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WO2022175104A1 - Navigation lors d'une operation de leurrage d'un recepteur de signaux satellitaires - Google Patents

Navigation lors d'une operation de leurrage d'un recepteur de signaux satellitaires Download PDF

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Publication number
WO2022175104A1
WO2022175104A1 PCT/EP2022/052631 EP2022052631W WO2022175104A1 WO 2022175104 A1 WO2022175104 A1 WO 2022175104A1 EP 2022052631 W EP2022052631 W EP 2022052631W WO 2022175104 A1 WO2022175104 A1 WO 2022175104A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
navigation
reference navigation
predetermined threshold
satellite
decoy
Prior art date
Application number
PCT/EP2022/052631
Other languages
English (en)
Inventor
Loïc Davain
Julien NGUYEN
Original Assignee
Safran Electronics & Defense
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Electronics & Defense filed Critical Safran Electronics & Defense
Priority to EP22707352.5A priority Critical patent/EP4295176A1/fr
Priority to US18/547,128 priority patent/US20240319382A1/en
Priority to CN202280015858.8A priority patent/CN116829987A/zh
Publication of WO2022175104A1 publication Critical patent/WO2022175104A1/fr

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    • G01S19/396—Determining accuracy or reliability of position or pseudorange measurements

Definitions

  • the present invention relates to the field of navigation and more precisely positioning and navigation by means in particular of the reception of satellite signals emitted by satellites belonging to a constellation of satellites distributed around the Earth.
  • Satellite positioning (or GNSS for “Global Navigation Satellite System”) is implemented mainly by the GPS, Galileo, GLONASS and BeiDou systems.
  • the invention relates more particularly to inertial navigation aided by the reception of satellite signals.
  • Satellite positioning consists in receiving signals emitted by satellites whose position is known and deducing from the duration (or time of flight), between the emission and the reception of each of the signals, a so-called pseudo-distance measurement separating the receiver of satellite signals (commonly, and sometimes improperly, called GPS receivers) and each of the satellites from which the signal has been received (each signal comprising a satellite identifier and the time of transmission of the signal).
  • GPS receivers a so-called pseudo-distance measurement separating the receiver of satellite signals (commonly, and sometimes improperly, called GPS receivers) and each of the satellites from which the signal has been received (each signal comprising a satellite identifier and the time of transmission of the signal).
  • this positioning system which is relatively accurate, has spread widely and many vehicles are now equipped with a signal receiver satellites. Due to the fall in the cost of satellite signal receivers and consumer electronics, most people also have portable telephones of the smartphone (or ordiphone) type which are themselves provided with a satellite signal receiver.
  • Such a device comprises an electronic processing unit connected to a radiofrequency signal transmitter to transmit fraudulent signals having the characteristics of satellite signals. More specifically, the electronic processing unit is arranged to generate, from a real initial position of a satellite signal receiver, fraudulent signals which, when picked up by the satellite signal receiver, lead the receiver satellite signals to calculate an erroneous position.
  • the actual initial position of the satellite signal receiver can be detected for example by means of a laser rangefinder or communicated by the vehicle on board the satellite signal receiver as required by certain navigation rules, in particular air and maritime (ADS-B signals or AIS emitted by a vehicle to communicate its position to its neighbours).
  • ADS-B signals or AIS air and maritime
  • the fraudulent signals For the fraudulent signals to be taken into account by the satellite signal receiver, it is not enough to transmit the fraudulent signals with a higher power than the original satellite signals. It is also necessary that the fraudulent signals have the same code phase and a Doppler effect lying in the same range as those of the satellite signals previously received by the satellite signal receiver. If the first fraudulent signal received is consistent with the position calculated last by the satellite signal receiver and with the satellite signals received previously, and if the fraudulent signals subsequently received are consistent with each other, the fraudulent signals will be used by the satellite signal receiver as if they were real satellite signals and the error on the actual position of the satellite signal receiver cannot be detected.
  • Hybrid inertial navigation systems are known which merge inertial positioning data originating from an inertial navigation unit and satellite positioning data originating from a satellite signal receiver.
  • These navigation systems integrate one or more Kalman filters arranged so that the hybrid navigation is readjusted on the satellite positioning data.
  • the Kalman filter is protected by an innovation test to detect outliers and reject them.
  • the fraudulent signals have enough coherence, then they can satisfy this test of innovation and it is therefore possible to cause the hybrid navigation to follow the lured position.
  • it is necessary to set a relatively high detection threshold, which increases the risk of deception.
  • it is the satellite positioning data that makes it possible to compensate for the errors of the inertial positioning data over the long term so that fraudulent signals would cause a navigation error despite the hybridization of the satellite positioning data with inertial positioning data.
  • the object of the invention is in particular to detect a decoy operation.
  • a method of navigation by means of a satellite signal receiver on board a vehicle comprising an electronic navigation unit connected to the satellite signal receiver and to an inertial positioning unit for calculating a operational navigation hybridized from inertial positioning data and satellite positioning data by applying an innovation test, the method comprising the steps of: - calculating a first reference navigation, hybridized from inertial positioning data with corrections positions determined from satellite positioning data;
  • the method according to the invention makes it possible to detect an exposure of a receiver of satellite signals to a decoy operation. It is therefore possible to alert the user of the existence of this spoofing operation, detect the end of the exposure to the fraudulent signals and relatively quickly restore nominal browsing performance.
  • the detection of the decoy operation by statistical analysis of the position errors is relatively fast and reliable.
  • the operational navigation and the first reference navigation are distinct from each other and the first reference navigation is determined without an innovation test.
  • the method of the invention makes it possible to have both precise operational navigation in the absence of deception, and particularly effective detection of any attempt at deception.
  • the statistical analysis comprises the accumulation of the position corrections provided by the first reference navigation, and the comparison of this accumulation with a first predetermined threshold to discriminate the existence of a decoy operation and the absence of a decoy operation.
  • the position corrections In the absence of spoofing, the position corrections essentially result from the noise of the satellite positioning data. This noise is random and of zero average so that, in the absence of decoy, the average of the position corrections accumulated over a predetermined duration is substantially zero.
  • the statistical analysis comprises the calculation of a correlation coefficient between the latitude position corrections and the longitude position corrections provided by the first reference navigation, and the comparison of the correlation coefficient with a second predetermined threshold to discriminate the existence of a decoy operation and the absence of a decoy operation.
  • the statistical analysis comprises the determination of successive directions of correction from the position corrections in latitude and the corrections of position in longitude provided by the first reference navigation, the calculation of a coefficient of variability of the correction directions and the comparison of the coefficient of variability with a third predetermined threshold to discriminate the existence of a decoy operation and the absence of a decoy operation.
  • the corrections are random, as should be the case in the absence of decoy. If the corrections are random, the latitude position corrections are uncorrelated from the longitude position corrections (second mode of implementation) and the successive directions of corrections exhibit great variability between them (third mode of implementation).
  • the method further comprises the steps of:
  • the method comprises the step of determining a difference between the speed resulting from the first reference navigation and the speed resulting from the second reference navigation and of comparing this difference with a predetermined threshold. This makes it possible to detect a decoy very simply and very reliably.
  • the method comprises the steps of estimating, from the first reference navigation, at least one error estimate of at least one inertial sensor of the inertial positioning unit and compare the estimate to a predetermined threshold.
  • the invention also relates to an electronic navigation unit programmed to implement the above method.
  • Figure 1 is a schematic view of a device for implementing the method of the invention during a decoy operation
  • Figure 2 is a schematic view of the trajectories provided by the various navigations, in a horizontal plane.
  • the invention is here described in application to an aircraft 1 equipped with a hybrid navigation system generally designated at 10 comprising a satellite signal receiver 20 and a central inertial positioning 30 which are connected to an electronic navigation unit 40.
  • a hybrid navigation system generally designated at 10 comprising a satellite signal receiver 20 and a central inertial positioning 30 which are connected to an electronic navigation unit 40.
  • the satellite signal receiver 20 is arranged, in a manner known per se, to receive satellite positioning signals emitted by satellites of a constellation of satellites S of at least one satellite positioning system (GNSS) - such as GPS, Galileo, GLONASS and BeiDou - and to calculate, from these satellite signals, satellite positioning data such as pseudo-range, phase measurement, latitude, longitude, altitude, and deviation of time.
  • GNSS satellite positioning system
  • Such a receiver is known per se.
  • the inertial unit 30 comprises an inertial measurement unit comprising inertial sensors, here conventionally three accelerometers arranged along the axes of a measurement marker and three gyrometers arranged to measure rotations of this measurement marker relative to a reference marker.
  • the inertial positioning unit 30 further comprises, in a manner known per se, an electronic processing unit (processor or other electronic circuit capable of calculation) arranged to determine inertial positioning data, such as position data, d attitude and speeds, from the measurement signals produced by the inertial sensors. Such a plant is known per se.
  • the electronic navigation unit 40 comprises one or more processors and a memory containing at least one program containing instructions implementing the method of the invention.
  • the electronic navigation unit 40 is programmed to calculate at instants the coordinates (latitude and longitude) of the waypoint of the vehicle are predetermined using the positioning data provided by the satellite signal receiver 20 and the inertial measurement unit 30 at each of these instants. All of these points form a route or a trajectory, generally called “navigation”, which must coincide as closely as possible with the actual trajectory followed by the vehicle.
  • the electronic navigation unit 40 calculates hybridized primary operational navigation from the inertial positioning data and the satellite positioning data.
  • Hybridized navigation can be based on a loose coupling in position (and/or velocity) or a tight coupling in pseudo-distance (and/or delta range).
  • the program implements a Kalman filter which comprises a bank of filters and which is protected by an innovation test aimed at verifying the consistency of the positioning satellite data with each other.
  • the innovation test is known in itself and makes it possible to detect and reject aberrant measurements.
  • the primary operational navigation is used in nominal mode for piloting the vehicle in order to make the vehicle follow a predetermined route.
  • the method of the invention aims to detect a decoy operation during which a decoy device D, here on the ground, knowing the real position of the aircraft 1, emits fraudulent satellite signals intended to be received by the satellite signal receiver 20 and to be taken into account in the calculation of the hybrid navigation instead of the authentic satellite signals to bring the aircraft 1 on a real trajectory different from that indicated by the navigation system (that is to say different from the primary operational navigation).
  • the structure and operation of the decoy device D are known per se and will not be further described here.
  • the electronic navigation unit 40 is also arranged to execute decoy detection processes, processes which are advantageously combined here.
  • the electronic navigation unit 40 calculates another navigation, namely a first reference navigation, hybridized from the data positioning inertials with position corrections determined from positioning satellite data.
  • the first reference navigation is thus readjusted on the satellite positioning data.
  • the first reference navigation is not an operational navigation: it only serves to detect the decoy. To force the first reference navigation to be sensitive (or prone) to spoofing, the innovation test is disabled.
  • the first two detection processes implemented require:
  • the electronic navigation unit 40 periodically determines a position correction between a purely inertial position calculated from the inertial positioning data and a purely satellite position calculated from positioning satellite data. It is these successive position corrections which are recovered for the purpose of decoy detection.
  • the corrections can be maintained as they are estimated in the case of an open loop filter, or applied at each instant to the calculated inertial navigation in the case of a closed loop filter.
  • the statistical analysis comprises the accumulation of the position corrections provided by the first reference navigation.
  • the accumulation of the position corrections is here performed over a sliding time window, for example of a duration of three minutes. It will be noted that the accumulation of the corrections advantageously provides a relevant image of the positioning error caused by the decoy when the latter is present.
  • This accumulation of position corrections is then compared to a first predetermined threshold.
  • the first threshold is set to correspond to the acceptable upper limit for the calculated aggregate to correspond to that of random position errors taking into account an acceptable probability of false alarm and an acceptable probability of non-detection. Account is also taken of the statistical characteristics (average and standard deviation) normal values considered, that is to say in the absence of spoofing.
  • the statistical analysis comprises the calculation of a correlation coefficient between the latitude position corrections and the longitude position errors supplied by the first reference navigation.
  • the correlation coefficient is then compared to a second predetermined threshold.
  • the second threshold is set to correspond to the acceptable upper limit for the calculated correlation coefficient to correspond to that of random position correction taking into account an acceptable probability of false alarm and an acceptable probability of non-detection.
  • the correlation coefficient is greater than the second threshold.
  • the statistical analysis comprises the determination of successive correction directions from the latitude position corrections and the longitude position corrections provided by the first reference navigation.
  • a coefficient of variability of the correction directions is then calculated and compared with a third predetermined threshold.
  • the coefficient of variability here is the variance.
  • the third threshold is set to correspond to the lower limit acceptable for the calculated coefficient of variability to correspond to that of random position errors taking into account a probability acceptable false alarm and an acceptable probability of non-detection.
  • the electronic navigation unit 40 calculates a second reference navigation solely from the inertial positioning data.
  • the second reference navigation can result from the implementation of an unregistered Kalman filter.
  • the electronic navigation unit 40 compares an output from the first reference navigation and an output from the second reference navigation and deduces therefrom the existence or absence of decoy operation of the satellite signal receiver.
  • the Kalman filter is parameterized to readjust the navigation on the satellite data so that, in the event of decoy, the Kalman filter will produce an abnormal modeling of the errors of the inertial sensors.
  • the first reference navigation is forced to follow the satellite data even if they are erroneous. Having the first reference navigation and the second reference navigation makes it possible to compare the dynamics of inertial navigation with the dynamics of hybridized navigation which is forced to follow satellite data.
  • the electronic navigation unit 40 is arranged to determine a difference between the speed resulting from the first reference navigation and the speed resulting from the second reference navigation and to compare this difference with a predetermined threshold.
  • the predetermined threshold is equal to a multiple of a standard deviation calculated from a law of distribution of speed deviations, the multiple preferably being 4.
  • the electronic navigation unit 40 is arranged to estimate from the first reference navigation at least one error estimate of at least one inertial sensor of the non-satellite positioning unit and comparing the estimate to a predetermined threshold.
  • the electronic navigation unit 40 is here arranged to estimate for the first reference navigation at least one gyrometric drift and to compare the estimated gyrometric drift with a predetermined threshold. In this case, three gyrometric drifts are estimated here:
  • the predetermined threshold is equal to a multiple of a standard deviation calculated from a law of distribution of the drift, the multiple preferably being equal to 4.
  • the primary operational navigation (which implements an innovation test) is monitored in order to ensure that the innovation test does not report a rejection rate higher than a predetermined threshold representative of an abnormality.
  • the detection processes When one of the detection processes reveals a spoofing operation, it returns an alert. It will be noted that the detection processes are executed simultaneously by the same computer program so that all the detection processes are active simultaneously and independently.
  • the first and the second process allow detection of a spoofing operation more quickly than the other processes so that the latter will most often be used to confirm the detection.
  • HPL horizontal protection limit
  • the second process is normally faster than the first process.
  • the method of the invention in this particular embodiment, combines the results of the detection processes to assess the credibility of the threat.
  • the electronic navigation unit 40 can be programmed to emit a credible threat alert as soon as one of the detection processes has identified abnormal behavior.
  • the alert can also have different levels depending on whether: the fourth detection process has issued an alert for at least one of the inertial sensors monitored; the fourth detection process issued an alert simultaneously for several of the monitored inertial sensors; the fourth detection process issued an alert simultaneously for all monitored inertial sensors; primary operational navigation (which implements an innovation test) reports an abnormal rejection rate.
  • the electronic navigation unit 40 is arranged to establish a threat score which is incremented by 1 each time one of the above criteria is satisfied. The score can therefore be between 1 and 7. and;
  • a score equal to 1 or 2 indicates a threat that is not very credible; a score equal to 3 or 4 indicates a potential threat; a rating of at least 5 indicates the credible presence of a threat. It should be noted that it is important to keep operational navigation distinct from the two reference navigations because the receiver of satellite signals may be subject to a decoy operation for several tens of minutes: it would therefore not be possible to rely solely on inertial positioning data to ensure navigation.
  • the invention here also provides for correcting the operational navigation during the decoy operation to obtain emergency operational navigation.
  • the calculation of the standby operational navigation could be limited to readjusting the primary operational navigation by using the accumulation of position corrections. However, the speed error induced by the decoy operation would not be corrected.
  • the emergency operational navigation is based on the second reference navigation and the calculation of the emergency operational navigation comprises the steps of:
  • the trajectory Nop resulting from the primary operational navigation remains close to the true trajectory until the start tl of the decoy operation: from this moment, the trajectory Nop gradually moves away from the real trajectory Tv, just like the trajectory Nréfl resulting from the first reference navigation moves away from the real trajectory Tv from the start of the decoy operation.
  • emergency operational navigation begins: the position Pin calculated from the inertial positioning data at the time of detection of the decoy operation is readjusted to the position P' which corresponds to the position provided at the same instant by the primary operational navigation. The position P' is then corrected according to the accumulation of the position corrections ⁇ Dx calculated from the first reference navigation to obtain a starting position Pd of the backup operational navigation. The subsequent positions of the trajectory Nop′ resulting from the emergency operational navigation are calculated from the starting position Pd and the speed information provided by the second reference navigation.
  • the second reference navigation serves on the one hand to detect the decoy operation, then forms, after resetting, the emergency operational navigation.
  • This readjustment allows emergency operational navigation to provide a starting position Pd close to the real position of the vehicle and the positions subsequently defined are relatively close to the real position of the vehicle because they have been calculated from the readjusted position , using non-decoyed speed information (since consisting of inertial positioning data which is not affected by the decoy operation).
  • Emergency operational navigation is only used here for the duration Dld during which the decoy operation is detected.
  • the position provided by the first reference navigation is greatly offset with respect to the previous positions provided by the first reference navigation (one should say abnormally offset taking into account the speed and the maneuvering capacities of the vehicle).
  • This sudden shift in position visible at E in figure 2: we also speak of a step in the trajectory Nrefl
  • Nrefl a step in the trajectory Nrefl
  • the use of the emergency operational navigation is interrupted when the trajectory provided by the first reference navigation is suddenly brought back to the trajectory Nop′ resulting from the emergency operational navigation.
  • the position provided by the first reference navigation approaches all of a sudden the position provided by the standby operational navigation by creating a step in the trajectory provided by the first reference navigation.
  • the decoy operation is considered to be finished: the emergency operational navigation is abandoned in favor of the primary operational navigation which is again used to guide the vehicle.
  • the vehicle's navigation system may be different from that described.
  • the vehicle can be equipped with several inertial units, each providing inertial navigation. Provision may be made to use each of these inertial navigations as reference navigation for the detection of spoofing: there will therefore be as many distinct detection processes which will be combined to ensure consolidated detection. Alternatively, only part of the inertial navigations can be used as reference navigation. As a further variant, it is possible to use an average of all or part of these inertial navigations to form a reference navigation for the detection of spoofing.
  • the electronic navigation unit can be integrated into the inertial positioning unit: a single computer can then be used.
  • the operational navigation (with innovation test) can be used as the first reference navigation, thus simplifying the architecture of the solution and detrimental to a degradation of the detection performance.
  • the operational navigation and the first reference navigation are in fact one and the same, the operational navigation having a dual function: enabling the vehicle to be guided and serving as a basis for the calculation of the various indicators (accumulation and direction of the corrections).
  • the first reference navigation is distinct from the operational navigation and does not implements an innovation test to be more susceptible to deception.
  • GNSS GNSS
  • the predetermined speed threshold may be different from that mentioned above and for example equal to: - a multiple of a standard deviation calculated from a law of distribution of speed deviations, the multiple preferably being 3; a predetermined speed difference value, preferably approximately 3 meters per second.
  • the electronic navigation unit 40 can be arranged to estimate for the first reference navigation at least one accelerometric bias and compare the estimated accelerometric bias with a predetermined threshold. Independently of the other processes, the method may include the steps of:
  • the method may include the steps of:
  • the invention applies to the use of only one of these navigation processes, or of two or more in combination.
  • the program can implement one or more Kalman filters.
  • the scoring system may differ from that described.
  • the score can vary from 1 to N with: a score lower than N/3 to indicate a threat that is not very credible a score between N/3 and 2.N /3 to indicate a potential threat; a score above 2.N/3 to indicate the credible presence of a threat.
  • Other notation choices are possible in order to limit the risks of false alarm or non-detection.
  • Position corrections can be accumulated for a period different from that mentioned.
  • the accumulation of the position corrections can be performed from the powering up of the electronic navigation unit and no longer over a sliding time window.
  • the inverse of the variance can be used as the coefficient of variability and compared to a third threshold: the existence of a spoofing operation is detected if said coefficient is greater than the threshold (and no longer less than the threshold as when uses the variance directly). This remark is valid for all the values compared to a threshold.
  • the invention can be implemented without recourse to emergency operational navigation.

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Abstract

Procédé de navigation à partir de données satellitaires et de données non satellitaires de positionnement, comprenant les étapes de : - calculer une première navigation de référence, hybridée à partir des données non satellitaires de positionnement et des données satellitaires de positionnement, la première navigation de référence étant recalée sur les données satellitaires de positionnement; - effectuer une analyse statistique des corrections de position fournies par la première navigation de référence et en déduire une existence ou une absence d'opération de leurrage du récepteur de signaux satellitaires. Système de navigation pour la mise en œuvre de ce procédé.

Description

NAVIGATION LORS D ' UNE OPERATION DE LEURRAGE D' UN RECEPTEUR DE SIGNAUX SATELLITAIRES
La présente invention concerne le domaine de la navigation et plus précisément le positionnement et la navigation au moyen notamment de la réception de signaux satellitaires émis par des satellites appartenant à une constellation de satellites répartis autour de la Terre. ARRIERE PLAN DE L'INVENTION
Le positionnement par satellites (ou GNSS de l'anglais « Global Navigation Satellite System ») est mis en œuvre principalement par les systèmes GPS, Galileo, GLONASS et BeiDou. L'invention concerne plus particulièrement la navigation inertielle aidée par la réception des signaux satellitaires .
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.
Il en résulte que ce système de positionnement, qui est relativement précis, s'est largement répandu et de nombreux véhicules sont désormais équipés d'un récepteur de signaux satellitaires. Du fait de la baisse des coûts des récepteurs de signaux satellitaires et de l'électronique grand public, la plupart des gens disposent en outre de téléphones portables de type smartphone (ou ordiphone) eux- mêmes pourvus d'un récepteur de signaux satellitaires.
En parallèle de ce développement des récepteurs de signaux satellitaires, sont apparus des dispositifs leurrants pour leurrer ces récepteurs de signaux satellitaires (on parle de « leurrage » ou de « spoofing » des récepteurs). Un tel dispositif comprend une unité électronique de traitement reliée à un émetteur de signaux radiofréquences pour émettre des signaux frauduleux ayant les caractéristiques des signaux satellitaires. Plus précisément, l'unité électronique de traitement est agencée pour élaborer, à partir d'une position initiale réelle d'un récepteur de signaux satellitaires, des signaux frauduleux qui, lorsqu'ils sont captés par le récepteur de signaux satellitaires, conduisent le récepteur de signaux satellitaires à calculer une position erronée. La position initiale réelle du récepteur de signaux satellitaires peut être détectée par exemple au moyen d'un télémètre laser ou communiquée par le véhicule embarquant le récepteur de signaux satellitaires comme l'imposent certaines règles de navigation, notamment aérienne et maritime (signaux ADS-B ou AIS émis par un véhicule pour communiquer sa position à ses voisins).
Pour que les signaux frauduleux soient pris en compte par le récepteur de signaux satellitaires, il ne suffit pas d'émettre les signaux frauduleux avec une puissance supérieure aux signaux satellitaires originaux. Il faut également que les signaux frauduleux aient la même phase de code et un effet Doppler se trouvant dans la même gamme que celles des signaux satellitaires préalablement reçus par le récepteur de signaux satellitaires. Si le premier signal frauduleux reçu est cohérent avec la position calculée dernièrement par le récepteur de signaux satellitaires et avec les signaux satellitaires reçus antérieurement, et si les signaux frauduleux ultérieurement reçus sont cohérents entre eux, les signaux frauduleux seront utilisés par le récepteur de signaux satellitaires comme s'ils étaient de vrais signaux satellitaires et l'erreur sur la position réelle du récepteur de signaux satellitaires ne pourra pas être détectée. II est connu 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. Ces systèmes de navigation intègrent un ou plusieurs filtres de Kalman agencés pour que la navigation hybride soit 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, si les signaux frauduleux ont suffisamment de cohérence, alors ils peuvent satisfaire ce test d'innovation et il est donc ainsi possible d'amener la navigation hybride à suivre la position leurrée. En outre, si on veut éviter les fausses alarmes, il est nécessaire de mettre un seuil de détection relativement haut, ce qui accentue le risque de leurrage. Or, dans ces systèmes, ce sont les données satellitaires de positionnement qui permettent de compenser les erreurs des données inertielles de positionnement sur le long terme de sorte que des signaux frauduleux entraîneraient une erreur de navigation malgré l'hybridation des données satellitaires de positionnement avec des données inertielles de positionnement.
On comprend donc que la mise en œuvre de tels dispositifs leurrants peut être préjudiciable à la sécurité d'un véhicule leurré et éventuellement à celle des véhicules évoluant dans la même zone que le véhicule leurré.
OBJET DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but de détecter une opération de leurrage.
RESUME DE L’INVENTION
A cet effet, on prévoit, selon l'invention un procédé de navigation au moyen d'un récepteur de signaux satellitaires embarqué dans un véhicule comprenant une unité électronique de navigation reliée au récepteur de signaux satellitaires et à une centrale de positionnement inertielle pour calculer une navigation opérationnelle hybridée à partir de données inertielles de positionnement et de données satellitaires de positionnement en appliquant un test d'innovation, le procédé comprenant les étapes de : - calculer une première navigation de référence, hybridée à partir des données inertielles de positionnement avec des corrections de position déterminées à partir des données satellitaires de positionnement ;
- récupérer les corrections de position en latitude et en longitude fournies par la première navigation de référence ;
- effectuer une analyse statistique des corrections de position fournies par la première navigation de référence et en déduire une existence ou une absence d'opération de leurrage du récepteur de signaux satellitaires.
Ainsi, le procédé selon l'invention permet de détecter une exposition d'un récepteur de signaux satellitaires à une opération de leurrage. Il est dès lors possible d'alerter l'utilisateur de l'existence de cette opération de leurrage, détecter la fin de l'exposition aux signaux frauduleux et rétablir relativement rapidement les performances nominales de la navigation. La détection de l'opération de leurrage par analyse statistique des erreurs de position est relativement rapide et fiable.
De préférence, la navigation opérationnelle et la première navigation de référence sont distinctes l'une de l'autre et la première navigation de référence est déterminée sans test d'innovation.
On comprend que le procédé de l'invention permet d'avoir à la fois une navigation opérationnelle précise en l'absence de leurrage, et une détection particulièrement efficace de toute tentative de leurrage. Selon un premier mode de mise en œuvre, l'analyse statistique comprend le cumul des corrections de position fournies par la première navigation de référence, et la comparaison de ce cumul à un premier seuil prédéterminé pour discriminer l'existence d'une opération de leurrage et l'absence d'une opération de leurrage.
En l'absence de leurrage, les corrections de position résultent essentiellement du bruit des données de positionnement satellitaire. Ce bruit est aléatoire et de moyenne nulle de sorte que, en l'absence de leurrage, la moyenne des corrections de positions cumulées sur une durée prédéterminée est sensiblement nulle.
Selon un deuxième mode de mise en œuvre, alternatif ou combiné au premier mode de mise en œuvre, l'analyse statistique comprend le calcul d'un coefficient de corrélation entre les corrections de position en latitude et les corrections de position en longitude fournies par la première navigation de référence, et la comparaison du coefficient de corrélation à un deuxième seuil prédéterminé pour discriminer l'existence d'une opération de leurrage et l'absence d'une opération de leurrage. Selon un troisième mode de mise en œuvre, alternatif aux deux précédents ou combiné à au moins l'un de ceux-ci, l'analyse statistique comprend la détermination de directions de correction successives à partir des corrections de position en latitude et des corrections de position en longitude fournies par la première navigation de référence, le calcul d'un coefficient de variabilité des directions de correction et la comparaison du coefficient de variabilité à un troisième seuil prédéterminé pour discriminer l'existence d'une opération de leurrage et l'absence d'une opération de leurrage.
Dans le deuxième mode de mise en œuvre et le troisième mode de mise en œuvre, on recherche si les corrections sont aléatoires, comme ce devrait être le cas en l'absence de leurrage. Si les corrections sont aléatoires, les corrections de position en latitude sont décorrélées des corrections de position en longitude (deuxième mode de mise en œuvre) et les directions successives de corrections présentent une grande variabilité entre elles (troisième mode de mise en œuvre).
Avantageusement, le procédé comprend en outre les étapes de :
- calculer une deuxième navigation de référence à partir des données inertielles de positionnement ; - comparer une sortie de la première navigation de référence et une sortie de la deuxième navigation de référence et en déduire une existence ou une absence d'opération de leurrage du récepteur de signaux satellitaires . De préférence alors, le procédé comprend l'étape de déterminer un écart entre la vitesse issue de la première navigation de référence et la vitesse issue de la deuxième navigation de référence et de comparer cet écart à un seuil prédéterminé . Ceci permet de détecter de manière très simple et très fiable un leurrage.
Alternativement, ou en combinaison avec la comparaison des vitesses, le procédé comprend les étapes d'estimer, à partir de la première navigation de référence, au moins une estimation d'erreur d'au moins un capteur inertiel de la centrale de positionnement inertielles et de comparer l'estimation à un seuil prédéterminé.
Ceci permet de détecter de manière très simple et très fiable un leurrage.
L'invention a également pour objet une unité électronique de navigation programmée pour mettre en œuvre le procédé ci-dessus.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront à la lecture de la description qui suit d'un mode de réalisation particulier et non limitatif de 1'invention .
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Il sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels :
La figure 1 est une vue schématique d'un dispositif pour la mise en œuvre du procédé de l'invention lors d'une opération de leurrage ;
La figure 2 est une vue schématique des trajectoires fournies par les différentes navigations, dans un plan horizontal .
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence à la figure, l'invention est ici décrite en application à un aéronef 1 équipé d'un système de navigation hybridé généralement désigné en 10 comprenant un récepteur de signaux satellitaires 20 et une centrale de positionnement inertiel 30 qui sont reliés à une unité électronique de navigation 40.
Le récepteur de signaux satellitaires 20 est agencé, de manière connue en lui-même, pour recevoir des signaux satellitaires de positionnement émis par des satellites d'une constellation de satellites S d'au moins un système de positionnement par satellites (GNSS) - tel que GPS, Galileo, GLONASS et BeiDou - et pour calculer, à partir de ces signaux satellitaires, des données satellitaires de positionnement telles qu'une pseudo-distance, une mesure de phase, une latitude, une longitude, une altitude, et un écart de temps. Un tel récepteur est connu en lui-même.
La centrale inertielle 30 comprend une unité de mesure inertielle comportant des capteurs inertiels, ici classiquement trois accéléromètres disposés selon les axes d'un repère de mesure et trois gyromètres disposés pour mesurer des rotations de ce repère de mesure par rapport à un repère de référence. La centrale de positionnement inertiel 30 comprend en outre, de manière connue en elle- même, une unité électronique de traitement (processeur ou autre circuit électronique capable de calcul) agencée pour déterminer des données inertielles de positionnement, telles que des données de position, d'attitude et de vitesses, à partir des signaux de mesure produits par les capteurs inertiels. Une telle centrale est connue en elle- même.
L'unité électronique de navigation 40 comprend un ou des processeurs et une mémoire contenant au moins un programme contenant des instructions mettant en œuvre le procédé de l'invention. En particulier, l'unité électronique de navigation 40 est programmée pour calculer à des instants prédéterminés les coordonnées (latitude et longitude) de point de passage du véhicule en utilisant les données de positionnement fournies par le récepteur de signaux satellitaires 20 et la centrale de mesure inertielle 30 à chacun de ces instants. L'ensemble de ces points forment une route ou une trajectoire, généralement appelée « navigation », qui doit coïncider au plus près avec la trajectoire réelle suivie par le véhicule.
Lors de l'exécution de ce programme, l'unité électronique de navigation 40 calcule une navigation opérationnelle primaire hybridée à partir des données inertielles de positionnement et des données satellitaires de positionnement. La navigation hybridée peut être basée sur un couplage lâche en position (et/ou vitesse) ou un couplage serré en pseudo-distance (et/ou delta range). Pour réaliser l'hybridation, le programme met en œuvre un filtre de Kalman qui comprend une banque de filtres et qui est protégé par un test d'innovation visant à vérifier la cohérence des données satellitaires de positionnement entre elles. Le test d'innovation est connu en lui-même et permet de détecter et rejeter les mesures aberrantes.
La navigation opérationnelle primaire est utilisée en mode nominal pour le pilotage du véhicule afin de faire suivre au véhicule une route prédéterminée. Le procédé de l'invention vise à détecter une opération de leurrage lors de laquelle un dispositif leurrant D, ici au sol, connaissant la position réelle de l'aéronef 1, émet des signaux satellitaires frauduleux destinés à être reçu par le récepteur de signaux satellitaires 20 et à être pris en compte dans le calcul de la navigation hybridée à la place des signaux satellitaires authentiques pour amener l'aéronef 1 sur une trajectoire réelle différente de celle indiquée par le système de navigation (c'est-à-dire différente de la navigation opérationnelle primaire). La structure et le fonctionnement du dispositif leurrant D sont connus en eux-mêmes et ne seront pas plus décrits ici. Afin de détecter une telle opération de leurrage, l'unité électronique de navigation 40 est en outre agencée pour exécuter des processus de détection de leurrage, processus qui sont ici avantageusement combinés. Pour mettre en œuvre le procédé de détection de leurrage de l'invention, et quel que soit le processus mis en œuvre, l'unité électronique de navigation 40 calcule une autre navigation, à savoir une première navigation de référence, hybridée à partir des données inertielles de positionnement avec des corrections de positions déterminées à partir des données satellitaires de positionnement. La première navigation de référence est ainsi recalée sur les données satellitaires de positionnement.
La première navigation de référence n'est pas une navigation opérationnelle : elle ne sert qu'à détecter le leurrage. Pour forcer la première navigation de référence à être sensible (ou sujette) au leurrage, le test d'innovation est désactivé.
Les deux premiers processus de détection mis en œuvre nécessitent de :
- récupérer les corrections de position en latitude et en longitude fournies par la première navigation de référence ;
- effectuer une analyse statistique des corrections de position fournies par la première navigation de référence et en déduire une existence ou une absence d'opération de leurrage du récepteur de signaux satellitaires.
Lors de l'élaboration de la première navigation de référence, qui est hybridée, l'unité électronique de navigation 40 détermine périodiquement une correction de position entre une position purement inertielle calculée à partir des données inertielles de positionnement et une position purement satellitaire calculée à partir des données satellitaires de positionnement. Ce sont ces corrections successives de position qui sont récupérées en vue de la détection de leurrage. Les corrections peuvent être entretenues au fur et à mesure de leur estimation dans le cas d'un filtre en boucle ouverte, ou appliquées à chaque instant à la navigation inertielle calculée dans le cas d'un filtre en boucle fermée. Selon un premier processus de détection, l'analyse statistique comprend le cumul des corrections de position fournies par la première navigation de référence. Le cumul des corrections de position est ici effectué sur une fenêtre de temps glissante, par exemple d'une durée de trois minutes. On notera que le cumul des corrections fournit avantageusement une image pertinente de l'erreur de positionnement provoquée par le leurrage lorsque celui- ci est présent.
Il est ensuite procédé à la comparaison de ce cumul des corrections de position à un premier seuil prédéterminé. Le premier seuil est fixé pour correspondre à la limite supérieure acceptable pour que le cumul calculé corresponde à celui d'erreurs de position aléatoires en tenant compte d'une probabilité acceptable de fausse alerte et d'une probabilité acceptable de non détection. Il est tenu compte également des caractéristiques statistiques (moyenne et écart-type) normales des valeurs considérées, c'est-à-dire en l'absence de leurrage.
L'existence d'une opération de leurrage est validée lorsque le cumul est supérieur au premier seuil. Selon le deuxième processus de détection, l'analyse statistique comprend le calcul d'un coefficient de corrélation entre les corrections de position en latitude et les erreurs de position en longitude fournies par la première navigation de référence. Le coefficient de corrélation est ensuite comparé à un deuxième seuil prédéterminé. Le deuxième seuil est fixé pour correspondre à la limite supérieure acceptable pour que le coefficient de corrélation calculé corresponde à celui de correction de position aléatoires en tenant compte d'une probabilité acceptable de fausse alerte et d'une probabilité acceptable de non détection.
L'existence d'une opération de leurrage est validée lorsque le coefficient de corrélation est supérieur au deuxième seuil. Alternativement, selon le deuxième processus, l'analyse statistique comprend la détermination de directions de corrections successives à partir des corrections de position en latitude et des corrections de position en longitude fournies par la première navigation de référence. Un coefficient de variabilité des directions de corrections est ensuite calculé et comparé à un troisième seuil prédéterminé. Le coefficient de variabilité est ici la variance. Le troisième seuil est fixé pour correspondre à la limite inférieure acceptable pour que le coefficient de variabilité calculé corresponde à celui d'erreurs de position aléatoires en tenant compte d'une probabilité acceptable de fausse alerte et d'une probabilité acceptable de non détection.
L'existence d'une opération de leurrage est validée lorsque le coefficient de variabilité est inférieur au troisième seuil.
On notera qu'on peut également surveiller s'il existe des corrélations avec les corrections des vitesses horizontales (traditionnellement notées Vx et Vy) qui peuvent permettre de détecter une opération de leurrage comme les corrélations entre les corrections de position en latitude et les corrections de position en longitude. Selon un troisième processus de détection, l'unité électronique de navigation 40 calcule une deuxième navigation de référence uniquement à partir des données inertielles de positionnement.
La deuxième navigation de référence peut résulter de la mise en œuvre d'un filtre de Kalman non recalé.
L'unité électronique de navigation 40 compare ensuite une sortie de la première navigation de référence et une sortie de la deuxième navigation de référence et en déduit une existence ou une absence d'opération de leurrage du récepteur de signaux satellitaires.
Dans la première navigation de référence, le filtre de Kalman est paramétré pour recaler la navigation sur les données satellitaires de sorte que, en cas de leurrage, le filtre de Kalman va produire une modélisation anormale des erreurs des capteurs inertiels. Ainsi, on force la première navigation de référence à suivre les données satellitaires quand bien même elles seraient erronées. Disposer de la première navigation de référence et de la deuxième navigation de référence permet de comparer la dynamique de la navigation inertielle avec la dynamique de la navigation hybridée qui est forcée de suivre les données satellitaires .
L'unité électronique de navigation 40 est agencée pour déterminer un écart entre la vitesse issue de la première navigation de référence et la vitesse issue de la deuxième navigation de référence et pour comparer cet écart à un seuil prédéterminé. Le seuil prédéterminé est égal à un multiple d'un écart-type calculé à partir d'une loi de distribution des écarts de vitesse, le multiple étant de préférence 4.
Selon un quatrième processus de détection de leurrage, l'unité électronique de navigation 40 est agencée pour estimer à partir de la première navigation de référence au moins une estimation d'erreur d'au moins un capteur inertiel de la centrale de positionnement non satellitaire et comparer l'estimation à un seuil prédéterminé. L'unité électronique de navigation 40 est ici agencée pour estimer pour la première navigation de référence au moins une dérive gyrométrique et de comparer la dérive gyrométrique estimée à un seuil prédéterminé. En l'espèce, trois dérives gyrométriques sont ici estimées :
- deux dérives horizontales ;
- une dérive de cap. Pour chacune de ces trois dérives, le seuil prédéterminé est égal à un multiple d'un écart-type calculé à partir d'une loi de distribution de la dérive, le multiple étant de préférence égal à 4.
On notera que l'utilisation d'un seuil non pas forfaitaire mais basé sur les écart-types calculés par les filtres d'hybridation permet d'améliorer la sensibilité de la détection de leurrage en prenant en compte la qualité courante des navigations calculées, et par la même en prenant en compte les caractéristiques naturelles d'une navigation non recalée (période de Schuler, oscillation 24h).
Selon un cinquième processus de détection, la navigation opérationnelle primaire (qui met en œuvre un test d'innovation) est surveillée afin de s'assurer que le test d'innovation ne remonte pas un taux de rejet supérieur à un seuil prédéterminé représentatif d'une anormalité.
Lorsque l'un des processus de détection révèle une opération de leurrage, il renvoie une alerte. On notera que les processus de détection sont exécutés simultanément par un même programme informatique de sorte que tous les processus de détection soient actifs simultanément et indépendamment.
Néanmoins, le premier et le deuxième processus permettent une détection d'une opération de leurrage plus rapidement que les autres processus de sorte que ces derniers vont le plus souvent servir à confirmer la détection. Pour augmenter la vitesse de détection et s'assurer que le cumul des corrections de position ne dépasse pas la limite de protection horizontale (habituellement appelée HPL) s'il en existe une comme c'est couramment le cas dans l'aviation civile, on choisira de préférence des seuils de détection relativement bas, quitte à augmenter la probabilité de fausse alarme.
On notera également que le deuxième processus est normalement plus rapide que le premier processus. Le procédé de l'invention, dans ce mode de réalisation particulier, combine les résultats des processus de détection pour évaluer la crédibilité de la menace.
Ainsi, l'unité électronique de navigation 40 peut être programmée pour émettre une alerte de menace crédible dès que l'un des processus de détection a identifié un comportement anormal. L'alerte peut aussi avoir différents niveaux selon que : le quatrième processus de détection a émis une alerte pour au moins l'un des capteurs inertiels surveillés ; le quatrième processus de détection a émis une alerte simultanément pour plusieurs des capteurs inertiels surveillés ; le quatrième processus de détection a émis une alerte simultanément pour tous les capteurs inertiels surveillés ; la navigation opérationnelle primaire (qui met en œuvre un test d'innovation) remonte un taux de rejet anormal . L'unité électronique de navigation 40 est agencée pour établir une note de la menace qui s'incrémente de 1 à chaque fois qu'un des critères ci-dessus est satisfait. La note peut donc être comprise entre 1 et 7. et ;
On pourrait considérer que : - une note égale à 1 ou 2 indique une menace peu crédible une note égale à 3 ou 4 indique une menace potentielle ; une note au moins égale 5 indique la présence crédible d'une menace. On notera qu'il est important de conserver une navigation opérationnelle distincte des deux navigations de référence car le récepteur de signaux satellitaires peut être sujet à une opération de leurrage pendant plusieurs dizaines de minutes : il ne serait donc pas possible de s'en remettre uniquement aux données inertielles de positionnement pour assurer la navigation.
L'invention prévoit ici en outre de corriger la navigation opérationnelle le temps de l'opération de leurrage pour obtenir une navigation opérationnelle de secours.
En effet, si on détecte une opération de leurrage et qu'on s'aperçoit qu'elle a été suffisamment efficace pour tromper la navigation opérationnelle primaire, il n'est plus possible de se fier à la navigation opérationnelle primaire et la deuxième navigation inertielle n'est pas utilisable plus de quelques minutes. Il est donc intéressant de disposer d'une navigation opérationnelle de secours.
Le calcul de la navigation opérationnelle de secours pourrait se limiter à recaler la navigation opérationnelle primaire en utilisant le cumul des corrections de position. Cependant, l'erreur de vitesse induite par l'opération de leurrage ne serait pas corrigée.
Selon une caractéristique particulière de l'invention, la navigation opérationnelle de secours est basée sur la deuxième navigation de référence et le calcul de la navigation opérationnelle de secours comprend les étapes de :
- à l'instant où est détectée une opération de leurrage, recaler la deuxième navigation de référence sur la navigation opérationnelle primaire pour obtenir une position corrigée et recaler la position corrigée en fonction du cumul des corrections de position calculées à partir de la première navigation de référence pour obtenir une position de départ de la navigation opérationnelle de secours ; déterminer des positions ultérieures à partir des informations de vitesse fournies par la deuxième navigation de référence.
Sur la figure 2 sont représentées :
- la trajectoire réelle Tv du véhicule ;
- la trajectoire Nop issue de la navigation opérationnelle primaire ; - la trajectoire Nop' issue de la navigation opérationnelle de secours ;
- la trajectoire Nréfl issue de la première navigation de référence ;
- la trajectoire Nréf2 issue de la deuxième navigation de référence.
La trajectoire Nop issue de la navigation opérationnelle primaire reste proche de la trajectoire vraie jusqu'au début tl de l'opération de leurrage : à partir de cet instant, la trajectoire Nop s'éloigne progressivement de la trajectoire réelle Tv, tout comme la trajectoire Nréfl issue de la première navigation de référence s'éloigne de la trajectoire réelle Tv dès le début de l'opération de leurrage .
Au moment de la détection de l'opération de leurrage tld, on débute la navigation opérationnelle de secours : la position Pin calculée à partir des données inertielles de positionnement à l'instant de la détection de l'opération de leurrage est recalée sur la position P' qui correspond à la position fournie au même instant par la navigation opérationnelle primaire. La position P' est ensuite corrigée en fonction du cumul des corrections de position åDx calculées à partir de la première navigation de référence pour obtenir une position de départ Pd de la navigation opérationnelle de secours. Les positions ultérieures de la trajectoire Nop' issue de la navigation opérationnelle de secours sont calculées à partir de la position de départ Pd et des informations de vitesse fournies par la deuxième navigation de référence.
On comprend que la deuxième navigation de référence sert d'une part à la détection de l'opération de leurrage, puis forme, après recalage, la navigation opérationnelle de secours. Ce recalage permet à la navigation opérationnelle de secours de fournir une position de départ Pd proche de la position réelle du véhicule et les positions ultérieurement définies sont, elles, relativement proches de la position réelle du véhicule car elles ont été calculées, depuis la position recalée, en utilisant des informations de vitesses non leurrées (puisque constituées des données inertielles de positionnement qui ne sont pas affectées par l'opération de leurrage). La navigation opérationnelle de secours n'est ici utilisée que pendant la durée Dld pendant laquelle l'opération de leurrage est détectée.
Il est donc important de pouvoir détecter une fin tld' de l'opération de leurrage pour utiliser à nouveau, et en confiance, la navigation opérationnelle primaire pour guider le véhicule.
Généralement, au moment où le récepteur de signaux satellitaires 20 échappe à l'opération de leurrage (généralement parce que le récepteur de signaux satellitaires 20 arrive hors de portée du dispositif leurrant D ou que ledit dispositif D a été mis à l'arrêt), la position fournie par la première navigation de référence est fortement décalée par rapport aux précédentes positions fournies par la première navigation de référence (on devrait dire anormalement décalée compte tenu de la vitesse et des capacités de manœuvre du véhicule). Ce brusque décalage de position (visible en E sur la figure 2 : on parle aussi d'un échelon dans la trajectoire Nréfl) peut donc être utilisé comme signal pour arrêter l'utilisation de la navigation opérationnelle de secours et recommencer à utiliser la navigation opérationnelle primaire.
Selon une caractéristique supplémentaire de l'invention, l'utilisation de la navigation opérationnelle de secours est interrompue lorsque la trajectoire fournie par la première navigation de référence est brusquement ramenée vers la trajectoire Nop' issue de la navigation opérationnelle de secours. Autrement dit la position fournie par la première navigation de référence se rapproche d'un seul coup de la position fournie par la navigation opérationnelle de secours en créant un échelon dans la trajectoire fournie par la première navigation de référence.
Lorsqu'un tel échelon est détecté, l'opération de leurrage est considérée comme terminée : la navigation opérationnelle de secours est abandonnée au profit de la navigation opérationnelle primaire qui est à nouveau utilisée pour guider le véhicule.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit mais englobe toute variante entrant dans le champ de l'invention telle que définie par les revendications.
En particulier, le système de navigation du véhicule peut être différent de celui décrit.
Le véhicule peut être équipé de plusieurs centrales inertielles fournissant chacune une navigation inertielle. On pourra prévoir d'utiliser chacune de ces navigations inertielles comme navigation de référence pour la détection de leurrage : il y aura donc autant de processus de détection distincts qui seront combinés pour assurer une détection consolidée. En variante, seulement une partie des navigations inertielles peut être utilisée comme navigation de référence. En variante encore, il est possible d'utiliser une moyenne de tout ou partie de ces navigations inertielles pour former une navigation de référence pour la détection de leurrage.
L'unité électronique de navigation peut être intégrée dans la centrale de positionnement inertiel : un seul calculateur peut alors être utilisé.
Par ailleurs, pour le calcul des différents indicateurs (cumul et direction des corrections), il est possible d'utiliser une première navigation de référence mettant en œuvre un test d'innovation. Ainsi, la navigation opérationnelle (avec test d'innovation) peut être utilisée comme première navigation de référence, simplifiant ainsi l'architecture de la solution et détriment d'une dégradation de la performance de détection. La navigation opérationnelle et la première navigation de référence ne font en effet qu'une, la navigation opérationnelle ayant une double fonction : permettre de guider le véhicule et servir de base pour le calcul des différents indicateurs (cumul et direction des corrections). De préférence, néanmoins, la première navigation de référence est distincte de la navigation opérationnelle et ne met pas en œuvre un test d'innovation pour être plus sensible au leurrage.
Pour une application à un récepteur satellitaire agencé pour recevoir des signaux satellitaires des satellites de plusieurs systèmes de positionnement par satellites
(GNSS), on prévoira avantageusement de réaliser une détection de leurrage pour chacun de ces systèmes.
Le seuil prédéterminé de vitesse peut être différent de celui mentionné plus haut et par exemple égal à : - un multiple d'un écart-type calculé à partir d'une loi de distribution des écarts de vitesse, le multiple étant de préférence 3 ; une valeur prédéterminée d'écart de vitesse, de préférence 3 mètres par seconde environ. L'unité électronique de navigation 40 peut être agencée pour estimer pour la première navigation de référence au moins un biais accélérométrique et comparer le biais accélérométrique estimé à un seuil prédéterminé. Indépendamment des autres processus, le procédé peut comprendre les étapes de :
- déterminer un écart entre la vitesse issue de la première navigation de référence et la vitesse issue de la deuxième navigation de référence, et comparer cet écart à un seuil prédéterminé ; - estimer à partir de la première navigation de référence au moins un biais accélérométrique et le comparer à un seuil prédéterminé ;
- estimer à partir de la première navigation de référence au moins une dérive gyrométrique et la comparer à un seuil prédéterminé ;
- émettre une alerte en cas de dépassement d'un des seuils prédéterminés.
Il est possible, mais pas obligatoire, d'attribuer une note minimale au premier dépassement de seuil et de la relever à chaque fois qu'un autre seuil est dépassé, la probabilité d'existence d'une opération de leurrage étant proportionnelle au nombre de dépassements.
Le procédé peut comprendre les étapes de :
- estimer à partir de la première navigation de référence des erreurs de capteurs de la centrale de positionnement inertielle ;
- comparer l'estimation d'erreur de chaque capteur à un seuil prédéterminé ;
- émettre une alerte en fonction du nombre de dépassements de seuil, la probabilité d'existence d'une opération de leurrage étant proportionnelle au nombre de dépassements.
Bien que la combinaison des processus de détection soit extrêmement efficace, l'invention s'applique à l'utilisation d'un seul de ces processus de navigation, ou de deux ou plus en association.
Le programme peut mettre en œuvre un ou plusieurs filtres de Kalman.
Le système de notation peut être différent de celui décrit. Dans le cas où N processus de détection sont mis en œuvre, on peut prévoir que la note varie de 1 à N avec : une note inférieure à N/3 pour indiquer une menace peu crédible une note comprise entre N/3 et 2.N/3 pour indiquer une menace potentielle ; une note supérieure à 2.N/3 pour indiquer la présence crédible d'une menace. D'autres choix de notation sont possibles afin de limiter les risques de fausse alarme ou de non détection.
Les corrections de position peuvent être cumulées pendant une durée différente de celle mentionnée. Par exemple, le cumul des corrections de position peut être effectué depuis la mise sous tension de l'unité électronique de navigation et non plus sur une fenêtre temporelle glissante.
On peut utiliser comme coefficient de variabilité l'inverse de la variance et le comparer à un troisième seuil : l'existence d'une opération de leurrage est détectée si ledit coefficient est supérieur au seuil (et non plus inférieur au seuil comme lorsqu'on utilise directement la variance). Cette remarque est valable pour toutes les valeurs comparées à un seuil.
L'invention peut être mise en œuvre sans recours à une navigation opérationnelle de secours.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de navigation au moyen d'un récepteur de signaux satellitaires (20) embarqué dans un véhicule comprenant une unité électronique de navigation (40) reliée au récepteur de signaux satellitaires (20) et à une centrale de positionnement inertiel (30) pour calculer une navigation opérationnelle primaire hybridée à partir de données inertielles de positionnement et de données satellitaires de positionnement en appliquant un test d'innovation, le procédé comprenant les étapes de :
- calculer une première navigation de référence, hybridée à partir des données inertielles de positionnement avec des corrections de position déterminées à partir des données satellitaires de positionnement ;
- récupérer les corrections de position en latitude et en longitude fournies par la première navigation de référence ;
- effectuer une analyse statistique des corrections de position fournies par la première navigation de référence et en déduire une existence ou une absence d'opération de leurrage du récepteur de signaux satellitaires.
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la première navigation de référence ne met pas en œuvre de test d'innovation.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l'analyse statistique comprend le cumul des corrections de position fournies par la première navigation de référence, et la comparaison de ce cumul à un premier seuil prédéterminé pour discriminer l'existence d'une opération de leurrage et l'absence d'une opération de leurrage.
4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel le cumul des corrections de position est effectué sur une fenêtre de temps glissante.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel l'analyse statistique comprend le calcul d'un coefficient de corrélation entre les corrections de position en latitude et les corrections de position en longitude fournies par la première navigation de référence, et la comparaison du coefficient de corrélation à un deuxième seuil prédéterminé pour discriminer l'existence d'une opération de leurrage et l'absence d'une opération de leurrage.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel l'analyse statistique comprend la détermination de directions de correction successives à partir des corrections de position en latitude et des corrections de position en longitude fournies par la première navigation de référence, le calcul d'un coefficient de variabilité des directions de correction et la comparaison du coefficient de variabilité à un troisième seuil prédéterminé pour discriminer l'existence d'une opération de leurrage et l'absence d'une opération de leurrage.
7. Procédé selon la revendication 1, comprenant en outre les étapes de :
- calculer une deuxième navigation de référence à partir des données non satellitaires de positionnement ; comparer une sortie de la première navigation de référence et une sortie de la deuxième navigation de référence et en déduire une existence ou une absence d'opération de leurrage du récepteur de signaux satellitaires.
8. Procédé selon la revendication 7, comprenant l'étape de déterminer un écart entre la vitesse issue de la première navigation de référence et la vitesse issue de la deuxième navigation de référence et de comparer cet écart à un seuil prédéterminé.
9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel le seuil prédéterminé est égal à un multiple d'un écart-type calculé à partir d'une loi de distribution des écarts de vitesse, le multiple étant de préférence 3.
10. Procédé selon la revendication 8, dans lequel le seuil prédéterminé est égal à un multiple d'un écart-type calculée à partir d'une loi de distribution des écarts de vitesse, le multiple étant de préférence 4.
11. Procédé selon la revendication 8, dans lequel le seuil prédéterminé est égal à une valeur prédéterminée d'écart de vitesse, de préférence 3 mètres par seconde environ.
12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant les étapes d'estimer à partir de la première navigation de référence au moins une estimation d'erreur d'au moins un capteur inertiel de la centrale de positionnement non satellitaire et comparer l'estimation à un seuil prédéterminé.
13. Procédé selon la revendication 12, comprenant les étapes d'estimer pour la première navigation de référence au moins un biais accélérométrique et de comparer le biais accélérométrique estimé à un seuil prédéterminé.
14. Procédé selon la revendication 12, comprenant les étapes d'estimer pour la première navigation de référence au moins une dérive gyrométrique et de comparer la dérive gyrométrique estimée à un seuil prédéterminé.
15. Procédé selon la revendication 14, dans lequel la dérive gyrométrique estimée est une dérive horizontale.
16. Procédé selon la revendication 14, dans lequel la dérive gyrométrique estimée est une dérive de cap.
17. Procédé selon la revendication 13 ou 14, dans lequel le seuil prédéterminé est égal à un multiple d'un écart- type calculé à partir d'une loi de distribution de l'erreur, le multiple étant de préférence égal à 4.
18. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant les étapes de :
- estimer à partir de la première navigation de référence des erreurs de capteurs de la centrale de positionnement non satellitaire ; - comparer l'estimation d'erreur de chaque capteur à un seuil prédéterminé ;
- émettre une alerte en fonction du nombre de dépassements de seuil, la probabilité d'existence d'une opération de leurrage étant proportionnelle au nombre de dépassements.
19. Système de navigation comprenant une unité électronique de navigation programmée pour mettre en œuvre un procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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