CN101375176A - 通过分析双频信号控制编队中空间飞行器群组相对位置的装置 - Google Patents

Abstract

一种控制装置(D)，用于编队移动的空间飞行器群组的空间飞行器(S1)，包括：i)由三个天线(A1－A3)组成的组件，所述天线安装在空间飞行器(S1)的表面上，能够发射和/或接收表现被选定的频差分离的第一和第二频率的第一和第二RF信号，ii)第一测量部件(M1)，根据天线接收的来自其他空间飞行器的第一和第二信号，确定对应于第一频率和频差的天线(A1－A3)之间的第一和第二路径长度差，iii)第二测量部件(M2)，发出空间飞行器(S1)经历的旋转的测量值，和iv)处理部件(MT)a)根据第一和第二初始路径长度差粗略推算接收的信号的传输方向，b)命令空间飞行器(S1)定位，以使与所述空间飞行器相连的参考系的选定轴与粗略的传输方向对准，c)命令空间飞行器(S1)关于选定轴旋转，d)根据旋转测量值和该次旋转产生的第一路径长度差变化的测量值精确推算其他空间飞行器(Si’)发射的信号的传输方向。

Description

通过分析双频信号控制编队中空间飞行器群组相对位置的装置

技术领域

本发明涉及以编队形式移动以便共同完成任务的空间飞行器群组，诸如卫星，特别涉及这些空间飞行器关于彼此的相对位置的控制。

背景技术

如本领域的技术人员所知，几组空间飞行器必须以一定的精度关于彼此定位，以便共同完成任务。根据设计这种定位发生在任务的几个阶段之间：发射后展开、巡航、和为了完成任务目标改变编队。定位也可以介于完成群组部分或者全部重新排列期间，或者用于减少至少一艘空间飞行器的技术故障(或者设备故障)。

因为任务的高度相对于GPS(“全球定位系统”)卫星群的高度过高，或者因为需要额外的或独立的定位方法，利用相对的GPS类型的技术来定位不能始终适合各种任务类型。

为了达到这样的定位，已经有人提出在空间飞行器上配备控制装置，所述控制装置至少包括：首先，安装在空间飞行器不同方向的表面上的发射/接收天线，可选择地补充有接收天线，负责发射/接收射频信号(RF)；其次，“RF传感器”，特别包括，第一测量部件，负责推算天线之间接收的信号的路径长度差；第三，处理部件，根据路径长度差推算群组中另一个空间飞行器发射的信号的传输方向(通常称为“瞄准线，line of sight”)。

这种控制装置还可以包括第二测量部件，负责根据天线接收的信号和群组中其他空间飞行器发射的辅助信号，推算将空间飞行器与群组中其他空间飞行器之一分离的每个距离。在这种情况下，处理部件根据推算的距离和推算的瞄准线，可以确定群组中的空间飞行器关于选择的参照系的相对位置。

相对位置的确定可以控制群组的空间飞行器，以便带领空间飞行器进入并保持任务要求的几何排列方式，并探测空间飞行器之间的碰撞危险，决定躲避操作。

获得厘米或次厘米精度的相对位置必须进行载波相位测量。本领域的技术人员了解如何利用等于波长的几分之一的精度来测量所述相位(代表性地，在具有合理的多路径环境中，为波长的5％)。然而，已知相位的测量值在2Π之内，是模糊的，难点在于消除这种模糊。

超高频信号(SHF或EHF)的用途是产生宽频带，可以利用载波扫描技术或者多重载波技术来促进消除这种模糊。在自由空间中，信号的衰减与它的频率的平方成比例，在使用超高频信号时，必须有高发射功率或者定向天线，因此，限制了超高频信号的使用范围。事实上，在初始位置对应于严重倾斜的瞄准线时，不可能确定群组的空间飞行器的精确相对位置。

诸如那些分配在S频带的用于舰载/地面和舰载/舰载航天链路的低频(2.0GHz到2.2GHz)，可以使用全方向天线和低发射功率(对于几十千米的空间飞行器间的距离，在一瓦特以下)。可以使用在这个频带中分开大约100MHz的两个频率来促进消除这种模糊：通过结合在这两个频率获得的相位测量值而获得在波长较长的虚载波信号上的相位测量值。一种可能的结合为减去两个频率的相位测量值，以便获得与这两个频率的拍频相关的相位测量值。

这可以从大约15cm的实际波长到大约3m的虚波长。如果分离天线的距离等于例如1m，路径长度差必须在-1m和+1m之间。使用大约3m的波长提供了路径长度差的明确测量值。但是这个测量值被严重的误差破坏：如果两个频率的相位测量误差大约为波长的5％(15cm的5％等于7.5mm)，结合的相位测量值的误差能够达到“长”波长的10％(3m的10％等于30cm)。

误差的主要来源是接收电子仪器中的传播标准的多路径和残余。这些误差的进展非常缓慢并且很难过滤，如果空间飞行器的数量减少到两个，就没有观测冗余了。

发明内容

因此，本发明的目的在于改善这种情况，特别是根据下面的观测结果：

通过结合两个频率而获得的路径长度差的测量值不是模糊的，但是近似的。然而，路径长度差随时间的变化不是模糊的，并且可以利用两个频率之一以精确的方法测量，和

在主空间飞行器中观测的路径长度差的变化可以是其他空间飞行器横向移动或者主空间飞行器的旋转的结果，并且，这些可以利用姿态传感器(诸如星敏感器)来区分。

本发明提供了一种用于根据选定的编队移动的一组空间飞行器中的一个空间飞行器的控制装置，包括至少一个由发射/接收天线和两个接收天线组成的组件，其安装在空间飞行器表面选定的位置上，能够发射和/或接收射频信号(RF)，以及根据所述组件的天线接收的信号来估计群组中的其他空间飞行器发射的信号的传输方向的处理部件。

所述控制装置具有如下特征：

每个组件的每个天线负责发射和/或接收第一和第二RF信号，所述第一和第二RF信号表现出由选定的频差(frequency gap)分隔开的第一和第二选定频率，

其包括：一方面，第一测量部件，负责根据所述组件的每个天线接收的产生于群组的其它空间飞行器的第一和第二信号确定天线之间的第一和第二路径长度差，所述第一和第二路径长度差对应于第一或第二频率和频差，另一方面，姿态测量部件负责给出空间飞行器进行的旋转测量值，和

其处理部件负责：

根据所谓的第一和第二初始路径长度差，粗略地推算其他空间飞行器发射的信号的传输方向，

命令空间飞行器粗略定位，以使与其相关的参考系的选定轴基本上与粗略推算的传输方向对准；

命令空间飞行器关于选定轴作至少一次选定的旋转，以及

根据姿态测量部件传输的旋转测量值和由第一测量部件执行的本次旋转过程中的第一或第二路径长度差变化的测量值，精确推算其他空间飞行器发射的信号的传输方向。

本发明的装置可以包括可以分开或组合的其他特征，特别是：

在命令旋转之前，处理部件可以利用由第一测量部件执行的第一和第二路径长度差之一的变化的(精确的)测量值产生指令以使在零速度附近的粗略定位稳定；

其处理部件可以利用第一和第二路径长度差之一的变化的测量值来维持(随后的)传输方向的精确认识；

第一测量部件可以完成：

确定组件的每个天线接收的来自其他空间飞行器的第一和第二信号的第一和第二相位，

从第一和第二相位，在发射/接收天线和两个接收天线中的每个天线之间推算第一和第二相位差，

从第一和第二相位差推算对应于频差的第三相位差(优选地，所述频差自身相当于超过天线之间的距离两倍的波长)，

从第一或第二连续的相位差和第三连续的相位差推算第一或第二路径长度差变化的测量值，和

从第一或第二路径长度差变化的测量值推算对应于第一或第二频率的第一和第二路径长度差的非模糊测量值；

其可以包括第二测量部件，根据由至少一个天线接收的来自其他空间飞行器的第一和/或第二信号，推算该空间飞行器与空间飞行器群中的其他空间飞行器相距的距离。为此，一方面，通过伪随机码调制第一和/或第二信号可以获得伪距离测量值，另一方面，利用允许空间飞行器交换信息的数据中分别最小化的伪距离测量值，识别时钟偏差并获得真正的距离测量值。通过观测伪随机码获得的距离测量值相当不精确，利用载波平滑码技术(本领域的技术人员熟知的技术)可以减少测量值的噪音。观测接收的伪随机码还可以使主空间飞行器的控制装置修正其他空间飞行器的控制装置的时间，从而可以在空间飞行器群组之间同步发射和接收周期；

当使用第一和第二测量部件时，处理部件(MT)根据推算的距离和精确推算的传输方向，确定空间飞行器关于主空间飞行器的相对位置；

其处理部件可以通过修正多路径的影响改进距离测量值和/或传输方向测量值。所述修正必须具有预先获得的空间飞行器的多路径地图表数据(tabulated cartographic data)，例如，通过在隔音室试验的方法。只有传输方向修正得足够精确，地图表的使用才会有效，诸如本发明提供的方法；

其可以包括位于不同方向的至少两个面上的至少两个天线组件；

其可以包括位于至少一个没有天线组件的面上的至少一个补充的发射/接收天线；

天线能够发射和/或接收第一和第二载波信号形式的第一和第二射频信号，至少一个载波信号通过选定的伪随机码调制；

天线能够发射和/或接收显示第一和第二频率的第一和第二载波信号，所述频率属于从S、SHF和EHF频带中选择的频带。

本发明也提出了一种在空间飞行器群组之内以编队形式移动并且配备了上文介绍的控制装置的空间飞行器。

本发明也提出了空间飞行器群组，其根据选定的编队移动，群组中的至少一个空间飞行器包括上文介绍的类型的控制装置，并且至少一些其他的空间飞行器包括至少一个安装在至少一个选定的面上的发射/接收天线。

不排他的，本发明尤其适用于卫星类型的空间飞行器。

附图说明

通过下文的详细说明和附图可以更好地理解本发明其他的特征和优点，在附图中：

图1用示意性的方法说明编队形式的包括三个卫星的群组，其中的一个包括本发明的控制装置，

图2用示意性的方法说明在卫星的表面上，同一组件的三个天线的典型定位，

图3用示意性的方法说明本发明的控制装置的典型实施例，

图4用示意性的方法说明由第二个卫星发射的信号在第一个卫星的主和次天线之间的路径长度差，

图5用示意性的方法说明关于用粗略方法确定的瞄准线定位一个配备了本发明的控制装置的卫星的步骤，

图6用示意性的方法说明在二维情况下，考虑前面的旋转，确定瞄准线的精确坐标引入的主要参数，和

图7用示意性的方法说明在三维情况下，考虑前面的旋转，确定瞄准线的精确坐标引入的主要参数。

具体实施方式

如果适当，附图不仅仅用于对本发明的补充，同样有助于本发明的限定。

本发明的目的在于，通过安装在编队移动的空间飞行器群组的空间飞行器上的控制装置，允许确定精确的瞄准线(瞄准线坐标的精确度在几毫米的数量级)，可选地，也允许确定空间飞行器之间的精确距离(精确度在厘米数量级)，以便确定空间飞行器的相对位置。群组中的空间飞行器相对位置的确定可以控制它们，以便可以带领它们进入并且保留任务需要的几何形状，可以探测空间飞行器之间的碰撞危险，决定避碰调整。

下文是非限制性的例子，其中空间飞行器群组为编队飞行的卫星，以便完成空间或地面观测任务。

然而，本发明不限于这种空间飞行器类型。事实上，本发明涉及所有将根据选定的形状(可选择性更改)编队飞行的空间飞行器。

首先，图1至图3示出可以适用本发明的一组空间飞行器。

在图1中描述了一个编队飞行的三艘空间飞行器(人造卫星)Si(i＝1到3)的群组。应当注意，本发明不限于包括三艘空间飞行器的群组，事实上，本发明涉及任何只要包括至少两艘空间飞行器的群组。

在这样的群组中，至少一艘空间飞行器(这里是S1)包括本发明的控制装置D，同时，其他的空间飞行器(这里是S2和S3)包括处理装置DT。当然，可以设想同一群组的几艘空间飞行器，或者是全部空间飞行器，都包括本发明的控制装置D。

本发明的控制装置D包括：至少一个组件，其由称为主天线的发射/接收天线A1和两个称为次天线的接收天线A2和A3组成。所述组件的三个天线Aj(j＝1到3)安装在空间飞行器S1表面F上选定的位置。在图2中图示说明了在空间飞行器S1的表面F上天线组件的示范性安装。

应当注意，控制装置D可以包括多个具有三个天线Aj的组件，所述组件安装在同一空间飞行器S1的不同方向的表面上。也可以设想，在空间飞行器的表面F上，控制装置D包括至少一个具有三个天线Aj的组件，在至少一个其他的表面上，还包括至少一个称为补充天线的发射/接收天线A4(这种情况已经在图1中的非限制性例子中说明)。

根据本发明，每个主天线A1(和补充天线A4)可以发射和接收表现出由选定的频差f3分隔开的第一和第二选定频率f1和f2(其中f3＝f2-f1)的第一和第二射频信号(RF)。另外，每个次天线A2、A3可以接收第一和第二射频信号。

优选地，第一和第二频率f1和f2属于S频带。但是，这不是必须的。实际上，它们可以属于高于选定的S频带的频带，诸如SHF或者EHF频带。

优选地，第一和第二频率f1和f2之间的频差f3相当于大于主天线A1和每个次天线A2和A3之间的距离两倍的波长。

在下文中，认为第一和第二频率f1和f2属于S频带。例如f1＝2.1GHz和f2＝2.2GHz，因而，频差f3＝100MHz。

每个处理装置DT固定到没有控制装置D的空间飞行器S2、S3上，其包括至少一个发射/接收天线A1，可以发射定向到群组中其他空间飞行器的第一和第二射频信号，也可以接收来自它们的第一和第二射频信号。

每个控制装置D还包括第一测量模块MM和第二测量模块M2。

例如，第一测量模块MM包括：模拟型部分，其处理接收的射频信号(RF)并且把射频信号转换为数字信号，和数字型部分，其更加精确地获取和追踪信号并且产生测量值。

如图3中所示意性示出的一样，例如，第一测量模块MM通过第一和第二门控模块C1和C2连接到每个组件的天线Aj(也可能连接到补充天线A4)。

第一门控模块C1确保与一个或另一个天线的连接是源于处理模块MT的指令的函数，关于处理模块MT在下文说明。

第二门控模块C2一方面连接到第一门控模块C1的输入/输出和测量模块MM的输入，另一方面，连接到模块MF的输出，形成第一和第二信号(用于传输部分)。因此，作为处理模块MT产生的指令的函数，也允许控制装置D的操作处于信号接收模式，或信号发射模式。

控制装置D包括显示本地时间和用于产生载波频率并排列伪随机码(在下文说明)的时钟H。控制装置D还为其至少一些部件的操作提供必要的时钟信号，并特别提供对于控制传输和接收必要的时钟信号。

第一测量模块MM包括至少一个第一测量子模块M1，第一测量子模块M1根据组件的每个天线Aj接收的源于群组的另一艘空间飞行器S2、S3的第一和第二信号来确定分别对应于第一频率f1(或者第二频率f2)和频率f3(等于f1和f2之间的频差)的其主天线A1和次天线A2和A3之间的第一路径长度差DM1和第二路径长度差DM2。

在图4中示出了安装在空间飞行器S1表面F上的组件的主天线A1和次天线A2之间的由同一群组的空间飞行器S2发射的信号的典型的路径长度差DM1。其中，DM1＝d1-d2，d1是从空间飞行器S1的主天线A1到空间飞行器S2的距离，d2是从空间飞行器S1的次天线A2到空间飞行器S2的距离。

优选地，第一测量子模块M1确定对应于频率f3的第一和第二路径长度差DM1和DM2，如后面所述。

首先，第一测量子模块M1分别确定组件的每个天线Aj接收的来自其他的空间飞行器S2或S3的第一和第二信号的第一和第二相位。

每个信号至少采用选定频率f1或f2的载波信号。优选地，两个频率f1和f2中的至少一个通过选定的伪随机码调制，这对于测量空间飞行器之间的距离和群组中的空间飞行器之间的发射和接收的同步是必须的。在这个例子中，测量模块MM负责获得并从载波信号中删除伪随机码，以便允许其分析。

另外，两个载波信号中的至少一个能够利用允许空间飞行器交换信息的数据进行调制。在这个例子中，测量模块MM也确保载波信号的解调功能，以便提取其包含的信息数据。

然后，通过第一测量子模块M1用本领域技术人员公知的方法分析载波信号，以便确定第一和第二相位测量值。根据第一测量子模块M1完成的功能，可以获取每个天线Aj的第一或第二相位测量值，然后提取该第一或第二相位测量值从而为每个第一和第二频率f1和f2获取主天线A1和每个次天线A2和A3之间的第一和第二相位差，或者为每个第一和第二频率f1和f2直接获取主天线A1与每个次天线A2和A3之间的第一和第二相位差，将在下文说明。

然后，第一测量子模块M1从对应于频率f3(或频差)的第三相位差中推算第一和第二相位差。更精确地，每个第三相位差相当于根据天线Aj之一接收的第一和第二信号的人工构成的第三“虚拟”信号，频率f3等于频差f2-f1。

然后，一方面，第一测量子模块M1分别根据第一或第二相位差和第三相位差确定主天线A1与次天线A2之间的两个第一路径长度差DM1；另一方面，第一测量子模块M1分别根据第一或第二相位差和另一个第三相位差确定主天线A1与次天线A3之间的两个第二路径长度差DM2。

第一测量子模块M1还负责分别确定其主天线A1与次天线A2和A3之间的第一路径长度差变化ΔDM1和第二路径长度差变化ΔDM2，其对应第一频率f1。例如，如果每秒都执行相位测量，则每秒都产生路径长度差DM1和DM2，并且每个变化ΔDM1、ΔDM2表示在过去的一秒中相应的路径长度差DM1和DM2的变化。

这些路径长度差变化ΔDM1和ΔDM2的测量值是确定的测量值。

第二测量模块M2负责测量空间飞行器S1的姿态，从而至少传输表示所述空间飞行器S1所进行的每个旋转的测量值。它负责处理射频信号，与测量模块MM无关。例如它可以是星敏感器(star tracker)。

每个控制装置D还包括处理模块MT，处理模块MT至少完成下文描述的四个任务。

处理模块MT的第一个任务是根据第一和第二初始的路径长度差DM1和DM2，用粗略的方法推算另一艘空间飞行器S2发射的信号的传输方向AV(或者瞄准线)。

所述瞄准线AV为单位向量(例如长度等于一米)，当考虑如下参考系时，即第一轴(Z，见图2和图5)连接主天线A1和次天线A2，第二轴(Y)连接主天线A1和次天线A3，第三轴(X)垂直于另外两轴(Y和Z)，瞄准线的两个坐标为路径长度差DM1和DM2。由于单位向量AV是准直的，第三坐标没有值。应当注意，当天线之间的距离不等于一米时，根据用天线之间的距离归一化的路径长度差来确定坐标。

由于在根据频差f3进行测量时第一和第二路径长度差DM1和DM2中的测量误差以波长比扩大，这个测量值称为粗略值。

处理模块MT的第二个任务是以下面的方式操作主空间飞行器S1，即与方向A1A2(Z)和A1A3(Y)垂直的选定轴(X)关于在第一个任务中以粗略的方法推算的传输方向(或者瞄准线)AV基本对准。因此，注意到选定轴(X)关于以粗略方法推算的传输方向(或者瞄准线)AV的位置，处理模块MT计算主空间飞行器必须具有的姿态设定点。然后，处理模块MT把该设定点发送到主空间飞行器S1的控制模块MD。一个不同的方法是计算相对位置点，该相对位置点导致两艘空间飞行器之一的横向偏移操纵，而不是主空间飞行器S1的旋转操纵。根据与任务相关的外部参数选择这两种策略。

在图5中，举例说明了与空间飞行器S1相连的参考系(X，Y，Z)的轴X与粗略推算的瞄准线AV对准的例子，所述瞄准线AV是关于空间飞行器S2定义的。此时，推算的瞄准线的精度为一般水平，因此对准只能是近似的。

优选地，所述第二个任务在主空间飞行器S1和另一空间飞行器S2的相对移动取消之后(也可能是完成后)继续进行。这里的目标是消除两艘空间飞行器S1和S2的横向相对速率，以便使它们保持在固定的相对位置上。

因此，处理模块MT利用频率f1的第一载波信号的路径长度差变化的测量值，或者频率f2的第二载波信号的路径长度差变化的测量值。频率f1的第一载波信号(或者频率f2的第二载波信号)的路径长度差是模糊并且精确的，但是其随时间的变化不是模糊的，因此，有利于瞄准线的速率测量。特别地，为了可以消除两艘空间飞行器的相对速率，精确速率测量是必须的。来自实际的难点是瞄准线的速率只有两个精确的坐标(坐标DM1的速度和坐标DM2的速度)可用，但是速度向量是三维的。然而，可以说明，如果瞄准线近似垂直于方向A1A2和A1A3，第三坐标可以忽略，因此，证明先前粗略地使瞄准线AV与垂直于方向A1A2和A1A3的方向对准的步骤是正确的。

根据瞄准线AV的速率，处理模块MT计算要执行的操作，以便基本消除瞄准线AV的速率。通过修正空间飞行器S1的移动速率、或通过修正空间飞行器S2的移动速率、通过修正空间飞行器S1的旋转速率、或者通过结合上述修正，可以完成所述操作。根据与任务相关的外部参数来选择策略。如果操作必须由空间飞行器S1执行，处理模块MT与它的空间飞行器S1的控制模块MD对话。如果操作必须由空间飞行器S2执行，指令通过主天线A1，例如利用第一和/或第二信号传输到遥远的空间飞行器S2。

处理模块MT的第三个任务是使空间飞行器S1关于选定轴(这里是X)进行至少一个选定的旋转，即基本关于粗略推算的瞄准线AV旋转。所述旋转通过第二测量模块M2精确测量。旋转的角度值不是关键：为达到处理模块MT的第四个任务要求的精度(通常为几十度)，旋转必须有足够的幅度。

在旋转期间，处理模块MT依靠其第一测量子模块M1记录显示频率f1的第一载波信号上或者显示频率f2的第二载波信号上的路径长度差变化ΔDM1和ΔDM2。

处理模块的第四个任务是根据第二测量模块M2发出的旋转测量值(姿态专用的)和第一测量子模块M1发出的显示频率f1的第一载波信号上或者显示第二频率f2的第二载波信号上的路径长度差变化ΔDM1和ΔDM2的测量值，精确推算空间飞行器S1和S2之间的瞄准线。

下面参考图6和图7示出的非限定性的示例详细说明精确推算瞄准线的过程。在后面，AV表示以粗略的方法推算的瞄准线(旋转之前)，AV’表示精确推算的瞄准线。

图6以二维显示空间飞行器S1相对于垂直于瞄准线AV(粗略确定的)的轴的旋转。这里只显示了次天线A2从初始位置P1(旋转之前)到最终位置P2(旋转θ角之后)的位移。通过第二(姿态)测量模块M2(例如星敏感器)精确测量旋转角θ。角θ的旋转引入了主天线A1和次天线A2之间的第一路径长度差DM1的变化，所述变化由处理模块MT根据第一测量模块M1发出的初始路径长度差的测量值(旋转之前)和补充的路径长度差测量值(旋转之后)确定。已知主天线A1与次天线A2的距离BL1，第一路径长度差DM1的变化(根据显示频率f1的第一载波信号或者显示频率f2的第二载波信号)，确定方向A1A2(Z)关于瞄准线AV’迷航(disorientation)的初始角α。在主天线A1和另一个次天线A3之间完成相同的操作，从所有的结果中确定瞄准线AV’的正确坐标。

应当注意，这个二维的例子(2D)不完全是三维(3D)实例的代表。在实例中示出关于垂直于方向A1A2(Z)和A1A3(Y)的轴(X)的单一旋转，依靠与空间飞行器S1相关的参考系能够确定精确的瞄准线AV’(S1S2)。

下面参照图7说明一个比二维空间复杂的形式。这里，用于与空间飞行器S1相连的参考系(X、Y、Z)的Z轴朝向空间飞行器S2。这里Z轴限定为已经与粗略的瞄准线AV对准的轴。

在图7中，标记AZ代表精确的瞄准线AV’相对于Z轴的方位角，标记EL代表精确的瞄准线AV’关于平面ZX的仰角。

首先想要确定空间飞行器S1关于Z轴的旋转角θ与路径长度差的变化和粗略的瞄准线AV(旋转之前)的坐标之间的关系。在平行的入射信号情况下，可以看出路径长度差可以被定义为矢量A1A2在瞄准线AV上的投影。

因此，如果BL1表示在主天线A1和次天线A2之间的向量，VLoS表示粗略的瞄准线AV的单位向量，我们得到下面的关系：

$\mathrm{DM}1=\⟨B\stackrel{\→}{L}1|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩$

在与空间飞行器S1相连的参考系(X、Y、Z)中，单位向量V_LoS(其定义了希望推算的精确的瞄准线AV’的坐标)以下式定义：

${\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}=\left|\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z=\sqrt{1-X^2-Y^2}\end{array}\right|$

已经了解上述参考系中两个次天线A2和A3的坐标，并且在下面给出：

$\mathrm{BL}1=\left|\begin{array}{c}{x}_1\\ y_1\\ z_1\end{array}\right|,\mathrm{BL}2=\left|\begin{array}{c}{x}_2\\ y_2\\ z_2\end{array}\right|$

在旋转θ角之前，通过下面的关系给出第一和第二路径长度差DM1和DM2：

$\mathrm{DM}1=\⟨B\stackrel{\→}{L}1|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩$

$\mathrm{DM}2=\⟨B\stackrel{\→}{L}2|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩$

在旋转θ角之后(通过旋转矩阵Rot(θ)定义)，矢量BL1(θ)和BL2(θ)分别代表主天线A1和次天线A2和A3之间的距离，在上述的参考系中，通过下面的关系给出：

$\mathrm{BL}1\left(\mathrm{\θ}\right)=\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)\left|\begin{array}{c}{x}_1\\ y_1\\ z_1\end{array}\right|,\mathrm{BL}2\left(\mathrm{\θ}\right)=\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)\left|\begin{array}{c}{x}_2\\ y_2\\ z_2\end{array}\right|$

因此，通过下面的关系式给出第一补充路径长度差DM1(θ)和第二补充路径长度差DM2(θ)：

$\mathrm{DM}1\left(\mathrm{\θ}\right)=\⟨\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)\·B\stackrel{\→}{L}1|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩$

$\mathrm{DM}2\left(\mathrm{\θ}\right)=\⟨\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)\·B\stackrel{\→}{L}2|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩$

第一和第二路径长度差变化(对应于选定的频率f1或f2)可以写成：

$\mathrm{\ΔDM}1\left(\mathrm{\θ}\right)=\⟨\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)\·B\stackrel{\→}{L}1|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩-\⟨B\stackrel{\→}{L}1|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩=\⟨[\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)-\mathrm{Id}]B\stackrel{\→}{L}1|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩$

$\mathrm{\ΔDM}2\left(\mathrm{\θ}\right)=\⟨\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)\·B\stackrel{\→}{L}2|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩-\⟨B\stackrel{\→}{L}2|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩=\⟨[\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)-\mathrm{Id}]B\stackrel{\→}{L}2|{\stackrel{\→}{V}}_{\mathrm{LoS}}\⟩$

采用下面的矩阵表示：

$\mathrm{\ΔDM}=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\ΔDM}1\\ \mathrm{\ΔDM}2\end{array}\right]$

然后得到下面的关系，其中上标表示转置的矩阵单元：

$\mathrm{\ΔDM}=\left[\begin{array}{c}\left[(\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)-\mathrm{Id})\mathrm{BL}1\right]\′\\ \left[(\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)-\mathrm{Id})\mathrm{BL}2\right]\′\end{array}\right]\·V_{\mathrm{LoS}}=\left[\begin{array}{c}\mathrm{BL}1\′\\ \mathrm{BL}2\′\end{array}\right][\mathrm{Rot}\left(\mathrm{\θ}\right)-\mathrm{Id}]\′V_{\mathrm{LoS}}$

后面的表达式不容易转化，因为其第一项(BL1^t，BL2^t)表示2x3型矩阵，然后我们采用二维代替三维。利用实际可以实现，一方面，向量V_LoS是单位向量并且由于Z坐标是从其X坐标和Y坐标推算出来的，因此没有影响，另一方面，关于轴Z完成角θ的旋转。因此，如下所示，上面的公式可以写成二维的(在X、Y平面中)：

$V_{\mathrm{LoS}\_2D}={[\mathrm{Rot}\left({-\mathrm{\θ}}_z\right)-\mathrm{Id}]}^{-1}{\left[\begin{array}{c}{\mathrm{BL}1}_{2D}\′\\ {\mathrm{BL}2}_{2D}\′\end{array}\right]}^{-1}\mathrm{\ΔDM}$

一旦处理模块MT拥有瞄准线的坐标(旋转之前的粗略坐标)，此后，任何时候处理模块都可以对路径长度差变化ΔDM1和ΔDM2求积分来确定瞄准线的精确坐标。一种变化涉及利用精确瞄准线AV’来消除在第一频率f1(或第二频率f2)上执行的测量值DM1和DM2中的模糊，然后，根据路径长度差变化ΔDM1和ΔDM2保留这些模糊。

如果其他的空间飞行器(例如S3)装备了装置DT，在空间飞行器S1和S3之间重复相同的过程，在与空间飞行器S1相连的参考系中精确测量瞄准线S1S3。在空间飞行器S1和S3之间完成这个过程期间，必须当心空间飞行器S2保持可以被空间飞行器S1看到。特别地，如果打破空间飞行器S1和S2之间的RF连接，可能丢失已知的精确瞄准线AV’(S1S2)，必须在空间飞行器S1和S2之间重新开始上述过程。

如果至少一艘其它的空间飞行器(例如S4)装备了装置D，空间飞行器S4通过执行相同的过程，可以在自己的参考系中精确确定其他空间飞行器的瞄准线。为群组中的几艘空间飞行器提供装置D代替装置DT的好处取决于执行的任务。

一旦精确地确定了瞄准线，如果预先执行了多路径的地图表映射(tabulated cartographic mapping)并且将其以地图数据的形式存储，可以进一步提高精度。在这种情况下，处理模块MT从显示第一频率f1的信号路径长度差的测量值中减去多路径的已知贡献。当多路径是在主空间飞行器上由本地反射引起时，这种技术特别有效。在这种情况下，由多路径引起的误差完全与信号的到达方向有关。

应该注意，上面给出的矩阵公式是简化的，以便于理解。事实上，几个方面的副作用可以使它们变得复杂：

剩余速度可能持续到横向速度取消相位的结尾，

处理模块MT所命令的旋转可能与空间飞行器实际完成的旋转不同，真正的旋转轴可能关于垂直于方向A1A2和A1A3的轴有误差，

如果空间飞行器S1和S2之间的距离相对于天线A1、A2和A3之间的距离不是很大，不同的天线Aj接收的射频波不完全平行。

然而，根据简化的公式，本领域的技术人员通过复杂化这些公式可以修正这些影响。

独立于精确瞄准线AV’的测量，可以设置装置D和DT以便测量空间飞行器分开的距离。

因此，控制装置D必须包括(优选地在第一测量模块MM中)第二测量子模块M3。后者根据至少一个天线(优选地是发射/接收天线A1(或者A4))接收的来自其他空间飞行器S2的第一和/或第二信号，更加精确地推算空间飞行器S1与同一群组中另外一艘空间飞行器S2分开的距离。

下文中的例子应当看作是说明和非限制性的，第二测量子模块M3根据主天线A1接收的第一信号推算空间飞行器之间的距离。

由于空间飞行器S1和S2的时钟H之间缺乏同步性而产生的暂时偏差，优选地，第二测量子模块M3不但根据主天线A1接收的来自另外一艘空间飞行器S2的第一信号，而且根据由另外一艘空间飞行器S2传输的辅助信号，执行距离推算。

如前所示，优选地，这些辅助信号由通过选定的伪随机码调制第一信号的载波信号以及选择性地和信息数据以如下的方式组成，即，发射的信号是发射器空间飞行器的本地时间的映像，而且观测该信号可以获得伪距离测量值。

通过对比本身的伪距离测量值与另外一艘空间飞行器S2在辅助信号中以信息数据形式传输的伪距离值，第二测量子模块M3可以隔离时钟偏差，确定空间飞行器之间的距离d(S1、S2)。特别地，真正距离等于空间飞行器S1根据空间飞行器S2发射的第一信号测量的伪距离与空间飞行器S2根据空间飞行器S1发射的第一信号测量的伪距离的和的一半。

通过分析伪随机码获得的距离测量值是非模糊的，但是由于伪随机码的波长通常比载波信号的波长更大，其精度水平一般。如果通过观察伪随机码获得距离值的精确度比频率f3的波长的一半要好，那么上述近似的距离测量可以去除根据频率f3进行相位测量获得的距离测量中的模糊(在空间飞行器S1和S2的主天线上完成)。这样获得的距离测量值的质量比根据伪随机码获得的距离测量值的质量高。然而，由于f3相位测量的精确度随着波长比f3/f1退化，所以这样的距离测量值的质量仍然太差了，以致于不能解决根据频率的相位测量值获得的距离测量中的模糊。

然后，提供了最后步骤，以便在距离测量中达到厘米的精确度。因此，优选地把三种技术结合。

第一种技术是平滑测量噪音。本领域的技术人员非常了解第一种技术，其通过它的变化速度来更精确地过滤掉非模糊的但是高度嘈杂的量，如果已知后者不是很嘈杂。这里，通过根据第一信号(f1)上的相位测量值的变化获得的速度来平滑根据伪随机码获得的距离测量值。然后，通过根据第一信号(f1)上的相位测量值的变化获得的速度来平滑根据频差f3上的相位测量值获得的距离测量值。目的是降低距离中的噪音。这种技术可以降低测量噪音，但是不能降低“迟缓变化偏差”(slowly variable bias)类型的误差，这种误差来自于在信号发射和接收电子仪器中的多路径和信号传播。

第二种技术是通过自动校准，在发送和接收电子仪器中修正传播的影响(传播延迟和传播相位偏移)。通过模块SR发送到主天线A1的所有信号的一部分振幅改变方向进入模块SR中。

在测量模块MM中分析这些信号可以精确测量对应于在空间飞行器S1的发射电子仪器中传播及对应于在空间飞行器S1的接收电子仪器中传播的量。相同的技术用于空间飞行器S2，用于测量对应于在空间飞行器S2的发射电子仪器中传播及对应于在空间飞行器S2的接收电子仪器中传播的量。

被隔离的这两个量中的每一个都不重要，但是这两个量的和可以改写为路径S1向S2的电子传播和路径S2向S1的电子传播的和。然后，因为后者是空间飞行器S1和空间飞行器S2之间的伪距离与空间飞行器S2和空间飞行器S1之间的伪距离的和，因此该和可以修正空间飞行器间的距离。

所述修正具有与传输的信号一样数量的成分(伪随机码的传播，频率f1的载波信号的传播和频率f2的载波信号的传播)。因此，可以修正通过伪随机码获得的距离和从频率f1、f2和f3的载波上获得的距离。

第三种技术是利用空间飞行器S1和空间飞行器S2上的多路径的地图表映射(tabulated cartographic mapping)修正多路径的影响。使用这样的地图映射必须在与S1相连的参考系内精确地确定瞄准线AV’(S1S2)(通过上面描述的过程实现)。还必须在与S2相连的参考系内精确确定瞄准线(S2S1)，这可以通过S2装备了装置D或者装备了装置DT加上姿态传感器来获得。特别地，可以示出，已知与S1相连的参考系内的瞄准线AV’(S1S2)和已知空间飞行器S2的姿态足以确定在与空间飞行器S2相连的参考系内的瞄准线S2S1。

已知空间飞行器之间的距离d(S1、S2)或d(S1、S3)的精确推算以及相应的瞄准线AV1或AV2的坐标的精确推算，处理模块MT相对于与空间飞行器S1相连的参考系(X、Y、Z)(或与空间飞行器S1相连的任何其他的参考坐标系)确定两艘空间飞行器S2和S3的相对位置。

如图3所示的非限制性例子，控制装置D还可以包括分析模块MA，其控制空间飞行器群组，以便带领它们进入并且保持任务要求的几何学配置，探测空间飞行器之间的碰撞危险，决定任何躲避操纵。目前，本领域的技术人员已知的任何类型的群组空间飞行器的位置控制方法和碰撞危险检测方法都可以适用本发明。

每次检测到碰撞危险，作为群组的其它空间飞行器的相对位置的函数，分析模块MA都可以而且可选择地为空间飞行器S1确定躲避操作。

本发明的控制装置D，尤其是其处理模块MT，其第一测量模块MM和第二测量模块M2，及其可选择的分析模块MA，能够具体化为电子电路，软件(或计算)模块，或者电路和软件相结合的形式。

在控制装置D内，第一测量模块MM、门控模块C1和C2、光束形成模块MF、以及可选择的第二(姿态)测量模块M2可以集成为一体，构成双频传感器SR。

当本发明在S频带运行时，可以使用非定向天线，因此，无论它们的初始相对位置，尤其当瞄准线起初略微或强烈倾斜时，都可以在编队飞行的空间飞行器的相对位置中获得厘米级的精确度。

另外，本发明可以为现有技术的控制装置运行提供精确的相对位置，例如，在SHF或EHF中，或在根据光学信号以及要求精确预定位以确定空间飞行器的甚至更高精度(代表性地为一个或几个数量级)的相对位置时。

本发明不限制为上面说明的控制装置和空间飞行器的实施例，以上描述仅仅作为例子，本领域的技术人员可以想象的所有变化都包括在权利要求的范围内。

Claims (15)

1.一种控制装置(D)，用于根据选定的编队移动的空间飞行器群组中一个空间飞行器(Si)，包括：安装在所述空间飞行器(Si)表面上的选定位置处的至少一个由发射/接收天线(A1)和两个接收天线(A2，A3)组成的组件，所述组件能够发射和/或接收射频信号；和处理部件(MT)，所述处理部件设计为根据所述天线(A1-A3)接收的所述信号估计群组的其他空间飞行器发射的信号的传输方向，其特征在于所述组件的每个天线(A1-A3)设计成发射和/或接收第一和第二信号，所述第一和第二信号表现出被选定的频差分隔开的第一和第二选定频率，所述控制装置包括：

(i)第一测量部件(M1)，设计成根据所述组件的每个所述天线接收的来自于群组的其它空间飞行器(Si’)的第一和第二信号，确定天线(A1-A3)之间的第一和第二路径长度差，所述第一和第二路径长度差对应于第一或第二频率和所述频差；

(ii)姿态测量部件(M2)，设计成传送所述空间飞行器(Si)进行的旋转的测量值，

所述处理部件(MT)设计成：

(a)根据所谓的第一和第二初始路径长度差粗略地推算所述其他空间飞行器(Si’)发射的信号的传输方向；

(b)粗略确定所述空间飞行器(Si)的位置，以使与该空间飞行器相连的参考系的选定轴(X)基本上与所述粗略推算的传输方向对准；

(c)命令所述空间飞行器(Si)关于所述选定轴(X)进行至少一次选定的旋转；

(d)根据所述姿态测量部件(M2)发出的旋转测量值和由所述第一测量部件(M1)执行的在所述旋转过程中产生的第一或第二路径长度差变化的测量值，精确推算由所述其他空间飞行器(Si’)发射的信号的传输方向。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述处理部件(MT)设计成在命令所述旋转之前，根据所述第一测量部件(M1)完成的第一和第二路径长度之一的变化的所述测量值，产生指令以使所述空间飞行器(Si)在零速度附近的粗略定位稳定。

3.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于：所述处理部件设计成根据第一和第二路径长度差之一的变化的所述测量值，保持对所述传输方向的精确认识。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的装置，其特征在于：所述第一测量部件(M1)设计成：

i)确定所述组件的所述天线(A1-A3)中每一个接收的来自其他空间飞行器(Si’)的第一和第二信号的第一和第二相位；

ii)从所述第一和第二相位推算所述发射/接收天线(A1)和所述接收天线中(A2，A3)中的每个天线之间的第一和第二相位差；

iii)从所述第一和第二相位差推算对应于所述频差的第三相位差；

iv)从第一或第二连续的相位差和第三连续的相位差推算第一或第二路径长度差的变化测量值；以及

v)从第一或第二路径长度差的变化测量值推算对应于第一或第二频率的所述第一和第二路径长度差的确定的测量值。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的装置，其特征在于所述控制装置包括第二测量部件(M3)，所述第二测量部件设计成根据至少一个所述天线(A1-A3)接收的来自其他空间飞行器(Si’)的所述第一和/或第二信号，推算该空间飞行器(Si)与空间飞行器群组中的所述的其他空间飞行器(Si’)的分离距离，而且所述处理部件(MT)设计成根据所述推算的距离和所述精确推算的传输方向，确定所述空间飞行器(Si’)关于空间飞行器(Si)的相对位置。

6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于：所述第二测量部件(M3)设计成根据至少所述天线(A1-A3)之一接收的来自所述其他空间飞行器(Si’)的所述第一和/或第二信号，以及所述其他飞行器(Si’)发射的代表其与所述空间飞行器(Si)分离的距离的辅助信号，推算空间飞行器(Si)和空间飞行器群组中的所述其他飞行器(Si’)的距离。

7.根据权利要求5或6所述的装置，其特征在于所述处理部件(MT)设计成根据存储的地图数据和信号的所述传输方向，修正所述距离测量值和/或受多路径影响的精确传输方向的所述测量值。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的装置，其特征在于所述装置包括位于不同方向的至少两个面上的至少两个天线组件。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的装置，其特征在于所述装置包括位于没有天线组件的至少一个面上的至少一个补充的发射/接收天线(A4)。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的装置，其特征在于所述天线(A1-A3)能够发射和/或接收第一和第二载波形式的第一和第二射频信号，至少所述第一和第二载波之一被选定的伪随机码调制。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的装置，其特征在于所述频差对应于至少等于所述发射/接收天线(A1)与每个所述接收天线(A2、A3)之间距离两倍的波长。

12.根据权利要求1至11中任一项所述的装置，其特征在于所述天线(A1-A3)设计成发射/接收表现出第一和第二频率的第一和第二载波，所述第一和第二频率属于选自包括S频带、SHF频带和EHF频带的一组频带中的一个频带。

13.根据权利要求12所述的装置，其特征在于所述频带是S频带。

14.一种空间飞行器(S1)，在一组空间飞行器中以编队形式移动，其特征在于它包括如上述权利要求中任一项所述的控制装置(D)。

15.一组空间飞行器(Si)，以选定的编队形式移动，其特征在于至少一个所述空间飞行器(S1)包括权利要求1至13之一所述的控制装置(D)，且至少一些其他空间飞行器(S2，S3)包括安装在至少一个选定面上的至少一个发射/接收天线(A1)。

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