FR 2866423 A1 20050819 FR 0401476 A 20040213 DISPOSITIF DE SURVEILLANCE DE L'INTEGRITE DES INFORMATIONS DELIVREES PAR UN SYSTEME HYBRIDE INSIGNSS L'invention est relative à la surveillance de l'intégrité des informations de position et de vitesse issues d'une hybridation entre une centrale inertielle et un récepteur de positionnement par satellites. Elle concerne plus précisément un équipement de navigation connu dans la technique sous le nom de système INS/GNSS (de l'anglo-saxon "Inertial Navigation System" et "Global Navigation Satellite System") hybridé en o boucle fermée, l'hybridation étant dite lâche car réalisée en axes géographiques. Une centrale inertielle est constituée d'un ensemble de capteurs inertiels (capteurs gyrométriques et capteurs accélérométriques) associé à une électronique de traitement. Une plate-forme de calcul, appelée plateforme virtuelle PFV, délivre alors les informations de vitesse et de position du porteur dans un référentiel précis (souvent noté TGL, Trièdre Géographique Local). La plate-forme virtuelle PFV permet la projection et l'intégration des données issues des capteurs inertiels. La centrale inertielle fournit des informations précises à court terme mais dérivant sur le long terme (sous l'influence des défauts capteurs). La maîtrise des défauts capteurs représente une proportion très importante du coût de la centrale inertielle. Un récepteur de positionnement par satellites fournit des informations de position et de vitesse du porteur par triangulation à partir des positions de satellites défilants visibles du porteur. Les informations fournies peuvent être momentanément indisponibles car le récepteur doit avoir en vue directe un minimum de quatre satellites du système de positionnement pour pouvoir faire un point. Elles sont en outre d'une précision variable, dépendant de la géométrie de la constellation à la base de la triangulation, et bruitées car reposant sur la réception de signaux de très faibles niveaux provenant de satellites éloignés ayant une faible puissance d'émission. Mais elles ne souffrent pas de dérive à long terme, les positions des satellites défilants sur leurs orbites étant connues avec précision sur le long terme. Les bruits et les erreurs peuvent être liés aux systèmes satellitaires, au récepteur ou à la propagation du signal entre l'émetteur satellitaire et le récepteur de signaux GNSS. En outre, les données satellites peuvent être erronées par suite de pannes affectant les satellites. Ces données non intègres doivent alors être repérées pour ne pas fausser la position issue du récepteur GNSS. Pour prévenir les pannes satellites et assurer l'intégrité des mesures GNSS, il est connu d'équiper un récepteur de positionnement par satellites d'un système d'estimation de précision et de disponibilité dit RAIM (de l'anglo-saxon "Receiver Autonomous Integrity Monitoring") qui se base sur la géométrie de la constellation de satellites utilisée lors de la triangulation et sur l'évolution prévisible à court terme de cette géométrie déduite de la connaissance des trajectoires des satellites. Cependant, ce système, purement lié au système de localisation par satellites, n'est pas applicable à la surveillance d'un point de localisation issu d'un système hybride (INS/GNSS) et ne peut détecter que certains types de pannes en un temps donné. L'hybridation consiste à combiner mathématiquement les informations de position et de vitesse fournies par la centrale inertielle et le récepteur de positionnement par satellites pour obtenir des informations de position et de vitesse en tirant avantage des deux systèmes. Ainsi, la précision sur le positionnement fourni par le système GNSS permet de maîtriser la dérive inertielle et les mesures inertielles peu bruitées permettent de filtrer le bruit sur les mesures du récepteur GNSS. Cette combinaison fait très souvent appel à la technique de filtrage de Kalman. Le filtrage de Kalman s'appuie sur les possibilités de modélisation de l'évolution de l'état d'un système physique considéré dans son environnement, au moyen d'une équation dite "d'évolution" (estimation a priori), et de modélisation de la relation de dépendance existant entre les états du système physique considéré et les mesures par lesquelles il est perçu de l'extérieur, au moyen d'une équation dite "d'observation" pour permettre un recalage des états du filtre (estimation a posteriori). Dans un filtre de Kalman, la mesure effective ou "vecteur de mesure" permet de réaliser une estimée a posteriori de l'état du système qui soit optimale dans le sens où elle minimise la covariance de l'erreur faite sur cette estimation. La partie estimateur du filtre génère des estimées a priori du vecteur d'état du système en utilisant l'écart constaté entre le vecteur de mesure effectif et sa prédiction a priori pour engendrer un terme correctif, appelé innovation. Cette innovation est appliquée à l'estimée a priori du vecteur d'état du système et conduit à l'obtention de l'estimée optimale a posteriori. Dans le cas d'un système INS/GNSS hybridé, le filtre de Kalman reçoit les points de position et de vitesse fournis par la centrale inertielle et le récepteur de positionnement par satellites, modélise l'évolution des erreurs de la centrale inertielle et délivre l'estimée a posteriori de ces erreurs qui sert à corriger le point de positionnement et de vitesse de la centrale inertielle. L'estimation des erreurs de position et de vitesse dues aux défauts des capteurs inertiels apparaissant en sortie de la plate-forme virtuelle PFV de la centrale inertielle est réalisée par le filtre de Kalman. La correction des erreurs par le biais de leur estimation faite par le filtre de Kalman peut alors se faire en entrée de la plate-forme virtuelle PFV (architecture en boucle fermée) ou en sortie (architecture en boucle ouverte). Lorsque les défauts des capteurs de la centrale inertielle ne sont pas trop importants, il n'est pas nécessaire d'appliquer les corrections en entrée de la plate-forme virtuelle PFV. La modélisation du système (Iinéarisation des équations régissant l'évolution du système), au sein du filtre reste valide. L'estimée a posteriori des erreurs de la centrale inertielle calculée dans le filtre de Kalman n'est utilisée que pour l'élaboration de l'estimée optimale de la position et de la vitesse du porteur compte tenu des informations de position et de vitesse fournies par la centrale inertielle et par le récepteur GNSS. L'hybridation est alors dite en boucle ouverte. Lorsque les défauts inertiels sont trop importants la linéarisation des équations régissant l'évolution du modèle inertiel intégré au sein du filtre de Kalman n'est plus valide. Il est donc impératif d'appliquer les corrections à la plate-forme virtuelle PFV pour rester dans le domaine linéaire. L'estimée a posteriori des erreurs la centrale inertielle calculée dans le filtre de Kalman sert non seulement à l'élaboration de l'estimée optimale de la position et de la vitesse du porteur mais aussi au recalage de la centrale inertielle au sein de la plate-forme virtuelle PFV. L'hybridation est alors dite en boucle fermée. L'hybridation peut également se faire en observant des informations GNSS de natures différentes. Soit on considère les position et vitesse du porteur résolues par le récepteur GNSS. On parle alors d'hybridation lâche. Soit on considère les informations extraites en amont par le récepteur GNSS que sont les pseudo-distances et les pseudo-vitesses (grandeurs directement isssues de la mesure du temps de propagation et de l'effet Doppler des signaux émis par les satellites en direction du récepteur). On parle alors d'hybridation serrée. Avec un système INS/GNSS en boucle fermée où le point résolu par le récepteur GNSS est utilisé pour recaler les informations provenant de la centrale inertielle, il est nécessaire de prêter une attention particulière aux défauts affectant les informations fournies par les satellites car le récepteur qui les reçoit propagera ces défauts à la centrale inertielle en entraînant un mauvais recalage de cette dernière. Le problème se pose de façon o particulièrement critique pour assurer l'intégrité d'un point hybride INS/GPS. Une manière connue de procéder à la surveillance de l'intégrité d'un système hybride INS/GNSS en boucle fermée est décrite dans le brevet américain US 5,583,774. Elle consiste à espacer les recalages d'un temps suffisamment long (par exemple 30 minutes) pour qu'un détecteur à base de filtres de Kalman surveillant l'évolution des écarts de mesures de pseudodistance et de pseudo-vitesse par rapport au porteur de chaque satellite visible ait pu isoler les satellites défaillants. Un autre procédé connu pour surveiller l'intégrité d'un système hybride INS/GNSS est décrit dans le brevet américain US 5,923,286. II consiste à utiliser un équipement RAIM pour autoriser ou non l'hybridation. Lorsque l'équipement RAIM signale une perte d'intégrité, l'hybridation est gelée et le point de position et de vitesse est fourni par la centrale INS en tenant compte de ses dérives et biais mesurées juste avant la perte d'intégrité. Pour que cela marche, il faut que la centrale inertielle n'ait pas été polluée par l'erreur de point commise par le récepteur GNSS, ce qui interdit de la recaler avec le récepteur GNSS. Le procédé est donc réservé uniquement au système hybrides INS/GNSS en boucle ouverte. La présente invention a pour but une surveillance de l'intégrité des informations de position et de vitesse d'un système hybride constitué d'une centrale inertielle recalée à l'aide d'un récepteur GNSS en utilisant la position et la vitesse résolues du porteur issues du récepteur GNSS. Elle a pour objet un dispositif de surveillance de l'intégrité d'un système hybride constitué d'une centrale inertielle INS, d'un récepteur de positionnement par satellites GNSS opérant à partir d'une constellation de N satellites visibles et d'un filtre de Kalman d'hybridation ayant un vecteur d'états correspondants aux erreurs du système hybride, en particulier, les erreurs de biais et de dérive résiduelles de la centrale inertielle INS, observant les écarts entre les points de positionnement et de vitesse fournis, en coordonnées géographiques, par la centrale inertielle INS et par le récepteur GNSS, comportant une matrice d'évolution F modélisant l'évolution des erreurs du système hybride, une matrice d'observation H modélisant les relations liant le vecteur d'états et les écarts observés entre les positions et les vitesses délivrées par la centrale inertielle INS et le récepteur GNSS, et un gain K minimisant la covariance de l'erreur faite sur l'estimation a o posteriori des erreurs de position et de vitesse issues de la centrale inertielle, et délivrant une estimée a posteriori des erreurs du système hybride qui sert à recaler la centrale inertielle. Ce système de surveillance est remarquable en ce que le récepteur GNSS délivre, en plus d'un point de position effectué à partir des N satellites de la constellation qu'il a en vue, N- 1 points de position effectués à partir de la constellation des N satellites visibles privée, à chaque fois, d'un satellite différent et en ce qu'il comporte un circuit détecteur de problème satellite comportant un banc de N filtres prédicteurs-estimateurs de l'erreur induite par le satellite qui a été ôté lors de la résolution d'un point à N-1 satellites, ayant le gain K et la matrice d'évolution F du filtre de kalman d'hybridation, observant chacun l'écart entre le point de position, en coordonnées géographiques, délivré par le récepteur GNSS en observant les N satellites visibles et l'un des points de position, également en coordonnées géographiques, délivrés par le récepteur GNSS en observant N1 satellites visibles et des circuits de test comparant les états des N filtres prédicteurs-estimateurs à leurs variances et détectant une panne satellite lorsque le test est positif, l'écart trouvé étant supérieur à un seuil de détection. Avantageusement, les circuits de test ont des seuils de détection 30 de panne satellite qui résultent de tests statistiques tenant compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré. Avantageusement, les circuits de test ont des seuils de détection de panne satellite qui résultent de tests statistiques tenant compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré et qui sont fonction du taux de fausse alarme acceptable pour le test. Avantageusement, le système de surveillance comporte un circuit d'inhibition des recalages intercalé entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation et une entrée de recalage de la centrale inertielle, et activé par un test positif de détection de problème satellite. Avantageusement, les filtres prédicteurs-estimateurs du circuit 10 détecteur de problème satellite (premier banc de filtre) ont tous la même matrice d'observation. Avantageusement, le récepteur GNSS délivre en plus des points de position, en coordonnées géographiques, effectués à partir des N satellites visibles et ceux effectués à partir de N-1 satellites déduits de la constellation formée par les N satellites visibles en retirant à chaque fois un satellite visible différent, Nx(N-1)/2 points de position avec N- 2 satellites déduits des N satellites visibles en retirant à chaque fois deux satellites visibles différents, et le système de surveillance comporte un circuit identificateur de satellite défaillant composé d'un deuxième banc de Nx(N- 1)12 filtres de prédicteurs-estimateurs d'écarts de positionnement ayant le gain K et la matrice d'évolution F du filtre de Kalman d'hybridation, observant chacun l'écart entre un point de position, en coordonnées géographiques, délivré par le récepteur GNSS à partir de N-1 satellites parmi les N visibles et l'un des points de positionnement délivrés par le récepteur de positionnement par satellites à partir de N-2 satellites parmi les N visibles déduite de la constellation spécifique de (N-1) satellites visibles privée de l'un de ses satellites visibles, les filtres estimateurs-détecteurs pouvant être regroupés par familles de N-2 éléments en fonction de la constellation spécifique de N-1 satellites visibles prise en compte, des circuits de test comparant les états des Nx(N-1)/2 filtres prédicteurs-estimateurs par rapport à leurs variances afin de détecter une éventuelle anomalie et un circuit de traitement identifiant, en cas d'anomalie détectée, un satellite fautif comme étant le satellite exclu d'un point à n-1 satellites dont la famille de filtres prédicteurs-estimateurs est la seule à n'avoir aucun de ses éléments détectant une anomalie Avantageusement, les filtres prédicteursestimateurs du circuit 5 identificateur de satellite défaillant ont tous la même matrice d'observation. Avantageusement, les filtres prédicteurs-estimateurs du détecteur de problème satellite et du circuit identificateur de satellite défaillant ont tous la même matrice d'observation. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description ci-après d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple. Cette description sera faite en regard du dessin dans lequel: - des figures 1 et 2 représentent le schéma de principe d'un système hybride de positionnement INS/GNSS de type lâche en boucle fermée, la figure 1 détaillant la centrale inertielle et la figure 2 le filtre de Kalman, une figure 3 représente un système hybride de positionnement 20 INS/GNSS pourvu d'un circuit détecteur de problème satellite conforme à l'invention, une figure 4 représente un système hybride de positionnement INS/GNSS pourvu d'un circuit détecteur de problème satellites et d'un circuit d'identificateur de satellite fautif conforme à l'invention, et une figure 5 détaille la constitution du circuit identificateur de satellite fautif de la figure 4. La figure 1 montre l'architecture d'un système hybride de positionnement équipé d'une centrale inertielle 1 et d'un récepteur de positionnement par satellites GNSS 2, dit en boucle fermée et de type lâche car il se sert des informations de position (latitude, longitude et altitude) et de vitesse (vitesse nord, vitesse est et vitesse verticale) résolues du porteur délivrées par le récepteur GNSS 2 pour le recalage de la centrale inertielle INS 1. Comme montré, la centrale inertielle comporte un ensemble 10 de capteurs inertiels (accéléromètres et gyromètres) et de circuits de calcul, appelés plate forme virtuelle PFV, pour effectuer les calculs de position, attitude et vitesses sur les sorties des capteurs inertiels. La plateforme virtuelle PFD comporte principalement un ensemble d'intégrateurs 11 opérant sur les signaux Q des gyromètres afin d'en déduire l'attitude du porteur, un changeur de repère 12 permettant, à partir de la connaissance de l'orientation du porteur (attitude) du porteur, d'exprimer dans un repère géographique lié à la terre, les accélérations acc mesurées par les accéléromètres dans un repère lié au porteur et deux ensembles intégrateurs successifs 13, 14 opérant sur les composantes de l'accélération selon le repère géographique pour en déduire les composantes de la vitesse du porteur par rapport au nord Vn, par rapport à l'est Ve et par rapport à la verticale Vv ainsi que la position du porteur en latitude, longitude et altitude. Les capteurs inertiels souffrent de défauts inhérents à leur conception: des biais et des dérives qui font que les informations de position et d'attitude délivrées par une centrale inertielle se dégradent avec le temps de fonctionnement. La lutte contre ces défauts est coûteuse, ainsi il existe différentes classes de centrale inertielle en fonction des tolérances de biais et de dérives acceptées. Le récepteur GNSS 2 est, par exemple un récepteur GPS. Il mesure les pseudo-distances et pseudo-vitesses du porteur par rapport à au moins quatre satellites visibles du porteur du système hybride de positionnement et résout, par triangulation, la position du porteur en latitude, longitude et altitude ainsi que les composantes de sa vitesse par rapport au nord Vn, par rapport à l'est Ve et par rapport à la verticale Vv. Il ne sera pas détaillé plus avant car il est bien connu de l'homme du métier et largement décrit dans la littérature où de nombreux ouvrages lui ont été consacrés, par exemple le livre de Elliot D. KAPLAN intitulé "Understanding GPS Principles and Applications" paru chez Artech House Publishers ISBN 0-89006-793-7. Les informations de position et de vitesse délivrées par un récepteur GNSS ne souffrent pas de dérive puisqu'elles proviennent de mesures instantanées des éloignements et vitesses d'éloignement de satellites dont les orbites et les positions sur leurs orbites sont connues à long terme. Par contre, elles souffrent d'indisponibilités, lorsque qu'il n'y a pas un minimum de quatre satellites visibles. Elles sont bruitées car elles proviennent du traitement de signaux reçus qui sont de très faibles niveaux d'énergie en raison de la distance d'éloignement des satellites et de leurs faibles puissances d'émission et qui peuvent avoir été corrompus en cours de transmission (rencontre de particules chargées entre le satellite et le récepteur). Leur fiabilité dépend de celle des informations transmises par les satellites. Par rapport au récepteur GNSS, la centrale inertielle a l'avantage de ne pas faire appel à la collaboration d'équipements extérieurs au porteur et donc de ne pas être aussi sensible à l'extérieur. L'intégrité et la disponibilité des informations inertielles étant bien meilleures, la centrale inertielle conserve tout son intérêt. Pour lutter contre sa dérive et ses biais autrement que par des mesures coûteuses prises au niveau de ses capteurs inertiels, il a été proposé de la recaler périodiquement au moyen du point de position et de vitesse fourni par un récepteur GNSS, après un filtrage antibruit. Ce recalage se fait au moyen d'un filtre de Kalman 3 dit d'hybridation montré de manière plus détaillée à la figure 2. Un filtre de Kalman permet d'obtenir une estimation de l'état a posteriori d'un système, optimale dans le sens où la covariance de l'erreur faite sur cette estimation a posteriori est minimale (on parle aussi d'estimation optimale au sens des moindres carrés). Il se base sur une modélisation de l'évolution du système et sur une modélisation de la relation existant entre la mesure et l'état du système. Dans sa plus grande généralité, la modélisation de l'évolution de l'état du système est définie par une équation différentielle vectorielle linéarisée au premier ordre qui s'exprime, après discrétisation du modèle continu, par une équation d'évolution de la forme: xK+, = FKxK + LKu; + wK x étant le vecteur d'état de dimension p, u un vecteur de contrôle, FK la matrice d'évolution définissant la relation entre le vecteur d'état à l'étape K et le vecteur d'état à l'étape K+1 en l'absence de vecteur de contrôle et de bruit de fonctionnement, LK une matrice définissant la relation entre le vecteur de contrôle et le vecteur d'état au cours d'une même étape et WK un bruit de fonctionnement au cours d'une étape, supposé blanc et gaussien à valeur moyenne nulle. La modélisation de la relation existant entre la mesure et l'état du système est définie par une autre équation différentielle du premier ordre qui s'exprime, après discrétisation du modèle continu, par une équation d'observation de la forme: zK = HKxK + vK z étant le vecteur de mesure (grandeurs du systèmes physiquement observables) de dimension m, HK la matrice d'observation définissant la relation entre le vecteur de mesure et le vecteur d'état au cours d'une même étape et VK un bruit de mesure au cours d'une étape supposé blanc et gaussien à valeur moyenne nulle. Le filtre de Kalman montré à la figure 2 ne comporte pas de vecteur de contrôle et donc pas de matrice LK. Il est récursif et repose sur la détermination d'une estimation a priori xK,K_, du vecteur d'état du système à l'étape K à partir de la connaissance a posteriori du vecteur d'état du système à l'étape précédente K-1 et de l'application à l'estimée a priori d'un terme correcteur dépendant de l'écart constaté entre le vecteur mesure zK constaté au cours de cette étape K et son estimée a priori 2K,K_1 déduite de l'estimation a priori zK,K_, du vecteur d'état. L'estimée a priori 2K,K_, du vecteur de mesure à l'étape K est déterminée par application des équations d'évolution et d'observation à l'estimée a posteriorixK_ K_, du vecteur d'état correspondant à l'étape K-1 précédente. Cette opération est illustrée sur la figure 2 par la présence d'une boucle de rétroaction constituée d'un circuit à retard 30 et de deux filtres 31, 32. Le circuit à retard 30 connecté en sortie du filtre de Kalman permet de mémoriser l'estimée a posteriorixK_ K_1 du vecteur d'état disponible à la sortie du filtre de Kalman au cours de l'étape précédente K-1. Le filtre 31 permet, par mise en oeuvre de l'équation d'évolution, l'obtention de l'estimée à priori du vecteur d'état à l'étape K, à partir de l'estimée a posteriori 2K_ K_1 du vecteur d'état du système à l'étape précédente K-1. Sa fonction de transfert est définie par la matrice FK_1 de l'équation d'évolution. Cette estimée a priori XK,K_, du vecteur d'état à l'étape K est ensuite utilisée pour obtenir, au moyen d'un deuxième filtre 32, l'estimée a priori 2K,K_1 du vecteur de mesure à l'étape K par application de l'équation d'observation. Ce deuxième filtre 32 a, pour ce faire, une fonction de transfert définie par la matrice HK de l'équation d'observation. L'estimée a priori zK,K_1 du vecteur de mesure à l'étape K obtenue dans la boucle de rétroaction est appliquée, en entrée du filtre de Kalman, à un circuit soustracteur 33 qui reçoit par ailleurs le vecteur de mesure zK effectivement mesuré au cours de l'étape K et qui délivre un vecteur d'erreur rK, également appelé innovation, attestant de l'erreur commise lors de l'estimation a priori. Ce vecteur d'erreur rK est transformé par un troisième filtre 34 en un vecteur de correction. Ce vecteur de correction est additionné o par un deuxième sommateur 35 à l'estimée a priori.2K,K_1 du vecteur d'état pour l'étape K issue du premier filtre 31, pour obtenir l'estimée a posteriori xK,K du vecteur d'état qui constitue la sortie du filtre de Kalman. Le troisième filtre 34, qui fournit le terme correctif, est connu sous le nom de filtre de gain de recalage. Il a une fonction de transfert définie par une matrice KK déterminée de façon à minimiser la covariance de l'erreur faite sur l'estimation a posteriori. Kalman a montré que la matrice de gain optimal KK pouvait être déterminée par une méthode récursive à partir des équations: - de la matrice de covariance de l'estimée a priori du vecteur 20 d'état _ T PK / K-1 - FK-1 PK-1 / K-1 FK-1 +Q K-1 - de définition de la matrice de gain elle-même T KK = PK/K-114T HKPK/K-1HKT +RK - de mise à jour de la matrice de covariance de l'estimée a 25 posteriori du vecteur d'état PK/K = (I KK HK)PK/K-1 P étant la matrice de covariance du vecteur d'état, soit estimée a priori pour l'étape K à partir de l'étape K-1 si P est affecté de l'indice KIK-1, soit estimée a posteriori si P est affecté de l'indice K-11K-1, R étant la matrice de covariance des bruits d'observation wK, Q étant la matrice de covariance des bruits d'état (ou de fonctionnement) vK. A l'initialisation, la matrice de covariance du vecteur d'état et le vecteur d'état sont pris égaux à leurs estimées les plus vraisemblables. Au pire, la matrice de covariance est une matrice diagonale avec des termes infinis ou très grands (de façon à avoir des écarts-type très grands devant le domaine dans lequel le vecteur d'état est susceptible d'évoluer) et l'estimée du vecteur d'état le vecteur nul, lorsque l'on n'a aucune idée sur les valeurs initiales. En pratique, le gain de correction d'un filtre de Kalman est "proportionnel" à l'incertitude sur l'estimation a priori de l'état du système et "inversement proportionnel" à l'incertitude sur la mesure. Si la mesure est très incertaine et l'estimation de l'état du système relativement précise, l'écart constaté est principalement dû au bruit de mesure et la correction qui en découle doit être faible. Au contraire, si l'incertitude sur la mesure est faible et celle sur l'estimation de l'état du système grande, l'écart constaté est très représentatif de l'erreur d'estimation et doit conduire à une correction forte. C'est le comportement vers lequel on tend avec le filtre de Kalman. En résumé, un filtre de Kalman sans vecteur de contrôle est défini par une matrice FK correspondant à l'équation d'évolution définissant l'évolution du vecteur d'état du système physique modélisé, une matrice HK correspondant à l'équation d'observation définissant les relations permettant de passer du vecteur d'état au vecteur de mesure et une matrice de gain KK mise à jour à l'aide d'un processus itératif mettant en jeu la matrice de covariance du vecteur d'état P elle-même mise à jour au cours du processus itératif et des matrices de covariance QK et RK des bruits d'état et de mesure. Le filtre de Kalman 3 opère au niveau des écarts constatés entre deux versions des informations de même type provenant l'une, de la centrale inertielle INS 1 et l'autre, du récepteur GNSS 2, car cela permet de travailler sur des variables ayant des domaines de variation plusrestreints sur lesquels l'approximation linéaire peut être utilisée pour simplifier les équations de modélisation et d'évolution (on parle alors de filtre aux erreurs). Dans ce cadre, l'équation d'évolution du filtre de Kalman modélise l'évolution prévisible des erreurs sur le système hybride liés aux résidus des défauts capteurs inertiels non estimés et à la mécanisation de la plate forme inertielle (ici boucle fermée) de la centrale inertielle 1 qu'il déduit des différences constatées entre la prévision d'écart qu'il fait et les écarts effectivement mesurés entre la position et la vitesse issues de la centrale inertielle et du récepteur GNSS. Elle est déterminée par la matrice F dont la définition est fonction du mouvement du porteur, c'est-à-dire des paramètres de vol dans le cas où le porteur équipé du système hybride de positionnement est un aéronef. La définition des différentes versions de cette matrice F en fonction des paramètres du mouvement du porteur sort du domaine de la présente invention. Elle ne sera pas détaillée dans la suite car elle est bien connue de l'homme du métier spécialisé dans le domaine de l'inertie. Les résidus xK,K des erreurs du système hybride estimés a posteriori par le filtre de Kalman d'hybridation 3 sont utilisés pour le recalage de la centrale inertielle INS 1 (boucle fermée). Les informations inertielles INS 1 étant régulièrement recalées, les points de position et de vitesse hybrides sont supposés plus fiables à condition que les mesures GNSS soient intègres. Pour résumer, le traitement effectué par le filtre de Kalman d'hybridation se divise en trois temps: - Propagation du vecteur d'état et de la matrice de variance-covariance associée XK+vK = FK+l.XK,K +COR_FK_ pK PK+1/K = FKÉPK/KÉFF + QK - Recalage du vecteur d'état et de la matrice de variance-covariance à l'aide du gain KK+1 T T KK+1 = PK+1/K ÉHK+I HK+1 ÉPK+1/K ÉHK+1 + RK+1 X K+1 K+l = X K+1 / K+ KK+I É(ZK+, HK+1.X K+1 K PK+I I K+i = PK+1 / K KK+1 ÉHK+1 'PK+1/K Application des corrections issues du filtre de Kalman d'hybridation à la centrale inertielle COR_FK_pK = XK,K La matrice d'observation HK+1 permet l'observation des différences entre les positions et vitesses issues de la plate-forme virtuelle PFV et les positions et vitesses GNSS résolues. La matrice d'évolution FK+1 est calculée en utilisant les données de la plate-forme virtuelle PFV corrigées par le filtre de Kalman et permet la propagation de l'état et de la matrice de variance-covariance associée. Le problème rencontré avec les systèmes hybrides de positionnement INSIGNSS en boucle fermée est le risque de voir les opérations de recalage propager à la centrale inertielle 1 les erreurs de position et de vitesse commises par le récepteur GNSS 2 en raison 2866423 14 d'informations défectueuses lui parvenant d'un ou plusieurs satellites défaillants (mauvaises corrections appliquées par le filtre de Kalman à la plate-forme virtuelle PFV, mauvaise estimation des défauts inertiels). L'intégrité du système hybride de positionnement INS/GNSS en boucle fermée est alors difficile à assurer. La figure 3 illustre le schéma d'un système hybride INS/GNSS en boucle fermée équipé d'un détecteur de problème satellite opérant à partir des points de position, en coordonnées géographiques, effectués par le récepteur GNSS 2 avec tous les satellites visibles supposés au nombre de N o et avec tous les satellites visibles moins l'un d'entre eux, le satellite visible écarté étant l'un quelconque d'entre eux. Le détecteur de problème satellite 4 comporte un banc de N filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40;,...,40N associé à un banc de circuits de test 411, 412,..., 41;,...,41 N contrôlant, par un circuit inhibiteur 5 intercalé à la sortie du filtre de Kalman d'hybridation 3, la possibilité d'un recalage de la centrale inertielle 1. Les filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40f,...,40N fonctionnent en boucle ouverte. Le vecteur d'état du iéme filtre prédicteur-estimateur 40; est composé des erreurs par rapport au vecteur d'état du filtre de Kalman d'hybridation induites par la non prise en compte dans le récepteur GNSS 2 des informations données par le iéme satellite visible et même plus généralement par rapport à des mesures faites par d'autres équipements de navigation comme un altimètre barométrique ou un anémomètre. erreurs _ attitude _ par _ rapport _ FK erreurs _ vitesse _ par _ rapport _ FK erreurs _ position _ par _ rapportFK erreurs _ biais _ accéléro _ par _ rapport _ FK erreurs dérives _ gyro _ par rapprot _ FK erreurs _ baro _ par _ rapport _ FK erreurs _ anémo _ par _ rapport _ FK Err' = Les matrices d'évolution FK des différents filtres prédicteursestimateurs 401, 402,..., 40;,...,40N sont identiques à celle FK du filtre de Kalman d'hybridation 3: ErrK+1i/K = Fx+1.ErrK/K (1) La mesure Z' d'un ième filtre prédicteur-estimateur 40; est constituée de l'écart entre la position, en coordonnées géographiques (latitude, longitude et altitude), résultant du point de positionnement PNtot effectué par le récepteur GNSS 2 en tenant compte de tous les N satellites visibles et la position, en coordonnées géographiques, résultant du point de positionnement PN_l),i effectué par le récepteur GNSS 2 en écartant les informations envoyées par le ième satellite: PN 1 / i PNtot Les matrices H d'observation des différents filtres prédicteursestimateurs 401, 402,..., 40;,...,40N sont toutes identiques et correspondent à l'équation d'observation permettant de passer du vecteur d'état Errt au vecteur de mesure Z. Les gains des différents filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40;,...440N sont tous pris égaux à celui K du filtre de Kalman d'hybridation 3 de façon que le recalage sur les mesures z' qu'ils reçoivent se passe comme le recalage du filtre de Kalman d'hybridation 3. Compte tenu de ces choix, les recalages des vecteurs d'état Err des filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40f,...,40N répondent à la 25 relation: ErrK+1/K+1 = ErrK+l/K + KK+1'(ZK+! HK+1 ÉEYYK+1/K) (2) Pour détecter la défaillance de l'un au moins des N satellites visibles par le récepteur de positionnement GNSS 2, on effectue des tests statistiques sur les vecteurs d'état Err disponibles en sortie des différents filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40;,...,40N au moyen du banc des circuits de test 41 1, 412,..., 41;,...,41 N. Ces circuit de test réalisent des tests statistiques consistant à admettre une panne de satellite si, pour i allant de 1 au nombre N de satellites visibles, l'une des deux inégalités sur les erreurs de position des filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40i,...,40N suivantes est vérifiée: LErrK+l/K (err _ Lat)* .EYYK+1/K (err _kit)] > K _ seuil* .K _ seuil.COV _ ErrK+11K (err lat) OU [Erre+,,K (err Ion)* .Erre+1,K (err l'on)] > K seuil* .K _ seuil.COV _ Errr+v K (err Ion) La variable K_seuil contrôle indirectement la valeur de l'erreur radiale acceptable. Elle est choisie en fonction du taux recherché de fausse alarme. Pour une probabilité de fausse alarme de 10"6, on prendra une valeur de 5,06 environ (répartition gaussienne) pour la variable K_seuil. La réalisation de ces tests statistiques implique que l'on soit capable de propager et de recaler les variances associées aux vecteurs d'état Err' des différents filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40;,..., 40N. La propagation et le recalage peuvent se dérouler ainsi: A l'initialisation, on pose: COV _ Err,o = [0] [0] étant la matrice nulle. A la première propagation, par définition: COV Err = - E É LÊrr Err' T J 1/0 ce qui s'écrit en raison de la relation (1) : lT CO V Erri i o= E(F, . Erro, o+ u 1)(F, . Erro, o + u 1 1 u' étant un bruit blanc (bruit d'état) . D'où : COV _Err1,o = F,.COV _Erro/oÉF1T +Ql F étant la matrice d'évolution du filtre de Kalman d'hybridation 3 et QI la matrice de covariance des bruits d'état du filtre de Kalman d'hybridation 3. Au premier recalage, par définition: 10 COV = ELErr,,,.Err,;,T J ce qui s'écrit, en tenant compte de la relation (2) : COV Erriii = EL(Erri'io +K. (Z Hi.Errri o %(Erriio +K.(Z HI.Err))T J iio En développant cette expression, on trouve: COV _Errll1 = ELErr,,o.Err oT J+K,.E[Z, ZT JK,T + K1.H1.EErrvo.Err oT JH,T.K,T... E[Err,,o.ErriioT HIT.K,T K,.H,. E[Erriio.ErriiioT D'où : COV=(I K,.H,).COV_Err o.(I K,.H,)T +K,.EiZ.ZT JK, T I étant la matrice identité. Le premier terme de l'expression du recalage de la matrice de covariance se calcule à partir de la matrice d'observation H des filtres prédicteursestimateurs 401, 402,..., 40;,...,40N et de la matrice de gain KI du filtre de Kalman d'hybridation 3. Le deuxième terme se calcule au moyen des matrices de variance-covariance utilisées dans les calculs des moindres carrés effectués pour la résolution des position, vitesse et temps dans le récepteur GNSS 2, lors des points de positionnement à N et (N-1) satellites. En effet, lors de cette résolution, la méthode des moindres carrés évalue le degré de confiance sur les points résolus par l'intermédiaire des matrices de variances covariances (matrices E[P(n_1),;.P(n_1),T] pour les N points à (N-1) satellites et E[Ptot.PtotT] pour le point à N satellites) . Or: l E[Z.ZT J= E[(P(N-i)/ - P,t)(P(N-i)/i - Pro:)T J Car: Zi = Dyi = 1(N-,),r Prot v z' ) En développant la première expression, on obtient: ELZi.ZiT, =E[PN-I)li PN I)IiJ+E[PotÉP r]-E[PN-I)liÉPr]-ELPtotÉP(N-I)li Les deux premiers termes sont connus. Ils sont directement fournis par les calculs des moindres carrés lors de la résolution des différents points de position, vitesse et temps effectués par le récepteur GNSS 2. Les termes E[PN_I),i.PrI et E[Pot.P(N_I),iJ, traduisant l'intercorrélation entre le point de positionnement Ptot à N satellites et les points de positionnement P(NA)/i à (N-1) satellites, peuvent être évalués en reprenant l'expression des moindres carrés de chaque point. En effet, on a: PN I)/ i H(N I)/ i.d H(N_I),i étant la matrice pseudoinverse utilisée dans la résolution position, vitesse et temps faite lors du point de positionnement effectué à N-1 satellites ((absence du ième satellite) : HN 1)li =(H(N I),iÉH(N-I),i)1.H(N_I),iétant construite à partir de la matrice H(N_1)1 qui est la matrice des cosinus directeurs liant les pseudo-distances d à 20 la position résolue par la relation: d = H(N_I>/i PN I)/i d étant le vecteur formé par les pseudo-distances. Ainsi: E[P(N 1)/i ÉPr 1= EkH(N I)li.d JHtot Éd)T J J_ Er I 1 * *T d.dT H(N I)li ÉHtot Or: * *T T T T H(N-I)li Htot = H(N-I)li H(N-I)li 1 H(N I) li HtotÉ Htot Htot I T T r T {(HT tot Htot 1 = \Htot ÉHtot} et: car la relation: T 1 T Htot Htot Htot Hot = I entraîne: T {(Ht.HIOÎÏ1(HT 1 ot Hm} = I T 1 IT a HT tot Htot Hot Htot = I 1 a (H T tot.H tot) = {(HT ot ÉHot) * 1 T 1 De ce fait: H(N 1)li ÉHtotT * = H(TN 1)li ÉH(N 1)/i ÉH(TN-0H ÉHtot Htot ÉHot En outre, on a l'égalité suivante: H ot ÉH(N-1)/i H(N 1)/iH(N 1)/i La matrice H(N_1),ine diffère de la matrice Htot que par la ième ligne qui est nulle dans le cas de la matrice H(N_1),i et qui comporte les cosinus directeurs de la ligne à vue du ième satellite dans le cas de la matrice Htot É En effectuant le produit de matrices Hôt.H(N_1),i, les termes de la ième colonne de la matrice Hi t sont multipliés par les termes nuls de la matrice H(N_),i. Ainsi, si les termes de la ième colonne d'une matrice multipliée par la matrice H(N_),i sont déjà nuls (comme dans le cas de la matrice H(N_1),i), il n'y a pas de changement. Cela explique l'égalité ci-dessus. Par conséquent: T T l 1 T ( H(*N-1)li ÉHtotT * = 1 H(N 1)li H(N 1)li J H(N 1)/i H(N 1)li Hror Hrot T 1 = Htot ÉHot =H* H*T tot tot donc: E[PN-1),iÉPo] = E[PotÉP t] Finalement, nous avons la relation: E[Zi.ZiT] = E[P(N-1)li ÉPN 1)li] E[Pot ÉPt] qui montre que la matrice E[Zi.ZiT] peut être évaluée à partir des matrices issues des calculs des différents points de position, vitesse et temps effectués par le récepteur GNSS 2. 25 Le premier recalage et la première propagation ne posent donc pas de problème. Les matrices d'évolution FI et de gain KI utilisées sont celles du filtre de Kalman d'hybridation 3 tandis que la matrice d'observation H est commune à tous les filtres prédicteurs-estimateurs 401, 402,..., 40;,...,40N. Par récurrence, il est possible de montrer qu'il en est de même pour les recalages et propagations suivants. Dès qu'au moins un des tests statistiques est levé ou positif, il y a suspicion de mauvais fonctionnement de l'un des satellites visibles sur lesquels se base le récepteur GNSS 2 pour déterminer position et vitesse du porteur. Ce franchissement est utilisé pour déclencher le circuit inhibiteur 5 intercalé entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation 3 et l'entrée de recalage de la centrale inertielle 1, le satellite fournissant des données erronées ne sera réintégré que lorsque tous les tests statistiques ne seront plus levés, avec éventuellement un délai supplémentaire de précaution. On remarque qu'il est également possible d'estimer un rayon de protection sur la position hybride issue de la centrale inertielle 1 en utilisant la méthode du maximum de séparation. Le circuit 4 de détection de problème satellite ne permet pas d'identifier le satellite fautif car l'information erronée provenant de ce satellite est prise en compte dans le point à N satellites visibles qui sert de référence. Sachant que l'un des satellites visibles utilisés par le récepteur GNSS 2 émet des informations suspectes, il est intéressant de pouvoir l'identifier pour le faire mettre à l'écart par le récepteur GNSS 2. La figure 4 donne un exemple de schéma d'un système hybride INS/GNSS en boucle fermée équipé d'un détecteur de problème satellite et d'un identificateur de satellite défaillant. Comme dans le cas de la figure 3, on retrouve une centrale inertielle INS 1, un récepteur GNSS 2, un filtre de Kalman d'hybridation 3 opérant sur les résidus des erreurs entre la position, en coordonnées géographiques, donnée par la centrale inertielle INS 1 et celle, également en coordonnées géographiques, donnée par le récepteur GNSS 2 et fournissant des informations de recalage à la centrale inertielle INS 1, et un circuit 4 de détection de problème de satellites analogue à celui de la figure 3 commandant un circuit d'inhibition 5 intercalé entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation 3 et une entrée de recalage de la centrale inertielle INS 1. En plus de ces éléments apparaît un circuit 6 identificateur de satellite défaillant opérant à partir de différents points de position, en coordonnées géographiques, effectués par le récepteur GNSS 2 avec tous les satellites visibles moins un et avec tous les satellites visibles moins deux, les deux satellites visibles écartés étant à chaque fois différents. Ce circuit 6 identificateur de satellite défaillant fonctionne en parallèle du circuite 4 de détection de problème satellite. Il est activé par le circuit 4 en cas de détection de problème de satellite. Il identifie le satellite défaillant pour le récepteur GNSS 2 qui ne le prend alors plus en compte pour faire le point de position et de vitesse qui est envoyé au filtre de Kalman d'hybridation. Une fois le satellite défaillant écarté, le circuit 6 identificateur de satellite désinhibe le circuit d'inhibition 5 et la plate-forme virtuelle PDV de la centrale inertielle INS 1 est à nouveau corrigée. Le circuit 6 identificateur de satellite défaillant se base sur des tests en prenant comme références les différents points de position possibles avec N-1 satellites qui sont comparés à des points de position à N-2 satellites issus de ces points à N-1. Ces tests consistent à : - évaluer, pour chaque sélection possible de N-1 satellites parmi les N observables, les écarts de position, en coordonnées géographiques, constatés entre le point de position fait par le récepteur GNSS 2 avec l'ensemble des N-1 satellites de la sélection et les différents points de position possibles à N-2 satellites que peut faire le récepteur GNSS 2 en écartant un satellite supplémentaire de la sélection, - soumettre ces écarts à un banc de filtres prédicteursestimateurs pour évaluer l'erreur induite conjointement par deux satellites, comparer les états de ce deuxième banc de filtres prédicteursestimateurs avec les variances qui leurs sont associées, identifier la famille de filtres ne levant pas leur test statistique et en déduire le satellite en panne, indiquer au récepteur GNSS le satellite corrompu pour le retirer 35 de l'ensemble des satellites visibles utilisés pour résoudre le point de position (et de vitesse) à N satellites communiqué au filtre de Kalman désinhiber les corrections fournies par le filtre de Kalman à la centrale à inertie une fois le satellite défecteux retiré du point du 5 récepteur GNSS et le filtre reconfiguré. En effet, ce n'est que lorsque le satellite fautif est évincé de la sélection de N-1 satellites et des sélections de N-2 satellites qui en découlent que les tests statistiques sur les états des filtres prédicteurs-estimateurs ne se déclencheront pas (tests non levés). Comme montré à la figure 5, le circuit 6 identificateur de satellite défaillant comporte un banc de N.(N-1)/2 filtres prédicteurs-estimateurs 61;J (1 Chacun des filtres prédicteurs-estimateurs 61 i,i du banc de filtre dédié à l'identification du satellite en panne a la même configuration que les filtres prédicteurs-estimateurs 40; du banc de filtres dédiés à la détection de défaillance d'un satellite avec les mêmes matrices de gain K, d'évolution F et d'observation H, et reçoit, comme mesure, l'écart fourni par un circuit soustracteur 60;J entre la position, en coordonnées géographiques (latitude, longitude et altitude), résultant d'un point de positionnement P(N_,),i effectué par le récepteur de positionnement par satellites GNSS 2 en tenant compte des N satellites visibles moins un, le ième et la position en coordonnées géographiques résultant d'un point de positionnement P(N_2),;,j effectué par le récepteur de positionnement par satellites GNSS 2 en écartant les informations du satellite déjà exclu, le ième et d'un autre, le jème Les calculs des variances associées nécessaires aux circuits de 35 tests 62;,i pour comparer les états par rapport à leurs variances sont exactement les mêmes que ceux décrits pour les circuits de test 41; associés aux filtres prédicteurs-estimateurs 40; du premier banc et ne seront pas repris ici. Seule l'observation est différente puisqu'il s'agit ici de différence entre des points résolus avec (N-1) satellites visibles et des points résolus avec (N-2) satellites visibles. Le circuit de traitement 63 compare les tests des N différentes familles, où le iéme satellite a été enlevé pour la résolution du point de position à N-1 et des points de position à N-2 satellites (1 4\1), puis identifie le satellite défectueux par le fait que seuls les filtres prédicteursestimateurs d'une famille, celle ne prenant jamais en compte le satellite défectueux n'a aucun test statistique levé. En effet, outes les autres familles de filtres prédicteurs-estimateurs comparant les points de position à N-1 où le satellite défaillant est présent avec des points de position à N-2 satellites ont au moins un test statistique levé. Ce circuit de traitement 63 permet d'éviter l'utilisation du satellite corrompu dans la résolution du point GNSS fourni au système hybride. Pour faciliter la compréhension, les fonctions réalisées dans un dispositif de surveillance de l'intégrité d'un système hybride INS/GNSS ont été illustrées sous forme de blocs séparés mais il est bien évident qu'elles 20 peuvent être remplies par un même calculateur à logique programmé, par exemple le calculateur de gestion du vol si le porteur du système hybride de positionnement est un aéronef. REVENDICATIONS 1. Dispositif de surveillance de l'intégrité d'un système hybride constitué d'une centrale inertielle INS (1), d'un récepteur de positionnement par satellites GNSS (2) opérant à partir d'une constellation de N satellites visibles, et d'un filtre de Kalman d'hybridation (3) ayant un vecteur d'états correspondant aux erreurs du système hybride, en particulier les erreurs de biais et de dérive résiduelles de la centrale inertielle INS (1), observant les écarts entre les points de positionnement et de vitesse fournis, en coordonnées géographiques, par la centrale inertielle INS (1) et par le récepteur GNSS (2), ayant une matrice d'évolution F modélisant l'évolution des erreurs du système hybride, une matrice d'observation H modélisant les relations entre le vecteur d'états et les écarts observés entre les positions et de vitesses délivrées par la centrale inertielle INS (1) et le récepteur GNSS (2), et un gain K minimisant la covariance de l'erreur faite sur l'estimation a posteriori du vecteur d'états du filtre de Kalman et en particulier des erreurs résiduelles de la centrale inertielle INS (1), et délivrant une estimée a posteriori des erreurs du système hybride qui sert à recaler la centrale inertielle INS (1), caractérisé en ce que le récepteur GNSS (2) délivre en plus d'un point de position effectué à partir des N satellites visibles qu'il a en vue, des points de position P(N_Iyi, i E [1,..N] résolus avec N-1 satellites visibles déduits de la constellation des N satellites visibles en la privant à chaque fois d'un satellite différent et en ce qu'il comporte un circuit (4) détecteur de problème satellite comportant un banc de N filtres prédicteurs-estimateurs (40;) de l'erreur induite par le satellite qui a été ôté lors de la résolution d'un point de position à N- 1 satellites, ayant le gain K et la matrice d'évolution F du filtre de Kalman d'hybridation (3), observant chacun l'écart entre le point de position, en coordonnées géographiques, délivré par le récepteur GNSS (2) en observant les N satellites visibles et l'un des points de position P(N_1)/j, également en coordonnées géographiques, délivrés par le récepteur GNSS (2) en observant N-1 satellites visibles et des circuits de test (41;) comparant les états des filtres prédicteurs-estimateurs (40;) à leurs variances et détectant une panne satellite lorsque le test est positif, l'écart trouvé étant supérieur à un seuil de détection. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les seuils de détection sont des seuils statistiques qui tiennent compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré. 3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les seuils de détection sont des seuils statistiques qui tiennent compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré et qui sont fonction du taux de fausse alarme acceptable pour le test. 4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte un circuit (5) d'inhibition de recalage intercalé entre la sortie du filtre de Kalman d'hybridation (3) et une entrée de recalage de la centrale inertielle INS (1), et activé par le circuit (4) détecteur de problème satellite. 5. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les filtres prédicteurs-estimateurs (40;) du circuit (4) détecteur de problème satellite ont tous la même matrice d'observation. 6. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le récepteur GNSS (2) délivre des points de position P(N_1),; i E [1,..N] et P(N_2),;,j (1 7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que les seuils de détection des circuits de test (62;,x) du circuit (6) identificateur de satellite défaillant sont des seuils statistiques tenant compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré. 8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que les seuils de détection des circuits de test (62;,x) du circuit (6) identificateur de satellite défaillant sont des seuils statistiques qui tiennent compte de la covariance associée au type d'erreur de positionnement considéré et qui sont fonction du taux de fausse alarme acceptable pour le test. 9. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que les filtres prédicteurs-estimateurs (61;,x) du circuit (6) identificateur de satellite défaillant ont tous la même matrice d'observation. 10. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que les filtre prédicteurs-estimateurs (40;, 61;,x) du circuit (4) détecteur de problème satellite et du circuit (6) identificateur de satellites défaillant ont tous la même matrice d'observation.