DE69833990T2

DE69833990T2 - Verfahren und Vorrichtung zur Ortsbestimmung für Sende-Empfanganlage mittels Zweiweg-Entfernungsbestimmung in einer polystatischen Satellitenkonfiguration

Info

Publication number: DE69833990T2
Application number: DE69833990T
Authority: DE
Inventors: Donald C. Thousand Oaks Chang; Kar W. Torrance Yung; John I. III West Hills Novak; Robert R. Santa Monica Holden
Original assignee: Hughes Electronics Corp
Current assignee: DirecTV Group Inc
Priority date: 1997-02-21
Filing date: 1998-02-21
Publication date: 2006-12-21
Anticipated expiration: 2018-02-22
Also published as: DE69833990D1; US6563457B2; US20010045903A1; EP0860709A2; EP0860709B1; US20020053987A1; EP0860709A3; US6377208B2

Description

Querbezug zu zugehörigen Anwendungen
Diese Anmeldung bezieht sich auf eine parallel anhängige Anmeldung mit dem Titel „Method and System for Determining a Position of a Target Vehicle Utilizing Two-Way Ranging", die am 21. Februar 1997 angemeldet wurde und bezieht sich ferner auf die parallel anhängige Anmeldung mit dem Titel „Method and System for Determining a Position of a Transceiver Unit Utilizing Two-Way Ranging in a Polystatic Satellite Configuration including a Ground Radar", die am 21. Februar 1997 angemeldet wurde.
Technisches Gebiet
Diese Erfindung betrifft Verfahren und Systeme zum Bestimmen einer Position einer Sender-Empfänger-Einheit, wie beispielsweise solche, die auf einem Flugzeug oder einem Bodenfahrzeug vorgesehen sind, die eine Zweiwege-Entfernungsmessung über mehrere Satelliten benutzen.
Allgemeiner Stand der Technik
Ein Zweiwege-Entfernungsmesssystem ist beispielsweise in US 4,161,734 offenbart, das ein Positionsüberwachungssystem betrifft, das einen aktiven Entfernungsmess-Satelliten und die Ankunftszeit eines Signals von einem unabhängigen Satelliten benutzt.
Ein weiteres System zur Gewinnung von gleichzeitigen Verfolgungsdaten von zwei Bodenstationen bezüglich eines Weltraumfahrzeugs und insbesondere zur Gewinnung von Zweiwege-Entfernungsmessungen und Dopplermessungen mit Bezug auf das Weltraumfahrzeug ist in US 3,860,921 offenbart.
Aktuelle Automatic Dependent Surveillance (ADS) Technologie, wie beispielsweise das Global Positioning System (GPS), das Wide Area Augmentation System (WAAS) oder GLONASS, stellen Positionsinformation bereit, indem Satellitenübertragungen benutzt werden. Beispielsweise besteht das GPS, das vom US-Verteidungsministerium entwickelt und errichtet wurde, aus 24 Satelliten, die die Erde zweimal pro Tag in einer Höhe von 12.000 Meilen umkreisen, sowie 5 Bodenstationen, um die Satellitenkonstellation zu überwachen und zu verwalten. Indem eine Atomzeit und Ortsdaten benutzt werden, übertragen GPS-Satelliten kontinuierlich Zeit und Positionsinformation 24 Stunden am Tag an einen GPS-Empfänger, der auf drei oder mehrere Satelliten gleichzeitig hört, um die Benutzerposition zu bestimmen. Durch Messen des Zeitintervalls zwischen der Übertragung und dem Empfang eines Satellitensignals berechnet der GPS-Empfänger die Entfernung zwischen dem Benutzer und jedem Satelliten, und benutzt dann die Entfernungsmessungen von zumindest drei Satelliten, um eine Position zu erhalten.
Solche Systeme benutzen jedoch eine Einwege-Entfernungsmessung, bei der eine genaue synchronisierte Uhrzeit in jeder Station erforderlich ist. Jeder Synchronisationsfehler oder Fehler bezüglich des Orts eines der Satelliten führt zu einem Fehler der bestimmten Position des Zielfahrzeugs. Somit besteht ein Bedürfnis, eine sehr genaue Positions- und Geschwindigkeitsinformation bereitzustellen mit einem hohen Maß an Integrität und Zuverlässigkeit.
Offenbarung der Erfindung
Es ist folglich eine allgemeine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren und ein System zum Bestimmen einer Position eines Objekts bereitzustellen, wie beispielsweise eines Flugzeugs oder eines Bodenfahrzeugs, in dem eine Zweiwege-Entfernungsmessung in einer polystatischen Satellitenkonfiguration benutzt wird, um unabhängige Schätzungen der Zustandsvektoren der Sender-Empfänger einschließlich Position und Geschwindigkeit zu erhalten.
Beim Ausführen der vorgenannten Aufgabe und anderer Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren, wie es in Anspruch 1 definiert ist, zum Bestimmen einer Position des Objekts bereitgestellt. Das Verfahren umfasst die Schritte: Übertragen eines ersten Entfernungsmesssignals von einer ersten bekannten Position zu der Position und Übertragen eines zweiten Entfernungsmesssignals in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal zu der ersten bekannten Positi on. Das Verfahren umfasst auch die Schritte: Übertragen eines dritten Entfernungsmesssignals von einer zweiten bekannten Position zu der Position und Übertragen eines vierten Entfernungsmesssignals zu einer dritten bekannten Position in Antwort auf das dritte Entfernungsmesssignal. Das Verfahren umfasst ferner den Schritt des Bestimmens einer ersten Verzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen der Übertragung des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des zweiten Entfernungsmesssignals. Das Verfahren umfasst auch den Schritt des Bestimmens einer zweiten Verzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen der Übertragung des dritten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des vierten Entfernungsmesssignals. Schließlich umfasst das Verfahren den Schritt des Bestimmens der Position des Objekts basierend auf der ersten, der zweiten und der dritten bekannten Position und der ersten und der zweiten Verzögerung.
Bei einer weiteren Ausführung der zuvor genannten Aufgabe und anderer Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung wird ein System, wie es in Anspruch 4 definiert ist, zum Ausführen der Schritte des zuvor beschriebenen Verfahrens bereitgestellt. Das System umfasst einen ersten Kommunikations-Sender-Empfänger an einer ersten bekannten Position zum Bereitstellen eines bidirektionalen Kommunikationspfads zwischen dem ersten Kommunikations-Sender-Empfänger und dem Objekt, wobei der erste Kommunikations-Sender-Empfänger ein erstes Entfernungsmesssignal zu dem Objekt überträgt und das Objekt ein zweites Entfernungsmesssignal zu dem ersten Kommunikations-Sender-Empfänger in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal überträgt. Der erste Kommunikations-Sender-Empfänger stellt ferner einen ersten unidirektionalen Kommunikationspfad zwi schen dem ersten Kommunikations-Sender-Empfänger und dem Objekt bereit, wobei der erste Kommunikations-Sender-Empfänger ein Senden eines dritten Entfernungsmesssignals an das Objekt oder das Empfangen eines vierten Entfernungsmesssignals von dem Objekt ausführt. Das System umfasst auch einen zweiten Kommunikations-Sender-Empfänger an einer zweiten bekannten Position, um einen zweiten unidirektionalen Kommunikationspfad zwischen dem zweiten Kommunikations-Sender-Empfänger und dem Objekt bereitzustellen, wobei der zweite Kommunikations-Sender-Empfänger das Übertragen eines dritten Entfernungsmesssignals zu dem Objekt und das Empfangen eines vierten Entfernungsmesssignals von dem Objekt ausführt. Das System umfasst ferner einen Signalprozessor zum Bestimmen einer ersten Pfadlänge entsprechend einer ersten Zeitdauer des bidirektionalen Kommunikationspfads, Bestimmen einer zweiten Pfadlänge entsprechend einer zweiten Zeitdauer des ersten und des zweiten unidirektionalen Kommunikationspfads, und Bestimmen der Position des Objekts basierend auf der ersten und der zweiten bekannten Position und der ersten und der zweiten Pfadlänge.
Die vorgenannte Aufgabe und andere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich einfach aus der nachfolgenden detaillierten Beschreibung des Bestenmodus zur Ausführung der Erfindung unter Berücksichtigung der begleitenden Zeichnungen.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
1 ist eine schematische Darstellung, die ein Kommunikationssystem zeigt, das das Verfahren und die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung verwendet;
2 ist ein Blockdiagramm des Flugzeugabschnitts und des Bodenabschnitts, die in dem in 1 gezeigten System enthalten sind;
3 ist ein Blockdiagramm eines bevorzugten Senders und eines bevorzugten Empfängers für die Verkehrssteuerungsstation, die in dem System von 1 verwendet wird; und
4 ist ein Blockdiagramm eines bevorzugten Senders und eines bevorzugten Empfängers für ein Fahrzeug in dem System von 1.
Die besten Modi zur Ausführung der Erfindung
Es wird zunächst auf die 1 Bezug genommen, in der ein Kommunikationssystem 10 mit einer typischen Geometrie zur Ausführung der vorliegenden Erfindung schematisch dargestellt ist. Allgemein umfasst das System 10 ein Zielobjekt 12, das durch ein Flugzeug 12 in der bevorzugten Ausführungsform repräsentiert wird, obgleich bodengestützte Fahrzeuge ebenfalls mit der vorliegenden Erfindung verfolgt werden können. Eine Vielzahl von Kommunikationssatelliten 11, durch die das Flugzeug 12 mit zumindest einer Verkehrssteuerungsstation 16 über eine Satellitenbodenstation 14 kommuniziert, liegen zu einem vorgegebenen Zeitpunkt innerhalb des Sichtfelds des Flugzeugs 12.
Kommunikationssatelliten 11 sind vorzugsweise in mehreren Ebenen vorgesehen, indem eine Low Earth Orbit (LEO) Satellitenkonstellation und/oder eine Medium Earth Orbit (MEO) Satellitenkonstellation verwendet wird, wie beispielsweise Iridium, Intermediate Circular Orbit (ICO), Teladesic oder Globalstar.
Zusätzlich kann auch eine geostationäre Erdumlaufbahn (GEO) Satellitenkonstellation in Verbindung mit der LEO und/oder MEO Satellitenkonstellation verwendet werden. Die geplante ICO-Konfiguration mit zehn bis zwölf Satelliten in zwei Ebenen ist ausreichend, um die Positionsfindung und Verfolgung des Flugzeugs 12 für die Navigation und das Landen (bis zur Kategorie I) umzusetzen, während die notwendige globale Abdeckung bereitgestellt wird.
Mehrere dynamische Kommunikationsverbindungen zwischen dem Flugzeug 12 und einer Satellitenbodenstation 14 werden über die Vielzahl von Kommunikationssatelliten 11 erreicht, die dann verwendet werden, um abhängige Schätzungen der Positionen und Geschwindigkeiten (Zustandsvektoren) des Flugzeugs 12 zu gewinnen. Um mehr Genauigkeit und Flexibilität zu erhalten, verwendet die vorliegende Erfindung eine polystatische Konfiguration. Eine polystatische Konfiguration besteht aus mehreren Sendern-Empfängern an getrennten Positionen, die untereinander zusammenarbeiten. Die Sender-Empfänger können stationär sein oder sich bewegen.
In einer monostatischen Konfiguration pflanzen sich die Vorwärts- und Rückwärts-Entfernungsmesssignale über die gleiche Verbindung fort. Somit werden gleiche Entfernungspositionen der Messung auf eine sphärische Fläche eingeschränkt, die bezüglich der Relay-Satellitenposition zentriert sind mit einem Radius (Entfernung), die gleich einem Abstand zwischen dem Flugzeug 12 und dem Relay-Satelliten ist. Durch Verwendung polystatischer Techniken, bei denen die Vorwärts- und Rückwärts-Entfernungsmesssignale sich über unterschiedliche Satelliten fortpflanzen, werden gleiche Entfernungsmesspositionen der Messung auf eine ellipsoide Fläche begrenzt. Die zwei Brennpunkte sind an den Satellitenpositionen gelegen, so dass die Summe der Entfernungen zwischen dem Flugzeug 12 und den zwei Satelliten 11 konstant ist.
Die Satellitenbodenstation 14, wie beispielsweise ein Satelliten Access Node (SAN), sendet ein Entfernungsmesssignal an ein Zielobjekt, wie beispielsweise ein Flugzeug 12, über Kommunikationssatelliten 11. Das Flugzeug 12 sendet dann eine Datennachricht wieder zurück zur Bodenstation 14 über den gleichen Kommunikationssatelliten 11 oder einen unterschiedlichen Satelliten oder eine unterschiedliche Menge von Kommunikationssatelliten 11, indem polystatische Techniken verwendet werden. Vorzugsweise informiert die Verkehrssteuerungsstation 16 das Flugzeug 12, welche Rücksignalverbindungsstrategie einzusetzen ist, bevor die Zweiwege-Entfernungsmessung initiiert wird. Jedes Entfernungsmesssignal, das von der Satellitenbodenstation 14 gesendet wird, kann an den gleichen Satelliten 11 weitergeleitet werden und dann können die zurückübertragenen Datennachrichten von dem Flugzeug 12 über unterschiedliche Satelliten 11 weitergleitet werden. Somit können sich die Vorwärts- und Rückwärts-Entfernungsmesssignale über verschiedene Verbindungen über unterschiedliche Satelliten ausbreiten, das heißt für jeden Vorwärtspfad der N-verfügbaren Rückpfade aus insgesamt N × N möglichen Verbindungen.
Die Positionen der Kommunikationssatelliten 11 im Weltraum sind bekannt, so dass entsprechende Entfernungen R₁, R₂ und R₃ zwischen jedem der Kommunikationssatelliten 11 und der Satellitenbodenstation 14 bekannt sind. Die Entfernungen R₁, R₂ und R₃ können jedoch nach einer Zeit kalibriert werden, um eine genau ere Messung zu erhalten. Die Verbindungen R₄, R₅ und R₆ werden dann eingesetzt, um die Zustandsvektoren durch Zweiwege-Entfernungsmessung von der Satellitenbodenstation 14 zu dem Flugzeug 12 zu bestimmen. Die Zeitdifferenz zwischen der Übertragung des Entfernungsmesssignals von der Satellitenbodenstation 14 und dem Empfang durch die Satellitenbodenstation 14 des antwortenden Entfernungsmesssignals von dem Flugzeug 12 wird eingesetzt, um die Entfernungen R₄, R₅ und R₆ zu bestimmen.
Beim Bestimmen der Positionen und der Geschwindigkeit des Flugzeugs 12 kann die vorliegende Erfindung in Verbindung mit GPS eingesetzt werden. Wenn GPS-Signale verfügbar sind, werden die GPS-Signale verwendet, um den Flugzeug-Zustandsvektor zu erhalten, der dann zu der Verkehrssteuerungsstation 16 übertragen wird, wie beispielsweise eine Air Traffic Controller (ATC) Einrichtung, über Kommunikationssatelliten 11 und die Satellitenbodenstation 14. Vorzugsweise besitzt die ATC-Einrichtung 16 eine Signalverarbeitungsfähigkeit. Alternativ kann die Signalverarbeitungsfähigkeit in der Satellitenbodenstation 14 liegen. Gleichzeitig werden Entfernungsmesssignale durch die Satellitenbodenstation 14 über Kommunikationssatelliten 11 zu einem Ziel-Flugzeug übertragen, wie beispielsweise das Flugzeug 12. Das Flugzeug 12 sendet dann dieses Entfernungsmesssignal auf einer Rückübertragung zurück zu der Satellitenbodenstation 14. Die zurückgegebenen Zweiwege-Entfernungsmesssignale werden erfasst und hinsichtlich Zeit und Frequenz von der Satellitenbodenstation 14 verfolgt. Die gemessenen Zeit- und Frequenzwerte aus den mehreren Satellitenverbindungen werden verglichen, um Werte vorherzusagen. Eine verbesserte Abschätzung der Zustandsvektoren des Flugzeugs würde durch Datenfusion mit den zwei unabhängigen Messungen erreicht, d.h. der GPS-Messung und der Zweiwege-Entfernungsmessung. Der aktualisierte Flugzeug-Zustandsvektor wird dann zum Flugzeug 12 übertragen.
Die Zeitstempel durch verschiedene Vorwärtsverbindungen kommen am Flugzeug 12 in unterschiedlichen Zeitschlitzen an. Es ist möglich, feste Verarbeitungsverzögerungen zuzulassen, um ein Multiplexen der Zeitstempel zu erreichen, um dann das gemultiplexte Entfernungsmesssignal durch unterschiedliche Rücksignalverbindungen simultan oder der Reihe nach auszuführen. Es ist jedoch auch möglich, das gemultiplexte Signal über eine einzelne Rückverbindung zu senden, um Rückverbindungsplatz einzusparen, wenn er nicht benötigt wird. Gleichzeitig ist die vorliegende Erfindung flexibel genug, um Vorwärtsverbindungen einzusparen. Zusätzlich ist es möglich, die ICO-Satelliten entweder als Vorwärts- oder als Rückwärtsverbindungsrelays (nicht beides) zu benutzen und andere mobile Satelliten (GEO, MEO oder LEO) als komplementäre Verbindungsrelays zu nutzen.
Es wird nun auf 2 Bezug genommen, in der vereinfachte Blockdiagramme sowohl eines Flugzeugabschnitts 18 als auch eines Bodenabschnitts 20 der vorliegenden Erfindung gezeigt sind. Der Flugzeugabschnitt 18 umfasst einen herkömmlichen GPS-Empfänger 22 zum Empfangen von GPS-Signalen von einem GPS-Satelliten 24 über eine Antenne 25. Der GPS-Empfänger 22 sendet ein Positionssignal an ein herkömmliches erweitertes Kalman Filter (EKF) 26, das das Positionssignal als einen Zustandsvektor verfolgt. Ein optionales Eingangssignal 27 in das EKF 26 ist ein Signal aus einem Trägheitsnavigationssystem (INS), wie beispielsweise ein herkömmliches mechanisches Kreiselsystem, das die vom Flugzeug 12 von einer vorbestimmten Position zurückgelegte Entfernung überwacht.
Das Flugzeug 12 empfängt die Entfernungsmesssignale von den Kommunikationssatelliten 11 über eine zweite Antenne 28. Die zweite Antenne 28 ist vorzugsweise eine retrodirektive (rückstrahlende) Antenne, die mit einer Butlermatrix, einem digitalen Strahlformer mit geringem Profil und einer Wavelet-basierten Finiten-Impuls-Antwort bzw. nichtrekursiven (WFIR) Signalverarbeitung implementiert ist. Die retrodirektive Antenne misst die Richtung des empfangenen Signals von dem Kommunikationssatelliten 11 und sendet automatisch das Rücksignal zurück zu dem gleichen oder einem anderen der Kommunikationssatelliten 11. Die Butlermatrix implementiert eine Fourier-Transformation, die einen Satz von nahezu orthogonalen Strahlen bildet, die das Sichtfeld abdecken, und ist eine relativ kostengünstige Lösung, um eine retrodirektive Antenne zu realisieren. Das digitale Strahlformer-Array mit niedrigem Profil ermöglicht eine dünne Gruppenkonfiguration, die für Flugzeuginstallationen bevorzugt ist. Optional kann eine Nachführ- bzw. Verfolgungsantenne an Stelle der retrodirektiven Antenne verwendet werden, die entweder aus einer elektronisch gelenkten oder mechanisch gelenkten Antenne besteht, die durch eine Mono-Impuls, schrittabgetastete oder chronisch abgetastete Nachführschleife angesteuert wird.
Um die polystatischen Techniken in der vorliegenden Erfindung zu verwenden, ist auch eine digitale Umsetzung der Butlermatrix bevorzugt, wie beispielsweise als digitaler Strahlformer mit konjugiertem Gradienten, um die Phasengradienten der Signale von verschiedenen Kommunikationssatelliten 11 zu speichern, das heißt die Richtung der eingehenden Signale, und um die richtigen Phasenkonjugationen auf die ausgehenden Signale anzu wenden, so dass die ausgehenden Signale zu den richtigen Kommunikationssatelliten 11 gerichtet werden.
Die Daten zwischen dem Flugzeugabschnitt und dem Bodenabschnitt 20 können mit einem eindeutigen Entfernungsmesscode auf einem der verschiedenen Wege kombiniert werden: 1) Überlagern eines Auslander-Barbano (AB) Code Division Multiple Access (CDMA) Verfolgungscode auf die Kommunikationsverbindungskanäle als niedrigpegliges additives weißes Gausches Rauschen (AWGN), thermische rauschähnliche Signale mit leicht erhöhtem thermischen Rauschboden; 2) Modulieren der Kommunikationsdaten mit dem AB CDMA Entfernungsmesscode und Senden als einzelne Wellenform, wie in 3 gezeigt; und 3) Trennen der Entfernungsmessverbindungen von den Datenverbindungen. Bei der in 3 gezeigten bevorzugten Ausführungsform sendet die ATC-Einrichtung 16 Daten, die durch eine WFIR-Wellenform mit einem eindeutigen AB-Entfernungsmesscode moduliert sind, der jedem Flugzeug zugeordnet ist, das in dem jeweiligen Zeitschlitz verfolgt wird. Eine WFIR-Modulation ermöglicht, dass die Entfernungsmesssignale zusätzlich zur variablen Länge eine variable Auflösung haben. Die Wellenform liefert speziell ein Mittel, um eine relativ breitbandige WFIR-Entfernungsmesswellenform über eine Gruppe von schmalbandigen Kommunikationssatellitenkanälen zu senden, gleichzeitig oder nacheinander, und unterstützt gleichzeitige Entfernungs-/Dopplermessungen und Datendemodulation.
Die Zweiwege-Entfernungsmessdaten 30 werden zum Bodenabschnitt 20 über die Satellitenbodenstation 14 gesendet. Die Zweiwege-Entfernungsmessdaten 30 werden eingesetzt, um eine duale alpha-beta (α-β)/EKF-Verfolgungsschleife 32 anzusteuern, wobei die schnelle α-β-Schleife den AB CDMA-Code in Kommunikationskoordinaten verfolgt, und die langsame EKF verfolgt das Zielflugzeug in erdgemittelten Trägheits(ECI)Koordinaten, um eine eindeutige bevorzugte Verfolgungsarchitektur mit geringer Komplexität, hoher Genauigkeit und hoher Integrität mit schnell antwortenden Valid-Track Metriken bereitstellt, und die Fähigkeit hat, eine „total electron content" (TEC) induzierte Wellenformübertragungsbereichs- und Doppleroffsets herauszufiltern.
Die α-β-Schleife ist ein relativ schnelles Paar von Zeit- und Frequenzverfolgungsschleifen, die die empfangenen Zweiwege-Entfernungsmesssignale während jedes Zugriffs messen und glätten. Der vierdimensionale Zustandsvektor Z für die α-β-Schleife besteht aus dem Synchronisationsoffset, dem Zeitdrift, dem Frequenzoffset und dem Frequenzdrift. Der Zeitdrift bezieht sich auf den Taktdrift, wohingegen der Frequenzoffset die Dopplerverschiebung aufgrund einer Verbindungsbewegung plus TEC betrifft. Der Zustandsvektor X für die EKF-Schleife hat 11 Komponenten, die aus dreidimensionalen ECI-Positionskoordinaten, Geschwindigkeit, Beschleunigung und den Entfernungsplus-Dopplerkoordinaten besteht, die mit den ionosphärischen TEC-Wirkungen verknüpft sind.
Basierend auf den α-β-Beobachtungsdaten von einem vorhergehenden Zugriff sagt die EFK-Schleife ihren Zustand X_k an dem Zustandsübergangszeitpunkt K·T voraus, wobei T das aktualisierte Intervall für das EKF ist. Dieser Zustand wird in dem entsprechenden vorhergesagten Zustand Z_k der α-β-Schleife abgebildet. Während der Zugriffsschlitzzeit ΔT erzeugt die α-β-Schleife einen geglätteten Zustand Z_k, der dann von dem EKF benutzt wird, um den vorhergesagten Zustand zu glätten, um den geglätteten Zustand X_k zu erzeugen. Dies ermöglicht, dass das EKF den Zustand X_k+i zum Zeitpunkt (k + 1)·T vorhersagt. Dieses Verfahren wird für den nächsten Zugriff wiederholt.
Der vorhergesagte Zustandsvektor von der dualen α-β/EKF-Verfolgungsschleife 32 und dem geschätzten Zustandsvektor 34 von dem Flugzeug 12 werden zu einem Prozessor 36 übertragen, der eine Datenfusion und Validierung zwischen zwei unabhängigen Messungen durchführt, um eine verbesserte Zustandsvektorabschätzung zu erhalten. Der Prozessor 36 empfängt ebenfalls andere terrestrisch basierte Daten 37, wie beispielsweise die Position der Satellitenbodenstation und die Position der Kommunikationssatelliten 11. Die verbesserte Zustandsvektorabschätzung wird an die ATC-Einrichtung 16 weitergeleitet, die dann diese Information an das Flugzeug 12 überträgt. Die verbesserte Zustandsvektorabschätzung 38, die vom Flugzeug 12 empfangen wurde, wird vom EKF 26 verarbeitet, um einen neuen Zustandsvektor zu erzeugen.
Bezug nehmend auf die 3 werden zusätzliche Details des Empfängers und des Senders, die in der Verkehrssteuerungsstation 16 verwendet werden, gezeigt und umfassen einen Sender 40 und einen Empfänger 42. Die Satellitenbodenstation 14 sendet Daten, die von einer Wavelet-basierten Finiten Impulsantwort (WFIR) Wellenform mit einem eindeutigen AB-Entfernungscode moduliert sind, der jedem Flugzeug 12 zugeordnet ist, das in dem Zugriffszeitschlitz verfolgt wird. Die TDMA-Daten zu dem Zielflugzeug werden durch eine N-Chip-AB-Codesequenz moduliert, durch die WFIR-Abtastrate M abgetastet und dem Signal zu einem anderen Flugzeug hinzuaddiert, das den gleichen Zugangsschlitz teilt. Das summierte Ausgangssignal wird von einem breitbandigen WFIR-Filter mit überlagerter Hüllkurve der AB-Entfernungswellenformen gefiltert. Eine Bank von schmalbandigen WFIR-Filtern kanalisiert die breitbandige Wellenform in einen Satz von schmalbandigen Wellenformen mit den Satellitenkommunikationskanälen, die ICO-kompatibel sind.
Die Empfangsverarbeitung an der Satellitenbodenstation 14 ist bei 42 gezeigt. Das Basis-Bandsignal von dem Digitalisierer, das als analog-zu-digital (A/D)-Funktion und als Inphasenquadratur (I/Q)-Funktion gezeigt ist, die kombiniert werden können, wird von einer Bank schmalbandiger (NB) WFIR-Filter detektiert, die an die ICO-Kommunikationskanäle angepasst sind. Die Ausgangssignale werden verwendet, um das breitbandige WFIR-Entfernungsmesssignal für jedes Flugzeug zu rekonstruieren. Diese rekonstruierte breitbandige WFIR-Wellenform wird dann von Echtzeit, Früh- und Spät-Korrelatoren detektiert. Die Entfernungsmesszeit und Daten von jedem Flugzeug werden von getrennten Verarbeitungen gewonnen, die ein AB-CDMA-Aufspreizen, ein Erfassen, ein Verfolgen, eine Zeitrückgewinnung und eine Datenrückgewinnung ausführen.
Wie am besten in 4 gezeigt, umfasst der Flugzeug-Empfänger-Sender 44 vorzugsweise eine retrodirektive Antenne 46. Eine Butlermatrix, eine digitale Strahlformeinrichtung (DBF) mit niedrigem Profil und eine WFIR-Signalverarbeitung werden bevorzugt verwendet. Eine retrodirektive Antenne 46 misst die Richtung des empfangenen Signals vom Satelliten 11 und sendet automatisch das Rücksignal zurück an den passenden Satelliten 11. Die Butlermatrix implementiert eine Fourier-Transformation, die einen Satz von nahezu orthogonalen Strahlen bildet, die das Sichtfeld abdecken, und die sich als relativ kostengünstige Lösung herausgestellt hat, um eine retrodirektive Antenne zu realisieren. Die DBF-Gruppe mit niedrigem Profil ermöglicht eine dünne Gruppenkonfiguration, die bevorzugt für Flugzeuginstallationen ist. Die Implementierungstechnik eliminiert die Notwendigkeit nach einer teuren Verfolgungsantenne auf dem Flugzeug, die üblicherweise entweder eine elektronisch oder mechanisch gelenkte Antenne aufweist, die von einer Mono-Impuls, schrittabgetasteten oder konisch abgetasteten Nachführschleife angesteuert wird.
Die vorliegende Erfindung arbeitet mit vielen Mehrfachsatellitenkonstellationen oder Kombinationen von Mehrfachkonstellationen. Die vorliegende Erfindung verbessert die Positions- und Geschwindigkeitsgenauigkeit bei der Verfolgung einer Ziel-Sender-Empfänger-Einheit und liefert ein einfaches Verfahren, um auf mehr Ressourcen aus dem Weltraumbestand und nicht nur auf eine Konstellation zuzugreifen. Selbst wenn das GPS- oder GLONASS-System nicht funktioniert, wird die vorliegende Erfindung eine adäquate Positionsfindung und Verfolgungsmessung für globale Luftverkehrsteuerung ohne komplexe Zeit- und Verarbeitungsanforderungen bereitstellen.

Claims

Verfahren zum Bestimmen einer Position eines Objekts (12), in dem eine Zweiwege-Entfernungsmessung zwischen einer Vielzahl von Satelliten an bekannten Positionen in Verbindung mit einer Satellitenbodenstation verwendet wird, wobei das Verfahren aufweist: Senden eines ersten Entfernungsmesssignals von einem ersten Satelliten an einer ersten bekannten Position zu dem Objekt (12) wie von der Satellitenbodenstation gesteuert; Senden eines zweiten Entfernungsmesssignals von dem Objekt (12) zu der ersten bekannten Position in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal zum Empfang durch die Satellitenbodenstation; Senden eines dritten Entfernungsmesssignals von einem zweiten Satelliten an einer zweiten bekannten Position zu dem Objekt (12) wie von der Satellitenbodenstation gesteuert; Senden eines vierten Entfernungsmesssignals von dem Objekt (12) zu dem ersten Satelliten in Antwort auf das dritte Entfernungsmesssignal zum Empfang durch die Satellitenbodenstation; Senden eines fünften Entfernungsmesssignals von einem dritten Satelliten an einer dritten bekannten Position unterschiedlich von der ersten und der zweiten bekannten Position zu dem Objekt (12) wie von der Satellitenbodenstation gesteuert; Senden eines sechsten Entfernungsmesssignals von dem Objekt (12) zu dem ersten Satelliten in Antwort auf das fünfte Entfernungsmesssignal zum Empfang durch die Satellitenbodenstation; Bestimmen einer ersten Verzögerung entsprechend einer ersten Zeitdifferenz zwischen der Übertragung des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des zweiten Entfernungsmesssignals; Bestimmen einer zweiten Verzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des dritten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des vierten Messsignals; Bestimmen einer dritten Verzögerung entsprechend der Zeitdifferenz zwischen dem Senden des fünften Entfernungsmesssignals und dem Empfang des sechsten Entfernungsmesssignals; und Bestimmen der Position des Objekts (12) basierend auf der ersten, der zweiten und der dritten bekannten Position des ersten, des zweiten bzw. des dritten Satelliten und der ersten, der zweiten und der dritten Verzögerung.
System zum Bestimmen einer Position eines Objekts, indem eine Zweiwege-Entfernungsmessung zwischen einer Vielzahl von Satelliten an bekannten Positionen verwendet wird, wobei das System aufweist: eine Satellitenbodenstation; einen ersten Satelliten (11) an einer ersten bekannten Position zum Bereitstellen eines bidirektionalen Kommunikationspfads zwischen dem ersten Satelliten (11) und dem Objekt (12), wobei der erste Satellit (11) ein erstes Entfernungsmesssignals zu dem Objekt (12) wie von der Satellitenbodenstation (14) gesteuert und wobei das Objekt ein zweites Entfernungsmesssignal zu dem ersten Satelliten (11) in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal zum Empfang durch die Satellitenbodenstation (14) sendet, und wobei der erste Satellit ferner einen ersten unidirektionalen Kommunikationspfad zwischen dem ersten Satelliten (11) und dem Objekt (12) bereitstellt entsprechend dem ersten Satelliten, der ein viertes und ein sechstes Entfernungsmesssignal von dem Objekt zum Empfang durch die Satellitenbodenstation empfängt; einen zweiten Satelliten in einer zweiten Umlaufbahn an einer zweiten bekannten Position zum Bereitstellen eines zweiten unidirektionalen Kommunikationspfads zwischen dem zweiten Satelliten und dem Objekt, wobei der zweite Satellit (11) ein drittes Entfernungsmesssignal zu dem Objekt (12) wie von der Satellitenbodenstation (14) gesteuert überträgt, wobei das Objekt das vierte Entfernungsmesssignal in Antwort auf das dritte Entfernungsmesssignal zu dem ersten Satelliten (11) zum Empfang durch die Satellitenbodenstation sendet; und einen dritten Satelliten (11) an einer dritten bekannten Position zum Bereitstellen eines dritten unidirektionalen Kommunikationspfads zwischen dem dritten Satelliten und dem Objekt, wobei der dritte Satellit ein fünftes Entfernungsmesssignal zu dem Objekt als durch die Satellitenbodenstation gesteuert sendet, wobei das Objekt das sechste Entfernungsmesssignal zu dem ersten Satelliten in Antwort auf das fünfte Entfernungsmesssignal zum Empfang durch die Satellitenbodenstation sendet; wobei die Satellitenbodenstation (14) eine erste Pfadlänge entsprechend einer ersten Zeitdauer des bidirektionalen Kommunikationspfads bestimmt, eine zweite Pfadlänge entsprechend einer zweiten Zeitdauer des ersten und des zweiten unidirektionalen Kommunikationspfads bestimmt, eine dritte Pfadlänge entsprechend einer dritten Zeitdauer des ersten und des dritten unidirektionalen Kommunikationspfads bestimmt und die Position des Objekts (12) bestimmt, basierend auf der ersten, der zweiten und der dritten bekannten Position und der ersten und der zweiten und der dritten Pfadlänge.