ES2306390T3 - Calibracion del eje optico de una antena direccional de un satelite gps utilizando receptores gps moviles. - Google Patents
Calibracion del eje optico de una antena direccional de un satelite gps utilizando receptores gps moviles. Download PDFInfo
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Abstract
Un sistema (300) para determinar la localización de una pluralidad de receptores de navegación (318) mediante la recepción y procesamiento de las señales de navegación transmitidas desde una constelación de satélites de navegación (100), comprendiendo el sistema un aparato para calibrar el eje óptico de la señal de la antena del satélite de navegación (106S) de al menos uno de los satélites de navegación (100), teniendo el aparato: un módulo de comandos (324), para comandar la antena del satélite de navegación (106S) para transmitir una señal a uno o más de los receptores de navegación (318) usando un perfil de amplitud y un perfil de exploración conocidos. un módulo de información (416), dispuesto en cada uno del uno o más receptores de navegación (318), para informar de los datos que describen la señal recibida; y un módulo de calibración del eje óptico (326), para determinar el eje óptico de la antena del satélite de navegación (106S) a partir de los datos que describen la señal recibida desde cada uno del uno o más receptores de navegación (318) y el perfil de amplitud y el perfil de exploración conocidos.
Description
Calibración del eje óptico de una antena
direccional de un satélite GPS utilizando receptores GPS
móviles.
Calibración del eje óptico de una antena de rayo
direccional usando receptores de GPS.
La presente invención se refiere a sistemas y
métodos para calibrar el apuntamiento de las antenas usadas para la
navegación basada en satélites, y en particular, a un método y a un
aparato para calibrar tales antenas mediante el uso de las
características de la señal del rayo direccional escaneado, medidas
por una pluralidad de receptores de navegación.
El Sistema de Posicionamiento Global (GPS) es un
sistema de satélites que transmite señales de navegación que se
reciben por los receptores de navegación y se usan para determinar
la posición de un receptor con un grado de precisión elevado.
Actualmente, el GPS proporciona un servicio normalizado a los
receptores comerciales, y una señal de precisión más elevada para
los receptores militares diseñados para recibirla.
Como tales señales tienen aplicaciones
militares, puede esperarse que se apliquen contramedidas para
reducir su eficacia. Una de tales contramedidas es la
interferencia. Para incrementar la eficacia de las señales de GPS
en un entorno de interferencias, puede usarse una antena de rayo
direccional de alta ganancia usada para radiar los rayos
direccionales de alta intensidad de las señales GPS a las áreas
donde se espera que se produzcan tales interferencias. Sin embargo,
la ganancia elevada de tales antenas se obtiene a cambio de un ancho
de banda reducido.
Una antena de rayo direccional que apunta
incorrectamente puede dar como resultado muchos problemas
significativos y costosos. El problema de apuntamiento significa
que los usuarios de GPS (por ejemplo, los sistemas de armas basadas
en GPS) en el área objetivo de una operación pueden no recibir la
señal GPS del rayo direccional (volviendo al arma inútil), y otro
equipo en la región vecina puede resultar no intencionadamente
afectado por esta señal de alta ganancia. Este problema dará como
resultado un mayor daño colateral y un mayor número de salidas y
armas. El apuntamiento de antenas preciso necesita mantenerse dentro
de unos límites estrechos para dar soporte al Área de Operaciones y
minimizar la interferencia de radiofrecuencia en la región
vecina.
Por lo tanto, para que tal sistema sea efectivo,
los rayos direccionales deben dirigirse con precisión al área de
operación (AOO) de interés. Para conseguir esto, los sensores de
posicionamiento del vehículo espacial y del eje óptico de la señal
de antena deben calibrarse con precisión.
Las técnicas para calibrar el eje óptico de la
señal de antena pueden clasificarse como calibración terrestre o
calibración en órbita. En la calibración terrestre, el eje óptico de
la señal de antena y otros sistemas del satélite se calibran
físicamente sobre la tierra durante las comprobaciones anteriores al
vuelo. Aunque eficaz, la aproximación de la calibración terrestre
presenta soluciones imprecisas debido a la vibración del vehículo
de lanzamiento y otros efectos entre la calibración en tierra y la
activación final del satélite en el espacio.
La segunda categoría de calibración es la
calibración en órbita. Esta técnica se ha aplicado a los satélites
geosíncronos y de otros tipos, y usa las estaciones terrestres y las
balizas terrestres de localización fija que se dedican para este
propósito. Tal sistema para aeronaves interplanetarias se describe
en el documento "In-flight Calibration
Technique for Onboard High-Gain Antenna
Pointing" de Hiroshi Ohtakay y Jerome Hardman, AIAA Diario
de Aeronaves, Volumen 12, Nº 12, páginas 754-759.
Desafortunadamente, esta técnica requiere grandes antenas
terrestres fijas que tienen limitada su disponibilidad debido a que
comparten recursos entre constelaciones de satélites diferentes.
Tal partición de recursos no es un problema difícil para las
constelaciones basadas de forma geosíncrona, pero los satélites de
navegación típicos tales como los satélites GPS no son geosíncronos,
y no mantienen una posición fija sobre un punto de la Tierra, sino
que se están moviendo continuamente con relación a la superficie de
la Tierra. De este modo pueden requerir estaciones terrestres
adicionales, calibración más frecuente, carga adicional de los
recursos
terrestres.
terrestres.
Las antenas terrestres también se dedican al
propósito de calibración, y son costosas. Además, debido al número
limitado de localizaciones de antenas terrestre fijas, la geometría
de los satélites y el sistema terrestre a menudo limita la
efectividad de tales sistemas en órbita. Tales problemas son peores
para satélites no geosíncronos, ya que se están moviendo con
respecto a la superficie de la Tierra.
Lo que se necesita es un método para calibrar
los ejes ópticos de las antenas de forma barata y rápida sin
necesidad de estaciones terrestres caras dedicadas a ese propósito.
La presente invención satisface esta necesidad.
Para satisfacer los requisitos descritos
anteriormente, lo presente invención describe un método y un aparato
para calibrar un eje óptico de la señal de una antena de satélite
de navegación. El aparato comprende un módulo de comandos, para
comandar la antena del satélite para que transmita una señal hacia
una pluralidad de receptores de navegación usando un perfil de
amplitud y un perfil de exploración conocidos; un módulo de
información, dispuesto en cada uno de los receptores de navegación,
para informar de datos que describen la señal de navegación
recibida; y un módulo de calibración del eje óptico, para determinar
el eje óptico de la antena del satélite de navegación a partir de
los datos que describen la señal recibida desde cada una de las
estaciones terrestres y el perfil de amplitud y el perfil de
exploración conocidos. El método comprende las etapas de explorar la
antena del satélite de navegación para transmitir una señal a una
pluralidad de receptores de navegación usando un perfil de amplitud
y un perfil de exploración conocidos, recibir los datos que
describen la señal recibida desde cada uno de los receptores de
navegación, y determinar el eje óptico de la antena a partir de los
datos que describen la señal de navegación recibida desde cada una
de las estaciones terrestres y el perfil de amplitud y el perfil de
exploración conocidos.
En una realización, el satélite es un satélite
GPS que tiene una antena de rayo direccional GPS que transmite
señales de frecuencia de la Banda L. La antena tiene dos motores de
suspensión cardan para el apuntamiento de la antena a las
localizaciones deseadas sobre la superficie de la Tierra. Aunque el
posicionamiento del satélite puede determinarse a partir de los
sensores de posicionamiento de la aeronave, los motores de
suspensión cardan del satélite GPS giran la antena de rayo
direccional para explorar a través de uno o más receptores GPS en
un patrón conocido (por ejemplo, exploración en forma de cruz). Los
receptores GPS sobre la Tierra siguen y graban el nivel de potencia
recibido, u otras métricas tales como la relación de portadora a
ruido (CNR) sobre el canal de banda L de GPS durante esta
exploración. Usando esta información, puede calcularse la señal de
pico. La diferencia entre donde se mide este pico y donde se
esperaba proporciona una estimación de los errores de apuntamiento
de la antena.
Este proceso puede repetirse muchas veces y
realizarse usando una pluralidad de receptores GPS, y pueden
recogerse múltiples mediciones sobre varias órbitas. El uso de
mediciones múltiples reduce los efectos del ruido y maximiza la
posibilidad de observación del error de alineamiento (es decir,
proporciona un amplio intervalo de geometrías para
calibración).
Usando estas mediciones de errores de
apuntamiento múltiples, el software terrestre (por ejemplo, el
Filtro de Kalman o el algoritmo de mínimos cuadrados) estima los
errores de alineamiento de la antena de rayo direccional. A
continuación la estación terrestre de GPS descarga las correcciones
de alineamiento al satélite GPS.
Los receptores GPS son baratos, normalmente
portátiles, y fácilmente disponibles en comparación con una gran
antena fija terrestre. Si se usan los receptores GPS móviles, esta
propuesta también mejora la posibilidad de observación del satélite
permitiendo la calibración sobre muchas áreas geográficas, requiere
menos mediciones y por lo tanto produce una convergencia más rápida
y una estimación de alineamiento más precisa comparado con el uso
de antenas terrestres fijas.
Resolviendo directamente el problema técnico de
minimizar los errores de alineamiento entre los sensores de
posicionamiento del satélite y el eje óptico de la señal de antena,
esta invención también resuelve una gran cantidad de problemas
diferentes. La invención (1) mejora la eficacia de la misión en un
entorno de interferencias del GPS: incrementando la probabilidad de
hacer daño, reduciendo el número de salidas y armas y minimizando
los daños colaterales, (2) minimiza la interferencia de RF no
intencionada a otros sistemas, (3) posibilita la calibración
angular del eje óptico de la antena usando uno o más receptores GPS,
(4) elimina la necesidad de realizar una calibración en órbita
usando una gran antena terrestre fija y mejora la disponibilidad de
programación, (5) posibilita la observación del satélite desde
cualquier parte y en cualquier instante sobre la Tierra usando un
receptor GPS móvil.
Ventajosamente, el receptor GPS y el receptor de
calibración (medición de potencia) pueden estar integrados en un
único elemento integrado, de modo que la información de la
localización en la estación terrestre se conoce de forma inherente
por el sistema en todo momento. Esto evita el problema de determinar
la localización de la estación terrestre para cada nueva estación
terrestre. El sistema también usa una combinación de tecnologías
probadas avanzadas existentes (receptores GPS) y metodologías
(Filtros Kalman y estimación de mínimos cuadrados) para permitir
una operación totalmente automática con una precisión elevada. El
sistema también permite a las estaciones terrestres usadas para la
calibración trasladarse rápidamente, y pueden incluso montarse a
bordo de naves transoceánicas.
Ahora se hace referencia a los dibujos en los
que referencias numéricas similares representan partes
correspondientes en todos ellos.
La Fig. 1 es una ilustración de un satélite
estabilizado en tres ejes;
La Fig. 2 es un diagrama de bloques funcional
que representa los subsistemas de un satélite seleccionado; y
Las Fig. 3A y 3B son diagramas que describen una
técnica para calibración del eje óptico de la señal de una antena de
satélite; y
La Fig. 4 es un diagrama que ilustra detalles
adicionales con relación a la calibración del eje óptico de la
antena.
En la siguiente descripción, se hace referencia
a los dibujos adjuntos que forman parte de este documento, y que
muestran, a modo de ilustración, varias realizaciones de la presente
invención. Se entenderá que pueden utilizarse otras realizaciones y
que pueden hacerse cambios estructurales sin apartarse del alcance
de la presente invención.
La Fig. 1 ilustra un satélite o aeronave
estabilizado en tres ejes 100. El satélite 100 tiene un cuerpo
principal 102 (que puede denominarse como el "bus del
satélite"), una o más paneles solares 104, una o más antenas de
rayos de navegación 106E y 106S, y una antena de comandos y
telemetría 108 que se usa para comunicar con una estación terrestre
de control. El satélite 100 puede incluir también uno o más sensores
110 para medir el posicionamiento del satélite 100. Estos sensores
pueden incluir sensores solares, sensores terrestres, y sensores de
estrellas. Como los paneles solares se denominan frecuentemente con
las denominaciones "Norte" y "Sur", los paneles solares
en la Fig. 1 se denominan por las referencias numéricas 104N y 104S
para los paneles solares "Norte" y "Sur"
respectivamente.
En la Fig. 1 se muestran los tres ejes de la
nave espacial 100. El eje de cabeceo descansa a lo largo de la
línea de los ejes de rotación mutuos de los paneles solares 140N y
140S. Los ejes de balanceo y viraje son perpendiculares al eje de
cabeceo y descansan en las direcciones y planos mostrados.
En la realización ilustrada, el satélite 100
incluye una primera antena de rayo de navegación 106E y una segunda
antena de rayo de navegación 106S. La primera antena de rayo de
navegación 106E es una antena de rayo ancho que transmite una señal
de navegación con un ancho de rayo que cubre el intervalo más amplio
de la superficie de la Tierra posible desde la altitud del satélite
y en todo momento, y se dirige hacia la Tierra a lo largo del eje
de viraje. Como esta antena 106E ofrece la cobertura más amplia de
la superficie de la tierra, típicamente no dispone de suspensión
cardan. Entonces toda la constelación de satélites proporciona una
cobertura en cualquier lugar de la superficie de la Tierra por al
menos 4 satélites diferentes en todo momento. La segunda antena de
rayo navegación 106S es una antena de rayo direccional que
proporciona un rayo de navegación mucho más estrecho. Esto permite
la transmisión de un rayo de mayor intensidad para seleccionar
puntos sobre la tierra sin requerir potencia de transmisión
excesiva. Esto puede reducir la efectividad de las contramedidas
tales como la interferencia. Como el área de servicio requerida
incluye sustancialmente la superficie entera de la Tierra, y la
amplitud del rayo de la antena de rayo direccional 106S no es lo
suficientemente amplia para cubrir todo el área de superficie,
puede girarse el eje óptico de la antena del rayo direccional 106S
para dirigir el rayo direccional donde se desee. Tal giro puede
realizarse mecánicamente; mediante el uso de una estructura de
suspensión cardan controlada por motores de suspensión cardan, o
electrónicamente, por ejemplo, usando disposiciones de ajuste de
fase.
La Fig. 1 también muestra el centro de fase 112E
de la antena de rayo ancho 106E y el centro de fase de la antena de
rayo direccional 106S. Como la antena de rayo direccional 106S es
mayor y desplazada de la antena de rayo ancho 106E, los centros de
fase 112S, 112E de las antenas están separados por el brazo de
palanca de la antena 114, que se representa como un vector con
origen en el centro de fase 112E de la antena de rayo ancho 106E y
que se extiende al centro de fase 112S de la antena de rayo
direccional 106S. Debido al movimiento del bus del satélite102 y la
antena del rayo direccional 106S y a otros factores, el brazo de
palanca de la antena 114 no permanece fijo, sino que puede variar
sustancialmente con el tiempo. Esta variación es suficiente para
añadir una incertidumbre significativa en la disponibilidad de un
receptor de navegación (tal como un receptor GPS) para determinar
su localización cuando se recibe una señal de navegación a través
del rayo direccional.
La Fig. 2 es un diagrama que representa la
arquitectura funcional de un sistema de control de posicionamiento
representativo. El control de la aeronave se proporciona por un
ordenador o procesador de control de la aeronave (SPC) 202. El SPC
202 realiza varias funciones que pueden incluir secuenciar una
expulsión posterior, procesamiento de la transferencia de órbita,
control de adquisición, control de mantenimiento de la estación,
control de modo normal, control de mecanismos, protección de
fallos, y soporte de los sistemas de la aeronave, entre otros.
El SPC 202 puede implementar uno o más módulos
de procesamiento tales como el módulo de control de antena 276, que
se usa para controlar el controlador de la antena de rayo
direccional del satélite 274 para girar la antena de rayo
direccional 106S a la orientación apropiada y transmitir una señal
de navegación. Alternativamente, el módulo de control de la antena
276 puede implementarse en un procesador diferente o en una
circuitería dedicada.
La entrada el procesador de control de la
aeronave 202 puede venir de cualquier combinación de varios
componentes y subsistemas de la aeronave, tales como un sensor
solar de la transferencia de órbita 204, un sensor solar de
adquisición 206, una unidad de referencia inercial 208, un sensor de
la Tierra de la transferencia de órbita 210, un sensor de la Tierra
de la órbita operacional 212, un sensor del sol de ángulo ancho de
modo normal 214, un magnetómetro 216, y uno o más sensores de
estrellas 218.
El SPC 202 genera comandos de la señal de
control 220 que se dirigen a una unidad de decodificador de comandos
222. La unidad del decodificador de comandos actúa la emisión de
carga y los sistemas de carga de batería 224. La unidad del
decodificador de comandos también envía señales a la unidad de
control del par magnético (MTCU) 226 y la bobina del par 228.
Los comandos del par de la rueda 262 se generan
por el SPC 202 y se comunican a la electrónica de control de la
rueda 240 que comandan la velocidad de las ruedas de reacción en el
conjunto de ruedas de reacción 244. Típicamente, la aeronave 100
incluye cuatro ruedas de reacción, al menos una en cada dirección
ortogonal, y una para propósitos de redundancia. También se mide la
velocidad de las ruedas de reacción y se retroalimenta al SPC 202
por la señal de control de retroalimentación 264.
El procesador de control de la aeronave también
envía señales de comandos 254 a la unidad del codificador de
telemetría 258 que a su vez envía las señales de retroalimentación
256 al SPC 202. Este bucle de retroalimentación, como con los otros
bucles de retroalimentación para el SPC 202 descritos anteriormente,
asisten en el control global de la aeronave. El SPC 202 comunica
con la unidad del codificador de telemetría 258, que recibe las
señales de diversos componentes y subsistemas de la aeronave que
indican las condiciones de funcionamiento actuales, y a
continuación los retransmite a la estación terrestre 260.
Lo anterior describe un ejemplo de un sistema de
control de posicionamiento del satélite estabilizado en el espacio.
La presente invención puede implementarse también con otros diseños
del sistema de control de posicionamiento.
El SPC 202 puede incluir o tener acceso a la
memoria 270, tal como una memoria de acceso aleatorio (RAM).
Generalmente, el SPC funciona bajo el control de un sistema
operativo 272 almacenado en la memoria 270, y hace interfaz con los
otros componentes del sistema para aceptar entradas y generar
salidas, incluyendo comandos. Las aplicaciones que corren en el SPC
202 acceden y manipulan los datos almacenados en la memoria 270. La
aeronave 100 también puede comprender un dispositivo de comunicación
externa tal como un enlace de satélite para comunicar con los otros
ordenadores en, por ejemplo, una estación terrestre. Si es
necesario, pueden descargarse instrucciones de funcionamiento para
nuevas aplicaciones desde las estaciones terrestres.
En una realización, las instrucciones que
implementan el sistema operativo 272, los programas de aplicaciones,
y otros módulos se realizan de modo palpable en un medio legible
por un ordenador, por ejemplo un dispositivo de almacenamiento de
datos, que podría incluir una RAM, EEPROM, u otro dispositivo de
memoria. Además, el sistema operativo 272 y el programa del
ordenador están comprendidos por instrucciones que, cuando se leen
y se ejecutan por el SPC 202, hacen que el procesador de la aeronave
202 realice las etapas necesarias para implementar y/o usar la
presente invención. Los programas del ordenador y/o las
instrucciones de funcionamiento pueden realizarse también de forma
tangible en la memoria 270 y/o dispositivos de comunicación de datos
(por ejemplo, otros dispositivos en la aeronave 100 ó sobre la
tierra), haciendo por lo tanto el producto de programa de ordenador
o el artículo de fabricación de acuerdo con la invención. Como tal
los términos "dispositivo de almacenamiento de programa",
"artículo de fabricación" y "producto de programa de
ordenador" como se usan en este documento intentan abarcar un
programa de ordenador accesible desde cualquier dispositivo o medio
legible por el ordenador.
Las Fig. 3a y 3B son diagramas que describen una
técnica para calibrar el eje óptico de la señal de una antena de
satélite 106S. Un sistema de navegación de satélite 300 comprende
una constelación de una pluralidad de satélites 100, transmitiendo
cada uno señales de navegación a uno o más receptores de navegación
318A-318E. En una realización, el sistema de
navegación de satélites 300 es un sistema de posicionamiento de
navegación (GPS), los satélites 100 son satélites GPS y los
receptores de navegación 318A-318E son receptores
GPS. El satélite 100 transmite señales de navegación a los
receptores de navegación 318A-318E (en adelante en
este documento denominados de forma colectiva como receptores de
navegación 318) a través de la antena de cobertura terrestre 106E,
y, para superar la interferencia y otras contramedidas, a través de
la antena de rayo direccional 106S, que genera rayos direccionales
316A-316E (en adelante en este documento denominados
como rayos direccionales 316). Debido a las pérdidas de
alineamiento del eje óptico de la antena de rayo direccional 106S,
el rayo direccional resultante 312' puede estar desplazado
angularmente del rayo direccional comandado 312 por el error del
eje óptico \theta 328.
Para estimar y compensar este error del eje
óptico \theta 328, la antena del satélite 106S se explora para
transmitir una señal a una pluralidad de receptores de navegación
318 usando un perfil de amplitud y un perfil de exploración
conocidos, como se muestra en el bloque 302. Este proceso se ilustra
en la Fig. 3B. Los receptores de navegación 318 son preferiblemente
receptores del sistema de posicionamiento global (GPS), pero pueden
ser cualesquiera receptores de navegación capaces de recibir la
señal transmitida desde la antena del satélite de navegación 106S.
El comando para escanear la antena del satélite 106S puede
originarse en una estación terrestre 320 y transmitirse al satélite
100 a través de la antena de la estación terrestre 322 (como se
ilustra en la Fig. 3B), o puede originarse en el satélite 100. A
continuación, los receptores de navegación
318A-318E reciben la señal transmitida por la antena
de rayo direccional 106S, y transmiten los datos que describen la
señal recibida desde la antena del rayo direccional del satélite
106S a la estación terrestre 320. Esto se muestra en el bloque 304.
Por razones de simplicidad, la Fig. 3B ilustra un sistema en el que
la información se transmite directamente a la estación terrestre
320, pero típicamente la información se transmite a la estación
terrestre 320 a través de otras entidades de comunicación.
Los datos que describen la señal recibida desde
la antena de rayo direccional del satélite 106S pueden comprender
información detallada relativa a la señal recibida (por ejemplo el
perfil de variación temporal de la amplitud y/o la fase de la seña
recibida transmitida desde las estaciones receptoras), o puede
simplemente comprender el valor de pico de la señal recibida, o el
valor de pico de la señal recibida y el instante en el que se
recibió la señal. Como se describe más adelante, también puede
transmitirse también la localización del receptor de navegación 318
que recibió la señal del satélite.
Finalmente, se determina el eje óptico de la
antena a partir de los datos recibidos desde los receptores de
navegación 318 y el perfil de amplitud y de exploración
conocidos.
Los perfiles "conocidos" de amplitud y
exploración pueden conocerse (1) porque la antena del satélite 106S
siempre realiza la misma exploración, (2) porque la propia entidad
que calcula el eje óptico de la antena se comanda por el perfil de
amplitud y exploración (y por lo tanto conoce cuál es el perfil de
amplitud y exploración), o (3) porque se proporcionó el perfil de
amplitud y exploración a la entidad.
El "perfil" de amplitud conocido puede ser
constante, variar temporalmente, o incluso intermitentemente. El
perfil de exploración puede ser un simple barrido de la fila o
columna de exploración. En una realización, el perfil de amplitud y
exploración es el perfil de la misión (la que se comandó al satélite
100 para realizar una misión particular, por ejemplo la dirección a
áreas particulares sobre el globo para dar soporte a operaciones de
combate), y se realizan las operaciones de calibración del eje
óptico como un adjunto sin afectar a la misión. En cualquier caso,
siempre que el perfil es conocido, puede usarse la técnica descrita
anteriormente para determinar y compensar el error del eje óptico
de la antena.
La Fig. 3B ilustra una realización en la que la
antena del satélite 106S se comanda para que transmita la señal por
un módulo de comandos 324 en la estación terrestre 320, y en el que
el eje óptico de la antena del satélite 106S se determina por el
módulo de calibración del eje óptico 326, también en la estación
terrestre 320. Sin embargo, las operaciones anteriores pueden
realizarse por diferentes entidades que las que se ilustran en la
Fig. 3B. Sin embargo el módulo de comandos 324 y el módulo de
calibración del eje óptico 326 puede implementarse también en el
satélite 100 o en otro lugar, y pueden implementarse en diferentes
entidades (por ejemplo el módulo de comandos 324 en la estación
terrestre 320, y el módulo de calibración del eje óptico 326 en el
satélite 100). Por lo tanto, el cálculo del eje óptico de la antena
puede tener lugar en el propio satélite 100, usando la información
recibida directamente de los transmisores desplegados
simultáneamente con los receptores de navegación 318. El perfil de
exploración y amplitud conocido puede también estar preprogramado
dentro del satélite y los receptores de navegación 318A, en cuyo
caso, el cálculo del eje óptico de la antena tiene lugar sin la
participación de la estación terrestre 320. Además, los receptores
de navegación 318 pueden estar dispuestos en localizaciones
conocidas (por ejemplo estacionariamente o siguiendo un camino
conocido), en cuyo caso, la localización de los receptores de
navegación 318 no necesita comunicarse al módulo de calibración del
eje óptico 326. O bien, los receptores de navegación 318 pueden
moverse a voluntad, y comunicarse la localización de los receptores
de navegación 318 al módulo de calibración del eje
óptico.
óptico.
La Fig. 4 es un diagrama que ilustra detalles
adicionales relativos a la calibración del eje óptico de la antena.
El módulo de comandos 324 transmite un comando de exploración al
satélite 100. El satélite 100 recibe el comando y explora la antena
del rayo direccional del satélite 106S.
La exploración puede ser electrónica (por el
ajuste de fase apropiado de los elementos en una disposición de
exploración) o mecánica (por el uso de una antena no de exploración
y un conjunto de suspensión cardan), o una combinación de ambos. La
Fig. 4 ilustra una realización que usa un ensamblaje de suspensión
cardan 402 que tiene una suspensión cardan interior 404A y una
suspensión cardan exterior 404B. La suspensión cardan interior está
asociada con la estructura de coordenadas de la suspensión cardan
interior 406B mientras que la suspensión cardan exterior está
asociada con la estructura de coordenadas de la suspensión cardan
exterior 406C. Conducidas por motores de suspensión cardan o por
otros dispositivos (no ilustrados), las suspensiones cardan
interior y exterior 404A, 404B dirigen angularmente el eje óptico de
la antena 106S (que está representada en la estructura de
coordenadas del eje óptico de la señal de antena 406D) a donde se
desee transmitir el rayo direccional de la señal de navegación
usando la antena 106S. Tanto las suspensiones cardan interior como
exterior 404 típicamente incluyen un potenciómetro u otro medio para
medir el ángulo de la suspensión cardan.
Para determinar el ángulo en el cual deberían
posicionarse las suspensiones cardan interior y exterior 404 para
dirigir la antena de rayo direccional 106S a las localizaciones de
exploración deseadas, la aeronave 100 determina su posicionamiento
mediante los sensores de posicionamiento 110, que están montados
sobre el bus o cuerpo del satélite 102. Usando el posicionamiento
del satélite medido y el desplazamiento angular y de traslación
entre el cuerpo del satélite y la antena de rayo direccional (como
se expresa por los sistemas de coordenadas
406A-406D), el satélite 100 determina los ángulos
apropiados de la suspensión cardan, y comanda los motores de la
suspensión cardan para mover las suspensiones cardan a las
posiciones apropiadas.
El error angular del eje óptico \theta está
causado por la pérdida de alineamiento entre los sensores de
posicionamiento 110, las suspensiones cardan 404 y la antena 106S.
Estos errores pueden expresarse en términos de los sistemas de
coordenadas 406A-406D.
Mientras explora la antena 106S, el satélite 100
transmite una señal 424 a los receptores de navegación 318. Los
receptores de navegación 318 reciben la señal y usando un módulo de
información 416 dispuesto en cada uno de los receptores de
navegación 318, informan de los datos que describen la señal
recibida 424. Como se ha descrito anteriormente, los datos pueden
comprender varias características de la señal medida, incluyendo el
valor de pico de la señal recibida 424, cuándo se obtuvo la señal de
pico, y/o un perfil temporal de la amplitud de la señal recibida.
Como se ha descrito anteriormente, los receptores de navegación
pueden también informar de su posición.
Los datos se aceptan por el módulo de
calibración del eje óptico 326. En la realización ilustrada, el
módulo de calibración 418 del eje óptico incluye un estimador del
error de apuntamiento 420 y un estimador del error de alineamiento
422. El estimador del error de apuntamiento 420 genera una
estimación del error Y a partir de los datos recibidos, y
proporciona la estimación del error de apuntamiento al estimador de
alineamiento 422, que genera una estimación de los errores de
alineamiento \hat{X} a partir de la estimación del error de
apuntamiento Y y H descritos anteriormente. La
estimación del alineamiento se transmite a continuación al satélite
100 y se usa para actualizar los subsistemas utilizados para apuntar
la antena de rayo direccional 106S, reduciendo de este modo la
calibración del eje óptico de la señal de la antena 106S para
reducir el error del eje óptico \theta.
\vskip1.000000\baselineskip
La siguiente ecuación representa la relación
nominal entre el eje óptico de la antena y los sensores de
posicionamiento de la aeronave 110 tales como los seguidores de
estrellas 218.
V = T_{\alpha
2st} \cdot T_{\beta 2 \alpha} \cdot
\nu_{ant}
en la
que
\nu_{ant} es el vector del eje óptico
de la antena en la estructura de coordenadas de la antena 406D o
las coordenadas de la suspensión cardan exterior 406C;
T_{\alpha 2st} es la transformación de
coordenadas desde la estructura de coordenadas de la suspensión
cardan interior 406B a la estructura de coordenadas del sensor de
posicionamiento de la aeronave 406A;
T_{\beta 2 \alpha} es la transformación
de coordenadas desde la estructura de coordenadas de la suspensión
cardan exterior 406C a la estructura de coordenadas de la suspensión
cardan interior 406B; y
V es el vector del eje óptico de la
antena en la estructura de coordenadas del sensor de posicionamiento
de la aeronave 406A.
Los errores de alineamiento introducen matrices
de transformación adicionales y las ecuaciones anteriores se
convierten en
\vskip1.000000\baselineskip
donde
\varepsilon_{i} son los errores de
alineamiento de la estructura de coordenadas 406A de los sensores de
posicionamiento de la aeronave 110 con la estructura de coordenadas
de la suspensión cardan interior 406B;
\sigma_{i} son los errores de alineamiento
de la estructura de coordenadas de la suspensión cardan interior
406B con la estructura de coordenadas de la suspensión cardan
exterior; y
\delta_{i} son los errores de alineamiento
de la estructura de coordenadas de la suspensión cardan exterior
406C con la estructura de coordenadas del eje óptico de la antena
406D.
Sólo son observables seis errores de
alineamiento. Los tres errores de alineamiento no observables son:
\delta_{z} que es a lo largo del eje óptico de la antena y es
independiente de la dirección de apuntamiento; \varepsilon_{x}
y \sigma_{x}, que no son observables porque están
aproximadamente en la misma dirección (sólo es observable la suma);
y \sigma_{y} y \delta_{y}, que al igual que
\varepsilon_{x} y \sigma_{x} están aproximadamente en la
misma dirección, y sólo es observable la suma.
\newpage
Como resultado, el modelo de observación para el
estimador de mínimos cuadrados o del Filtro de Kalman (en la
estructura de coordenadas de la suspensión cardan) puede
simplificarse como
Entonces, el vector de estado del error de
alineamiento de mínimos cuadrados o del Filtro de Kalman está dado
por
X =
[\varepsilon_{x}, \varepsilon_{y}, \varepsilon_{z},
\sigma_{y}, \sigma_{z},
\sigma_{x}]^{T}
Asumiendo pequeños errores de alineamiento, la
matriz H de mediciones de mínimos cuadrados/Filtro de Kalman,
puede derivarse de las derivadas parciales de
T_{ant2st}^{verdadero}.
Puede generarse una estimación de mínimos
cuadrados de X girando o escaneando la antena del rayo
direccional y recogiendo las mediciones escalares. La estimación se
sobre-determinará cuando el número de mediciones sea
mayor que la dimensión del vector de estado. La estimación de
mínimos cuadrados en este caso se puede escribirse como;
\hat{X} =
(H^{T}H)^{-1}H^{T}Y
de donde pueden determinarse los
errores de alineamiento
X.
Esto concluye la descripción de las
realizaciones preferidas de la presenta invención. La descripción
anterior de la realización preferida de la invención se ha
presentado con el propósito de ilustración y descripción. No se
intentó que fuese exhaustiva o limitar la invención a la forma
precisa descrita. Son posibles muchas modificaciones y variaciones
a la luz de la enseñanza anterior. Por ejemplo, aunque lo anterior
se implementó preferiblemente usando receptores de navegación que
pueden determinar su posición en base a las señales de navegación
(tales como los receptores de GPS), la presente invención puede
implementarse usando cualquier señal transmitida a través de la
antena del satélite y usando cualquier receptor colocado
adecuadamente que pueda recibir esa señal e informar de las
características de la señal a la entidad apropiada. La localización
de cada uno de los receptores no necesita determinarse por el
receptor o transmitirse a la entidad que calcula la calibración, ya
que la localización puede conocerse con adelanto o determinarse por
medios distintos que la señal transmitida por la antena del
satélite.
Se intenta que el alcance de la invención no
esté limitado por esta descripción detallada, sino más bien por las
reivindicaciones adjuntas a este documento.
Claims (14)
1. Un sistema (300) para determinar la
localización de una pluralidad de receptores de navegación (318)
mediante la recepción y procesamiento de las señales de navegación
transmitidas desde una constelación de satélites de navegación
(100), comprendiendo el sistema un aparato para calibrar el eje
óptico de la señal de la antena del satélite de navegación (106S)
de al menos uno de los satélites de navegación (100), teniendo el
aparato:
un módulo de comandos (324), para comandar la
antena del satélite de navegación (106S) para transmitir una señal
a uno o más de los receptores de navegación (318) usando un perfil
de amplitud y un perfil de exploración conocidos.
un módulo de información (416), dispuesto en
cada uno del uno o más receptores de navegación (318), para informar
de los datos que describen la señal recibida; y
un módulo de calibración del eje óptico (326),
para determinar el eje óptico de la antena del satélite de
navegación (106S) a partir de los datos que describen la señal
recibida desde cada uno del uno o más receptores de navegación
(318) y el perfil de amplitud y el perfil de exploración
conocidos.
2. El sistema de la reivindicación 1, en el que
el uno o más receptores de navegación (318) son receptores GPS, y
la señal transmitida es una señal GPS.
3. El sistema de la reivindicación 1, en el que
el módulo de calibración del eje óptico (326) está dispuesto en una
estación terrestre (320) que controla la constelación de
satélites.
4. El sistema de la reivindicación 1, en el que
el módulo de calibración del eje óptico (326) está dispuesto en uno
o más de los satélites de navegación (100).
5. El sistema de la reivindicación 1, en el que
el uno o más receptores de navegación (318) además informan de su
localización.
6. El sistema de la reivindicación 1, en el que
la señal es una señal de navegación.
7. El sistema de la reivindicación 1, en el que
la seña puede transmitirse intermitentemente durante la
exploración.
8. Un método de calibración del eje óptico de la
señal de una antena del satélite de navegación (106S) en un sistema
(300) para determinar la localización de una pluralidad de
receptores de navegación (318) mediante la recepción y
procesamiento de las señales de navegación transmitidas desde una
constelación de satélites (100), comprendiendo el método las etapas
de:
escanear la antena del satélite de navegación
(106S) para transmitir una señal a uno o más de los receptores de
navegación (318) usando un perfil de amplitud y un perfil de
exploración conocidos;
recibir los datos que describen la señal
recibida desde cada uno del uno o más receptores de navegación
(318); y
determinar el eje óptico de la antena del
satélite de navegación (106S) a partir de los datos que describen
la señal recibida desde cada uno del uno o más receptores de
navegación (318) y el perfil de amplitud y el perfil de exploración
conocidos.
9. El método de la reivindicación 8, en el que
los receptores de navegación son receptores GPS, y la señal
transmitida es una señal GPS.
10. El método de la reivindicación 8, en el que
la señal es una señal de navegación.
11. El método de la reivindicación 8, en el que
la señal puede transmitirse intermitentemente durante la
exploración.
12. El método de la reivindicación 8, en el que
los datos se reciben en un centro de control terrestre (320) que
controla el satélite de navegación (100).
13. El método de la reivindicación 8, en el que
los datos comprenden la señal de pico recibida.
14. El método de la reivindicación 8, en el que
los datos comprenden además el instante en el que se recibió la
señal de pico.
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