Brevet FR3087569A1 — publié le 20200424

DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un procédé et un système de guidage d'un aéronef lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage. ÉTAT DE LA TECHNIQUE La détermination de la position d'un dispositif récepteur, tel qu'un aéronef, à partir de signaux émis par un système de géo-positionnement par satellites est basée sur des mesures de temps de propagation entre au moins quatre satellites du système de géo-positionnement et le récepteur. Les mesures de propagation peuvent être entachées de différents types d'erreurs issues, par exemple, de retards de propagation des signaux dépendant de la fréquence portant les signaux. L'utilisation de ces mesures entachées d'erreurs aboutit à des erreurs dans la détermination de la position du récepteur. Un des principaux contributeurs des erreurs pour déterminer la position du récepteur peut être le retard de propagation des signaux lors de la traversée desdits signaux dans la ionosphère. Il existe différentes méthodes aptes à corriger les retards de propagation des signaux. Une des méthodes est adaptée aux récepteurs configurés pour recevoir des signaux portés par une fréquence mise à disposition de tous les récepteurs. Cette méthode utilise le modèle de Klobuchar qui modélise l'ionosphère. Elle permet de réduire les retards de propagation de l'ordre de 50%. Une autre méthode est adaptée aux récepteurs configurés pour recevoir des signaux portés par deux fréquences. Cette méthode utilise des corrections ionosphériques bi-fréquence qui suppriment presque complètement les retards de propagation, ce qui fournit une amélioration de la détermination de la position du récepteur. 1 2 Toutefois, l'utilisation des corrections ionosphériques bi-fréquence nécessite des algorithmes et des mises en oeuvre complexes pour assurer une intégrité des informations de navigation de l'aéronef afin de guider l'aéronef, lorsque le récepteur est un aéronef. En effet, cette utilisation 5 nécessite, par exemple, l'installation de systèmes de renforcement satellitaire SBAS (« Satellite-Based Augmentation Systems » en anglais) ou l'installation de dispositifs améliorés autonomes de surveillance d'intégrité du récepteur ARAIM (« Advanced Receiver Autonomous Integrity Monitoring » en anglais). De plus, ces algorithmes et ces mises en oeuvre ne sont pas tous disponibles 10 ou utilisables actuellement. EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention a pour objet de pallier ces inconvénients en proposant un procédé et un système de guidage d'un aéronef lors d'une 15 procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage à l'aide d'un système de géo-positionnement par satellites. À cet effet, l'invention concerne un procédé de guidage d'un aéronef lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage, à l'aide d'un système de géo-positionnement par satellites 20 comportant un ensemble de satellites. Selon l'invention, le procédé de guidage comprend les étapes suivantes mises en oeuvre de manière itérative : - une étape de réception, mise en oeuvre par un module de réception, consistant à recevoir au moins un premier signal porté par une première 25 fréquence et émis par au moins cinq satellites du système de géo- positionnement et au moins un deuxième signal porté par une deuxième fréquence et émis par chacun des au moins cinq satellites, le premier signal comprenant au moins une information représentative d'une première pseudodistance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, le deuxième signal 3 comprenant au moins une information représentative d'une deuxième pseudodistance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, - une première étape de détermination, mise en oeuvre par un premier module de détermination, consistant à déterminer une première correction 5 ionosphérique pour chacun des au moins cinq satellites à partir de la première pseudo-distance et de la deuxième pseudo-distance mesurées par chacun des au moins cinq satellites, - une deuxième étape de détermination, mise en oeuvre par un deuxième module de détermination, consistant à déterminer une pseudo-distance 10 utilisable pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins la première pseudo-distance mesurée et la première correction ionosphérique, - une troisième étape de détermination, mise en oeuvre par un troisième module de détermination, consistant à déterminer une erreur résiduelle ionosphérique utilisable pour chacun des au moins cinq satellites, l'erreur 15 résiduelle ionosphérique utilisable étant égale à la somme d'une première erreur résiduelle ionosphérique et de la valeur absolue de la différence entre une correction ionosphérique provenant d'un modèle atmosphérique et de la première correction ionosphérique, - une quatrième étape de détermination, mise en oeuvre par un 20 quatrième module de détermination, consistant à déterminer un écart-type utilisable pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable, - une étape de guidage de l'aéronef, mise en oeuvre par un module de guidage, consistant à guider l'aéronef à partir de la pseudo-distance utilisable 25 de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable de chacun des au moins cinq satellites. Ainsi, grâce à l'invention, le procédé de guidage permet de s'assurer de l'intégrité d'une correction ionosphérique bi-fréquence déterminée à partir des pseudo-distances mesurées par les satellites d'un système de géo- positionnement, ainsi que d'une erreur résiduelle utilisées pour déterminer 4 une position de l'aéronef pour, par exemple, un guidage vertical pour des approches de non-précision n'importe quand et n'importe où. Selon une particularité, l'étape de guidage de l'aéronef comprend les sous-étapes suivantes : 5 - une première sous-étape de détermination, mise en oeuvre par un premier sous-module de détermination, consistant à déterminer des informations de navigation de l'aéronef à partir de la pseudo-distance utilisable de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable de chacun des au moins cinq satellites, -1 - une deuxième sous-étape de détermination, mise en oeuvre par un deuxième sous-module de détermination, consistant à déterminer une déviation de trajectoire à partir d'un segment d'approche et des informations de navigation, - une sous-étape de guidage, mise en oeuvre par un sous-module de 15 guidage, consistant à guider l'aéronef à partir de la déviation de trajectoire et de lois de guidage et de contrôle. En outre, dans la première étape de détermination, la première correction ionosphérique exprimée en mètre est déterminée à partir de l'expression suivante : lonoCorrectionni, = RAW _PRLs - YL1LSRAW_PRL1 1 - Ans 20 dans laquelle : RAW_PRLi correspond à la première pseudo-distance mesurée exprimée en mètre, RAW _PRL5 correspond à la deuxième pseudo-distance mesurée exprimée en mètre, 25 nus correspond à une constante prédéterminée. De plus, le premier signal comprend en outre une information représentative d'une correction d'horloge et, dans la deuxième étape de 5 détermination, la pseudo-distance utilisable exprimée en mètre est déterminée à partir de l'expression suivante : PR = Smoothed(RAW _PRIA) TropoCorrection + ClockCorrection + lonoCorrectionnL5 dans laquelle : Smoothed(RAW _PRLi) correspond à la première pseudo-distance lissée par le 5 deuxième module de détermination exprimée en mètre, TropoCorrection correspond à une correction troposphérique exprimée en mètre déterminée par le deuxième module de détermination, ClockCorrection correspond à la correction d'horloge exprimée en mètre, I onoCorrectionLns correspond à la première correction ionosphérique 10 exprimée en mètre. Par ailleurs, le premier signal comprend en outre une information représentative d'un angle de site du satellite émettant ledit premier signal, et, dans la troisième étape de détermination, la première erreur résiduelle ionosphérique exprimée en mètre est déterminée à partir de l'expression 15 suivante : 40 lonoResidualims + 0,018 261 -H EL2 dans laquelle : EL correspond à l'angle de site du satellite exprimé en degré. En outre, le premier signal comprend une information représentative d'une erreur résiduelle de positionnement du satellite émettant ledit premier 20 signal, et, dans la quatrième étape de détermination, l'écart-type utilisable exprimé en mètre est déterminée à partir de l'expression suivante : o- = \IURA2 + TropoResidual2 + IonoResidual2 + AirBorneReceiverResidual2 dans laquelle : URA correspond à l'erreur résiduelle de positionnement exprimée en mètre, TropoResidual correspond à une erreur résiduelle troposphérique exprimée 25 en mètre déterminée par le quatrième module de détermination, 6 lonoResidual correspond à l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable exprimée en mètre déterminée dans la troisième étape de détermination, AirBorneReceiverResidual correspond à une erreur résiduelle de bruit thermique exprimée en mètre. 5 Selon une autre particularité, qu'il comprend en outre une étape de surveillance, mise en oeuvre par un module de surveillance, consistant à surveiller l'intégrité des informations de navigation. Avantageusement, la première fréquence portant le premier signal présente une valeur comprise entre 1500 MHz et 1600 MHz, et la deuxième 10 fréquence portant le deuxième signal présente une valeur comprise entre 1170 MHz et 1180 MHz. L'invention concerne également un système de guidage d'un aéronef lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage, à l'aide d'un système de géo-positionnement par satellites 15 comportant un ensemble de satellites, Selon l'invention, le système de guidage comprend les modules suivants : - un module de réception configuré pour recevoir au moins un premier signal porté par une première fréquence et émis par au moins cinq satellites 20 du système de géo-positionnement et au moins un deuxième signal porté par une deuxième fréquence et émis par chacun des au moins cinq satellites, le premier signal comprenant au moins une information représentative d'une première pseudo-distance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, le deuxième signal comprenant au moins une information représentative d'une 25 deuxième pseudo-distance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, - un premier module de détermination configuré pour déterminer une première correction ionosphérique pour chacun des au moins cinq satellites à partir de la première pseudo-distance et de la deuxième pseudo-distance mesurées par chacun des au moins cinq satellites, 7 - un deuxième module de détermination configuré pour déterminer une pseudo-distance utilisable pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins la première pseudo-distance mesurée et la première correction ionosphérique, 5 - un troisième module de détermination configuré pour déterminer une erreur résiduelle ionosphérique utilisable pour chacun des au moins cinq satellites, l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable étant égale à la somme d'une première erreur résiduelle ionosphérique et de la valeur absolue de la différence entre une correction ionosphérique provenant d'un modèle 10 atmosphérique et de la première correction ionosphérique, - un quatrième module de détermination configuré pour déterminer un écart-type utilisable pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable, - un module de guidage configuré pour guider l'aéronef à partir de la 15 pseudo-distance utilisable de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart- type utilisable de chacun des au moins cinq satellites. Selon une particularité, le système de guidage comprend en outre un module de surveillance configuré pour surveiller l'intégrité des informations de navigation. 20 L'invention concerne également un aéronef, qui comporte un système de guidage, tel que spécifié ci-dessus. BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES L'invention, avec ses caractéristiques et avantages, ressortira plus 25 clairement à la lecture de la description faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente schématiquement le système de guidage, 8 la figure 2 représente une vue de dessus d'un aéronef embarquant le système de guidage lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage, la figure 3 représente une vue synoptique du procédé de guidage. 5 DESCRIPTION DÉTAILLÉE Le système de guidage 1 d'un aéronef AC, en particulier d'un avion de transport, lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage T est représenté sur la figure 1. Le système de 10 guidage 1, embarqué sur l'aéronef AC, est mis en oeuvre à l'aide d'un système de géo-positionnement S par satellites St comportant un ensemble de satellites St (figure 2), tel qu'un système GPS (« Global Positioning System » en anglais). Le système de guidage 1 permet une navigation de l'aéronef AC pour des manoeuvres d'approche à des altitudes pouvant 15 descendre jusqu'à 250 pieds (76 mètres environ). Le système de guidage 1 comprend un module de réception REC (REC pour « receiving module » en anglais) 2 configuré pour recevoir au moins un signal L1 porté par une première fréquence et émis par chacun des au moins cinq satellites St du système de géo-positionnement S et au moins 20 un signal L5 porté par une deuxième fréquence et émis par chacun des au moins cinq satellites St. De préférence, la première fréquence présente une valeur comprise entre 1500 MHz et 1600 MHz. La deuxième fréquence présente une valeur comprise entre 1170 MHz et 1180 MHz. 25 Avantageusement, la première fréquence présente une valeur sensiblement égale à 1575,42 MHz et la deuxième fréquence présente une valeur sensiblement égale à 1176,45 MHz. Le signal L1 comprend au moins une information représentative d'une pseudo-distance (« pseudo-range » en anglais) RAW_PRL1 mesurée (en 9 mètre) par chacun des au moins cinq satellites. Le signal L5 comprend au moins une information représentative d'une pseudo-distance RAW _PRL5 mesurée (en mètre) par chacun des au moins cinq satellites. Une mesure de pseudo-distance correspond à une mesure indirecte 5 de distance entre un satellite St émetteur du système de géo-positionnement S et le système de guidage 1 (comprenant le module de réception 2) par comparaison de l'instant de réception d'un signal reçu par le système de guidage 1 et l'instant d'émission du signal par le satellite St émetteur sans tenir compte de la synchronisation des horloges du système de guidage 1 et 1 du satellite St émetteur. Le système de guidage 1 comprend également un module de détermination DET1 (DET pour « determining module » en anglais) 3 configuré pour déterminer une correction ionosphérique lonoCorrectionLlL5 pour chacun des au moins cinq satellites à partir de la pseudo-distance 15 RAW_PRLi et de la pseudo-distance RAW _PRI; mesurées par chacun des au moins cinq satellites. Le système de guidage 1 comprend en outre un module de détermination DET2 4 configuré pour déterminer une pseudo-distance utilisable PR pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins la 20 pseudo-distance RAW_PRL1 mesurée et la correction ionosphérique onoCorrectionLns. La correction ionosphérique ionoCorrectionLiLs peut être déterminée à partir de l'expression suivante : I onoCorrectionLns RA W_PRLs YmisRAW_PRIA - Le terme YLits correspond à une constante prédéterminée 154 2 25 avantageusement égale à (d 10 Cette expression et les expressions suivantes sont données pour des termes dont l'unité est le mètre. Ces expressions peuvent être adaptées selon l'unité utilisée. La pseudo-distance utilisable PR peut être déterminée à partir de 5 l'expression suivante : PR = Smoothed(RAW_PRL1) TropoCorrection + ClockCorrection + lonoCorrectionims dans laquelle : Smoothed(RAW_PRL1) (en mètre) correspond à la première pseudodistance qui a été lissée par le module de détermination 4, TropoCorrection (en mètre) correspond à une correction troposphérique 10 déterminée par le module de détermination 4, et ClockCorrection (en mètre) correspond à la correction d'horloge. Le signal L1 reçu par le module de réception 2 peut comprendre une information représentative de cette correction d'horloge. La première pseudo-distance mesurée peut être lissée à partir d'une 15 méthode mise en oeuvre par le module de détermination 4 permettant le lissage de la suite de mesures de premières pseudo-distances afin d'atténuer les bruits de mesure. Le système de guidage comprend aussi un module de détermination DET3 5 configuré pour déterminer une erreur résiduelle ionosphérique 20 utilisable IonoResidual (en mètre) pour chacun des au moins cinq satellites. L'erreur résiduelle ionosphérique utilisable IonoResidual est déterminée par l'expression suivante : IonoResidual = lonoResidualnis + IlonoCorrectioniciobrichar - lonoCorrectionwsl 11 dans laquelle : lonoCorrectionKlobuchar (en mètre) correspond à une correction ionosphérique provenant d'un modèle atmosphérique, et !onoResidualLlLS (en mètre) correspond à première erreur résiduelle 5 ionosphérique. Le modèle atmosphérique peut correspondre au modèle ionosphérique de Klobuchar. Ainsi, l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable IonoResidual est égale à la somme de l'erreur résiduelle ionosphérique 1onoResiduainv3 et de 10 la valeur absolue de la différence entre la correction ionosphérique provenant d'un modèle atmosphérique lonoCorrectionKlobuchar et la correction ionosphérique IonoCorrectionLlLs. Cela permet d'assurer l'intégrité de la correction IonoCorrectionLlLS en fournissant une borne supérieure fiable IonoResidual de l'erreur qui n'a pas pu être corrigée par ladite correction 15 lonoCorrectionnis. L'erreur résiduelle ionosphérique lonoResidualLus peut être déterminée à partir de l'expression suivante : 40 lonoResidualLns = 261 ± EL2 + 0,018 dans laquelle EL (en degré) correspond à un angle de site (« elevation angle » en anglais) du satellite en degré. Le signal Ll reçu par le module de 20 réception 2 peut comprendre une information représentative de cet angle de site du satellite émettant ledit signal LI. Le système de guidage comprend en outre un module de détermination DET4 6 configuré pour déterminer un écart-type utilisable a pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins l'erreur résiduelle 25 ionosphérique utilisable IonoResidual. L'écart-type utilisable u peut être déterminée à partir de l'expression suivante : 12 u = I URA2 + TropoResidual2 + IonoResidual2 + AirBorneReceiverResidual2 dans laquelle : URA (en mètre) correspond à une erreur résiduelle de positionnement du satellite, 5 TropoResidual (en mètre) correspond à une erreur résiduelle troposphérique déterminée par le module de détermination 6, lonoResidual (en mètre) correspond à l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable calculée par le module de détermination 5, AirBorneReceiverResidual (en mètre) correspond à une erreur résiduelle 10 de bruit thermique du système récepteur, en particulier dudit système de guidage 1. Cette erreur résiduelle de bruit thermique peut être déterminée par le module de détermination 6. Le signal L1 peut comprendre également une information représentative de l'erreur résiduelle de positionnement URA (URA pour « User 15 Range Accuracy » en anglais) du satellite émettant ledit signal L1. Le système de guidage comprend un module de guidage GUID (GUID pour « guiding module » en anglais) 7 configuré pour guider l'aéronef AC à partir de la pseudo-distance utilisable PR de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable u de chacun des au moins cinq satellites. 20 Selon un mode de réalisation, le module de guidage 7 comprend : - un sous-module de détermination SUB DET1 (SUB DET pour determining sub-module » en anglais) 71 configuré pour déterminer des informations de navigation PVT de l'aéronef AC à partir de la pseudo-distance utilisable PR de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable 25 Q de chacun des au moins cinq satellites, - un sous-module de détermination SUB_DET2 72 configuré pour déterminer une déviation de trajectoire à partir d'un segment d'approche et des informations de navigation PVT, 13 - un sous-module de guidage SUB_GUID (SUB_GUID pour « guiding sub-module » en anglais) 73 configuré pour guider l'aéronef AC à partir de la déviation de trajectoire et de lois de guidage et de contrôle. Les informations de navigation PVT correspondent à la position, à la 5 vitesse de l'aéronef AC à un temps donné. Les informations de navigation PVT peuvent être déterminées à partir des pseudo-distances utilisables PR par la méthode des moindres carrés. Les informations de navigation PVT permettent de prévoir la trajectoire de l'aéronef AC. Cette trajectoire prévue est comparée aux segments d'approche. Les segments d'approche 10 correspondent à des segments de trajectoire qui suit la trajectoire idéale d'atterrissage sur une piste d'atterrissage T. La comparaison de la trajectoire prévue avec les segments d'approche permet de déterminer une déviation de trajectoire. Les lois de guidage et de contrôle permettent de minimiser la déviation de trajectoire afin que la trajectoire effective de l'aéronef AC se 15 rapproche de la trajectoire idéale. Les segments d'approche peuvent être fournis par une base de données embarquée dans l'aéronef AC. Par ailleurs, le système de guidage 1 comprend un module de surveillance MONITOR (MONITOR pour « monitoring module » en anglais) 8 20 configuré pour surveiller l'intégrité des informations de navigation PVT. Le module de surveillance peut comprendre un dispositif de surveillance autonome d'intégrité du récepteur, tel qu'un dispositif RAIM (pour « Receiver Autonomous Integrity Monitoring » en anglais). Parmi les cinq satellites St du système de géo-positionnement S, 25 quatre satellites sont utilisés pour déterminer une position, par exemple la position des informations de navigations PVT. Le cinquième satellite est utilisé pour garantir l'intégrité. L'invention concerne également un procédé de guidage (figure 3) d'un aéronef AC lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une 14 piste d'atterrissage, à l'aide du système de géo-positionnement par satellites S comportant un ensemble de satellites St. Le procédé de guidage comprend les étapes suivantes mises en oeuvre de manière itérative : 5 - une étape El de réception, mise en oeuvre par le module de réception 2, consistant à recevoir au moins le signal Ll porté par la première fréquence et émis par au moins cinq satellites du système de géo-positionnement et au moins le signal L5 porté par la deuxième fréquence et émis par chacun des au moins cinq satellites, 10 - une étape E2 de détermination, mise en oeuvre par le module de détermination 3, consistant à déterminer la correction ionosphérique lonoCorrectionLns pour chacun des au moins cinq satellites à partir de la pseudo-distance RAW_PRL1 et de la pseudo-distance RAW_PRL, mesurées par chacun des au moins cinq satellites, 15 - une étape E3 de détermination, mise en oeuvre par le module de détermination 4, consistant à déterminer la pseudo-distance utilisable PR pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins la pseudo-distance RAW_PRL1 mesurée et la correction ionosphérique lonoCorrection -L1LS, - une étape E4 de détermination, mise en oeuvre par le module de 20 détermination 5, consistant à déterminer l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable lonoResidual pour chacun des au moins cinq satellites, - une étape E5 de détermination, mise en oeuvre par le module de détermination 6, consistant à déterminer l'écart-type utilisable o- pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins l'erreur résiduelle 25 ionosphérique utilisable lonoResidual, - une étape E6 de guidage de l'aéronef AC, mise en oeuvre par le module de guidage 7, consistant à guider l'aéronef AC à partir des pseudodistances utilisables PR de chacun des au moins cinq satellites et des écarts-types utilisables o- de chacun des au moins cinq satellites. 15 Selon un mode de réalisation, l'étape E6 de guidage de l'aéronef AC comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape E61 de détermination, mise en oeuvre par le sous-module de détermination 71, consistant à déterminer les informations de 5 navigation PVT de l'aéronef AC à partir de la pseudo-distance utilisable PR de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable a de chacun des au moins cinq satellites, - une sous-étape E62 de détermination, mise en oeuvre par le sous-module de détermination 72, consistant à déterminer une déviation de 7o trajectoire à partir d'un segment d'approche et des informations de navigation PVT, - une sous-étape E63 de guidage, mise en oeuvre par le sous-module de guidage (73), consistant à guider l'aéronef (AC) à partir de la déviation de trajectoire et de lois de guidage et de contrôle. 15 Le procédé de guidage comprend également une étape E7 de surveillance, mise en oeuvre par le module de surveillance 8, consistant à surveiller l'intégrité REVENDICATIONS1. Procédé de guidage d'un aéronef (AC) lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage (T), à l'aide d'un système de géo-positionnement par satellites (S) comportant un ensemble de satellites (St), caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes mises en oeuvre de manière itérative : - une étape (El ) de réception, mise en oeuvre par un module de réception (2), consistant à recevoir au moins un premier signal (L1) porté par une première fréquence et émis par au moins cinq satellites du système de géo-positionnement et au moins un deuxième signal (L5) porté par une deuxième fréquence et émis par chacun des au moins cinq satellites, le premier signal (L1) comprenant au moins une information représentative d'une première pseudo-distance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, le deuxième signal (L5) comprenant au moins une information représentative d'une deuxième pseudo-distance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, - une première étape (E2) de détermination, mise en oeuvre par un premier module de détermination (3), consistant à déterminer une première correction ionosphérique pour chacun des au moins cinq satellites à partir de la première pseudo-distance et de la deuxième pseudo-distance mesurées par chacun des au moins cinq satellites, - une deuxième étape (E3) de détermination, mise en oeuvre par un deuxième module de détermination (4), consistant à déterminer une pseudo- distance utilisable pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins la première pseudo-distance mesurée et la première correction ionosphérique, - une troisième étape (E4) de détermination, mise en oeuvre par un troisième module de détermination (5), consistant à déterminer une erreur résiduelle ionosphérique utilisable pour chacun des au moins cinq satellites, 17 l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable étant égale à la somme d'une première erreur résiduelle ionosphérique et de la valeur absolue de la différence entre une correction ionosphérique provenant d'un modèle atmosphérique et de la première correction ionosphérique, 5 - une quatrième étape (E5) de détermination, mise en oeuvre par un quatrième module de détermination (6), consistant à déterminer un écart-type utilisable pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable, - une étape (E6) de guidage de l'aéronef (AC), mise en oeuvre par un 10 module de guidage (7), consistant à guider l'aéronef (AC) à partir de la pseudo-distance utilisable de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable de chacun des au moins cinq satellites. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape (E6) de guidage de l'aéronef (AC) comprend les 15 sous-étapes suivantes : - une première sous-étape (E61) de détermination, mise en oeuvre par un premier sous-module de détermination (71), consistant à déterminer des informations de navigation de l'aéronef (AC) à partir de la pseudo-distance utilisable de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable de 20 chacun des au moins cinq satellites, - une deuxième sous-étape (E62) de détermination, mise en oeuvre par un deuxième sous-module de détermination (72), consistant à déterminer une déviation de trajectoire à partir d'un segment d'approche et des informations de navigation, 25 - une sous-étape (E63) de guidage, mise en oeuvre par un sous-module de guidage (73), consistant à guider l'aéronef (AC) à partir de la déviation de trajectoire et de lois de guidage et de contrôle. 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, 18 caractérisé en ce que, dans la première étape (E2) de détermination, la première correction ionosphérique I onoCorrectionnis exprimée en mètre est déterminée à partir de l'expression suivante : !onoCorrectwnLlLS = RAW _PRLs linisRAW _PRIA dans laquelle : 5 RAW_PRL1 correspond à la première pseudo-distance mesurée exprimée en mètre, RAW _PRL, correspond à la deuxième pseudo-distance mesurée exprimée en mètre, nus correspond à une constante prédéterminée. 10 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le premier signal (1:1) comprend en outre une information représentative d'une correction d'horloge, et en ce que, dans la deuxième étape (E3) de détermination, la pseudodistance utilisable PR exprimée en mètre est déterminée à partir de 15 l'expression suivante : PR = Smoothed(RAW _PRIA) + TropoCorrection + ClockCorrection + I onoCorrectionnL5 dans laquelle : Smoothed(RAW _PRLi) correspond à la première pseudo-distance lissée par le deuxième module de détermination (4) exprimée en mètre, TropoCorrection correspond à une correction troposphérique exprimée en 20 mètre déterminée par le deuxième module de détermination (4), ClockCorrection correspond à la correction d'horloge exprimée en mètre, lonoCorrectionni,5 correspond à la première correction ionosphérique exprimée en mètre. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, 1 - AILS 19 caractérisé en ce que le premier signal (L1) comprend en outre une information représentative d'un angle de site du satellite émettant ledit premier signal (11), et en ce que, dans la troisième étape (E4) de détermination, la première 5 erreur résiduelle ionosphérique lonoResidualLns exprimée en mètre est déterminée à partir de l'expression suivante : 40 IonoResidualLlLS = 261 + EL2 + 0,018 dans laquelle : EL correspond à l'angle de site du satellite St exprimé en degré. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, 10 caractérisé en ce que le premier signal (L-I) comprend en outre une information représentative d'une erreur résiduelle de positionnement du satellite émettant ledit premier signal (11), et en ce que, dans la quatrième étape (E5) de détermination, l'écart-type utilisable u exprimé en mètre est déterminé à partir de l'expression suivante : = jURA2 + TropoResidual2 + lonoResidual2 + AirBorneReceiverResidual2 15 dans laquelle : URA correspond à l'erreur résiduelle de positionnement exprimée en mètre , TropoResidual correspond à une erreur résiduelle troposphérique exprimée en mètre déterminée par le quatrième module de détermination (6), lonoResidual correspond à l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable 20 exprimée en mètre déterminée dans la troisième étape (E4) de détermination, AirBorneReceiverResidual correspond à une erreur résiduelle de bruit thermique exprimée en mètre. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape (E7) de surveillance, 25 mise en oeuvre par un module de surveillance (8), consistant à surveiller l'intégrité des informations de navigation. 20 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que la première fréquence portant le premier signal (L1) présente une valeur comprise entre 1500 MHz et 1600 MHz, et en ce que la deuxième fréquence portant le deuxième signal (L5) présente 5 une valeur comprise entre 1170 MHz et 1180 MHz. 9. Système de guidage d'un aéronef (AC) lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage (T), à l'aide d'un système de géo-positionnement par satellites (S) comportant un ensemble de satellites (St), 10 caractérisé en ce qu'il comprend les modules suivants : - un module de réception (2) configuré pour recevoir au moins un premier signal (L1) porté par une première fréquence et émis par au moins cinq satellites du système de géo-positionnement et au moins un deuxième signal (L5) porté par une deuxième fréquence et émis par chacun des au 15 moins cinq satellites, le premier signal (L1) comprenant au moins une information représentative d'une première pseudo-distance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, le deuxième signal (L5) comprenant au moins une information représentative d'une deuxième pseudo-distance mesurée par chacun des au moins cinq satellites, 20 - un premier module de détermination (3) configuré pour déterminer une première correction ionosphérique pour chacun des au moins cinq satellites à partir de la première pseudo-distance et de la deuxième mesurées par chacun des au moins cinq satellites, - un deuxième module de détermination (4) configuré 25 une pseudo-distance utilisable pour chacun des au moins partir d'au moins la première pseudo-distance mesurée correction ionosphérique, - un troisième module de détermination (5) configuré pseudo-distance pour déterminer cinq satellites à et la première pour déterminer une erreur résiduelle ionosphérique utilisable pour chacun des au moins cinq 30 satellites, l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable étant égale à la somme 21 d'une première erreur résiduelle ionosphérique et de la valeur absolue de la différence entre une correction ionosphérique provenant d'un modèle atmosphérique et de la première correction ionosphérique, - un quatrième module de détermination (6) configuré pour déterminer un 5 écart-type utilisable pour chacun des au moins cinq satellites à partir d'au moins l'erreur résiduelle ionosphérique utilisable, - un module de guidage (7) configuré pour guider l'aéronef (AC) à partir de la pseudo-distance utilisable de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart-type utilisable de chacun des au moins cinq satellites. 10 10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que le module guidage (7) comprend : - un premier sous-module de détermination (71) configuré pour déterminer des informations de navigation de l'aéronef (AC) à partir de la pseudo-distance utilisable de chacun des au moins cinq satellites et de l'écart- 15 type utilisable de chacun des au moins cinq satellites, - un deuxième sous-module de détermination (72) configuré pour déterminer une déviation de trajectoire à partir d'un segment d'approche et des informations de navigation, - un sous-module de guidage (73) configuré pour guider l'aéronef (AC) à 20 partir de la déviation de trajectoire et de lois de guidage et de contrôle. 11. Système selon l'une quelconque des revendications 9 ou 10, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un module de surveillance (8) configuré pour surveiller l'intégrité des informations de navigation (PVT). 12. Aéronef, 25 caractérisé en ce qu'il comporte un système de guidage (1) d'un aéronef (AC) lors d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage, à l'aide d'un système de géo-positionnement par satellites (S) comportant un ensemble de satellites (St), tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 9 à 11.