FR 2954521 A1 20110624 FR 0906182 A 20091218 1 Récepteur de positionnement par satellites L'invention porte sur un récepteur de signaux d'un système de radionavigation par satellites destiné à calculer très précisément la position d'un porteur. Le système le plus connu, auquel on se référera dans la suite est le système GPS et on désignera les systèmes de radionavigation par satellites sous l'appellation générique GPS même si ce sont des systèmes voisins tels que Galileo ou Glonass. Le système GPS utilise une constellation de satellites qui tournent autour de la terre sur des orbites très précisément déterminées, c'est à dire pour lesquels il est possible de connaître à tout instant la position. Les orbites des satellites sont choisies de sorte qu'à toute heure, 6 à 12 satellites soient visibles en tout point de la Terre. Chaque satellite émet deux signaux radioélectriques de fréquences LI (1575,42 MHz) et L2 (1227,6 MHz). Au sol ou sur un véhicule terrestre, maritime ou aérien, un récepteur GPS reçoit les signaux émis par des satellites visibles. Le récepteur GPS embarqué mesure la durée de propagation requise pour qu'une marque horaire transmise par un satellite lui parvienne. Les marques horaires sont codées sur des ondes porteuses par la technique de modulation de phase. Chaque satellite transmet ainsi un code pseudoaléatoire qui lui est propre. Une réplique de la séquence du code est générée par le récepteur et le décalage que doit subir la réplique afin de coïncider avec le code reçu correspond à la durée de propagation du signal pour parcourir la distance satellite-récepteur. Cette durée multipliée par la vitesse de la lumière dans le milieu traversé donne une mesure de distance appelée pseudo-distance. A partir des mesures des pseudo-distances le séparant de chaque satellite visible, et de la connaissance de la position des satellites, le récepteur déduit sa position précise en latitude, longitude, et en altitude dans un repère terrestre par une résolution numérique voisine de la triangulation. Il peut également en déduire la date et l'heure précise dans le repère temporel du système GPS. La référence de temps du récepteur, fournie par son horloge, ne coïncide pas parfaitement avec la référence de temps des satellites de la constellation, ce qui induit un biais dans les mesures de temps de propagation, donc de distance, égal au retard de la référence de temps du récepteur par rapport à la référence de temps des satellites. On emploie pour cela le terme de "pseudo-distance" Le biais de temps, commun à toutes les mesures, constitue une quatrième inconnue, outre les trois inconnues de position, ce qui oblige à disposer d'au moins quatre mesures pour calculer la position. En outre, la position du récepteur est estimée en faisant un certain nombre d'approximations. La mesure de la pseudo-distance ne peut pas par exemple s'affranchir des erreurs liées au système telles que le manque de précision des éphémérides ou des horloges embarquées dans les satellites. La mesure de la pseudo-distance est également entachée d'erreurs liées aux interactions entre les signaux et les couches d'atmosphère qu'ils traversent. Le retard de propagation du signal dans la troposphère et l'ionosphère dépend de l'inclinaison du trajet et de l'heure à laquelle il a lieu. Typiquement les erreurs de positionnement du GPS liées à l'atmosphère sont plus marquées de jour que de nuit et plus sensibles lorsqu'un satellite est proche de l'horizon qu'au zénith. Dans certaines applications comme l'approche de précision en aéronautique, la précision de positionnement obtenue par une mesure directe (ou absolue) de la pseudo-distance n'est pas suffisante. L'utilisation d'une mesure différentielle permet d'améliorer sensiblement la précision du positionnement. Elle consiste à transmettre par un canal dédié (VHF, UHF ou téléphonie cellulaire) des corrections des mesures de pseudo-distance élaborées à partir de mesures de pseudodistances provenant de récepteurs disposés dans des stations au sol et dont les positions sont connues très précisément et proches du récepteur embarqué. La mesure de la pseudo-distance séparant un récepteur au sol et un satellite est comparée à la distance théorique séparant ces deux dispositifs. La distance théorique est calculée à partir des coordonnées spatiales respectives du récepteur au sol et du satellite qui sont connues à tout instant. La différence entre la mesure de distance et la distance théorique représente l'erreur de mesure, elle est calculée pour chaque satellite à chaque époque d'observation. Ces différences de distance constituent des termes correctifs (aussi appelés corrections différentielles) qui sont retranchés aux mesures de pseudo-distance réalisées par le récepteur mobile. Ces corrections ont pour effet de supprimer pratiquement totalement les erreurs qui présentent une corrélation spatiale importante quelle que soit leur origine, système ou atmosphérique. Les corrections sont d'autant plus efficaces que les deux récepteurs sont proches. Toutefois, la mesure différentielle n'élimine pas les erreurs liées aux réflexions du signal sur des objets proches de l'antenne du récepteur, ni les erreurs propres au récepteur (bruit thermique). Ces erreurs sont présentes sur le récepteur de référence ainsi que sur le récepteur embarqué, elles dégradent la mesure de positionnement lors de la correction différentielle ; la précision obtenue est de l'ordre de quelques mètres. Pour améliorer la précision du positionnement, les récepteurs au sol et les récepteurs mobiles, embarqués sur des porteurs, peuvent aussi tirer profit d'une seconde information élaborée par le récepteur qui est la mesure de la phase de la porteuse, pour chaque signal satellite reçu. La mesure de la phase instantanée de la porteuse reçue permet en effet de calculer une pseudo-distance, dite pseudo-distance de porteuse, entre le -15 récepteur et le satellite, au même titre que la mesure de la phase instantanée du code pseudo-aléatoire. Cette pseudo-distance de porteuse subit les mêmes variations que la pseudo-distance de code, lorsque la distance entre le récepteur et le satellite ou le biais de temps dû à l'horloge du récepteur varient. Cette pseudo-distance mesurée par la phase est a priori ambigüe 20 puisque la phase est connue modulo 2u mais elle est beaucoup moins bruitée que les mesures de pseudo-distance de code. Une solution connue pour améliorer les mesures de pseudodistance consiste à lisser la mesure de pseudo-distance bruitée réalisée sur le code par les mesures de phase peu bruitées. Pour cela le récepteur 25 applique un filtre passe bas à la différence entre les mesures de pseudodistance de code et de pseudo-distance de porteuse, puis ajoute cette différence filtrée à la mesure de pseudo-distance de porteuse pour reconstituer la mesure de phase de code. Ce traitement est réalisé axe satellite par axe satellite. Si la mesure est différentielle, un lissage identique 30 est appliqué sur les récepteurs de la station sol afin que l'erreur de traînage du filtre passe bas, due à la divergence entre le code et la porteuse liée aux fluctuations du retard ionosphérique, soit identique au sol et sur le récepteur mobile, et ne perturbe pas la mesure de positionnement après de l'application de la correction. Le principal intérêt de la méthode de lissage axe par axe tient dans sa simplicité et dans l'absence d'effet de couplage entre les mesures des pseudo-distances des différents satellites ou canaux, néanmoins elle n'est pas complètement satisfaisante. En effet, le gain sur la précision de la mesure est significatif uniquement lorsque le lissage est effectué avec une constante de temps longue ; et dans ce cas, la durée de réinitialisation pour récupérer la précision après une modification brusque de l'ensemble des mesures disponibles, est également longue, par exemple lors de la disparition d'un satellite par masquage, d'une panne d'un satellite ou encore d'une panne d'un récepteur au sol dans le cas du GPS différentiel. Il serait souhaitable d'éviter cet inconvénient. Par ailleurs, pour quantifier l'intégrité de la mesure de position dans des applications où l'intégrité est critique, telles que les applications aéronautiques, on utilise un paramètre appelé "rayon de protection" de la mesure de position. Le rayon de protection correspond à une erreur de position maximale pour une probabilité donnée d'apparition d'erreur. C'est-à-dire que la probabilité que l'erreur de position dépasse le rayon de protection annoncé sans en être averti est inférieure à cette valeur de probabilité donnée. Le calcul se fonde sur deux types d'erreur qui sont d'une part les erreurs normales de mesure et d'autre part les erreurs causées par une anomalie de fonctionnement de la constellation de satellites, par une panne d'un satellite ou encore une panne d'un récepteur sol. Communément, on distingue deux types d'événement redoutés pouvant survenir à un système de positionnement GPS : le premier, nommé non-continuité, correspond à une dégradation non prévue du service, mais déclarée ; le second, appelé non-intégrité, correspond à une mesure de position erronée mais non déclarée, dont l'apparence est celle d'une mesure fiable. Une non-continuité peut correspondre par exemple à l'apparition d'une alarme indiquant la présence supposée d'une panne. Dans les deux cas les conséquences peuvent être graves, d'où la nécessité de minimiser la probabilité de tels événements. Un calcul de rayon de protection peut être estimé pour une valeur de probabilité de non-continuité et une valeur de probabilité de non intégrité données a priori. Dans ce cas la probabilité que l'erreur de positionnement dépasse le rayon sera inférieure à la probabilité de non-intégrité donnée, et la probabilité d'alarme (justifiée ou non) sera inférieure à la probabilité de non-continuité donnée. Par exemple, dans le cas des systèmes existants qui sont fondés sur le lissage axe par axe des mesures de position du code pseudo-aléatoire par les variations de phase de la porteuse, le rayon de protection se dégrade brutalement lors de la disparition d'un satellite et met longtemps à retrouver une valeur acceptable après réapparition du satellite, à cause du temps de réponse du filtre de lissage. Il serait souhaitable de trouver une solution qui évite cet inconvénient. Le système décrit dans le brevet européen EP 1 839 070 pallie les inconvénients des solutions présentées ci-dessus. II a pour but d'améliorer la précision de la mesure de position en utilisant d'une manière nouvelle les deux mesures simultanées de pseudo-distances mises à disposition par chaque satellite tout en conférant à la position ainsi obtenue une meilleure robustesse vis-à-vis des dégradations brutales de la géométrie des satellites (régime transitoire) qu'il est susceptible de rencontrer, et ceci pour le positionnement absolu comme pour le positionnement en différentiel. Un tel système met en oeuvre une poursuite scalaire, qui consiste à poursuivre les satellites indépendamment les uns des autres. Dans cette configuration classique, pour synchroniser le code local et la porteuse locale sur le signal reçu du satellite, le récepteur utilise en parallèle deux dispositifs de poursuite : une boucle de code et une boucle de porteuse. Le terme poursuite représente la capacité à se synchroniser avec les signaux satellites en utilisant par rétroaction les écarts de phase entre le 25 signal récepteur et les signaux satellites. La boucle de code sert à positionner un code local en phase avec le code contenu dans le signal reçu d'un satellite, de manière à réaliser une corrélation donnant le maximum d'énergie. La boucle de porteuse sert à asservir la fréquence ou la phase de la porteuse locale avec celle de la 30 porteuse reçue, pour maximiser également le résultat de la corrélation. La présence d'un signal en sortie de la corrélation ayant une amplitude importante, i.e. nettement supérieure à ce que donnerait le bruit ambiant en absence de signal satellite, signifie que le code local et la porteuse locale sont synchronisés sur le signal reçu, ce qui permet de mesurer à chaque instant la date d'émission du signal reçu, par l'intermédiaire de la phase du code local et de la phase de la porteuse locale. La synchronisation initiale de la phase du code local et de la porteuse locale sur le signal reçu du satellite est réalisée dans une étape préliminaire dite d'acquisition. Cette étape n'est pas détaillée ici car elle sort du cadre du brevet, et est connue de l'homme de l'art. Elle consiste pour résumer en une recherche d'énergie par balayage d'un domaine d'incertitude en code et en Doppler jusqu'à ce que la corrélation donne un niveau de signal suffisant. La boucle de code utilise au moins deux voies de corrélation, avec un code local en avance et un code local en retard par rapport au code de référence de la voie ponctuelle, et la même porteuse pour les trois voies. La boucle cherche à égaliser les niveaux en sortie des deux voies de corrélation par une rétroaction sur la phase du code local grâce à : un discriminateur de code qui mesure la différence d'énergie entre les deux voies, un correcteur de boucle qui filtre la sortie du discriminateur de code et produit une correction en vitesse, et un oscillateur à commande numérique ou NCO de code qui transforme la 20 commande en vitesse en une phase de code local. Lorsque les deux niveaux sont égaux le code de référence de la voie ponctuelle est en phase avec le code du satellite reçu, ce qui assure un maximum de rendement de la corrélation sur cette voie, hormis la perte due à l'effet Doppler. 25 Il existe deux types de boucle de porteuse : les boucles de fréquence et les boucles de phase de porteuse. Une boucle de fréquence sert à faire coïncider la fréquence de la porteuse locale avec celle de la porteuse reçue, en premier lieu pour maximiser le signal recueilli après la corrélation et en second lieu pour fournir 30 une mesure de Doppler sur le satellite poursuivi. Une boucle de phase sert à asservir la phase de la porteuse locale sur la phase de la porteuse reçue (modulo 2n). Une boucle de phase fournit une information beaucoup plus riche qu'une boucle de fréquence, car les évolutions de la phase de porteuse 35 mesurée traduisent très précisément les évolutions des pseudo-distances, sans dérive, contrairement aux mesures d'une boucle de fréquence intégrée. La poursuite scalaire s'oppose à la poursuite vectorielle qui à partir des mesures faites sur chaque signal en sortie des voies de corrélation estime directement la position et la vitesse du récepteur qui servent alors à fermer la boucle d'asservissement en alimentant les oscillateurs à commande numérique de la phase de porteuse et de la phase de code de chaque signal. Ainsi, la poursuite des satellites est faite de manière centralisée au niveau du calcul final de navigation apportant une meilleure robustesse au brouillage. Cela permet la poursuite des signaux à des niveaux d'interférences plus importants, surtout lorsque le module de calcul de navigation est couplé avec une centrale inertielle. II existe plusieurs types de poursuites vectorielles. Dans "Fundamental of Signal Tracking Theory" (Spllker), la poursuite des signaux est faite par l'extension de la boucle de code scalaire nommée DLL (Delay Lock loop) en une boucle vectorielle. La boucle de porteuse est démodulée grâce à une aide en vitesse (poursuite en « Code Only ») On ne bénéficie donc pas de l'information de la mesure de la phase de porteuse. Dans l'architecture classique de navigation GPS couplée avec une centrale inertielle, la phase est pilotée depuis le module de calcul de navigation en cas de fort brouillage (configuration "code only "). C'est la boucle de code qui est indépendante et asservie satellite par satellite. D'autres documents, tels " Comparison of Vector-Based Software receiver implementation with Application to Ultra-Tight GPS/INS Integration " (Petovello, Lachapelle), "Enhanced GPS receiver utilizing vector tracking, fast correlation processing and multiple signal characterization" (Heppe), et "Global positioning system and inertial measuring system unit ultra-tight coupling" (Abbott), utilisent le Doppler pour le calcul de navigation. L'asservissement de la porteuse se fait alors par le Doppler (par opposition à la phase). L'invention a pour but de proposer une alternative améliorant la précision des résultats, en poursuite vectorielle. L'invention se base sur des mesures de phase de porteuse en sortie du traitement du signal et sur l'asservissement vectoriel de cette même phase utilisant un filtre de Kalman, avec ou sans couplage inertiel. La mesure de phase est beaucoup plus précise que la mesure de Doppler et permet donc une navigation de meilleure qualité. Selon un aspect de l'invention, il est proposé un récepteur de positionnement par satellites, comprenant des canaux de traitement, chacun associé à un satellite respectif parmi N satellites, un filtre Kalman étendu adapté pour effectuer une poursuite vectorielle pour l'ensemble des satellites utilisant des signaux reçus des N satellites, dans lequel : le filtre de Kalman étendu est adapté pour effectuer une propagation d'un vecteur d'état estimé comprenant ladite erreur de position, et pour mettre en oeuvre une équation de propagation matricielle faisant intervenir une matrice de propagation, chaque canal comprenant un oscillateur à commande numérique de phase de code, un oscillateur à commande numérique de phase de porteuse, un générateur de code, un générateur de phase, des corrélateurs avec intégrateurs, et des discriminateurs de phase et de code, caractérisé en ce que ledit filtre de Kalman étendu est adapté pour effectuer un recalage à partir des erreurs de phase et de code reçues directement des discriminateurs de phase et de code, de chaque canal, et en ce que le récepteur comprend des premiers moyens de calcul des signaux de commande en code et en porteuse desdits oscillateurs à commande numérique de phase de code et de phase de porteuse, à partir de données fournies par ledit filtre de Kalman étendu, pour chaque canal. Un tel récepteur fournit des mesures précises (grâce à la phase) à un niveau de robustesse au brouillage plus important qu'avec des boucles scalaires classiques. Cette invention s'applique de plus à tous les signaux GNSS et peut se décliner pour la poursuite en mono ou multi-fréquences et en mono ou multi-constellations. Selon un mode de réalisation, le récepteur comprend des deuxièmes moyens de calcul optionnels d'une position estimée du récepteur dans un repère terrestre à partir d'une position précédemment calculée et d'une erreur sur cette position. Ainsi la poursuite des signaux et le calcul de position sont effectués dans un même module par l'intermédiaire du filtre de Kalman et 35 éventuellement de l'inertie. Dans un mode de réalisation, ledit filtre de Kalman étendu est adapté pour délivrer en sortie, à destination desdits deuxièmes moyens de calcul, des corrections estimées de position et de vitesse du récepteur. Selon un mode de réalisation, le récepteur comprend, en outre : des premiers moyens d'asservissement de la commande de phase de code en sortie de l'oscillateur à commande numérique de phase de code sur le signal de commande en entrée de l'oscillateur à commande numérique de phase de code délivré par lesdits premiers moyens de calcul ; et/ou 1 o des deuxièmes moyens d'asservissement de la commande de phase de porteuse en sortie de l'oscillateur à commande numérique de phase de porteuse sur le signal de commande en entrée de l'oscillateur à commande numérique de phase délivré par lesdits premiers moyens de calcul. 15 Ces asservissements permettent notamment de corriger les erreurs de troncatures des oscillateurs à commande numérique et ainsi évitent que la phase appliquée dérive de la phase commandée. Lesdits premiers moyens de calcul peuvent être adaptés pour calculer lesdits signaux de commande en code et en porteuse par dérivation 20 temporelle respective desdites pseudo-distances estimées de code et de phase délivrées par ledit filtre de Kalman étendu. Ainsi la commande des oscillateurs à commande numérique est simplifiée. Selon un mode de réalisation, lesdits premiers moyens de calcul 25 sont adaptés pour calculer lesdits signaux de commande en code et en porteuse par développement limité respectif desdites pseudo-distances estimées de code et de phase délivrées par ledit filtre de Kalman étendu. Ainsi la poursuite des signaux est simplifiée du fait que les pseudo-distances ne sont plus calculées et du fait que le calcul de position 30 n'est plus nécessaire. Dans un mode de réalisation, ledit filtre de Kalman étendu est adapté pour utiliser, dans ladite équation de propagation matricielle, le vecteur d'état comprenant une composante représentant l'ambigüité de la mesure de la pseudo-distance de porteuse de chaque satellite. Selon un mode de réalisation, ledit filtre de Kalman étendu est adapté pour utiliser, dans ladite équation de propagation matricielle le vecteur d'état comprenant une composante représentant une erreur liée à la propagation du signal dans l'ïonosphère de chaque satellite. Dans un mode de réalisation, ledit filtre de Kalman étendu est adapté pour utiliser, dans ladite équation de propagation matricielle le vecteur d'état comprenant une composante comprenant une erreur liée à la propagation du signal dans la troposphère pour chaque satellite. Selon un mode de réalisation, chaque canal associé à un satellite comprend deux sous-canaux recevant de ce satellite des signaux de fréquences de porteuse différentes, chaque des sous-canal produisant des erreurs de phase et de code. Ainsi l'estimation de l'erreur liée à la propagation du signal dans l'ïonosphère de chaque satellite est améliorée. La précision de la position calculée est donc meilleure. De plus, le récepteur est plus robuste au brouillage n'impactant qu'une seule fréquence. Dans un mode de réalisation, le récepteur comprend, en outre, une centrale inertielle délivrant des données inertielles auxdits premiers moyens de calcul de commande, et/ou audit deuxième module de calcul de position et/ou audit filtre de Kalman étendu. Ainsi le filtre de Kalman peut fonctionner à une fréquence nettement inférieure car la dérive de la centrale inertielle est faible, par exemple la fréquence du filtre de Kalman peut passer de 50 Hz à 1 Hz. Selon un mode de réalisation, ledit filtre de Kalman étendu est, en outre, adapté pour délivrer des signaux correctifs à destination dudit filtre de Kalman étendu et de ladite centrale inertielle. Dans un mode de réalisation, ledit filtre de Kalman étendu constitue un filtre principal fournissant une position calculée dans le repère terrestre à partir des erreurs de phase et de code reçues directement des discriminateurs de phase et de code des N satellites, comprenant, en outre, N filtres de Kalman auxiliaires de rang i, un filtre auxiliaire de rang i recevant les signaux des N satellites à l'exception du satellite de rang i. Selon un mode de réalisation, le récepteur comprend, en outre, des troisièmes moyens de calcul d'un rayon de protection à partir des sorties desdits filtres de Kalman et des moyens de vérification que ce rayon de protection reste inférieur ou égal à un seuil. L'invention sera mieux comprise à l'étude de quelques modes de réalisation décrits à titre d'exemples nullement limitatifs et illustrés par les 5 dessins annexés sur lesquels : les figures 1 a et 1 b illustrent schématiquement un mode de réalisation d'un récepteur de positionnement par satellites selon un aspect de l'invention, la figure 2 illustre schématiquement un mode de réalisation du filtre de 1 o Kalman étendu du récepteur de la figure la ou lb, selon un aspect de l'invention, la figure 3 illustre la propagation du calcul de position, les figures 4 et 5 illustrent deux modes de réalisation d'asservissements dans un récepteur de la figure 1 a ou 1 b selon un 15 aspect de l'invention. la figure 6 illustre un mode de réalisation d'un récepteur selon la figure 1 a ou 1 b, par dérivation de l'état du filtre de Kalman FK, la figure 7 illustre schématiquement un mode de réalisation d'un récepteur de positionnement par satellites avec couplage inertiel en 20 boucle ouverte, la figure 8 illustre schématiquement un mode de réalisation du filtre de Kalman étendu du récepteur de la figure 7, selon un aspect de l'invention, la figure 9 illustre schématiquement une variante de réalisation d'un 25 récepteur selon la figure 7. la figure 10 illustre schématiquement un mode de réalisation d'un récepteur de positionnement par satellites avec couplage inertiel en boucle fermée, la figure 11 illustre schématiquement un mode de réalisation du filtre 30 de Kalman étendu du récepteur de la figure 10, selon un aspect de l'invention, la figure 12, illustre un mode de réalisation d'un filtre auxiliaire d'amélioration de l'intégrité en cas d'absence de couplage inertiel, la figure 13 illustre schématiquement un mode de réalisation d'un 35 récepteur de la figure 1 a ou 1 b avec calcul d'intégrité à boucles multidimensionnelles, sans couplage inertiel, selon un aspect de l'invention, la figure 14, illustre schématiquement un mode de réalisation d'un récepteur de la figure 7 avec calcul d'intégrité à boucles multidimensionnelles, avec couplage inertiel en boucle ouverte, selon un aspect de l'invention, la figure 15 illustre un mode de réalisation d'un filtre auxiliaire d'amélioration de l'intégrité en cas de couplage inertiel en boucle ouverte, la figure 16 illustre schématiquement un mode de réalisation d'un récepteur de la figure 10 avec calcul d'intégrité à boucles multidimensionnelles, avec couplage inertiel en boucle fermée, selon un aspect de l'invention, la figure 17 illustre un mode de réalisation d'un filtre auxiliaire d'amélioration de l'intégrité en cas de couplage inertiel en boucle fermée, la figure 18 illustre un mode de réalisation de positionnement de précision avec résolution d'ambigüité de phase RTK, selon un mode de réalisation, la figure 19 illustre un mode de réalisation de positionnement de précision avec positionnement différentiel avec corrections, Dans la description qui suit, les éléments similaires portent des références identiques. Sur la figure 1 a, un récepteur de positionnement par satellites comprend des canaux de traitement CANAL, chacun associé à un satellite respectif parmi N satellites, un filtre Kalman étendu FK adapté pour effectuer une poursuite vectorielle, pour l'ensemble des satellites, des signaux reçus des N satellites. Le filtre de Kalman étendu FK est adapté pour effectuer une propagation d'un vecteur d'état estimé comprenant ladite erreur de position, et pour mettre en oeuvre une équation de propagation matricielle faisant intervenir une matrice de propagation. Chaque canal CANAL comprend un générateur de code Genecode, un générateur de phase des corrélateurs avec intégrateurs CORR_INT, des discriminateurs de phase et de code DISCR_P_C, un oscillateur à commande numérique de phase de code NCOC, et un oscillateur à commande numérique de phase de porteuse NCOP. L'ensemble formé par les deux oscillateurs à commande numérique de phase de code NCOC et de phase de porteuse NCOP est appelé bloc NCO, et l'ensemble formé par les discriminateurs de phase et de code DISCR_P_C, les corrélateurs avec intégrateurs CORR_INT, les générateurs de phase e10 . et de code Genecode..et deux multiplicateurs respectifs MULT P et MULT C forment un bloc correlateur CORREL. Le filtre de Kalman étendu FK est adapté pour effectuer un recalage à partir des erreurs de phase OPH et de code Ac reçues directement des discriminateurs de phase et de code DISCR_P_C, de chaque canal CANAL;, et pour produire une correction Cor à appliquer sur la position estimée. Le récepteur comprend un premier module de calcul MC1_CDE des signaux de commande en code VCOde et en porteuse Vporteuse desdits oscillateurs à commande numérique de phase de code NCOC et de phase de porteuse NCOP, à partir de données Pos fournies par un deuxième module de calcul, pour chaque canal CANAL. Le premier module de calcul MC2_POS d'une position estimée Pos du récepteur dans un repère terrestre à partir d'une position précédemment calculée et d'une erreur sur cette position Cor. Le signal local en avance, retard et ponctuel est généré par le générateur de code Genecode, qui génère le code d'étalement à partir d'une phase de code en sortie de l'oscillateur à commande numérique de phase de code NCOC, et par le générateur de phase qui génère la porteuse à partir d'une phase de porteuse en sortie de de l'oscillateur à commande numérique de phase de porteuse NCOP. L'oscillateur à commande numérique de code NCOC calcule la phase de code (assimilable à un temps) en intégrant la commande de vitesse de la pseudo-distance code (Vcode) et la vitesse du code (valeur fixe qui n'est pas représentée sur la figure). De même, l'oscillateur à commande numérique de phase de porteuse NCOP calcule la phase de porteuse (assimilable à un temps) en intégrant la commande de vitesse de la pseudodistance phase (Vporteuse) et la fréquence centrale de la porteuse (valeur fixe non représentée sur la figure 1 a) Le signal local est ensuite corrélé avec le signal reçu. Le signal 35 obtenu est alors intégré et filtré dans les corrélateurs avec intégrateurs CORR_INT. Il y a au moins quatre voies de corrélation qui correspondent à la voie ponctuelle en phase Ip, la voie ponctuelle en quadrature Qp, les voies avance et retard ou la voie delta en phase Idelta et les voies avance et retard ou la voie delta en quadrature Qdelta. Ces signaux résultant sont transmis en entrée des discriminateurs de code et de phase DISCR_P_C. Le discriminateur de code fournit l'erreur 0, entre la phase de code en sortie du bloc NCO et la phase de code reçue. Le discriminateur de phase de porteuse fournit l'erreur àpH entre la phase de porteuse en sortie du bloc NCO et la phase de porteuse reçue. Le discriminateur de code peut être par exemple io un discriminateur "produit scalaire" (A,=lp.ldelta+Qp.Qdelta) et le discriminateur peut être un discriminateur "arctangente" (APH =arctangente(Qp/Ip)). En sortie des discriminateurs DISCR_P_C, les mesures d'erreurs de phase de porteuse et de phase de code sont transmises au filtre de 15 Kalman étendu FK qui va calculer les corrections de position et de vitesse Cor. Les données Cor sont des corrections estimées de position et de vitesse du récepteur. Le deuxième module de calcul MC2_POS calcule la position et la vitesse du porteur, ou, en d'autres termes du récepteur, grâce à ces corrections et une position et vitesse estimée pouvant provenir des 20 position et vitesse calculées à l'instant précédent ou d'une centrale inertielle. Le premier module de calcul MC1_CDE permet alors de calculer les commandes, i.e. les vitesses de la pseudo-distance de phase et de code envoyées au bloc NCO. Aussi, la figure 1 b représente un récepteur selon la figure 1 a de 25 manière simplifiée. Dans un récepteur selon la figure la ou lb, le filtre de Kalman étendu FK fonctionne à une cadence, par exemple de l'ordre de 50 Hz. La figure 2 illustre un mode de réalisation d'un filtre de Kalman étendu pour un récepteur selon la figure 1 a ou 1 b. 30 On rappelle ce qui suit pour un filtre de Kalman. L'équation d'état d'un filtre de Kalman est donnée par la formule suivante : Xk+l =FkXk +Vk Les états modélisant les erreurs d'un système de radionavigation par satellites ou GNSS ("Global Navigation Satellite System" en langue anglaise") se répartissent en différentes sous-catégories : - l'erreur de position du récepteur (3 états), - l'erreur de vitesse du récepteur (3 états), - le biais d'horloge du récepteur (2 états : biais et dérive), - l'erreur ionosphérique (2 états par satellite : biais et dérive), - le calage de la phase porteuse (1 état par satellite en mono-fréquence et 2 états par satellite en bi-fréquence), - les erreurs résiduelles (2 états par satellite : biais et dérive) II est ainsi possible d'écrire : ~X " dyn X= \XGNSS/ dans lequel : rX Position X dyn = \ X Vitesse / X Position représentant l'erreur de position, et X Vitesse représentant l'erreur de vitesse. t6V x\ X Vitesse = 8Vy dans lequel: bVx, ÔVy, ÔVZ représentent les erreurs de vitesse selon les axes du repère géométrique. 'êvc X Position 8Y dans lequel: &, 5y, âz : représentent les erreurs de position selon les axes du repère géométrique. X erreurs residuelles j X horloge _ X iono X GNSS X calage dans lequel : X horloge Derivehorloge, Biaishorloge, Derivehorloge représentant respectivement le biais et la dérive d'horloge du récepteur, Xiono représentant le biais et la dérive de l'erreur ionosphérique pour chaque satellite : x sat 1 \ iono sat k \ Biaisiono Derivesat k sat N \ topo / Xiono J Xerreurs residuelles représente le biais et la dérive des erreurs résiduelles pour chaque satellite : 16 Biais hor log e Xi avec X sat k = IOnO = topo Xerreurs residuelles= avec X esat k = Biaisear k jDeriveear k , et / X sat 1 \ err Xsat N err / Xcalage représente le calage de la phase de porteuse pour chaque fréquence poursuivie de chaque satellite (2 états par satellite en bi-fréquence et 1 état par satellite en mono-fréquence) : /~sat1 \ phase en mono-fréquence : Xcalage = bsat N phase en bi-fréquence : Xcalage = L1 \ X calage avec L2 \X calage J "b sat 1 Ll \ /b sat i L2 \ phase phase L1 X calageb sat N Ll phase u _ et X calageb sat N L2 phase F = Ftlyn 0 La matrice F (Fk) peut alors s'écrire : 0 FGNSS dans laquelle : 5 10 1 0 0\ (0 0 0\ 1= 0 1 0 , et 0= 0 0 0 \0 0 1) 0 0 0) Te étant la période entre deux étapes de propagations (correspond au temps entre deux mesures en sortie des discriminateurs) du filtre de Kalman. Fhorloge O 0 O O Fiono O 0 FGNSS 0 0 Fcalage O 0 0 0 F erreurs residuelles ,/ '0 1 Fhorloge = 0 0 Fiono est une matrice diagonale par blocs avec pour élément diagonaux 0 1 \ par satellite. Les valeurs wo et étant des w02 -2 w0/ paramètres représentatifs de l'évolution du délai de propagation ionosphérique. est la matrice identité de taille N en mono-fréquence et de taille 2N en bi-fréquence, et Ferreursrésiduelles est une matrice diagonale par blocs avec pour éléments diagonaux FFYrt k = F = dyn (I Texl\ \0 I f sat k _ Fiono Fcalage 0 2 par satellites. Les valeurs ùw, -2 w1 w, etI étant des paramètres représentatifs de l'évolution des 15 erreurs résiduelles. L'équation d'observation du filtre de Kalman étendu est donnée par la formule suivante : Zk =HkxXk+Wk Dans un cas mono-fréquence, on a : /LkPH \ Zk Akc 20 pour représenter : / PD k PH ù PDNCO k Zk ù PH +w PD k cù PDNCO k c k Hk =[Hk dyn H k GNSS avec HPvt ` } Porteuse HP,, } Code cos(ai) cos(A) cos(yi) 1 cos(am) cos(fm) cos( ym) 1 ù m,4 H GNSS = (H horloge Hiono H calage H erreurs residuelles ù C O Hdyn H pvt H horloge de dimension 2Nx2 ù C O \Biais d'horloge Dérive d'horloge) dans laquelle c représente la célérité de la lumière dans l'espace. IN ON ` } Porteuse Code I N ON } Porteuse \ON ON Code ( 1 0 1 0 H erreurs residuelles de dimension 2Nx2 1 0 \ Biais Dérive / N représente le nombre de satellites, IN représente la matrice identité de taille N, ON représente la matrice nulle de taille NxN, Wk représente le bruit d'observation à l'instant k, 15 AkPH et Akc sont des vecteurs de dimension N de composantes les erreurs de phase de porteuse et de phase de code en sortie des discriminateurs mesurées sur tous les satellites poursuivis à l'instant k, PDkpH et PDkc sont des vecteurs de dimension N de composantes les 20 pseudo-distances vraies du code et de la porteuse de tous les satellites poursuivis à l'instant k, PDNCOkPH et PDNCOkc sont des vecteurs de dimension N de composantes les pseudo-distances de code et de porteuse de tous les Hiono = H calage = satellites poursuivis à l'instant k, cohérent des sorties du bloc NCO, et cos(a;), cos(R;), cos(-,) sont les cosinus directeurs de l'axe récepteurùsatellite i (ou axes à vue) en repère géographique. Dans un cas bi-fréquence L1, L2, on a : /A k PH L1 \ Ak PH L2 Ok C LI \ OkCL2 / pour représenter : / PD k PH L1 ù PDNCO k PH L1 PDkPH L2 ùPDNCOkPH L2 PDkCLi ùPDNCOkCL1 PDkCL2 ùPDNCOkCL2 H k = [H k dyn H k GNSS, rH Pvt \ } Porteuse L1 H Pvt } Porteuse L2 H Pvt } Code L1 (H Pvt } Code L2 H GNSS (H horloge H iono H calage H erreurs residuelles ) \ ù c O 15 H horloge de dimension 4Nx2. ù c 0 ter---~ ~r \Biais d'horloge Dérive d'horloge) IN ON \ } Porteuse LI Uiono x I N ON } Porteuse L2 Hiono = ùIN ON } Code L1 ùU iono x l N ON } Code L2 \ Biais iono Dérive iono Uiono = (L1/L2)2 est le rapport ou ratio des deux fréquences au carré Zk = Zk +W k H = dyn i IN ON " } Porteuse L1 ON IN } Porteuse L2 Hcalage = ON ON } Code L1 ON ON } Code L2 \ Calage LI Calage L2 / 1 0 Herreurs residuelles =de dimension 4Nx2 1 0 \ Biais Dérive / L1, AkPH L2 et Okc L2 L. PH Li, OkC sont les vecteurs de dimension N de composantes les erreurs de phase de porteuse et de phase de code pour L1 et L2 en sortie des discriminateurs, mesurées sur tous les satellites poursuivis à l'instant k. PDkPH Lie PDkc Li, PDkPH L2 et PDkc L2 sont les vecteurs de dimension N de composantes les pseudo-distances vraies du code et de la porteuse sur L1 et L2 de tous les satellites poursuivis à l'instant k. PDNCOkPH Li, PDNCOkC Li, PDNCOkPH L2 et PDNCOkC L2 sont les vecteurs de 15 dimension N de composantes les pseudo-distances code et porteuse sur L1 et L2 de tous les satellites poursuivis à l'instant k cohérents des sortie du bloc NCO. L'état X du filtre de Kalman contient l'erreur de position et l'erreur de vitesse du récepteur. L'estimation de cette erreur donnée après recalage 20 du filtre de Kalman permet de calculer la correction Cor. La correction corn,vn+1 appliquée à l'instant n+1 sur les position et vitesse estimées du calcul de position (Gn+1/n) par le deuxième module de calcul MC2_POS n'est pas forcément consécutive de X,-+1/n+1 à l'instant n+1; il peut avoir un délai entre l'estimation de l'erreur et l'application à la position estimée. 25 Au moment de l'application de la correction sur Gn+1/ne Xn+1/n+1 doit aussi être mis à jour par cette correction Corn+1/n+i • Xn+1/n+1 devient alors Xn+1/n+1 corrigé sur la figure 2. 10 Comme illustré sur la figure 3, la position Pos également nommée G, peut être propagée d'un instant à un autre par la fonction f : Gn+1/n = f(Gn/n)• Nous allons maintenant décrire le premier module de calcul 5 MC1_CDE des signaux de commande du bloc NCO. Pour que le signal reste accroché, il faut que les pseudo-distances PDNCOkPH et PDNCOkC mesurées à partir des phases en sortie du bloc NCO soient les plus proches possible des pseudo-distances vraies PDkPH L1, PDkc L1. On cherche donc à avoir en sortie du bloc NCO les phases qui sont 10 des vecteurs contenant les N phases reçues respectives des satellites. Dans le cas mono-fréquence, on a : PDekPH = dk +~+CPHHkGNSSX klk-1GNSS PDekC = dk + CCHkGNSSX klk 1GNSS dk étant le vecteur des distances euclidiennes entre la position des satellites 15 dans le repère terrestre à l'instant k (donnée par les éphémérides) et la position estimée Gk/k_1 du récepteur dans le même repère au même instant t. On a : CPH = [IN ON] et Cc = [ON IN] Dans le cas bi-fréquence, on a : PDekPH L1 = dk + CPH L1 HkGNSSX k/k-1GNSs 20 PDekPH L2 = dk + CPH L2HkGNSSX klk-1GNSS PDekC L1= dk + CC L1 HkGNSSX klk-1GNSS PDekC L2= dk + CC L2 HkGNSSX klk-1GNSS ON] CPH L1 = [IN ON ON ON] , CPH L2 = [ON IN ON ON] , CC Li = [ON ON IN ON] et CC L2 = [ON ON ON IN] 25 Le premier module de calcul MC1_CDE de commandes du bloc NCO peut effectuer une dérivation des pseudo-distances estimées. Dans ce cas d'utilisation, les commandes vcode et Vporteuse envoyées au bloc NCO sont calculées en dérivant les pseudo-distances PDekPH et PDe c. 30 Vcode k = (PDekC - PDek-ic) / Te et vporteuse k= (PDekPH - PDek-'pH) / Te En variante, il est possible d'effectuer un asservissement des phases en sortie du bloc NCO sur les phases calculées à partir des pseudodistances estimées comme illustré sur la figure 4 et 5. Pour ne pas que la sortie du bloc NCO dérive à cause des 35 troncatures numériques, il est possible de faire un asservissement des sorties PDNCOkPH et PDNCOkc des oscillateurs à commande numérique NCOC, NCOP sur les pseudo-distances estimées PDekpH et PDekC, comme illustré sur la figure 5. Dans une autre variante, les commandes du bloc NCO peuvent 5 être déterminées, dans le premier module de calcul MC1_CDE de commande, par dérivation de l'état du filtre de Kalman FK. En ce cas, il n'est pas utile de mettre en oeuvre un recalage sur la position G. Le filtre de Kalman ne sert alors qu'à l'asservissement des boucles de code et de porteuse, les états du filtre pouvant dévier des vraies 10 valeurs du fait des erreurs de non-linéarité dans la formulation de H. Les commandes Voode et Vporteuse envoyées aux oscillateurs à commande numérique NCOP et NCOC du bloc NCO sont alors calculées directement en utilisant les incréments des états par les relations suivantes : Xk/k-1 _Xk-1/k-2 Vporteuse k = CPH * (H k Te - Hdyn Vsat) xk/k-1 _Xk-1/k-2 15 Voode k = CC* (H k - Hdyn Vsat) Te Vsat étant le vecteur ayant pour composantes les vitesses des satellites dans le repère géographique. Un tel mode de réalisation est illustré sur la figure 6, pour lequel le deuxième module de calcul MC2_POS de position est alors optionnel. 20 Sur la figure 7 est illustré un mode de réalisation d'un récepteur de positionnement par satellites avec couplage inertiel en boucle ouverte, comprenant, en sus des éléments du récepteur de la figure 1 b, une centrale inertielle CENT_IN, comprenant des capteurs inertiels CAPT_IN et une plate-forme inertielle PF. 25 Les capteurs inertiels CAPT_IN fournissent les incréments d'attitude et de vitesse à la plate-forme PF qui les intègre à partir d'un point d'initialisation. Les erreurs cumulées des capteurs inertiels CAPT_IN font diverger dans le temps les éléments (attitude, position, vitesse et accélération) fournis par la plate-forme PF au deuxième module de calcul 30 MC2_POS de position. Le Filtre de Kalman FK calcule ces erreurs de la plate-forme inertielle PF grâce aux mesures de phase et de code en sortie des discriminateurs de chaque canal. Il fonctionne à une vitesse relativement basse, de l'ordre de 1 Hz pour réduire la charge de calcul. En ce cas, le filtre de Kalman FK peut être réalisé comme illustré sur la figure 8. L'équation d'état du filtre de Kalman est alors donnée par la formule suivante : Xk+l =FkXk+Vk Les états modélisant les erreurs du système de radionavigation se répartissent en différentes sous-catégories : - les erreurs d'attitudes inertielles suivant les axes Nord, Est et Vertical, - les erreurs de vitesse inertielles dans les axes Nord, Est et Vertical, - les erreurs de longitude, latitude et altitude inertielles, - les erreurs de gyromètre suivant les axes x, y et z du porteur, - les erreurs d'accéléromètres suivant les axes x, y et z du porteur, - le biais d'horloge (2 états : biais et dérive), - l'erreur ionosphérique (2 états par satellites: biais et dérive), - le calage de phase (1 état par satellites), et - les erreurs résiduelles (2 états par satellites: biais et dérive). On peut donc écrire : X X INS = XGNSS dans lequel : XINS ( X attitude X vitesse X position X gyrometres X accelerometres / N X attitude = SSOE est un vecteur dont les composantes sont les erreurs d'attitudes inertielles suivant les axes Nord, Est et Vertical est un vecteur dont les composantes sont les erreurs de vitesse inertielles selon les axes Nord, Est et Vertical, X vitesse = ~8V N 8VE \eV / X position 8G est un vecteur dont les composantes sont les erreurs de latitude, longitude et altitude inertielles, X gyrometre = 8D, est un vecteur dont les composantes sont les erreurs de \S(0z / gyromètres suivant les axes x, y et z du porteur, ex X accelerometre = cY est un vecteur dont les composantes sont les erreurs \eZ / d'accéléromètres suivant les axes x, y et z du porteur, et XGNSS est défini précédemment La matrice F qui est la matrice linéarisée au point de fonctionnement de la plate-forme inertielle PF s'écrit donc : 0 FGNSS / dans laquelle : FINS est la matrice 15x15 suivante, dont les six premières colonnes sont présentées, suivies des neuf dernières colonnes : F = Xattitude Xvitesse 1 -al v/Rn+h) 0 %Re+h) 0 x al 1 a2 XRe+h) 0 0 v~Rn+h) -a2 1 0 '(%e+ h) 0 N 0 fv -fE 1 0 0 :tg N - fv 0 fN 0 1 0 x fE - fN 0 0 0 1 0 0 0 XRn+h) 0 0 .Q 0 0 0 0 XRe+h)cos(L) 0 x 0 0 0 0 0 -1 2 0 0 0 0 0 0 E C) 0 0 0 0 0 0 x 0 0 0 0 0 0 E 0 0 0 0 0 0 0 w o 0 0 0 0 0 0 x 0 0 0 0 0 0 Xposition Xgvrometre Xaccelerometre sin(L) 0 0 B 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 a3 0 0 0 0 0 0 0 0 B 0 0 0 0 0 0 a4 0 - 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0 0 VE sm(L> 1 0 0 0 0 0 0 0 (Re+h)cos'(L) -a412 0 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 avec : = S2T sin(L) + RV+ h tan(L) , E a2 = SIT cos(L) + RV +h E V a3 =S2Tcos(L)+(1+tan2(L))R +h' E a4 = 2S2T sin(L)VE , L, G et h sont respectivement la latitude, la longitude et l'altitude hybrides i.e. après correction par le filtre de Kalman FK, VN, VE et Vv sont respectivement les vitesses Nord, Est et Vertical hybrides, fN , fE et fv sont respectivement les forces spécifiques Nord, Est et Vertical 1 o hybrides, Re, Rn sont respectivement les rayons de courbure Est et Nord de la Terre localement, B est la matrice de passe du repère porteur (x,y,z) au Trièdre Géographique Local (Nord, Est, Vertical), 15 SIT est la vitesse de rotation de la Terre, k2=3.1e-6 s', et FGNSS est défini précédemment. Le filtre de Kalman FK peut alors être défini par : Hk = [H(( kINS HkGNSS j l 20 HINS = \Oq,6 Hdyn Oq,6 ) q = 2*N en mono-fréquence et 4*N in bi-fréquence L'état X du filtre de Kalman FK contient l'erreur de position, l'erreur de vitesse et l'erreur d'attitude de la centrale inertielle CENT IN. L'estimation de cette erreur donnée après recalage du filtre de Kalman FK permet de 25 calculer la correction Cor. Les corrections Cor sont directement appliquées à la position, la vitesse et l'attitude de la centrale inertielle pour obtenir la position, la vitesse et l'attitude corrigées. De même que précédemment, le premier module de calcul 30 MC1_CDE de commandes du bloc NCO peut effectuer une dérivation des pseudo-distances estimées, ou, en variante, effectuer un asservissement des pseudo-distances NCO sur les pseudo-distances estimées. 27 Dans une autre variante, illustrée sur la figure 9, les commandes du bloc NCO peuvent être déterminées, dans le premier module de calcul MC1_CDE de commande, par dérivation de l'état du filtre de Kalman FK et utilisation des aides inertielles en vitesse. En ce cas, il n'est pas utile de mettre en oeuvre un recalage sur la position G. Le filtre de Kalman ne sert alors qu'à l'asservissement des boucles de code et de porteuse, les états du filtre pouvant dévier des vraies valeurs du fait des erreurs de non-linéarité dans la formulation de H. Les commandes Voode et Vporteuse envoyées aux oscillateurs à commande numérique NCOP et NCOC du bloc NCO sont alors calculées directement en utilisant les incréments des états par les relations suivantes, dans lesquelles la partie de la pseudo-distance due à la dynamique du porteur est donnée par la centrale inertielle : xklk-1 _Xk-1/k-2 Vcode= Cc *(Hk Te - Hdyn Vsat + Hdyn VINS) Vporteuse CPH *(Hk Xk/k-1 _Xk-1/k-2 - Hdyn Vsat + Hdyn VINS) Te VINS étant la vitesse donnée par la plate-forme inertielle, Le calcul de position n'est alors plus nécessaire, aussi le deuxième module de calcul MC2_POS est optionnel. Sur la figure 10 est illustré un récepteur similaire à celui de la figure 9, mais avec un couplage inertiel en boucle fermée. La plate-forme inertielle PF est recalée à partir des erreurs ou corrections Cor délivrées par le Filtre de Kalman FK. Ceci permet de donner à la centrale inertielle CENT_IN un fonctionnement le plus linéaire possible. Le calcul de position n'est alors plus nécessaire, aussi le deuxième module de calcul MC2_POS est alors inutile. A chaque correction Cor reçue, la plate-forme PF met à jour ses états et donne la dynamique du porteur autour de son nouveau point de fonctionnement. Les états du Filtre de Kalman FK ne sont pas changés, comme illustré sur la figure 11. Lorsque la correction Cor est appliquée à l'inertie, elle doit être appliquée aussi au filtre de Kalman FK : la correction corn+l/n+1 appliquée à l'instant n+1 à la central inertielle n'est pas forcément consécutive de Xn+Vn+1 à l'instant n+1; il peut avoir un délai entre l'estimation de l'erreur et l'application. Au moment de l'application de la correction sur Gn+1/ne Xn+1/n+1 doit aussi être mis à jour par cette correction Corn+1/n+1. Xn+1/n+i devient alors Xn+1/n+1 corrigé sur la figure 11.) Le deuxième module de calcul MC2_POS de position est alors inutile. Nous allons maintenant décrire le premier module de calcul 5 MC1_CDE des signaux de commande du bloc NCO. Le premier module de calcul MC1_CDE de commandes du bloc NCO peut effectuer une dérivation des pseudo-distances estimées, ou un asservissement des phases NCO sur les pseudo-distances estimées, comme décrit précédemment. 10 En variante, le premier module de calcul MC1_CDE calcule les signaux de commande en code et en porteuse Vcode et Vporteuse par dérivation de l'état du filtre de Kalman FK et aides inertielles en vitesse. Les signaux de commande en code et en porteuse Vodde et Vporteuse du bloc NCO sont calculés de manière similaire au cas par dérivation de l'état du 15 filtre de Kalman FK.du mode de réalisation sans couplage inertiel, sauf que la partie de la pseudo-distance due à la dynamique du porteur est donnée par la centrale inertielle CENT _IN : Te porteuse k *( H k Xk/kù1 T~ k-1/k-2 V - Hdyn Vsat + Hdyn (PkINS ù Pk-11NS) / Te) ù CPH 20 PINS est la position donnée par la plate-forme inertielle PF. Dans ce cas, on ne peut plus utiliser la vitesse car il y a une incohérence entre la position et la vitesse inertielle à cause de la correction. Comme vu précédemment, l'invention apporte des améliorations à la précision de la poursuite des signaux d'un système de positionnement par 25 satellites tout en étant plus robuste aux interférences. L'invention apporte des améliorations à l'intégrité, ce qui est particulièrement important pour des applications mettant en jeu la sécurité de la vie des personnes. Dans les trois configurations décrites précédemment du premier module de calcul MC1_CDE, l'invention permet de maintenir la poursuite du 30 code et de la phase à des niveaux d'interférence plus élevés qu'avec des boucles de poursuite classiques. L'innovation présentée dans ce paragraphe consiste alors à utiliser les mesures de pseudo-distances en sortie du bloc NCO indépendamment du filtre de Kalman FK utilisé pour la poursuite. Ces mesures sont utilisées dans un calcul de position et de vitesse classique Vkcode= CC Hk X k/kù1 _ X kù1/kù2 Hdyn Vsat + Hdyn (PkINS ù Pk 1INS) / Te), avec contrôle d'intégrité. Ceci peut être fait avec ou sans hybridation avec l'inertie, par moindre carrés ou par filtre de Kalman. L'intégrité peut être améliorée en utilisant le filtre qui commande la poursuite des signaux comme filtre principal. Nous décrivons, dans le paragraphe suivant, le fonctionnement général de la méthode de maximum de séparation qui s'applique aux cas suivants. Dans ces derniers, est décrit la façon dont des filtres auxiliaires sont réalisés pour améliorer l'intégrité du récepteur. Concernant le maximum de séparation, lorsqu'un bais apparaît sur la pseudo-distance d'un satellite, la position calculée par le récepteur est biaisée. Pour éviter de fournir une mauvaise position, il est alors nécessaire de fournir un contrôle d'intégrité. Si n est le nombre total de satellites poursuivis par le filtre principal, lorsque la pseudo-distance d'un satellite est biaisée, parmi les n sous-ensembles de n-1 satellites au moins un ne continent pas la panne. La méthode de maximum de séparation consiste donc à créer n filtres de Kalman auxiliaires FK_AUX; avec n-1 satellites et un filtre principal FK avec les n satellites. La détection de la panne se fait en comparent la différence de position calculée entre les filtres auxiliaires FK_AUX; et le filtre principal FK et un seuil. La représentation statistique de cette différence sans panne étant connue, le seuil de détection Th est alors choisi par rapport à une probabilité de fausse alarme. La limite d'intégrité IL est la somme de l'erreur maximale atteignable avant détection entre un filtre auxiliaire FK_AUX; et le filtre principal FK, correspondant au seuil de détection Th augmenté d'un terme en ka autour du filtre auxiliaire FK_AUX;, k étant un paramètre de confiance et a représentant la matrice de variance-covariance du sous filtre : IL = Th + ka La limite d'intégrité finale est le maximum des limites d'intégrité des filtres auxiliaires FK_AUX;. En cas d'absence de couplage inertiel CENT_IN, les modèles d'état et d'observation des filtres auxiliaires FK_AUXi sont identiques à ceux du filtre principal FK, décrits précédemment en absence de couplage inertiel, mis à part que les signaux d'un des satellites ne sont pas utilisés. Ces filtres Zk = auxiliaires FK_AUXi ne participent pas à l'élaboration des commandes du bloc NCO et fonctionnent à une fréquence plus faible de ce fait. Le recalage d'un filtre de Kalman auxiliaire FK_AUXi se fait directement sur les pseudo-distances mesurées en sortie du bloc NCO : /PDk PH Ll ù PDNCO k PH Ll PDk PH L2 ù PDNCOkPH L2 + Wk OU Zk = / PD k PH ù PDNCO k PH PDkc ù PDNcokc / PDkCLI ù PDNCo"c LI PDkCL2 ùPDNCOkCL2 j + Wk Avec PDNCOPH et PDNCOC pris en sortie du bloc NCO et PDPH et PRc les pseudo-distances estimées dans le filtre. Un exemple de réalisation d'un tel filtre de Kalman auxiliaire FK_AUX; est illustré sur la figure 12, pour un récepteur selon l'invention à calcul d'intégrité avec boucles multidimensionnelles sans couplage inertiel tel qu'illustré sur la figure 13. En cas de couplage inertiel en boucle ouverte, comme illustré sur la figure 14 les modèles d'état et d'observation des filtres de Kalman auxiliaires FK_AUXi, illustrés sur la figure 15 sont identiques au filtre de Kalman principal FK, décrits précédemment en présence de couplage inertiel, mis à part que les signaux d'un des satellites ne sont pas utilisés. Ces filtres auxiliaires FK_AUXi ne participent pas à l'élaboration des commandes du bloc NCO. Le recalage d'un filtre auxiliaire FK_AUXi se fait directement sur les pseudo-distances mesurées en sortie du bloc NCO : / PDk PH Ll ù PDNCO k PH L1 PDk PH L2 ùPDNCOkPH L2 PDkCLI ùPDNCOkCLI PDkCL2 ùPDNCOkCL2 PDNCOPH et PDNCOC sont pris en sortie du bloc NCO et PDPH et PDc sont les pseudo-distances estimées dans le filtre auxiliaire FK_AUXi . En cas de couplage inertiel en boucle fermée, tel qu'illustré sur la figure 16 la configuration est équivalente à la précédente si ce n'est que le 25 filtre principal FK corrige la dérive inertielle. Les filtres auxiliaires FK_AUXi utilisent cette correction dans la propagation de leur état comme cela est décrit dans le brevet français n° 05 12992 (Thalès) qui est analogue pour des boucles de traitement de signal GNSS scalaires. Le calcul de position n'est /PDk PH ù PDNCO k PH PDkc ù PD k NCO C Zk = OU Zk = + Wk +Wk alors plus nécessaire, aussi le deuxième module de calcul MC2_POS est inutile. Dans cette partie, nous nous intéressons aux améliorations que peut apporter l'invention à des applications nécessitant un positionnement de 5 précision dans un environnement à interférences. Dans cette configuration, comme illustrée sur la figure 17, la navigation est faite en relatif, par rapport à une balise qui envoie ses propres mesures de phase de porteuse datées. Le principe de résolution d'ambiguïté de phase ou RTK ("Real Time Kinematic" en langue anglaise) consiste à 10 résoudre les ambiguïtés des doubles différences des mesures de phases pour un positionnement par rapport à la balise qui est très précis, de l'ordre du millimètre. Ce principe classique qui nécessite une mesure de phase précise n'est généralement pas utilisé dans des configurations de brouillage du fait de la faible robustesse de la boucle de phase dans un schéma de 15 poursuite classique. Grâce à la présente invention, la navigation de précision par résolution d'ambiguïté de phase RTK est étendue à des niveaux d'interférences importants. La balise et le récepteur mobile doivent tous deux utiliser l'invention présentée ici. 20 Il est également possible d'utiliser un positionnement différentiel avec corrections, comme illustré sur la figure 18, pour lequel, une balise locale envoie des messages de corrections à appliquer aux pseudodistances satellites du récepteur pour améliorer la précision de la navigation. Ces corrections s'appliquent aux pseudo-distances de phase et de code 25 dans la résolution du PVT (position vitesse temps). Pour déterminer l'attitude d'un porteur, la combinaison des mesures de phases de deux récepteurs permet de déterminer par résolution d'ambiguïté la direction du vecteur joignant les antennes des récepteurs. Cette méthode est alors plus robuste aux interférences dès lors que les deux 30 récepteurs sont équipés de la présente invention. L'invention permet d'améliorer la précision du calcul de position et vitesse. En effet, du fait de la précision de la mesure de phase, le calcul de la position et de la vitesse est moins bruité et moins sensible au multi-trajet. La précision du recalage de l'inertie permet l'identification des 35 défauts de l'inerte de manière plus fine et aussi de manière plus rapide. En effet, pour des petits mouvements, une hybridation classique, contrairement à l'hybridation selon l'invention, n'est pas assez précise pour différencier la dynamique et le bruit naturel des mesures GNSS. Dès lors, lorsque le véhicule rentrera en virage, par exemple, la précision de la navigation sera maintenue pour le filtre de Kalman selon l'invention, alors que le filtre classique risque de diverger. Grâce à la présente invention, les applications nécessitant la mesure de phase de porteuse ou étant améliorées par l'utilisation de la phase de porteuse sont alors possible avec des niveaux de brouillages beaucoup plus élevés. L'invention peut alors être mise en place pour des applications qui nécessitent un calcul de positionnement différentiel pour des approches de précision avec capacité d'atterrir par mauvais temps, sur terrain difficile (appontage, sur champ de bataille avec brouillage hostile...), de jour ou de nuit, et qui doit être rapidement déployable et mobile pour des applications militaires, civiles et multinationales, mais aussi le positionnement différentiel de type résolution d'ambiguïté de la phase RTK ou le calcul d'attitude qui nécessite la résolution de l'ambiguïté de la phase de porteuse entre deux récepteurs. La précision de la mesure améliore automatiquement l'intégrité de 20 la solution de navigation. REVENDICATIONS1. Récepteur de positionnement par satellites, comprenant des canaux de traitement (CANAL), chacun associé à un satellite respectif parmi N satellites, un filtre Kalman (FK) étendu adapté pour effectuer une poursuite vectorielle pour l'ensemble des satellites utilisant des signaux reçus des N satellites, dans lequel : le filtre de Kalman étendu (FK) est adapté pour effectuer une propagation d'un vecteur d'état estimé comprenant ladite erreur de position, et pour mettre en oeuvre une équation de propagation matricielle faisant intervenir une matrice de propagation, chaque canal (CANAL;) comprenant, un générateur de code (Genecode), un générateur de phase (e° ),des corrélateurs avec intégrateurs (CORR_lNT), des discriminateurs de phase et de code (DISCR_P_C), un oscillateur à commande numérique de phase de code (NCOC), et un oscillateur à commande numérique de phase de porteuse (NCOP), caractérisé en ce que ledit filtre de Kalman étendu (FK) est adapté pour effectuer un recalage à partir des erreurs de phase (È pH) et de code (Ac ) reçues directement des discriminateurs de phase et de code (DISCR_P_C), de chaque canal (CANAL), et en ce que le récepteur comprend des premiers moyens de calcul (MC1_CDE) des signaux de commande en code et en porteuse desdits oscillateurs à commande numérique de phase de code et de phase de porteuse (NCOC, NCOP), à partir de données fournies par ledit filtre de Kalman étendu (FK), pour chaque canal (CANAL). 2. Récepteur selon la revendication 1, comprenant, en outre, des deuxièmes moyens de calcul optionnels (MC2_POS) d'une position estimée du récepteur dans un repère terrestre à partir d'une position précédemment calculée et d'une erreur sur cette position. 3. Récepteur selon la revendication 2, dans lequel ledit filtre de Kalman étendu (FK) est adapté pour délivrer en sortie, à destination desdits deuxièmes moyens de calcul (MC2_POS), des corrections estimées de position et de vitesse du récepteur.35 4. Récepteur selon l'une des revendications précédentes, comprenant, en outre: des premiers moyens d'asservissement de la commande de phase de code en sortie de l'oscillateur à commande numérique de phase de code (NCOC) sur le signal de commande en entrée de l'oscillateur à commande numérique de phase de code (NCOC) délivré par lesdits premiers moyens de calcul (MC1_CDE); et/ou des deuxièmes moyens d'asservissement de la commande de phase de porteuse (NCOP) en sortie de l'oscillateur à commande numérique de phase de porteuse (NCOP) sur le signal de commande en entrée de l'oscillateur à commande numérique de phase délivré par lesdits premiers moyens de calcul (MC1_CDE). 5. Récepteur selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel lesdits premiers moyens de calcul (MC1_CDE) sont adaptés pour calculer lesdits signaux de commande en code et en porteuse par dérivation temporelle respective desdites pseudo-distances estimées de code et de phase délivrées par ledit filtre de Kalman étendu (FK). 6. Récepteur selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel lesdits premiers moyens de calcul (MC1_CDE) sont adaptés pour calculer lesdits signaux de commande en code et en porteuse par développement limité respectif desdites pseudo-distances estimées de code et de phase délivrées par ledit filtre de Kalman étendu (FK). 7. Récepteur selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ledit filtre de Kalman étendu (FK) est adapté pour utiliser, dans ladite équation de propagation matricielle, le vecteur d'état comprenant une composante représentant l'ambigüité de la mesure de la pseudo-distance de porteuse de chaque satellite. 8. Récepteur selon l'une des revendications précédentes, dans ledit filtre de Kalman étendu (FK) est adapté pour utiliser, dans ladite équation de propagation matricielle le vecteur d'état comprenant une composante représentant une erreur liée à la propagation du signal dans l'ïonosphère de chaque satellite. 9. Récepteur selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ledit filtre de Kalman étendu (FK) est adapté pour utiliser, dans ladite équation de propagation matricielle le vecteur d'état comprenant une composante comprenant une erreur liée à la propagation du signal dans la troposphère pour chaque satellite. 10. Récepteur selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque canal (CANAL;) associé à un satellite comprend deux sous-canaux recevant de ce satellite des signaux de fréquences de porteuse différentes, chaque sous-canal produisant des erreurs de phase et de code. 11. Récepteur selon l'une des revendications précédentes, comprenant, en outre, une centrale inertielle (CENT_IN) délivrant des données inertielles auxdits premiers moyens de calcul (MC1_CDE) de commande, et/ou audit deuxième module de calcul (MC2_POS) de position et/ou audit filtre de Kalman étendu (FK). 12. Récepteur selon la revendication 11, dans lequel, ledit filtre de Kalman étendu (FK) est, en outre, adapté pour délivrer des signaux correctifs à destination dudit filtre de Kalman étendu (FK) et de ladite centrale inertielle (CENT_IN). 13. Récepteur selon l'une des revendications précédentes, dans lequel, ledit filtre de Kalman étendu (FK) constitue un filtre principal fournissant une position calculée dans le repère terrestre à partir des erreurs de phase et de code reçues directement des discriminateurs de phase et de code (DISCR_P_C) des N satellites, comprenant, en outre, N filtres de Kalman auxiliaires de rang i (FK_AUX;), un filtre auxiliaire de rang i recevant les signaux des N satellites à l'exception du satellite de rang i. 14. Récepteur selon la revendication 13, comprenant, en outre, des troisièmes moyens de calcul (MC3_INT) d'un rayon de protection à partir des sorties desdits filtres de Kalman et des moyens de vérification que ce rayon de protection reste inférieur ou égal à un seuil.5