Brevet FR3076354A1 — publié le 20190705

Procede de controle de I'integrite de ('estimation de la position d'un porteur mobile dans un systeme de mesure de positionnement par satellite Le domaine general de ('invention concerne la consolidation de l'integrite des methodes de positionnement a haute precision accessibles au travers des constellations de satellites GNSS, acronyme de « Global Navigation Satellite System ». Un domaine privilegie d'application de ('invention est celui de la navigation des drones. Les nouvelles reglementations regissant I'emploi des drones conduisent progressivement les drones a embarquer des systemes de positionnement autonomes et integres repondant aux objectifs de securite fixes par les autorites aeronautiques. Pour certaines operations des drones, le positionnement doit etre realise avec une grande precision pour assurer le referencement précis des appareils embarques. Un defaut d'integrite de la position delivree par un systeme de navigation par satellites de type GNSS consiste en ('existence d'un biais de la mesure de position superieur a un seuil donne sans que cette erreur d'estimation ne soit detectee par le systeme. En aeronautique, la position GNSS estimee est a tout instant associee a un rayon de protection, permettant d'evaluer le volume a l'interieur duquel it n'est pas possible de garantir, pour une confiance donnee, la detection d'un biais de position. Les biais peuvent trouver leurs sources dans des pannes non declarees des satellites, des erreurs liees a la propagation des signaux ou des defauts lies aux recepteurs de ces signaux. Les barrieres qui assurent specifiquement la surveillance des pannes satellites sont connues sous I'acronyme general de « RAIM », signifiant « Receiver Autonomous Integrity Monitoring ». II en existe de differents types connus sous les acronymes de « RAIM-FDE », signifiant « RAIM- Fault Detection and Exclusion », « RAIM_SBAS », signifiant « RAIM_Satellite Based Augmentation System » ou « ARAIM », signifiant « Advanced RAIM ». 2 Ces algorithmes, &finis pour les operations aeronautiques, sont utilises pour verifier l'integrite de la position calculee sur la base des mesures de pseudo-distance elaborees a partir des estimations de dates d'arrivees accessibles au travers des codes d'etalement a large bande dits « BPSK », 5 acronyme signifiant « Binary Phase Shift Keying ». Des algorithmes similaires, bases sur les mesures d'increments de phase de la porteuse des signaux, sont aussi utilisables pour verifier la coherence de ('estimation de vitesse calculee sur la base des mesures de doppler integres. On citera, titre d'exemple de realisation, le brevet US 6 169 957 intitule « Satellite signal 10 receiver with speed computing integrity control ». Le risque de perte d'integrite depend de la probabilite de non detection de ces algorithmes de monitoring des erreurs, mais aussi de ('occurrence des evenements redoutes generes au niveau des satellites tels que des pannes non detectees par le systerne satellitaire. Ainsi, seule 15 l'integrite de ('estimation de position calculee sur la base des mesures de pseudo-distances peut etre verifiee, car les fournisseurs de services GNSS ne garantissent actuellement que le taux de defauts existant sur les pseudo-distances et non sur les mesures Dees a la phase de porteuse. Malgre la diversite des methodes capables de fournir des mesures 20 de positionnement GNSS a haute precision sur la base des techniques dites « PPP », acronyme de « Precise Point Positioning » ou « RTK », acronyme de « Real Time Kinematic » et malgre l'avenement des constellations bifrequence qui simplifient l'algorithme de positionnement précis et le rendent plus robuste, it n'est toujours pas possible de leur associer un risque de perte 25 d'integrite, ce qui les rend difficilement exploitables pour des applications SOL », acronyme de « Safety Of Life ». Aussi, les recepteurs certifies pour les operations aeronautiques n'utilisent que les mesures de pseudo-distance pour realiser le calcul de Ia position. L'integrite de la solution de position est evaluee par le recepteur sur 30 la base de Ia dispersion des erreurs de pseudo-distances calculee a partir des residus de moindre cant des mesures de pseudo-distance. Les mesures de doppler, caracteristiques de revolution de la phase de la porteuse lice au deplacement relatif, ne sont pas, pour leur part, utilisees pour consolider l'integrite, alors qu'elles fournissent des precisions bien plus importantes que 3 le code et, potentiellement, permettraient d'atteindre des rayons de protection bien plus petits pour la gestion du deplacement relatif. Les techniques PPP et RTK, deployees dans le domaine de la geodesie utilisent directement les mesures de phase des porteuses des 5 satellites, et sont connues pour fournir des precisions de position de niveau decimetrique voire centimetrique, mais sans capacite d'assurer l'integrite de la mesure de position. Plusieurs tentatives ont cependant ete avancees pour realiser la surveillance de l'integrite du point RTK, sur la base des mesures de phases 10 et de leurs ambiguItes, mais celles-ci sont limitees a des porteurs a faible dynamique ou a des analyses par post-traitement ou necessitant une latence incompatible avec une surveillance en temps reelles des erreurs. De plus, l'inconnu pesant sur le taux d'occurrence de defauts de la phase porteuse ernise par le satellite ne permet pas de garantir a priori le risque de perte 15 d'integrite de telles mesures precises. Le procede selon ('invention permet de fournir une surveillance en temps reel des biais de positionnement derivee de la phase de porteuse des signaux GNSS, qui ne soit pas limitee a des operations a faible dynamique zo du porteur. II peut etre mis en oeuvre dans tous systernes de positionnement par satellite compatible de la technique dite « Cinematique Tems Reel », connue aussi sous ('appellation « RTK » signifiant « Real Time Kinematic ». Plus precisement, ('invention a pour objet un procede de controle de l'integrite de ('estimation de la position d'un porteur mobile, ladite position 25 etant etablie par un systerne de mesure de positionnement par satellites, ladite estimation etant obtenue par les methodes dites de « cinematique temps reel », lesdites methodes etant basees sur les mesures de phase de porteuse des signaux dits « GNSS » issus des satellites, ledit procede verifiant qu'une mesure de phase de porteuse est coherente d'une mesure 30 de pseudo-distance de code, caracterise en ce que ledit procede comporte: - une premiere etape El de calcul de la position et du temps initiaux du porteur, ladite premiere etape realisee sur la base des pseudo-distances estimees sur les axes a vue des satellites, a partir des mesures du temps revues portees par les codes d'etalement des signaux emis par les satellites ; 4 - une seconde &tape E2 verifiant rintegrite de la resolution de position et de temps initiaux realisee a partir des pseudo-distances satellites realisees sur la base d'un algorithme standard de surveillance des pannes satellites de type « RAIM » ; 5 - une troisierne etape E3 de calcul de la vitesse du porteur, a une pluralite d'instants d'observation, ladite troisieme etape etant realisee sur la base des mesures de doppler apparents estimees sur les axes a vue satellites, a partir des mesures de phase de porteuse des signaux satellites ; - une quatrieme etape E4 de verification qu'a chacun desdits instants d'observation, revolution a court terme de la phase de porteuse des signaux recus sur chacun des axes a vue satellite est coherente avec la vitesse calculee a retape precedente ; - une sixieme etape E6 et E7 de verification qu'a chacun desdits instants d'observation, la position filtree obtenue a partir des mesures 15 de pseudo-distance filtrees a long terme par la phase porteuse est integre. Avantageusement, le procede comporte une huitieme etape E8 de resolution des ambigiiites entieres de phase dans le domaine d'incertitude associe a la position filtree. Avantageusement, le procede comporte une neuvieme etape de 20 calcul de la position « cinematique temps reel » sur la base des mesures de phase porteuse E9 et une dixieme &tape E10 de verification de rintegrite finale de la position consistant a appliquer un algorithme standard de surveillance des pannes satellites de type « RAIM » sur les residus de phase differentielles permettant d'assurer rintegrite finale du calcul de position 25 differentielle et a lui associer un rayon de protection. L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaTtront a la lecture de la description qui va suivre donnee a titre non limitatif et grace aux figures annexees parmi lesquelles 30 La figure 1 represente le principe general de la methode de positionnement par « RTK » ; La figure 2 represente le synoptique general d'un canal de reception GNSS ; La figure 3 represente le synoptique de la determination de 35 ('attitude GPS ; 5 antenne , La figure 4 represente la determination du vecteur vitesse d'une La figure 5 illustre la relation ente le nombre d'ambiguites d'ecart de phase differentielle et la direction d'incidence du signal ; 5 La figure 6 illustre la definition des ambiguItes de phases entieres et flottantes ; La figure 7 est un exemple de recherche des ambiguItes de phases entiere dans le domaine d'incertitude des ambiguItes flottantes ; La figure 8 represente l'integralite du procede de positionnement 10 de type RTK selon ('invention. Le procede selon ('invention est mis en oeuvre dans des recepteurs GNSS bi-constellations GPS-Galileo de type « DFMC », acronyme signifiant « Dual Frequency Multi Constellation Receiver ». Le 15 procede selon ('invention necessite des adaptations simples du traitement de base de la position afin d'ajouter des controles permettant d'assurer I'integrite de la mesure de positionnement. Ces adaptations sont a la portee de l'homme du métier, specialiste des systemes de positionnement par satellite. 20 Dans la suite de la description, ('expression « court terme » correspond au rythme de calcul de la vitesse GNSS, soit 0.1 seconde. L'expression « long terme » correspond a la duree du filtrage code-porteuse, classiquement compris entre 60 secondes et 120 secondes. 25 Le principe de ce procede repose sur ('elaboration d'un controle de I'integrite de ('estimation de position RTK, obtenue a partir des phases de porteuses des signaux GNSS, en partant d'une position moins precise mais dont on a pu s'assurer de I'integrite elaboree a partir des retards de code GNSS. 30 Cette consolidation repose sur l'hypothese que les deux methodes de positionnement etablies sur les phases porteuses et sur les retards de codes sont affectees simultanement par des defauts de generation du signal satellite, et donc que : 6 - toute non-integrite detect& par l'algorithme de surveillance de la position, calculee a partir des retards de codes, induit aussi une non-integrite de la position construite a partir de la phase porteuse. - tant que l'algorithme de surveillance de la position calculee 5 partir des pseudo-distances declare la position integre, alors la position construite a partir de la phase porteuse est potentiellement integre, a condition qu'elle verifie aussi de son cote des contraintes de coherence entre mesures de phase porteuse. L'algorithme de positionnement précis selon ('invention comporte 10 deux etapes principales : - Une estimation des ambiguites flottantes, basee sur les mesures de pseudo-distance de codes et leurs incertitudes, resultant de la resolution classique de position par moindre carre ; 15 Une determination des ambiguites entieres de phase de porteuse autour de cette premiere position dans le domaine d'indetermination des ambiguites flottantes, d'o6 decoule la resolution de la seconde position precise. 20 L'integrite de ['estimation de la position precise implique donc que chacune de ces deux &apes soit elle-merne integre, donc que: - Les mesures de pseudo-distances sur le code soient integres - Les mesures de phase sur la porteuse soient integres Si on denomme les assertions suivantes: 25 P : « Le positionnement précis est integre », Q1 : « L'algorithme de positionnement sur le retard de code est integre » Q2 : « L'algorithme de positionnement sur la phase de porteuse est integre » 30 II est equivalent d'ecrire, a chaque instant t que : P(t) => [Q1(t) AQ2(t)] ou encore, non [Q1(t) AQ2(t)] => non [P(t)] non [Q1(t)] v non [Q2(t)] => non [P(t)] 7 « non [Q1(t)] » peut etre evalue par les algorithmes standards de controle d'integrite de la position obtenue a partir des pseudo-distance de code. L'algorithme de controle de « non [Q2(t)] » est ('objet essentiel de la presente invention. 5 Cet algorithme ne consiste pas a en une estimation des residus de mesures de phase de porteuse en raison de !Incertitude trop importante reposant sur la resolution des ambiguites entieres de phase porteuse et en raison du grand nombre de combinaisons evaluees. La resolution des ambigiiites entieres de phase n'est efficace que dans rhypothese 00 les 10 mesures de phases sont toutes integres, c'est-a-dire qu'il n'existe pas de biais de mesure superieur a ('incertitude de mesure de phase. Par contre, en presence d'un ou plusieurs biais de mesure de phase, Ia combinatoire importante des ambiguites entieres peut entrainer une convergence de ('algorithme de recherche sur une combinaison non integre, tout en 15 respectant des contraintes de dispersion reduite sur les residus de mesure de phase porteuse. Pour pallier cette difficult& on propose une approche en deux temps : - garantir rintegrite de la resolution initiale, bases sur le filtrage 20 des mesures de pseudo-distance de code dont on a prealablement verifie rintegrite par un algorithme standard (RAIM, verifier qu'a tout instant revolution de la phase de porteuse reste coherente de ('estimation de vitesse menee en parallele 25 de ('estimation de position a partir des mesures de doppler apparent obtenus en divisant les increments de phase par I'intervalle de temps consider& Le cumul de ces deux verifications permet d'assurer que la position precise initiale a un temps TO est integre, et que les nouvelles 30 mesures de phases utilisees pour entretenir la position precise a un instant T superieur a TO restent valides et integres. On reduit ainsi le risque que la mesure de phase porteuse devienne incoherente de Ia mesure de pseudo-distance de code, et donc que ('estimation de position precise soit non integre alors que la mesure de position standard sur le code aurait ete 35 declaree integre. 8 Le procede selon ('invention decrit une mise en oeuvre possible, mais pas exclusive, de l'approche decrite ci-dessus. Le principe general d'un positionnement de type RTK repose sur ('estimation precise du bras de levier 5 entre une station de reference de position connue et l'antenne de l'utilisateur, sur la base des mesures differentielles de phase des porteuses des signaux issus des satellites. La methode RTK reposant sur des mesures differentielles de phase porteuse, on considere que tous les biais communs entre la station de 10 reference et l'utilisateur peuvent etre annules et que les sources de perte d'integrite residuelles sont liees a des defauts provenant de la propagation locale. A titre d'exemples, ces defauts sont dus a des perturbations tropospheriques ou a celles du front ionospherique ou aux trajets multiples du signal ou aux biais d'antennes. Les biais recepteurs communs a tous les 15 satellites sont aussi elimines par double difference, au detriment d'un axe a vue. Cette methode est representee sur la figure 1. Les deux croix cerclees representent respectivement les positions de la station de reference AR et l'antenne de l'utilisateur Au. La direction ou « LOS », signifiant « Line 20 Of Position » d'un des satellites de la constellation GNSS est indiquee par la fleche blanche. Elle est caracterisee par le vecteur ft. Les traits pointilles perpendiculaires a cette direction representent les plans d'onde Po du signal emis par ce satellite. Deux plans d'onde consecutifs sont separes de la longueur d'onde d'emission X de ce signal. 25 La ligne de base LB est la ligne joignant la station a l'utilisateur. Elle est representee par le vecteur b . La direction de cette ligne de base fait un angle 0 avec la LOS du satellite. On note n le nombre entier de plans d'onde separant le plan d'onde de l'antenne de reference de l'antenne de l'utilisateur, ce nombre est egalement connu sous le nom d'ambiguIte. F est 30 la fraction de longueur d'onde restant entre l'antenne de reference et l'antenne de l'utilisateur. Dans la direction du satellite, la phase differentielle ou difference de marche AO est definie geometriquement par la projection ou le produit scalaire de la longueur de la ligne de base sur la direction du satellite considers et vaut donc : 35 A(1)=-(n+F)*A=fi- 9 Pour delivrer une mesure de phase, un recepteur recoit et traite le signal GPS du satellite a l'aide d'une boucle de poursuite en code dite « DLL », acronyme signifiant « Delay-Locked Loop » et d'une boucle de poursuite en porteuse dite « PLL », acronyme signifiant « Phase-Locked 5 Loop » comme represents sur la figure 2. Les differents sigles de cette figure 2 representent les fonctions suivantes : - Mise en forme : Cette fonction couvre ('ensemble des fonctions permettant de mettre en forme le signal rect.' du satellite en signal exploitable. Ce sont essentiellement les fonctions de filtrage, de 10 demodulation, de correction automatique de gain ou CAG et de conversion du signal analogique en signal numerique ou CAN. - Horloge : Cette fonction delivre un signal d'horloge de reference. - NCO: Ce sigle correspond aux oscillateurs numeriques de 15 controle. - DEM : Ce sigle signifie demodulateur. - C.I et C. Q : Ces sigles representent les correlateurs permettant de delivrer le signal et le signal en quadrature. - G.C.L. : Ce sigle signifie : « Generateur de Code Local ». 20 Dans le cas de deux antennes, les signaux recus demodules par le code et la porteuse s'ecrivent: r1(t)= s1(t)+n1(t)= a.D(t).exp j(270 +0+ n1(t) r2 (t) = s2(t)+n2(t)= a.D(t). exp j(27ift +27ifor + q,) + n2 (t) 00, 25 - sl(t) et s2(t) sont respectivement les signaux satellites recus par chaque antenne, - nl(t) et n2(t) sont respectivement les bruits recus par chaque antenne, - f est la frequence porteuse residuelle, 30 - f0 est la frequence porteuse recue, - 9 est la phase initiale du signal, indeterminee, - D(t) est le signe de la donnee qui module eventuellement la porteuse, - a est ['amplitude du signal traits, 10 - t est le retard de propagation de l'onde entre les deux antennes separee d'une distance d et d'incidence 0 tel que Mini precedemment. II vaut, c etant la vitesse de le lumiere : d. cos(0) z= c 5 La determination du bras de levier est obtenue par calcul a partir des mesures de phases ambigues, en additionnant rambiguIte prealablement initialisee et entretenue, puis en inversant Ia projection de la ligne de base sur les directions des differents satellites comme represents sur le synoptique de la figure 3. Sur ce synoptique, le terme « L.A. 10 correspond a « Lever d'AmbiguItes ». Les LOS des satellites sont issus des donnees dites « PVT », acronyme signifiant « Position, Velocity, Time » resolu par le positionnement GPS et du protocole de validation dit « PVS », acronyme de « Protocol Validation System » calcule par le recepteur a partir des donnees de navigation revues qui sont essentiellement les ephemerides 15 ou l'almanach et du temps resolu. Le « Lever d'Ambiguites » initial consiste a selectionner pour chaque satellite le nombre entier de longueurs d'onde correspondant a la partie entiere de la difference de marche du signal GPS. Cette selection est prise dans un domaine de recherche incluant au depart toutes les valeurs 20 possibles d'ambiguIte. En absence de connaissance a priori, le domaine est borne pour chaque satellite par le nombre entier de longueur d'onde contenu dans la ligne de base. La vitesse du porteur dans le repere geographique local peut etre estimee sur la base des signaux GNSS a partir de revolution de Ia phase du 25 signal observee dans chacun des axes a vue des satellites. Cette evolution de la phase est significative de la variation du signal doppler, lui-merne relie a revolution de la distance satellite-porteur. La vitesse porteur peut etre ainsi resolue par la methode des moindres carres, une dizaine d'axes a vue GPS etant communement disponibles, ce nombre pouvant merne etre augments 30 par des satellites des autres constellations. La figure 4 illustre ce principe. Trois satellites S1, S2 et S3 sont vus de I'antenne A qui est animee d'une vitesse r7 . La mesure des trois projections P1, P2 et P3 du vecteur vitesse r7- sur les trois directions LOS1 , LOS2 et LOS3 permettent de retrouver les coordonnees du vecteur vitesse 35 de l'antenne. 11 Le procede de controle de rintegrite de la position precise selon ('invention comporte plusieurs etapes. L'etape essentielle du procede consiste, avant tout calcul du bras de levier en position entre la station de 5 reference et l'utilisateur etabli sur la base des mesures differentielles de phases porteuses qui correspond au traitement classique du procede RTK, a verifier que les phases mesurees sur les differents satellites sont coherentes et compatibles du traitement RTK. Pour les mesures de phase, on ne s'interesse qu'a la coherence 10 locale des mesures entre satellites, sans considerer les erreurs absolues Dees a remission des signaux au niveau satellites, erreurs liees a la synchronisation, a l'orbite puisque les biais communs sont elimines par la differentiation. L'integrite des phases de reference, mesurees et envoyees par la 15 station de reference etant prealablement controlee par la station de reference differentielle, de maniere classique, sur la base des residus de phases porteuses estimes a partir de la connaissance precise de la position de l'antenne de reception, la verification de la coherence des mesures de phases locales des differents satellites assure que les signaux recus sont 20 correctement synchronises entre eux, et donc que les phases differentielles peuvent etre utilisees pour le calcul du bras de levier utilisateur-station de reference, demontrant ainsi, qu'il n'existe pas d'incoherences entre les mesures de phases differentielles liees aux differents satellites qui proviendrait de phenomenes locaux non maitrises autour de l'utilisateur. 25 La difficulte de cette approche porte sur la verification de rintegrite des phases porteuses au niveau de l'utilisateur, si on ne connait ni sa position ni sa vitesse. Pour realiser cette verification, on utilise les mesures de pseudo-distance filtrees grace a la phase porteuse. Le principe consiste a reduire le domaine spatial dans lequel est 30 realise le leve d'ambiguite des phases porteuses necessaire a la resolution de la position RTK. Ainsi, s'il est possible de trouver une combinaison des phases a « ambigulles entieres » compatible avec la position obtenue sur la base des mesures de code filtrees avec les mesures de doppler porteuse, alors la position RTK calculee est declaree « integre » dans un rayon de 12 protection compatible des erreurs de mesure de phase, soit quelques centimetres. Les figures 5, 6 et 7 permettent de mieux comprendre ce principe. La figure 5 represente une antenne A separee d'un utilisateur U. L'antenne et 5 ('utilisateur recoivent des signaux issus d'une constellation de satellites. Sur la figure 5, a titre d'exemple, le nombre de satellites est de quatre. Chaque satellite est percu dans une direction notee LOS. A chaque satellite, correspond une projection P differente sur la ligne de base notee LB sur la figure 5. Les cercles concentriques en pointilles correspondent a des incertitudes de positionnement. Leurs rayons est egal a un nombre entiers de longueurs d'onde X comme indique sur la figure 5. La figure 6 represente la decomposition d'une projection P issue d'un satellite dans la ligne de direction LOS sur la ligne de base LB. La mesure de cette projection P se decompose en une valeur observee (1) et 15 une valeur indeterminee egale a un nombre entier N de longueurs d'onde X appele aussi ambiguItes de phase entieres. A titre d'exemple, dans le cas de la figure 6, N vaut 3. La valeur observee 1 comporte egalement un second nombre entier de longueurs d'onde N', appele aussi ambiguItes de phase flottantes, et une phase (f) egale a une fraction de longueur d'onde. A titre 20 d'exemple, dans le cas de la figure 6, N' vaut 4. On a la relation: P=O+N.2=N'..1,-Fv+N.2 II est done necessaire de lever l'ambiguIte sur la valeur indeterminee, c'est-à-dire sur le nombre N. Pour lever cette indetermination, on utilise le fait que les differentes projections issues des lignes de direction 25 des differents satellites doivent etre coherentes entre elles. La figure 7 illustre ce principe. Elle represente un point de mesure M. II est entoure d'une zone Z circulaire d'incertitude des ambigiiites flottantes, calculees a partir des pseudo-distances. Les series de traits paralleles en pointilles indiquent la position des plans des ambiguItes entieres pour chaque direction de satellite, 30 ces directions etant perpendiculaires a ces plans. Sur la figure 7, quatre series de plans PA sont representes et notes PA1, PA2, PA3 et PA4. A l'interieur de la zone d'incertitude, seules quelques zones d'incertitude Z' representees par des cercles en traits gras correspondent a des positionnements possibles. Ces zones Z' sont calculees a partir des &arts 35 de phase et des ambiguItes entieres possibles. Dans le cas de la figure 7, 13 ces zones correspondent aux intersections conjointes de quatre plans PA1, PA2, PA3 et PA4. L'integrite et le rayon de protection de la position filtrees calcules partir des mesures de pseudo-distance filtrees, par filtrage code-porteuse est 5 assuree sur la base: - du controle de I'integrite de la position initiale, etabli a partir des pseudo-distances non filtrees a partir des algorithmes de monitoring certifies de type RAIM, ARAIM, SBAS, - du controle de l'integrite des mesures de doppler integres qui 10 servent au filtrage code porteuse des pseudo-distances, - du controle de l'integrite et du rayon de protection de la position filtree, calculee a partir des pseudo-distances filtrees via un RAIM simple. Le principe consiste a verifier les conditions de mise en oeuvre du 15 RTK, c'est-A-dire que l'algorithme RTK est utilisable, compte tenu de la qualite des mesures. Pour cela, on realise un controle realise sur la base des mesures de pseudo-distance filtrees grace a la phase porteuse selon les stapes suivantes : a) verification que l'espace de recherche des « ambiguites 20 entieres » de phase, premiere etape necessaire pour reduire le domaine d'exploration des combinaisons entre les mesures inter-satellites est effectivement reduit au domaine d'incertitude en position, calcule sur la base des pseudo-distance. Cette compacite est assuree via le controle d'integrite en position a partir des mesures de pseudo-distances. En effet, ('utilisation 25 de mesures de temps d'arrivee non-integres conduirait a retenir des phases entieres erronees dans le domaine d'incertitude en position b) verification que les mesures de pseudo-distance integrees ne sont pas affectees d'erreur !lees a d'eventuels biais sur les doppler integres derives de la phase porteuse, que Ion peut realiser sur la base du controle 30 d'integrite de la position filtree, RAIM appliqué sur les mesures de pseudo-distances filtrees. On verifie ainsi que revolution de la phase porteuse ou doppler relatif est coherente sur tous les axes satellites. Si des mesures de pseudo-distance integrees ne sont pas coherentes, alors on en deduit que les mesures de doppler integre correspondant et donc les phases 35 elementaires subissent elles-aussi des deformations locales tels que des 14 effets de trajets multiple ou interferences, des effets de fronts ionospheriques, des sauts de cycle, qui de fait interdisent leur utilisation pour le calcul de la phase differentielle du RTK c) si les deux etapes precedentes sont effectivement franchies, on 5 peut appliquer requivalent d'un RAIM sur les residus de phase differentielles qui permet d'assurer rintegrite finale du calcul de position differentielle et de lui associer un rayon de protection, de fawn tout a fait similaire au RAIM classique en pseudo-distance. Cette derniere verification permet de prendre en compte les erreurs qui n'affectent pas les deux premiers tests, et qui 10 porteraient sur d'eventuelles dispersions des mesures differentielle de phase issues par exemple de la dispersion des reponses en phase des etages RF du recepteur, qui peuvent differer selon les satellites et qui correspondent a des reponse d'antennes, des effets doppler sur fonction de transfert RF, 15 Le procede selon ('invention consiste a mettre en place les differents moyens de traitement permettant d'assurer que revolution de Ia phase de Ia porteuse est coherente de revolution de la phase du code, en vue de transposer par equivalence rintegrite certifiee sur la position en phase de code, vers une integrite de position en phase de porteuse. 20 L'enchainement des differentes etapes du procede est represents en figure 8: Etape El : A partir des donnees issus des satellites, donnees dites « SIS », acronyme signifiant « Signal In Space », calcul de la position standard sur la base de pseudo-distances de code. 25 Etape E2 : Realisation d'un premier controle de rintegrite sur la base des mesures de pseudo-distance de code precedentes. Cette etape permet de s'assurer que tous les satellites participants au PVT sont integres, dans un rayon de protection calcule. Etapes E3 et E4: Verification que les mesures de doppler 30 integrees associees sont elles aussi integres, au travers d'un controle d'integrite de la vitesse GNSS tel que defini precedemment. Ce test permet de detecter ('apparition a court terme d'incoherences sur les mesures d'increment de phase porteuse. Une telle incoherence sur revolution implique un defaut d'integrite court terme sur la mesure de phase absolue de 35 la porteuse. 15 Etapes E6 et E7 : Verification de Ia coherence des evolutions de phase de code et de phase de porteuse, par un second controle de rintegrite realise sur les mesures de pseudo-distance filtrees. Ce test permet de detecter ('apparition a long terme de biais issus de derive lente, sur les 5 mesures d'increment de phase porteuse et de verifier qu'il est possible de resoudre les ambiguites entieres de phase dans le domaine d'incertitude ou rayon de protection calcule sur la position filtree Etape E5: Realisation d'un dernier controle sur la base des mesures de phase porteuse issues de Ia resolution du point précis correspondant aux residus d'ecart de phase du bras de levier entre antenne utilisateur et antenne de reference. Les deux verifications suivantes, menees conjointement, permettent de verifier la coherence des evolutions de phase et de code : 15 - Verification de la coherence de revolution a court terme, basee sur les residus d'increments de phases ou doppler integre obtenus apres resolution de la vitesse sur la base de la phase porteuse, pour verifier la coherence de revolution a court terme - Verification de la coherence de revolution a moyen terme, 20 basee sur les residus d'increments de pseudo-distances filtrees obtenus apres resolution de Ia position filtree sur la base des mesures de pseudo- distance filtrees par la porteuse, pour verifier la coherence a long terme. En soit, le test de Ia distribution des residus de vitesse, realise sur 25 les doppler integres, ne permet pas de quantifier un risque d'integrite global sur Ia vitesse, puisque ('occurrence des evenements redoutes sur la phase porteuse n'est pas connu, mais permet malgre tout de verifier avec une confiance donnee que, a court terme, la vitesse calculee est coherente des mesures de doppler integre sur ('ensemble des satellites. 30 Ce test sur les residus de vitesse permet donc d'assurer que les mesures de doppler integre ne sont pas affectees d'erreur, et donc que, tant que le test sur les residus de position est lui-mOrne positif, it n'y a pas lieu de soupconner d'incoherence entre evolutions de phase porteuse et evolution de phase de code, ce qui rend les mesures de phase porteuse utilisables 16 pour realiser un positionnement précis et integre, avec le merne risque de non integrite que celui associe a la positon. Ce test permet d'identifier ('apparition rapide d'une erreur puisque les residus sont calcules a court terme dites mesures « snapshot ». Par s contre, ce test ne permet pas toujours de detecter des derives lentes de phase porteuse, qui entraineraient doucement la vitesse vers une valeur erronee. Pour pallier cette limitation, it convient donc de mettre en place un test de coherence des evolutions de phase de code et de porteuse a long 10 terme, sur une ou plusieurs profondeurs temporelles compatibles d'evolutions non detectables par le test a court terme. Par exemple, si on considere que des evolutions inferieures a 5cm/s ne seraient pas detectable a court terme avec les contraintes de risque de non detection standard, alors it faut un profondeur d'observation minimale de 100s, pour pouvoir detecter 15 une derive de la phase porteuse superieure a 5m, correspondant a 5 a de l'ecart type de pseudo-distance. Ce test permet d'assurer que, merne en cas de derive lente pernicieuse, peu probable en cas de defaut sur un seul satellite, et donc impliquant une intention, l'erreur sur la position finale issue de la phase de 20 porteuse reste de I'ordre de celle toleree, c'est-a-dire dans le rayon de protection sur la position sur la phase de code. Bien sew, l'algorithme utilise pour ('estimation de position precise va lui aussi etre susceptible de non integrite. Le second controle sur les residus de phase porteuse de la 25 resolution de position precise peut ne pas etre necessaire, considerant que les tests precedents assurent ('integrite des mesures de phases utilisees par l'algorithme de calcul de position precis. Cependant, la phase de la porteuse est soumise a des imperfections de propagation telles la scintillation et la divergence ionospherique, les derives differentielles tropospheriques, les 30 trajets multiples qui introduisent des bruits supplementaires susceptibles de perturber la resolution des ambiguites entieres appliquee pour les algorithmes de positionnement sur phase porteuse. II ne s'agit plus alors de detecter une panne satellite, mais de verifier la pertinence de la solution precise, par contrOle de la coherence des 17 &arts de double difference de phase porteuse issu de l'algorithme de resolution de la position precise par la methode des moindre carres. Le principe de la surveillance de la position RTK resolue utilise un test statistique reposant sur la redondance des mesures de phase. Ce test 5 est de meme nature que le test utilise pour un PVT classique dit test du Khi2. II est appliqué a chaque occurrence de mesure d'attitude, sur ('ensemble des axes a vue disponibles, en vue d'identifier d'eventuelles degradations de la precision de mesure d'attitude effectue par un RAIM d'attitude. II est en fait complete par une projection du seuil de detection des lo residus, sur l'axe des mesures du bras de levier, permettant d'associer a ('imprecision sur les residus de phase differentielle, une imprecision sur la position relative du porteur. L'introduction d'un « rayon de protection de la position relative » ou « RPP » tel qu'indique sur la figure 8 est alors possible et permet de 15 controler la disponibilite du RAIM d'attitude, vis a vis des probabilites de fausse alarme et de non detection choisies. On peut alors passer a l'etape E8 qui consiste en la resolution des ambiguites de phases entieres telle que decrite precedemment. Le fait de reussir avec succes la resolution des ambiguites entieres dans l'espace 20 d'incertitude de la position filtree, obtenue apres filtrage des pseudo-distance par des evolutions de phase porteuse dont on a verifie l'integrite selon les etapes E3 et E4, permet de s'assurer que cette solution « cinernatique temps reel » reste integre. L'etape E9 consiste a calculer la position precise sur la base des 25 mesures de phase porteuse et, enfin, l'etape E10 consiste a contrOler la coherence des mesures de position precise sur la base des mesures de phase porteuse. Cette derniere etape permet de prendre en compte les erreurs qui n'affectent pas les deux premiers tests, et qui portent sur d'eventuelles REVENDICATIONS1. Procede de controle de rintegrite de ('estimation de la position d'un porteur mobile, ladite position etant etablie par un systeme de mesure de positionnement par satellites, ladite estimation etant obtenue par les methodes dites de « cinernatique temps reel », lesdites methodes etant basees sur les mesures de phase de porteuse des signaux dits « GNSS » issus des satellites, !edit procede verifiant qu'une mesure de phase de porteuse est coherente d'une mesure de pseudo-distance de code, caracterise en ce que !edit procede comporte: - une premiere etape (El ) de calcul de la position et du temps initiaux du porteur, ladite premiere ≊ realisee sur la base des pseudo- distances estimees sur les axes a vue des satellites, a partir des mesures du temps revues portees par les codes d'etalement des signaux emis par les satellites ; - une seconde etape (E2) verifiant rintegrite de Ia resolution de position et de temps initiaux realisee a partir des pseudo-distances satellites calculees sur Ia base d'un algorithme standard de surveillance des pannes satellites de type « RAIM » ; - une troisieme etape (E3) de calcul de la vitesse du porteur, une pluralite d'instants d'observation, ladite troisieme etape etant realisee sur la base des mesures de doppler apparents estimees sur les axes a vue satellites, a partir des mesures de phase de porteuse des signaux satellites ; - une quatrieme etape (E4) de verification qu'a chacun desdits instants d'observation, revolution a court terme de Ia phase de porteuse des signaux rect.'s sur chacun des axes a vue satellite est coherente avec la vitesse calculee a retape precedente ; - une sixieme &tape (E6, E7) de verification qu'a chacun desdits instants d'observation, la position filtree obtenue a partir des mesures de pseudo-distance filtrees a long terme par la phase porteuse est integre. 2. Procede de controle de rintegrite de Ia position d'un porteur mobile selon Ia revendication 1, caracterise en ce que le procede comporte 19 une huitieme etape (E8) de resolution des ambiguites entieres de phase dans le domaine d'incertitude associe a la position filtree. 3. Procede de controle de rintegrite de la position d'un porteur 5 mobile selon l'une des revendications precedentes, caractorise en ce que le procede comporte une neuvieme etape de calcul de la position « cinematique temps reel » sur la base des mesures de phase porteuse (E9) et une dixieme &tape (E10) de verification de l'integrite finale de la position consistant a appliquer un algorithme standard de surveillance des pannes 10 satellites de type « RAIM » sur les residus de phase differentielles permettant d'assurer l'integrite finale du calcul de position differentielle et a lui associer un rayon de protection.