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Gebiet der Erfindung
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Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Navigationsempfänger, und spezieller Systeme und Verfahren, die Navigationsempfänger dabei unterstützen ihre Position zu bestimmen, ohne das unmittelbare Erfordernis des Aussendens von Ephemeriden.
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Hintergrund der Erfindung
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Mit der Entwicklung von Funk- und Weltraumtechnologien, sind bereits verschiedene satellitenbasierte Navigationssysteme aufgebaut worden, und mehrere werden in naher Zukunft in Verwendung sein. Ein Beispiel derartiger satellitenbasierter Navigationssysteme ist das globale Positionsbestimmungssystem (GPS), das von dem amerikanischen Verteidigungsministerium aufgebaut worden ist und betrieben wird. Das System verwendet 24 oder mehr Satelliten, die die Erde in einer Höhe von ungefähr 11000 Meilen mit einer Zeitperiode von ungefähr 12 Stunden umkreisen. Diese Satelliten sind in sechs verschiedenen Erdumlaufbahnen derart platziert, dass zu jedem Zeitpunkt mindestens sechs Satelliten an irgendeinem Ort auf der Erdoberfläche, ausgenommen in der Polarregion, sichtbar sind. Jeder Satellit sendet ein Zeit- und Positionssignal, das auf eine Atomuhr bezogen ist. Ein typischer GPS Empfänger verriegelt sich auf dieses Signal und extrahiert die darin enthaltenen Daten. Unter Verwendung von Signalen von einer ausreichenden Anzahl von Satelliten, kann ein GPS Empfänger seine Position, Geschwindigkeit, Höhe und Zeit berechnen.
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Ein GPS Empfänger muss mindestens vier Satellitensignale erfassen und sich darauf verriegeln, um die Position und die Zeit abzuleiten. Normalerweise hat ein GPS Empfänger viele parallele Kanäle, wobei jeder Kanal Signale von einem sichtbaren GPS Satelliten empfängt. Die Erfassung der Satellitensignale umfasst eine zweidimensionale Suche einer Trägerfrequenz und der Pseudozufallszahl (PRN) Code Phase. Jeder Satellit sendet Signale, indem ein einzigartiger 1023-Chip langer PRN Code verwendet wird, der jede Millisekunde wiederholt wird. Der Empfänger erzeugt lokal eine Trägerreplik, um eine Restträgerfrequenz auszublenden, und eine PRN Code Repliksequenz zur Korrelation mit der digitalisierten empfangenen Satellitensignalsequenz. Während des Erfassungsstadiums ist der Codephasensuchschritt für die meisten Navigationssatellitensignalempfänger ein halbes Chip lang. Folglich enthält der volle Codephasensuchbereich 2046 Kandidatencodephasen, die mit einem halben Chipintervall beabstandet sind. Der Trägerfrequenzsuchbereich hängt aufgrund der relativen Bewegung zwischen dem Satelliten und dem Empfänger von der Dopplerfrequenz ab. Eine zusätzliche Frequenzabweichung kann von einer Instabilität des lokalen Oszillators her resultieren.
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Eine kohärente Integration und eine nicht kohärente Integration sind zwei üblicherweise verwendete Integrationsverfahren zur Erfassung von GPS Signalen. Die kohärente Integration liefert einen besseren Signalverstärkung auf Kosten einer größeren rechenbetonten Auslastung für gleiche Integrationszeiten.
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Die Signale von den Navigationssatelliten werden bei 50 Bits/Sekunde mit Navigationsdaten moduliert. Diese Daten enthalten die Ephemeride, den Almanach, Zeitinformation, den Takt und andere Korrekturkoeffizienten. Dieser Datenstrom ist als Sub-Rahmen, Rahmen und Super-Rahmen formatiert. Ein Sub-Rahmen besteht aus 300 Bits von Daten und wird für sechs Sekunden gesendet. In diesem Sub-Rahmen bildet eine Gruppe von 30 Bits ein Wort, wobei die letzten sechs Bits die Paritätsprüfungsbits sind. Als ein Ergebnis besteht ein Sub-Rahmen aus 10 Worten. Ein Rahmen von Daten besteht aus fünf Sub-Rahmen, die über 30 Sekunden gesendet werden. Ein Super-Rahmen besteht aus 25 Rahmen, die über 12,5 Minuten der Reihe nach gesendet werden.
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Das erste Wort eines Sub-Rahmens ist immer gleich und als TLM Wort bekannt, und die ersten acht Bits dieses TLM Worts sind Präambelbits, die zur Rahmensynchronisation verwendet werden. Eine Barker-Sequenz wird als die Präambel verwendet, aufgrund ihrer exzellenten Korrelationseigenschaften. Die anderen Bits dieses ersten Worts enthalten Telemetriebits und werden bei der Positionsberechnung nicht verwendet. Das zweite Wort jedes Rahmens ist das HOW (Hand Over Word) Wort und besteht aus TOW (Time Of Week), einer Sub-Rahmen ID, einem Synchronisationsflag und einer Parität, wobei die letzten zwei Paritätsbits immer „0” sind. Diese zwei „0” en helfen bei der Identifizierung der korrekten Polarität der Navigationsdatenbits. Die Worte 3 bis 10 des ersten Sub-Rahmens enthalten Taktkorrekturkoeffizienten und Satellitenqualitätsindikatoren. Die 3 bis 10 Worte der Sub-Rahmen 2 und 3 enthalten die Ephemeride. Diese Ephemeriden werden verwendet, um präzise die Position der GPS Satelliten zu bestimmen. Diese Ephemeriden werden alle zwei Stunden hochgeladen und sind für vier bis sechs Stunden gültig. Die 3 bis 10 Worte des Sub-Rahmens 4 enthalten Ionosphären- und UTC-Zeitkorrekturen und die Almanache der Satelliten 25 bis 32. Diese Almanache sind den Ephemeriden ähnlich, liefern aber eine weniger genaue Position der Satelliten und sind für sechs Tage gültig. Die 3 bis 10 Worte des Sub-Rahmens 5 enthalten nur die Almanache verschiedener Satelliten in unterschiedlichen Rahmen.
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Der Super-Rahmen enthält 25 aufeinanderfolgende Rahmen. Die Inhalte der Sub-Rahmen 1, 2 und 3 wiederholen sich in jedem Rahmen eines Super-Rahmens, ausgenommen TOW und eine gelegentliche Änderung der Ephemeride alle zwei Stunden. Folglich enthält die Ephemeride eines bestimmten Signals von einem Satelliten nur die Ephemeride dieses Satelliten, die sich in jedem Sub-Rahmen wiederholt. Jedoch werden die Almanache verschiedener Satelliten in verschiedenen Rahmen des Navigationsdatensignals eines gegebenen Satelliten der Reihe nach ausgesendet. Folglich senden die 25 Rahmen die Almanache aller 24 Satelliten in dem Sub-Rahmen 5. Irgendein zusätzlicher Reservesatellitenalmanach ist in dem Sub-Rahmen 4 enthalten.
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Die Almanache und die Ephemeriden werden bei der Berechnung der Position der Satelliten zu einem gegebenen Zeitpunkt verwendet. Die Almanache sind für eine längere Zeitperiode von sechs Tagen gültig, liefern jedoch eine weniger genaue Satellitenposition und Doppler, verglichen mit den Ephemeriden. Folglich werden die Almanache nicht verwendet, wenn eine schnelle Positionsortung erforderlich ist. Andererseits hängt die Genauigkeit der berechneten Empfängerposition von der Genauigkeit der Satellitenpositionen ab, die wiederum von dem Alter der Ephemeriden abhängt. Die Verwendung der aktuellen Ephemeride hat eine bessere Positionsschätzung zur Folge, als eine, die auf einer nicht aktuellen oder veralteten Ephemeride basiert. Folglich ist es notwendig, die aktuelle Ephemeride zu verwenden, um eine präzise Satellitenposition und folglich die Empfängerposition zu bekommen.
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Ein GPS Empfänger kann die Signale erfassen und die Position in Abhängigkeit von der bereits verfügbaren Information schätzen. In dem „Heißstart” Modus hat der Empfänger die aktuelle Ephemeride, und die Position und die Zeit sind bekannt. In einem anderen Modus, der bekannt ist als „Warmstart” hat der Empfänger die nicht aktuelle Ephemeride, aber die Anfangsposition und die Zeit sind genauso genau bekannt wie in dem Fall des vorherigen „Heißstarts”.
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In dem dritten Modus, bekannt als „Kaltstart”, hat der Empfänger keine Kenntnis von Position, Zeit oder Ephemeride. Wie man erwartet, hat der „Heißstart” Modus eine kurze Zeit bis zur ersten Ortung (TTFF = Time To First Fix) zur Folge, während der „Warmstart” Modus, der die nicht aktuelle Ephemeride hat, diese Ephemeride oder den Almanach verwenden kann, was eine längere TTFF zur Folge hat, aufgrund der weniger genauen Dopplerschätzung oder der Zeit, die erforderlich ist, um die neue Ephemeride herunterzuladen. Der „Kaltstart” benötigt noch mehr Zeit für die erste Positionsortung, da keine Daten zur Verfügung stehen, um die Signalerfassung und die Positionsortung zu unterstützen.
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Es ist nicht immer möglich, eine Kopie der gegenwärtigen Ephemeride in dem Empfänger zu behalten. Dies kann aufgrund der Tatsache der Fall sein, dass der Empfänger keine Gelegenheit hatte, die Ephemeride herunterzuladen, weil er für eine Dauer von mehr als vier Stunden ausgeschaltet ist, oder weil das empfangene Signal sehr schwach ist. Es gibt US Patente, die auf das Bereitstellen einer Unterstützung bei der schnellen Positionsortung gerichtet sind. Die meisten dieser Patente behandeln das Bereitstellen der Ephemeride an den Empfänger über ein drahtloses oder drahtgebundenes Mittel. Die Ephemeriden sind jedoch über eine begrenzte Zeitperiode gültig, und es nutzt folglich nichts, wenn eine längere Gültigkeit der Ephemeride erwartet wird. Einige US Patente und veröffentlichte US Patentanmeldungen offenbaren Verfahren der Verlängerung der Gültigkeit der Ephemeride oder der Erdumlaufbahndaten. Die
US 6,437,734 offenbart die Übertragung von Navigationsinformation von einem Server an einen GPS Empfänger unter Verwendung eines Polynomverfahrens. Diese Übertragung erfolgt über das Internet. Die
US 6,542,820 offenbart ein Verfahren des Extrapolierens der Ephemeride basierend auf historischen Verfolgungsdaten oder Ephemeriden. Die Extrapolation der Ephemeride erfolgt jedoch bei einem Server und viele Sätze von vorhergesagten Satellitenerdumlaufbahnparametern zur Abdeckung mehrerer Tage werden von dem Server an den Navigationsempfänger gesendet. Die veröffentlichte US Patentanmeldung 2006/0055598 offenbart auch ein ähnliches Verfahren.
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Zusammenfassung
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Hier werden Verfahren und Systeme geschaffen, um es einem Navigationsempfänger zu ermöglichen, empfängerspezifische Satellitenumlaufmodelle basierend auf relativ kleinen Sätzen von Parametern, die von einem Server erhalten werden, zu erzeugen.
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Gemäß einem Ausführungsbeispiel enthält ein Satz von Parametern für einen Satelliten einen Wirkungsparameter, Anfangsbedingungsparameter und Zeitkorrekturkoeffizienten, die der Empfänger bei einer numerischen Integration verwendet, um die Position des Satelliten vorauszusagen. Gemäß einem Ausführungsbeispiel enthält der Wirkungsparameter den Sonnenstrahlungsdruck, und die Anfangsbedingungsparameter enthalten die Satellitenposition und Geschwindigkeit bei einer gegebenen Zeitinstanz. Der Satz von Parametern, der für die Integration erforderlich ist, ist verglichen mit gegenwärtigen Verfahren, die die Übertragung eines vollständigen Satzes von Ephemeride, Zeit, Trägerphase, Pseudobereich, etc. für jeden Satelliten erfordern, klein. Da der Satz von Parametern relativ klein ist, werden für das Senden weniger Kommunikationsnetzwerkressourcen verwendet, verglichen mit gegenwärtigen Verfahren. Ferner erlaubt die numerische Integration, die auf dem kleinen Satz von Parametern basiert, dem Empfänger die Satellitenerdumlaufbahnen mit geringer rechenbetonter Auslastung und ohne das Erfordernis historische Ephemeride zu sammeln, vorauszusagen. Die vorausgesagten Satellitenerdumlaufbahnen liefern eine bessere TTFF und Empfängerpositionsgenauigkeit.
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Gemäß einem Ausführungsbeispiel empfängt der Empfänger den Satz von Parametern für einen Satelliten von einem Server über eine drahtlose oder drahtgebundene Verbindung. Der Server sammelt oder berechnet den Satz von Parametern und sendet ihn an den Empfänger durch irgendein Übertragungsmittel, beispielsweise ein Mobilfunktelefon, SMS, WiFi, AM/FM-Funk. Der Empfänger verwendet den Satz von Parametern, um eine Integration zu berechnen, die die Satellitenerdumlaufbahn mit relativ geringer rechenbetonter Auslastung voraussagt. Unter Schwachsignalbedingungen, wenn ein Decodieren von Navigationsdaten von einem Satelliten nicht möglich ist, verwendet der Empfänger diese vorausgesagte Satellitenerdumlaufbahn, um genaue Satellitenpositionen vorauszusagen. Die vorausgesagte Satellitenerdumlaufbahn kann für mehrere Tage genau sein, ohne Empfang der Ephemeridenaussendung.
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Die obigen und andere Vorteile der Ausführungsvorteile dieser Erfindung werden aus der folgenden detaillierteren Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen offensichtlich.
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Kurze Beschreibung der Zeichnungen
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1 zeigt ein Blockdiagramm, das einen beispielhaften GPS Empfänger zeigt.
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2 zeigt ein Empfängersystem gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
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3 zeigt ein Verfahren zur Bestimmung einer Satellitenposition gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.
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Detaillierte Beschreibung
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1 zeigt einen Empfänger gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Ein Zwischenfrequenz (ZF) Eingangssignal 101 tritt von einem Analog-zu-Digital Wandler(ADC)-Ausgang eines herkömmlichen RF Front End 100 in einen Basisbandabschnitt des Empfängers ein. Das ZF Eingangssignal wird in ZF Mischern 102 und 103 in-Phase bzw. in-Quadratur multipliziert mit einem Lokalfrequenzsignal, das durch einen Direktdigitalfrequenzsynthesizer (DDFS) 106 erzeugt wird. Dieses Mischen umfasst ein Multiplizieren des ADC Ausgangssignals 101 mit der lokalen DDFS Frequenz in-Phase, was die In-Phasen-Komponente I 107 erzeugt. In einem parallelen Pfad wird das gleiche Signal 101 mit der DDFS Frequenz in Quadratur multipliziert (also mit einer Phasenverschiebung von 90 Grad), um die Quadraturkomponente Q 108 zu erzeugen. Der DDFS 106 wird durch einen numerisch gesteuerten Träger-Oszillator (NCO) 105 angetrieben. Zusätzlich empfängt der Träger-NCO 105 Phasen- und Frequenzkorrekturen von einem Prozessor 113. Aufgrund dieser Korrektur ist die DDFS-Frequenz und -Phase fast die gleiche wie bei dem ADC Ausgangssignal 101. Folglich sind die I- und Q-Signale, die durch die ZF Mischer 102 und 103 erzeugt werden, nahe bei der Null-Trägerfrequenz, nachdem sie tiefpassgefiltert sind, um hohe Frequenzkomponenten zu entfernen, die beim doppelten des ZF Frequenzbandes sind.
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Die I- und Q-Komponenten 107 und 108 werden in Korrellatoren 109 bzw. 110 korreliert mit einer lokal erzeugten PRN Sequenz, die durch einen PRN bzw. PN Generator 111 erzeugt wird. Die PRN-Sequenz entspricht dem Satelliten, dessen Signal zu diesem Zeitpunkt durch den Basisbandabschnitt verarbeitet wird. Der PRN Sequenzgenerator wird durch einen Code-NCO 112 angesteuert. Die lokale Codefrequenz wird der Coderate der I- und Q-Pfade gleichgemacht durch korrigierende Zurückführung von dem Prozessor 113 zu dem Code-NCO 112. Zusätzlich sendet der Prozessor 113 ein Signal an den PRN Code Generator 111, um die Startphase des lokal erzeugten Codes zu setzen. Der NCO 112 liefert die korrekten Taktsignale an die Korrelatoren 109 und 110. Beispielsweise liefert der NCO 112 ein Taktsignal, um zwei Abtastungen pro PRN Chip in dem Signalerfassungsstadium zu erzeugen, und drei Abtastungen pro Chip während des Verfolgungsstadiums. SYS CLK bzw. SYS Uhr 104 stellt dem NCO 105 und dem NCO 112 ein gemeinsames Taktsynchronisationssignal bereit. Die Korrelatorausgangssignale werden dann in jedem Millisekundenintervall an den Prozessor 113 gesendet. Der Prozessor 113 ist vorzugsweise ein digitaler Signalprozessor(DSP)-Kern, der geeignet ist für arithmetische Hochgeschwindigkeitsberechnungen. Eine nachfolgende Verarbeitung der Signale erfolgt in dem Prozessor 113, wie im Folgenden genauer beschrieben wird. Zusätzliche Details des Empfängerbasisbandabschnitts, wie oben beschrieben, sind in der US Patentanmeldung mit der Nummer US 2006/0251173 A1, eingereicht am 6. Mai 2005, auf deren Beschreibung hiermit Bezug genommen wird, offenbart.
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Der DSP-Kern 113 empfängt 1 Millisekunden integrierte (korrellierten) I- und Q-Werte von dem oben beschriebenen GPS Basisbandabschnitt. Um ein GPS Signal in dem DSP Prozessor zu erfassen, werden alle Dwells (Satz von Trägerfrequenz, Code Offset) gesucht. Dies ist eine zweidimensionale Suche. Eine kohärente Integration und eine nicht kohärente Integration sind zwei üblicherweise verwendete Integrationsverfahren zur Erfassung von GPS Signalen. Die kohärente Integration liefert eine bessere Signalverstärkung auf Kosten einer größeren rechenbetonten Auslastung, für gleiche Integrationszeiten.
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Ein GPS Empfänger verwendet die heruntergeladene Ephemeride, um die Position der sichtbaren Satelliten genau zu berechnen. Basierend auf diesen Satellitenpositionen wird die Position des Empfängers geschätzt. Diese berechnete Position ist genauer, wenn die verwendete Ephemeride aktuell ist. In dem Fall von GPS, werden diese Ephemeriden alle zwei Stunden aktualisiert, obwohl sie für eine Zeitperiode von vier bis sechs Stunden gültig sind. Wenn die Ephemeride jenseits dieser Zeitperiode von vier bis sechs Stunden verwendet wird, wird ein Offset in dem Pseudobereich verursacht, wobei der Pseudobereich der geschätzte Abstand des Satelliten von dem Empfänger ist, mit keinen Korrekturen, die auf den Empfängertaktdrift, eine atmosphärische Verzögerung, etc. angewendet werden. Zusätzlich zu der Positionsverschiebung sind die geschätzten Werte von Doppler und Dopplerrate ebenfalls nicht genau bei nicht aktuellen Ephemeriden, und haben eine längere Suchzeit mit einer längeren Zeit bis zur ersten Ortung (TTFF = Time-To-First-Fix) zur Folge. Folglich ist es immer notwendig die aktuelle Ephemeride herunterzuladen und zu verwenden, um diesen Positionsfehler und TTFF zu minimieren. Es ist jedoch nicht immer möglich, die aktuelle Ephemeride in dem Speicher des GPS Empfängers zu haben. Ein Beispiel ist der Fall eines morgentlichen Pendelns ins Büro, wo der GPS Empfänger für den verbleibenden Tag ausgeschaltet wird und bis zu einem nach Hause pendeln am Abend nicht mit Energie versorgt wird. Die Zeitspanne ist in diesem Fall größer als vier Stunden und die Ephemeride wird nicht aktuell. Die Verwendung dieser nicht aktuellen Ephemeride vergrößert nicht nur TTFF, sondern hat auch eine Positionsschätzung mit einer Verschiebung zur Folge, und folglich kann eine exakte Fahrzeugnavigation nicht erfolgen. Ferner gibt es eine beträchtliche Verzögerung, wenn einer auswählt, eine neue Ephemeride von jedem der beteiligten Satelliten herunterzuladen. Dieses Herunterladen benötigt mindestens 18 Sekunden oder mehr für jeden Satelliten nach dem Start des Signalverfolgungsprozesses. Ferner muss die Ephemerideaussendung separat von jedem der sichtbaren Satelliten heruntergeladen werden. In einigen Fällen kann es auch sein, dass der Empfänger ohne das Herunterladen der Ephemeride für mehrere Wochen arbeiten muss.
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Um obige Probleme im Zusammenhang mit nicht aktueller Ephemeride zu überwinden, schafft die vorliegende Erfindung Techniken zum Erzeugen von Sätzen von genaueren Ephemeriden, die über ein größeres Zeitintervall, das sich über mehrere Tage erstreckt, gültig sind. Dieser neue Satz von „erzeugten Ephemeriden” kann auf einer von verschiedenen für jedermann zugänglichen Datenbanken über Navigationssatelliten basieren. Einige von typischen Daten, die von diesen Datenbanken verfügbar sind, enthalten Information über die Satellitenmasse, den Sonnenstrahlungsdruck auf Satelliten, eine genaue Satellitenposition und -geschwindigkeit bei einer gegebenen Zeitinstanz, eine Satellitenuhr, einen Taktkorrekturkoeffizient etc. Für jedermann zugängliche Datenbankdienste sind von vielen Organisationen mit oder ohne Teilnahmegebühr verfügbar. Diese Organisationen umfassen den internationalen GPS Dienst (IGS = International GPS Service), den internationalen Erdrotations- und Referenzsystemedienst, und JPL (Jet Propulsion Labratory) von der NASA. Beim Stand der Technik wird die Satelliteninformation verwendet, um die Ephemeride an einem Server zu erzeugen. Die erzeugte Ephemeride wird dann an die entfernten Navigationsempfänger gesendet. Ein Nachteil dieses Ansatzes liegt darin, dass ein Server die Ephemerie berechnen muss und große Kommunikationsressourcen erforderlich sind, um die vom Server erzeugte Ephemeride an die Navigationsempfänger zu senden. Im Gegensatz dazu ermöglichen Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung einem Fernnavigations- oder GPS Empfänger das Empfangen eines relativ kleinen Datensatzes von der Datenbank und ein Erzeugen der Ephemeride bei dem Empfänger unter Verwendung des Datensatzes. Als ein Ergebnis müssen keine Berechnungen bei dem Server durchgeführt werden, um die Ephemeride zu erzeugen. Ferner kann der Fernnavigation- oder UPS Empfänger die benötigten Daten direkt von der Datenbank erhalten, in welchem Fall ein separater Server nicht erforderlich ist. Der Datensatz ist ebenfalls relativ klein und erfordert kein großes Ausmaß von Kommunikationsressourcen, um an Fernempfänger gesendet zu werden.
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2 zeigt ein Navigationsempfängersystem gemäß einem Ausführungsbeispiel, das eine für jedermann zugängliche Satelliteninformationsdatenbank 206, einen Netzwerkwähler 208 und eine Erdumlaufbahnberechnungsmaschine 214, die in einen Fernnavigation- oder UPS Empfänger 212 eingebettet ist, enthält. Der Empfänger 212 enthält einen UPS Satellitenempfänger 216 zum Empfangen von Satellitensignalen 204 von den Satelliten 202. Der Empfänger 212 enthält auch einen Datenempfänger 215, der Daten von der Datenbank 206 über einen Netzwerkwähler 208 oder direkt von der Datenbank 206 empfangen kann. Der Netzwerkwähler 208 empfängt die Daten von der Datenbank 206 und verteilt die Daten an den Empfänger 212 unter Verwendung einer drahtgebundenen Verbindung, drahtlosen Verbindung oder eines Speichermediummittels. Folglich können drahtgebundene Verbindungen, wie Kabel, USB und das Internet, verschiedene Typen von Medinenkarten wie Kompaktflashkarte und SD Karte, oder drahtlose Verbindungen wie Bluetooth, WiFi, WiMax, zellulare Verbindung mit SMS (Short Message Service) verwendet werden, um die Daten auf den Empfänger 212 herunterzuladen. Für den Fernempfänger 212 ist es auch möglich, direkt die Daten von der Datenbank 206 zu empfangen. Der Datenempfänger 215 kann beispielsweise einen zellularen, Bluetooth- und/oder WiFi-Empfänger enthalten zum drahtlosen Empfangen der Daten, einen USB-Anschluss zum Empfangen der Daten über eine drahtgebundene Verbindung und/oder einen Speicherkarteneinschub und zugehörige Hardware zum Lesen der Daten von einer Speicherkarte. Die Erdumlaufbahnberechnungsmaschine 214 verwendet die empfangenen Daten, um die Satellitenposition zu berechnen, wie im Folgenden erklärt wird. Die empfangenen Daten können in einem lokalen Speicher (nicht gezeigt) zur zukünftigen Verwendung durch das Erdumlaufbahnberechnungsmodul 214 gespeichert werden. Die Daten, die gesendet werden, sind relativ klein und brauchen daher nur ein geringes Ausmaß an Kommunikationsressourcen. Gemäß einem Ausführungsbeispiel benötigen die Daten so wenig wie 13 Parameter von Information pro Satellit. Folglich liefert das Navigationsempfängersystem ein sehr wirkungsvolles Verfahren zum Senden von Daten an den Empfänger, im Vergleich zu anderen bekannten Verfahren, die die Übertragung eines vollständigen Satzes von Ephemeride, Zeit, Trägerphase, Pseudobereich, etc. für jeden der Satelliten erfordern.
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Gemäß einem Ausführungsbeispiel enthalten die Daten, die von der Datenbank 206 erhalten werden, die Satellitenposition und -geschwindigkeit bei einer gegebenen Zeitinstanz, den Sonnenstrahlungsdruck und Satellitentaktparameter. Die Satellitenposition und die Geschwindigkeit bei einer gegebenen Instanz der Zeit werden als Anfangsbedingungen bei der Lösung einer Integration in dem Navigationsempfänger verwendet. Der Sonnenstrahlungsdruckwert wird in der Erdumlaufbahnberechnungsmaschine 214 verwendet, um die Störeinflusskräfte zu erzeugen, die von den Navigationssatelliten erfahren werden. Nach einer Evaluierung der mathematischen Integration können die Satellitenpositionen oder die Erdumlaufbahn durch die Berechnungsmaschine 214 berechnet werden. Die Berechnungsmaschine 214 kann in Software implementiert sein, die durch einen Prozessor des Empfängers ausgeführt wird, oder eine Hardwarevorrichtung, die für die Berechnungsmaschine geeignet ist. Das Positionsbestimmungsmodul 217 des GPS Empfängers 212 verwendet die Satellitenpositionen von der Erdumlaufbahnberechnungsmaschine 214 und Pseudobereichsmessungen von empfangenen Satellitensignalen, um die Empfängerposition zu berechnen. Die berechnete Empfängerposition kann gespeichert werden, einem Benutzer auf einer Anzeige angezeigt werden, und/oder an eine andere Vorrichtung und/oder Netzwerk gesendet werden zur Fernverfolgung der Position des Empfängers 212.
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Aufgrund von Störeinflusskräften weicht die Erdumlaufbahn von der idealen Erdumlaufbahn ab. Die Kräfte entstehen aufgrund der Wirkungen des Gravitationsfelds der Sonne, des Mondes und anderer Planeten, einschließlich der Erde. Zusätzlich zu diesen Kräften gibt es auch andere Kräfte, wie eine nicht sphärische Kraft aufgrund der Erdform, Erdgezeiten, Sonnenstrahlungsdruck, Relativitätseffekt und atmosphärischer Widerstand. All diese Faktoren können berücksichtigt werden, wenn die Satellitenerdumlaufbahn vorausgesagt wird. Gegenwärtig verfügbare Techniken können verwendet werden, um diese Kräfte zu berechnen.
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Gemäß einem Ausführungsbeispiel enthält ein Datensatz 13 Parameter von Information pro Satelliten. Tabelle 1 zeigt die 13 Parameter von Information, die drei Parameter für die Position des Satelliten x(t
0) enthält und drei Parameter für die Geschwindigkeit des Satelliten x(t
0), beide bei einer gegebenen Zeitinstanz. Die 13 Parameter enthalten auch drei Parameter für „Sonnenstrahlungsdruck”, der eine Kraft ist, die auf den Satelliten ausgeübt wird, und drei Parameter für Zeitkorrekturkoeffizienten und eine Referenzzeit. Die Anzahl an Sonnenstrahlungsdruckparametern kann größer sein in Abhängigkeit von dem verwendeten Sonnenstrahlungsmodell. Tabelle 1 listet die verschiedenen Parameter in dem Datensatz auf. Die Satellitenposition bei einer gegebenen Zeitinstanz enthält einen Parameter für jede von der x, y und z-Richtng für insgesamt drei Parameter, wie in Tabelle 1 gezeigt. Das gleiche gilt für die Satellitengeschwindigkeit bei einer gegebenen Zeitinstanz. Die Parameter können ferner komprimiert sein, wenn sie übertragen werden. Tabelle 1
| Parameter | Parameterkomponenten |
| x | y | z | Parameter |
| Satellitenposition | 1 | 1 | 1 | 3 |
| Satellitengeschwindigkeit | 1 | 1 | 1 | 3 |
| Sonnendruck | 3* |
| Zeitkorrekturkoeffizienten und Referenzzeit | 4 |
| Parametergesamtzahl | 13 |
* Die Anzahl von Sonnenstrahlungsparametern hängt von dem verwendeten Modell ab, beispielsweise 3-Parameter Modell oder 9-Parameter Modell oder andere.
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Der „Sonnenstrahlungsdruck” Parameter kann verwendet werden, um eine geschätzte Kraft auf den Satelliten zu berechnen. Die anderen Parameter, wie Kräfte aufgrund der Erde, des Gravitationsfelds der Erde und des Monds etc. können als konstant angenommen werden, und in dem Empfänger vorab gespeichert sein. Die Kräfte auf den Satelliten werden über der Zeit integriert unter Verwendung der Satellitengeschwindigkeit von dem Datensatz als eine Anfangsbedingung und der korrigierten Zeit, um die Satellitengeschwindigkeit als Funktion der Zeit zu bestimmen. Die Zeit wird hier unter Verwendung der Zeitkorrekturkoeffizienten korrigiert. Die Satellitengeschwindigkeit als Funktion der Zeit wird erneut integriert unter Verwendung der Satellitenposition von dem Datensatz und der entsprechenden korrigierten Zeit als Anfangsbedingungen, um die Satellitenposition zu bestimmen. Folglich kann die Satellitenposition durch diese doppelte Integration gewonnen werden. Andere Parameter, anstelle von oder zusätzlich zu dem „Sonnenstrahlungsdruck” Parameter können in dem Datensatz enthalten sein, um die Kraft auf den Satelliten zu schätzen.
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Jetzt wird ein Verfahren zum Bestimmen der Satellitenposition unter Verwendung der Parameter, die in dem Datensatz empfangen werden, gegeben.
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Die Kräfte auf den Satelliten können in zwei Kategorien klassifiziert werden. Eine Kategorie (ẍModell) kann mit genügend Genauigkeit modelliert sein, und die andere Kategorie (ẍgesendet) muss basierend auf den gesendeten Parametern berechnet werden.
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Das Erdumlaufbahnmodell kann aus den gesendeten Parametern (β
gesendet) für die Kräfte in ẍ
gesendet und der Anfangssatellitenposition x(t
0) und Geschwindigkeit (t
0) wie folgt erzeugt werden:
wobei x(t
m) and x(t
0) die Satellitenkoordinaten zu Zeitpunkten t
m bzw t
0 sind, ẍ(t) die gesamten Kräfte als Funktion der Zeit repräsentiert, und ẋ(t
0) die Satellitengeschwindigkeit zum Zeitpunkt t
0 repräsentiert. Die Parameter von x(t
0), ẋ(t
0) und β
gesendet werden von einer Ferndatenbank oder Basisstation gesendet.
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Die Satellitenkoordinaten u in ECEF können von den ECI (Earth Centered Inertial) (J2000) Koordinaten x transformiert werden: u = (WRNP)–1·x
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Die Polbewegung (W), die Erdrotation (R), die Nutation (N) und die Präzession (P) können für die kommenden Jahre als bekannt angenommen werden, so dass sie in diesem Fall nicht in dem mathematischen Modellieren geschätzt werden müssen.
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Es gibt mindestens zwei Wege, um die obige Integration in dem Empfänger zu berechnen. Ein Weg ist eine numerische Integration unter Verwendung von Runge-Kutta-Verfahren, des Adams-Bashforth-Verfahrens oder irgendeines anderen numerischen Algorithmus. Der andere Weg ist das Herleiten der analytischen Formel für Terme niedriger Ordnung und das Vereinfachen der numerischen Integrationsberechnungslast.
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Nachdem die diskreten Satellitenpositionen vorausgesagt sind, können Interpolationsalgorithmen verwendet werden, um zu irgendeiner Zeit die Satellitenposition zu erhalten. Die Interpolationsalgorithmen umfassen die Chebyshev Polynominterpolation, Lagrange Polynominterpolation oder einen anderen Interpolationsalgorithmus. Die Satellitenposition kann auch in dem Format der Ephemeride-Satellitenaussendung präsentiert werden, die für vier bis sechs Stunden gültig ist. Die vorausgesagten Satellitenpositionen können in vorausgesagte Ephemeride formatiert werden, die für mehrere Tage gültig sind.
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Ein Verfahren zum Bestimmen der Satellitenposition gemäß einem Ausführungsbeispiel ist in 3 gezeigt. In Block 301 wird der Empfänger eingeschaltet. Sobald der Empfänger eingeschaltet ist, prüft der Empfänger in Block 302 das Alter der gespeicherten Ephemeride. Wenn die gespeicherte Ephemeride aktuell ist, dann fährt der Empfänger damit fort, die Satellitensignale zu erfassen, wie durch den JA-Zweig des Entscheidungsblocks angegeben. Dieser Erfassungsprozess wird von dem Positionsbestimmungsmodul 303 behandelt. Wenn die Ephemeride nicht aktuell ist, wie durch den NEIN-Zweig des Entscheidungsblocks 302 angegeben, dann prüft der Empfänger in Block 304, ob der Satz von physikalischen Satellitenparametern, die von der für jedermann zugänglichen Datenbank erhalten und vorher in dem Empfänger gespeichert werden, aktuell oder verwendbar sind. Normalerweise können diese physikalischen Parameter für eine oder zwei Wochen gültig sein. Wenn die physikalischen Parameter aktuell sind, dann werden sie bei der mathematischen Integration verwendet, um die Satellitenerdumlaufbahn zu bestimmen, wie in Fig. 305 gezeigt. Die Empfängerposition wird aus dieser berechneten Erdumlaufbahn in dem Positionsbestimmungsmodul 303 berechnet. Wenn die physikalischen Parameter nicht aktuell und nicht verwendbar sind, bildet der Empfänger eine Verbindung mit der für jedermann zugänglichen Datenbank. Diese Verbindung kann direkt drahtlos sein oder über einen Netzwerkwähler erfolgen. Der Netzwerkwähler kann Parameter von der Datenbank in irgendeinem verfügbaren Format, beispielsweise das Internet, empfangen, und die Parameter in einem Format, das für den Navigationsempfänger geeignet ist, senden. Geeignete Formate umfassen einen Mobilfunktelefondienst mit SMS Benachrichtigung oder irgendeine andere drahtlose oder drahtgebundene Verbindung oder die Verwendung einer Mediakarte. Das Datenherunterladen erfolgt in Block 306. Wenn das Herunterladen erfolgreich ist, dann werden die aktuellen physikalischen Parameter in der mathematischen Integration verwendet, um die Satellitenerdumlaufbahn zu bestimmen, wie in Fig. 305 gezeigt, und die Empfängerposition wird in Block 303 berechnet. Wenn keine physikalischen Parameter heruntergeladen werden können, versucht der Empfänger, die Ephemeride von den Satelliten herunterzuladen, wie in Block 308 gezeigt, und berechnet die Position des Empfängers.
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Da der Datensatz, der die Parameter enthält, relativ klein ist, kann der Datensatz in einer Kurzmitteilung, beispielsweise einer SMS (Short Message Service) programmiert oder periodisch an den Empfänger gesendet werden. Folglich kann der Empfänger die Daten oder die physikalischen Parameter beispielsweise wöchentlich erhalten.
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Der Satellitenuhroffset ist ein anderer Parameter, der für die Positionsortung präzise bekannt sein muss. Die Satellitenuhroffsets mit der Polynomfunktion zweiter Ordnung werden von den Satellitennavigationsdaten heruntergeladen und in der lokalen Navigationsdatenbank gespeichert. Basierend auf allen Sätzen von Satellitenuhroffsets kann der Satellitenuhroffset ebenfalls auf eine Polynomanpassfunktion angepasst werden unter Verwendung des Schätzungsalgorithmus kleinster Quadrate. Folglich können Werte für die Satellitenuhroffsets in der Zukunft von den Sätzen von Satellitenuhroffsets, die in der lokalen Datenbank gespeichert sind, extrapoliert werden. Irgendein Extrapolationsalgorithmus mit Anpassfunktionen zweiter oder höherer Ordnung kann für die Satellitenuhroffsetvoraussagung verwendet werden.
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Die obige vorausgesagte Satellitenerdumlaufbahn kann gemäß einem gegebenen Zeitplan berechnet werden, beispielsweise alle sechs Stunden oder immer wenn die lokale Navigationsdatenbank aktualisiert wird. Die vorausgesagte Satellitenerdumlaufbahn wird dann in der lokalen Navigationsdatenbank gespeichert. Diese Erdumlaufbahn wird verwendet, immer wenn die Position in dem gegebenen Intervall berechnet wird. Sie kann auch verwendet werden bei der Erzeugung der nächsten Zeitintervallerdumlaufbahnvoraussagung, wenn Ephemerideaussendungen nicht verfügbar sind, beispielsweise während t2. Die vorausgesagte Satellitenerdumlaufbahn kann selbst in dem Navigationsdatenformat sein, mit Erdumlaufbahnen, die in Termen der Exzentrizität es, Quadratwurzel der großen Halbachse, Korrekturtermen, etc, bestimmt sind, um die vorausgesagte Ephemeride zu erzeugen.
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Gemäß einem Ausführungsbeispiel verwendet der Empfänger die genaueste verfügbare Ephemeride, um die Satellitenposition zu berechnen, beispielsweise die aktuelle Ephemeride, wenn sie in der lokalen Datenbank gespeichert ist, oder die vorausgesagte Ephemeride, die auf der vorausgesagten Satellitenerdumlaufbahn basiert, wenn die aktuelle Ephemeride nicht in der lokalen Datenbank gespeichert ist.
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Das Schlussmodul ist das Positionsortungsmodul. Die obige vorausgesagte Ephemeride oder Erdumlaufbahn werden verwendet, um genau die Position der Satelliten zu bestimmen, und folglich die Satellitensignale zu erfassen. Ein Kalman-Filter oder Schätzungsalgorithmus der kleinsten Quadrate kann ebenso in dem Positionsortungsmodul verwendet werden, um die Position von den verrauschten Messungen herzuleiten. Der Kalman-Filter kann dies, indem verschiedene aufeinanderfolgende Pseudobereichsmessungen empfangen werden, um das Rauschen zu schätzen, und indem zukünftige Messungen korrigiert werden, indem dieses Rauschen oder der Fehler in der Positionsberechnung entfernt wird. Das Kalman-Filter berüchsichtigt die vorherige genaue Information der Erdumlaufbahn. Die Offsets in der Ephemeride und dem Takt, die die Fehler sind, die zu der Ephemeridenvorraussagung und der Satellitenuhr gehören, und folglich zu der geschätzten Zeit, bestimmen folglich die Genauigkeit der Erdumlaufbahn und folglich der Empfängerposition. Basierend der Genauigkeit der vorausgesagten Ephemeride und des Takts oder der Zeit, kann auch eine Qualität der Positionsortung bestimmt werden. Die Qualität der Positionsortung kann bestimmt werden, beispielsweise durch Berechnen, wie die Genauigkeit der Erdumlaufbahn und die Zeit die Positionsortungsberechnung beeinträchtigen. Diese Positionsortung bestimmt folglich auch die zugehörige Qualität der Positionsortung.
