FR 3147874 A1 20241018 FR 2303580 A 20230411 La présente invention concerne un procédé et dispositif d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites S 1 ,…,S N à partir de pseudo-distances (PR) entre un mobile et les satellites S 1 ,…,S N . En particulier, le procédé comprend, suite à une détection d’une panne satellite (FLT), des étapes de : pour chaque satellite S i de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N : obtention (S310) d’un ensemble P i de positions du mobile, chaque position p i,j étant déterminée à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant : le satellite S i ; et au moins un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j ; détermination (S320) d’un indicateur de dispersion σ i des positions de l’ensemble P i ; et identification (S330) du satellite défaillant parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N en fonction des indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N . Figure pour l’abrégé : Fig. 6 Procédé et dispositif d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites La présente invention se rapporte au domaine de la navigation par satellites, dite également navigation GNSS (pour « Global Navigation Satellite System » en anglais). En particulier, la présente invention concerne un procédé et un dispositif d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites, ainsi qu’un système de navigation, un aéronef, et un programme d’ordinateur associés. La présente invention trouve une application particulièrement avantageuse, bien que nullement limitative, pour la mise en œuvre de systèmes de navigation par satellites pour aéronefs, navires, ou véhicules terrestres. L'invention s'inscrit dans le contexte particulier des systèmes de navigation par satellites. Embarqué dans un engin mobile (e.g. un aéronef), un tel système de navigation utilise les signaux reçus en provenance de satellites pour déterminer la position du mobile, et potentiellement d'autres données de navigation du mobile telles que sa vitesse et son orientation. Pour déterminer la position d’un mobile, un système de navigation par satellites utilise les mesures de positionnement, dites pseudo-distances (« pseudo-ranges » en anglais), fournies par un récepteur GNSS. Ces mesures caractérisent les distances entre le mobile et les satellites visibles d’une constellation. Dans le cadre de l'invention, les systèmes de navigation considérés peuvent également utiliser des données issues d’une centrale inertielle pour déterminer les données de navigation du mobile, en utilisant par exemple un algorithme de fusion multi-capteurs basé sur un filtre de Kalman. Pour certaines applications comme l’aéronautique, la fiabilité des données de navigation est cruciale. Les systèmes de navigation doivent alors satisfaire à certaines exigences en termes d'intégrité. Par exemple, le système de navigation doit pouvoir déterminer la position du mobile avec un risque d'intégrité donné, c'est-à-dire avec une probabilité définie (notamment très faible, par exemple 10 -7 ) que l'erreur de position soit supérieure à un rayon de protection (i.e. une borne d’alerte) sans qu'aucune alerte ne soit levée. Pour un système de navigation par satellites, la panne d'un satellite entraîne une altération de la pseudo-distance associée à celui-ci, pouvant prendre la forme d’un biais, d’une dérive, ou d’une accélération, ce qui induit des erreurs de position importantes pouvant augmenter au cours du temps. Pour garantir l’intégrité du système de navigation, il est donc nécessaire de pouvoir détecter une panne satellite et, le cas échéant, d’identifier le satellite défaillant pour ne plus utiliser les pseudo-distances associées à celui-ci. Dans l’état actuel de la technique, certaines solutions utilisent une pluralité de filtres de Kalman pour détecter une panne satellite et identifier le satellite défaillant. Chaque filtre exclut les pseudo-distances associées à un des satellites de sorte que les pseudo-distances utilisées soient différentes d’un filtre à l’autre. Pour chaque filtre, un indicateur statistique est évalué à partir de l’innovation croisée du filtre. En utilisant les indicateurs statistiques des différents filtres, il est alors possible de détecter une panne satellite et d’identifier le satellite défaillant. Une telle solution est par exemple présentée dans le document FR2964468A1. Cependant, pour certaines configurations géométriques des satellites, ces solutions peuvent exclure un satellite fonctionnel (i.e. non-défaillant) au lieu du satellite défaillant. Une telle erreur d’exclusion peut notamment conduire à une perte d’intégrité, ou à une perte de disponibilité du système de navigation, et doit être évitée. De plus, ces solutions présentent une complexité de mise en œuvre élevée et requièrent une utilisation importante de ressources (e.g. ressources de calcul et de mémoire, temps de traitement, etc.). Par ailleurs, des solutions existantes de type RAIM (pour « Receiver Autonomous Integrity Monitoring » en anglais) permettent d’identifier un satellite défaillant sans utiliser de filtres de Kalman. Ces solutions exploitent un algorithme des moindres carrés pour déterminer la position du mobile à partir des pseudo-distances associées aux différents satellites. Le document US10684375B2 illustre une telle solution. Pour détecter une panne satellite, ces solutions comparent une statistique des résidus à un seuil, c’est-à-dire qu’elles utilisent les écarts entre les pseudo-distances fournies par le récepteur GNSS et des pseudo-distances calculées à partir de la position du mobile estimée par l’algorithme des moindres carrés. Lorsqu'une panne satellite est détectée, le satellite défaillant est identifié à partir de l’amplitude des résidus, notamment le satellite défaillant correspond au satellite pour lequel le résidu est maximum. Toutefois, ces solutions peuvent exclure de manière erronée un satellite fonctionnel. Il existe par conséquent un besoin pour une solution permettant d’identifier de manière fiable un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites à partir de pseudo-distances entre un mobile et les différents satellites. La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur, notamment ceux exposés ci-dessus. Selon un aspect de l’invention , il est proposé un procédé d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites S 1 ,…,S N à partir de pseudo-distances entre un mobile et les satellites S 1 ,…,S N , le procédé comprenant, suite à une détection d’une panne satellite, des étapes de : pour chaque satellite S i de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N : obtention d’un ensemble P i de positions du mobile, chaque position p i,j de l’ensemble P i étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant : le satellite S i ; et au moins un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j ; détermination d’un indicateur de dispersion σ i des positions de l’ensemble P i ; et identification du satellite défaillant parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N en fonction des indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N . La présente invention propose, suite à la détection d’une panne satellite, d’identifier le satellite défaillant (noté S x ci-après) en utilisant les pseudo-distances fournies par un récepteur de positionnement par satellites. Plus précisément, pour chaque satellite S i d’un ensemble de satellites S 1 ,…,S N , un ensemble P i de positions du mobile est obtenu. Chaque position p i,j de l’ensemble P i est estimée en utilisant les pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N à l’exception de celles associées au satellite S i et à un autre satellite S j (i≠j). Autrement dit, les positions de l’ensemble P i sont estimées en utilisant différentes combinaisons de satellites parmi les satellites S 1 ,…,S N , toutes ces combinaisons excluant le satellite S i . Nous devons alors distinguer deux cas de figures suivant que le satellite exclu S i est le satellite défaillant S x ou un satellite fonctionnel. Si le satellite exclu S i est le satellite défaillant S x , les positions de l’ensemble P x sont obtenues en excluant la pseudo-distance associée au satellite défaillant S x . Les positions de l’ensemble P x sont estimées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Puisque le satellite défaillant S x n’est pas utilisé pour déterminer les positions de l’ensemble P x , ces positions sont saines (i.e. fiables) et présentent une faible dispersion (i.e. une variabilité faible). En revanche, si le satellite exclu S i est un satellite fonctionnel (i≠x), les positions de l’ensemble P i sont obtenues en utilisant la pseudo-distance associée au satellite défaillant S x , à l’exception de la position p i,x . Puisque le satellite défaillant Sx est utilisé pour déterminer les positions de l’ensemble P i (exceptée la position p i,x ), ces positions sont défaillantes (i.e. non fiables) et présentent une forte dispersion (i.e. une variabilité importante). Aussi, seule la position p i,x est saine, tandis que les autres positions de l’ensemble P i sont défaillantes. La présente invention propose d’utiliser les indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N pour identifier le satellite défaillant S x parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N . Les indicateurs σ 1 ,…,σ N caractérisent respectivement la dispersion (i.e. la variabilité) des positions des ensembles P 1 ,…,P N . En particulier, le satellite défaillant S x identifié correspond au satellite de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N pour lequel l’indicateur de dispersion σ x est minimum. En effet, l’indicateur de dispersion σ x , déterminé en excluant le satellite défaillant S x , est représentatif d’une faible dispersion des positions de l’ensemble P x . À l'inverse, les autres indicateurs de dispersion σ i (i≠x), déterminés en excluant un satellite S i fonctionnel, sont représentatifs de fortes dispersions. Ainsi, la présente invention permet d’identifier de manière fiable un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites à partir des pseudo-distances entre un mobile et les différents satellites. En comparaison des solutions existantes décrites ci-dessus, il convient de noter que la présente invention permet d’identifier un satellite défaillant de manière plus fiable et plus rapide. En particulier, la solution proposée présente une complexité de mise en œuvre minime et requière une utilisation moindre de ressources (e.g. ressources de calcul et de mémoire, temps de traitement, etc.). Selon un mode de réalisation , l’étape de détermination de l’indicateur de dispersion σ i comprend des étapes de : détermination d’une position moyenne à partir des positions de l’ensemble P i ; détermination d’un ensemble D i de distances entre les positions de l’ensemble P i et la position moyenne ; et détermination de l’indicateur de dispersion σ i à partir de l’ensemble D i , l’indicateur de dispersion σ i étant égal à un écart-type des distances de l’ensemble D i . Dans ce mode de réalisation, il est proposé d’exploiter l’écart-type des distances à la position moyenne comme indicateur de dispersion σ i des positions de l’ensemble P i . Ce mode de réalisation permet de mesurer précisément la dispersion des positions de l’ensemble P i et nécessite peu de ressources de calcul et de mémoire. Il contribue ainsi à fournir une solution permettant d’identifier un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites de manière fiable, et avec une complexité de mise en œuvre minime. Selon un mode de réalisation , chaque ensemble de positions P i comprend N-1 positions du mobile, et chaque position p i,j de l’ensemble P i est déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant : le satellite S i ; et un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j . Selon ce mode de réalisation, les positions d’un ensemble P i sont déterminées en utilisant toutes les combinaisons possibles de N-2 satellites parmi les satellites S 1 ,…,S N et excluant le satellite S i . L’ensemble P i comprend donc le nombre maximum de positions déterminées à partir de N-2 satellites en excluant le satellite S i pour chacune des positions. Plus précisément, l’ensemble P x comprend ici N-1 positions saines (i.e. fiables) déterminées en excluant le satellite défaillant S x . Les autres ensembles P i avec i≠x comprennent respectivement : N-2 positions défaillantes (i.e. non fiables) déterminées en utilisant le satellite défaillant S x ; et une unique position p i,x saine déterminée en excluant le satellite défaillant S x . Ce mode de réalisation permet d’obtenir un écart significatif entre : l’indicateur de dispersion σ x déterminé en excluant le satellite défaillant S x ; et les autres indicateurs de dispersion σ i (i≠x) déterminés en utilisant le satellite défaillant S x . De la sorte, ce mode de réalisation permet d’améliorer la fiabilité de la solution proposée pour identifier un satellite défaillant S x parmi un ensemble de satellites S 1 ,…,S N . Selon un mode de réalisation , le procédé comprend pour chaque satellite S i de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N , et pour chaque satellite S j de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N avec j>i : une détermination d’une position du mobile à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant le satellite S i et le satellite S j , la position déterminée étant utilisée pour obtenir la position p i,j de l’ensemble P i et la position p j,i de l’ensemble P j . Pour décrire ce mode de réalisation, considérons la position p i,j de l’ensemble P i . Cette position p i,j est déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant les satellites S i et S j . Ceci est également le cas de la position p j,i de l’ensemble P j , de sorte que les positions p i,j et p j,i sont identiques. Autrement dit, la position p i,j de l’ensemble Pi et la position p j,i de l’ensemble P j sont toutes deux obtenues en utilisant une même combinaison de satellites. Ce mode de réalisation propose alors de déterminer la position p i,j et de l’utiliser à la fois pour l’ensemble P i et l’ensemble P j . Selon ce mode de réalisation, une position commune à plusieurs ensembles parmi P 1 ,...,P N est déterminée une unique fois. Ce mode de réalisation permet ainsi de minimiser les ressources de calcul et de mémoire nécessaires. Il contribue à fournir une solution permettant d'identifier un satellite défaillant avec une faible complexité de mise en œuvre. Selon un mode de réalisation , le procédé proposé d’identification d’un satellite défaillant comprend en outre une étape de détection de la panne satellite. Plus particulièrement, cette étape de détection de la panne satellite peut comprendre chacune des étapes d’un procédé de détection d’une panne satellite conforme à l’invention et décrit ci-après. Selon un aspect de l’invention , il est proposé un procédé de détection d’une panne satellite à partir de pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites S 1 ,…,S N . , le procédé comprenant une étape de détection de la panne satellite comprenant des étapes de : obtention d’un ensemble P de positions du mobile, chaque position p i de l’ensemble P étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant un satellite S i différent pour chaque position p i ; détermination d’un indicateur de dispersion σ des positions de l’ensemble P ; et détection de la panne satellite en fonction de l’indicateur de dispersion σ. La présente invention propose de détecter une panne satellite en utilisant les pseudo-distances fournies par un récepteur de positionnement par satellites. Pour ce faire, il est proposé d’obtenir un ensemble P de positions du mobile en utilisant différentes combinaisons de satellites parmi les satellites S 1 ,…,S N . Plus précisément, chaque position p i de l’ensemble P est estimée en utilisant les pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N à l’exception de celle associée au satellite S i . Si tous les satellites S 1 ,…,S N sont fonctionnels, les positions de l’ensemble P sont déterminées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Les positions de l’ensemble P sont donc saines (i.e. fiables) et présentent une faible dispersion. En revanche, si un satellite S x parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N est défaillant, seule la position p x est saine puisqu’elle est déterminée en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Les autres positions p i (i≠x) de l’ensemble P sont déterminées en utilisant la pseudo-distance associée au satellite défaillant S x , et sont donc défaillantes. Pour cette raison, en cas de panne satellite, les positions de l’ensemble P présentent une forte dispersion. Pour détecter une panne satellite, la présente invention propose ainsi d’utiliser l’indicateur σ caractérisant la dispersion des positions de l’ensemble P. En particulier, une panne satellite est détectée au moins en fonction d’une comparaison de l’indicateur de dispersion σ à un seuil. Ainsi, la présente invention permet de détecter de manière fiable une panne satellite à partir des pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites. En outre, la solution proposée permet de détecter une panne satellite de manière plus fiable et plus rapide que les solutions existantes. La solution proposée présente notamment une faible complexité de mise en œuvre. Selon un mode de réalisation , l’étape de détermination de l’indicateur de dispersion σ comprend des étapes de : détermination d’une position moyenne à partir des positions de l’ensemble P ; détermination d’un ensemble D de distances entre les positions de l’ensemble P et la position moyenne ; et détermination de l’indicateur de dispersion σ à partir de l’ensemble D, l’indicateur de dispersion σ étant égal à un écart-type des distances de l’ensemble D. Selon ce mode de réalisation, l’écart-type des distances à la position moyenne est utilisé comme indicateur de dispersion σ des positions de l’ensemble P. Ce mode de réalisation permet de mesurer précisément la dispersion des positions de l’ensemble P et nécessite peu de ressources de calculs et mémoires. Ce mode de réalisation contribue ainsi à détecter une panne satellite de manière fiable et avec une complexité de mise en œuvre minime. Selon un mode de réalisation , plusieurs itérations k 1 ,…,k M de l’étape de détection sont mises en œuvre pour des pseudo-distances acquises à des instants différents. En outre, dans ce mode réalisation, la panne satellite est détectée lors de l’itération k M si : l’indicateur de dispersion σ de l’itération k M est supérieur à un seuil ; et si une variation Δσ de l’indicateur de dispersion σ au cours des itérations k 1 ,…,k M est supérieure à un autre seuil. La panne d'un satellite S x entraîne une altération de la pseudo-distance associée à celui-ci, pouvant prendre la forme d’un biais (i.e. un échelon), une dérive (i.e. une rampe), ou d’une accélération. De ce fait, les positions du mobile déterminées à partir de cette pseudo-distance présenteront, au cours du temps, une variation brusque ou une dérive progressive. En utilisant la variation Δσ, en plus de l’indicateur de dispersion σ, ce mode de réalisation permet d’améliorer la fiabilité de détection d’une panne satellite. Selon un mode de réalisation , les positions du mobile sont déterminées en utilisant un algorithme de Bancroft. Ce mode de réalisation est avantageux en ce qu’il permet de déterminer, précisément et rapidement, la position du mobile à partir des pseudo-distances associées aux satellites. En particulier, en comparaison à un filtre de Kalman, l’algorithme de Bancroft présente une faible complexité de mise en œuvre. Il convient de noter que l’algorithme de Bancroft peut être utilisé : lors de la détection d’une panne satellite, pour déterminer les positions p i de l’ensemble P ; et/ou lors de l’identification d’un satellite défaillant, pour déterminer les positions p i,j des ensembles P i . Selon un aspect de l’invention , il est proposé un dispositif d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites S 1 ,…,S N à partir de pseudo-distances entre un mobile et les satellites S 1 ,…,S N , le dispositif comprenant un module d’identification configuré pour, suite à une détection d’une panne satellite : pour chaque satellite S i de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N : obtenir un ensemble P i de positions du mobile, chaque position p i,j étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant : le satellite S i et ; au moins un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j ; déterminer un indicateur de dispersion σ i des positions de l’ensemble P i ; et identifier le satellite défaillant parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N en fonction des indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N . Le dispositif d’identification d’un satellite défaillant peut être configuré pour mettre en œuvre n’importe lequel des modes de réalisation d’un procédé conforme à l’invention. En particulier, ce module d’identification peut être configuré pour mettre en œuvre chacune des étapes d’un procédé conforme à l’invention. Selon un mode de réalisation , le dispositif proposé d’identification d’un satellite défaillant comprend en outre un module de détection d’une panne satellite. En particulier, ce module de détection peut être configuré pour mettre en œuvre chacune des étapes d’un procédé de détection d’une panne satellite conforme à l’invention. Selon un aspect de l’invention , il est proposé un dispositif de détection d’une panne satellite à partir de pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites S 1 ,…,S N , le dispositif comprenant un module de détection configuré pour : obtenir un ensemble P de positions du mobile, chaque position p i de l’ensemble P étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant un satellite S i différent pour chaque position p i ; déterminer un indicateur de dispersion σ des positions de l’ensemble P ; et détecter la panne satellite en fonction de l’indicateur de dispersion σ. Le dispositif de détection d’une panne satellite peut être configuré pour mettre en œuvre n’importe lequel des modes de réalisation d’un procédé conforme à l’invention. En particulier, pour chaque étape d’un procédé conforme à l’invention, le dispositif de détection d’une panne satellite proposé peut être configuré pour mettre en œuvre ladite étape. Selon un autre aspect de l’invention , il est proposé un système de navigation destiné à être embarqué dans un mobile comprenant : un récepteur de positionnement par satellites configuré pour fournir des pseudo-distances entre un mobile et un ensemble de satellites ; et un dispositif de détection d’une panne satellite conforme à l’invention et/ou un dispositif d’identification d’un satellite défaillant conforme à l’invention. Le système de navigation peut également comprendre un dispositif de navigation configuré pour déterminer des données de navigation du mobile à partir de : pseudo-distances fournies par le récepteur de positionnement par satellites ; et de données issues d’une centrale inertielle. Le système de navigation proposé peut par exemple être embarqué dans un aéronef, un navire, ou un véhicule terrestre. Selon un aspect de l’invention , il est proposé un engin mobile comprenant un système de navigation conforme à l’invention. Selon un mode de réalisation, l’engin mobile est un aéronef. En variante, l’engin mobile peut être un navire ou un véhicule terrestre. Selon un aspect de l’invention , il est proposé un programme d’ordinateur comprenant des instructions pour mettre en œuvre les étapes d’un procédé conforme à l’invention, lorsque le programme d’ordinateur est exécuté par au moins un processeur ou un ordinateur. Le programme d’ordinateur peut être formé d’une ou plusieurs sous-parties stockées dans une même mémoire ou dans des mémoires distinctes. Le programme peut utiliser n’importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, de code objet, ou de code intermédiaire entre code source et code objet, tel que dans une forme partiellement compilée, ou dans n’importe quelle autre forme souhaitable. Selon un aspect de l’invention , il est proposé un support d’informations lisible par ordinateur comprenant un programme d’ordinateur conforme à l’invention. Le support d’informations peut être n'importe quelle entité ou dispositif capable de stocker le programme. Par exemple, le support peut comporter un moyen de stockage, tel qu'une mémoire non-volatile ou ROM, par exemple un CD-ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d'enregistrement magnétique, par exemple une disquette ou un disque dur. D'autre part, le support de stockage peut être un support transmissible tel qu'un signal électrique ou optique, qui peut être acheminé via un câble électrique ou optique, par radio ou par un réseau de télécommunication ou par un réseau informatique ou par d'autres moyens. Le programme selon l'invention peut être en particulier téléchargé sur un réseau informatique. Alternativement, le support d'informations peut être un circuit intégré dans lequel le programme est incorporé, le circuit étant adapté pour exécuter ou pour être utilisé dans l'exécution du procédé en question. Le dispositif d’identification d’un satellite défaillant, le système de navigation, l’aéronef, le programme d’ordinateur et le support d’informations proposés disposent des avantages décrits ci-dessus en lien avec le procédé d’identification proposé. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description fournie ci-après, illustrant des modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemple et dépourvus de tout caractère limitatif, en référence aux dessins ci-joints : La représente l’architecture matérielle d’un aéronef selon un mode de réalisation de l’invention ; la représente l’architecture fonctionnelle d’un dispositif selon un mode de réalisation de l’invention comprenant un module de détection d’une panne satellite et un module d’identification d’un satellite défaillant ; la représente des étapes d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention pour détecter une panne satellite et identifier un satellite défaillant ; la représente des étapes d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention pour détecter une panne satellite ; la représente des valeurs d’un indicateur de dispersion σ déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l’invention pour détecter une panne satellite ; la représente des étapes d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention pour identifier un satellite défaillant ; et la représente des valeurs d’indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l’invention pour identifier un satellite défaillant. La présente invention s’applique, en particulier, aux systèmes de navigation par satellites pour aéronefs. La description suivante de l'invention se référera à ce contexte particulier d’application, qui n'est donné qu'à titre d'exemple illustratif et ne doit pas limiter l'invention. Cette dernière s'applique à la navigation par satellites pour tout type de porteur, d’engin mobile ou de véhicule. La représente l’architecture matérielle d’un aéronef selon un mode de réalisation de l’invention. En particulier, la est décrite ci-après pour introduire la présente invention et exemplifier un contexte d’application de celle-ci. L’aéronef AC illustré sur la est équipé d’un système de navigation SYS. Dans le contexte de l’invention, le terme aéronef désigne tout dispositif capable de s’élever et de se déplacer dans les airs, tel qu’un avion, un hélicoptère, un drone, etc. Le système de navigation SYS comprend un récepteur RX de positionnement par satellites (i.e. un récepteur GNSS) ; et un dispositif APP. Le récepteur RX est configuré pour recevoir des signaux émis par les satellites S 1 ,…,S N . Les satellites S 1 ,…,S N appartiennent par exemple à la constellation de satellites du système GPS, ou du système Galileo. En outre, le récepteur RX est configuré pour déterminer, à partir des signaux reçus en provenance des satellites S 1 ,…,S N , les pseudo-distances PR entre le récepteur RX de l’aéronef AC et les satellites S 1 ,…,S N . Le récepteur RX fournit ces pseudo-distances au dispositif APP. Nous désignons également par « pseudo-distance entre l’aéronef et un satellite » une pseudo-distance entre le récepteur RX de l’aéronef AC et un satellite S i . Pour un instant d’acquisition donné, et pour chaque satellite S i parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N , le récepteur RX fournit la pseudo-distance pr i entre le récepteur RX et le satellite S i . Nous notons ci-après PR={pr 1 ,…,pr N } l’ensemble des pseudo-distances PR associées aux satellites S 1 ,…,S N , et acquises à un instant donné. En particulier, le nombre de satellites N est supérieur ou égal à 6. Le système de navigation APP est configuré pour déterminer des données de navigation de l’aéronef AC à partir des pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX. Par « données de navigation », nous désignons ici des données relatives à la position, et/ou au déplacement de l’aéronef AC, telles que des coordonnées géographiques (e.g. latitude, longitude, altitude), la vitesse, les attitudes. En outre, le système de navigation SYS peut comprendre une centrale inertielle et mettre en œuvre une navigation hybride inertie-GNSS. Autrement dit, le système de navigation SYS peut déterminer les données de navigation de l’aéronef AC en utilisant à la fois les pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX ; et les données issues d’une centrale inertielle. Le dispositif APP est configuré pour : détecter une panne satellite ; et/ou identifier un satellite défaillant à partir des pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX. De plus, le dispositif APP peut être configuré pour mettre en œuvre la solution de navigation du système SYS, c’est-à-dire qu’il peut être configuré pour déterminer les données de navigation de l’aéronef AC. Toutefois, dans le cadre de l’invention, la solution de navigation du système SYS pourrait également être mise en œuvre par un autre dispositif (distinct du dispositif APP). Le dispositif APP comprend, selon le mode de réalisation illustré par la : au moins une unité de traitement ou processeur PROC ; et au moins une mémoire MEM. Plus particulièrement, le dispositif APP dispose, selon un mode de réalisation, de l’architecture matérielle d’un ordinateur. La mémoire MEM constitue un support d’informations conforme à l’invention, lisible par ordinateur et par le processeur PROC, sur lequel est enregistré un programme d’ordinateur PROG conforme à l’invention. Le programme PROG comporte des instructions pour réaliser des étapes d’un procédé conforme à l’invention, lorsque le programme PROG est exécuté par le processeur PROC. Le programme PROG définit les modules fonctionnels représentés sur la du dispositif APP, qui s’appuient sur ou commandent les éléments matériels de ce dernier. Tel qu’illustré par la , le dispositif APP dispose d’un module de communication COM configuré pour communiquer avec le récepteur RX. Aucune limitation n'est attachée à la nature des interfaces de communication entre ces dispositifs, qui peuvent être filaires ou non filaires, et peuvent mettre en œuvre tout protocole connu de l'homme du métier. L’architecture du dispositif APP étant introduite, nous décrivons ci-après son fonctionnement en référence aux figures suivantes. La et la représentent respectivement l’architecture fonctionnelle d’un dispositif selon un mode de réalisation de l’invention et des étapes d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention. Tel qu’illustré sur la , le dispositif APP comprend : un module DET de détection d’une panne satellite ; et/ou un module ID d’identification d’un satellite défaillant. Le fonctionnement de ces modules est décrit ci-dessous en référence aux étapes de la . Le terme module peut correspondre à un composant logiciel, un composant matériel ou un ensemble de composants matériels et logiciels. Un composant logiciel correspond lui-même à un ou plusieurs programmes d’ordinateur ou tout élément d’un programme apte à mettre en œuvre une fonction ou un ensemble de fonctions. De la même manière, un composant matériel correspond à tout élément d’un ensemble matériel apte à mettre en œuvre une fonction ou un ensemble de fonctions. Tel qu’illustré par la , le procédé proposé comprend (tout ou partie) des étapes S100 à S400 décrites ci-après et mises en œuvre par le dispositif APP pour détecter une panne satellite FLT et/ou identifier un satellite défaillant Sx. Notons que le procédé proposé peut comprendre une pluralité d’itérations de chacune de ses étapes. Les étapes du procédé peuvent être réitérées à une fréquence donnée, par exemple toutes les secondes. À l’étape S100 , le dispositif APP obtient les pseudo-distances PR associées aux satellites S 1 ,…,S N fournies pas le récepteur de positionnement par satellites RX. À l’étape S200 , le module de détection DET du dispositif APP détecte la présence ou non d’une panne satellite FLT à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites S 1 ,…,S N . La mise en œuvre de l’étape S200 est décrite plus en détails en référence à la . Si une panne satellite FLT est détectée à l’étape S200, alors le procédé se poursuit à l’étape S300 ; sinon, le procédé réitère les étapes S100 et S200. Ainsi, selon un mode de réalisation, le procédé proposé comprend plusieurs itérations k 1 ,…,k M de l’étape de détection S200. Les itérations k 1 ,…,k M de cette étape sont mises en œuvre pour des pseudo-distances PR respectivement acquises à des instants t 1 ,…,t M . À l’étape S300 , suite à la détection d’une panne satellite FLT, le module d’identification ID du dispositif APP identifie le satellite défaillant S x parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites S 1 ,…,S N . La mise en œuvre de l’étape S300 est décrite plus en détails en référence à la . À l’étape S400 , le dispositif APP exclut le satellite S x identifié comme défaillant. Plus précisément, les pseudo-distances pr x associées au satellite S x ne seront plus utilisées par le système de navigation SYS pour déterminer les données de navigation de l’aéronef AC. La solution proposée décrite ici permet de détecter une panne satellite FLT et d’identifier le satellite défaillant S x parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N . Ainsi, le procédé et le dispositif APP proposés permettent d’exclure le satellite défaillant S x de sorte que le système de navigation SYS n’exploite plus les pseudo-distances pr x associées à celui-ci. Il est important de souligner que le dispositif APP utilise uniquement les pseudo-distances PR fournies par le récepteur RX de positionnement par satellites (i.e. les données GNSS), c’est-à-dire qu’il n’utilise pas de données issues d’une centrale inertielle. Avantageusement, la solution proposée peut être mise en œuvre indépendamment de la solution de navigation utilisée par le système SYS. La représente des étapes d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention. Plus précisément, cette figure détaille la mise en œuvre de l’étape S200 de détection d’une panne satellite FLT, précédemment introduite en référence à la . Selon le mode de réalisation illustré par la , l’étape S200 de détection d’une panne satellite FLT comprend les étapes S210 à S230 décrites ci-après. À l’étape S210 , le dispositif APP obtient un ensemble P de positions de l’aéronef AC. L’ensemble P comprend N positions p 1 ,…,p N . Chaque position p i de l’ensemble P est déterminée à partir de l’ensemble des pseudo-distances PR i ={pr 1 ,…,pr N }\pr i . Autrement dit, la position p i est résolue en excluant le satellite S i . Plus précisément, nous désignons par « position de l’aéronef » une position du récepteur RX embarqué à bord de l’aéronef AC. Selon un mode de réalisation, les positions p 1 ,…, p N de l’ensemble P sont respectivement déterminées en utilisant un algorithme de Bancroft, par exemple en utilisant N algorithmes de Bancroft en parallèle. Les détails de mise en œuvre d’un algorithme de Bancroft, pour résoudre la position d’un mobile à partir de pseudo-distances associées à un ensemble de satellites, sont par exemple présentés dans le document suivant : S. Bancroft, « An Algebraic Solution of the GPS Equations », IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, January 1985. Toutefois, dans le cadre de l’invention, il pourrait également être envisagé des modes de réalisations dans lesquels d’autres algorithmes sont utilisés pour résoudre les positions de l’aéronef AC, par exemple un algorithme des moindres carrés, ou un filtre de Kalman. Notons que, dans certains cas exceptionnels, un algorithme de Bancroft peut ne pas parvenir à résoudre une position p i de l’aéronef AC. Si tel est le cas, alors la mise en œuvre de l’étape S200 de détection d’une panne satellite est interrompue, et le procédé peut reprendre à l’étape S100. À l’étape S220 , le dispositif APP détermine un indicateur de dispersion σ des positions de l’ensemble P. L’indicateur de dispersion σ mesure la variabilité des positions de l’ensemble P. À cet effet, et selon le mode de réalisation de la , l’étape S220 comprend les étapes S221 à S223 décrites-ci-après. À l’étape S221 , le dispositif APP détermine une position moyenne à partir des positions de l’ensemble P. En particulier, la position moyenne . À l’étape S222 , le dispositif APP détermine un ensemble D de distances entre les positions de l’ensemble P et la position moyenne . Spécifiquement, l’ensemble de distances D={d 1 ,…d N } avec la distance . À l’étape S223 , le dispositif APP détermine l’indicateur de dispersion σ à partir de l’ensemble de distances D. En particulier, l’indicateur de dispersion σ est égal à un écart-type des distances de l’ensemble D, c’est-à-dire . Dans le cadre de l’invention, il pourrait également être envisagé des modes de réalisation dans lesquels d’autres d’indicateurs de dispersion σ sont utilisés pour mesurer la variabilité des positions de l’ensemble P. À titre d’exemple, la variance des positions de l’ensemble P pourrait être utilisée. À l’étape S230 , le dispositif APP détecte la présence ou non d’une panne satellite FLT en fonction de l’indicateur de dispersion σ. Le dispositif APP peut par exemple détecter une panne satellite FLT si l’indicateur de dispersion σ est supérieur à un seuil λ σ . Plus particulièrement, le dispositif APP détecte, selon un mode de réalisation, une panne satellite FLT de la manière suivante. Nous considérons l’itération k M de l’étape S200 de détection. En plus de l’indicateur de dispersion σ, le dispositif APP détermine une variation Δσ de l’indicateur de dispersion σ au cours des itérations précédentes k 1 ,…,k M . Il détecte alors une panne satellite FLT si (et seulement si) : l’indicateur de dispersion σ est supérieur à un seuil λ σ et la variation Δσ est supérieure à un seuil λ Δσ . Les seuils λ σ et λ Δσ peuvent notamment être fixés en fonction d’une probabilité de fausse alarme donnée. La variation Δσ est déterminée à partir des valeurs de l’indicateur σ déterminées au cours de tout ou partie des itérations k 1 ,…,k M . La variation Δσ peut par exemple correspondre à un coefficient directeur déterminé par une régression linéaire de valeurs de l’indicateur σ déterminées au cours des itérations k 1 ,…,k M . Selon d’autres exemples, la variation Δσ peut correspondre à une dérivée de l’indicateur σ au cours du temps, ou à une différence entre des valeurs de l’indicateur σ déterminées lors des itérations k 1 ,…,k M . Le calcul de la variation Δσ peut en outre impliquer des opérations de filtrage, par exemple en utilisant un filtre passe-bas pour éliminer les variations rapides de l’indicateur σ au cours du temps. La solution proposée permet de détecter de manière fiable une panne satellite FLT à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites S 1 ,…,S N . Nous décrivons plus en détails ce point en référence à la figure suivante. La représente des valeurs d’un indicateur de dispersion σ déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l’invention pour détecter une panne satellite. Cette figure illustre les valeurs de l’indicateur dispersion σ au cours des itérations de l’étape S200 de détection de panne satellite FLT. Elle illustre donc l’évolution de l’indicateur dispersion σ au cours du temps. L'instant auquel la panne satellite FLT se produit est indiqué en pointillés sur cette figure. Notons que les valeurs de l'indicateur de dispersion σ sont relativement faibles avant que la panne satellite FLT ne se produise, et qu'ensuite celles-ci augmentent au cours du temps. À un instant donné, si les satellites S 1 ,…,S N sont tous fonctionnels, alors les positions de l’ensemble P sont déterminées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels et sont dites saines. Les positions de l’ensemble P sont donc relativement proches de la position réelle de l’aéronef AC et présentent une variabilité faible. Dans ce cas, la valeur de l’indicateur de dispersion σ est faible. En revanche, si un satellite S x parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N est défaillant, seule la position p x est saine, puisqu’elle est déterminée en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Les autres positions p i (i≠x) de l’ensemble P sont déterminées en utilisant la pseudo-distance pr x associée au satellite défaillant S x et sont corrompues par cette pseudo-distance pr x erronée. Ces positions p i (i≠x) sont dites défaillantes et s’éloignent de la position réelle de l’aéronef AC. De plus, les positions défaillantes p i (i≠x) présentent d’importantes variations entre elles. En cas de panne satellite FLT, les positions de l’ensemble P présentent une forte variabilité et la valeur de l’indicateur de dispersion σ est importante. Pour cette raison, il est notamment proposé de comparer l’indicateur de dispersion σ au seuil λ σ pour détecter une panne satellite FLT. En outre, il convient de mentionner que la panne du satellite S x entraîne une altération de la pseudo-distance pr x associée à celui-ci au cours du temps, pouvant prendre la forme d’un biais, d’une dérive, ou d’une accélération. De ce fait, les valeurs de l'indicateur de dispersion σ présenteront, au cours du temps, une variation brusque ou une augmentation progressive telle qu’illustrée par la . Par conséquent, en utilisant conjointement l’indicateur de dispersion σ et la variation Δσ, la solution proposée permet de détecter de manière fiable une panne satellite FLT à partir de pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites S 1 ,…,S N . Suite à la détection d’une panne satellite S x , le dispositif APP proposé identifie le satellite défaillant S x parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N , pour ensuite exclure ce satellite défaillant S x et ne plus utiliser les pseudo-distances associées à celui-ci. Nous décrivons l’étape S300 d’identification du satellite défaillant S x en référence aux figures 6 et 7. La représente des étapes d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention. Cette figure détaille la mise en œuvre de l’étape S300 d’identification du satellite défaillant S x , introduite ci-dessus en référence à la . Selon le mode de réalisation illustré par la , l’étape S300 d’identification du satellite défaillant Sx comprend les étapes S310 à S330 décrites ci-après. Tel qu’illustré par la , l’étape S300 d’identification du satellite défaillant Sx est déclenchée par la détection d’une panne satellite FLT. Il est important de souligner que le procédé proposé peut comprendre l’étape S200 détection de la panne satellite FLT décrite ci-dessus. Toutefois, dans le cadre de l’invention, il pourrait également être envisagé des modes de réalisation dans lesquels la panne satellite FLT est détectée par un autre dispositif (distinct du dispositif APP), ce qui déclenche la mise en œuvre des étapes décrite ci-après. Pour chaque satellite S i des satellites S 1 ,…,S N , le dispositif APP met en œuvre les étapes S310 et S320. Les étapes S310-S320 peuvent être mises en œuvre en parallèle (i.e. de manière concomitante) pour les différents satellites S 1 ,…,S N . À l’étape S310 , le dispositif APP obtient un ensemble P i de positions de l’aéronef AC. L’ensemble de positions P i comprend N-1 positions. Chaque position p i,j de l’ensemble P i est déterminée à partir de l’ensemble des pseudo-distances PR i,j ={pr 1 ,…,pr N }\{pr i , pr j } avec i≠j. Autrement dit, chaque position p i,j est résolue en excluant : le satellite S i ; et un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j . Selon un mode de réalisation, les positions de l’ensemble P i sont respectivement déterminées en utilisant un algorithme de Bancroft. Toutefois, il pourrait être envisagé des modes de réalisations dans lesquels d’autres algorithmes sont utilisés pour résoudre ces positions. Les ensembles P 1 ,…,P N comprennent au total N(N-1) positions. Toutefois, il n’est pas nécessaire de mettre en œuvre N(N-1) algorithmes de Bancroft. Certaines positions sont communes à plusieurs ensembles. Par exemple, la position p i,j de l’ensemble Pi et la position p j,i de l’ensemble P j sont identiques. Ces deux positions sont toutes deux déterminées à partir des pseudo-distances {pr 1 ,…,pr N }\{pr i ,pr j }, i.e. en excluant les satellites S i et S j . Pour cette raison, selon un mode de réalisation, le dispositif APP obtient les ensembles de positions P 1 ,…,P N de la manière suivante. Pour tout , et pour tout tel que j>i, le dispositif APP résout une position p i,j de l’aéronef AC à partir des pseudo-distances {pr 1 ,…,pr N }\{pr i ,pr j }. Il utilise ensuite la position déterminée p i,j à la fois pour l’ensemble P i et pour l’ensemble P j . En conséquence, le dispositif APP détermine uniquement seules N(N-1)/2 positions de l’aéronef AC, par exemple en utilisant N(N-1)/2 algorithmes de Bancroft en parallèle. Ce mode de réalisation permet ainsi de minimiser les ressources de calcul nécessaires pour mettre en œuvre la solution proposée. Notons que, dans certains cas exceptionnels, un des algorithmes de Bancroft peut ne pas parvenir à résoudre une position p i ,j de l’aéronef AC. Si tel est le cas, alors la mise en œuvre de l’étape S300 d’identification du satellite défaillant est interrompue, et le procédé peut reprendre à l’étape S100. À l’étape S320 , le dispositif APP détermine un indicateur de dispersion σ i des positions de l’ensemble P i . L’indicateur de dispersion σ i mesure la variabilité des positions de l’ensemble P i . À cet effet, et selon le mode de réalisation de la , l’étape S320 comprend les étapes S321 à S323 décrites-ci-après. À l’étape S321 , le dispositif APP détermine une position moyenne à partir des positions de l’ensemble P i . En particulier, la position moyenne . À l’étape S322 , le dispositif APP détermine un ensemble D i de distances entre les positions de l’ensemble P i et la position moyenne . Précisément, pour tout tel que , la distance d i,j de l’ensemble D i est définie par . À l’étape S323 , le dispositif APP détermine l’indicateur de dispersion σ i à partir de l’ensemble de distances D i . L’indicateur de dispersion σ i est ici égal à un écart-type des distances de l’ensemble D i . Nous avons donc . Alternativement, il pourrait être envisagé des modes de réalisation de l’invention dans lesquels d’autres types d’indicateurs de dispersion σ i sont utilisés pour mesurer la variabilité des positions de l’ensemble P i . À l’étape S330 , le dispositif APP identifie le satellite défaillant S x parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N en fonction des indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N . Le satellite défaillant S x identifié par le dispositif APP correspond ici au satellite de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N pour lequel l’indicateur de dispersion σ x est minimum, i.e. σ x = min(σ 1 ,…, σ N ) . La solution proposée permet, en cas de panne satellite, d’identifier le satellite défaillant S x à partir des pseudo-distances PR entre le récepteur RX et les satellites S 1 ,…,S N . Nous présentons en référence à la figure suivante les raisons pour lesquelles la solution proposée permet d'identifier de manière fiable le satellite défaillant S x . La représente des valeurs d’indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N déterminées par un procédé selon un mode de réalisation de l’invention pour identifier un satellite défaillant. Cette figure illustre, à titre d’exemple, l’évolution des indicateurs dispersion σ 1 ,…, σ N au cours du temps. Dans cet exemple, le nombre de satellites N est égal à 12, et le satellite défaillant S x est le satellite S 3 . La panne satellite FLT intervient à l’instant indiqué en pointillés sur la figure. Avant que la panne satellite FLT ne se produise, les valeurs des indicateurs de dispersion σ 1 ,…, σ 12 sont faibles. Ensuite, les valeurs de ces indicateurs augmentent toutes au cours du temps, à l’exception de l’indicateur de dispersion σ 3 déterminé en excluant le satellite défaillant S 3 . L’indicateur de dispersion σ 3 est déterminé en excluant le satellite défaillant S 3 . Plus précisément, les positions de l’ensemble P 3 sont obtenues en excluant la pseudo-distance pr 3 associée au satellite défaillant S 3 . Ainsi, les positions de l’ensemble P 3 sont estimées en utilisant uniquement des pseudo-distances associées à des satellites fonctionnels. Puisque le satellite défaillant S 3 n’est pas utilisé, les positions de l’ensemble P 3 sont toutes saines et présentent une faible variabilité. La valeur de l’indicateur de dispersion σ 3 est donc faible . À l’inverse, les autres indicateurs de dispersion σ i (i≠3) sont respectivement déterminés en excluant un satellite S i fonctionnel. Les positions de l’ensemble P i sont obtenues en utilisant la pseudo-distance associée au satellite défaillant S 3 , à l’exception de la position p i, 3 . L’ensemble P i comprend alors 10 (i.e. N-2) positions défaillantes et une position saine p i,3 . Pour cette raison, les positions de l’ensemble P i présentent une forte variabilité et la valeur de l’indicateur de dispersion σ i est importante. En identifiant le satellite S x de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N pour lequel l’indicateur de dispersion σ x est minimum, la solution proposée permet d’identifier de manière fiable le satellite défaillant parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N . De manière avantageuse, la solution proposée ci-dessus permet de détecter une panne satellite et d’identifier le satellite défaillant en utilisant uniquement des pseudo-distances fournies par un récepteur de positionnement par satellites, c’est-à-dire sans utiliser de données inertielles. La solution proposée peut notamment être mise en œuvre indépendamment de la solution de navigation utilisée par le système SYS pour l’aéronef AC. Variante s additionnelles : Il est à noter que l’ordre dans lequel s’enchaînent les étapes d’un procédé conforme à l’invention, notamment en référence aux dessins ci-joints, ne constitue qu’un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif, des variantes étant possibles. En particulier, un procédé conforme à l’invention peut comprendre une ou plusieurs itérations des étapes décrites ci-dessus, notamment en référence aux dessins ci-joints. Par ailleurs, les signes de référence ne limitent pas l’étendue de la protection, leur unique fonction étant de faciliter la compréhension des revendications. Un homme du métier comprendra que les modes de réalisation et variantes décrits ci-dessus ne constituent que des exemples non limitatifs de mise en œuvre de l’invention. En particulier, l’homme du métier pourra envisager une quelconque adaptation ou combinaison des modes de réalisation et variantes décrits ci-dessus afin de répondre à un besoin bien particulier. Procédé d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites S 1 ,…,S N à partir de pseudo-distances (PR) entre un mobile (AC) et les satellites S 1 ,…,S N , le procédé comprenant, suite à une détection (S200) d’une panne satellite (FLT), des étapes de : pour chaque satellite S i de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N : obtention (S310) d’un ensemble P i de positions du mobile (AC), chaque position p i,j étant déterminée à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant : le satellite S i ; et au moins un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j ; détermination (S320) d’un indicateur de dispersion σ i des positions de l’ensemble P i ; et identification (S330) du satellite défaillant parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N en fonction des indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N . Procédé selon la revendication 1, dans lequel l’étape de détermination (S320) de l’indicateur de dispersion σ i comprend des étapes de : détermination (S321) d’une position moyenne à partir des positions de l’ensemble P i ; détermination (S322) d’un ensemble D i de distances entre les positions de l’ensemble P i et la position moyenne ; et détermination (S323) de l’indicateur de dispersion σ i à partir de l’ensemble D i , l’indicateur de dispersion σ i étant égal à un écart-type des distances de l’ensemble D i . Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel chaque ensemble de positions P i comprend N-1 positions du mobile (AC), et chaque position p i,j de l’ensemble P i est déterminée (S310) à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant : le satellite S i ; et un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j . Procédé selon la revendication 3, comprenant pour chaque satellite S i de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N , et pour chaque satellite S j de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N avec j>i : une détermination d’une position du mobile (AC) à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant le satellite S i et le satellite S j , la position déterminée étant utilisée pour obtenir (S310) la position p i ,j de l’ensemble P i et la position p j,i de l’ensemble P j . Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, comprenant en outre une étape de détection (S200) de la panne satellite (FLT), l’étape de détection (S200) comprenant des étapes de : obtention (S210) d’un ensemble P de positions du mobile (AC), chaque position p i étant déterminée à partir des pseudo-distances associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant un satellite S i différent pour chaque position p i ; détermination (S220) d’un indicateur de dispersion σ des positions de l’ensemble P ; et détection (S230) de la panne satellite (FLT) en fonction de l’indicateur de dispersion σ. Procédé selon la revendication 5, dans lequel l’étape de détermination (S220) de l’indicateur de dispersion σ comprend des étapes de : détermination (S221) d’une position moyenne à partir des positions de l’ensemble P ; détermination (S222) d’un ensemble D de distances entre les positions de l’ensemble P et la position moyenne ; et détermination (S223) de l’indicateur de dispersion σ à partir de l’ensemble D, l’indicateur de dispersion σ étant égal à un écart-type des distances de l’ensemble D. Procédé selon la revendication 5 ou 6, comprenant plusieurs itérations k 1 ,…,k M de l’étape de détection (S200), les itérations k 1 ,…,k M étant mises en œuvre pour des pseudo-distances (PR) acquises à des instants différents, et dans lequel la panne satellite (FLT) est détectée (S230) lors de l’itération k M si : l’indicateur de dispersion σ de l’itération k M est supérieur à un seuil ; et si une variation Δσ de l’indicateur de dispersion σ au cours des itérations k 1 ,…,k M est supérieure à un autre seuil. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel les positions du mobile (AC) sont déterminées (S210, S310) en utilisant un algorithme de Bancroft. Dispositif (APP) d’identification d’un satellite défaillant parmi un ensemble de satellites S 1 ,…,S N à partir de pseudo-distances (PR) entre un mobile (AC) et les satellites S 1 ,…,S N , le dispositif (APP) comprenant un module d’identification (ID) configuré pour, suite à une détection (S200) d’une panne satellite (FLT) : pour chaque satellite S i de l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N : obtenir (S310) un ensemble P i de positions du mobile (AC), chaque position p i,j étant déterminée à partir des pseudo-distances (PR) associées aux satellites S 1 ,…,S N en excluant : le satellite S i ; et au moins un autre satellite S j différent pour chaque position p i,j ; déterminer (S320) un indicateur de dispersion σ i des positions de l’ensemble P i ; et identifier (S330) le satellite défaillant parmi l’ensemble de satellites S 1 ,…,S N en fonction des indicateurs de dispersion σ 1 ,…,σ N . Système de navigation (SYS) destiné à être embarqué dans un mobile (AC) comprenant : un récepteur (RX) de positionnement par satellites configuré pour fournir des pseudo-distances entre le mobile (AC) et un ensemble de satellites ; et un dispositif (APP) selon la revendication 9. Engin mobile (AC) comprenant un système de navigation (SYS) selon la revendication 10. Programme d’ordinateur (PROG) comprenant des instructions pour mettre en œuvre les étapes d’un procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, lorsque ledit programme d’ordinateur (PROG) est exécuté par au moins un processeur (PROC).