WO2021032749A1 - Detection d'une operation de leurrage d'un recepteur de signaux satellitaires - Google Patents

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navigation
satellite
predetermined threshold
satellite positioning
reference navigation
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PCT/EP2020/073119
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Loïc Davain
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Safran Electronics & Defense
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Definitions

  • the present invention relates to the field of navigation and more precisely to positioning and navigation by means in particular of the reception of satellite signals transmitted by satellites belonging to a constellation of satellites distributed around the Earth. Positioning by satellites (or GNSS stands for “Global Navigation Satellite System”) is mainly implemented 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 transmitted by satellites whose position is known and in deducing from the duration (or time of flight), between the transmission and the reception of each of the signals, a so-called pseudo-distance measurement between the satellite signal receiver (commonly, and sometimes incorrectly, called GPS receivers) and each of the satellites from which the signal has been received (each signal comprising an identifier of the satellite and the time of emission of the signal).
  • GPS receivers commonly, and sometimes incorrectly, called GPS receivers
  • each signal comprising an identifier of the satellite and the time of emission of the signal.
  • this positioning system which is relatively precise, has spread widely and many vehicles are now equipped with a satellite signal receiver. Due to the falling costs of satellite signal receivers, most people also have cell phones of the type. smartphone (or mobile phone) themselves fitted with a satellite signal receiver.
  • decoying devices have appeared to deceive these satellite signal receivers (we speak of "decoy” or "spoofing” of receivers).
  • a device comprises an electronic processing unit connected to a radiofrequency signal transmitter to transmit fraudulent signals having the characteristics of satellite signals. More precisely, the electronic processing unit is arranged to generate, from an initial position receiver of a satellite signal receiver, fraudulent signals which, when picked up by the satellite signal receiver, cause the satellite signal receiver to calculate an erroneous position.
  • the actual initial position of the satellite signal receiver can be detected for example by means of a laser range finder or communicated by the vehicle on board the satellite signal receiver as required by certain navigation rules, in particular air and sea (ADS-B or AIS signals sent by vehicles to communicate its position to its neighbors).
  • ADS-B or AIS signals sent by vehicles to communicate its position to its neighbors.
  • the fraudulent signals For the fraudulent signals to be taken into account by the satellite signal receiver, it is not sufficient to transmit the fraudulent signals with a power greater than the original satellite signals. It is also necessary that the fraudulent signals have the same code phase and a Doppler effect being 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 in the real position of the satellite signal receiver cannot not be detected.
  • Hybrid navigation systems 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 to the satellite positioning data.
  • the Kalman filter is protected by an innovation test to detect outliers and reject them.
  • the fraudulent signals have sufficient consistency, then they can pass this innovation test and thus it is possible to cause the hybrid navigation to follow the decoyed position.
  • it is the satellite positioning data which make it possible to compensate for the errors of the inertial positioning data over the long term so that fraudulent signals would lead to 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 navigation method by means of a satellite signal receiver on board a vehicle comprising an electronic navigation unit connected to the satellite signal receiver and to a non-satellite positioning unit to calculate operational navigation hybridized from non-satellite positioning data and satellite positioning data by applying an innovation test.
  • the process comprises the steps of:
  • the method according to the invention makes it possible to detect an exposure of a satellite signal receiver to a decoy operation. It is therefore possible to alert the user to the existence of this decoy operation, to detect the end of exposure to fraudulent signals and to restore the nominal navigation performance relatively quickly. It will be understood that the method of the invention makes it possible to have both precise operational navigation in the absence of decoy (hybrid operational navigation of the “full authority” type), and detection of any decoy attempt.
  • 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.
  • 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 non-satellite positioning unit and comparing the estimate to a predetermined threshold. This makes it possible to detect a decoy in a very simple and very reliable manner.
  • the subject of the invention is also an electronic navigation unit programmed to implement the above method.
  • FIG. 1 is a schematic view of a device for implementing the method of the invention during a decoy operation.
  • the invention is here described in application to an aircraft 1 equipped with a navigation system generally designated as 10 comprising a satellite signal receiver 20 and an inertial positioning unit 30 which are connected to an electronic navigation unit 40.
  • a navigation system generally designated as 10 comprising a satellite signal receiver 20 and an inertial positioning unit 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 positioning satellite signals transmitted 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 a pseudo-distance, a phase measurement, a latitude, a longitude, an altitude, and a time error.
  • GNSS satellite positioning system
  • the inertial unit 30 comprises an inertial measurement unit comprising inertial sensors, here conventionally three accelerometers arranged along the axes of a measurement frame and three gyrometers arranged to measure rotations of this measurement frame with respect to a reference frame.
  • the inertial measurement unit 30 further comprises, in a manner known per se, a processing unit arranged to determine inertial positioning data, such as position, attitude and speed data, from the signals of measurement produced by inertial sensors.
  • 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 navigations using the positioning data.
  • the electronic navigation unit 40 calculates a hybridized operational navigation from the inertial positioning data and the satellite positioning data.
  • Hybrid navigation can be based on loose coupling in position (and / or speed) or tight coupling in pseudo-distance (and / or delta range).
  • the program uses a Kalman filter which comprises a bank of filters and which is protected by an innovation test aimed at verifying the consistency of the satellite positioning data between them.
  • the innovation test is known in itself and can detect and reject outliers.
  • Operational navigation is used for steering the vehicle to cause the vehicle to follow a predetermined route.
  • the method of the invention aims to detect a decoying operation during which a decoying device D, here on the ground, knowing the real position of the aircraft 1, transmits fraudulent satellite signals intended to be received by the satellite signal receiver 20 and taken into account in the calculation of the hybridized navigation instead of the authentic satellite signals to bring the aircraft 1 on a real trajectory different from that indicated by the navigation system.
  • a decoying device D here on the ground, knowing the real position of the aircraft 1
  • the structure and operation of the decoying device D are known per se and will not be further described here.
  • the electronic navigation unit 40 is furthermore arranged to execute decoy detection processes, processes which are here advantageously combined.
  • the electronic navigation unit 40 calculates two other navigations, and more precisely hybridized navigation and non-hybridized navigation, namely:
  • a first reference navigation hybridized from the inertial positioning data and the satellite positioning data, the first reference navigation being readjusted to the satellite positioning data;
  • the first reference navigation is not an operational navigation: it is only used to detect the decoy. To force the first reference navigation to be sensitive (or prone) to deception, the innovation test is disabled.
  • the second reference navigation can result from the implementation of a non-readjusted Kalman filter.
  • the implementation of a Kalman filter not readjusted by the second navigation also makes it possible to develop a consistent quality indicator.
  • the electronic navigation unit 40 compares an output of the first reference navigation and an output of the second reference navigation and deduces therefrom an existence or an absence of decoy operation of the satellite signal receiver.
  • the Kalman filter is configured to readjust the navigation on the satellite data so that, in the event of deception, 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 hybrid navigation which is forced to follow the 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 deviation with a predetermined threshold.
  • the predetermined threshold is equal to a multiple of a standard deviation calculated from a law of distribution of the 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 compare 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.
  • the predetermined threshold is equal to a multiple of a standard deviation calculated from a distribution law of the drift, the multiple preferably being equal to 4.
  • the use of a threshold not fixed but based on the standard deviations calculated by the hybridization filters makes it possible to improve the sensitivity of the detection of decoys by taking into account the current quality of the calculated navigations, and by the same by taking into account the natural characteristics of a navigation not readjusted (period of Schuler, oscillation 24h).
  • the hybrid operational navigation (which implements an innovation test) is monitored in order to ensure that the innovation test does not return a rejection rate higher than a predetermined threshold representative of an abnormality.
  • the detection processes When one of the detection processes reveals a decoy 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 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 issue a credible threat alert as soon as one of the detection processes has identified a deviation.
  • the alert can have different levels depending on whether:
  • the second detection process has issued an alert for at least one of the monitored inertial sensors
  • the second detection process issued an alert simultaneously for several of the monitored inertial sensors
  • the electronic navigation unit 40 is arranged to establish a score of the threat which increases by 1 each time one of the above criteria is satisfied.
  • the score can therefore be between 1 and 5. and;
  • 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 can be made to use each of these inertial navigations as reference navigation for the detection of decoys: 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 decoys.
  • the non-satellite navigation unit can be an inertial unit but also another type of unit such as an optical navigation unit operating from the position of the stars or landmarks.
  • GNSS satellite positioning systems
  • 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 the speed deviations the multiple preferably being 3;
  • a predetermined value for the speed difference preferably approximately 3 meters per second.
  • the electronic navigation unit can be arranged to estimate for the first reference navigation at least one accelerometric bias and to compare the estimated accelerometric bias with a predetermined threshold.
  • the process can include the steps of:
  • the process can include the steps of:
  • the invention applies to the use of only one of these navigation processes, or two or more in combination.
  • the program can implement one or more Kalman filters.
  • the scoring system may be different from that described.
  • N detection processes are set implementation, we can predict that the score varies from 1 to N with:

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  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
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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 (30) et des données satellitaires de positionnement (20), la première navigation de référence étant recalée sur les données satellitaires de positionnement; • - calculer une deuxième navigation de référence à partir des données non satellitaires de positionnement (30); • - comparer (40) 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 (20).

Description

DETECTION D'UNE OPERATION DE LEURRAGE D'UN RECEPTEUR DE SIGNAUX SATELLITAIRES
ARRIERE PLAN DE L'INVENTION 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. 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 disposer de la latitude, de la longitude et de l'altitude du récepteur ainsi que d'une erreur sur les durées mesurées, 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, 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). (Jn 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 les véhicules 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 .
Il est connu des systèmes de navigation 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. Ainsi, 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.
Il est connu du document US-A-2009/0254278 un système de navigation hybride satellitaire/inertiel qui fournit une navigation opérationnelle hybride (opérationnelle en ce sens que c'est elle qui est utilisée pour diriger le véhicule) qui est recalée sur la navigation satellitaire avec un gain faible (ou « low authority »). Il en résulte que, si la navigation opérationnelle est effectivement affectée par le leurrage, elle est néanmoins plus robuste au leurrage qu'une navigation hybride de type « full authority ». Néanmoins, la précision de la navigation opérationnelle est dégradée en l'absence de leurrage du fait du recalage à gain faible.
Le document US-A-2018/088241 décrit un procédé pour détecter un leurrage d'un récepteur de signaux satellitaires. Ce procédé consiste à comparer une suite de positions fournies par une navigation purement inertielle et une suite de positions fournies par une navigation purement satellitaire aux mêmes instants, et à calculer une fonction d'autocorrélation correspondante. 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 non satellitaire pour calculer une navigation opérationnelle hybridée à partir de données non satellitaires de positionnement et de données satellitaires de positionnement en appliquant un test d'innovation. Le procédé comprend les étapes de :
- calculer une première navigation de référence, hybridée à partir des données non satellitaires de positionnement et des données satellitaires de positionnement sans appliquer de test d'innovation, la première navigation de référence étant recalée sur les données satellitaires de positionnement ;
- 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.
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. On comprend que le procédé de l'invention permet d'avoir à la fois une navigation opérationnelle précise en l'absence de leurrage (navigation opérationnelle hybride de type « full authority »), et une détection de toute tentative de leurrage.
De préférence, 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 non satellitaire 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 l'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.
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 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 une erreur temporelle. La centrale inertlelle 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 mesure inertielle 30 comprend en outre, de manière connue en elle-même, une unité de traitement 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.
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 des navigations en utilisant les données de positionnement .
Lors de l'exécution de ce programme, l'unité électronique de navigation 40 calcule une navigation opérationnelle 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 oeuvre 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 est utilisée 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 pris en compte dans le calcul de la navigation hybridée à la place des signaux satellitaires authentiques pour amener 1'aéronef 1 sur une trajectoire réelle différente de celle indiquée par le système de navigation. 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.
Selon un premier processus de détection, l'unité électronique de navigation 40 calcule deux autres navigations, et plus précisément une navigation hybridée et une navigation non hybridée, à savoir :
- une première navigation de référence, hybridée à partir des données inertielles de positionnement et des données satellitaires de positionnement, la première navigation de référence étant recalée sur les données satellitaires de positionnement ;
- une deuxième navigation de référence uniquement à partir des données inertielles 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.
La deuxième navigation de référence peut résulter de la mise en œuvre d'un filtre de Kalman non recalé. La mise en œuvre d'un filtre de Kalman non recalé par la deuxième navigation permet en outre d'élaborer un indicateur de qualité cohérent.
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 deuxième 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 troisième processus de détection, la navigation opérationnelle hybride (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.
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 écart. L'alerte peut avoir différents niveaux selon que :
- le deuxième processus de détection a émis une alerte pour au moins l'un des capteurs inertiels surveillés ;
- le deuxième processus de détection a émis une alerte simultanément pour plusieurs des capteurs inertiels surveillés ;
- le deuxième processus de détection a émis une alerte simultanément pour tous les capteurs inertiels surveillés ;
- la navigation opérationnelle hybride (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 5. 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 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.
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.
La centrale de navigation non satellitaire peut être une centrale inertielle mais également un autre type de centrale comme une centrale de navigation optique fonctionnement à partir de la position des astres ou d'amers.
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 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.
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 part ir de la première navigation de référence au moins une dérive gyrométrique et la comparer à un seuil prédéterminé ; et l'étape d'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 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.
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.

Claims

REVENDICATIONS
1. 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 non satellitaire pour calculer une navigation opérationnelle hybridée à partir de données non satellitaires 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 non satellitaires de positionnement et des données satellitaires de positionnement sans appliquer de test d'innovation, la première navigation de référence étant recalée sur les données satellitaires de positionnement ;
- 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.
2. Procédé selon la revendication 1, 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.
3. Procédé selon la revendication 2, 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.
4. Procédé selon la revendication 2, 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.
5. Procédé selon la revendication 2, dans lequel le seuil prédéterminé est égal à une valeur prédéterminée d'écart de vitesse, de préférence 3 mètres par seconde environ.
6. 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.
7. Procédé selon la revendication 6, 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.
8. Procédé selon la revendication 6, 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.
9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel la dérive gyrométrique estimée est une dérive horizontale.
10. Procédé selon la revendication 8, dans lequel la dérive gyrométrique estimée est une dérive de cap.
11. Procédé selon la revendication 7 ou 8, 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.
12. 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 .
13. 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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