DOMAINE DE L’INVENTION

L’invention concerne le domaine du guidage d’aéronef, et plus particulièrement l’estimation de l’alignement d’un aéronef par rapport à une trajectoire déterminée ne nécessitant pas l’utilisation d’un système de positionnement absolu par satellite.

ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE

Les systèmes de guidage des aéronefs existants, et notamment des drones, permettent de réaliser un guidage autonome d’un aéronef le long d’une trajectoire prédéfinie, correspondant par exemple au trajet d’une mission d’observation. Pour réaliser un tel guidage, la position de l’aéronef est déterminée à intervalle régulier et comparée à une trajectoire à suivre. Cette position est généralement déterminée à l’aide d’un récepteur d’un système de positionnement absolu par satellite, tel que les systèmes GPS ou Galileo.

Il peut néanmoins arriver que le calculateur de l’aéronef soit incapable de déterminer la position courante de l’aéronef, soit du fait d’une panne d’un composant de l’aéronef, tel qu’un récepteur GPS, soit du fait d’une indisponibilité du signal du système de positionnement, par exemple en cas de brouillage de celui-ci. Dans ce cas, le calculateur ne peut pas guider l’aéronef de sorte à lui faire suivre la trajectoire prédéterminée. L’aéronef risque donc de s’écraser à une position inconnue et d’être perdu.

Pour éviter cela, la position courante de l’aéronef peut être déterminée à l’aide d’un autre système embarqué par celui-ci, tel qu’une centrale inertielle mesurant en permanence les accélérations linéaires et angulaires de l’aéronef. Une intégration des signaux fournis par cette centrale inertielle permet alors de déterminer les déplacements de l’aéronef et donc sa position relative par rapport à la dernière position fournie par le système de positionnement par satellite. Néanmoins, l’incertitude de la position ainsi déterminée peut être élevée. Le cumul au cours du temps des écarts entre le mouvement déterminé par intégration et le mouvement réel de l’aéronef engendre en effet une dérive de la position de l’aéronef par rapport à sa position réelle. Une telle dérive peut atteindre plusieurs kilomètres par heure de vol depuis la dernière position fournie par le système de positionnement par satellite.

Il a donc été proposé d’utiliser en outre les données mesurées par un écartomètre au sol afin de corriger les données de position fournies par la centrale inertielle et d’en déduire des données de position corrigées compensant la dérive de la centrale inertielle. Pour cela, l’écartomètre est relié à une antenne directionnelle de la station au sol et est configuré pour mesurer de manière continue la direction dans laquelle se trouve l’aéronef par rapport à une direction de référence, par exemple le nord. On pourra notamment se référer au document FR 3 033 924 au nom de la Demanderesse pour plus de détails sur ce système.

Un tel écartomètre n’est cependant pas systématiquement disponible.

Il existe donc un besoin d’un procédé de guidage permettant de guider de façon sûre un aéronef, de manière autonome, depuis un point de retour éloigné jusqu’à un aéroport et de faire atterrir l’aéronef sur une piste de celui- ci, malgré une indisponibilité du positionnement par satellite et malgré une dérive prononcée de la position courante de l’aéronef déterminée à partir des signaux de sa centrale inertielle.

RESUME DE L’INVENTION

Un objectif de l’invention est de proposer une solution alternative à l’utilisation d’un écartomètre au sol afin de permettre l’estimation de la position d’un aéronef et son atterrissage de manière simple et efficace, malgré une indisponibilité du positionnement par satellite et malgré une éventuelle dérive de la position courante de l’aéronef.

Pour cela, l’invention propose un système de guidage d’un aéronef comprenant :

- une première antenne présentant un premier angle d’ouverture à - 3 dB,

- une deuxième antenne présentant un deuxième angle d’ouverture à - le système étant caractérisé en ce que :

- le premier angle d’ouverture est au moins deux fois plus grand que le deuxième angle d’ouverture, et

- au sein du deuxième angle d’ouverture de la deuxième antenne, une valeur absolue d’un écart entre la puissance d’un signal reçu de la première antenne et la puissance d’un signal reçu de la deuxième antenne est au moins égale à 10 dB.

Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système de guidage décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :

- la première antenne est omnidirectionnelle.

- la première antenne et la deuxième antenne sont coaxiales.

- le premier angle d’ouverture 3° et 5° est compris entre et le deuxième angle d’ouverture est compris entre 0.5° et 1.5°.

- la première antenne présente un gain compris entre 25 dB et 35 dB, et la deuxième antenne présente un gain compris entre 35 dB et 50 dB.

- la première antenne et la deuxième antenne sont solidaires en mouvement, et le système comprend en outre des moyens de déplacement de la première antenne et de la deuxième antenne.

Selon un deuxième aspect, l’invention propose un procédé de guidage autonome d’un aéronef à l’aide d’un système de guidage selon l’une des revendications 1 à 6, ledit procédé comprenant les étapes suivantes :

51 : positionnement de la première antenne et/ou la deuxième antenne de sorte qu’un axe radioélectrique de la première antenne et/ou de la deuxième antenne pointe sur une position supposée de l’aéronef,

52 : mesure d’une puissance d’un signal reçu par la première antenne,

53 : simultanément, mesure d’une puissance d’un signal reçu par la deuxième antenne,

54 : détermination d’un écart entre la puissance du signal reçu par la première antenne et la puissance du signal reçu par la deuxième antenne, 55 : déduction, à partir de l’écart ainsi déterminé, d’une erreur éventuelle de désalignement entre, d’une part, l’axe radioélectrique de la première antenne et/ou la deuxième antenne et, d’autre part, l’aéronef.

Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de guidage décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :

- la première antenne et la deuxième antenne sont coaxiales lors des étapes S1 à S3.

- le procédé en outre les étapes suivantes, préalablement à l’étape S5 :

56 : déplacement angulaire de la première antenne et de la deuxième antenne suivant une pluralité d’angles de dépointage puis réitération des étapes S2 à S4 pour chaque angle de dépointage de sorte à déterminer, pour chaque angle de dépointage, un écart correspondant, et

57 : évaluation d’un maximum des écarts ainsi obtenus.

- lors de l’étape S6 de déplacement, la première antenne et la deuxième antenne effectuent un balayage angulaire en azimut et/ou en élévation suivant un motif périodique.

- les étapes S6 et S7 ne sont mises en œuvre que lorsque l’écart déterminé à l’étape S5, à partir de la position supposée de l’aéronef, est inférieur à un seuil déterminé.

- le procédé comprend en outre, suite à l’étape S7, une étape de positionnement de la première antenne et de la deuxième antenne de sorte à aligner sensiblement leur axe radioélectrique avec une direction correspondant au maximum des écarts ainsi déterminé.

- lors de l’étape S6, les angles de dépointage sont supérieurs ou égaux au deuxième angle d’ouverture et inférieurs ou égaux au double dudit deuxième angle d’ouverture.

- au cours de l’étape S7, le maximum des écarts est évalué par une méthode de convolution temporelle ou à partir d’une approximation polynomiale de degré 2 des mesures obtenues aux étapes S2 et S3 et associant un écart donné à chaque angle de dépointage. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS

D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatifs et sur lesquels :

La figure 1 illustre de manière schématique les diagrammes d’émission d’un exemple de première antenne et d’un exemple de deuxième antenne coaxiales pouvant être utilisées dans un système de guidage conforme à l’invention.

La figure 2 illustre de manière schématique les diagrammes d’émission d’un autre exemple de première antenne et d’un exemple de deuxième antenne coaxiales pouvant être utilisées dans un système de guidage conforme à l’invention.

La figure 3 illustre de manière schématique les diagrammes d’émission d’un autre exemple de première antenne et d’un exemple de deuxième antenne coaxiales pouvant être utilisées dans un système de guidage conforme à l’invention.

La figure 4 illustre un exemple de mesure d’un écart en dB entre la puissance du signal reçu par une première antenne et la puissance du signal reçu par une deuxième antenne, coaxiales, pointant sur un même émetteur radio et pouvant être utilisées dans un système de guidage conforme à l’invention, lors d’un balayage sinusoïdal (en degrés) autour d’un angle de pointage en désignation, ainsi qu’une approximation polynomiale de degré 2 desdites mesures.

La figure 5 représente un exemple d’écart entre la puissance reçue par la première antenne et la puissance reçue par la deuxième antenne utilisées pour la figure 4, avec un début de dérive de l’aéronef à t = 2000 s.

Les figures 6 à 8 représentent le résultat de la simulation de l’exemple donné lorsque l’algorithme de goniométrie est enclenché, la figure 6 illustrant la puissance des signaux reçus de la première antenne et de la deuxième antenne, la figure 7 représentant l’écart des puissances entre lesdites antennes en valeur brute (dRSSI) et en valeur filtrée (dRSSMIt) et la figure 8 représentant l’état de l’algorithme de goniométrie (0 étant la phase de préparation après réinitialisation du filtrage de l’écart des puissances, 1 étant la phase de filtrage sans calcul de correction et 2 étant la phase de balayage et de correction).

La figure 9 illustre très schématiquement un exemple de système de guidage d’un aéronef conforme à un mode de réalisation de l’invention.

La figure 10 est un organigramme illustrant des étapes d’un exemple de réalisation d’un procédé de guidage d’un aéronef conforme à l’invention.

DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION

Un mode de réalisation de l’invention concerne un système de guidage 1 autonome d’un aéronef A comprenant deux antennes 10, 20 dont l’angle d’ouverture est choisi de sorte à permettre, par une simple comparaison de la puissance de leurs signal respectif, de déterminer si l’aéronef A se situe dans la direction attendue ou si au contraire il s’est écarté de cette direction et de déterminer, le cas échéant, la direction dans laquelle il se trouve effectivement par itérations.

Plus précisément, le système de guidage 1 comprend une première antenne 10 présentant un premier angle d’ouverture 01 à - 3 dB et une deuxième antenne 20 présentant un deuxième angle d’ouverture 02 à - 3 dB. Le premier angle d’ouverture 01 est au moins deux fois plus grand que le deuxième angle d’ouverture 02 et, au sein du deuxième angle d’ouverture 02 de la deuxième antenne 20, la valeur absolue de l’écart (différence) entre la puissance d’un signal reçu de la première antenne 10 et la puissance d’un signal reçu de la deuxième antenne 20 est au moins égal à 10 dB.

La première antenne 10 a donc un grand angle d’ouverture en comparaison avec la deuxième antenne 20.

Par exemple, le premier angle d’ouverture 01 peut être compris entre 3° et 5°, typiquement de l’ordre de 4°, tandis que le deuxième angle d’ouverture 02 peut être compris entre 0.5° et 1.5°, typiquement de l’ordre de 1 ° . La première antenne 10 peut par ailleurs présenter un gain compris entre 25 dB et 35 dB, par exemple de l’ordre de 30 dB, et la deuxième antenne 20 présente un gain compris entre 35 dB et 50 dB, par exemple de l’ordre de 40 dB.

Le système de guidage 1 se fonde sur le principe selon lequel un aéronef A est un émetteur radio de sorte que, lorsqu’un émetteur radio s’éloigne d’une antenne réceptrice, la puissance du signal mesuré par cette antenne décroît. Toutefois, il apparaît que, lorsqu’une seule antenne est utilisée, l’affaiblissement de la puissance du signal mesuré par cette antenne peut également être dû à une pluralité de facteurs dont une augmentation de la distance entre l’aéronef A et l’antenne, un problème de transmission radio, un défaut de puissance de l’antenne, les conditions météorologiques, un masquage (présence d’un autre émetteur radio entre l’aéronef A qui est guidé et les antennes 10, 20), etc. Cet affaiblissement du signal ne résulte donc pas nécessairement d’un désalignement de l’aéronef A et de l’axe radioélectrique de l’antenne (c’est-à-dire l’axe de symétrie du lobe principal de ladite antenne).

En revanche, l’écart entre la puissance des signaux de deux antennes 10, 20 pointant sur un même émetteur radio reste constant, et ce quelle que soit la distance entre l’émetteur radio et les deux antennes 10, 20. Par conséquent, si l’écart entre la puissance du signal mesuré par deux antennes 10, 20 données est inférieur à un seuil donné ou s’affaiblit, cela implique nécessairement que l’aéronef A n’est pas aligné avec les antennes 10, 20.

Le choix d’une antenne 10 à grande ouverture et d’une antenne 20 à petite ouverture permet d’obtenir un écart des puissances suffisant pour détecter un désalignement de l’aéronef A, la différence entre le gain des deux antennes 10, 20 étant marquée sorte que la précision de mesure est suffisante pour guider l’aéronef A. En outre, il permet d’effectuer un balayage angulaire suffisant dans le cas où un affaiblissement de l’écart des puissances est détecté.

On pourra notamment se référer à la Figure 1 , qui illustre de façon schématique les diagrammes d’émission d’un exemple de première antenne 10 et d’un exemple de deuxième antenne 20, qui sont coaxiales. Lorsque l’émetteur radio est aligné avec l’axe X1 , X2 des antennes 10, 20 (aéronef A1 ), l’écart des puissances E1 est maximal. En revanche, lorsque l’émetteur radio est désaligné (aéronef A2), l’écart des puissances E2 entre les deux antennes 10, 20 est plus faible.

On comprendra que l’utilisation de l’écart des puissances pour le guidage de l’aéronef A permet de rendre la détermination de l’écart des puissances indépendant :

- de la distance entre l’aéronef A et les antennes 10, 20, à condition que la distance reste inférieure à un seuil limite de détection.

- de la transmission radio.

- d’un défaut de puissance de l’antenne émettrice.

- des conditions météorologiques.

- d’un éventuel masquage.

- etc.

En effet, quelle que soit la situation, la puissance du signal reçu par chacune des antennes 10, 20 s’affaiblit de manière analogue, de sorte que l’écart des puissances reste constant pour une même position et un même pointage de l’émetteur radio dans chacune de ces situations.

De préférence, la première et la deuxième antenne 10, 20 sont coaxiales afin de maximiser le chevauchement de leurs plages angulaires d’ouverture. Toutefois, dans un mode de réalisation, la première et la deuxième antenne 10, 20 peuvent ne pas être coaxiales. Dans ce cas, les antennes 10, 20 sont positionnées de sorte que l’angle d’ouverture de la première antenne 10, qui est grand, chevauche l’angle d’ouverture de la deuxième antenne 20 (voir Figure 2).

Le cas échéant, la première antenne 10, qui présente un grand angle d’ouverture 01 , peut être omnidirectionnelle. La deuxième antenne 20 en revanche est directionnelle et orientable (figure 3).

La première antenne 10 et la deuxième antenne 20 sont solidaires en mouvement. Par solidaires en mouvement, on comprendra ici que la première et la deuxième antenne 10, 20 effectuent les mêmes mouvements, simultanément. Pour cela, la première et la deuxième antenne 10, 20 peuvent être fixées solidairement ensemble, à l’aide d’une liaison encastrement, ou être distinctes l’une de l’autre mais déplacées de façon synchronisée et suivant les mêmes mouvements.

Par ailleurs, le système de guidage 1 comprend en outre des moyens de déplacement 2 de la première et de la deuxième antenne 20.

De préférence, la première antenne 10 et la deuxième antenne 20 sont déplacées simultanément, soit par un même moyen de déplacement 2, soit par deux moyens de déplacement 2 distincts mais synchronisés.

Les moyens de déplacement 2 peuvent comprendre par exemple des positionneurs porteurs d’antennes 10, 20, configurés pour recevoir des ordres de pointages d’un calculateur 6 (voir ci-après) et exécuter lesdits ordres.

Le système de guidage 1 peut également comprendre des moyens de positionnement 3 configurés pour déterminer une position supposée de l’aéronef A. Ces moyens 3 peuvent par exemple comprendre une centrale inertielle embarquée à bord de l’aéronef A et configurée pour intégrer les mouvements de l’aéronef A (accélération et vitesse angulaire) pour estimer son orientation (angles de roulis, de tangage et de cap), sa vitesse linéaire et sa position. A cet effet, de manière conventionnelle, la centrale inertielle 3 comprend des accéléromètres pour mesurer l’accélération linéaire de l’aéronef A dans trois directions orthogonales et des gyromètres pour mesurer les trois composantes du vecteur vitesse angulaire (vitesses de roulis, de tangage et de lacet). La centrale inertielle 3 fournit également l’attitude de l’aéronef A (angles de roulis, tangage et cap).

En variante, les moyens de positionnement 3 peuvent comprendre un système de positionnement absolu par satellite, tel que les systèmes GPS ou Galileo. Enfin, le système de guidage 1 comprend un système de réception 4 des signaux de la première antenne 10 et de la deuxième antenne 20 et un dispositif de traitement de données 5, 6.

Le dispositif de traitement de données 5, 6 peut être embarqué à bord de l’aéronef A et/ou dans une unité au sol et peut comprendre une ou plusieurs interfaces de communication 4 et un ou plusieurs calculateurs 5, 6. Par exemple, l’unité au sol et l’aéronef A peuvent communiquer par radio et comprendre chacun une interface de communication 4 du type antenne. Dans une forme de réalisation, le dispositif de traitement de données 5, 6 comprend un calculateur embarqué 5, connecté aux moyens de détermination de la position supposée de l’aéronef A, et un calculateur au sol 6.

Chaque calculateur 5, 6 peut comprendre un processeur ou microprocesseur, de type x-86 ou RISC par exemple, un contrôleur ou microcontrôleur, un DSP, un circuit intégré tel qu’un ASIC ou programmable tel qu’un FPGA, une combinaison de tels éléments ou toute autre combinaison de composants permettant de mettre en œuvre les étapes de calcul du procédé de guidage. Comme nous le verrons par la suite, le calculateur au sol 6 peut être configuré pour transmettre des ordres de pointage aux moyens de déplacement 2, tels que des positionneurs, à partir des informations de positionnement communiquées par les moyens de positionnement 3, tels qu’une centrale inertielle, mais également une erreur angulaire de pointage correspondant à la dérive de position de l’aéronef A, un angle de balayage afin de créer un dépointage des antennes 10, 20 et de rechercher la direction du meilleur signal correspondant à la direction de l’aéronef A ainsi qu’une éventuelle correction angulaire de pointage calculée à partir de la mesure de la puissance des signaux reçus par les antennes 10, 20 au cours du balayage.

Les interfaces de communication 4 quant à elles peuvent être n’importe quelle interface, analogique ou numérique, permettant au(x) calculateur(s) d’échanger des informations avec les autres éléments du système de guidage 1 tels que les antennes 10, 20, les moyens de déplacement 2 ou encore les moyens de positionnement 3. Les interfaces de communication peuvent par exemple comprendre une interface série RS232, une interface USB, Firewire, HDMI ou une interface réseau de type Ethernet.

La détermination de l’écart des puissances entre la première antenne 10 et la deuxième antenne 20 permet ainsi de corriger la dérive, même prononcée, de la position courante de l’aéronef A déterminée à partir des signaux de sa centrale inertielle 3 (ou de tout autre moyen de détermination de la position supposée de l’aéronef A) en déterminant si la position de l’aéronef A correspond effectivement à la position supposée, ou s’il est désaligné par rapport à cette position supposée

Le guidage de l’aéronef A peut alors être effectué selon les étapes suivantes, à l’aide du système de guidage 1 précédemment décrit.

Au cours d’une étape préliminaire S0 du procédé de guidage S, une position supposée de l’aéronef A est déterminée.

Par exemple, la position supposée de l’aéronef A peut être déterminée de manière conventionnelle par la centrale inertielle 3 embarquée à bord de l’aéronef A.

Ceci n’est cependant pas limitatif, la centrale inertielle 3 pouvant être optionnelle. La position supposée de l’aéronef A peut être déterminée par tous moyens 3. Par exemple, la position supposée de l’aéronef A peut être déterminée à partir de la dernière position connue de l’aéronef A, mesurée par un système de positionnement absolu par satellite, tel qu’un système 1 GPS ou Galileo.

Au cours d’une première étape S1 , la première antenne 10 et/ou la deuxième antenne 20 sont pointées sur la position supposée ainsi déterminée de l’aéronef A (pointage en désignation).

Pour cela, la première antenne 10 et la deuxième antenne 20 sont déplacées de sorte que leurs axes radioélectriques respectifs X1 , X2, qui sont de préférence coaxiaux, coupent la position supposée de l’aéronef A.

Au cours d’une deuxième et d’une troisième étape S2, S3, la puissance des signaux reçus par la première antenne 10 et par la deuxième antenne 20 est mesurée simultanément. La puissance des signaux peut notamment être mesurée en dBm. Au cours d’une quatrième étape S4, l’écart entre la puissance du signal reçu par la première antenne 10 et la puissance du signal reçu par la deuxième antenne 20 est déterminé par le dispositif de traitement des données 5, 6, et notamment le calculateur au sol 6.

Dans le cas d’un affaiblissement de l’écart des puissances par rapport à un écart des puissances attendu, le calculateur 5 peut envoyer des ordres de déplacement aux moyens de déplacement 2, par exemple à des positionneurs porteurs de la première antenne et de la deuxième antenne 20, de sorte à les déplacer angulairement (étape S6) suivant une pluralité d’angles de dépointage et à pointer leur axe radioélectrique X1 , X2 sur une position différente de la position supposée établie lors de l’étape préliminaire S0.

Lors de l’étape S6, la première et la deuxième antenne 10, 20 sont déplacées angulairement en azimut et/ou en élévation.

Optionnellement, lors de l’étape S6, à chaque déplacement, l’angle de dépointage selon lequel la première et la deuxième antenne 10, 20 sont déplacées est supérieur ou égal au deuxième angle d’ouverture 02 et inférieur ou égal au double dudit deuxième angle d’ouverture 02.

Les étapes S2 à S6 sont ensuite réitérées jusqu’à ce que l’écart des puissances soit maximal, ou du moins atteigne une valeur seuil prédéfinie correspondant à un alignement admissible entre l’axe radioélectrique X1 , X2 des antennes 10, 20 et l’aéronef A. Le pointage associé à l’écart des puissances maximal indique alors sensiblement la direction de l’aéronef A.

En variante, au cours de l’étape S6, la première antenne 10 et la deuxième antenne 20 peuvent effectuer un balayage suivant un motif prédéfini, l’écart des puissances maximal étant ensuite déterminé à partir des différents écarts de puissance déterminés pour chaque angle de dépointage du balayage angulaire afin d’en déduire la direction de l’aéronef A.

De préférence, le balayage angulaire est effectué suivant un motif périodique. Par exemple, on a illustré sur la figure 4 un exemple de mesure d’un écart entre la puissance du signal reçu par une première antenne 10 et la puissance du signal reçu par une deuxième antenne 20, coaxiales et pointant sur un même émetteur radio lors d’un balayage sinusoïdal autour d’un angle de pointage en désignation.

Dans un autre exemple, le balayage peut suivre une courbe de Lissajous afin de permettre un bon peuplement des extrémités de la zone angulaire balayée tout en assurant un passage croisé sur le lobe principal des signaux de la première et de la deuxième antenne 10, 20.

Afin de déterminer l’angle de correction du pointage et d’aligner l’axe radioélectrique X1 , X2 des antennes 10, 20 avec la direction de l’aéronef A, dans une première forme de réalisation, le calculateur au sol 6 (ou tout autre dispositif de traitement) peut par exemple établir une approximation polynomiale de degré 2 (régression parabolique) des mesures au sens des moindres carrés qui relie l’angle de balayage (en abscisse, correspondant à l’angle entre la direction de mesure au cours du balayage et la position supposée de l’aéronef A déterminée lors de l’étape préliminaire S0) à l’écart des puissances obtenu à l’étape S3. Le cas échéant, les moindres carrés peuvent éventuellement être pondérés afin de prendre en compte le degré de confiance associé à chaque mesure.

L’angle de correction de pointage est alors obtenu en déterminant l’abscisse du maximum du polynôme de degré 2 ainsi établi (étape S7).

Le cas échéant, pour assurer la robustesse de l’algorithme :

- la correction peut être limitée à l’amplitude maximale du balayage et/ou - la correction peut être filtrée sur plusieurs périodes de balayage à l’aide d’un filtre passe-bas (par exemple un filtre de Kalman) dont la constante de temps peut par exemple être fixée au quart de la période de balayage et/ou

- le balayage peut être enclenché sur un critère d’écart des puissances filtré et/ou

- le balayage peut être terminé sur un critère de convergence de la correction. Une fois le balayage effectué et l’erreur angulaire de pointage, représentant la dérive de position de l’aéronef A et/ou une éventuelle erreur de pointage initiale due à un mauvais paramétrage initial de l’orientation des positionneurs porteurs 2 au sol, déterminée, les antennes 10, 20 sont déplacées par les positionneurs porteurs 2 (ou tout autre moyen de déplacement adapté) de sorte à pointer sur la position réelle de l’aéronef A ainsi identifiée.

Cette première forme de réalisation permet de déterminer l’angle de correction du pointage. Toutefois, la présence de lobes secondaires dans les signaux des antennes 10, 20 (voir par exemple figure 1 ) est susceptible de relever le niveau des signaux mesurés au niveau des bord des lobes principaux et peut produire des calculs de correction dans le sens opposé en raison du calcul de régression qui génère des solutions convexes et non concaves. Le maximum devient alors un minimum.

Dans le cas où la solution est convexe, le calculateur 6 peut appliquer une régression linéaire puis sélectionner le maximum de cette régression linéaire sur l’intervalle de balayage. Par ailleurs, l’amplitude de balayage peut être choisie en fonction de la valeur filtrée de l’écart des puissances, de sorte que l’amplitude soit d’autant plus grande que la valeur filtrée est faible.

Dans une deuxième forme de réalisation, qui peut être cumulée avec la première forme de réalisation, le maximum de l’écart des puissances est déterminé par une méthode de convolution temporelle (étape S7). Le cas échéant, cette forme de réalisation permet de tenir compte du retard dans la commande des moyens de déplacement 2 en introduisant un temps de retard en azimut et en élévation, qui permet d’associer l’écart des puissances avec le dépointage effectivement appliqué aux antennes 10, 20.

Cette méthode de convolution temporelle, qui est utilisée pour le calcul de la position du maximum de signal, se fonde sur les hypothèses suivantes:

- pour des angles de dépointage faibles, le gain de l’antenne à plus grand gain se comporte comme un paraboloïde de révolution.

- pour des angles de dépointage faibles, le gain de l’antenne à plus faible gain est considéré constant. - le balayage sur chacun des axes (vertical et horizontal) est de forme sinusoïdale du type s _c = a _c sin (h _c wί), où x représente soit l’axe d’azimut soit l’axe d’élévation. Ce balayage est appliqué sur chaque axe sur une période de T= 2pIw.

L’écart des puissances ARSSI peut alors être modélisé en paraboloïde de révolution par la formule suivante :

où : ARSSI est l’écart des puissances mesurées aux étapes S2 et S3

e _Az et e _EI sont les erreurs angulaires en azimut et en élévation, respectivement

s _Az et s _Eί sont les angles de balayage en azimut et en élévation, respectivement

Q est le demi-angle d’ouverture à - 3 dB d'une antenne paraboloïde fictive dont le profil de gain correspond à la différence entre les profils de gain des antennes 10, 20.

La méthode de convolution temporelle consiste alors à calculer, sur une période de balayage de T= 2 p/w, les grandeurs suivantes sur chacun des axes de balayage (c’est-à-dire en azimut et en élévation) :

e _Az = J _o ARSSl X a _Az dt et C _El = J _Q ARSSI X a _El dt

L’erreur angulaire e _Az (en azimut) et l’erreur angulaire e (en élévation) sont donc proportionnelles au produit de convolution de l’écart des puissances ARSSI et du motif de balayage sur l’axe correspondant _:

e ² c _Az

^£AZ 3CL ² _Az T

et

On notera que ce résultat est valable pour {n _Az , n _El } e N et n _Az ¹ n _El et que a ² _Az et a ² _m correspondent aux amplitudes des balayages définis plus haut (s _c = a _c sin (h _c wί)).

Le cas échéant, l’étape S6 peut n’être mise en œuvre que lorsque l’écart des puissances est inférieur à un seuil prédéterminé.

Exemple :

Une simulation a été réalisée avec des données réelles enregistrées lors du vol d’un aéronef A. Au cours de ce vol, une élongation de 140 km a été atteinte, le porteur se déplaçait à 36 m/s suivant une trajectoire rectiligne (phase 1 ) puis orbitale ou spirale à l’approche de la station au sol (phase 2).

La première antenne 10 présentait un gain de 30 dB et un premier angle d’ouverture 01 à - 3 dB de 0.9°, tandis que la deuxième antenne 20 5 présentait un gain de 44 dB et un deuxième angle d’ouverture 02 à - 3 dB de 4.0.

Les puissances reçues sur les deux antennes 10, 20 (parabole 44dB et patch 30dB) ont été artificiellement dégradées en simulant un angle de dépointage. Le signal de puissance (RSSI) de chaque antenne a été corrigé îo de la façon suivante :

où : Oi est l’angle d’ouverture à - 3 dB de l’antenne i (première antenne 10 ou deuxième antenne 20)

0i est l’angle de dépointage de l’antenne i (première antenne 10 ou 15 deuxième antenne 20) par rapport à l’axe radioélectrique Xi (X1 ou X2).

La dérive a été simulée par une vitesse de dérive de 2 m/s normale à l’axe de pointage, ce qui est un cas pessimiste. L’angle de dérive de l’antenne a été simulé par :

où : DTLS VA est la distance entre les antennes 10, 20 au sol et le véhicule aérien. Pour accentuer l’effet de dérive en valeur et en vitesse, la distance réelle de l’essai servant de base à la simulation a été artificiellement réduite de 25 km dans la simulation.

25 tdébut est le temps de début de dérive de la simulation (2000 s ici)

Vdérive est la vitesse de dérive en m/s (2 m/s ici)

Le bruit sur la mesure du gain a été fixé à 3 dB et le modèle décrivant la variation du gain autour du maximum était une parabole. Le défaut d’appariement était de 0.8°.

30 Le déplacement angulaire de l’aéronef a été mesuré toutes les 14 s. La figure 5 présente l’allure des puissances reçues en l’absence d’algorithme de goniométrie pour un début de dérive à t = 2000 s. On constate sur cette figure que l’écart de signal (en ordonnée) entre les deux antennes 10, 20 se réduit progressivement quand le dépointage dépasse le premier angle d’ouverture 01.

Les courbes des figures 6 à 8 présentent le résultat de la simulation avec un algorithme de goniométrie conforme à la première forme de réalisation enclenché où :

0 correspond à la phase de préparation après réinitialisation du filtrage de l’écart des puissances (suit la sortie d’une séquence de balayage)

1 correspond à la phase de filtrage sans calcul de correction

2 correspond à la phase de balayage et de correction

Pour cette simulation, le balayage est effectué avec une période de sept secondes de façon à accumuler suffisamment de points de mesures sur un balayage pour faire un calcul de correction précis et être certain de ne pas outrepasser les capacités de vitesse du positionneur.

Lorsque la vitesse de dérive atteint environ 4° par minute, l’écart des puissances entre les deux antennes 10, 20 ne peut pas être maintenu au niveau le plus haut, ce qui traduit un traînage faisant sortir l’aéronef de la zone efficace du lobe principal de la deuxième antenne 20.