EP4695628A1 - Procede et dispositif d'identification d'un satellite defaillant parmi un ensemble de satellites - Google Patents

Procede et dispositif d'identification d'un satellite defaillant parmi un ensemble de satellites

Info

Publication number
EP4695628A1
EP4695628A1 EP24722670.7A EP24722670A EP4695628A1 EP 4695628 A1 EP4695628 A1 EP 4695628A1 EP 24722670 A EP24722670 A EP 24722670A EP 4695628 A1 EP4695628 A1 EP 4695628A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
satellite
satellites
positions
distances
pseudo
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
EP24722670.7A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Julien NGUYEN
Maxime NGUYEN
Loïc Davain
Nathan FOUIN
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.)
Safran Electronics and Defense SAS
Original Assignee
Safran Electronics and Defense SAS
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 Safran Electronics and Defense SAS filed Critical Safran Electronics and Defense SAS
Publication of EP4695628A1 publication Critical patent/EP4695628A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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

Definitions

  • the present invention relates to the field of satellite navigation, also called GNSS navigation (for "Global Navigation Satellite System” in English).
  • GNSS navigation for "Global Navigation Satellite System” in English
  • the present invention relates to a method and a device for identifying a faulty satellite among a set of satellites, as well as an associated navigation system, an aircraft, and a computer program.
  • the present invention finds a particularly advantageous application, although in no way limiting, for the implementation of satellite navigation systems for aircraft, ships, or land vehicles.
  • the invention falls within the particular context of satellite navigation systems.
  • a navigation system uses signals received from satellites to determine the position of the mobile, and potentially other navigation data of the mobile such as its speed and orientation.
  • a satellite navigation system uses positioning measurements, called pseudo-ranges, provided by a GNSS receiver. These measurements characterize the distances between the mobile and the visible satellites of a constellation.
  • the navigation systems considered can also use data from an inertial unit to determine the navigation data of the mobile, for example using a multi-sensor fusion algorithm based on a Kalman filter.
  • the reliability of navigation data is crucial. Navigation systems must then satisfy certain requirements in terms of integrity. For example, the navigation system must be able to determine the position of the mobile with a given integrity risk, i.e. with a defined probability (in particular very low, for example 10' 7 ) that the position error is greater than a protection radius (i.e. an alert terminal) without any alert being raised.
  • a protection radius i.e. an alert terminal
  • the failure of a satellite leads to an alteration of the pseudo-distance associated with it, which may take the form of a bias, a drift, or an acceleration, which induces significant position errors that may increase over time.
  • it is therefore necessary to be able to detect a satellite failure and, if necessary, to identify the faulty satellite in order to no longer use the pseudo-distances associated with it.
  • some solutions use a plurality of Kalman filters to detect a satellite failure and identify the faulty satellite.
  • Each filter excludes the pseudo-distances associated with one of the satellites so that the pseudo-distances used are different from one filter to another.
  • a statistical indicator is evaluated from the cross-innovation of the filter.
  • Such a solution is for example presented in document FR2964468A1.
  • these solutions can exclude a functional (i.e. non-faulty) satellite instead of the faulty satellite.
  • RAIM Receiveiver Autonomous Integrity Monitoring
  • these solutions use a least-squares algorithm to determine the position of the mobile from the pseudo-distances associated with the different satellites.
  • Document US10684375B2 illustrates such a solution.
  • these solutions compare a statistic of the residuals to a threshold, i.e. they use the differences between the pseudo-distances provided by the GNSS receiver and pseudo-distances calculated from the position of the mobile estimated by the least-squares algorithm.
  • the faulty satellite is identified from the amplitude of the residuals, in particular the faulty satellite corresponds to the satellite for which the residual is maximum.
  • these solutions can erroneously exclude a functional satellite.
  • the present invention aims to remedy all or part of the drawbacks of the prior art, in particular those set out above.
  • a method for identifying a faulty satellite among a set of satellites Si,...,S N from pseudo-distances between a mobile and the satellites Si,...,S N , the method comprising, following detection of a satellite failure, steps of: for each satellite S, of the set of satellites Si,...,S N : o obtaining a set P, of positions of the mobile, each position p u of the set P, being determined from the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N excluding: the satellite S, ; and at least one other different satellite Sj for each position Pu; o determining a dispersion indicator o, of the positions of the set P, ⁇ and identifying the faulty satellite among the set of satellites Si,...,S N as a function of the dispersion indicators Oi,...,o N .
  • the present invention proposes, following the detection of a satellite failure, to identify the faulty satellite (denoted S x below) by using the pseudo-distances provided by a satellite positioning receiver.
  • a set P of positions of the mobile is obtained.
  • Each position p u of the set P is estimated using the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N with the exception of those associated with the satellite S, and with another satellite Sj (i*j).
  • the positions of the set P are estimated using different combinations of satellites among the satellites Si,...,S N , all these combinations excluding the satellite S,. We must then distinguish two cases depending on whether the excluded satellite S, is the faulty satellite S x or a functional satellite.
  • the positions of the set P x are obtained by excluding the pseudo-distance associated with the failed satellite S x .
  • the positions of the set P x are estimated using only pseudo-distances associated with functional satellites. Since the failed satellite S x is not used to determine the positions of the set P x , these positions are healthy (i.e. reliable) and have a low dispersion (i.e. low variability).
  • the positions of the set P are obtained by using the pseudo-distance associated with the faulty satellite S x , with the exception of the position p i;X . Since the faulty satellite Sx is used to determine the positions of the set P, (except the position p i;X ), these positions are faulty (i.e. unreliable) and have a high dispersion (i.e. significant variability). Also, only the position p i;X is healthy, while the other positions of the set P, are faulty.
  • the present invention proposes to use the dispersion indicators Oi,...,o N to identify the faulty satellite S x among the set of satellites Si,...,S N .
  • the indicators Oi,...,o N respectively characterize the dispersion (i.e. the variability) of the positions of the sets P!,...,P N .
  • the identified faulty satellite S x corresponds to the satellite of the set of satellites Si,...,S N for which the dispersion indicator o x is minimum.
  • the indicator of dispersion o x determined by excluding the failed satellite S x , is representative of a low dispersion of the positions of the set P x .
  • the other dispersion indicators o, (i*x), determined by excluding a functional satellite S are representative of high dispersions.
  • the present invention makes it possible to reliably identify a faulty satellite among a set of satellites from the pseudo-distances between a mobile and the different satellites.
  • the present invention makes it possible to identify a faulty satellite more reliably and more quickly.
  • the proposed solution has minimal implementation complexity and requires less use of resources (e.g. computing and memory resources, processing time, etc.).
  • the step of determining the dispersion indicator o comprises steps of: determining an average position p, from the positions of the set P,; determining a set D, of distances between the positions of the set P, and the average position p,; and determining the dispersion indicator o, from the set D r , the dispersion indicator o, being equal to a standard deviation of the distances of the set D,.
  • each set of positions P comprises Nl positions of the mobile, and each position p u of the set P, is determined from the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N excluding: the satellite S, ; and another different satellite Sj for each position p i;j .
  • the positions of a set P are determined using all possible combinations of N-2 satellites among the satellites Si,...,S N and excluding the satellite S,.
  • the set P therefore comprises the maximum number of positions determined from N-2 satellites excluding the satellite S, for each of the positions.
  • the set P x here comprises Nl healthy (i.e. reliable) positions determined by excluding the faulty satellite S x .
  • the other sets P, with i*x comprise respectively: N-2 faulty (i.e. unreliable) positions determined by using the faulty satellite S x ; and a single healthy position p i;X determined by excluding the faulty satellite S x .
  • This embodiment makes it possible to obtain a significant difference between: the dispersion indicator o x determined by excluding the faulty satellite S x ; and the other dispersion indicators o, (i*x) determined by using the faulty satellite S x . In this way, this embodiment makes it possible to improve the reliability of the solution proposed for identifying a faulty satellite S x among a set of satellites Si,...,S N .
  • the method comprises for each satellite S, of the set of satellites Si,...,S N , and for each satellite Sj of the set of satellites Si,...,S N with j>i: a determination of a position of the mobile from the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N excluding the satellite S, and the satellite Sj, the determined position being used to obtain the position p u of the set P, and the position p j;i of the set Pj.
  • This position Pu is determined from the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N excluding the satellites S, and Sj. This is also the case for the position p j;i of the set Pj, so that the positions p u and p j;i are identical. In other words, the position p u of the set Pi and the position p j;i of the set Pj are both obtained using the same combination of satellites. This embodiment then proposes to determine the position p u and to use it for both the set P, and the set Pj.
  • a position common to several sets among PI,...,PN is determined once. This embodiment thus makes it possible to minimize the necessary computing and memory resources. It contributes to providing a solution for identifying a faulty satellite with low implementation complexity.
  • the proposed method for identifying a faulty satellite further comprises a step of detecting the satellite failure. More particularly, this step of detecting the satellite failure may comprise each of the steps of a method for detecting a satellite failure according to the invention and described below.
  • a method for detecting a satellite failure from pseudo-distances between a mobile and a set of satellites Si,...,S N .
  • the method comprising a step of detecting the satellite failure comprising steps of: obtaining a set P of positions of the mobile, each position p, of the set P being determined from the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N excluding a satellite S, different for each position p,; determining a dispersion indicator o of the positions of the set P; and detecting the satellite failure as a function of the dispersion indicator o.
  • the present invention proposes to detect a satellite failure using the pseudodistances provided by a satellite positioning receiver. [0029] To do this, it is proposed to obtain a set P of positions of the mobile using different combinations of satellites among the satellites Si,...,S N . More precisely, each position P, of the set P is estimated using the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N with the exception of that associated with the satellite S,.
  • the positions of the set P are determined using only pseudo-distances associated with functional satellites.
  • the positions of the set P are therefore healthy (i.e. reliable) and have a low dispersion.
  • the present invention thus proposes to use the indicator o characterizing the dispersion of the positions of the set P.
  • a satellite failure is detected at least as a function of a comparison of the dispersion indicator o with a threshold.
  • the present invention makes it possible to reliably detect a satellite failure from the pseudo-distances between a mobile and a set of satellites.
  • the proposed solution makes it possible to detect a satellite failure more reliably and more quickly than existing solutions.
  • the proposed solution has low implementation complexity.
  • the step of determining the dispersion indicator o comprises steps of: determining an average position p from the positions of the set P; determining a set D of distances between the positions of the set P and the average position p; and determining the dispersion indicator o from the set D, the dispersion indicator o being equal to a standard deviation of the distances of the set D.
  • the standard deviation of the distances to the mean position is used as an indicator of dispersion o of the positions of the set P.
  • This embodiment makes it possible to precisely measure the dispersion of the positions of the set P and requires few computing and memory resources. This embodiment thus contributes to detecting a satellite failure reliably and with minimal implementation complexity.
  • the satellite failure is detected during iteration k M if: the dispersion indicator o of iteration k M is greater than a threshold; and if a variation Ao of the dispersion indicator o during iterations k!,...,k M is greater than another threshold.
  • the failure of a satellite S x results in an alteration of the pseudo-distance associated with it, which may take the form of a bias (i.e. a step), a drift (i.e. a ramp), or an acceleration.
  • the positions of the mobile determined from this pseudo-distance will exhibit, over time, a sudden variation or a progressive drift.
  • this embodiment makes it possible to improve the reliability of detection of a satellite failure.
  • the positions of the mobile are determined using a Bancroft algorithm.
  • This embodiment is advantageous in that it makes it possible to determine, precisely and quickly, the position of the mobile from the pseudo-distances associated with the satellites.
  • the Bancroft algorithm has a low complexity of implementation.
  • Bancroft algorithm can be used: when detecting a satellite failure, to determine the positions p, of the set P; and/or when identifying a faulty satellite, to determine the positions p u of the sets P,.
  • a device for identifying a faulty satellite among a set of satellites Si,...,S N from pseudo-distances between a mobile and the satellites Si,...,S N comprising an identification module configured to, following detection of a satellite failure: for each satellite S, of the set of satellites Si,...,S N : o obtain a set P, of positions of the mobile, each position p u being determined from the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N excluding: the satellite S, and; at least one other different satellite Sj for each position p u ; o determine a dispersion indicator o, of the positions of the set P i ; and identify the faulty satellite among the set of satellites Si,...,S N according to the dispersion indicators Oi,...,o N .
  • the device for identifying a faulty satellite may be configured to implement any of the embodiments of a method according to the invention.
  • this identification module may be configured to implement each of the steps of a method according to the invention.
  • the proposed device for identifying a faulty satellite further comprises a module for detecting a satellite failure.
  • this detection module can be configured to implement each of the steps of a method for detecting a satellite failure according to the invention.
  • a device for detecting a satellite failure from pseudo-distances between a mobile and a set of satellites Si,...,S N comprising a detection module configured to: obtain a set P of positions of the mobile, each position p, of the set P being determined from the pseudo-distances associated with the satellites Si,...,S N excluding a satellite S, different for each position p,; determine a dispersion indicator o of the positions of the set P; and detect the satellite failure as a function of the dispersion indicator o.
  • the satellite failure detection device may be configured to implement any of the embodiments of a method according to the invention.
  • the proposed satellite failure detection device may be configured to implement said step.
  • a navigation system intended to be embedded in a mobile comprising: a satellite positioning receiver configured to provide pseudo-distances between a mobile and a set of satellites; and a device for detecting a satellite failure in accordance with the invention and/or a device for identifying a faulty satellite in accordance with the invention.
  • the navigation system may also comprise a navigation device configured to determine navigation data of the mobile from: pseudo-distances provided by the satellite positioning receiver; and data from an inertial unit.
  • the proposed navigation system can for example be installed in an aircraft, a ship, or a land vehicle.
  • a mobile machine comprising a navigation system according to the invention.
  • the mobile machine is an aircraft.
  • the mobile machine may be a ship or a land vehicle.
  • a computer program comprising instructions for implementing the steps of a method according to the invention, when the computer program is executed by at least one processor or one computer.
  • the computer program may be formed of one or more subparts stored in the same memory or in separate memories.
  • the program may use any programming language, and be in the form of source code, object code, or intermediate code between source code and object code, such as in a partially compiled form, or in any other desirable form.
  • a computer-readable information medium comprising a computer program according to the invention.
  • the information carrier may be any entity or device capable of storing the program.
  • the carrier may comprise a storage means, such as a non-volatile memory or ROM, for example a CD-ROM or a microelectronic circuit ROM, or a magnetic recording means, for example a floppy disk or a hard disk.
  • the storage medium may be a transmissible medium such as an electrical or optical signal, which may be conveyed via an electrical or optical cable, by radio or by a telecommunications network or by a computer network or by other means.
  • the program according to the invention may in particular be downloaded onto a computer network.
  • the information carrier may be an integrated circuit in which the program is incorporated, the circuit being adapted to execute or to be used in the execution of the method in question.
  • the device for identifying a faulty satellite, the navigation system, the aircraft, the computer program and the information medium proposed have the advantages described above in connection with the proposed identification method.
  • Figure 1 represents the hardware architecture of an aircraft according to one embodiment of the invention
  • Figure 2 represents the functional architecture of a device according to an embodiment of the invention comprising a module for detecting a satellite failure and a module for identifying a faulty satellite;
  • Figure 3 represents steps of a method according to an embodiment of the invention for detecting a satellite failure and identifying a faulty satellite;
  • Figure 4 represents steps of a method according to an embodiment of the invention for detecting a satellite failure
  • Figure 5 shows values of a dispersion indicator o determined by a method according to an embodiment of the invention for detecting a satellite failure
  • Figure 6 shows steps of a method according to one embodiment of the invention for identifying a faulty satellite
  • Figure 7 shows values of dispersion indicators Oi,...,o N determined by a method according to an embodiment of the invention for identifying a faulty satellite. Description of the embodiments
  • the present invention applies, in particular, to satellite navigation systems for aircraft.
  • the following description of the invention will refer to this particular context of application, which is given only as an illustrative example and should not limit the invention.
  • the latter applies to satellite navigation for any type of carrier, mobile machine or vehicle.
  • Figure 1 represents the hardware architecture of an aircraft according to an embodiment of the invention.
  • Figure 1 is described below to introduce the present invention and to exemplify a context of application thereof.
  • the aircraft AC illustrated in FIG. 1 is equipped with a navigation system SYS.
  • aircraft designates any device capable of rising and moving in the air, such as an airplane, a helicopter, a drone, etc.
  • the SYS navigation system comprises a satellite positioning RX receiver (i.e. a GNSS receiver); and an APP device.
  • the RX receiver is configured to receive signals transmitted by the satellites Si,...,S N .
  • the satellites Si,...,S N belong for example to the satellite constellation of the GPS system, or of the Galileo system.
  • the RX receiver is configured to determine, from the signals received from the satellites Si,...,S N , the pseudo-distances PR between the RX receiver of the aircraft AC and the satellites Si,...,S N .
  • the RX receiver provides these pseudo-distances to the APP device. We also designate by "pseudo-distance between the aircraft and a satellite" a pseudo-distance between the RX receiver of the aircraft AC and a satellite S,.
  • the receiver RX For a given acquisition time, and for each satellite S, among the set of satellites Si,...,S N , the receiver RX provides the pseudo-distance pr, between the receiver RX and the satellite S,.
  • PR ⁇ pr!,...,pr N ⁇ the set of pseudo-distances PR associated with the satellites Si,...,S N , and acquired at a given time.
  • the number of satellites N is greater than or equal to 6.
  • the navigation system APP is configured to determine navigation data of the aircraft AC from the pseudo-distances PR provided by the receiver RX.
  • navigation data we designate here data relating to the position, and/or the movement of the aircraft AC, such as geographic coordinates (e.g. latitude, longitude, altitude), speed, attitudes.
  • the navigation system SYS can comprise an inertial unit and implement a hybrid inertial-GNSS navigation.
  • the navigation system SYS can determine the navigation data of the aircraft AC by using both the pseudo-distances PR provided by the receiver RX; and the data from an inertial unit.
  • the APP device is configured to: detect a satellite failure; and/or identify a faulty satellite from the pseudo-distances PR provided by the RX receiver.
  • the APP device can be configured to implement the navigation solution of the SYS system, i.e. it can be configured to determine the navigation data of the aircraft AC.
  • the navigation solution of the SYS system could also be implemented by another device (distinct from the APP device).
  • the APP device comprises, according to the embodiment illustrated by FIG. 1: at least one processing unit or processor PROC; and at least one memory MEM.
  • the APP device has, according to one embodiment, the hardware architecture of a computer.
  • the memory MEM constitutes an information medium in accordance with the invention, readable by a computer and by the processor PROC, on which a computer program PROG in accordance with the invention is recorded.
  • the program PROG comprises instructions for carrying out steps of a method in accordance with the invention, when the program PROG is executed by the processor PROC.
  • the program PROG defines the functional modules represented in FIG. 2 of the APP device, which rely on or control the hardware elements of the latter.
  • the APP device has a communication module COM configured to communicate with the receiver RX.
  • a communication module COM configured to communicate with the receiver RX.
  • No limitation is attached to the nature of the communication interfaces between these devices, which may be wired or wireless, and may implement any protocol known to those skilled in the art.
  • Figure 2 and Figure 3 respectively represent the functional architecture of a device according to an embodiment of the invention and steps of a method according to an embodiment of the invention.
  • the APP device comprises: a DET module for detecting a satellite failure; and/or an ID module for identifying a faulty satellite.
  • DET module for detecting a satellite failure
  • ID module for identifying a faulty satellite. The operation of these modules is described below with reference to the steps of FIG. 3.
  • module may correspond to a software component, a hardware component or a set of hardware and software components.
  • a software component itself corresponds to one or more computer programs or any element of a program capable of implementing a function or a set of functions.
  • a hardware component corresponds to any element of a hardware set capable of implementing a function or a set of functions.
  • the proposed method comprises (all or part) of the steps S100 to S400 described below and implemented by the device APP to detect a satellite failure FLT and/or identify a faulty satellite Sx.
  • the proposed method may comprise a plurality of iterations of each of its steps.
  • the steps of the method may be reiterated at a given frequency, for example every second.
  • step S100 the APP device obtains the pseudo-distances PR associated with the satellites Si,...,S N provided by the satellite positioning receiver RX.
  • step S200 the detection module DET of the device APP detects the presence or absence of a satellite failure FLT from the pseudo-distances PR between the receiver RX and the satellites Si,...,S N .
  • the implementation of step S200 is described in more detail with reference to FIG. 4.
  • step S200 If a FLT satellite failure is detected in step S200, then the method continues to step S300; otherwise, the method repeats steps S100 and S200.
  • the proposed method comprises several iterations k x ,...,k M of the detection step S200.
  • the iterations k!,...,k M of this step are implemented for pseudo-distances PR respectively acquired at times tx,...,t M .
  • step S300 following the detection of a satellite failure FLT, the identification module ID of the device APP identifies the faulty satellite S x among the set of satellites Si,...,S N from the pseudo-distances PR between the receiver RX and the satellites Si,...,S N .
  • the implementation of step S300 is described in more detail with reference to FIG. 6.
  • step S400 the APP device excludes the satellite S x identified as faulty. More precisely, the pseudo-distances pr x associated with the satellite S x will no longer be used by the navigation system SYS to determine the navigation data of the aircraft AC.
  • the proposed solution described here makes it possible to detect a satellite failure FLT and to identify the faulty satellite S x among the set of satellites Si,...,S N .
  • the proposed method and device APP make it possible to exclude the faulty satellite S x so that the navigation system SYS no longer uses the pseudo-distances pr x associated with it.
  • the APP device uses only the pseudo-distances PR provided by the satellite positioning receiver RX (i.e. the GNSS data), i.e. it does not use data from an inertial unit.
  • the proposed solution can be implemented independently of the navigation solution used by the SYS system.
  • Figure 4 represents steps of a method according to an embodiment of the invention. More precisely, this figure details the implementation of step S200 of detecting a FLT satellite failure, previously introduced with reference to Figure 3.
  • the step S200 of detecting a FLT satellite failure comprises the steps S210 to S230 described below.
  • step S210 the device APP obtains a set P of positions of the aircraft AC.
  • the set P comprises N positions p!,...,p N .
  • the position p is resolved by excluding the satellite S,. More precisely, we designate by “position of the aircraft” a position of the receiver RX on board the aircraft AC.
  • the positions pi,..., PN of the set P are respectively determined using a Bancroft algorithm, for example using N Bancroft algorithms in parallel.
  • a Bancroft algorithm for solving the position of a mobile from pseudo-distances associated with a set of satellites, are for example presented in the following document: S. Bancroft, “An Algebraic Solution of the GPS Equations”, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, January 1985.
  • a Bancroft algorithm may fail to resolve a position p, of the aircraft AC. If this is the case, then the implementation of the step S200 of detecting a satellite failure is interrupted, and the method can resume at step S100.
  • step S220 the APP device determines a dispersion indicator o of the positions of the set P.
  • the dispersion indicator o measures the variability of the positions of the set P.
  • step S220 comprises steps S221 to S223 described below.
  • step S221 the APP device determines an average position p from the positions of the set P.
  • the average position p P r
  • step S223 the APP device determines the dispersion indicator o from the set of distances D.
  • step S230 the APP device detects the presence or absence of a satellite FLT failure based on the dispersion indicator o.
  • the APP device can for example detect a satellite FLT failure if the dispersion indicator o is greater than a threshold ⁇ a .
  • the APP device detects, according to one embodiment, a satellite FLT failure in the following manner.
  • a satellite FLT failure in the following manner.
  • the APP device determines a variation Ao of the dispersion indicator o during the previous iterations k!,...,k M . It then detects a satellite FLT failure if (and only if): the dispersion indicator o is greater than a threshold ⁇ a and the variation Ao is greater than a threshold ⁇ Aa .
  • the thresholds ⁇ a and ⁇ Aa can in particular be set according to a given false alarm probability.
  • the variation Ao is determined from the values of the indicator o determined during all or part of the iterations kx,...,k M .
  • the variation Ao may for example correspond to a slope coefficient determined by a linear regression of values of the indicator o determined during the iterations kx,...,k M .
  • the variation Ao may correspond to a derivative of the indicator o over time, or to a difference between values of the indicator o determined during the iterations k!,...,k M .
  • the calculation of the variation Ao may further involve filtering operations, for example using a low-pass filter to eliminate rapid variations of the indicator o over time.
  • Figure 5 shows values of a dispersion indicator o determined by a method according to an embodiment of the invention for detecting a satellite failure.
  • This figure illustrates the values of the dispersion indicator o during the iterations of the FLT satellite failure detection step S200. It therefore illustrates the evolution of the dispersion indicator o over time.
  • the time at which the FLT satellite failure occurs is indicated by dotted lines in this figure. Note that the values of the dispersion indicator o are relatively low before the FLT satellite failure occurs, and that they then increase over time.
  • the positions of the set P are determined using only pseudo-distances associated with functional satellites and are said to be healthy.
  • the positions of the set P are therefore relatively close to the real position of the aircraft AC and have low variability. In this case, the value of the dispersion indicator o is low.
  • the position p x is healthy, since it is determined using only pseudo-distances associated with functional satellites.
  • the other positions p, (i*x) of the set P are determined using the pseudo-distance pr x associated with the faulty satellite S x and are corrupted by this erroneous pseudo-distance pr x . These positions p, (i*x) are said to be faulty and move away from the real position of the aircraft AC. In addition, the faulty positions p, (i*x) have significant variations between them. In the event of a satellite failure FLT, the positions of the set P have a high variability and the value of the dispersion indicator o is significant.
  • the failure of the satellite S x causes an alteration of the pseudo-distance pr x associated with it over time, which may take the form of a bias, a drift, or an acceleration.
  • the values of the dispersion indicator o will, over time, present a sudden variation or a progressive increase as illustrated in FIG. 5.
  • the proposed solution makes it possible to reliably detect a satellite failure FLT from pseudo-distances PR between the receiver RX and the satellites Si,...,S N .
  • the proposed APP device identifies the faulty satellite S x among the set of satellites Si,...,S N , to then exclude this faulty satellite S x and no longer use the pseudo-distances associated with it.
  • Figure 6 represents steps of a method according to an embodiment of the invention. This figure details the implementation of step S300 of identifying the faulty satellite S x , introduced above with reference to Figure 3.
  • the step S300 of identifying the faulty satellite Sx comprises the steps S310 to S330 described below.
  • the step S300 of identifying the faulty satellite Sx is triggered by the detection of a satellite failure FLT. It is important to emphasize that the proposed method may comprise the step S200 of detecting the satellite failure FLT described above.
  • the FLT satellite failure is detected by another device (distinct from the APP device), which triggers the implementation of the steps described below.
  • the APP device implements steps S310 and S320. Steps S310-S320 can be implemented in parallel (i.e. concomitantly) for the different satellites Si,...,S N .
  • step S310 the device APP obtains a set P, of positions of the aircraft AC.
  • the set of positions P comprises Nl positions.
  • each position p u is resolved by excluding: the satellite S, ; and another different satellite Sj for each position p y .
  • the positions of the set P are respectively determined using a Bancroft algorithm.
  • embodiments could be envisaged in which other algorithms are used to resolve these positions.
  • the sets PI,...,PN comprise a total of N(Nl) positions. However, it is not necessary to implement N(Nl) Bancroft algorithms. Some positions are common to several sets. For example, the position p u of the set Pi and the position p j;i of the set Pj are identical. These two positions are both determined from the pseudo-distances ⁇ pri,...,pr N ⁇ pri,prj ⁇ , i.e. excluding the satellites S, and Sj.
  • the APP device obtains the sets of positions PI,...,PN in the following manner. For any ie
  • step S300 of identifying the faulty satellite is interrupted, and the method can resume at step S100.
  • step S320 the APP device determines a dispersion indicator o, of the positions of the set P,.
  • the dispersion indicator o measures the variability of the positions of the set P,.
  • step S320 comprises steps S321 to S323 described below.
  • step S321 the APP device determines an average position p, from the positions of the set P,. In particular, the average position P, j ⁇ [0130]
  • step S323 the APP device determines the dispersion indicator o, from the set of distances D,.
  • the dispersion indicator o is here equal to a standard deviation of the distances of the set D,.
  • step S330 the APP device identifies the faulty satellite S x among the set of satellites Si,...,S N according to the dispersion indicators Oi,...,o N .
  • the proposed solution allows, in the event of a satellite failure, to identify the faulty satellite S x from the pseudo-distances PR between the receiver RX and the satellites Si,...,S N .
  • Figure 7 shows values of dispersion indicators Oi,...,o N determined by a method according to an embodiment of the invention for identifying a faulty satellite.
  • This figure illustrates, as an example, the evolution of the dispersion indicators Oi,..., o N over time.
  • the number of satellites N is equal to 12
  • the faulty satellite S x is satellite S 3 .
  • the FLT satellite failure occurs at the instant indicated by dotted lines in the figure. Before the FLT satellite failure occurs, the values of the dispersion indicators Oi,..., Oi 2 are low. Then, the values of these indicators all increase over time, with the exception of the dispersion indicator o 3 determined by excluding the faulty satellite S 3 .
  • the dispersion indicator o 3 is determined by excluding the failed satellite S 3 . More precisely, the positions of the set P 3 are obtained by excluding the pseudo-distance pr 3 associated with the failed satellite S 3 . Thus, the positions of the set P 3 are estimated using only pseudo-distances associated with functional satellites. Since the failed satellite S 3 is not used, the positions of the set P 3 are all healthy and have low variability. The value of the dispersion indicator o 3 is therefore low.
  • the other dispersion indicators o, (i*3) are respectively determined by excluding a functional satellite S,.
  • the positions of the set P are obtained by using the pseudo-distance associated with the faulty satellite S 3 , with the exception of the position p i;3 .
  • the set P then includes 10 (Le. N-2) faulty positions and one healthy position p i;3 . For this reason, the positions of the set P, present a strong variability and the value of the dispersion indicator O, is important.
  • the proposed solution makes it possible to reliably identify the faulty satellite from the set of satellites Si,...,S N .
  • the solution proposed above makes it possible to detect a satellite failure and to identify the faulty satellite using only pseudo-distances provided by a satellite positioning receiver, i.e. without using inertial data.
  • the proposed solution can in particular be implemented independently of the navigation solution used by the SYS system for the AC aircraft.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Computer Security & Cryptography (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un procédé et dispositif d'identification d'un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites S1,…,SN à partir de pseudo-distances (PR) entre un mobile et les satellites S1,…,SN. En particulier, le procédé comprend, suite à une détection d'une panne satellite (FLT), des étapes de : - pour chaque satellite Si de l'ensemble de satellites S1,…,SN : o obtention (S310) d'un ensemble Pi de positions du mobile, chaque position pi,j étant déterminée à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites S1,…,SN en excluant : le satellite Si; et au moins un autre satellite Sj différent pour chaque position pi,j; o détermination (S320) d'un indicateur de dispersion σi des positions de l'ensemble Pi; et - identification (S330) du satellite défaillant parmi l'ensemble de satellites S1,…,SN en fonction des indicateurs de dispersion σ1,…,σN.

Description

Description
Titre : Procédé et dispositif d'identification d'un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites
Domaine technique
[0001] La présente invention se rapporte au domaine de la navigation par satellites, dite également navigation GNSS (pour « Global Navigation Satellite System » en anglais). En particulier, la présente invention concerne un procédé et un dispositif d'identification d'un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites, ainsi qu'un système de navigation, un aéronef, et un programme d'ordinateur associés. La présente invention trouve une application particulièrement avantageuse, bien que nullement limitative, pour la mise en oeuvre de systèmes de navigation par satellites pour aéronefs, navires, ou véhicules terrestres.
Technique antérieure
[0002] L'invention s'inscrit dans le contexte particulier des systèmes de navigation par satellites.
Embarqué dans un engin mobile (e.g. un aéronef), un tel système de navigation utilise les signaux reçus en provenance de satellites pour déterminer la position du mobile, et potentiellement d'autres données de navigation du mobile telles que sa vitesse et son orientation. Pour déterminer la position d'un mobile, un système de navigation par satellites utilise les mesures de positionnement, dites pseudo-distances (« pseudo-ranges » en anglais), fournies par un récepteur GNSS. Ces mesures caractérisent les distances entre le mobile et les satellites visibles d'une constellation. Dans le cadre de l'invention, les systèmes de navigation considérés peuvent également utiliser des données issues d'une centrale inertielle pour déterminer les données de navigation du mobile, en utilisant par exemple un algorithme de fusion multi -capteurs basé sur un filtre de Kalman.
[0003] Pour certaines applications comme l'aéronautique, la fiabilité des données de navigation est cruciale. Les systèmes de navigation doivent alors satisfaire à certaines exigences en termes d'intégrité. Par exemple, le système de navigation doit pouvoir déterminer la position du mobile avec un risque d'intégrité donné, c'est-à-dire avec une probabilité définie (notamment très faible, par exemple 10’7) que l'erreur de position soit supérieure à un rayon de protection (i.e. une borne d'alerte) sans qu'aucune alerte ne soit levée. Pour un système de navigation par satellites, la panne d'un satellite entraîne une altération de la pseudo-distance associée à celui-ci, pouvant prendre la forme d'un biais, d'une dérive, ou d'une accélération, ce qui induit des erreurs de position importantes pouvant augmenter au cours du temps. Pour garantir l'intégrité du système de navigation, il est donc nécessaire de pouvoir détecter une panne satellite et, le cas échéant, d'identifier le satellite défaillant pour ne plus utiliser les pseudo-distances associées à celui-ci.
[0004] Dans l'état actuel de la technique, certaines solutions utilisent une pluralité de filtres de Kalman pour détecter une panne satellite et identifier le satellite défaillant. Chaque filtre exclut les pseudo-distances associées à un des satellites de sorte que les pseudo-distances utilisées soient différentes d'un filtre à l'autre. Pour chaque filtre, un indicateur statistique est évalué à partir de l'innovation croisée du filtre. En utilisant les indicateurs statistiques des différents filtres, il est alors possible de détecter une panne satellite et d'identifier le satellite défaillant. Une telle solution est par exemple présentée dans le document FR2964468A1. Cependant, pour certaines configurations géométriques des satellites, ces solutions peuvent exclure un satellite fonctionnel (i.e. non-défaillant) au lieu du satellite défaillant. Une telle erreur d'exclusion peut notamment conduire à une perte d'intégrité, ou à une perte de disponibilité du système de navigation, et doit être évitée. De plus, ces solutions présentent une complexité de mise en oeuvre élevée et requièrent une utilisation importante de ressources (e.g. ressources de calcul et de mémoire, temps de traitement, etc.).
[0005] Par ailleurs, des solutions existantes de type RAIM (pour « Receiver Autonomous Integrity Monitoring » en anglais) permettent d'identifier un satellite défaillant sans utiliser de filtres de Kalman. Ces solutions exploitent un algorithme des moindres carrés pour déterminer la position du mobile à partir des pseudo-distances associées aux différents satellites. Le document US10684375B2 illustre une telle solution. Pour détecter une panne satellite, ces solutions comparent une statistique des résidus à un seuil, c'est-à-dire qu'elles utilisent les écarts entre les pseudo-distances fournies par le récepteur GNSS et des pseudo-distances calculées à partir de la position du mobile estimée par l'algorithme des moindres carrés. Lorsqu'une panne satellite est détectée, le satellite défaillant est identifié à partir de l'amplitude des résidus, notamment le satellite défaillant correspond au satellite pour lequel le résidu est maximum. Toutefois, ces solutions peuvent exclure de manière erronée un satellite fonctionnel.
[0006] Il existe par conséquent un besoin pour une solution permettant d'identifier de manière fiable un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites à partir de pseudo-distances entre un mobile et les différents satellites.
Exposé de l'invention
[0007] La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des inconvénients de l'art antérieur, notamment ceux exposés ci-dessus.
[0008] Selon un aspect de l'invention, il est proposé un procédé d'identification d'un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites Si,...,SN à partir de pseudo-distances entre un mobile et les satellites Si,...,SN, le procédé comprenant, suite à une détection d'une panne satellite, des étapes de : pour chaque satellite S, de l'ensemble de satellites Si,...,SN : o obtention d'un ensemble P, de positions du mobile, chaque position pu de l'ensemble P, étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant : le satellite S, ; et au moins un autre satellite Sj différent pour chaque position Pu; o détermination d'un indicateur de dispersion o, des positions de l'ensemble P, ■ et identification du satellite défaillant parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN en fonction des indicateurs de dispersion Oi,...,oN.
[0009] La présente invention propose, suite à la détection d'une panne satellite, d'identifier le satellite défaillant (noté Sx ci-après) en utilisant les pseudo-distances fournies par un récepteur de positionnement par satellites.
[0010] Plus précisément, pour chaque satellite S, d'un ensemble de satellites Si,...,SN, un ensemble P, de positions du mobile est obtenu. Chaque position pu de l'ensemble P, est estimée en utilisant les pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN à l'exception de celles associées au satellite S, et à un autre satellite Sj (i*j). Autrement dit, les positions de l'ensemble P, sont estimées en utilisant différentes combinaisons de satellites parmi les satellites Si,...,SN, toutes ces combinaisons excluant le satellite S,. Nous devons alors distinguer deux cas de figures suivant que le satellite exclu S, est le satellite défaillant Sx ou un satellite fonctionnel.
[0011] Si le satellite exclu S, est le satellite défaillant Sx, les positions de l'ensemble Px sont obtenues en excluant la pseudo-distance associée au satellite défaillant Sx. Les positions de l'ensemble Px sont estimées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Puisque le satellite défaillant Sx n'est pas utilisé pour déterminer les positions de l'ensemble Px, ces positions sont saines (i.e. fiables) et présentent une faible dispersion (i.e. une variabilité faible).
[0012] En revanche, si le satellite exclu S, est un satellite fonctionnel (i*x), les positions de l'ensemble P, sont obtenues en utilisant la pseudo-distance associée au satellite défaillant Sx, à l'exception de la position pi;X. Puisque le satellite défaillant Sx est utilisé pour déterminer les positions de l'ensemble P, (exceptée la position pi;X), ces positions sont défaillantes (i.e. non fiables) et présentent une forte dispersion (i.e. une variabilité importante). Aussi, seule la position pi;X est saine, tandis que les autres positions de l'ensemble P, sont défaillantes.
[0013] La présente invention propose d'utiliser les indicateurs de dispersion Oi,...,oN pour identifier le satellite défaillant Sx parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN. Les indicateurs Oi,...,oN caractérisent respectivement la dispersion (i.e. la variabilité) des positions des ensembles P!,...,PN.
[0014] En particulier, le satellite défaillant Sx identifié correspond au satellite de l'ensemble de satellites Si,...,SN pour lequel l'indicateur de dispersion ox est minimum. En effet, l'indicateur de dispersion ox, déterminé en excluant le satellite défaillant Sx, est représentatif d'une faible dispersion des positions de l'ensemble Px. À l'inverse, les autres indicateurs de dispersion o, (i*x), déterminés en excluant un satellite S, fonctionnel, sont représentatifs de fortes dispersions.
[0015] Ainsi, la présente invention permet d'identifier de manière fiable un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites à partir des pseudo-distances entre un mobile et les différents satellites.
[0016] En comparaison des solutions existantes décrites ci-dessus, il convient de noter que la présente invention permet d'identifier un satellite défaillant de manière plus fiable et plus rapide. En particulier, la solution proposée présente une complexité de mise en oeuvre minime et requière une utilisation moindre de ressources (e.g. ressources de calcul et de mémoire, temps de traitement, etc.).
[0017] Selon un mode de réalisation, l'étape de détermination de l'indicateur de dispersion o, comprend des étapes de : détermination d'une position moyenne p, à partir des positions de l'ensemble P, ; détermination d'un ensemble D, de distances entre les positions de l'ensemble P, et la position moyenne p, ; et détermination de l'indicateur de dispersion o, à partir de l'ensemble Dr, l'indicateur de dispersion o, étant égal à un écart-type des distances de l'ensemble D,.
[0018] Dans ce mode de réalisation, il est proposé d'exploiter l'écart-type des distances à la position moyenne comme indicateur de dispersion o, des positions de l'ensemble P,. Ce mode de réalisation permet de mesurer précisément la dispersion des positions de l'ensemble P, et nécessite peu de ressources de calcul et de mémoire. Il contribue ainsi à fournir une solution permettant d'identifier un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites de manière fiable, et avec une complexité de mise en oeuvre minime.
[0019] Selon un mode de réalisation, chaque ensemble de positions P, comprend N-l positions du mobile, et chaque position pu de l'ensemble P, est déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant : le satellite S, ; et un autre satellite Sj différent pour chaque position pi;j.
[0020] Selon ce mode de réalisation, les positions d'un ensemble P, sont déterminées en utilisant toutes les combinaisons possibles de N-2 satellites parmi les satellites Si,...,SN et excluant le satellite S,. L'ensemble P, comprend donc le nombre maximum de positions déterminées à partir de N-2 satellites en excluant le satellite S, pour chacune des positions.
[0021] Plus précisément, l'ensemble Px comprend ici N-l positions saines (i.e. fiables) déterminées en excluant le satellite défaillant Sx. Les autres ensembles P, avec i*x comprennent respectivement : N-2 positions défaillantes (i.e. non fiables) déterminées en utilisant le satellite défaillant Sx ; et une unique position pi;X saine déterminée en excluant le satellite défaillant Sx. [0022] Ce mode de réalisation permet d'obtenir un écart significatif entre : l'indicateur de dispersion ox déterminé en excluant le satellite défaillant Sx ; et les autres indicateurs de dispersion o, (i*x) déterminés en utilisant le satellite défaillant Sx. De la sorte, ce mode de réalisation permet d'améliorer la fiabilité de la solution proposée pour identifier un satellite défaillant Sx parmi un ensemble de satellites Si,...,SN.
[0023] Selon un mode de réalisation, le procédé comprend pour chaque satellite S, de l'ensemble de satellites Si,...,SN, et pour chaque satellite Sj de l'ensemble de satellites Si,...,SN avec j>i : une détermination d'une position du mobile à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant le satellite S, et le satellite Sj, la position déterminée étant utilisée pour obtenir la position pu de l'ensemble P, et la position pj;i de l'ensemble Pj.
[0024] Pour décrire ce mode de réalisation, considérons la position pu de l'ensemble P,. Cette position Pu est déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant les satellites S, et Sj. Ceci est également le cas de la position pj;i de l'ensemble Pj, de sorte que les positions pu et pj;i sont identiques. Autrement dit, la position pu de l'ensemble Pi et la position pj;i de l'ensemble Pj sont toutes deux obtenues en utilisant une même combinaison de satellites. Ce mode de réalisation propose alors de déterminer la position pu et de l'utiliser à la fois pour l'ensemble P, et l'ensemble Pj.
[0025] Selon ce mode de réalisation, une position commune à plusieurs ensembles parmi PI,...,PN est déterminée une unique fois. Ce mode de réalisation permet ainsi de minimiser les ressources de calcul et de mémoire nécessaires. Il contribue à fournir une solution permettant d'identifier un satellite défaillant avec une faible complexité de mise en oeuvre.
[0026] Selon un mode de réalisation, le procédé proposé d'identification d'un satellite défaillant comprend en outre une étape de détection de la panne satellite. Plus particulièrement, cette étape de détection de la panne satellite peut comprendre chacune des étapes d'un procédé de détection d'une panne satellite conforme à l'invention et décrit ci-après.
[0027] Selon un aspect de l'invention, il est proposé un procédé de détection d'une panne satellite à partir de pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites Si,...,SN., le procédé comprenant une étape de détection de la panne satellite comprenant des étapes de : obtention d'un ensemble P de positions du mobile, chaque position p, de l'ensemble P étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant un satellite S, différent pour chaque position p, ; détermination d'un indicateur de dispersion o des positions de l'ensemble P ; et détection de la panne satellite en fonction de l'indicateur de dispersion o.
[0028] La présente invention propose de détecter une panne satellite en utilisant les pseudodistances fournies par un récepteur de positionnement par satellites. [0029] Pour ce faire, il est proposé d'obtenir un ensemble P de positions du mobile en utilisant différentes combinaisons de satellites parmi les satellites Si,...,SN. Plus précisément, chaque position P, de l'ensemble P est estimée en utilisant les pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN à l'exception de celle associée au satellite S,.
[0030] Si tous les satellites Si,...,SN sont fonctionnels, les positions de l'ensemble P sont déterminées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Les positions de l'ensemble P sont donc saines (i.e. fiables) et présentent une faible dispersion.
[0031] En revanche, si un satellite Sx parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN est défaillant, seule la position px est saine puisqu'elle est déterminée en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Les autres positions p, (i*x) de l'ensemble P sont déterminées en utilisant la pseudo-distance associée au satellite défaillant Sx, et sont donc défaillantes. Pour cette raison, en cas de panne satellite, les positions de l'ensemble P présentent une forte dispersion.
[0032] Pour détecter une panne satellite, la présente invention propose ainsi d'utiliser l'indicateur o caractérisant la dispersion des positions de l'ensemble P. En particulier, une panne satellite est détectée au moins en fonction d'une comparaison de l'indicateur de dispersion o à un seuil.
[0033] Ainsi, la présente invention permet de détecter de manière fiable une panne satellite à partir des pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites.
[0034] En outre, la solution proposée permet de détecter une panne satellite de manière plus fiable et plus rapide que les solutions existantes. La solution proposée présente notamment une faible complexité de mise en oeuvre.
[0035] Selon un mode de réalisation, l'étape de détermination de l'indicateur de dispersion o comprend des étapes de : détermination d'une position moyenne p à partir des positions de l'ensemble P ; détermination d'un ensemble D de distances entre les positions de l'ensemble P et la position moyenne p ; et détermination de l'indicateur de dispersion o à partir de l'ensemble D, l'indicateur de dispersion o étant égal à un écart-type des distances de l'ensemble D.
[0036] Selon ce mode de réalisation, l'écart-type des distances à la position moyenne est utilisé comme indicateur de dispersion o des positions de l'ensemble P. Ce mode de réalisation permet de mesurer précisément la dispersion des positions de l'ensemble P et nécessite peu de ressources de calculs et mémoires. Ce mode de réalisation contribue ainsi à détecter une panne satellite de manière fiable et avec une complexité de mise en oeuvre minime.
[0037] Selon un mode de réalisation, plusieurs itérations kx,...,kM de l'étape de détection sont mises en oeuvre pour des pseudo-distances acquises à des instants différents. En outre, dans ce mode réalisation, la panne satellite est détectée lors de l'itération kM si : l'indicateur de dispersion o de l'itération kM est supérieur à un seuil ; et si une variation Ao de l'indicateur de dispersion o au cours des itérations k!,...,kM est supérieure à un autre seuil.
[0038] La panne d'un satellite Sx entraîne une altération de la pseudo-distance associée à celui-ci, pouvant prendre la forme d'un biais (i.e. un échelon), une dérive (i.e. une rampe), ou d'une accélération. De ce fait, les positions du mobile déterminées à partir de cette pseudo-distance présenteront, au cours du temps, une variation brusque ou une dérive progressive. En utilisant la variation Ao, en plus de l'indicateur de dispersion o, ce mode de réalisation permet d'améliorer la fiabilité de détection d'une panne satellite.
[0039] Selon un mode de réalisation, les positions du mobile sont déterminées en utilisant un algorithme de Bancroft.
[0040] Ce mode de réalisation est avantageux en ce qu'il permet de déterminer, précisément et rapidement, la position du mobile à partir des pseudo-distances associées aux satellites. En particulier, en comparaison à un filtre de Kalman, l'algorithme de Bancroft présente une faible complexité de mise en oeuvre.
[0041] Il convient de noter que l'algorithme de Bancroft peut être utilisé : lors de la détection d'une panne satellite, pour déterminer les positions p, de l'ensemble P ; et/ou lors de l'identification d'un satellite défaillant, pour déterminer les positions pu des ensembles P,.
[0042] Selon un aspect de l'invention, il est proposé un dispositif d'identification d'un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites Si,...,SN à partir de pseudo-distances entre un mobile et les satellites Si,...,SN, le dispositif comprenant un module d'identification configuré pour, suite à une détection d'une panne satellite : pour chaque satellite S, de l'ensemble de satellites Si,...,SN : o obtenir un ensemble P, de positions du mobile, chaque position pu étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant : le satellite S, et ; au moins un autre satellite Sj différent pour chaque position pu ; o déterminer un indicateur de dispersion o, des positions de l'ensemble Pi ; et identifier le satellite défaillant parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN en fonction des indicateurs de dispersion Oi,...,oN.
[0043] Le dispositif d'identification d'un satellite défaillant peut être configuré pour mettre en oeuvre n'importe lequel des modes de réalisation d'un procédé conforme à l'invention. En particulier, ce module d'identification peut être configuré pour mettre en oeuvre chacune des étapes d'un procédé conforme à l'invention.
[0044] Selon un mode de réalisation, le dispositif proposé d'identification d'un satellite défaillant comprend en outre un module de détection d'une panne satellite. En particulier, ce module de détection peut être configuré pour mettre en oeuvre chacune des étapes d'un procédé de détection d'une panne satellite conforme à l'invention. [0045] Selon un aspect de l'invention, il est proposé un dispositif de détection d'une panne satellite à partir de pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites Si,...,SN, le dispositif comprenant un module de détection configuré pour : obtenir un ensemble P de positions du mobile, chaque position p, de l'ensemble P étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant un satellite S, différent pour chaque position p, ; déterminer un indicateur de dispersion o des positions de l'ensemble P ; et détecter la panne satellite en fonction de l'indicateur de dispersion o.
[0046] Le dispositif de détection d'une panne satellite peut être configuré pour mettre en oeuvre n'importe lequel des modes de réalisation d'un procédé conforme à l'invention. En particulier, pour chaque étape d'un procédé conforme à l'invention, le dispositif de détection d'une panne satellite proposé peut être configuré pour mettre en oeuvre ladite étape.
[0047] Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un système de navigation destiné à être embarqué dans un mobile comprenant : un récepteur de positionnement par satellites configuré pour fournir des pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites ; et un dispositif de détection d'une panne satellite conforme à l'invention et/ou un dispositif d'identification d'un satellite défaillant conforme à l'invention.
[0048] Le système de navigation peut également comprendre un dispositif de navigation configuré pour déterminer des données de navigation du mobile à partir de : pseudo-distances fournies par le récepteur de positionnement par satellites ; et de données issues d'une centrale inertielle.
[0049] Le système de navigation proposé peut par exemple être embarqué dans un aéronef, un navire, ou un véhicule terrestre.
[0050] Selon un aspect de l'invention, il est proposé un engin mobile comprenant un système de navigation conforme à l'invention.
[0051] Selon un mode de réalisation, l'engin mobile est un aéronef. En variante, l'engin mobile peut être un navire ou un véhicule terrestre.
[0052] Selon un aspect de l'invention, il est proposé un programme d'ordinateur comprenant des instructions pour mettre en oeuvre les étapes d'un procédé conforme à l'invention, lorsque le programme d'ordinateur est exécuté par au moins un processeur ou un ordinateur.
[0053] Le programme d'ordinateur peut être formé d'une ou plusieurs sous-parties stockées dans une même mémoire ou dans des mémoires distinctes. Le programme peut utiliser n'importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, de code objet, ou de code intermédiaire entre code source et code objet, tel que dans une forme partiellement compilée, ou dans n'importe quelle autre forme souhaitable. [0054] Selon un aspect de l'invention, il est proposé un support d'informations lisible par ordinateur comprenant un programme d'ordinateur conforme à l'invention.
[0055] Le support d'informations peut être n'importe quelle entité ou dispositif capable de stocker le programme. Par exemple, le support peut comporter un moyen de stockage, tel qu'une mémoire non-volatile ou ROM, par exemple un CD-ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d'enregistrement magnétique, par exemple une disquette ou un disque dur. D'autre part, le support de stockage peut être un support transmissible tel qu'un signal électrique ou optique, qui peut être acheminé via un câble électrique ou optique, par radio ou par un réseau de télécommunication ou par un réseau informatique ou par d'autres moyens. Le programme selon l'invention peut être en particulier téléchargé sur un réseau informatique. Alternativement, le support d'informations peut être un circuit intégré dans lequel le programme est incorporé, le circuit étant adapté pour exécuter ou pour être utilisé dans l'exécution du procédé en question.
[0056] Le dispositif d'identification d'un satellite défaillant, le système de navigation, l'aéronef, le programme d'ordinateur et le support d'informations proposés disposent des avantages décrits ci- dessus en lien avec le procédé d'identification proposé.
Brève description des dessins
[0057] D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description fournie ci-après, illustrant des modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemple et dépourvus de tout caractère limitatif, en référence aux dessins ci-joints :
[0058] La figure 1 représente l'architecture matérielle d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention ;
[0059] la figure 2 représente l'architecture fonctionnelle d'un dispositif selon un mode de réalisation de l'invention comprenant un module de détection d'une panne satellite et un module d'identification d'un satellite défaillant ;
[0060] la figure 3 représente des étapes d'un procédé selon un mode de réalisation de l'invention pour détecter une panne satellite et identifier un satellite défaillant ;
[0061] la figure 4 représente des étapes d'un procédé selon un mode de réalisation de l'invention pour détecter une panne satellite ;
[0062] la figure 5 représente des valeurs d'un indicateur de dispersion o déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention pour détecter une panne satellite ;
[0063] la figure 6 représente des étapes d'un procédé selon un mode de réalisation de l'invention pour identifier un satellite défaillant ; et
[0064] la figure 7 représente des valeurs d'indicateurs de dispersion Oi,...,oN déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention pour identifier un satellite défaillant. Description des modes de réalisation
[0065] La présente invention s'applique, en particulier, aux systèmes de navigation par satellites pour aéronefs. La description suivante de l'invention se référera à ce contexte particulier d'application, qui n'est donné qu'à titre d'exemple illustratif et ne doit pas limiter l'invention. Cette dernière s'applique à la navigation par satellites pour tout type de porteur, d'engin mobile ou de véhicule.
[0066] La figure 1 représente l'architecture matérielle d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention. En particulier, la figure 1 est décrite ci-après pour introduire la présente invention et exemplifier un contexte d'application de celle-ci.
[0067] L'aéronef AC illustré sur la figure 1 est équipé d'un système de navigation SYS. Dans le contexte de l'invention, le terme aéronef désigne tout dispositif capable de s'élever et de se déplacer dans les airs, tel qu'un avion, un hélicoptère, un drone, etc.
[0068] Le système de navigation SYS comprend un récepteur RX de positionnement par satellites (i.e. un récepteur GNSS) ; et un dispositif APP.
[0069] Le récepteur RX est configuré pour recevoir des signaux émis par les satellites Si,...,SN. Les satellites Si,...,SN appartiennent par exemple à la constellation de satellites du système GPS, ou du système Galileo. En outre, le récepteur RX est configuré pour déterminer, à partir des signaux reçus en provenance des satellites Si,...,SN, les pseudo-distances PR entre le récepteur RX de l'aéronef AC et les satellites Si,...,SN. Le récepteur RX fournit ces pseudo-distances au dispositif APP. Nous désignons également par « pseudo-distance entre l'aéronef et un satellite » une pseudo-distance entre le récepteur RX de l'aéronef AC et un satellite S,.
[0070] Pour un instant d'acquisition donné, et pour chaque satellite S, parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN, le récepteur RX fournit la pseudo-distance pr, entre le récepteur RX et le satellite S,. Nous notons ci-après PR={pr!,...,prN} l'ensemble des pseudo-distances PR associées aux satellites Si,...,SN, et acquises à un instant donné. En particulier, le nombre de satellites N est supérieur ou égal à 6.
[0071] Le système de navigation APP est configuré pour déterminer des données de navigation de l'aéronef AC à partir des pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX. Par « données de navigation », nous désignons ici des données relatives à la position, et/ou au déplacement de l'aéronef AC, telles que des coordonnées géographiques (e.g. latitude, longitude, altitude), la vitesse, les attitudes.
[0072] En outre, le système de navigation SYS peut comprendre une centrale inertielle et mettre en oeuvre une navigation hybride inertie-GNSS. Autrement dit, le système de navigation SYS peut déterminer les données de navigation de l'aéronef AC en utilisant à la fois les pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX ; et les données issues d'une centrale inertielle. [0073] Le dispositif APP est configuré pour : détecter une panne satellite ; et/ou identifier un satellite défaillant à partir des pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX.
[0074] De plus, le dispositif APP peut être configuré pour mettre en oeuvre la solution de navigation du système SYS, c'est-à-dire qu'il peut être configuré pour déterminer les données de navigation de l'aéronef AC. Toutefois, dans le cadre de l'invention, la solution de navigation du système SYS pourrait également être mise en oeuvre par un autre dispositif (distinct du dispositif APP).
[0075] Le dispositif APP comprend, selon le mode de réalisation illustré par la figure 1 : au moins une unité de traitement ou processeur PROC ; et au moins une mémoire MEM.
[0076] Plus particulièrement, le dispositif APP dispose, selon un mode de réalisation, de l'architecture matérielle d'un ordinateur. La mémoire MEM constitue un support d'informations conforme à l'invention, lisible par ordinateur et par le processeur PROC, sur lequel est enregistré un programme d'ordinateur PROG conforme à l'invention. Le programme PROG comporte des instructions pour réaliser des étapes d'un procédé conforme à l'invention, lorsque le programme PROG est exécuté par le processeur PROC. Le programme PROG définit les modules fonctionnels représentés sur la figure 2 du dispositif APP, qui s'appuient sur ou commandent les éléments matériels de ce dernier.
[0077] Tel qu'illustré par la figure 1, le dispositif APP dispose d'un module de communication COM configuré pour communiquer avec le récepteur RX. Aucune limitation n'est attachée à la nature des interfaces de communication entre ces dispositifs, qui peuvent être filaires ou non filaires, et peuvent mettre en oeuvre tout protocole connu de l'homme du métier.
[0078] L'architecture du dispositif APP étant introduite, nous décrivons ci-après son fonctionnement en référence aux figures suivantes.
[0079] La figure 2 et la figure 3 représentent respectivement l'architecture fonctionnelle d'un dispositif selon un mode de réalisation de l'invention et des étapes d'un procédé selon un mode de réalisation de l'invention.
[0080] Tel qu'illustré sur la figure 2, le dispositif APP comprend : un module DET de détection d'une panne satellite ; et/ou un module ID d'identification d'un satellite défaillant. Le fonctionnement de ces modules est décrit ci-dessous en référence aux étapes de la figure 3.
[0081] Le terme module peut correspondre à un composant logiciel, un composant matériel ou un ensemble de composants matériels et logiciels. Un composant logiciel correspond lui-même à un ou plusieurs programmes d'ordinateur ou tout élément d'un programme apte à mettre en oeuvre une fonction ou un ensemble de fonctions. De la même manière, un composant matériel correspond à tout élément d'un ensemble matériel apte à mettre en oeuvre une fonction ou un ensemble de fonctions. [0082] Tel qu'illustré par la figure 3, le procédé proposé comprend (tout ou partie) des étapes S100 à S400 décrites ci-après et mises en oeuvre par le dispositif APP pour détecter une panne satellite FLT et/ou identifier un satellite défaillant Sx.
[0083] Notons que le procédé proposé peut comprendre une pluralité d'itérations de chacune de ses étapes. Les étapes du procédé peuvent être réitérées à une fréquence donnée, par exemple toutes les secondes.
[0084] À l'étape S100, le dispositif APP obtient les pseudo-distances PR associées aux satellites Si,...,SN fournies pas le récepteur de positionnement par satellites RX.
[0085] À l'étape S200, le module de détection DET du dispositif APP détecte la présence ou non d'une panne satellite FLT à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites Si,...,SN. La mise en oeuvre de l'étape S200 est décrite plus en détails en référence à la figure 4.
[0086] Si une panne satellite FLT est détectée à l'étape S200, alors le procédé se poursuit à l'étape S300 ; sinon, le procédé réitère les étapes S100 et S200.
[0087] Ainsi, selon un mode de réalisation, le procédé proposé comprend plusieurs itérations kx,...,kM de l'étape de détection S200. Les itérations k!,...,kM de cette étape sont mises en oeuvre pour des pseudo-distances PR respectivement acquises à des instants tx,...,tM.
[0088] À l'étape S300, suite à la détection d'une panne satellite FLT, le module d'identification ID du dispositif APP identifie le satellite défaillant Sx parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites Si,...,SN. La mise en oeuvre de l'étape S300 est décrite plus en détails en référence à la figure 6.
[0089] À l'étape S400, le dispositif APP exclut le satellite Sx identifié comme défaillant. Plus précisément, les pseudo-distances prx associées au satellite Sx ne seront plus utilisées par le système de navigation SYS pour déterminer les données de navigation de l'aéronef AC.
[0090] La solution proposée décrite ici permet de détecter une panne satellite FLT et d'identifier le satellite défaillant Sx parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN. Ainsi, le procédé et le dispositif APP proposés permettent d'exclure le satellite défaillant Sx de sorte que le système de navigation SYS n'exploite plus les pseudo-distances prx associées à celui-ci.
[0091] Il est important de souligner que le dispositif APP utilise uniquement les pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX de positionnement par satellites (i.e. les données GNSS), c'est-à-dire qu'il n'utilise pas de données issues d'une centrale inertielle. Avantageusement, la solution proposée peut être mise en oeuvre indépendamment de la solution de navigation utilisée par le système SYS.
[0092] La figure 4 représente des étapes d'un procédé selon un mode de réalisation de l'invention. Plus précisément, cette figure détaille la mise en oeuvre de l'étape S200 de détection d'une panne satellite FLT, précédemment introduite en référence à la figure 3. [0093] Selon le mode de réalisation illustré par la figure 4, l'étape S200 de détection d'une panne satellite FLT comprend les étapes S210 à S230 décrites ci-après.
[0094] À l'étape S210, le dispositif APP obtient un ensemble P de positions de l'aéronef AC. L'ensemble P comprend N positions p!,...,pN. Chaque position p, de l'ensemble P est déterminée à partir de l'ensemble des pseudo-distances PRi={pr1,...,prN}\pri. Autrement dit, la position p, est résolue en excluant le satellite S,. Plus précisément, nous désignons par « position de l'aéronef » une position du récepteur RX embarqué à bord de l'aéronef AC.
[0095] Selon un mode de réalisation, les positions pi,..., PN de l'ensemble P sont respectivement déterminées en utilisant un algorithme de Bancroft, par exemple en utilisant N algorithmes de Bancroft en parallèle. Les détails de mise en oeuvre d'un algorithme de Bancroft, pour résoudre la position d'un mobile à partir de pseudo-distances associées à un ensemble de satellites, sont par exemple présentés dans le document suivant : S. Bancroft, « An Algebraic Solution of the GPS Equations », IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, January 1985.
[0096] Toutefois, dans le cadre de l'invention, il pourrait également être envisagé des modes de réalisations dans lesquels d'autres algorithmes sont utilisés pour résoudre les positions de l'aéronef AC, par exemple un algorithme des moindres carrés, ou un filtre de Kalman.
[0097] Notons que, dans certains cas exceptionnels, un algorithme de Bancroft peut ne pas parvenir à résoudre une position p, de l'aéronef AC. Si tel est le cas, alors la mise en oeuvre de l'étape S200 de détection d'une panne satellite est interrompue, et le procédé peut reprendre à l'étape S100.
[0098] À l'étape S220, le dispositif APP détermine un indicateur de dispersion o des positions de l'ensemble P. L'indicateur de dispersion o mesure la variabilité des positions de l'ensemble P.
[0099] À cet effet, et selon le mode de réalisation de la figure 4, l'étape S220 comprend les étapes S221 à S223 décrites-ci-après.
[0100] À l'étape S221, le dispositif APP détermine une position moyenne p à partir des positions de l'ensemble P. En particulier, la position moyenne p= Pr
[0101] À l'étape S222, le dispositif APP détermine un ensemble D de distances entre les positions de l'ensemble P et la position moyenne p. Spécifiquement, l'ensemble de distances D={di,...dN} avec la distance di=||pi-p||.
[0102] À l'étape S223, le dispositif APP détermine l'indicateur de dispersion o à partir de l'ensemble de distances D. En particulier, l'indicateur de dispersion o est égal à un écart-type des distances de l'ensemble D, c'est-à-dire o2= iSi (dj-^Eu du) ■
[0103] Dans le cadre de l'invention, il pourrait également être envisagé des modes de réalisation dans lesquels d'autres d'indicateurs de dispersion o sont utilisés pour mesurer la variabilité des positions de l'ensemble P. À titre d'exemple, la variance des positions de l'ensemble P pourrait être utilisée.
[0104] À l'étape S230, le dispositif APP détecte la présence ou non d'une panne satellite FLT en fonction de l'indicateur de dispersion o. Le dispositif APP peut par exemple détecter une panne satellite FLT si l'indicateur de dispersion o est supérieur à un seuil Àa.
[0105] Plus particulièrement, le dispositif APP détecte, selon un mode de réalisation, une panne satellite FLT de la manière suivante. Nous considérons l'itération kM de l'étape S200 de détection. En plus de l'indicateur de dispersion o, le dispositif APP détermine une variation Ao de l'indicateur de dispersion o au cours des itérations précédentes k!,...,kM. Il détecte alors une panne satellite FLT si (et seulement si) : l'indicateur de dispersion o est supérieur à un seuil Àa et la variation Ao est supérieure à un seuil ÀAa. Les seuils Àa et ÀAa peuvent notamment être fixés en fonction d'une probabilité de fausse alarme donnée.
[0106] La variation Ao est déterminée à partir des valeurs de l'indicateur o déterminées au cours de tout ou partie des itérations kx,...,kM. La variation Ao peut par exemple correspondre à un coefficient directeur déterminé par une régression linéaire de valeurs de l'indicateur o déterminées au cours des itérations kx,...,kM. Selon d'autres exemples, la variation Ao peut correspondre à une dérivée de l'indicateur o au cours du temps, ou à une différence entre des valeurs de l'indicateur o déterminées lors des itérations k!,...,kM. Le calcul de la variation Ao peut en outre impliquer des opérations de filtrage, par exemple en utilisant un filtre passe-bas pour éliminer les variations rapides de l'indicateur o au cours du temps.
[0107] La solution proposée permet de détecter de manière fiable une panne satellite FLT à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites Si,...,SN. Nous décrivons plus en détails ce point en référence à la figure suivante.
[0108] La figure 5 représente des valeurs d'un indicateur de dispersion o déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention pour détecter une panne satellite.
[0109] Cette figure illustre les valeurs de l'indicateur dispersion o au cours des itérations de l'étape S200 de détection de panne satellite FLT. Elle illustre donc l'évolution de l'indicateur dispersion o au cours du temps.
[0110] L'instant auquel la panne satellite FLT se produit est indiqué en pointillés sur cette figure. Notons que les valeurs de l'indicateur de dispersion o sont relativement faibles avant que la panne satellite FLT ne se produise, et qu'ensuite celles-ci augmentent au cours du temps.
[0111] À un instant donné, si les satellites Si,...,SN sont tous fonctionnels, alors les positions de l'ensemble P sont déterminées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels et sont dites saines. Les positions de l'ensemble P sont donc relativement proches de la position réelle de l'aéronef AC et présentent une variabilité faible. Dans ce cas, la valeur de l'indicateur de dispersion o est faible. [0112] En revanche, si un satellite Sx parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN est défaillant, seule la position px est saine, puisqu'elle est déterminée en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Les autres positions p, (i*x) de l'ensemble P sont déterminées en utilisant la pseudo-distance prx associée au satellite défaillant Sx et sont corrompues par cette pseudo-distance prx erronée. Ces positions p, (i*x) sont dites défaillantes et s'éloignent de la position réelle de l'aéronef AC. De plus, les positions défaillantes p, (i*x) présentent d'importantes variations entre elles. En cas de panne satellite FLT, les positions de l'ensemble P présentent une forte variabilité et la valeur de l'indicateur de dispersion o est importante.
[0113] Pour cette raison, il est notamment proposé de comparer l'indicateur de dispersion o au seuil Àa pour détecter une panne satellite FLT.
[0114] En outre, il convient de mentionner que la panne du satellite Sx entraîne une altération de la pseudo-distance prx associée à celui-ci au cours du temps, pouvant prendre la forme d'un biais, d'une dérive, ou d'une accélération. De ce fait, les valeurs de l'indicateur de dispersion o présenteront, au cours du temps, une variation brusque ou une augmentation progressive telle qu'illustrée par la figure 5.
[0115] Par conséquent, en utilisant conjointement l'indicateur de dispersion o et la variation Ao, la solution proposée permet de détecter de manière fiable une panne satellite FLT à partir de pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites Si,...,SN.
[0116] Suite à la détection d'une panne satellite Sx, le dispositif APP proposé identifie le satellite défaillant Sx parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN, pour ensuite exclure ce satellite défaillant Sx et ne plus utiliser les pseudo-distances associées à celui-ci. Nous décrivons l'étape S300 d'identification du satellite défaillant Sx en référence aux figures 6 et 7.
[0117] La figure 6 représente des étapes d'un procédé selon un mode de réalisation de l'invention. Cette figure détaille la mise en oeuvre de l'étape S300 d'identification du satellite défaillant Sx, introduite ci-dessus en référence à la figure 3.
[0118] Selon le mode de réalisation illustré par la figure 6, l'étape S300 d'identification du satellite défaillant Sx comprend les étapes S310 à S330 décrites ci-après.
[0119] Tel qu'illustré par la figure 6, l'étape S300 d'identification du satellite défaillant Sx est déclenchée par la détection d'une panne satellite FLT. Il est important de souligner que le procédé proposé peut comprendre l'étape S200 détection de la panne satellite FLT décrite ci-dessus.
[0120] Toutefois, dans le cadre de l'invention, il pourrait également être envisagé des modes de réalisation dans lesquels la panne satellite FLT est détectée par un autre dispositif (distinct du dispositif APP), ce qui déclenche la mise en oeuvre des étapes décrite ci-après. [0121] Pour chaque satellite S, des satellites Si,...,SN, le dispositif APP met en oeuvre les étapes S310 et S320. Les étapes S310-S320 peuvent être mises en oeuvre en parallèle (i.e. de manière concomitante) pour les différents satellites Si,...,SN.
[0122] À l'étape S310, le dispositif APP obtient un ensemble P, de positions de l'aéronef AC. L'ensemble de positions P, comprend N-l positions. Chaque position pu de l'ensemble P, est déterminée à partir de l'ensemble des pseudo-distances PRu={pri,.. -,prN}\{priz prj} avec i*j. Autrement dit, chaque position pu est résolue en excluant : le satellite S, ; et un autre satellite Sj différent pour chaque position py.
[0123] Selon un mode de réalisation, les positions de l'ensemble P, sont respectivement déterminées en utilisant un algorithme de Bancroft. Toutefois, il pourrait être envisagé des modes de réalisations dans lesquels d'autres algorithmes sont utilisés pour résoudre ces positions.
[0124] Les ensembles PI,...,PN comprennent au total N(N-l) positions. Toutefois, il n'est pas nécessaire de mettre en oeuvre N(N-l) algorithmes de Bancroft. Certaines positions sont communes à plusieurs ensembles. Par exemple, la position pu de l'ensemble Pi et la position pj;i de l'ensemble Pj sont identiques. Ces deux positions sont toutes deux déterminées à partir des pseudo-distances {pri,...,prN}\{pri,prj}, i.e. en excluant les satellites S, et Sj.
[0125] Pour cette raison, selon un mode de réalisation, le dispositif APP obtient les ensembles de positions PI,...,PN de la manière suivante. Pour tout ie|[l,N]], et pour tout je|[l,N]] tel que j>i, le dispositif APP résout une position pu de l'aéronef AC à partir des pseudo-distances {pr1,...,prN}\{pri,prj}. Il utilise ensuite la position déterminée pu à la fois pour l'ensemble P, et pour l'ensemble Pj. En conséquence, le dispositif APP détermine uniquement seules N(N-l)/2 positions de l'aéronef AC, par exemple en utilisant N(N-l)/2 algorithmes de Bancroft en parallèle. Ce mode de réalisation permet ainsi de minimiser les ressources de calcul nécessaires pour mettre en oeuvre la solution proposée.
[0126] Notons que, dans certains cas exceptionnels, un des algorithmes de Bancroft peut ne pas parvenir à résoudre une position pu de l'aéronef AC. Si tel est le cas, alors la mise en oeuvre de l'étape S300 d'identification du satellite défaillant est interrompue, et le procédé peut reprendre à l'étape S100.
[0127] À l'étape S320, le dispositif APP détermine un indicateur de dispersion o, des positions de l'ensemble P,. L'indicateur de dispersion o, mesure la variabilité des positions de l'ensemble P,.
[0128] À cet effet, et selon le mode de réalisation de la figure 6, l'étape S320 comprend les étapes S321 à S323 décrites-ci-après.
[0129] À l'étape S321, le dispositif APP détermine une position moyenne p, à partir des positions de l'ensemble P,. En particulier, la position moyenne P, j ■ [0130] À l'étape S322, le dispositif APP détermine un ensemble D, de distances entre les positions de l'ensemble P, et la position moyenne Pj. Précisément, pour tout je JI, N] tel quej^i, la distance dy de l'ensemble D, est définie par dizJ= || Pj j-p] || .
[0131] À l'étape S323, le dispositif APP détermine l'indicateur de dispersion o, à partir de l'ensemble de distances D,. L'indicateur de dispersion o, est ici égal à un écart-type des distances de l'ensemble D,. Nous avons donc
[0132] Alternativement, il pourrait être envisagé des modes de réalisation de l'invention dans lesquels d'autres types d'indicateurs de dispersion o, sont utilisés pour mesurer la variabilité des positions de l'ensemble P,.
[0133] À l'étape S330, le dispositif APP identifie le satellite défaillant Sx parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN en fonction des indicateurs de dispersion Oi,...,oN. Le satellite défaillant Sx identifié par le dispositif APP correspond ici au satellite de l'ensemble de satellites Si,...,SN pour lequel l'indicateur de dispersion ox est minimum, i.e. ox= min(oi,..., oN).
[0134] La solution proposée permet, en cas de panne satellite, d'identifier le satellite défaillant Sx à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites Si,...,SN. Nous présentons en référence à la figure suivante les raisons pour lesquelles la solution proposée permet d'identifier de manière fiable le satellite défaillant Sx.
[0135] La figure 7 représente des valeurs d'indicateurs de dispersion Oi,...,oN déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention pour identifier un satellite défaillant.
[0136] Cette figure illustre, à titre d'exemple, l'évolution des indicateurs dispersion Oi,..., oN au cours du temps. Dans cet exemple, le nombre de satellites N est égal à 12, et le satellite défaillant Sx est le satellite S3.
[0137] La panne satellite FLT intervient à l'instant indiqué en pointillés sur la figure. Avant que la panne satellite FLT ne se produise, les valeurs des indicateurs de dispersion Oi,..., Oi2 sont faibles. Ensuite, les valeurs de ces indicateurs augmentent toutes au cours du temps, à l'exception de l'indicateur de dispersion o3 déterminé en excluant le satellite défaillant S3.
[0138] L'indicateur de dispersion o3 est déterminé en excluant le satellite défaillant S3. Plus précisément, les positions de l'ensemble P3 sont obtenues en excluant la pseudo-distance pr3 associée au satellite défaillant S3. Ainsi, les positions de l'ensemble P3 sont estimées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Puisque le satellite défaillant S3 n'est pas utilisé, les positions de l'ensemble P3 sont toutes saines et présentent une faible variabilité. La valeur de l'indicateur de dispersion o3 est donc faible.
[0139] À l'inverse, les autres indicateurs de dispersion o, (i*3) sont respectivement déterminés en excluant un satellite S, fonctionnel. Les positions de l'ensemble P, sont obtenues en utilisant la pseudo-distance associée au satellite défaillant S3, à l'exception de la position pi;3. L'ensemble P, comprend alors 10 (Le. N-2) positions défaillantes et une position saine pi;3. Pour cette raison, les positions de l'ensemble P, présentent une forte variabilité et la valeur de l'indicateur de dispersion O, est importante.
[0140] En identifiant le satellite Sx de l'ensemble de satellites Si,...,SN pour lequel l'indicateur de dispersion ox est minimum, la solution proposée permet d'identifier de manière fiable le satellite défaillant parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN.
[0141] De manière avantageuse, la solution proposée ci-dessus permet de détecter une panne satellite et d'identifier le satellite défaillant en utilisant uniquement des pseudo-distances fournies par un récepteur de positionnement par satellites, c'est-à-dire sans utiliser de données inertielles. La solution proposée peut notamment être mise en oeuvre indépendamment de la solution de navigation utilisée par le système SYS pour l'aéronef AC.
[0142] Variantes additionnelles : Il est à noter que l'ordre dans lequel s'enchaînent les étapes d'un procédé conforme à l'invention, notamment en référence aux dessins ci-joints, ne constitue qu'un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif, des variantes étant possibles. En particulier, un procédé conforme à l'invention peut comprendre une ou plusieurs itérations des étapes décrites ci-dessus, notamment en référence aux dessins ci-joints. Par ailleurs, les signes de référence ne limitent pas l'étendue de la protection, leur unique fonction étant de faciliter la compréhension des revendications.
[0143] Un homme du métier comprendra que les modes de réalisation et variantes décrits ci-dessus ne constituent que des exemples non limitatifs de mise en oeuvre de l'invention. En particulier, l'homme du métier pourra envisager une quelconque adaptation ou combinaison des modes de réalisation et variantes décrits ci-dessus afin de répondre à un besoin bien particulier.

Claims

Revendications
1. Procédé d'identification d'un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites Si,...,SN à partir de pseudo-distances (PR) entre un mobile (AC) et les satellites Si,...,SN, le procédé comprenant, suite à une détection (S200) d'une panne satellite (FLT), des étapes de : pour chaque satellite S, de l'ensemble de satellites Si,...,SN : o obtention (S310) d'un ensemble P, de positions du mobile (AC), chaque position pu étant déterminée à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites Si,...,SN en excluant : le satellite S, ; et au moins un autre satellite Sj différent pour chaque position PÎJ ; o détermination (S320) d'un indicateur de dispersion o, des positions de l'ensemble P, ; et identification (S330) du satellite défaillant parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN en fonction des indicateurs de dispersion Oi,...,oN.
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'étape de détermination (S320) de l'indicateur de dispersion o, comprend des étapes de : détermination (S321) d'une position moyenne p, à partir des positions de l'ensemble P, ; détermination (S322) d'un ensemble D, de distances entre les positions de l'ensemble P, et la position moyenne p, ; et détermination (S323) de l'indicateur de dispersion o, à partir de l'ensemble D,, l'indicateur de dispersion o, étant égal à un écart-type des distances de l'ensemble D,.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel chaque ensemble de positions P, comprend N-l positions du mobile (AC), et chaque position pu de l'ensemble P, est déterminée (S310) à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites Si,...,SN en excluant : le satellite S, ; et un autre satellite Sj différent pour chaque position pu.
4. Procédé selon la revendication 3, comprenant pour chaque satellite S, de l'ensemble de satellites Si,...,SN, et pour chaque satellite Sj de l'ensemble de satellites Si,...,SN avec j>i : une détermination d'une position du mobile (AC) à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites Si,...,SN en excluant le satellite S, et le satellite Sj, la position déterminée étant utilisée pour obtenir (S310) la position py de l'ensemble P, et la position p^ de l'ensemble Pj.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, comprenant en outre une étape de détection (S200) de la panne satellite (FLT), l'étape de détection (S200) comprenant des étapes de : obtention (S210) d'un ensemble P de positions du mobile (AC), chaque position p, étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites Si,...,SN en excluant un satellite S, différent pour chaque position p, ; détermination (S220) d'un indicateur de dispersion o des positions de l'ensemble P ; et détection (S230) de la panne satellite (FLT) en fonction de l'indicateur de dispersion o.
6. Procédé selon la revendication 5, dans lequel l'étape de détermination (S220) de l'indicateur de dispersion o comprend des étapes de : détermination (S221) d'une position moyenne p à partir des positions de l'ensemble P ; détermination (S222) d'un ensemble D de distances entre les positions de l'ensemble P et la position moyenne p ; et détermination (S223) de l'indicateur de dispersion o à partir de l'ensemble D, l'indicateur de dispersion o étant égal à un écart-type des distances de l'ensemble D.
7. Procédé selon la revendication 5 ou 6, comprenant plusieurs itérations k!,...,kM de l'étape de détection (S200), les itérations kx,...,kM étant mises en oeuvre pour des pseudo-distances (PR) acquises à des instants différents, et dans lequel la panne satellite (FLT) est détectée (S230) lors de l'itération kM si : l'indicateur de dispersion o de l'itération kM est supérieur à un seuil ; et si une variation Ao de l'indicateur de dispersion o au cours des itérations kx,...,kM est supérieure à un autre seuil.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel les positions du mobile (AC) sont déterminées (S210, S310) en utilisant un algorithme de Bancroft.
9. Dispositif (APP) d'identification d'un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites Si,...,SN à partir de pseudo-distances (PR) entre un mobile (AC) et les satellites Si,...,SN, le dispositif (APP) comprenant un module d'identification (ID) configuré pour, suite à une détection (S200) d'une panne satellite (FLT) : pour chaque satellite S, de l'ensemble de satellites Si,...,SN : o obtenir (S310) un ensemble P, de positions du mobile (AC), chaque position pu étant déterminée à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites Si,...,SN en excluant : le satellite S, ; et au moins un autre satellite Sj différent pour chaque position PÎJ ; o déterminer (S320) un indicateur de dispersion o, des positions de l'ensemble P, ■ et identifier (S330) le satellite défaillant parmi l'ensemble de satellites Si,...,SN en fonction des indicateurs de dispersion Oi,...,oN.
10. Système de navigation (SYS) destiné à être embarqué dans un mobile (AC) comprenant : un récepteur (RX) de positionnement par satellites configuré pour fournir des pseudodistances entre le mobile (AC) et un ensemble de satellites ; et un dispositif (APP) selon la revendication 9.
11. Engin mobile (AC) comprenant un système de navigation (SYS) selon la revendication 10.
12. Programme d'ordinateur (PROG) comprenant des instructions pour mettre en oeuvre les étapes d'un procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, lorsque ledit programme d'ordinateur (PROG) est exécuté par au moins un processeur (PROC).
EP24722670.7A 2023-04-11 2024-04-03 Procede et dispositif d'identification d'un satellite defaillant parmi un ensemble de satellites Pending EP4695628A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2303580A FR3147874B1 (fr) 2023-04-11 2023-04-11 Procédé et dispositif d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites
PCT/FR2024/050429 WO2024213842A1 (fr) 2023-04-11 2024-04-03 Procede et dispositif d'identification d'un satellite defaillant parmi un ensemble de satellites

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4695628A1 true EP4695628A1 (fr) 2026-02-18

Family

ID=87554516

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP24722670.7A Pending EP4695628A1 (fr) 2023-04-11 2024-04-03 Procede et dispositif d'identification d'un satellite defaillant parmi un ensemble de satellites

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP4695628A1 (fr)
CN (1) CN121311794A (fr)
FR (1) FR3147874B1 (fr)
WO (1) WO2024213842A1 (fr)

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6639549B2 (en) * 2001-12-20 2003-10-28 Honeywell International Inc. Fault detection and exclusion for global position systems
FR2889739B1 (fr) * 2005-08-09 2007-10-12 Sagem Defense Securite Systeme de navigation hybride inertiel/satellite et procede de controle d'un systeme
FR2964468B1 (fr) 2010-09-08 2012-09-28 Sagem Defense Securite Procede et dispositif de detection et d'exclusion de pannes satellite multiples dans un systeme gnss
US10684375B2 (en) 2015-01-05 2020-06-16 Samsung Electronics Co., Ltd Method of multiple satellite measurement failure detection and isolation for GNSS

Also Published As

Publication number Publication date
WO2024213842A1 (fr) 2024-10-17
CN121311794A (zh) 2026-01-09
FR3147874A1 (fr) 2024-10-18
FR3147874B1 (fr) 2025-05-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3505968B1 (fr) Procede de controle de l'integrite de l'estimation de la position d'un porteur mobile dans un systeme de mesure de positionnement par satellite
EP2998765B1 (fr) Système d'exclusion d'une défaillance d'un satellite dans un système gnss
EP2614385B1 (fr) Procede et dispositif de detection et d'exclusion de pannes satellite multiples dans un systeme gnss
EP2987036B1 (fr) Procede de controle d'integrite et dispositif de fusion-consolidation comprenant une pluralite de modules de traitement
WO2005088337A1 (fr) Dispositif de surveillance de l'integrite des informations delivrees par un systeme hybride ins/gnss
EP2598912A1 (fr) Procede de determination d'un volume de protection dans le cas de deux pannes satellitaires simultanees
FR3030058A1 (fr) Dispositif redondant de capteurs de pilotage pour aeronef a voiture tournante
FR2906893A1 (fr) Procede et dispositif de surveillance de l'integrite des informations delivrees par un systeme hybride ins/gnss
EP2598911A1 (fr) Procede de detection et d'exclusion de multi-pannes satellites
EP2459965B1 (fr) Procede de determination de parametres de navigation d'un porteur et dispositif d'hybridation associe a banc de filtres de kalman
EP2717071A1 (fr) Centrale intertielle mettant en oeuvre une navigation hybride par couplage lâche intègre
WO2022175104A1 (fr) Navigation lors d'une operation de leurrage d'un recepteur de signaux satellitaires
EP4295177B1 (fr) Navigation lors d'une opération de leurrage d'un récepteur de signaux satellitaires
WO2022128736A1 (fr) Procede et systeme de localisation d'equipements radioelectriques utilisant au moins deux constellations satellitaires
WO2024213842A1 (fr) Procede et dispositif d'identification d'un satellite defaillant parmi un ensemble de satellites
EP2452157A1 (fr) Procédé de détermination de paramètres de navigation d'un porteur et dispositif d'hybridation
WO2024008640A1 (fr) Dispositif et procédé de navigation et de positionnement
EP1752786B1 (fr) Système de navigation hybride inertiel/satellite et procedé de controle d'un tel système
WO2025133497A1 (fr) Procédé et dispositif pour détecter et exclure une panne satellite
EP4587793A1 (fr) Procede et dispositif de navigation pour un vehicule, systeme, vehicule, programme d'ordinateur et support d'informations associes
EP4551972A1 (fr) Dispositif et procede de maintien de l'integrite du positionnement d'un vehicule independamment de la vulnerabilite de donnees satellitaires
WO2024074780A1 (fr) Procédé de contrôle de l'intégrité d'une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation

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: 20251015

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