通過分析雙頻信號控制編隊中空間飛行器群組相對位置的裝置的製作方法
2023-06-05 19:50:31
專利名稱：通過分析雙頻信號控制編隊中空間飛行器群組相對位置的裝置的製作方法
技術領域：
本發明涉及以編隊形式移動以便共同完成任務的空間飛行器群組，諸如衛星，特別涉及這些空間飛行器關於彼此的相對位置的控制。
背景技術：
如本領域的技術人員所知，幾組空間飛行器必須以一定的精度關於彼此定位，以便共同完成任務。根據設計這種定位發生在任務的幾個階段之間發射後展開、巡航、和為了完成任務目標改變編隊。定位也可以介於完成群組部分或者全部重新排列期間，或者用於減少至少一艘空間飛行器的技術故障(或者設備故障)。
因為任務的高度相對於GPS(「全球定位系統」)衛星群的高度過高，或者因為需要額外的或獨立的定位方法，利用相對的GPS類型的技術來定位不能始終適合各種任務類型。
為了達到這樣的定位，已經有人提出在空間飛行器上配備控制裝置，所述控制裝置至少包括首先，安裝在空間飛行器不同方向的表面上的發射/接收天線，可選擇地補充有接收天線，負責發射/接收射頻信號(RF)；其次，「RF傳感器」，特別包括，第一測量部件，負責推算天線之間接收的信號的路徑長度差；第三，處理部件，根據路徑長度差推算群組中另一個空間飛行器發射的信號的傳輸方向(通常稱為「瞄準線，line of sight」)。
這種控制裝置還可以包括第二測量部件，負責根據天線接收的信號和群組中其他空間飛行器發射的輔助信號，推算將空間飛行器與群組中其他空間飛行器之一分離的每個距離。在這種情況下，處理部件根據推算的距離和推算的瞄準線，可以確定群組中的空間飛行器關於選擇的參照系的相對位置。
相對位置的確定可以控制群組的空間飛行器，以便帶領空間飛行器進入並保持任務要求的幾何排列方式，並探測空間飛行器之間的碰撞危險，決定躲避操作。
獲得釐米或次釐米精度的相對位置必須進行載波相位測量。本領域的技術人員了解如何利用等于波長的幾分之一的精度來測量所述相位(代表性地，在具有合理的多路徑環境中，為波長的5％)。然而，已知相位的測量值在2Π之內，是模糊的，難點在於消除這種模糊。
超高頻信號(SHF或EHF)的用途是產生寬頻帶，可以利用載波掃描技術或者多重載波技術來促進消除這種模糊。在自由空間中，信號的衰減與它的頻率的平方成比例，在使用超高頻信號時，必須有高發射功率或者定向天線，因此，限制了超高頻信號的使用範圍。事實上，在初始位置對應於嚴重傾斜的瞄準線時，不可能確定群組的空間飛行器的精確相對位置。
諸如那些分配在S頻帶的用於艦載/地面和艦載/艦載航天鏈路的低頻(2.0GHz到2.2GHz)，可以使用全方向天線和低發射功率(對於幾十千米的空間飛行器間的距離，在一瓦特以下)。可以使用在這個頻帶中分開大約100MHz的兩個頻率來促進消除這種模糊通過結合在這兩個頻率獲得的相位測量值而獲得在波長較長的虛載波信號上的相位測量值。一種可能的結合為減去兩個頻率的相位測量值，以便獲得與這兩個頻率的拍頻相關的相位測量值。
這可以從大約15cm的實際波長到大約3m的虛波長。如果分離天線的距離等於例如1m，路徑長度差必須在-1m和+1m之間。使用大約3m的波長提供了路徑長度差的明確測量值。但是這個測量值被嚴重的誤差破壞如果兩個頻率的相位測量誤差大約為波長的5％(15cm的5％等於7.5mm)，結合的相位測量值的誤差能夠達到「長」波長的10％(3m的10％等於30cm)。
誤差的主要來源是接收電子儀器中的傳播標準的多路徑和殘餘。這些誤差的進展非常緩慢並且很難過濾，如果空間飛行器的數量減少到兩個，就沒有觀測冗餘了。
發明內容
因此，本發明的目的在於改善這種情況，特別是根據下面的觀測結果 通過結合兩個頻率而獲得的路徑長度差的測量值不是模糊的，但是近似的。然而，路徑長度差隨時間的變化不是模糊的，並且可以利用兩個頻率之一以精確的方法測量，和 在主空間飛行器中觀測的路徑長度差的變化可以是其他空間飛行器橫向移動或者主空間飛行器的旋轉的結果，並且，這些可以利用姿態傳感器(諸如星敏感器)來區分。
本發明提供了一種用於根據選定的編隊移動的一組空間飛行器中的一個空間飛行器的控制裝置，包括至少一個由發射/接收天線和兩個接收天線組成的組件，其安裝在空間飛行器表面選定的位置上，能夠發射和/或接收射頻信號(RF)，以及根據所述組件的天線接收的信號來估計群組中的其他空間飛行器發射的信號的傳輸方向的處理部件。
所述控制裝置具有如下特徵 每個組件的每個天線負責發射和/或接收第一和第二RF信號，所述第一和第二RF信號表現出由選定的頻差(frequency gap)分隔開的第一和第二選定頻率， 其包括一方面，第一測量部件，負責根據所述組件的每個天線接收的產生於群組的其它空間飛行器的第一和第二信號確定天線之間的第一和第二路徑長度差，所述第一和第二路徑長度差對應於第一或第二頻率和頻差，另一方面，姿態測量部件負責給出空間飛行器進行的旋轉測量值，和 其處理部件負責 根據所謂的第一和第二初始路徑長度差，粗略地推算其他空間飛行器發射的信號的傳輸方向， 命令空間飛行器粗略定位，以使與其相關的參考系的選定軸基本上與粗略推算的傳輸方向對準； 命令空間飛行器關於選定軸作至少一次選定的旋轉，以及 根據姿態測量部件傳輸的旋轉測量值和由第一測量部件執行的本次旋轉過程中的第一或第二路徑長度差變化的測量值，精確推算其他空間飛行器發射的信號的傳輸方向。
本發明的裝置可以包括可以分開或組合的其他特徵，特別是 在命令旋轉之前，處理部件可以利用由第一測量部件執行的第一和第二路徑長度差之一的變化的(精確的)測量值產生指令以使在零速度附近的粗略定位穩定； 其處理部件可以利用第一和第二路徑長度差之一的變化的測量值來維持(隨後的)傳輸方向的精確認識； 第一測量部件可以完成 確定組件的每個天線接收的來自其他空間飛行器的第一和第二信號的第一和第二相位， 從第一和第二相位，在發射/接收天線和兩個接收天線中的每個天線之間推算第一和第二相位差， 從第一和第二相位差推算對應於頻差的第三相位差(優選地，所述頻差自身相當於超過天線之間的距離兩倍的波長)， 從第一或第二連續的相位差和第三連續的相位差推算第一或第二路徑長度差變化的測量值，和 從第一或第二路徑長度差變化的測量值推算對應於第一或第二頻率的第一和第二路徑長度差的非模糊測量值； 其可以包括第二測量部件，根據由至少一個天線接收的來自其他空間飛行器的第一和/或第二信號，推算該空間飛行器與空間飛行器群中的其他空間飛行器相距的距離。為此，一方面，通過偽隨機碼調製第一和/或第二信號可以獲得偽距離測量值，另一方面，利用允許空間飛行器交換信息的數據中分別最小化的偽距離測量值，識別時鐘偏差並獲得真正的距離測量值。通過觀測偽隨機碼獲得的距離測量值相當不精確，利用載波平滑碼技術(本領域的技術人員熟知的技術)可以減少測量值的噪音。觀測接收的偽隨機碼還可以使主空間飛行器的控制裝置修正其他空間飛行器的控制裝置的時間，從而可以在空間飛行器群組之間同步發射和接收周期； 當使用第一和第二測量部件時，處理部件(MT)根據推算的距離和精確推算的傳輸方向，確定空間飛行器關於主空間飛行器的相對位置； 其處理部件可以通過修正多路徑的影響改進距離測量值和/或傳輸方向測量值。所述修正必須具有預先獲得的空間飛行器的多路徑地圖表數據(tabulated cartographic data)，例如，通過在隔音室試驗的方法。只有傳輸方向修正得足夠精確，地圖表的使用才會有效，諸如本發明提供的方法； 其可以包括位於不同方向的至少兩個面上的至少兩個天線組件； 其可以包括位於至少一個沒有天線組件的面上的至少一個補充的發射/接收天線； 天線能夠發射和/或接收第一和第二載波信號形式的第一和第二射頻信號，至少一個載波信號通過選定的偽隨機碼調製； 天線能夠發射和/或接收顯示第一和第二頻率的第一和第二載波信號，所述頻率屬於從S、SHF和EHF頻帶中選擇的頻帶。
本發明也提出了一種在空間飛行器群組之內以編隊形式移動並且配備了上文介紹的控制裝置的空間飛行器。
本發明也提出了空間飛行器群組，其根據選定的編隊移動，群組中的至少一個空間飛行器包括上文介紹的類型的控制裝置，並且至少一些其他的空間飛行器包括至少一個安裝在至少一個選定的面上的發射/接收天線。
不排他的，本發明尤其適用於衛星類型的空間飛行器。
通過下文的詳細說明和附圖可以更好地理解本發明其他的特徵和優點，在附圖中 圖1用示意性的方法說明編隊形式的包括三個衛星的群組，其中的一個包括本發明的控制裝置， 圖2用示意性的方法說明在衛星的表面上，同一組件的三個天線的典型定位， 圖3用示意性的方法說明本發明的控制裝置的典型實施例， 圖4用示意性的方法說明由第二個衛星發射的信號在第一個衛星的主和次天線之間的路徑長度差， 圖5用示意性的方法說明關於用粗略方法確定的瞄準線定位一個配備了本發明的控制裝置的衛星的步驟， 圖6用示意性的方法說明在二維情況下，考慮前面的旋轉，確定瞄準線的精確坐標引入的主要參數，和 圖7用示意性的方法說明在三維情況下，考慮前面的旋轉，確定瞄準線的精確坐標引入的主要參數。
具體實施例方式 如果適當，附圖不僅僅用於對本發明的補充，同樣有助於本發明的限定。
本發明的目的在於，通過安裝在編隊移動的空間飛行器群組的空間飛行器上的控制裝置，允許確定精確的瞄準線(瞄準線坐標的精確度在幾毫米的數量級)，可選地，也允許確定空間飛行器之間的精確距離(精確度在釐米數量級)，以便確定空間飛行器的相對位置。群組中的空間飛行器相對位置的確定可以控制它們，以便可以帶領它們進入並且保留任務需要的幾何形狀，可以探測空間飛行器之間的碰撞危險，決定避碰調整。
下文是非限制性的例子，其中空間飛行器群組為編隊飛行的衛星，以便完成空間或地面觀測任務。
然而，本發明不限於這種空間飛行器類型。事實上，本發明涉及所有將根據選定的形狀(可選擇性更改)編隊飛行的空間飛行器。
首先，圖1至圖3示出可以適用本發明的一組空間飛行器。
在圖1中描述了一個編隊飛行的三艘空間飛行器(人造衛星)Si(i＝1到3)的群組。應當注意，本發明不限於包括三艘空間飛行器的群組，事實上，本發明涉及任何只要包括至少兩艘空間飛行器的群組。
在這樣的群組中，至少一艘空間飛行器(這裡是S1)包括本發明的控制裝置D，同時，其他的空間飛行器(這裡是S2和S3)包括處理裝置DT。當然，可以設想同一群組的幾艘空間飛行器，或者是全部空間飛行器，都包括本發明的控制裝置D。
本發明的控制裝置D包括至少一個組件，其由稱為主天線的發射/接收天線A1和兩個稱為次天線的接收天線A2和A3組成。所述組件的三個天線Aj(j＝1到3)安裝在空間飛行器S1表面F上選定的位置。在圖2中圖示說明了在空間飛行器S1的表面F上天線組件的示範性安裝。
應當注意，控制裝置D可以包括多個具有三個天線Aj的組件，所述組件安裝在同一空間飛行器S1的不同方向的表面上。也可以設想，在空間飛行器的表面F上，控制裝置D包括至少一個具有三個天線Aj的組件，在至少一個其他的表面上，還包括至少一個稱為補充天線的發射/接收天線A4(這種情況已經在圖1中的非限制性例子中說明)。
根據本發明，每個主天線A1(和補充天線A4)可以發射和接收表現出由選定的頻差f3分隔開的第一和第二選定頻率f1和f2(其中f3＝f2-f1)的第一和第二射頻信號(RF)。另外，每個次天線A2、A3可以接收第一和第二射頻信號。
優選地，第一和第二頻率f1和f2屬於S頻帶。但是，這不是必須的。實際上，它們可以屬於高於選定的S頻帶的頻帶，諸如SHF或者EHF頻帶。
優選地，第一和第二頻率f1和f2之間的頻差f3相當於大於主天線A1和每個次天線A2和A3之間的距離兩倍的波長。
在下文中，認為第一和第二頻率f1和f2屬於S頻帶。例如f1＝2.1GHz和f2＝2.2GHz，因而，頻差f3＝100MHz。
每個處理裝置DT固定到沒有控制裝置D的空間飛行器S2、S3上，其包括至少一個發射/接收天線A1，可以發射定向到群組中其他空間飛行器的第一和第二射頻信號，也可以接收來自它們的第一和第二射頻信號。
每個控制裝置D還包括第一測量模塊MM和第二測量模塊M2。
例如，第一測量模塊MM包括模擬型部分，其處理接收的射頻信號(RF)並且把射頻信號轉換為數位訊號，和數字型部分，其更加精確地獲取和追蹤信號並且產生測量值。
如圖3中所示意性示出的一樣，例如，第一測量模塊MM通過第一和第二門控模塊C1和C2連接到每個組件的天線Aj(也可能連接到補充天線A4)。
第一門控模塊C1確保與一個或另一個天線的連接是源於處理模塊MT的指令的函數，關於處理模塊MT在下文說明。
第二門控模塊C2一方面連接到第一門控模塊C1的輸入/輸出和測量模塊MM的輸入，另一方面，連接到模塊MF的輸出，形成第一和第二信號(用於傳輸部分)。因此，作為處理模塊MT產生的指令的函數，也允許控制裝置D的操作處於信號接收模式，或信號發射模式。
控制裝置D包括顯示本地時間和用於產生載波頻率並排列偽隨機碼(在下文說明)的時鐘H。控制裝置D還為其至少一些部件的操作提供必要的時鐘信號，並特別提供對於控制傳輸和接收必要的時鐘信號。
第一測量模塊MM包括至少一個第一測量子模塊M1，第一測量子模塊M1根據組件的每個天線Aj接收的源於群組的另一艘空間飛行器S2、S3的第一和第二信號來確定分別對應於第一頻率f1(或者第二頻率f2)和頻率f3(等於f1和f2之間的頻差)的其主天線A1和次天線A2和A3之間的第一路徑長度差DM1和第二路徑長度差DM2。
在圖4中示出了安裝在空間飛行器S1表面F上的組件的主天線A1和次天線A2之間的由同一群組的空間飛行器S2發射的信號的典型的路徑長度差DM1。其中，DM1＝d1-d2，d1是從空間飛行器S1的主天線A1到空間飛行器S2的距離，d2是從空間飛行器S1的次天線A2到空間飛行器S2的距離。
優選地，第一測量子模塊M1確定對應於頻率f3的第一和第二路徑長度差DM1和DM2，如後面所述。
首先，第一測量子模塊M1分別確定組件的每個天線Aj接收的來自其他的空間飛行器S2或S3的第一和第二信號的第一和第二相位。
每個信號至少採用選定頻率f1或f2的載波信號。優選地，兩個頻率f1和f2中的至少一個通過選定的偽隨機碼調製，這對於測量空間飛行器之間的距離和群組中的空間飛行器之間的發射和接收的同步是必須的。在這個例子中，測量模塊MM負責獲得並從載波信號中刪除偽隨機碼，以便允許其分析。
另外，兩個載波信號中的至少一個能夠利用允許空間飛行器交換信息的數據進行調製。在這個例子中，測量模塊MM也確保載波信號的解調功能，以便提取其包含的信息數據。
然後，通過第一測量子模塊M1用本領域技術人員公知的方法分析載波信號，以便確定第一和第二相位測量值。根據第一測量子模塊M1完成的功能，可以獲取每個天線Aj的第一或第二相位測量值，然後提取該第一或第二相位測量值從而為每個第一和第二頻率f1和f2獲取主天線A1和每個次天線A2和A3之間的第一和第二相位差，或者為每個第一和第二頻率f1和f2直接獲取主天線A1與每個次天線A2和A3之間的第一和第二相位差，將在下文說明。
然後，第一測量子模塊M1從對應於頻率f3(或頻差)的第三相位差中推算第一和第二相位差。更精確地，每個第三相位差相當於根據天線Aj之一接收的第一和第二信號的人工構成的第三「虛擬」信號，頻率f3等於頻差f2-f1。
然後，一方面，第一測量子模塊M1分別根據第一或第二相位差和第三相位差確定主天線A1與次天線A2之間的兩個第一路徑長度差DM1；另一方面，第一測量子模塊M1分別根據第一或第二相位差和另一個第三相位差確定主天線A1與次天線A3之間的兩個第二路徑長度差DM2。
第一測量子模塊M1還負責分別確定其主天線A1與次天線A2和A3之間的第一路徑長度差變化ΔDM1和第二路徑長度差變化ΔDM2，其對應第一頻率f1。例如，如果每秒都執行相位測量，則每秒都產生路徑長度差DM1和DM2，並且每個變化ΔDM1、ΔDM2表示在過去的一秒中相應的路徑長度差DM1和DM2的變化。
這些路徑長度差變化ΔDM1和ΔDM2的測量值是確定的測量值。
第二測量模塊M2負責測量空間飛行器S1的姿態，從而至少傳輸表示所述空間飛行器S1所進行的每個旋轉的測量值。它負責處理射頻信號，與測量模塊MM無關。例如它可以是星敏感器(star tracker)。
每個控制裝置D還包括處理模塊MT，處理模塊MT至少完成下文描述的四個任務。
處理模塊MT的第一個任務是根據第一和第二初始的路徑長度差DM1和DM2，用粗略的方法推算另一艘空間飛行器S2發射的信號的傳輸方向AV(或者瞄準線)。
所述瞄準線AV為單位向量(例如長度等於一米)，當考慮如下參考系時，即第一軸(Z，見圖2和圖5)連接主天線A1和次天線A2，第二軸(Y)連接主天線A1和次天線A3，第三軸(X)垂直於另外兩軸(Y和Z)，瞄準線的兩個坐標為路徑長度差DM1和DM2。由於單位向量AV是準直的，第三坐標沒有值。應當注意，當天線之間的距離不等於一米時，根據用天線之間的距離歸一化的路徑長度差來確定坐標。
由於在根據頻差f3進行測量時第一和第二路徑長度差DM1和DM2中的測量誤差以波長比擴大，這個測量值稱為粗略值。
處理模塊MT的第二個任務是以下面的方式操作主空間飛行器S1，即與方向A1A2(Z)和A1A3(Y)垂直的選定軸(X)關於在第一個任務中以粗略的方法推算的傳輸方向(或者瞄準線)AV基本對準。因此，注意到選定軸(X)關於以粗略方法推算的傳輸方向(或者瞄準線)AV的位置，處理模塊MT計算主空間飛行器必須具有的姿態設定點。然後，處理模塊MT把該設定點發送到主空間飛行器S1的控制模塊MD。一個不同的方法是計算相對位置點，該相對位置點導致兩艘空間飛行器之一的橫向偏移操縱，而不是主空間飛行器S1的旋轉操縱。根據與任務相關的外部參數選擇這兩種策略。
在圖5中，舉例說明了與空間飛行器S1相連的參考系(X，Y，Z)的軸X與粗略推算的瞄準線AV對準的例子，所述瞄準線AV是關於空間飛行器S2定義的。此時，推算的瞄準線的精度為一般水平，因此對準只能是近似的。
優選地，所述第二個任務在主空間飛行器S1和另一空間飛行器S2的相對移動取消之後(也可能是完成後)繼續進行。這裡的目標是消除兩艘空間飛行器S1和S2的橫向相對速率，以便使它們保持在固定的相對位置上。
因此，處理模塊MT利用頻率f1的第一載波信號的路徑長度差變化的測量值，或者頻率f2的第二載波信號的路徑長度差變化的測量值。頻率f1的第一載波信號(或者頻率f2的第二載波信號)的路徑長度差是模糊並且精確的，但是其隨時間的變化不是模糊的，因此，有利於瞄準線的速率測量。特別地，為了可以消除兩艘空間飛行器的相對速率，精確速率測量是必須的。來自實際的難點是瞄準線的速率只有兩個精確的坐標(坐標DM1的速度和坐標DM2的速度)可用，但是速度向量是三維的。然而，可以說明，如果瞄準線近似垂直於方向A1A2和A1A3，第三坐標可以忽略，因此，證明先前粗略地使瞄準線AV與垂直於方向A1A2和A1A3的方向對準的步驟是正確的。
根據瞄準線AV的速率，處理模塊MT計算要執行的操作，以便基本消除瞄準線AV的速率。通過修正空間飛行器S1的移動速率、或通過修正空間飛行器S2的移動速率、通過修正空間飛行器S1的旋轉速率、或者通過結合上述修正，可以完成所述操作。根據與任務相關的外部參數來選擇策略。如果操作必須由空間飛行器S1執行，處理模塊MT與它的空間飛行器S1的控制模塊MD對話。如果操作必須由空間飛行器S2執行，指令通過主天線A1，例如利用第一和/或第二信號傳輸到遙遠的空間飛行器S2。
處理模塊MT的第三個任務是使空間飛行器S1關於選定軸(這裡是X)進行至少一個選定的旋轉，即基本關於粗略推算的瞄準線AV旋轉。所述旋轉通過第二測量模塊M2精確測量。旋轉的角度值不是關鍵為達到處理模塊MT的第四個任務要求的精度(通常為幾十度)，旋轉必須有足夠的幅度。
在旋轉期間，處理模塊MT依靠其第一測量子模塊M1記錄顯示頻率f1的第一載波信號上或者顯示頻率f2的第二載波信號上的路徑長度差變化ΔDM1和ΔDM2。
處理模塊的第四個任務是根據第二測量模塊M2發出的旋轉測量值(姿態專用的)和第一測量子模塊M1發出的顯示頻率f1的第一載波信號上或者顯示第二頻率f2的第二載波信號上的路徑長度差變化ΔDM1和ΔDM2的測量值，精確推算空間飛行器S1和S2之間的瞄準線。
下面參考圖6和圖7示出的非限定性的示例詳細說明精確推算瞄準線的過程。在後面，AV表示以粗略的方法推算的瞄準線(旋轉之前)，AV』表示精確推算的瞄準線。
圖6以二維顯示空間飛行器S1相對於垂直於瞄準線AV(粗略確定的)的軸的旋轉。這裡只顯示了次天線A2從初始位置P1(旋轉之前)到最終位置P2(旋轉θ角之後)的位移。通過第二(姿態)測量模塊M2(例如星敏感器)精確測量旋轉角θ。角θ的旋轉引入了主天線A1和次天線A2之間的第一路徑長度差DM1的變化，所述變化由處理模塊MT根據第一測量模塊M1發出的初始路徑長度差的測量值(旋轉之前)和補充的路徑長度差測量值(旋轉之後)確定。已知主天線A1與次天線A2的距離BL1，第一路徑長度差DM1的變化(根據顯示頻率f1的第一載波信號或者顯示頻率f2的第二載波信號)，確定方向A1A2(Z)關於瞄準線AV』迷航(disorientation)的初始角α。在主天線A1和另一個次天線A3之間完成相同的操作，從所有的結果中確定瞄準線AV』的正確坐標。
應當注意，這個二維的例子(2D)不完全是三維(3D)實例的代表。在實例中示出關於垂直於方向A1A2(Z)和A1A3(Y)的軸(X)的單一旋轉，依靠與空間飛行器S1相關的參考系能夠確定精確的瞄準線AV』(S1S2)。
下面參照圖7說明一個比二維空間複雜的形式。這裡，用於與空間飛行器S1相連的參考系(X、Y、Z)的Z軸朝向空間飛行器S2。這裡Z軸限定為已經與粗略的瞄準線AV對準的軸。
在圖7中，標記AZ代表精確的瞄準線AV』相對於Z軸的方位角，標記EL代表精確的瞄準線AV』關於平面ZX的仰角。
首先想要確定空間飛行器S1關於Z軸的旋轉角θ與路徑長度差的變化和粗略的瞄準線AV(旋轉之前)的坐標之間的關係。在平行的入射信號情況下，可以看出路徑長度差可以被定義為矢量A1A2在瞄準線AV上的投影。
因此，如果BL1表示在主天線A1和次天線A2之間的向量，VLoS表示粗略的瞄準線AV的單位向量，我們得到下面的關係 在與空間飛行器S1相連的參考系(X、Y、Z)中，單位向量VLoS(其定義了希望推算的精確的瞄準線AV』的坐標)以下式定義 已經了解上述參考系中兩個次天線A2和A3的坐標，並且在下面給出 在旋轉θ角之前，通過下面的關係給出第一和第二路徑長度差DM1和DM2 在旋轉θ角之後(通過旋轉矩陣Rot(θ)定義)，矢量BL1(θ)和BL2(θ)分別代表主天線A1和次天線A2和A3之間的距離，在上述的參考系中，通過下面的關係給出 因此，通過下面的關係式給出第一補充路徑長度差DM1(θ)和第二補充路徑長度差DM2(θ) 第一和第二路徑長度差變化(對應於選定的頻率f1或f2)可以寫成 採用下面的矩陣表示 然後得到下面的關係，其中上標表示轉置的矩陣單元 後面的表達式不容易轉化，因為其第一項(BL1t，BL2t)表示2x3型矩陣，然後我們採用二維代替三維。利用實際可以實現，一方面，向量VLoS是單位向量並且由於Z坐標是從其X坐標和Y坐標推算出來的，因此沒有影響，另一方面，關於軸Z完成角θ的旋轉。因此，如下所示，上面的公式可以寫成二維的(在X、Y平面中) 一旦處理模塊MT擁有瞄準線的坐標(旋轉之前的粗略坐標)，此後，任何時候處理模塊都可以對路徑長度差變化ΔDM1和ΔDM2求積分來確定瞄準線的精確坐標。一種變化涉及利用精確瞄準線AV』來消除在第一頻率f1(或第二頻率f2)上執行的測量值DM1和DM2中的模糊，然後，根據路徑長度差變化ΔDM1和ΔDM2保留這些模糊。
如果其他的空間飛行器(例如S3)裝備了裝置DT，在空間飛行器S1和S3之間重複相同的過程，在與空間飛行器S1相連的參考系中精確測量瞄準線S1S3。在空間飛行器S1和S3之間完成這個過程期間，必須當心空間飛行器S2保持可以被空間飛行器S1看到。特別地，如果打破空間飛行器S1和S2之間的RF連接，可能丟失已知的精確瞄準線AV』(S1S2)，必須在空間飛行器S1和S2之間重新開始上述過程。
如果至少一艘其它的空間飛行器(例如S4)裝備了裝置D，空間飛行器S4通過執行相同的過程，可以在自己的參考系中精確確定其他空間飛行器的瞄準線。為群組中的幾艘空間飛行器提供裝置D代替裝置DT的好處取決於執行的任務。
一旦精確地確定了瞄準線，如果預先執行了多路徑的地圖表映射(tabulated cartographic mapping)並且將其以地圖數據的形式存儲，可以進一步提高精度。在這種情況下，處理模塊MT從顯示第一頻率f1的信號路徑長度差的測量值中減去多路徑的已知貢獻。當多路徑是在主空間飛行器上由本地反射引起時，這種技術特別有效。在這種情況下，由多路徑引起的誤差完全與信號的到達方向有關。
應該注意，上面給出的矩陣公式是簡化的，以便於理解。事實上，幾個方面的副作用可以使它們變得複雜 剩餘速度可能持續到橫向速度取消相位的結尾， 處理模塊MT所命令的旋轉可能與空間飛行器實際完成的旋轉不同，真正的旋轉軸可能關於垂直於方向A1A2和A1A3的軸有誤差， 如果空間飛行器S1和S2之間的距離相對於天線A1、A2和A3之間的距離不是很大，不同的天線Aj接收的射頻波不完全平行。
然而，根據簡化的公式，本領域的技術人員通過複雜化這些公式可以修正這些影響。
獨立於精確瞄準線AV』的測量，可以設置裝置D和DT以便測量空間飛行器分開的距離。
因此，控制裝置D必須包括(優選地在第一測量模塊MM中)第二測量子模塊M3。後者根據至少一個天線(優選地是發射/接收天線A1(或者A4))接收的來自其他空間飛行器S2的第一和/或第二信號，更加精確地推算空間飛行器S1與同一群組中另外一艘空間飛行器S2分開的距離。
下文中的例子應當看作是說明和非限制性的，第二測量子模塊M3根據主天線A1接收的第一信號推算空間飛行器之間的距離。
由於空間飛行器S1和S2的時鐘H之間缺乏同步性而產生的暫時偏差，優選地，第二測量子模塊M3不但根據主天線A1接收的來自另外一艘空間飛行器S2的第一信號，而且根據由另外一艘空間飛行器S2傳輸的輔助信號，執行距離推算。
如前所示，優選地，這些輔助信號由通過選定的偽隨機碼調製第一信號的載波信號以及選擇性地和信息數據以如下的方式組成，即，發射的信號是發射器空間飛行器的本地時間的映像，而且觀測該信號可以獲得偽距離測量值。
通過對比本身的偽距離測量值與另外一艘空間飛行器S2在輔助信號中以信息數據形式傳輸的偽距離值，第二測量子模塊M3可以隔離時鐘偏差，確定空間飛行器之間的距離d(S1、S2)。特別地，真正距離等於空間飛行器S1根據空間飛行器S2發射的第一信號測量的偽距離與空間飛行器S2根據空間飛行器S1發射的第一信號測量的偽距離的和的一半。
通過分析偽隨機碼獲得的距離測量值是非模糊的，但是由於偽隨機碼的波長通常比載波信號的波長更大，其精度水平一般。如果通過觀察偽隨機碼獲得距離值的精確度比頻率f3的波長的一半要好，那麼上述近似的距離測量可以去除根據頻率f3進行相位測量獲得的距離測量中的模糊(在空間飛行器S1和S2的主天線上完成)。這樣獲得的距離測量值的質量比根據偽隨機碼獲得的距離測量值的質量高。然而，由於f3相位測量的精確度隨著波長比f3/f1退化，所以這樣的距離測量值的質量仍然太差了，以致於不能解決根據頻率的相位測量值獲得的距離測量中的模糊。
然後，提供了最後步驟，以便在距離測量中達到釐米的精確度。因此，優選地把三種技術結合。
第一種技術是平滑測量噪音。本領域的技術人員非常了解第一種技術，其通過它的變化速度來更精確地過濾掉非模糊的但是高度嘈雜的量，如果已知後者不是很嘈雜。這裡，通過根據第一信號(f1)上的相位測量值的變化獲得的速度來平滑根據偽隨機碼獲得的距離測量值。然後，通過根據第一信號(f1)上的相位測量值的變化獲得的速度來平滑根據頻差f3上的相位測量值獲得的距離測量值。目的是降低距離中的噪音。這種技術可以降低測量噪音，但是不能降低「遲緩變化偏差」(slowly variable bias)類型的誤差，這種誤差來自於在信號發射和接收電子儀器中的多路徑和信號傳播。
第二種技術是通過自動校準，在發送和接收電子儀器中修正傳播的影響(傳播延遲和傳播相位偏移)。通過模塊SR發送到主天線A1的所有信號的一部分振幅改變方向進入模塊SR中。
在測量模塊MM中分析這些信號可以精確測量對應於在空間飛行器S1的發射電子儀器中傳播及對應於在空間飛行器S1的接收電子儀器中傳播的量。相同的技術用於空間飛行器S2，用於測量對應於在空間飛行器S2的發射電子儀器中傳播及對應於在空間飛行器S2的接收電子儀器中傳播的量。
被隔離的這兩個量中的每一個都不重要，但是這兩個量的和可以改寫為路徑S1向S2的電子傳播和路徑S2向S1的電子傳播的和。然後，因為後者是空間飛行器S1和空間飛行器S2之間的偽距離與空間飛行器S2和空間飛行器S1之間的偽距離的和，因此該和可以修正空間飛行器間的距離。
所述修正具有與傳輸的信號一樣數量的成分(偽隨機碼的傳播，頻率f1的載波信號的傳播和頻率f2的載波信號的傳播)。因此，可以修正通過偽隨機碼獲得的距離和從頻率f1、f2和f3的載波上獲得的距離。
第三種技術是利用空間飛行器S1和空間飛行器S2上的多路徑的地圖表映射(tabulated cartographic mapping)修正多路徑的影響。使用這樣的地圖映射必須在與S1相連的參考系內精確地確定瞄準線AV』(S1S2)(通過上面描述的過程實現)。還必須在與S2相連的參考系內精確確定瞄準線(S2S1)，這可以通過S2裝備了裝置D或者裝備了裝置DT加上姿態傳感器來獲得。特別地，可以示出，已知與S1相連的參考系內的瞄準線AV』(S1S2)和已知空間飛行器S2的姿態足以確定在與空間飛行器S2相連的參考系內的瞄準線S2S1。
已知空間飛行器之間的距離d(S1、S2)或d(S1、S3)的精確推算以及相應的瞄準線AV1或AV2的坐標的精確推算，處理模塊MT相對於與空間飛行器S1相連的參考系(X、Y、Z)(或與空間飛行器S1相連的任何其他的參考坐標系)確定兩艘空間飛行器S2和S3的相對位置。
如圖3所示的非限制性例子，控制裝置D還可以包括分析模塊MA，其控制空間飛行器群組，以便帶領它們進入並且保持任務要求的幾何學配置，探測空間飛行器之間的碰撞危險，決定任何躲避操縱。目前，本領域的技術人員已知的任何類型的群組空間飛行器的位置控制方法和碰撞危險檢測方法都可以適用本發明。
每次檢測到碰撞危險，作為群組的其它空間飛行器的相對位置的函數，分析模塊MA都可以而且可選擇地為空間飛行器S1確定躲避操作。
本發明的控制裝置D，尤其是其處理模塊MT，其第一測量模塊MM和第二測量模塊M2，及其可選擇的分析模塊MA，能夠具體化為電子電路，軟體(或計算)模塊，或者電路和軟體相結合的形式。
在控制裝置D內，第一測量模塊MM、門控模塊C1和C2、光束形成模塊MF、以及可選擇的第二(姿態)測量模塊M2可以集成為一體，構成雙頻傳感器SR。
當本發明在S頻帶運行時，可以使用非定向天線，因此，無論它們的初始相對位置，尤其當瞄準線起初略微或強烈傾斜時，都可以在編隊飛行的空間飛行器的相對位置中獲得釐米級的精確度。
另外，本發明可以為現有技術的控制裝置運行提供精確的相對位置，例如，在SHF或EHF中，或在根據光學信號以及要求精確預定位以確定空間飛行器的甚至更高精度(代表性地為一個或幾個數量級)的相對位置時。
本發明不限制為上面說明的控制裝置和空間飛行器的實施例，以上描述僅僅作為例子，本領域的技術人員可以想像的所有變化都包括在權利要求的範圍內。
權利要求
1.一種控制裝置(D)，用於根據選定的編隊移動的空間飛行器群組中一個空間飛行器(Si)，包括安裝在所述空間飛行器(Si)表面上的選定位置處的至少一個由發射/接收天線(A1)和兩個接收天線(A2，A3)組成的組件，所述組件能夠發射和/或接收射頻信號；和處理部件(MT)，所述處理部件設計為根據所述天線(A1-A3)接收的所述信號估計群組的其他空間飛行器發射的信號的傳輸方向，其特徵在於所述組件的每個天線(A1-A3)設計成發射和/或接收第一和第二信號，所述第一和第二信號表現出被選定的頻差分隔開的第一和第二選定頻率，所述控制裝置包括
(i)第一測量部件(M1)，設計成根據所述組件的每個所述天線接收的來自於群組的其它空間飛行器(Si』)的第一和第二信號，確定天線(A1-A3)之間的第一和第二路徑長度差，所述第一和第二路徑長度差對應於第一或第二頻率和所述頻差；
(ii)姿態測量部件(M2)，設計成傳送所述空間飛行器(Si)進行的旋轉的測量值，
所述處理部件(MT)設計成
(a)根據所謂的第一和第二初始路徑長度差粗略地推算所述其他空間飛行器(Si』)發射的信號的傳輸方向；
(b)粗略確定所述空間飛行器(Si)的位置，以使與該空間飛行器相連的參考系的選定軸(X)基本上與所述粗略推算的傳輸方向對準；
(c)命令所述空間飛行器(Si)關於所述選定軸(X)進行至少一次選定的旋轉；
(d)根據所述姿態測量部件(M2)發出的旋轉測量值和由所述第一測量部件(M1)執行的在所述旋轉過程中產生的第一或第二路徑長度差變化的測量值，精確推算由所述其他空間飛行器(Si』)發射的信號的傳輸方向。
2.根據權利要求1所述的裝置，其特徵在於所述處理部件(MT)設計成在命令所述旋轉之前，根據所述第一測量部件(M1)完成的第一和第二路徑長度之一的變化的所述測量值，產生指令以使所述空間飛行器(Si)在零速度附近的粗略定位穩定。
3.根據權利要求1或2所述的裝置，其特徵在於所述處理部件設計成根據第一和第二路徑長度差之一的變化的所述測量值，保持對所述傳輸方向的精確認識。
4.根據權利要求1至3中任一項所述的裝置，其特徵在於所述第一測量部件(M1)設計成
i)確定所述組件的所述天線(A1-A3)中每一個接收的來自其他空間飛行器(Si』)的第一和第二信號的第一和第二相位；
ii)從所述第一和第二相位推算所述發射/接收天線(A1)和所述接收天線中(A2，A3)中的每個天線之間的第一和第二相位差；
iii)從所述第一和第二相位差推算對應於所述頻差的第三相位差；
iv)從第一或第二連續的相位差和第三連續的相位差推算第一或第二路徑長度差的變化測量值；以及
v)從第一或第二路徑長度差的變化測量值推算對應於第一或第二頻率的所述第一和第二路徑長度差的確定的測量值。
5.根據權利要求1至4中任一項所述的裝置，其特徵在於所述控制裝置包括第二測量部件(M3)，所述第二測量部件設計成根據至少一個所述天線(A1-A3)接收的來自其他空間飛行器(Si』)的所述第一和/或第二信號，推算該空間飛行器(Si)與空間飛行器群組中的所述的其他空間飛行器(Si』)的分離距離，而且所述處理部件(MT)設計成根據所述推算的距離和所述精確推算的傳輸方向，確定所述空間飛行器(Si』)關於空間飛行器(Si)的相對位置。
6.根據權利要求5所述的裝置，其特徵在於所述第二測量部件(M3)設計成根據至少所述天線(A1-A3)之一接收的來自所述其他空間飛行器(Si』)的所述第一和/或第二信號，以及所述其他飛行器(Si』)發射的代表其與所述空間飛行器(Si)分離的距離的輔助信號，推算空間飛行器(Si)和空間飛行器群組中的所述其他飛行器(Si』)的距離。
7.根據權利要求5或6所述的裝置，其特徵在於所述處理部件(MT)設計成根據存儲的地圖數據和信號的所述傳輸方向，修正所述距離測量值和/或受多路徑影響的精確傳輸方向的所述測量值。
8.根據權利要求1至7中任一項所述的裝置，其特徵在於所述裝置包括位於不同方向的至少兩個面上的至少兩個天線組件。
9.根據權利要求1至8中任一項所述的裝置，其特徵在於所述裝置包括位於沒有天線組件的至少一個面上的至少一個補充的發射/接收天線(A4)。
10.根據權利要求1至9中任一項所述的裝置，其特徵在於所述天線(A1-A3)能夠發射和/或接收第一和第二載波形式的第一和第二射頻信號，至少所述第一和第二載波之一被選定的偽隨機碼調製。
11.根據權利要求1至10中任一項所述的裝置，其特徵在於所述頻差對應於至少等於所述發射/接收天線(A1)與每個所述接收天線(A2、A3)之間距離兩倍的波長。
12.根據權利要求1至11中任一項所述的裝置，其特徵在於所述天線(A1-A3)設計成發射/接收表現出第一和第二頻率的第一和第二載波，所述第一和第二頻率屬於選自包括S頻帶、SHF頻帶和EHF頻帶的一組頻帶中的一個頻帶。
13.根據權利要求12所述的裝置，其特徵在於所述頻帶是S頻帶。
14.一種空間飛行器(S1)，在一組空間飛行器中以編隊形式移動，其特徵在於它包括如上述權利要求中任一項所述的控制裝置(D)。
15.一組空間飛行器(Si)，以選定的編隊形式移動，其特徵在於至少一個所述空間飛行器(S1)包括權利要求1至13之一所述的控制裝置(D)，且至少一些其他空間飛行器(S2，S3)包括安裝在至少一個選定面上的至少一個發射/接收天線(A1)。
全文摘要
一種控制裝置(D)，用於編隊移動的空間飛行器群組的空間飛行器(S1)，包括i)由三個天線(A1-A3)組成的組件，所述天線安裝在空間飛行器(S1)的表面上，能夠發射和/或接收表現被選定的頻差分離的第一和第二頻率的第一和第二RF信號，ii)第一測量部件(M1)，根據天線接收的來自其他空間飛行器的第一和第二信號，確定對應於第一頻率和頻差的天線(A1-A3)之間的第一和第二路徑長度差，iii)第二測量部件(M2)，發出空間飛行器(S1)經歷的旋轉的測量值，和iv)處理部件(MT)a)根據第一和第二初始路徑長度差粗略推算接收的信號的傳輸方向，b)命令空間飛行器(S1)定位，以使與所述空間飛行器相連的參考系的選定軸與粗略的傳輸方向對準，c)命令空間飛行器(S1)關於選定軸旋轉，d)根據旋轉測量值和該次旋轉產生的第一路徑長度差變化的測量值精確推算其他空間飛行器(Si』)發射的信號的傳輸方向。
文檔編號G01S5/02GK101375176SQ200780003248
公開日2009年2月25日 申請日期2007年1月19日 優先權日2006年1月19日
發明者C·梅倫, E·皮埃爾 申請人:泰勒斯公司