DE4340955A1 - Verfahren und Vorrichtung um die Genauigkeit von Positionsabschätzungen in einem satellitengestützten Navigationssystem zu verbessern - Google Patents

Description

Gebiet der Erfindung

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf das Gebiet der Navigationssysteme, die eine Konstellation erdumkreisen­ der Satelliten benutzen, um die Position eines Empfängers auf oder in der Nähe der Erdoberfläche zu bestimmen. Ge­ nauer bezieht sich die Erfindung auf ein Verfahren und eine Vorrichtung, um die Genauigkeit von Positionsab­ schätzungen in solch einem Satellitengestützten Naviga­ tionssystem zu verbessern.

Hintergrund der Erfindung

Einige nationale Regierungen einschließlich der Vereinig­ ten Staaten (U.S.) von Amerika entwickeln gegenwärtig ein irdisches oder terrestrisches Positionsbestimmungssystem, auf das generisch als ein globales Positionierungssystem (GPS) Bezug genommen wird. Ein GPS ist ein satellitenge­ stütztes Radionavigationssystem, mit dem man beabsich­ tigt, hochgenaue dreidimensionale Positionsinformation an Empfänger auf oder in der Nähe der Erdoberfläche zu lie­ fern.

Die US-Regierung hat ihr GPS mit "NAVSTAR" bezeichnet. Man erwartet, daß das NAVSTAR GPS für völlig betriebsbe­ reit von der US-Regierung im Jahre 1993 erklärt wird. Die Regierung der ehemaligen Union der Sowjetischen Soziali­ stischen Republik (U.S.S.R.) ist mit der Entwicklung ei­ nes GPS, das unter dem Namen "GLONASS" bekannt ist, be­ schäftigt. Des weiteren sind zwei europäische Systeme be­ kannt als "NAVSAT" und "GRANAS" ebenso in der Entwick­ lung. Um die Diskussion zu vereinfachen, konzentriert sich die folgende Offenbarung speziell auf das NAVSTAR GPS. Jedoch hat die Erfindung gleiche Anwendbarkeit auf andere globale Positionierungssysteme.

In dem NAVSTAR GPS sieht man vor, daß vier umkreisende GPS-Satelliten in jedem von sechs getrennten kreisförmi­ gen Orbits existieren, um eine Gesamtsumme von 24 GPS- Satelliten zu ergeben. Von diesen werden einundzwanzig betriebsbereit sein und drei werden zur Reserve dienen. Die Satellitenbahnen oder -orbits werden weder polar noch äquatorial sein, sondern werden in gegenseitig orthogonal geneigten Ebenen liegen.

Jeder GPS-Satellit wird die Erde ungefähr einmal alle 12 Stunden umkreisen. Dies zusammen mit der Tatsache, daß die Erde einmal alle 24 Stunden um ihre eigene Achse ro­ tiert, bewirkt, daß jeder Satellit genau zwei Orbits vollendet, während die Erde eine Umdrehung macht.

Die Position jedes Satelliten zu jeder gegebenen Zeit wird präzise bekannt sein und kontinuierlich an die Erde gesendet werden. Diese Positionsinformation, die die Po­ sition des Satelliten im Raum bezüglich der Zeit (GPS- Zeit) anzeigt, ist als ephemerische Daten oder Informa­ tion bekannt.

Zusätzlich zu den ephemerischen Daten schließt das Navi­ gationssignal, das von jedem Satelliten gesendet wird, eine präzise Zeit ein, zu der das Signal gesendet wurde. Der Abstand oder die Reichweite von einem Empfänger zu jedem Satelliten kann bestimmt werden durch den Gebrauch dieser Übertragungs- oder Sendezeit, die in jedem Navi­ gationssignal eingeschlossen ist. Indem man den Zeitpunkt notiert, an dem das Signal am Empfänger empfangen wurde, kann eine Ausbreitungszeitverzögerung berechnet werden. Diese Zeitverzögerung, wenn sie mit der Ausbreitungsge­ schwindigkeit des Signals multipliziert wird, wird einen "Pseudoabstand" von dem sendenden des Satelliten zum Emp­ fänger ergeben.

Der Abstand wird "Pseusdoabstand" genannt, weil die Emp­ fängeruhr nicht präzise mit der GPS-Zeit synchronisiert sein kann und weil die Ausbreitung durch die Atmosphäre Verzögerungen in den Navigationssignalausbreitungszeiten einführt. Diese haben einen Uhrenfehler bzw. einen atmo­ sphärischen Fehler oder in eine Richtung gerichtete Ab­ weichung zur Folge. Uhrenfehler können bis zu einigen Millisekunden betragen.

Indem man diese zwei Teile von Informationen benutzt (die ephemerischen Daten und den Pseudoabstand) von mindestens drei Satelliten, kann die Position eines Empfängers in Bezug auf den Erdmittelpunkt unter Benutzung von passiver Triangulierungstechniken bestimmt werden.

Die Triangulierung schließt drei Schritte ein. Zuerst muß die Position von mindestens drei Satelliten im "Blick" des Empfängers bestimmt werden. Zweitens muß der Abstand von dem Empfänger zu jedem Satelliten bestimmt werden. Schließlich wird die Information der ersten beiden Schritte dazu benutzt, um geometrisch die Position des Empfängers in Bezug auf den Erdmittelpunkt zu bestimmen.

Die Triangulierung unter Benutzung von mindestens drei der erdumkreisenden GPS-Satelliten erlaubt die absolute terrestrische Position (Längengrad, Breitengrad und Höhe in Bezug auf den Erdmittelpunkt) von jedem beliebigen Erdempfänger mit einer einfachen geometrischen Theorie zu berechnen. Die Genauigkeit der Positionsabschätzung hängt teilweise von der Anzahl der umkreisenden GPS-Satelliten ab, die aufgenommen werden. Indem man mehr GPS-Satelliten bei der Berechnung benutzt, kann man die Genauigkeit der terrestrischen Positionsabschätzung erhöhen.

Gewöhnlich werden vier GPS-Satelliten aufgenommen oder abgetastet, um jede terrestrische Positionsabschätzung zu bestimmen. Drei der Satelliten werden für die Triangulie­ rung benutzt und ein vierter wird hinzugefügt, um für den oben beschriebenen Uhrenfehler zu korrigieren. Falls die Empfängeruhr präzise mit der der GPS-Satelliten synchro­ nisiert wäre, dann wäre dieser vierte Satellit nicht not­ wendig. Jedoch sind präzise (zum Beispiel Atom-) Uhren teuer und sind deshalb nicht für eine Anwendung geeignet.

Für eine detailliertere Diskussion über das NAVSTAR GPS, siehe Parkison, Bradfort W. und Gilbert, Stephen W., "NAVSTAR: Global Positioning System -- Ten years later," Proceedings of the IEEE, Band 71, Nr. 10, Oktober 1983 und GPS: A Guide to the Next Utility, veröffentlicht von Trimble Navigation Ltd., Sunnyvale Kalifornien, 1989, Seiten 1-47, von denen beide hier durch die Bezugnahme aufgenommen sind. Für eine detaillierte Diskussion eines Fahrzeugpositionierungs/Navigationssystem, das das NAV- STAR GPS benutzt, siehe das in gemeinsamen Besitz befind­ liche U.S. Pat. Appl. Ser. No. 07/628,560, mit dem Titel "Vehicle Position Determination System and Method", ein­ gereicht am 3. Dezember 1990, das hier durch die Bezug­ nahme aufgenommen wurde.

In dem NAVSTAR GPS werden elekromagnetische Signale von jedem Satelliten kontinuierlich unter Gebrauch einer ein­ zigen Trägerfrequenz gesendet bzw. transmittiert. Jedoch benutzt jeder Satellit einen verschiedenen Modulations­ goldcode, um eine Differentierung der Signale zu erlau­ ben. Die Trägerfrequenz wird moduliert durch den Gebrauch eines pseudozufälligen Signals, das für jeden GPS-Satel­ liten einzigartig ist. Folglich können die umkreisenden GPS-Satelliten identifiziert werden, wenn die Navigati­ onssignale demoduliert werden.

Außerdem sieht das NAVSTAR GPS zwei Moden oder Betriebs­ arten der Modultion der Trägerwelle vor, unter Benutzung von pseudozufälligen Signalen. In dem ersten Mode wird der Träger von einem "C/A-Signal" geändert und moduliert und auf ihn wird als "Grob/Acquirierungsmode" Bezug ge­ nommen. Der Grob/Acquirierungs- oder C/A-Mode ist auch bekannt als "Standardpositionierungsdienst". Das C/A-Si­ gnal ist eine Goldcodesequenz die eine Impulsrate von 1,023 MHz besitzt. Goldcodesequenzen sind in der Technik bekannt.

Ein Impuls ist ein individueller Puls eines pseudozufäl­ ligen Codes. Die Impulsrate einer pseudozufälligen Code­ sequenz ist die Rate, mit der die Impulse in der Sequenz erzeugt werden. Folglich ist die Impulsrate gleich der Codewiederholungsrate geteilt durch die Anzahl der Glie­ der in dem Code. Mit Bezug auf den C/A-Mode des NAVSTAR GPS existieren 1023 Impulse in jeder Goldcodesequenz und die Sequenz wird einmal alle Millisekunden wiederholt. Im Gebrauch der 1,023 MHz Goldcodesequenz von vier umkrei­ senden GPS-Satelliten ermöglicht die terrestrische Posi­ tion eines Erdempfängers mit einer ungefähren Genauigkeit innerhalb von 60 bis 100 m zu bestimmen (mit 95% Sicher­ heit).

Auf dem zweiten Modulationsmode in dem NAVSTAR GPS wird allgemein als der "präzise" oder "geschützte" (P für pre­ cise oder protected) Mode Bezug genommen. In dem P-Mode hat der pseudozufällige Code eine Impulsrate von 10,23 MHz. Außerdem sind die P-Modesequenzen extrem lang, so daß die Sequenzen sich nicht mehr als einmal alle 267 Tage wiederholen. Im Ergebnis kann die terrestrische Position eines beliebigen Erdempfängers innerhalb einer ungefähren Genauigkeit von 16 Metern bestimmt werden (sphärischer Irrtum oder Fehler wahrscheinlich). Der P- Mode ist ebenfalls als der "präzise Positionierungsdienst" bekannt.

Die P-Modesequenzen werden von der Regierung der Verei­ nigten Staaten geheimgehalten und nicht öffentlich zu­ gänglich gemacht. Der P-Mode ist nur für die Benutzung von Erdempfängern vorgesehen, die speziell von der Regie­ rung der Vereinigten Staaten autorisiert wurden. So sind die P-modulierten Daten nicht allgemein zugänglich, so daß viele GPS-Benutzer sich alleine auf die GPS-Daten verlassen müssen, die über den C/A-Modulationsmode gelie­ fert werden. Dies bedeutet für viele Anwender ein weniger genaues Positionierungssystem.

Die oben diskutierten Uhren und atmosphärischen Fehler kommen zu der Ungenauigkeit des Positionierungssystems hinzu. Andere Fehler, die die GPS-Positionsberechnungen beeinflussen, schließen Empfängerrauschen, Signalreflekti­ on, Abschattungseffekte und Satellitenpfadverschiebungen (zum Beispiel Satellitenwackeln) ein. Diese Fehler haben eine Berechnung von fehlerhaften Pseudoabständen und eine von fehlerhaften Satellitenpositionen zur Folge. Fehler­ hafte Pseudoabstände und fehlerhafte Satellitenpositionen führen ihrerseits zu einer Verringerung in der Präzision von Positionsabschätzungen, die von einem Fahrzeugposi­ tioniersystem berechnet werden.

Es sind Verfahren verfügbar, um viele dieser Fehler zu kompensieren oder zu verbessern. Jedoch haben atmosphäri­ sche Fehler und Satellitenpfadverschiebungen nicht-linea­ re Komponenten. Diese Fehler bedeuten eine ±2 Meter Be­ schränkung auf die Positionierungspräzision.

Eine konventionelle Methode, die diese nicht-linearen Fehler zu kompensieren versucht, benutzt ein differenti­ elles System (diskutiert weiter unten), um einen linearen Fehler für jeden Pseudoabstand (d. h. ein Fehler wird für jeden Satelliten berechnet) zu produzieren. Eine Basis­ station, die eine feste, bekannte Position besitzt, be­ rechnet einen Pseudoabstand für jeden Satelliten. Die Ba­ sisstation berechnet weiter einen Abstand oder eine Di­ stanz zwischen ihrer bekannten Position und der Position jedes Satelliten (die aus den empherischen Daten berech­ net wird). Indem man den Pseudoabstand mit jedem berech­ neten Abstand vergleicht, kann ein Pseudoabstandfehler für jeden Satelliten berechnet werden. Der Pseudoab­ standsfehler für jeden Satelliten kann dann an das Fahrzeug gesendet werden zum Gebrauch für die Positi­ onsabschätzungsberechnungen.

Jedoch berücksichtigt dieses Verfahren nicht die nicht­ lineare Natur dieser Fehler. Zum Beispiel, wenn die ephe­ merischen Daten anzeigen, daß der Satellit an einer Posi­ tion P₁ ist, und der Satellit tatsächlich an einer Posi­ tion P₂ ist, (zum Beispiel auf Grund eines Wackelns), dann kann eine einzelne lineare Abweichung oder ein Feh­ ler, der dem Pseudoabstand verändert, nicht das Wackeln vollständig korrigieren.

Demzufolge wird ein Verfahren benötigt, das für diese nicht-linearen Fehler korrigiert, so daß die Präzision der Fahrzeugpositionsabschätzungen verbessert werden kann.

Zusammenfassung der Erfindung

Die Erfindung ist eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Gebrauch mit einem satellitengestützten Navigationssy­ stem. Die Genauigkeit von Fahrzeugpositionsabschätzungen wird verbessert, indem man die nicht-linearen Fehler in den Fahrzeugpositionsberechnungen berücksichtigt. Die Standardnavigationsgleichung wird modifiziert, um die Fehlerkoeffizienten α, β, γ und δ einzuschließen. α wird dazu benutzt, um Fehler in der x-Dimension zu modellie­ ren. β wird benutzt, um die Fehler in der y-Dimension zu modulieren. γ wird benutzt, um die Fehler in der z-Dimen­ sion zu modellieren. δ wird benutzt, um einen mittleren Fehler in den Pseudoabständen zu modellieren.

Weil die Fehlerquellen (die modelliert werden mit Ge­ brauch von α, β, γ, δ) in ihrer Natur zufällig sind, wird jede Null als Mittelwert besitzen und über die Zeit un­ vorhersagbar sein. Jedoch über eine kurze Periode er­ wartet man, daß die Fehlerkoeffizienten Trends folgen, die charakterisiert werden. Diese Trends werden von den Fehlerkoeffizienten modelliert. Im wesentlichen übertra­ gen die Fehlerkoeffizienten den Fehler von jedem Satel­ liten in der Konstellation in einen Fehler in der Fahr­ zeugposition. Zum Beispiel werden die Fehler in der x- Richtung für jeden Satelliten zusammen gemittelt und werden als ein einzelner Fehler in der x-Richtung der Fahrzeugposition repräsentiert. So besitzen die Fehler­ koeffizienten nur eine Bedeutung in einer besonderen Kon­ stellation (zum Beispiel vier ausgewählte Satelliten), für die sie ausgerechnet wurden.

Die Erfindung kann entweder mit einem GPS-System mit of­ fenem Ende oder einem differentiellen GPS-System benutzt werden. In einem ersten Ausführungsbeispiel eines GPS-Sy­ stems mit offenem Ende werden acht Satelliten benutzt, um Werte für die Fahrzeugposition zu berechnen, einen Uhren­ fehler und die vier Fehlerkoeffizienten. In einem zweiten Ausführungsbeispiel des GPS-Systems mit offenem Ende wer­ den sechs Satelliten benutzt, um Werte für die Fahrzeug­ position, einen Uhrenfehler und die vier Fehlerkoeffizi­ enten zu berechnen. In einem dritten Ausführungsbeispiel des GPS-Systems mit offenem Ende werden vier Satelliten benutzt, um Werte für die Fahrzeugposition, einen Uhren­ fehler und die vier Fehlerkoeffizienten zu berechnen.

In einem Ausführungsbeispiel des differentiellen GPS-Sy­ stems werden fünf Satelliten im Zusammenhang mit einer Basisstation benutzt, um Werte für den Uhrenfehler und die vier Fehlerkoffizienten zu berechnen. Die Fehlerkoef­ fizienten können dann an das Fahrzeug gesendet werden, um für die Fahrzeugpositionsberechnung benutzt zu werden.

Die Fehlerkoeffizienten können in Verbindung mit der Be­ rechnung der von jeder Fahrzeugpositionsabschätzung (d. h. in der Realzeit) berechnet werden. Alternativ können die Fehlerkoeffizienten einmal berechnet werden und in den Fahrzeugpositionsberechnungen für eine Zeitperiode da­ nach benutzt werden. Abhängig von der speziellen Methode, die benutzt wird, um die Fehlerkoeffizienten zu berech­ nen, wird angenommen, daß die Werte der Fehlerkoeffizien­ ten benutzt werden können und die Genauigkeit von Fahr­ zeugpositionsabschätzungen für eine Zeitdauer im Bereich von einigen Minuten bis zu einer so langen Zeitperiode, wie die ausgewählte Konstellation der Satelliten im Blick bleibt, benutzt werden können.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist ein Diagramm, das die NAVSTAR GPS-Satelliten in ihren jeweiligen Orbits um die Erde zeigt;

Fig. 2 ist ein Diagramm, das ein autonomes Fahrzeugsystem darstellt, das eine Konstellation von vier GPS-Sa­ telliten, ein Pseudolite, eine Basistation und ein autonomes Fahrzeug einschließt;

Fig. 3 ist ein Blockdiagramm des autonomen Fahrzeugsy­ stems, das das Fahrzeugpositionierungssystem des autonomen Fahrzeugs im Detail darstellt;

Fig. 4 ist ein Blockdiagramm eines GPS-Verarbeitungssy­ stems;

Fig. 5 ist ein Diagramm, das die geometrische Beziehung zwischen dem Erdmittelpunkt, einem Fahrzeug in der Nähe der Erdoberfläche und einer Konstellation von GPS-Satelliten zeigt;

Fig. 6 ist ein Flußdiagramm, das die Schritte der Berech­ nung einer besten Positionsabschätzung für ein Fahrzeug darstellt;

Fig. 7 ist ein Flußdiagramm, das eine erste Methode gemäß der Erfindung darstellt, um eine präzise Positi­ onsabschätzung unter Benutzung eines GPS-Systems mit offenem Ende zu berechnen;

Fig. 8 ist ein Flußdiagramm, das eine zweite Methode ge­ mäß der Erfindung darstellt, um eine präzise Posi­ tionsabschätzung unter Benutzung eines GPS-Systems mit offenem Ende zu berechnen; und

Fig. 9 ist ein Flußdiagramm, das ein erfindungsgemäßes Verfahren darstellt, um eine präzise Positionsab­ schätzung unter Benutzung eines differentiellen GPS-Systems zu berechnen.

Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels

Die vorliegende Erfindung wird nun unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, wobei gleiche Bezugszeichen, gleiche Elemente/Schritte bezeichnen.

Die Erfindung ist ein Verfahren und eine Vorrichtung, um die Richtigkeit (Integrität) der Positionsdaten, die von einem satellitengestützten Navigationssystem empfangen werden, zu überwachen. In dem bevorzugten Ausführungsbei­ spiel, wird das NAVSTAR globale Positionierungssystem (GPS) benutzt. Wie oben diskutiert wurde und wie in Fig. 1 dargestellt ist, schließt das NAVSTAR GPS einundzwanzig betriebsbereite Satelliten 102 ein, die die Erde in sechs Orbits 104 umkreisen.

Die Erfindung wird beschrieben in der Umgebung eines au­ tonomen Fahrzeugssystems 200, wie in Fig. 2 dargestellt ist. Eine repräsentative GPS-Konstellation 202 schließt vier GPS-Satelliten 102(a)-102(d) ein, um GPS-Daten zu übertagen. Ein Fahrzeug (zum Beispiel ein autonomer Last­ wagen) 210 und eine Basisstation 220 sind geeignet, um die GPS-Daten/Navigationssignale von jedem GPS-Satelliten 102 in der Konstellation zu empfangen mit Gebrauch der jeweiligen GPS-Antennen 212 und 222.

Ein GPS-Empfänger kann GPS-Navigationssignale von einem Satelliten empfangen, der sich "in Blick" des Empfängers (d. h. Sichtlinienkommunikation) befindet. Zum Beispiel "im Blick" kann definiert werden, als daß irgendein Satellit sich mindestens 10° über den Horizont befindet. Der 10-Gradwinkel sorgt für eine Pufferzone zwischen ei­ nem nützlichen im Blick befindlichen Satelliten und einem Satelliten, der gerade aus dem Blick unter dem Horizont verschwindet.

Eine "Konstellation" ist eine Gruppe von Satelliten, die von den Satelliten im Blick eines GPS-Empfängers ausge­ wählt wird. Zum Beispiel können vier Satelliten aus einer Gruppe von sechs im Blick eines GPS-Empfängers befindli­ chen Satelliten ausgewählt werden. Die vier Satelliten werden normalerweise auf Grund einer günstigen Geometrie für die Trianqulierung (wie unten diskutiert wird) ausge­ wählt.

Die Basisstation 220 schließt einen GPS-Empfänger ein (d. h. einen Referenzempfänger, der sich an einer bekannten festen Position befindet. Die Basisstation 220 steht mit dem Fahrzeug 210 über den Kommunikationskanal 225 in Ver­ bindung.

Der Kommunikationskanal 225 repräsentiert die Kommunika­ tionsverbindung zwischen der Basisstation 220 und dem Fahrzeug 210. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel um­ faßt der Kommunikationskanal 225 Radiosendeempfänger. Der Kommunikationskanal 225 wird benutzt, um Daten zwischen der Basisstation 220 und dem Fahrzeug 210 zu übertragen.

Das System 200 kann optional eine oder mehrere Pseudoli­ tes 230 einschließen. Ein "Pseudolite" ist ein sendendes System, das sich auf oder in der Nähe der Erdoberfläche befindet, das einen GPS-Satelliten nachahmt. Weil ein Pseudolit eine feste, bekannte Position besitzt, kann es in großem Maße die Positionsabschätzungen, die vom GPS abgeleitet werden, verbessern. Um die Diskussion hier zu vereinfachen, wird nur auf GPS-Satelliten 102 Bezug ge­ nommen. Es sollte jedoch verstanden werden, daß, wo Po­ sitionsdaten von einem Satelliten erforderlich sind, sie durch Daten eines Pseudolites ersetzt werden können.

Fig. 3 zeigt auf einer hohen Ebene ein Blockdiagramm des Systems 200 der Erfindung, einschließlich GPS-Satelliten 102, Fahrzeug 210, Basisstation 220 und Pseudolites 230, das Fahrzeug 210 schließt ein Fahrzeugpositionierungssy­ stem (VPS) 310 und ein Navigationssystem 320 ein.

Das Fahrzeugpositioniersystem (VPS) 310

Die Aufgabe, das Fahrzeug 210 entlang eines vorgeschrie­ benen Pfades zu führen, macht unter anderem eine genaue Positionsabschätzung der aktuellen Position des Fahrzeugs relativ zu einen Referenzpunkt erforderlich. Ist einmal die aktuelle Position bekannt, kann man dem Fahrzeug 310 befehlen, zu seinem nächsten Bestimmungsort oder Bestim­ mungsrichtung fortzufahren. Das VPS 310 erlaubt, daß Positionsabschätzungen des Fahrzeugs 210 mit extremer Genauigkeit bestimmt werden.

Das VPS 310 schließt ein GPS-Verarbeitungssystem 312 und ein Bewegungspositionierungssystem (MPS) 314 ein. Das GPS-Verarbeitungssystem 312 empfängt GPS-Daten, d. h. Na­ vigationssignale von den GPS-Satelliten 102 und berechnet eine erste Positionsabschätzung (FPE) für das Fahrzeug 210 daraus. Das MPS 314 schließt einen Fahrzeugkilometer­ zähler 316 und eine Trägheitsreferenzeinheit (IRU) 318 ein, die die Position des Fahrzeugs verfolgen auf Grund­ lage von Veränderung von einer anfangs bekannten Positi­ on. Das MPS 314 produziert (die tatsächlichen Berechnun­ gen werden in dem VPS-Verarbeitungssystem 324 gemacht) eine zweite Positionsabschätzung für das Fahrzeug 210. Die erste Positionsabschätzung und die zweite Positions­ abschätzung werden unabhängig voneinander abgeleitet.

Die erste Positionsabschätzung (vom GPS) kann als eine unabhängige Anzeige der Position des Fahrzeugs 210 be­ nutzt werden. Ähnlich kann die zweite Positionsab­ schätzung (vom MPS) als eine unabhängige Anzeige der Po­ sition des Fahrzeugs 210 benutzt werden. Jedoch werden in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel die erste und zweite Positionsabschätzung kombiniert durch das VPS-Ver­ arbeitungssystem 324 (wie unten diskutiert wird), um eine genauere dritte oder beste Positionsabschätzung zu produ­ zieren.

Das Navigationssystem 320

Das Navigationssystem 320 empfängt die dritte Positions­ abschätzung von VPS 314. Das Navigationssystem 320 be­ nutzt diese präzise, dritte Positionsabschätzung, um das Fahrzeug 210 genau zu navigieren.

GPS-Verarbeitungssystem 312

Das GPS-Verarbeitungssystem 312 ist das Herz des Systems 200. Mit Bezug auf Fig. 4 schließt das GPS-Verarbeitungs­ system 312 ein Empfängersystem 400 und ein GPS-Prozessor 408 ein. Das Empfängersystem 400 empfängt und decodiert die Navigationssignale von den Satelliten. Der GPS-Prozes­ sor 408 benutzt dann die Information vom Empfängersystem 400, um eine erste Positionsabschätzung zu berechnen.

Das Empfängersystem 400 schließt eine GPS-Antenne 402, einen Vorverstärker 404 und einen GPS-Empfänger 406 ein. Die Antenne 402 ist geeignet, elektromagnetische Strah­ lung in dem Radiobereich des Spektrums zu empfangen. Der Vorverstärker 404 verstärkt ein GPS-Navigationssignal, das von einer GPS-Antenne 402 von einem GPS-Satelliten empfangen wurde. Der GPS-Empfänger 406 ist ein Vielka­ nalempfänger, der die GPS-Navigationssignale decodiert und einen Pseudoabstand und eine Satellitenposition für jeden ausgewählten Satelliten produziert. Der GPS-Pro­ zessor 408 benutzt die Pseudoabstände und Satelliten­ position für eine Vielzahl von Satelliten, um eine erste Positionsabschätzung für das Fahrzeug 210 zu berechnen.

In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die Antenne 402 und der Vorverstärker 404 in einer einzigen Einheit integriert. Die kombinierte Antenne/Vorverstärker 402/404 und der Empfänger 406 sind zusammen unter der Artikel-Nr. MX4200 von Magnavox Advanced Poducts and Systems Co., Torrence, Kalifornien, erhältlich. Der GPS-Prozessor 408 schließt einen MC68020 Mikroprozessor ein, der von Moto­ rola Inc., von Schaumburg, Illinois, erhältlich ist.

Der Empfänger 406 berechnet einen Pseudoabstand für jeden Satelliten wie folgt. Wie oben beschrieben, wird jedes Signal, das von einem GPS-Satelliten gesendet wird, kon­ tinuierlich mit der exakten Zeit, zu dem das Signal ge­ sendet wurde, codiert. Indem man den Zeitpunkt notiert, an dem das Signal am Empfänger 406 empfangen wurde, kann eine Ausbreitungszeitverzögerung berechnet werden. Diese Zeitverzögerung, wenn sie mit der Ausbreitungsgeschwin­ digkeit des Signals multipliziert wird (2,9979245998 x 108 m/s) wird dem Pseudoabstand von dem sendenden Satel­ liten zum Empfänger geben. Wie oben diskutiert wurde, wird der Abstand eine "Pseudoabstand" genannt, weil die Empfängeruhr nicht präzise mit der GPS-Zeit synchroni­ siert ist (was einen Uhrenfehler verursacht) und weil die Ausbreitung durch die verschiedenen Schichten der Atmos­ phäre die Geschwindigkeit, der sich ausbreitetenden Sig­ nale ändert (was einen atmosphärischen Fehler verur­ sacht).

Der GPS-Empfänger 406 kann einen Almanach benutzen, um grob die Position des Satellitens (zum Beispiel für Acquivierungszwecke) zu bestimmen. Für eine präzisere Be­ stimmung der Satellitenposition decodiert der Empfänger das GPS-Navigationssignal und zieht daraus ephemerische Daten. Die ephemerischen Daten zeigen die präzise Positi­ on des sendenden Satelliten an.

Der GPS-Prozessor 408 berechnet die erste Positionsab­ schätzung unter Benutzen der Pseudoabstände und der Sa­ tellitenpositionen von dem GPS-Empfänger 406. Dies ist unten beschrieben in Bezug auf Fig. 5.

Fig. 5 zeigt eine beispielhafte Satellitenkonstellation 202, die die GPS-Satelliten 102(a)-102(d) umfaßt, im Blick des Fahrzeugs 210. In kartesischen Koordinaten in Bezug auf den Erdmittelpunkt, befindet sich der Satellit 102(a) an der Stelle (x₁, y₁, z₁); der Satellit 102(b) an der Stelle (x₂, y₂, z₂); der Satellit 102(c) an der Stelle (x₃, y₃ z₃); der Satellit 102(d) an der Stelle (x₄, y₄, z₄); und das Fahrzeug 210 befindet sich der Stelle (U_x, U_y, U_z).

Die kartesischen Koordinaten (x, y, z) von jedem Satelli­ ten 102 werden von dem GPS-Empfänger 406 bestimmt unter Benutzung der ephemerischen Daten des Satelliten. Die Pseudoabstände (PSR₁, PSR₂, PSR₃ und PSR₄) zwischen dem Fahrzeug 210 und jedem Satelliten werden von dem GPS-Emp­ fänger 406 bestimmt, indem Übertragungszeitverzögerung benutzt werden. Ist diese Information für mindestens vier Satelliten gegeben, kann der Ort des Fahrzeugs 210 (d. h. des Empfängers 406) bestimmt werden unter Benutzen der folgenden vier Abstandsgleichungen:

(x₁-U_x)² + (y₁-U_y)² + (z₁-U_z)² = (PSR₁-B_clock)² (1)

(x₂-U_x)² + (y₂-U_y)² + (z₂-U_z)² = (PSR₂-B_clock)² (2)

(x₃-U_x)² + (y₃-U_y)² + (z₃-U_z)² = (PSR₃-B_clock)² (3)

(x₄-U_x)² + (y₄-U_y)² + (z₄-U_z)² = (PSR₄-B_clock)² (4)

wobei: B_clock = B_Uhr = Uhrenfehler.

Der "Uhrenfehler" ist ein Korrekturfaktor nullter Ord­ nung, mit dem man versucht, für den oben diskutierten Uh­ renfehler zu kompensieren.

Man beachtet, daß es vier Unbekannte in diesen Gleichun­ gen gibt: U_x, U_y, U_z und B_Uhr. Man beachte ebenfalls, daß jeder Satellit eine Gleichung produziert. So haben wir vier Satelliten und vier Unbekannte, was erlaubt, daß die Gleichungen nach dem Uhrenfehler (B_Uhr) und der Position (U_x, U_y, U_z) das Fahrzeug 210 aufgelöst werden.

Wenn der Uhrenfehler (B_Uhr) eliminiert ist, dann bleiben nur drei Variablen in der Gleichung, so daß nur drei Sa­ telliten notwendig sind, um nach der Position des Fahr­ zeugs 210 aufzulösen. Der Uhrenfehler kann eliminiert werden, wenn eine Hochpräzisionsuhr (zum Beispiel eine Atomuhr) in dem Empfängersystem 400 benutzt wird.

Falls der Breitengrad (L) und der Längengrad (λ) des Fahrzeugs gewünscht wird, können sie berechnet werden, indem man die folgende Gleichung benutzt:

Man beachte, daß diese Breitengradgleichungen nur einen ungefähren Breitengrad liefert. Die Bestimmung eines ex­ akteren Breitengrades macht erforderlich, daß ein komple­ xes iteratives Verfahren benutzt wird.

Das GPS-Verarbeitungssystem 312 und Kalmanfiltern

Von der Perspektive eines Benutzers ist das GPS-Verarbei­ tungssystem 312 der wichtigste Teil des autonomen Fahr­ zeugsystems 200. Das GPS-Verarbeitungssystem 312 ist ver­ antwortlich, die Signale von jedem GPS-Satelliten zu empfangen, die optimalen Satelliten für die Verarbeitung auszuwählen, die präzise Position von jedem ausgewählten Satelliten zu bestimmen, den Pseudoabstand zu jedem Sa­ telliten zu bestimmen und schließlich, um die Position des Empfängers abzuschätzen auf Grundlage der Satelliten­ positionen und den Pseudoabständen. All dies muß gemacht werden unter Benutzung der empfangenen Daten (mit stark abgeschwächten Amplituden), die sehr oft schwer durch Rauschen verfälscht sind (einschließlich Rauschen, das von der Atmosphäre, dem Vorverstärker und dem Empfänger produziert wird). Das GPS-Verarbeitungssystem 312 verläßt sich in großem Maß auf Kalmanfiltern, um das Rauschen von den GPS-Navigationssignalen zu eliminieren. Kalmanfiltern wird in dem GPS-Prozeß 408 durchgeführt.

Der Kalmanfilter ist ein rekursiver Algorithmus nach dem Verfahren der kleinsten Quadrate, der normalerweise mit Software oder Firmware auf einem digitalen Computer (Prozessor 308) implementiert ist. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel nimmt der Kalmanfilter an, daß die verrauschten Signale eher diskret als kontinuierlich in ihrer Natur sind. Sowohl die Daten und das Rauschen wer­ den in Vektorform modelliert und die Daten werden rekursiv verarbeitet.

Ein Kalmanfilter leistet zwei Funktionen. Zuerst extrapo­ liert er eine Datenabschätzung aus früheren Daten. Zwei­ tens bringt er die extrapolierte Datenabschätzung auf den neuesten Stand und verfeinert sie auf der Grundlage von aktuellen Daten. Zum Beispiel, falls eine Fahrzeugposi­ tion p₁ und Geschwindigkeit v₁ zu einer Zeit t₁ bekannt sind, dann wird der Filter (indem er den Extrapolations­ schritt ausführt) p₁ und v₁ benutzen, um eine Position p₂ zu einer Zeit t₂ abzuschätzen. Danach (indem er den Er­ neuerungsschritt, indem er auf den neuesten Stand ge­ bracht wird, ausführt), werden neu erlangte Daten einer Zeit t₂ benutzt, um die Positionsabschätzung t₂ zu ver­ bessern. Von Daten, die in den Kalmanfilter eingespeist werden, um entweder in Extrapolation oder in den Erneue­ rungs-/Verfeinerungsschritten zu helfen, sagt man, daß sie den Filter "einschränken".

Kalmanfiltern ist in der Technik sehr wohl bekannt. Für eine detailliertere Diskussion über Kalmanfilter, siehe Brown, R. G., "Kalman Filtering: A Guided Tour", Iowa State University; und Kao, Min H, and Eller, Donald H., "Multiconfiguration Kalam Filter Design for High-Perfor­ mance GPS Navigation", IEEE Transactions on Automatic Control, Band AC-28, Nr. 3, März 1983, von denen die re­ levanten Lehren hier durch die Bezugnahme aufgenommen sind.

Gewöhnlich, weil der Kalmanfilter ein linearer Filter ist, werden die oben ausgeführten Abstandsgleichungen nicht direkt gelöst, sondern zuerst linearisiert. Das heißt, die Gleichungen werden abgeleitet und die Abglei­ chung jeder Gleichung wird gelöst, um eine Veränderung von einer zuletzt bekannten Position zu berechnen. Zum Beispiel eine erste Positionsabschätzung zu einem Zeit­ punkt t_i kann schnell von dem GPS-Prozessor 410 berechnet werden, indem man die Navigationsgleichung differentiert und nach einer Änderung in der Position (ΔU_x, ΔU_y, Δ U_z) von einer zuletzt bekannten Fahrzeugposition (U_x, U_y, U_z)_i-1 zum Zeitpunkt t_i-1 auflöst. Dies vereinfacht im großen Maße die Lösung der Abstandsgleichung.

Als eine Alternative zu Kalmanfiltern kann eine Abschät­ zung nach der Methode der kleinsten Quadrate oder der am besten passenden Polynomialfit benutzt werden.

Die Basisstation 220

GPS-Daten von einer Konstellation 202 von GPS Satelliten 102 werden ebenfalls von der Basisstation 220 empfangen. Die Basisstation 220 weist ein externes oder Hostverar­ beitungssystem 328 auf. Das externe Verarbeitungssystem 328 ist ähnlich dem GPS-Verarbeitungssystem 312 des Fahr­ zeugs 210 darin, daß es einen GPS-Empfänger enthält (zum Beispiel ein Magnavox Modell MX4818), um die Position der Basisstation in Bezug auf den Erdmittelpunkt zu bestim­ men. Die Basisstation wird benutzt, um ein "differentiel­ les GPS-System" zu realisieren.

In einem differentiellen GPS-System wird eine von GPS berechnete Position der Basisstation dazu benutzt in Verbindung mit der bekannten Position der Basisstation, um Fehler oder Abweichung zu berechnen. Indem man einen Fehler- oder Korrekturfaktor für jeden Pseudoabstand pro­ duziert, kann die Basisstation Fehler, die in der ersten Positionsabschätzung vorhanden sind, quantifizieren und korrigieren.

Die Basisstation kann Fehler auf eine Vielzahl von Arten berechnen. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel wird der von GPS berechnete Pseudoabstand von jedem Satelliten mit einem berechneten Abstand (d) zwischen dem Satelliten und der bekannten Position der Basisstation 220 vergli­ chen. Die Differenz ist ein "differentieller Fehler", der von atmosphärischen und anderen Fehlern, wie oben disku­ tiert wurde, bewirkt wird. Die Basisstation berechnet ei­ nen Fehler für jeden Satelliten, der bei den Positions­ berechnungen benutzt wird. Diese Fehler, wenn sie dem Fahrzeug über den Kommunikationskanal 225 mitgeteilt wer­ den, können benutzt werden, um die Genauigkeit der ersten Positionsabschätzung zu verbessern.

Der Abstand (d) zwischen einem Satelliten zu einer Posi­ tion (x, y, z) und einer Basisstation an einer Position (B_x, B_y, B_z) wird berechnet, indem man die Standardab­ standsgleichung benutzt:

(x-B_x)² + (y-B_y)²+(z-B_z)²=d² (7).

Die Position (x, y, z) des Satelliten wird aus den ephe­ merischen Daten des Satelliten berechnet.

Das differentielle GPS-System nimmt an, daß das Fahrzeug 210 relativ nahe zu der Basisstation 220, zum Beispiel innerhalb 40 km, sich befindet, so daß die atmosphäri­ schen Fehler, die an der Basisstation 220 vorliegen, un­ gefähr dieselben sind als die atmosphärischen Fehler, die am Fahrzeug 210 vorliegen. Dies erlaubt dem Fahrzeug, die erste Positionsabschätzung des Fahrzeugs, die auf Infor­ mation basiert, die an der Basisstation erzeugt wurde, zu korrigieren, d. h. die Genauigkeit zu verbessern.

Das Bewegungspositionierungssystem (MPS) 314

Wie oben diskutiert wurde, schließt das MPS 314 einen Fahrzeugkilometerzähler 316 und eine Trägheitsreferenz­ einheit (IRU) 318 ein, die die Position des Fahrzeugs auf Grundlage von Veränderungen von einer anfangs bekannten Position, verfolgen. Der Fahrzeugkilometerzähler 316 pro­ duziert Daten über die Distanz oder den Abstand, der vom Fahrzeug 210 zurückgelegt wurde. Die IRU 318 umfaßt Lasergieroskop(e) 320 und Beschleunigungsmesser 322, die benutzt werden können, um Daten über Position, Geschwin­ digkeit, Drehung, Neigung und Gierung zu produzieren. Das MPS 314 liefert die IRU-Daten und die Kilometerzähler­ daten an das VPS-Verarbeitungssystem 324. Ein MPS-Inter­ kommunikationsprozessor 326 steuert das Format der MPS- Daten, die an das VPS-Verarbeitungssystem 324 geliefert werden. Aus diesen Daten produziert das VPS-Verarbei­ tungssystem 324 eine zweite Positionsabschätzung für das Fahrzeug 210.

Das VPS-Verarbeitungssystem 324

Wie oben erwähnt wurde, kann die erste Positionsabschät­ zung (FPE) des GPS benutzt werden als eine unabhängige Anzeige der Position des Fahrzeugs 210. Ähnlich kann die zweite Positionsabschätzung (SPE), die aus den MPS-Daten berechnet wurde, als eine unabhängige Anzeige der Positi­ on des Fahrzeugs 210 verwendet werden. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel jedoch, werden die ersten und zweiten Positionsabschätzungen kombiniert durch das VPS-Verarbei­ tungssystem 324, um eine genauere dritte oder beste Posi­ tionsabschätzung (BPE) zu produzieren. Um dies zu er­ reichen, verläßt sich das VPS-System auf Kalmanfiltern und auf gewichtetes Mitteln, um optimal die Daten des GPS-Verarbeitungssystems 312 mit den Daten des MPS 314 zu kombinieren. Diese Methode, um ein BPE zu produzieren, ist in dem Flußdiagramm 600 von Fig. 6 dargestellt.

In einem Schritt 602 wird eine optimale Konstellation von Satelliten (bezeichnet "SV" für "space vehicle") SV₁-SV₄ ausgewählt. Während mindestens vier Satelliten erforder­ lich sind, kann eine größere Anzahl benutzt werden, um die Genauigkeit einer ersten Positionsabschätzung zu ver­ größern. Die Schritte 603-607 beschäftigen sich damit, einen differentiellen Fehler für jeden Satelliten, wie oben diskutiert wurde, zu produzieren. Die Schritte 608-612 beschäftigen sich damit, unter Benutzung der GPS- Daten und der differentiellen Fehler eine genaue erste Positionsabschätzung (FPE) zu berechnen und die FPE mit einer zweiten Positionsabschätzung (SPE) des MPS 314 zu kombinieren, um eine dritte oder beste Positionsabschät­ zung (BPE) zu produzieren.

Die Berechnung einer differentiellen Abweichung (Fehler) an der Basisstation verläuft folgendermaßen. In einem Schritt 603 werden die ephemerischen Daten und die Ab­ standsdaten von jedem Satelliten empfangen. Der Pseudoab­ stand (PSR) zu jedem Satelliten wird in einem Schritt 604 bestimmt. Dann in einem Schritt 605 wird die Position je­ des Satelliten berechnet unter Benutzung der ephemeri­ schen Daten und der GPS-Zeit. In einem Schritt 606 wird ein Abstand oder Bereich zwischen jedem Satelliten und der Basisstation berechnet, wie oben diskutiert wurde, unter Benutzung der bekannten Position der Basis und der ephemerischen angezeigten Position jedes Satelliten. In einem Schritt 607 wird der berechnete Pseudoabstand für jeden Satelliten verglichen mit dem berechneten Abstand zwischen der Basisstation und dem entsprechenden Satel­ liten. Dieser Vergleich liefert einen "differentiellen Fehler" für jeden Satelliten. Die differentiellen Fehler werden an das Fahrzeug gesendet zum Gebrauch bei der Berechnung einer genauen ersten Positionsabschätzung.

Die Berechnung einer besten Positionsabschätzung am Fahr­ zeug verläuft folgendermaßen. In einem Schritt 608 werden die ephemerischen Daten und die Abstandsdaten von jedem Satelliten empfangen. Die Pseudoabstände (PSR′s) zu jedem Satelliten werden in einem Schritt 609 bestimmt. Dann in einem Schritt 610 wird die Position jedes Satelliten be­ rechnet unter Benutzung der ephemerischen Daten und der GPS-Zeit. In einem Schritt 611 wird eine FPE berechnet für das Fahrzeug 210, indem man die Pseudoabstände aus dem Schritt 609, die Satellitenposition aus dem Schritt 610 und die differentiellen Fehler von der Basisstation (Schritt 607) benutzt. Schließlich in einem Schritt 612 werden die zweite Positionsabschätzung vom MPS 314 und die erste Positionsabschätzung vom Schritt 611 kombi­ niert, um eine dritte oder beste Positionsabschätzung (BPE) für das Fahrzeug 210 zu produzieren.

In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel werden die FPE und die SPE kombiniert, wenn man einen gewichteten Kombinie­ rer benutzt. Weil die FPE inhärent genauer ist, wird ihr normalerweise mehr Gewicht gegeben als der SPE. Jedoch, da sowohl die FPE als auch die SPE unabhängig abgeleitet werden, kann jeder von beiden volles Gewicht gegeben wer­ den, falls die andere verfälscht wird. Die Gewichtsfakto­ ren werden zugeschrieben auf Grundlage der geschätzten jeweiligen Genauigkeiten.

Man beachte, daß die Schritte 603-607 an der Basisstation 220 durchgeführt werden, während die Schritte 608-612 gleichzeitig am Fahrzeug 210 durchgeführt werden. Falls es gewünscht wird, können die Roh-GPS-Daten (Pseudoab­ stände und Satellitenpositionen) von der Basisstation 220 an das Fahrzeug 210 gesendet werden. Alle Berechnungen können dann an dem Fahrzeug 210 ausgeführt werden.

Während die BPE eine ziemlich genaue Abschätzung der Fahrzeugposition ist, ist sie nicht fehlerlos. Wie oben diskutiert wurde, schließt die erste Positionsabschätzung nicht-lineare Fehler ein, die das differentielle System nicht korrigiert. Diese Fehler, die Hoch-Präzisionsab­ schätzungen verhindern, schließen Satellitenwackeln und atmosphärische Effekte ein.

Die vorliegende Erfindung ist ein Verfahren und ein Sy­ stem, um diese nicht-linearen Fehler zu modellieren und sie in den Positionsgleichungen zu berücksichtigen, so daß eine genauere Positionsabschätzung berechnet wird. Die Standardnavigationsgleichung wird modifiziert, um die Fehlerkoeffizienten α, β, γ und δ einzuschließen. α wird benutzt, um die Fehler in der x-Dimension zu modellieren, β wird benutzt, um die Fehler in der y-Dimension zu mo­ dellieren. γ wird benutzt, um die Fehler z-Dimension zu modellieren. δ wird benutzt, um die Fehler in den Pseudoabständen zu modellieren.

Weil die Fehlerquellen (die moduliert werden zum Benutzen von α, β, γ, und δ zufällig in ihrer Natur sind, werden sie alle Null als Mittelwert haben und über die Zeit un­ vorhersagbar sein. Jedoch über eine kurze Periode er­ wartet man, daß die Fehlerkoeffizienten Trends folgen, die charakterisiert werden können. Es sind diese Trends, die von den Fehlerkoeffizienten modelliert werden. Im wesent­ lichen tragen die Fehlerkoeffizienten den Fehler von jedem Satelliten in der Konstellation über zu einem Feh­ ler in die Fahrzeugposition. Zum Beispiel die Fehler in der x-Richtung für jeden Satelliten werden zusammen ge­ mittelt und als ein einziger Fehler in der x-Richtung der Fahrzeugposition repräsentiert. So haben die Fehlerkoef­ fizienten eine Bedeutung nur in der besonderen Konstella­ tion (zum Beispiel die vier ausgewählten Satelliten), für die sie berechnet wurden.

Die Koeffizienten α, β, γ, und δ modellieren die Satelli­ tenfehler linear, jedoch werden sie nicht-linear, wenn sie in der Abstandsgleichung quadriert werden:

(x_i-αU_x)² + (y_i-βU_y)² + (z_i-γU_z)² = (δPSR_i-B_clock)² (8)

Der Uhrenfehler (B_Uhr) wurde in diese Gleichung aufgenom­ men, um der Statinärzustandsverschiebung (steady state offset) Rechnung zu tragen in einem Pseudoabstand, der durch ein Uhren- oder Clock- oder Taktdifferential verur­ sacht wurde. Der δ-Koeffizient wird irgendwelche nicht­ linearen Pseudoabstandsstörungen korrigieren.

In der Gleichung 8 werden die Fehlerkoeffizienten α, β, γ, und δ multipliziert mit den Fahrzeugpositionskoordina­ ten und dem Pseudoabstand, um nicht-lineare Fehler zu kompensieren. In einem alternativen Ausführungsbeispiel der Erfindung können Fehlersummanden (nicht Koeffizien­ ten) addiert oder abgezogen werden von den jeweiligen Fahrzeugpositionskoordinaten und dem Pseudoabstand. Dies ist in Gleichung 9 dargestellt:

(x_i-U_x-α)² + (y_i-U_y-β)² + (z_i-U_z-γ)² = (PSR_i-δ-B_clock)² (9)

Typischerweise, wenn man eine GPS-Positionsberechnung durchführt, müssen Werte für vier Variable bestimmt wer­ den. Diese schließen die Fahrzeugpositionskoordinaten U_x, U_y und U_z und den Uhrenfehler ein. Mit der vorliegenden Erfindung müssen Werte für vier zusätzliche Variablen be­ rechnet werden. Diese schließen die Fehlerkoeffizienten α, β, γ, und δ ein. So müssen Werte für eine Gesamtsumme von acht Variablen berechnet werden. Eine Lösung für die acht Unbekannten kann auf eine Vielzahl von Arten berech­ net werden. Die Lösungen können ein GPS-System mit offe­ nem Ende (ohne die Basisstation 220) oder ein differenti­ elles GPS-System (mit der Basisstation 220) benutzen. Beide Anwendungen werden im Detail unten diskutiert.

Das GPS-System mit offenem Ende

In einer ersten Anwendung für die Erfindung wird ein nicht differentielles GPS-System (mit offenem Ende) be­ nutzt. In einem ersten Ausführungsbeispiel für diese An­ wendung werden acht Satelliten (SV_i, wobei i=1→8) im Zu­ sammenhang mit Gleichung 8 benutzt werden, um acht Ab­ standsgleichungen zu erzeugen. Diese Gleichungen werden dann benutzt, um nach U_x, U_y, U_z, α, β, γ, δ und dem Uh­ renfehler aufzulösen. Während dieses erste Ausführungs­ beispiel geradewegs eine Lösung für das Problem dar­ stellt, wird eine Konstellation, die acht Satelliten um­ faßt, nicht immer in dem NAVSTAR GPS verfügbar sein. So kann diese Lösung nicht praktikabel für alle Systeme sein.

In einem zweiten Ausführungsbeispiel werden die Fehler­ koeffizienten berechnet, indem man nur sechs Satelliten (SV_i, wobei i=1→6) benutzt. Dieses Verfahren ist in ei­ nem Flußdiagramm 700, das in Fig. 7 gezeigt ist, darge­ stellt. In einem Schritt 702 wird eine Anfangspositions­ abschätzung (PE) berechnet unter Benutzung von Daten von vier Satelliten (zum Beispiel SV₁, SV₂, SV₃ und SV₄) und den folgenden Gleichungen:

(x₁-U_x)² + (y₁-U_y)² + (z₁-U_z)² = (PSR₁-B_clock)² (10)

(x₂-U_x)² + (y₂-U_y)² + (z₂-U_z)² = (PSR₂-B_clock)² (11)

(x₃-U_x)² + (y₃-U_y)² + (z₃-U_z)² = (PSR₃-B_clock)² (12)

(x₄-U_x)² + (y₄-U_y)² + (z₄-U_z)² = (PSR₄-B_clock)² (13)

Als nächstes in einem Schritt 704 werden Werte für α, β, γ, und δ berechnet, indem man die Anfangs-PE (U_x, U_y, U_z) und B_Uhr, die im Schritt 702 berechnet wurden, Daten von den Satelliten SV₃, SV₄, SV₅ und SV₆ und den folgenden Gleichungen verwendet:

(x₃-αU_x)² + (y₃-βU_y)² + (z₃-γU_z)² = (δPSR₃-B_clock)² (14)

(x₄-αU_x)² + (y₄-βU_y)² + (z₄-γU_z)² = (δPSR₄-B_clock)² (15)

(x₅-αU_x)² + (y₅-βU_y)² + (z₅-γU_z)² = (δPSR₅-B_clock)² (16)

(x₆-αU_x)² + (y₆-βU_y)² + (z₆-γU_z)² = (δPSR₆-B_clock)² (17)

Die Werte für α, β, γ, und δ werden dann in die Gleichun­ gen für die Satelliten SV₁, SV₂, SV₃ und SV₄ in einem Schritt 705 eingesetzt. Dies resultiert in den Gleichun­ gen:

(x₁-αU_x)² + (y₁-βU_y)² + (z₁-γU_z)² = (δPSR₁-B_clock)² (18)

(x₂-αU_x)² + (y₂-βU_y)² + (z₂-γU_z)² = (δPSR₂-B_clock)² (19)

(x₃-αU_x)² + (y₃-βU_y)² + (z₃-γU_z)² = (δPSR₃-B_clock)² (20)

(x₄-αU_x)² + (y₄-βU_y)² + (z₄-γU_z)² = (δPSR₄-B_clock)² (21)

Aus diesen modifizierten Gleichungen für die Satelliten SV₁, SV₂, SV₃ und SV₄ wird eine neue PE (U_x, U_y, U_z) in einem Schritt 708 berechnet.

In einem Schritt 710 wird die neue PE (von einem Schritt 708) mit der Anfangs-PE (von einem Schritt 702) vergli­ chen. Falls der Unterschied zwischen den beiden PE′s we­ niger oder gleich einer vorherbestimmten Schwelle ist, dann enden die Berechnungen am Schritt 712. Falls jedoch der Unterschied größer als die vorherbestimmte Schwelle ist, dann schreitet das Verfahren weiter zu einem Schritt 714.

Im Schritt 714 werden die anfängliche PE und die neue PE gemittelt, um eine mittlere PE zu produzieren. Das Ver­ fahren kehrt dann zum Schritt 704 zurück, wo die mittlere PE benutzt wird, um erneut die Fehlerkoeffizienten zu be­ rechnen. So ist das Verfahren 700 ein iterativer Prozeß, der so lang wiederholt wird, bis die Differenz zwischen dem neuen PE und der Anfangs PE (oder mittleren PE) weni­ ger oder gleich einer vorherbestimmten Schwelle ist. Wenn das Verfahren sich wiederholt, werden alle aufeinander­ folgend berechneten PE′s gemittelt, um die mittlere PE in einem Schritt 714 zu berechnen.

Die vorherbestimmte Schwelle wird ausgewählt, um eine ge­ wünschte Genauigkeit für die PE zu erreichen. Wenn sich die Schwelle der Null nähert, wird die Genauigkeit der PE sich erhöhen. Jedoch ist der Preis für die größere Genau­ igkeit eine erhöhte Anzahl von Iterationen der Schritte 704, 706, 708, 710 und 714. Dies hat eine erhöhte Rechenzeit zur Folge.

Als eine Alternative zum Schritt 714, wo eine mittlere PE berechnet wurde, kann die anfängliche PE auf den Wert der neuen PE gesetzt werden und die neue PE kann dazu benutzt werden, in einem Schritt 704 erneut die Fehlerkoeffizien­ ten zu berechnen. Jedoch wird diese Alternative mehr Ite­ rationen erforderlich machen, um an der idealen Positi­ onsabschätzung zu konvergieren.

In jedem der hier diskutierten Ausführungsbeispiele kann eine präzise Zeitreferenz, wie zum Beispiel eine Atomuhr, in dem Empfänger 406 benutzt werden. Dies wird den Uhren­ fehler aus den Berechnungen eliminieren und präzise Posi­ tionsabschätzungen mit einem Satelliten weniger erlauben. Zum Beispiel in dem direkt oben diskutierten Ausführungs­ beispiel müssen nur fünf Satelliten benutzt werden, um eine präzise Positionsabschätzung zu berechnen. In diesem Fall könnte der Schritt 702 Daten von den Satelliten SV₁, SV₂ und SV₃ benutzen und der Schritt 704 könnte Daten von den Satelliten SV₂, SV₃, SV₄ und SV₅ benutzen.

Alternativ kann der Uhrfehlerfaktor (B_Uhr) aus den Posi­ tionsberechnungsgleichungen eliminiert werden und in den δ Fehlerkoeffizient aufgenommen werden. In diesem Fall wird der δ Fehlerkoeffizient für den Uhrenfehler kompen­ siert. Dieser Ansatz würde ebenfalls einen Satelliten we­ niger für die Positionsberechnung bedeuten. Jedoch kann der δ Fehlerkoeffizient nicht einheitlich ein festes Uh­ rendifferential kompensieren, indem man einen konstanten Wert mit sich ändernden Pseudoabstandswerten multipli­ ziert. So müßte ein Wert für δ ausgewählt werden, der ei­ nen Kompromiß von dem idealen Wert ist. Aus diesem Grund ist dieser Ansatz nicht bevorzugt.

In der bevorzugten Implementierung dieses Ausführungsbei­ spiels wird die anfängliche PE, die im Schritt 702 be­ rechnet wurde, tatsächlich eine beste Positionsab­ schätzung (BPE) sein. Dies wird eine genauere Anfangspo­ sitionsabschätzung produzieren, die ihrerseits dem Ver­ fahren 700 erlaubt, auf eine Lösung schneller zu konver­ gieren. Tatsächlich sind irgendwelche zusätzlichen Einschränkungen, die die Konvergenz einer Lösung unter­ stützen, erwünscht, weil die Lösung für die Fehlerkoeffi­ zienten einen massiven Betrag von Rechnen mit sich bringt, was sehr schnell durchgeführt werden muß, um die notwendige Positionsinformation an ein Fahrzeug zu lie­ fern. Diese zusätzlichen Einschränkungen können zum Bei­ spiel Daten einschließen von: einem Laserabtast- oder -reichweitensystem, das Laserziele mit bekannten festen Positionen besitzt, eine Basisstation, eine Pseudolite und/oder einer Fahrzeuggeschwindigkeitsmessung.

Das Auflösen nach den Fehlerkoeffizienten (α, β, γ, und δ) in den Gleichungen von Schritt 704 kann sehr komplex werden. Ein Beispiel einer Lösung unter Benutzung von Störungstheorie folgt. Man beachtet, daß für die Verein­ fachung der Diskussion kein Uhrenfehler in die Berechnun­ gen eingeschlossen ist.

Man repräsentiere jeden Satelliten SV_i mit der folgenden generischen Gleichung:

(x_i-αU_x)² + (y_i-βU_y)² + (z_i-γU_z)² = δPSR_i² (22)

Ersetze α = 1-ε_x, β=1-ε_y, γ=ε_z13 und δ = 1-ε_p (man beachte, daß ε_x, ε_yz, ε_z und ε_p ungefähr gleich O sind), um zu erhalten:

(x_i-U_x+ε_xU_x)² + (y_i-U_y+ε_yU_y)² + (z_i-U_z+ε_zU_z)² = (PSR_i-ε_p)² (23)

Falls diese Gleichung entwickelt wird und die Ausdrücke (ε_xU_y)², (ε_yU_y)², (ε_zU_z)² und (ε_pPSR_i)² als sehr klein an­ genommen werden verglichen mit den Ausdrücken (x_i-U_x), (y_i-U_y), (z_i-U_z) und PSR_i ² angenommen wird, dann können die Ausdrücke (ε_xU_x)², (ε_yU_y)², (ε_zU_z)² und (ε_pPSR_i)² ver­ nachlässigt werden. Das ergibt:

(x_i-U_x²)-2ε_x(x_i-U_x) + (y_i-U_y)²-2ε_yU_y(y_i-U_y)+(z_i-U_z)²-2ε_zU_z(z_-i-U_z) = (PSR_i)²-2(PSR_i)²ε_P (24)

Als nächstes definiere F_i = (x_i-U_x)² + (y_i-U_y)² + (z_i- U_z)² und setze das in die obige Gleichung ein, um zu er­ halten:

Sind die vier Satelliten (SV₂, SV₃, SV₄ und SV₅) aus dem oben diskutierten Schritt 704 gegeben, kann diese Glei­ chung dazu benutzt werden, um die folgenden vier Glei­ chungen zu produzieren:

Diese vier Gleichungen werden dann durch Ersetzung nach ε_x, ε_y, ε_z und ε_p aufgelöst.

Ein spezifisches, numerisches Beispiel von der Verbesse­ rung der Präzision einer Positionsabschätzung, die durch die Erfindung erreicht werden kann, wird unten geliefert. Die Berechnungen wurden auf einem Allzweckcomputer durch­ geführt, indem man ein mathematisches Programm (math spreadsheet program) benutzt. Die ideale Fahrzeugposition (U_x, U_y, U_z) ist (1, 2, 3). Die fünf Satelliten, die für das Beispiel benutzt werden, haben die folgenden Positio­ nen und Pseudoabstände:

Falls der Pseudoabstand (PSR₂) für den Satelliten Nr. 2 mit einem 0,0001%igen Fehler (d. h. PSR₂ ² = 29,00003) gestört wird, dann wird sich die ergebende Fahrzeugposi­ tionsabschätzung (Schritt 702) für das Fahrzeug von (1, 2, 3) auf (1,002182; 1,995608; 3,002225) für das Fahrzeug verändern. Dies repräsentiert einen Positionierungsfehler von (0,218%; -0,220%; 0,074%) in der x-, bzw. y- bzw. -Richtung.

Falls die Daten der Satelliten Nr. 2, Nr. 3, Nr. 4 und Nr. 5 in Verbindung mit der Anfangspositionsabschätzung benutzt werden, um Werte zu berechnen (Schritt 704) für die Fehlerkoeffizienten, erhält man die folgenden Werte:

_{ε x} = 0,00439
_{ε y} = -0,00440
_{ε z} = 0,00147
_{ε p} = -2,4×10^-6.

Man erinnere sich daran, daß α = 1-ε_x, β= 1-ε_y, γ= 1-ε_z und δ = 1-ε_p gilt. Die Werte von α, β, γ, und δ können dann benutzt werden, um erneut die Fahrzeugposition zu berechnen (Schritte 706 und 708) unter Benutzung der Da­ ten der Satelliten Nr. l, Nr. 2 und Nr. 3, um eine ver­ feinerte Fahrzeugposition zu produzieren. Dies hat eine verfeinerte Fahrzeugposition von (0,9987; 2,0025; 2,9987) zur Folge. Die verfeinerte Fahrzeugposition schließt ei­ nen Fehler von (-0,1253%; 0,1269%; -0,0443%) für die x-, y- bzw. z-Richtungen ein.

Man vergleiche den Fehler in der Anfangsposition mit dem Fehler in der verfeinerten Position. Man beachte, daß der Fehler sinusförmig variiert, wenn er auf die Idealposi­ tion konvergiert. Mit zusätzlichen Iterationen wird die Lösung auf der idealen Position konvergieren. Jedoch ist eine effizientere Methode des Konvergierens auf der Ide­ allösung, die mittlere Positionsabschätzung zu finden. Zum Beispiel der Durchschnitt oder Mittelwert der An­ fangspositionsabschätzung der verfeinerten Positionsab­ schätzung wird eine mittlere Positionsabschätzung von (1,004; 1,991; 3,0004) produzieren. Diese mittlere Posi­ tionsabschätzung spiegelt einen Fehler von der idealen Position von (0,0464%; -0,0463%; 0,0150%) in der x-, bzw. y- bzw. z-Richtung wieder. So hat die Erfindung eine 80%ige Verringerung im Positionsfehler ergeben. Mitteln der Positionsabschätzungen von zusätzlichen sukzessiven Iterationen der Methode 700 werden in einer weiteren Zu­ nahme in der Präzision der letzten Positionsabschätzung resultieren.

Fehler in den ephemerischen Daten (d. h. Satellitenposi­ tion) werden sich auf den Effekt entsprechend dem Pseudo­ abstand auswerten. Deshalb können alle Satellitenfehler effektiv als eine Pseudoabstandstörung modelliert werden. Man beachte, daß das oben fortgeführte Beispiel eine Störung von nur einem Pseudoabstand einschließt. Falls die Daten von mehr als einem Satelliten gestört werden, wird das Verfahren der Erfindung fortfahren, eine Anwendung zu haben. Jedoch eine größere Anzahl von Itera­ tionen kann benötigt werden, um eine gewünschte Zunahme der Positionierungsgenauigkeit zu erreichen.

In einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung werden nur vier Satelliten benötigt, um eine präzise Fahrzeugpo­ sitionsabschätzung zu berechnen. Dies ist in der Methode 800 von Fig. 8 dargestellt. In einem Schritt 802 werden GPS-Navigationssignale am Fahrzeug 210 zu einer Zeit t₁ von mindestens vier Satelliten empfangen. Zu einer Zeit t₁ befindet sich das Fahrzeug in einer Position P₁ (U_x, U_y, U_z). Ähnlich in einem Schritt 804 werden GPS-Naviga­ tionssignale am Fahrzeug 210 zu einer Zeit t₂ empfangen. Zur Zeit t₂ befindet sich das Fahrzeug an einer Position P₂, wobei P₂ = P₁+Δt·v= (U_x+Δt·v_x, U_y + Δt·v_y, U_z + Δt·v_z). Δt ist gleich t₂-t₁·v ist gleich der Durch­ schnittsgeschwindigkeit des Fahrzeugs, wenn es zwischen P₁ und P₂ sich fortbewegt. Die x-, y-und z-Komponenten der Geschwindigkeit (v_x, v_y, v_z) können genau aus der Phase der Trägerwelle der GPS-Navigationssignale bestimmt werden, indem man akkumulierte Delta-Bereichstechniken benutzt, wie es in der Technik bekannt ist.

In einem Schritt 806 werden die Navigationsdaten von den Schritten 802 und 804 benutzt, um Werte für die Fehler­ koeffizienten α, β, γ, und δ und eine präzise Position des Fahrzeugs zu berechnen. Die Berechnung kann ausge­ führt werden zum Beispiel unter Benutzung der folgenden acht Gleichungen:

(x₁-αU_x)² + (y₁-βU_y)² + (z₁-γU_z)² = (δPSR₁-B_clock)² (30)

(x₂-αU_x)² + (y₂-βU_y)² + (z₂-γU_z)² = (δPSR₂-B_clock)² (31)

(x₃-αU_x)² + (y₃-βU_y)² + (z₃-γU_z)² = (δPSR₃-B_clock)² (32)

(x₄-αU_x)² + (y₄-βU_y)² + (z₄-γU_z)² = (δPSR₄-B_clock)² (33)

(x₁-αU_x-ν_x·Δt)² + (y₁-βU_y-ν_y·Δt)² + (z₁-γU_z-ν_z·Δt)² = (δPSR₁-B_clock)² (34)

(x₂-αU_x-ν_x·Δt)² + (y₂-βU_y-ν_y·Δt)² + (z₂-γU_z-ν_z·Δt)² = (δPSR₂-B_clock)² (35)

(x₃-αU_x-ν_x·Δt)² + (y₃-βU_y-ν_y·Δt)² + (z₃-γU_z-ν_z·Δt)² = (δPSR₃-B_clock)² (36)

(x₄-αU_x-ν_x·Δt)² + (y₄-βU_y-ν_y·Δt)² + (z₄-γU_z-ν_z·Δt)² = (δPSR₄-B_clock)² (37)

Diese acht Gleichungen erlauben die Lösung von Werten für die acht Unbekannten: α, β, γ, δ, U_x, U_y, U_z und B_Uhr. Man beachte, daß die Gleichungen 30-33 Satellitenpositio­ nen benutzen (zum Beispiel x₁, y₁, z₁) und Pseudoabstände (z. B. PSR₁) zum Zeitpunkt t₁, während die Gleichungen 34-37 Satellitenpositionen (zum Beispiel x₁, y₁, z₁) und Pseudoabstände (zum Beispiel PSR₁) zum Zeitpunkt t₂ be­ nutzen. So werden die Variablen, die benutzt werden, um die Satellitenpositionen und die Pseudoabstände in den ersten vier Gleichungen zu repräsentieren, verschiedene Werte als in den zweiten vier Gleichungen besitzen, weil sie zu verschiedenen Zeiten aufgenommen wurden.

Sind einmal die Fehlerkoeffizienten berechnet, können sie an der nächsten Zeit t_n benutzt werden, um eine präzise Positionsabschätzung für das Fahrzeug oder Benutzung die­ ser vier Satelliten zu berechnen. Dies ist im Schritt 808 dargestellt. Es wird angenommen, daß die Werte der Feh­ lerkoeffizienten, die auf diese Weise berechnet wurden, benutzt werden können, um die Genauigkeit der ersten Po­ sitionsabschätzungen für eine Zeitdauer in dem Bereich von einigen Minuten bis so lang, als wie die ausgewählte Konstellation der vier Satelliten sich im Blick befindet, erhöht werden kann. Danach werden die Schritte 802-806 wiederholt werden, um neue Werte für die Fehlerkoeffizi­ enten zu berechnen.

Alternativ kann der Schritt 808 ausgelassen werden und die Schritte 802-806 können wiederholt werden für jede Fahrzeugpositionsberechnung. Die Fehlerkoeffizienten wer­ den kontinuierlich zu jeder Zeit berechnet, wenn eine er­ ste Positionsabschätzung berechnet wird. Dies hat das kontinuierliche Verbessern der Fehlerkoeffizienten und im Ergebnis eine genauere erste Positionsabschätzung zur Folge. Falls es gewünscht wird, kann ein Kalmanfilter be­ nutzt werden, um die Fehlerkoeffizienten zu glätten.

Es wird vorweggenommen, daß die Erfindung, die durch die oben ausgeführten Ausführungsbeispiele dargelegt worden ist, Positionsabschätzungen liefern wird, die genau in­ nerhalb eines Bruchteils eines Meters sind, ohne die Be­ nutzung einer Basisstation.

Ein differentielles GPS-System

Eine Basisstation 220 wird oft verfügbar sein zum Ge­ brauch in den Fahrzeugpositionsberechnungen. Eine Basis­ station kann die Genauigkeit für die Lösung der Fehler­ koeffizienten α, β, γ, und δ vereinfachen und verbessern. Zum Beispiel kann die Basisstation 220 Navigationssi­ gnale von fünf Satelliten (SV₁, SV₂, SV₃, SV₄ und SV₅) empfangen. Die Pseudoabstände und die Satellitenpositio­ nen von diesen fünf Satelliten können dann im Zusammen­ hang mit der bekannten Position der Basisstation 220 be­ nutzt werden, um die fünf Gleichungen nach α, β, γ, δ und B_Uhr aufzulösen. Die Fehlerkoeffizienten können dann an das Fahrzeug über eine Radioverbindung gesendet werden zum Gebrauch beim Verbessern der Genauigkeit der Positi­ onsbestimmung für das Fahrzeug. Das Fahrzeug kann dann seine Position berechnen mit Benutzung von mindestens vier der fünf Satelliten, die von der Basisstation be­ nutzt werden und die Fehlerkoeffizienten, die von der Ba­ sisstation empfangen werden.

Dies ist in Fig. 9 dargestellt. In einem Schritt 902 wer­ den die ephemerischen Daten und die Abstandsdaten von je­ dem Satelliten 102 an der Basisstation 220 empfangen. Der Pseudoabstand (PSR) zu jedem Satelliten wird in einem Schritt 904 bestimmt. Dann in einem Schritt 906 wird die Position jedes Satelliten berechnet unter Benutzung der ephemerischen Daten und der GPS-Zeit. In einem Schritt 908 werden die Pseudoabstände, die Satellitenpositionen und die bekannte Position (B_x, B_y, B_z) der Basisstation benutzt, um Werte für den Uhrenfehler und die Fehlerkoef­ fizienten α, β, γ, und δ zu berechnen unter Benutzung der folgenden Gleichungen:

(x₁-αB_x)² + (y₁-βB_y)² + (z₁-γB_z)² = (δPSR₁-B_clock)² (38)

(x₂-αB_x)² + (y₂-βB_y)² + (z₂-γB_z)² = (δPSR₂-B_clock)² (39)

(x₃-αB_x)² + (y₃-βB_y)² + (z₃-γB_z)² = (δPSR₃-B_clock)² (40)

(x₄-αB_x)² + (y₄-βB_y)² + (z₄-γB_z)² = (δPSR₄-B_clock)² (41)

(x₅-αB_x)² + (y₅-βB_y)² + (z₅-γB_z)² = (δPSR₅-B_clock)² (42)

Da man für den Uhrenfehler in den Gleichungen Rechnung tragen muß, werden fünf Satelliten benötigt, um nach den Fehlerkoeffizienten aufzulösen.

Sind einmal die Werte für die Fehlerkoeffizienten berech­ net, werden die Fehlerkoeffizienten an das Fahrzeug über­ tragen in einem Schritt 910 über den Kommunikationskanal 225.

Gleichzeitig mit der Ausführung der Schritte 902, 904, 906 an der Basisstation 220 werden die entsprechenden Schritte 903, 905, 907 an dem Fahrzeug 210 ausgeführt. Nur vier der fünf Satelliten brauchen an dem Fahrzeug verwendet werden. Jedoch können alle fünf Satelliten be­ nutzt werden für eine bessere Genauigkeit. Nach dem Emp­ fang der Fehlerkoeffizienten von der Basisstation kann das Fahrzeug eine präzise Positionsabschätzung in einem Schritt 909 berechnen (zum Beispiel unter Benutzung der oben angegebenen Gleichungen 30-33).

Ebenso bei den anderen Ausführungsbeispielen, die hier beschrieben werden, gilt, wenn Präzisionsuhren verwendet werden, können die Uhrenfehler aus den Berechnungen ent­ fernt werden und nur vier Satelliten werden benötigt, um genau eine Fahrzeugposition zu berechnen unter Benutzung eines differentiellen GPS-Systems.

Die Erfindung kann ebenfalls benutzt werden als eine Me­ thode, um die Genauigkeit von berechneten Positionsab­ schätzungen zu messen. Das heiß, falls eine berechnete Fahrzeugposition genau ist, dann werden die α, β, γ, und δ-Koeffizienten sich der Eins nähern (d. h. das ε_x, ε_y, ε_z und ε_p Koeffizienten werden jeder sehr nah an Null sein). Jede Abweichung von Eins stellt einen Fehler von der prä­ zisen Position dar.

Noch eine andere Anwendung für die Erfindung ist die op­ timalen Satelliten in der Konstellation auszuwählen zur Benutzung in der Berechnung einer PE. Zum Beispiel, falls acht Satellinten in einer Konstellation anwesend sind, dann sind siebzig mögliche Kombinationen von vier Satel­ liten verfügbar zum Gebrauch in den PE-Berechnungen. Die α, β, γ, und δ Koeffizienten können für jede mögliche Kombination berechnet werden, um zu bestimmen, welche Kombination den kleinsten Positionsfehler produziert (d. h. die Koeffizienten, die am nächsten bei der Eins sind).

Noch eine weitere Anwendung für die Erfindung ist eng verwandt mit der unmittelbar oben diskutierten. Indem man jede der Permutationen von möglichen Satellitenkombina­ tionen benutzt, kann ein Durchschnittswert für jeden Feh­ lerkoeffizienten berechnet werden. Diese Durchschnitts­ werte können dann benutzt werden bei der Berechnung einer Fahrzeugposition.

Während die Erfindung besonders aufgezeigt und be­ schrieben wurde in Bezug auf einige bevorzugte Ausfüh­ rungsbeispiele davon, wird von dem Fachmann verstanden werden, daß verschiedene Abänderungen in Form und Detail darin gemacht werden können, ohne von dem Geist und Gel­ tungsbereich der Erfindung abzuweichen.

Zusammenfassend sieht die Erfindung folgendes vor: Die Genauigkeit einer Positionsabschätzung, die unter Be­ nutzung eines satellitengestützten Navigationssystems er­ zeugt wird, wird verbessert, indem man für nicht lineare Fehler in den Fahrzeugpositionsberechnungen Rechnung trägt. Die Standardnavigationsgleichung wird modifiziert, um Fehlerkoeffizienten α, β, γ, und δ einzuschließen. α wird benutzt, um Fehler in der x-Dimension zu modulieren. β wird benutzt, um Fehler in der y-Dimension zu modulie­ ren. γ wird benutzt, um Fehler in der z-Dimension zu mo­ dulieren. δ wird benutzt, um Fehler in den Pseudoabstän­ den zu modulieren. Die Fehlerkoeffizienten können berech­ net werden unter Benutzung eines GPS-Systems mit offenem Ende oder eines GPS-differentiellen GPS-Systems. Die Fehlerkoeffizienten können in der reellen Zeit berechnet werden und für eine Periode danach benutzt werden. Einmal berechnet, können die Fehlerkoeffizienten als Faktoren in die Berechnung einer Fahrzeugpositionsabschätzung für gesteigerte Präzision eingehen.

Bezugszeichenliste

Fig. 3:
102 GPS Satelliten
210 Fahrzeug
220 Basis Station
230 Pseudolite(s)
310 Fahrzeugpositionierungssystem (VPS)
312 GPS Verarbeitungssystem
314 Bewegungspositionierungssystem (MPS)
316 Fahrzeugkilometerzähler
318 Trägheitsreferenzeinheit (IRU)
320 Gyroskope
322 Beschleunigungsmesser
324 VPS Verarbeitungssystem
326 MPS Interkommunikationsprozessor
328 Externes oder Hostverarbeitungssystem

Fig. 4:
402 GPS Antenne
404 Vorverstärker
406 GPS Empfänger
408 GPS Prozessor

Fig. 6:
602 Wähle eine optimale Konstellation aus (SV₁-SV₄)
603 Empfange ephemerische Daten und Abstandsdaten von jedem SV an der Basisstation
604 Berechne den PSR zu jedem SV von der Basisstation
605 Benutze die GPS Zeit und die ephemerischen Daten, um die Po­ sition jedes SV zu bestimmen
606 Benutze die Position jedes SV und die bekannte Position der Basisstation, um einen Abstand für jeden Satelliten zu be­ rechnen
607 Vergleiche jeden PSR mit dem entsprechenden berechneten Ab­ stand um einen differentiellen Fehler zu erhalten
608 Empfange ephemerische Daten und Abstandsdaten von jedem SV am Fahrzeug
609 Berechne den PSR zu jedem SV vom Fahrzeug
610 Benutze die GPS Zeit und die ephemerischen Daten, um die Po­ sition jedes SV zu bestimmen
611 Benutze die Position jedes SV, die berechneten PSR′s und die differentiellen Abweichungen von der Basisstation, um eine FPE für das Fahrzeug zu berechnen
612 Benutze die SPE des MPS und die FPE, um eine BPE für das Fahrzeug zu produzieren

Fig 7:
702 Berechne eine anfängliche PE (U_x, U_y, U_z) unter Benutzung der Satelliten SV₁, SV₂, SV₃, und SV₄
704 Berechne Werte für α, β, γ, und δ unter Benutzung der anfäng­ lichen PE und der Daten von den Satelliten SV₃, SV₄, SV₅, und SV₆
706 Setze α, β, γ, und δ in die Gleichungen für die Satelliten SV₁, SV₂, SV₃, und SV₄
708 Berechne eine neue PE (U_x, U_y, U_z) für das Fahrzeug unter Benutzung der modifizierten Gleichungen für die Satelliten SV₁, SV₂, SV₃, und SV₄
710 Ist(Anfänglichen PE - die neue PE) Schwellenwert?
712 Ende
714 Berechne eine mittlere PE

Fig. 8:
802 Empfange GPS Navigationssignale an dem dem Fahrzeug, das sich an der Position P₁ (U_x, U_y, U_z) befindet, von mindestens vier SV′s zur Zeit t₁
804 Empfange GPS Navigationssignale an dem Fahrzeug, das sich in einer Position P₁ befindet von mindestens vier SV′s zur Zeit t₂, wobei P₂ = P₁ + Δt·v
806 Berechne die Fahrzeugposition zur Zeit t₁ und die Fehlerko­ effizienten α, β, γ, und δ unter Benutzung der Navigations­ signale von t₁ und t₂ und die Geschwindigkeit des Fahrzeugs zwischen den Zeiten t₁ und t₂
808 Benutze die Fehlerkoeffizienten um eine genaue Fahrzeugs­ positionsabschätzung zum Zeitpunkt t_n zu berechnen

Fig 9:
902 Empfange Satellitennavigationssignale an der Basisstation
903 Empfange Satellitennavigationssignale am Fahrzeug
904 Berechne einen PSR von der Basisstation zu jedem SV
905 Berechne einen PSR von der Basisstation zu jedem SV
906 Benutze die GPS Zeit und die ephemerischen Daten, um die Position jedes SV zu bestimmen
907 Benutze die GPS Zeit und die ephemerischen Daten um die Position jedes SV zu bestimmen
908 Benutze die PSR′s, SV Positionen und die bekannte Position der Basisstation, um nach den Fehlerkoeffizienten α, β, γ, und δ aufzulösen
909 Benutze die PSR′s und SV Positionen an dem Fahrzeug zusammen mit den Fehlerkoeffizienten von der Basisstation, um eine präzise erste Positionsabschätzung für das Fahrzeug zu be­ rechnen
910 Übertrage die Fehlerkoeffizienten an das Fahrzeug

Claims (12)

1. Ein Verfahren zum Berechnen der Position eines ersten Empfängers auf oder in der Nähe der Erdoberfläche unter Benutzung eines zweiten Empfängers, der eine bekannte Position besitzt, und unter Benutzung eines satellitengestützten Navigationssystems, das eine Konstellation von Navigationssatelliten hat, wobei das Verfahren folgende Schritte aufweist:

• a) Empfangen von einer Konstellation von Naviga­ tionssatelliten, einer ersten Vielzahl von Naviga­ tionssignalen an einem ersten Empfänger;
• b) Empfangen von einer Konstellation von Naviga­ tionssatelliten, einer zweiten Vielzahl von Naviga­ tionssignalen an dem zweiten Empfänger;
• c) Berechnen eines ersten Fehlerkoeffizienten, der einen Fehler in der x-Richtung für die Position des zweiten Empfängers darstellt aus der zweiten Viel­ zahl von Navigationssignalen und der bekannten Po­ sition des zweiten Empfängers;
• d) Berechnen eines zweiten Fehlerkoeffizienten, der einen Fehler in der y-Richtung für die Position des zweiten Empfängers darstellt, aus der zweiten Viel­ zahl von Navigationssignalen und der bekannten Po­ sition des zweiten Empfängers;
• e) Berechnen eines dritten Fehlerkoeffizienten, der einen Fehler in einer z-Richtung für die Position des zweiten Empfängers darstellt aus der zweiten Vielzahl von Navigationssignalen und der bekannten Position des zweiten Empfängers; und
• f) Berechnen einer präzisen Position des ersten Empfängers unter Benutzung der ersten Vielzahl von Navigationssignalen und der Fehlerkoeffizienten.

2. Das Verfahren nach Anspruch 1, das weiter einen Schritt umfaßt vor dem Schritt (f):

• g) Berechnen eines vierten Fehlerkoeffizienten, der einen mittleren Pseudoabstandsfehler repräsen­ tiert aus der zweiten Vielzahl von Navigationssigna­ len und der bekannten Position des zweiten Empfän­ gers.

3. Das Verfahren nach Anspruch 2, wobei die Schritte (c), (d), (e) und (g) des Berechnens am zweiten Emp­ fänger ausgeführt werden und der Schritt (f) des Berechnens an dem ersten Empfänger ausgeführt wird, wobei das Verfahren weiter einen Schritt zwischen den Schritten (g) und (f) aufweist:

• h) Übertragen der Fehlerkoeffizienten von dem zwei­ ten Empfänger zum ersten Empfänger.

4. Das Verfahren nach Anspruch 3, wobei die Konstella­ tion von Navigationssatelliten vier Satelliten um­ faßt.

5. Das Verfahren nach Anspruch 2, wobei die Schritte (c), (d), (e), (f) und (g) des Berechnens am ersten Empfänger ausgeführt werden, wobei das Verfahren ferner zwischen den Schritten (b) und (c) die fol­ genden Schritte umfaßt:

• h) Berechnen am zweiten Empfänger einer Satelli­ tenposition und eines Pseudoabstands für jeden Sa­ telliten aus der zweiten Vielzahl von Navigations­ signalen; und
• i) Übertragung der Satellitenposition und der Pseu­ doabstände an den ersten Empfänger.

6. Das Verfahren nach Anspruch 5, wobei die Konstella­ tion von Navigationssatelliten vier Satelliten ein­ schließt.

7. Ein Verfahren um die Position eines Empfängers auf oder in der Nähe der Erdoberfläche unter Benutzung eines satellitengestützten Navigationssystems zu be­ rechnen, das eine Konstellation von Navigations­ satelliten umfaßt, wobei das Verfahren folgende Schritte aufweist:

• a) Auswählen einer ersten Vielzahl von Satelliten aus der Konstellation;
• b) Berechnen für jeden Satelliten in der ersten Vielzahl von Satelliten, einer ersten Satellitenpo­ sition und eines ersten Pseudoabstands;
• c) Berechnen einer Positionsabschätzung für das Fahrzeug aus den ersten Satellitenpositionen und den ersten Pseudoabständen;
• d) Auswählen einer zweiten Vielzahl von Satelliten aus der Konstellation;
• e) Berechnen für jeden Satelliten in der zweiten Vielzahl von Satelliten einer zweiten Satellitenpo­ sition und eines zweiten Pseudoabstands;
• f) Berechnen aus den zweiten Pseudoabständen, den zweiten Satellitenpositionen und der Positionsab­ schätzung, eines ersten Fehlerkoeffizienten, der die Positionsfehlertrends in einer x-Richtung der Posi­ tionsabschätzung charakterisiert, eines zweiten Feh­ lerkoeffizienten, der die Positionsfehlertrends in einer y-Richtung der Positionsabschätzung charakte­ risiert und eines dritten Fehlerkoeffizienten, der die Positionsfehlertrends in einer z-Richtung der Positionsabschätzung charakterisiert und
• g) Benutzen der Fehlerkoeffizienten, um die Positi­ onsabschätzung für das Fahrzeug zu verfeinern, eine verfeinerte Positionsabschätzung zu produzieren.

8. Das Verfahren nach Anspruch 7, das weiter einen Schritt vor dem Schritt (g) aufweist:

• h) Berechnen aus den zweiten Pseudoabständen, den zweiten Satellitenpositionen und der Positionsab­ schätzung eines vierten Fehlerkoeffizienten, der Fehlertrends in den zweiten Pseudoabständen charak­ terisiert.

9. Das Verfahren nach Anspruch 8, wobei die erste Viel­ zahl von Satelliten den ersten, zweiten, dritten und vierten Satelliten aufweist und die zweite Vielzahl von Satelliten den dritten, vierten, fünften und sechsten Satelliten aufweist.

10. Das Verfahren nach Anspruch 8, das weiter die Schritte umfaßt:

• i) Berechnen einer Differenz zwischen der Positi­ onsabschätzung und der verfeinerten Positionsab­ schätzung;
• j) Vergleichen der Differenz mit einer vorherbe­ stimmten Schwelle; und
• k) falls die Differenz größer als die vorherbe­ stimmte Schwelle ist, Ersetzen der verfeinerten Po­ sitionsabschätzung durch die Positionsabschätzung und Wiederholen der Schritte (d)-(k).

11. Ein Verfahren für die Berechnung einer Positionsab­ schätzung für einen Empfänger, der sich auf oder in der Nähe der Erdoberfläche befindet unter Benutzung eines satellitengestützten Navigationssystems, das eine Konstellation von Navigationssatelliten be­ sitzt, wobei das Verfahren folgende Schritte auf­ weist:

• a) Empfangen von mindestens vier Satelliten eines ersten Navigationssignals zum Empfänger;
• b) Berechnen aus dem ersten Navigationssignal, eines ersten Pseudoabstands und einer ersten Satellitenpo­ sition für jedes der mindestens vier Satelliten;
• c) Bewegen des Empfängers von der ersten Position zu einer zweiten Position, wobei die zweite Position mit der ersten Position durch eine Geschwindigkeit des Fahrzeugs und eine Reise- oder Fahrzeit zwischen den ersten und zweiten Positionen in Verbindung steht;
• d) Empfangen von jedem der mindestens vier Satel­ liten eines zweiten Navigationssignals an dem Emp­ fänger, der sich an der zweiten Position befindet;
• e) Berechnen aus dem zweiten Navigationssignal ei­ nes zweiten Pseudoabstands und einer zweiten Satel­ litenposition für jeden der mindestens vier Satelli­ ten;
• f) Auswählen einer der ersten und zweiten Positio­ nen für die Berechnung einer Empfängerpositionsab­ schätzung;
• g) Berechnen eines ersten Fehlerkoeffizienten, der einen Fehler in einer x-Richtung für die Empfänger­ positionsabschätzung darstellt aus den ersten und zweiten Pseudoabständen, den ersten und zweiten Sa­ tellitenpositionen und der Fahrzeuggeschwindigkeit und der Reisezeit;
• h) Berechnen eines zweiten Fehlerkoeffizienten, der einen Fehler in einer y-Richtung für die Empfänger­ positionsabschätzung darstellt aus den ersten und zweiten Pseudoabständen, den ersten und zweiten Sa­ tellitenpositionen, der Fahrzeuggeschwindigkeit und der Reisezeit;
• i) Berechnen eines dritten Fehlerkoeffizienten, der einen Fehler in einer z-Richtung für die Empfänger­ positionsabschätzung darstellt aus den ersten und zweiten Pseudoabständen, den ersten und zweiten Sa­ tellitenpositionen, der Fahrzeuggeschwindigkeit und der Reisezeit; und
• j) Berechnen einer präzisen Empfängerpositionsab­ schätzung für die ausgewählte Position des Empfän­ gers unter Benutzung der ersten Pseudabstände der ersten Satellitenposition und den Fehlerkoeffizien­ ten.

12. Das Verfahren nach Anspruch 11, das weiter einen Schritt vor dem Schritt (j) aufweist:

• k) Berechnen eines vierten Fehlerkoeffizienten, der einen mittleren Fehler in den ersten und zweiten Pseudoabständen darstellt, aus den ersten und zwei­ ten Pseudoabständen, den ersten und zweiten Satel­ litenpositionen, der Fahrzeuggeschwindigkeit und der Reisezeit.