Brevet FR3020687A1 — publié le 20151106

Procédé de détermination de la position d'un récepteur de système de navigation par satellites, et système associé L'invention porte sur un procédé de détermination de la position d'un récepteur de système de navigation par satellites, et un système associé. Il est important d'améliorer la robustesse des systèmes de navigation par satellites à forte contrainte d'intégrité à des environnements radio-électriques perturbés, de manière volontaire ou involontaire. Ceci concerne en particulier les applications de transport, terrestre, ferroviaire et aérien. Il est connu d'introduire des "marges" sur le domaine d'incertitude de position, notamment pour un système d'augmentation spatial ou SBAS comme acronyme de "satellite-based augmentation system" en langue anglaise pour l'aviation. Cette approche n'est satisfaisante que dans des environnements relativement ouverts (peu de masques) et faiblement perturbés, mais pas dans des environnements plus critiques. Il est également connu de mettre en place des rejets, par exemple dans le cas d'algorithmes de détection et de rejet de multi-trajets dans les environnements sol, en mono ou en multi-antennes, et en mono ou multiconstellations. Cette approche présente la difficulté de conduire à une forte ambiguïté entre bruit et perturbation, elle ne permet pas vraiment une caractérisation fine des nuisances, et l'approche de rejet simple, notamment en cas de fausse alarme, peut créer des problèmes de disponibilité. Un but de l'invention est de pallier les inconvénients précédemment cités. Un but de l'invention est de d'améliorer la robustesse des 5 systèmes de navigation par satellites. Aussi, il est proposé, selon un aspect de l'invention, un procédé de détermination de la position d'un récepteur de système de navigation par satellites dans lequel on utilise une pondération probabiliste des signaux 10 reçus, ladite pondération utilisant un coefficient Ki, pour chaque satellite d'indice i, ledit coefficient Ki étant un produit de facteurs comprenant chacun une probabilité d'existence d'une perturbation. Ainsi, il est possible de prendre en compte simplement et 15 efficacement des modèles de perturbation dans la résolution de la position du récepteur, en évaluant la probabilité de perturbation, et d'intégrer automatiquement ces modèles dans le calcul de position et dans le calcul d'intégrité. 20 Selon un mode de réalisation, ledit coefficient Ki, pour chaque satellite d'indice i, est de la forme suivante: Ki=(1-Pilx(1-Pz)x(1-P3)x(1-Pq`,)x(1-P5)x(1-P6) dans laquelle Pi représente, pour le satellite d'indice i, une première probabilité que le 25 signal reçu comprenne une combinaison d'une composante de signal non réfléchi et d'une composante de signal multi-trajet, Pz représente, pour le satellite d'indice i, une deuxième probabilité que le signal reçu comprenne uniquement une composante de signal multitrajet, 30 M représente, pour le satellite d'indice i, une troisième probabilité que le signal reçu soit brouillé par une interférence terrestre, p4 représente, pour le satellite d'indice i, une quatrième probabilité que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante d'un signal généré par un brouilleur au sol et d'une composante du signal nominal, P5 représente, pour le satellite d'indice i, une cinquième probabilité que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec des conditions de réception précédentes dudit signal, et P6 représente, pour le satellite d'indice i, une sixième probabilité que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec une cartographie des environs. Une pondération Ki de cette forme permet de concaténer dans une même formulation les informations sur toutes les sources de perturbations identifiables, ce qui permet son utilisation simple par réjection brute et/ou par pondération de mesure tel que vu ci-dessus. Un autre avantage est d'être cumulative, et donc de permettre la prise en compte de phénomènes flous ou difficilement identifiables : même si le calcul des probabilités ne permet pas de mettre en évidence de manière certaine un type de perturbation (aucune probabilité n'est égal à 100%), plusieurs 15 indicateurs peuvent être perturbés (plusieurs PI (je[[1; 611) seront au-dessus de 0%) et donc la notation globale Ki peut tout de même être réduite. Dans un mode réalisation, lorsqu'un coefficient Ki est inférieur à un premier seuil, ladite détermination de la position du récepteur de système 20 de navigation par satellites écarte les signaux reçus du satellite d'indice i. Ainsi, il est possible d'éliminer des signaux pour lesquels la perturbation est considérée certaine ou quasi-certaine. 25 Selon un mode de réalisation, ladite détermination de la position du récepteur de système de navigation par satellites utilise une pondération des mesures des signaux émis par lesdits satellites de valeur respective 1/Ki . 30 Ainsi, le traitement de localisation privilégie, dans la résolution du point ou position du récepteur, les mesures les plus probablement non perturbées. En outre, la somme des pondérations sur tous les satellites utilisés contribue à créer un niveau de confiance, utilisé notamment pour établir l'intégrité. En intégrant ces 11K, forcément supérieurs ou égaux à 1, 35 on augmente la somme des pondérations et donc le niveau de confiance pour prendre en compte la probabilité de perturbation dès que celle-ci est non nulle. Dans un mode de réalisation, la première probabilité Pi , pour le 5 satellite d'indice i, que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante de signal non réfléchi et d'une composante de signal multi-trajet, utilise simultanément une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement étroit, une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement normal, et un écart entre les 10 délais évalués par lesdites boucles. Ainsi, si le multi-trajet est plus grand que l'écartement du discriminant tôt/tard d'écartement étroit, il apparaît une différence entre les deux sorties ou deux poursuites : la poursuite étroite va continuer à suivre le 15 trajet direct, alors que la poursuite normale va voir une combinaison du trajet direct et du trajet réfléchi. Si le multi-trajet est plus petit que l'écartement du discriminant tôt/tard d'écartement étroit, la détection ne va pas fonctionner puisque les deux poursuites sont affectées de même, mais on considère pour limiter cet effet un écartement étroit suffisamment petit pour que l'impact 20 du multi-trajet soit acceptable (typiquement inférieur au mètre). Cette mesure de l'écart entre les deux poursuites permet donc bien de construire une métrique pour la détection des multi-trajets avec signal direct. Le discriminant tôt/tard correspond à la différence entre la 25 corrélation à un instant en avance par rapport au signal et la corrélation à un instant en retard par rapport au signal. Il permet de suivre l'évolution de la synchronisation et correspond à la mesure de la boucle de poursuite en rythme (ou DLL pour acronyme de "Delay Locked Loop" en langue anglaise). De manière classique, on considère un écartement des deux corrélations 30 (soit en avance, soit en retard) d'un demi-chip, puisque c'est ce qui offre la meilleure performance en environnement gaussien. Cependant, dans le cas notamment de multi-trajets qui peuvent ajouter une contribution entre 0 et 0.5 chip, on peut s'intéresser également au discriminant appliqué pour un écartement des deux corrélations (soit en avance, soit en retard) plus petit, 35 par exemple de 0.1 chip. Si une différence notable apparaît entre les deux, 302 01 c'est a priori le signe d'un multi-trajet de décalage entre 0.1 chip et 0.5 chip qui affecte le discriminant tôt/tard classique sur 0.5 chip mais pas le discriminant tôt/tard réduit sur 0.1 chip. 5 Selon un mode de réalisation, la deuxième probabilité P2 , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu comprenne uniquement une composante de signal multi-trajet, utilise simultanément une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement étroit, une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement normal, et une variation temporelle d'un écart entre les délais évalués par lesdites boucles. Ainsi, à la différence de P1, il n'y a pas de trajet direct, de sorte qu'il n'y a plus de signal utile dans l'intervalle observé par le discriminant d'écartement étroit. La poursuite associée finit par diverger, tandis que le discriminant d'écartement normal reste accroché sur le multi-trajet. Aussi, une métrique associée au décrochement relatif permet bien de rendre compte de la perturbation. Dans un mode de réalisation, la troisième probabilité /S , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu soit brouillé par une interférence terrestre utilise un écart entre une mesure du rapport de la puissance du signal utile reçu sur la puissance du bruit sur le signal reçu et une estimation attendue du rapport de la puissance du signal utile reçu sur la puissance du bruit sur le signal reçu. Une diminution du rapport signal à bruit peut provenir soit d'une interférence, soit d'un masquage ou autre atténuation. Il est alors possible d'améliorer le modèle de ladite estimation attendue en incluant dans celle-ci les masquages et autres atténuations connues par une cartographie (notamment 3D). Ainsi, il est possible d'observer une diminution du rapport signal à bruit provenant d'une interférence. Selon un mode de réalisation, la quatrième probabilité n , pour le 35 satellite d'indice i, que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante d'un signal généré par un brouilleur au sol et d'une composante du signal nominal utilise un écart entre une mesure de résidu de pseudodistance et une estimation attendue de résidu de pseudo-distance. Il est ainsi possible d'observer l'incohérence, en valeur absolue (biais), d'un signal par rapport à la localisation estimée. Selon un mode de réalisation, la cinquième probabilité n , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec des 10 conditions de réception précédentes dudit signal utilise une variation de la variance des résidus des pseudos-distances desdits satellites. Il est ainsi possible d'observer l'incohérence au cours du temps , ou bruit, d'un signal par rapport à la localisation estimée. Il existe deux cas 15 suspects : - soit la variance diminue fortement, et cela signifie : - soit que le signal était perturbé par un multi-trajet diffus et qu'il est passé à un multi-trajet réfléchi : cas très fréquent en environnement urbain. 20 soit que le signal était reçu dans des conditions "normales" légèrement bruitées, mais qu'il est maintenant reçu dans des conditions parfaites, comme un leurre pourrait les générer. - soit la variance augmente fortement, ce qui signifie l'entrée dans un 25 environnement perturbé. Dans un mode de réalisation, la sixième probabilité n , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec une cartographie des environs utilise un écart entre la puissance mesurée du 30 signal reçu du satellite d'indice i et une estimation attendue de la puissance du signal reçu du satellite d'indice i. Ainsi, en considérant la puissance, il est avantageusement possible de prendre en compte des effets de niveaux reçus trop forts (les 35 signaux devraient être reçus masqués et ne le sont pas (erreur de position)), ou de prendre en compte des signaux qui devraient être reçus trop faibles et dont on reçoit à la place un signal de leurre), ou de prendre en compte des effets de niveaux reçus trop faibles (les signaux devraient pas être reçus masqués et le sont (erreur de position)). Selon un autre aspect de l'invention, il est également proposé un système de détermination de la position d'un récepteur de système d'un système de navigation par satellites, adapté pour mettre en oeuvre le procédé tel que décrit précédemment. L'invention sera mieux comprise à l'étude de quelques modes de réalisation décrits à titre d'exemples nullement limitatifs et illustrés par les dessins annexés sur lequel les figures 1 et 2 illustrent schématiquement. 15 Il est proposé, comme illustré sur la figure 1, selon un aspect de l'invention, un procédé de détermination de la position d'un récepteur de système de navigation par satellites dans lequel on utilise une pondération probabiliste des signaux reçus, ladite pondération utilisant un coefficient Ki, pour chaque satellite d'indice i, ledit coefficient Ki étant un produit de facteurs 20 comprenant chacun une probabilité d'existence d'une perturbation. La pondération, comme illustrée sur la figure 2, peut utiliser un coefficient Ki, pour chaque satellite d'indice i, de la forme suivante: = (1 - Pn x (1 - x (1 - x (1 - Pi4) x (1 - x (1 _ 25 dans laquelle PI représente, pour le satellite d'indice i, une première probabilité que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante de signal non réfléchi et d'une composante de signal multi-trajet, P2 représente, pour le satellite d'indice i, une deuxième probabilité que le 30 signal reçu comprenne uniquement une composante de signal multi-trajet, FI représente, pour le satellite d'indice i, une troisième probabilité que le signal reçu soit brouillé par une interférence terrestre, /34 représente, pour le satellite d'indice i, une quatrième probabilité que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante d'un signal 35 généré par un brouilleur au sol et d'une composante du signal nominal, 10 P5 représente, pour le satellite d'indice i, une cinquième probabilité que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec des conditions de réception précédentes dudit signal, et P6 représente, pour le satellite d'indice i, une sixième probabilité que le signal 5 reçu ne soit pas en cohérence avec une cartographie des environs. Bien entendu, en variante, le coefficient Ki peut comprendre seulement une partie des facteurs de la relation précédente. 10 Lorsqu'un coefficient Ki est inférieur à un premier seuil S1, la détermination de la position du récepteur de système de navigation par satellites écarte les signaux reçus du satellite d'indice i. Cela permet d'éliminer des signaux pour lesquels la perturbation est considérée certaine ou quasi-certaine. 15 La détermination de la position du récepteur de système de navigation par satellites utilise une pondération des mesures des signaux émis par lesdits satellites de valeur respective 20 La première probabilité FI , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante de signal non réfléchi et d'une composante de signal multi-trajet, utilise simultanément une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement étroit, une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard 25 d'écartement normal, et un écart entre les délais évalués par lesdites boucles. Par exemple, la première probabilité Pl peut, par exemple, être définie par les relations suivantes : 1 alors P1 = C1 X AbS(DLLétroite - DLLnormaie)/a Si AbS(DLLétroite - DLLnormaie) 1 chip, alors P2 = C2 sinon P2 = C2 X (AbS(DLLétroite - Danormale) dans lesquelles: b représente un coefficient d'écartement des boucles DLLétroite et DLLnormale en chips, compris entre 0 et 1, valant par exemple 0.5 chip, C2 représente un deuxième coefficient compris entre 0.8 et 1, adimensionnel, pouvant valoir 0.9 pour un réglage du premier seuil S1 de rejet des mesures S1 à 0.1. La deuxième probabilité P2 traduit le fait que le discriminant étroit ne reçoit plus le signal direct. Pour peu que le saut entre l'ancien signal direct et le signal réfléchi soit suffisamment grand (s'il est suffisamment petit, l'impact sur le positionnement est négligeable), la boucle sur le discriminant va décrocher, donc fournir une valeur quelconque sans aucun lien avec le signal reçu. Au contraire, pour le discriminant normal, le saut est petit et l'accrochage et la poursuite se font sur le signal réfléchi. La troisième probabilité /1 que le signal reçu soit brouillé par une interférence terrestre peut, par exemple, être définie par les relations suivantes : si (S/N O) mesuré > (S/NO)attendu c, alors P3 = 0 Si ) (S /N O. mesuré f X AbS(Ratt(tref, alors P4 = C4 AbS(Ratt(t,)- Robs (t, Abs(Ratt (ira, - Robs (trot', 0) 25 si Abs(Ratt(t, i) - sinon P4 = C4 X - Robs (tref, 0), - Robs (tref, /(f - e) dans lesquelles : Ratt(t, représente le résidu de la pseudo-distance attendue pour le satellite i à l'instant t, en km, Robs (t, représente la pseudo-distance mesurée pour le satellite i à l'instant t, en km, tref représente un instant de référence antérieur à l'instant t, e représente un coefficient de comparaison, adimensionnel, 5 et 10, valant par exemple 3, f représente un coefficient de comparaison, adimensionnel, et 20, valant par exemple 10, et C4 représente un quatrième coefficient compris entre 0.8 et 1, 10 adimensionnel, pouvant valoir 0.9 pour un réglage du premier seuil S1 de rejet des mesures à 0.1. Un résidu de pseudo-distance est la différence entre la pseudodistance mesurée et la pseudo-distance calculée d'après la position estimée 15 du récepteur et la position du satellite connue par ses éphémérides. La quatrième probabilité n traduit le fait que le signal reçu reste fort, donc pas détectable par la troisième probabilité P3, mais que ce n'est pas le bon. La quatrième probabilité n propose de se focaliser sur une 20 implémentation qui est une comparaison avec une localisation inertielle, technique utilisée dans le domaine civil, comme les boîtiers Ecotaxe pour donner un exemple précis. Il est possible de considérer que la position attendue Patt(t) à un instant t est donnée par la propagation des mesures inertielles d'une position de référence établie (par combinaison GNSS (par 25 exemple GPS) et Inertie) à un instant de référence tref antérieur à t, par exemple tref = t - 10s. A partir de cette position attendue Patt(t), et connaissant la position du satellite i par son éphéméride, il est possible de calculer la mesure de pseudo-distance attendue Ratt(t,i) pour ce satellite i à l'instant t, et la comparer avec la mesure observée ou mesurée Robs(t,i) pour 30 le satellite i à l'instant t. Cette comparaison ou différence est appelée l'innovation, plus précisément l'opposé, à savoir la valeur mesurée à laquelle on soustrait la valeur attendue.) Il est également possible faire cette même comparaison au moment tRef. Si l'innovation est faible et surtout si elle dérive lentement entre tRef et t, elle n'est pas suspecte, puisque les mesures GNSS 35 sont affectées d'erreurs de type bruit, et les propagations inertielles sont compris entre 1 compris entre 3 affectées d'erreurs de type dérive. Si par contre, soudainement, la différence devient grande et/ou la dérive devient forte, cela devient sûrement un problème. La cinquième probabilité n que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec des conditions de réception précédentes dudit signal, peut, par exemple, être définie par les relations suivantes : si V(t, h x V(t - t1, alors P5 = C5 sinon P5 = C5 X (V(t, i)/V(t - t1, 0 - g)/(h - g) dans lesquelles : t1 représente une durée, en s, V(t, 0 représente la variance des résidus des pseudos-distances desdits satellites entre l'instant t - Dt et t, Dt étant l'intervalle de calcul de la variance, par exemple 10 s et g représente un coefficient de de comparaison, adimensionnel, compris entre 1 et 10, valant par exemple 3, h représente un coefficient de de comparaison, adimensionnel, compris entre 3 et 20, valant par exemple 10, C5 représente un cinquième coefficient compris entre 0.8 et 1, adimensionnel, pouvant valoir 0.9 pour un réglage du premier seuil S1 de rejet des mesures à 0.1. La cinquième probabilité n considère la même métrique de base que la quatrième probabilité P4, à savoir l'innovation des mesures de pseudo- distances par rapport à une position attendue établie par GNSS et inertie. En revanche, dans la cinquième probabilité n, on s'intéresse à un comportement de plus long terme, avec, par exemple, la variance de l'innovation sur une minute. On appelle ainsi V(t, i) la variance sur l'innovation pour toutes les mesures faites entre t - 60 s et t, sachant par exemple qu'on considère une mesure par seconde (t1 peut valoir par exemple 60 s). La sixième probabilité n que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec une cartographie des environs est définie par les relations suivantes : Si AbS(P \- mesurée - Pattendue) 1, alors P6 = C6 sinon P6 = (Abs(-Pmesurée Pattendue) - k)/(l - k) dans lesquelles : Pmesurée représente la puissance mesurée du signal reçu, en W, 10 Pattendue représente la puissance attendue du signal reçu, en W, k représente un coefficient de puissance, en dBW, compris entre 0.5dBW et 3 dBW, valant par exemple 2 dBW, I représente un coefficient de puissance, en dBW, compris entre 0.5 dBW et 3 dBW, valant par exemple 2 dBW, 15 C6 représente un sixième coefficient compris entre 0.8 et 1, adimensionnel, pouvant valoir 0.9 pour un réglage du premier seuil S1 de rejet des mesuresà 0.1. Pour la sixième probabilité n, il est considéré de disposer d'une 20 cartographie 3D complète pour pouvoir estimer vraiment précisément la puissance attendue Pattendue du signal. Cette estimation dépend de l'angle d'élévation du satellite. On compare cette mesure (un peu comme dans la troisième probabilité FI) avec une mesure de puissance sur le signal P - mesurée. La différence avec la troisième probabilité /I est d'une part que l'on 25 considère plutôt la puissance que le rapport signal à bruit, et d'autre part que l'on considère également suspectes les erreurs positives : si on a une puissance attendue Pattendue plus faible que la puissance mesurée P m esurée, cela signifie qu'il y a une incohérence (dans la position, dans la cartographie, ou dans l'origine du signal), et donc un risque. 30 Pour exemple d'illustration, on considère un exemple à sept satellites visibles, numérotés de 1 à 7. Sur le satellite 1, il existe un très fort bruit par rapport au signal 5 attendu à l'instant courant, le reste étant normal : P3 = 0.9; Pi = Pz = P4 = P5 = = 0. On note Ki la valeur de la pondération K pour le satellite i. On a donc K1 = 0.1. Sur le satellite 2, il existe un multi-trajet avec ligne directe, le 10 signal réfléchi étant d'assez faible puissance, le reste étant normal : Pi = 0.5, = 0.1 (légère contribution du multi-trajet au bruit), n = 0.1 (la variance sur la minute courante où le multi-trajet est présent est plus forte que celle d'avant où on suppose que le multi-trajet était absent (cas d'une voiture en ville par exemple), P2 = PLI" = P6 = 0. On a alors K2 = 0.5 x 1 x 0.9 x 1 x 0.9 x 15 1 = 0.405. Le satellite 3 n'est pas un vrai satellite, mais un brouilleur : Pl = Pz = P3 = 0; P5 = 0 (on considère que le brouilleur est là depuis plus d'une minute); Pli = 0.8 (le brouilleur est bien vu par Pli) et n = 0.5 (l'émetteur du 20 brouilleur a fait en sorte que le rapport signal à bruit S/No soit bon (M ne le voit pas), mais la puissance elle-même est trop forte). K3 = 0.2 x 0.5 = 0.1. Le satellite 4 est affecté par une bulle ionosphérique, et la mesure courante est dégradée en termes de retard pur. PI: = Pi = P3 = P6 = 0. La 25 bulle étant courte dans le temps (disons 10 s), elle n'affecte que peu la variance moyennée sur toute la dernière minute (n = 0.3), mais elle est plus visible par comparaison à la mesure précédente (1),21 = 0.5). K4 = 0.5 x 0.7 = 0.35. 30 Les autres satellites ne sont pas perturbés. Le travail est réalisé en deux étapes : Si Ki Il est également proposé un système de détermination de la position d'un récepteur de système d'un système de navigation par satellites, adapté pour mettre en oeuvre le procédé tel que précédemment décrit. Les étapes du procédé décrit ci-dessus peuvent être effectuées par un ou plusieurs processeurs programmables d'exécution d'un programme informatique pour exécuter les fonctions de l'invention en opérant sur des données d'entrée et générant des de sortie. Un programme informatique peut être écrit dans n'importe quelle forme de langage de programmation, y compris compilé ou langages interprétés, et le programme d'ordinateur peut être déployé sous n'importe quelle forme, y compris en tant que programme autonome ou en tant que sous-programme, l'élément ou autre unité appropriée pour une utilisation dans un environnement de calcul. REVENDICATIONS1. Procédé de détermination de la position d'un récepteur de système de navigation par satellites dans lequel on utilise une pondération probabiliste des signaux reçus, ladite pondération utilisant un coefficient Ki, pour chaque satellite d'indice i, ledit coefficient Ki étant un produit de facteurs comprenant chacun une probabilité d'existence d'une perturbation. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel ledit coefficient Ki, pour chaque satellite d'indice i, est de la forme suivante: = (1 - PO x (1 - x (1 - x (1 - x (1 - n) x (1 - n) dans laquelle Pl: représente, pour le satellite d'indice i, une première probabilité que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante de signal non réfléchi et d'une composante de signal multi-trajet, PZ représente, pour le satellite d'indice i, une deuxième probabilité que le signal reçu comprenne uniquement une composante de signal multi-trajet, /1 représente, pour le satellite d'indice i, une troisième probabilité que le signal reçu soit brouillé par une interférence terrestre, P4 représente, pour le satellite d'indice i, une quatrième probabilité que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante d'un signal généré par un brouilleur au sol et d'une composante du signal nominal, il représente, pour le satellite d'indice i, une cinquième probabilité que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec des conditions de réception précédentes dudit signal, et P6 représente, pour le satellite d'indice i, une sixième probabilité que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec une cartographie des environs. 3. Procédé, selon la revendication 2, dans lequel, lorsqu'un coefficient Ki est inférieur à un premier seuil (Si), ladite détermination de la position du récepteur de système de navigation par satellites écarte les signaux reçus du satellite d'indice i.35 4. Procédé selon la revendication 2 ou 3, dans lequel ladite détermination de la position du récepteur de système de navigation par satellites utilise une pondération des mesures des signaux émis par lesdits satellites de valeur respective 11K.. 5. Procédé selon l'une des revendications 2 à 4, dans lequel la première probabilité PI , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante de signal non réfléchi et d'une composante de signal multi-trajet, utilise simultanément une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement étroit, une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement normal, et un écart entre les délais évalués par lesdites boucles. 6. Procédé selon l'une des revendications 2 à 5, dans lequel la deuxième probabilité PZ , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu comprenne uniquement une composante de signal multi-trajet, utilise simultanément une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement étroit, une boucle de poursuite de retard basée sur un discriminant tôt/tard d'écartement normal, et une variation temporelle d'un écart entre les délais évalués par lesdites boucles. 7. Procédé selon l'une des revendications 2 à 6, dans lequel la troisième probabilité /1 , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu soit brouillé par une interférence terrestre utilise un écart entre une mesure du rapport de la puissance du signal reçu sur la puissance du bruit sur le signal reçu et une estimation attendue du rapport de la puissance du signal reçu sur la puissance du bruit sur le signal reçu. 8. Procédé selon l'une des revendications 2 à 7, dans lequel la quatrième probabilité n , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu comprenne une combinaison d'une composante d'un signal généré par un brouilleur au sol et d'une composante du signal nominal utilise un écart entre une mesure de résidu de pseudo-distance et une estimation attendue de résidu de pseudo-distance. 9. Procédé selon l'une des revendications 2 à 8, dans lequel la cinquième probabilité n , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec des conditions de réception précédentes dudit signal utilise une variation de la variance des résidus des pseudos-distances desdits satellites. 10. Procédé selon l'une des revendications 2 à 9, dans lequel la sixième probabilité n , pour le satellite d'indice i, que le signal reçu ne soit pas en cohérence avec une cartographie des environs utilise un écart entre la puissance mesurée du signal reçu du satellite d'indice i et une estimation attendue de la puissance du signal reçu du satellite d'indice i. 11. Système de détermination de la position d'un récepteur 15 de système d'un système de navigation par satellites, adapté pour mettre en oeuvre le procédé selon l'une des revendications précédentes. 20