"アナログGPS信号の検出に応答してアナログ全地球測位システムGPS信号データを生成するためのアンテナと、前記アンテナから前記アナログGPS信号データを受信するよう接続されているフロントエンド回路であって、アナログGPS信号データをデジタルGPS信号データに変換するA/D変換器を含む前記フロントエンド回路と、a航法メッセージのビットの期間より長い時間間隔にわたって前記フロントエンド回路により出力されるデジタルGPS信号データをバッファに格納する工程、bサーチアレイにおける各データ点について航法データの一掃後に残るデジタルGPS信号データに部分的に基づいてそれぞれのパラメータの組を算出する工程、c前記サーチアレイにおける各データ点についての前記それぞれのパラメータの組の関数として、時間領域平均化I信号成分およびQ信号成分を算出する工程、d前記サーチアレイにおける各データ点についての前記時間領域平均化I信号成分およびQ信号成分に基づいてそれぞれの相関の高さを算出する工程、および、e前記相関の高さに部分的に基づいて軌道状態補正を決定する工程を行うようプログラムされているコンピュータプロセッサと、を含む、衛星に搭載されている全地球的航法衛星システムGNSS受信機。前記パラメータの組が、予測搬送波中間周波数、予測コード周波数および予測コード位相のうちの少なくとも1つを含む、請求項1に記載の受信機。前記時間間隔が、およそ1秒である、請求項1に記載の受信機。前記コンピュータプロセッサが、前記時間間隔の間に前記衛星の軌道状態データを伝播させる工程、およびその後の、前記時間間隔の間に伝播させられた前記軌道状態データをバッファに格納する工程を行うようさらにプログラムされており、かつ、前記それぞれのパラメータの組が、前記バッファに格納された軌道状態データに部分的に基づいて工程bにおいて算出される、請求項1に記載の受信機。前記コンピュータプロセッサが、前記衛星の周期的熱プロファイルに対応する周期関数を用いて、クロック誤差をシミュレートする工程を行うようさらにプログラムされており、かつ、前記それぞれのパラメータの組が、前記シミュレートされたクロック誤差に部分的に基づいて工程bにおいて算出される、請求項1に記載の受信機。前記コンピュータプロセッサが、クロック誤差モデルおよびスラスター誤差モデルに対する補正を推定する工程を行うようさらにプログラムされている、請求項1に記載の受信機。高高度で周回している衛星に搭載されている弱い全地球測位システムGPS信号を取得する方法であって、aアナログGPS信号の検出に応答してアナログGPS信号データを生成する工程、b前記アナログGPS信号データをデジタルGPS信号データに変換する工程、c航法メッセージのビットの期間より長い時間間隔にわたって前記デジタルGPS信号データをバッファに格納する工程、dサーチアレイにおける各データ点について航法データの一掃後に残るデジタルGPS信号データに部分的に基づいてそれぞれのパラメータの組を算出する工程、e前記サーチアレイにおける各データ点についての前記それぞれのパラメータの組の関数として、時間領域平均化I信号成分およびQ信号成分を算出する工程、f前記サーチアレイにおける各データ点についての前記時間領域平均化I信号成分およびQ信号成分に基づいてそれぞれの相関の高さを算出する工程、および、g前記相関の高さに部分的に基づいて軌道状態補正を決定する工程を含む、方法。前記パラメータの組が、予測搬送波中間周波数、予測コード周波数および予測コード位相のうちの少なくとも1つを含む、請求項9に記載の方法。前記時間間隔が、およそ1秒である、請求項9に記載の方法。前記時間間隔の間に前記衛星の軌道状態データを伝播させる工程、およびその後の、前記時間間隔の間に伝播させられた前記軌道状態データをバッファに格納する工程をさらに含み、前記それぞれのパラメータの組が、前記バッファに格納された軌道状態データに部分的に基づいて工程dにおいて算出される、請求項9に記載の方法。前記衛星の周期的熱プロファイルに対応する周期関数を用いて、クロック誤差をシミュレートする工程をさらに含み、前記それぞれのパラメータの組が、前記シミュレートされたクロック誤差に部分的に基づいて工程dにおいて算出される、請求項9に記載の方法。クロック誤差モデルおよびスラスター誤差モデルに対する補正を推定する工程をさらに含む、請求項9に記載の方法。本発明の一実施形態に係る高高度GPS軌道決定システムを図1において描写する。アナログGPS信号は、周回している宇宙機に搭載されたアンテナ2により受信される。これらのGPS信号は、図1におけるブロック4により表されるフロントエンドハードウェアにより受信される。このフロントエンドハードウェアは、自由市場で購入可能な単一チップの宇宙環境に容易に適合させることができるソリューションを含むことが好ましい。ブロック4は、L帯域のGPS信号を中間周波数IF帯域典型的には、数メガヘルツへとダウンコンバートする。次いで、ブロック4は、CAコード用の約4MHzにおけるアナログ‐デジタルA/D変換を用いてアナログ信号をサンプリングする。ブロック4の出力は、周回している宇宙機に搭載されたコンピュータプロセッサにより処理可能なデジタルデータである。ブロック4の設計および製作は、GPSの技術分野においてよく知られている。ブロック4からのサンプリングされた信号すなわち、デジタルデータは、デジタルデータを保存するサンプリング信号バッファ6に出力される。バッファ6は、コンピュータプロセッサ上で動作しているソフトウェアにより実施可能である。バッファの長さは、GPS能力に対してどれほどのプロセッサスループットが割り当てられているか、および、処理遅延がどれほど大きいかによって異なる。一実施形態において、バッファ6は、通常、リアルタイムで1秒のデータを蓄積する。とりわけ関心の高いのは、1リアルタイム処理と2遅延処理という2つの状況である。リアルタイム処理の場合、サンプリングデータは、即座に処理されて、航法ソリューションを提供する。この場合、コンピュータプロセッサは、リアルタイムでデータを処理するのに十分なほど高速でなければならない。遅延処理の場合、時間セグメント、例えば、100ミリ秒セグメントに対応するサンプリングデータが遅延処理のために保存される。後者の場合、プロセッサは、時間をかけて、15分といった大きな時間遅延後に結果を報告することができる。その結果、処理が長期間にわたって分散できるので、宇宙機軌道決定目的のGPS能力に実質的には全くスループット要件を課さないことが可能である。ここに開示する実施形態によると、取得機械20すなわち、搭載コンピュータ上で動作している取得アルゴリズムモジュールを用いて、遅延処理モードにおいて、GEOやHEOで典型的な高高度における非常に弱いGPS信号を取得する。GPS信号が取得機械20を用いて取得された後、GPS信号は、下で詳細に説明するように、よく知られたアルゴリズムを用いてリアルタイムモードで追跡することができる。該システムはまた、当該技術においてよく知られており、かつ、上で参照によりここに引用したMontenbruckおよびGillの著書において開示されている軌道プロパゲータ16を含む。軌道プロパゲータ16は、宇宙機の加速度を速度に、次いで、位置に統合する。たいていの既存の軌道決定アルゴリズムは、単にGPSデータから軌道を決定する。ここに開示するアプローチは、重力モデル公知技術およびスラスターが打ち上げられている場合スラスター誤差モデルを用いた精密軌道伝播を用いる。信号のコヒーレント積分は、航法システムに位置および速度、結果として、コード位相、コード周波数および搬送波中間周波数を精密に予測することを要求する。精密軌道決定により、この能力が実現できる。軌道プロパゲータ16への加速度入力は以下の通り、すなわち、1地球、太陽および月により宇宙機に印加される重力、および、2宇宙機のスラスター打ち上げにより生成する加速度である。宇宙機に対する重力は、搭載コンピュータプロセッサ上で動作しているソフトウェアである高精度重力モデル図1のブロック22を用いて演算される。スラスター打ち上げにより生成する加速度は、これもまた搭載コンピュータプロセッサ上で動作しているソフトウェアであるスラスター誤差モデル図1のブロック24を用いて推定される。軌道状態は、軌道プロパゲータ16により演算され、かつ、リアルタイムで維持される。意図されたスラスター力と実際のスラスター力との関係が、スラスター誤差モデル24がシミュレーションしようとしているものである。モデルの特定の形態は、実際のスラスターにより異なるが、補遺の項目4において開示する包括的な数学形式が、実質的にすべての可能性を包含している。システムは、軌道プロパゲータ16から演算された軌道状態データを受信し、サンプリング信号バッファ6がGPSデータをバッファに格納しているのと同じ期間にわたりそのデータをバッファに格納する軌道状態バッファ8をさらに含む。軌道状態は、軌道状態バッファ8においてタイムスタンプとともにバッファに格納することができ、これにより、バッファ6においてGPS信号とともに遅延して時間一致処理が可能となる。GPS信号の追跡中、バッファ8により出力される軌道状態は、搭載コンピュータプロセッサ上で動作しているソフトウェアである相関器ステアリングアルゴリズム図1におけるブロック10により処理される。相関器ステアリングアルゴリズム10は、レプリカ信号の生成を制御する。相関器ステアリングアルゴリズム10は、以下の情報を用いてレプリカ信号の生成を制御する。すなわち、1バッファ8からもたらされるユーザ衛星のバッファに格納された軌道位置および速度、2クロック誤差モデル該クロック誤差モデルは、補遺の項目3においてより詳細に説明するを含む日周クロック誤差補正ソフトウェアモジュール図1のブロック26からもたらされる補正の現在知識により補正される時刻の現在知識、3例えば、地上から受信された航法メッセージにおける情報に基づいて図1のソフトウェアモジュール14により予測される各GNSS衛星の位置、速度およびクロック誤差、および、4カルマンフィルタ18からの整数値アンビギュイティ値である。通常の動作すなわち、リアルタイム追跡中、ブロック10における相関器ステアリングアルゴリズムは、軌道プロパゲータ16からのユーザ衛星の現在推定されている位置および速度と、航法メッセージからの各GNSS衛星の位置、速度およびクロック誤差と、クロックバイアス、クロックレートおよびカルマンフィルタ18からの整数値アンビギュイティとを用いて、予測搬送波中間周波数ωj、予測コード周波数および予測コード位相Φkを生じさせる。該システムは、相関、IおよびG生成ならびに復調を行う相関処理ソフトウェアモジュール12をさらに含む。具体的には、よく知られている手法により、相関処理モジュール12は、リアルタイムでベースバンドデジタル信号処理、ならびに、信号取得および追跡を行う。相関処理モジュール12は、相関器ステアリングアルゴリズム10からの情報に基づいてレプリカ信号を生成し、次いで、バッファ6からサンプリングされたデジタルGPS信号をそのレプリカ信号と相関させる。相関分析を用いて、GPSコードと複製されたPRNコードとの間にどのようなコード位相差が存在しているのかを決定する。入力GPS信号は、レプリカ信号の対応する余弦および正弦バージョンを用いておおよそベースバンドまで乗算器により復調されることにより、I信号成分およびQ信号成分を生じる。結果として生じたI信号成分およびQ信号成分は、カルマンフィルタ18へ送られ、該カルマンフィルタ18は、サーチアレイの各点について相関の大きさを演算する。I2j,kQ2j,k1/2前に説明したように、取得は同様の演算を行うが、リアルタイム処理モードではなく遅延処理モードでこれを行う。取得機械は、図1のブロック10と同様の相関器ステアリングアルゴリズムと、図1のブロック12と同様の平均I信号成分およびQ信号成分を生成するためのソフトウェア相関器処理と、カルマンフィルタ18におけるアルゴリズムと同様のサーチアレイの各点についての相関の大きさを算出するためのアルゴリズムと、GPS信号が取得された各GNSS衛星に対する擬似距離および擬似距離レートの低精度バージョンを演算するためのアルゴリズムとを含む。次いで、取得機械20は、それらの擬似距離および擬似距離レートをカルマンフィルタ18へ送る。次いで、カルマンフィルタは、その情報を用いて位置および速度の推定値を更新し、これが、軌道状態の補正と、クロックバイアスおよびレートの補正へとつながる。上記補正は、カルマンフィルタにより軌道プロパゲータ16へと送られる。相関器ステアリングアルゴリズムにより行われる演算を表す等式は、補遺の項目1に示す。相関処理中に行われる演算を表す等式は、補遺の項目2に示す。図3のグラフは、点のサーチアレイに対して取得機械により相関の高さが算出されている一例を示している。急激な山形は、ユーザ衛星の受信機が対応する時刻および周波数においてGNSS衛星からの信号を見出したことを示している。レプリカ信号は、相関器ステアリングアルゴリズムからの予測コード周波数、予測コード位相擬似距離および予測搬送波中間周波数を用いて、取得機械20により生成される。これに加えて、レプリカ信号は、ブロック14からもたらされる航法データの現在知識に基づいた航法データ情報により変調されることにより、取得機械20による拡張コヒーレント積分が可能となる。当該技術においてよく知られているように、CAコードは、搬送波の上部で変調され、navdataは、CAコードの上部で変調される。navdataビットは、その値を20ミリ秒ごと50ビット/秒に変化させ、その結果、20ミリ秒を超えて相関結果を積分するつもりであれば、2以上のnavdataビットの境界を超える積分を意味する。結果として、積分の結果は、積分中のnavdataビットの変化に起因して正確とはならないだろう。しかしながら、入力信号からのnavdataは、例えば、地上からアップロードされるか、または、それ以前に受信されるその他のソースからのnavdataを用いて、navdataビットが変化したときに、それが知られるように合理的な時刻の知識の追加とともに除去可能である。そうすることにより、積分は、もはやnavdataビットの変化に影響を受けない。この技法は、当該技術においてよく知られている。レプリカ信号生成における知られている航法データnavdataの使用は、データ一掃として知られている。というのも、生成されたnavdataビットと入力navdataビットとの乗算は、navdataを一掃する作用を有するからである。その結果は、navdataビットが一定である間の20ミリ秒の最大積分期間によりシステムが拘束されないようなものである。より長い時間積分することは、システムがより弱いGPS信号を検出可能となることを意味する。ブロック14は、以下のソースからもたらされる可能性のある、すなわち、1強いGPS信号例えば、アンテナパターンのメインローブからの信号が存在するときに保存される、2地上の設備によりアップロードされる、3TDRSといった支援または増強サービスにより提供される、または、4現在のデータを用いて予測される公知技術航法データビットを維持する。取得機械20はまた、相関結果を蓄積またはコヒーレント積分して、強化された信号対雑音比を提供する。これにより、GPS宇宙飛行体のアンテナ2のサイドローブからの高高度における非常に弱い信号を検出可能とすることができる。前に触れたように、システムは、これもまた搭載コンピュータプロセッサ上で動作しているソフトウェアであるカルマンフィルタ18を含む。リアルタイム追跡中、カルマンフィルタ18は、相関処理モジュール12からI信号成分およびQ信号成分を受信し、また、軌道プロパゲータ16から入力を受信する。遅延処理中、カルマンフィルタは、取得機械20から擬似距離および擬似距離レートを受信する。カルマンフィルタ18についての一般的な等式は、当該技術においてよく知られている。本発明の開示されている実施形態の特定のカルマンフィルタ設計は、カルマンフィルタと、対応付けられた状態遷移マトリクスAマトリクスまたはPHIマトリクスおよび測定マトリクスHマトリクスとの状態を識別することにより記述可能である。カルマンフィルタ18は、以下の状態を有する。すなわち、1軌道位置誤差3×1ベクトル、2軌道速度誤差3×1ベクトル、3スラスターの種類によって、スラスターあたり1つの倍率パラメータであり得るスラスターモデルパラメータ誤差、4重力モデルパラメータ誤差典型的には、単に重力バイアス、5宇宙機クロックバイアスおよびクロックレートならびにクロック誤差モデルパラメータ誤差典型的には、2つの状態、および、6GPS搬送波位相整数値アンビギュイティの浮動小数点バージョン追跡される各宇宙飛行体について1つの状態である。特定のカルマンフィルタ設計に対するキーマトリクスの定式化は、補遺の項目5において説明する。補遺に記載されている線形化状態遷移方程式は、共分散伝播のための標準カルマンフィルタ等式において用いられる。カルマンフィルタは、I信号成分およびQ信号成分を受信し、パラメータ状態を更新する。次いで、カルマンフィルタ18は、軌道プロパゲータ16、スラスター誤差モデル24およびクロック誤差モデル26へ推定された補正をフィードバックすることにより、システム全体が一体となって最高の性能へと相乗的に機能できるようにする。補遺の項目2に記載の等式を用いて、相関処理モジュール12と取得機械20との両方が、I信号成分およびQ信号成分を算出する。相関処理モジュール12は、これらの動作をリアルタイムモード1回に1つの値で行い、I信号成分およびQ信号成分をカルマンフィルタ18へ出力し、該カルマンフィルタ18は、I信号成分およびQ信号成分を擬似距離に変換する。擬似距離の算出は、4つの衛星の信号を用いて、よく知られた手法でユーザ衛星の地点およびクロック誤差を演算する。とりわけ、GNSS衛星からの信号が受信された時刻すなわち、図3で見られる急激な山形が、GNSS衛星により信号が送信された時刻から減算され、結果として生じる差に光速を乗算して、よく知られた手法で距離を得る。遅延処理モードにおいて、取得アルゴリズム20は、前の時間間隔例えば、1秒にわたって取得された一連の信号サンプルを処理し、擬似距離および擬似距離レートを生成し、これらはカルマンフィルタへ送られる。遅延処理モードでの動作の間、相関処理モジュール12は、リアルタイムモードでは動作していない。リアルタイムモードまたは遅延処理モードのいずれかにおいて、I値およびQ値は、データ点のサーチアレイについて算出され、ここで、データ点は、概して、サンプリング信号バッファ6から受信される周波数、時刻、またはこれら2つの何らかの組み合わせに関する。典型的には、相関処理モジュール12は、3つの時刻エントリーおよび1つの周波数エントリーを用いて二次元サーチを行う。対照的に、遅延処理モードでは、取得機械20は、はるかに多くの時刻エントリーおよび周波数エントリーを有するデータ点のアレイをサーチする。例えば、サーチ時刻アレイtkは、2,000エントリーを有してもよくすなわち、k=-1,000から1,000ハーフチップ、ここで、1ハーフチップ=1/2マイクロ秒=500ナノ秒、一方、サーチ周波数アレイfjは、400Hzで分離された100エントリーを有する。サーチ結果は、二次元アレイにおけるすべての点に対するI信号成分およびQ信号成分である。PRNは、時間の関数である。ここに開示している受信機は、PRNのレプリカを作成し、次いで、そのレプリカに入力信号を掛ける。レプリカと入力信号とが整合されると、相関の高さは、図3に見られるように、ある特定の時刻および周波数において大きな急激な山形を生じる。相関の高さにおける急激な山形のピークが中央にない場合、誤差が存在し、偏差がカルマンフィルタ18へ送られる。取得機械20は、バッファ6からのGPS信号データをコヒーレント積分する。取得機械20はまた、受信GPS信号に対する不確かさの範囲内でサーチすることにより、ユーザ宇宙機からGPS衛星への擬似距離および擬似距離レートを決定する。取得機械は、擬似距離につながる時間遅延と擬似距離レートにつながるドップラー周波数との二次元空間においてサーチすることにより、擬似距離および擬似距離レートを決定する。軌道プロパゲータ16は、軌道情報を取得機械20に提供し、該情報が後者に用いられて、取得サーチ中にサーチ範囲に対する中心点を提供する。取得処理は、以下の2つの状況において用いられる。すなわち、1システムがGPS信号を追跡可能である前、および、2プロセッサスループットの非常に小さい部分を取っておくよう決定がなされたとき、コヒーレント積分されたGPS信号は、長く遅らせた手法例えば、1時間でセグメントごとに処理され、取得された結果は、カルマンフィルタへ送られ、該フィルタはそれら結果を用いて、軌道プロパゲータの状態を更新する。ユーザ衛星の位置は予測可能であるので、搭載されているシステムは、誤差を補正する、すなわち、数時間、例えば、2時間おきにのみ遅延処理モードで動作すればよい。一実施形態にしたがって、1秒間隔の間に取得されたGPS信号データをバッファに格納し、次いで、信号データ取得を停止する。修正は2時間おきにしか必要でないので、取得アルゴリズムは、低速コンピュータ上で実施可能である。サンプリング信号バッファ6図1参照の目的は、所定の例えば、1秒の時間間隔にわたるデータサンプルの蓄積を可能とすることである。データ点の大きなサンプルにより、取得アルゴリズムが、コヒーレント積分を行って、GEOまたはHEOにおいて非常に弱いGPS信号を取得および追跡できるようになる。宇宙機が規則正しく周期的に太陽に晒されると仮定すると、クロック誤差もまた、典型的に、周期的挙動を示す。ここに開示するシステムは、より良好な性能を達成するためにこの事実を利用している。特に、システムは、補遺の項目3に開示されているクロック誤差モデルを用いる。クロック誤差の項は、サーチ時刻tkに含まれているので、相関器ステアリングアルゴリズムのための等式には存在しない補遺の項目1参照が、追跡については、シミュレーションされたクロック誤差をtkの代わりに用いることとなる。図2は、ここに開示する実施形態に係るGPS信号を用いた宇宙機軌道を決定するための方法の工程を示したフローチャートである。頭辞語のHWおよびSWはそれぞれ、ハードウェアおよびソフトウェアを表している。図2を参照すると、工程30において、アナログGPS信号が前述のフロントエンドハードウェアにより受信される。フロントエンドハードウェアは、工程32において、L帯域のGPS信号を対象とし、その搬送波周波数をIF帯域へとダウンコンバートする。次いで、フロントエンドハードウェアは、工程34において、アナログ信号を一連のデジタルサンプルに変換する。次いで、結果として生じるデジタルデータは、バッファに保存される工程36。図2において分かるように、バッファに保存されたIFデータは、工程38すなわち、相関または工程62すなわち、取得において用いられ、これらの工程をここでより詳細に説明する。工程44において、軌道プロパゲータは、スラスター打ち上げにより生成される加速度を表すデータを受信する。工程46において、スラスター誤差モデルを用いて補正を適用し、この補正は、意図されたスラスター力と実際のスラスター力との差を補償する。工程48において、軌道プロパゲータは、カルマンフィルタから受信された重力モデルパラメータ誤差に基づいて、重力モデル誤差を補正する。工程50において、軌道プロパゲータは、軌道および時刻を伝播する。ここで用いられているように、軌道および時刻を伝播するという表現は、重力およびスラスター打ち上げ加速度を速度および位置に数値積分し、かつ、時間が進むに伴い時刻を更新することを意味する。このプロセスは、当該技術においてよく知られている。遅延処理モードにおいて、軌道プロパゲータは、ユーザ衛星の現在の推定速度および位置を取得機械へ送る。工程52において、相関器ステアリングアルゴリズムは、相関器ステアリングデータを生成する。ここで用いられているように、相関器ステアリングデータを生成するという表現は、搬送波中間周波数、コード周波数およびコード位相を予測し、かつ、その結果を用いて、レプリカ信号が入力GPS信号と一致するような推定搬送波中間周波数、コード周波数およびコード位相の変化のさせ方を決定することを意味する。特に、相関器ステアリングアルゴリズムは、軌道プロパゲータからの現在の推定位置および速度と、カルマンフィルタからのクロックバイアス、クロックレートおよび整数値アンビギュイティとを第1段階として用いて、単に搬送波中間周波数、コード周波数およびコード位相を予測する。工程54において、レプリカ信号は、予測搬送波中間周波数、コード周波数およびコード位相と、予測クロックバイアスと、クロックレート誤差と、予測整数値アンビギュイティを用いることにより生成される。これに加えて、レプリカ信号は、航法データの現在の知識に基づく航法データ情報により変調され、これにより、拡張コヒーレント積分が可能となる。Navdataは、予測可能なデータと予測不可能なデータとの両方を含む。軌道暦データビットは、例えば、予測可能ではないだろうが、タイミングデータのいくつかは、システムにより処理された現在の時刻知識を単に用いることにより予測可能である。予測は、予測不可能なデータが変化しておらず、かつ、予測可能なデータが変化しているときに用いられる。工程38において、バッファに保存された信号データは、相関処理を受ける。結果として生じるI信号成分およびG信号成分は、カルマンフィルタへ送られる工程40。工程56において、カルマンフィルタは、軌道予測の精度の推定値を提供するために共分散を伝播する。I信号成分およびQ信号成分を受信する工程42とすぐに、カルマンフィルタは、工程58において更新を行い、軌道状態補正を軌道プロパゲータへ送る工程60。軌道プロパゲータは、工程68において、これらの補正を適用する。具体的には、軌道プロパゲータは、該補正を、単にカルマンフィルタからの補正ベクトルを位置および速度ベクトル状態に加算することにより、カルマンフィルタにより推定された位置および速度ベクトル状態に適用する。さらに図2を参照すると、遅延処理モードにおいて、取得機械図1におけるブロック20は、バッファ6からの一続きのGPS信号データを受信する。取得アルゴリズムは、バッファ6からのデータをコヒーレント積分し、また、受信GPS信号に対する不確かさの範囲内でサーチすることにより、擬似距離および擬似距離レートを決定する工程62。軌道プロパゲータは、軌道情報を取得機械の相関器ステアリングアルゴリズムに提供し工程50、該情報が後者に用いられて、取得サーチ中にサーチ範囲に対する中心点を提供する。工程64において、取得機械は、補正が有効である時刻から工程68において軌道プロパゲータにより補正が適用される時刻までその後伝播される補正を算出し、たいていの場合、速度補正はそのまま保ち、位置補正時間および速度補正時間を補正が有効である時刻と補正が適用される時刻との時間差に加算することにより位置補正を変化させる。次いで、取得機械は、それらの補正をカルマンフィルタへ送る。軌道プロパゲータは、工程68において、カルマンフィルタから受信した補正を適用する。上記システムは、GEOおよびHEO宇宙機に対する自律的軌道決定能力を提供する。システムは、宇宙環境に適合したGPS受信機ハードウェアの必要性をなくすためにソフトウェアを用いる。ソフトウェア受信機において容易に実施されるコヒーレント積分を用いて、システムは、高高度において非常に弱いGPS信号を検出、取得および追跡する。高高度宇宙機に対して、システムは、電離圏遅延および対流圏遅延を気にする必要がなく、かつ、地球近辺の電離圏および対流圏を通過する信号を容易に排除可能である。さまざまな実施形態を参照しつつ本発明を説明したが、本発明の範囲から逸脱することなく、さまざまな変更を行ってもよく、かつ、均等物をその構成要素に代用してもよいことは当業者によって理解されるであろう。これに加えて、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、ある特定の状況を本発明の教示に適合させるために数多くの修正を行ってもよい。したがって、本発明は、本発明を実施するために考慮されている最良の形態として開示されている特定の実施形態には限定されないことが意図されている。補遺1.相関器ステアリングアルゴリズムアーキテクチャ全体において、ステアリングアルゴリズムの少なくとも2つの変形例を用いることができる。第1の変形例は、コード位相および周波数追跡ループを実施し、ここで、以下の等式を用いて、搬送波周波数、コード周波数およびコード位相コマンドが演算される。第2の変形例は、コード位相および搬送波位相追跡ループを実施し、ここで、以下の等式を用いて、コード位相および搬送波位相コマンドが演算される。ここで、fcodeはPRNコード周波数であり、fcarrierは搬送波周波数であり、λは搬送波長であり、fIFは中間周波数であり、fjはサーチ周波数アレイであり、tkはサーチ時刻アレイであり、は衛星ユーザ速度ベクトルであり、はGNSS衛星速度ベクトルであり、は衛星ユーザ位置ベクトルであり、はGNSS衛星位置ベクトルであり、かつ、δtGNSSはGNSS衛星クロック誤差である。およびδtGNSSは、航法メッセージから得られる。fjおよびtkは、サンプルバッファの大きさおよび時刻推定値の精度に依存して設定される。2.相関処理相関処理のための等式は、以下の通りである。ここで、Vnはサンプルnのデジタル化された電圧であり、tnはサンプル時刻であり、Dtはコヒーレント積分時刻であり、nsampは積分されるサンプル数すなわち、サンプルレートのDt倍、Dtnはサンプル時刻におけるデータビット位相であり、Ij,kは同相相関値であり、かつ、Qj,kは直交相関値である。3.クロック誤差モデル宇宙機が規則正しく周期的に太陽に晒されると仮定すると、クロック誤差もまた、典型的に、周期的挙動を示す。宇宙機の周期的熱プロファイルに対応する周期関数を用いたクロック誤差のモデリングを、ここでは熱的モデリングと呼ぶ。これにより、この事実を利用してより良好な性能を達成できる。具体的には、開示されている実施形態では以下の熱的モデルを用いる。ne:クロックレートのシミュレーションに用いられるパラメータ数η:nexlベクトル、クロックレートモデルにおけるパラメータWη:白色雑音、パラメータの変形例をシミュレートするξTΩt:周期基底関数の組例えば、周期的基底関数は、周波数がΩの整数倍である正弦関数および余弦関数のフーリエ基底関数とすることができる。上記組において単一の関数1しか用いられないとき、ηは、従来のクロックレートへと劣化する。4.スラスター誤差モデル意図されたスラスター力と実際のスラスター力との関係が、スラスターモデルがシミュレーションしようとしているものである。モデルの特定の形態は、実際のスラスターにより異なるが、以下の包括的な数学形式を用いて、たいていの可能性を包含することができる。Accelerationgenerated=fAccelerationintended,βここで、βはパラメータのベクトルである。5.カルマンフィルタモデルスラスター力モデルをαgenerated=fαintended,βとし、βはスラスターモデルに対して不確かであるかもしれないパラメータのベクトルである。重力モデルをg=gγ,Rとし、ここで、Rは位置ベクトルであり、γは誤差を有するかもしれない重力モデルにおいて用いられるパラメータのベクトルである。カルマンフィルタのための状態遷移等式は、のように記述できる。状態遷移等式は、のように線形化でき、該等式は、共分散伝播のための標準的カルマンフィルタ等式において用いられる。等式のパラメータは、以下の通りである。nsv=追跡されるGPS衛星の数、ng=重力モデルパラメータ数、nb=スラスターモデルパラメータ数、R=3×1の位置ベクトル、WR,同様に3×1の白色雑音、Rに対する積分の数値誤差をシミュレートする、V:3×1の速度ベクトル、WV,同様に3×1の白色雑音、シミュレートされていない全加速度誤差をシミュレートする、β:nb×1スラスターモデルパラメータベクトル、Wβ,同様にnb×1の白色雑音、βの変形例をシミュレートする、γ:ng×1重力モデルパラメータベクトル、Wγ,同様にng×1の白色雑音、γの変形例をシミュレートする、τ:スカラー:受信機クロックバイアス、Wτ,同様にスカラーである白色雑音、クロック位相雑音をシミュレートする、η:ne×1ベクトル、クロックレート誤差パラメータ、Wη,白色雑音ベクトル、パラメータ変形例をシミュレートする、N:メートルで表したnsv×1搬送波位相整数サイクルアンビギュイティ、WN,同様にnsv×1である白色雑音、数値誤差をシミュレートする二種類の測定値を用いることができる。I信号成分およびQ信号成分を弁別器に通し、その結果、I成分およびQ成分から擬似距離および搬送波位相測定値を導き出すことができる。あるいは、直接I成分およびQ成分を測定値として用いることもできる。擬似距離および搬送波位相を用いると、GPS衛星k用の測定値の等式は、単にPRk=||R-Rk||cτVkPRCPk=||R-Rk||cτNVkCPであり、ここで、VkPRはコード位相雑音であり、かつ、VkCPは搬送波位相雑音である。直接I成分およびQ成分を測定値として用いるとき、擬似距離と擬似距離レートと搬送波位相との関係は、知られており、かつ、PaulGroves著GNSSの原理、慣性多重センサ統合航法システムPrinciplesofGNSS,InertialandMultisensorIntegratedNavigationsystemといった教科書に見られる。IQk=IQkprk,prratek,cpkVkIQここで、prkR,τ=||R-Rk||cτは擬似距離、は擬似距離レート、cpkR,τ,τ=||R-Rk||cτNは搬送波位相である。上記等式において、Nはサイクルではなくメートルで測定されていることに留意されたい。次いで、標準的カルマンフィルタ等式を適用することができる。実施形態は、以下の通り請求することもある。A17.アナログGPS信号の検出に応答してアナログGPS信号データを生成するためのアンテナと、前記アンテナから前記アナログGPS信号データを受信するよう接続されているフロントエンド回路であって、アナログGPS信号データをデジタルGPS信号データに変換するA/D変換器を含む前記フロントエンド回路と、a航法メッセージのビットの期間より長い時間間隔にわたって前記フロントエンド回路により出力されるデジタルGPS信号データをバッファに格納する工程、b前記時間間隔の間に前記衛星の軌道状態データを伝播させる工程、c前記時間間隔の間に伝播させられた前記軌道状態データをバッファに格納する工程、dサーチアレイにおける各データ点についてそれぞれのパラメータの組を算出する工程であって、前記パラメータの値が、前記バッファに格納された軌道状態データに含まれる位置および速度データに部分的に基づいており、かつ、前記検出されたアナログGPS信号以外のソースから受信される航法メッセージから導き出されるGNSS衛星位置および速度データに部分的に基づいている工程、e前記サーチアレイにおける各データ点についての前記それぞれのパラメータの組の関数として、時間領域平均化I信号成分およびQ信号成分を算出する工程、f前記サーチアレイにおける各データ点についての前記時間領域平均化I信号成分およびQ信号成分に基づいてそれぞれの相関の高さを算出する工程、および、g前記相関の高さに部分的に基づいて軌道状態補正を決定する工程を行うようプログラムされているコンピュータプロセッサと、を含む衛星に搭載されているGNSS受信機。A18.前記パラメータの組が、予測搬送波中間周波数、予測コード周波数および予測コード位相のうちの少なくとも1つを含む、請求項A17に記載の受信機。A19.前記コンピュータプロセッサが、前記衛星の周期的熱プロファイルに対応する周期関数を用いて、クロック誤差をシミュレートする工程を行うようさらにプログラムされており、かつ、前記それぞれのパラメータの組が、前記シミュレートされたクロック誤差に部分的に基づいて工程dにおいて算出される、請求項A17に記載の受信機。A20.前記コンピュータプロセッサが、クロック誤差モデルおよびスラスター誤差モデルに対する補正を推定する工程を行うようさらにプログラムされている請求項A17に記載の受信機。上で説明した主題は、例示のみによって提供されており、限定的に解釈されるべきではない。例示および説明された実施形態および応用の例に従うことなく、かつ、以下の請求項において記載する本発明の真の精神および範囲から逸脱することなく、ここに説明した主題をさまざまに修正および変更してもよい。"