ITRM980638A1 - Interferometria gps per le misure di assetto satellitare - Google Patents

Description

DESCRIZIONE

dell’invenzione industriale dal titolo: INTERFEROMETRIA GPS PER LE MISURE DI ASSETTO SATELLITARE

TESTO DELLA DESCRIZIONE

L’invenzione qui descritta riguarda l’uso dell’interferometria GPS (Global Positioning System) o altra simile costellazione di satelliti per la stima dell’assetto di un veicolo, ed è particolarmente adatta per satelliti in orbita bassa attorno alla Terra (satelliti LEO = Low Earth Orbit). L’invenzione è basata su un sistema di sensori (giroscopico e interferometrico) e un software di elaborazione dei dati rilevati da tali sensori. L’invenzione è applicabile a qualsiasi tipo di veicolo (terrestre, navale, aereo o spaziale) per determinarne l’assetto rispetto a un riferimento inerziale.

Secondo il presente stato della tecnica, per calcolare tale assetto, è necessario avere due sorgenti a microonde in posizione nota nello spazio. La presenza della costellazione di satelliti GPS realizza questa condizione ed infatti vari strumenti sono oggi disponibili per tali misure (vedere riferimenti G e H). Questi strumenti sono un grado di dare una misura indipendente di assetto su tre assi. L’uso del giroscopio è opzionale e non serve per la misura dell’assetto, esso tuttavia è stato proposto per filtrare il rumore di alta frequenza sull’uscita dello stimatore d’assetto.

Lo schema di base descritto in letteratura (vedere riferimenti A e B) per la stima dell’assetto di un satellite consiste in:

• una costellazione di N satelliti sorgenti, di cui ciascuno emette un segnale elettromagnetico che consente di effettuare misure interferometriche; • un ricevitore con quattro antenne, di cui una per ridondanza, puntate nella stessa direzione.

Secondo tale schema, la misura di fase differenziale è effettuata su due coppie di antenne rispetto a tutti gli N satelliti nel campo di visibilità (un satellite sorgente è detto in visibilità quando genera un rapporto segnale/rumore soddisfacente).

Si ha pertanto un sistema di 2N equazioni di misura nelle 3 incognite di assetto. Tale sistema è risolto con il metodo della pseudo-inversa (basato sul metodo dei minimi quadrati).

Condizione necessaria per la risoluzione delle equazioni d’assetto è che vi siano almeno due satelliti sorgenti nel campo di visibilità del sistema di antenne. La precisione dipende dagli errori di fase differenziale dovuti a sbilanciamento della catena di misura oppure da errore di fase per l’interazione delle antenne tra loro e con il satellite (fenomeno chiamato multipath), oppure da un disallineamento delle antenne.

Le antenne usate normalmente a questo scopo sono antenne ad ampio campo di vista (70°-80° di cono di visibilità) spesso non adatte a una misura interferometrica in termini di sensibilità termica, stabilità della misura di fase e accoppiamento alla struttura del satellite. Il risultato è che i metodi basati sullo schema sopra descritto hanno dei limiti nella precisione della stima d’assetto di un satellite.

Lo scopo principale dell’invenzione qui descrìtta è quello di aumentare la precisione del sistema di misura d’assetto. Tale scopo è raggiunto attraverso le seguenti caratteristiche:

• uso di un giroscopio (secondo il presente stato della tecnica, le misure del giroscopio erano finora usate solo per filtrare l’uscita esterna dell’assetto dell 'interferometro; al contrario, secondo la presente invenzione, esse sono usate direttamente nel processo di stima dell’assetto);

• uso delle misure dell’interferometro solo nella zona in cui esiste una risposta di fase costante della singola antenna;

· funzionamento anche con un solo satellite sorgente compreso nel campo di visibilità del veicolo di cui si vuole stimare l’assetto;

• calibrazione in linea degli errori statici dell’interferometro;

• uso di antenne con particolari caratteristiche di stabilità dell’errore di fase in temperatura (<0,2°/K) e un diagramma di radiazione costante (a meno di tre gradi di fase) in un campo di vista relativamente ampio (30°) e buone caratteristiche di crosspolare (minori di -15dB).

Tali caratteristiche sono presenti unicamente nell’invenzione qui descrìtta. I seguenti documenti descrivono lo stato della tecnica precedente alla presente invenzione:

La presente invenzione è ora descritta nei suoi aspetti essenziali. Il giroscopio consente di calcolare le variazioni relative di assetto ma non l’assetto assoluto. Pertanto, il principio di base dell’invenzione è il fatto che le singole misure interferometri che, fatte anche in tempi diversi e lungo assi diversi, possono essere correlate tra loro sfruttando la ricostruzione che il giroscopio fa delle variazioni di assetto relative tra i vari istanti di misura. A tale scopo, bisogna paragonare le uscite dei giroscopi con quelle dell’interferometro non di angoli di assetto ma a livello di singole misure di interferometria, realizzando un più efficiente filtraggio dinamico delle misure.

Il filtraggio dinamico è realizzato con una struttura di osservatore in cui i residui sono calcolati direttamente come differenza tra le differenze di fase interferometriche delle antenne misurate e stimate.

Se il moto di un veicolo è non inerziale (come nel caso di un satellite che punta verso la Terra), esistono vantaggi sostanziali nell’ operare in tal modo: • la stima dell’assetto richiede un solo satellite sorgente in visibilità anche intermittente (più satelliti migliorano la stima ma non sono necessari; se il residuo tra interferometro e giroscopio fosse fatto sugli angoli, sarebbero invece necessari almeno due satelliti);

• l’ interferometria GPS può essere usata in un campo di vista ristretto delle antenne (tipicamente 20 o 30 gradi per l’angolo di semicono) intorno alla direzione di nadir, evitando le misure di fase differenziale nelle zone di bassa qualità del pattern di fase (questa caratteristica consente di rendere la precisione meno dipendente dalla configurazione del satellite e dai problemi di multipath);

• il particolare tipo di filtraggio dinamico consente anche di stimare in linea i disallineamenti e gli errori di fase costanti (tale caratteristica migliora la precisione generale del sistema; la velocità di convergenza dei filtri di stima dipende dalla velocità orbitale e tale funzione è particolarmente adatta ai satelliti in orbita bassa, meno adatta ai veicoli terrestri).

La configurazione di misura d’assetto qui descritta è costituita da un sensore giroscopico su tre assi ed un sensore interferometrico avente almeno tre antenne (più una di ridondanza) distanziate tra loro, un software di processing comune ai due sensori suddetti che lavora sui dati grezzi dei due sensori (fasi differenziali e velocità angolari), che richiede all’ingresso solo la posizione nello spazio dei satelliti sorgente e del veicolo utente, e fornisce all’uscita una stima dell’assetto e del disallineamento tra il sistema delle antenne ed il sistema di riferimento del giroscopio.

L’uso del giroscopio nella presente invenzione è molto simile a quello che viene chiamato classicamente “gyrocompassing”, come descritto nel riferimento I.

La configurazione di misura qui descritta funziona per qualsiasi veicolo; le prestazioni sono però dipendenti dalla traiettoria del veicolo e dalla visibilità di satelliti sorgenti durante la traiettoria.

Nel caso di satelliti a puntamento inerziale, si perde l’osservabilità dei disallineamenti e offset di linea del ricevitore; in tal caso, se si vuole stimare detti disallineamenti, si deve prevedere una fase operativa di calibrazione in puntamento verso T erra.

L’invenzione è ora descritta, a scopo illustrativo e non limitativo e con riferimento alle figure citate, nel caso particolare in cui i veicoli di cui si stima l’assetto siano satelliti in orbita bassa puntati verso Terra. L’invenzione tuttavia può essere applicata a qualsiasi veicolo.

Elenco delle figure:

La figura 1 rappresenta il veicolo utente 11 (in questo caso, un satellite) con il suo sistema di riferimento x0, y0, ζ„, il cono di visibilità 14 di semiapertura Θ ed il satellite sorgente 10.

La figura 2 è una vista ingrandita del satellite 11. In essa sono rappresentati il satellite 11 con quattro antenne riceventi 12 montate in direzione zenitale su un cono di montaggio 13 posto sul pannello opposto alla Terra del satellite IL

La figura 3 rappresenta il diagramma a blocchi dello stimatore, che sarà meglio descritto in seguito.

Quando un satellite appartenente a una costellazione di satelliti sorgenti, per esempio alla costellazione GPS, entra nel cono di visibilità (per esempio, 20° fuori del nadir) di un altro satellite è possibile effettuare una misura interferometrica (vedere fig.l).

L’ampiezza del cono di visibilità 14 risulta da un compromesso tra l’aumento della visibilità e la qualità del pattern di fase usato e la sensibilità al multipath.

Tre antenne attive danno due misure indipendenti simultanee di fase differenziale per ogni satellite GPS nel cono di visibilità; queste misure sono correlate strettamente con i due angoli di roll e pitch ed assai debolmente con l’angolo di yaw. La matrice di misura è non stazionaria.

L’analisi di copertura effettuata con un cono di semiapertura di 20° dà i seguenti risultati per la costellazione GPS:

• la visibilità dei satelliti GPS è quasi indipendente dall’altezza dell’orbita tra i 500 Km e i 1000 Km di altezza del satellite utente 11 ;

· la migliore inclinazione dell’orbita del satellite utente è tra 45° e 55° con il 70% di copertura;

• l’inclinazione 0° è la peggiore con il 50% di copertura.

Le antenne forniscono dunque una misura interferometrica intermittente. Il filtro dinamico continua a stimare l’assetto attraverso il giroscopio durante i periodi di assenza di visibilità; ovviamente in tali fasi non vi è alcun miglioramento della conoscenza dell’errore di assetto e degli errori di disallineamento.

Le prestazioni in termini generali dipendono da:

• la deriva e l’errore nel fattore di scala del giroscopio;

· il multipath dell’interferometro nel cono di visibilità;

• la frequenza di visibilità.

Le prestazioni del sistema sono dipendenti da alcuni parametri dell’antenna. La capacità del sistema di ottenere buone prestazioni dipende dal fatto che l’errore della misura di fase differenziale, per un assetto dato del sistema di riferimento del giroscopio, sia circa costante.

Gli errori sistematici di linea del ricevitore, gli errori di montaggio delle antenne e l’errore di posizione del centro di fase delle antenne portano a un errore di questo tipo. Il multipath, l’ errore di tracking di fase termico e le deformazioni termoelastiche non sono compensabili dal filtro dinamico e quindi vanno limitati e controllati.

La scelta dell’antenna dipende dai requisiti di sistema. Un’antenna con grande ampiezza di fascio come le “micro-strip patches” ha in genere un multipath grande e poco modellizzabiie. La scelta dell’antenna per sistemi a prestazioni migliori deve cadere su un’antenna a fascio intermedio con basso errore di tracking dipendente dalla temperatura. Il multipath dalle superfìci mobili del satellite (come pannelli solari) deve essere tenuto fuori del cono di visibilità. A tal fine, il montaggio delle antenne sul satellite, per esempio su un cono elevato (vedi fig. 2), fornisce prestazioni superiori.

Come riferimento, con un sistema di quattro antenne 12 con fascio di 60° montate su un cono 13 elevato dal satellite di 30 cm, ci si aspetta un errore di multipath in un campo di 30° (semicono) di ±2° che può variare in temperatura di ± 1° di fase. Gli errori costanti addizionali che invece sono calibrabili, inclusi gli errori sistematici del ricevitore, sono dell’ ordine di 5° di fase. (Nota: 1° di errore di fase corrisponde a 0,03° di errore di misura d’assetto per una distanza di 1 m tra le antenne).

La struttura dello stimatore è presentata nella fig. 3. In detta figura i componenti del software di bordo sono rappresentati da rettangoli a sfondo bianco, mentre i sensori fisici sono rappresentati da rettangoli a sfondo grigio. Gli algoritmi interni usati nei singoli componenti sono parte essenziale della presente invenzione nella loro funzione per ogni implementazione di dettaglio che si possa effettuare. Di tali componenti si presenta qui solo la funzione svolta. Con riferimento alla fig. 3, i simboli in essa rappresentati sono:

t tempo (On Board Reference Time);

v visibilità della/e sorgente/i a microonde;

s direzione della/e sorgente/i nel sistema di riferimento orbitale;

Φ assetto rispetto alla tema orbitale;

ω velocità angolare inerziale;

ω velocità angolare inerziale stimata;

ω o velocità angolare orbitale;

μ misure differenziali di fase;

pf misure differenziali di fase pre-filtrate;

μ misure differenziali di fase stimate;

μ derivate temporali delle misure differenziali di fase;

μ, derivate temporali delle misure differenziali di fase pre-filtrate;

«

μ derivate temporali delle misure differenziali di fase stimate;

έ disallineamenti costanti (tra il giroscopio e l’interferometro);

Φ assetto rispetto alla tema orbitale stimato.

Si descrive ora il sistema che forma oggetto della presente invenzione attraverso i suoi componenti, con riferimento alla fig. 3.

La dinamica orbitale 1 rappresenta le equazioni che forniscono la velocità angolare della tema orbitale in un dato tempo. Esse richiedono la conoscenza dell’orbita del satellite utente. La velocità angolare della tema orbitale ω 0 consente al blocco di cinematica 5 di stimare gli errori di assetto, note le velocità angolari inerziali ω dai giroscopi.

II modello dell’interferometro 2 fornisce le misure interferometriche attese e le loro derivate sulla base della posizione del satellite, dei disallineamenti calibrati, e dell’assetto stimato.

Il pre-filtro 3 rappresenta il pre-filtraggio sulle misure interferometriche e lo pseudo-derivatore.

II pre-filtro 5 rappresenta il pre-filtraggio sulle uscite giroscopiche.

Il componente KOBS è la struttura di stimatore che, a partire dai residui tra misure interferometriche e loro derivate e misure interferometriche attese e derivate attese, produce la retroazione nell’osservatore degli angoli di assetto. Esso può essere dipendente dal tempo ed è realizzabile con varie tecniche. La cinematica 6 calcola gli angoli di assetto rispetto alla tema orbitale a partire dalla velocità angolare relativa inerziale ω0 del satellite rispetto alla tema orbitale.

L’integratore 7 integra le equazioni differenziali dello stimatore.

L’uso delle derivate delle misure interferometriche nel vettore dei residui dell’osservatore è suggerito dal fatto che la matrice di misura del sistema è variabile nel tempo a causa del moto dei satelliti sorgenti (per esempio GPS) nella tema orbitale. L’uso delle derivate comporta una maggiore òsservabilità; nel caso in esame dei satelliti puntati verso la Terra, esso consente la calibrazione on line degli offset delle antenne sull’asse di pitch.

La struttura algoritmica interna dei componenti suddetti può variare di caso in caso. Tuttavia, gli elementi essenziali di tale struttura sono:

• l’uso delle misure interferometriche come residui nell’osservatore;

• la calibrazione degli errori statici sulle misure di fase.

Si fornisce ora una presentazione semplificata degli algoritmi per il caso di un satellite in orbita circolare puntato verso la Terra. In tale presentazione non vengono inclusi gli schemi di calibrazione degli errori costanti dell’ interferometro, che comportano una trattazione più pesante.

Il filtro di questo schema è progettato in modo analogo a quello di un “gyrocompassing”. Nella semplificazione riportata le antenne puntano sul nadir del satellite utente e perciò la misura interferometrica è assimilabile a quella di roll e pitch di un sensore di terra equivalente. In tale semplificazione le equazioni di stima degli errori costanti di fase dell’interferometro (qui non mostrate) convergono solo sull’asse x; nel caso generale esse convergono anche sull’asse y.

Le equazioni di misura interferoni etnea sono :

metro

I guadagni dell’osservatore sono nulli quando non vi sono misure interferometriche, in tali periodi la cinematica è stimata con l’uso del solo giroscopio.

I guadagni del filtro vanno opportunamente calcolati per l’applicazione o possono essere calcolati in linea con uno schema di osservatore non stazionario.

Le caratteristiche dei sensori presenti, che sono essenziali per la valutazione delle prestazioni, sono qui riportate:

Giroscopio: Ring Laser Gyro

• Misura a tre assi della velocità angolare

• Gyro drifts: 0,02°/h

· Random Walk: 0,01°/h</>‘

• Allineamento alla baseline dell’ interferometro: 0,02°

Caratteristiche dell’antenna e del ricevitore GPS

Rumore del ricevitore: 2,5 mm <1 sigma> (4,5° rumore di fase <1 sigma>) (a 100 msec tempo di campionamento, sorgente sul nadir);

Errore costante di linea: 2,5 mm <1 sigma> (4,5° rumore di fase);

· Multipath: ±2° di multipath in 30° campo di vista nel semicono, considerando l’interazione con il satellite;

Phase tracking errors: coax. thermal sensitivity = 300 ppm da 10° a 80°, cui corrisponde 1° di fase per un cavo di 2 m; Antenna phase tracking = 0,02(°/K);

· Antenna con bassa crosspolare (tipicamente minore di -15dB dalla copolare).

antenna che dovesse essere soggetta ad errori di tracking di fase termici 3ppo elevati può essere controllata termicamente da un apposito sistema.

Claims (4)

1. RIVENDICAZIONI 1. Sistema basato sulPinterferometria GPS (Global Positioning System) o altra simile costellazione di satelliti per la misura dell’assetto di un veicolo (11), detto sistema comprendendo: un sensore giroscopico (9) a tre assi; un sensore interferometrico (8) ad antenne multiple (12), avente almeno tre antenne, che misura la fase differenziale delle onde elettromagnetiche prodotte da satelliti sorgenti (10) di dette onde; un software di trattamento dei dati provenienti da detto sensore interferometrico (8) e da detto sensore giroscopico (9); detto software a sua volta comprendendo dinamica orbitale (1) che rappresenta le equazioni che forniscono la velocità angolare della tema orbitale ad un dato tempo, modello dell’interferometro (2) che fornisce le misure interferometriche attese e le loro derivate sulla base della posizione di satelliti sorgenti (10), dei disallineamenti calibrati, e dell’assetto stimato, pre-filtro (3) che realizza le funzioni di pre-fìltraggio sulle misure interferometriche e di pseudoderivatore, pre-filtro (5) che realizza il pre-fìltraggio sulle uscite giroscopiche, stimatore (4) che, a partire dai residui tra le misure interferometriche e le loro derivate e tra le misure interferometriche attese e le derivate attese, produce la retroazione sull’osservatore degli angoli di assetto, cinematica (6) che calcola gli angoli di assetto rispetto alla tema orbitale a partire dalla velocità angolare relativa inerziale del veicolo (11) rispetto alla tema orbitale; integratore (7) che integra le equazioni differenziali di detto stimatore (4); detto software svolgendo le seguenti funzioni: decodificazione della posizione dei satelliti sorgenti (10) e, attraverso il trattamento dei dati provenienti da detti satelliti (10), derivazione della posizione del veicolo (11); calcolo dell'assetto sui tre assi del veicolo (11); calcolo dell’errore di misura costante dell’interferometro (8) rispetto al riferimento naturale del giroscopio (9); caratterizzato dal fatto che detto stimatore (4) usa la differenza tra la misura proveniente dalPinterferometro (8) e la predizione di detta misura come residuo; che la misura dell’assetto del veicolo (11) può essere eseguita anche in presenza di un solo satellite sorgente (10) compreso nel campo di visibilità di detto veicolo (11); che la misura dell’assetto del veicolo (11) può essere eseguita anche in condizioni di temporanea non visibilità di satelliti sorgenti (10); e che lo stimatore (4) può eseguire in linea la calibrazione degli errori statici di misura di fase differenziale.
2. 2. Il sistema rivendicato nella rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che detti satelliti sorgenti (10) possono essere uno, oppure una costellazione di satelliti, oppure più costellazioni di satelliti.
3. 3. Il sistema rivendicato nella rivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che detto sistema può operare qualunque sia detto veicolo (11) e in particolare quando il veicolo (11) è un satellite.
4. 4. Il sistema rivendicato in una qualsiasi delle precedenti rivendicazioni, caratterizzato dal fatto che detto sistema può operare qualunque sia il tipo di antenna (12) usato, e preferibilmente se dette antenne (12) sono dotate di controllo termico, o sono stabili in temperatura meglio di 3° di fase nell 'intervallo di temperature operativo, se dette antenne (12) hanno un montaggio sul veicolo (11) o una configurazione elettromagnetica in grado di contenere Terrore di fase dovuto al multipath al di sotto di 3° di errore in un cono di visibilità di 30° dall'asse dell'antenna (12),