FR3032044A1

FR3032044A1 - Procede et dispositif d'aide a l'atterrissage d'un aeronef lors d'une phase d'arrondi.

Info

Publication number: FR3032044A1
Application number: FR1550654A
Authority: FR
Inventors: Matthias Eberle; Philippe Perrin
Original assignee: Airbus Operations SAS; Airbus SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS; Airbus SAS
Priority date: 2015-01-28
Filing date: 2015-01-28
Publication date: 2016-07-29
Anticipated expiration: 2035-01-28
Also published as: US9776733B2; US20160214736A1; FR3032044B1

Abstract

- Procédé et dispositif d'aide à l'atterrissage d'un aéronef lors d'une phase d'arrondi. - Le dispositif (1) comprend un manche de commande, une première unité (11) d'acquisition de paramètres de vol courants de l'aéronef, une seconde unité (12) d'acquisition d'un angle de déflexion courant du manche de commande, une unité de calcul (13) pour calculer la différence entre l'angle de déflexion courant du manche de commande et un angle de déflexion cible du manche de commande, et une unité d'émission acoustique (14) configurée pour émettre automatiquement un signal sonore, d'alerte ou de guidage, dans le poste de pilotage de l'aéronef, en fonction de ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible du manche de commande.

Description

1 DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide à l'atterrissage d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, lors d'une phase d'arrondi.

ETAT DE LA TECHNIQUE Lors de l'atterrissage d'un aéronef, pour effectuer une manoeuvre d'arrondi manuellement, le pilote de l'aéronef doit actionner un manche de commande, cet actionnement devant être effectué de telle manière que l'impact de l'aéronef avec le sol se fasse de manière souple. L'exécution de cette manoeuvre d'arrondi, en toute sécurité, nécessite une certaine expérience de vol du pilote. En effet, l'actionnement du manche de commande est basé sur le retour visuel du pilote de l'environnement de l'aéronef, de paramètres de vol indiqués dans le poste de pilotage, et de paramètres acoustiques tels que le bruit du moteur ou le bruit du vent. L'attention du pilote doit ainsi passer des instruments de pilotage à la piste et inversement, et ceci un très grand nombre de fois dans une période de temps réduite. Afin d'aider le pilote, des dispositifs permettant d'afficher un maximum d'informations utiles en vision tête haute, de type HUD (pour « Head-Up Display » 20 en anglais) existent. Cependant, tous les aéronefs ne sont pas équipés de tels dispositifs. On connaît également des dispositifs conçus pour empêcher que les vitesses verticales de l'aéronef à l'impact sur la piste soient supérieures à une valeur prédéterminée, généralement de 8 pieds par seconde (environ 2,4 mètres 25 par seconde), si le pilote n'effectue pas la manoeuvre d'arrondi manuelle correctement. Or, cette limite de vitesse verticale de 8 pieds par seconde (environ 2,4 mètres par seconde) est extrêmement élevée, par rapport à la cible de vitesse verticale usuelle de 2,5 pieds par seconde (environ 0,76 mètres par seconde). Cette limite ne peut cependant pas être inférieure puisqu'elle rendrait le dispositif 30 trop intrusif dans la liberté de manoeuvre du pilote. Il est connu, du document US 8,831,799, de calculer un arrondi fixe partant d'un endroit géographique fixe et d'asservir l'aéronef le long de la 3032044 2 trajectoire correspondant à cet arrondi. Cette trajectoire reste cependant figée jusqu'à l'impact de l'aéronef sur la piste d'atterrissage. Cette solution oblige le pilote à suivre une trajectoire donnée et à adapter sa technique de pilotage pour suivre cette trajectoire. Cette solution n'est donc pas satisfaisante.

5 EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé d'aide à l'atterrissage d'un aéronef lors d'une phase d'arrondi, ledit aéronef comprenant au moins un manche de commande configuré 10 pour pouvoir être actionné par un pilote afin de commander l'aéronef selon au moins un axe de tangage. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, est remarquable en ce qu'il comporte la suite d'étapes suivantes, mise en oeuvre de façon répétitive et automatique au cours d'un vol de l'aéronef : 15 - une première étape d'acquisition pour réaliser l'acquisition en temps réel de paramètres de vol courants de l'aéronef ; - une seconde étape d'acquisition pour réaliser l'acquisition en temps réel d'un angle de déflexion courant du manche de commande ; - une étape de calcul pour calculer, en temps réel, la différence entre 20 l'angle de déflexion courant du manche de commande et un angle de déflexion cible du manche de commande dépendant desdits paramètres de vol courants et d'une vitesse verticale cible à l'impact ; et - une étape d'émission acoustique pour émettre un signal sonore dans le poste de pilotage de l'aéronef en fonction de ladite différence entre l'angle de 25 déflexion courant et l'angle de déflexion cible du manche de commande. Ainsi, grâce à l'invention, la trajectoire permettant d'atteindre la vitesse verticale cible est en permanence réactualisée, par exemple toutes les 40 millisecondes, pour s'adapter au mieux aux conditions de pilotage du pilote et aux conditions de vol, permettant ainsi de remédier à l'inconvénient précité. En outre, 30 le pilote est guidé acoustiquement pendant la phase d'arrondi de manière à atterrir avec la vitesse verticale adéquate. Le pilote ne doit donc plus effectuer des allers- 3032044 3 retours visuels entre l'extérieur de l'aéronef et des instruments du poste de pilotage pour obtenir les informations pertinentes pour le guidage. Selon différents modes de réalisation de l'invention, qui peuvent être pris ensemble ou séparément : 5 - ledit procédé comprend une étape préalable à ladite suite d'étapes, consistant à acquérir ladite vitesse verticale cible ; - le signal sonore comprend : - au moins un signal acoustique ; - au moins une voix ; ou 10 - une combinaison d'au moins un signal acoustique et d'au moins une voix ; - l'étape d'émission acoustique est une étape d'alerte, ledit signal sonore comprenant au moins un son émis pour indiquer que ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible est supérieure à une valeur 15 prédéterminée ; - l'étape d'émission acoustique est configurée pour émettre, le cas échéant, l'un de la pluralité de sons suivants définissant ledit signal sonore : - un premier son pour indiquer que le manche de commande présente un angle de déflexion courant supérieur à l'angle de déflexion cible ; et - un deuxième son pour indiquer que le manche de commande présente un angle de déflexion courant inférieur par rapport à l'angle de déflexion cible ; - l'étape d'émission acoustique est une étape de guidage, ledit signal sonore étant un son variant en fonction de ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible ; - la variation de son correspond à une variation de fréquence et/ou d'impulsion ; - l'étape de calcul comprend une sous-étape de calcul consistant à calculer une vitesse verticale à l'impact prédite à partir de l'angle de déflexion courant et de paramètres de vol courants de l'aéronef, ladite différence 3032044 4 correspondant à la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible résultant de la différence entre la vitesse verticale prédite et la vitesse verticale cible ; - l'étape de calcul comprend une sous-étape de calcul consistant à 5 calculer un arrondi permettant d'atteindre la vitesse verticale cible à l'impact à partir de l'angle de déflexion courant et de paramètres de vol courants de l'aéronef, ladite différence correspondant à la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible résultant de la différence entre une vitesse verticale courante et une vitesse verticale de consigne pour l'arrondi ainsi calculé 10 à la position courante de l'aéronef ; - l'étape de calcul utilise : - une intégration numérique ; - au moins une trajectoire pré-calculée de l'aéronef ; ou - au moins un calcul analytique d'au moins une trajectoire de 15 l'aéronef. La présente invention concerne également un dispositif d'aide à l'atterrissage d'un aéronef lors d'une phase d'arrondi, ledit dispositif comprenant au moins un manche de commande configuré pour pouvoir être actionné par un pilote afin de commander l'aéronef selon au moins un axe de tangage.

20 Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte : - une première unité d'acquisition configurée pour réaliser l'acquisition automatique en temps réel de paramètres de vol courants de l'aéronef ; - une seconde unité d'acquisition configurée pour réaliser l'acquisition automatique en temps réel d'un angle de déflexion courant du manche de 25 commande ; - une unité de calcul configurée pour calculer automatiquement, en temps réel, la différence entre l'angle de déflexion courant du manche de commande et un angle de déflexion cible du manche de commande dépendant desdits paramètres de vol courants et d'une vitesse verticale cible à l'impact ; et 30 - une unité d'émission acoustique configurée pour émettre automatiquement un signal sonore dans le poste de pilotage de l'aéronef en 3032044 5 fonction de ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible du manche de commande. Avantageusement, l'unité d'émission acoustique est configurée pour pouvoir émettre une pluralité de sons dans le poste de pilotage, parmi lesquels 5 ledit signal sonore, ladite unité d'émission acoustique comprenant un élément auxiliaire configuré pour, lorsque deux émissions de son doivent être générées simultanément, établir une priorité entre lesdits sons de manière à émettre en priorité le son dont la priorité est la plus importante: La présente invention concerne en outre un aéronef, en particulier un 10 avion de transport, qui est pourvu d'un tel dispositif d'aide à l'atterrissage. BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments 15 semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif d'aide à l'atterrissage qui illustre un mode de réalisation de l'invention. La figure 2 illustre schématiquement trois positions différentes d'un aéronef par rapport à son axe de tangage.

20 La figure 3 est un graphique représentant différents sons émis par le dispositif d'aide à l'atterrissage. La figure 4 illustre schématiquement une première variante de calcul d'arrondi. La figure 5 illustre schématiquement une deuxième variante de calcul 25 d'arrondi. DESCRIPTION DÉTAILLÉE Le dispositif 1 d'aide à l'atterrissage lors d'une phase d'arrondi d'un aéronef (AC sur la figure 2), en particulier d'un avion de transport, est représenté 30 schématiquement sur la figure 1. Ce dispositif 1 comprend un manche de commande (référencé 2 sur la figure 2) configuré pour pouvoir être actionné par un pilote afin de commander l'aéronef selon au moins un axe de tangage. Le 3032044 6 manche de commande 2 permet au pilote de contrôler le mouvement de l'aéronef selon son axe de tangage. D'autre moyens de commande usuels pour l'atterrissage en mode manuel, que le manche de commande 2, pourraient bien sûr être utilisés sans sortir du cadre de l'invention.

5 Selon l'invention, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef, comporte, comme représenté sur la figure 1 : - une première unité d'acquisition 11 configurée pour réaliser l'acquisition automatique en temps réel de paramètres de vol courants de l'aéronef ; - une seconde unité d'acquisition 12 configurée pour réaliser l'acquisition 10 automatique en temps réel d'un angle de déflexion courant du manche de commande ; - une unité de calcul 13 configurée pour calculer automatiquement, en temps réel, la différence entre l'angle de déflexion courant du manche de commande et un angle de déflexion cible du manche de commande dépendant 15 desdits paramètres de vol courants et d'une vitesse verticale (ou vitesse de descente) cible à l'impact ; et - une unité d'émission acoustique 14 configurée pour émettre automatiquement un signal sonore dans le poste de pilotage de l'aéronef en fonction de ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de 20 déflexion cible du manche de commande. Le dispositif 1 acquiert ainsi en permanence les paramètres de vol courants et recalcule la différence entre l'angle de déflexion courant du manche de commande et un angle de déflexion cible du manche de commande, par exemple tous les 40 millisecondes, de sorte que le signal sonore émis est réactualisé en 25 permanence. L'unité d'émission acoustique 14 comprend au moins un haut-parleur 15 par lequel le signal sonore est émis dans le poste de pilotage de l'aéronef, comme illustré par un symbole 20 sur la figure 1. La vitesse verticale cible est, soit acquise de manière automatique par le 30 dispositif 1 à partir d'un système embarqué (non représenté), soit entrée manuellement par le pilote à l'aide d'un moyen de saisie usuel (écran tactile, boule 3032044 7 de commande, clavier, ...). Elle est par exemple de 2,5 pieds par seconde (environ 0,76 mètres par seconde). Le signal sonore peut comprendre : - au moins un signal acoustique créé artificiellement ; 5 - au moins une voix ; ou - une combinaison d'au moins un signal acoustique et d'au moins une voix. Grâce à l'émission du signal sonore dans le poste de pilotage de l'aéronef, le dispositif 1 permet d'alerter et/ou de guider le pilote afin qu'il commande le 10 manche de commande pour l'amener à l'angle de déflexion cible, sans avoir à se focaliser visuellement sur des instruments tels que des afficheurs ou indicateurs du poste de pilotage, de manière à obtenir un impact de l'aéronef avec le sol à la vitesse verticale désirée (vitesse de descente cible). Dans un premier exemple de réalisation, l'émission du signal sonore 15 représente une alerte pour prévenir le pilote dans le cas où l'angle de déflexion du manche de commande diffère trop de l'angle de déflexion cible. Un tel exemple est illustré sur la figure 2 montrant trois situations successives de gauche à droite. Dans ce cas, le signal sonore comprend au moins un son émis pour indiquer, le cas échéant, que la différence entre l'angle de 20 déflexion courant et l'angle de déflexion cible est supérieure à une valeur prédéterminée. Dans cet exemple de réalisation, le dispositif est configuré pour émettre, le cas échéant : - un premier son 21 pour indiquer que le manche de commande 2 présente un angle de déflexion courant ac supérieur à l'angle de déflexion cible 25 at ; - un deuxième son 22 pour indiquer que le manche de commande 2 présente un angle de déflexion courant ac inférieur par rapport à l'angle de déflexion cible at ; et - un troisième son 23 pour indiquer que le manche de commande 2 30 présente un angle de déflexion courant ac égal ou proche (à une marge prédéfinie près) de l'angle de déflexion cible at.

3032044 8 Ainsi, dans la première situation, le pilote a poussé le manche de commande 2 de sorte que l'angle de déflexion courant ac est supérieur à l'angle de déflexion cible at. Le dispositif 1 détecte que cette différence entraîne une vitesse verticale supérieure à une limite et avertit le pilote avec le premier son 21.

5 Par la suite, le pilote réagit et tire sur le manche de commande 2 de manière trop importante. L'angle de déflexion courant ac devient inférieur à l'angle de déflexion cible at. Cette différence est détectée par le dispositif 1 et le deuxième son 22 est émis. Dans la troisième situation, le pilote aligne l'angle de déflexion courant ac 10 avec l'angle de déflexion cible at permettant d'obtenir la vitesse verticale cible. Dans ce cas, le dispositif 1 peut rester muet, c'est-à-dire ne pas émettre de signal sonore, ou bien émettre le troisième son 23. Le premier son 21 est, par exemple, émis lorsque l'angle de déflexion courant ac dépasse une première valeur prédéterminée D1 supérieure à l'angle de 15 déflexion cible at. De manière similaire, le deuxième son 22 est, par exemple, émis lorsque l'angle de déflexion courant est inférieur à une deuxième valeur prédéterminée D2 inférieure à l'angle de déflexion cible. Ainsi : - lorsque ac>D1, le premier son 21 est émis ; 20 - lorsque D2 5 ac 5 D1, le troisième son 23 est émis ; - lorsque ac < D2, le deuxième son 22 est émis. Dans un second exemple de réalisation (en complément ou en variante du premier exemple de réalisation décrit ci-dessus), le signal sonore peut être émis par le dispositif 1 pour permettre de guider le pilote dans son actionnement du 25 manche de commande 2 pour qu'il fasse correspondre l'angle de déflexion courant ac du manche de commande 2 à l'angle de déflexion cible at, c'est-à-dire qu'il fasse tendre la différence entre ces deux angles vers zéro. Un tel exemple est illustré sur la figure 3. Selon cet exemple, le signal sonore est un son variant en fonction de la différence entre l'angle de déflexion 30 courant ac et l'angle de déflexion cible at. Dans ce cas, deux paramètres peuvent aider le pilote à mieux identifier la différence entre l'angle de déflexion courant ac et l'angle de déflexion cible at : la 3032044 9 fréquence de la tonalité et la durée d'impulsion. Ainsi, la variation de son correspond à une variation de fréquence et/ou d'impulsion. Comme illustré à la figure 3, en partant d'une différence LIE nulle (représentée par le trait 25) et en augmentant la valeur de l'angle de déflexion 5 courant par rapport à l'angle de déflexion cible, la fréquence augmente (ou diminue). Cette augmentation de fréquence est illustrée par l'augmentation de l'épaisseur des traits 26. Inversement, en partant d'une différence AE nulle et en diminuant la valeur de l'angle de déflexion, la fréquence varie dans le sens inverse c'est-à-dire qu'elle diminue (ou augmente). Cette diminution est illustrée par la 10 réduction de l'épaisseur des traits 27. En outre, la durée de pulsation du son peut également changer en devenant par exemple de plus en plus courte, lorsque la différence AE diminue à partir d'une valeur nulle, comme illustré par les traits 27 interrompus. Ainsi, le dispositif guide le pilote, qui perçoit cette variation de son, vers 15 l'angle de déflexion cible at. L'unité de calcul 13 peut calculer la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible selon plusieurs méthodes. On présente ci-dessous deux variantes illustrées sur les figures 4 et 5. Selon la première variante de calcul illustrée à la figure 4, il s'agit 20 d'estimer la vitesse verticale à l'impact vz,tgt en fonction de l'angle de déflexion courant ac. Le dispositif 1 calcule une vitesse verticale à l'impact prédite V - z,pred à partir de l'angle de déflexion courant ac et de paramètres de vol courants de l'aéronef. La différence AE correspondant à la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible résulte de la différence AC entre la vitesse 25 verticale prédite Vz,pred z,pred et la vitesse verticale cible vz,tgt : Ae = Vz,pred Vz,tgt (1) Le dispositif permet de calculer la vitesse verticale à l'impact prédite Vz,pred par l'intégration des équations du mouvement de l'aéronef. Trois exemples de calcul sont illustrés à la figure 4.

3032044 10 Le premier exemple de calcul définit un premier arrondi 31 conduisant à une vitesse verticale à l'impact 19 - z,pred plus importante que celle du deuxième arrondi 32 correspondant à la vitesse verticale cible vz,tgt, c'est-à-dire à l'angle de déflexion cible at. La raison de l'impact avec une vitesse verticale supérieure est 5 que l'angle de déflexion courant ac du manche de commande 2 est supérieur à l'angle de déflexion cible at. Le dispositif peut également fournir un paramètre équivalent pour la vitesse verticale à l'impact si le pilote tire le manche de commande de manière trop importante de sorte que l'aéronef suivra une trajectoire ne lui faisant pas 10 toucher le sol S comme illustré par le troisième arrondi 33. Un tel paramètre équivalent peut être la hauteur du point le plus bas au-dessus du sol S de l'arrondi 33. La deuxième variante de calcul prévoit d'inverser le mode de calcul, c'est- à-dire de partir du sol S vers l'aéronef AC. Selon cette variante illustrée à la figure 15 5, le dispositif est configuré pour calculer un arrondi 41 permettant d'atteindre la vitesse verticale cible vz,tgt à l'impact à partir de l'angle de déflexion courant ac et de paramètres de vol courants de l'aéronef. La différence AE correspondant à la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible résulte de la différence AE entre une vitesse verticale courante vz et une vitesse verticale de 20 consigne Vz,cmd pour l'arrondi 41 ainsi calculé à la position courante de l'aéronef AC : AE = vz - Vz,cmd (2) Conformément à cette variante de calcul, une trajectoire est calculée à partir de la vitesse verticale cible à l'impact vz,tgt. Ensuite, les équations du 25 mouvement de l'aéronef sont résolues dans le sens inverse. Cela permet au dispositif de calculer un arrondi valable pour tous les angles de déflexion courants ac du manche de commande 2, sans avoir à gérer les cas particuliers entraînant un arrondi ne touchant pas le sol comme indiqué précédemment. Basé sur la trajectoire 41 obtenue, le dispositif émet le signal sonore adéquat pour permettre 3032044 11 au pilote de trouver l'angle de déflexion cible at pour atterrir à la vitesse verticale cible vegt. On comprend ici que l'arrondi n'est pas fixe mais qu'il glisse dans l'espace géographique si le pilote ne le suit pas afin de s'adapter au mieux à son pilotage.

5 L'unité de calcul 13 permet ainsi de déduire l'erreur (ou différence) AE à partir de : - la différence Ae entre la vitesse verticale v - z,pred verticale cible vegt (équation (1) ci-dessus) ; ou - la différence Ac entre la vitesse verticale courante de l'aéronef vz et la 10 vitesse verticale vz,'nd de l'arrondi pour l'altitude courante de l'aéronef au-dessus du sol (équation (2) ci-dessus). Afin de calculer la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible AE, l'unité de calcul 13 reçoit par exemple la vitesse verticale cible vegt à l'impact, le facteur de charge nz,puot perçu par le pilote, la hauteur z 15 de l'aéronef au-dessus de la surface du sol S et la vitesse verticale courante vz de l'aéronef. Ensuite, la différence AE est transférée à l'unité d'émission acoustique 14 pour définir et émettre le signal sonore. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, l'unité d'émission 20 acoustique 14 est configurée pour pouvoir émettre dans le poste de pilotage une pluralité de sons commandés par différents système de l'aéronef, parmi lesquels ledit signal sonore commandé par l'unité de calcul 13. L'unité d'émission acoustique 14 comprend, comme représenté sur la figure 1, un élément auxiliaire 16 configuré pour, lorsque deux émissions de son doivent être générées 25 simultanément, établir une priorité entre lesdits sons et commander le haut-parleur 15 pour qu'il émette en priorité (en premier ou uniquement) le son, dont la priorité est la plus importante. Dans ce cas, l'unité d'émission acoustique 14 peut coordonner tous les avertissements et les sons acoustiques qui sont émis dans le poste de pilotage. à l'impact et la vitesse 3032044 12 Le dispositif 1 (et notamment l'unité d'émission acoustique 14) peut être connecté, avant l'initiation de l'arrondi, à d'autres sources d'informations pertinentes pour aider le pilote à réaliser cette approche. Au lieu de faire fonctionner le dispositif uniquement pendant la durée 5 relativement courte de la manoeuvre d'arrondi, il est également possible dans le cadre de la présente demande d'activer le dispositif avant l'initiation de l'arrondi. Ceci permet au pilote de s'habituer au signal sonore ainsi qu'aux différentes variations du son. Par exemple, le fait de garder l'aéronef stabilisé sur une trajectoire de 10 descente de type ILS (pour « Instrument Landing System » en anglais) peut être facilité par le dispositif 1 qui émet alors un signal sonore permettant de minimiser la déviation de l'aéronef par rapport à cette trajectoire. Afin de calculer la différence entre l'angle de déflexion courant ac et l'angle de déflexion cible at, l'unité de calcul 13 (figure 1) utilise : 15 - une intégration numérique ; - au moins une trajectoire pré-calculée de l'aéronef ; ou - au moins un calcul analytique d'au moins une trajectoire de l'aéronef. En particulier, le calcul analytique présente les avantages d'une charge de calcul faible pour le dispositif 1, d'un besoin en mémoire faible et d'une fiabilité 20 importante. L'angle de déflexion du manche de commande est directement lié au facteur de charge nz,puot de l'aéronef. En effet, le pilote accroît immédiatement le facteur de charge s'il tire sur le manche de commande, et il décroît le facteur de charge s'il pousse sur le manche de commande en considérant que l'aéronef 25 opère dans le domaine de vol typique pour l'atterrissage. Par conséquent, le facteur de charge nz,pitot peut également être utilisé en tant que paramètre de commande pour déterminer la manoeuvre d'arrondi au lieu de l'angle de déflexion du manche de commande. Dans la deuxième variante illustrée à la figure 5, en remplaçant l'angle de 30 déflexion par le facteur de charge, on obtient l'équation suivante : 3032044 13 Vz,cmd = Vz2 tgt Z (3) Bien que cette équation soit assez simple, son résultat est continuellement mis à jour. Il n'y a pas de problème pour utiliser cette équation pour des facteurs de charge positifs et une hauteur z plus grande que zéro. Un guidage ininterrompu 5 peut ainsi être assuré. Au lieu d'utiliser des algorithmes d'intégration numérique compliqués qui peuvent échouer dans certaines conditions, des équations simples comme l'équation (3) génèrent toujours un signal sonore de guidage qui peut être émis par le dispositif 1.

10 Le dispositif 1 peut calculer un arrondi basé sur la loi de la conservation d'énergie. L'énergie totale d'un aéronef se déplaçant par rapport au sol est (en négligeant l'énergie de rotation) composée de l'énergie cinétique Ekin et l'énergie potentielle Epnt : E = Ekjn Epot (a) OU 1 E = -2' m - 12,cmd MgZ (b) 15 dans laquelle m est la masse de l'aéronef et g la gravité sur terre. En considérant que l'énergie totale durant l'arrondi est conservée dans le temps, on obtient : 1 1 gZ + -2 Vz,cmd = -2 vz,tgt Cette relation est équivalente à: 1 ,2 2 -2 vz,cmd = -2 Vz,tgt gz OU Vz,cmd = "2 vz,tgt 2gz 20 Il faut qu'il y ait un signe « moins » avant la racine carrée parce que 12z,cmd doit avoir un impact négatif au toucher de l'aéronef avec le sol (z = 0). L'accélération az,cmd le long de la trajectoire est : 3032044 14 d Vz cmd az,cmd = dt 11 az,cmd = - (,vz,tgt 2gz) - (-2g) - 17 - z,cmd 1 az,cmd = g - Vz,cmd - (Vz2,tgt 2gz) A l'impact, on obtient de l'équation (e) : Vz,cmd = -IVz,tgti Donc, en considérant l'équation (h), l'accélération à l'impact aegt est égale à: az,tgt = -g (i) 5 Cela permet de reformuler l'équation (e) en : 2 (k) Vz,cmd = r v "z,tgt + 2 - az,tgt - z et d'utiliser le paramètre aegt pour imposer une accélération de descente cible définissable qui peut être utilisée pour le guidage acoustique. Ainsi, l'accélération le long de l'arrondi est : 1 azcmd = (2 + 2 a Z)-7 , -az,tgt - Vz,cmd -.1.2 z,tgt - z,tgt - Le fait de régler la hauteur z égale à zero pour vérifier l'exactitude des 10 équations révèle que l'accélération de descente est aegt dans le cas où le pilote suit la cible et établit la vitesse verticale-1v 1 z,tgt.- Au lieu d'utiliser l'accélération de descente cible aegt à l'impact, il est (f) (g) (h) (I) possible de manière équivalente d'utiliser le facteur charge cible paramètres sont liés par l'équation suivante : az,tgt = g - nz,t9t 15 Donc l'équation (k) s'écrit : nz,tgt - Les (m) (n) Vz,cmd = vz2,tgt 4- 2 - 9 - nz,tgt - z 3032044 15 Au lieu d'utiliser la vitesse verticale Vz,cmd, il est possible de manière alternative d'utiliser l'angle de trajectoire de vol yc = arctan (v'cmd) pour le Vgnd guidage : fi r yc = arctan 1-2n - - - , z,tgt -r L g nZ,tfit Vgnd dans laquelle Vgnd est la vitesse au sol. (o)

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé d'aide à l'atterrissage d'un aéronef (AC) lors d'une phase d'arrondi, ledit aéronef (AC) comprenant au moins un manche de commande (2) 5 configuré pour pouvoir être actionné par un pilote afin de commander l'aéronef (AC) selon au moins un axe de tangage, caractérisé en ce qu'il comporte la suite d'étapes suivantes, mise en oeuvre de façon répétitive et automatique au cours d'un vol de l'aéronef (AC) : - une première étape d'acquisition pour réaliser l'acquisition en temps réel 10 de paramètres de vol courants de l'aéronef (AC) ; - une seconde étape d'acquisition pour réaliser l'acquisition en temps réel d'un angle de déflexion courant du manche de commande (2) ; - une étape de calcul pour calculer, en temps réel, la différence entre l'angle de déflexion courant du manche de commande (2) et un angle de déflexion 15 cible du manche de commande (2) dépendant desdits paramètres de vol courants et d'une vitesse verticale cible à l'impact ; et - une étape d'émission acoustique pour émettre un signal sonore dans le poste de pilotage de l'aéronef (AC) en fonction de ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible du manche de commande (2). 20
2. Procédé selon la revendication 1, comprenant une étape préalable à ladite suite d'étapes, consistant à acquérir ladite vitesse verticale cible.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, dans lequel le signal sonore comprend : - au moins un signal acoustique ; 25 - au moins une voix ; ou - une combinaison d'au moins un signal acoustique et d'au moins une voix.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'étape d'émission acoustique est une étape d'alerte, ledit signal sonore 30 comprenant au moins un son émis pour indiquer que ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible est supérieure à une valeur prédéterminée. 3032044 17
5. Procédé selon la revendication 4, dans lequel l'étape d'émission acoustique est configurée pour émettre, le cas échéant, l'un de la pluralité de sons suivants définissant ledit signal sonore : - un premier son (21) pour indiquer que le manche de commande (2) présente un angle de déflexion courant supérieur à l'angle de déflexion cible (at) ; et - un deuxième son (22) pour indiquer que le manche de commande (2) présente un angle de déflexion courant inférieur par rapport à l'angle de déflexion cible.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l'étape d'émission acoustique est une étape de guidage, ledit signal sonore étant un son variant en fonction de ladite différence entre l'angle de déflexion courant (ac) et l'angle de déflexion cible.
7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel la variation de son correspond à une variation de fréquence et/ou d'impulsion.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'étape de calcul comprend une sous-étape de calcul consistant à calculer une vitesse verticale à l'impact prédite à partir de l'angle de déflexion courant et de paramètres de vol courants de l'aéronef (AC), ladite différence correspondant à la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible résultant de la différence entre la vitesse verticale prédite et la vitesse verticale cible.
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel l'étape de calcul comprend une sous-étape de calcul consistant à calculer un arrondi permettant d'atteindre la vitesse verticale cible à l'impact à partir de l'angle de déflexion courant et de paramètres de vol courants de l'aéronef, ladite différence correspondant à la différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible résultant de la différence entre une vitesse verticale courante et une vitesse verticale de consigne pour l'arrondi ainsi calculé à la position courante de l'aéronef.
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'étape de calcul utilise : 3032044 18 - une intégration numérique ; - au moins une trajectoire pré-calculée de l'aéronef (AC) ; ou - au moins un calcul analytique d'au moins une trajectoire de l'aéronef (AC). 5
11. Dispositif (1) d'aide à l'atterrissage d'un aéronef (AC) lors d'une phase d'arrondi, ledit dispositif (1) comprenant au moins un manche de commande (2) configuré pour pouvoir être actionné par un pilote afin de commander l'aéronef (AC) selon au moins un axe de tangage, caractérisé en ce qu'il comporte : 10 - une première unité d'acquisition (11) configurée pour réaliser l'acquisition automatique en temps réel de paramètres de vol courants de l'aéronef (AC) ; - une seconde unité d'acquisition (12) configurée pour réaliser l'acquisition automatique en temps réel d'un angle de déflexion courant du manche de commande (2) ; 15 - une unité de calcul (13) configurée pour calculer automatiquement, en temps réel, la différence entre l'angle de déflexion courant du manche de commande (2) et un angle de déflexion cible du manche de commande (2) dépendant desdits paramètres de vol courants et d'une vitesse verticale cible à l'impact ; et 20 - une unité d'émission acoustique (14) configurée pour émettre automatiquement un signal sonore dans le poste de pilotage de l'aéronef en fonction de ladite différence entre l'angle de déflexion courant et l'angle de déflexion cible du manche de commande (2).
12. Dispositif (1) selon la revendication 11, dans lequel l'unité d'émission 25 acoustique (14) est configurée pour pouvoir émettre une pluralité de sons dans le poste de pilotage, parmi lesquels ledit signal sonore, ladite unité d'émission acoustique comprenant un élément auxiliaire (16) configuré pour, lorsque deux émissions de son doivent être générées simultanément, établir une priorité entre lesdits sons de manière à émettre en priorité le son dont la priorité est la plus 30 importante.