FR2932895A1 - Procede et systeme d'aide a la navigation aerienne permettant de maintenir des marges verticales - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un procédé de calcul d'un système d'aide à la navigation d'un aéronef permettant de maintenir une marge verticale de sécurité (94) avec un profil d'obstruction (91, 92, 93), l'aéronef comportant un système de navigation, un système de pilotage automatique, un système de bases de données (100) et un dispositif d'affichage, caractérisé en ce que en ce que le procédé comporte les étapes suivantes, calcul (1) d'un profil en altitude d'obstructions (91, 92, 93), calcul (2) d'une marge verticale de sécurité (94) vis-à-vis du profil d'obstructions, d'une pluralité de trajectoires verticales de sécurité et des consignes de vol respectives (C1, C2, C3) pour que l'aéronef exécute les trajectoires, sélection (3) des consignes de vol (CS) permettant de maintenir l'aéronef au plus près du profil d'obstruction tout en maintenant entre l'aéronef et le profil d'obstruction au moins la marge verticale de sécurité, filtrage (4) des valeurs des consignes de vol de façon que la variation des valeurs des consignes ne dépasse pas un écart de variation dans une durée prédéfinie dans le système.

Description

PROCEDE ET SYSTEME D'AIDE A LA NAVIGATION AERIENNE PERMETTANT DE MAINTENIR DES MARGES VERTICALES L'invention concerne le domaine des aides à la navigation aérienne pour la prévention des accidents dans lesquels l'aéronef resté manoeuvrable rentre en collision avec un obstacle. Le terme obstacle désigne par la suite toute obstruction non naturelle présente dans l'environnement de l'aéronef, on parle alors notamment de constructions humaines telles que des immeubles ou des ponts. Par ailleurs, on désigne par le terme relief ou terrain les obstructions relatives à l'environnement naturel tel que les zones montagneuses et plus généralement le sol. De part le type de missions réalisées, l'atterrissage et décollage en zone difficiles d'accès, parfois non préparées, ou le vol en basse altitude, l'hélicoptère, par exemple, est un appareil très fortement exposé au risque de collision avec des obstacles situés dans son environnement proche. Au delà de l'aspect géographique, lors d'opérations d'évacuation sanitaire, l'utilisation de l'hélicoptère est bien souvent réservée à des cas d'urgence de survie pour lesquels la rapidité d'action et la continuation de la mission sont vitales pour la victime à secourir. Le caractère urgent de la mission et la prise de risques qui en découle augmentent d'autant les risques de se retrouver à proximité d'obstacles. L'homme du métier connaît les systèmes de type TAWS, Terrain Awareness and Warning System en langage anglo-saxon. Ces systèmes ont pour but de générer une alerte lorsque l'aéronef se trouve dans une situation dangereuse où les marges opérationnelles ne sont plus respectées. Les TAWS en tant que calculateur autonome ou intégré avec les fonctions TCAS signifiant Traffic Collision Avoidance System en langage anglo- saxon, et WXR signifiant Weather Band X Radar , dans un ISS, Integrated Surveillance System , remplissent une fonction primaire de surveillance d'anticollision ( Safety Net ) avec le terrain et ont pour but l'émission d'alertes sonores lors d'une approche exceptionnelle du relief permettant à l'équipage de réagir en engageant une ressource verticale avant qu'il ne soit trop tard. Pour ce faire, les systèmes TAWS, découplés de systèmes de navigation, procèdent de deux manières. Ils comparent périodiquement la trajectoire théorique que décrirait l'aéronef lors d'une ressource et la compare à une coupe du terrain et aux obstacles survolés obtenus à partir d'un modèle numérique de terrain mondial ou local embarqué à bord du calculateur. Ou alors, certains TAWS intègrent également des modes dit modes réactifs qui, en comparant périodiquement certains des paramètres courants de l'appareil, par exemple la radio-altitude et la vitesse verticale, différents abaques déterminent si la situation actuelle de l'aéronef est une situation normale ou si elle est potentiellement dangereuse. Dans ce dernier cas, une alerte, limitée à un message oral, est générée pour informer l'équipage. La disponibilité d'un modèle du terrain autorise des fonctions permettant d'améliorer la perception de la situation de l'équipage. Parmi elles, les lignes d'alerte, communément appelée Alert Line en langage anglo-saxon, ont pour objectif de délimiter les zones de terrain pour lesquelles une alerte TAWS est susceptible d'apparaitre. Les Alert Area montrent quant à elles, les zones provoquant une alerte TAWS. De nombreux documents brevet décrivent ce type de système. On peut citer parmi eux le brevet EPO 565399B1 décrivant l'ensemble des concepts de base des TAWS et la demande de brevet 25 US2003/0107499A1 décrivant un dispositif d'affichage des zones de terrain à risque et capable de provoquer une alerte TAWS. Les fonctions réalisées par un dispositif d'anticollision terrain montrent des limitations. Des fonctions existantes secondaires de systèmes TAWS proposent une représentation cartographique simplifiée dissociée de 30 la notion d'altitude de sécurité locale ou de valeurs liées aux procédures d'urgence. Par ailleurs, les objectifs de sécurité et opérationnels de ces équipements ne les destinent pas à remplir des fonctions d'aide à la navigation. De plus, la fonction d'alerte déclenche un message à destination de l'équipage dès lors qu'un certain seuil de sécurité est franchi. Elle ne permet pas de calculer ni de représenter l'écart par rapport à ce seuil. D'autres dispositifs d'anticollision terrain proposent, à l'état actuel de prototype, une fonction d'automatisation de la ressource verticale en cas d'alerte terrain. Mais ces dispositifs présentent l'inconvénient de ne pas prendre en compte les capacités de montée verticale instantanée de l'aéronef, mais utilisent des taux de montée par défaut, angle de montée de 6° par exemple. Dès lors, la manoeuvre d'évitement proposée n'est pas garantie en fonction du poids effectif ou de la température locale. Une telle approche est incompatible avec les objectifs d'intégrité de systèmes de navigation.

Le système embarqué de gestion du vol, communément appelé FMS pour Flight Management System en langage anglo-saxon, est le calculateur qui détermine la géométrie du profil en quatre dimensions, l'espace tridimensionnel ainsi que le paramètre temporel, et qui envoie au pilote ou au pilote automatique les consignes de guidage pour suivre ce profil. Le système calcule la trajectoire latérale et le profil vertical, qui minimise le coût, à partir de données avion telles que par exemple la masse, le plan de vol et la plage de niveaux de croisières. Le FMS ne peut pas être utilisé comme système d'aide à la navigation face aux obstacles car pour la création d'un plan de vol, le système ne vérifie pas l'intersection de la trajectoire proposée avec le relief et ne dispose pas d'un modèle numérique de terrain permettant de réaliser les calculs de maintien de séparation de la trajectoire prédite avec le relief. L'objectif de l'invention est d'améliorer la sécurité du vol lors de 3o situations requérant le maintien de séparations verticales faibles vis-à-vis du relief ou des obstacles artificiels en présentant à l'équipage l'ensemble des informations numériques synthétiques élaborées et en proposant ces valeurs à un système de pilotage automatique pour une automatisation éventuelle de leur asservissement.

Plus précisément, l'invention est un procédé de calcul d'un système d'aide à la navigation d'un aéronef permettant de maintenir une marge verticale de sécurité avec un profil d'obstruction, l'aéronef comportant un système de navigation, un système de pilotage automatique, un système de bases de données et un dispositif d'affichage, caractérisé en ce que le ~o procédé comporte les étapes suivantes, - Calcul d'un profil en altitude d'obstructions, - Calcul d'une marge verticale de sécurité vis-à-vis du profil d'obstructions, d'une pluralité de trajectoires verticales de sécurité et des consignes de vol respectives pour que l'aéronef exécute les trajectoires, 15 - Sélection des consignes de vol permettant de maintenir l'aéronef au plus près du profil d'obstruction tout en maintenant entre l'aéronef et le profil d'obstruction au moins la marge verticale de sécurité, - Filtrage des valeurs des consignes de vol de façon que la variation des valeurs des consignes ne dépasse pas un écart de variation dans une 20 durée prédéfinie. L'invention est avantageuse car elle permet de fournir à l'équipage une aide à la navigation lui proposant systématiquement une présentation des marges restantes, l'altitude et la vitesse verticale par exemple. L'équipage dispose d'un aperçu des marges de pilotage vis-à-vis de 25 menaces potentielles. La présentation de l'information a pour avantage d'être synthétique en affichant simplement l'écart restant avant d'approcher une zone à risque. Ces informations permettent à l'équipage d'éviter d'entraîner l'aéronef dans des situations risquées ou génératrices d'alertes au sens d'un TAWS par exemple et réduit l'effet de surprise dès lors qu'une alerte 30 apparaît. Le procédé a également pour avantage de sélectionner et de présenter les consignes de vol de la trajectoire permettant de diriger l'aéronef au plus près du relief et des obstacles tout en maintenant une marge de sécurité suffisante. Les trajectoires verticales de sécurité comportent un point de tangence avec le profil d'obstruction augmenté de la marge verticale de sécurité. Dans le cas d'intervention de sauvetage, l'équipage dispose ainsi d'une indication de pilotage pour amener l'aéronef et le maintenir au plus près de la zone d'observation ou d'intervention et réaliser l'intervention dans les meilleures conditions.

L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre donnée à titre non limitatif et grâce aux figures annexées parmi lesquelles : La figure 1 représente le procédé de calcul permettant de présenter les marges de vol vis-à-vis d'un profil d'obstruction.

La figure 2 représente les dispositifs et un premier mode d'agencement permettant de réaliser le procédé de calcul. La figure 3 représente les dispositifs et un second mode d'agencement permettant de réaliser le procédé de calcul. La figure 4a représente une option de calcul du profil d'obstruction 20 sur l'espace horizontal selon un premier mode de pilotage. Dans ce premier mode de pilotage, le FMS est engagé et responsable du suivi de la trajectoire. La figure 4b représente une option de calcul du profil d'obstruction sur l'espace horizontal selon un deuxième mode de pilotage. Dans ce 25 deuxième mode de pilotage, le dispositif de pilotage automatique est en mode de suivi de route ou de cap mais une trajectoire est connue dans un système de navigation. La figure 4c représente une option de calcul du profil d'obstruction sur l'espace horizontal selon un troisième mode de pilotage. Dans ce 30 troisième mode de pilotage, le pilotage est manuel et aucune trajectoire n'est connue d'un système de navigation.

La figure 5a représente une trajectoire de sécurité de montée permettant de maintenir une marge verticale de sécurité avec le profil d'obstruction. La figure 5b représente une trajectoire de sécurité de mise à plat 5 pendant au moins une durée prédéfinie permettant de maintenir une marge verticale de sécurité avec le profil d'obstruction. La figure 5c représente une trajectoire de sécurité de descente pendant au moins une durée prédéfinie permettant de maintenir une marge verticale de sécurité avec le profil d'obstruction. 10 La figure 6a représente un mode d'affichage des informations générées par le procédé de calcul sur une visualisation de type PFD, Primary Flight Display en langage anglo-saxon. La figure 6b représente l'indicateur de vitesse verticale sur la visualisation PFD montrant une situation alertante vis-à-vis du profil 15 d'obstruction où le procédé affiche la vitesse verticale minimum à atteindre. La figure 6c représente l'indicateur de vitesse verticale sur la visualisation PFD montrant une situation où l'équipage dispose d'une marge de sécurité suffisante vis-à-vis du profil d'obstruction. La figure 6d représente l'indicateur d'altitude sur la visualisation 20 PFD avec la marge verticale vis-à-vis du profil d'obstruction. La figure 7 est l'algorithme de sélection des consignes de vol pour maintenir l'aéronef avec des marges de sécurité suffisantes au plus proche du profil vertical. Le but de l'invention est l'amélioration de la sécurité de vol lors de 25 situations requérant le maintien de séparations verticales faibles vis-à-vis du relief ou des obstacles artificiels. Pour atteindre cet objectif, le procédé réalise une succession d'étapes représentées par la figure 1. Une première étape de calcul d'un profil vertical d'obstructions 92, une seconde étape de calcul d'une marge verticale de sécurité 94, de trajectoires de sécurité 801, 30 802, 803 et des consignes associées Cl, C2 et C3 dont la caractéristique essentielle est de comporter un unique point de tangence avec le profil vertical d'obstruction 92 augmenté de la marge verticale de sécurité 94, une troisième étape de sélection de la trajectoire de sécurité CS permettant de garder une marge de sécurité optimale vis-à-vis du profil d'obstruction, une quatrième étape de filtrage des consignes afin que l'indication de pilotage devant être affichée ne montre pas de variations élevées sur une durée courte et finalement une cinquième étape permettant d'afficher les consignes de vol et les marges verticales calculées et éventuellement de transmettre les consignes au système de pilotage automatique de l'aéronef. Pour mettre en oeuvre ce procédé, plusieurs systèmes collaborent ensemble. L'aéronef comporte un système de navigation FMS, un système de pilotage automatique PA, un système de bases de données 100 et un dispositif de visualisation. Avantageusement, le système d'aide à la navigation 106 selon l'invention est caractérisé en ce qu'il est agencé de façon à recevoir des données comprenant des données terrain 92, obstacle 91 et zone de navigation 93 contenue dans une base de donnée 102 pour définir un profil d'obstruction, des données de paramètres de vol statiques et dynamiques 101, 103, 104, 105 et des données d'un dispositif anticollision de type TAWS, l'ensemble de ces données servant à calculer des trajectoires de sécurité 801, 802, 803 permettant de maintenir continuellement une marge de sécurité 94, en ce que le système comporte les moyens de sélectionner la trajectoire de sécurité la plus proche du profil d'obstruction et tangente en un unique point au profil d'obstructions augmenté d'une marge de sécurité et en ce que le système transmet à un dispositif de pilotage la valeur des consignes permettant d'exécuter ladite trajectoire de sécurité. Avantageusement, les consignes de vol transmises correspondent aux consignes de vitesse et de vitesse verticale permettant d'exécuter les trajectoires verticales de sécurité 801, 802 et 803. Avantageusement, le dispositif de pilotage est un dispositif de visualisation 20 de type PFD, représenté par les figures 6a à 6d, ou SVS, Synthetic Vision System en langage anglo-saxon, de présentation du relief en trois dimensions, affichant les consignes de vitesse verticale de la trajectoire de sécurité 203 simultanément que la vitesse verticale instantanée 200 ainsi que la marge verticale de sécurité 201 et 211. A titre d'exemple non limitatif, la consigne 203 est appelée MFVz, Minimum Following Vz . Le dispositif permet au pilote d'évaluer la marge de pilotage dont il dispose avant de se localiser dans des conditions de vol qui entraîneraient l'aéronef dans une zone de vol susceptible de générer des alertes TAWS. L'équipage est ainsi capable d'anticiper une situation à risque. Par ailleurs, en cas d'alerte en provenance du TAWS, on se propose d'augmenter l'affichage avec la consigne 202 MCVz, Minimum Clearance Vz , c'est-à-dire la vitesse verticale minimale en situation d'alerte permettant de survoler le relief menaçant. Avantageusement, le système de calcul affiche simultanément la hauteur de l'aéronef 210 et la marge 211, entre l'altitude de l'aéronef et le point de tangence entre la consigne proposée et le profil de marge verticale de sécurité, sur l'indicateur d'altitude 21 du PFD 20 apportant une indication sur sa marge restante vis-à-vis de son altitude instantanée. Les valeurs 211 et 201 sont définies par le terme MTM, Minimum Terrain Margin , c'est-à-dire la hauteur au dessus du sol minimale. Cette donnée peut également être affichée sur l'indicateur d'altitude de l'afficheur 22 par l'indicateur 201. Les informations élaborées par le procédé de calcul peuvent également être affichées sur une visualisation SVS, Synthetic Vision System en langage anglo-saxon, représentant le relief extérieur en trois dimensions. Avantageusement, le dispositif de pilotage est un système de pilotage automatique PA exécutant les consignes de vol CS de la trajectoire de sécurité. Ce mode de mise en oeuvre permet d'asservir le pilotage de l'aéronef dont le but est de le maintenir continuellement à une distance de sécurité suffisante du profil vertical d'obstruction tout en ayant également pour objectif de rester au plus proche du profil d'obstructions.

L'ensemble des étapes du procédé sont décrites par la suite de façon plus exhaustive. Avantageusement, pour calculer le profil en altitude d'obstructions 91, 92, 93, le système de calcul extrait l'altitude maximale des obstructions définies par la base de données 102 comprenant les données terrain, obstacles et zone de navigation 103 et d'une altitude minimale imposée par le pilote. Les données terrain et données obstacles sont un modèle de terrain similaire à celui d'un TAWS spécifiquement optimisé pour la fonction afin de réduire la taille nécessaire à son stockage et à son utilisation. Si l'aéronef embarque des dispositifs de détection de type radar longue portée suffisamment performant, les données d'obstruction peuvent être construites dynamiquement à partir d'un tel dispositif. Un tel système n'est alors pas tributaire des problèmes de mise à jour des bases de données. Les données navigation proviennent d'une base de données d'informations de navigation, identique à celle utilisée par le FMS et contenant en particulier la description des zones de navigation et de contrôle aérien. Dans un mode d'agencement du système représenté par la figure 2, les données terrain 102 proviennent du dispositif anticollision et les données de navigation 103 et de performances 104 du FMS. Chaque échantillon du profil est comparé à une altitude de clearance sélectionnée par le pilote. La valeur maximale entre les deux valeurs est conservée pour l'échantillon considéré. L'altitude de clearance est l'altitude minimale qui sert de palier minimum. Toute partie du profil inférieure à l'altitude de clearence est ré-haussée à l'altitude de clearence. Cette altitude peut être saisie ou sélectionnée au moyen d'un rotacteur. Ce procédé de calcul a pour effet d'empêcher l'aéronef de descendre plus bas que la valeur positionnée par le pilote. Les obstructions à prendre en compte pour la construction du profil vertical sont configurables de manière indépendante et graduelle. II est possible par exemple de prendre en compte le terrain et les obstacles mais pas les zones de navigation ou bien seulement une partie de ces dernières.

La même configuration est possible pour les obstacles, comme par exemple la prise en compte des obstacles de type lignes à haute tension. A titre d'information, le FMS contient les fonctions de navigation pour effectuer la localisation optimale de l'aéronef en fonction des moyens de géo-localisation disponibles, comme par exemple des moyens satellites, radio VHF, ou centrales inertielles. II contient également les fonctions de plans de vol pour saisir les éléments géographiques constituant le squelette de la route à suivre, les fonctions de bases de données de navigation pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases. Le FMS contient également les bases de données performances contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l'aéronef, les fonctions de trajectoires latérales pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances de l'aéronef et des contraintes de confinement. Le FMS dispose également d'une fonction de prédictions pour construire un profil vertical optimisé, d'une fonction de guidage et de liaisons de donnée numérique pour communiquer avec les centres de contrôle et les autres aéronefs. Dans un autre mode d'agencement du système représenté par la figure 3, les bases de données peuvent être accédées via un serveur 108.

Dans un autre mode d'agencement du système, le procédé lit les données directement dans les bases de données respectives pour récupérer uniquement les informations nécessaires. Le profil vertical d'obstructions est calculé sur un espace horizontal variable dépendant du mode de pilotage, qui est fonction du système de navigation et du système de pilotage automatique. Les figures 4a, 4b et 4c représentent le procédé de calcul du profil vertical. Le système de suivi de trajectoire du système de navigation est utilisé pour guider l'aéronef sur des trajectoires complexes, tandis que le pilote automatique guide l'aéronef sur une trajectoire rectiligne.

Avantageusement, lorsque le système de suivi de trajectoire du système de navigation FMS est activé, le profil d'obstruction est calculé sur un espace horizontal 75 entourant les points constituant la trajectoire horizontale 71 enregistrée dans le système de navigation de l'aéronef et la largeur 73 de l'espace horizontal étant déterminée en fonction des performances du système de navigation. Dans ce cas de figure, il est uniquement nécessaire d'observer le profil vertical sur un espace longeant la trajectoire théorique enregistrée dans le système de navigation de l'aéronef. Avantageusement, lorsque le dispositif de pilote automatique est en mode de suivi de route ou d'un cap, le profil d'obstruction est calculé sur un espace horizontal entourant d'une largeur 76 configurable les points de la trajectoire horizontale 72 suivie par le pilote automatique. La largeur 76 dépend alors des performances du dispositif de pilote automatique. Le pilote automatique réalise des trajectoires simples, généralement rectilignes. Avantageusement lorsque l'aéronef est guidé manuellement, le profil d'obstruction est calculé sur un espace horizontal, au devant de l'aéronef selon la trajectoire instantanée, d'une forme trapézoïdale 78, l'ouverture angulaire de base du trapèze 77 s'élargissant en s'éloignant au devant de l'aéronef et étant modifiable dynamiquement et de façon dissymétrique selon le taux de virage et le changement de cap. L'ouverture angulaire peut être également configurable. Les limites latérales du trapèze 78 peuvent présenter un angle différent par rapport à la trajectoire instantanée 79 au devant de l'aéronef. Selon le taux de virage, l'ouverture 77 peut être plus importante au niveau de la limite intérieure au virage que la limite opposée au côté du virage. Le procédé détermine un profil d'obstruction en fonction du mode de pilotage, notamment si le système de pilotage automatique ou si le système de suivi de trajectoire du FMS est enclenché. Le dispositif prend alors en compte ces éléments pour évaluer un profil d'obstructions cohérent par rapport au mode de pilotage. La configuration des largeurs de profil d'obstruction 73, 76, 77 dépend des modes de pilotage permettant ainsi de calculer un profil d'obstruction le mieux adapté à la situation de pilotage.

Avantageusement, la marge verticale de sécurité est calculée en fonction des paramètres de vol de vitesse air, de vitesse sol, de vitesse verticale et éventuellement par les données de localisation de l'aéronef. Ces paramètres dynamiques de vol sont fournis par les dispositifs 105 comprenant la centrale inertielle, un dispositif de navigation par satellite et le FMS. La centrale inertielle fournit également l'information d'angle de pente de l'aéronef. La marge verticale correspond au temps nécessaire pour l'aéronef en fonction des paramètres de vols instantanés, pour éviter les obstructions en fournissant les capacités de montée maximales, et d'un temps d'anticipation pour la prise en compte des consignes d'évitement par l'équipage ou alors le système de pilotage automatique. Ces capacités de montée maximales peuvent dépendre également de la configuration de l'aéronef, notamment du taux de remplissage de l'aéronef. Ces dernières données sont généralement configurées au niveau du FMS.

Le procédé calcule des trajectoires de sécurité, communément appelés palpeurs, représentés par les figures 5a, 5b et 5c. Un palpeur est défini par une série de segments rectilignes et d'arcs de cercle, dont le dernier élément est prolongé jusqu'à atteindre une longueur totale identique pour tous les palpeurs. Les variations de pente, de montée ou de descente, sont approchées par des arcs de cercles à courbures constantes qui correspondent à des facteurs de charges normaux constants. Ce sont des paramètres de configuration du système. Les valeurs utilisées peuvent être différentes pour les montées et les descentes pour respecter le confort des passagers.

Avantageusement, le procédé calcule des trajectoires de sécurité parmi lesquelles au moins une trajectoire de sécurité comporte un point de tangence 8 avec le profil d'obstructions 92 augmenté en altitude de la marge verticale 94. Le procédé de calcul fait varier l'angle 81, 82 et 83, selon les trajectoires de sécurité 801, 802, 803 respectivement, d'une valeur courante jusqu'à une valeur limite. Le calcul peut être réalisé par dichotomie par exemple. La valeur conservée dépend du type de la trajectoire calculée. Trois palpeurs sont définis, un palpeur de phase de vol de montée 801, un palpeur de phase de vol de mise à plat 802 et un palpeur de phase de vol de descente 803.

Le premier palpeur 801, décrit par la figure 5a, est une phase de vol de montée en altitude d'une durée configurée 89 et elle comporte successivement, une première phase de vol d'approche 84 de la phase de montée d'une durée prédéfinie dans le système de calcul, une deuxième phase de vol rectiligne de montée en altitude 861e point de tangence8 étant positionné au départ de la phase de montée. Ce palpeur a pour objectif de détecter le moment requis pour amorcer la ressource verticale de l'aéronef. L'angle de pente 81, FPAciimb, est la valeur maximale, comprise entre la pente instantanée du l'aéronef et une valeur FPAcL,MB MAX, trouvée pour tangenter le profil du relief augmenté de la marge verticale en un seul point 8. On définit par FPAcumB MAX la valeur de montée maximale atteignable par l'aéronef. Cette valeur est élaborée à partir des paramètres courant de l'appareil ainsi qu'à partir de ses performances. CAScumB est la valeur de consigne de vitesse calculée par le procédé pour garantir que l'aéronef est apte à voler le profil proposé. En général, cette valeur est déduite des tables de performances pour trouver le bon compromis entre l'énergie cinétique et la variation d'énergie potentielle. Le deuxième palpeur 803, décrit par la figure 5c, est une phase de vol de descente d'une durée configurée 89 et elle comporte successivement une première phase de vol d'approche 84 de la phase de descente d'une durée prédéfinie dans le système de calcul, une deuxième phase de descente 88 d'un temps au moins égal à une durée configurée TLLF et une troisième phase de montée 86, lepoint de tangence 8 étant positionné à la fin de la phase de vol de descente. Ce palpeur a pour objectif de détecter le moment requis pour amorcer une descente de l'aéronef, valable pour une durée au moins égale à TLLF. L'angle initial du palpeur est l'angle instantané de l'aéronef. L'angle de pente 83, FPADESCENT, est la valeur maximale, comprise entre la pente instantanée du l'aéronef et une valeur configurable FPADESCENT MIN, trouvée pour tangenter le profil du relief augmenté de la marge verticale en un seul point 8. On définit FPADESCENT MIN, la valeur configurable de descente sous la plus forte pente pour assurer les marges par rapport au domaine de vol de l'aéronef, mais aussi le confort à assurer aux passagers selon la mission remplie par l'aéronef. On définit CASDESCENT, la valeur de consigne de vitesse calculée par le procédé. En général, cette valeur est identique à la valeur actuelle de vitesse de l'aéronef. Le troisième palpeur 802 décrit par la figure 5b, est une phase de vol de mise à plat d'une durée configurée 89 et elle comporte successivement une première phase de vol d'approche 84 de la phase de mise à plat d'une durée prédéfinie dans le système de calcul, une deuxième phase de mise à plat 87 d'un temps au moins égal à une durée configurée TLLF et une troisième phase de montée 86,lede ce 8 étant positionné à la fin de la phase de mise à plat. Ce palpeur a pour objectif de détecter le moment requis pour amorcer la mise à plat de l'aéronef, valable pour une durée au moins égale à TLLF. L'angle initial du palpeur est l'angle instantané de l'aéronef. L'angle de pente 82 FPALEVEL est la valeur, comprise entre FPAcLIMS MAX et FPADESCENT MIN, trouvée pour tangenter le profil du relief augmenté de la marge verticale 94. CASLEVEL est la valeur de consigne de vitesse calculée par le procédé. En général, cette valeur est identique à la valeur actuelle de vitesse de l'aéronef. Avantageusement, l'angle de pente de montée 98 des palpeurs est égal à une proportion égale ou inférieure à l'angle de montée maximal de l'aéronef, cette proportion étant configurable dans le système de calcul en fonction de la configuration de l'aéronef en taux de remplissage ou en fonction d'une valeur définie par l'équipage. Cette fonctionnalité permet ainsi de prendre en compte les réelles capacités de l'aéronef en fonction de la situation instantanée et de présenter des marges de vol précises. L'équipage peut également choisir une valeur d'angle de montée inférieure à l'angle de pente maximal de façon que la manoeuvre soit plus confortable pour les passagers. De plus, le procédé selon l'invention calcule des trajectoires de sécurité anticipant l'entrée de l'aéronef dans une zone à risque, il n'est donc pas nécessaire d'exécuter une manoeuvre d'urgence en appliquant des ressources verticales maximales. Cette fonction est avantageuse, notamment pour les hélicoptères de secours lorsqu'ils embarquent des personnes blessées devant rester immobilisées. En ce qui concerne la marge MTM, la valeur d'altitude utilisée est celle du point de tangence 8. La hauteur affichée 211 est définie par différence entre l'altitude du porteur et celle du point 8.

Avantageusement, pour les trois palpeurs, la durée prédéfinie dans le système de calcul de la phase d'approche 84 correspond au temps de calcul nécessaire pour afficher les données. Avantageusement, lorsque le système de calcul transmet les consignes de vol CS au système de pilotage automatique PA, la durée prédéfinie dans le système de calcul de la phase d'approche correspond au temps de calcul nécessaire pour le système de pilotage automatique à appliquer les consignes de vol. Ces deux durées permettent de laisser un temps d'anticipation et de prise en compte des marges de vol pour exécuter la trajectoire de sécurité. Le procédé de sélection des consignes de vol calculées est conçu de façon que la trajectoire retenue soit celle qui permet de maintenir l'aéronef au plus près du profil vertical augmenté de la marge de sécurité, le but du processus de sélection étant de réaliser, dès qu'il est possible, une trajectoire de descente d'une durée au moins égale à la valeur TLLF, de réaliser une trajectoire de montée le plus tard possible et de maintenir au minimum la marge verticale de sécurité entre l'aéronef et le profil vertical. La sélection de la trajectoire est calculée selon un algorithme analysant les conditions de vol instantanées et les trajectoires de sécurité calculées. Les données proviennent du dispositif anticollision et des moyens fournissant les paramètres de vol instantanés. L'algorithme de sélection est décrit dans la figure 7 et définit les consignes à sélectionner selon une suite de situations 41 à 45 étudiées. Les termes relatifs aux angles de pente FPA ont été décrits précédemment et on définit les termes suivants : SCS impacts : condition si un point de tangence existe pour la trajectoire de montée 801, SDS impacts : condition si un point de tangence existe pour la trajectoire de montée 803, LOS impacts : condition si un point de tangence existe pour la trajectoire de montée 802. L'algorithme de sélection des consignes de vol est exécuté sur les 10 valeurs des angles de pente de l'aéronef et celles des trajectoires de sécurité calculées. Le FPA élaboré par le processus de sélection est FPATARGET et la vitesse demandée est celle associée au FPA retenu. Avantageusement, lorsqu'une alerte anticollision est active et que l'angle de pente requis pour exécuter la trajectoire de montée maximale est 15 supérieur à l'angle de pente instantané de l'aéronef, le système de calcul transmet au dispositif d'affichage la vitesse verticale 202 correspondant à l'angle de montée maximale de l'aéronef. Ce premier test 41 vérifie que l'aéronef ne se situe pas dans une zone à risque. Si tel est le cas, il faut fournir à l'affichage ou au système de pilotage automatique, la vitesse 20 verticale minimale en situation d'alerte permettant de survoler le relief menaçant. Si un point de tangence est trouvé pour la trajectoire de montée 801 et que l'angle de pente requis pour exécuter la trajectoire de montée est supérieur à l'angle de pente instantané de l'aéronef, alors le procédé produit 25 les consignes de vol requises, associées à l'angle de pente, pour exécuter la trajectoire de montée 801. Si la situation 42 est vérifiée, l'équipage ou l'aéronef a alors pour consigne de monter car si l'équipage maintient les conditions instantanées de vol, l'aéronef entrera certainement dans des zones à risque. 30 Si un point de tangence est trouvé pour la trajectoire de descente 803 et que l'angle de pente requis pour exécuter la trajectoire de descente est inférieur à l'angle de pente instantané de l'aéronef, alors le procédé produit les consignes de vol requises, associées à l'angle de pente, pour exécuter la trajectoire de descente 803. L'aéronef a alors pour consigne de descendre car il dispose d'une marge de sécurité suffisante pour descendre pendant une durée au moins égale à une durée configurée dans le système. A titre d'exemple non limitatif, la durée de descente est égale à environ quelques dizaines de secondes. Lorsque les cas 41, 42 et 43 ne se produisent pas, on vérifie si l'aéronef peut exécuter une trajectoire de mise à plat pendant au moins une durée TLLF, à titre d'exemple non limitatif cette durée peut être d'environ cinq minutes. Si un point de tangence est trouvé pour la trajectoire de mise à plat 802, alors le procédé produit les consignes de vol requises, associées à l'angle de pente, pour exécuter la trajectoire de mise à plat 802. Lorsque les cas 41 à 44 ne se produisent pas, on maintient l'angle de pente et les consignes de vitesse et de vitesse verticale. Pour chacun des palpeurs, cet angle de pente calculé est borné par configuration par des valeurs extrêmes compatibles avec la dynamique de vol de l'aéronef, aussi, dans certains cas, lorsque l'aéronef est situé à grande distance du relief, il est possible qu'aucune tangence ne soit trouvée.

Dans ce cas, le FPATARGET n'est pas modifié. On garde l'ancienne valeur. Par défaut, elle est initialisée à la valeur minimale de descente. Lorsque les consignes de vol adéquates sont sélectionnées, le procédé réalise un lissage temporel des données pour autoriser un taux de variation maximum par unité de temps pour chacune des données de sortie.

Cette action évite d'afficher et de transmettre au système de pilotage automatique des consignes variant constamment et d'une grande amplitude. L'invention s'applique aux dispositifs d'aide à la navigation aérienne présentant des marges de pilotage à l'équipage. Elle s'applique 30 particulièrement aux hélicoptères de secours qui interviennent généralement dans des zones accidentées et à basse altitude. Le procédé selon l'invention peut être une fonctionnalité intégrée aux dispositifs anticollision déjà présents à bord de l'aéronef. L'invention peut être également un dispositif de calcul isolé connecté directement à son environnement.

Claims (22)

1. REVENDICATIONS1. Procédé de calcul d'un système d'aide à la navigation d'un aéronef permettant de maintenir une marge verticale de sécurité (94) avec un profil d'obstruction (91, 92, 93), l'aéronef comportant un système de navigation (FMS), un système de pilotage automatique (PA), un système de bases de données (100) et un dispositif d'affichage, caractérisé en ce que le procédé comporte les étapes suivantes, Calcul (1) d'un profil en altitude d'obstructions (91, 92, 93), Calcul (2) d'une marge verticale de sécurité (94) vis-à-vis du profil d'obstructions, d'une pluralité de trajectoires verticales de sécurité (801, 802, 803) et des consignes de vol respectives (Cl, C2, C3) pour que l'aéronef exécute les trajectoires, Sélection (3) des consignes de vol (CS) permettant de maintenir l'aéronef au plus près du profil d'obstruction tout en maintenant entre l'aéronef et le profil d'obstruction au moins la marge verticale de sécurité, Filtrage (4) des valeurs des consignes de vol de façon que la variation des valeurs des consignes ne dépasse pas un écart de variation dans une durée prédéfinie,
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, pour calculer le profil en altitude d'obstructions (91, 92, 93), le système de calcul extrait l'altitude maximale des obstructions, définies par les données terrain (92), obstacles (91) et zone de navigation (93), et d'une altitude minimale imposée par le pilote.
3. 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la marge verticale de sécurité est calculée en fonction des paramètres de 30 vol de vitesse air, de vitesse sol, de vitesse verticale.
4. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que la marge verticale est calculée en fonction de la localisation de l'aéronef vis-à-vis des zones aéroportuaires.
5. 5. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que, lorsque le système de suivi de trajectoire du système de navigation (FMS) est activé, le profil d'obstruction est calculé sur un espace horizontal (75) entourant les points constituant la trajectoire horizontale (71) enregistrée dans le système de navigation de l'aéronef et la largeur (73) de l'espace horizontal étant déterminée en fonction des performances du système de navigation.
6. 6. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que, lorsque le dispositif de pilote automatique est en mode de suivi d'une route ou d'un cap, le profil d'obstruction est calculé sur un espace horizontal entourant d'une largeur (76) configurable les points de la trajectoire horizontale (72) suivie par le pilote automatique, la largeur (76) de l'espace horizontal étant déterminée en fonction des performances du dispositif de pilote automatique.
7. 7. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que, lorsque l'aéronef est guidé manuellement, le profil d'obstruction est calculé sur un espace horizontal, au devant de l'aéronef selon la trajectoire instantanée (79), d'une forme trapézoïdale (78), l'ouverture angulaire de base du trapèze (77) s'élargissant en s'éloignant au devant de l'aéronef et étant modifiable dynamiquement et de façon dissymétrique selon le taux de virage et le changement de cap.
8. 8. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins une trajectoire de sécurité comporte un point de tangence (8) avec le profil d'obstructions (92) augmenté en altitude de la marge verticale (94).
9. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'au moins une des trajectoires verticales de sécurité (801, 802, 803) est une phase de vol de montée en altitude (801) d'une durée configurée et en ce qu'elle comporte successivement, une première phase de vol d'approche (84) de la phase de montée d'une durée prédéfinie dans le système de calcul, une deuxième phase de vol rectiligne de montée en altitude (86), l'unique point tangent (8) étant positionné au départ de la phase de montée.
10. 10. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'au moins une des trajectoires verticales de sécurité est une phase de vol de descente (803) d'une durée configurée et en ce qu'elle comporte successivement une première phase de vol d'approche (84) de la phase de descente d'une durée prédéfinie dans le système de calcul, une deuxième phase de descente (88) d'un temps au moins égal à une durée configurée et une troisième phase de montée (86), l'unique point tangent (8) étant positionné à la fin de la phase de vol de descente.
11. 11. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'au moins une des trajectoires verticales prédéfinies est une phase de vol de mise à plat (802) d'une durée configurée et en ce qu'elle comporte successivement une première phase de vol d'approche (84) de la phase de mise à plat d'une durée prédéfinie dans le système de calcul, une deuxième phase de mise à plat (87) d'un temps au moins égal à une durée configurée et une troisième phase de montée (86), l'unique point tangent (8) étant positionné à la fin de la phase de mise à plat.
12. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications 9 à 11, caractérisé en ce que l'angle de pente de montée (98) est égal à une proportion égale ou inférieure à l'angle de montée maximal de l'aéronef, cette proportion étant configurable dans le système de calcul.
13. 13. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que les 30 consignes de vol correspondent aux consignes de vitesse et de vitesse verticale permettant d'exécuter les trajectoires verticales de sécurité (801, 802, 803).
14. 14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que, lorsqu'une alerte anticollision est active et que l'angle de pente requis pour exécuter la trajectoire de montée maximale est supérieur à l'angle de pente instantané de l'aéronef, le système de calcul affiche la vitesse verticale (202) correspondant à l'angle de montée maximale de l'aéronef.
15. 15. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que le système de calcul affiche simultanément la consigne de vitesse verticale (203) et la vitesse verticale instantanée (200) de l'aéronef sur le dispositif de visualisation.
16. 16. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que le système de calcul affiche simultanément la hauteur de l'aéronef (210) et la marge (211), distance entre l'altitude de l'aéronef et le point de tangence entre la consigne proposée et le profil de marge verticale de sécurité.
17. 17. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que la durée prédéfinie dans le système de calcul de la phase d'approche correspond au temps de calcul nécessaire pour afficher les données.
18. 18. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que le système de calcul transmet les consignes de vol (CS) au système de pilotage automatique (PA).
19. 19. Procédé selon la revendication 18, caractérisé en ce que la durée prédéfinie dans le système de calcul de la phase d'approche correspond au temps de calcul nécessaire pour le système de pilotage automatique à appliquer les consignes de vol.
20. 20. Système d'aide à la navigation pour un aéronef comportant un système de navigation (FMS), un système de pilotage automatique (PA), un système de bases de données (100) et un dispositif de visualisation, caractérisé en ce que le système est agencé de façon à recevoir des données d'un profil d'obstructions, comprenant des données terrain (92), obstacle (91) et zone de navigation (93), des données de paramètres de vol statiques et dynamiques (103, 104, 105), des données d'un dispositif anticollision (TAWS), pour calculer des trajectoires de sécurité (801, 802, 803) permettant de maintenir continuellement une marge de sécurité (94), en ce que le système comporte les moyens de sélectionner la trajectoire de sécurité la plus proche du profil d'obstruction et tangente en un unique point au profil d'obstructions augmenté d'une marge de sécurité et en ce que le système transmet à un dispositif de pilotage la valeur des consignes permettant d'exécuter ladite trajectoire de sécurité.
21. 21. Système selon la revendication 20, caractérisé en ce que le dispositif de pilotage est un dispositif de visualisation (20) de type PFD, ou SVS de présentation du relief en trois dimensions, affichant les consignes de vitesse verticale de la trajectoire de sécurité (203) simultanément que la vitesse verticale instantanée (200) ainsi que la marge verticale de sécurité (211), distance entre l'altitude de l'aéronef et le point de tangence (8) entre la consigne proposée et le profil de marge verticale de sécurité..
22. 22. Système selon la revendication 20, caractérisé en ce que le dispositif de pilotage est un système de pilotage automatique (PA) exécutant les consignes de vol (CS) de la trajectoire de sécurité.