FR3017703A1 - Procede et systeme de determination de la compatibilite d'un guidage angulaire avec une approche - Google Patents

Description

Procédé et système de détermination de la compatibilité d'un guidage angulaire avec une approche L'invention se situe dans le domaine des systèmes de gestion de vol (connu aussi sous l'acronyme anglais « FMS » pour « Flight Management System »).

Il est connu deux modes de guidage pour conduire une approche de non précision vers un aéroport. Le premier mode est le mode angulaire. Dans ce mode l'aéronef doit rester dans un cône ou pyramide dont le sommet est l'extrémité de la piste en général et dont l'ouverture est définie par un angle de précision. Ce premier mode est aussi connu sous l'acronyme anglais de « FLS » pour « FMS Landing System ». Le deuxième mode d'approche est un mode linéaire à segment géométrique dans lequel l'aéronef doit voler dans un corridor centré sur la piste d'atterrissage en général et dont la largeur dépend de la précision nécessaire à l'atterrissage. Dans les aéroports, les approches de non précision sont réalisées en fonction de ce mode linéaire. Ainsi si le pilote souhaite utiliser un mode angulaire en approche, il est nécessaire de déterminer si l'utilisation de ce mode est compatible avec l'exigence de précision de l'approche pour être compatible des obstacles le long de l'approche.

Il est connu dans l'état de la technique de laisser la responsabilité à l'équipage d'utiliser un mode de guidage angulaire sur une approche prévue pour être volé en utilisant un mode de guidage linéaire. Pour l'aider dans son jugement le FMS représente l'axe qui servira au mode de guidage latéral sur l'écran de navigation et, lorsque l'avion est pourvu d'un afficheur vertical, de l'axe qui servira au mode de guidage vertical. Les écarts sur trajectoires sont évalués à l'aide d'indicateurs de déviation. Lorsque le mode de guidage angulaire est utilisé, les écarts le long de l'approche sont évalués à l'aide d'indicateurs de déviation angulaire à la place des déviations linéaires. Ceci empêche l'équipage de situer la déviation en terme d'écart linéaire et cela peut amener l'équipage à ne pas utiliser le mode angulaire, alors qu'il est conçu pour améliorer la sécurité de l'approche par son comportement naturellement convergent, comparable à celui de l'ILS (acronyme de Instrument Landing System en anglais ou système d'atterrissage aux instruments en français). Il est aussi connu d'exclure un certain nombre de procédures du 5 mode de guidage angulaire. Cette exclusion est réalisée lorsque les segments constituant l'approche ne sont pas alignés avec le dernier segment de la procédure d'approche. Ceci est par exemple présenté dans le brevet US8121747B2 de Honeywell. Si cette méthode évite au pilote d'utiliser un mode de guidage angulaire sur certaines approches 10 manifestement incompatibles avec celui-ci, elle ne garantit pas pour autant que les approches, que le brevet autorise, respectent les contraintes d'obstacles. Ainsi l'équipage conserve le doute quant à la pertinence d'utiliser un mode de guidage angulaire lors d'une approche prévue pour utiliser pour un mode de guidage linéaire. 15 Egalement, les approches à haute exigence de précisions, dits « RNP-AR » pour Required Navigation Performance en anglais ou performance de navigation requise en français, ne sont pas éligibles au mode angulaire initialement. 20 L'invention vise à pallier les problèmes cités précédemment en proposant un procédé de détermination de la compatibilité du mode de guidage angulaire pour une approche prévue initialement en mode de guidage linéaire. L'invention permet aussi de voler les approches à hautes 25 exigences de précisions en utilisant un mode de guidage angulaire. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de détermination de la compatibilité d'une approche, vers une piste d'atterrissage, avec un mode de guidage angulaire, ladite approche étant compatible avec un mode de 30 guidage linéaire, ledit guidage angulaire étant caractérisé par un angle de précision latéral, ledit guidage linéaire étant caractérisé par un écart de précision latéral, ledit procédé étant mis en oeuvre sur un système de gestion de vol déployé à bord d'un aéronef et comportant : - une première étape de détermination d'une première distance 35 représentative d'une distance maximale d'utilisation dudit guidage angulaire, à partir dudit angle de précision latéral et dudit écart de précision latéral. Avantageusement le guidage linéaire est en outre caractérisé par un écart de 5 précision vertical, et ledit guidage angulaire est en outre caractérisé par un angle de précision vertical, - ladite première étape de détermination étant en outre adaptée pour la détermination d'une deuxième distance représentative d'une distance maximale d'utilisation dudit guidage angulaire, à partir dudit angle de 10 précision vertical et dudit écart de précision vertical. Avantageusement le procédé de détermination comporte : - une deuxième étape de détermination d'une distance de séparation entre ledit aéronef et le début de ladite piste d'atterrissage ou entre 15 ledit aéronef et un point situé en avant de ladite piste d'atterrissage et représentant la fin de ladite d'approche, - une troisième étape de détermination de la possibilité d'utiliser ladite approche angulaire par comparaison entre ladite distance de séparation et ladite première distance. 20 Avantageusement la troisième étape de détermination étant en outre adaptée pour déterminer la possibilité d'utiliser ladite approche angulaire par comparaison entre ladite distance de séparation et ladite deuxième distance. 25 Avantageusement la première étape utilise la relation : RNP d= tan a dans cette relation d correspond à ladite première distance, RNP audit écart de précision latéral et a audit angle de précision latéral. Avantageusement la première étape utilise la relation : dvert = tan aven 30 dans cette relation dhaut correspond à ladite deuxième distance, fl audit écart de précision vertical et ahaut audit angle de précision vertical.

Avantageusement le procédé de détermination comporte : - une quatrième étape de détermination d'un angle de précision latéral à respecter, associé audit guidage angulaire, et à partir de ladite distance de séparation et dudit écart de précision latéral, et/ou - d'un angle de précision vertical à respecter, associé audit guidage angulaire, et à partir de ladite distance de séparation et dudit écart de précision vertical. Avantageusement la quatrième étape de détermination est adaptée pour 10 l'utilisation de la formule : RNP y = tan-1 dist dansdans cette formule y représente ledit angle de précision latéral à respecter, RNP ledit écart de précision latéral et dist ladite distance de séparation et/ou de la formule : Yvert = tan-1 dist dans cette formule Yvert représente l'angle de précision verticale à respecter, 15 /3 l'écart de précision vertical et dist la distance de séparation. L'invention a aussi pour objet un procédé de sélection d'une trajectoire d'approche d'un aéroport ou d'un aérodrome, mis en oeuvre sur un système de gestion de vol déployé à bord d'un aéronef, ledit procédé comportant les 20 étapes suivantes : - une première étape de réception d'une information représentative d'un aéroport ou aérodrome d'atterrissage sélectionné par le pilote, - une deuxième étape de détermination pour ledit aéroport ou aérodrome d'atterrissage de tout ou partie des trajectoires d'approche 25 possibles, associées à une piste d'atterrissage, à partir d'une base de données des aéroports ou aérodromes, - une troisième étape de détermination, pour au moins une des approches possible, si ladite approche est compatible avec un mode de guidage angulaire, par analyse géométrique de l'approche, par 30 utilisation du procédé décrit précédemment, - une quatrième étape d'affichage (de l'ensemble desdites approches possibles pour ledit aéroport ou ledit aérodrome d'atterrissage affichage, pour les approches analysées, de la compatibilité avec ledit mode de guidage angulaire. - une cinquième étape de réception d'une information représentative d'une des approches affichées qui a été sélectionnée, - une sixième étape de paramétrage dudit système de gestion de vol afin d'utiliser l'approche sélectionnée. Avantageusement la sixième étape de paramétrage est en outre adaptée pour désélectionner le mode de guidage angulaire, si l'aéronef quitte un plan 10 de vol compatible du mode de guidage angulaire et pour indiquer au pilote que le nouveau plan de vol est incompatible du mode de guidage angulaire. L'invention a aussi pour objet un système de détermination de la possibilité, pour un aéronef, d'utiliser un mode d'approche guidage angulaire caractérisé 15 par un angle de précision angulaire latéral pour réaliser une approche vers une piste d'atterrissage caractérisée par un écart de précision latéral demandé comportant : - un système de gestion de vol déployé à bord d'un aéronef et adapté à la mise en oeuvre des étapes du procédé décrit précédemment. 20 Avantageusement le système de détermination comporte une interface utilisateur visuelle échangeant des informations avec ledit système de gestion et permettant l'affichage : - d'un indicateur représentatif d'une déviation angulaire latéral de 25 l'aéronef par rapport audit angle de précision latéral, - d'un indicateur représentatif d'une déviation angulaire vertical de l'aéronef par rapport audit angle de précision vertical, - de quatre indicateurs représentatif respectivement d'une déviation maximale autorisée de l'aéronef à gauche, à droite, en bas, lesdites 30 déviations maximales autorisées correspondant audit angle de précision latéral ou audit angle de précision latéral limité par une marge. Avantageusement le système de détermination comporte en outre; - une base de données de navigation comprenant la description de l'ensemble des approches possibles pour les différents aérodromes ou aéroports que l'aéronef peut utiliser - un outil de formatage comprenant au moins un processeur (703) adapté pour la détermination, pour ledit aéroport ou aérodrome d'atterrissage, de tout ou partie des trajectoires d'approche possibles, associées à une piste d'atterrissage, à partir de ladite base de données des aéroports ou aérodromes ledit processeur comportant une zone de stockage des données calculées - ladite interface utilisateur visuelle étant en outre adaptée pour l'échange d'informations avec le processeur et permettant ; o la sélection par le pilote d'un aéroport ou aérodrome o l'affichage des approches possibles pour l'aérodrome ou l'aéroport sélectionné avec pour chaque approche une indication de la compatibilité avec un mode de guidage angulaire o la sélection par le pilote de l'une des approches; - ledit processeur configurant ledit système de gestion de vol en fonction de ladite approche sélectionnée ledit système de gestion étant de plus adapté à la mise en oeuvre des étapes du procédé décrit précédemment. Avantageusement le système de détermination comporte en outre : - un outil de formatage, implémenté hors du système de gestion de vol et adapté pour déterminer, pour une partie des approches possibles pour une partie des aéroports ou aérodrome que l'aéronef peut utiliser, si lesdites approches sont compatibles d'un mode de guidage angulaire ; - de plus le système comporte des moyens de téléchargement permettant le téléchargement de données représentatives de la compatibilité des approches avec le mode de guidage angulaire, entre l'outil de formatage et la base de données de navigation. Avantageusement l'outil de formatage est situé au sol et est adapté en outre 35 pour déterminer, pour une partie des approches possibles pour une partie des aéroports ou aérodrome d'une zone géographique, si lesdites approches sont compatible d'un mode de guidage angulaire ; de plus le système comporte des moyens de transmission permettant la transmission de données représentatives de la compatibilité des approches 5 avec le mode de guidage angulaire, entre l'outil de formatage et le système de gestion de vol. L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée faite à titre d'exemple non 10 limitatif et à l'aide des figures parmi lesquelles : La figure 1 qui présente une approche avec la zone définie par le guidage angulaire et la zone définie par le guidage linéaire. La figure 2 qui présente le procédé selon l'invention. La figure 3 qui présente un autre mode de réalisation du procédé 15 selon l'invention. La figure 4 qui présente un mode de réalisation de l'affichage de déviations angulaires. La figure 5.a qui présente une interface sur l'afficheur de navigation tête haute. 20 La figure 5.b qui présente l'échelle de déviation latérale linéaire et angulaire. La figure 6 qui présente un mode de mise en oeuvre du procédé de l'invention. 25 Le procédé selon l'invention permet la détermination, par un équipement aéronautique situé au sol ou à bord de l'aéronef, des critères géométriques de l'approche permettant de déterminer quelle portion de l'approche est compatible avec un guidage angulaire. Cette détermination est réalisée par la projection du « triangle » de 30 précision angulaire latéral sur le corridor de l'approche linéaire autour de l'approche et en vérifiant que la zone résultante est compatible des éventuelles contraintes d'altitude et de pente associées à l'approche.

L'équipement aéronautique adapté à la mise en oeuvre de ce procédé peut-être un système de gestion de vol « FMS » ou un outil de formatage de la Base de données de Navigation.

Ainsi dans le cadre d'une approche linéaire cette dernière est paramétrée par une précision de navigation. Cette précision de navigation est aussi connue sous l'expression anglaise RNP pour Required Navigation performance et est généralement égale à 0.3 Nm. Dans ce cas l'aéronef doit réglementairement avoir la capacité d'évoluer selon son erreur totale, dans un corridor de 0.3Nm centré sur l'axe d'approche selon une probabilité de 95%. Ces informations réglementaires relatives aux procédures d'approche linéaire sont contenues dans le cadre réglementaire AMC 20-27. Pour que le guidage angulaire soit compatible du guidage linéaire il est nécessaire que la trajectoire du guidage angulaire soit comprise dans le couloir du guidage linéaire. En deux dimensions cela implique que le triangle représentant l'approche angulaire soit inclus dans le rectangle représentant l'approche linaire. Il aussi est possible de faire une extension en trois dimensions de la compatibilité. Ainsi en se basant sur la figure 1 ceci implique de déterminer, en coupe latérale, la localisation d'un triangle angulaire de précision 101.a de l'approche angulaire par rapport à un rectangle 102.a de précision de l'approche linéaire. De même il est nécessaire, en coupe verticale, de déterminer la localisation d'un triangle angulaire de précision 101.b de l'approche angulaire par rapport à un rectangle 102.b de précision de l'approche linéaire. Ainsi on obtient en combinant la coupe latérale avec la coupe verticale une pyramide de précision de l'approche angulaire qui doit être comprise dans un parallélépipède de précision de l'approche linéaire. De plus sur cette figure le rectangle barré 103 représente la zone dans laquelle le guidage angulaire ne peut pas être utilisé car il ne permet pas une précision suffisante par rapport à l'exigence de précision linéaire appelée « RNP » (Required Navigation Performance ou anglais ou performance de navigation requise en français).

La figure 2 présente le procédé de cette invention. Ce procédé permet de déterminer si un mode de guidage angulaire, caractérisé par un angle de précision angulaire latéral, peut être utilisé pour réaliser une approche vers une piste d'atterrissage prévue pour utiliser un mode de guidage linéaire, caractérisé par un écart de précision latéral. Ce procédé comporte : - une première étape 201 de détermination d'une première distance représentative d'une distance maximale d'utilisation dudit guidage angulaire, à partir dudit angle de précision latéral et dudit écart de précision latéral.

Dans un mode de réalisation le guidage linéaire est en outre caractérisé par un écart de précision vertical, et le guidage angulaire est en outre caractérisé par un angle de précision vertical. De plus la première étape 201 est adaptée pour la détermination d'une deuxième distance représentative d'une distance maximale d'utilisation dudit guidage angulaire, à partir dudit angle de précision vertical et dudit écart de précision vertical. Dans un mode de réalisation le procédé comporte en outre : - une deuxième étape 202 de détermination d'une distance de séparation entre l'aéronef et le début de ladite piste d'atterrissage, et - une troisième étape 203 de détermination de la possibilité d'utiliser le mode de guidage angulaire par comparaison entre ladite distance de séparation et ladite première distance.

Dans un mode de réalisation la distance de séparation peut correspondre à une distance entre l'aéronef et un point situé en avant de la piste et représentant la fin de la procédure d'approche.

De plus dans un autre mode de réalisation la troisième étape 203 de détermination est en outre adaptée pour déterminer la possibilité d'utiliser le mode de guidage angulaire par comparaison entre la distance de séparation et la deuxième distance.

Dans ces deux modes de réalisation le mode de guidage angulaire est utilisable si la deuxième distance et la première distance sont supérieures à la distance de séparation.

Dans un mode de réalisation la première étape 201 de détermination est adaptée pour utiliser la formule : RNP d= tan a Dans cette formule RNP correspond audit écart de précision latéral, d à la première distance et a audit angle de précision latéral.

En d'autres termes, grâce à ce procéder, il est possible de déterminer si un mode de guidage angulaire (FLS) satisfait l'écart de précision latérale d'un mode de guidage linéaire. De plus dans un mode de réalisation il est possible de considérer une marge à prendre par rapport à cet écart de précision latéral. Dans ce cas l'écart de précision latérale s'exprime comme RNP -E ou le terme « E » peut en particulier représenter un écart d'erreur latéral pour le suivi du segment de l'approche. A titre d'exemple, il est possible de prendre une valeur de RNP de 0.3Nm et 20 de prendre une valeur de E égale à 0.05Nm. Dans ce cas l'écart de précision latéral a alors une valeur égale à 0.25Nm. Dans un mode de réalisation la première étape 201 de détermination est adaptée pour utiliser la formule : dvert tan a,t 25 dans cette relation d'rt correspond à la deuxième distance, fl à l'écart de précision vertical et avert à l'angle de précision vertical. En d'autres termes, sur le plan vertical, à partir du plan de descente issu de la base de données, utilisé pour construire le profil géométrique ou angulaire, 30 la fonction considère l'écart de précision vertical autorisé. Le cadre réglementaire admet un écart de précision vertical (f3) de 75 pieds au-delà fi duquel laquelle le pilote doit ne pas poursuivre l'approche s'il n'est pas en conditions visuelles. Dans un autre mode de réalisation présenté figure 3 le procédé comporte 5 une quatrième étape de détermination 301 d'un angle de précision latérale à respecter, à partir de la distance de séparation de l'écart de précision latéral. Cet angle de précision latérale à respecter correspond à un angle de précision latéral que doit avoir l'approche angulaire pour rester dans un 10 corridor correspondant à l'approche linéaire. Dans un mode de réalisation la quatrième étape de détermination peut être réalisée en utilisant la formule : RNP y = tan-1 (dist Dans cette équation y représente l'angle de précision latérale à respecter, 15 RNP l'écart de précision latéral et dist la distance de séparation. Ce deuxième angle y représente l'angle de précision latéral que doit respecter un aéronef situé à dist d'une piste d'atterrissage pour réaliser une approche angulaire, pour respecter des contraintes linéaires d'approche associée. 20 Dans un mode de réalisation dist peut correspondre à une distance entre l'aéronef et un point situé en avant de la piste et représentant la fin de la procédure d'approche. Dans un mode de réalisation la quatrième étape de détermination est 25 adaptée en outre pour la détermination d'un angle de précision verticale à respecter, à partir de la distance de séparation de l'écart de précision vertical. Cet angle de précision verticale à respecter peut être obtenu en utilisant la 30 formule : Yvert = tan-- (-dist) Dans cette équation Yvert représente l'angle de précision verticale à respecter, f l'écart de précision vertical et dist la distance de séparation.

Cet angle de précision verticale à respecter, v vert représente l'angle de précision vertical que doit respecter un aéronef situé à dist d'une piste d'atterrissage pour réaliser une approche angulaire, sur une piste 5 d'atterrissage paramétrée pour respecter des contraintes linéaires. De plus, dans un mode de réalisation le procédé peut comporter une étape d'affichage de cet angle de précision latérale à respecter, et/ou de cet angle de précision verticale à respecter, sur un équipement de l'aéronef. Ainsi cet 10 angle de précision latérale à respecter, et/ou de cet angle de précision verticale à respecter peuvent alors être affichés sur un équipement de l'aéronef afin de permettre au pilote de visualiser l'angle de précision latéral ou vertical que doit respecter l'aéronef. L'angle v ( vert permet de visualiser la déviation maximale linéaire permise par 15 équivalence à sa traduction en terme de déviation angulaire. L'étape d'affichage peut être réalisée en utilisant une représentation telle que présentée figure 4. Afin de représenter l'angle de précision latéral ou vertical, il est possible d'utiliser une procédure codée. Cette procédure permet 20 l'association entre une échelle de déviation angulaire et la déviation en degré représentée par l'angle de précision latéral ou vertical. La déviation angulaire, latérale ou verticale, maximale de l'aéronef, qui lui permet de rester dans le corridor de guidage linéaire, est alors représentée par une butée. Ceci permet de mettre en relation les approches par guidage linéaire 25 et les approches par guidage angulaire. Lorsque l'aéronef se situe dans la pyramide de guidage angulaire, les indicateurs 401.a et 401.b qui représentent les déviations angulaires de l'aéronef sont situés entre les points (402.a, 402.b, 402.c et 402.d) représentant la déviation maximale autorisée de l'aéronef. Il est connu dans 30 l'état de la technique d'indiquer que ces points sont situés à deux points, « 2 dots » en anglais. Ainsi selon la pente issue de la procédure d'approche codée, l'échelle de déviation angulaire verticale associe une déviation en degrés, par exemple on peut prendre comme référence que 2 dots en vertical correspond à une 35 déviation angulaire verticale maximale de 0.72°.

En latéral, également une correspondance angulaire avec les dots est réalisée. La largeur du faisceau dépend de sa définition du mode de guidage angulaire, par exemple on peut prendre comme référence que 2 dots correspond à une déviation angulaire latérale maximale de 2°.

Ces précisions latérales et verticales seront utilisées pour déterminer la correspondance entre une déviation angulaire et une déviation linéaire pour faire coïncider les deux modes de guidage angulaire (FLS) et linéaire (RNP). Sur la figure 4 si l'on considère que la déviation maximale est située à « deux dots » alors il n'est pas possible, pour le pilote, de déterminer lorsque l'indicateur de déviation latérale (respectivement verticale) se situe au niveau de ces 2 dots, si l'aéronef est à la limite de la pyramide de guidage angulaire ou s'il a déjà dépassé cette pyramide de guidage angulaire. En effet lorsque l'indicateur de déviation latérale (verticale) est en butée sur les « 2 dots » alors, par construction de l'écran de pilotage, l'indicateur de déviation latérale (ou verticale) ne peut pas dépasser la butée à « 2 dots ». Afin de contrer cette limitation il est possible dans un mode de réalisation de ne pas considérer la butée de 2 dots comme étant la position de la déviation angulaire maximale mais de prendre une marge de l'ordre de 20%, soit 1.8 dots et le considérer comme la valeur maximale de la déviation angulaire maximale. Dans ce cas 1.8 dot latéral correspond à un angle de précision angulaire latéral de 1.8° et 1.8 dot vertical correspond à un angle de précision angulaire vertical de 0.57°.

Ainsi le procédé établit une correspondance entre l'écart angulaire maximum différentiable et la tolérance maximale géométrique avec la marge précédemment vu, soit en latéral RNP - E, en en vertical /3. La zone d'application possible du mode de guidage angulaire (FLS) considérant la précision en guidage linaire (RNP) respectée est applicable jusqu'à la distance ou l'angle de précision angulaire latéral et l'angle de précision angulaire vertical rencontrent la précision RNP - E et f3. Les distances sont respectivement les distances latérale et verticale.

Dans un autre mode de réalisation l'étape d'affichage est réalisée de la manière présentée sur les figure 5.a et 5.b. La figure 5.a présente une interface « ND », pour « navigation display » en anglais ou afficheur de navigation en français, délimitant le point, nommé FLS sur cette figure, où le mode de guidage angulaire peut être utilisé. Cette distance est la plus contraignante entre la première distance et la deuxième distance. Le mode de guidage angulaire latéral peut être utilisé avant le mode de guidage angulaire vertical ou en même temps.

Les points SDF, FAF et CF représentent des points caractéristiques le long de l'approche finale. Sur la figure 5.b on peut envisager de représenter à la fois les écarts linéaires relatifs à la procédure de guidage linéaire et les écarts angulaires relatifs à la procédure de guidage angulaire. Ainsi on peut déterminer si la précision de l'approche angulaire est en conformité avec la précision demandée par l'approche linéaire. Cette précision est conforme lorsque le diamant, représentant l'écart angulaire, est situé à l'intérieur des limites du guidage linéaire. La figure 6 présente un mode d'utilisation du procédé décrit figure 2. Ce mode d'utilisation permet de faciliter le choix d'une approche par le pilote. En effet lorsqu'un pilote souhaite atterrir sur un aéroport, il n'est pas évident pour lui de savoir quels modes d'approche (linéaire ou angulaire) il va pouvoir utiliser en fonction des conditions de vol. Ce mode d'utilisation lui permet de connaitre les approches, vers un aéroport, réalisables avec un guidage angulaire. Ce mode d'utilisation comporte les étapes suivantes : - Une première étape de réception 601, par le système de gestion de vol, de l'information relative à l'aéroport ou aérodrome d'atterrissage. Cette information représente l'aéroport ou l'aérodrome que lequel le pilote souhaite atterrir, et elle est transmise par le pilote. - Une deuxième étape 602 de détermination pour l'aéroport ou aérodrome d'atterrissage de tout ou partie des trajectoires d'approche possibles, associées à une piste d'atterrissage, à partir d'une base de données des aéroports ou aérodromes. Cette étape est réalisée par le système de gestion de vol. - Une troisième étape 603 de détermination, pour au moins une des approches possibles, si l'approche est compatible avec un mode de guidage angulaire, par analyse géométrique de l'approche. Cette étape est réalisée par le système de gestion de vol via une analyse géométrique de l'approche suivant le procédé figure 2. - Une quatrième étape d'affichage 604 de l'ensemble des approches possibles pour l'aéroport ou l'aérodrome d'atterrissage affichage, pour les approches analysées, de la compatibilité avec le mode de guidage angulaire. - Une cinquième étape de réception 605 d'une information représentative d'une des approches affichées qui a été sélectionnée. - Une sixième étape de paramétrage 606 du système de gestion de vol afin d'utiliser l'approche sélectionnée. Dans un mode de réalisation la sixième étape de paramétrage 606 est en outre adaptée pour désélectionner le mode de guidage angulaire, si l'aéronef quitte un plan de vol compatible du mode de guidage angulaire et pour indiquer au pilote que le nouveau plan de vol est incompatible du mode de guidage angulaire. La figure 7 présente un système permettant la mise en oeuvre du procédé de l'invention. Ce procédé est mis en oeuvre dans un ou plusieurs systèmes de gestion de vol 701 (« Flight Management System » en anglais ou « Système de gestion de vol » en français) qui incluent une base de données de navigation 702. Cette base de données comprend la description de l'ensemble des approches possibles pour les différents aérodromes ou aéroports que l'aéronef peut utiliser. Dans une base de données de navigation, associées à un aéroport sont référencées les approches possibles. Par exemple un aéroport donnée a une piste pouvant être utilisée dans les deux sens de plus chaque piste reçoit un indicatif permettant de l'identifier par exemple RW10, RW28. De plus pour chaque piste il est indiqué les méthodes d'approche possibles (ILS, VOR (pour « VHF Omnidirectional Range » qui est un système de positionnement radioélectrique) et RNAV/GNSS (procédure d'approche de non précision aux instruments basée sur le système mondial de navigation par satellite), la base de données contient alors un indicatif permettant d'identifier l'approche utilisé par une piste et constitué de la concaténation de l'indication de l'approche et de l'indicatif de la piste par exemple ILS RW10, ILS RW28, VOR RW10, VOR RW28, RNAV RW10, RNAV RW28. Le ou les systèmes de gestion de vol comprennent aussi un processeur 703 en charge de différents calculs et de zones de stockage 704 ou sauvegarde des données calculées. Le système comprend aussi une interface utilisateur visuelle 705. Cette interface utilisateur permet; - la sélection par le pilote d'un aéroport ou aérodrome - l'affichage des approches possibles pour l'aérodrome ou l'aéroport sélectionné avec pour chaque approche une indication de la compatibilité avec un mode de guidage angulaire - la sélection par le pilote de l'une des approches; Cette interface peut donc être constituée d'une zone d'affichage présentant les données reçues du ou des systèmes de gestion de vol et permettant la saisie des paramètres du pilote à destination du ou des systèmes de gestion de vol. De plus l'interface visuelle comporte une zone d'affichage des données relatives à la navigation 706, une zone d'affichage des données relatives à l'approche et au guidage 707 et une zone d'affichage des données relatives aux principaux paramètres de pilotage.

Dans le premier mode de mise en oeuvre le pilote indique au système de gestion de vol, via l'interface utilisateur, l'aérodrome ou aéroport de destination dans le plan de vol. Ensuite l'étape de détermination pour l'aéroport de tout ou partie des trajectoires d'approche est réalisée par le processeur 703 du système de gestion de vol. Ensuite une étape d'analyse pour l'intégralité ou une partie des approches permet de vérifier la compatibilité avec le mode de guidage angulaire. Le système de gestion de vol effectue un tri sur les approches à analyser en écartant les approches de précisions qui ont leur propre moyen de guidage angulaire. Les approches de précision ont un label indiquant ILS, IGS, GLS, MLS. ILS signifie « Instrument Landing System » en anglais ou système d'atterrissage aux instruments en Français. L'ILS est le moyen de radionavigation le plus précis utilisé pour l'atterrissage. IGS est un système d'atterrissage aux instruments. GLS signifie « GPS Landing System » en anglais ou système d'atterrissage à GPS en français. MLS signifie « Microwave Landing System » ou système d'atterrissage à micro-onde cette autre technologie d'approche utilise une balise émettant sur une autre plage de fréquence que celle utilisé par un système de type ILS. Le système de gestion de vol écarte aussi les approches non précision marquées LOC, BC, LDA, qui peuvent être catégorisées comme des approches de précision. Cette étape est réalisée par le processeur 603 et les résultats sont stockés dans la zone 704 de stockage des données de calcul. Le processeur recherche si la procédure d'approche en cours d'analyse comprend un des critères suivants : - le segment de vol final suivant la norme A424 est de type RF (radius to fix), - l'angle entre l'axe de piste et le segment de vol est supérieur à une valeur comprise dans un intervalle allant de 45° à 55° avec comme valeur préférentielle 50°. - la procédure d'approche nécessite une performance de navigation inférieure à une valeur comprise dans l'intervalle allant de 0.25 à 0.1, - la déclinaison magnétique n'est pas connue. En effet si la déclinaison magnétique n'est pas connue alors on ne peut pas calculer une orientation magnétique à partir de l'orientation géographique. Et donc un faisceau latéral de guidage angulaire ne peut pas être construit à partir d'un point d'origine à proximité de la piste. - la piste d'atterrissage n'est pas connue ou définie dans la base de données des aéroports ou aérodromes insérée dans le système de 30 gestion de vol - la fréquence ILS est réglée manuellement en mode alternatif (NAV) à partir des systèmes de réglage des fréquences de radionavigation. Ceci indique que le pilote souhaite réaliser une approche de précision manuellement sans tenir compte de la base de données des approches. - il y a une incompatibilité entre la pente du guidage angulaire calculée et le profil de descente de l'approche insérée ou chargée dans le plan de vol du système de gestion de vol. Ceci arrive lorsque le long d'une distance D, prise depuis le point d'origine du faisceau de guidage angulaire, le profil vertical du guidage angulaire ce situe au dessous du profil d'approche de la procédure. A titre d'exemple on considère que D vaut 20 Nm ou que cette distance est déterminée à partir de la position du point IAF (point d'approche initiale de la procédure).

Si la procédure d'approche n'inclut aucune de ces caractéristiques, le processeur associe à la procédure un identifiant indiquant que le guidage angulaire est possible. Si la procédure inclut au moins une des caractéristiques, le processeur associe à la procédure un identifiant indiquant que l'approche est de type LNAVNNAV (ces termes sont connus dans l'état de la technique et signifient respectivement Navigation Latérale et Navigation verticale). Le processeur réitère l'étape de vérification de compatibilité sur l'ensemble des procédures d'approche de non précision, associées à l'aéroport ou à l'aérodrome, et mémorise les identifiants déterminés. Cependant, afin de ne pas surcharger inutilement la mémoire associée au contrôleur, la mémorisation de l'information représentative de la compatibilité avec un mode de guidage angulaire est effacée lorsque l'aérodrome ou l'aéroport de initialement considéré n'est plus utilisé ni dans le plan de vol actif, ni dans le plan de vol secondaire. Lorsque le pilote sélectionne l'affichage des différentes approches, associées à l'aéroport ou à l'aérodrome, sur le plan de vol actif ou sur le plan de vol secondaire le processeur affiche pour chaque approche de non précision étiquetée l'identifiant associé mémorisé. L'affiche de cet l'identifiant est réalisée sur l'interface graphique 605 ou 607 visualisée par le pilote. De plus lorsque le pilote sélectionne une approche de non précision de la liste, si l'approche possède un identifiant indiquant que le 35 guidage angulaire est possible, une possibilité de désactivation du mode de guidage angulaire est affichée au pilote. Si l'identifiant indique que l'approche est de type LNAVNNAV, aucune autre indication n'est affichée au pilote. Lorsque le pilote sélectionne une approche de non précision de la liste : - si l'approche possède un identifiant indiquant que le guidage angulaire est possible, le processeur sélectionne le mode de guidage angulaire pour réaliser cette approche. - si l'approche possède un identifiant indiquant que le guidage angulaire est possible, mais que pilote désactive le mode de guidage angulaire, le processeur sélectionne le mode de guidage LNAVNNAV pour réaliser cette approche. - si l'approche possède un identifiant indiquant que l'approche est de type LNAV/VNAV, le processeur sélectionne le mode de guidage LNAVNNAV pour réaliser cette approche. La solution permet donc pour chaque approche d'afficher au pilote si cette approche est compatible avec les critères angulaires. Cette analyse de compatibilité est réalisée, sans attendre la sélection de l'approche par le pilote. Ceci permet en particulier d'éviter de contredire le choix initial du mode d'approche associé à une approche. Une fois l'approche sélectionnée, les points de passage et les manoeuvres permettant de les rallier sont stockés dans le plan de vol du système de gestion de vol. De plus le système calcule les paramètres nécessaires au guidage angulaire avec un pilote automatique lorsque l'équipage engage le mode de guidage d'approche. Dans un deuxième mode de réalisation la mise en oeuvre d'une partie du procédé est déportée du système de gestion vol vers un outil de formatage 708 de la base de données de navigation. Cet outil de formatage est par exemple un serveur de base de données permettant de générer une base de données de navigation à partir du format ARINC 424. Ainsi la deuxième étape de détermination n'est plus mise en oeuvre sur le système de gestion de vol mais elle est mise en oeuvre sur un calculateur au sol.

C'est donc le calculateur au sol qui détermine, selon les critères exposés dans la suite (dont le critère géométrique), si une approche est compatible avec un mode de guidage angulaire. Le calculateur au sol réalise, pour chacun des aérodromes/aéroports de la base de données, la vérification de compatibilité des pistes de cet aéroport ou aérodrome, puis met à jour la base de données de navigation initiale avec cette information supplémentaire indiquant quel mode de guidage est utilisable pour l'approche. Cette nouvelle base de données de navigation est chargée dans le système de gestion de vol suivant les méthodes usuelles de chargement de bases de données.

Lorsque le pilote sélectionne la page des approches pour un aéroport donné le système de gestion de vol a le rôle de présenter les informations de la base de données transcrivant que telle ou telle approche est réalisable en utilisant une procédure de type guidage angulaire. Le système de gestion de vol a également le rôle de d'appliquer le choix du mode d'approche que le pilote sélectionne. Ainsi dans ce deuxième mode de mise en oeuvre du procédé, suite à l'étape initiale de réception par un pilote de l'information relative à l'aéroport ou l'aérodrome d'atterrissage, le processeur extrait, de la base de données de navigation, pour chaque aérodrome ou aéroport les approches de non précision qui lui sont associées. Cette base de données a été préalablement remplie par l'outil de formatage. Celui-ci a réalisé une étape d'analyse, qui permet de déterminer pour chaque approche des aéroports ou aérodromes que l'aéronef peut utiliser si cette approche est compatible avec un mode de guidage angulaire, par analyse géométrique de l'approche. En particulier l'outil de formatage recherche si la procédure comprend un des critères suivants : - le segment de vol final suivant la norme A424 est de type RF (radius to fix), - l'angle entre l'axe de piste et l'axe d'approche est supérieur à une valeur comprise dans un intervalle allant de 45° à 55° avec comme valeur préférentielle 50°. - la procédure d'approche nécessite une performance de navigation inférieure à une valeur comprise dans l'intervalle allant de 0.25 à 35 0.1, - la déclinaison magnétique n'est pas connue. En effet si la déclinaison magnétique n'est pas connue alors on ne peut pas calculer une orientation magnétique à partir de l'orientation géographique. Et donc un faisceau latéral de guidage angulaire ne peut pas être construit à partir d'un point d'origine à proximité de la piste. - il y a une incompatibilité entre la pente du guidage angulaire calculée et le profil de descente de l'approche insérée ou chargée dans le plan de vol du système de gestion de vol. Ceci arrive lorsque le long d'une distance D, prise depuis le point d'origine du faisceau de guidage angulaire, le profil vertical du guidage angulaire ce situe au dessous du profil d'approche de la procédure. A titre d'exemple on considère que D vaut 20 Nm ou que cette distance est déterminée à partir de la position du point IAF (point d'approche initiale de la procédure).

Si la procédure n'inclut aucune de ces caractéristiques, l'outil associe à la procédure un identifiant indiquant qu'il est possible d'utiliser un guidage angulaire. Si la procédure inclut au moins une des caractéristiques, l'outil associe à la procédure un identifiant indiquant qu'il est possible d'utiliser une approche LNAV/VNAV.

L'outil réitère l'étape de vérification de compatibilité pour l'ensemble des procédures d'approche associées à un aéroport ou aérodrome et indique pour chaque approche si il est possible d'utiliser une approche de type guidage angulaire ou une approche LNAVNNAV. Ensuite la base de données, comportant l'ensemble de ces informations, est chargée dans le système de gestion de vol ou dans un autre équipement par exemple un équipement connu sous l'acronyme anglais de EFB pour « Electronic Flight Bag ».

A partir de l'insertion de l'aérodrome ou l'aéroport de destination dans le plan de vol actif ou dans plan de vol secondaire, le pilote sélectionne la page d'arrivée pour visualiser les différentes approches de l'aérodrome ou l'aéroport, le processeur affiche pour chaque approche de non précision au préalable étiquetée FLS/FAPP l'identifiant correspondant sur l'interface en vue du pilote.

Suite à l'étape d'affichage aux pilotes de l'ensemble des approches associées à l'aéroport et pour les approches analysées de la compatibilité avec le mode de guidage angulaire et lorsque le pilote sélectionne une approche de non précision de la liste, si l'approche permet d'utiliser une approche de type guidage angulaire, une possibilité de désactivation du guidage angulaire est affichée au pilote. Si l'approche est de type LNAV/VNAV, aucun autre affichage n'est présenté sur l'écran d'interface du pilote.

Lorsque le pilote sélectionne une approche de non précision de la liste : - si l'approche possède un identifiant indiquant que le guidage angulaire est possible, le processeur sélectionne le mode de guidage angulaire pour réaliser cette approche. - si l'approche possède un identifiant indiquant que le guidage angulaire est possible, mais que pilote désactive le mode de guidage angulaire, le processeur sélectionne le mode de guidage LNAVNNAV pour réaliser cette approche. - si l'approche possède un identifiant indiquant que indique que l'approche est de type LNAV/VNAV, le processeur sélectionne le mode de guidage LNAVNNAV pour réaliser cette approche. La solution propose toujours un mode réalisable pour une 25 approche de non précision avant son insertion dans le plan de vol, sans attendre la sélection par l'approche pour analyser et potentiellement contredire le choix initial du mode d'approche s'y référant. Une fois l'approche sélectionnée, les points de passage et les 30 manoeuvres permettant de les rallier sont stockés dans le plan de vol du système de gestion de vol.

Claims (15)

1. REVENDICATIONS1. Procédé de détermination de la compatibilité d'une approche, vers une piste d'atterrissage, avec un mode de guidage angulaire, ladite approche étant compatible avec un mode de guidage linéaire, ledit guidage angulaire étant caractérisé par un angle de précision latéral, ledit guidage linéaire étant caractérisé par un écart de précision latéral, ledit procédé étant mis en oeuvre sur un système de gestion de vol déployé à bord d'un aéronef et comportant : - une première étape (201) de détermination d'une première distance représentative d'une distance maximale d'utilisation dudit guidage angulaire, à partir dudit angle de précision latéral et dudit écart de précision latéral.
2. 2. Procédé de détermination selon la revendication 1 dans lequel ledit guidage linéaire est en outre caractérisé par un écart de précision vertical, et ledit guidage angulaire est en outre caractérisé par un angle de précision vertical, - ladite première étape (201) de détermination étant en outre adaptée pour la détermination d'une deuxième distance représentative d'une distance maximale d'utilisation dudit guidage angulaire, à partir dudit angle de précision vertical et dudit écart de précision vertical.
3. 3. Procédé de détermination selon la revendication 1 ou 2 comportant : - une deuxième étape (202) de détermination d'une distance de séparation entre ledit aéronef et le début de ladite piste d'atterrissage ou entre ledit aéronef et un point situé en avant de ladite piste d'atterrissage et représentant la fin de ladite d'approche, - une troisième étape (203) de détermination de la possibilité d'utiliser ladite approche angulaire par comparaison entre ladite distance de séparation et ladite première distance.
4. 4. Procédé de détermination selon la revendication 3 dépendante de la 2 dans lequel ladite troisième étape (203) de détermination étant en outre adaptée pour déterminer la possibilité d'utiliser ladite approche angulaire par comparaison entre ladite distance de séparation et ladite deuxième distance.
5. 5. Procédé de détermination selon l'une des revendications 1 à 4 dans lequel ladite première étape (201) utilise la relation : RNP d= tan a dans cette relation d correspond à ladite première distance, RNP audit écart de précision latéral et a audit angle de précision latéral.
6. 6. Procédé de détermination selon la revendication 2 ou la revendication 3 dépendante de la 2 ou la revendication 4 ou la revendication 5 dépendante 10 au moins de la 2 dans lequel : ladite première étape (201) utilise la relation : dvert = fl tan aven dans cette relation dhaut correspond à ladite deuxième distance, /3 audit écart de précision vertical et chaut audit angle de précision vertical. 15
7. 7. Procédé de détermination selon la revendication 3 à 6 dépendantes au moins de la revendication 3 comportant : - une quatrième étape de détermination (301) d'un angle de précision latéral à respecter, associé audit guidage angulaire, et à partir de ladite distance de séparation et dudit écart de précision latéral, et/ou 20 - d'un angle de précision vertical à respecter, associé audit guidage angulaire, et à partir de ladite distance de séparation et dudit écart de précision vertical.
8. 8. Procédé de détermination selon la revendication 7 dans lequel : 25 ladite quatrième étape (301) de détermination est adaptée pour l'utilisation de la formule : RNP y = tan-1 ( dist dans cette formule y représente ledit angle de précision latéral à respecter, RNP ledit écart de précision latéral et dist ladite distance de séparation et/ou de la formule := tan-1 Yvert dist dans cette formule yvert représente l'angle de précision verticale à respecter, /3 l'écart de précision vertical et dist la distance de séparation.
9. 9. Procédé de sélection d'une trajectoire d'approche d'un aéroport ou d'un 5 aérodrome, mis en oeuvre sur un système de gestion de vol déployé à bord d'un aéronef, ledit procédé comportant les étapes suivantes : - une première étape de réception (601) d'une information représentative d'un aéroport ou aérodrome d'atterrissage sélectionné par le pilote,
10. 10 - une deuxième étape (602) de détermination pour ledit aéroport ou aérodrome d'atterrissage de tout ou partie des trajectoires d'approche possibles, associées à une piste d'atterrissage, à partir d'une base de données des aéroports ou aérodromes, - une troisième étape (603) de détermination, pour au moins une des 15 approches possible, si ladite approche est compatible avec un mode de guidage angulaire, par analyse géométrique de l'approche, par utilisation du procédé selon l'une des revendications 1 à 6 - une quatrième étape d'affichage (604) de l'ensemble desdites approches possibles pour ledit aéroport ou ledit aérodrome 20 d'atterrissage affichage, pour les approches analysées, de la compatibilité avec ledit mode de guidage angulaire. - une cinquième étape de réception (605) d'une information représentative d'une des approches affichées qui a été sélectionnée, - une sixième étape de paramétrage (606) dudit système de gestion de 25 vol afin d'utiliser l'approche sélectionnée. 10. Procédé selon la revendication 9 dans lequel ladite sixième étape de paramétrage (606) est en outre adaptée pour désélectionner le mode de guidage angulaire, si l'aéronef quitte un plan de vol compatible du mode de 30 guidage angulaire et pour indiquer au pilote que le nouveau plan de vol est incompatible du mode de guidage angulaire.
11. 11. Système de détermination de la possibilité, pour un aéronef, d'utiliser un mode d'approche guidage angulaire caractérisé par un angle de précision angulaire latéral pour réaliser une approche vers une piste d'atterrissage caractérisée par un écart de précision latéral demandé comportant : - un système de gestion (701) de vol déployé à bord d'un aéronef et adapté à la mise en oeuvre des étapes du procédé selon l'une des revendications 1 à 10.
12. 12. Système de détermination selon la revendication 11 comportant une interface utilisateur visuelle (705) échangeant des informations avec ledit système de gestion et permettant l'affichage : - d'un indicateurs (401.a) représentatif d'une déviation angulaire latéral de l'aéronef par rapport audit angle de précision latéral, - d'un indicateur (401.b) représentatif d'une déviation angulaire vertical de l'aéronef par rapport audit angle de précision vertical, - de quatre indicateurs (402.a, 402.b, 402.c et 402.d) représentatif respectivement d'une déviation maximale autorisée de l'aéronef à gauche, à droite, en bas, lesdites déviations maximales autorisées correspondant audit angle de précision latéral ou audit angle de précision latéral limité par une marge.
13. 13. Système de détermination selon l'une des revendications 11 à 12 comportant en outre; - une base de données de navigation (702) comprenant la description de l'ensemble des approches possibles pour les différents aérodromes ou aéroports que l'aéronef peut utiliser - un outil de formatage comprenant au moins un processeur (703) adapté pour la détermination, pour ledit aéroport ou aérodrome d'atterrissage, de tout ou partie des trajectoires d'approche possibles, associées à une piste d'atterrissage, à partir de ladite base de données des aéroports ou aérodromes ledit processeur comportant une zone de stockage (704) des données calculées - ladite interface utilisateur visuelle (705) étant en outre adaptée pour l'échange d'informations avec le processeur et permettant ; o la sélection par le pilote d'un aéroport ou aérodromeo l'affichage des approches possibles pour l'aérodrome ou l'aéroport sélectionné avec pour chaque approche une indication de la compatibilité avec un mode de guidage angulaire o la sélection par le pilote de l'une des approches; - ledit processeur configurant ledit système de gestion de vol en fonction de ladite approche sélectionnée ledit système de gestion étant de plus adapté à la mise en oeuvre des étapes du procédé selon la revendication 7 ou 8. 10
14. 14. Système selon l'une des revendications 11 à 13 comportant en outre : - un outil de formatage (708), implémenté hors du système de gestion de vol et adapté pour déterminer, pour une partie des approches possibles pour une partie des aéroports ou aérodrome que l'aéronef 15 peut utiliser, si lesdites approches sont compatibles d'un mode de guidage angulaire ; - de plus le système comporte des moyens de téléchargement permettant le téléchargement de données représentatives de la compatibilité des approches avec le mode de guidage angulaire, 20 entre l'outil de formatage et la base de données de navigation.
15. 15. Système selon la revendication 14 dans lequel ledit outil de formatage (708) est situé au sol et est adapté en outre pour déterminer, pour une partie des approches possibles pour une partie des aéroports ou aérodrome d'une 25 zone géographique, si lesdites approches sont compatible d'un mode de guidage angulaire ; de plus le système comporte des moyens de transmission permettant la transmission de données représentatives de la compatibilité des approches avec le mode de guidage angulaire, entre l'outil de formatage et le système 30 de gestion de vol.