FR2988202A1 - Procede d'aide a la navigation pour le suivi de la performance de navigation en lineaire ou angulaire - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un procédé d'aide à la navigation d'un aéronef comportant des étapes de calcul et d'affichage, d'une déviation linéaire sur un premier tronçon linéaire et d'une déviation angulaire sur un second tronçon angulaire. Le procédé comporte une étape de calcul de conversion d'une déviation angulaire en une déviation linéaire équivalente, et inversement la conversion d'une déviation linéaire en une déviation angulaire équivalente. Le procédé comporte une étape de représentation graphique, dit monitoring unifié (50), à destination de l'équipage, d'une déviation de l'aéronef, sur un axe de déviation latéral (51) et un axe de déviation vertical (52); chacune des déviations, latérale (53) et verticale (54), pouvant être représentée sur une échelle linéaire, une échelle angulaire ou une échelle mixte.

Description

Procédé d'aide à la navigation pour le suivi de la performance de navigation en linéaire ou angulaire L'invention concerne un procédé d'aide à la navigation d'un aéronef 9, permettant d'optimiser le suivi d'une trajectoire cible, et plus particulièrement un procédé destiné à optimiser les manoeuvres de l'avion dans une phase d'approche de la piste de l'aéroport d'arrivée.

On constate depuis quelques années une augmentation constante du trafic aérien ainsi que de la charge de travail qui en découle pour le pilote. Le nombre de tâches à réaliser à bord augmente. Le temps de décision est de plus en plus court tandis qu'on constate une tendance générale vers la réduction du nombre de membres d'équipage. La mise en place de procédures automatisées, permettant dans une certaine mesure de libérer l'équipage des taches routinières, est de plus en plus répandue. Le suivi des procédures d'approche d'un aéronef vers la piste de l'aéroport d'arrivée revêt un enjeu particulier dans le domaine de l'aéronautique. Cette phase de vol est critique : bien que très courte, elle représente une part prépondérante des accidents avec perte de l'appareil. La prise en compte de contraintes environnementales de plus en plus sévères, cherchant par exemple à réduire la pollution ou les nuisances sonores, entraine la mise en place de procédure d'approche de plus en plus complexe et difficile. On cherche par exemple à raccourcir au maximum les distances réservées au décollage et à l'atterrissage, ou on cherche à passer au dessus de zones déterminés avec une grande précision en minimisant les nuisances et leurs dispersions. Les nouvelles procédures d'approches ont aussi comme objectif d'augmenter la cadence des décollage et atterrissages pour permettre d'améliorer la capacité des pistes ou de naviguer avec des contraintes de positionnement très strictes dans le cas de relief à proximité des pistes. Divers systèmes existent pour aider un équipage au pilotage d'un aéronef notamment lors d'une phase d'approche. Parmi ces systèmes on connaît en particulier les systèmes de gestion de vol, dit FMS, pour son acronyme anglo-saxon Flight Management System, schématisé sur la figure 1 et comprenant les fonctions suivantes : - Localisation LOCNAV, repérée 1 : permettant de localiser l'aéronef au moyen de divers outils ou instruments de géo localisation (GPS, GALILEO, balises radios VHF, centrales inertielles), - Plan de vol FPLN, repérée 2: permettant de saisir les éléments 5 géographiques constituant le squelette de la route à suivre (procédures de départ et d'arrivée, points de passages, etc...), - Base de donnée de navigation NAVDB 3 : permettant de construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases (points, balises, legs d'interception ou d'altitude, etc...), 10 - Base de données de performance PRF DB 4 : contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l'appareil, - Trajectoire latérale TRAJ 5: permettant de construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances avion et les contraintes de confinement, 15 - Prédictions PRED 6 : permettant de construire un profil vertical optimisé compatible de la trajectoire latérale, - Guidage GUIDANCE 7 : permettant de guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire 3D, tout en optimisant la vitesse, - Liaison de donnée numérique DATALINK 8 : permettant de communiquer 20 avec les centres de contrôle, les compagnies aériennes et les autres aéronefs. Dans une phase d'approche typique telle que représentée sur les figures 2.a, 2.b et 2.c, un aéronef 9 cherche à suivre une trajectoire cible 10 25 jusqu'à atteindre une piste d'atterrissage 11. En général, une phase d'approche comprend une première partie composée d'un ou plusieurs tronçons « linéaires » 12 suivie d'un tronçon final « angulaire » 13 convergeant vers un point d'accroche 14, situé en général près du seuil de piste 11. Le tronçon final angulaire 13 est éventuellement suivie d'un ou 30 plusieurs tronçons linéaires 12 dans le cas d'une phase de remise de gaz pour une approche interrompue, aussi appelée par l'expression anglo-saxonne « Missed Approach ». Sur un tronçon linéaire 12 tel que représenté sur la figure 2.b, une déviation linéaire 15 représente la distance séparant une position estimée 16 de l'aéronef 9 et une position recherchée 17 sur la trajectoire cible 10. La déviation linéaire 15 peut être exprimée par une composante latérale et une composante verticale. Sur un tronçon angulaire 13 tel que représenté sur la figure 2.c, une déviation angulaire 18 représente l'angle formé au niveau du point d'accroche 14, entre la trajectoire cible 10 et une droite D1 joignant le point d'accroche 14 à la position estimée 16 de l'aéronef 9. La déviation angulaire 18 peut être exprimée par une composante latérale et une composante verticale. Dans les systèmes connus, on cherche sur un tronçon linéaire à minimiser la déviation linéaire. Le long d'un tronçon linéaire réalisé avec une exigence de performance de navigation, ou RNP pour son acronyme anglo-saxon « Required Navigation Performance », il est demandé de maintenir la déviation linéaire 15 inférieure à une valeur limite. Lorsque l'écart dépasse la valeur limite, le système prévoit d'alerter l'équipage pour lui permettre de décider des mesures correctrices à effectuer. Le long d'un tronçon linéaire, les systèmes connus proposent à l'équipage, au moyen d'une interface homme-machine, ou IHM, des moyens de représentation graphique, couramment appelé par l'expression anglosaxone « Monitoring », permettant le suivi de la performance de navigation.

En particulier, les systèmes connus proposent un suivi de la performance de navigation sur un tronçon linéaire conforme à une normalisation en vigueur, en particulier la norme OACI PBN Manual, doc 9613. Selon cette normalisation, une déviation linéaire 15 est représentée graphiquement, comme schématisée sur la figure 3, sur un premier axe de déviation latérale 21 et un deuxième axe de déviation verticale 22. On parle alors d'un monitoring linéaire 20, la représentation d'une déviation linéaire 15, exprimée en latéral 23 et en vertical 24, sur les deux axes de déviation 21 et 22. La déviation linéaire 15 est représentée sur l'axe de déviation latérale 21 selon une échelle latérale 25, dite RNP, et sur l'axe de déviation verticale 22 selon une échelle verticale 26, dite V-RNP, au moyen d'une croix 27 symbolisant l'aéronef 9. Selon cette normalisation, lorsque l'aéronef 9 est positionné sur la trajectoire cible 10, il apparaît en position centrée sur chacune des échelles, latérale 25 et verticale 26 ; une déviation pouvant ainsi être positive ou 35 négative pour chacun des axes de déviation 21 et 22. La distance équivalente entre deux graduations RNP ou V-RNP est variable, par exemple selon les phases d'approche, les tronçon linéaires, les conditions de vol ou le type d'aéronef. Typiquement, lors d'une navigation réalisée avec une exigence de performance de navigation RNP, une alerte sera transmise à l'équipage lorsque se présente une déviation linéaire supérieure à 2 graduations RNP. A titre d'exemple, il peut être demandé dans une phase d'approche d'assurer un suivi de la performance de navigation de type « RNP 0,3 ». La distance entre deux graduations RNP est alors égale 0,3 mille nautique, et il convient de maintenir la déviation linéaire latérale centrée sur la trajectoire avec une tolérance maximale de plus ou moins 1 mille nautique, correspondant à plus ou moins 2 RNP, seuil à partir duquel une alerte est transmise à l'équipage. On rappelle qu'un mille nautique, aussi appelé NM, est une unité communément utilisée par l'homme du métier dans le domaine de l'aéronautique, 1 mille nautique correspondant à 1852 mètres. L'Organisation de l'Aviation Civile Internationale (OACI) défini des standards au niveau international ; en particulier les valeurs de RNP de 4NM, 1NM 0,3NM ou 0,1NM sont les valeurs de référence utilisées au niveau mondial. Le principe du procédé d'aide à la navigation selon l'invention s'applique toutefois à toute valeur de RNP. Sur le tronçon final « angulaire », on cherche à minimiser la déviation angulaire 18. Dans les systèmes connus, une balise émettrice disposée à proximité du seuil de la piste d'atterrrissage 11 matérialise le point d'accroche 14. La réception par l'aéronef 9 du signal émis par la balise permet alors de déterminer la déviation angulaire 18 de l'aéronef 9 par rapport à sa trajectoire cible 10. Ainsi, on parle de navigation ILS pour son acronyme anglo-saxon « Instrument Landing System », une approche réalisée sur un tronçon angulaire dans laquelle on cherche à minimiser la déviation angulaire 18. Le procédé d'aide à la navigation s'applique également à d'autres types d'approches angulaires, tels que par exemple les approches MLS pour son acronyme anglo-saxon Micro-wave Landing System qui s'appuient sur une balise émettrice radio-électrique, ou par exemple les approches FLS pour son acronyme anglo-saxon FMS Landing System qui s'appuient sur une balise virtuelle.

Dans les systèmes aujourd'hui mis en oeuvre, rien n'est défini pour garantir une tenue de performance de navigation sur un tronçon angulaire. Les systèmes ne proposent pas d'outil évolué de monitoring pour permettre à l'équipage de maitriser la descente le long d'un tronçon angulaire, et disposer d'un temps de réaction suffisant pour manoeuvrer l'aéronef, en particulier à mesure que l'approche se poursuit et que le cône des déviations se rétrécit. Par ailleurs, le basculement entre les deux types de navigation, de linéaire vers angulaire, (et d'angulaire vers linéaire dans le cas d'une approche interrompue), est réalisé sans gestion particulière de la transition. Il est possible d'assurer le monitoring de la performance de navigation sur le tronçon linéaire, puis lorsque l'aéronef 9 entre dans le tronçon angulaire, le monitoring linéaire est interrompu, l'équipage constate la déviation angulaire et décide des mesures correctrices à apporter, sans possibilité d'anticipation au moment de la transition. L'invention vise à proposer un procédé d'aide à la navigation pour un aéronef en phase d'approche en palliant les difficultés de mise en oeuvre citées ci-dessus. Le procédé cherche en particulier à proposer un outil de monitoring dit unifié, permettant à l'équipage le suivi d'une performance de navigation sans discontinuité entre les tronçons linéaire ou angulaire A cet effet, l'invention a pour objet un procédé d'aide à la navigation d'un aéronef comportant des étapes de calcul et d'affichage : - d'une déviation linéaire, pour l'aéronef en phase d'approche vers un aéroport d'arrrivée sur un premier tronçon, dit tronçon linéaire; la déviation linéaire représentant une distance séparant une position estimée de l'aéronef et une position recherchée sur une trajectoire cible; la déviation linéaire pouvant être exprimée par une composante latérale et une composante verticale, - d'une déviation angulaire, pour l'aéronef en phase d'approche vers un aéroport d'arrrivée sur un second tronçon, dit tronçon angulaire; la déviation angulaire représentant un angle formé au niveau d'un point d'accroche situé à proximité du seuil de piste d'atterrissage, entre la trajectoire cible et une droite joignant le point d'accroche à la position estimée de l'aéronef; la déviation angulaire pouvant être exprimée par une composante latérale et une composante verticale, caractérisé en ce que le procédé comporte les étapes suivantes : - une conversion d'une déviation angulaire en une déviation linéaire 5 équivalente, ou inversement la conversion d'une déviation linéaire en une déviation angulaire équivalente, - une représentation graphique à destination de l'équipage, d'une déviation de l'aéronef, dont chacune des composantes, latérale et verticale, peut être représentée en linéaire ou en angulaire, sans discontinuité entre le tronçon 10 linéaire et le tronçon angulaire. Selon l'invention, le procédé d'aide à la navigation permet le suivi, tout au long de la phase d'approche, d'une performance de navigation, au moyen d'une déviation pouvant être représentée indépendamment sur une échelle linéaire ou angulaire. 15 L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée des modes de réalisation donnés à titre d'exemple sur les figures suivantes. La figure 1, déjà présentée, représente un système d'aide à la 20 navigation connu, communément appelé FMS, les figures 2a., 2.b et 2.c, déjà présentées, représentent une phase d'approche composée de plusieurs tronçons linéaires et un tronçon angulaire, la figure 3, déjà présentée, réprésente des moyens de représentation 25 graphique, ou monitoring, d'une déviation linéaire, en latéral et vertical, la figure 4 illustre des moyens de représentation graphique, ou monitoring, d'une déviation angulaire, en latéral et vertical, la figure 5 schématise la navigation d'un aéronef lors d'une phase d'approche sur un tronçon angulaire, et les caractéristiques utiles au calcul 30 de conversion d'une déviation angulaire en une déviation linéaire équivalente, la figure 6 illustre des moyens de représentation graphique des déviations linéaires ou angulaires, dit monitoring unifié, la figure 7 schématise la navigation d'un aéronef lors d'une phase 35 d'approche contenant des portions curvilignes, la figure 8 schématise le principe de calcul d'une déviation anticipée et d'une erreur associée, représenté pour un aéronef en phase d'approche sur un tronçon angulaire, la figure 9 illustre des moyens de représentation graphique de 5 déviations actuelle et anticipée et des distributions statistiques d'erreur qui leurs sont associées, la figure 10 représente un schéma de principe du procédé d'aide à navigation selon un premier mode de réalisation de l'invention, la figure 11 représente un schéma de principe du procédé d'aide à 10 navigation selon un second mode de réalisation de l'invention. Par souci de clarté, les mêmes éléments porteront les mêmes repères dans les différentes figures. 15 La figure 4 illustre des moyens de représentation graphique, ou monitoring, d'une déviation angulaire, en latéral et vertical. Sur le même principe que pour une déviation linéaire, décrit sur la figure 3, il est envisagé de représenter une déviation angulaire 18 de l'aéronef 9 sur un axe de déviation latéral 31 et un axe de déviation vertical 32. 20 Plusieurs méthodes existent pour établir une déviation angulaire, notamment selon le type de balise émettrice qui matérialise le point d'accroche. Quelquesoit la méthode considérée, il est possible de déterminer un écart angulaire entre la position estimée 16 de l'aéronef 9 et sa position recherchée 17 sur la trajectoire cible 10. 25 La déviation angulaire 18 est représentée par une composante latérale 33 et une composante verticale 34 sur deux échelles angulaires, latérale 35 et verticale 36. Lorsque l'aéronef 9 est positionné sur la trajectoire cible 10, il apparaît en position centrée sur chacune des échelles, latérale 35 et verticale 36 ; une déviation angulaire 18 pouvant ainsi être positive ou 30 négative sur chacun des axes de déviation 21 et 22. Les échelles angulaires 35 et 36 comprennent des graduations, communément appelés par l'expression anglo-saxonne « dot », correspondent à une valeur d'angle prédéterminée ; cette valeur prédéterminée étant généralement dépendante de la distance séparant l'aéronef 9 de la piste d'atterrissage 11. La figure 4 35 représente des moyens de représentation graphique d'une déviation angulaire 18, ou monitoring angulaire 30, permettant de représenter sur les axes de déviation latéral 31 et vertical 32, la déviation angulaire latérale 33 et la déviation angulaire verticale 34 de l'aéronef 9 au moyen d'un losange 37 symbolisant l'aéronef 9, positionné sur les échelles angulaires, latérale 35 et verticale 36. Ainsi, le procédé d'aide à la navigation comporte des étapes de calcul et de représentation graphique: - d'une déviation linéaire 15, pour l'aéronef 9 en phase d'approche vers un aéroport d'arrrivée sur un tronçon linéaire 12 ; la déviation linéaire représentant la distance séparant la position estimée 16 de l'aéronef 9 et la position recherchée 17 sur la trajectoire cible 10; la déviation linéaire 15 pouvante être exprimée par une composante latérale 23 et une composante verticale 24, - d'une déviation angulaire 18, pour l'aéronef 9 en phase d'approche vers un aéroport d'arrrivée sur un tronçon angulaire 13; la déviation angulaire 18 représentant l'angle formé au niveau du point d'accroche 14 situé à proximité du seuil de piste d'atterrissage 11, entre la trajectoire cible 10 et la droite Dl joignant le point d'accroche 14 à la position estimée 16 de l'aéronef 9; la déviation angulaire 18 pouvant être exprimée par une composante latérale 33 et une composante verticale 34. La figure 5 schématise la navigation d'un aéronef 9 lors d'une phase d'approche sur un tronçon angulaire, et les caractéristiques utiles au calcul 25 de conversion d'une déviation angulaire en une déviation linéaire équivalente. Le long du tronçon angulaire, une déviation angulaire 41 est définie comme l'angle formé au niveau du point d'accroche 14, entre une trajectoire cible 44 et une droite D2 joignant le point d'accroche 14 à une position 30 estimée 42 de l'aéronef 9. La projection orthogonale de la position estimée 46 de l'aéronef 9 sur la trajectoire cible 44 correspond à une position recherchée 43 de l'aéronef 9. La distance séparant le point d'accroche 14 et la position recherchée 43 est repérée 45. Une déviation linéaire 46 de l'aéronef 9 correspond à la distance séparant la position estimée 42 et la 35 position recherchée 43.

Dans ces conditions, la connaissance d'une déviation angulaire 41, par exemple établie au moyen d'un récepteur radioélectrique captant le signal émis par une balise émettrice, et de la distance 45, par exemple établie au moyen des fonctions de localisation 1, de construction de la trajectoire cible 5 et 6, et de guidage 7 de l'aéronef, permet de calculer une déviation linéaire équivalente 46. Selon l'invention, le procédé d'aide à la navigation comporte une étape de conversion de la déviation angulaire 41 en une déviation linéaire 46 10 équivalente, respectant la relation mathématique suivante : Dev = D * tan (Alpha) (i) dans laquelle Dev représente la déviation linéaire 46, D représente la distance 45 et Alpha représente la déviation angulaire 41. Selon le même principe, il est possible de déterminer une déviation 15 linéaire équivalente à l'angle « dot » correspondant à une graduation sur l'échelle angulaire présentée sur la figure 4. Autrement dit, il devient possible de représenter sur une échelle linéaire, une projection d'une déviation angulaire. Sur un tronçon linéaire, une graduation « dot » correspond à une déviation « RNP » et l'échelle reste identique tant que l'exigence RNP 20 n'évole pas. Sur un tronçon angulaire, l'échelle évolue en fonction de la distance 45. Plus l'aéronef 9 s'approche du point d'accroche 14, plus l'échelle se resserre. Selon l'invention, le procédé d'aide à la navigation comporte une étape de conversion d'une déviation angulaire en une déviation linéaire 25 équivalente, selon un principe similaire. Connaissant la déviation linéaire et la distance 45, par exemple au moyen des fonctions de localisation 1, de construction de la trajectoire cible 5 et 6, et de guidage 7 de l'aéronef 9, le procédé détermine une déviation angulaire équivalente au moyen de la relation mathématique (i) déjà décrite. Cette conversion permet par exemple 30 de projeter une déviation linéaire sur le tronçon linéaire de remise des gaz (ou Go Around selon l'expression anglo-saxonne) équivalente à une déviation angulaire déterminée sur le tronçon final angulaire. Il devient aussi possible de forcer un guidage en angulaire avant la capture du signal émis par la balise émettrice.

Ainsi, le procédé comporte une étape de conversion d'une déviation angulaire 41 en déviation linéaire équivalente 46, et inversement la conversion d'une déviation linéaire 46 en une déviation angulaire équivalente 41, respectant la relation mathématique suivante : Dey = D * tan (Alpha) dans laquelle Dev représente la déviation linéaire équivalente 46, D représente une distance 45 entre le point d'accroche 14 et la position recherchée 43 sur la trajectoire cible 10, et Alpha représente la déviation angulaire 41.

Avantageusement, le procédé d'aide à la navigation permet le suivi, tout au long de la phase d'approche, d'une performance de navigation, au moyen d'une déviation pouvant être représentée indépendamment sur une échelle linéaire ou angulaire. A titre d'exemple, il est possible d'assurer le suivi de performance en linéaire, pendant le dernier tronçon linéaire et pendant la transition vers le tronçon finale angulaire, au moyen d'une déviation linéaire équivalente déterminée par calcul à partir d'une déviation angulaire. Dans un deuxième temps, l'équipage peut décider de basculer vers un affichage des déviations en angulaire, après que les manoeuvres nécessaires lors de l'entrée dans le tronçon angulaire aient été réalisé. Selon le même principe, il est possible dans le cas d'une approche interrompue, de projeter une performance de navigation sur le tronçon linéaire de remise des gaz, par calcul à partir de la déviation angulaire mesurée. La figure 6 illustre des moyens de représentation graphique selon l'invention, dit monitoring unifié 50, permettant l'affichage d'une déviation de l'aéronef 9 tout au long d'une phase d'approche. Le monitoring unifié 50 comprend un axe de déviation latéral 51 et un axe de déviation vertical 52. Une déviation de l'aéronef 9 est représentée au moyen d'une déviation latérale 53 positionnée sur l'axe de déviation latéral 51 muni d'une échelle de graduation 55, et d'une déviation verticale 54 positionnée sur l'axe de déviation vertical 52 muni d'une échelle de graduation 56. Avantageusement, il est possible de choisir pour chacun des axes de déviations 51 et 52, entre une échelle de graduation linéaire (tel que représentée sur la figure 6) et une échelle de graduation angulaire (selon une 35 représentation graphique similaire à celle de la figure 4 déjà décrite). On pourra aussi envisager de représenter une échelle mixte, incluant pour chaque axe de déviation, une échelle linéaire et une échelle angulaire. Lorsqu'une échelle linéaire est sélectionnée, par exemple pour l'axe de déviation latérale 51, il est possible de représenter sur cet axe une déviation 5 angulaire de l'aéronef 9 (représenté par le losange sur la figure 6), préalablement convertie en une déviation linéaire équivalente par les moyens de calcul décrits précédemment. Il est aussi possible de sélectionner une échelle différente pour chacun des deux axes de déviation 51 et 52 ; par exemple l'échelle 55 de l'axe de déviation latérale 51 étant en linéaire et 10 l'échelle 56 de l'axe de déviation 52 en angulaire. Avantageusement, le monitoring unifié 50, comporte pour chacun des axes de déviation, latéral 51 et vertical 52, des moyens de sélection des échelles, 55 et 56, en linéaire, en angulaire ou mixte. La sélection peut être réalisée manuellement pour chacun des axes de déviation 51 et 52 par 15 l'équipage, ou peut être réalisée automatiquement au moyen de plusieurs critères dépendant des conditions de vol. Dans une mise en oeuvre privilégiée de l'invention, un premier critère prévoit de basculer d'un affichage linéaire à un affichage angulaire sur les deux axes, dès qu'un des deux axes bascule en angulaire. Un second critère 20 prévoit de basculer d'un affichage linéaire à un affichage angulaire lorsque la distance séparant l'aéronef 9 de la piste d'atterrissage 11 est inférieure à un seuil prédéterminé. Un troisième critère prévoit de basculer d'un affichage linéaire à un affichage angulaire dès que l'aéronef 9 recoit un signal de la balise émettrice. 25 Avantageusement, les graduations des échelles linéaires et angulaires des axes de déviation latéral 51 et vertical 52 correspondent à un niveau d'exigence de performance en navigation. Les graduations peuvent être adaptées à des niveaux d'exigences variables au cours du vol de l'aéronef 9, selon le même principe que décrit en figure 3 pour le suivi de performance de 30 navigation en linéaire. Ainsi, il est possible de sélectionner, par exemple pour les échelles linéaires, des graduations conformes à la normalisation en vigueur, en particulier les échelles RNP et V-RNP. Il devient possible d'assurer un suivi de la performance de navigation, par exemple de type « RNP 0,3 », tout au long d'une phase d'approche, sur un tronçon linéaire et 35 sur le tronçon final angulaire.

Ainsi, le procédé d'aide à la navigation comporte une étape de représentation graphique à destination de l'équipage, d'une déviation de l'aéronef, dont chacune des composantes, latérale et verticale, peut être représentée en linéaire ou en angulaire, sans discontinuité entre le tronçon linéaire et le tronçon angulaire. La figure 7 schématise la navigation d'un aéronef 9 lors d'une phase d'approche contenant une trajectoire curviligne. Une trajectoire cible 61 comprend une portion curviligne 62 entre le point d'accroche 14 et la position recherchée 63 de l'aéronef 9 sur la trajectoire cible 61. La position recherchée 63 correspondant à la projection orthogonale de l'aéronef 9 sur la trajectoire cible 61. La longueur du segment curviligne entre le point d'accroche 14 et la position recherchée 63 est repérée 64. La déviation linéaire est repérée 65. Il est possible de calculer à chaque instant le long cette trajectoire curviligne la distance 64 ainsi que la déviation linéaire 65, par exemple au moyen des fonctions de localisation 1, de construction de la trajectoire cible 5 et 6, et de guidage 7 de l'aéronef 9. A partir de ce calcul de la distance 64 et la déviation linéaire 65, il est possible de déterminer et d'afficher une déviation angulaire équivalente 66, à partir de la distance 64 et la déviation linéaire 65. Ainsi, le monitoring unifié 50 peut être appliqué dans le cas d'une approche contenant une portion curviligne, il devient possible de réaliser une approche angulaire et un suivi de la performance de navigation tout au long de la phase d'approche, sur des portions longiligne et sur des portions curvilignes.

Enfin, on pourra aussi envisager d'intégrer des conditions d'abandon du monitoring unifié 50 dans le cas ou la trajectoire présente des portions curvilignes dont le rayon de courbure est inférieur à une valeur seuil prédéterminée ; la précision de la projection linéaire devenant dans ces conditions trop faible.

La figure 8 schématise le principe de calcul d'une déviation anticipée DEVANT et d'une distribution statistique d'erreur associée ERRANT, représenté pour un aéronef 9 en phase d'approche sur un tronçon angulaire 13 convergeant vers un point d'accroche 14.

Sur la figure, l'aéronef 9 présente une déviation DEV_ACT par rapport à une trajectoire cible 10. La déviation DEV_ACT peut être exprimée et représentée indépendamment en angulaire ou en linéaire, au moyen des fonctions précédemment décrites.

Selon l'invention, le procédé d'aide à la navigation comporte des étapes de calcul d'une distribution statistique d'erreur ERR_ACT associée à la déviation DEV_ACT. Dans une mise en oeuvre privilégiée de l'invention, la distribution statistique d'erreur ERR_ACT est la somme de plusieurs sources d'erreurs, chacune étant prise en compte dans le calcul par une distribution statistique. La distribution statistique d'erreur ERR_ACT prend par exemple en compte les erreurs liées aux fonctions de localisation 1, de construction de la trajectoire cible 5 et 6, ou de guidage 7 de l'aéronef 9. Ainsi, le procédé détermine à chaque instant la déviation DEV_ACT et une distribution statistique d'erreur ERR_ACT.

Ainsi, il est possible de déterminer pour une exigence en précision prédéterminée EXI_PREC, une plage des déviations 70 respectant cette exigence de précision. Selon le même principe, il est possible de déterminer, pour une plage de déviation prédéterminé EXI_DEV, par exemple correspondant à une exigence de performance de navigation donnée, la probabilité de présence de l'aéronef 9 dans la plage de déviation EXI_DEV. Selon l'invention, le procédé d'aide à la navigation comporte une étape de calcul d'une déviation anticipée DEV_ANT, exprimée en linéaire ou en angulaire, projetée à un temps DT, caractéristique d'une durée de réaction de l'aéronef 9, et une distribution statistique d'erreur ERRANT associée à cette déviation anticipée DEV_ANT. Avantageusement, le procédé d'aide à la navigation comporte une étape de calcul du temps DT, basés sur : - un temps DTH, représentatif du temps de réaction humain, calculé au moyen de plusieurs paramètres variables au cours du vol, comprenant au moins un temps de prise de décision, un temps d'engagement et de vérification d'un mode de guidage, un temps de modification des choix des moyens de localisation ou un temps permettant de mettre l'avion en configuration aérodynamique plus stable, - un temps DTA, repésentatif de la manoeuvrabilité de l'appareil, calculé au 35 moyen de plusieurs paramètres variables au cours du vol, comprenant au moins un paramètre représentatif de la vitesse de l'avion, un paramètre représentatif de la manoeuvre en cours pour rallier la trajectoire cible ou un paramètre représentatif des autres procédés d'aide à la navigation en cours. Dans une mise en oeuvre privilégiée de l'invention, le temps DT est 5 égal au temps le plus long entre le temps de réaction humain DTH et le temps représentatif de la manoeuvrabilité de l'appareil DTA. Dans une mise en oeuvre alternative, le temps DT sera déterminé au moyen d'une somme des temps DTH et DTA, ou encore au moyen d'une somme quadratique des temps DTH et DTA. Selon l'invention, le procédé d'aide à la navigation détermine, pour ce temps DT et au moyen des fonctions connues de calcul de trajectoire, en particulier les fonctions 6 et 7, une déviation anticipée DEVANT. Plusieurs moyens de calcul peuvent être mis en oeuvre pour déterminer la distribution statistique d'erreur ERR_ANT asociée à la déviation anticipée DEVANT. 15 Dans une mise en oeuvre privilégiée de l'invention, la distribution statistique d'erreur ERR_ANT est la somme de plusieurs sources d'erreurs, chacune étant prise en compte dans le calcul par une distribution statistique. Avantageusement les sources d'erreurs prises en compte comprennent au moins les erreurs liées aux fonctions de localisation 1, de construction de la 20 trajectoire cible 5 et 6 ou de guidage 7 de l'aéronef 9. Un exemple de calcul de la distribution statistique d'erreur ERR_ANT, basé sur la performance attendue des fonctions de localisation 1 de construction de la trajectoire cible 5 et 6, et de guidage 7 de l'aéronef 9 est décrit ci-dessous. Dans cette mise en oeuvre privilégiée, on détermine pour 25 chacun des axes (longitudinal, latéral et vertical) l'erreur sous la forme d'une gaussienne de répartition. Les trois sources d'erreurs sont alors modélisés sous la forme de : - trois vecteurs des erreurs sur l'estimation du biais : - EB_Ioc : vecteur 3D du biais des fonctions de localisation 1 (en 30 longitudinal, latéral et vertical) - EB_traj : vecteur 3D du biais des fonctions de construction de la trajectoire cible 5 et 6 - EB_guid : vecteur 3D du biais des fonctions de guidage 7 de l'aéronef 9 - une matrice des erreurs sur l'estimation des dérives ED, incluant des termes croisés entre axes (matrice carrée 3 dimensions) - trois vecteurs d'écart-type des erreurs : - S_Ioc : vecteur 3D de l'écart type des erreurs sur les fonctions de localisation 1 - Straj : vecteur 3D de l'écart type des erreurs sur les fonctions de construction de la trajectoire cible 5 et 6 - S_guid : vecteur 3D de l'écart type des erreurs sur les fonctions de guidage 7 de l'aéronef 9 La distribution statistique d'erreur ERR_ANT exprimée comme un vecteur 3D d'erreur totale est alors déterminée par une fonction des erreurs unitaires ERR_ACT, EB_LOC, EB_traj, EB_guid, ED, S_loc, S_traj, S_Guid. On peut par exemple utiliser la relation suivante : ERR_ANT = ERR_ACT + EB_Ioc+EB_traj+EB_guid + ED*(DT DT DT)T + N*(Sioc+Straj+S_Guid) dans laquelle DT est le temps caractéristique précédemment défini, le vecteur (DT DT DT)T permettant d'obtenir par multplication avec la matrice ED, le vecteur 3D représentant les erreurs sur les dérives projetées au temps DT. N, exprimé généralement en sigma, représente la précision attendue sur l'erreur calculée. On peut également utiliser une relation du type : ERR_ANT = ERR_ACT+ SQRT(EB_Ioc2+EB_traj2+EB_guid2) + ED*(DT DT DT)T + N*(Sloc+Straj+S_Guid) dans laquelle SQRT correspond à la fonction racine carré des termes entre parenthèse ; cette dernière relation étant particulièrement adapté à des erreurs indépendantes. D'autres relations mathématiques sur ces variables sont encore possibles selon l'invention.

Ainsi, le procédé détermine à chaque instant, la déviation anticipée DEVANT et une distribution statistique d'erreur ERR_ANT. il est alors possible de déterminer pour une exigence en précision prédéterminée EXI PREC, une plage des déviations 71 respectant cette exigence de précision. Selon le même principe, il est possible de déterminer, pour une plage de déviation prédéterminé EXI_DEV, par exemple correspondant à une exigence de performance de navigation donnée, la probabilité de maintenir, avec la trajectoire actuelle, l'aéronef 9 dans la plage de déviation EXI_DEV au temps DT.

La figure 9 illustre des moyens de représentation graphique de la déviation actuelle DEV_ACT et anticipée DEV_ANT, et des distributions statistiques d'erreur qui leurs sont associées, respectivement ERR_ACT et ERR_ANT.

La déviation DEV_ACT de l'aéronef 9, est exprimée en linéaire par une composante latérale 81, représentée graphiquement sur un axe de déviation latéral 51 gradué au moyen d'une échelle linéaire 55, et par une composante verticale (non représenté). Comme décrit précédemment, la déviation DEV_ACT pourrait aussi être exprimée et représentée en angulaire, au moyen des fonctions de conversion décrites précédemment. La déviation anticipée DEV_ANT, projetée au temps DT, est exprimée par une composante latérale 82 représentée sur la même échelle que la déviation actuelle latérale 81. Selon l'invention, le procédé d'aide à la navigation comporte une étape de représentation graphique des distributions statistiques d'erreurs, actuelle ERR_ACT et anticipée ERR_ANT. Ainsi, pour chacune des déviations 81 et 82, est déterminé un intervalle d'erreur, respectivement 83 et 84, au moyen des distributions statistiques d'erreurs ERR_ACT et ERR_ANT et pour une exigence de précision prédéterminée EXI_PREC.

Le calcul et la représentation graphique d'une déviation anticipée DEV_ANT et d'une distribution statistique d'erreur associée ERR_ANT sont particulièrment avantageux dans la mesure où cela permet de donner à l'équipage une capacité à anticiper les trajectoires de l'aéronef 9. L'équipage a plus de temps pour réagir et décider des mesures correctrices à apporter.

Ces outils sont aussi particulièrement adaptés au monitoring unifié 50 précédemment décrit. En effet, il devient possible lors d'une transition d'un tronçon linéaire vers un tronçon angulaire final de maintenir tout au long de la transition un suivi de performance de navigation. Il permet à l'équipage d'anticiper la trajectoire de l'aéronef 9, et d'évaluer sans discontinuité, la probabilité de maintenir pendant la transition et sur le tronçon angulaire une performance de navigation conforme à une exigence donnée, et le cas échéant d'anticiper les manoeuvres nécessaires de l'appareil. La figure 10 représente un schéma de principe du procédé d'aide à 5 navigation selon un premier mode de réalisation de l'invention. Selon ce premier mode de réalisation, le procédé d'aide à la navigation comporte les trois étapes de calcul suivantes réalisées successivement : Calcul 101 du temps DT, caractéristique d'une durée de réaction de 10 l'aéronef 9, Calcul 102 d'une déviation anticipée DEV_ANT pour ce temps DT et d'une distribution statistique d'erreur associée ERR_ANT, Calcul 103 d'une probabilité PROB de dépasser une déviation cible prédéterminée EXI_DEV, par exemple correspondant à une exigence 15 de performance de navigation, au moyen de DEV_ANT et ERR_ANT. Avantageusement, une alerte 201 est transmise à l'équipage lorsque la probabilité est supérieure à un seuil prédéterminé ALERT, par exemple 95%, 99% ou 99,99%. 20 Avantageusement, le procédé d'aide à la navigation tel que décrit sur la figure 10, comporte une ou plusieurs conditions d'activation, comprenant au moins l'une des conditions suivantes : La distance restante à parcourir jusqu'au point d'accroche 14 est inférieur à une distance seuil prédéterminée, le point d'accroche 14 émet un signal réceptionné par 25 l'aéronef 9. De la même manière le procédé comporte une ou plusieurs conditions de désactivation, de manière à interrompre le calcul, par exemple dès que l'aéronef 9 atteint la piste d'atterrissage 11. Ainsi, le procédé d'aide à la navigation est activé et désactivé de manière automatique, une confirmation de son activation et désactivation par 30 l'équipage peut utilement être ajoutée. La figure 11 représente un schéma de principe du procédé d'aide à navigation selon un second mode de réalisation de l'invention. Selon ce second mode de réalisation, le procédé d'aide à la 35 navigation comprend une liste 100 de manoeuvres possibles de l'aéronef 9, et des moyens permettant d'évaluer l'intérêt de basculer sur une manoeuvre de la liste pour améliorer le suivi de la performance de navigation. Le principe du procédé d'aide à la navigation peut être décrit de la manière suivante : Dans une première phase, les calculs 101, 102 et 103 sont réalisés successivement pour déterminer une probabilité PROB de dépasser au temps DT une déviation cible prédéterminée EXI_DEV, au moyen de la déviation anticipée DEVANT et de la distribution statistique d'erreur associée ERRANT, c'est-à-dire avec la trajectoire actuelle de l'aéronef 9, Dans une seconde phase, les calculs 101, 102 et 103 sont réalisés successivement, de façon itérative pour chacune des manoeuvres possibles de la liste 100, de façon à déterminer successivement : o un temps DTi, caractéristique du temps de réaction de l'aéronef 9, dans l'hypothèse où l'équipage bascule sur la manoeuvre considérée, o une déviation anticipée DEV_ANTi et une distribution statisique d'erreur ERR_ANTi, déterminés pour le temps DTi et dans l'hypothèse où l'équipage bascule sur la manoeuvre considérée, o une probabilité PROBI de dépasser à un temps DTi, la déviation cible prédéterminée EXI_DEV, dans l'hypothèse où l'équipage bascule sur la manoeuvre considérée.

A partir de ce calcul, différentes interactions avec l'équipage peuvent être mises en place, pour lui permettre d'optimiser le suivi de la performance de navigation, par exemple en décidant de basculer sur l'une des manoeuvres de la liste 100. Ainsi, une première alerte 201 peut être transmise à l'équipage lorsque la probabilité PROB déterminée pour la trajectoire en cours est supérieure au seuil prédéterminé ALERT, par exemple 95%, 99% ou 99,99%. Une deuxième alerte 202 peut être transmise à l'équipage lorsque à l'issue du calcul, toutes les manoeuvres présentent une probabilité PROBi supérieure au seuil prédéterminé ALERT.

Avantageusement, le procédé d'aide à la navigation comporte des moyens 203 pour proposer à l'équipage de basculer vers une manoeuvre alternative de l'aéronef 9, qui présente une probabilité PROBi inférieure à la probabilité PROB calculée avec la trajectoire actuelle.

Avantageusement, les moyens 203 permettent de proposer à l'équipage de basculer vers une manoeuvre alternative de l'aéronef 9 présentant une probabilité PROBi inférieure au seuil prédéterminé ALERT. Avantageusement, les moyens 203 comprennent des moyens de sélection de la manoeuvre proposée à l'équipage, comprenant au moins l'un 10 des critères de sélection suivants : La première manoeuvre ayant fait l'objet du calcul de probabilité PROBi inférieur au seuil prédéterminé ALERT est proposée, la manoeuvre qui présente la probabilité PROBi la plus proche du seuil prédeterminé ALERT est proposée, la manoeuvre qui présente la probabilité PROBi la plus faible est proposée. 15 Avantageusement, la liste de manoeuvre 100 comprend au moins le basculement vers des fonctions de localisation 1 alternatives, le basculement vers des fonctions de construction de la trajectoire cible 5 et 6 alternatives, ou le basculement vers des fonctions de guidage 7 alternatives, incluant par exemple le basculement vers un mode de pilotage automatique. La liste de 20 manoeuvre 100 peut aussi inclure la transmission, automatique ou sur demande de l'équipage, de code d'alerte spécifique ou de messages numériques normés à destination d'autres aéronef et du contrôle aérien de l'aéroport d'arrivée ; cette transmission étant réalisée au moyen de divers dispositifs comme par exemple un transpondeur. 25 Avantageusement, le procédé d'aide à la navigation tel que décrit sur la figure 10, comporte une ou plusieurs conditions d'activation, comprenant au moins l'une des conditions suivantes : La distance restante à parcourir jusqu'au point d'accroche 14 est inférieure à une distance seuil 30 prédéterminée, le point d'accroche 14 émet un signal réceptionné par l'aéronef 9. De la même manière le procédé comporte une ou plusieurs conditions de désactivation, de manière à interrompre le calcul, par exemple dès que l'aéronef 9 atteint la piste d'atterrissage 11.

Ainsi, le procédé d'aide à la navigation est activé et désactivé de manière automatique, une confirmation de son activation et désactivation par l'équipage peut utilement être ajoutée.

Claims (9)

1. REVENDICATIONS1. Procédé d'aide à la navigation d'un aéronef comportant des étapes de calcul et d'affichage : - d'une déviation linéaire (15 ; 46), pour l'aéronef en phase d'approche vers un aéroport d'arrrivée sur un premier tronçon, dit tronçon linéaire (12); la déviation linéaire (15 ; 46) représentant une distance séparant une position estimée (16 ; 42) de l'aéronef et une position recherchée (17 ; 43) sur une trajectoire cible (10); la déviation linéaire (15 ; 46) pouvant être exprimée par une composante latérale (23 ; 53) et une composante verticale (24 ; 54), - d'une déviation angulaire (18, 41), pour l'aéronef en phase d'approche vers un aéroport d'arrrivée sur un second tronçon, dit tronçon angulaire (13); la déviation angulaire (18, 41) représentant un angle formé au niveau d'un point d'accroche (14) situé à proximité du seuil de piste d'atterrissage (11), entre la trajectoire cible (10) et une droite (D1) joignant le point d'accroche (14) à la position estimée (16 ; 42) de l'aéronef (9) ; la déviation angulaire (18, 41) pouvant être exprimée par une composante latérale (33) et une composante verticale (34), caractérisé en ce que le procédé comporte les étapes suivantes : - une conversion d'une déviation angulaire (41) en une déviation linéaire équivalente (46), ou inversement la conversion d'une déviation linéaire (46) en une déviation angulaire équivalente (41), - une représentation graphique à destination de l'équipage, d'une déviation de l'aéronef, dont chacune des composantes, latérale et verticale, peut être 25 représentée en linéaire (53, 54) ou en angulaire (33, 34), sans discontinuité entre le tronçon linéaire (12) et le tronçon angulaire (13).
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte une étape de conversion d'une déviation angulaire (41) en déviation linéaire 30 équivalente (46) ou inversement la conversion d'une déviation linéaire (46) en une déviation angulaire équivalente (41), respectant la relation mathématique suivante : Dev = D * tan (Alpha)dans laquelle Dev représente la déviation linéaire équivalente (46), D représente une distance (45) entre le point d'accroche (14) et la position recherchée (43) sur la trajectoire cible (10), et Alpha représente la déviation angulaire (41).
3. 3. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte une étape de représentation graphique, dit monitoring unifié (50), apte à afficher à destination de l'équipage une déviation de l'aéronef sur un axe de déviation latéral (51) et un axe de déviation vertical (52); chacune des déviations, latérale (53) et verticale (54), pouvant être représentée sur une échelle linéaire, une échelle angulaire ou une échelle mixte.
4. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'étape de représentation graphique comporte une étape de sélection des échelles (55 ; 56), en linéaire, en angulaire, ou mixte, pour chacun des axes de déviation, latéral (51) et vertical (52); la sélection pouvant être réalisée manuellement pour chacun des axes par l'équipage, ou pouvant être réalisées automatiquement en fonction des conditions de vol.
5. 5. Procédé selon l'une des revendications 3 à 4, caractérisé en ce que les échelles (55 ; 56), linéaire et angulaire, des axes de déviation latéral (51) et vertical (52), comprennent plusieurs graduations, représentants chacune un niveau d'exigence de performance en navigation ; les graduations étant aptes à s'adapter à des niveaux d'exigences variables au cours du vol de l'aéronef.
6. 6. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que les échelles (55 ; 56) linéaires des axes de déviation latéral (51) et vertical (52) sont conformes à la normalisation en vigueur (OACI PBN) pour les déviations linéaires; le procédé permettant de maintenir sur un tronçon final angulaire (13) une représentation linéaire conforme à la normalisation en vigueur (OACI PBN), de manière à optimiser le suivi de la performance de navigation tout au long de la phase d'approche.35
7. 7. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes : - un calcul d'une distribution statistique d'erreur (ERR_ACT) associée à une déviation (DEV_ACT) de l'aéronef (9), en linéaire ou angulaire, - un calcul et la représentation graphique, pour une exigence de précision prédéterminée (EXI PREC), d'un intervalle d'erreur (83) autour de la déviation (DEV_ACT).
8. 8. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en 10 ce qu'il comporte les étapes suivantes : - un calcul d'une déviation anticipée (DEV_ANT) de l'aéronef, en linéaire ou en angulaire, projetée à un temps DT, caractéristique d'une durée de réaction de l'aéronef (9), et une distribution statistique d'erreur anticipée (ERRANT), associée à cette déviation anticipée (DEV_ANT), 15 - un calcul et la représentation graphique, pour une exigence de précision prédéterminée (EXI_PREC), d'un intervalle d'erreur (84) autour de la déviation (DEV_ANT).
9. 9. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en 20 ce que, lors d'une phase d'approche présentant une trajectoire cible (61) comprenant au moins une portion curviligne (62), il comporte les étapes suivantes : - un calcul d'une position recherchée (63) de l'aéronef (9) sur la trajectoire cible (61) 25 - un calcul d'une distance de parcours (64) le long de la trajectoire cible (61), entre la position recherchée de l'aéronef (9) et le point d'accroche (14), - un calcul et une représentation graphique, d'une déviation angulaire équivalente (66), au moyen d'une déviation linéaire (65) et de la distance de parcours (64), permettant un suivi de la performance de navigation en 30 angulaire tout au long de la phase d'approche, sur des portions longilignes et des portions curvilignes.