WO2024074780A1 - Procédé de contrôle de l'intégrité d'une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation - Google Patents

Procédé de contrôle de l'intégrité d'une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation Download PDF

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WO2024074780A1
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pseudo
innovation
innovations
filter
test values
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Yves Becheret
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Safran Electronics & Defense
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    • G01S19/45—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement
    • G01S19/47—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement the supplementary measurement being an inertial measurement, e.g. tightly coupled inertial

Definitions

  • TITLE Method for checking the integrity of a plurality of pseudo-distance measurements acquired by a navigation system
  • the present invention relates to satellite navigation systems and relates more particularly to the detection and exclusion of faulty satellites.
  • the guidance systems currently used in automobile, avionics or even maritime navigation are generally hybrid INS/GNSS equipment (for “Inertial Navigation System” and “Global Navigation Satellite System” in English).
  • This hybrid equipment simultaneously uses two physical quantity measurement sources intended to be used in order to provide the location data necessary for vehicle navigation.
  • a first measurement source can be an inertial system whose physical quantities are acquired by inertial sensors such as accelerometers or gyroscopes.
  • a second measurement source can be a constellation of satellites which thus deliver precise long-term data but whose processing retains noise and therefore makes their use difficult.
  • guidance (or navigation) systems generally include a bank of Kalman filters.
  • the Kalman filter bank includes a main filter intended to exploit all of the pseudo-distances, and a series of secondary filters using only part of the available pseudo-distances.
  • the Kalman filter is configured to determine a reset value so as to reduce the influence of errors associated with degraded satellite signals.
  • the registration value is then generated by comparing a measurement external to the filter, called an observation, to a measurement processed by said filter.
  • the so-called “separation” algorithm aims to carry out, for each adjustment cycle, intermediate innovation tests. Each observation then depends on previous observations.
  • a first solution consists of modifying the program instructions of this algorithm to compare each pseudodistance measurement acquired by the navigation system to the same measurement processed by the filter and which is associated with the observation processed first.
  • the subject of the invention is a method for checking the integrity of a plurality of pseudo-distance measurements acquired by a navigation system from signals transmitted by a constellation of satellites, comprising:
  • a processing step which includes the following sub-steps: - a removal of all the pseudo distances from the pseudo distance whose second innovation is associated with the first highest test value as well as a removal of the first innovation associated with it from all of the first innovations;
  • the first threshold is for example between 3 and 5 for a probability that an alarm is triggered when no satellite is out of order, between 10' 3 and 10' 6 assuming a Gaussian distribution of errors excluding outages. Intermediate innovation tests are then eliminated.
  • a notification is transmitted to the navigation system so as to configure the filter according to nominal ionospheric conditions when all of the first test values are less than a second predetermined threshold.
  • Ionospheric conditions are nominal when layers of the upper atmosphere include ions that have sufficient density to reflect electromagnetic waves.
  • the alarm signal is transmitted to the navigation system so as to configure the filter according to degraded ionospheric conditions when all of the first test values are greater than a third predetermined threshold.
  • the satellite whose pseudo-distance has been removed is excluded for an adjustable period.
  • the filter is a main filter.
  • the invention also relates to a device for checking the integrity of a plurality of pseudo-distance measurements acquired by a navigation system from signals transmitted by a constellation of satellites, the device comprising:
  • - calculation means capable, for each satellite of the constellation, of calculating a first innovation reflecting the difference between the pseudo-distance measured from said satellite and a value estimated a posteriori of said pseudo distance developed by a filter.
  • the device comprises:
  • - a calculation unit capable of calculating a first group of first test values according to all of the second innovations and their variances;
  • processing means capable of maintaining all of the pseudo-distances measured so as to calibrate the filter if all of the first test values are lower than a first predetermined threshold, otherwise capable of carrying out:
  • the device comprises transmission means intended to send a notification to the navigation system so as to configure the filter according to nominal ionospheric conditions when all of the first test values are less than a second predetermined threshold.
  • the processing means are capable of transmitting the alarm signal to the navigation system so as to configure the filter according to degraded ionospheric conditions.
  • the processing means are capable of excluding for an adjustable period the satellite whose pseudodistance has been removed.
  • the invention also relates to a navigation system comprising a receiver capable of acquiring pseudodistance measurements from signals transmitted by a constellation of satellites, and a device for monitoring the integrity of said measurements as defined above.
  • FIG 1 represents a navigation system communicating with a constellation of satellites according to the invention
  • FIG 2 illustrates a device for checking the integrity of a plurality of pseudo-distance measurements acquired by said navigation system according to one embodiment of the invention
  • FIG 3 presents a flowchart of a method for checking the integrity of said pseudo-distance measurements according to one mode of implementation of the invention.
  • Figure 1 a vehicle 1 carrying a hybrid navigation system 2 intended to exploit inertial measurements coming from an inertial system 3 and on the other hand, pseudo-distance measurements determined from the reception of signals coming from of a constellation of 4 INS/GNSS satellites.
  • the inertial system 3 is intended to measure physical quantities from inertial sensors such as accelerometers or gyroscopes, so as to deliver location, speed and orientation data of the vehicle 1.
  • inertial sensors such as accelerometers or gyroscopes
  • the satellites 4 are configured to deliver the position and/or speed of the vehicle 1.
  • such a constellation can be GALILEO or BEIDOU or any other network of satellites capable of transmitting signals. positioning which allow the navigation system 2 to measure pseudo-distances.
  • the navigation system 2 comprises a receiver 5 capable of acquiring said satellite positioning signals.
  • Such a receiver 5 comprises at least one processor intended to determine the pseudo-distances from the received signals.
  • the navigation system 2 includes a bank of Kalman filters 6 intended to deliver a navigation solution to the vehicle 1.
  • the Kalman 6 filter bank includes a main filter intended to exploit all of the pseudo-distances, and a series of secondary filters using only part of the available pseudo-distances. We will refer to “Kalman filter 6” only as the main filter.
  • the Kalman filter 6 then conventionally determines its adjustment value 7 to reduce the impact of errors resulting from said faulty satellite.
  • the adjustment value 7, also known as “innovation”, is produced by comparing an observation and a measurement processed by the Kalman filter 6.
  • the navigation system 2 comprises a device 8 coupled to the Kalman filter 6 and to the receiver 5 so as to control the integrity of the pseudo-distance measurements intended to feed said Kalman filter 6.
  • the device 8 is capable of detecting and excluding a possible faulty satellite 4 before the navigation of the vehicle 1 begins.
  • Such a device 8 comprises, as illustrated in Figure 2, calculation means 9 capable, for each satellite 4, of calculating a first innovation reflecting the difference between the measured pseudo-distance and an estimated value of the pseudo-distance. posterior distance developed by the Kalman filter 6.
  • the invention is not limited to a particular type of filter, namely the Kalman filter 6 described previously.
  • the invention relates to any filter capable of estimating a posteriori value of said developed pseudo-distance.
  • any reference to the Kalman filter 6 in the description also applies to any type of filter capable of performing the same functions as the Kalman filter in the context of the invention.
  • the device 8 further comprises updating means 10 coupled to the calculation means 9 and intended to update each first innovation as a function of the average of said first innovations.
  • the updating means 10 are then configured to deliver, from the update of each first innovation, a group of second innovations and their respective variances to a calculation unit 11 of the device 8.
  • the calculation unit 1 1 is configured to calculate a first group of test values as a function of all of the second innovations and their respective variances and thus obtain a first group of first test values.
  • the device 8 further comprises processing means 12 coupled to the calculation unit 11 and configured to maintain all of the pseudo-distances measured so as to deliver the registration value 7 and to identify a possible pseudo-distance incorrect to exclude it.
  • the processing means 12 are configured to allow the Kalman filter 6 to produce the registration value 7 as a function of the remaining pseudo-distances.
  • the device 8 also includes transmission means 13 capable of sending a notification to the navigation system 2 to configure the Kalman filter 6 according to nominal ionospheric conditions.
  • Figure 3 illustrates a flowchart of a process implemented by the device 8 and which aims to control the integrity of the measurements of said pseudo-distances.
  • the method begins with a step 100, during which the calculation means 9 determine, for each satellite 4 of the constellation, a first innovation reflecting the difference between the pseudodistance measured from said satellite 4 and the value estimated a posteriori developed by the Kalman filter 6.
  • the update means 10 modify the value of each first innovation according to the average of all the first innovations to obtain a set of second innovations.
  • the updating means 10 then perform the following calculation N times:
  • i the order of a first defined innovation and, IM(i) a second innovation at to which we associate a variance VM(i).
  • the variance VM is the mathematical expectation of the squares of the deviations from the mean of the second IM innovations (square of the standard deviation).
  • step 300 the calculation unit 10 determines a first group of test values CM based on all of the second innovations IM and their variances VM.
  • the calculation unit 10 performs the following calculation for each second innovation IM: where i represents the order of each first CM test value.
  • step 400 the processing means 12 perform a comparison represented by the following equation for each first CM test value:
  • k is a first threshold selected according to the desired false alarm rate.
  • the processing means 12 maintain, during step 500, all of the pseudo-distances measured so as to calibrate the filter of Kalman 6.
  • each first test value CM is less than a second predetermined threshold which is itself less than the first threshold k 2 , the transmission means 13 can transmit to the navigation system 2 a notification so as to configure the filter of Kalman 6 under nominal ionospheric conditions.
  • step 600 if one of the first test values CM is greater than or equal to the first threshold k 2 , the processing means 12 remove in step 600a the pseudo-distance of which the second innovation IM(i ) is associated with the first highest CM(i) test value. The processing means 12 also remove the first associated innovation Inno(i) from the set of first Inno innovations intended to calibrate the Kalman filter 6.
  • the processing means 12 implement a series of processing steps relating to the first remaining innovations.
  • step 600b the processing means 12 update each first Inno(i) innovation according to the average of all the remaining first Inno innovations.
  • the processing means 12 perform the following calculation for each first innovation Inno(i), i representing N- l first innovations:
  • the variance VR is the mathematical expectation of the squares of the deviations from the mean of the third IR innovations (square of the standard deviation).
  • the processing means 12 then calculate in step 600c, according to the following formula, a second group of second test values CR as a function of said third innovations IR and their respective variances VR: where i represents the order of each first CR test value.
  • the processing means 12 thus compare each second test value CR to said first threshold k 2 in step 600d
  • the processing means 12 maintain, in step 600e, the remaining pseudo-distances so as to calibrate the Kalman filter 6 if the set of second test values CR is less than k 2 . Otherwise, in step 600f, the processing means 12 emit an alarm signal to the navigation system 2 if at least a second test value (CR) is greater than said first predetermined threshold.
  • the alarm signal allows, for example, the navigation system
  • the alarm signal allows the navigation system 2 to exclude for an adjustable period the satellite 4 whose pseudo-distance has been removed.
  • Kalman filter 6 it is possible to replace the Kalman filter 6 with a least squares filter, invariant or without perfume.

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Abstract

Ce procédé de contrôle de l'intégrité d'une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation (2) à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4), comprend un premier calcul, pour chaque satelli te (4) de la constellation, d'une première innovation (Inno) reflétant l'écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite (4) et une valeur estimée à posteriori de ladite pseudo- distance élaborée par un filtre de Kalman (6); une première mise à jour de chaque première innovation (Inno); un deuxième calcul d'un premier groupe de premières valeurs de test (CM); un maintien de l'ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre de Kalman (6) si l 'ensemble des premières valeurs de test (CM) sont inférieures à un premier seuil prédéterminé, sinon une mise en œuvre d'une étape de traitement.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Procédé de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation
Domaine technique
La présente invention concerne les systèmes de navigation par satellite et se rapporte plus particulièrement à la détection et l’ exclusion de satellites défaillants.
Etat de la technique antérieure
Les systèmes de guidage actuellement utilisés dans la navigation automobile, avionique ou encore maritime, sont généralement des équipements hybrides INS/GNSS (pour « Inertial Navigation System » et « Global Navigation Satellite System » en anglais).
Ces équipements hybrides utilisent simultanément deux sources de mesure de grandeurs physiques destinées à être exploitées de manière à fournir les données de localisation nécessaires à la navigation du véhicule.
Une première source de mesure peut être un système inertiel dont les grandeurs physiques sont acquises par des capteurs inertiels tels que des accéléromètres ou des gyroscopes.
De telles mesures sont ensuite exploitées de manière à fournir des données de localisation, de vitesse et d’ orientation précises à court terme qui ont toutefois tendance à dériver à long terme.
Pour contourner cette problématique, une deuxième source de mesure peut être une constellation de satellites qui délivrent ainsi des données précises à long terme mais dont le traitement conserve du bruit et rend donc leur exploitation difficile.
Ces données satellitaires sont connues sous l’ appellation « pseudo-distances » et permettent d’ obtenir les positions et dates associées de l’ antenne réceptrice du véhicule. Pour combiner les données issues desdites sources de mesure, les systèmes de guidage (ou de navigation) comportent généralement un banc de filtres de Kalman.
Plus précisément, le banc de filtres de Kalman comporte un filtre principal destiné à exploiter l’ ensemble des pseudo-distances, et une série de filtres secondaires utilisant qu’une partie des pseudo-distances disponibles.
Toutefois, lorsque l’un des satellites de ladite constellation est défaillant, le signal satellitaire qu’ il transmet peut conduire à des erreurs de mesure de pseudo-distances.
Pour se prémunir contre une éventuelle panne de satellite et de ses conséquences, le filtre de Kalman est configuré pour déterminer une valeur de recalage de manière à réduire l’ influence des erreurs associées aux signaux satellitaires dégradés.
La valeur de recalage est alors générée en comparant une mesure externe au filtre, dite observation, à une mesure traitée par ledit filtre.
L’ écart entre les deux mesures est connu sous l’ appellation « innovation » qui sert ainsi de valeur de recalage.
Il existe une pluralité d’ algorithmes destinés à traiter un ensemble d’ observations. A titre d’ exemple, l’ algorithme dit de « séparation » a pour objectif d’ effectuer, pour chaque cycle de recalage, des tests d’ innovation intermédiaires. Chaque observation dépend alors des observations précédentes.
Un tel algorithme peut cependant conduire à des conséquences plus ou moins importantes en fonction de l’ ordre de traitement de la pseudo-distance erronée.
Ainsi, si la mesure de la pseudo-distance erronée est traitée en dernière position par cet algorithme, la valeur de recalage sera cohérente.
Toutefois, lorsque ladite mesure est traitée en premier par l’ algorithme, l’ erreur se propage à travers les tests d’ innovation intermédiaires successifs. La variance des innovations est alors plus élevée et les pseudodistances erronées deviennent difficilement détectables.
Une première solution consiste à modifier les instructions programme de cet algorithme pour comparer chaque mesure de pseudodistance acquise par le système de navigation à une même mesure traitée par le filtre et qui est associée à l’ observation traitée en premier.
L’ écart-type des innovations est toutefois plus élevé. Les valeurs de recalage sont alors dispersées et aléatoires.
Il existe donc un besoin d’ améliorer la détection et l’ exclusion de satellites défaillants et cela avant que la navigation ne débute.
Exposé de l’invention
Au vu de ce qui précède, l’invention a pour objet un procédé de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation à partir de signaux émis par une constellation de satellites, comprenant :
- un premier calcul, pour chaque satellite de la constellation, d’une première innovation reflétant l’ écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite et une valeur estimée a posteriori de ladite pseudo-distance élaborée par un filtre ;
- une première mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations de manière à constituer une deuxième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à l’espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des deuxièmes innovations ;
- un deuxième calcul d’un premier groupe de premières valeurs de test en fonction de l’ ensemble des deuxièmes innovations et leurs variances ;
- un maintien de l’ ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre à partir de l’ ensemble des pseudo-distances si l’ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un premier seuil prédéterminé, sinon une mise en œuvre d’une étape de traitement qui comprend les sous-étapes suivantes : - un retrait de l’ensemble des pseudo distances de la pseudo distance dont la deuxième innovation est associée à la première valeur de test la plus élevée ainsi qu’un retrait de la première innovation qui lui est associée de l’ ensemble des premières innovations ;
- une deuxième mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des troisièmes innovations ;
- un calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test en fonction des troisièmes innovations et leurs variances et,
- un maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre si l’ ensemble des deuxièmes valeurs de test est inférieur audit premier seuil prédéterminé, sinon une transmission d’un signal d’ alarme au système de navigation.
Comme l’horloge du récepteur du système de navigation est susceptible d’ être erronée et ainsi propager une erreur de temps sur quelques secondes entre deux recalages, il est avantageux dans un premier temps de l’éliminer avant de produire une valeur de recalage.
A cet effet, l’utilisation de la moyenne des premières innovations pour mettre à jour la valeur de chaque première innovation permet de réduire la variance.
Ensuite, pour identifier la mesure de pseudo-distance erronée parmi l’ ensemble des pseudo-distances permettant d’ obtenir une valeur de recalage de filtre, il est proposé d’ effectuer une série de comparaison avec le premier seuil prédéterminé sélectionné selon le taux de fausse alarme désiré.
Le premier seuil est compris par exemple entre 3 et 5 pour une probabilité qu’une alarme soit déclenchée alors qu’ aucun satellite n’est en panne comprise entre 10’3 à 10’6 en supposant une distribution gaussienne des erreurs hors panne. Les tests d’ innovation intermédiaires sont alors supprimés. Avantageusement, on transmet une notification au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé.
Les conditions ionosphériques sont nominales lorsque des couches de la haute atmosphère comprennent des ions qui ont une densité suffisante pour réfléchir des ondes électromagnétiques. Alternativement, le signal d’ alarme est transmis au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques dégradées lorsque l’ ensemble des premières valeurs de test sont supérieures à un troisième seuil prédéterminé.
Selon une autre alternative, on exclut pendant une durée ajustable le satellite dont la pseudo-distance a été retirée.
De préférence, le filtre est un filtre principal.
Le nombre de calcul effectué est alors réduit car le procédé ne requiert pas d’utiliser des filtres secondaires.
L’ invention a également pour objet un dispositif de contrôle de l’ intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation à partir de signaux émis par une constellation de satellites, le dispositif comprenant :
- des moyens de calcul aptes, pour chaque satellite de la constellation, de calculer une première innovation reflétant l’ écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite et une valeur estimée à posteriori de ladite pseudo distance élaborée par un filtre.
Plus particulièrement, le dispositif comprend :
- des moyens de mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations de manière à constituer une deuxième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à l’espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des deuxièmes innovations ;
- une unité de calcul apte à calculer un premier groupe de premières valeurs de test en fonction de l’ ensemble des deuxièmes innovations et leurs variances ; - des moyens de traitement aptes à maintenir l’ ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre si l’ ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un premier seuil prédéterminé, sinon aptes à effectuer :
- un retrait de la pseudo-distance dont la deuxième innovation est associée à la première valeur de test la plus élevée ainsi qu’un retrait de la première innovation qui lui est associée ;
- une deuxième mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des troisièmes innovations ;
- un calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test en fonction des troisièmes innovations et de leurs variances et,
- un maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre si l’ ensemble des deuxièmes valeurs de test est inférieur audit premier seuil prédéterminé, sinon une transmission d’un signal d’ alarme au système de navigation.
Avantageusement, le dispositif comprend des moyens de transmission destinés à envoyer une notification au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé.
Alternativement, les moyens de traitement sont aptes à transmettre le signal d’ alarme au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques dégradées.
Selon une autre alternative, les moyens de traitement sont aptes à exclure pendant une durée ajustable le satellite dont la pseudodistance a été retirée.
L’invention a encore pour objet un système de navigation comprenant un récepteur apte à acquérir des mesures de pseudodistances à partir de signaux émis par une constellation de satellites, et un dispositif de contrôle de l’ intégrité desdites mesures tel que défini ci-dessus.
Brève description des dessins
D’ autres buts, caractéristiques et avantages de l’ invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’ exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins indexés sur lesquels :
[Fig 1 ] représente un système de navigation communiquant avec une constellation de satellites selon l’ invention ;
[Fig 2] illustre un dispositif de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par ledit système de navigation selon un mode de réalisation de l’ invention et,
[Fig 3] présente un logigramme d’un procédé de contrôle de l’ intégrité desdites mesures de pseudo-distances selon un mode de mise en œuvre de l’ invention.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation de l’invention
Sur la figure 1 est représenté un véhicule 1 embarquant un système de navigation hybride 2 destiné à exploiter des mesures inertielles provenant d’un système inertiel 3 et d’ autre part, des mesures de pseudo-distances déterminées à partir de la réception de signaux issus d’une constellation de satellites 4 INS/GNSS .
Plus précisément, le système inertiel 3 est destiné à mesurer des grandeurs physiques issues de capteurs inertiels tels que des accéléromètres ou des gyroscopes, de manière à délivrer des données de localisation, de vitesse et d’ orientation du véhicule 1.
Quant aux satellites 4, ils sont configurés pour délivrer la position et/ou la vitesse du véhicule 1.
A titre d’ exemple, une telle constellation peut être GALILEO ou BEIDOU ou toute autre réseau de satellites aptes émettre des signaux de positionnement qui permettent au système de navigation 2 de mesurer des pseudo-distances .
On entend par ailleurs par « pseudo-distances », une mesure indirecte de distance par une mesure de l’ instant de réception d’un signal daté à l’émission, lorsque les horloges d’un émetteur, ici chaque satellite 4 et d’un récepteur, ne sont pas synchronisées.
A cet effet, le système de navigation 2 comprend un récepteur 5 apte à acquérir lesdits signaux satellitaires de positionnement.
Un tel récepteur 5 comprend au moins un processeur destiné à déterminer les pseudo-distances à partir des signaux reçus.
Pour combiner les données issues des satellites 4 et celles issues du système inertiel 3 , le système de navigation 2 comprend un banc de filtres de Kalman 6 destiné à délivrer une solution de navigation au véhicule 1.
Le banc de filtres de Kalman 6 comporte un filtre principal destiné à exploiter l’ ensemble des pseudo-distances, et une série de filtres secondaires utilisant qu’une partie des pseudo-distances disponibles. Nous désignerons par « filtre de Kalman 6 » uniquement le filtre principal.
Toutefois, lorsqu’un satellite 4 de ladite constellation est défaillant, le signal de positionnement est altéré et fournit donc une pseudo-mesure erronée conduisant à la délivrance d’une pseudodistance faussée.
Le filtre de Kalman 6 détermine alors classiquement sa valeur de recalage 7 pour réduire l’impact des erreurs issues dudit satellite défaillant.
Plus précisément, la valeur de recalage 7 , également connue sous l’ appellation « innovation » , est produite en comparant une observation et une mesure traitée par le filtre de Kalman 6.
Il est toutefois nécessaire de détecter efficacement les pseudodistances erronées susceptibles d’ avoir un impact sur la navigation du véhicule 1.
Pour ce faire, le système de navigation 2 comprend un dispositif 8 couplé au filtre de Kalman 6 et au récepteur 5 de manière à contrôler l’ intégrité des mesures de pseudo-distances destinées à alimenter ledit filtre de Kalman 6.
Autrement dit, le dispositif 8 est apte à détecter et à exclure un éventuel satellite 4 défaillant et cela avant que la navigation du véhicule 1 ne débute.
Un tel dispositif 8 comprend, tel qu’ illustré dans la figure 2, des moyens de calcul 9 aptes, pour chaque satellite 4, à calculer une première innovation reflétant l’ écart entre la pseudo-distance mesurée et une valeur estimée de la pseudo-distance à posteriori élaborée par le filtre de Kalman 6.
Bien entendu, l’invention ne se limite pas à un type de filtre particulier, à savoir le filtre de Kalman 6 décrit précédemment. L’invention concerne tout filtre apte à estimer une valeur à posteriori de ladite pseudo-distance élaborée.
Ainsi, toute référence au filtre de Kalman 6 dans la description s’ applique également à tout type de filtre apte à effectuer les mêmes fonctions que le filtre de Kalman dans le cadre de l’ invention.
Le dispositif 8 comprend en outre des moyens de mise à jour 10 couplés aux moyens de calcul 9 et destinés à mettre à jour chaque première innovation en fonction de la moyenne desdites premières innovations.
Les moyens de mise à jour 10 sont alors configurés pour délivrer, à partir de la mise à jour de chaque première innovation, un groupe de deuxièmes innovations et leurs variances respectives à une unité de calcul 1 1 du dispositif 8.
Plus précisément, l’unité de calcul 1 1 est configurée pour calculer un premier groupe de valeurs de test en fonction de l’ ensemble des deuxièmes innovations et de leurs variances respectives et ainsi obtenir un premier groupe de premières valeurs de test.
Le dispositif 8 comprend en outre des moyens de traitement 12 couplés à l’unité de calcul 1 1 et configurés pour maintenir l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à délivrer la valeur de recalage 7 et d’ identifier une éventuelle pseudo-distance erronée pour l’ exclure. Dans ce dernier cas, les moyens de traitement 12 sont configurés pour permettre au filtre de Kalman 6 de produire la valeur de recalage 7 en fonction des pseudo-distances restantes.
Le dispositif 8 comprend également des moyens de transmission 13 aptes à envoyer une notification au système de navigation 2 pour paramétrer le filtre de Kalman 6 selon des conditions ionosphériques nominales.
On se réfère désormais à la figure 3 qui illustre un logigramme d’un procédé mis en œuvre par le dispositif 8 et qui a pour objectif de contrôler l’intégrité des mesures desdites pseudo-distances.
Le procédé débute par une étape 100, au cours de laquelle les moyens de calcul 9 déterminent, pour chaque satellite 4 de la constellation, une première innovation reflétant l’ écart entre la pseudodistance mesurée issue dudit satellite 4 et de la valeur estimée à posteriori élaborée par le filtre de Kalman 6.
A l’ étape 200, les moyens de mise à jour 10 modifient la valeur de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations pour obtenir un set de deuxièmes innovations.
Plus particulièrement, considérons qu’ il existe N premières innovations Inno, par exemple 5.
Les moyens de mise à jour 10 effectuent alors le calcul suivant N fois :
IM(i) = Inno i) — moyenne (Jnno i), i = 1, ... , 1V) ( 1 ) où i représente l’ ordre d’ une première innovation définie et, IM(i) une deuxième innovation à laquelle on associe une variance VM(i).
La variance VM est l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des deuxièmes innovations IM (carré de l’ écart- type).
Ainsi, en déterminant les deuxièmes innovations, on réduit la variance, ce qui permet de détecter plus facilement des éventuelles pseudo-distances erronées. A l’ étape 300, l’unité de calcul 10 détermine un premier groupe de valeurs de test CM en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations IM et de leurs variances VM.
Autrement dit, l’unité de calcul 10 effectue le calcul suivant pour chaque deuxième innovation IM :
Figure imgf000013_0001
où i représente l’ ordre de chaque première valeur de test CM.
A l’ étape 400, les moyens de traitement 12 effectuent une comparaison représentée par l’ équation suivante pour chaque première valeur de test CM :
CM(i) < k2 (3) où k est un premier seuil sélectionné selon le taux de fausse alarme souhaité.
Ensuite, si l’ ensemble des premières valeurs de test CM est inférieur au premier seuil k2, les moyens de traitement 12 maintiennent, au cours de l’ étape 500, l’ ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre de Kalman 6.
Par ailleurs, si chaque première valeur de test CM est inférieure à un deuxième seuil prédéterminé qui est lui-même inférieur au premier seuil k2, les moyens de transmission 13 peuvent transmettre au système de navigation 2 une notification de manière à paramétrer le filtre de Kalman 6 selon des conditions ionosphériques nominales.
Toutefois, à l’ étape 600, si l’une des premières valeurs de test CM est supérieure ou égale au premier seuil k2, les moyens de traitement 12 retirent à l’ étape 600a la pseudo-distance dont la deuxième innovation IM(i) est associée à la première valeur de test CM(i) la plus élevée. Les moyens de traitement 12 retirent également la première innovation associée Inno(i) du set des premières innovations Inno destinées à calibrer le filtre de Kalman 6.
Suite à cette étape, les moyens de traitement 12 mettent en œuvre une série d’ étapes de traitement relatives aux premières innovations restantes.
Plus précisément, dans l’ étape 600b, les moyens de traitement 12 mettent à j our chaque première innovation Inno(i) en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations Inno restantes.
Autrement dit, les moyens de traitement 12 effectuent le calcul suivant pour chaque première innovation Inno(i), i représentant N- l premières innovations :
7/?(0 = Inno i) — moyenne (Jnno i), i = 1, ... , N — 1) (4) où i représente l’ ordre d’une première innovation définie et, IR(i) une troisième innovation à laquelle on associe une variance VR(i)
La variance VR est l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des troisièmes innovations IR (carré de l’ écart- type).
Les moyens de traitement 12 calculent ensuite à l’ étape 600c, selon la formule suivante, un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test CR en fonction desdites troisièmes innovations IR et de leurs variances respectives VR :
Figure imgf000014_0001
où i représente l’ ordre de chaque première valeur de test CR.
Les moyens de traitement 12 comparent ainsi chaque deuxième valeur de test CR audit premier seuil k2 à l’ étape 600d
Les moyens de traitement 12 maintiennent, à l’ étape 600e les pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre de Kalman 6 si l’ ensemble des deuxièmes valeurs de test CR est inférieur à k2. Dans le cas contraire, à l’ étape 600f, les moyens de traitement 12 émettent un signal d’ alarme au système de navigation 2 si au moins une deuxième valeur de test (CR) est supérieure audit premier seuil prédéterminé. Le signal d’ alarme permet par exemple au système de navigation
2 de paramétrer le filtre de Kalman 6 selon des conditions ionosphériques dégradées.
En variante, le signal d’ alarme permet au système de navigation 2 d’ exclure pendant une durée ajustable le satellite 4 dont la pseudo- distance a été retirée.
Bien évidemment, l’ invention n’ est pas limitée aux modes de réalisation et de mise en œuvre décrits précédemment et fournis uniquement à titre d’ exemple.
En particulier, il est possible de remplacer le filtre de Kalman 6 par un filtre de moindres carrés, invariant ou sans parfum.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation (2) à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4), comprenant les étapes suivantes :
- une étape ( 100) d’un premier calcul, pour chaque satellite (4) de la constellation, d’une première innovation (Inno) reflétant l’ écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite (4) et une valeur estimée a posteriori de ladite pseudo-distance élaborée par un filtre (6), caractérisé en ce que le procédé comprend les étapes suivantes :
- une étape (200) d’une première mise à j our de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations de manière à constituer une deuxième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des deuxièmes innovations ;
- une étape (300) d’un deuxième calcul d’un premier groupe de premières valeurs de test en fonction de l’ ensemble des deuxièmes innovations (Inno) et leurs variances ;
- une étape (400) de comparaison de l’ ensemble des premières valeurs de test à un premier seuil prédéterminé ;
- une étape (500) de maintien de l’ ensemble des pseudodistances mesurées de manière à calibrer le filtre (6) à partir de l’ ensemble des pseudo-distances si l’ ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un premier seuil prédéterminé ;
- une étape (600) de mise en œuvre d’une étape de traitement si l’une des premières valeurs de test est supérieure audit premier seuil, l’ étape de mise en œuvre (600) comprenant les étapes suivantes :
- une étape (600a) de retrait de l’ ensemble des pseudo distances de la pseudo distance dont la deuxième innovation est associée à la première valeur de test la plus élevée ainsi que la première innovation qui lui est associée de l’ensemble des premières innovations - une étape (600b) d’une deuxième mise à jour de chaque première innovation (Inno) en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des troisièmes innovations ;
- une étape (600c) de calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test en fonction des troisièmes innovations et leurs variances respectives ;
- une étape (600d) de comparaison des deuxièmes valeurs de test audit premier seuil prédéterminé ;
- une étape (600e) de maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre (6) si l’ ensemble des deuxièmes valeurs de test est inférieur audit premier seuil prédéterminé et,
- une étape (600f) de transmission d’un signal d’ alarme au système de navigation (2) si au moins une deuxième valeur de test est supérieure audit premier seuil prédéterminé.
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel on transmet une notification au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé.
3. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel le signal d’ alarme est transmis au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques dégradées.
4. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel on exclut pendant une durée ajustable le satellite (4) dont la pseudo-distance a été retirée.
5. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le filtre (6) est un filtre principal.
6. Dispositif de contrôle (8) de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation (2) à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4) , le dispositif (8) comprenant : - des moyens de calcul (9) aptes, pour chaque satellite (4) de la constellation, de calculer une première innovation reflétant l’ écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite (4) et une valeur estimée à posteriori de ladite pseudo distance élaborée par un filtre (6), caractérisé en ce que le dispositif comprend :
- des moyens de mise à jour ( 10) de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations de manière à constituer une deuxième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à La variance VR est l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des premières innovations ;
- une unité de calcul ( 1 1 ) apte à calculer un premier groupe de premières valeurs de test en fonction de l’ ensemble des deuxièmes innovations et leurs variances ;
- des moyens de traitement ( 12) aptes à comparer l’ensemble des premières valeurs de test à un premier seuil prédéterminé et à maintenir l’ ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre (6) si l’ ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un premier seuil prédéterminé, les moyens de traitement ( 12) étant aptes, si l’une des premières valeurs de test est supérieure audit premier seuil, à effectuer :
- un retrait de la pseudo-distance dont la deuxième innovation est associée à la première valeur de test la plus élevée ainsi que la première innovation qui lui est associée ;
- une deuxième mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation à laquelle une variance est associée, la variance étant égale à l’ espérance mathématique des carrés des écarts à la moyenne des troisièmes innovations ;
- un calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test en fonction des troisièmes innovations et de leurs variances respectives ; - une comparaison des deuxièmes valeurs de test audit premier seuil prédéterminé ;
- un maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre (6) si l’ ensemble des deuxièmes valeurs de test est inférieur audit premier seuil prédéterminé et,
- une transmission d’un signal d’ alarme au système de navigation (2) si au moins une deuxième valeur de test est supérieure audit premier seuil prédéterminé.
7. Dispositif selon la revendication 6, comprenant des moyens de transmission ( 13) destinés à envoyer une notification au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé.
8. Dispositif selon la revendication 6, dans lequel les moyens de traitement ( 12) sont aptes à transmettre le signal d’ alarme au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques dégradées.
9. Dispositif selon la revendication 6, dans lequel les moyens de traitement ( 12) sont aptes à exclure pendant une durée ajustable le satellite (4) dont la pseudo-distance a été retirée.
10. Système de navigation (2) comprenant un récepteur (6) apte à acquérir des mesures de pseudo-distances à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4), et un dispositif de contrôle (8) de l’ intégrité desdites mesures selon l’une quelconque des revendications 6 à 9.
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070139263A1 (en) * 2005-12-15 2007-06-21 Gang Xie Method and apparatus for improving fault detection and exclusion systems
US20120013505A1 (en) * 2009-03-24 2012-01-19 Vourc H Sebastien Method and device for detecting and excluding satellite malfunctions in a hybrid ins/gnss system
US20130169478A1 (en) * 2010-09-08 2013-07-04 Sagem Defense Securite Method and device for detecting and excluding multiple satellite failures in a gnss system
CN110879407A (zh) * 2019-12-12 2020-03-13 北京眸星科技有限公司 一种基于完好性风险模型的卫星导航观测量新息检测方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070139263A1 (en) * 2005-12-15 2007-06-21 Gang Xie Method and apparatus for improving fault detection and exclusion systems
US20120013505A1 (en) * 2009-03-24 2012-01-19 Vourc H Sebastien Method and device for detecting and excluding satellite malfunctions in a hybrid ins/gnss system
US20130169478A1 (en) * 2010-09-08 2013-07-04 Sagem Defense Securite Method and device for detecting and excluding multiple satellite failures in a gnss system
CN110879407A (zh) * 2019-12-12 2020-03-13 北京眸星科技有限公司 一种基于完好性风险模型的卫星导航观测量新息检测方法

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