FR3137461A1 - Dispositif et procédé de navigation et de positionnement - Google Patents
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Abstract
Dispositif et procédé de navigation et de positionnement L’invention concerne un dispositif de navigation et de positionnement comprenant au moins : - une unité de mesure inertielle, - un récepteur de mesures de positionnement par satellites GNSS, - un filtre de Kalman principal (32) en boucle fermée configuré pour calculer des corrections de données de navigation par hybridation de données satellitaires et non satellitaires, et en outre un banc (38) de N filtres de Kalman secondaires en boucle fermée, configurés chacun pour calculer des corrections de données de navigation uniquement à partir des données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle, chaque filtre de Kalman secondaire d’indice , avec , étant propre à se reconfigurer sur le filtre de Kalman principal à un instant à partir du début de navigation du véhicule, puis périodiquement selon une période NxT, avec T une durée prédéterminée. Figure pour l'abrégé : Figure 2
Description
La présente invention concerne un dispositif de navigation et de positionnement, propre à être embarqué à bord d’un véhicule propre à se déplacer entre deux positions géographiques distinctes, le dispositif comprenant au moins : une unité de mesure inertielle propre à fournir des mesures de navigation, un récepteur de mesures de positionnement par satellites GNSS, un filtre de Kalman principal en boucle fermée configuré pour calculer des corrections de données de navigation par hybridation données satellitaires de positionnement fournies par ledit récepteur et de données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle, lesdites corrections étant réappliquées par rebouclage en entrée dudit filtre de Kalman principal.
L’invention concerne également un véhicule comprenant un tel dispositif de navigation et de positionnement.
L’invention concerne également un procédé de navigation et de positionnement mis en œuvre par un tel dispositif de navigation et de positionnement.
L’invention concerne également un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont exécutées par un ordinateur mettent en œuvre un tel procédé de navigation et de positionnement.
La présente invention concerne la navigation d’un véhicule propre à se déplacer entre deux positions géographiques distinctes, tel qu’un véhicule terrestre, un aéronef, ou préférentiellement un véhicule naval tel qu’un navire ou encore un bâtiment naval.
Actuellement, il est possible de déterminer la position géographique d’un tel véhicule à l’aide d’un système de navigation et de positionnement par satellites GNSS (de l’anglaisGlobal Navigation Satellite System). Pour ce faire, le véhicule embarque généralement un récepteur de système de navigation et de positionnement par satellites configuré pour déterminer, notamment par trilatération, un positionnement (i.e. une position de géolocalisation ou encore une solution de géolocalisation) de l’aéronef en utilisant des estimations de distances aux satellites visibles d’une même ou de plusieurs constellations de satellites du système de navigation et de positionnement par satellites. Des exemples de systèmes de navigation par satellites sont le système GPS américain, le système GALILEO européen, le système GLONASS russe, ou encore le système BEIDOU chinois, etc.
En complément, des véhicules disposent également d’autres systèmes de navigation tels qu’une ou plusieurs unité(s) de mesure inertielle INS (de l’anglaisInertial Navigation System), des baro-altimètres, des anémomètres, etc. Une unité de mesure inertielle est constituée d’un ensemble de capteurs inertiels (accéléromètres, gyromètres) associés à une électronique de traitement, et fournit des informations peu bruitées et précises à court terme, mais ses performances se dégradent sur le long terme, notamment du fait des capteurs qui la composent. De tels véhicules mettent alors en œuvre, pour des applications prédéterminées, une technique d’hybridation de mesures de positions connue sous le nom d’hybridation INS/GNSS, propre à fournir une localisation du véhicule avec une précision du même ordre de grandeur que la localisation par GNSS et des angles d’attitude et de cap très précis, et ce tout en permettant d’assurer une continuité de service lors d’indisponibilité du GNSS.
Cependant, l’hybridation INS/GNSS mise en œuvre selon les techniques actuelles n’est pas optimale pour se prémunir d’erreurs du GNSS en cas de panne satellite, de défaut logiciel ou matériel du GNSS ou encore d’interférence intentionnelle ou non, ni pour fournir un positionnement intègre lorsque de telles erreurs se produisent.
Le but de l’invention est alors de proposer un dispositif de navigation et de positionnement qui permette au moins de maintenir l’intégrité du positionnement indépendamment de la vulnérabilité des mesures GNSS.
A cet effet l’invention a pour objet un dispositif de navigation et de positionnement, propre à être embarqué à bord d’un véhicule propre à se déplacer entre deux positions géographiques distinctes, le dispositif comprenant au moins :
- une unité de mesure inertielle propre à fournir des mesures de navigation,
- un récepteur de mesures de positionnement par satellites GNSS,
- un filtre de Kalman principal en boucle fermée configuré pour calculer des corrections de données de navigation par hybridation de données satellitaires de positionnement fournies par ledit récepteur et de données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle,
le dispositif comprenant en outre un banc de N filtres de Kalman secondaires en boucle fermée avec N un entier prédéterminé tel que ,
chaque filtre de Kalman secondaire étant configuré pour calculer des corrections de données de navigation uniquement à partir des données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle,
chaque filtre de Kalman secondaire d’indice , avec , étant propre à se reconfigurer sur le filtre de Kalman principal à un instant à partir du début de navigation du véhicule, puis périodiquement selon une période NxT, avec T une durée prédéterminée.
Ainsi le dispositif de navigation et de positionnement selon la présente invention présente une architecture particulière où les filtres de Kalman secondaires (i.e. sous-filtres de Kalman) sont chacun propres à se reconfigurer périodiquement, selon une période NxT sur le filtre de Kalman principal (i.e. à recopier le vecteur d’état et la matrice de covariance du filtre de Kalman principal dans le vecteur d’état et la matrice de covariance du filtre secondaire) et ce de manière successive chacun à leur tour.
En d’autres termes, l’architecture particulière du dispositif de navigation et de positionnement selon la présente invention permet d’opérer un recalage décalé dans le temps.
De plus, aucun des filtres de Kalman secondaires n’utilise en entrée les mesures GNSS pour calculer leurs corrections de données de navigation, ce qui les rends chacun invulnérables par rapport à une éventuelle erreur du GNSS.
En outre, la dégradation sur le long terme de la performance des filtres de Kalman secondaires est limitée. En effet, cette dégradation est classiquement due à une dérive des mesures de position, reçues en entrée, et obtenues seulement à partir des mesures non satellitaires fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle, et, selon la présente invention, est limitée au moyen de ladite reconfiguration périodique sur le filtre de Kalman principal.
Autrement dit, la période NxT permet pour chaque filtre de Kalman secondaire de tirer profit de la précision à court terme des mesures de position, reçues en entrée, et obtenues seulement à partir des mesures non satellitaires fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle.
Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le dispositif de navigation et de positionnement comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- les N filtres de Kalman secondaires sont identiques et indépendants, la période NxT correspondant à une période de vérification de l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS ;
- le dispositif est également configuré pour :
- contrôler, à chaque instant , l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS en comparant, à un seuil prédéterminé, l’écart entre l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal, et
- en cas d’écart supérieur audit seuil prédéterminé, lever une alarme propre à signaler une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS audit instant ;
- le dispositif est également configuré pour déterminer ledit seuil prédéterminé en fonction d’une probabilité de fausse alarme ;
- en cas de levée d’alarme, le filtre de Kalman principal est également configuré pour se reconfigurer sur un filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice avec ;
- ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice sur lequel le filtre de Kalman principal est propre à se reconfigurer en cas de levée d’alarme, est le filtre de Kalman secondaire parmi lesdits N filtres de Kalman secondaires dont la reconfiguration sur le filtre de Kalman principal est temporellement la plus éloignée de l’instant de levée d’alarme ;
- ledit filtre de Kalman principal est configuré pour ne plus utiliser en entrée lesdites mesures de positionnement par satellites GNSS à partir du moment où le filtre de Kalman principal initie sa reconfiguration ;
- en cas de levée d’alarme, chaque filtre de Kalman secondaire d’indice est également configuré pour se reconfigurer sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice ;
- le dispositif est également configuré pour déterminer un rayon de protection vis-à-vis d’une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, ledit rayon de protection garantissant que la valeur de la distance entre la position hybride fournie à partir dudit filtre principal de Kalman et la position vraie dudit véhicule est inférieure à la valeur dudit rayon de protection, ledit rayon de protection dépendant du nombre N de filtres de Kalman secondaires ;
- le dispositif est également configuré pour fournir, en sortie, en parallèle, des solutions de navigation respectivement associées audit banc de N filtres de Kalman secondaires, et audit filtre de Kalman principal.
L’invention a également pour objet un véhicule comprenant un tel dispositif de navigation et de positionnement.
L’invention a également pour objet un procédé de navigation et de positionnement mis en œuvre par ledit dispositif de navigation et de positionnement et comprenant les étapes suivantes mises en œuvre en parallèle ou successivement l’une après l’autre ou inversement :
- localisation dudit véhicule en utilisant les corrections fournies respectivement par le filtre de Kalman principal et par le banc de N filtres de Kalman secondaires,
- vérification de l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, ladite vérification comprenant :
- la détermination de l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal,
- la détermination d’un seuil propre à être comparé à l’écart entre l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal,
- la comparaison, à chaque instant de l’écart entre l’état de chaque filtre secondaire à l’état du filtre de Kalman principal audit seuil,
- en présence d’un d’écart supérieur audit seuil prédéterminé :
- la levée d’une alarme propre à signaler une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS audit instant ,
- la reconfiguration du filtre de Kalman principal sur un filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice avec ,
- la désélection de l’entrée du filtre de Kalman principal dédiée aux mesures de positionnement par satellites GNSS à partir du moment où le filtre de Kalman principal initie sa reconfiguration,
- la reconfiguration de chaque filtre de Kalman secondaire d’indice sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice ,
- en absence d’écart supérieur audit seuil prédéterminé, la détermination d’un rayon de protection vis-à-vis d’une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, ledit rayon de protection garantissant que la valeur de la distance entre la position hybride fournie à partir dudit filtre principal de Kalman et la position vraie dudit véhicule est inférieure à la valeur dudit rayon de protection, ledit rayon de protection dépendant du nombre de filtres de Kalman secondaires.
Selon un aspect particulier dudit procédé, ladite étape de localisation comprend la fourniture en sortie, en parallèle, des solutions de navigation respectivement associées audit banc de N filtres de Kalman secondaires, et audit filtre de Kalman principal.
L’invention a également pour objet un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont exécutées par un ordinateur, mettent en œuvre un tel procédé de navigation et de positionnement par satellites tel que défini ci-dessus.
Ces caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- la est un schéma illustrant un dispositif de navigation et de positionnement propre à mettre en œuvre une hybridation INS/GNSS, et optionnellement avec des mesures complémentaires fournies par un équipement distinct d’un récepteur de mesures de positionnement par satellites GNSS et distinct de ladite unité de mesure inertielle ;
- la est un schéma illustrant l’architecture du banc de filtres de Kalman selon la présente invention ;
- la illustre le principe de boucle fermée ;
- la est un organigramme d’un procédé de navigation et de positionnement selon la présente invention.
La est une représentation globale d’un dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention, propre à mettre en œuvre une hybridation INS/GNSS, et optionnellement avec des mesures complémentaires fournies par un équipement distinct d’un récepteur de mesures de positionnement par satellites GNSS et distinct de ladite unité de mesure inertielle, et comprenant au moins une unité 12 de mesure inertielle propre à fournir des mesures de navigation, notamment à une plateforme virtuelle 14 de calcul et de localisation, un récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS, et optionnellement un récepteur 18 de mesures complémentaires fournies par au moins un équipement distinct dudit récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS et distinct de ladite unité de mesure inertielle 12, et enfin un ensemble K de filtres de Kalman.
L’unité de mesure inertielle 12 est constituée d’un ensemble de capteurs inertiels tels que des gyromètres et des accéléromètres associés à une électronique de traitement et est propre à fournir des incréments 20 de rotation angulaires et de vitesse du véhicule dans lequel le dispositif 10 de navigation et de positionnement est embarqué.
La plateforme virtuelle 14 de calcul intègre de tels incréments 20 de rotation angulaires et de vitesse pour fournir, en entrée de l’ensemble K de filtres de Kalman, des données 22 de navigation, telles que l’orientation du véhicule, en termes de roulis, tangage, lacet, cap, etc, la vitesse du véhicule par exemple la vitesse Vnord selon la direction Nord, la vitesse Vest selon la direction Est, la vitesse Vbas au bas de la trajectoire etc., et la position du véhicule par exemple en latitude, longitude, altitude.
Le récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS est propre à fournir selon la flèche 24 des informations de position et de vitesse du véhicule par triangulation à partir des signaux émis par des satellites défilants visibles du véhicule. Les informations fournies peuvent être momentanément indisponibles car le récepteur doit avoir en vue directe un minimum de quatre satellites du système de positionnement pour pouvoir faire un point. Elles sont en outre d'une précision variable, dépendant de la géométrie de la constellation à la base de la triangulation, et bruitées car reposant sur la réception de signaux de très faibles niveaux provenant de satellites éloignés ayant une faible puissance d'émission. Mais elles ne souffrent pas de dérive à long terme, les positions des satellites défilant sur leurs orbites étant connues avec précision sur le long terme. Les bruits et les erreurs peuvent être liés aux systèmes satellitaires, au récepteur ou à la propagation du signal entre l'émetteur satellitaire et le récepteur de signaux GNSS. En outre, les données satellites peuvent être erronées par suite de pannes affectant les satellites. Ces données non intègres doivent alors être repérées pour ne pas fausser la position issue du récepteur GNSS.
Le récepteur optionnel 18 de mesures 26 complémentaires fournies par au moins un équipement distinct dudit récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS et distinct de ladite unité de mesure inertielle 12 fournit par exemple un recalage sur déplacement nul lorsque le véhicule est immobile, une mesure Loch Electromagnétique et un modèle dynamique du véhicule, un loch doppler ou une mesure de vitesse dans l’eau lorsque l’équipement est un DVL (de l’anglaisDoppler Velocity Log), une mesure de profondeur, un recalage par radar, par imagerie, par signaux d’opportunités etc.
L’hybridation mise en œuvre par l’ensemble K de filtres de Kalman consiste à combiner mathématiquement les mesures 22, 24, 26 fournies respectivement par l’unité de mesure inertielle 12, le récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS, et le récepteur optionnel 18 de mesures 26 complémentaires pour obtenir des informations de position et de vitesse en tirant avantage des trois éléments 12, 16 et 18.
Le filtrage de Kalman s'appuie sur les possibilités de modélisation de l'évolution de l'état d'un système physique considéré dans son environnement, au moyen d'une équation dite "d'évolution" (estimation a priori), et de modélisation de la relation de dépendance existant entre les états du système physique considéré et les mesures d'un capteur externe, au moyen d'une équation dite "d'observation" pour permettre un recalage des états du filtre (estimation a posteriori). Dans un filtre de Kalman, la mesure effective ou "vecteur de mesure" permet de réaliser une estimée a posteriori de l'état du système qui est optimale dans le sens où elle minimise la covariance de l'erreur faite sur cette estimation. La partie estimateur du filtre génère des estimées a posteriori du vecteur d'état du système en utilisant l'écart constaté entre le vecteur de mesure effectif et sa prédiction a priori pour engendrer un terme correctif, appelé innovation. Cette innovation, après une multiplication par un vecteur gain du filtre de Kalman, est appliquée à l'estimée a priori du vecteur d'état du système et conduit à l'obtention de l'estimée optimale a posteriori.
Le filtrage de Kalman mis en œuvre par l’ensemble K de filtres de Kalman modélise l'évolution des erreurs de l’unité de mesure inertielle 12 et délivre l'estimée a posteriori de ces erreurs qui sert à corriger le point de positionnement et de vitesse de l’unité de mesure inertielle 12.
La correction 28 des erreurs par le biais de leur estimation faite par l’ensemble K de filtres de Kalman est alors réalisée en entrée de la plateforme virtuelle 14 selon une architecture dite en « boucle fermée » telle qu’illustrée par la permettant de garder des erreurs de navigation faibles et donc de rester dans le domaine linéaire de l’ensemble K de filtres de Kalman. La plateforme virtuelle 14 utilise une telle correction 28 pour élaborer l’estimée optimale 30 de la position et de la vitesse du véhicule.
L’hybridation est dite « lâche » (ou hybridation en axes géographiques) lorsque le récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS fournit la position et la vitesse du véhicule résolues par le récepteur GNSS.
L’hybridation est dite « serrée » lorsque le récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS fournit les informations extraites en amont par le récepteur GNSS que sont les pseudo-distances et les pseudo-vitesses (grandeurs directement issues de la mesure du temps de propagation et de l'effet Doppler des signaux émis par les satellites en direction du récepteur).
Avec un tel dispositif 10 de navigation et de positionnement par hybridation INS/GNSS en boucle fermée où le point résolu par le récepteur 16 GNSS est utilisé pour recaler les informations provenant de l’unité de mesure inertielle 12, il est nécessaire de surveiller les défauts affectant les informations fournies par les satellites car le récepteur 16 qui les reçoit propagera ces défauts à l’unité de mesure inertielle 12 en entraînant un mauvais recalage de cette dernière.
Pour ce faire, l’ensemble K de filtres de Kalman selon la présente invention présente une architecture particulière illustrée par la .
L’ensemble K comprend tout d’abord un filtre de Kalman principal 32 en boucle fermée configuré pour mettre en œuvre une hybridation des données satellitaires de positionnement fournies par ledit récepteur et des données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle, autrement dit une hybridation de mesures de position, reçues en entrée, et obtenues respectivement à partir desdites mesures 24 de positionnement par satellites GNSS, et des mesures 34 fournies à la fois par ladite unité de mesure inertielle 12 et par ledit récepteur optionnel 18 de mesures complémentaires, afin de calculer des corrections 36 de données de navigation.
L’ensemble K comprend en outre selon la présente invention un banc 38 de N filtres de Kalman secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFN, fonctionnant aux écarts (i.e. la correction établie par le filtre principal étant appliquée, comme détaillé par la suite, à la phase de propagation de chaque filtre de Kalman secondaire) avec N un entier prédéterminé tel que , voire préférentiellement N>1, chaque filtre de Kalman secondaire d’indice , avec , étant propre à se reconfigurer (i.e. à recopier le vecteur d’état et la matrice de covariance du filtre de Kalman principal 32), selon la flèche 40 sur le filtre de Kalman principal à un instant à partir du début de navigation du véhicule, puis périodiquement selon une période NxT, avec T une durée prédéterminée.
Par exemple si T = 2 heures et N = 12, le premier filtre de Kalman secondaire (i.e. sous filtre) SF1(i=1)se reconfigure sur le filtre de Kalman principal 32 au début de la navigation puis 2x12 = 24 heures après le début de la navigation et ainsi de suite. Le second filtre de Kalman secondaire SF2(i=2)se reconfigure deux heures après le début de la navigation puis 2x12 + 2 = 26 heures après le début de la navigation et ainsi de suite.
De plus, chaque filtre de Kalman secondaire SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNest configuré pour calculer des corrections 42 de données de navigation, uniquement à partir des données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle, notamment ici par hybridation de mesures de position, reçues en entrée, et obtenues seulement à partir des mesures 34 fournies par ladite unité de mesure inertielle 12 et fournies par ledit récepteur optionnel 18 de mesures complémentaires, et n’accepte pas en entrée, contrairement au filtre de Kalman principal 32, les mesures 24 de positionnement par satellites GNSS.
Selon un mode de réalisation, non représenté, plus basique, chaque filtre de Kalman secondaire SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNest configuré pour calculer des corrections 42 de données de navigation, uniquement à partir des données non satellitaires de positionnement fournies par ladite unité de mesure inertielle, en s’affranchissant des données non satellitaires fournies par le récepteur optionnel 18.
Selon une variante optionnelle, les N filtres de Kalman secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNsont identiques et indépendants, la période NxT correspondant à une période de vérification de l’intégrité desdites mesures 24 de positionnement par satellites GNSS.
Selon une variante particulière de la présente invention, le dispositif 10 dont une partie est représentée sur la figure 2 est également configuré pour contrôler, à chaque instant , l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS en comparant, à un seuil prédéterminé, l’écart entre l’état 44 de chaque filtre secondaire SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNet l’état 46 du filtre de Kalman principal 32. L’élément 48 de la détermine un tel écart et le compare à un seuil prédéterminé 50.
En cas d’écart supérieur audit seuil prédéterminé 50, le dispositif 10 est configuré pour lever, selon la flèche 52 de la figure 2, une alarme propre à signaler une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS audit instant .
En complément optionnel, le dispositif 10 est également configuré, au moyen d’un outil de calcul non représenté sur la , pour déterminer ledit seuil prédéterminé 50 en fonction d’une probabilité de fausse alarme, tel que détaillé par la suite en relation avec la .
En complément optionnel, tel qu’illustré par le mode de réalisation représenté par la figure 2, en cas de levée d’alarme illustrée par la flèche 52, le filtre de Kalman principal 32 est également configuré pour se reconfigurer, selon la flèche 54, sur un filtre de Kalman secondaire SFpprédéterminé d’indice avec . Par « se reconfigurer », on entend que le filtre de Kalman principal 32 est propre à recopier le vecteur d’état et la matrice de covariance du filtre de Kalman secondaire SFp.
Selon une variante complémentaire de ce complément optionnel, ledit filtre SFpde Kalman secondaire prédéterminé d’indice sur lequel le filtre de Kalman principal 32 est propre à se reconfigurer, selon la flèche 54, en cas de levée 52 d’alarme, est le filtre de Kalman secondaire parmi lesdits N filtres de Kalman secondaires dont la reconfiguration 40 sur le filtre de Kalman principal 32 est temporellement la plus éloignée de l’instant de levée d’alarme.
Selon une autre variante complémentaire de ce complément optionnel, ledit filtre de Kalman principal 32 est configuré pour ne plus utiliser en entrée lesdites mesures 24 de positionnement par satellites GNSS à partir du moment où le filtre de Kalman principal 32 initie sa reconfiguration. Autrement dit, dès lors que la reconfiguration du filtre de Kalman principal 32 est commandée, les mesures 24 de positionnement par satellites GNSS (dont la vulnérabilité est détectée) ne sont plus utilisées par exemple par envoi d’une commande de désélection de ces mesures en entrée de l’ensemble K de filtres de Kalman.
Selon une autre variante complémentaire de ce complément optionnel, en cas de levée d’alarme 52, chaque filtre de Kalman secondaire d’indice est également configuré pour se reconfigurer sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice , ce qui permet de restaurer un ensemble K de filtres de Kalman principal 32 et secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNcomplètement sain.
Selon un autre aspect complémentaire optionnel, le dispositif 10 est également configuré pour déterminer un rayon de protection 58 vis-à-vis d’une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, ledit rayon de protection garantissant que la valeur de la distance entre la position hybride 30 fournie à partir dudit filtre principal de Kalman 32 et la position vraie dudit véhicule est inférieure à la valeur dudit rayon de protection 58, ledit rayon de protection 58 dépendant du nombre N de filtres de Kalman secondaires.
En effet, pour quantifier l'intégrité d'une mesure de position dans des applications telles que les applications navales ou encore aéronautiques, où l'intégrité est critique, on utilise généralement un tel paramètre de rayon de protection de la mesure de position. Le rayon de protection correspond généralement à une erreur de position maximale pour une probabilité donnée d'apparition d'erreur, c'est-à-dire que la probabilité que l'erreur de position dépasse le rayon de protection annoncé sans qu'une alarme soit envoyée à un système de navigation, est inférieure à cette valeur de probabilité donnée. Le calcul se fonde sur deux types d'erreur qui sont d'une part les erreurs normales de mesure et d'autre part les erreurs causées par une anomalie de fonctionnement de la constellation de satellites, soit par exemple une panne d'un satellite. La valeur du rayon de protection d'un système de positionnement est une valeur clef spécifiée par des donneurs d'ordre désirant acquérir un système de positionnement. L'évaluation de la valeur du rayon de protection résulte en général de calculs de probabilités utilisant les caractéristiques statistiques de précision des mesures GNSS et du comportement des senseurs inertiels. Ces calculs s'explicitent de façon formelle et permettent des simulations pour l'ensemble des cas de constellation GNSS, pour l'ensemble des positions possibles du système de positionnement sur le globe terrestre et pour l'ensemble de trajectoires possibles suivies par le système de positionnement. Les résultats de ces simulations permettent de fournir au donneur d'ordre des caractéristiques de rayon de protection garanties par le système de positionnement proposé. Le plus souvent ces caractéristiques s'expriment sous la forme d'une valeur du rayon de protection pour une disponibilité de 100% ou d'une durée d'indisponibilité pour une valeur requise du rayon de protection.
La détermination du rayon de protection mise en œuvre selon la présente invention en utilisant l’architecture particulière de l’ensemble K de filtres de Kalman précitée est décrite par la suite plus en détail en relation avec la .
Selon un autre aspect complémentaire optionnel, le dispositif 10 est également configuré pour fournir, en sortie, en parallèle, des solutions de navigation 60 et 62 respectivement associées audit filtre de Kalman principal , et audit banc SF de N filtres de Kalman secondaires.
Autrement dit, le dispositif 10 selon la présente invention permet une navigation parallèle par filtres de Kalman distincts à savoir via les solutions de navigation 62 associées aux N filtres de Kalman secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNet via les solutions de navigation 60 respectivement associées au filtre de Kalman principal 32. Une telle architecture permet ainsi de fournir des solutions de navigation secondaires, en termes de position, vitesse, attitude, en parallèle de la solution fournie par le filtre principal, de telles solutions de navigation secondaires étant propre à être utiles à certains types de navigation notamment sous-marine.
Par exemple pour la position, à chaque cycle du filtre de Kalman principal 32, le dispositif 10 selon la présente invention est propre à appliquer la correction CorSFde chaque filtre de Kalman secondaire (i.e. sous-filtre) SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNà l’état de position principale (i.e. associée à la solution principale INS /GNSS délivrée par le filtre de Kalman principal 32, et étant des instants temporels successifs) pour obtenir l’état de position associée au sous filtre SF:
Selon une variante non représentée, le dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention comprend une unité de traitement formée par exemple d’une mémoire et d’un processeur associé à la mémoire, et le dispositif 10 est au moins en partie réalisé sous forme d’un logiciel, ou d’une brique logicielle, exécutable par le processeur, notamment l’ensemble K de filtres de Kalman, la plateforme virtuelle 14 de calcul et de localisation, l’élément 48 de la configuré pour déterminer un écart entre l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal, et comparer cet écart à un seuil prédéterminé 50, et optionnellement l’outil de calcul configuré pour déterminer ledit seuil 50. La mémoire du dispositif 10 de navigation et de positionnement est alors apte à stocker de tels logiciels ou briques logicielles, et le processeur est alors apte à les exécuter.
En variante non représentée, l’ensemble K de filtres de Kalman, la plateforme virtuelle 14 de calcul et de localisation, l’élément 48 de la configuré pour déterminer un écart entre l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal, et comparer cet écart à un seuil prédéterminé 50, et optionnellement l’outil de calcul configuré pour déterminer ledit seuil 50 sont réalisés chacun sous forme d’un composant logique programmable, tel qu’un FPGA (de l’anglais Field Programmable Gate Array), ou encore sous forme d’un circuit intégré dédié, tel qu’un ASIC (de l’anglais Application Specific integrated Circuit).
Lorsqu’une partie du dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention est réalisée sous forme d’un ou plusieurs logiciels, c’est-à-dire sous forme d’un programme d’ordinateur, cette partie est en outre apte à être enregistrée sur un support, non représenté, lisible par ordinateur. Le support lisible par ordinateur est par exemple, un médium apte à mémoriser des instructions électroniques et à être couplé à un bus d’un système informatique. A titre d’exemple, le support lisible est un disque optique, un disque magnéto-optique, une mémoire ROM, une mémoire RAM, tout type de mémoire non-volatile (par exemple EPROM, EEPROM, FLASH, NVRAM), une carte magnétique ou encore une carte optique. Sur le support lisible est alors mémorisé un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles.
La illustre le principe de la boucle fermée appliquée au filtre de Kalman principal 32, avec l’état de position X du filtre de Kalman principal 32, et P sa matrice de covariance. Un module 64 de propagation du filtre de Kalman principal 32 est configuré pour propager l’état à l’aide des équations de navigation, et un module 66 de recalage permet d’estimer l’état à l’aide des mesures GNSS fournies par ledit récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS et des mesures du récepteur optionnel 18 de mesures complémentaires fournies par au moins un équipement distinct dudit récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS et distinct de ladite unité de mesure inertielle 12. Les équations de propagation et de recalage en boucle fermée sont pour le recalage mis en œuvre par le module 66 :
et pour la propagation mise en œuvre par le module 64 :
avec F la matrice de propagation, Q la matrice de bruit de modèle, R la matrice de covariance du bruit de mesure, H la matrice d’observation, K le gain de Kalman et Z le vecteur d’observation obtenu à partir des récepteur 16 et 18, le vecteur d’état de position propagé après propagation entre les deux instants temporels successifs et . La correction Corn+1est appliquée par un module de correction 68 aux données de navigation pour obtenir l’état de position et stockée dans la mémoire M2, de même que la matrice de covariance dans la mémoire M1, pour une itération suivante à l’instant .
Ce principe s’applique également à chaque filtre de Kalman secondaire (i.e. sous-filtre) SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFN, chaque sous filtre SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNutilisant la matrice d’observation , le bruit de mesure et les mesures des observations issues du récepteur 18 de mesures complémentaires fournies par au moins un équipement distinct dudit récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS et distinct de ladite unité de mesure inertielle 12, un ensemble K de filtres de Kalman, mais en aucun cas les mesures GNSS issues du récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS.
Plus précisément, pour chaque filtre de Kalman secondaire (i.e. sous-filtre) SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFN, on utilise les équations classiques de filtre de Kalman en appliquant la correction Cor INS /GNSS du filtre de Kalman principal 32 au moment de la propagation.
Les équations de propagation et de recalage sont donc pour le recalage mise en œuvre au sein de chaque filtre de Kalman secondaire fonctionnant aux écarts (i.e. la correction établie par le filtre principal étant appliquée, comme détaillé ci-dessous, à la phase de propagation de chaque filtre de Kalman secondaire) :
et pour la propagation :
avec Cornla correction issue du filtre de Kalman principal 32, ZSFle vecteur d’observation qui est un sous ensemble de Z du de Kalman principal 32 ne contenant que les observations obtenues à partir du récepteur 18, et non du récepteur 16 de mesures de positionnement par satellites GNSS, HSFla matrice d’observation qui contient les lignes de H du filtre de Kalman principal 32 liées au observations du filtre secondaire considéré tour à tour (i.e. autrement dit HSFcontient des zéros pour la partie associée aux mesures de positionnement par satellites GNSS) KSFest le gain du filtre de Kalman pour le sous filtre secondaire considéré, PSFest la matrice de covariance du filtre de Kalman pour le sous filtre secondaire considéré.
On décrit désormais ci-après en relation avec la un exemple de fonctionnement du dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention.
Plus précisément, le procédé 70 de navigation et de positionnement mis en œuvre par ledit dispositif 10 de navigation et de positionnement comprend les étapes décrites ci-après mises en œuvre en parallèle ou successivement l’une après l’autre ou inversement.
Selon l’étape 72, comme indiqué précédemment, le dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention met en œuvre une localisation dudit véhicule en utilisant les corrections fournies respectivement par le filtre de Kalman principal et par le banc de N filtres de Kalman secondaires.
Selon un aspect optionnel, une telle localisation est propre à permettre une navigation parallèle par filtres de Kalman distincts à savoir via les solutions de navigation 60 associées aux N filtres de Kalman secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNet via les solutions de navigation 62 respectivement associées au filtre de Kalman principal 32.
En parallèle de l’étape 72, ou successivement à cette étape 72 ou inversement (i.e. avant cette étape 72), une étape 74 de vérification de l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS est mise en œuvre par le dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention.
Selon un mode de réalisation particulier illustré par la figure 2, ladite vérification 74 comprend notamment une sous-étape 76 de détermination de l’état de chaque filtre secondaire et de l’état du filtre de Kalman principal, entre deux instants temporels successifs et , et de l’écart E entre l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal.
Optionnellement, ladite étape de vérification 74 comprend également une sous-étape 78 de détermination d’un seuil S propre à être comparé à l’écart E entre l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal.
A titre d’alternative, non représentée, à la sous-étape 78 de détermination d’un seuil S, ledit seuil S est directement fourni et déterminé en dehors dudit dispositif 10 de navigation et de positionnement.
Ensuite, au cours de l’étape 80, le dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention met en œuvre la comparaison, à chaque instant de l’écart E, entre l’état de chaque filtre secondaire SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNet l’état du filtre de Kalman principal 32, audit seuil S.
Au cours d’une étape 82, la levée d’une alarme A est enclenchée ou non.
Plus précisément, en absence d’écart supérieur audit seuil S prédéterminé, ladite absence étant représentée par la branche 84, aucune alarme n’est levée, et au cours d’une sous-étape 86, le dispositif 10 de navigation et de positionnement met alors en œuvre la détermination R_P d’un rayon de protection vis-à-vis d’une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, ledit rayon de protection garantissant que la valeur de la distance entre la position hybride fournie à partir dudit filtre principal de Kalman 32 et la position vraie dudit véhicule est inférieure à la valeur dudit rayon de protection, ledit rayon de protection dépendant du nombre de filtres de Kalman secondaires.
En revanche, en présence d’un d’écart supérieur audit seuil prédéterminé, ladite présence étant représentée par la branche 88, la levée d’une alarme propre à signaler une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS audit instant est déclenchée ainsi qu’une étape 90 subséquente de reconfiguration du dispositif 10 de navigation et de positionnement.
L’étape 90 comprenant une première sous-étape 92 de reconfiguration R1du filtre de Kalman principal 32 sur un filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice avec , une deuxième sous-étape 94 de reconfiguration R2de chaque filtre de Kalman secondaire d’indice sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice , une troisième sous-étape 96 de désélection GNSS_D de l’entrée du filtre de Kalman principal dédiée aux mesures de positionnement par satellites GNSS à partir du moment où le filtre de Kalman principal initie sa reconfiguration.
Ci-après des étapes dudit procédé 70 selon la présente invention sont davantage détaillées.
En particulier, au cours de la sous-étape 76, l’écart entre l’état de chaque filtre secondaire et l’état du filtre de Kalman principal est déterminé car si une mesure GNSS est erronée, elle va corrompre la solution principale INS /GNSS issue du filtre de Kalman principal 32, mais pas certaines solutions issues des sous-solutions fournies par les N filtres secondaires propre à opérer un recalage décalé dans le temps selon la présente invention. Une telle différence entre les différentes solutions respectivement associées aux différents filtres de l’ensemble K de filtre de Kalman va se traduire par un écart entre les états de position du sous-filtre et du filtre principal plus ou moins important selon l’état étudié, et incohérent avec la covariance de l’écart des états, les états de position en question correspondant par exemple à des états de cap, de position de vitesse, etc.
Au cours de la sous-étape 80, on cherche à contrôler au court du temps pour chaque sous-filtre l’écart en le comparant, via un seuil prédéterminé, à la covariance de l’écart des états.
En effet, en considérant que les matrices d’observation de chaque sous-filtre et de bruit de mesure sont des sous matrices des matrices d’observation H et de bruit de mesure R du filtre de Kalman principal 32 où les lignes (respectivement colonnes) liées au mesures GNSS ont été mises à zéro (le reste étant identique entre sous-filtre et filtre principal), et que les matrices de propagation et de bruit de modèle sont identiques entre sous-filtre et filtre principal, alors il est démontrable par récurrence par l’homme du métier que l’espérance de est égale à la différence de matrice de covariance , ce qui en développant revient à une espérance de égale à P la matrice de covariance du filtre 32 de Kalman principal.
Selon un aspect complémentaire optionnel, tel que décrit précédemment, le dispositif 10 de navigation et de positionnement selon la présente invention détermine lui-même au cours de l’étape 78, ledit seuil utilisé pour comparer l’écart à la covariance de l’écart des états.
En particulier, au cours de cette sous-étape 78, selon une probabilité de fausse alarme notée on cherche à établir une valeur de seuil réelle telle que :
En outre, la différence suit aussi, par construction des filtres de Kalman une loi gaussienne centrée d’écart-type . En considérant par exemple, une distribution d’une loi gaussienne centré en zéro et d’écart-type égal à un. Le seuil de détection est choisi pour cet exemple de sorte que 1% du temps on détecte un erroné qui n’est pas présent ( ), ce qui amène dans cet exemple à , ce qui revient mathématiquement pour une variable X centrée et d’écart-type égal à un à : , et donc au seuil S tel que : . Ainsi, tel qu’illustré par la sous-étape de test 82, lorsque , selon la branche 84, aucune alarme n’est levée car il n’y a alors pas de problème détecté sur les mesures GNSS.
En revanche, selon la branche 88, lorsque , une anomalie sur les mesures GNSS est détectée et une alarme est levée.
Il est à noter que le test 82 est effectué, selon l’application, sur certains états contrôlés tels que la position, la vitesse, les attitudes, états de défauts capteurs, etc., et ce pour les N sous-filtres de l’architecture.
Comme indiqué précédemment, en absence 84 d’écart supérieur audit seuil S prédéterminé, aucune alarme n’est levée, et au cours d’une sous-étape 86, le dispositif 10 de navigation et de positionnement met alors en œuvre la détermination d’un rayon de protection vis-à-vis d’une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, ledit rayon de protection garantissant que la valeur de la distance entre la position hybride fournie à partir dudit filtre principal de Kalman 32 et la position vraie dudit véhicule est inférieure à la valeur dudit rayon de protection, ledit rayon de protection dépendant du nombre de filtres de Kalman secondaires.
Pour déterminer un tel rayon de protection, qui est entièrement prédictif, à partir des covariances du filtre de Kalman principal 32 et des filtres de Kalman secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFN, le dispositif 10 de navigation et de positionnement introduit une probabilité de non détection .
Notamment, en prenant comme exemple l’état de latitude noté , le rayon de protection est alors définit comme suit :
avec la somme sur les N filtres de Kalman secondaires, la diagonale de la matrice de covariance correspondant à l’état de latitude .
En considérant le cas le plus simple selon lequel N =1, ce qui revient à utiliser un seul filtre de Kalman secondaire, est borné avec l’état de ce filtre de Kalman secondaire qui potentiellement peut détecter la panne GNSS (i.e. une vulnérabilité des mesures GNSS) :
De plus, comme vu précédemment, au moment de la détection , si bien que tout l’enjeu du rayon de protection réside dans le fait qu’à ce même instant de détection :
Alors en prenant , et en considérant que suit une loi gaussienne centrée d’écart-type . La détermination du rayon de protection revient à chercher le coefficient tel que :
En considérant le cas le plus complexe selon lequel N ≠1, ce qui revient à utiliser une pluralité de filtres de Kalman secondaires, en ne faisant aucune hypothèse sur la durée de la panne hormis que la panne ne peut être non détectée pendant heures, où est la période de reconfiguration des sous-filtres, alors le rayon de protection correspond préférentiellement à la valeur maximum des rayons de protection de chacun des sous-filtres tel que : , et ce tant que la détection de panne n’a pas levé d’alarme. Dès lors que l’alarme est levée le rayon de protection peut se propager avec la valeur de l’erreur de la manière suivante :
Il est à noter que le précédent exemple de détermination du rayon de protection développé à partir de l’état de latitude, est généralisable à d’autres états tels que d’autres états de position (longitude, altitude) ou encore à des états de vitesse ou d’attitude et cap.
En ce qui concerne la sous-étape de reconfiguration 90, il est à noter que l’architecture de l’ensemble K de filtres de Kalman proposée a la faculté de proposer une solution de navigation non corrompue par la panne GNSS. En effet, une fois l’alarme levée, tout comme les filtres de Kalman secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNétaient, au préalable à cette levée d’alarme, reconfigurés périodiquement et en décalé sur le filtre principal de Kalman 32, il est possible de reconfigurer le filtre principal de Kalman 32 sur un filtre de Kalman secondaire non corrompu, dont le choix est propre à dépendre de l’application souhaitée, un choix préférentiel et conservateur étant de prendre le filtre de Kalman secondaire qui a été réinitialisé le plus anciennement sur le filtre principal de Kalman 32 en supposant que la panne GNSS ne peut pas être non détectée pendant plus de heures. Ainsi lors de la reconfiguration, on vient écraser la matrice de covariance du filtre principal de Kalman 32 par celle du sous-filtre sain sélectionné.
L’architecture du dispositif 10 de navigation et de positionnement selon le mode de réalisation des figures 1 et 2 a été testée en considérant l’exemple d’application considérant
la trajectoire d’un véhicule correspondant à bâtiment de surface à 10 m/s (19.4 kts) pendant 4 jours, une commande de dérive de la longitude GNSS après 69.4 heures (250 000 secondes) de navigation, la dérive prenant pour valeur 0.25 m/s (0.46 kts), l’utilisation, au sein de ce véhicule, d’une centrale inertielle INS de haute performance ayant une dérive gyrométrique typique de 0.01 °/h, une architecture multi-filtres de l’ensemble K telle que décrite précédemment et constituée de douze filtres de Kalman secondaires (sous-filtres) réinitialisés toutes les 24h avec un décalage de 2 heures entre elles, une probabilité de fausse alarme prise à et une probabilité de non détection prise à pour calculer le seuil S de détection et le rayon de protection.
En résultat, une telle architecture du dispositif 10 de navigation et de positionnement selon le mode de réalisation des figures 1 et 2 détecte une dérive de longitude GNSS au bout de 3 heures 30 minutes soit une dérive en position de 1.6 NM, et le rayon de protection déterminé converge vers 6.2NM et est bien supérieur à l’écart entre position hybride et position vraie au moment de la détection.
De plus, en l’absence de panne GNSS, la position hybride fournie par le filtre principal de Kalman 32 et la position GNSS fournie par exemple par un GPS ont moins de 10 mètres d’erreur par rapport à la position vraie, tandis que les positions fournies par les douze filtres de Kalman secondaires sont dans un rayon de 0.5 NM autour de la position vraie en accord avec les performances inertielles de la centrale inertielle INS choisie. Ainsi les positions sont bien toutes contenues dans le rayon de protection déterminé selon la présente invention.
En outre, lors de la détection d’une panne GNSS, la position GPS et la position 62 hybride fournie par le filtre de Kalman principal ont dérivé d’environ 1.6 NM en longitude alors que les positions 60 fournies par les filtres de Kalman secondaires SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFNsont globalement restées dans un rayon de 0.5 NM autour de la position vraie. Seul un filtre de Kalman secondaire a été partiellement entrainé car il a été réinitialisé sur le filtre de Kalman principal après l’apparition de la dérive sur la longitude GNSS. Ainsi, le rayon de protection déterminé selon la présente invention couvre bien la position hybride.
L’homme du métier comprendra que l’invention ne se limite pas aux modes de réalisation décrits, ni aux exemples particuliers de la description, les modes de réalisation et les variantes mentionnées ci-dessus étant propres à être combinés entre eux pour générer de nouveaux modes de réalisation de l’invention.
La présente invention propose ainsi une architecture d’un ensemble de filtres de Kalman à recalage décalés dans le temps permettant de maintenir l’intégrité du positionnement indépendamment de la vulnérabilité des mesures GNSS par comparaison
-d’une part de la position primaire issue de l’hybridation classique INS /GNSS effectuée par le biais d’un filtre de Kalman principal 32 utilisant en entrée toutes les mesures disponibles : GNSS, position externe, recalage sur déplacement nul lorsque le véhicule est immobile, mesure Loch électromagnétique et d’un modèle dynamique du véhicule, loch doppler ou DVL, mesure de profondeur, recalage par radar, par imagerie, recalage par signaux d’opportunités, etc.
- avec d’autre part un sous ensemble de positions secondaires fournies par un banc de N filtres de Kalman secondaires n’utilisant pas en entrée de mesure GNSS pendant une certaine durée (e.g.de l’ordre de quelques heures), ce qui revient à utiliser des mesures partielles.
Un tel contrôle ne s’effectue pas que sur un satellite unique à la fois ce qui permet d’éviter de limiter le domaine applicatif.
De plus, le dispositif 10 de navigation et de positionnement est selon un aspect optionnel propre à proposer en permanence un ensemble de solutions de navigation dont une partie n’utilise pas les mesures GNSS depuis un certain temps, typiquement de plusieurs heures à plusieurs jours.
En outre, selon une variante optionnelle de réalisation, le dispositif 10 de navigation et de positionnement est aussi capable de fournir un rayon protection contre une vulnérabilité des mesures GNSS et propre à déclencher une reconfiguration du filtre de Kalman principal sur une solution d’un filtre de Kalman secondaire si une vulnérabilité des mesures GNSS est détectée. Ainsi, une solution de repli saine est en permanence disponible en cas de détection d’un problème sur les signaux GNSS.
Autrement dit, la présente invention permet de maintenir l’intégrité de la localisation, d’avertir lorsque les signaux GNSS ne sont pas fiables, de se reconfigurer sur une solution non entachée par la vulnérabilité des mesures GNSS, autrement dit, de venir reconfigurer le filtre de Kalman principal sur un filtre de Kalman secondaire « sain », et d’avoir à disposition un panel de solutions de navigation déduites de filtres de Kalman secondaires ayant navigué sans la mesure GNSS depuis un temps variable.
Claims (10)
- Dispositif (10) de navigation et de positionnement, propre à être embarqué à bord d’un véhicule propre à se déplacer entre deux positions géographiques distinctes, le dispositif comprenant au moins :
- une unité (12) de mesure inertielle propre à fournir des mesures de navigation,
- un récepteur (16) de mesures de positionnement par satellites GNSS,
- un filtre de Kalman principal (32) en boucle fermée configuré pour calculer des corrections de données de navigation par hybridation de données satellitaires de positionnement fournies par ledit récepteur et de données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle,
le dispositif étantcaractérisé en ce qu’ilcomprend en outre un banc (38) de N filtres de Kalman secondaires (SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFN) en boucle fermée avec N un entier prédéterminé tel que
chaque filtre de Kalman secondaire étant configuré pour calculer des corrections de données de navigation uniquement à partir des données non satellitaires de positionnement fournies au moins par ladite unité de mesure inertielle,
chaque filtre de Kalman secondaire d’indice - Dispositif (10) selon la revendication 1, dans lequel les N filtres de Kalman secondaires (SF1, SF2, …SFi, SFi+1, …SFN) sont identiques et indépendants, la période NxT correspondant à une période de vérification de l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS.
- Dispositif (10) selon la revendication 2, dans lequel le dispositif (10) est également configuré pour :
- contrôler, à chaque instant
- en cas d’écart supérieur audit seuil prédéterminé, lever une alarme propre à signaler une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS audit instant - Dispositif (10) selon la revendication 3, dans lequel le dispositif (10) est également configuré pour déterminer ledit seuil prédéterminé en fonction d’une probabilité de fausse alarme.
- Dispositif (10) selon la revendication 3 ou 4, dans lequel, en cas de levée d’alarme, le filtre de Kalman principal (32) est également configuré pour se reconfigurer sur un filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice
- Dispositif (10) selon la revendication 5, dans lequel ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice
- Dispositif (10) selon la revendication 5 ou 6, dans lequel ledit filtre de Kalman principal est configuré pour ne plus utiliser en entrée lesdites mesures de positionnement par satellites GNSS à partir du moment où le filtre de Kalman principal (32) initie sa reconfiguration.
- Dispositif (10) selon l’une quelconque des revendications 5 à 7, dans lequel en cas de levée d’alarme, chaque filtre de Kalman secondaire d’indice
- Dispositif (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le dispositif est également configuré pour déterminer un rayon de protection vis-à-vis d’une vulnérabilité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, ledit rayon de protection garantissant que la valeur de la distance entre la position hybride fournie à partir dudit filtre principal de Kalman et la position vraie dudit véhicule est inférieure à la valeur dudit rayon de protection, ledit rayon de protection dépendant du nombre N de filtres de Kalman secondaires.
- Dispositif (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le dispositif (10) est également configuré pour fournir, en sortie, en parallèle, des solutions de navigation respectivement associées audit banc de N filtres de Kalman secondaires, et audit filtre de Kalman principal (32).
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6317688B1 (en) * | 2000-01-31 | 2001-11-13 | Rockwell Collins | Method and apparatus for achieving sole means navigation from global navigation satelite systems |
| US20090276155A1 (en) * | 2008-04-30 | 2009-11-05 | Honeywell International, Inc. | Systems and methods for determining location information using dual filters |
| FR3026195A1 (fr) * | 2014-09-22 | 2016-03-25 | Thales Sa | Systeme d'exclusion d'une defaillance d'un satellite dans un systeme gnss |
-
2022
- 2022-07-04 FR FR2206754A patent/FR3137461A1/fr active Pending
-
2023
- 2023-07-03 WO PCT/EP2023/068219 patent/WO2024008640A1/fr unknown
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US6317688B1 (en) * | 2000-01-31 | 2001-11-13 | Rockwell Collins | Method and apparatus for achieving sole means navigation from global navigation satelite systems |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2024008640A1 (fr) | 2024-01-11 |
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