FR3022045A1

FR3022045A1 - Procede et dispositif de determination du sens de virage optimal d'un aeronef

Info

Publication number: FR3022045A1
Application number: FR1401300A
Authority: FR
Inventors: Vincent Savarit; Francois Hoofd; Emmanuel Dewas
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2014-06-06
Filing date: 2014-06-06
Publication date: 2015-12-11
Anticipated expiration: 2034-06-06
Also published as: US9536433B2; US20150356874A1; FR3022045B1

Abstract

L'invention concerne un procédé de détermination du sens de virage optimal (TDopt) d'un aéronef parmi deux sens droite et gauche, l'aéronef suivant une trajectoire latérale pour rejoindre une droite d'arrivée (Da) repérée par un angle d'arrivée (Aa), à partir d'un point de départ (Pd) et d'un angle de départ (Ad) définissant une droite de départ (Dd) orientée dans le sens de déplacement de l'aéronef, le sens du virage optimal (TDopt) droite ou gauche par rapport au déplacement de l'aéronef étant conventionnellement défini par un signe de virage optimal (STDopt) respectivement positif ou négatif, ledit procédé comprenant les étapes consistant à : -déterminer (150) un signe de départ (SPd) conventionnel du point de départ (Pd), -déterminer (200) une valeur centrée (TCc) d'un l'angle de changement de course égale à la différence entre l'angle d'arrivée (Aa) et l'angle de départ (Ad) ramenée entre -180° et +180°, ladite valeur centrée (TCc) présentant un signe logique (SI) correspondant au signe de la valeur centrée (TCc) de l'angle de changement de course, -déterminer (300) le signe du virage optimal (STDopt) à partir de la comparaison entre le signe de départ (SPd) et le signe logique (SI), ledit signe du virage optimal (STDopt) définissant le sens de virage optimal (TDopt).

Description

Procédé et dispositif de détermination du sens de virage optimal d'un aéronef DOMAINE DE L'INVENTION La présente invention concerne un procédé de calcul de trajectoires latérales géométriques continues entre un point de départ et une droite d'arrivée. Elle s'applique notamment au domaine de l'avionique, et plus particulièrement aux dispositifs de gestion de vol habituellement désignés selon l'acronyme FMS de l'expression anglo-saxonne « Flight Management System ».

ETAT DE LA TECHNIQUE La plupart des aéronefs actuels possèdent un système de gestion de vol, par exemple du type FMS, selon l'acronyme du terme anglo-saxon "Flight Management System". Ces systèmes permettent une aide à la navigation, par l'affichage d'informations utiles aux pilotes, ou bien par la communication de paramètres de vol à un système de pilotage automatique. Notamment, un système de type FMS permet à un pilote ou à une autre personne qualifiée, de saisir, en pré-vol, un plan de vol défini par un point de départ du plan de vol, un point d'arrivée du plan de vol, et une série de points de cheminement ou waypoints, habituellement désignés par l'abréviation WPT. Tous ces points peuvent être choisis parmi des points prédéfinis dans une base de données de navigation, et qui correspondent à des aéroports, des balises de radionavigation, etc. Les points peuvent aussi être définis manuellement par leurs coordonnées géographiques et éventuellement leur altitude. La saisie des points de cheminement peut se faire par une interface dédiée, par exemple un clavier ou un écran tactile, ou bien par transfert de données depuis un dispositif externe. Un plan de vol consiste alors en une succession de segments, ou "legs" 30 selon la terminologie anglo-saxonne habituellement employée dans ce domaine technique.

D'autres données peuvent être entrées dans le système de gestion de vol, notamment des données relatives au plan de charge de l'aéronef et à la quantité de carburant embarquée. Lorsque l'aéronef est en vol, le système de gestion de vol évalue précisément la position de l'aéronef et l'incertitude de cette donnée, en centralisant les données en provenance des différents dispositifs de positionnement, tels que le récepteur de géo-positionnement par satellite, les dispositifs de radionavigation : par exemple DME, NDB et VOR, la centrale inertielle, etc.

Un écran permet aux pilotes de visualiser la position actuelle de l'aéronef, ainsi que la route suivie par celui-ci, et les points de cheminement les plus proches, le tout sur un fond de carte permettant d'afficher simultanément d'autres paramètres de vol et points remarquables. Les informations visualisées permettent notamment aux pilotes d'ajuster des paramètres de vol, tels que le cap, la poussée, l'altitude, les taux de montée ou de descente, etc. ou bien simplement de contrôler le bon déroulement du vol si l'aéronef est piloté de manière automatique. Le calculateur du système de gestion de vol permet de déterminer une géométrie de vol optimale, notamment dans le sens d'une réduction des coûts de fonctionnement, liés à la consommation de carburant. La figure 1 présente un diagramme synthétique illustrant la structure d'un système de gestion de vol de type FMS, connu de l'état de la technique. Un système de type FMS 100 dispose d'une interface homme-machine 120 25 comprenant par exemple un clavier et un écran d'affichage, ou bien simplement un écran d'affichage tactile, ainsi qu'au moins les fonctions suivantes, décrites dans la norme ARINC 702 précitée : - Navigation (LOCNAV) 101, pour effectuer la localisation optimale de 30 l'aéronef en fonction des moyens de géo-localisation 130 tels que le géo-positionnement par satellite ou GPS, GALILEO, les balises de radionavigation VHF, les centrales inertielles. Ce module communique avec les dispositifs de géo-localisation précités ; - Plan de vol (FPLN) 102, pour saisir les éléments géographiques 35 constituant le squelette de la route à suivre, tels que les points imposés par les procédures de départ et d'arrivée, les waypoints, les couloirs aériens ou airways selon la dénomination anglo-saxonne ; - Base de données de navigation (NAVDB) 103, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases relatives aux points, balises, legs d'interception ou d'altitude... ; - Base de données de performance, (PRFDB) 104, contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l'appareil ; - Trajectoire latérale (TRAJ) 105, pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances de l'aéronef et les contraintes de confinement (RNP) ; - Prédictions (PRED) 106, pour construire un profil vertical optimisé sur la trajectoire latérale et verticale. Les fonctions faisant l'objet de la présente invention affectent cette partie du calculateur ; - Guidage (GUID) 107, pour guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire tridimensionnelle, tout en optimisant sa vitesse. Dans un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage automatique 110, ce dernier peut échanger des informations avec le module de guidage 107 ; - Liaison de données numériques (DATALINK) 108 pour communiquer avec les centres de contrôle et les autres aéronefs 109. Le plan de vol est entré par le pilote, ou bien par liaison de données, à partir de données contenues dans la base de données de navigation. Un plan de vol consiste typiquement en une succession de segments, habituellement désignés sous le nom de "legs", qui sont formés d'une terminaison et d'une géométrie, par exemple une géométrie de type virage, ou bien de type ligne droite en orthodromie ou en loxodromie. Les différents types de legs sont définis dans la norme internationale ARINC 424. Le pilote saisit ensuite les paramètres de l'aéronef : masse, plan de vol, 30 plage de niveaux de croisière, ainsi que un ou une pluralité de critères d'optimisation, tels que le Cl. Ces entrées permettent aux modules TRAJ 105 et PRED 106 de calculer respectivement la trajectoire latérale et le profil vertical, c'est-à-dire le profil de vol en termes d'altitude et de vitesse, qui par exemple minimise le critère d'optimisation. La trajectoire latérale de l'aéronef est ainsi calculée d'un leg à l'autre en respectant un certain nombre de conventions.

Par exemple, pour des raisons de sécurité , l'ARINC 424 prévoit, lorsqu'un changement de course (c'est-à-dire un changement de direction) entre deux legs consécutifs du plan de vol est trop important (typiquement supérieur à 135°), d'imposer une direction de rejointe du leg suivant en imposant un sens de virage de l'aéronef ou « Forced Turn Direction » en vocabulaire anglo10 saxon. De plus, lors de l'enchaînement des legs, certaines transitions présentent également un sens « forcé » ou « Forced Turn Direction ». Ainsi l'enchaînement entre le leg n et le leg n+1 doit impérativement s'effectuer par une trajectoire respectant un sens de virage imposé. 15 Lorsqu'il n'y pas de « Forced Turn Direction » entre un leg et le suivant, le FMS selon l'état de l'art calcule une trajectoire de rejointe comprenant un virage de l'aéronef selon un sens de virage dénommé sens logique ou « Logical Turn Direction » pour LTD en vocabulaire anglo-saxon. Le LTD est déterminé de manière basique, il est lié directement et uniquement au 20 changement de direction (changement de « track » en vocabulaire anglo-saxon) entre les legs. Il existe d'autres situations dans lesquelles pour diverses raisons l'aéronef a quitté son plan de vol et vole donc une trajectoire en dehors de la trajectoire latérale initialement calculée. Pour rejoindre le plan de vol, le FMS calcule 25 alors une trajectoire de rejointe d'un leg d'arrivée à partir de la position courante de l'aéronef. Dans ce cas également le FMS choisi un virage initial selon le sens LTD. Nous allons tout d'abord expliciter sur la figure 2 certaines conventions permettant de définir les paramètres nécessaires à la bonne compréhension 30 du calcul du LTD selon l'état de la technique. Sur la figure 2a, un leg de départ est défini par un point de départ Pd et une direction selon le sens de déplacement de l'aéronef, correspondant à une droite orientée Dd repérée par un angle de départ Ad défini par rapport une direction de référence Ref, typiquement le Nord. Par convention, l'angle est 35 considéré positif dans le sens des aiguilles d'une montre, et compris entre 0° et 360°. Ce point de départ Pd peut être un leg n lors du calcul d'une trajectoire latérale selon un plan de vol prédéterminé, ou la position courante de l'aéronef lors du calcul d'une trajectoire de rejointe d'un aéronef ayant quitté son plan de vol et souhaitant le rejoindre au niveau d'un leg d'arrivée donné. Pour le calcul de la trajectoire de rejointe du leg suivant ou leg d'arrivée, le FMS selon l'état de la technique ne prend--en considération que la droite orientée dans le sens d'arrivée souhaité de l'aéronef sur ce leg, dénommée droite d'arrivée Da, sans considérer la position exacte du point d'arrivée Pa correspondant aux coordonnées géographiques du point de navigation associé au leg. La figure 2b explicite la situation géométrique des legs de départ et d'arrivée selon les conventions précédentes. Le système calcule une trajectoire de rejointe pour qu'un aéronef situé en Pd et volant selon une direction correspondant à l'angle de départ Ad, rejoigne la droite Da. Cette trajectoire commence par un virage de l'aéronef et se poursuit par une partie typiquement droite qui intersecte la droite Da selon un angle de rejointe AR. Typiquement la capture de la droite d'arrivé Da se fait selon un angle de rejointe de 45° pour un avion civil. Cet angle peut atteindre 90° pour un avion d'arme capable d'effectuer de forts virages. De même pour des raisons d'optimisation de temps de vol, la valeur de 45° peut être diminuée dans les zones de faible circulation-aérienne. Le sens d'un virage est gauche si l'aéronef tourne sur sa gauche et droit s'il tourne sur sa droite. Par convention, on attribue un signe au sens du virage : 25 un virage sur la gauche (sens inverse des aiguilles d'une montre) est négatif, un virage sur la droite (sens des aiguilles d'une montre) est positif. Le principe de calcul du LTD est illustré sur la figure 3 pour différentes configurations de courses de départ et d'arrivée. Le LTD (« Logical Turn 30 direction ») est lié directement au changement de direction (changement de « track » en vocabulaire anglo-saxon) entre les legs, c'est-à-dire qu'il n'est fonction que l'angle entre Ad et Aa. Cet angle entre Aa et Ad est couramment dénommé angle de changement de course ou « Track Change » en vocabulaire anglo-saxon.

Le LTD correspond au sens de virage qui minimise l'amplitude du changement de direction de Ad vers Aa. Le LTD est défini par un signe, positif lorsqu'il est droit (sens horaire) et négatif lorsqu'il est gauche (sens inverse du sens horaire). En d'autres termes, le signe du LTD correspond au signe de la différence Aa-Ad, si besoin convertie de sorte que cette différence soit ramenée entre -180° et +180° (plus petit angle en valeur absolue entre Ad et Aa) : Pour 0 <Aa-Ad <180° , signe de LTD = + Pour -180° <Aa-Ad <0° , signe de LTD = - Ainsi, selon l'état de l'art le système choisi toujours la rejointe selon l'angle de « track change » le plus faible en valeur absolue, et ce quelque soit la position Pd de l'aéronef par rapport à la droite d'arrivée Da. La figure 4 illustre un exemple dans lequel le sens du virage logique LTD, calculé par le système pour rejoindre la droite Da, est gauche, soit négatif (LTD = -). Ce sens logique LTD déterminé par le système est indépendant de la position de Pd par rapport à la droite Da, comme illustré figure 4. La trajectoire 40 est la trajectoire latérale calculée de l'aéronef lorsque le point de départ Pd est situé sur la droite de la droite d'arrivée Da et la trajectoire 41 est la trajectoire latérale calculée de l'aéronef lorsque le point de départ Pd est situé sur la gauche de la droite d'arrivée Da. Ces deux trajectoires latérales calculées 40 et 41 commencent toutes deux par un virage à gauche.

Ainsi le calcul du LTD ne tient pas compte des caractéristiques géométriques du plan de vol, et plus particulièrement de la position du point de départ Pd par rapport à la droite d'arrivée Da. Ce mode de calcul présente ainsi l'inconvénient de ne pas correspondre, pour certaines géométries, au sens naturel que choisirait le pilote ou au sens minimisant la distance parcourue par l'aéronef pour rejoindre la droite Da. De plus, pour certaines géométries dont un exemple est illustré figure 5, la rejointe de la droite Da à partir du LTD calculé s'effectue en aval du point d'arrivée Pa, puisque la position du point Pa n'est pas prise en compte dans le calcul du LTD. Considérons que le point Pd et l'angle Ad correspondent à un leg n, et que le point d'arrivée Pa et l'angle d'arrivée Aa correspondent au leg n+1 suivant le leg n d'un plan de vol. Après le leg n+1, l'aéronef doit rejoindre le leg n+2 et ainsi de suite. Le FMS selon l'état de la technique calcule une trajectoire de rejointe 50 passant au-delà du point Pa et rejoignant directement le leg n+2 voir n+3 du plan de vol. Cette trajectoire calculée n'est pas satisfaisante car elle ne s'asservit pas suffisamment sur le plan de vol et gêne les pilotes ainsi que le contrôle aérien. Un but de la présente invention est de palier aux inconvénients précités, en 10 proposant un procédé de détermination du sens de virage optimal entre un point de départ et une course de départ et une droite d'arrivée prenant en compte la position du point de départ par rapport à la droite d'arrivée. DESCRIPTION DE L'INVENTION 15 Selon un aspect l'invention concerne un rocédé de détermination du sens de virage optimal d'un aéronef défini par rapport à son déplacement, parmi deux sens droite et gauche, l'aéronef suivant une trajectoire latérale pour rejoindre une droite d'arrivée orientée selon le sens de déplacement souhaité de 20 l'aéronef et repérée par un angle d'arrivée à partir d'un point de départ et d'un angle de départ définissant une droite de départ orientée dans le sens de déplacement de l'aéronef, le sens du virage optimal droite ou gauche par rapport au déplacement de l'aéronef étant conventionnellement défini par un signe de virage optimal respectivement positif ou négatif, ledit procédé 25 comprenant les étapes consistant à : -déterminer un signe de départ conventionnel du point de départ par rapport à la droite d'arrivé orientée, le signe de départ étant positif ou négatif lorsque le point de départ est situé respectivement à gauche ou à droite de la droite d'arrivée orientée, 30 -déterminer une valeur centrée d'un l'angle de changement de course égale à la différence entre l'angle d'arrivée et l'angle de départ ramenée entre 180° et +180°, ladite valeur centrée présentant un signe logique correspondant au signe de la valeur centrée de l'angle de changement de course, -déterminer le signe du virage optimal à partir de la comparaison entre le signe de départ et le signe logique, le signe du virage optimal définissant le sens de virage optimal.

Selon une variante, l'étape de détermination du signe du virage optimal comprend la sous étape consistant à comparer le signe de départ du point de départ et le signe logique, * lorsque les signes sont différents, le signe de virage optimal est égal au signe logique, * lorsque les signes sont égaux, le signe du virage optimal est déterminé par une sous étape à partir du signe logique. Selon un premier mode de réalisation de cette variante la sous étape de détermination du signe du virage optimal lorsque lesdits signes sont égaux, 15 consiste à affecter l'opposé du signe logique au signe du virage optimal. Selon un deuxième mode de réalisation la sous étape de détermination du signe du virage optimal lorsque lesdits signes sont égaux s'effectue en fonction de la valeur absolue de la valeur centrée de l'angle de changement 20 de course et/ou de la distance entre la point de départ et la droite d'arrivée. Selon une première variante du deuxième mode de réalisation, la sous étape de détermination du signe du virage optimal lorsque lesdits signes sont égaux comprend la sous étape consistant à : 25 -comparer la valeur absolue de la valeur centrée de l'angle de changement de course avec un angle égal à 180° moins un angle de rejointe compris entre 10° et 90°, *lorsque ladite valeur absolue est inférieure à la différence entre 180° et ledit angle de rejointe, le signe de virage optimal est égal au signe logique, 30 *lorsque ladite valeur absolue est supérieure ou égale à la différence entre 180° et ledit angle de rejointe, le signe du virage optimal est égal à l'opposé du signe logique.

Selon une deuxième variante du deuxième mode de réalisation, la sous étape de détermination du signe du virage optimal lorsque lesdits signes sont égaux comprend les sous étapes consistant à : -déterminer une distance entre le point de départ et la droite d'arrivée par 5 projection orthogonale du point de départ sur la droite d'arrivée, -comparer la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée et une distance de rejointe, * lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est inférieure à la distance de rejointe, le signe du virage optimal est égal au 10 signe logique, * lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est supérieure ou égale à la distance de rejointe, le signe du virage optimal est égal à l'opposé du signe logique. 15 Selon une troisième variante du deuxième mode de réalisation la sous étape de détermination du signe du virage optimal lorsque lesdits signes sont égaux et lorsqu'en sortie de l'étape de comparaison la valeur absolue est supérieure ou égale à la différence entre 180° et l'angle de rejointe, comprend les sous étapes consistant à : 20 -déterminer une distance entre le point de départ et la droite d'arrivée par projection orthogonale du point de départ sur la droite d'arrivée, -comparer la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée et une distance de rejointe, * lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est 25 inférieure à la distance de rejointe, le signe du virage optimal est égal au signe logique, * lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est supérieure ou égale à la distance de rejointe, le signe du virage optimal est égal à l'opposé du signe logique. 30 Selon un exemple, l'angle de rejointe est égal à 45°. Selon un mode de réalisation la distance de rejointe est calculée par la formule suivante : Dist-r = Rv * (1 + sina), Rv est un rayon de virage de la transition et a est la valeur centrée de l'angle de changement de course TCc. D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention 5 apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre et en regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels : -la figure 1 déjà citée présente un' diagramme synthétique illustrant la structure d'un système de gestion de vol de type FMS selon l'état de la technique. 10 -la figure 2 déjà citée illustre des conventions permettant de définir des paramètres nécessaires à la compréhension du calcul du « Logic Turn Dir » ou LTD selon l'état de la technique. -la figure 3 déjà citée décrit le principe de calcul du LTD pour différentes configurations de course de départ. 15 -la figure 4 déjà citée illustre un exemple dans lequel le sens de virage déterminé selon l'état de la technique est gauche. -la figure 5 déjà citée illustre une géométrie de vol particulière. -la figure 6 décrit le procédé de détermination du sens de virage optimal selon l'invention. 20 -la figure 7 décrit une variante du procédé selon l'invention. -la figure 8 décrit un premier mode de réalisation de l'invention. -la figure 8bis illustre une géométrie de vol pour laquelle le sens de virage optimal selon l'invention est différent du sens de virage déterminé par l'état de la technique. 25 -la figure 9 décrit un deuxième mode de réalisation de l'invention. -la figure 10 décrit une première variante du deuxième mode de réalisation de l'invention. -la figure 11 décrit une deuxième variante du deuxième mode de réalisation de l'invention. 30 -la figure 12 illustre la notion de rayon de virage d'un aéronef. -la figure 13 décrit une troisième variante du deuxième mode de réalisation de l'invention. -la figure 14 fait apparaître un avantage du procédé selon l'invention. -la figure 15 illustre un procédé de calcul de trajectoire utilisant le procédé de 35 détermination du sens de virage optimal selon l'invention. -la figure 16 schématise un dispositif de détermination du sens de virage optimal selon un autre aspect de l'invention.

DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION La figure 6 décrit le procédé 10 selon l'invention. Le procédé 10 détermine le sens de virage optimal TDopt d'un aéronef défini par rapport à son déplacement, parmi deux sens droite et gauche. Un virage de sens gauche signifie que l'aéronef tourne sur sa gauche , et de sens droite que l'aéronef tourne sur sa droite. Le procédé s'applique à un aéronef théoriquement situé en un point de départ Pd et suivant une route orientée sur un angle de départ Ad définissant une droite de départ Dd orientée dans le sens de déplacement de l'aéronef. L'aéronef suit une trajectoire latérale pour rejoindre une droite d'arrivée Da orientée selon le sens de déplacement souhaité de l'aéronef sur la droite Da compte tenu du besoin opérationnel et repérée par un angle d'arrivée Aa. Les angles de départ Ad et d'arrivée Aa sont définis par rapport à une direction de référence Ref, typiquement le Nord, et sont préférentiellement considérés positifs dans le sens horaire, et compris entre 0° et 360°. Le sens du virage optimal TDopt droite ou gauche par rapport au déplacement de l'aéronef est conventionnellement défini par un signe de virage optimal STDopt respectivement positif + ou négatif -.Le procédé 10 selon l'invention détermine le signe de TDopt, et donc TDopt lui-même par application de la convention : STDopt = + , TDopt = vers la droite STDopt = - , TDopt = vers la gauche. Le procédé 10 selon l'invention comprend les étapes suivantes.

Une étape 150 consiste à déterminer un signe de départ Spd conventionnel du point de départ Pd par rapport à la droite d'arrivé orientée Da. Le signe de départ est positif lorsque le point de départ Pd est situé à gauche de la droite d'arrivée orientée Da et négatif lorsque le point de départ Pd est situé à droite de la droite d'arriviée. Cette convention est illustrée figure 2a.

L'espace est en effet conventionnellement divisé en deux parties, une partie positive située à gauche de la droite orientée Da, une partie négative située sur sa droite. Le signe du point Pd permet de caractériser sa position par rapport à droite orientée Da.

Une étape 200 consiste à déterminer une valeur centrée TCc de l'angle de changement de course égale à la différence entre l'angle d'arrivée Aa et l'angle de départ Ad ramenée entre -180° et +180°. TCc = valeur de (Aa - Ad) comprise entre -180° et +180°. La valeur centrée TCc présente un signe logique SI correspondant au signe 10 de la valeur centrée TCc de l'angle de changement de course. Le signe logique SI correspond au LTD défini selon l'état de la technique. Une étape 300 détermine le signe du virage optimal STDopt à partir de la comparaison entre le signe de départ Spd et le signe logique SI, le signe du virage optimal STDopt définissant le Sens de virage optimal TDopt, comme 15 expliqué ci- dessus. Les inventeurs ont établi qu'il existait des situations pour lesquelles le choix du LTD n'était pas pertinent, et qu'il convenait tout d'abord de tenir compte de la position du point de départ Pd par rapport à la droite Da par l'intermédiaire de son signe conventionnel SPd. 20 Les inventeurs ont ainsi établi qu'en fonction de la comparaison entre Spd et le signe logique SI, soit le signe du virage optimal TDopt est égal à LTD, soit il est égal à son opposé. En d'autres termes le procédé 10 selon l'invention introduit un nouveau paramètre Spd et une nouvelle étape de comparaison 300 entre le signe 25 logique SI égal au LTD qu'aurait systématiquement choisi un FMS selon l'état de la technique calculant la trajectoire latérale, et ce signe SPd. Un avantage du procédé est qu'il introduit dans la détermination du sens de virage optimal TDopt un paramètre fonction de la position, à gauche ou à droite, du point de départ par rapport 'à la droite d'arrivée Da, c'est à dire qu'il 30 tient compte de manière simple de la géométrie du plan de vol de l'aéronef. La prise en compte de ce paramètre permet de choisir un sens de virage opposé au LTD dans certaines situations pour lesquelles ce choix est plus approprié, comme explicité plus loin. 35 La figure 7 décrit une variante du procédé 10 selon l'invention.

Selon cette variante, l'étape 300 de détermination du signe du virage optimal STDopt comprend une sous étape 310 consistant à comparer le signe de départ Spd du point de départ Pd et le signe logique SI, et à définir le signe de virage de virage optimal STDopt selon la logique suivante : - lorsque les signes sont différents, le signe de virage optimal est égal au signe logique SI : STDopt = SI = LTD -lorsque les signes sont égaux, le signe du virage optimal STDopt est déterminé par une sous étape 320 à partir du signe logique SI. Les inventeurs ont ainsi établi que lorsque les signes sont différents, le choix 10 de LTD est un choix correct, et que les situations posant problème correspondent au cas pour lequel les signes Spd et SI sont égaux. Les inventeurs ont également mis au point deux modes de réalisation du calcul du signe de TDopt à partir de SI. 15 Selon un premier mode de réalisation illustrée figure 8, la sous étape de détermination 320 du signe du virage optimal STDopt lorsque les signes sont égaux, consiste à affecter l'opposé du signe logique SI au signe du virage optimal STDopt. Il s'agit d'un premier choix de logique très simple. 20 La figure 8bis illustre cette situation avec un exemple de géométrie de vol pour un aéronef volant un plan de vol comprenant les legs. Le système FMS cherche à calculer une trajectoire latérale du premier leg L1 correspondant à la position Pd selon une course Ad, au leg suivant ou deuxième leg L2 présentant une course Aa selon la droite l'arrivée Da. 25 Le signe SI logique est négatif puisque la valeur de TCc est négative. Un système selon l'état de la technique calcule une trajectoire de rejointe 80 comprenant un sens de virage LTD à gauche. Le signe du point Pd est négatif, et donc le signe de Pd Spd et le signe logique sont négatifs tous les deux. Le procédé 10 selon l'invention 30 détermine un signe STDopt du sens de virage optimal TDopt positif, soit un sens de optimal à droite avec une trajectoire de rejointe 81. On constate sur la figure que cette trajectoire 81 est plus courte, ce qui peut faire économiser du carburant et surtout permet un meilleur asservissement de la trajectoire volée par l'avion sur le plan de vol défini par le pilote et/ou le contrôle aérien. 35 Selon un deuxième mode de réalisation illustré figure 9, la sous étape de détermination 320 du signe du virage optimal STDopt lorsque les signes sont égaux s'effectue en fonction de la valeur absolue de la valeur centrée de l'angle de changement de course TCc et/ou de la distance Dist entre le point de départ Pd et la droite d'arrivée Da. L'introduction de deux critères, l'un fonction de ITCcl et l'autre de Dist, ces critères pouvant être utilisés indépendamment ou cumulativement, permet d'affiner la logique de détermination de TDopt.

La figure 10 décrit une première variante du deuxième mode de réalisation. Selon cette variante, la sous étape de détermination 320 du signe du virage optimal STDopt lorsque les signes sont égaux comprend une sous étape 321 qui compare la valeur absolue de la valeur centrée de l'angle de changement de course ITCcI avec un angle égal à 180° moins un angle de rejointe AR compris entre 10° et 90°. Un angle de rejointe AR correspond à l'angle selon lequel un aéronef doit rejoindre une droite de l'espace correspondant à sa trajectoire souhaitée, telle que la droite d'arrivée Da et est illustré figure 8bis. L'angle de rejointe correspond à l'angle de capture du second leg L2 à partir 20 du premier leg L1. Cet angle peut varier entre 10° et 90° selon les systèmes et selon les besoins opérationnels. Pour les avions volant des vols commerciaux, AR est préférentiellement égal à 45°. Lorsque ITCcI est inférieure à la différence entre 180° et l'angle de rejointe, le signe de virage optimal STDopt est égal au signe logique SI : 25 ITCcl < 180°- AR , STDopt = SI. Lorsque ITCcI est supérieure ou égal à la différence entre 180° et l'angle de rejointe, le signe du virage optimal STDopt est égal à l'opposé du signe logique : ITCcI k 180°- AR , STDopt = -SI. 30 Ce critère permet de tenir compte de la capacité de l'aéronef à capturer aisément la droite d'arrivée Da avec la trajectoire calculée avec un TDopt déterminé avec la logique précédente. En effet quand TCc est faible, quel que soit son signe, il y a peu d'intérêt (sauf obligation par procédure) de calculer une trajectoire dans le sens non logique. 35 La figure 11 décrit une deuxième variante du deuxième mode de réalisation. Selon cette variante, la sous étape de détermination 320 du signe du virage optimal STDopt lorsque les signes sont égaux comprend une sous étape 322 consistant à déterminer 322 une distance Dist entre le point de départ Pd et la droite d'arrivée Da par projection orthogonale du point de départ sur la droite d'arrivée. Puis un sous étape 323 comparer la distance Dist entre le point de départ et la droite d'arrivée à une distance de rejointe Dist-r prédéterminée : Lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est 10 inférieure à la distance de rejointe Dist-r, le signe du virage optimal STDopt est égal au signe logique SI : Dist < Dist-r STDopt = SI. Lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée Dist est supérieure ou égale à la distance de rejointe Dist-r, le signe du virage optimal 15 STDopt est égal à l'opposé du signe logique SI : Dist k Dist-r STDopt = -SI. Cette condition sera mieux comprise à l'aide de la figure 12, qui illustre le fait qu'un aéronef réalisant un virage est limité par un rayon de virage Rv prédéterminé en fonction du type d'aéronef, du type de vol, du besoin 20 opérationnel... Si le point Pd est suffisamment éloigné de la droite Da (Dist k Dist-r) l'aéronef peut rejoindre directement celle-ci en réalisant le virage. Le cas limite est illustré figure 12a. Si de point Pd est trop proche de la droite Da, l'aéronef va dépasser la droite 25 Da en effectuant son virage, cette situation illustrée en figure 12b est dénommée « overshoot ». La distance minimale du point Pd à la droite Da permettant d'éviter l'»overshoot » correspond à la distance Dist-r. La condition précitée permet d'éliminer les situations d'overshoot, telles que 30 Dist < Dist-r, lorsqu'elles ne doivent pas être acceptées. Le virage selon la direction souhaitée n'est accepté que si l'aéronef est apte à rejoindre directement la droite d'arrivée ou deuxième leg L2 sans dépasser. Une distance Dist-r minimale peut également être choisie en prévoyant une marge.

Classiquement, la distance minimale Dist-r est calculée en fonction du rayon de virage Rv de la transition selon la formule : Dist-r = Rv * (1 + sina), Avec a = TCc Selon une troisième variante illustrée figure 13, les deux conditions sont appliquées cumulativement. Lorsque les signes sont égaux et lorsqu'en sortie de l'étape de comparaison 321 la valeur absolue est supérieure ou égale à la différence entre 180° et l'angle de rejointe, la sous étape de détermination 320 du signe du virage optimal STDopt, comprend : -une sous-étape 322 consistant à déterminer une distance Dist entre le point de départ Pd et la droite d'arrivée Da par projection orthogonale du point de départ sur la droite d'arrivée -une sous étape 323 consistant à comparer 323 la distance Dist entre le 15 point de départ et la droite d'arrivée et une distance de rejointe Dist-r : Lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est inférieure à la distance de rejointe Dist-r, le signe du virage optimal STDopt est égal au signe logique SI. Lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est 20 supérieure ou égale à la distance de rejointe Dist-r, le signe du virage optimal STDopt est égal à l'opposé du signe logique SI. La prise en compte cumulative de la position du point de départ Pd/premier leg L1 (signe de Pd), de la distance de Pd à la droite Da/leg L2 et de la 25 valeur de l'angle de changement de course TCc pour la détermination du sens de virage optimal TDopt permet d'identifier finement les situations pour lesquelles le LTD selon l'état de la technique ne correspond pas au choix correct, et donc de déterminer un sens de virage optimal adapté en toute circonstances aux conditions du vol de l'aéronef. 30 La figure 14 reprend la situation de la figure 8bis et fait apparaître un autre avantage du procédé selon l'invention. Le système selon l'état de la technique ne prend pas en compte la position géograhique du point d'arrivée souhaité Pa, soit le waypoint d'arrivée WPa correspondant au Leg 2. Comme décrit figure 5 le système calcule une trajectoire 50 à l'aéronef longue est peu satisfaisante car éloignée du plan de vol initial. La trajectoire 81 obtenue à partir du sens de virage déterminé par le procédé selon l'invention rejoint plus en amont la droite d'arrivée Da, et permet donc 5 de respecter le point d'arrivée Pa. Selon un autre aspect, l'invention concerne un procédé de détermination d'une trajectoire latérale d'un aéronef utilisant le procédé de détermination du sens de virage selon l'invention décrit ci-dessus. La trajectoire peut être 10 calculée dans différentes situations et selon diverses variantes d'implémentations opérationnelles, explicitées ci-dessous à titre d'exemple. Une première variante concerne un procédé de détermination d'une trajectoire latérale d'un aéronef, calculée à partir d'une pluralité de tronçons 15 d'un plan de vol successivement insérés, une transition entre deux tronçons successifs nécessitant dans certains cas un virage de l'aéronef selon un sens de virage, le procédé comprenant les étapes consistant à, pour chaque transition entre un tronçon précédent et un tronçon suivant nécessitant un virage : 20 -déterminer le sens de virage optimal TDopt de ladite transition par le procédé décrit ci-dessus. le tronçon précédent présentant le point de départ Pd et l'angle de départ Ad, le tronçon suivant présentant l'angle d'arrivée Aa selon le sens de déplacement souhaité, 25 -calculer la trajectoire latérale de la transition entre le tronçon précédent et le tronçon suivant à partir du sens de virage optimal TDopt calculé à l'étape précédente. Selon un mode de réalisation de cette première variante, le sens de virage optimal TDopt est déterminé par le procédé ci-dessus pour les transitions du 30 plan de vol ne présentant pas un sens de virage prédéfini dans une base de données de navigation. Une deuxième variante illustrée figure 15 concerne un procédé de détermination d'une trajectoire latérale d'un aéronef, calculée à partir d'une 35 pluralité de tronçons d'un plan de vol successivement insérés, une transition entre deux tronçons successifs nécessitant dans certains cas un virage de l'aéronef selon un sens de virage, le procédé comprenant les étapes consistant à, lors de l'insertion d'un tronçon pour lequel un virage de l'aéronef est nécessaire pour rejoindre ledit 5 tronçon à partir du tronçon précédent -demander au pilote de choisir le sens de virage à prendre en compte, *lorsque le pilote choisit le sens de virage parmi droit et gauche, calculer la trajectoire latérale de la transition entre le tronçon précédent et le tronçon inséré avec le sens de virage choisi, 10 *lorsque le pilote choisit une détermination automatique du sens de virage : - déterminer le sens de virage optimal avec le procédé ci dessus, le tronçon précédent présentant le point de départ Pd et l'angle de départ Ad, le tronçon inséré présentant l'angle d'arrivée Aa selon le sens de déplacement souhaité, 15 -calculer la trajectoire latérale de la transition entre le tronçon précédent et le tronçon suivant à partir du sens de virage optimal calculé à l'étape précédente. A noter que le pilote peut ne pas souhaiter choisir le sens de virage, ce qui revient à enclencher par défaut le mode « automatique », le pilote pouvant à 20 tout moment décider de forcer le choix à une valeur ou laisser le système choisir. Selon un mode de réalisation de cette deuxième variante, le pilote est interrogé sur le sens de virage à prendre en compte lorsque le sens de virage n'est pas prédéfini dans la base de données de navigation. 25 Une troisième variante concerne un procédé de détermination d'une trajectoire latérale de rejointe d'un aéronef ayant quitté son plan de vol initial comprenant une pluralité de tronçon successifs, la trajectoire de rejointe étant calculée entre une position courante de 30 l'aéronef et un tronçon d'arrivée choisi par le pilote parmi les tronçons du plan de vol initial, la trajectoire étant déterminée à partir d'un sens de virage optimal TDopt calculé par la procédé ci-dessus, la position courante correspondant au point de départ Pd, l'aéronef volant selon un angle de départ Ad, le tronçon d'arrivée présentant l'angle d'arrivée selon le sens de déplacement souhaité.

Selon un autre aspect, l'invention concerne un dispositif 160 de détermination du sens de virage optimal TDopt d'un aéronef défini par rapport à son déplacement, parmi deux sens droite et gauche. L'aéronef suit une trajectoire latérale pour rejoindre une droite d'arrivée Da orientée selon le sens de déplacement souhaité de l'aéronef et repérée par un angle d'arrivée Aa, à partir d'un point de départ Pd et d'un angle de départ Ad définissant une droite de départ Dd orientée dans le sens de déplacement de l'aéronef. Le sens du virage optimal TDopt droite ou gauche par rapport au déplacement de l'aéronef est conventionnellement défini par un signe de 15 virage optimal STDopt respectivement positif ou négatif. Le dispositif, illustré figure 16 comprend : -un module de détermination 161 d'un signe de départ SPd conventionnel du point de départ Pd par rapport à la droite d'arrivé orientée Da, le signe de départ étant positif ou négatif lorsque le point de départ est situé 20 respectivement à gauche ou à droite de la droite d'arrivée orientée Da, -un module de détermination 162 d'une valeur centrée TCc d'un l'angle de changement de course égale à la différence entre l'angle d'arrivée Aa et l'angle de départ Ad ramenée entre -180° et +180°, la valeur centrée TCc présentant un signe logique SI correspondant au signe de la valeur centrée 25 TCc de l'angle de changement de course, -un module de détermination 163 d'un signe du virage optimal STDopt à partir de la comparaison entre le signe de départ Spd et le signe logique SI, le signe du virage optimal STDopt définissant le sens de virage optimal TDopt. 30 Selon un mode de réalisation, le module 160 est intégré à un système de gestion de vol FMS, typiquement dans son module TRAJ 105. L'invention concerne ainsi également système de gestion de vol d'un aéronef de type FMS comprenant le dispositif 160 selon l'invention.

Selon un dernier aspect, l'invention concerne un produit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code permettant d'effectuer les étapes du procédé selon l'invention.5

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé de détermination du sens de virage optimal (TDopt) d'un aéronef défini par rapport à son déplacement, parmi deux sens droite et gauche, exécuté par un système de gestion de vol, l'aéronef suivant une trajectoire 5 latérale pour rejoindre une droite d'arrivée (Da) orientée selon le sens de déplacement souhaité de l'aéronef et repérée par un angle d'arrivée (Aa), à partir d'un point de départ (Pd) et d'un angle de départ (Ad) définissant une droite de départ (Dd) orientée dans le sens de déplacement de l'aéronef, le sens du virage optimal (TDopt) droite ou gauche par rapport au 10 déplacement de l'aéronef étant conventionnellement défini par un signe de virage optimal (S-rpopt) respectivement positif ou négatif, ledit procédé comprenant les étapes consistant à : -déterminer (150) un signe de départ (Spd) conventionnel du point de départ (Pd) par rapport à la droite d'arrivé orientée (Da), le signe de départ étant 15 positif ou négatif lorsque le point de départ est situé respectivement à gauche ou à droite de la droite d'arrivée orientée (Da), -déterminer (200) une valeur centrée (TCc) d'un angle de changement de course égale à la différence entre l'angle d'arrivée (Aa) et l'angle de départ (Ad) ramenée entre -180° et +180°, ladite valeur centrée (TCc) présentant un 20 signe logique (SI) correspondant au signe de la valeur centrée (TCc) de l'angle de changement de course, -déterminer (300) le signe du virage optimal (S-rpopt) à partir de la comparaison entre le signe de départ (Spd) et le signe logique (SI), ledit signe du virage optimal (STDopt) définissant le sens de virage optimal (TDopt). 25
2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel l'étape (300) de détermination du signe du virage optimal (STDopt) comprend la sous étape consistant à comparer (310) le signe de départ (Spd) du point de départ (Pd) et le signe logique (SI), 30 * lorsque lesdits signes sont différents, le signe de virage optimal (STDopt) est égal au signe logique (SI), * lorsque les signes sont égaux, le signe du virage optimal (S-rpopt) est déterminé par une sous étape (320) à partir du signe logique (SI).
3. Procédé selon la revendication 2 dans lequel la sous étape de détermination (320) du signe du virage optimal (STDopt) lorsque lesdits signes sont égaux, consiste à affecter l'opposé du signe logique (SI) au signe du virage optimal (S-rpopt).
4. Procédé selon la revendication 2 dans lequel la sous étape de détermination (320) du signe du virage optimal (S-rpopt) lorsque lesdits signes sont égaux s'effectue en fonction de la valeur absolue de la valeur centrée de l'angle de changement de course (TCc) et/ou de la distance (Dist) entre la point de départ (Pd) et la droite d'arrivée (Da).
5. Procédé selon la revendication 4 dans lequel la sous étape de détermination (320) du signe du virage optimal (S-rpopt) lorsque lesdits signes sont égaux comprend la sous étape (321) consistant à : -comparer (321) la valeur absolue de la valeur centrée de l'angle de changement de course (TCc)) avec un angle égal à 180° moins un angle de rejointe (AR) compris entre 10° et 90°, *lorsque ladite valeur absolue est inférieure à la différence entre 180° et ledit angle de rejointe, le signe de virage optimal (STDopt) est égal au signe 20 logique (SI), *lorsque ladite valeur absolue est supérieure ou égale à la différence entre 180° et ledit angle de rejointe, le signe du virage optimal (STDopt) est égal à l'opposé du signe logique. 25
6. Procédé selon la revendication 4 ou 5 dans lequel la sous étape de détermination (320) du signe du virage optimal (STDopt) lorsque lesdits signes sont égaux comprend les sous étapes consistant à : -déterminer (322) une distance (Dist) entre le point de départ (Pd) et la droite d'arrivée (Da) par projection orthogonale du point de départ sur la droite 30 d'arrivée -comparer (323) la distance (Dist) entre le point de départ et la droite d'arrivée et une distance de rejointe (Dist-r), * lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est inférieure à la distance de rejointe (Dist-r), le signe du virage optimal 35 (STDopt) est égal au signe logique (SI),* lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est supérieure ou égale à la distance de rejointe (Dist-r), le signe du virage optimal (STDopt) est égal à l'opposé du signe logique (SI).
7. Procédé selon la revendication 5 dans lequel la sous étape de détermination (320) du signe du virage optimal (SToopt), lorsque lesdits signes sont égaux et lorsqu'en sortie de l'étape de comparaison (321) ladite valeur absolue est supérieure ou égale à la différence entre 180° et ledit angle de rejointe, comprend les sous étapes consistant à : -déterminer (322) une distance (Dist) entre le point de départ (Pd) et la droite d'arrivée (Da) par projection orthogonale du point de départ sur la droite d'arrivée -comparer (323) la distance (Dist) entre le point de départ et la droite d'arrivée et une distance de rejointe (Dist-r), * lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est inférieure à la distance de rejointe (Dist-r), le signe du virage optimal (STDopt) est égal au signe logique (SI), * lorsque la distance entre le point de départ et la droite d'arrivée est supérieure ou égale à la distance de rejointe (Dist-r), le signe du virage 20 optimal (STDopt) est égal à l'opposé du signe logique (SI).
8. Procédé selon l'une des revendications 5 à 7 dans lequel l'angle de rejointe (AR) est égal à 45°. 25
9. Procédé selon l'une des revendications 6 à 8 dans lequel la distance de rejointe (Dist-r) est calculée par la formule suivante : Dist-r = Rv * (1 + sina), dans laquelle Rv est un rayon de virage de la transition et a est la valeur centrée de l'angle de changement de course TCc. 30
10. Procédé de détermination d'une trajectoire latérale d'un aéronef exécuté par un système de gestion de vol, la trajectoire latérale étant calculée à partir d'une pluralité de tronçons d'un plan de vol successivement insérés, une transition entre deux tronçons successifs nécessitant dans certains cas 35 un virage de l'aéronef selon un sens de virage, le procédé comprenant lesétapes consistant à, pour chaque transition entre un tronçon précédent et un tronçon suivant nécessitant un virage : -déterminer le sens de virage optimal (TDopt) de ladite transition par le procédé selon l'une des revendications 1 à 9, le tronçon précédent présentant le point de départ (Pd) et l'angle de départ (Ad), le tronçon suivant présentant l'angle d'arrivée (Aa) selon le sens de déplacement souhaité, -calculer la trajectoire latérale de la transition entre le tronçon précédent et le tronçon suivant à partir du sens de virage optimal (TDopt) calculé à l'étape 10 précédente.
11. Procédé de détermination d'une trajectoire latérale d'un aéronef selon la revendication 10 dans lequel le sens de virage optimal (TDopt) est déterminé par le procédé selon l'une des revendications 1 à 9 pour les transitions du 15 plan de vol ne présentant pas un sens de virage prédéfini dans une base de données de navigation.
12. Procédé de détermination d'une trajectoire latérale d'un aéronef exécuté par un système de gestion de vol, la trajectoire latérale étant calculée à partir 20 d'une pluralité de tronçons d'un plan de vol successivement insérés, une transition entre deux tronçons successifs nécessitant dans certains cas un virage de l'aéronef selon un sens de virage, le procédé comprenant les étapes consistant à, lors de l'insertion d'un tronçon pour lequel un virage de l'aéronef est nécessaire pour rejoindre ledit 25 tronçon à partir du tronçon précédent : -demander au pilote de choisir le sens de virage à prendre en compte, *lorsque le pilote choisit le sens de virage parmi droit et gauche, calculer la trajectoire latérale de la transition entre le tronçon précédent et le tronçon inséré avec le sens de virage choisi, 30 *lorsque le pilote choisit une détermination automatique du sens de virage : - déterminer le sens de virage optimal avec le procédé selon l'une des revendications 1 à 9, le tronçon précédent présentant le point de départ (Pd) et l'angle de départ (Ad), le tronçon inséré présentant l'angle d'arrivée (Aa) selon le sens de déplacement souhaité,-calculer la trajectoire latérale de la transition entre le tronçon précédent et le tronçon suivant à partir du sens de virage optimal calculé à l'étape précédente.
13. Procédé selon la revendication 12 dans lequel le pilote est interrogé sur le sens de virage à prendre en compte lorsque ledit sens de virage n'est pas prédéfini dans une base de données de navigation.
14. Procédé de détermination d'une trajectoire latérale de rejointe d'un 10 aéronef ayant quitté son plan de vol initial comprenant une pluralité de tronçon successifs, ladite trajectoire de rejointe étant calculée entre une position courante de l'aéronef et un tronçon d'arrivée choisi par le pilote parmi les tronçons du plan de vol initial, 15 ladite trajectoire étant déterminée à partir d'un sens de virage optimal (TDopt) calculé par la procédé selon l'une des revendications 1 à 9, la position courante correspondant au point de départ (Pd), l'aéronef volant selon un angle de départ (Ad), le tronçon d'arrivée présentant l'angle d'arrivée (Aa) selon le sens de déplacement souhaité. 20
15. Dispositif (160) de détermination du sens de virage optimal (TDopt) d'un aéronef défini par rapport à son déplacement, parmi deux sens droite et gauche, l'aéronef suivant une trajectoire latérale pour rejoindre une droite d'arrivée (Da) orientée selon le sens de déplacement souhaité de l'aéronef et 25 repérée par un angle d'arrivée (Aa), à partir d'un point de départ (Pd) et d'un angle de départ (Ad) définissant une droite de départ (Dd) orientée dans le sens de déplacement de l'aéronef, le sens du virage optimal (TDopt) droite ou gauche par rapport au déplacement de l'aéronef étant conventionnellement défini par un signe de 30 virage optimal (STDopt) respectivement positif ou négatif, ledit dispositif comprenant ; -un module de détermination (161) d'un signe de départ (Spd) conventionnel du point de départ (Pd) par rapport à la droite d'arrivé orientée (Da), le signe de départ étant positif ou négatif lorsque le point de départ est situé 35 respectivement à gauche ou à droite de la droite d'arrivée orientée (Da),-un module de détermination (162) d'une valeur centrée (TCc) d'un l'angle de changement de course égale à la différence entre l'angle d'arrivée (Aa) et l'angle de départ (Ad) ramenée entre -180° et +180°, ladite valeur centrée (TCc) présentant un signe logique (SI) correspondant au signe de la valeur centrée (TCc) de l'angle de changement de course, -un module de détermination (163) d'un signe du virage optimal (STDopt) à partir de la comparaison entre le signe de départ (SPd) et le signe logique (SI), ledit signe du virage optimal (S-roopt) définissant le sens de virage optimal (TDopt).
16. Système de gestion de vol d'un aéronef de type FMS comprenant le dispositif (160) selon la revendication 15.
17. Un produit programme d'ordinateur, ledit programme d'ordinateur 15 comprenant des instructions de code permettant d'effectuer les étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 14.