Brevet FR3084471A1 — publié le 20200131

DOMAINE TECHNIQUE La présente invention appartient au domaine de la localisation par satellite. Notamment, l'invention concerne un dispositif de localisation permettant de conserver des moyens de localisation d'un objet mobile sur lequel il est embarqué même lorsque ledit objet mobile présente une forte dynamique de rotation sur lui-même. ÉTAT DE LA TECHNIQUE Une perte de contrôle d'un lanceur destiné à lancer un engin spatial dans l'espace extra-atmosphérique peut être provoquée par un dysfonctionnement au niveau de la propulsion du lanceur. Lors d'un tel événement, il est précieux de récolter un maximum d'informations avant d'exécuter l'ordre d'autodestruction du lanceur. Il convient donc de conserver des moyens de localisation du lanceur aussi longtemps que possible, même lorsque ce dernier est en condition dégradée, et notamment lorsque le lanceur se met par exemple en rotation autour de l'un de ses axes transverses suite à un dysfonctionnement de la propulsion. Le lanceur peut être équipé d'un récepteur d'un système de positionnement par satellites (GNSS, de l'anglais « Global Navigation Satellite System ») pour déterminer la position et la vitesse de déplacement du lanceur. L'antenne d'un tel récepteur GNSS est généralement située dans une baie avionique à plusieurs mètres au-dessus du centre d'inertie du lanceur. Suite à un dysfonctionnement de la propulsion, le mouvement du lanceur peut provoquer une forte dynamique en rotation au niveau de l'antenne en raison du bras de levier existant entre le centre d'inertie du lanceur et l'antenne. Sous cette dynamique, une variation importante de l'effet Doppler subi par un signal émis par un satellite du système GNSS et reçu par l'antenne du récepteur peut être observée. Aussi, la visibilité du signal par l'antenne du récepteur peut être interrompue à chaque rotation. Dans de telles conditions, les signaux des satellites du système GNSS sont régulièrement perdus, et les récepteurs GNSS conventionnels ne permettent généralement plus de déterminer convenablement la position du lanceur. 2 Certains dispositifs de localisation mettent en oeuvre à la fois un récepteur GNSS et une centrale inertielle pour obtenir des informations de localisation du lanceur. Dans certains systèmes, pendant les périodes où le récepteur GNSS 5 n'est plus fonctionnel, la centrale inertielle peut permettre de déterminer, la position du lanceur à partir de la dernière position connue du lanceur et à partir des données mesurées par les capteurs de la centrale inertielle. Un tel système nécessite cependant une centrale inertielle de très haute performance car sinon l'intégration des erreurs de mesure des capteurs inertiels sur une trop 10 longue période temporelle (par exemple une dizaine de secondes) conduit à une erreur de localisation importante. Le temps nécessaire au récepteur GNSS pour faire une ré-acquisition d'un signal perdu est généralement nettement supérieur à la période de temps pendant laquelle la centrale inertielle est capable de fournir une localisation acceptable. 15 D'autres systèmes, qui reposent sur une intégration forte entre la centrale inertielle et le récepteur GNSS, cherchent à utiliser les données de la centrale inertielle pour optimiser des boucles de suivi en fréquence et en code du récepteur GNSS afin de compenser en temps réel les variations de l'effet Doppler. Dans le cas de variations importantes de l'effet Doppler, de tels 20 systèmes ne sont cependant fonctionnels que si une centrale inertielle de très haute performance est utilisée et si des algorithmes de traitement du signal particulièrement complexes sont mis en oeuvre dans les boucles de suivi du récepteur GNSS. Il n'existe donc pas à l'heure actuelle de solution à bas coût, à faible 25 poids, et facile à implémenter, susceptible de permettre de conserver des moyens de localisation d'un objet mobile soumis à une forte dynamique en rotation sur lui-même. EXPOSÉ DE L'INVENTION 30 La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des inconvénients de l'art antérieur, notamment ceux exposés ci-avant. A cet effet, et selon un premier aspect, il est proposé par la présente invention un dispositif de localisation destiné à être embarqué sur un objet 3 mobile susceptible de subir une dynamique de rotation sur lui-même. Le dispositif de localisation comporte : un récepteur d'un système de positionnement par satellites configuré pour fournir des données relatives à une position et une vitesse de 5 l'objet mobile, ledit récepteur comprenant un module d'acquisition configuré pour effectuer une recherche en fréquence et en code d'un signal émis par un satellite et reçu par une antenne dudit récepteur, - une centrale inertielle configurée pour fournir des données relatives à une accélération et une vitesse angulaire de l'objet mobile. 10 Le dispositif de localisation comporte un module de calcul, dit cc module hybride de navigation », configuré pour : - modéliser un mouvement de l'antenne du récepteur à partir : o des données provenant du récepteur, o des données provenant de la centrale inertielle, et 15 o de la distance entre l'antenne et un centre d'inertie de l'objet mobile, - modéliser un mouvement du satellite à partir de paramètres orbitaux dudit satellite, - estimer une valeur représentative de l'effet Doppler subi par le signal 20 émis par le satellite en fonction du mouvement modélisé de l'antenne et du mouvement modélisé du satellite, - communiquer ladite valeur représentative de l'effet Doppler au module d'acquisition, ledit module d'acquisition étant configuré pour effectuer la recherche en fréquence et en code du signal en fonction 25 de ladite valeur représentative de l'effet Doppler estimée. L'objet mobile peut par exemple être un lanceur, c'est-à-dire une fusée, destiné à lancer un engin spatial dans l'espace extra-atmosphérique. Dans certaines conditions, et notamment suite à un dysfonctionnement de la propulsion du lanceur, il peut en effet arriver que le lanceur se mette en rotation 30 sur lui-même selon un axe transverse au lanceur et passant par un centre d'inertie du lanceur. Lorsque l'objet mobile subit une dynamique de rotation sur lui-même, 4 l'antenne du récepteur subit, par effet de bras de levier, une vitesse tangentielle d'autant plus grande que la distance entre l'antenne et le centre d'inertie de l'objet est importante. L'effet Doppler subi par le signal du satellite et reçu par l'antenne est d'autant plus important que la vitesse relative entre le 5 satellite et l'antenne est importante. Le mouvement de rotation de l'objet mobile peut alors entraîner des interruptions de la visibilité du signal entre le satellite et l'antenne ainsi que des variations importantes de l'effet Doppler subi par le signal du satellite et reçu par l'antenne. Ceci peut avoir pour conséquence des pertes de signal par le récepteur qui peut alors ne plus être en mesure 10 d'estimer une position. En estimant d'une part le déplacement de l'antenne (notamment grâce à la vitesse angulaire mesurée par la centrale inertielle et la connaissance de la distance séparant l'antenne du récepteur) et d'autre part le déplacement du satellite, il est possible d'estimer une valeur représentative de l'effet Doppler subi par le signal émis par le satellite et reçu par l'antenne. Ceci 15 peut alors permettre de limiter le temps nécessaire au module d'acquisition du récepteur pour ré-acquérir le signal du satellite. Ceci a pour effet de réduire le temps pendant lequel le récepteur n'est pas en mesure d'estimer une position. Dans des modes particuliers de réalisation, l'invention peut comporter en outre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou 20 selon toutes les combinaisons techniquement possibles. Dans des modes particuliers de réalisation, la valeur représentative de l'effet Doppler estimée est un décalage fréquentiel entre le signal émis par le satellite et le signal reçu par l'antenne à un instant donné. De telles dispositions permettent au module d'acquisition de tenter 25 directement de détecter le signal émis par le satellite à une fréquence correspondant à la fréquence théorique d'émission du signal par le satellite à laquelle est appliqué le décalage fréquentiel estimé. Dans des modes particuliers de réalisation, la valeur représentative de l'effet Doppler estimée est une valeur maximale de la variation d'un décalage 30 fréquentiel entre le signal émis par le satellite et le signal reçu par l'antenne au cours du temps. De telles dispositions permettent au module d'acquisition de limiter la largeur de la bande fréquentielle dans laquelle il convient de rechercher le 5 signal émis par le satellite. Dans des modes particuliers de réalisation, la valeur représentative de l'effet Doppler est estimée en outre à partir de données brutes du récepteur permettant d'estimer une erreur et une dérive d'une horloge du récepteur. 5 Selon un deuxième aspect, la présente invention concerne un lanceur, destiné à lancer un engin spatial dans l'espace extra-atmosphérique, qui embarque un dispositif de localisation selon l'un quelconques des modes de réalisation précédents. Selon un troisième aspect, la présente invention concerne un procédé 10 d'estimation de la position d'un objet mobile susceptible de subir une dynamique de rotation sur lui-même, l'objet mobile embarquant un dispositif de localisation comportant : - un récepteur d'un système de positionnement par satellites configuré pour fournir des données relatives à une position et une vitesse de 15 l'objet mobile, ledit récepteur comprenant un module d'acquisition configuré pour effectuer une recherche en fréquence et en code d'un signal émis par un satellite et reçu par une antenne dudit récepteur, - une centrale inertielle configurée pour fournir des données relatives à une accélération et une vitesse angulaire de l'objet mobile, 20 Le procédé d'estimation de la position comporte : - une modélisation, par un module de calcul du dispositif de localisation, dit cc module hybride de navigation », d'un mouvement de l'antenne du récepteur à partir : o des données provenant du récepteur, 25 o des données provenant de la centrale inertielle, et o de la distance entre l'antenne et un centre d'inertie de l'objet mobile, - une modélisation, par le module hybride de navigation, d'un mouvement du satellite à partir de paramètres orbitaux dudit satellite, 30 - une estimation, par le module hybride de navigation, d'une valeur représentative de l'effet Doppler subi par le signal émis par le 6 satellite en fonction du mouvement modélisé de l'antenne et du mouvement modélisé du satellite, une communication, par le module hybride de navigation, de ladite valeur représentative de l'effet Doppler au module d'acquisition, 5 une recherche en fréquence et en code, par le module d'acquisition, du signal émis par le satellite, en fonction de la valeur représentative de l'effet Doppler estimée. PRÉSENTATION DES FIGURES 10 L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d'exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures 1 à 5 qui représentent : - Figure 1 : une représentation schématique d'un dispositif de localisation avec un « couplage relâché » entre un récepteur GNSS 15 et une centrale inertielle, - Figure 2: une représentation schématique d'un dispositif de localisation avec un « couplage serré » entre un récepteur GNSS et une centrale inertielle, Figure 3: une représentation schématique d'un dispositif de 20 localisation avec un « couplage ultra serré » entre un récepteur GNSS et une centrale inertielle, - Figure 4 : une représentation schématique d'un lanceur subissant un mouvement de rotation sur lui-même suite à un dysfonctionnement de propulsion, 25 - Figure 5: une représentation schématique d'un dispositif de localisation selon l'invention, Figure 6 : une représentation schématique des principales étapes d'un procédé d'estimation de la position d'un objet susceptible de subir une forte dynamique de rotation sur lui-même. 30 Dans ces figures, des références identiques d'une figure à une autre désignent des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas nécessairement à une même échelle, sauf mention contraire. 7 DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE MODES DE RÉALISATION Un système de positionnement par satellites (GNSS, de l'anglais « Global Navigation Satellite System ») permet de déterminer la position et la 5 vitesse de déplacement d'un objet. Un tel système s'articule autour de trois segments : un segment spatial, un segment de contrôle et un segment utilisateur. Le segment spatial comprend une constellation de satellites artificiels répartis sur plusieurs orbites. Les orbites des satellites sont choisies de sorte 10 qu'en tout point du globe terrestre, quatre satellites au moins sont visibles à un instant donné. A titre d'exemple, le système GPS (acronyme anglais de « Global Positioning System ») comprend 31 satellites répartis sur six orbites quasi-circulaires de 20 200 kilomètres d'altitude moyenne. La période de révolution 15 d'un satellite est de 11 heures 58 minutes et 2 secondes, ce qui correspond à deux révolutions complètes par jour à la vitesse de 14 000 km/h environ. Chaque orbite est inclinée à environ 55 degrés par rapport au plan équatorial et comporte 5 ou 6 satellites. D'autres systèmes GNSS existent, comme par exemple le système 20 GLONASS (acronyme anglais de « Global Navigation Satellite System »), ou le système GAULE() qui est actuellement en cours de déploiement. Chaque système a des caractéristiques propres en termes de nombre de satellites, d'altitude des satellites, de nombre de plans orbitaux, d'inclinaison ou de période orbitale, etc. 25 Le segment de contrôle comprend généralement plusieurs stations terrestres dont le rôle est de surveiller et corriger certains paramètres des satellites. Le segment utilisateur comprend l'ensemble des récepteurs susceptibles de décoder les signaux transmis par les satellites pour calculer 30 des données de position, de vitesse ou de temps. Il est ainsi possible de déterminer, à l'aide d'un système GNSS, la position ou la vitesse d'un objet qui embarque un récepteur GNSS. Une position déterminée par un récepteur GNSS comprend 8 généralement des coordonnées géographiques de longitude, latitude et altitude par rapport au niveau de la mer, dans un référentiel terrestre. La position est déterminée par une méthode de trilatération. A cette fin, le récepteur calcule, à partir des signaux qu'il reçoit en provenance des satellites, les distances qui le 5 séparent des satellites. Comme les satellites émettent aussi régulièrement des informations sur leur position, le récepteur est capable de déterminer sa propre position à partir de la connaissance d'une part des distances qui séparent le récepteur des satellites et d'autre part de la position des satellites. La détermination de la position du récepteur est basée sur l'intersection d'au 10 moins trois sphères dans l'espace, chaque sphère étant définie par son centre correspondant à la position d'un satellite, et par son rayon correspondant à la distance calculée entre le récepteur et le satellite. En général, quatre satellites sont nécessaires pour déterminer avec précision la position en trois dimensions d'un récepteur. 15 Chaque satellite émet une onde électromagnétique sur une ou plusieurs fréquences porteuses différentes. Par exemple pour le système GPS, chaque satellite émet simultanément sur deux fréquences porteuses : l'une à 1575,42 MHz nommée L1, et l'autre à 1227,60 MHz nommée L2. Ces porteuses sinusoïdales sont modulées par un code selon le principe CDMA 20 (acronyme anglais de « Code Division Multiple Access »). Il s'agit d'un code binaire pseudo-aléatoire (code PRN pour « Pseudo Random Noise » en anglais) qui est unique pour chaque satellite de la constellation du système GNSS considéré. Pour le GPS, il existe en fait deux codes de modulation : un code C/A (acronyme anglais de « Coarse Acquisition ») présentant un débit de 25 1,023 Mbits/s (il s'agit d'un code de 1023 impulsions binaires, ou « chips » dans la littérature anglo-saxonne, avec une période de 1 ms) et permettant une détermination « grossière » du temps d'arrivée du signal, et un code P (pour le terme anglais « Precise ») présentant un débit dix fois plus grand (10,23 Mbits/s) et donc une détermination plus précise du temps d'arrivée d'un signal, 30 mais qui est n'est pas accessible pour des utilisations civiles. Ces codes sont eux-mêmes modulés par un message de navigation émis par le satellite. Pour être capable de décoder un message émis par un satellite, et pour pouvoir calculer la distance le séparant dudit satellite, un récepteur GNSS 9 doit faire une recherche à la fois en fréquence et en code. La recherche en code est nécessaire pour pouvoir démoduler le signal reçu du satellite. A cette fin, le récepteur GNSS génère via un oscillateur local une réplique du code de chaque satellite et réalise des corrélations de cette 5 réplique avec le signal reçu en décalant successivement la réplique du code d'une impulsion jusqu'à faire correspondre le train d'impulsions du signal reçu avec le train d'impulsions du code répliqué. Lorsque la corrélation présente un niveau d'énergie supérieur à un seuil prédéterminé, cela signifie que le train d'impulsions du signal reçu est synchronisé avec le train d'impulsions du signal 10 répliqué au niveau du récepteur, et il est alors possible d'une part de décoder un message de navigation émis par le satellite, et d'autre part de déterminer les instants d'émission et de réception du signal par rapport à l'horloge locale du satellite qui est synchronisée avec celle du système. Cela permet alors de déterminer le temps mis par le signal pour parcourir le trajet entre le satellite et 15 le récepteur, et d'en déduire la distance qui sépare le satellite du récepteur. La recherche en fréquence est nécessaire car les satellites se déplacent à une vitesse importante par rapport au récepteur, ce qui entraîne par effet Doppler un décalage important entre la fréquence à laquelle un signal est émis par un satellite et la fréquence à laquelle ce signal est reçu par le 20 récepteur. Il est connu que l'effet Doppler se traduit mathématiquement par la formule : x fent où : fem est la fréquence à laquelle le signal est émis par le satellite, 25 - f', est la fréquence à laquelle le récepteur reçoit le signal, c est la vitesse de la lumière (environ 300 000 km/s), vrec est la vitesse de déplacement du récepteur selon la direction de propagation du signal, 1,9m est la vitesse de déplacement du satellite selon la direction de 30 propagation du signal. 10 Ainsi, même si la vitesse de déplacement du récepteur est négligeable, la vitesse élevée de déplacement du satellite projetée sur la direction de propagation du signal peut entraîner un décalage fréquentiel important, par exemple de l'ordre de 5 kHz pour une vitesse von, de l'ordre de 1 5 km/s et pour une fréquence d'émission fem de 1575,42 MHz. Si le récepteur ne connaît pas a priori le décalage fréquentiel dû à l'effet Doppler à appliquer pour recevoir un signal émis par un satellite, il doit rechercher sur une bande fréquentielle large englobant toutes les fréquences envisageables auxquelles le récepteur pourrait recevoir ledit signal. Par 10 exemple, pour détecter en fréquence et en code un signal émis par un satellite, la fréquence de l'oscillateur local du récepteur utilisé pour générer une réplique du signal du satellite est tout d'abord initialisée à la fréquence théorique d'émission par le satellite, puis elle est ensuite modifiée régulièrement par un pas fréquentiel d'une valeur prédéterminée, par exemple 200 Hz, de part et 15 d'autre de la fréquence initiale, jusqu'à ce qu'une corrélation entre le signal reçu et le signal répliqué présente un niveau d'énergie supérieur à un certain seuil, autrement dit jusqu'à ce que le signal soit détecté en code et en fréquence. Cette étape de recherche en fréquence et en code d'un signal émis 20 par un satellite peut être particulièrement coûteuse en temps et en ressources de calcul, notamment si le récepteur n'a aucune information sur le décalage fréquentiel dû à l'effet Doppler qu'il doit appliquer pour recevoir ledit signal. En effet, si par exemple la recherche est faite par pas fréquentiel de 200 Hz dans une bande de fréquence s'étendant de 10 kHz de part et d'autre de la 25 fréquence théorique d'émission, avec un code d'une longueur de 1023 impulsions, alors il y 102 300 combinaisons possibles pour un corrélateur du récepteur. Plus le pas fréquentiel utilisé est petit, et plus l'énergie d'un pic de corrélation est grande (et donc la détection du signal est optimisée), mais plus 30 cela augmente le nombre de possibilités à considérer et donc le temps d'acquisition du signal. Un message de navigation reçu d'un satellite contient des données « almanach » et des données « éphémérides ». 11 Les données almanach fournissent toutes les informations nécessaires pour permettre à l'utilisateur de calculer l'emplacement approximatif de chaque satellite dans la constellation à un instant donné. Les données d'almanach ne sont généralement pas suffisantes pour déterminer avec précision la position 5 du récepteur, mais elles peuvent être utilisées pour déterminer quels satellites sont visibles à un endroit donné afin que le récepteur puisse rechercher ces satellites en priorité lorsqu'il est activé. Les données almanach peuvent être stockées dans une mémoire du récepteur où elles restent valables pendant plusieurs mois. 10 Les données éphémérides sont semblables aux données d'almanach mais elles permettent une détermination beaucoup plus précise de la position du satellite nécessaire pour estimer in fine la position du récepteur. Contrairement aux données d'almanach, les données éphémérides d'un satellite ne sont diffusées que par ce satellite. Elles sont actualisées 15 périodiquement (par exemple toutes les 4 à 6 heures pour le système GPS) afin de tenir compte des changements affectant l'orbite du satellite. Les données éphémérides peuvent également être stockées dans une mémoire du récepteur pour être utilisées quand nécessaire. Les informations contenues dans un message de navigation 20 contiennent également de nombreux paramètres de correction pour limiter les différentes sources d'erreur du système comme par exemple la dérive des horloges des satellites, l'impact des différentes couches de l'atmosphère (ionosphère, troposphère) sur la propagation du signal, les erreurs orbitales, etc. 25 Lorsqu'un récepteur GNSS n'a aucune donnée de navigation en mémoire (pas d'almanach, pas de données sur les orbites des satellites, pas de position initiale), il doit procéder à un cc démarrage à froid ». C'est par exemple le cas lors de la première mise en service du récepteur, ou après une longue période pendant lequel le récepteur n'a pas été mis en service. Le 30 récepteur choisit alors arbitrairement un ensemble de satellites et cherche à détecter en fréquence et en code un signal pour chacun de ces satellites. Si aucun des satellites n'est acquis après une période prédéterminée, le récepteur choisit un nouvel ensemble de recherche de satellites et il répète le 12 processus jusqu'à ce qu'au moins un signal soit détecté. Lorsque c'est le cas, le récepteur rassemble les données de l'almanach transmises dans un ou plusieurs messages de navigation transporté par le signal. Ces données peuvent lui permettre d'éliminer du processus de recherche certains satellites 5 qui sont au-dessous de l'horizon afin d'accélérer la détection des satellites additionnels nécessaires au calcul d'une position du récepteur. Dès que les signaux de quatre satellites sont détectés, le récepteur peut calculer une première position. Un démarrage à froid peut durer jusqu'à deux minutes dans les cas les plus défavorables. 10 Si au contraire, lors de sa mise en service le récepteur GNSS possède des informations sur sa position approximative et/ou sur les positions des satellites (par exemple s'il a en mémoire un almanach, des éphémérides et la dernière position calculée sauvegardés lors de sa dernière mise en service), alors le récepteur peut procéder à un « démarrage à chaud ». A partir des 15 paramètres orbitaux des différents satellites, le récepteur GNSS peut estimer les positions approximatives des satellites qui sont au-dessus de l'horizon, ainsi que les vitesses auxquelles ils se déplacent selon une direction de propagation du signal du satellite vers le récepteur. Le récepteur peut alors estimer pour chaque satellite un décalage fréquentiel dû à l'effet Doppler qu'il 20 convient d'appliquer pour détecter un signal dudit satellite. La fréquence de l'oscillateur local du récepteur utilisé pour générer une réplique du signal du satellite peut alors être initialisée à la fréquence estimée à laquelle le récepteur s'attend à recevoir le signal du satellite, plutôt qu'à la fréquence d'émission théorique du satellite. La recherche en fréquence et en code du signal est alors 25 grandement accélérée si l'estimation de l'effet Doppler est correcte. Une fois que le signal d'un satellite est détecté, des boucles de suivi en code et en fréquence (« code tracking loop » et « carrier tracking loop » dans la littérature anglo-saxonne) sont mises en oeuvre pour affiner puis maintenir la synchronisation entre la réplique du signal généré par le récepteur 30 et le signal émis par le satellite aussi précisément que possible. En effet, les vitesses relatives entre le satellite et le récepteur varient au cours du temps, ce qui provoque une variation au cours du temps du décalage fréquentiel dû à l'effet Doppler. Il faut donc corriger continuellement la fréquence de l'oscillateur 13 local du récepteur pour qu'elle soit ajustée aussi précisément que possible sur la fréquence à laquelle le signal émis par le satellite est réellement reçu par le récepteur à un instant donné. De manière conventionnelle, la boucle de suivi en fréquence utilise une boucle à verrouillage de phase (PLL, acronyme 5 anglais de « Phase-Locked Loop ») et/ou une boucle à verrouillage de fréquence (FLL, acronyme anglais de « Frequency-Locked Loop »). Les variations au cours du temps du décalage fréquentiel dû à l'effet Doppler observées par les boucles de suivi peuvent également permettre de déterminer la vitesse de déplacement de l'objet mobile qui embarque le 10 récepteur GNSS. Quand un signal d'un satellite donné est momentanément perdu par les boucles de suivi, par exemple à cause d'interférences, ou bien suite à la perte de visibilité du satellite (obstacle empêchant une propagation correcte du signal entre le satellite et le récepteur), le récepteur tente une ré-acquisition du 15 signal par une nouvelle recherche en fréquence et en code. Le récepteur peut alors utiliser les dernières informations connues afin de déterminer l'effet Doppler subi par le signal et estimer la fréquence centrale et la gamme de fréquences auxquelles la recherche doit se faire. En cas d'échec, la largeur de la plage de recherche est élargie. 20 Pour améliorer la précision de localisation, ou pour compenser les périodes plus ou moins longues pendant lesquelles les signaux des satellites ne sont plus détectés par un récepteur GNSS, une solution possible consiste à utiliser une centrale inertielle (INS pour « Inertial Navigation System », ou IMU pour « Inertial Measurement Unit » en anglais). 25 Une centrale inertielle est capable d'intégrer les mouvements d'un mobile (accélération et vitesse angulaire) pour estimer son orientation, sa vitesse et sa position relativement à une position de départ connue. Typiquement, une centrale inertielle comporte trois accéléromètres et trois gyroscopes. Les gyroscopes permettent de mesurer les trois composantes 30 d'une vitesse angulaire tandis que les accéléromètres permettent de mesurer les trois composantes d'une accélération. Par une intégration des mesures en fonction du temps en partant d'une position et une vitesse initiales connues, il est possible de déterminer l'orientation, la vitesse et la position d'un objet 14 mobile qui embarque une centrale inertielle. Une centrale inertielle présente pour avantage principal d'être un système autonome qui n'utilise aucune information provenant de sources externes. Une centrale inertielle peut notamment être utilisée en complément 5 d'un récepteur GNSS pour déterminer la position d'un objet à partir de la dernière position de cet objet déterminée par le récepteur GNSS avant que ce dernier ne perde la visibilité des signaux des satellites du système GNSS. Toutefois, une centrale inertielle souffre des erreurs de ses capteurs (gyroscopes, accéléromètres) qui affectent les mesures des rotations et des 10 accélérations et qui engendrent des dérives au cours du temps des estimations de l'attitude, de la vitesse et de la position de l'objet. Différentes solutions sont envisageables pour combiner les informations obtenues par un récepteur GNSS et par une centrale inertielle embarqués dans un objet mobile pour déterminer la position et/ou la vitesse de 15 cet objet. Ces différentes solutions présentent un couplage plus ou moins fort entre le récepteur GNSS et la centrale inertielle. La figure 1 représente schématiquement un dispositif 100 de localisation comportant un récepteur 110 GNSS et une centrale inertielle 120. Le récepteur 110 GNSS comporte, de manière conventionnelle, des moyens 20 de traitement du signal comme par exemple des oscillateurs locaux, des amplificateurs, des filtres analogiques et/ou numériques, des convertisseurs analogique/numérique, un ou plusieurs micro-processeurs, etc., pour réaliser les opérations de détection et de synchronisation en fréquence et en code des signaux émis par les satellites d'un système GNSS, pour démoduler ces 25 signaux, décoder des messages de navigation qu'ils transportent, calculer les distances qui séparent le récepteur 110 des satellites, etc. Notamment, le récepteur 110 comporte un module d'acquisition 111 dédié à la recherche initiale en fréquence et en code d'un signal d'un satellite. Le récepteur 110 comporte également un module de suivi 112 dédié au maintien de la 30 synchronisation d'un signal détecté par le module d'acquisition 111. Comme cela a été expliqué précédemment, le module de suivi 112 comporte des boucles de suivi en fréquence et en code. Le module de suivi 112 comporte notamment une boucle PLL pour ajuster la fréquence d'un oscillateur local du 15 récepteur 110 afin de maintenir le plus précisément possible au cours du temps la synchronisation entre un signal répliqué généré par le récepteur 110 et le signal du satellite reçu par le récepteur 110. Le récepteur 110 comporte également un filtre estimatif 113, utilisant par exemple un algorithme des 5 moindres carrés, qui permet d'estimer les distances séparant le récepteur 110 des satellites en limitant les erreurs dues à un bruit dans les mesures. Le récepteur 110 fournit alors en sortie les informations sur la position et sur la vitesse qu'il a estimées. La centrale inertielle 120 comporte un module de mesure 121 adapté 10 pour fournir des accélérations linéaires et des vitesses angulaires mesurées respectivement par des accéléromètres et des gyroscopes de la centrale inertielle 120, ainsi qu'un module d'estimation 122 adapté pour fournir des informations de position et de vitesse estimées à partir des accélérations et des vitesses angulaires mesurées. 15 Les informations fournies par la centrale inertielle 120 sont alors combinées aux informations fournies par le récepteur 110 GNSS dans un estimateur 130, comprenant conventionnellement un filtre de Kalman, pour fournir des données finales de navigation concernant la position et la vitesse d'un objet embarquant un dispositif 100 de localisation. 20 Un dispositif 100 tel que représenté à la figure 1, est dit à « couplage relâché » (c REVENDICATIONS1. Dispositif (400) de localisation, destiné à être embarqué sur un objet mobile susceptible de subir une dynamique de rotation sur lui-même, comportant : - un récepteur (410) d'un système de positionnement par satellites configuré pour fournir des données relatives à une position et une vitesse de l'objet mobile, ledit récepteur (410) comprenant un module d'acquisition (411) configuré pour effectuer une recherche en fréquence et en code d'un signal émis par un satellite et reçu par une antenne (54) dudit récepteur (410), - une centrale inertielle (420) configurée pour fournir des données relatives à une accélération et une vitesse angulaire de l'objet mobile, caractérisé en ce que le dispositif (400) de localisation comporte un module de calcul, dit « module hybride (430) de navigation », configuré pour : - modéliser un mouvement de l'antenne (54) du récepteur (410) à partir : o des données provenant du récepteur (410), o des données provenant de la centrale inertielle (420), et o de la distance entre l'antenne (54) et un centre d'inertie (53) de l'objet mobile, - modéliser un mouvement du satellite à partir de paramètres orbitaux dudit satellite, - estimer une valeur représentative de l'effet Doppler subi par le signal émis par le satellite en fonction du mouvement modélisé de l'antenne (54) et du mouvement modélisé du satellite, - communiquer ladite valeur représentative de l'effet Doppler au module d'acquisition (411), ledit module d'acquisition (411) étant configuré pour effectuer la recherche en fréquence et en code du signal en fonction de ladite valeur représentative de l'effet Doppler estimée. 29 2. Dispositif (400) de localisation selon la revendication 1 dans lequel la valeur représentative de l'effet Doppler estimée est un décalage fréquentiel entre le signal émis par le satellite et le signal reçu par l'antenne (54) à un instant 5 donné. 3. Dispositif (400) de localisation selon la revendication 1 dans lequel la valeur représentative de l'effet Doppler estimée est une valeur maximale de la variation d'un décalage fréquentiel entre le signal émis par le satellite et le 10 signal reçu par l'antenne (54) au cours du temps. 4. Dispositif (400) de localisation selon l'une des revendications 1 à 3 dans lequel la valeur représentative de l'effet Doppler est estimée en outre à partir de données brutes du récepteur (410) permettant d'estimer une erreur 15 et une dérive d'une horloge du récepteur (410). 5. Lanceur (50) destiné à lancer un engin spatial dans l'espace extra-atmosphérique, caractérisé en ce qu'il embarque un dispositif (400) de localisation selon l'une des revendications 1 à 4. 20 6. Procédé (60) d'estimation de la position d'un objet mobile susceptible de subir une dynamique de rotation sur lui-même, l'objet mobile embarquant un dispositif (400) de localisation comportant : un récepteur (410) d'un système de positionnement par satellites 25 configuré pour fournir des données relatives à une position et une vitesse de l'objet mobile, ledit récepteur (410) comprenant un module d'acquisition (411) configuré pour effectuer une recherche en fréquence et en code d'un signal émis par un satellite et reçu par une antenne (54) dudit récepteur (410), 30 une centrale inertielle (420) configurée pour fournir des données relatives à une accélération et une vitesse angulaire de l'objet mobile, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte : 30 - une modélisation (61), par un module de calcul du dispositif (400) de localisation, dit « module hybride (430) de navigation », d'un mouvement de l'antenne (54) du récepteur (410) à partir : o des données provenant du récepteur (410), 5 o des données provenant de la centrale inertielle (420), et o de la distance entre l'antenne (54) et un centre d'inertie (53) de l'objet mobile, - une modélisation (62), par le module hybride (430) de navigation, d'un mouvement du satellite à partir de paramètres orbitaux dudit 10 satellite, - une estimation (63), par le module hybride (430) de navigation, d'une valeur représentative de l'effet Doppler subi par le signal émis par le satellite en fonction du mouvement modélisé de l'antenne (54) et du mouvement modélisé du satellite, 15 - une communication (64), par le module hybride de navigation, de ladite valeur représentative de l'effet Doppler au module d'acquisition (411), - une recherche (65) en fréquence et en code, par le module d'acquisition (411), du signal émis par le satellite, en fonction de la 20 valeur représentative de l'effet Doppler estimée.