FR2928741A1

FR2928741A1 - Dispositif et procede de surveillance d'integrite en temps reel d'un systeme de navigation par satellite

Info

Publication number: FR2928741A1
Application number: FR0801325A
Authority: FR
Inventors: Jean-Christophe Levy
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2008-03-11
Filing date: 2008-03-11
Publication date: 2009-09-18
Anticipated expiration: 2028-03-11
Also published as: FR2928741B1; US20110025558A1; RU2501039C2; JP2011517770A; CN101971047B; WO2009112483A1; CN101971047A; RU2010141534A; US7994974B2

Abstract

L'invention concerne un dispositif de calcul fournissant les moyens d'estimer une indication d'intégrité (11) d'un système de navigation par satellite, caractérisé en ce qu'il comporte les moyens d'estimer en temps réel, en mesurant des données calculées par le système de navigation, une indication d'intégrité (11) du système par rapport à des erreurs de localisation de très faible probabilité, ces moyens comportant un moyen de réception de données calculées par le système de localisation, un moyen d'estimation d'un modèle de distribution (H) des erreurs de localisation, un moyen d'estimation de paramètres caractérisant le modèle de distribution (H), un moyen de calcul appliquant la théorie des valeurs extrêmes en fonction des paramètres caractérisant le modèle de distribution permettant de modéliser la distribution des erreurs de localisation de très faible probabilité, un moyen d'estimation en temps réel d'une indication d'intégrité (11) pour des erreurs de localisation de très faible probabilité, un moyen d'émission en temps réel d'une indication d'intégrité (11).

Description

I

DISPOSITIF ET PROCEDE DE SURVEILLANCE D'INTEGRITE EN TEMPS REEL D'UN SYSTEME DE NAVIGATION PAR SATELLITE Le domaine de l'invention concerne les systèmes de navigation par satellite, et plus particulièrement celui des techniques fournissant à l'utilisateur des mesures de confiance en l'information de correction d'erreur fournit par le système satellitaire. On entend ici par système de navigation par satellite tout système dédié à la navigation large zone, comme par exemple les systèmes existants GNSS ( Global Navigation Satellite System ) appelés GPS, GLONASS ou le futur système GALILEO, ainsi que tous leurs équivalents et dérivés. L'homme de métier connaît bien le principe de localisation des systèmes de navigation par satellite. Par exemple, dans le système GPS, le signal radiofréquence émis par un satellite est codé et on utilise le temps mis par ce signal pour atteindre le récepteur à localiser pour déterminer la distance entre ce satellite et ce récepteur, de préférence appelée pseudodistance.

Afin d'améliorer les systèmes satellitaires existants en terme de précision, d'intégrité, de continuité et de disponibilité, des systèmes d'augmentation ont été prévus. La performance d'intégrité est particulièrement importante car elle intervient pour des applications dont dépend la sécurité des utilisateurs. Le système satellitaire d'augmentation européen EGNOS améliore la performance des deux systèmes satellitaires GPS et GLONASS. Il transmet à l'utilisateur des messages d'intégrité à l'utilisateur qui lui permettent ainsi d'évaluer la confiance qu'il peut avoir dans les coordonnées de sa position et finalement agir en conséquence. EGNOS transmet des corrections de pseudo-distances et leurs précisions sous la forme d'un écart-type et corrige: les erreurs liées au passage des ondes électromagnétiques dans l'ionosphère et la troposphère. - les erreurs liées aux satellites GPS et géostationnaires (corrections lentes : erreurs d'orbite et erreurs d'horloge). les erreurs qui varient rapidement comme les erreurs d'horloge dues à Selective Availability SA (corrections rapides).

On peut citer comme données d'erreurs de pseudo-distance calculées les données appelées SREW: Satellite residual Error for the Worst User Location en langage anglo-saxon. Ces données représentent l'erreur d'orbite et d'horloge du satellite vu depuis le pire usager de la zone de service. Les données UDRE ( User Differential Range Error en langage anglo-saxon) sont une estimation majorante du SREW. On peut également citer les erreurs ionosphériques. GIVD pour Grid lonospheric Vertical Delay en langage anglo-saxon. La couche ionosphérique a été découpée à l'aide d'une grille. Pour chaque point de la grille, on transmet une estimation du délai ionosphérique associé. L'usager dont la mesure a peu de chance de percer exactement sur un point de grille fera une interpolation des valeurs fournies pour chacun des 4 points de grille voisins du point de percement de l'usager. Par ailleurs, l'usager ne verra pas nécessairement le satellite à la verticale, mais fera très certainement une mesure oblique. Seules les sources d'erreurs liées au récepteur (erreur d'horloge, excentricité, trajets multiples) persistent. L'utilisateur calcule ensuite la position augmentée c'est-à-dire une position améliorée grâce aux corrections de pseudo-distance. La précision de cette position est évaluée en la comparant à une position de référence. Les corrections de pseudodistance permettent à l'utilisateur de calculer en temps réel la précision de sa position par propagation d'erreurs. En aviation civile par exemple, on déduit de la précision de la position des niveaux de protection. Ces derniers sont des intervalles de confiance stricte. Ces niveaux de protection ne doivent pas dépasser le niveau d'alerte spécifié pour la phase de vol. L'intégrité, la disponibilité et la continuité d'un système de navigation sont évalués à l'aide de l'erreur de position, des niveaux de protection et des niveaux d'alerte.

La figure 1 décrit une architecture de système de navigation satellitaire comportant un système GNSS de positionnement différentiel et des systèmes d'augmentation SBAS ( Satellite Based Augmentation System ) et GBAS ( Ground Based Augmentation System ). Les aéronefs embarquent des récepteurs reliés aux systèmes d'augmentation. EGNOS est un système de type SBAS comportant une infrastructure sol SBAS G et des satellites géostationnaires SBAS S. L'infrastructure sol comprend une pluralité de stations de réceptions réparties sur une large zone géographique, qui reçoivent les données des satellites GNSS et déterminent les pseudo-distances, et une station centrale 1 de contrôle et de traitement, qui à partir des pseudo-distances émises par les stations de réceptions SBAS G, détermine les corrections et l'intégrité qui sont regroupées dans un signal SBAS. Les satellites géostationnaires relaient ce signal de la station centrale vers les récepteurs des aéronefs.

Le système GBAS comporte des balises sol destinées à répondre à des besoins locaux nécessitant une plus grande précision dans un rayon d'action déterminé. Ces balises sont par exemple situées dans des zones aéroport. Le système GBAS comporte également des récepteurs embarqués à bord des aéronefs. Le système GNSS fournit aux aéronefs et aux balises sol des informations pour calculer des pseudo-distances. La balise sol fournit des informations de corrections de pseudo-distances et des informations sur l'intégrité du positionnement différentiel pour chaque satellite GNSS en vue. Les balises GBAS fournissent des corrections plus précises que celles d'une station centrale SBAS. De plus, les balises GBAS sont sous l'autorité du service de contrôle aérien qui peut ainsi contrôler l'émission de ces balises en fonction de l'intégrité et de la précision de la position requises.

On connait de nombreuses solutions de détection de non intégrité des systèmes satellitaires mais aucune est capable de fournir une indication d'intégrité du système en temps réel pour des évènements de très faible probabilité, c'est-à-dire de l'ordre d'environ 10-7. A titre d'exemple, on peut citer le brevet US 7,089,452 B2 décrivant une technique d'évaluation de l'intégrité du système satellitaire GPS basée sur un estimateur utilisant la technique des moments. Les techniques actuelles sont uniquement capables de déterminer que les systèmes satellitaires respectent ou non la certification. Elles ne réalisent qu'un contrôle à posteriori du niveau d'intégrité du système. Le principal désavantage de ce type de solution est qu'un opérateur peut uniquement désactiver le système une fois que le seuil critique est dépassé. Ces techniques ne permettent pas de contrôler l'évolution de l'état d'intégrité d'un système de navigation par satellite et finalement d'anticiper une situation défaillante. On sait que les systèmes satellitaires augmentés sont capables de respecter les spécifications requises pour des évènements de très faible probabilité. Ces vérifications ont été effectuées au travers de procédés lourds et fastidieux durant les phases de développement. Une fois la mise en opération, il n'est plus possible de réaliser ces vérifications. Selon les techniques actuelles, elles demanderaient de réaliser des mesures dont la durée de test atteindrait presque l'infini. En effet, pour réaliser des mesures de marges d'intégrité, la statistique inférentielle classique cherche à modéliser le comportement d'une variable aléatoire sur le domaine observable des réalisations. Pour obtenir des statistiques pertinentes, il est nécessaire de récupérer des données suffisamment dé-corrélées pour ne pas mesurer des informations redondantes. On estime qu'il est nécessaire de réaliser des échantillonnages avec une période d'environ 5 minutes entre chaque mesure. Or, étant donné la faible probabilité des évènements qu'on cherche à détecter, cela impliquerait de récolter des milliards d'échantillons sur des milliers d'années de mesures. De plus, les systèmes satellitaires ont été certifiés à un niveau d'intégrité à 10"' pour l'émission des informations sur l'ensemble du système satellitaire et pour un système particulier. Les techniques actuelles ne permettent pas de disposer d'une mesure d'intégrité à 10"' sur l'ensemble du cycle de vie du système satellitaire et ne prennent pas en compte les éléments perturbateurs spécifiques à chaque localisation. L'invention a donc pour but d'améliorer les techniques de surveillance des systèmes de navigation pour des indications d'intégrité d'évènements de très faible probabilité afin de mieux évaluer la marge d'intégrité face à des spécifications strictes et notamment pour des applications aéronautiques.

Plus précisément, l'invention est un dispositif de calcul fournissant les moyens d'estimer une indication d'intégrité d'un système de navigation par satellite, caractérisé en ce qu'il comporte les moyens d'estimer en temps réel, en mesurant des données calculées par le système de navigation, une indication d'intégrité du système par rapport à des erreurs de localisation de très faible probabilité, ces moyens comportant : un moyen de réception de données calculées par le système de localisation, un moyen d'estimation d'un modèle de distribution des erreurs de localisation, un moyen d'estimation de paramètres caractérisant le modèle de distribution, - un moyen de calcul appliquant la théorie des valeurs extrêmes en fonction des paramètres caractérisant le modèle de distribution permettant de modéliser la distribution des erreurs de localisation de très faible probabilité, un moyen d'estimation en temps réel d'une indication d'intégrité pour des erreurs de localisation de très faible probabilité, -un moyen d'émission en temps réel d'une indication d'intégrité.

L'invention est une solution au problème d'estimation de la marge d'intégrité d'un système de navigation par satellite pour des évènements de panne de très faible probabilité. L'invention propose une approche différente des solutions basées sur des méthodes statistiques inférentielles du fait que par cette méthode il est impossible de fournir une indication en temps réel sur les évènements de faible probabilité. On entend par évènement de faible probabilité des erreurs de position dont la probabilité d'apparition doit être inférieure à 10-' pour une période de 150 secondes. L'analyse des événements extrêmes se distingue largement de la statistique inférentielle classique du fait même de la nature des variables étudiées. En effet, elle cherche à prédire le comportement en queue de distribution . La distribution des valeurs extrêmes est connue asymptotiquement et l'approximation par la loi asymptotique se révèle efficace. A partir d'une distribution d'éléments du domaine observable, on est capable de modéliser en temps réel la distribution des éléments de queue, appartenant au domaine de très faible probabilité d'apparition, et de quantifier une marge d'intégrité. L'invention fournit un moyen d'évaluation en temps réel de l'évolution des performances d'un système de navigation par satellite. Il est possible ainsi de prédire une dégradation des performances du système et finalement d'anticiper des cas de dysfonctionnement.

L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre donnée à titre non limitatif et grâce aux figures annexées parmi lesquelles : La figure 1 représente une architecture de système de navigation par satellite augmentée. Elle comporte deux types de système d'augmentation fournissant des indications d'intégrité du système de navigation par satellite : un segment spatial de type SBAS comme par exemple EGNOS et un segment sol de type GBAS. La figure 2 représente le principe de détermination de l'information d'intégrité du système de navigation par satellite utilisant comme données d'entrée des données de pseudo-distance.

La figure 3 représente une distribution des erreurs résiduelles observées sur les calculs de position d'un système de navigation par satellite. La queue de distribution représente les erreurs résiduelles de très faible probabilité et est modélisée par application de la théorie des valeurs extrêmes sur un modèle de distribution estimé.

L'invention concerne, comme illustré sur la figure 1, les dispositifs de calcul fournissant des indications sur l'intégrité du système de navigation par satellite. L'invention se destine particulièrement à une station sol de calcul de type GBAS d'un système de navigation par satellite augmenté, que l'on retrouve notamment dans les aéroports, mais peut aussi être appliquée 1 o aux centrales de contrôle et de traitement des systèmes d'augmentation de type SBAS. Une station de calcul de l'intégrité du système de navigation comporte un moyen de mesure de l'erreur résiduelle de position calculée par le système de navigation. Les données d'entrée pour réaliser le calcul d'une 15 indication d'intégrité peuvent provenir : - Du domaine des positions utilisant les erreurs de positions normalisées par le rayon des niveaux de protection. Du domaine des pseudo-distances utilisant les corrections d'erreurs calculées par la station centrale de contrôle et de traitement. 20 La figure 2 représente schématiquement le principe pour déterminer la valeur d'erreur de position. A titre d'exemple non limitatif, la station de calcul d'intégrité selon l'invention comporte des récepteurs de signaux radiofréquences de positionnement différentiel du système satellitaire, ces récepteurs déterminant une position calculée de la station. La 25 station de calcul comporte également un récepteur auquel est fournie la valeur des corrections 3 et 4 déterminant ainsi une valeur de position corrigée de la station. La station de calcul comporte également un moyen de stockage contenant la valeur de la position réelle de la station de calcul, valeur évaluée aux moyens de techniques géodésiques. Un calculateur 30 calcule ainsi la différence entre la position réelle et la position calculée de la station. Cette différence 2 est appelée résidu et permet de déterminer l'intégrité du système de navigation. Un seuil d'intégrité 5 est défini et la probabilité que ce seuil d'intégrité 5 soit inférieur au résidu 2 doit être inférieure à 10-'. La station de calcul selon l'invention comporte un moyen de calcul permettant d'estimer une distribution des résidus mesurés en temps réel. De cette distribution, on déduit des paramètres qui sont ensuite utilisés par le moyen de calcul pour mettre en oeuvre la théorie des valeurs extrêmes. A titre d'exemple non limitatif, Comme illustré sur la figure 3, le modèle de distribution utilisé est une distribution gaussienne. Il est clair que l'invention ne se limite pas à utiliser cet estimateur et dans différents modes de mise en oeuvre adaptés, l'invention peut utiliser d'autres estimateurs. L'homme du métier connaît les estimateurs de type Pickands, la méthode du maximum de vraisemblance ou alors la méthode des moments. Les paramètres utilisés par la suite pour mettre en oeuvre la théorie des valeurs extrêmes dépendent du modèle de distribution utilisé. L'invention concerne également un procédé permettant d'estimer une indication d'intégrité du système de navigation, caractérisé en ce qu'il utilise un dispositif selon l'invention pour réaliser les étapes suivantes en temps réel afin d'estimer une indication d'intégrité du système par rapport à des erreurs de localisation x devant être de très faible probabilité : mesure des données x calculées par le système de localisation, calcul d'un modèle de distribution H des erreurs de calcul de localisation x du système, détermination des paramètres (a, b, c) caractérisant le modèle de distribution H, a étant le paramètre définissant la valeur la plus probable de la distribution, b étant le paramètre indiquant l'étalement des extrêmes, et c étant le paramètre indiquant le poids des extrêmes dans la distribution, - modélisation dans le domaine des probabilités de la queue de la distribution H(x) par un moyen de calcul en fonction des paramètres (a, b, c) appliqués à la théorie des valeurs extrêmes de la façon suivante : -/1+ax-b u e c , xùb 1 + a - >0 ,a≠0 Si c Habc(x)= x-b -e - e \ c / sia=0

- comparaison en temps réel de la distribution des erreurs de localisation avec un seuil de tolérance 22 permettant de fournir une indication d'intégrité, émission en temps réel de l'indication d'intégrité 11 du système de localisation.

La fiabilité de la modélisation de la queue de distribution dépend des paramètres a, b et c. Ces paramètres sont issus de l'estimateur déterminant un modèle de distribution des données d'entrées. Le paramètre a est le paramètre de localisation, il est directement lié à la valeur la plus probable de la loi ; il indique donc approximativement où se trouve le coeur de la distribution. Le paramètre b est le paramètre de dispersion ; il indique l'étalement des extrêmes. Le paramètre c est appelé l'indice de dispersion.

Plus cet indice est élevé en valeur absolue, plus le poids des extrêmes dans la distribution initiale est important. Ce paramètre est un indicateur essentiel sur le comportement de la queue de distribution, et lorsque : - c>O: Le domaine correspond à une distribution de Fréchet, c'est à dire à une distribution de x non bornées et une décroissance de type polynômiale. - c=0: Le domaine correspond à une distribution de Gumbel, c'est-à-dire à une distribution de x présentant une décroissance de type exponentielle dans la queue de distribution. - c<O: Le domaine correspond à une distribution de Weibull, c'est-à-dire à une distribution de x bornée.

Dans un premier mode de mise en oeuvre, on mesure des erreurs de position par rapport à une position de référence pour calculer un modèle de distribution des erreurs de calcul de localisation du système.

Dans un second mode de mise en oeuvre, on mesure des erreurs de pseudo-distances par rapport à une distance réelle pour calculer un modèle de distribution des erreurs de calcul de localisation du système. Les données d'entrée pour le calcul de l'indication d'intégrité peuvent provenir de tout système de navigation, ainsi que tout système d'augmentation associé. L'invention permet de fournir en temps réel une indication d'intégrité pour des évènements de très faible probabilité basée sur des données émises en temps réel et non sur des données issues d'analyses du système à un moment et dans des conditions particulières. L'information d'intégrité pour une probabilité à 10' n'est pas non plus basée sur des données déterminées pendant le développement du système pour une architecture particulière. Avantageusement, l'invention fournit une indication d'intégrité indépendamment du système de navigation par satellite étudié. Avantageusement, le moyen de réception de la station de calcul de l'indication d'intégrité mesure en temps réel des données calculées par le système de navigation de façon que les échantillons soient suffisamment dé-corrélés afin de mesurer des informations distinctes. II est en effet nécessaire que la fréquence d'échantillonnage des données soit suffisamment étalée pour que la population d'échantillon soit représentative. Les méthodes de statistique inférentielle classique ne permettent pas de mesurer les résidus de très faible probabilité que nous cherchons à détecter, du fait de leur très faible probabilité d'apparition. Avantageusement, on modélise en temps réel la marge entre l'erreur résiduelle estimée et l'erreur résiduelle tolérable à une très faible probabilité d'apparition, c'est à dire environ 10"7. Comme illustré sur la figure3, 21 représente sur l'axe des abscisses l'erreur résiduelle estimée à une probabilité de 10-7. 22 représente le seuil de tolérance d'intégrité. Pour les applications aéronautiques, il est faut que la probabilité que 22 est inférieure à x , c'est à dire P(22<x) < 10"' , soit inférieure à 10-7. La zone hachurée représente P(21<x) et est inférieure à 10-' et donc on en déduit que P(22<x)<10E' . Le niveau d'intégrité du système à 10-' respecte le seuil de tolérance 22 et l'écart 11 entre 21 et 22 représente la marge d'intégrité. Les techniques actuelles ne sont pas capables de fournir en temps réel cette indication d'intégrité pour des évènements de très faible probabilité. Elles se restreignent à donner une indication de dépassement d'un seuil à posteriori. L'indication de marge d'intégrité selon l'invention trouve son intérêt dans les applications aéronautiques, notamment pour évaluer la confiance dans le système de navigation lors des phases d'approche où l'erreur devient critique. L'invention se destine particulièrement aux stations sol de type GBAS installées dans les zones aéroportuaires, mais il est clair qu'elle s'applique plus généralement à tout système de calcul d'intégrité de système de navigation par satellite. Dans un autre mode d'expression d'une indication d'intégrité, on modélise en temps réel l'erreur résiduelle 22 de calcul de positionnement du système à une très faible probabilité d'apparition, c'est à dire environ 10-' et on émet en temps réel la valeur de l'erreur résiduelle. L'indication d'intégrité peut se présenter sous forme de valeur absolue d'une valeur de résidu pour des évènements de très faible probabilité. Comme illustré sur la figure 3, 21 représente l'erreur résiduelle à 10-' et 22 le seuil de tolérance. 21 est inférieur à 22, le système démontre donc une intégrité valide.

L'invention se destine particulièrement à une station sol de calcul de type GBAS d'un système de navigation par satellite augmenté réalisant le procédé selon l'invention.

Claims

REVENDICATIONS

1. Dispositif de calcul fournissant les moyens d'estimer une indication d'intégrité (11) d'un système de navigation par satellite, caractérisé en ce qu'il comporte les moyens d'estimer en temps réel, en mesurant des données calculées par le système de navigation, une indication d'intégrité (11) du système par rapport à des erreurs de localisation de très faible probabilité, ces moyens comportant : io un moyen de réception de données calculées par le système de localisation, un moyen d'estimation d'un modèle de distribution (H) des erreurs de localisation (2), - un moyen d'estimation de paramètres caractérisant le modèle 15 de distribution (H), - un moyen de calcul appliquant la théorie des valeurs extrêmes en fonction des paramètres caractérisant le modèle de distribution permettant de modéliser la distribution des erreurs de localisation de très faible probabilité, 20 un moyen d'estimation en temps réel d'une indication d'intégrité (11) pour des erreurs de localisation de très faible probabilité, un moyen d'émission en temps réel d'une indication d'intégrité (11). 25

2. Procédé fournissant les moyens d'estimer une indication d'intégrité du système de navigation, caractérisé en ce qu'il utilise un dispositif selon la revendication 1 pour réaliser les étapes suivantes en temps réel afin d'estimer une indication d'intégrité (11) du système par rapport à des erreurs de localisation x devant être de très faible probabilité : 30 -mesure des données calculées par le système de localisation, - calcul d'un modèle de distribution H des erreurs de calcul de localisation x (2) du système, 5détermination des paramètres (a, b, c) caractérisant le modèle de distribution (H), a étant le paramètre définissant la valeur la plus probable de la distribution, b étant le paramètre indiquant l'étalement des extrêmes, et c étant le paramètre indiquant le poids des extrêmes dans la distribution, modélisation dans le domaine des probabilités de la queue de la distribution (H(x)) par un moyen de calcul en fonction des paramètres (a, b, c) appliqués à la théorie des valeurs extrêmes de la façon suivante : Habc(x)= xùb 1+a >O,a≠ O si c sia=0 10 comparaison en temps réel de la distribution des erreurs de 15 localisation avec un seuil de tolérance permettant de fournir une indication d'intégrité, émission en temps réel de l'indication d'intégrité (11) du système de localisation. 20

3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'on mesure des erreurs de position par rapport à une position de référence pour calculer un modèle de distribution des erreurs de calcul de localisation du système. 25

4. Procédé selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce qu'on mesure des erreurs de pseudo-distances par rapport à une distance réelle pour calculer un modèle de distribution des erreurs de calcul de localisation du système.

5. Procédé selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce qu'on mesure en temps réel des données calculées par le système de navigation de façon que les échantillons soient suffisamment dé-corrélés afin de mesurer des informations distinctes.

6. Procédé selon au moins l'une des revendications 2 à 5, io caractérisé en ce qu'on modélise en temps réel la marge (11) entre l'erreur résiduelle estimée (21) et l'erreur résiduelle tolérable (22) à une très faible probabilité d'apparition.

7. Procédé selon au moins l'une des revendications 2 à 6, 15 caractérisé en ce qu'on modélise en temps réel l'erreur résiduelle (21) de calcul de positionnement du système à une très faible probabilité d'apparition.

8. Station sol de calcul d'un système de navigation par satellite, 20 caractérisée en ce qu'elle réalise le procédé selon la revendication 7.