EP2920608A1 - Procede d'estimation du niveau d'erreur de mesures de geolocalisation par satellites et de controle de la fiabilite de ces estimations et dispositif associe - Google Patents

Procede d'estimation du niveau d'erreur de mesures de geolocalisation par satellites et de controle de la fiabilite de ces estimations et dispositif associe

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EP2920608A1
EP2920608A1 EP13821453.1A EP13821453A EP2920608A1 EP 2920608 A1 EP2920608 A1 EP 2920608A1 EP 13821453 A EP13821453 A EP 13821453A EP 2920608 A1 EP2920608 A1 EP 2920608A1
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EP
European Patent Office
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error
errors
geolocation
calculating
satellite
Prior art date
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Application number
EP13821453.1A
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German (de)
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Mathias Van Den Bossche
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Thales SA
Original Assignee
Thales SA
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Publication date
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Publication of EP2920608A1 publication Critical patent/EP2920608A1/fr
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    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/24—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
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    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/22—Multipath-related issues
    • G—PHYSICS
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    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/20—Integrity monitoring, fault detection or fault isolation of space segment

Definitions

  • the present invention relates to the field of satellite geolocation.
  • the present invention more particularly relates to a method for estimating the level of error of measurements of satellite geopositioning and checking the reliability of these estimates and a geolocation device implementing this method.
  • the satellite geolocation (or geolocation) devices known as the Global Navigation Satellite System (GNSS) Global Positioning and Timing System (GNSS) calculate the position of the receiving terminal by measuring the propagation time. signals emitted by the positioning satellites between the satellites and the receiving terminal. The terminal then deduces the distances between the different satellites and the terminal.
  • GNSS Global Navigation Satellite System
  • GNSS Global Positioning and Timing System
  • the position estimated by the terminal is not always accurate. It is known to enter the corrections in the calculation system so as to take account of these disturbances but the models used are complicated to define. In addition, these models do not take into account the environment of the reception terminal, for example multipath phenomena.
  • the present invention aims to overcome at least some disadvantages of the prior art by proposing in particular a method for quantifying the level of measurement error induced by the environment and to monitor the reliability of these estimates.
  • the subject of the invention is a method for estimating the error level of satellite geolocation measurements and for checking the reliability of these estimations implemented by a geolocation device in which local errors are detected. by said device Geolocation and satellite errors are detected by a ground segment.
  • the method comprises:
  • the process step Etp1 comprises:
  • the process step Etp2 comprises:
  • the process step Etp3 comprises:
  • the integrity parameters are calculated by defining a protection radius to be less than a predetermined threshold value. According to an implementation variant, the integrity parameters are determined by directly calculating the risk of being greater than alert values.
  • the estimation of local errors are validated with a robust estimation algorithm.
  • a second object of the invention is to propose a satellite tracking device.
  • the invention also relates to a geolocation device capable of implementing the location method described above.
  • FIG. 1 represents an exemplary flow diagram of the method according to the invention.
  • the subject of the present invention is a method for estimating and controlling the integrity parameters of satellite geolocation measurements and for checking the reliability of these estimates.
  • the process according to the invention will be presented according to a particular non-limiting application related to aviation.
  • the principle of the invention consists in detecting local errors at the level of the geolocation device and in detecting satellite errors at a ground segment.
  • the method according to the invention mainly comprises a first step Etp1 for estimating local errors, a step Etp2 for building the error report, a step Etp3 for monitoring the estimated error, and a step calculation of integrity parameters.
  • the first step consists in estimating the error on the local measurements specific to the environment of the receiving terminal of the satellite geolocation device at a time t.
  • the receiver may be subject to electromagnetic interference. For example, if the receiver is close to a radar, noise related to the emissions of this radar will be added to the signals received and therefore the measurements will be noisy at random. The measurements can also be disturbed by the thermal noise related to the receiver. Thereafter, the term "thermal noise" will include all the electromagnetic disturbances of the receiver environment and the thermal noise specific to the receiver. The error due to the thermal noise can be determined according to the technology implemented in the reception terminal of the geopositioning device. It will depend on the signal-to-noise ratio C / No.
  • the error dispersion due to the thermal noise a n0 i Se for the receiving terminal can be estimated at time t, during a step Etp1 1, by a standard formula such as for example:
  • T is the period and B n is the noise band.
  • the error due to the thermal noise can be estimated according to the uncorrelated part of the measurement fluctuations. For this purpose, an average of the square of the measurement differences between two consecutive measurements divided by ⁇ can be made to isolate the uncorrelated noise.
  • the signal emitted by the geolocation satellite may also have been reflected on obstacles at ground level such as buildings.
  • the receiver will therefore receive on its receiving antenna replicas of signals that may have been reflected one or more times on the environment. These signals will have traveled longer than a direct route and will disrupt measures.
  • the error due to the multipath phenomenon can be evaluated for example according to the carrier-code difference.
  • a first measurement can be performed by measuring the time that the code on which the data is encrypted is propagated, the propagation speed being the group speed of the electromagnetic signal. Another measure may be to calculate the time it takes for the carrier to spread. For that we measure the Doppler effect. As the carrier propagates at the phase speed of the electromagnetic signal, the distance between the receiving terminal and the satellite can be deduced. To perform these measurements, two different techniques are used and different measurement qualities will be obtained. The codes being repeated over long periods of time, the code phase is inambal but noisy. Conversely, the phase of the carrier has a shorter length and therefore will be ambiguous but not very noisy.
  • one way to estimate multipath noise during a certain filtering time may be to calculate the standard deviation of the difference between the distance of the code measure. and carrier measurement error due to the multipath phenomenon can thus be evaluated in a stage Etp 12 for example by the following formula: L 2 î î L ⁇
  • L is the filter time, typically a few tens of seconds, and cp f (p f resp.) Is the carrier phase (resp code.)
  • L is of the order of magnitude of the time that the receiver converges on the estimation of phase ambiguity using the code.
  • the estimation of the local error can be carried out during a step Etp13 by means of the formula: In the case of reception terminals using several reception frequencies, the estimate is to be calculated for each frequency / ' separately.
  • the previous formula becomes:
  • the second step Etp2 of the method consists in completing these estimates by taking into account the other contributors in order to build the error report.
  • errors are essentially two-fold, atmospheric errors (ionospheric and tropospheric errors) and orbital and clock errors
  • a substep Etp 21 consists of taking into account the ionospheric error ⁇ / ⁇ .
  • a second solution is to use the fact that the delay that takes an electromagnetic signal in this layer of the atmosphere depends on its frequency. The idea is to receive the signal on at least two different frequencies so the receiving terminal can calculate its own ionospheric corrections by multifrequency combination. In this case, the contribution to the error report is twofold. A first contribution OHOI corresponds to the higher order errors of the ionosphere. The second contribution is a multiplicative factor that amplifies local errors. In the case of a bi-frequency reception terminal, the measurement of the pseudo distance taking into account the delay due to the ionosphere can be given by the formula: 3 ⁇ 4 ⁇ - ⁇ ⁇
  • pi and p 2 represent the measurements of the pseudo-distances for the pulsations ⁇ and ⁇ 2
  • this error can be estimated by the formula:
  • An estimate of the tropospheric errors is evaluated during a step Etp 22.
  • a measurement of the delay due to the path of the electromagnetic signal through this layer of the atmosphere is quite complicated.
  • there is generally not enough data at the user's receiving terminal to estimate this delay so the tropospheric error of Tro po needs to be modeled.
  • An estimate of this error can be given for example by a model available in the state of the art.
  • the orbit and clock errors kX sa n are then taken into account during a step Etp 23. These errors are transmitted by the augmentation system SBAS in the form of variance. In the case of an augmentation system following the MOPS-D standard they may be available through the transmitted quantity UDRE for User Differential Range Error.
  • a step Etp24 consists in establishing the error report.
  • the variance of the total pseudorange error is obtained by summing the variances of the different errors.
  • the variance of the total error can be given by a formula:
  • the variance of the total error can be given by a formula:
  • This error report gives the total error for a particular measure of pseudorange (line of sight). This is the total error calculated from the information collected from a given satellite as seen by the receiving terminal. This variance can be estimated for each measuring pseudorange n for determining the position of the receiving terminal and is denoted 2 its t, n thereafter.
  • Etp3 of the method consists of monitoring the estimated error.
  • the position of the reception terminal of the geolocation device is calculated.
  • This position is estimated by weighting the pseudosdistances measurements of the terminal using the covariances of the errors calculated in the previous steps.
  • these estimates are made using a robust estimation algorithm such as, for example, and without limitation, an Huber algorithm, able to detect significant deviations from the estimated errors.
  • the position is estimated by calculating the coordinates (longitude, latitude and altitude) by a least squares method.
  • This method uses an algorithm that is very sensitive disturbances.
  • the algorithm works correctly and the calculated positions are correct.
  • the calculated positions deviate from the real position proportionally to the measurement errors.
  • an aberrant measurement can cause an extremely large position error.
  • the method according to the invention does not use an algorithm based on the least squares but a robust estimation algorithm.
  • the advantage of such an algorithm is to detect aberrant measurements and eliminate them from the calculation or to assign them a very low weight.
  • the weight assigned will be even lower than the measurement error will be important.
  • the monitoring of the error report is ensured as follows.
  • the pseudorange residues ⁇ are estimated during a step Etp32. These pseudodistance residues are defined as the difference between the measurement on the one hand, and the distance between the measured position sat , n and the estimated position is .
  • This threshold value represents a parameter that controls the confidence level of the error a sat , n , ie the probability of underestimating a sat, n which would lead to a potentially misleading position estimate.
  • the method according to the invention makes it possible to combine the quasi-real time estimate of the error balance ⁇ 2 33 ⁇ , ⁇ with the monitoring of its adequacy to reality by means of an estimation algorithm of the position of the robust receiving terminal and to analyze how these error reports correspond to observed residual errors.
  • the integrity parameters are then calculated using the errors estimated and validated in the previous steps. Integrity parameters are calculated using for example the usual methods, the standard least squares solution.
  • the variance of the vertical and horizontal position error is calculated by projecting the variances of the estimated error on the local vertical axis and the horizontal plane.
  • X is a 1 x 4 vector representing the position of the receiver / clock offset, North, East, vertical frame
  • Y represents the vector of V pseudorange measures
  • the vertical (respectively horizontal) errors ie the difference between the real positions and the estimated positions, must not exceed the limit VAL (respectively HAL) with a probability greater than or equal to a value P which is specified by the needs of the application.
  • VAL vertical (respectively horizontal) errors
  • P the value of P is often equal to 1 - 2 x 10-7 .
  • the dispersion of horizontal errors can be given by Once the dispersion of errors has been calculated, we assume that we are dealing with a Gaussian standard deviation, since the non-Gaussian sources of error have been eliminated beforehand. From the error report on each line of sight of each validated satellite that was used to calculate the different positions, we calculate the size of a cylindrical box inside which the user is sure to be with a probability higher than that imposed by the civil aviation authorities.
  • the receiving terminal will consider that the position is not reliable enough and will broadcast an error message. Otherwise the calculated position will be considered reliable.
  • Integrity parameters can be determined using two methods.
  • a first way to do this is to use the described method in the SBAS MOPS standard by defining a protection radius that must be smaller than fixed alert values. These alert values can for example be set by, for example, the International Civil Aviation Organization (ICAO) in the case of an aeronautical application.
  • a Horizontal Protection Level (HPL) and a Vertical Protection Level (VPL) is calculated as the maximum horizontal (vertical) distance between the estimated position and the actual position with probability P. these levels of protection can be given by the formulas:
  • VPL K P , v ⁇ v
  • the calculated position will be considered safe if the HPL and VPL protection levels are strictly lower than the HAL and VAL warning values.
  • a second possible implementation is to directly calculate the risk of being beyond alert values. This method corresponds to the G ALI LEO standard.
  • the integrity risk can be defined as the probability that the position estimation error is greater than an X value.
  • ⁇ ⁇ x represents the centered Gaussian distribution of standard deviation ⁇ and ⁇ 2
  • ⁇ (x) represents the distribution ⁇ 2 with 2 degrees of freedom and parameter ⁇ .
  • the calculated position will be considered safe if
  • the method of the present invention has been described through an application to aviation. This example is in no way limiting and the method can be applied to any type of transport means such as, for example, shipping or the railroad. This method can also find an application for a pedestrian to have a precise position for example for emergency services.
  • the present invention also relates to a satellite geolocation device capable of implementing the previously described method. This terminal has at least one reception unit capable of receiving at least one electromagnetic signal emitted by the geolocation satellites and the SBAS augmentation system stations and at least one calculation module.
  • the method of the present invention makes it possible to couple three elements.
  • augmentation station data for example EGNOS
  • ARAIM aspect augmentation station data
  • An advantage of the present invention is to allow a reduction in the cost of the ground segments by deferring some of the responsibilities at the level of the GNSS receivers.
  • the basic principle of the invention consists in allocating between local phenomena (multitrajet phenomena, thermal noise, electromagnetic interference, tropospheric error,) and global phenomena (ionospheric error, orbit error / satellite clock). Monitoring of local phenomena is ensured by the reception terminal and the monitoring of global phenomena is ensured by the system.

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Abstract

La présente invention concerne le domaine de la géolocalisation par satellites. Elle concerne plus particulièrement un procédé d'estimation du niveau d'erreur de mesures de géolocalisation par satellites et de contrôle de la fiabilité de ces estimations mis en œuvre par un dispositif de géolocalisation dans lequel les erreurs locales sont détectées par ledit dispositif de géolocalisation et les erreurs liées aux satellites sont détectées par un segment sol.

Description

PROCEDE D'ESTIMATION DU NIVEAU D'ERREUR DE MESURES DE GEOLOCALISATION PAR SATELLITES ET DE CONTROLE DE LA FIABILITE DE CES ESTIMATIONS ET DISPOSITIF ASSOCIE
La présente invention concerne le domaine de la géolocalisation par satellites. La présente invention concerne plus particulièrement un procédé d'estimation du niveau d'erreur de mesures de géopositionnement par satellites et de contrôle de la fiabilité de ces estimations et un dispositif de géolocalisation mettant en œuvre ce procédé.
Les dispositifs de géopositionnement (ou géolocalisation) par satellites appelés sous le nom plus complet de système de positionnement et de datation par satellites ou sous leur sigle anglais GNSS pour Global Navigation Satellite System, calculent la position du terminal de réception en mesurant le temps de propagation des signaux émis par les satellites de positionnement entre les satellites et le terminal de réception. Le terminal en déduit ensuite les distances entre les différents satellites et le terminal.
Du fait de la traversée des différentes couches de l'atmosphère, la position estimée par le terminal n'est pas toujours exacte. Il est connu d'entrer les corrections dans le système de calcul de façon à tenir compte de ces perturbations mais les modèles utilisés sont compliqués à définir. De plus ces modèles ne prennent pas en compte l'environnement du terminal de réception comme par exemple les phénomènes de multitrajet.
La présente invention a pour but de pallier au moins certains inconvénients de l'art antérieur en proposant notamment un procédé permettant de quantifier le niveau d'erreur de mesure induit par l'environnement et de surveiller la fiabilité de ces estimations.
A cet effet, l'invention a pour objet un procédé d'estimation du niveau d'erreur de mesures de géolocalisation par satellites et de contrôle de la fiabilité de ces estimations mis en œuvre par un dispositif de géolocalisation dans lequel les erreurs locales sont détectées par ledit dispositif de géolocalisation et les erreurs liées aux satellites sont détectées par un segment sol.
Selon une variante de mise en œuvre, le procédé comprend :
- Une étape Etp1 d'estimation des erreurs locales σ ioc,i,
- Une étape Etp2 de construction du bilan d'erreur,
- Une étape Etp3 de surveillance de l'erreur estimée,
- Une étape de calcul des paramètres d'intégrité.
Selon une variante de mise en œuvre, l'étape Etp1 du procédé comprend :
- Une étape Etp1 1 de détermination de la dispersion d'erreur due au bruit thermique,
- Une étape Etp12 de détermination du bruit du au phénomène de multitrajet,
- Une étape Etp13 de calcul de l'erreur locale. Selon une variante de mise en œuvre, l'étape Etp2 du procédé comprend :
- Une étape Etp21 de prise en compte de l'erreur ionosphérique,
- Une étape Etp22 de prise en compte de l'erreur troposphérique,
- Une étape Etp23 de prise en compte de l'erreur d'orbite/horloge, - Une étape Etp24 de calcul du bilan d'erreur.
Selon une variante de mise en œuvre, l'étape Etp3 du procédé comprend :
- Une étape Etp31 d'estimation de la position du dispositif de géolocalisation,
- Une étape Etp32 d'estimation des résidus de pseudodistances,
- Une étape Etp33 de rejet des mesures incompatibles avec les bilans d'erreur estimés,
Selon une variante de mise en œuvre, les paramètres d'intégrité sont calculés en définissant un rayon de protection devant être inférieur à une valeur seuil prédéterminée. Selon une variante de mise en œuvre, les paramètres d'intégrité sont déterminés en calculant directement le risque d'être supérieur à des valeurs d'alertes.
Selon une variante de mise en œuvre, l'estimation des erreurs locales sont validés avec un algorithme d'estimation robuste.
Un second but de l'invention est de proposer un dispositif de localisation par satellites. A cet effet, l'invention a également pour objet un dispositif de géolocalisation apte à mettre en œuvre le procédé de localisation décrit précédement.
D'autres particularités et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, donnée à titre illustratif et non limitatif, et faite en référence au dessin annexé, dans lequel :
- La figure 1 représente un exemple d'organigramme de principe du procédé selon l'invention.
La présente invention à pour objet un procédé d'estimation et de contrôle de paramères d'intégrité de mesures de géolocalisation par satellites et de contrôle de la fiabilité de ces estimations. Le procédé suivant l'invention va être présenté suivant une application particulière nullement limitative liée à l'aviation. Le principe de l'invention consiste à détecter les erreurs locales au niveau du dispositif de géolocalisation et à détecter les erreurs liées aux satellites au niveau d'un segment sol.
En référence à la figure 1 le procédé suivant l'invention comprend principalement une première étape Etp1 d'estimation des erreurs locales, une étape Etp2 de construction du bilan d'erreur, une étape Etp3 de surveillance de l'erreur estimée, et une étape de calcul des paramètres d'intégrité. La première étape consiste à estimer l'erreur sur les mesures locales propres à l'environnement du terminal de réception du dispositif de géolocalisation par satellites à un instant t.
Le récepteur peut être sujet à des interférences électromagnétiques. Par exemple, si le récepteur est proche d'un radar, du bruit lié aux émissions de ce radar va se rajouter aux signaux reçus et donc les mesures vont être bruitées de façon aléatoire. Les mesures peuvent également être perturbées par le bruit thermique lié au récepteur. Par la suite, on englobera dans l'expression " bruit thermique " l'ensemble des perturbations électromagnétiques de l'environnement du récepteur et le bruit thermique propre au récepteur. L'erreur due au bruit thermique peut être déterminée en fonction de la technologie implémentée dans le terminal de réception du dispositif de géopositionnement. Il va dépendre du rapport signal à bruit C/No.
La dispersion d'erreur due au bruit thermique an0iSe pour le terminal de réception peut être estimée au temps t, au cours d'une étape Etp1 1 , par une formule standard comme par exemple :
T 2 N0
où T représente la période et Bn la bande de bruit.
Suivant un autre mode de mise en œuvre, l'erreur due au bruit thermique peut être estimée en fonction de la partie non corrélée des fluctuations de mesure. A cet effet, une moyenne du carré des différences de mesure entre deux mesures consécutives divisées par Ï peut être faite de façon à isoler les bruits non corrélés.
Avant d'atteindre l'antenne du récepteur, le signal émis par le satellite de géolocalisation peut également avoir été réfléchi sur des obstacles au niveau du sol comme par exemple des bâtiments. Le récepteur va donc recevoir sur son antenne de réception des répliques des signaux qui auront pu être réfléchis une ou plusieurs fois sur l'environnement. Ces signaux auront parcouru un trajet plus long qu'un trajet direct et viendront perturber les mesures. L'erreur due au phénomène de multitrajet peut être évaluée par exemple en fonction de la différence code-porteuse.
Lorsqu'une mesure GNSS est effectuée, deux types de mesures peuvent être faites. Une première mesure peut être effectuée en mesurant le temps que met le code sur lequel sont encryptées les données à se propager, la vitesse de propagation étant la vitesse de groupe du signal électromagnétique. Une autre mesure peut consister à calculer le temps que met la porteuse à se propager. Pour cela on mesure l'effet Doppler. La porteuse se propageant à la vitesse de phase du signal électromagnétique, on peut en déduire la distance entre le terminal de réception et le satellite. Pour effectuer ces mesures, deux techniques différentes sont être utilisées et des qualités de mesures différentes vont être obtenues. Les codes étant répétés sur des longues périodes, la phase du code est inambigue, mais bruitée. De façon inverse, la phase de la porteuse a une longueur plus petite et donc sera ambiguemais très peu bruitée. Sachant que ce qui bruite le code ce sont les phénomènes de multitrajet, une façon d'estimer le bruit de multi trajet pendant un certain temps de filtrage peut consister à calculer l'écart type de l'écart entre la distance de la mesure de code et la mesure de porteuse L'erreur due au phénomène de multitrajet peut ainsi être évaluée au cours d'une étape Etp 12 par exemple par la formule suivante : î L 2 Γ î L
°M2P ( = ∑ [φ,-i - pt-i ] - 7—∑ [φ,-i - pt-i ]
L ;=o |_ .L + 1 i=0
Où L représente le temps de filtrage, typiquement quelques dizaines de secondes, et cpf (resp. pf) représente la phase de la porteuse (resp. du code) au temps t ; typiquement, L est de l'ordre de grandeur du temps que le récepteur met à converger sur l'estimation de l'ambiguïté de phase à l'aide du code.
L'estimation de l'erreur locale peut être effectuée au cours d'une étape Etp13 grâce à la formule : Dans le cas de terminaux de réception utilisant plusieurs fréquences de réceptions, l'estimation est à calculer pour chaque fréquence /' de façon séparée. La formule précédente devient :
Une fois les erreurs locales estimées la deuxième étape Etp2 du procédé consiste à compléter ces estimations en prenant en compte les autres contributeurs de façon à construire le bilan d'erreur. Ces erreurs sont essentiellement de deux ordres, les erreurs atmosphériques (erreurs ionosphériques et troposphériques) et les erreurs d'orbite et d'horloge
Une sous-étape Etp 21 consiste à prendre en compte l'erreur ionosphérique σ/οηο. Une première solution, consiste à utiliser les valeurs de correction diffusées par le système d'augmentation GNSS ou SBAS pour Satellite Based Augmentation System. Le système d'augmentation observe la ionosphère, calcule les corrections pour prendre en compte le retard que le signal prend dans cette couche de l'atmosphère et ensuite les diffuse sous forme de grille (GIVD pour Grid lonospheric Vertical Delay), accompagnée d'une indication d'un intervalle de confiance pour chacune de ces valeurs (GIVE pour Grid lonospheric Vertical Error),. L'utilisateur, en fonction de sa position utilise ainsi la valeur de correction aGivE à prendre en compte. Ainsi Giono = OGIVE .Cette solution est utilisée avec des dispositifs de localisation monofréquence.
Le problème est que la ionosphère est très inhomogène, cette couche est donc difficile à modéliser et les valeurs de la grille peuvent être difficiles à calculer. Une deuxième solution consiste à utiliser le fait que le retard que prend un signal électromagnétique dans cette couche de l'atmosphère dépend de sa fréquence. L'idée est de recevoir le signal sur au moins deux fréquences différentes ainsi le terminal de réception peut calculer ses propres corrections ionosphériques par combinaison multifréquence. Dans ce cas, la contribution au bilan d'erreur est double. Une première contribution OHOI correspond aux erreurs d'ordre supérieur de la ionosphère. La deuxième contribution correspond à un facteur multiplicatif qui amplifie les erreurs locales. Dans le cas d'un terminal de réception bi fréquences la mesure de la pseudo distance tenant compte du retard du à la ionosphère peut être donné par la formule : ¾ Α - ωιΡ
2 2
^ — ύ)2
Où pi et p2 représentent les mesures des pseudo distances pour les pulsations ω et ω2
L'estimation de l'erreur ionosphérique consiste à combiner ces deux contributions. Ainsi, dans le cas nullement limitatif d'un terminal de réception bi fréquences, cette erreur peut être estimée par à la formule :
ionofree
Où oioc.i et aioc,2 représentent les erreurs locales pour les pulsations ω-\ et u>2 et σΗοι les erreurs d'ordre supérieur.
Une estimation des erreurs troposphériques est évaluée au cours d'une étape Etp 22. Une mesure du retard dû au trajet du signal électromagnétique à travers cette couche de l'atmosphère est assez compliquée. De plus, il n'y a généralement pas assez de données au niveau du terminal de réception de l'utilisateur pour estimer ce retard, L'erreur aTropo due à la troposphère doit donc être modélisée. Une estimation de cette erreur peut être donnée par exemple par un modèle disponible dans l'état de l'art.
Lorsque l'influence de la troposphère peut être estimée, c'est-à-dire lorsque suffisamment de satellite GNSS (GPS, Galileo, Glonass, Compass, ...) sont disponibles, cette erreur aTropo peut être extraite, par exemple, des covariances du processus d'estimation de la troposphère.
Les erreurs d'orbite et d'horloge kXsa n sont ensuite prises en compte au cours d'une étape Etp 23. Ces erreurs sont transmises par le système d'augmentation SBAS sous forme de variance. Dans le cas d'un système d'augmentation suivant le standard MOPS-D elles peuvent être disponible à travers la quantité transmise UDRE pour User Differential Range Error.
Enfin une étape Etp24 consiste à établir le bilan d'erreur. La variance de l'erreur totale sur les pseudodistances est obtenue en sommant les variances des différents erreurs.
A titre d'exemple, pour un terminal de réception monofréquence, utilisant les données d'un système d'augmentation sous le standard MOPS-D, la variance de l'erreur totale peut être données par a formule :
2 2 2 2 2
IF = ^loc &GTVE ' Tropo &UDRE
Pour un terminal de réception bifréquences, la variance de l'erreur totale peut être données par a formule :
2 = ωΧ σίο,Χ + < <*L,2 2 2 , _2
° 2F 2 2 \2 ° ÎTO/ ^ Tropo + UDRE
[ωι - ω2 )
Bien entendu cette formule peut être généralisée pour le cas d'un terminal de réception multifréquence.
Ce bilan d'erreur donne l'erreur totale pour une mesure particulière de pseudodistance (ligne de vue). C'est l'erreur totale calculée à partir des informations collectées d'un satellite donné vu par le terminal de réception. Cette variance peut être estimée pour chaque mesure de pseudodistance n qui permettent de déterminer la position du terminal de réception et sera noté a2 sat,n par la suite. Une fois le bilan d'erreur calculé, l'étape suivante, Etp3, du procédé consiste à surveiller l'erreur estimée.
Suivant une première sous étape Etp31 la position du terminal de réception du dispositif de géolocalisation est calculée. Cette position est estimée en pondérant les mesures de pseudosdistances du terminal en utilisant les covariances des erreurs calculées aux étapes précédente. De façon avantageuse, ces estimations sont réalisées grâce à un algorithme d'estimation robuste comme par exemple et de façon non limitative, un algorithme de Huber, apte à détecter les écarts important par rapport aux erreurs estimées.
Classiquement la position est estimée en calculant les coordonnées (longitude, latitude et altitude) par une méthode des moindres carrés. Le problème est que cette méthode utilise un algorithme qui est très sensible aux perturbations. Tant que les mesures sont réparties suivant une distribution gaussienne, l'algorithme fonctionne correctement et les positions calculées sont correctes. Lorsque certaines erreurs des mesures effectuées s'éloignent d'une distribution gaussienne, les positions calculées dévient de la position réelle de façon proportionnelle aux erreurs de mesure. Ainsi une mesure aberrante peut engendrer une erreur de position extrêmement grande.
De façon à se prémunir de ce genre d'erreur, le procédé selon l'invention n'utilise pas un algorithme basé sur les moindre carrés mais un l'algorithme d'estimation robuste. L'intérêt d'un tel algorithme est de détecter les mesures aberrantes et de les éliminer du calcul ou de leur attribuer un poids très faible. De façon avantageuse, le poids attribué sera d'autant plus faible que l'erreur de mesure sera importante.
La surveillance du bilan d'erreur est assurée de la manière suivante. Pour chaque mesure de pseudo distance pn, les résidus de pseudodistance Δρ sont estimés au cours d'une étape Etp32. Ces résidus de pseudodistances sont définis comme la différence entre la mesure d'une part, et la distance entre la position mesurée sat,n et la position estimée est.
Δ „ = P, X. X.
L'adéquation de la variance a2 sat,n est ensuite évaluée. Pour cela on considère une constante de seuil K. Cette valeur seuil représente un paramètre qui contrôle le niveau de confiance de l'erreur asat,n , c'est à dire la probabilité de sous-estimer asat,n qui conduirait à une estimation de position potentiellement trompeuse.
Si Apn < K asat,n la mesure est considérée comme correcte et est conservée.
Si Δρη > K l'estimation o" sat,n est considéré comme trop optimiste. On considère alors qu'une erreur de mesure a été mal détectée sur la direction du satellite n observé, la mesure est donc rejetée. La position est de nouveau calculée sans cette mesure, sans cette ligne de vue. Et l'adéquation de la variance a2 sat, n est de nouveau évaluée jusqu'à ce que la variance soit en dessous de la valeur seuil. Ce test a pour but de rejeter toutes les lignes de vues incompatible, c'est-à-dire supérieur à la valeur seuil fixée. Cette étape Etp33, de rejet des mesures incompatibles avec les bilans d'erreur estimés, permet de s'assurer qu'aucune variation rapide du bilan d'erreur ne vienne fausser les estimations de position. Ce rejet peut être partiel (sous pondération de la contribution du satellite) ou total (exclusion de la mesure satellite).
Ainsi, de façon avantageuse, le procédé selon l'invention permet de combiner l'estimation en temps quasi réel du bilan d'erreur σ2 33ί,η avec la surveillance de son adéquation à la réalité grâce à un algorithme d'estimation de la position du terminal de réception robuste et d'analyser la manière dont ces bilans d'erreur correspondent à des erreurs résiduelles observées. Les paramètres d'intégrité sont ensuite calculés en utilisant les erreurs estimées et validées aux étapes précédentes. Les paramètres d'intégrité sont calculés en utilisant par exemple les méthodes habituelles, la solution des moindres carrés standard.
La variance de l'erreur de position verticale et horizontale est calculée en projetant les variances de l'erreur estimée sur l'axe vertical locale et le plan horizontal.
On considère que l'équation de position pour V pseudodistances mesuré avec V satellites visibles valides est de la forme Y = A + B . X
Où X est un vecteur 1 x 4 représentant la position du récepteur / décalage d'horloge, Nord, Est, cadre vertical,
Y représente le vecteur des V mesures de pseudodistance
A la matrice d'observation V x 4 des cosinus directeurs à chaque satellite
et B le vecteur des V erreurs de mesures de pseudodistances.
On considère également que la solution des moindres carrés de l'équation de position est de la forme X = M V dans laquelle la matrice (4x V) M = (A1 C Α)' A1 CA est calculée en utilisant la corrélation d'erreur de mesure de matrice C = <B BT>, c'est-à-dire Qy = (asat, ,) "2 5,; ). On considère une utilisation particulière nullement limitative liée à l'avionique. Dans ce domaine, on s'intéresse surtout à l'erreur verticale et l'erreur horizontale. Selon les normes de l'aviation civile, les applications ont une valeur maximale tolérable de l'erreur horizontale et de l'erreur verticale spécifié par les communautés d'utilisateurs. Ces valeurs sont généralement désignées par les sigles anglo saxons HAL pour Horizontal Alert Limit et VAL pour Vertical Alert Limit. Suivant ces standards, les erreurs verticales (respectivement horizontales), c'est à dire la différence entre les positions réelles et les positions estimées, ne doivent pas dépasser la limite VAL (respectivement HAL) avec une probabilité supérieure ou égale à une valeur P qui est spécifié par les besoins de l'application. A titre d'exemple pour l'aviation la valeur de P est souvent égale à 1 - 2 x 10"7.
Le calcul de la distribution de l'erreur verticale est effectué en combinant les erreurs sur chaque ligne de vue à l'aide de la formule :
De même la dispersion des erreurs horizontales peut être donnée par Une fois les dispersions d'erreurs calculées, on part de l'hypothèse que l'on a affaire à un écart type gaussien, puisqu'on a éliminé au préalable les sources d'erreur non-gaussiennes. A partir du bilan d'erreur sur chacunes des lignes de vue de chaque satellite validé qui a servi pour calculer les différentes positions, on calcule la taille d'une boite cylindrique à l'intérieur de laquelle l'utilisateur est sur d'être avec une probabilité supérieure à celle imposée par les autorités de l'aviation civile.
Si le rayon dans lequel se trouve l'utilisateur est supérieur à un rayon d'alarme HAL ou VAL, le terminal de réception va considérer que la position n'est pas suffisamment fiable et va diffuser un message d'erreur. Dans le cas contraire la position calculée sera considérée comme fiable.
Les paramètres d'intégrité peuvent être déterminés suivant deux méthodes. Une première façon de faire consiste à utiliser la méthode décrite dans le standard SBAS MOPS en définissant un rayons de protections devant être plus petits que des valeurs d'alerte fixées. Ces valeurs d'alerte peuvent par exemple être fixées par exemple par L'Organisation de l'Aviation Civile Internationale (OACI) dans le cas d'une application aéronautique. Un niveau de protection horizontal (HPL pour Horizontal Protection Level) et un niveau de protection vertical (VPL pour Vertical Protection Level) est calculé comme étant la distance maximale horizontale (respectivement verticale) entre la position estimée et la position réelle avec la probabilité P. ces niveaux de protection peuvent être donnés par les formules :
VPL = KP,v∑v
La position calculée sera considérée comme sure si les niveaux de protections HPL et VPL sont strictement inférieurs aux valeurs d'alerte HAL et VAL.
Une seconde implémentation possible consiste à calculer directement le risque d'être au-delà des valeurs d'alerte. Cette méthode correspond au standard G ALI LEO.
Le risque d'intégrité peut être défini comme étant la probabilité que l'erreur d'estimation de position est plus supérieure à une valeur X.
Pour l'erreur verticale le risque d'intégrité peut être donné par la formule :
Rv {X) = ίεε ]∞,-Χ]ΙΙ [X,∞[ df go,∑v (f),
Et pour l'erreur horizontale par la formule :
fî/?(X) = ίε [X2/∑H2,∞ [ X2,∑H (£2)d(£2)
Où go,∑{x), représent la distribution gaussienne centrée d'écart-type∑ et χ2, ∑(x) représente la distribution χ2 avec 2 degrés de liberté et de paramètre∑.
La position calculée sera considérée comme sure si
fî„(VAL) + fî/,(HAL) < 1 - P
Le procédé de la présente invention à été décrit à travers une application à l'aviation. Cet exemple n'est nullement limitatif et le procédé peut être appliqué à tout type de moyen de transport comme par exemple la navigation maritime ou le chemin de fer. Ce procédé peut également trouver une application pour un piéton pour avoir une position précise par exemple pour les services de secours. La présente invention a également pour objet un dispositif de géolocalisation par satellite apte à mettre en œuvre le procédé précédemment décrit. Ce terminal possède au moins une unité de réception apte à recevoir au moins un signal électromagnétique émis par les satellites de géolocalisation et les stations du système d'augmentation SBAS et au moins un module de calcul.
De façon avantageuse, le procédé de la présente invention permet de coupler trois éléments.
- une estimation des erreurs locales quasi temps réel en utilisant des données de fonctionnement du terminal de réception de l'utilisateur,
- un algorithme robuste de détermination de la position de façon à pouvoir détecter des sous-estimations de l'estimation des erreurs locales,
- et l'utilisation de données des stations d'augmentation (SBAS), comme par exemple EGNOS, pour pondérer correctement la contribution satellite à ces erreurs (aspect ARAIM).
Un avantage de la présente invention est de permettre une réduction du coût des segments sol en reportant une partie des responsabilités au niveau des récepteurs GNSS. Contrairement à la tendance actuelle tendant à faire une allocation entre les phénomènes rapides et les phénomènes à évolution lente, le principe de base de l'invention consiste à faire une allocation entre les phénomènes locaux (phénomènes de multitrajet, de bruit thermique, interférence électromagnétique, erreur troposphérique,) et les phénomènes globaux (erreur ionosphérique, erreur d'orbite/horloge satellite). La surveillance des phénomènes locaux est assurée par le terminal de réception et la surveillance des phénomènes globaux est assurée par le système.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé d'estimation et de contrôle de paramères d'intégrité de mesures de géolocalisation par satellites mis en œuvre par un dispositif de géolocalisation caractérisé en ce que les erreurs locales sont détectées par ledit dispositif de géolocalisation et en ce que les erreurs liées aux satellites sont détectées par un segment sol.
2. Procédé selon la revendication précédente caractérisé en ce qu'il comprend :
- Une étape Etp1 de calcul des erreurs locales σ ioc,i,
- Une étape Etp2 de construction du bilan d'erreur à partir des erreurs locales et des erreurs liées aux satellites,
- Une étape Etp3 de surveillance du bilan d'erreur,
- Une étape de calcul de paramètres d'intégrité en utilisant les erreurs estimées aux étapes précédentes.
3. Procédé selon la revendication précédente caractérisé en ce que l'étape Etp1 comprend
- Une étape Etp1 1 de calcul de la dispersion d'erreur due au bruit thermique,
- Une étape Etp12 de calcul du bruit dû au phénomène de multitrajet,
- Une étape Etp13 de calcul de l'erreur locale.
4. Procédé selon la revendication précédente caractérisé en ce que le bruit dû au phénomène de multitrajet est déterminé par la formule : î L 2 Γ î L
σΜ 2 Ρ ( = ∑ [φ,-i - Pt-i ] - 7—∑ [φ,-i - Pt-i ]
L ;=o |_ .L + 1 i=0
Où L représente le temps de filtrage, cpt représente la phase de la porteuse du signal émis par le satellite de géolocalisation au temps t et pt la phase du code d'étalement ou d'encryption des données du signal émis par le satellite de géolocalisation au temps t.
5. Procédé selon la revendication 2 caractérisé en ce que le bilan d'erreur est obtenu par sommation quadratique des erreurs locales et des erreurs liées aux satellites.
6. Procédé selon la revendication 2 caractérisé en ce que l'étape Etp2 comprend :
- Une étape Etp21 de prise en compte de l'erreur ionosphérique,
- Une étape Etp22 de prise en compte de l'erreur troposphérique,
- Une étape Etp23 de prise en compte de l'erreur d'orbite/horloge,
- Une étape Etp24 de calcul du bilan d'erreur.
7. Procédé selon la revendication précédente caractérisé en ce que le dispositif de géolocalisation est un dispositif bi-fréquence et l'erreur ionosphérique est calculée par la formule : lonofree
Où σ,οηοίΓθθ représente l'erreur ionosphérique, oioc,i et O|0C,2 les erreurs locales pour respectivement les pulsations ω-\ et ω2 et σΗοι les erreurs d'ordre supérieur
8. Procédé selon la revendication 2 caractérisé en ce que l'étape Etp3 comprend :
- Une étape Etp31 d'estimation de la position du dispositif de géolocalisation,
- Une étape Etp32 d'estimation des résidus de pseudodistances,
- Une étape Etp33 de rejet des mesures incompatibles avec les bilans d'erreur estimés,
9. Procédé selon la revendication 2 caractérisé en ce que les paramètres d'intégrité sont calculés en définissant un rayon de protection devant être inférieur à une valeur seuil prédéterminée.
10. Procédé selon la revendication 2 caractérisé en ce que les paramètres d'intégrité sont déterminés en calculant directement le risque d'être supérieur à des valeurs d'alertes.
1 1 . Procédé selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que l'estimation des erreurs locales est validée avec un algorithme d'estimation robuste.
12. Procédé selon l'une des revendications 2 à 1 1 caractérisé en ce que le calcul des paramètres d'intégrité est réalisé à partir d'estimations préalablement validées.
13. Dispositif de géolocalisation caractérisé en ce qu'il est apte à mettre en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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