FR 3140447 A1 20240405 FR 2210101 A 20221003 Ce procédé de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation (2) à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4), comprend - un premier calcul, pour chaque satellite (4) de la constellation, d’une première innovation (Inno) reflétant l’écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite (4) et une valeur estimée à posteriori de ladite pseudo-distance élaborée par un filtre de Kalman (6) ; - une première mise à jour de chaque première innovation (Inno) en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations (Inno) de manière à constituer une deuxième innovation (IM) à laquelle une variance (VM) est associée ; - un deuxième calcul d’un premier groupe de premières valeurs de test (CM) en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations (Inno) et leurs variances (VM) ; - un maintien de l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre de Kalman (6) si l’ensemble des premières valeurs de test (CM) sont inférieures à un premier seuil prédéterminé, sinon une mise en œuvre d’une étape de traitement qui comprend les sous-étapes suivantes : - un retrait de la pseudo distance dont la deuxième innovation (IM) est associée à la première valeur de test (CM) la plus élevée ainsi qu’un retrait de la première innovation (Inno) qui lui est associée ; - une deuxième mise à jour de chaque première innovation (Inno) en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation (IR) à laquelle une variance (VR) est associée ; - un calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test (CR) en fonction des troisièmes innovations (IR) et leurs variances (VR) et, - un maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre de Kalman (6) si l’ensemble des deuxièmes valeurs de test (CR) sont inférieures audit premier seuil prédéterminé, sinon une transmission d’un signal d’alarme au système de navigation (2). Figure pour l’abrégé : Fig 1 Procédé de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation La présente invention concerne les systèmes de navigation par satellite et se rapporte plus particulièrement à la détection et l’exclusion de satellites défaillants. Etat de la technique antérieure Les systèmes de guidage actuellement utilisés dans la navigation automobile, avionique ou encore maritime, sont généralement des équipements hybrides INS/GNSS (pour « Inertial Navigation System » et « Global Navigation Satellite System » en anglais). Ces équipements hybrides utilisent simultanément deux sources de mesure de grandeurs physiques destinées à être exploitées de manière à fournir les données de localisation nécessaires à la navigation du véhicule. Une première source de mesure peut être un système inertiel dont les grandeurs physiques sont acquises par des capteurs inertiels tels que des accéléromètres ou des gyroscopes. De telles mesures sont ensuite exploitées de manière à fournir des données de localisation, de vitesse et d’orientation précises à court terme qui ont toutefois tendance à dériver à long terme. Pour contourner cette problématique, une deuxième source de mesure peut être une constellation de satellites qui délivrent ainsi des données précises à long terme mais dont le traitement conserve du bruit et rend donc leur exploitation difficile. Ces données satellitaires sont connues sous l’appellation « pseudo-distances » et permettent d’obtenir les positions et dates associées de l’antenne réceptrice du véhicule. Pour combiner les données issues desdites sources de mesure, les systèmes de guidage (ou de navigation) comportent généralement un banc de filtres de Kalman. Plus précisément, le banc de filtres de Kalman comporte un filtre principal destiné à exploiter l’ensemble des pseudo-distances, et une série de filtres secondaires utilisant qu’une partie des pseudo-distances disponibles. Toutefois, lorsque l’un des satellites de ladite constellation est défaillant, le signal satellitaire qu’il transmet peut conduire à des erreurs de mesure de pseudo-distances. Pour se prémunir contre une éventuelle panne de satellite et de ses conséquences, le filtre de Kalman est configuré pour déterminer une valeur de recalage de manière à réduire l’influence des erreurs associées aux signaux satellitaires dégradés. La valeur de recalage est alors générée en comparant une mesure externe au filtre, dite observation, à une mesure traitée par ledit filtre. L’écart entre les deux mesures est connu sous l’appellation « innovation » qui sert ainsi de valeur de recalage. Il existe une pluralité d’algorithmes destinés à traiter un ensemble d’observations. A titre d’exemple, l’algorithme dit de « séparation » a pour objectif d’effectuer, pour chaque cycle de recalage, des tests d’innovation intermédiaires. Chaque observation dépend alors des observations précédentes. Un tel algorithme peut cependant conduire à des conséquences plus ou moins importantes en fonction de l’ordre de traitement de la pseudo-distance erronée. Ainsi, si la mesure de la pseudo-distance erronée est traitée en dernière position par cet algorithme, la valeur de recalage sera cohérente. Toutefois, lorsque ladite mesure est traitée en premier par l’algorithme, l’erreur se propage à travers les tests d’innovation intermédiaires successifs. La variance des innovations est alors plus élevée et les pseudo-distances erronées deviennent difficilement détectables. Une première solution consiste à modifier les instructions programme de cet algorithme pour comparer chaque mesure de pseudo-distance acquise par le système de navigation à une même mesure traitée par le filtre et qui est associée à l’observation traitée en premier. L’écart-type des innovations est toutefois plus élevé. Les valeurs de recalage sont alors dispersées et aléatoires. Il existe donc un besoin d’améliorer la détection et l’exclusion de satellites défaillants et cela avant que la navigation ne débute. Au vu de ce qui précède, l’invention a pour objet un procédé de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation à partir de signaux émis par une constellation de satellites, comprenant : - un premier calcul, pour chaque satellite de la constellation, d’une première innovation reflétant l’écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite et une valeur estimée a posteriori de ladite pseudo-distance élaborée par un filtre ; - une première mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations de manière à constituer une deuxième innovation à laquelle une variance est associée ; - un deuxième calcul d’un premier groupe de premières valeurs de test en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations et leurs variances ; - un maintien de l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre si l’ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un premier seuil prédéterminé, sinon une mise en œuvre d’une étape de traitement qui comprend les sous-étapes suivantes : - un retrait de la pseudo distance dont la deuxième innovation est associée à la première valeur de test la plus élevée ainsi qu’un retrait de la première innovation qui lui est associée ; - une deuxième mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation à laquelle une variance est associée ; - un calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test en fonction des troisièmes innovations et leurs variances et, - un maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre si l’ensemble des deuxièmes valeurs de test est inférieur audit premier seuil prédéterminé, sinon une transmission d’un signal d’alarme au système de navigation. Comme l’horloge du récepteur du système de navigation est susceptible d’être erronée et ainsi propager une erreur de temps sur quelques secondes entre deux recalages, il est avantageux dans un premier temps de l’éliminer avant de produire une valeur de recalage. A cet effet, l’utilisation de la moyenne des premières innovations pour mettre à jour la valeur de chaque première innovation permet de réduire la variance. Ensuite, pour identifier la mesure de pseudo-distance erronée parmi l’ensemble des pseudo-distances permettant d’obtenir une valeur de recalage de filtre, il est proposé d’effectuer une série de comparaison avec le premier seuil prédéterminé sélectionné selon le taux de fausse alarme désiré. Le premier seuil est compris par exemple entre 3 et 5 pour une probabilité qu’une alarme soit déclenchée alors qu’aucun satellite n’est en panne comprise entre 10 -3 à 10 -6 en supposant une distribution gaussienne des erreurs hors panne. Les tests d’innovation intermédiaires sont alors supprimés. Avantageusement, on transmet une notification au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé. Les conditions ionosphériques sont nominales lorsque des couches de la haute atmosphère comprennent des ions qui ont une densité suffisante pour réfléchir des ondes électromagnétiques. Alternativement, le signal d’alarme est transmis au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques dégradées lorsque l’ensemble des premières valeurs de test sont supérieures à un troisième seuil prédéterminé. Selon une autre alternative, on exclut pendant une durée ajustable le satellite dont la pseudo-distance a été retirée. De préférence, le filtre est un filtre principal. Le nombre de calcul effectué est alors réduit car le procédé ne requiert pas d’utiliser des filtres secondaires. L’invention a également pour objet un dispositif de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation à partir de signaux émis par une constellation de satellites, le dispositif comprenant : - des moyens de calcul aptes, pour chaque satellite de la constellation, de calculer une première innovation reflétant l’écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite et une valeur estimée à posteriori de ladite pseudo distance élaborée par un filtre. Plus particulièrement, le dispositif comprend : - des moyens de mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations de manière à constituer une deuxième innovation à laquelle une variance est associée ; - une unité de calcul apte à calculer un premier groupe de premières valeurs de test en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations et leurs variances ; - des moyens de traitement aptes à maintenir l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre si l’ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un premier seuil prédéterminé, sinon aptes à effectuer : - un retrait de la pseudo-distance dont la deuxième innovation est associée à la première valeur de test la plus élevée ainsi qu’un retrait de la première innovation qui lui est associée ; - une deuxième mise à jour de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation à laquelle une variance est associée ; - un calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test en fonction des troisièmes innovations et de leurs variances et, - un maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre si l’ensemble des deuxièmes valeurs de test est inférieur audit premier seuil prédéterminé, sinon une transmission d’un signal d’alarme au système de navigation. Avantageusement, le dispositif comprend des moyens de transmission destinés à envoyer une notification au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ensemble des premières valeurs de test est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé. Alternativement, les moyens de traitement sont aptes à transmettre le signal d’alarme au système de navigation de manière à paramétrer le filtre selon des conditions ionosphériques dégradées. Selon une autre alternative, les moyens de traitement sont aptes à exclure pendant une durée ajustable le satellite dont la pseudo-distance a été retirée. L’invention a encore pour objet un système de navigation comprenant un récepteur apte à acquérir des mesures de pseudo-distances à partir de signaux émis par une constellation de satellites, et un dispositif de contrôle de l’intégrité desdites mesures tel que défini ci-dessus. D’autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins indexés sur lesquels : représente un système de navigation communiquant avec une constellation de satellites selon l’invention ; illustre un dispositif de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par ledit système de navigation selon un mode de réalisation de l’invention et, présente un logigramme d’un procédé de contrôle de l’intégrité desdites mesures de pseudo-distances selon un mode de mise en œuvre de l’invention. Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation de l’invention Sur la est représenté un véhicule 1 embarquant un système de navigation hybride 2 destiné à exploiter des mesures inertielles provenant d’un système inertiel 3 et d’autre part, des mesures de pseudo-distances déterminées à partir de la réception de signaux issus d’une constellation de satellites 4 INS/GNSS. Plus précisément, le système inertiel 3 est destiné à mesurer des grandeurs physiques issues de capteurs inertiels tels que des accéléromètres ou des gyroscopes, de manière à délivrer des données de localisation, de vitesse et d’orientation du véhicule 1. Quant aux satellites 4, ils sont configurés pour délivrer la position et/ou la vitesse du véhicule 1. A titre d’exemple, une telle constellation peut être GALILEO ou BEIDOU ou toute autre réseau de satellites aptes émettre des signaux de positionnement qui permettent au système de navigation 2 de mesurer des pseudo-distances. On entend par ailleurs par « pseudo-distances », une mesure indirecte de distance par une mesure de l’instant de réception d’un signal daté à l’émission, lorsque les horloges d’un émetteur, ici chaque satellite 4 et d’un récepteur, ne sont pas synchronisées. A cet effet, le système de navigation 2 comprend un récepteur 5 apte à acquérir lesdits signaux satellitaires de positionnement. Un tel récepteur 5 comprend au moins un processeur destiné à déterminer les pseudo-distances à partir des signaux reçus. Pour combiner les données issues des satellites 4 et celles issues du système inertiel 3, le système de navigation 2 comprend un banc de filtres de Kalman 6 destiné à délivrer une solution de navigation au véhicule 1. Le banc de filtres de Kalman 6 comporte un filtre principal destiné à exploiter l’ensemble des pseudo-distances, et une série de filtres secondaires utilisant qu’une partie des pseudo-distances disponibles. Nous désignerons par « filtre de Kalman 6 » uniquement le filtre principal. Toutefois, lorsqu’un satellite 4 de ladite constellation est défaillant, le signal de positionnement est altéré et fournit donc une pseudo-mesure erronée conduisant à la délivrance d’une pseudo-distance faussée. Le filtre de Kalman 6 détermine alors classiquement sa valeur de recalage 7 pour réduire l’impact des erreurs issues dudit satellite défaillant. Plus précisément, la valeur de recalage 7, également connue sous l’appellation « innovation », est produite en comparant une observation et une mesure traitée par le filtre de Kalman 6. Il est toutefois nécessaire de détecter efficacement les pseudo-distances erronées susceptibles d’avoir un impact sur la navigation du véhicule 1. Pour ce faire, le système de navigation 2 comprend un dispositif 8 couplé au filtre de Kalman 6 et au récepteur 5 de manière à contrôler l’intégrité des mesures de pseudo-distances destinées à alimenter ledit filtre de Kalman 6. Autrement dit, le dispositif 8 est apte à détecter et à exclure un éventuel satellite 4 défaillant et cela avant que la navigation du véhicule 1 ne débute. Un tel dispositif 8 comprend, tel qu’illustré dans la , des moyens de calcul 9 aptes, pour chaque satellite 4, à calculer une première innovation reflétant l’écart entre la pseudo-distance mesurée et une valeur estimée de la pseudo-distance à posteriori élaborée par le filtre de Kalman 6. Bien entendu, l’invention ne se limite pas à un type de filtre particulier, à savoir le filtre de Kalman 6 décrit précédemment. L’invention concerne tout filtre apte à estimer une valeur à posteriori de ladite pseudo-distance élaborée. Ainsi, toute référence au filtre de Kalman 6 dans la description s’applique également à tout type de filtre apte à effectuer les mêmes fonctions que le filtre de Kalman dans le cadre de l’invention. Le dispositif 8 comprend en outre des moyens de mise à jour 10 couplés aux moyens de calcul 9 et destinés à mettre à jour chaque première innovation en fonction de la moyenne desdites premières innovations. Les moyens de mise à jour 10 sont alors configurés pour délivrer, à partir de la mise à jour de chaque première innovation, un groupe de deuxièmes innovations et leurs variances respectives à une unité de calcul 11 du dispositif 8. Plus précisément, l’unité de calcul 11 est configurée pour calculer un premier groupe de valeurs de test en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations et de leurs variances respectives et ainsi obtenir un premier groupe de premières valeurs de test. Le dispositif 8 comprend en outre des moyens de traitement 12 couplés à l’unité de calcul 11 et configurés pour maintenir l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à délivrer la valeur de recalage 7 et d’identifier une éventuelle pseudo-distance erronée pour l’exclure. Dans ce dernier cas, les moyens de traitement 12 sont configurés pour permettre au filtre de Kalman 6 de produire la valeur de recalage 7 en fonction des pseudo-distances restantes. Le dispositif 8 comprend également des moyens de transmission 13 aptes à envoyer une notification au système de navigation 2 pour paramétrer le filtre de Kalman 6 selon des conditions ionosphériques nominales. On se réfère désormais à la qui illustre un logigramme d’un procédé mis en œuvre par le dispositif 8 et qui a pour objectif de contrôler l’intégrité des mesures desdites pseudo-distances. Le procédé débute par une étape 100, au cours de laquelle les moyens de calcul 9 déterminent, pour chaque satellite 4 de la constellation, une première innovation reflétant l’écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite 4 et de la valeur estimée à posteriori élaborée par le filtre de Kalman 6. A l’étape 200, les moyens de mise à jour 10 modifient la valeur de chaque première innovation en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations pour obtenir un set de deuxièmes innovations. Plus particulièrement, considérons qu’il existe N premières innovations Inno, par exemple 5. Les moyens de mise à jour 10 effectuent alors le calcul suivant N fois : (1) où i représente l’ordre d’une première innovation définie et, IM(i) une deuxième innovation à laquelle on associe une variance VM(i). Ainsi, en déterminant les deuxièmes innovations, on réduit la variance, ce qui permet de détecter plus facilement des éventuelles pseudo-distances erronées. A l’étape 300, l’unité de calcul 10 détermine un premier groupe de valeurs de test CM en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations IM et de leurs variances VM. Autrement dit, l’unité de calcul 10 effectue le calcul suivant pour chaque deuxième innovation IM : (2) où i représente l’ordre de chaque première valeur de test CM. A l’étape 400, les moyens de traitement 12 effectuent une comparaison représentée par l’équation suivante pour chaque première valeur de test CM : CM(i) 2 (3) où k est un premier seuil sélectionné selon le taux de fausse alarme souhaité. Ensuite, si l’ensemble des premières valeurs de test CM est inférieur au premier seuil k 2 , les moyens de traitement 12 maintiennent, au cours de l’étape 500, l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre de Kalman 6. Par ailleurs, si chaque première valeur de test CM est inférieure à un deuxième seuil prédéterminé qui est lui-même inférieur au premier seuil k 2 , les moyens de transmission 13 peuvent transmettre au système de navigation 2 une notification de manière à paramétrer le filtre de Kalman 6 selon des conditions ionosphériques nominales. Toutefois, à l’étape 600, si l’une des premières valeurs de test CM est supérieure ou égale au premier seuil k 2 , les moyens de traitement 12 retirent à l’étape 600a la pseudo-distance dont la deuxième innovation IM(i) est associée à la première valeur de test CM(i) la plus élevée. Les moyens de traitement 12 retirent également la première innovation associée Inno(i) du set des premières innovations Inno destinées à calibrer le filtre de Kalman 6. Suite à cette étape, les moyens de traitement 12 mettent en œuvre une série d’étapes de traitement relatives aux premières innovations restantes. Plus précisément, dans l’étape 600b, les moyens de traitement 12 mettent à jour chaque première innovation Inno(i) en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations Inno restantes. Autrement dit, les moyens de traitement 12 effectuent le calcul suivant pour chaque première innovation Inno(i), i représentant N-1 premières innovations : (4) où i représente l’ordre d’une première innovation définie et, IR(i) une troisième innovation à laquelle on associe une variance VR(i) Les moyens de traitement 12 calculent ensuite à l’étape 600c, selon la formule suivante, un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test CR en fonction desdites troisièmes innovations IR et de leurs variances respectives VR : (5) où i représente l’ordre de chaque première valeur de test CR. Les moyens de traitement 12 comparent ainsi chaque deuxième valeur de test CR audit premier seuil k 2 à l’étape 600d Les moyens de traitement 12 maintiennent, à l’étape 600e les pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre de Kalman 6 si l’ensemble des deuxièmes valeurs de test CR est inférieur à k 2 . Dans le cas contraire, à l’étape 600f, les moyens de traitement 12 émettent un signal d’alarme au système de navigation 2 si au moins une deuxième valeur de test (CR) est supérieure audit premier seuil prédéterminé. Le signal d’alarme permet par exemple au système de navigation 2 de paramétrer le filtre de Kalman 6 selon des conditions ionosphériques dégradées. En variante, le signal d’alarme permet au système de navigation 2 d’exclure pendant une durée ajustable le satellite 4 dont la pseudo-distance a été retirée. Bien évidemment, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation et de mise en œuvre décrits précédemment et fournis uniquement à titre d’exemple. En particulier, il est possible de remplacer le filtre de Kalman 6 par un filtre de moindres carrés, invariant ou sans parfum. Procédé de contrôle de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation (2) à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4), comprenant les étapes suivantes : - une étape (100) d’un premier calcul, pour chaque satellite (4) de la constellation, d’une première innovation (Inno) reflétant l’écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite (4) et une valeur estimée a posteriori de ladite pseudo-distance élaborée par un filtre (6), caractérisé en ce que le procédé comprend les étapes suivantes : - une étape (200) d’une première mise à jour de chaque première innovation (Inno) en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations (Inno) de manière à constituer une deuxième innovation (IM) à laquelle une variance (VM) est associée ; - une étape (300) d’un deuxième calcul d’un premier groupe de premières valeurs de test (CM) en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations (Inno) et leurs variances (VM) ; - une étape (400) de comparaison de l’ensemble des premières valeurs de test (CM) à un premier seuil prédéterminé ; - une étape (500) de maintien de l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre (6) si l’ensemble des premières valeurs de test (CM) est inférieur à un premier seuil prédéterminé ; - une étape (600) de mise en œuvre d’une étape de traitement si l’une des premières valeurs de test (CM) est supérieure audit premier seuil, l’étape de mise en œuvre (600) comprenant les étapes suivantes : - une étape (600a) de retrait de la pseudo distance dont la deuxième innovation (IM) est associée à la première valeur de test (CM) la plus élevée ainsi que la première innovation (Inno) qui lui est associée ; - une étape (600b) d’une deuxième mise à jour de chaque première innovation (Inno) en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations restantes de manière à constituer une troisième innovation (IR) à laquelle une variance (VR) est associée ; - une étape (600c) de calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test (CR) en fonction des troisièmes innovations (IR) et leurs variances (VR) respectives ; - une étape (600d) de comparaison des deuxièmes valeurs de test (CR) audit premier seuil prédéterminé ; - une étape (600e) de maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre (6) si l’ensemble des deuxièmes valeurs de test (CR) est inférieur audit premier seuil prédéterminé et, - une étape (600f) de transmission d’un signal d’alarme au système de navigation (2) si au moins une deuxième valeur de test (CR) est supérieure audit premier seuil prédéterminé. Procédé selon la revendication 1, dans lequel on transmet une notification au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ensemble des premières valeurs de test (CM) est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le signal d’alarme est transmis au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques dégradées. Procédé selon la revendication 1, dans lequel on exclut pendant une durée ajustable le satellite (4) dont la pseudo-distance a été retirée. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le filtre (6) est un filtre principal. Dispositif de contrôle (8) de l’intégrité d’une pluralité de mesures de pseudo-distances acquises par un système de navigation (2) à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4), le dispositif (8) comprenant : - des moyens de calcul (9) aptes, pour chaque satellite (4) de la constellation, de calculer une première innovation (Inno) reflétant l’écart entre la pseudo-distance mesurée issue dudit satellite (4) et une valeur estimée à posteriori de ladite pseudo distance élaborée par un filtre (6), caractérisé en ce que le dispositif comprend : - des moyens de mise à jour (10) de chaque première innovation (Inno) en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations (Inno) de manière à constituer une deuxième innovation (IM) à laquelle une variance (VM) est associée ; - une unité de calcul (11) apte à calculer un premier groupe de premières valeurs de test (CM) en fonction de l’ensemble des deuxièmes innovations (IM) et leurs variances (VM) ; - des moyens de traitement (12) aptes à comparer l’ensemble des premières valeurs de test (CM) à un premier seuil prédéterminé et à maintenir l’ensemble des pseudo-distances mesurées de manière à calibrer le filtre (6) si l’ensemble des premières valeurs de test (CM) est inférieur à un premier seuil prédéterminé, les moyens de traitement (12) étant aptes, si l’une des premières valeurs de test (CM) est supérieure audit premier seuil, à effectuer : - un retrait de la pseudo-distance dont la deuxième innovation (IM) est associée à la première valeur de test (CM) la plus élevée ainsi que la première innovation (Inno) qui lui est associée ; - une deuxième mise à jour de chaque première innovation (Inno) en fonction de la moyenne de l’ensemble des premières innovations (Inno) restantes de manière à constituer une troisième innovation (IR) à laquelle une variance (VR) est associée ; - un calcul d’un deuxième groupe de deuxièmes valeurs de test (CR) en fonction des troisièmes innovations (IR) et de leurs variances (VR) respectives ; - une comparaison des deuxièmes valeurs de test audit premier seuil prédéterminé ; - un maintien des pseudo-distances restantes de manière à calibrer le filtre (6) si l’ensemble des deuxièmes valeurs de test (CR) est inférieur audit premier seuil prédéterminé et, - une transmission d’un signal d’alarme au système de navigation (2) si au moins une deuxième valeur de test (CR) est supérieure audit premier seuil prédéterminé. Dispositif selon la revendication 6, comprenant des moyens de transmission (13) destinés à envoyer une notification au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques nominales lorsque l’ensemble des premières valeurs de test (CM) est inférieur à un deuxième seuil prédéterminé. Dispositif selon la revendication 6, dans lequel les moyens de traitement (12) sont aptes à transmettre le signal d’alarme au système de navigation (2) de manière à paramétrer le filtre (6) selon des conditions ionosphériques dégradées. Dispositif selon la revendication 6, dans lequel les moyens de traitement (12) sont aptes à exclure pendant une durée ajustable le satellite (4) dont la pseudo-distance a été retirée. Système de navigation (2) comprenant un récepteur (6) apte à acquérir des mesures de pseudo-distances à partir de signaux émis par une constellation de satellites (4), et un dispositif de contrôle (8) de l’intégrité desdites mesures selon l’une quelconque des revendications 6 à 9.