FR2915610A1

FR2915610A1 - Procede de calcul d'une trajectoire d'approche d'un aeronef vers un aeroport

Info

Publication number: FR2915610A1
Application number: FR0702971A
Authority: FR
Inventors: Guy Deker
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2007-04-24
Filing date: 2007-04-24
Publication date: 2008-10-31
Anticipated expiration: 2027-04-24
Also published as: US20090043434A1; US8170727B2; FR2915610B1

Abstract

L'invention concerne un procédé de calcul d'une trajectoire d'approche d'un aéronef (200) vers un aéroport, ledit aéronef pouvant être asservi en trajectoire, poussée et/ou en vitesse, ledit aéronef pouvant évoluer à un régime moteur réduit, ledit aéroport comprenant une piste, ladite trajectoire d'approche se terminant par un point d'impact (205) sur ladite piste et comprenant un segment de descente haute altitude (217) et un segment géométrique intermédiaire (207), sur lesquels ledit aéronef est asservi en trajectoire et vitesse, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape de calcul d'un segment final d'approche (208) en régime moteur réduit et d'un segment d'atterrissage avec une poussée supérieure au régime réduit afin de préparer une éventuelle remise des gaz (209), sur lesquels ledit aéronef est asservi en poussée et en vitesse.

Description

Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche d'un aéronef vers un

aéroport L'invention concerne les systèmes de gestion du vol et, plus particulièrement le calcul d'une trajectoire d'approche d'un aéronef vers un aéroport. La sécurité des vols est la première priorité des compagnies aériennes, suivie du confort et du coût d'exploitation en vol. Une autre contrainte intervient aujourd'hui avec l'environnement : la réduction des impacts en terme de bruit pour les riverains et d'émission de polluants. Actuellement, les trajectoires de descente se terminent généralement à pente constante au moment de l'atterrissage de façon à être compatible des moyens d'atterrissage qui sont matériellement définis avec un calage constant de pente (ou Glide slope selon l'expression anglo-saxonne). Ces trajectoires sont compatibles avec tous les avions a priori et permettent en outre de maintenir une vitesse appropriée pour l'atterrissage. Les figures 1 a et 1 b présentent deux exemples de trajectoires d'approche selon l'art connu. Le premier exemple de trajectoire d'approche, présenté dans la figure 1 a, comprend un segment de descente à haute altitude 101, une suite de segments géométriques intermédiaires 102 (liés au respect de contraintes d'altitude et de vitesse pour la fin de la descente) et un segment d'approche 103 permettant de stabiliser l'avion dans l'axe de piste 104 et selon un plan d'approche final à pente constante 105. Ce segment d'approche commence généralement dans l'art antérieur par un palier de décélération 106. Le second exemple de trajectoire d'approche, présenté dans la figure 1 b, est une évolution récente permettant de supprimer ce palier de décélération 106 dans le segment d'approche 103. Ce type d'approche est connu sous le vocable anglo-saxon CDA pour Continuous Descent Approach. Chacun de ces profils intègre le profil de vitesses assorti aux sorties de configuration (becs, volets, train) souhaité pour l'atterrissage. Cependant, le segment final a une pente a très faible, généralement de l'ordre de 3 , imposée par les procédures habituelles d'atterrissage. Ceci induit une trajectoire d'approche longtemps près du sol qui est nuisible pour les riverains au niveau bruit. De plus, le maintien d'une pente faible constante avec une vitesse d'approche adaptée à l'avion et à la piste impose une augmentation de la poussée génératrice à la fois de bruit, de surconsommation et de polluants. L'invention vise à pallier les problèmes cités précédemment en proposant un procédé permettant de faire des approches et atterrissages qui réduisent le temps passé près du sol grâce à une pente plus forte et qui maximise l'utilisation du régime de poussée réduite (ou Idle selon l'expression anglo-saxonne). Ceci a pour effet cle limiter le bruit (car l'approche est plus pentue), la consommation de carburant et donc les émissions de polluants. De plus les moteurs sont ainsi moins sollicités et leur io durée de vie s'en trouve rallongée. Le procédé selon l'invention intervient pendant la phase d'approche et consiste à calculer une approche initiale à pente constante compatible avec d'éventuelles contraintes d'altitude (obstacles, séparation de trafic), de vitesse et/ou de temps d'arrivée jusqu'à un point où l'avion réduit 15 complètement puis maintient son régime moteur au plus réduit (régime Idle ) tout en assurant et contrôlant une vitesse constante adaptée à l'atterrissage sans risque de décrochage. Le point de passage au régime moteur réduit est calculé de façon à ce que la trajectoire de l'aéronef vienne toucher la piste dans une zone sécurisée, définie entre un point d'impact 20 minimal et un point d'impact maximal. Le procédé selon l'invention inclut la surveillance permanente du point d'impact (atterrissage) dans ladite zone sécurisée. Si le point d'impact évolue et sort de ladite zone sécurisée, un profil de recapture est instantanément recalculé et une reversion de mode permet de recapturer ce 25 profil et donc d'assurer la rejointe de la zone d'impact sécurisée de la piste avec une vitesse et une pente fixée jusqu'à ce que l'aéronef soit à nouveau en condition d'atterrissage en régime réduit. Si le point d'impact évolue plus d'un certain temps (afin de confirmer le problème) après ladite zone, le système propose au pilote une remise de gaz pour interrompre l'atterrissage 30 rendu risqué par une distance disponible de piste trop courte. La prise en compte du vent est de toute première importance. Le calcul du point d'impact prend en compte le vent réel capté par l'avion et si l'information est disponible, l'information de vent au niveau de la piste et le long des points de l'approche, envoyée par une liaison de données du sol à 35 l'aéronef. Tant que l'aéronef n'a pas atteint le point d'impact, le rafraîchissement de ce point avec les conditions de vent réelles est fait périodiquement (par exemple toutes les secondes). La surveillance du point d'impact prend aussi en compte le vent mesuré. Le point de passage au régime moteur réduit est à une hauteur de l'ordre de 1500 à 3000 pieds selon les types d'approche de façon à ne pas perturber le trafic mais aussi afin que l'impact sur l'environnement soit sensible. On peut considérer qu'au-dessus de 3000 pieds, le bruit n'est pas discriminant. Un premier avantage est le confort sonore accru aussi bien au 1 o niveau des riverains, mais aussi au niveau des passagers. En effet le bruit dans la cabine est réduit puisqu'il n'y a ni d'accélération ni de décélération. Un deuxième avantage est la réduction de la consommation de carburant donc moins de polluants sont émis en particulier dans les bases couches. Cet effet est d'autant plus notable lorsqu'il existe une couche 15 d'inversion qui retient prisonnier les gaz à proximité du sol. De plus, le prix de revient du vol est un peu plus faible. Un autre avantage de l'invention est qu'elle ne nécessite que la modification de la partie logicielle des systèmes de gestion du vol existants. En particulier, aucune modification du pilote automatique ni de l'automanette 20 régulant la poussée n'est requise.

A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de calcul d'une trajectoire d'approche d'un aéronef vers une piste d'un aéroport, ledit aéronef pouvant être asservi en trajectoire et vitesse, en trajectoire et poussée ou en 25 poussée et vitesse, ledit aéronef pouvant évoluer à un régime moteur réduit, ladite trajectoire d'approche se terminant par un point d'impact sur ladite piste et comprenant un segment de descente haute altitude construit à partir d'une consigne de poussée et vitesse, et un segment géométrique intermédiaire construit à partir de consignes de vitesse et de pente joignant 30 des contraintes d'altitude, sur lesquels ledit aéronef est asservi en trajectoire et poussée puis trajectoire et vitesse, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape de calcul d'un segment final d'approche en régime moteur réduit et d'un segment d'atterrissage préparant une éventuelle remise des gaz, sur lesquels ledit aéronef est asservi en poussée et en vitesse. 35 Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'invention comprend en outre une étape de surveillance automatique de la position du point d'impact sur la piste, ladite étape comportant : une évaluation en temps réel de la position et de la vitesse de l'impact en fonction de la position et de la vitesse courante de l'aéronef, propagée jusqu'à la piste avec les conditions de vent, de mode de guidage et de performances aéronef courantes et prévues, telles que les variations de vitesse et de configuration becs, volets et train en vue de l'atterrissage.

io Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'invention comprend en outre une étape de calcul d'un point d'impact minimal, ladite piste comprenant un seuil de piste, ledit seuil de piste étant un point de limite à partir duquel l'aéronef peut atterrir sans risque, ledit point d'impact minimal étant positionné au-delà du seuil de piste 15 à une distance de sécurité.

Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'invention comprend en outre une étape de calcul d'un point d'impact maximal, ladite piste comprenant un point de limite extrême, 20 ledit point de limite extrême étant défini comme le point d'impact le plus éloigné sur la piste dans le sens d'atterrissage en service en deçà duquel l'aéronef peut atterrir, freiner et dégager la piste sans risque, ledit point d'impact maximal étant situé sur la piste en amont du point de limite extrême à une distance de sécurité. 25 Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'invention comprend en outre une étape d'émission d'une alarme pour l'équipage lorsque le point d'impact sort d'une zone sécurisée ou si la vitesse dudit aéronef ne permet pas de dégager la piste en sécurité 30 dans les conditions de freinage courante, ladite zone sécurisée étant définie entre les points d'impact minimal et maximal et en ce qu'il comprend en outre la préparation active de l'aéronef pour une remise de gaz.

Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire 35 d'approche selon l'invention comprend en outre une étape de calcul d'un point de passage au régime moteur réduit, ledit aéronef évoluant dans des conditions météorologiques définies par un vent maximum et un vent minimum, ledit point de passage au régime moteur réduit étant défini par l'intersection entre : une trajectoire de descente en régime moteur réduit avec un vent maximum et selon la vitesse d'approche adaptée à ce vent, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact minimal et, une trajectoire de descente en régime moteur réduit avec un vent minimum et selon la vitesse d'approche adaptée à ce vent, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact maximal.

Avantageusement, lorsque le point de passage au régime moteur 15 réduit ne peut pas être calculé ou dépasse une hauteur maximale de réduction, ce point de passage est positionné à l'intersection entre : une droite horizontale située à ladite hauteur maximale de réduction et, une trajectoire de descente tenant compte du profil de vitesse 20 d'approche ainsi que des informations de vent, ayant pour point d'impact avec la piste un point d'impact médian, ledit point d'impact médian étant situé à mi-distance des points d'impact rninimal et maximal, ou étant calculé entre ces points d'impact minimal et maximal en fonction de la valeur moyenne 25 des rafales de vent si cette moyenne a pu être calculée selon un historique de temps court.

Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'invention comprend en outre une étape de calcul d'un 30 point de préparation de remise des gaz placé vers la fin du segment final d'approche. Le point de préparation de remise des gaz permet d'établir un régime moteur plus fort permettant de remettre les gaz plus rapidement en réduisant la perte de temps liée à l'inertie des moteurs. 10 Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'invention comprend en outre une étape de guidage automatique autour de la trajectoire d'approche.

Avantageusement, le procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'invention comprend en outre une étape de détermination du type d'atterrissage en fonction de l'aéronef, des caractéristiques de la piste, des caractéristiques locales éventuelles comme la présence d'obstacle et des conditions météorologiques, en particulier les minima io météorologiques, permettant de savoir si l'atterrissage comprend une approche de précision ou une approche de non précision.

L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée faite à titre d'exemple non 15 limitatif et à l'aide des figures parmi lesquelles : La figure 1 a représente un premier exemple de trajectoire d'approche selon l'art connu. La figure 1 b représente un second exemple de trajectoire d'approche selon l'art connu. 20 La figure 2 présente un premier exemple de trajectoire d'approche calculée avec le procédé selon l'invention. La figure 3 présente un second exemple de trajectoire d'approche calculée avec le procédé selon l'invention. La figure 4 représente un exemple d'architecture de FMS selon 25 l'art connu.

La figure 2 présente un premier exemple de trajectoire d'approche calculée avec le procédé selon l'invention. La présente invention concerne un procédé de calcul d'une 30 trajectoire d'approche d'un aéronef 200 vers un aéroport. Ledit aéroport comprend une piste 216. La piste 216 est caractérisé par deux points extrêmes : un seuil de piste 213, avant lequel aucun impact n'est possible sans danger, et un point d'extrême limite 214, au-delà duquel aucun impact n'est possible sans danger pour terminer l'atterrissage et dégager à la 35 bretelle de sortie avec une vitesse stabilisée et maîtrisée. Au-delà du point d'extrême limite 214, l'aéronef n'a plus assez de distance pour freiner avant l'extrémité de piste ou la bretelle de sortie. De façon arbitraire, le point d'extrême limite 214 est fixé à 25% de la longueur de piste à partir du seuil. Cependant, cette valeur peut être modifiée en fonction du besoin et des conditions locales.

Un premier segment est un segment de descente à haute altitude 217. Le segment de descente à haute altitude 217 part d'un point de mise en descente (appelé selon l'expression anglo-saxonne Top Of Descent ).

Selon l'état de la technique, ce segment est parcouru en régime de poussée moteur réduite (Idle) et avec la vitesse demandée par le pilote afin d'optimiser la consommation carburant. Un deuxième segment est un segment géométrique intermédiaire 207. Le segment géométrique intermédiaire 207 est généralement constitué de segments reliant des contraintes d'altitude et/ou de vitesse imposant une poussée supérieure à la poussée réduite et le maintien d'une vitesse constante. Les contraintes de vitesse seront respectées par des décélérations effectuées selon une pente plus faible permettant de continuer la descente avec une répartition constante entre perte d'énergie cinétique (décélération) et perte d'énergie potentielle (taux de chute) selon l'état de la technique courant. L'aéronef 200 est asservi en trajectoire et poussée sur le premier segment 217 (afin d'optimiser la descente au régime idle) tandis qu'il est asservi en trajectoire et vitesse sur le second segment 207 (afin de maintenir une bonne précision de suivi de profil vertical et de vitesse). Un troisième segment est un segment final d'approche 208. Le segment final d'approche 208 est parcouru par l'aéronef 200 à poussée réduite, c'est à dire proche de 30% de régime N1 (unité correspondant au nombre de tours par minute d'un étage d'un moteur). Ce segment est parcouru avec une configuration de becs et volets qui est optimisée pour réduire le bruit à l'atterrissage (de l'ordre d'un cran de moins que la configuration normale) du moins tant que cela est possible en fonction de la distance de piste disponible. Cette configuration est à définir selon chaque aéronef. Le segment final d'approche 208 est défini entre un point de passage 202 au régime moteur réduit et un point de préparation 203 de remise des gaz. Un quatrième segment est un segment d'atterrissage préparant la remise des gaz 209 (en cas d'atterrissage interrompu). Le segment d'atterrissage préparant la remise des gaz 209 est parcouru par l'aéronef 200 avec une poussée augmentée (de l'ordre de 50% de régime N1) calculée de telle façon que la durée de mise en accélération vers la pleine poussée de remise de gaz ne prenne pas plus d'une durée de sécurité (en raison de l'inertie de réaction des moteurs). Cette durée de sécurité est généralement inférieure à 10 à 15 secondes. Le segment d'atterrissage préparant la remise des gaz 209 est défini entre le point de préparation 203 de remise des gaz et le point d'impact 205 avec la piste 216. L'aéronef 200 est asservi en poussée et en vitesse sur le troisième segment 208 et le quatrième segment 209.

Le procédé selon l'invention comporte en outre une étape de calcul d'un point d'impact 204 minimal généralement positionné au niveau du seuil de piste 213 avec une marge de sécurité. Le procédé selon l'invention comporte en outre une étape de calcul d'un point d'impact 206 maximal. Ledit point d'impact 206 maximal est placé au niveau d'un point de limite extrême 214 avec une marge de sécurité. Les points d'impact minimal 204 et maximal 206 définissent une zone d'impact sécurisée 215.

Le procédé selon l'invention comporte en outre une étape de calcul d'un point de passage 202 au régime moteur réduit défini par l'intersection entre : une trajectoire 210 de descente en régime moteur réduit avec un vent maximum (toujours connu et renseigné par le contrôleur ou observé à bord sur par exemple les trois dernières minutes quand l'information est disponible) et selon la vitesse d'approche adaptée à ce vent, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact 204 minimal, 30 une trajectoire 212 de descente en régime moteur réduit avec un vent minimum (toujours connu et renseigné par le contrôleur ou observé à bord sur par exemple les trois dernières minutes quand l'information est disponible) et selon la vitesse d'approche adaptée à ce vent, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact 206 maximal.

La figure 3 représente un second exemple de trajectoire d'approche calculée avec le procédé selon l'invention. Ce calcul est utilisé quand, contrairement à ['exemple de la figure 2, l'intersection est inexistante ou au dessus d'une hauteur maximum efficace de réduction de poussée au plein réduit. Ladite trajectoire d'approche comprend un segment final d'approche 308 et un segment d'atterrissage préparant la remise des gaz 309. L'intersection entre la trajectoire 310 de descente en régime moteur réduit avec un vent maximum, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact 304 minimal, et la trajectoire 312 de descente en régime moteur réduit avec un vent minimum, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact 306 maximal, se produit au-dessus d'une hauteur, par rapport au terrain, maximale Hm de réduction de poussée. Le point de passage 302 au régime moteur réduit est calculé comme l'intersection entre : une droite horizontale 318 située à ladite hauteur maximale de réduction et, une trajectoire de descente 311 tenant compte du profil de vitesse d'approche ainsi que des informations de vent, ayant 25 pour point: d'impact avec la piste un point d'impact médian 319, ledit point d'impact médian 319 pouvant être situé à mi- distance des points d'impact minimal 304 et maximal 306 ou bien calculé entre ces points d'impact minimal et maximal en fonction de la valeur moyenne des rafales de vent si cette 30 moyenne a pu être calculée, par exemple sur un historique de temps de l'ordre d'une trentaine de secondes.

Le point de passage 202, 302 au régime moteur réduit est aussi nommé ILFAP (Idle Landing Final Approach Point).

La hauteur maximale de réduction Hm est limitée à un maximum de 1500 à 3000 pieds (à ajuster localement: selon les conditions d'atterrissage, notamment les obstacles et le type d'approche) car à une hauteur supérieure, la réduction de bruit au sol n'est pas sensible et cela implique une incertitude trop grande du point d'impact (liée à la variabilité du vent plus grande). En effet, le principe étant de ne plus contrôler une trajectoire d'atterrissage, il s'ensuit un écart possible par rapport à la trajectoire initialement prévue qui varie d'autant plus qu'il y a du vent et que l'on réduit la poussée tôt. L'asservissement en vitesse est très précisément tenu grâce à la gouverne de profondeur, située à l'arrière de l'aéronef, tandis que le régime réduit ou le régime de préparation à la remise de gaz est assuré par l'auto-manette qui contrôle les moteurs.

Ainsi, la séquence de calcul est la suivante : la définition la hauteur maximale de réduction Hm, le calcul du point d'impact limite extrême de la piste dépendant des conditions du jour décrit comme ci-dessus le calcul du point d'impact minimal, le calcul du point d'impact maximal déduit comme ci-avant, le calcul du point d'impact médian si besoin, le calcul du point ILFAP (Idle Landing Final Approach Point) calculé comme l'intersection des trajectoires d'impact avec vent maximal et minimal, limité à la hauteur Hm maximale de réduction Idle, le calcul périodique d'une trajectoire d'approche finale 211 et d'un point d'impact nominal découlant de ILFAP et des conditions d'atterrissage propagées jusqu'à la piste avec affichage de ce point sur un viseur tête haute (HUD).

30 Le procédé selon l'invention comporte en outre une étape de surveillance automatique de la position du point d'impact 205 sur la piste. La surveillance (ou monitoring selon l'expression anglo-saxonne) de l'atterrissage évalue en temps réel la position et l'énergie de l'impact au toucher des roues en considérant la position et vitesse courante 20 25 de l'aéronef, propagée jusqu'à la piste avec les conditions de vent et de performance aéronef courante. Si la position d'impact sort de la zone d'impact sécurisée 215, ou si la vitesse au point d'impact est incompatible avec une réduction de vitesse avant la fin de la piste ou avant le point de sortie sur la piste, alors une alarme pourra être déclenchée (alarme visuelle et/ou sonore) avec préparation active de l'avion pour remise de gaz. La décision d'atterrissage ou de remise de gaz reste toujours à la charge du pilote. Cette alarme peut être complétée de façon avantageuse par un affichage en continu du point d'impact par exemple sur un viseur tête haute connu sous le vocable anglo-saxon HUD pour Head Up Display.

De façon avantageuse, le procédé selon l'invention comprend en outre une étape de détermination du type d'atterrissage en fonction de l'aéronef, des caractéristiques de la piste et des conditions météorologiques, permettant de savoir si l'atterrissage comprend une approche de précision ou une approche de non précision.

L'approche de non précision, désignée par l'expression anglo- saxonne RNAV approac:h, est caractérisée par une trajectoire géométrique en trois dimensions jusqu'à une hauteur ou altitude dite de décision en dessous de laquelle un atterrissage est effectué soit à vue manuellement soit automatiquement aux instruments (effectuée avec une trajectoire de référence calculée par le FMS, ce principe d'approche existe aujourd'hui sur avion Airbus sous le nom de FLS acronyme de l'expression anglosaxonne FMS Landing System ). L'approche proposée ( Idle landing ) est comparable à une approche FLS sauf à partir du point de passage 202 au régime moteur réduit où l'aéronef ne s'asservit plus sur un couple trajectoire et vitesse mais sur un couple vitesse et poussée réduite.

Une approche de précision est utilisée généralement quand les minima météo ne permettent pas de faire autrement. L'utilisation d'une telle approche de précision permet de prendre la décision finale d'atterrissage à des hauteurs de décision plus basses que la normale, afin de limiter le nombre de cas où une remise de gaz coûteuse est nécessaire. Actuellement aucune approche de précision n'est effectuée sans moyens d'atterrissage sol (faisceaux d'atterrissage provenant de balises sol) qui sont par nature coûteux. II est donc commercialement impossible de faire aujourd'hui des approches de précision (type ILS) avec une pente différente des 3 (environ) actuel. Cependant à long terme, il sera possible de généraliser des approches à plus forte pente, soit par l'installation de système de guidage sol (type ILS/MLS) avec des pentes calibrées plus fortes, soit par des approches dites autonomes (approches GBAS ou SBAS à base de technologie GPS/GNSS). Cependant, s'il était possible de faire réaliser par un système d'atterrissage de précision un guidage sur des faisceaux de pente différente et surtout dont la pente soit demandée par l'aéronef, alors il serait possible, d'utiliser le procédé selon l'invention pour une approche de précision. Il faudrait dans ce cas disposer d'un système de guidage indépendant redondé pour chaque aéronef car chaque aéronef a sa pente idéale en régime réduit.

De façon avantageuse, le procédé selon l'invention comprend en outre une étape de guidage automatique autour de la trajectoire d'approche. Cette fonction est réalisée soit dans le cadre d'une approche de non-précision par un guidage autour du profil par le FMS (guidage type FLS), soit pour une approche de précision avec des aides au sol classiques si elles sont disponibles dans l'état de la technique.

La figure 4 représente un exemple d'architecture de FMS selon l'art connu. De manière générale, une architecture de FMS 400 comprend un ensemble de fonctions et un ensemble de base de données tels que la surveillance du contexte 408, le guidage 406, les prédictions 404 notamment sur le temps de vol et la consommation de carburant, le plan de vol 401 constitué d'une suite de points et de segments les reliant, le calcul de la trajectoire 402 à partir des éléments du plan de vol et des consignes de suivi du plan de vol et la localisation 407. L'ensemble des bases de données comprend notamment une base de données de navigation 403 et une base de données de performances 405 contenant diverses caractéristiques et limites de l'aéronef. Le FMS 400 est interfacé avec un pilote automatique 409, des capteurs 410 pour la localisation, une liaison numérique 411 avec d'autres avions appelés selon le vocable anglo-saxon ADS-B pour Automatic Dependent Surveillance Broadcast, et un radar météo 412. Le FMS peut être contrôlé par une interface homme-machine 413 comprenant notamment des écrans et des claviers.

Un exemple de réalisation du procédé selon l'invention dans l'architecture présentée est distribuée autour des fonctions de surveillance du contexte 408, de guidage 406 et de calcul de la trajectoire 402.

Claims

REVENDICATIONS

1. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche d'un aéronef (200) vers une piste d'un aéroport, ledit aéronef pouvant être asservi en trajectoire et vitesse, en trajectoire et poussée ou en poussée et vitesse, ledit aéronef pouvant évoluer à un régime moteur réduit, ladite trajectoire d'approche se terminant par un point d'impact (205) sur ladite piste et comprenant un segment de descente haute altitude (217) construit à partir d'une consigne de poussée et vitesse, et un segment géométrique intermédiaire (207) construit à partir de consignes de vitesse et de pente joignant des contraintes d'altitude, sur lesquels ledit aéronef est asservi en trajectoire et poussée puis trajectoire et vitesse, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape de calcul d'un segment final d'approche (208) en régime moteur réduit et d'un segment d'atterrissage préparant une éventuelle remise des gaz (209), sur lesquels ledit aéronef est asservi en poussée et en vitesse.

2. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape de surveillance automatique de la position du point d'impact (205) sur la piste, ladite étape comportant : une évaluation en temps réel de la position et de la vitesse de l'impact en fonction de la position et de la vitesse courante de l'aéronef, propagée jusqu'à la piste avec les conditions de vent, de mode de guidage et de performances aéronef courantes et prévues, telles que les variations de vitesse et de configuration becs, volets et train en vue de l'atterrissage.

3. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape de calcul d'un point d'impact (204) minimal, ladite piste comprenant un seuil de piste (213), ledit seuil de piste (213) étant un point de limite à partir duquel l'aéronef peut atterrir sans risque, ledit point d'impact (204) minimal étant positionné au-delà du seuil de piste (213) à une distance de sécurité.

4. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape decalcul d'un point d'impact (206) maximal, ladite piste comprenant un point de limite extrême (214), ledit point de limite extrême (214) étant défini comme le point d'impact le plus éloigné sur la piste dans le sens d'atterrissage en service en deçà duquel l'aéronef peut atterrir, freiner et dégager la piste sans risque, ledit point d'impact (206) maximal étant situé sur la piste en amont du point de limite extrême (214) à une distance de sécurité.

5. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon les revendications 3 et 4, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape ~o d'émission d'une alarme pour l'équipage lorsque le point d'impact sort d'une zone sécurisée (215) ou si la vitesse dudit aéronef ne permet pas de dégager la piste en sécurité dans les conditions de freinage courante, ladite zone sécurisée (215) étant définie entre les points d'impact minimal (204) et maximal (206) et en ce qu'il comprend en outre la préparation active de 15 l'aéronef pour une remise de gaz.

6. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape de calcul d'un point de passage (202) au régime moteur réduit, ledit aéronef 20 évoluant dans des conditions météorologiques définies par un vent maximum et un vent minimum, ledit point de passage (202) au régime moteur réduit étant défini par l'intersection entre : ù une trajectoire (210) de descente en régime moteur réduit avec un vent maximum et selon la vitesse d'approche adaptée à ce vent, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact (204) minimal et, une trajectoire (212) de descente en régime moteur réduit avec un vent minimum et selon la vitesse d'approche adaptée à ce vent, ayant pour point d'impact avec la piste le point d'impact (206) maximal.

7. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon la revendication 6, caractérisé en ce que lorsque le point de passage (302) au régime moteur réduit ne peut pas être calculé ou dépasse une hauteur 25 30maximale de réduction, ce point de passage (302) est positionné à l'intersection entre : une droite horizontale (318) située à ladite hauteur maximale de réduction et, une trajectoire de descente (311) tenant compte du profil de vitesse d'approche ainsi que des informations de vent, ayant pour point d'impact avec la piste un point d'impact médian (319), ledit point d'impact médian (319) étant situé à mi-distance des points d'impact minimal (304) et maximal (306) ou étant calculé entre ces points d'impact minimal (304) et maximal (306) en fonction de la valeur moyenne des rafales de vent si cette moyenne a pu être calculée selon un historique de temps court. 15

8. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape de calcul d'un point de préparation (203) de remise des gaz placé vers la fin du segment final d'approche (208). 20

9. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que qu'il comprend en outre une étape de guidage automatique autour de la trajectoire d'approche.

10. Procédé de calcul d'une trajectoire d'approche selon l'une des 25 revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape de détermination du type d'atterrissage en fonction de l'aéronef, des caractéristiques de la piste, des caractéristiques locales éventuelles comme la présence d'obstacle et des conditions météorologiques, en particulier les minima météorologiques, permettant de savoir si l'atterrissage comprend une 30 approche de précision ou une approche de non précision. 10