WO2024008640A1 - Dispositif et procédé de navigation et de positionnement - Google Patents

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WO2024008640A1
WO2024008640A1 PCT/EP2023/068219 EP2023068219W WO2024008640A1 WO 2024008640 A1 WO2024008640 A1 WO 2024008640A1 EP 2023068219 W EP2023068219 W EP 2023068219W WO 2024008640 A1 WO2024008640 A1 WO 2024008640A1
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WO
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kalman filter
navigation
main
filter
gnss
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Application number
PCT/EP2023/068219
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Emmanuel Nguyen
Vincent Chopard
Thomas Lesage
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Thales
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    • G01S19/48—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system
    • G01S19/49—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system whereby the further system is an inertial position system, e.g. loosely-coupled

Definitions

  • TITLE Navigation and positioning device and method
  • the present invention relates to a navigation and positioning device, suitable for being on board a vehicle capable of moving between two distinct geographical positions, the device comprising at least: an inertial measurement unit suitable for providing navigation measurements , a GNSS satellite positioning measurement receiver, a main closed-loop Kalman filter configured to calculate navigation data corrections by hybridization of satellite positioning data provided by said receiver and non-satellite positioning data provided at least by said inertial measurement unit, said corrections being reapplied by looping back to the input of said main Kalman filter.
  • the invention also relates to a vehicle comprising such a navigation and positioning device.
  • the invention also relates to a navigation and positioning method implemented by such a navigation and positioning device.
  • the invention also relates to a computer program comprising software instructions which, when executed by a computer, implement such a navigation and positioning method.
  • the present invention relates to the navigation of a vehicle capable of moving between two distinct geographical positions, such as a land vehicle, an aircraft, or preferably a naval vehicle such as a ship or even a naval vessel.
  • the vehicle generally carries a satellite navigation and positioning system receiver configured to determine, in particular by trilateration, a positioning (i.e. a geolocation position or even a geolocation solution) of the aircraft using estimates distances to visible satellites of the same or several satellite constellations of the satellite navigation and positioning system.
  • a positioning i.e. a geolocation position or even a geolocation solution
  • Examples of satellite navigation systems are the American GPS system, the European GALILEO system, the Russian GLONASS system, or the Chinese BEIDOU system, etc.
  • vehicles also have other navigation systems such as one or more INS inertial measurement unit(s). Navigation System), baro-altimeters, anemometers, etc.
  • An inertial measurement unit is made up of a set of inertial sensors (accelerometers, gyrometers) associated with processing electronics, and provides low-noise and precise information in the short term, but its performance degrades in the long term, particularly in the long term. made of the sensors that compose it.
  • Such vehicles then implement, for predetermined applications, a position measurement hybridization technique known as INS/GNSS hybridization, capable of providing vehicle location with a precision of the same order of magnitude as the localization by GNSS and very precise attitude and heading angles, while ensuring continuity of service when GNSS is unavailable.
  • INS/GNSS hybridization a position measurement hybridization technique
  • INS/GNSS hybridization implemented according to current techniques is not optimal for guarding against GNSS errors in the event of satellite failure, GNSS software or hardware fault or even intentional or unintentional interference, nor to provide positioning integrity when such errors occur.
  • the aim of the invention is then to propose a navigation and positioning device which at least makes it possible to maintain the integrity of the positioning independently of the vulnerability of the GNSS measurements.
  • the subject of the invention is a navigation and positioning device, suitable for being on board a vehicle capable of moving between two distinct geographical positions, the device comprising at least:
  • an inertial measurement unit capable of providing navigation measurements
  • a main closed-loop Kalman filter configured to calculate navigation data corrections by hybridization of satellite positioning data provided by said receiver and non-satellite positioning data provided at least by said inertial measurement unit
  • the device comprising in in addition to a bank of N closed-loop secondary Kalman filters with N a predetermined integer such that each secondary Kalman filter being configured to calculate navigation data corrections solely from the non-satellite positioning data provided at least by said inertial measurement unit, each secondary Kalman filter of index i, with being capable of reconfiguring itself on the main Kalman filter at an instant (j - 1)T from the start of navigation of the vehicle, then periodically according to a period NxT, with T a predetermined duration, the N secondary Kalman filters being identical and independent, the period NxT corresponding to a period of verification of the integrity of said GNSS satellite positioning measurements, the device also being configured to:
  • the navigation and positioning device has a particular architecture where the secondary Kalman filters (i.e. Kalman sub-filters) are each capable of reconfiguring themselves periodically, according to a period NxT on the main Kalman filter (i.e. to copy the state vector and the covariance matrix of the main Kalman filter into the state vector and the covariance matrix of the secondary filter) and this successively each in turn.
  • the secondary Kalman filters i.e. Kalman sub-filters
  • the particular architecture of the navigation and positioning device according to the present invention makes it possible to carry out a time-shifted adjustment.
  • none of the secondary Kalman filters use GNSS measurements as input to calculate their navigation data corrections, which makes them each invulnerable to a possible GNSS error.
  • the period NxT allows each secondary Kalman filter to take advantage of the short-term precision of the position measurements, received as input, and obtained only from the non-satellite measurements provided at least by said inertial measurement unit.
  • the navigation and positioning device comprises one or more of the following characteristics, taken in isolation or in all technically possible combinations:
  • the device is also configured to determine said predetermined threshold as a function of a false alarm probability; - in the event of an alarm being raised, the main Kalman filter is also configured to reconfigure itself on a predetermined secondary Kalman filter of index p with
  • said predetermined secondary Kalman filter of index p on which the main Kalman filter is capable of reconfiguring itself in the event of an alarm being raised is the secondary Kalman filter among said N secondary Kalman filters whose reconfiguration on the filter of the main Kalman is temporally furthest from the moment the alarm is raised;
  • said main Kalman filter is configured to no longer use said GNSS satellite positioning measurements as input from the moment the main Kalman filter initiates its reconfiguration;
  • the device is also configured to determine a protection radius with respect to a vulnerability of said GNSS satellite positioning measurements, said protection radius guaranteeing that the value of the distance between the hybrid position provided from said main filter of Kalman and the true position of said vehicle is less than the value of said protection radius, said protection radius depending on the number N of secondary Kalman filters;
  • the device is also configured to provide, at output, in parallel, navigation solutions respectively associated with said bank of N secondary Kalman filters, and said main Kalman filter.
  • the invention also relates to a vehicle comprising such a navigation and positioning device.
  • the invention also relates to a navigation and positioning method implemented by said navigation and positioning device and comprising the following steps implemented in parallel or successively one after the other or vice versa:
  • determining a protection radius with respect to a vulnerability of said positioning measurements by GNSS satellites said protection radius guaranteeing that the value of the distance between the position hybrid provided from said main Kalman filter and the true position of said vehicle is less than the value of said protection radius, said protection radius depending on the number of secondary Kalman filters.
  • said localization step comprises supplying at output, in parallel, navigation solutions respectively associated with said bank of N secondary Kalman filters, and said main Kalman filter.
  • the invention also relates to a computer program comprising software instructions which, when executed by a computer, implement such a satellite navigation and positioning method as defined above.
  • Figure 1 is a diagram illustrating a navigation and positioning device suitable for implementing INS/GNSS hybridization, and optionally with additional measurements provided by equipment separate from a positioning measurement receiver by GNSS satellites and distinct from said inertial measurement unit;
  • Figure 2 is a diagram illustrating the architecture of the Kalman filter bank according to the present invention.
  • Figure 3 illustrates the closed loop principle
  • Figure 4 is a flowchart of a navigation and positioning method according to the present invention.
  • Figure 1 is an overall representation of a navigation and positioning device 10 according to the present invention, suitable for implementing INS/GNSS hybridization, and optionally with additional measurements provided by equipment separate from a measurement receiver positioning by GNSS satellites and distinct from said inertial measurement unit, and comprising at least one inertial measurement unit 12 capable of providing navigation measurements, in particular to a virtual platform 14 for calculation and location, a receiver 16 for measurements of positioning by GNSS satellites, and optionally a receiver 18 of complementary measurements provided by at least one piece of equipment distinct from said receiver 16 of positioning measurements by GNSS satellites and distinct from said inertial measurement unit 12, and finally a set K of Kalman filters.
  • the inertial measurement unit 12 consists of a set of inertial sensors such as gyrometers and accelerometers associated with processing electronics and is capable of providing increments 20 of angular rotation and speed of the vehicle in which the device 10 navigation and positioning is on board.
  • the virtual calculation platform 14 integrates such angular rotation and speed increments 20 to provide, as input to the set K of Kalman filters, navigation data 22, such as the orientation of the vehicle, in terms of roll , pitch, yaw, heading, etc., the speed of the vehicle for example the speed Vnord in the North direction, the speed Vest in the East direction, the speed Vbas at the bottom of the trajectory etc., and the position of the vehicle for example in latitude, longitude, altitude.
  • navigation data 22 such as the orientation of the vehicle, in terms of roll , pitch, yaw, heading, etc.
  • the speed of the vehicle for example the speed Vnord in the North direction, the speed Vest in the East direction, the speed Vbas at the bottom of the trajectory etc.
  • the position of the vehicle for example in latitude, longitude, altitude.
  • the GNSS satellite positioning measurement receiver 16 is capable of providing, according to arrow 24, information on the position and speed of the vehicle by triangulation from the signals emitted by moving satellites visible from the vehicle.
  • the information provided may be temporarily unavailable because the receiver must have a minimum of four satellites in direct view of the positioning system to be able to make a point.
  • They are also of variable precision, depending on the geometry of the constellation at the base of the triangulation, and noisy because they are based on the reception of very low level signals coming from distant satellites having low transmission power. But they do not suffer from long-term drift, the positions of the satellites passing through their orbits being known precisely over the long term. Noise and errors can be related to satellite systems, the receiver or signal propagation between the satellite transmitter and the GNSS signal receiver.
  • the optional receiver 18 for complementary measurements 26 provided by at least one piece of equipment distinct from said receiver 16 for positioning measurements by GNSS satellites and distinct from said inertial measurement unit 12 provides for example a reset on zero movement when the vehicle is stationary, a measurement Electromagnetic log and a dynamic model of the vehicle, a Doppler log or speed measurement in water when the equipment is a DVL (Doppler Velocity Log), depth measurement, radar registration, imaging , by opportunity signals etc.
  • the hybridization implemented by the set K of Kalman filters consists of mathematically combining the measurements 22, 24, 26 provided respectively by the inertial measurement unit 12, the receiver 16 for GNSS satellite positioning measurements, and the optional receiver 18 of complementary measurements 26 to obtain position and speed information by taking advantage of the three elements 12, 16 and 18.
  • Kalman filtering is based on the possibilities of modeling the evolution of the state of a physical system considered in its environment, by means of a so-called “evolution” equation (a priori estimation), and of modeling of the dependency relationship existing between the states of the physical system considered and the measurements of an external sensor, by means of a so-called “observation” equation to allow adjustment of the states of the filter (a posteriori estimation).
  • the effective measurement or "measurement vector” makes it possible to make an a posteriori estimate of the state of the system which is optimal in the sense that it minimizes the covariance of the error made on this estimate.
  • the estimator part of the filter generates a posteriori estimates of the system state vector using the difference observed between the effective measurement vector and its a priori prediction to generate a corrective term, called innovation.
  • This innovation after multiplication by a gain vector of the Kalman filter, is applied to the a priori estimate of the state vector of the system and leads to obtaining the optimal a posteriori estimate.
  • the Kalman filtering implemented by the set K of Kalman filters models the evolution of the errors of the inertial measurement unit 12 and delivers the a posteriori estimate of these errors which is used to correct the positioning point and speed of inertial measurement unit 12.
  • the correction 28 of the errors by means of their estimation made by the set K of Kalman filters is then carried out at the input of the virtual platform 14 according to a so-called “closed loop” architecture as illustrated by Figure 1 making it possible to keep navigation errors low and therefore remain in the linear domain of the set K of Kalman filters.
  • the virtual platform 14 uses such a correction 28 to develop the optimal estimate 30 of the position and speed of the vehicle.
  • Hybridization is called “loose” (or hybridization in geographic axes) when the GNSS satellite positioning measurement receiver 16 provides the position and speed of the vehicle resolved by the GNSS receiver.
  • the hybridization is said to be “tight” when the receiver 16 for positioning measurements by GNSS satellites provides the information extracted upstream by the GNSS receiver which is the pseudo-distances and the pseudo-velocities (quantities directly resulting from the measurement of the time of propagation and the Doppler effect of the signals emitted by the satellites towards the receiver).
  • the set K of Kalman filters according to the present invention has a particular architecture illustrated by Figure 2.
  • the assembly K firstly comprises a main closed-loop Kalman filter 32 configured to implement a hybridization of the satellite positioning data provided by said receiver and the non-satellite positioning data provided at least by said inertial measurement unit , in other words a hybridization of position measurements, received as input, and obtained respectively from said positioning measurements 24 by GNSS satellites, and measurements 34 provided both by said inertial measurement unit 12 and by said optional receiver 18 of additional measurements, in order to calculate corrections 36 of navigation data.
  • a main closed-loop Kalman filter 32 configured to implement a hybridization of the satellite positioning data provided by said receiver and the non-satellite positioning data provided at least by said inertial measurement unit , in other words a hybridization of position measurements, received as input, and obtained respectively from said positioning measurements 24 by GNSS satellites, and measurements 34 provided both by said inertial measurement unit 12 and by said optional receiver 18 of additional measurements, in order to calculate corrections 36 of navigation data.
  • the assembly K further comprises, according to the present invention, a bank 38 of N secondary Kalman filters SF 1 , SF2, ...SF i , SF i+ i, ...SF N , operating at the deviations (ie the correction established by the main filter being applied, as detailed below, to the propagation phase of each secondary Kalman filter) with N a predetermined integer such that N > 1, or preferably N>1, each secondary Kalman filter of index i , with 1 ⁇ i ⁇ N, being able to reconfigure itself (ie to copy the state vector and the covariance matrix of the main Kalman filter 32), according to arrow 40 on the main Kalman filter at a time (j - 1)T from the start of vehicle navigation, then periodically over a period NxT, with T a predetermined duration.
  • each secondary Kalman filter SF 1 , SF 2 , ... SFi, SF i + i, ... SF N is configured to calculate corrections 42 of navigation data, only from the non-satellite positioning data provided at least by said inertial measurement unit, in particular here by hybridization of position measurements, received as input, and obtained only from the measurements 34 supplied by said inertial measurement unit 12 and supplied by said optional receiver 18 of complementary measurements, and does not accept as input, unlike the main Kalman filter 32, GNSS satellite positioning measurements 24.
  • each secondary Kalman filter SF 1 , SF 2 , ...SFi, SF i+ i, ... SF N is configured to calculate corrections 42 of navigation data, only from the non-satellite positioning data provided by said inertial measurement unit, dispensing with the non-satellite data provided by the optional receiver 18.
  • the N secondary Kalman filters SF 1 , SF 2 , ... SFi, S +1, ... SF N are identical and independent, the period NxT corresponding to a period of verification of the integrity of said 24 positioning measurements by GNSS satellites.
  • the device 10 is also configured to check, at each time n + 1, the integrity of said positioning measurements by GNSS satellites by comparing, to a threshold predetermined, the difference between the state 44 of each secondary filter SF 1 , SF 2 , ... SFi, SF + 1, ... SFN and the state 46 of the main Kalman filter 32.
  • the element 48 of Figure 2 determines such a difference and compares it to a predetermined threshold 50.
  • the device 10 is configured to raise, according to arrow 52 in Figure 2, an alarm capable of signaling a vulnerability of said positioning measurements by GNSS satellites at said instant n + 1.
  • the device 10 is also configured, by means of a calculation tool not shown in Figure 2, to determine said predetermined threshold 50 as a function of a probability of false alarm, as detailed below in relation with figure 4.
  • the main Kalman filter 32 is also configured to reconfigure itself, according to arrow 54, on a predetermined secondary Kalman filter SF P of index p with 1 ⁇ p ⁇ N.
  • reconfigure we mean that the main Kalman filter 32 is capable of copying the state vector and the covariance matrix of the secondary Kalman filter SF P.
  • said predetermined secondary Kalman filter SF P of index p on which the main Kalman filter 32 is capable of being reconfigured, according to arrow 54, in the event of alarm 52 being raised is the secondary Kalman filter among said N secondary Kalman filters whose reconfiguration 40 on the main Kalman filter 32 is temporally furthest from the instant n + 1 of alarm raising.
  • said main Kalman filter 32 is configured to no longer use said GNSS satellite positioning measurements 24 as input from the moment when the main Kalman filter 32 initiates its reconfiguration.
  • the GNSS satellite positioning measurements 24 (whose vulnerability is detected) are no longer used, for example by sending a command to deselect these measurements by input of the set K of Kalman filters.
  • the device 10 is also configured to determine a protection radius 58 with respect to a vulnerability of said positioning measurements by GNSS satellites, said protection radius guaranteeing that the value of the distance between the hybrid position 30 provided from said main Kalman filter 32 and the true position of said vehicle is less than the value of said protection radius 58, said protection radius 58 depending on the number N of secondary Kalman filters.
  • the protection radius generally corresponds to a maximum position error for a given probability of error occurrence, i.e. the probability that the position error exceeds the announced protection radius without an alarm is sent to a navigation system, is less than this given probability value.
  • the calculation is based on two types of error which are on the one hand normal measurement errors and on the other hand errors caused by an operating anomaly of the constellation of satellites, for example a satellite failure.
  • the value of the protection radius of a positioning system is a key value specified by purchasers wishing to acquire a positioning system.
  • the evaluation of the value of the protection radius generally results from probability calculations using the statistical precision characteristics of GNSS measurements and the behavior of inertial sensors. These calculations are explained formally and allow simulations for all GNSS constellation cases, for all possible positions of the positioning system on the terrestrial globe and for all possible trajectories followed by the tracking system. positioning. The results of these simulations make it possible to provide the principal with protection radius characteristics guaranteed by the proposed positioning system. Most often these characteristics are expressed in the form of a value of the protection radius for 100% availability or an unavailability duration for a required value of the protection radius.
  • the device 10 is also configured to provide, at output, in parallel, navigation solutions 60 and 62 respectively associated with said main Kalman filter, and said bank SF of N secondary Kalman filters.
  • the device 10 allows parallel navigation by distinct Kalman filters, namely via the navigation solutions 62 associated with the N secondary Kalman filters SF 1 , SF 2 , ... SF i , SF i + i, ... SF N and via the navigation solutions 60 respectively associated with the main Kalman filter 32.
  • Such an architecture thus makes it possible to provide secondary navigation solutions, in terms of position, speed, attitude, in parallel with the solution provided by the main filter, such secondary navigation solutions being able to be useful for certain types of navigation, particularly underwater.
  • the device 10 is capable of applying the Cor SF correction of each secondary Kalman filter (ie sub-filter) SF 1 , SF 2 ,. .. SFi, SF i+i , ... SF N in the main position state 1 being successive temporal instants) to obtain the position state associated with the SF subfilter: and the same for the Lat SF latitude, the longitude Lon SF , and altitude Alt SF , such that:
  • the navigation and positioning device 10 comprises a processing unit formed for example of a memory and a processor associated with the memory, and the device 10 is at least partly made in the form of software, or a software brick, executable by the processor, in particular the set K of Kalman filters, the virtual platform 14 for calculation and location, the element 48 of Figure 2 configured to determine a difference between the state of each secondary filter and the state of the main Kalman filter, and compare this difference to a predetermined threshold 50, and optionally the calculation tool configured to determine said threshold 50.
  • the memory of the device 10 of navigation and positioning is then able to store such software or software bricks, and the processor is then able to execute them.
  • the set K of Kalman filters, the virtual calculation and location platform 14, the element 48 of FIG. 2 configured to determine a difference between the state of each secondary filter and the state of the main Kalman filter, and compare this difference to a predetermined threshold 50, and optionally the calculation tool configured to determine said threshold 50 are each produced in the form of a programmable logic component, such as an FPGA (from the English Field Programmable Gate Array), or in the form of a dedicated integrated circuit, such as an ASIC (Application Specific integrated Circuit).
  • a programmable logic component such as an FPGA (from the English Field Programmable Gate Array)
  • ASIC Application Specific integrated Circuit
  • the computer-readable medium is, for example, a medium capable of storing electronic instructions and of being coupled to a bus of a computer system.
  • the readable medium is an optical disk, a magneto-optical disk, a ROM memory, a RAM memory, any type of non-volatile memory (for example EPROM, EEPROM, FLASH, NVRAM), a magnetic card or an optical card.
  • a computer program comprising software instructions is then stored on the readable medium.
  • Figure 3 illustrates the principle of the closed loop applied to the main Kalman filter 32, with the position state X of the main Kalman filter 32, and P its covariance matrix.
  • a module 64 for propagating the main Kalman filter 32 is configured to propagate the state using the navigation equations, and a registration module 66 makes it possible to estimate the state using the GNSS measurements provided by said receiver 16 of positioning measurements by GNSS satellites and measurements from the optional receiver 18 of complementary measurements provided by at least one piece of equipment distinct from said receiver 16 for positioning measurements by GNSS satellites and distinct from said inertial measurement unit 12.
  • the propagation and registration equations in closed loop are for the adjustment implemented by module 66: and for the propagation implemented by module 64: with F the propagation matrix, Q the model noise matrix, R the covariance matrix of the measurement noise, H the observation matrix, K the Kalman gain and Z the observation vector obtained from the receivers 16 and 18 , obtain the position state 1.
  • each secondary Kalman filter ie sub-filter
  • SF 1 , SF 2 , ... SFi, SF i+i , ... SF N each sub-filter SF 1 , SF 2 , . .. SFi, SF i+i , ... SF N using the observation matrix H, the measurement noise R and the measurements Z of the observations from the receiver 18 of complementary measurements provided by at least one piece of equipment distinct from said receiver 16 of positioning measurements by GNSS satellites and distinct from said inertial measurement unit 12, a set K of Kalman filters, but in no case the GNSS measurements coming from the receiver 16 of positioning measurements by GNSS satellites.
  • the propagation and registration equations are therefore for the registration implemented within each secondary Kalman filter operating on the differences (ie the correction established by the main filter being applied, as detailed below, to the propagation phase of each secondary Kalman filter): and for propagation: with Cor n the correction from the main Kalman filter 32, Z SF the observation vector which is a subset of Z of the main Kalman filter 32 containing only the observations obtained from the receiver 18, and not from the receiver 16 of GNSS satellite positioning measurements, H SF the observation matrix which contains the lines of H of the main Kalman filter 32 linked to the observations of the secondary filter considered in turn (ie in other words H SF contains zeros for the part associated with the GNSS satellite positioning measurements) K SF is the gain of the Kalman filter for the secondary sub-filter considered, P SF is the covariance matrix of the Kalman filter for the secondary sub-filter considered.
  • the navigation and positioning method 70 implemented by said navigation and positioning device 10 comprises the steps described below implemented in parallel or successively one after the other or vice versa.
  • the navigation and positioning device 10 implements a localization of said vehicle using the corrections provided respectively by the main Kalman filter and by the bank of N Kalman filters secondary.
  • such a location is suitable for allowing parallel navigation by distinct Kalman filters, namely via the navigation solutions 60 associated with the N secondary Kalman filters SF 1 , SF 2 , ... SFi, SF i+ i, ... SF N and via the navigation solutions 62 respectively associated with the main Kalman filter 32.
  • step 74 of verifying the integrity of said positioning measurements by GNSS satellites is implemented by the navigation device 10 and positioning according to the present invention.
  • said verification 74 notably comprises a sub-step 76 of determining the state of each filter secondary and the state of the main Kalman filter, between two successive time instants n and n + 1, and the difference E between the state of each secondary filter and the state of the main Kalman filter.
  • said verification step 74 also includes a sub-step 78 for determining a threshold S suitable for being compared to the difference E between the state of each secondary filter and the state of the main Kalman filter.
  • said threshold S is directly provided and determined outside of said navigation and positioning device 10.
  • the navigation and positioning device 10 implements the comparison, at each instant n + 1, of the difference E, between the state of each secondary filter SF 1 , SF2, ... SFi, SF i +1, ... SFN and the state of the main Kalman filter 32, said threshold S.
  • a step 82 the raising of an alarm A is triggered or not.
  • the navigation and positioning device 10 puts then implements the determination R P of a protection radius with respect to a vulnerability of said positioning measurements by GNSS satellites, said protection radius guaranteeing that the value of the distance between the hybrid position provided from said main filter of Kalman 32 and the true position of said vehicle is less than the value of said protection radius, said protection radius depending on the number of secondary Kalman filters.
  • the difference between the state of each secondary filter and the state of the main Kalman filter is determined because if a GNSS measurement is erroneous, it will corrupt the main INS/GNSS solution from the main Kalman filter 32, but not certain solutions from the sub -solutions provided by the N secondary filters capable of carrying out a time-shifted adjustment according to the present invention.
  • sub-step 80 we seek to control the deviation over time for each sub-filter by comparing it, via a predetermined threshold, to the covariance of the deviation of the states.
  • observation matrices of each sub-filter H SF and measurement noise R SF are sub-matrices of the observation matrices H and measurement noise R of the main Kalman filter 32 where the lines (respectively columns) linked to the GNSS measurements have been set to zero (the rest being identical between sub-filter and main filter), and that the propagation matrices F and model noise Q are identical between sub-filter and main filter, then it is demonstrable by recurrence by those skilled in the art that the expectation is equal to the difference in matrix of covariance P SF - P, which by expanding amounts to an expectation of equal to P the covariance matrix of the main Kalman filter 32.
  • the navigation and positioning device 10 itself determines during step 78, said threshold used to compare the difference X n+1/n to the covariance of the difference of the states.
  • branch 88 when a an anomaly in the GNSS measurements is detected and an alarm is raised.
  • test 82 is carried out, depending on the application, on certain controlled states such as position, speed, attitudes, sensor fault states, etc., and this for the N sub-filters of the architecture.
  • the navigation and positioning device 10 implements the determination of a protection radius with respect to a vulnerability of said GNSS satellite positioning measurements, said protection radius guaranteeing that the value of the distance between the hybrid position provided from said main Kalman filter 32 and the true position of said vehicle is less than the value of said protection radius, said protection radius depending on the number of secondary Kalman filters.
  • the navigation and positioning device 10 introduces a probability of non-detection P nd .
  • the protection radius R p is then defined as follows: with the sum over the N secondary Kalman filters, P iat the diagonal of the covariance matrix corresponding to the latitude state
  • the determination of the protection radius amounts to finding the coefficient such that: so that it is then possible to guarantee that if the deviation is lower than at the time of the GNSS failure, then with a probability of non-detection of the failure of P nd and then:
  • the protection radius preferably corresponds to the maximum value of the protection radii of each of the sub-filters such that: and this as long as the fault detection did not raise an alarm.
  • the protection ray can propagate with the error value in the following way: so that it is then preferable to stop the reconfiguration mechanism according to arrow 40 in Figure 2 of each secondary Kalman filter SF 1 , SF 2 , ... SF i , SF i + i, ... SF N on the main Kalman filter 32.
  • the previous example of determining the protection radius developed from the latitude state can be generalized to other states such as other position states (longitude, altitude) or even to states of speed or attitude and heading.
  • the architecture of the set K of Kalman filters proposed has the ability to propose a navigation solution not corrupted by the GNSS failure. Indeed, once the alarm is raised, just like the secondary Kalman filters SF 1 , SF 2 , ... SFi, SF i + i, ...
  • SF N were, prior to this alarm raising, reconfigured periodically and offset from the main Kalman filter 32, it is possible to reconfigure the main Kalman filter 32 on an uncorrupted secondary Kalman filter, the choice of which is specific to depending on the desired application, a preferential and conservative choice being to take the secondary Kalman filter which was reset the oldest over the main Kalman filter 32 assuming that the GNSS failure cannot be undetected for more than (N - l). T hours.
  • the architecture of the navigation and positioning device 10 according to the embodiment of Figures 1 and 2 was tested by considering the example of application considering the trajectory of a vehicle corresponding to a surface building at 10 m/s ( 19.4 kts) for 4 days, a GNSS longitude drift command after 69.4 hours (250,000 seconds) of navigation, the drift taking the value 0.25 m/s (0.46 kts), the use, within this vehicle, of a high performance INS inertial unit having a typical gyrometric drift of 0.01 7h, a multi-filter architecture of the set K as described previously and consisting of twelve secondary Kalman filters (sub-filters) reset every 24h with a time difference of 2 hours between them, a probability of false alarm P fa taken at 10 -5 /hour and a probability of non-detection taken at 0.1% to calculate the detection threshold S and the protection radius.
  • such an architecture of the navigation and positioning device 10 detects a GNSS longitude drift after 3 hours 30 minutes, i.e. a position drift of 1.6 NM, and the determined protection radius converges towards 6.2NM and is much greater than the difference between hybrid position and true position at the time of detection.
  • the hybrid position provided by the main Kalman filter 32 and the GNSS position provided for example by a GPS have less than 10 meters of error compared to the true position, while the positions provided by the twelve secondary Kalman filters are within a radius of 0.5 NM around the true position in agreement with the inertial performance of the chosen INS inertial unit.
  • the positions are all contained within the protection radius determined according to the present invention.
  • the GPS position and hybrid position 62 provided by the primary Kalman filter drifted by approximately 1.6 NM in longitude while the positions 60 provided by the secondary Kalman filters SF 1 , SF2, ... SF i , SE+1, ... SF N generally remained within a radius of 0.5 NM around the true position. Only a secondary Kalman filter was partially trained because it was reset to the primary Kalman filter after the drift on GNSS longitude appeared. Thus, the protection radius determined according to the present invention covers the hybrid position well.
  • the present invention thus proposes an architecture of a set of Kalman filters with time-shifted registration making it possible to maintain the integrity of the positioning independently of the vulnerability of the GNSS measurements by comparison - on the one hand of the primary position resulting from the classic INS/GNSS hybridization carried out via a main Kalman filter 32 using all available measurements as input: GNSS, external position, zero displacement adjustment when the vehicle is stationary, electromagnetic log measurement and a dynamic model of the vehicle, Doppler log or DVL, depth measurement, registration by radar, by imaging, registration by opportunity signals, etc.
  • Such control is not only carried out on a single satellite at a time, which avoids limiting the application domain.
  • the navigation and positioning device 10 is, according to an optional aspect, capable of permanently offering a set of navigation solutions including some have not used GNSS measurements for some time, typically several hours to several days.
  • the navigation and positioning device 10 is also capable of providing a protection radius against a vulnerability of GNSS measurements and capable of triggering a reconfiguration of the main Kalman filter on a solution of a filter secondary Kalman if a vulnerability in GNSS measurements is detected.
  • a healthy fallback solution is always available in the event of detection of a problem with the GNSS signals.
  • the present invention makes it possible to maintain the integrity of the location, to warn when the GNSS signals are not reliable, to reconfigure on a solution not tainted by the vulnerability of the GNSS measurements, in other words, to reconfigure the primary Kalman filter on a “healthy” secondary Kalman filter, and to have available a panel of navigation solutions deduced from secondary Kalman filters having navigated without GNSS measurement for a variable time.

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Abstract

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 i, avec 1 ≤ i ≤ N, étant propre à se reconfigurer sur le filtre de Kalman principal à un instant (i − 1)T à partir du début de navigation du véhicule, puis périodiquement selon une période NxT, avec T une durée prédéterminée.

Description

TITRE : Dispositif et procédé de navigation et de positionnement
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’anglais Global 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’anglais Inertial 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
Figure imgf000004_0001
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 i, avec
Figure imgf000004_0002
étant propre à se reconfigurer sur le filtre de Kalman principal à un instant (j - 1)T à partir du début de navigation du véhicule, puis périodiquement selon une période NxT, avec T une durée prédéterminée, les N filtres de Kalman secondaires étant identiques et indépendants, la période NxT correspondant à une période de vérification de l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, le dispositif étant également configuré pour :
- contrôler, à chaque instant n + 1, 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 n + 1.
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 :
- 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 p avec
Figure imgf000006_0001
- ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p 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 i #= p est également configuré pour se reconfigurer sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice P ;
- 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 n + 1, 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 n + 1,
- la reconfiguration du filtre de Kalman principal sur un filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p avec 1 < p ≤ N,
- 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 i #= p sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p,
- 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 :
- [Fig 1] la figure 1 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 ;
- [Fig 2] la figure 2 est un schéma illustrant l’architecture du banc de filtres de Kalman selon la présente invention ;
- [Fig 3] la figure 3 illustre le principe de boucle fermée ;
- [Fig 4] la figure 4 est un organigramme d’un procédé de navigation et de positionnement selon la présente invention. La figure 1 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’anglais Doppler 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 figure 1 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 figure 2.
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+i, ...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 N > 1, voire préférentiellement N>1 , chaque filtre de Kalman secondaire d’indice i, avec 1 < i ≤ N, 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 (j - 1)T 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=i) 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+i, ... SFN est 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+i, ... SFN est 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, S +1, ... SFN sont 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 n + 1, 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, SF+1, ... SFN et l’état 46 du filtre de Kalman principal 32. L’élément 48 de la figure 2 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 n + 1.
En complément optionnel, le dispositif 10 est également configuré, au moyen d’un outil de calcul non représenté sur la figure 2, pour déterminer ledit seuil prédéterminé 50 en fonction d’une probabilité de fausse alarme, tel que détaillé par la suite en relation avec la figure 4.
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 SFP prédéterminé d’indice p avec 1 < p ≤ N. 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 SFP de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p 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 n + 1 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 i #= p est également configuré pour se reconfigurer sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p, ce qui permet de restaurer un ensemble K de filtres de Kalman principal 32 et secondaires SF1, SF2, ... SFi, SFi+i, ... SFN complètement 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 figure 4.
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+i, ... SFN et 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 CorSF de chaque filtre de Kalman secondaire (i.e. sous-filtre) SF1 , SF2, ... SFi, SFi+i , ... SFN à l’état de position principale Xn+1/n (i.e. associée à la solution principale INS /GNSS délivrée par le filtre de Kalman principal 32, n et n + 1 étant des instants temporels successifs) pour obtenir l’état de position associée au sous filtre SF:
Figure imgf000013_0001
et de même pour la latitude LatSF, la
Figure imgf000013_0002
longitude LonSF, et l’altitude AltSF, tels que :
Figure imgf000014_0001
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 figure 2 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 figure 2 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 figure 3 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 :
Figure imgf000015_0001
et pour la propagation mise en œuvre par le module 64 :
Figure imgf000015_0002
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, Xn+1/n le vecteur d’état de position propagé après propagation entre les deux instants temporels successifs n et n + 1. La correction Corn+i est appliquée par un module de correction 68 aux données de navigation pour obtenir l’état de position Xn+1/n+1 et stockée dans la mémoire M2, de même que la matrice de covariance Pn+1/n dans la mémoire Mi, pour une itération suivante à l’instant n + 1.
Ce principe s’applique également à chaque filtre de Kalman secondaire (i.e. sous- filtre) SF1 , SF2, ... SFi, SFi+i , ... SFN, chaque sous filtre SF1 , SF2, ... SFi, SFi+i , ... SFN utilisant la matrice d’observation H, le bruit de mesure R et les mesures Z 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+i, ... 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) :
Figure imgf000016_0001
et pour la propagation :
Figure imgf000016_0002
avec Corn la correction issue du filtre de Kalman principal 32, ZSF le 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, HSF la 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 HSF contient des zéros pour la partie associée aux mesures de positionnement par satellites GNSS) KSF est le gain du filtre de Kalman pour le sous filtre secondaire considéré, PSF est la matrice de covariance du filtre de Kalman pour le sous filtre secondaire considéré.
On décrit désormais ci-après en relation avec la figure 4 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+i, ... SFN et 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 n et n + 1, 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 n + 1, de l’écart E, entre l’état de chaque filtre secondaire SF1, SF2, ... SFi, SFi+1 , ... SFN et 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 n + 1 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 Ri du filtre de Kalman principal 32 sur un filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p avec 1 < p ≤ N, une deuxième sous-étape 94 de reconfiguration R2 de chaque filtre de Kalman secondaire d’indice i #= p sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p, 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
Figure imgf000018_0005
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 XFF 1/n et du filtre principal Xn+1/n Plus ou moins important selon l’état étudié, et incohérent avec la covariance de l’écart des états, les états de position X 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
Figure imgf000018_0004
covariance de l’écart des états.
En effet, en considérant que les matrices d’observation de chaque sous-filtre HSF et de bruit de mesure RSF 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 F et de bruit de modèle Q sont identiques entre sous-filtre et filtre principal, alors il est démontrable par récurrence par l’homme du métier que l’espérance est égale à la différence de matrice de
Figure imgf000018_0002
covariance PSF - P, ce qui en développant revient à une espérance de égale à P
Figure imgf000018_0006
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
Figure imgf000018_0003
Xn+1/n à la covariance de l’écart des états.
En particulier, au cours de cette sous-étape 78, selon une probabilité de fausse alarme notée Pfa on cherche à établir une valeur de seuil réelle telle que :
Figure imgf000018_0001
étant respectivement fournies par le filtre de Kalman secondaire considéré
Figure imgf000019_0003
et par le filtre de Kalman principal, le filtre de Kalman secondaire contenant moins d’information que le filtre de Kalman principal 32, alors par construction
Figure imgf000019_0001
En outre, la différence suit aussi, par construction des filtres de Kalman
Figure imgf000019_0002
une loi gaussienne centrée d’écart-type En considérant par exemple, une
Figure imgf000019_0008
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 (Pfa = 0.01), ce qui amène dans cet exemple à ce qui revient
Figure imgf000019_0009
mathématiquement pour une variable X centrée et d’écart-type égal à un à et donc au seuil S tel que : Ainsi,
Figure imgf000019_0006
Figure imgf000019_0004
tel qu’illustré par la sous-étape de test 82, lorsque selon
Figure imgf000019_0005
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
Figure imgf000019_0007
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, SF+1, ... SFN, le dispositif 10 de navigation et de positionnement introduit une probabilité de non détection Pnd.
Notamment, en prenant comme exemple l’état de latitude noté Xiat, le rayon de protection Rp est alors définit comme suit :
Figure imgf000020_0001
avec la somme sur les N filtres de Kalman secondaires, Piat la diagonale de la matrice de covariance correspondant à l’état de latitude
Figure imgf000020_0017
En considérant le cas le plus simple selon lequel N =1 , ce qui revient à utiliser un seul filtre de Kalman secondaire, \Xiat - latvraie | 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) :
Figure imgf000020_0002
De plus, comme vu précédemment, au moment de la détection
Figure imgf000020_0016
si bien que tout l’enjeu du rayon de protection réside dans le fait
Figure imgf000020_0003
Figure imgf000020_0015
qu’à ce même instant de détection :
Figure imgf000020_0004
Alors en prenant et en considérant que
Figure imgf000020_0005
Figure imgf000020_0007
suit une loi gaussienne centrée d’écart-type La détermination du
Figure imgf000020_0006
rayon de protection revient à chercher le coefficient tel que :
Figure imgf000020_0014
si bien qu’il est alors possible de garantir que si l’écart
Figure imgf000020_0008
Figure imgf000020_0009
est inférieur à au moment de la panne GNSS, alors
Figure imgf000020_0010
avec une probabilité de non détection de la panne de Pnd et alors :
Figure imgf000020_0011
Figure imgf000020_0012
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 (N - 1). T heures, où T 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
Figure imgf000020_0013
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 maniéré suivante : si bien qu’il est alors préférable d’arrêter le
Figure imgf000021_0001
mécanisme de reconfiguration selon la flèche 40 de la figure 2 de chaque filtre de Kalman secondaire SF1, SF2, ... SFi, SFi+i, ... SFN sur le filtre de Kalman principal 32.
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+i, ... SFN étaient, 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 (N - l). T 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 7h, 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 Pfa prise à 10-5 /heure et une probabilité de non détection prise à 0.1% 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, SE+1 , ... SFN sont globalement restées dans un rayon de 0.5 NM autour de la position vraie. Seul un filtre de Kalman secondaire a été partiellement entraîné 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

REVENDICATIONS
1. 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 étant caractérisé en ce qu’il comprend en outre un banc (38) de N filtres de Kalman secondaires ( SF1, SF2, ... SFi, SFi+i, ...SFN) en boucle fermée avec N un entier prédéterminé tel que N ≥ 1, 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 i, avec
Figure imgf000024_0001
étant propre à se reconfigurer sur le filtre de Kalman principal à un instant
Figure imgf000024_0002
à partir du début de navigation du véhicule, puis périodiquement selon une période NxT, avec T une durée prédéterminée, les N filtres de Kalman secondaires (SF1, SF2, ... SFi, SFi+i, ... SFN) étant identiques et indépendants, la période NxT correspondant à une période de vérification de l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS, le dispositif (10) étant également configuré pour :
- contrôler, à chaque instant n + 1, l’intégrité desdites mesures de positionnement par satellites GNSS en comparant, à un seuil prédéterminé, l’écart entre l’état de chaque filtre secondaire (SF1, SF2, ...SFi, SFi+i, ... SFN) et l’état du filtre de Kalman principal (32), 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 n + 1.
2. Dispositif (10) selon la revendication 1 , dans lequel le dispositif (10) est également configuré pour déterminer ledit seuil prédéterminé en fonction d’une probabilité de fausse alarme.
3. Dispositif (10) selon la revendication 1 ou 2, 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 p avec 1 ≤ p ≤ N.
4. Dispositif (10) selon la revendication 3, dans lequel ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p sur lequel le filtre de Kalman principal (32) 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.
5. Dispositif (10) selon la revendication 3 ou 4, 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.
6. Dispositif (10) selon l’une quelconque des revendications 3 à 6, dans lequel en cas de levée d’alarme, chaque filtre de Kalman secondaire d’indice i #= p est également configuré pour se reconfigurer sur ledit filtre de Kalman secondaire prédéterminé d’indice p.
7. 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.
8. 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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* Cited by examiner, † Cited by third party
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