EP4496982A1 - Procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé a au moins un parametre de navigation et dispositif électronique de détermination associé - Google Patents

Procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé a au moins un parametre de navigation et dispositif électronique de détermination associé

Info

Publication number
EP4496982A1
EP4496982A1 EP23712001.9A EP23712001A EP4496982A1 EP 4496982 A1 EP4496982 A1 EP 4496982A1 EP 23712001 A EP23712001 A EP 23712001A EP 4496982 A1 EP4496982 A1 EP 4496982A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
matrix
reception
instant
error
transfer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP23712001.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Nicolas Jean-Marc Frédéric VERCIER
Vincent Chopard
Muhammed HALEP
Jacques Coatantiec
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales SA
Original Assignee
Thales SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales SA filed Critical Thales SA
Publication of EP4496982A1 publication Critical patent/EP4496982A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
    • G01C21/188—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects for accumulated errors, e.g. by coupling inertial systems with absolute positioning systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • 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
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/396—Determining accuracy or reliability of position or pseudorange measurements
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • 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
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/48—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system
    • G01S19/49—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system whereby the further system is an inertial position system, e.g. loosely-coupled
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • 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
    • G01S19/20—Integrity monitoring, fault detection or fault isolation of space segment
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • 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
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/393—Trajectory determination or predictive tracking, e.g. Kalman filtering

Definitions

  • DESCRIPTION TITLE Method for determining at least one protection radius associated with at least one navigation parameter, the method being implemented by an electronic determination device
  • the present invention relates to a method for determining a radius of protection associated with at least one navigation parameter of a wearer, such as the position, speed, attitudes, and/or heading of the wearer.
  • the present invention also relates to an electronic determination device configured to implement such a determination method.
  • the present invention also relates to a computer program product capable of implementing such a determination method.
  • the invention relates to the field of integrated localization of a carrier, for example a mobile carrier.
  • integral localization is meant an estimation of navigation parameter(s), such as the position, speed, attitudes, and/or heading of a carrier and the provision of a protection radius associated with the ( x) navigation parameter(s) considered. Thus, it is guaranteed that an error in estimating the navigation parameter remains within the protection radius, according to a predefined probability. It is known to estimate navigation parameters such as the position, speed, attitudes and heading of the wearer by carrying out a hybridization from a GNSS (Global Navigation Satellite System) position estimated by a system satellite positioning and inertial measurements from an inertial measurement unit (IMU). When carrying out such an estimation, errors are likely to disrupt the estimation of the wearer's navigation parameters.
  • GNSS Global Navigation Satellite System
  • the first type of error is generally modeled by a random variable which follows a continuous probability law. It is often assumed that the distribution of errors of the first type follows a normal law. By definition, the normal distribution is a probability distribution, often called Gaussian. In this case, it is clear that the values of the errors of the first type are not bounded. However, the distribution of errors of the first type being known, it is possible to determine a bound which guarantees, for a predefined probability, that errors of the first type remain included in said bound. Errors of the first type are hereinafter called “rare and normal errors”.
  • rare and normal errors most often come from intrinsic characteristics of the sensors used and which have an impact on the estimation of the wearer's navigation parameters.
  • a respective protection radius of at least one navigation parameter of the wearer such as position, speed, attitudes and/or heading.
  • the second type of error concerns bounded but unmodeled errors. Errors of the second type are included in an interval, formed by two limits, but for which the distribution model is unknown. Errors of the second type are called “bounded errors” in the rest of the description.
  • bounded errors correspond for example to errors linked to the use of incorrect ephemeris for calculating the GNSS position, or to a satellite clock failure in one of the satellites necessary for calculating the GNSS position. It is not possible to know or predict the distribution or temporal evolution of errors of the second type. Only the interval of evolution of the error is known with a probability which guarantees that the error remains between the limits of this interval with a level of confidence characterized by this probability.
  • Document US9341718B2 attempted to provide a bounded error model. Analogously, in the article “Merging Kalman Filtering and Zonotopic - State Bounding for Robust Fault Detection under noisysy Environment” by C.
  • an object of the invention is to improve the determination of the protection radius associated with a navigation parameter.
  • the subject of the invention is a determination method intended to limit an error induced on at least one navigation parameter of a carrier, in particular a position, a speed, attitudes, and/or a heading of the carrier, the error being induced by a measurement error whose temporal evolution is unknown but whose limit is known and the probability of not exceeding this limit is also known; the limit and the probability being known for a plurality of instants at which the method is implemented, the fact of limiting the induced error being obtained by determining at least one protection radius associated with the wearer's navigation parameter(s), the method being implemented by an electronic determination device and comprising the following steps: - reception, at successive reception times, of a measurement from of a sensor, such as a GNSS receiver, in particular a GNSS
  • the steps of calculating N transfer matrices and determining the protection radius from these N transfer matrices make it possible to take into account, simply and quickly, bounded errors in determining the protection radius.
  • the risk that the error in the wearer's navigation parameter is greater than the protection radius is minimized without requiring a significant computational load.
  • the method has the effect of limiting the error induced on the navigation parameters of a carrier, such as the position, speed, attitudes and/or heading of the carrier.
  • the induced error is generated by a measurement error whose temporal model is not known but whose bound is known deterministically or with a given probability of not exceeding this bound.
  • the determination method comprises one or more of the following characteristics, taken in isolation or in all technically possible combinations: - for each instant of reception, the measurement from the sensor comprises M components, and the method further comprises for each reception instant, between the reception step and the step of determining an estimated state vector, an evaluation step comprising: - for each component of the measurement coming from the sensor, calculation of a unit gain of the filter; and - evaluation of a gain from the M unit gains, during the step of determining the estimated state vector and the step of calculating the error propagation matrix and the influence matrix of the bounded error, the gain of the estimation filter being the evaluated gain; - for each reception instant, during the first calculation step, the estimation error propagation matrix at said reception instant is equal to: ⁇ ⁇ ( ⁇ ⁇ )( ⁇ ⁇ ⁇ ( ⁇ ⁇ ) ⁇ ( ⁇ ⁇ )), where: - F(T N ) is the propagation matrix of the state vector at said reception instant; - I is the identity matrix; - K
  • the invention also relates to an electronic device for determining at least one protection radius associated with a navigation parameter of a carrier, the electronic determination device comprising technical means suitable for implementing a determination method such as described above.
  • the invention also relates to a computer program product comprising software instructions which, when executed by a computer, are capable of implementing such a determination method.
  • Figure 2 is a flowchart of a determination method according to the invention, implemented by the determination device of Figure 1; and - [Fig.3]
  • Figure 3 is an explanatory diagram of a registration step of the method of Figure 2, illustrated in an example.
  • a carrier 5 is mobile in an environment.
  • the carrier 5 carries a sensor capable of providing measurements, such as a GNSS receiver 10 capable of receiving GNSS signals, an inertial positioning device 11 capable of providing inertial measurements and an electronic determination device 15 configured to determine at least one protection radius associated with at least one navigation parameter of the carrier 5.
  • GNSS a satellite positioning system (Global Navigation Satellite System).
  • the receiver 10 is a barometric sensor, a Loch sensor, an odometer, a vision sensor, a LIDAR sensor (from English, Laser Imagining Detection And Ranging), a SONAR sensor (from English, Sound Navigation And Ranging), a RADAR sensor (from English, Radio Detection And Ranging), a Doppler DVL velocity sensor (from English, Doppler Velocity Log), or a Pitot tube.
  • the carrier 5 is for example an aircraft, such as a drone, a plane or a helicopter, moving in space in three dimensions, or a land or maritime vehicle moving in a plane in two dimensions, or by example a railway vehicle moving in a single direction following a railway track.
  • the GNSS receiver 10 is configured to receive GNSS signals from satellite(s) belonging to the same GNSS system, such as for example the GPS system.
  • the GNSS receiver 10 comprises for example a reception antenna 12 known per se and a calculation module 13.
  • the antenna 12 is configured to receive GNSS signals from a plurality of satellites and transmit them in the form of electrical signals to the module calculation 13. Without loss of generality, it will be considered in the remainder of the description that the measurement from the sensor is a GNSS position. It is clear that what will be described subsequently can also be generalized to other types of measurements from other sensors.
  • the calculation module 13 is for example capable of determining a GNSS position of the receiver 10 from the GNSS signals received by the antenna 12, using techniques known per se.
  • the GNSS position for example, has the form of a vector comprising three components: a GNSS longitude, a GNSS latitude and a GNSS altitude.
  • the GNSS position includes rare and normal errors on the one hand and bounded errors on the other hand. Bounded errors are included in a finite interval but the probability that they take certain values in this interval is indeterminable. More specifically, the bounded errors linked to the horizontal position of the carrier 5 are included in the interval [-HIL; HIL], where HIL is a value of a horizontal error threshold capable of changing over time.
  • the bounded error linked to the position vertical of the carrier 5 is included in the interval [-VIL; VIL], where VIL is a value of a vertical error threshold capable of changing over time.
  • VIL is a value of a vertical error threshold capable of changing over time.
  • These thresholds are for example directly provided at the output of the receiver 10 and are for example calculated in accordance with the RAIM (Receiver Autonomous Integrity Monitoring) algorithm defined by the RTCA DO-229 standard.
  • the calculation module 13 is configured to form an error terminal S from the horizontal HIL and vertical VIL threshold values.
  • the error bound S includes three components, the first two of which are equal to the horizontal error threshold HIL. The third component is then equal to the vertical error threshold value VIL.
  • the calculation module 13 is further configured to send, to the determination device 15, the calculated GNSS position as well as the error terminal S.
  • the inertial positioning device 11 comprises for example an inertial measurement unit or IMU (from the 'English Inertial Measurement Unit) configured to measure linear accelerations and angular velocities of the carrier 5 in three mutually orthogonal directions.
  • the inertial positioning device 11 is configured to determine, from these accelerations and these angular velocities, the inertial position of the carrier 5, according to a technique known per se, for example by applying a triple integration.
  • this technique includes for example a first integration of the attitude of the wearer 5 and then, a projection of the orientation of different axes of the sensors and a double integration of the results.
  • the inertial position has for example the form of a vector of three components: an inertial longitude, an inertial latitude and an inertial altitude.
  • the inertial positioning device 11 is configured to further transmit to the determination device 15 the determined inertial position.
  • the determination device 15 comprises an input module 17, a processing module 20 and an output module 25.
  • the input module 17, the processing module 20 and the output module 25 are each produced in the form of software stored in one or more storage means (such as a hard disk or a flash disk) and implemented by one or more processors, memory (RAM) and other computer components known in self. These components are then included in the same computer or in different computers/servers.
  • the computers/servers are connected by a local or global network.
  • at least part of these modules 17, 20 and 25 takes the form, at least partially, of an independent electronic component, such as for example a programmable logic circuit of the FPGA type (from the English field-programmable gate array) or other.
  • the input module 17 is configured to receive, at a plurality of reception times T N , the GNSS position and the error terminal S (T N ) from the GNSS receiver 10, and the inertial position from the monitoring device. inertial positioning 11.
  • the input module 17 is configured to transmit to the processing module 20, the information received, namely: the GNSS position, the error terminal S(T N ) and the inertial position received at the instant reception T N .
  • the formulation “W(T N )” designates the value of the quantity “W” at the reception instant T N.
  • the processing module 20 is configured to process the information received to determine the protection radius RP(TN) associated with a navigation parameter of the carrier 5.
  • the processing module 20 is configured to process the information received as described below in relation to the determination method according to the invention.
  • the processing module 20 includes an estimation filter, comprising a gain KR, an observation matrix H and a propagation matrix F of an estimated state vector X.
  • the gain KR, the observation matrix H, the propagation matrix F and the estimated state vector X are capable of evolving over time. For this reason, they will subsequently be respectively denoted under the references KR(TN), H(TN), F(TN), and X(TN).
  • the estimation filter is for example a Kalman filter in one of its forms such as an Extended Kalman Filter.
  • the processing module is in particular configured to carry out, for each instant of reception TN, a fusion of data between the GNSS position and the inertial position, from the estimation filter and according to a technique known per se. This data fusion makes it possible to estimate the estimated state vector X(T N ).
  • the observation matrix H(T N ) is the matrix determining the observable components of the estimated state vector X(T N ).
  • observationable components we mean the measured components of the estimated state vector. In the example presented, the observable components correspond to the positions of the carrier 5.
  • the propagation matrix F(T N ) is the matrix connecting the estimated state vector X(T N ) at the reception instant T N to the vector estimated state X(T N+1 ) at the following reception time T N+1 .
  • the classic formulation of the Kalman filter makes it possible to reset the estimate of a state vector at each reception instant T N using a measurement vector z(T N ) for example equal to the difference between the GNSS position and the inertial position received at the reception time T N .
  • Equations 1 are recursive, that is to say that the knowledge of the state variables X(TN), the gain KR(TN), the measurement vector z(TN), the observation matrix H( TN) and the covariance matrix P(TN) for the reception instant TN are necessary to calculate the estimated state vector X(T N+1 ) and the covariance matrix P(T N+1 ) for the following reception instant T N+1 .
  • the processing module preferably includes in its memory a transfer matrix shift register and a threshold shift register whose usefulness will be detailed below.
  • the output module 25 is connected to the processing module 20.
  • output module 25 is configured to transmit to a user or to another electronic device not shown, the determined protection radius RP(T N ) and optionally the navigation parameter with which the protection radius RP(T N ) is associated. If the output module 25 is configured to communicate with a user, this communication is carried out, for example, using a screen not shown.
  • the determination method implemented by the electronic determination device 15 according to the invention will now be explained with reference to Figure 2 presenting a flowchart of this method and to Figure 3 illustrating a step of this method. Initially, the carrier 5 moves in an environment and the GNSS receiver 10 receives, through its antenna 12, GNSS signals from a plurality of satellites. The calculation module 13 calculates the information mentioned above and transmits it to the determination device 15.
  • the inertial positioning device 11 calculates the inertial position and transmits it to the input module 17.
  • N is the number of reception times T i .
  • the processing module 20 includes the evaluation of a gain KR(TN) of the estimation filter.
  • the unit gains correspond to the gains used during successive adjustments component by component of the measurement vector received at the reception instant TN.
  • the processing module applies, for example, the following equation, recursive to the number of measurements: [ MATH 2] where: - I is the identity matrix, - ⁇ designates the matrix product, - (TN) is the gain calculated at the time of reception TN for a measurement vector z(TN) comprising “M” component(s), and ⁇ ⁇ +1( ⁇ ⁇ ) is the observation matrix associated with the unit gain Kj+1(TN) calculated at the reception instant T N for the j+1-th component of the measurement vector z (T N ).
  • Equation 2 originates from the fact that the gain K R (T N ) must respect the following equation: where: - for all j, ⁇ ⁇ , ⁇ ( ⁇ ⁇ ) is the j-th column of the gain K R (T N ), and - for all j, Hj(TN) is the j-th line of the observation matrix H(TN).
  • the measurement vector z(TN) comprises three components since the GNSS position and the inertial position respectively comprise three components.
  • Equation 2 gives a gain K R (T N ) equal to: [ MATH 4]
  • the estimated state vector (X(T N )) of the carrier 5 is determined from the gain K R (T N ) evaluated during the evaluation step 120, the observation matrix H(T N ) and the propagation matrix F(T N ), for example according to equation 1 by initializing the estimated state vector X(T1) to zero for the first moment of reception T1.
  • the processing module 20 calculates an estimation error propagation matrix A(TN) of the state from the propagation matrix of the state vector F( TN), the gain KR(TN) of the estimation filter and the observation matrix H(TN).
  • the estimation error propagation matrix A(T N ) is calculated from the gain K R (T N ) of the filter estimate.
  • each bounded error of the bounded error vector ⁇ ⁇ ⁇ ( ⁇ ⁇ ) has an unknown value, between the HIL value; VIL of the associated component in the error bound S(TN) and the opposite of the value –HIL; -VIL of the associated component in the error terminal S(TN).
  • [ MATH 11 ] ⁇ (3,3) ⁇ ( ⁇ 3) ⁇ ⁇ ( 3,2
  • the second calculation step 150 and the registration step 160 are preferably implemented simultaneously.
  • the processing module 20 shifts each shift register to free a memory slot in each shift register.
  • the processing module 20 multiplies each of the first N-1 values of the transfer shift register by the error propagation matrix A (TN) calculated at the instant reception TN and writes in the freed box of this register the influence matrix of the bounded error B(TN) calculated at said reception instant TN.
  • the processing module 20 registers, in the freed box of the threshold register(s), the error terminal S(TN) received at the reception instant TN.
  • each shift register includes a predetermined number of memory slots. This predetermined number of memory slots is also called “shift register depth”.
  • the processing module 20 shifts each shift register, the transfer matrix V(N-1,L) calculated at the previous instant TN-1 and for the moment the oldest TL present in the transfer shift register, is evicted from the transfer shift register.
  • the error terminal S(T L ) received at the same earliest instant T L is expelled from the threshold shift register(s).
  • the depth of the shift register is therefore equal to N-L+1.
  • the depth of each shift register is for example equal to 100, 50 or 10.
  • the processing module 20 determines the navigation parameter of the carrier 5 from the estimated state vector navigation is the vertical position of the carrier 5, that is to say its altitude.
  • Each horizontal-horizontal transfer submatrix ⁇ h,h ( ⁇ , ⁇ ) is therefore a matrix of dimensions 2-2.
  • Each horizontal-vertical transfer submatrix ⁇ h, ⁇ ( ⁇ , ⁇ ) is therefore a matrix of dimensions 2-1.
  • the variable ⁇ in subscript is either equal to 1 if the depth of the shift register is greater than the number of values stored in said register, or to L if the shift register is already full and the depth of the register is equal to N- L+1.
  • the processing module 20 calculates for example each unit contribution PL(Ti) from the following equation: where: - ⁇ ⁇ is the square root function, - ⁇ ⁇ ⁇ ( ⁇ ) is the function for calculating the eigenvalue(s), - max( ⁇ ) is the maximum function, and - ⁇ ⁇ is the matrix transpose.
  • the processing module 20 performs the following actions.
  • Each vertical-horizontal transfer submatrix ⁇ ⁇ ,h ( ⁇ , ⁇ ) is therefore a matrix of dimensions 1-2.
  • Each submatrix vertical-vertical transfer ⁇ ⁇ , ⁇ ( ⁇ , ⁇ ) is therefore a matrix of dimension 1-1. That is, each vertical-vertical transfer matrix ⁇ ⁇ , ⁇ ( ⁇ , ⁇ ) is a scalar number.
  • the processing module calculates for example each unit contribution PL(Ti) from the following equation: where
  • the protection radius RP(TN) is then for example calculated by the following equation: [MATH 15]
  • a second alternative embodiment, for example combinable with the first alternative embodiment, is now presented. This variant can for example be used for each loss instant T P for which the GNSS position and/or the error terminal S(T P ) is lost or invalidated. For these moments, the method does not include the evaluation step 120.
  • the estimated state vector that is to say without adjustment. This amounts to setting the gain K R (T N ) to zero for these instants.
  • the processing module 20 freezes the threshold shift register. In other words, the processing module does not perform any shifting of the threshold shift register.
  • the determination of the protection radius RP(TN) is improved.
  • the probability that the error on the navigation parameter is greater than the protection radius RP(TN) is, for example, less than 10 -7 /h.
  • the calculation of the protection radius RP(TN) is simple and quick to implement.
  • the optional evaluation step 120 allows real-time adjustment using the gain K R (T N ) of the estimation filter while limiting the risk that numerical approximations affect the characteristic(s) of the matrices of the estimation filter. estimate.
  • the determination of the protection radius RP(T N ) is further improved since it takes into account bounded errors on the one hand and rare and normal errors on the other hand.
  • the determination method is more robust since it allows the protection radius to continue to be determined even when the GNSS position is lost.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • User Interface Of Digital Computer (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé à au moins un paramètre de navigation d'un porteur. Le procédé comprend la réception (110) d'une mesure issue d'un capteur, une borne d'erreur, et d'une mesure inertielle. Le procédé comprend en outre, pour chaque instant de réception successif, la détermination (130) d'un vecteur d'état estimé à partir de la mesure issue du capteur et de la mesure inertielle. Le procédé comprend en outre, le calcul (140) d'une matrice de propagation d'erreur d'estimation, d'une matrice d'influence de l'erreur bornée, et le calcul de matrices de transfert à partir des matrices calculées. Le procédé comprend en outre la détermination (170) de paramètre de navigation à partir du vecteur d'état estimé et du rayon de protection associé à partir des matrices de transfert calculées.

Description

DESCRIPTION TITRE : Procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé à au moins un paramètre de navigation, le procédé étant mis en œuvre par un dispositif électronique de détermination La présente invention a pour objet un procédé de détermination d’un rayon de protection associé à au moins un paramètre de navigation d’un porteur, tel que la position, la vitesse, les attitudes, et/ou le cap du porteur. La présente invention concerne également un dispositif électronique de détermination configuré pour mettre en œuvre un tel procédé de détermination. La présente invention a également pour objet un produit programme d’ordinateur propre à mettre œuvre un tel procédé de détermination. L’invention concerne le domaine de la localisation intègre d’un porteur, par exemple un porteur mobile. On entend par « localisation intègre », une estimation de paramètre(s) de navigation, tels que la position, la vitesse, les attitudes, et/ou le cap d’un porteur et la fourniture d’un rayon de protection associé au(x) paramètre(s) de navigation considéré(s). Ainsi, il est garanti qu’une erreur d’estimation du paramètre de navigation demeure comprise dans le rayon de protection, selon une probabilité prédéfinie. Il est connu d’estimer les paramètres de navigation tels que la position, la vitesse, les attitudes et le cap du porteur en effectuant une hybridation à partir d’une position GNSS (de l’anglais Global Navigation Satellite System) estimée par un système de positionnement par satellites et de mesures inertielles issues d’une unité de mesure inertielle (UMI). Lors de la mise œuvre d’une telle estimation, des erreurs sont susceptibles de perturber l’estimation des paramètres de navigation du porteur. Ces erreurs sont décomposables en deux types d’erreur : d’une part des erreurs modélisées, dites rares et normales, et d’autre part des erreurs non-modélisées mais bornées. Le premier type d’erreur est généralement modélisé par une variable aléatoire qui suit une loi de probabilité continu. Il est souvent supposé que la distribution des erreurs du premier type suit une loi normale. Par définition, la loi normale est une distribution de probabilité, souvent appelée gaussienne. Dans ce cas, il est clair que les valeurs des erreurs du premier type ne sont pas bornées. Néanmoins, la distribution des erreurs du premier type étant connue, il est possible de déterminer une borne qui garantit, pour une probabilité prédéfinie, que les erreurs du premier type restent incluses dans ladite borne. Les erreurs du premier type sont appelées par la suite « erreurs rares et normales ». Physiquement, les erreurs rares et normales proviennent le plus souvent de caractéristiques intrinsèques des capteurs utilisés et qui ont un impact sur l’estimation des paramètres de navigation du porteur. On peut citer à titre d’exemple le bruit thermique du récepteur GNSS ou le bruit résiduel des mesures inertielles. Pour les erreurs rares et normales, il est déjà connu de déterminer un rayon de protection respectif d’au moins d’un paramètre de navigation du porteur, tel que la position, la vitesse, les attitudes et/ou le cap. Le deuxième type d’erreur concerne les erreurs bornées mais non modélisées. Les erreurs du deuxième type sont comprises dans un intervalle, formé par deux bornes, mais pour lesquels le modèle de distribution est inconnu. Les erreurs du deuxième type sont appelé « erreurs bornées » dans la suite de la description. Physiquement, les erreurs bornées correspondent par exemple à des erreurs liées à une utilisation d’éphémérides erronées pour le calcul de la position GNSS, ou à une panne d’horloge satellite dans l’un des satellites nécessaires au calcul de la position GNSS. Il n’est pas possible de connaître, ni de prédire la distribution ou l’évolution temporelle des erreurs du deuxième type. Seul l’intervalle d’évolution de l’erreur est connu avec une probabilité qui garantit que l’erreur reste comprise entre les bornes de cet intervalle avec un niveau de confiance caractérisé par cette probabilité. Le document US9341718B2 a par exemple tenté de fournir un modèle des erreurs bornées. De manière analogue, dans l’article « Merging Kalman Filtering and Zonotopic - State Bounding for Robust Fault Detection under Noisy Environment » de C. Combastel, une approche mathématiquement plus rigoureuse de modélisation des erreurs bornées a été proposée. Toutefois, dans les documents précités, la détermination du rayon de protection n’est pas optimale. Ainsi, un objet de l’invention est d’améliorer la détermination du rayon de protection associé à un paramètre de navigation. A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de détermination destiné à borner une erreur induite sur au moins un paramètre de navigation d’un porteur, notamment une position, une vitesse, des attitudes, et/ou un cap du porteur, l’erreur étant induite par une erreur de mesure dont une évolution temporelle est inconnue mais dont une borne est connue et la probabilité de ne pas dépasser cette borne est également connue ; la borne et la probabilité étant connues pour une pluralité d’instants auxquelles le procédé est mis en oeuvre, le fait de borner l’erreur induite étant obtenu par la détermination d’au moins un rayon de protection associé au(x) paramètre(s) de navigation du porteur, le procédé étant mis en œuvre par un dispositif électronique de détermination et comprenant les étapes suivantes : - réception, à des instants de réception successifs, d’une mesure issue d’un capteur, tel qu’un récepteur GNSS, notamment une position GNSS, d’au moins une borne d’erreur associée à la mesure issue du capteur et de mesure(s) inertielle(s) : - pour chaque instant de réception successif : - détermination d’un vecteur d’état estimé du porteur par application à la mesure issue du capteur et à la mesure inertielle d’un filtre d’estimation, le filtre d’estimation comprenant pour chaque instant de réception, un gain, une matrice d’observation et une matrice de propagation du vecteur d’état ; - calcul d’une matrice de propagation d’erreur d’estimation de l’état à partir de la matrice de propagation du vecteur d’état, du gain du filtre d’estimation et de la matrice d’observation, et calcul d’une matrice d’influence de l’erreur bornée à partir de la matrice de propagation du vecteur d’état et du gain ; - calcul de N matrices de transfert, à partir des N-1 matrices de transfert calculées à l’instant précédent l’instant de réception, de la matrice de propagation d’erreur d’estimation audit instant de réception et de la matrice d’influence de l’erreur bornée audit instant de réception, N étant le nombre d’instants de réception successifs ; et - détermination du paramètre de navigation à partir du vecteur d’état estimé et détermination du rayon de protection associé au paramètre de navigation, par sommation de contributions unitaires calculées pour au moins une partie des instants de réception, la contribution unitaire associée à chacun desdits instants étant calculée à partir de la matrice de transfert calculée pour cet instant et de la borne d’erreur reçue à cet instant de réception. Les étapes de calcul de N matrices de transfert et de détermination du rayon de protection à partir de ces N matrices de transfert permettent de prendre en compte, de manière simple et rapide, les erreurs bornées dans la détermination du rayon de protection. Ainsi, le risque que l’erreur sur le paramètre de navigation du porteur soit supérieure au rayon de protection est minimisé sans qu’une charge de calcul importante ne soit nécessaire. En particulier, le procédé a pour effet de borner l’erreur induite sur des paramètres de navigation d’un porteur, tels que la position, la vitesse, les attitudes et/ou le cap du porteur. L’erreur induite est engendrée par une erreur de mesure dont le modèle temporel n’est pas connu mais dont la borne est connue de manière déterministe ou avec une probabilité donnée de ne pas dépasser cette borne. Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé de détermination comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - pour chaque instant de réception, la mesure issue du capteur comprend M composantes, et le procédé comprend pour chaque instant de réception en outre, entre l’étape de réception et l’étape de détermination d’un vecteur d’état estimé, une étape d’évaluation comportant : - pour chaque composante de la mesure issue du capteur, calcul d’un gain unitaire du filtre ; et - évaluation d’un gain à partir des M gains unitaires, lors de l’étape de détermination du vecteur d’état estimé et de l’étape de calcul de la matrice de propagation d’erreur et de la matrice d’influence de l’erreur bornée, le gain du filtre d’estimation étant le gain évalué ; - pour chaque instant de réception, lors de la première étape de calcul, la matrice de propagation d’erreur d’estimation audit instant de réception est égale à : ^^( ^^ ^^)( ^^ − ^^ ^^( ^^ ^^) ^^( ^^ ^^)), où : - F(TN) est la matrice de propagation du vecteur d’état audit instant de réception ; - I est la matrice identité ; - KR(TN) est le gain du filtre d’estimation audit instant de réception ; et - H(TN) est la matrice d’observation audit instant de réception, la matrice d’influence de l’erreur bornée audit instant de réception étant égale à : ^^( ^^ ^^) ^^ ^^( ^^ ^^) - le procédé comprenant en outre, pour chaque instant de réception, une étape d’inscription de chaque matrice de transfert dans un registre à décalage de transfert et de chaque borne d’erreur reçue dans un registre à décalage de seuil(s), lors de l’étape de calcul, la Nième matrice de transfert étant égale à la matrice d’influence de l’erreur bornée audit instant de réception, et chacune des autres premières matrices de transfert étant calculée en multipliant la matrice de propagation d’erreur d’estimation dudit instant à chaque matrice de transfert calculée à l’instant de réception précédant ; - si lors de l’étape de réception, à un instant de perte la mesure issue du capteur n’est pas reçue, alors l’étape d’inscription de l’instant de perte comprend : - le figement du registre a décalage de seuil(s), et - l’inscription de chaque matrice de transfert dans le registre à décalage de transfert sans effectuer de décalage dans le registre à décalage de transfert ; - pour l’instant de perte, lors de la première étape de calcul, la matrice de propagation d’erreur d’estimation audit instant de perte est égale à la matrice de propagation du vecteur d’état audit instant de perte et la matrice d’influence de l’erreur bornée audit instant de recalage est égale à la matrice nulle ; - pour chaque instant de réception, lors de l’étape de détermination du rayon de protection, chaque contribution unitaire est déterminée à partir d’au moins une sous-matrice extraite de la matrice de transfert calculée à l’instant de réception pour l’un instant de réception précédent, le calcul de chaque contribution unitaire comportant de préférence un calcul de la ou des valeurs propres d’une des sous-matrices ; - lors de l’étape de réception, une contribution d’erreur(s) rare(s) et normale(s) au rayon de protection est reçue pour au moins un instant de réception ; et l’étape de détermination du rayon de protection comprenant le calcul de la somme entre la contribution d’erreur(s) rare(s) et normale(s) et la somme des contributions unitaires. L’invention a également pour objet un dispositif électronique de détermination d’au moins un rayon de protection associé à un paramètre de navigation d’un porteur, le dispositif électronique de détermination comprenant des moyens techniques propres à mettre en œuvre un procédé de détermination tel que décrit ci-dessus. L’invention a également pour objet un produit programme d’ordinateur comprenant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont exécutées par un ordinateur, sont aptes à mettre en œuvre un tel procédé de détermination. Ces caractéristiques et avantages de l’invention apparaitront à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - [Fig. 1] la figure 1 est une vue schématique d’un dispositif électronique de détermination selon l’invention, embarqué sur un porteur ; - [Fig. 2] la figure 2 est un organigramme d’un procédé de détermination selon l’invention, mis en œuvre par le dispositif de détermination de la figure 1 ; et - [Fig.3] la figure 3 est un schéma explicatif d’une étape d’inscription du procédé de la figure 2, illustrée sur un exemple. En référence à la figure 2, un porteur 5 est mobile dans un environnement. Le porteur 5 embarque un capteur propre à fournir des mesures, tel qu’un récepteur GNSS 10 apte à recevoir des signaux GNSS, un dispositif de positionnement inertiel 11 propre à fournir des mesures inertielles et un dispositif électronique de détermination 15 configuré pour déterminer au moins un rayon de protection associé à au moins un paramètre de navigation du porteur 5. On entend par l’expression « GNSS », un système de positionnement par satellites (de l’anglais Global Navigation Satellite System). Alternativement, le récepteur 10 est un capteur barométrique, un capteur de Loch, un odomètre, un capteur de vision, un capteur LIDAR (de l’anglais, Laser Imagining Detection And Ranging), un capteur SONAR (de l’anglais, Sound Navigation And Ranging), un capteur RADAR (de l’anglais, Radio Detection And Ranging), un capteur de vitesse Doppler DVL (de l’anglais, Doppler Velocity Log), ou un tube de Pitot. Le porteur 5 est par exemple un aéronef, tel qu’un drone, un avion ou un hélicoptère, se déplaçant dans l’espace selon trois dimensions, ou alors un véhicule terrestre ou maritime se déplaçant dans un plan selon deux dimensions, ou alors par exemple un véhicule ferroviaire se déplaçant selon une seule direction en suivant une voie ferrée. Le récepteur GNSS 10 est configuré pour recevoir des signaux GNSS de la part de satellite(s) appartenant à un même système GNSS, tel que par exemple le système GPS. Le récepteur GNSS 10 comprend par exemple une antenne de réception 12 connue en soi et un module de calcul 13. L’antenne 12 est configurée pour recevoir des signaux GNSS issus d’une pluralité de satellites et les transmettre sous forme de signaux électriques au module de calcul 13. Sans perte de généralité, il sera considéré dans la suite de la description que la mesure issue du capteur est une position GNSS. Il est clair que ce qui sera décrit par la suite est également généralisable à d’autres types de mesures issues d’autres capteurs. Le module de calcul 13 est par exemple apte à déterminer une position GNSS du récepteur 10 à partir des signaux GNSS reçues par l’antenne 12, en utilisant des techniques connues en soi. La position GNSS a par exemple la forme d’un vecteur comprenant trois composantes : une longitude GNSS, une latitude GNSS et une altitude GNSS. La position GNSS inclut des erreurs rares et normales d’une part et des erreurs bornées d’autre part. Les erreurs bornées sont comprises dans un intervalle fini mais la probabilité qu’elles prennent certaines valeurs dans cet intervalle est indéterminable. Plus spécifiquement, les erreurs bornées liées à la position horizontale du porteur 5 sont comprises dans l’intervalle [-HIL ; HIL], où HIL est une valeur d’un seuil d’erreur horizontale propre à évoluer au cours du temps. De manière analogue, l’erreur bornée liée à la position verticale du porteur 5 est comprise dans l’intervalle [-VIL ; VIL], où VIL est une valeur d’un seuil d’erreur verticale propre à évoluer au cours du temps. Ces seuils sont par exemple directement fournis en sortie du récepteur 10 et sont par exemple calculés conformément à l’algorithme RAIM (de l’anglais Receiver Autonomous Integrity Monitoring) défini par le standard RTCA DO-229. Le module de calcul 13 est configuré pour former une borne d’erreur S à partir des valeurs de seuils horizontal HIL et vertical VIL. A titre d’exemple, la borne d’erreur S comprend trois composantes, dont les deux premières sont égales au seuil d’erreur horizontale HIL. La troisième composante est alors égale à la valeur de seuil d’erreur verticale VIL. Le module de calcul 13 est en outre configuré pour envoyer, au dispositif de détermination 15, la position GNSS calculée ainsi que la borne d’erreur S. Le dispositif de positionnement inertiel 11 comprend par exemple une unité de mesure inertielle ou IMU (de l’anglais Inertial Measurement Unit) configurée pour mesurer des accélérations linéaires et des vitesses angulaires du porteur 5 selon trois directions orthogonales entre elles. Le dispositif de positionnement inertiel 11 est configuré pour déterminer, à partir de ces accélérations et de ces vitesses angulaires, la position inertielle du porteur 5, selon une technique connue en soi, en appliquant par exemple une triple intégration. En particulier, cette technique comprend par exemple une première intégration de l’attitude du porteur 5 et puis, une projection de l’orientation de différents axes des capteurs et une double intégration des résultats. Cette technique permet donc d’obtenir successivement des informations de vitesse et de position. Ainsi, la position inertielle a par exemple la forme d’un vecteur de trois composantes : une longitude inertielle, une latitude inertielle et une altitude inertielle. Le dispositif de positionnement inertiel 11 est configuré pour en outre transmettre au dispositif de détermination 15, la position inertielle déterminée. Le dispositif de détermination 15 comprend un module d’entrée 17, un module de traitement 20 et un module de sortie 25. Selon un mode de réalisation privilégié, le module d’entrée 17, le module de traitement 20 et le module de sortie 25 sont réalisés chacun sous la forme d’un logiciel stocké dans un ou plusieurs moyens de stockage (tel qu’un disque dur ou un disque flash) et implémenté par un ou plusieurs processeurs, mémoire (RAM) et autres composants d’ordinateur connus en soi. Ces composants sont alors inclus dans un même ordinateur ou dans différents ordinateurs/serveurs. Dans ce dernier cas, les ordinateurs/serveurs sont connectés par un réseau local ou global. En outre ou de manière alternative, au moins une partie de ces modules 17, 20 et 25 prend la forme, au moins partiellement, d’un composant électronique indépendant, tel que par exemple un circuit logique programmable de type FPGA (de l’anglais field- programmable gate array) ou autre. Le module d’entrée 17 est configuré pour recevoir, à une pluralité d’instants de réception TN, la position GNSS et la borne d’erreur S(TN) depuis le récepteur GNSS 10, et la position inertielle depuis le dispositif de positionnement inertiel 11. Le module d’entrée 17 est configuré pour transmettre au module de traitement 20, les informations reçues, à savoir : la position GNSS, la borne d’erreur S(TN) et la position inertielle reçus à l’instant de réception TN. Dans la suite de la description, pour toute grandeur « W », la formulation « W(TN) » désigne la valeur de la grandeur « W » à l’instant de réception TN. De plus, la formulation « (Ti)i=1,…,N » désigne l’ensemble des instants de réception compris entre un premier instant de réception « T1 » et un instant de réception courant « TN ». Par analogie, la formulation « (W(Ti))i=1,…,N » désigne l’ensemble des valeurs de la grandeur « W » à chacun des instants de réception « (Ti)i=1,…,N ». Le module de traitement 20 est configuré pour traiter les informations reçues pour déterminer le rayon de protection RP(TN) associé à un paramètre de navigation du porteur 5. On entend par « paramètre de navigation » un paramètre de localisation du porteur 5, tel que la position horizontale, la position verticale, la vitesse horizontale, la vitesse verticale, l’accélération horizontale ou l’accélération verticale ou encore le roulis, le tangage ou le cap, cette liste étant non exhaustive. Pour cela, le module de traitement 20 est configuré pour procéder au traitement des informations reçues telles que décrites ci-après en relation avec le procédé de détermination selon l’invention. Le module de traitement 20 inclut un filtre d’estimation, comprenant un gain KR, une matrice d’observation H et une matrice de propagation F d’un vecteur d’état estimé X. Le gain KR, la matrice d’observation H, la matrice de propagation F et le vecteur d’état estimé X sont propres à évoluer au cours du temps. Pour cette raison, ils seront par la suite respectivement dénotés sous les références KR(TN), H(TN), F(TN), et X(TN). Le filtre d’estimation est par exemple un filtre de Kalman sous une de ses formes comme par exemple un filtre de Kalman étendu (de l’anglais, Extended Kalman Filter). Le module de traitement est notamment configuré pour réaliser pour chaque instant de réception TN, une fusion de données entre la position GNSS et la position inertielle, à partir du filtre d’estimation et selon une technique connue en soi. Cette fusion de données permet d’estimer le vecteur d’état estimé X(TN). La matrice d’observation H(TN) est la matrice déterminant les composantes observables du vecteur d’état estimé X(TN). On entend par « composantes observables » les composantes mesurées du vecteur d’état estimé. Dans l’exemple présenté, les composantes observables correspondent aux positions du porteur 5. La matrice de propagation F(TN) est la matrice reliant le vecteur d’état estimé X(TN) à l’instant de réception TN au vecteur d’état estimé X(TN+1) à l’instant de réception suivant TN+1. La formulation classique du filtre de Kalman permet de recaler l’estimée d’un vecteur d’état à chaque instant de réception TN en utilisant un vecteur de mesure z(TN) par exemple égal à la différence entre la position GNSS et la position inertielle reçues à l’instant de réception TN. Il est connu de recaler toutes les composantes du vecteur d’état estimé X(TN) simultanément à partir du gain KR(TN) du filtre d’estimation, par exemple selon les équations : [MATH 1] où P(TN) est la matrice de covariance associée à l’erreur d’estimation du vecteur d’état estimé X(TN) à l’instant de réception TN. L’homme du métier sait que la matrice de covariance est symétrique définie positive. Les équations 1 sont récursives, c’est-à-dire que la connaissance des variables d’état X(TN), du gain KR(TN), du vecteur de mesure z(TN), de la matrice d’observation H(TN) et de la matrice de covariance P(TN) pour l’instant de réception TN sont nécessaires au calcul du vecteur d’état estimé X(TN+1) et à la matrice de covariance P(TN+1) pour l’instant de réception suivant TN+1. De plus, le module de traitement inclut préférentiellement dans sa mémoire un registre a décalage de matrice de transfert et un registre à décalage de seuil dont l’utilité sera détaillée ci-après Le module de sortie 25 est connecté au module de traitement 20. Le module de sortie 25 est configuré pour transmettre à un utilisateur ou à un autre dispositif électronique non représenté, le rayon de protection RP(TN) déterminé et optionnellement le paramètre de navigation auquel est associé le rayon de protection RP(TN). Si le module de sortie 25 est configuré pour communiquer avec un utilisateur, cette communication s’effectue, par exemple, à l’aide d’un écran non-représenté. Le procédé de détermination mis en œuvre par le dispositif électronique de détermination 15 selon l’invention sera désormais expliqué en référence à la figure 2 présentant un organigramme de ce procédé et à la figure 3 illustrant une étape de ce procédé. Initialement, le porteur 5 se déplace dans un environnement et le récepteur GNSS 10 reçoit, par son antenne 12, des signaux GNSS issus d’une pluralité de satellites. Le module de calcul 13 calcule les informations mentionnées ci-dessus et les transmet au dispositif de détermination 15. De même, le dispositif de positionnement inertiel 11 calcule la position inertielle et la transmet au module d’entrée 17. Lors d’une étape de réception 110, le module d’entrée 17 reçoit à une pluralité d’instants de réception successifs (Ti)i=1,…,N, la position GNSS du porteur 5, la position inertielle du porteur 5 et la borne d’erreur S(TN). N est le nombre d’instants de réception Ti. Puis, pour chaque instant de réception TN successif, le procédé comprend les étapes suivantes. Lors d’une étape facultative d’évaluation 120, le module de traitement 20 comprend l’évaluation d’un gain KR(TN) du filtre d’estimation. L’étape d’évaluation 120 est avantageusement un calcul du gain KR(TN) du filtre d’estimation, à partir des gains unitaires (Kj(TN))j=1,…,M. Les gains unitaires correspondent aux gains utilisés lors des recalages successifs composante par composante du vecteur de mesure reçu à l’instant de réception TN. Le module de traitement 20 détermine le gain KR(TN) à partir des gains unitaires (Kj(TN))j=1,…,M. Pour cela, le module de traitement applique par exemple l’équation suivante, récursive sur le nombre de mesure : [MATH 2] où : - I est la matrice identité, - ∗ désigne le produit matriciel, - (TN) est le gain calculé à l’instant de réception TN pour un vecteur de mesure z(TN) comprenant « M » composante(s), et ^^ ^^+1( ^^ ^^) est la matrice d’observation associée au gain unitaire Kj+1(TN) calculé à l’instant de réception TN pour la j+1-ième composante du vecteur de mesure z(TN). L’équation 2 a pour origine le fait que le gain KR(TN) doit respecter l’équation suivante : où : - pour tout j, ^^ ^^, ^^( ^^ ^^) est la j-ième colonne du gain KR(TN), et - pour tout j, Hj(TN) est la j-ième ligne de la matrice d’observation H(TN). Dans l’exemple proposé dans lequel les positions GNSS et inertielles sont reçues lors de l’étape de réception 110, le vecteur de mesure z(TN) comprend trois composantes puisque la position GNSS et la position inertielle comprennent respectivement trois composantes. Ainsi, l’application de l’équation 2 à ce cas, donne un gain KR(TN) égal à : [MATH 4] Puis, lors d’une première étape de détermination 130, selon une technique connue en soi, le vecteur d’état estimé (X(TN)) du porteur 5 est déterminé à partir du gain KR(TN) évalué lors de l‘étape d’évaluation 120, la matrice d’observation H(TN) et la matrice de propagation F(TN), par exemple selon l’équation 1 en initialisant le vecteur d’état estimé X(T1) à zéro pour le premier instant de réception T1. Puis, lors d’une première étape de calcul 140, le module de traitement 20 calcule une matrice de propagation d’erreur d’estimation A(TN) de l’état à partir de la matrice de propagation du vecteur d’état F(TN), du gain KR(TN) du filtre d’estimation et de la matrice d’observation H(TN). Par exemple, la matrice de propagation d’erreur d’estimation A(TN) est calculée selon l’équation suivante : [MATH 5] ^^( ^^ ^^) = ^^( ^^ ^^)( ^^ − ^^ ^^( ^^ ^^) ^^( ^^ ^^)) La matrice de propagation d’erreur d’estimation A(TN) est calculée à partir du gain KR(TN) du filtre d’estimation. Toujours lors de la première étape de calcul 130, le module de traitement 20 calcule une matrice d’influence de l’erreur bornée B(TN) par exemple selon l’équation suivante : [MATH 6] ^^( ^^ ^^) = ^^( ^^ ^^) ^^ ^^( ^^ ^^) Les matrices de propagation d’erreur d’estimation A(TN) et d’influence d’erreur bornée B(TN) sont issues de l’équation suivante d’évolution du vecteur d’état estimé X(TN) : [MATH 7] ^^( ^^ ^^) = ^^( ^^ ^^)( ^^ − ^^ ^^( ^^ ^^) ^^( ^^ ^^)) ^^( ^^ ^^−1) + ^^( ^^ ^^) ^^ ^^( ^^ ^^) ^^ ^^ ^^( ^^ ^^) où ^^ ^^ ^^( ^^ ^^) est un vecteur d’erreurs bornées comprenant les valeurs des erreurs bornées à l’instant TN. Il est clair que le vecteur d'erreurs bornées ^^ ^^ ^^( ^^ ^^) est inconnu puisque uniquement la borne d’erreur S(TN) est connue. Ainsi, chaque erreur bornée du vecteur d’erreurs bornées ^^ ^^ ^^( ^^ ^^) a une valeur inconnue, comprise entre la valeur HIL ; VIL de la composante associée dans la borne d’erreur S(TN) et l’opposée de la valeur –HIL ; -VIL de la composante associée dans la borne d’erreur S(TN). L’homme du métier remarquera qu’en utilisant les équations 5 et 6, l’équation 7 s’écrit sous la forme : [MATH 8] ^^( ^^ ^^) = ^^( ^^ ^^) ^^( ^^ ^^−1) + ^^( ^^ ^^) ^^ ^^ ^^( ^^ ^^) Puis, lors d’une deuxième étape de calcul 150, le module de traitement 20 calcule N matrices de transfert (V(N,i))i=1..,N. A cet effet, le module de traitement 20 calcule les matrices de transfert (V(N,i))i=1,…,N à partir des N-1 matrices de transfert (V(N-1, i))i=1,…,N-1 calculées à l’instant de réception précédent TN-1, de la matrice de propagation d’erreur d’estimation A(TN) audit instant de réception TN et de la matrice d’influence de l’erreur bornée B(TN) audit instant de réception TN. Par exemple, le module de traitement 20 calcule les matrices de transfert (V(N,i))i=1,…,N selon l’équation suivante : [MATH 9] ∀ ^^ < ^^, ^^( ^^, ^^) = ^^( ^^ ^^ ) ∗ ^^( ^^ − 1, ^^) ^^( ^^, ^^) = ^^( ^^ ^^) Il est clair que pour le premier instant de réception T1, i.e. si N est égal à 1, le module de traitement 20 calcule uniquement la matrice de transfert V(1,1) comme étant égale à la matrice d’influence de l’erreur bornée B(T1). A titre d’exemple, au deuxième instant de réception T2, le module de traitement calcule les matrices de transfert suivantes V(2,2) et V(2,1) selon les équations suivantes : [MATH 10] ^^(2,2) = ^^( ^^2) ^^(2,1) = ^^( ^^2) ∗ ^^(1,1) = ^^( ^^2) ∗ ^^( ^^1) De même, au troisième instant de réception T3, le module de traitement 20 calcule les matrices de transfert V(3,3), V(3,2), et V(3,1) selon les équations suivantes : [MATH 11] ^^(3,3) = ^^( ^^3) ^^ ( 3,2 ) = ^^ ( ^^3 ) ∗ ^^ ( 2,2 ) = ^^ ( ^^3 ) ∗ ^^ ( ^^2 ) ^^(3,1) = ^^( ^^3) ∗ ^^(2,1) = ^^( ^^3) ∗ ^^( ^^2) ∗ ^^( ^^1) Puis, lors d’une étape facultative d’inscription 160, le module de traitement inscrit chaque matrice de transfert (V(N,i))i=1,…,N dans le registre à décalage de transfert et chaque borne d’erreur (S(Ti))i=1,…,N dans le registre à décalage de seuil(s). Ainsi, selon le complément facultatif dans lequel le procédé comprend l’étape d’inscription 160, la deuxième étape de calcul 150 et l’étape d’inscription 160 sont préférentiellement mises en œuvre simultanément. En effet, en référence à la partie gauche de la figure 3, lors de ces étapes 150, 160, le registre à décalage de transfert est initialement rempli par les valeurs des matrices de transfert calculées (V(N-1,i))i=1,…N-1 à l’instant de réception précédent TN-1 et le registre à décalage de seuil(s) est rempli avec les vecteurs de seuil(s) (S(Ti))i=1,…,N-1 reçus entre le premier instant de réception T1 et l’instant de réception précédent TN-1. Puis, le module de traitement 20 effectue le décalage de chaque registre à décalage pour libérer une case mémoire dans chaque registre à décalage. Enfin et comme visible sur la partie droite de la figure 3, le module de traitement 20 multiplie chacune des N-1 premières valeurs du registre à décalage de transfert par la matrice de propagation de l’erreur A(TN) calculée à l’instant de réception TN et inscrit dans la case libérée de ce registre la matrice d’influence de l’erreur bornée B(TN) calculée audit instant de réception TN. En accord avec l’équation 9, le registre à décalage de transfert comprend alors les valeurs des matrices de transfert (V(N,i))i=1,…,N calculées à l’instant de réception TN et pour chaque instant de réception (Ti)i=1,…,N précédent ou égal audit instant de réception TN. Parallèlement à cette inscription, le module de traitement 20 inscrit, dans la case libérée du registre de seuil(s), la borne d’erreur S(TN) reçue à l’instant de réception TN. En variante, chaque registre à décalage comprend un nombre prédéterminé de cases mémoires. Ce nombre prédéterminé de cases mémoires est également appelé « profondeur du registre à décalage ». Ainsi, lorsque le module de traitement 20 effectue le décalage de chaque registre à décalage, la matrice de transfert V(N-1,L) calculée à l’instant précédent TN-1 et pour l’instant le plus ancien TL présent dans le registre à décalage de transfert, est expulsée du registre à décalage de transfert. De même, lors de ce décalage, la borne d’erreur S(TL) reçue au même instant le plus ancien TL, est expulsé du registre à décalage de seuil(s). La profondeur du registre à décalage est donc égale à N-L+1. A titre d’exemple, selon la précédente variante, la profondeur de chaque registre à décalage est par exemple égale à 100, 50 ou 10. Si la profondeur est égale à 10, le registre à décalage de transfert comprend, pour chaque instant de réception TN, uniquement les matrices de transfert (V(N,i)i=N-9,…,N calculées entre les instants de réception TN-9 et TN. De même, le registre à décalage de seuil(s) comprend les vecteurs de seuil (S(Ti))i=N-9,…,N reçues entre ces mêmes instants de réception. Lors d’une deuxième étape de détermination 170, le module de traitement 20 détermine le paramètre de navigation du porteur 5 à partir du vecteur d’état estimé X(TN). Par exemple, le paramètre de navigation est la position horizontale du porteur 5, c’est-à- dire sa longitude et latitude. Selon un autre exemple, le paramètre de navigation est la position verticale du porteur 5, c’est-à-dire son altitude. Le module de traitement 20 détermine le paramètre de navigation comme étant égal à une ou plusieurs des composantes du vecteur d’état estimé X(TN), ou à une combinaison d’une ou plusieurs des composantes du vecteur d’état estimé X(TN), telle qu’une combinaison linéaire. Lors de la deuxième étape de détermination 170 toujours, le module de traitement 20 détermine le rayon de protection RP(TN) associé au paramètre de navigation déterminé, à partir des matrices de transfert calculées (V(N,i))i=1,…,N. Pour cela, si le paramètre de navigation est la position horizontale, le module de traitement 20 effectue les actions suivantes. Le module de traitement 20 extrait depuis chaque matrice de transfert (V(N,i))i=1,…,N, une sous-matrice de transfert horizontal-horizontal ^^ℎ,ℎ( ^^, ^^) comprenant les coefficients de la matrice transfert V(N,i) dont les lignes correspondent aux lignes des composantes associées à la position horizontale dans le vecteur d’état estimé X(TN), et dont les colonnes correspondent aux lignes associées à la position horizontale dans la borne d’erreur S(TN). Chaque sous-matrice de transfert horizontal-horizontal ^^ℎ,ℎ( ^^, ^^) est donc une matrice de dimensions 2-2. De même, le module de traitement extrait depuis chaque matrice de transfert (V(N,i))i=1,…,N, une sous-matrice de transfert horizontal-vertical ^^ℎ, ^^( ^^, ^^) comprenant les coefficients de la matrice de transfert V(N,i) dont les lignes correspondent aux lignes des composantes associées à la position horizontale dans le vecteur d’état estimé X(TN), et dont la colonne correspond à la ligne associée à la position verticale dans la borne d’erreur S(TN). Chaque sous-matrice de transfert horizontal-vertical ^^ℎ, ^^( ^^, ^^) est donc une matrice de dimensions 2-1. Puis, le module de traitement 20 calcule une contribution unitaire PL(Ti) pour au moins une partie des instants de réception (Ti)i=j,…,N, par exemple pour chaque instant de réception (Ti)i=1,…,N ou pour les instants de réception (Ti)i= L,…,N pour lequel une matrice de transfert V(N,i) est présente dans le registre à décalage de transfert. La variable ^^ en indice est soit égale à 1 si la profondeur du registre à décalage est supérieure au nombre de valeurs stockées dans ledit registre, ou à L si le registre à décalage est déjà complet et que la profondeur du registre est égale N-L+1. La module de traitement 20 calcule par exemple chaque contribution unitaire PL(Ti) à partir de l’équation suivante : où : - √− est la fonction racine carré, - ^^ ^^ ^^(−) est la fonction de calcul de la ou des valeurs propres, - max(−) est la fonction maximum, et - − ^^ est la transposée matricielle. En variante, si le paramètre de navigation est la position verticale, le module de traitement 20 effectue les actions suivantes. Le module de traitement 20 extrait depuis chaque matrice de transfert (V(N,i))i=j,…,N, une sous-matrice de transfert vertical-horizontal ^^ ^^,ℎ( ^^, ^^) comprenant les coefficients de la matrice transfert V(N,i) dont la ligne correspond à la ligne de la composante associée à la position verticale dans le vecteur d’état estimé X(TN), et dont les colonnes correspondent aux lignes associées à la position horizontale dans la borne d’erreur S(TN). Chaque sous- matrice de transfert vertical-horizontal ^^ ^^,ℎ( ^^, ^^) est donc une matrice de dimensions 1-2. De même, le module de traitement extrait de chaque matrice de transfert (V(N,i))i=j,…,N, une sous-matrice de transfert vertical-vertical ^^ ^^, ^^( ^^, ^^) comprenant le coefficient de la matrice transfert V(N,i) dont la ligne correspond à la ligne de la composante associée à la position verticale dans le vecteur d’état X(TN), et dont la colonne correspond à la ligne associée à la position verticale dans la borne d’erreur S(TN). Chaque sous-matrice de transfert vertical-vertical ^^ ^^, ^^( ^^, ^^) est donc une matrice de dimension 1-1. Autrement dit, chaque matrice de transfert vertical-vertical ^^ ^^, ^^( ^^, ^^) est un nombre scalaire. Puis, le module de traitement 20 calcule une contribution unitaire PL(Ti) pour au moins une partie des instants de réception (Ti)i=j,…,N, par exemple pour chaque instant de réception (Ti)i=1,…,N ou pour les instants de réception (Ti)i=L,…,N pour lequel une matrice de transfert V(N,i) est présente dans le registre à décalage de transfert. Le module de traitement calcule par exemple chaque contribution unitaire PL(Ti) à partir de l’équation suivante : où |−| est la fonction valeur absolue. Puis, toujours lors de la deuxième étape de détermination 170, le module de traitement 20 détermine le rayon de protection RP(TN) à partir de chaque contribution unitaire (PL(Ti))j=1,…,N calculée, indépendamment de la manière dont les contributions unitaires ont été calculées. A cet effet, le module de traitement 20 détermine le rayon de protection RP(TN) par exemple selon l’équation suivante : [MATH 14] où : - ^^ est le premier indice pour lequel une contribution unitaire PL(Ti) est calculée, - ∑ ^ ^^ ^ = ^^ − est la somme sur l’indice ^^ évoluant entre ^^ et N, et Puis, lors d’une étape de transmission 180, le module de sortie 25 transmet à l’utilisateur ou à l’autre dispositif électronique non représenté, le rayon de protection RP(TN) déterminé et optionnellement le paramètre de navigation auquel est associé le rayon de protection. Selon une première variante de réalisation, lors de l’étape de réception 110, le module d’entrée 17 reçoit également la contribution au rayon de protection PLFF(TN) issue des erreurs rares et normales. Selon cette première variante de réalisation, lors de la deuxième étape de détermination 170, le rayon de protection RP(TN) est alors par exemple calculée par l’équation suivante : [MATH 15] Une deuxième variante de réalisation, par exemple combinable avec la première variante de réalisation est maintenant présentée. Cette variante est par exemple utilisable pour chaque instant de perte TP pour lequel la position GNSS et/ou la borne d’erreur S(TP) est perdue ou invalidée. Pour ces instants, le procédé ne comprend pas l’étape d’évaluation 120. Selon cette deuxième variante, lors de la première étape de détermination 130, le vecteur d’état estimé X(TP) est déterminé seulement par prédiction, c’est-à-dire sans recalage. Cela revient à mettre le gain KR(TN) à zéro pour ces instants. Selon cette deuxième variante toujours, lors de l’étape de calcul 140, la matrice de propagation d’erreur d’estimation A(TN) et la matrice d’influence de l’erreur bornée B(TN) sont calculées par exemple selon l’équation suivante : [MATH 16] ^^( ^^ ^^) = ^^( ^^ ^^) ^^( ^^ ^^) = 0 Puis, lors de l’étape de calcul 150, chaque matrice de transfert (V(P,i))i=j,…,P-1 est calculée par exemple selon l’équation suivante : [MATH 17] ∀ ^^ ≤ ^^ − 1, ^^( ^^, ^^) = ^^( ^^ ^^) ^^( ^^ − 1, ^^) Il est clair que lors de la deuxième étape de calcul 150, au maximum P-1 matrices de transfert V(P,i) sont calculées. Puis, lors de l’étape d’inscription 160, le module de traitement 20 fige le registre à décalage de seuil. Autrement dit, le module de traitement n’effectue aucun décalage du registre à décalage de seuil. Lors cette étape d’inscription 160, le module de traitement 20 inscrit chaque matrice de transfert (V(P,i))i=j,…P-1 calculée, dans le registre à décalage de transfert sans effectuer de décalage préalable de ce registre. Avec le procédé selon l’invention, la détermination du rayon de protection RP(TN) est améliorée. Avec le rayon de protection RP(TN) déterminé par le procédé selon l’invention, la probabilité que l’erreur sur le paramètre de navigation soit supérieure au rayon de protection RP(TN), est, par exemple, inférieure à 10-7/h. Avec le procédé selon l’invention, le calcul du rayon de protection RP(TN) est simple et rapide à mettre œuvre. Il est ainsi possible de mettre en œuvre le procédé selon l’invention sur le dispositif électronique de détermination 10 embarqué à bord du porteur 5. L’étape facultative d’évaluation 120 permet un recalage en temps réel en utilisant le gain KR(TN) du filtre d’estimation en limitant le risque que des approximations numériques n’affectent la ou les caractéristiques des matrices du filtre d’estimation. Avec le procédé selon la première variante de réalisation, la détermination du rayon de protection RP(TN) est encore améliorée puisqu’elle prend en compte les erreurs bornées d’une part et les erreurs rares et normales d’autre part. Avec le procédé selon la troisième variante de réalisation, le procédé de détermination est plus robuste puisqu’il permet de continuer à déterminer le rayon de protection même lors de la perte de la position GNSS.

Claims

REVENDICATIONS 1. Procédé destiné à borner une erreur induite sur au moins un paramètre de navigation d’un porteur (5), notamment une position, une vitesse, des attitudes, et/ou un cap du porteur (5), l’erreur étant induite par une erreur de mesure dont une évolution temporelle est inconnue mais dont une borne est connue et la probabilité de ne pas dépasser cette borne est également connue ; la borne et la probabilité étant connues pour une pluralité d’instants auxquelles le procédé est mis en oeuvre, le fait de borner l’erreur induite étant obtenu par la détermination d’au moins un rayon de protection associé au(x) paramètre(s) de navigation du porteur (5), le procédé étant mis en œuvre par un dispositif électronique de détermination (15) et comprenant les étapes suivantes : - réception (110), à des instants de réception successifs (TN), d’une mesure issue d’un capteur, tel qu’un récepteur GNSS, notamment une position GNSS, d’au moins une borne d’erreur ( ^^( ^^ ^^)) associée à la mesure issue du capteur et de mesure(s) inertielle(s) : - pour chaque instant de réception (TN) successif : - détermination (130) d’un vecteur d’état estimé (X(TN)) du porteur par application à la mesure issue du capteur et à la mesure inertielle d’un filtre d’estimation, le filtre d’estimation comprenant pour chaque instant de réception ((Ti)i=1,…,N), un gain (KR(Ti)), une matrice d’observation (H(Ti)) et une matrice de propagation du vecteur d’état (F(Ti)) ; - calcul (140) d’une matrice de propagation d’erreur d’estimation (A(TN)) de l’état à partir de la matrice de propagation du vecteur d’état (F(TN)), du gain (KR(TN)) du filtre d’estimation et de la matrice d’observation (H(TN)), et calcul d’une matrice d’influence de l’erreur bornée (B(TN)) à partir de la matrice de propagation du vecteur d’état (F(TN)) et du gain (KR(TN)) ; - calcul (150) de N matrices de transfert (V(N,i)i=1..,N), à partir des N-1 matrices de transfert (V(N-1, i)i=1,…,N-1) calculées à l’instant précédent (TN-1) l’instant de réception (TN), de la matrice de propagation d’erreur d’estimation (A(N)) audit instant de réception (TN) et de la matrice d’influence de l’erreur bornée (B(N)) audit instant de réception (TN), N étant le nombre d’instants de réception successifs ((Ti)i=1,…,N) ; - détermination (170) du paramètre de navigation à partir du vecteur d’état estimé (X(TN)) et détermination du rayon de protection (RP(TN)) associé au paramètre de navigation, par sommation de contributions unitaires ((PL(Ti))i=j,….,N) calculées pour au moins une partie des instants de réception ((Ti)i=j,…,N), la contribution unitaire (PL(Ti)) associée à chacun desdits instants ((Ti)i=j,…,N) étant calculée à partir de la matrice de transfert (V(N,i)) calculée pour cet instant (Ti) et de la borne d’erreur (S(Ti)) reçue à cet instant de réception (Ti). 2. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel pour chaque instant de réception (TN), la mesure issue du capteur comprend M composantes, et dans lequel le procédé comprend pour chaque instant de réception (TN) en outre, entre l’étape de réception (110) et l’étape de détermination (130) d’un vecteur d’état estimé (X(TN)), une étape d’évaluation (120) comportant : - pour chaque composante de la mesure issue du capteur, calcul d’un gain unitaire (Kj(TN)) du filtre ; et - évaluation d’un gain (KR(TN)) à partir des M gains unitaires ((Kj(TN))j=1,…,M), lors de l’étape de détermination du vecteur d’état estimé (X(TN)) et de l’étape de calcul de la matrice de propagation d’erreur (A(TN)) et de la matrice d’influence de l’erreur bornée (B(TN)), le gain (KR(TN)) du filtre d’estimation étant le gain évalué. 3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel pour chaque instant de réception (TN), lors de la première étape de calcul (140), la matrice de propagation d’erreur d’estimation (A(TN)) audit instant de réception (TN) est égale à : ^^( ^^ ^^)( ^^ − ^^ ^^( ^^ ^^) ^^( ^^ ^^)), où : - F(TN) est la matrice de propagation du vecteur d’état audit instant de réception (TN) ; - I est la matrice identité ; - KR(TN) est le gain du filtre d’estimation audit instant de réception (TN) ; et - H(TN) est la matrice d’observation audit instant de réception (TN), la matrice d’influence de l’erreur bornée (B(TN)) audit instant de réception (TN) étant égale à : ^^( ^^ ^^) ^^ ^^( ^^ ^^). 4. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre, pour chaque instant de réception (TN), une étape d’inscription (160) de chaque matrice de transfert (V(N,i)i=1,…,N) dans un registre à décalage de transfert et de chaque borne d’erreur reçue (S(TN)) dans un registre à décalage de seuil(s), lors de l’étape de calcul, la Nième matrice de transfert (V(N,N)) étant égale à la matrice d’influence de l’erreur bornée (B(TN)) audit instant de réception (TN), et chacune des autres premières matrices de transfert ((V(N,i)i=j,…,N-1) étant calculée en multipliant la matrice de propagation d’erreur d’estimation (A(TN)) dudit instant (TN) à chaque matrice de transfert (V(N-1, j)j=1,…,N-1) calculée à l’instant de réception précédant (TN-1). 5. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel si, lors de l’étape de réception (110), à un instant de perte (TP) la mesure issue du capteur n’est pas reçue, alors l’étape d’inscription (160) de l’instant de perte (TP) comprend, : - le figement du registre a décalage de seuil(s), et - l’inscription de chaque matrice de transfert (V(P,i)j=1,…,P-1) dans le registre à décalage de transfert sans effectuer de décalage dans le registre à décalage de transfert. 6. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel, pour l’instant de perte (TP), lors de la première étape de calcul (140), la matrice de propagation d’erreur d’estimation (A(TP)) audit instant de perte (TP) est égale à la matrice de propagation du vecteur d’état (F(TP)) audit instant de perte (TP) et la matrice d’influence de l’erreur bornée (B(TP)) audit instant de perte (TP) est égale à la matrice nulle. 7. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel pour chaque instant de réception (TN), lors de l’étape de détermination (170) du rayon de protection (RP(TN)), chaque contribution unitaire est déterminée à partir d’au moins une sous-matrice ( ^^ℎ,ℎ( ^^, ^^), ^^ℎ, ^^( ^^, ^^) ; ^^ ^^,ℎ( ^^, ^^), ^^ ^^, ^^( ^^, ^^)) extraite de la matrice de transfert (V(N,i)) calculée à l’instant de réception (TN) pour l’un instant de réception précédent (Ti), le calcul de chaque contribution unitaire (PLi(TN)) comportant de préférence un calcul de la ou des valeurs propres d’une des sous-matrices ( ^^ℎ,ℎ( ^^, ^^)). 8. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel lors de l’étape de réception (110), une contribution (PLFF(TN)) d’erreur(s) rare(s) et normale(s) au rayon de protection (RP(TN)) est reçue pour au moins un instant de réception (TN), l’étape de détermination (170) du rayon de protection (RP(TN)) comprenant le calcul de la somme entre la contribution (PLFF(TN)) d’erreur(s) rare(s) et normale(s) et la somme des contributions unitaires (PLi(TN)). 9. Dispositif (15) électronique de détermination d’au moins un rayon de protection (RP(TN)) associé à un paramètre de navigation d’un porteur (5), le dispositif électronique de détermination (15) comprenant des moyens techniques propres à mettre en œuvre un procédé de détermination selon l’une quelconque des revendications précédentes. 10. Programme d’ordinateur comprenant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont exécutées par un ordinateur, sont aptes à mettre en œuvre un procédé de détermination selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.
EP23712001.9A 2022-03-23 2023-03-15 Procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé a au moins un parametre de navigation et dispositif électronique de détermination associé Pending EP4496982A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2202568A FR3133915B1 (fr) 2022-03-23 2022-03-23 Procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé à au moins un paramètre de navigation, le procédé étant mis en oeuvre par un dispositif électronique de détermination
PCT/EP2023/056635 WO2023180143A1 (fr) 2022-03-23 2023-03-15 Procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé a au moins un parametre de navigation et dispositif électronique de détermination associé

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4496982A1 true EP4496982A1 (fr) 2025-01-29

Family

ID=82482988

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP23712001.9A Pending EP4496982A1 (fr) 2022-03-23 2023-03-15 Procédé de détermination d'au moins un rayon de protection associé a au moins un parametre de navigation et dispositif électronique de détermination associé

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20260086248A1 (fr)
EP (1) EP4496982A1 (fr)
CN (1) CN119137446A (fr)
FR (1) FR3133915B1 (fr)
WO (1) WO2023180143A1 (fr)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4556957A1 (fr) * 2023-11-15 2025-05-21 Trimble Inc. Procédé, systèmes et programmes informatiques d'estimation d'une position et de génération d'au moins un niveau de protection associé à ceux-ci
CN117970398B (zh) * 2024-03-28 2024-07-05 北京神导科技股份有限公司 一种海上通讯用卫星导航系统
FR3163169A1 (fr) * 2024-06-10 2025-12-12 Thales Procédé de détermination d'un rayon de protection hybride lors d'un positionnement d'un porteur et dispositif de détermination associé
CN119357873B (zh) * 2024-12-23 2025-04-18 青岛袁策集团有限公司 一种智能化工业辣椒生长环境异常监测方法及系统

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2949852B1 (fr) * 2009-09-07 2011-12-16 Sagem Defense Securite Procede et systeme de determination de limites de protection avec extrapolation integre sur un horizon temporel donne
US9341718B2 (en) 2012-09-07 2016-05-17 Honeywell International Inc. Method and system for providing integrity for hybrid attitude and true heading

Also Published As

Publication number Publication date
WO2023180143A1 (fr) 2023-09-28
US20260086248A1 (en) 2026-03-26
CN119137446A (zh) 2024-12-13
FR3133915A1 (fr) 2023-09-29
FR3133915B1 (fr) 2024-06-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3623758B1 (fr) Système de localisation, et procédé de localisation associé
WO2023180143A1 (fr) Procédé de détermination d&#39;au moins un rayon de protection associé a au moins un parametre de navigation et dispositif électronique de détermination associé
CA2589463C (fr) Recepteur de positionnement par satellite a integrite et continuite ameliorees
EP3018447B1 (fr) Procédé de détermination d&#39;un rayon de protection associé à un paramètre de navigation d&#39;un système hybride de navigation inertielle, et système associé
EP2998765B1 (fr) Système d&#39;exclusion d&#39;une défaillance d&#39;un satellite dans un système gnss
WO2008040658A1 (fr) Procede et dispositif de surveillance de l&#39;integrite des informations delivrees par un systeme hybride ins/gnss
FR2961897A1 (fr) Filtre de navigation pour un systeme de navigation par correlation de terrain
EP3680615A1 (fr) Methode de determination d&#39;un rayon de protection d&#39;un systeme de navigation base sur la vision
WO2023198710A1 (fr) Navigation hybridée avec détection de leurrage par surveillance d&#39;écarts
EP2500750A1 (fr) Procédé et dispositif pour la calibration d&#39;un récepteur.
EP4451017A1 (fr) Méthode de localisation gnss assistée par un modèle d&#39;intelligence artificielle
EP4073466B1 (fr) Filtrage particulaire et centrale de navigation a correlation de mesure
EP2804016A1 (fr) Procédé amélioré de détermination de la position et/ou de la vitesse d&#39;un véhicule guidé ; système associé
EP2366094A1 (fr) Procede de correction de l&#39;altitude barometrique d&#39;aeronefs mis en uvre dans un systeme de controle du trafic aerien
EP4551973A1 (fr) Dispositif et procédé de navigation et de positionnement
EP4073465B1 (fr) Filtrage particulaire et centrale de navigation a correlation de mesure
WO2021032749A1 (fr) Detection d&#39;une operation de leurrage d&#39;un recepteur de signaux satellitaires
EP3973249B1 (fr) Filtrage particulaire et centrale de navigation a correlation de mesure
FR3137459A1 (fr) Dispositif et procédé de maintien de l&#39;intégrité du positionnement d&#39;un véhicule indépendamment de la vulnérabilité de données satellitaires
WO2022090157A1 (fr) Procédé de détection d&#39;un masquage d&#39;un ou plusieurs satellites, dispositif électronique de détection et produit programme d&#39;ordinateur associé
WO2024003187A1 (fr) Procédé de détermination de la position d&#39;un dispositif à partir d&#39;un réseau de satellites dans un système prédictif
FR3147008A1 (fr) Dispositif électronique de détection d&#39;interférence(s) GNSS, véhicule, procédé et programme d&#39;ordinateur associés
FR3010533A1 (fr) Procede d&#39;estimation de la position vraie d&#39;un recepteur, dispositif et aeronef associes

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20240920

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

P01 Opt-out of the competence of the unified patent court (upc) registered

Free format text: CASE NUMBER: APP_7118/2025

Effective date: 20250212

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)