JPH089360B2 - Navigation equipment - Google Patents
Navigation equipmentInfo
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- JPH089360B2 JPH089360B2 JP63129006A JP12900688A JPH089360B2 JP H089360 B2 JPH089360 B2 JP H089360B2 JP 63129006 A JP63129006 A JP 63129006A JP 12900688 A JP12900688 A JP 12900688A JP H089360 B2 JPH089360 B2 JP H089360B2
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- navigation
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は，異なった地球周回軌道上の複数の人工衛
星に正確なクロック及びスペクトラム拡散通信の可能な
送信機を搭載することによって，航法支援のための人工
衛星となし，地球表面上，空中，あるいは宇宙空間にお
いて，専用の受信機により，信号を受信，処理すること
により，受信機を搭載した利用者の絶対位置，速度を実
時間で決定する航法装置に関するものである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [Industrial field of application] The present invention provides navigation support by mounting a transmitter capable of accurate clock and spread spectrum communication on a plurality of artificial satellites on different earth orbits. As an artificial satellite for the satellite, on the surface of the earth, in the air, or in outer space, the signal is received and processed by a dedicated receiver, and the absolute position and speed of the user equipped with the receiver can be measured in real time. It relates to a navigation device to be decided.
第３図，第４図は，例えばNAVIGATION（VOL.25,No2,S
UMMER,1978）に掲載された米国が開発中の全地球的航法
システムであるGPS（Global Positioning System）の例
にみられるような，地球表面上，空中，あるいは宇宙空
間において,3次元の絶対位置，速度を決定するための，
航法支援用の人工衛星を利用した，航法装置の構成を示
す図であり，図において（１）は地球，（２）は地球軌
道上を周回する航法支援用の人工衛星，（３）は航法支
援用の人工衛星を管理する地上局，（４）は航法装置で
ある。航法装置（４）は，航法支援用の人工衛星からの
信号を受信するための専用受信機（５），航法演算装置
（６），航法結果表示装置（10）より構成され，航法演
算装置（６）は状態量伝播部（７），ゲイン計算部
（８），状態量更新部（９），共分散伝播部（11），共
分散更新部（12）より構成される。3 and 4 show, for example, NAVIGATION (VOL.25, No2, S
UMMER, 1978), the three-dimensional absolute position on the surface of the earth, in the air, or in outer space, as seen in the example of the Global Positioning System (GPS), which is a global navigation system under development by the United States. ， To determine the speed ，
It is a figure which shows the structure of the navigation apparatus using the satellite for navigation support, (1) is the earth, (2) is the satellite for navigation support which orbits the earth in the orbit, (3) is the navigation A ground station that manages satellites for support, (4) is a navigation device. The navigation device (4) includes a dedicated receiver (5) for receiving signals from a satellite for navigation support, a navigation calculation device (6), and a navigation result display device (10). 6) is composed of a state quantity propagation section (7), a gain calculation section (8), a state quantity update section (9), a covariance propagation section (11), and a covariance update section (12).
なお，第３図では航法支援用の人工衛星におけるほか
の装置，例えば航法信号送信機，電源装置，姿勢制御装
置，トラッキング及びテレメトリコマンド装置，ガスジ
ェット装置，あるいは構体などを必要とするが，この発
明の説明のためには直接関係がないので省略してある。In Fig. 3, other devices in the satellite for navigation support, such as navigation signal transmitter, power supply device, attitude control device, tracking and telemetry command device, gas jet device, or structure are required. It is omitted because it is not directly related to the description of the invention.
次に動作について説明する。この様な装置において，
航法支援用の人工衛星を用いて，この航法装置を装備し
た利用者の絶対位置，速度の決定を行うためには，航法
支援用の人工衛星（２）から送出された，航法支援用の
人工衛星の位置，速度を計算するための情報を含む特定
コードによりスペクトラム拡散変調された信号を専用受
信機（５）において受信し，その特定コードを予め知る
ことによりスペクトラム逆拡散を行い，送出された信号
を復調，解読し，解読した情報に基づき計算された各航
法支援用の人工衛星の位置，速度の予測値を，受信した
信号の位相，ドップラーシフトを測定することにより得
られた，航法支援用の人工衛星と航法装置を搭載した利
用者間の相対距離，相対速度情報と共に，航法演算装置
（６）においてカルマンフィルタを用いて処理し，利用
者の絶対位置，速度を高精度に決定する。Next, the operation will be described. In such a device,
In order to determine the absolute position and speed of the user equipped with this navigation device by using the satellite for navigation support, the artificial satellite for navigation support sent from the satellite for navigation support (2) is used. The special-purpose receiver (5) received the signal that was spread-spectrum-modulated by the specific code containing the information for calculating the position and velocity of the satellite, and performed the spectrum despreading by knowing the specific code in advance and then transmitted. Navigation support obtained by demodulating and decoding signals, and predicting the predicted position and velocity of each navigation support satellite calculated based on the decoded information, and measuring the phase and Doppler shift of the received signals. The relative distance and relative velocity information between the artificial satellite for navigation and the user equipped with the navigation device are processed by using the Kalman filter in the navigation calculation device (6), and the absolute position and speed of the user are processed. The determined with a high degree of accuracy.
航法演算装置（６）では，カルマンフィルタを用いた
高精度な絶対位置，速度の決定を行うために，各時点に
おける利用者の位置，速度を状態量伝播部（７）にて利
用者のダイナミクスモデルを用いることにより計算する
と共に，各時点で計算された利用者位置，速度の決定精
度を示す指標である共分散を共分散伝播部（11）にて同
時に計算し，計算された共分散に基づき，状態量及び共
分散の更新を行うために必要となるカルマンゲインをゲ
イン計算部（８）にて定期的に計算し，その結果に基づ
き，状態量更新部（９），共分散更新部（12）におい
て，専用受信機（５）より得られた，各航法支援用の人
工衛星の位置，速度の予測値，及び航法支援用の人工衛
星と航法装置を搭載した利用者との間の相対距離，相対
速度情報を用い，状態量伝播部（７），共分散伝播部
（11）にて計算された利用者位置，速度の伝播誤差及び
その時の共分散値の修正を行う。In the navigation computing device (6), in order to determine the absolute position and velocity with high accuracy using the Kalman filter, the user's position and velocity at each time point are calculated by the state quantity propagation unit (7) in the user dynamics model. And the covariance, which is an index showing the accuracy of determining the user position and velocity calculated at each time point, is calculated at the same time in the covariance propagation unit (11), and based on the calculated covariance , The gain calculation unit (8) periodically calculates the Kalman gain required to update the state quantity and the covariance, and based on the result, the state quantity update unit (9) and the covariance update unit ( In 12), the predicted values of the position and speed of each navigation support satellite obtained from the dedicated receiver (5), and the relative values between the navigation support satellite and the user equipped with the navigation device. State quantity using distance and relative velocity information The propagation error of the user position and velocity calculated by the propagation unit (7) and the covariance propagation unit (11) and the covariance value at that time are corrected.
従来の航法装置は以上のように構成されているので，
航法装置内においてカルマンフィルタを用いた高精度な
絶対位置，速度の決定を行うために，利用者のダイナミ
クスに基づき位置，速度の伝播を行うと共に，共分散も
合わせて伝播する必要がある他，定期的に共分散の値に
基づきカルマンフィルタのゲインを計算し，位置，速度
の伝播誤差の修正に加え，共分散値自体の修正を行うこ
とが必要であり，他の処理を圧迫する可能性や実時間処
理が不可能となる場合があるなどの課題があった。Since the conventional navigation device is configured as described above,
In order to determine the absolute position and velocity with high accuracy using the Kalman filter in the navigation device, it is necessary to propagate the position and velocity based on the dynamics of the user and also to propagate the covariance together. It is necessary to calculate the gain of the Kalman filter based on the value of covariance, and to correct the propagation error of position and velocity, and also to correct the covariance value itself. There was a problem that time processing might not be possible.
また，使用する計算機の能力によっては，カルマンフ
ィルタの適用自体が不可能となる場合があるなどの課題
があった。In addition, depending on the capacity of the computer used, the application of the Kalman filter itself may not be possible.
この発明は，上記のような課題を解消するためになさ
れたもので，航法演算に要する計算負荷を軽減し，利用
者の高精度な位置，速度情報を，実時間処理により取得
することの出来る装置を得ることを目的とする。The present invention has been made to solve the above problems, reduces the calculation load required for navigation calculation, and can obtain highly accurate position and speed information of a user by real-time processing. The purpose is to obtain the device.
〔課題を解決するための手段〕 この発明に係る航法装置は，カルマンフィルタをその
ままの形で使用し，共分散の伝播，伝播された共分散に
基づく伝播誤差修正用のカルマンゲインの計算，その結
果に基づく共分散の更新を行う代わりに，航法に使用す
る４個の航法支援用の人工衛星と利用者との間の幾何学
的関係から航法精度の指標となるパラメータであるGDO
P,Vmaxの値を計算し，その値が各時点においてカルマン
フィルタにより計算された共分散値の変化の関数である
ことを利用し，上記パラメータの値の変化に応じ，航法
演算装置内のゲイン計算部において伝播誤差修正用のゲ
インを決定し，状態量更新部においてカルマフィルタ型
の情報処理機構を用い，利用者絶対位置，速度の伝播誤
差の修正を行おうとしたものである。[Means for Solving the Problems] The navigation device according to the present invention uses the Kalman filter as it is, propagates the covariance, calculates the Kalman gain for correcting the propagation error based on the propagated covariance, and the result thereof. Instead of updating the covariance based on GDO, GDO, which is a parameter that is an index of navigation accuracy, is determined from the geometrical relationship between the four navigation-supporting satellites used for navigation and the user.
The values of P and Vmax are calculated, and the fact that the values are a function of the change of the covariance value calculated by the Kalman filter at each time point is used to calculate the gain in the navigation calculation unit according to the change of the above parameter values. In this section, the propagation error correction gain is determined in the section, and the karma filter type information processing mechanism is used in the state quantity update section to correct the user's absolute position and velocity propagation error.
この発明における航法装置は，専用受信機により航法
支援のための人工衛星からの信号を受信し，その内容を
復調，解読することにより求めた，航法支援用の人工衛
星の位置及び航法演算装置により求めた利用者位置情報
を基に，航法支援用の人工衛星の配置と利用者との幾何
学的関係と航法精度との関係を示すパラメータを計算
し，最良の航法精度をもたらす観測可能な４衛星を選択
すると共に，ゲイン計算部において上記パラメータの値
に基づき決定した伝播誤差修正用のゲインを用い，状態
量伝播部にて利用者のダイナミクスモデルにより計算さ
れた利用者の位置，速度の伝播誤差を，専用受信機によ
り測定した，選択した４衛星と利用者間の相対距離，速
度情報を基に，カルマンフィルタ型の情報処理機構を用
いることにより修正するものであるから，従来のカルマ
ンフィルタの計算に必要とされた，共分散の伝播，更
新，共分散に基づいたゲイン計算等を行う事なく，利用
者の位置，速度を高精度で実時間処理により求めること
が可能となる。The navigation device according to the present invention uses a dedicated receiver to receive a signal from an artificial satellite for navigation support, and demodulates and decodes the content of the signal to determine the position of the artificial satellite for navigation support and the navigation calculation device. Based on the obtained user position information, parameters that show the relationship between the placement of artificial satellites for navigation support, the geometrical relationship with the user, and the navigation accuracy are calculated. While selecting a satellite, the gain calculation unit uses the gain for correcting the propagation error determined based on the values of the above parameters, and the propagation of the user's position and velocity calculated by the user's dynamics model in the state quantity propagation unit. The error is corrected by using the Kalman filter type information processing mechanism based on the relative distance and speed information between the selected four satellites and the user measured by the dedicated receiver. Therefore, the position and velocity of the user can be processed with high accuracy in real time without performing the covariance propagation, updating, and gain calculation based on the covariance, which are required for the conventional Kalman filter calculation. It becomes possible to ask.
以下，この発明の一実施例を図について説明する。第
１図，第２図において，（１）は地球，（２）は地球軌
道上を周回し，常時，特定コードによりスペクトラム拡
散変調された，自機の位置，速度を予測，計算するため
の情報を含んだ，絶対距離，速度を測定するための信号
を送出する航法支援用の人工衛星，（３）は航法支援用
の人工衛星を監視すると共に，航法支援用の人工衛星よ
り利用者に送出される信号中に含まれる，航法支援用の
人工衛星の位置，速度を計算するための情報を定期的に
各航法支援用衛星に対しアップロードする役割を持つ地
上局，（４）は利用者の装備すべき航法装置であり，専
用受信機（５），航法演算装置（６），航法結果表示装
置（10）から構成される。An embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings. In Fig. 1 and Fig. 2, (1) shows the earth, (2) goes around the earth's orbit, and is for predicting and calculating the position and speed of the ship, which is always spread spectrum modulated by a specific code. An artificial satellite for navigation support that sends out signals for measuring absolute distance and speed, including information. (3) Monitors the artificial satellite for navigation support and notifies the user from the artificial satellite for navigation support. A ground station that has a role of periodically uploading to each navigation satellite the information for calculating the position and speed of the navigation satellite that is included in the transmitted signal. It is a navigation device to be equipped with, and is composed of a dedicated receiver (5), a navigation calculation device (6), and a navigation result display device (10).
（５）は航法支援用の人工衛星からの信号を受信し，
スペクトラム逆拡散を行うことにより信号を復調し，利
用者と航法支援用の人工衛星との間の相対距離，相対速
度を測定すると共に，信号中に含まれる航法支援用の人
工衛星の位置，速度計算用の情報を解読するための専用
受信機，（６）は利用者の絶対位置，速度を決定するた
めの航法演算装置であり，利用者のダイナミクスモデル
に基づき，利用者の位置，速度の計算を行う状態量伝播
部（７），利用者と航法支援用の人工衛星との幾何学的
な関係を示すパラメータを計算し，その値に基づいて位
置，速度の伝播誤差修正用のゲインを計算するゲイン計
算部（８），その結果を基にカルマンフィルタ型の誤差
修正機構により状態量伝播部（７）において計算された
位置，速度伝播誤差を修正する状態量更新部（９）より
構成される。(5) receives signals from satellites for navigation support,
The signal is demodulated by performing spectrum despreading, and the relative distance and relative speed between the user and the navigation satellite are measured, and the position and speed of the navigation satellite included in the signal are measured. Dedicated receiver for decoding information for calculation, (6) is a navigation calculation device for determining the absolute position and speed of the user. Based on the dynamics model of the user, the position and speed of the user can be calculated. The state quantity propagation unit (7) that performs the calculation, calculates the parameters that show the geometrical relationship between the user and the artificial satellite for navigation support, and based on the values, obtains the gain for correcting the position and velocity propagation errors. A gain calculation unit (8) for calculating, and a state quantity updating unit (9) for correcting the position and velocity propagation errors calculated in the state quantity propagation unit (7) by a Kalman filter type error correction mechanism based on the result. It
また，（10）は上記処理により得られた，選択された
航法支援用の人工衛星の種類，その数や利用者の絶対位
置，速度などの航法演算結果を表示するための航法結果
表示装置である。Further, (10) is a navigation result display device for displaying the navigation calculation result such as the type of the selected navigation assisting satellites, the number of the satellites, the absolute position of the user, and the speed obtained by the above processing. is there.
また，第１図では航法支援用の人工衛星を構成する他
の装置，例えば航法用の専用の送信機，電源装置，姿勢
制御装置，トラッキング及びテレメトリコマンド装置，
ガスジェット装置，あるいは構体などを必要とするが，
この発明の説明のためには直接関係がないので省略して
ある。Further, in FIG. 1, other devices constituting an artificial satellite for navigation support, such as a dedicated transmitter for navigation, a power supply device, an attitude control device, a tracking and telemetry command device,
It requires a gas jet device or a structure,
It is omitted because it is not directly related to the description of the present invention.
（４）の航法装置においては，専用受信機（５）によ
り受信した航法支援用の人工衛星（２）からのスペクト
ラム拡散変調された信号を復調し，信号の位相，ドップ
ラーシフトを計測することにより，航法支援用の人工衛
星（２）と航法装置（４）を搭載した利用者との間の相
対距離，相対速度を測定すると共に，信号中に含まれる
航法支援用の人工衛星の位置，速度計算用の情報を解読
し，その結果を用いて，測定時の航法支援用の人工衛星
の位置，速度を計算する。測定された相対距離，相対速
度は次式のように表される。In the navigation device of (4), by demodulating the spread spectrum modulated signal from the navigation satellite (2) received by the dedicated receiver (5), the phase and Doppler shift of the signal are measured. , Measure the relative distance and relative speed between the navigation satellite (2) and the user equipped with the navigation device (4), and position and velocity of the navigation satellite included in the signal. The information for calculation is deciphered, and the result is used to calculate the position and speed of the satellite for navigation support during measurement. The measured relative distance and relative velocity are expressed by the following equations.
ただし， （Xs,Ys,Zs） 航法支援用の人工衛星の位置 （Vxs,Vys,Vzs） 航法支援用の人工衛星の速度 （X,Y,Z） 利用者の位置 （Vx,Vy,Vz） 利用者の速度 ｂ 利用者クロックバイアス誤差 ｎ 利用者クロックドリフト誤差 ν１ 相対距離測定時をランダム誤差 ν２ 相対速度測定時のランダム誤差 である。 However, (Xs, Ys, Zs) Position of satellite for navigation support (Vxs, Vys, Vzs) Speed of satellite for navigation support (X, Y, Z) Position of user (Vx, Vy, Vz) User speed b User clock bias error n User clock drift error ν 1 Random error when measuring relative distance ν 2 Random error when measuring relative speed.
航法支援用の人工衛星と利用者間の距離は，航法支援
用の人工衛星のクロックにより与えられる信号送信時刻
と，利用者の専用受信機のクロックによって与えられる
信号送信時刻と，利用者の専用受信機のクロックによっ
て与えられる信号受信時刻の差により決定されるため，
航法支援用の人工衛星及び利用者の専用受信機のクロッ
ク誤差も（１），（２）式に示すように相対距離，相対
速度測定誤差の一要因となる。The distance between the satellite for navigation support and the user is the signal transmission time given by the clock of the satellite for navigation support, the signal transmission time given by the clock of the user's dedicated receiver, and the user's dedicated Since it is determined by the difference in signal reception time given by the receiver clock,
The clock error between the satellite for navigation support and the user's dedicated receiver also contributes to the relative distance and relative velocity measurement error, as shown in equations (1) and (2).
そのため，この人工衛星を用いた航法システムにより
位置，速度の決定を高精度に行うためには，利用者のク
ロック誤差も合わせて推定することが必要となり，その
ために４個の航法支援用の人工衛星を使用することが必
要となる。Therefore, in order to accurately determine the position and speed by the navigation system using this artificial satellite, it is necessary to estimate the user's clock error as well, and for that purpose, four artificial satellites for navigation support are required. It will be necessary to use satellites.
このとき，最良の航法結果を与える４個の航法支援用
の人工衛星を選択するために，航法演算装置（６）内の
状態量伝播部（７）において計算された現時点の利用者
位置及び受信信号中に含まれる情報を基に専用受信機
（５）にて計算した航法支援用の人工衛星位置を用い，
利用者より観測可能な航法支援用の人工衛星（２）を選
択し，その中からGDOP,あるいはGDOPと反比例の関係に
ある航法支援用の４個の人工衛星と利用者の作る四面錐
の体積を，最適な４個の衛星を選択するための評価基準
として利用する。At this time, in order to select four satellites for navigation support that give the best navigation result, the current user position and reception calculated in the state quantity propagation unit (7) in the navigation calculation unit (6) Using the satellite position for navigation support calculated by the dedicated receiver (5) based on the information contained in the signal,
The navigation support satellite (2) that is observable by the user is selected, and among them, GDOP, or four navigation satellites that are in inverse proportion to GDOP and the volume of the tetrahedral cone that the user makes Is used as an evaluation criterion for selecting the optimum four satellites.
GDOPは（１）式で与えられる４衛星と利用者との間の
相対距離情報より，最小自乗法により利用者位置，クロ
ック誤差を推定したときの推定誤差の共分散を示すもの
であり,NAVIGATION（VOL.25,No2,SUMMER,1978）による
と，利用者位置から航法支援用の衛星位置に向かう単位
ベクトルをそれぞれ，ｅ ｉ（ｉ＝1,4）とすると，次式
により表わすことが出来る。GDOP is the covariance of the estimation error when the user position and clock error are estimated by the method of least squares from the relative distance information between the four satellites and the user given by equation (1). (VOL.25, No2, SUMMER, 1978 ) according to each unit vector directed in the satellite position for navigation assistance from a user position, when e i (i = 1,4), can be represented by the formula .
ここで，σxx2,σyy2,σzz2は航法支援用の衛星と利
用者間の幾何学的配置による利用者位置の推定誤差共分
散を，σtt2はクロック誤差の推定誤差共分散を示して
いる。 Here, σxx 2, σyy 2, the Shigumazz 2 is the estimation error covariance of the user position by the geometry between the user and the satellite for navigation assistance, σtt 2 is shows the estimation error covariance of the clock error There is.
また,Gtは行列Ｇの転置行列を,G-1は行列Ｇの逆行列
を示す。Further, G t represents a transposed matrix of the matrix G, and G −1 represents an inverse matrix of the matrix G.
従って，最良の航法精度を与える航法支援用の衛星の
組合せは,GDOPの値が最小になる組合せとなる。しか
し，（３），（４），（５）式より判るようにGDOPの計
算は面倒である。Therefore, the combination of navigation support satellites that gives the best navigation accuracy is the combination with the smallest GDOP value. However, as can be seen from equations (3), (4), and (5), the calculation of GDOP is troublesome.
NAVIGATION（VOL.25,No2,SUMMER,1978）によれば，利
用者から航法支援用の人工衛星までの単位ベクトルｅ ｉ
（ｉ＝1,4）の頂点を結んで作られる４面錐の体積Ｖと,
GDOPとの間には， GDOP〜1/V ……（６） の関係がある。ここで，〜は比例関係を示す記号であ
る。According to NAVIGATION (VOL.25, No2, SUMMER, 1978), the unit vector e i from the user to the artificial satellite for navigation support
The volume V of a four-sided pyramid created by connecting the vertices of (i = 1,4),
The relationship between GDOP and GDOP is 1 / V (6). Here, ~ is a symbol indicating a proportional relationship.
従って，上記体積が最大値Vmaxをとる４個の航法支援
用の人工衛星を選択することによっても，最良の航法精
度を与える航法支援用の衛星の組合せを決定することが
出来る。Therefore, it is possible to determine the combination of navigation support satellites that gives the best navigation accuracy by selecting the four navigation support satellites whose volume has the maximum value Vmax.
ところで，通常のカルマンフィルタの処理は次式によ
って行われる。By the way, the usual Kalman filter processing is performed by the following equation.
状態量，共分散の伝播 ＝ｆ（ｘ） ……（７） ＝FP＋PFt＋Ｑ ……（８） カルマンゲインの計算 Ｋ＝PHt（HPHt＋Ｒ）-1 ……（９） 状態量，共分散の更新 X+＝X-＋Ｋ（Ｚ−ｈ（X-）） ……（10） P+＝（Ｉ−KH）P- ……（11） ここで，＋の記号は更新後を，−の記号は更新前を表
す。Propagation of state quantity and covariance ＝ f (x) …… (7) ＝ FP ＋ PF t ＋ Q …… (8) Calculation of Kalman gain K ＝ PH t (HPH t ＋ R) −1 …… (9) State quantity, co distributed update X + = X - + K ( Z-h (X -)) ...... (10) P + = (I-KH) P - ...... (11) where the symbols + and updated, - The symbol indicates before updating.
また， ｘ 推定状態量（位置，速度，クロックバイアス，クロ
ックドリフト） ｆ（ｘ）利用者のダイナミクスモデル Ｐ 状態量誤差共分散 Ｚ 観測値（航法支援用の人工衛星と利用者との間の相
対距離，相対速度） ｈ（ｘ）推定状態量を用いた観測値予測値 Ｑ プロセスノイズ Ｒ 観測誤差行列 Ｋ カルマンゲイン行列 Ｉ 単位行列 ここで,NAVIGATION（VOL.25,No2,SUMMER,1978）によ
ると,GDOP,Vmaxの値は，（３），（６）式より明らかな
ように，選択した４個の航法支援用の人工衛星を使用し
たときに最小自乗法により得られる，各時点における航
法精度誤差共分散の関数である。この性質を利用し，通
常のカルマンフィルタのように（８）式により共分散を
伝播し，その結果に基づき（９）式により伝播誤差修正
用のゲインを計算する代わりに，上記パラメータを利用
し，ゲイン計算部（８）においてGDOP,あるいはVmaxの
値に基づき次式によりカルマンゲインを近似的に決定す
る。Also, x estimated state quantity (position, velocity, clock bias, clock drift) f (x) user's dynamics model P state quantity error covariance Z observation value (relative distance between satellite and user for navigation assistance, relative velocity) h (x) observation value predicted value using estimated state quantity Q process noise R observation error matrix K Kalman gain matrix I unit Matrix Here, according to NAVIGATION (VOL.25, No2, SUMMER, 1978), the values of GDOP and Vmax are as shown in equations (3) and (6). This is a function of the navigation accuracy error covariance at each time point obtained by the method of least squares when using a satellite. Utilizing this property, the covariance is propagated by the formula (8) like a normal Kalman filter, and the above parameters are used instead of calculating the gain for correcting the propagation error by the formula (9) based on the result. In the gain calculation section (8), the Kalman gain is approximately determined by the following equation based on the value of GDOP or Vmax.
Ｋ＝F1（GDOP）Ht（HF1（GDOP）Ht＋Ｒ）-1 ……（12） Ｋ＝F2（Vmax）Ht（HF2（Vmax）Ht＋Ｒ）-1 ……（13） ここで,F1（GDOP）,F2（Vmax）は状態量誤差共分散行
列ＰをGDOP及びVmaxの関数として近似的に表現すること
により得られるゲイン行列である。K = F 1 (GDOP) H t (HF 1 (GDOP) H t + R) -1 (12) K = F 2 (Vmax) H t (HF 2 (Vmax) H t + R) -1 (( 13) Here, F 1 (GDOP) and F 2 (Vmax) are gain matrices obtained by approximately expressing the state error covariance matrix P as a function of GDOP and Vmax.
（12），（13）式で表わされたゲインを用い，状態量
伝播部（９）において利用者のダイナミクスモデルを用
いて（７）式により計算された利用者の位置，速度の誤
差を，状態量更新部（９）において（10）式のカルマン
フィルタ型の誤差修正機構を用いて修正する。Using the gains expressed in Eqs. (12) and (13), the error in the position and velocity of the user calculated by Eq. (7) using the dynamics model of the user in the state quantity propagation unit (9) The state quantity updating unit (9) corrects the error using the Kalman filter type error correcting mechanism of the expression (10).
この結果，（７）式〜（11）式で表わされる通常のカ
ルマンフィルタの処理に代わり，（７），（10），（1
2），（13）式のみを用いることにより，利用者の絶対
位置，速度を決定することが出来，従来のカルマンフィ
ルタの計算に必要とされた，（８）式の共分散の伝播，
（11）式の共分散の更新，（９）式の共分散に基づいた
ゲイン計算を省略することが出来る。As a result, instead of the usual Kalman filter processing represented by equations (7) to (11), (7), (10), (1
By using only equations (2) and (13), the absolute position and velocity of the user can be determined, and the covariance propagation of equation (8), which is required for the conventional Kalman filter calculation,
It is possible to omit the update of the covariance of the equation (11) and the gain calculation based on the covariance of the equation (9).
さらに，ここでは誤差修正用のゲインを計算するため
に，定期的に利用者と航法支援用の人工衛星との間の幾
何学的関係と航法精度との関係を示すパラメータを機上
で計算する場合について説明したが，これは，利用者の
飛行経路が予め明らかになっている場合には，事前にそ
の値を計算し，計算結果に基づき伝播誤差修正用のゲイ
ンを予め決定しておくことを妨げるものではなく，本実
施例に比べ一層の計算速度の高速化，計算負荷の低減
化，計算アルゴリズムの低減化を図ることが出来る。Further, here, in order to calculate the error correction gain, a parameter indicating the relationship between the geometrical relationship between the user and the navigation support satellite and the navigation accuracy is calculated on-board at regular intervals. Although the case has been explained, when the flight path of the user is known in advance, the value should be calculated in advance and the gain for correcting the propagation error should be determined in advance based on the calculation result. However, the calculation speed can be further increased, the calculation load can be reduced, and the calculation algorithm can be reduced as compared with the present embodiment.
以上のようにこの発明に係わる航法装置は，カルマン
フィルタを用いた従来の航法演算上最も計算負荷の多
い，共分散の伝播，更新，共分散に基づいたゲイン計算
部分を省くことが出来るため，大幅な演算量の低減，そ
れに伴う処理の簡素化，高速化が達成できる。As described above, the navigation device according to the present invention can omit the gain calculation part based on the covariance propagation, update, and covariance, which has the highest calculation load in the conventional navigation calculation using the Kalman filter. It is possible to reduce the required amount of calculation, simplify the processing, and speed it up.
第１図，第２図はこの発明による地球観測装置を示す
図，第３図，第４図は従来の航法支援用の人工衛星を利
用した航法装置を示す図である。 （１）は地球，（２）は航法支援用の人工衛星，（３）
は地上モニタ局，（４）は利用者の装備すべき航法装
置，（５）は専用受信機，（６）は航法演算装置，
（７）は状態量伝播部，（８）はゲイン計算部，（９）
は状態量更新部，（10）は航法結果表示装置，（11）は
共分散伝播部，（12）は共分散更新部。 なお，図中，同一符号は同一または相当部分を示す。1 and 2 are views showing an earth observing device according to the present invention, and FIGS. 3 and 4 are views showing a conventional navigation device using an artificial satellite for navigation support. (1) is the earth, (2) is an artificial satellite for navigation support, (3)
Is a ground monitor station, (4) is a navigation device that the user should equip, (5) is a dedicated receiver, (6) is a navigation operation device,
(7) is a state quantity propagation unit, (8) is a gain calculation unit, (9)
Is a state quantity update unit, (10) is a navigation result display device, (11) is a covariance propagation unit, and (12) is a covariance update unit. In the drawings, the same reference numerals indicate the same or corresponding parts.
Claims (2)
衛星に、クロックの発生及びスペクトラム拡散変調の可
能な送信機を搭載することにより航法支援のための人工
衛星となし、自機の位置、速度情報を含んだメッセージ
を特定コードによりスペクトラム拡散変調した後、地球
方向に送出し、地球表面上、空中、あるいは宇宙空間に
おいて専用の受信機により信号を受信、復調し、信号を
送出した人工衛星の位置・速度情報と共に、受信信号の
位相、トップラーシフトの測定により航法支援用の人工
衛星と専用の受信機を搭載した利用者との間の相対距
離、速度情報を取得し、航法演算装置にて、これらの情
報を処理することにより利用者の絶対位置、速度の決定
を行う航法装置において、上記航法演算装置内の状態量
伝播部において、利用者の運動を記述したダイナミクス
モデルにより伝播された利用者絶対位置・速度の予測誤
差を、航法用に選択された４個の航法支援用の人工衛星
と利用者との間の幾何学的な関係と、選択した４個の航
法支援用の人工衛生と利用者間の測距データを使い最小
自乗法により位置推定を行ったときの航法精度との関係
を示すパラメータであるGDOP（Geometric Dilutric of
Precision）の値に応じ決定される伝播誤差修正用のゲ
インを用い、カルマンフィル型の情報処理機構を使用す
ることにより定期的に修正し、利用者の絶対位置、速度
を実時間処理により決定することを特徴とする航法装
置。1. A plurality of artificial satellites in different orbits around the earth are equipped with transmitters capable of generating clocks and spread spectrum modulation to form artificial satellites for navigation support. , A message containing velocity information is spread-spectrum-modulated by a specific code, then sent to the earth, and the signal is received and demodulated by a dedicated receiver on the earth's surface, in the air, or in outer space, and the signal is sent. The satellite position and speed information as well as the relative distance and speed information between the artificial satellite for navigation support and the user equipped with a dedicated receiver are acquired by measuring the phase of the received signal and the Topler shift, and the navigation calculation is performed. In the navigation device that determines the absolute position and speed of the user by processing these pieces of information in the device, the state quantity propagation unit in the navigation calculation device uses Of the absolute position / velocity prediction error of a user propagated by a dynamics model that describes the motion of a person, and the geometrical relationship between the user and four navigation satellites selected for navigation. And GDOP (Geometric Dilutric of Parameter) which is a parameter showing the relationship between the selected four artificial hygiene for navigation support and the navigation accuracy when the position is estimated by the least square method using the ranging data between users.
Precision) The propagation error correction gain is determined according to the value, and the Kalman fill type information processing mechanism is used to make periodic corrections to determine the absolute position and velocity of the user by real-time processing. A navigation device characterized in that
衛星に、クロックの発生及びスペクトラム拡散変調の可
能な送信機を搭載することにより航法支援のための人工
衛星となし、自機の位置、速度情報を含んだメッセージ
を特定コードによりスペクトラム拡散変調した後、地球
方向に送出し、地球表面上、空中、あるいは宇宙空間に
おいて専用の受信機により信号を受信、復調し、信号を
送出した人工衛星の位置・速度情報と共に、受信信号の
位相、トップラーシフトの測定により航法支援用の人工
衛星と専用の受信機を搭載した利用者との間の相対距
離、速度情報を取得し、航法演算装置にて、これらの情
報を処理することにより利用者の絶対位置、速度の決定
を行う航法装置において、上記航法演算装置内の状態量
伝播部において、利用者の運動を記述したダイナミクス
モデルにより伝播された利用者絶対位置・速度の予測誤
差を、GDOP（Geometric Dilutric of Precision）とは
反比例関係にある、航法用に選択された４個の航法支援
用の人工衛星位置、利用者位置をその頂点とする四面錐
の体積をもって、航法用に選択された４個の航法支援用
の人工衛星と利用者との幾何学的な関係と、そのときの
航法精度との関係を示すパラメータとなし、この値に基
づき決定された伝播誤差修正用のゲインを用い、カルマ
ンフィルタ型の情報処理機構を使用することにより定期
的に修正し、利用者の絶対位置、速度を実時間処理によ
り決定することを特徴とする航法装置。2. A plurality of artificial satellites in different orbits around the earth are equipped with transmitters capable of generating clocks and spread spectrum modulation to form artificial satellites for navigation support, and position of own device. , A message containing velocity information is spread-spectrum-modulated by a specific code, then sent to the earth, and the signal is received and demodulated by a dedicated receiver on the earth's surface, in the air, or in outer space, and the signal is sent. The satellite position and speed information as well as the relative distance and speed information between the artificial satellite for navigation support and the user equipped with a dedicated receiver are acquired by measuring the phase of the received signal and the Toppler shift, and the navigation information is calculated. In the navigation device that determines the absolute position and speed of the user by processing these pieces of information in the device, the state quantity propagation unit in the navigation calculation device uses Prediction error of user absolute position / velocity propagated by a dynamics model describing human motion, which is in inverse proportion to GDOP (Geometric Dilutric of Precision) The geometrical relationship between the four navigation-supporting satellites selected for navigation and the user, and the navigation accuracy at that time, with the volume of the tetrahedron having the apex of the artificial satellite and the position of the user It is not used as a parameter indicating the relationship with, and the gain for propagation error correction determined based on this value is used to periodically correct it by using the Kalman filter type information processing mechanism to determine the absolute position and speed of the user. A navigation device characterized by being determined by real-time processing.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63129006A JPH089360B2 (en) | 1988-05-26 | 1988-05-26 | Navigation equipment |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63129006A JPH089360B2 (en) | 1988-05-26 | 1988-05-26 | Navigation equipment |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01297400A JPH01297400A (en) | 1989-11-30 |
| JPH089360B2 true JPH089360B2 (en) | 1996-01-31 |
Family
ID=14998825
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63129006A Expired - Fee Related JPH089360B2 (en) | 1988-05-26 | 1988-05-26 | Navigation equipment |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH089360B2 (en) |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3426851C1 (en) * | 1984-07-20 | 1985-10-17 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5300 Bonn | Satellite navigation system |
-
1988
- 1988-05-26 JP JP63129006A patent/JPH089360B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH01297400A (en) | 1989-11-30 |
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