JP2006126181A - 移動体姿勢検出装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 測位可能な、天頂に近い２つ程度の少ない数の測位衛星からしか電波が届かないような場所であっても移動体の絶対的な姿勢を検出することができる移動体姿勢検出装置を提供する。
【解決手段】 複数の受信要素１−１〜１−３を配置してなるアンテナ１と、アンテナ１の受信要素又は移動体の位置若しくはこれを近似する概略の位置に関する情報に基づき求められる位置から測位衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を求める衛星方向獲得手段２と、少なくとも２つの測位衛星から受信した航法電波について受信要素間の位相差をそれぞれ求め、これら位相差及び衛星方向情報に基づいて測位衛星からの航法電波を受信している少なくとも一対の受信要素の組み合わせの基線ベクトルを検出する基線ベクトル検出手段３と、基線ベクトルにより規定される姿勢を移動体の姿勢として算出する姿勢演算手段４とを備える。
【選択図】 図１

Description

この発明は、車両や列車、船舶などの移動体に搭載してその姿勢を検出する移動体姿勢検出装置に関するものである。

車両や列車、船舶などの移動体に搭載されてその姿勢や位置を検出する、従来の移動体姿勢検出装置としては、例えば特許文献１に開示されるものがある。この装置では、ＧＰＳ（Global Positioning System）測位によって移動体の位置を得てその相対位置から、北を０度とした移動体の右回りの方位角（ヨー角）や、移動体の常態（水平状態）からの右肩下がり角に相当するロール角、移動体の前進方向に対するのめり角に相当するピッチ角を移動体の姿勢として検出する。このような従来のＧＰＳを用いた移動体の姿勢検出では、ＧＰＳ衛星からの三角測量によって移動体の位置を得るため、少なくとも３つ以上のＧＰＳ衛星からの航法電波を受信できていることが必要である。さらに、受信機時計の誤差補正が必要な場合では、４つ以上のＧＰＳ衛星電波を受信できている必要がある。

また、２つのアンテナで３つのＧＰＳ衛星からの電波を受け、更にジャイロで航法体のヨー角速度を検出し、その積分値とＧＰＳ測位・測角結果を用いて航法体の姿勢を検出する技術も提案されている（例えば、特許文献２参照）。この従来技術では、ヨーレートジャイロと速度センサを併置し、絶対方位はＧＰＳ衛星で求まる方位（ＧＰＳ方位と呼ぶ）を初期値にすることで、ジャイロ出力の積分をヨー角（方位角）として求める。

特開２００２−５４９４６号公報 特許２９４６０５０号公報

従来の移動体姿勢検出装置では、少なくとも３つ以上の測位衛星からの航法電波を受信して移動体の位置や姿勢を検出するため、移動体が位置する環境によってはその位置や姿勢を検出できないという課題があった。

例えば、自動車などの姿勢や位置を検出しようとする場合、ビルや高架橋などの構造物や、山や丘などが存在する場所では、空の見える立体角、つまり測位衛星が見える視野が狭く、常時３つ以上の測位衛星を視野内に得ることは期待できない。このため、ＧＰＳ測位衛星による移動体の姿勢検出を連続的に実行できない場合がある。

これに対して、特許文献２に開示される発明のようにジャイロ出力の積分をヨー角（方位角）として求めることで、３つの測位衛星による測位・測角結果を補完することも考えられる。

しかしながら、ジャイロセンサの角速度入力対出力電圧特性のオフセットは、外気温、経時変化などにより、時々刻々と変化（ドリフト）する。このようなオフセットドリフトによる方位誤差が拡大するのを回避するためには、ＧＰＳ方位を用いて随時補正してやる必要がある。このため、測位衛星での方位が得られないとジャイロによる角度誤差が補正できず、正確な姿勢検出を行うことができない場合があるという課題があった。

さらに、３つ程度の測位衛星による不正確な測位をセンサによる軌跡と地図データベース上の該当位置とを比較して位置補正する技術も提案されている。しかしながら、例えば地図データの道路方位を示す情報自体が正確でない場合があり、センサが逆に誤って補正されてしまう恐れがあったり、方位や位置が一旦狂ってしまった後にしか補正されないといった問題もある。

この発明は、上記のような課題を解決するためになされたものであり、測位可能な、天頂に近い２つ程度の少ない数の測位衛星からしか電波が届かないような場所であっても移動体の絶対的な姿勢を検出できる移動体姿勢検出装置を得ることを目的とする。

この発明に係る移動体姿勢検出装置は、移動体上に設けられ、測位衛星からの航法電波を受信する複数の受信要素を配置してなるアンテナ手段と、アンテナ手段の受信要素又は移動体の位置若しくはこれを近似する概略の位置に関する情報に基づき求められる位置から測位衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を求める衛星方向獲得手段と、少なくとも２つの測位衛星から受信した航法電波について受信要素における位相差をそれぞれ求め、これら位相差及び衛星方向情報に基づいて、測位衛星からの航法電波を受信している少なくとも一対の受信要素の組み合わせの基線ベクトルを検出する基線ベクトル検出手段と、基線ベクトル検出手段が検出した基線ベクトルにより規定される姿勢を移動体の姿勢として算出する姿勢演算手段とを備えるものである。

この発明によれば、移動体上に設けられ、測位衛星からの航法電波を受信する複数の受信要素を配置してなるアンテナ手段と、アンテナ手段の受信要素又は移動体の位置若しくはこれを近似する概略の位置に関する情報に基づき求められる位置から測位衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を求める衛星方向獲得手段と、少なくとも２つの測位衛星から受信した航法電波について受信要素における位相差をそれぞれ求め、これら位相差及び衛星方向情報に基づいて、測位衛星からの航法電波を受信している少なくとも一対の受信要素の組み合わせの基線ベクトルを検出する基線ベクトル検出手段と、基線ベクトル検出手段が検出した基線ベクトルにより規定される姿勢を移動体の姿勢として算出する姿勢演算手段とを備えるので、天頂に近い２つ程度の少ない数の測位衛星からしか電波が届かないような場所であっても、アンテナ手段の受信要素間の基線ベクトルを決定するにあたり、測位衛星高度を考慮すると移動***置の誤差が許容できる範囲になることから、２つ程度の少ない数の測位衛星から求められるような精度の低い移動体の位置や当該移動体側と通信可能な位置にある無線通信基地局や放送局などから提供される移動体近隣の位置などの概略の位置を用いて基線ベクトルを決定することができる。これにより、天頂に近い２つ程度の少ない数の測位衛星からしか電波が届かないような場所であっても、移動体の絶対的な姿勢を電子的且つリアルタイムに検出することができるという効果がある。

実施の形態１．
図１は、この発明の実施の形態１による移動体姿勢検出装置の構成を示す図である。本実施の形態による移動体姿勢検出装置は、受信要素１−１〜１−３からなるアンテナ（アンテナ手段）１、衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３及び姿勢演算手段４を含んで構成される。また、基線ベクトル検出手段３は、衛星選択部３ａ、複数の位相検出部３−１−１，３−１−２，・・・及び基線ベクトル演算部３ｂを含んで構成される複数の基線ベクトル検出部３−１，３−２，・・・から構成される。

複数の受信要素１−１〜１−３は、それぞれに対応するＧＰＳ（Global Positioning System）測位衛星からの航法電波を受信する。アンテナ１は、これら複数の受信要素１−１〜１−３を相互の配置間隔が固定された所定の位置関係となるように配置して構成される。基本的には、受信要素対が一組で構成されたものでもよいが、姿勢角となるピッチ角、ロール角、ヨー角の３軸共に検出するならば、受信要素が一直線上に並ばないように少なくとも２対設ける。また、各受信要素対のうちの一方を位相検出の基準とすることで、合計３個の受信要素で受信要素相互間の受信電波信号の位相を検出することができる。

図示の例では、隣り合う辺の長さがＬ（ｍ）となるようにアンテナ１内のａ，ｂ，ｃ点に受信要素１−１〜１−３をＬ字形に配置している。また、アンテナ１を移動体に取り付ける際には、地平面に対して水平に移動する移動体において、アンテナ１の受信要素配置面が略天頂を向くように取り付ける。さらに、このとき、アンテナ座標系と移動体の座標系とが一定の位置関係になるように配置する。

例えば、受信要素１−１〜１−３によるＬ字形の一辺（第１の基線ベクトル）が移動体の前進方向に沿うようにし、受信要素１−１〜１−３によるＬ字形のもう一方の辺（第２の基線ベクトル）が水平の移動体の進行方向に対して垂直で且つ移動体の左右方向になるように配置する。このようにして、各受信要素１−１〜１−３が天頂に位置する測位衛星あるいは前後方向の測位衛星からの航法電波波長の信号をそれぞれ効率よく受信できる位置に配置する。

なお、このような受信要素１−１〜１−３の配置としたアンテナ１を移動体に搭載すると、天頂の測位衛星と移動体の前後方向の測位衛星との２つの衛星を姿勢検出や測位に使用する場合、受信要素１−１，１−２による第１の基線ベクトルを用いて、移動体のヨー角とピッチ角を精度よく検出できるが、ロール角は検出できない。

水平の移動体の進行方向に対して垂直で且つ移動体の左右方向となる線上に配置した受信要素１−１，１−３による第２の基線ベクトルを用いることで、移動体のヨー角とロール角を検出できるが、ピッチ角は検出できない。従って、両方の基線ベクトル、つまり３つの受信要素を配置して初めて、同時に全ての姿勢角を検出できることになる。反対に、いずれか一つの姿勢角が不要である場合は受信要素を２つ設けるだけでよい。

また、アンテナ１は、例えば板状誘電体の表面に受信要素となる円形導体を１／４波長〜数波長程度のいずれかの所定の間隔に複数個配置した、いわゆるパッチアンテナで構成する。この他、複数のヘリカルアンテナを配置した構成でもよい。さらに、アンテナ１としては、受信要素１個を持つ複数のアンテナを、上述した受信要素の配置関係に従って配置したものでもよい。

さらに、アンテナ１は受信要素をＬ字形に配置する構成に限定されるものではない。例えば、１つのアンテナ１に対する受信要素数は、上述したようにいずれかの姿勢角を不要とするならば２個であり、全ての姿勢角を得るためには最低限３個必要である。また、４個以上の受信要素を設けることで、各受信要素による検出結果の組み合わせの全てを利用して姿勢角を得ることにより検出精度の向上を図ることができる。この他、各受信要素による検出結果を相互チェックすることにより、各検出結果の異常の有無を監視するように構成してもよい。

衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素又はアンテナ１を搭載した移動体の位置若しくはこれを近似する概略の位置情報から求められる位置と測位衛星の位置とを結ぶ方向を規定する衛星方向情報、つまり当該位置から測位衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を、航法電波の受信が予想される測位衛星について求める。

ここで、アンテナ１の受信要素又はアンテナ１を搭載した移動体の位置としては、測位衛星からの航法電波などを受信して求められるアンテナ１の受信要素又はアンテナ１を搭載した移動体の実際の位置を示す情報の他、例えば過去に求めて記憶部に記憶しておいたアンテナ１の受信要素又はアンテナ１を搭載した移動体の位置を、衛星からの電波によるもの以外のジャイロなどにより求められた情報で現在位置に合うように補正した位置を示す情報であってもよい。

アンテナ１の受信要素又はアンテナ１を搭載した移動体の位置を近似する概略の位置情報としては、無線通信基地局との無線通信が可能な領域に対応する位置情報、例えば衛星方向獲得手段２の無線通信部としてセルラ電話などを用意し、セルラ電話の無線通信基地局から入手することができる当該無線通信基地局の無線通信領域（セル）内の無線通信を中継する無線アンテナの位置に相当する情報などがある。また、放送局からの放送受信が可能な領域に対応する位置情報を利用しても良い。

さらに、測位衛星高度に対する位置誤差が許容範囲内となる位置に関する情報であれば、前記概略の位置情報として利用できる。つまり、衛星高度が非常に高く（例えば、２００００Ｋｍ程度）、移動体の実際位置から例えば半径２００Ｋｍ程度の範囲内での位置誤差があっても、移動***置から衛星を見る仰角や方位角の誤差が、ｔａｎ^-1（２００／２００００）（ｒａｄ）＜１度で低い値となる。従って、測位衛星高度に対する位置誤差が許容範囲内となる位置であれば、固定的に予め用意した地点の位置情報であっても前記概略の位置情報として利用することができる。なお、上述した位置情報については、以降の実施の形態においても説明する。

基線ベクトル検出手段３は、アンテナ１で受信した信号と衛星方向獲得手段２で求めた移動体の位置情報（概略の位置も含む）及び衛星方向情報とに基づいて、少なくとも一対の受信要素の位置ペアでなる基線ベクトルを推定する。姿勢演算手段４では、基線ベクトル検出手段３で推定された少なくとも１つの基線ベクトル情報を基にアンテナ１あるいはアンテナ１を搭載した移動体の姿勢を算出する。

また、衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３及び姿勢演算手段４は、上述したようなアンテナ１や外部との通信機能を備えたコンピュータ装置に対して、本発明に従う移動体姿勢検出プログラムを実行させることで具現化することができる。

もう少し詳細に説明すると、衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３及び姿勢演算手段４の機能を有する各プログラムモジュールから構成される移動体姿勢検出プログラムを上記コンピュータ装置に読み込ませてその動作を制御することにより、上記コンピュータ装置上に図１に示す移動体姿勢検出装置を実現することができる。

なお、以下の説明において、本発明の移動体姿勢検出装置を具現化するコンピュータ自体の構成及びその基本的な機能については、当業者が当該分野の技術常識に基づいて容易に認識できるものであり、本発明の本質に直接関わるものでないので詳細な記載を省略する。

次に動作について説明する。
以降の説明では、例えば北方向をＸ軸、東方向をＹ軸、鉛直（下）方向をＺ軸とする直交座標系を考え、ローカル座標系と呼ぶこととする。また、移動体が水平でかつ真北を向いた状態をヌル状態（ピッチ角、ロール角、ヨー角ともに０度の状態）とし、このヌル状態からの回転角を移動体の姿勢角とし、これらによって規定される状態を移動体の姿勢とする。また、水平な移動体の進行方向をｘ軸、水平な移動体の進行方向に垂直で且つ移動体の左右方向に沿った座標軸をｙ軸、及び水平な移動体の鉛直（下）方向の座標軸をｚ軸とした直交座標系をアンテナ座標系（若しくは移動体座標系）と呼ぶ。

このように座標系を定義すると、本実施の形態による移動体姿勢検出装置のアンテナ１は、例えば下記のような受信要素の配置となる。
受信要素１−１（基準受信要素）を配置するａ点が原点Ｐ０であり、受信要素１−２を配置するｂ点がｘ軸上の原点Ｐ０から距離Ｌだけ離れた点Ｐ１として配置される。ここで、ローカル座標系のＺ軸中心に北から東への回転角がヨー角であり、移動体の水平状態から進行方向に沿うｘ軸を中心に左右への回転角をロール角と呼ぶ。また、進行方向のｘ軸と直交し、移動体の常態で水平なｙ軸を中心に水平から前後の回転角をピッチ角と呼ぶ。

各基線ベクトルは、標準的な処理において、ローカル座標系と同様な直交座標系のアンテナ座標系（若しくは移動体座標系）の各軸に一致させる。また、基線ベクトルのいずれかをアンテナ座標系の軸と一致させない場合、後述する姿勢の算出では、基線ベクトルと座標軸との間の固定的な角度オフセットを補正する。

衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素又はアンテナ１を搭載した移動体の位置又はこれを近似する概略の位置からアンテナ１で受信が予想される天頂に位置する測位衛星あるいはその他の複数の測位衛星への、ローカル座標系上における概略の方向を規定する衛星方向情報を求める。

例えば、衛星方向獲得手段２は、後述するような無線通信部あるいは放送受信部を備え、これを介して外部サーバから所定の固定的な位置情報と衛星方向情報を、アンテナ１の受信要素によって受信が予想される測位衛星について受信する。

ここで、外部サーバとは、測位衛星からの電波を受信するレシーバから当該測位衛星についての最新の航法パラメータなどの測位情報を取得し、さらに衛星方向獲得手段２の前記無線通信部あるいは放送受信部と通信可能な領域に対応する位置情報をアンテナ１の受信要素又は移動体の位置を近似する概略の位置情報として当該位置からの衛星方向を衛星方向情報として演算し、衛星方向獲得手段２の前記無線通信部あるいは放送受信部に提供する衛星方向情報提供サーバである。この衛星方向情報提供サーバについての詳細は以降の実施の形態で後述する。

また、衛星方向獲得手段２に、衛星位置情報や衛星方向情報を格納するメモリを設けておき、上記外部サーバから衛星位置情報や衛星方向情報を受信できないような場合、以前に獲得して上記メモリへ記憶しておいた衛星位置情報あるいは衛星位置に関するデフォルトの設定値を用いて現在の衛星方向を算出するように構成しても良い。

基線ベクトル検出手段３は、複数の基線ベクトル検出部３−１，３−２，・・・を含んで構成される。また、基線ベクトル検出部３−１，３−２，・・・は、それぞれ複数の位相検出部を有しており、各位相検出部内にはアンテナ１の受信要素からの入力信号を受信する受信回路が構成される。各位相検出部では、アンテナ１で受信した衛星信号における搬送波位相あるいはコード位相を受信要素ごとに検出する。

衛星選択部３ａでは、アンテナ１で衛星信号を受信中の測位衛星数や衛星方向獲得手段２からの衛星方向情報などを用いて、基線ベクトル検出用の衛星選択アルゴリズムに従って、アンテナ１で受信中の測位衛星のうち、基線ベクトル演算部３ｂによる基線ベクトル算出に利用する測位衛星を選択する。

基線ベクトル検出用の衛星選択アルゴリズムとしては、例えば下記の（１）〜（４）のようなものが考えられる。なお、具体例については後述する。
（１）衛星選択部３ａは、アンテナ１で衛星信号を受信中の測位衛星数が２個未満であれば、基線ベクトル演算部３ｂに基線ベクトルを算出させない。このとき、ジャイロを使った慣性航法ＩＮＳ（Inertial Navigation System）により求めたＩＮＳ姿勢を姿勢検出結果とする。
（２）衛星選択部３ａは、アンテナ１で衛星信号を受信中の測位衛星数が２個であれば、両方を基線ベクトル検出用の衛星として選択する。
（３）衛星選択部３ａは、アンテナ１で衛星信号を受信中の測位衛星数が３個以上であれば、直視できる確率が高い天頂に最も近い衛星を優先して選択し、次に天頂に近いもう１機を選択する。このあと、その１機の電波到来方向とは所定角以上離隔しており、且つできるだけ離れた方向に位置するもので、仰角が所定角以上で且つ移動体の前方又は後方に位置する１機を優先的に選択する。このとき、上記条件に合わなければ、アンテナ１で衛星信号を継続して受信した期間が長い衛星を選択する。
（４）衛星選択部３ａは、測位衛星の選択条件を決定する数値の差が所定値未満ならば、前回と同じ衛星を選択する。ここで、衛星選択の条件変更はヒステリシスを持たせる。また、衛星信号が受信可能な全てあるいは４つ以上の測位衛星において可能な組み合わせに対応する基線ベクトルを基線ベクトル候補として全て算出させ、ロバスト二乗誤差最小のルールなどに則って最適と思われるベクトル候補を基線ベクトルとして選択・決定してもよい。

また、基線ベクトル演算部３ｂでは、アンテナ１の受信要素間での受信搬送波の位相差Δφと、衛星方向獲得手段２で求めた衛星位置情報及び衛星方向情報とを基に、ローカル座標系上における、少なくとも１つの基線ベクトル（ベクトル長はＬで既知）の推定値を算出する。

ここで、搬送波（キャリア）位相の検出は、例えばＢＰＳＫ（Binary Phase Shift Keying）変調されたＧＰＳ入力信号の場合、公知の技術に従って信号をＡＤ変換し、Ｉ（基準位相）成分とＱ（９０度離相）成分とに分ける。そして、Ｉ成分とＱ成分のそれぞれについてＰＬＬ（Phase Locked Loop）とコスタスループを構成し、これらがロックされた状態において、位相φが、φ＝ｔａｎ^-1（Ｑ／Ｉ）として算出される。

なお、各位相検出部は、相互に同期をとるために、図示しない受信回路のクロック、レプリカキャリアを共通にしておかれる。レプリカキャリアは、基準とする受信要素に対応する位相検出部の受信回路のキャリア位相ロックループがロックした信号を基に生成される。また、位相検出部間で同期を取らない場合あるいは同期をとりにくい場合は、各位相検出部内の受信回路間あるいは測位衛星間の１重位相差又は２重位相差法により位相差を検出するようにしてもよい。

１重位相差又は２重位相差法により位相差を検出する場合、特に問題となる位相不確定性（フェーズアンビギュイティ）については、例えば特許文献１に開示されるキャリア位相差のアンビギュイティを丸め込みによって整数化して除去する。この他、下記の参考文献に開示される方法を適用してもよい。
（参考文献）特開２００２−４０１２４号公報

図２は、基線ベクトル推定原理を説明する図であり、アンテナ１の２つの受信要素で３つの測位衛星からの到来電波を受信した場合を示している。図示の例は、３つの測位衛星からの電波をアンテナ１の２つの受信要素で受けて３つの位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３を得る。そして、各位相差観測ベクトル座標を含み、基線ベクトル方向（衛星方向）と直交する３つの平面１，平面２，平面３を考え、これらのいずれにも基線ベクトル座標が含まれ得ることを利用して、３平面の各交点をベクトル先端とするベクトルを移動体の姿勢測定に用いる基線ベクトルＲとして推定する。

なお、アンテナ１の受信要素間は、上述したように距離Ｌだけ離して配置する。また、基線ベクトルＲとは、第１アンテナ（図示の例では点Ｐ０に位置する受信要素）の位置Ｐ０を基準とする第２アンテナ（例えば、点Ｐ０に位置する受信要素を基準とする図１で示した点Ｐ１に位置する受信要素）の位置Ｐ１までを結ぶ直線の長さと方向を表すベクトルである。なお、基線ベクトルＲの長さ｜Ｒ｜は、アンテナ１の受信要素間を距離Ｌだけ離して配置していることから｜Ｒ｜＝Ｌとなる。

位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３は、第１アンテナの位置Ｐ０から平面１，平面２，平面３を構成する各円の中心Ｐ０１，Ｐ０２，Ｐ０３までを結ぶ直線の長さと方向を表すベクトルであり、アンテナ１の２つの受信要素で３つの測位衛星から受信した到来電波の各位相差の観測量ｄ１，ｄ２，ｄ３及び到来電波の送信源となる３つの測位衛星への各視線方向の方向余弦を用いて算出する。平面１，平面２，平面３は、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３がそれぞれ直交する平面であって、第１アンテナの位置Ｐ０を基準とした基線ベクトルＲの先端が存在する可能性がある円形領域の点群として定義される。

移動体に固定したアンテナ１の２つの受信要素で３つの測位衛星からの到来電波を受信し、基線ベクトル検出手段３内の位相検出部によって各受信要素の受信電波の位相差ｄ１（第１の衛星分）、ｄ２（第２の衛星分）、ｄ３（第３の衛星分）を観測する。この観測量ｄ１，ｄ２，ｄ３を用いて、後述するベクトル計算により第２アンテナの位置（図１における受信要素１−２が位置する点Ｐ２）にベクトル先端を有するベクトルである基線ベクトルＲを求める。なお、観測量ｄ１，ｄ２，ｄ３には波数整数アンビギュイティを含むので、後述するようにアンビギュイティを決定する必要がある。

第１アンテナは、移動体のアンテナ１内における任意の基準位置に配置され、第２アンテナは第１アンテナから移動体の進行方向にＬだけ離して、且つ同じ高さの位置となるように移動体のアンテナ１内に固定される。図２に示す例では、測位衛星からの到来電波に基づいて各位相差観測ベクトルを求め、これら位相差観測ベクトルから規定されるローカル座標系における第２アンテナの位置を算出することにより、移動体の姿勢や位置の検出に用いる基線ベクトルＲを推定するものである。

図２を用いて、３つの測位衛星からの到来電波をアンテナ１の２つの受信要素で受信した場合における基線ベクトル検出処理について説明する。
基線ベクトルＲの先端座標位置である座標値（ｘ，ｙ，ｚ）は、図中に示すように平面１、平面２及び平面３のいずれの平面にも含まれる。これを利用して、下記式（１）〜（４）に従い位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３から平面１，平面２，平面３を求める。これにより求めた平面１，平面２，平面３の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲを移動体の姿勢検出に利用するベクトル候補とする。なお、（ ）・（ ）はベクトルの内積である。

また、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３は、到来電波源である第１〜第３の測位衛星への視線方向の各方向余弦（ｈｘ１，ｈｙ１，ｈｚ１）、（ｈｘ２，ｈｙ２，ｈｚ２）、（ｈｘ３，ｈｙ３，ｈｚ３）を用い、下記式（５）〜（７）に従って算出する。

但し、ｄ１，ｄ２，ｄ３は、位相検出部によって検出された到来電波の各受信要素についての位相差の観測量ｄｄ１〜ｄｄ３に波数整数アンビギュイティＮ１，Ｎ２，Ｎ３をそれぞれ加えた量である。ここで、Ｌは、基線ベクトルＲの長さ｜Ｒ｜であり、λは測位衛星からの到来して位相検出部により位相が観測される到来電波の波長である。また、整数アンビギュイティＮ１，Ｎ２，Ｎ３は、−ｍ〜＋ｍの範囲内の値をとる。なお、ｍはアンテナ１内の受信要素の設置間隔Ｌを第１，第２，第３の衛星からの搬送波の波長λでそれぞれ除算した値の整数部（ｍ＝ｍｏｄ（Ｌ／λ））である。

各位相差の観測量ｄｄ１〜ｄｄ３は、例えば下記のようにして求める。
基線ベクトル演算部３ｂは、第１の衛星からの到来電波について、第１アンテナである受信要素１−１の位置Ｐ０で観測された位相φ０と、第２アンテナである受信要素１−２の位置Ｐ１で観測された位相φ１とから位相差Δφ１（＝φ０−φ１）を求める。基線ベクトル演算部３ｂは、位相差Δφ１を基に、ｄｄ１＝λ・Δφ１／（２π）なる式に従って距離ｄｄ１を算出する。同様にして、位相差Δφ２，Δφ３から距離ｄｄ２，ｄｄ３を算出する。λはＧＰＳ測位衛星からの到来電波の波長である。

なお、位相不確定性（フェーズアンビギュイティ）については、例えば搬送波位相観測データに対して観測残差和Ｉが最小となる、最も確からしいアンビギュイティの組み合わせを推定するように構成してもよい。

観測残差和Ｉを用いたアンビギュイティの推定処理について説明する。
下記式（８）は、観測残差和Ｉの評価関数である。

ここで、添え字ｉは観測対象の電波を送信した衛星を特定する番号であり、１から衛星選択部３ａにより選択された衛星数ｎまでの自然数をとる。ｊはベースライン番号であり、１から基線数ｍまでの自然数をとる。また、Δφｉは搬送波位相差（１重差）観測量、ｋ_iはアンビギュイティである。さらに、ｒ_jはｊ番目の基線ベクトル、ｓ_iは衛星への視線方向の単位ベクトル、ｂ_jはｊ番目のベースラインのラインバイアス（既知）である。さらに、λは衛星電波である搬送波の波長であり、１５７５．４２ＭＨｚのＬ１波の波長（約１９ｃｍ）又は１２２７．６０ＭＨｚのＬ２波の波長（約２４ｃｍ）である。
（１）基線ベクトル演算部３ｂは、アンビギュイティｋ_iの推定に使用する衛星の組み合わせを決定する。
（２）各基線ベクトルについて基線長Ｌに相当する±ｎ波長分程度の範囲でアンビギュイティｋ_iのサーチを行う。この段階では、評価関数のみで解を絞り込む。
（３）続いて、ベースライン長やベースラインの幾何学的関係、移動体の姿勢、可視衛星方向やアンテナ視線との関係を考慮して、妥当な解を残し、あり得ない解を候補から除外する。
（４）次に、基線ベクトル演算部３ｂは、残った解の候補について、例えば１０秒程度の所定期間内で得られる到来電波の情報を用いて上記式（８）を積算し、積算値が最小のものを正解として抽出する。
このようにして、基線ベクトル演算部３ｂが最も確からしいアンビギュイティの組み合わせを推定する。

また、（ｈｘ１，ｈｙ１，ｈｚ１）^T〜（ｈｘ３，ｈｙ３，ｈｚ３）^Tは、衛星方向獲得手段２が衛星方向情報として獲得した第１〜３の測位衛星への各視線方向の方向余弦である。これら方向余弦（ｈｘ１，ｈｙ１，ｈｚ１）〜（ｈｘ３，ｈｙ３，ｈｚ３）は、例えば世界座標系（ＥＣＥＦ（Earth Centered, Earth Fixed）座標系など）における移動体（アンテナ１）の概略位置に基づく概略位置ベクトル（ｘｂｓ，ｙｂｓ，ｚｂｓ）と第１〜３の衛星についての各位置ベクトル（ｘｓ１，ｙｓ１，ｚｓ１）とを用いて下記式（９）〜（１７）に従って算出される。
ｈｘ１＝（ｘｓ１−ｘｂｓ）／｛（ｘｓ１−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ１−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ１−ｚｂｓ）²｝^1/2 （９）
ｈｙ１＝（ｙｓ１−ｙｂｓ）／｛（ｘｓ１−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ１−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ１−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１０）
ｈｚ１＝（ｚｓ１−ｚｂｓ）／｛（ｘｓ１−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ１−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ１−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１１）
ｈｘ２＝（ｘｓ２−ｘｂｓ）／｛（ｘｓ２−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ２−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ２−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１２）
ｈｙ２＝（ｙｓ２−ｙｂｓ）／｛（ｘｓ２−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ２−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ２−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１３）
ｈｚ２＝（ｚｓ２−ｚｂｓ）／｛（ｘｓ２−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ２−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ２−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１４）
ｈｘ３＝（ｘｓ３−ｘｂｓ）／｛（ｘｓ３−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ３−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ３−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１５）
ｈｙ３＝（ｙｓ３−ｙｂｓ）／｛（ｘｓ３−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ３−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ３−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１６）
ｈｚ３＝（ｚｓ３−ｚｂｓ）／｛（ｘｓ３−ｘｂｓ）²
＋（ｙｓ３−ｙｂｓ）²＋（ｚｓ３−ｚｂｓ）²｝^1/2 （１７）

移動体の姿勢検出に利用する基線ベクトルＲは、世界座標系を移動体の概略位置ベクトル分だけ平行移動し、第１アンテナの位置をローカル座標系の原点Ｐ０（０，０，０）に対応させ、第２アンテナの位置Ｐ１が座標値（ｘ，ｙ，ｚ）となるベクトルである。

次に、平面１，平面２，平面３の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲを移動体の姿勢検出に利用する基線ベクトルとして算出する処理について説明する。
先ず、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３と平面１，平面２，平面３との交点、即ち各円の中心の座標をそれぞれＰ０１（ａ，ｂ，ｃ）、Ｐ０２（ｄ，ｅ，ｆ）、Ｐ０３（ｇ，ｈ，ｉ）とした場合、上記式（１）〜（３）は下記式（１８）〜（２０）のようにそれぞれ表される。

上記式（１８）〜（２０）を整理すると、下記式（２１）〜（２３）のようになる。
ａｘ＋ｂｙ＋ｃｚ−（ａ²＋ｂ²＋ｃ²）＝０ （２１）
ｄｘ＋ｅｙ＋ｆｚ−（ｄ²＋ｅ²＋ｆ²）＝０ （２２）
ｇｘ＋ｈｙ＋ｉｚ−（ｇ²＋ｈ²＋ｉ²）＝０ （２３）

上記式（２１），（２２）を用いてｚを消去すると、変数はｘだけでｙを表す下記式（２４）〜（２６）を得る。
ｙ＝Ａｘ＋Ｂ （２４）
Ａ＝｛ａｆ／（ｃ−ｄ）｝／（ｅ−ｂｆ／ｃ） （２５）
Ｂ＝（ｄ²＋ｅ²−ａ²ｆ／ｃ−ｂ²ｆ／ｃ−ｃｆ）／（ｅ−ｂｆ／ｃ）
＝｛ｄ²＋ｅ²−ｆ（ａ²＋ｂ²＋ｃ²）／ｃ｝／（ｅ−ｂｆ／ｃ） （２６）

同様に上記式（２１），（２２）を用いてｙを消去すると、変数はｘだけでｚを表す下記式（２７）〜（２９）を得る。
ｚ＝Ｃｘ＋Ｄ （２７）
Ｃ＝｛ａｅ／（ｂ−ｄ）｝／（ｆ−ｃｅ／ｂ） （２８）
Ｄ＝（ｄ²＋ｆ²−ａ²ｅ／ｂ−ｃ²ｅ／ｂ−ｂｅ）／（ｆ−ｃｅ／ｂ）
＝｛ｄ²＋ｆ²−ｅ（ａ²＋ｃ²＋ｂ²）／ｂ｝／（ｆ−ｃｅ／ｂ） （２９）

上記式（２４），（２７）を上記式（２３）に代入し、変数ｘだけの１次方程式を求め、これを整理して下記式（３０）を得る。
ｘ＝｛（ｇ²＋ｈ²＋ｉ²）−（ｈＢ＋ｉＤ）｝／（ｇ＋ｈＡ＋ｉＣ） （３０）

上記式（３０）のｘの値を上記式（２４），（２７）に代入して、ｙ及びｚの値を求めることで、平面１，平面２，平面３の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲ（ｘ，ｙ，ｚ）が算出される。なお、上述した基線ベクトルの演算は、位相検出部３−１−１、３−１−２からの受信電波に関する情報及び衛星方向獲得手段２からの当該電波を送信した測位衛星に関する情報を用いて基線ベクトル演算部３ｂによりなされる。

上述のようにして、平面１，平面２，平面３の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲ（ｘ，ｙ，ｚ）が算出されると、姿勢演算手段４が、下記式（３１），（３２）に従って姿勢角であるヨー角やピッチ角を算出する。
ヨー角＝ａｃｏｔ（ｘ／ｙ） （３１）
ピッチ角＝ａｃｏｓ｛（ｘ²＋ｙ²）^1/2／（ｘ²＋ｙ²＋ｚ²）^1/2｝ （３２）

なお、事前に正確に計測した移動体（アンテナ）姿勢と測位衛星に相当する電波源とを用いて位相差を予備実験的に求め、この位相差についての誤差を計測し、テーブルとして本実施の形態による移動体姿勢検出装置内のメモリに記憶しておき、実使用の際、基線ベクトル検出手段３や姿勢演算手段４が、基線ベクトルや移動体姿勢を算出するとき、メモリから読み出した上記位相差誤差を移動体の観測量から差し引いたもの使用するように構成してもよい。

このようにすることで、アンテナ１内の受信要素間の距離を小さく配置する場合に顕著となる受信要素相互間の電波干渉の影響を減らすことができ、移動体の姿勢や位置の検出精度を高めることができる。この場合、一台一台について行うのではなく、複数の計測を一度に行い、統計的な平均値を得てその後に生産する全ての装置にその平均値テーブルを記憶させて利用するようにしてもよい。このようにすれば、個々について誤差計測を全て行う必要がない。

次に、２つの衛星からの到来電波をアンテナ１の３つの受信要素で受信した場合における基線ベクトル検出処理について説明する。
図３は、基線ベクトル推定原理を説明する図であり、アンテナ１の３つの受信要素で２つの測位衛星からの到来電波を受信した場合を示している。図示の例は、２つの測位衛星からの電波をアンテナ１の３つの受信要素で受けて、基準となる受信要素１−１（以降、第１アンテナと称する）と他の受信要素１−２（以降、第２アンテナと称する）若しくは受信要素１−３（以降、第３アンテナと称する）とのそれぞれの組み合わせから位相差観測ベクトルを求める。

そして、各位相差観測ベクトル座標を含み、基線ベクトル方向（衛星方向）と直交する平面と基線ベクトルの長さを半径とし第１アンテナ位置Ｐ０を中心とする球面とを考え、これらのいずれにも基線ベクトル座標が含まれることを利用して、これらの交点にベクトル先端を有するベクトルを基線ベクトル候補として抽出する。続いて、ベクトル候補を構成する各ベクトル間の角度αが、基準の受信要素と他の各受信要素をそれぞれ結ぶ基線ベクトル間の角度Φとして許容される値の範囲に最も近い方を、移動体の姿勢や位置の測定に用いる基線ベクトルの対として推定する。

図において、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２は、第１アンテナの位置Ｐ０から平面１，平面２を構成する各円の中心Ｐ０１，Ｐ０２までを結ぶ直線の長さと方向を表すベクトルであり、第１アンテナと第２アンテナとで２つの衛星から受信した到来電波の各位相差の観測量ｄ１，ｄ２及び到来電波の送信源となる２つの測位衛星への視線方向の方向余弦を用いて算出する。

また、位相差観測ベクトルＤ１’，Ｄ２’も同様に、第１アンテナの位置Ｐ０から平面１’，平面２’を構成する各円の中心Ｐ０１’，Ｐ０２’までを結ぶ直線の長さと方向を表すベクトルであり、第１アンテナと第３アンテナとで２つのＧＰＳ測位衛星から受信した到来電波の各位相差の観測量ｄ１’，ｄ２’及び到来電波の送信源となる２つの測位衛星への視線方向の方向余弦を用いて算出する。

平面１，平面２は、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２に直交する平面であって、第１アンテナの位置Ｐ０を基準とした基線ベクトルの先端が存在する可能性がある円形領域の点群として定義される。平面１’，平面２’も同様に、位相差観測ベクトルＤ１’，Ｄ２’に直交する平面であって、第１アンテナの位置Ｐ０を基準とした基線ベクトルの先端が存在する可能性がある円形領域の点群として定義される。

移動体に固定したアンテナ１のうち、第１アンテナと第２アンテナとで２つの測位衛星からの到来電波をそれぞれ受信し、基線ベクトル検出手段３内の位相検出部によって各受信要素の受信電波の位相差ｄ１（第１の衛星分）、ｄ２（第２の衛星分）を観測し、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２を得る。なお、観測量ｄ１，ｄ２には波数整数アンビギュイティを含むので、上述したようにアンビギュイティを決定する必要がある。

第１アンテナから第２アンテナに向かう基線ベクトルＲは、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２にそれぞれ直交する平面１及び平面２と、半径が基線ベクトルＲの長さＬａで原点Ｐ０（第１アンテナの位置）を中心とする球面とのいずれにもその先端が存在する可能性がある。従って、基線ベクトルＲは、平面１及び平面２と、半径が基線ベクトルＲの長さＬａで原点Ｐ０を中心とする球面との交点（円形領域の平面１，２の２円の交点に球面が重なる点となり２点存在する）にそれぞれベクトル先端が位置する。

一方、移動体に固定したアンテナ１のうち、第１アンテナと第３アンテナで２つの測位衛星からの到来電波をそれぞれ受信し、基線ベクトル検出手段３の位相検出部によって各受信要素の受信電波の位相差ｄ１’（第１の衛星分）、ｄ２’（第２の衛星分）を観測し、位相差観測ベクトルＤ１’，Ｄ２’を得る。なお、観測量ｄ１’，ｄ２’には波数整数アンビギュイティを含むので、上述したようにアンビギュイティを決定する必要がある。

第１アンテナから第３アンテナに向かう基線ベクトルＲ’は、基線ベクトルＲと同様に位相差観測ベクトルＤ１’，Ｄ２’にそれぞれ直交する平面１’及び平面２’と、半径が基線ベクトルＲ’の長さＬｂで原点Ｐ０（第１アンテナの位置）を中心とする球面とのいずれにもその先端が存在する可能性がある。従って、基線ベクトルＲ’は、平面１’及び平面２’と、半径が基線ベクトルＲ’の長さＬｂで原点Ｐ０を中心とする球面との交点（円形領域の平面１’，２’の２円の交点に球面が重なる点となり２点存在する）にそれぞれベクトル先端が位置する。

第１アンテナは、移動体のアンテナ１内における任意の基準位置に配置され、第２アンテナ及び第３アンテナは第１アンテナから移動体の進行方向にＬａ，Ｌｂだけそれぞれ離して、且つ同じ高さの位置となるように移動体のアンテナ１内に固定する。このように、図３に示す例では、測位衛星からの到来電波に基づいて各位相差観測ベクトルを求め、これら位相差観測ベクトルから規定されるローカル座標系における第２アンテナや第３アンテナの位置を算出することにより、移動体の姿勢や位置の測定に用いる基線ベクトルを推定するものである。

図３を用いてより詳細に説明する。
先ず、２つの衛星からの到来電波を第１アンテナと第２アンテナで受信した場合における基線ベクトル検出処理について説明する。
第１アンテナから第２アンテナへ向かう基線ベクトルＲは、図中に示すように平面１、平面２及び半径Ｌａで原点Ｐ０を中心とする球面のいずれにおいても先端座標位置である座標値（ｘ，ｙ，ｚ）（＝（ｘ１，ｙ１，ｚ１）、（ｘ２，ｙ２，ｚ２））が含まれる。これを利用して、上記式（１），（２），（４）に従い位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２と基線ベクトルＲとから平面１，平面２を求める。但し、式（４）については、ＬをＬａに置き換える。これにより求めた平面１、平面２、及び半径Ｌａで原点Ｐ０を中心とする球面の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲを移動体の姿勢検出に利用するベクトル候補とする。

詳細に、平面１、平面２、及び半径Ｌａで原点Ｐ０を中心とする球面の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲを移動体の姿勢検出に利用する基線ベクトル候補として算出する処理について説明する。
先ず、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２と平面１，平面２との交点、即ち各円の中心の座標をそれぞれＰ０１（ａ，ｂ，ｃ）、Ｐ０２（ｄ，ｅ，ｆ）とした場合、上記式（１），（２）は上記式（１８），（１９）のようにそれぞれ表される。上記式（１８），（１９）を整理すると、上記式（２１），（２２）のようになる。

上記式（２１），（２２）を用いてｚを消去すると、変数はｘだけでｙを表す上記式（２４）〜（２６）を得る。同様に上記式（２１），（２２）を用いてｙを消去すると、変数はｘだけでｚを表す上記式（２７）〜（２９）を得る。

ここで、上記式（２４），（２７）を上記式（４）に代入し、変数ｘだけの２次方程式を求め、これを整理して下記式（３３）を得る。
（１＋Ａ²＋Ｃ²）ｘ²＋２（ＡＢ＋ＣＤ）ｘ＋Ｂ²＋Ｄ²−Ｌａ²＝０ （３３）
上記式（３３）を解くと、下記式（３４）のようになる。
ｘ＝［−２（ＡＢ＋ＣＤ）±｛（２ＡＢ＋２ＣＤ）²
−４（１＋Ａ²＋Ｃ²）（Ｂ²＋Ｄ²−Ｌａ²）｝^1/2］
／｛２（１＋Ａ²＋Ｃ²）｝ （３４）

上記式（３４）による２つのｘの値ｘ１，ｘ２を上記式（２４），（２７）に代入して、ｙ１，ｙ２及びｚ１，ｚ２の値を求めることで、平面１、平面２、及び半径Ｌａで原点Ｐ０を中心とする球面の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲ１（ｘ１，ｙ１，ｚ１）、Ｒ２（ｘ２，ｙ２，ｚ２）からなる基線ベクトル候補対が算出される。なお、上述した基線ベクトルの演算は、位相検出部３−１−１，３−１−２からの受信電波に関する情報及び衛星方向獲得手段２からの当該電波を送信した測位衛星の方向に関する情報（測位衛星への視線方向の方向余弦などの衛星方向情報）を用いて基線ベクトル演算部３ｂによりなされる。

次に、２つの衛星からの到来電波を第１アンテナと第３アンテナで受信した場合における基線ベクトル検出処理について説明する。
第１アンテナから第３アンテナへ向かう基線ベクトルＲ’は、平面１’、平面２’及び半径Ｌｂで原点Ｐ０を中心とする球面のいずれにおいても先端座標位置である座標値（ｘ，ｙ，ｚ）（＝（ｘ１’，ｙ１’，ｚ１’）、（ｘ２’，ｙ２’，ｚ２’））が含まれる。これを利用して、上記式（１），（２），（４）に従い、位相差観測ベクトルＤ１’，Ｄ２’と基線ベクトルＲ’とから平面１’，平面２’を求める。但し、式（１），（２）についてはＲをＲ’に置き換え、式（４）についてはＬをＬｂに置き換える。これにより求めた平面１’、平面２’、及び半径Ｌｂで原点Ｐ０を中心とする球面の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲを移動体の姿勢検出に利用するベクトル候補とする。

詳細に、平面１’、平面２’、及び半径Ｌｂで原点Ｐ０を中心とする球面の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲを移動体の姿勢検出に利用する基線ベクトル候補として算出する処理について説明する。
先ず、位相差観測ベクトルＤ１’，Ｄ２’と平面１’，平面２’との交点、即ち各円の中心の座標をそれぞれＰ０１’（ａ，ｂ，ｃ）、Ｐ０２’（ｄ，ｅ，ｆ）とした場合、上記式（１），（２）は上記式（１８），（１９）のようにそれぞれ表される。上記式（１８），（１９）を整理すると、上記式（２１），（２２）のようになる。

上記式（２１），（２２）を用いてｚを消去すると、変数はｘだけでｙを表す上記式（２４）〜（２６）を得る。同様に上記式（２１），（２２）を用いてｙを消去すると、変数はｘだけでｚを表す上記式（２７）〜（２９）を得る。

ここで、上記式（２４），（２７）を上記式（４）に代入し、変数ｘだけの２次方程式を求め、これを整理して下記式（３５）を得る。
（１＋Ａ²＋Ｃ²）ｘ²＋２（ＡＢ＋ＣＤ）ｘ＋Ｂ²＋Ｄ²−Ｌｂ²＝０ （３５）
上記式（３５）を解くと、下記式（３６）のようになる。
ｘ＝［−２（ＡＢ＋ＣＤ）±｛（２ＡＢ＋２ＣＤ）²
−４（１＋Ａ²＋Ｃ²）（Ｂ²＋Ｄ²−Ｌｂ²）｝^1/2］
／｛２（１＋Ａ²＋Ｃ²）｝ （３６）

上記式（３６）による２つのｘの値ｘ１’，ｘ２’を上記式（２４），（２７）に代入して、ｙ１’，ｙ２’及びｚ１’，ｚ２’の値を求めることで、平面１’、平面２’、及び半径Ｌｂで原点Ｐ０を中心とする球面の各交点にベクトル先端をそれぞれ有する基線ベクトルＲ１’（ｘ１’，ｙ１’，ｚ１’）、Ｒ２’（ｘ２’，ｙ２’，ｚ２’）からなる基線ベクトル候補対が算出される。なお、上述した基線ベクトルの演算は、位相検出部３−１−１，３−１−３からの受信電波に関する情報及び衛星方向獲得手段２からの当該電波を送信した測位衛星の方向に関する情報（測位衛星への各視線方向の方向余弦などの衛星方向情報）を用いて基線ベクトル演算部３ｂによりなされる。

次に、基線ベクトル演算部３ｂは、上述のようにして求めた基線ベクトル候補対を構成する各基線ベクトル同士間の角度αを求め、第１アンテナから第２アンテナに向かう基線ベクトルと第１アンテナから第３アンテナに向かう基線ベクトルとがなす角が一定値Φであることを利用して、上記基線ベクトル候補対のうち角度αが角度Φに近い値（例えば、角度の許容差値を１度とするなど）が得られた方を、移動体の姿勢や位置検出に使用する真の候補対であると推定する。

具体的に説明すると、基線ベクトル候補対を構成する各基線ベクトル同士間の角度αは、第１アンテナから第２アンテナに向かう基線ベクトルＲのベクトル候補対を構成する基線ベクトルをそれぞれＲ１，Ｒ２とし、第１アンテナから第３アンテナに向かう基線ベクトルＲ’のベクトル候補対を構成する基線ベクトルをそれぞれＲ１’，Ｒ２’とすると、例えば下記式（３７）〜（４０）から求めることができる。
α＝ａｃｏｓ［｛（Ｒ１）・（Ｒ２）｝／（｜Ｒ１｜＊｜Ｒ２｜）］ （３７）
α＝ａｃｏｓ［｛（Ｒ１’）・（Ｒ２）｝／（｜Ｒ１’｜＊｜Ｒ２｜）］ （３８）
α＝ａｃｏｓ［｛（Ｒ１）・（Ｒ２’）｝／（｜Ｒ１｜＊｜Ｒ２’｜）］ （３９）
α＝ａｃｏｓ［｛（Ｒ１’）・（Ｒ２’）｝／（｜Ｒ１’｜＊｜Ｒ２’｜）］（４０）
但し、（ ）・（ ）はベクトルの内積、｜ ｜＊｜ ｜はスカラー積を示している。

基線ベクトル演算部３ｂは、上述のようにして４つの基線ベクトル候補対を構成する各基線ベクトル同士間の角度αを求めると、下記式（４１）に示す基線ベクトル間角度の許容範囲を満たすか否かを判定し、角度Φに近い値が得られた候補対を、移動体の姿勢や位置検出に使用する真の候補対であると推定する。
｜Φ−γ｜＜｜α｜＜｜Φ＋γ｜ （４１）
ここで、γは角度αの角度Φからの誤差の許容値である。

上述のようにして求められた基線ベクトル候補対における、一方の基線ベクトルの先端位置が第２アンテナの位置に相当し、他方の基線ベクトルの先端位置が第３アンテナの位置に相当する。これら基線ベクトルＲ（ｘ，ｙ，ｚ）を用いて、姿勢演算手段４が、上記式（３１），（３２）に従い姿勢角であるヨー角やピッチ角を算出する。

なお、事前に正確に計測した移動体（アンテナ）姿勢と測位衛星に相当する電波源とを用いて位相差を予備実験的に求め、この位相差についての誤差を計測し、テーブルとして本実施の形態による移動体姿勢検出装置内のメモリに記憶しておき、実使用の際、基線ベクトル検出手段３や姿勢演算手段４が、基線ベクトルや移動体姿勢を算出するとき、メモリから読み出した上記位相差誤差を移動体の観測量から差し引いたもの使用するように構成してもよい。

このようにすることで、アンテナ１内の受信要素間の距離を小さく配置する場合に顕著となる受信要素相互間の電波干渉の影響を減らすことができ、移動体の姿勢や位置の検出精度を高めることができる。この場合、一台一台について行うのではなく、複数の計測を一度に行い、統計的な平均値を得てその後に生産する全ての装置にその平均値テーブルを記憶させて利用するようにしてもよい。このようにすれば、個々について誤差計測を全て行う必要がない。

次に、２つの測位衛星からの到来電波をアンテナ１内の２つの受信要素でそれぞれ受信した場合における基線ベクトル検出処理について説明する。
例えば、２つの測位衛星からの到来電波を第１アンテナと第２アンテナで受信した場合、第１アンテナから第２アンテナへ向かう基線ベクトルＲは、平面１、平面２及び半径Ｌで原点Ｐ０を中心とする球面のいずれにおいても先端座標値（ｘ，ｙ，ｚ）（＝Ｒ１（ｘ１，ｙ１，ｚ１）、Ｒ２（ｘ２，ｙ２，ｚ２））が含まれる。

そこで、上述した２つの測位衛星からの到来電波をアンテナ１内の３つの受信要素で受信した場合における基線ベクトル検出処理と同様にして、上記式（１），（２），（４）に従い位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２から平面１，平面２を求め、平面１、平面２及び半径Ｌで原点Ｐ０を中心とする球面の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトル候補対を求める。

このようにして求めた基線ベクトル候補対のうちのいずれの基線ベクトルを、移動体の姿勢や位置検出に用いる基線ベクトルとして用いるか否かは、例えば基線ベクトル候補対の基線ベクトルのピッチ角と、本実施の形態による移動体姿勢検出装置に搭載した角速度センサによる移動体の旋回角βとの差を、上記と同様にして評価して許容される値に近いものと判定された基線ベクトルを移動体の姿勢や位置検出のために選択する。

なお、上述した基線ベクトルの検出処理では、受信要素を少なくとも２つ有するパッチアンテナのようなアンテナ１で測位衛星からの到来電波を受信する例を示したが、本発明はこれに限られない。例えば、アンテナ１をアレイアンテナで構成し、基線ベクトル検出手段３が、アレイアンテナ座標系における電波の到来角θを、ＭＵＳＩＣ（MUltiple SIgnal Classification）処理方式を用いて検出し、この検出結果の到来角θに基づいて基線ベクトルを推定するように構成してもよい。

姿勢演算手段４では、上述のようにして基線ベクトル検出手段３で検出された基線ベクトルと、衛星方向獲得手段２で獲得した上記基線ベクトルに関わるＧＰＳ測位衛星のローカル座標系上の衛星方向情報とに基づいて、アンテナ１あるいはこれを搭載した移動体のローカル座標系上での姿勢（ヨー角、ピッチ角、ロール角）を算出する。

この際、例えば特許文献１に開示されている方法を採用しても良い。この場合、特許文献１中の式（１）にローカル座標系の基線ベクトルの観測量とアンテナ座標系における基線ベクトルの既知の値とを代入して、特許文献１中の式（２）に示された座標変換オペレータ行列を求める。そして、この行列の要素を用いて、ロール角、ピッチ角、ヨー角（真北からの方位角）を算出するための特許文献１中の式（３）〜式（５）に従いローカル座標上での姿勢を算出する。このようにして求められた移動体の姿勢に関する情報は、姿勢演算手段４から装置外部へと出力される。

以上のように、この実施の形態１によれば、移動体上に設けられ、測位衛星からの航法電波を受信する複数の受信要素１−１〜１−３を配置してなるアンテナ１と、アンテナ１の受信要素又は移動体の位置若しくはこれを近似する概略の位置に関する情報に基づき求められる位置から測位衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を求める衛星方向獲得手段２と、少なくとも２つの測位衛星から受信した航法電波について受信要素における位相差をそれぞれ求め、これら位相差及び衛星方向情報に基づいて、測位衛星からの航法電波を受信している少なくとも一対の受信要素の組み合わせの基線ベクトルを検出する基線ベクトル検出手段３と、基線ベクトル検出手段が検出した基線ベクトルにより規定される姿勢を移動体の姿勢として算出する姿勢演算手段４とを備えるので、天頂に近い２つ程度の少ない数の測位衛星からしか電波が届かないような場所であっても、アンテナ１の受信要素間の基線ベクトルを決定するにあたり、測位衛星高度を考慮すると移動***置の誤差が許容できる範囲になることから、２つ程度の少ない数の測位衛星から求められるような精度の低い移動体の位置や当該移動体側と通信可能な位置にある無線通信基地局や放送局などから提供される移動体近隣の位置などの概略の位置を用いて基線ベクトルを決定することができる。これにより、天頂に近い２つ程度の少ない数の測位衛星からしか電波が届かないような場所であっても、移動体の絶対的な姿勢を電子的且つリアルタイムに検出することができる。

なお、上記実施の形態１において、基線ベクトル検出手段３が、天頂に位置する測位衛星（天頂衛星）からの到来電波の受信状態の良悪を検出・判定する監視部を装備し、当該監視部による判定で受信状態が良い場合には天頂に位置する測位衛星を利用し、悪い場合には次に天頂に近い他の測位衛星からの電波を利用するように構成してもよい。

例えば、監視部が、天頂衛星からの電波受信状態として受信信号のＳ／Ｎ比を監視し、Ｓ／Ｎ比が悪いときには、衛星選択部３ａにより次善の衛星に自動的に切替えるように制御する。このようにすることで、姿勢検出のアベイラビリティを向上できる。天頂衛星は、ほぼ真上にあるといっても、車輌等の移動体が移動するところには高架道、電力架線、歩道橋といった電波遮断要因が数多く存在する。これに対して、上述のような構成とすることで、上記のような環境下で姿勢検出ができなくなることを防ぐことができる。

また、アンテナ１における受信要素の配置、つまり既知の基線ベクトルのいずれかをアンテナ座標系の軸と一致させない場合、後述するような姿勢算出では、基線ベクトルと座標軸との間の固定的な角度オフセットが差し引かれ補正される。

例えば、姿勢演算手段４が、アンテナ１を搭載した移動体の傾斜角度を±９０度未満の所定値以下に限定して算出するように構成する。これによって、アンテナ１を取り付けた移動体の姿勢を算出する計算量が少なくとも半減する効果がある。つまり、移動体は概ね水平な状態で挙動する性質に着目し、常態からの傾斜角が９０度以下の一定限度内に収まる制限を与える。このようにすることで、±９０未満の所定の値を超える姿勢角については計算を打ち切ることができ、計算完了周期を短縮することができる。これにより、過度応答性や実時間性のよい姿勢検出結果を得ることができる。

また、姿勢演算手段４が、アンテナ１を搭載した移動体の前後方向について演算する最大傾斜角度を例えば±１０度から±５０度までのいずれかの値に限定し、左右方向について演算する最大傾斜角度は例えば±２０度から±５０度までのいずれかの値に限定した範囲について傾斜を算出するようにしてもよい。このようにすることで、アンテナ１を搭載した移動体の傾斜角度を算出する計算量をさらに減少させることができる。従って、計算完了周期をより短縮化することができるので、さらなる過度応答性や実時間性のよい姿勢検出を実行することができる。

実施の形態２．
図４は、この発明の実施の形態２による移動体姿勢検出装置の構成を示す図である。本実施の形態による移動体姿勢検出装置は、アンテナ１、衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３、姿勢演算手段４、角速度検出手段５、ＩＮＳ姿勢演算手段６、速度検出手段７、位置演算手段８及び提示／制御手段９を含んで構成される。なお、図１と同一の符号を付した構成要素は同一若しくはこれに相当するものであり、これらについての重複する説明は省略する。

角速度検出手段５は、レートジャイロなどの角速度センサなどから構成され、移動体のヨー軸、ピッチ軸及びロール軸のうちの少なくとも１つの軸周りの角速度を検出する。ＩＮＳ姿勢演算手段６は、角速度検出手段５が検出した角速度と姿勢演算手段４が算出した移動体の絶対姿勢とを基にして当該移動体の姿勢を算出する。速度検出手段７は、速度センサなどにより構成され、移動体の移動速度を検出する。

位置演算手段８は、ＩＮＳ姿勢演算手段６が算出した姿勢情報と速度検出手段７が算出した移動体の速度とに基づいて移動体の位置を算出する。提示／制御手段９は、本実施の形態による移動体姿勢検出装置に搭載したＬＣＤなどの表示装置（不図示）を介して、ＩＮＳ姿勢演算手段６が算出した姿勢情報や位置演算手段８が算出した移動体の位置情報をユーザに提示する。

図５は、図４中のＩＮＳ姿勢演算手段の構成を示す図である。図に示すように、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、ジャイロ１０からの角速度情報を入力するＡ／Ｄ変換器１１、固定オフセット補償部１２、演算器１３，１４，１７、積分器１５及び補償演算部１６を含んで構成される。ジャイロ１０は、図４中の角速度検出手段５を構成するレートジャイロであり、移動体の３軸のうちの少なくとも１つの軸周りの角速度を検出する。

Ａ／Ｄ変換器１１は、ジャイロ１０からのアナログ信号の角速度情報を入力してディジタル信号に変換する。固定オフセット補償部１２は、移動体の３軸のうちの少なくとも１つの軸周りの角速度に関する所定のオフセット値が設定されており、演算器１３に上記角速度の検出値が入力されると当該所定のオフセット値を演算器１３に出力する。演算器１３，１４，１７は、入力したディジタル信号を適宜加減算する。積分器１５は、入力信号の積分値を算出する。補償演算部１６は、姿勢演算手段４からの姿勢情報と積分器からの出力情報との演算結果を入力してＩＮＳ姿勢の補償演算を実行する。

また、図４中に示した衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３、姿勢演算手段４、ＩＮＳ姿勢演算手段６、位置演算手段８及び提示／制御手段９は、アンテナ１や外部との通信機能を備えたコンピュータ装置に対して、本発明に従う移動体姿勢検出プログラムを実行させることで具現化することができる。

もう少し詳細に説明すると、衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３、姿勢演算手段４、ＩＮＳ姿勢演算手段６、位置演算手段８及び提示／制御手段９の機能を有する各プログラムモジュールから構成される移動体姿勢検出プログラムを上記コンピュータ装置に読み込ませてその動作を制御することにより、上記コンピュータ装置上に図４に示す移動体姿勢検出装置を実現することができる。

なお、以下の説明において、本発明の移動体姿勢検出装置を具現化するコンピュータ自体の構成及びその基本的な機能については、当業者が当該分野の技術常識に基づいて容易に認識できるものであり、本発明の本質に直接関わるものでないので詳細な記載を省略する。

次に動作について説明する。
図６は、実施の形態２による移動体姿勢検出装置の動作を示すフローチャートであり、この図に沿って詳細な動作を説明する。
先ず、本実施の形態による移動体姿勢検出装置は、アンテナ１の受信要素を介して測位衛星からの到来電波の受信を開始する。受信要素により受信された測位衛星からの到来電波は、基線ベクトル検出手段３の基線ベクトル検出部３−１，３−２，・・・に入力されて、内部の位相検出部３−１−１，３−１−２，３−１−３，・・・により位相検出される。ここまでの処理がステップＳＴ１に相当する。

衛星方向獲得手段２は、受信した到来電波を送信した測位衛星の方向に関する情報（衛星方向情報）と、移動体の位置に関する情報（概略の位置情報）とを取得する（ステップＳＴ２）。例えば、図７及び図８に示すようなフローチャートに従って衛星方向情報や概略位置情報を取得する。

図７を用いて、衛星方向情報の取得処理について説明する。
図７（ａ）に示す例における衛星方向獲得手段２は、外部装置との間で無線通信を実行するための無線通信部あるいは放送受信部を備えている。ステップＳＴ７ａ−１において、衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素が到来電波を受信して位相検出部によりその位相が検出されると、当該受信電波に関して衛星方向情報を更新すべきか否かを判定する。

このとき、衛星方向情報を更新すべきと判断すると、衛星方向獲得手段２は、無線通信部あるいは放送受信部によって外部装置から衛星方向情報を無線通信や放送で受信して以前の衛星方向情報を自動更新する（ステップＳＴ７ａ−２）。外部装置としては、例えば測位衛星からの航法電波を受信して測位情報を取得し、これを基に衛星位置及び移動体の概略の位置情報により求まる位置から衛星への衛星方向情報を求めて提供するセンタサーバなどが考えられる。

また、放送としてセンタサーバから衛星方向情報を受信する場合、例えば放送受信部が測位衛星を経由して当該放送中の衛星方向情報を受信する場合もある。一方、衛星方向情報を更新しないと判定されると、衛星方向情報の更新可否の判定処理に戻る。

図７（ｂ）に示す例では、衛星方向獲得手段２が、図７（ａ）と同様に、外部装置との間で無線通信を実行するための無線通信部あるいは放送受信部を備えている。ステップＳＴ７ｂ−１において、衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素が到来電波を受信してその位相が位相検出部に検出されると、当該受信電波に関して衛星方向情報を更新すべきか否かを判定する。

このとき、衛星方向情報を更新すべきと判断すると、衛星方向獲得手段２は、無線通信部あるいは放送受信部によって外部装置から衛星位置に関する情報を受信する（ステップＳＴ７ｂ−２）。さらに、衛星方向獲得手段２は、上記無線通信部あるいは放送受信部によって外部装置から移動体の概略の位置情報を受信する（ステップＳＴ７ｂ−３）。また、衛星方向獲得手段２が、移動体の概略の位置として位置演算手段８が算出した移動体のＩＮＳ位置を入力してもよい。

なお、外部装置としては、例えば測位衛星からの電波を受信して測位情報を取得し、これを基に衛星位置と、外部装置の無線通信部により特定される無線通信エリア内における移動体の概略の位置情報を求めて提供するセンタサーバなどが考えられる。一方、衛星方向情報を更新しないと判定されると、衛星方向情報の更新可否の判定処理に戻る。

また、図７（ｃ）に示す衛星方向獲得手段２は、測位衛星からの電波を受信して測位情報を取得するための無線通信部を備え、取得した測位情報を基に衛星位置とこれにより特定されるエリア内における移動体の実際位置を近似する概略の位置情報を求める。

先ず、衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素が到来電波を受信してその位相が位相検出部に検出されると、上記と同様にして、当該受信電波に関して衛星方向情報を更新すべきか否かを判定する（ステップＳＴ７ｃ−１）。

このとき、衛星方向情報を更新すべきと判断すると、衛星方向獲得手段２は、上記無線通信部によって例えば測位衛星からの航法メッセージを受信し、その軌道パラメータを抽出して当該衛星の位置を算出する（ステップＳＴ７ｃ−２）。一方、衛星方向情報を更新しないと判定されると、衛星方向情報の更新可否の判定処理に戻る。

次に、衛星方向獲得手段２は、上記無線通信部によって測位衛星から電波を受信し、その到達時間を用いて衛星までの距離を算出し、当該距離と前述の衛星の位置とを用いて移動体の概略の位置情報を求める（ステップＳＴ７ｃ−３）。続いて、衛星方向獲得手段２は、測位衛星の位置情報と移動体の位置情報とを用いて、測位衛星への視線方向の方向余弦などの衛星方向情報を算出する（ステップＳＴ７ｃ−４）。

図７（ｄ）に示す例では、衛星方向獲得手段２が、図７（ａ）と同様に、外部装置との間で無線通信を実行するための無線通信部あるいは放送受信部を備えている。衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素が到来電波を受信してその位相が位相検出部に検出されると、当該受信電波に関して衛星方向情報を更新すべきか否かを判定する（ステップＳＴ７ｄ−１）。

このとき、衛星方向情報を更新すべきと判断すると、衛星方向獲得手段２は、上記無線通信部あるいは放送受信部によって外部装置から衛星位置情報を無線通信や放送で受信する（ステップＳＴ７ｄ−２）。一方、衛星方向情報を更新しないと判定されると、衛星方向情報の更新可否の判定処理に戻る。

次に、衛星方向獲得手段２は、上記無線通信部あるいは放送受信部によって外部装置から移動体の概略の位置情報を受信する（ステップＳＴ７ｄ−３）。なお、外部装置としては、例えば測位衛星からの電波を受信して測位情報を取得し、これを基に衛星位置とこれにより特定されるエリア内における移動体の概略の位置情報を求めて提供するセンタサーバなどが考えられる。

このあと、衛星方向獲得手段２は、取得した測位衛星からの測位情報と移動体の位置情報とを用いて、測位衛星への視線方向の方向余弦などの衛星方向情報を算出する（ステップＳＴ７ｄ−４）。

図８を用いて、移動体の概略の位置情報を取得する処理について説明する。
図８（ａ）に示す例では、衛星方向獲得手段２が、無線通信部として既存のセルラ電話機を有している。先ず、衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素によって到来電波が受信され位相検出部によりその位相が検出されると、移動体の現在の位置情報を更新すべきか否かを判定する（ステップＳＴ８ａ−１）。

このとき、位置情報を更新すべきと判断すると、衛星方向獲得手段２は、無線通信部であるセルラ電話機を介して基地局センタから当該基地局センタが管理する無線通信エリア内の位置情報、例えば当該無線通信を中継する基地局アンテナ位置を移動体の概略位置情報として取得して以前の位置情報を更新する（ステップＳＴ８ａ−２）。一方、位置情報を更新しないと判定されると、再び位置情報の更新可否の判定処理に戻る。

図８（ｂ）の例では、衛星方向獲得手段２が、測位衛星高度に対する位置誤差が許容範囲内となる移動体の位置に関する情報として、地図データ中の代表的な地点に関する位置情報をメモリ内に予め格納しておき、姿勢検出処理にあたり当該メモリから前記位置情報を移動体の概略位置情報として読み出す（ステップＳＴ８ｂ−１）。

また、図８（ｃ）に示す例では、衛星方向獲得手段２が、無線通信部あるいは放送受信部を備えている。衛星方向獲得手段２は、アンテナ１の受信要素によって到来電波が受信され位相検出部によりその位相が検出されると、移動体の現在の位置情報を更新すべきか否かを判定する（ステップＳＴ８ｃ−１）。

このとき、位置情報を更新すべきと判断すると、衛星方向獲得手段２は、無線通信部あるいは放送受信部によって外部装置から移動体の位置情報を無線通信や放送で受信して以前の位置情報を更新する（ステップＳＴ８ｃ−２）。外部装置としては、例えば測位衛星からの電波を受信して測位情報を取得し、これを基に衛星位置、移動体の位置情報及び当該移動体から衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を求めて提供するセンタサーバなどが考えられる。

また、衛星方向獲得手段２が、位置演算手段８が算出した移動体のＩＮＳ位置を入力して以前の位置情報を更新するようにしてもよい。
なお、衛星方向獲得手段２による処理については、後述する実施の形態にて構成を明示しつつ詳細に説明する。

ここで、図６に示すフローチャートの説明に戻る。
基線ベクトル検出手段３は、上述のようにして衛星方向獲得手段２によって測位衛星の位置情報や移動体の位置情報が取得されると、本実施の形態による移動体姿勢検出装置がコールドスタートしたのか、ホットスタートしたのかを判定する（ステップＳＴ３）。ここで、コールドスタートとは、本発明の移動体姿勢検出装置を実現するコンピュータの電源が完全に切れている状態から起動することを示している。

また、ホットスタートとは、ソフトウェアリセットによってハードウェアチェックの一部を省略して高速に再起動することを示している。ホットスタートでは、ソフトウェアリセットによって本発明による移動体姿勢検出装置がホールトを経由して停止した際の移動体の停止姿勢が内部メモリに保持される。

ステップＳＴ３においてコールドスタートであるならば、基線ベクトル検出手段３は、装置内に設けた計時カウンタ（不図示）の時刻Ｔを０に設定する（ステップＳＴ４）。この場合、ステップＳＴ５におけるＧＰＳ姿勢の算出処理に移行する。ステップＳＴ５におけるＧＰＳ姿勢の算出処理は、上記実施の形態１で示した基線ベクトル検出手段３及び姿勢演算手段４によるローカル座標系における移動体のＧＰＳ姿勢（絶対方位など）を求める処理である。

図９は、ＧＰＳ姿勢の算出処理を示すフローチャートであり、３つの測位衛星からの到来電波を２つの受信要素で受信した場合の処理を示している。この図に沿って、ステップＳＴ５におけるＧＰＳ姿勢の算出処理を詳細に説明する。
先ず、コールドスタートであると判断され、基線ベクトル検出手段３により計時カウンタの時刻Ｔが０に設定されると、基線ベクトル検出部内の衛星選択部３ａが、ローカル座標系における移動体の絶対姿勢の算出に利用するＧＰＳ測位衛星を選択する（ステップＳＴ９−１）。ここでは、３つの衛星が選択される。

図１０は、ＧＰＳ測位衛星の選択処理を示すフローチャートであり、この図に沿って図９中のステップＳＴ９−１の処理を説明する。
衛星選択部３ａは、アンテナ１の受信要素が受信した受信電波に関する情報や衛星方向獲得手段２が取得した衛星方向情報などに基づいて、現在アンテナ１の受信要素が衛星電波を受信中の衛星数が２個未満であるか否かを判定する（ステップＳＴ１０−１）。このとき、２個未満と判定されれば、衛星選択部３ａは、正確な姿勢検出が不可能であると判断して基線ベクトル演算部３ｂに基線ベクトルの算出を実行させない（ステップＳＴ１０−２）。

一方、衛星電波を受信中の衛星数が２個以上であれば、衛星選択部３ａは、当該衛星数が２個であるか否かを判定する（ステップＳＴ１０−３）。このとき、衛星数が２個と判定すると、衛星選択部３ａは、衛星電波を受信中の衛星のうち仰角が大きい方を第１の測位衛星とし（ステップＳＴ１０−４）、仰角が小さい方を第２の測位衛星とする（ステップＳＴ１０−５）。このあと、図９中のステップＳＴ９−２の処理へ移行する。

また、衛星数が２個を超える場合、衛星選択部３ａは、衛星電波を受信中の衛星のうち仰角が最大のものを第１の測位衛星とする（ステップＳＴ１０−６）。このあと、衛星選択部３ａは、残った受信中の衛星のうち、衛星方向獲得手段２からの移動***置情報に基づいて特定した移動***置への電波到来方向が、ステップＳＴ１０−６で決定した第１の測位衛星からの電波到来方向に９０度離隔するものに最も近い衛星を第２の測位衛星とする。そして、同様に、第１〜第（ｉ−１）の測位衛星からの電波到来方向に９０度離隔するものに最も近い順から第ｉの測位衛星を決定する。ここまでが、ステップＳＴ１０−７の処理に相当する。

上述した処理は、例えば受信要素が２つで姿勢検出に利用可能な衛星数が２個である場合、各衛星から到来する電波の方向が直交するときに最も姿勢角の角度誤差が最小になると解釈されることを前提としている。具体的に説明すると、図１１に示すように、一定の角度誤差±ε（ラジアン）を与えた場合の位置（基線ベクトル）検出の最大位置誤差は、電波到来方向の交差角αを９０度にすると最小値（±２^1/2・ε）になる。

また、測位衛星からの到来電波は、仰角が小さいほどイオン層などで屈折等の影響を受けて歪やすい。そこで、仰角が最も大きい順に姿勢検出に利用する衛星とする。反対に、例えば仰角が１５度未満の衛星については移動体の姿勢検出に利用しないようにする。なお、仰角と共に増加する任意の重み関数を定義して測位衛星の選択処理の判断材料の１つにしてもよい。

ステップＳＴ１０−７で第２〜第ｉの測位衛星を決定すると、衛星選択部３ａは、衛星電波を受信中の衛星数が４個以上であるか否かを判定する（ステップＳＴ１０−８）。このとき、衛星電波を受信中の衛星数が３個以上４個未満であれば、図９中のステップＳＴ９−２の処理へ移行する。一方、衛星電波を受信中の衛星数が４個以上であれば、衛星選択部３ａは、測位モードをＦＩＸとする。

ここで、ＦＩＸモードとは、後の処理で、基線ベクトル演算部３ｂが、衛星電波を受信中の受信要素の可能な組み合わせを全て求め、これらの全ての基線ベクトル候補を算出させ、ロバスト二乗誤差最小のルールなどにより最適と思われる基線ベクトルを選択し決定する処理モードである。

図９に示すフローチャートの説明に戻る。
ステップＳＴ９−１で姿勢検出に利用する測位衛星が選択されると、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル（基準となる第１アンテナから第２アンテナへ向かう基線ベクトル）の長さＬの誤差許容値δを初期設定する（ステップＳＴ９−２）。初期設定としては、例えば許容値δを受信電波の１波長λの１／１００程度の値に設定する。

次に、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル算出処理で求めた基線ベクトル候補や位相差の整数アンビギュイティＮの値などを一時記憶するメモリの内容をクリアし、波数整数アンビギュイティＮの値を初期値に設定して初期化処理を実行する（ステップＳＴ９−３）。ここで、衛星選択部３ａが選択した全ての測位衛星に対応する整数アンビギュイティＮｉを初期化する。なお、添え字ｉは観測対象の電波を送信した測位衛星を特定する番号であり、１から衛星選択部３ａにより選択された測位衛星数ｎまでの自然数をとる。Ｎｉは、ｉ番目の測位衛星に対応する整数アンビギュイティである。

続いて、基線ベクトル演算部３ｂは、第１〜第ｉの測位衛星に対応する整数アンビギュイティＮ１〜Ｎｉについて、各アンビギュイティＮが取り得る所定範囲（例えば、−ｍ〜ｍ）の値を順に設定する（ステップＳＴ９−４）。但し、ｍはアンテナ１内の受信要素の設置間隔Ｌを第１〜第ｉの測位衛星からの搬送波の波長λで除算した値の整数部である。

基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ９−４で整数アンビギュイティＮｉの値が設定される度に、そのアンビギュイティＮｉを用いて基線ベクトル候補を算出する（ステップＳＴ９−５）。例えば、上記実施の形態１で示した、３つの測位衛星からの到来電波を２つの受信要素で受信した場合における基線ベクトルの推定原理に従って処理する。

つまり、基線ベクトルＲの先端座標位置である座標値（ｘ，ｙ，ｚ）が、図２中の平面１、平面２及び平面３のいずれの平面にも含まれることを利用して、上記式（１）〜（４）に従い、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３から平面１，平面２，平面３を求める。これにより求めた平面１，平面２，平面３の各交点にベクトル先端を有する基線ベクトルＲを移動体の姿勢検出に利用するベクトル候補とする。

なお、位相差観測ベクトルＤ１，Ｄ２，Ｄ３の算出には、衛星方向獲得手段２から取得した第１〜第３の測位衛星への視線方向の各方向余弦（ｈｘ１，ｈｙ１，ｈｚ１）、（ｈｘ２，ｈｙ２，ｈｚ２）、（ｈｘ３，ｈｙ３，ｈｚ３）を用い、上記式（５）〜（７）に従って算出される。このとき、基線ベクトル演算部３ｂは、第１〜第３の測位衛星からの到来電波の各受信要素についての位相差の観測量ｄｄ１〜ｄｄ３に整数アンビギュイティＮ（−ｍ〜＋ｍ、ｍ＝ｍｏｄ（Ｌ／λ））をそれぞれ加えて、各受信要素における受信電波の位相差ｄ１，ｄ２，ｄ３を生成する。

上述のようにして、基線ベクトル候補を算出すると、基線ベクトル演算部３ｂは、当該ベクトル候補の長さの絶対値の自乗値（｜Ｒ｜）²が（Ｌ±δ）²の範囲内にあるか否かを判定する（ステップＳＴ９−６）。このとき、上記範囲になければ、基線ベクトル演算部３ｂは、当該基線ベクトル候補を破棄してステップＳＴ９−８の処理に移行する。

一方、上記範囲内にあれば、基線ベクトル演算部３ｂは、その基線ベクトル候補及びこれの算出に用いた整数アンビギュイティＮを対にした情報をメモリに一時記憶する（ステップＳＴ９−７）。基線ベクトル候補及びこれの算出に用いた整数アンビギュイティＮを対にした情報とは、例えばこの基線ベクトル候補の算出に用いた観測量（ｄｄｉ＋Ｎｉ）や（λ＋ｗｉ）と、（Ｌ±δ）²の範囲内に入っていたことを示すフラグとを対にした情報である。なお、ｄｄｉはｉ番目の測位衛星からの搬送波についての位相差の観測量である。

ステップＳＴ９−８にて、基線ベクトル演算部３ｂは、第１〜第ｉの測位衛星に対応する整数アンビギュイティＮ１〜Ｎｉについて、各アンビギュイティＮが取り得る所定範囲の値を設定した全ての走査が終了したか否かを判定する。このとき、全てのアンビギュイティＮについての走査が終了していなければ、基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ９−４の処理に移行して、各アンビギュイティＮが取り得る所定範囲内の値のうち、基線ベクトル候補の算出を行っていないものをそれぞれ設定して、ステップＳＴ９−５からステップＳＴ９−８までの処理を繰り返す。

一方、全てのアンビギュイティＮについての走査が終了していれば、基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ９−９の処理に移行する。ステップＳＴ９−９において、基線ベクトル演算部３ｂは、メモリに設定されたフラグの総数をカウントすることで、メモリ中に一時記憶させた基線ベクトル候補の総数が１つであるか否かを判定する。ここで、基線ベクトル候補の総数が１ではない場合、基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ９−１０の処理に移行する。

ステップＳＴ９−１０において、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル候補の総数が０であれば、基線ベクトルの長さの誤差許容値δを前回のδ値よりも所定の変更分だけ大きい値に変更した後、ステップＳＴ９−３の処理に戻り、変更後のδを用いて前記ステップＳＴ９−３からステップＳＴ９−８までの処理を繰り返す。

また、ステップＳＴ９−１０において、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル候補の総数が２以上であれば、基線ベクトルの長さの誤差許容値δを前回のδ値よりも所定の変更分だけ小さい値に変更した後、ステップＳＴ９−３の処理に戻り、変更後のδを用いて前記ステップＳＴ９−３からステップＳＴ９−８までの処理を繰り返す。

このようにして、基線ベクトル演算部３ｂは、メモリに一時記憶した基線ベクトル候補の総数が１つとなるまで上述した処理を繰り返す。

ステップＳＴ９−９において、基線ベクトル演算部３ｂがメモリに一時記憶した基線ベクトル候補の総数が１つであると判断すると、姿勢演算手段４は、上述のようにして唯一推定された基線ベクトルに関するデータをメモリから読み出して、当該基線ベクトルの、基準（真北）ベクトルからの回転角（ヨー角あるいは方位角と呼ぶ）と、当該基線ベクトルの、水平からの前後方向傾斜角（ピッチ角）とを算出する（ステップＳＴ９−１１）。

なお、ここまでの基線ベクトル推定に関する計算処理を、全てＥＣＥＦ（地球中心地球固定）座標系で行っていたのであれば、姿勢演算手段４が、上記基線ベクトルで姿勢を求める際、ＥＣＥＦ座標系から表す際に分かりやすいＥＮＵ（East, North, Up）座標系へ姿勢を変換するように構成してもよい。続いて、姿勢演算手段４は、ステップＳＴ９−１１で求めた姿勢角（ヨー角、ピッチ角、ロール角など）を、例えばカルマンフィルタで平滑化する（ステップＳＴ９−１２）。

図１２は、２つの測位衛星からの到来電波を３つの受信要素で受信した場合におけるＧＰＳ姿勢の算出処理を示すフローチャートであり、この図に沿って図６中のステップＳＴ５における処理を詳細に説明する。
先ず、コールドスタートであると判断され、基線ベクトル検出手段３により計時カウンタの時刻Ｔが０に設定されると、基線ベクトル検出部内の衛星選択部３ａが、ローカル座標系における移動体の絶対姿勢の算出に利用するＧＰＳ測位衛星を、上述した図１０に示すフローに従って選択する（ステップＳＴ１２−１）。ここでは、２つの衛星が選択される。

ステップＳＴ１２−１で姿勢検出に利用する測位衛星が選択されると、基線ベクトル演算部３ｂは、角度誤差の許容値γを初期化する（ステップＳＴ１２−２）。初期設定としては、例えば許容値γを１＊π／１８０（ｒａｄ）程度の値に設定する。

次に、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル算出処理で求めた基線ベクトル候補や位相差の整数アンビギュイティＮの値などを一時記憶するメモリの内容をクリアし、波数整数アンビギュイティＮの値を初期値に設定して初期化処理を実行する（ステップＳＴ１２−３）。ここで、衛星選択部３ａが選択した全ての測位衛星に対応する整数アンビギュイティＮｉを初期化する。なお、添え字ｉは、観測対象の電波を送信した測位衛星を特定する番号であり、１から衛星選択部３ａにより選択された測位衛星数ｎまでの自然数をとる。Ｎｉは、ｉ番目の測位衛星に対応する整数アンビギュイティである。

続いて、基線ベクトル演算部３ｂは、第１〜第ｉの測位衛星に対応する整数アンビギュイティＮ１〜Ｎｉについて、各アンビギュイティＮが取り得る所定範囲（例えば、−ｍ〜ｍ）の値を順に設定する（ステップＳＴ１２−４）。但し、ｍは、アンテナ１内の受信要素の設置間隔Ｌを第１〜第ｉの測位衛星からの搬送波の波長λで除算した値の整数部である。

基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ１２−４で整数アンビギュイティＮｉの値が設定される度に、そのアンビギュイティＮｉを用いて基線ベクトル候補を算出する（ステップＳＴ１２−５）。例えば、上記実施の形態１で示した２つの測位衛星からの到来電波を３つの受信要素で受信した場合における基線ベクトルの推定原理に従って処理する。

つまり、基線ベクトル演算部３ｂが、基準となる第１アンテナと他の第２アンテナ及び第３アンテナとのそれぞれの組み合わせから位相差観測ベクトルを求め、これら各位相差観測ベクトルの座標を含み、基線ベクトル方向と直交する平面と基線ベクトルの長さを半径とし第１アンテナ位置を中心とする球面とのいずれにも基線ベクトル座標が含まれることを利用して、これらの交点にベクトル先端を有するベクトル対を基線ベクトル候補対として抽出する。

続いて、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル候補対を構成する各ベクトル間の角度αが、基準の第１アンテナと他の第２、第３アンテナをそれぞれ結ぶ基線ベクトル間の角度Φとして許容される値の範囲に最も近い方を、移動体の姿勢や位置の測定に用いる基線ベクトル候補対として推定する。

上述のようにして、基線ベクトル候補対を算出すると、基線ベクトル演算部３ｂは、当該ベクトル候補を構成する各ベクトル間の角度αが、（Φ±γ）の範囲内にあるか否かを判定する（ステップＳＴ１２−６）。このとき、上記範囲になければ、基線ベクトル演算部３ｂは、当該基線ベクトル候補を破棄してステップＳＴ１２−８の処理に移行する。

一方、上記範囲内にあれば、基線ベクトル演算部３ｂは、その基線ベクトル候補対及びこれの算出に用いた整数アンビギュイティＮを対にした情報をメモリに一時記憶する（ステップＳＴ１２−７）。基線ベクトル候補及びこれの算出に用いた整数アンビギュイティＮを対にした情報とは、例えばこの基線ベクトル候補対の算出に用いた観測量（ｄｉ１＋Ｎｉ）及び（λ＋ｗｉ）、（ｄｉ２＋Ｎｉ）及び（λ＋ｗｉ）と、（Φ±γ）の範囲内に入っていたことを示すフラグとをそれぞれ対にした情報である。なお、ｄｉ１は第１アンテナと第２アンテナにおけるｉ番目の測位衛星からの搬送波についての位相差の観測量であり、ｄｉ２は第１アンテナと第３アンテナにおけるｉ番目の測位衛星からの搬送波についての位相差の観測量である。

ステップＳＴ１２−８にて、基線ベクトル演算部３ｂは、第１〜第ｉの測位衛星に対応する整数アンビギュイティＮ１〜Ｎｉについて、各アンビギュイティＮが取り得る所定範囲の値を設定した全ての走査が終了したか否かを判定する。このとき、全てのアンビギュイティＮについての走査が終了していなければ、基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ１２−４の処理に移行して、各アンビギュイティＮが取り得る所定範囲内の値のうち、基線ベクトル候補対の算出を行っていないものをそれぞれ設定して、ステップＳＴ１２−５からステップＳＴ１２−８までの処理を繰り返す。

一方、全てのアンビギュイティＮについての走査が終了していれば、基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ１２−９の処理に移行する。ステップＳＴ１２−９では、基線ベクトル演算部３ｂが、メモリに設定されたフラグの総数をカウントすることで、メモリ中に一時記憶させた基線ベクトル候補対の総数が１つであるか否かを判定する。ここで、基線ベクトル候補対の総数が１ではない場合、基線ベクトル演算部３ｂは、ステップＳＴ１２−１０の処理に移行する。

ステップＳＴ１２−１０において、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル候補対の総数が０であれば、角度誤差の許容値γを前回値よりも所定の変更分だけ大きい値に変更した後、ステップＳＴ１２−３の処理に戻り、変更後のγを用いて前記ステップＳＴ１２−３からステップＳＴ１２−８までの処理を繰り返す。

また、ステップＳＴ１２−１０において、基線ベクトル演算部３ｂは、基線ベクトル候補対の総数が２以上であれば、角度誤差の許容値γを前回値よりも所定の変更分だけ小さい値に変更した後、ステップＳＴ１２−３の処理に戻り、変更後のγを用いて前記ステップＳＴ１２−３からステップＳＴ１２−８までの処理を繰り返す。

このようにして、基線ベクトル演算部３ｂは、メモリに一時記憶した基線ベクトル候補対の総数が１つとなるまで上述した処理を繰り返す。

ステップＳＴ１２−９において、基線ベクトル演算部３ｂがメモリに一時記憶した基線ベクトル候補対の総数が１つであると判断すると、姿勢演算手段４は、上述のようにして唯一推定された基線ベクトル候補対に関するデータをメモリから読み出して、当該基線ベクトル候補対のうちのヨー角、ピッチ角に対応する基線ベクトルを基に、基準（真北）ベクトルからの回転角（ヨー角あるいは方位角と呼ぶ）と、基線ベクトルの、水平からの前後方向傾斜角（ピッチ角）を算出し、当該基線ベクトル候補対のうち、他方のロール角に対応する基線ベクトルを基に水平からの左右方向回転角（ロール角）を算出する（ステップＳＴ１２−１１）。

なお、ここまでの基線ベクトル推定に関する計算処理を、全てＥＣＥＦ（地球中心地球固定）座標系で行っていたのであれば、姿勢演算手段４が、上記基線ベクトルで姿勢を求める際、ＥＣＥＦ座標系から表す際に分かりやすいＥＮＵ（East, North, Up）座標系へ姿勢を変換するように構成してもよい。

続いて、姿勢演算手段４は、ステップＳＴ１２−１１で求めた姿勢角（ヨー角、ピッチ角、ロール角など）を、例えばカルマンフィルタで平滑化する（ステップＳＴ１２−１２）。

上述のようにして、ステップＳＴ５におけるＧＰＳ姿勢の算出処理が完了すると、姿勢演算手段４は、ＧＰＳ姿勢の算出処理にて求めた移動体のＧＰＳ姿勢を、ＩＮＳ姿勢演算手段６が算出する移動体のＩＮＳ姿勢の初期値として設定する（ステップＳＴ６）。さらに、位置演算手段８は、後述するようにして求めた移動体のＩＮＳ位置を概略位置として設定する（ステップＳＴ７）。

一方、ステップＳＴ３でホットスタートと判断された場合も、基線ベクトル検出手段３は、上記計時カウンタの時間Ｔを０に設定する（ステップＳＴ８）。このあと、基線ベクトル検出手段３は、前回にホールトを経由してストップした際に内部メモリに保持された移動体の姿勢情報（移動体の停止姿勢）を、ＩＮＳ姿勢演算手段６が算出する移動体のＩＮＳ姿勢の初期値として設定する（ステップＳＴ９）。さらに、基線ベクトル検出手段３は、前回にホールトを経由してストップした際に内部メモリに保持された移動体の位置情報（移動体の停止位置）を、位置演算手段８が算出する移動体のＩＮＳ位置の概略値として設定する（ステップＳＴ１０）。

ステップＳＴ７やステップＳＴ１０で、移動体のＩＮＳ位置の概略値が設定されると、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、図中に破線で囲ったＩＮＳ姿勢演算処理を実行し、位置演算手段８はＩＮＳ位置演算処理を実行する。

先ず、ＩＮＳ姿勢演算手段６には、移動体のＩＮＳ姿勢及びＩＮＳ位置の初期値として設定された値の有効性を判断するための時刻の閾値Ｔ１が予め設定されており、ＩＮＳ姿勢演算処理及びＩＮＳ位置演算処理を実行するにあたり、計時カウンタの現時刻がＴ１を経過しているか否かを判定する（ステップＳＴ１６）。ここで、計時カウンタの現時刻がＴ１を経過している場合、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、ステップＳＴ１７の処理に移行して計時カウンタの時刻を０に初期化する。

これにより、姿勢演算手段４は、ステップＳＴ１８からステップＳＴ２１までのＩＮＳ姿勢演算及びＩＮＳ位置演算を開始する。先ず、ステップＳＴ１８におけるＧＰＳ姿勢の算出処理は、上述したステップＳＴ５における処理と同様である。

ステップＳＴ１９において、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、ステップＳＴ１８で姿勢演算手段４が求めたＧＰＳ姿勢を姿勢１として設定し、ステップＳＴ６やステップＳＴ９で設定されたＩＮＳ姿勢の初期値や、角速度検出手段５により検出された３軸のうちの少なくとも１軸の軸周りの角速度を基に算出したＩＮＳ姿勢をＩＮＳ姿勢１として設定する。
図５の例で説明すると、ＩＮＳ姿勢演算手段６には、姿勢演算手段４が求めたＧＰＳ姿勢がＩＮＳ姿勢として入力され、ステップＳＴ６やステップＳＴ９で設定されたＩＮＳ姿勢あるいは角速度検出手段５の具体例であるジャイロ１０が検出した角速度を基に算出したＩＮＳ姿勢がＩＮＳ姿勢１とされる。

続いて、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、ステップＳＴ１９で設定された今回の姿勢（姿勢１）とメモリに前回記憶しておいた移動体の姿勢である姿勢２との差と、今回のＩＮＳ姿勢（ＩＮＳ姿勢１）と前回に記憶しておいたＩＮＳ姿勢２との差との差であるΔ姿勢を算出する。Δ姿勢は今回と前回の姿勢におけるオフセットのドリフト量であるオフセット補正量Δｏｆｆｓｅｔの計時カウンタ時刻Ｔ＝０からＴ１までの積分値に相当し、Δｏｆｆｓｅｔ・Ｔ１で表される。そこで、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、上記関係を利用して下記式（４２）に従ってΔ姿勢／Ｔ１によりオフセット補正量Δｏｆｆｓｅｔを算出する。
Δ姿勢＝（姿勢１−姿勢２）−（ＩＮＳ姿勢１−ＩＮＳ姿勢２）
＝Δｏｆｆｓｅｔ・Ｔ１ （４２）

なお、上記処理は、図５におけるＩＮＳ姿勢演算手段６の内部構成である、姿勢演算手段４が求めたＧＰＳ姿勢を受ける演算器１７、補償演算部１６、その出力を演算する演算器１４及び計時カウンタ時刻Ｔ＝０からＴ１までの積分値を求める積分器１５によって実行される。

そして、ＩＮＳ姿勢演算手段６内の固定オフセット補償部１２は、角速度検出手段５（ジャイロ１０）が検出した角速度（Ａ／Ｄ変換器１１がディジタル化したもの）に加算すべきオフセットΔｏｆｓとして、前回検出された角速度に加算したオフセットΔｏｆｓに今回のオフセット補正量Δｏｆｆｓｅｔを反映させたオフセットを算出する。例えば、オフセット補正量Δｏｆｆｓｅｔの重み付けをη（例えば、η＝０．１）とし、下記式（４３）に沿って今回のオフセットΔｏｆｓを算出する。なお、このようにして求めたオフセットΔｏｆｓが、後述するステップＳＴ２２の処理が次回に実行される時のオフセットΔｏｆｓとして使用される。
Δｏｆｓ＝Δｏｆｓ・（１−η）＋Δｏｆｆｓｅｔ・η （４３）

上述した処理がステップＳＴ２０に相当する。
次に、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、今回姿勢演算手段４から入力した姿勢出力である姿勢１の値を、前回の姿勢を示す姿勢２に設定し、今回角速度検出手段５が検出した角速度を基にして算出したＩＮＳ姿勢の値を、前回のＩＮＳ姿勢を示すＩＮＳ姿勢２に設定して内部メモリに記憶する（ステップＳＴ２１）。

一方、ステップＳＴ１６で計時カウンタの現時刻がＴ１を経過していないと判定すると、ＩＮＳ姿勢演算手段６内の固定オフセット補償部１２は、角速度検出手段５による移動体の角速度検出値から所定のオフセット値Δｏｆｓを差し引き、スケールファクタを用いて微小経過時間ΔＴでの角度変化量Δθを算出する（ステップＳＴ２２）。

次に、固定オフセット補償部１２は、ステップＳＴ２２で算出した角度変化量Δθを、今回、角速度検出手段５が検出した角速度を基にして算出したＩＮＳ姿勢の値に加算して新たなＩＮＳ姿勢の値として内部メモリに記憶する（ステップＳＴ２３）。

なお、ステップＳＴ１７からステップＳＴ２１までの処理は、移動体の３軸であるヨー角、ピッチ角、ロール角のうちのいずれか１つについての実行する処理であり、図中に（姿勢数分）と記載したように、必要に応じてヨー角、ピッチ角、ロール角の全ての姿勢数について同様な一連の処理を実行する。この場合、ステップＳＴ２２、ステップＳＴ２３に相当する処理も追加される。

ＩＮＳ姿勢演算手段６は、上述したＩＮＳ姿勢演算処理が完了すると、算出したＩＮＳ姿勢（ヨー角、ピッチ角、ロール角）に関する情報を、位置演算手段８、提示／制御手段９及び不図示の外部装置に出力する。

位置演算手段８では、速度検出手段７が検出した移動体の速度Ｖを入力し、スケールファクタを用いて微小経過時間ΔＴでの移動距離ｄ＝Ｖ・ΔＴを算出する（ステップＳＴ２４）。次に、位置演算手段８は、ＩＮＳ姿勢演算手段６から入力したＩＮＳ姿勢（ヨー角（方位）、ピッチ角、ロール角（方位））に関する情報に基づき、例えば下記式（４４）〜（４６）に従い移動体のＩＮＳ位置を算出する（ステップＳＴ２５）。
位置_x＝位置_x＋ｄ・ｃｏｓ（ヨー角） （４４）
位置_y＝位置_y＋ｄ・ｓｉｎ（ヨー角） （４５）
高度＝高度＋ｄ・ｓｉｎ（ピッチ角） （４６）

位置演算手段８は、上述したＩＮＳ位置演算処理が完了すると、算出したＩＮＳ位置に関する情報を、提示／制御手段９及び不図示の外部装置に出力する。また、必要に応じて、衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３、姿勢演算手段４及びＩＮＳ姿勢演算手段６に移動体のＩＮＳ位置を出力する場合もある。

衛星方向獲得手段２については前述したが、例えば基線ベクトル検出手段３ついては、衛星方向獲得手段２から移動体の位置情報が得られない場合、位置演算手段８からの移動体のＩＮＳ位置を用いて基線ベクトル推定処理を実行する。また、姿勢演算手段４が基線ベクトル検出手段３により求められた基線ベクトルを用い、移動体のＧＰＳ姿勢を算出する際に、位置演算手段８からの移動体のＩＮＳ位置を用いてもよい。さらに、位置演算手段８からの移動体のＩＮＳ位置を、ＩＮＳ姿勢演算手段６によるＩＮＳ位置演算の初期値として利用するようにしてもよい。

ステップＳＴ２６において、提示／制御手段９は、ＩＮＳ姿勢演算手段６から入力したＩＮＳ姿勢や位置演算手段８から入力したＩＮＳ位置を、不図示の表示装置に表示してユーザに提示する。また、表示内容に応じてユーザが入力した情報などに基づき、移動体の動作を制御するための制御情報を生成する。

例えば、姿勢角を、グラフ表示、図形表示、数値表示などで表示装置に表示をする。ここで、ユーザにより外部から姿勢角に関しての閾値を提示／制御手段９に設定するためのインタフェースを設けておくことで、ＩＮＳ姿勢演算手段６から入力したＩＮＳ姿勢が前記閾値を超えると、表示パターン、表示図形、表示文字、点滅ランプ、音声メッセージ、警告音などのいずれかあるいはいずれかの複数の組み合わせで警告するように構成しても良い。例えば、移動体の姿勢角から導かれる現時点における移動体の傾斜角が閾値を超える場合、音声警告する。

ＩＮＳ姿勢演算手段６から入力したＩＮＳ姿勢を移動体の制御のための１つの制御量として利用するように提示／制御手段９を構成しても良い。例えば、ピッチ角姿勢を移動体の安全性向上や快適性向上、燃費向上のための自動制御に利用する。

移動体として車両を例に挙げて説明すると、本発明による移動体姿勢検出装置が検出したピッチ角が、通常姿勢時より大であることを検出したなら、通常姿勢値に近い値になるようにサスペンションの制御量を求め、移動体を制御する。また、車両が通行する路面の凸凹のピッチが比較的に短い場合、前後の姿勢の振動のプロファイルを分析して振動の振幅を低減するように振動の位相を考慮して制御する。このように構成することで、車両が凸凹の路面を走行する場合に、本発明の移動体姿勢検出装置を搭載しない車両と比べ凸凹を感じさせない乗り心地を達成することができる。

また、従来の車両の低速走行制御では、上り坂では減速してからでしかアクセルされない、あるいは下り坂ではある程度の自然加速してからでしか減速制御されない。このため、加減速が連なったギクシャクした動きとなり、ドライバが不快な思いをしたり、前後の車との干渉で危険な状態を生みやすい。これに対して、本発明による移動体姿勢検出装置が検出した姿勢情報を用いることで、上り坂では傾斜に応じて自動的にエンジンをアクセルし、下り坂で少なくとも検出された傾斜姿勢に応じて自動的に減速するといった制御が可能であり、前述したような従来の不具合を解消することができる。

ステップＳＴ２６の処理が完了すると、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、移動体が動力停止されるか否かを判定する（ステップＳＴ１１）。ここで、移動体の動力が停止される場合、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、本発明による移動体姿勢検出装置の動力停止される前に、現在設定されているＩＮＳ姿勢を停止姿勢として不揮発性記憶手段である内部メモリに記憶する（ステップＳＴ１２）。同様に、位置演算手段８は、動力停止される前に、現在設定されているＩＮＳ位置を停止位置として内部メモリに記憶する（ステップＳＴ１３）。

このようにして設定された停止姿勢や停止位置は、次回のホットスタート時に、ステップＳＴ９やステップＳＴ１０で内部メモリから読み出されてＩＮＳ姿勢やＩＮＳ位置として設定され、前回停止時に引き続いて移動体の姿勢や位置を即刻得るために使用される。

一方、ステップＳＴ１１で動力が停止されないと判定された場合、ＩＮＳ姿勢演算手段６は、不図示のタイマの時刻が所定の時間間隔ΔＴだけ経過したか否かを判定する（ステップＳＴ１４）。このとき、ΔＴだけ経過していなければ、再びタイマ時刻の経過の判定処理に戻り、ΔＴだけ経過していれば、上述した計時カウンタの時刻ＴをΔＴだけインクリメントする（ステップＳＴ１５）。このあと、ステップＳＴ１６に移行して、上述したＩＮＳ姿勢演算処理を実行する。このように移動体の動力が停止されるか否かを基準として、図６中に太線で示した通常処理時のループで処理が繰り返される。

また、例えばステップＳＴ２５の処理に続き、別個に設けたＧＰＳ測位手段で移動体の位置を検出し、これを位置演算手段８が入力して、自己が算出したＩＮＳ位置との差を評価し、差の一定割合だけＧＰＳ測位位置に近づけた位置としてＩＮＳ位置を補正する処理を追加してもよい。

以上のように、この実施の形態２によれば、例えば天頂衛星と移動体前方あるいは後方に位置する、２個の衛星からの衛星電波のみを用いて移動体の絶対姿勢を連続的に検出することができることから、ＩＮＳ姿勢の演算に使用する角速度検出手段５のオフセットドリフトによるＩＮＳ姿勢の誤差集積をほぼ常時補正することができる。このように途切れ少なく検出できるため、高精度な姿勢検出を維持することができる。

なお、姿勢演算手段４が求めたＧＰＳ姿勢やＩＮＳ姿勢演算手段６が求めたＩＮＳ姿勢を位置演算手段８に入力することで、位置演算手段８に対してよりアベイラビリティ（有用性）の良い姿勢情報を与えることができ、より精度の高い位置が得られる上、位置演算手段８から精度の高い位置情報を他の構成手段に帰還することができるのでより信頼度の高い姿勢情報を得ることができる。

また、上記実施の形態２では、上記実施の形態１の構成に、角速度検出手段５、ＩＮＳ姿勢演算手段６、速度検出手段７及び位置演算手段８を設ける例を示したが、例えば図１３に示すように上記実施の形態１に角速度検出手段５及びＩＮＳ姿勢演算手段６を追加した構成であってもよい。

図１３の構成であっても、ＩＮＳ姿勢演算手段６が、角速度検出手段５から移動体の姿勢を規定するピッチ角とロール角を求めるための角速度情報を受け、その積分値を基にして移動体のピッチ角やロール角を算出する。アンテナ１が１つの測位衛星からの電波しか受信できない場合、ＩＮＳ姿勢演算手段６が求めた移動体のピッチ角やロール角を拘束条件とすることで、姿勢演算手段４が移動体のヨー角を推定することができる。

また、図１３の構成において別個にＧＰＳ測位手段を設け、このＧＰＳ測位手段によって検出した移動体の位置情報を、図７（ｃ）や図８（ｃ）で示した動作フローで衛星方向獲得手段２が取得すべき移動体の位置情報としても良く、必要に応じて提示／制御手段９、衛星方向獲得手段２、基線ベクトル検出手段３、姿勢演算手段４及びＩＮＳ姿勢演算手段６に出力しても良い。

例えば、基線ベクトル検出手段３ついては、衛星方向獲得手段２から移動体の位置情報が得られない場合、上記ＧＰＳ測位手段からの移動体のＧＰＳ位置を用いて基線ベクトル推定処理を実行する。また、姿勢演算手段４が基線ベクトル検出手段３により求められた基線ベクトルを用い、移動体のＧＰＳ姿勢を算出する際に、当該ＧＰＳ測位手段からの移動体の位置を用いるようにしてもよい。さらに、当該ＧＰＳ測位手段からの移動***置をＩＮＳ姿勢演算手段６によるＩＮＳ位置演算の初期値として利用してもよい。

このように構成することで、姿勢演算手段４が求めたＧＰＳ姿勢をＩＮＳ姿勢演算手段６に入力することで、ＩＮＳ姿勢演算手段６に対してよりアベイラビリティ（有用性）の良い姿勢情報を与えることができ、より精度の高いＩＮＳ姿勢が得られる上、ＩＮＳ姿勢演算手段６から精度の高い姿勢情報を他の構成手段に帰還することができるのでより信頼度の高い姿勢情報を得ることができる。また、ＩＮＳ姿勢演算手段６による姿勢角を拘束条件に加えることで、例えば順天頂衛星１機のみしか受信できない場合であっても移動体の姿勢を検出することができる。

実施の形態３．
図１４は、この発明の実施の形態３による移動体姿勢検出装置の構成を示す図であり、図１、図４及び図１３と同一の符号を付したものは同一又はこれに相当するものである。なお、図１４では、上記実施の形態２で示した位置演算手段８とこれに関連する構成要素の図示を省略している。本実施の形態は、衛星方向獲得手段２の詳細な構成を示したものであり、図示の例では無線通信部／放送受信部（通信部）１８を有している。

無線通信部／放送受信部１８は、無線通信及び／又は放送受信を実行する通信構成を有し、無線通信又は放送受信により通信接続可能な衛星方向情報提供サーバ２２から天頂衛星あるいは測位衛星についての、ローカル座標系上の移動体の位置情報と衛星方向情報とを獲得する。

衛星方向情報提供サーバ２２は、ＧＰＳ測位衛星からの電波を受信して処理するレシーバ２１と通信可能に接続しており、このレシーバ２１から受信した各種情報を用いて最新の航法パラメータなどの、現在の測位情報を取得する。これにより、衛星方向情報提供サーバ２２は、各衛星ごとに衛星位置及びこの位置の衛星からの電波が受信可能な特定エリアの代表位置を移動体の概略の位置とみなし、この位置からの衛星方向を規定する衛星方向情報を求める。

また、衛星方向情報提供サーバ２２は、ネットワーク２３を介して無線通信基地局２４ａ，２４ｂと接続しており、無線通信基地局２４ａ，２４ｂ、無線アンテナ１９や放送衛星２０を経由して無線通信部／放送受信部１８と通信する。これにより、衛星方向情報提供サーバ２２は、前述の衛星方向情報を無線通信部／放送受信部１８が受信可能な所定の通信形態にデコードして、ネットワーク２３、無線通信基地局２４ａ，２４ｂなどを介して通信可能領域における移動体側からの要求に応答する形で衛星方向情報を提供する。衛星方向獲得手段２側からみた衛星方向情報の取得動作としては、例えば上記実施の形態２で示した図７（ａ）に沿うものが考えられる。

無線通信部／放送受信部１８が受信可能な通信形態としては、衛星方向情報を含む放送であっても良い。また、衛星方向情報提供サーバ２２が衛星方向情報を求めるのではなく、不図示のセンタサーバが移動体の概略位置や衛星の位置に関する情報を求め、このセンタサーバから衛星方向情報提供サーバ２２が前記情報を中継して衛星方向情報に加工して提供する、いわゆる中継サーバの形態であってもよい。

なお、衛星方向情報は、ローカル座標系における、所定の位置（移動***置）から衛星への視線方向ベクトル（衛星方向）が求められさえすれば、任意の形式のデータであってよい。衛星方向またはその逆方向へ所定距離だけ離れた点の座標が算出できるデータであれば、例えば勾配を示す形式であってもよいし、方向余弦の形式であってもよい。

以上のように、この実施の形態３によれば、移動***置から衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を外部サーバから受けることで、衛星方向を検出して衛星方向情報を生成する構成要素を省略することができる。

実施の形態４．
図１５は、この発明の実施の形態４による移動体姿勢検出装置の構成を示す図であり、図１、図４及び図１３と同一の符号を付したものは同一又はこれに相当するものである。なお、図１５では、上記実施の形態２で示した位置演算手段８とこれに関連する構成要素の図示を省略している。

本実施の形態は、衛星方向獲得手段２の詳細な構成を示したものであり、図示の例ではローカル位置獲得部２５及び衛星位置獲得部２６を有している。

ローカル位置獲得部２５は、アンテナ１あるいはこれを搭載した移動体のローカル座標系上での位置情報（概略位置を含む）を獲得する。その構成としては、例えばＧＰＳ測位衛星からの電波を受信して自己の位置座標を得る公知のＧＰＳレシーバと同様な機能を有する測位演算部と、測位衛星からの電波を受信して測位計算した結果を順次記憶するメモリを備える。これにより、ローカル位置獲得部２５は、４つ以上の測位衛星からの電波を受信しやすい通信環境にいるときに、これら４つ以上の測位衛星からの電波を受信して前記測位演算部が測位計算した結果を前記メモリに順次記憶しておく。

衛星位置獲得部２６は、測位衛星からの電波を受信する受信部を備え、測位衛星から送信される航法メッセージを受信して当該衛星の軌道パラメータを抽出し、ある時刻でのローカル座標系上の衛星位置を算出する。

衛星方向獲得手段２では、例えば上記実施の形態２で示した図７（ｂ）に従って、ローカル位置獲得部２６が取得したアンテナ１あるいはこれを搭載した移動体のローカル座標系上での位置情報と、衛星位置獲得部２６が取得する天頂あるいは測位衛星の位置とに基づいて、既存の衛星方向算出技術に従いローカル座標系上の衛星方向を近似的に求める。

このとき、２つあるいは３つの衛星からしか衛星電波を受信できない場合、衛星方向獲得手段２は、前述のようにしてローカル位置獲得部２５がメモリに記憶しておいた測位結果を、アンテナ１あるいはこれを搭載した移動体のローカル座標系上での概略の位置として利用してローカル座標系上の衛星方向を求める。また、位置演算手段８を備える場合は、衛星方向獲得手段２が、位置演算手段８の出力を利用してローカル座標系上での衛星方向を求めるようにしてもよい。

以上のように、この実施の形態４によれば、上記実施の形態３のように衛星や移動体の位置を外部サーバから取得するのではなく、当該外部サーバにおける衛星や移動体の位置の算出機能を具現化するローカル位置獲得部２５と衛星位置獲得部２６を設けたので、当該外部サーバとの通信が困難な通信環境下においても移動体の姿勢が検出できる。

なお、上記実施の形態による衛星位置獲得部２６は、図１６に示すように前記受信部としてアンテナ１を利用する構成であってもよい。この場合、衛星位置獲得部２６は、図中に破線で示すように、測位衛星からの電波をアンテナ１のいずれかの受信要素で受信した信号を復調・復号して航法メッセージを取得する。そして、この航法メッセージにおける軌道パラメータや衛星時刻などを基に、地球中心・地球固定直行座標系上の測位衛星の位置を算出する。これが衛星の概略位置となる。

このように構成することで、衛星位置獲得部２６が、通常のＧＰＳ受信装置における衛星ごとの受信チャンネルと同様の動作をする。しかしながら、衛星位置獲得部２６による処理の目的は、衛星方向獲得手段２で衛星方向を求めるための衛星方向ベクトルの一端を求めることであるから、正確な衛星時刻を必ずしも要さない点が通常のＧＰＳ受信装置とは大いに異なる。

言い換えると、２衛星からしか電波を利用することができない場合を重視しているので、通常必要となる４衛星による測位結果、つまりアンテナ位置と受信機側の時計誤差（時刻補正に反映）を常時取得することは前提にしていない。

これは、受信機時刻が補正されない場合であっても受信機時刻は正しいものとして衛星位置を算出することを意味する。従って、算出された衛星位置は必ずしも正確ではないことになるが、アンテナ位置を概略の位置で代替しても衛星方向に与える誤差はほとんど無視できる程度であるのと同様に、衛星位置も概略の衛星位置で代替させることができるため、本実施の形態による移動体の姿勢検出に何ら問題を与えない。

例えば、測位衛星の場合、約４Ｋｍ／秒で軌道上を周回しているが、受信側の時計が仮に１秒程度狂っていたとしても、４Ｋｍ程度の位置ずれ誤差が含まれるだけである。この誤差の衛星方向への影響は、測位衛星高度を約２００００Ｋｍとしての次の計算結果が示すように、０．０１度程度と極めて軽微である。
ｔａｎ^-1（４Ｋ／２００００Ｋ）（ｒａｄ）
≒ｔａｎ^-1（１／５０００）（ｒａｄ）≒０．０１（度）

また、上記実施の形態によるローカル位置獲得部２５は、図１７に示すように、前述したメモリとして候補位置記憶部２７を設け、これに記憶された位置情報のうち姿勢検出に利用する位置情報を選択する候補選択部２８を設けた構成であってもよい。この候補選択部２８に、ユーザからの設定情報を受け付ける、表示装置や入力装置を用いる外部インタフェース部（不図示）を設け、ユーザからの位置情報候補の指定情報に応じて候補選択部２８が候補位置記憶部２７に予め記憶しておいた位置情報を読み出すように構成する。

例えば、候補選択部２８が外部インタフェース部を介して表示装置に位置情報の候補をインデックスとして表示する。これに基づいて、ユーザが位置情報候補の指定情報を入力し、この指定情報で選択指定されたインデックスに対応して、候補選択部２８が、候補位置記憶部２７の内容を読み出す。このようにして、候補位置記憶部２７から読み出された位置情報は、衛星方向獲得手段２が衛星方向を求めるためのアンテナ１あるいはこれを搭載した移動体の位置として使用される。また、この位置は、上記実施の形態１で示したアンテナ座標系の原点Ｐ０として扱われる。

最も単純な例では、測位衛星高度に対する位置誤差が許容範囲内となる位置に関する情報として、仕向け地別に代表的な位置を候補位置記憶部２７に記憶しておき、随時それを候補位置として読み出して使用するようにしてもよい。また、所定の番号に対応させて候補位置記憶部２７に記憶した候補位置を、前記番号の指定に応じて切り替えて指定するディップスイッチを外部インタフェース部として構成することで、ユーザあるいはディーラが、利用地域に相当する番号に対応させて候補位置記憶部２７に記憶した候補位置を当該ディップスイッチで切替えて指定するようにしてもよい。

また、位置演算手段８が、移動体の位置を算出するたびにメモリ（不図示）に適宜記憶してその内容を更新するようにしておき、最近に記憶された内容をアンテナ１あるいはこれを搭載した移動体の概略の位置として衛星方向情報の算出に用いるようにしてもよい。さらに、別個にナビゲーション装置を備え、これが求めた移動***置を衛星方向情報を求めるのに使用する構成にしてもよい。

この他、測位衛星が４つ以上受信できているときに周知の方法でアンテナ１あるいはアンテナ１を搭載したレシーバの現在位置を算出し、これを移動体の姿勢推定に用いるようにしても良い。この場合、例えば基線ベクトル検出手段３の位相検出部を、アンテナ１あるいはこれを搭載した移動体の位置を求めるための測位演算に利用する。

実施の形態５．
図１８は、この発明の実施の形態５による移動体姿勢検出装置の構成を示す図であり、図１、図４及び図１３と同一の符号を付したものは同一又はこれに相当するものである。なお、図１８では、上記実施の形態２で示した位置演算手段８とこれに関連する構成要素の図示を省略している。本実施の形態による衛星方向獲得手段２は、ローカル位置獲得部２５、衛星位置獲得部２６及び無線通信部／放送受信部（通信部）２９を含んで構成される。

無線通信部／放送受信部２９は、無線通信及び／又は放送受信を実行する通信構成を有し、無線通信又は放送受信により通信接続可能なエリアに存在する位置情報提供サーバ３０から当該エリアに対応した位置情報及び／又は天頂衛星あるいは測位衛星の最新の位置情報を受信してローカル位置獲得部２５及び衛星位置獲得部２６に出力する。

位置情報提供サーバ３０は、ＧＰＳ測位衛星からの電波を受信して自己の位置座標などを得る公知のＧＰＳレシーバを備え、無線通信部／放送受信部２９との間で無線通信あるいは放送が可能なエリアに対応した位置情報及び／又は天頂衛星あるいは測位衛星の最新の位置情報などを提供する。つまり、ＧＰＳレシーバから受信した各種情報を用いて最新の航法パラメータなどの現在の測位情報を取得する。

また、位置情報提供サーバ３０は、ネットワーク２３を介して無線通信基地局２４ａ，２４ｂ，２４ｃ，２４ｄと接続しており、無線通信基地局２４ａ，２４ｂ，２４ｃ，２４ｄ、無線アンテナ１９や放送衛星２０を経由して無線通信部／放送受信部２９と通信する。これにより、衛星方向情報提供サーバ３０は、前述の位置情報を無線通信部／放送受信部２９が受信可能な所定の通信形態にデコードして、ネットワーク２３、無線通信基地局２４ａ，２４ｂ，２４ｃ，２４ｄなどを介して通信可能領域における移動体からの要求に応答する形で提供する。衛星方向獲得手段２側からみた衛星方向情報の取得動作としては、例えば上記実施の形態２で示した図７（ｂ）、図７（ｄ）、図８（ａ）、図８（ｃ）に沿うものが考えられる。

衛星位置獲得部２６は、測位衛星からの電波を受信する受信部としてアンテナ１を利用してもよい。この場合、衛星位置獲得部２６は、図中に破線で示すように、測位衛星からの電波をアンテナ１のいずれかの受信要素で受信した信号を復調・復号して航法メッセージを取得する。そして、この航法メッセージにおける軌道パラメータや衛星時刻などを基に、地球中心・地球固定直行座標系上の測位衛星の位置を算出する。これが衛星の概略位置となる。

例えば、衛星位置獲得部２６が、測位衛星からアンテナ１のいずれかの受信要素で受信した信号に基づいて算出した位置情報と、無線通信部／放送受信部２９が取得した位置情報とを比較して衛星方向情報の算出に用いる位置情報を補正するように構成しても良い。

無線通信部／放送受信部２９の無線通信機能を実現する構成としては、例えば携帯電話やＰＨＳなどの携帯データ通信端末が考えられる。この場合、位置情報提供サーバ３０は、図中の無線通信基地局２４ａ，２４ｂ，２４ｃ，２４ｄに相当する、当該携帯電話の無線通信基地局を介して、衛星位置あるいはアンテナ１の受信要素又はこれを搭載した移動体の位置を近似する概略の位置に相当する所定の代表地点の情報を、当該携帯電話に送信することになる。この概略の位置情報としては、セルラ電話基地局から入手することができる当該基地局の無線通信領域（セル）内の無線通信を中継する無線アンテナの位置に相当する情報などがある。

また、無線通信部／放送受信部２９の放送受信機能を実現する構成としては、例えば地域ごとに電波強度に指向性を持たせて放射される衛星放送の放送受信機や、地上放送の放送受信機が挙げられる。この場合、位置情報提供サーバ３０は、例えば図中の放送衛星２０を介して、衛星位置あるいはアンテナ１の受信要素又はこれを搭載した移動体の位置を近似する概略の位置に相当する所定の代表地点の情報を当該放送受信機に送信することになる。無線通信部／放送受信部２９としての放送受信機は、放送衛星２０からの受信がある都度、前記位置情報を取得し、この情報を用いて衛星方向獲得手段２が既存の位置情報を更新する。

また、この他、例えば主要な仕向け地が日本国と予め分かっている場合は、日本国内で概略の位置を示す適当な所定の値、例えば東経１４０度、北緯３５度、高度２０ｍといった値を代表的な地点の位置情報としてデフォルトに設定しておく。これにより、ユーザ等によって切替選択が行わなければ、デフォルト値が移動体のローカル座標上の概略の位置として獲得されることになる。

以上のように、この実施の形態５によれば、リアルタイムに衛星位置や移動体の概略位置を取得し、これに基づいて移動体のローカル座標系上の姿勢（特にロール角とピッチ角）を電子的且つリアルタイムに検出することができる。また、リアルタイムに移動体姿勢を求めることで、当該姿勢に基づき移動体が現在移動中の路面傾斜や形状をも電子的且つリアルタイムに検出することができる。さらに、単一の、直視可能確率の高い天頂衛星を用いて、アンテナ１あるいはこれを搭載した移動体の姿勢や、当該移動体の移動中の路面あるいは軌道面の傾斜や形状をリアルタイムに検出することもできる。

また、上記実施の形態による衛星方向獲得手段２が取得する位置情報は、例えば高精度ナビゲーション用の移動***置として利用することができる。従来のＧＰＳナビゲーションシステムでは、少なくとも同時に視野に入る衛星数が４個は必要であったので都会のビル街などでは正確な道を示すことができない場合がしばしばであった。

これに対して、上記実施の形態による移動体姿勢検出装置では、４個以上の衛星からの電波を常時受信して衛星位置及び／又はアンテナ１あるいはこれを搭載した移動体の現在位置を生成する位置情報提供サーバ３０からリアルタイムに位置情報を受けるので、前述したような従来の不具合を解消することができる。

実施の形態６．
上記実施の形態では、アンテナ要素１の座標、つまり基線ベクトル原点（始点）を求めるにあたり、搬送波位相未知数（波数アンビギュイティ）を求める等して既知であることを前提にした例を示した。

この実施の形態６は、基線ベクトルの先端（終点）座標の推移（例；２〜３点）を基に、基線ベクトルの始点座標の候補を求め、候補の系列を基に始点座標を推定することにより、波数アンビギュイティ演算を省略したことを最大の特徴とする。具体的には、基線ベクトルの先端座標を求め、その推移を基にして基線ベクトルの始点座標を求める。そして、基線ベクトルの始点と終点の双方の相対的な座標配置から姿勢を算出する。

先行技術や上述した実施の形態では、波数アンビギュイティ演算を予め行う必要があったため、計算負荷が大きく相対的に大きな演算資源を必要であった。また、得られる始点座標候補がシステムノイズの影響を受けやすいためにその信頼度があまり高くない。これに対して、本実施の形態６は、比較的に小さな演算資源を利用できる割に信頼性の高い演算結果が迅速に得られる。

また、実施の形態６では一旦結果が得られた後であれば装置の電源を落とさない限り、保持された演算結果を継続的に利用できる。このため、市街地といった衛星視野の狭いところに移動し受信衛星電波数が４つ未満になっても、受信できた衛星の電波信号のみを使用して、３つなら３次元姿勢が、２つなら２次元姿勢を求めることができる。また、アンテナ要素、つまりアンテナ要素を搭載した移動体が低速度あるいは静止状態であっても問題なくアンテナあるいはアンテナを装着した移動体の姿勢情報が得られる。

図１９は、この発明の実施の形態６による移動体の姿勢検出原理を説明するための図であり、２つのアンテナから衛星ｉまでの距離のアンテナ要素Ａ，Ｂ間の差Ｒ_AB、つまりアンテナ要素Ａ，Ｂ間距離の衛星方向成分と、衛星方向余弦ｈ⁽ⁱ⁾及びアンテナ要素Ａ，Ｂ間のベクトル（基線ベクトル）ｂとの関係を示したものである。ここで、基準とするアンテナ要素Ａとは基線ベクトルｂの始点座標であり、アンテナ座標系の原点に位置する。また、基準とするアンテナ要素Ｂとは基線ベクトルｂの先端（終点）座標である。ｈ⁽ⁱ⁾はアンテナから衛星ｉへの方向余弦であり、Ｒ_ABは基線ベクトルｂのｈ⁽ⁱ⁾方向成分である。

図２０は、この発明の実施の形態６による基線ベクトル検出手段における位相検出部の構成を示す図であり、アンテナ要素Ａ，Ｂ間の差Ｒ_ABを求めるための位相検出部、例えばＧＰＳ受信機を示している。この位相検出部の前段には、不図示のＧＰＳ受信回路が設けられ、既存の典型的なＧＰＳ受信機と同様に動作する。つまり、前段部のＧＰＳ受信回路は、所定の発信源からの所定周波数の電波を受信し、このＧＰＳ受信信号を必要に応じて所定の中間周波数信号にダウンコンバートした後にＡ／Ｄ変換する。

このデジタル中間周波数信号は、図２０に示すようなキャリアトラッキングループを主要部とした衛星別チャネル毎の位相検出部に入力される。位相検出部では、キャリアＮＣＯ３３（数値制御発信器）が生成したレプリカキャリアをｃｏｓマップ３１及びｓｉｎマップ３２によりコサイン成分Ｉ（基準位相）とサイン成分Ｑ（９０度離相）に分け、これらをミキサ３４ａ，３４ｂによりデジタル中間周波信号に掛け合わせたＩ信号とＱ信号を生成する。続いて、Ｉ信号及びＱ信号が、さらにミキサ３５ａ，３５ｂによって、Ｃ／Ａコードトラッキングループ３６を構成する回路からのＣ／Ａコード信号とそれぞれ乗算される。

ミキサ３５ａ，３５ｂからの出力は、インテグレーション−ダンプ３７ａ，３７ｂにそれぞれ出力され、所定のタイミング期間で積算した一連のＩ信号及びＱ信号が得られる。インテグレーション−ダンプ３７ａ，３７ｂから出力されたＩ信号及びＱ信号は、逆正接演算回路（ｔａｎ^-1）３８に入力される。逆正接演算回路（ｔａｎ^-1）３８では、入力信号の除算値の逆正接である位相φ＝ｔａｎ^-1（Ｑ／Ｉ）が求められ、ループフィルタ３９に出力される。ループフィルタ３９は、入力した位相φに応じた情報Ｍ（Ｎビット）を生成してキャリアＮＣＯ３３に出力する。キャリアＮＣＯ３３では、ループフィルタ３９からの入力Ｍに基づいてレプリカキャリアが生成される。

図２１は、図２０中のキャリアＮＣＯの構成を示す図である。図２０に示す位相検出部において、キャリアＮＣＯ３３から出力されるレプリカキャリア位相情報φ及びレプリカキャリア波数ｎ_p情報に基づいて搬送波位相Φ（＝（ｎ_p＋φ）・λ）が図示しない演算部により算出される。なお、λは搬送波（キャリア）の波長であり、ｋ’はドップラー周波数情報である。

ここで、図２１に示すキャリアＮＣＯ３３の動作例を説明する。
アダー４０では、ループフィルタ３９からの入力Ｍが第１レジスタ４２の前回のホールド値に加算される。また、第１レジスタ４２では、クロック信号（周波数ｆｓ）が入力される度に、新たにアダー４０の出力が第１レジスタ４２にラッチされる。その結果、図２１中に示すように、レプリカキャリアの位相出力が階段波形の信号として発生される。この階段波形の１ステップの高さに相当するＭ値に応じて、Ｎビットのアダー４０、第１レジスタ４２がオーバーフローする周期（階段波形、つまり位相情報の周期）が変わる。以上がキャリアＮＣＯ３３の基本動作である。

また、図２１に示すように、キャリアＮＣＯ３３の基本部分に第２カウンタ４５と第２レジスタ４４を追加することにより、正規搬送波位相の波数（整数部）ｎ_pやドップラー周波数情報ｋ’を容易に獲得できることを以下で説明する。
先ず、第１カウンタ４３では、クロック周波数ｆｓをカウントし、アダー４０のオーバーフロー出力の立ち下がりでクリアされる。また、第２レジスタ４４では、オーバーフロー出力の立ち上がりで第１カウンタ４３の出力をラッチしてドップラー周波数情報ｋ’を出力する。従って、階段波形の１周期内にクロック周波数ｆｓが幾つカウントされたかが第１カウンタ４３でカウントされ、アダー４０がオーバフローする度に第２レジスタ４４にラッチされ、ドップラー周波数情報ｋ’が更新出力される。

ＮＣＯ各部の信号例の関係を以下に示す。
（１）中間周波信号の周波数基準値（設定値）ｆ_IFは下記式で表される。
ｆ_IF＝ｆ_S／ｋ
なお、ｆ_Sはクロック周波数（サイクル／秒、設定値）であり、ｋはレプリカキャリア波形分解能（設定値）である。
（２）中間周波数の実際値（図２０に示す回路で観測される値）ｆ_IF’は、下記式で表される。
ｆ_IF’＝ｆ_S／ｋ’
なお、ｋ’はドップラー周波数（観測値）である。
（３）中間周波数領域におけるドップラーシフトΔｆ_IFは下記式で表される。
Δｆ_IF＝ｆ_IF’−ｆ_IF＝ｆ_S／ｋ’−ｆ_IF＝ｆ_IF・ｋ／ｋ’−ｆ_IF
＝ｆ_IF・（ｋ／ｋ’−１）（Ｈｚ）（ｋ’が観測値）
（４）搬送波周波数領域に置けるドップラーシフトΔｆは下記式で表される。
Δｆ＝Δｆ_IF（Ｈｚ）
（５）参考として、ローカル発信周波数ｆ_loに基づいて高周波数ｆ_rfをダウンコンバートした中間周波数ｆ_IF’（ドップラーシフトのある場合）は、下記式で表される。
ｆ_IF’＝ｆ_rf’−ｆ_lo
同じく中間周波数ｆ_IF’（ドップラーシフトのない場合）は下記式で表される。
ｆ_IF＝ｆ_rf−ｆ_lo
従って、Δｆ_rf＝ｆ_rf’−ｆ_rf＝ｆ_IF’−ｆ_IF＝Δｆ_IFとなる。

なお、本実施の形態６による移動体姿勢検出装置の構成は、上記実施の形態１で示した図１と同様であるが、後述するように基線ベクトル検出手段３の基線ベクトル演算部３ｂによって実施の形態６に特有な基線ベクトル演算処理がなされる。
図２２は、実施の形態６による移動体姿勢検出装置の動作を示すフローチャートであり、実施の形態６による基線ベクトル演算部における基線ベクトル演算処理と、これに適した姿勢演算手段における姿勢演算処理の例を示している。なお、これらは、上記実施の形態２で説明した図６におけるステップＳＴ１８のＧＰＳ姿勢処理についての他の処理例に相当する。

また、図２２中に太線枠で示した処理ステップは、本実施の形態６において改めて整理して説明する処理（ステップＳＴ２２−３）又は、実施の形態６に特有な処理（ステップＳＴ２２−５〜ステップＳＴ２２−８）である。従って、太線で示したステップについて、順次、詳細に説明する。細線枠で示した処理（ステップＳＴ２２−１、２２−２、２２−４、２２−９，２２−１０については、上記実施の形態２で説明した処理とほぼ同様な処理である。

先ず、図１９に示した搬送波位相差と方向余弦及び基線ベクトルとの関係を利用して、ステップＳＴ２２−３の処理を説明する。搬送波位相差と方向余弦及び基線ベクトルとの関係を基本として、様々な組み合わせで実施可能である。例えば、典型的には、基線ベクトル数が１つでアンテナ要素が２つである場合、衛星数、つまりアンテナ１本あたりの方向余弦数は３つである。また、基線ベクトル数が２つでアンテナ要素が３つである場合、衛星数、つまりアンテナ１本あたりの方向余弦数は２つである。さらに、基線ベクトル数が≧３であれば、アンテナ要素も≧３＋１、という組み合わせのいずれかが実施される。

なお、衛星数が足りない場合に対応するための近似解法は、上記実施の形態１から５までに示したものを適用し得る。逆に衛星数が多い場合においては、評価関数（例えば、衛星仰角）が大きいものを必要個数（３個）だけ決めても良いし、最少必要個数（３個）以上であった場合は最小二乗誤差計算を行って求めてもよい。ここでは、簡単のため、衛星数が足りない場合に対応させるための構成について説明を行う。

ステップＳＴ２２−３において、基本ベクトル演算部３ａは、図１９に示すアンテナ要素Ａ，Ｂ間の正確な衛星方向距離差Ｒ_ABを、その方向余弦ｈ⁽ⁱ⁾と基線ベクトル（つまり、移動体の姿勢）ｂとを用いて下記式（４７）により算出する。なお、アンテナ要素Ａ，Ｂの設置間隔、つまり基線ベクトル長が短い場合には、衛星ｉをどちらのアンテナ位置から見ても視線方向は殆ど同じであるので、方向余弦ｈ⁽ⁱ⁾はアンテナ要素Ａ，Ｂの両者について同じ値を使用する。
Ｒ_AB ⁽ⁱ⁾＝ｈ（ｉ）・ｂ （４７）

しかしながら、上記式（４７）中に示すＲ_AB ⁽ⁱ⁾は未知量であるから、代わりに、次に示すＳＤ_AB ⁽ⁱ⁾、つまり搬送波位相Φ_Aと搬送波位相Φ_Bとの差を利用する。
なお、搬送波位相Φは代わりに、ドップラーシフトΔｆ（サイクル／秒）、あるいは、擬似距離変化率ｄＲ／ｄｔ（ｍ／秒）を用いてもよい。ここで、ドップラーシフトΔｆを利用する場合の例では、Δｆ・Δｔ・λ（ｍ／秒）を基に、積分して距離差を算出する。ただし、λは波長（ｍ）を示す。一方、擬似距離変化率を利用する場合の例では、ｄＲ／ｄｔ（ｍ／秒）を基に、積分して距離差を算出する。

基線ベクトル検出手段３における位相検出部が出力する搬送波位相Φは、下記式（４８）で表される。下記式中の各記号の右上に付した添字（ｉ）は、その記号で示す数量が衛星ｉについての値であることを示している。また。各記号への右下の添字Ｘは、その記号で示す数量がアンテナＸで受信された値に対応することを示している。
Φ_X ⁽ⁱ⁾＝Ｒ_X ⁽ⁱ⁾＋ｅ_sX ⁽ⁱ⁾＋ｅ_rX＋Ｎ_X ⁽ⁱ⁾λ （４８）
ｅ_c＝ｃΔｔ_sv＋Ｅ＋（ｃΔｔ_trop＋ｃΔｔ_ion）
ｅ_r＝ｃΔｔ_r＋β＋ｍｐ
ただし、Φ_X ⁽ⁱ⁾はアンテナＸで受信された搬送波位相φ（波数）・λ（ｍ）である。Ｒ_X ⁽ⁱ⁾は衛星とアンテナＡ間の正確な距離（ｍ）、ｅ_sX ⁽ⁱ⁾は衛星関連誤差（ｍ）である。ｅ_rXは受信機関連の誤差（ｍ）、Ｎ_X ⁽ⁱ⁾はアンテナＸで受信した搬送波位相における波数アンビギュイティ（整数）である。λはＧＰＳ電波の波長（Ｌ１電波：０．１９０３ｍ）である。ｃは光の速度、Δｔ_rは受信機時計のバイアス誤差、Δｔ_ionは対流圏での伝播遅延誤差、Δｔ_tropはオゾン層での伝播遅延誤差、Δｔ_svは衛星時計のバイアス誤差、ｍｐはマルチパス誤差、Ｅは放送されたｅｐｈｅｍｅｒｉｓデータの誤差、βは位相トラッキング誤差である。

従って、２つのアンテナ要素Ａとアンテナ要素Ｂとで観測した衛星ｉからの搬送波位相の差、ＳＤ_AB ⁽ⁱ⁾＝Φ_A ⁽ⁱ⁾−Φ_B ⁽ⁱ⁾は次のようになる。
ＳＤ_AB ⁽ⁱ⁾＝Φ_A ⁽ⁱ⁾−Φ_B ⁽ⁱ⁾
＝（Ｒ_A ⁽ⁱ⁾−Ｒ_B ⁽ⁱ⁾）＋（ｅ_sA ⁽ⁱ⁾−ｅ_sB ⁽ⁱ⁾）＋（Ｎ_A ⁽ⁱ⁾−Ｎ_B ⁽ⁱ⁾）λ （４９）
ここで、上記式（４９）の（ ）中を、Ｒ_AB ⁽ⁱ⁾＝Ｒ_A ⁽ⁱ⁾−Ｒ_B ⁽ⁱ⁾、ｅ_sAB ⁽ⁱ⁾
＝ｅ_sA ⁽ⁱ⁾−ｅ_sB ⁽ⁱ⁾、ｅ_rAB＝ｅ_rA−ｅ_rB、Ｎ_AB ⁽ⁱ⁾＝Ｎ_A ⁽ⁱ⁾−Ｎ_B ⁽ⁱ⁾で表すと、下記式（５０）のようになる。
ＳＤ_AB ⁽ⁱ⁾＝Φ_A ⁽ⁱ⁾−Φ_B ⁽ⁱ⁾
＝Ｒ_AB ⁽ⁱ⁾＋ｅ_rAB＋Ｎ_AB ⁽ⁱ⁾ （５０）

上記式（５０）において、上記式（４９）中の衛星要因誤差ｅ_sAB ⁽ⁱ⁾＝ｅ_sA ⁽ⁱ⁾−ｅ_sB ⁽ⁱ⁾の項がアンテナ要素Ａ，Ｂ間で共通項であるので０となり消去されている。
また、受信機要因誤差ｅ_rAB＝ｅ_rA−ｅ_rBの項はクロック誤差が主成分である。従って、受信機のクロックをアンテナ要素Ａ，Ｂ間で共通にしていることから、受信機要因誤差は消去されるので、以後この項を無視する。

ＳＤ_AB ⁽ⁱ⁾を利用することを考えると、上記式（４７）は下記式（５１）のように表せる。
ＳＤ_AB ⁽ⁱ⁾＝Φ_A ⁽ⁱ⁾−Φ_B ⁽ⁱ⁾＝Ｒ_AB ⁽ⁱ⁾＋Ｎ_AB ⁽ⁱ⁾λ＝ｈ（ｉ）・ｂ （５１）
さらに、移動体の姿勢ベクトルである基線ベクトルｂの３次元先端座標は、３つの未知要素ｘ，ｙ，ｚで構成されている。従って、以降では、３つのＧＰＳ衛星からの航法電波を一対のアンテナで同時に受信して、３衛星別の受信機間位相差についての３元一次連立方程式をたてて、これを姿勢ベクトルの先端座標を求める下記式（５２）に従って解く。なお、説明の便宜上、下記式では姿勢ベクトルの先端座標をｂとしている。

但し、Ｒ_AB ⁽ⁱ⁾の代わりに用いたＳＤ_AB ⁽ⁱ⁾は上記式（５１）で表せるので、アンテナ間差の衛星方向成分の正しい値Ｒ_AB ⁽ⁱ⁾にＮ_AB ⁽ⁱ⁾λだけオフセットが加わったものである。
また、上記式（５２）を詳細に示せば、下記式（５３）のように表せる。

実施の形態６において、電源が維持されている限りあるいは受信が継続している限り、時々電波受信が途切れるようなことがあっても、Ｎは一定であるし、方向余弦ｈも衛星が遠方にあるために短かい期間内ではほんのわずかしか変化しないので、上記式（５３）の右辺第２項は、略一定の値をとることになる。つまり、基線ベクトルｂの先端座標は中心が一定値だけオフセットした半径Ｒ（基線長）の球面上に分布した軌跡を描くことが推定できる。実際には除去できなかった受信機固有の残留ノイズ誤差ｗなどが残っているので、球面上を中心としてランダムに分布すると考えられる。

本実施の形態６では、上述のような未知の量が短期間内で一定のオフセットと見なせることを、図２２に示したフローチャート中の破線で囲った部分の処理（ステップＳＴ２２―５からステップＳＴ２２−８まで）で利用して基線ベクトルの始点座標を求める。なお、これらの処理は、基線ベクトル検出手段３内の基線ベクトル始点推定手段（不図示）が実行するものであり、説明の便宜上基線ベクトル検出手段３による処理として説明する。

以上の説明ではクロックを共通化した場合について示したが、クロックを共通化してない複数のＧＰＳ受信機を利用して系を構成したような場合、上記式（５３）で求めた基線ベクトルｂは受信機クロック誤差を含んでいる。これに対し、受信機クロック誤差を除去することを目的として、先に示した受信機間差ＳＤの、さらに衛星間での差（受信機間衛星間２重差）を求めてもよい。この場合は、汎用のＧＰＳ受信機を利用できるメリットがあるが、衛星数が１つ余分に必要となるデメリットもある。２重位相差により受信機要因誤差が除去されることの説明は発明の趣旨説明からは外れるために省略する。

次に、図２２に示したフローチャート中の破線で囲った部分の処理（ステップＳＴ２２―５からステップＳＴ２２−８まで）である、図１９中に示した基線ベクトルの始点座標の推定処理について述べる。図２３及び図２４は基線ベクトルの始点候補座標の算出アルゴリズムの説明図である。

ステップＳＴ２２−５において、基線ベクトル検出手段３は、角速度が一定以上か否かを終点座標のΔｔ秒毎の推移を基に判定する。具体的には、図２３に示すように、終点推移ベクトルの前回値ｖｅｃ１の絶対値、そして終点座標の推移値ベクトルの今回値ｖｅｃ２の絶対値が、共に所定値以上であるか否か評価する。つまり、例えばΔθ_xy／Δｔが０．００５／Ｒ（Ｒはアンテナ間基線長で例えば０．６ｍ）よりも大きいｘｙ面上の角速度で、基線ベクトル終点座標が移動し続けた場合に限って基線ベクトルの始点座標を算出する。

ステップＳＴ２２−６において、基線ベクトル検出手段３は、ステップＳＴ２２−５における角速度が一定以上であると、先端座標推移を基に始点候補座標を算出する。具体的には、観測値を基に算出した基線ベクトル先端座標の系列（ｐ１，ｐ２，ｐ３，・・・）を基に、順次基線ベクトルの始点座標を下記のようにして求める。但し、ｐ１は基線ベクトルの終点の前々回値（２Δｔ秒前）であり、ｐ２は基線ベクトルの終点の前回値（Δｔ秒前）であり、ｐ３は基線ベクトルの終点の今回値（現在）である。

新たな搬送波位相の観測値ｄｉを、例えば１秒ごとに得る度に、その観測値を含めた３連続の観測値（ｄ_i，ｄ_i-1，ｄ_i-2）について、基線ベクトルの先端（終点）座標ｐ１，ｐ２，ｐ３を求め、さらに、その移動（変分）ベクトルｖｅｃ１、ｖｅｃ２を求める。ｖｅｃ１とｖｅｃ２を含む面の法線を得るために、ｖｅｃ１とｖｅｃ２の両者に直交するベクトルｍ１（＝ｖｅｃ１・ｖｅｃ２）（ｖｅｃ１とｖｅｃ２との外積ベクトルの方向余弦）を求める。なお、・は外積を示している。

次に、ベクトルｍ１に平行な方向余弦ｈ１（＝ｍ１／｜ｍ１｜）を求める。三角形の頂点ｐ２が上（ｚ軸の正方向）に凸かあるいは下（ｚ軸の負方向）に凸か（ｖｅｃ１_z／｜ｖｅｃ１_xy｜とｖｅｃ２_z／｜ｖｅｃ２_xy｜との比較結果）に応じて、ｈ１の極性を変更（−１をかける）する（図２４参照）。なお、ベクトルｖｅｃ１_zは終点推移ベクトルの前回値のｚ方向成分であり、ベクトルｖｅｃ２_zは終点推移ベクトルの今回値のｚ方向成分である。

続いて、三角形の頂点ｐ１，ｐ２，ｐ３の重心ｏ１｛＝（ｐ１＋ｐ２＋ｐ３）／３｝を求める。ここで、重心ｏ１を始点とし、図２３に示すように、ｏ１からの距離がアンテナ要素の設置間隔Ｒ（既知量）だけ離れたｈ１方向の点ｃ１を終点とする半径ベクトルｒ１（基線ベクトルノルム＊ｍ１）を求める。半径ベクトルｒ１に始点ベクトルｏ１を加えて、未知座標上の基線ベクトル始点候補座標ｃ１を求める。なお、ステップＳＴ２２−６において、求めた終点座標の水平２次元座標系における２次元の今回値と前回値を基に該水平２次元座標系上の始点座標候補を逐次求めてもよい。

ステップＳＴ２２−７において、基線ベクトル検出手段３は、ステップＳＴ２２−６に続けて、始点候補座標値が妥当な範囲、具体的には、それまでに推定した始点座標からの推移が基線ベクトル長以内に入っているかを評価する。ステップＳＴ２２−８において、基線ベクトル検出手段３は、始点候補座標が妥当な範囲内のものであったら、始点候補座標を基に始点座標を推定し、次回更新まで保持する。始点座標推定の動作・作用の具体例は次のようである。

図２３に示したような始点候補座標ｃ１を得る度に、例えばｃ１時系列の分散を移動的に評価して、分散がより小さい場合ほどｃ１による寄与が大きく、逆に分散が大きいほどｃ１による寄与が小さくなるように、また処理の経過と共に言わば観測値であるｃ１の寄与が小さくなるように、前回求めた始点座標推定値Ｃ１を変更する（カルマン推定）。

ステップＳＴ２２−９において、姿勢演算手段４は、推定処理条件が満たされない場合、それまでに求めた基線ベクトルｂの始点推定値Ｃに基づいて姿勢を逐次算出する。具体的に説明すると、基線ベクトルの先端座標Ｐ１と平滑化始点座標値Ｃ１とを基にして方位を、ａｔａｎ（（Ｐ１_x−Ｃ_x）／（Ｐ１_y−Ｃ_y））・１８０／π（度）から計算する。結果が負であれば３６０度を加えて、計算値を補正し、北が０度の時計回りで３６０度までで表現される方位を得る。同様にして、前後傾斜角を、ａｔａｎ（（Ｐ１_z−Ｃ_z／（Ｐ１ｚ−Ｃｚ））・１８０／π（度）から計算する。上述のようにして得られた基線ベクトルの始点座標、先端（終点）座標を基に、姿勢演算手段４は、移動体の姿勢を求める（ステップＳＴ２２−１０）。

以上のように、この実施の形態６によれば、比較的に小さな演算資源を利用できる割に信頼性の高い演算結果を迅速に得ることができる。また、一旦結果が得られた後は装置電源を落とさない限り、保持された演算結果を継続的に利用できる。このため、市街地のような衛星視野の狭いところに移動して受信衛星電波数が４つ未満となっても、受信できた衛星の電波信号のみを使用して、３つなら３次元姿勢を、２つなら２次元姿勢を求めることができる。さらに、アンテナ要素（を搭載した移動体）が低速度あるいは静止状態であっても問題なく、アンテナあるいはアンテナを装着した移動体の姿勢情報を得ることができる。

この発明の実施の形態１による移動体姿勢検出装置の構成を示す図である。 ３つの測位衛星からの到来電波を２つの受信要素で受信した場合における基線ベクトル推定原理を説明する図である。 ２つの測位衛星からの到来電波を３つの受信要素で受信した場合における基線ベクトル推定原理を説明する図である。 この発明の実施の形態２による移動体姿勢検出装置の構成を示す図である。 図４中のＩＮＳ姿勢演算手段の構成を示す図である。 実施の形態２による移動体姿勢検出装置の動作を示すフローチャートである。 衛星方向情報の取得処理を示すフローチャートである。 ＧＰＳ測位衛星の概略位置の取得処理を示すフローチャートである。 ３つの測位衛星からの到来電波を２つの受信要素で受信した場合における姿勢演算処理を示すフローチャートである。 移動体の姿勢検出に利用する測位衛星の選択処理を示すフローチャートである。 移動体の姿勢検出に利用する測位衛星の選択処理の前提条件を説明する図である。 ２つの測位衛星からの到来電波を３つの受信要素で受信した場合における姿勢演算処理を示すフローチャートである。 実施の形態２による移動体姿勢検出装置の他の構成例を示す図である。 この発明の実施の形態３による移動体姿勢検出装置の構成を示す図である。 この発明の実施の形態４による移動体姿勢検出装置の構成を示す図である。 実施の形態４による移動体姿勢検出装置の他の構成を示す図である。 実施の形態４による移動体姿勢検出装置の他の構成を示す図である。 この発明の実施の形態５による移動体姿勢検出装置の構成を示す図である。 この発明の実施の形態６による移動体の姿勢検出原理を説明するための図である。 この発明の実施の形態６による基線ベクトル検出手段における位相検出部の構成を示す図である。 図２０中のキャリアＮＣＯの構成を示す図である。 実施の形態６による移動体姿勢検出装置の動作を示すフローチャートである。 基線ベクトルの始点候補座標の算出アルゴリズムの説明図である。 基線ベクトルの始点候補座標の算出アルゴリズムの説明図である。

符号の説明

１ アンテナ（アンテナ手段）、１−１〜１−３ 受信要素、２ 衛星方向獲得手段、３ 基線ベクトル検出手段、３−１，３−２ 基線ベクトル検出部、３−１−１〜３−１−３ 位相検出部、３ａ 衛星選択部、３ｂ 基線ベクトル演算部、４ 姿勢演算手段、５ 角速度検出手段、６ ＩＮＳ姿勢演算手段、７ 速度検出手段、８ 位置演算手段、９ 提示／制御手段、１０ ジャイロ、１１ Ａ／Ｄ変換器、１２ 固定オフセット補償部、１３，１４，１７ 演算器、１５ 積分器、１６ 補償演算部、１８，２９ 無線通信部／放送受信部（通信部）、１９ 無線アンテナ、２０ 放送衛星、２１ レシーバ、２２ 衛星方向情報提供サーバ、２３ ネットワーク、２４ａ，２４ｂ 無線通信基地局、２５ ローカル位置獲得部、２６ 衛星位置獲得部、２７ 候補位置記憶部、２８ 候補選択部、３０ 位置情報提供サーバ。

Claims (13)

1. 移動体上に設けられ、測位衛星からの航法電波を受信する複数の受信要素を配置してなるアンテナ手段と、
   前記アンテナ手段の受信要素又は前記移動体の位置若しくはこれを近似する概略の位置に関する情報に基づき求められる位置から前記測位衛星への視線方向を規定する衛星方向情報を求める衛星方向獲得手段と、
   少なくとも２つの前記測位衛星から受信した航法電波について前記受信要素における位相差をそれぞれ求め、これら位相差及び前記衛星方向情報に基づいて、前記測位衛星からの航法電波を受信している少なくとも一対の前記受信要素の組み合わせの基線ベクトルを検出する基線ベクトル検出手段と、
   前記基線ベクトル検出手段が検出した基線ベクトルにより規定される姿勢を前記移動体の姿勢として算出する姿勢演算手段と
   を備えた移動体姿勢検出装置。
2. 移動体のヨー軸、ピッチ軸及びロール軸のうちの少なくとも一つの軸周りの角速度を検出する角速度検出手段と、前記角速度検出手段が検出した角速度及び姿勢演算手段が算出した前記移動体の姿勢に基づいて前記角速度が検出された軸周りの前記移動体の姿勢を算出するＩＮＳ姿勢演算手段とを備えたことを特徴とする請求項１記載の移動体姿勢検出装置。
3. 移動体の移動速度を検出する速度検出手段と、ＩＮＳ姿勢演算手段が算出した前記移動体の姿勢及び前記速度検出手段で求めた移動速度に基づいて前記移動体の位置を算出する位置演算手段とを備えたことを特徴とする請求項２記載の移動体姿勢検出装置。
4. 衛星方向獲得手段は、外部から無線通信又は放送を介して衛星方向情報を受信する通信部を備えたことを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれか１項記載の移動体姿勢検出装置。
5. 衛星方向獲得手段は、アンテナ手段の受信要素又は前記移動体のローカル座標系上の位置若しくはこれを近似する概略の位置を求めるローカル位置獲得部と、前記測位衛星のローカル座標系上の位置を規定する衛星位置情報を求める衛星位置獲得部とを備え、前記ローカル位置獲得部が求めた位置と前記衛星位置獲得部が求めた衛星位置に基づき、衛星方向情報を求めることを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれか１項記載の移動体姿勢検出装置。
6. 衛星位置獲得部は、天頂衛星からの航法電波をアンテナ手段により受信して得た信号から航法メッセージを抽出し、当該航法メッセージに基づいて前記測位衛星の位置を算出して衛星位置情報を取得することを特徴とする請求項５記載の移動体姿勢検出装置。
7. 衛星方向獲得手段は、無線通信又は放送を介して通信基地局との無線通信又は放送局からの放送受信が可能な領域に対応する位置情報及び／又は衛星の位置に関する情報を取得する通信部を備え、ローカル位置獲得部が、前記通信部により受信された前記位置情報に基づいてアンテナ手段の受信要素又は前記移動体のローカル座標系上での位置を近似する概略の位置に関する情報を求めることを特徴とする請求項５又は請求項６記載の移動体姿勢検出装置。
8. ローカル位置獲得部は、測位衛星高度に対する位置誤差が許容範囲内となる位置に関する情報を記憶する候補位置記憶部を備え、衛星方向獲得手段は、前記候補位置記憶部から読み出した前記位置に関する情報を、アンテナ手段の受信要素又は移動体のローカル座標系上での位置を近似する概略の位置に関する情報として衛星方向情報を求めることを特徴とする請求項５記載の移動体姿勢検出装置。
9. 基線ベクトル検出手段は、積算搬送波位相もしくは積算搬送波位相相当量を基に、終点座標を求め、ついで求めた終点座標の時系列を基に始点座標の候補を求めることを特徴とする請求項１記載の移動体姿勢検出装置。
10. 基線ベクトル検出手段は、逐次、求めた終点座標の今回値、前回値そして前々回値を基に３次元始点座標候補を求めることを特徴とする請求項９記載の移動体姿勢検出装置。
11. 基線ベクトル検出手段は、求めた終点座標の水平２次元座標系における２次元の今回値と前回値を基に該水平２次元座標系上の始点座標候補を逐次求めることを特徴とする請求項９記載の移動体姿勢検出装置。
12. 基線ベクトル検出手段は、始点座標の候補を基に、逐次、始点座標をカルマン推定することを特徴とする請求項９記載の移動体姿勢検出装置。
13. 基線ベクトル検出手段は、始点座標の候補値が前回の処理ステップまでにカルマン推定した始点座標の推定値から所定距離以上離隔したステップでは観測過程はなかったことにすることを特徴とする請求項１２記載の移動体姿勢検出装置。
    

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