FR 2890265 A1 20070302 FR 0552597 A 20050830 DISPOSITIF DE VÉRIFICATION DE COHÉRENCE D'INFORMATIONS DIFFUSÉES, SANS CONTRAINTE SUR LES HORLOGES DES STATIONS DE SURVEILLANCE, POUR UN SYSTÈME DE NAVIGATION PAR SATELLITES L'invention concerne les systèmes de navigation par satellites, et plus précisément le contrôle de la cohérence entre des informations contenues dans des messages de navigation, diffusés par les satellites de tels systèmes, lo et des mesures de pseudo-distances, effectuées par des stations de surveillance de ces systèmes. Un système de navigation par satellites comporte classiquement, d'une première part, une constellation de satellites placés en orbite, chargés d'émettre des signaux permettant de faire des mesures de distance et de diffuser en direction de la Terre des messages de navigation fournis par le segment sol de mission du système et destinés à informer les usagers des positions respectives des satellites et de leurs décalages d'horloge (ou clock offsets ), d'une deuxième part, un ensemble de stations de surveillance, situées en des endroits choisis de la Terre ou dans des engins spatiaux et chargées de collecter les messages de navigation transmis par les satellites et d'effectuer des mesures relatives aux pseudo-distances qui les séparent des satellites en vue, et d'une troisième part, une station de calcul (faisant partie du segment sol de mission) chargée, notamment, de vérifier la cohérence entre les informations contenues dans les messages de navigation diffusés par les satellites et les mesures de pseudo-distances effectuées par les stations de surveillance. Cette vérification de cohérence est destinée à valider, quasiment en temps réel (typiquement en quelques secondes), la justesse des messages de navigation diffusés par les différents satellites de la constellation (et donc l'intégrité physique des usagers). Elle consiste plus précisément à vérifier l'adéquation des positions orbitales des différents satellites et des décalages temporels (ou décalages d'horloge), contenus dans les messages de 2 2890265 navigation qu'ils diffusent, avec les mesures relatives aux pseudo-distances effectuées par les stations de surveillance. La performance globale de la vérification de cohérence dépend de la résolution des vérifications d'adéquation, laquelle dépend des erreurs de mesure sur les pseudo- distances. Comme le sait l'homme de l'art, l'un des principaux contributeurs aux erreurs de mesure est le décalage d'horloge des stations de surveillance. Par conséquent, si l'on souhaite effectuer une vérification de cohérence efficace, il est important de réduire autant que possible la contribution des décalages lo d'horloge. Deux solutions ont été proposées à cet effet. Une première solution consiste à utiliser dans les stations de surveillance des horloges atomiques de grande précision afin de réduire au maximum les contributions des composants matériels ( hardware))) aux décalages d'horloge. Les contraintes imposées aux composants électroniques is contribuent à l'augmentation des coûts des stations de surveillance et empêchent d'utiliser les équipements existants avec des horloges moins précises et notablement moins chères. Cela résulte principalement du fait que la vérification de cohérence s'effectue quasiment en temps réel. En effet, contrairement aux prédictions d'orbites et de comportements d'horloge qui reposent sur la collecte pendant un long intervalle de temps (un arc de tarc heures) de milliers de mesures (typiquement tarc.120. 10.Nsta, où Nsta est le nombre de stations de surveillance du système), la vérification de cohérence repose sur l'utilisation de mesures quasi-instantanées dont le nombre est fixé par le nombre de stations de surveillance Nsta (typiquement 10.Nsta). Or, pour que la vérification de cohérence soit optimale il faudrait que sa résolution soit approximativement de l'ordre de celle de la prédiction d'orbites, ce qui est incompatible avec la réduction du nombre de stations de surveillance imposée par leurs coûts. Une seconde solution consiste à estimer les différents décalages d'horloge ( synchronisation))) au moyen d'un logiciel de pré-traitement, avant de procéder à la vérification de cohérence. Les décalages d'horloge des stations de surveillance sont des inconnues de la vérification de cohérence, les autres étant les erreurs d'orbites satellitaires et les décalages d'horloge 3 2890265 des satellites. La raison pour laquelle les décalages d'horloge des stations de surveillance peuvent être estimés au moyen d'un programme avant la vérification de cohérence, résulte du fait que leurs estimations peuvent être effectuées au moyen de filtres (par exemple de type Kalman) qui sont s considérés comme peu sûrs pour la prédiction des erreurs d'orbites satellitaires et des décalages d'horloge des satellites. Hélas, le programme introduit des contraintes qui limitent les performances de la vérification de cohérence. En effet, ce programme n'est pas optimal dans la mesure où l'estimation qu'il fait des décalages d'horloge ne tient pas compte des erreurs io d'orbites satellitaires et des décalages d'horloge des satellites, ce qui pose problème lors de la phase de vérification de cohérence proprement dite. Par ailleurs, l'aptitude des filtres à améliorer les performances des estimations est directement liée à la possibilité de modéliser les phénomènes physiques objets desdites estimations. Or, cela nécessite des horloges atomiques très précises, dont la modélisation de comportement est très délicate du fait de leur caractère stochastique et dont les coûts sont très élevés. Il est également possible de combiner les deux solutions décrites précédemment, mais cela n'est toujours pas satisfaisant. Aucune solution connue n'apportant une entière satisfaction, l'invention a donc pour but d'améliorer la situation. Elle propose à cet effet un dispositif de vérification de cohérence d'informations pour une station de calcul d'un segment sol de mission d'un système de navigation par satellites comprenant une constellation de satellites émettant des signaux (destinés à faire des mesures de pseudodistances) et diffusant des messages de navigation contenant des informations à vérifier, et un ensemble (ou réseau) de stations de surveillance terrestres ou spatiales déterminant des pseudo-distances les séparant de satellites en vue à partir des messages de navigation diffusés. Ce dispositif de vérification de cohérence d'informations se caractérise par le fait qu'il comprend des moyens de traitement chargés, en cas de réception, d'une première part, de données représentatives de pseudodistances déterminées sensiblement simultanément par chaque station de surveillance relativement à chaque satellite en vue, d'une deuxième 4 2890265 part, de messages de navigation correspondants à ces données, diffusés par les satellites, et d'une troisième part, des instants de réception de ces messages de navigation: de définir et résoudre un système d'équations (éventuellement associé à s une référence temporelle) dans lequel chaque équation est l'expression d'une différence (80p; k) entre des résidus de pseudo-distances (op;1, Opk l), relatifs à deux satellites vus par une même station de surveillance et représentant chacun la différence entre la pseudo-distance déterminée par cette station de surveillance relativement à l'un des deux satellites en lo vue et une distance déterminée à partir des données reçues, cette différence entre résidus (84p k) étant égale à la combinaison entre une distance représentative d'une différence de décalage d'horloge estimé entre les deux satellites, une différence entre les projections, suivant les directions liant les deux satellites à la station de surveillance, d'erreurs is géométriques de positionnement orbital des deux satellites, et une différence entre des erreurs résiduelles sur les pseudo-distances déterminées par la station de surveillance relativement aux deux satellites, puis de générer une alarme chaque fois que le résultat d'une combinaison, entre une projection choisie de l'erreur géométrique de positionnement orbital d'un satellite et une distance représentative de la différence entre le décalage d'horloge estimé et un décalage d'horloge prédit de ce satellite, est supérieur à un seuil choisi. Le dispositif selon l'invention peut comporter d'autres caractéristiques qui peuvent être prises séparément ou en combinaison, et notamment: - ses moyens de traitement peuvent être chargés de définir au i) des équations dans lesquelles chaque différence entre résidus est égale à une combinaison dans laquelle sont additionnées à la distance représentative de la différence de décalage d'horloge estimé entre le second satellite et le premier satellite, d'une part, la différence de projection d'erreur géométrique de positionnement orbital entre le second satellite et le premier satellite, et d'autre part, la différence d'erreur résiduelle sur la 2890265 pseudo-distance entre le premier satellite et le second satellite; ses moyens de traitement peuvent être chargés d'effectuer au ii) une combinaison de type somme entre la projection choisie de l'erreur géométrique de positionnement orbital d'un satellite et la distance représentative de la différence entre les décalages d'horloge estimé et prédit de ce satellite, afin de comparer le résultat de cette somme au seuil choisi. , ses moyens de traitement peuvent être chargés de choisir au ii) la projection la plus défavorable, sur la surface terrestre où le satellite est io visible, de son erreur géométrique de positionnement orbital; il peut comprendre des moyens de mémorisation couplés à ses moyens de traitement et propres à stocker les données reçues des stations de surveillance. L'invention propose également une station de calcul (ou centre de surveillance de la cohérence), pour un système de navigation par satellites, équipée d'un dispositif de vérification de cohérence du type de celui présenté ci-avant. L'invention propose également une station de surveillance terrestre ou spatiale, pour un système de navigation par satellites comprenant une station de calcul du type de celle présentée ci-avant et des satellites générant et diffusant des messages de navigation contenant des informations à vérifier, et agencée pour déterminer des pseudo-distances sensiblement simultanément relativement à chaque satellite qu'elle voit, à partir des messages de navigation qu'ils diffusent. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'examen de la description détaillée ci-après, et du dessin annexé, sur lequel l'unique figure illustre de façon très schématique une partie d'un système de navigation par satellites comprenant une station de calcul équipée d'un exemple de réalisation d'un dispositif de vérification de cohérence selon l'invention. Le dessin annexé pourra non seulement servir à compléter l'invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant. Dans ce qui suit, on considère à titre d'exemple non limitatif que le système de navigation par satellites est le futur système GALILEO. Mais, 6 2890265 l'invention n'est pas limitée à ce système. Elle concerne en effet tous les systèmes de navigation par satellites mettant en oeuvre une vérification de cohérence (ou fonction de détermination de l'intégrité), et notamment les systèmes de type GPS (en particulier GPS Ill), et ses surcouches régionales ou locales d'intégrité basées sur des systèmes sol ou satellitaires, tels qu'EGNOS, le WAAS, le LAAS ou leurs analogues dans d'autres régions du monde. Un système de navigation par satellites, comme par exemple celui qui est partiellement illustré sur l'unique figure, comprend une constellation de io satellites SAi (ici i = 1 à 3, mais dans la réalité sa valeur maximale NsA est beaucoup plus grande, typiquement 30 dans le cas du système GALILEO), un ensemble de stations de surveillance (terrestres ou spatiales) SCj (ici j = 1 à 4, mais dans la réalité sa valeur maximale Nsc est beaucoup plus grande, typiquement de 40 à 100 dans le cas du système GALILEO), et une station de calcul SG. Schématiquement, les satellites SAi sont placés en orbite et sont chargés, notamment, d'émettre des signaux permettant de faire des mesures de pseudo-distances et de diffuser en direction de la Terre T des messages de navigation qui leurs sont transmis par le segment sol de mission, afin que les informations qu'ils contiennent soient exploitées par des récepteurs de navigation et par les stations de surveillance SCj. Les stations de surveillance SCj sont situées en des endroits choisis de la Terre T ou dans des engins spatiaux, comme par exemple des satellites. Elles sont notamment chargées, d'une part, de collecter les messages de navigation transmis par les satellites SAi de la constellation, et d'autre part, d'effectuer des mesures relatives aux pseudo-distances qui les séparent des satellites SAi en vue. Dans l'exemple illustré, le satellite SA1 est en vue des stations de surveillance SC1, SC2 et SC3, le satellite SA2 est en vue des stations de surveillance SC1, SC2, SC3 et SC4, et le satellite SA3 est en vue des stations de surveillance SC2, SC3 et SC4. Plus précisément, chaque station de surveillance SCj effectue périodiquement une mesure de la pseudo-distance qui la sépare du satellite en vue SAL Cette estimation se fait à partir de la différence entre l'instant de réception par la station de surveillance SCj d'un message de navigation émis par le satellite en vue SAi et l'instant d'émission de ce message de navigation reçu, défini par les informations qu'il contient. Chaque mesure pu et le message de navigation correspondant ainsi s que son instant de réception sont communiqués par chaque station de surveillance SCj à la station de calcul SG. La station de calcul SG est généralement implantée sur la Terre T. Elle comprend un dispositif de vérification de cohérence D muni d'un module de traitement MT chargé, notamment, de contrôler la cohérence entre les lo pseudo-distances p;,; et les informations contenues dans les messages de navigation (qui sont diffusés par les satellites SAi), qui lui sont communiqués par les stations de surveillance SCj. La station de calcul SG peut également être chargée de prédire les trajectoires et décalages d'horloge des satellites SAi à partir des pseudo-distances effectuées par les stations de surveillance SCj. Ces prédictions de trajectoires et de décalages d'horloge servent à générer les futurs messages de navigation qui sont transmis aux satellites SAi afin qu'ils les diffusent. Les données qui font l'objet d'un traitement par le module de traitement MT (pseudo-distances p;i estimées, messages de navigation diffusés par les satellites SAi et instants de réception correspondants) sont collectées auprès des stations de surveillance SCj par le dispositif D, ou bien transmises au dispositif D par lesdites stations de surveillance SCj automatiquement ou sur requête. Par exemple, le dispositif D comporte des moyens de mémorisation MY, tels qu'une mémoire ou une base de données, dans lesquels il stocke au moins provisoirement les données reçues (ou collectées) afin qu'elles puissent être traitées. Dans un dispositif de vérification de cohérence classique, la vérification de cohérence se fait en deux étapes. La première étape consiste à résoudre le système d'équation de 30 résidus de pseudo-distances (1), donné ci-dessous: Aphi =p;; Ru =c(Atseif:, AtSA, ) é; .BXSA +&jj (1), J l OU: 8 2890265 i= 1 à NsA et j= 1 à Nsc, R;,i est la prédiction de distance entre une station de surveillance SCj et un satellite en vue SAi, qui est déterminée par le module de traitement MT à partir des informations (données) contenues dans le message de navigation diffusé par le satellite SAi, - c est la vitesse de la lumière, Ats est l'écart entre le temps donné par l'horloge de la station de surveillance SCj et un temps de référence. Il est également appelé décalage d'horloge de la station de surveillance, lo AtsA est l'écart entre le temps donné par l'horloge du satellite en vue SAi et le temps de référence. Il est également appelé décalage d'horloge du satellite, éi. BXSA, est la projection, suivant la direction liant le satellite SAi à la station de surveillance SCj, de l'erreur géométrique de positionnement orbital BXSA du satellite SAi, et Br >S est l'erreur résiduelle sur les pseudo-distances p;,j. Il s'agit d'un bruit de mesure de type aléatoire dépendant de nombreux paramètres. Ats AtsÂ et éi,J.6XSA sont trois inconnues à estimer pour chaque couple de station de surveillance SCj et de satellite en vue SAi. Le système d'équations (1) comporte donc 4NsA + Nsc inconnues. Dans le cas d'un système de type GALILEO comportant 30 satellites SAi et stations de surveillance SCj, ce système comprend environ 400 équations et 160 inconnues, ce qui conduit à un rapport dit de sur-détermination (ou over-determination - nombre d'équations divisé par le nombre d'inconnues) égal à 2,5. La seconde étape de la vérification de cohérence consiste à effectuer la somme de la plus défavorable projection, sur la surface de la Terre T où le satellite SAi est visible, de l'erreur géométrique de positionnement orbital BXSA du satellite SAi, avec le résultat du produit de la constante c par la différence entre la valeur estimée du biais (ou décalage d'horloge) AtsA et la 9 2890265 valeur prédite de ce biais, déterminable à partir des informations contenues dans le message de navigation transmis par le satellite en vue SAi, puis à générer une alarme lorsque cette somme est supérieure à un seuil choisi. Dans un dispositif de vérification de cohérence classique, le module de traitement MT doit donc déterminer le biais Ats de chaque station de surveillance SCj pour résoudre chaque système d'équations (1), ce qui revient à déterminer la synchronisation du réseau de stations de surveillance SCj par rapport au temps de référence du système, alors même que ces biais Ats/ ne servent pas dans la seconde étape de la vérification de cohérence. L'invention propose de procéder différemment de ce qui vient d'être décrit. Elle repose sur l'observation du fait que les décalages d'horloge Atsl et AtsA, respectivement d'une station de surveillance SCj et d'un satellite en vue SAi, sont des termes qui apparaissent dans le système d'équations (1) utilisé actuellement pour procéder à la vérification de la cohérence des informations diffusées par les satellites SAi, mais que dans une configuration de calcul particulière l'estimation même des décalages d'horloge des stations de surveillance SCj n'est pas nécessaire à cette vérification de cohérence qui ne concerne en réalité que des inconnues satellitaires Atre et ê; j..BXSA; L'invention propose donc, tout d'abord, que chaque station de surveillance SCj effectue sensiblement simultanément les mesures de pseudo-distance relatives à chaque satellite SAi qu'elle voit. Ainsi, toutes les mesures p;,; d'une station de surveillance SCj sont affectées par un même décalage d'horloge de station de surveillance SCj Ats (également appelé biais). Le module de traitement MT du dispositif de vérification de cohérence D peut alors fonctionner dans un mode que l'on peut qualifier de différentiel en effectuant des différences 8Ap/k entre des résidus de pseudo-distances Api,i et Apk J relatifs à deux satellites SAi et SAk (avec i k) vus par une même station de surveillance SCj. En d'autres termes, le système d'équations 30 (1) classique, dont la résolution fait l'objet de la première étape effectuée par le module de traitement MT, est transformé en un nouveau système d'équations (2), du type de celui donné ci-dessous, qui ne comporte plus de termes de biais Ats de station de surveillance SCj: 8Ap' =Api, j APk, j = c(AtSresi A_AtSresS) ,j'8X SA; +ék, j.8X SAx:,j +8r7 Erkres (2). j Lors de la nouvelle première étape selon l'invention, le module de traitement MT constitue donc le système d'équations (2) à partir des données reçues des stations de surveillance SCj (par exemple stockées dans la mémoire MY), puis il résout ce système d'équations (2) en déterminant les inconnues AtSA et é,, j.BXSA, pour chaque station de surveillance SCj et chacun io des satellites SAi qu'elle voit. Il lui faut pour ce faire une équation supplémentaire qui précise où se trouve l'origine du temps. Celle-ci est en effet nécessaire du fait que chaque biais Ats[ correspond à la différence entre le temps d'un satellite SAi tSAi et un temps de référence tref, qui est lui-même défini par rapport à une origine de temps. Pour une station donnée SCj il y a (NT' - 1) combinaisons indépendantes. Par conséquent, le nombre total d'équations indépendantes est égal à NSA x (N;v'S' - 1) +1 et le nombre d'inconnues est égal à 4NSA. Dans le cas d'un système de type GALILEO comportant 30 satellites SAi et 40 stations de surveillance SCj, le rapport de sur-détermination est alors typiquement égal à 3, et dans le cas d'un système GALILEO comportant 100 stations de surveillance ce rapport devient égal à 7,5. Il est important de noter que la combinaison qui est indiquée dans le membre de droite du système d'équations (2) est une combinaison préférentielle. Elle peut faire l'objet de variantes, dès lors qu'elle est constituée à partir de sornme(s) et/ou de soustraction(s) appropriées d'au moins la distance représentative de la différence de décalage d'horloge estimé entre les premier SAi et second SAk satellites, la différence de projection d'erreur géométrique de positionnement orbital entre les premier SAi et second SAk satellites, et la différence d'erreur résiduelle sur la pseudo-distance entre les premier SAi et second SAk satellites. io 11 2890265 La seconde étape de la vérification de cohérence est sensiblement identique à celle effectuée par un dispositif de vérification de cohérence classique. Elle consiste donc, comme indiqué précédemment, à effectuer la somme de la plus défavorable projection, sur la surface de la Terre T où le satellite SAi est visible, de l'erreur géométrique de positionnement orbital MXSA, du satellite SAi, avec le résultat du produit de la constante c par la différence entre la valeur estimée de Ats' et sa valeur prédite contenue dans le message de navigation transmis par le satellite en vue SAi, puis à générer une alarme lorsque cette somme est supérieure à un seuil choisi. II est important de noter que la combinaison qui sert dans cette seconde étape est une combinaison préférentielle. Elle peut faire l'objet de variantes, dès lors qu'elle est constituée à partir d'une somme et/ou d'une soustraction appropriée entre au moins une projection choisie de l'erreur géométrique de positionnement orbital d'un satellite SAi et une distance représentative de la différence entre les décalages d'horloge estimé et prédit du satellite SAL Le dispositif de vérification de cohérence D selon l'invention, et notamment son module de traitement MT et son éventuelle mémoire MY, peuvent être réalisés sous la forme de circuits électroniques, de modules logiciels (ou informatiques), ou d'une combinaison de circuits et de logiciels. L'invention offre de nombreux avantages, parmi lesquels: - il n'est plus nécessaire d'estimer les décalages d'horloge des stations de surveillance, et donc de déterminer la synchronisation du réseau de stations de surveillance par rapport au temps de référence du système, -il n'est plus nécessaire d'utiliser dans les stations de surveillance des horloges atomiques de très grande précision, ce qui permet de réduire notablement leur coût et de réutiliser des équipements de navigation existants, comme par exemple certains récepteurs d'aéroports utilisés dans les systèmes de type LAAS ( Local area Augmentation System - système permettant d'améliorer notablement la précision de la localisation dans des zones de dimensions restreintes telles que des aéroports), - la vérification de cohérence ne requiert plus de modélisation du 12 2890265 comportement des horloges atomiques, du fait qu'elle repose sur l'utilisation d'estimations quasi-instantanées, le rapport de sur-détermination croît plus rapidement que l'augmentation linéaire d'efficacité (typiquement 3 dans le cas d'un système GALILEO comportant 40 stations de surveillance, et 7,5 dans le cas d'un système GALILEO comportant 100 stations de surveillance). En outre, si l'on utilise l'approximation consistant à fusionner, lors de la seconde étape, l'erreur temporelle des satellites (AtsA) avec la composante radiale de l'erreur géométrique de positionnement orbital (8 sA), appelée SISE (pour Signal In-Space Error) dans le cas d'un système GALILEO, le rapport de sur-détermination passe typiquement de 3 à 4 dans le cas d'un système GALILEO comportant 40 stations de surveillance, et de 7,5 à 10 dans le cas d'un système GALILEO comportant 100 stations de surveillance), on peut utiliser comme échelle de temps de référence une horloge 1s composite basée sur l'ensemble des horloges des satellites, si bien que l'on peut disposer d'une référence de temps optimale étant donné que c'est la référence de temps que l'on peut générer au niveau du système qui est la plus proche de celle que les usagers du système utilisent, des parties d'erreurs, communes à toutes les mesures effectuées dans les stations de surveillance et dues i) aux biais introduits par les composants matériels du dispositif de mesure, ii) aux erreurs résiduelles troposphériques communes, et iii) aux erreurs de coordonnées des stations de surveillance, peuvent être supprimées. L'invention ne se limite pas aux modes de réalisation de dispositif de vérification de cohérence, de station de surveillance et de station de calcul décrits ci-avant, seulement à titre d'exemple, mais elle englobe toutes les variantes que pourra envisager l'homme de l'art dans le cadre des revendications ci-après. 13 2890265 REVENDICATIONS 1. Dispositif de vérification de cohérence d'informations pour une station de calcul (SG) d'un système de navigation par satellites comprenant s des satellites (SA) générant et diffusant des messages de navigation contenant des informations à vérifier, et des stations de surveillance (SC) déterminant des pseudo-distances les séparant de satellites en vue (SAi) à partir desdits messages de navigation diffusés, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de traitement (MT) agencés, en cas de réception de lo données représentatives de pseudo-distances déterminées sensiblement simultanément par chaque station de surveillance (SCj) relativement à chaque satellite (SAi) en vue, et des messages de navigation correspondants diffusés par lesdits satellites (SAi) et de leurs instants de réception, i) pour définir et résoudre un système d'équations dans lequel chaque équation est l'expression d'une différence entre des résidus de pseudo-distances, relatifs à deux satellites (SAi, SAk) vus par une même station de surveillance (SCj) et représentant chacun la différence entre la pseudo-distance déterminée par ladite station de surveillance (SCj) relativement à l'un des deux satellites (SAi,SAk) et une distance déterminée à partir desdites données reçues, ladite différence entre résidus étant égale à une combinaison entre une distance représentative d'une différence de décalages d'horloge estimés entre les deux satellites, une différence entre des projections, suivant les directions liant les deux satellites à ladite station de surveillance (SCj), d'erreurs géométriques de positionnement orbital des deux satellites, et une différence entre des erreurs résiduelles sur les pseudo-distances déterminées par ladite station de surveillance (SCj) relativement aux deux satellites, puis ii) pour générer une alarme chaque fois que le résultat d'une combinaison, entre une projection choisie de l'erreur géométrique de positionnement orbital d'un satellite (SAi) et une distance représentative de la différence entre le décalage d'horloge estimé et un décalage d'horloge prédit dudit satellite (SAi), est supérieur à un seuil choisi. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de traitement sont agencés pour définir au i) des équations dans 14 2890265 lesquelles chaque différence entre résidus est égale à une combinaison dans laquelle sont additionnées à la distance représentative de la différence de décalage d'horloge estimé entre le second satellite (SAk) et le premier satellite (SAi), la différence de projection d'erreur géométrique de positionnement orbital entre le second satellite (SAk) et le premier satellite (SAi), et la différence d'erreur résiduelle sur la pseudo-distance entre le premier satellite (SAi) et le second satellite (SAk). 3. Dispositif selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de traitement sont agencés pour effectuer au ii) une lo combinaison de type somme entre ladite projection choisie de l'erreur géométrique de positionnement orbital d'un satellite (SAi) et ladite distance représentative de la différence entre les décalages d'horloge estimé et prédit dudit satellite (SAi), de manière à comparer le résultat de ladite somme au seuil choisi. 4. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de traitement sont agencés pour choisir au ii) la projection la plus défavorable, sur une surface terrestre où ledit satellite (SAi) est visible, de son erreur géométrique de positionnement orbital. 5. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que 20 lesdits moyens de traitement sont agencés pour associer une référence temporelle audit système d'équations. 6. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de mémorisation (MY) couplés auxdits moyens de traitement (MT) et propres à stocker lesdites données reçues desdites stations de surveillance (SCj). 7. Station de calcul (SG) pour un système de navigation par satellites, caractérisée en ce qu'elle comprend un dispositif de vérification de cohérence d'informations (D) selon l'une des revendications précédentes. 8. Station de surveillance (SCj) pour un système de navigation par satellites comprenant une station de calcul (SG) selon la revendication 7 et des satellites (SA) générant et diffusant des messages de navigation contenant des informations à vérifier, caractérisée en ce qu'elle est agencée pour déterminer des pseudo-distances sensiblement simultanément 2890265 relativement à chaque satellite (SAi) qu'elle voit, à partir des messages de navigation qu'ils diffusent.