EP1756519A2 - Procede de signalisation des marges laterales de manoeuvre existant de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef - Google Patents

Procede de signalisation des marges laterales de manoeuvre existant de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef

Info

Publication number
EP1756519A2
EP1756519A2 EP05747828A EP05747828A EP1756519A2 EP 1756519 A2 EP1756519 A2 EP 1756519A2 EP 05747828 A EP05747828 A EP 05747828A EP 05747828 A EP05747828 A EP 05747828A EP 1756519 A2 EP1756519 A2 EP 1756519A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
flight plan
ground
lateral
turn
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Withdrawn
Application number
EP05747828A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Elias Bitar
Nicolas Marty
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales SA
Original Assignee
Thales SA
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 Thales SA filed Critical Thales SA
Publication of EP1756519A2 publication Critical patent/EP1756519A2/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration

Definitions

  • the present invention relates to on-board navigation aid for aircraft in accordance with a part of a flight plan corresponding to a low altitude trajectory which may include passages with freedom of lateral movement limited by the risk of collision with the ground. It relates to a signaling, on a navigation screen, of passages of the flight plan trajectory subject to restrictions on freedom of lateral movement.
  • a navigation screen of the dashboard of an aircraft a first image showing a map of the region overflown with, in superimposition, the position of the aircraft and the trace on the ground of the part to be covered of the trajectory provided in the flight plan, and a second image showing the relative height of the aircraft with respect to a vertical navigation profile which lists the highest elevations of terrain encountered along a strip of land centered on the trajectory provided in the flight plan, called the navigation strip.
  • the elevations of the region overflown are listed in an on-board topographic database or searchable from the aircraft.
  • the navigation strip has a width on either side of the track on the ground of the trajectory planned in the flight plan, taking into account the uncertainties in the location of the aircraft, the inaccuracies of the topographic database and the lateral tolerance allowed in following the trajectory provided in the flight plan.
  • the vertical navigation profile informs the crew of the aircraft on the height margin above the ground that the aircraft has according to their position on the trajectory provided in the flight plan and their current altitude given by their instruments. from the edge but it does not give any indication of the environment close to the navigation strip which may, when the aircraft is at low altitude, limit its freedom of lateral movement.
  • the relief and the obstacles on the ground are listed in a topographic map of the region overflown prepared from a topographic database on board or viewable from the aircraft.
  • the lateral protection volumes linked to the aircraft are dimensioned so as to contain the volumes necessary for lateral clearance maneuvers. This is a system requiring, like all TAWS systems, relatively large computing power.
  • the object of the present invention is to assist on-board navigation providing information, at a lower cost, to the crew of an aircraft on the passages of the trajectory provided for in their flight plan where they will encounter limitations in their lateral margins of maneuver.
  • It relates to a method for signaling the lateral margins of maneuver existing on either side of a trajectory provided in the flight plan of an aircraft provided with a location device and having access to a database of elevation of terrain, remarkable in that it consists of displaying, on a navigation screen, with the vertical navigation profile giving the highest elevations of terrain listed in the terrain elevation database, encountered on the planned trajectory in the flight plan, along a navigation strip whose width takes into account the aircraft location uncertainties, the inaccuracy of the terrain elevation database and the lateral tolerance allowed in tracking of the trajectory provided in the flight plan, a vertical profile of lateral navigation margins giving the highest elevations of terrain listed in the terrain elevation database, encountered on the trajectory provided in the flight plan, along an enlarged navigation strip made up of the navigation strip itself, supplemented by right and left lateral margins of maneuver.
  • the right and left lateral margins of maneuver are dimensioned so as to delimit sufficient surfaces to contain the traces on the ground of disengagement maneuvers comprising at least a half-turn made, by the aircraft, flat, on the right or on the left of the flight plan path.
  • the right and left lateral margins of maneuver are dimensioned so as to delimit sufficient surfaces to contain the traces on the ground of disengagement maneuvers comprising at least a half-turn made, by the aircraft, flat, on the right or on the left of the flight plan trajectory and this, taking into account the local wind.
  • the right and left lateral maneuvering margins are dimensioned so as to delimit surfaces sufficient to contain the traces on the ground of disengagement maneuvers comprising at least a half-turn made, by the aircraft, flat, with a radius of imposed turn, to the right or to the left of the flight plan path.
  • the right and left lateral maneuvering margins are dimensioned so as to delimit sufficient surfaces to contain the tracks on the ground of disengagement maneuvers comprising at least a half-turn made by the aircraft, with an imposed radius of turn, on the right or on the left of the trajectory planned in the flight plan and this, taking into account the local wind.
  • the turning radius imposed for the clearance maneuvers is a minimum turning radius authorized for the aircraft considered.
  • the lateral dimensions of the margins of maneuver are a function of the imposed radius of turn and of the positions, relative to the aircraft, of the points of the tracks on the ground of turns with the imposed radius corresponding, for the aircraft, to a cancellation of its speed component perpendicular to the route planned in the flight plan.
  • a figure 1 is a top view, of a navigation strip and of the right and left lateral margins according to the invention
  • - a figure 2 is a view of a profile vertical navigation supplemented, in accordance with the invention, with a vertical profile of lateral margins
  • - a figure 3 illustrates, in horizontal projection, circular trajectories corresponding to flat turns made by the aircraft, at constant speed and roll angle in the absence of local wind
  • - a figure 4 illustrates the deformations, in form of cycloid arches, traces on the ground of the circular paths shown in Figure 3 resulting from the presence of a local cross wind.
  • FIG. 1 shows, in horizontal projection and seen from above, an aircraft 1 following an effective trajectory 2. Its heading 3 is different from its route (track) 4 along the axis of the projection on the ground of its effective trajectory 2 due of a local crosswind W.
  • the planned trajectory is never followed exactly, due to the imprecision of the on-board aircraft location devices, the imprecision of the terrain elevation database used to draw up the maps used for plotting and monitoring the trajectory provided in the flight plan and the tolerance allowed in lateral trajectory tracking.
  • the only certainty is that it is above a strip of land known as the navigation strip 5 extending on each side of the trajectory provided for in the plan of flight over a width corresponding to the cumulative sum of the uncertainty of the lateral location of the aircraft with respect to its route, the inaccuracies of the maps used for the layout and monitoring of the trajectory provided for in the flight plan and the tolerance allowed in lateral trajectory tracking. It is important that the safety floor associated with a position of the aircraft 1 running along the trajectory provided for in the flight plan remains above the reliefs and obstacles on the ground identified in the navigation strip.
  • FIG. 2 illustrates an example of graphics which can be used on an aircraft dashboard navigation screen to display, in a superimposed manner, the vertical navigation and lateral margins profiles.
  • the vertical navigation and lateral margins profiles are represented by the curves 20, 21 of the functions giving the value of the maximum elevation of terrain recorded on a transverse section of the navigation strip alone or with the lateral margins 9 , 10 as a function of the distance traveled on the trajectory provided for in the flight plan.
  • the area between the curve 20 of the vertical navigation profile and the distance axis is hatched differently from that between the curves 20 and 21 of the two vertical profiles.
  • the curve 20 of the vertical profile of the navigation strip remains always below that 21 of the vertical profile of the lateral margins which is taken from a strip of greater width.
  • Different examples of positions 22 to 25 are given for the relative height index of the aircraft.
  • the relative height index of the aircraft When the relative height index of the aircraft is in positions 22 or 25, the safety floor of the aircraft is above the reliefs or obstacles on the ground of the overflown portion of the navigation strip but certain reliefs or obstacles on the ground close to the navigation strip laterally are above the safety floor; there are therefore limitations of lateral room for maneuver.
  • the relative height index of the aircraft When the relative height index of the aircraft is in positions 23 or 24, the safety floor of the aircraft is above any nearby relief or obstacle on the ground; there is therefore no limitation of the lateral margins of maneuver.
  • the terrain elevations are taken from a terrain elevation database as a function of the layout of the trajectory provided for in the flight plan and widths allowed for the navigation strip 5 alone and the navigation strip 5 increased by the lateral margins 9 and 10.
  • TAS being the amplitude of the air speed of the aircraft
  • g being the acceleration of gravity
  • the circles 30, 31 leave traces on the ground 40, 41 in the form of cycloid arches, as shown in FIG. 4.
  • the system of parametric equations a track on the ground can be obtained by integrating the system of parametric equations for the air speed of travel on the corresponding circle.
  • the system (2) of parametric equations of the speed of the aircraft expressed in a ground coordinate system XY whose Y axis is oriented according to the heading of the aircraft, becomes : fws x being the wind vector ws v
  • the initial position condition is

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Les parties du plan de vol d'un aéronef correspondant à des trajectoires latérales à basse altitude peuvent comporter des passages à liberté d'évolution latérale limitée par des risques de collision avec le sol ou des obstacles au sol. Le procédé permet de les signaler à l'attention de l'équipage pour qu'il redouble d'attention. Il utilise pour ce faire l'affichage, sur un écran de navigation du bord, d'un profil vertical de marge de manoeuvre (21) concernant la bande de navigation élargie à droite et à gauche par des marges latérales de manoeuvre, superposé au profil vertical de navigation (20) concernant uniquement la bande de navigation.

Description

PROCEDE DE SIGNALISATION DES MARGES LATERALES DE MANŒUVRE EXISTANT DE PART ET D'AUTRE DE LA TRAJECTOIRE DU PLAN DE VOL D'UN AERONEF La présente invention concerne l'aide à la navigation embarquée pour des aéronefs suivant une partie de plan de vol correspondant à une trajectoire à basse altitude pouvant comporter des passages à liberté d'évolution latérale limitée par des risques de collision avec le sol. Elle est relative à une signalisation, sur écran de navigation, des passages de la trajectoire du plan de vol soumis à des limitations de liberté d'évolution latérale. Actuellement, il est connu d'afficher simultanément deux images sur un écran de navigation de la planche de bord d'un aéronef : une première image montrant une carte de la région survolée avec, en surimposition, la position de l'aéronef et la trace au sol de la partie à parcourir de la trajectoire prévue au plan de vol, et une deuxième image montrant la hauteur relative de l'aéronef par rapport à un profil vertical dé navigation qui répertorie les plus fortes élévations de terrain rencontrées le long d'une bande de terrain centrée sur la trajectoire prévue au plan de vol, dite bande de navigation. Les élévations de terrain de la région survolées sont répertoriées dans une base de données topographiques embarquée ou consultable depuis l'aéronef. La bande de navigation a une largeur, de part et d'autre de la trace au sol de la trajectoire prévue au plan de vol, tenant compte des incertitudes de localisation de l'aéronef, des imprécisions de la base de données topographiques et de la tolérance latérale admise dans le suivi de la trajectoire prévue au plan de vol. Le profil vertical de navigation renseigne l'équipage de l'aéronef sur la marge de hauteur au-dessus du sol que possède l'aéronef en fonction de sa position sur la trajectoire prévue au plan de vol et de son altitude courante donnée par ses instruments du bord mais il ne donne pas d'indication sur l'environnement proche de la bande de navigation qui peut, lorsque l'aéronef est à basse altitude, limiter sa liberté d'évolution latérale. Pour répondre à ce besoin, la demanderesse a déjà proposé, dans une demande de brevet français FR 2.842.594 un système embarqué d'aide à la navigation pour aéronef alertant l'équipage d'un aéronef sur le temps lui restant pour entamer des manœuvres latérales de dégagement, lorsque des limitations à ses marges latérales de manœuvre sont détectés d'un côté ou de l'autre d'une trajectoire fictive pouvant être sa trajectoire prévisible à court terme. Ce système embarqué reprend, en l'adaptant, le principe des avertisseurs de proximité du sol de type TAWS (acronyme de l'expression anglo-saxonne : "Terrain Awamess and Warning System"). Il se base sur la pénétration du relief ou d'obstacle au sol, dans deux volumes latéraux de protection liés à l'aéronef et dimensionnés en fonction de la position courante de l'aéronef ainsi que de ses vecteurs vitesse et accélération du moment. Le relief et les obstacles au sol sont répertoriés dans une carte topographique de la région survolée élaborée à partir d'une base de données topographiques embarquée ou consultable depuis l'aéronef. Les volumes latéraux de protection liés à l'aéronef sont dimensionnés de manière à contenir les volumes nécessaires à des manœuvres latérales de dégagement II s'agit là d'un système réclamant, comme tous systèmes TAWS, une puissance de calcul relativement importante.
La présente invention a pour but une aide à la navigation embarquée renseignant, à moindre coût, l'équipage d'un aéronef sur les passages de la trajectoire prévue à son plan de vol où il rencontrera des limitations de ses marges latérales de manœuvres.
Elle a pour objet un procédé de signalisation des marges latérales de manœuvre existant de part et d'autre d'une trajectoire prévue au plan de vol d'un aéronef pourvu d'un dispositif de localisation et ayant accès à une base de données d'élévation de terrain, remarquable en ce qu'il consiste à afficher, sur un écran de navigation, avec le profil vertical de navigation donnant les plus fortes élévations de terrain répertoriées dans la base de données d'élévation de terrain, rencontrées sur la trajectoire prévue au plan de vol, le long d'une bande de navigation dont la largeur tient compte des incertitudes de localisation de l'aéronef, de l'imprécision de la base de données d'élévation de terrain et de la tolérance latérale admise dans le suivi de la trajectoire prévue au plan de vol, un profil vertical de marges latérales de navigation donnant les plus fortes élévations de terrain répertoriées dans la base de données d'élévation de terrain, rencontrées sur la trajectoire prévue au plan de vol, le long d'une bande élargie de navigation constituée de la bande de navigation elle-même, complétée par des marges latérales droite et gauche de manœuvre. Avantageusement, les marges latérales droite et gauche de manœuvre sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol de manœuvres de dégagement comportant au moins un demi-tour effectué, par l'aéronef, à plat, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol. Avantageusement, les marges latérales droite et gauche de manœuvre sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol de manœuvres de dégagement comportant au moins un demi-tour effectué, par l'aéronef, à plat, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol et cela, compte tenu du vent local. Avantageusement, les marges latérales droite et gauche de manœuvre sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol de manœuvres de dégagement comportant au moins un demi-tour effectué, par l'aéronef, à plat, avec un rayon de virage imposé, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol. Avantageusement, les marges latérales droite et gauche de manœuvre sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol de manœuvres de dégagement comportant au moins un demi-tour effectué, par l'aéronef, avec un rayon imposé de virage, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol et cela, compte tenu du vent local. Avantageusement, le rayon de virage imposé pour les manœuvres de dégagement, par la droite et par la gauche, est un rayon minimum de virage autorisé pour l'aéronef considéré. Avantageusement, les dimensions latérales des marges de manœuvre sont fonction du rayon imposé de virage et des positions, par rapport à l'aéronef, des points des traces au sol des virages au rayon imposé correspondant, pour l'aéronef, à une annulation de sa composante de vitesse perpendiculaire à la route prévue au plan de vol. Avantageusement, les dimensions latérales des marges de manœuvre sont prises égales, pour l'une, celle de droite Wr, à la plus grande valeur parmi : - le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par : TAS2 R = , £- tanφro„ TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, φrofl étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manœuvre de virage, et - les valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps twn et twr2 des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol, Wr = Max [2R ; x, (tWrl ) ; xt (tWr2 )] avec 8 = +1
et pour l'autre, celle de gauche Wι à la plus grande des valeurs parmi : - le diamètre de virage 2R, et, - les opposées des valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps twn et des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol W, = Max[2R ; - xt (tmt ) ; -x, (tm2 )] avec δ = -1
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressorti ront de la description ci-après d'un exemple de réalisation. Cette description sera faite en regard du dessin dans lequel : - une figure 1 est une vue de dessus, d'une bande de navigation et des marges latérales droite et gauche selon l'invention, - une figure 2 est une vue d'un profil vertical de navigation complété, conformément à l'invention, par un profil vertical de marges latérales, - une figure 3 illustre, en projection horizontale, des trajectoires circulaires correspondant à des virages à plat effectués par l'aéronef, à vitesse et angle de roulis constants en l'absence de vent local, et - une figure 4 illustre les déformations, en forme d'arches de cycloïde, des traces au sol des trajectoires circulaires montrées à la figure 3 résultant de la présence d'un vent local de travers.
La figure 1 montre, en projection horizontale et vu de dessus, un aéronef 1 suivant une trajectoire effective 2. Son cap 3 est différent de sa route (track) 4 suivant l'axe de la projection au sol de sa trajectoire effective 2 en raison d'un vent local de travers W. Au cours du déroulement d'un plan de vol, la trajectoire prévue n'est jamais suivie exactement, du fait de l'imprécision des dispositifs embarqués de localisation de l'aéronef, de l'imprécision de la base de données d'élévation de terrain servant à l'élaboration des cartes utilisées pour le tracé et le suivi de la trajectoire prévue au plan de vol et de la tolérance admise dans le suivi latéral de trajectoire. Lorsque l'aéronef 1 suit la trajectoire prévue à son plan de vol, la seule certitude est qu'il se trouve au-dessus d'une bande de terrain dite bande de navigation 5 s'étendant de chaque côté de la trajectoire prévue au plan de vol sur une largeur correspondant à la somme cumulée de l'incertitude de localisation latérale de l'aéronef par rapport à sa route, des imprécisions des cartes utilisées pour le tracé et le suivi de la trajectoire prévue au plan de vol et de la tolérance admise dans le suivi latéral de trajectoire. Il importe que le plancher de sécurité associé à une position de l'aéronef 1 courant le long de la trajectoire prévue au plan de vol reste au- dessus des reliefs et obstacles au sol repérés dans la bande de navigation. Lorsqu'un relief ou obstacle au sol 6 traverse le plancher de sécurité au niveau de la bande de navigation, il y a un risque de collision avec le sol et il doit être dérogé au suivi de la trajectoire prévue au plan de vol par une manœuvre d'évitement. Ce genre de risque peut être détecté par un avertisseur de proximité du sol de type TAWS mais il peut aussi l'être par l'équipage de l'aéronef grâce à une surveillance de la position d'un index de hauteur relative de l'aéronef dans l'image du profil vertical de navigation affichée sur l'écran de navigation de la planche de bord de l'aéronef car ce profil vertical de navigation montre les plus fortes valeurs d'élévation de terrain rencontrées sur la bande de navigation tout au long de la trajectoire prévue au plan de vol. Lorsqu'un relief ou obstacle au sol 7, 8 traverse le plancher de sécurité au voisinage immédiat de la bande de navigation, il n'y a pas de risque de collision avec le sol si l'aéronef ne fait que suivre la trajectoire prévue au plan de vol. Par contre, il y a restriction des marges latérales d'évolution de l'aéronef 1 lorsqu'il passe à proximité. Cela n'est pas signalé par un avertisseur de proximité du sol de type TAWS et ne ressort pas à l'étude de la position relative de l'index de hauteur relative de l'aéronef par rapport au profil vertical de navigation dans l'image affichée sur l'écran de navigation de la planche de bord. Or il est intéressant que l'équipage de l'aéronef soit conscient des limitations à ses marges latérales de manœuvre pour éviter des manœuvres de dégagement malencontreuses. Pour ce faire, on propose d'ajouter, à droite et à gauche de la bande de navigation 5, des marges latérales 9, 10 de largeur suffisant pour que l'aéronef puisse faire un demi-tour, à plat avec un rayon de virage imposé et de superposer au profil vertical de navigation affiché sur l'écran de navigation de la planche de bord, un profil vertical de marges latérales montrant les plus fortes valeurs d'élévation de terrain rencontrées sur la bande de navigation et les marges latérales de manœuvre tout au long de la trajectoire prévue au plan de vol. La figure 2 illustre un exemple de graphisme utilisable sur un écran de navigation de planche de bord d'aéronef pour faire apparaître, de manière superposée, les profils verticaux de navigation et de marges latérales. Dans ce graphisme, les profils verticaux de navigation et de marges latérales sont représentés par les courbes 20, 21 des fonctions donnant la valeur de l'élévation de terrain maximale relevée sur une coupe transversale de la bande de navigation seule ou avec les marges latérales 9, 10 en fonction de la distance parcourue sur la trajectoire prévue au plan de vol. Pour une meilleure lisibilité, la surface compris entre la courbe 20 du profil vertical de navigation et l'axe des distances est hachurée différemment de celle comprise entre les courbes 20 et 21 des deux profils verticaux. On remarque que la courbe 20 du profil vertical de la bande de navigation reste toujours en dessous de celle 21 du profil vertical des marges latérales qui est pris sur une bande de plus grande largeur. Différents exemples de positions 22 à 25 sont donnés pour l'index de hauteur relative de l'aéronef. Lorsque l'index de hauteur relative de l'aéronef est dans les positions 22 ou 25, le plancher de sécurité de l'aéronef est au-dessus des reliefs ou obstacles au sol de la partie survolée de la bande de navigation mais certains reliefs ou obstacles au sol proches latéralement de la bande de navigation sont au- dessus du plancher de sécurité ; il y a donc des limitations de marge de manœuvre latérale. Lorsque l'index de hauteur relative de l'aéronef est dans les positions 23 ou 24, le plancher de sécurité de l'aéronef est au-dessus de tout relief ou obstacle au sol proches ; il n'y a donc aucune limitation des marges latérales de manœuvre. Pour l'élaboration des profils verticaux 20, 21 de la bande de navigation et des marges latérales, les élévations de terrain sont tirées d'une base de données d'élévations de terrain en fonction du tracé de la trajectoire prévue au plan de vol et des largeurs admises pour la bande de navigation 5 seule et la bande de navigation 5 augmentée des marges latérales 9 et 10. Pour fixer les dimensions latérales des marges droite et gauche 9, 10, on se base sur une estimation des dimensions latérales des surfaces horizontales occupées par la trace au sol de la trajectoire parcourue par l'aéronef lorsqu'il effectue au moins un demi-tour, à plat, en serrant le virage au maximum autorisé et en présence d'un vent local. Pour cette estimation, on commence par établir les équations paramétriques de la trace au sol en l'absence de vent local, puis, en présence de vent local, dans des repères liés à la route de l'aéronef (track) et aux axes des longitudes et latitude. On s'intéresse ensuite aux points de cette trace où s'annule la vitesse latérale (perpendiculaire à la route prévue dans le plan de vol). Comme représenté à la figure 3, en l'absence de vent local, les trajectoires de l'aéronef effectuant un tour complet, à plat, depuis un point de la trajectoire prévue au plan de vol, en serrant le virage au maximum autorisé, sur le côté droit, comme sur le côté gauche sont des cercles 30, 31 passant par la position de départ sur la trajectoire prévue au plan de vol, ayant une tangente commune orientée selon le cap de l'aéronef (vecteur Y ) et un rayon R correspondant au plus petit rayon de virage acceptable sur le moment. Ces cercles 30, 31 , qui représentent les trajectoires en virage les plus serrées autorisées, d'un côté ou de l'autre, pour l'aéronef, répondent au système d'équations paramétriques :
avec TAS2 R = £. tanφ„„ TAS _ g. ton(pmll w R TAS 0)
TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, g étant l'accélération de la pesanteur,
(prou étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manœuvre, γ étant un facteur dépendant des conditions initiales, δ étant un coefficient égal à +1 pour un virage à droite et -1 pour un virage à gauche.
La vitesse air de l'aéronef, lorsqu'il parcourt ces cercles s'écrit alors:
En présence d'un vent local constant en vitesse et en direction, les cercles 30, 31 laissent au sol des traces 40, 41 en forme d'arches de cycloïde, comme cela est représenté dans la figure 4. Le système d'équations paramétriques d'une trace au sol peut être obtenu par intégration du système d'équations paramétriques de la vitesse air de parcours sur le cercle correspondant. Lorsque l'on tient compte du vent, le système (2) d'équations paramétriques de la vitesse de l'aéronef, exprimé dans un repère sol X Y dont l'axe des ordonnées Y est orienté selon le cap de l'aéronef, devient : fwsx étant le vecteur vent wsv
Par intégration, on obtient, dans ce repère sol, le système d'équations paramétriques de la trace : WSxJ -δ.R.cos(wt +y) + Cx 0 = WSγi + R.sin(wt +γ) + Cγ
Cx et Cy étant des constantes d'intégration qui dépendent du repère considéré.
Dans un repère air Xh Y dont l'axe des ordonnées Y est orienté selon le cap (heading) de l'aéronef le système d'équations paramétriques (2) devient :
Par intégration, il donne, dans ce repère air, le système d'équations paramétriques de la trace au sol :
(WSXhJ -8Ji.Cos(wt +yk) + Cxh (t) (4) s Jh WSyhJ + R.sm(wt +yh) + Cn
La condition initiale de position est
car l'aéronef est initialement au centre du repère. La condition initiale de vitesse est : car l'aéronef a un vecteur vitesse orienté initialement selon l'axe de route t . A l'instant initial t=0, le système d'équation (3) donne pour vitesse air initiale :
La condition de vitesse initiale (relation 6) implique
En tenant compte de ces relations dans le système d'équations (4), il vient :
et la condition de position initiale (relation 5) implique C 'Xnh =δ.R. Dans un repère sol XtYt, dont l'axe des ordonnées Yt est orienté selon la route (track) de l'aéronef (cas de la figure 4), le système d'équations paramétriques (2) devient :
Par intégration, il donne, dans ce repère sol, le système d'équations paramétriques de la trace : (xλ K?*
La condition de position initiale :
exprimant que l'aéronef est initialement au centre du repère, et celle de vitesse initiale :
exprimant que l'aéronef a un vecteur vitesse orienté initialement selon l'axe de route F conduisent aux valeurs de constantes d'intégration : CΛ =δ ?.cos(γ,) CR = -R.sin(γ,) y, = -δ . Track - Heading)
Dans le repère géographique habituel des cartes de navigation XgYg qui utilise les axes des longitudes et des latitudes, le système d'équations paramétriques (1 ) devient :
Par intégration, il donne, dans ce repère géographique, le système d'équations paramétriques de la trace :
La condition de position initiale : et la condition de vitesse initiale : conduisent aux valeurs de constantes d'intégration
C^ = Long + δ.R. cos(γ g ) CYg = Lat - R.sin(y g) y g = δ Ηeading + k. Le système (7) d'équations paramétriques de la vitesse dans le repère sol XtYt permet d'évaluer les dimensions latérales des surfaces horizontales de manœuvre nécessaires à l'aéronef pour effectuer un demi- tour par la droite ou par la gauche. En effet, si l'on suppose que la vitesse air réelle de l'aéronef est supérieure à celle du vent local, la vitesse latérale de l'aéronef décrivant l'une ou l'autre des arches de cycloïde correspondant à un virage par la droite ou par la gauche s'annule périodiquement. La figure 4 montre ce phénomène dans le cas particulier d'un vent de travers W. On y distingue, sur la première arche de cycloïde de chaque trace 40, 41 , deux positions 46, 47 pour la trace 40 du virage à gauche et 48, 49 pour la trace 41 du virage à droite où la vitesse latérale s'annule. Les temps de parcours tWι et tW2 nécessaires à l'aéronef pour parvenir aux positions des première et deuxième annulations de vitesse latérale 46, 47 ou 48, 49 sur une trace 40 ou 41 se déduisent de la relation tirée du système (7) d'équations paramétriques :
(4(0 = (δ.Λw.sin(w* +yt) + WSXt) avec (*),(') = 0 II vient :
avec l'entier k tel que \ wt > 0 t ≤ 2.π
et les abscisses xt(t ι) et xt(t 2) des équations : χt(tm ) = WSχ*m -δ-R.cos(wtf,rι +γ, )+δ.R.cos(γ, ) xλtW2) = WSXt W2 -δ Ji.cos(wtW2 +γ,)+δiî.cos(γ,)
tirées du système (8) d'équations paramétriques de la trace au sol, avec : y , = -δ . Track - Heading)
En raison de la grande variété des formes possibles des arches de cycloïde des traces 40 et 41, on choisit, pour la dimension latérale Wr de la marge droite de manœuvre, la plus grande valeur parmi : - le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par la TAS2 relation : R = , et g- an φ^,, - les valeurs prises par la composante xt du système d'équations paramétriques (8) de la trace au sol aux temps twn et twr2
Wr = Max [2R ; xt (tWΛ ) ; x, (tWr2 )] avec δ = +1
et pour la dimension latérale Wι de la marge gauche de manœuvre, la plus grande parmi : - le diamètre de virage 2R, et - les opposées des valeurs prises par la composante xt du système d'équations paramétriques (8) de la trace au sol aux temps twn et twι2 (pour tenir compte de leurs signes négatifs dans le repère terrestre t)
W, = Max[2R ; - JC, (tmι );-x, (tm2 )] avec δ = -1

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de signalisation des marges latérales de manœuvre existant de part et d'autre d'une trajectoire prévue au plan de vol d'un aéronef (1 ) pourvu d'un dispositif de localisation et ayant accès à une base de données d'élévation de terrain, caractérisé en ce qu'il consiste à afficher, sur un écran de navigation, avec le profil vertical de navigation (20) donnant les plus fortes élévations de terrain répertoriées dans la base de données d'élévation de terrain, rencontrées sur la trajectoire prévue au plan de vol, le long d'une bande de navigation (5) dont la largeur tient compte des incertitudes de localisation de l'aéronef, de l'imprécision de la base de données d'élévation de terrain et de la tolérance latérale admise dans le suivi de la trajectoire prévue au plan de vol, un profil vertical de marges latérales de manœuvre (21) donnant les plus fortes élévations de terrain répertoriées dans la base de données d'élévation de terrain, rencontrées sur la trajectoire prévue au plan de vol, le long d'une bande élargie de navigation constituée de la bande de navigation elle-même (5), complétée par des marges latérales droite et gauche (9, 10).
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les marges latérales droite et gauche de manœuvre (9, 10) sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol (40, 41) de manœuvres de dégagement comportant au moins un demi- tour effectué, par l'aéronef, à plat, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol.
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que les marges latérales droite et gauche de manœuvre (9, 10) sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol (40, 41 ) de manoeuvres de dégagement comportant au moins un demi- tour effectué, par l'aéronef, à plat, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol et cela, compte tenu du vent local W.
4. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que les marges latérales droite et gauche de manœuvre (9, 10) sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol (40, 41) de manœuvres de dégagement comportant au moins un demi- tour effectué, par l'aéronef, à plat, avec un rayon imposé R de virage, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol.
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que les marges latérales droite et gauche de manœuvre (9, 10) sont dimensionnées de manière à délimiter des surfaces suffisantes pour contenir les traces au sol (40, 41 ) de manœuvres de dégagement comportant au moins un demi- tour effectué, par l'aéronef, avec un rayon imposé R de virage, sur la droite ou sur la gauche de la trajectoire prévue au plan de vol et cela, compte tenu du vent local W.
6. Procédé selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que le rayon imposé R de virage est un rayon minimum de virage autorisé pour l'aéronef considéré.
7. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les dimensions latérales des marges de manœuvre (9, 10) sont fonction du rayon imposé de virage et des positions, par rapport à l'aéronef, des points des traces au sol des virages au rayon imposé correspondant, pour l'aéronef, à une annulation de sa composante de vitesse perpendiculaire à la route prévue au plan de vol.
8. Procédé selon la revendication 7 caractérisé en ce que les dimensions latérales des marges de manœuvre (9, 10) sont prises égales, pour l'une, celle de droite Wr, à la plus grande valeur parmi : - le diamètre de virage 2R dont la valeur est donnée par : TAS2 R = , S- tanφro„ TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, φro„ étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manœuvre de virage, et - les valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps twn et des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol, Wr = Max [2R ; x, (tWr ) ; x, (tWr2 )] tre, celle de gauche Wι à la plus grande des valeurs parmi :
- le diamètre de virage 2R, et,
- les opposées des valeurs prises par la composante xt perpendiculaire à la route prévue au plan de vol sur la trace au sol du virage à rayon imposé, aux temps twn et twi2 des première et deuxième annulations de la composante de vitesse de l'aéronef perpendiculaire à la route prévue au plan de vol W, = Max[2R ; - x, (twιl ) ; -x, (tm2 )]
EP05747828A 2004-06-18 2005-06-03 Procede de signalisation des marges laterales de manoeuvre existant de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef Withdrawn EP1756519A2 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0406652A FR2871878B1 (fr) 2004-06-18 2004-06-18 Procede de signalisation des marges laterales de manoeuvre existant de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef
PCT/EP2005/052561 WO2005123443A2 (fr) 2004-06-18 2005-06-03 Procede de signalisation des marges laterales de manoeuvre existant de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP1756519A2 true EP1756519A2 (fr) 2007-02-28

Family

ID=34947364

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP05747828A Withdrawn EP1756519A2 (fr) 2004-06-18 2005-06-03 Procede de signalisation des marges laterales de manoeuvre existant de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8046119B2 (fr)
EP (1) EP1756519A2 (fr)
FR (1) FR2871878B1 (fr)
WO (1) WO2005123443A2 (fr)

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2893146B1 (fr) 2005-11-10 2008-01-25 Thales Sa Systeme d'evitement de terrain pour aeronefs de transport
FR2894367B1 (fr) 2005-12-07 2008-02-29 Thales Sa Procede de determination du profil horizontal d'un plan de vol respectant un profil de vol vertical impose
FR2898675B1 (fr) * 2006-03-14 2008-05-30 Thales Sa Procede d'amelioration de la securite aeronautique relative aux communications air/sol et a l'environnement des aeronefs
FR2905756B1 (fr) 2006-09-12 2009-11-27 Thales Sa Procede et dispositif pour aeronef,d'evitement des collisions avec le terrain
FR2906921B1 (fr) * 2006-10-10 2010-08-13 Thales Sa Procede de formation d'une trajectoire d'urgence en 3d pour aeronef et dispositif de mise en oeuvre
FR2909782A1 (fr) 2006-12-08 2008-06-13 Thales Sa Procede de filtrage selectif d'un plan de vol d'aeronef en fonction des besoins operationnels
FR2913800B1 (fr) 2007-03-13 2010-08-20 Thales Sa Dispositifs et procedes de filtrage d'alertes anti-collision de terrain et d'obstacles pour aeronef
FR2913781B1 (fr) * 2007-03-13 2009-04-24 Thales Sa Procede de reduction des nuisances d'alerte anticollision avec des obstacles pour aeronef
FR2915611B1 (fr) 2007-04-25 2010-06-11 Thales Sa Systeme d'aide au roulage d'un aeronef
FR2920580B1 (fr) * 2007-08-31 2010-09-03 Thales Sa Procede de simplification de l'affichage d'elements stationnaires d'une base de donnees embarquee
FR2924833B1 (fr) 2007-12-07 2014-02-07 Thales Sa Selection manuelle de la reference active d'un plan de vol pour le guidage d'un aeronef
FR2931265B1 (fr) * 2008-05-13 2015-12-11 Thales Sa Procede et dispositif pour l'aide a la maintenance d'un systeme
FR2932306B1 (fr) * 2008-06-10 2010-08-20 Thales Sa Procede et dispositif d'aide a la navigation pour un aeronef vis-a-vis des obstacles.
FR2932279B1 (fr) 2008-06-10 2011-08-19 Thales Sa Dispositif et procede de surveillance des obstructions dans l'environnement proche d'un aeronef.
FR2935481B1 (fr) 2008-09-02 2011-02-11 Thales Sa Procede de surveillance des zones atmospheriques pour un aeronef
FR2937453B1 (fr) 2008-10-17 2010-10-22 Thales Sa Dispositif pour le calcul d'un plan de vol d'un aeronef
US9085371B2 (en) * 2008-11-20 2015-07-21 The Boeing Company Automatic throttle roll angle compensation
FR2943423B1 (fr) * 2009-03-17 2011-06-24 Airbus France Procede et dispositif pour estimer sur un aeronef au moins une caracteristique du vent.
US8386100B1 (en) * 2009-06-16 2013-02-26 The Boeing Company Aircraft flight event data integration and visualization
US8886369B2 (en) * 2010-02-11 2014-11-11 The Boeing Company Vertical situation awareness system for aircraft
US9870000B2 (en) * 2011-03-28 2018-01-16 Honeywell International Inc. Methods and systems for translating an emergency system alert signal to an automated flight system maneuver
US8836542B2 (en) * 2011-06-16 2014-09-16 Honeywell International Inc. Systems and methods for improving predicted path display output
NO344081B1 (no) * 2012-04-02 2019-09-02 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Fremgangsmåte og anordning for å navigere et luftfartøy
FR3016224B1 (fr) * 2014-01-08 2019-09-13 Airbus Operations Procede et dispositif de guidage d'un aeronef lors d'un vol a basse hauteur.
IL239148A0 (en) 2015-06-02 2015-11-30 Elbit Systems Ltd A method and system for calculating and presenting areas that can be reached while maintaining space-space
WO2017087709A1 (fr) * 2015-11-17 2017-05-26 Sandel Avionics, Inc. Système et procédé pour des opérations d'aéronef comprenant un panneau de guidage de trajectoire avec des points de cheminement conditionnels
CN109582035A (zh) * 2018-11-29 2019-04-05 沈阳无距科技有限公司 一种飞行器航迹导航方法、装置及电子设备
EP4016502B1 (fr) * 2020-12-17 2025-06-18 The Boeing Company Système de dialogue pour aéronef autonome
CN113934808B (zh) * 2021-10-22 2024-05-28 广东汇天航空航天科技有限公司 地图数据获取方法、装置及飞行器
EP4513466A1 (fr) * 2023-08-21 2025-02-26 Rockwell Collins France S.A.S. Trajectoires d'évitement latéral

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4144571A (en) * 1977-03-15 1979-03-13 E-Systems, Inc. Vehicle guidance system
EP0750238B1 (fr) * 1995-06-20 2000-03-01 Honeywell Inc. Système intégré d'anti-collision avec le sol
US6021374A (en) * 1997-10-09 2000-02-01 Mcdonnell Douglas Corporation Stand alone terrain conflict detector and operating methods therefor
FR2773609B1 (fr) * 1998-01-12 2000-02-11 Dassault Electronique Procede et dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef, a visualisation perfectionnee
US6469664B1 (en) * 1999-10-05 2002-10-22 Honeywell International Inc. Method, apparatus, and computer program products for alerting surface vessels to hazardous conditions
US7010398B2 (en) * 2001-10-11 2006-03-07 The Boeing Company Control system providing perspective flight guidance
US6690298B1 (en) * 2002-01-23 2004-02-10 Rockwell Collins, Inc. Enhanced vertical terrain profile display
US6678588B2 (en) * 2002-04-12 2004-01-13 Honeywell International Inc. Terrain augmented 3D flight path display for flight management systems
FR2842594B1 (fr) * 2002-07-19 2004-09-10 Thales Sa Procede et dispositif d'aide a la navigation d'un areonef
US7098810B2 (en) * 2003-04-22 2006-08-29 Honeywell International Inc. Aircraft autorecovery systems and methods
FR2870520B1 (fr) * 2004-05-18 2007-08-03 Airbus France Sas Procede et dispositif pour determiner une altitude de securite pour un aeronef
FR2870606B1 (fr) * 2004-05-18 2010-10-08 Airbus France Procede et dispositif de securisation d'un vol a basse altitude d'un aeronef

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2005123443A2 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2005123443A3 (fr) 2006-12-28
FR2871878A1 (fr) 2005-12-23
FR2871878B1 (fr) 2006-09-01
WO2005123443A2 (fr) 2005-12-29
US20080046171A1 (en) 2008-02-21
US8046119B2 (en) 2011-10-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1756519A2 (fr) Procede de signalisation des marges laterales de manoeuvre existant de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef
EP1756520A1 (fr) Procede d'evaluation et de signalisation des marges laterales de manoeuvre de part et d'autre de la trajectoire du plan de vol d'un aeronef
CN110857093B (zh) 车辆的行驶控制系统
US10942037B1 (en) Method and system for determining and dynamically updating a route and driving style for passenger comfort
KR101454153B1 (ko) 가상차선과 센서 융합을 통한 무인 자율주행 자동차의 항법시스템
US9062979B1 (en) Pose estimation using long range features
US6138084A (en) Radius of curvature detecting apparatus and the method thereof
CN107792163B (zh) 用于确定并显示自动驾驶车道的方法和系统
EP1415128B1 (fr) Procede et dispositif pour representer des indications de conduite, en particulier dans des systemes de navigation pour vehicules automobiles
US10604150B2 (en) Vehicle stop position setting apparatus and method
JP5691145B2 (ja) 車両経路判定方法およびナビゲーション装置
CN105675006B (zh) 一种道路偏离检测方法
CN110316197B (zh) 倾斜估算方法、倾斜估算装置以及存储程序的非暂时性计算机可读存储介质
FR2905756A1 (fr) Procede et dispositif pour aeronef,d'evitement des collisions avec le terrain
CN106476883A (zh) 车辆的行驶控制装置
EP0688004A1 (fr) Dispositif d'évitement de collisions pour aéronef notamment avec le sol à bilan énergétique réduit
WO2005109138A1 (fr) Procede de selection, pour un aeronef, d'un point d'acces a une zone de libre evolution laterale
US20060224311A1 (en) Navigation system
FR2958741A1 (fr) Procede et systeme d'information pour marquer une destination dans un vehicule
US20220073041A1 (en) Method for the Traction Control of a Single-Track Motor Vehicle Taking the Slip Angle of the Rear Wheel Into Consideration
JPWO2004048895A1 (ja) 移動体ナビゲート情報表示方法および移動体ナビゲート情報表示装置
KR20170070725A (ko) 정밀지도를 활용한 예측 변속 제어 방법
JP6561899B2 (ja) 車両用情報報知装置
US20160207459A1 (en) Method for maneuvering a vehicle
US20060259233A1 (en) Road precursory and vehicle trip recording method of navigation system

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20061114

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU MC NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR LV MK YU

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): DE FR GB

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20090106