FR3008818A1

FR3008818A1 - Dispositif et procede de prediction au sol de la precision, l'integrite et la disponibilite de la position d'un aeronef le long d'une trajectoire.

Info

Publication number: FR3008818A1
Application number: FR1357191A
Authority: FR
Inventors: Philippe Gmerek; Jean-Damien Perrie; Alain Guillet
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2013-07-22
Filing date: 2013-07-22
Publication date: 2015-01-23
Anticipated expiration: 2033-07-22
Also published as: US9377306B2; US20150219460A1; CN104331593A; CN104331593B; FR3008818B1

Abstract

- Dispositif et procédé de prédiction au sol de la précision, l'intégrité et la disponibilité de la position d'un aéronef le long d'une trajectoire. - Le dispositif de prédiction (1) comporte un élément de calcul (7) comprenant un modèle de performance et d'intégrité (8) conforme à un modèle embarqué sur un aéronef, ledit élément de calcul (7) déterminant des informations de précision, d'intégrité et de disponibilité concernant la position de l'aéronef le long d'une trajectoire de vol et/ou au sol, lesdites informations d'intégrité tenant compte d'une intégrité d'un système de positionnement par satellites et d'au moins une intégrité matérielle à bord de l'aéronef.

Description

La présente invention concerne un dispositif et un procédé de prédiction au sol de la précision, de l'intégrité et de la disponibilité de la position d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, le long d'une trajectoire.

On sait qu'un système de positionnement d'un avion de transport (au sol et en vol) repose, généralement, sur des signaux GPS/GNSS relatifs à des satellites de positionnement. La synchronisation des signaux est obtenue par des horloges atomiques à bord de chaque satellite. Le récepteur installé à bord de l'avion compare le décalage du signal reçu par rapport au signal généré localement dans le récepteur et mesure ainsi la distance du satellite. Ces mesures sont répétées sur tous les satellites visibles (c'est-à-dire sur tous les satellites pour lesquels un signal est capté sur l'avion) et permettent de calculer une position en continu. Chaque mesure de distance, quel que soit le système utilisé (constellation basse ou géostationnaire de satellites ou balise locale), place le récepteur (monté sur l'avion) sur une sphère centrée sur l'émetteur. En utilisant au moins trois émetteurs, ces sphères ont un seul point d'intersection. Ce principe simple se complique cependant. En effet : - l'horloge locale du récepteur est rarement de précision atomique. Seules les différences de temps sont donc précises, ce qui demande quatre balises ou satellites pour définir un point au lieu de trois (si on connaît l'altitude, trois balises suffisent) ; - le récepteur est mobile, et les mesures sont donc effectuées en des points différents ; et - les ondes radio d'émission des signaux présentent une vitesse légèrement variable selon les couches ionosphériques traversées. Le récepteur de signaux de positionnement intègre ces diverses erreurs, en utilisant des corrections et des mesures de divers satellites ou balises, et des techniques d'intégration et de filtrage comme des filtres de Kalman, pour obtenir le point le plus probable et sa précision estimée, sa vitesse ainsi que le temps universel.

Pour des applications ou procédures de précision, comme une procédure de type RNP (pour « Required Navigation Performance » en anglais) par exemple, demandant une sécurité absolue de la navigation de l'aéronef (procédures de navigation dans des couloirs restreints jusqu'à 0.1 NM), les signaux de navigation sont complétés par un signal dit d'«intégrité» qui permet d'éliminer toute mesure issue d'un émetteur en défaut temporaire ou prolongé. L'intégrité est une mesure de la confiance que l'utilisateur peut avoir dans la qualité des sorties du système (c'est-à-dire des informations fournies par le système).

On utilise, généralement, à bord des avions, des moyens de calcul de la position basés sur des hybridations entre des données GPS/GNSS et des données inertielles de type IRS (pour « Inertial Reference System » en anglais). L'hybridation GPIRS (« Global Positioning/Inertial Reference System » en anglais) consiste à amortir ou stabiliser les erreurs divergentes d'une centrale inertielle de navigation grâce à une mesure de positionnement issue de données GPS/GNSS. On sait que, dans le cadre du transport aérien, avant d'effectuer des opérations aériennes en phase de décollage, d'approche, d'atterrissage, ..., conformes à la réglementation en vigueur, notamment des opérations de type RNP, il est demandé aux compagnies aériennes de procéder à une prédiction au sol de la disponibilité de la position hybride et de l'intégrité associée, dans la zone et l'instant prévus d'atterrissage de l'aéronef. De façon usuelle, un algorithme du filtre de Kalman GPIRS d'une centrale inertielle est modélisé dans un logiciel de prédiction au sol. Ce logiciel de prédiction au sol permet alors de faire une prédiction, avant le départ de l'aéronef, de la précision, la disponibilité et l'intégrité de la position avion calculée par le filtre de Kalman GPIRS, au(x) point(s) et aux instant(s) donné(s). Toutefois, les outils usuels de prédiction de la précision, de l'intégrité et de la disponibilité de la position avion (GPS/GNSS ou GPIRS) présentent différentes limitations, en particulier aucun outil de prédiction au sol ne couvre la surveillance de l'intégrité matérielle bord dans le calcul de l'intégrité totale de la position. La présente invention concerne un dispositif de prédiction au sol de la précision, l'intégrité et la disponibilité de la position d'un aéronef le long d'une trajectoire, qui permet de remédier à cet inconvénient. A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif de prédiction est remarquable en ce qu'il comporte au moins : - une unité de génération de trajectoire pour fournir une trajectoire de l'aéronef comprenant au moins l'un des éléments suivants : une trajectoire de vol et une trajectoire au sol ; - une unité centrale comprenant au moins : - un premier élément de calcul comportant un modèle de l'aéronef et déterminant une dynamique de l'aéronef sur la trajectoire ; et - un second élément de calcul comprenant un modèle de performance et d'intégrité conforme aux systèmes et algorithmes embarqués sur un aéronef, ledit second élément de calcul déterminant à l'aide de la dynamique de l'aéronef des informations de précision, d'intégrité et de disponibilité concernant la position de l'aéronef le long de la trajectoire, lesdites informations d'intégrité tenant compte d'une intégrité d'un système de positionnement par satellites utilisé par l'aéronef et d'au moins une intégrité matérielle à bord de l'aéronef le long de la trajectoire ; et - une unité pour présenter lesdites informations de précision, d'intégrité et de disponibilité à un utilisateur.

Ainsi, grâce à l'invention, on obtient un dispositif de prédiction au sol de la précision, l'intégrité et la disponibilité de la position d'un aéronef, qui prend en compte l'intégrité d'une partie matérielle embarquée, ce qui permet d'obtenir un dispositif de prédiction présentant une couverture complète. De plus, comme l'unité centrale du dispositif de prédiction contient un modèle de performance et d'intégrité qui est conforme à un modèle embarqué sur un aéronef, on obtient une prédiction particulièrement précise et conforme à ce que va connaître l'aéronef au cours du vol. Avantageusement, ladite unité de génération de trajectoire comporte au moins l'un des éléments suivants, pour fournir une trajectoire de l'aéronef : - une base de données contenant la trajectoire ; et - une unité de calcul pour déterminer la trajectoire. Par ailleurs, avantageusement, ledit dispositif de prédiction peut comporter, de plus, au moins certains des éléments suivants : - au moins une base de données du terrain ; - au moins une base de données auxiliaire contenant des informations concernant des satellites d'un système de positionnement par satellites ; - une interface extérieure ; et - un moyen de comparaison à un seuil d'un rayon global de protection illustrant l'intégrité calculée, et un moyen de déclenchement d'une alarme en cas de dépassement dudit seuil par ledit rayon global de protection. En outre, ledit dispositif de prédiction peut comprendre au moins certaines des caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - ledit second élément de calcul de l'unité centrale comprend un modèle de masquage de satellites, et détermine et fournit une indication sur les satellites visibles le long de la trajectoire, à l'aide d'informations de terrain et d'informations concernant des satellites d'un système de positionnement par satellites ; et - ledit premier élément de calcul de l'unité centrale comprend un modèle environnemental. La présente invention concerne également un procédé de prédiction au sol de la précision, de l'intégrité et de la disponibilité de la position d'un aéronef le long d'une trajectoire. Selon l'invention, ledit procédé de prédiction comprend au moins des étapes consistant : a) à recevoir la trajectoire de l'aéronef comprenant au moins l'un des éléments suivants : une trajectoire de vol et une trajectoire au sol ; b) à déterminer la dynamique de l'aéronef sur la trajectoire ; c) à calculer, à l'aide d'un modèle de performance et d'intégrité conforme à un modèle embarqué sur un aéronef, en prenant en compte la dynamique de l'aéronef, des informations de précision, d'intégrité et de disponibilité concernant la position de l'aéronef le long de la trajectoire, lesdites informations d'intégrité tenant compte d'une intégrité d'un système de positionnement par satellites utilisé par l'aéronef et d'au moins une intégrité matérielle à bord de l'aéronef le long de la trajectoire ; et d) à présenter lesdites informations de précision, d'intégrité et de disponibilité à un utilisateur. Dans un mode de réalisation préféré, une prédiction de la position de l'aéronef et de rayons de protection de la position, illustrant l'intégrité, est calculée à l'aide des expressions suivantes : X (k +1) = F[Xm(k), X (k)] Xm(k) = G[E(U(k)),M(U(k))] dans lesquelles : - k est une itération ; - X est la position de l'aéronef ; - U représente un vecteur d'état utilisé à l'instant courant en entrée du calcul de prédiction, couvrant l'état dynamique de l'aéronef et son environnement ; - G représente une fonction de modélisation d'un masquage M et d'erreurs de capteurs E, utilisés en entrée de la prédiction de la position et des rayons de protection ; et - F représente un traitement itératif de calcul de prédiction de la position de l'aéronef et des rayons de protection de la position. En outre, ledit procédé de prédiction peut comprendre au moins certaines des caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - une étape de comparaison à un seuil d'un rayon global de protection illustrant l'intégrité calculée, et une étape de déclenchement d'une alarme en cas de dépassement dudit seuil par ledit rayon global de protection ; - le rayon global de protection illustrant l'intégrité est calculé comme le maximum au moins des rayons suivants : - un rayon de protection intégrant des pannes de signal dans l'espace ; - un rayon de protection intégrant une panne matérielle d'un calculateur de position ; et - un rayon de protection intégrant une panne matérielle d'un récepteur de signal satellitaire ; - une étape pour déterminer et fournir une indication sur les satellites visibles le long de la trajectoire, à l'aide d'informations de terrain et d'informations sur des satellites d'un système de positionnement par satellites, ainsi que d'un modèle de masquage de satellites ; - une estimée de l'erreur de guidage est ajoutée à une erreur de navigation de la position estimée. En outre, avantageusement, au moins l'une des informations par défaut suivantes est prévue, en cas de problème de génération des informations effectives correspondantes : - un angle de marquage par défaut ; et - une trajectoire par défaut. 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 de prédiction qui illustre un mode de réalisation de l'invention.

Le dispositif 1 représenté schématiquement sur l'unique figure et permettant d'illustrer l'invention, est un dispositif de prédiction automatique au sol, c'est-à-dire avant un vol, de la précision, de l'intégrité et de la disponibilité de la position d'un aéronef le long d'une trajectoire, en particulier d'un avion de transport.

Selon l'invention, ce dispositif de prédiction 1 comporte : - une unité 2 de génération de trajectoire pour fournir une trajectoire de l'aéronef comprenant une trajectoire de vol et /ou une trajectoire au sol (destinée à être suivie par l'aéronef) ; - une unité centrale 3 qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 4 à ladite unité 2 et qui comprend au moins : - un élément de calcul 5 comportant un modèle 6 usuel de l'aéronef et déterminant, à l'aide de ce modèle 6, la dynamique de l'aéronef sur la trajectoire ; et - un élément de calcul 7 comprenant un modèle 8 de performance et d'intégrité qui est similaire et conforme à un modèle usuel embarqué sur l'aéronef. Cet élément de calcul 7 détermine, à l'aide de la dynamique de l'aéronef et dudit modèle 8, des informations de précision, d'intégrité et de disponibilité. Les informations d'intégrité tiennent compte, à la fois, d'une intégrité d'un système de positionnement par satellites utilisé et d'au moins une intégrité matérielle à bord de l'aéronef le long de la trajectoire. Cet élément de calcul 7 vérifie le respect de la performance requise par la procédure envisagée pour l'aéronef (par exemple une procédure de type RNP) ; et - une unité 9 pour présenter lesdites informations de précision et d'intégrité à un utilisateur. De préférence, ladite unité 9 comprend une unité d'affichage 10 qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 11 à l'unité centrale 3 et qui est configurée pour présenter ces informations sur un écran de visualisation 12. L'unité 9 peut également correspondre à tout autre moyen usuel permettant de présenter lesdites informations. Par ailleurs, ladite unité de génération de trajectoire 2 comporte au moins l'un des éléments suivants, pour fournir une trajectoire de l'aéronef, comme précisé ci-après : - une base de données 13 contenant la trajectoire ; et - une unité de calcul 14 pour déterminer la trajectoire. En outre, ledit dispositif de prédiction 1 comporte, de plus : - au moins une base de données du terrain 15 (par exemple de type NDB (pour « Navigation DataBase » en anglais) ou de type AMDB (pour « Aerodrome Mapping DataBase » en anglais), comme précisé ci-dessous) qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 16 à l'unité centrale 3 ; - au moins une base de données auxiliaire 17 qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 18 à l'unité centrale 3 et qui contient des informations concernant des satellites d'un système de positionnement par satellites ; et - une interface extérieure 19 qui est également reliée par l'intermédiaire d'une liaison 20 à l'unité centrale 3 et qui est destinée à un utilisateur.

Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif de prédiction 1 comporte de plus : - un moyen de comparaison 21 qui est, par exemple, intégré dans l'unité centrale 3 et qui compare un rayon global de protection (illustrant l'intégrité) à un seuil ; et - un moyen 22 de déclenchement d'une alarme qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 23 à l'unité centrale 3 (et audit moyen de comparaison 21) et qui est configuré pour déclencher une alarme usuelle, de type visuel et/ou de type sonore, en cas de dépassement dudit seuil par ledit rayon global de protection.

En outre, dans un mode de réalisation particulier : - ledit élément de calcul 8 de l'unité centrale 3 comprend également un modèle 23 de masquage de satellites et il est configuré pour déterminer et fournir une indication sur les satellites visibles le long de la trajectoire, à l'aide d'informations de terrain (reçues de la base de données du terrain 15) et d'informations concernant des satellites d'un système de positionnement par satellites (reçues de la base de données auxiliaire 17) ; et - ledit élément de calcul 5 de l'unité centrale 3 comprend un modèle environnemental 24 (gradient de vent, température et/ou pression, masse et/ou centrage,...).

Le dispositif 1 est donc un outil de prédiction au sol de la précision et de l'intégrité de la position d'un aéronef incluant l'intégrité d'une partie matérielle à bord, la prédiction tenant compte d'informations relatives à la trajectoire fournie par un utilisateur (incluant si besoin les phases au sol) et du masquage terrain associé. Une trajectoire est caractérisée par un ensemble de courbes et de segments droits mis bout à bout de façon continue, pour former une ligne continue sur laquelle l'aéronef asservit son guidage. En fonction des courbes (rayon de courbure plus ou moins important, nombre de segments courbes, nombre de changements de cap, intensité de la mise en roulis), l'estimation des erreurs des calculateurs de position varie et doit être prise en compte pour calculer un rayon de protection incluant non seulement l'état de la constellation de satellites, mais également d'une partie matérielle embarquée. Tout le long d'une trajectoire comprenant un roulage, un décollage, un atterrissage, une phase de croisière, une approche, une approche avortée (« Missed Approach » en anglais),... et en particulier lors de phases RNP, le dispositif 1 de prédiction incluant la partie matérielle embarquée, permet donc à un utilisateur d'anticiper sa capacité ou non à réaliser l'opération envisagée en prenant en compte : - des paramètres extérieurs à l'aéronef : - calcul du rayon de protection (ou rayon d'intégrité) intégrant des pannes de signal GPS/GNSS dans l'espace, de type HILsis (pour « Horizontal Integrity Limit : Signal In Space » en anglais) ; - prise en compte du terrain en fonction de la position de l'aéronef et calcul du masquage du terrain en temps réel ; - prise en compte d'une trajectoire réelle ; - prise en compte de l'attitude de l'aéronef (roulis en particulier) ; - prise en compte de l'état de la constellation de satellites du système GPS sur cette trajectoire réelle ; - prise en compte de l'altitude de l'aéronef ; - prise en compte de la distinction des phases au sol et en vol ; et - des paramètres de bord : estimation des erreurs des calculateurs de positionnement de l'aéronef et calcul du rayon de protection (ou rayon d'intégrité matériel), de type HILHAN (pour « Horizontal Integrity Limit : HardWare on-board » en anglais). Les paramètres utiles à la prédiction sont entrés dans le dispositif de prédiction 1 par un utilisateur via l'interface extérieure 19, à savoir une interface homme/machine dédiée ou une interface web (architecture client/serveur). Par ailleurs, une base de données de navigation 13, par exemple de type « NDB » (pour« Navigation DataBase » en anglais), contient toutes les informations nécessaires à l'élaboration d'un plan de vol, et notamment : - les voies aériennes ; - les points de route (« waypoints » en anglais) ; - les aéroports ; - les pistes ; et - les données radio de navigation.

Ces informations sont définies via le standard ARINC 424. Cette base de données 13 est mise à jour régulièrement (généralement 28 jours en aviation civile), le plus souvent au sol avant le vol. Le plan de vol est ainsi constitué d'une suite de points dont la structure est définie par des normes standard, telles que ARINC 424.

Par conséquent, on dispose d'une base de données 13 de trajectoires sol et vol, déjà construites. L'unité 2 peut également disposer d'un calculateur de trajectoire 14 pour calculer la trajectoire à partir d'un plan de vol entré par l'utilisateur (pilote ou compagnie). Ce calculateur de trajectoire 14 peut être un calculateur dédié ou un système de gestion de vol usuel, de type FMS (« Flight Management System » en anglais), apte à calculer la trajectoire à suivre sur l'aéronef. Un calcul de trajectoire(s) en surface est également possible, sur la base d'informations contenues, par exemple, dans des bases de données aéroportuaires de type AMDB (pour « Aerodrome Mapping DataBase » en anglais).

Ces trajectoires, dont chaque point est connu (par exemple un point par seconde), permettent au dispositif de prédiction 1 de connaître : - les points de passage de l'aéronef : date/heure, latitude, longitude, altitude, attitude, vitesses, vélocités, cap, accélérations,... ; - les rayons de courbure de la trajectoire pour les segments courbes ; - les longueurs des segments droits ; et - l'excitation des senseurs inertiels intervenant dans l'estimation de la précision et de l'intégrité de la position de l'aéronef et donc dans l'estimation des biais et erreurs introduits lors du roulage, décollage, atterrissage, croisière, approche, approche avortée,... Dans un mode de réalisation préféré, une prédiction de la position de l'aéronef et de rayons de protection de la position, illustrant l'intégrité, est calculée dans le dispositif de prédiction 1, à l'aide des expressions suivantes : X (k +1) = F[Xm(k), X (k)] Xm(k) = G[E(U(k)),M (U (k))] dans lesquelles : - k est une itération ; - X est la position de l'aéronef ; - U représente un vecteur d'état utilisé à l'instant courant en entrée du calcul de prédiction, couvrant l'état dynamique de l'aéronef et son environnement ; - G représente une fonction de modélisation d'un masquage M et d'erreurs de capteurs E (GPS, inertie,...), utilisés en entrée de la prédiction de la position et des rayons de protection HW (pour l'intégrité matérielle) et SIS (pour l'intégrité du signal dans l'espace) ; et - F représente un traitement itératif de calcul de prédiction de la position de l'aéronef et des rayons de protection HW et SIS de la position. Pour être représentatif du comportement réel de l'aéronef et de la disponibilité de la fonction de navigation à bord de l'aéronef, l'algorithme de traitement des pannes satellites et donc de la partie du signal dans l'espace (SIS) du dispositif de prédiction 1 est une image d'un l'algorithme de calcul d'intégrité usuel présent dans les équipements embarqués calculant la position de l'aéronef. Ainsi, le dispositif de prédiction 1 réalise une analyse en avance de phase de la disponibilité de la fonction pour l'opération ou les opérations à venir. Le dispositif de prédiction 1 est capable de calculer une protection contre les pannes du signal dans l'espace (pannes de satellites) avec un niveau de protection de 10-7. Un niveau de protection de 10-7 signifie que la probabilité pour que le point (GPIRS) estimé soit en dehors du rayon de protection d'intégrité est plus petite que 10-7. La protection associée est appelée « Horizontal Integrity Limit » (HIL) et prend en compte l'effet d'une panne de satellite avant que le satellite ne soit exclu par la fonction de détection et d'exclusion. Cette protection par rapport aux pannes de satellites est incluse dans le calcul du rayon de protection d'intégrité global, comme précisé ci-dessous. Grâce à la connaissance de la trajectoire et de ses caractéristiques principales, le dispositif de prédiction 1 permet donc d'améliorer la connaissance du comportement des senseurs inertiels intervenant dans l'estimation du calcul de la précision et de l'intégrité de la position. L'algorithme permet également de traiter l'intégrité matérielle (calculateur de position, récepteur GPS/GNSS,...). Cet algorithme, exacte image de l'algorithme bord, intègre la capacité de prédire le calcul de l'intégrité matérielle bord HILHAN le long de la trajectoire. Le dispositif de prédiction 1 peut prendre en compte plusieurs valeurs d'intégrité en fonction du nombre de calculateurs intervenant dans l'estimation de cette intégrité matérielle (HILHNvi pour le calculateur de position, HILHNv2 pour le récepteur GPS/GNSS). L'utilisateur du dispositif de prédiction 1 peut donc savoir si l'aéronef restera ou non dans la limite d'alarme à respecter (de type NSE pour (« Navigation System Error » en anglais)), pour réaliser l'opération. Cette limite d'alarme correspond au seuil maximal autorisé, utilisé par le moyen de comparaison 21, prenant en compte la partie signal dans l'espace et la partie matérielle bord.

On notera que, avant l'exclusion d'une redondance matérielle (comme avant l'exclusion d'une panne de satellite GPS/GNSS), le rayon de protection d'intégrité augmente pour prendre en compte l'effet de la panne. Une fois l'exclusion réalisée, l'effet de la panne est toujours intégré et le rayon est toujours plus grand que s'il n'y avait pas eu de panne. Le rayon global de protection (HIL global) illustrant l'intégrité est calculé comme le maximum au moins des rayons suivants : - un rayon de protection HILsis intégrant des pannes de signal dans l'espace ; - un rayon de protection HILHANi intégrant une panne matérielle d'un calculateur de position ; et - un rayon de protection HILHAN2 intégrant une panne matérielle d'un récepteur de signal satellitaire. Si le moyen de comparaison 21 détecte que HIL global > NSE, une alarme est émise par l'unité 22 et l'utilisateur est informé que la procédure ne peut pas être réalisée. Par ailleurs, le calcul du masquage dû au terrain et à des obstacles (typiquement au sens des normes DO-272 et DO-276) peut être réalisé sur la base d'informations disponibles dans des bases de données de terrain et d'obstacles, de type TODB (pour « Terrain and Obstacle DataBase » en anglais). Ce calcul du masquage, mis en oeuvre par l'élément de calcul 7, peut être réalisé tout le long de la trajectoire sur chaque point défini. Le masquage dépend également de l'altitude et de l'attitude de l'aéronef sur la trajectoire, en particulier le roulis. Il est donc nécessaire de caractériser par un modèle d'aéronef le comportement de l'aéronef sur la trajectoire. Le résultat peut être représenté sur un affichage usuel de trajectoire, sur lequel on met en évidence : - des parties de trajectoire (représentées par exemple en rouge), pour lesquelles l'alarme limite est dépassée par le rayon d'intégrité (SIS + H/W) ; et - des parties de trajectoire (représentées par exemple en vert), pour lesquelles la disponibilité de la fonction est bonne.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif de prédiction 1 prend en compte un angle de masquage par défaut, par exemple 5°, sur chaque point de la trajectoire. Si la base de données du terrain 15 n'est pas disponible sur une trajectoire donnée, un angle de masquage par défaut peut être appliqué en chaque point de la trajectoire considérée. La disponibilité est alors légèrement réduite puisque le masquage par défaut est une valeur conservative excluant potentiellement des satellites, alors que ces derniers ont été pris en compte dans la prédiction avec la base de données du terrain 15.

Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif de prédiction 1 prend également en compte une trajectoire par défaut, basée sur la norme DO 229. Si une trajectoire n'est pas définie ou s'il est impossible de charger une trajectoire, il est possible de définir une trajectoire par défaut sur laquelle on applique un angle de masquage par défaut. Cette méthode de repli a pour avantage d'introduire des mouvements de l'aéronef sur une procédure avec un premier virage puis un demi-tour, introduisant ainsi des biais conservatifs sur les centrales de navigation, et de permettre aux algorithmes de gestion des pannes matérielles d'avoir en entrée des incréments inertiels à coupler aux données GPS/GNSS.

Par ailleurs, dans un autre mode de réalisation particulier, ledit dispositif de prédiction 1 prend également en compte une erreur de guidage. Afin de déterminer de façon plus précise la tenue d'un couloir de précision pour une procédure RNP d'approche, on peut estimer localement le gradient de vent ou une variation de température/pression ou encore de masse et de centrage de l'aéronef le long de la trajectoire d'approche. On a ainsi accès à une estimée de l'erreur de guidage que l'on ajoute (en somme quadratique) à l'erreur de navigation de la position estimée. On sait alors estimer de nouveau la tenue des objectifs de précision et d'intégrité en fonction des paramètres de l'environnement (vent, température, pression,...) ou d'autres paramètres, comme la masse ou le centrage.

Le dispositif de prédiction 1 présente les caractéristiques et avantages suivants : - il permet à un utilisateur de désélectionner un ou plusieurs satellites en panne ayant fait l'objet d'une communication. Les prédictions sont alors calculées sans ce ou ces satellites ; - il est capable de calculer une protection contre des pannes du signal dans l'espace (pannes de satellites) avec un niveau de protection de 10-7. La protection associée prend en compte l'effet d'une panne satellite avant que le satellite ne soit exclu par la fonction de détection et d'exclusion. Le dispositif de prédiction 1 emploie un algorithme de surveillance de l'intégrité GPS/GNSS identique à celui utilisé par un système aéroporté. Le dispositif de prédiction 1 contient également un algorithme qui couvre l'aspect matériel bord sur le calcul de la position. Il est capable de calculer une protection d'intégrité bord matérielle avec un niveau de protection approprié ; - il permet ainsi de calculer un rayon de protection d'intégrité incluant des pannes matérielles et des pannes satellites, puis de le comparer à une limite fixée par un utilisateur, par exemple une limite fonction d'un couloir de type RNP à voler sur une trajectoire ; - grâce à une base de données ou un moyen spécifique contenant toutes les caractéristiques de trajectoires publiées dans le monde (unité 2), il peut couvrir la prédiction sur toute la trajectoire, et non pas en un seul point ou en quelques points seulement. La trajectoire est au moins définie par un grand nombre de points (pouvant aller jusqu'à un ou plusieurs points/seconde), dont on connaît la latitude, la longitude, l'altitude et potentiellement la vitesse à respecter. La trajectoire est également définie par des segments courbes, (dont on connaît le rayon de courbure et la longueur) et des segments droits ; - il permet notamment de distinguer les phases au sol et phases de vol dans son calcul de la précision et de l'intégrité de la position calculée ; et - il permet de calculer, en tout point de la trajectoire, un masque en fonction du terrain et des obstacles environnants, grâce à une base de données 15 du terrain et des obstacles. L'angle de masquage est mis à jour en chaque point de la trajectoire pour optimiser la prédiction des signaux GPS/GNSS. L'angle de masquage dépendant également de l'altitude et de l'attitude de l'aéronef, le dispositif de prédiction 1 prend en compte l'altitude et l'attitude (en particulier le roulis) de l'aéronef sur la trajectoire.

Claims

REVENDICATIONS1. Dispositif de prédiction au sol de la précision, l'intégrité et la disponibilité de la position d'un aéronef le long d'une trajectoire, caractérisé ce qu'il comporte au moins : - une unité de génération de trajectoire (2) pour fournir une trajectoire de l'aéronef comprenant au moins l'un des éléments suivants : une trajectoire de vol et une trajectoire au sol ; - une unité centrale (3) comprenant au moins : - un premier élément de calcul (5) comportant un modèle (6) de l'aéronef et déterminant une dynamique de l'aéronef sur la trajectoire ; et - un second élément de calcul (7) comprenant un modèle de performance et d'intégrité (8) conforme aux systèmes et algorithmes embarqués sur un aéronef, ledit second élément de calcul (7) déterminant à l'aide de la dynamique de l'aéronef des informations de précision, d'intégrité et de disponibilité concernant la position de l'aéronef le long de la trajectoire, lesdites informations d'intégrité tenant compte d'une intégrité d'un système de positionnement par satellites utilisé par l'aéronef et d'au moins une intégrité matérielle à bord de l'aéronef le long de la trajectoire ; et - une unité (9) pour présenter lesdites informations de précision, d'intégrité et de disponibilité à un utilisateur.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite unité de génération de trajectoire (2) comporte au moins l'un des éléments suivants, pour fournir une trajectoire de l'aéronef : - une base de données (13) contenant la trajectoire ; et - une unité de calcul (14) pour déterminer la trajectoire.
3. Dispositif selon l'une des revendications 1 et 2,caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, au moins une base de données du terrain (15).
4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que qu'il comporte, de plus, au moins une base de données auxiliaire (17) contenant des informations concernant des satellites d'un système de positionnement par satellites.
5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, une interface extérieure (19).
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un moyen (21) de comparaison à un seuil d'un rayon global de protection illustrant l'intégrité calculée, et un moyen (22) de déclenchement d'une alarme en cas de dépassement dudit seuil par ledit rayon global de protection.
7. Procédé de prédiction au sol de la précision, l'intégrité et la disponibilité de la position d'un aéronef le long d'une trajectoire, caractérisé ce qu'il comprend au moins des étapes consistant : a) à recevoir la trajectoire de l'aéronef comprenant au moins l'un des éléments suivants : une trajectoire de vol et une trajectoire au sol ; b) à déterminer la dynamique de l'aéronef sur la trajectoire reçue ; c) à calculer, à l'aide d'un modèle de performance et d'intégrité (8) conforme aux systèmes et algorithmes embarqués sur un aéronef, en prenant en compte la dynamique de l'aéronef, des informations de précision, d'intégrité et de disponibilité concernant la position de l'aéronef le long de la trajectoire, lesdites informations d'intégrité tenant compte d'une intégrité d'un système de positionnement par satellites utilisé par l'aéronef et d'au moins une intégrité matérielle à bord de l'aéronef le long de la trajectoire ; et d) à présenter lesdites informations de précision, d'intégrité et de disponibilité à un utilisateur.
8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé ce qu'une prédiction de la position de l'aéronef et de rayons de protection de la position, illustrant l'intégrité, est calculée à l'aide des expressions suivantes : X (k +1) = F[Xm(k), X (k)]Xm(k) = G[E(U(k)),M(U(k))] dans lesquelles : - k est une itération ; - X est la position de l'aéronef ; - U représente un vecteur d'état utilisé à l'instant courant en entrée du calcul de prédiction, couvrant l'état dynamique de l'aéronef et son environnement ; - G représente une fonction de modélisation d'un masquage M et d'erreurs de capteurs E, utilisés en entrée de la prédiction de la position et des rayons de protection ; et - F représente un traitement itératif de calcul de prédiction de la position de l'aéronef et des rayons de protection de la position.
9. Procédé selon l'une des revendications 7 et 8, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, une étape de comparaison à un seuil d'un rayon global de protection illustrant l'intégrité calculée, et une étape 15 de déclenchement d'une alarme en cas de dépassement dudit seuil par ledit rayon global de protection.
10. Procédé selon l'une des revendications 7 à 9, caractérisé en ce qu'un rayon global de protection illustrant l'intégrité est calculé comme le maximum au moins des rayons suivants : 20 - un rayon de protection intégrant des pannes de signal dans l'espace ; - un rayon de protection intégrant une panne matérielle d'un calculateur de position ; et - un rayon de protection intégrant une panne matérielle d'un récepteur de signal satellitaire. 25
11. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte une étape pour déterminer et fournir une indication sur les satellites visibles le long de la trajectoire, à l'aide d'informations de terrain et d'informations sur des satellites d'un système de positionnement par satellites, ainsi que d'un modèle (25) de masquage de 30 satellites.
12. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 11, caractérisé en ce qu'une estimée de l'erreur de guidage est ajoutée à une erreur de navigation de la position estimée.
13. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 12, caractérisé en ce qu'au moins l'une des informations par défaut suivantes est prévue, en cas de problème de génération des informations effectives correspondantes : - un angle de marquage par défaut ; et - une trajectoire par défaut.