FR 2934364 A1 20100129 FR 0854979 A 20080722 La présente invention se rapporte à un procédé d'initialisation d'un système de navigation par satellite équipant un aéronef, et à un système correspondant. La navigation des aéronefs est, de nos jours, largement automatisée avec notamment l'utilisation d'une ou plusieurs centrales à inertie, d'un ou plusieurs récepteurs GPS ("Global Positioning System" selon la terminologie anglo-saxonne), de moyens de radionavigation tels que l'ADF ("Automatic Direction Finder" selon la terminologie anglo-saxonne), le VOR ("VHR Omnidirectional Range" selon la terminologie anglo-saxonne), ou encore le radio-transpondeur DME ("Direction Measurement Equipement" selon la terminologie anglo-saxonne), et d'un système de gestion de vol communément appelé FMS ("Flight Management System" selon la terminologie anglo-saxonne) qui utilise les informations traitées par ces divers équipements. Certains de ces équipements opèrent sur des valeurs relatives, c'est par exemple le cas des radio-transpondeurs DME indiquant la distance à une station au sol. Certains équipements opèrent, quant à eux, sur des valeurs absolues, notamment de position de l'aéronef. C'est notamment le cas pour les équipements GPS et, indirectement, pour les centrales à inertie qui intègrent la position de l'aéronef tout au long de la trajectoire de celui-ci. Pour ces derniers, la précision des capteurs est essentielle afin que la position fournie au système FMS ou au pilote ne dérive pas de la position réelle de l'aéronef. Pour obtenir une navigation performante, il est utile que les capteurs de position soit initialisés de façon précise. Ces capteurs visent notamment ceux des systèmes de navigation par satellite utilisés dans les systèmes GNSS ("Global Navigation Satellite System" selon la terminologie anglo-saxonne) et qui détermine une position de l'avion dans l'espace. De façon classique, il peut être prévu une initialisation manuelle par le pilote. Cette opération est traditionnellement réalisée grâce à une carte de l'aéroport, ou bien au moyen d'une base de données qui se trouve au sein de l'avion et contenant le positionnement de différents points de l'aéroport comme par exemple les rampes d'accès aux avions, encore appelées "gate" selon la terminologie anglo-saxonne, ou encore en un point unique de l'aéroport. Cette initialisation manuelle peut être soumise à des erreurs de saisie de la part du pilote voire être très peu précise (de l'ordre de la centaine de mètres) par exemple en présence d'un point unique référencé de l'aéroport, et parfois être impossible en l'absence de marquage ou de carte disponible pour un aéroport. Ainsi, il est désormais prévu une initialisation automatique des systèmes de navigation embarqués dans les aéronefs, et notamment du système GPS. L'initialisation de la position automatique des systèmes de navigation embarqués se fait en premier lieu par un processus d'alignement des centrales à inertie qui permet de situer grossièrement l'hémisphère et la latitude de l'aéronef ainsi que son cap, puis généralement par l'utilisation de la position GPS fournie par un ou plusieurs récepteur GPS à bord de l'avion au sein d'un récepteur multi-mode (MMR) ou d'un capteur GPS (GPSSU pour "GPS sensor unit" selon la terminologie anglo-saxonne). De façon connue en soi, une position GPS est obtenue par trilatération à partir des positions de satellite, à laquelle il convient d'associer une correction de synchronisation des horloges entre les satellites et le récepteur à terre. Ainsi, quatre satellites GPS minimum sont utilisés pour réaliser cette trilatération: trois pour déterminer les trois inconnues x, y et z et un quatrième afin de lever l'inconnue quant à la différence entre l'horloge des satellites et l'horloge du récepteur. A l'initialisation du récepteur GPS, une difficulté apparaît. En effet, pour s'initialiser, le récepteur commence par rechercher les satellites GPS en vue. Lorsque des signaux satellite GPS sont reçus avec suffisamment de puissance au niveau de l'antenne GPS, le récepteur démarre la poursuite des satellites qu'il a acquis et décode les informations modulées du signal émis par chacun des satellites suivis. Ces informations comprennent classiquement la trajectoire ou orbite du satellite suivi autour de la terre, autrement appelé éphéméride, un état de la constellation GPS associé à une indication grossière des orbites des autres satellites, autrement appelés almanach GPS, ainsi qu'une horloge synchronisée de tous les satellites. D'autres informations sont également contenues dans le message de navigation comme les corrections d'erreurs ionosphériques qui permettent de diminuer les erreurs de calcul de la position par le récepteur GPS. Néanmoins, en l'absence d'informations concernant la position grossière du récepteur ou bien concernant la trajectoire des satellites, le récepteur doit alors effectuer une recherche qui peut prendre plusieurs minutes afin d'acquérir les signaux des satellites GPS, ceux-ci étant notamment diffusés à faible débit. En outre, l'initialisation de la position par positionnement GPS peut également être perturbée dans certains cas par le blocage des signaux satellite GPS du fait de la présence de bâtiments proches de l'aéronef à son point de stationnement. Il peut ainsi résulter une perte de signaux, des erreurs de positionnement, voire des sauts de position liés aux multi-trajets (d'autant plus important que l'aéronef et l'obstacle sont statiques). La position initiale résultante est donc soit absente ou erronée (peu performante de plusieurs dizaines de mètres), soit peu stable. Le système peut ainsi être initialisé à une valeur erronée, voire ne pas être initialisé du tout. Des solutions ont été proposées pour diminuer le temps de premier calcul de la position GPS (TTFF ou "Time to First Fix" selon la terminologie anglo-saxonne), notamment par le document US 6 400 319 qui vise des terminaux utilisateurs grand public. Cette solution propose une transmission parallèle de données type éphémérides, almanachs ou temps GPS, par une seconde voie satellite propre à un réseau de téléphone satellitaire. Cette technologie est connue sous le nom de A-GNSS ("Assisted GNSS" selon la terminologie anglo-saxonne). Néanmoins, ces solutions sur terminaux grand public ne sont pas directement applicables aux systèmes GPS aéronautiques. En effet, les récepteurs GPS d'avion ne sont pas optimisé pour les environnements urbains et sont ainsi nettement moins sensibles que leurs homologues du grand public. Ces derniers opèrent généralement en milieu urbain (soumis à de nombreuses atténuations, diffractions, multi-trajets, également connus sous la terminologie de "canyon urbain") alors que les premiers sont généralement utilisés en vol, c'est-à-dire en l'absence d'obstacles. Au contraire des récepteurs GPS grand public pour lesquels les solutions proposées visent à offrir une disponibilité immédiate du service de localisation (c'est-à-dire un temps TTFF fortement réduit), la problématique liée aux récepteurs GPS d'avion concerne la faible stabilité des signaux (due aux atténuations, multi-trajets, etc.) eu égard à la faible sensibilité des récepteurs. L'invention vise donc à résoudre cette problématique spécifique des récepteurs GPS aéronautiques en permettant une initialisation de la position de l'aéronef précise et intègre dans des conditions dégradées de réception de signaux radiofréquence et en l'absence d'informations précises (de l'ordre du mètre) sur la position de l'aéronef, à l'aide d'une carte et de repères externes par exemple. On note toutefois, que dans la solution du document US 6 400 319 ci-dessus, la voie satellite parallèle est, elle aussi, soumise à des perturbations dues par exemple à la présence de bâtiments, et pouvant résulter dans la perte ou le blocage de ces signaux. Une telle solution n'est donc pas appropriée aux récepteurs GPS aéronautiques étant donné leur faible sensibilité. Dans ce dessein, l'invention a notamment pour objet un procédé d'initialisation d'un système de navigation par satellite embarqué dans un aéronef, le procédé comprenant la réception par ledit système embarqué d'au moins un signal satellite émis par une constellation de satellites, et la réception par ledit système embarqué d'un signal de données complémentaires émis par une base au sol de sorte à déterminer, en combinaison avec l'au moins un signal satellite, la position de l'aéronef lors de ladite initialisation, ledit signal de données complémentaires étant émis par ladite base au sol à destination dudit aéronef par un réseau de communication terrestre. Selon l'invention, des données complémentaires, par exemple du même type que celles prévues dans le document US 6 400 319 précité, sont reçues au travers du réseau terrestre. Un tel réseau de communication terrestre présente une puissance accrue et une atténuation réduite dans sa propagation au sol par rapport au réseau satellite, ce qui le rend peu sensible aux perturbations dues aux obstacles classiques comparé à son homologue satellitaire. Ainsi, même en situation de réception satellitaire dégradée, l'aéronef dispose des données complémentaires permettant d'effectuer la détermination de la position de l'aéronef alors même que les signaux satellites reçus sont faibles ou perturbés et ce malgré la faible sensibilité des récepteurs satellite embarqués. L'aéronef est ainsi équipé à la fois d'une antenne pour la réception des signaux satellite et d'une antenne ou interface dédiée au réseau de communication terrestre. Les signaux satellite sont issus d'un système global de navigation satellite tel que le GPS, Galiléo, GLONASS ou encore COMPASS. On note que la détermination par combinaison des signaux satellite et reçu depuis la base au sol est, d'un point de vue calculatoire, identique à l'utilisation de toutes les données issues des signaux satellite GPS lorsque ceux-ci sont reçus correctement. On comprend ici que l'invention permet de récupérer les données de la constellation de satellite par une voie détournée et qu'il n'y a donc pas besoin pour le système embarqué de lire tous les messages de navigation émis directement des satellites, d'autant que ceux-ci sont difficilement reçus. Afin de former les données fournies sur cette voie parallèle, on prévoit que ladite base au sol reçoit des signaux émis par la constellation de satellites et génère ledit signal de données complémentaires à partir desdits signaux reçus. Les données complémentaires transmises à l'aéronef peuvent ainsi être mises à jour dynamiquement en fonction de l'évolution des satellites dans le ciel (les satellites couvrant l'aéroport évoluant avec le temps). Dans cette configuration, la base sert de relais des données en provenance des satellites. En particulier, les données complémentaires peuvent également être enrichie, au niveau de la base au sol, d'autres données, telles que des données d'augmentation du type SBAS ("Satellite Based Augmentation System") ou GBAS ("Ground Based Augmentation System") reçues par la base en parallèle des signaux satellite. On améliore ainsi nettement la précision et l'intégrité de la position déterminée, ce qui permet de répondre à une prescription aéronautique importante connue sous la notion de "safety' (correspondant à un taux d'erreur inférieur à 10-'). Dans un mode de réalisation, ledit système embarqué émet, sur le réseau de communication terrestre, une requête à destination de ladite base au sol, et cette dernière émet ledit signal de données complémentaires en réponse à ladite requête. Selon cette configuration, on peut limiter les traitements, opérés par le système embarqué, à ceux strictement nécessaires en fonction d'objectifs recherchés. On envisage alors que le système embarqué puisse détecter la qualité de réception des signaux satellite GPS et dispose de moyens calculatoires pour déterminer la requête associée aux données manquantes. L'utilisation d'une voie parallèle de type satellite comme suggéré dans le document US 6 400 319 n'est pas propice à une telle réalisation car une voie de retour (pour émettre la requête) satellitaire revêt une grande complexité d'élaboration. L'utilisation d'un réseau terrestre, de préférence de type informatique, apparaît donc adaptée à cet égard. Ainsi, on peut prévoir que ladite requête est sélectivement émise uniquement lorsque la réception dudit au moins un signal satellite est dégradée. Pareillement, on prévoit que ladite requête est fonction d'un niveau préfixé de précision dans la détermination de ladite position. Par exemple, le système peut ne demander que les données d'augmentation SBAS ou GBAS. Dans un autre mode de réalisation, ladite base au sol émet en continu lesdites données complémentaires sur le réseau de communication terrestre. Dans cette configuration, en l'absence de données suffisantes, le système embarqué accède automatiquement au réseau de communication et récupère l'ensemble des données. Ici, on ne tient pas compte des spécificités du système embarqué, du résultat recherché, ni de la qualité de réception des signaux GPS qui peuvent déjà avoir fourni certaines données telles les éphémérides. Différents réseaux de communication terrestre sont envisagés. Parmi ces réseaux, les réseaux hertziens (par opposition aux réseaux satellite), dits sans-fil, distinguent les réseaux informatiques tels Wifi ("Wireless Fidelity"), Wimax, Bluetooth, les réseaux de téléphonie mobile tels 3G, UMTS, les réseaux d'identification radiofréquence, également nommés RFID ("radiofrequency identification"), les réseaux de communication numérique utilisant la bande VHF. Par opposition au réseau hertzien, on peut prévoit une liaison par câble physique, tel Ethernet ou un câble série. Le choix de l'un parmi ces réseaux peut tenir compte de la compatibilité du réseau avec un cadre aéronautique, la résistance du réseau aux interférences dans un environnement aéroportuaire, la capacité du réseau à assurer une transmission sans erreur compte tenu des obstacles physiques environnants (en général, plus la fréquence de transmission est élevée, plus la transmission sans erreur est possible, néanmoins dans une certaine limite supérieure de fréquence) ou encore la portée du réseau pour permettre de fournir l'information sur tout l'aéroport voire sur une zone assez large couvrant plusieurs aéroports, évitant ainsi la complexité et le coût de l'installation. Dans un mode de réalisation, on associe une donnée de redondance, de type redondance cyclique CRC ou somme de contrôle ("checksum"), auxdites données complémentaires pour leur émission sur ledit réseau de communication terrestre. On répond ainsi d'autant mieux aux exigences aéronautiques d'intégrité des systèmes embarqués. Dans un mode de réalisation éventuellement en complément des données de redondance, lesdites données complémentaires sont émises cryptées sur ledit réseau de communication terrestre. En variante ou en complément, le procédé comprend un processus d'authentification entre ledit système embarqué et ladite base au sol avant transmission desdites données complémentaires sur le réseau de communication. On s'assure ainsi de la sécurité de transmission des données (et donc indirectement de l'intégrité du système embarqué), en minimisant la dégradation des données par des phénomènes non contrôlables. Selon une réalisation de l'invention, le système embarqué comprend une pluralité de récepteurs satellites, chaque récepteur comprenant une unité de communication apte à communiquer au travers dudit réseau de communication terrestre, et le procédé comprenant la réception de données complémentaires par chacune desdites unités de communication de telle sorte que chaque récepteur fournit une estimation de ladite position. Généralement, on dispose de deux ensembles de réception satellite qui reçoivent les mêmes informations et sont donc censés fournis une même estimation. De ce fait, un traitement indépendant est réalisé sur chacun des ensembles récepteur-unité. On peut ainsi récupérer les données complémentaires à la discrétion de chaque récepteur et éviter, de la sorte, des traitements inutiles ou l'occupation inutile du réseau avec la base au sol. En variante, le système embarqué comprend une pluralité de récepteurs satellites et une unique unité de communication, ladite unité de communication étant agencée pour recevoir lesdites données complémentaires depuis le réseau de communication terrestre et les retransmettre à la pluralité de récepteurs satellites. On réduit ainsi la complexité du système embarqué. Notamment, selon cet arrangement, il est aisé de mutualiser l'utilisation d'une unité de communication déjà présente dans l'avion pour un autre système de communication à bord. On évite de la sorte l'ajout d'une antenne supplémentaire spécifique pour la mise en oeuvre de l'invention et on réutilise un système de communication déjà existant. Corrélativement, l'invention vise un système de navigation par satellite d'un aéronef comprenant des moyens de réception d'au moins un signal satellite émis par une constellation de satellites, caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, un moyen de réception d'un signal de données complémentaires émis au travers d'un réseau de communication terrestre par une base distante au sol, ledit système étant agencé recevoir lesdites données complémentaires lors de son initialisation de sorte à déterminer, en combinant lesdits signaux reçus, une position d'initialisation de l'aéronef. De façon optionnelle, le système peut comprendre des moyens se rapportant aux caractéristiques du procédé d'initialisation ci-dessus. Notamment, le système comprend une pluralité de récepteurs satellite aptes à recevoir ledit signal satellite, chaque récepteur satellite étant, en outre, pourvu d'une unité de communication apte à recevoir des données complémentaires sur ledit réseau de communication terrestre de sorte à fournir, chacun, une estimation de ladite position de l'aéronef. L'invention vise également un ensemble aéroportuaire comprenant : - une station au sol agencée pour recevoir des signaux satellite provenant d'une constellation de satellites et émettre, sur un réseau de communication terrestre, un signal de données complémentaires formé à partir desdits signaux reçus, et - au moins un aéronef comprenant un système de navigation par satellite comme présenté ci-dessus. De façon optionnelle, l'ensemble aéroportuaire peut comprendre des moyens se rapportant aux caractéristiques du procédé d'initialisation et du système associé ci-dessus. L'invention vise également un aéronef comprenant un système de navigation par satellite tel que présenté ci-dessus. De façon optionnelle, l'aéronef peut comprendre des moyens se rapportant aux caractéristiques de système présentées ci-dessus. L'invention permet ainsi de calculer une position GPS alors même que l'environnement est contraignant en terme de niveau de signal (signal atténué ou perturbé) dû aux masquages des obstacles environnants tels que les terminaux d'aéroports ou bien les autres aéronefs stationnés à proximité; de calculer une position GPS plus précise; de calculer une position GPS avec plus d'intégrité. On note également qu'intrinsèquement, l'invention permet de calculer une position GPS plus rapidement (temps TTFF réduit) ce qui réduit le temps d'immobilisation de l'aéronef avant le départ (même si généralement le temps de débarquement/embarquement est supérieur au temps d'initialisation "normale" des récepteurs GPS). D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description ci-après, illustrée par les dessins ci-joints, dans lesquels : - la figure 1 est une représentation générale du système selon l'invention ; - la figure 2 représente un premier mode de réalisation du système de navigation embarqué de la figure 1 ; - la figure 3 représente un deuxième mode de réalisation du système de navigation embarqué de la figure 1 ; et - la figure 4 représente, sous forme d'ordinogramme, des étapes du procédé selon une réalisation de l'invention. En référence à la figure 1, on a représenté un avion 10 muni d'une antenne 12 de réception de signaux satellite. L'avion 10 est ici à l'arrêt sous un auvent 14 d'un terminal d'aéroport, par exemple pour l'embarquement de passagers. L'avion 10 est équipé d'un système embarqué de navigation 16 dont une description plus détaillée est fournie ci-après en lien avec les figures 2 et 3. Des signaux GNSS type GPS 18a émis par des satellites GPS 18 sont reçus au niveau de l'antenne 12 et traités par le système embarqué de navigation 16 couplée à un système de gestion de vol FMS pour assurer une navigation adaptée. Généralement, le système 16 récupère, dans les données des messages de navigation GPS reçus 18a, des paramètres des satellites 18 tels que leurs trajectoires orbitales (éphémérides), l'horloge GPS, l'almanach GPS de la constellation de satellites, des informations de correction d'erreurs de propagation des signaux (de type erreurs ionosphériques) ou d'erreurs intrinsèques aux satellites (de type correction d'horloge). Comme évoqué précédemment, la réception des signaux de quatre satellites 18 permet au système embarqué 16 de déterminer la position de l'avion 10 par trilatération. Dans la configuration représentée en figure 1, la réception par l'avion 10 des signaux satellite GPS 18a issus des satellites 18 est dégradée soit par la présence d'un multi-trajets 18b soit par l'auvent 14 qui bloque ou atténue fortement le signal 18c. L'avion 10 ne peut ainsi recevoir qu'un nombre restreint de signaux GPS 18a, parfois moins de quatre. Il est parfois difficile en outre pour le système embarqué 16 de récupérer les données ci-dessus contenues dans les signaux GPS 16a tant ceux-ci peuvent être de faible puissance et à réception instable. Selon l'invention, on prévoit une base au sol 20 qui est couplée par une liaison de communication avec le système de navigation embarqué 16. Cette liaison de communication peut être hertzienne par radiofréquence 22, telle qu'un réseau Wifi. A cet effet, la base au sol 20 et l'avion 10 sont pourvus chacun d'une antenne Wifi 24, 26. L'antenne 26 prévue sur l'avion 10 est reliée au système de navigation embarqué 16. En variante, cette liaison peut être réalisée au travers d'un câble 28, par exemple série ou réseau, qu'un opérateur au sol vient brancher à une prise de l'avion 10 lorsque ce dernier est à son point de débarquement/embarquement. Dans ce cas, un réseau de distribution par câble est prévu depuis la base au sol 20 vers chacun desdits points accueillant des avions 10. La prise dans l'avion 10 est, quant à elle, reliée au système de navigation embarqué 16. La station au sol 20 est prévue dans l'aéroport même. Elle comprend des moyens de réception 30 des signaux GPS 18a, par exemple une antenne GPS couplée à un récepteur GPS (non représenté), ainsi qu'un serveur informatique de traitement 32 apte à extraire les informations ci-dessus des signaux GPS reçus 18a et à transmettre ces informations aux avions 10 de l'aéroport selon les modalités décrites ci-après. La base 20 est installée de sorte que la réception des signaux GPS 18a par elle-même ne soit pas détériorée, mais optimale. Le serveur 32 comprend une interface soit vers l'antenne Wifi 24 soit vers le câble 28 afin de permettre ladite transmission des informations aux avions 10. Bien que représenté en un seul bloc sur la figure 1, la base au sol 20 peut être formée d'éléments dispersés: par exemple les antennes 30 situées dans des lieux soumis à peu de perturbations et obstacles à la réception des signaux GPS 18a, les serveurs 32 dans des bâtiments de l'aéroport, les antennes 24 ou câbles 28 à proximité des portes de terminal aéroportuaire. Sur la figure 2, on a représenté un premier mode de réalisation du système de navigation embarqué 16. De façon classique, un tel système 16 comprend des récepteurs GNSS 100, 100', ici de type GPS, connectés à une ou plusieurs antennes GPS 12, 12' prévues à proximité du fuselage de l'avion 10. Les données GPS (position, vitesse estimées de l'avion 10) sont transmises aux centrales à inertie 102, type ADIRS ("Air Data Inertial Reference System") et autres équipements automatisés de surveillance, contrôle, routage et guidage des avions au sol 104, type A-SMGCS ("Advanced-Surface Movement Guidance and Control System" selon la terminologie anglo-saxonne). Une liaison de type "série" est prévue pour cette transmission entre équipements. Ces équipements présentés de façon non exhaustive permettent au système de gestion de vol embarqué FMS une gestion indépendante et automatique de la navigation de l'avion 10 à partir de l'estimation de position générée par le système de navigation embarqué 16. Selon ce premier mode de réalisation, le système de navigation embarqué 16 comprend, en outre, une unité de communication 106, ici un microcontrôleur équipé d'un module réseau de type Wifi, reliée à l'antenne Wifi 26. Les signaux émis par la station de base 20 peuvent donc être reçus par cette unité 106 qui réalise un traitement approprié des données reçues afin de fournir, aux récepteurs GPS 100 et 100', ces données traitées. Le traitement consiste généralement en un formatage des données au format correspondant de ces récepteurs GPS, avec éventuellement un tri des données inutiles. A noter que si les données reçues sont déjà dans le bon format, le traitement consiste uniquement à passer les données à ceux-ci. Une liaison de type "série" relie la ou les sorties de l'unité de communication 106 avec chacun des récepteurs GPS 100, 100' pour fournir lesdites données reçues. La figure 3 représente une alternative à l'architecture de la figure 2. Dans ce second mode de réalisation, les récepteurs GPS 100, 100' sont prévus, chacun, dans un récepteur multi-modes MMR 108, 108'. La transmission des données GPS aux équipements avals 102 et 104 est similaire à celle de la figure 2. Dans ce mode de réalisation, chaque récepteur multi-modes MMR 108, 108' comprend une unité de communication 106, 106' associée à une antenne de réception respective 26, 26'. Ainsi, la liaison {base au sol-unité de communication} est indépendante pour chaque récepteur multi-modes MMR 108, 108'. Il en résulte une récupération d'informations, soit sur requête, soit en récupérant les données transmises en continu par la base 20, discrétionnaire selon les besoins de chaque récepteur GPS 100, 100'. On évite ainsi des calculs inutiles dans ceux-ci. En référence maintenant à la figure 4, on décrit maintenant le fonctionnement du système général. Les étapes en trait plein constituent le premier mode de réalisation décrit ci-après, les étapes en trait discontinu étant ajoutées, à ces premières étapes, pour le deuxième mode de réalisation. En fonctionnement, la base au sol 20 reçoit, à l'étape E200 via l'antenne 30, les messages de navigation GPS 18a diffusés par les satellites GPS 18. Elle compile les données correspondantes, type almanachs et éphémérides des satellites, informations de correction des erreurs de propagation des signaux GNSS ou des erreurs intrinsèques aux satellites (exemple correction d'erreur d'horloge ou d'erreur de type ionosphérique), qu'elle enrichie avec des données d'augmentation de la précision et de l'intégrité provenant, par exemple, d'un système SBAS ou GBAS ("Satellite / Ground-Based Augmentation System"). La base 20 formate, à l'étape E205, ces données compilées selon un format commun à chaque avion 10, et les diffuse, à l'étape E210, généralement sur la liaison radiofréquence 22, ici Wifi, sous forme de messages numériques sécurisés ou cryptés. Pour garantir l'intégrité des données transmises à un degré supérieur aux recommandations "safety" de l'aéronautique, on adjoint aux données 5 compilées un code de redondance cyclique (CRC). Un avion 10 est stationné devant une porte de terminal d'aérogare comme illustré sur la figure 1, où l'environnement est défavorable à la réception des signaux GPS 18a, ceux-ci étant masqués ou atténués ou soumis à des multi-trajets. 10 A la mise en marche du récepteur GPS 100 ou 100' lors de l'étape E215, celui-ci effectue, à l'étape E220 la recherche des satellites GPS afin de mesurer les pseudo-distances des satellites visibles et de décoder au sein des messages de navigation les almanachs et éphémérides et des informations de correction d'erreurs. 15 Lors de cette mise en marche, le récepteur GPS 100 ou 100' acquiert automatiquement, de façon passive à l'étape E225, tous les messages diffusés par le serveur 32 de la base au sol 20, et donc les informations lui permettant d'accélérer l'acquisition des satellites. Il récupère ainsi les informations contenues dans les messages de navigation GPS ou celles d'augmentation de 20 la position et d'intégrité (SBAS ou GBAS). Cette acquisition est réalisée via l'unité de communication 106 et la liaison 22/28 de données numériques, insensible ou peu sensible aux perturbations dues aux bâtiments. La liaison 22/28 présente notamment un débit nettement supérieur à celui prévu pour les signaux GPS (4800 bits/s). 25 Puis un décryptage des données reçues est réalisé par l'unité de communication 106 lorsque la liaison est cryptée. Une vérification classique de l'intégrité des données reçues est également effectuée à l'aide du code CRC transmis. En cas d'intégrité non vérifiée, les données sont rejetées et l'unité de communication 106 récupère de nouvelles données sur la liaison 22/28. 30 Les récepteurs GPS 100, 100' n'ont ainsi pas besoin de charger toutes les données diffusées par les satellites, laquelle charge est généralement longue. En effet, ils disposent désormais, de façon quasi- instantanée, des données descriptives de la constellation des satellites et peuvent déterminer rapidement, à l'étape E230, la position de l'avion 10 à l'aide du simple horodatage des signaux GPS reçus. Il en résulte la possibilité d'augmenter la précision et l'intégrité de la position voire même d'initialiser cette position dans des cas de très faible réception de signaux GPS 18a, ou encore de diminuer le temps d'initialisation du récepteur GPS 100. Dans un mode de réalisation plus avancé, permettant notamment de limiter l'occupation du réseau Wifi 22, la ou les unités de communication 106, 106' émettent des requêtes en informations complémentaires. Dans ce schéma, la base au sol 20 ne diffuse plus en continu, à l'étape E210, mais seulement en réponse aux requêtes. Pour ce faire, on utilise un réseau informatique 22 propice à l'émission de requêtes et à la réception des réponses. L'unité de communication 106 (ou les unités 106, 106' de la figure 3) tient compte, à l'étape E235, de la qualité de réception des signaux GPS 18a par le récepteur GPS 100 pour décider ou non de l'envoi d'une requête, à l'étape E240, et de son contenu, à la base au sol 20. Par exemple, si les signaux GPS 18a reçus sont trop faibles et instables de telle sorte que le long téléchargement direct des messages de navigation risque d'être coupé ou perturbé, l'unité de communication 106 demande à la base au sol 20 l'ensemble des informations d'éphémérides, d'almanachs et de correction d'erreurs. La base au sol 20 reçoit ainsi la requête à l'étape E245, avant de sélectionner et transmettre les données complémentaires demandées accompagnées d'un code de redondance cyclique CRC lors de l'étape E210. Dans un tel cas de liaison bidirectionnelle, l'échange des données sur la liaison radiofréquence 22 peut être précédé d'une authentification réciproque entre la base au sol 20 et l'avion 10. A l'issue de cette étape d'authentification, les données avec le code de redondance sont transmises à l'unité de communication 106. Cette procédure accroît la sécurité de la ligne de communication et donc indirectement l'intégrité des données reçues. En variante ou en complément, selon le degré de précision souhaité par le système de navigation en vol FMS (précision au mètre par exemple au lieu de dix mètres), l'unité de communication 106 requête la base au sol 20 pour l'obtention uniquement des données d'augmentation GBAS/SBAS. Ces données d'augmentation permettent d'obtenir une estimation initiale de la position de l'avion plus précise, et donc indirectement une intégrité accrue du système de navigation. Les exemples qui précèdent ne sont que des modes de réalisation de l'invention qui ne s'y limite pas. REVENDICATIONS1. Procédé d'initialisation d'un système de navigation par satellite (16) embarqué dans un aéronef (10), le procédé comprenant la réception (E220) par ledit système embarqué d'au moins un signal satellite (18a) émis par une constellation de satellites (18), caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, la réception (E225) par ledit système embarqué d'un signal de données complémentaires émis par une base au sol (20) de sorte à déterminer (E230), en combinaison avec l'au moins un signal satellite (18a), la position de l'aéronef (10) lors de ladite initialisation, ledit signal de données complémentaires étant émis par ladite base au sol (20) à destination dudit aéronef par un réseau de communication terrestre (22, 28). 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel ladite base au sol (20) reçoit (E200) des signaux émis par la constellation de satellites (18) et génère (E205) ledit signal de données complémentaires à partir desdits signaux reçus. 3. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel la base au sol (20) reçoit en parallèle des données d'augmentation et les combine auxdits signaux satellites reçus de sorte à générer ledit signal de données complémentaires. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel ledit système embarqué (16) émet (E240), sur le réseau de communication terrestre (22, 28), une requête à destination de ladite base au sol (20), et cette dernière émet (E210) ledit signal de données complémentaires en réponse à ladite requête. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel ladite base au sol émet (E210) en continu lesdites données complémentaires sur le réseau de communication terrestre (22, 28). 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système embarqué (16) comprend une pluralité derécepteurs satellites (100, 100'), chaque récepteur comprenant une unité de communication (106, 106') apte à communiquer au travers dudit réseau de communication terrestre (22, 28), le procédé comprenant la réception (E225) de données complémentaires par chacune desdites unités de communication (106, 106') de telle sorte que chaque récepteur fournit une estimation de ladite position. 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, dans lequel le système embarqué (16) comprend une pluralité de récepteurs satellites (100, 100') et une unique unité de communication (106), ladite unité de communication étant agencée pour recevoir (E225) lesdites données complémentaires depuis le réseau de communication terrestre (22, 28) et les retransmettre à la pluralité de récepteurs satellites. 8. Système de navigation par satellite (16) d'un aéronef (10) comprenant des moyens de réception (12, 12', 100, 100') d'au moins un signal satellite (18a) émis par une constellation de satellites (18), caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, un moyen de réception (26, 26', 106, 106') d'un signal de données complémentaires émis au travers d'un réseau de communication terrestre (22, 28) par une base distante au sol (20), ledit système étant agencé recevoir lesdites données complémentaires lors de son initialisation de sorte à déterminer, en combinant lesdits signaux reçus, une position d'initialisation de l'aéronef. 9. Ensemble aéroportuaire comprenant - une station au sol (20) agencée pour recevoir (E200) des signaux satellite (18a) provenant d'une constellation de satellites (18) et émettre (E210), sur un réseau de communication terrestre (22, 28), un signal de données complémentaires formé à partir desdits signaux reçus, et - au moins un aéronef (10) comprenant un système de navigation par satellite (16) selon la revendication précédente. 10. Aéronef (10) comprenant un système de navigation par satellite (16) selon la revendication 8.