EP3857249A1 - Guidage d'un aéronef à l'aide de deux antennes présentant un angle d'ouverture différent - Google Patents

Guidage d'un aéronef à l'aide de deux antennes présentant un angle d'ouverture différent

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EP3857249A1
EP3857249A1 EP19787163.5A EP19787163A EP3857249A1 EP 3857249 A1 EP3857249 A1 EP 3857249A1 EP 19787163 A EP19787163 A EP 19787163A EP 3857249 A1 EP3857249 A1 EP 3857249A1
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EP
European Patent Office
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antenna
aircraft
opening angle
power
difference
Prior art date
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Pending
Application number
EP19787163.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Sylvain POUILLARD
Alain Chiodini
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Electronics and Defense SAS
Original Assignee
Safran Electronics and Defense SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Electronics and Defense SAS filed Critical Safran Electronics and Defense SAS
Publication of EP3857249A1 publication Critical patent/EP3857249A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
    • G01S3/02—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using radio waves
    • G01S3/14—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
    • G01S3/28—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using amplitude comparison of signals derived simultaneously from receiving antennas or antenna systems having differently-oriented directivity characteristics
    • G01S3/30—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using amplitude comparison of signals derived simultaneously from receiving antennas or antenna systems having differently-oriented directivity characteristics derived directly from separate directional systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
    • G01S3/02—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using radio waves
    • G01S3/14—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
    • G01S3/28—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using amplitude comparison of signals derived simultaneously from receiving antennas or antenna systems having differently-oriented directivity characteristics
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    • G01S3/34—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using amplitude comparison of signals derived simultaneously from receiving antennas or antenna systems having differently-oriented directivity characteristics derived from different combinations of signals from separate antennas, e.g. comparing sum with difference the separate antennas comprising one directional antenna and one non-directional antenna, e.g. combination of loop and open antennas producing a reversed cardioid directivity characteristic
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/02—Control of position or course in two dimensions
    • G05D1/0202—Control of position or course in two dimensions specially adapted to aircraft
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data
    • G08G5/025—Navigation or guidance aids
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q25/00—Antennas or antenna systems providing at least two radiating patterns
    • H01Q25/002—Antennas or antenna systems providing at least two radiating patterns providing at least two patterns of different beamwidth; Variable beamwidth antennas
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q3/00—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
    • H01Q3/02—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical movement of antenna or antenna system as a whole

Definitions

  • the invention relates to the field of aircraft guidance, and more particularly the estimation of the alignment of an aircraft with respect to a determined trajectory not requiring the use of an absolute positioning system by satellite.
  • the guidance systems of existing aircraft, and in particular drones make it possible to carry out autonomous guidance of an aircraft along a predefined trajectory, corresponding for example to the route of an observation mission.
  • the position of the aircraft is determined at regular intervals and compared to a path to follow. This position is generally determined using a receiver from an absolute satellite positioning system, such as GPS or Galileo systems.
  • the aircraft computer is unable to determine the current position of the aircraft, either due to a failure of an aircraft component, such as a GPS receiver, or due to 'unavailability of the positioning system signal, for example in the event of interference to it.
  • the computer cannot guide the aircraft so that it follows the predetermined trajectory.
  • the aircraft may crash into an unknown position and be lost.
  • the current position of the aircraft can be determined using another system on board by it, such as an inertial unit continuously measuring the linear and angular accelerations of the aircraft. Integration of the signals supplied by this inertial unit then makes it possible to determine the displacements of the aircraft and therefore its relative position relative to the last position supplied by the satellite positioning system.
  • the uncertainty of the position thus determined can be high.
  • the accumulation over time of the differences between the movement determined by integration and the actual movement of the aircraft indeed generates a drift of the position of the aircraft relative to its actual position. Such drift can reach several kilometers per hour of flight from the last position provided by the satellite positioning system.
  • the distance meter is connected to a directional antenna of the ground station and is configured to continuously measure the direction in which the aircraft is located relative to a reference direction, for example north.
  • a reference direction for example north.
  • An objective of the invention is to propose an alternative solution to the use of a ground level gauge in order to allow the estimation of the position of an aircraft and its landing in a simple and effective manner, despite the unavailability of positioning by satellite and despite a possible drift from the current position of the aircraft.
  • the invention proposes a system for guiding an aircraft comprising:
  • the first opening angle is at least twice as large as the second opening angle
  • an absolute value of a difference between the power of a signal received from the first antenna and the power of a signal received from the second antenna is at least equal to 10 dB.
  • the first antenna is omnidirectional.
  • the first antenna and the second antenna are coaxial.
  • the first opening angle 3 ° and 5 ° is between and the second opening angle is between 0.5 ° and 1.5 °.
  • the first antenna has a gain between 25 dB and 35 dB
  • the second antenna has a gain between 35 dB and 50 dB.
  • the first antenna and the second antenna are integral in movement, and the system further comprises means for moving the first antenna and the second antenna.
  • the invention provides a method for autonomous guidance of an aircraft using a guidance system according to one of claims 1 to 6, said method comprising the following steps:
  • the first antenna and the second antenna are coaxial during steps S1 to S3.
  • step S5 the method furthermore the following steps, prior to step S5:
  • the first antenna and the second antenna perform an angular scan in azimuth and / or in elevation according to a periodic pattern.
  • Steps S6 and S7 are only implemented when the deviation determined in step S5, from the assumed position of the aircraft, is less than a determined threshold.
  • the method further comprises, following step S7, a step of positioning the first antenna and the second antenna so as to substantially align their radio axis with a direction corresponding to the maximum of the deviations thus determined.
  • the deflection angles are greater than or equal to the second opening angle and less than or equal to twice said second opening angle.
  • step S7 the maximum of the deviations is evaluated by a temporal convolution method or from a polynomial approximation of degree 2 of the measurements obtained in steps S2 and S3 and associating a given deviation with each depointing angle .
  • FIG. 1 schematically illustrates the emission diagrams of an example of the first antenna and of an example of a second coaxial antenna which can be used in a guidance system according to the invention.
  • FIG. 2 schematically illustrates the emission diagrams of another example of the first antenna and of an example of a second coaxial antenna that can be used in a guidance system according to the invention.
  • FIG. 3 schematically illustrates the emission diagrams of another example of the first antenna and of an example of a second coaxial antenna that can be used in a guidance system according to the invention.
  • FIG. 4 illustrates an example of measurement of a difference in dB between the power of the signal received by a first antenna and the power of the signal received by a second antenna, coaxial, pointing to the same radio transmitter and which can be used in a system guide according to the invention, during a sinusoidal sweep (in degrees) around a pointing angle in designation, as well as a polynomial approximation of degree 2 of said measurements.
  • FIGS. 6 to 8 represent the result of the simulation of the example given when the direction-finding algorithm is engaged, FIG. 6 illustrating the power of the signals received from the first antenna and from the second antenna, FIG. 7 representing the difference in powers between the said antennas in gross value (dRSSI) and in filtered value (dRSSMIt) and FIG. 8 representing the state of the direction finding algorithm (0 being the preparation phase after resetting the filtering of the power deviation, 1 being the phase filtering without correction calculation and 2 being the scanning and correction phase).
  • dRSSI gross value
  • dRSSMIt filtered value
  • FIG. 9 very schematically illustrates an example of an aircraft guidance system according to an embodiment of the invention.
  • FIG. 10 is a flowchart illustrating steps of an exemplary embodiment of a method for guiding an aircraft according to the invention.
  • One embodiment of the invention relates to an autonomous guidance system 1 of an aircraft A comprising two antennas 10, 20 whose opening angle is chosen so as to allow, by a simple comparison of the power of their signals respective, to determine if the aircraft A is in the expected direction or if on the contrary it has deviated from this direction and to determine, if necessary, the direction in which it is actually by iterations.
  • the guidance system 1 comprises a first antenna 10 having a first opening angle 01 to - 3 dB and a second antenna 20 having a second opening angle 02 to - 3 dB.
  • the first opening angle 01 is at least twice as large as the second opening angle 02 and, within the second opening angle 02 of the second antenna 20, the absolute value of the difference (difference) between the power of a signal received from the first antenna 10 and the power of a signal received from the second antenna 20 is at least 10 dB.
  • the first antenna 10 therefore has a large opening angle in comparison with the second antenna 20.
  • the first opening angle 01 can be between 3 ° and 5 °, typically of the order of 4 °, while the second opening angle 02 can be between 0.5 ° and 1.5 °, typically of around 1 °.
  • the first antenna 10 can also have a gain of between 25 dB and 35 dB, for example of the order of 30 dB, and the second antenna 20 has a gain of between 35 dB and 50 dB, for example of the order 40 dB.
  • the guidance system 1 is based on the principle that an aircraft A is a radio transmitter so that, when a radio transmitter moves away from a receiving antenna, the strength of the signal measured by this antenna decreases.
  • the weakening of the signal strength measured by this antenna may also be due to a plurality of factors including an increase in the distance between aircraft A and the antenna , a radio transmission problem, an antenna power fault, weather conditions, masking (presence of another radio transmitter between aircraft A which is guided and the antennas 10, 20), etc.
  • This weakening of the signal therefore does not necessarily result from a misalignment of the aircraft A and the radio axis of the antenna (that is to say the axis of symmetry of the main lobe of said antenna).
  • the difference between the power of the signals of two antennas 10, 20 pointing to the same radio transmitter remains constant, regardless of the distance between the radio transmitter and the two antennas 10, 20. Consequently, if the difference between the power of the signal measured by two given antennas 10, 20 is less than a given threshold or becomes weaker, this necessarily implies that the aircraft A is not aligned with the antennas 10, 20.
  • the choice of an antenna 10 with a large aperture and of an antenna 20 with a small aperture makes it possible to obtain a power difference sufficient to detect a misalignment of the aircraft A, the difference between the gain of the two antennas 10, 20 being marked so that the measurement accuracy is sufficient to guide the aircraft A. In addition, it allows sufficient angular scanning to be carried out in the event that a weakening of the power difference is detected.
  • Figure 1 schematically illustrates the emission diagrams of an example of the first antenna 10 and an example of a second antenna 20, which are coaxial.
  • the radio transmitter is aligned with the axis X1, X2 of the antennas 10, 20 (aircraft A1), the difference in powers E1 is maximum.
  • the radio transmitter is misaligned (aircraft A2), the difference in powers E2 between the two antennas 10, 20 is smaller.
  • the first and second antenna 10, 20 are coaxial in order to maximize the overlap of their angular ranges of opening.
  • the first and the second antenna 10, 20 may not be coaxial.
  • the antennas 10, 20 are positioned so that the opening angle of the first antenna 10, which is large, overlaps the opening angle of the second antenna 20 (see Figure 2).
  • the first antenna 10 which has a large opening angle 01, can be omnidirectional.
  • the second antenna 20 on the other hand is directional and orientable (FIG. 3).
  • the first antenna 10 and the second antenna 20 are integral in movement. By moving together, it will be understood here that the first and the second antenna 10, 20 perform the same movements, simultaneously.
  • the first and second antenna 10, 20 can be fixed integrally together, using a built-in connection, or be separate from each other but moved synchronously and following the same movements.
  • the guidance system 1 also comprises means 2 for moving the first and the second antenna 20.
  • the first antenna 10 and the second antenna 20 are moved simultaneously, either by the same displacement means 2, or by two distinct but synchronized displacement means 2.
  • the displacement means 2 may for example comprise positioners carrying antennas 10, 20, configured to receive pointing orders from a computer 6 (see below) and execute said orders.
  • the guidance system 1 can also include positioning means 3 configured to determine a supposed position of the aircraft A.
  • These means 3 can for example comprise an inertial unit on board the aircraft A and configured to integrate the movements of aircraft A (acceleration and angular speed) to estimate its orientation (roll, pitch and heading angles), its linear speed and its position.
  • the inertial unit 3 comprises accelerometers for measuring the linear acceleration of the aircraft A in three orthogonal directions and gyrometers for measuring the three components of the angular speed vector (roll, pitch and lace).
  • the inertial unit 3 also provides the attitude of the aircraft A (roll angles, pitch and heading).
  • the positioning means 3 may comprise an absolute positioning system by satellite, such as the GPS or Galileo systems.
  • the guidance system 1 comprises a system 4 for receiving the signals from the first antenna 10 and from the second antenna 20 and a data processing device 5, 6.
  • the data processing device 5, 6 can be on board the aircraft A and / or in a ground unit and can comprise one or more communication interfaces 4 and one or more computers 5, 6.
  • the ground unit and the aircraft A can communicate by radio and each comprise a communication interface 4 of the antenna type.
  • the data processing device 5, 6 comprises an on-board computer 5, connected to the means for determining the supposed position of the aircraft A, and a computer on the ground 6.
  • Each computer 5, 6 can comprise a processor or microprocessor, of x-86 or RISC type for example, a controller or microcontroller, a DSP, an integrated circuit such as an ASIC or programmable such as an FPGA, a combination of such elements or any other combination of components making it possible to implement the calculation steps of the guidance process.
  • a processor or microprocessor of x-86 or RISC type for example, a controller or microcontroller, a DSP, an integrated circuit such as an ASIC or programmable such as an FPGA, a combination of such elements or any other combination of components making it possible to implement the calculation steps of the guidance process.
  • the ground computer 6 can be configured to transmit pointing orders to the displacement means 2, such as positioners, from the positioning information communicated by the positioning means 3, such as an inertial unit, but also an angular pointing error corresponding to the position drift of the aircraft A, a scanning angle in order to create a depointing of the antennas 10, 20 and to seek the direction of the best signal corresponding to the direction of the aircraft A as well as a possible pointing angle correction calculated from the measurement of the power of the signals received by the antennas 10, 20 during the scanning.
  • the displacement means 2 such as positioners
  • the positioning means 3 such as an inertial unit
  • the communication interfaces 4 can be any interface, analog or digital, allowing the computer (s) to exchange information with the other elements of the guidance system 1 such as the antennas 10, 20 , the displacement means 2 or even the positioning means 3.
  • the interfaces of Communication can for example include an RS232 serial interface, a USB, Firewire, HDMI interface or an Ethernet type network interface.
  • the determination of the difference in powers between the first antenna 10 and the second antenna 20 thus makes it possible to correct the drift, even pronounced, of the current position of the aircraft A determined from the signals of its inertial unit 3 (or of any other means of determining the assumed position of aircraft A) by determining whether the position of aircraft A actually corresponds to the assumed position, or if it is misaligned with respect to this assumed position
  • the guidance of aircraft A can then be carried out according to the following steps, using the guidance system 1 described above.
  • a supposed position of the aircraft A is determined.
  • the assumed position of the aircraft A can be determined in a conventional manner by the inertial unit 3 on board the aircraft A.
  • the assumed position of aircraft A can be determined by any means 3.
  • the assumed position of aircraft A can be determined from the last known position of aircraft A, measured by an absolute positioning system by satellite, such as a 1 GPS or Galileo system.
  • the first antenna 10 and / or the second antenna 20 are pointed at the supposedly thus determined position of the aircraft A (pointing in designation).
  • the first antenna 10 and the second antenna 20 are moved so that their respective radio axes X1, X2, which are preferably coaxial, intersect the assumed position of the aircraft A.
  • a second and a third step S2, S3, the power of the signals received by the first antenna 10 and by the second antenna 20 is measured simultaneously.
  • the signal strength can in particular be measured in dBm.
  • a fourth step S4 the difference between the power of the signal received by the first antenna 10 and the power of the signal received by the second antenna 20 is determined by the data processing device 5, 6, and in particular the floor computer 6.
  • the computer 5 can send displacement orders to the displacement means 2, for example to positioners carrying the first antenna and the second antenna 20, so as to angularly move them (step S6) along a plurality of deflection angles and to point their radio axis X1, X2 to a position different from the position assumed during the preliminary step S0.
  • step S6 the first and second antenna 10, 20 are angularly displaced in azimuth and / or in elevation.
  • the deflection angle according to which the first and the second antenna 10, 20 are displaced is greater than or equal to the second opening angle 02 and less than or equal to twice said second opening angle 02.
  • Steps S2 to S6 are then repeated until the difference in powers is maximum, or at least reaches a predefined threshold value corresponding to an admissible alignment between the radio axis X1, X2 of the antennas 10, 20 and l ' aircraft A.
  • the pointing associated with the maximum power deviation then substantially indicates the direction of aircraft A.
  • the first antenna 10 and the second antenna 20 can carry out a scanning according to a predefined pattern, the maximum power difference then being determined from the different power differences determined for each angle of deflection of the angular scan in order to deduce the direction of the aircraft A.
  • the angular scanning is carried out according to a periodic pattern.
  • a periodic pattern For example, there is illustrated in FIG. 4 an example of measurement of a difference between the power of the signal received by a first antenna 10 and the power of the signal received by a second antenna 20, coaxial and pointing on the same radio transmitter during a sinusoidal sweep around a pointing angle in designation.
  • the scanning can follow a Lissajous curve in order to allow a good population of the ends of the angular zone scanned while ensuring a crossover over the main lobe of the signals of the first and of the second antenna 10, 20.
  • the ground computer 6 (or all other processing device) can for example establish a polynomial approximation of degree 2 (parabolic regression) of the measurements in the sense of the least squares which connects the scanning angle (on the abscissa, corresponding to the angle between the direction of measurement during the scanning and the assumed position of the aircraft A determined during the preliminary step S0) away from the powers obtained in step S3.
  • the least squares can possibly be weighted in order to take into account the degree of confidence associated with each measurement.
  • the pointing correction angle is then obtained by determining the abscissa of the maximum of the degree 2 polynomial thus established (step S7).
  • the correction can be limited to the maximum scanning amplitude and / or - the correction can be filtered over several scanning periods using a low-pass filter (for example a Kalman filter) whose constant time can for example be set to a quarter of the scanning period and / or
  • a low-pass filter for example a Kalman filter
  • the sweep can be started on a criterion of deviation of the filtered powers and / or
  • the scanning can be ended on a convergence convergence criterion.
  • the antennas 10, 20 are moved by the carrier positioners 2 (or any other suitable means of movement) so as to point to the actual position of the aircraft A thus identified.
  • This first embodiment makes it possible to determine the angle of correction of the pointing.
  • the presence of secondary lobes in the signals from the antennas 10, 20 is liable to raise the level of the signals measured at the edges of the main lobes and can produce correction calculations in the opposite direction in because of the regression calculation which generates convex and non-concave solutions. The maximum then becomes a minimum.
  • the computer 6 can apply a linear regression and then select the maximum of this linear regression over the scanning interval. Furthermore, the scanning amplitude can be chosen as a function of the filtered value of the power deviation, so that the amplitude is all the greater the smaller the filtered value.
  • the maximum of the difference in powers is determined by a time convolution method (step S7).
  • this embodiment makes it possible to take account of the delay in the control of the displacement means 2 by introducing a delay time in azimuth and in elevation, which makes it possible to associate the difference in powers with the depointing actually applied to the antennas 10, 20.
  • the gain of the antenna with greater gain behaves like a paraboloid of revolution.
  • the gain of the antenna with the lowest gain is considered constant.
  • ARSSI powers can then be modeled as a paraboloid of revolution by the following formula:
  • ARSSI is the deviation of the powers measured in steps S2 and S3
  • e Az and e EI are the angular errors in azimuth and elevation, respectively
  • s Az and s E ⁇ are the scanning angles in azimuth and elevation, respectively
  • Q is the - 3 dB half-angle of aperture of a dummy satellite dish whose gain profile corresponds to the difference between the gain profiles of the antennas 10, 20.
  • the angular error e Az (in azimuth) and the angular error e (in elevation) are therefore proportional to the convolution product of the deviation of the ARSSI powers and the scanning pattern on the corresponding axis :
  • step S6 can only be implemented when the difference in powers is less than a predetermined threshold.
  • phase 2 A simulation was carried out with real data recorded during the flight of an aircraft A. During this flight, an elongation of 140 km was reached, the carrier was moving at 36 m / s following a straight path (phase 1) then orbital or spiral when approaching the ground station (phase 2).
  • the first antenna 10 had a gain of 30 dB and a first opening angle 01 to - 3 dB of 0.9 °, while the second antenna 20 5 had a gain of 44 dB and a second opening angle 02 to - 3 dB of 4.0.
  • the powers received on the two antennas 10, 20 have been artificially degraded by simulating a deflection angle.
  • the power signal (RSSI) of each antenna has been corrected as follows:
  • Oi is the opening angle at - 3 dB of antenna i (first antenna 10 or second antenna 20)
  • 0i is the deflection angle of the antenna i (first antenna 10 or 15 second antenna 20) relative to the radio axis Xi (X1 or X2).
  • the drift was simulated by a drift speed of 2 m / s normal to the pointing axis, which is a pessimistic case.
  • the antenna drift angle was simulated by:
  • DTLS VA is the distance between the antennas 10, 20 on the ground and the aerial vehicle.
  • 25 tstart is the start time of the drift of the simulation (2000 s here)
  • V drift is the drift speed in m / s (2 m / s here)
  • the noise on the gain measurement was fixed at 3 dB and the model describing the variation of the gain around the maximum was a parabola.
  • the mismatch was 0.8 °.
  • 0 corresponds to the preparation phase after resetting the filtering of the power deviation (follows the exit of a scanning sequence)
  • the sweep is carried out with a period of seven seconds so as to accumulate enough measurement points on a sweep to make an accurate correction calculation and be sure not to exceed the speed capabilities of the positioner.

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Abstract

L'invention concerne un système de guidage (1) d'un aéronef (A) comprenant : une première antenne (10) présentant un premier angle d'ouverture (O1 ) à - 3 dB - une deuxième antenne (20) présentant un deuxième angle d'ouverture (O2) à - 3 dB, le premier angle d'ouverture (O1) étant au moins deux fois plus grand que le deuxième angle d'ouverture (O2) et, au sein du deuxième angle d'ouverture (O2) de la deuxième antenne (20), une valeur absolue d'un écart entre la puissance d'un signal reçu de la première antenne (10) et la puissance d'un signal reçu de la deuxième antenne (20) étant au moins égale à 10 dB.

Description

Guidage d’un aéronef à l’aide de deux antennes présentant un angle d’ouverture différent
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 sc= ac sin (hcwί), 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
eAz et eEI sont les erreurs angulaires en azimut et en élévation, respectivement
sAz et sEί 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) :
eAz = Jo ARSSl X aAzdt et CEl = JQ ARSSI X aEldt
L’erreur angulaire eAz (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 :
e2cAz
£AZ 3CL2 AzT
et
On notera que ce résultat est valable pour {nAz, nEl} e N et nAz ¹ nEl et que a2 Az et a2 m correspondent aux amplitudes des balayages définis plus haut (sc= ac sin (hcwί)).
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.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de guidage d’un aéronef (A) comprenant :
- une première antenne (10) présentant un premier angle d’ouverture
(01 ) à - 3 dB,
- une deuxième antenne (20) présentant un deuxième angle d’ouverture (02) à - 3 dB,
le système (1 ) étant caractérisé en ce que :
- 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), une valeur absolue d’un écart 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 égale à 10 dB.
2. Système (1 ) de guidage selon la revendication 1 , dans lequel la première antenne (20) est omnidirectionnelle.
3. Système (1 ) selon l’une des revendications 1 ou 2, dans lequel la première antenne (10) et la deuxième antenne (20) sont coaxiales.
4. Système (1 ) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le premier angle d’ouverture (01 ) 3° et 5° est compris entre et le deuxième angle d’ouverture (02) est compris entre 0.5° et 1.5°.
5. Système (1 ) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la première antenne (10) présente un gain compris entre 25 dB et 35 dB, et la deuxième antenne (20) présente un gain compris entre 35 dB et 50 dB.
6. Système (1 ) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la première antenne (10) et la deuxième antenne (20) sont solidaires en mouvement, et le système (1 ) comprend en outre des moyens de déplacement (2) de la première antenne (10) et de la deuxième antenne (20).
7. Procédé (S) de guidage autonome d’un aéronef (A) à l’aide d’un système (1 ) de guidage selon l’une des revendications 1 à 6, ledit procédé
(S) comprenant les étapes suivantes :
51 : positionnement de la première antenne (10) et/ou la deuxième antenne (20) de sorte qu’un axe radioélectrique (X1 , X2) de la première antenne (10) et/ou de la deuxième antenne (20) pointe sur une position supposée de l’aéronef (A),
52 : mesure d’une puissance d’un signal reçu par la première antenne
(10),
53 : simultanément, mesure d’une puissance d’un signal reçu par la deuxième antenne (20),
S4 : détermination d’un écart entre la puissance du signal reçu par la première antenne (10) et la puissance du signal reçu par la deuxième antenne (20),
S5 : déduction, à partir de l’écart ainsi déterminé, d’une erreur éventuelle de désalignement entre, d’une part, l’axe radioélectrique (X1 , X2) de la première antenne (10) et/ou la deuxième antenne et, d’autre part, l’aéronef.
8. Procédé (S) selon la revendication 7, dans lequel la première antenne (10) et la deuxième antenne (20) sont coaxiales lors des étapes S1 à S3.
9. Procédé (S) selon l’une des revendications 7 ou 8, comprenant en outre les étapes suivantes, préalablement à l’étape S5 :
S6 : déplacement angulaire de la première antenne (10) et de la deuxième antenne (20) 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 S7 : évaluation d’un maximum des écarts ainsi obtenus.
10. Procédé (S) selon la revendication 9, dans lequel, lors de l’étape S6 de déplacement, la première antenne (10) et la deuxième antenne (20) effectuent un balayage angulaire en azimut et/ou en élévation suivant un motif périodique.
11. Procédé (S) selon l’une des revendications 9 ou 10, dans lequel 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 (A), est inférieur à un seuil déterminé.
12. Procédé (S) selon la revendication 10, comprenant en outre, suite à l’étape S7, une étape de positionnement de la première antenne (10) et de la deuxième antenne (20) de sorte à aligner sensiblement leur axe radioélectrique (X1 , X2) avec une direction correspondant au maximum des écarts ainsi déterminé.
13. Procédé (S) selon l’une des revendications 9 à 12, dans lequel, lors de l’étape S6, les angles de dépointage sont supérieurs ou égaux au deuxième angle d’ouverture (02) et inférieurs ou égaux au double dudit deuxième angle d’ouverture (02).
14. Procédé (S) selon l’une des revendication 9 à 13, dans lequel, 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.
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