Brevet FR2916279A1 — publié le 20081121

La présente invention concerne les systèmes de positionnement terrestre par satellites. On sait que les systèmes de positionnement par satellites comportent une constellation de satellites de navigation placés sur des orbites de moyenne altitude (de l'ordre de 25 000 km) autour de la Terre. Ces satellites de navigation et leurs orbites sont généralement désignés dans la technique par "satellites MEO" et "orbites MEO", respectivement (Medium Earth Orbit). Les satellites MEO sont répartis uniformément dans plusieurs plans orbitaux, de façon que, en tout point de la Terre, un utilisateur puisse voir plusieurs satellites MEO, c'est-à-dire se trouver en lignes directes avec ceux-ci (au moins trois, mais quatre si l'utilisateur désire connaître son altitude) et en déduire ses propres coordonnées terrestres. Chaque satellite MEO emporte une horloge atomique de hautes stabilité et précision, ainsi qu'un équipement électronique qui adresse aux utilisateurs terrestres un message comportant l'heure corrigée (ramenée à une référence commune) et les éphémérides du satellite. A partir de ces messages reçus de plusieurs satellites MEO, l'utilisateur détermine sa dis-tance aux divers satellites en visibilité et en déduit donc sa position en coordonnées terrestres. Pour assurer le fonctionnement nominal de la constellation de satellites MEO, un centre de contrôle terrestre effectue la mesure de l'orbite et de l'heure à bord pour chaque satellite MEO. Ce centre de contrôle calcule les éphémérides des satellites MEO et la correction de l'heure à diffuser par chaque satellite MEO pour les heures à venir. L'inconvénient principal de ces systèmes de positionnement terres- tre réside en ce que la qualité du positionnement des utilisateurs terrestres est basée sur la qualité des éphémérides et de l'heure corrigée diffusées par chaque satellite MEO. Aussi, à la suite d'une erreur du centre de contrôle ou d'une panne à bord d'un satellite MEO, il peut se produire que la position réelle, l'heure corrigée et/ou les éphémérides diffusés par un ou plusieurs satellites MEO deviennent fausses, ce qui entraîne une erreur de positionnement de tous les utilisateurs dans la zone de visibilité du satellite. L'erreur sera, à terme, détectée et corrigée par le centre de contrôle qui surveille les satellites MEO, mais, entre-temps, certains utilisateurs qui utilisent le système pour des fonctions importantes, de navigation par exemple, peuvent se trouver en situation d'insécurité grave. On a déjà proposé plusieurs solutions pour changer la conception des satellites MEO et les asservir sur des références de temps externes afin d'augmenter la fiabilité des messages transmis par les satellites MEO. Toutefois, dans toutes ces solutions, la détection d'anomalies sur les satellites MEO est assurée par un réseau de stations de surveillance au sol, qui transmettent au centre de contrôle une information sur ces anomalies, et la correction de ces dernières est confiée audit centre de contrôle. Par ailleurs, pour être efficaces, ces solutions mettent en oeuvre au moins cinquante stations de surveillance connectées en permanence audit centre de contrôle par des canaux multiples en parallèle. II en résulte des coûts d'installation et d'exploitation élevés. De plus, la détection d'anomalies par un réseau de stations de surveillance terrestres entraîne une forte dilution de précision de la restitution de la position des satellites MEO. En effet, pour un satellite MEO particulier, toutes les mesures de distances sont effectuées à partir de stations terrestres qui toutes se trouvent donc localisées dans un angle solide ré-duit du fait que le diamètre de la Terre est petit par rapport au diamètre des orbites MEO. La précision dans le plan horizontal s'en trouve par conséquent limitée, réduisant d'autant la fiabilité de la détection instantanée des anomalies. Par ailleurs, toutes les mesures effectuées par un tel réseau de stations de surveillance terrestres sont perturbées par les effets locaux (erreurs troposphérique, ionosphérique, multi trajet), ce qui provoque des erreurs de mesures dégradant la fiabilité de la détection des anomalies et risquent d'engendrer de fausses alertes, si l'on a fixé un seuil de tolérance serré à ces erreurs. Un inconvénient supplémentaire de la détection d'anomalies par un réseau de stations de surveillance terrestres provient du temps de latence entre le moment où une anomalie survient sur un satellite MEO et l'instant ~o où l'utilisateur est enfin averti de cette anomalie. En effet, la chaîne détection/notification inclut le réseau de stations mondial, le centre de contrôle, qui à partir de toutes les mesures des stations va détecter l'anomalie, les stations de diffusion vers les satellites du message d'alerte et le système de répétition du message d'alerte à bord du satellite MEO. Cette chaîne, 15 longue et complexe, induit des temps de latence entre la survenance de l'anomalie et la notification aux utilisateurs difficilement compatibles avec les exigences de sûreté de fonctionnement les plus élevées, comme par exemple celles applicables dans le domaine aéronautique. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé- 20 nients. A cette fin, selon l'invention, le procédé pour le positionnement d'un utilisateur sur la Terre, ledit procédé mettant en oeuvre une pluralité de satellites de navigation qui sont placés sur des orbites de moyenne altitude et qui sont gérés par au moins un centre de contrôle terrestre, cha- 25 cun desdits satellites de navigation émettant des premières informations d'heure et de position qui lui sont propres, est remarquable en ce que : û on répartit dans l'espace une pluralité de balises de référence gérées par ledit centre de contrôle terrestre et aptes à émettre chacune des se- condes informations d'heure et de position ainsi qu'un signal radio-électrique spécifiques ; et à bord de chaque satellite de navigation : • on détecte lesdites secondes informations d'heure et de position émises par au moins certaines desdites balises de référence ; • à partir desdites premières et secondes informations d'heure et de position, on calcule des premières valeurs et des deuxièmes valeurs respectivement représentatives des distances entre ledit satellite de navigation et chacune desdites balises et de la vitesse de variation de ces distances ; • on mesure la variation de fréquence doppler apparaissant dans les-dits signaux radioélectriques émis par lesdites balises de référence ; • à partir desdites variations de fréquence doppler, on calcule des troisièmes valeurs et des quatrièmes valeurs respectivement repré-sentatives des distances entre ledit satellite de navigation et chacune desdites balises et de la vitesse de variation de ces distances ; • pour chaque balise de référence, on compare ladite première valeur de distance et ladite troisième valeur de distance, ainsi que ladite deuxième valeur de vitesse de variation de distance et ladite qua- trième valeur de vitesse de variation de distance ; • on engendre un signal représentatif des résultats desdites comparai-sons ; et • ledit satellite de navigation émet ce signal de résultat de comparai-son en direction dudit utilisateur, au moins dans le cas où ladite comparaison révèle une anomalie. Ainsi, grâce à la présente invention, chaque satellite de navigation MEO est en communication unidirectionnelle avec lesdites balises émettrices et peut vérifier de manière autonome que les informations essentielles qu'il transmet aux utilisateurs sont valides à chaque instant. Si la vérifica- tion est interrompue ou si elle révèle des écarts par rapport à ces informations essentielles, le satellite de navigation concerné inclut dans ces dernières un message indiquant que lesdites informations sont soit suspectes (cas dans lequel la chaîne de vérification est interrompue ou l'écart dé- tecté est significatif mais acceptable), soit fausses. Les utilisateurs peu-vent donc immédiatement soit ignorer les informations provenant du satellite de navigation correspondant, soit réduire le poids attribué à celui-ci dans le calcul de position. Lesdites balises de référence peuvent, au moins en partie, être disposées sur la Terre ou, de préférence, à bord de satellites en orbites hautes (par exemple de l'ordre de 40.000 km). Dans ce dernier cas, il est avantageux que lesdits satellites porteurs de balises soient géosynchrones pour rester constamment en vue dudit centre de contrôle. Dans le cas où les orbites hautes ne sont pas géosynchrones, on prévoit plusieurs sta-tions réparties autour de la Terre et reliées audit centre de contrôle. Conformément à la présente invention, un système de positionne-ment par satellite MEO comportant une pluralité de satellites de navigation qui sont placés sur des orbites de moyenne altitude et qui sont gérés par au moins un centre de contrôle terrestre, chacun desdits satellites de na-vigation comportant une horloge atomique, un récepteur-décodeur de télé-commandes émises par ledit centre de contrôle terrestre, un générateur de premières informations d'heure et de position relié à ladite horloge et audit récepteur-décodeur, et un émetteur émettant lesdites premières informations en direction dudit utilisateur, est remarquable en ce que : û ledit système comporte une pluralité de balises de référence réparties dans l'espace et gérées par ledit centre de contrôle terrestre, chaque balise étant apte à émettre des secondes informations d'heure et de po- sition, ainsi qu'un signal radioélectrique ; et chaque satellite de navigation comporte de plus : • des moyens de réception desdites secondes informations émises par au moins certaines desdites balises de référence, lesdits moyens de réception mesurant la variation de fréquence doppler apparaissant dans lesdits signaux radioélectriques émis par lesdites balises de ré-5 férence ; • des moyens de décodage desdites secondes informations reçues par lesdits moyens de réception ; • des moyens de calcul recevant lesdites secondes informations décodées par lesdits moyens de décodage, lesdites variations de fré- 10 quence doppler et lesdites premières informations émises par ledit générateur, lesdits moyens de calcul : * calculant lesdites premières, deuxièmes, troisièmes et quatrièmes valeurs à partir desdites premières et secondes informations, d'une part, et desdites variations de fréquence doppler, d'autre 15 part ; * comparant, pour chaque balise de référence, ladite première va-leur de distance et ladite troisième valeur de distance, ainsi que ladite deuxième valeur de vitesse de variation de distance et la-dite quatrième valeur de vitesse de variation de distance ; et 20 * adressant les résultats des comparaisons audit générateur pour que celui-ci les incorpore éventuellement auxdites premières in-formations. La logique de décision appliquée par les moyens de calcul pour dé-terminer la qualité et la sécurité des données de navigation peut être la 25 suivante : si tout est cohérent dans des limites prescrites prédéterminées, alors les moyens de calcul signalent ce fait au générateur de trame de navigation du satellite MEO qui incorpore dans les informations de navigation en- voyées vers les utilisateurs un message signalant que les données de positionnement du satellite MEO sont bonnes, si la liaison avec les balises est mauvaise (pas assez de balises disponibles ou mauvais bilan de liaison), alors il y a doute sur les données et les moyens de calcul signalent ce fait au générateur de trame de navigation (les premières informations) qui incorpore dans les informations de navigation envoyées vers les utilisateurs un message signalant que la qualité des données de positionnement du satellite MEO est non validée et donc douteuse, ~0 û enfin, si les signaux doppler reçus des balises et/ou la distance du satellite MEO à ces balises sont incohérents avec les données de navigation du satellite MEO, alors le calculateur signale ce fait au générateur de trame de navigation (les premières informations) qui incorpore dans les informations de navigation envoyées vers les utilisateurs un message 15 d'alerte signalant que les données de positionnement du satellite MEO sont fausses. Lesdites premières informations adressées auxdits moyens de cal-cul peuvent être prélevées directement à la sortie dudit générateur des premières informations. Cependant, afin de s'assurer que la qualité du si- 20 gnal finalement émis est bonne, on peut de plus prévoir, dans chaque satellite de navigation un récepteur-décodeur auxiliaire pour recevoir et dé-coder lesdites premières informations émises par ledit émetteur, ledit récepteur-décodeur auxiliaire adressant lesdites premières informations aux-dits moyens de calcul. 25 La présente invention comporte de plus un satellite de navigation .tel que décrit ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue schématique et partielle du système de positionnement par satellites conforme à la présente invention. La figure 2 est le schéma synoptique de l'équipement électronique d'un satellite de navigation conforme à la présente invention. Le système de positionnement par satellites représenté schémati- quement et partiellement sur la figure 1, comporte : û des satellites de navigation 1, dits satellites MEO, décrivant des orbites de moyenne altitude 2 (orbites MEO) autour de la Terre T et équipés de systèmes d'antennes 3 ; et un centre de contrôle terrestre 4, équipé d'un système d'antennes 5. De façon connue, à bord de chaque satellite MEO 1 est embarqué un équipement électronique 6 (voir la figure 2) apte à recevoir, par la partie appropriée 3.1 du système d'antenne 3, des télécommandes émises par le centre de contrôle 4, et à émettre, par la partie appropriée 3.2 du système d'antenne 3, des signaux de positionnement en direction d'utilisateurs se trouvant sur la Terre T. De façon également connue, ledit équipement électronique 6 comporte un récepteur-décodeur des télécommandes 7 relié à la partie d'antenne 3.1, une horloge atomique 8, un générateur de trames de navigation 9 recevant les signaux du récepteur-dé- codeur 7 et de l'horloge 8 et un émetteur radio 10 recevant les trames de navigation (temps corrigé et éphémérides) du générateur 9 et les adressant aux utilisateurs par la partie d'antenne 3.2. Conformément à la présente invention, le système de positionne-ment par satellites de la figure 1 comporte de plus des balises de réfé- rence Il, équipées d'antennes 12 pour émettre une porteuse radio avec un message comprenant leur position (en coordonnées tridimensionnelles ou sous forme d'éphémérides) et un signal de référence temporel, répété à une fréquence de récurrence supérieure au cycle de transmission des signaux émis par les satellites 1 en direction de la Terre T. Les balises de référence 1 1 sont disposées soit sur la Terre T, soit à bord de satellites 14 décrivant des orbites hautes 15. Dans ce dernier cas, les antennes 12 des balises de référence 11 constituent une partie des systèmes d'antenne 16 des satellites 14. Les signaux émis par les balises de référence 1 1, par l'intermédiaire des antennes 12, sont gérés et synchronisés par le centre de contrôle terrestre 4. Conformément à l'invention, les signaux venant des balises de référence 1 1 sont utilisés par les satellites 1 pour valider les signaux qu'eux-mêmes transmettent aux utilisateurs terrestres. A cette fin, comme illustré schématiquement sur la figure 2, à l'équipement électronique 6 monté à bord de chaque satellite 1 est adjoint un équipement électronique complémentaire 17 recevant les signaux des balises 11 par une partie appropriée 3.3 du système d'antenne 3 dudit 15 satellite 1. L'équipement électronique 17 comporte des récepteurs 18 recevant lesdits signaux des balises 11 par l'intermédiaire de ladite partie d'antenne 3.3. Les récepteurs 18 mesurent les signaux doppler des fréquences radio transmises par les diverses balises de référence 11 et 20 adressent ces signaux doppler à un calculateur de cohérence 19 par une liaison 20. De plus, les récepteurs 18 adressent à un décodeur 21 les données reçues des balises de référence 1 1 . Ledit décodeur 21 extrait les informations de position et d'heure reçues desdites balises de référence 1 1 et les adresse audit calculateur de cohérence 19. 25 Par ailleurs, par une liaison 22, le calculateur de cohérence 19 reçoit les trames de navigation engendrées par le générateur 9 de l'équipement électronique 6. Ainsi, le calculateur de cohérence 19 : calcule, pour le satellite 1 qui le porte, les distances aux diverses bali- ses de référence Il, ainsi que la vitesse de variation de ces distances, en prenant en compte, d'une part, les informations décodées de position et d'heure de ces dernières délivrées par le décodeur 21 et, d'autre part, l'heure corrigée à bord et les éphémérides provenant dudit générateur de trames de navigation 9 ; vérifie que ces distances et vitesses de variation de distances calculées sont cohérentes avec les signaux doppler mesurés par les récepteurs 18 ; et transmet le résultat de cette vérification de cohérence au générateur de trames de navigation 9 par la liaison 23. Sur la figure 2, on a représenté de plus un récepteur-décodeur de trames de navigation 24, pourvu d'une antenne de réception 3.4, faisant partie du système d'antenne 3. Le récepteur-décodeur 24 est apte à cap- ter les trames de navigation émises par l'émetteur radio 10, par l'intermédiaire de son antenne 3.2, et à les transmettre au calculateur de cohérence 19. Le récepteur-décodeur 24 est donc apte à remplacer et/ou compléter la liaison 22. REVENDICATIONS 1 . Procédé pour le positionnement d'un utilisateur sur la Terre (T), ledit procédé mettant en oeuvre une pluralité de satellites de navigation (1) qui sont placés sur des orbites de moyenne altitude (2) et qui sont gérés par au moins un centre de contrôle terrestre (4), chacun desdits satellites de navigation (1) émettant des premières informations d'heure et de position qui lui sont propres, caractérisé en ce que : û on répartit dans l'espace une pluralité de balises de référence (Il) gé- rées par ledit centre de contrôle terrestre (4) et aptes à émettre cha- cune des secondes informations d'heure et de position ainsi qu'un si- gnal radioélectrique spécifiques ; et à bord de chaque satellite de navigation (1) : on détecte lesdites secondes informations d'heure et de position émises par au moins certaines desdites balises de référence (Il) ; à partir desdites premières et secondes informations d'heure et de position, on calcule des premières valeurs et des deuxièmes valeurs respectivement représentatives des distances entre ledit satellite de navigation (1) et chacune desdites balises (Il) et de la vitesse de variation de ces distances ; • on mesure la variation de fréquence doppler apparaissant dans les-dits signaux radioélectriques émis par lesdites balises de référence (11) ; • à partir desdites variations de fréquence doppler, on calcule des troisièmes valeurs et des quatrièmes valeurs respectivement représentatives des distances entre ledit satellite de navigation (1) et chacune desdites balises (Il) et de la vitesse de variation de ces distances ; pour chaque balise de référence (Il), on compare ladite première valeur de distance et ladite troisième valeur de distance, ainsi que ladite deuxième valeur de vitesse de variation de distance et ladite quatrième valeur de vitesse de variation de distance ; • on engendre un signal représentatif des résultats desdites comparai-sons ; et • ledit satellite de navigation (1) émet ce signal de résultat de comparaison en direction dudit utilisateur, au moins dans le cas où la-dite comparaison révèle une anomalie. 2. Procédé de la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins certaines balises de référence (Il) sont dis-posées sur la Terre (T). 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au moins certaines balises de référence (Il) sont dis- posées à bord de satellites (14) en orbites hautes (15). 4. Procédé de la revendication 3, caractérisé en ce que les satellites (14) en orbites hautes (15) sont géosynchrones. 5. Système pour la mise en oeuvre du procédé de positionnement d'un utilisateur sur la Terre (T) conformément à l'une quelconque des revendications 1 à 4, comportant une pluralité de satellites de navigation (1) qui sont placés sur des orbites de moyenne altitude (2) et qui sont gérés par au moins un centre de contrôle terrestre (4), chacun desdits satellites de navigation (1) comportant une horloge atomique (8), un récepteur-dé- codeur (7) de télécommandes émises par ledit centre de contrôle terrestre (4), un générateur (9) de premières informations d'heure et de position relié à ladite horloge (8) et audit récepteur-décodeur (7), et un émetteur (10) émettant lesdites premières informations en direction dudit utilisateur, caractérisé en ce que : ledit système comporte une pluralité de balises de référence (Il) réparties dans l'espace et gérées par ledit centre de contrôle terrestre (4), chaque balise (11) étant apte à émettre des secondes informations d'heure et de position, ainsi qu'un signal radioélectrique ; et ù chaque satellite de navigation (1) comporte de plus : des moyens de réception (18) desdites secondes informations émises par au moins certaines desdites balises de référence (Il), les-dits moyens de réception (18) mesurant la variation de fréquence doppler apparaissant dans lesdits signaux radioélectriques émis par lesdites balises de référence (11) ; des moyens de décodage (21) desdites secondes informations reçues par lesdits moyens de réception (18) ; des moyens de calcul (19) recevant lesdites secondes informations décodées par lesdits moyens de décodage (21), lesdites variations de fréquence doppler et lesdites premières informations émises par ledit générateur (9) des premières informations, lesdits moyens de calcul (19) : * calculant lesdites premières, deuxièmes, troisièmes et quatrièmes valeurs à partir desdites premières et secondes informations, d'une part, et desdites variations de fréquence doppler, d'autre part ; * comparant, pour chaque balise de référence (Il), ladite première valeur de distance et ladite troisième valeur de distance, ainsi que ladite deuxième valeur de vitesse de variation de distance et la- dite quatrième valeur de vitesse de variation de distance ; et * adressant les résultats des comparaisons audit générateur pour que celui-ci les incorpore éventuellement auxdites premières in-formations. 6. Système selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdites premières informations adressées auxdits moyens de calcul (19) sont prélevées à la sortie dudit générateur (9) des premières informations. 7. Système selon la revendication 5, caractérisé en ce que chaque satellite de navigation (1) comporte de plus un récepteur-décodeur auxiliaire (24) pour recevoir et décoder lesdites premières informations émises par ledit émetteur (10), ledit récepteur-décodeur auxiliaire (24) adressant lesdites premières informations auxdits moyens de calcul (19). 8. Satellite de navigation pour le système de positionnement de la revendication 5, ledit satellite de navigation (1) comportant une horloge atomique (8), un récepteur-décodeur (7) de télécommandes émises par un centre de contrôle terrestre (4), un générateur (9) de premières informations d'heure et de position relié à ladite horloge (8) et audit récepteur-décodeur (7), et un émetteur (10) émettant lesdites premières informations en direction dudit utilisateur, et ledit système de navigation comportant une pluralité de balises de référence (Il) réparties dans l'espace et gérées par ledit centre de contrôle terrestre (4), chaque balise (Il) étant apte à 20 émettre des secondes informations d'heure et de position, ainsi qu'un signal radioélectrique, caractérisé en ce qu'il comporte de plus : des moyens de réception (18) desdites secondes informations émises par au moins certaines desdites balises de référence (11), lesdits 25 moyens de réception (18) mesurant la variation de fréquence doppler apparaissant dans lesdits signaux radioélectriques émis par lesdites balises de référence (11) ; des moyens de décodage (21) desdites secondes informations reçues par lesdits moyens de réception (18) ; des moyens de calcul (19) recevant lesdites secondes informations décodées par lesdits moyens de décodage (21), lesdites variations de fréquence doppler et lesdites premières informations émises par ledit générateur (9) des premières informations, lesdits moyens de calcul (19) : • calculant lesdites premières, deuxièmes, troisièmes et quatrièmes valeurs à partir desdites premières et secondes informations, d'une part, et desdites variations de fréquence doppler, d'autre part ; • comparant, pour chaque balise de référence (11), ladite première valeur de distance et ladite troisième valeur de distance, ainsi que ladite deuxième valeur de vitesse de variation de distance et ladite quatrième valeur de vitesse de variation de distance ; et • adressant les résultats des comparaisons audit générateur pour que celui-ci les incorpore éventuellement auxdites premières informa- tions. 9. Satellite selon la revendication 8, caractérisé en ce que lesdites premières informations adressées auxdits moyens de calcul (19) sont prélevées à la sortie dudit générateur (9) des premières informations. 10. Satellite selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comporte de plus un récepteur-décodeur auxiliaire (24) pour recevoir et décoder lesdites premières informations émises par ledit émetteur (10), ledit récepteur-décodeur auxiliaire (24) adressant des-dites premières informations auxdits moyens de calcul (19).