SPECTRE REÇUS EN ORBITE

DESCRIPTION

Domaine technique

L'invention concerne un procédé de réduction autonome des seuils d'acquisition et de poursuite des codes d'étalement de spectre reçus en orbite.

Etat de la technique antérieure

L'invention combine trois éléments de base :

- un récepteur de signaux en spectre étalé ; - un filtre d'orbitographie embarqué ;

- une technique de réduction de seuil par aide précise en vitesse radiale.

On va considérer ci-dessous chacun de ces trois éléments.

• Le récepteur peut être n'importe quel équipement recevant des signaux en spectre étale, à bord d'un satellite (références [1], [2], [5]) . Ces signaux peuvent être émis par d'autres satellites en orbite ou depuis des points fixes au sol. A titre d'exemple, ces récepteur peuvent être du type :

- récepteur GPS, GLONASS, GNSS1, GNSS2 ;

- transpondeur en spectre étalé ; - récepteur DORIS NG.

Les constellations de satellites GPS et GLONASS sont respectivement décrites dans les références [3] et [4] . Le GNSS1 désigne les compléments géostationnaires à GPS et/ou GLONASS utilisant les charges utiles de navigation des satellites INMARSAT 3. Le GNSS2 désigne la future constellation "civile" de satellites de navigation. DORIS NG désigne un projet de système mondial de radionavigation et de radiolocalisation spatiale, basé notamment sur l'utilisation de signaux en spectre étalé transmis par des balises au sol, et reçus par des satellites en orbite.

• Le filtre d'orbitographie est un traitement numérique, localise dans le récepteur, par exemple. Il utilise les mesures brutes faites par ces derniers, c'est-à-dire des mesures de pseudodistance et de pseudovitesse relatives aux émetteurs de signaux en spectre étalé (au sol ou en orbite) . Ces mesures sont traitées pour déterminer de façon autonome les paramètres orbitaux et/ou la position et la vitesse du satellite porteur. La définition de ces mesures est donnée dans la référence [5] . Le filtre peut être des types suivants, cités à titre d'exemple :

- filtre de Kalman (cf. référence [6] ) ;

- filtre à moindres carres simples ;

- filtre à moindres carres récursifs.

Ce filtre est également capable de déterminer les paramètres suivants :

Dj_ = Distance entre le satellite et

1 'émetteur n° i. ΔT^ = Ecart de temps entre l'horloge du récepteur et l'horloge de l'émetteur n° i. V-L = D^ = Vitesse radiale entre le satellite et l'émetteur n° i. ΔT _x = Dérive relative entre l'horloge de l'émetteur n° i et l'horloge du récepteur. Le filtre peut donc estimer les pseudodistances PO _λ et les pseudovitesses PV _i . PD- _L = D _x + C.ΔT ₁ PV _α = Vi + C.ΔT ₁

Les grandeurs citées peuvent être estimées même si les signaux provenant de l'émetteur n° i ne sont pas traités par le récepteur et le filtre de navigation associé, pourvu que la position, la vitesse et les coefficients d'horloge dudit émetteur puissent être estimés ou connus.

Le navigateur orbital estime ces pseudodistances et ces pseudovitesses avec les précisions δPD et δPV.

Le navigateur orbital peut recevoir des télécommandes de description de manoeuvre du satellite porteur. Ces manoeuvres peuvent être décrites par les paramètres ΔVx(tO) ; ΔVy(tO) et ΔVz(tθ), où les ΔV^ représentent les composantes de l'impulsion en vitesse prévue à la date to.

Les manoeuvres sont décrites avec une précision notée δVx, δVy, δVz pour les trois axes. La précision globale de la description de la manoeuvre est δV, avec :

δv = Jyδvx ² + δvy ² + δvz ²

• La technique de réduction de seuil par aide précise en vitesse radiale (ou pseudovitesse radiale) s'applique au cas de récepteurs munis d'une

(ou plusieurs) boucle (s) de phase couplée (s) avec une

(ou plusieurs) boucle (s) de code. On suppose que ces boucles sont réalisées en technologie numérique.

Lorsque le signal est reçu avec un rapport C/No inférieur au seuil d'accrochage classique en mode d'acquisition aidée, la boucle de porteuse est ouverte, et l'oscillateur commandé numériquement (OCN) est piloté par une prédiction externe de vitesse (ou pseudovitesse) radiale. L'accrochage classique en mode d'acquisition aidée est illustré dans la référence [1] .

Cette prédiction de vitesse doit être fine et provient d'un capteur différent ds récepteur. Par exemple, ledit capteur peut être typiquement une centrale inertielle.

Une telle est utilisée classiquement pour la poursuite αes signaux GPS a faible rapport C/No équivalent, reçus par des récepteurs GPS militaires (code C/A et coαe P) montes sur avions d'arme munis de centrales mertielles. Cette technique est appelée "code seulement", car seul le code pseudoaléatoire est poursuivi jusqu'à des seuils très bas .

L'invention a pour objet un procédé de réduction autonome des seuils d'acquisition et de poursuite des codes d'étalement de spectre reçus en orbite.

Exposé de l'invention

L'invention concerne un procédé de réduction autonome des seuils d'acquisition et de poursuite des codes d'étalement de spectre reçus en orbite par un récepteur accédant à un navigateur orbital interne ou externe audit récepteur, caractérisé en ce que le récepteur comportant une boucle de phase et une boucle de code, la boucle de code, chargée de la poursuite des codes pseudoaléatoires, est "poussée" par l'aide de vitesse, et rattrape l'erreur entre la pseudovitesse réelle et la pseudovitesse calculée, et en ce que la boucle de code, chargée de l'acquisition des codes pseudoaléatoires, est également "poussée" par l'aide de vitesse fine, la recherche de la phase du code reçu s'effectuant autour d'une prédiction de phase entretenue par cette aide de vitesse.

Le procédé de l'invention comprend les étapes suivantes : - le récepteur reçoit les aides nécessaires à l'acquisition aidée classique, qui permettent au récepteur d'accrocher tous les signaux avec un rapport C/No tel que C/No> (C/No) _a , (C/No) _a étant le seuil d'accrochage en mode d'acquisition aidée classique ; - on réduit les seuils des codes pseudoaléatoires jusqu'à la valeur (C/No) _aV f, (C/No) _av f étant le seuil d'accrochage des codes pseudoaléatoires en mode d'acquisition aidée par une aide fine en vitesse, l'aide de vitesse fine provenant du navigateur orbital.

Ledit procédé peut comporter une étape préliminaire pendant laquelle le récepteur démarre à froid sans aucune aide ou message externe ou interne, et accroche tous les signaux avec un rapport C/No tel

que : C/No> (C/No) _na , (C/No) _na étant le seuil d'accrochage en mode non aidé.

En cas de manoeuvre dédiée au contrôle d'orbite du satellite, le navigateur orbital reçoit la description desdites manoeuvres, et met à jour l'aide de vitesse fournie par le navigateur. Pour que l'accrochage des codes pseudoaléatoires reçus avec des faibles rapports C/No soit toujours possible en cas de manoeuvre, la condition suivante doit être respectée, au premier ordre :

(δPV + 5V) < ^- x C

où δPV est l'incertitude sur la prédiction sur la pseudovitesse fournie par le navigateur, en absence de manoeuvre ; où B _FI est la bande de prédétection, C la vitesse de la lumière et f ₁ la fréquence du signal porteuse transmis par l'émetteur n° i.

Lorsqu'un code pseudoaleatoire est poursuivi avec un rapport C/No tel que :

(C / No) _avf < C / No < (C / No) _a , les mises a jour des paramètres caractéristiques des émetteurs sont communiquées au récepteur a l'aide de télécommandes externes . Le procédé de l'invention consiste a réduire les seuils d'acquisition et de poursuite des codes d'étalement de spectre, par des récepteurs pour satellites, munis d'un filtre d ¹ orbitographie embarque. Cette réduction de seuil est réalisée de façon autonome par lesdits récepteurs utilisant l'invention. Cette réduction de seuil peut être spectaculaire.

Brève description des dessins

- La figure 1 illustre un schéma synoptique d'un récepteur à seuil réduit par aide de vitesse fine externe ;

- la figure 2 illustre un schéma synoptique d'un récepteur intégrant le dispositif de l'invention ;

- la figure 3 illustre une variante de 1 ' invention.

Exposé détaillé de modes de réalisation

La figure 1 illustre un récepteur en spectre étalé à seuil réduit par aide de vitesse fine externe, seule l'architecture du traitement numérique étant représentée.

Ce récepteur 10 comprend un module RF 11 relié à une antenne 12 dont le signal de sortie est entre sur un correlateur 13 lui-même relie, en sortie, à un discriminateur 14 de la boucle de phase suivi d'un filtre de boucle 15, et d'un commutateur 16. Un module OCN (oscillateur commande numériquement) porteuse 17 transmet une porteuse locale F-_ en phase et en quadrature au discriminateur 14, et est relie a une autre borne du commutateur 16. Le commutateur 16 reçoit également un signal en provenance d'un capteur de vitesse externe 18 (centrale mertielle par exemple) .

Le module OCN porteuse envoie un signal de vitesse OCN porteuse sur une première entrée d'un sommateur 19 relié en sortie à un module OCN code 20, et à un générateur de code local 21. Ce générateur 21 est relié d'une part au correlateur 13 et lui délivre le code local en phase, et d'autre part a un discriminateur de la boucle de code 22 et lui délivre le code local en avance et le code local en retard, un

filtre de boucle G(p) 23 étant disposé entre la sortie de ce discriminateur 22 et une seconde entrée du sommateur 19.

On a ainsi une boucle de phase 33 et une boucle de code 34.

Poursuite

La boucle de code, chargée de la poursuite des codes pseudoaléatoires, est "poussée" par l'aide de vitesse. En d'autres termes, l'oscillateur OCN de cette boucle fait varier la phase du code local avec une vitesse égale à l'aide de la prédiction externe de vitesse. La boucle de code ainsi "poussée" rattrape l'erreur entre la vitesse réelle et la vitesse calculée.

L'ordre de cette boucle doit être suffisant pour maintenir l'oscillateur OCN asservi, ce qui permet de produire des mesures de pseudodistance.

Acqui si ti on

La boucle de code, chargée de l'acquisition des codes pseudoaléatoires, est également "poussée" par l'aide de vitesse fine. La recherche de la phase du code reçu s'effectue autour d'une prédiction de phase (prépositionnement distance) entretenue par l'aide de vitesse externe.

La zone de recherche de la phase du code reçue est plus petite que dans le cas d'une acquisition en mode aidé classique. Il en est de même pour la zone de recherche de la fréquence de la porteuse reçue. En effet, le principe décrit fonctionne si l'incertitude

de la prédiction Doppler ΔF _D est inférieure à la bande de prédétection B _FI .

L'incertitude δPV sur la prédiction de pseudovitesse doit donc respecter les relations suivantes :

ΔF _D < Bp- _j soit : ÔPV < -Eî- x C

où C est la vitesse de la lumière et f ₁ la fréquence du signal porteuse transmis par l'émetteur n° i.

Ainsi, les zones d'incertitude en Doppler et en distance étant plus faibles que dans les cas classiques, la recherche d'énergie peut s'effectuer avec une vitesse de balayage du code local beaucoup plus lente que dans ces cas classiques, pour une même durée de recherche notée T. Le seuil d'acquisition s'en trouve ainsi réduit. Des techniques de réjection des faux accrochages doivent être mises en oeuvre en cas de réception simultanée de plusieurs codes pseudoaléatoires, avec des C/No disparates.

On définit les rapports C/No suivants :

(C/No) _na = Seuil d'accrochage en mode aidé.

(C/No) _a = Seuil d'accrochage en mode d'acquisition aidée classique

(C/No) _aV f = Seuil d'accrochage des codes pseudo¬ aléatoires en mode d'acquisition aidée par une aide fine de vitesse La définition des seuils (C/No) _na et (C/No) _a est détaillée en référence [1] .

Le seuil (C/No) _avf est une fonction de plusieurs paramètres.

(C/No) _avf = g(T;δPV;B _FI )

L'invention se caractérise par le procédé suivant, mis en oeuvre dans un récepteur en spectre étalé pour satellite, muni d'un navigateur orbital.

Etape 1 (facul ta ti ve)

Le récepteur démarre à froid (sans aucune aide ou message externe ou interne) . Il accroche tous les signaux avec un rapport C/No tel que :

C/No > (C/No] na

Les premiers signaux accrochés peuvent éventuellement permettre au récepteur de :

- recevoir des messages permettant de déterminer la position et/ou la vitesse et/ou les coefficients d'horloge des émetteurs n" i ;

- faire converger le navigateur orbital, à l'aide des premières mesures de pseudodistance et de pseudovitesse réalisées.

Cette première étape est nécessaire pour les missions spatiales entièrement autonomes.

Etape 2

Le récepteur reçoit des aides nécessaires à l'acquisition aidée classique. Ces aides sont peu précises (grossières) et du type :

1) Date et temps de l'horloge du récepteur.

2) Positions/vitesses (ou, éventuellement, paramètres orbitaux) des émetteurs.

3) Position/vitesse ou paramètres orbitaux du satellite porteur.

Ces aides peuvent provenir en partie ou totalement de l'étape 1. Dans ce cas, elles sont internes au récepteur (exemple : les positions/vitesses des émetteurs peuvent être transmises par lesdits émetteurs) la fonction d'autonomie est conservée.

Dans le cas où tout ou partie de ces aides grossières est communiqué au récepteur par le biais de télécommandes externes, celui-ci n'est plus autonome.

Dans le cas où l'étape 1 n'est pas réalisée, ces aides sont obligatoirement externes au récepteur.

Ces aides grossières permettent au récepteur d'accrocher tous les signaux avec un rapport C/No tel que : C/No> .C/Nc _a

Le nombre de mesures ce pseuαovitesse et de pseudodistance augmente alors, par rapport au cas αe l'étape 1, car : (C/No) _a < (C/No) _na .

Le nombre de ces mesures est supposé suffisant pour faire converger le navigateur orbital fournissant les paramètres orbitaux du satellite porteur avec une précision meilleure que dans l'étape

1.

Etape 3

L'étape 2 étant réalisée, on suppose que la précision des paramètres de sortie du navigateur orbital et des paramètres caractéristiques des émetteurs est compatible avec la finesse de l'aide de vitesse requise pour réduire encore les seuils d'accrochage des codes pseudoaléatoires, jusqu'à la valeur (C/No) _av f. Contrairement à l'état de l'art connu, l'aide fine de vitesse provient du navigateur orbital intégré au récepteur. Cette aide est donc interne et l'autonomie est conservée, comme représente sur la figure 2. La précision du navigateur peut donc être encore améliorée. Par ailleurs, en cas de dégradation progressive du bilan de liaison avec les émetteurs, la dégradation de cette précision peut être limitée.

On a donc :

(C/No) _avf < (C/No) _a

Etape 4

En cas de manoeuvre dédiée au contrôle d'orbite du satellite, le navigateur orbital reçoit la description desdites manoeuvres, et met à jour l'aide de vitesse fournie par le navigateur.

Pour que l'accrochage des codes pseudoaléatoires reçus avec des faibles rapports C/No soit toujours possible en cas de manoeuvres, la condition suivante doit être respectée au premier ordre :

B

(δPV + δv) FI x C

où δPV est la prédiction sur la pseudovitesse fournie par le navigateur, en absence de manoeuvre.

Etape 5

Lorsqu'un code pseudoaléatoire est poursuivi avec un rapport C/No tel que :

(C/No) _avf <C/No< (C/No) _a

la démodulation des données du message transmis par les émetteurs n'est pas possible.

En effet, cette démodulation doit être effectuée par la boucle de porteuse (boucle de phase) . Or cette boucle est ouverte lorsque le C/No respecte la double inégalité citée si dessus.

Les mises a jour des paramètres caractéristiques des émetteurs (positions et/ou vitesses et/ou coefficients d'horloge) doivent αonc obligatoirement être communiquées au récepteur à l'aide de télécommandes externes. Par exemple, dans le cas d'un récepteur GPS ou GLONASS, ces paramètres peuvent être les éphémérides de la constellation utilisée.

La figure 2 illustre un récepteur 29 de signaux en spectre étale pour satellites qui comprend un module RF 30, recevant un signal en provenance d'une antenne 31, relié à une première entrée d'un correlateur 32 suivi d'une boucle de phase 33 reliée a une boucle de code 34 qui reçoit également le signal de

sortie du module RF 30, et dont la sortie est reliée à une seconde entrée du correlateur 32, et un navigateur orbital intégré 35 qui reçoit de la boucle de phase les données et les pseudovitesses si (C/No) > (C/No) _a et qui lui envoie une aide de vitesse fine, et qui reçoit de la boucle de code les pseudodistances.

Le navigateur orbital intégré reçoit la description de manoeuvres du satellite et les données externes. La figure 3 illustre une variante de l'invention, où le navigateur orbital est intégré dans un calculateur de bord 36 présent dans le satellite.

Exemples d'application

Les applications du procédé de l'invention concernant la réception de signaux en spectre étalé à bord de satellites concernent les cas défavorables de bilans de liaison entre les émetteurs utilisés et lesdits satellites.

Par exemple ces applicaticr.î. peuvent être :

du point de vue des types de récepteurs

* Navigation à l'aide d'un récepteur de constellation de satellites (comme GPS, GLONASS) .

* Navigation à l'aide d'un transpondeur en spectre étalé. Le bilan de liaison peut être défavorable en début et en fin de survol d'une station de télécommande/télémesure (TM/TC) .

* Navigation à l'aide d'un récepteur de signaux en spectre étalé transmis par un parc de balises au sol, munies d'antenne à diagramme de type hémisphérique. La puissance transmise par ces balises

est supposée optimisée pour une utilisation par des satellites en orbite basse. Le bilan de liaison est donc supposé moins favorable pour un satellite en orbite géostationnaire, par exemple. * Réception en orbite de signaux en spectre étalé, en environnement brouillé par des émetteurs radioélectπques non désirés. Le rapport C/NO équivalent des signaux reçus est diminué par rapport au cas d'un environnement non brouillé. Le bilan de liaison est donc dégradé et le procédé de l'invention peut être nécessaire dans ce cas.

du point de vue des orbi tes

* Navigation à l'aide d'un récepteur GPS, ou DORIS NG en orbite de transfert geostationnaire . Une orbite de transfert géostationnaire peut être des types suivants : - orbite de transfert geostationnaire classique (OTG) ;

- orbite supersynchrone (OSPS) ;

- orbite sub-synchrone (OSBS) ;

- orbite de dérive (ODD) ;

Ces navigations peuvent être réalisées avec deux antennes à faible gain, si le seuil d'accrochage des signaux est faible (cf. référence [7] ) .

* Navigation à l'aide d'un récepteur en orbite à haut apogée pouvant être des types suivants cités à titre d'exemple (cf. référence [8]) :

- orbite Molniya ;

- orbite Tundra ; - orbite Archimède.

* Navigation à l'aide d'un récepteur en orbite circulaire pour constellation de satellites de navigation, de période de l'ordre de douze heures. La réception de balises au sol à antenne hémisphérique est adaptée à ce cas de figure.

* Navigation à l'aide d'un récepteur en orbite basse, connecté à une ou plusieurs antennes de réception à faible coût, et donc non optimisées, mais suffisamment bonnes pour permettre au récepteur de réaliser l'étape 2 décrite dans l'invention.

REFERENCES

[1] "Orbital Navigation With a GPS Receiver On The HETE Spacecraft" (ION GPS janvier 94, pages 645-656)

[2] "ESA Dual-Standard S-Band Transponder : A Versatile

TT&C Equipment For Communications Via A Data Relay

Satellite Or Directly With The Ground Network" de

J.L. Gerner (42nd Congress Of The International Astronautical Fédération, 5-11 octobre 1991)

[3] "Accord de standardisation ; caractéristiques du système mondial de détermination de la position NAVSTAR (GPS)" (OTAN, STANAG 4294)

[4] "GLONASS Approaches Full Operational Capability (FOC)" de P. Daly ( ION GPS, septembre 1995)

[5] "Techniques et technologies des véhicules spatiaux module 6. Localisation spatiale" (Editions Cepadues)

[6] "Low-Orbit Navigation Concepts" de H.James Rome (vol. 35, n° 3, Fall 1988, pages 371-390)

[7] "GPS Techniques For Navigation Of Geostationary Satellites" de P. Ferrage, J.L. Issler, G. Campan et J.C. Durand (ION GPS, 12-15 septembre 1995)

[8] "Applicability Of GPS-Based Orbit Détermination Systems To A Wide Range of HEO Missions" de J. Potti, P. Bernedo et A. Pasetti (ION GPS, 12-15 septembre 1995)