使用具有不同开度角的两个天线的飞行器制导

技术领域

本发明涉及飞行器制导领域，更具体地涉及在无需使用卫星绝对定位系统的情况下对飞行器的经确定轨道的对准进行估计。

背景技术

现有飞行器的制导系统，尤其是无人驾驶飞行器的制导系统，使得能够沿着预定的轨道(对应于例如观察任务的行程)执行飞行器的自主制导。为了执行该制导，以规则的间隔确定飞行器的位置，并将其与要遵循的轨道进行比较。该位置通常使用卫星绝对定位系统的接收机(例如GPS或伽利略系统)来确定。

然而，可能发生的是，由于飞行器部件(例如GPS接收机)的故障，或者由于定位系统的信号不可用(例如，在定位系统的信号变得杂乱的情况下)，飞行器的计算机不能确定飞行器的当前位置。在这种情况下，计算机不能制导飞行器以使其遵循预定的轨道。因此，飞行器有在未知位置处发生碰撞和迷路的风险。

为了避免这种情况，飞行器的当前位置可以使用集成在飞行器上的另一个系统来确定，例如使用惯性单元不断地测量飞行器的线性加速度和角加速度。然后，使用该惯性单元提供的信号的积分来确定飞行器的位移，并因此相对于由卫星定位系统提供的最后位置确定其相对位置。然而，以此方式确定的位置的不确定性可能很高。这是因为积分确定的运动与飞行器的实际运动之间的偏差随时间的累积会产生飞行器相对于其实际位置的位置漂移。该漂移可相当于从卫星定位系统提供的最后位置开始的每小时数公里的飞行。

因此，已提出，除此之外，还可以使用由地面上的偏差计来测量数据，以用于校正惯性单元提供的位置数据并从惯性单元提供的位置数据推导出经校正位置数据，该经校正位置数据补偿了惯性单元的漂移。为此，偏差计被连接到地面站的定向天线，所述地面站被配置为不断地测量飞行器相对于参考方向(例如北)所处的方向。对于该系统的更多细节，请读者具体参考申请人名下的专利文献FR3033924。

然而，该偏差计不是系统可用的。

因此，需要一种制导方法，使得即使卫星定位不可用，即使基于来自其惯性单元的信号而确定的飞行器当前位置存在显著漂移，该方法也能够自主地将飞行器从遥远的返回点安全地制导到机场，并使得飞行器在其跑道上着陆。

发明内容

本发明的一个目的是提出一种替代方案，替代在地面上使用偏差计，以便能够简单有效地估计飞行器的位置及其着陆，即使卫星定位不可用或者飞行器的当前位置存在任何漂移。

为此，本发明提出了一种用于制导飞行器的系统，包括：

-具有第一半功率波束宽度的第一天线，

-具有第二半功率波束宽度的第二天线，

所述系统的特征在于：

-所述第一波束宽度至少是第二波束宽度的两倍，

-在所述第二天线的所述第二波束宽度内，从所述第一天线接收的信号的功率与从所述第二天线接收的信号的功率之间的偏差的绝对值至少等于10dB。

所述制导系统的某些优选但非限制性的、可单独地或组合地使用的特征如下：

-所述第一天线是全向的。

-所述第一天线与所述第二天线是同轴的。

-所述第一波束宽度在3°至5°之间，所述第二波束宽度在0.5°至1.5°之间。

-所述第一天线具有25dB至35dB之间的增益，并且所述第二天线具有35dB至50dB之间的增益。

-所述第一天线和所述第二天线作为单个部件移动，并且所述系统还包括用于使所述第一天线和所述第二天线移位的装置。

根据第二方面，本发明提出了一种使用根据权利要求1至6中任一项所述的制导系统对飞行器进行自主制导的方法，所述方法包括以下步骤：

S1：对第一天线和/或第二天线进行定位，使得所述第一天线和/或所述第二天线的电瞄准线对准在飞行器的假定位置上，

S2：测量由所述第一天线接收的信号的功率，

S3：同时，测量由所述第二天线接收的信号的功率，

S4：确定由所述第一天线接收的信号的功率与由所述第二天线接收的信号的功率之间的偏差，

S5：基于经确定的偏差，推导所述第一天线和/或所述第二天线的所述电瞄准线(一方面)与所述飞行器(另一方面)之间的任何未对准误差。

所述制导方法的某些优选但非限制性的、可单独地或组合地使用的特征如下：

-在步骤S1到S3期间，所述第一天线和所述第二天线是同轴的。

-所述方法还包括在步骤S5之前的以下步骤：

S6：通过多个波束转向角对所述第一天线和所述第二天线进行角移位，然后针对每个波束转向角重复步骤S2至S4，以便针对每个波束转向角确定相应的偏差，以及

S7：评估所获得的偏差的最大值。

-在移位步骤S6期间，所述第一天线和所述第二天线按照周期方向图沿着方位角和/或倾斜角执行角度扫描。

-仅当在步骤S5中基于所述飞行器的所述假定位置确定的所述偏差小于经确定阈值时，才执行步骤S6和S7。

-所述方法还包括：在步骤S7之后的如下步骤：对所述第一天线和所述第二天线进行定位，以使所述第一天线和所述第二天线的电瞄准线基本上与对应于所确定的偏差的最大值的方向对准。

-在步骤S6期间，所述光束转向角大于或等于所述第二光束宽度，且小于或等于所述第二光束宽度的两倍。

-在步骤S7期间，通过时域卷积方法，或者基于在步骤S2和S3中获得的测量结果的二阶多项式近似以及将给定偏差与每个波束转向角相关联来估计所述偏差的最大值。

附图说明

通过阅读以下详细描述，并参照由非限制性示例给出的附图，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更加明显，其中：

图1示意性地示出了可以在本发明的制导系统中使用的第一天线的示例和第二天线的示例的辐射图，第一天线和第二天线都是同轴的。

图2示意性地示出了可以在根据本发明的制导系统中使用的第一天线的另一个示例和第二天线的一个示例的辐射图，第一天线和第二天线都是同轴的。

图3示意性地示出了可以在根据本发明的制导系统中使用的第一天线的另一个示例和第二天线的一个示例的辐射图，第一天线和第二天线都是同轴的。

图4示出了在关于指向角的正弦扫描(以度为单位)期间以及测量结果的二阶多项式近似期间，由第一天线接收的信号的功率与由第二天线接收的信号的功率之间的以dB为单位的偏差测量的示例，第一天线和第二天线都是同轴的，在同一个无线电发射机上对准，且能够在本发明的制导系统中使用。

图5示出了由第一天线接收的功率和由用于图4的第二天线接收的功率之间的偏差的示例，其中飞行器于t＝2000s开始漂移。

图6至图8示出了当触发测角算法时给定示例的模拟结果，图6示出了从第一天线和从第二天线接收的信号的功率，图7示出了天线之间的作为原始值(dRSSI)和作为滤波值(dRSSI

图9非常示意性地示出了本发明实施例的用于制导飞行器的系统的示例。

图10是根据本发明的用于制导飞行器的方法的示例性实施例的步骤的流程图。

具体实施方式

本发明的实施例涉及一种用于自主制导飞行器A的系统1，该系统包括两个天线10、20，天线10、20的波束宽度被选择为：使得能够通过简单地比较天线10、20各自的信号功率来确定飞行器A是否位于期望的方向，或者相反地，确定飞行器A是否偏离期望的方向，并在适用的情况下确定飞行器A的方向，该方向实际上是通过迭代找到的。

更准确地说，制导系统1包括具有第一半功率波束宽度O1的第一天线10和具有第二半功率波束宽度O2的第二天线20。第一波束宽度O1至少是第二波束宽度O2的两倍，并且在第二天线20的第二波束宽度O2内，从第一天线10接收到的信号的功率与从第二天线20接收到的信号的功率之间的偏差(差)的绝对值至少等于10dB。

因此，与第二天线20相比，第一天线10具有宽的波束宽度。

例如，第一波束宽度O1可以在3°和5°之间，典型地在4°的量级，而第二波束宽度O2可以在0.5°和1.5°之间，典型地在1°的量级。

此外，第一天线10可以具有25dB与35dB之间的增益，例如在30dB的量级，并且第二天线20具有35dB与50dB之间的增益，例如在40dB的量级。

制导系统1是基于如下的原理，即飞行器A是无线电发射机，使得当无线电发射机移动远离接收机天线时，由该天线测量的信号的功率降低。然而，可以看出，当使用单个天线时，由该天线测量的信号功率的弱化也可归因于多个因素，这些因素包括飞行器A和天线之间的距离增加、无线电传输问题、天线功率故障、天气条件、遮蔽(在正被制导的飞行器A与天线10、20之间存在另一个无线电发射机)等。因此，信号的这种弱化不一定导致飞行器A与天线的电瞄准线(即，所述天线的主瓣的对称轴线)的未对准。

然而，无论无线电发射机与两个天线10、20之间的距离如何，对准在同一个无线电发射机上的两个天线10，20的信号功率之间的偏差都保持恒定。因此，如果由两个给定天线10、20测量的信号功率之间的偏差小于给定阈值或变得较弱，则这必然意味着飞行器A未与天线10、20对准。

对具有宽波束宽度的天线10和具有窄波束宽度的天线20的选择使得能够获得足以检测飞行器A的未对准的功率偏差，且两个天线10、20的增益之间的差足够显著使得测量精度足以制导飞行器A。此外，如果检测到功率偏差的弱化，还需要使得能够执行充分的角度扫描。

具体参照图1，图1示意性地示出了第一天线10的示例和第二天线20的示例的辐射图，第一天线和第二天线是同轴的。当无线电发射机与天线10、20(飞行器A1)的轴线X1、X2对齐时，功率偏差E1最大。另一方面，当无线电发射机未对准(飞行器A2)时，两个天线10、20之间的功率偏差E2较低。

应当理解，使用功率偏差来制导飞行器A使得功率偏差的确定可以与以下各项无关：

飞行器A与天线10、20之间的距离，条件是该距离保持小于阈值检测极限；

无线电传输；

发射机天线处的功率缺陷；

天气条件；

任何遮蔽；

以及其他。

具体地，无论哪种情况，天线10、20中的每一者所接收的信号功率都被类似地弱化，使得在上述情况中的每一种情况下，对于无线电发射机的同一个位置以及同一个对准，功率偏差保持恒定。

优选地，第一天线10和第二天线20是同轴的，以使它们的波束宽度范围之间的重叠最大化。然而，在一个实施例中，第一天线10和第二天线20可以是非同轴的。在这种情况下，天线10、20被定位成使得第一天线10的波束宽度与第二天线20的波束宽度重叠(参见图2)，其中第一天线10的波束宽度是宽的。

在适用的情况下，具有宽波束宽度O1的第一天线10可以是全向的。另一方面，第二天线20是定向和可转向的(图3)。

第一天线10和第二天线20作为一个部件移动。术语“作为一个部件移动”在这里将被理解为意味着第一天线10和第二天线20同时进行相同的移动。为此，可以使用夹紧连接件将第一天线10和第二天线20牢固地连接在一起，或者彼此分离，但是以同步的方式并根据相同的动作移位。

此外，制导系统1还包括用于对第一天线和第二天线20进行移位的移位装置2。

优选地，第一天线10和第二天线20通过同一个移位装置2或者通过两个分开但同步的移位装置2同时移位。

移位装置2例如可以包括天线承载定位器10、20，天线承载定位器被配置为接收来自计算机6(见下文)的对准指令并执行所述指令。

制导系统1还可以包括多个定位装置3，定位装置被配置为确定飞行器A的假定位置。这些装置3例如可以包括集成在飞行器A上的惯性单元，该惯性单元被配置为对飞行器A的运动(加速度和角速度)进行积分，以估计其方位(侧倾角、俯仰角和航向角)、线速度和位置。为此，惯性单元3通常包括加速度计和陀螺仪，加速度计用于测量飞行器A在三个正交方向上的线性加速度，陀螺仪用于测量角速度矢量(侧倾、俯仰和横摆速度)的三个分量。惯性单元3还提供飞行器A的姿态(侧倾、俯仰和航向角)。

在一个变型中，定位装置3可以包括通过卫星进行绝对定位的系统，例如GPS或伽利略系统。

最后，制导系统1包括系统4以及数据处理设备5、6，系统4用于接收来自第一天线10的信号和来自第二天线20的信号。

数据处理设备5、6可以集成在飞行器A上和/或地面上的单元中，并且可包括一或多个通信接口4和一或多个计算机5、6。例如，地面上的单元和飞行器A可以通过无线电通信，并且地面上的单元和飞行器A都包括天线类型的通信接口4。以实施例的形式，数据处理设备5、6包括机载计算机5和地面计算机6，机载计算机连接到用于确定飞行器A的假定位置的装置。

每个计算机5、6可以包括x-86或RISC类型的处理器或微处理器，例如，控制器或微控制器、DSP、诸如ASIC的集成电路或诸如FPGA的可编程电路、上述部件的组合或能够实现制导方法的计算步骤的组件的任何其它组合。如稍后将看到的，地面计算机6可被配置为：基于由定位装置3(例如惯性单元)传送的定位信息，以及与飞行器A的位置漂移相对应的角度对准误差，来向移位装置2(例如定位器)发送对准命令，扫描角度以便提供天线10、20的波束转向，对与飞行器A方向相对应的最佳信号方向进行搜索，以及基于在扫描期间由天线10、20接收的信号的功率的测量结果而计算任何角度对准校正。

同时，通信接口4可以是允许计算机与制导系统1的其它部件(例如天线10、20，移位装置2或定位装置3)交换信息的任何模拟接口或数字接口。通信接口可以包括例如RS232串行接口、USB、火线、HDMI接口或以太网类型的网络接口。

因此，确定第一天线10和第二天线20之间的功率偏差使得能够通过确定飞行器A的位置是否有效地对应于假定位置，或者飞行器A是否相对于该假定位置未对准，来校正基于来自其惯性单元3(或用于确定飞行器A的假定位置的任何其它装置)的信号而确定的飞行器A的当前位置的显著漂移。

然后，可根据以下步骤，使用前述的制导系统1来执行对飞行器A的制导。

在制导方法S的预备步骤S0期间，确定飞行器A的假定位置。

例如，飞行器A的假定位置可以常规地由集成在飞行器A上的惯性单元3确定。

然而，这不是限制性的，因为惯性单元3可以是可选的。飞行器A的假定位置可以通过任何装置3来确定。例如，飞行器A的假定位置可以基于飞行器A的最后已知位置来确定，该最后已知位置是由卫星绝对定位系统(例如GPS或伽利略系统1)测量的。

在第一步骤S1期间，第一天线10和/或第二天线20在上述确定(指明)的飞行器A的假定位置上对准。

为此，对第一天线10和第二天线20进行移位，使得第一天线10和第二天线20各自的电瞄准线X1、X2(优选为同轴的)与飞行器A的假定位置相交。

在第二步骤S2和第三步骤S3期间，同时测量由第一天线10和第二天线20接收的信号的功率。具体地，信号的功率可以以dBm来测量。

在第四步骤S4期间，由数据处理设备5、6，尤其是地面计算机6确定由第一天线10接收的信号的功率与由第二天线20接收的信号的功率之间的偏差。

如果所确定的功率偏差相对于预期功率偏差减小，则计算机5可以向移位装置2发送移位指令，例如向承载第一天线和第二天线20的定位器发送移位指令，以便通过多个波束转向角对第一天线和第二天线进行角移位(步骤S6)，并将第一天线和第二天线的电瞄准线X1、X2对准在与预备步骤S0期间建立的假定位置不同的位置上。

在步骤S6期间，第一天线10和第二天线20沿着方位角和/或倾斜角进行角移位。

可选地，在步骤S6期间，随着每次移位，第一天线10和第二天线20移位通过的波束转向角大于或等于第二波束宽度O2并小于或等于所述第二波束宽度O2的两倍。

然后重复步骤S2至S6，直到功率偏差达到最大，或者至少达到与天线10、20的电瞄准线X1、X2与飞行器A之间的可接受的对准相对应的预定阈值。随后，与最大功率偏差相关联的对准基本上指示出飞行器A的方向。

在一个变型中，在步骤S6期间，第一天线10和第二天线20可以按照预定方向图执行扫描，然后基于针对角度扫描的每个波束转向角所确定的不同功率偏差来确定最大功率偏差，以便从中推导出飞行器A的方向。

优选地，按照周期方向图执行角度扫描。

例如，图4示出了测量第一天线10接收的信号的功率和第二天线20接收的信号的功率之间的偏差的示例，第一天线和第二天线是同轴的且在关于指向角的正弦扫描期间对准在同一个无线电发射器上。

在另一个示例中，扫描可以遵循利萨如(Lissajous)曲线，以使得扫描角区域的末端总体良好，同时确保第一天线10和第二天线20的信号主瓣的重叠交叉。

为了确定对准校正角并将天线10、20的电瞄准线X1、X2与飞行器A的方向对准，在第一实施例中，地面计算机6(或任何其它处理设备)可以例如，根据最小二乘法来建立测量结果的二次多项式近似(抛物线回归)，将扫描角(沿着横坐标，对应于扫描期间的测量方向与预备步骤S0期间确定的飞行器A的假定位置之间的夹角)连接到步骤S3中获得的功率偏差。在适用的情况下，可以对最小二乘法进行加权以考虑与每个测量结果相关联的置信度。

然后通过确定上述建立(步骤S7)的二次多项式的最大值的横坐标来获得对准校正角。

在适用的情况下，为了确保算法的稳健性：

-校正可被限制为扫描的最大幅度，和/或

-可使用低通滤波器(例如卡尔曼滤波器)在多个扫描周期上对校正进行滤波，所述低通滤波器的时间常数可以例如被设置为扫描周期的四分之一，和/或

扫描可根据滤波后的功率的偏差标准来触发，和/或

-可在满足校正收敛标准时终止扫描。

一旦已经执行扫描，并且已经确定表示飞行器A的位置漂移的角度对准误差和/或由地面上的承载定位器2的方位的不正确初始参数化引起的任何初始对准误差，天线10、20通过承载定位器2(或任何其它合适的移动装置)移位，以便对准上述识别的飞行器A的实际位置。

该实施例使得能够确定对准校正角。然而，天线10、20(例如参见图1)的信号中次波瓣的存在可能会提高在主瓣的边缘处测量的信号的电平，并且可以借助于回归计算在相反方向上产生校正计算，该回归计算产生凸解而不是凹解。然后，最大值变为最小值。

如果该解是凸的，则计算机6可以应用线性回归，然后在扫描间隔上选择该线性回归的最大值。此外，扫描幅度可以选择为功率偏差的经滤波值的函数，从而当经滤波值较低时幅度较高。

在可与第一形式的实施例一起使用的第二实施例中，通过时域卷积方法(步骤S7)来确定功率偏差的最大值。在适用的情况下，这种形式的实施例使得能够通过沿着方位角和倾斜角引入滞后时间来考虑对移位装置2的控制中的滞后，这使得能够将功率偏差与实际施加到天线10、20的波束转向相关联。

用于计算信号最大值的位置的时域卷积方法基于以下设想：

-对于窄波束转向角，具有最大增益的天线的增益表现为旋转抛物面。

-对于低波束转向角，具有最低增益的天线的增益被认为是恒定的。

-在每个轴(垂直和水平)上的扫描是正弦形式的，类型为σ

然后可以通过以下公式将功率偏差ΔRSSI建模为回转抛物面：

其中：ΔRSSI是在步骤S2和S3中测量的功率偏差，

ε

σ

θ是概念上的抛物面天线的半功率波束宽度的一半，其增益轮廓对应于天线10，20的增益轮廓之间的差。

然后，时域卷积方法包括在T＝2π/ω的扫描周期上计算沿着每个扫描轴(即，沿着方位角和倾斜角)的以下幅度：

因此，角误差ε

以及

应当注意，该结果对于

在适用的情况下，仅当功率偏差小于预定阈值时，可以实施步骤S6。

示例：

利用在飞行器A的飞行过程中记录的实际数据进行模拟。在该飞行过程中，范围达到140km，承载器首先(阶段1)以36m/s的速度沿着直线轨道移动，然后随着承载器接近地面站(阶段2)，沿着环形轨道或螺旋轨道移动。

第一天线10具有30dB的增益和0.9°的第一半功率波束宽度O1，而第二天线20具有44dB的增益和4.0的第二半功率波束宽度O2。

通过模拟波束转向角，在天线10、20上接收的功率(抛物面天线44dB和贴片天线30dB)被人工降低。按照以下方式来校正每个天线的功率信号(RSSI):

其中：0i是天线i(第一天线10或第二天线20)的半功率波束宽度；

θi是天线i(第一天线10或第二天线20)相对于电瞄准线Xi(X1或X2)的波束转向角。

通过垂直于对准轴线的2m/s的漂移速度来对漂移进行模拟，这是最坏情况的情形。天线的漂移角通过以下方式来模拟：

其中：D

t

V

在增益测量上的噪声被设置为3dB，并且描述围绕最大值的增益变化的模型是抛物线。匹配缺陷为0.8°。

每14秒测量飞行器的角位移。

图5示出了在不使用于t＝2000s处漂移开始的测角算法的情况下所接收功率的形状。在该图中，可以看出，当波束转向超过第一波束宽度O1时，两个天线10、20之间的信号偏差(在纵坐标上)逐渐减小。

图6至图8的曲线示出了根据第一实施例的测角算法被触发的模拟结果，其中：

0对应于功率偏差滤波器(在扫描序列输出之后)复位后的准备阶段；

1对应于没有校正计算的滤波阶段；

2对应于扫描和校正阶段。

对于该模拟，以七秒的周期执行扫描，以便在一次扫描上累积足够的测量点，从而执行精确的校正计算，并确保不超出定位器的速度能力。

当漂移速度达到大约每分钟4°时，两个天线10、20之间的功率偏差不能保持在最高水平，这会转化为将飞行器带出第二天线20的主瓣的有效区域的拖拽力。