FR 2892827 A1 20070504 FR 0511182 A 20051102 Procédé de détermination de la position de satellites dans un système de navigation La présente invention concerne un procédé de détermination du modèle de navigation des satellites d'une constellation ainsi que de la transmission d'un tel modèle à un récepteur de navigation par satellites en vue d'une amélioration de ses performances pour l'évaluation de sa position. II est entendu par modèle de navigation un ensemble de paramètres permettant d'élaborer la position d'un satellite donné en fonction du temps. Le modèle de navigation fait également référence par extension à un ensemble de paramètres permettant à un récepteur de déterminer une correction à apporter à l'horloge bord des satellites transmise. Dans les systèmes de navigation par satellites tels que ceux connus sous les noms de GPS ("Global Positioning System" en anglais), Glonnass (Global Navigation Satellite System) ou GalileoTM (projet européen de navigation par satellites), il est connu que ces informations sont véhiculées dans le message transmis par les satellites eux-mêmes. L'élaboration de ces informations ainsi que leur acheminement vers les récepteurs est décrit dans la figure 1. Les satellites 1 a, 1 b sont contrôlés par le segment sol {3a, 3b, 4} du système satellitaire. Ce segment sol est constitué d'antennes de réception 3a, 3b reliées au centre de contrôle 4. Les antennes 3a, 3b reçoivent respectivement les signaux émis 5a, 5b par les satellites la et 1 b. Les informations déduites de ces signaux sont transmises au centre de contrôle 4 qui élabore alors des informations d'orbites et de calibrage d'horloge - habituellement dénommées, par l'homme de l'art, modèle de navigation - des satellites la et 1 b (on notera qu'à un satellite correspond un modèle de navigation). Ces informations sont ensuite transmises auxdits satellites la et lb via des signaux radio-fréquence 6a et 6b. Les satellites la et lb rediffusent alors ces informations via des signaux radio 7 vers un récepteur de navigation 2. Le récepteur détermine la distance le séparant de chaque satellite la et lb. Par suite de réception du modèle de navigation de chaque satellite, le récepteur détermine la position des satellites puis sa propre position qui est fournie par la détermination de l'intersection des sphères ayant pour centre 5 chaque satellite et pour rayon le distance du satellite au récepteur. Le codage de la position du satellites est fournie sous forme de paramètres kepleriens dans un repère lié à la terre. Dans le cadre du système GPS, l'encodage du modèle de navigation est fait suivant les 18 paramètres suivants : MO Anomalie Moyenne Dn Deplacement Moyen E Eccentricité (A)1/2 Racine du demi grand axe OMEGAO Longitude du noeud ascendant 10 Inclinaison W Argument de perigée OMEGADOT Dérivée temporelle de l'ascension droite IDOT Derivée temorelle de l'inclinaison Cuc Amplitude cosinus de l'harmonique du terme de correction de l'argument de latitude Cus Amplitude sinus de l'harmonique du terme de correction de l'argument de latitude Crc Amplitude cosinus de l'harmonique du terme de correction du rayon de l'orbite Crs Amplitude sinus de l'harmonique du terme de , correction du rayon de l'orbite J Cic Amplitude cosinus de l'harmonique du terme de 1 correction de l'angle d'inclinaison Cis Amplitude sinus de l'harmonique du terme de correction de l'angle d'inclinaison AfO Correction à l'ordre 0 de l'horloge bord Af1 Correction à l'ordre 1 de l'horloge bord Af2 Correction à l'ordre 2 de l'horloge bord L'utilisation de ce modèle de navigation permet au récepteur de restituer la position du satellite dans le repère terrestre. Le signal de navigation 7 a deux fonctionnalités. La première est de fournir un moyen de calcul de distance au récepteur 2, la seconde est de véhiculer de 10 l'information en particulier relative à la position du satellite, i.e. le modèle de navigation. Le fonctionnement commun décrit à la figure 1 suppose que le récepteur soit en mesure de démoduler l'information véhiculée pour en déduire la position du satellite. Ceci ne peut se faire qu'en présence de conditions de réception appropriées : ces conditions comprennent notamment un masquage faible et une atténuation réduite. Par ailleurs, il est connu que le débit d'informations sur le signal radio-fréquence 7 doit être le plus faible possible pour favoriser la qualité de la mesure de distance. Ceci conduit à un débit de 50bits/s sur les signaux GPS. Le temps nécessaire au récepteur 2 pour acquérir l'information complète du modèle de navigation est très long (supérieur à 30 secondes), ce qui impacte directement le temps nécessaire pour que le récepteur 2 détermine sa position. Pour pallier ce problème, il est connu d'associer, dans un même dispositif, un dispositif de radiotéléphonie cellulaire, du type téléphone mobile compatible de la norme GSM ("Global System for Mobile communications") par exemple, à un récepteur de navigation RNSS ("Radio Navigation Satellite System") tel qu'un récepteur du type GPS (Global Positioning System), GLONASS ou GALILEO par lequel le récepteur mobile capte des émissions en provenance de satellites pour connaître sa position. Ce dispositif est décrit figure 2. Le satellite 14 transmet un signal 8a de navigation comportant une information d'orbite dite modèle de navigation. Cette information est répétée avec une périodicité de 30 secondes. Un serveur de données d'assistance 10 placé dans le réseau de téléphonie mobile 11 reçoit, via une antenne de contrôle locale 9 qui lui est reliée, le message du satellite 14. Ce message est traité, par des moyens connus en soi, de manière à extraire le modèle de navigation et à le stocker jusqu'à la prochaine mise à jour faite par le satellite. Cette mise à jour intervient toutes les 2 heures. Le dispositif 13, composé d'un récepteur de positionnement satellitaire associé à un émetteur/récepteur de radio-téléphonie cellulaire, reçoit le signal 8b du satellite 14 et le traite de manière à établir la distance le séparant du satellite 14. Au préalable, le dispositif 13 interroge le serveur d'assistance 10 qui lui réachemine, de manière très rapide, le modèle de navigation du satellite 14 via la station de base 12 à laquelle il est rattaché et le réseau 11. Il est entendu que le satellite 14 est en visibilité commune du dispositif 13 et de l'antenne 9. Ce système {9, 10, 11, 12, 13, 14} présente plusieurs avantages. Le dispositif mobile 13 a accès au modèle de navigation beaucoup plus rapidement du fait des débits d'information mis en jeu sur les réseaux de télécommunication cellulaires. D'autre part, le dispositif 13 ne lit pas sur le signal de navigation provenant du satellite le modèle de navigation, ce qui rend plus robuste le processus de localisation. Il est cependant connu que ce dispositif est limité. En effet, dans le système décrit précédemment, le serveur d'assistance ne peut assister les dispositifs 13 que pour des satellites qui se trouvent en visibilité commune de son antenne 9 et du dispositif 13 requérant assistance. Les systèmes de navigation par satellites utilisent communément des orbites moyennes (20000 km à 25000 km d'altitude) sur lesquelles les satellites défilent par rapport à un point fixe au sol. Par suite, un serveur de données d'assistance tel que celui référencé 10, ne peut fournir le modèle de navigation qu'aux dispositifs 13 se situant dans une zone de rayon approximatif de 2000 km autour de l'antenne de réception 9. Il est connu d'utiliser un réseau d'antennes de type 9 pour couvrir le monde et ainsi assurer que le serveur d'assistance 10 soit en mesure de fournir le rnodèle de navigation des satellites en vue du dispositif 13. Toutefois, la mise en oeuvre d'une telle solution pose certaines difficultés. Elle est extrêmement coûteuse et lourde à maintenir puisqu'un réseau complet d'antennes est nécessaire et ce à travers le monde entier. La présente invention vise à fournir un procédé plus simple et bien plus efficace permettant d'assister l'ensemble des dispositifs 13 du type prédéfini, comprenant un récepteur de positionnement satellitaire associé à un émetteur/récepteur de radio-téléphonie cellulaire, quelle que soit la répartition géographique sur le globe terrestre dudit dispositif, et ce avec une seule antenne de contrôle 9, dite antenne de référence. L'invention a donc pour objet un procédé de détermination de la position de satellites dans un système de navigation RNSS destinée à un dispositif mobile incluant un récepteur de radionavigation satellitaire RNSS et un émetteur/récepteur de radio-téléphonie cellulaire, ledit système de navigation étant complété d'un serveur de données d'assistance au service de positionnement ou de navigation, ledit serveur d'assistance étant relié à une antenne de référence permettant la réception des signaux satellitaires, caractérisé en ce que ledit procédé comporte les étapes suivantes : - réception, par ledit dispositif, de données satellitaires fournies par au moins quatre satellites, - calcul, par ledit dispositif mobile, des distances entre le dispositif mobile et lesdits satellites, -requête, par ledit dispositif mobile, des modèles de navigation des satellites au serveur de données d'assistance, - détermination des modèles de navigation correspondant aux satellites en visibilité présumée du dispositif mobile, ces modèles de navigation étant soit celui ou ceux diffusés par les satellites pour celui ou ceux en visibilité de l'antenne de référence lors de ladite requête, soit un modèle estimé et reconstitué par le serveur pour celui ou ceux des satellites qui ne sont pas en visibilité de l'antenne de référence. Ce procédé tire avantage sur le fait qu'un serveur d'assistance peut fournir le modèle de navigation d'un satellite à destination d'un dispositif mobile alors que ce même satellite n'est plus en visibilité de l'antenne de référence et donc du serveur de données d'assistance. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide de la description qui suit faite en regard des dessins annexés qui représentent : - la figure 1 et la figure 2 représentent l'état de l'art, décrits en introduction, - la figure 3 représente un diagramme fonctionnel illustrant les étapes de l'invention selon un mode de réalisation. Ainsi qu'illustré sur la figure 3, l'invention est relative à un procédé de détermination de la position de satellites dans un système de navigation RNSS destinée à un dispositif mobile incluant un récepteur de radionavigation satellitaire RNSS et un émetteur/récepteur de radio-téléphonie cellulaire, ledit système de navigation étant complété d'un serveur de données d'assistance au service de positionnement ou de navigation, ledit serveur d'assistance étant relié à une antenne de référence permettant la réception des signaux satellitaires. Ce procédé est caractérisé, comme illustré sur la figure 3, par les étapes suivantes : réception, par ledit dispositif, de données satellitaires fournies par au moins quatre satellites, - calcul, par ledit dispositif mobile, des distances entre le dispositif mobile et lesdits satellites, - requête, par ledit dispositif mobile, des modèles de navigation des 10 satellites au serveur de données d'assistance, détermination des modèles de navigation correspondant aux satellites en visibilité présumée du dispositif mobile, ces modèles de navigation étant soit celui ou ceux diffusés par les satellites pour celui ou ceux en visibilité de l'antenne de référence lors de ladite requête, soit un modèle estimé et reconstitué par le 15 serveur pour celui ou ceux des satellites qui ne sont pas en visibilité de l'antenne de référence. Pour chaque satellite qui n'est pas en visibilité de l'antenne de référence, le modèle de navigation est estimé et reconstitué selon les étapes suivantes : après réception, par le serveur de données d'assistance du modèle de 20 navigation transmis par le satellite lorsque ce dernier était en visibilité de son antenne de référence, - conversion du modèle de navigation en orbite dans un repère fixe centré sur la terre, - propagation de la position du satellite au delà de la limite de validité du 25 modèle de navigation fourni par le message du satellite, - lors d'une requête d'assistance établie par le dispositif mobile d'un lieu et à une date où le satellite qui est en visibilité dudit dispositif mobile ne l'est plus de l'antenne de référence dudit serveur d'assistance, • estimation par le serveur d'assistance d'un modèle de 30 navigation képlerien dans le repère terrestre selon un format identique à celui utilisé dans le message de navigation et valable sur une plage de temps non incluse dans la plage de temps de validité du modèle de navigation reçu par le serveur lorsque le satellite était en sa visibilité, cette estimation se faisant sur la base de la propagation des positions effectuées au préalable, • diffusion du modèle de navigation ainsi reconstitué vers ledit dispositif mobile à l'origine de la requête. La conversion du modèle de navigation en orbite du satellite dans un repère fixe centré sur la terre est décrit dans l'ICD ("Interface Control Document") GPS 200c. La propagation de cette orbite pour des temps en dehors de la durée de validité du modèle de navigation peut se faire par l'intégration double du modèle de forces suivant : • Attraction terrestre, Msgpa,,h (r, 2, ç) = Ms - U(r, .I,, qS) où M5 est la Masse du satellite et g(r,2,ç) est le champ gravitationnel terrestre à la distance r du centre de la terre à la longitude À, et la latitude • Attraction lunaire : g~ ù GML b=1 où M, est la x, ù x 3 xl 3 masse lunaire, x, la position de la lune et x la position du satellite • Attraction solaire : gs = Z GMs 3 3 , où M5 est la b=l x5 ù x xl / masse solaire et xs la position du soleil et x la position du satellite dsa/ / e où dta est l'unité astronomique (149598 106 ), dsa, la distance du soleil au satellite, k une constante dépendant du satellite, et e,. = _zs - s " La propagation de la position des satellites se fait par intégration double du modèle de force pris en compte. Les conditions initiales pour mener à bien cette intégration double sont tirées des informations fournies par le modèle de • Pression Solaire, asiat = ùk. navigation transmis par le satellite lui même et collectée par le serveur d'assistance. Une fois propagée l'orbite, le serveur estime les paramètres képleriens représentatifs de l'orbite dans un repère lié à la terre. Cette estimation se fait par minimisation d'un critère moindres carrés connu de l'homme de l'art. Comme on le cerne désormais, le procédé présente l'avantage précieux qu'un serveur d'assistance peut fournir le modèle de propagation des satellites en vue d'un utilisateur alors que ces mêmes satellites ne sont plus en visibilité de l'antenne de référence et donc du serveur de données d'assistance, et que le modèle de navigation collecté lors de leur passage en visibilité dudit serveur n'est plus valide. Sous une autre forme, une amélioration du procédé peut être apportée permettant, en sus, de fournir au dispositif mobile un modèle de navigation dont la durée de validité est bien plus longue. Cette deuxième mise en oeuvre se caractérise en ce qui suit : Le procédé comporte les étapes suivantes : - réception, par le serveur de données d'assistance, du modèle de navigation transmis par le satellite lorsque ce dernier était en visibilité de son antenne de référence, - conversion du modèle de navigation en orbite dans un repère fixe centré sur la terre, propagation de la position du satellite au delà de la limite de validité du modèle de navigation fourni par le message du satellite, - lors d'une requête d'assistance établie par le dispositif mobile d'un lieu et à une date où le satellite qui est en visibilité dudit dispositif mobile ne l'est plus de l'antenne de référence dudit serveur d'assistance, • estimation par le serveur d'assistance d'un modèle de navigation képlerien dans un repère fixe de Copernic, • Diffusion vers ledit dispositif mobile d'un modèle dudit modèle Képlerien en repère fixe ainsi que des paramètres de rotation de la terre de type IERS96 ("International Earth Rotation & Reference Systems Service"), explicités ci-dessous, • A réception desdits paramètres Képleriens et desdits paramètres représentatifs de la rotation de la terre, calcul par le dispositif mobile de la position des satellites dans le repère fixe, puis conversion de ces positions dans le repère lié à la Terre grâce aux paramètres de rotation de la terre. Lesdits paramètres de rotation de la terre permettent de passer d'un repère fixe à un repère mobile lié à la terre. Ils se caractérisent sous la forme de 4 rotations : • Rotation des pôles, • Rotation sidérale de la terre, • Précession, • Nutation. Cette deuxième implémentation permet aux dispositifs mobiles de calculer la position des satellites de manière indépendante du serveur de données d'assistance sur une horizon de temps beaucoup plus long et par suite de minimiser l'utilisation de la bande passante sur le réseau de télécommunication.20 REVENDICATIONS 1. Procédé de détermination de la position de satellites dans un système de navigation RNSS destinée à t un dispositif mobile incluant un récepteur de radionavigation satellitaire RNSS et un émetteur/récepteur de radio-téléphonie cellulaire, ledit système de navigation étant complété d'un serveur de données d'assistance au service de positionnement ou de navigation, ledit serveur d'assistance étant relié à une antenne de référence permettant la réception des signaux satellitaires, caractérisé en ce que ledit procédé comporte les étapes suivantes : - réception, par ledit dispositif mobile, de données satellitaires fournies par au moins quatre satellites, - calcul, par ledit dispositif mobile, des distances entre le dispositif mobile et lesdits satellites, - requête, par ledit dispositif mobile, du modèle de navigation au serveur de données d'assistance, - détermination du modèle de navigation correspondant auxdits satellites en visibilité présumée du dispositif mobile, ce modèle de navigation étant soit celui diffusé par les satellites lorsque ceux-ci sont en visibilité de l'antenne de référence lors de ladite requête, soit un modèle estimé et reconstitué par le serveur lorsque les satellites ne sont pas en visibilité de l'antenne de référence. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, pour chaque satellite qui n'est pas en visibilité de l'antenne de référence, le modèle de navigation est estimé et reconstitué selon les étapes suivantes : après dernière réception, par le serveur de données d'assistance du modèle de navigation transmis par le satellite lorsque ce dernier était en visibilité de son antenne de référence, - conversion du modèle de navigation en orbite dans un repère fixe centré sur la terre, propagation de la position du satellite au delà de la limite de validité du modèle de navigation fourni par le message du satellite,lors d'une requête d'assistance établie par le dispositif mobile d'un lieu et à une date où le satellite qui est en visibilité dudit dispositif mobile ne l'est plus de l'antenne de référence dudit serveur d'assistance, • estimation par le serveur d'assistance d'un modèle de navigation képlerien dans le repère terrestre selon un format identique à celui utilisé dans le message de navigation et valable sur une plage de temps non incluse dans la plage de temps de validité du modèle de navigation reçu par le serveur lorsque le satellite était en sa visibilité, cette estimation se faisant sur la base de la propagation des positions effectuées au préalable, • diffusion du modèle de navigation ainsi reconstitué vers ledit dispositif mobile à l'origine de la requête. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que la propagation 15 de cette orbite pour des temps en dehors de la durée de validité du modèle de navigation est réalisée par l'intégration double du modèle de forces suivant : • Attraction terrestre, MSgEm.,h (r, 2,q) =Ms ù âU(r, .1,ç) où Ms est la Masse du satellite et g(r,2,rb) est le champ gravitationnel terrestre à la distance r du centre de la terre à la longitude 2 et la latitude q5 20 • Attraction lunaire : g, = GM 6=1 _ _ _ x, ùx xl où M, est la 3 x, - 3 masse lunaire, x, la position de la lune et x la position du satellite • Attraction solaire : gs = 1GMS b=1 xs ùxx xs ù x , où Ms est la 3 3 l xl masse solaire et xs la position du soleil et x la position du satellitePression Solaire, astronomique (149598 106 ), dsa, la distance du soleil au satellite, k une constante dépendant du satellite, et er = xsnt ù xsun xsat ù xsun les conditions initiales pour mener à bien cette intégration double étant tirées des informations fournies par le modèle de navigation transmis par le satellite lui même et collectée par le serveur d'assistance, une fois propagée l'orbite, le serveur estimant les paramètres képleriens représentatifs de l'orbite dans un repère lié à la terre, cette estimation se faisant par minimisation d'un critère moindres carrés. 4. Procédé de détermination de la position d'un dispositif mobile incluant un récepteur de radionavigation satellitaire RNSS et un émetteur/récepteur de radio-téléphonie cellulaire, ledit dispositif étant inclus dans un système de navigation RNSS complété d'un serveur de données d'assistance au service de positionnement ou de navigation pour le dispositif mobile, caractérisé en ce que le dispositif mobile détermine sa position au moyen du modèle de navigation fourni par le procédé de détermination de la position de satellites selon l'une des revendications 1 à 3. 5. Dispositif mobile incluant un récepteur de radionavigation satellitaire RNSS et un émetteur/récepteur de radio-téléphonie cellulaire, ledit dispositif étant inclus dans un système de navigation RNSS complété d'un serveur de données d'assistance au service de positionnement ou de navigation pour le dispositif mobile, caractérisé en ce qu'il détermine sa position en mettant en oeuvre le procédé de détermination de la position de satellites selon l'une des revendications 1 à 3. as,. = ûk. UA .ër , où dtn est l'unité dsnt / (d 225