FR 2901363 A1 20071123 FR 0604508 A 20060519 Le dispositif de navigation aérienne à capteurs inertiels et récepteurs de radionavigation conforme à l'invention est caractérisé en ce que ses récepteurs de radionavigation sont des récepteurs multi-constellations et en ce que leurs données de sortie sont hybridées avec les données des capteurs inertiels. Selon une autre caractéristique de l'invention, au moins une partie des capteurs inertiels sont de type MEMS. Selon un mode de réalisation préféré, ces constellations sont celles du GPS et du futur GALILEO. Le procédé de l'invention est caractérisé en ce qu'il consiste à recevoir les signaux de radionavigation d'au moins deux constellations différentes de satellites de positionnement et à les hybrider avec les données provenant de capteurs inertiels. La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée d'un mode de réalisation, pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par le dessin annexé, sur lequel : - les figures 1 et 2 sont respectivement des blocs-diagrammes simplifiés d'un premier mode de réalisation d'un dispositif de navigation conforme à l'invention et d'une variante de ce premier mode de réalisation, - les figures 3 et 4 sont des blocs-diagrammes simplifiés d'un deuxième mode de réalisation d'un dispositif de navigation conforme à l'invention et d'une variante de ce deuxième mode de réalisation, respectivement, la figure 5 est un bloc-diagramme d'un exemple d'implantation d'une partie des éléments du dispositif de l'invention dans un rack avionique, et - la figure 6 est un bloc-diagramme d'une variante bi-antenne du mode de réalisation de la figure 1. Le dispositif de la présente invention est décrit ci-dessous pour une utilisation à bord d'un aéronef, mais il est bien entendu qu'il n'est pas limité à cette seule utilisation, et qu'il peut être utilisé sur d'autres mobiles. Comme précisé en préambule, les systèmes actuels de capteurs inertiels, bien que suffisamment performants pour la navigation inertielle pure et la conservation du cap de l'aéronef pour des vols de longue durée (par exemple supérieurs à quelques heures), sont lourds, encombrants et très onéreux. Par contre, les capteurs de type MEMS ne présentent pas ces inconvénients, mais leur dérive temporelle ne permet pas de les utiliser pour effectuer une navigation inertie pure et conserver un cap avec une précision suffisante au-delà d'un laps de temps supérieur à une ou deux heures (dans le meilleur des cas). Pour concilier ces caractéristiques contradictoires et arriver à tirer parti des qualités avantageuses des capteurs MEMS, la présente invention prévoit de combiner les données issues des MEMS avec les informations issues d'au moins deux systèmes de radio navigation. Cette combinaison consiste essentiellement à hybrider ces deux sortes de données. En effet, bien qu'il n'existe actuellement que deux constellations de satellites servant à la navigation (GPS et GLONASS, cette dernière n'étant cependant pas accessible actuellement dans ce but), il apparaîtra bientôt la constellation GALILEO, et peut-être même, plus tard, une ou plusieurs autres constellations. La combinaison de moyens de l'invention consiste essentiellement à hybrider , selon une technique connue en soi, les données provenant d'au moins deux récepteurs de radionavigation relatifs à des constellations de satellites différentes avec les données fournies par une unité de mesure inertielle (IMU en anglais) comportant trois accéléromètres et trois gyromètres à base de composants MEMS. Le mode de réalisation du dispositif de navigation aérienne représenté en figure 1 comporte trois antennes bi-constellations 1 à 3 respectivement connectées chacune à un récepteur également bi-constellation (également dénommés en anglais DMR, c'est-à-dire Dual Mode Receiver), ces récepteurs étant respectivement référencés 4 à 6. On obtient ainsi, comme dans les autres modes de réalisation décrits ci-dessous, une architecture redondante triplex (à trois voies). Dans le présent exemple, ces constellations de satellites de positionnement sont les constellations GPS et la future GALILEO, mais il est bien entendu que l'invention n'est pas limitée à deux constellations, et qu'elle peut utiliser plus de deux constellations, ces constellations pouvant être celles précitées et/ou d'autres constellations à condition que celles-ci soient disponibles pour une telle utilisation et fiables. Dans ce mode de réalisation, chacun des récepteurs DMR est connecté à une antenne capable de recevoir à la fois les signaux GPS et GALILEO. De préférence, chacun des récepteurs DMR est relié à une antenne différente, et les antennes sont écartées entre elles d'une distance suffisante selon l'axe de roulis de l'aéronef pour permettre l'extraction du cap de cet aéronef à l'aide d'un traitement bi-antenne connu en soi. Les récepteurs DMR sont synchronisés entre eux (à l'aide d'une base de temps commune qui permet de fournir des mesures de façon synchrone) en vue de permettre de réaliser le traitement bi-antenne en dehors du récepteur DMR, et de préférence dans le processeur effectuant les calculs d'hybridation entre les mesures des IMU à MEMS et les mesures GPS ou GALILEO. Dans cette configuration, chaque récepteur n'est relié qu'à une antenne, mais chaque dispositif d'hybridation est connecté à au moins deux récepteurs synchronisés et reçoit ainsi les informations d'au moins deux antennes. Les sorties de mesure GPS de chacun des trois récepteurs 4 à 6 sont reliées à un premier circuit d'hybridation 7, et leurs sorties de mesure GALILEO sont reliées à un deuxième circuit d'hybridation 8. Le circuit 7 reçoit en outre les données issues d'un baro-altimètre 9 et les données inertielles et un signal de datation provenant d'une IMU 10 dont les trois accéléromètres et les trois gyromètres (non représentés) sont de type MEMS. De même, le circuit 8 reçoit en outre les données issues d'un baro-altimètre 11 et les données inertielles et un signal de datation provenant d'une IMU 12 dont les trois accéléromètres et les trois gyromètres (non représentés) sont de type MEMS. Les MEMS peuvent être de type basses performances à gyromètres de classe 1 /h à 10 /h. Les sorties de mesure GPS et GALILEO de deux des trois récepteurs 4 à 6, par exemple les récepteurs 4 et 5 sont reliées à un troisième circuit d'hybridation 13. Le circuit 13 reçoit par ailleurs les données d'un troisième baro-altimètre 14 et les données inertielles et un signal de datation d'une IMU 15. Les données fournies par chacun des baro-altimètres 9, 11 et 14 sont indépendantes des données équivalentes des autres voies. Contrairement aux IMU 10 et 12, l'IMU 15 ne comporte pas de MEMS, mais des accéléromètres et gyromètres de la classe de ceux équipant les unités de mesure dites ADIRU civiles actuelles (les ADIRU sont des Air Data Inertial Reference Unit comportant une UMI, une plate-forme de calcul et une unité Air Data ) et permettant d'atteindre des performances conformes à celles décrites dans la norme ARINC 738 grâce à une mécanisation haro-inertielle classique connue sous le nom de mécanisation de Schiller. Typiquement, l'ordre de grandeur des dérives gyrométriques est de 0,01 /h et celui des biais accélérométriques est de 1001_tg, mais il est bien entendu que ces performances peuvent être meilleures. Si le taux de pannes affectant l'UMI 15 n'est pas suffisamment faible pour atteindre le taux de disponibilité requis il pourra être nécessaire de rajouter dans l'architecture avion une seconde UMI du même type. Cet ajout ne change pas le principe de l'invention. Les mesures fournies par les trois circuits d'hybridation sont ensuite 15 consolidées par un dispositif de consolidation 16, mettant en oeuvre un algorithme de consolidation connu en soi. Le dispositif décrit ci-dessus est capable de fonctionner aussi bien avec des UMI à MEMS dites à basses performances (équipées de gyromètres de classe 1 /h à 10 /h) qu'avec des UMI à MEMS dites à hautes performances (de classe 20 meilleure que 0,1 /h), et ce, grâce à l'hybridation des données inertielles avec des données de radionavigation provenant d'au moins deux constellations satellitaires différentes. Selon une variante du dispositif de la figure 1, l'UMI 15 de type ARINC 738 est remplacée par une ADIRU ou deux ADIRU (si le taux de pannes affectant une 25 ADIRU est trop élevé) Dans les autres modes de réalisation décrits ci-dessous, les mêmes éléments sont affectés des mêmes références numériques. Le mode de réalisation de la figure 2, qui est une variante de celui de la figure 1, diffère de ce dernier en ce que les deux premiers circuits d'hybridation 17, 18 30 (remplaçant respectivement les circuits 7 et 8) sont identiques et reçoivent tous deux des données de radionavigation relatives à au moins deux constellations, GPS et GALILEO dans l'exemple représenté, en provenance des trois voies de réception, et en ce que le troisième dispositif d'hybridation 13 reçoit des données de radionavigation relatives à au moins deux constellations, GPS et GALILEO dans l'exemple représenté, en provenance de deux des trois voies de réception. Le fait d'hybrider les données inertielles provenant des MEMS avec les données de radionavigation d'au moins deux constellations facilite la mise en oeuvre de l'algorithme FDE (Fault Detection and Exclusion , c'est-à-dire détection et exclusion de la constellation en panne) qui protège le dispositif de navigation vis à vis des pannes non détectées de constellations. Selon une autre variante du dispositif de la figure 1, schématiquement représentée en figure 6, dans le cas de l'utilisation de MEMS à basses performances, chacun des récepteurs DMR est connecté à deux antennes capables de recevoir à la fois les signaux GPS et GALILEO. Ces deux antennes sont espacées selon l'axe de roulis de l'aéronef d'une distance suffisante pour permettre l'extraction de l'information de cap de l'aéronef à partir des signaux GPS et/ou GALILEO. Cette extraction peut être effectuée dans chaque récepteur DMR ou bien en dehors de ces récepteurs, à l'aide d'un calculateur dédié. Cependant, cette solution nécessite deux entrées HF pour chaque récepteur DMR. Sur la figure 6, les trois antennes supplémentaires sont référencées lA à 3A. Les éléments 4A à 8A, 13A et 16A correspondent respectivement aux éléments 4 à 8, 13 et 16, leurs fonctions étant légèrement modifiées par rapport à celles des éléments correspondants de la figure 1 du fait de la mesure du cap à l'aide des deux antennes de chaque voie. Dans le mode de réalisation de la figure 3, les trois circuits d'hybridation 19 à 21 sont reliés chacun à une seule voie de réception de radionavigation (comprenant respectivement les antennes et récepteurs 1 et 4, 2 et 5, 3 et 6) , à un IMU à MEMS (respectivement 10, 22 et 21) , ces trois IMU étant identiques et à un baro-altimètre (respectivement 9, 14 et 11). Ainsi, chacun de ces trois circuits 19 à 21 hybride des données inertielles avec des mesures de radionavigation issues d'au moins deux constellations de satellites à la fois. Les mesures produites par les trois circuits 19 à 21 sont consolidées de la même façon que dans le cas de la figure 1 par un dispositif 16. Comme précédemment, les données fournies par chacun des baro-altimètres 9, 11 et 14 sont indépendantes des données équivalentes des autres voies. Le mode de réalisation de la figure 3 est destiné à fonctionner avec des UMI à MEMS dites à haute performance , c'est-à-dire dont les gyromètres sont de classe meilleure que 0,1 /h. L'intérêt de ce mode de réalisation est de permettre de diminuer le nombre ou la complexité des récepteurs de radionavigation par rapport à ceux des modes de réalisation précédents. Ceci est rendu possible grâce à l'utilisation de gyrocompas autonomes permettant d'éviter le recours à la mesure du cap par deux antennes reliées à chaque récepteur de radionavigation On a représenté en figure 4 une variante du dispositif de la figure 3. La différence réside dans le fait que le dispositif de la figure 4 ne comporte que deux voies de réception de radionavigation (antennes et récepteurs 1, 4 et 2, 5) reliées chacune aux trois dispositifs d'hybridation 19, 20 et 21. Toutefois, cette variante est moins avantageuse que le mode de réalisation de la figure 3 lorsque l'on cherche à maintenir des taux d'intégrité élevés (en vue de prendre en compte d'une panne matérielle non détectée). Dans les modes de réalisation des figures 1 à 4, les mesures fournies par les systèmes de navigation par satellites (GPS et GALILEO en l'occurrence) sont soit les informations de position et de vitesse résolues en axes géographiques, soit les pseudo-mesures brutes (pseudo-distances et pseudo-vitesses) élaborées selon des axes relatifs aux satellites, soit les résultats des corrélations du signal reçu par chaque antenne de l'aéronef avec des codes élaborés localement dans les récepteurs de radionavigation. Ces résultats de corrélation sont généralement appelés I et Q. Les techniques d'hybridation correspondantes mises en oeuvre par l'invention sont connues dans la littérature sous les noms d'hybridation lâche, d'hybridation serrée ou d'hybridation ultra serrée. Elles sont communément réalisées à l'aide de filtres de Kalman étendus, mais il est également possible d'utiliser dans le cadre de l'invention des techniques non linéaires telles que celles faisant appel à des filtres dits Unscented Kalman Filters , à des filtres particulaires ou, plus généralement, à des filtres bayesiens. 8 Les algorithmes d'hybridation utilisés par l'invention permettent de gérer l'intégrité des mesures vis à vis des pannes non détectées de la constellation utilisée (GPS et/ou GALILEO) si l'intégrité intrinsèque de cette constellation n'est pas suffisante par rapport à l'intégrité globale recherchée pour la variable de sortie mesurée, et en particulier si elle fait partie des variables primaires. Dans le dispositif de l'invention, chaque variable de sortie est accompagnée d'un rayon de protection vis à vis des pannes de satellites non détectées. Cela revient à dire que l'algorithme d'hybridation est accompagné (si le niveau d'intégrité requis le rend nécessaire) d'un algorithme FDE. Dans le cas où les performances des gyromètres à MEMS ne permettent pas un alignement autonome par gyrocompas, le dispositif de l'invention a recours à un procédé connu en soi, et comporte des moyens permettant d'extraire un cap à partir des informations GPS ou GALILEO. A cet effet, le processeur réalisant l'hybridation entre les informations inertielles et les informations de radionavigation reçoit les informations de mesure de porteuse GPS ou GALILEO en provenance de deux antennes écartées d'une distance suffisante , ces mesures étant synchronisées entre elles. Dans le cas contraire, c'est-à-dire lorsque les performances des gyromètres à MEMS permettent un alignement autonome par gyrocompas, il n'est pas nécessaire de recourir à un système bi-antenne. Dans tous les cas de réalisation des figures 1 à 4, chaque voie de mesure produit les informations suivantes : informations de vitesses angulaires selon trois directions orthogonales, de préférence confondues avec les axes principaux de l'aéronef, informations d'accélérations linéaires selon trois directions orthogonales identiques à celles des informations de vitesses angulaires, de préférence confondues avec les axes principaux de l'aéronef, informations d'attitude (roulis, tangage et lacet) et cap, -informations de vitesse sol par rapport à un repère géographique, -informations de position (latitude, longitude et altitude). Ces informations sont désignées ici par informations de sortie. On notera qu'en plus de la valeur de la grandeur elle-même, l'algorithme FDE calcule un rayon de protection (associé au taux d'intégrité désiré) protégeant la valeur calculée vis à vis d'une panne de constellation (également dénommée panne satellite) non détectée par le dispositif de gestion des constellations. Lorsque le signal GPS et le signal GALILEO sont disponibles, les informations de sortie présentent des précisions comparables sur les trois voies. Dans le dispositif de l'invention, toutes les voies jouent ainsi le même rôle. Dans les modes de réalisation des figures 1 et 2, les paramètres primaires sont constitués des sorties inerties pures (ou plus exactement les valeurs issues d'une hybridation baro-inertielle avec mécanisation de Schiller, conformément à l'état de la technique) produites par la chaîne de traitement comportant une inertie de classe 2Nm/h (95%) telle que définie dans la norme ARINC 738. Cette chaîne pourra si nécessaire être doublée.. Les données hybrides de la première voie (MEMS et GPS) et de la seconde voie (MEMS/GALILEO) et de la voie inertie pure sont statistiquement indépendantes et permettent d'atteindre par consolidation la précision, la continuité et le niveau d'intégrité recherchés. On notera que l'intégrité vis à vis des pannes satellites est gérée si nécessaire par l'algorithme FDE associé à l'algorithme d'hybridation. Le but de l'algorithme de consolidation en question est de protéger les valeurs consolidées vis à vis des pannes matérielles. De ce point de vue, le dispositif de l'invention doit comporter trois voies matérielles indépendantes les unes des autres. Il est aussi nécessaire qu'une panne détectée n'affecte qu'une voie à la fois. Pour ce qui est des paramètres de localisation, on applique aux données hybridées de trois voies les mêmes considérations qu'aux paramètres primaires. La consolidation de la sortie d'une voie par les sorties des deux autres voies permet d'atteindre le niveau d'intégrité recherché pour la position. On a représenté en figure 5 un exemple de répartition matérielle des différents éléments du dispositif de la figure 3, les répartitions des dispositifs des autres figures s'en déduisant de façon évidente. Sur la figure 5, on a représenté un rack avionique 23 comportant en particulier les éléments 4 à 6, 19 à 21, 16 et un ensemble 24 d'éléments assurant des fonctions avioniques diverses telles que le management du vol (FMS) par exemple Les antennes 1 à 3 sont reliées au rack 23 par des liaisons HF, alors que les éléments 9 à 12, 14 et 22 lui sont reliés par un bus avionique, les signaux de datation des IMU 10, 12 et 22, qui sont des signaux électriques, passant généralement par une liaison série différentielle. REVENDICATIONS 1. Dispositif de navigation aérienne à capteurs inertiels et récepteurs de radionavigation, caractérisé en ce que ses récepteurs de radionavigation sont des récepteurs multi-constellations (4, 5, 6 ou 4A, 5A, 6A) et que leurs sorties sont reliées à des dispositifs d'hybridation (7, 8, 13 ou 17, 18, 13 ou 7A, 8A, 13A) qui sont également reliés à des capteurs inertiels (10, 12, 15 ou 10, 12, 22). 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu' au moins une partie des capteurs inertiels sont de type MEMS. 3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdites constellations sont au moins deux constellations parmi les constellations GPS, GLONASS, le futur GALILEO et une autre future constellation. 4. Dispositif selon l'une des revendications 2 ou 3, à trois voies de mesure, caractérisé en ce que dans deux (10, 12) des trois voies, les unités de mesure inertielle sont à MEMS de type basses performances à gyromètres de classe 1 /h à 10 /h, 1 la troisième voie comportant une unité de mesure inertielle (15) ayant des performances conformes à la norme ARINC 738. 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que la troisième voie est doublée par une voie identique indépendante. 6. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 3, à trois voies de mesure, caractérisé en ce que dans les trois voies, les unités de mesure inertielle sont à MEMS (10, 12, 22) dites à haute performance , dont les gyromètres sont de classe meilleure que 0,1 /h. 7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que chaque récepteur est relié à une seule antenne, chaque dispositif d'hybridation étant relié à au moins deux récepteurs synchronisés 25 30 8. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comporte deux voies de réception de radionavigation (1,4 et 2, 5), trois unités de mesure inertielle à MEMS (10, 12, 22) reliées chacune à un dispositif d'hybridation (19 à 21), chacun de ces trois dispositifs d'hybridation étant relié aux deux voies de réception. 9. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de consolidation (16 ou 16A) pour sécuriser les signaux de mesure contre les dérives ou pannes. 10. Procédé de navigation aérienne à capteurs inertiels et récepteurs de radionavigation, caractérisé en ce qu'il consiste à recevoir les signaux de radionavigation d'au moins deux constellations différentes de satellites de positionnement et à les hybrider avec les données provenant de capteurs inertiels. 11. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il reçoit des 15 données de capteurs inertiels dont les gyromètres ne permettent pas un alignement autonome par gyrocompas, on extrait un cap à partir des informations de radionavigation. 10