ES2340062T3

ES2340062T3 - Dispositivo de control de posicion(es) relativa(s) mediante analisis de señales bifrecuencia, para una nave espacial de un grupo de naves espaciales en formacion.

Info

Publication number: ES2340062T3
Application number: ES06300040T
Authority: ES
Inventors: Christian ALCATEL ALENIA SPACE CANNES Mehlen; Estelle ALCATEL ALENIA SPACE CANNES Pierre
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2006-01-19
Filing date: 2006-01-19
Publication date: 2010-05-28
Anticipated expiration: 2026-01-19
Also published as: US20110160939A1; US8463467B2; ATE460680T1; EP1813957B1; CN101375176A; JP5007467B2; WO2007082929A1; CN101375176B; EP1813957A1; JP2009536314A; RU2419807C2; RU2008133983A; DE602006012795D1

Abstract

Dispositivo de control (D), para una nave espacial (Si) de un grupo de naves espaciales destinado a desplazarse según una formación elegida, que comprende: - al menos un conjunto constituido por una antena de emisión/recepción (A1) y por dos antenas receptoras (A2, A3) implantadas en emplazamientos elegidos en una cara de dicha nave espacial (Si) y apropiadas para emitir y/o recibir señales de radiofrecuencias, estando dispuesta cada antena (A1-A3) de dicho conjunto para emitir y/o recibir señales primeras y segundas que presentan frecuencias primera y segunda elegidas separadas una desviación de frecuencia elegida, - medios de tratamiento (MT) dispuestos para estimar las direcciones de transmisión de las señales emitidas por las otras naves espaciales del grupo a partir de dichas señales recibidas por dichas antenas (A1-A3), cada antena (A1-A3) de dicho conjunto - primeros medios de medición (M1) dispuestos para determinar diferencias de marcha primeras y segundas entre las antenas (A1-A3) correspondientes a la frecuencia primera o segunda y a dicha desviación de frecuencia, a partir de las señales primeras y segundas recibidas por cada una de dichas antenas de dicho conjunto procedentes de otra nave espacial (Si'') de dicho grupo, - medios de medición de la actitud (M2) dispuestos para suministrar mediciones de la rotación experimentada por dicha nave espacial (Si), - dichos medios de tratamiento (MT) están dispuestos para a) estimar de manera basta la dirección de transmisión de las señales emitidas por dicha otra nave espacial (Si'') a partir de diferencias de marcha primera y segunda denominadas iniciales, b) ordenar un posicionamiento basto de dicha nave espacial (Si), caracterizado porque el posicionamiento basto de dicha nave espacial se realiza de manera que un eje elegido (X) de un sistema de referencia ligado a dicha nave espacial esté sensiblemente alineado con respecto a dicha dirección de transmisión estimada de manera basta, y porque dichos medios de tratamiento (MT) están dispuestos para c) ordenar al menos una puesta en rotación elegida de dicha nave espacial (Si) alrededor de dicho eje elegido (X), d) estimar con precisión dicha dirección de transmisión de las señales emitidas por dicha otra nave espacial (Si'') a partir de la medición de la rotación suministrada por dichos medios de medición de la actitud (M2) y de una medición de la variación de la diferencia de marcha primera o segunda inducida por dicha rotación, realizada por dichos primeros medios de medición (M1).

Description

Dispositivo de control de posición(es) relativa(s) mediante análisis de señales bifrecuencia, para una nave espacial de un grupo de naves espaciales en formación.

La invención se refiere a los grupos de naves espaciales, tales como por ejemplo satélites, destinados a desplazarse en formación para garantizar colectivamente una misión y, más precisamente, al control de las posiciones relativas de esas naves espaciales unas con respecto a otras.

Tal como conoce el experto en la técnica, ciertos grupos de naves espaciales deben posicionarse unas con respecto a otras con una cierta precisión con el fin de garantizar colectivamente una misión. Este posicionamiento interviene especialmente durante varias fases de la misión: despliegue tras el lanzamiento, crucero y mantenimiento fino de la formación para realizar su objetivo de misión. El posicionamiento también puede intervenir para realizar una reconfiguración parcial o total del grupo, o para paliar un fallo técnico (o una avería de equipo) de al menos una de las naves espaciales.

El posicionamiento mediante una técnica de tipo GPS relativo no siempre está adaptado a este tipo de misión o bien porque la altitud de la misión es demasiado elevada con respecto a la altitud de la constelación GPS ("Global Positioning System" - posicionamiento por satélites), o bien porque se requiere un medio de posicionamiento complementario o independiente.

Con el fin de permitir un posicionamiento de este tipo, se ha propuesto equipar las naves espaciales con un dispositivo de control que comprende al menos, por una primera parte, antenas de emisión/recepción, eventualmente completadas mediante antenas de recepción, implantadas en caras de orientaciones diferentes de la nave espacial, y encargadas de emitir/recibir señales de radiofrecuencias (RF), por una segunda parte, un "sensor de RF" que comprende concretamente primeros medios de medición encargados de estimar diferencias de marcha de señales recibidas entre antenas y, por una tercera parte, medios de tratamiento encargados de estimar las direcciones de transmisión de las señales que se emiten por las otras naves espaciales del grupo (denominadas generalmente "ejes de visión"), a partir de las diferencias de marcha, como se describe concretamente en el documento US-A-6 072 433.

Un dispositivo de control de este tipo también puede comprender segundos medios de medición encargados de estimar cada distancia que separa su nave espacial de una de las otras naves espaciales del grupo, a partir de las señales recibidas por las antenas y de señales auxiliares transmitidas por las otras naves espaciales del grupo. En este caso, los medios de tratamiento pueden determinar las posiciones relativas de las naves espaciales del grupo con respecto a un sistema de referencia elegido, a partir de las distancias estimadas y de los ejes de visión estimados.

Una determinación de este tipo de las posiciones relativas permite entonces controlar las naves espaciales del grupo con el fin de llevarlas y de mantenerlas en la configuración geométrica requerida por la misión y de decidir cualquier maniobra de evitación en caso de detección de un riesgo de colisión entre naves espaciales.

La obtención de una precisión centimétrica o subcentimétrica de las posiciones relativas requiere trabajar con mediciones de fase de portadora. Habitualmente el experto en la técnica sabe medir la fase con una precisión igual a una fracción de la longitud de onda (normalmente el 5% de la longitud de onda en un entorno con múltiples trayectorias razonables). No obstante, dado que las mediciones de fase se conocen con una aproximación de 2\pi, son ambiguas, y una dificultad consiste en eliminar esa ambigüedad.

El uso de señales de frecuencia muy elevada (en SHF o EHF) permite disponer de una banda de frecuencia ancha, lo que puede facilitar eliminar la ambigüedad mediante técnicas de barrido de la portadora o técnicas de múltiples portadoras. Al ser el debilitamiento de una señal en el espacio libre proporcional al cuadrado de su frecuencia, cuando se usan señales de frecuencia muy elevada, es necesaria o bien una potencia emitida elevada, o bien una antena directiva, lo que limita el campo de uso de esas frecuencias muy elevadas. En efecto, no es posible determinar las posiciones relativas precisas de las naves espaciales del grupo cuando sus posiciones iniciales corresponden a ejes de visión muy inclinados.

El uso de frecuencias más bajas, tales como las asignadas en la banda S a las conexiones espaciales bordo/tierra y bordo/bordo (de 2,0 GHz a 2,2 GHz), permite usar antenas omnidireccionales y una potencia de emisión baja (por debajo del vatio para distancias entre naves espaciales de varias decenas de kilómetros). Es posible usar dos frecuencias que distan aproximadamente 100 MHz en el interior de esta banda para facilitar eliminar la ambigüedad: se combinan entonces las mediciones de fase procedentes de estas dos frecuencias para obtener una medición de fase en una portadora virtual cuya longitud de onda es más larga. Una combinación posible consiste en restar las mediciones de fase de las dos frecuencias, con el fin de obtener una medición de fase asociada con la frecuencia de batido de las dos frecuencias.

Se pasa así de una longitud de onda real de aproximadamente 15 cm a una longitud de onda virtual de aproximadamente 3 m. Si la distancia que separa las antenas es por ejemplo de 1 m, la diferencia de marcha está necesariamente comprendida entre -1 m y +1 m. El uso de una longitud de onda de aproximadamente 3 m proporciona entonces una medición no ambigua de esta diferencia de marcha. Sin embargo, esta medición presenta un error importante: si el error de medición en la fase de las dos frecuencias es de aproximadamente el 5% de la longitud de onda (el 5% de 15 cm es 7,5 mm), el error en la medición de fase combinada puede alcanzar el 10% de la longitud de onda "larga" (el 10% de 3 m es 30 cm).

Las principales fuentes de error son las múltiples trayectorias y los residuos de calibración de propagación en la electrónica de recepción. Estos errores evolucionan muy lentamente y son difíciles de filtrar, concretamente si el número de naves espaciales se reduce a dos, ya que entonces no hay ninguna redundancia de observación.

La invención tiene por tanto como objetivo mejorar la situación, concretamente a partir de las siguientes observaciones:

-: la medición de la diferencia de marcha obtenida combinando dos frecuencias no es ambigua, sino aproximativa. No obstante, la variación en el tiempo de la diferencia de marcha no es una magnitud ambigua y puede medirse de manera precisa gracias a una de las dos frecuencias, y

-: la variación de la diferencia de marcha observada en una nave espacial huésped puede ser el resultado de un desplazamiento lateral de la otra nave espacial o de una rotación de la nave espacial huésped, diferenciables por medio de un sensor de actitud (como por ejemplo un rastreador estelar).

La invención propone un dispositivo de control para una nave espacial de un grupo de naves espaciales destinado a desplazarse según una formación elegida, y tal como se define en la reivindicación 1.

El dispositivo según la invención puede comprender otras características que pueden tomarse por separado o en combinación, y concretamente:

-: antes de ordenar la puesta en rotación, sus medios de tratamiento pueden encargarse de ordenar la estabilización del posicionamiento basto a velocidad casi nula usando la medición (precisa) de la variación de una de las diferencias de marcha primera y segunda, realizada por los primeros medios de medición;

-: sus medios de tratamiento pueden encargarse de mantener (posteriormente) el conocimiento preciso de la dirección de transmisión gracias a la medición de las variaciones de una de las diferencias de marcha primera y segunda;

-: sus primeros medios de medición pueden encargarse:

\bullet: de determinar las fases primera y segunda de las señales primeras y segundas recibidas por cada una de las antenas del conjunto procedentes de la otra nave espacial,

\bullet: de deducir de las fases primeras y segundas diferencias de fase primeras y segundas entre la antena de emisión/recepción y cada una de las dos antenas receptoras,

\bullet: de deducir de las diferencias de fase primeras y segundas terceras diferencias de fase correspondientes a la desviación de frecuencia (que a su vez corresponde preferiblemente a una longitud de onda más larga que el doble de la distancia entre las antenas),

\bullet: de deducir de diferencias de fase primeras o segundas consecutivas y de terceras diferencias de fase consecutivas mediciones de la variación de la diferencia de marcha primera o segunda, y

\bullet: de deducir de las mediciones de la variación de la diferencia de marcha primera o segunda mediciones no ambiguas de las diferencias de marcha primera y segunda correspondientes a la frecuencia primera o segunda;

-: puede comprender segundos medios de medición encargados de estimar la distancia que separa su nave espacial de la otra nave espacial del grupo a partir de las señales primeras y/o segundas recibidas por al menos una de las antenas procedentes de la otra nave espacial. Con este objetivo, la señal primera y/o segunda se modula, por ejemplo, por una parte, mediante un código pseudoaleatorio que permite obtener una medición de la pseudodistancia y, por otra parte, mediante datos que permiten a las naves espaciales intercambiar informaciones entre las cuales se encuentran como mínimo sus mediciones de las pseudodistancias respectivas, con el fin de identificar la desviación de reloj y obtener una medición de la distancia auténtica. La medición de la distancia obtenida mediante la observación del código pseudoaleatorio es poco precisa, y su ruido de medición puede reducirse mediante una técnica de alisado del código por la portadora (ampliamente conocida por la experto en la técnica). La observación del código pseudoaleatorio recibido también permite al dispositivo de control de la nave espacial huésped conocer la hora del dispositivo de control de la otra nave espacial, lo que permite sincronizar los periodos de emisión y de recepción entre las naves espaciales del grupo;

-: cuando se usan los medios de medición primeros y segundos, los medios de tratamiento (MT) se encargan de determinar las posiciones relativas de las naves espaciales con respecto a la nave espacial huésped a partir de las distancias estimadas y de la dirección de transmisión estimada precisa;

-: sus medios de tratamiento pueden encargarse de afinar la medición de la distancia y/o la medición de la dirección de transmisión corrigiéndolas del efecto de las múltiples trayectorias. Esta corrección requiere disponer de los datos cartográficos tabulados de las múltiples trayectorias en las naves espaciales, obtenidos previamente, por ejemplo por medio de ensayos en una cámara anecoica. El uso de una cartografía tabulada sólo es eficaz si se conoce la dirección de transmisión con una precisión suficiente, tal como se aporta por la invención;

-: puede comprender al menos dos conjuntos de antenas en al menos dos caras de orientaciones diferentes;

-: puede comprender al menos una antena de emisión/recepción complementaria en al menos una cara desprovista de conjunto de antenas;

-: las antenas pueden ser capaces de emitir y/o recibir señales primeras y segundas de radiofrecuencias que se presentan en forma de portadoras primera y segunda de las cuales al menos una está modulada por un código pseudoaleatorio elegido;

-: las antenas pueden ser capaces de emitir/recibir portadoras primeras y segundas que presentan frecuencias primera y segunda que pertenecen a una banda de frecuencias elegida de entre las bandas S, SHF y EHF.

La invención también propone una nave espacial, destinada a desplazarse en formación dentro de un grupo de naves espaciales, y equipada con un dispositivo de control del tipo presentado anteriormente.

La invención también propone un grupo de naves espaciales, destinado a desplazarse según una formación elegida, del cual al menos una de las naves espaciales comprende un dispositivo de control del tipo presentado anteriormente, y del cual al menos algunas de las otras naves espaciales comprenden al menos una antena de emisión/recepción implantada en al menos una cara elegida.

La invención está particularmente bien adaptada, aunque de manera no exclusiva, a las naves espaciales de tipo satélite.

Otras características y ventajas de la invención resultarán evidentes tras el examen de la siguiente descripción detallada, y de los dibujos adjuntos, en los que:

- la figura 1 ilustra de modo muy esquemático un grupo de tres satélites en formación, de los cuales uno comprende un dispositivo de control según la invención,

- la figura 2 ilustra de modo muy esquemático un ejemplo de posicionamiento de tres antenas de un mismo conjunto, en una cara de satélite,

- la figura 3 ilustra de modo muy esquemático un ejemplo de realización de un dispositivo de control según la invención,

- la figura 4 ilustra de manera esquemática la diferencia de marcha, entre antenas principal y secundaria de un primer satélite, de señales emitidas por un segundo satélite,

- la figura 5 ilustra de modo muy esquemático la etapa de posicionamiento de un satélite, equipado con un dispositivo de control según la invención, con respecto a un eje de visión determinado de manera basta,

- la figura 6 ilustra de modo muy esquemático los principales parámetros que intervienen en la determinación de las coordenadas precisas de un eje de visión en presencia de una rotación considerada de manera bidimensional, y

- la figura 7 ilustra de modo muy esquemático los principales parámetros que intervienen en la determinación de las coordenadas precisas de un eje de visión en presencia de una rotación considerada de manera tridimensional.

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Los dibujos adjuntos podrán no solamente servir para completar la invención, sino también contribuir a su definición, dado el caso.

La invención tiene por objeto permitir la determinación, mediante un dispositivo de control implantado en una nave espacial de un grupo de naves espaciales que se desplazan en formación, de ejes de visión precisos (con una precisión de las coordenadas del eje de visión del orden de algunos mm), así como eventualmente de las distancias entre naves espaciales precisas (con una precisión del orden del centímetro), de manera que se conozca la posición relativa de las naves espaciales. Este conocimiento de las posiciones relativas de las naves espaciales del grupo también puede permitir controlarlas con el fin de llevarlas y de mantenerlas en la configuración geométrica requerida por la misión y decidir cualquier maniobra de evitación en caso de detección de un riesgo de colisión entre naves espaciales.

En lo sucesivo se considera a modo de ejemplo no limitativo que las naves espaciales del grupo son satélites que vuelan en formación con el fin de cumplir una misión de observación espacial o terrestre.

Sin embargo, la invención no se limita a este tipo de nave espacial. Se refiere en efecto a todas las naves espaciales destinadas a volar en formación según una configuración elegida (eventualmente modificable).

Se hace referencia en primer lugar a las figuras 1 a 3 para presentar un grupo de naves espaciales al que puede aplicarse la invención.

En la figura 1 se encuentra representado un grupo de tres naves espaciales (satélites) Si (i= 1 a 3) que vuelan en formación. Es importante observar que la invención no se limita a los grupos que comprenden tres naves espaciales. Se refiere en efecto a cualquier grupo siempre que comprenda al menos dos naves espaciales.

Dentro de un grupo de este tipo, al menos una de las naves espaciales, aquí S1, comprende un dispositivo de control D según la invención, mientras que las otras naves espaciales, aquí S2 y S3, comprenden un dispositivo de tratamiento DT. Evidentemente, puede concebirse que, dentro de un mismo grupo, varias naves espaciales, incluso todas, comprendan un dispositivo de control D según la invención.

Un dispositivo de control D, según la invención, comprende al menos un conjunto constituido por una antena de emisión/recepción A1, denominada antena principal, y por dos antenas receptoras A2 y A3, denominadas antenas secundarias. Las tres antenas Aj (j = 1 a 3) de un conjunto se implantan en emplazamientos elegidos en una cara F de la nave espacial S1. Un ejemplo de implantación de un conjunto de antena en una cara F de una nave espacial S1 se ilustra esquemáticamente en la figura 2.

Es importante indicar que un dispositivo de control D puede comprender varios conjuntos de tres antenas Aj implantados en caras de orientaciones diferentes de una misma nave espacial S1. También puede concebirse que un dispositivo de control D comprenda al menos un conjunto de tres antenas Aj en una de sus caras F, así como al menos otra antena de emisión/recepción A4, denominada antena complementaria, en al menos una de sus otras caras (como es el caso en el ejemplo no limitativo ilustrado en la figura 1).

Según la invención, cada antena principal A1 (y complementaria A4) puede emitir y recibir señales primeras y segundas de radiofrecuencias (RF), que presentan frecuencias primera f1 y segunda f2 elegidas separadas una desviación de frecuencia elegida f3 (siendo f3 = f2 - f1). Por otro lado, cada antena secundaria A2, A3 puede recibir las señales primeras y segundas de radiofrecuencias.

Las frecuencias primera f1 y segunda f2 pertenecen preferiblemente a la banda S. Sin embargo esto no es obligatorio. En efecto, pueden pertenecer a bandas de frecuencias más elevadas que las de la banda S, como por ejemplo la banda SHF o EHF.

La desviación de frecuencia f3 entre las frecuencias primera f1 y segunda f2 corresponde preferiblemente a una longitud de onda que es más larga que el doble de la distancia entre la antena principal A1 y cada una de las antenas secundarias A2 y A3.

Se considera a continuación que las frecuencias primera f1 y segunda f2 pertenecen a la banda S. Por ejemplo,
f1 = 2,1 GHz y f2 = 2,2 GHz, lo que da una desviación de frecuencia f3 = 100 MHz.

Cada dispositivo de tratamiento DT, que se equipa en una nave espacial S2, S3 desprovista de dispositivo de control D, comprende al menos una antena de emisión/recepción A1, que puede emitir y recibir las señales primeras y segundas de radiofrecuencias con destino a, y procedentes de, otras naves espaciales de su grupo.

Cada dispositivo de control D también comprende un primer módulo de medición MM y un segundo módulo de medición M2.

El primer módulo de medición MM comprende por ejemplo una parte de tipo analógico para tratar las señales de radiofrecuencias (RF) recibidas y convertirlas en señales digitales, y una parte de tipo digital dedicada más precisamente a la adquisición y al seguimiento de las señales así como a la producción de las mediciones.

Como se ilustra esquemáticamente en la figura 3, el primer módulo de medición MM está acoplado por ejemplo a las antenas Aj de cada conjunto (así como a eventuales antenas complementarias A4) por medio de módulos de derivación primero C1 y segundo C2.

El primer módulo de derivación C1 garantiza el acoplamiento con una u otra de las antenas en función de instrucciones procedentes de un módulo de tratamiento MT que se comentará a continuación.

El segundo módulo de derivación C2 está conectado con una entrada/salida del primer módulo de derivación C1 y, por una parte, con la entrada del módulo de medición MM y, por otra parte, con la salida de un módulo de formación de señales MF primeras y segundas (para la parte de transmisión). Por tanto, permite el funcionamiento del dispositivo de control D o bien en modo de recepción de señales, o bien en modo de emisión de señales en función de instrucciones procedentes del módulo de tratamiento MT.

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El dispositivo de control D comprende un reloj H que representa su tiempo local y que se usa para generar las frecuencias de las portadoras y para secuenciar el código pseudoaleatorio (que se comentará a continuación). También proporciona señales de reloj necesarias para el funcionamiento de al menos algunos de sus elementos constituyentes, y concretamente necesarias para el control de la transmisión y de la recepción.

El primer módulo de medición MM comprende al menos un primer submódulo de medición M1 encargado de determinar diferencias de marcha primeras DM1 y segundas DM2 entre su antena principal A1 y sus antenas secundarias A2 y A3, correspondientes respectivamente a la primera frecuencia f1 (o la segunda frecuencia f2) y a la frecuencia f3 (igual a la desviación de frecuencia entre f1 y f2), a partir de las señales primeras y segundas recibidas por cada una de las antenas Aj de un conjunto procedentes de otra nave espacial S2, S3 de su grupo.

En la figura 4 se ilustra esquemáticamente un ejemplo de diferencia de marcha DM1, entre antenas principal A1 y secundaria A2 de un conjunto implantado en la cara F de una nave espacial S1, de señales emitidas por una nave espacial S2 del mismo grupo. Aquí, DM1 = d1 - d2, siendo d1 la distancia que separa la nave espacial S2 de la antena principal A1 de la nave espacial S1, y siendo d2 la distancia que separa la nave espacial S2 de la antena secundaria A2 de la nave espacial S1.

De preferencia, el primer submódulo de medición M1 procede a la determinación de las diferencias de marcha primeras DM1 y segundas DM2, correspondientes a la frecuencia f3, como se indica a continuación.

En primer lugar el primer submódulo de medición M1 determina las fases primera y segunda respectivamente de las señales primeras y segundas recibidas por cada una de las antenas Aj de un conjunto procedentes de otra nave espacial S2 o S3.

Cada señal se presenta al menos en forma de una portadora de una frecuencia f1 o f2 elegida. Al menos una de las dos frecuencias f1 y f2 está preferencialmente modulada por un código pseudoaleatorio elegido, que es necesario para la medición de la distancia entre naves espaciales y para la sincronización de los periodos de emisión y de recepción entre las naves espaciales del grupo. En este caso, el módulo de medición MM está encargado de adquirir el código pseudoaleatorio y de suprimirlo de la portadora con el fin de permitir su análisis.

Por otro lado, al menos una de las dos portadoras puede modularse mediante datos que permiten a las naves espaciales intercambiar informaciones. En este caso, el módulo de medición MM también garantiza la función de demodulación de portadora con el fin de permitir la extracción de los datos de información que contiene.

A continuación se analiza la portadora, de manera conocida por el experto en la técnica, por el primer submódulo de medición M1 con el fin de determinar las mediciones de fase primeras y segundas. Según la técnica puesta en práctica en el interior del primer submódulo de medición M1, pueden obtenerse o bien mediciones de fase primeras y segundas para cada antena Aj, que a continuación se restan para obtener diferencias de fase primeras y segundas entre la antena principal A1 y cada una de las antenas secundarias A2 y A3, para cada una de las frecuencias primera f1 y segunda f2, o bien directamente diferencias de fase primeras y segundas entre la antena principal A1 y cada una de las antenas secundarias A2 y A3, para cada una de las frecuencias primera f1 y segunda f2.

Después, el primer submódulo de medición M1 deduce de las diferencias de fase primeras y segundas terceras diferencias de fase correspondientes a la frecuencia f3 (o desviación de frecuencia). Más precisamente, cada tercera diferencia de fase es una fase que corresponde a una tercera señal "ficticia" construida artificialmente a partir de señales primera y segunda recibidas por una de las antenas Aj y que presenta una frecuencia f3 igual a la desviación de frecuencia f2 - f1.

A continuación, el primer submódulo de medición M1 determina, por una parte, dos primeras diferencias de marcha DM1 entre la antena principal A1 y la antena secundaria A2 a partir respectivamente de una diferencia de fase primera o segunda y de una tercera diferencia de fase y, por otra parte, dos segundas diferencias de marcha DM2 entre la antena principal A1 y la antena secundaria A3 a partir respectivamente de una diferencia de fase primera o segunda y de otra tercera diferencia de fase.

El primer submódulo de medición M1 también está encargado de determinar variaciones de la diferencia de marcha primeras \DeltaDM1 y segundas \DeltaDM2 entre su antena principal A1 y sus antenas secundarias A2 y A3 respectivamente, correspondientes a la primera frecuencia f1. Si las mediciones de fase se realizan por ejemplo cada segundo, las diferencias de marcha DM1 y DM2 se producen cada segundo, y cada variación \DeltaDM1, \DeltaDM2 representa la variación de la diferencia de marcha DM1, DM2 correspondiente durante el segundo transcurrido.

Estas mediciones de la variación de la diferencia de marcha \DeltaDM1 y \DeltaDM2 son mediciones no ambiguas.

El segundo módulo de medición M2 está encargado de medir la actitud de la nave espacial S1, con el fin de suministrar, al menos, mediciones representativas de cada rotación experimentada por dicha nave espacial S1. Es independiente del módulo de medición MM, encargado de tratar las señales de radiofrecuencias. Se trata por ejemplo de un rastreador estelar.

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Cada dispositivo de control D también comprende un módulo de tratamiento MT encargado de realizar al menos las cuatro tareas que se describen a continuación.

Una primera tarea del módulo de tratamiento MT consiste en estimar de manera basta la dirección de transmisión (o eje de visión) AV de las señales, que se emiten por otra nave espacial S2, a partir de diferencias de marcha primera DM1 y segunda DM2 iniciales.

El eje de visión AV es un vector unitario (por ejemplo longitud igual a un metro) del que dos de las coordenadas son directamente las diferencias de marcha DM1 y DM2, si se considera un sistema de referencia en el que un primer eje (Z, véanse las figuras 2 y 5) une las antenas principal A1 y secundaria A2, un segundo eje (Y) une las antenas principal A1 y secundaria A3, y un tercer eje (X) es perpendicular a los otros dos ejes (Y y Z). La tercera coordenada carece de valor ya que el vector AV está normalizado. Es importante observar que cuando la distancia entre antenas no es igual a un metro, las coordenadas se determinan a partir de diferencias de marcha normalizadas por las distancias entre antenas.

Esta medición se denomina basta ya que el error de medición en las diferencias de marcha primeras DM1 y segundas DM2 se amplifica en la proporción de las longitudes de onda cuando se construye la medición en la desviación de frecuencia f3.

Una segunda tarea del módulo de tratamiento MT consiste en ordenar una maniobra de la nave espacial S1 huésped de manera que el eje elegido (X), especialmente el que es normal a las direcciones A1A2 (Z) y A1A3 (Y), esté sensiblemente alineado con respecto a la dirección de transmisión (o eje de visión) AV estimada(o) de manera basta durante la primera tarea. Para ello, el módulo de tratamiento MT calcula la referencia de actitud que debe tener la nave espacial S1 huésped teniendo en cuenta la posición del eje elegido (X) con respecto a la dirección de transmisión (o eje de visión) AV estimada(o) de manera basta, después envía esta referencia al módulo de control MD de la nave espacial S1 huésped. Una estrategia diferente consiste en calcular una referencia de posición relativa que conduce a una maniobra de desplazamiento lateral de una de las dos naves espaciales en vez de a una maniobra de rotación de la nave espacial S1 huésped. La elección entre estas dos estrategias depende de parámetros exteriores asociados con la misión.

En la figura 5 se encuentra ilustrado un ejemplo de alineación del eje X, del sistema de referencia (X, Y, Z) ligado a la nave espacial S1, con respecto al eje de visión AV estimado y basto, definido con respecto a la nave espacial S2. En esta fase, al ser la precisión del eje de visión estimado media, la alineación sólo puede ser por tanto aproximativa.

Esta segunda tarea se continúa preferiblemente con la anulación, si es posible completa, de los movimientos relativos de la nave espacial S1 huésped y de la otra nave espacial S2. El objetivo aquí es anular las velocidades relativas laterales de las dos naves espaciales S1 y S2 con el fin de mantenerlas en una configuración relativa fija.

Para ello, el módulo de tratamiento MT usa las mediciones de la variación de las diferencias de marcha de la primera portadora de frecuencia f1 o de la segunda portadora de frecuencia f2. La diferencia de marcha de la primera portadora de frecuencia f1 (o de la segunda portadora de frecuencia f2) es ambigua y precisa, pero su variación en el tiempo no es ambigua, por tanto constituye una medición de velocidad del eje de visión interesante. En efecto, para poder anular la velocidad relativa de las dos naves espaciales, es necesario disponer de una medición de velocidad precisa. Una dificultad viene del hecho de que sólo se dispone de dos coordenadas precisas de la velocidad del eje de visión (velocidad de su coordenada DM1 y velocidad de su coordenada DM2) mientras que este vector de velocidad tiene tres dimensiones. No obstante, puede demostrarse que la tercera coordenada es despreciable si el eje de visión es próximo a la normal a las direcciones A1A2 y A1A3, lo que justifica la etapa anterior que consistía en alinear de manera basta el eje de visión AV y la normal a las direcciones A1 A2 y A1 A3.

A partir de las mediciones de velocidad del eje de visión AV, el módulo de tratamiento MT calcula las maniobras que deben realizarse para anular casi totalmente la velocidad del eje de visión AV. Las maniobras pueden realizarse mediante una modificación de la velocidad de desplazamiento de la nave espacial S1 o mediante una modificación de la velocidad de desplazamiento de la nave espacial S2 o mediante una modificación de la velocidad de rotación de la nave espacial S1 o incluso mediante una combinación de esas modificaciones. La estrategia elegida depende de parámetros exteriores asociados con la misión. Si la maniobra debe realizarse por la nave espacial S1, el módulo de tratamiento MT establece un diálogo con el módulo de control MD de su nave espacial S1. Si la maniobra debe realizarse por la nave espacial S2, la transmisión de las instrucciones a la nave espacial S2 distante se realiza por ejemplo por medio de la antena principal A1, por ejemplo usando señales primeras y/o segundas.

Una tercera tarea del módulo de tratamiento MT consiste en ordenar al menos una puesta en rotación, elegida, de la nave espacial S1 alrededor del eje elegido, aquí X, y por tanto sensiblemente alrededor del eje de visión AV estimado de manera basta. Esta rotación se mide con precisión por el segundo módulo de medición M2. El valor del ángulo de rotación no es crítico: la rotación debe tener una amplitud suficiente para alcanzar la precisión requerida por la cuarta tarea del módulo de tratamiento MT (normalmente algunas decenas de grados).

Durante esta rotación, el módulo de tratamiento MT registra, gracias a su primer submódulo de medición M1, la variación de las diferencias de marcha \DeltaDM1 y \DeltaDM2 en la primera portadora que presenta la frecuencia f1 o en la segunda portadora que presenta la frecuencia f2.

Una cuarta tarea del módulo de tratamiento MT consiste en estimar con precisión el eje de visión entre las naves espaciales S1 y S2, a partir de la medición de rotación suministrada por el segundo módulo de medición M2 (dedicado a la actitud) y de las mediciones de las variaciones de las diferencias de marcha \DeltaDM1 y \DeltaDM2 en la primera portadora que presenta la frecuencia f1 o en la segunda portadora que presenta la frecuencia f2, suministradas por el primer submódulo de medición M1.

Este procedimiento de estimación precisa de un eje de visión se describirá con detalle a continuación con referencia a un ejemplo no limitativo ilustrado en las figuras 6 y 7. En lo sucesivo se designa por AV al eje de visión estimado de manera basta (antes de la rotación) y por AV' al eje de visión estimado de manera precisa.

La figura 6 ilustra en dos dimensiones una rotación de la nave espacial S1 con respecto al eje normal al eje de visión AV (determinado de manera basta). Aquí, sólo se ha representado el desplazamiento de la antena secundaria A2 de una posición inicial P1 (antes de la rotación) a una posición final P2 (después de la rotación en un ángulo \theta). Este ángulo de rotación \theta se mide con precisión por el segundo módulo de medición M2 (de la actitud), por ejemplo de tipo rastreador estelar. La rotación de ángulo \theta introduce una variación de la primera diferencia de marcha DM1 entre las antenas principal A1 y secundaria A2, que se determina por el módulo de tratamiento MT a partir de las primeras mediciones de la diferencia de marcha inicial (antes de la rotación) y complementaria (después de la rotación) suministradas por el primer submódulo de medición M1. Conociendo la distancia BL1 que separa las antenas principal A1 y secundaria A2 y la variación de la primera diferencia de marcha DM1 (según la primera portadora que presenta la frecuencia f1 o la segunda portadora que presenta la frecuencia f2), se deduce el ángulo inicial \alpha de la desorientación de la dirección A1A2 (Z) con respecto al eje de visión AV'. Se realizan las mismas operaciones entre la antena principal A1 y la otra antena secundaria A3, y se deduce del conjunto de los resultados las coordenadas precisas que definen el eje de visión AV'.

Se observará que este ejemplo bidimensional (2D) no es completamente representativo del caso real en tres dimensiones (3D). En el caso real, puede demostrarse que una única rotación alrededor del eje (X), normal a las direcciones A1A2 (Z) y A1A3 (Y), es suficiente para determinar el eje de visión AV' preciso (S1S2) en un sistema de referencia ligado a la nave espacial S1.

Un modelo más sofisticado al bidimensional se describe a continuación con referencia a la figura 7. Aquí se usa el eje Z de un sistema de referencia (X, Y, Z), ligado a la nave espacial S1, para apuntar hacia la nave espacial S2. El eje Z define aquí el eje que se ha alineado con respecto al eje de visión AV basto.

En la figura 7, la referencia AZ representa el acimut del eje de visión AV' preciso con respecto al eje Z y la referencia EL representa la elevación del eje de visión AV' preciso con respecto al plano ZX.

En primer lugar se busca determinar la relación existente entre el ángulo de rotación \theta de la nave espacial S1 alrededor del eje Z, las variaciones de la diferencia de marcha y las coordenadas del eje de visión AV basto (antes de la rotación). En presencia de señales incidentes paralelas, puede demostrarse que la diferencia de marcha puede definirse como la proyección sobre el eje de visión AV del vector A1A2.

Por consiguiente, si se indica como BL1 el vector entre las antenas principal A1 y secundaria A2 y como V_{LoS} el vector unitario del eje de visión AV basto, se obtiene la siguiente relación:

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1

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En el sistema de referencia (X, Y, Z) ligado a la nave espacial S1, el vector unitario V_{LoS} (que define las coordenadas del eje de visión AV' preciso que se desea estimar) se define tal como se indica a continuación:

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2

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Las coordenadas de las dos antenas secundarias A2 y A3 en el sistema de referencia mencionado anteriormente se conocen bien y se facilitan a continuación:

3

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Antes de la rotación de ángulo \theta, las diferencias de marcha primera DM1 y segunda DM2 vienen dadas por las siguientes relaciones:

4

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Después de la rotación de ángulo \theta (que se define por una matriz de rotación Rot (\theta)), los vectores BL1(\theta) y BL2(\theta), que representan respectivamente las distancias entre la antena principal A1 y las antenas secundarias A2 y A3, en el sistema de referencia mencionado anteriormente, vienen dados por las siguientes relaciones:

5

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Por consiguiente, las diferencias de marcha primera DM1(\theta) y segunda DM2(\theta) complementarias vienen dadas por las siguientes relaciones:

6

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Las variaciones de las diferencias de marcha primera y segunda (correspondientes a la frecuencia elegida f1 o f2) pueden escribirse entonces como:

7

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Tomando la siguiente notación matricial:

8

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se obtiene entonces la siguiente relación, en la que el exponente indica un elemento matricial transpuesto:

9

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Dado que esta última expresión no es fácil de invertir debido a que su primer término (BL1^{t}, BL2^{t}) representa una matriz de tipo 2x3, se pasa entonces a dos dimensiones en lugar de tres. Esto puede hacerse aprovechando el hecho, por una parte, de que el vector V_{LoS} es unitario y de que su coordenada Z no tiene por tanto ningún interés ya que se deduce de sus coordenadas X e Y, y, por otra parte, de que se realiza la rotación de ángulo \theta alrededor del eje Z. Por consiguiente, la fórmula anterior puede reescribirse en dos dimensiones (en el plano X, Y) como se indica a continuación:

10

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Una vez que el módulo de tratamiento MT está en posesión de las coordenadas del eje de visión (bastas antes de la rotación), a partir de ahora puede conocer en todo momento las coordenadas precisas de este eje de visión integrando las variaciones de la diferencia de marcha \DeltaDM1 y \DeltaDM2. Una variante consiste en usar el conocimiento del eje de visión AV' preciso para eliminar la ambigüedad en las mediciones DM1 y DM2 realizadas en la primera frecuencia f1 (o la segunda frecuencia f2), después en mantener la ambigüedad a partir de las variaciones de la diferencia de marcha \DeltaDM1 y \DeltaDM2.

Si hay otras naves espaciales (por ejemplo S3) equipadas con un dispositivo DT, puede repetirse el mismo procedimiento entre las naves espaciales S1 y S3 para medir con precisión el eje de visión S1S3 en el sistema de referencia ligado a la nave espacial S1. Durante el desarrollo de este procedimiento entre las naves espaciales S1 y S3, hay que ocuparse de que la nave espacial S2 permanezca en la visibilidad de la nave espacial S1. En efecto, si se rompe la conexión de RF entre las naves espaciales S1 y S2, se corre el riesgo de perder el conocimiento del eje de visión AV' preciso (S1S2) y habrá que volver a comenzar el procedimiento entre las naves espaciales S1 y S2.

Si hay al menos otra nave espacial (por ejemplo S4) equipada con un dispositivo D, la nave espacial S4 puede a su vez determinar con precisión el eje de visión de las otras naves espaciales en su propio sistema de referencia realizando este mismo procedimiento. El interés de dotar a varias naves espaciales del grupo del dispositivo D en lugar del dispositivo DT depende de la misión.

Una vez que se conoce con precisión el eje de visión, esta precisión puede mejorarse aún más si se ha realizado previamente una cartografía tabulada de las múltiples trayectorias y se ha almacenado en forma de datos cartográficos. En ese caso, el módulo de tratamiento MT resta la contribución conocida de las múltiples trayectorias de las mediciones de las diferencias de marcha en las señales que presentan la primera frecuencia f1. Esta técnica es particularmente eficaz cuando las múltiples trayectorias están provocadas por reflexiones locales en la nave espacial huésped. En ese caso, el error debido a las múltiples trayectorias está totalmente asociado con la dirección de llegada de la señal.

Debe indicarse que las fórmulas matriciales facilitadas anteriormente están simplificadas con el fin de facilitar la comprensión. En realidad, varios efectos secundarios pueden hacerlas más complejas:

-: puede subsistir una velocidad residual al final de la fase de anulación de la velocidad lateral,

-: la rotación ordenada por el módulo de tratamiento MT puede diferir de la rotación realmente realizada por la nave espacial, concretamente el eje de rotación real puede no corresponder perfectamente al eje perpendicular a las direcciones A1A2 y A1A3,

-: las ondas de radiofrecuencias recibidas por las diferentes antenas Aj no son perfectamente paralelas si la distancia entre las naves espaciales S1 y S2 no es muy grande con respecto a la distancia entre las antenas A1, A2 y A3.

No obstante, estos efectos pueden corregirse por el experto en la técnica haciendo más complejas las fórmulas a partir de las fórmulas simplificadas.

Independientemente de la medición del eje de visión AV' preciso, los dispositivos D y DT pueden disponerse de manera que se mida la distancia que separa las naves espaciales.

Para ello, el dispositivo de control D debe comprender, preferiblemente en su primer módulo de medición MM, un segundo submódulo de medición M3. Este último se encarga más precisamente de estimar cada distancia que separa su nave espacial S1 de otra nave espacial S2 del mismo grupo a partir de al menos las señales primeras y/o segundas recibidas por al menos una de las antenas, y preferiblemente por una antena de emisión/recepción A1 (o A4), y procedentes de esa otra nave espacial S2.

Se considera en lo sucesivo, a modo de ejemplo ilustrativo y no limitativo, que el segundo submódulo de medición M3 estima las distancias entre naves espaciales a partir de las primeras señales recibidas por la antena principal A1.

Debido a las desviaciones temporales introducidas por la ausencia de sincronización entre los relojes H de las naves espaciales S1 y S2, el segundo submódulo de medición M3 realiza preferiblemente su estimación de la distancia a partir no solamente de las primeras señales que se reciben por la antena principal A1 procedentes de la otra nave espacial S2, sino también de señales auxiliares que se transmiten por esa otra nave espacial S2.

Tal como se indicó anteriormente, esas señales auxiliares consisten preferiblemente en una modulación de la portadora de la primera señal por medio de un código pseudoaleatorio elegido, así como eventualmente de datos de informaciones, de manera que la señal emitida sea la imagen del tiempo local de la nave espacial emisora y que la observación de esa señal permita obtener una medición de la pseudodistancia.

Comparando su propia medición de la pseudodistancia con la transmitida por la otra nave espacial S2 en forma de datos de información en las señales auxiliares, el segundo submódulo de medición M3 puede aislar la desviación de reloj y conocer la distancia d(S1, S2) entre naves espaciales. En efecto, la distancia real es igual a la mitad de la suma de la pseudodistancia medida por la nave espacial S1 en la primera señal emitida por la nave espacial S2 y de la pseudodistancia medida por la nave espacial S2 en la primera señal emitida por la nave espacial S1.

La medición de la distancia obtenida mediante el análisis del código pseudoaleatorio no es ambigua, pero es de escasa precisión ya que la longitud de onda del código pseudoaleatorio es habitualmente mucho mayor que la de la portadora. Si la precisión de la medición de la distancia obtenida mediante la observación del código pseudoaleatorio es mejor que la mitad de la longitud de onda de la frecuencia f3, entonces esta medición de la distancia aproximativa permite eliminar la ambigüedad en la medición de la distancia obtenida a partir de las mediciones de fase en la frecuencia f3 (realizadas en las antenas principales de las naves espaciales S1 y S2). Se obtiene así una medición de la distancia de mejor calidad que la obtenida a partir del código pseudoaleatorio. No obstante, la calidad de esta medición de la distancia todavía es demasiado mala como para poder resolver la ambigüedad en la medición de la distancia obtenida a partir de las mediciones de fase de la frecuencia, ya que la precisión de las mediciones de fase en f3 se degrada en la proporción de las longitudes de ondas f3/f1.

Se prevé entonces una última etapa con el fin de alcanzar una precisión centimétrica en la medición de la distancia. Para ello, se combinan preferiblemente tres técnicas.

Una primera técnica consiste en alisar los ruidos de medición. Esta primera técnica, ampliamente conocida por el experto en la técnica, consiste más precisamente en filtrar una cantidad no ambigua pero con mucho ruido por su velocidad de variación, si ésta se conoce con poco ruido. Aquí, se alisa la medición de la distancia, obtenida a partir del código pseudoaleatorio, por la velocidad obtenida a partir de la variación de las mediciones de fase en la primera señal (f1). Después, se alisa la medición de la distancia, obtenida a partir de las mediciones de fase en la desviación de frecuencia f3, por la velocidad obtenida a partir de la variación de las mediciones de fase en la primera señal (f1). El objetivo es reducir el ruido en la distancia. Esta técnica permite reducir el ruido de la medición, pero no reduce los errores de tipo "desviación lentamente variable" que resultan de las múltiples trayectorias y de la propagación de las señales en la electrónica de recepción y de emisión de las señales.

Una segunda técnica consiste en corregir el efecto de la propagación (retardo de propagación y desfase de propagación) en la electrónica de emisión y de recepción, mediante autocalibración. Entonces, una fracción de la amplitud de todas las señales que se envían por el módulo SR hacia la antena principal A1 se redirige en el módulo SR.

El análisis de estas señales en el módulo de medición MM permite medir con precisión la cantidad correspondiente a la propagación en la electrónica de emisión de la nave espacial S1 y a la propagación en la electrónica de recepción de la nave espacial S1. La misma técnica se usa en la nave espacial S2 para medir la cantidad correspondiente a la propagación en la electrónica de emisión de la nave espacial S2 y a la propagación en la electrónica de recepción de la nave espacial S2.

Cada una de esas dos cantidades aisladas no tiene interés, pero la suma de esas dos cantidades puede reescribirse como la suma de la propagación electrónica del camino S1 hacia S2 y de la propagación electrónica del camino S2 hacia S1. Esta suma permite entonces corregir la distancia, ya que ésta es el resultado de la suma de la pseudodistancia entre la nave espacial S1 y la nave espacial S2 y de la pseudodistancia entre la nave espacial S2 y la nave espacial S1.

Esta corrección tiene tantas componentes como el número de componentes en las señales transmitidas (propagación del código pseudoaleatorio, propagación de la portadora de frecuencia f1 y propagación de la portadora de frecuencia f2). Por tanto, permite corregir la distancia obtenida por el código pseudoaleatorio y las distancias obtenidas en las portadoras de frecuencias f1, f2 y f3.

Una tercera técnica consiste en corregir el efecto de las múltiples trayectorias usando una cartografía tabulada de esas múltiples trayectorias en la nave espacial S1 y en la nave espacial S2. El uso de una cartografía de este tipo requiere conocer con precisión el eje de visión AV' (S1S2) en un sistema de referencia ligado a S1 (lo que se hace por medio del procedimiento descrito anteriormente). También requiere conocer el eje de visión S2S1 en un sistema de referencia ligado a S2, lo que puede obtenerse o bien porque S2 está dotado de un dispositivo D, o bien porque está dotado de un dispositivo DT al que se añade un sensor de actitud. En efecto, puede demostrarse que el conocimiento del eje de visión AV' (S1S2) en un sistema de referencia ligado a S1 y el conocimiento de la actitud de la nave espacial S2 son suficientes para conocer el eje de visión S2S1 en un sistema de referencia ligado a la nave espacial S2.

Conociendo la estimación precisa de la distancia d(S1, S2) o d(S1, S3) entre naves espaciales y la estimación precisa de las coordenadas del eje de visión AV1 o AV2 correspondiente, el módulo de tratamiento MT conoce entonces las posiciones relativas de las dos naves espaciales S2 y S3 con respecto al sistema de referencia (X, Y, Z) que está ligado a su nave espacial S1 (o bien cualquier otro sistema de referencia ligado a la nave espacial S1).

Tal como se ilustra en la figura 3 a modo de ejemplo no limitativo, el dispositivo de control D también puede comprender un módulo de análisis MA encargado de controlar las naves espaciales del grupo para llevarlas y mantenerlas en la configuración geométrica requerida por la misión y para decidir cualquier maniobra de evitación en caso de detección de un riesgo de colisión entre naves espaciales. Cualquier tipo de control de la posición de las naves espaciales del grupo y de detección de riesgo de colisión conocido por el experto en la técnica puede ponerse en práctica en esta fase.

Cada vez que detecta un riesgo de colisión, el módulo de análisis MA también y eventualmente puede determinar una maniobra de evitación para su nave espacial S1 en función de las posiciones relativas de las otras naves espaciales del grupo.

El dispositivo de control D según la invención, y concretamente su módulo de tratamiento MT, sus módulos de medición primero MM y segundo M2, y su eventual módulo de análisis MA, pueden realizarse en forma de circuitos electrónicos, de módulos de software (o informáticos) o de una combinación de circuitos y de software.

En el interior del dispositivo de control D, el primer módulo de medición MM, los módulos de derivación C1 y C2, el módulo de formación de haz MF, así como eventualmente el segundo módulo de medición M2 (de la actitud), pueden estar reunidos en una entidad que constituye un sensor de bifrecuencias SR.

Cuando la invención funciona en la banda S, pueden usarse antenas no directivas, y por consiguiente puede obtenerse una precisión centimétrica en las posiciones relativas de naves espaciales que vuelan en formación, independientemente de sus posiciones relativas iniciales, y concretamente cuando los ejes de visión están inicialmente poco o muy inclinados.

Por otro lado, la invención puede servir para alimentar posiciones relativas precisas a dispositivos de control de la técnica anterior que funcionan por ejemplo en SHF o EHF o a base de señales ópticas y que necesitan un posicionamiento previo preciso para poder determinar las posiciones relativas de las naves espaciales con una precisión aún mayor, normalmente uno o varios órdenes de magnitud más.

La invención no se limita a los modos de realización de dispositivo de control y de nave espacial descritos anteriormente, únicamente a modo de ejemplo, sino que abarca todas las variantes que pueda concebir el experto en la técnica en el marco de las reivindicaciones siguientes.

Claims

1. Dispositivo de control (D), para una nave espacial (Si) de un grupo de naves espaciales destinado a desplazarse según una formación elegida, que comprende:

-: al menos un conjunto constituido por una antena de emisión/recepción (A1) y por dos antenas receptoras (A2, A3) implantadas en emplazamientos elegidos en una cara de dicha nave espacial (Si) y apropiadas para emitir y/o recibir señales de radiofrecuencias, estando dispuesta cada antena (A1-A3) de dicho conjunto para emitir y/o recibir señales primeras y segundas que presentan frecuencias primera y segunda elegidas separadas una desviación de frecuencia elegida,

-: medios de tratamiento (MT) dispuestos para estimar las direcciones de transmisión de las señales emitidas por las otras naves espaciales del grupo a partir de dichas señales recibidas por dichas antenas (A1-A3), cada antena (A1-A3) de dicho conjunto

-: primeros medios de medición (M1) dispuestos para determinar diferencias de marcha primeras y segundas entre las antenas (A1-A3) correspondientes a la frecuencia primera o segunda y a dicha desviación de frecuencia, a partir de las señales primeras y segundas recibidas por cada una de dichas antenas de dicho conjunto procedentes de otra nave espacial (Si') de dicho grupo,

-: medios de medición de la actitud (M2) dispuestos para suministrar mediciones de la rotación experimentada por dicha nave espacial (Si),

-: dichos medios de tratamiento (MT) están dispuestos para a) estimar de manera basta la dirección de transmisión de las señales emitidas por dicha otra nave espacial (Si') a partir de diferencias de marcha primera y segunda denominadas iniciales, b) ordenar un posicionamiento basto de dicha nave espacial (Si), caracterizado porque el posicionamiento basto de dicha nave espacial se realiza de manera que un eje elegido (X) de un sistema de referencia ligado a dicha nave espacial esté sensiblemente alineado con respecto a dicha dirección de transmisión estimada de manera basta, y porque dichos medios de tratamiento (MT) están dispuestos para c) ordenar al menos una puesta en rotación elegida de dicha nave espacial (Si) alrededor de dicho eje elegido (X), d) estimar con precisión dicha dirección de transmisión de las señales emitidas por dicha otra nave espacial (Si') a partir de la medición de la rotación suministrada por dichos medios de medición de la actitud (M2) y de una medición de la variación de la diferencia de marcha primera o segunda inducida por dicha rotación, realizada por dichos primeros medios de medición (M1).

2. Dispositivo según la reivindicación 1, caracterizado porque dichos medios de tratamiento (MT) están dispuestos, antes de ordenar dicha puesta en rotación, para generar instrucciones destinadas a ordenar una estabilización del posicionamiento basto a velocidad casi nula de dicha nave espacial (Si), a partir de dicha medición de la variación de una de las diferencias de marcha primera y segunda realizada por dichos primeros medios de medición (M1).

3. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 ó 2, caracterizado porque dichos medios de tratamiento están dispuestos para mantener un conocimiento preciso de dicha dirección de transmisión, a partir de dichas mediciones de la variación de una de las diferencias de marcha primera y segunda.

4. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque dichos primeros medios de medición (M1) están dispuestos para i) determinar las fases primera y segunda de las señales primeras y segundas recibidas por cada una de dichas antenas (A1-A3) de dicho conjunto procedentes de dicha otra nave espacial (Si'), ii) deducir de dichas fases primeras y segundas diferencias de fase primeras y segundas entre dicha antena de emisión/recepción (A1) y cada una de dichas antenas receptoras (A2, A3), iii) deducir de dichas diferencias de fase primeras y segundas terceras diferencias de fase correspondientes a dicha desviación de frecuencia, iv) deducir de diferencias de fase primeras o segundas consecutivas y de terceras diferencias de fase consecutivas mediciones de la variación de la diferencia de marcha primera o segunda, y v) deducir de las mediciones de la variación de la diferencia de marcha primera o segunda mediciones no ambiguas de dichas diferencias de marcha primera y segunda correspondientes a la frecuencia primera o segunda.

5. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque comprende segundos medios de medición (M3) dispuestos para estimar la distancia que separa su nave espacial (Si) de dicha otra nave espacial (Si') del grupo, a partir de dichas señales primeras y/o segundas recibidas por al menos una de dichas antenas (A1-A3) procedentes de dicha otra nave espacial (Si'), y porque dichos medios de tratamiento (MT) están dispuestos para determinar las posiciones relativas de dichas naves espaciales (Si') con respecto a su nave espacial (Si), a partir de dichas distancias estimadas y de dicha dirección de transmisión estimada precisa.

6. Dispositivo según la reivindicación 5, caracterizado porque dichos segundos medios de medición (M3) están dispuestos para estimar la distancia que separa su nave espacial (Si) de dicha otra nave espacial (Si') del grupo, a partir de dichas señales primeras y/o segundas recibidas por al menos una de dichas antenas (A1-A3) procedentes de dicha otra nave espacial (Si'), y de señales auxiliares transmitidas por dicha otra nave espacial (Si') y representativas de la distancia que la separa de dicha nave espacial (Si).

7. Dispositivo según una de las reivindicaciones 5 ó 6, caracterizado porque dichos medios de tratamiento (MT) están dispuestos para corregir dicha medición de la distancia y/o dicha medición de la dirección de transmisión precisa de un efecto inducido por múltiples trayectorias, a partir de datos cartográficos almacenados y de dicha dirección de transmisión de las señales.

8. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque comprende al menos dos conjuntos de antenas en al menos dos caras de orientaciones diferentes.

9. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque comprende al menos una antena de emisión/recepción complementaria (A4) en al menos una cara desprovista de conjunto de antenas.

10. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque dichas antenas (A1 -A3) son apropiadas para emitir y/o recibir señales primeras y segundas de radiofrecuencias que se presentan en forma de portadoras primera y segunda de las cuales al menos una está modulada por un código pseudoaleatorio elegido.

11. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 10, caracterizado porque dicha desviación de frecuencia corresponde a una longitud de onda de longitud al menos igual al doble de la distancia que separa dicha antena de emisión/recepción (A1) de cada una de dichas antenas receptoras (A2, A3).

12. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 11, caracterizado porque dichas antenas (A1-A3) están dispuestas para emitir/recibir portadoras primeras y segundas que presentan frecuencias primera y segunda que pertenecen a una banda de frecuencias elegida de un grupo que comprende las bandas S, SHF y EHF.

13. Dispositivo según la reivindicación 12, caracterizado porque dicha banda de frecuencia es la banda S.

14. Nave espacial (S1) destinada a desplazarse en formación dentro de un grupo de naves espaciales, caracterizada porque comprende un dispositivo de control (D) según una de las reivindicaciones anteriores.

15. Grupo de naves espaciales (Si), destinado a desplazarse según una formación elegida, caracterizado porque al menos una de dichas naves espaciales (S1) comprende un dispositivo de control (D) según una de las reivindicaciones 1 a 13, y porque al menos algunas de las otras naves espaciales (S2, S3) comprenden al menos una antena de emisión/recepción (A1) implantada en al menos una cara elegida.