(57)【要約】  本発明は、衛星ナビゲーションシステムのインテグリティ（１１）の表示を推定する手段を提供する計算装置であって、ナビゲーションシステムによって計算されたデータを測定することによって、非常に低確率のロケーションエラーに対してシステムのインテグリティ（１１）の表示をリアルタイムで推定する手段を含み、これらの手段が−ロケーションシステムによって計算されたデータを受信する手段、−ロケーションエラーの分布モデル（Ｈ）を推定する手段、−分布モデル（Ｈ）を特徴づけるパラメータを推定する手段、−非常に低確率のロケーションエラーの分布のモデリングを可能にする分布モデルを特徴づけるパラメータの関数として極値理論を適用する計算手段、−非常に低確率のロケーションエラーのためにインテグリティ（１１）の表示をリアルタイムで推定する手段、−リアルタイムでインテグリティ（１１）の表示を送信する手段を含むことを特徴とする計算装置に関する。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
衛星ナビゲーションシステムのインテグリティの表示を推定する手段を提供する方法であって：
−前記システムによって計算されたデータを測定するステップ、
−前記システムのロケーション計算エラー（２）の分布モデルＨを計算するステップ、
−前記分布モデル（Ｈ）を特徴づけるパラメータ（ａ、ｂ、ｃ）を求めるステップ（ａは、前記分布の最確値のパラメータであり、ｂは、極値のひずみを示すパラメータであり、およびｃは、前記分布における前記極値の重みを示すパラメータである）、
−確率ドメインにおいて、以下のように極値理論に適用される前記パラメータ（ａ、ｂ、ｃ）の関数として、計算手段によって前記分布（Ｈ）のテールのモデリングを行うステップ：
【数１】
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−インテグリティの表示をもたらすためにリアルタイムでロケーションエラーの前記分布と許容閾値とを比較するステップ、
−前記システムの前記インテグリティ（１１）の表示をリアルタイムで送信するステップ
をリアルタイムで実施して、非常に低確率であるべきのロケーションエラー（２）に関して前記システムのインテグリティ（１１）の表示を推定することを特徴とする方法。
【請求項２】
前記システムのロケーション計算エラーの分布のモデルを計算するために、参照位置に対して位置エラーが測定されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記システムのロケーション計算エラーの分布のモデルを計算するために、疑似距離エラーを実際の距離に対して測定することを特徴とする請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
異なる情報項目を測定するためにサンプルの相互関連が十分になくなるように、前記ナビゲーションシステムによって計算されたデータがリアルタイムで測定されることを特徴とする請求項２または３に記載の方法。
【請求項５】
推定残差エラー（２１）と許容残差エラー（２２）との間のマージン（１１）が、非常に低確率の出現でリアルタイムでモデル化されることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
前記システムの残差測位計算エラー（２１）が、非常に低確率の出現でリアルタイムでモデル化されることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
請求項６に記載の方法を実施することを特徴とする衛星ナビゲーションシステムの地上計算局。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の分野は、衛星ナビゲーションシステム、より詳細には、ユーザに衛星システムから供給されたエラー補正情報の信頼性測定を提供する衛星ナビゲーションシステムの技術に関する。
【背景技術】
【０００２】
「衛星ナビゲーションシステム」は、例えばＧＰＳ、ＧＬＯＮＡＳＳと呼ばれる既存のＧＮＳＳ（Ｇｌｏｂａｌ  Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ  Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ  Ｓｙｓｔｅｍ（全地球航法衛星システム））または将来的なＧＡＬＩＬＥＯシステム、およびそれらすべての等価システムおよび派生システムなどの、広域ナビゲーション専用のいずれのシステムをも意味すると理解されたい。
【０００３】
当業者は衛星ナビゲーションシステムのロケーション原理を十分理解している。例えば、ＧＰＳシステムでは、衛星から送信された無線周波数信号が符号化され、この信号が、配置された受信器に到達するまでに費やした時間を用いて、この衛星とこの受信器との間の距離を求める。この距離を好ましくは疑似距離と呼ぶ。
【０００４】
精度、インテグリティ（ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ）、継続性および利用可能性に関して既存の衛星システムを改善するために、補強システムが提供されている。インテグリティ性能は、ユーザの安全性が依存している応用の一端を担うため、特に重要である。ヨーロッパの衛星補強システムＥＧＮＯＳは２つの衛星システム、ＧＰＳおよびＧＬＯＮＡＳＳの性能を改善させている。ＥＧＮＯＳはインテグリティメッセージをユーザに送信し、それによりユーザは、２つの衛星システムがそれぞれの位置の座標あり、従ってそれに応じて目的動作を果たし得る信頼性を評価できる。ＥＧＮＯＳは、疑似距離補正およびそれらの標準偏差の形態の精度を送信し、かつ
−電磁波の電離圏および対流圏の通過に関するエラー；
−ＧＰＳおよび静止衛星（緩慢な補正：軌道エラーおよびクロックエラー）に関するエラー；
−「ＳＡ（Ｓｅｌｅｃｔｉｖｅ  Ａｖａｉｌａｂｉｌｉｔｙ）」によるクロックエラーなどの迅速に変化するエラー（迅速な補正）
を補正する。
【０００５】
疑似距離エラーデータとして計算されたＳＲＥＷ（Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ  Ｒｅｓｉｄｕａｌ  Ｅｒｒｏｒ  ｆｏｒ  ｔｈｅ  Ｗｏｒｓｔ  ｕｓｅｒ  ｌｏｃａｔｉｏｎ）と呼ばれるデータを参照し得る。このデータは、電波が届く範囲にいる最悪の場合のユーザから見られる衛星の軌道エラーおよびクロックエラーを表す。ＵＤＲＥ（Ｕｓｅｒ  Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ  Ｒａｎｇｅ  Ｅｒｒｏｒ（ユーザディファレンシャル距離誤差））データはＳＲＥＷの上限評価である。電離圏エラーも参照し得る：ＧＩＶＤ（Ｇｒｉｄ  Ｉｏｎｏｓｐｈｅｒｉｃ  Ｖｅｒｔｉｃａｌ  Ｄｅｌａｙ）。電離層を、グリッドを用いて分割する。グリッド上の各点において、関連の電離層遅延の予測が送信される。測定がグリッドの点を正確に捕える（ｐｉｅｒｃｅ）見込みがほとんどないユーザは、ユーザの捕えた点に近いグリッドの４点のそれぞれに供給された値を補間する。さらに、ユーザは必ずしも衛星を垂直に見る必要はないが、斜めに測定することは間違いない。
【０００６】
受信器（クロックエラー、離心率、複数の経路）のエラーの発生源のみが残存する。次いで、ユーザは「拡張された」位置、すなわち疑似距離補正のおかげで改善された位置を計算する。この位置の精度を、この位置と参照位置とを比較することによって評価する。疑似距離補正により、ユーザはエラーの伝播によってリアルタイムでユーザの位置に関して精度を計算できる。例えば民間航空では、保護レベルを位置精度から推測する。これらの保護レベルは厳密な信頼性ある間隔にある。これらの保護レベルは、飛行フェーズに対して指定された警戒レベルを超えてはならない。ナビゲーションシステムのインテグリティ、利用可能性および継続性を、位置エラー、保護レベルおよび警戒レベルを用いて評価する。
【０００７】
図１に、ＧＮＳＳ−ＤＰＳ（ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ  ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ  ｓｙｓｔｅｍ）およびＳＢＡＳ（Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ  Ｂａｓｅｄ  Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ  Ｓｙｓｔｅｍ（衛星型補強システム））およびＧＢＡＳ（Ｇｒｏｕｎｄ  Ｂａｓｅｄ  Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ  Ｓｙｓｔｅｍ（地上型補強システム））を含む衛星ナビゲーションシステムのアーキテクチャを示す。航空機には受信器が搭載されており、それらが補強システムに接続されている。
【０００８】
ＥＧＮＯＳは、地上のインフラストラクチャＳＢＡＳ  Ｇおよび静止衛星ＳＢＡＳ  Ｓを含むＳＢＡＳタイプのシステムである。地上のインフラストラクチャは、ＧＮＳＳ衛星からデータを受信して疑似距離を求める、広範な地理的領域に分布された複数の受信局と、ＳＢＡＳ  Ｇ受信局から送信された疑似距離から補正およびインテグリティを決定して１つのＳＢＡＳ信号に組み合わせる制御および処理用の中央局１とを含む。静止衛星はこの信号を中央局から航空機上の受信器にリレーする。
【０００９】
ＧＢＡＳシステムは、予め定められた動作範囲内ではるかに高いレベルの精度を必要とする局所的な要求に応答するための地上のビーコンを含む。これらのビーコンは例えば空港地域に配置される。ＧＢＡＳシステムはまた、航空機に搭載された受信器を含む。ＧＮＳＳシステムは航空機および地上のビーコンに、疑似距離を計算するための情報を供給する。地上のビーコンは、疑似距離補正情報およびディファレンシャル測位のインテグリティの情報を近くにある各ＧＮＳＳ衛星に供給する。ＧＢＡＳビーコンは、ＳＢＡＳ中央局の補正よりも正確な補正を供給する。さらに、ＧＢＡＳビーコンは航空管制の支配下にあるので、航空管制は、必要な位置精度およびインテグリティに従ってこれらのビーコンの送信を制御できる。
【００１０】
衛星システムの非インテグリティを検出するための複数の解決法が公知であるが、リアルタイムに非常に低確率な、すなわち約１０−７程度の事象に対してシステムのインテグリティの表示をもたらすことができるものはない。一例として、重要な技術を使用する推定値に基づいてＧＰＳ衛星システムのインテグリティを評価する技術について説明している米国特許第７，０８９，４５２Ｂ２号明細書を参照する。現在の技術は、衛星システムが認証に適合するか否かを決定することができるのみである。これらは、システムのインテグリティのレベルの事後的なチェックのみを実行する。このタイプの解決法の主な欠点は、臨界閾値を超えたときにしかオペレータがシステムを起動停止できないことである。これらの技術は、衛星ナビゲーションシステムのインテグリティの状態変化、最終的には欠陥状態に関するチェックを提供しない。
【００１１】
補強された衛星システムは、非常に低確率な事象に必要とされる仕様に適合できることが公知である。これらの検証は、開発フェーズ中に、面倒で時間のかかる処理を通して行われてきた。運転が開始されると、もはやこれらのチェックを行うことは可能ではない。現在の技術によれば、試験期間がほとんど無限となり得る測定を行うことを必要とする。特に、インテグリティマージン測定を行うために、従来の推測統計学は、観察可能な実施ドメイン上での確率変数の挙動のモデル化を試みている。関連のある統計を得るために、十分に非関連のデータを検索して冗長情報を測定してしまわないようにする必要がある。各測定間に約５分の周期のサンプリングが必要であると推定される。ここで、検出したい低確率の事象があるとすると、数千年にわたる測定において何十億ものサンプルを収集することを伴い得る。
【００１２】
加えて、衛星システムは、衛星システム全体および特定のシステムにおける情報の送信に１０−７でのインテグリティのレベルを認証している。現在の技術は、衛星システムのライフサイクル全体にわたって、１０−７でのインテグリティの測定を与えるものではないし、各ロケーションにおける特定の破壊的な要素を考慮に入れるものでもない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
それゆえ、本発明の目的は、厳密な仕様、特に航空応用上のインテグリティマージンをより良好に評価するために、非常に低確率な事象のインテグリティ表示に対してナビゲーションシステムを監視するための技術を改善することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
詳細には、本発明は、衛星ナビゲーションシステムのインテグリティの表示を推定する手段を提供する計算装置であって、ナビゲーションシステムによって計算されたデータを測定することにより、システムのインテグリティの表示を非常に低確率のロケーションエラーに対してリアルタイムで推定する手段を含み、これらの手段には：
−ロケーションシステムによって計算されたデータを受信する手段、
−ロケーションエラーの分布モデルを推定する手段、
−分布モデルを特徴づけるパラメータを推定する手段、
−非常に低確率のロケーションエラーの分布のモデリングを可能にする分布モデルを特徴づけるパラメータの関数として極値理論を適用する計算手段、
−非常に低確率のロケーションエラーに対してインテグリティの表示をリアルタイムで推定する手段、
−インテグリティの表示をリアルタイムで送信する手段
が含まれることを特徴とする計算装置である。
【００１５】
本発明は、非常に低確率の故障事象に関して衛星ナビゲーションシステムのインテグリティのマージンを推定する問題の解決方法を提供する。本発明は、推測統計学的な方法に基づく解決法とは異なる手法を提案する。なぜなら、推測統計学的な方法では、リアルタイムで低確率の事象の表示を供給することが不可能であるためである。低確率の位置エラー事象は、出現確率が１０−７未満であるか、または１５０秒の期間である事象を意味すると理解されたい。極値事象の分析は、研究される変数の性質そのものにより、従来の推測統計学とは大きく異なる。これは、「分布のテール」におけるふるまいを予想しようとするためである。極値の分布は、漸近則が効果的であると分かることによって漸近的および近似式に知られている。観察可能なドメインにおける項目の分布から、非常に低確率の出現のドメインに属するテール項目の分布を、リアルタイムでモデル化でき、インテグリティのマージンを定量化できる。本発明は、リアルタイムで衛星ナビゲーションシステムの性能の変化を評価する手段を提供する。それゆえ、システムの性能の劣化および結果的には事前に機能不良を予期することが可能となる。
【００１６】
非限定的な例として示され、添付の図面を参照して以下の説明を読むことにより、本発明がより理解されかつ他の利点が明らかとなる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】補強された衛星ナビゲーションシステムのアーキテクチャを示す。アーキテクチャは、衛星ナビゲーションシステムのインテグリティの表示を提供する２タイプの補強システムを含む：ＳＢＡＳタイプの宇宙部分、例えばＥＧＮＯＳ、およびＧＢＡＳタイプの地上部分。
【図２】疑似距離データを入力データとして使用して衛星ナビゲーションシステムのためのインテグリティ情報を決定する原理を示す。
【図３】衛星ナビゲーションシステムの位置計算で観察された残差エラーの分布を示す。分布のテールは、非常に低確率の残差エラーを表し、推定した分布モデルに極値理論を適用することによってモデル化される。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１に示すように、本発明は、衛星ナビゲーションシステムのインテグリティの表示を供給する計算装置に関する。本発明は特に、補強された衛星ナビゲーションシステムの、とりわけ空港にみられるＧＢＡＳタイプの地上計算局を意図しているが、ＳＢＡＳタイプの補強システムの制御および処理局にも適用され得る。
【００１９】
ナビゲーションシステムのインテグリティを計算するための局は、ナビゲーションシステムによって計算された位置の残差エラーを測定するための手段を含む。インテグリティの表示を計算するための入力データは以下から入手できる：
−保護レベルの範囲によって正規化された位置エラーを使用する位置のドメイン；
−中央の制御および処理局によって計算されたエラー補正を使用する疑似距離のドメイン。
【００２０】
図２に、位置エラー値を求める原理を概略的に示す。非限定的な例として、本発明によるインテグリティ計算局は、衛星システムのディファレンシャル測位無線周波数信号受信器を含み、これらの受信器は、その局の計算された位置を求める。計算局はまた受信器を含み、受信器は、補正値３および４が供給され、そのためその局の補正された位置の値を求める。計算局はまた、計算局の実際の位置の値、測地技術の手段によって評価された値を含む記憶手段を含む。次いでコンピュータが、局の実際の位置と計算された位置との間の差を計算する。この差２を「残差」と呼び、ナビゲーションシステムのインテグリティを求めることを可能にする。インテグリティ５の閾値を規定し、インテグリティ５のこの閾値が残差２未満である確率は１０−７未満である必要がある。
【００２１】
本発明による計算局は、リアルタイムで測定された残差の分布を推定するための計算手段を含む。この分布から、パラメータを推論し、次いでそれらを計算手段で使用して極値理論を実行する。非限定的な例として、図３に示すように、使用される分布モデルはガウス分布である。本発明はこの推定値を使用することに限定されず、適合された様々な実装例において、本発明は他の推定値を使用することができることは明白である。当業者は、最尤法または積率方法のピックランド（Ｐｉｃｋａｎｄｓ）タイプの推定値を承知している。極値理論を実施するために後に使用されるパラメータは、使用される分布モデルに依存する。
【００２２】
本発明はまた、ナビゲーションシステムのインテグリティの表示を推定する方法であって、本発明による装置を使用してリアルタイムで以下のステップを実施して、非常に低確率である必要のあるロケーションエラーｘに関してシステムのインテグリティの表示を推定することを特徴とする方法に関する：
−ロケーションシステムによって計算されたデータｘの測定、
−システムのロケーション計算エラーｘの分布モデルＨの計算、
−分布モデルＨを特徴づけるパラメータ（ａ、ｂ、ｃ）の決定（ａは、分布の最確値を定義するパラメータであり、ｂは、極値のひずみを示すパラメータであり、およびｃは、分布中の極値の重みを示すパラメータである）、
−確率における、以下のように極値理論に適用されたパラメータ（ａ、ｂ、ｃ）の関数としての、計算手段による分布Ｈ（ｘ）のテールのドメインのモデリング：
【数１】
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−インテグリティの表示をもたらすことを可能にする許容閾値２２とロケーションエラーの分布とのリアルタイムでの比較、
−ロケーションシステムのインテグリティ１１の表示のリアルタイムでの送信。
【００２３】
分布のテールのモデリングの信頼性は、パラメータａ、ｂおよびｃに依存する。これらのパラメータは、入力データの分布モデルを決定する推定値から入手され、ｘは、入力データを表し、かつロケーションエラー測定値に対応する。パラメータａはロケーションパラメータである；これは法則の最確値に直接関係する；それゆえ、分布のコアがあるおおよその箇所を示す。パラメータｂは、ばらつきのパラメータである；これは極値のひずみを示す。パラメータｃはばらつき指数（ｄｉｓｐｅｒｓｉｏｎ  ｉｎｄｅｘ）と呼ばれる。この指数の絶対値が高いほど、初期のばらつきの極値の重みが著しくなる。このパラメータは、分布のテールのふるまいの基本的なインディケータであり、かつ以下の場合：
−ｃ>０：ドメインはフレシェ分布、すなわちｘの非有界分布および多項型の減少に対応する。
−ｃ＝０：ドメインはガンベル分布、すなわちｘの分布が分布のテールにおいて指数関数的な減少を示すことに対応する。
−ｃ<０：ドメインはワイブル分布、すなわちｘの有界分布に対応する。
【００２４】
第１の実装例では、参照位置に対して位置エラーを測定して、システムのロケーション計算エラーの分布モデルを計算する。
【００２５】
第２の実装例では、実際の距離に対して疑似距離エラーを測定して、システムのロケーション計算エラーの分布モデルを計算する。
【００２６】
インテグリティの表示の計算用の入力データは、いずれかのナビゲーションシステム、およびいずれかの関連の補強システムから入手し得る。本発明のおかげで、インテグリティの表示を、リアルタイムに送信されたデータに基づきかつ特定の瞬間の特定の条件下でのシステムの分析からのデータに基づいてはいない非常に低確率の事象に対してリアルタイムでもたらすことができる。さらに、１０−７の確率でのインテグリティの情報は、特定のアーキテクチャ用のシステムの開発中、定められたデータに基づいてはいない。好都合にも、本発明は、研究された衛星ナビゲーションシステムとは無関係にインテグリティの表示をもたらす。
【００２７】
好都合にも、インテグリティの表示を計算するための局の受信手段は、異なる情報項目を測定するためにサンプルの相互関連を十分に無くすように、ナビゲーションシステムによって計算されたデータをリアルタイムで測定する。特に、サンプル集団が表示されるためにデータのサンプリング周波数が十分に散らばることが必要である。従来の推測統計学的な方法は、本発明者らが検出しようとする非常に低確率の残差の測定を提供しない。なぜなら、それらの出現が非常に低確率であるためである。
【００２８】
好都合にも、推定の残差エラーと残差許容エラーとの間のマージンをリアルタイムで非常に低確率の出現、すなわち約１０−７でモデル化する。図３に示すように、２１は横軸上に、１０−７の確率での残差エラー推定値を示す。２２は、インテグリティ許容閾値を示す。航空応用では、「２２はｘ未満である」、すなわち「Ｐ（２２<ｘ）<１０−７」の確率は１０−７未満である必要がある。網掛けした領域は、「Ｐ（２１<ｘ）」を示し、１０−７未満であり、それゆえ「Ｐ（２２<ｘ）<１０−７」であると推論される。１０−７でのシステムのインテグリティのレベルは、許容閾値２２に関係し、２１と２２の差１１はインテグリティのマージンを表す。現在の技術ではこのインテグリティの表示をリアルタイムで非常に低確率な事象に対して供給することはできない。これらは、閾値の事後的な表示の超過を制限されるようになる。本発明によるインテグリティのマージンの表示は、航空の応用に、特にエラーが重要になるアプローチフェーズ中のナビゲーションシステムにおける信頼性の評価に用途を見出される。本発明は、特に空港地域に設置されたＧＢＡＳタイプの地上局のためのものであるが、より一般的には、いずれかの衛星ナビゲーションシステムのインテグリティ計算システムへ適用されることが明白である。
【００２９】
インテグリティの表示の別の実装例では、システムの残差測位計算エラー２２は、非常に低確率の出現、すなわち約１０−７でリアルタイムでモデル化され、残差エラーの値はリアルタイムで送信される。インテグリティの表示を、非常に低確率な事象に対する残差の値の絶対値の形態で示すことができる。図３に示すように、２１は１０−７での残差エラーを示し、および２２は許容閾値を示す。２１は２２未満である；それゆえ、システムは妥当なインテグリティを実証する。
【００３０】
本発明は、特に、本発明による方法を実装する、補強された衛星ナビゲーションシステムのＧＢＡＳタイプの地上計算局に向けたものである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【国際調査報告】
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