WO2018181017A1 - 地上型衛星航法補強システム及びジオメトリスクリーニング方法 - Google Patents

地上型衛星航法補強システム及びジオメトリスクリーニング方法 Download PDF

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ionosphere
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伸二 日高
和史 鈴木
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日本電気株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a terrestrial satellite navigation reinforcement system and a geometry screening method.
  • a ground-based satellite navigation augmentation system receives positioning signals from positioning satellites by an on-board system installed on a ground system or an aircraft such as an airplane installed on the ground. Then, the ground system or the onboard system calculates the distance between the own system and the positioning satellite from the received positioning signal. The distance at this time is called a pseudo distance, and is calculated by multiplying the time (propagation time) from when the positioning signal is transmitted until it is received by the propagation speed of the positioning signal (assuming that it is a predetermined speed). Is done. The propagation time is the difference between the transmission time of the positioning signal from the positioning satellite and the reception time of the positioning signal in the ground system or on-board system.
  • the ground system and the on-board system calculate the position of the aircraft using the pseudo distances between multiple positioning satellites. Therefore, if the pseudo distance includes an error, this error causes a decrease in the positioning position accuracy of the own device.
  • differential GPS In order to correct such an error, a technique called differential GPS is used.
  • the ground system calculates the above-described pseudo distance and a geometric distance described later.
  • the geometric distance is a distance between the own aircraft and the positioning satellite calculated using the position information of the ground system and the position information of the positioning satellite.
  • the position information of the ground system is strictly investigated and stored in advance.
  • the position information of the positioning satellite is included in the satellite orbit information broadcast from the positioning satellite.
  • the ground system calculates the difference between the pseudo distance and the geometric distance. If there is no error in the measurement of the pseudorange, the pseudorange and the geometric distance should match, but if the propagation speed of the positioning signal is slowed by the influence of the ionosphere, for example, a difference occurs.
  • the errors included in the pseudorange include errors due to the ionosphere, clock errors mounted on positioning satellites, satellite orbit information broadcasts from positioning satellites, and the like. Since it is not related to this, it will be omitted in the following discussion.
  • the ground system calculates the difference for each positioning satellite and sends it to the on-board system as a correction value.
  • the onboard system corrects the uniquely calculated pseudorange with the correction value provided by the ground system, thereby reducing the influence of the ionosphere contained in the pseudorange and calculating the positioning position of the aircraft with high accuracy. It can be so.
  • the ionospheric density is greatly changing in space (hereinafter, this case is referred to as an ionosphere abnormality)
  • the ionospheric delay is not common between the ground system and the onboard system.
  • Non-Patent Documents 1 and 2 propose a geometry screening process that prevents the onboard system from using geometries (a set of satellites) that may increase the error to an extent that exceeds the allowable limit. is doing.
  • the worst-case positioning error is estimated for each set of satellites that the onboard system may use. If this worst case positioning error exceeds an allowable maximum error value, the ground system increases the integrity parameter provided to the onboard system. The onboard system uses this integrity parameter to calculate the protection level. The ground system increases the integrity parameter to a level where this protection level exceeds a threshold that generates an alert called an alert limit.
  • the ground system provides the integrity parameter that the onboard system uses to calculate the protection level, but if the worst case positioning error exceeds the allowable maximum error value, the protection level will exceed the alert limit. Provide integrity parameters.
  • the integrity parameter is a parameter defined in the international standard, and is used when the on-board system calculates the reliability range of the positioning error called the protection level.
  • the protection level is a value calculated by the onboard system using the integrity parameter provided by the ground system, and is a reliability limit value of positioning error when positioning is performed by applying differential correction.
  • the alert limit is an alarm limit value that is determined according to the distance from the onboard system to the airport where the onboard system is about to land, and the protection level calculated by the onboard system exceeds this alert limit.
  • the on-board system is a threshold value that determines that continuation of navigation using GBAS is impossible.
  • Patent Documents 1 and 2 disclose related techniques.
  • the GBAS ground system disclosed in Patent Literature 1 includes a plurality of reference station receivers, a processing module, and a communication device.
  • the processing module checks a global navigation satellite system (GNSS) satellite measurement value, and an ionosphere penetration point IPP (Ionosphere Pierce Point) of a GNSS satellite measurement value for a plurality of ionospheric grid points IGP (Ionosphere Grid Point). Determine the proximity of.
  • the GBAS ground system checks whether the IGP has an acceptable lattice point ionosphere vertical delay error GIVE (Grid Ionosphere Vertical Error) value.
  • GIVE Grid Ionosphere Vertical Error
  • the GBAS ground system uses the standard deviation ⁇ vig of the vertical ionosphere gradient VIG (Vertical Ionosphere Gradient) as the GNSS satellite measurement value when the IGP has an acceptable lattice point ionosphere vertical delay error GIVE value. Judged to be safe against mitigation.
  • the GBAS ground system uses a vertical protection limit VPL (Vertical Alert Limit) that each GNSS satellite measurement determined to be safe against mitigation using ⁇ vig conforms to the Vertical Alert Limit (VAL) required for precision approach. Check whether it is possible to generate Vertical Protection Limit).
  • VPL Vertical Alert Limit
  • the GBAS ground system generates a vertical protection limit VPL where a certain number of GNSS satellite measurements determined to be safe against mitigation using ⁇ vig conform to the vertical warning limit VAL required for precision approach When possible, convey the overbound ⁇ vig to the aircraft.
  • Patent Document 2 for each geometry screening processing interval, a plurality of sets of satellites that can be used are determined, the respective ⁇ vig values are calculated, and the larger of the first and last ⁇ vig values of this interval is calculated. and sigma vig value of the current interval, GBAS ground system for calculating up to five sigma vig value is disclosed.
  • the worst-case positioning error and the level of protection level depend on the location of satellites used for positioning by the GBAS onboard system.
  • the satellites rise from the horizon and the usable satellites increase during the execution interval, or the satellites sink below the horizon. It is possible that the number of usable satellites will decrease. If the worst-case positioning error increases due to changes in the number of satellites, the increased worst-case positioning error exceeds an acceptable level, even though the protection level was below the alert limit before the number of satellites changed, and safety is increased. It may have been lost.
  • the protection level is changed before the change in the number of satellites, even though the reduced worst-case positioning error does not exceed an acceptable level and GBAS can be used. Since the alert limit has been exceeded, it has been decided not to use GBAS, which may impair the availability of the system.
  • Patent Document 1 discloses that a vertical ionosphere in which a GNSS satellite measurement value is overbound when an IGP adjacent to the ionosphere penetration point IPP of the GNSS satellite measurement value has an allowable lattice point ionosphere vertical delay amount error GIVE value. It merely determines that it is safe against mitigation using the standard deviation ⁇ vig of the gradient VIG. In the configuration disclosed in Patent Document 1, it is not appropriate to determine the safety or availability of the results of the geometry screening process performed after the number of usable satellites changes until the geometry screening is performed. There is a risk of becoming.
  • Patent Document 2 to the greater of the first and last sigma vig value of the current interval geometry screening process as sigma vig value of the current interval is disclosed.
  • Patent Document 2 it is not appropriate to judge the safety or availability of the results of the geometry screening process that is performed after the number of usable satellites changes until the geometry screening is performed. There is a risk of a situation.
  • the present invention provides a terrestrial satellite navigation reinforcement system and a geometry screening method capable of shortening as much as possible the period during which the safety and availability judgment of the implemented geometry screening processing result may be in an inappropriate state. This is one of the purposes.
  • a terrestrial satellite navigation augmentation system includes a geometry change detection unit that detects a change in a set of usable satellites for each epoch, and the geometry screening based on the change in the set of usable satellites.
  • a geometry screening start instructing unit for instructing a process start; and a geometry screening processing unit for performing a geometry screening process based on the process start instruction.
  • a geometry screening method that detects a change in a set of usable satellites for each epoch, instructs a start of geometry screening processing based on a change in the set of usable satellites, and Perform geometry screening processing based on the start instruction.
  • the present invention in the terrestrial satellite navigation reinforcement system and the geometry screening method, it is possible to shorten as much as possible the period during which the judgment of the safety and availability of the results of the implemented geometry screening process may be inappropriate. become.
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of the first embodiment.
  • FIG. 2 is a block diagram illustrating a configuration of the geometry change detection unit.
  • FIG. 3 is a flowchart showing an operation for determining the start of the geometry screening process for each epoch of FIG.
  • FIG. 4 is a flowchart showing an operation for confirming a change in geometry for each epoch in FIG.
  • FIG. 5 is a block diagram illustrating a configuration of a modification of the geometry change detection unit.
  • FIG. 6 is a flowchart showing a geometry change confirmation operation for each epoch of the geometry change detection unit of FIG.
  • FIG. 7 is a block diagram illustrating a configuration of the second embodiment.
  • FIG. 8 is a flowchart showing an operation for determining the start of the geometry screening process for each epoch of FIG.
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of the first embodiment.
  • the terrestrial satellite navigation reinforcement system 1 includes a receiving unit 11, a geometry change detecting unit 12, a geometry screening start instructing unit 13, a periodic execution epoch storage unit 14, and a geometry screening processing unit 15.
  • a geometry storage unit 16 and a transmission unit 17 are provided.
  • the receiving unit 11 receives a signal including a signal from a GNSS satellite and an aircraft identification information and a position information transmitted from an onboard system mounted on the aircraft.
  • the geometry change detection unit 12 confirms whether the set of usable satellites (geometry) has changed, and instructs the start of the geometry screening process if the geometry has changed.
  • the geometry change detection unit 12 may instruct the start of the geometry screening process by setting a geometry screening process execution flag stored in a storage unit (not shown) to a value indicating execution.
  • FIG. 2 is a block diagram showing the configuration of the geometry change detection unit.
  • the geometry change detection unit 12 includes an ionosphere penetration point position calculation unit 121, a storage unit 122, and a geometry change determination unit 123.
  • the ionosphere penetration point position calculation unit 121 performs ionosphere penetration when all satellites are viewed from the reference point of the terrestrial satellite navigation reinforcement system 1 whose position is accurately known, for each epoch, for example, every 2 seconds.
  • the position of the point that is, the latitude and longitude are calculated.
  • the usable ionosphere penetration point range which is the position range of the ionosphere penetration point where the satellite can be used, is stored in the storage unit 122 in advance.
  • the position range of the ionosphere penetration point where the satellite can be used may be, for example, the position range of the ionosphere penetration point where the satellite can be seen above the horizon when viewed from a reference point whose position has been strictly investigated in advance.
  • the position range may be determined by removing the ionospheric abnormal range from the above position range.
  • the geometry change determination unit 123 identifies the satellites whose ionosphere penetration point is within the usable ionosphere penetration point range as the set of usable satellites of this epoch based on the ionosphere penetration point position. Then, the geometry change determination unit 123 compares the set of usable satellites stored in the geometry storage unit 16 with the previous set of usable satellites and confirms whether the set of usable satellites has changed. The geometry change determination unit 123 outputs the result of checking whether or not the set of usable satellites has changed to the geometry screening start instruction unit 13.
  • the geometry screening start instruction unit 13 instructs the start of the geometry screening process.
  • the periodic execution epoch storage unit 14 stores in advance a periodic execution epoch indicating the execution timing for executing the geometry screening process at a specified interval, and the geometry screening start instruction unit 13 periodically updates the epoch for this time. Check if it is a periodic epoch that performs geometry screening. If the current epoch is a periodic execution epoch, the geometry screening start instruction unit 13 instructs the start of the geometry screening process.
  • the geometry screening start instruction unit 13 may instruct the start of the geometry screening process by setting a geometry screening process execution flag (not shown) to a value indicating execution, for example, “1”.
  • the geometry screening processing unit 15 determines whether a geometry screening process start instruction has been issued. When the process start instruction has been issued, the geometry screening process unit 15 determines the geometry screening for the set of usable satellites in the current epoch identified by the geometry change detection unit 12. Execute the process. Note that the geometry screening processing unit 15 may be configured to refer to a geometry screening process execution flag (not shown) and execute the geometry screening process when the value indicates execution, for example, “1”. The geometry screening processing unit 15 stores a set of usable satellites at the time of executing the geometry screening processing in the geometry storage unit 16.
  • the geometry screening processing unit 15 first extracts all or some of the satellites from the set of usable satellites in the current epoch identified by the geometry change detection unit 12 and determines a plurality of processing target subset geometries.
  • the subset geometry indicates a combination of satellites obtained by extracting all or some of the satellites from the set of usable satellites.
  • the geometry screening processing unit 15 determines the integrity parameter so that integrity can be ensured regardless of which subset geometry determined here is used by the on-board system mounted on the aircraft.
  • the geometry screening processing unit 15 determines the integrity parameters for ensuring the integrity of all supported approaches by combining the outputs of the executed geometry screening processing. When the geometry screening processing unit 15 determines the integrity parameter, the geometry screening processing unit 15 outputs the determined integrity parameter to the transmission unit 17.
  • the transmission unit 17 transmits the reinforcement information including the integrity parameter output from the geometry screening processing unit 15 to the on-board system mounted on the aircraft.
  • FIG. 3 is a flowchart showing an operation of determining the start of the geometry screening process for each epoch of the present embodiment.
  • the periodic execution epoch storage unit 14 first stores a periodic execution timing for periodically executing the geometry screening process in advance (step S1).
  • the geometry screening start instruction unit 13 confirms whether or not the current epoch is a periodic execution epoch (step S2), and if it is a periodic execution epoch, instructs the start of geometry screening processing (step S3). As described above, the geometry screening start instruction unit 13 may instruct the start of the geometry screening process by setting the process start instruction flag to 1.
  • the geometry change detection unit 12 confirms whether the geometry has changed for each epoch (step S4), and notifies the geometry screening start instruction unit 13 of the result of confirmation of the geometry change.
  • the geometry screening start instructing unit 13 determines whether the geometry has changed (step S5), and if it has changed, instructs the start of geometry screening processing (step S6).
  • the geometry screening processing unit 15 determines whether or not a geometry screening process start instruction has been issued (step S7), and executes a geometry screening target geometry screening process when the process start instruction has been issued (step S8).
  • FIG. 4 is a flowchart showing a geometry change confirmation operation for each epoch of the geometry change detection unit.
  • the ionosphere penetration point position calculation unit 121 calculates, for each epoch, the position of the ionosphere penetration point when viewing each satellite from the reference points of the terrestrial satellite navigation reinforcement system 1 for every satellite, that is, the latitude and longitude ( Step S11).
  • the geometry change determination unit 123 identifies a set of satellites that can be used for the current epoch based on the position of the ionosphere penetration point (step S12). Specifically, the geometry change determination unit 123 compares the set of usable satellites stored in the geometry storage unit 16 at the previous execution of the geometry screening process with the set of usable epochs of the current epoch, and has it changed? Is confirmed (step S15). As a result of the confirmation, the geometry change determination unit 124 outputs to the geometry screening start instruction unit 13 whether or not the set of usable satellites has changed.
  • the process of the geometry screening is performed. Instruct the start and execute the geometry screening process. As a result, it is possible to shorten as much as possible the period during which the judgment of the safety and availability of the results of the implemented geometry screening process may be inappropriate.
  • FIG. 5 is a block diagram illustrating a configuration of a modification of the geometry change detection unit.
  • the geometry change detection unit 22 of this modification includes an ionosphere penetration point velocity calculation unit 221, and the geometry change determination unit 223 determines the current epoch based on the position and movement speed of the ionosphere penetration point.
  • the point of specifying a set of usable satellites is mainly different from the geometry change detecting unit 12 of FIG.
  • the storage unit 222 stores a usable ionosphere penetration point range that is a position range of the ionosphere penetration point where the satellite can be used in advance, and the ionosphere penetration point position calculation unit 121 epochs for calculating the ionosphere penetration point velocity. Stores the ionospheric penetration point positions of all satellites calculated every time.
  • the ionosphere penetration point velocity calculation unit 221 acquires the position of the ionosphere penetration point of the previous epoch from the storage unit 222 for all satellites, and acquires the position of the ionosphere penetration point of the current epoch from the ionosphere penetration point position calculation unit 121. From these differences, the moving speed of the ionosphere penetration point is calculated.
  • the geometry change determination unit 223 of this modification identifies a set of usable satellites that are within the usable ionosphere penetration point range for the period up to the next epoch, not just the current epoch. That is, the geometry change determination unit 223 calculates the ionosphere penetration point in the next epoch based on the moving speed calculated by the ionosphere penetration point velocity calculation unit 221, and both ionosphere penetration points in the current and next epoch can be used. Satellites within the ionospheric penetration point range are usable satellites.
  • FIG. 6 is a flowchart showing a geometry change confirmation operation for each epoch of the geometry change detection unit of FIG.
  • the ionosphere penetration point position calculation unit 121 calculates, for each epoch, the position of the ionosphere penetration point when viewing each satellite from the reference points of the terrestrial satellite navigation reinforcement system 1 for every satellite, that is, the latitude and longitude (Ste S11).
  • the ionosphere penetration point position calculation unit 121 stores the positions of ionosphere penetration points of all satellites calculated in each epoch in the storage unit 222 (step S21).
  • the ionosphere penetration point velocity calculation unit 221 acquires the position of the ionosphere penetration point in the current epoch from the ionosphere penetration point position calculation unit 121, acquires the position of the ionosphere penetration point in the previous epoch from the storage unit 222, and the difference between them From this, the moving speed of the ionosphere penetration point is calculated (step S22).
  • the geometry change determination unit 223 specifies the set of usable epoch satellites based on the position and moving speed of the ionosphere penetration point. Specifically, the geometry change determination unit 223 specifies a set of usable satellites that are within the usable ionosphere penetration point range not only during the current epoch but also during the period up to the next epoch. That is, the geometry change determination unit 223 calculates the ionosphere penetration point in the next epoch based on the moving speed calculated by the ionosphere penetration point velocity calculation unit 221.
  • a set of satellites that can use the satellites in which the ionosphere penetration point in the current epoch and the ionosphere penetration point in the next epoch are within the usable ionosphere penetration point range stored in the storage unit 222 is specified (step S23). .
  • the geometry change determination unit 223 compares with the set of usable satellites stored in the geometry storage unit 16 at the previous execution of the geometry screening process and checks whether the change has been made (step S13). As a result of the confirmation, the geometry change determining unit 223 outputs to the geometry screening start instructing unit 13 whether or not the set of usable satellites has changed.
  • FIG. 7 is a block diagram showing the configuration of the second embodiment.
  • the terrestrial satellite navigation reinforcement system 2 includes a geometry change detection unit 12, a geometry screening start instruction unit 13, and a geometry screening processing unit 15.
  • the geometry change detection unit 12 checks whether the set of usable satellites (geometry) has changed, and instructs the start of geometry screening processing when the geometry has changed.
  • the geometry change detection unit 12 may include an ionosphere penetration point position calculation unit 121, a storage unit 122, and a geometry change determination unit 123 shown in FIG. As described above, the geometry change determination unit 123 identifies the satellites whose ionosphere penetration points are within the usable ionosphere penetration point range as the set of usable satellites of the current epoch based on the positions of the ionosphere penetration points.
  • the geometry change determination unit 123 compares the set of usable satellites when the geometry screening processing unit 15 executed the geometry screening process last time to check whether the set of usable satellites has changed.
  • the geometry change determination unit 123 outputs the result of checking whether or not the set of usable satellites has changed to the geometry screening start instruction unit 13.
  • the geometry change detection unit 12 may include an ionosphere penetration point position calculation unit 121, an ionosphere penetration point velocity calculation unit 221, a storage unit 222, and a geometry change determination unit 223 illustrated in FIG.
  • the geometry change determination unit 223 uses, as the usable satellite, a satellite in which both of the ionosphere penetration points in the current and next epochs are within the usable ionosphere penetration point range based on the position and moving speed of the ionosphere penetration point. Identify the set of satellites that can be used for this epoch. Then, the geometry change determination unit 223 compares the set of usable satellites with the set of usable satellites when the geometry screening processing unit 15 executed the geometry screening process last time, and checks whether the set of usable satellites has changed. The result is output to the screening start instruction unit 13.
  • the geometry screening start instructing unit 13 performs the geometry screening when the confirmation result output from the geometry change detecting unit 12 indicates that the set of usable satellites has changed. To start the process.
  • the geometry screening start instruction unit 13 may instruct the start of the geometry screening process by setting a geometry screening process execution flag (not shown) to a value indicating execution, for example, “1”.
  • the geometry screening processing unit 15 determines whether a geometry screening processing start instruction has been issued, and when the processing start instruction has been issued, the current epoch identified by the geometry change detection unit 12 Perform a geometry screening process on the set of available satellites in.
  • the geometry screening processing unit 15 may be configured to refer to a geometry screening process execution flag (not shown) and execute the geometry screening process when the value indicates execution, for example, “1”.
  • the geometry screening processing unit 15 may use a known geometry screening process.
  • FIG. 8 is a flowchart showing an operation of determining the start of geometry screening processing for each epoch according to this embodiment.
  • the present embodiment performs the operations of steps S4 to S8 of the first embodiment.
  • the geometry change detection unit 12 confirms whether the geometry has changed for each epoch (step S4), and notifies the geometry screening start instruction unit 13 of the result of confirmation of the geometry change.
  • the geometry screening start instructing unit 13 determines whether the geometry has changed (step S5), and if it has changed, instructs the start of geometry screening processing (step S6).
  • the geometry screening processing unit 15 determines whether or not a geometry screening process start instruction has been issued (step S7), and executes a geometry screening target geometry screening process when the process start instruction has been issued (step S8).

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Abstract

実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性及びアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれのある期間を極力短くするよう、地上型衛星航法補強システム１は、エポック毎に使用可能な衛星の集合の変化を検出するジオメトリ変化検出部１１と、使用可能な衛星の集合の変化に基づいてジオメトリスクリーニングの処理開始を指示するジオメトリスクリーニング開始指示部１２と、処理開始の指示に基づきジオメトリスクリーニング処理を行うジオメトリスクリーニング処理部１３と、を有する。

Description

地上型衛星航法補強システム及びジオメトリスクリーニング方法
　本発明は、地上型衛星航法補強システム及びジオメトリスクリーニング方法に関する。
　地上型衛星航法補強システム（ＧＢＡＳ：Ｇｒｏｕｎｄ　Ｂａｓｅｄ　Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ）は、地上に設置された地上システムや飛行機等の飛翔体に搭載された機上システムで測位衛星からの測位信号が受信される。そして、地上システムや機上システムは、受信した測位信号から、自機と測位衛星との距離を算出する。このときの距離は、擬似距離と称されて、測位信号が送信されてから受信されるまでの時間（伝搬時間）に測位信号の伝搬速度（所定速度であると仮定）を乗算することで算出される。なお、伝搬時間は、測位信号の測位衛星からの送信時刻と、当該測位信号の地上システムや機上システムでの受信時刻との差である。
　しかし、測位衛星から送信された測位信号が電離層を通過して地上システムや機上システムで受信される場合には、当該測位信号の伝搬速度が所定速度であるとの仮定が成り立たなくなる。
　即ち、測位信号が電離層を通過すると、当該電離層の影響を受けて伝搬速度が遅くなり、受信時刻に遅延が生じる。このため、伝搬時間から計算される擬似距離に誤差が含まれるようになる。
　地上システムや機上システムは、複数の測位衛星との間の擬似距離を用いて自機の位置を算出している。従って、擬似距離が誤差を含んでいると、この誤差は自機の測位位置精度を低下させる要因となる。
　このような誤差を補正するために、ディファレンシャルＧＰＳと称される技術が用いられる。このディファレンシャルＧＰＳでは、地上システムは、上述した擬似距離を算出すると共に、後述する幾何学距離を算出する。
　幾何学距離は、地上システムの位置情報と測位衛星の位置情報とを用いて算出された自機と測位衛星との間の距離である。ここで、地上システムの位置情報は、予め厳密に調査されて記憶されている。また、測位衛星の位置情報は、当該測位衛星から放送される衛星軌道情報に含まれている。
　そして、地上システムは、擬似距離と幾何学距離との差分を算出する。擬似距離の測定に誤差が無ければ、擬似距離と幾何学距離とは一致するはずであるが、例えば測位信号の伝搬速度が電離層の影響を受けて遅くなっている場合には、差分が生じる。
　擬似距離に含まれる誤差には、電離層に起因する誤差の他、測位衛星に搭載されている時計の誤差や、測位衛星から放送される衛星軌道情報の誤差等も存在するが、これらは本発明と関係が無いので以降の議論では割愛する。
　地上システムは、測位衛星毎に上記差分を算出し、これを補正値として機上システムに送る。機上システムは、独自に算出した擬似距離を地上システムから提供された補正値により補正することで、当該擬似距離に含まれる電離層の影響を軽減して、自機の測位位置を高精度に算出できるようにする。
　このようなディファレンシャルＧＰＳによる補正は、電離層活動が平穏で、地上システムと機上システムとで電離層遅延が共通である場合に有効となる。
　しかし、電離層密度が大きく空間変化している場合（以下、このような場合を電離層異常と記載する）、電離層遅延が地上システムと機上システムとで共通でなくなる。
　このような電離層異常が発生している場合に、機上システムが独自に算出した擬似距離を地上システムから提供された補正値により補正すると誤差が増大して、その保証範囲である保護レベルを超えることがある。そこで、非特許文献１，２においては、誤差が許容限界値を超える程度に増大してしまう可能性のあるジオメトリ（衛星の集合）を、機上システムが使用できないようにするジオメトリスクリーニング処理を提案している。
　ジオメトリスクリーニング処理では、機上システムが使用する可能性のある衛星の集合毎に最悪ケースの測位誤差を推定する。そして、この最悪ケース測位誤差が許容可能な最大誤差値を超える場合には、地上システムは機上システムに提供するインテグリティパラメータを増大させる。機上システムは、このインテグリティパラメータを使用して保護レベルを算出する。地上システムは、この保護レベルがアラートリミットと呼ばれるアラートを発生させる閾値を超えるレベルにまでインテグリティパラメータを増大させる。
　即ち、地上システムは、機上システムが保護レベルの算出に用いるインテグリティパラメータを提供するが、最悪ケース測位誤差が許容可能な最大誤差値を超える場合には保護レベルがアラートリミットを超えるような値のインテグリティパラメータを提供する。
　これにより機上システムが許容可能な最大誤差を超えた状態で進入着陸を継続してしまうことが回避されて、安全性が保証される。
　なお、インテグリティパラメータとは、国際標準に規定されているパラメータで、機上システムが保護レベルと呼ばれる測位誤差の信頼範囲を算出する際に使用するパラメータである。
　また、保護レベルとは、地上システムが提供するインテグリティパラメータを用いて、機上システムが算出する値で、ディファレンシャル補正を適用して測位した際の測位誤差の信頼限界値である。
　さらに、アラートリミットとは、機上システムから機上システムが着陸しようとしている空港までの距離に応じて決定される警報限界値で、機上システムで算出した保護レベルが、このアラートリミットを超える場合、機上システムはＧＢＡＳを使用した航行の継続が不可能であると判断する閾値である。
　また特許文献１，２に関連技術が開示されている。特許文献１に開示されているＧＢＡＳ地上システムは、複数の基準局受信機と、処理モジュールと、通信装置とを備える。処理モジュールは、全地球航法衛星システムＧＮＳＳ（Ｇｌｏｂａｌ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ　Ｓｙｓｔｅｍ）衛星測定値をチェックして、複数の電離層格子点ＩＧＰ（Ｉｏｎｏｓｐｈｅｒｅ　Ｇｒｉｄ　Ｐｏｉｎｔ）に対するＧＮＳＳ衛星測定値の電離層貫通点ＩＰＰ（Ｉｏｎｏｓｐｈｅｒｅ　Ｐｉｅｒｃｅ　Ｐｏｉｎｔ）の近接度を決定する。ＧＢＡＳ地上システムは、ＩＧＰが許容可能な格子点電離層垂直遅延量誤差ＧＩＶＥ（Ｇｒｉｄ　Ｉｏｎｏｓｐｈｅｒｅ　Ｖｅｒｔｉｃａｌ　Ｅｒｒｏｒ）値を有するか確認する。ＧＢＡＳ地上システムは、ＩＧＰが許容可能な格子点電離層垂直遅延量誤差ＧＩＶＥ値を有するときは、ＧＮＳＳ衛星測定値が、オーバーバウンドされた垂直電離層勾配ＶＩＧ（Ｖｅｒｔｉｃａｌ　Ｉｏｎｏｓｐｈｅｒｅ　Ｇｒａｄｉｅｎｔ）の標準偏差σｖｉｇを使用する緩和に対して安全であると判断する。ＧＢＡＳ地上システムは、σｖｉｇを使用する緩和に対して安全であると判断された各ＧＮＳＳ衛星測定値が、精密進入に必要な垂直警報限界ＶＡＬ（Ｖｅｒｔｉｃａｌ　Ａｌｅｒｔ　Ｌｉｍｉｔ）に適合する垂直保護限界ＶＰＬ（Ｖｅｒｔｉｃａｌ　Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ　Ｌｉｍｉｔ）を生成できるか確認する。ＧＢＡＳ地上システムは、σｖｉｇを使用する緩和に対して安全であると判断されたＧＮＳＳ衛星測定値のうちの一定数が、精密進入に必要な垂直警報限界ＶＡＬに適合する垂直保護限界ＶＰＬを生成できるとき、オーバーバウンドされたσｖｉｇを航空機に伝える。
　また特許文献２には、ジオメトリスクリーニング処理インターバルごとに、使用可能な複数セットの衛星配置を決定し、それぞれのσｖｉｇ値を計算し、今回のインターバルの最初と最後のσｖｉｇ値の大きいほうを今回のインターバルのσｖｉｇ値とし、最高５つのσｖｉｇ値を算出するＧＢＡＳ地上システムが開示されている。
特開２０１６－９９３５３号公報 米国特許出願公開第２０１４／０２８５３７６号明細書
Ｌｅｅ，　Ｊ．，　Ｌｕｏ，　Ｍ．　ｅｔ　ａｌ．，　"Ｐｏｓｉｔｉｏｎ－Ｄｏｍａｉｎ　Ｇｅｏｍｅｔｒｙ　Ｓｃｒｅｅｎｉｎｇ　ｔｏ　Ｍａｘｉｍｉｚｅ　ＬＡＡＳ　Ａｖａｉｌａｂｉｌｉｔｙ　ｉｎ　ｔｈｅ　Ｐｒｅｓｅｎｃｅ　ｏｆ　Ｉｏｎｏｓｐｈｅｒｅ　Ａｎｏｍａｌｉｅｓ"，　Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ　ｏｆ　ＩＯＮ　ＧＮＳＳ　２００６，　Ｆｏｒｔ　Ｗｏｒｔｈ，　ＴＸ，　Ｓｅｐｔ．　２００６． Ｒａｍａｋｒｉｓｈｎａｎ，　Ｓ．，　Ｌｅｅ，　Ｊ．　ｅｔ　ａｌ．，　"Ｔａｒｇｅｔｅｄ　Ｅｐｈｅｍｅｒｉｓ　Ｄｅｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ　Ｐａｒａｍｅｔｅｒ　Ｉｎｆｌａｔｉｏｎ　ｆｏｒ　Ｉｍｐｒｏｖｅｄ　ＬＡＡＳ　Ａｖａｉｌａｂｉｌｉｔｙ　ｄｕｒｉｎｇ　Ｓｅｖｅｒｅ　Ｉｏｎｏｓｐｈｅｒｅ　Ａｎｏｍａｌｉｅｓ"，　Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ　ｏｆ　ＩＯＮ　ＮＴＭ　２００８，　Ｓａｎ　Ｄｉｅｇｏ，　ＣＡ，　Ｊａｎ．　２００８．
　最悪ケース測位誤差、および保護レベルの大きさは、ＧＢＡＳ機上システムが測位に使用している衛星の配置に依存する。非特許文献１及び２の構成では、ジオメトリスクリーニング処理を５分間隔程度で実施した場合、実施間隔の間に、衛星が地平線から昇ってきて使用可能衛星が増える、もしくは衛星が地平線の下に沈んで使用可能衛星が減ることが考えられる。衛星数変化により最悪ケース測位誤差が増大した場合、衛星数変化前には保護レベルがアラートリミット未満であったにもかかわらず、増大した最悪ケース測位誤差が許容可能なレベルを超え、安全性が喪失している可能性がある。
　逆に、衛星数変化により最悪ケース測位誤差が減少した場合、減少した最悪ケース測位誤差が許容可能なレベルを超えずＧＢＡＳが使用可能であるにもかかわらず、衛星数変化前には保護レベルがアラートリミットを超えていたためＧＢＡＳを使用しないと決定しており、システムのアベイラビリティを損なう可能性がある。
　特許文献１に開示される技術は、ＧＮＳＳ衛星測定値の電離層貫通点ＩＰＰに近接するＩＧＰが許容可能な格子点電離層垂直遅延量誤差ＧＩＶＥ値を有するときＧＮＳＳ衛星測定値がオーバーバウンドされた垂直電離層勾配ＶＩＧの標準偏差σｖｉｇを使用する緩和に対して安全であることを判断するものにすぎない。特許文献１に開示されている構成では、使用可能な衛星数が変化してからジオメトリスクリーニングが実施されるまでの間は実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性又はアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれがある。
　特許文献２には、ジオメトリスクリーニング処理の今回のインターバルの最初と最後のσｖｉｇ値の大きいほうを今回のインターバルのσｖｉｇ値とすることは開示されている。しかしながら特許文献２に開示されている構成でも、使用可能な衛星数が変化してからジオメトリスクリーニングが実施されるまでの間は実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性又はアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれがある。
　本発明は、実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性及びアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれのある期間を極力短くすることが可能な地上型衛星航法補強システム及びジオメトリスクリーニング方法を提供することを目的の１つとする。
　本発明の１側面による地上型衛星航法補強システムは、エポック毎に使用可能な衛星の集合の変化を検出するジオメトリ変化検出部と、前記使用可能な衛星の集合の変化に基づいて前記ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示するジオメトリスクリーニング開始指示部と、前記処理開始の指示に基づきジオメトリスクリーニング処理を行うジオメトリスクリーニング処理部と、を有している。
　本発明の他の側面によるジオメトリスクリーニング方法は、エポック毎に使用可能な衛星の集合の変化を検出し、前記使用可能な衛星の集合の変化に基づいてジオメトリスクリーニングの処理開始を指示し、前記処理開始の指示に基づきジオメトリスクリーニング処理を行う。
　本発明によれば、地上型衛星航法補強システム及びジオメトリスクリーニング方法において、実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性及びアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれのある期間を極力短くすることが可能になる。
図１は、第１の実施形態の構成を示すブロック図である。 図２は、ジオメトリ変化検出部の構成を示すブロック図である。 図３は、図１のエポック毎にジオメトリスクリーニング処理開始を判断する動作を示すフローチャートである。 図４は、図１のエポック毎にジオメトリの変化を確認する動作を示すフローチャートである。 図５は、ジオメトリ変化検出部の変形例の構成を示すブロック図である。 図６は、図５のジオメトリ変化検出部のエポック毎のジオメトリ変化確認動作を示すフローチャートである。 図７は、第２の実施形態の構成を示すブロック図である。 図８は、図７のエポック毎にジオメトリスクリーニング処理開始を判断する動作を示すフローチャートである。
　以下、図面を参照して本発明の第１の実施形態について説明する。図１は第１の実施形態の構成を示すブロック図である。図１に示すように、地上型衛星航法補強システム１は、受信部１１と、ジオメトリ変化検出部１２と、ジオメトリスクリーニング開始指示部１３と、定期実行エポック記憶部１４と、ジオメトリスクリーニング処理部１５と、ジオメトリ記憶部１６と、送信部１７を備えている。
　受信部１１は、ＧＮＳＳ衛星からの信号や航空機に搭載されている機上システムから送信される航空機の識別情報及び位置情報などを含む信号を受信する。
　ジオメトリ変化検出部１２は、使用可能衛星の集合（ジオメトリ）が変化したか確認して、ジオメトリが変化した場合、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する。なおジオメトリ変化検出部１２は、図示しない記憶部に記憶されているジオメトリスクリーニング処理実行フラグを、実行することを示す値にセットすることでジオメトリスクリーニング処理の開始を指示してもよい。
　図２は、ジオメトリ変化検出部の構成を示すブロック図である。図２に示すように、ジオメトリ変化検出部１２は、電離層貫通点位置計算部１２１と、記憶部１２２と、ジオメトリ変化判断部１２３を備えている。
　電離層貫通点位置計算部１２１は、全ての衛星についてエポック毎、例えば２秒毎に、地上型衛星航法補強システム１の、位置が正確にわかっているレファレンスポイントから各衛星を見た時の電離層貫通点の位置、すなわち緯度、経度を計算する。
　また衛星が使用可能となる電離層貫通点の位置範囲である使用可能電離層貫通点範囲が予め記憶部１２２に記憶されている。なお衛星が使用可能となる電離層貫通点の位置範囲は、例えば、予め厳密に位置が調査されているレファレンスポイントからみて衛星が地平線より上に見える電離層貫通点の位置範囲であるとしてよい。さらにエポック毎に電離層異常範囲が取得できる場合は、上記の位置範囲から電離層異常範囲を除いた位置範囲としてもよい。
　ジオメトリ変化判断部１２３は、電離層貫通点の位置に基づいて電離層貫通点の位置が使用可能電離層貫通点範囲内にある衛星を今回のエポックの使用可能衛星の集合として特定する。そしてジオメトリ変化判断部１２３は、ジオメトリ記憶部１６に記憶されている前回のジオメトリスクリーニング処理実行時の使用可能衛星の集合と比較し、使用可能衛星の集合に変化があったかを確認する。ジオメトリ変化判断部１２３は、使用可能な衛星の集合が変化したか否か確認した結果をジオメトリスクリーニング開始指示部１３に出力する。
　図１に戻り、第１の実施形態の構成について説明する。ジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、ジオメトリ変化判断部１２３から出力される確認結果が、使用可能な衛星の集合が変化したことを示すものであった場合、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する。
　また定期実行エポック記憶部１４は、規定インターバルでジオメトリスクリーニング処理を実行する実行タイミングを示す定期実行エポックをあらかじめ記憶しており、ジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、エポック毎に、今回のエポックが、定期ジオメトリスクリーニングを実行する定期実行エポックであるか確認する。今回のエポックが定期実行エポックであった場合には、ジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する。
　なおジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、図示しないジオメトリスクリーニング処理実行フラグを、実行することを示す値、例えば“１”にセットすることでジオメトリスクリーニング処理の開始を指示してもよい。
　ジオメトリスクリーニング処理部１５は、ジオメトリスクリーニングの処理開始指示がされているか判断し、処理開始指示がされている場合に、ジオメトリ変化検出部１２が特定した今回のエポックにおける使用可能衛星の集合についてジオメトリスクリーニング処理を実行する。なおジオメトリスクリーニング処理部１５は、図示しないジオメトリスクリーニング処理実行フラグを参照し、実行することを示す値、例えば“１”になっている場合、ジオメトリスクリーニング処理を実行するよう構成されてもよい。またジオメトリスクリーニング処理部１５は、ジオメトリスクリーニング処理を実行した時点の使用可能な衛星の集合をジオメトリ記憶部１６に記憶する。
　ジオメトリスクリーニング処理は公知の処理を用いてよい。例えばジオメトリスクリーニング処理部１５は、まずジオメトリ変化検出部１２が特定した今回のエポックにおける使用可能衛星の集合から全部、または一部の衛星を抽出し、複数の処理対象のサブセットジオメトリを決定する。なおサブセットジオメトリとは、使用可能衛星の集合から全部、または一部の衛星を抽出した、衛星の組み合わせを示す。ジオメトリスクリーニング処理部１５は、航空機に搭載されている機上システムがここで決定したサブセットジオメトリのいずれを使用していてもインテグリティを担保できるように、インテグリティパラメータを決定する。ジオメトリスクリーニング処理部１５は、実行したジオメトリスクリーニング処理の出力を総合して、サポートする全てのアプローチでインテグリティを担保するためのインテグリティパラメータを決定する。ジオメトリスクリーニング処理部１５は、インテグリティパラメータを決定すると、決定されたインテグリティパラメータを送信部１７に出力する。
　送信部１７は、ジオメトリスクリーニング処理部１５から出力されたインテグリティパラメータを含む補強情報を、航空機に搭載されている機上システムに送信する。
　次に、本実施形態の動作について説明する。図３は、本実施形態のエポック毎にジオメトリスクリーニングの処理開始を判断する動作を示すフローチャートである。図３に示すように、まず定期実行エポック記憶部１４は、予めジオメトリスクリーニング処理を定期的に実行する定期実行タイミングを記憶する（ステップＳ１）。
　次にジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、今回のエポックが定期実行エポックであるかを確認し（ステップＳ２）、定期実行エポックである場合は、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する（ステップＳ３）。なお上述のようにジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、処理開始指示フラグを１にセットすることでジオメトリスクリーニングの処理開始を指示してもよい。
　またジオメトリ変化検出部１２は、エポック毎にジオメトリが変化したか確認し（ステップＳ４）、ジオメトリスクリーニング開始指示部１３にジオメトリ変化の確認結果を通知する。ジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、ジオメトリが変化したか判断し（ステップＳ５）、変化した場合、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する（ステップＳ６）。
　ジオメトリスクリーニング処理部１５は、ジオメトリスクリーニングの処理開始指示がされているか判断し（ステップＳ７）、処理開始指示がされている場合に、ジオメトリスクリーニング対象のジオメトリスクリーニング処理を実行する（ステップＳ８）。
　図４は、ジオメトリ変化検出部のエポック毎のジオメトリ変化確認動作を示すフローチャートである。まず電離層貫通点位置計算部１２１は、エポック毎に、全ての衛星について地上型衛星航法補強システム１のレファレンスポイントから各衛星を見た時の電離層貫通点の位置、すなわち緯度、経度を計算する（ステップＳ１１）。
　ジオメトリ変化判断部１２３は、電離層貫通点の位置に基づいて今回のエポックの使用可能衛星の集合を特定する（ステップＳ１２）。具体的にはジオメトリ変化判断部１２３は、ジオメトリ記憶部１６に記憶されている前回のジオメトリスクリーニング処理実行時の使用可能衛星の集合と今回のエポックの使用可能衛星の集合を比較し、変化したかを確認する（ステップＳ１５）。ジオメトリ変化判断部１２４は、確認した結果、使用可能衛星の集合が変化したか否かをジオメトリスクリーニング開始指示部１３に出力する。
　以上、説明したように、本実施形態によれば、エポック毎に、前回のジオメトリスクリーニング処理実行時と使用可能な衛星の集合が変化したかを確認し、変化があった場合はジオメトリスクリーニングの処理開始を指示し、ジオメトリスクリーニング処理を実行する。これにより、実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性及びアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれのある期間を極力短くすることができる。
　以上、実施形態を参照して本願発明を説明したが、本願発明は上記実施形態に限定されるものではない。本願発明の構成や詳細には、本願発明のスコープ内で当業者が理解し得る様々な変更をすることができる。
　例えば、ジオメトリ変化検出部１２は、電離層貫通点の位置に基づいて今回のエポックの使用可能衛星の集合を特定するものとして説明したがこれに限らない。図５は、ジオメトリ変化検出部の変形例の構成を示すブロック図である。図５に示すように、本変形例のジオメトリ変化検出部２２は、電離層貫通点速度計算部２２１を備え、ジオメトリ変化判断部２２３は、電離層貫通点の位置及び移動速度に基づいて今回のエポックの使用可能衛星の集合を特定する点が主に図２のジオメトリ変化検出部１２と異なる。
　記憶部２２２は、予め衛星が使用可能となる電離層貫通点の位置範囲である使用可能電離層貫通点範囲を記憶しているとともに、電離層貫通点速度計算のため、電離層貫通点位置計算部１２１がエポック毎に計算した全ての衛星の電離層貫通点の位置を格納する。
　電離層貫通点速度計算部２２１は、全ての衛星について記憶部２２２から前回のエポックの電離層貫通点の位置を取得し、今回のエポックの電離層貫通点の位置を電離層貫通点位置計算部１２１から取得し、これらの差から電離層貫通点の移動速度を算出する。
　また本変形例のジオメトリ変化判断部２２３は、今回のエポック時点のみではなく、次回のエポックまで期間、使用可能電離層貫通点範囲内にある衛星を使用可能衛星の集合を特定する。すなわち、ジオメトリ変化判断部２２３は、電離層貫通点速度計算部２２１が計算した移動速度を基に、次回のエポックにおける電離層貫通点を計算し、今回及び次回のエポックにおける電離層貫通点が両方とも使用可能電離層貫通点範囲内にある衛星を使用可能衛星とする。
　図６は、図５のジオメトリ変化検出部のエポック毎のジオメトリ変化確認動作を示すフローチャートである。まず電離層貫通点位置計算部１２１は、エポック毎に、全ての衛星について地上型衛星航法補強システム１のレファレンスポイントから各衛星を見た時の電離層貫通点の位置、すなわち緯度、経度を計算する（ステップＳ１１）。次に電離層貫通点位置計算部１２１は各エポックにおいて計算した全ての衛星の電離層貫通点の位置を記憶部２２２に格納する（ステップＳ２１）。電離層貫通点速度計算部２２１は、今回のエポックにおける電離層貫通点の位置を電離層貫通点位置計算部１２１から取得し、記憶部２２２から前回のエポックにおける電離層貫通点の位置を取得し、これらの差から電離層貫通点の移動速度を算出する（ステップＳ２２）。
　そしてジオメトリ変化判断部２２３は、電離層貫通点の位置及び移動速度に基づいて今回のエポックの使用可能衛星の集合を特定する。具体的にはジオメトリ変化判断部２２３は、今回のエポック時点のみではなく、次回のエポックまでの期間、使用可能電離層貫通点範囲内にある衛星を使用可能衛星の集合を特定する。すなわち、ジオメトリ変化判断部２２３は、電離層貫通点速度計算部２２１が計算した移動速度を基に次回のエポックにおける電離層貫通点を計算する。そして今回のエポックにおける電離層貫通点と次回のエポックにおける電離層貫通点の両方が記憶部２２２に記憶されている使用可能電離層貫通点範囲内にある衛星を使用可能衛星の集合を特定する（ステップＳ２３）。
　そしてジオメトリ変化判断部２２３は、ジオメトリ記憶部１６に記憶されている前回のジオメトリスクリーニング処理実行時の使用可能衛星の集合と比較し、変化したかを確認する（ステップＳ１３）。ジオメトリ変化判断部２２３は、確認した結果、使用可能衛星の集合が変化したか否かをジオメトリスクリーニング開始指示部１３に出力する。
　以上、説明したように、このような構成によれば、次回のエポックまでに使用可能衛星ではなくなる衛星は使用可能衛星としないので、安全性を低下させることなく、かつ、実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性及びアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれのある期間を極力短くすることができる。
　次に第２の実施形態について説明する。図７は第２の実施形態の構成を示すブロック図である。図７に示すように、地上型衛星航法補強システム２は、ジオメトリ変化検出部１２と、ジオメトリスクリーニング開始指示部１３と、ジオメトリスクリーニング処理部１５を備えている。
　ジオメトリ変化検出部１２は、第１の実施形態と同様、使用可能衛星の集合（ジオメトリ）が変化したか確認して、ジオメトリが変化した場合、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する。ジオメトリ変化検出部１２は、図２に示す電離層貫通点位置計算部１２１と、記憶部１２２と、ジオメトリ変化判断部１２３を備えてもよい。ジオメトリ変化判断部１２３は、上述のように、電離層貫通点の位置に基づいて電離層貫通点の位置が使用可能電離層貫通点範囲内にある衛星を今回のエポックの使用可能衛星の集合として特定する。そしてジオメトリ変化判断部１２３は、ジオメトリスクリーニング処理部１５が前回、ジオメトリスクリーニング処理実行した時の使用可能衛星の集合と比較し、使用可能衛星の集合に変化があったかを確認する。ジオメトリ変化判断部１２３は、使用可能な衛星の集合が変化したか否か確認した結果をジオメトリスクリーニング開始指示部１３に出力する。またジオメトリ変化検出部１２は、図５に示す電離層貫通点位置計算部１２１と、電離層貫通点速度計算部２２１と、記憶部２２２と、ジオメトリ変化判断部２２３を備えてもよい。ジオメトリ変化判断部２２３は、上述のように、電離層貫通点の位置及び移動速度に基づいて今回及び次回のエポックにおける電離層貫通点が両方とも使用可能電離層貫通点範囲内にある衛星を使用可能衛星として、今回のエポックの使用可能衛星の集合を特定する。そしてジオメトリ変化判断部２２３は、ジオメトリスクリーニング処理部１５が前回、ジオメトリスクリーニング処理実行した時の使用可能衛星の集合と比較し、使用可能衛星の集合に変化があったかを確認し、確認した結果をジオメトリスクリーニング開始指示部１３に出力する。
　ジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、第１の実施形態と同様に、ジオメトリ変化検出部１２から出力される確認結果が、使用可能な衛星の集合が変化したことを示すものであった場合、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する。なおジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、図示しないジオメトリスクリーニング処理実行フラグを、実行することを示す値、例えば“１”にセットすることでジオメトリスクリーニング処理の開始を指示してもよい。
　ジオメトリスクリーニング処理部１５は、第１の実施形態と同様に、ジオメトリスクリーニングの処理開始指示がされているか判断し、処理開始指示がされている場合に、ジオメトリ変化検出部１２が特定した今回のエポックにおける使用可能衛星の集合についてジオメトリスクリーニング処理を実行する。なおジオメトリスクリーニング処理部１５は、図示しないジオメトリスクリーニング処理実行フラグを参照し、実行することを示す値、例えば“１”になっている場合、ジオメトリスクリーニング処理を実行するよう構成されてもよい。ジオメトリスクリーニング処理部１５は、公知のジオメトリスクリーニング処理を用いてよい。
　次に、本実施形態の動作について説明する。図８は、本実施形態のエポック毎にジオメトリスクリーニングの処理開始を判断する動作を示すフローチャートである。図８に示すように、本実施形態は第１の実施形態のステップＳ４からＳ８の動作を行う。まずジオメトリ変化検出部１２は、エポック毎にジオメトリが変化したか確認し（ステップＳ４）、ジオメトリスクリーニング開始指示部１３にジオメトリ変化の確認結果を通知する。ジオメトリスクリーニング開始指示部１３は、ジオメトリが変化したか判断し（ステップＳ５）、変化した場合、ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示する（ステップＳ６）。
　ジオメトリスクリーニング処理部１５は、ジオメトリスクリーニングの処理開始指示がされているか判断し（ステップＳ７）、処理開始指示がされている場合に、ジオメトリスクリーニング対象のジオメトリスクリーニング処理を実行する（ステップＳ８）。
　このような構成によっても、第１の実施形態と同様、実施されたジオメトリスクリーニング処理結果の安全性及びアベイラビリティの判断が適切ではない状態となるおそれのある期間を極力短くするという効果を奏することができる。
　この出願は、２０１７年３月２７日に出願された日本出願特願２０１７－０６０９７７を基礎とする優先権を主張し、その開示の全てをここに取り込む。
　１、２　　地上型衛星航法補強システム
　１１　　受信部
　１２、２２　　ジオメトリ変化検出部
　１２１　　電離層貫通点位置計算部
　１２４、２２３　　ジオメトリ変化判断部
　１３　　ジオメトリスクリーニング開始指示部
　１４　　定期実行エポック記憶部
　１５　　ジオメトリスクリーニング処理部
　１６　　ジオメトリ記憶部
　１７　　送信部
　２２１　　電離層貫通点速度計算部
　２２２　　記憶部

Claims (6)

  1. 　エポック毎に使用可能な衛星の集合の変化を検出するジオメトリ変化検出手段と、
    　前記使用可能な衛星の集合の変化に基づいてジオメトリスクリーニングの処理開始を指示するジオメトリスクリーニング開始指示手段と、
    　前記処理開始の指示に基づきジオメトリスクリーニング処理を行うジオメトリスクリーニング処理手段と、
    　を有する地上型衛星航法補強システム。
  2. 　ジオメトリスクリーニング処理時の使用可能な衛星の集合を記憶するジオメトリ記憶手段を有し、
    　前記ジオメトリ変化検出手段は、前記ジオメトリ記憶手段を参照して前記使用可能な衛星の集合の変化を判断するジオメトリ変化判断手段を有する、
    　請求項１に記載の地上型衛星航法補強システム。
  3. 　前記ジオメトリ変化検出手段は、
    　　エポック毎にレファレンスポイントから各衛星を見た時の電離層貫通点の位置を計算する電離層貫通点位置計算手段を有し、
    　前記ジオメトリ変化判断手段は、前記電離層貫通点の前記位置に基づいて使用可能衛星の集合を特定する、
    　請求項２に記載の地上型衛星航法補強システム。
  4. 　前記ジオメトリ変化検出手段は、
    　　エポック毎にレファレンスポイントから各衛星を見た時の電離層貫通点の位置を求める電離層貫通点位置計算手段と、
    　　前記電離層貫通点の移動速度を計算する電離層貫通点速度計算手段と、を有し、
    　前記ジオメトリ変化判断手段は、前記電離層貫通点の前記位置及び前記移動速度に基づいて使用可能衛星の集合を特定する、
    　請求項２に記載の地上型衛星航法補強システム。
  5. 　ジオメトリスクリーニング処理を定期的に実行する定期実行エポックを記憶する記憶手段を有し、
    　前記ジオメトリスクリーニング開始指示手段は、今回のエポックが前記定期実行エポックである場合は、前記ジオメトリスクリーニングの前記処理開始を指示する、
    　請求項１から４のいずれかに記載の地上型衛星航法補強システム。
  6. 　エポック毎に使用可能な衛星の集合の変化を検出し、
    　前記使用可能な衛星の集合の変化に基づいて前記ジオメトリスクリーニングの処理開始を指示し、
    　前記処理開始の指示に基づきジオメトリスクリーニング処理を行う、
    　ジオメトリスクリーニング方法。
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