Procédé de navigation d’un premier aéronef (1A) équipé d’un système TCAS et d’un système ADS-B qui permettent de déterminer une distance séparant le premier aéronef d’au moins un deuxième aéronef (1B) et de recevoir de chaque deuxième aéronef un signal contenant au moins un identifiant du deuxième aéronef, une position du deuxième aéronef et une estimation d’incertitude sur la position du deuxième aéronef. Le procédé comprend les étapes de : déterminer une navigation hybridée du premier aéronef en calculant des positions successives du premier aéronef à partir de données inertielles de positionnement provenant d’une centrale inertielle et de données satellitaires de positionnement provenant d’un récepteur de signaux satellitaires de positionnement ; et de recaler la navigation hybridée en utilisant la position du deuxième aéronef et la distance séparant le premier aéronef du deuxième aéronef en cas de défaillance du récepteur de signaux satellitaires. Aéronef mettant en oeuvre ce procédé. FIGURE DE L’ABREGE : Fig. 2 Procédé de navigation avec recalage sur des aéronefs voisins La présente invention concerne le domaine de la navigation et plus précisément le positionnement et la navigation au moyen d’une centrale inertielle et d’un récepteur de signaux satellitaires émis par des satellites appartenant à une constellation de satellites en orbite autour de la Terre. ARRIERE PLAN DE L’INVENTION Il est connu des systèmes de navigation mettant en œuvre une centrale inertielle comportant des capteurs inertiels, classiquement trois accéléromètres disposés selon les axes d’un repère de mesure pour mesurer des accélérations selon les axes du repère de mesure et trois gyromètres disposés pour mesurer des rotations de ce repère de mesure par rapport à un repère de référence, et un circuit électronique de traitement agencé pour déterminer des données inertielles de positionnement, telles que des données, d’attitude, de position et de vitesse, à partir des signaux de mesure produits par les capteurs inertiels. Ainsi, la centrale inertielle permet de déterminer les mouvements du véhicule sur lequel elle est embarquée et il est possible de déterminer la position actuelle dudit véhicule à partir d’une position initiale connue et des mouvements effectués par le véhicule depuis cette position initiale connue. Le trajet du véhicule, entre sa position initiale connue et ses positions successives jusqu’à sa position actuelle, qui est ainsi reconstitué est couramment appelé navigation inertielle. Les systèmes de navigation inertielle sont très précis à court terme mais les capteurs inertiels présentent des erreurs obligeant à recaler périodiquement la navigation inertielle sur une position déterminée de manière plus précise. On connaît par ailleurs le positionnement par satellites (ou GNSS de l’anglais « Global Navigation Satellite System ») qui est mis en œuvre principalement par les systèmes GPS, Galileo, GLONASS et BeiDou. Le positionnement satellitaire consiste à recevoir des signaux émis par des satellites dont la position est connue et de déduire de la durée (ou temps de vol), entre l’émission et la réception de chacun des signaux, une mesure dite de pseudo-distance séparant le récepteur des signaux satellitaires (communément, et parfois improprement, appelés récepteurs GPS) et chacun des satellites dont le signal a été reçu (chaque signal comportant un identifiant du satellite et l’horaire d’émission du signal). Ainsi, il suffit de disposer des signaux de quatre satellites pour estimer la latitude, la longitude et l’altitude du récepteur, ainsi qu’un écart de temps, mais le positionnement est d’autant plus précis qu’est grand le nombre de satellites dont les signaux ont été pris en compte par le récepteur pour calculer sa position. La navigation satellitaire est précise sur le long terme mais pas sur le court terme. Il a été envisagé des systèmes de navigation inertielle hybride qui fusionnent des données inertielles de positionnement provenant d’une centrale inertielle de navigation et des données satellitaires de positionnement provenant d’un récepteur de signaux satellitaires pour bénéficier des avantages de ces deux modes de positionnement. Ces systèmes de navigation intègrent un ou plusieurs filtres de Kalman agencés pour que la navigation entretenue à partir des données inertielles de positionnement soit périodiquement recalée sur les données satellitaires de positionnement. Le filtre de Kalman est protégé par un test d’innovation pour détecter les mesures aberrantes et les rejeter. Cependant, il arrive que la réception des signaux satellitaires soit empêchée, par exemple à cause d’une défaillance du récepteur, ou brouillée de manière accidentelle ou intentionnelle. Une telle situation peut se révéler catastrophique si elle dure puisque la navigation est alors purement inertielle et va rapidement dériver. Une autre préoccupation des pilotes d’aéronefs est de veiller à éviter les collisions avec les aéronefs évoluant dans la même partie du ciel. A cette fin, les aéronefs actuels embarquent des transpondeurs (fonctionnant selon le mode A, C ou S pour les aéronefs civils) permettant notamment aux stations radars secondaires de contrôle aérien de déterminer la position de ces aéronefs et de les identifier dans l’espace surveillé. A cette fin, les stations radars secondaires interrogent les transpondeurs des aéronefs évoluant dans la zone d’espace surveillée et les transpondeurs renvoient en réponse un signal contenant un identifiant et également une altitude barométrique selon le mode de fonctionnement du transpondeur. Il existe un système d’anticollision, connu sous le nom de TCAS, qui correspond au standard ACAS défini par la Convention sur l’Aviation Internationale Civile. En Europe, l’utilisation de ce système tend à être étendue et tous les avions commerciaux avec plus de dix-neuf sièges passagers doivent être obligatoirement équipés de la version II de ce système intégrant un transpondeur de mode S. Le système est agencé pour récupérer et déterminer des informations sur le cap et la position de tout aéronef, dit aéronef intrus, évoluant dans l’espace environnant l’aéronef considéré à une distance s’étendant jusqu’à 30 miles nautiques soit 55 km environ (on rappelle qu’un mile nautique ou NM vaut mille huit cent cinquante deux mètres). Ces informations comprennent principalement la distance avec ces aéronefs, leur altitude barométrique et une information approximative d’azimut. Les informations sont obtenues par interrogation du transpondeur de mode S de l’aéronef intrus et sont utilisées par le système TCAS II pour déterminer si une collision avec cet aéronef intrus est possible. En cas de collision potentielle détectée par le système TCAS, le pilote de chaque aéronef est informé par une alerte auditive émise dans la cabine de pilotage. Si le risque de collision n’est pas réduit après cette alerte et que la collision semble imminente, le système TCAS détermine une consigne de manœuvre pour le pilote : maintenir la trajectoire actuelle, monter, descendre ou surveiller la vitesse verticale. Le transpondeur peut également être de mode S étendu ou un transpondeur UAT (de l’anglais « Universal Access Transceiver »), notamment, pour mettre en œuvre le système ADS-B (de l’anglais « Automatic Dependent Surveillance-Broadcast ») qui vise à permettre à chaque aéronef de connaître la position des aéronefs qui l’environnent et d’éviter là-aussi les collisions. Ces systèmes sont régis à ce jour notamment par les normes RTCA/DO-185, DO-242A, DO-260B, DO-282B et permettent l’émission par chaque transpondeur de chaque aéronef d’un message comprenant : un identifiant unique à chaque transpondeur ; sa position (latitude, longitude, altitude), la position horizontale étant précise à 2,1457672.10 -5 degré (soit moins de 2,5 m) et l’altitude-pression étant précise à moins de 8 mètres ; une vitesse horizontale précise à un peu plus de 0,5 m/s et une vitesse verticale précise à environ 0,33 m/s ; une incertitude sur la précision horizontale transmise selon deux champs du message, à savoir le NIC (« Navigation Integrity Category ») qui est le rayon d’un cercle centré sur la position fournie (7,5 m, 25 m, 75 m, 0,1 NM, 0,2 NM, 0,3 NM, 0,6 NM, 1 NM, 2 NM, 4 NM, 8 NM, 20 NM) et le Sil (« Source Integrity Level ») qui est la probabilité de sortir de ce cercle en supposant une absence de panne (10 -3 , 10 -5 , 10 -7 ) ; une date correspondant à l’instant de l’envoi de la position et des vitesses, cette date est fournie avec une dérive maximale de 36 mm/h hors recalage par la navigation satellitaire et ne présente un intérêt que si la position a été fournie au transpondeurs directement par le récepteur GPS (en effet, le récepteur GPS fournit une position toutes les deux secondes environ : la position communiquée peut donc être vieille de deux secondes alors que si la position fournie a été entretenue à partir de données inertielles de positionnement, la position fournie vient d’être déterminée) ; une distance mesurée par le système TCAS avec une précision de l’ordre de 30 m et un biais de l’ordre de 75 m ; un azimut mesuré par le système TCAS avec un écart-type de l’ordre de 10°. On comprend que chaque aéronef va ainsi recevoir des messages de tous les aéronefs qui l’entourent donnant à son pilote une vision d’ensemble de l’encombrement de la zone d’espace au sein de laquelle il évolue. OBJET DE L’INVENTION L’invention a notamment pour but d’améliorer la navigation des aéronefs lorsque la réception des signaux satellitaires est inopérante. A cet effet, on prévoit, un procédé de navigation d’un premier aéronef équipé d’un système TCAS II et d’un système ADS-B qui permettent de déterminer une distance séparant le premier aéronef d’au moins un deuxième aéronef et de recevoir de chaque deuxième aéronef un signal contenant au moins un identifiant du deuxième aéronef, une position du deuxième aéronef et une estimation d’incertitude sur la position du deuxième aéronef ; le procédé comprenant l’étape de déterminer une navigation hybridée du premier aéronef en calculant des positions successives du premier aéronef à partir de données inertielles de positionnement provenant d’une centrale inertielle et de données satellitaires de positionnement provenant d’un récepteur de signaux satellitaires de positionnement. Selon l’invention, si le récepteur de signaux satellitaires est inopérant, le procédé comprend les étapes : comparer l’estimation d’incertitude de la position du deuxième aéronef avec une estimation d’incertitude de la position du premier aéronef, si l’estimation d’incertitude de la position du premier aéronef est supérieure à l’estimation d’incertitude de la position du deuxième aéronef, recaler la navigation hybridée en utilisant la position du deuxième aéronef et la distance séparant le premier aéronef du deuxième aéronef. Ainsi, on utilise la position d’un ou plusieurs aéronefs environnant pour recaler la navigation de l’aéronef concerné en s’assurant au préalable que l’estimation d’incertitude autour de la position de ces aéronefs est inférieure à celle de la position de l’aéronef concerné. De la sorte, le recalage ne risque pas de dégrader la précision de la navigation de l’aéronef concerné. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description qui suit d’un mode de mise en œuvre particulier et non limitatif de l’invention. Il sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels : la est un schéma-bloc représentant partiellement un aéronef équipé pour mettre en œuvre le procédé de l’invention ; la est une vue schématique représentant deux aéronefs équipés pour mettre en œuvre le procédé de l’invention, la explicitant la détermination d’un premier critère de prise en compte d’une position ; la est une vue analogue à la , explicitant la détermination d’un autre critère de prise en compte d’une position ; la est une vue de détail d’une portion du cercle d’incertitude d’un des aéronefs. Procédé de navigation d’un premier aéronef (1A) équipé d’un système TCAS (50) et d’un système ADS-B qui permettent de déterminer une distance séparant le premier aéronef (1A) d’au moins un deuxième aéronef (1B) et de recevoir de chaque deuxième aéronef (1B) un signal contenant au moins un identifiant du deuxième aéronef (1B), une position du deuxième aéronef (1B) et une estimation d’incertitude sur la position du deuxième aéronef (1B) ; le procédé comprenant l’étape de déterminer une navigation hybridée du premier aéronef (1A) en calculant des positions successives du premier aéronef (1A) à partir de données inertielles de positionnement provenant d’une centrale inertielle (30) et de données satellitaires de positionnement provenant d’un récepteur de signaux satellitaires de positionnement (20), caractérisé en ce que, en cas de défaillance du récepteur de signaux satellitaires (20), le procédé comprend les étapes : comparer l’estimation d’incertitude de la position du deuxième aéronef (1B) avec une estimation d’incertitude de la position du premier aéronef (1A), si l’estimation d’incertitude de la position du premier aéronef (1A) est supérieure à l’estimation d’incertitude de la position du deuxième aéronef (1B), recaler la navigation hybridée en utilisant la position du deuxième aéronef (1B) et la distance séparant le premier aéronef du deuxième aéronef (1B). Procédé selon la revendication 1, dans lequel la navigation hybridée est recalée en utilisant la position du deuxième aéronef (1B) si l’estimation d’incertitude de la position du premier aéronef (1A) est supérieure à l’estimation d’incertitude de la position du deuxième aéronef (1B) multipliée par un coefficient supérieur à un. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la navigation hybridée est recalée en utilisant la position du deuxième aéronef (1B) si une position antérieure du deuxième aéronef (1B) n’a pas déjà été utilisée pour un précédent recalage. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la navigation hybridée est recalée en utilisant la position du deuxième aéronef (1B) alors même qu’une position antérieure du deuxième aéronef (1B) a déjà été utilisée pour un précédent recalage si le deuxième aéronef (1B) suit un cap différent du cap qu’il suivait lors du précédent recalage. Procédé selon la revendication 3, dans lequel les caps présentent un angle ayant un cosinus ayant une valeur absolue au plus égale à 0,5. Procédé selon la revendication 4 ou 5, dans lequel les caps sont calculés à partir de positions du deuxième aéronef (1B) successivement transmises au premier aéronef (1A). Procédé selon la revendication 1, dans lequel les estimations d’incertitudes comprennent respectivement : un premier rayon d’un premier cercle d’incertitude (CA) centré sur la position du premier aéronef (1A) et une première probabilité que le premier aéronef (1A) se trouve hors du premier cercle, et un deuxième rayon d’un deuxième cercle d’incertitude (CB) centré sur la position du deuxième aéronef (1B) et une deuxième probabilité que le deuxième aéronef (1B) se trouve hors du deuxième cercle ; et dans lequel la navigation hybridée est recalée en utilisant la position du deuxième aéronef (1B) si l’angle de vue des cercles d’incertitude est inférieur à 36° environ. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système TCAS (50) effectue une mesure de l’azimut du deuxième aéronef (1B) et dans lequel la navigation hybridée est recalée en utilisant la position du deuxième aéronef (1B) si l’azimut mesuré est cohérent avec un azimut déduit de la position du deuxième aéronef (1B), de la position du premier aéronef (1A) et d’une attitude du premier aéronef (1A). Aéronef comprenant un dispositif de navigation agencé pour mettre en œuvre le procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes.