FR 3059785 A1 20180608 FR 1601704 A 20161201 1 Procédé de détermination d'une position géographique d'un aéronef La présente invention concerne un procédé de détermination d'une position géographique d'un aéronef. Il est possible de déterminer la position géographique d'un aéronef à l'aide d'un système de géolocalisation par satellite (ou GNSS pour « Global Navigation Satellite System »). Pour ce faire, l'aéronef embarque un récepteur de géolocalisation configuré pour recevoir des signaux de géolocalisation émis par les satellites d'une constellation de satellites du système de géolocalisation par satellite, et pour calculer la position de l'aéronef à partir des signaux de géolocalisation reçus. Des exemples de systèmes de navigation par satellite sont le système GPS, le système GALILEO et le système GLONASS. Il existe une incertitude sur la position de l'aéronef calculée par le récepteur de géolocalisation. Pour tenir compte de cette incertitude, le récepteur de géolocalisation est 15 configuré pour calculer un rayon de protection. Le rayon de protection est déterminé de telle manière que la probabilité que la position de géolocalisation calculée par le récepteur de géolocalisation soit à une distance de la position réelle de l'aéronef supérieure au rayon de protection est inférieure à un seuil déterminé. Dans les aéronefs civils, le rayon de protection est déterminé de sorte que cette probabilité est inférieure à un seuil de 10-7/h. Le récepteur de géolocalisation est généralement configuré pour déterminer, d'une part, un rayon de protection horizontal (ou HPL pour Horizontal Protection Level ») relatif à l'écart entre la position de géolocalisation et la position réelle dans le plan horizontal, et, d'autre part, un rayon de protection vertical (ou VPL pour « Vertical Protection Level ») 25 relatif à l'écart entre la position de géolocalisation et la position réelle suivant l'axe vertical. Il est possible qu'un ou plusieurs satellites d'un système de géolocalisation par satellites soient défaillants. Ceci est susceptible de conduire au calcul d'une position de géolocalisation erronée, située hors d'un rayon de protection. Il est possible d'utiliser un système d'augmentation par satellite (ou SBAS pour « Satellite Basecl Augmentation System ») associé au système de géolocalisation par satellite. Le système d'augmentation par satellite est configuré pour fournir des données de correction relatives aux satellites du système de géolocalisation par satellite et permettant d'améliorer la précision de la position calculée par le récepteur de géolocalisation. Les 2 données de correction comprennent par exemple des corrections d'horloge, des corrections d'orbite (ou corrections d'éphémérides) et des corrections ionosphériques. Le système d'augmentation par satellite est aussi configuré pour surveiller en permanence le bon fonctionnement des satellites du système de géolocalisation par satellite, et pour fournir des données d'intégrité des satellites. Lorsqu'une défaillance d'un satellite apparaît, les données d'intégrité de ce satellite sont mises à jour. Des exemples de système d'augmentation par satellite sont le système WAAS (« Wide Area Augmentation System ») et le système EGNOS (« European Geostationnary Navigation Overlay System »). 10 Ces systèmes d'augmentation possèdent des récepteurs de référence basés au sol et immobiles, configurés pour recevoir les signaux de géolocalisation du système de géolocalisation par satellite, au moins un calculateur configuré pour calculer les données de correction et les données d'intégrité en fonction des signaux de géolocalisation reçus, et au moins un émetteur pour envoyer des signaux d'augmentation contenant les 15 données de correction et les données d'intégrité au récepteur de géolocalisation de l'aéronef via un ou plusieurs satellites géostationnaires de télécommunication. En fonction des données de correction et des données d'intégrité reçues, le récepteur de géolocalisation peut par exemple cesser d'utiliser un satellite de géolocalisation ou augmenter un rayon de protection associé à la position de 20 géolocalisation calculée à partir d'un signal de géolocalisation. Le système d'augmentation possède un temps d'alerte (ou TTA pour « Time To Alert ») qui est la durée maximale s'écoulant entre l'apparition défaillance d'un satellite du système de géolocalisation par satellite et sa prise en compte dans le récepteur de géolocalisation de l'aéronef. Actuellement, le temps d'alerte du système d'augmentation 25 WAAS et le temps d'alerte du système d'augmentation EGNOS sont d'environ 6 secondes. Ce temps d'alerte est incompressible et limite l'utilisation de la position de géolocalisation calculée par le récepteur de géolocalisation, notamment pour les approches avec utilisation d'un système de guidage vertical (ou LPV pour « Localizer 30 Performance with Vertical guidance »). En effet, lorsque le récepteur de géolocalisation reçoit une mise à jour de données d'intégrité d'un satellite à un instant donné, cela signifie que les positions de géolocalisation calculées par le récepteur de géolocalisation depuis une durée égale au temps d'alerte sont fausses (i.e. la position de géolocalisation calculée par le récepteur de 35 géolocalisation est potentiellement en dehors du rayon de protection associé à cette position de géolocalisation), sans que le pilote n'en ait été informé. 25 3059785 3 Il est donc nécessaire de prendre des marges de sécurité sur les trajectoires, en particulier verticalement pour ne pas risquer que l'aéronef heurte le sol. De, ce fait, lors des approches utilisant le système LPV, l'altitude de décision (hauteur de l'avion par rapport au terrain en deçà de laquelle le pilote ne doit pas poursuivre l'approche s'il n'a pas de visibilité sur la piste) est actuellement limitée à 200 pieds, soit environ 61 mètres. Un des buts de l'invention est de fournir un procédé de détermination d'une position géographique d'un aéronef à partir d'un système de géolocalisation par satellite, pouvant être associée à un temps d'alerte et un rayon de protection satisfaisants. A cet effet, l'invention propose une procédé de détermination d'une position géographique d'un aéronef à l'aide d'un récepteur de géolocalisation et d'un système de mesure inertiel embarqués dans l'aéronef, le récepteur de géolocalisation étant configuré pour recevoir des signaux de géolocalisation de satellites d'un système de géolocalisation par satellite et des signaux d'augmentation d'un système d'augmentation par satellite associé au système de géolocalisation par satellite, le procédé comprenant le calcul d'une position hybride représentative de la position géographique de l'aéronef à un instant présent en fonction d'une position de géolocalisation de référence de l'aéronef calculée par le récepteur de géolocalisation à un instant de référence précédant l'instant présent d'une durée déterminée, et d'au moins une vitesse de l'aéronef entre l'instant de référence et l'instant présent, déterminée à l'aide du système de mesure inertiel. Le procédé peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes - la position hybride est calculée à partir de la position de géolocalisation de référence et par propagation en fonction de la vitesse de l'aéronef entre l'instant de référence et l'instant présent - la position hybride est calculée en ajoutant à la position de géolocalisation de référence une variation de position calculée par intégration de la vitesse de l'aéronef entre l'instant de référence et l'instant présent ; - l'instant de référence précède l'instant présent d'une durée égale ou strictement inférieure à un temps d'alerte du système d'augmentation il comprend le calcul d'un rayon de protection hybride associé à la position hybride en fonction d'un rayon de protection associé à la position de géolocalisation de référence et calculé par le récepteur de géolocalisation, et d'une augmentation de rayon de protection, par exemple calculée en fonction d'une erreur associée à la vitesse entre l'instant de référence et l'instant présent ; - le calcul d'un rayon de protection associé à la position de géolocalisation courante calculée par le récepteur de géolocalisation à l'instant présent, comme la 4 somme d'un écart entre la position de géolocalisation courante et la position hybride et du rayon de protection hybride - la détermination d'un rayon de protection d'approche associé à la position de géolocalisation courante, comme le maximum du rayon de protection associé à la position de géolocalisation courante et du rayon de protection consolidé - la vitesse utilisée pour calculer la position hybride est une vitesse hybride déterminée en fonction de paramètres inertiels mesurés par le système de mesure inertiel et en outre de paramètres de géolocalisation calculés par le récepteur de géolocalisation. L'invention concerne également un système avionique comprenant un récepteur. 10 de géolocalisation et un système de mesure inertiel, le récepteur de géolocalisation étant configuré pour recevoir des signaux de satellites d'un système de géolocalisation par satellite et des signaux d'augmentation d'un système d'augmentation par satellite associé au système de géolocalisation par satellite, le système avionique étant configuré pour la mise en oeuvre d'un procédé de détermination d'une position géographique de l'aéronef tel que défini ci-dessus. L'invention concerne encore un produit programme d'ordinateur enregistrable dans une mémoire informatique et comprenant des instructions de code pour la mise en oeuvre d'un procédé de détermination d'une position géographique d'un l'aéronef tel que défini ci-dessus lorsque le produit programme d'ordinateur est exécuté par un processeur. 20 L'invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels': - la Figure 1 est un schéma illustrant un aéronef, ainsi qu'un système de géolocalisation par satellite et un système d'augmentation par satellite associé ; 25 - la Figure 2 est un schéma illustrant un système avionique embarqué de l'aéronef, le système avionique étant configuré pour la mise en oeuvre d'un procédé de détermination d'une position géographique de l'aéronef ; - les Figures 3 à 5 sont des lignes de temps illustrant le calcul d'une position hybride et d'un temps d'alerte hybride associé selon le procédé de détermination d'une 30 position géographique de l'aéronef. L'aéronef 2 illustré sur la Figure 1 possède un récepteur de géolocalisation 4 configuré pour recevoir des signaux de géolocalisation SGEO émis par les satellites de géolocalisation 6 d'un système de géolocalisation par satellite 8 et pour recevoir des signaux d'augmentation SAUG envoyés par un système d'augmentation par satellite 10 35 associé au système de géolocalisation par satellite 8. 3059785 Le récepteur de géolocalisation 4 est dit « compatible » avec le système d'augmentation par satellite 10. Le système de géolocalisation par satellite 8 est par exemple le système GPS, le système GAULE() ou le système GLONASS. Le système d'augmentation par satellite 10 est par exemple le système WAAS ou le système EGNOS. Le récepteur de géolocalisation 4 est configure pour calculer une position de géolocalisation PGNSS de l'aéronef 2 en fonction des signaux de géolocalisation SGEO et des signaux d'augmentation SAUF. La position de géolocalisation PGNSS est représentative de la position géographique de l'aéronef 2. Dans la présente description, une « position de géolocalisation » est une position de l'aéronef 2 calculée par le récepteur de géolocalisation 4 embarqué dans l'aéronef 2 en fonction des signaux de géolocalisation SGEO et des signaux d'augmentation SAuG. Le récepteur de géolocalisation 4 est également configuré pour calculer un rayon de protection RGNSS associé à la position de géolocalisation PGNSS, en fonction des 15 signaux de géolocalisation SGEO et des signaux d'augmentation SAUG reçus par le récepteur de géolocalisation 4. Le système d'augmentation par satellite 10 est configure pour déterminer des données de corrections permettant d'améliorer la précision du calcul d'une position géographique. 20 Les données de corrections comprennent par exemple, pour chaque satellite de géolocalisation 8 des corrections d'horloge, des corrections d'orbite (ou corrections d'éphémérides) et/ou des corrections ionosphériques. Le système d'augmentation par satellite 10 est configuré pour surveiller le fonctionnement des satellites de géolocalisation 6 et pour déterminer des données 25 d'intégrité représentatives de l'intégrité de chaque satellite de géolocalisation 6. Les données d'intégrité de chaque satellite de géolocalisation 6 sont mises à jour par le système d'augmentation par satellite 10 en cas détection d'une nouvelle défaillance. Les signaux d'augmentation SAUF émis par le système d'augmentation par satellite 10 contiennent les données de correction et les données d'intégrité. Pour tenir compte des signaux d'augmentation SAUF reçus, le récepteur de géolocalisation 4 peut par exemple ne pas tenir compte du signal de géolocalisation d'un satellite de géolocalisation 6 défaillant ou calculer un rayon de protection RGNSS plus grand si la position de géolocalisation PGNSS est calculée en fonction d'un signal de 35 géolocalisation d'un satellite de géolocalisation 6 défaillant. 3059785 6 Le système d'augmentation 10 est configuré pour envoyer les signaux d'augmentation SAUG au récepteur de géolocalisation 4 par l'intermédiaire d'un ou plusieurs satellites de télécommunication 12. Chaque satellite de télécommunication 12 est par exemple géostationnaire. Le récepteur de géolocalisation 4 est configuré pour la réception des signaux d'augmentation SAUG via chaque satellite de télécommunication 12. Le système d'augmentation 10 illustré comprend au moins un récepteur de référence 14 configuré pour recevoir les signaux de géolocalisation SGEO émis par les satellites 6 du système de géolocalisation par satellite 8, chaque récepteur de référence 14 étant basé au sol, immobile, et possédant une position géographique connue, au moins un calculateur 16 configuré pour déterminer des données de correction et des données d'intégrité relatives à chaque satellite 6 du système de géolocalisation par satellite 8 en fonction des signaux de géolocalisation SGEO reçus par chaque récepteur de référence 14, et au moins un émetteur 18 configuré pour envoyer des signaux d'augmentation SAUG correspondants au récepteur de géolocalisation 4, ici via chaque satellite de télécommunication 12. Le système d'augmentation par satellite 10 comprend un ou plusieurs récepteurs de référence 14, un ou plusieurs calculateurs 16 et un ou plusieurs émetteurs 18. Le système WAAS et le système EGNOS sont de ce type. Le temps d'alerte (ou TTA pour « Time To Alert » en anglais) du système d'augmentation par satellite 10 est la durée maximale pour déterminer une donnée de correction ou une durée d'intégrité et la transmettre au récepteur de géolocalisation 4 de l'aéronef 2. Le temps d'alerte du système WAAS et le temps d'alerte du système EGNOS sont actuellement d'environ 6 secondes. A l'instant présent TPRES, si le récepteur de géolocalisation 4 de l'aéronef 2 reçoit une mise à jour des données d'intégrité d'un satellite de géolocalisation 6, cela signifie que les positions de géolocalisation PGNSS calculées par le récepteur de géolocalisation 4 depuis une durée égale au temps d'alerte TTA sont potentiellement fausses (i.e. hors du rayon de protection). Ainsi, l'intégrité d'une position de géolocalisation PGNSS n'est confirmée qu'a posteriori, avec un retard correspondant au temps d'alerte TTA. Par la suite, l'instant précédent l'instant présent TPRES d'une durée égale au temps d'alerte TTA est nommé « instant d'incertitude Tu ». La période située entre l'instant d'incertitude Tu et l'instant présent TPRES est nommée « période d'incertitude ». Tel qu'illustré sur la Figure 2, l'aéronef 2 possède un système avionique 20 35 embarqué comprenant le récepteur de géolocalisation 4 et un système de mesure 3059785 7 inertiel 22. Le système de mesure inertiel 22 est configure pour mesurer des paramètres inertiels de l'aéronef 2. Le système de mesure inertiel 22 est par exemple un système de référence inertiel (ou IRS pour « lnertial Reference System ») ou un système de référence de cap et d'attitude (ou AHRS pour « Attitude Heading Reference System »). Le système de mesure inertiel 22 est configuré notamment pour mesurer l'accélération Acc de l'aéronef 2. Le système de mesure inertiel 22 est par exemple configuré pour mesurer l'accélération de l'aéronef 2 suivant chacun des trois axes du référentiel de l'aéronef 2 (axe de roulis, axe de tangage et axe de lacet). En option, le système de mesure inertiel 22 est en outre configuré pour mesurer une vitesse angulaire de l'aéronef 2, en particulier pour mesurer les vitesses angulaires de l'aéronef 2 autour de chaque axe du référentiel de l'aéronef. Le système avionique 20 est configuré pour mettre en oeuvre un procédé de détermination d'une position géographique de l'aéronef à partir du récepteur de géolocalisation 4 et du système de mesure inertiel 22. Le système avionique 20 comprend un estimateur de position 24 configuré pour calculer une position hybride PHYB(TPRES) représentative de la position géographique de l'aéronef 2 à l'instant présent TPRES, la position hybride PHYB(TPRES) étant calculée en fonction d'une position de géolocalisation de référence PcNss(TREF) calculée par le 20 récepteur de géolocalisation 4 à un instant dé référence TREF précédant l'instant présent TpREs d'une durée DEST non nulle, et en fonction d'une vitesse VHYB de l'aéronef 2 entre l'instant de référence TREF et l'instant présent TPRES, la vitesse VHYB étant déterminée en fonction de pararnètres inertiels fournis par le système de mesure inertiel 22. La période située entre l'instant de référence TREF et l'instant présent TPRES est 25 nommée «période d'estimation PEST» et sa durée est nommée « durée d'estimation LEST La position hybride PHYB(TPRES) à l'instant présent TPRES est calculée par propagation à partir de la position de géolocalisation de référence PGNss(TREF) et en fonction de la vitesse VHYB de l'aéronef entre l'instant de référence (TREF) et l'instant présent (TFREs). Dans un mode de réalisation particulier, la position hybride PHYB(TPRES) à l'instant présent TPRES est calculée en ajoutant à la position de géolocalisation de référence PcNss(TREF) une variation de position calculée par intégration de la vitesse VHYB de l'aéronef 2 sur la période d'estimation PEST La position hybride PFiyE(TpRES, à l'instant présent TPRES est ainsi obtenue selon 1 l'équation suivante : 'TPREs Vilyk(t) ttt La vitesse VHYB utilisée pour calculer la position hybride PHYB est par exemple une vitesse hybride VHYB calculée en fonction de paramètres inertiels fournis par le système de mesure inertiel 22 et de paramètres additionnels fournis par un autre système de mesure. Le système avionique 20 comprend ici un estimateur de vitesse 26 configuré pour calculer la vitesse hybride VHYB de l'aéronef 2 en fonction de paramètres inertiels fournis par le système de mesure inertiel 22 et en fonction de positions de géolocalisation PGNSS 10 calculées par le récepteur de géolocalisation 4. Les positions de géolocalisation PGNSS utilisées par l'estimateur de vitesse 26 pour le calcul de la vitesse hybride VHYB entre l'instant de référence TREF et l'instant présent TPRES sont des positions de géolocalisation PGNSS(t REVENDICATIONS1.- Procédé de détermination d'une position géographique d'un aéronef (2) à l'aide d'un récepteur de géolocalisation (4) et d'un système de mesure inertiel (22) embarqués dans l'aéronef (2), le récepteur de géolocalisation (4) étant configuré pour recevoir des signaux de géolocalisation (SGEO) de satellites (6) d'un système de géolocalisation par satellite (8) et des signaux d'augmentation (SAUG) d'un système d'augmentation par satellite (10) associé au système de géolocalisation par satellite (8), le procédé-comprenant le calcul d'une position hybride (PHYB(TPRES)) représentative de la position 10 géographique de l'aéronef (2) à un instant présent (TPRES) en fonction d'une position de géolocalisation de référence (PGNSS(TREF)) de l'aéronef (2) calculée par le récepteur de géolocalisation (4) à un instant de référence (TREF) précédant l'instant présent (T 1 PRES, d'une durée déterminée, et d'au moins une vitesse (VHYB) de l'aéronef (2) entre l'instant de référence (TREF) et l'instant présent (TPRES), déterminée à l'aide du système de mesure inertiel (22). 2.- Procédé selon la revendication 1, dans lequel la position hybride (PHYB(TPRES)) est calculée à partir de la position de géolocalisation de référence (PGNSS(TREF)) et par propagation en fonction de la vitesse (VHYB) de l'aéronef entre l'instant de référence (TREF) 20 et l'instant présent (TPRES). 3.- Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la position hybride (PHYB(TPRES)) est calculée en ajoutant à la position de géolocalisation de référence (PGNSS(TREF)) une variation de position calculée par intégration de la vitesse de l'aéronef 25 entre l'instant de référence (TREF) et l'instant présent (TPRES). 4.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'instant de référence (TREF) précède l'instant présent (TPRES) d'une durée égale ou strictement inférieure à un temps d'alerte (TTA) du système d'augmentation (10). 5.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant le calcul d'un rayon de protection hybride (RHYB) associé à la position hybride (PHYB) en fonction d'un rayon de protection (RGNSS(TREF)) associé à la position de géolocalisation de référence (PGNSS(TREF)) et calculé par le récepteur de géolocalisation (4), et d'une augmentation de rayon de protection, par exemple calculée en fonction d'une erreur (Ev) associée à la vitesse (VNYB) entre l'instant de référence (TREF) et l'instant présent (TPRES). PRES)- 16 6.- Procédé selon la revendication 5, comprenant le calcul d'un rayon de protection (Rc0N) associe à la position de géolocalisation courante (PGNSS(TPRES)) calculée par le récepteur de géolocalisation (4) à l'instant présent (TPRES), comme la somme d'un écart entre la position de géolocalisation courante (PGNSS(TPRES)) et la position hybride (PHYB) et du rayon de protection hybride (RHYB)- 7.- Procédé selon la revendication 6, comprenant la détermination d'un rayon de protection d'approche (RApp) associé à la position de géolocalisation courante 10 (PGNSS(TPRES)), comme le maximum du rayon de protection (RGNSS(TPRES)) associé à la position de géolocalisation courante (PGNsepREs)) et du rayon de protection consolidé (RcON)- 8.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la vitesse (Vmys) utilisée pour calculer la position hybride est une vitesse hybride déterminée en fonction de paramètres inertiels mesurés par le système de mesure inertiel (22) et en outre de paramètres de géolocalisation calculés par le récepteur de géolocalisation (4). 20 9.- Système avionique comprenant un récepteur de géolocalisation (4) et un système de mesure inertiel (22), le récepteur de géolocalisation (4) étant configuré pour recevoir des signaux de satellites (6) d'un système de géolocalisation par satellite (8) et des signaux d'augmentation d'un système d'augmentation par satellite (10) associé au système de géolocalisation par satellite (8), le système avionique étant configuré pour la 25 mise en oeuvre d'un procédé de détermination d'une position géographique de l'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes. 10.- Produit programme d'ordinateur enregistrable dans une mémoire informatique et comprenant des instructions de code pour la mise en oeuvre d'un procédé de 30 détermination d'une position géographique d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 8 lorsque le produit programme d'ordinateur est exécuté par un processeur.