WO2019012951A1 - 方位推定装置 - Google Patents

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WO2019012951A1
WO2019012951A1 PCT/JP2018/023807 JP2018023807W WO2019012951A1 WO 2019012951 A1 WO2019012951 A1 WO 2019012951A1 JP 2018023807 W JP2018023807 W JP 2018023807W WO 2019012951 A1 WO2019012951 A1 WO 2019012951A1
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WO
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azimuth
unit
reliability
state variable
doppler
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PCT/JP2018/023807
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朗 宮島
克宏 松岡
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株式会社デンソー
トヨタ自動車株式会社
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Priority to US16/730,509 priority patent/US11409006B2/en

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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • 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
    • G01S19/396—Determining accuracy or reliability of position or pseudorange measurements
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G—PHYSICS
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    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/48—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system
    • G01S19/49—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system whereby the further system is an inertial position system, e.g. loosely-coupled
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    • 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
    • G01S19/53—Determining attitude

Definitions

  • the present disclosure relates to an azimuth estimation device that estimates an azimuth in which a moving object moves.
  • the azimuth is updated by adding an azimuth change amount determined from a value detected by the yaw rate sensor to the reference azimuth.
  • the velocity is estimated from the detection value of the velocity sensor or the acceleration sensor.
  • the orientation can be estimated with high accuracy. Therefore, it is considered to use the azimuth estimated by the method disclosed in Patent Document 1 as the reference azimuth used in the autonomous navigation.
  • the error of the estimated azimuth may increase if the azimuth is always set as the reference azimuth.
  • An object of the present disclosure is to provide an azimuth estimation device capable of suppressing an increase in an error of an azimuth estimated in autonomous navigation.
  • An azimuth estimation apparatus is an azimuth estimation apparatus which is mounted on a mobile body and sequentially estimates an azimuth in which the mobile body moves, and includes the Doppler shift frequency of the navigation signal received by the GNSS receiver.
  • a satellite data acquisition unit for acquiring in time series a sensor data acquisition unit for acquiring in time series the yaw rate of a mobile from a yaw rate sensor used in the mobile, and a plurality of Doppler shifts acquired in time series It is an equation for estimating the azimuth of a mobile at each time, which is formulated based on frequency, and based on an equation in which unknown parameters changing at each time are constrained by an azimuth angle variation calculated based on a yaw rate.
  • a Doppler orientation estimation unit for estimating the orientation of the mobile object, and an elapsed time after the reference orientation for which the amount of change in azimuth is added in the autonomous navigation is updated.
  • State variable determining unit that determines the state variable representing the reliability of the azimuth, and the state variable determined by the state variable determining unit have a value indicating that the reliability of the azimuth is low. From a plurality of sets of evaluation parameter threshold groups for determining whether to adopt the orientation estimated by the estimation unit as a reference orientation, select an evaluation parameter threshold group that easily meets the adoption condition even if the azimuth angle reliability is low.
  • a threshold selection unit an evaluation parameter calculation unit that calculates a plurality of evaluation parameters for evaluating the reliability of the direction when the Doppler direction estimation unit estimates the direction, a plurality of evaluation parameters, and a threshold selection unit; By adopting the azimuth estimated by the Doppler azimuth estimation unit as the reference azimuth based on the comparison with the selected evaluation parameter threshold value group and the judgment that the adoption condition is satisfied. Comprising a adoption determination unit for constant, the.
  • an azimuth estimation apparatus is an azimuth estimation apparatus which is mounted on a mobile body and sequentially estimates an azimuth in which the mobile body moves, and is a Doppler shift of a navigation signal received by a GNSS receiver.
  • the direction of the mobile is determined based on an equation in which unknown parameters, which change from time to time, are constrained by linearization of the magnitude of the velocity of the mobile and time change of the clock drift.
  • a state that represents the reliability of the azimuth, which increases according to the elapsed time since the reference azimuth to which the amount of change in the azimuth calculated based on the yaw rate is added is updated.
  • the state estimated by the Doppler direction estimation unit is adopted as the reference direction as the state variable determination unit which determines the variable and the state variable determined by the state variable determination unit have a value indicating that the reliability of the azimuth is lower.
  • Threshold selection unit for selecting the evaluation parameter threshold value group that easily meets the adoption condition even if the azimuth angle reliability is low, from the plurality of sets of evaluation parameter threshold value groups for determining whether or not
  • an evaluation parameter calculation unit that calculates a plurality of evaluation parameters for evaluating the reliability of the direction, a plurality of evaluation parameters, and a threshold selection unit are selected.
  • These azimuth estimation devices determine a state variable that represents the magnitude of the reliability of the azimuth, and the evaluation parameter to be compared with a plurality of evaluation parameters as the state variable indicates that the reliability of the azimuth is lower.
  • the threshold value group is set as an evaluation parameter threshold value group that can easily satisfy the adoption condition even if the azimuth angle reliability is low. Thereby, the direction estimated by the Doppler direction estimation unit is adopted as the reference direction even if the reliability is not high enough. Therefore, since the reference azimuth is likely to be updated early, it is possible to suppress an increase in the error of the azimuth estimated in the autonomous navigation.
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of a direction estimation apparatus
  • FIG. 2 is a flowchart showing processing performed by the Doppler direction estimation unit of FIG.
  • FIG. 3 is a flowchart showing processing performed by the INS orientation determination unit of FIG.
  • FIG. 4 is a diagram showing an orientation reliability class determination table used in the partial process of FIG. 3
  • FIG. 5 is a diagram showing a threshold value group selection table used in the partial process of FIG. 3
  • FIG. 6 is a diagram showing an evaluation parameter threshold value group list.
  • the azimuth estimation apparatus 100 shown in FIG. 1 is mounted on a vehicle 1 which is a moving body together with a GNSS receiver 2, a vehicle speed sensor 3, a gyro sensor 4, and a shift position sensor 5.
  • vehicle 1 When the vehicle 1 is powered on, the azimuth estimation device 100 sequentially estimates the azimuth angle ⁇ while power is supplied to the azimuth estimation device 100 to which power is also supplied to the azimuth estimation device 100.
  • the GNSS receiver 2 receives a navigation signal transmitted by a navigation satellite Si provided in a Global Navigation Satellite System (GNSS).
  • GNSS Global Navigation Satellite System
  • i is the number of the navigation satellite.
  • GNSS is GPS, for example.
  • the navigation signal is superimposed on a carrier wave and transmitted from the navigation satellite Si as a radio wave.
  • the radio waves transmitted by the navigation satellite Si will be referred to as GNSS radio waves.
  • the GNSS receiver 2 demodulates the received GNSS radio wave and takes out a navigation signal.
  • the navigation data includes the satellite number of the navigation satellite Si, the ephemeris which is the orbit information of the navigation satellite Si, the time when the navigation satellite Si transmits a radio wave, and the like.
  • the satellite position (X si , Y si , Z si ) of each navigation satellite Si is calculated based on the time of transmission of the ephemeris and GNSS radio waves of each navigation satellite Si.
  • the pseudo distance ii is calculated by multiplying the time difference between the time when the navigation satellite Si transmits the GNSS radio wave and the time when the GNSS receiver 2 receives the GNSS radio wave, that is, the radio wave propagation time, by the speed of light C.
  • Doppler shift frequency D i is the frequency of the radio wave of a carrier navigation satellite Si transmits a frequency difference between the frequency of the GNSS radio waves received carrier.
  • the carrier frequency of the radio wave transmitted by the navigation satellite Si is predetermined, and this frequency is stored in advance in a predetermined storage unit provided in the GNSS receiver 2.
  • the GNSS receiver 2 outputs the S / N of the navigation signal, which is a received signal, and the time when the navigation signal is received to the azimuth estimation apparatus 100 at a constant cycle.
  • the information that the GNSS receiver 2 outputs to the heading estimation apparatus 100 is the information before the position is calculated in satellite navigation.
  • information before the position is calculated in satellite navigation is satellite data.
  • the fixed cycle in which the GNSS receiver 2 outputs satellite data is, for example, between 200 milliseconds and 400 milliseconds.
  • a plurality of navigation satellites Si exist.
  • the GNSS receiver 2 determines satellite data from all navigation signals that can be demodulated from GNSS radio waves, and outputs all the determined satellite data to the azimuth estimation apparatus 100.
  • the vehicle speed sensor 3 detects the rotational speed of the wheels of the vehicle 1.
  • the vehicle speed sensor 3 outputs a signal indicating the rotation speed of the wheel to the heading estimation device 100.
  • the gyro sensor 4 detects the rotational angular velocity around the yaw axis, the pitch axis, and the roll axis of the vehicle 1, and outputs a signal indicating the detected rotational angular velocity to the azimuth estimation apparatus 100.
  • the gyro sensor 4 functions as a yaw rate sensor because it detects a rotational angular velocity around the yaw axis, that is, a yaw rate.
  • the shift position sensor 5 detects the shift position of the vehicle 1 and outputs a signal indicating the shift position to the heading estimation device 100.
  • the signal output from the shift position sensor 5 determines whether the moving direction of the vehicle 1 is forward or reverse.
  • the vehicle speed sensor 3, the gyro sensor 4, and the shift position sensor 5 are behavior detection sensors 6 that output signals indicating the motion, that is, the behavior of the vehicle 1.
  • the direction estimation apparatus 100 is a computer including a CPU, a ROM, a RAM, and the like (not shown).
  • the CPU executes a program stored in a non-transitional tangible storage medium such as a ROM while utilizing a temporary storage function of the RAM.
  • the azimuth estimation apparatus 100 performs the functions as the satellite data acquisition unit 101, the sensor data acquisition unit 102, the Doppler azimuth estimation unit 103, and the INS azimuth determination unit 104. When these functions are performed, a method corresponding to a program stored in the non-transitional tangible storage medium is performed.
  • part or all of the functions executed by the direction estimation apparatus 100 may be configured as hardware by one or more ICs or the like.
  • the satellite data acquisition unit 101 acquires satellite data from the GNSS receiver 2 in time series at a satellite data acquisition cycle, and stores the acquired satellite data in the satellite data storage unit 110.
  • the satellite data acquisition cycle is the same as the cycle in which the GNSS receiver 2 outputs satellite data.
  • the satellite data storage unit 110 is a writable storage medium, and may be volatile or non-volatile.
  • a RAM can be used for the satellite data storage unit 110.
  • the sensor data acquisition unit 102 acquires the signal detected by the behavior detection sensor 6 in time series in the sensor value acquisition cycle.
  • the sensor value acquisition cycle is shorter than the cycle in which the GNSS receiver 2 outputs the navigation signal, and is, for example, several tens of milliseconds.
  • the sensor data acquisition unit 102 stores the acquired signal in the sensor data storage unit 111.
  • the sensor data storage unit 111 is a writable storage medium, and may be volatile or non-volatile.
  • a RAM can be used.
  • the sensor data storage unit 111 can use the same storage medium as the satellite data storage unit 110.
  • the Doppler azimuth estimation unit 103 calculates an azimuth (that is, an azimuth initial value) ⁇ 0 in the traveling direction of the vehicle 1 at the initial time using the azimuth estimation formula shown in equation (1). Note that the initial time, a time of updating the azimuth initial value theta 0.
  • Formula (1) is a formula described in Patent Document 1 as Formula (6).
  • Vs i is the velocity in the direction of the satellite
  • t is the time
  • V wheel is the detected value of the vehicle speed sensor 3
  • ⁇ gyro is the amount of change in azimuth of the traveling direction of the vehicle 1, ie, relative azimuth
  • Cbv 0 The clock drift at the initial time
  • A is the inclination of the time change of the clock drift Cbv
  • Gx and Gy are the x component and the y component of the gaze vector from the vehicle 1 to the navigation satellite Si.
  • the satellite directional velocity Vs i on the left side of the equation (1) is calculated from the equation (2).
  • the first term on the right hand side of, means a relative speed Vr i of the vehicle 1 with respect to a navigation satellite Si
  • D i is a Doppler shift frequency. Therefore, equation (1) is to calculate the azimuth initial value ⁇ 0 using the Doppler shift frequency D i .
  • the Doppler shift frequency D i that is included in the satellite data stored in the satellite data storage unit 110 (3) are substituted into equation calculates the present relative speed Vr i of the vehicle with respect to a navigation satellite Si Do.
  • C is the speed of light
  • F is the frequency of GNSS radio waves transmitted by the navigation satellite Si.
  • the current position P ( Xv , Yv , Zv ) of the vehicle 1 is calculated.
  • the position P of the vehicle 1 is used to calculate a gaze vector (Gx i , Gy i , Gz i ) from the vehicle 1 to the navigation satellite Si.
  • position P (X v , X v , the unknown value) by establishing four or more simultaneous equations using the navigation signal.
  • Y v , Z v ) and clock drift Cbv can be calculated.
  • the position of the vehicle 1 here is used to calculate a gaze vector (Gx i , Gy i , Gz i ) from the vehicle 1 to the navigation satellite Si in the next S4. Since the navigation satellite Si is located far away, the current position used to determine the angle between the navigation satellite Si and the vehicle 1 may be less accurate. Therefore, four or more high quality signals may not be received.
  • the coordinates (X v , Y v , Z v ) of the current vehicle 1 can be calculated using four or more navigation signals including a signal that can not be determined to be of good quality. it can.
  • the coordinates (X v , Y v , Z v ) of the vehicle 1 are determined such that the residual of the pseudo distance i i is minimized.
  • the position P (X v , Y v , Z v ) of the vehicle 1 may be determined by a method with low precision other than the position determination using the pseudo distance i i . Although it depends on the estimation accuracy permitted by the system etc., if the position error of the vehicle 1 is in the range of several hundred meters, the speed estimation error is 1 m / sec or less and there is no big problem. Therefore, for example, the position may be determined from a map or the like, and the position P ( Xv , Yv , Zv ) of the vehicle 1 is determined from information such as the measurement history of the past position and beacons. It is also good.
  • a gaze vector (Gx i , Gy i , Gz i ) from the vehicle 1 to the navigation satellite Si is calculated.
  • the x component, y component, and z component of the gaze vector are calculated from equation (4).
  • t t i is the pseudorange of the navigation satellite Si at time t
  • (X t si , Y t si , Z t si ) is the satellite position of the navigation satellite Si at time t
  • (X t V, Y t V , Z t V) is the current position of the vehicle 1 at time t, is calculated at S3.
  • the unknown parameters ⁇ 0 , Cbv 0 , and A are the same even if the time is different as long as the initial time and thereafter. Therefore, it is not necessary to establish three equations at the same time, and if the equation number established at a plurality of times is three or more in total, unknown parameters can be determined. For example, even if the number of observation satellites at three times (t 0 , t 1 , t 2 ) is one, the azimuth initial value ⁇ 0 can be determined using observed satellite data.
  • the INS azimuth determination unit 104 multiplies the yaw rate obtained from the detection value of the gyro sensor 4 which is an inertial sensor by the sensor value acquisition period to calculate the azimuth angle change amount (that is, the relative azimuth angle ⁇ gyro ).
  • the azimuth angle change amount is added to the reference azimuth to determine the azimuth angle ⁇ .
  • the reference azimuth is the azimuth initial value ⁇ 0 estimated by the Doppler azimuth estimation unit 103.
  • the INS azimuth determination unit 104 updates the azimuth angle ⁇ in the sensor value acquisition cycle.
  • the azimuth angle ⁇ is obtained by adding the relative azimuth angle ⁇ gyro to the azimuth initial value ⁇ 0 which is the reference azimuth.
  • the process which the INS direction determination part 104 performs is demonstrated using FIG.
  • the INS azimuth determination unit 104 executes the process shown in FIG. 3 in the sensor value acquisition cycle.
  • the Doppler direction estimation unit 103 determines whether the calculated azimuth angle initial value theta 0. Satellite data is required to calculate the azimuth initial value ⁇ 0 . Satellite data is acquired at a satellite data acquisition cycle longer than the sensor value acquisition cycle. Also, if the radio environment is poor, navigation signals may not be received. Therefore, the determination of S11 may be NO. If the Doppler orientation estimation unit 103 has calculated the azimuth initial value ⁇ 0 since the previous execution of FIG. 3, the determination in S11 is YES. If the determination in S11 is YES, the process proceeds to S12.
  • Doppler orientation azimuth Doppler direction estimation unit 103 estimates, i.e., to mean azimuth initial value theta 0. That the Doppler orientation estimation is continuing means that the Doppler orientation estimation unit 103 can continuously estimate the orientation. It is assumed that the Doppler azimuth estimation is continuing when the Doppler azimuth estimation unit 103 can continuously estimate the azimuth for a predetermined time or more for each satellite data acquisition cycle. The fixed time is set to a time equal to or more than a plurality of satellite data acquisition cycles, for example, 1 second.
  • the orientation reliability class is set to the highest class in S13.
  • the value of the state variable S is set to 0. The state variable S will be described in S14. After S13, the process proceeds to S19.
  • a state variable S is calculated.
  • the state variable S is calculated using equation (5).
  • S 0 is an initial value of the state variable S.
  • the initial value S 0 is a value used until S13 is performed after the azimuth estimation apparatus 100 is powered on. When S13 is executed, the state variable S becomes 0. Therefore, when S13 is executed, this initial value S 0 becomes 0.
  • the initial value S 0 is its previous session value when the last power of direction estimation apparatus 100 is the previous end value is the value of the state variable S when turned off is present. If the previous end value does not exist, the initial value is set in advance.
  • tc is the time when the azimuth initial value ⁇ 0 used by the INS azimuth determination unit 104 for calculating the azimuth ⁇ is updated, and the azimuth reliability class at that time becomes the highest class.
  • tc is the time when the power is turned on until S13 is executed.
  • T is the current time
  • v is the vehicle speed
  • a (v) is a value determined using the vehicle speed as a variable. Specifically, A (v) becomes relatively small when the velocity v is relatively high, and becomes relatively large when the velocity v is relatively low. For example, A (v) is 0 when the vehicle speed is 0, A1 when the velocity v is higher than a certain velocity v1, and A2 when the velocity v is lower than the velocity v1 and higher than 0 (> A1) Can be
  • a (V) may be a function of continuously decreasing the value as the velocity v increases.
  • a (v) can be in the form of a table whose value is determined according to the velocity v.
  • the state variable S becomes larger as the elapsed time after the INS azimuth determination unit 104 updates the azimuth initial value ⁇ 0 used for calculating the azimuth ⁇ . Since the error of the yaw rate is integrated as the elapsed time from updating the azimuth initial value ⁇ 0 becomes longer, the error of the azimuth ⁇ becomes larger.
  • the state variable S is a variable for evaluating this error. Therefore, A (v) is determined such that the value of the state variable S correlates with the error of the azimuth angle ⁇ . As described above, the reason why A (v) is relatively decreased when the velocity v is relatively large is that the error of the yaw rate is smaller as the velocity v is higher.
  • the azimuth reliability class is determined from the state variable S and the azimuth reliability class determination table shown in FIG.
  • DIRLVn_LMT (n is 1 to 5) is a threshold for the state variable S. Therefore, the direction reliability class determination table shown in FIG. 4 is a table in which the direction reliability class is determined from the value of the state variable S.
  • the autonomous navigation means a positioning method in which the current position of the vehicle 1 is updated by sequentially calculating the movement amount of the vehicle 1 from the azimuth angle ⁇ and the velocity v determined by the INS azimuth determination unit 104.
  • the azimuth reliability class when the azimuth reliability class is 7, it means that the error is 0.5 degrees or less.
  • the degree of error when the azimuth reliability class is the highest class is determined in advance by measuring how much the difference with the reference value converges.
  • the reference value is a value measured by mounting on a vehicle 1 a high accuracy position measurement system including a high accuracy gyro sensor used in an aircraft, a high resolution vehicle speedometer, and the like.
  • the range of the difference is taken as an error in the highest class.
  • the threshold value of the state variable S that determines the azimuth reliability class lower than the highest class is also determined by actually measuring the difference from the reference value measured by the high-accuracy position measurement system described above.
  • an evaluation parameter threshold group P is selected from the azimuth reliability class determined at S15 and the current velocity v and the threshold group selection table shown in FIG.
  • the threshold group selection table is a table for selecting one evaluation parameter threshold group P from a plurality of evaluation parameter threshold groups P.
  • Each evaluation parameter threshold group P includes thresholds (hereinafter, evaluation parameter thresholds) for a plurality of evaluation parameters.
  • the evaluation parameter threshold is a threshold for evaluating the error of the azimuth estimated by the Doppler azimuth estimation unit 103.
  • Evaluation parameters for example, the maximum value of the residual Doppler shift frequency D i for each navigation satellite Si, mean, variance, covariance, time series variance and the like. As understood from the equations (1) and (2), since the Doppler shift frequency D i affects the value of the azimuth initial value ⁇ 0 , these errors in the azimuth estimated by the Doppler azimuth estimation unit 103 It becomes an evaluation parameter to evaluate
  • FIG. 5 is a table in which the evaluation parameter threshold group P is determined from the direction reliability class and the speed class.
  • Each of the evaluation parameter threshold groups P1 to P4 shown in FIG. 5 includes a plurality of evaluation parameter thresholds.
  • FIG. 6 shows an example of evaluation parameter thresholds provided in the evaluation parameter threshold groups P1 to P4.
  • THRE_VAR1_A, THRE_VAR1_B, etc. are evaluation parameter thresholds.
  • the evaluation parameter threshold becomes a value indicating lower reliability.
  • the evaluation parameter threshold value is a value indicating a lower degree of reliability as the speed class is a lower speed class.
  • the evaluation parameter threshold values constituting the evaluation parameter threshold value group P shown in FIG. 5 are the reference values measured by mounting the high-accuracy position measurement system on the vehicle 1 and the azimuth estimated by the Doppler azimuth estimation unit 103 as in FIG. The differences are respectively determined and calculated from the Doppler shift frequency Di and the like which are actually obtained, in a state where they converge to the azimuth reliability class shown in FIG.
  • the Doppler direction estimating unit 103 estimates the direction
  • the reliability of the direction estimated by the Doppler direction estimating unit 103 is obtained by comparing the evaluation parameter calculated from the Doppler shift frequency D i at that time with the evaluation parameter threshold. The degree can be assessed.
  • each evaluation parameter threshold value constituting the evaluation parameter threshold group P selected at S16 is compared with the evaluation parameter calculated at S17 to determine whether the adoption condition is satisfied.
  • condition may be that all evaluation parameters achieve the evaluation parameter threshold.
  • evaluation parameter achieving the evaluation parameter threshold means that the evaluation parameter has a higher value of the direction reliability than the evaluation parameter threshold.
  • the adoption condition may be that the adoption condition is satisfied when a predetermined ratio (for example, 80%) of the plurality of evaluation parameters achieves the evaluation parameter threshold.
  • ranks may be provided for the degree of achievement of each evaluation parameter to be scored, and it may be determined whether the adoption condition is satisfied using the total score of all the evaluation parameters.
  • the determination of S18 is the process proceeds to S19 if YES, the azimuth initial value theta 0 Doppler direction estimation unit 103 is calculated is employed as the reference azimuth used in INS orientation determining unit 104. That is, the azimuth initial value ⁇ 0 used by the INS azimuth determination unit 104 is updated. Also, when S13 is executed, this S19 is executed. In S20, it calculates the azimuth change from to update the azimuth initial value theta 0 up to the present time, by adding the azimuth angle variation in the azimuth angle initial value theta 0, and updates the azimuth angle theta.
  • the azimuth angle ⁇ updated at S20 and the latest azimuth reliability class are output to the application using them.
  • An example of the application is a position estimation application that performs autonomous navigation using this azimuth angle ⁇ and the velocity v of the vehicle 1.
  • S14 corresponds to a state variable determination unit
  • S15 corresponds to a reliability class determination unit
  • S16 corresponds to a threshold selection unit
  • S17 corresponds to an evaluation parameter calculation unit
  • S18, S19 corresponds to the adoption determination unit.
  • the azimuth estimation apparatus 100 of the present embodiment calculates a state variable S representing the degree of reliability of the azimuth angle ⁇ (S14), and the state variable S indicates that the reliability of the azimuth angle ⁇ is lower,
  • An evaluation parameter threshold group P to be compared with a plurality of evaluation parameters is set as an evaluation parameter threshold group P which can easily satisfy the adoption condition even if the reliability of the azimuth angle ⁇ is low. Therefore, the direction estimated by the Doppler direction estimation unit 103 is adopted as the reference direction even if the reliability is not high enough. As a result, the reference orientation is easily updated early, so it is possible to suppress an error in the orientation estimated in the autonomous navigation.
  • each section is expressed, for example, as S2.
  • each section can be divided into multiple subsections, while multiple sections can be combined into one section.
  • each section configured in this way can be referred to as a device, a module, or a means.
  • V t wheel , ⁇ 0 , and Cbv t become unknown parameters in equation (1). Therefore, the number of unknown parameters at all times of time series data is “number of times ⁇ 2 + 1”.
  • the mobile was a car, but the mobile may be other than a car.

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Abstract

方位推定装置、航法信号のドップラーシフト周波数を取得する衛星データ取得部（１０１）と、ヨーレートセンサからヨーレートを取得するセンサデータ取得部（１０２）と、移動体の方位を推定するドップラー方位推定部（１０３）と、方位角の信頼度を表す状態変数（Ｓ）を決定する状態変数決定部（Ｓ１４）と、前記方位を基準方位として採用するか否かを決定するための複数組の評価パラメータ閾値群から、前記評価パラメータ閾値群を選択する閾値選択部（Ｓ１６）と、方位の信頼度を評価するための複数の評価パラメータを算出する評価パラメータ算出部（Ｓ１７）と、複数の前記評価パラメータと、前記閾値選択部が選択した前記評価パラメータ閾値群とを比較し、採用条件を満たすと判断したことに基づいて、前記基準方位として、前記方位を採用することに決定する採否判断部（Ｓ１８、Ｓ１９）とを備える。

Description

方位推定装置 関連出願の相互参照
　本出願は、２０１７年７月１２日に出願された日本特許出願番号２０１７－１３６４３３号に基づくもので、ここにその記載内容を援用する。
　本開示は、移動体が移動する方位を推定する方位推定装置に関する。
　特許文献１には、時系列で、航法衛星が送信する航法信号の周波数変位量であるドップラーシフト周波数を蓄積するとともに、車速およびヨーレートの一方または両方を時系列で取得し、これらから、高精度に方位を推定する方法が開示されている。
　また、自律航法と呼ばれる現在位置推定方法が広く知られている。自律航法では、ヨーレートセンサが検出した値から定まる方位角変化量を基準方位に加算して方位を更新する。また、速度も、速度センサあるいは加速度センサの検出値から推定する。
特許第５８７９９７７号公報
　特許文献１に開示されている方法を用いると高精度に方位を推定できる。そのため、特許文献１に開示されている方法により推定された方位を、自律航法で用いる基準方位にすることが考えられている。
　しかし、当然、推定した方位には誤差があり、かつ、その誤差は、方位を推定する毎に変化する。そのため、特許文献１に開示されている方法で方位が推定できた場合に、必ずその方位を基準方位にしてしまうと、推定する方位の誤差が増加してしまう可能性がある。
　一方、自律航法が続くと、ヨーレートセンサが検出するヨーレートの誤差が積算されることにより、方位推定の誤差が増加していくことは広く知られている。したがって、基準方位を更新しない時間が長くなっても、方位推定誤差が大きい状態が継続することになる。
　本開示は、自律航法において推定する方位の誤差増加を抑制することができる方位推定装置を提供することを目的とする。
　本開示の第一態様に係る方位推定装置は、移動体に搭載されて、移動体が移動する方位を逐次推定する方位推定装置であって、ＧＮＳＳ受信機が受信する航法信号のドップラーシフト周波数を時系列的に取得する衛星データ取得部と、移動体で用いられているヨーレートセンサから移動体のヨーレートを時系列的に取得するセンサデータ取得部と、時系列的に取得された複数のドップラーシフト周波数に基づいて立式される各時刻における移動体の方位を推定する方程式であって、時刻毎に変化する未知パラメータが、ヨーレートに基づいて算出される方位角変化量により拘束された方程式に基づいて、移動体の方位を推定するドップラー方位推定部と、自律航法において方位角変化量を加算する基準方位が更新されてからの経過時間に応じて増加し、方位角の信頼度を表す状態変数を決定する状態変数決定部と、状態変数決定部が決定した状態変数が、方位角の信頼度が低いことを示す値であるほど、ドップラー方位推定部が推定した方位を基準方位として採用するか否かを決定するための複数組の評価パラメータ閾値群から、方位角の信頼度が低くても採用条件を満たしやすい評価パラメータ閾値群を選択する閾値選択部と、ドップラー方位推定部が方位を推定した場合に、その方位の信頼度を評価するための複数の評価パラメータを算出する評価パラメータ算出部と、複数の評価パラメータと、閾値選択部が選択した評価パラメータ閾値群とを比較し、採用条件を満たすと判断したことに基づいて、基準方位として、ドップラー方位推定部が推定した方位を採用することに決定する採否判断部と、を備える。
　また、本開示の第二態様に係る方位推定装置は、移動体に搭載されて、移動体が移動する方位を逐次推定する方位推定装置であって、ＧＮＳＳ受信機が受信する航法信号のドップラーシフト周波数を時系列的に取得する衛星データ取得部と、移動体で用いられている速度センサから移動体の速度の大きさを時系列的に取得するとともに、移動体で用いられているヨーレートセンサから移動体のヨーレートを時系列的に取得するセンサデータ取得部と、時系列的に取得された複数のドップラーシフト周波数に基づいて立式される各時刻における移動体の方位を推定する方程式であって、時刻毎に変化する未知パラメータが移動体の速度の大きさおよびクロックドリフトの時間変化の線形化により拘束された方程式に基づいて、移動体の方位を推定するドップラー方位推定部と、自律航法において、ヨーレートに基づいて算出される方位角変化量を加算する基準方位が更新されてからの経過時間に応じて増加し、方位角の信頼度を表す状態変数を決定する状態変数決定部と、状態変数決定部が決定した状態変数が、方位角の信頼度が低いことを示す値であるほど、ドップラー方位推定部が推定した方位を基準方位として採用するか否かを決定するための複数組の評価パラメータ閾値群から、方位角の信頼度が低くても採用条件を満たしやすい評価パラメータ閾値群を選択する閾値選択部と、ドップラー方位推定部が方位を推定した場合に、その方位の信頼度を評価するための複数の評価パラメータを算出する評価パラメータ算出部と、複数の評価パラメータと、閾値選択部が選択した評価パラメータ閾値群とを比較し、採用条件を満たすと判断したことに基づいて、基準方位として、ドップラー方位推定部が推定した方位を採用することに決定する採否判断部と、を備える。
　上記これらの方位推定装置は、方位角の信頼度の大きさを表す状態変数を決定し、この状態変数が、方位角の信頼度が低いことを示すほど、複数の評価パラメータと比較する評価パラメータ閾値群を、方位角の信頼度が低くても採用条件を満たしやすい評価パラメータ閾値群とする。これにより、ドップラー方位推定部が推定した方位が、信頼度が十分に高くなくても、基準方位として採用されることになる。よって、早期に基準方位が更新されやすくなるので、自律航法において推定する方位の誤差増加を抑制することができる。
　本開示についての上記目的およびその他の目的、特徴や利点は、添付の図面を参照しながら下記の詳細な記述により、より明確になる。その図面は、
図１は、方位推定装置の構成を示すブロック図であり、 図２は、図１のドップラー方位推定部が実行する処理を示すフローチャートであり、 図３は、図１のＩＮＳ方位決定部が実行する処理を示すフローチャートであり、 図４は、図３の一部処理で用いる方位信頼度クラス決定テーブルを示す図であり、 図５は、図３の一部処理で用いる閾値群選択テーブルを示す図であり、及び、 図６は、評価パラメータ閾値群リストを示す図である。
　以下、実施形態を図面に基づいて説明する。図１に示す方位推定装置１００は、ＧＮＳＳ受信機２、車速センサ３、ジャイロセンサ４、シフトポジションセンサ５とともに、移動体である車両１に搭載されている。車両１の電源がオンになると、方位推定装置１００にも電源が供給される方位推定装置１００に電源が供給されている間、方位推定装置１００は逐次、方位角θを推定する。
　＜構成の概要＞
　ＧＮＳＳ受信機２は、ＧＮＳＳ（Global Navigation Satellite System）が備える航法衛星Ｓｉが送信する航法信号を受信する。なお、ｉは航法衛星の番号である。ＧＮＳＳは、たとえばＧＰＳである。航法信号は搬送波に重畳されて電波として航法衛星Ｓｉから送信される。以下、航法衛星Ｓｉが送信する電波をＧＮＳＳ電波とする。ＧＮＳＳ受信機２は、受信したＧＮＳＳ電波を復調して航法信号を取り出す。
　そして、取り出した航法信号から、擬似距離ρｉ、ドップラーシフト周波数Ｄｉ、衛星位置（Ｘｓｉ、Ｙｓｉ、Ｚｓｉ）、衛星の状態、航法データなどを決定する。航法データには、航法衛星Ｓｉの衛星番号、航法衛星Ｓｉの軌道情報であるエフェメリス、航法衛星Ｓｉが電波を送信した時刻などが含まれている。
　各航法衛星Ｓｉの衛星位置（Ｘｓｉ、Ｙｓｉ、Ｚｓｉ）は、各航法衛星ＳｉのエフェメリスおよびＧＮＳＳ電波を送信した時刻に基づいて算出する。擬似距離ρｉは、航法衛星ＳｉがＧＮＳＳ電波を送信した時刻と、ＧＮＳＳ受信機２がＧＮＳＳ電波を受信した時刻との時刻差すなわち電波伝播時間に、光速Ｃを乗じることで算出する。
　ドップラーシフト周波数Ｄｉは、航法衛星Ｓｉが送信した電波の搬送波の周波数と、受信したＧＮＳＳ電波の搬送波の周波数の周波数差である。航法衛星Ｓｉが送信する電波の搬送波周波数は予め定まっており、この周波数は、ＧＮＳＳ受信機２が備える所定の記憶部に予め記憶されている。
　ＧＮＳＳ受信機２は、これらを、受信信号である航法信号のＳ／Ｎ、航法信号を受信した時刻とともに方位推定装置１００に一定周期で出力する。ＧＮＳＳ受信機２が方位推定装置１００に出力する情報は、衛星航法において位置が演算される前の情報である。以下、衛星航法において位置が演算される前の情報を衛星データとする。ＧＮＳＳ受信機２が衛星データを出力する一定周期は、たとえば、２００ミリ秒～４００ミリ秒の間である。航法衛星Ｓｉは複数存在している。ＧＮＳＳ受信機２は、ＧＮＳＳ電波から復調できる全ての航法信号から衛星データを決定し、決定した全ての衛星データを方位推定装置１００に出力する。
　車速センサ３は、車両１の車輪の回転速度を検出する。車速センサ３は、車輪の回転速度を示す信号を方位推定装置１００に出力する。
　ジャイロセンサ４は、車両１のヨー軸、ピッチ軸、ロール軸周りの回転角速度を検出し、検出した回転角速度を示す信号を方位推定装置１００に出力する。ジャイロセンサ４はヨー軸周りの回転角速度すなわちヨーレートを検出するのでヨーレートセンサとして機能する。
　シフトポジションセンサ５は、車両１のシフト位置を検出し、そのシフト位置を示す信号を方位推定装置１００に出力する。シフトポジションセンサ５が出力する信号により、車両１の移動方向が前進および後進のいずれであるかが定まる。
　車速センサ３、ジャイロセンサ４、シフトポジションセンサ５は、車両１の動きすなわち挙動を示す信号を出力する挙動検出センサ６である。
　方位推定装置１００は、図示しないＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ等を備えたコンピュータである。ＣＰＵは、ＲＡＭの一時記憶機能を利用しつつＲＯＭなどの非遷移的実体的記録媒体に記憶されているプログラムを実行する。これにより、方位推定装置１００は、衛星データ取得部１０１、センサデータ取得部１０２、ドップラー方位推定部１０３、ＩＮＳ方位決定部１０４としての機能を実行する。これらの機能を実行すると、非遷移的実体的記録媒体に記憶されているプログラムに対応する方法が実行される。なお、方位推定装置１００が実行する機能の一部または全部を、一つあるいは複数のＩＣ等によりハードウェア的に構成してもよい。
　＜方位推定装置１００が実行する処理の概要＞
　次に、方位推定装置１００が実行する処理の概要を説明する。なお、方位推定装置１００が実行する一部の処理については、図２、図３に示すフローチャートを用いて詳述する。
　衛星データ取得部１０１は、ＧＮＳＳ受信機２から、衛星データを衛星データ取得周期で時系列的に取得し、取得した衛星データを衛星データ蓄積部１１０に記憶する。衛星データ取得周期は、ＧＮＳＳ受信機２が衛星データを出力する周期と同じである。衛星データ蓄積部１１０は、書き込み可能な記憶媒体であり、揮発性でも不揮発性でもよい。衛星データ蓄積部１１０には、たとえば、ＲＡＭを用いることができる。
　センサデータ取得部１０２は、挙動検出センサ６が検出した信号を、センサ値取得周期で時系列的に取得する。センサ値取得周期は、ＧＮＳＳ受信機２が航法信号を出力する周期よりも短く、たとえば、数十ミリ秒である。センサデータ取得部１０２は、取得した信号をセンサデータ蓄積部１１１に記憶する。センサデータ蓄積部１１１は、書き込み可能な記憶媒体であり、揮発性でも不揮発性でもよい。センサデータ蓄積部１１１には、たとえば、ＲＡＭを用いることができる。また、センサデータ蓄積部１１１には、衛星データ蓄積部１１０と同じ記憶媒体を用いることができる。
　ドップラー方位推定部１０３は、（１）式に示す方位推定式を用いて、初期時刻における車両１の進行方向の方位角（すなわち方位角初期値）θ０を算出する。なお、初期時刻とは、方位角初期値θ０を更新した時刻である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
 　（１）式は、特許文献１においては（６）式として記載されている式である。（１）式において、Ｖｓｉは衛星方向速度、ｔは時刻、Ｖｗｈｅｅｌは車速センサ３の検出値、θｇｙｒｏは、車両１の進行方向の方位角の変化量すなわち相対方位角、Ｃｂｖ０は初期時刻におけるクロックドリフト、ＡはクロックドリフトＣｂｖの時間変化の傾き、Ｇｘ、Ｇｙは、車両１から航法衛星Ｓｉへの視線ベクトルのｘ成分、ｙ成分である。
　（１）式の左辺にある衛星方向速度Ｖｓｉは、（２）式から算出する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
 　（２）式の右辺の第１項は、航法衛星Ｓｉに対する車両１の相対速度Ｖｒｉを意味しており、第２項、第３項、第４項は、航法衛星Ｓｉの車両１の方向への速度である。これらの和は、航法衛星Ｓｉの方向への車両１の速度を意味することから、（２）式が成り立つのである。（２）式において、Ｄｉはドップラーシフト周波数である。よって、（１）式は、ドップラーシフト周波数Ｄｉを用いて方位角初期値θ０を算出していることになる。
　図２を用いてドップラー方位推定部１０３の処理を説明する。Ｓ１では、衛星データ蓄積部１１０に記憶されている各航法衛星Ｓｉの衛星位置（Ｘｓｉ、Ｙｓｉ、Ｚｓｉ）の時系列データから、各航法衛星Ｓｉの速度ベクトル（Ｖｘｓｉ、Ｖｙｓｉ、Ｖｚｓｉ）を算出する。
　Ｓ２では、衛星データ蓄積部１１０に記憶されている衛星データに含まれているドップラーシフト周波数Ｄｉを（３）式に代入して、航法衛星Ｓｉに対する自車両の現在の相対速度Ｖｒｉを算出する。なお、（３）式において、Ｃは光速、Ｆは航法衛星Ｓｉが送信するＧＮＳＳ電波の周波数である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
 　Ｓ３では、現在の車両１の位置Ｐ（Ｘｖ，Ｙｖ，Ｚｖ）を算出する。車両１の位置Ｐは、車両１から航法衛星Ｓｉへの視線ベクトル（Ｇｘｉ、Ｇｙｉ、Ｇｚｉ）を算出するために用いる。
　広く知られているように、品質のよい航法信号を４つ以上受信していれば、航法信号を用いて４つ以上の連立方程式を立式することで、未知数である位置Ｐ（Ｘｖ，Ｙｖ，Ｚｖ）とクロックドリフトＣｂｖを算出することができる。しかし、ここでの車両１の位置は、次のＳ４において、車両１から航法衛星Ｓｉへの視線ベクトル（Ｇｘｉ、Ｇｙｉ、Ｇｚｉ）を算出するために用いる。航法衛星Ｓｉは遠方に存在するため、航法衛星Ｓｉと車両１との角度を求めるために用いる現在位置は、精度が低くてもよい。したがって、品質のよい信号を４つ以上受信していなくてもよい。
　そこで、たとえば、このＳ３では、品質がよいとは判断できない信号も含めて４つ以上の航法信号を用いて、現在の車両１の座標（Ｘｖ，Ｙｖ，Ｚｖ）を算出することができる。４つ以上の航法信号から現在の車両１の座標（Ｘｖ，Ｙｖ，Ｚｖ）を算出する場合、擬似距離ρｉと、航法衛星Ｓｉの衛星位置（Ｘｓｉ、Ｙｓｉ、Ｚｓ）とを算出し、擬似距離ρｉの残差が最小となるように車両１の座標（Ｘｖ，Ｙｖ，Ｚｖ）を決定する。
　また、擬似距離ρｉを用いた位置決定以外の精度の低い方法で車両１の位置Ｐ（Ｘｖ，Ｙｖ，Ｚｖ）を決定してもよい。システム等で許容される推定精度に依存するが、車両１の位置誤差が数百ｍの範囲であれば、速度推定誤差は１ｍ／ｓｅｃ以下となり大きな問題はない。そのため、たとえば、地図などから位置を決定してもよく、また、過去の位置の測定履歴やビーコンなどの情報などから、車両１の位置Ｐ（Ｘｖ，Ｙｖ，Ｚｖ）を決定してもよい。
　Ｓ４では、車両１から航法衛星Ｓｉへの視線ベクトル（Ｇｘｉ、Ｇｙｉ、Ｇｚｉ）を算出する。視線ベクトルのｘ成分、ｙ成分、ｚ成分は、（４）式から算出する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
 　（４）式において、ρｔ ｉは時刻ｔにおける航法衛星Ｓｉの擬似距離、（Ｘｔ ｓｉ、Ｙｔ ｓｉ、Ｚｔ ｓｉ）は時刻ｔにおける航法衛星Ｓｉの衛星位置である。（Ｘｔ Ｖ、Ｙｔ Ｖ、Ｚｔ Ｖ）は時刻ｔにおける車両１の現在位置であり、Ｓ３で算出している。
　Ｓ５では、前述した（２）式に、Ｓ２で算出した相対速度Ｖｒｉ、Ｓ４で算出した視線ベクトル（Ｇｘｉ，Ｇｙｉ，Ｇｚｉ）、Ｓ１で算出した航法衛星Ｓｉの速度ベクトル（Ｖｘｓｉ、Ｖｙｓｉ、Ｖｚｓｉ）を代入して、航法衛星Ｓｉの方向への車両１の衛星方向速度Ｖｓｉを算出する。
　Ｓ６では、（１）式に、Ｓ５で算出した衛星方向速度Ｖｓｉ、センサデータ蓄積部１１１から取得したヨーレートを用いて更新した相対方位角θｇｙｒｏ、Ｓ４で算出した視線ベクトル（Ｇｘｉ，Ｇｙｉ，Ｇｚｉ）を代入する。これにより、（１）式において未知パラメータは、θ０、Ｃｂｖ０、および、Ａの３つとなる。
　したがって、（１）式に、これら衛星方向速度Ｖｓｉ、相対方位角θｇｙｒｏ、視線ベクトル（Ｇｘｉ，Ｇｙｉ，Ｇｚｉ）を代入した式を３つ以上立式する。そして、それら３つ以上の式からなる連立方程式を解く。これにより、（１）式において未知パラメータとなっている方位角初期値θ０を求めることができる。
　未知パラメータθ０、Ｃｂｖ０、Ａは、初期時刻以降であれば、時刻が異なっても同じである。そのため、同一時刻で３つの式を立式する必要はなく、複数の時刻において立式した式数が合計３式以上であれば、未知パラメータを求めることができる。たとえば、３時刻（ｔ０、ｔ１、ｔ２）の観測衛星数がそれぞれ１であったとしても、観測された衛星データを用いて方位角初期値θ０を求めることができる。
　ＩＮＳ方位決定部１０４は、慣性センサであるジャイロセンサ４の検出値から求められるヨーレートにセンサ値取得周期を乗じて方位角変化量（すなわち相対方位角θｇｙｒｏ）を算出する。この方位角変化量を基準方位に加算して、方位角θを決定する。基準方位は、ドップラー方位推定部１０３が推定した方位角初期値θ０である。
　センサ値取得周期でヨーレートが得られるのでＩＮＳ方位決定部１０４は、センサ値取得周期で方位角θを更新する。方位角θは、基準方位である方位角初期値θ０に相対方位角θｇｙｒｏを加算して求める。
　ただし、ＩＮＳ方位決定部１０４は、ドップラー方位推定部１０３が方位角初期値θ０を更新する毎に、基準方位を最新の方位角初期値θ０に更新するとは限らない。方位角初期値θ０にも誤差があり、それまでに用いていた方位角初期値θ０を用いた方が、誤差の少ない方位角θを決定できる可能性もあるからである。
　図３を用いて、ＩＮＳ方位決定部１０４が実行する処理を説明する。ＩＮＳ方位決定部１０４は、センサ値取得周期で図３に示す処理を実行する。
　Ｓ１１では、ドップラー方位推定部１０３が方位角初期値θ０を算出したか否かを判断する。方位角初期値θ０を算出するためには、衛星データが必要である。衛星データは、センサ値取得周期よりも長い衛星データ取得周期で取得する。また、電波環境が悪いと、航法信号が受信できない場合もある。そのため、Ｓ１１の判断はＮＯになることもある。前回、この図３を実行した以降にドップラー方位推定部１０３が方位角初期値θ０を算出した場合にはＳ１１の判断をＹＥＳとする。Ｓ１１の判断がＹＥＳになった場合にはＳ１２に進む。
　Ｓ１２では、ドップラー方位推定が継続中であるか否かを判断する。ドップラー方位は、ドップラー方位推定部１０３が推定する方位、すなわち、方位角初期値θ０を意味する。ドップラー方位推定が継続中であるとは、ドップラー方位推定部１０３が継続的に方位を推定できている状態であることを意味する。ドップラー方位推定部１０３が、衛星データ取得周期ごとに、一定時間以上連続して方位推定ができている場合に、ドップラー方位推定が継続中であるとする。一定時間は、衛星データ取得周期の複数回分以上の時間、たとえば、１秒に設定する。
　ドップラー方位推定が継続中であると、推定した方位の誤差が小さくなる、すなわち、推定した方位の信頼度が高くなる。そのため、Ｓ１２の判断がＹＥＳになった場合には、Ｓ１３において方位信頼度クラスを最高クラスとする。加えて、状態変数Ｓの値を０にする。状態変数ＳはＳ１４で説明する。Ｓ１３を実行後はＳ１９へ進む。
　Ｓ１２の判断がＮＯになった場合にはＳ１４に進む。Ｓ１４では状態変数Ｓを算出する。本実施形態では、状態変数Ｓは（５）式を用いて算出する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000005
 　（５）式において、Ｓ０は状態変数Ｓの初期値である。この初期値Ｓ０は、方位推定装置１００の電源がオンになった後、Ｓ１３が実行されるまで使用される値である。Ｓ１３が実行されると、状態変数Ｓは０になる。よって、Ｓ１３が実行されると、この初期値Ｓ０は０になる。
　初期値Ｓ０は、前回、方位推定装置１００の電源がオフになったときの状態変数Ｓの値である前回終了値が存在している場合にはその前回終了値である。前回終了値が存在していないときは、予め設定した初期値とする。
　（５）式において、ｔｃはＩＮＳ方位決定部１０４が方位角θの算出に用いる方位角初期値θ０が更新され、かつ、そのときの方位信頼度クラスが最高クラスになった時刻である。ただし、方位推定装置１００の電源がオンになった後、Ｓ１３が実行されるまでは、ｔｃは電源がオンされた時刻である。
　ｔは現在の時刻、ｖは車速、Ａ（ｖ）は車速を変数として定まる値である。具体的には、Ａ（ｖ）は、速度ｖが相対的に高いときは相対的に小さくなり、速度ｖが相対的に低いときは相対的に大きくなる。たとえばＡ（ｖ）は、車速が０のときは０、速度ｖがある速度ｖ１よりも高いときはＡ１、速度ｖがその速度ｖ１よりも低くかつ０よりは高いときはＡ２（＞Ａ１）となる関数とすることができる。
　これに限られず、Ａ（Ｖ）を速度ｖが増加するのに従い、連続的に値が減少する関数とすることもできる。また、Ａ（ｖ）を、速度ｖに応じ値が定まるテーブル形式とすることもできる。
　状態変数Ｓは、ＩＮＳ方位決定部１０４が方位角θの算出に用いる方位角初期値θ０を更新してからの経過時間が長くなるほど値が大きくなる。方位角初期値θ０を更新してからの経過時間が長くなるほど、ヨーレートの誤差が積算されることになるため、方位角θの誤差が大きくなる。状態変数Ｓはこの誤差を評価するための変数である。したがって、状態変数Ｓの値が方位角θの誤差と相関するようにＡ（ｖ）を定める。前述したように、Ａ（ｖ）を、速度ｖが相対的に大きいときは相対的に小さくしている理由は、速度ｖが高いほど、ヨーレートは誤差が小さくなるからである。
　Ｓ１５では、状態変数Ｓと図４に示す方位信頼度クラス決定テーブルから、方位信頼度クラスを決定する。図４において、ＤＩＲＬＶｎ＿ＬＭＴ（ｎは１～５）は、状態変数Ｓに対する閾値である。よって、図４に示す方位信頼度クラス決定テーブルは、状態変数Ｓの値から方位信頼度クラスが定まるテーブルである。
　図４において方位推定演算継続中は、前述したドップラー方位推定が継続中であることを意味する。自律航法は、ＩＮＳ方位決定部１０４が決定した方位角θと速度ｖから車両１の移動量を逐次演算して、車両１の現在位置を更新する測位方法を意味する。
　図４において、方位信頼度クラスは数値が大きいほど方位角θの信頼度が高い、換言すれば方位角θの誤差が小さいことを意味する。図４では、方位信頼度クラスが７のときは、誤差が０．５度以下であることを意味している。
　方位信頼度クラスが最高クラスのときの誤差がどの程度になるかは、参照値との差がどの程度に収束するかを、予め計測しておいて定める。参照値は、航空機で用いられる高精度ジャイロセンサ、高分解能車速計などを含んで構成される高精度位置計測システムを、車両１に搭載して測定した値である。電波環境のよい場所において、この参照値とドップラー方位推定部１０３が推定した方位との差がある範囲に収束したとき、その差の範囲を、最高クラスにおける誤差とする。
　最高クラスよりも低い方位信頼度クラスを定める状態変数Ｓの閾値も、上述の高精度位置計測システムが測定した参照値との差を実際に測定して定める。
　続くＳ１６では、Ｓ１５で決定した方位信頼度クラスと現在の速度ｖ、および図５に示す閾値群選択テーブルから、評価パラメータ閾値群Ｐを選択する。閾値群選択テーブルは、複数組の評価パラメータ閾値群Ｐから一つの評価パラメータ閾値群Ｐを選択するためのテーブルである。
　各評価パラメータ閾値群Ｐは、複数の評価パラメータに対する閾値（以下、評価パラメータ閾値）を備えている。評価パラメータ閾値は、ドップラー方位推定部１０３が推定する方位の誤差を評価するための閾値である。評価パラメータは、たとえば、航法衛星Ｓｉ毎のドップラーシフト周波数Ｄｉの残差の最大値、平均、分散、共分散、時系列分散などである。（１）式、（２）式から分かるように、ドップラーシフト周波数Ｄｉが、方位角初期値θ０の値に影響を与えることから、これらが、ドップラー方位推定部１０３が推定する方位の誤差を評価する評価パラメータとなるのである。
　図５は、方位信頼度クラスと速度クラスとから評価パラメータ閾値群Ｐが定まるテーブルである。図５に示す評価パラメータ閾値群Ｐ１～Ｐ４は、それぞれ複数の評価パラメータ閾値からなる。図６には、評価パラメータ閾値群Ｐ１～Ｐ４が備えている評価パラメータ閾値の例を示している。図６において、ＴＨＲＥ＿ＶＡＲ１＿Ａ、ＴＨＲＥ＿ＶＡＲ１＿Ｂなどが評価パラメータ閾値である。
　図５に示す閾値群選択テーブルは、方位信頼度クラスが低くなるほど、つまり、方位信頼度クラスが、方位信頼度が低いことを示すクラスになるほど、評価パラメータ閾値が低信頼度を示す値になっている。また、速度クラスが低速側のクラスであるほど、評価パラメータ閾値が低信頼度を示す値になっている。
　図５に示す評価パラメータ閾値群Ｐを構成する各評価パラメータ閾値は、図４と同様、高精度位置計測システムを車両１に搭載して計測した参照値とドップラー方位推定部１０３が推定した方位との差が、それぞれ、図４に示す方位信頼度クラスに収束した状態で、実際に得られたドップラーシフト周波数Ｄｉなどから算出して決定する。
　よって、ドップラー方位推定部１０３が方位を推定したときに、そのときのドップラーシフト周波数Ｄｉなどから算出した評価パラメータを評価パラメータ閾値と比較することで、ドップラー方位推定部１０３が推定した方位の信頼度を評価することができる。
　そこで、Ｓ１７では、ドップラー方位推定部１０３が方位を推定したときのドップラーシフト周波数Ｄｉなどから評価パラメータを算出する。Ｓ１８では、Ｓ１６で選択した評価パラメータ閾値群Ｐを構成する各評価パラメータ閾値と、Ｓ１７で算出した評価パラメータとを比較して、採用条件を満たすか否かを判断する。
　たとえば、全部の評価パラメータが評価パラメータ閾値を達成しているという条件とすることができる。なお、評価パラメータが評価パラメータ閾値を達成しているとは、評価パラメータのほうが、評価パラメータ閾値よりも、方位の信頼度が高い側の値になっていることを意味する。
　採用条件は、これ以外にも、複数の評価パラメータのうちの所定割合（たとえば８割）が評価パラメータ閾値を達成している場合に採用条件を満たすとしてもよい。また、各評価パラメータの達成度合いにランクを設けて点数化し、全評価パラメータの合計点数を用いて採用条件を満たしているか否かを判断してもよい。
　Ｓ１８の判断がＹＥＳになる場合、現時点の方位角θの信頼度よりも、ドップラー方位推定部１０３が推定した方位の信頼度のほうが高いと考えることができる。そこで、Ｓ１８の判断がＹＥＳであればＳ１９に進み、ドップラー方位推定部１０３が算出した方位角初期値θ０を、ＩＮＳ方位決定部１０４で用いる基準方位として採用する。すなわち、ＩＮＳ方位決定部１０４で用いる方位角初期値θ０を更新する。また、Ｓ１３を実行した場合にも、このＳ１９を実行する。　Ｓ２０では、方位角初期値θ０を更新してから現時点までの方位角変化量を算出し、その方位角変化量を方位角初期値θ０に加算することで、方位角θを更新する。
　Ｓ２１では、Ｓ２０で更新した方位角θと、最新の方位信頼度クラスを、これらを使用するアプリケーションに出力する。アプリケーションの例としては、この方位角θと、車両１の速度ｖとを用いて自律航法を行う位置推定アプリケーションがある。
　なお、図３の処理において、Ｓ１４は状態変数決定部に相当し、Ｓ１５は信頼度クラス決定部に相当し、Ｓ１６は閾値選択部に相当し、Ｓ１７は評価パラメータ算出部に相当し、Ｓ１８、Ｓ１９は採否判断部に相当する。
　＜実施形態のまとめ＞
　本実施形態の方位推定装置１００は、方位角θの信頼度の大きさを表す状態変数Ｓを算出し（Ｓ１４）、この状態変数Ｓが、方位角θの信頼度が低いことを示すほど、複数の評価パラメータと比較する評価パラメータ閾値群Ｐを、方位角θの信頼度が低くても採用条件を満たしやすい評価パラメータ閾値群Ｐとする。よって、ドップラー方位推定部１０３が推定した方位が、信頼度が十分に高くなくても、基準方位として採用されることになる。これにより、早期に基準方位が更新されやすくなるので、自律航法において推定する方位の誤差増加を抑制することができる。
　以上、実施形態を説明したが、開示した技術は上述の実施形態に限定されるものではなく、次の変形例も開示した範囲に含まれ、さらに、下記以外にも要旨を逸脱しない範囲内で種々変更して実施することができる。
　ここで、この出願に記載されるフローチャート、あるいは、フローチャートの処理は、複数のセクション（あるいはステップと言及される）から構成され、各セクションは、たとえば、Ｓ２と表現される。さらに、各セクションは、複数のサブセクションに分割されることができる、一方、複数のセクションが合わさって一つのセクションにすることも可能である。さらに、このように構成される各セクションは、デバイス、モジュール、ミーンズとして言及されることができる。
　＜変形例１＞
　前述の実施形態で示した（１）式は、特許文献１にも記載されているように、次の拘束条件１～３を採用して、衛星方向速度Ｖｓｉと車両１の速度ベクトルの関係式を拘束して得られる式である。なお、Ｖｘ、Ｖｙは、それぞれ、車両１の速度ベクトルのｘ成分、ｙ成分である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000006
 　特許文献１にも開示されているように、拘束条件としてこれら３つの拘束条件を全て用いる必要はない。車速データ、方位角変化量、クロックドリフトＣｂｖの時間変化、いずれか一つのみによる拘束条件としてもよい。また、各々を適宜組み合わせた拘束条件としてもよい。
　拘束条件として、方位角変化量のみを用いた場合には、（１）式において、Ｖｔ ｗｈｅｅｌ、θ０、およびＣｂｖｔが未知パラメータとなる。よって、時系列データの全時刻における未知パラメータ数は、「時刻数×２＋１」となる。
　また、拘束条件として、クロックドリフトＣｂｖの時間変化のみを用いた場合には、（１）式において、Ｖｔ ｗｈｅｅｌ、θ０、θｔ ｇｙｒｏ、Ｃｂｖ０、およびＡが未知パラメータとなるため、時系列データの全時刻における未知パラメータ数は、「時刻数×２＋３」となる。
　また、拘束条件として、クロックドリフトＣｂｖの時間変化および車速データを用いた場合には、（１）式において、θ０、θｔ ｇｙｒｏ、Ｃｂｖ０、およびＡが未知パラメータとなるため、時系列データの全時刻における未知パラメータ数は、「時刻数×１＋３」となる。
　＜変形例２＞
　前述の実施形態では、移動体は車であったが、移動体は車以外でもよい。

Claims (6)

  1. 　移動体に搭載されて、前記移動体が移動する方位を逐次推定する方位推定装置であって、
    　ＧＮＳＳ受信機が受信する航法信号のドップラーシフト周波数を時系列的に取得する衛星データ取得部（１０１）と、
    　前記移動体で用いられているヨーレートセンサから前記移動体のヨーレートを時系列的に取得するセンサデータ取得部（１０２）と、
    　時系列的に取得された複数の前記ドップラーシフト周波数に基づいて立式される各時刻における前記移動体の方位を推定する方程式であって、時刻毎に変化する未知パラメータが、前記ヨーレートに基づいて算出される方位角変化量により拘束された方程式に基づいて、前記移動体の方位を推定するドップラー方位推定部（１０３）と、
    　自律航法において前記方位角変化量を加算する基準方位が更新されてからの経過時間に応じて増加し、方位角の信頼度を表す状態変数（Ｓ）を決定する状態変数決定部（Ｓ１４）と、
    　前記状態変数決定部が決定した前記状態変数が、前記方位角の信頼度が低いことを示す値であるほど、前記ドップラー方位推定部が推定した方位を前記基準方位として採用するか否かを決定するための複数組の評価パラメータ閾値群から、前記方位角の信頼度が低くても採用条件を満たしやすい前記評価パラメータ閾値群を選択する閾値選択部（Ｓ１６）と、
    　前記ドップラー方位推定部が方位を推定した場合に、その方位の信頼度を評価するための複数の評価パラメータを算出する評価パラメータ算出部（Ｓ１７）と、
    　複数の前記評価パラメータと、前記閾値選択部が選択した前記評価パラメータ閾値群とを比較し、前記採用条件を満たすと判断したことに基づいて、前記基準方位として、前記ドップラー方位推定部が推定した方位を採用することに決定する採否判断部（Ｓ１８、Ｓ１９）とを備える方位推定装置。
  2. 　移動体に搭載されて、前記移動体が移動する方位を逐次推定する方位推定装置であって、
    　ＧＮＳＳ受信機が受信する航法信号のドップラーシフト周波数を時系列的に取得する衛星データ取得部（１０１）と、
    　前記移動体で用いられている速度センサから前記移動体の速度の大きさを時系列的に取得するとともに、前記移動体で用いられているヨーレートセンサから前記移動体のヨーレートを時系列的に取得するセンサデータ取得部（１０２）と、
    　時系列的に取得された複数の前記ドップラーシフト周波数に基づいて立式される各時刻における前記移動体の方位を推定する方程式であって、時刻毎に変化する未知パラメータが前記移動体の速度の大きさおよびクロックドリフトの時間変化の線形化により拘束された方程式に基づいて、前記移動体の方位を推定するドップラー方位推定部（１０３）と、
    　自律航法において、前記ヨーレートに基づいて算出される方位角変化量を加算する基準方位が更新されてからの経過時間に応じて増加し、方位角の信頼度を表す状態変数（Ｓ）を決定する状態変数決定部（Ｓ１４）と、
    　前記状態変数決定部が決定した前記状態変数が、前記方位角の信頼度が低いことを示す値であるほど、前記ドップラー方位推定部が推定した方位を前記基準方位として採用するか否かを決定するための複数組の評価パラメータ閾値群から、前記方位角の信頼度が低くても採用条件を満たしやすい前記評価パラメータ閾値群を選択する閾値選択部（Ｓ１６）と、
    　前記ドップラー方位推定部が方位を推定した場合に、その方位の信頼度を評価するための複数の評価パラメータを算出する評価パラメータ算出部（Ｓ１７）と、
    　複数の前記評価パラメータと、前記閾値選択部が選択した前記評価パラメータ閾値群とを比較し、前記採用条件を満たすと判断したことに基づいて、前記基準方位として、前記ドップラー方位推定部が推定した方位を採用することに決定する採否判断部（Ｓ１８、Ｓ１９）とを備える方位推定装置。
  3. 　前記状態変数は、前記移動体の速度が相対的に大きい場合には、前記移動体の速度が相対的に小さい場合よりも、前記経過時間の増加に伴う増加量が少ない、請求項１または２に記載の方位推定装置。
  4. 　前記状態変数決定部が決定した前記状態変数に基づいて方位信頼度クラスを決定する信頼度クラス決定部（Ｓ１５）をさらに備え、
    　前記閾値選択部（Ｓ１６）は、前記信頼度クラス決定部が決定した前記方位信頼度クラスと速度クラスとに基づいて前記評価パラメータ閾値群を選択するようになっており、前記方位信頼度クラスが、前記方位角の信頼度が低いことを示すクラスであるほど、また、前記速度クラスが速度が低いクラスであるほど、低い前記方位角の信頼度で前記採用条件を満たす前記評価パラメータ閾値群を選択する請求項３に記載の方位推定装置。
  5. 　前記信頼度クラス決定部は、前記ドップラー方位推定部が一定時間以上連続して前記方位を推定できているときは、前記方位信頼度クラスを最も信頼度が高いクラスに決定する請求項４に記載の方位推定装置。
  6. 　前記状態変数決定部は、前記方位推定装置が電源オンになった後の前記状態変数の初期値を、前回の電源オフ時の前記状態変数の値である前回終了値とし、前記前回終了値がない場合には、予め設定された初期値とする請求項１～５のいずれか１項に記載の方位推定装置。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7418318B2 (ja) * 2020-12-08 2024-01-19 本田技研工業株式会社 センサバイアス推定装置及びバイアス推定方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0413922A (ja) * 1990-05-02 1992-01-17 Mitsubishi Electric Corp 移動体の位置検出装置
JPH1062194A (ja) * 1996-08-13 1998-03-06 Sony Corp 感度補正方法及びナビゲーシヨン装置並びに車両
JP2007206010A (ja) * 2006-02-06 2007-08-16 Alpine Electronics Inc 位置算出装置の進行角決定方法
JP2012007939A (ja) * 2010-06-23 2012-01-12 Aisin Aw Co Ltd 軌跡情報生成装置、方法およびプログラム
JP5879977B2 (ja) * 2011-11-30 2016-03-08 株式会社豊田中央研究所 速度推定装置及びプログラム
JP2016147522A (ja) * 2015-02-10 2016-08-18 トヨタ自動車株式会社 車両挙動制御装置

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE69206073T2 (de) * 1991-07-09 1996-06-27 Pioneer Electronic Corp GPS-Navigationssystem mit lokaler Geschwindigkeits- und Richtungserfassung und mit PDOP-Genauigkeitsbewertung.
JP5673071B2 (ja) 2010-03-10 2015-02-18 株式会社豊田中央研究所 位置推定装置及びプログラム
US8793090B2 (en) 2010-06-23 2014-07-29 Aisin Aw Co., Ltd. Track information generating device, track information generating method, and computer-readable storage medium
DE112012006603T5 (de) * 2012-06-27 2015-04-02 Mitsubishi Electric Corporation Positionierungsvorrichtung
JP6413946B2 (ja) 2015-06-16 2018-10-31 株式会社デンソー 測位装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0413922A (ja) * 1990-05-02 1992-01-17 Mitsubishi Electric Corp 移動体の位置検出装置
JPH1062194A (ja) * 1996-08-13 1998-03-06 Sony Corp 感度補正方法及びナビゲーシヨン装置並びに車両
JP2007206010A (ja) * 2006-02-06 2007-08-16 Alpine Electronics Inc 位置算出装置の進行角決定方法
JP2012007939A (ja) * 2010-06-23 2012-01-12 Aisin Aw Co Ltd 軌跡情報生成装置、方法およびプログラム
JP5879977B2 (ja) * 2011-11-30 2016-03-08 株式会社豊田中央研究所 速度推定装置及びプログラム
JP2016147522A (ja) * 2015-02-10 2016-08-18 トヨタ自動車株式会社 車両挙動制御装置

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