FR3016449A1 - Procede de guidage d'atterrisage d'un aeronef, programme d'ordinateur et dispositif associes - Google Patents

Abstract

Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) comprenant les étapes de : - détermination d'une vitesse sol (Vsol1_n) de l'aéronef ; - détermination mise en oeuvre par ordinateur d'au moins une instruction de guidage d'atterrissage en fonction d'au moins ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef ; ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte en outre : - une étape d'estimation de la vitesse verticale (vz_n) de l'aéronef ; - lors du guidage le long d'un faisceau de descente décrivant un angle donné de descente, une étape de limitation de ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef en fonction de la vitesse verticale estimée ; l'instruction de guidage étant déterminée en fonction de ladite vitesse sol limitée.

Description

Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef, programme d'ordinateur et dispositif associés La présente invention concerne un procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef comprenant les étapes de : détermination d'une vitesse sol de l'aéronef ; détermination mise en oeuvre par ordinateur d'au moins une instruction de guidage d'atterrissage en fonction d'au moins ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef. Les fonctions de guidage d'atterrissage apportent une aide au pilote d'un aéronef pour atterrir dans des conditions de visibilité réduites telles que les références visuelles ne sont pas suffisantes pour faire un atterrissage manuel classique. Elles comportent notamment une fonction d'atterrissage automatique qui pilote automatiquement l'aéronef en fonction des instructions de guidage déterminées et/ou une fonction d'affichage sur un réticule de guidage indiquant au pilote une instruction lui permettant de piloter manuellement son aéronef avec peu de références visuelles extérieures.

Seuls deux types de capteurs délivrent la vitesse sol (Vsol) d'un aéronef au cours du vol, notamment dans la phase de guidage d'atterrissage : les centrales à inertie et les récepteurs de navigation par satellite. Les algorithmes qui calculent les instructions de guidage utilisent généralement cette vitesse de l'aéronef par rapport au sol, ce qui rend l'utilisation de cette donnée critique. En effet, la perte de cette vitesse Vsol ou une erreur non détectée de cette vitesse Vsol peut amener à guider l'aéronef en dehors du domaine dans lequel il doit atterrir, ce qui peut être fatal pour l'aéronef. Il est donc nécessaire de sécuriser cette donnée de vitesse sol en confirmant sa justesse ou la présence d'une erreur. Il est connu de sécuriser la vitesse au sol au travers de la comparaison des mesures Vsol fournies par au moins deux centrales à inertie indépendantes embarquées dans l'aéronef. Cette solution est néanmoins coûteuse car elle nécessite l'installation d'au moins deux centrales à inertie. Pour rappel, une centrale à inertie, dite encore IRS (en anglais « Inertial Reference System »), comporte généralement trois gyromètres mesurant les trois composantes du vecteur vitesse angulaire (vitesses de roulis, de tangage et de lacet) et trois accéléromètres mesurant les trois composantes d'accélération. L'IRS est adaptée pour calculer avec précision, par intégration des mesures, les angles d'attitude (roulis, tangage et cap), les composantes de vitesse sol et de vitesse verticale, et la position de l'aéronef.

Une alternative à l'utilisation de deux IRS pour le calcul et la sécurisation de la vitesse Vsol est l'utilisation d'un récepteur de navigation par satellite, dit encore GNSS (en anglais « Global Navigation Satellite System »), à la place d'une IRS ou de l'ensemble des IRS. Se pose alors la problématique d'intégrité et de disponibilité des données satellites, en particulier à basse radio-altitude. De plus la redondance des récepteurs satellites à bord de l'aéronef ne permet pas de pallier le problème de non disponibilité des signaux satellites eux mêmes. Il existe donc un besoin de sécuriser la mesure de la vitesse sol d'un aéronef prise en compte lors d'un guidage d'atterrissage, de manière fiable et en limitant les investissements nécessaires. A cet effet, suivant un premier aspect, l'invention propose un procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef du type précité caractérisé en ce qu'il comporte en outre : une étape d'estimation de la vitesse verticale de l'aéronef ; lors du guidage le long d'un faisceau de descente décrivant un angle donné de descente, une étape de limitation de ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef en fonction de la vitesse verticale estimée ; l'instruction de guidage étant déterminée en fonction de ladite vitesse sol limitée. Un tel procédé permet de sécuriser la vitesse sol issue d'un capteur non dupliqué ou d'un capteur dont la disponibilité est incertaine, de façon à ce qu'une perte ou une erreur de cette vitesse sol ne conduise pas à guider l'aéronef vers une situation catastrophique lors de l'atterrissage en condition d'atterrissage automatique. L'invention permet de sécuriser la détermination de la vitesse sol de l'aéronef grâce à un procédé ne requérant pas la présence dans l'avion d'une redondance du capteur délivrant cette vitesse sol de l'aéronef et permettant d'utiliser un ou plusieurs GNSS pour délivrer la vitesse sol en dépit des éventuelles indisponibilités de ces systèmes à basse radio-altitude. L'invention est particulièrement utile à basse hauteur, typiquement sous 200 pieds, le long de la trajectoire finale sur la pente du faisceau d'atterrissage, lors de l'arrondi (transitoire qui amène l'avion au toucher des roues) et du roulage sur la piste d'atterrissage. Dans des modes de réalisation, le procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef suivant l'invention comporte en outre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : la vitesse sol est limitée en fonction d'un ratio entre ladite vitesse verticale estimée et tan(y), où l'angle y a une valeur comprise dans la plage de 2°à 10°, p référentiellement dans une plage de 2.5 à 3.5°; la vitesse sol est limitée en fonction d'un ratio entre ladite vitesse verticale estimée et la tangente de l'angle de descente du faisceau de descente ; ladite vitesse sol limitée est égale à la médiane de l'ensemble comportant la vitesse sol déterminée, le résultat de la somme dudit ratio et d'une première constante positive et le résultat de la somme dudit ratio et d'une deuxième constante négative ; le procédé comprend en outre une mesure de la hauteur de l'aéronef et une étape de comparaison de la hauteur mesurée de l'aéronef avec une hauteur seuil ; et si la hauteur mesurée est supérieure à la hauteur seuil, la limitation de la vitesse sol est fonction d'une vitesse sol de l'aéronef déterminée en fonction de mesures d'accélérations effectuées par un premier capteur de l'aéronef ; et si la hauteur mesurée est inférieure à la hauteur seuil, la limitation de la vitesse sol est fonction d'une vitesse sol de l'aéronef déterminée en fonction de mesures d'accélérations de l'aéronef effectuées depuis le franchissement de la hauteur seuil par un deuxième capteur distinct du premier capteur, à l'exclusion de toute mesure effectuée depuis le franchissement de la hauteur seuil par le premier capteur distinct du premier capteur, et en fonction en outre d'une vitesse sol de l'aéronef telle que limitée dans une étape de limitation d'une vitesse sol de l'aéronef avant le franchissement de la hauteur seuil déterminée en fonction de mesures de l'aéronef effectuées par ledit premier capteur d'accélérations ; le niveau de précision de détermination de la vitesse sol de l'aéronef par le premier capteur est supérieur au niveau de précision de détermination de la vitesse sol de l'aéronef par le deuxième capteur, et l'aéronef comporte en outre un troisième capteur similaire au deuxième capteur telles que la justesse desdites mesures d'accélérations de l'aéronef effectuées par le deuxième capteur est validée en fonction de mesures d'accélérations effectuées par le troisième capteur. Suivant un deuxième aspect, la présente invention propose un programme d'ordinateur à installer dans un dispositif de guidage d'atterrissage d'un aéronef, ledit programme comportant des instructions pour mettre en oeuvre les étapes d'un procédé selon le premier aspect de l'invention lors d'une exécution du programme par des moyens de traitement dudit dispositif de guidage d'atterrissage. Suivant un troisième aspect, la présente invention propose un dispositif de guidage d'atterrissage d'un aéronef' ledit dispositif étant adapté pour déterminer une vitesse sol de l'aéronef et au moins une instruction de guidage d'atterrissage en fonction d'au moins ladite vitesse sol déterminée ; ledit dispositif étant caractérisé en ce qu'il est en outre adapté pour estimer la vitesse verticale de l'aéronef et pour, lors du guidage le long d'un faisceau de descente décrivant un angle donné de descente, limiter ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef en fonction de la vitesse verticale estimée ; ledit dispositif étant adapté pour déterminer l'instruction de guidage en fonction de ladite vitesse sol limitée.

Ces caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 représente une vue partielle d'un aéronef comportant un dispositif de guidage d'atterrissage dans un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 2 est un organigramme d'étapes d'un procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef dans un mode de réalisation de l'invention. La figure 1 représente une vue partielle d'un aéronef 1 dans un mode de réalisation de l'invention. L'aéronef 1 comporte un dispositif de guidage 10, comprenant un microprocesseur 12 et une mémoire 13. Ce dispositif de guidage 10 est adapté pour élaborer des consignes de guidage d'atterrissage de l'aéronef. La mémoire 13 stocke notamment des instructions logicielles d'une application APP.

Suivant les modes de réalisation, ces consignes de guidage d'atterrissage sont mises en oeuvre par le pilote automatique en charge de réaliser l'atterrissage, et/ou sont affichées sur un réticule de guidage du poste de pilotage à destination du pilote. Ces consignes de guidage comportent par exemple des consignes à appliquer permettant à l'aéronef de se poser à un endroit prédéfini sur la piste d'atterrissage. Ces consignes sont par exemple du type : - consigne de vecteur vitesse, d'assiette, et/ou d'inclinaison de l'avion. L'aéronef 1 comporte en outre un capteur 2, dans le cas présent une centrale inertielle 2, adaptée pour calculer la vitesse sol vsomn de l'aéronef 1, en cours de vol et en phase d'atterrissage, par intégration des accélérations mesurées par ses gyroscopes et accéléromètres depuis le décollage, et pour fournir au dispositif de guidage 10 ces vitesses calculées à chaque instant tn d'une pluralité d'instants de calcul (tr, = tO + n At, avec n entier positif). On appelle vitesse sol de l'aéronef, dans ce repère lié au sol, la composante de la vitesse de l'aéronef dans le plan (X, Y) perpendiculaire à l'axe Z.

L'aéronef 1 comporte en outre un radio altimètre R3 adapté pour estimer la radio-altitude de l'aéronef 2 sur l'axe Z. Le radio altimètre R3 adapté pour calculer la radio-altitude hn et fournir au dispositif de guidage 10 cette radio-altitude à chaque instant tn. La radio-altitude est la hauteur sous l'avion mesurée par rapport au terrain à l'aide d'ondes réfléchies par le sol. L'aéronef 1 comporte en outre une centrale de références primaires 4, dans le cas présent une centrale de cap et d'assiette 4 ou AHRS 4 (en anglais « Attitude and Heading Reference System ») qui comporte des gyroscopes et accéléromètres sur 3 axes et calcule notamment les données de référence primaires tels que les angles d'attitude Attn (roulis, tangage et cap) et les accélérations Accu de l'aéronef à chaque instant tn. L'AHRS 4 est adaptée pour déterminer en outre la vitesse verticale vz_n de l'aéronef à chaque instant tn. La précision de ces données de référence mesurées par I'AHRS 4 n'est pas suffisante pour qu'elles servent de support au calcul continu de la vitesse sol tout au long de l'atterrissage, au contraire de l'IRS 2. En revanche, la centrale de références primaires 4 est de type dupliqué, en cela que les processeurs, gyroscopes et accéléromètres y sont doublés, la justesse de chaque mesure effectuée par un gyroscope, respectivement accéléromètre, selon un axe pour un instant t étant vérifiée, par comparaison et/ou combinaison avec une mesure effectuée par un autre gyroscope, respectivement accéléromètre, de la centrale selon ce même axe pour l'instant t. Ces données de référence Attn et Accu ainsi vérifiées et vz, sont fournies au dispositif de guidage 10 à chaque instant tn. On appelle vitesse verticale de l'aéronef, dans un repère lié au sol, la composante de la vitesse de l'aéronef 1 sur un axe Z passant par le centre de la terre et par le centre de gravité de l'aéronef 1. On notera que la vitesse verticale déterminée par I'AHRS 4 est de type baroinertielle : c'est une hybridation des données mesurées par les accéléromètres avec d'une première vitesse verticale calculée par un capteur, nommé Centrale Anémo-barométrique.

La Centrale Anémo-barométrique (Air Data Unit > ADU en anglais) mesure les variations de pression atmosphérique et en déduit une vitesse verticale dans la masse d'air, selon un gradient de pression connu. L'hybridation permet de réduire les erreurs dues aux turbulences de l'air.

L'aéronef comporte en outre un module 5 de calcul d'écart par rapport au faisceau de descente, nommé ci-après module XLS 5, calculant, en fonction de signaux émis par des balises radioélectriques, les écarts de trajectoire 5,, à chaque instant tn, de l'aéronef 2 par rapport à la pente du faisceau de descente qui lui a été attribué pour la phase d'atterrissage. Le faisceau de descente est caractérisé par sa pente décrivant un angle y par rapport au plan (X, Y). Ces écarts de trajectoire 5,, sont fournis au dispositif de guidage 10 à chaque instant tn. La fourniture de ces écarts permet l'auto-asservissement de la descente de l'aéronef sur la pente d'angle y, le dispositif de guidage 10 déterminant ses consignes de guidage dans le faisceau de descente en fonction de ces écarts.

La technologie du module 5 de calcul d'écart par rapport au faisceau de descente est par exemple de type ILS (en anglais « Instrument Landing System »), MLS (en anglais, « microwave landing system »), GLS (en anglais « GPS Landing System »), etc. Ainsi dans le cas présent, le capteur 2 n'est pas dupliqué par un capteur de technologie similaire. La présente invention propose une solution pour néanmoins sécuriser le calcul de la vitesse sol, lors d'une phase d'atterrissage de l'aéronef comprenant une portion de descente selon un faisceau de descente de pente y fixée, une portion de roulage sur le sol et une portion d'arrondi faisant la jonction entre la portion de descente jusqu'au toucher des roues de l'aéronef au sol. Cette solution est basée sur deux principes : le long du faisceau de descente jusqu'au démarrage de la portion d'arrondi, la vitesse sol utilisée pour calculer la consigne de guidage est limitée en fonction de vz,/tan y ; au-dessus d'une radio-altitude seuil H (typiquement H est compris entre 60 et 200 pieds), la vitesse sol utilisée pour calculer la consigne de guidage est fonction de la vitesse sol courante issue de l'IRS 2 à l'instant courant t' ; et en-dessous de la radio-altitude seuil H la vitesse sol courante issue de l'IRS 2 n'est plus utilisée pour calculer la consigne de guidage ; le dispositif de guidage 10 utilise à la place de celle-ci pour déterminer la consigne de guidage, une estimation de la vitesse sol de l'aéronef calculée par intégration des valeurs d'accélération délivrées par la centrale AHRS 4 en prenant en compte une valeur d'initialisation de la vitesse sol égale à la valeur sol calculée lors du passage de la radio-altitude seuil.35 L'application APP du dispositif de guidage 10 est adaptée, lorsqu'elle est exécutée par le microprocesseur 12, pour mettre en oeuvre de façon réitérée les étapes d'un processus 100 qui sont indiquées ci-dessous en référence à la figure 2 le long de la trajectoire finale, typiquement sous 200 pieds, i.e. sur la pente du faisceau d'atterrissage, lors de l'arrondi (transitoire qui amène l'avion au toucher des roues) et du roulage sur la piste d'atterrissage. Le processus 100 est un processus temps réel, réitéré à chaque instant tr, (t' = tO + n At, avec n entier positif). Dans une étape 101 d'acquisition de données, le dispositif de guidage 10 collecte les données hn, vs011_n, vz_n, bn, Att, et Accu, tels que calculés pour l'instant tn. Dans une étape 102, la radio-altitude collectée hn est comparée à une hauteur H qui est une hauteur minimale d'emploi des données de vitesse sol fournies par le capteur IRS 2. La hauteur H est fixée entre 60 pieds et 200 pieds, suivant la qualité des accélérations fournies par I'AHRS 4. Elle est pré-déterminée par exemple par analyse de la criticité des pannes en guidage d'atterrissage et est fonction par exemple du type d'aéronef. Dans un mode de réalisation, elle est déterminée suite à des simulations de guidage d'atterrissage de l'aéronef. Il est considéré qu'au-dessus de la radio-altitude H, le risque de masquage des satellites n'est pas grand d'une part, et qu'en outre, cette radio-altitude est suffisante pour permettre au pilote d'annuler l'atterrissage et de remettre les gaz. La donnée de vitesse au sol vsom_n fournie par le capteur 2 peut donc être utilisée. Si à l'étape 102, la radio-altitude h, est déterminée supérieure à la hauteur H, l'étape 103 est mise en oeuvre.

Dans cette étape 103, il est testé si les conditions d'arrondi sont atteintes. Les conditions d'arrondi testent si l'aéronef se trouve dans la portion d'arrondi de la phase d'atterrissage. Ces conditions d'arrondi sont fonction de la hauteur h', et optionnellement de la vitesse au sol et/ou de la vitesse verticale vz_, (l'arrondi typiquement a lieu quand la radio-altitude de l'aéronef passe sous les 50 pieds). Si les conditions d'arrondi testées à l'étape 103 ne sont pas atteintes, dans une étape 104, on estime alors une vitesse sol de référence, nommée V'1_ ref n, de l'aéronef, en fonction de l'angle y entre le faisceau de descente et le plan (X, Y) et en fonction de la vitesse verticale de l'aéronef Vzn.

Dans le cas considéré : VsoLref_n = vz_n/ tan(y), où tan désigne la fonction « tangente ».

Dans une étape 105, la vitesse sol vsom_n est limitée par une valeur maximum et une valeur minimum qui sont fonction de la vitesse sol de référence VsoLrefn- Dans le cas considéré, cette vitesse limitée est notée vs.12_,-, et est choisie égale à la médiane de l'ensemble de valeurs {v80112, , vsoLref n+ A vsol_refn' Al où A est une valeur prédéterminée. La valeur A a par exemple été préalablement choisie, via une campagne de simulation, telle que VsoLref n+ A est la vitesse maximale permettant d'effectuer un atterrissage satisfaisant. Les critères d'atterrissage satisfaisants sont par exemple ceux correspondant à la notion de « safe landing » dans les standards d'atterrissage, notamment les standards AC120-28. Les principaux critères à ne pas excéder sont : a- atterrissage longitudinal en amont d'un point sur la piste à 60 mètres du seuil de piste ; b- atterrissage longitudinal au-delà de l'extrémité de l'éclairage de zone d'atterrissage à 914 mètres du seuil ; c- atterrissage latéral avec le train d'atterrissage extérieur plus éloigné que 21 mètres de la ligne centrale de la piste d'atterrissage, dans l'hypothèse d'une piste de 45 mètres ; d- taux de chute correspondant à une charge structurelle limite ; e- angle de roulis tel que l'extrémité de l'aile touche le sol avant les roues ; f- vitesse latérale ou angle de dérapage correspondant à une charge structurelle limite. Dans une étape 106, l'application APP détermine une consigne de guidage d'atterrissage en fonction de la vitesse sol vs0122-, correspondant à une vitesse sol sécurisée. Suivant les modes de réalisation, la consigne de guidage est appliquée par le pilote automatique ou affichée sur le réticule de visualisation du pilote. Si les conditions d'arrondi testées à l'étape 103 sont atteintes, dans une étape 107, la consigne de guidage dans l'arrondi est déterminée par l'application APP en fonction de la vitesse sol vs.m_n, puis appliquée par le pilote automatique ou affichée sur le réticule de visualisation du pilote(vsom_n est utilisée ici car lorsque l'arrondi est atteint, la vso12_,, ne peut plus être calculée puisqu'on fait l'hypothèse pour ce calcul qu'on est sur une trajectoire à pente constante, ce qui n'est plus le cas lors de l'arrondi). A l'issue des étapes 106 et 107, dans une étape 108, le nombre n est incrémenté del.

Si à l'étape 102, la radio-altitude hn a été déterminée inférieure à la hauteur H, l'étape 109 est mise en oeuvre. L'aéronef 2 est alors situé dans une zone de radio-altitudes où il n'est plus souhaitable d'utiliser vsolin en entrée des algorithmes de guidage, le risque lié à la présence d'une erreur sur v'Ii_n ou lié à l'absence de ve,m_n devenant trop critique. Une vitesse sol dite inertielle v',_ inert_n est utilisée à la place de la vitesse sol vsom_r, fournie par le capteur IRS 2. La vitesse sol inertielle Vsolinertn est déterminée par intégration des accélérations fournies par I'AHRS 4 entre les instants tnH et tn, par exemple à l'aide d'un algorithme d'hybridation entre les accélérations Acc, et la vitesse Vsoii_nH fournie par le capteur IRS 2, où i est un nombre entier entre ri" à n, rel étant l'indice tel que t nH est le dernier instant de calcul avant que l'aéronef 2ne passe en-dessous de l'radio-altitude H. Comme la durée d'intégration est faible, il est alors accepté de calculer la vitesse sol par intégration des accélérations fournies par I'AHRS 4, moins précises que celles de l'IRS 2, mais redondées. Un algorithme d'hybridation est par exemple décrit dans FR2743892 « Système d'aide au pilotage d'aéronefs à l'aide d'un viseur tête haute ». Puis dans une étape 110, il est testé si les conditions d'arrondi sont atteintes comme dans l'étape 103.

Si les conditions d'arrondi testées à l'étape 110 ne sont pas atteintes, dans une étape 111, on estime alors une vitesse sol de référence, nommée yso,_ref nV de l'aéronef, en fonction de l'angle y entre le faisceau de descente et le plan (X, Y) et en fonction de la vitesse verticale de l'aéronef vzn. Dans le cas considéré : vsoLrefn = vz2,/ tan(y), où tan désigne la fonction « tangente ». Dans une étape 112, la vitesse sol vsol_inert_n est limitée par une valeur maximum et une valeur minimum, qui sont fonctions de la vitesse sol de référence v',_ref n - Dans le cas considéré, cette vitesse limitée est notée yso12n et est choisie égale à la médiane de l'ensemble de valeurs {vsot_ref_n, vsol_ref_n+ à est une valeur - Vsol_ref A} où prédéterminée de la manière indiquée précédemment. Dans une étape 113, l'application APP détermine une consigne de guidage d'atterrissage en fonction de la vitesse sol Vso12_n correspondant à une vitesse sol sécurisée. Suivant les modes de réalisation, la consigne de guidage est appliquée par le pilote automatique ou affichée sur le réticule de visualisation du pilote.

Si les conditions d'arrondi testées à l'étape 110 sont atteintes, dans une étape 114, la consigne de guidage dans l'arrondi est déterminée par l'application APP en fonction de la vitesse sol vsoi inertn, puis appliquée par le pilote automatique ou affichée sur le réticule de visualisation du pilote.

A l'issue des étapes 113 et 114, dans une étape 115, le nombre n est incrémenté de 1. La valeur de l'angle y utilisée dans les étapes 104 et 111 est par exemple stockée dans une base de données embarquée de l'aéronef. Cette valeur se trouve typiquement dans l'intervalle [2°;101, préférentiellement dan s l'intervalle [2.5 à 3.51.

Bien entendu, dans le cas de l'atterrissage, les pentes des faisceaux de descente sont négatives. Dans un mode de réalisation, la valeur de l'angle y est figée à 3 degrés car cette valeur d'angle est celle de la plupart des faisceaux de descente permettant un guidage d'atterrissage.

Dans le mode de réalisation décrit ci-dessus en référence aux figures, un capteur IRS 2 fournissait la vitesse sol et au moins un AHRS 4 était utilisé en tant que capteur de références primaires, par exemple dans le cadre d'un atterrissage automatique ou d'un guidage tête haute.

Dans un mode de réalisation, en outre un récepteur GNSS est utilisé pour vérifier que le capteur IRS 2 n'a pas de panne latente. Ce n'est cependant pas ce GNSS qui fournit l'information de vitesse sol utilisée dans le processus 100. Dans un deuxième mode de réalisation, par exemple pour un atterrissage automatique ou d'un guidage tête haute, un récepteur de navigation GNSS est utilisé comme capteur 2 fournissant la vitesse sol (à la place de l'IRS 2). Ce récepteur GNSS est par exemple dupliqué pour vérifier son intégrité (i.e. l'absence de panne). L'AHRS 4 est utilisé comme capteur de références primaires.30

Claims (13)

1. REVENDICATIONS1.- Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) comprenant les étapes de : détermination d'une vitesse sol (vs011_n) de l'aéronef ; détermination mise en oeuvre par ordinateur d'au moins une instruction de guidage d'atterrissage en fonction d'au moins ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef ; ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte en outre : une étape d'estimation de la vitesse verticale (v72,) de l'aéronef ; lors du guidage le long d'un faisceau de descente décrivant un angle (y) donné de descente, une étape de limitation de ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef en fonction de la vitesse verticale estimée ; l'instruction de guidage étant déterminée en fonction de ladite vitesse sol limitée (vs012_n).
2. 2.- Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon la revendication 1, selon lequel la vitesse sol (vs011_n) est limitée en fonction d'un ratio entre ladite vitesse verticale estimée et tan(y), où l'angle y a une valeur comprise dans la plage de 2° à 10°, préférentiellement dans une plage de 2.5 à
3. 3.5°. 3.- Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef selon la revendication 2, selon lequel la vitesse sol est limitée en fonction d'un ratio entre ladite vitesse verticale estimée (vz_n) et la tangente de l'angle de descente du faisceau de descente.
4. 4.- Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon la revendication 2 ou 3, selon lequel ladite vitesse sol limitée (vs012n) est égale à la médiane de l'ensemble comportant la vitesse sol déterminée, le résultat de la somme dudit ratio et d'une première constante positive et le résultat de la somme dudit ratio et d'une deuxième constante négative.
5. 5.- Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre une mesure de la hauteur (ho) de l'aéronef et une étape de comparaison de la hauteur mesurée de l'aéronef avec une hauteur seuil ; et selon lequel si la hauteur mesurée est supérieure à la hauteur seuil (H), la limitation de la vitesse sol est fonction d'une vitesse sol (vsuin) de l'aéronef déterminée en fonction de mesures d'accélérations effectuées par un premier capteur (2) de l'aéronef ;et selon lequel si la hauteur mesurée est inférieure à la hauteur seuil, la limitation de la vitesse sol est fonction d'une vitesse sol de l'aéronef déterminée en fonction de mesures d'accélérations de l'aéronef effectuées depuis le franchissement de la hauteur seuil par un deuxième capteur (4) distinct du premier capteur, à l'exclusion de toute mesure effectuée depuis le franchissement de la hauteur seuil par le premier capteur distinct du premier capteur, et en fonction en outre d'une vitesse sol de l'aéronef telle que limitée dans une étape de limitation d'une vitesse sol de l'aéronef avant le franchissement de la hauteur seuil déterminée en fonction de mesures de l'aéronef effectuées par ledit premier capteur d'accélérations.
6. 6.- Procédé de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon la revendication 5, selon lequel le niveau de précision de détermination de la vitesse sol de l'aéronef par le premier capteur (2) est supérieur au niveau de précision de détermination de la vitesse sol de l'aéronef par le deuxième capteur (4), et selon lequel l'aéronef comporte en outre un troisième capteur similaire au deuxième capteur telles que la justesse desdites mesures d'accélérations de l'aéronef effectuées par le deuxième capteur est validée en fonction de mesures d'accélérations effectuées par le troisième capteur.
7. 7.- Programme d'ordinateur (APP) à installer dans un dispositif (10) de guidage d'atterrissage d'un aéronef, ledit programme comportant des instructions pour mettre en oeuvre les étapes d'un procédé selon l'une des revendications 1 à 6 lors d'une exécution du programme par des moyens de traitement dudit dispositif de guidage d'atterrissage.
8. 8.- Dispositif (10) de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1), ledit dispositif étant adapté pour déterminer une vitesse sol (v5.11n) de l'aéronef et au moins une instruction de guidage d'atterrissage en fonction d'au moins ladite vitesse sol déterminée ; ledit dispositif étant caractérisé en ce qu'il est en outre adapté pour estimer la vitesse verticale (vz_n) de l'aéronef et pour, lors du guidage le long d'un faisceau de descente décrivant un angle (y) donné de descente, limiter ladite vitesse sol déterminée de l'aéronef en fonction de la vitesse verticale estimée ; ledit dispositif étant adapté pour déterminer l'instruction de guidage en fonction de ladite vitesse sol limitée (vs012_n).
9. 9.- Dispositif (10) de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon la revendication 8, adapté pour limiter la vitesse sol (vs011_n) en fonction d'un ratio entre ladite vitesse verticaleestimée et tan(y), où l'angle y a une valeur comprise dans la plage de 2° à 10°, préférentiellement dans une plage de 2.5 à 3.5°.
10. 10.- Dispositif (10) de guidage d'atterrissage d'un aéronef selon la revendication 9, adapté pour limiter la vitesse sol en fonction d'un ratio entre ladite vitesse verticale estimée (vzn) et la tangente de l'angle de descente du faisceau de descente.
11. 11.- Dispositif (10) de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon la revendication 9 ou 10, dans lequel ladite vitesse sol limitée (vs0122,) est égale à la médiane de l'ensemble comportant la vitesse sol déterminée, le résultat de la somme dudit ratio et d'une première constante positive et le résultat de la somme dudit ratio et d'une deuxième constante négative.
12. 12.- Dispositif (10) de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon l'une quelconque des revendications 8 à 11, adapté pour mesurer la hauteur (ha) de l'aéronef et pour comparer la hauteur mesurée de l'aéronef avec une hauteur seuil ; ledit dispositif étant adapté pour, si la hauteur mesurée est supérieure à la hauteur seuil (H), limiter la vitesse sol en fonction d'une vitesse sol (vs011n) de l'aéronef déterminée en fonction de mesures d'accélérations effectuées par un premier capteur (2) de l'aéronef ; ledit dispositif étant adapté pour, si la hauteur mesurée est inférieure à la hauteur seuil, (limiter la vitesse sol en fonction d'une vitesse sol de l'aéronef déterminée en fonction de mesures d'accélérations de l'aéronef effectuées depuis le franchissement de la hauteur seuil par un deuxième capteur (4) distinct du premier capteur, à l'exclusion de toute mesure effectuée depuis le franchissement de la hauteur seuil par le premier capteur distinct du premier capteur, et en fonction en outre d'une vitesse sol de l'aéronef telle que limitée par le dispositif avant le franchissement de la hauteur seuil déterminée en fonction de mesures de l'aéronef effectuées par ledit premier capteur.
13. 13.- Dispositif (10) de guidage d'atterrissage d'un aéronef (1) selon la revendication 12, tel que le niveau de précision de détermination de la vitesse sol de l'aéronef par le premier capteur (2) étant supérieur au niveau de précision de détermination de la vitesse sol de l'aéronef par le deuxième capteur (4) et l'aéronef comportant en outre un troisième capteur similaire au deuxième capteur, ledit dispositif étant adapté pour valider la justesse desdites mesures d'accélérations de l'aéronef effectuées par le deuxième capteur en fonction de mesures d'accélérations effectuées par le troisième capteur.35