FR 3130399 A1 20230616 FR 2113491 A 20211214 Procédé de navigation à partir d’une pluralité de pseudo-mesures obtenues à partir de signaux satellitaires ; mettant en œuvre un banc de filtres de Kalman comprenant un filtre principal calculant une solution de navigation principale à partir des pseudo-mesures issues de satellites, et des sous-filtres calculant chacun une solution de navigation secondaire, et au moins une innovation des pseudo-mesures pour chaque satellite non exclu et une innovation croisée. L’invention prévoit de déterminer un indicateur à partir de la sensibilité de l’innovation croisée aux innovations des pseudo-mesures non exclues. Système de navigation correspondant et véhicule ainsi équipé. FIGURE DE L’ABREGE : Fig. 1 Procédé de navigation par satellite avec détection de satellite en panne par traitement statistique de l’innovation croisée La présente invention concerne le domaine de la navigation des véhicules, à partir plus particulièrement de signaux provenant de satellites d’une constellation de satellites d’un système global de navigation par satellites (ou GNSS) tel que le système GPS, GALILEO, GLONASS, ou BEIDU. ARRIERE PLAN DE L’INVENTION La navigation d’un véhicule est habituellement réalisée au moyen d’un algorithme de navigation agencé pour déterminer des informations de localisation et d’orientation spatiales (informations de position, vitesse, attitude) et des limites de protection en position horizontale et verticale à partir, d’une part, de données inertielles provenant d’un circuit de traitement des signaux d’une unité de mesure inertielle et, d’autre part, de pseudo-mesures déterminées à partir de la réception de signaux satellitaires de positionnement. L’unité de mesure inertielle comporte classiquement des accéléromètres disposés selon les axes d’un repère de mesure pour fournir des incréments de force spécifique et des gyromètres agencés pour fournir des incréments de rotation du repère de mesure par rapport à un repère inertiel. A eux seuls, les signaux provenant de l’unité de mesure inertielle permettent d’entretenir les informations spatiales que sont la position, la vitesse, et l’attitude du véhicule. La navigation à partir des informations spatiales purement inertielles est précise à relativement court terme mais tend à dériver à relativement long terme. Chaque signal satellitaire comprend une information identifiant le satellite émetteur, l’horloge du satellite, une éphéméride, des informations sur l’orbite du satellite, et des paramètres ionosphériques… Le temps de trajet du signal satellitaire du satellite (instant de départ fourni par l’horloge du satellite et instant d’arrivée fourni par l’horloge du récepteur) permet de déterminer une pseudo-distance entre le satellite et le récepteur. En disposant de pseudo-distances pour plusieurs satellites, on peut déterminer les informations spatiales que sont la position du véhicule ou, plus précisément, de son récepteur de signaux satellitaires. La navigation à partir d’informations spatiales purement satellitaires est précise à relativement long terme. L’algorithme de navigation comprend généralement un filtre de Kalman agencé pour exploiter à la fois les données inertielles et les pseudo-mesures et fournir une solution de navigation sous forme d’un vecteur d’état de navigation dont les composantes sont les informations spatiales (on parle couramment d’hybridation). Cependant, la panne d’un ou plusieurs satellites (un satellite est en panne lorsque les informations contenues dans les signaux qu’il émet amènent au calcul d’une pseudo-mesure erronée) peut avoir un impact important sur les informations spatiales obtenues après hybridation. Pour remédier à ce problème, on n’utilise pas un unique filtre de Kalman mais un banc de filtres de Kalman en parallèle comprenant un filtre principal calculant une solution de navigation principale à partir de toutes les pseudo-mesures disponibles et des filtres secondaires (ou sous-filtres) calculant chacun une solution de navigation secondaire à partir des pseudo-mesures disponibles sauf une. Ainsi, chaque sous-filtre exclue les pseudo-mesures d’un des satellites et est donc théoriquement immunisé contre la panne du satellite dont il exclue les pseudo-mesures. L’exploitation de bancs de filtres de Kalman principal et secondaires est par exemple connue des documents FR-A-2939901 et WO-A-2011/003994. Pour détecter et exclure une panne de satellite, il est connu, notamment du document FR-A-2943869 de mettre en œuvre un algorithme d’intégrité qui, pour chaque filtre du banc de filtres : calcule une innovation croisée reflétant l’écart entre une observation correspondant à une mesure brute issue d’un satellite exclu par le filtre et une estimation a posteriori de ladite observation issue de la solution de navigation élaborée par le filtre ; réalise un test statistique de l’innovation croisée pour déclarer si le satellite dont la mesure brute n’est pas utilisée par le filtre est ou non défaillant. OBJET DE L’INVENTION L’invention a notamment pour but d’améliorer l’intégrité des procédés de navigation à base de signaux satellitaires, en limitant le risque de fausse détection. A cet effet, on prévoit un procédé de navigation à partir d’une pluralité de pseudo-mesures obtenues à partir de signaux satellitaires de positionnement provenant chacun d’un satellite. Le procédé met en œuvre un banc de filtres de Kalman comprenant un filtre principal calculant une solution de navigation principale à partir des pseudo-mesures issues des satellites et des sous-filtres calculant chacun : une solution de navigation secondaire à partir des pseudo-mesures issues des satellites en excluant la pseudo-mesure issue d’au moins un satellite, et une innovation de la pseudo-mesure pour chaque satellite restant, une innovation croisée reflétant l’écart entre une observation correspondant à la pseudo-mesure exclue par le sous-filtre et une estimation a posteriori de ladite observation issue de la solution de navigation secondaire élaborée par le sous-filtre. Le procédé comprend, selon l’invention, les étapes de : calculer une sensibilité de l’innovation croisée à des erreurs sur les innovations des pseudo-mesures non exclues ; en déduire des coefficients de sensibilité de chaque sous-filtre aux pseudo-mesures de chacun des satellites ; former un indicateur de panne satellite à partir des coefficients de sensibilité de chaque sous-filtre aux pseudo-mesures de chaque satellite et comparer l’indicateur de panne satellite à un seuil pour déterminer si le satellite est en panne. Dans certaines configurations géométriques particulières des satellites, et dans le cas d’une panne sur l’un d’entre eux, il arrive que plusieurs innovations croisées soient élevées, bien qu’il n’y ait qu’une seule panne. Ceci est dû au fait que, dans le cas d’une panne de satellite, chaque sous-filtre exploitant la pseudo-mesure du satellite en panne est affecté par la pseudo-mesure en question. Il en résulte que l’innovation croisée calculée par chaque sous-filtre exploitant la pseudo-mesure du satellite en panne peut, elle aussi, être affectée. Ainsi, les sélections erronées de satellites en panne sont limitées par la prise en compte de la sensibilité de chaque innovation croisée aux erreurs sur les satellites utilisés par le sous-filtre qui calcule ladite innovation croisée. Le satellite ayant l’indicateur de sensibilité le plus élevé pourra être considéré comme en panne avec un risque moindre de se tromper. Il est donc possible de réduire les cas de sélection erronée de satellite en panne et d’améliorer la validité des tests réalisés à partir de l’innovation croisée. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description qui suit d’un mode de réalisation particulier et non limitatif de l’invention. Il sera fait référence à la figure unique annexée : cette figure représente schématiquement la mise en œuvre du procédé de l’invention. Procédé de navigation à partir d’une pluralité de pseudo-mesures obtenues à partir de signaux satellitaires de positionnement provenant chacun d’un satellite, mettant en œuvre un banc de filtres de Kalman comprenant un filtre principal calculant une solution de navigation principale à partir des pseudo-mesures issues de satellites et des sous-filtres calculant chacun : une solution de navigation secondaire à partir des pseudo-mesures issues des satellites en excluant les pseudo-mesures issues d’au moins un satellite, et au moins une innovation des pseudo-mesures pour chaque satellite restant, une innovation croisée reflétant l’écart entre une observation correspondant à la pseudo-mesure exclue par le sous-filtre et une estimation a posteriori de ladite observation issue de la solution de navigation secondaire élaborée par le sous-filtre, caractérisé en ce que le procédé comprend les étapes de : .calculer une sensibilité de l’innovation croisée aux innovations des pseudo-mesures non exclues ; .en déduire des coefficients de sensibilité (Cs i ) de chaque sous-filtre aux pseudo-mesures de chaque satellite (i) ; .former un indicateur de panne satellite à partir des coefficients de sensibilité (Cs i ) de chaque sous-filtre aux pseudo-mesures de chaque satellite (i) et comparer l’indicateur de panne satellite à un seuil pour déterminer si le satellite est en panne. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le calcul de l’indicateur comprend l’étape de calculer pour chaque sous-filtre (j) un vecteur ligne (S ij ) associant le coefficient de sensibilité de chaque satellite (i) et les mesures (H j ) utilisés dans le sous-filtre soit S ij = H j *Cs i pour i≠j et on pose S ij =1 pour i=j. Procédé selon la revendication 2, dans lequel la sensibilité est calculée à partir de la formule suivante : Avec : i, un numéro d’ordre d’un recalage effectué à partir des données du satellite i parmi un ensemble des n recalages effectués par un sous-filtre, i variant de 1 à n ; n, le nombre de mesures de pseudo-distance exploitées par les sous-filtres et donc le nombre de recalages effectués par chaque sous-filtre ; I, la matrice identité ; K i , un vecteur colonne de gains de recalage du recalage i des pseudo-distances par le sous-filtre ; H i , un vecteur ligne d’une équation d’observation correspondant à la mesure de pseudo-distance du satellite i ; y i , la mesure de pseudo-distance du satellite i ; X - , le vecteur d’état avant réalisation des n recalages ; X + , le vecteur d’état après réalisation des n recalages. Procédé selon la revendication 3, dans lequel le coefficient de sensibilité Cs i pour chaque satellite de rang i est égal à et le coefficient de sensibilité Cs i = pour le satellite de rang n. Procédé selon la revendication 4, dans lequel les vecteurs lignes sont agrégés pour former la matrice SS telle que : Procédé selon la revendication 5, dans lequel l’indicateur est défini de la manière suivante : Avec j l’indice du sous-filtre concerné, σ i l’écart-type en l’absence de panne de l’innovation de la mesure de pseudo-distance du satellite i exclue, r i 2 la variance de bruit de mesure. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le seuil est identique pour tous les satellites. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le seuil est réglable en fonction d’une probabilité de fausse détection désirée en l’absence de panne. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le seuil est calculé en fonction d’une probabilité de fausse détection désirée basée sur une hypothèse de distribution gaussienne centrée en l’absence de panne. Système de navigation comprenant une unité électronique de calcul de navigation et un dispositif de navigation satellitaire relié à l’unité électronique de calcul de navigation, l’unité électronique de calcul de navigation mettant en œuvre un banc de filtres de Kalman et étant agencée pour mettre en œuvre le procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes. Véhicule embarquant un système de navigation selon la revendication 10.