Brevet FR2745092A1 — publié le 19970822

La présente invention concerne un système de positionnement utilisant un système de positionnement global (SPG) et, en particulier, la sélection d'une multitude de satellites qui sont utilisés dans un calcul de positionnement ayant lieu à bord d'un véhicule. Dans un système de navigation pour automobiles qui devient de plus en plus populaire, par exemple, la position d'une automobile sur lequel le système est monté est déterminée en utilisant une information en provenance de satellites SPG. Une telle technologie du positionnement est décrite dans la demande de brevet japonais mise à la disposition du public No 137 009/86, par exemple. Les satellites transmettent des informations indiquant leurs orbites et le minutage exact lorsqu'a lieu la transmission des informations à partir des satellites. De telles informations peuvent être reçues sur terre pour calculer les positions des satellites sur la base de ces informations. De plus, la distance entre un satellite particulier et un point de réception peut être calculée à partir du temps de propagation d'une onde radio. En conséquence, lorsque l'information provenant de quatre satellites est disponible simultané- ment, par exemple, si les équations qui sont dérivées à partir de l'information du satellite respectif peuvent être mises simultanément en forme, celles-ci peuvent être résolues pour détecter la position en trois dimensions (longitude, latitude et élévation) du point de réception ainsi que l'erreur d'une horloge fournie sur une partie du récepteur et cela de manière précise. Si l'élévation du point de réception est déjà connue, la longitude, la latitude et l'erreur de l'horloge peuvent être détectées sur la base de l'information en provenance de trois satellites. De plus, un tel positionnement est également possible si le nombre des satellites disponibles est égal ou inférieur à deux, en détectant l'accélération d'un véhicule à bord et en utilisant l'accélération du véhicule d'une manière auxiliaire. Cependant, lorsqu'un récepteur SPG est utilisé dans un environnement hostile pour les ondes radio, par exemple, dans une rue, une solution anormale (en ce qui concerne la position, la vitesse et l'azimut) peut être produite. On considère que l'une des raisons est le résultat d'un calcul de positionnement qui est effectué en utilisant des ondes radio extraordinaires telles que celles provoquées par des trajets multiples (par exemple, des ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur). Dans les demandes de brevets japonais mises à la disposition du public N0 137 009/86 et N 167 886/86, on propose un système de positionnement qui est muni d'un gyro, d'un tachymètre et d'un altimètre ou d'un instrument azimutal pour compléter les informations désirées lorsque le nombre des satellites disponibles est réduit, mais ce système ne peut compenser une erreur faite dans le calcul du positionnement qui est due à la réception d'ondes radio extraordinaires telles que celles causées par des trajets multiples. Dans la demande de brevet japonais mise à la disposition du public No 43 446/95 (correspondant au N0 de série de la demande de brevet américain 08/614 941, déposée le 2 août 1994, et actuellement en attente), la demanderesse a proposé un système de positionnement qui vérifie l'exactitude de l'information en provenance d'un récepteur SPG. Dans cet agencement, la distance entre le récepteur et chacun de trois satellites ou plus dans un groupe de satellites SPG à partir desquels une réception est possible est déterminée sur la base de l'information sur la position des satellites SPG et d'un récepteur pour obtenir une première distance. Le temps nécessaire pour que l'onde radio se propage entre un satellite SPG et le récepteur est calculé, et multiplié par la vitesse de propagation (qui est la vitesse de la lumière) pour fournir une seconde distance. Lorsqu'il y a une grande différence entre les première et seconde distances, on suppose qu'il y a au moins un satellite SPG dans le groupe, l'information qu'il transmet étant erronée. En conséquence, l'un des satellites SPG du groupe est remplacé par un autre du jeu de manière à répéter un calcul similaire et un contrôle d'erreur. De cette manière, un satellite SPG particulier qui transmet une information erronée est identifié, et est enregistré comme inutilisable alors que les autres satellites SPG dont on a déterminé qu'ils transmettaient une information correcte sont enregistrés comme satellites SPG utilisables. Un calcul de positionnement est alors effectué en utilisant seulement les satellites SPG utilisables. De cette manière, le ou les satellites SPG qui ont subi un décalage par rapport à l'orbite pour provoquer un écart entre leur position réelle et l'information transmise sont enlevés des indices utilisés dans le calcul de positionnement, d'o la réduction de l'erreur provoquée dans le calcul de positionnement. Cependant, cela représente une vérification de l'exactitude de l'information transmise par les satellites SPG, et on estime que cela n'est pas satisfaisant pour éviter une solution anormale lors de la réception d'ondes radio extraordinaires qui sont provoquées par des trajets multiples (par exemple, les ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur) car il est impossible d'identifier celle des informations en provenance des satellites SPG qui est erronée à cause de l'environnement de réception radio sur terre, en particulier de l'environnement local. De plus, le calcul des première et seconde distances est répété en changeant-l'un des satellites SPG du groupe par un autre qui n'appartient pas au groupe, ce qui nécessite un intervalle de temps relativement long. La présente invention a pour premier objet la réduction d'une erreur de positionnement provoquée par des ondes radio extraordinaires dues à des trajets multiples ou analogue, (par exemple, les ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur) dans un environnement hostile, par exemple dans une rue, pour les ondes radio, et a comme second objet la réduction du temps nécessaire pour examiner si un récepteur est en train de recevoir des ondes radio extraordinaires. Un système de positionnement utilisant des satellites SPG selon la présente invention comprend un moyen de réception (11, 12) pour recevoir une information en provenance d'une multitude de satellites SPG qui transmettent leur information orbitale et leur information de minutage; un moyen de calcul d'écart (16) pour calculer une différence, Af(=fR-fO), entre une fréquence de signal (fO) transmise par le satellite SPG et une fréquence de signal (fR) reçue par le moyen de réception; un moyen de calcul de variation (16) pour obtenir un taux de changement AAf dans la différence Af; et un moyen de calcul de positionnement (16) pour déterminer la position d'un point de réception sur la base de l'information reçue par le moyen de réception et provenant d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf reste à l'intérieur d'une gamme donnée (MAf On remarquera que les références ou caractères appliqués aux éléments qu'on utilise dans un mode de réalisation décrit ultérieurement sont donnés entre parenthèses de manière à faciliter la compréhension. La différence Af(=fR-fO) entre la fréquence de signal (fO) transmise par l'un des satellites SPG et la fréquence de signal (fR) reçue par le moyen de réception (11, 12) est un déplacement dit Doppler, qui prend une valeur correspondant à la vitesse du mouvement relatif (vecteur de vitesse) du moyen de réception (11, 12) par rapport à un satellite SPG. Lorsque le moyen de réception (11, 12) reçoit une onde radio qui se propage directement à partir de l'un des satellites SPG, le déplacement Doppler Af représente la vitesse du mouvement relatif du moyen de réception (11, 12) par rapport aux satellites SPG, et est appelé déplacement Doppler normal. Par contraste, lorsque le moyen de réception (11, 12) reçoit des ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur, par exemple, le déplacement Doppler Af correspond à la combinaison de la vitesse du mouvement relatif du bâtiment de grande hauteur par rapport au satellite SPG et de la vitesse du mouvement relatif du mouvement de réception (11, 12) par rapport au bâtiment, et est désigné déplacement Doppler anormal. Lorsque le moyen de réception (11, 12) est monté à bord d'un véhicule qui se propage dans une rue ou dans son voisinage et reçoit des ondes radio provenant directement des satellites SPG, le taux de changement, AAf, du déplacement Doppler Af représente un vecteur d'accélération relative du moyen de réception (11, 12) par rapport aux satellites SPG, qui reste à l'intérieur d'une gamme d'accélérations d'un véhicule au cours d'une conduite normale. Cependant, lorsque le moyen de réception (11, 12) passe de l'état de réception d'ondes radio provenant directement des satellites SPG à l'état de réception d'ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur, le déplacement Doppler passe d'un valeur normale à une valeur extraordinaire, à la suite de quoi le taux du changement AAf varie rapidement pour atteindre une valeur élevée (en amplitude absolue). Dans le système de positionnement de la présente invention, le moyen de calcul d'écart (16) calcule un déplacement Doppler Af(=fR-fO), c'est-à-dire la différence entre la fréquence de signal (fR) reçue par le moyen de réception (11, 12) et la fréquence de signal (fO) transmise par le satellite SPG, et le moyen de calcul de variation (16) détermine un taux de changement AAf dans le déplacement Doppler AAf, et le moyen de calcul de positionnement 16 détermine la position d'un point de réception sur la base de l'information reçue par le moyen de réception (11, 12) et provenant d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux du changement AAf reste à l'intérieur d'un gamme donnée (AAf $ 30 Hz/s). En conséquence, tout satellite SPG pour lequel le taux de changement AAf devient élevé à la suite du passage du moyen de réception (11, 12) de l'état de réception d'ondes radio venant directement de satellites SPG à l'état de réception d'ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur est éliminé dans la fourniture d'indices devant être utilisés dans le calcul de positionnement. De cette manière, la possibilité qu'une erreur de positionnement soit provoquée par des ondes radio extraordinaires, telles que celles produites par des trajets multiples ou analogue dans un environnement hostile aux ondes radio tel que celui d'une rue, (par exemple les ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur), est réduite. La fréquence de réception (fR) d'une onde radio transmise par un satellite SPG est obtenue au cours d'une opération d'accord automatique qui se produit lors de la réception de l'onde radio. La fréquence émise (fO) est dite fréquence nominale, et par conséquent, le calcul du déplacement Doppler Af(=fR-fO) est simple et ne prend pas de temps. De plus, le taux de changement AAf peut être obtenu en calculant Af à une période donnée, qui peut être égale à une période Ts utilisée pour calculer une solution du positionnement à partir d'un récepteur SPG, et en soustrayant une valeur courante Af d'une valeur précédente Af', qui s'est produite auparavant à la période Ts, et cela est là encore simple et ne demande pas de temps. La présente invention sera bien comprise lors de la description suivante faite en liaison avec les dessins ci-joints, dans lesquels: La figure 1 est un schéma sous forme de blocs d'un mode de réalisation de la présente invention; La figure 2 est un organigramme représentant une partie du fonctionnement de l'unité centrale de traitement 16a indiquée en figure 1; La figure 3 est un organigramme de la partie restante du fonctionnement de l'unité centrale de traitement 16a de la figure 1; La figure 4 est un diagramme de temps représentant la construction d'une donnée transmise par un satellite; et La figure 5 est un organigramme représentant en détail une étape 18 indiquée en figure 3. En liaison avec la figure 1, qui représente un mode de réalisation de la présente invention, un système de positionnement du présent mode de réalisation est monté à bord d'un véhicule qui se déplace sur le sol et comprend une antenne de réception 10, un récepteur SPG 11, un démodulateur SPG 12, un écran d'affichage 13, un gyro piézoélectrique oscillant 14, un capteur d'altitude 15, une unité de traitement 16 des informations SPG et un panneau de manoeuvre 17. Chacune des ondes radio transmises par les satellites SPG et ayant une fréquence de 1,57542 GHz est reçue par le récepteur 11 par l'intermédiaire de l'antenne 10, et l'information portée par l'onde radio, à savoir l'information représentant une fonction qui indique une orbite du satellite et un minutage est démodulée dans le démodulateur 12 pour être appliquée à l'unité de traitement 16. Fondamentalement, l'unité de traitement 16 fonctionne pour produire une information (longitude, latitude et altitude) représentant la position de son propre véhicule sur la base d'une information transmise par les satellites SPG, pour produire une information sur la position relative du point courant par rapport à un indice prédéterminé tel qu'un croisement ou un bâtiment bien reconnu ou analogue, et pour délivrer les deux informations à l'écran d'affichage 13. Un agencement de base comprenant l'antenne de réception 10, le récepteur 11, le démodulateur 12 et l'écran d'affichage 13 ainsi que le fonctionnement de base de l'unité de traitement de l'information 16 sont semblables à ceux des composants correspondants d'un appareil de la technique antérieure qu'on trouve déjà dans le commerce. Lorsque les ondes radio provenant de quatre satellites SPG peuvent être reçues simultanément, la position de son propre véhicule peut être déterminée avec précision à la suite d'un calcul qui est basé seulement sur l'information acheminée par ces ondes radio. La position de son propre véhicule peut être également déterminée par calcul lorsque le nombre des satellites SPG disponibles est de trois ou moins, en se reportant à une information qui est délivrée par le gyro piézoélectrique oscillant 14 et le capteur d'altitude 15. Le gyro 14 est fixé à bord d'un véhicule, et délivre un signal ayant un niveau qui est proportionnel à la vitesse angulaire ( de la rotation autour d'un axe vertical du véhicule. L'unité de traitement de l'information 16 est un système d'ordinateur comportant un micropro- cesseur (qu'on désigne ci-après par UCI) 16a, une mémoire vive 16b (RAM), une mémoire morte 16c (ROM), un point d'entrée/sortie 16d, un convertisseur A/N 16e, une minuterie 16f, un circuit de commande d'interruption 16g et une horloge 16h. Les signaux analogiques qui sortent du gyro 14 et du capteur d'altitude 15 sont convertis en données numériques correspondantes par le convertisseur 16e avant leur entrée dans l'unité 16a. L'information fournie par le démodulateur 12 et l'information qui commande ce démodulateur sont accédées par l'intermédiaire du point d'entrée/sortie 16d. On décrira le fonctionnement de l'unité centrale 16a incorporée dans l'unité 16 de traitement de l'information en liaison avec les figures 2 et 3. Tout d'abord en liaison avec la figure 2, lorsque l'alimentation est fermée, l'unité 16a passe à une étape 1 dans laquelle des indicateurs d'état Ind-di sont initialisés ou remis à O. Chacun des registres Ind-di a en mémoire une donnée indiquant si oui ou non un déplacement Doppler a déjà été calculé. Dans le présent mode de réalisation, jusqu'à huit satellites disponibles peuvent être enregistrés, et par conséquent i=l à 8. En conséquence, huit satellites N0 1 à N' 8 qui sont enregistrés à l'étape 3, comme on le décrira ultérieurement, sont associés à des registres d'état Ind-dl à Ind-d8, respectivement. Dans la description qui va suivre, lie signifie soit l'ensemble complet de 1 à 8 soit l'un d'entre eux. La donnée "0" stockée dans un registre d'état Ind-di indique qu'un déplacement Doppler d'une onde radio transmise par un satellite N i qui est enregistré à l'étape 3 n'a pas encore été calculé. Inversement, la donnée "1' dans le registre d'état Ind- di indique qu'un déplacement Doppler d'une onde radio transmise par un satellite N i enregistré a été calculé. Un registre d'état Ind-pi auquel on se réfère ultérieurement stocke une donnée indiquant si un satellite particulier enregistré peut être utilisé dans un calcul de positionnement ou non. Plus spécialement, la donnée "0" stockée dans le registre d'état Ind-pi indique qu'un satellite N i enregistré ne peut être utilisé dans le calcul de la position de son propre véhicule, alors que la donnée *1" stockée dans le registre d'état Ind-pi indique que le satellite N i enregistré peut être utilisé dans le calcul. Un registre d'état Ind-vi auquel on se réfère ultérieurement stocke une donnée qui indique si un satellite particulier enregistré peut être utilisé dans le calcul d'un vecteur de vitesse de son propre véhicule. Ainsi, "0" stocké dans le registre d'état Ind- vi indique qu'un satellite Né i enregistré ne peut être utilisé dans le calcul du vecteur de vitesse de son propre véhicule, alors que "1" stocké dans le registre d'état Ind-vi indique que le satellite Né i enregistré peut être employé dans un tel calcul. Lors de l'initialisation des registres d'état Ind-di, l'unité centrale 16a affiche un écran d'entrée sur le dispositif d'affichage 13 indiquant à l'opérateur de procéder à une entrée, d'o la lecture d'une entrée faite par l'opérateur (étapes 2 et 3). Une entrée effectuée par l'opérateur comporte la longitude, et la latitude de la position courante ainsi que le temps courant. Lors de la lecture d'une telle entrée, l'unité centrale 16a utilise la longitude, la latitude et le temps. Plus spécialement, les valeurs entrées sont écrites dans un registre de longitude et de latitude, et l'horloge 16h est mise en coincidence avec le temps entré. En l'absence d'entrée numérique de la part de l'opérateur, la longitude et la latitude qui sont sauvegardées dans une mémoire rémanente, qui est une mémoire soutenue par batterie, à l'intérieur d'un bloc de la mémoire vive 16b sont écrites dans le registre de longitude et de latitude (étape 2). L'unité centrale de traitement 16a extrait alors les satellites SPG qui sont disponibles à l'instant courant parmi un certain nombre de satellites. Cette opération est exécutée en se référant à la donnée Almanac qui est fournie antérieurement dans une mémoire interne 16c. La donnée Almanac contient les positions des satellites SPG individuels qui sont courantes de temps en temps, et par conséquent, en déterminant la position de chaque satellite au moment courant, et sur la base d'une telle position et de la position de son propre véhicule, l'angle d'élévation tel qu'il est vu par chaque satellite SPG par rapport à 'son propre véhicule est calculé. Huit satellites SPG sont extraits qui présentent les angles d'élévation les plus longs, et leurs nombres (nombres indiqués sur la donnée Almanac) sont déterminés, parmi lesquels le nombre i entre 1 et 8 est affecté dans la séquence dans laquelle ils sont extraits (étape 3). Ainsi, le nombre du satellite SPG il extrait (nombre du satellite tel qu'il est indiqué sur la donnée Almanac) est écrit dans un tableau d'enregistrement, défini par une zone d'une mémoire, entre une première et une huitième adresse dans la séquence avec laquelle les satellites sont extraits. A l'étape 4 suivante, les satellites SPG qui n'ont pas été utilisés sont choisis (qui sont soumis aux étapes 7 à 23 qu'on décrit ultérieurement). Lorsque l'étape 4 est exécutée pour la première fois après la fermeture de l'alimentation (première passe), les huit satellites qui ont été extraits à l'étape 3 sont choisis. Cependant, pendant une seconde passe et les passes ultérieures, l'exécution de l'étape 4 choisit les satellites pour lesquels les registres d'état Ind-di, Ind-pi ou Ind-vi contiennent la donnée l1", alors que les satellites pour lesquels les registres d'état Ind- di, Ind-pi ou Ind-vi contiennent la donnée "0" sont tous exclus. Lorsque le nombre des satellites choisis devient inférieur à 4 à la suite d'une telle exclusion, l'un des huit satellites mentionnés ci-dessus à l'exception du satellite qui est actuellement exclu est choisi. Chacun des satellites choisis est soumis à l'exécution des étapes 5 à 22, comprenant la poursuite du satellite (étapes 5 à 8 et 10), un calcul du déplacement Doppler Af (étape 9), un calcul du taux de changement AAf dans le déplacement Doppler Af (à savoir, un changement pendant un intervalle de temps Ts) (étapes 11 à 13), une décision sur l'anomalie du taux de changement AAf (étapes 14 et 17), la sauvegarde de l'information provenant des satellites (étapes 15 et 16), le calcul d'une distance (étapes 18 et 19) et une décision sur la fiabilité de l'onde radio reçue sur la base du taux de changement AAf (étapes 20 à 22). On décrira le détail des exécutions des étapes 5 à 22 en liaison avec l'un des satellites, i, qui présente de l'intérêt. Le nombre du satellite i présentant de l'intérêt, qui est disponible dans les données Almanac, est chargé dans un générateur de codes du démodulateur 12 (à l'étape 5). Une onde radio transmise par un satellite SPG a un spectre diffusé qui est formé en conformité avec un code PN (code de Gould comprenant 1023 bits) qui est affecté à ce satellite. Par conséquent, pour démoduler l'information transmise à partir du satellite, il est nécessaire d'exécuter une diffusion de spectres inverse en ce qui concerne le signal reçu, en utilisant le même code PN que celui employé du côté transmission. Le code PN de chaque satellite est précédemment connu et est enregistré sur les données Almanac et chargé dans le générateur de code. Une fréquence d'émission fO du satellite présentant de l'intérêt, qui est généralement désignée par fréquence nominale, est également extraite des données Almanac et sauvegardée dans un registre. A l'étape 6 suivante, les registres d'état Ind-di, Ind-pi, Ind-vi sont identifiés qui correspondent au nombre "i du satellite i présentant de l'intérêt. En d'autres termes, seuls les registres d'état correspondant à 'i qui est affecté au satellite présentant de l'intérêt lors de l'étape 3 sont soumis aux opérations décrites ci- dessous en liaison avec les étapes 10 à 22. Par exemple, si le satellite présentant de l'intérêt est repéré en troisième lieu dans l'étape 3, indiquant que i=3, les registres d'état soumis aux étapes 10 à 22 sont identifiés comme Ind-d3, Ind-p3, Ind-v3. A l'étape 7, la poursuite du code PN du côté émission et du côté réception est effectuée. Plus spécialement, bien que les codes PN soient identiques du côté émission et du côté réception, le processus des diffusions du spectre inverse ne peut avoir lieu sauf s'il y a coïncidence des phases, et, par conséquent, les deux codes PN doivent être mis en phase l'un avec l'autre. En pratique, le code PN du côté réception est produit à un débit binaire (1, 024 Mbps) qui est légèrement plus rapide que celui du côté émission (1, 023 Mbps) de sorte qu'il se produit un décalage des phases dans le code PN entre le côté émission et le côté réception, correspondant à un bit, pendant le délai d'exécution du code PN. Ainsi, une différence de phase entre les deux codes PN change dans le temps. Lorsque la différence de phase entre les codes PN du côté émission et du côté réception est éliminée, le débit binaire du générateur de code est ajusté de façon que le débit du côté réception soit égal à celui du côté émission, d'o l'obtention de la synchronisation des phases du code PN. Lorsque la synchronisation des phases est obtenue, un signal apparaît à la sortie du démodulateur. La fréquence d'accord ou la fréquence reçue fR qui prévaut à ce moment là est sauvegardée, et un déplacement Doppler Af=fR-fO est calculé et sauvegardé dans un registre (étape 9). Dans le cas d'un échec de l'obtention de la synchronisation ou lorsque la poursuite a été sans succès, les registres d'état Ind- di, Ind-pi et Ind-vi correspondant au satellite présentant de l'intérêt sont effacés à l'étape 10. Le déroulement des opérations passe alors à l'étape 23 dans laquelle un examen est effectué pour voir si l'exécution des étapes 5 à 22 suivant la poursuite a été achevée pour la totalité des satellites choisis. S'il y a un satellite ou des satellites restants pour lesquels l'exécution n'est pas achevée, le déroulement des opérations revient en arrière pour répéter la poursuite pour le satellite suivant (étapes 5 à 7). Lorsque la poursuite est réussie et que le déplacement Doppler Af=fR-fO est calculé, un examen est effectué pour voir si la donnée est stockée dans le registre d'état Ind-di à l'étape 11. Si la donnée stockée dans ce registre est "0", indiquant'qu'il n'y a aucun déplacement Doppler qui est calculé pendant la passe précédente pour le satellite présentant de l'intérêt, le taux du changement AAf ne peut être calculé, mais étant donné que le déplacement Doppler a été calculé pour la passe courante, "1' est écrit dans ce registre car le calcul du taux de changement est validé pour la passe suivante. Les registres d'état Ind- pi et Ind-vi sont effacés, et une valeur calculée courante Af est écrite dans un registre de valeurs calculées précédemment Af' à l'étape 13. Ensuite, le déroulement des opérations passe à l'étape 23 dans laquelle on examine si l'exécution des étapes 5 à 22 a été achevée pour tous les satellites choisis. S'il y a des satellites pour lesquels l'exécution n'est pas achevée, le déroulement des opérations revient à la poursuite d'un satellite suivant (étapes 5 à 7). Lorsqu'on trouve à l'étape 11 que la donnée contenue dans le registre d'état Ind-di est "1À, indiquant qu'il y a un déplacement Doppler qui est calculé pour le satellite présentant de l'intérêt pendant une passe précédente pour permettre le calcul du taux de changement AAf, le taux de changement AAf=Af- Af' est calculé et sauvegardé dans un registre, et alors la valeur couramment calculée Af est écrite dans un registre de valeurs précédemment calculées Af' à l'étape 12. Un examen est alors fait pour voir si le taux de changement AAf dépasse une première valeur de seuil Hz/s de manière à déterminer si AAf est une valeur extraordinaire ou non à l'étape 14. Dans le présent mode de réalisation, la première valeur de seuil pour déterminer si le taux de changement est extraordinaire ou non est choisie comme étant 30 Hz/s. Un Af supérieur à 30 Hz/s est un taux de changement dans le déplacement Doppler qui ne peut se produire en réalité lorsque le véhicule reçoit une onde radio provenant directement du satellite SPG. Par conséquent, lorsque AAf>30 Hz/s, il y a détermination du fait que cela est une réception d'une onde radio extraordinaire telle qu'elle peut'être causée par des trajets multiples ou analogue (par exemple, par des ondes réfléchies par un bâtiment de grande hauteur, par exemple), et il y a détermination du fait que le satellite présentant de l'intérêt n'est pas utilisable, de la même manière que lorsque la poursuite n'est pasfructueuse. Plus spécifiquement, les registres d'état Ind-di, Ind-pi et Ind-vi sont effacés à l'étape 17, et les opérations passent alors à l'étape 23 dans laquelle il est examiné si l'exécution des étapes 5 à 22 a été achevée pour tous les satellites choisis. S'il y a un satellite restant pour lequel l'exécution n'est pas achevée, le déroulement des opérations revient à la poursuite d'un satellite suivant (étapes 5 à 7). Si l'on trouve à l'étape 14 que AAf_30 Hz/s, le déroulement des opérations passe par les étapes 15 à 16 dans lesquelles l'entrée de la donnée démodulée est initialisée. Un signal transmis par un satellite SPG comprend un signal binaire ayant un débit binaire de bps, et est une répétition d'une sous-trame comprenant 300 bits, comme cela est représenté en figure 4. Chaque sous-trame comprend dix mots, c'est-à-dire le mot 1 au mot 10, chacun comportant 30 bits. La donné contient un préambule gui permet la synchronisation des trames, un comptage Z indiquant un temps d'émission, une éphéméride indiquant l'orbite d'un satellite et la donnée Almanac ou analogue. Initialement, le préambule est détecté pour obtenir la synchronisation des trames, ce qui est suivi par le stockage de la donnée suivante dans une mémoire à des adresses correspondant aux positions des bits à l'intérieur de la sous-trame. Toujours en liaison avec la figure 3, un intervalle de temps nécessaire pour la propagation d'une onde radio, étant donné qu'elle est transmise à partir du satellite jusqu'à ce qu'elle atteigne un point de réception, c'est-à-dire un temps de propagation, est déterminé à l'étape 18 suivante. On représente en figure le détail de cette étape. En liaison avec la figure 5, la donnée de temps, désignée par comptage Z, est détectée à l'étape 41. Comme représenté en figure 4, le comptage Z est contenu dans le mot 2 de chaque sous- trame dans la donnée transmise, et le contenu détecté est stocké dans une mémoire TZ à l'étape 42. Le comptage de la position des bits est initialisé à l'étape 43. Le contenu du comptage Z indique un minutage donné lorsque le début de la sous-trame suivante doit être transmis, et ce minutage est très précis. En conséquence, la différence entre le moment o l'extrémité avant de la sous-trame suivante est détectée du côté réception et le moment indiqué par le comptage Z est équivalente au temps de propagation de l'onde radio entre les points d'émission et de réception. Cependant, le minutage de l'extrémité avant de la sous-trame suivante doit être détecté avec précision sans impliquer aucun retard. Pour cette raison, lors de la détection du comptage Z, un certain nombre de bits qui commencent avec ce point dans le temps est compté pour maintenir la surveillance de la position des bits. A l'étape 44, l'apparition de l'extrémité avant d'un bit avant dans la sous- trame suivante est attendue. Lorsque l'extrémité avant du bit avant de la sous-trame suivante qui suit la détection du comptage Z apparaît, le déroulement des opérations passe de l'étape 44 à l'étape 45 o l'information sur le minutage qui est disponible à partir d'une horloge interne 16h à ce moment là est stockée dans une mémoire Tr. A l'étape 46 suivante, le contenu de la mémoire Tz est soustrait du contenu de la mémoire Tr, et le résultat est stocké dans une mémoire Td. Ainsi, une différence de temps entre le temps indiqué par le comptage Z et le temps réel de la réception est stockée dans la mémoire Td. Alors que le temps indiqué par l'horloge interne 16h n'est pas toujours précis; si l'on suppose que toute erreur est suffisamment petite, le contenu de la mémoire Td coïncide avec le temps de propagation de l'onde radio entre le point d'émission et le point de réception. Alors que les opérations représentées en figure 5 sont exécutées par un logiciel dans un ordinateur dans le présent mode de réalisation, une partie ou la totalité de ces opérations peuvent être exécutées par un matériel spécialisé. De nouveau en liaison avec la figure 3, la distance rl entre le satellite à partir duquel la donnée est reçue et le point de réception est calculée sur la base du temps de propagation déterminé ou du contenu stocké dans la mémoire Td à l'étape 19. Etant donné que la vitesse de propagation de l'onde radio est la même que celle de la lumière et est constante, le temps de propagation peut être multiplié par la vitesse de la lumière pour obtenir la distance rl. La distance rl est utilisée comme paramètre de distance dans un "calcul de vecteur de position (positionnement 3D)" 26, dans un calcul de vecteur de position (positionnement 2D)" 27 et dans un "calcul de vecteur de vitesse" 29 qu'on décrira ultérieurement. A une étape 20 suivante, il est procédé à un examen pour voir si le taux de changement AAf n'est pas supérieur à une seconde valeur de seuil 15 Hz/s. La seconde valeur de seuil de 15 Hz/s est utilisée dans le but de distinguer le cas o la fiabilité du calcul du vecteur de vitesse est faible, par exemple lorsqu'une erreur d'une valeur relativement grande peut être provoquée dans la valeur calculée du vecteur de vitesse du véhicule ou dans un récepteur lorsque le calcul est basé sur une information en provenance d'un satellite, qui peut se produire généralement à la suite d'un changement de l'accélération, de la décélération ou du sens de propagation même si le changement n'est pas très important comme lors de l'apparition d'un changement entre la réception d'une onde radio provenant directement d'un satellite et la réception d'une onde radio extraordinaire telle qu'elle peut être provoquée par des trajets multiples. Lorsque le taux du changement MAf dépasse la seconde valeur de seuil 15 Hz/s, on s'attend à ce que la fiabilité du vecteur de vitesse calculé sur la base de l'information en provenance du satellite présentant de l'intérêt soit faible, et par conséquent, '"1" est écrit dans le registre Ind-pi, indiquant que l'information provenant du satellite présentant de l'intérêt est utilisable, mais le registre Ind- vi est effacé de manière à avoir l'assurance qu'aucune référence ne peut être faite à l'information provenant du satellite présentant de l'intérêt dans le calcul du vecteur de vitesse (étape 22). Lorsque le taux du changement AAf est égal ou inférieur au second seuil 15 Hz/s, "1" est écrit dans les deux registres Ind-pi et Ind-vi (étape 21). Il est alors procédé à un examen pour voir si l'exécution des étapes 5 à 22 a été achevée pour tous les satellites qui sont choisis à l'étape 4 (étape 23). S'il reste un ou plusieurs satellites pour lesquels l'exécution n'a pas encore été achevée, ce satellite est choisi comme satellite présentant de l'intérêt pour répéter l'opération décrite. Lorsque l'exécution de l'opération décrite a été achevée pour tous les satellites choisis à l'étape 4, les registres Ind-pi qui contiennent "1", indiquant qu'un satellite correspondant peut être utilisé dans un calcul de positionnement, sont repérés. Lorsque le nombre de ces registres est égal ou supérieur à quatre, ceux-ci sont soumis à "un calcul de vecteur de position (positionnement 3D)" 26. Lorsque le nombre est égal à trois, ils sont soumis à un "calcul de vecteur de position (positionnement 2D)" 27. Lorsque le nombre est égal ou inférieur à deux, le calcul du vecteur de position n'est pas exécuté (étapes 24 à 27). La technique fondamentale utilisée dans le "calcul de vecteur de position (positionnement 3D)" aux étapes 26 et le "calcul de vecteur de position (positionnement 2D)" aux étapes 27 est connue dans la technique, et ne sera pas décrite en détail. En bref, pour le calcul à l'étape 26, quatre jeux de données provenant de quatre satellites correspondant aux registres Ind-pi qui contiennent '1" sont introduits dans quatre équations simultanées données, qui sont résolues quant aux variables inconnues comprenant la longitude et la latitude du point de réception ainsi qu'une erreur dans l'horloge du côté réception. L'altitude du point de réception est dérivée par calcul & partir d'un signal de sortie provenant du capteur d'altitude 15 dans le présent exemple, et est soustraite dans les équations ci-dessus sous forme de donnée connue. Une erreur dans l'horloge du côté réception peut être déterminée à la suite de l'exécution du calcul de positionnement, et le temps indiqué par l'horloge interne 16h est corrigé sur la base d'une telle information d'erreur. A l'étape 28, les registres Ind-vi contenant U1", indiquant que les satellites correspondant sont utilisables dans le calcul de la vitesse, sont repérés. S'il y a trois ou plus de ces registres, le calcul de vecteur de vitesse 29 est exécuté, mais ce calcul ne l'est pas lorsque le nombre de ces registres est égal ou inférieur à deux. Dans ce calcul, la vitesse du véhicule (et par conséquent du récepteur) par rapport au sol et l'azimut du sens de propagation sont calculés sur la base de la donnée reçue en provenance des trois satellites et de la donnée ci-dessus dérivée par l'opération mentionnée précédemment. Sur la base de la longitude et de la latitude du point de réception, la vitesse par rapport au sol et l'azimut du sens de propagation, qui sont obtenus jusqu'à ce point (toute donnée qui ne peut être obtenue de nouveau est remplacée par une donnée qui est sauvegardée), les données de sortie sont soumises à un calcul et à une édition (étape 30), et sont alors fournies à l'écran d'affichage 13 (étape 31). Plus spécialement, un numéro de zone qui contient'le point de réception est récupéré dans la mémoire morte 16c sur la base de la longitude et de la latitude du point de réception, et il est procédé à un examen pour voir si le N0 de zone ainsi obtenu est adapté à un N de zone indiqué sur une mappe qui est affichée. Lorsqu'il y a adaptation, une information de mappe pour le N de zone qui est obtenu par la récupération est transférée de la mémoire morte 16c à l'écran d'affichage 13 par un transfert par accès direct à la mémoire. De cette manière, un repère représentant le point de réception est indiqué sur la mappe qui est affichée par l'écran 13 (en variante, la mappe représentant le point de réception est décalée jusqu'au point de réception qui est maintenant déterminé). La distance entre le point de réception et un indice au sol qui est entré sur la mappe ainsi que l'azimut de l'indice tel qu'il est vu à partir du point de réception sont affichés en plus sur l'écran 13, en même temps que la longitude et la latitude du point de réception, de la vitesse relative par rapport au sol et de l'azimut. Toute donnée qui a été affichée peut être mise à jour par la donnée la plus récente. Le déroulement des opérations passe alors à l'étape 4. Les satellites qui ont été choisis par l'exécution de l'étape 4 au cours d'une passe précédente et pour lesquels les registres correspondants Ind-i, Ind-pi et Ind-vi contiennent "O" sont repérés, et sont enlevés d'une mémoire de sélection. Le nombre des satellites qui restent à l'intérieur de la mémoire de sélection est compté. Si le comptage est égal ou inférieur à quatre, ceux des huit satellites qui sont extraits à l'étape 3 à l'exception de ceux qui sont enlevés couramment de la mémoire de sélection et ceux qui restent dans la mémoire de sélection sont ajoutés à la mémoire de sélection. Le déroulement des opérations passe alors à l'étape 5. Lorsque le récepteur SPG dérive une solution de positionnement par calcul à la période Ts=une seconde, l'unité centrale de traitement 16a exécute les étapes 4 à 31 dans une période Ts=une seconde pour chacun des satellites. En conséquence, la période avec laquelle le taux de changement AAf est calculé est également une seconde période, et AAf représente une variation du déplacement Doppler Af au cours de la période Ts=une seconde. Dans le mode de réalisation décrit ci- dessus, lorsque le taux du changement Af du déplacement Doppler Af de l'onde radio par rapport aux satellites dépasse le premier seuil d'une valeur de 30 Hz/s, *0- est écrit dans les registres Ind-di, Ind-pi et Ind-vi qui correspondent à un tel satellite (étape 17) d'une façon similaire à celle d'une défaillance de la poursuite, évitant la référence à un tel satellite dans le calcul du positionnement (qui a lieu à l'étape 26, 27) et dans le calcul de vitesse (qui a lieu à l'étape 26). De cette manière, une erreur dans un tel calcul est réduite dans le cas o une anomalie de la réception est attendue, par exemple lors d'un changement entre la réception de l'onde radio venant directement d'un satellite et la réception d'une radio extraordinaire telle qu'elle est causée par des trajets multiples (par exemple une onde réfléchie par un bâtiment de grande hauteur, par exemple). De plus, lorsque le taux du changement AAf dépasse le second seuil 15 Hz/s, '1- est écrit dans le registre Ind-pi, mais *0- est écrit dans le registre Ind-vi (étape 22), ce qui assure qu'aucune référence n'est faite à ce satellite dans le calcul de la vitesse (qui a lieu à l'étape 20) même si une référence est faite à un tel satellite dans le calcul de position (qui a lieu aux étapes 26, 27). En conséquence, une erreur dans le calcul de vitesse est également réduite alors que l'accélération ou la décélération du véhicule (récepteur) est élevée ou lorsque le sens de propagation du véhicule change rapidement. De cette manière, une décision sur l'environnement favorable ou hostile de la réception des ondes radio transmises par les satellites est rendue sur la base du taux de changement AAf dans le déplacement Doppler, mais on remarquera que le calcul du déplacement Doppler Af (étape 9) et le calcul du taux de changement AAf demande peu de temps, et la durée nécessaire pour que l'unité centrale de traitement 16a prenne une telle décision est minimale. La présente invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation qui viennent d'être décrits, elle est au contraire susceptible de modifications et de variantes qui apparaîtront à 1 'homme de 1 'art. REVEDMICATIONS 1 - Système de positionnement utilisant des satellites SPG, caractérisé en ce qu'il comprend: - un moyen de réception (11, 12) pour recevoir une information provenant d'une multitude de satellites SPG qui transmettent leur information orbitale respective et leur information de minutage; - un moyen de calcul d'écart (16) pour calculer une différence Af entre une fréquence de signal transmise par l'un des satellites SPG et une fréquence de signal reçue par le moyen de réception; - un moyen de calcul de variation (16) pour obtenir un taux de changement AMf dans la différence Af; - et un moyen de calcul de positionnement (16) pour déterminer la position du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception & partir d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf reste & l'intérieur d'une gamme choisie. 2 - Système de positionnement selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de calcul de positionnement (16) détermine la position du moyen de réception (11, 12) sur la base d'une information reçue par le moyen de réception à partir d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement Af est égal ou inférieur à une première valeur de seuil, et détermine l'azimut de la direction de propagation du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception en provenance d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf est égal bu inférieur à une seconde valeur de seuil qui est inférieure à la première valeur de seuil. 3 - Système de positionnement selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de calcul de positionnement (16) choisit une multitude de satellites SPG et les entre dans une table d'enregistrement sur la base de données Almanac concernant une multitude de satellites SPG et de la position du moyen de réception, exécute la poursuite de chaque satellite SPG dans la table d'enregistrement en utilisant le moyen de réception, enlève de la table d'enregistrement tout satellite SPG qui provoque une défaillance de la poursuite et ceux des satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf est à l'extérieur de la gamme donnée, et chaque fois que le nombre des satellites SPG qui restent dans la table d'enregistrement est réduit au-dessous d'une valeur donnée, un satellite ou des satellites SPG qui ne sont pas entrés dans la table d'enregistrement, à l'exception des satellites SPG qui sont enlevés, sont ajoutés à la table d'enregistrement. 4 - Système de positionnement selon la revendication 3, caractérisé en ce que le moyen de calcul de positionnement (16) détermine la position du moyen de réception (11, 12) sur la base d'une information reçue par le moyen de réception en provenance d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement Af est égal ou inférieur à une première valeur de seuil, détermine l'azimut de la direction de propagation du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception en provenance d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf est égal ou inférieur à une seconde valeur de seuil qui est inférieure à la première valeur de seuil, et enlève un ou plusieurs satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf dépasse la première valeur de seuil dans la table d'enregistrement. - Système de positionnement utilisant des satellites SPG, comprenant: - un moyen de réception (11, 12) pour recevoir une information en provenance d'une multitude de satellites SPG qui transmettent leur information orbitale et leur information de minutage; - un capteur d'altitude (15) pour détecter l'altitude du moyen de réception; - un moyen de calcul d'écart (16) pour calculer la différence Af entre une fréquence de signal transmise par le satellite SPG et une fréquence de signal par le moyen de réception; - un moyen de calcul de variation (16) pour déterminer un taux de changement AAf dans la différence Af; - et un moyen de calcul de positionnement (16) pour déterminer la position du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception et provenant des satellites SPG lorsque le nombre des satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf reste à l'intérieur d'une gamme donnée est égal à quatre ou plus, et pour la déterminer sur la base d'une information reçue par le moyen de réception et provenant des satellites SPG et d'une altitude détectée par le capteur d'altitude lorsque le nombre des satellites SPG pour le taux de changement AAf reste à l'intérieur de la gamme choisie est de trois. 6 - Système de positionnement selon la revendication 5, caractérisé en ce que le moyen de calcul de positionnement (16) détermine la position du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception et provenant d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf est égal ou inférieur à une première valeur de seuil, et détermine l'azimut du sens de propagation du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception et provenant d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf est égal ou inférieur à une seconde valeur de seuil qui est plus petite que la première valeur de seuil. 7 - Système de positionnement selon la revendication 5, caractérisé en ce que le moyen de calcul de positionnement (16) choisit une multitude de satellites SPG et les écrit dans une table d'enregistre- ment sur la base de données Almanac pour une multitude de satellites SPG et de la position du moyen de réception, poursuit chacun des satellites SPG dans la table d'enregistrement avec le moyen de réception, enlève de la table d'enregistrement un satellite ou des satellites SPG qui n'ont pas pu être suivis et un ou plusieurs satellites SPG pour lesquels le taux de changement AMf est à l'extérieur de la gamme choisie, et dans le cas o le nombre des satellites SPG qui restent dans la table d'enregistrement est réduit au-dessous d'une valeur donnée, ajoute à la table d'enregistrement un ou plusieurs satellites SPG qui ne sont pas entrés dans la table d'enregistrement, à l'exception des satellites SPG enlevés. 8 - Système de positionnement selon la revendication 7, caractérisé en ce que le moyen de calcul de positionnement (16) détermine la position du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception et provenant d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AAf est égal ou inférieur à une première valeur de seuil, et détermine l'azimut d'une direction de propagation du moyen de réception sur la base d'une information reçue par le moyen de réception et provenant d'une multitude de satellites SPG pour lesquels le taux de changement AMf est égal ou inférieur à une seconde valeur de seuil qui est plus petite que la première valeur de seuil, et enlève de la table d'enregistrement un satellite SPG pour lequel le taux de changement AAf dépasse la première valeur de seuil.