FR2909461A1 - Procede et dispositif de decollage automatique d'un avion. - Google Patents

Abstract

Le dispositif (1A) comporte des moyens (6A) pour déterminer automatiquement, à l'aide d'un objectif de guidage vertical, un objectif de pilotage vertical qui est exprimé en vitesse de tangage, et des moyens (9A) pour déterminer automatiquement, à l'aide dudit objectif de pilotage vertical, des ordres de déflexion de gouvernes de profondeur de l'avion.

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif de dé-collage

automatique d'un avion, en particulier d'un avion de transport. On sait que, depuis le début de l'aviation civile, le décollage d'un avion est réalisé manuellement par le pilote de l'avion, au moyen d'organes de pilotage (manche central ou latéral, palonnier) qui sont spécifiques à l'avion concerné. Durant cette phase de décollage, l'équipage a en charge le contrôle de la trajectoire de l'avion, à la fois dans le plan vertical et dans le plan latéral (ou plan horizontal). L'équipage doit suivre des objectifs de guidage théoriques (préconisation du manuel de vol de l'avion), visuels (axe de la piste) et/ou physiques (par exemple référence d'une antenne de type LOC, précisée ci-dessous). Lors d'un tel décollage manuel usuel se pose le problème de la qualité du suivi des objectifs de guidage durant le décollage. Si on considère dans un premier temps le guidage vertical (c'est-à- dire dans le plan vertical), le fait que l'équipage soit en charge du décollage rend la qualité de la rotation directement dépendante du comporte-ment du pilote. L'appréciation de la vitesse de rotation, vitesse à laquelle le pilote doit tirer sur le manche (manche central ou manche latéral) pour initier la rotation de l'avion, est faite de manière visuelle. De ce fait, il peut apparaître un laps de temps plus ou moins important entre le moment où le pilote constate qu'il a atteint la vitesse de rotation et le moment où il tire sur le manche. A cet instant du décollage, l'avion est à grande vitesse, et ce laps de temps se traduit par une dispersion sur la distance de décollage. 2909461 2 Dans le cas opposé, il peut arriver que le pilote tire trop tôt sur le manche. Dans ce cas, la vitesse de l'avion ne permet pas de le faire dé-coller, et l'avion continue à accélérer le nez levé. Ceci se traduit par une traînée très importante, et là encore, un impact direct sur la distance de 5 décollage. De plus, avec des avions de tailles importantes, un risque de toucher de queue ("tailstrike" en anglais) au décollage est à prendre en compte. Il n'est pas rare en effet de constater ce type d'incident en service, ce qui engendre généralement une longue immobilisation de l'avion. 10 Un tel incident est en général le résultat d'une action non conforme du pilote (ordre à cabrer trop important) ou d'un phénomène extérieur non prévu (rafale de vent violent par exemple). Si on considère maintenant, de façon générale, le guidage latéral de l'avion, il existe aujourd'hui une seule source d'aide au guidage latéral, 15 à savoir un faisceau d'alignement latéral de type LOC qui est émis à partir du sol et qui est détecté sur l'avion à l'aide d'un système de détection. Un tel faisceau d'alignement latéral ou faisceau LOC est généralement émis par un radioémetteur VHF directionnel, qui est placé sur l'axe de la piste à l'extrémité opposée au seuil. Ce faisceau LOC est destiné à l'atterrissage 20 et il assure, en principe, le guidage en azimut le long de l'axe d'approche, et ceci d'après un profil d'alignement latéral idéal lors d'une approche de précision aux instruments de type ILS ("Instrument Landing System" en anglais). Ce radioémetteur émet généralement deux signaux à modulation différente qui se chevauchent dans l'axe d'approche où les deux signaux 25 sont reçus à égale intensité. Bien que ce faisceau LOC puisse également être utilisé pour le décollage, il a été créé et ses caractéristiques ont donc plus particulièrement été adaptées en vue d'une utilisation lors d'un atterrissage. 2909461 3 Si un mode de guidage à vue (tel que précité) reste acceptable par temps clair, il devient très difficile à réaliser par visibilité réduite. De la même manière, la charge de travail du pilote augmente fortement en cas de panne d'un moteur. Le pilote doit alors compenser la différence de 5 poussée tout en assurant une bonne rotation. Ainsi les performances de l'avion au décollage dépendent directe-ment du comportement et des sensations du pilote (stress, fatigue). Ce phénomène s'amplifie lorsque les conditions météo se dégradent. Le vent est notamment le facteur le plus perturbateur dans cette phase. 10 La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé de décollage automatique d'un avion, qui permet d'automatiser au moins en partie la phase de décollage en proposant un mode de guidage vertical automatique pour assurer une rotation automatique. 15 A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que, pour un guidage vertical de l'avion lors d'un décollage, on réalise, de façon automatique et répétitive, lors dudit décollage, la suite A d'étapes successives suivante : A. a) on détermine un objectif de guidage vertical qui représente un 20 profil angulaire selon l'axe de tangage de l'avion et qui permet d'obtenir des performances optimisées en fonction de conditions de décollage (masse de l'avion, panne moteur, vent, ...), ledit profil angulaire étant exprimé selon un premier paramètre ; A. b) on mesure la valeur courante dudit premier paramètre sur 25 l'avion ; A. c) à partir dudit objectif de guidage vertical et de ladite valeur courante mesurée dudit premier paramètre, on détermine un objectif de pilotage vertical qui est exprimé en vitesse de tangage ; 2909461 4 A. d) à partir dudit objectif de pilotage vertical, on détermine des or- dres de déflexion de gouvernes de profondeur de l'avion ; et A. e) on applique les ordres de déflexion ainsi déterminés à des orga- nes d'actionnement desdites gouvernes de profondeur. 5 Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure d'assurer le suivi d'un objectif de trajectoire verticale prédéfini. Cet objectif est défini pour obtenir la meilleure performance de l'avion quelles que soient les conditions de décollage (masse de l'avion, panne moteur, vent, ...), et ceci comme précisé ci-dessous, en garantissant de plus une sécurité par rapport à un tou- t o cher de queue. Le procédé conforme à l'invention permet également d'assurer des performances de décollage quasi-identiques, quelles que soient les conditions physiques, météorologiques et humaines, et de rendre ces performances répétitives pour un avion donné. Ceci permet de remédier aux in- 15 convénients précités existant pour les décollages manuels usuels. On notera que les performances au décollage peuvent être améliorées par l'utilisation d'un profil de guidage vertical optimal, afin de réduire la distance au décollage. La réduction de la distance au décollage peut alors se traduire, pour un avion donné, par : 20 la possibilité d'augmenter la masse de carburant, ce qui permet d'augmenter le rayon d'action de l'avion, et ainsi par exemple d'atteindre des aéroports qui étaient inaccessibles jusque-là ; la possibilité d'augmenter la charge utile, ce qui permet de transporter plus de passagers pour les vols commerciaux ou plus de fret ; et 25 la possibilité de décoller sur des aéroports à pistes plus courtes. Dans un mode de réalisation préféré, à l'étape A.c), on détermine ledit objectif de pilotage vertical QcPA, à partir de l'expression suivante : QcPA = k1.(ec-Oeff ) dans laquelle : 2909461 5 k1 est un gain prédéterminé ; Oc représente ledit profil angulaire. De préférence ledit profil angulaire est exprimé en valeur d'assiette (ou éventuellement en valeur de pente) ; et 5 Oeff représente une valeur courante mesurée de l'assiette de l'avion (ou éventuellement de la pente de l'avion). La présente invention permet donc d'obtenir un guidage automatique de l'avion selon le plan vertical lors du décollage. L'objectif de guidage est donc un profil angulaire suivant l'axe de tangage de l'avion (ex- 10 primé en pente ou, de préférence, en assiette), qui est défini pour garantir les meilleures performances compte tenu de l'avion considéré, de l'aéroport et des conditions extérieures (vent ...). De façon avantageuse, on limite la valeur dudit profil angulaire par rapport aux capacités de l'avion dans le but d'éviter un toucher de queue 15 lors du décollage. En outre, dans un mode de réalisation particulier (de type automatique) : lors du décollage, on amène au moins un plan horizontal réglable de l'avion, sur lequel sont articulées lesdites gouvernes de profondeur, à 20 une position fixe qui dépend du centrage de l'avion ; et/ou on mesure la vitesse courante de l'avion, on la compare à une vitesse de rotation prédéterminée, et on met en oeuvre le guidage automatique et au moins l'étape A. e) précitée, uniquement lorsque ladite vitesse courante devient supérieure à ladite vitesse de rotation. 25 Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, lors du déplace-ment (course) de l'avion au décollage, on contrôle automatiquement l'inclinaison latérale, de manière à maintenir ses ailes à plat, afin de contenir automatiquement l'inclinaison latérale proche de zéro pendant la rotation de l'avion, dans le but notamment d'éviter un toucher de queue, ainsi 2909461 6 que pour des raisons de performances. Ce contrôle est réalisé en commandant exclusivement des ailerons dudit avion. Ainsi, simultanément à la gestion automatique de l'assiette (ou de la pente) de l'avion lors de la phase de décollage, on gère automatique- 5 ment l'inclinaison latérale de sorte que cette manoeuvre se fait ailes à plat. Ceci est réalisé en contrôlant exclusivement la déflexion des ailerons, sans par exemple utiliser les spoilers pour ne pas dégrader les performances au décollage. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, on présente 1 o automatiquement, sur au moins un écran de visualisation, un signe carac- téristique illustrant ledit objectif de guidage vertical, et en particulier : une barre horizontale d'indication de l'objectif de guidage vertical, par exemple sur un écran primaire de pilotage (au travers d'un directeur de vol) ; et 15 une indication du mode de pilotage automatique actuellement engagé sur un indicateur de mode de pilotage, par exemple un annonciateur de mode du pilote automatique ("Flight Mode Annunciator" en anglais) d'un écran primaire de pilotage. Bien entendu, dans le cadre de la présente invention, l'équipage, et 20 notamment le pilote de l'avion, a la possibilité de revenir à tout moment à pilotage manuel usuel suivant le plan vertical lors du décollage, et ceci en reprenant les commandes de l'avion ou en désactivant un pilote automatique qui est activé et utilisé pour le décollage automatique suivant le plan vertical. 25 Dans un premier mode de réalisation, pour le guidage latéral lors du décollage, l'avion est guidé manuellement par un pilote de l'avion à l'aide d'un palonnier usuel. Ce premier mode de réalisation correspond donc à un décollage semi-automatique, puisque seul le guidage de l'avion dans le plan vertical 2909461 7 est réalisé automatiquement de la manière précisée ci-dessus (au travers d'un moyen de pilotage automatique), le guidage selon le plan latéral étant réalisé manuellement. En outre, dans un second mode de réalisation préféré, on réalise 5 de façon automatique un guidage latéral de l'avion lors du décollage. Pour ce faire, selon l'invention, on réalise, de façon automatique et répétitive, lors dudit décollage, la suite B d'étapes successives suivante : B. a) on détermine un objectif de guidage latéral qui représente une référence de guidage particulière et qui est exprimé selon au moins un 1 o second paramètre ; B. b) on mesure la valeur courante dudit second paramètre sur l'avion ; B. c) à partir dudit objectif de guidage latéral et de ladite valeur cou- rante mesurée dudit second paramètre, on détermine un objectif de pilotage latéral qui est exprimé en vitesse de lacet ; 15 B. d) à partir dudit objectif de pilotage latéral, on détermine des ordres d'actionnement pour commander des éléments agissant sur le lacet de l'avion ; et B. e) on applique lesdits ordres d'actionnement ainsi déterminés à des organes d'actionnement desdits éléments. 20 Ainsi, dans ce second mode de réalisation, la phase cle décollage est réalisée de façon complètement automatique, c'est-àdire aussi bien dans le plan vertical que dans le plan latéral. De préférence, on applique lesdits ordres d'actionnement à des moyens d'actionnement à la fois d'une gouverne de direction et d'une roulette de nez de l'avion. 25 La suite d'étapes B précitée concerne donc un mode de guidage latéral automatique. Ce mode de guidage automatique peut être mis en oeuvre selon plusieurs variantes, en fonction de l'objectif de guidage latéral (ou référence de guidage) utilisé, comme précisé ci-dessous. 2909461 8 Avantageusement, ladite référence de guidage concerne un second paramètre qui est défini pour la piste utilisée par l'avion pour le décollage, à savoir la route et/ou le cap de la piste. Dans un premier mode de réalisation, à l'étape B.c), on détermine 5 ledit objectif de pilotage latéral rc, de façon avantageuse, à partir de l'expression suivante : rc = reff + [k2-reff + k3. (yic-yfeff)]/k4 dans laquelle : k2, k3 et k4 sont des gains prédéterminés ; 10 reff est une valeur courante mesurée de la vitesse de lacet de l'avion wc représente ladite référence de guidage qui correspond au cap géographique de la piste ; et yyeff est une valeur courante mesurée du cap de l'avion. Dans ce premier mode de réalisation ; 15 dans une première variante, ladite référence de guidage wc est déterminée à partir d'un cap magnétique prédéterminé de la piste et d'une déclinaison magnétique calculée ; et dans une seconde variante, ladite référence de guidage wc est déterminée à partir de coordonnées géographiques de la piste, issues d'une 20 base de données aéroportuaire. En outre, dans un second mode de réalisation, à l'étape B.c), on détermine ledit objectif de pilotage latéral rc, de façon avantageuse, à par-tir des expressions suivantes : rc = reff -[Y3 + (V2.Dyr+2.Vl.reff)]/Vsol.k5 25 Y3 = k6.[k7.(k8.[Yd-Y]-Vy) + (V1.Lï +Vsol.r)] dans lesquelles : û k5, k6, k7 et k8 sont des gains prédéterminés ; - reff est une valeur courante mesurée de la vitesse de lacet de l'avion - V2 est une dérivée mesurée de l'accélération longitudinale de l'avion 2909461 9 V1 est une accélération longitudinale mesurée de l'avion ; Vsol est une vitesse par rapport au sol, mesurée, de l'avion ; Ayr est une erreur courante de suivi en cap ; Yd est une position latérale à suivre dans un repère piste ; 5 Y est une position latérale de l'avion dans le repère piste ; el: Vy est une vitesse latérale de l'avion dans le repère piste. Dans ce second mode de réalisation, dans une première variante, ladite position latérale Y et ladite vitesse latérale Vy sont déterminées à l'aide d'une unité de traitement comprenant un moyen de détection d'un 10 faisceau d'alignement latéral, de préférence de type LOC, qui illustre l'axe de la piste. En outre, dans ce second mode de réalisation, dans une seconde variante, ladite position latérale Y et ladite vitesse latérale Vy sont déterminées à partir des expressions suivantes : 15 Y = pAM.sin(OAM-QFU) Vy = Vsol.sin(OAM-QFU) dans lesquelles : pAM est la distance de l'avion par rapport à un seuil de la piste, dis-tance qui est calculée à partir de coordonnées mesurées de l'avion et de 20 coordonnées géographiques dudit seuil de la piste ; OAM est un cap géographique de l'avion, qui est calculé à partir de coordonnées mesurées de l'avion ; QFU est un cap géographique calculé de la piste ; sin représente le sinus ; et 25 Vsol est une vitesse par rapport au sol, mesurée, de l'avion. Ainsi, grâce aux deux modes de réalisation précités, la sélection du mode de guidage automatique utilisé pour le plan latéral, peut être réalisée, selon l'invention, en fonction des références de guidage qui sont disponibles sur l'aéroport considéré. 2909461 10 En effet, à titre d'exemple : si un faisceau d'alignement latéral de type LOC est disponible et mesurable sur l'avion, on peut mettre en oeuvre ladite première variante dudit second mode de réalisation précité ; 5 si aucun faisceau LOC n'est disponible, mais si l'avion est équipé d'un dispositif de positionnement (par satellites) précis [(par exemple de type GPS ("Global Positionning System" en anglais)] et d'une base de don-nées aéroportuaire, on peut mettre en oeuvre la seconde variante dudit second mode de réalisation précité ; 10 si aucun faisceau LOC n'est disponible, et si l'avion n'est pas équipé d'un dispositif de positionnement, mais qu'il est équipé d'une base de données aéroportuaires, on peut mettre en oeuvre ladite seconde va-riante dudit premier mode de réalisation précité ; et si aucun faisceau LOC n'est disponible et que l'avion n'est équipé 15 d'aucun dispositif de positionnement, ni d'aucune base de données aéroportuaires, on peut mettre en oeuvre ladite première variante dudit premier mode de réalisation précité. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, on surveille automatiquement l'alignement de l'avion de manière à s'assurer qu'il se 20 trouve sur une piste autorisée pour le décollage. En outre, avantageusement, on présente automatiquement, sur au moins un écran de visualisation, des signes caractéristiques illustrant au moins certaines des informations suivantes : ledit objectif de guidage latéral ; 25 le mode de pilotage actuellement engagé sur un moyen de pilotage automatique qui réalise le guidage automatique vertical et latéral de l'avion lors du décollage ; et une trajectoire latérale de référence. 2909461 11 Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, on prévoit des moyens permettant à un pilote de réaliser manuellement le guidage vertical et/ou latéral de l'avion, à la place d'un guidage automatique. Ainsi, à tout moment de la phase de décollage automatique, le pilote peut mettre 5 en oeuvre un pilotage manuel, soit en reprenant en main un organe de commande (manche de commande ou palonnier par exemple), soit en désactivant les moyens de pilotage automatique qui mettent en oeuvre le décollage automatique conforme à l'invention. La présente invention concerne également un dispositif de décol- 10 lage automatique d'un avion. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il com- porte un premier ensemble de pilotage automatique qui comprend : des premiers moyens pour déterminer automatiquement un objectif de guidage vertical qui représente un profil angulaire selon l'axe de tan- 15 gage de l'avion et qui permet d'obtenir des performances optimisées en fonction de conditions de décollage, ledit profil angulaire étant exprimé selon un premier paramètre ; des deuxièmes moyens pour mesurer automatiquement la valeur courante dudit premier paramètre sur l'avion ; 20 des troisièmes moyens pour déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de guidage vertical et de ladite valeur courante mesurée dudit premier paramètre, un objectif de pilotage vertical qui est exprimé en vi- tesse de tangage ; des quatrièmes moyens pour déterminer automatiquement, à partir du- 25 dit objectif de pilotage vertical, des ordres de déflexion de gouvernes de profondeur de l'avion ; et û des organes d'actionnement desdites gouvernes de profondeur, auxquelles sont appliqués automatiquement les ordres de déflexion dé-terminés par lesdits quatrièmes moyens. 2909461 12 Dans un mode de réalisation particulier, lesdits troisièmes moyens font partie d'un moyen de pilotage automatique (ou pillote automatique). Lesdits premiers moyens peuvent également faire partie dudit moyen de pilotage automatique. 5 En outre, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif comporte, de plus, un second ensemble de pilotage automatique qui comprend : des cinquièmes moyens pour déterminer automatiquement un objectif de guidage latéral qui représente une référence de guidage particulière 1 o et qui est exprimé selon au moins un second paramètre ; des sixièmes moyens pour mesurer automatiquement la valeur courante dudit second paramètre sur l'avion ; des septièmes moyens pour déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de guidage latéral et de ladite valeur courante mesurée dudit 15 second paramètre, un objectif de pilotage latéral qui est exprimé en vi- tesse de lacet ; des huitièmes moyens pour déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de pilotage latéral, des ordres d'actionnement pour commander des éléments agissant sur le lacet de l'avion ; et 20 des organes d'actionnement desdits éléments agissant sur le lacet de l'avion, auxquels sont appliqués automatiquement les ordres d'actionnement déterminés par lesdits huitièmes moyens. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits septièmes moyens font partie d'un moyen de pilotage automatique. Lesdits cinquièmes 25 moyens peuvent également faire partie dudit moyen de pilotage automati- que. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. 2909461 13 La figure 1 est le schéma synoptique d'un premier mode de réalisation d'un dispositif d'aide au décollage conforme à l'invention, permet-tant de mettre en oeuvre un décollage semi-automatique. La figure 2 est le schéma synoptique d'un second mode de réalisa- 5 tion d'un dispositif d'aide au décollage conforme à l'invention, permettant de mettre en oeuvre un décollage automatique. Les figures 3 à 7 illustrent schématiquement différentes situations prenant en compte la piste de décollage, qui permettent de bien expliquer des caractéristiques particulières de la présente invention. 1 o Le dispositif 1A, 1B conforme à l'invention et représenté schématiquement selon deux modes de réalisation différents respectivement sur les figures 1 et 2, est destiné à automatiser, au moins en partie, la phase de décollage d'un avion A, par exemple un avion de transport, lors d'un décollage à partir d'une piste 2. 15 Dans le premier mode de réalisation représenté sur la figure 1, qui est relatif à un décollage semi-automatique, ledit dispositif 1A qui est embarqué sur l'avion A comporte un ensemble de pilotage automatique 3A qui comprend : des moyens 4 comportant des moyens 4A, tels qu'un système de ges- 20 tion de vol de type FMS ("Flight Management Systern" en anglais) par exemple, qui sont formés de manière à déterminer automatiquement un objectif de guidage vertical. Selon l'invention, cet objectif de guidage vertical représente un profil angulaire selon l'axe de tangage qui permet d'obtenir des performances optimisées en fonction de conditions de dé- 25 collage particulières (masse de l'avion A, panne moteur, vent, ...). Ce profil angulaire est exprimé selon un premier paramètre. De préférence, ce premier paramètre représente l'assiette 0 de l'avion A. Il peut égale-ment s'agir de la pente de l'avion A ; 2909461 14 des moyens 5 usuels pour mesurer automatiquement sur l'avion A la valeur courante dudit premier paramètre ; des moyens 6, par exemple un moyen de pilotage automatique, qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 7 et 8 respectivement auxdits 5 moyens 4 et 5 et qui comprennent des moyens 6A pour former automatiquement, à partir des objectifs de guidage vertical reçus desdits moyens 4A et de ladite valeur courante reçue desdits moyens 5, un objectif de pilotage vertical qui est exprimé en vitesse de tangage, c'est-à-dire en degré d'assiette par seconde ou en degré de pente par 10 seconde; des moyens 9, par exemple un calculateur de commande de vol, qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 10 auxdits moyens 6 et qui comprennent des moyens 9A pour déterminer automatiquerent, à par-tir des objectifs de pilotage vertical reçus des moyens 6A, des ordres 15 de déflexion de gouvernes de profondeur usuelles (non représentées) de l'avion A ; et des organes d'actionnement 11A desdites gouvernes de profondeur, auxquels sont appliqués automatiquement les ordres de déflexion dé-terminés par lesdits moyens 9A (et transmis par l'intermédiaire d'une 20 liaison 1 2A). Le dispositif 1A conforme à l'invention permet ainsi d'assurer le suivi d'un objectif de trajectoire verticale prédéfini. Cet objectif est défini pour obtenir la meilleure performance de l'avion A quelles que soient les conditions de décollage (masse de l'avion A, panne moteur, vent, ...), et 25 ceci, comme précisé ci-dessous, en garantissant de plus une sécurité par rapport à un toucher de queue. Ledit dispositif 1A permet également d'assurer des performances de décollage quasi-identiques, quelles que soient les conditions physiques, 2909461 15 météorologiques et humaines, et de rendre ces performances répétitives pour un avion A donné. On notera que les performances au décollage peuvent être amélio- rées (par l'utilisation d'un profil de guidage vertical optimal) afin de réduire 5 la distance au décollage. La réduction de la distance au décollage peut alors se traduire, pour un avion A donné, par : la possibilité d'augmenter la masse de carburant à bord, ce qui permet d'augmenter le rayon d'action de l'avion A, et ainsi par exemple d'atteindre des aéroports qui étaient inaccessibles jusque-là ; 10 la possibilité d'augmenter la charge utile, ce qui permet de transporter plus de passagers pour des vols commerciaux ou plus de fret ; et la possibilité de décoller sur des aéroports à pistes plus courtes. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 6A détermi- nent ledit objectif de pilotage vertical QcPA, à partir de l'expression sui- 15 vante : QcPA = k1 .(Oc-Oeff ) dans laquelle : k1 est un gain prédéterminé ; Oc représente ledit profil angulaire (ou objectif de guidage vertical) reçu 20 desdits moyens 4A. De préférence, comme indiqué ci-dessus, ce profil angulaire est exprimé en valeur d'assiette (ou éventuellement en valeur de pente). Ce profil angulaire Oc est déterminé de façon empirique en fonction de la masse, et éventuellement d'autres paramètres tels que le temps et/ou la position en x par rapport au point de début de rotation ; 25 et Oeff représente la valeur courante de l'assiette de l'avion A, qui est mesurée par les moyens 5. Le dispositif 1A conforme à la présente invention permet donc d'obtenir un guidage automatique de l'avion A selon le plan vertical, lors 2909461 16 du décollage. L'objectif de guidage est donc un profil angulaire suivant l'axe de tangage de l'avion (exprimé en pente ou, de préférence, en assiette), qui est défini pour garantir les meilleures performances compte tenu de l'avion A considéré, de l'aéroport et des conditions extérieures 5 courantes (vent ...). Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 4A (ou lesdits moyens 6A) limitent la valeur dudit profil angulaire par rapport aux capacités de l'avion A, dans le but d'éviter un toucher de queue lors du décollage. 10 En outre, lesdits moyens 9 déterminent également des ordres pour commander le plan horizontal (non représenté) de l'avion A, qui est de type réglable, et sur lequel sont montées lesdites gouvernes de profondeur. Pour ce faire, les ordres déterminées par lesdits moyens 9 sont transmis par l'intermédiaire d'une liaison 12B à des organes 15 d'actionnement usuels 11B dudit plan horizontal. Plus précisément, lesdits ordres sont formés de manière à amener ledit plan horizontal réglable à une valeur constante en fonction du centrage courant de l'avion A. Dans le mode de réalisation de la figure 1, le dispositif 1A comporte, de plus, un palonnier usuel 13 qui est relié par l'intermédiaire d'une 20 liaison 14 auxdits moyens 9. Ce palonnier 13 est destiné à permettre à un pilote de l'avion A de guider manuellement l'avion A dans le plan latéral, lors du décollage. Les différents moyens associés audit palonnier 13, qui sont utilisés pour ce guidage latéral, sont connus et ne sont pas décrits davantage dans la présente description. 25 Ce premier mode de réalisation de la figure 1 est donc destiné à un décollagesemi-automatique, puisque seul le guidage de l'avion A dans le plan vertical est réalisé automatiquement, le guidage selon le plan latéral étant réalisé manuellement à l'aide du palonnier 13. On notera que les moyens 9 permettent : 2909461 17 û de contrôler précisément la vitesse de tangage de l'avion A ; et égale-ment - de gérer un risque de toucher de queue au décollage, grâce à une protection par voteur explicite sur la consigne interne en accélération de 5 tangage. Cette protection active est formée de manière à limiter la prise d'assiette, en calculant en boucle fermée une assiette maximale à ne pas dépasser, en fonction du rapport Vc/Vs1 g (Vc étant la vitesse conventionnelle de l'avion A et Vs1 g étant la vitesse de décrochage sous un facteur de charge unité) et de la hauteur radio-altimétrique. Cette protection active permet de garantir que l'écart entre la queue de L'avion A et le sol ne dépasse pas une valeur prédéterminée, sans utiliser pour cela un dispositif spécifique de mesure de cette hauteur. En outre, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1A 15 comporte de plus : des moyens usuels (non représentés) pour mesurer la vitesse courante de l'avion A ; des moyens de comparaison (non représentés) qui sont intégrés par exemple dans les moyens 6 ou les moyens 9, et qui sont formés de 20 manière à comparer la vitesse courante ainsi mesurée à une vitesse de rotation usuelle, reçue par exemple desdits moyens 4 ; et des moyens, par exemple lesdits moyens 6 et/ou lesdits moyens 9, qui sont formés de manière à mettre en oeuvre le décollage automatique de l'avion A selon le plan vertical, uniquement lorsque la vitesse courante 25 mesurée de l'avion A devient supérieure à cette vitesse de rotation pré-déterminée. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1A est formé de manière à contrôler l'inclinaison latérale de l'avion A dans le but de maintenir ses ailes à plat. Ceci est réalisé afin de contenir automa- 2909461 18 tiquement l'inclinaison latérale proche de zéro pendant la rotation de l'avion A, dans le but notamment d'éviter un toucher de queue et pour des raisons de performances. Ce contrôle est mis en oeuvre en commandant exclusivement des ailerons dudit avion A, qui sont montés de façon 5 usuelle sur les ailes de ce dernier. A cet effet, lesdits moyens 9 transmettent des ordres d'actionnement, par l'intermédiaire d'une liaison 12C, à des moyens d'actionnement usuels 11C desdits ailerons. Ainsi, simultanément à la gestion automatique de l'assiette (ou de la pente) de l'avion A lors de la phase de décollage, le dispositif 1A gère 10 automatiquement l'inclinaison latérale de sorte que cette manoeuvre se fait ailes à plat. Ceci est réalisé en contrôlant exclusivement la déflexion des ailerons, sans utiliser des spoilers par exemple (en particulier pour ne pas dégrader les performances au décollage). Par ailleurs, ledit dispositif 1A comporte, de plus, des moyens 15 d'affichage 15 qui sont, par exemple, reliés par l'intermédiaire d'une liai-son 16 auxdits moyens 6 et qui sont susceptibles de présenter sur au moins un écran de visualisation 17 des informations relatives audit décollage semi-automatique. De préférence, lesdits moyens d'affichage 15 sont formés de manière à afficher sur l'écran de visualisation 17 au moins un 20 signe caractéristique illustrant l'objectif de guidage vertical. Plus précisé-ment, lesdits moyens d'affichage 15 sont formés de manière à présenter : û une barre horizontale d'indication de l'objectif de guidage vertical, par exemple sur un écran primaire de pilotage ; et une indication du mode de pilotage automatique actuellement engagé, 25 par exemple sur un indicateur de mode de pilotage. Par ailleurs, dans le second mode de réalisation représenté sur la figure 2, le dispositif 1B est destiné à réaliser un décollage complètement automatique de l'avion A, c'est-à-dire un décollage automatique aussi bien dans le plan vertical que dans le plan latéral. 2909461 19 Pour réaliser le guidage automatique de l'avion A dans le plan ver-tical lors du décollage, le dispositif 1 B comporte des moyens semblables à ceux utilisés par le dispositif 1A précité pour réaliser le même guidage ver-tical automatique. Aussi, les moyens décrits en référence à la figure 1 et 5 intégrés dans la figure 2, ne sont pas décrits davantage ci-dessous. En revanche, dans le plan latéral, le guidage n'est plus réalisé manuellement au moyen d'un palonnier, mais il est mis en oeuvre automatiquement par ledit dispositif I B. Pour ce faire, ledit dispositif 1B comporte notamment un ensemble 10 de pilotage automatique 3B qui comporte en particulier : des moyens 4A, 4B, 4C, 4D précisés ci-dessous, qui sont intégrés dans lesdits moyens 4 et qui sont formés notamment de manière à déterminer automatiquement un objectif de guidage latéral. Cet objectif de guidage latéral qui représente une référence de guidage particulière est ex- 15 primé selon au moins un second paramètre, à savoir la route ou le cap. Cette référence de guidage concerne un paramètre qui est défini pour la piste 2 utilisée par l'avion A lors du décollage ; des moyens 19 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 20 aux-dits moyens 6 et qui sont formés pour mesurer automatiquement la va- 20 leur courante dudit second paramètre (route ou cap) de l'avion A ; des moyens 6B qui sont intégrés dans lesdits moyens 6 et qui sont formés de manière à déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de guidage latéral reçu desdits moyens 4 et de ladite valeur courante mesurée par lesdits moyens 19, un objectif de pilotage latéral rc qui est 25 exprimé en vitesse de lacet, c'est-à-dire en degré de dérapage par seconde ; des moyens 9B qui sont intégrés dans lesdits moyens 9, qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 21 auxdits moyens 6B et qui sont formés de manière à déterminer automatiquement, à partir dudit objectif 2909461 20 de pilotage latéral reçu desdits moyens 6B, des ordres d'actionnement pour commander des éléments qui agissent sur le lacet de l'avion A. Dans un mode de réalisation préféré, ces éléments concernent une gouverne de direction et/ou une roulette de nez de l'avion A ; et 5 û des organes d'actionnement 1 1 D desdits éléments (qui agissent sur le lacet de l'avion A), auxquels organes d'actionnement 1 1 D sont transmis automatiquement par l'intermédiaire d'une liaison 12D les ordres d'actionnement déterminés par lesdits moyens 9B. Ainsi, dans ce second mode de réalisation, la phase de décollage 10 est réalisée de façon complètement automatique, c'est-à-dire aussi bien dans le plan vertical que dans le plan latéral. Dans un premier mode de réalisation, ledit dispositif 1B guide l'avion A, latéralement, par rapport à un cap de référence. Dans ce cas, la loi de guidage en cap, mise en oeuvre par lesdits moyens 6B, vérifie 15 l'expression suivante : rc = reff + [k2reff + k3.(ylc-yreff)]/k4 dans laquelle : k2, k3 et k4 sont des gains prédéterminés ; reff est une valeur courante mesurée de la vitesse de lacet de l'avion A, 20 qui est mesurée par des moyens usuels, faisant par exemple partie des-dits moyens 4 ; wc représente ladite référence de guidage (reçue desdits moyens 4 ou calculée par les moyens 6B à partir d'informations reçues desdits moyens 4) qui correspond au cap géographique de la piste ; et 25 yreff est la valeur courante du cap, mesurée par lesdits moyens 19. Ce mode de guidage en cap peut être réalisé selon deux variantes, en fonction de la source du cap géographique de référence. Dans une première variante, ledit cap géographique de référence yJgeo (qui représente donc la référence de guidage yrc) est déterminé à 2909461 21 partir d'un cap magnétique yrmag de la piste 2, qui a été saisi par l'équipage dans le système de gestion de vol 4A lors de la préparation du vol, et d'une déclinaison magnétique Ayr qui est calculée en permanence en fonction de mesures réalisées par au moins une centrale inertielle (fai- 5 sant par exemple partie desdits moyens 4). Plus précisément, ledit cap géographique de référence yrgeo est obtenu à partir de l'expression sui-vante : yrgeo = yrmag +Ayr Dans une seconde variante, le cap géographique de référence (qui 10 représente la référence de guidage yrc) est calculé à partir de coordonnées géographiques de la piste 2, qui sont issues d'une base de données aéroportuaires de l'avion A. De préférence, cette base de données aéroportuaires est une base données d'un système de navigation aéroportuaire 4B usuel embarqué, de type OANS ("On Board Airport Navigation System" en 15 anglais). Dans ce cas, le cap (ou l'orientation) de la piste 2, appelé QFU, est calculé à partir des coordonnées en latitude et en longitude, suivant par exemple une norme usuelle WGS84, du seuil 22 (XTHR, pTHR) de la piste 2 et de l'extrémité aval 23 (,END, VEND) de cette piste 2 qui présente 20 une longueur LRWY, comme représenté par exemple sur la figure 3. Le cap QFU (par rapport au Nord magnétique N) de la piste 2 est calculé à partir des relations suivantes : û si sin ( END -1 THR) < 0 alors QFU =arccos sin (2.END) --sin (XTHR) . cos (LRVVY) sin (LRWY) .cos (XTHR) 25 û sinon, QFU = 2n -arccos sin (F END) û sin (XTHR) .cos (LRWY)\ sin (LRWY) .cos (XTHR) 2909461 22 où LRWY est la longueur de la piste 2, en mètres, qui est calculée à l'aide de l'expression suivante : 'x.THR 21ENDJ+cos(2THR).cos(2END).sin 2~l ITHR 2 END où REARTH est le rayon de la terre, qui est exprimé en mètres. En outre, dans un second mode de réalisation, ledit dispositif 1B guide l'avion A, latéralement, par rapport à l'axe 2A de la piste 2. Dans ce 10 cas, la loi de guidage sur l'axe 2A de la piste 2, mise en oeuvre par lesdits moyens 6B, vérifie les expressions suivantes : rc = reff -[Y3 + (V2.Ayr+2.Vl.reff)]/Vsol.k5 Y3 = k6. [k7. (k8. [Yd-Y]-Vy) + (V l .Ayr + Vsol.r)] dans lesquelles : 15 k5, k6, k7 et k8 sont des gains prédéterminés ; ù reff est une valeur courante mesurée de la vitesse de lacet de l'avion A; V2 est une dérivée mesurée de l'accélération longitudinale de l'avion A; 20 V 1 est une accélération longitudinale mesurée de l'avion A ; Vsol est une vitesse par rapport au sol, mesurée de façon usuelle, de l'avion A ; Ayr est une erreur courante de suivi en cap, telle que Ayr = QFU-cap courant ; 25 Y3 est la dérivée temporelle de l'accélération latérale de l'avion A par rapport à l'axe 2A de la piste 2 ; Yd est une position latérale à suivre dans un repère piste (Xp, Yp), Yd est égale à 0 si l'avion A doit suivre l'axe 2A de la piste 2 ; Y est une position latérale de l'avion A dans le repère piste (Xp, Yp) ; et LRWY = REARTH.2.aresinsin2 5 2909461 23 û Vy est une vitesse latérale de l'avion A dans le repère piste (Xp, Yp). Les valeurs reff, V2 et V1 sont mesurées de façon usuelle par au moins une centrale inertielle de l'avion A, faisant par exemple partie des-dits moyens 4. 5 Ce second mode de réalisation peut être mis en oeuvre selon deux variantes, en fonction du mode de calcul de la position Ilatérale Y et de la vitesse latérale Vy de l'avion A par rapport à l'axe 2A de la piste 2. Dans une première variante de réalisation, les calculs sont basés sur un faisceau d'alignement latéral usuel 24, de type LOC, qui est émis 1 o par un radioémetteur usuel 25, comme représenté sur la figure 4. Un tel faisceau d'alignement latéral 24 (ou faisceau LOC) est généralement émis par un radioémetteur 25 de type VHF directionnel, qui est placé sur l'axe 2A de la piste 2 à l'extrémité opposée au seuil. Ce faisceau LOC assure, en principe, le guidage en azimut le long de l'axe d'approche, 15 et ceci d'après un profil d'alignement latéral idéal lors d'une approche de précision aux instruments de type ILS ("Instrument Landing System" en anglais). A cet effet, ce radioémetteur 25 émet généralement deux signaux à modulation différente, qui se chevauchent dans l'axe d'approche où les deux signaux sont reçus à égale intensité. 20 Ce faisceau 24 qui est donc utilisé généralement pour guider latéralement l'avion A lors d'un atterrissage automatique, est utilisé selon l'invention pour le décollage. Pour ce faire, une unité de traitement usuelle 4C qui comporte, en particulier, une antenne usuelle LC)C qui est montée dans le nez de

l'avion A, permet de calculer, de façon usuelle, l'écart laté- 25 ral YLOC de l'avion A par rapport audit faisceau 24, ainsi que la vitesse VYLOC de déplacement de l'avion A par rapport à ce faisceau 24, comme représenté sur la figure 4. Dans cette première variante, le dispositif 1B utilise donc les valeurs YLOC et VYLOC ainsi calculées, pour les paramètres Y et Vy précités. 2909461 2.4 En outre, dans une seconde variante, ladite position latérale Y et ladite vitesse latérale Vy sont déterminées par lesdits moyens 9B, à partir des expressions suivantes : Y = YAC = pAM.sin(OAM-QFU) 5 Vy = Vsol.sin(OAM-QFU) dans lesquelles : pAM (à savoir XAC sur la figure 5) est la distance de l'avion A par rapport au seuil 22 de la piste 2, distance qui est calculée à partir de coordonnées mesurées de l'avion A et de coordonnées géographiques dudit 10 seuil 22 de la piste 2, comme précisé ci-dessous ; 0AM est un cap géographique de l'avion A, qui est calculé à partir de coordonnées mesurées de l'avion A, comme précisé ci-dessous ; QFU est un cap géographique de la piste 2, calculé de façon usuelle comme indiqué ci-dessus ; 15 ù sin représente le sinus ; et Vsol est une vitesse par rapport au sol, mesurée de façon usuelle, de l'avion A. La distance pAM de l'avion A par rapport au seuil de piste 22 est calculée à partir des coordonnées GPS {XAC, pAC} de l'avion A et des 20 coordonnées géographiques {XTHR, pTHR} du seuil de piste 22. : sin2~~THR û ~AC1 + cos(XTHR). cos(XAC). sin211THR û ACE 2 J 2 Le cap géographique OAM de l'avion A est également calculé à partir des coordonnées GPS de l'avion A : 25 ù si sin ( AC ù IaTHR) < 0 (sin (XAC) û sin (2,THR) .cos (pAM_) sin (pAM) .cos (a,THR) pAM = REARTH.2. aresin.~ alors 0AM = arccos 2909461 25 (sin (2^,AC) ù sin (a,TH R) .cos (pAM)l sin (pAM).cos (XTHR) Lesdites coordonnées GPS sont mesurées par un dispositif de me-sure (ou dispositif de positionnement) 4D usuel et embarqué, qui est asso- 5 cié à un système de positionnement par satellites. Ainsi, grâce aux deux modes de réalisation précités du dispositif 1 B, la sélection du type de mode de guidage automatique utilisé pour le plan latéral, peut être réalisée, selon l'invention, en fonction des références de guidage qui sont disponibles sur l'aéroport considéré. 1 o Ainsi, par exemple : si un faisceau d'alignement latéral 24 de type LOC est clisponible et mesurable sur l'avion A, le dispositif 1B peut mettre en oeuvre ladite première variante dudit second mode de réalisation précité ; si aucun faisceau LOC n'est disponible, mais si l'avion A est équipé 15 d'un dispositif de positionnement précis [par exemple de type GPS ("Global Positionning System" en anglais)] et d'une base de données aéroportuaires, le dispositif 1B peut mettre en oeuvre la seconde va-riante dudit second mode de réalisation précité ; si aucun faisceau LOC n'est disponible, et si l'avion A n'est: pas équipé 20 d'un dispositif de positionnement précis, mais qu'il est équipé d'une base de données aéroportuaires, le dispositif 1B peut mettre en oeuvre ladite seconde variante dudit premier mode de réalisation précité ; et si aucun faisceau LOC n'est disponible et que l'avion A n'est équipé d'aucun dispositif de positionnement, ni d'aucune base de données aé- 25 roportuaires, le dispositif 1B peut mettre en oeuvre ladite première va-riante dudit premier mode de réalisation précité. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le mode de guidage latéral automatique de l'avion A lors du décollage est protégé par ù sinon, OAM = 2n - arccos 2909461 26 une surveillance d'alignement de l'avion A, mise en oeuvre par ledit dispositif 1 B, dans le but de s'assurer que l'avion A se trouve sur la piste 2 autorisée, et non pas sur une piste 27 ou 28 non autorisée. Le contrôle de l'alignement est basé sur la surveillance de deux paramètres précisés ci- 5 dessous. En premier lieu, comme représenté sur la figure 6, le dispositif 1B vérifie l'écart entre le cap OAC de l'avion A et le cap de référence QFU (de la piste 2 autorisée) dans le cas de pistes 2 et 27 croisées. En effet, dans le cas de pistes 2 et 27 croisées, l'avion A peut avoir la même position 10 latérale, alors qu'il est aligné sur une piste non autorisée pour le décollage. En contrôlant ainsi le cap de l'avion A, il est possible de vérifier que ce dernier est bien aligné sur la piste autorisée 2 et non pas sur la piste non autorisée 27. Dans l'exemple de la figure 6, l'avion A se trouve sur la piste 27 non autorisée.

15 De plus, il convient de vérifier l'écart de position latérale YAC entre la position de l'avion A et l'axe 2A de la piste 2 autorisée dans le cas de pistes 2 et 28 parallèles. En effet, dans le cas de pistes 2 et 28 parallèles, le cap de l'avion A peut être identique au cap QFU de la piste 2 autorisée, mais sa position latérale peut ne pas être conforme au bon ali- 20 gnement. Pour faire ce contrôle, on utilise les coordonnées géographiques de la piste 2 autorisée. La position GPS de l'avion A permet alors de positionner l'avion dans un repère (Xp, Yp) lié à la piste 2. Le dispositif 1B comporte également des moyens d'affichage 15 qui sont susceptibles de présenter automatiquement, sur au moins un 25 écran de visualisation 17, des signes caractéristiques illustrant au moins certaines des informations suivantes : û ledit objectif de guidage latéral (par exemple sur un écran primaire de pilotage) ; 2909461 27 le mode de pilotage engagé sur le moyen de pilotage automatique qui réalise le guidage automatique vertical et latéral de l'avion lors du dé-collage (par exemple sur un indicateur de mode de pilotage) ; et une trajectoire latérale de référence (par exemple sur une interface d'un 5 système de navigation aéroportuaire). Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 A, 1B comporte également des moyens (non représentés) permettant à un pilote de revenir manuellement à un guidage vertical et/ou latéral de l'avion, à la place d'un guidage automatique en cours. Ainsi, à tout moment de la phase de décollage automatique, le pilote peut mettre en oeuvre un pilotage manuel, soit en reprenant en main un organe de commande (manche de commande ou palonnier 13 par exemple), soit en désactivant les moyens de pilotage automatique qui mettent en oeuvre le décollage automatique conforme à l'invention.

Claims (10)

REVENDICATIONS

1. Procédé de décollage automatique d'un avion (A), caractérisé en ce que, pour un guidage vertical de l'avion (A) lors d'un dé-collage, on réalise, de façon automatique et répétitiveä lors dudit décol- lage, la suite A d'étapes successives suivante : A. a) on détermine un objectif de guidage vertical qui représente un profil angulaire selon l'axe de tangage de l'avion (A) el: qui permet d'obtenir des performances optimisées en fonction de conditions de décollage, ledit profil angulaire étant exprimé selon un premier pa- ramètre ; A. b) on mesure la valeur courante dudit premier paramètre sur l'avion (A) ; A. c) à partir dudit objectif de guidage vertical et de ladite valeur cou- rante mesurée dudit premier paramètre, on détermine un objectif de pilotage vertical qui est exprimé en vitesse de tangage ; A. d) à partir dudit objectif de pilotage vertical, on détermine des or- dres de déflexion de gouvernes de profondeur de l'avion (A) ; et A. e) on applique les ordres de déflexion ainsi déterminés à des orga- nes d'actionnement (11A) desdites gouvernes de profondeur.

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit profil angulaire est exprimé en valeur de pente.

3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit profil angulaire est exprimé en valeur d'assiette.

4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'à l'étape A. c), on détermine ledit objectif de pilotage vertical QcPA, à partir de l'expression suivante : QcPA = k 1. (Oc-9eff ) dans laquelle : ù k1 est un gain prédéterminé ; 2909461 29 - Oc représente ledit profil angulaire ; et ù Oeff représente une valeur courante mesurée dudit premier paramètre.

5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on limite la valeur dudit profil angulaire par rapport 5 aux capacités de l'avion (A) dans le but d'éviter un toucher de queue lors du décollage.

6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lors du décollage, on amène automatiquement au moins un plan horizontal réglable de l'avion (A), sur lequel sont articulées 10 lesdites gouvernes de profondeur, à une position fixe qui dépend du centrage de l'avion (A).

7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on mesure la vitesse courante de l'avion (A), on la compare à une vitesse de rotation prédéterminée, et on met en oeuvre au 15 moins l'étape A. e), uniquement lorsque ladite vitesse courante devient supérieure à ladite vitesse de rotation.

8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, lors du déplacement de l'avion (A) au décollage, on contrôle automatiquement l'inclinaison latérale de l'avion (A), en comman-20 dant exclusivement des ailerons dudit avion (A) et ceci de manière à main-tenir les ailes à plat.

9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on présente automatiquement, sur au moins un écran de visualisation (17), un signe caractéristique illustrant ledit objectif 25 de guidage vertical.

10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que, pour le guidage latéral lors du décollage, l'avion (A) est guidé manuellement par un pilote de l'avion (A) à l'aide d'un palonnier (13). 2909461 1 1. Procédé selon l'une quelconque des revendications '1 à 9, caractérisé en ce que, pour un guidage latéral de l'avion (A) lors du décollage, on réalise, de façon automatique et répétitive, lors dudit décollage, la suite B d'étapes successives suivante : 5 B. a) on détermine un objectif de guidage latéral qui représente une référence de guidage particulière et qui est exprimé selon au moins un second paramètre ; B. b) on mesure la valeur courante dudit second paramètre sur l'avion (A) ; 10 B. c) à partir dudit objectif de guidage latéral et de (ladite valeur courante mesurée dudit second paramètre, on détermiine un objectif de pilotage latéral qui est exprimé en vitesse de lacet B. d) à partir dudit objectif de pilotage latéral, on détermine des ordres d'actionnement pour commander des éléments agissant sur le lacet 15 de l'avion (A) ; et B. e) on applique lesdits ordres d'actionnement ainsi déterminés à des organes d'actionnement (11D) desdits éléments. 12. Procédé selon la revendication Il, caractérisé en ce que ladite référence de guidage concerne un second pa- 20 ramètre qui est défini pour la piste (2) utilisée par l'avion (A) pour le dé- collage. 13. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que ledit second paramètre est la route. 14. Procédé selon la revendication 12, 25 caractérisé en ce que ledit second paramètre est le cap de la piste (2). 15. Procédé selon la revendication 14, caractérisé en ce qu'à l'étape B. c), on détermine ledit objectif de pilotage latéral rc, à partir de l'expression suivante : rc = reff + [k2-reff + k3.(yfc-yreff)]/k4 2909461 31 dans laquelle : û k2, k3 et k4 sont des gains prédéterminés ; - reff est une valeur courante mesurée de la vitesse de lacet de l'avion (A) ; 5 wc représente ladite référence de guidage qui correspond au cap géographique de la piste (2) ; et yreff est une valeur courante mesurée du cap de l'avion (A). 16. Procédé selon la revendication 15, caractérisé en ce que ladite référence de guidage wc est déterrninée à par- 10 tir d'un cap magnétique prédéterminé de la piste et d'une déclinaison magnétique calculée. 17. Procédé selon la revendication 15, caractérisé en ce que ladite référence de guidage wc est déterrninée à par-tir de coordonnées géographiques de la piste (2), issues d'une base de 15 données aéroportuaires. 18. Procédé selon la revendication Il, caractérisé en ce qu'à l'étape B. c), on détermine ledit objectif de pilotage latéral rc, à partir des expressions suivantes : rc = reff -[Y3 + (V2.AyJ+2.V1 .reff)]/Vsol.k5 20 Y3 = k6. [k7. (k8. [Yd-Y]-Vy) + (V 1.Ayi + Vsol.r)] dans lesquelles : ù k5, k6, k7 et k8 sont des gains prédéterminés ; û reff est une valeur courante mesurée de la vitesse de lacet de l'avion (A) ; 25 û V2 est une dérivée mesurée de l'accélération longitudinale de l'avion (A) ; û V1 est une accélération longitudinale mesurée de l'avion (A) ; û Vsol est une vitesse par rapport au sol, mesurée, de l'avion (A) ; û Ay est une erreur courante de suivi en cap ; 2909461 32 ù Yd est une position latérale à suivre dans un repère piste ; û Y est une position latérale de l'avion (A) dans le repère piste ; et û Vy est une vitesse latérale de l'avion (A) dans le repère piste. 19. Procédé selon la revendication 18, 5 caractérisé en ce que ladite position latérale Y et ladite vitesse latérale Vy sont déterminées à l'aide d'une unité de traitement (4C) comprenant un moyen de détection d'un faisceau d'alignement latéral (24) illustrant l'axe (2A) de la piste (2). 20. Procédé selon la revendication 18, 10 caractérisé en ce que ladite position latérale Y et ladite vitesse latérale Vy sont déterminées à partir des expressions suivantes : Y = pAM.sin(OAM-QFU) Vy = Vsol.sin(OAM-QFU) dans lesquelles : 15 pAM est la distance de l'avion (A) par rapport à un seuil (22), de la piste (2), distance qui est calculée à partir de coordonnées mesurées de l'avion (A) et de coordonnées géographiques dudit seuil (22) de la piste (2) ; 0AM est un cap géographique de l'avion (A), qui est calculé à partir de 20 coordonnées mesurées de l'avion (A) ; ù QFU est un cap géographique calculé de la piste (2) ; sin représente le sinus ; et ù Vsol est une vitesse par rapport au sol, mesurée, de l'avion (A). 21. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 1 à 20, 25 caractérisé en ce que l'on surveille automatiquement l'alignement de l'avion (A) de manière à s'assurer qu'il se trouve sur une piste (2) autorisée pour le décollage. 2909461 33 22. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 1 à 21, caractérisé en ce que l'on présente automatiquement, sur au moins un écran de visualisation (17), des signes caractéristiques illustrant au moins certaines des informations suivantes : 5 ù ledit objectif de guidage latéral ; - le mode de pilotage actuellement engagé sur un moyen de pilotage automatique qui réalise le guidage automatique vertical et latéral de l'avion lors du décollage ; et û une trajectoire latérale de référence. 10 23. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 1 à 22, caractérisé en ce que l'on applique lesdits ordres d'actionnement à des moyens d'actionnement (110) d'une gouverne de direction et d'une roulette de nez de l'avion (A). 24. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 1 à 23, 15 caractérisé en ce que l'on prévoit des moyens permettant à un pilote de réaliser manuellement le guidage de l'avion, à la place d'un guidage automatique. 25. Dispositif de décollage automatique d'un avion, caractérisé en ce qu'il comporte un premier ensemble de pilotage automa- 20 tique (3A) qui comprend : des premiers moyens (4) pour déterminer automatiquement un objectif de guidage vertical qui représente un profil angulaire selon l'axe de tan-gage de l'avion (A) et qui permet d'obtenir des performances optimisées en fonction de conditions de décollage, ledit profil angulaire étant ex- 25 primé selon un premier paramètre ; des deuxièmes moyens (5) pour mesurer automatiquement la valeur courante dudit premier paramètre sur l'avion (A) ; des troisièmes moyens (6A) pour déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de guidage vertical et de ladite valeur courante mesurée 2909461 34 dudit premier paramètre, un objectif de pilotage vertical qui est exprimé en vitesse de tangage ; des quatrièmes moyens (9A) pour déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de pilotage vertical, des ordres de déflexion de gouvernes 5 de profondeur de l'avion (A) ; et des organes d'actionnement (11A) desdites gouvernes de profondeur, auxquelles sont appliqués automatiquement les ordres de déflexion dé-terminés par lesdits quatrièmes moyens (9A). 26. Dispositif selon la revendication 25, 10 caractérisé en ce que lesdits troisièmes moyens (6A) font partie d'un moyen de pilotage automatique. 27. Dispositif selon la revendication 26, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens (4) font également partie dudit moyen de pilotage automatique. 15 28. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 25 à 27, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un second ensemble de pilotage automatique (3B) qui comprend : ù des cinquièmes moyens (4) pour déterminer automatiquement un objectif de guidage latéral qui représente une référence de guidage particu- 20 lière et qui est exprimé selon au moins un second paramètre ; - des sixièmes moyens (19) pour mesurer automatiquement la valeur courante dudit second paramètre sur l'avion (A) ; ù des septièmes moyens (6B) pour déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de guidage latéral et de ladite valeur courante mesurée 25 dudit second paramètre, un objectif de pilotage latéral qui est exprimé en vitesse de lacet ; ù des huitièmes moyens (9B) pour déterminer automatiquement, à partir dudit objectif de pilotage latéral, des ordres d'actionnement pour commander des éléments agissant sur le lacet de l'avion (A) ; et 2909461 ù des organes d'actionnement (11D) desdits éléments agissant sur le la-cet de l'avion (A), auxquels sont appliqués automatiquement les ordres d'actionnement déterminés par lesdits huitièmes moyens (9B). 29. Dispositif selon la revendication 28, 5 caractérisé en ce que lesdits septièmes moyens (6B) font partie d'un moyen de pilotage automatique. 30. Dispositif selon la revendication 29, caractérisé en ce que lesdits cinquièmes moyens (4) font également partie dudit moyen de pilotage automatique. 10 31. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1A, 1B) tel que celui spécifié pour l'une quelconque des revendications 25 à 30.