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PROCEDE DE REDUCTION AUTONOME DES SEUILS
D'ACQUISITION ET DE POURSUITE DES CODES D'ETALEMENT DE
i
SPECTRE RECUS EN ORBITE
DESCRIPTION
Domaine technigue
L'invention concerne un procédé de
l0 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 prëcise 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 étalé, 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.
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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, localisé dans le récepteur, par
exemple. I1 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 j6]) ;
- filtre à moindres carrés simples ;
- filtre à moindres carrés récursifs.
Ce filtre est également capable de '
déterminer les paramètres suivants .
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3
Di - Distance entre le satellite et
.
l'metteur n i.
~Ti - Ecart de temps entre l'horloge du
rcepteur et l' horlogede l'metteur
n i.
Vi = Di - Vitesse radiale entre et
le
satellite
l'metteur n i.
- Drive relative entre l'horloge de
l'metteur n i et l'horloge du
rcepteur.
Le filtre peut donc estimer les
pseudodis tances PDi et les pseudovitess es PVi.
PDi - Di + C.~Ti
PVi - Vi + C.Ofi
Les grandeurs citées peuvent être estimées
méme 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
étre estimés ou connus.
Le navigateur orbital estime ces
pseudodistances et ces pseudovitesses avec les
l0 précisions 8PD et SPV.
Le navigateur orbital peut recevoir des
télécommandes de description de manoeuvre du satellite
porteur. Ces manoeuvres peuvent étre décrites par les
paramètres OVx(to) ; OVy(to) et ~Vz(t0), où les OVi
représentent les composantes de l'impulsion en vitesse
prévue à la date to.
Les manoeuvres sont décrites avec une
précision notée BVx, BVy, 8Vz pour les trois axes. La
précision globale de la description de la manoeuvre est
$V, avec
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sv = svX + sv~ + svZ
~ 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) boucles) de phase couplées) avec une
(ou plusieurs) boucles) 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 du récepteur. Par
exemple, ledit capteur peut étre typiquement une
centrale inertielle.
Une telle technique est utilisée
classiquement pour la poursuite des signaux GPS à
faible rapport C/No équivalent, reçus par des
récepteurs GPS militaires (code C/A et code P) montés
sur avions d'arme munis de centrales inertielles. 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.
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Exposé de l'invention
L'invention concerne un procédé de
réduction autonome des seuils d'acquisition et de
5 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
lo 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)avf~ (C/No)avf
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
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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 conditionsuivante doit être respectée,
au premier ordre .
~BPV + $V~ < Bei X C
fi
où 8PV est l'incertitude sur la prédiction sur la
pseudovitesse fournie par le navigateur, en absence de
manoeuvre ; où BFI est la bande de prédétection, C la
vitesse de la lumière et fi la fréquence du signal
porteuse transmis par l'émetteur n° i.
Lorsqu'un code pseudoaléatoire est
poursuivi avec un rapport C/No tel que .
~C / NO~avf < C / No < ~C / No~~, les mises à jour des
paramètres caractéristiques des émetteurs sont
communiquées au récepteur à l'aide de télécommandes
externes.
Le procédé de l'invention consiste à
réduire les seuils d'acquisition et de poursuite des
codes d'étalement de spectre, par des récepteurs pour
satellites, munis d'un filtre d'orbitographie embarqué.
Cette réduction de seuil est réalisée de façon autonome
par lesdits rëcepteurs utilisant l'invention. Cette '
réduction de seuil peut être spectaculaire.
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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
l'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
entré sur un corrélateur 13 lui-méme relié, en sortie,
à un discriminateur 14 de la boucle de phase suivi d'un
filtre de boucle 15, et d'un co~~ uta;.eu: 16. Un module
OCN (oscillateur commandé numériquement) porteuse 17
transmet une porteuse locale Fi en phase e~ en
quadrature au discriminateur 14, et est relié à une
autre borne du commutateur 16. Le commutateur 16 reçoit
également un signal en provenance d'un capteur de
vitesse externe 18 (centrale inertielle 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 corrélateur 13 et lui délivre
le code local en phase, et d'autre part à un
discriminateur de la boucle de code 22 et lui délivre
le code local en avance et le code local en retard, un
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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.
D~",..r."~ a-..,
~ 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. I1 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
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de la prédiction Doppler AFD est inférieure à la bande
de prédétection BpI. '
L'incertitude 8PV sur la prédiction de
pseudovitesse doit donc respecter les relations
suivantes .
OFD < BFI soit : 8PV < B~'I x C
où C est la vitesse de la lumière et fi 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 mème
durée de recherche notée T. Le seuil d'acquisition s'en
trouve ainsi réduit. Des techniques de réfection 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)avf - 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].
he seuil (C/No)avf est une fonction de plusieurs
paramètres.
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(C/No) avf - g (T:BPV;BFI)
L'invention se caractérise par le procédé ,
suivant, mis en oeuvre dans un récepteur en spectre
étalé pour satellite, muni d'un navigateur orbital.
5
Etape 1
(facultative)
10 Ze récepteur démarre à froid (sans aucune
aide ou message externe ou interne). I1 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.
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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
lo 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 obligâtoirement externes au
récepteur.
Ces aides grossières permettent au
récepteur d'accrocher tous les signaux avec un rapport
C/No tel que .
C/No>(C/No)a
Le nombre de mesures de pseudovitesse et de
pseudodistance augmente alors, par rapport au cas de
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.
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Etape 3
L'étape 2 étant réalisée, on suppose que la
précision des paramètres de sortie du navigateur Q
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) avf
l0 ~ 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 représenté 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 étre 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 étre respectée au premier
ordre
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(sPV + sv) < ~= x c
où sPV est la prédiction sur la pseudovitesse fournie
par le navigateur, en absence de manoeuvre.
Étape 5
l0 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 à jour des paramètres
caractéristiques des émetteurs (positions et/ou
vitesses et/ou coefficients d'horloge) doivent donc
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
_ 30 signaux en spectre ëtalé pour satellites qui comprend
un module RF 30, recevant un signal en provenance d'une
antenne 31, relié à une première entrée d'un
corrélateur 32 suivi d'une boucle de phase 33 reliée à
une boucle de code 34 qui reçoit également le signal de
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sortie du module RF 30, et dont la sortie est reliée à
une seconde entrée du corrélateur 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 applications peuvent ètre .
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 étre
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 ëtalé transmis par un parc de
balises au sol, munies d'antenne à diagramme de type
hémisphérique. La puissance transmise par ces balises
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est supposée optimisée pour une utilisation par des
satellites en orbite basse. Le bilan de liaison est
r
donc supposé moins favorable pour un satellite en
orbite géostationnaire, par exemple.
5 * Réception en orbite de signaux en spectre
étalé, en environnement brouillé par des émetteurs
radioélectriques non désirés. Le rapport C/NO
équivalent des signaux reçus est diminué par rapport au
cas d'un environnement non brouillé. Le bilan de
l0 liaison est donc dégradé et le procédé de l'invention
peut être nécessaire dans ce cas.
du point de vue des orbites
* Navigation à l'aide d'un récepteur GPS,
ou DORIS NG en orbite de transfert géostationnaire. Une
orbite de transfert géostationnaire peut être des types
suivants .
- orbite de transfert géostationnaire
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]).
3o * 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.
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* Navigation à l'aide d'un récepteur en
orbite circulaire pour constellation de satellites de
navigation, de période de l'ordre de douze heures. Za
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.
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RÉFÉRENCES
y
[ 1 ] "Orbital Navigation With a GPS Receiver On The HETE
Spacecraft" (ION GPS janvier 94, pages 645-656)
[2] "ESA Dual-Standard 5-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 Federation,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" (Éditions Cépaduès)
j6] "Low-Orbit Navigation Concepts" de H.James Rome
(vol. 35, n° 3, Fall 1988, pages 371-390)
j7] "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 Determination
Systems To A Wide Range of HEO Missions" de J.
- ~ Potti, P. Bernedo et A. Pasetti (ION GPS, 12-15
septembre 1995)
