 측정치를 생성하는 코드 측정치 생성모듈;을 포함하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 코드 측정치 생성모듈은, 다음의 관계식을 통해 코드 측정치를 생성하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치.
    Figure PCTKR2012009687-appb-I000013
    (여기에서, P는 코드 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차 및 ωP는 코드 측정치 잡음을 나타냄)
  14. 제 9 항에 있어서,
    상기 반송파 측정치 생성부는,
    상기 위성 궤도정보와 상기 관성 센서부에서 계산된 상기 GPS 수신부의 위치정보로부터 위성과 상기 GPS 수신부의 거리를 계산하는 제 2 거리 계산모듈;
    상기 GPS 수신부의 수신부 시계오차와 상기 위성 궤도정보에 포함된 위성 시계오차를 계산하는 제 2 시계오차 계산모듈;
    Saastamoinen 모델과 Niell 사상함수를 사용하여 대류층 지연오차 및 이온층 지연오차를 추정하는 제 2 지연오차 추정모듈;
    미지정수(Integer Ambiguity)와 반송파 위상(Phase)값으로 반송파 특성정보를 추정하는 반송파 특성정보 추정모듈; 및
    상기 GPS 수신부와 위성의 거리, 시계오차, 지연오차 및 반송파 특성정보를 이용하여 반송파 측정치를 생성하는 반송파 측정치 생성모듈;을 포함하고,
    상기 반송파 특성정보 추정모듈은 미지정수를 이전 시간의 미지정수로 추정하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 반송파 측정치 생성모듈은, 다음의 관계식을 통해 반송파 측정치를 생성하는 것을 특징으로 하는 위성신호 미약 환경에서의 반송파 위상과 관성센서 정보를 이용한 선박의 위성측정치 생성장치.
    Figure PCTKR2012009687-appb-I000014
    (여기에서, Φ는 반송파 측정치, ρ는 GPS 수신부와 위성 사이의 거리, c는 빛의 속도, dt는 수신부 시계오차, dT는 위성 시계오차, T는 대류층 지연오차, I는 이온층 지연오차, λ는 파장, N은 미지정수 및 ωΦ는 반송파 측정치 잡음을 나타냄)
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