FR 3003961 A1 20141003 FR 1300714 A 20130327 PROCEDE DE FORMATION DE FAISCEAU SIGNAUX D'UN RECEPTEUR DE SIGNAUX D'UN SYSTEME DE NAVIGATION PAR SATELLITES POUR AMELIORER LA RESISTANCE AU BROUILLAGE. La présente invention porte sur un procédé de formation de faisceau signaux d'un récepteur de signaux d'un système de navigation par satellites pour améliorer la résistance au brouillage, et sur un récepteur associé. La radionavigation par satellites permet d'obtenir la position d'un récepteur par une résolution voisine de la triangulation, utilisant les pseudo-distances mesurées à partir des signaux envoyés par les satellites. La détermination de l'attitude d'un aéronef à partir de signaux d'un système de navigation par satellites ou GNSS pour acronyme de "Global Navigation Satellite System" en langue anglaise, reçus sur plusieurs capteurs d'antenne fait partie de l'état de l'art. Les techniques mise en oeuvre sont basées sur le principe de la radiogoniométrie connue de longue date. Les premières méthodes utilisées mettent en oeuvre des mesures de phase de porteuse produites par des traitements de signaux indépendants entre les capteurs d'antenne et entre les satellites, avec un levé d'ambiguïté permettant de déterminer les coordonnées en repère Terrestre centré ou repère ECEF pour acronyme de "Earth Centrered Earth Fixed" en langue anglaise, ou en repère TGL (Trièdre Géographique Local, repère Nord, Est, Vertical centré sur la position du récepteur) de chaque vecteur reliant deux centres de phase de deux capteurs. Ces méthodes sont adaptées lorsque le but est de déterminer une attitude précise avec une architecture simple (pas de traitement spécifique du signal). Pour obtenir une précision suffisante, on utilise des capteurs éloignées de plusieurs fois la longueur d'onde (on parle alors de plusieurs antennes), au détriment du levé d'ambiguïté plus difficile à réaliser (risque d'erreurs). Ces méthodes n'offrent pas d'amélioration particulière en terme de résistance au brouillage. D'autres solutions utilisent une détermination des directions d'arrivée des signaux dans un repère lié à l'antenne basée sur les méthodes MUSIC pour acronyme de "MUltiple Signal Classification" ou ESPRIT pour acronyme de "Estimation of Signal Parameters via Rotationnal Invariance Techniques", effectuée satellite par satellite, avec un traitement spécifique du signal. Ensuite le récepteur détermine les angles d'attitude donnant, par calcul à partir des directions des satellite en repère TGL, les mêmes directions d'arrivée dans un repère lié à l'antenne que celles obtenues grâce aux signaux reçus. Cette étape consiste en une recherche sur les angles d'attitudes avec un critère de vraisemblance calculé en comparant des directions d'arrivée mesurées et calculées. Cette recherche peut être accélérée grâce à la méthode du gradient. Ces méthodes sont plus adaptées à des antennes à formation de diagramme de rayonnement ou CRPA pour "Controlled Reception Pattern Antenna" en langue anglaise, avec des capteurs plus nombreux (au moins 4) et rapprochés. Elles ne visent pas à améliorer la robustesse au brouillage. Dans un récepteur de signaux GNSS, la détermination de l'attitude peut servir plusieurs buts, tels la détection d'un leurrage, la détermination de la direction d'un brouilleur en repère TGL, ou la formation de faisceau. La formation de faisceau consiste à effectuer, pour chaque direction de satellite, une somme pondérée des signaux des différents capteurs de l'antenne, de manière à maximiser la puissance du signal utile reçu du satellite et donc obtenir un meilleur rapport signal à bruit dans les boucles de poursuite. La formation de faisceau permet de minimiser le bruit sur les mesures, de réduire l'effet des multitrajets (signaux réfléchis arrivant de directions différentes) et d'augmenter la résistance au brouillage des boucles de poursuite. La formation de faisceau nécessite de connaître la direction des satellites dans un repère lié à l'antenne pour calculer les coefficients de pondération complexes des sommes pondérées. Dans le cas idéal le récepteur dispose d'une aide inertielle qui lui permet de connaître l'attitude de l'antenne en repère TGL et donc de calculer la direction des satellites en repère antenne à partir des positions des satellites en TGL calculables grâces au almanachs transmis via les signaux satellites. Un but de l'invention est de déterminer l'attitude de l'antenne pour réaliser la formation de faisceau sans avoir besoin d'aide externe. Le principe de l'invention est de retrouver directement les angles d'attitude de l'antenne à partir des signaux reçus sans passer par la détermination des directions d'arrivées des signaux satellites. Il est proposé, selon un aspect de l'invention, un procédé de formation de faisceau signaux d'un récepteur de signaux d'un système de navigation par satellites pour améliorer la résistance au brouillage, le récepteur étant muni d'une antenne à plusieurs capteurs à rayonnement contrôlé, comprenant une étape consistant à déterminer l'attitude de l'antenne dans un repère TGL centré sur le récepteur, par détermination itérative des angles d'attitude de l'antenne donnant le maximum de la somme des énergies des sommes pondérées des signaux reçus par les capteurs en sortie des corrélateurs des canaux de traitement respectivement associés aux satellites, les coefficients de pondération des sommes pondérées étant calculés à partir des angles d'attitude considérés à chaque itération et des positions des satellites connues en repère TGL. Les positions des satellites en repère TGL peuvent, par exemple, être connues grâce aux almanachs transmis via les signaux des satellites Ainsi, on n'a pas besoin d'aide externe au récepteur, qui nécessiterait des équipements coûteux et encombrants. Dans un mode de mise en oeuvre, on utilise des discriminateurs de paramètres représentatifs des directions d'arrivée des signaux satellites dans un repère lié à l'antenne. Ainsi, on tire avantage de la redondance des satellites pour résoudre les angles d'attitude et on améliore la robustesse au brouillage. Selon un mode de mise en oeuvre, lesdits paramètres représentatifs des 20 directions d'arrivée des signaux satellites dans un repère lié à l'antenne comprennent des cosinus directeurs ou des angle de site et d'azimut. Dans un mode de mise en oeuvre, on utilise une méthode à modèle d'observation de la relation entre les paramètres représentatifs des directions d'arrivée des signaux satellites et les angles d'attitude de l'antenne. 25 Ainsi, on peut résoudre directement les angles d'attitude sans passer par la détermination des directions des satellites en repère lié à l'antenne, et donc bénéficier pleinement de la redondance des satellites pour améliorer la robustesse au brouillage. 30 Selon un mode de mise en oeuvre, la résolution dudit modèle d'observation met en oeuvre un filtrage de Kalman ou une méthode par moindres carrés. Il est proposé, selon un autre aspect de l'invention, un récepteur de signaux d'un système de navigation par satellites, muni d'une antenne à capteurs à 35 rayonnement contrôlé, comprenant des moyens de formation de faisceaux pour améliorer la résistance au brouillage, comprenant des moyens de détermination de l'attitude de l'antenne dans un repère TGL centré sur le récepteur, par détermination itérative des angles d'attitude de l'antenne donnant le maximum de la somme des énergies des sommes pondérées des signaux reçus par les capteurs en sortie des corrélateurs des canaux de traitement respectivement associés aux satellites, les coefficients de pondération des sommes pondérées étant calculés à partir des angles d'attitude considérés à chaque itération et des positions des satellites connues en repère TGL. L'invention sera mieux comprise à l'étude de quelques modes de réalisation décrits à titre d'exemples nullement limitatifs et illustrés par les dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 illustre les angles d'Euler; - la figure 2 illustre une antenne à quatre capteurs; - la figure 3 illustre une démodulation avec formation de faisceau et boucles de poursuite; - la figure 4 illustre une démodulation avec formation de faisceau et discriminateur des cosinus directeurs - la figure 5 illustre schématiquement le procédé selon un aspect de l'invention; - et la figure 6 illustre un récepteur selon un aspect de l'invention. En fait, le procédé revient à chercher les angles d'attitude donnant le maximum de la somme sur tous les satellites des énergies des sommes pondérées des signaux. Ce procédé utilise un filtre de Kalman étendu qui permet de résoudre la relation non linéaire entre les angles d'Euler et les signaux en sortie de démodulation. Du fait que l'on a moins d'inconnues à résoudre (3 angles au lieu de 2 angles par satellite) pour le même nombre total de mesures cette solution est plus robuste au brouillage que la méthode consistant à rechercher les directions d'arrivée des signaux satellite par satellite. Elle permet donc de continuer à faire de la formation de faisceau avec un niveau de brouillage plus important. On calcule la position des satellites (Xn TGL I Yn TGL Zn TGL) dans un premier repère TGL (Trièdre Géographique Local, repère Nord, Est, Vertical centré sur la position du récepteur) centré sur le récepteur à partir de la position du récepteur et de la position du satellite. Les positions des satellites sont connues grâce aux éphémérides ou aux almanachs, contenus dans les messages de navigation transmis par les signaux émis par les satellites. Le vecteur directeur entre l'antenne du récepteur et le satellite d'indice n du système de navigation par satellites, dans le premier repère TGL, est égal par définition à : def X n TGL e n TGL = Yr, TGL lp Z, TGL Le dénominateur p représente la distance séparant l'antenne du récepteur et le satellite n, indépendante du repère : def = yn 2 ± zn2 =.\117-n TGL2 ± n TGL2 Z n TGL2 Dans l'ensemble de la présente demande, la présence d'un indice « def » au- dessus d'un signe d'égalité dans une expression mathématique signifie une égalité par définition et non par conséquence. On représente, comme sur la figure 1, l'attitude de l'antenne par rapport au premier repère TGL grâce aux angles d'Euler : Cap (Ir), Assiette (0) et Inclinaison (y). Ces angles permettent de construire la matrice de changement de repère M(v, 0, y) du premier repère TGL au deuxième repère lié à l'antenne ou aux capteurs d'antenne (idem) : def 1 0 0 - cos O 0 - sin 0- cos i,v sin yt 0 M e (P) = 0 cos ço - sin g) 0 1 0 - sin 1,11 cos 0 0 sin ço cos y) sin 0 0 cos 0 0 0 1 X capteur X TGL 'capteur = M(v, 0, yo). YTGL Z capteur ZTGL Le vecteur directeur entre l'antenne du récepteur et le satellite d'indice n du système de navigation par satellites, dans le deuxième repère lié à l'antenne, est égal par définition à: def X n capteur 17 n capteur - n capteur 'p Z n capteur Le dénominateur p représente la distance séparant l'antenne du récepteur et le satellite n, indépendante du repère : Vxn 2 ± yn 2 ± zn 2 2 Z n capteur 2 'et n capteur 2 + Yn capteur On peut ainsi exprimer le vecteur directeur du satellite d'indice n en fonctions des angles d'Euler : u, n capteurs (V , , 40) = M (V, 0, ça) n TGL UX nW,0, (0) def n capteurs (g/ , = Uyn(yf,0,(0) _UZn(e,0,(0) On peut aussi représenter la direction du satellite d'indice n par les angles de site (a) et d'azimuth (y) : def cos( y n ) . cos (o-n ) n capteurs (gf ,( 9, = sin (yn ).cos(an ) sin(crn ) q)) = sin-1( uzn(g O, v)) 25 eg « q') = tan-1 ( uxn(V 0, q'), uYn(g0,49) ) Les déphasages supposés des signaux reçus entre les capteurs d'antenne sont calculés à partir des angles de site et d'azimut supposés. La différence de chemin optique entre le centre du deuxième repère antenne et le capteur d'indice m pour le signal reçu du satellite n s'exprime comme suit : def (en m) e m ,11 (V , 0, 0 = V 1 7 i n capteurs ( , 0, 0 - i; m capteurs (en rad) Le déphasage correspondant s'exprime comme suit : def 45 m ,ti (V 9 9, 0 = 7n capteurs (V , 0, 0 - Fm capteurs - (2") X représentant la longueur d'onde de la porteuse Xm capteur Y m capteur le vecteur position du capteur m en repère _ Z nt capteur _ capteurs, connu par exemple grâce à des mesures de centre de phase en usine, dans un exemple à quatre capteurs d'antenne, on a: r 0 -r - - 0 __ 0 i: r 7. 0 "P4 capteurs = - 1' 20 il capteurs - 2 capteurs = 3 capteurs= 0 0 0 0 comme illustré sur la figure 2. La démodulation des signaux, numérisés à la fréquence d'échantillonnage Fe, 25 est réalisée de manière matérielle, dans un composant numérique "câblé", ASIC ou FPGA. Elle demande une fréquence de calcul très élevée, difficile à réaliser de manière logicielle. La démodulation est propre à chaque signal satellite, caractérisé par son code d'étalement et son Doppler. Dans la présente demande, on démodule tous les signaux reçus par les capteurs en parallèle dans chaque canal satellite 30 matérielle. def En notant Fm capteurs = - La démodulation procède par multiplication du signal reçu par une porteuse locale complexe et par un code local réel puis intégration du produit par intervalles de temps consécutifs (c'est la corrélation). On a en fait deux voies de corrélation par signal reçu : une voie ponctuelle avec un code local en phase avec le code reçu et une voie delta avec un code "delta" ou différence entre code avancé et code retardé, selon l'état de l'art. La figure 3 représente un exemple de démodulation avec les boucles de poursuite. Les sommes pondérées des signaux démodulés des différents capteurs sont réalisées en logiciel à basse fréquence (typiquement Fw = 50 Hz). Les coefficients de pondération complexes ont pour rôle de mettre en phase les signaux des capteurs en sortie des voies de corrélation dans le but d'avoir le maximum d'amplitude après la somme. On utilise les directions des satellites calculées à partir des angles d'Euler supposés pour déterminer les coefficients de pondération. Les résultats en sortie des corrélateurs avant pondération s'écrivent : de! Z P capteurs = de! Z capteurs = zpi zp2 zp3 Z Z A2 Z _ PM _ Mx! - AM - Mx] La pondération sur la voie ponctuelle s'écrit alors : de! Zp = CnT(IV,O,(p ) . Zp capteurs (produit scalaire) de! Zp = C1,n(Wees() ). ZP1 C2,n(IVI9,(p ). ZP2 CM,n(leeee ).ZPM La pondération sur la voie Delta (discriminateur de code) s'écrit alors : de! = CrIT(V,e,(1) ) - Z3, capteurs (produit scalaire) de! ZA = C1,n('VM,(1) ). Z3,1 + C2,n(WM,Y ). Zà2 -+ CM,n(le(1) )-ZAM Les coefficients de pondération complexes s'écrivent alors : def C2,n(V,0,q)) C3,n(V,0,ço) Cn(V,0,ço)= Cm n(,0,ço)_ Mx1 def Cm,n(V,61,q))= Acapieur',(o-,,,rn). exp i( n (w,0,q))+B capteur m Crn yn)) Acapteur m (an, ) représentant l'amplitude relative due au capteur m dans la direction du satellite n calculée à partir de la connaissance à priori des diagrammes 10 d'antenne, y compris les atténuations dues aux voies RF analogiques. B capteur m (Cr n 5 rn) représentant le déphasage dû au capteur m dans la direction du satellite n calculé à partir de la connaissance à priori des diagrammes d'antenne, y compris les déphasages dus aux voies RF analogiques. 15 Il est possible d'identifier les biais des capteurs en usine. Mais cela augmente le coût de production de l'équipement (moyens de calibration et temps passé) et ne permet pas de compenser le vieillissement du capteur. Il est aussi possible d'identifier les déphasages des capteurs grâce aux 20 signaux des satellites par un traitement spécifique (cf document FR 2972809) Les boucles de poursuite (code et porteuse) sont réalisées de manière logicielle car elles fonctionnent à basse fréquence (typiquement de l'ordre Fw = 50 Hz), elles utilisent des fonctions mathématiques plus complexes, et présentent différents modes (recherche, transition, poursuite, poursuite dégradées, ...) 25 On utilise un discriminateur de phase : Dy) (k) = argument( Zp ) 30 Dq (k) = arc tangente( lp , Qp ) Zp = lp + j.Qp I représentant la partie réelle, et Q représentant la partie imaginaire5 Dg) (k) = 0 Zp = peie p représentant le module, et 0 représentant l'argument K représentant l'indice de la période de recalage (typiquement des périodes 5 de 20 ms pour Fw = 50 Hz) On utilise également un discriminateur de code : Dcode (k) = partie réelle( Z. . Zp. ) Zp. = conjugué( Zp. ) = lp - j.Qp 10 Dcode (k) = lp . IA + j.( lp . ) On utilise un correcteur de boucle de phase (PLL pour "Phase Lock Loop" en langue anglaise) : 15 Aporteuse(k) = Aporteuse(k-1) + T.Kporteuse 3. DY(k) - Xporteuse/(27t) (en m/s2) Vporteuse(k) = Vporteuse(k-1) + TAporteuse(k) + T.Kporteuse 2. Dy(k) - Xporteuse/(27C) (en m/s) Cporteuse(k) = Vporteuse(k) + ' Néanmoins, une recherche complète du domaine dans lequel les angles d'Euler prennent leurs valeurs serait très longue et coûteuse en calcul : - Le cap iji prend ses valeurs dans [0,270 ou [00,3601 - L'assiette e prend ses valeurs dans [-ndt] ou [-1800,1800] - L'inclinaison q) prend ses valeurs dans [-ic,ic] ou [-1800,1800] Si on échantillonne de 10 degrés en 10° cela fait 36 x 36 x 36 = 46656 hypothèses à traiter. On préfère faire une recherche itérative en se dirigeant vers le maximum à chaque itération grâce à la méthode du gradient : + a .Ôracel)(1,e,,O,,q),) 01,1 0, _ ÇOi _ Ôracel-i(v,0,Ço)= E p n (V , 0, çO1 2 a( [C nr (0)2 P cap'u' nliC nT ( g)) P capteu' n] ) ayi = ae25 , 0, ço)112 = ReaaCn (v , 0, q) .Z capteurs n ].[C T (yi 0 ço).Z capteurs n] a te av ac T Red " (, 0, q )).ZP capteurs W ôraceli ( , 0, Ço) = E RedacnT 6 e ço).Zp capteurs n].[CnT ° P capteurs lin n].[C'T (v, 0, q)).Z p capteurs n]* ) DO RedaC nT (V, 8, ço) .Zp capteurs n 1. [cn 19,ço)2pcapten' n]*) aq) Notation : Re(z) représente la partie réelle de z On calcule des discriminateurs en sortie des corrélateurs pour mesurer les erreurs commises sur les directions des satellites. On peut aussi prendre comme paramètres de direction d'arrivée des signaux satellites les cosinus directeurs a et 13 sur les axes X et Y du repère antenne ou repère capteur. Le cosinus directeur sur l'axe Z se déduit grâce à la norme égale à 1. Pour éviter toute ambiguïté sur le signe de Z il faut supposer que les satellites se trouvent toujours au-dessus du plan de l'antenne, donc ignorer les satellites en-dessous. Cela est légitime dans la mesure où les satellites bas en repère capteur ne sont pas exploitables pour la détermination des directions d'arrivée à cause de gains d'antenne inadaptés à un angle de site bas. a - ux(a, 13) def 16 = VO) (Ce ) 16) .'11 - a2 - ,52 _ uz(a, ,6)_ de! 171. capteurs (a, 16) = On calcule le déphasage pour des cosinus directeurs variables. On commence par le calcul de différence de chemin optique : def E m (a, 13) = capteurs (a, 13) - Fm capteurs (en m) et le déphasage correspondant : 25 de! 8 m(c e, 13) = 171> capteurs ((2f 16)- m capteurs . (211- I 2) (en rad) D'ou les coefficients de pondération complexes : de! C n(a , fi) = C f3)- C 2,n (oe,fl) C3,n(a, fi) C ,n(a , fi) de! C. (a, fi) = A capteur .(0-(a, fi), Ka, 16)) exP i( g. (a, i6) B capteur ,n(a(a, )6), , fi))) a(a,[3 ) = tan-1( .'/a2 + )32 a2 + fl2) 113 y(a43 ) = taril( a, [3 ) L'utilisation de l'indice n disparaît car la position du satellite n'intervient plus à partir du moment où on utilise les cosinus directeur a et [3 variables. 15 Les dérivées, par rapport aux cosinus directeurs, des puissances des sommes pondérées complexes fait apparaître la partie réelle du produits de sommes pondérées « delta » par le conjugué complexe de la somme pondérée « ponctuelle »: ailz, n (a,,(312 a( [cn T (a, /3).Z capteurs n].[C nT (a, fl).Zpcaptenns n ] ) 20 a a a a Cn T = 2. Re [ (a, allz p (oe fl)112 16).. Z p capteurs 1 f T fl n ..- n .a, ,) p capteurs n] cx a a aPpn(a,fl)112 = 2.Re(Za n(a , ,C).Z p n(a, 13)*) a a M 1 25 Sur ce principe on calcule des discriminateurs d'erreur de cosinus directeurs conformément à la figure 4: def Dan(OEj) = Re[ Zan(a,13) Zp n(oq3)* 1/11 Z 112 / Pa = Re( Za Z*) P. def Db n(00) = Re[ Zbn(oc,13) Zp (4)* 1/11 Z 112/ Pb = Re( Zb Z* Pb On utilise la somme pondérée "ponctuelle" : def z n(a, fi) = CT (a, fi) .z n capteurs Et les sommes pondérées "delta" : def acT def C a(a, = (a, /6) Z a n(a, = c: ((2', 13).Z p n capteurs a a def def acT Z b n (a, fi) = C bT (a, 13).Z P n capteurs C b (a, fi) = (a, fi) a fi Pour calculer la sensibilité des discriminateurs, on pose : def 11(eC,13) = C T (a, Inc(a )60) def C Aa(OC ,13) = (a, inC(a0,110) a a def DG' T afl (a, P).C(a 0 A) Le signal reçu s'exprime: Zp capteurs = C(avra' fivra,).T + bruit P représentant la puissance du signal reçue, et T représentant le temps d'intégration cohérente ---vrabrvrai) Le vecteur C(nr., R 1 est représentatif des amplitudes complexes reçues sur chaque capteur. Les angles (avrai,Pvrai) correspondent à la direction vraie donc au maximum de IJ(a,p). Dans l'hypothèse où on connaît ( R ) en posant (ao,130) (avraiePvrai) on a 15 15 Z (a, fi) = CT (a, /3).0 (a 'a' 'a/).T acr Z a (a, fi) = - (a, /6).0 (a'a; , flwai).T Da acr b , fi) = , 16).0 (a '', , afl Dans l'hypothèse où on connaît la., R 1 en posant (ao,f3o) (a' ) on \---yrahr-vraip = -rab, vrai, _ a: Z (a , fi) -11(a, f3).T Z a (a , fl) Z b (a, ,3) = A b (a, /).T.,17) D'où : Da(a,13) = Re[ / 11 n 112/ Pa Db(sa,[3) = Re[ Ab.r1] / 11 ri 112/ Pb Pour normaliser la sensibilité des discriminateurs à 1 on pose : 20 def Pa = def Pb = D a a ( Re[ Ab"']/ II ri 112) (ck,13 a Re[ Aa.m /II ri 112 ) cao,t3 afl pour des valeurs (a0,130) correspondant aux dernière estimées de (a,[3) 25 Ainsi si les valeurs de (a, p) sont proches des vraies valeurs (cxvrai n, Pvrai n) Da n(OE,13) ( a - avrai n ) + bruit 30 Db,-,(0c,P) ( I - Pvrai n) + bruit On utilise également un modèle d'observation. La relation entre les cosinus directeurs (a.,p,) et les angles d'Euler (v,0,y) n'étant pas linéaire, on linéarise cette relation autour d'un point de fonctionnement (yr,O,y) pour établir un modèle d'observation linéaire : def dan= an(v+dv,O+d0,ço+dço) - an(v,0,yo) def On= fin(V+dv,0+d0,ço-EdÇo) fin(V,OM dan =aux' (v,0,v).dyi + aux aux dfln=auy" + " (,0,ço).d0 + aço ae auy auy n (i,e,0,yo).d0 + (v,0,yo).4 ae aço Pour le calcul des dérivées partielles on peut utiliser la méthode des différences finies : aux (V/ , 0 , (0) = (aUX n ± dv,6,,q))-auxn(yi3O,ço))1 dv a11/ En utilisant d'autre notations : dan= ana + an,2 .d0 + an,3 .dço dign= bna .dyf + bn,2 .d0 + bn,3 .dyo Si on considère tous les satellites visibles on a 2.N équations pour 3 inconnues. dal a1,1 a1,2 a1,3 dfli b1,2 b1,2 b1,3 dço- d0 daN aN,1 aN,2 aN,3 dyt dfl, _ bN 1 bN,2 bN 3 , _ soit : dal a1,1 a1,2 a1,3 daN dflN =H dço avec H = b1,2 b1,2 dû aN,1 aN,2 aN,3 dyt bN1 bN,2 bN,3 _ _ On cherche à remonter aux erreurs sur les angles d'Euler (dv = - Wvrai dO = 0 - Ovrai , clY = - (Pvrai) à partir des erreurs sur les cosinus directeurs ( dan = an(v,0,(P) - avrai n dPn = Pri(N1,0,(P) Pvrai n ) Les erreurs sur les cosinus directeurs sont observables grâce aux discriminateurs : dan = an(111,0,(P) - avrai n = Da n( an(W,O,(P) Pn(Ilf,e,(P) ) "F. bruit dpn = Pn(v,e,(P) - Pvrai n = Db n( an(V,0,(P) Pri(V,O,(P) ) + bruit Aussi, on peut utiliser une résolution par les moindres carrés : dçoestimé =H* dfl, avec H* =(HTWTWH)_l HTWT pour pseudo-inverse. daN dia de estimé _ N _ , La matrice W permet de pondérer les mesures en fonction du rapport signal sur bruit estimé sur chaque signal satellite. 0-a21 O W = 2 2 1 Cra tz = Crb = / T n v 0 estimé n Après la résolution on corrige les angles d'Euler estimés a priori : _ _ _ _ _ q'estimé Snestimé précédent d estimé °estimé = °estimé précédent +d °estimé _V estimé __ _ V estimé précédent .... d Vies tinté_ En variante des moindres carrés, on peut utiliser une résolution par filtre de Kalman (étendu), comme suit : Etat : 10 Réel : Xi = oi Estimé :X11 = estimé i °estimé i V estimé i à l'instant i lnitialisation : estimé initial X0,0 = °estimé initial V estimé initial 15 Propagation : = xllil 20]:!iI= +Q 0 00 0 0 0 o. Vecteur d'état propagé Matrice de covariance propagée poio Bruit d'état Le bruit d'état est choisi en fonction de la dynamique sur l'attitude du porteur. Recalage : 25 da,_ a1,1 a1,2 a1,3 = dfl, H. = b1,2 b1,2 b1,3 daN aN,1 aN,2 aN,3 dfiN _bN,1 bN,2 bN 3 al o 2 0 o_a2N o o bN = L'innovation 1T; = Zi est déjà contenue dans les discriminateurs, il n'est pas nécessaire de la recalculer. Ki = (H1F11 1H1T R Pi i_11 iT Gain de recalage X = X1114 + K. .Y; Vecteur d'état recalé = (Id - K H i).Pi i_, Matrice de covariance recalée Le synoptique de la figure 5 illustre ce qui précède. Sur la figure 6 est illustré un récepteur 20 de signaux d'un système de navigation par satellites, muni d'une antenne 21 à capteurs à rayonnement contrôlé, comprenant des moyens de formation de faisceaux 22 pour améliorer la résistance au brouillage, comprenant des moyens de détermination 23 de l'attitude de l'antenne dans un repère TGL centré sur le récepteur, par détermination itérative des angles d'attitude de l'antenne donnant le maximum de la somme des énergies des sommes pondérées des signaux reçus par les capteurs en sortie des corrélateurs des canaux de traitement respectivement associés aux satellites, les coefficients de pondération des sommes pondérées étant calculés à partir des angles d'attitude considérés à chaque itération et des positions des satellites connues en repère TGL. Un tel récepteur met en oeuvre le procédé précédemment décrit. Dans la présente demande, les notations utilisées ont pour définitions : expi( ) = exp( j. p)= el`P a2 = -1) Définitions : Fr: Fréquence résiduelle des signaux numérisés en bande de base (Fr petit devant Fe) Dop n: Doppler sur le signal satellite n cp,',n : Déphasage du signal satellite n sur le capteur m Cn( t ) : code d'étalement du satellite n Ret n : retard du signal satellite n R(T) : Fonction d'autocorrélation du code R(T) = 1 - VI si itl 1000) et quel que soit k Rn,p(t) = 1IL [kL,(k+i)L1 Cn( U). Cp( U + ) du 0 si p n Signaux reçus : Le signal reçu sur l'antenne est la somme des signaux reçus des satellites visibles plus du bruit 30 35 Sreçu m = E n=i,..,N Sreçu m,n + bruit Signal reçu du satellite n sur le capteur m : Sreçu m,n = A.expi( (Pponeuse reçu m,n(t)) - Cn( (Pcode reçu n(t) ) Sreçu m,n = A.expi( 27t.(Fr+Dop n).t + Onn ) . Cn( Fcode.(t+Ret n) ) Signal local dans le canal n : Slocal n = expi( (Pporteuse locale n(t) ) - Cn( (Pcode local n(t) ) Slocal n = expi( -27C.(Fr+Dop n).t - On). Cn( Fcode.(t+Ret n) ) Corrélations : ZnIn = 1/-r.f[kT,(k+1)1] Sreçu m(t) - Slocal n(t) dt T : temps d'intégration cohérent (typiquement T = 20 ms) Les codes satellites étant décorrélés (Rn,p(t) 0) on peut écrire : Zni,n(k) = 1/T.f[kT,(k+1)T] Sreçu m,n(t) - Slocal n(t) dt + bruit Zm,n(k) = 1iTf[kT,(k+1)T] expi((pport reçue m,n(t)-(PPort locale n(t))-Cn((Pcode reçu n(t))-Cn((Pcode local n(t)).dt = A. expi( Am,n - en ) . 1/L f [kL,(k+1)L] Cn( U t). Cn( U ) du + bruit Z,T,,n(k) = A. expi( Om,n - en ) . R(T) + bruit On suppose que le code local du canal n est en phase avec le code reçu du satellite n, grâce à la boucle de code, réalisée suivant l'état de l'art. D'où = 0 et R(T) = 1 Zrn,n(k) = A. expi( 0,,,n - On ) + bruit35 REVENDICATIONS1. Procédé de formation de faisceau signaux d'un récepteur (20) de signaux d'un système de navigation par satellites pour améliorer la résistance au brouillage, le récepteur (20) étant muni d'une antenne (21) à plusieurs capteurs à rayonnement contrôlé, comprenant une étape consistant à déterminer l'attitude de l'antenne dans un repère TGL centré sur le récepteur, par détermination itérative des angles d'attitude de l'antenne 10 donnant le maximum de la somme des énergies des sommes pondérées des signaux reçus par les capteurs en sortie des corrélateurs des canaux de traitement respectivement associés aux satellites, les coefficients de pondération des sommes pondérées étant calculés à partir des angles d'attitude considérés à chaque itération et des positions des satellites 15 connues en repère TGL. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel on utilise des discriminateurs de paramètres représentatifs des directions d'arrivée des signaux satellites dans un repère lié à l'antenne. 20 3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel lesdits paramètres représentatifs des directions d'arrivée des signaux satellites dans un repère lié à l'antenne comprennent des cosinus directeurs ou des angles de site et d'azimut. 25 4. Procédé selon la revendication 2 ou 3, dans lequel on utilise une méthode à modèle d'observation de la relation entre les paramètres représentatifs des directions d'arrivée des signaux satellites et les angles d'attitude de l'antenne. 30 5. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la résolution à modèle d'observation met en oeuvre un filtrage de Kalman. 6. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la résolution à 35 modèle d'observation met en oeuvre une méthode par moindres carrés. 7. Récepteur (20) de signaux d'un système de navigation par satellites, muni d'une antenne (21) à capteurs à rayonnement contrôlé, comprenant des moyens de formation de faisceaux (22) pour améliorer la résistance au brouillage, comprenant des moyens de détermination (23) de l'attitude de l'antenne dans un repère TGL centré sur le récepteur, par détermination itérative des angles d'attitude de l'antenne donnant le maximum de la somme des énergies des sommes pondérées des signaux reçus par les capteurs en sortie des corrélateurs des canaux de traitement respectivement associés aux satellites, les coefficients de pondération des sommes pondérées étant calculés à partir des angles d'attitude considérés à chaque itération et des positions des satellites connues en repère TGL.15