FR 2927705 A1 20090821 FR 0800883 A 20080219 SYSTEME DE NAVIGATION A HYBRIDATION PAR LES MESURES DE PHASE La présente invention s'applique au domaine des systèmes de navigation pour aéronefs. Plus particulièrement, lorsque l'exigence de précision et d'intégrité est la plus forte, dans les phases d'approche et de décollage, les systèmes de navigation par satellites du type GNSS (Global Navigation Satellite System, comprenant les constellations Global Positioning System û GPS, GLONASS û version russe du GNSS - et dans le futur Galileo et Beidou, les futures constellations européenne et chinoise ; l'invention s'appliquerait en fait à tout système de navigation par satellites) ne fournissent pas aujourd'hui les garanties de précision et d'intégrité exigées par les normes de sécurité. On peut utiliser les systèmes d'augmentation de précision GBAS (Ground Based Augmentation System ou Système à précision améliorée par le segment SBAS (Satellite Based Augmentation System ou Système à précision améliorée par le segment satellite) sol mais ces systèmes ne sont disponibles que dans des zones équipées spécifiquement. La présente invention se rattache à la famille des systèmes à précision améliorée par le segment avion ou ABAS (Airborne Based Augmentation System ou ). Les techniques d'hybridation classiques, faisant appel à une combinaison de mesures de capteurs inertiels tels que des gyromètres et des accéléromètres avec des mesures de position, vitesse et attitude tirées du traitement des codes civils transmis par les satellites, ne sont pas non plus adaptées à ces phases de vol à haute exigence de précision et d'intégrité, notamment parce que les erreurs du système de positionnement sont affectées dans ces phases de vol de manière importante par les erreurs dues à la propagation ionosphérique et aux multitrajets qui constituent en effet les parts prépondérantes des erreurs de mesure du récepteur GNSS respectivement en vol et au sol. L'invention résout ce problème en fournissant des mesures de positionnement hybridées qui répondent aux exigences de précision et d'intégrité même en présence d'erreurs ionosphériques. Elle protège en outre des effets de la plupart des multitrajets. A cette fin, l'invention divulgue un système de navigation d'un mobile 35 comprenant un premier module de positionnement par traitement de mesures de capteurs inertiels, un second module de positionnement comprenant au moins un récepteur radiofréquence multi-canaux, chaque canal étant apte à acquérir et poursuivre au moins une porteuse reçue d'un satellite, à en mesurer la phase et à en démoduler le signal pour restituer au moins un code de modulation, et un module de calcul de solutions de navigation par hybridation dans au moins un fiNtre de Kalman des résultats du premier module avec ceux du second module, caractérisé en ce que le module de calcul de la solution de navigation inclut dans l'hybridation au moins une mesure d'incrément de chemin réalisée sur au moins un canal par intégration des mesures de la phase de porteuse poursuivie par ledit canal. Avantageusement, au moins une des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman du système de navigation selon l'invention représente une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module de positionnement dues à la traversée des couches ionosphériques de l'atmosphère. Avantageusement, la ou les variables d'état représentant une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module de positionnement dues à la traversée des couches ionosphériques de l'atmosphère sont choisies dans le groupe comprenant le biais ionosphérique sur la mesure du code, le biais ionosphérique sur la mesure de la phase et la variation de l'environnement ionosphérique. Avantageusement, une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module de positionnement dues aux multi-trajets des signaux reçus par le système de navigation selon l'invention sont modélisées dans le module de calcul de la solution de navigation par deux états, un pour le code et un pour la phase. Avantageusement, une au moins des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman du système de navigation selon l'invention représente au moins partiellement une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module de positionnement dues aux erreurs de l'horloge satellite et des éphémérides transmis par les satellites. Avantageusement, les erreurs internes du récepteur du système de navigation selon l'invention comprennent l'erreur due à l'horloge du récepteur, l'erreur due au bruit thermique dudit récepteur et l'erreur résiduelle due aux boucles de traitement dudit récepteur. Avantageusement, les erreurs des boucles de traitement du système de navigation selon l'invention dues à la dynamique de l'aéronef sont corrigées en élargissant la plage de variance du bruit de boucle en fonction de ladite dynamique. Avantageusement, les erreurs de PLL du système de navigation selon l'invention dues à l'impact d'un signal bruité sont prises en compte en rejetant les variations de mesure de phase correspondant à un faible rapport signal sur bruit. Avantageusement, les modalités de gestion des canaux du récepteur du 10 système de navigation selon l'invention permettent à ceux-ci de fournir des mesures répondant à des critères de qualité paramétrables. Avantageusement, les mesures d'un canal du système de navigation selon l'invention ne sont utilisées qu'après un délai choisi après la réception de l'indication du statut de disponibilité dudit canal. 15 Avantageusement, les mesures d'un canal du système de navigation selon l'invention ne sont utilisées qu'au-delà de seuils choisis d'élévation du satellite poursuivi et de rapport signal à bruit du signal reçu. Avantageusement, les résultats du module de calcul de la solution de navigation sont fournis au premier module de positionnement du système de 20 navigation selon l'invention pour en corriger les mesures. Avantageusement, le système de navigation selon l'invention comprend N filtres de Kalman en plus du au moins un filtre de Kalman d'hybridation, un par canal correspondant à un satellite à vue. Avantageusement, les N filtres de Kalman du système de navigation selon 25 l'invention sont utilisés pour le calcul des rayons de protection horizontal et vertical de la solution de navigation. Avantageusement, les résultats du module de calcul du système de navigation selon l'invention ne sont pas fournis au deuxième module pour en modifier les mesures. 30 Avantageusement, le système de navigation selon l'invention comprend au moins un corrélateur étroit à double delta. Avantageusement, une solution partielle de navigation est calculée en sortie du deuxième module de positionnement du système de navigation selon l'invention avant d'être hybridée avec les sorties du premier module de 35 positionnement. Avantageusement, le deuxième module de positionnement du système de navigation selon l'invention comprend en outre un capteur de mesure baroaltimétrique. Avantageusement, une au moins des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman du système de navigation selon l'invention représente une partie des erreurs sur les mesures du capteur baroaltimétrique. Avantageusement, une au moins des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman du système de navigation selon l'invention représente une partie des erreurs sur les mesures des capteurs inertiels. L'invention divulgue également un procédé de navigation d'un mobile comprenant une première étape de positionnement par traitement de mesures de capteurs inertiels, une seconde étape de positionnement comprenant au moins une étape de réception radiofréquence multi-canaux, chaque canal étant apte à acquérir et poursuivre au moins une porteuse reçue d'un satellite, à en mesurer la phase et à en démoduler le signal pour restituer au moins un code de modulation, et une étape de calcul de solutions de navigation par hybridation dans au moins un filtre de Kalman des résultats de la première étape avec ceux de la seconde étape, caractérisé en ce que l'étape de calcul de la solution de navigation inclut dans l'hybridation au moins une mesure d'incrément de chemin réalisée sur au moins un canal par intégration des mesures de la phase de porteuse poursuivie par ledit canal. L'invention présente en outre l'avantage que les corrections effectuées sur les erreurs des capteurs inertiels et du récepteur GNSS viennent en complément des corrections prévues par les normes ARINC et RTCA et sont donc facilement cohérentes avec elles. L'invention sera mieux comprise et ses différentes caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de plusieurs exemples de réalisation et de ses figures annexées dont : La figure 1 représente l'architecture générale d'un système de navigation à hybridation GNSS/capteurs inertiels ; La figure 2 représente l'architecture d'un système de navigation à hybridation GNSS/capteurs inertiels en boucle ouverte ; La figure 3 représente l'architecture d'un système de navigation à hybridation GNSS/capteurs inertiels en boucle fermée ; La figure 4 représente l'organigramme des traitements d'un système de navigation à hybridation GNSS/capteurs inertiels en boucle fermée selon l'invention; La figure 5 illustre un cas d'anomalie locale de la ionosphère (front) qui induit une mauvaise correction ionosphérique en GBAS. Les figures 6A et 6B illustrent l'amélioration apportée par l'invention sur la précision des mesures hybridées par rapport aux mesures GNSS, respectivement dans le plan horizontal et dans la direction verticale ; La figure 7 illustre les modalités de gestion de l'intégrité dans un système de navigation à hybridation GNSS/capteurs inertiels. Sauf mention contraire, dans la description et les figures, les sigles, acronymes et abréviations ont la signification en français et en anglais indiquée dans le tableau ci-dessous : Sigle/Acronyme Signification ABAS Airborne Based Augmentation System ou Système à précision améliorée par le segment avion ACP Accumulated Carrier Phase ou Cumul de la phase de la porteuse ARINC Aeronautical Radio, Incorporated C/A Coarse/Acquisition Code ou Code d'acquisition grossière DDC Double Delta Correlator ou Corrélateur double delta DLL Delay-Locked Loop ou Boucle à verrouillage de retard ECEF Earth Centered Earth Fixed ou Système de coordonnées géocentrées FF Fault Free ou Sans faute GBAS Ground Based Augmentation System ou Système à précision améliorée par le segment sol GNSS Global Navigation Satellite System ou Système global de navigation par satellites GPS Global Positionning System ou Système de positionnement global IMU Inertial Measurement Unit ou Unité de mesure inertielle OCXO Oven Controlled crystal Oscillator ou Oscillateur en crystal contrôlé en température P Precision code ou Code de Précision PFV Plate-Forme Virtuelle PQR Composantes du vecteur rotation PRN Pseudo Random Noise ou Code pseudo aléatoire PVT Position Vitesse Temps RNP Required Navigation Performance ou Qualité de navigation requise RTCA Radio Technical Commission for Aeronautics ou Commission sur les techniques radio pour l'aéronautique SBAS Satellite Based Augmentation System ou Système à précision améliorée par le segment satellite SF Satellite Failure ou Défaillance satellite TCXO Temperature Compensated crystal Oscillator ou Oscillateur en crystal compensé en température TLM Telemetry ou Télémétrie La figure 1 décrit l'architecture de base d'un système de navigation d'aéronef basé sur le calcul d'une solution à partir de capteurs inertiels et d'un système de navigation par satellite. Les capteurs inertiels comprennent principalement un gyroscope trois axes et au moins 3 accéléromètres (IMU, 10). Ces capteurs fournissent une estimation de la variation angulaire de l'orientation spatiale du porteur (DA) et de son accélération linéaire (AV) à une plate-forme virtuelle (PFV) et une unité de calcul de la localisation de l'aéronef (LOC). Les capteurs inertiels produisent des paramètres de navigation qui ne sont pas affectés par des aléas de transmission et sont très précis à court terme mais qui dérivent à long terme. Ces erreurs des capteurs inertiels doivent être modélisées dans le filtre principal d'hybridation Fo pour être corrigées. La norme ARINC 738 définit le type des erreurs des capteurs inertiels généralement constitués de gyromètres et d'accéléromètres. Les principaux défauts des mesures d'un gyromètre comprennent : la dérive (en degrés par heure) qui est la différence entre les biais de deux mesures à des instants où l'on met le gyromètre en service ; la stabilité en opération (en degrés par heure); la marche aléatoire (en degrés par racine d'heure) qui est le résultat de l'intégration d'un bruit blanc ; le facteur d'échelle (en parties par million) qui représente la variation de la mesure réelle du capteur ; le défaut d'alignement (en micro radians) qui est la différence angulaire entre l'orientation réelle du capteur et son orientation théorique. Les principaux défauts des mesures d'un accéléromètre comprennent : le biais de l'accéléromètre (en g) qui est I 'équivalent de la dérive du gyromètre ; la stabilité du biais d'accéléromètre qui est l'équivalent de la stabilité du gyromètre; le facteur d'échelle et le défaut d'alignement, équivalents aux définitions identiques pour le gyromètre ; le bruit. Un certain nombre d'hypothèses standard sont en général faites, conformément aux connaissances de l'homme du métier pour les valeurs des paramètres de ces défauts. Un système GNSS 210 fournit les pseudo-distances et les pseudo-vitesses par rapport aux satellites en axe à vue depuis le porteur du récepteur (pseudo voulant dire relatives par rapport audit satellite à vue). Ces mesures sont périodiquement recalées en tenant compte de différentes erreurs sur lesquelles nous reviendrons. Nous reviendrons également sur les données issues du récepteur GNSS qui sont utilisées dans les calculs ultérieurs de la solution de navigation. Les mesures GNSS peuvent être complétées par des mesures baroaltimétriques. Les mesures du baro-altimètre 220 sont très importantes sur un aéronef. Elles alimentent en particulier l'application de gestion du vol. Ces mesures sont en général fournies par plus d'un capteur ce qui permet de vérifier leur cohérence. Une des difficultés est cependant que l'erreur des capteurs baro-altimétriques est dépendante des conditions atmosphériques locales. L'ICAO propose le modèle d'erreur suivant: 2 2 2 626 = 110-0 + Evert + Hor +brime 2 où 6o est l'erreur initiale 6Hor = Kh * APOShor représente l'influence de la distance horizontale entre la position courante et la dernière position où le biais du baro-altimètre a été identifié. Kh est fixé à la valeur de 0,5 m/Nm. °vert = Kv * AAlt représente l'influence de la variation d'altitude depuis la dernière identification du biais du baro-altimètre. Kä est un facteur d'échelle qui dépend de l'altitude et est fixé aux valeurs suivantes: Kä = 13 e-3 m/pied pour une altitude supérieure à 18.000 pieds ; Kv = 23 e-3 m/pied pour une altitude comprise entre 6.000 pieds et 18.000 pieds ; Kv = 32 e"3 m/pied pour une altitude inférieure à 6.000 pieds. 6Tirne = Kt * At est la dérive naturelle de l'erreur avec Kt = 15 m/h. A travers l'hybridation, le récepteur GNSS permet en outre de calibrer le baro-altimètre. L'utilisation d'un recalage sur la mesure baroaltimétrique est particulièrement important en mode de fonctionnement en � coasting � (mode survie), c'est-à-dire lorsqu'un nombre insuffisant de pseudo-mesures GPS est reçu. II est également possible d'utiliser un baro-altimètre compensé en température pour diminuer les erreurs résiduelles, à la condition de disposer d'une mesure locale de température. Ceci étant posé, l'hybridation consiste à corriger les mesures des capteurs inertiels grâce à celles des capteurs supplémentaires (GNSS, baroaltimètre). Elle s'effectue principalement dans le filtre de Kalman Fo. Un filtre de Kalman comporte un modèle de comportement des variables que l'on veut filtrer. Généralement on applique le filtre aux erreurs, c'est-à-dire aux différences de mesures entre capteurs inertiels et capteurs supplémentaires. Le modèle permet de propager l'erreur pour calculer une erreur prédite que l'on compare à l'observation; le filtre est recalé avec l'innovation calculée à partir de l'écart entre prédiction et observation en tenant compte du gain du filtre. Le plus souvent la propagation utilise des matrices à coefficients linéaires. Il est également possible d'utiliser des filtres de Kalman étendus d'ordre supérieur. Afin de tenir les exigences d'intégrité d'une certification d'aéronef de premier niveau, ce filtre principal est complété par plusieurs filtres de Kalman secondaires Fi, normalement un par axe satellite simultanément à vue. Ce traitement de l'intégrité est assuré à titre principal par un module de calcul du rayon de protection et par un module de supervision de l'intégrité. Les modalités de calcul du rayon de protection sont détaillées plus bas dans les commentaires de la figure 8. II y a plusieurs manières de réaliser l'hybridation. On distingue d'abord l'hybridation lâche et l'hybridation serrée. Dans la première, les observations représentent les erreurs entre la solution de navigation inertielle (position, vitesse) et la solution de navigation GPS (position, vitesse), le récepteur ayant préalablement résolu sa solution de navigation à partir des mesures en axes à vue). Dans la deuxième, l'observation est calculée en comparant chaque mesure en axe à vue (venant du récepteur GNSS) à une mesure équivalente en axe à vue calculée à partir de la position inertielle. En ce qui concerne l'observation baro-altimétrique, elle est élaborée en calculant l'erreur entre l'altitude baro-altimétrique et l'altitude hybride (dans le cas de la boucle fermée uniquement). Pour notre invention, la solution d'hybridation serrée s'impose naturellement car on veut pouvoir modéliser les erreurs de mesures GPS dans les axes à vuev Une autre distinction doit être faite entre l'hybridation en boucle ouverte et l'hybridation en boucle fermée. Les deux solutions sont respectivement illustrées par les figures 2 et 3. L'avantage de la solution boucle ouverte est qu'elle peut être implémentée soit dans un calculateur hôte (le calculateur de navigation ou celui de gestion de vol par exemple) ou bien dans la centrale inertielle. Ses inconvénients sont notamment que les observations évoluent de manière non linéaire et que la voie verticale baro-inertielle, qui est déjà hybridée, est difficile à modéliser. L'avantage de la solution boucle fermée est que les erreurs hybrides restent faibles. Son inconvénient est qu'il faut rajouter une unité centrale spécifique pour gérer la plate-forme hybride et que la connaissance des paramètres de l'IMU et des traitements capteurs effectués doit être fine. Une des caractéristiques principales de l'invention, applicable aux deux solutions de boucle ouverte et de boucle fermée est l'utilisation conjointe des mesures de code, qui est classique, et des mesures de phase de porteuse, normalement non utilisée dans les dispositifs d'hybridation de l'art antérieur. On utilise pour la mesure de code les sorties non compensées de pseudodistance du récepteur GNSS, PRcode. Cette pseudo-distance permet d'initialiser la pseudo-distance mesurée par la phase de porteuse PRphase. Celle-ci est ensuite entretenue par la mesure de phase accumulée (ACP) qui représente de manière très précise l'évolution de la pseudo-distance en l'absence de saut e cycles ou de décrochage de la boucle de phase. L'équation du modèle d'évolution de la pseudo-distance est le suivant : PRcode (t) = PRtrue (t) + BiasCjock(Rx) (t) + Err ono (t) + Errrropo (t) + ErrMpath,code (t) + ErrEphemeris (t) + Noise,, code (t) où les notations ont les significations suivantes : Biasclook(,x)(t) : erreur de l'horloge du récepteur fournie par l'oscillateur interne ; Errono (t) et Errtropo (t) sont les erreurs dues à la traversée des couches atmosphériques (respectivement l'ionosphère et la troposphère) ; ErrMpath,Code (t) est l'erreur due aux multi-trajets ; ErrEphemeris (t) est un composite des erreurs dues aux erreurs relativistes et des erreurs dues aux horloges des satellites, que l'on modélise par un même état global car on ne cherche pas à les dissocier ; Noisex,code(t) est le bruit thermique. Dans une réalisation possible, la pseudo-distance PRphase est initialisée à la valeur de la pseudo-distance issue du code au temps to et est ensuite entretenue par l'ACP selon la formule : t-dt PR phase (t) = PR Code (t0) + E APRphase (u) .=tä où APRphas.e est la mesure de phase et dt est la période d'échantillonnage. La variation de la mesure de phase ACP devra être calculée avec précision pour éviter une dérive. Le prélèvement de la mesure de phase doit permettre de garantir que l'erreur sur l'incrément de chemin calculé avec la phase peut être modélisée par le bruit de la partie fractionnaire de la phase. L'équation fournissant la phase peut être développée de la manière suivante : t-dt E iPRphase (u) = PRtrue (t) ù PRtrue (t0) + BiasClOCk(RX) (t) ù BlasClock(,) (t0) ù (Errrlono (t) ù Err,ono (t0 )) u =t0 + ErrTropo (t) ù Errrropo (t0) + Err,path, Phase (t) + ErrEphemeris (t) + Noise phase (t) En définitive, la pseudo-distance calculée avec l'ACP peut être écrite : PR phase (t) = PRtrue (t) + Biasaock(k,) (t) + Err ono (to) ù (Err ono (t) ù Err,ono (to )) + Errtropo (t) + ErrMpath,Code (t0) + ErrEphemeris,Code (t0) + Noise Code (t0) H- ErrMpath,phase (t) + ErrEphemeris (t) + Noise, Phase (t) On notera que dans cette équation, certaines erreurs sont spécifiques de la phase (notamment l'erreur de multi-trajets et le bruit, qui sont différents entre les pseudo-distances issues du code et de la phase ; elles sont désignées par des notations spécifiques Errcode or ErrF'hase dans les équations). Les autres erreurs telles que les erreurs atmosphériques (dues à la traversée de l'ionosphère et de la troposphère), l'erreur d'éphémérides et l'erreur due à l'horloge du récepteur sont communes entre les deux mesures de pseudodistance par le code et par la phase. La pseudo-distance mesurée par le code peut être écrite de la manière suivante : PRcode (t) = PRtrue (t) + BiasC[ock(Rx) (t) + Errlono \t0) + Errlono (t) ù Err1ono (t0) + Errtropo (t) + ErrMpath,code (t) + ErrEphemens (t) + Noises code (t) La norme DO229 définit des corrections à appliquer aux mesures pour aboutir à une performance du récepteur GNSS/GPS conforme aux prescriptions. Ces corrections portent sur les erreurs des horloges satellites, l'effet relativiste, la correction des erreurs troposphériques et celle des erreurs ionosphériques. Les modèles de correction de ces erreurs sont connues de l'homme du métier. Selon l'invention, ces corrections sont appliquées à la fois aux mesures de code et aux mesures de phase. Pour la correction des erreurs des horloges satellites, nous appliquons l'erreur absolue sur le code et la dérive de l'erreur sur la phase. Pour l'effet relativiste, les erreurs troposphériques et ionosphériques, nous appliquons l'erreur brute sur le code et la variation des erreurs entre deux mesures sur la phase. On notera que les corrections d'erreurs ionosphériques sont de signes opposés pour le code et pour la phase. Ainsi, le filtre est capable de suivre l'évolution ionosphérique et d'identifier l'erreur initiale. Ces corrections sont effectuées à partir des données fournies par le récepteur GNSS (éphémérides, données transmises par le récepteur GNSS pour la correction des erreurs ionosphériques...). Ainsi, la dernière équation ci-dessus est transformée de telle manière que les 25 erreurs indiquées peuvent être considérées comme les erreurs résiduelles après les corrections données par les modèles d'erreur. Dans un récepteur GPS, lorsque l'on utilise seulement le code C/A, ce qui est le cas des applications civiles, les erreurs résiduelles dues aux multitrajets et à la traversée de la couche ionosphérique ont un impact important 30 sur la performance globale du récepteur. Il faut en tenir compte de manière spécifique dans la définition du modèle du filtre pour réduire leur effet sur la solution hybridée de navigation. En ce qui concerne les multi-trajets, une manière de réduire l'erreur est d'utiliser un corrélateur à bande étroite, notamment du type à double delta. Un corrélateur à bande étroite combine une bande d'acquisition large et un espacement des codes de réplication étroit. Le bruit des mesures est réduit dans un corrélateur à bande étroite de ce type parce que les composantes des signaux en avance et en retard sont corrélées et ont tendance à se compenser quand les signaux en avance et en retard sont simultanés. Dans ce cas, la DLL de discrimination est en effet moins perturbée par les multitrajets en retard. Un corrélateur étroit de type double delta comporte une fonction de corrélation qui est une combinaison linéaire de deux fonctions réduites de corrélation : AA(d) = 2*EL(d/2)-EL(d) où EL(d) est le schéma de corrélation correspondant à un retard d'un chip C/A. La combinaison linéaire ci-dessus a un schéma de corrélation qui a une réponse non nulle autour du point de poursuite très courte, ce qui réduit l'interférence des multi-trajets sur la poursuite de manière drastique. Cependant, cette technique ne permet pas non plus de corriger suffisamment les multi-trajets de proximité dus aux réflexions des signaux arrivant sur l'antenne sur la surface de l'avion. Des techniques complémentaires de résolution des erreurs sont donc nécessaires, comme indiqué plus loin. Les organigrammes des traitements appliqués pour les corrections d'erreurs dans le cas d'une architecture d'hybridation à boucle fermée sont représentés sur la figure 4. Les observations fournies au filtre de Kalman Fo sont les différences entre les mesures GNSS et des mesures équivalentes calculées avec des données inertielles. Comme déjà indiqué, dans une boucle ouverte, les mesures inertielles sont celles qui sont fournies par la PFV et qui ne sont en aucune manière corrigées par les mesures GNSS. Dans une boucle fermée, les mesures inertielles sont corrigées, dans la plate-forme d'hybridation, en tenant compte des observations GNSS calculées par le filtre. Dans les deux architectures, le processus comporte les mêmes trois étapes : d'abord, calcul et application des différentes corrections à apporter aux mesures brutes de code et de phase fournies par le récepteur GNSS (un ensemble de mesures par axe satellite à vue) pour en déduire les pseudo-distances de code et de phase ; alternativement, on peut utiliser les mesures compensées en sortie du récepteur GNSS, mais dans ce cas il faut s'assurer que ces corrections sont conformes à la norme D0229 et qu'elles sont cohérentes en phase et en code ; ensuite, calcul des observations de code et de phase par comparaison avec les mesures issues de la centrale inertielle; enfin calcul des corrections hybrides à appliquer au filtre. Dans la suite de la description, on fournit, pour un mode de réalisation de l'invention les variables du vecteur d'état du filtre, le modèle de propagation, et le modèle de recalage. Les différents modèles de correction d'erreurs figurant sur la figure 4 sont ensuite détaillés. Le vecteur d'état du filtre de Kalman représente les erreurs de navigation hybrides, les erreurs principales des capteurs inertiels et les erreurs de mesures des capteurs supplémentaires (GNSS et baro-altimètre). Le tableau ci-dessous indique, à titre d'exemple, les variables d'état qui peuvent être utilisées pour représenter un modèle de propagation conforme à un des modes de réalisation de l'invention ; ces variables sont choisies à titre purement illustratif ; on pourrait en particulier modifier ce mode de réalisation en modélisant de manière plus fine les défauts inertiels (stabilité, facteurs d'échelle et défauts d'alignement), mais cela n'apporterait pas de véritable gain dans le contexte de l'invention.20 Variables Signification b4~x, Ô4~y b~Z Erreurs hybrides des � tilt angles � dans le repère plateforme 6Vx, SV,,, ôVZ Erreurs hybrides de vitesse dans le repère plateforme 6�x, b0,, Erreurs hybrides de position dans le repère plateforme bh Erreur hybride d'altitude Gx, Gy , GZ Dérive du gyromètre dans le référentiel de la centrale inertielle Bx, By , BZ Dérive de l'accéléromètre dans le référentiel de la centrale inertielle bZb Biais du baro-altimètre Ag., Ag,, , Ag, Anomalie de la gravité Bh Biais d'horloge du récepteur Dh Dérive d'horloge du récepteur Ah Accélération de l'horloge du récepteur Bics Biais ionosphérique initial sur la pseudo-distance de code du canal n Bmcä Erreur de multi-trajet sur le code pour le canal n Bipn Biais initial de la pseudo-distance de phase sur le canal n Bmpn Erreur de multi-trajet sur la phase pour le canal n Cir, Variation de l'erreur ionosphérique sur le canal n (erreur commune code et phase) Ctä Variation de l'erreur troposphérique sur le canal n (erreur commune code et phase) Ceps Variation de l'erreur d'éphémérides sur le canal n (erreur commune code et phase) Pour présenter le modèle de propagation utilisé dans ce mode de réalisation 5 de l'invention, on définit les variables et paramètres suivants: VX , Vy , VZ vitesse (dans le repère plateforme) FX , F,, , FZ forces spécifiques (dans le repère plateforme) ÛX , Ç , ,S4 rotation de la terre (dans le repère plateforme) q, q2 q3 q4 composantes quaternion p, q, r composantes du vecteur rotation Z altitude dt période d'échantillonnage Km Kb2 Kb3 coefficients de gain du filtre baro-inertiel (Boucle ouverte seulement) Sont également définis les termes composés suivants al = V X a2 = V y + , a 3 a = 1 a4 = S2Z Rt+Z Rt+Z X, 3 Rt+Z M= i 2 2 2 2 g1 +q2 -q3 -q4 q, +q2 +q3 +q4 2(q2q3 +glg4) qi +q2 +q3 +q4 2(g2g4 -glg3) 2 2 \qI +q2 +q3 +q4 2(q2q3 glg4) ql +q2 +q3 +q4 2 2 2 2 q2 -q2 +q3 -q4 q, +q2 +q3 +q4 2(q4q3 +glg2) qi +q2 +q3 +q4 2 2 2(g2g4 + glg3 ) g2 2 3 +q +q +q4 2(q4q3 glg2) g2 2 3 4 +q +q +q q1 - q2 -q3 + q4 gi +q2 +q3 +q4 ~ On utilise également dans le modèle de propagation un certain nombre de constantes connues telles que g, la constante de gravité, et K2, la correction de la gravité en fonction de l'altitude. Un certain nombre de paramètres tiX de réglage permettent également d'optimiser le modèle. Ils peuvent être déterminés par simulation ou par essai et sont fournis par le tableau suivant : Sigle Signification ~ACCELERO Constante de temps liée à la stabilité du biais de l'accéléromètre tGYRO Constante de temps liée à la stabilité de la dérive du gyromètre tiGRAVITY Constante pour le modèle d'anomalie de gravité 'tIONO, n Constante pour le calcul de la variation d'erreur ionosphérique pour le canal n TTROPO, n Constante pour le calcul de la variation d'erreur troposphérique pour le canal n TEphemeris, n Constante pour le calcul de la variation d'erreur d'éphémérides pour le canal n tiMULTIPATH, Constante pour le calcul de l'erreur de multi-trajet sur le code Code 'CMULTIPATH, Constante pour le calcul de l'erreur de multi-trajet sur la phase Phase Les équations de propagation sont alors les suivantes, en notant que les variables d'état avant propagation figurent dans la partie droite des équations et les variables d'état après propagation figurent dans la partie gauche des équations: BY~x = 8YYx + dt(a48YiY + a, c 'z + M(1,1) * Gx + M(1,2) * GY + M(1,3) * Gz ) Sç' = BYiY + dt(-a48Yix + a28Yiz +M(2,1) * Gx + M(2,2) * Gy + M(2,3) * Gz ) 8Y/z = BYfz + dt(-a,8yrx - a2SyiY + M(3,1) * Gx +.LI(3,2) * Gy + M(3,3) * Gz ) 8"x =tex +dt(Fz5vy -FYBYiz +Fz89Y +M(1,1)*Bx +M(1,2)*BY +M(1,3)*Bz +Agx) 5Vy =BVY +dt(-Fz8yix +Fx8yiz -Fz89x +M(2,1)*Bx +M(2,2)*BY +M(2,3) *Bz +Agy) Les traitements de la variation de vitesse verticale et de la variation d'altitude en boucle fermée sont: bVz = 'z + dt[M(3,1) * Bx +M (3,2) * BY +M(3,3) 4' Bz + Ag, - K28h] bh=-bVzdt Sur la voie horizontale 89x = 89x + a31 dtBVY My = 89Y - a32dtbVx Pour les mesures du gyromètre et de l'accéléromètre, un exemple d'équations de propagation est donné ci-dessous, étant entendu que plusieurs modèles d'erreurs capteurs peuvent être combinés avec l'invention sans modifier celle-ci: dt dt G(x Y,z) = exp(ù )G(x,Y,z) et B(x,Y,z) = exp(-- )B(x Y z) T GYRO T ACCELERO Pour la correction de gravité: AgX = exp(ù dt )AgX, Agy = exp(ù dt )Ag,. Agz = exp(ù dt )Agz I -gravite I -gravite 1 -gravite Pour la propagation des erreurs de mesure de code et de phase, on peut utiliser par exemple des modèles de Markov, du 1er ordre ou d'ordre supérieur, notamment pour la variation ionosphérique et on a également, pour n fonction du nombre de canaux: Termes communs: Variation lonosphere : Cin = exp(ù dt )Ciä T Iono,n Variation Ephemerides : Cepn = exp(ù dt ù)Cep,, Ephemeris,n Variation Troposphere : Ctn = exp(ù dt )Cr,, ZTropo,n Code uniquement: Multitrajets : Bmcc°de,n = exp( ù dt )BmcCode,n ZM,dtipath,code ,n Phase uniquement: Multitrajets: Bmp phase n = exp( ù dt )BmpPhase ,n 1-M,dtipath , phase,n Le filtre de Kalman est recalé par les observations des différences entre mesures inertielles et mesures GNSS, celles-ci comportant les mesures de pseudo-distances par le code et par l'incrément de chemin (phase), notées respectivement RawPR,code et E RawAPR P"'ase L'algorithme reçoit une pseudo-distance qui est corrigée en utilisant les modèles définis par la norme RTCA DO 229 dont les résultats laissent subsister des erreurs résiduelles dont le traitement est détaillé dans la suite de la description : Corrections des horloges satellites: afO,afl, af2 , Tgd (Temps de propagation de groupe) et effet relativiste: Coriclochsat + Cor,Relativistic Corrections de l'erreur due à la troposphère : Cor,Tr°p° Correction de l'erreur due à l' ionosphère : Cor,.'°n° La pseudo-distance de code compensée est alors: PR.°PS = RawPRGPS + Cor.clocksat + COY.Relativistic ù Cori' ù COY.Tropo La mesure de phase compensée est: APRPh' = RawAPRPnase + Aco,cockSat + ACor.Relativistic + Acon'°"° ù ACor , .Tropo (ACor; est la variation de la correction Cor; entre deux itérations) La pseudo-distance de phase mesurée est calculée en accumulant les mesures de phase compensées. Elle est initialisée avec la pseudo-distance de code compensée. Les pseudo-distances de code et de phase sont ensuite utilisées pour calculer les observations. L'observation est directement une erreur de pseudo-distance. Selon un mode de réalisation, le vecteur d'observation a 2n+1 coordonnées si n est le nombre d'axes à vue n pour chacune des pseudo-distances (code et phase) et 1 pour le baro-altimètre (soit 21 coordonnées pour 10 axes à vue). ZCode,; = PRic°`'e û PR,'NS (observation de code pour le canal i, i variant de 1 à n) Zp,,ase1 =PR;P"°Se ùPR,.'NS (observation de phase pour le canal i) PR,NS est la pseudo-distance calculée à partir de la position inertielle. a. = PosXsat ù PosX,Ns b; = PosYsa, ù PosY,NS ci = PosZsa, ù PosZ,Ns PR; NS = f (a; , b; , ci) = Ja? + b,? + c? On définit : (5a = POSXTRUE ù POSX,NS bb = POSYTRUE ù POSY,Ns (SC = POSZTRUE ù POSZINS TRUE Soit en utilisant les résultats déjà présentés: ZCode,i = PRTRUE ùPRtINS + ErrEphemeris (t0) + Errlono (t0) + ErrTropo ErrEphemeris (t) ù ErrEphemeris (t0) + ErrMpath,code (t) + Errlono (t) ù Errlono (t0) + ErrTropo (t) ù Errrropo (t0 ) + NoiseRx,code (t) + Biasaock(Rx) (t) et Zphase,i = PRTRUE ù PRtINS + ErrEphemeris (t0 ) +ErrMpath,Code (t0 ) +Errlono (t0 ) +ErrTropo (t0 ) t + Noises Code (t0) + ErrEphemeris (t) ù ErrEphemeris (t0) + ErrMpath Phase (t) ù ErrMpath,phase (t0 ) ù (Errlono (t) ù Errlono (t0 )) + ErrTropo (t) ù ErrTropo (t0) 4- BiasClock(Rx) (t) + Noises ph,,Se (t) PRTRUE ù PR, NS ùa; dia ù Agi" ù Y; Sc a,,/3, ety, sont les cosinus directeurs de chaque mesure. af) a; = a; /PR INS = aINS a fi, = b, / PRt(NS = af) ab INS ù c l PR INS aÎ Yi ù ù ac) INs La pseudo-distance "inertielle" est calculée dans le système de coordonnées géocentrées ECEF ainsi que les positions satellites: PosXINS = (Reù z,NS) * cos(Lat,NS) * cos(LonglNS ) PosYINS = (Reù zeNS) * cos(Latlhs) * sin(LonglNS ) PosZINS = (Re* (1 ù e2) ù z,NS) * sin(Lat,NS ) PosXTrite = (Reù ZTnte) * cos(LatT e) * cos(LongTrue ) 10 PosYTnte = (Reù ZTrue) * cos(Latn.,,e) * sin(LongT,.Ue ) PosZTnte = (Re* (1 ù e2) ù ZTnte) * sin(LatTnte ) Re = R0 (Avec Ro constante égale à 6378137 mètres) Jlùe2 sin2(Lat ) 20 On définit également: SLat = Latr,.f1e ù Lat,Ns bLong = LongT,t1e ù Long,Ns ÔZ = ZTnre ù ZINS On a donc: PRTRUE _I,R/NS =ùbLat*h LatùbLong*h_Long +ôz*hAlt avec: aPosX /~ aPosY aPosZ h Lat = a; ) INS +/moi ) INS + ri ) INS *Mat aLat &Lat aPosX aPosY aPosZ h Long = a; ),Srs + fii ) INS + ri ù)INS aLong aLong aLong aPosX ôPosY aPosZ h _ Alt = ùa; ) NS ù / ' )INS ù Yi ù) INS az ' az az On peut écrire: aPosX aLong)/NS aPosX &Z ) INS NPosY aLong) INs aPosY az )1/vs= ù(Reù zINS) * cos(Lat,NS) * sin( Long ms ) _ ù cos(Lat,NS) * cos(Long,NS ) _ (Reù zINS) * cos(Lat,NS) * cos(Long,NS ) _ ù cos(Lat,NS) * sin(Long,NS ) aPosZ aLong) INs 0 aPosZ)INS = ù sin(Lat/NS ) {n supposant que l'erreur sur Re est faible en fonction de la latitude: az aPosX ) Mat ),NS = ù(Reù z,NS) * sin(Lat/NS) * cos(Long,Ns aPosY /NS = ù(Reù z,NS) * sin(LatJNS) * sin(Long ,NS ) aLat aPosZ aLat )INS = (Re* (1 e2) ù zINS) * cos(LatJNS ) Les erreurs de la position hybride ( 80x et 89y dans le vecteur d'état du filtre) sont calculées dans le repère plateforme: bLat = sin(a)88x + cos(a)8By SLong = 1 [sin(a)80ù cos(a)8Bx ] cos(LatINS) y Où 89x et 50y sont les différences entre la position hybride et la position réelle. D'autres résolutions sont possibles, notamment au voisinage d'un des pôles terrestres. 1 o Enfin, selon l'équation d'observation d'un filtre de Kalman (Z = H *X ), on peut écrire pour chaque canal i) H[Zcode, , 8Bx ] = H[Z p,,aSe, , Mx ] = ùh ù Lat * sin(a) + h _ long * cos(a) / cos(Lat,NS ) H[Zcode , 8By ] = H[Z p,,aSe, , 8By ] = ùh _Lat * cos(a) ù h _long * sin(a) / cos(Lat,NS ) H[Zcode, ,8O ] = H[Zpizase;,86Z] = hùAlt H[Zcode; , Bh] = H[Z phase, ,Bh] = En ce qui concerne les états spécifiques aux mesures de code: 15 H[Zcode, 'Bic, ] = H[Zcode, , Bmc; ] =1 En ce qui concerne les états spécifiques aux mesures de phase: H[Z prase, , Bip; ] =1 H[Z phase; , Bmp ] =1 En ce qui concerne les termes communs: H[Zcode; , Ct, ] = H[Z phase; , Ct, ] = 1 H[Zcode, , Cep, ] = H[Z phase; , Cep, ] =1 H[Zcode, , ] = 1 H[Z phase, , ] = -1 On prend également en compte l'erreur entre l'altitude hybride et la mesure baro-altimétrique (Altitude standard). Le biais du baro-altimètre est pris en 5 compte dans le modèle : H[ZBaro,SZ] =1 H[ZBaro, bZb ] = -1 Il faut également gérer les apparitions et disparitions de chacun des satellites 10 sur les différents canaux. Le filtre réalise un équilibre entre les différents états. Un nouveau satellite introduit deux nouvelles mesures (une de code et une de phase) dont les erreurs sont prises en compte dans le vecteur d'état. Pour prendre en compte ces mesures, il faut s'assurer de ne pas modifier l'équilibre déjà effectué. Pour cela, on peut décorréler les nouveaux états en 15 travaillant directement sur la matrice de variance/covariance. Les réglages des paramètres spécifiques aux erreurs de mesures GPS (variances initiales et bruit de modèle) peuvent être obtenus par un homme du métier à partir du tableau suivant Composante Ajustement de QO du vecteur d'état Bh Fonction de la technologie de l'oscillateur Rx Dh Fonction de la technologie de l'oscillateur Rx Ah Fonction de la technologie de l'oscillateur Rx Bicn Biais initial PRcode: Cette erreur est considérée comme un biais constant Bipä Biais initial PRcode: Cette erreur est considérée comme un biais constant Composante Ajustement de QO du vecteur d'état Bmcn 2x Pmpath, code Cette composante définit l'impact des rmpath,code multi-trajets sur les mesures de code (elle dépend de la technique de corrélation, DDC ou Avance Retard) Bmpn 2x Pmpalh,phase Cette composante définit l'impact des zmpath, phase multi-trajets sur les mesures de phase Cie 2xP '°"° Cette composante définit la variation des Ziono erreurs dues à la ionosphère Ctn 2x Propo Cette composante définit la variation des T tropo erreurs dues à la troposphère Cepä 2x Pephemeris Cette composante définit la variation des T ephemeris erreurs dues aux éphémérides Composante du Ajustement dea0 vecteur d'état Bh Dépend de la performance de l'oscillateur Dh Dépend de la performance de l'oscillateur Ah Dépend de la performance de l'oscillateur Sah Dépend de la performance de l'oscillateur Bicn z z z 1/61ono + 6Tropo + 6Ephem Composante du Ajustement deaO vecteur d'état BI pn 2 2 2 6/ono + 6Tropo + ~Ephem + îMpathCode + 6NoiseCode Bmcn Erreur de multi-trajet sur le code, dépendante de la technique de correlation, DDC ou Avance/Retard Bmpn Erreur de multi-trajet sur la phase Cin La variation est initialisée à une valeur proche de 0 Ctn La variation est initialisée à une valeur proche de 0 Cepn La variation est initialisée à une valeur proche de 0 Le filtre de Kalman calcule l'innovation Y qui est l'écart entre l'observation Z et la valeur prédite (H*X). Le filtre calcule également l'écart type en utilisant l'écart type du bruit et la valeur prédite de la rnatrice de variance/covariance du vecteur d'état hybride P. Les équations sont les suivantes : Y=ZûH*X P,, = H * P * H' +R avec R qui est la mesure de la variance du bruit. L'innovation Y(i) est valide si IY(i)I2 On revient maintenant sur la description des différentes corrections appliquées aux mesures du récepteur GNSS. On commence par appliquer les corrections prévues par la norme RTCA DO 229 qui ne sont pas décrites ici mais qui sont connues de l'homme de l'art. On traite ensuite les erreurs résiduelles selon les principes de l'invention. En ce qui concerne d'abord les erreurs ionosphériques, les corrections de la 20 norme laissent subsister des erreurs résiduelles importantes et la pseudo- distance du récepteur GNSS n'est pas la pseudo-distance réelle. Cela produit une divergence entre les mesures de code et de phase et donc une erreur sur la position calculée par le récepteur GNSS. L'erreur résiduelle due à la ionosphère est prise en compte par le vecteur d'état du filtre de Kalman. On utilise 3 états par canal pour décrire cette erreur résiduelle : Le biais initial ionosphérique sur la mesure de code ; il faut noter que c'est bien cet état qui prend en compte l'erreur iono initiale sur la mesure de code mais cet état contient d'autre erreurs initiales ; Le biais initial ionosphérique sur la mesure de PRphase ; il faut noter que c'est bien cet état qui prend en compte l'erreur ionosphérique initiale sur la mesure de pseudo range calculée avec la phase mais cet état contient d'autre erreurs initiales La variation de l'environnement ionosphérique. Comme déjà expliqué, les variations dues à la traversée de la ionosphère sont de signes opposés. On distingue donc le biais et la variation dans le vecteur d'état. En utilisant les observations de code et de phase et la variation dans le vecteur d'état, on peut donc déterminer la variation d'erreur résiduelle. Comme expliqué dans le passage relatif au modèle de propagation du filtre de Kalman, les termes de la matrice de propagation H, la variance initiale Po et la covariance du bruit Q relatifs au biais initial dû à la ionosphère ainsi que sa variation doivent être correctement adaptés aux caractéristiques des erreurs résiduelles. L'algorithme de traitement des erreurs ionosphériques doit prendre en compte deux scénarios opérationnels : Le premier concerne les erreurs qui sont cohérentes avec le modèle d'erreurs résiduelles ; Le deuxième concerne les menaces liées au gradient ionosphérique. La résolution des menaces liées au gradient ionosphérique est un des problèmes principaux à traiter pour assurer l'intégrité voulue pour une approche de précision. Cette résolution est effectuée de manière différente selon le système d'amélioration de la précision du système GNSS qui est utilisé (GBAS, SBAS ou ABAS). Dans le cas des systèmes GBAS et SBAS, des corrections des erreurs ionosphériques sont fournies par les stations sol ou par les satellites. La figure 6 illustre un cas où un gradient local affecte l'aéronef durant son vol. Dans ce cas, les corrections fournies par les systèmes GBAS et SBAS ne sont pas adaptées et des erreurs résiduelles demeurent qui augmentent l'erreur de position du récepteur GNSS. Dans le cas où l'aéronef utilise une hybridation avec un système ABAS, le vecteur d'état du filtre de Kalman reçoit les corrections faites à bord qui prennent en compte le gradient local. L'erreur réelle peut donc être normalement prise en compte par le filtre. On règle le modèle de manière à ce qu'il puisse encaisser à travers les différents états iono un gradient iono cohérent des gradients observés (ordre de grandeur 10cm/s). Le contrôle de l'innovation effectué par le filtre, qui a été décrit plus haut, peut également détecter une dérive de gradient ionosphérique s'il est effectué après le recalage de l'erreur résiduelle. Les simulations ont montré le bénéfice de la combinaison des mesures de code et de phase sur le traitement des erreurs ionosphériques. En ce qui concerne les erreurs dues à la traversée de la couche troposphérique, le modèle de correction de la norme ne laisse pas subsister d'erreurs importantes. Elles sont modélisées à travers un état spécifique par canal. Dans le modèle selon l'invention on sépare donc les erreurs dues à la troposphère, aux éphémérides et aux multi-trajets. En ce qui concerne les erreurs dues aux horloges et aux éphémérides des satellites, on applique les procédés suivants. Pour chaque satellite poursuivi identifié par son code PRN, les éphémérides donnent les erreurs d'horloges satellites ainsi que les paramètres des orbites des satellites avec leurs temps de validité. Ces paramètres ne sont pas parfaits, ce qui peut conduire à des erreurs sur les observations Zcode et Zphase ; les erreurs d'éphémérides se voient d'une part sur les mesures (horloge satellite) et d'autre part sur les observations (erreurs de position satellite). Ces erreurs sont dues à : o Des erreurs sur les paramètres des erreurs des horloges et des orbites des satellites ; o Des sauts sur PRcode et PRpj,ase dus aux mises à jour périodiques des éphémérides lorsque les nouveaux éphémérides sont différents des anciens ; sans correction, lesdits sauts sont soit 35 rejetés par le filtre soit induisent un déséquilibre de ce dernier. Ces éléments ont été pris en compte dans la conception du filtre de Kalman : - Pour traiter les erreurs, les erreurs résiduelles sont incluses dans le vecteur d'état et fournies au filtre ; Pour traiter les sauts, ce sont les mesures brutes du récepteur GNSS sans correction d'éphémérides qui sont fournies à l'hybridation ; les différentes corrections sont ensuite appliquées ; il est ainsi possible de détecter la mise à jour des éphémérides et d'estimer le saut produit sur la pseudo-distance pour le corriger. En ce qui concerne les erreurs de multi-trajets, les processus suivants sont appliqués. Les erreurs résiduelles de multi-trajets sont liées à l'environnement de l'aéronef. Ces erreurs sont dues à la réflexion des ondes contenant les signaux satellites sur le sol, sur les bâtiments ou sur la structure de l'avion (cabine de l'aéronef, dérive, ..). Le cas le plus dégradé est celui où l'aéronef est en navigation aéroportuaire en raison des nombreux bâtiments au sol susceptibles de perturber les mesures. Ces erreurs apparaissent si le retard entre l'onde réfléchie et l'onde directe est inférieur à un chip (soit environ 300 m) pour la mesure de code et à la longueur d'onde (soit environ 19 cm) pour la mesure de phase. On voit donc que la mesure de phase est moins sensible aux multi-trajets que la mesure de code, ce qui est un avantage important de l'invention. Sur la mesure de phase, il y a deux types de multitrajets : Les multi-trajets produits par la structure de l'avion; si le multi- trajet a un impact constant sur la mesure de phase, il n'affectera pas le cumul de phase qui est utilisé dans le dispositif selon l'invention ; dans le cas d'une dynamique importante de l'aéronef, le multi-trajet n'est plus constant et son effet peut être représenté par un bruit de Markov d'une amplitude de quelques cm ; Les multi-trajets produits par l'environnement extérieur (sol, bâtiments...) ; si l'aéronef est immobile, le multi- trajet produit un biais variant lentement sur la mesure de phase en raison du mouvement des satellites ; si l'aéronef se déplace, le multi-trajet est aléatoire et peut être représenté par un bruit blanc dont l'écart type est de quelques cm. Dans les deux cas, le multi-trajet peut produire un saut de cycle. Comme il a déjà été indiqué, l'utilisation de corrélateurs à bande étroite, notamment à double delta, réduit l'effet des multi-trajets sur les mesures de code. II est également possible d'optimiser la position de l'antenne GNSS sur l'aéronef. II subsiste cependant des erreurs résiduelles. Pour diminuer leur effet, il est possible de ne prendre en compte dans le recalage que les satellites ayant un rapport C/No suffisant. Enfin, la prise en compte des erreurs finalement résiduelles est effectuée par les variables d'état représentant lesdites erreurs résiduelles. Les termes de la matrice de propagation du filtre H, de la variance initiale Po et de la covariance du bruit Q relatifs aux erreurs résiduelles de code et de phase sont ajustés en conséquence. En ce qui concerne les erreurs internes du récepteur GNSS, les processus suivants sont appliqués. En ce qui concerne tout d'abord l'horloge du récepteur, les corrections nécessaires sur la pseudo-distance et sur sa variation peuvent être paramétrées par l'utilisateur. A titre d'exemple, une dérive en fréquence de 3 ppm/°C (telle que définie par la norme RTCA DO 229) conduit à une erreur de pseudo-distance de 900m/s/°C. On peut utiliser un oscillateur de type OXCO qui aura de meilleures performances qu'un oscillateur de type TCXO. Les erreurs principales du récepteur sont modélisées comme variables d'état fournies au filtre (biais d'horloge récepteur, dérive de l'horloge, accélération de l'horloge, sensibilité à l'accélération du récepteur). Le biais et la dérive initiales de l'horloge récepteur ainsi que leurs variances sont déterminées par calcul des erreurs sur une pseudo-distance initiale GNSS. La variance de l'accélération de l'erreur d'horloge et la sensibilité à l'accélération sont déterminées par les caractéristiques de l'horloge. Pour ces déterminations on utilise les mesures après corrections effectuées par l'algorithme en sortie du récepteur. On prend les mesures corrigées par l'algo (pour enlever essentiellement l'erreur d'horloge sat), on ne prend pas les mesures corrigées par le GPS qui corrige souvent les erreurs de temps. En ce qui concerne le bruit thermique, les processus suivants de correction sont appliqués. Le traitement de signal du récepteur et le module HF introduisent un bruit blanc sur les mesures de code et de phase. L'écart type de ce bruit doit être caractérisé avant d'utiliser les mesures dans le filtre. En ce qui concerne le code: °,,code est l'écart type du bruit thermique affectant le code ît,,ode ù 2c BD (1 + T SNR2(2 ùD)) (en m) avec ~e la longueur du chip (300 mètres) Bn la largeur de bande du front end D l'espacement entre les corrélateurs SNR rapport signal à bruit dans la boucle de code T le temps d'intégration de prédétection Pour une corrélation de type DDC, il faut multiplier parte En ce qui concerne la phase: 6, phase est l'écart type du bruit thermique affectant la phase 1 a panse = 2,r SNR (1 + 2TSNR with 2L est la longueur d'onde de la porteuse B, la largeur de bande du bruit de la boucle de porteuse SNR le rapport signal à bruit dans la PLL T le temps d'intégration de prédétection Ce bruit est pris en compte dans les pré et post-traitements du filtre de Kalman : Le pré-traitement du signal dans le cas d'utilisation de corrélateurs à bande étroite à double delta : dans ce cas, le bruit du code est faible (paramètre D faible) ; Les coefficients de la matrice de bruit du filtre de Kalman sont ajustés pour prendre en compte les bruits de mesure de code et de phase. En ce qui concerne les erreurs de boucles, les processus suivants de correction sont appliqués. Un récepteur GNSS utilise des DLL et des PLL pour déterminer les mesures de code et de phase. Ces boucles introduisent des erreurs résiduelles pour les raisons suivantes : Les évolutions dynamiques créent des latences dans les boucles et donc sur les mesures ; Un signal bruité peut créer un saut de cycle sur la PLL ce qui peut la faire décrocher ou bien conduire à une erreur d'un cycle sur la 5 mesure. Une conception des boucles adaptée à la dynamique prévue de l'aéronef peut réduire ces erreurs. Il est cependant nécessaire de prévoir la prise en compte des résidus de ces erreurs dans le filtre de Kalman : Pour faire face à la latence due à la dynamique du porteur, la variance 10 de la mesure de bruit est augmentée en fonction de ladite dynamique ; Pour faire face aux sauts de cycle de la boucle de phase, on peut soit éliminer de l'hybridation les canaux ayant un SNR trop faible, soit tester la variation de PRp,,ase pour détecter le glissement de cycle et rejeter les mesures erronées. 15 Enfin, il est nécessaire de s'assurer de la qualité des mesures en entrée de l'hybridation avant d'effectuer le recalage. Pour ce faire, les adaptations suivantes sont réalisées : - Pour s'assurer que les signaux sont correctement accrochés, les 20 mesures d'un canal ne sont utilisées que quelques secondes après que l'indication du statut correct dudit canal ait été reçue ; - Pour s'assurer que la position satellite est suffisamment précise, on attend de recevoir les éphémérides du satellite (on n'utilise pas les almanachs); 25 - Pour s'assurer que les mesures tirées d'un canal sont suffisamment précises elles ne sont utilisées qu'au delà de seuils d'élévation du satellite correspondant et de SNR du signal reçu. Toutes ces corrections d'erreurs résiduelles permettent d'obtenir une 30 précision très améliorée des mesures de position de l'aéronef. Ce gain est illustré par les figures 6A et 6B qui comparent respectivement dans le plan horizontal et dans la direction verticale les erreurs et écart types du GPS seul sans hybridation (respectivement traits pleins et pointillés fins) et avec une hybridation selon l'invention (respectivement traits pleins et pointillés épais). 35 La plus grande partie de ce gain est attribuable aux corrections sur les erreurs résiduelles par rapport au modèle DO 229 dues à la traversée des couches ionosphériques qui sont grandement améliorées par l'utilisation dans le filtre de Kalman des mesures de phase du récepteur GNSS. Ce gain de précision induit directement un gain sur les rayons de protection et donc une intégrité améliorée. La figure 7 illustre le calcul des rayons de protection sans faute (FF), qui ne prend en compte que le bruit, et en cas de panne satellite (SF) qui prend en compte : - La statistique de la différence entre la position hybride principale et la position fournie par le filtre secondaire F; qui est la plus écartée de cette position principale ; Le bruit de la position fourni par ce filtre F. Les rayons de protection horizontale et verticale sont réduits d'environ 25% dans les simulations qui ont été effectués. Les modes de réalisation qui ont été décrits ne sont pas limitatifs de la portée de la présente invention qui est définie par les revendications qui suivent. REVENDICATIONS 1. Système de navigation d'un mobile comprenant un premier module (10) de positionnement par traitement de mesures de capteurs inertiels, un second module (20) de positionnement comprenant au moins un récepteur radiofréquence multi-canaux (210), chaque canal étant apte à acquérir et poursuivre au moins une porteuse reçue d'un satellite, à en mesurer la phase et à en démoduler le signal pour restituer au moins un code de modulation, et un module (30) de calcul de solutions de navigation par hybridation dans au moins un filtre de Kalman (310) des résultats du premier module avec ceux du second module, caractérisé en ce que le module de calcul de la solution de navigation inclut dans l'hybridation au moins une mesure d'incrément de chemin réalisée sur au moins un canal par intégration des mesures de la phase de porteuse poursuivie par ledit canal. 2. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'au moins une des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman représente une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module de positionnement dues à la traversée des couches ionosphériques de l'atmosphère. 3. Système de navigation selon la revendication 2 caractérisé en ce que la ou les variables d'état représentant une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module de positionnement dues à la traversée des couches ionosphériques de l'atmosphère sont choisies dans le groupe comprenant le biais ionosphérique sur la mesure du code, le biais ionosphérique sur la mesure de la phase et la variation de l'environnement ionosphérique. 4. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module de positionnement dues aux multi-trajets des signaux reçus sont modélisées dans le module de calcul de la solution de navigation par deux états, un pour le code et un pour la phase. 5. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'au moins une des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman représente au moins partiellement une partie des erreurs sur les mesures de code et de phase du deuxième module depositionnement dues aux erreurs de l'horloge satellite et des éphémérides transmis par les satellites. 6. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce que les erreurs internes du récepteur comprennent l'erreur due à l'horloge du récepteur, l'erreur due au bruit thermique dudit récepteur et l'erreur résiduelle due aux boucles de traitement dudit récepteur. 7. Système de navigation selon la revendication 6 caractérisé en ce que les erreurs des boucles de traitement dues à la dynamique de l'aéronef sont corrigées en élargissant la plage de variance du bruit de boucle en fonction de ladite dynamique. 8. Système de navigation selon la revendication 7 caractérisé en ce que les erreurs de PLL dues à l'impact d'un signal bruité sont prises en compte en rejetant les variations de mesure de phase correspondant à un faible rapport signal sur bruit. 9. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce que les modalités de gestion des canaux du récepteur permettent à ceux-ci de fournir des mesures répondant à des critères de qualité paramétrables. 10. Système de navigation selon la revendication 9 caractérisé en ce que les mesures d'un canal ne sont utilisées qu'après un délai choisi après la réception de l'indication du statut de disponibilité dudit canal. 11. Système de navigation selon la revendication 9 caractérisé en ce que les mesures d'un canal ne sont utilisées qu'au-delà de seuils choisis d'élévation du satellite poursuivi et de rapport signal à bruit du signal reçu. 12. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce que les résultats du module de calcul de la solution de navigation sont fournis au premier module de positionnement pour en corriger les mesures. 13.Système de navigation selon la revendication 12 caractérisé en ce qu'il comprend N filtres de Kalman en plus du au moins un filtre de Kalman d'hybridation, un par canal correspondant à un satellite à vue. 14. Système de navigation selon la revendication 13 caractérisé en ce que les N filtres de Kalman sont utilisés pour le calcul des rayons de protection horizontal et vertical de la solution de navigation. 15. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce que les résultats du module de calcul ne sont pas fournis au deuxième module pour en modifier les mesures. 16. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend au moins un corrélateur étroit à double delta. 17. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'une solution partielle de navigation est calculée en sortie du deuxième module de positionnement avant d'être hybridée avec les sorties du premier module de positionnement. 18. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce que le deuxième module de positionnement comprend en outre un capteur de mesure baro-altimétrique. 19. Système de navigation selon la revendication 2 caractérisé en ce qu'au moins une des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman représentent une partie des erreurs sur les mesures du capteur baro-altimétrique. 20. Système de navigation selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'au moins une des variables du vecteur d'état d'au moins un des filtres de Kalman représentent une partie des erreurs sur les mesures des capteurs inertiels. 21. Procédé de navigation d'un mobile comprenant une première étape de positionnement par traitement de mesures de capteurs inertiels, une seconde étape de positionnement comprenant au moins une étape de réception radiofréquence multi-canaux, chaque canal étant apte à acquérir et poursuivre au moins une porteuse reçue d'un satellite, à en mesurer la phase et à en démoduler le signal pour restituer au moins un code de modulation, et une étape de calcul de solutions de navigation par hybridation dans au moins un filtre de Kalman des résultats de la première étape avec ceux de la seconde étape, caractérisé en ce que l'étape de calcul de la solution de navigation inclut dans l'hybridation au moins une mesure d'incrément de chemin réalisée sur au moins un canal par intégration des mesures de la phase de porteuse poursuivie par ledit canal.