FR2960659A1

FR2960659A1 - Procede et dispositif automatiques d'aide au pilotage d'un avion.

Info

Publication number: FR2960659A1
Application number: FR1054024A
Authority: FR
Inventors: Thierry Bourret; Pascale Louise; Jean Muller; Santo Xavier Dal
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2010-05-25
Filing date: 2010-05-25
Publication date: 2011-12-02
Anticipated expiration: 2030-05-25
Also published as: US8695921B2; CN102310948B; FR2960659B1; CA2740844A1; CN102310948A; US20110290947A1

Abstract

- Le dispositif (1) comporte des moyens (10) pour déterminer, en cas de perte d'une information de vitesse, des paramètres de contrôle qui sont utilisés, à la place de ladite information de vitesse, pour assurer la disponibilité au moins d'un pilote automatique (2) de l'avion.

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif automatiques d'aide au pilotage d'un avion, en particulier d'un avion de transport, pour commander un pilote automatique et éventuellement un système de régulation (automatique) de la poussée de l'avion. On sait que le pilote automatique d'un avion de transport, lorsqu'il est couplé ou non à un système de régulation de la poussée, utilise une information de vitesse dans le but de maintenir une sélection du pilote et/ou le domaine de vitesses à des valeurs acceptables pour l'avion. Si au cours du pilotage, cette information de vitesse est perdue, c'est-à-dire si elle devient indisponible, erronée, ou non fiable, le pilote automatique et/ou le système de régulation de la poussée se désengagent automatiquement et/ou maintiennent l'état courant de l'avion, laissant à l'équipage le soin de gérer la situation. Une telle situation peut se présenter, par exemple, en cas de givrage des sondes de Pitot généralement utilisées pour mesurer la vitesse de l'avion. Cette situation est toutefois exceptionnelle, car la plupart des avions sont équipés de systèmes permettant de limiter ou éliminer les effets du givrage.

Un désengagement du pilote automatique et/ou du système de régulation de la poussée induit une charge de travail supplémentaire pour l'équipage qui doit traiter la cause de la panne en plus des taches habituelles, et ceci dans une situation inhabituelle dans laquelle l'information de vitesse est perdue.

L'information de vitesse est un paramètre primaire, utilisé par le pilote automatique, pour définir le domaine de vol de l'avion (limites haute et basse) et la dynamique de l'avion. Un pilote automatique ou un système de régulation de la poussée qui ne respecterait pas ces limites de vitesse conduirait l'avion à un décrochage ou dans une situation de survitesse pouvant conduire à des dommages structuraux. Pour cette raison, le pilote automatique et le système de régulation de la poussée sont munis de différents moyens usuels qui protègent le domaine de vitesses. Par conséquent, lorsque l'information de vitesse est perdue, il n'est pas possible d'assurer les fonctions de base du pilote automatique et du système de régulation de la poussée dans leurs conceptions actuelles, ni les fonctions de protection du domaine de vol. On notera, par ailleurs, qu'un pilote automatique et un système de régulation de la poussée actuels contiennent un nombre important de modes de fonctionnement différents qui correspondent, chacun, à un objectif que l'équipage peut sélectionner en fonction de ses intentions. L'apprentissage de ces différents modes et de leurs transitions représentent une part non négligeable de l'entraînement des équipages. Aussi, l'introduction de nouveaux modes de fonctionnement du pilote automatique et /ou du système de régulation de la poussée nécessite, en général, une nouvelle phase d'apprentissage, voire d'entraînement récurent si ce mode est uniquement utilisable dans des cas exceptionnels qui généralement ne se rencontrent pas en utilisation normale de l'avion. La présente invention concerne un procédé automatique d'aide au pilotage d'un avion, permettant d'assurer la disponibilité d'au moins un pilote automatique (susceptible d'être contrôlé en fonction d'une information de vitesse), qui a pour objet de remédier aux inconvénients précités. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que, de façon automatique : - on surveille ladite information de vitesse de manière à pouvoir détecter une perte de cette dernière ; et - en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on réalise les opérations suivantes : o on détermine les valeurs courantes de données de vol de l'avion, qui sont indépendantes de ladite information de vitesse ; o on détermine, à partir desdites valeurs courantes des données de vol, des paramètres de contrôle ; et o on utilise ces paramètres de contrôle pour assurer la disponibilité au moins dudit pilote automatique.

Dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une information de vitesse est perdue, lorsqu'elle : - n'est pas disponible, par exemple en raison d'une panne des moyens de mesure ou des moyens de transmission d'informations ; ou - est disponible, mais est erronée ou n'est pas fiable. Une information de vitesse est considérée comme non fiable, lorsqu'elle ne peut pas être consolidée (par exemple en raison de la disponibilité d'une seule source d'informations). Elle est considérée comme erronée, lorsqu'elle remplit certains critères d'invraisemblance. Ainsi, grâce à l'invention, en cas de perte de l'information de vitesse utilisée notamment par le pilote automatique, on détermine des paramètres de contrôle à l'aide de données de vol qui sont indépendantes de cette information de vitesse, et on utilise ces paramètres de contrôle pour assurer la disponibilité au moins dudit pilote automatique. Par conséquent, dans une telle situation de perte de l'information de vitesse, le pilote automatique ne doit pas être désengagé, mais il peut continuer à fonctionner, tout en préservant le maximum de marge par rapport au domaine de vitesses autorisées, comme précisé ci-dessous. Ce maintien de l'engagement du pilote automatique permet de remédier aux inconvénients précités, notamment concernant la charge de travail de l'équipage.

Dans un mode de réalisation préféré, ledit procédé est également formé pour assurer la disponibilité, de plus, d'un système de régulation (automatique) de la poussée de l'avion. Dans ce mode de réalisation préféré, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on utilise lesdits paramètres de contrôle pour également assurer la disponibilité dudit système de régulation de la poussée.

La présente invention peut donc être mise en oeuvre avec ou sans commande d'un système de régulation de la poussée de l'avion. Par ailleurs, avantageusement, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse : - on émet une alerte à destination de l'équipage de l'avion, par exemple sous forme d'une information synthétique ; et/ou - on continue à surveiller ladite information de vitesse, et en cas de détection d'une fin de perte d'information de vitesse, c'est-à-dire lorsque ladite information n'est plus perdue, on utilise de nouveau cette information de vitesse comme paramètre pour contrôler ledit pilote automatique (et éventuellement ledit système de régulation de la poussée). Dans un mode de réalisation particulier, on utilise un pilote automatique qui fonctionne, à chaque fois, selon l'un d'une pluralité de modes de guidage vertical différents possibles. Dans ce cas, de façon avantageuse, on sélectionne certains desdits modes de guidage vertical possibles, qui sont dits modes de guidage vertical sélectionnés, et, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on fait fonctionner ledit pilote automatique selon l'un desdits modes de guidage vertical sélectionnés. De préférence, lesdits modes de guidage vertical sélectionnés comprennent : - un mode de maintien d'altitude pour ledit pilote automatique, associé éventuellement à un mode de maintien de vitesse pour ledit système de régulation de la poussée ; - un mode de montée à poussée constante, associé à un mode de maintien de la poussée; et - un mode de descente à poussée constante, associé à un mode de maintien de la poussée. Ces trois modes de guidage vertical sélectionnés permettent : - de faciliter la compréhension par l'équipage du mode de fonctionnement courant. L'utilisation est également simplifiée, car les interfaces usuelles, permettant de sélectionner une altitude de référence et d'engendrer des changements de niveau (mise en montée/descente) ou des mises en palier, sont inchangées ; - de gérer aux mieux toutes les situations de vol, pour lesquelles le pilote automatique est utilisé (maintien de palier, montée puis capture/maintien de palier, descente puis capture/maintien de palier) ; et - d'obtenir un guidage de l'avion, à court et moyen termes, qui est cohérant avec les objectifs initiaux de l'équipage, et ceci quelle que soit la situation initiale lors de la perte de l'information de vitesse. Dans un premier mode de réalisation, on utilise l'assiette de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique, et le régime moteur comme paramètre de contrôle du système de régulation de la poussée. De façon avantageuse, ces valeurs sont choisies de manière à maintenir la vitesse de l'avion au milieu du domaine de vol (afin de maximiser les marges par rapport aux limites minimale et maximale).

De préférence, lesdites valeurs d'assiette et de régime moteur sont choisies identiques aux valeurs actuellement fournies à l'équipage, dans la procédure usuelle que l'équipage doit appliquer en cas de perte d'information de vitesse lorsque le pilote automatique n'est plus disponible. Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, on utilise l'incidence de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique, et le régime moteur comme paramètre de contrôle du système de régulation de la poussée. De façon avantageuse, cette valeur d'incidence est choisie au centre du domaine d'incidences, qui peut être affiché, de façon usuelle, en lieu et place de l'échelle de vitesses en cas de perte de l'information de vitesse. Dans une variante de réalisation particulière, lesdits premier et second modes de réalisation sont combinés afin de couvrir des domaines de vol complémentaires. Dans ce cas, de façon avantageuse : - lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique lisse, on utilise comme paramètres de contrôle l'assiette de l'avion et le régime moteur ; et - lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique sustentée, on utilise comme paramètres de contrôle l'incidence de l'avion et le régime moteur. Dans le cadre de la présente invention, on entend par configuration aérodynamique de l'avion, la position des becs et des volets de la voilure de l'avion. De plus, dans une configuration aérodynamique dite lisse les becs et volets ne sont pas sortis, tandis que dans des configurations aérodynamiques dites sustentées les becs et volets sont plus ou moins sortis. La présente invention concerne également un dispositif automatique ~o d'aide au pilotage d'un avion, ledit dispositif étant du type comportant un pilote automatique et éventuellement un système de régulation de la poussée qui sont susceptibles d'être contrôlés en fonction d'une information de vitesse. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte de plus : 15 - des moyens pour surveiller ladite information de vitesse de manière à pouvoir détecter une perte de cette dernière ; - des moyens pour déterminer, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, les valeurs courantes de données de vol de l'avion, qui sont indépendantes de ladite information de vitesse ; et 20 - des moyens pour déterminer, à partir desdites valeurs courantes des données de vol, des paramètres de contrôle, ces paramètres de contrôle étant utilisés pour assurer la disponibilité au moins dudit pilote automatique (et éventuellement dudit système de régulation de la poussée). La présente invention concerne également un avion, en particulier un 25 avion de transport, qui comporte un tel dispositif. L'unique figure du dessin annexé fera bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Cette figure unique est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement 30 sur la figure est destiné à apporter une aide au pilotage d'un avion (non représenté), en particulier d'un avion de transport, qui comporte un pilote automatique 2 et un système 3 de régulation (automatique) de la poussée (A/TH R). Ce pilote automatique 2 et ce système 3 de régulation de la poussée peuvent être contrôlés, de façon usuelle, en fonction d'une information de vitesse de l'avion. Cette information de vitesse est déterminée par des moyens usuels 4, par exemple une unité de référence inertielle et de données air, notamment de type ADIRU («Air Data Reference Inertial Unit» en anglais), et est transmise par l'intermédiaire de liaisons 5 et 6 respectivement audit pilote automatique 2 et audit système 3.

Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte de plus : - des moyens 7 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 8 auxdits moyens 4 et qui surveillent ladite information de vitesse de manière à pouvoir détecter une perte de cette dernière ; - des moyens 9 pour déterminer, au moins en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, les valeurs courantes de données de vol de l'avion, précisées ci-dessous, qui sont indépendantes de ladite information de vitesse ; et - des moyens 10 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 11 et 12 respectivement auxdits moyens 7 et 9 et qui sont formés déterminer, à partir desdites valeurs courantes des données de vol reçues desdits moyens 9, des paramètres de contrôle. Ces paramètres de contrôle sont ensuite transmis par l'intermédiaire de liaisons 13 et 14 respectivement audit pilote automatique 2 et audit système 3 de régulation de la poussée, dans le but d'assurer la disponibilité au moins dudit pilote automatique 2 (et éventuellement dudit système 3), comme précisé ci-dessous. Dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une information de vitesse est perdue, lorsqu'elle : - n'est pas disponible, par exemple en raison d'une panne des moyens de mesure ou des moyens de transmission d'informations utilisés ; ou bien - est erronée ou n'est pas fiable. Une information de vitesse est considérée comme non fiable, lorsqu'elle ne peut pas être consolidée (par exemple lorsque une seule source d'informations fonctionne normalement). En outre, une information de vitesse est considérée comme erronée, lorsqu'elle remplit certains critères d'invraisemblances. Dans un mode de réalisation particulier, cette détection prend en compte, par exemple : - la détection d'une chute anormale de la valeur de vitesse, par exemple une chute de 3Okts (noeuds) en moins de une seconde ; et/ou - une invalidité de deux des trois mesures de vitesse, généralement réalisées sur l'avion. Ainsi, en cas de perte de l'information de vitesse utilisée notamment par le pilote automatique 2 et le système 3, le dispositif 1 conforme à l'invention détermine des paramètres de contrôle à l'aide de données de vol qui sont indépendantes de cette information de vitesse, et il utilise ces paramètres de contrôle pour ledit pilote automatique 2 (et éventuellement ledit système 3). Par conséquent, dans une telle situation, le pilote automatique 2 et (éventuellement) le système 3 ne sont pas désengagés, mais ils peuvent continuer à fonctionner, tout en préservant le maximum de marge par rapport au domaine de vitesses autorisées, comme précisé ci-dessous. Ce maintien du fonctionnement du pilote automatique 2 et du système 3 permettent, notamment, de ne pas augmenter la charge de travail de l'équipage dans une telle situation de perte de l'information de vitesse. Par ailleurs, ledit dispositif 1 comporte de plus : - des moyens 15 qui sont, par exemple, reliés par l'intermédiaire d'une liaison 16 auxdits moyens 7 et qui, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, émettent une alerte à destination de l'équipage, par exemple sous forme d'une information synthétique qui est affichée sur un écran 17 du poste de pilotage ; et - des moyens 18 qui sont, par exemple, intégrés dans les moyens 7 et qui continuent à surveiller ladite information de vitesse, lors de la détection d'une perte de cette information de vitesse. Généralement, les phénomènes météorologiques qui provoquent une perte de l'information de vitesse, tels que le givrage par exemple, ne sont pas permanents. Ces phénomènes présentent en général une durée limitée dans le temps. Aussi, bien que le mode de fonctionnement du pilote automatique 2 conforme à l'invention, permettant un fonctionnement sans information de vitesse, puisse être utilisé jusqu'à la fin du vol, il peut être intéressant de ne pas conserver ce mode de fonctionnement et revenir à un mode de fonctionnement habituel, lorsque l'information de vitesse redevient valide. Par conséquent, dans un mode de réalisation particulier, en cas de détection par les moyens 18 d'une fin de perte d'information de vitesse, le dispositif 1 utilise de nouveau cette information de vitesse, de manière usuelle, pour le pilote automatique 2 (et éventuellement pour le système 3 de régulation de la poussée). On notera que, dans les cas où l'information de vitesse est erronée ou non fiable comme lors d'un givrage par exemple, l'information d'altitude qui est dérivée d'une mesure de pression reste disponible, car elle est mesurée par une sonde qui n'est pas soumise au problème lié au givrage. La mesure peut être légèrement erronée, car elle n'est plus correctement compensée des effets de Mach, mais cette erreur reste faible. En outre, si la mesure d'altitude dérivée d'une mesure de pression n'est pas disponible, il est possible d'utiliser une mesure issue d'un système de positionnement par satellites de type GNSS. Dans une variante particulière, le point de vol souhaité (vitesse de référence) pour l'avion est déterminé en fonction de l'altitude (Zmes) de l'avion de manière à être suffisamment éloigné des limites haute et basse du domaine de vol.

Un pilote automatique 2 usuel possède, généralement, de nombreux modes de guidage vertical, comme indiqué ci-dessous à titre d'illustration non exhaustive. A chaque mode de guidage vertical est associé un mode du système 3 de régulation de la poussée. Mode de guidage vertical du pilote Mode du système 3 de régulation de automatique 2 la poussée. ALT : Maintien d'altitude SPEED : maintien de vitesse ALT* : Capture d'altitude SPEED : maintien de vitesse SRS : Montée initiale et THR : Maintien d'une poussée remise des gaz OP CLB : Montée à THR : Maintien d'une poussée poussée constante OP DES : Descente à THR : Maintien d'une poussée constante poussée VS : Maintien d'une vitesse SPEED : maintien de vitesse verticale FPA : Maintien d'une pente SPEED : maintien de vitesse profil CLB : Montée selon un THR : Maintien d'une poussée profil DES : Descente selon un SPEED ou THR selon le profil «glide» G/S : Maintien d'un axe SPEED : maintien de vitesse «glide» GIS* : Capture d'un axe SPEED : maintien de vitesse Dans ce cas, le dispositif 1 sélectionne certains desdits modes de guidage vertical différents possibles, qui sont dits modes de guidage vertical sélectionnés, et, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, il fait fonctionner ledit pilote automatique 2 selon l'un desdits modes de guidage vertical sélectionnés.

Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 utilise seulement les modes de guidage vertical sélectionnés suivants : ALTISPEED, OP CLBITHR et OP DES/THR. Ces trois modes sélectionnés permettent : - de faciliter la compréhension par l'équipage du mode de fonctionnement courant. L'utilisation est également simplifiée, car les interfaces usuelles, permettant de sélectionner une altitude de référence et d'engendrer des changements de niveau (mise en montée/descente) ou des mises en palier, sont inchangées ; - de gérer au mieux toutes les situations de vol, pour lesquelles le pilote automatique 2 est utilisé (maintien de palier, montée puis capture/maintien de palier, descente puis capture/maintien de palier) ; et - d'obtenir un guidage de l'avion, à court et moyen termes, qui est cohérant avec les objectifs initiaux de l'équipage, et ceci quelle que soit la situation 15 initiale lors de la perte de l'information de vitesse. Les transitions entre l'état initial du pilote automatique 2 au moment de la détection de perte d'information de vitesse et le mode final peuvent être déterminées de la façon suivante (avec VSt une vitesse verticale et FPAt la pente) : Mode de guidage vertical Mode résultant initial (avant la détection) (sans information de vitesse) ALT, ALT* ALT SRS, OP CLB, CLB OP CLB OP DES OP DES (IVStI<500ft/min) (IFPAtI<1 °) ALT (VSt>500ft/min) (FPAt>1 °) OP CLB (VSt<-500ft/min) (FPAt<-1 °) OP DES GIS, GIS* ALT 20 Grâce aux moyens 15, l'équipage peut être informé du nouveau mode de fonctionnement du pilote automatique 2 (ou du système 3), de ses limitations et des changements de modes éventuels intervenus. Dans une variante particulière, une information synthétique, par exemple «AP Alternate», qui est affichée sur l'écran 17 peut être suffisante pour comprendre le nouveau mode de fonctionnement du pilote automatique 2. Dans un premier mode de réalisation, le dispositif 1 utilise l'assiette de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique 2, et le régime moteur comme paramètre de contrôle du système 3 de régulation de la poussée. De préférence, ces valeurs sont choisies de manière à maintenir la vitesse de l'avion au milieu du domaine de vol (afin de maximiser les marges par rapport aux limites minimale et maximale). De plus, de préférence, lesdites valeurs d'assiette et de régime moteur sont choisies identiques aux valeurs actuellement fournies à l'équipage, dans la procédure usuelle que l'équipage doit appliquer en cas de perte d'information de vitesse lorsque le pilote automatique 2 n'est plus disponible. Dans une première possibilité de ce premier mode de réalisation, on considère un objectif de guidage selon le mode ALT. Dans le mode ALT usuel, le pilote automatique 2 maintient une altitude, en général l'altitude sélectionnée sur le panneau de commande (FCU) du pilote automatique 2.Au point de vol déterminé par l'altitude de l'avion (Vref, Zmes), connaissant l'aérodynamique de l'avion, il est possible de déterminer, de façon usuelle, l'assiette bref et le régime moteur N1 ref en fonction de la masse (m) et de la configuration aérodynamique (conf) permettant un vol stabilisé en palier : bref = f(conf, m, Zmes) N1 ref = f(conf, m, Zmes) En cas de perte de l'information de vitesse, le pilote automatique 2 asservit cette valeur d'assiette bref et le système 3 de régulation de la poussée applique ledit régime moteur N1 ref.

En raison d'erreurs de modélisation, le point d'équilibre résultant de l'asservissement de ces valeurs est proche du palier, mais risque de diverger lentement, et de rendre son fonctionnement incompréhensible par l'équipage. Aussi, l'assiette utilisée par le pilote automatique 2 est, d'une part, ajustée afin de maintenir le palier, et d'autre part, limitée pour notamment éviter une incidence trop élevée pouvant conduire à un décrochage. Cette correction est, de plus, filtrée de manière à retenir uniquement la composante à long terme permettant d'éviter des divergences. De plus, la différence hadj entre l'assiette 6u déterminée pour maintenir le palier et l'assiette de référence bref est réintroduite comme un ajustement sur le régime moteur de référence N1ref. Le taux d'échange entre une variation de poussée et le régime moteur étant en général connu dans le système 3, il est facile de convertir une variation d'assiette (assimilable à une variation de pente) en une variation de poussée, donc en une variation de régime moteur. Dans cette réalisation, les valeurs de référence bref et N1 ref sont identiques, pour les mêmes masses et niveaux de vol, à celles indiquées dans des tables dont dispose aujourd'hui l'équipage en cas de perte de vitesse. La valeur hadj correspond à l'ajustement permettant de compenser la différence entre le modèle de l'avion et l'aérodynamique de l'avion. Dans une seconde possibilité du premier mode de réalisation précité, on considère un objectif de guidage selon l'un des modes OP CLB ou OP DES. En mode de montée/descente (respectivement OP CLB / OP DES) le système 3 est maintenu au minimum/maximum (respectivement Idle / CLB). La poussée étant figée, le pilote automatique 2 asservit une assiette (6refCLB, 6refDES) qui est déterminée, de façon usuelle, en fonction de la masse (m) et de l'altitude de l'avion (Zmes) connaissant la vitesse de référence (Vref) et la configuration aérodynamique (conf) : 6refCLB= f(conf, m, Zmes) 6refDES = f(conf, m, Zmes) De préférence, ces valeurs sont identiques, pour les mêmes masses et niveaux de vol, à celles indiquées dans des tables usuelles dont dispose l'équipage en cas de perte de vitesse. De plus, la valeur hadj qui correspond à l'ajustement permettant de compenser la différence entre le modèle de l'avion et l'aérodynamique de l'avion, peut également être mémorisée et utilisée dans les modes OP CLB et OP DES afin de compenser les différences entre le modèle de l'avion et l'aérodynamique de l'avion. Dans ce premier mode de réalisation, lorsque le système 3 n'est pas engagé, le mode de fonctionnement du pilote automatique 2 décrit ci-dessus ne permet pas de maintenir l'avion dans un domaine de vitesses acceptable si le régime moteur effectif est significativement différent du régime de référence. Aussi, dans ce cas, l'assiette utilisée par le pilote automatique 2 est ajustée de manière à compenser la différence entre le régime actuel Nlact et le régime de référence N1 ref. Une variante consiste à déterminer l'assiette eu utilisée par le pilote automatique 2 comme une fonction de la masse, de l'altitude et du régime moteur actuel : eu = f( conf, m, Zmes, Nlact). Dans ces réalisations, les valeurs d'assiette sont déterminées de manière à correspondre aux valeurs de tables fournies dans les procédures usuelles, lorsque le régime moteur actuel correspond aux valeurs de ces tables.

Dans ces réalisations, l'équipage peut, en ajustant manuellement la poussée, maintenir le palier, amener l'avion en descente (en réduisant la manette des gaz) ou en montée (en augmentant la manette des gaz). Ce mode de fonctionnement du pilote automatique 2 est donc acceptable pour toutes les phases de vol de l'avion.

Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, ledit dispositif 1 utilise l'incidence de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique 2, et le régime moteur comme paramètre de contrôle du système 3 de régulation de la poussée. De préférence, cette valeur d'incidence est choisie au centre du domaine d'incidences, qui peut être affiché, de façon usuelle, en lieu et place de l'échelle de vitesses en cas de perte de l'information de vitesse. Dans une première possibilité de ce second mode de réalisation, on considère un objectif de guidage selon le mode ALT. De manière identique au premier mode de réalisation précité, le pilote automatique 2 et le système 3 de régulation de la poussée peuvent asservir une altitude en utilisant l'incidence de référence (déterminée à partir de la configuration) et un régime moteur Ni ref déterminée pour maintenir le palier à l'incidence de référence aref : aref = f(conf) N1 ref = f(conf, m, Zmes) De plus, l'incidence utilisée par le pilote automatique 2 est ajustée afin de maintenir le palier, et elle est limitée pour notamment éviter une incidence trop élevée pouvant conduire à un décrochage. Cette correction est, de plus, filtrée de manière à ne retenir que la composante à long terme permettant d'éviter des divergences.

En outre, la différence entre l'incidence au déterminée pour maintenir le palier et l'incidence de référence aref est réintroduite comme un ajustement sur le régime moteur de référence N1ref. Le taux d'échange entre une variation de poussée et le régime moteur étant en général connu dans le système 3, il est facile de convertir une variation d'incidence (assimilable à une variation de pente) en une variation de poussée, et donc en une variation de régime moteur. Dans une seconde possibilité du premier mode de réalisation précité, on considère un objectif de guidage selon l'un des modes OP CLB ou OP DES.

Dans ce cas, l'incidence de référence aref peut également être utilisée pour la montée ou la descente, en adaptant à travers le système 3 le régime moteur à une valeur minimal (Idle) pour la descente et à une valeur maximale (CLB) pour la montée. Le pilote automatique 2 asservit l'incidence en fonction de la poussée. Par ailleurs, lorsque le système 3 n'est pas engagé, le mode de fonctionnement du pilote automatique 2 décrit ci-dessus permet de maintenir l'avion dans un domaine d'incidences acceptable. Le pilote peut à travers des ajustements de poussée, choisir la pente de l'avion (maintenir approximativement le palier, monter, descendre). Par ailleurs, dans une variante de réalisation particulière, lesdits 10 premier et second modes de réalisation sont combinés afin de couvrir des domaines de vol complémentaires. Dans ce cas : - lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique lisse (avec les becs et volets non sortis), le dispositif 1 utilise comme paramètres de contrôle l'assiette de l'avion et le régime moteur ; et 15 - lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique sustentée (becs et volets sont plus ou moins sortis), ledit dispositif 1 utilise comme paramètres de contrôle l'incidence de l'avion et le régime moteur. 20

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé automatique d'aide au pilotage d'un avion, permettant d'assurer la disponibilité d'au moins un pilote automatique (2) qui est susceptible d'être contrôlé en fonction d'une information de vitesse, caractérisé en ce que, de façon automatique : - on surveille ladite information de vitesse de manière à pouvoir détecter une perte de cette dernière ; et - en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on réalise les opérations suivantes : o on détermine les valeurs courantes de données de vol de l'avion, qui sont indépendantes de ladite information de vitesse ; o on détermine, à partir desdites valeurs courantes des données de vol, des paramètres de contrôle ; et o on utilise ces paramètres de contrôle pour assurer la disponibilité au moins dudit pilote automatique (2). 2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit pilote automatique (2) fonctionne, à chaque fois, selon l'un d'une pluralité de modes de guidage vertical différents possibles, en ce que l'on sélectionne certains desdits modes de guidage vertical possibles, qui sont dits modes de guidage vertical sélectionnés, et en ce que, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on fait fonctionner ledit pilote automatique (2) selon l'un desdits modes de guidage vertical sélectionnés. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits modes de guidage vertical sélectionnés comprennent : - un mode de maintien d'altitude ; - un mode de montée à poussée constante ; et - un mode de descente à poussée constante. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on émet une alerte à destination de l'équipage de l'avion.5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, lors de la détection d'une perte de l'information de vitesse, on continue à surveiller ladite information de vitesse, et en cas de détection d'une fin de perte d'information de vitesse, on utilise de nouveau cette information de vitesse comme paramètre pour contrôler au moins ledit pilote automatique (2). 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, pour assurer la disponibilité de plus d'un système (3) de régulation de la poussée de l'avion, caractérisé en ce que, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on utilise lesdits paramètres de contrôle pour également assurer la disponibilité dudit système (3) de régulation de la poussée. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'on utilise l'assiette de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique (2), et le régime moteur comme paramètre de contrôle du système (3) de régulation de la poussée. 8. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'on utilise l'incidence de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique (2), et le régime moteur comme paramètre de contrôle du système (3) de régulation de la poussée. 9. Procédé selon les revendications 7 et 8, caractérisé en ce que : - lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique lisse, on utilise comme paramètres de contrôle l'assiette de l'avion et le régime moteur ; et - lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique sustentée, on utilise comme paramètres de contrôle l'incidence de l'avion et le régime moteur. 10. Dispositif automatique d'aide au pilotage d'un avion, ledit dispositif (1) comportant au moins un pilote automatique (2) qui est susceptible d'être contrôlé en fonction d'une information de vitesse, caractérisé en ce qu'il comporte de plus :- des moyens (7) pour surveiller ladite information de vitesse de manière à pouvoir détecter une perte de cette dernière ; - des moyens (9) pour déterminer, en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, les valeurs courantes de données de vol de l'avion, 5 qui sont indépendantes de ladite information de vitesse ; et - des moyens (10) pour déterminer, à partir desdites valeurs courantes des données de vol, des paramètres de contrôle, ces paramètres de contrôle étant utilisés pour assurer la disponibilité au moins dudit pilote automatique (2) en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse. 10