(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
慣性基準装置および複数の衛星から信号を受信するＧＰＳ受信機から信号を受け取る移動体中で使用するためのシステムにおいて、
慣性基準装置からの信号を利用して、前記移動体と第１の衛星の間の視線に沿った前記移動体の加速度を示す第１の信号を生成するように動作可能であり、前記ＧＰＳ受信機からの前記第１の衛星の信号を利用して、前記移動体と前記第１の衛星の間の前記視線に沿った前記移動体の加速度を示す第２の信号を生成するように動作可能である加速度モニタを備え、前記加速度モニタは、前記第１と第２の信号を比較することにより前記第１の衛星の信号が誤っているか否かを決定し、前記第１と第２の信号の差が所定のしきい値よりも大きい場合にＧＰＳ信号障害の発生を指示する第３の信号を生成する、システム。
【請求項２】
前記移動体を測位するために前記システムが使用される装置であって、前記第３の信号を受け取るための衛星選択手段をさらに含み、前記第１の衛星の信号が測位に使用されるのを排除するように動作可能である請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記衛星からの信号が周期的特長を有する搬送波を含み、前記ＧＰＳ受信機が周期をカウントして搬送波カウントの変化を決定し、前記第２の信号が前記搬送波カウントの変化から計算される請求項１に記載の装置。
【請求項４】
ＧＰＳ受信機が前記搬送波カウントの変化および衛星までの前記擬似距離を決定し、搬送波カウントの前記変化と前記擬似距離を組み合わせて得られた量から前記第２の信号が計算される請求項３に記載の装置。
【請求項５】
前記第２の信号が衛星加速度および視線の変化を補償される請求項１に記載の装置。
【請求項６】
１）新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、２）新しく獲得された衛星からの信号がその獲得よりも前にドリフトを開始したときに第４の信号を生成するように動作するドリフト・モニタをさらに含む請求項１に記載の装置。
【請求項７】
１）新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、２）新しく獲得された衛星からの信号がその獲得よりも前にドリフトを開始したときに第４の信号を生成するように動作するドリフト・モニタをさらに含む請求項３に記載の装置。
【請求項８】
１）新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、２）新しく獲得された衛星からの信号がその獲得よりも前にドリフトを開始したときに第４の信号を生成するように動作するドリフト・モニタをさらに含む請求項４に記載の装置。
【請求項９】
新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、初期衛星ドリフトによって課される位置エラーをいずれか所望の信頼水準で制限する水平保護限界を生成するための新しい衛星モニタをさらに含む請求項１に記載の装置。
【請求項１０】
新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、初期衛星ドリフトによって課される位置エラーをいずれか所望の信頼水準で制限する水平保護限界を生成するための新しい衛星モニタをさらに含む請求項３に記載の装置。
【請求項１１】
新しく獲得された衛星からの信号を受け取り、初期衛星ドリフトによって課される位置エラーをいずれか所望の信頼水準で制限する水平保護限界を生成するための新しい衛星モニタをさらに含む請求項４に記載の装置。
【請求項１２】
慣性基準装置と、複数の衛星からＧＰＳ信号を受信する受信機とを含むシステムにおいて、第１の衛星のＧＰＳ信号障害の発生を指示する方法であって、
Ａ．前記慣性基準装置により移動体と前記第１の衛星の間の視線に沿った前記移動体の加速度を決定するステップと、
Ｂ．前記第１の衛星の前記ＧＰＳ信号により前記移動体と前記第１の衛星の間の前記視線に沿った前記移動体の加速度を決定するステップと、
Ｃ．ステップＡから決定された加速度とステップＢから決定された加速度とを比較するすることにより前記第１の衛星の前記ＧＰＳ信号が誤っているか否かを決定する、ステップと、
Ｄ．ステップＣにおける比較が所定量よりも大きいときはＧＰＳ信号障害の発生を指示する第１の出力を生成するステップと
を含む方法。
【請求項１３】
Ｅ．新しく獲得された衛星からの信号が、その獲得前にドリフトを開始したときを決定するステップと、
Ｆ．ステップＥでドリフトが決定されたときは第２の出力を生成するステップと
をさらに含む請求項１２に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
（発明の背景）
（１．発明の分野）
本発明は一般に航空機航法に関し、より詳細には、全世界測位システム（ＧＰＳ）および慣性基準システム（ＩＲＳ）を採用して、衛星信号を頼りにできないときおよび新しく獲得された衛星信号を頼りにできないときを早期に決定できるようにするシステムに関する。
【０００２】
（２．従来技術の説明）
従来技術では、ＧＰＳシステムを使用して複数の衛星から信号を受信することによって航空機の位置を決定していた。これらのシステムは最近慣性航法装置に使用されている。たとえば、日本特許公開１０−１０４０１５（横河電子機器株式会社）および日本特許抄録第０９８巻００９号１９９８年７月３１日（「航法装置」）には、ＧＰＳ衛生からの高周波の存在にも関わらず、慣性航法装置からの加速度情報をＧＰＳシステムから決定される加速度情報と比較してＧＰＳシステムの異常を検出するシステムが記載されている。「速度計算装置」という名称のヨーロッパ公開出願ＥＰ−Ａ−０ ８３８ ６６０には、加速度センサとＧＰＳ受信機とを備え、加速度センサによって引き起こされたエラーを抑制するようにした速度計算装置が開示されている。決定された速度がビークルの位置を決定するのに用いることができる。
【０００３】
ＧＰＳ衛星から受信した各信号は衛星の位置および送信の時間に関する情報を有し、したがって、ＧＰＳ受信機が航空機上でそれ自体の位置を計算することができる。４つの変数があるため（３本の軸における位置、および時間）、受信機の位置を決定するには、少なくとも４つの衛星からの信号が必要である。よい幾何形状を有する少なくとも５つの衛星がある場合、４つの信号の各サブセットを測位に使用することができ、これらを相互に比較して、信号の１つがエラーかどうかを決定することができる（フェイル・セーフ）。少なくとも６つの衛星が視界にある場合は、不良の信号があれば、グルーピングを使用してどの信号がエラーかを決定することが可能である（フェイル・オペレーショナル）。この手順はこれまで、ヴァージニア州ＡｌｅｘａｎｄｒｉａのＩｎｓｔｉｔｕｔｅ  ｏｆ  Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎから発行されたＨｏｎｅｙｗｅｌｌ  Ｉｎｃ．のＧｌｏｂａｌ  Ｐｓｉｔｉｏｎｉｎｇ  Ｓｙｓｔｅｍ  Ｖｏｌｕｍｅ  Ｖという題名の刊行物に出ている「Ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎ  ｏｆ  ａ  ＲＡＩＭ  Ｍｏｎｉｔｏｒ  ｉｎ  ａ  ＧＰＳ  Ｒｅｃｉｅｖｅｒ  ａｎｄ  ａｎ  Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ  ＧＰＳ／ＩＲＳ」という題名の記事に記載のＲＡＩＭ（Ｒｅｃｅｉｖｅｒ  Ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ  Ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ  Ｍｏｎｉｔｏｒ、受信機自律型完全性モニタ）として識別されているシステムによって達成されてきた。
【０００４】
ＲＡＩＭは、４つの衛星だけでは誤った衛星信号を検出できず、あるいは５つの衛星だけではどの信号がエラーかを識別できないため、パイロットは、これらの状況で自分の受信した位置情報に依拠することができず、ＧＰＳ入力を無視しなければならない。したがって、衛星信号が４つしか視界にないときに信頼性のある出力を生成することのできるシステムを提供することが必要とされている。
【０００５】
本発明の譲受人に譲渡される１９９６年９月１１日出願の「Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ  Ｓｙｓｔｅｍ  ｗｉｔｈ  Ｓｏｌｕｔｉｏｎ  Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ  Ａｐｐａｒａｔｕｓ  ｆｏｒ  Ｄｅｔｅｃｔｉｎｇ  Ａｃｃｕｒａｃｙ  Ｆａｉｌｕｒｅ」という名称の特許出願第０８／７１２２３２号には、この問題への１つの解決法が開示されている。より具体的には、その出願は完全性モニタおよび測位アルゴリズムを開示するが、これは、複数のリモート・トランスミッタから信号を受信し、障害を検出し、保護限界（すなわち、装置によって決定された位置が、１つの衛星がエラーにある状況に限定されるほぼ確実な確率を有することになる、最も遠い統計距離）を決定する。この測位アルゴリズムは、カルマン・フィルタリング技術を使用し、慣性基準データを取り入れて検出能力を高めることが好ましい。このシステムは、限られた時間にわたる４つの衛星からの信号を信頼して使用できるようにするが、カルマン・フィルタ・バンクによって形成される保護限界は、フライトの最も厳しい段階（非精測進入およびターミナル・エリア航法）に必要とされる保護を超過することがあり、したがって十分に利用可能ではない。さらに、カルマン・フィルタのバンクは、慣性基準装置よりも計算的に費用が高く、他の装置中での実施が複雑である。したがって、複雑性および費用がより少なく、より容易に供給側の装置に組み込むことができ、動作の早い段階で衛星信号エラーを検出できるシステムが必要とされている。
【０００６】
（発明の概要）
本発明は、以下のことによってこれらおよび他の必要に対処する。
【０００７】
１）ＧＰＳ信号からの所定の軸に沿った第１の加速度出力と、慣性基準装置（ＩＲＵ）からの同じ所定の軸に沿った第２の加速度出力とを生成する新しい加速度モニタを提供すること。ＩＲＵ出力は位置決定に対してあまり正確ではないものの、所定の軸に沿った加速度の測定は、非常に正確である。したがって、所定の軸に沿って、ＩＲＵ加速度信号がＧＰＳ加速度信号と比較される。所定量よりも大きいエラーがある場合、不良の衛星信号が識別され、それは計算から除外することができる。したがって、連続した動作には４つの衛星だけがあれば済む。信号ドリフトの場合は、これを傾斜出力と見なすことができ、傾斜の最初の慣性変化が加速過渡事象を生じ、これが加速度モニタによって検出され、したがってこの状況が早期に識別される。
【０００８】
２）衛星が見られる前にドリフトが開始したがどうかを決定するための新しい衛星ドリフト・モニタを提供すること。この状況は、加速度モニタには傾斜の開始時に発生する過渡現象が見えないために加速度モニタによってカバーされず、その場合は障害状況が識別されないことになる。本発明では、この問題は、新しく獲得された衛星におけるドリフトを検出する、本明細書でゼロ交差ＲＡＩＭ（またはＺ−ＲＡＩＭ）モニタと呼ぶ全く新しい衛星ドリフト・モニタによって解決される。
【０００９】
これらの特徴を両方とも以下に詳細に述べるが、加速度モニタは本発明中で請求し、新しい衛星ドリフト・モニタは、本譲受人に譲渡される、同日に出願の同時係属出願第０９／１１８２９４号中で請求する。
【００１０】
（詳細な説明）
図１を参照すると、航空機航法に使用されるシステム１０が示されており、このシステムは、ＧＰＳ受信機１２および慣性基準装置１４を備える。ＧＰＳ受信機１２は、当技術分野で周知のタイプのものであり、複数の衛星、例えば図１のＳ１〜Ｓ６から、それらの位置および送信の時間を示す受信信号を受信するように動作する。６つの衛星を示してあるが、６つよりも少ないかまたは多い衛星がＧＰＳ受信機１２の視界にあってもよく、この数はある期間にわたって変化してもよいことに留意されたい。ＧＰＳ受信機１２は、衛星Ｓ１〜Ｓ６からの信号に作用して、受信機の位置を決定し、ＧＰＳコードに基づく各衛星までの疑似距離測定値ｐｒを生成する。また、ＧＰＳ受信機１２は、各衛星からの搬送波における周期（周期の一部を含む）を追跡してカウントすることによって累積搬送波カウントｐｃも提供し、これを使用して、以下の式に従って時間Δｔにわたる疑似距離の変化を求めることができる。
Δｐｒ＝Δｐｃ＝ｐｃ（ｔ＋Δｔ）−ｐｃ（ｔ）    （１）
【００１１】
搬送波カウントの差を計算することによって得られる疑似距離の変化は、センチメートル（０．０１メートル）以内の精度であり、疑似距離測定値の差を計算することによって形成される疑似距離の変化は、２〜５メートル以内の精度である。本発明では、以下に述べるように、コード・ベースの疑似距離の変化Δｐｒ、搬送波ベースの疑似距離の変化Δｐｃ、または平滑化コード測定値と呼ばれるこれらの結合を使用する。
【００１２】
ｐｒ信号およびｐｃ信号は、ＧＰＳ受信機１２からのパス１６で示される出力として提供され、パス１７および１８を介して、ボックス２０中に示す標準ＲＡＩＭへ与えられる。標準ＲＡＩＭは、高度感知手段２２からパス２４を介して気圧高度信号も受信する。頼りにできない衛星信号が現れ、標準ＲＡＩＭ２０によって検出された場合、選択解除信号がパス２６で示される出力としてＲＡＩＭ２０から与えられる。これは、少なくとも６つの衛星がよい幾何形状で視界にある場合に行われ、その場合、５つの衛星信号のグループを比較して、もしあればそれらの中でどれが不良かを決定することができる。このように１つが識別された場合、この情報は、（パス２６およびパス２８を介して）ボックス３０で表す衛星選択機能に渡される。この衛星選択機能は、また、パス１６からＧＰＳｐｒおよびｐｃを受け取る。衛星選択機能３０は、不良の衛星信号を除去し、残りの有効な信号をパス３２で示される出力としてボックス３４で表す測位機能に渡す。測位機能３４はまた、パス２４を介して高度感知手段２２から気圧高度信号も受け取り、航空機の位置をインジケータやフライト管理システムなどのダウンストリーム装置（図示せず）を示す出力（パス３６で表す）を生成する。よい幾何形状を有する衛星が視界に５つしかない場合、やはり４つの衛星信号のグループを少なくとも１つの他の衛星信号と比較して、それらのいずれかが不良かどうかを決定することができるが、不良の衛星を特定することはできないため、選択解除を実施することはできない。このような場合、ダウンストリーム装置およびパイロットは、ＧＰＳ信号を使用すべきでないと通知されることになる（この信号は図１に示していない）。
【００１３】
本発明によれは、パス１６で示す信号出力は、パス１７および１８を介して、ボックス４４で表される加速度モニタに提供される。加速度モニタ４４はまた、慣性基準装置１４（これもまた当技術分野で周知であり、複数のジャイロおよび加速度計を備える）から出力を受け取る。この慣性基準装置１４は、ｈ（高度）、Ｃ（姿勢行列）、Ｄ（緯度、経度、ドリフト移動角度行列）、ｖ（速度）、およびΔｖ（速度変化）を表す線４６によって表される出力を生成する。３つのジャイロおよび３つの加速度計の最小値が採用されるが、フェイル・セーフ動作またはフェイル・オペレーショナル動作と高信頼性を保証するために、２つまたは３つの冗長システムを採用することが好ましい。パス４６からのΔｖ信号と、パス１６、１７、１８からのｐｒ、ｐｃ信号は、本発明の加速度モニタ４４によって、図２を参照すればよりよく理解される動作によって使用される。
【００１４】
図２に、図１に対応する矢印４６で示すパスを介して慣性信号ｈ、Ｃ、Ｄ、ｖ、Δｖを受け取り、図１に対応する矢印１８で示すパスを介してＧＰＳ入力ｐｒおよびｐｃを受け取る加速度モニタ４４を示す。
【００１５】
慣性信号Δｖは、「Ｌフレームに変換する」とラベリングされた機能ボックス５４に提供される１０〜６０Ｈｚレートのフィルターされた速度増分からなる。機能ボックス５４はまた、矢印４６で示す姿勢入力Ｃも受け取り、フィルターされた速度増分をローカル垂直フレームＬに変換し、変換した増分を「第２の１Ｈｚ時差を生成する」とラベリングされたボックス５８で表す機能に出力する。ボックス５８で、慣性加速度（すなわち変換された高レートの速度増分）を積分することによって、各軸に沿った「二重位置差信号」（すなわち、現行のΔｔ間隔における位置の変化と以前のΔｔ間隔における位置の変化との差を表す信号）が形成される。機能５８の出力は、ＧＰＳ信号から導出される加速度（後で述べる）中にはない地球の回転によって課された加速度成分を含む、慣性から測定された加速度を反映する。したがって、機能５８の出力は、「地球の回転によって課された加速度を除去する」とラベリングされたボックス６０で表す機能に入力として提供され、ここで、望ましくない地球の回転の成分が除去される。最後に、ＧＰＳ信号から導出される加速度は衛星の方向（視線に沿った）でしか利用可能とならないため、機能６０からの慣性に基づく基準信号は、「視線に沿って投影する」とラベリングされたボックス６２で表す機能に与えられる。この機能６２はまた、矢印６４で示す信号ＬＯＳ（衛星への視線に沿った単位ベクトル）も受信する。機能６２の出力は、衛星への視線に沿って投影された慣性二重位置差である。この信号は、「弁別器／時間除去変換」とラベリングされたボックス６６で表す機能に与えられ、ここで、加速度モニタ弁別器が形成される。
【００１６】
ＧＰＳ信号に関しては、追跡されたすべての衛星に対する疑似距離測定値ｐｒおよび累積搬送波周期カウントｐｃが、パス１８から「距離差を形成する」とラベリングされたボックス７０で表す機能に与えられ、この機能はまた、矢印７２で表す入力上に示す初期ＧＰＳ位置ｒinitも受け取る。この初期ＧＰＳ位置ｒinitは、図１の位置機能３４から受け取った初期化時のＧＰＳ位置である。前述のように、信号ｐｃは、累積搬送波周期（各周期は通常の衛星信号の約０．１９ｍの位置変化に対応する）からなり、信号ｐｒは、コード・ベースの疑似距離測定値である。信号ｐｒ、ｐｃまたはこれらのいずれかの結合（平滑化測定値）は衛星の動きを含み、機能７０は、衛星の動き成分を除去してその結果を「第２の１Ｈｚ時差を形成する」とラベリングされたボックス７４で表す機能に提供するように動作する。二重差信号（すなわち、現行のΔｔ間隔における周期カウントの変化（または平滑化疑似距離）と以前のΔｔ間隔における周期カウント（または平滑化疑似距離）との差）が機能７６によって形成され、ＧＰＳ受信機の加速度を表す（ただし現行位置での視線ベクトルと初期基準位置での視線ベクトルにおける変化に関する成分も含む）出力が、「視線補償」とラベリングされたボックス７６で表す機能に提供される。このとき、衛星加速度は、現行位置から見たときと初期基準位置から見たときでは異なって投影される。したがって、機能７６によって形成される出力は、視線に関する成分が除去されたものである。機能７６からの出力は、「衛星加速度補償」とラベリングされたボックス７８で表す機能に与えられる。周期カウントは衛星の動きを含み、機能７８は、衛星の動きの加速度成分を除去するように機能する。最終結果は、ＧＰＳ信号ベースの、視線に沿った二重位置差であり、これは、ボックス６６で表す機能に提供される。「弁別器／時間除去変換」機能６６は、機能７８および６２からのＧＰＳ信号および慣性基準加速度信号にそれぞれ作用して、２つの信号の差を計算することによって弁別器を形成する。この機能はまた、各衛星に特有の弁別器からすべての弁別器の（すべての衛星にわたる）平均を減算し、それにより受信機クロック・オフセットを除去する。この信号は、ボックス８０で表す機能に与えられ、ここで、弁別器の出力は時の経過と共に平均され、固定しきい値と比較されて、選択解除信号が線８２上に生成され、この信号は、加速度がしきい値を超えたいずれかの衛星を選択解除するのに使用される。前述の機能ボックスによって実施されるすべての機能はコンピュータ・プログラムによって実施することができ、各機能はプログラミング技術の当業者なら容易にプログラム可能であることに留意されたい。
【００１７】
図１では、図２の線８２上の選択解除信号は、線２６および２８を介して衛星選択機能３０に提供され、選択解除衛星信号は測位機能３４に移らないものとして示してある。
【００１８】
図１には、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、さらにパス２４を介して高度ボックス２２から気圧高度信号を受け取る受容モニタ８６が示されている。受容モニタ８６は、例えば衛星疑似距離が妥当な境界よりもずっと遠いことにより明らかに誤っているＧＰＳ信号を検出するために、当技術分野で使用される。このような誤った衛星が受信されたとき、受容モニタ８６は、選択解除信号をパス２６に向けて、かつパス２８を介して衛星選択機能３０に向けて生成し、次いで衛星選択機能３０は、誤った信号が測位機能３４によって使用されるのを防止する。
【００１９】
新しい衛星ドリフト・モニタすなわち「Ｚ  ＲＡＩＭ」をボックス９２として示すが、これは、パス１６、１７、１８を介してＧＰＳ信号を受け取り、パス２４を介して気圧高度を受け取る。Ｚ  ＲＡＩＭ９２は、パス９５を介して、パイロットまたはフライト管理システムなどのダウンストリーム航空機装置（図示せず）に水平保護限界ＨＰＬを示す出力を提供する。
【００２０】
本発明の新しい衛星ドリフト・モニタすなわちＺ  ＲＡＩＭ９２（上に参照した同時係属出願中で請求する）は、新しい衛星からの信号が最初に獲得されたとき、ドリフトがすでに開始しているかどうかを決定するように動作する。これについて図３Ａおよび３Ｂを参照しながら述べる。
【００２１】
よい幾何形状を有するＮ個の衛星があると仮定すると、ｎ番目の衛星に対する当技術分野で周知のＲＡＩＭ弁別器は、以下の式によって形成される。
【数１】
0004446604.tif 000002
上式で、ｂnkは、周知の衛星幾何形状に依存する係数であって、上に参照した刊行物に出ており、Ｎは衛星の数であり、ｋはｋ番目の衛星を示し、Δｐｒkは、ｋ番目の衛星に対して測定された疑似距離（または平滑化疑似距離）と予測された疑似距離の差である。選択利用可能性（ＳＡ、すなわちＤＯＤによってＧＰＳの出力に重ねられた意図的なノイズ信号）のために、弁別器は、図３Ａにみられるように変動することになる。
【００２２】
新しい衛星のエラー境界εは、通常９９．９％である１−ｐmdの所定の信頼水準を有するように定義され、以下の式によって定義される。
【数２】
0004446604.tif 000003
上式で、｜ｄn｜は弁別器ｄnの絶対値であり、Ｋmdは検出し損なう確率Ｐmdに対応する統計上のシグマの数であり、σSAは選択利用可能性ノイズ・シグマであり、｜ｂnn｜は、式（２）中の衛星幾何形状に依存する係数の絶対値であり、上部係数および下部係数は衛星係数ｎに等しい。
【００２３】
ＳＡノイズの特性に基づいて、弁別器は、時々、すなわち少なくとも５分ごとに、ゼロを交差するかまたは最小値に達することになる。弁別器がゼロを交差したかまたは最小絶対値｜ｄn｜minに達したとき、１−ｐmdエラー境界の推定におけるエラーは以下の通り最小である。
【数３】
0004446604.tif 000004
また、１−ｐmd信頼水準での推定ドリフト・レートｒは以下の通りである。
ｒ＝εmin／ｔ    （５）
上式で、ｔは衛星が最初に受信されてからの時間である。
【００２４】
ｔが増加するにつれ、生じた各最小値｜ｄn｜minに対してより正確なドリフト・エラー境界が得られる。ドリフト・エラー境界が以下の式に従って帰納的に最小値として計算されるかどうかに留意されたい。
ｒ（ｔ）＝ｍｉｎ（ｒ（ｔ−Δｔ），ε／ｔ）    （６）
上式で、Δｔは時間ステップであり、結果は同じとなる。
【００２５】
衛星エラー限界、ＳＥＬは、現行の衛星エラー境界εおよび以前の衛星エラー限界に、推定された１−ｐmdドリフト・エラー境界を加えたものの最小値である。これは、以下の式によって帰納的に決定される。
ＳＥＬ（ｔ）＝ｍｉｎ（ε，ＳＥＬ（ｔ−Δｔ）＋ｒΔｔ）    （７）
上式で、Δｔは時間ステップである。
【００２６】
衛星ｎに関連する水平保護限界、ＨＰＬ（アビオニクス機器中で必要な出力）は、以下のように計算することができる。
ＨＰＬn＝ｔhnＳＥＬ＋ＫmdｒｆσSA    （８）
上式で、Ｋmdは検出し損なう確率ｐmdに対応する統計上のシグマの数であり、ｒｆは１未満の減少係数であり、ｔhnは
【数４】
0004446604.tif 000005
であって、ｔh1およびｔh2は当技術分野で周知の最小二乗解行列Ｔの要素である。初期ドリフトを有する衛星を除去するアクションが行われない場合でも、この衛星に関連する水平保護限界ＨＰＬnは、ドリフトが一定である限り常にエラーを制限する、すなわちフェイル・セーフ動作を保証することになる。一定でない場合、本発明の加速度モニタ４４は、加速を検出すべきである。フェイル・オペレーション機能を達成するために、レートｒが所定の時間依存しきい値を超えた場合は図１のパス２２、２３および機能２４を介して新しい衛星の選択解除を実施すべきである。すでに測位に使用された衛星は加速度モニタ４４によって監視されているため、新しく獲得された衛星だけをこのようにして監視すればよい。
【００２７】
本明細書におけるボックスおよびパスの使用は、好ましい実施形態の動作を説明するためだけのものであり、これらのボックスおよびパスをソフトウェアまたはハードウェア、あるいはそれらの組合せによって実施することもできることを理解されたい。
【００２８】
したがって、ＧＰＳ衛星障害に先立って加速度が所定レベルを超えるか、またはそれが所定レベルを超える加速度に関係するという仮定の下に、視界に衛星が４つしかないときに信頼性のある出力を生成することのできるシステムを提供したことがわかる。また、複雑性および費用がより少なく、より容易に既存の装置に組み込むことができ、動作の早い時点で衛星信号エラーを検出できるシステムを提供したこともわかる。当業者なら多くの代替実施形態を思い付くであろうし、本明細書に開示した発明は、本発明の主旨から逸脱することなく他の特定の形で実施することもできる。したがって、本明細書に述べた実施形態は、すべての点で限定的なものではなく例示的なものと見なすべきであり、本発明の範囲は、前述の記述ではなく添付の特許請求の範囲に示し、特許請求の範囲と等価なものの意味および範囲に収まるすべての変更は、それに含まれるものとする。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明を利用するシステムの概略的なブロック図である。
【図２】  本発明の加速度モニタの動作を示すブロック図である。
【図３Ａ】、
【３Ｂ】  前述の同時係属出願の新しい衛星ドリフト・モニタがどのように動作するかを示すグラフである。
【図１】
0004446604.tif 000006
【図２】
0004446604.tif 000007
【図３Ａ】
0004446604.tif 000008
【図３Ｂ】
0004446604.tif 000009