CA2545870A1

CA2545870A1 - Device for monitoring the integrity of information delivered by a hybrid ins/gnss system

Info

Publication number: CA2545870A1
Application number: CA002545870A
Authority: CA
Inventors: Jacques Coatantiec; Bertrand Lesot
Original assignee: Thales; Jacques Coatantiec; Bertrand Lesot
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2004-02-13
Filing date: 2005-01-31
Publication date: 2005-09-22
Also published as: FR2866423B1; DE602005002460D1; FR2866423A1; DE602005002460T2; EP1714166A1; US20070156338A1; US7409289B2; WO2005088337A1; EP1714166B1

Abstract

The invention relates to a device for monitoring the integrity of position-and speed-related information supplied by a hybrid system comprising an inertial unit INS (1) which is reset with the aid of a GNSS satellite positioning receiver (2) by means of a Kalman hybridisation filter (3) using a reset gain K and an evolution matrix F. The inventive device includes a satellite problem-detector circuit (4) comprising: a predictor/estimator filter bank (40i) which uses gain K and evolution matrix F of the Kalman hybridisation filter (3), each filter observing the deviation between (i) the positioning point which is obtained from N visible satellites, in the form of geographical co-ordinates, and which is delivered by the GNSS receiver (2) and (ii) one of the positioning points P(N-1)/i, also in the form of geographical co-ordinates, which are delivered by the same GNSS receiver (2) and which are obtained using N-1 of N visible satellites for resolution; and test circuits (41i) which compare the states of the predictor/estimator filters (40i) to the variances thereof and which detect a satellite failure when a test is positive, said deviation being greater than a detection threshold.

Description

DISPOSITIF DE SURVEILLANCE DE L'INTEGRITE DES INFORMATIONS
DELIVREES PAR UN SYSTEME HYBRIDE INS/GNSS
L'invention est relative a la surveillance de fintegrite des informations de position et de vitesse issues dune hybridation entre une centrale inertielle et un recepteur de positionnement par satellites. Ells concerns plus precisement un equipement de navigation connu dans la technique sous 1e nom de systems INSIGNSS (de I'anglo-saxon "Inertial Navigation System" et "Global Navigation Satellite System") hybrids en 1o boucle fermee, fhybridation etant dite lache car realises en axes geographiques.
Une centrale inertielle est constituee d'un ensemble de capteurs inertiels (capteurs gyrometriques et capteurs accelerometriques) associe a une electronique de traitement. Une plate forms de calcul, appelee plate-forms virtuelle PFV, delivre alors les informations de vitesse et de position du porteur dans un referentiel precis (souvent note TGL, Triedre Geographique Local). La plate-forms virtuelle PFV permet la projection et ('integration des donnees issues des capteurs inertiels. La centrale inertielle fournit des informations precises a court terms mais derivant sur 1e long terms (sous (influence des defauts capteurs). La maitrise des defauts capteurs represents une proportion tres importante du cout de la centrale inertielle.
Un recepteur de positionnement par satellites fournit des informations de position et de vitesse du porteur par triangulation a partir des positions de satellites defilants visibles du porteur. Les informations fournies peuvent etre momentanement indisponibles car 1e recepteur dolt avoir en vue directs un minimum de quatre satellites du systems de positionnement pour pouvoir faire un point. Elles sont en outre dune precision variable, dependant de la geometric de la constellation a la base de la triangulation, et bruitees car reposant sur la reception de signaux de tres faibles niveaux provenant de 3o satellites eloignes ayant une faible puissance d'emission. Mais elles ne soufFrent pas de derive a long terms, les positions des satellites defilants sur leurs orbites etant connues avec precision sur 1e long terms. Les bruits et les erreurs peuvent etre lies aux systemes satellitaires, au recepteur ou a la propagation du signal entre femetteur satellitaire et 1e recepteur de signaux GNSS. En outre, les donnees satellites peuvent etre erronees par suite de pannes afFectant les satellites. Ces donnses non integres doivent alors etre repsrses pour ne pas fausser la position issue du rscepteur GNSS.
Pour prevenir les pannes satellites et assurer I'intsgrits des mesures GNSS, i1 est connu d'equiper un rscepteur de positionnement par satellites d'un systems d'estimation de precision et de disponibilits dit RAIM
(de I'anglo-saxon "Receiver Autonomous Integrity Monitoring") qui se base sur la gsometrie de la constellation de satellites utilisse lors de la triangulation et sur I'svolution prsvisible a court terms de cette gsomstrie dsduite de la connaissance des trajectoires des satellites. Cependant, ce 1o systems, purement lie au systems de localisation par satellites, nest pas applicable a la surveillance d'un point de localisation issu d'un systems hybrids (INS/GNSS) et ne peut dstecter que certains types de pannes en un temps donne.
L'hybridation consists a combiner mathernatiquement les informations de position et de vitesse fournies par la centrale inertielle et 1e rscepteur de positionnement par satellites pour obtenir des informations de position et de vitesse en tirant avantage des deux systemes. Ainsi, la precision sur 1e positionnement fourni par 1e systems GNSS permet de maitriser la derive inertielle et les mesures inertielles peu bruitses permettent 2o de filtrer 1e bruit sur les mesures du rscepteur GNSS. Cette combinaison fait tres souvent appel a la technique.de filtrage de Kalman.
Le filtrage de Kalman s'appuie sur les possibilites de modelisation de I'svolution de I'stat d'un systems physique considers dens son environnement, au moyen dune equation dite "d'evolution" (estimation a priori), et de modslisation de la relation de dependence existent entre les stets du systems physique considers et les mesures par lesquelles i1 est perCU de fexterieur, au moyen dune equation Bite "d'observation" pour permettre un recalage des stets du flltre (estimation a posteriori). Dens un filtre de Kalman, la mesure effective ou "vecteur de mesure" permet de 3o rsaliser une estimse a posteriori de I'etat du systems qui soft optimale dens 1e sens ou ells minimise la covariance de ferreur faite sur cette estimation.
La partie estimateur du filtre gsnere des estimees a priori du vecteur d'etat du systems en utilisant I'scart constate entre 1e vecteur de mesure effectif et se prediction a priori pour engendrer un terms correctif, appele innovation.

Cette innovation est appliquee a I'estimee a priori du vecteur d'etat du systeme et conduit a I'obtention de I'estimee optimale a posteriors.
Dans 1e cas d'un systems INS/GNSS hybrids, 1e filtre de Kalman reCOit les points de position et de vitesse fournis par la centrale inertielle et 1e recepteur de positionnement par satellites, modelise ('evolution des erreurs de la centrale inertielle et delivre I'estimee a posteriors de ces erreurs qui serf a corriger 1e point de positionnement et de vitesse de la centrale inertielle.
L'estimation des erreurs de position et de vitesse dues aux defauts des capteurs inertiels apparaissant en sortie de la plate-forms 1o virtuelle PFV de la centrale inertielle est realises par 1e filtre de Kalman. La correction des erreurs par 1e biais de leur estimation fasts par 1e filtre de Kalman peut alors se faire en entree de la plate-forms virtuelle PFV
(architecture en boucle fermee) ou en sortie (architecture en boucle ouverte).
Lorsque les defauts des capteurs de la centrale inertielle ne sont pas trop importants, i1 n'est pas necessaire d'appliquer les corrections en entree de la plate-forms virtuelle PFV. La modelisation du systems (linearisation des equations regissant (evolution du systems), au sein du filtre rests valide. L'estimee a posteriors des erreurs de la centrale inertielle calculee dans 1e filtre de Kalman nest utilises que pour (elaboration de 2o I'estimee optimale de la position et de la vitesse du porteur campte tenu des informations de~;position et de vitesse foumies par la centrale inertielle et par..
1e recepteur GLASS. L'hybridation est alors dite en boucle ouverte.
Lorsque les defauts inertiels sont trop importants la linearisation des equations regissant (evolution du models inertiel integre au sein du filtre de Kalman nest plus valide. II est dons imperatif d'appliquer les corrections a la plate-forms virtuelle PFV pour rester daps 1e domains lineaire. L'estimee a posteriors des erreurs la centrale inertielle calculee dans 1e filtre de Kalman sert non seulement a ('elaboration de I'estimee optimale de la position et de la vitesse du porteur mass aussi au recalage de la centrale inertielle au sein 3o de la plate-forms virtuelle PFV. L'hybridation est alors dite en boucle fermee.
L'hybridation peut egalement se faire en observant des informations GLASS de natures difFerentes. Soit on considers les position et vitesse du porteur resolues par 1e recepteur GLASS. On parle alors d'hybridation lache. Soit on considers les informations extraites en amont par 1e recepteur GLASS que sont les pseudo-distances et les pseudo-vitesses (grandeurs directement isssues de la mesure du temps de propagation et de feffet Doppler des signaux emis par les satellites en direction du recepteur).
On parle alors d'hybridation serree.
Avec un systeme INS/GNSS en boucle fermee ou 1e point resolu par 1e recepteur GLASS est utilise pour recaler les informations provenant de la centrale inertielle, i1 est necessaire de prefer une attention particuliere aux defauts affectant les informations foumies par les satellites car 1e recepteur qui les reCOit propagera ces defauts a la centrale inertielle en entrainant un mauvais recalage de cette derniere. Le probleme se pose de fagon 1o particulierement critique pour assurer I'integrite d'un point hybride INS/GPS.
Une maniere connue de proceder a la surveillance de fintegrite d'un systeme hybride INS/GNSS en boucle fermee est decrite dans 1e brevet americain US 5,583,774. Elle consiste a espacer les recalages d'un temps suffisamment long (par exemple 30 minutes) pour qu'un detecteur a base de filtres de Kalman surveillant (evolution des ecarts de mesures de pseudo-distance et de pseudo-vitesse par rapport au porteur de chaque satellite visible ait pu isoler les satellites defaillants.
Un autre procede connu pour surveiller I'integrite d'un systeme hybride INS/GNSS est decrit dans 1e brevet americain US 5,923,286. II
2o consiste a utiliser un equipement RAIM pour autoriser ou non I'hybridation.
~~ Lorsque fequipement RAIM signale une perte d'integrite~ I'hybridation est gelee et 1e point de position et de vitesse est foumi par Ia centrale INS en tenant compte de ses derives et biais mesurees juste avant la perte d'integrite. Pour que cela marche, i1 faut que la centrale inertielle n'ait pas ete polluee par ferreur de point commise par 1e recepteur GLASS, ce qui interdit de la recaler avec 1e recepteur GLASS. Le procede est donc reserve uniquement au systeme hybrides INS/GNSS en boucle ouverte.
La presente invention a pour but une surveillance de I'integrite des informations de position et de vitesse d'un systeme hybride constitue dune centrale inertielle recalee a I'aide d'un recepteur GLASS en utilisant la position et la vitesse resolues du porteur issues du recepteur GLASS.
Elle a pour objet un dispositif de surveillance de I'integrite d'un systeme hybride constitue dune centrale inertielle INS, d'un recepteur de positionnement par satellites GLASS operant a partir dune constellation de N
satellites visibles et d'un filtre de Kalman d'hybridation ayant un vecteur d'stats correspondants aux erreurs du systems hybrids, en particulier, les erreurs de biais et de derive rssiduelles de la centrale inertielle INS, observant les scarfs entre les points de positionnement et de vitesse foumis, en coordonnees gsographiques, par la centrale inertielle INS et par 1e 5 recepteur GNSS, comportant une matrice devolution F modslisant (evolution des erreurs du systems hybrids, une matrice d'observation H modelisant les relations liant 1e vecteur d'etats et les ecarts observes entre les positions et les vitesses delivrees par la centrale inertielle INS et 1e rscepteur GNSS, et un gain K minimisant la covariance de I'erreur faite sur ('estimation a posteriori des erreurs de position et de vitesse issues de la centrale inertielle, et delivrant une estimee a posteriori des erreurs du systems hybrids qui serf a recaler la centrale inertielle. Cs systems de surveillance est remarquable en ce que 1e recepteur GNSS delivre, en plus d'un point de position effectue a partir des N satellites de la constellation qu'il a en vue, N-1 points de position effectues a partir de la constellation des N satellites visibles privse, a chaque fois, d'un satellite difFerent et en ce qu'il comports un circuit dstecteur de problems satellite comportant un banc de N filtres prsdicteurs-estimateurs de I'erreur induite par 1e satellite qui a sts ote lors de la resolution d'un point a N-1 satellites, ayant 1e gain K et la matrice 2o devolution F du filtre de kalman d'hybridation, observant chacun fecart entre 1e point de position, en coordonnees ge~.graphiques, delivre par 1e recepteur GNSS en observant les N satellites visibles et fun des points de position, egalement en coordonnees geographiques, dslivres par 1e recepteur GNSS
en observant N-1 satellites visibles et des circuits de test comparant les etats des N filtres predicteurs-estimateurs a leurs variances et dstectant une panne satellite lorsque 1e test est positif, I'scart trouve etant supsrieur a un seuil de detection.
Avantageusement, les circuits de test ont des seuils de detection de panne satellite qui resultent de tests statistiques tenant compte de la covariance associee au type d'erreur de positionnement considers.
Avantageusement, les circuits de test ont des seuils de detection de panne satellite qui rssultent de tests statistiques tenant compte de la covariance associse au type d'erreur de positionnement considers et qui sont fonction du taux de fausse alarms acceptable pour 1e test.
Avantageusement, 1e systems de surveillance comports un circuit d'inhibition des recalages intercale entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation et une entree de recalage de la centrale inertielle, et active par un test positif de detection de problems satellite.
Avantageusement, les filtres predicteurs-estimateurs du circuit o detecteur de problems satellite (premier banc de filtre) ont tous la meme matrice d'observation.
Avantageusement, 1e rscepteur GNSS dslivre en plus des points de position, en coordonnees geographiques, effectuss a partir des N
satellites visibles et ceux effectuss a partir de N-1 satellites deduits de la constellation formee par les N satellites visibles en retirant a chaque fois un satellite visible different, Nx(N-1 )/2 points de position avec N-2 satellites deduits des N satellites visibles en retirant a chaque fois deux satellites visibles difFsrents, et 1e systems de surveillance comports un circuit 2o identificateur de satellite dsfaillant compose d'un deuxieme banc de Nx(N-1 )/2 filtres de prsdicteurs-estimateurs d'ecarts de positionnement ayant 1e ._,r gain K et la matrice d'svolution F du filtre de Kalman d'hybridation, observant chacun I'ecart entre un point de position, en coordonnses geographiques, delivre par 1e recepteur GNSS a partir de N-1 satellites parmi les N visibles et fun des points de positionnement delivres par 1e recepteur de positionnement par satellites a partir de N-2 satellites parmi les N visibles dsduite de la constellation specifique de (N-1 ) satellites visibles privse de I'un de ses satellites visibles, les filtres estimateurs-detecteurs pouvant etre regroupes par families de N-2 elements en fonction de la constellation 3o specifique de N-1 satellites visibles prise en compte, des circuits de test comparant les stats des Nx(N-1 )/2 flltres predicteurs-estimateurs par rapport a leurs variances afin de detecter une sventuelle anomalie et un circuit de traitement identifiant, en cas d'anomalie detectse, un satellite fautif comme etant 1e satellite exclu d'un point a n-1 satellites dont la famille de filtres predicteurs-estimateurs est la ~seule a n'avoir aucun de ses elements detectant une anomalie Avantageusement, les filtres predicteurs-estimateurs du circuit identificateur de satellite defaillant ont tous la meme matrice d'observation.
Avantageusement, les filtres predicteurs-estimateurs du detecteur de probleme satellite et du circuit identificateur de satellite defaillant ont tous la meme matrice d'observation.
D'autres caracteristiques et avantages de ('invention ressortiront de la description ci-apres d'un mode de realisation donne a titre d'exemple.
Cette description sera faite en regard du dessin daps lequel - des figures 1 et 2 representent 1e schema de Principe d'un systeme hybride de positionnement INS/GNSS de type lathe en boucle fermee, la figure 1 detaillant la centrale inertielle et la figure 2 1e filtre de Kalman, - une figure 3 represente un systeme hybride de positionnement 2o INS/GNSS pourvu d'un circuit detecteur de probleme satellite conforme a ('invention, - une figure 4 represente un systeme hybride de positionnement INSlGNSS pourvu d'un circuit detecteur de probleme satellites et d'un circuit d'identificateur de satellite fautif conforme a (invention, et - une figure 5 detaille la constitution du circuit identificateur de satellite fautif de la figure 4.
La figure 1 montre ('architecture d'un systeme hybride de positionnement equips dune centrale inertielle 1 et d'un recepteur de positionnement par satellites GNSS 2, dit en boucle fermee et de type lathe car i1 se serf des informations de position (latitude, longitude et altitude) et de vitesse (vitesse nord, vitesse est et vitesse verticals) resolues du porteur delivrees par 1e recepteur GNSS 2 pour 1e recalage de la centrale inertielle INS 1.

Comma montre, la centrale inertielle comports un ensemble 10 de capteurs inertiels (accelerometres et gyrometres) et de circuits de calcul, appeles plate forma virtuelle PFV, pour effectuer les calculs de position, attitude et vitesses sur les sorties des capteurs inertiels. La plate-forma virtuelle PFD comports principalement un ensemble d'integrateurs 11 operant sur les signaux S2 des gyrometres afin d'en deduire (attitude du porteur, un changeur de repere 12 permettant, a partir de la connaissance de ('orientation du porteur (attitude) du porteur, d'exprimer dans un repere geographique lie a la terra, les accelerations acc mesurees par les 1o accelerometres dans un repere lie au porteur et deux ensembles integrateurs successifs 13, 14 operant sur les composantes de (acceleration salon 1e repere geographique pour en deduire les composantes de la vitesse du porteur par rapport au nord Vn, par rapport a Pest Ve et par rapport a la verticals Vv ainsi qua la position du porteur en latitude, longitude et altitude.
Les capteurs inertiels souffrent de defauts inherents a leur conception : des biais et des derives qui font qua les informations de position et d'attitude delivrees par une centrale inertielle se degradent avec 1e temps de fonctionnement. La lutte contra ces defauts est couteuse, ainsi i1 exists differentes classes de centrale inertielle en fonction des tolerances de biais 2o et de derives acceptees.
Le recepteur GNSS 2 est, par example un recepteur.~, GPS. II
mesure les pseudo-distances et pseudo-vitesses du porteur par rapport a au moins quatre satellites visibles du porteur du systems hybrids de positionnement et resout, par triangulation, la position du porteur en latitude, longitude et altitude ainsi qua les composantes de sa vitesse par rapport au nord Vn, par rapport a Pest Ve et par rapport a la verticals Vv. II ne sera pas detaille plus avant car i1 est bien connu de I'homme du metier et largement decrit dans la litterature ou de nombreux ouvrages lui ont ate consacres, par example 1e livre de Elliot D. KAPLAN intitule "Understanding GPS Principles and Applications" paru chez Artech House Publishers ISBN 0-89006-793-7.
Les informations de position et de vitesse delivrees par un recepteur GNSS
ne souffrent pas de derive puisqu'elles proviennent de mesures instantanees des eloignements et vitesses d'eloignement de satellites dont les orbites et les positions sur leurs orbites sont connues a long terms. Par contra, elles souffrent d'indisponibilites, lorsque qu'il n'y a pas un minimum de quatre satellites visibles. Elles sont bruitees car elles proviennent du traitement de signaux regus qui sont de tres faibles niveaux d'energie en raison de la distance d'eloignement des satellites et de leurs faibles puissances d'emission et qui peuvent avoir ate corrompus en tours de transmission (rencontre de particules chargees entre 1e satellite et 1e recepteur). Leur fiabilite depend de cells des informations transmises par les satellites.
Par rapport au recepteur GNSS, la centrale inertielle a favantage de ne pas faire appal a la collaboration d'equipements exterieurs au porteur et done de ne pas etre aussi sensible a fexterieur. L'integrite et la 1o disponibilite des informations inertielles etant bien meilleures, la centrale inertielle conserve tout son interet. Pour lutter contra sa derive et ses biais autrement que par des mesures couteuses prises au niveau de ses capteurs inertiels, i1 a ate propose de la recaler periodiquement au moyen du point de position et de vitesse fourni par un recspteur GNSS, apres un filtrage antibruit.
Ce recalage se fait au moyen d'un filtre de Kalman 3 dit d'hybridation montre de maniere plus detaillee a la figure 2.
Un filtre de Kalman permet d'obtenir une estimation de I'etat a posteriors d'un systems, optimale daps 1e sans ou la covariance de I'erreur 2o fasts sur cette estimation a posteriors est minimale (on parle aussi - d'estimation optimale au sans des moindres carres). ll.. se base sur une modelisation de ('evolution du systems et sur une modelisation de la relation existant entre la mesure et I'etat du systems.
Dans sa plus grande generalite, la modelisation de ('evolution de fetat du systems est definie par une equation difFerentielle vectorielle linearisee au premier ordre qui s'exprime, apres discretisation du models continu, par une equation devolution de la forma:
xx+i = F'xxx + Lxut +'wx , x etant 1e vecteur d'etat de dimension p, a un vecteur de controls, FK la 3o matrice devolution definissant la relation entre 1e vecteur d'etat a fetape K et 1e vecteur d'etat a I'etape K+1 en ('absence de vecteur de controls et de bruit de fonctionnement, LK une matrice deflnissant la relation entre 1e vecteur de controls et 1e vecteur d'etat au tours dune mama etape et wK un bruit de fonctionnement au tours dune etape, suppose blanc et gaussien a valeur moyenne nulls.

La modelisation de la relation existant entre la mesure et I'stat du systems est dsfinie par une autre equation differentielle du premier ordre qui s'exprime, apres discrstisation du models continu, par une equation d'observation de la forms: .
5 zK = HKxK + vK
z etant 1e vecteur de mesure (grandeurs du systemes physiquement observables) de dimension m, H,~ la matrice d'observation definissant la relation entre 1e vecteur de mesure et 1e vecteur d'stat au cours dune meme etape et v,~ un bruit de mesure au tours dune etape suppose blanc et 1o gaussien a valeur moyenne nulls.
Ls filtre de Kalman montrs a la figure 2 ne comports pas de vecteur de controls et donc pas de matrice LK. II est rscursif et repose sur la determination dune estimation a priori xK,~-1 du vecteur d'etat du systems a fetape K a partir de la connaissance a posteriors du vecteur d'etat du systems xK-"K-, a I'etape precedents K-1 et de ('application a I'estimee a priors xx,x-, d'un terms correcteur dependant de I'ecart constate entre 1e vecteur mesure zK constate au tours de cette stape K et son estimee a priori zK,x 1 deduite de (estimation a priori xx,x-, du vecteur d'etat.
L'estimee a priori zK,K-1 du vecteur de mesure a I'etape K est determines par application des equations devolution et d'observation a . . festimse a posteriors xK-"x-, du vecteur d'etat correspondant a I'etape K-precedents. Cette operation est illustree sur la figure 2 par la presence dune boucle de retroaction constituee d'un circuit a retard 30 et de deux filtres 31, 32.
Le circuit a retard 30 connects en sortie du filtre de Kalman permet de memoriser I'estimee a posteriors xK_"x-, du vecteur d'etat disponible a la sortie du filtre de Kalman au tours de I'stape precedents K-1.
Ls filtre 31 permet, par miss en oeuvre de ('equation devolution, fobtention de I'estimee a priori xx,x-, du vecteur d'etat a I'etape K, a partir de 3o I'estimee a posteriors xK-"K-, du vecteur d'stat du systems a I'etape precedents K-1. Sa fonction de transfert est dsfinie par la matrice FK_, de (equation devolution.
Cette estimee a priori zK,x-, du vecteur d'etat a I'etape K est ensuite utilises pour obtenir, au moyen d'un deuxieme filtre 32, festimse a priori zK,K , du vecteur de mesure a fetape K par application de (equation d'observation. Cs deuxieme filtre 32 a, pour ce faire, une fonction de transfert definie par la matrice Hx de ('equation d'observation.
L'estimee a priori zx,~ , du vecteur de mesure a I'etape K obtenue dans la boucle de retroaction est appliquee, en entree du filtre de Kalman, a un circuit soustracteur 33 qui recoit par ailleurs 1e vecteur de mesure zx effectivement mesure au tours de fetape K et qui delivre un vecteur d'erreur rx, egalement appele innovation, attestant de I'erreur commise lors de (estimation a priori. Cs vecteur d'erreur ~x est transforms par un troisieme filtre 34 en un vecteur de correction. Cs vecteur de correction est additionne 1o par un deuxieme sommateur 35 a I'estimee a priori zx,~ , du vecteur d'etat pour fetape K issue du premier filtre 31, pour obtenir festimee a posteriors xx,x du vecteur d'etat qui constitue la sortie du filtre de Kalman.
Ls troisieme filtre 34, qui foumit 1e terms correctif, est connu sous 1e nom de filtre de gain de recalage. II a une fonction de transfert definie par ~5 une matrice Kx determines de faron a minimiser la covariance de I'erreur fasts sur ('estimation a posteriors.
Kalman a montre que la matrice de gain optimal Kx pouvait etre determines par une methods recursive a partir des equations:
- de la matrice de covariance de festimee a priori du vecteur 20 d'etat T
px~x-i = Fx-il'x-nx iFx-i. + ~x 1 - de definition de la matrice de gain ells-meme Kx = prix-iHic ~HxpxixaHrTC '+ Rx J
- de miss a jour de la matrice de covariance de festimee a 25 posteriors du vecteur d'etat px~x - ~I -KxHx ~Px~xa P etant la matrice de cavariance du vecteur d'etat, soit estimee a priori pour fetape K a partir de I'etape K-1 si P est afFecte de I'indice K/K-1, soit estimee a posteriors si P est affects de I'indice K-1/K-1, 3o R etant la matrice de covariance des bruits d'observation wx , Q etant la matrice de covariance des bruits d'etat (ou de fonctionnement) vx .
A ('initialisation, la matrice de covariance du vecteur d'etat et 1e vecteur d'etat sont pris egaux a leurs estimees les plus vraisemblables. Au pits, la matrice de covariance est une matrice diagonals avec des termes 35 infinis ou tres grands (de fa~on a avoir des starts-type tres grands devant 1e domains dans lequel 1e vecteur d'etat est susceptible d'evoluer) et I'estimee du vecteur d'etat 1e vecteur nut, lorsque I'on n'a aucune idea sur les valeurs initiates.
En pratique, 1e gain de correction d'un filtre de Kalman est "proportionnel" a ('incertitude sur ('estimation a priori de I'etat du systems et "inversement proportionnel" a ('incertitude sur la mesure. Si la mesure est tres incertaine et ('estimation de I'etat du systems relativement precise, I'ecart constate est principalement du au bruit de mesure et la correction qui en decoule doit etre faible. Au contraire, si (incertitude sur la mesure est faible 1o et cells sur (estimation de I'etat du systems grande, I'ecart constate est tres representatif de ferreur d'estimation et doit conduire a une correction forte.
C'est 1e comportement vers lequel on tend avec 1e filtre de Kalman.
En resume, un filtre de Kalman sans vecteur de controls est defini par une matrice FK correspondant a ('equation devolution definissant ('evolution du vecteur d'etat du systems physique modelise, une matrice H,e correspondant a ('equation d'observation definissant les relations permettant de passer du vecteur d'etat au vecteur de mesure et une matrice de gain KK
miss a jour a ('aide d'un processus iteratif mettant en jeu la matrice de covariance du vecteur d'etat P ells-mama miss a jour au cours du processus 2o iteratif et des matrices de covariance QK et RK des bruits d'etat et de mesure.
Le filtre de Kalman 3 opera au niveau des scarfs constates entre deux versions des informations de mama type provenant Tune, de la centrale inertielle INS 1 et fautre, du recepteur GNSS 2, car cela permet de travailler sur des variables ayant des domaines de variation plus restraints sur lesquels ('approximation lineaire peut etre utilises pour simplifier les equations de modelisation et devolution (on parts alors de filtre aux erreurs).
Dans ce cadre, (equation devolution du filtre de Kalman modelise (evolution previsible des erreurs sur 1e systems hybrids lies aux residus des defauts capteurs inertiels non estimes et a la mecanisation de la plate forma inertielle (ici boucle fermee) de la centrale inertielle 1 qu'il deduit des differences constatees entre la prevision d'ecart qu'il fait et les ecarts effectivement mesures entre la position et la vitesse issues de la centrale inertielle et du recepteur GNSS. Ells est determines par la matrice F dont la definition est fonction du mouvement du porteur, c'est-a-dire des parametres de vol dans 1e cas ou 1e porteur equips du systems hybrids de positionnement est un aeronef. La definition des difFerentes versions de cette matrice F en fonction des parametres du mouvement du porteur sort du domaine de la presente invention. Elle ne sera pas detaillee dans la suite car elle est bien connue de fhomme du metier specialise dans 1e domaine de finertie.
Les residus xx,xdes erreurs du systeme hybride estimes a posteriors par 1e filtre de Kalman d'hybridation 3 sont utilises pour 1e recalage de la centrale inertielle INS 1 (boucle fermee). Les informations inertielles INS 1 etant regulierement recalees, les points de position et de vitesse 1o hybrides sont supposes plus fiables a condition que les mesures GNSS
soient integres.
Pour resumer, 1e traitement effectue par 1e filtre de Kalman d'hybridation se divise en trois temps - Propagiation du vecteur d'etat et de la matrice de variance-covariance associee ~x+nx -Fx+mKxix'+COR-FK-px T
px+nx -Fx~xix~Fx '~~x - RecalaQe du vecteur d'etat et de la matrice de variance-covariance a I'aide du gain KK+1 l -1 Kx+m pK+1/K'HK+1T ~~~K+I'Px+1/x~HK+1T +Rx+O
Kx+i~x+i - Kxmix + Kx+i UZx+i -Hx+i ~Xx+i ~x J
1'x+nx+i - px+nx -Kx+mHx+i ~I'x+nx - Application des corrections issues du filtre de Kalman d'hybridation a la centrale inertielle COR_FK-px =-Xx~x La matrice d'observation HK+1 permet ('observation des differences entre les positions et vitesses issues de la plate-forme virtuelle PFV et les positions et vitesses GNSS resolues. La matrice devolution FK+~ est calculee en utilisant les donnees de la plate-forme virtuelle PFV corrigees par 1e filtre 3o de Kalman et permet la propagation de I'etat et de la matrice de variance-covariance associee.
Le probleme rencontre avec les systemes hybrides de positionnement INS/GNSS en boucle fermee est 1e risque de voir les operations de recalage propager a la centrale inertielle 1 les erreurs de position et de vitesse commises par 1e recepteur GNSS 2 en raison d'informations defectueuses lui parvenant d'un ou plusieurs satellites defaillants (mauvaises corrections appliquees par 1e filtre de Kalman a la plate-forms virtuelle PFV, mauvaise estimation des defauts inertiels).
L'integrite du systems hybrids de positionnement INS/GNSS en boucle fermee est alors difficile a assurer.
La figure 3 illustre 1e schema d'un systems hybrids INS/GNSS en boucle fermee equips d'un detecteur de problems satellite operant a partir des points de position, en coordonnees geographiques, efFectues par 1e recepteur GNSS 2 avec tons les satellites visibles supposes au nombre de N
1o et avec tous les satellites visibles moins I'un d'entre eux, 1e satellite visible scarfs etant fun quelconque d'entre eux.
Le detecteur de problems satellite 4 comports un banc de N flltres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N associe a un banc de circuits de test 41 ~, 412,..., 41;,...,41 N controlant, par un circuit inhibiteur 5 intercale a la sortie du filtre de Kalman d'hybridation 3, la possibilite d'un recalage de la centrale inertielle 1.
Les filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N
fonctionnent en boucle ouverte.
Le vecteur d'etat du ieme filtre predicteur-estimateur 40; est 2o compose des erreurs par rapport au vecteur d'etat du filtre de Kalman d'hybridation induites par la non prise en compte daps 1e recepteur GNSS 2 .. ."~:vF
des informations donnees par 1e ieme satellite visible et meme plus generalement par rapport a des mesures faites par d'autres equipements de navigation comme un altimetre barometrique ou un anemometre.
erreurs _ attitude _ par _ rapport _ FK
erreurs _ vitesse _ par _ rapport _ FK
erreurs _ position _ par _ rapportFK
Err' = erreurs _ biais _ accelero _ par _ rapport _ FK
erreurs _ derives _ gyro _ par _ rapprot _ FK
erreurs _ baro _ par _ rapport _ FK
erreurs _ anemo _ par _ rapport _ FK

Les matrices devolution FK des differents filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N sont identiques a celle F;~ du filtre de Kalman d'hybridation 3 ErrK+iix - Fx+i.Err~~x (1 ) 5 La mesure Z' d'un ieme filtre predicteur-estimateur 40; est constituee de I'ecart entre la position, en coordonnees geographiques (latitude, longitude et altitude), resultant du point de positionnement PNtat effectue par 1e recepteur GNSS 2 en tenant compte de tous les N satellites visibles et la position, en coordonnees geographiques, resultant du point de 1o positionnement PN-,~,= efFectue par 1e recepteur GNSS 2 en ecartant les informations envoyees par 1e ieme satellite DY' _ ~'N-n~ -pmr~a 15 Les matrices H d'observation des difFerents filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N soot toutes identiques et correspondent a (equation d'observation permettant de passer du vecteur d'etat Eyr= au vecteur de mesure Z' .
Les gains des differents filtres predicteurs-estimateurs:.40~, 402,..., 40;,...,40N sont tous pris egaux a celui K du filtre de Kalman d'hybridation 3 de faron que 1e recalage sur les mesures z' qu'ils reroivent se passe comme 1e recalage du flltre de Kalman d'hybridation 3.
Compte tenu de ces choix, les recalages des vecteurs d'etat Errs des filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N repondent a la relation E~'x+nx+i = Er~'x+nx + ~x+i UZx+i - Hx+i.En'x+ux Pour detecter la defaillance de I'un au moins des N satellites visibles par 1e recepteur de positionnement GNSS 2, on effectue des tests statistiques sur les vecteurs d'etat Erridisponibles en sortie des differents filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N au moyen du bane des circuits de test 41~, 412,..., 41;,...,41 N. Ces circuit de test realisent des tests statistiques consistant a admettre une panne de satellite si, pour i allant de au nombre N de satellites visibles, Tune des deux inegalites sur les erreurs de position des filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N
suivantes est verifiee L~~'x+nx ~eM' _ lat~*.ErrK+~,x ~e~' _ tat )~ > K _ seuil *.K - seuil.COY -FrrK+lix ~e~' _ ht OU
LE~"x+vx ~e~' _ ton)*.ErrK+ux ~e~' _ lone > K _ seuil * .K _ ~euil.COY _ Errs+ux Bert' _ ton) La variable K seuil controle indirectement la valeur de I'erreur radiate acceptable. Elle est choisie en fonction du faux recherche de fausse 1o alarme. Pour une probabilite de fausse alarme de 10'6, on prendra une valeur de 5,06 environ (repartition gaussienne) pour la variable K seuil.
La realisation de ces tests statistiques implique que I'on soit capable de propager et de recaler les variances associees aux vecteurs d'etat Errs des difFerents filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40,,...,40N.
La propagation et 1e recalage peuvent se derouler ainsi A (initialisation, on pose COY _ Brro~o = ~U~
~0~ etant la matrice nulle.
2o A la premiere propagation, par definition ~r:
COY_E~lio =ELE~'~io-Err'iioT
ce qui s'ecrit en raison de la relation (1) COY Err' =E~~F.Err' +u'~.~F.Err' +u=~T, _ no i oio i i oio i ui etant un bruit blanc (bruit d'etat).
D'ou COY_Errlo =F1.COY_Erryo.FiT +Ql F etant la matrice devolution du flltre de Kalman d'hybridation 3 et Q~ la matrice de covariance des bruits d'etat du filtre de Kalman d'hybridation 3.
Au premier recalage, par definition : .

COP-Errin =ELErrln.EryynT
ce qui s'ecrit, en tenant compte de la relation (2) COV Err' = E[~E~-' + K .~Z' -H .Err' ~~.~E~r' + K .~Z' -H .Err' ~~T J
_ m no i i i/o i/o i ~ vo En developpant cette expression, on trouve CO~ E1T1/1 - ELErrllO .ErrllOT ~+K1.ELZT .Z'T ~K1T +KI.H1.ELErr1/0 .ElT1/OT .I--1T 'K1T ~..
-...-E[Erri,o .Errl/oT ~FI1T'K1T -Ki-Hi.E[Erri,o .ErrlioT
D'ou COTT-Errl;, _ (I -K~.HI.COY_Erri,o.~I -K~.HyT +K,.ELZ' .Z'T ~K1T
I etant la matrice identite.
Le premier terms de ('expression du recalage de la matrice de covariance se calcule a partir de la matrice d'observation H~ des filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 40;,...,40N et de la matrice de gain K~
du filtre de Kalman d'hybridation 3. Le deuxieme terms se calcule au moyen des matrices de variance-covariance utilisees dans les calculs des moindres carres effectues pour la resolution des position, vitesse et temps dans 1e recepteur GNSS 2, lors des points de positionnement a N et (N-1 ) satellites.
En effet, lors de cette resolution, la methods des moindres carres evalue 1e degre de confiance sur les points resolus par I'intermediaire des matrices de variances covariances (matrices E[P(~_~~".P("_~)rT~ pour les N points a (N-1 ) satellites et E[Ptot.PtotT1 pour 1e point a N satellites).
Or:
T l ELZ' Z' J = E[~I'(,Y-I~/; - ~'wr ~~l'(rt-i)lt - pr~r ~T
Car 1~
DY' =PN-i)~t -1'r~r En developpant la premiere expression, on obtient E~,Z' ~iT J=E~P(N-i)n~N-i)r~~'~U'ror~P t~-EyN-i)~r~ t~-ELpor-PrTr-i)ir~
Les deux premiers termes sont connus. Its sont directement foumis par les calculs des moindres carres lors de la resolution des difFerents points de position, vitesse et temps efFectues par 1e recepteur GNSS 2.
Les termes E~PN,),l.P~t~ et E~P~t~N 1)~=~, traduisant I'inter 1o correlation entre 1e point de positionnement Ptot a N satellites et les points de positionnement PAN-~)i~ a (N-1) satellites, peuvent titre evalues en reprenant (expression des moindres carres de chaque point.
EnefFet,ona:
Prra)n = H(N i)r.d HEN ~)~; etant la matrice pseudo-inverse utilisee dans la resolution position, vitesse et temps faite lors du point de positionnement efFectue a N-1 satellites (absence du ieme satellite) H(N i)r - ~H~N-1)!i'H(N-1)li J l~H~u-~)~r etant construite a partir de la matrice HtN ,); qui est la matrice des cosinus directeurs liant les pseudo-distances d a la position resolue par la relation : d = HEN-~)~,.PN ,)~, d etant 1e vecteur forme par les pseudo-distances.
Ainsi l T
E~P(N-~)r ~~ ~ = EUH(N i)~~ ~d ~~Hr~r ~d ' =E~d.dT ~H~N ~),,.Ht t 2s Or et H(N i)n~Hr i = ~H(rr-i)ir~H(N i)i~ J x(N i)irxr~~~~~H~r-Hr~t J
~( T 1 ( T 1 llHeoe ~Hrvr ~ ~ _ lHroe ~Hroe J
car la relation ( T I( T
lHror xrar J lHror ~t~t J = I
entraine ~( T 1 T T
~ ~Ht~r xror J ~Htoe ~Hwe O = I
I
~ Hi r.Hror ~~~H~r ~H:oe ~ ~ = I
l T 1 ( T 1 ~ \Hror'Htor J = ~~Htor ~Htvt J
De ce fait T
H(.v-i)li~Hror =~H(N-I)lt~H(rr-I)n~ I.H~N-I)ltxt~rOHwe-Hws~ I
En outre, on a I'egalite suivante Her x(N-I)li = H(N-i)riH(N I)n La matrice H(N ,),= ne difFere de la matrice H~t que par la ieme ligne qui est nulle dans 1e cas de la matrice H(N-I),i et qui comporte les cosinus directeurs de la ligne a vue du ieme satellite Bans 1e cas de la matrice H~t . En efFectuant 1e produit de matrices H~t.H(N I),i , les termes de la ieme colonne de la matrice Hit sont multiplies par les termes nuls de la ~5 matriceH(N ),i. Ainsi, si les termes de la ieme colonne dune matrice multipliee par la matrice H(N ),= soot deja nuls (comme dans 1e cas de la matrice HEN I),i ), i1 n'y a pas de changement. Cela explique I'egalite ci-dessus. Par consequent I I
H(N-I)li'H t - ~H(N-I)li'H(N-I)!i ~ wH(N-I)li'H(N-1)liOHiot'Htot Zo = cHtotxtot r = H* .H*T
for roe donc I ' ELPrr I)li-ProrJ=E~pror~ rJ
Finalement, nous aeons la relation 25 E~Z'.ZiT j=E~Pr,-I),;.PNa),t~-E~Ptor~ i~
qui montre que la matrice E~Z'.Z'T ~ peut etre evaluee a partir des matrices issues des calculs des differents points de position, vitesse et temps efFectues par 1e recepteur GNSS 2.

Le premier recalage et la premiere propagation ne posent donc pas de problems. Les matrices devolution F~ et de gain K~ utilisees sont celles du filtre de Kalman d'hybridation 3 tandis que la matrice d'observation H est commune a tous les filtres predicteurs-estimateurs 40~, 402,..., 5 40;,...,40N.
Par recurrence, i1 est possible de montrer qu'il en est de meme pour les recalages et propagations suivants.
Des qu'au moins un des tests statistiques est leve ou positif, i1 y a suspicion de mauvais fonctionnement de I'un des satellites visibles sur 10 lesquels se base 1e recepteur GLASS 2 pour determiner position et vitesse du porteur. Ce franchissement est utilise pour declencher 1e circuit inhibiteur 5 intercale entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation 3 et (entree de recalage de la centrale inertielle 1, 1e satellite fournissant des donnees erronees ne sera reintegre que lorsque tous les tests statistiques ne seront 15 plus leves, avec eventuellement un delai supplementaire de precaution.
On remarque qu'il est egalement possible d'estimer un rayon de protection sur la position hybrids issue de la centrale inertielle 1 en utilisant la methods du maximum de separation.
Le circuit 4 de detection de problems satellite ne permet pas 2o d'identifier 1e satellite fautif car ('information erronee provenant de ce satellite est prise en compte dans 1e point a N satellites visibles qui serf de reference.
Sachant que I'un des satellites visibles utilises par 1e recepteur GLASS 2 emet des informations suspectes, i1 est interessant de pouvoir (identifier pour 1e faire mettre a I'ecart par 1e recepteur GLASS 2.
La figure 4 donne un exemple de schema d'un systems hybrids INS/GNSS en boucle fermee equips d'un detecteur de problems satellite et d'un identificateur de satellite defaillant.
Comme dans 1e cas de la figure 3, on retrouve une centrale inertielle INS 1, un recepteur GLASS 2, un filtre de Kalman d'hybridation 3 operant sur les residus des erreurs entre la position, en coordonnees geographiques, donnee par la centrale inertielle INS 1 et cells, egalement en coordonnees geographiques, donnas par 1e recepteur GLASS 2 et foumissant des informations de recalage a la centrale inertielle INS 1, et un circuit 4 de detection de problems de satellites analogue a celui de la figure 3 commandant un circuit d'inhibition 5 intercale entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation 3 et une entree de recalage de la centrale inertielle INS
1.
En plus de ces elements apparait un circuit 6 identificateur de satellite defaillant operant a partir de differents points de position, en coordonnees geographiques, efFectues par 1e recepteur GNSS 2 avec tons les satellites visibles moins un et avec tous les satellites visibles moins deux, les deux satellites visibles ecartes etant a chaque fois difFerents. Cs circuit 6 identificateur de satellite defaillant fonctionne en parallels du circuits 4 de detection de problems satellite. II est active par 1e circuit 4 en cas de 1o detection de problems de satellite. II identifle 1e satellite defaillant pour 1e recepteur GNSS 2 qui ne 1e prend alors plus en compte pour faire 1e point de position et de vitesse qui est envoys au filtre de Kalman d'hybridation. Une fois 1e satellite defaillant scarfs, 1e circuit 6 identificateur de satellite desinhibe 1e circuit d'inhibition 5 et la plate-forms virtuelle PDV de la centrale inertielle INS 1 est a nouveau corrigee.
Ls circuit 6 identificateur de satellite defaillant se base sur des tests en prenant comme references les difFerents points de position possibles avec N-1 satellites qui sont compares a des points de position a N-2 satellites issus de ces points a N-1. Ces tests consistent a - evaluer, pour chaque selection possible de N-1 satellites parmi Ies. .N observables, les scarfs de position, en coordonnees. _, geographiques, constates entre 1e point de position fait par 1e recepteur GNSS 2 avec ('ensemble des N-1 satellites de la selection et les differents points de position possibles a N-2 satellites que peut faire 1e recepteur GNSS 2 en ecartant un satellite supplementaire de la selection, - soumettre ces ecarts a un banc de filtres predicteurs-estimateurs pour evaluer I'erreur induite conjointement par deux satel I ites, - comparer les etats de ce deuxieme banc de filtres predicteurs-estimateurs avec les variances qui leurs sont associees, - identifier la famille de filtres ne levant pas leur test statistique et en deduire 1e satellite en panne, - indiquer au recepteur GNSS 1e satellite corrompu pour 1e retirer de ('ensemble des satellites visibles utilises pour resoudre 1e point de position (et de vitesse) a N satellites communique au filtre de Kalman - desinhiber les corrections fournies par 1e filtre de Kalman a la centrale a inertia une fois 1e satellite defecteux retire du point du recepteur GNSS et 1e filtre reconfigure.
En effet, ce n'est qua lorsque 1e satellite fautif est evince de la selection de N-1 satellites et des selections de N-2 satellites qui en decoulent qua les tests statistiques sur les etats des filtres predicteurs-estimateurs ne se declencheront pas (tests non laves).
1o Comma montre a la figure 5, 1e circuit 6 identiflcateur de satellite defaillant comporte un banc de N.(N-1 )/2 filtres predicteurs-estimateurs 61;~
(15i<jsN, i et j designent les satellites non observes lors de la resolution du point a N-2 fourni au filtre predicteur-estimateur) traitant toutes les possibilites d'ecarts entre un point de position, en coordonnees geographiques, a N-1 satellites visibles et un point de position, egalement en coordonnees geographiques, a N-2 satellites visibles, 1e satellite exclu de la selection a N-1 satellite fetant egalement de la selection a N-2 satellites.
Un circuit de test 62;~ associe a chaque filtre predicteur-estimateur 61;~ du banc taste les etats modelises Bans 1e filtre predicteur-estimateur par rapport a leurs variances. Un circuit de traitement 63 extrait des tests fournis par les ..circuits de tests 62;~ I'identite du satellite fautif.
Chacun des filtres predicteurs-estimateurs 61;~ du bans de filtre dedie a ('identification du satellite en panne a la mama configuration qua les filtres predicteurs-estimateurs 40; du banc de filtres dedies a la detection de defaillance d'un satellite avec les mamas matrices de gain K, devolution F et d'observation H, et re~oit, comma mesure, fecart fourni par un circuit soustracteur 60;~ entre la position, en coordonnees geographiques (latitude, .longitude et altitude), resultant d'un point de positionnement PN-,~,;
effectue par 1e recepteur de positionnement par satellites GNSS 2 en tenant compte 3o des N satellites visibles moins un, 1e ig"'8 et la position en coordonnees geographiques resultant d'un point de positionnement PAN 2~,;,~ effectue par 1e recepteur de positionnement par satellites GNSS 2 en ecartant les infarmations du satellite deja exclu, Ie ig"'8 et d'un autre, 1e jg"'e.
L_es calculs des variances associees necessaires aux circuits de tests 62;~ pour comparer les etats par rapport a leurs variances sont exactement les memes que ceux decrits pour les circuits de test 41, associes aux filtres predicteurs-estimateurs 40~ du premier banc et ne seront pas repris ici. Seule ('observation est difFerente puisqu'il s'agit ici de difFerence entre des points resolus avec (N-1 ) satellites visibles et des points resolus s avec (N-2) satellites visibles.
Le circuit de traitement 63 compare les tests des N differentes families, ou 1e i8"'8 satellite a ete enleve pour la resolution du point de position a N-1 et des points de position a N-2 satellites (15i5N), puffs identifie 1e satellite defectueux par 1e fait que seuls les filtres predicteurs-estimateurs 1o dune famille, celle ne prenant jamais en compte 1e satellite defectueux n'a aucun test statistique leve. En effet, outes les autres families de filtres predicteurs-estimateurs comparant les points de position a N-1 ou 1e satellite defaillant est present avec des points de position a N-2 satellites ont au moms un test statistique leve. Ce circuit de traitement 63 permet d'eviter 15 (utilisation du satellite corrompu dans la resolution du point GNSS fourni au systeme hybride.
Pour faciliter la comprehension, les fonctions realisees Bans un dispositif de surveillance de I'integrite d'un systeme hybride INS/GNSS ont ete illustrees sous forme de blocs separes mais ii est bien evident qu'elles 20 peuvent etre remplies par un meme calculateur a logique programme, par exemple 1e calculateur de gestion du vol si 1e porteur du systeme hybride de positionnement est un aeronef.

Claims

1. Dispositif de surveillance de l'intégrité d'un systems hybride constitué dune centrale inertielle INS (1), d'un récepteur de positionnement par satellites GNSS (2) opérant à partir dune constellation de N satellites visibles, et d'un filtre de Kalman d'hybridation (3) ayant un vecteur d'états correspondent aux erreurs du système hybride, en particulier les erreurs de biais et de dérive résiduelles de la centrale inertielle INS (1 ), observant les écarts entre les points de positionnement et de vitesse fournis, en coordonnées géographiques, par la centrale inertielle INS (1) et par 1e récepteur GNSS (2), ayant une matrice dévolution F modélisant l'évolution des erreurs du système hybride, une matrice d'observation H modélisant les relations entre 1e vecteur d'états et les écarfs observés entre les positions et de vitesses délivrées par la centrale inertielle INS (1) et 1e récepteur GNSS
(2), et un gain K minimisant la covariance de l'erreur faite sur l'estimation a posteriori du vecteur d'états du filtre de Kalman et en particulier des erreurs résiduelles de la centrale inertielle INS (1 ), et délivrant une estimée a posteriori des erreurs du système hybride qui serf à recaler la centrale inertielle INS (1 ), caractérise en ce que 1e récepteur GNSS (2) délivre en plus d'un point de position effectué à partir des N satellites visibles qu'il a en vue, des points de position P(N-1)/i,i.epsilon.[1,..N] résolus avec N-1 satellites visibles déduits de la constellation des N satellites visibles en la privant à chaque fois d'un satellite différent et en ce qu'il comporte un circuit (4) détecteur de problème satellite comportant un banc de N filtres prédicteurs-estimateurs (40i) de l'erreur induite par 1e satellite qui a été ôté lors de la résolution d'un point de position a N-1 satellites, ayant 1e gain K et la matrice d'évolution F
du filtre de Kalman d'hybridation (3), observant chacun l'écart entre 1e point de position, en coordonnées géographiques, délivré par 1e récepteur GNSS
(2) en observant les N satellites visibles et l'un des points de position P(N-1)/i, egalement en coordonnees geographiques, delivres par 1e recepteur GNSS
(2) en observant N-1 satellites visibles et des circuits de test (41;) comparant les états des filtres prédicteurs-estimateurs (40i) à leurs variances et détectant une panne satellite lorsque 1e test est positif, l'écart trouvé
étant supérieur à un seuil de détection.

2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les seuils de détection sont des seuils statistiques qui tiennent compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considérés.

3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisés en ce que les seuils de détection sont des seuils statistiques qui tiennent compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré et qui sont fonction du taux de fausse alarme acceptable pour 1e test.

4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte un circuit (5) d'inhibition de recalage intercalé entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation (3) et une entrée de recalage de la centrale inertielle INS (1), et activé par 1e circuit (4) détecteur de problèmes satellite.

5. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les filtres prédicteurs-estimateurs (40i) du circuit (4) détecteur de problème satellite ont tous la même matrice d'observation.

6. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que 1e récepteur GNSS (2) délivre des points de position P(N-1)/i i.epsilon. [1,..N]
et P(N-2)/iJ
(1<=i<j<=N), en coordonnées géographiques, résolus à partir de N-1 et N-2 satellites déduits des N satellites visibles en retirant à chaque fois un satellite visible différent, 1e ième pour 1e point P(N-1-/i, et en retirant en plus un autre satellite parmi les N-1 restant, 1e jème pour 1e point P(N-2)/iJ, et en ce qu'il comporte un circuit (6) identificateur de satellite défaillant comportant un banc de Nx(N-1)/2 filtres prédicteurs-estimateurs (61ij) estimateur de l'erreur induite conjointement par deux satellites parmi les N observables ayant 1e gain K et la matrice d'évolution F du filtre de kalman d'hybridation (3), observant chacun l'écart entre un point de position (P(N-1)/i), en coordonnées géographiques, délivré par 1e récepteur GNSS (2) à partir dune constellation spécifique de N-1 satellites visibles et l'un des points de position P(N-2)/iJ
délivréss par 1e récepteur GNSS (2) à partir dune constellation de (N-2) satellites visibles déduite de la constellation spécifique de (N-1) satellites visibles privée de l'un de ses satellites, 1e jème, les filtres prédicteurs-estimateurs pouvant être regroupés par familles de N-2 éléments en fonction de la constellation spécifique de N-1 satellites prise en compte, un banc de circuits de test (62ij) comparant les états des filtres prédicteurs-estimateurs (61ij) à leurs variances et détectant une anomalie lorsque l'écart trouvé est supérieur à un seuil de détection, et un circuit de traitement des résultats des tests (63) centralisant les tests levés identifiant, en cas d'anomalie détectée, un satellite fautif comme étant 1e satellite exclu d'un point de position résolu avec N-1 satellites dont la famille de filtres prédicteurs-estimateurs est la seule à n'avoir aucun de ses éléments détectant une anomalie.

7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que les seuils de détection des circuits de test (62ij) du circuit (6) identificateur de satellite défaillant sont des seuils statistiques tenant compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré.

8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que les seuils de détection des circuits de test (62ij) du circuit (6) identificateur de satellite défaillant sont des seuils statistiques qui tiennent compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré et qui sont fonction du taux de fausse alarme acceptable pour 1e test.

9. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que les filtres prédicteurs-estimateurs (61ij) du circuit (6) identificateur de satellite défaillant ont tous la même matrice d'observation.

10. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que les filtre prédicteurs-estimateurs (40i, 61ij) du circuit (4) détecteur de problème satellite et du circuit (6) identificateur de satellites défaillant ont tous la même matrice d'observation.