Brevet FR2777659A1 — publié le 19991022

SYSTE ET PROCEDÉ DE LOCALISATICK D'TIET S À PARTIR DE SATELLITES TORNANT AUTOUR DE LA TERRE L'invention est relative à un systnème et à un procédé de localisation d'émetteurs radioélectriques par comparaison d'observations recueillies par des satellites tournant autour de la terre. La localisation des émetteurs radioélectriques fixes ou mobiles présente un intérêt dans divers domaines tant civils que militaires. Dans le domaine civil, une telle localisation peut être utilisée pour le sauvetage tandis que dans le domaine militaire la localisation peut servir à repérer des cibles. Les systèmes de localisation de ce type utilisent en général trois satellites tournant autour de la terre dans au nmoins deux plans orbitaux différents. A bord de chaque satellite, sont installés des moyens pour capter les signaux de l'émetteur à détecter. Pour localiser l'émetteur détecté, on mesure la diffé- rence entre, d'une part, le temps de parcours du signal à un satellite et, d'autre part, le temps de parcours de ce même signal à un autre satellite. On sait que ces temps de parcours sont proportionnels aux distances correspondantes. Les différences entre les temps de parcours (et donc les différences entre distances) sont classi- quement déterminées par des procédés de corrélation des signaux reçus. Quand une telle différence est connue, on sait que tous les points correspondant à cette différence connue se trouvent sur un hyperboloide dont les foyers sont constitués par les deux satellites considérés. L'émetteur se trouve donc à l'intersection de cet hyperboloide et de la surface terrestre. Avec trois satellites, on peut ainsi déterminer deux hyperboloides. L'intersection entre les deux hyperboloides et la terre ne fournit qu'un seul point qui correspond au lieu de 1 'émetteur recherché. Toutefois, trois satellites se trouvant sur deux plans orbitaux différents constituent un ensemble complexe à lancer et à maintenir en position. Il faut, en particulier, que les satel- lites soient dotés de moyens de propulsion importants. L'invention a pour but de simplifier et d'alléger le système sans nuire à la précision de la localisation. A cet effet, le système de localisation conforme à l'invention comrporte: deux satellites se trouvant de préférence sur la même orbite autour de la terre, un moyen de mesure de la différence entre les distances séparant l'émetteur à localiser des deux satellites, ainsi que, pour chaque satellite, un moyen de mesure de l'angle entre une direction liée au satellite et l'axe joignant l'émetteur au satellite considéré et/ou une mesure de l'effet Doppler différentiel entre les deux satellites. La mesure d'angle est par exemple du type interféroeé- trique. A cet effet, on dispose au moins deux capteurs (antennes) à distance l'un de l'autre à bord de chaque satellite et on détermine la différence (déphasage) entre les temps d'arrivée, sur ces deux capteurs, des signaux provenant de l'émetteur à localiser. Pour les émetteurs à fréquences élevées, supérieures à 1 GHz, la mesure d'angle combinée avec la mesure des différences entre distances émetteur/satellites fournit une information suf- f isante pour localiser l'émetteur. La localisation correspond à l'intersection entre un hyperboloide, deux cônes correspondant aux mesures d'angles, et la surface de la terre. L'axe de chacun des cônes est la direction liée au satellite correspondant et le demi angle au sormet d'un cône est l'angle mesuré. Pour les basses fréquences, sensiblement inférieures à 1 GHz, les mesures d'angles peuvent manquer de précision. C'est pourquoi, pour ces basses fréquences, on utilise, en plus, une mesure d'effet Doppler différentiel. Cette mesure consiste à déterminer l'écart entre les fréquences revues sur chacun des satellites qui correspondent à un émetteur donné. Du fait des mouvements des satellites et de la terre, ces fréquences sont décalées, par rapport à la fréquence de l'émetteur, d'un effet Doppler proportionnel à la projection du vecteur vitesse du satellite sur l'axe satellite- émetteur, dans un repère lié à la terre. Toutefois, cette mesure d'effet Doppler différentiel ne permet en général pas de déterminer si l'émetteur à localiser se trouve d'un côté ou de l'autre de l'axe joignant les satellites. C'est pourquoi, il est préférable de combiner cette mesure d'ef- fet Doppler aux mesures d'angles, ces mesures Doppler et d'angles s'ajoutant à la mesure de la différence entre les distances émetteur/satellites. L'imprécision, pour les fréquences basses, de la mesure interférométrique n'est pas gênante car elle a pour seul but de lever une ambiguité entre les résultats fournis par les deux autres mesures. Le système selon l'invention qui ne nécessite que deux satellites est très sensiblement moins onéreux qu'un système à trois satellites, tant du fait de la réduction du nombre des engins que du fait de la simplification de la propulsion pour le lancement et de la simplification des moyens pour diriger les satellites individuels pour les placer sur orbite. Par rapport à un système comprenant un seul satellite, les moyens de mesure sont plus simples, les deux satellites étant ainsi moins lourds qu'un satellite individuel et ils permettent des mesures plus précises et plus fiables qu'à l'aide d'un seul satellite. Dans une réalisation, les deux satellites se trouvent sur une orbite à une hauteur de 600 à 1500 Km au-dessus de la terre et ils sont séparés par une distance de 50 à 500 Km. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront avec la description de certans de ses modes de réa- lisation, celle-ci étant effectuée en se référant aux dessins ci- annexés sur lesquels: la figure 1 est un schéma d'un système conforme à l'in- vention, la figure 2 est un schéma expliquant le principe d'une mesure interférométrique, la figure 3 est un schéma expliquant principe d'une mesure d'effet Doppler différentiel, et la figure 4 est un schéma montrant comment les diverses mesures permettent de localiser un émetteur. On se réfère tout d'abord aux figures 1 et 4. Sur ces figures, on a représenté de façon symbolique, et sans respecter les dimensions relatives, un système comprenant deux satellites 10 et 12 tournant autour de la terre 14 suivant une orbite commune 16 à une altitude de 600 à 1500 Km. La dis- tance séparant les satellites est de 50 à 500 km. L'émetteur 18 à repérer se trouve sur la terre 14. Chaque satellite comporte une antenne, respectivement et 22, destinée à recevoir les signaux provenant de l'émetteur 18. Ces signaux recueillis par les antennes 20 et 22 sont analysés pour déterminer, d'une part, s'ils correspondent à un émetteur à localiser et, d'autre part, pour déterminer les instants d'arrivée de ces signaux aux satellites. Des moyens de traitement (non représentés) à bord d'un satellite ou à bord d'une station, par exemple au sol, déter- minent la différence entre les temps d'arrivée des signaux de l'émetteur 18 au satellite 10 et au satellite 12. La différence AT entre les instants d'arrivée aux satel- lites 10 et 12 du même signal provenant de l'émetteur 18 repré- sente la différence cAr (c est la vitesse de la lumière) entre les distances séparant l'émetteur 18, d'une part, du satellite 10 et, d'autre part, du satellite 12. Si on désigne par PS1 la distance entre un point P et le satellite 10, et par PS2 la distance entre ce même point et le satellite 12, le lieu géométrique des points P pour lesquels la différence PS1 - PS2 a une valeur déterminée est un hyperboloide dont les foyers sont les satellites 10 et 12. L'intersection de cet hyperboloide avec la surface de la terre fournit des courbes 24 et 26 (figure 4). Pour effectuer les mesures de temps d'arrivée on uti- lise des procédés classiques de corrélation ou de corrélation cyclique. Un procédé de corrélation est décrit, par exemple dans l'article intitulé "Coherence and time delay estimation", de G. Clifford Carter, Proceedings of the IEEE, Volume 75, N 2, février 1987. Un procédé de corrélation cyclique est décrit dans l'ar- ticle intitulé "Modified cyclic methods for signal selective TDOA estimation", de L. Izzo et al., IEEE Transactions on Signal Pro- cessing, volume 42, N 11, novembre 1994. Les deux courbes 24 et 26 sont insuffisantes pour loca- liser l'émetteur 18. Il faut donc au moins une mesure supplémen- taire pour cette localisation. A cet effet, on fait appel à une mesure interféromé- trique. Dans ce but, chaque satellite conporte au moins deux antennes ou détecteurs, à savoir 30 et 32 pour le satellite 10, et 34 et 36 pour le satellite 12. Ces deux antennes sont séparées par une distance déterminée d (figure 2). La mesure interférométrique consiste à déterminer la différence entre les temps d'arrivée des signaux sur les antennes et 32 (ou 34 et 36) à bord du même satellite. Cette mesure fournit une valeur n1 qui représente la distance crî séparant l'une des antennes 32 à la projection P1 de l'autre antenne 30 sur la droite D joignant l'antenne 32 à l'émetteur 18. Cette distance cT1 représente l'angle 0 formé par la ligne 30-32 des capteurs et par la droite D. En effet: cos8 = ctl/d. Dans cette formule, c est la vitesse de la lumière. Le temps -1 peut aussi être mesuré par le déphasage A(p entre les signaux arrivant sur les antennes 30 et 32, ce temps T1 étant déterminé par la fornmule suivante: 2cfT1 = Ap. Dans cette formule, f est la fréquence du signal de l'émetteur. Quand l'angle 0 est déterminé on sait alors que l'émet- teur se trouve à l'intersection d'un cône d'axe 30-32 et de som- met 30 ou 32 et de demi angle au sommet égal à 0. L'intersection de ce cône avec la surface de la terre est une ligne 40 pour le satellite 10 et 42 pour le satellite 12 (figure 4). Pour les mesures interférométriques, les meilleurs résultats sont obtenus quand les antennes 30, 32 et 34, 36 se trouvent sur des bras transversaux, de préférence perpendicu- laires, à la trace ou orbite 16 du satellite. En effet, dans ce cas, les lignes 40, 42 sont transversales aux lignes 24, 26 alors que si les bras étaient sensiblement dans la direction de l'or- bite, les intersections entre, d'une part, les courbes 40 et 42 et, d'autre part, les courbes 26 et 24 seraient tmoins franches. L'intersection des lignes 24, 26, 40 et 42 à la surface de la terre fournit un seul point représentant, de façon non ambiguë, l'emplacement o se trouve l'émetteur 18. Bien entendu, les hyperboloides et les cônes, ainsi que leurs intersections 40, 42, 24 et 26 avec la surface de la terre sont déterminés par calcul dans une station, par exemple une sta- tion d'écoute au sol. L'invention n'est pas limitée à l'utilisation d'une méthode interférométrique à deux antennes pour mesurer les angles 0. On peut utiliser d'autres méthodes faisant appel à plus que deux antennes telles des méthodes à haute résolution, connues sous la dénomnination "MUSIC" ou "ESPRIT", permettant d'effectuer des détections simultanées de plusieurs émetteurs. Il peut aussi s'avérer nécessaire de faire appel à des antennes supplémentaires pour que 1' interféromeétrie soit à large bande de fréquences. La méthode de mesure d'angle par interférométrie four- nit des résultats précis lorsque les signaux à recevoir ont des fréquences élevées, supérieures à 1 GHz. Pour les fréquences inférieures, cette mesure d'angle peut être entachée d'erreurs liées aux interactions électranomagné- tiques entre les antennes et la structure du satellite. Pour les fréquences à détecter qui sont inférieures à 1 GHz, on utilise une mesure d'effet Doppler différentiel. Toute- fois, cette mesure fournit des résultats ambigus, c'est-à-dire qu'elle fournit plusieurs solutions. Dans ce cas, pour lever l'ambiguité, on utilise la mesure d'angle, par exemple par inter- férométrie, l'imprécision étant peu gênante puisqu'il s'agit uni- quement de lever une ambiguité. La figure 3 est un schéma représentant le principe de mesure d'effet Doppler différentiel. Pour cette mesure, chaque satellite comrporte une antenne, par exemple la même antenne que celle utilisée pour effectuer les mesures de At. Pour chaque satellite, on détermine, par effet Doppler, une composante Vrl et Vr2 du vecteur vitesse du satellite par rapport à l'émetteur 18. La composante Vrl se trouve sur la droite D joignant le satellite 10 à l'émetteur, et la composante Vr2 se trouve sur la droite D' joignant le satellite 12 à l'émet- teur à localiser. La connaissance des valeurs Vrl et Vr2 fournit, sur la terre, une courbe 50 ayant sensiblement la forme d'une ellipse. Mais cette courbe 50 est symétrique par rapport à l'axe joignant les satellites, c'est-à-dire que l'intersection entre cette courbe 50 et les courbes 24 et 26 fournit quatre solutions. Le choix entre ces quatre solutions est effectué par une mesure complémentaire d'angle comme décrite ci-dessus en relation avec la figure 2, c'est-à-dire par interférométrie. REVENDICATIONS 1. Système de localisation, à l'aide de satellites, d'un émetteur d'ondes radioélectriques de position déterminée par rapport à la terre, caractérisé en ce qu'il comprend deux satel- lites (10, 12), un moyen pour-mesurer la différence (Ac) entre les instants d'arrivée aux satellites de signaux émis en même temps par l'émetteur (18), ainsi que, pour chaque satellite, un moyen pour mesurer l'angle entre, d'une part, la direction (D) du satellite à l'émetteur, et, d'autre part, une direction (30-32) liée au satellite et/ou un moyen à effet Doppler pour mesurer les composantes (Vrl, Vr2) du vecteur vitesse de chaque satellite sur la droite (D, D') joignant le satellite correspondant à l'émet- teur. 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que les satellites (10, 12) se trouvent sur la même orbite. 3. Système selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens interférométriques de mesure pour déterminer l'angle (0) entre une direction liée au satellite et la direction (D) de ce satellite à l'émetteur. 4. Système selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens interférométriques comportent, à bord de chaque satellite, au moins deux antennes se trouvant sur la direction liée au satellite, et en ce que cette direction est transversale à l'orbite (16) du satellite. 5. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, pour la localisation d'émet- teurs fournissant des signaux de fréquence supérieure à 1 GHz environ, on utilise la mesure de différence entre les instants d'arrivée et la mesure d'angle, à l'exclusion de la mesure des composantes des vecteurs vitesses. 6. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que pour la localisation d'émetteurs four- nissant des signaux radioélectriques inférieurs à 1 GHz, on fait appel, d'une part, à une mesure de différence entre les instants d'arrivée des signaux aux satellites et, d'autre part, à une mesure de composantes de vecteurs vitesses. 7. Système selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'on utilise, en outre, une mesure d'angle afin de lever les ambiguités éventuelles résultant des mesures de différence entre les instants d'arrivée des signaux et des mesures de composantes de vecteurs vitesses. 8. Procédé de localisation, à l'aide de satellites, d'un émetteur d'ondes radioélectriques de position déterminée par rapport à la terre, caractérisé en ce qu'on utilise deux satel- lites (10, 12), en ce qu'on mesure la différence ( l'émetteur et, d'autre part, une direction (30-32) liée au satel- lite et/ou on mesure par effet Doppler les composantes (Vrl, Vr2) du vecteur vitesse de chaque satellite sur la droite (D, D') joi- gnant le satellite correspondant à l'émetteur (18).