電子航法研究所研究発表会（第2回 平成14年6月）

8．空港シュードライトの開発と飛行実験
航空システム部※福島 荘之介

齋藤 真二 藤井 直樹 須賀 秀一

角田 寛人㈱東芝社会インフラシステム社

1 はじめに

米スタンフォード大が提案したインテグリティ･シュードライト(Pseudo‑lite)とは,擬似衛星ビーコン着陸システム(IBLS : Integrity Beacon(Pseudo satellite)を表す造語であり, GPSと同じ様な信号を地上から放送する送信機を指す.空Landing System) [2]が有名である.しかし,この方式の欠点は覆域が"bubble"と呼ばれる狭域に港シュードライト(APL: Airport Pseudo‑Lite)限られることであり,その拡張は課題となった.

は, GPSを用いて着陸進入する航空機に測距信(Requirements and Technical Concepts for Avi‑

一方, FAAは, CAT‑Ⅰ〜Ⅲまでの進入着陸を目指すLAASの開発を進めており, RTCAは,その要求性能を検討した.また,同時にICAO (国ation)により狭域補強システム(LAAS : Local

際民間航空機関)は,この国際標準であるGBAS

Area Augmentation System)のCAT‑Ⅱ, Ⅲ用のオプションとして検討される装置である.航空振(Ground Based Augmentation System)を含む,CAT‑ⅠまでのGNSS SARPs (全地球的航法衛星

興財団は, 1998年から｢地上擬似衛星を用いた精密進入援助システムの開発｣委員会を開催し,システム国際標準及び勧告方式)の検討を進め,号を与えるシュードライトの一形態で, RTCA

RTCAの要求要件に基づく, Pコードパルス方

最近この結果[3]をまとめた. GBAS (LAAS)の要求性能は,測位精度(水平･垂直) ,インテグ式のシュードライトを開発した.また,航空振興財団と電子航法研究所は, 2001年から共同研究リティ(完全性),コンティニュイテイ(連続性),アベイラビリティ(有効性)で規定される.

により,シュードライトの飛行実験を開始した.
実験の目的は,開発したシュードライトを空港

FAAは, 1997年に覆域を拡張したシュードラに設置し,進入着陸する航空機上でシュードライト信号を受信して性能を評価することにある.

イト(C/Aコード)を開発し,オハイオ大,スタンフォード大と共同飛行実験を行った.この結果,送信アンテナの設置位置に起因するマルチ本文は,開発された空港シュードライト(APL)パスが主要因となる測距誤差が認められ,このの概要を説明する.次に,シュードライトを仙台空港内に設置し,共同で実施した飛行実験(2001低減が課題となった.また,従来から計算機シミュレーションによって, CAT‑Ⅱ, Ⅲの測位精年12月と2002年1月)の方法とその結果の一部について報告する.実験の結果,航空機上部度,インテグリティ,コンティニュイティを確保してLAASを運用した場合, GPS衛星数が不足のGPSアンテナでシュードライト信号を受信でき,予想した覆域が確保できることがわかった.

するために,そのアベイラビリティが劣化し,不特定の場所において要求性能を満足できない時間帯が存在することが知られていた.

また,シュードライト擬似距離に対流圏遅延誤差補正を実施し,同時に受信したGPS衛星と共にRTCAは1998年と2000年にLAASの最低性能ディファレンシャル補正して測位演算した結果,シュードライトにより垂直方向の測位精度が改標準(MASPS)とその改訂版[4]を発行して,空港シュードライト(APL)をCAT‑Ⅱ, Ⅲ用LAAS善されることを明らかにする.のオプションとして定義した.これはLAAS覆2

域内の衛星数を増し, GPS衛星数が少ない時間帯にVDOP(垂直精度劣化率)を改善して垂直米国及びICAOの動向
シュードライトは1970年代の開発当初から遠精度を向上し,アベイラビリティを確保すること

近問題(near‑far problem)が認められており, 1)パルス化, 2)周波数オフセット, 3)代替の長期コードのいずれかを適用することが提案されてを目的としている.空港シュードライトは, C/Aコードに代わりPコードが採用され,遠近問題を解決するためにパルス方式が用いられた.最いた[1].着陸航法への応用は, 1990年代前半に−33−

電子航法研究所研究発表会（第2回 平成14年6月）

近, FAAとオハイオ大は, Pコードパルス方式の

表1：シュードライトの信号諸元
送信尖頭電力APLを開発し,飛行実験[5, 6]を開始している.

送信周波数
周波数帯域
スプリアス放射周波数安定度
変調方式,レート
拡散コード
パルス幅
パルス間隔

3 実験装置(空港シュードライト)
航空振興財団が開発したシュードライトの信号諸元を表1に示す.このうち,拡散に使用される
APLコードは, GPSのPコードと等価な擬似雑音符号(チップ率:10.23Mbps)を使う. C/Aコー
ドはAPLコードへ乗り移るために実装されており,これらにはPRN34番を割り当てる(PRN1duty cycle

33dBm (2W)
1575.42 MHz (L1)41MHz (99%)
49dBc以下*1<5× 10(1‑10sec)

BPSK, 50 bit/sec
C/A・APLコード
13.685μ sec

ランダムパターン*2
平均2.733%*1:無変調キャリアに対し, *2:[4]による〜32番はGPS衛星用, 33〜37番はシュードラ
イト用の予備).送信電力は,送信アンテナ利得GPS受信機RF出力(6dBi)と自由空間損失(121.7dB)などを考慮し, 10NMの覆域を満たすように回線設計した要求値である.製造されたAPL送信機のブロック構成を図1に示す. GPSとの時刻同期は,実験前に手動(最低1回)で行い,その後はフリーランする･ルビジウム(Rb)を原振とするC/A及びAPLコード(Pコード)は, GPSと同様に拡

図1: APL送信機のブロック図

散変調される.通常のGPSと異なるのは,この後パルス化(平均デューティサイクル:約2.7%)され増幅,放射されることにある.これは遠近問題を解決するためである.シュードライトの遠近問題とは, ｢GPS信号は衛星とユーザ間距離は約20,000kmのため,ユーザ位置に係わらずほぼ一定の受信電力である.しかし, APLとユーザ間距離Rはこれと比較して近いため受信電力がR に反比例して増加する.このため,ユーザ1kmがAPLに近づくほど過大なAPL信号と微弱な

図2:送信アンテナ及び基準局の配置

GPS信号を受信してSN比が劣化し,測位精度が低下する｣ことを指す.さらに,送信機出力局に選んだ.実験系統を図3に示す.基準局は,段には, BPFを挿入し隣接バンド端(1559MHz)での送信電力を40dB減衰する.これは,インマ後処理でGPS及びAPLのディファレンシャル測位を行うために置く.このため,基準局の受信アンテナの位置は測量用途向けの受信機(Trimbleルサットダウンリンク(1525‑1559MHz)への干渉を避けるためである.送信アンテナ(地上高4.3m)は16段スタックの垂直アレー (垂直偏波)4000SSi)で静止測量した.また,同様の手法でであり,シャープカットオフ特性を有し,仰角3度で6dBiの利得を持つ.

する.航空機局及び基準局に設置したGPS/APL
受信機には,ルビジウム(またはセシウム)を外部クロックとした.これは,実験データを解析す

4APL送信アンテナの位相中心の位置も静止測量

実験方法

る際の便宜のためであり,実運用上は必要ない.

飛行実験は, 2001年12月18〜21日, 2002年1

すなわち,擬似距離は,衛星及び受信機のクロックバイアスを含んでいるが,受信機の内部クロッ

月22〜25日に実施された.仙台空港内に配置したAPLアンテナと基準局の位置を示す(図2).

ク(水晶)を使用した場合は,その時間変化率が大きい.安定度の高い外部クロックを用いれば,送信アンテナの設置位置による伝搬上の影響を考え, 12月と1月ではアンテナ設置位置を変更した.また,これに伴い見通しのある場所を基準

短時間ではクロックバイアスが定数のように扱−34−

電子航法研究所研究発表会（第2回 平成14年6月）

0102030

東方向(NM)

図4: APLの受信状況(アプローチ飛行)

APL送信局

アンテナ位置

図3：実験系統図

100ft (APLアンテナからの高度)

えて,これを排除する処理が省ける.
また,この系統図とは別に,航空機にはキネマティック測量用の受信機(Trimble 5700)を搭載した.実験中は,同受信機と地上の基準点に置いた受信機で生データを保存し,後処理で航空機GPS受信アンテナの軌跡を描く.後で述べるデータ処理では,この値を真の航空機位置と‑1 0 1 2 3 4 5 6

滑走路27末端からの距離(NM)仮定した.実験で使用した航空機上のGPSアン
テナは, Tecom社製40170で, 2周波のスパイラ

図5:アプローチ中の信号強度

ル型である.仕様上の最小利得は,仰角5度以上で‑3dBicであり, RTCA (DO‑228A)の要求空機上に搭載したGPSアンテナでもアプローチ値‑4.5dBicに比較して1.5dB多い.

ることが確認できた.これは別の日のアプロー
チ飛行においても同様である.

5のコース上では追尾をはずすことなく受信でき

実験結果

5.1

さらに, 5回のアプローチ飛行の受信信号強度を図5に示す.図は上からアプローチ回数の順

受信信号強度へのアプローチ飛行を中心に,レベル飛行,オーである.横軸は滑走路27末端からの水平距離を示す.図から全ての試行において降下中(4.5NM

ビット飛行を実施した.図4に,飛行例として2002年1月24日10〜12時に実施したアプロー付近から)は,十分な信号強度があることがわかる.降下前の水平飛行時は3回目に限り3dBほチ飛行の水平面飛行航跡とAPLの受信状況を示

どC/Noが低い.アンテナ設置位置が異なる12月のアプローチ飛行でも,同様の現象は確認されており,機体の姿勢に関係して,信号が減衰する

実験用航空機(B99)による飛行は,滑走路27

す.この飛行は当初予定のオービット飛行を中止して滑走路27へ5回のILSアプローチ(1,500ft場合があると考えられる.また, 100ft未満(末から)を行った例である.飛行中, ILSアプロー
チに入る前に2ヵ所, APLが受信できない場所がある(図中のA及びB).実験中, APL送信端を越えた滑走路上)でのC/Noの変動は大きく,追尾がはずれる場合もある.この原因は,明アンテナから機影を観察し,遠方で仰角が低い
場合に空港周囲の林や建物によって遮蔽されるらかに大地反射によるマルチパス波が合成された結果である.同様の現象は, 12月のアプロー領域が原因であることがわかった.また,離陸上昇中はAPLが受信できない場合が4回中2回あチ飛行でも観測された.

る.これは20ftと50ftでAPLの追尾がはずれることに起因する.以上の現象は,他のアプロー

5.2 測位性能チ飛行でも同じ様に発生した.しかし, APLの信機位置を算出する.まず,基準局のGPS/APL受信機で観測されたn番衛星の擬似距離と既知収集した擬似距離データから後処理によって受覆域は設計した10NMを十分満足し,さらに航−35−

電子航法研究所研究発表会（第2回 平成14年6月）であるアンテナ位置からGPS衛星とAPLの擬似距離補正値δ を
δ=ρ

‑￨s‑

￨‑B(1)と求める.ここで, ρ は基準局で観測されるn番衛星の擬似距離,位置 はエフェメリスから得られる衛星位置(またはAPLアンテナ位置) ,は基準局の位置, B はエフェメリスの時計補正係数から求めるn番衛星のクロックオフセッ

010203040

APLアンテナと航空機の斜距離 (NM)図6: 対流圏遅延量(斜距離,高度による変化)トである.航空機上のGPS/APL受信機で観測される擬似距離ρ をこのδ で補正すれば,航空機位置 , 受信機のクロックバイアスb ,対流圏遅延誤差T ,誤差ε との間に
ρ‑δ

=￨

‑

￨+b‑B+T+ε(2)の観測方程式が成り立つ.ここで,通常のディファレンシャルGPSと異なるのは対流圏遅延誤差T の扱いにある.
通常,ユーザと基準位置の両方が地上にある

350

場合のディファレンシャルGPSでは,要求精度によってはT を補正しない場合が多い.これは,351352353354355

GPS週秒(TOW) (1000秒)

図7: アプローチ中のGPS衛星仰角GPS衛星からの伝搬経路長がほぼ同じため,遅延誤差が相殺されて,無視できるほど小さいた

ナと航空機間の斜距離,飛行高度と対流圏遅延量の関係を示す.グラフから実験時の航空機位
置,例えば10NM, 1,500ftでは遅延量が5m近くなり,無視できないことがわかる.また, GBASめである.しかし,ユーザが航空機である場合,基準局との高度差により,伝搬経路長は異なる.
このため, GBASでは,次の対流圏遅延誤差モ覆域内(20NM, 180〜10,000ft)では, 180ftの覆域下端で遅延量が最大となり,約11mになるこデル[3]とがわかる.式(4)の屈折指数N は,地上の気温,気圧,相対湿度の関数として表され,気温
(3)

は屈折指数

30°C,気圧1024hPa,相対湿度90%の場合,覆城下端の遅延量は15m近くになる.

(refractivity)であり,地表の気温,気圧,相対湿度に関係する. △hはGBAS基準局から式(2)は4衛星以上の観測で未知数, b を求めることが可能であり,未知数に対して非線形の航空機高(m) , EL はn番衛星の衛星仰角であるため,未知数を近似値と補正量の周りで線形化(テイラー展開)して最小2乗法を適用を適用する.ここで,N(度) ,h は対流圏のスケールハイト(大気の実効的な厚み) (m)である.さらに, APLの場合するのが一般的である.最小2乗法には重みはつけないこととした.

は送信アンテナと航空機の斜距離R に対する遅延が存在し,遅延誤差モデル

以上から求めた航空機位置 を前述の後処理(4)

キネマティックGPSから求めた真の航空機位置と0.5秒毎に比較し,測位誤差を求める. 5回のアの適用が提案[7]されている.ここで, △h はAPLアンテナからの航空機高(m)である.

プローチ期間中のGPS衛星の仰角を図7に示す.
図8は,測位誤差の垂直方向成分であり, APL

図6は,式(4)に実験時の地上の気温,気圧,相対湿度を適用した数値例であり, APLアンテを測位演算に適用した場合としない場合を示す.
図中の￨μ￨+2σは, 95%値の目安であり, APLをT=N R 10 ( 1‑)−36−電子航法研究所研究発表会（第2回 平成14年6月）‑10‑50510‑50510

アロングトラック方向誤差(m)012345

図9: APLによる水平誤差の比較

6

滑走路27末端からの距離(NM)

図8: APLによる垂直誤差の比較
用いずGPSだけで計算した場合(3.346m)に比較して, APLを測位演算に入れた場合(1.751m)
は約52%改善される.これは, 6NMから滑走路端までの範囲である.次に,誤差の水平成分を図9に示す.図の横軸であるアロングトラック方向は,滑走路27に沿った方向(APL送信アンテナに向かう航空機の進行方向)であり,クロストラック方向は,それと垂直方向を意味する.
￨μ￨+2σは,アロングトラック方向に比べクロストラック方向が大きく, APLなしで測位演算した場合は2.459m, APLありの場合は2.714mと0 2 4 6 8 10 12APLがある場合の垂直誤差￨μ￨＋2σ(m)図10: 衛星数を減じた場合のAPLによる垂直誤差の改善なった.また,アロングトラック方向の誤差は,1.462m (APLなし), 0.999m (APLあり)となっ

6た.以上から, APLは水平面誤差の改善に大きく影響しないことがわかる.

考察

実験結果から, APLの受信信号強度は,小型機のGPSトップアンテナで十分受信可能であり,次にAPLが垂直誤差の低減に寄与しているこ

想定した覆域を十分満足することがわかった.実とを確認するため, 5回のアプローチについて,測位演算の際に,強制的にGPS衛星を排除する

験時のアンテナ配置では, 12・1月ともに,高度100ft未満の滑走路上の信号強度の変動が大きく,ことを試みた.排除する衛星は仰角の高い22番,3番の2基とした.これを0基(1通り), 1基

大地反射によるマルチパス波の影響が観測された.この1つの対策は, APLアンテナの設置高を高くすることである.

(3通り), 2基(3通り)の計7通りで実施し,APLを演算に入れる場合と入れない場合の14通りの垂直誤差の￨μ￨＋2σ値を計算する.この結果測位性能の評価については, 1基準局を使用して,ディファレンシャルGPS処理した場合にを図10に示す.図からAPLを測位演算に入れた方が,入れない場合に比べて垂直誤差が改善

APLによってVDOPが改善され,測位誤差の垂直成分が小さくなる様子が,アプローチ飛行実され,特に衛星を強制的に排除してVDOPを低下させた場合に改善比が高いことがわかる.ただし,試行によってはAPLを演算に入れた場合験のデータから確認できた. 試みに,高仰角の衛星を強制的に排除し, APLを測位演算に入れての誤差が,入れなかった場合の誤差より大きくなる場合もある(図の破線より下側の部分).こVDOPを改善した場合には垂直誤差が大きく低減されることを確認したが,例外的に垂直誤差

れは,特に3回目のアプローチで22番衛星を排除した場合に顕著であり,バイアス誤差μが大きくなることが原因である.

が大きくなる試行もある.これについては,今後APLの測距誤差を詳細に検討し,原因を探求する予定である.現時点では, APLの工場試験の結果,信号強度が増加した場合に,これに比例して擬似距離誤差にバイアス成分が生じるこ−37−

電子航法研究所研究発表会（第2回 平成14年6月）とが知られており[8],飛行実験データにも,滑走路末端付近で最大2m近いバイアス誤差が含まれることがわかっている.

信機を改造し,再度飛行実験を行う予定である.

また,全試行の垂直誤差の95%値は, APLを適用することにより3.346mから1.751mに改善され

本実験は航空振興財団との共同研究で実施さた.これは, CAT‑Ⅰ用GBASの垂直精度(95%)

境協会の助成を受けて実施された.ご尽力頂い4m[3]を十分満足しているが, CAT‑Ⅲの検討案

た航空振興財団の足立彌八郎氏,適切なアドバ[9]0.8mには及ばない.この原因の1つは,現時点で擬似距離にキャリアスムージングを十分行っイスを頂いた水町守志委員長を初めとする委員ていないことにある.飛行実験データの擬似距た,国土交通省航空局仙台空港事務所,当所岩

離は, GPS/APL受信機内部で行われる,時定数が約20秒のスムージングによって得られたもの

沼分室の関係者に感謝致します.

謝辞

れ,振興財団の事業は日本財団及び空港整備環各位,APLアンテナの設置等に際しご協力頂い

参考文献であり, GBASが要求する時定数100秒のスムージングを実施した評価は今後の課題となる.し[1]B.D.Elrod,A.J.VanDierendonck,"Pseu‑
dolites,"inGlobalPositioningSystem:The‑oryandApplications,vol.Ⅱ,pp.51‑79,
AIAA,1996.

かし, CAT‑Ⅱ, Ⅲの測位精度を直接評価するた
めには, GPSの擬似距離にも十分な精度が必要であり, CAT‑Ⅱ, Ⅲの性能を持つGBASと組み合わせた場合にのみ,総合的な評価が可能と考[2]C.E.Cohen,B.S.Pervan,H.S.Cobb,"Pre‑cisionLandingofAircraftUsingIntegrityBeacons,"inGlobalPositioningSystem:
TheoryandApplications,vol.Ⅱ,pp.427‑459,
AIAA,1996.

えられる.

7 まとめ

[3]ICAOGNSSPanel,"Amendment76to

国内で初めて開発されたPコードパルス方式

ANNEX10,volumeⅠ(FifthEdition),"Nov.
2001.の空港シュードライトの概要を説明し,仙台空港で実施した飛行実験の方法とその結果の一部[4]RTCASC‑159,GNSSBasedPrecision
ApproachLocalAreaAugmentationSys‑tem(LAAS)Signal‑In‑SpaceInterfaceCon‑trolDocument(ICD),RTCADO‑246/246A,
Sept.1998/Jan.2000.

について報告した.実験の結果,航空機上で受信したAPLの受信信号強度は十分で,予想した覆域を持つことが確認できた.ただし,高度100ft未満の滑走路上では,大地反射のマルチパス波による信号強度の変動が観測され,アンテナの[5]J.Warbuton,M.Dickinson,"Integration
andTestingofawide‑bandairportpseudo‑lite,"Proc.ION‑GPS,pp.1531‑1540,Sept.
1999.

設置高に改善の余地があることがわかった.
測位性能の評価は,データ数の不足もあり十分ではない.しかし, 5回のアプローチ飛行デー
タから後処理で測位演算を実施し, APLを測位[6]C.G.Bartone,S.Kiran,"Flighttestresultsofanintegratedwidebandairportpseudolite
forthelocalareaaugmentationsystem,"J.
ION,vol.48,no.1,pp.35‑48,spring2001.に適用する場合としない場合を比較できた.この結果,測位誤差の垂直成分が改善され,特に強制的に衛星を排除しVDOPを悪くした場合に[7]A.J.VanDierendonck,Pseudolitetechnol‑
ogyforGPSaugmentation,IONGPS‑97tu‑
torial,Sept.1997.

その改善比が高い傾向が確認された.この効果は以前からシュードライトの利点として報告さ[8]航空振興財団,地上疑似衛星を用いた精密進入援助システムの開発報告書,平成10,11,12,13年度.

れていたが,本実験では実際のAPLでアプロー
チ飛行中の測位誤差を定量的に評価できた.
今後の課題は, APLの擬似距離に含まれる誤差を顕在化することにある.このためには,信号[9]ICAOGNSSP,"DraftSARPsandGuidanceMaterialver.6.0,"inReportofICAOGNSS
PanelWorkingGroupBappendix‑E,Feb.
1998.

強度に比例したバイアス誤差を排除することが当面の課題となる.この原因は,現在受信機内部のRF増幅段の飽和と考えられており, GPS/APL受−38−