ITMI20131424A1 - Metodo ed apparato di predizione dell'orbita e di rilevazione della tipologia di un satellite - Google Patents

Metodo ed apparato di predizione dell'orbita e di rilevazione della tipologia di un satellite

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ITMI20131424A1
ITMI20131424A1 IT001424A ITMI20131424A ITMI20131424A1 IT MI20131424 A1 ITMI20131424 A1 IT MI20131424A1 IT 001424 A IT001424 A IT 001424A IT MI20131424 A ITMI20131424 A IT MI20131424A IT MI20131424 A1 ITMI20131424 A1 IT MI20131424A1
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IT
Italy
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satellite
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ephemeris data
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IT001424A
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Giovanni Goglietino
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St Microelectronics Srl
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/24—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system
    • G01S19/27—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system creating, predicting or correcting ephemeris or almanac data within the receiver
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G3/00—Observing or tracking cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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Description

"Metodo ed apparato di predizione dell’orbita e di rilevazione della tipologia di un satellite”
CAMPO TECNICO
La presente invenzione riguarda i sistemi di posizionamento satellitare e in particolare si riferisce si riferisce alla predizione delle orbite dei satelliti.
TECNICA NOTA
Come è noto, per calcolare la propria posizione, un ricevitore GNSS (Global Navigation Satellite System), per esempio un GPS (Global Positioning System), riceve segnali elettromagnetici correttamente formattati trasmessi da una costellazione di satelliti in orbita intorno alla terra. La determinazione della posizione del ricevitore mediante un processo di triangolazione richiede una procedura piuttosto complessa.
Inizialmente il ricevitore GPS, in un processo chiamato di acquisizione, deve individuare un numero sufficiente di satelliti ed “agganciarsi” a questi. Per calcolare la propria posizione esatta, tuttavia, il ricevitore GPS deve sapere dove ciascuno di questi satelliti è situato nello spazio, con un alto grado di precisione.
Ogni satellite impiega 30 secondi per trasmettere il messaggio di navigazione (navigation message) che contiene la propria posizione precisa e il ricevitore GPS scarica da ciascun satellite tali dati, che gli occorrono per calcolare il “fix” (cioè la posizione del ricevitore stesso). Questi dati, chiamati effemeridi, descrivono un arco limitato di orbita e sono in genere validi solo per 4 ore nel caso del GPS.
Nel caso in cui vi sia un’interruzione nella ricezione di questi dati, ad esempio a causa di un edificio o di un albero, il ricevitore deve attendere altro tempo per scaricare i dati mancanti dal satellite.
In condizioni reali, in cui il ricevitore GPS è spesso in movimento, possono essere necessari diversi minuti affinché il ricevitore disponga di tutti i dati che gli occorrono per eseguire i suoi calcoli ed ottenere il “fix”, causando un’elevata incertezza sulla posizione prima che la navigazione possa iniziare.
Una possibilità di mitigare il problema di cui sopra è quella di generare autonomamente ed internamente al ricevitore la predizione dell'orbita dei satelliti sulla base di precedenti effemeridi trasferite e memorizzate nella memoria del ricevitore. È noto per il sistema GPS disporre di una predizione delle orbite dei satelliti che può arrivare a coprire vari giorni.
La predizione autonoma dell'orbita satellitare sta diventando una caratteristica importante di un ricevitore GNSS. L'orbita di ogni satellite può essere stimata risolvendo un problema classico di meccanica celeste con un adeguato livello di conoscenza delle forze complessive (gravitazionali e non-gravitazionali) che agiscono sul satellite e la cosiddetta condizione iniziale (Initial Condition), cioè la posizione di un satellite e velocità in un dato istante di tempo sono disponibili da osservazioni presenti e/o passate.
Il documento US-A-8228230
Tra le forze non-gravitazionali che agiscono sul satellite si annovera la pressione di radiazione solare dovuta all’azione del vento solare sul veicolo spaziale che costituisce il satellite.
L’effetto della pressione di radiazione solare sul satellite è dipendente dalla forma, dalle dimensioni e dalla massa del satellite stesso.
Poiché, anche all’interno della stessa costellazione, possono esserci diversi tipi di satelliti con differenti parametri di dimensione, forma e massa, il modello di meccanica celeste impiegato nella predizione delle orbite dovrebbe tener conto dei suddetti parametri per effettuare una predizione delle orbite basata su un modello della pressione di radiazione solare che risulti effettivamente corrispondente al satellite in uso.
Si noti che l’informazione relativa alla tipologia del satellite non è un dato che il satellite stesso trasmetta e che quindi possa essere disponibile al ricevitore. Per esempio, attualmente, il sistema GPS può impiegare satelliti di tipologia GPS Block II-A o satelliti di tipologia GPS Block II-R o satelliti di tipologia GPS Block II-F.
L’articolo “New Empirically derived Solar Radiation Pressure model for global Positioning System Salellites” Di Y. Bar-Sever and D. Kuang, IPN Progress Report 42-159, pages 1-11, 15 Novembre, 2004 descrive dei modelli di pressione di radiazione solare impiegabili per satelliti Block II-A o satelliti GPS Block II-R.
Se la predizione dell’orbita di un satellite è effettuata sulla base di un modello della pressione di radiazione solare riferito ad un’altra tipologia di satellite, tale predizione risulta affetta da un errore che si ripercuote anche nel calcolo della posizione dell’apparato ricevente e cioè nel calcolo del fix.
SOMMARIO
La Richiedente osserva che la predizione delle orbite dei satelliti effettuate secondo le tecniche note può essere affetta da errori dovuti al fatto che tale predizione è effettuata considerando un modello di meccanica celeste il quale, in particolare con riferimento all’azione della pressione di radiazione solare, non risulta adatto al satellite effettivamente in uso.
Secondo un primo aspetto, la rivendicazione 1 si riferisce ad metodo di predizione dell’orbita di un satellite di un sistema di posizionamento satellitare e le rivendicazioni 2-13 si riferiscono a sue forme di realizzazione particolari. In accordo con un secondo aspetto, la rivendicazione 14 definisce un metodo di rilevazione di una tipologia di un satellite di un sistema di posizionamento satellitare. La rivendicazione 15 definisce un apparato ricevente di un sistema di posizionamento satellitare.
BREVE DESCRIZIONE DELLE FIGURE
Per meglio comprendere l’invenzione ed apprezzarne i vantaggi verranno di seguito descritte alcune sue forme di realizzazione esemplificative non limitative, facendo riferimento alle figure annesse, in cui:
la figura 1 mostra schematicamente un sistema di posizionamento satellitare comprendente un apparato ricevente;
la figura 2 mostra mediante un diagramma di flusso un metodo esemplificativo di rilevazione della tipologia di un satellite;
la figura 3 mostra mediante un diagramma di flusso alcune fasi impiegabili da detto metodo esemplificativo di rilevazione della tipologia di un satellite.
DESCRIZIONE DETTAGLIATA
La FIG. 1 mostra schematicamente un sistema GNSS 1000 (Global Navigation Satellite System) quale, ad esempio, il Global Positioning System (GPS), il Global’naya Navigatsionnaya Sputnikovaya Sistema (GLONASS), il Galileo System, o altri tipi di sistemi di posizionamento basati sui satelliti.
Il sistema di posizionamento satellitare globale 1000 comprende una costellazione di satelliti S1-SNsate almeno un apparato ricevente 100. In una forma di esecuzione particolare, l’apparato ricevente 100 comprende un’antenna 1, un modulo analogico di ricezione AFE, provvisto di uno stadio a radio frequenza 2 (RF) ed un convertitore analogico-digitale 3 (ADC), il quale può essere realizzato per mezzo di moduli hardware.
L’apparato ricevente 100 comprende inoltre un modulo di processamento digitale DFE, includente un modulo di acquisizione 4 (ACQ), , ed un modulo di inseguimento 5 (TRK).
Inoltre, l’apparato ricevente 100 è provvisto di un modulo di recupero di sub-frame 6 (SBF-REC), un modulo di elaborazione di effemeridi e di calcolo di pseudo-range 7 (EPH-PSR), un modulo di predizione delle orbite dei satelliti 8 (ORB-PRE), un modulo di rilevazione della tipologia dei satelliti 9 (MOD-DET), un modulo di calcolo della posizione satellitare 10 (SAT-POS) ed un modulo di calcolo della posizione dell’utente 11 (USR-POS).
In una forma di esecuzione particolare, il modulo di acquisizione 4, il modulo di inseguimento 5 possono essere realizzati mediante hardware, mentre i moduli rimanenti da 6 a 10 possono essere realizzati mediante software. Si osservi inoltre che il modulo di acquisizione 4 e il modulo di inseguimento 5 possono anche essere realizzati mediante una combinazione di hardware e software.
L’apparato ricevente 100 è provvisto di un’unità di elaborazione centrale, di memorie (memoria di massa e/o memoria di lavoro) e di rispettive interfacce (non mostrate nelle figure), comprendenti un microprocessore o un microcontrollore, per eseguire i software in esso residenti.
Le seguenti forme di esecuzione sono descritte in modo non limitativo alla tecnologia GPS, nonostante gli insegnamenti della presente descrizione siano applicabili anche ad altri sistemi di posizionamento satellitare.
Quando l’apparato ricevente 100 è in funzione, l’antenna 1 riceve una pluralità di segnali da uno o più satelliti S1-SNsatdella costellazione di satelliti che operano nel sistema 1000. Ad esempio, questi segnali vengono modulati su una portante con frequenza di circa 1.5 GHz. In particolare ciascun segnale ricevuto trasporta un codice pseudo-random ed un messaggio per la comunicazione dei dati.
Il codice pseudo-random, noto come codice CA, ad esempio a 1 MHz, viene impiegato per distinguere un satellite dall’altro e permette all’apparato ricevente 100 di misurare l’istante temporale al quale il segnale è stato trasmesso dal satellite corrispondente. Il codice pseudo-random si realizza in una sequenza di impulsi detti chip.
Il messaggio di navigazione dei dati trasporta dati (ad esempio ad una frequenza di bit pari a 50Hz) ed in particolare viene modulato in base alla tecnica Binary Phase Shift Keying (BPSK). Inoltre, il messaggio di navigazione dei dati è diviso gerarchicamente in frame e sub-frame e trasporta numerose informazioni, tra le quali una pluralità di parametri usati nel determinare l’orbita e di conseguenza la posizione dei satelliti.
Lo stadio a radio frequenza 2 opera sui segnali ricevuti dall’antenna 1 (di tipo analogico) e li converte in banda di base o a frequenza intermedia. Il convertitore analogico-digitale 3 converte i segnali a frequenza intermedia in corrispondenti segnali digitali.
Il modulo di acquisizione 4 permette di rilevare, sulla base dei segnali di uscita digitali provenienti dal convertitore analogico-digitale 3, quali satelliti nella costellazione S1-SNsatsono visibili, vale a dire per quali satelliti viene ricevuto un segnale idoneo ad una sua identificazione. Inoltre, il modulo di acquisizione 4 rileva una pluralità di parametri associati ai satelliti e utilizzati per l’inseguimento del satellite nel tempo.
Il modulo di inseguimento 5 ha numerosi canali, e ciascuno allocato ad un diverso satellite. In particolare, il modulo d’inseguimento 5 è configurato per operare come un anello ad aggancio di frequenza. In base ad un’ulteriore forma di esecuzione, il modulo di inseguimento 5 è configurato per realizzare un anello ad aggancio di fase.
Il modulo di inseguimento 5 è strutturato per fornire dati al modulo di recupero di sub-frame 6, sotto forma di una sequenza temporale di coppie di campioni, indicati come {I,Q}. Ciascun campione {I,Q} è, per esempio, il risultato di un’integrazione coerente rispettivamente in fase e quadratura, di un bit di 20 ms, effettuata da un correlatore in base alla tecnica di modulazione Binary Phase Shift Keying (BPSK), ciascuna coppia di campioni {I,Q} rappresenta un bit trasmesso.
Come è ben noto nel campo della teoria delle comunicazioni digitali, ciascun campione {I,Q} può venire inoltre interpretato come un fasore, considerando il valore I ed il valore Q come le parti reali ed immaginarie di un vettore bidimensionale nel piano cartesiano complesso.
Inoltre, per ciascun satellite, nel modulo di inseguimento 5 vengono determinati la frequenza Doppler ed il tempo di trasferimento del segnale GPS trasmesso da un satellite S1-SNsat.
Il modulo di recupero di sub-frame 6 per mezzo di algoritmi idonei decodifica i diversi sub-frame ricevuti dei quali è costituito il messaggio di dati di navigazione. Il modulo di elaborazione di effemeridi e di calcolo dello pseudo-range 7 memorizza l’orbita satellitare, sotto forma di dati di effemeridi e calcola le distanze esistenti tra i satelliti e l’apparato ricevente 100: tale distanza è chiamata pseudo-range. Da questi valori calcolati, e attraverso il tempo di trasferimento del segnale GPS, il modulo di calcolo della posizione del satellite 10 calcola le posizioni dei satelliti espresse con coordinate 3D, al momento della trasmissione.
Il modulo di predizione delle orbite dei satelliti 8 può essere attivato per assistere il modulo di elaborazione di effemeridi e di calcolo dello pseudo-range 7 e/o il modulo di calcolo della posizione del satellite 10 quando i dati di effemeride non sono disponibili all’apparato ricevente 100.
Il modulo di rilevazione della tipologia dei satelliti 9 è configurato per determinare la tipologia del satellite tracciato e da questa il modello di pressione di radiazione solare da impiegare nella predizione delle orbite da parte del modulo di predizione delle orbite dei satelliti 8, secondo delle modalità che saranno esemplificativamente descritte più avanti. Il modulo di rilevazione della tipologia dei satelliti 9 consente di determinare la tipologia del satellite in modo da scegliere il modello di pressione di radiazione solare che meglio tiene conto della forma, della massa e delle dimensioni del satellite.
In questa forma di esecuzione, il modulo di calcolo della posizione del satellite 10 opera sulla base del tempo di trasferimento del segnale GPS insieme al tempo di ricezione (noto grazie ad un orologio all’interno dell’apparato ricevente 100). Il modulo di calcolo della posizione del satellite 10 opera in modo da valutare quanto tempo occorre al segnale proveniente da ciascun satellite per raggiungere l’apparato ricevente 100, valutando in tal modo la distanza dal rispettivo satellite (pseudo-range).
Per mezzo di un algoritmo di triangolazione, il modulo di calcolo della posizione dell’utente 11 calcola la posizione dell’apparato ricevente 100 sulla base delle distanze dell’apparato ricevente 100 preferibilmente rispetto ad almeno quattro satelliti e sulla base delle posizioni degli stessi satelliti, note a questo stadio del processamento. Nel seguito, la posizione dell’apparato di ricezione 100 (coincidente in pratica con la posizione dell’utente) verrà chiamata “fix”.
Con riferimento alla figura 2 è descritto mediante un diagramma di flusso un esempio di un metodo di rilevazione della tipologia dei satelliti 200 che può essere implementato mediante il modulo di rilevazione della tipologia dei satelliti 9.
Si consideri il caso in cui il satellite acquisito dal modulo di acquisizione 4 sia il primo satellite S1 appartenente alla costellazione S1-SNsate non risulti nota all’apparato ricevente 100 la tipologia di tale primo satellite S1.
In particolare, il primo satellite S1 può essere di una prima tipologia e cioè presenta alcune caratteristiche di forma e/o di dimensioni e/o massa oppure di una seconda tipologia avente differenti caratteristiche di forma e/o dimensioni e/o massa. Può anche verificarsi il caso in cui le possibili tipologie dei satelliti impiegabili e da rilevare siano più di due.
Dopo una simbolica fase di inizio (START), il metodo di rilevazione 200 comprende una prima fase di memorizzazione 201 nella quale si memorizza un primo modello di forze di meccanica celeste associato alla prima tipologia e un secondo modello di forze di meccanica celeste associato alla seconda tipologia di satelliti.
Il modello di forze di meccanica celeste è rappresentabile mediante la formula (1) sotto indicata:
in cui ciascuna forza Firappresenta una forza gravitazionale o una forza non gravitazionale. Per esempio, l’Msima forza FM() è relativa alla pressione di radiazione solare e può assumere una prima forma FM1(), adatta alla prima tipologia di satellite (SAT-type1, in figura 2), oppure una seconda forma FM2() adatta alla seconda tipologia di satellite (SAT-type2).
Nella formula (1) i vettori r,v, r sono rispettivamente il vettore posizione, il vettore velocità e il vettore accelerazione del satellite sottoposto al set di forze F1…FM.
Il metodo di rilevazione 200 prosegue con una seconda fase di memorizzazione 202 in cui vengono memorizzati primi dati di effemeridi Eph1del satellite, associati ad un primo intervallo di tempo TV1e secondi dati di effemeridi Eph2del satellite, associati ad un secondo intervallo di tempo TV2distinto dal primo intervallo di tempo. In particolare, il primo intervallo di tempo è successivo al secondo intervallo di tempo. Come noto un’effemeride include dati che descrivono una porzione limitata di un’orbita, quali ad esempio, un arco di orbita, ed ha una validità di quattro ore nel caso del GPS.
In particolare, secondo l’esempio di figura 2, il metodo di rilevazione 200 può comprendere inoltre una opzionale fase di stima delle coordinate polari 203 (Estimate Polar Coordinates) in cui è effettuata una stima delle coordinate polari terrestri (xp,yp) da usare nella trasformazione fra il sistema di coordinate ECEF (Earth-Centered Earth-Fixed) e quello ECI (Earth Centered Inertial).
Inoltre, secondo l’esempio particolare descritto, viene eseguita una fase di calibrazione 204 (Calibrate Initial Velocity) in cui è determinata la velocità iniziale del primo satellite S1. In particolare, questa fase di calibrazione 204 è applicata ai secondi dati di effemeridi Eph2che saranno utilizzati, come chiarito più avanti, per una fase di stima. Tale calibrazione 204 può anche effettuata, oltre che ai secondi dati di effemeridi , anche altri dati di effemeridi, in modo da migliorare la stima che sarà eseguita successivamente. Si osservi che la posizione iniziale del primo satellite S1 è fornita all’apparato ricevente 100 dal primo satellite S1 stesso.
Il metodo di rilevazione 200 prosegue quindi, con riferimento al sistema GPS, con una fase di calcolo di posizioni di riferimento 205 in cui vengono calcolate le coordinate delle posizioni assunte dal primo satellite S1 in corrispondenza dei primi dati di effemeridi Eph1del primo satellite S1 almeno per il primo intervallo di tempo TV1.
Secondo un esempio, nella fase di calcolo delle posizioni di riferimento 205 sono calcolate le seguenti coordinate del primo satellite S1 ad intervalli per tutta la durata del primo intervallo di tempo TV1.
Le coordinate associate alle prime posizioni stimate nella prima fase di stima 206 possono essere espresse come indicato nel seguito con l’espressione (2):
→
R(tk), tk∈TV1(2)
La grandezza vettoriale R(tk) rappresenta un vettore posizione del primo satellite S1, quale ad esempio, un vettore con origine nel centro della terra vertice sul satellite stesso. In una prima fase di stima 206 sono stimate prime posizioni, assunte dal primo satellite nel primo intervallo di tempo TV1,impiegando i secondi dati di effemeridi Eph2associati al secondo intervallo di tempo TV2. Per esempio, tale prima fase di stima è effettuata mediante una propagazione all’indietro (in inglese, back-propagation), dal secondo intervallo di tempo TV2al primo intervallo di tempo TV1, dei secondi dati di effemeridi Eph2,considerando il modello di forze di meccanica celeste che tiene conto della prima forma FM1() della pressione di radiazione so lare adatta alla prima tipologia di satellite. Tale stima è effettuata risolvendo la formula (1) ottenendo la seguente formula (3):
La soluzione formale dell’espressione (3) è:
in cui<{r>0<, v>0<}>sono rispettivamente la posizione iniziale e la velocità iniziale del primo satellite S1 ed m e la massa del primo satellite S1.
In particolare, tale propagazione all’indietro è effettuata mediante un’integrazione del sistema di forze che può esse eseguita con procedure di calcolo numerico standard quali, ad esempio, le procedure Runge-Kutta, Adam-Bashford o altro algoritmo numerico. In tale propagazione all’indietro la variabile temporale t è considerata nel passato rispetto al tempo t0.Secondo un’altra forma di attuazione, invece di una back-propagation si effettua una stima in avanti e cioè una forwardpropagation dal primo intervallo di tempo TV1verso il secondo intervallo di tempo TV2(invertendo, in tal caso, il ruolo delle effemeridi Eph1ed Eph2).
Le coordinate associate alle prime posizioni stimate nella prima fase di stima 206 possono essere espresse come indicato nel seguito con l’espressione (5):
→
R1(tk), tk∈TV1(5)
In una seconda fase di stima 207 sono stimate seconde posizioni, assunte dal primo satellite S1 nel primo intervallo di tempo TV1,impiegando i secondi dati di effemeridi Eph2associati al secondo intervallo di tempo TV2, considerando il modello di forze di meccanica celeste che tiene conto della seconda forma FM2() della pressione di radiazione solare adatta alla seconda tipologia di satellite. Tale seconda stima 207 è effettuata risolvendo la formula (3) analogamente a quanto descritto per la prima fase di stima 206.
Le coordinate associate alle seconde posizioni stimate nella seconda fase di stima 207 possono essere espresse come indicato nel seguito con l’espressione (6):
→
R2(tk), tk∈TV1(6)
Il metodo di rilevazione 200 prosegue con una prima fase di calcolo di errori 208 nella quale è calcolata una pluralità di primi errori radiali εR1ottenuti come la componente radiale delle differenze fra le coordinate delle posizioni di riferimento R e le coordinate delle posizioni R1corrispondenti temporalmente:
→ →
εR1(tk) =(R(tk) -R1(tk)) · r<ˆ>, tk∈TV1(7)
(dove rˆ è il versore radiale).
Per esempio, sul primo intervallo di tempo TV1di 4 ore vengono calcolati quindici valori del primo errore a distanza di 15 minuti l’uno dall’altro.
Inoltre, in una seconda fase di calcolo di errori 209 viene calcolata una pluralità di secondi errori radiali εR2ottenuti come la componente radiale delle differenze fra le coordinate delle posizioni di riferimento R e le coordinate delle seconde posizioni R2:
→ →
εR2(tk) =(R(tk) -R2(tk)) · r<ˆ>, tk∈TV1(8)
In una fase di analisi 210 viene effettuata una analisi dei primi errori εR1e dei secondi errori εR2ed in base alla quale viene rilevata la tipologia del primo satellite S1, per esempio viene rivelata la seconda tipologia SAT-type2.
Le fasi precedentemente descritte del metodo di rilevazione 200 possono essere, per esempio, ripetute periodicamente (ad esempio, una volta alla settimana) per un periodo di tempo prefissato per esempio per 4 mesi).
Si noti che la rilevazione della tipologia del primo satellite conclusasi con la fase di analisi 209 permette di individuare come modello della pressione di radiazione solare il secondo modello FM2(). Il modulo di rilevazione della tipologia dei satelliti 9 comunica al modulo di predizione delle orbite dei satelliti 8 tale secondo modello di pressione di radiazione solare determinato.
Pertanto, il modulo di predizione delle orbite dei satelliti 8 potrà effettuare le predizioni relative al primo satellite S1, impiegando e risolvendo il modello di forze di meccanica celeste, esprimibile con la formula (3), in cui per la pressione di radiazione solare si utilizza il secondo modello FM2(). Per esempio, il modulo di predizione delle orbite dei satelliti 8 potrà impiegare la metodologia di predizione descritta nel documento di Y. Bar-Sever e D. Kuang del 15 Novembre 2004, sopra citato.
Il metodo descritto è applicabile non solo per determinare il modello di forze che meglio rappresenti gli effetti della pressione di radiazione solare ma può essere impiegato anche con riferimento ad altri tipi di forze che agiscono sul satellite e che dipendono dalla sua forma e/o massa.
La figura 3 mostra mediante un diagramma di flusso un esempio di realizzazione della fase di analisi 210. Si osservi che al termine della prima e della seconda fase di calcolo di errori 208 e 209 sono disponibili una prima pluralità o serie di errori εR1(tk) tk∈ TV1e una seconda pluralità o serie di errori εR2(tk) tk∈ TV1,come indicati nelle formule (7) e (8).
La fase di analisi 210 comprende una prima fase di selezione 301 nella quale è selezionato un primo errore massimo εR1maxscegliendo il massimo in valore assoluto fra la prima serie di errori εR1(tk). In tale prima fase di selezione 301 può anche essere selezionato un primo errore sub-massimo εR1sub-maxottenuto come valore massimo fra quelli della prima serie di errori εR1(tk) in valore assoluto, priva del primo errore massimo εR1maxprecedentemente selezionato.
Inoltre, la fase di analisi 210 comprende una seconda fase di selezione 302 nella quale è selezionato un secondo errore massimo εR2maxscegliendo il massimo in valore assoluto fra la seconda serie di errori εR2(tk). In tale seconda fase di selezione 302 può anche essere selezionato un secondo errore sub-massimo εR2sub-maxottenuto come valore massimo fra quelli della seconda serie di errori εR2(tk) in valore assoluto, priva del secondo errore massimo εR2maxprecedentemente selezionato. È anche possibile selezionare sia per la prima serie εR1(tk) sia per la seconda serie εR2(tk) ulteriori valori sub-massimi inferiori ai precedenti.
Successivamente, in una fase di selezione 303 viene selezionato il minore, in valore assoluto, fra il primo ed il secondo errore massimo; per esempio, si supponga che il minore sia il secondo errore massimo εR2max.Secondo un esempio particolare, potrebbe essere rilevata come tipologia del satellite S1 quella tipologia associata al minore fra il primo ed il secondo errore massimo, concludendo così la fase di analisi 210 con una avvenuta rilevazione tipologia del primo satellite S1.
Secondo la forma di realizzazione mostrata in figura 2, il la fase di analisi 210 procede con una fase di verifica 304 nella quale si analizzano gli errori sub-massimi e si verifica se il secondo errore sub-massimo εR2sub-max(cioè l’errore submassimo associato all’errore massimo risultante come il maggiore dalla fase di selezione 303) sia minore (in valore assoluto) del primo errore submassimo εR1sub-max:
| εR2sub-max| < | εR1sub-max| (9)
Nel caso in cui la relazione (9) non sia verificata, la fase di analisi 210 si conclude con una fase di mancata rilevazione 305 (No Detection) della tipologia del primo satellite S1.
Nel caso in cui la relazione (9) sia verificata (ramo Yes) si procede con una prima fase di confronto 306, nella quale una prima differenza �1, fra il secondo ed il primo errore massimo, viene confrontata con un primo valore di soglia Th1 per valutare se essa sia maggiore o meno di detto primo valore di soglia:
Δ1 = | εR1max -εR2max| (10)
Δ1 > Th1 (11)
Nel caso in cui la prima differenza Δ1 risulti non maggiore (ramo No) della prima soglia Th1 la fase di analisi 210 si conclude con la fase di mancata rilevazione 305.
Nel caso in cui la prima differenza Δ1 risulti maggiore (ramo Yes) della prima soglia Th1 si prosegue con una seconda fase di confronto 307. Secondo un’altra forma di attuazione, si potrebbe concludere la fase di analisi 210 con un’avvenuta rilevazione della seconda tipologia per il primo satellite S1 senza effettuare la seconda fase di confronto 307.
Nella seconda fase di confronto 307, se prevista, una seconda differenza Δ2 fra il secondo ed il primo errore sub-massimo viene confrontata con un secondo valore di soglia Th2 per valutare se essa sia maggiore o meno di detto secondo valore di soglia:
Δ2 = | εR1sub-max -εR2sub-max| (12)
Δ2 > Th2 (13)
Nel caso in cui la seconda differenza Δ2 risulti non maggiore (ramo No) della seconda soglia Th2, la fase di analisi 210 si conclude con la fase di mancata rilevazione 305.
Nel caso in cui la seconda differenza Δ2 risulti maggiore (ramo Yes) della seconda soglia Th2, la fase di analisi 210 si conclude con una fase di avvenuta rilevazione 308 (Detection) della tipologia del primo satellite S1 e cioè, in accordo all’esempio descritto, con la rilevazione della seconda tipologia SAT-type2.
Si noti che nel caso in cui viene selezionata una pluralità di N errori sub-massimi, la seconda fase di confronto 307 viene effettuata per la pluralità di N errori sub-massimi e la fase di avvenuta rilevazione 308 viene attuata solo se la relazione (13) è rispettata per ognuno di tali errori sub-massimi.
Inoltre, si osservi che quando la fase di analisi 210 si conclude con la mancata rilevazione 305, il metodo di rilevazione 200 (figura 2) può essere ripetuto impiegando altri dati di effemeridi riferiti ad altri intervalli temporali
Allo scopo di incrementare ulteriormente l’affidabilità del metodo di rilevazione 200 è possibile ripetere il metodo di rilevazione 200 su intervalli di tempo che si estendono sempre più in avanti, in modo da disporre di una pluralità di risultati e poter scegliere quindi il risultato più ricorrente. Per esempio, si consideri un periodo di tempo iniziale di 18 settimane (cioè, circa 4 mesi). Applicando una traslazione temporale di due settimane per cinque volte, si definiscono i seguenti periodi di tempo:
- periodo No. 1 che inizia alla settima 0 e termina alla settimana 18;
- periodo No. 2 che inizia alla settima 2 e termina alla settimana 20;
- periodo No. 3 che inizia alla settima 4 e termina alla settimana 22;
- periodo No. 4 che inizia alla settima 6 e termina alla settimana 24;
- periodo No. 5 che inizia alla settima 8 e termina alla settimana 26.
Per ognuno dei cinque periodi sopra indicati si potrà applicare il metodo di rilevazione 200, ottenendo un risultato di avvenuta rilevazione o un risultato di mancata rilevazione. Scegliendo come risultato finale il risultato che si ripete con maggiore frequenza (risultato più ricorrente) l’affidabilità del metodo di rilevazione viene incrementata.
Si noti che le fasi incluse nel metodo di rivelazione 200 e nella fase di analisi 210 sopra descritte possono corrispondere a rispettivi moduli software inclusi nel modulo di rilevazione della tipologia dei satelliti 9 e configurati in modo da attuare la procedura descritta.
Si osservi che il metodo di rilevazione 200 descritto permette di migliorare sensibilmente la predizione delle orbite rispetto alle tecniche note, senza un rilevante incremento di onerosità computazionale per l’apparato ricevente 100 e senza richiedere aggiornamenti esterni all’apparato 100 stesso.
La Richiedente ha effettuato delle prove sperimentali considerando due tipologie di satelliti: GPS block II-A e GPS block II-R. Inoltre, per queste prove sperimentali si sono considerate due effemeridi (ciascuna di 36 ore) per settimana su un periodo di 120 giorni. L’esperimento è stato effettuato su due anni separati (2009 e 2012) eseguendo 240 prove all’anno.
Come modello di pressione di radiazione solare è stato impiegato il modello Y. Bar-Sever e D. Kuang(http://ipnpr.jpl.nasa.gov/progress_report/42-159/159I.pdf). Descritto nell’articolo sopra citato.
I risultati delle prove sperimentali sono riassunti nella tabella qui sotto riportata:
Anno Affid. Prob. Prob. Prob. di Prob. di di di corretta errata rilev. mancata rilev. rilev.
rilev.
2009 98,24 % 73,70 % 26,30 % 71,94 % 1,76 % 2012 99,18 % 74,70 % 25,30 % 73,88 % 0,82 % In cui:
- Affid. (Affidabilità) è data da: numero di rilevazioni corrette numero di mancate rilevazione / numero totale di test eseguiti;
- numero di rivelazioni è dato da: numero di rilevazioni corrette numero di rilevazioni errate
- Prob. di rilev.(Probabilità di rilevazione) è data da: numero di rilevazioni / numero totale di test eseguiti
- Prob. di mancata rilev. (Probabilità di mancata rilevazione) è data da: numero di mancate rilevazioni / numero totale di test eseguiti;
- Prob. di corretta rilev. (Probabilità di corretta rilevazione) è data da: numero di rilevazioni corrette / numero totale di test eseguiti;
- Prob. di errata rilev. (Probabilità di errata rilevazione) è data da: numero di rilevazioni errate / numero totale di test eseguiti.
Come appare dalla tabella mostrata, il metodo di rilevazione descritto presenta un’affidabilità ed anche una probabilità di corretta rilevazione molto elevate.

Claims (15)

  1. RIVENDICAZIONI 1.Metodo di predizione dell’orbita di un satellite di un sistema di posizionamento satellitare (1000); - associare (201) ad una prima e ad una seconda tipologia di satellite un primo (FM1) ed un secondo (FM2) modello di forze di meccanica celeste, rispettivamente; - memorizzare (202) primi dati di effemeridi (Eph1) di un satellite (S1) associati a primi intervalli di tempo e secondi dati di effemeridi (Eph2) del satellite associati a secondi intervalli di tempo distinti dai primi intervalli di tempo, - calcolare (203-205) posizioni di riferimento del satellite basate sui primi dati di effemeridi, stimare (206, 207) prime e seconde posizioni del satellite nei primi intervalli di tempo impiegando i secondi dati di effemeridi ed il primo ed il secondo modello di forze, rispettivamente; determinare (208, 209) primi e secondi errori di stima confrontando le posizioni di riferimento con le prime e le seconde posizioni, rispettivamente; rilevare la tipologia del satellite fra la prima e la seconda tipologia mediante un’analisi (210) dei primi e dei secondi errori.
  2. 2. Metodo di predizione secondo la rivendicazione 1, inoltre comprendente: effettuare predizioni dell’orbita del satellite impiegando uno fra il primo ed il secondo modello di forze in conseguenza della tipologia del satellite rilevata.
  3. 3. Metodo secondo la rivendicazione 1, in cui il primo intervallo di tempo (TV1) è precedente al secondo intervallo di tempo (TV2).
  4. 4. Metodo secondo la rivendicazione 1, in cui la prima e la seconda tipologia del satellite sono rispettivamente associate a una prima forma e/o dimensione e/o massa del satellite e una diversa seconda forma e/o dimensioni e/o massa del satellite.
  5. 5. Metodo secondo la rivendicazione 1, in cui: il primo ed il secondo modello di forze di meccanica celeste è dipendente da un rispettivo modello di pressione di radiazione solare che agisce sul satellite nella prima tipologia e nella seconda tipologia.
  6. 6. Metodo secondo la rivendicazione 1, in cui rivelare la tipologia del satellite comprende: segnalare l’avvenuta rilevazione della tipologia (308); segnalare una mancata rilevazione della tipologia
  7. 7. Metodo secondo la rivendicazione 6, in cui detta analisi dei primi e dei secondi errori (210) comprende: selezionare (301, 302) almeno un primo errore massimo ( εR1max) fra detti primi errori in valore assoluto e almeno un secondo errore massimo ( εR2max) fra detti secondi errori in valore assoluto; confrontare (303) il primo errore massimo con il secondo errore massimo ed individuare un primo valore minore fra detti primo e secondo errore massimo; selezionare (304-308) la prima o la seconda tipologia in funzione di detta individuazione del valore minimo.
  8. 8. Metodo secondo la rivendicazione 7, inoltre comprendente: definire il valore assoluto di una prima differenza ( Δ1) fra il primo errore massimo ed il secondo errore massimo; confrontare il valore assoluto della prima differenza con un primo valore di soglia (Th1); segnalare l’avvenuta o la mancata rilevazione della tipologia in base a detto confronto.
  9. 9. Metodo secondo la rivendicazione 8, inoltre comprendente: selezionare (302) almeno un primo errore submassimo ( εR1sub-max) definito come un valore massimo fra detti primi errori in valore assoluto privi del primo errore massimo e almeno un secondo errore sub-massimo ( εR2sub-max) definito come un relativo valore massimo fra detti secondi errori in valore assoluto privi del secondo errore massimo.
  10. 10. Metodo secondo la rivendicazione 9, inoltre comprendente: confrontare (304) il primo errore sub-massimo con il secondo errore sub-massimo ed individuare un secondo valore minore fra detti primo e secondo errore massimo; segnalare una mancata rilevazione della tipologia (305) se il primo valore minimo e il secondo valore minimo sono associati a diverse tipologie di satelliti.
  11. 11. Metodo secondo la rivendicazione 10, inoltre comprendente: definire il valore assoluto di una seconda differenza ( Δ2) fra il primo errore sub-massimo ( εR1sub- max) ed il secondo errore sub-massimo ( εR2sub-max); confrontare il valore assoluto della seconda differenza con un secondo valore di soglia (Th2); segnalare l’avvenuta o la mancata rilevazione della tipologia in base a detto confronto della seconda differenza con il secondo valore di soglia.
  12. 12. Metodo secondo la rivendicazione 1, in cui: i primi e secondi errori includono primi e secondi errori radiali.
  13. 13. Metodo secondo la rivendicazione 6, inoltre comprendente: ottenere una pluralità di risultati di avvenuta rilevazione in cui è selezionata una fra la prima e la seconda tipologia e una pluralità di risultati di mancata rilevazione; dette pluralità di risultati essendo relative ad intervalli di tempo parzialmente sovrapposti e traslati in avanti nel tempo; scegliere un risultato fra le pluralità di risultati di avvenuta rilevazione e di mancata rilevazione avente una maggiore ricorrenza.
  14. 14. Metodo di rilevazione di una tipologia di un satellite di un sistema di posizionamento satellitare, comprendente: - associare (201) ad una prima e ad una seconda tipologia di satellite un primo (FM1) ed un secondo (FM2) modello di forze di meccanica celeste, rispettivamente; - memorizzare (202) primi dati di effemeridi (Eph1) di un satellite (S1) associati a primi intervalli di tempo e secondi dati di effemeridi (Eph2) del satellite associati a secondi intervalli di tempo distinti dai primi intervalli di tempo, - calcolare (203-205) posizioni di riferimento del satellite basate sui primi dati di effemeridi, stimare (206, 207) prime e seconde posizioni del satellite nei primi intervalli di tempo impiegando i secondi dati di effemeridi ed il primo ed il secondo modello di forze, rispettivamente; determinare (208, 209) primi e secondi errori di stima confrontando le posizioni di riferimento con le prime e le seconde posizioni, rispettivamente; rilevare la tipologia del satellite fra la prima e la seconda tipologia mediante un’analisi (210) dei primi e dei secondi errori.
  15. 15. Apparato ricevente (100) di un sistema di di posizionamento satellitare, comprendente: un modulo di predizione (8) configurato effettuare predizioni dell’orbita di un satellite impiegando uno fra un primo modello di forze di meccanica celeste e un secondo modello di forze di meccanica celeste; un modulo di rilevazione (9) di una tipologia del satellite, comprendente: - un primo modulo configurato per associare (201) ad una prima e ad una seconda tipologia di satellite un primo (FM1) ed un secondo (FM2) modello di forze di meccanica celeste, rispettivamente; - un secondo modulo configurato per memorizzare (202) primi dati di effemeridi (Eph1) di un satellite (S1) associati a primi intervalli di tempo e secondi dati di effemeridi (Eph2) del satellite associati a secondi intervalli di tempo distinti dai primi intervalli di tempo, - un terzo modulo configurato per calcolare (203-205) posizioni di riferimento del satellite basate sui primi dati di effemeridi, un quarto modulo configurato per stimare (206, 207) prime e seconde posizioni del satellite nei primi intervalli di tempo impiegando i secondi dati di effemeridi ed il primo ed il secondo modello di forze, rispettivamente; un quinto modulo configurato per determinare (208, 209) primi e secondi errori di stima confrontando le posizioni di riferimento con le prime e le seconde posizioni, rispettivamente; un sesto modulo configurato per rilevare la tipologia del satellite fra la prima e la seconda tipologia mediante un’analisi (210) dei primi e dei secondi errori; un settimo modulo configurato per configurare il modulo di predizione in modo da impiegare un modello di meccanica celeste associato alla tipologia del satellite come rilevata.
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